CH617749A5 - - Google Patents

Download PDF

Info

Publication number
CH617749A5
CH617749A5 CH966977A CH966977A CH617749A5 CH 617749 A5 CH617749 A5 CH 617749A5 CH 966977 A CH966977 A CH 966977A CH 966977 A CH966977 A CH 966977A CH 617749 A5 CH617749 A5 CH 617749A5
Authority
CH
Switzerland
Prior art keywords
cooling
wall
air
plate
holes
Prior art date
Application number
CH966977A
Other languages
English (en)
Inventor
James Albert Dierberger
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of CH617749A5 publication Critical patent/CH617749A5/fr

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/182—Transpiration cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/203—Heat transfer, e.g. cooling by transpiration cooling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Nozzles (AREA)
  • Fire-Detection Mechanisms (AREA)
  • Building Environments (AREA)

Description

L'invention se rapporte à une paroi refroidie par jets d'air et par transpiration, comportant une première plaque ayant plusieurs trous pour le refroidissement de la paroi par transpiration, et une seconde plaque ayant plusieurs orifices pour le refroidissement de la paroi par jets d'air, la seconde plaque étant espacée de la première plaque et des chambres étant formées entre les deux plaques, un courant d'air de refroidissement pouvant entrer dans les chambres par les orifices et sortir des chambres par les trous, le rapport entre la pression d'alimentation de l'air de refroidissement et la pression de décharge de l'air de refroidissement variant le long de la paroi.
Un facteur limitatif dans les machines à haute température, tels que les moteurs à turbine à gaz, est la température maximale des gaz du milieu du travail qui peut être tolérée dans la machine sans limiter défavorablement la durée de vie des éléments de construction individuels. Dans les moteurs à turbine les ailettes du rotor et les ailettes de guidage à l'entrée de la turbine sont particulièrement susceptibles à des dommages thermiques et, en conséquence, elles sont refroidies par des techniques de refroidissement différentes. Presque toutes les techniques de refroidissement connues utilisent de l'air soutiré du compresseur et convoyé par une conduite appropriée vers l'endroit local à refroidir.
Les différentes techniques qui ont été proposées dans le passé et celles qui sont encore développées aujourd'hui continuent à accentuer la consommation réduite en air de refroidissement et l'amélioration de l'efficacité des techniques de refroidissement. Il est connu que le refroidissement par jets d'air est une des techniques de refroidissement les plus efficientes pour utiliser efficacement l'air de refroidissement.
Selon la technique de refroidissement par jets d'air, un jet d'air à grande vitesse est dirigé contre l'élément à refroidir. Le jet d'air s'écoulant à grande vitesse se heurte contre la surface de l'élément à refroidir et augmente la vitesse de transfert de chaleur entre l'élément à refroidir et l'air de refroidissement. Une application typique du refroidissement par jets d'air est décrite dans le brevet américain 3 628 880. Selon ce brevet américain des chicanes sont interposées entre l'alimentation de l'air de refroidissement et l'élément à refroidir. Des orifices pratiqués dans chaque chicane sont interposées entre l'alimentation de l'air de refroidissement et l'élément à refroidir. Des orifices pratiqués dans chaque chicane dirigent des jets d'air de refroidissement à travers l'espace entre la chicane et l'élément à refroidir pendant le fonctionnement du moteur. Le rapport des pressions aux côtés opposés de chaque chicane est assez haute pour accélérer l'air de refroidissement s'écoulant à travers la chicane jusqu'aux vitesses avec lesquelles le courant se heurte contre la surface opposés de l'élément à refroidir. L'air de refroidissement est déchargé à grande vitesse de l'espace intermédiaire entre la chicane et la surface opposée à refroidir pour empêcher la formation d'une contre-pression dans cet espace. Selon le brevet américain mentionné ci-avant des passages de refroidissement par courant d'air sont utilisés pour décharger le courant d'air ayant servi au refroidissement par jets d'air.
Une seconde technique de refroidissement très efficace,
