CN108779678B - 具有后缘框架特征的涡轮翼型件 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮翼型件(10)，其包括后缘冷却剂腔(41f)，该后缘冷却剂腔在翼型件内部(11)中位于压力侧壁(14)与吸力侧壁(16)之间。后缘冷却剂腔(41f)邻近于涡轮翼型件(10)的后缘(20)定位并且后缘冷却剂腔与沿着后缘(20)定位的多个冷却剂出口槽(28)流体连通。在后缘冷却剂腔(41f)的翼展方向端部处形成有至少一个框架通道(70、80)。翼型件(10)还包括位于框架通道(70、80)中的框架特征。框架特征构造为从压力侧壁(14)和/或吸力侧壁(16)突出的肋(72A‑72B、82A‑72B)。肋(72A‑72B、82A‑72B)在压力侧壁(14)与吸力侧壁(16)之间部分地延伸。

Description

具有后缘框架特征的涡轮翼型件
技术领域
本发明总体上涉及涡轮翼型件，并且更具体地涉及用于涡轮翼型件的改进的后缘冷却特征。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，从压缩机部段排出的压缩空气和从燃料源引入的燃料在燃烧部段中被混合在一起并燃烧，从而产生限定高温和高压的工作气体的燃烧产物。工作气体被引导穿过发动机的涡轮部段中的热气体路径，在热气体路径中，工作气体膨胀以提供涡轮转子的旋转。涡轮转子可以连接至发电机，其中，涡轮转子的旋转可以用于在发电机中产生电力。
考虑到在现代发动机中实施的高压比和高发动机点火温度，某些部件比如翼型件必须用冷却流体冷却以防止部件过热，这些部件例如为涡轮部段内的固定静叶片(vane)和旋转动叶片(blade)，冷却流体比如为从压缩机部段中的压缩机排出的空气。为了将燃气涡轮的效率提高得甚至更高，需要不断地减少涡轮机中冷却剂消耗。例如，已知的是由陶瓷基质复合(CMC)材料形成涡轮动叶片和静叶片，陶瓷基质复合(CMC)材料具有比常规超合金高的温度性能，这使得可以减少用于冷却目的的压缩机空气的消耗。
涡轮翼型件的有效冷却需要将相对较冷的空气比如沿着涡轮动叶片或固定静叶片的后缘输送至关键区域。相关联的冷却孔可以例如在翼型件内的上游的、压力相对较高的腔与涡轮动叶片的外表面中的一个外表面之间延伸。动叶片腔通常相对于机器的转子和定子沿径向方向延伸。为了使从压缩机转移的用于冷却的冷却剂空气的体积最小化，基于传热率实现高冷却效率是重要的设计考虑因素。
为了空气动力学效率，涡轮翼型件的后缘做得相对较薄。燃气涡轮翼型件的相对较窄的后缘部分可以包括例如高达翼型件外表面总面积的约三分之一的面积。涡轮翼型件通常是通过涉及铸造芯的铸造过程制造而成的，该铸造芯通常由陶瓷材料制成。芯材料表示涡轮翼型件内部的中空流动通道。有益的是，铸造芯具有足够的结构强度以在铸造过程中经受处理。为此，位于翼型件后缘处的冷却剂出口孔可以设计成在翼型件的根部和梢部附近具有更大的尺寸，以形成更坚固的画框状构型，这可能导致翼型件的根部和梢部附近的冷却剂流量比期望的冷却剂流量高。
期望进行改进以不仅实现坚固的铸造芯而且实现冷却剂流量的限制。
发明内容
简而言之，本发明的各方面提供了一种具有后缘框架特征的涡轮翼型件。
根据本发明的第一方面，提供了一种涡轮翼型件。涡轮翼型件包括限定出翼型件内部的外壁，外壁沿着涡轮发动机的径向方向沿翼展方向延伸，并且外壁由压力侧壁和吸力侧壁形成，该压力侧壁和吸力侧壁在前缘处和后缘处被接合。后缘冷却剂腔在翼型件内部中位于压力侧壁与吸力侧壁之间。后缘冷却剂腔邻近于后缘定位并且后缘冷却剂腔与沿着后缘定位的多个冷却剂出口槽流体连通。在后缘冷却剂腔的翼展方向端部处形成有至少一个框架通道。涡轮翼型件还包括位于框架通道中的框架特征。框架特征构造为从压力侧壁和/或吸力侧壁突出的肋。该肋在压力侧壁与吸力侧壁之间部分地延伸。
根据本发明的第二方面，提供了一种用于形成涡轮翼型件的铸造芯。铸造芯包括芯件，该芯件用于形成涡轮翼型件的后缘冷却剂腔。芯件包括芯压力侧部和芯吸力侧部，该芯压力侧部和芯吸力侧部沿翼展方向方向延伸并且还朝向芯后缘沿翼弦方向延伸。在芯件的翼展方向端部处，多个凹口设置在芯吸力侧部和/或芯压力侧部处。该凹口用于形成涡轮翼型件的后缘冷却剂腔中的框架特征。
