CN110337530A - 涡轮叶片的冷却结构 - Google Patents

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Abstract

在对涡轮叶片(1)进行冷却的结构中，具备：冷却通道(17)，其形成于相对于高温气体流路(GP)呈凹状弯曲的第一叶片壁(3)与呈凸状弯曲的第二叶片壁(5)之间；晶格结构体(23)，其构成为将设置于面对冷却通道的两壁面上的多个肋重叠成格子状；分隔体(27)，其设置于相邻的晶格结构体之间；制冷剂排出口(25)，其向外部排出冷却通道内的冷却介质(CL)；以及暴露壁部(29)，其是第二叶片壁(5)的向制冷剂排出口(25)的外部延伸设置的部分，在隔着分隔体相邻的晶格结构体(23)的出口部上，相邻的第一肋组(33A)及相邻的第二肋组(33B)分别相对于分隔体向相反朝向倾斜。

Description

涡轮叶片的冷却结构
相关申请
本申请主张2017年3月10日申请的日本专利申请2017-045927的优先权，并通过参照将其整体作为本申请的一部分而引用。
技术领域
本发明涉及一种对燃气涡轮发动机的涡轮叶片，即涡轮中的静叶及动叶进行冷却的结构。
背景技术
构成燃气涡轮发动机的涡轮配置于燃烧器的下游，且被供给在燃烧器中燃烧的高温气体，因此燃气涡轮发动机在运转中暴露于高温中。因而，需要冷却涡轮的静叶及动叶。作为对这样的涡轮叶片进行冷却的结构，而已知有将由压缩机压缩的空气的一部分导入在叶片内形成的冷却通道，并将压缩空气作为冷却介质对涡轮叶片进行冷却的方案(例如参照专利文献1)。
在将压缩空气的一部分用于涡轮叶片的冷却的情况下，具有不需要从外部导入冷却介质，就能够简单地实现冷却结构的优点，另一方面，如果将由压缩机压缩的空气大量用于冷却，则会降低发动机效率，因此需要以尽量少的空气量有效地进行冷却。作为用于以高效率冷却涡轮叶片的结构，提出了采用将多个肋组合成格子状而形成的所谓的晶格结构的方案(例如参照专利文献2)。在晶格结构中，通过使冷却介质与构成晶格结构的肋碰撞而产生涡流，从而提高冷却效率。
另一方面，作为从叶片后缘部排出涡轮叶片内的冷却介质的结构，而提出了如下的方案：切除涡轮叶片后缘部的正压面侧的叶片壁，并以沿着由此而暴露的负压面侧的叶片壁的背面的方式流动冷却介质，从而对该面进行气膜冷却(参照专利文献2)。
现有技术文献
专利文献
专利文献1：美国专利第5603606号说明书
专利文献2：日本专利第4957131号说明书
发明内容
(一)要解决的技术问题
但是，如专利文献2所公开的那样，在晶格结构中组合了对翼后缘部进行气膜冷却的结构的情况下，从晶格结构流出的强涡流向暴露的壁面排出，并卷入沿外部流动的高温气体。其结果，难以充分获得气膜冷却所产生的冷却效果。
因此，本发明的目的在于为了解决上述的技术问题而提供一种冷却结构，其利用晶格结构高效地冷却涡轮叶片内部，并且还利用气膜冷却有效地冷却涡轮叶片后缘部，从而能够高效地冷却涡轮叶片整体。
(二)技术方案
为了实现上述目的，本发明的涡轮叶片的冷却结构用于对利用高温气体驱动的涡轮的涡轮叶片进行冷却，其中，该涡轮叶片的冷却结构具备：冷却通道，其形成在相对于所述高温气体的流路呈凹状弯曲的所述涡轮叶片的第一叶片壁、与相对于所述高温气体的流路呈凸状弯曲的所述涡轮叶片的第二叶片壁之间；多个晶格结构体，各晶格结构体具有：第一肋组和第二肋组，其中，所述第一肋组由设置于面对所述冷却通道的所述第一叶片壁的壁面上的多个呈直线状延伸的第一肋构成，所述第二肋组由设置于面对所述冷却通道的所述第二壁的壁面上的多个呈直线状延伸的第二肋构成，并与所述第一肋组重叠成格子状；分隔体，其设置于相邻的两个所述晶格结构体之间，封闭形成在各肋组中的流路；制冷剂排出口，其设置于所述冷却通道的下游侧端部，向外部排出所述冷却通道内的冷却介质；以及暴露壁部，其是所述第二叶片壁的向所述制冷剂排出口的外部延伸设置而形成的部分，在隔着所述分隔体相邻的两个所述晶格结构体的至少各出口部，相邻的两个所述第一肋组及相邻的两个所述第二肋组分别相对于所述分隔体向相反朝向倾斜
