CN1749534B - 涡轮叶片翼面后缘的冷却系统 - Google Patents

涡轮叶片翼面后缘的冷却系统 Download PDF

Info

Publication number
CN1749534B
CN1749534B CN2005101040350A CN200510104035A CN1749534B CN 1749534 B CN1749534 B CN 1749534B CN 2005101040350 A CN2005101040350 A CN 2005101040350A CN 200510104035 A CN200510104035 A CN 200510104035A CN 1749534 B CN1749534 B CN 1749534B
Authority
CN
China
Prior art keywords
aerofoil
along
trailing edge
channel
cooling
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
CN2005101040350A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1749534A (zh
Inventor
A·C·P·雅卡拉
G·M·伊策尔
J·R·科尔瑙
A·A·拉德哈尼
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 CN1749534A publication Critical patent/CN1749534A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1749534B publication Critical patent/CN1749534B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • 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
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • 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)

Abstract

该冷却系统包括多个在该翼面内径向延伸的通道(32，132)，用于对流冷却该翼面。该多条通道中的预先确定数目的第一通道穿过该翼面顶部。该多条通道中的至少一条第二通道(46，146)进入邻近该翼面的后缘和翼面顶部区域的一个封闭空间(44，144)中，并沿着邻近该后缘(40，140)区域的一个或多个冷却通道(38，138)，沿径向向内流动。该冷却通道沿着该翼面的压力侧进入孔(42，142)中。这样，该后缘区域被对流冷却，以及被从该孔流出的空气薄膜薄膜冷却。

