CN102052092B - 使用非对称人字形薄膜孔来冷却翼型表面的方法和结构 - Google Patents

使用非对称人字形薄膜孔来冷却翼型表面的方法和结构 Download PDF

Info

Publication number
CN102052092B
CN102052092B CN201010272834.XA CN201010272834A CN102052092B CN 102052092 B CN102052092 B CN 102052092B CN 201010272834 A CN201010272834 A CN 201010272834A CN 102052092 B CN102052092 B CN 102052092B
Authority
CN
China
Prior art keywords
film
man type
cooling
groove region
cooling hole
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201010272834.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN102052092A (zh
Inventor
R·S·班克
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN102052092A publication Critical patent/CN102052092A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102052092B publication Critical patent/CN102052092B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
    • F01D5/186—Film cooling
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film 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

Abstract

本发明提供使用非对称人字形薄膜孔来冷却翼型表面的方法和结构。薄膜冷却式涡轮结构构造成具有用于改善用于多种翼型表面或翼型区域的薄膜冷却的一个或更多个非对称人字形薄膜冷却孔，尤其在表面流体的流线曲率是显著的区域和应用中。

Description

使用非对称人字形薄膜孔来冷却翼型表面的方法和结构
技术领域
本发明大体上涉及薄膜冷却式部件，更具体地涉及使用非对称人字形(chevron)薄膜孔来薄膜冷却翼型(airfoil)表面上的公共位置的方法。
背景技术
燃气涡轮和其它高温设备广泛使用薄膜冷却用于诸如涡轮叶片的热气通道构件的有效保护。薄膜冷却涉及用于冷却部件的技术，其中冷却空气通过该部件外壁中的多个小孔排出以提供沿着该部件的外表面的稀薄的冷却屏障并阻止或减少与热气的直接接触。
应用到薄膜冷却导叶和叶片翼型的公共位置包括其中的前缘、压力侧和吸入侧以及包括内外导叶的端壁和叶片平台的薄膜冷却的端壁。用于涡轮翼型的端壁区域的薄膜冷却不同于翼型自身的薄膜冷却，因为端壁经历通过翼型压力侧表面和吸入侧表面都观察到的全范围的静压分布。该全压力场驱动翼型表面未经历的影响喷射薄膜冷却的显著的二次流型。存在穿过流道的薄膜冷却的显著迁移，从而使喷射和有效冷却非常困难。
喷射薄膜孔通常为圆形或扩散器形。这些孔定向为具有沿着局部表面流线的大致方向的喷射以最小化混合损失。这经常导致某些区域中的薄膜冷却的积累和其它区域中的薄膜冷却的相关缺乏。
由上文看来，将有利的是，提供在存在试图移动薄膜冷却剂远离待保护的预定区域的强侧向压力梯度的情况下在表面上喷射薄膜冷却的结构和方法。该结构和方法将使薄膜冷却剂保持在期望的区域中，而不产生由简单地将流交叉地喷射到主要热气流所引起的不适当的混合损失。