根据该结构，通过使从晶格结构体作为涡流排出的冷却介质与从相邻的晶格结构体排出的形成相反朝向的涡流的冷却介质相互干扰，涡流抵消并整流成相同方向的流，之后从制冷剂排出口向暴露壁部排出。由此，抑制在暴露壁部中高温气体与冷却介质混合，获得充分的气膜冷却效果。因而，能够高效地兼顾晶格结构体产生的涡轮叶片内的冷却和涡轮叶片后缘部的气膜冷却，因此能够提高涡轮叶片整体的冷却效率。
在本发明的一个实施方式中，在隔着所述分隔体相邻的两个所述晶格结构体的至少各出口部，相邻的两个所述第一肋组及相邻的两个所述第二肋组分别相对于所述分隔体对称地倾斜。根据该结构，由于更有效地抵消从相邻的晶格结构体中排出的冷却介质的涡流，因此能够利用被极其均匀地整流的冷却介质高效地进行涡轮叶片后缘部的气膜冷却。
在本发明的一个实施方式中，所述晶格结构体的出口可以配置于所述制冷剂排出口。根据该结构，在利用晶格结构体有效地对冷却通道内的整体进行冷却之外，还能够利用均匀的流的冷却介质对涡轮叶片的后端部进行气膜冷却。因而，能够进一步提高涡轮叶片整体的冷却效率。
在本发明的一个实施方式中，所述冷却介质整体的移动方向是沿着所述涡轮叶片的翼弦的方向，多个所述晶格结构体也可以隔着分隔体沿着所述涡轮叶片的高度方向并列配置。通过将冷却介质整体的移动方向设定为翼弦方向，而能够在涡轮叶片的高度方向上保证较宽的暴露壁部，因此能够进一步提高涡轮叶片整体的冷却效率。
在权利要求书和/或说明书和/或附图中公开的至少两个结构的任意组合均包含于本发明。尤其是，权利要求书的各权利要求的两个以上的任意组合均包含于本发明。
附图说明
根据通过参考附图而对以下优选的实施方式进行的说明，可更加清楚地理解本发明。但是，实施方式和附图仅用于图示和说明，不应用于限定本发明的范围。本发明的范围由所附权利要求书确定。在附图中，多张附图中的相同附图标记表示相同或与其相当的部分。
图1是表示应用本发明的一个实施方式的冷却结构的涡轮叶片的一例的立体图。
图2是示意性地表示图1的涡轮叶片的纵向剖视图。
图3是图1的涡轮叶片的横向剖视图。
图4是示意性地表示用于图2的涡轮叶片的冷却结构的晶格结构体的立体图。
图5是放大并示意性地表示图2的涡轮叶片的后端部附近的剖视图。
图6是示意性地表示本发明的一个实施方式的涡轮叶片的冷却结构的配置的一例的纵向剖视图。
具体实施方式
下面基于附图说明本发明优选的实施方式。图1是表示应用本发明的一个实施方式的涡轮叶片的冷却结构的、燃气涡轮发动机的涡轮的动叶1的立体图。涡轮动叶1形成涡轮T，该涡轮T由从未图示的燃烧器供给的向箭头方向流动的高温气体G驱动。涡轮动叶1具有：相对于高温气体G的流路GP呈凹状弯曲的腹侧的第一叶片壁3、和相对于高温气体的流路GP呈凸状弯曲的背侧的第二叶片壁5。在本说明书中，将沿着高温气体G的流动方向的上游侧(图1的左侧)称为前方，将下游侧(图1的右侧)称为后方。此外，在下面的说明中，作为设置有冷却结构的涡轮叶片，主要以涡轮动叶1为例进行表示，但除了特别说明的情况之外，本实施方式的冷却结构也同样能够应用于作为涡轮叶片的涡轮静叶。
具体而言，如图2所示，对于涡轮动叶1，通过使其平台11连结于涡轮圆盘13的外周部，而在圆周方向上嵌入设置多个涡轮动叶1而形成涡轮T。在涡轮动叶1的前部1a内部，形成有沿叶片高度方向H延伸并折回的前部冷却通道15。在涡轮动叶1的后部1b内部形成有后部冷却通道17。如图3所示，这些冷却通道15、17利用第一叶片壁3与第二叶片壁5之间的空间形成。
如图2所示，冷却介质CL穿过在径向内侧的涡轮圆盘13的内部形成的前部冷却介质导入通道19、后部冷却介质导入通道21而向径向外侧流动，并分别向前部冷却通道15、后部冷却通道17导入。在本实施方式中，将来自未图示的压缩机的压缩空气的一部分作为冷却介质CL使用。供给到前部冷却通道15的冷却介质CL从与涡轮动叶1的外部连通的制冷剂排出孔(未图示)向外部排出。供给到后部冷却通道17的冷却介质CL从后述的制冷剂排出口25向外部排出。下面，对仅在涡轮动叶1的后部1b设置本实施方式的冷却结构的例子进行说明，但本实施方式的冷却结构也可以设置于包含涡轮动叶1的后部1b的任何范围。