附图说明
借助于附图更详细地示出了本发明。附图示出了优选的构型但不限制本发明的范围。
图1是以本发明的实施方式为特征的涡轮翼型件的立体图；
图2是根据本发明的一个实施方式的沿着图1的截面II-II截取的穿过涡轮翼型件的翼展中间(mid-span)截面图；
图3是示出了涡轮翼型件的后缘部分的放大的翼展中间横截面图；
图4是沿着图3的截面IV-IV截取的横截面图；
图5A和图5B图示了在从芯吸力侧向芯压力侧的方向上观察的铸造芯的一部分的翼展方向(span-wise)构型；
图6A和图6B图示了在从芯压力侧向芯吸力侧的方向上观察的铸造芯的一部分的翼展方向构型；
图7是铸造芯的径向向内观察的俯视图；
图8是铸造芯的径向向外观察的仰视图；
图9是图示了沿着图1的截面IX-IX截取的翼型件的径向上的外翼展方向端部附近的框架特征的截面图；以及
图10是图示了沿着图1的截面X-X截取的翼型件的径向上的内翼展方向端部附近的框架特征的截面图。
具体实施方式
在优选实施方式的以下详细描述中，参照构成本发明的一部分的附图，并且在详细描述中，通过说明的方式而非限制的方式示出了可以实施本发明的特定实施方式。应当理解的是，可以使用其他实施方式，并且可以在不背离本发明的精神和范围的情况下作出改变。
在附图中，方向X表示平行于涡轮发动机的轴线的轴向方向，而方向R和T分别表示相对于涡轮发动机的所述轴线的径向方向和切向(或周向)方向。
现在参照图1，图示了根据一个实施方式的涡轮翼型件10。如图所示，翼型件10是用于燃气涡轮发动机的涡轮动叶片。然而，应当注意的是，本发明的各方面还可以结合到燃气涡轮发动机中的固定静叶片中。翼型件10可以包括外壁12，外壁12适于例如在轴流式燃气涡轮发动机的高压级中使用。外壁12限定出中空内部11(参见图2)。外壁12沿着涡轮发动机的径向方向R沿翼展方向延伸并且包括大致凹形的压力侧壁14和大致凸形的吸力侧壁16。压力侧壁14和吸力侧壁16在前缘18处和后缘20处接合。外壁12可以在平台58处联接至根部56。根部56可以将涡轮翼型件10联接至涡轮发动机的盘(未示出)。外壁12在径向方向上由径向外翼型件端面(翼型件梢部盖(cap))52以及联接至平台58的径向内翼型件端面54限界。在其他实施方式中，翼型件10可以是具有径向内端面和径向外端面的固定涡轮静叶片，其中，径向内端面联接至涡轮发动机的涡轮气体路径部段的内径，径向外端面联接至涡轮发动机的涡轮气体路径部段的外径。
参照图2，翼弦轴线30可以被限定为在压力侧壁14与吸力侧壁16之间居中地延伸。在本描述中，相关术语“向前”指的是沿着翼弦轴线30朝向前缘18的方向，而相关术语“向后”指的是沿着翼弦轴线30朝向后缘20的方向。如所示的，内部通道和冷却回路由径向冷却剂腔41a至41f形成，径向冷却剂腔41a至41f由内部分隔壁或肋40a至40e形成，内部分隔壁或肋40a至40e沿着径向范围连接压力侧壁14与吸入侧壁16。在本示例中，冷却剂可以经由设置在叶片10的根部中的开口而进入径向腔41a至41f中的一个或更多个腔，冷却剂可以从所述一个或更多个腔例如经由一个或更多个蛇形冷却回路而穿(traverse)入到相邻的径向冷却剂腔中。这种冷却方案的示例在本领域中是已知的，并且本文中将不再进一步论述。在穿过径向冷却剂腔之后，冷却剂可以从翼型件10例如经由分别沿着前缘18和后缘20定位的排放孔26、28而被排出到热气体路径中。虽然排放孔未在附图中示出，但是排放孔可以设置在多个位置处，所述多个位置包括压力侧壁16、吸力侧壁18和翼型件梢部52上的任何位置。
与后缘20相邻的最向后的径向冷却剂腔41f在本文中被称为后缘冷却剂腔41f。在到达后缘冷却剂腔41f时，冷却剂可以在经由沿着后缘20设置的冷却剂出口槽28而离开翼型件10之前轴向地穿过位于后缘冷却剂腔41e中的后缘冷却特征的内部布置结构50。常规的后缘冷却特征包括数目通常为两个或三个的一系列冲击板，这些冲击板沿着翼弦轴线彼此相邻地设置。然而，这种布置结构使得冷却剂在后缘处离开翼型件之前仅行进一小段距离。为了改善冷却效率并减少冷却剂流量需求，可能期望沿着后缘部分具有更长的冷却剂流动路径以具有更多的表面面积用于热传递。
