CN1637247A - 扩展式冲击冷却装置和方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于冷却供气室外部的扩展式冲击冷却结构，其包括：内壁；冲击板；一组用于使内壁与冲击板保持间隔开关系的支撑件；以及支撑在内壁和冲击板之间的隔板。隔板具有可接受来自供气室的冲击冷却空气的集气室区域，以及与该集气室流体式相通并延伸到供气室之外的通道，该通道带有允许冲击冷却空气从中流过的开口，并具有一组延伸到通道中的平台，其中这些平台设于内壁中的冲击冷却空气出口的附近。

Description

扩展式冲击冷却装置和方法
技术领域
本发明是在美国政府合同No.F33657-01-C-1240下完成的，美国政府享有本发明的某些权利。
本发明涉及对燃气涡轮发动机的一些部分的冷却。更具体地说，本发明涉及对供气室之外的衬套部分的冲击冷却。
背景技术
冲击冷却已经在燃气涡轮发动机中使用了一段时间。相对较冷的空气从发动机的压缩机中抽取，并经过冲击板中的一组孔，从而将冷却空气射流直接引导到需要冷却的表面上。例如，在涡轮发动机的压缩机部分的下游区域中，已经使用了冲击冷却来冷却衬套，以保护可能因在衬套表面上流过的中心气流的较高热量而受损的部分。衬套具有一组较大的孔，它们与第一组孔偏开，从而产生可促进气流经过衬套热表面的压力降。这例如可见美国专利No.5782294。
这些衬套的某些区域无法被冲击气流充分地冷却，这是因为供气室会被设于冲击板附近的其它装置或结构挡住。在过去，已经提出了多种可间接地冷却被挡住区域的结构。一种这样的结构包括一组位于铸造隔热罩侧壁中的开口，该隔热罩又具有位于与衬套共线的表面中的第二组开口。
发明内容
本发明的一个方面包括用于冷却供气室外部的扩展式冲击冷却结构，其包括：内壁；冲击板；以及一组用于使内壁与冲击板保持间隔开关系的支撑件。该结构还包括支撑在内壁和冲击板之间的隔板，其具有可接受来自供气室的冲击冷却空气的集气室区域，以及与该集气室流体式相通并延伸到供气室之外的通道，该通道带有允许冲击冷却空气从中流过的开口，并具有一组延伸到通道中的平台(land)，这些平台设于内壁中的冲击冷却空气出口的附近。
本发明的另一方面是一种用来将冲击冷却空气引导至内壁部分上的隔板，其包括可接受来自供气室的冲击冷却空气的集气室区域，以及与该集气室流体式相通并延伸到供气室之外的通道。该通道带有允许冲击冷却空气从中流过的开口，以及一组延伸到通道中的平台，这些平台设于内壁中的冲击冷却空气出口的附近。
本发明的另外一个方面包括一种对供气室之外的内壁区域进行冲击冷却的方法，其包括接受来自集气室的冲击冷却空气、并通过通道将来自集气室的冲击冷却空气传送到供气室之外的开口处的步骤。冲击冷却空气接着穿过这些开口而到达内壁上；之后冲击冷却空气穿过内壁中的开口。
在考虑了下面的详细介绍后可以清楚本发明的其它方面和优点。
附图说明
图1是显示了本发明的冷却结构和隔板的一个方面的分解轴测图；
图2是图1所示冷却结构的轴测图；
图3是大致沿图2中的线3-3看去的视图；
图4是沿图2中的线4-4看去的视图；
图5是本发明隔板的一个实施例的一部分的平面图；
图6是连接在冲击板上的图5所示隔板的另一侧的一部分的平面图；和
图7是另一实施例的类似于图3的视图。
具体实施方式
参见图1和2，用于高温场合如涡轮发动机的排气区域中的衬套100具有内壁102、冲击板104、隔离件106和106a，以及具有密封件110的供气室108。另外，衬套100的部分具有隔板112，其可如下所述地将冲击空气引导到内壁上的处于供气室密封件110之外的区域中。如图3所示，干涉结构114(以虚线示出)如空气泵外罩会阻碍来自供气室108内的供气到达内壁102中的处于由供气室密封件110限定的区域范围之外的部分上。该结构还包括尖端(未示出)，其形成了可将冲击空气进一步引导穿过隔板112的密封件。
内壁102具有一组开口120。这些开口设于一组平台122中。平台122用来沿着内壁102的内表面124定量供给空气流，以便使内壁102可被冲击空气更有效地冷却，这些冲击空气冲击该内表面124，沿着内表面124流动，之后经由开口120离去。开口120和平台122覆盖了整个内壁102。同样如图3和4中清晰地显示，内壁102可选择性地具有耐热涂层126。涂层126提供了对衬套100的额外热保护。
冲击板104具有一组设于冲击板104的第一区域中的开口130。这些开口130以传统的方式将冷却冲击空气从供气室108引导至内壁102的内表面124上。冲击板104具有第二组隔板供气开口132。隔板供气开口132设于冲击板104上的靠近供气室密封件110的部分的附近。隔板供气开口132比开口130更大，而且隔板供气开口132也以比开口120更小的间距间隔开。尺寸和间距存在差异的原因在于，与为内壁102直接提供冷却冲击空气的开口130相比，隔板供气开口132要为更大的冷却面积提供冷却空气。冲击板104还具有处于供气室密封件110之外的区域134。该区域134未设有开口130或132。这便形成了可迫使冷却空气穿过隔板112的带尖端结构的密封。冲击板104也具有一组支撑间隙孔136。区域134也具有支撑间隙孔136。
内壁102通过支撑件106而与冲击板104间隔开。支撑件106通过传统的方式如焊接而连接在内壁102上。支撑件106具有可支撑冲击板104以使之与内壁102隔开的台肩140。在支撑件106上的台肩140之上设置了密封垫圈142。垫圈142形成了可阻止空气穿过支撑间隙孔136的密封。允许空气穿过支撑间隙孔将会降低内壁102上的冷却效率。虽然在图中显示出垫圈142与台肩140直接接触，然而也可将垫圈142置于冲击板104和隔板112之间。垫圈142的位置不是特别重要，只要能形成良好的密封即可。支撑件106的近端146成形为可接受支撑螺母144或其它紧固件。支撑螺母144可利用锁紧螺钉装置而拧紧在适当位置，或者可通过卷边而固定在适当位置。支撑螺母144也可在其处于适当位置之后被焊住。对于那些具有紧密间隙的区域来说，也可使用更短一些的支撑件106a。除了支撑件106a的近端146a比支撑件106的近端146短一些之外，支撑件106a与支撑件106类似。支撑件106a具有紧密间隙的紧固件148。通常将紧固件148焊接到合适的位置，从而将冲击板104牢固地保持在垫圈142上并与内壁102形成间隔开的关系。也可以使用其它形式的支撑结构，例如格架结构、整体式支撑件等。