在后部冷却通道17的内部，作为构成用于冷却涡轮动叶1的冷却结构的一个要素而设置有晶格结构体23。晶格结构体23通过使冷却介质CL与分别直立设置于面向后部冷却通道17的第一叶片壁3及第二叶片壁5的壁面的肋接触或者碰撞，而从其内部冷却涡轮动叶1。在下面的说明中，将第一叶片壁3的面向后部冷却通道17的壁面称为第一壁面3a，将第二叶片壁5的面向后部冷却通道17的壁面称为第二壁面5a。在本实施方式中，在后部冷却通道17内，冷却介质CL整体在从前方朝后方横贯晶格结构体23的方向流动。在下面的说明中，将该冷却介质CL整体的移动方向称为制冷剂移动方向M。
在本实施方式中，在后部冷却通道17中设置有多个(在图示的例子中是四个)晶格结构体23。在本例中，沿着涡轮动叶1的高度H方向并列配置有多个晶格结构体23。沿制冷剂移动方向M延伸的分隔体27介于相邻的晶格结构体23之间。
如图3所示，作为构成用于冷却涡轮动叶1的冷却结构的要素，涡轮动叶1还具有制冷剂排出口25以及暴露壁部29。在涡轮动叶1的后端部，切除第一叶片壁3而形成使第二叶片壁5的壁面暴露于外部(高温气体的流路GP)的部分。制冷剂排出口25设置于后部冷却通道17的下游侧端部(后端部)，向外部排出后部冷却通道17内的冷却介质CL。制冷剂排出口25形成为在如上所述那样切除了第一叶片壁3的位置上的第一壁面3a与第二壁面5a之间的间隙。即，暴露壁部29是第二叶片壁5的向制冷剂排出口25的外部延伸设置而形成的部分。因而，暴露壁部29的面向第一叶片壁3侧的壁面29a形成从第二壁面5a连续的壁面。晶格结构体23的出口23a配置于制冷剂排出口25。
如图4所示，通过在面向后部冷却通道17的两壁面3a、5a上，将多组相互平行且等间隔设置的多个肋31构成的肋组重叠成格子状进行组合而形成晶格结构体23。在本实施方式中，通过将两个肋组，即第一肋组(图4中的下段的肋组)33A和第二肋组(图4中的上段的肋组)33B沿着肋31的高度方向(第一壁面3a与第二壁面5a对置的方向)重叠成格子状进行组合而形成有晶格结构体23。在晶格结构体23中，各肋组33A、33B的相邻的肋31、31间的间隙形成冷却介质CL的流路(晶格流路)35。在后部冷却通道17内，在沿着冷剂移动方向M延伸的两个侧壁37、37之间，晶格结构体23以晶格流路35相对于制冷剂移动方向M倾斜的方式配置。
向晶格结构体23导入的冷却介质CL如该图4中用虚线箭头所示那样，首先沿一方的肋组(在图示的例子中为下段的第一肋组33A)的晶格流路35流动，并与一方的侧壁37碰撞而折返，如在该图4中用实线箭头所示那样，流入另一方的肋组(在图示的例子中为上段的第二肋组33B)的晶格流路35。向该另一方的晶格流路35流入的冷却介质CL通过与侧壁37及壁面5a(3a)碰撞而逐渐地形成涡流，并且沿该晶格流路35流动，之后到达另一方的侧壁37。这样，在晶格结构体23中，冷却介质CL反复沿着一方的晶格流路35流动、与侧壁37碰撞而折返、流入另一方的晶格流路35而作为涡流穿过晶格流路35，之后从晶格结构体23中排出。通过冷却介质CL反复与侧壁37以及壁面3a、5a碰撞，而在沿晶格流路35流动的冷却介质CL流中产生涡流，并促进冷却。
此外，在晶格结构体23中，也从第一肋组33A的晶格流路35与第二肋组33B的晶格流路35相互连通的部分(即，在俯视视角下，第一肋组33A的晶格流路35与第二肋组33B的晶格流路35交叉的部分)即连通部23b向彼此的晶格流路35流入冷却介质CL。
在本实施方式中，如图4所示，在晶格结构体23中，上段和下段的各肋31的高度、即叶片厚度方向的晶格流路高度h相同。另外，第一肋组33A中的肋31、31彼此的间隔与第二肋组33B中的肋31、31彼此的间隔相同。即，第一肋组33A中的晶格流路宽度w与第二肋组33B中的晶格流路宽度w相同。第一肋组33A的延伸设置方向与第二肋组33B的延伸设置方向所成的角度设定成大致90°。当然，各肋组中的多个肋31的配置结构不限于图示的例子，可以根据涡轮叶片的结构、所要求的冷却性能等适当设定。