如图3至图4中具体图示的，本实施方式提供了后缘冷却特征的改进布置结构。在这种情况下，冲击板被由实施为销22的冷却特征组成的阵列代替。如图3中所示，每个特征或销22均从压力侧壁14一直延伸至吸力侧壁16。如图4中所示，特征22设置成径向排。每排中的特征22相互间隔开以限定轴向冷却剂通道24，其中，每个冷却剂通道24均从压力侧壁14一直延伸至吸力侧壁16。在这种情况下，数目为十四个的特征排沿着翼弦轴线30间隔开以限定径向冷却剂通道25。
相邻的特征排中的特征22在径向方向上交错布置。由轴向冷却剂通道24组成的阵列经由径向流动通道25而被流体地互连，以经由串联冲击方案而将后缘冷却剂腔41f中的加压冷却剂朝向位于后缘20处的冷却剂出口槽28引导。特别地，总体上从前向后流动的加压冷却剂在由特征22组成的特征排上连续地冲击，从而导致热传递至冷却剂并伴随有冷却剂的压力下降。热可以通过对流和/或冲击冷却的方式、通常通过这两种方式的组合而从外壁12被传递至冷却剂。
在图示的实施方式中，每个特征22均沿着径向方向呈长形的。也就是说，每个特征22的在径向方向上的长度大于其在翼弦方向上的宽度。较高的纵横比为通道25中的冷却剂提供了较长的流动路径，从而导致增大的冷却表面面积并且因此导致较高的对流热传递。关于双冲击板或三冲击板，所描述的布置结构为冷却剂提供了较长的流动路径并且已经显示出使热传递和压降两者增大以限制冷却剂流率(flow rate)。因此，这种布置结构可以适用于需要较少量冷却空气的先进涡轮动叶片的应用。
示例性的涡轮翼型件10可以通过涉及铸造芯的铸造过程制造而成，该铸造芯通常由陶瓷材料制成。芯材料表示涡轮翼型件10内部的中空冷却剂流动通道。有益的是，铸造芯具有足够的结构强度以在铸造过程中经受处理。为此，位于后缘20处的冷却剂出口槽28可以设计成在翼型件的翼展方向端部处、即在翼型件10的根部和梢部附近具有更大的尺寸，以形成更坚固的画框状构型。然而，这种构型可能导致翼型件的根部和梢部附近的冷却剂流量比期望的冷却剂流量高。本发明的实施方式提供了这样的改进：这种改进不仅实现坚固的铸造芯而且实现对冷却剂流量的限制。
图5A至图5B、图6A至图6B和图7至图8图示了用于制造本发明的涡轮翼型件10的示例性铸造芯的一部分。图示的芯件141f表示涡轮翼型件10的后缘冷却剂腔41f。芯件141f具有芯压力侧部114和芯吸力侧部116，该芯压力侧部114和该芯吸力侧部116沿翼展方向延伸并且还朝向芯后缘120沿翼弦方向延伸。图5A和图5B图示了从芯吸力侧部116观察的视图，其中，图5A图示了与径向外翼型件端面52(翼型件梢部盖)相邻的第一翼展方向端部部分，并且图5B图示了与联接至平台58的径向内翼型件端面54相邻的第二翼展方向端部部分。图6A至图6B图示了从芯压力侧部114观察的视图，其中，图6A图示了与径向外翼型件端面52(翼型件梢部盖)相邻的第一翼展方向端部部分，并且图6B图示了与联接至平台58的径向内翼型件端面54相邻的第二翼展方向端部部分。如所示的，芯件141f包括由穿过芯件141f的穿孔122组成的阵列，由穿孔122组成的阵列位于芯件141f的翼展方向端部之间。每个穿孔122均从芯压力侧部114一直延伸至芯吸力侧部116。穿孔122用于形成后缘冷却剂腔41f中的冷却特征22(参见图4)。每个穿孔122均沿径向方向或翼展方向相应地呈长形的。该阵列包括多个由所述穿孔122组成的径向排，其中，每排中的穿孔122由形成空隙用芯件124径向地相互间隔开，形成空隙用芯件124用于形成涡轮翼型件10中的冷却剂通道24。芯件128用于形成涡轮翼型件10的后缘冷却剂出口槽28。