Description

涡轮叶片翼面后缘的冷却系统
技术领域
本发明涉及用于冷却涡轮叶片翼面的冷却系统，尤其涉及采用径向冷却通道以便用对流方式冷却该翼面并以对流与薄膜方式冷却该翼面的后缘区域的一种冷却系统。
背景技术
近年来，燃气涡轮一直趋向于提高入口点火温度，以改善输出和发动机效率。当气体温度升高时，在较高的金属温度下叶片翼面产生很大的蠕变损坏。该蠕变损坏恶化，直至产生蠕变断裂，并且损坏涡轮流动通道零件为止。另外，当点火温度升高时，因为热的燃烧气体沿径向向着顶部离心飞出，因此入口温度分布的趋势为在该翼面的顶部较热。这使得较大跨度的翼面更容易产生蠕变损坏。另外，因为翼面的形状，当该翼面的温度升高时，其后缘的包括氧化，蠕变和低循环疲劳裂纹的损坏增加。
在现有的叶片设计中，使用电化学加工(ECM)方法形成基本上沿径向通过该叶片的翼面的冷却通道。具体地说，使用成形的管子电化学加工(STEM)方法作出冷却孔，该方法是使用一个圆形的导向管，用电学方法腐蚀与该导向管形状相同的一个通道，“钻出”孔。该导向管钻削在该翼面的全长上扩展。一般一个单独的钻削过程在该叶片与转子叶轮榫连接的底部开始，并与由翼面STEM钻削方法腐蚀的通道相交。这样，从该叶片的榫，通过这些钻削通道，输送至翼面顶部的冷却空气，以对流方式冷却该翼面。然而，当该钻削孔的长度增加时，该成形的管会偏移。另外，考虑到空气动力学效率，将该翼面形状作成使其后缘非常薄。结果，只能在离开该后缘一定距离内钻削该STEM钻削孔，并且必然留下一大部分后缘不能较好地冷却。因此，需要一种可以更有效地冷却叶片翼面后缘区域的系统。
发明内容
在本发明的一个优选实施例中。提供了一个涡轮叶片的冷却系统。该叶片具有一个翼面，一个基座和连接在该翼面和该基座之间的一个平台。该翼面具有多条沿径向方向沿该翼面延伸的通道，用于与在该通道的径向内端处的冷却介质源连通，并当该冷却介质沿着该通道，沿径向向外方向流向该翼面的顶部时，以对流方式冷却该翼面。在邻近该翼面顶部的翼面出口孔口处，作出该多条通道中的预定数目的第一通道，以使用过的冷却介质流入该涡轮的热气体通道中。该多条通道中的至少一条第二通道，在邻近该翼面的顶部处，与一条冷却通道连通。该冷却通道沿着该翼面的后缘区域向内延伸，以便用对流方式冷却该后缘区域。该通道沿着该翼面的一侧并在该翼面长度的中间，终止于一出口孔处以便以薄膜方式冷却该后缘。该翼面包括一个邻近该翼面顶部的横跨的封闭空间，与该至少一条第二通道的出口和该冷却通道的入口连通。
在本发明的另一个优选实施例中，提供了冷却涡轮叶片的方法。该叶片具有一个翼面，一个基座和连接在该翼面和该基座之间的一个平台。该方法包括下列步骤：使该翼面带有多条沿其径向向其顶部延伸的通道；使冷却介质沿该通道沿径向向外方向流向该翼面顶部，以便以对流方式冷却该翼面；在邻近该翼面顶部的出口孔处，形成该多条通道中的预定数目的第一通道，以使用过的冷却介质流入该涡轮的热气体通道中；在邻近该翼面顶部的位置处使来自该多条通道中的至少一条第二通道的冷却介质与沿着该翼面的后缘区域沿径向向内方向延伸的一冷却通道连通，以便以对流方式冷却该后缘区域；并且使该通道沿该翼面的一侧并在该翼面长度的中间，终止于一个出口孔，以便以薄膜方式冷却该后缘。
附图说明
图1为有代表性的涡轮叶片的侧视图，它表示现有技术的冷却系统，其中，各种冷却通道用虚线表示；
图2为根据本发明的一个优选方面的通过包括一个冷却系统的翼面的部分横截面图；
图3为与图2相同的视图，表示另一个实施例；和
图4为表示该翼面顶部和该翼面的盖的顶部视图。
具体实施方式
参见附图，尤其是图1。它表示一个通常的涡轮叶片10，该叶片包括一个翼面12，一个基座14和一个连接在该翼面12和基座14之间的平台16。为了密封该涡轮热气体流动通道(没有示出)中的热气体，该涡轮叶片10包括干扰反射翼(angelwing)密封件18和一个顶部覆环20。另外，翼面10包括多条沿径向延伸的通道22，该通道22从该基座14，通过该平台16和翼面12，通过该顶部覆环20进至气体流动通道中。通常，将例如空气一类的冷却介质供给这些通道，以便当空气沿径向向外方向，从该翼面顶部流入热气体通道时，以对流方式冷却该翼面12。如图1所示，邻近该后缘26有一个区域24，仍不能较好地冷却。如上所述，当要保持该后缘区域24的结构整体性时，不能在很接近该后缘26处“钻”出通道22。
在图2和3中，根据本发明的一个优选实施例，至少部分冷却介质(例如空气)被改道，以便更好地冷却图1的现有技术没有很好冷却的该翼面的后缘区域。在该冷却系统中，冷却空气大致沿径向向内方向沿着邻近该后缘的通道流动，并沿着该翼面一侧作为薄膜排出。该通道和出口孔起到以对流方式冷却该后缘区域和沿着该后缘区域形成一绝热薄膜的双重作用。
在图2所示的翼面30的优选例子中，设有多条通道32，这些通道沿着该翼面长度大致沿径向方向延伸。这些通道22利用上述STEM钻削方法钻出。考虑到在STEM方法中所使用的成形管直径的偏移特性，沿大致径向向内方向自该翼面顶部36，尽可能靠近该后缘34，钻出预定数目的通道32。这样，沿着该翼面，在尽可能靠近该后缘34处，形成沿径向延伸的该通道32中的一条或多条通道38。这些一条或多条通道38在最需要冷却的关键区域-即翼面的后缘区域40，横向直通该翼面的一侧，最好为压力侧。该通道38的横截面最好为圆形。然而，当通过该翼面一侧通道断开时，这样作出的孔42的轮廓一般为椭圆形。在应力区域中的孔42的椭圆形轮廓可减少所产生的应力集中的影响。
为了使冷却介质在一条或多条通道38中流动，沿该翼面顶部的径向向内方向并直达该翼面顶部形成一凹部。该凹部44与一条或多条径向通道32连通。在所示的实施例中，在邻近该翼面顶部处，该通道32中的二条通道46与该凹部44连通，但一条或多条通道46也可以。该凹部44也可形成一个邻近该翼面顶部36与一条或多条通道38连通的封闭空间。结果，冷却空气沿着该一条或多条径向通道46沿径向向外方向流动，其中该流动进入该封闭空间44，并沿着该通道38沿径向向内方向反向流动。在通道38中的流动，沿着该翼面的压力侧径该孔42流出。由于冷却空气在通道38中大致沿径向向内方向流动的这一结果，该翼面的后缘区域以对流方式被冷却。另外，沿着该后缘区域的压力侧，通过该出口孔42，供给冷却空气薄膜，以便以薄膜方式冷却该后缘区域。
从图4可看出，该翼面30的顶部带有一个覆环盖48。该覆环盖包括与一个切齿52一起的一个覆环密封件50。该切齿52沿着该涡轮的一个固定覆环(没有示出)切出一条槽。如图4所示，该通道32具有直通该覆环盖48的出口孔口54，藉此，以对流方式冷却该翼面主要部分的冷却空气排空到该热气体通道。然而，该封闭空间44用一个盖或一个盖塞56覆盖。该盖或盖塞可以铜焊、焊接或用其他方法固定在该翼面顶部。这样，该封闭空间44被盖塞56封闭，可使径向向外流动的冷却空气通过这些一条或多条预定的通道46反向，沿径向向内方向流动，以对流方式冷却该翼面的后缘区域，并当经该出口孔42流出时，以薄膜方式冷却该后缘区域。
参见图3，相同的标号加在与图2相同的零件上，但在前面加1。在这个实施例中，该封闭空间144在该翼面顶部延伸或作得深得多。该封闭空间160的底部162沿径向向内方向跟该翼面顶部间隔，并向该后缘倾斜。这样，该延伸的封闭空间160可使STEM钻削方法在该翼面内形成比在图2的实施例中更深的通道138。利用这种方法，在图2的实施例中的孔42的位置的径向向内的位置上，出口孔142贯穿该翼面的压力侧。
虽然，已结合目前认为是最实际和优选的实施例说明了本发明，但应当了解，本发明不是仅限于所述的实施例，相反，在所附权利要求书的精神和范围内，它涵盖各种改进和等同的结构。
零件清单
14基座
30翼面
32通道
38通道
40后缘
42出口孔
44封闭空间
46通道
54出口孔口
56盖
130翼面
132通道
134后缘
138通道
140后缘
142出口孔
144封闭空间
146通道
160封闭空间
162底部