如图1到6所示，隔板112具有集气室区域150。隔板还具有一组平台1 52，其形状和间隔设置成与内壁102上的平台122的形状和位置相对应。平台152形成了一组允许空气从隔板112的集气室区域150流到隔板112的整个区域上的通道154。在通道154中形成了一组开口156。开口156使冲击冷却空气流过隔板112而直接到达内壁102的内表面124上。在这里没有与隔板供气开口132直接对准的开口156。隔板112也具有一组支撑间隙孔158，其定位成与一组支撑间隙平台160相对应。隔板112具有带密封面的前缘162和后缘(未示出)，该密封面固定在冲击板104上而与支撑件106形成了气密密封，后缘则以传统的方法固定在内壁102上而形成了气密性密封，这样就将隔板112的后缘相对于内壁102密封住。隔板112的整个周边与内壁102、冲击板104或者与内壁102和冲击板104形成了密封，以防止空气逸出而不能冷却内壁104。所示的隔板112结构的一项优点是结构紧凑，其可设置在狭窄的环境中，并为无法接受到直接冲击冷却空气的结构提供边缘冷却。通过使平台152与内壁102上的平台122的形状相一致，就可增大冷却气流，这样便可在空气于内壁102的内表面124上流过时实现用于冲击冷却的更大空气速率和更好的薄膜冷却。
如前所述，通过传统的装置、例如空气压缩机(未示出)将空气提供给供气室。冷却空气沿着箭头200的方向从供气室108中穿过冲击板104中的开口130而流到内壁102的内表面124上。如在传统冲击冷却中的那样，在冷却空气撞击内表面124之后，冷却空气沿着内壁的内表面124流动，从而在箭头202的方向上提供了增强的冷却效果，直到空气沿着箭头204的方向经由开口120离开为止。
来自供气室108的空气也将穿过隔板供气开口132。如上所述，隔板供气开口132比开口130更大。开口130的典型尺寸约为0.030-0.060英寸，而隔板供气开口的典型尺寸约为0.066-0.090英寸。空气沿着箭头210的方向穿过隔板供气开口132，然后沿着箭头212的方向被引导穿过通道154。当气流到达隔板112中的开口156处时，气体将直接流到内壁102的内表面124上，从而提供在箭头214方向上的上述冷却效果。冲击空气然后在箭头216的方向上沿着内壁102的内表面124流动，并如上所述地经由开口120离开。
隔板112可由适用于高温环境的任何适当材料形成。典型的材料包括因康镍合金625或类似的可锻合金，其具有较高的可成形性以使隔板中的各个平台具有最大的相对高度。
如图7所示，用于高压环境中的隔板112a的另一实施例具有一组从隔板112a中悬垂下来并与内壁104的内表面124相接触的突起250。突起250加强了隔板112a的结构和支撑，使得隔板112a不会在高压下弯曲，而这种情况可能会在某些应用中遇到。突起250间隔开以提供支撑，并且不会干扰气流。隔板112a在所有其它的方面均类似于隔板112。
根据上文的描述，本领域的技术人员将清楚本发明的多种变化。因此，本说明书应当被视为只是示例性的，并且是为本领域的技术人员能制作和使用本发明并教授本发明的最佳实施方式的目的而提供的。对于处于所附权利要求范围内的所有修改的唯一权利予以保留。

Claims (20)

1.一种用于冷却供气室外部的扩展式冲击冷却结构，包括：
内壁；
冲击板；
一组用于使所述内壁与冲击板保持间隔开关系的支撑件；和
支撑在所述内壁和冲击板之间的隔板，其具有可接受冲击冷却空气的集气室区域；
所述隔板具有与所述集气室流体式相通的通道，所述通道延伸到所述供气室之外，并具有允许冲击冷却空气从中流过的开口，还具有一组延伸到所述通道中的平台，所述平台设于所述内壁中的冲击冷却空气出口的附近。
2.根据权利要求1所述的扩展式冲击冷却结构，其特征在于，所述冲击冷却空气出口设于所述内壁上的一组平台中。
3.根据权利要求2所述的扩展式冲击冷却结构，其特征在于，所述隔板具有与所述内壁相一致的形状。
4.根据权利要求1所述的扩展式冲击冷却结构，其特征在于，所述结构包括一组位于所述隔板上并与所述内壁相接触的突起。
5.根据权利要求2所述的扩展式冲击冷却结构，其特征在于，所述结构包括一组位于所述隔板上并与所述内壁相接触的突起。
6.根据权利要求1所述的扩展式冲击冷却结构，其特征在于，所述冲击板具有用于冲击冷却空气的第一组开口，所述集气室区域通过第二组开口来接受冲击冷却空气，所述第二组开口比所述第一组开口更大。
7.一种将冲击冷却空气引导至内壁部分上的隔板，包括：
接受来自供气室的冲击冷却空气的集气室区域；
与所述集气室流体式相通并延伸到所述供气室之外的通道，所述通道具有允许冲击冷却空气从中流过的开口；和
一组延伸到所述通道中的平台，其中所述平台设于所述内壁中的冲击冷却空气出口的附近。
8.根据权利要求7所述的隔板，其特征在于，所述隔板具有用于使支撑件穿过所述隔板的支撑间隙孔。
9.根据权利要求8所述的隔板，其特征在于，所述隔板包括围绕着所述支撑间隙孔的支撑间隙平台。
10.根据权利要求7所述的隔板，其特征在于，所述隔板具有与待被冲击冷却的表面形状相一致的形状。
11.根据权利要求7所述的隔板，其特征在于，所述隔板包括一组位于所述隔板上并从所述隔板中悬垂下来的突起。
12.根据权利要求7所述的隔板，其特征在于，所述隔板包括围绕着所述隔板周边的密封面。
13.根据权利要求7所述的隔板，其特征在于，所述集气室也具有开口。
14.一种对供气室之外的内壁区域进行冲击冷却的方法，包括步骤：
接受来自集气室的冲击冷却空气；
通过通道将来自所述集气室的冲击冷却空气传送到所述供气室之外的开口处；
使冲击冷却空气穿过所述开口而到达所述内壁上；和
使冲击冷却空气穿过内壁开口。
15.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，所述通道具有一组与所述内壁中的开口相对应的平台。