如图2所示，在本实施方式中，在后部冷却通道17内，利用多个(在图示的例中是三个)分隔体27而设置有沿高度方向H隔离的多个(在图示的例子中是四个)晶格结构体23。图2所示的后部冷却通道17的上端壁17a、分隔体27、下端壁17b相当于图4的侧壁37。利用该分隔体27而封闭在各肋组中形成的晶格流路35。在本例中，将平板状的隔板作为分隔体27使用。此外，对于分隔体27，只要是能够实质上封闭各肋组的晶格流路35的结构体，也就是说，只要是能够妨碍相邻的晶格结构体23间的冷却介质CL的流通且在晶格结构体23的侧部使冷却介质CL与其碰撞并能够以从一方的肋组的晶格流路35向另一方的肋组的晶格流路35(图4)流入的方式折回的结构体，则可以使用任意的部件。例如，可以使用配置于面向晶格结构体23的侧部的各晶格流路35的开口的位置的多个扰流柱而作为分隔体27。
在本实施方式中，如图5所示，在隔着分隔体27而相邻的两个晶格结构体23、23中，相邻的两个第一肋组33A、33A(在该图5中用交叉影线表示的肋组)及相邻的两个第二肋组33B、33B(在该图5中用虚线表示的肋组)分别以相对于分隔体27向相反朝向倾斜的方式延伸设置。更具体而言，相邻的两个第一肋组33A、33A及相邻的两个第二肋组33B、33B分别相对于分隔体27对称地倾斜。
如该图5所示，从各晶格结构体23排出的冷却介质CL形成涡流。在本实施方式中，隔着分隔体27而相邻的两个晶格结构体23、23以其各肋组相对于分隔体27对称地倾斜的方式配置，因此从两晶格结构体23、23排出的冷却介质CL相互形成相反朝向的涡流。因而，这些冷却介质CL中的相反朝向的涡流相互干扰而抵消。其结果，流动方向变均匀的冷却介质CL向暴露壁部29排出，并利用该冷却介质CL而对暴露壁部29的壁面29a有效地进行气膜冷却。
然而，相邻的两个第一肋组及相邻的两个第二肋组无需相对于分隔体27对称地倾斜，只要相对于分隔体27相互向相反朝向倾斜，就能够获得抵消从相邻的晶格结构体排出的冷却介质CL的涡流的效果。例如，在相邻的晶格结构体23、23之间，肋的位置可以相对于制冷剂移动方向M错开，在相邻的晶格结构体23、23之间，肋相对于分隔体27的倾斜角度可以不同。
另外，如图2所示，在本实施方式中，遍及晶格结构体23的整体，相邻的两个第一肋组及相邻的两个第二肋组分别相对于分隔体27向相反朝向倾斜。但是，只要至少在各晶格结构体23的出口23a部分，相邻的两个第一肋组及相邻的两个第二肋组分别相对于分隔体27向相反朝向倾斜即可。
另外，在本实施方式中，如图4所示，分别在第一肋组33A及第二肋组33B中，在遍及两侧壁37、37之间(图2中的上端壁17a与分隔体27之间、两个分隔体27、27之间、以及分隔体27与下端壁17b之间)延伸的各肋的两端部上的两个晶格连通部23b之间，延伸设置而形成有多个连通部23b。通过这样构成，在于一方的侧壁37折回的冷却介质CL到达另一方的侧壁37之间，确保用于形成涡流而冷却晶格流路35的壁面的足够的距离。但是，晶格结构体23上的肋的延伸设置长度不限于此。
在本实施方式中，如图3所示，在制冷剂排出口25配置有晶格结构体23的出口23a。换言之，将晶格结构体23设置到后部冷却通道17的后端。由此，由于在利用晶格结构体23有效地对后部冷却通道17内的整体进行冷却之外，还能够利用均匀流动的冷却介质CL对涡轮叶片的后端部进行气膜冷却，因此能够进一步提高涡轮叶片整体的冷却效率。但是，晶格结构体23的出口23a可以比制冷剂排出口25更靠前侧。
另外，在本实施方式中，通过如图2所示那样将制冷剂移动方向M设定为翼弦方向，而能够在涡轮叶片的高度H方向上保证较宽的暴露壁部29，因此能够进一步提高涡轮叶片整体的冷却效率。当然，制冷剂移动方向M不限于翼弦方向，晶格结构体23、制冷剂排出口25以及暴露壁部29的配置可以根据制冷剂移动方向M适当设定。
此外，在图示的例子中，遍及涡轮动叶1的高度方向H(涡轮的径向)的大致整体设置晶格结构体23，也可以仅在高度方向H的一部分设置晶格结构体23。例如，如图6所示，可以仅在涡轮动叶1的根部侧(在图示的例子中是根部侧一半的区域)即径向内侧设置晶格结构体23。由此，能够对由于在涡轮动叶1中是施加有较大应力的部分而因此冷却的必要性比较高的根部部分有效地进行冷却。由于同样的理由，在涡轮静叶设置晶格结构体23的情况下，也可以仅在作为涡轮的径向外侧的涡轮静叶的根部侧设置晶格结构体23。
如以上说明的那样，如果根据本实施方式的冷却结构，通过使从相邻的晶格结构体23、23中排出的形成相反朝向的涡流的冷却介质CL相互干扰，涡流抵消并整流成相同方向的流，之后从制冷剂排出口25向暴露壁部29排出。由此，抑制在暴露壁部29中高温气体G与冷却介质CL混合，获得充分的气膜冷却效果。因而，能够高效地兼顾晶格结构体23产生的涡轮叶片内的冷却和涡轮叶片后缘部的气膜冷却，因此能够提高涡轮叶片整体的冷却效率。