发明内容
简要地，根据一个实施例，薄膜冷却式翼型或翼型区域构造成具有一个或更多个非对称人字形薄膜冷却孔。
根据另一个实施例，薄膜冷却式涡轮结构包括至少一个非对称人字形薄膜冷却孔，以便对于将喷射冷却剂的一部分引导到薄膜冷却式涡轮结构的表面上，人字形的一侧优于人字形的另一侧。
附图说明
当参考附图阅读下列详细说明时，本发明的这些和其它特征、方面以及优点将变得更易理解，在整个附图中相同的符号代表相同的部件，其中：
图1是示出本领域已知的人字形薄膜冷却孔的顶视图；
图2是图1所示的薄膜冷却孔的侧视图；
图3是图1所示的薄膜冷却孔的前视图；
图4是示出布置在涡轮导叶的端壁区域中的薄膜冷却孔的透视图；
图5是示出布置在涡轮叶片的端壁区域中的薄膜冷却孔的透视图；
图6示出用于涡轮导叶的端壁区域的喷射薄膜孔，其定向为具有沿着局部表面流线的大致方向的喷射；
图7示出适用于翼型或端壁的非对称人字形薄膜孔；以及
图8示出两个非对称人字形区域，其中各人字形区域包括彼此相对具有不同几何形状的一对翼槽。
尽管上述附图提出可选的实施例，但是也设想本发明的其它实施例，如本文所述。在任何情况下，本公开通过展示而非限制介绍了本发明的实施例。许多其它的变更和实施例可由本领域技术人员设计，其属于本发明的原理的范围和精神内。
元件列表
10对称人字形薄膜冷却孔
12对称人字形薄膜冷却孔脊部
14对称人字形薄膜冷却孔翼槽
16对称人字形薄膜冷却孔进口孔
18薄膜冷却部件的外表面
20热气流
22涡轮导叶的端壁区域
24涡轮导叶
26薄膜冷却孔
28涡轮叶片
29涡轮导叶的端壁区域
30非对称人字形薄膜孔
32非对称人字形薄膜孔平坦脊部
34非对称人字形薄膜孔翼槽
36非对称人字形薄膜孔翼槽
38非对称人字形薄膜孔的进口孔
40薄膜冷却部件的外表面
50一对非对称薄膜孔区域
具体实施方式
人字形薄膜孔已经证明对于改善翼型表面上的薄膜有效性是有利的。现有的人字形薄膜孔总是基于围绕薄膜孔中心线的对称设计。
用于涡轮翼型的端壁区域的薄膜冷却不同于翼型自身的薄膜冷却，因为该端壁经历通过翼型压力侧表面和吸入侧表面都可观察到的全范围的静压分布，如前所述。该全压力场驱动翼型表面未经历的影响喷射薄膜冷却的显著的二次流型。然而，翼型表面的确经历这种二次流效应，但是除在翼型与端壁区域交会的区域中以外大体上处于非常低的程度。存在穿过流道的薄膜冷却的显著迁移，从而使喷射和有效冷却非常困难。
喷射薄膜孔通常为圆形或扩散器形。这些孔通常定向为具有沿着局部表面流线的大致方向的喷射以最小化混合损失。这经常导致某些区域中的薄膜冷却的积累和其它区域中的薄膜冷却的相关缺乏。
在表面流体的流线曲率是显著的区域和使用中，完成类似的流体流动益处的非对称人字形薄膜孔的实施例在本文中描述。这些实施例尽管仍使用单一的圆形通孔，但是将人字形足迹的两半改变成具有不同大小或定向的槽。对于将喷射冷却剂的一部分引导到待冷却表面上，这种非对称有利地使人字形的一侧优于另一侧。人字形的优势侧或主要侧应引导/定向成抵消由热气施加的流线曲率。
首先本文通过参考图1至图3介绍对称人字形薄膜冷却孔的说明以提供对下述非对称薄膜冷却孔的原理和实施例的更好理解。图1是示出本领域已知的对称人字形薄膜冷却孔10的顶视图。脊部12在两个翼槽14之间在深度上侧向地向外凸起。凸状脊部12是拱形的并且轮廓为大致三角形，并在进口孔16和其下游端与外表面18的接合点之间在下游方向上分叉。脊部12的后缘沿着人字形出口的侧向拱形下游端与外表面18齐平地融合，其中凸状后缘朝向进口孔16向上游弯曲。复合人字形薄膜冷却孔10的弯曲形状享有复合倾斜角A、B的优点，如图2中更详细地说明，图2示出人字形薄膜冷却孔10相对于热气流20的侧视图，其中人字形出口从以倾斜角A不同地倾斜的进口孔16向后分叉。更具体地，倾斜角A和B是两个极限角，一个沿着中心线，另一个在各槽中。