Claims (9)

1.一种涡轮叶片的冷却系统，该叶片包括：
一个翼面(30，130)，一个基座(14)和连接该翼面和基座之间的一个平台(16)；
所述翼面具有多条通道(32，132)，这些通道沿其径向延伸，用于跟该翼面径向内端的冷却介质源连通，并当该冷却介质沿着该通道沿径向向外方向流向该翼面的顶部时，以对流方式冷却该翼面；
所述多条通道(32，132)中的预定数目的第一通道，具有邻近所述翼面顶部的出口孔口(54)，以使用过的冷却介质流入该涡轮的热气体通道中；
所述多条通道中的至少一条第二通道(46，146)，在邻近该翼面的顶部处与冷却通道(38，138)连通，该冷却通道沿着该翼面的后缘(40，140)区域，向内延伸，以便用对流方式冷却该后缘区域，
所述冷却通道(38，138)沿着该翼面的一侧并在该翼面长度的中间，终止于一出口孔(42，142)中，以便沿着所述翼面一侧以薄膜方式冷却该后缘，
所述翼面(30)包括一个邻近所述翼面顶部的横跨的封闭空间(44，144)，与所述至少一条第二通道(46，146)的出口和所述冷却通道(38，138)的入口连通。
2.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述孔(42，142)穿过该翼面的压力侧。
3.如权利要求2所述的系统，其特征在于，所述孔(42)沿着所述压力侧的轮廓为椭圆形。
4.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述冷却通道(38，138)沿着一条比所述至少一条第二通道更接近该后缘(34)的路径延伸。
5.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述多条通道(32，132)中至少一条第二通道(46，146)，在邻近该翼面顶部，与至少二条冷却通道(38，138)连通，该二条冷却通道(38，138)沿着该翼面的后缘区域沿径向向内方向延伸，以便以对流方式冷却该翼面的后缘区域；所述二条冷却通道(38，138)沿着该翼面的所述一侧并在该翼面长度的中间，终止于出口孔(41，142)中，以便沿着所述翼面一侧，以薄膜方式冷却该后缘。
6.如权利要求5所述的系统，其特征在于，所述出口孔(42，142)沿着所述翼面长度处在不同的径向位置。
7.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述封闭空间(44，144)直通该翼面顶部，并且在该翼面顶部有一盖(56)封闭该封闭空间。
8.如权利要求7所述的系统，其特征在于，所述封闭空间(44)的底部(162)沿径向向内方向跟该翼面顶部间隔。
9.如权利要求1所述的系统，其特征为，所述多条通道的至少一条第二通道(46，146)在邻近该翼面顶部处与至少二条冷却通道(38，138)连通，该二条冷却通道(38，138)沿着该翼面的后缘区域(40，140)，沿径向向内方向延伸，以便以对流方式冷却该翼面的后缘区域；所述二条冷却通道沿着该翼面的所述一侧并在该翼面长度的中间，终止于出口孔(42，142)中，以便沿着所述翼面一侧，以薄膜方式冷却该后缘；所述封闭空间(44，144)与所述至少一条第二通道的出口和所述二条冷却通道的入口连通。
CN2005101040350A 2004-09-15 2005-09-15 涡轮叶片翼面后缘的冷却系统 Expired - Fee Related CN1749534B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/940,705 US7066716B2 (en) 2004-09-15 2004-09-15 Cooling system for the trailing edges of turbine bucket airfoils
US10/940705 2004-09-15