如图5A至图5B和图6A至图6B中所示的，由穿孔122组成的阵列位于芯件141f的翼展方向端部之间，但并没有一直延伸直至芯件141f的翼展方向端部。根据本发明的实施方式，在芯件141f的翼展方向端部处，在芯压力侧部114和/或芯吸力侧部116上设置有凹口。在如本文所示的非限制性示例中，在径向外翼展方向端部处，凹口设置在芯件141f的总体上较厚的沿翼弦方向的上游位置处。在相对较窄的沿翼弦方向的下游位置处，穿孔可以穿过芯件141f沿着芯件141f的径向外翼展方向端部而形成。在径向内翼展方向端部处，穿孔被完全去除。在图示的实施方式中，沿翼弦方向间隔开的凹口172A和182A分别设置在芯压力侧部114的第一翼展方向端部和第二翼展方向端部上(图6A至图6B)，并且沿翼弦方向间隔开的凹口172B和182B分别设置在芯吸力侧部116的第一翼展方向端部和第二翼展方向端部上(图5A至图5B)。
如图9和图10中所示，凹口172A至172B和182A至182B(图5A至图5B和图6A至图6B中所示)用于形成位于涡轮翼型件10的后缘冷却剂腔41f中的相应的框架通道70、80中的框架特征72A至72B、82A至82B。框架通道70和80分别位于后缘冷却剂腔41f的第一翼展方向端部处和第二翼展方向端部处。特别地，相应的框架通道70、80位于冷却特征22与相应的翼型件径向端面52、54之间。框架特征72A至72B、82A至82B被构造为肋。如可以看出，肋72A、82A从翼型件10的压力侧壁14突出，并且肋72B、82B从翼型件10的吸力侧壁16突出。肋72A至72B、82A至82B中的每一个肋均在压力侧壁14与吸力侧壁16之间仅部分地延伸。
与穿过芯压力侧部和芯吸力侧部的完整穿孔相比，凹口172A至172B、182A至182B保持陶瓷芯的在根部和梢部处的强度。在图示的实施方式中，如图7中的径向俯视图中所示，芯压力侧部114上的凹口172A和芯吸力侧部116上的凹口172B沿着翼弦方向交替地定位。同样地，如图8中的径向仰视图中所示，芯压力侧部114上的凹口182A和芯吸力侧部116上的凹口182B沿着翼弦方向交替地定位。
图9和图10中图示了所得到的框架特征。参照图9，压力侧壁14上的肋72A和吸力侧壁16上的肋72B沿翼弦方向交替地定位，以限定冷却剂在框架通道70中朝向冷却剂出口槽28流动的Z字形(zigzag)流动路径F。参照图10，压力侧壁14上的肋82A和吸力侧壁16上的肋82B沿翼弦方向交替地定位，以限定冷却剂在框架通道80中朝向冷却剂出口槽28流动的Z字形流动路径F。如图示的，每个Z字形流动路径F被构造为微型蛇形路径，在该蛇形路径中，冷却剂流动方向在压力侧壁14与吸力侧壁16之间交替，同时总体上在框架通道70、80中朝向后缘冷却剂出口槽28沿翼弦方向交替。Z字形流动路径F为冷却剂提供高度曲折的流动通道以限制冷却剂流量、特别是限制在翼展方向端部(在翼型件的根部和梢部附近)——在翼展方向端部处，后缘冷却剂出口槽28具有较大的尺寸以保持芯稳定性——处的冷却剂流量。Z字形通道为非常受限的冷却剂流率提供高的压降和高的热传递，同时保持坚固的陶瓷芯。
在替代性的实施方式中，本发明的特征可以应用于这样的后缘冷却特征：该后缘冷却特征包括多个具有冲击孔(与由如上所示的销组成的阵列相比)的冲击板，在该后缘冷却特征中，冲击板沿翼弦方向串联地设置。
尽管已经详细描述了具体的实施方式，但是本领域普通技术人员将理解的是，可以根据本公开的总体教导作出对这些细节的各种改型和替型。因此，所公开的特定布置结构仅是说明性的而不是限制本发明的范围，本发明的范围由所附权利要求及其任何和所有等同方案的全部范围给出。

Claims (11)

1.一种涡轮翼型件(10)，包括：
外壁(12)，所述外壁(12)限定出翼型件内部(11)，所述外壁(12)沿着涡轮发动机的径向方向沿翼展方向延伸，并且所述外壁(12)由压力侧壁(14)和吸力侧壁(16)形成，所述压力侧壁(14)和所述吸力侧壁(16)在前缘(18)处和后缘(20)处被接合；
后缘冷却剂腔(41f)，所述后缘冷却剂腔(41f)在所述翼型件内部(11)中位于所述压力侧壁(14)与所述吸力侧壁(16)之间，所述后缘冷却剂腔(41f)邻近于所述后缘(20)定位并且所述后缘冷却剂腔(41f)与沿着所述后缘(20)定位的多个冷却剂出口槽(28)流体连通，