mais qui n'a pas trouvé une aussi large application, est le refroidissement par transpiration. Selon cette technique, un milieu de refroidissement peut exsuder à faible vitesse à travers plusieurs trous minuscules pratiqués dans la paroi de l'élément à refroidir. Le courant s'écoulant à faible vitesse colle à la surface extérieure de l'élément à refroidir pour isoler l'élément de la source de chaleur. Selon cette technique de refroidissement la vitesse de l'air de refroidissement exsudant des trous minuscules pratiqués dans la paroi de l'élément à refroidir reste petite pour empêcher une trop forte pénétration de l'air de refroidissement dans les gaz du milieu de travail. Une trop forte pénétration empêche l'adhérence du fluide de refroidissement sur la surface de l'élément à refroidir et interrompt le courant des gaz. Une application typique du refroidissement par transpiration à une ailette de turbine est décrite dans le brevet américain 3 706 506. Selon ce brevet américain plusieurs passages pour l'agent de refroidissement sont formés le long de la corde de l'ailette pour accommoder les gradients de température et de pression le long de la corde de l'ailette. L'air de refroidissement est amené vers chaque passage à travers une plaque de dosage prévue au pied de la section à forme aérodynamique. Un rapport préféré des pressions aux côtés opposés de la paroi refroidie pour la plupart des éléments de construction refroidis par transpiration est approximativement 1,25 (un et vingt cinq centièmes). L'efficacité des constructions refroidies par transpiration est très sensible aux déviations du rapport désiré des pressions aux côtés opposés de la paroi à refroidir, et en conséquence, le rapport des pressions doit être contrôlé avec précision. Le refroidissement par jets d'air et le refroidissement par transpiration sont incorporés dans une section à forme aérodynamique selon le brevet américain 3 726 604. Le refroidissement par jets d'air est appliqué au bord avant de la section à forme aérodynamique et le refroidissement par transpiration est appliqué aux parois de pression et de dépression; mais les deux techniques de refroidissement ne sont pas appliquées simultanément pour se compléter réciproquement pour refroidir une partie commune de la paroi de l'ailette.
Les techniques de refroidissement individuelles décrites ci-avant ont réussi à prolonger la durée de vie de différents éléments de machine. Cependant, des techniques plus efficaces pour refroidir avec des plus petites quantités d'air sont souhaitables.
Selon la présente invention les trous et les orifices sont dimensionnés de sorte que le rapport entre la surface totale des trous et la surface totale des orifices de chaque chambre soit en relation selon la courbe de la fig. 4 avec le rapport entre la pression d'alimentation et la pression de décharge de l'air de refroidissement.
Un avantage principal de la présente invention est le refroidissement efficace obtenu par la combinaison de la technique de refroidissement par transpiration avec la technique de refroidissement par jets d'air. La possibilité d'adaptation géométrique de la structure de refroidissement aux exigences s
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
65
3
617 749
physiques dans une large gamme d'applications est un autre avantage de l'invention. L'air de refroidissement est utilisé de façon judicieuse pour obtenir un refroidissement efficace lorsque la balance entre le refroidissement par jets d'air et le refroidissement par transpiration est variée selon le rapport local attendu des pressions aux côtés opposés de la paroi.
Un mode de réalisation de l'invention est représenté à titre d'exemple sur les dessins annexés et sera maintenant expliqué en plus grand détail en référence à ces dessins, sur lesquels:
La fig. 1 est une représentation d'une paroi refroidie avec une partie arrachée pour révéler les chambres contenues dans l'intérieur de la paroi.
La fig. 2 est une représentation en coupe le long de la ligne 2-2 de la fig. 1.
La fig. 3 est une représentation en coupe d'une ailette de moteur à turbine à gaz ayant une paroi refroidi construite selon la présente invention.
La fig. 4 est une courbe représentant le rapport préféré entre la surface des trous d'entrée de chaque chambre et la surface des trous de sortie de chaque chambre en fonction du rapport des pressions aux côtés opposés de la paroi.
Un mode de réalisation de la paroi refroidie selon la présente invention est représenté sur les fig. 1 et 2. La paroi 10 est formée par une première plaque 12 qui est pénétrée par plusieurs trous de transpiration 14 et par une seconde plaque 16 qui est pénétrée par plusieurs orifices 18 servant à la formation de jets d'air. La première plaque et la seconde plaque sont séparées par des nervures 20 solidaires de la première plaque. Les nervures 20 forment plusieurs chambres 22 situées côtés à côtés entre les plaques.