如上所述，参照附图对本发明的优选的实施方式进行了说明，但在不脱离本发明宗旨的范围内可以进行各种追加、变更或者删除。因而，这样的结构也包含在本发明的范围内。
附图标记说明
1-涡轮动叶(涡轮叶片)；3-第一叶片壁；5-第二叶片壁；17-后部冷却通道(冷却通道)；23-晶格结构体；23a-晶格结构体的出口；25-制冷剂排出口；27-分隔体；29-暴露壁部；CL-冷却介质；G-高温气体；GP-高温气体的流路。

Claims (4)

1.一种燃气涡轮发动机的冷却结构，其用于对利用高温气体驱动的涡轮的涡轮叶片进行冷却，其中，
所述冷却结构具备：
冷却通道，其形成在相对于所述高温气体的流路呈凹状弯曲的所述涡轮叶片的第一叶片壁、与相对于所述高温气体的流路呈凸状弯曲的所述涡轮叶片的第二叶片壁之间；
多个晶格结构体，各晶格结构体具有：第一肋组和第二肋组，其中，所述第一肋组由设置于面对所述冷却通道的所述第一叶片壁的壁面上的多个呈直线状延伸的第一肋构成，所述第二肋组由设置于面对所述冷却通道的所述第二壁的壁面上的多个呈直线状延伸的第二肋构成，并与所述第一肋组重叠成格子状；
分隔体，其设置于相邻的两个所述晶格结构体之间，封闭形成在各肋组中的流路；
制冷剂排出口，其设置于所述冷却通道的下游侧端部，向外部排出所述冷却通道内的冷却介质；以及
暴露壁部，其是所述第二叶片壁的向所述制冷剂排出口的外部延伸设置而形成的部分，
在隔着所述分隔体相邻的两个所述晶格结构体的至少各出口部，相邻的两个所述第一肋组及相邻的两个所述第二肋组分别相对于所述分隔体向相反朝向倾斜。
2.根据权利要求1所述的冷却结构，其特征在于，
在隔着所述分隔体相邻的两个所述晶格结构体的至少各出口部，相邻的两个所述第一肋组及相邻的两个所述第二肋组分别相对于所述分隔体对称地倾斜。
3.根据权利要求1或2所述的冷却结构，其特征在于，
所述晶格结构体的出口配置于所述制冷剂排出口。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的冷却结构，其特征在于，
所述冷却介质整体的移动方向是沿着所述涡轮叶片的翼弦的方向，多个所述晶格结构体隔着所述分隔体沿着所述涡轮叶片的高度方向并列配置。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113623010B (zh) * 2021-07-13 2022-11-29 哈尔滨工业大学 涡轮叶片
CN113623011B (zh) * 2021-07-13 2022-11-29 哈尔滨工业大学 涡轮叶片
US11674445B2 (en) * 2021-08-30 2023-06-13 Collins Engine Nozzles, Inc. Cooling for continuous ignition devices
US11674446B2 (en) * 2021-08-30 2023-06-13 Collins Engine Nozzles, Inc. Cooling for surface ignitors in torch ignition devices
CN114872909B (zh) * 2022-05-06 2023-03-24 中国航发四川燃气涡轮研究院 飞机型涡轮叶片冷却通道换热结构

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101100951A (zh) * 2007-07-13 2008-01-09 北京航空航天大学 一种适用于涡轮叶片等内冷部件中的渐宽型开槽交错肋通道
JP2008064002A (ja) * 2006-09-06 2008-03-21 Ihi Corp 冷却構造
CN102102543A (zh) * 2011-03-11 2011-06-22 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机的涡轮转子叶片