其中，多个冷却特征位于所述后缘冷却剂腔(41f)中，并且所述冷却特征设置在冷却剂朝向所述冷却剂出口槽(28)流动的流动路径中，所述冷却特征位于所述后缘冷却剂腔(41f)的翼展方向端部之间，其中，每个冷却特征在径向方向上的长度大于其在翼弦方向上的宽度，其中，所述冷却特征包括由销(22)组成的阵列，每个销(22)均从所述压力侧壁(14)延伸至所述吸力侧壁(16)，所述阵列包括多个由所述销(22)组成的径向排，其中，每排中的所述销(22)径向地相互间隔开以在所述销(22)之间限定冷却剂通道(24)，
其中，在所述后缘冷却剂腔(41f)的翼展方向端部处形成有至少一个框架通道(70、80)，以及
框架特征，所述框架特征位于所述框架通道(70、80)中，所述框架特征构造为从所述压力侧壁(14)和/或所述吸力侧壁(16)突出的肋(72A-72B、82A-82B)，所述肋(72A-72B、82A-82B)在所述压力侧壁(14)与所述吸力侧壁(16)之间部分地延伸。
2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述框架通道(70、80)朝向所述后缘(20)沿翼弦方向延伸，并且所述肋(72A-72B、82A-82B)设置成在所述压力侧壁(14)和/或所述吸力侧壁(18)上沿翼弦方向间隔开。
3.根据权利要求2所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述肋(72A-72B、82A-82B)形成在所述压力侧壁(14)上以及形成在所述吸力侧壁(16)上，并且
其中，所述压力侧壁(14)上的所述肋(72A、82A)和所述吸力侧壁(16)上的所述肋(72B、82B)沿翼弦方向交替地定位，以限定冷却剂在所述框架通道(70、80)中朝向所述出口槽(28)流动的Z字形流动路径(F)。
4.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，每个销(22)均是沿所述径向方向呈长形的。
5.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述框架通道(70、80)位于所述冷却特征与翼型件径向端面(52、54)之间。
6.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述至少一个框架通道(70、80)包括第一框架通道(70)和第二框架通道(80)，所述第一框架通道(70)和所述第二框架通道(80)形成在所述后缘冷却剂腔(41f)的在翼展方向上相反的两个端部处。
7.一种用于形成涡轮翼型件(10)的铸造芯，所述铸造芯包括：
芯件(141f)，所述芯件(141f)用于形成所述涡轮翼型件(10)的后缘冷却剂腔(41f)，所述芯件(141f)包括芯压力侧部(114)和芯吸力侧部(116)，所述芯压力侧部(114)和所述芯吸力侧部(116)沿翼展方向延伸并且还朝向芯后缘(120)沿翼弦方向延伸，
其中，在所述芯件(141f)的翼展方向端部处，多个凹口(172A-172B、182A-182B)设置在所述芯压力侧部(114)处和/或所述芯吸力侧部(116)处，所述凹口(172A-172B、182A-182B)用于形成所述涡轮翼型件(10)的所述后缘冷却剂腔(41f)中的框架特征，
其中，所述铸造芯还包括由位于所述芯件(141f)的翼展方向端部之间的穿过所述芯件(141f)的穿孔(122)组成的阵列，所述穿孔(122)用于形成所述涡轮翼型件(10)的所述后缘冷却剂腔(41f)中的冷却特征，其中，每个冷却特征在径向方向上的长度大于其在翼弦方向上的宽度，其中，每个穿孔(122)均从所述芯压力侧部(114)延伸至所述芯吸力侧部(116)，并且其中，所述芯后缘(120)包括用于形成沿着所述芯后缘定位的多个冷却剂出口槽的芯件(128)，其中，所述阵列包括多个由所述穿孔(122)组成的径向排，其中，每排中的所述穿孔(122)由形成空隙用芯件(124)径向地间隔开，所述形成空隙用芯件(124)用于形成所述涡轮翼型件(10)中的冷却剂通道。
8.根据权利要求7所述的铸造芯，其中，位于所述芯压力侧部(114)上和/或所述芯吸力侧部(116)上的所述凹口(172A-172B、182A-182B)是沿翼弦方向间隔开的。