En fonctionnement, la seconde plaque est exposée au moyen d'alimentation de l'air de refroidissement et la première plaque est opposée à la source de chaleur prédominante. La paroi permet le courant d'air de refroidissement à travers la paroi à partir des orifices pratiqués dans la seconde plaque, à travers les chambres et à travers les trous pratiqués dans la première plaque. Les orifices formés dans la seconde plaque sont dimensionnés pour pouvoir accélérer l'air de refroidissement en provenance du moyen d'alimentation jusqu'à une vitesse suffisante pour que l'air s'écoule par les trous et à travers la chambre respective pour se heurter contre la première plaque opposée. Les trous formés dans la première plaque sont dimensionnés pour permettre la sortie de l'air de la chambre respective à travers la première plaque à des vitesses suffisamment faibles pour que le courant exsudant puisse rester adhéré à proximité de la première plaque. Le dimensionnement précis des trous et des orifices pour effectuer individuellement le refroidissement par transpiration et le refroidissement par jets d'air, tel que décrit déjà précédemment, dépend principalement de la différence des pressions aux côtés opposés de la plaque respective et de l'espace entre les deux plaques. Le refroidissement par jets d'air et le refroidissement par transpiration sont des techniques connues individuellement.
La combinaison efficace des techniques de refroidissement par jets d'air et de refroidissement par transpiration dans une seule paroi refroidissable dépend du rapport
10
15
20
Ai
25
30
(—) Pd où (Ps) est la pression d'alimentation du fluide de refroidissement vers les orifices formant les jets d'air et (Pd) est la pression de décharge vers laquelle le courant exsude des trous de transpiration. L'évaluation et l'interprétation analytique de données d'essais empiriques ont fourni la courbe de la fig. 4 du rapport des surfaces en fonction du rapport des pressions.
Si l'on change le rapport des surfaces
(_^L_)
Ai l'on modifie la proportion entre le refroidissement par jets d'air et le refroidissement par transpiration. Pour des petits rapports de pression
(-*-)
Pd l'on peut voir de la courbe selon la fig. 4 qu'une grande proportion de refroidissement par transpiration en comparaison au refroidissement par jets d'air est désirée. Sous ces conditions, le refroidissement par transpiration permet une utilisation maximale d'une quantité minimale d'air de refroidissement pour effectuer un refroidissement approprié.
Par exemple, le rapport préféré des surfaces
(*L)
Ai pour un rapport des pressions de 1,02 est approximativement 0,5.
Egalement, pour de grands rapports des pressions
(—)
Pd l'on peut voir de la courbe selon la fig. 4 qu'une grande proportion de refroidissement par jets d'air en comparaison au refroidissement par transpiration est désirée. Sous ces conditions, le refroidissement par jets d'air offre l'utilisation maximale d'une quantité minimale d'air de refroidissement pour obtenir un refroidissement approprié. Par exemple, le rapport préféré des surfaces
(—) Ai pour un rapport des pressions
60
65
de la surface totale (At) des trous de transpiration 14 à la surface totale (Ai) des orifices 18 pour former les jets d'air. En outre, ce rapport critique change avec le rapport des pressions
(2L>
Pd de 1,6 est approximativement 3,05. Evidemment, les rapports des surfaces proches à ceux considérés explicitement par la courbe de la fig. 4 permettent un refroidissement presqu'aussi efficace que les rapports se trouvant sur la courbe.
Selon le mode de réalisation représenté l'idée de la présente invention est mise en œuvre pour le refroidissement d'une paroi qui peut être utilisée dans un environnement où il y a une différence de pressions sur les côtés opposés de la paroi et qui changent le long de la paroi. Les plusieurs chambres,
617749
4
représentées sur la fig. 1, permettent la variation du rapport des surfaces
Ai le long de la paroi en divisant le courant à travers la paroi en régions contrôlables.
La paroi représentée sur les fig. 1 et 2 peut être adaptée géométriquement à une grande gamme d'éléments de machines. L'ailette 24, qui est représentée en coupe sur la fig. 3, représente seulement une application possible pour la paroi refroidi. De l'air de refroidissement peut être alimenté vers l'intérieur de la cavité 26 de l'ailette sous une pression d'alimentation (Ps) et peut être déchargé par les orifices 28
formant les jets d'air, à travers les chambres 30 et par les trous de transpiration 32 vers une pression de décharge (Pd) qui diminue rapidement le long de la paroi de l'ailette de son bord avant 34 vers son bord arrière 36. Les chambres représentées s divisent des régions locales de la paroi refroidissable pour permettre des variations du rapport des surfaces
Ai selon la courbe de la fig. 4. Des applications aux pieds des ailettes et aux parois des passages d'écoulement dans un moteur à turbine à gaz et aussi à d'autres structures comparables sont possibles.
b
1 feuille dessins