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1749534A CN1749534A (zh) 2006-03-22
CN1749534B true CN1749534B (zh) 2010-05-26

Family

ID=35853783

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2005101040350A Expired - Fee Related CN1749534B (zh) 2004-09-15 2005-09-15 涡轮叶片翼面后缘的冷却系统

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7066716B2 (zh)
JP (1) JP4778754B2 (zh)
CN (1) CN1749534B (zh)
DE (1) DE102005044182B4 (zh)

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7862300B2 (en) * 2006-05-18 2011-01-04 Wood Group Heavy Industrial Turbines Ag Turbomachinery blade having a platform relief hole
US7722326B2 (en) * 2007-03-13 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. Intensively cooled trailing edge of thin airfoils for turbine engines
US8376706B2 (en) * 2007-09-28 2013-02-19 General Electric Company Turbine airfoil concave cooling passage using dual-swirl flow mechanism and method
US7934906B2 (en) 2007-11-14 2011-05-03 Siemens Energy, Inc. Turbine blade tip cooling system
FR2929149B1 (fr) * 2008-03-25 2010-04-16 Snecma Procede de fabrication d'une aube creuse
US20090324387A1 (en) * 2008-06-30 2009-12-31 General Electric Company Aft frame with oval-shaped cooling slots and related method
JP5306973B2 (ja) * 2009-11-27 2013-10-02 京セラ株式会社 携帯電子機器、認証システム及び携帯電子機器の制御方法
US20120087803A1 (en) * 2010-10-12 2012-04-12 General Electric Company Curved film cooling holes for turbine airfoil and related method
US8882448B2 (en) 2011-09-09 2014-11-11 Siemens Aktiengesellshaft Cooling system in a turbine airfoil assembly including zigzag cooling passages interconnected with radial passageways
US8840363B2 (en) 2011-09-09 2014-09-23 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling system in a turbine airfoil assembly
JP5536001B2 (ja) 2011-09-20 2014-07-02 株式会社日立製作所 ガスタービン翼フィルム冷却孔の設定方法及びガスタービン翼
US9127560B2 (en) * 2011-12-01 2015-09-08 General Electric Company Cooled turbine blade and method for cooling a turbine blade
US9932837B2 (en) * 2013-03-11 2018-04-03 United Technologies Corporation Low pressure loss cooled blade
US8985949B2 (en) 2013-04-29 2015-03-24 Siemens Aktiengesellschaft Cooling system including wavy cooling chamber in a trailing edge portion of an airfoil assembly
US9606297B2 (en) 2013-06-24 2017-03-28 Commscope Technologies Llc Transition connector for hybrid fiber optic cable
US10092969B2 (en) 2015-07-30 2018-10-09 General Electric Company Drilling tool and system for use in machining a conductive work piece
US10703468B2 (en) 2015-09-17 2020-07-07 Sikorsky Aircraft Corporation Stress reducing holes
US10508554B2 (en) 2015-10-27 2019-12-17 General Electric Company Turbine bucket having outlet path in shroud
US9885243B2 (en) * 2015-10-27 2018-02-06 General Electric Company Turbine bucket having outlet path in shroud
US10156145B2 (en) 2015-10-27 2018-12-18 General Electric Company Turbine bucket having cooling passageway
US10830051B2 (en) 2015-12-11 2020-11-10 General Electric Company Engine component with film cooling
EP3266982A1 (de) * 2016-07-06 2018-01-10 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit kühlmittelkanal und auslassöffnung
US10577945B2 (en) * 2017-06-30 2020-03-03 General Electric Company Turbomachine rotor blade
KR102230700B1 (ko) 2017-09-12 2021-03-23 한국기계연구원 가스 터빈용 블레이드
DE112018007681T5 (de) * 2018-07-31 2021-03-11 General Electric Company Gekühltes schaufelblatt und herstellungsverfahren
US20240117743A1 (en) * 2022-10-05 2024-04-11 General Electric Company Turbine engine with component having a cooling hole with a layback surface

