DE1601550B2 - Kuehlbare wand mit porositaet, insbesondere fuer schaufeln oder leitflaechen in einer gasturbine - Google Patents
Kuehlbare wand mit porositaet, insbesondere fuer schaufeln oder leitflaechen in einer gasturbineInfo
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Description
Die Erfindung betrifft eine kühlbare Wand mit über ihrer Fläche verteilter vorherbestimmter Porosität,
insbesondere für Schaufeln oder Leitflächen in einer Gasturbine, bestehend aus parallel zur Wand
angeordneten Schichten mit labyrinthartigen Poren.
Aus der britischen Patentschrift 619 634 ist es bekannt, ein Kühlmittel durch von Poren gebildete
Wege strömen zu lassen.
Weiterhin ist es aus der USA.-Patentschrift 067 982 sowie aus der französischen Patentschrift
206 730 bekannt, ein poröses Turbinenblatt dadurch herzustellen, daß Drähte wendelförmig in verschiedenen
Schichten auf einen Dorn aufgewickelt werden, wobei aufeinanderfolgende Schichten der
Wicklung unterschiedliche Steigungen aufweisen.
Anschließend müssen die einzelnen Schichten verschweißt werden. Dabei bilden die zwischen den
Drähten verbleibenden Ausnehmungen Kühlkanäle, welche von einem Kühlfluid durchströmt werden.
Weiterhin ist aus der USA.-Patentschrift 3 159 012 grundsätzlich bekannt, einen durchlässigen Werkstoff
bei der Herstellung der Umhüllung von Gasturbinenschaufeln mit Transpirationskühlung zu verwenden.
Schließlich ist es aus der USA.-Patentschrift 2 853 271 bekannt, bei aus Schichten aufgebauten
gekühlten Turbinenschaufeln reliefartige Eindrücke zwecks Bildung von Kühlkanälen zwischen den
Schichten vorzusehen.
Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine kühlbare Wand der eingangs genannten Art zu schaffen,
welche sich bei einfacher Fertigung durch besonders günstige Festigkeitseigenschaften auszeichnet
und eine strömungstechnisch vorteilhafte Fluidkühlung gestattet.
Zur Lösung dieser Aufgabe sieht die Erfindung vor, daß die Wand wenigstens zwei Schichten aufweist,
deren Poren einander nicht gegenüberstehen und daß mindestens eine Schicht an jeder Berührungsfläche
Ausnehmungen aufweist, welche Verbindungskanäle zwischen den Poren bilden.
Bevorzugte Ausführungsformen und vorteilhafte Weiterbildungen des Erfindungsgegenstandes gehen
aus den Unteransprüchen hervor.
Ein wesentlicher gemäß der Erfindung erzielbarer technischer Fortschritt besteht darin, daß die erfindungsgemäße
kühlbare Wand sich besonders gut für eine vollautomatisierte Fertigung eignet, was im Hinblick
auf die in großen Stückzahlen benötigten Turbinenschaufeln zu erheblichen wirtschaftlichen Vorteilen
führt.
Weiterhin ist eine erhöhte Kühlwirkung dadurch erreichbar, daß die Durchlässigkeit des porösen Materials
in verschiedenen Bereichen sehr leicht variiert werden kann, so daß die Porosität und damit der
Wirkungsgrad der Kühlung auf einer Turbinenschaufel abschnittsweise den jeweiligen strömungstechnisch
bedingten Erwärmungen angepaßt werden kann.
Die Erfindung wird im folgenden beispielsweise an Hand der Zeichnung beschrieben. In dieser zeigt
F i g. 1 eine schematische Darstellung eines Turbinenstrahltriebwerks,
welche die einzelnen unter besonders hohen Temperaturen stehenden Teile zeigen soll,
F i g. 2, 3 und 4 zeigen stark vergrößerte Ansichten einer Metallschicht, wobei die F i g. 2 und 4 Ansichten
der gegenüberliegenden Flächen sind und F i g. 3 einen Querschnitt darstellt,
Fig. 5 zeigt eine ähnliche Ansicht einer Schicht von unterschiedlicher Gestalt,
Fig. 6 eine auseinandergezogene axonometrische vergrößerte Ansicht eines Bleches, das aus drei
Schichten zusammengesetzt ist, die von denen der vorhergehenden Figuren verschieden sind,
Fig. 7 eine auseinandergezogene Ansicht eines
Turbinenblattes,
F i g. 8 eine ähnliche Ansicht des zusammengesetzten Blattes,
Fig. 9, 10 und 11 zeigen Draufsichten, welche die
innere, die Zwischen- bzw. die äußere Schicht eines Dreischichtenbleches zeigt, das insbesondere für ein
Turbinenblatt, wie es in F i g. 8 dargestellt ist, geeignet ist,
Fig. 12 zeigt einen vergrößerten Querschnitt der
Leitkante eines Blattes, das aus einem Blech nach den Fig. 9, 10 und 11 gebildet ist, und
Fig. 13 zeigt eine schematische Veranschaulichung
einer weiteren Abwandlung einer Schichtenan-Ordnung.