16.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，所述集气室也包括开口。
17.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，所述方法包括使冲击冷却空气沿着所述内壁的内表面流动，所述开口和所述内壁开口偏开。
18.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，冷却空气通过冲击板中的一些开口而被接受到所述集气室中，所述这些开口大于所述冲击板中的其它开口。
19.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，所述方法包括支撑所述集气室和通道的步骤。
20.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，所述方法包括使冲击冷却空气沿着所述内壁的内表面流动，所述开口和所述内壁开口偏开。
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Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102200056A (zh) * 2010-03-25 2011-09-28 通用电气公司 用于冷却系统的冲击结构
CN101713539B (zh) * 2008-09-30 2014-04-02 通用电气公司 冲击冷却的燃烧器密封件
CN109779782A (zh) * 2019-03-08 2019-05-21 西北工业大学 用于矢量喷管的具有纵向波纹冲击孔板的双层壁冷却结构
CN113250856A (zh) * 2021-05-06 2021-08-13 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机喷管扩张段冷却结构
CN113623084A (zh) * 2021-10-13 2021-11-09 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种适用二元矢量喷管排气系统的高效组合冷却结构
CN115013841A (zh) * 2022-05-12 2022-09-06 中国航发四川燃气涡轮研究院 加力燃烧室双层浮动密封圆转方隔热屏结构及后排气系统
CN115680781A (zh) * 2022-08-30 2023-02-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种带冷却功能的叶轮排气装置

Families Citing this family (70)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7464554B2 (en) * 2004-09-09 2008-12-16 United Technologies Corporation Gas turbine combustor heat shield panel or exhaust panel including a cooling device
US7900459B2 (en) * 2004-12-29 2011-03-08 United Technologies Corporation Inner plenum dual wall liner
US7581385B2 (en) * 2005-11-03 2009-09-01 United Technologies Corporation Metering sheet and iso-grid arrangement for a non axi-symmetric shaped cooling liner within a gas turbine engine exhaust duct
US8201413B2 (en) * 2006-07-24 2012-06-19 United Technologies Corporation Seal land with air injection for cavity purging
US8069648B2 (en) * 2008-07-03 2011-12-06 United Technologies Corporation Impingement cooling for turbofan exhaust assembly
US9046269B2 (en) * 2008-07-03 2015-06-02 Pw Power Systems, Inc. Impingement cooling device
US8166764B2 (en) * 2008-07-21 2012-05-01 United Technologies Corporation Flow sleeve impingement cooling using a plenum ring
US8291711B2 (en) 2008-07-25 2012-10-23 United Technologies Corporation Flow sleeve impingement cooling baffles
US9145779B2 (en) * 2009-03-12 2015-09-29 United Technologies Corporation Cooling arrangement for a turbine engine component
US8109724B2 (en) * 2009-03-26 2012-02-07 United Technologies Corporation Recessed metering standoffs for airfoil baffle
US8695322B2 (en) * 2009-03-30 2014-04-15 General Electric Company Thermally decoupled can-annular transition piece