图3是图1所示的对称薄膜冷却孔10的前视图。该前视图是在图2所示的热气20的方向上。人字形薄膜孔10基于围绕图1所示的薄膜孔10的中心线的对称设计，并示出脊部12和翼槽14的进一步细节。
图4是示出布置在涡轮导叶24的端壁区域22中的薄膜冷却孔的透视图；而图5是示出布置在涡轮叶片28的端壁区域中的薄膜冷却孔26的透视图。如上所述，用于涡轮翼型的端壁区域的薄膜冷却不同于翼型自身的薄膜冷却，因为端壁经历通过翼型压力侧表面和吸入侧表面都可观察到的全范围的静压分布，如前所述。然而，翼型表面的确经历这种二次流效应，但是除在翼型与端壁区域交会的区域中之外大体上处于非常低的程度，也如上所述。该全压力场驱动翼型表面未经历的影响喷射薄膜冷却的显著的二次流型，导致穿过流道的薄膜冷却的显著迁移，从而使喷射和有效冷却非常困难。
图6示出用于涡轮导叶29的端壁区域的圆形喷射薄膜孔，其定向为具有沿着局部表面流线的大致方向的喷射。尽管圆形喷射薄膜孔在图6中示出，但是喷射薄膜孔通常是圆形或扩散器形。这些孔定向为具有沿着局部表面流线的大致方向的喷射以最小化混合损失。这经常导致某些区域中的薄膜冷却的积累，以及其它区域中的薄膜冷却的相关缺乏，如上所述。
图7是示出根据本发明的一个实施例的适用于图4和图5所示的端壁区域中的非对称人字形薄膜孔30的顶视图。平坦脊部32在宽度方向上在两个翼槽34、36之间侧向增加。脊部32是平坦的并且轮廓为大致三角形，并在进口孔38和其下游端与外表面40的接合点之间在下游方向上分叉。该脊部32的后缘沿着人字形出口的侧向平坦下游端与外表面40齐平地融合。翼槽34的尺寸与翼槽36的尺寸不同，以便翼槽34、36各彼此相对不同地融合至进口孔38的环绕部分。
具有人字形出口以其从进口孔38向后分叉的复合倾斜角的非对称人字形薄膜冷却孔30的弯曲形状(未示出)将享有与用于对称人字形薄膜冷却孔10的图2所示的复合倾斜角B、C的那些上述优点相似的优点。
非对称人字形薄膜冷却孔30显著地不同于对称薄膜冷却孔10，因为特殊的非对称薄膜冷却孔30的实施例可包括诸如图8所示的不同的槽深、不同的槽宽、不同的槽扩散角、不同的槽形等等。图8示出两个非对称人字形区域，其中各人字形区域包括彼此相对具有不同几何形状的一对翼槽。
根据一个实施例，例如翼槽34具有不同于翼槽36的深度的深度。根据另一个实施例，翼槽34具有不同于翼槽36的宽度的宽度。根据又一个实施例，翼槽34具有不同于扩散角C的扩散角B。根据又一个实施例，翼槽34具有不同于翼槽36的形状的形状。
然后，前述的翼槽34、36之间的非对称性变成与对称人字形相似的过渡区，其中特殊实施例在形状上为平坦的或多平面的或非对称拱形的。根据一个实施例，非对称人字形薄膜冷却孔30采用单一圆形通孔将冷却剂供给到人字形区域。
总之，本文描述非对称人字形薄膜冷却孔，用于改善各种翼型表面的薄膜冷却，尤其在表面流体的流线曲率是显著的区域和应用中。非对称薄膜冷却孔的使用在存在试图移动薄膜冷却剂远离待保护的预定区域的强侧向压力梯度的情况下允许表面上的薄膜冷却的更有效的喷射，并将薄膜冷却剂保持在期望的(多个)区域中而不产生不适当的混合损失。较高的混合损失起因于简单地将流交叉地喷射到主热气以试图抵消压力梯度的传统薄膜孔。更有效的冷却剂的使用导致诸如具有较长寿命的工业发动机的更高效率的发动机。
非对称人字形薄膜冷却孔提供除如下优点以外的优点，使用薄膜孔的已知的反复试验布置直到找到冷却充分性和损失的折中方案可实现的那些优点，或简单地通过将扩散器成形添加到圆形薄膜孔和可能地添加扩散器上的复合角以在期望的方向上帮助指引冷却剂可实现的那些优点。非对称人字形薄膜冷却孔还提供除如下优点以外的优点，通过简单地改变端壁自身的形状以帮助缓和二次流和压力梯度而不是修改薄膜孔可实现的那些优点。
尽管仅仅本发明的某些特征已经在本文中示出和描述，但是本领域技术人员将想到许多变更和变化。因此，应理解的是，权利要求意图覆盖属于本发明的真正精神内的所有这种变更和变化。