In Fig. 1 ist ein typisches Turbostrahltriebwerk schematisch dargestellt. Das Triebwerk umfaßt einen
Axialkompressor 16, eine Verbrennungseinsätze 17 mit Übergangsquerschnitten aufweisende Verbrennungseinrichtung
und eine Turbine 18. Die Turbine umfaßt Leitschaufeln 19 und Laufschaufeln 21. Eine
Welle 22 kuppelt die Turbine mit dem Kompressor. Ein Kanal 23 nimmt die Abgase aus der Turbine auf,
und ein Nachbrenner 25 kann in dem Abgaskanal angeordnet sein. In einem derartigen Triebwerk sind
die Verbrennungseinsätze und die Übergangsquerschnitte, die Leitschaufeln mit ihren Ummantelungen,
die Laufschaufeln und die Bauteile in dem Ab-' gaskanal alle relativ hohen Temperaturen ausgesetzt,
die gewöhnlich bei etwa 700 bis 1000° C liegen.
Poröse Wände gemäß der Erfindung können leicht in Gasturbinen eingesetzt werden. Jedoch muß das
Material für die Laufschaufeln so fest sein, daß es der Zentrifugalkraft und den Gasbelastungen standhalten
kann. Außerdem muß es genügend biegsam oder formbar sein, um die Leitkanten-Radien zu biegen.
In der F i g. 6 sind die Außenschicht 29, die Zwischensicht 30 und die Innenschicht 31 dargestellt. In 3"
einer Ausführungsform ist die Schicht 29 etwa 0,12 mm stark, während die beiden anderen Schichten
eine Stärke von etwa 0,24 mm aufweisen. Die durchgehenden Löcher oder Poren 33, 34 und 35 in
der jeweiligen Schicht haben Durchmesser in der Größenordnung von 0,1 bis 0,2 mm. Die äußeren
und inneren Schichten haben ebene Flächen. Die Zwischenschicht ist mit parallelen Rillen 37 auf ihrer
Außenfläche und 38 auf ihrer Innenfläche versehen. Die Rillen auf jeder Fläche verlaufen im rechten
Winkel zu denen der anderen Fläche. Die Löcher und Rillen in den Schichten können durch Fotoätzung
oder durch elektrochemische Bearbeitung gebildet werden. Die Rillen 37 und 38 können bis zu einer
Tiefe von etwa 0,15 mm herausgeätzt werden, so daß sie ineinander einschneiden und die Poren 34 bilden.
Ein zusammengesetztes Blech wird aus den drei Schichten nach Fig. 6 dadurch hergestellt, daß die
Schichten aneinandergelegt und miteinander verbunden werden. Die Schichten werden so gestapelt, daß
die Poren 33, 34 und 35 nicht miteinander fluchten. Zum Beispiel können die Löcher 35 etwa auf der
Hälfte zwischen den Löchern 34 liegen, während diese etwa auf dem halben Weg zwischen den Löchern
33 angeordnet sind. Somit kann von der Innenfläche her zu dem Blech geführte Luft durch die Löcher 35,
entlang den Rillen 38, durch die Löcher 34, entlang den Rillen 37 und durch die Löcher 33 heraus zu der
Oberfläche des Bleches fließen. Durch die Rillen innerhalb des Materials und aus diesen zahlreichen Poren
fließende Luft kann das Material stark kühlen. Der Abstand zwischen den Poren in jedem Blech
kann in einem solchen Falle gewöhnlich zwischen ungefähr 0,75 mm bis ungefähr 1,25 mm variieren.