US20100263386A1 (en) * 2009-04-16 2010-10-21 General Electric Company Turbine engine having a liner
US8015817B2 (en) * 2009-06-10 2011-09-13 Siemens Energy, Inc. Cooling structure for gas turbine transition duct
US8646276B2 (en) * 2009-11-11 2014-02-11 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine with enhanced cooling
US8714911B2 (en) * 2011-01-06 2014-05-06 General Electric Company Impingement plate for turbomachine components and components equipped therewith
US8931280B2 (en) * 2011-04-26 2015-01-13 General Electric Company Fully impingement cooled venturi with inbuilt resonator for reduced dynamics and better heat transfer capabilities
US8904802B2 (en) * 2011-06-30 2014-12-09 General Electric Company Turbomachine combustor assembly including a vortex modification system
US9039350B2 (en) * 2012-01-09 2015-05-26 General Electric Company Impingement cooling system for use with contoured surfaces
US20130180252A1 (en) * 2012-01-18 2013-07-18 General Electric Company Combustor assembly with impingement sleeve holes and turbulators
FR2991375A1 (fr) * 2012-06-04 2013-12-06 Alstom Technology Ltd Ecran de protection thermique pour une conduite d'arrivee de vapeur dans une turbine basse pression
US20140033726A1 (en) * 2012-08-06 2014-02-06 Wei Chen Liner cooling assembly for a gas turbine system
EP2728255A1 (en) * 2012-10-31 2014-05-07 Alstom Technology Ltd Hot gas segment arrangement
US20140130504A1 (en) * 2012-11-12 2014-05-15 General Electric Company System for cooling a hot gas component for a combustor of a gas turbine
US9719362B2 (en) 2013-04-24 2017-08-01 Honeywell International Inc. Turbine nozzles and methods of manufacturing the same
US8814507B1 (en) 2013-05-28 2014-08-26 Siemens Energy, Inc. Cooling system for three hook ring segment
WO2015050592A2 (en) * 2013-06-14 2015-04-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor liner panel
US10047958B2 (en) * 2013-10-07 2018-08-14 United Technologies Corporation Combustor wall with tapered cooling cavity
EP3084303B1 (en) * 2013-12-19 2022-01-26 Raytheon Technologies Corporation Thermal mechanical dimple array for a combustor wall assembly
EP2949871B1 (en) * 2014-05-07 2017-03-01 United Technologies Corporation Variable vane segment
US20150338101A1 (en) * 2014-05-21 2015-11-26 General Electric Company Turbomachine combustor including a combustor sleeve baffle
EP2995863B1 (en) 2014-09-09 2018-05-23 United Technologies Corporation Single-walled combustor for a gas turbine engine and method of manufacture
US10731857B2 (en) 2014-09-09 2020-08-04 Raytheon Technologies Corporation Film cooling circuit for a combustor liner