9.根据权利要求8所述的铸造芯，其中，所述凹口(172A-172B、182A-182B)形成在所述芯压力侧部(114)上以及形成在所述芯吸力侧部(116)上，并且
其中，所述芯压力侧部(114)上的所述凹口(172A、182A)和所述芯吸力侧部(116)上的所述凹口(172B、182B)沿翼弦方向交替地定位。
10.根据权利要求8所述的铸造芯，其中，在所述芯件(141f)的每个翼展方向端部处均设置有位于所述芯压力侧部(114)和/或所述芯吸力侧部(116)上的沿翼弦方向间隔开的多个凹口(172A-172B、182A-182B)。
11.根据权利要求7所述的铸造芯，其中，每个穿孔(122)均是沿所述径向方向呈长形的。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11415000B2 (en) 2017-06-30 2022-08-16 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine airfoil with trailing edge features and casting core
US10787932B2 (en) * 2018-07-13 2020-09-29 Honeywell International Inc. Turbine blade with dust tolerant cooling system
US11852024B2 (en) * 2020-12-18 2023-12-26 Ge Aviation Systems Llc Electrical strut for a turbine engine

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5752801A (en) * 1997-02-20 1998-05-19 Westinghouse Electric Corporation Apparatus for cooling a gas turbine airfoil and method of making same
US6602047B1 (en) * 2002-02-28 2003-08-05 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US20080050244A1 (en) * 2006-08-28 2008-02-28 United Technologies Corporation Turbine blade with split impingement rib
EP2378073A1 (en) * 2010-04-14 2011-10-19 Siemens Aktiengesellschaft Blade or vane for a turbomachine
EP2426317A1 (de) * 2010-09-03 2012-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine Gasturbine
EP2489835A1 (en) * 2009-10-16 2012-08-22 IHI Corporation Turbine blade
WO2015116338A1 (en) * 2014-01-30 2015-08-06 United Technologies Corporation Trailing edge cooling pedestal configuration for a gas turbine engine airfoil

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6974308B2 (en) * 2001-11-14 2005-12-13 Honeywell International, Inc. High effectiveness cooled turbine vane or blade