Die F i g. 2, 3 und 4 zeigen eine Form der Schicht, welche als vorteilhaft anzusehen ist. Diese Figuren
veranschaulichen einen Typ eines Loch-Vorsprung-Musters, welches auch durch Verwendung der Fotoätz-
oder chemischen Ätztechnik bei der Herstellung des Bleches erhalten werden kann. Ausgehend von
einem Blech 39 geeigneter Stärke wird das Material von einer Seite her geätzt, um Vertiefungen 41 zu bilden
und von der anderen Seite, um Vertiefungen 42 zu schaffen, welche mit den Vertiefungen 41 fluchten
und mit diesen in Verbindung stehen, um die Poren oder die durchgehenden Kanäle 43 zu bilden. Eine
Oberfläche der Schicht ist zusätzlich geätzt, um eine Anzahl von eng benachbarten kreisförmigen Vorsprüngen
oder Stegen 45 zu belassen, welche ein Netz von Kanälen durch die Ausnehmungen 46 zwischen
den Stegen bilden.
Wenn zwei Schichten mit Vorsprüngen wie 45 aufeinandergelegt werden, sind die Vorsprünge zueinander
ausgerichtet, so daß eine Kraft, die an das zusammengesetzte Blech beim Formen angelegt wird,
direkt durch das feste Material übertragen werden kann. Jedoch sind die Poren, wie die Poren 43, in
aufeinanderfolgenden Schichten versetzt angeordnet. Die richtige Ausrichtung kann durch Registerlöcher
in den Rändern der Schicht gewährleistet werden.
Ein weiteres Merkmal ist in Fig. 5 dargestellt, welche eine Draufsicht auf eine Schicht der gleichen
Art wie in den F i g. 2 bis 4 darstellt. Der Hauptunterschied liegt in der Verteilung der Poren. Die
Schicht 50 nach Fig. 5 ist nach einem Netzmuster
ausgelegt, von dem beispielsweise ein Quadrat, wie es durch die Klammern A und B angedeutet ist, die
Grundeinheit eines Gitters ist. Acht derartige Grundeinheiten, nämlich die Quadrate 51, sind in der Figur
dargestellt.
Jede Einheit 51 trägt sechs Reihen von Stegen oder Vorsprüngen 52 in jeder Richtung, wobei die
Vorsprünge schachbrettartig angeordnet sind, so daß in diesem Falle achtzehn Stege in jeder Einheit vorliegen.
Die Spalten 53 zwischen den Stegen sorgen für einen seitlichen oder quer verlaufenden Luftstrom.
Die Poren oder durchgehenden Löcher, wie sie bei 55 angedeutet sind, sind in jeder Einheit nicht
an derselben Stelle, sondern sind in einem beliebigen Muster angeordnet. Dieses Muster weist insofern
einen Vorteil auf, da es nun nicht erforderlich ist, die übereinanderliegenden Schichten auszurichten. Mit
dem einheitlichen Lochmuster nach den F i g. 2 bis 4 könnte ein Fehler bei der Ausrichtung der Schichten
zur Folge haben, daß alle Poren in den verschiedenen Schichten miteinander ausgerichtet sind und somit
gerade Löcher durch das zusammengesetzte Blech hindurch vorliegen. Auf diese Weise wäre der Querfluß
durch das Blech beseitigt, und die Durchlässigkeit des Bleches wäre ebenfalls beträchtlich erhöht.
Das Ergebnis wäre eine weniger wirksame Kühlung und ein beträchtlich größerer Verbrauch an Kühlmittel.
Bei den Schichten, in denen die Löcher innerhalb von Einheitsflächen zufällig verteilt sind, besteht hingegen
keine Möglichkeit, daß mehr als gelegentlich ein Paar von Löchern miteinander fluchtet. Somit ist
das Ausrichtungsproblem nicht mehr akut. Ein wichtiges Merkmal des porösen Materials ist seine Durchlässigkeit
für die Strömung, welche als Gewicht der Luftströmung durch die Einheitsfläche des Bleches
unter dem Einheitsdifferential druck ausgedrückt werden kann. In jedem Falle ist es erwünscht, durch die
gewundenen Kanäle des Bleches die genaue Menge an Luft oder anderem Strömungsmittel strömen zu
lassen, welche die erforderliche Kühlwirkung schafft.