EP3204615B1 (en) 2014-10-07 2018-11-28 Siemens Energy, Inc. Arrangement for a gas turbine combustion engine
US9849510B2 (en) 2015-04-16 2017-12-26 General Electric Company Article and method of forming an article
US9976441B2 (en) 2015-05-29 2018-05-22 General Electric Company Article, component, and method of forming an article
DE102015215144B4 (de) * 2015-08-07 2017-11-09 MTU Aero Engines AG Vorrichtung und Verfahren zum Beeinflussen der Temperaturen in Innenringsegmenten einer Gasturbine
US10087776B2 (en) 2015-09-08 2018-10-02 General Electric Company Article and method of forming an article
US10253986B2 (en) 2015-09-08 2019-04-09 General Electric Company Article and method of forming an article
US10739087B2 (en) 2015-09-08 2020-08-11 General Electric Company Article, component, and method of forming an article
GB201518345D0 (en) * 2015-10-16 2015-12-02 Rolls Royce Combustor for a gas turbine engine
US20170198602A1 (en) * 2016-01-11 2017-07-13 General Electric Company Gas turbine engine with a cooled nozzle segment
EP3242084A1 (en) * 2016-05-04 2017-11-08 Siemens Aktiengesellschaft A combustor assembly with impingement plates for redirecting cooling air flow in gas turbine engines
US10138743B2 (en) * 2016-06-08 2018-11-27 General Electric Company Impingement cooling system for a gas turbine engine
US10605093B2 (en) * 2016-07-12 2020-03-31 General Electric Company Heat transfer device and related turbine airfoil
US10648341B2 (en) 2016-11-15 2020-05-12 Rolls-Royce Corporation Airfoil leading edge impingement cooling
US10465526B2 (en) 2016-11-15 2019-11-05 Rolls-Royce Corporation Dual-wall airfoil with leading edge cooling slot
US10739001B2 (en) 2017-02-14 2020-08-11 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel shell interface for a gas turbine engine combustor
US10823411B2 (en) 2017-02-23 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail cooling enhancement features for a gas turbine engine combustor
US10830434B2 (en) 2017-02-23 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail with curved interface passage for a gas turbine engine combustor
US10718521B2 (en) 2017-02-23 2020-07-21 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail cooling interface passage for a gas turbine engine combustor
US10941937B2 (en) * 2017-03-20 2021-03-09 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner with gasket for gas turbine engine
US10450873B2 (en) * 2017-07-31 2019-10-22 Rolls-Royce Corporation Airfoil edge cooling channels
US10823417B2 (en) * 2017-09-19 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Combustor with particle collection panel having a plurality of particle collection chambers