US7785070B2 (en) 2007-03-27 2010-08-31 Siemens Energy, Inc. Wavy flow cooling concept for turbine airfoils
GB2452327B (en) * 2007-09-01 2010-02-03 Rolls Royce Plc A cooled component
EP2143883A1 (de) 2008-07-10 2010-01-13 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel und entsprechender Gusskern
US8506252B1 (en) * 2010-10-21 2013-08-13 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with multiple impingement cooling
US9546554B2 (en) * 2012-09-27 2017-01-17 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with blade tip cooling
US8936067B2 (en) * 2012-10-23 2015-01-20 Siemens Aktiengesellschaft Casting core for a cooling arrangement for a gas turbine component
WO2015020806A1 (en) * 2013-08-05 2015-02-12 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge tip cooling
US10053988B2 (en) * 2015-12-10 2018-08-21 General Electric Company Article and method of forming an article

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5752801A (en) * 1997-02-20 1998-05-19 Westinghouse Electric Corporation Apparatus for cooling a gas turbine airfoil and method of making same
US6602047B1 (en) * 2002-02-28 2003-08-05 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US20080050244A1 (en) * 2006-08-28 2008-02-28 United Technologies Corporation Turbine blade with split impingement rib
EP2489835A1 (en) * 2009-10-16 2012-08-22 IHI Corporation Turbine blade
EP2378073A1 (en) * 2010-04-14 2011-10-19 Siemens Aktiengesellschaft Blade or vane for a turbomachine
EP2426317A1 (de) * 2010-09-03 2012-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine Gasturbine
WO2015116338A1 (en) * 2014-01-30 2015-08-06 United Technologies Corporation Trailing edge cooling pedestal configuration for a gas turbine engine airfoil

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