Claims (2)

617749 2 REVENDICATIONS
1. Paroi refroidie par jets d'air et par transpiration, comportant une première plaque (12) ayant plusieurs trous (14; 32) pour le refroidissement de la paroi (10) par transpiration, et une seconde plaque (16) ayant plusieurs orifices (18; 28) pour le refroidissement de la paroi (10) par jets d'air, la seconde plaque (16) étant espacée de la première plaque (12) et des chambres (22; 30) étant formées entre les deux plaques (12; 16), un courant d'air de refroidissement pouvant entrer dans les chambres (22; 30) par les orifices (18; 28) et sortir des chambres (30) par les trous (14; 32), le rapport entre la pression d'alimentation (Ps) de l'air de refroidissement et la pression de décharge (Pd) de J'air de refroidissement variant le long de la paroi (10), caractérisée en ce que les trous (14; 32) et les orifices (18; 28) sont dimensionnés de sorte que le rapport (At/Ai) entre la surface totale des trous (14; 32) et la surface totale des orifices (18; 28) de chaque chambre (22; 30) soit en relation selon la courbe de la fig. 4 avec le rapport (Ps/ Pd) entre la pression d'alimentation et la pression de décharge de l'air de refroidissement.
2. Paroi selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle a la forme d'au moins une partie de la paroi d'une ailette utilisée dans les moteurs à turbine à gaz.
CH966977A 1976-08-11 1977-08-08 CH617749A5 (fr)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US05/713,739 US4118146A (en) 1976-08-11 1976-08-11 Coolable wall

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CH617749A5 true CH617749A5 (fr) 1980-06-13

Family

ID=24867331

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CH966977A CH617749A5 (fr) 1976-08-11 1977-08-08

Country Status (15)

Country Link
US (1) US4118146A (fr)
JP (1) JPS5321315A (fr)
AU (1) AU506194B2 (fr)
BE (1) BE857643A (fr)
BR (1) BR7705302A (fr)
CA (1) CA1069829A (fr)
CH (1) CH617749A5 (fr)
DE (1) DE2735708A1 (fr)
FR (1) FR2361529A1 (fr)
GB (1) GB1537447A (fr)
IL (1) IL52635A (fr)
IT (1) IT1080695B (fr)
NL (1) NL7708632A (fr)
NO (1) NO772768L (fr)
SE (1) SE7708801L (fr)