US10502093B2 (en) * 2017-12-13 2019-12-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud cooling
EP3564484A1 (de) 2018-05-04 2019-11-06 Siemens Aktiengesellschaft Bauteilwand eines heissgasbauteils
US10914192B2 (en) 2018-09-25 2021-02-09 Raytheon Technologies Corporation Impingement cooling for gas turbine engine component
US11905843B2 (en) * 2020-04-01 2024-02-20 General Electric Company Liner support system
US11994292B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus for turbomachine
US11371702B2 (en) 2020-08-31 2022-06-28 General Electric Company Impingement panel for a turbomachine
US11614233B2 (en) 2020-08-31 2023-03-28 General Electric Company Impingement panel support structure and method of manufacture
US11460191B2 (en) 2020-08-31 2022-10-04 General Electric Company Cooling insert for a turbomachine
US11994293B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture
US11255545B1 (en) 2020-10-26 2022-02-22 General Electric Company Integrated combustion nozzle having a unified head end
DE102020007518A1 (de) 2020-12-09 2022-06-09 Svetlana Beck Verfahren zum Erreichen von hohen Gastemperaturen unter Verwendung von Zentrifugalkraft
US11525401B2 (en) * 2021-01-11 2022-12-13 Honeywell International Inc. Impingement baffle for gas turbine engine
US11598265B2 (en) * 2021-02-03 2023-03-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Tangential on-board injector
CN112943378B (zh) * 2021-02-04 2022-06-28 大连理工大学 一种涡轮叶片枝网式冷却结构
CN114151228B (zh) * 2022-02-09 2022-04-22 中国航发四川燃气涡轮研究院 二元矢量喷管调节片离散式冷气分区的方法
US12018591B2 (en) 2022-05-13 2024-06-25 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Ring segment assembly in gas turbine engine
US11767766B1 (en) 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4269032A (en) * 1979-06-13 1981-05-26 General Motors Corporation Waffle pattern porous material
US4573865A (en) * 1981-08-31 1986-03-04 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
US4526226A (en) * 1981-08-31 1985-07-02 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
US4494316A (en) * 1983-03-14 1985-01-22 Impact Systems, Inc. Apparatus for drying a moving web
GB2125950B (en) 1982-08-16 1986-09-24 Gen Electric Gas turbine combustor
US5001896A (en) * 1986-02-26 1991-03-26 Hilt Milton B Impingement cooled crossfire tube assembly in multiple-combustor gas turbine engine
US4887663A (en) * 1988-05-31 1989-12-19 United Technologies Corporation Hot gas duct liner
CA2070518C (en) * 1991-07-01 2001-10-02 Adrian Mark Ablett Combustor dome assembly