Claims (9)

1.一种薄膜冷却式涡轮结构(40)，其包括至少一个非对称人字形薄膜冷却孔(30)，以便对于将喷射冷却剂的一部分引导到所述薄膜冷却式涡轮结构(40)的表面上，各非对称人字形薄膜冷却孔(30)的一侧优于所述非对称人字形薄膜冷却孔(30)的另一侧；其中，各非对称人字形薄膜冷却孔(30)的优势侧定向为抵消由流过所述薄膜冷却式涡轮结构(40)的表面的热气所施加的流线曲率。
2.根据权利要求1所述的薄膜冷却式涡轮结构(40)，其特征在于，各非对称人字形薄膜冷却孔(30)的一侧的尺寸为相对于所述非对称人字形薄膜冷却孔(30)的相对侧不同的尺寸。
3.根据权利要求1所述的薄膜冷却式涡轮结构(40)，其特征在于，各非对称人字形薄膜冷却孔(30)的一侧的定向不同于所述非对称人字形薄膜冷却孔(30)的相对侧进行定向。
4.根据权利要求1所述的薄膜冷却式涡轮结构(40)，其特征在于，所述结构(40)包括涡轮导叶或涡轮动叶的端壁区域。
5.根据权利要求1所述的薄膜冷却式涡轮结构(40)，其特征在于，所述结构(40)包括涡轮翼型。
6.根据权利要求1所述的薄膜冷却式涡轮结构(40)，其特征在于，至少一个非对称人字形薄膜冷却孔(30)包括第一槽区域和第二槽区域，所述第一槽区域和所述第二槽区域包括彼此相对不同的深度。
7.根据权利要求1所述的薄膜冷却式涡轮结构(40)，其特征在于，至少一个非对称人字形薄膜冷却孔(30)包括第一槽区域和第二槽区域，所述第一槽区域和所述第二槽区域包括彼此相对不同的宽度。
8.根据权利要求1所述的薄膜冷却式涡轮结构(40)，其特征在于，至少一个非对称人字形薄膜冷却孔(30)包括第一槽区域和第二槽区域，所述第一槽区域和所述第二槽区域包括彼此相对不同的扩散角。
9.根据权利要求1所述的薄膜冷却式涡轮结构(40)，其特征在于，至少一个非对称人字形薄膜冷却孔(30)包括第一槽区域和第二槽区域，所述第一槽区域和所述第二槽区域包括彼此相对不同的几何形状。
CN201010272834.XA 2009-10-28 2010-08-27 使用非对称人字形薄膜孔来冷却翼型表面的方法和结构 Expired - Fee Related CN102052092B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/607,586 US20110097191A1 (en) 2009-10-28 2009-10-28 Method and structure for cooling airfoil surfaces using asymmetric chevron film holes
US12/607586 2009-10-28

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102052092A CN102052092A (zh) 2011-05-11
CN102052092B true CN102052092B (zh) 2016-01-20

Family

ID=43828975

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201010272834.XA Expired - Fee Related CN102052092B (zh) 2009-10-28 2010-08-27 使用非对称人字形薄膜孔来冷却翼型表面的方法和结构

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20110097191A1 (zh)
JP (1) JP5738555B2 (zh)
CN (1) CN102052092B (zh)
CH (1) CH702107B1 (zh)
DE (1) DE102010037050A1 (zh)