CN102116178A (zh) * 2011-01-18 2011-07-06 中国科学院工程热物理研究所 一种气冷涡轮的双射流孔冷却结构
CN102575523A (zh) * 2009-10-16 2012-07-11 株式会社Ihi 涡轮叶片
CN103946483A (zh) * 2011-11-25 2014-07-23 西门子公司 具有冷却通路的翼
US20160003549A1 (en) * 2013-03-14 2016-01-07 Ihi Corporation Cooling promoting structure
CN105308268A (zh) * 2013-06-14 2016-02-03 索拉透平公司 具有双复合成角度孔和狭槽的冷却式涡轮叶片
US20160169003A1 (en) * 2014-12-16 2016-06-16 Rolls-Royce Plc Cooling of engine components

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4407632A (en) * 1981-06-26 1983-10-04 United Technologies Corporation Airfoil pedestaled trailing edge region cooling configuration
US5603606A (en) 1994-11-14 1997-02-18 Solar Turbines Incorporated Turbine cooling system
EP2418357A1 (en) * 2010-08-05 2012-02-15 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil and method for thermal barrier coating
EP3123000B1 (en) * 2014-03-27 2019-02-06 Siemens Aktiengesellschaft Blade for a gas turbine and method of cooling the blade
JP2016125380A (ja) * 2014-12-26 2016-07-11 川崎重工業株式会社 タービン翼の冷却構造

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008064002A (ja) * 2006-09-06 2008-03-21 Ihi Corp 冷却構造
CN101100951A (zh) * 2007-07-13 2008-01-09 北京航空航天大学 一种适用于涡轮叶片等内冷部件中的渐宽型开槽交错肋通道
CN102575523A (zh) * 2009-10-16 2012-07-11 株式会社Ihi 涡轮叶片
CN102116178A (zh) * 2011-01-18 2011-07-06 中国科学院工程热物理研究所 一种气冷涡轮的双射流孔冷却结构
CN102102543A (zh) * 2011-03-11 2011-06-22 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机的涡轮转子叶片
CN103946483A (zh) * 2011-11-25 2014-07-23 西门子公司 具有冷却通路的翼
US20160003549A1 (en) * 2013-03-14 2016-01-07 Ihi Corporation Cooling promoting structure
CN105308268A (zh) * 2013-06-14 2016-02-03 索拉透平公司 具有双复合成角度孔和狭槽的冷却式涡轮叶片
US20160169003A1 (en) * 2014-12-16 2016-06-16 Rolls-Royce Plc Cooling of engine components

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