US5816777A (en) * 1991-11-29 1998-10-06 United Technologies Corporation Turbine blade cooling
US5265409A (en) * 1992-12-18 1993-11-30 United Technologies Corporation Uniform cooling film replenishment thermal liner assembly
DE4244303A1 (de) 1992-12-28 1994-06-30 Abb Research Ltd Vorrichtung zur Prallkühlung
US5423123A (en) * 1993-10-04 1995-06-13 Rockwell International Corporation Method of making impingement/film cooling panels
US5391052A (en) * 1993-11-16 1995-02-21 General Electric Co. Impingement cooling and cooling medium retrieval system for turbine shrouds and methods of operation
US5424914A (en) * 1993-11-24 1995-06-13 Unisys Corporation Through backplane impingement cooling apparatus
US5528904A (en) * 1994-02-28 1996-06-25 Jones; Charles R. Coated hot gas duct liner
JP3095633B2 (ja) 1994-09-07 2000-10-10 東北電力株式会社 ガスタービンの高温部の冷却装置
US5782294A (en) * 1995-12-18 1998-07-21 United Technologies Corporation Cooled liner apparatus
JPH11200805A (ja) 1998-01-14 1999-07-27 Toshiba Corp 構造要素の冷却方法、冷却用流路付構造要素および冷却用流路付ガスタービン翼
US6237344B1 (en) * 1998-07-20 2001-05-29 General Electric Company Dimpled impingement baffle
US6554563B2 (en) * 2001-08-13 2003-04-29 General Electric Company Tangential flow baffle
US6779597B2 (en) * 2002-01-16 2004-08-24 General Electric Company Multiple impingement cooled structure
US7017334B2 (en) * 2003-12-18 2006-03-28 United Technologies Corporation Compact fastening collar and stud for connecting walls of a nozzle liner and method associated therewith
EP1807403A2 (en) 2004-10-26 2007-07-18 Istituto di Richerche di Biologia Molecolare P. Angeletti S.p.A. Tetracyclic indole derivatives as antiviral agents

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101713539B (zh) * 2008-09-30 2014-04-02 通用电气公司 冲击冷却的燃烧器密封件
CN102200056A (zh) * 2010-03-25 2011-09-28 通用电气公司 用于冷却系统的冲击结构
CN109779782A (zh) * 2019-03-08 2019-05-21 西北工业大学 用于矢量喷管的具有纵向波纹冲击孔板的双层壁冷却结构
CN113250856A (zh) * 2021-05-06 2021-08-13 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机喷管扩张段冷却结构
CN113250856B (zh) * 2021-05-06 2022-07-15 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机喷管扩张段冷却结构
CN113623084A (zh) * 2021-10-13 2021-11-09 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种适用二元矢量喷管排气系统的高效组合冷却结构
CN115013841A (zh) * 2022-05-12 2022-09-06 中国航发四川燃气涡轮研究院 加力燃烧室双层浮动密封圆转方隔热屏结构及后排气系统
CN115013841B (zh) * 2022-05-12 2023-10-31 中国航发四川燃气涡轮研究院 加力燃烧室双层浮动密封圆转方隔热屏结构及后排气系统
CN115680781A (zh) * 2022-08-30 2023-02-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种带冷却功能的叶轮排气装置
CN115680781B (zh) * 2022-08-30 2024-05-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种带冷却功能的叶轮排气装置

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