Families Citing this family (51)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4954309B2 (ja) 2010-03-24 2012-06-13 川崎重工業株式会社 ダブルジェット式フィルム冷却構造
US9151173B2 (en) * 2011-12-15 2015-10-06 General Electric Company Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components
JP6019578B2 (ja) * 2011-12-15 2016-11-02 株式会社Ihi タービン翼
US9416665B2 (en) 2012-02-15 2016-08-16 United Technologies Corporation Cooling hole with enhanced flow attachment
US9482100B2 (en) 2012-02-15 2016-11-01 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole
US8689568B2 (en) 2012-02-15 2014-04-08 United Technologies Corporation Cooling hole with thermo-mechanical fatigue resistance
US8763402B2 (en) 2012-02-15 2014-07-01 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole and method of manufacture
US8683813B2 (en) 2012-02-15 2014-04-01 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole and method of manufacture
US8733111B2 (en) 2012-02-15 2014-05-27 United Technologies Corporation Cooling hole with asymmetric diffuser
US8850828B2 (en) 2012-02-15 2014-10-07 United Technologies Corporation Cooling hole with curved metering section
US9284844B2 (en) 2012-02-15 2016-03-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with cusped cooling hole
US8584470B2 (en) 2012-02-15 2013-11-19 United Technologies Corporation Tri-lobed cooling hole and method of manufacture
US9416971B2 (en) 2012-02-15 2016-08-16 United Technologies Corporation Multiple diffusing cooling hole
US8683814B2 (en) 2012-02-15 2014-04-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with impingement and lobed cooling hole
US9410435B2 (en) 2012-02-15 2016-08-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with diffusive cooling hole
US10422230B2 (en) 2012-02-15 2019-09-24 United Technologies Corporation Cooling hole with curved metering section
US9279330B2 (en) 2012-02-15 2016-03-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with converging/diverging cooling passage
US9598979B2 (en) 2012-02-15 2017-03-21 United Technologies Corporation Manufacturing methods for multi-lobed cooling holes
US9422815B2 (en) 2012-02-15 2016-08-23 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with compound cusp cooling configuration
US8572983B2 (en) 2012-02-15 2013-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with impingement and diffusive cooling
US8707713B2 (en) 2012-02-15 2014-04-29 United Technologies Corporation Cooling hole with crenellation features
US9024226B2 (en) 2012-02-15 2015-05-05 United Technologies Corporation EDM method for multi-lobed cooling hole
US9273560B2 (en) 2012-02-15 2016-03-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with multi-lobed cooling hole
US8522558B1 (en) 2012-02-15 2013-09-03 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole array
US9650900B2 (en) 2012-05-07 2017-05-16 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with film cooling holes having cylindrical to multi-lobe configurations
US9145773B2 (en) 2012-05-09 2015-09-29 General Electric Company Asymmetrically shaped trailing edge cooling holes
US9109453B2 (en) 2012-07-02 2015-08-18 United Technologies Corporation Airfoil cooling arrangement
US9322279B2 (en) 2012-07-02 2016-04-26 United Technologies Corporation Airfoil cooling arrangement
US10113433B2 (en) * 2012-10-04 2018-10-30 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with lateral and forward sweep film cooling holes
GB201219731D0 (en) 2012-11-02 2012-12-12 Rolls Royce Plc Gas turbine engine end-wall component
US10215030B2 (en) * 2013-02-15 2019-02-26 United Technologies Corporation Cooling hole for a gas turbine engine component
US10329920B2 (en) 2013-03-15 2019-06-25 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole
GB201413456D0 (en) 2014-07-30 2014-09-10 Rolls Royce Plc Gas turbine engine end-wall component
US20160090843A1 (en) * 2014-09-30 2016-03-31 General Electric Company Turbine components with stepped apertures
WO2016068856A1 (en) * 2014-10-28 2016-05-06 Siemens Aktiengesellschaft Cooling passage arrangement for turbine engine airfoils
DE102015210385A1 (de) * 2015-06-05 2016-12-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung zur Kühlung einer Wandung eines Bauteils einer Gasturbine
US10392947B2 (en) 2015-07-13 2019-08-27 General Electric Company Compositions and methods of attachment of thick environmental barrier coatings on CMC components
US9976746B2 (en) 2015-09-02 2018-05-22 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10197278B2 (en) 2015-09-02 2019-02-05 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US11149646B2 (en) 2015-09-02 2021-10-19 General Electric Company Piston ring assembly for a turbine engine
US10168051B2 (en) 2015-09-02 2019-01-01 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10563867B2 (en) 2015-09-30 2020-02-18 General Electric Company CMC articles having small complex features for advanced film cooling
US11021965B2 (en) 2016-05-19 2021-06-01 Honeywell International Inc. Engine components with cooling holes having tailored metering and diffuser portions
US10605092B2 (en) 2016-07-11 2020-03-31 United Technologies Corporation Cooling hole with shaped meter
EP3450682A1 (en) * 2017-08-30 2019-03-06 Siemens Aktiengesellschaft Wall of a hot gas component and corresponding hot gas component
US10648342B2 (en) * 2017-12-18 2020-05-12 General Electric Company Engine component with cooling hole
US11402097B2 (en) 2018-01-03 2022-08-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
CN112031877B (zh) * 2020-08-21 2022-08-09 天津理工大学 一种展向非对称的凹坑气膜冷却孔型
JP7362997B2 (ja) * 2021-06-24 2023-10-18 ドゥサン エナービリティー カンパニー リミテッド タービンブレードおよびこれを含むタービン
US11959396B2 (en) * 2021-10-22 2024-04-16 Rtx Corporation Gas turbine engine article with cooling holes for mitigating recession
CN116085117A (zh) * 2023-04-10 2023-05-09 清华大学 导向结构