Families Citing this family (59)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4311433A (en) * 1979-01-16 1982-01-19 Westinghouse Electric Corp. Transpiration cooled ceramic blade for a gas turbine
US4376004A (en) * 1979-01-16 1983-03-08 Westinghouse Electric Corp. Method of manufacturing a transpiration cooled ceramic blade for a gas turbine
NO811830L (no) * 1980-06-05 1981-12-07 United Technologies Corp Slipende, kjoelbar tupphette for rotorblader.
US4407632A (en) * 1981-06-26 1983-10-04 United Technologies Corporation Airfoil pedestaled trailing edge region cooling configuration
JPH0756201B2 (ja) * 1984-03-13 1995-06-14 株式会社東芝 ガスタービン翼
US4770608A (en) * 1985-12-23 1988-09-13 United Technologies Corporation Film cooled vanes and turbines
US5700131A (en) * 1988-08-24 1997-12-23 United Technologies Corporation Cooled blades for a gas turbine engine
US5720431A (en) * 1988-08-24 1998-02-24 United Technologies Corporation Cooled blades for a gas turbine engine
US5281084A (en) * 1990-07-13 1994-01-25 General Electric Company Curved film cooling holes for gas turbine engine vanes
US5241827A (en) * 1991-05-03 1993-09-07 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster linear with differential cooling
US5152667A (en) * 1991-07-16 1992-10-06 General Motors Corporation Cooled wall structure especially for gas turbine engines
JP2808500B2 (ja) * 1991-08-23 1998-10-08 三菱重工業株式会社 ガスタービンの中空ファン動翼
US5720434A (en) * 1991-11-05 1998-02-24 General Electric Company Cooling apparatus for aircraft gas turbine engine exhaust nozzles
US5690472A (en) * 1992-02-03 1997-11-25 General Electric Company Internal cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement
US5501011A (en) * 1992-05-18 1996-03-26 Societe Europeenne De Propulsion Method of manufacture of an enclosure containing hot gases cooled by transportation, in particular the thrust chamber of a rocket engine
FR2691209B1 (fr) * 1992-05-18 1995-09-01 Europ Propulsion Enceinte contenant des gaz chauds refroidie par transpiration, notamment chambre propulsive de moteur-fusee, et procede de fabrication.
US5356265A (en) * 1992-08-25 1994-10-18 General Electric Company Chordally bifurcated turbine blade
US5328331A (en) * 1993-06-28 1994-07-12 General Electric Company Turbine airfoil with double shell outer wall
US5454426A (en) * 1993-09-20 1995-10-03 Moseley; Thomas S. Thermal sweep insulation system for minimizing entropy increase of an associated adiabatic enthalpizer
JP3110227B2 (ja) * 1993-11-22 2000-11-20 株式会社東芝 タービン冷却翼
DE4447515C2 (de) * 1993-11-22 1999-02-25 Toshiba Kawasaki Kk Gekühlte Turbinenschaufel
JP3651490B2 (ja) * 1993-12-28 2005-05-25 株式会社東芝 タービン冷却翼
US5484258A (en) * 1994-03-01 1996-01-16 General Electric Company Turbine airfoil with convectively cooled double shell outer wall
DE4430302A1 (de) * 1994-08-26 1996-02-29 Abb Management Ag Prallgekühltes Wandteil
US5516260A (en) * 1994-10-07 1996-05-14 General Electric Company Bonded turbine airfuel with floating wall cooling insert
JPH08135402A (ja) * 1994-11-11 1996-05-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン静翼構造
DE4445632C2 (de) * 1994-12-21 1999-09-30 Hermann Schwelling Abfallpresse
US5931638A (en) * 1997-08-07 1999-08-03 United Technologies Corporation Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer
DE19821881C2 (de) * 1998-05-15 2002-11-14 Henschel Wehrtechnik Gmbh Vorrichtung zur Verminderung der IR-Signatur von Warmluftaustrittsbereichen der Außenfläche ortsveränderlicher Objekte
GB2356924A (en) * 1999-12-01 2001-06-06 Abb Alstom Power Uk Ltd Cooling wall structure for combustor
EP1136651A1 (fr) 2000-03-22 2001-09-26 Siemens Aktiengesellschaft Système de refroidissement pour une aube de turbine à gaz
GB2365497A (en) * 2000-08-08 2002-02-20 Rolls Royce Plc Gas turbine aerofoil cooling with pressure attenuation chambers
DE10202783A1 (de) * 2002-01-25 2003-07-31 Alstom Switzerland Ltd Gekühltes Bauteil für eine thermische Maschine, insbesondere eine Gasturbine
KR20030076848A (ko) * 2002-03-23 2003-09-29 조형희 핀-휜이 설치된 충돌제트/유출냉각기법을 이용한 가스터빈엔진의 연소실 냉각방법
US7500828B2 (en) * 2005-05-05 2009-03-10 Florida Turbine Technologies, Inc. Airfoil having porous metal filled cavities
US20070048122A1 (en) * 2005-08-30 2007-03-01 United Technologies Corporation Debris-filtering technique for gas turbine engine component air cooling system
US8007237B2 (en) * 2006-12-29 2011-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooled airfoil component
US7789625B2 (en) * 2007-05-07 2010-09-07 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with enhanced cooling
WO2009016744A1 (fr) * 2007-07-31 2009-02-05 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Pale pour turbine
JP2009162119A (ja) * 2008-01-08 2009-07-23 Ihi Corp タービン翼の冷却構造
US8651805B2 (en) * 2010-04-22 2014-02-18 General Electric Company Hot gas path component cooling system
US8499566B2 (en) 2010-08-12 2013-08-06 General Electric Company Combustor liner cooling system
US8739404B2 (en) 2010-11-23 2014-06-03 General Electric Company Turbine components with cooling features and methods of manufacturing the same
US8961133B2 (en) * 2010-12-28 2015-02-24 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and cooled airfoil
US9011077B2 (en) 2011-04-20 2015-04-21 Siemens Energy, Inc. Cooled airfoil in a turbine engine
US8667682B2 (en) 2011-04-27 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Method of fabricating a nearwall nozzle impingement cooled component for an internal combustion engine
US8956104B2 (en) 2011-10-12 2015-02-17 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US9527262B2 (en) * 2012-09-28 2016-12-27 General Electric Company Layered arrangement, hot-gas path component, and process of producing a layered arrangement
US9719362B2 (en) 2013-04-24 2017-08-01 Honeywell International Inc. Turbine nozzles and methods of manufacturing the same
US10100737B2 (en) 2013-05-16 2018-10-16 Siemens Energy, Inc. Impingement cooling arrangement having a snap-in plate
US9039371B2 (en) 2013-10-31 2015-05-26 Siemens Aktiengesellschaft Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements
US9963982B2 (en) * 2014-09-08 2018-05-08 United Technologies Corporation Casting optimized to improve suction side cooling shaped hole performance
US9850763B2 (en) * 2015-07-29 2017-12-26 General Electric Company Article, airfoil component and method for forming article
US10337334B2 (en) 2015-12-07 2019-07-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with a baffle insert
US10280841B2 (en) * 2015-12-07 2019-05-07 United Technologies Corporation Baffle insert for a gas turbine engine component and method of cooling
US10577947B2 (en) 2015-12-07 2020-03-03 United Technologies Corporation Baffle insert for a gas turbine engine component
US10422233B2 (en) 2015-12-07 2019-09-24 United Technologies Corporation Baffle insert for a gas turbine engine component and component with baffle insert
US10605093B2 (en) * 2016-07-12 2020-03-31 General Electric Company Heat transfer device and related turbine airfoil
US11333022B2 (en) * 2019-08-06 2022-05-17 General Electric Company Airfoil with thermally conductive pins