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6491496B2 (en) * 2001-02-23 2002-12-10 General Electric Company Turbine airfoil with metering plates for refresher holes

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS611804A (ja) * 1984-06-12 1986-01-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 冷却式タ−ビン翼
JPS62135603A (ja) * 1985-12-06 1987-06-18 Toshiba Corp ガスタ−ビン動翼
WO1994012768A2 (en) * 1992-11-24 1994-06-09 United Technologies Corporation Coolable airfoil structure
US5403159A (en) * 1992-11-30 1995-04-04 United Technoligies Corporation Coolable airfoil structure
JPH0763002A (ja) * 1993-08-27 1995-03-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン中空動翼
JP3192854B2 (ja) * 1993-12-28 2001-07-30 株式会社東芝 タービン冷却翼
JPH0814001A (ja) * 1994-06-29 1996-01-16 Toshiba Corp ガスタービン翼
JP2971356B2 (ja) * 1995-01-24 1999-11-02 三菱重工業株式会社 ガスタービンの動翼
US5931638A (en) * 1997-08-07 1999-08-03 United Technologies Corporation Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer
US5902093A (en) * 1997-08-22 1999-05-11 General Electric Company Crack arresting rotor blade
US6220817B1 (en) * 1997-11-17 2001-04-24 General Electric Company AFT flowing multi-tier airfoil cooling circuit
US5975851A (en) * 1997-12-17 1999-11-02 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge root section cooling
US6224336B1 (en) * 1999-06-09 2001-05-01 General Electric Company Triple tip-rib airfoil

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6491496B2 (en) * 2001-02-23 2002-12-10 General Electric Company Turbine airfoil with metering plates for refresher holes

Also Published As

Publication number Publication date
JP4778754B2 (ja) 2011-09-21
DE102005044182B4 (de) 2017-05-18
CN1749534A (zh) 2006-03-22
US20060056969A1 (en) 2006-03-16
DE102005044182A1 (de) 2006-03-16
JP2006083851A (ja) 2006-03-30
US7066716B2 (en) 2006-06-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1749534B (zh) 涡轮叶片翼面后缘的冷却系统
US6506022B2 (en) Turbine blade having a cooled tip shroud
EP1927727B1 (en) Turbine blade with cooled blade tip and method for cooling the said blade
US11401821B2 (en) Turbine blade
CN101008323B (zh) 带有冷却基座前缘的燃气轮机叶片和冷却基座前缘的方法
US8753083B2 (en) Curved cooling passages for a turbine component
JP4785507B2 (ja) ブルノーズ段部付きタービンノズル
US9863254B2 (en) Turbine airfoil with local wall thickness control
US20090169394A1 (en) Method of forming cooling holes and turbine airfoil with hybrid-formed cooling holes
US10107108B2 (en) Rotor blade having a flared tip
CN107614834A (zh) 具有逐渐缩减的腔穴的用于翼型件的冷却通道
JP2006348938A (ja) タービンバケット先端キャップ
JP2009144724A (ja) 発散型タービンノズル
US10577943B2 (en) Turbine engine airfoil insert
JP2005076636A (ja) ガスタービンエンジンのロータ組立体を冷却するための方法及び装置
US20150226069A1 (en) Rotating turbine component with preferential hole alignment
CN203835465U (zh) 用于燃气涡轮发动机的涡轮机叶片的冷却通道
CN104520538B (zh) 涡轮叶片
US20180347374A1 (en) Airfoil with tip rail cooling
EP3669054B1 (en) Turbine blade and corresponding method of servicing
US20180179899A1 (en) Method and apparatus for brazed engine components
RU2489573C2 (ru) Охлаждаемая лопатка газотурбинного двигателя, способ ее сборки, направляющий сопловый аппарат газотурбинного двигателя, турбина, содержащая указанный аппарат, газотурбинный двигатель
JPS59231102A (ja) ガスタ−ビンの翼

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: 20100526

Termination date: 20200915