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4263842A (en) * 1978-08-02 1981-04-28 Moore Robert D Adjustable louver assembly
GB8830152D0 (en) * 1988-12-23 1989-09-20 Rolls Royce Plc Cooled turbomachinery components
US5326224A (en) * 1991-03-01 1994-07-05 General Electric Company Cooling hole arrangements in jet engine components exposed to hot gas flow
US6092982A (en) * 1996-05-28 2000-07-25 Kabushiki Kaisha Toshiba Cooling system for a main body used in a gas stream
JPH1054203A (ja) * 1996-05-28 1998-02-24 Toshiba Corp 構造要素
JP2810023B2 (ja) * 1996-09-18 1998-10-15 株式会社東芝 高温部材冷却装置
US6164913A (en) * 1999-07-26 2000-12-26 General Electric Company Dust resistant airfoil cooling
US6234755B1 (en) * 1999-10-04 2001-05-22 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture
GB2381489B (en) * 2001-10-30 2004-11-17 Rolls Royce Plc Method of forming a shaped hole
JP3997986B2 (ja) * 2003-12-19 2007-10-24 株式会社Ｉｈｉ 冷却タービン部品、及び冷却タービン翼
US7328580B2 (en) * 2004-06-23 2008-02-12 General Electric Company Chevron film cooled wall
GB0424593D0 (en) * 2004-11-06 2004-12-08 Rolls Royce Plc A component having a film cooling arrangement
EP1967696B1 (en) * 2005-11-01 2017-03-15 IHI Corporation Turbine part
US20080003096A1 (en) * 2006-06-29 2008-01-03 United Technologies Corporation High coverage cooling hole shape
US7563073B1 (en) * 2006-10-10 2009-07-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with film cooling slot
JP2008248733A (ja) * 2007-03-29 2008-10-16 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン用高温部材
JP2008095697A (ja) * 2007-11-22 2008-04-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの冷却構造
US7997868B1 (en) * 2008-11-18 2011-08-16 Florida Turbine Technologies, Inc. Film cooling hole for turbine airfoil

Also Published As

Publication number Publication date
CH702107A2 (de) 2011-04-29
US20110097191A1 (en) 2011-04-28
CN102052092A (zh) 2011-05-11
JP2011094609A (ja) 2011-05-12
CH702107B1 (de) 2015-07-15
JP5738555B2 (ja) 2015-06-24
DE102010037050A1 (de) 2011-05-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102052092B (zh) 使用非对称人字形薄膜孔来冷却翼型表面的方法和结构
US8690538B2 (en) Leading edge cooling using chevron trip strips
US7887294B1 (en) Turbine airfoil with continuous curved diffusion film holes
EP2131108B1 (en) Counter-vortex film cooling hole design
US8066485B1 (en) Turbine blade with tip section cooling
US7351035B2 (en) Hollow rotor blade for the turbine of a gas turbine engine, the blade being fitted with a “bathtub”
US8066484B1 (en) Film cooling hole for a turbine airfoil
EP2154333B1 (en) Airfoil and corresponding turbine assembly
US9605545B2 (en) Gas turbine blade with tip sections offset towards the pressure side and with cooling channels
EP1870561B1 (en) Leading edge cooling of a gas turbine component using staggered turbulator strips
US8858175B2 (en) Film hole trench
US8911215B2 (en) Compressor blade for an axial compressor
CN105065064A (zh) 用于涡轮发动机的转子叶片
US10577936B2 (en) Mateface surfaces having a geometry on turbomachinery hardware
JP2008095695A (ja) ターボ機械用可動ブレード
JP2010196563A (ja) 遷音速翼
US20140328669A1 (en) Airfoil with cooling passages
US9377029B2 (en) Blade of a turbomachine
CN102762817B (zh) 涡轮机翼面及相应的涡轮机导流片或叶片
CN102454427A (zh) 用于冷却涡轮转子叶片的平台区域的设备、系统和方法
EP2911815A1 (en) Casting core for a cooling arrangement for a gas turbine component
EP2852736A1 (en) Airfoil mateface sealing
EP3366886B1 (en) Tip structure for a turbine blade with pressure side and suction side rails
JP2015127541A (ja) タービンブレード内の構造構成および冷却回路
US10746027B2 (en) Blade airfoil for an internally cooled turbine rotor blade, and method for producing the same

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20160120

Termination date: 20170827