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3240468A (en) * 1964-12-28 1966-03-15 Curtiss Wright Corp Transpiration cooled blades for turbines, compressors, and the like
US3584972A (en) * 1966-02-09 1971-06-15 Gen Motors Corp Laminated porous metal
US3728039A (en) * 1966-11-02 1973-04-17 Gen Electric Fluid cooled porous stator structure
US3700418A (en) * 1969-11-24 1972-10-24 Gen Motors Corp Cooled airfoil and method of making it
BE755567A (fr) * 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
GB1285369A (en) * 1969-12-16 1972-08-16 Rolls Royce Improvements in or relating to blades for fluid flow machines
US3647316A (en) * 1970-04-28 1972-03-07 Curtiss Wright Corp Variable permeability and oxidation-resistant airfoil
US3644059A (en) * 1970-06-05 1972-02-22 John K Bryan Cooled airfoil
US3644060A (en) * 1970-06-05 1972-02-22 John K Bryan Cooled airfoil
US3610769A (en) * 1970-06-08 1971-10-05 Gen Motors Corp Porous facing attachment
JPS5528857B1 (fr) * 1970-10-22 1980-07-30
GB1355558A (en) * 1971-07-02 1974-06-05 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
US3726604A (en) * 1971-10-13 1973-04-10 Gen Motors Corp Cooled jet flap vane
US3825364A (en) * 1972-06-09 1974-07-23 Gen Electric Porous abradable turbine shroud
GB1400285A (en) * 1972-08-02 1975-07-16 Rolls Royce Hollow cooled vane or blade for a gas turbine engine
US3806276A (en) * 1972-08-30 1974-04-23 Gen Motors Corp Cooled turbine blade
US3800864A (en) * 1972-09-05 1974-04-02 Gen Electric Pin-fin cooling system
US4022542A (en) * 1974-10-23 1977-05-10 Teledyne Industries, Inc. Turbine blade
US3981609A (en) * 1975-06-02 1976-09-21 United Technologies Corporation Coolable blade tip shroud
US4013376A (en) * 1975-06-02 1977-03-22 United Technologies Corporation Coolable blade tip shroud
US4040767A (en) * 1975-06-02 1977-08-09 United Technologies Corporation Coolable nozzle guide vane
FR2313551A1 (fr) * 1975-06-02 1976-12-31 United Technologies Corp Refroidissement d'une aube de turbine

Also Published As

Publication number Publication date
IL52635A (en) 1979-09-30
IL52635A0 (en) 1977-10-31
IT1080695B (it) 1985-05-16
BR7705302A (pt) 1978-05-23
GB1537447A (en) 1978-12-29
NL7708632A (nl) 1978-02-14
JPS5321315A (en) 1978-02-27
DE2735708A1 (de) 1978-02-16
FR2361529B1 (fr) 1983-06-17
JPS6146642B2 (fr) 1986-10-15
US4118146A (en) 1978-10-03
BE857643A (fr) 1977-12-01
AU506194B2 (en) 1979-12-13
CA1069829A (fr) 1980-01-15
FR2361529A1 (fr) 1978-03-10
AU2753577A (en) 1979-02-08
SE7708801L (sv) 1978-02-12
NO772768L (no) 1978-02-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CH617749A5 (fr)
CA2366363C (fr) Agencement de reglage de diametre d'un stator de turbine a gaz
EP0032646B1 (fr) Aube de distributeur de turbine
FR2695162A1 (fr) Ailette à système de refroidissement d'extrémité perfectionné.
EP0666406B1 (fr) Aube fixe ou mobile refroidie de turbine
CA2510669C (fr) Aube fixe de turbine a refroidissement ameliore
FR2502242A1 (fr) Embout rapporte pour aube de rotor
EP0562944B1 (fr) Aube réfrigérée de turbo-machine
FR2519068A1 (fr) Element porteur refroidissable pour machine rotative
CA2444862C (fr) Aube pour turbine comportant un deflecteur d'air de refroidissement
CA2254259C (fr) Aube de distributeur de turbine refroidie
FR2893974A1 (fr) Circuit de refroidissement central pour aube mobile de turbomachine
FR2557207A1 (fr) Systeme de refroidissement pour fournir un tampon d'air a un compartiment de palier
FR2765265A1 (fr) Aubage refroidi par rampe helicoidale, par impact en cascade et par systeme a pontets dans une double peau
CA2946708C (fr) Aube pour turbine de turbomachine comprenant un circuit de refroidissement a homogeneite amelioree
FR2460387A1 (fr) Aube de turbine
FR2540936A1 (fr) Perfectionnement aux systemes de lubrification de turbomachine a gaz
CA2966688C (fr) Aube de turbine avec capuchon d'extremite
FR2890696A1 (fr) Turbomoteur a bruit de jet attenue
CA2991740A1 (fr) Carter d'echappement d'une turbomachine a duree de vie augmentee
FR3053074A1 (fr) Piece et procede de fabrication d'une piece a trainee reduite par riblets evolutifs
WO2020188191A1 (fr) Module de refroidissement pour véhicule automobile électrique à turbomachine tangentielle
FR2463849A1 (fr) Perfectionnements apportes aux aubes tournantes de turbines a gaz, et aux turbines a gaz equipees de ces aubes
EP3610132B1 (fr) Aube à circuit de refroidissement perfectionné
FR2918105A1 (fr) Aube refroidie de turbomachine comprenant des trous de refroidissement a distance d'impact variable.

Legal Events

Date Code Title Description
PL Patent ceased