Es ist unerwünscht, zu hohe Drücke zum Durchdrükken des Strömungsmittels zu verwenden, und gewöhnlich
wird in einer Gasturbine Luft mit dem Kompressorausgangsdruck verwendet. Abhängig von
dem Druck am Äußeren der Schaufel oder eines anderen gekühlten Teiles kann die Strömung zu der
Schaufel dadurch beeinflußt werden, daß eine bestimmte Durchlässigkeit irgendeiner Fläche des Bleches
gewählt wird, welche eine Funktion der Größen und Abstände der Poren in den verschiedenen
Schichten und der Charakteristiken der Strömungskanäle parallel zu der Fläche des Bleches zwischen
den Poren ist. Die Strömung für einen gegebenen Druck kann in weiten Grenzen dadurch verändert
werden, daß diese Konstanten des Bleches geändert werden. Bei einem ungekühlten Turbinenblatt sind
z. B. die Leitkante und die Druckseite des Blattes relativ heiß, während die Saugseite beträchtlich kühler
ist.
Eine Anwendung einer kühlbaren Wand gemäß der Erfindung auf eine Turbinenschaufel ist in den
F i g. 7 bis 8 veranschaulicht, wobei F i g. 7 die beiden Teile der Schaufel in auseinandergezogener Darstellung
und Fig. 8 die vervollständigte Schaufel zeigt. Die Schaufel 56 umfaßt eine Wurzel 57, einen
Schaft 58, eine Plattform 59 und einen Kern 61, der in eine Stirnkappe 62 mündet. Weiter umfaßt die
Schaufel eine Fläche 64, welche aus einem Blech aus durchlässigem Material besteht, das zu einer geeigneten
Stromlinienfläche mit einer Eintrittskante 65 und einer Austrittskante 66 geformt und gefaltet ist. Die
Fläche kann elektronenstrahlgeschweißt oder sonstwie an dem Kern, an den Rändern der Kappe 62, um
den sich von der Plattform erstreckenden Vorsprung 67 und außerdem entlang der Rippen 68 des Kernes
befestigt sein. Kühlluft kann zu dem Blatt durch eine Öffnung 69 in dem Schaft zugeführt werden, welche
mit Öffnungen 70 verbunden ist, die Luft zu den Räumen zwischen dem Kern 61 und der Fläche zuführen.
Diese Luft passiert dann durch die versetzten Poren und Querkanäle in der Fläche und strömt von
der Schaufel durch die Vielfachporen 73 in der Außenschicht der Fläche.
Die Fig. 9 bis 12 veranschaulichen eine weitere Ausführungsform, welche auf eine Turbinenschaufel
angewandt ist. Die Fig. 9, 10 und 11 zeigen jeweils die innere Schicht 75, die Zwischenschicht 76 und
die Außenschicht 77. Die Innenschicht weist mit Abstand zueinander angeordnete Poren 78, die Zwischenschicht
76 Poren 79 und die Außenschicht Poren 81 auf. Der Porenabstand in den Schichten ist so
gewählt, daß ein gewünschter Luftstromweg gegeben ist. Die Außenflächen beider Schichten 76 und 75
haben ein Stegmuster, welches ähnlich dem Muster der Stege 45 nach F i g. 2 oder 55 nach F i g. 5 ist.
Der Maßstab der Fig. 9 und 10 gestattet es nicht, dieses Muster darzustellen, welches die Querkanäle
zwischen den Schichten 75 und 76 und zwischen den Schichten 76 und 77 schafft. Die Außenschicht 77 ist
in eine äußere Zone und eine innere Zone entlang der Grenzlinie geteilt, die durch die gestrichelten Linien
C und D in Fig. 11 angedeutet ist. Die Poren 82 in dem der Wurzel am nächsten liegenden Teil
sind in einem größeren Abstand voneinander angeordnet als die Poren 81 im oberen Teil. Die
Schichten 75, 76 und 77 sind miteinander verbunden und gefaltet, wie es in den F i g. 7 und 8 gezeigt ist.
Die sich ergebende Verkleidung kann auf eine Basis oder Unterlage montiert werden, wie sie in Fig. 7
dargestellt ist. Beim Anbringen der Verkleidung wird das sich quer über die Basis des Streifens erstreckende
undurchlöcherte Basisteil 83 verwendet, um die Halterung zur Anbringung der Schaufelverkleidung
zu befestigen. Somit ist die Schaufelverkleidung mit Bereichen verschiedener Porosität versehen, und
ίο zwar durch die Veränderung des Porenabstandes.
Ein weiteres Merkmal der Anordnung nach den Fig. 9 bis 12 besteht in der besonderen Ausbildung
der Eintrittskante, um eine Filmkühlung durch einen großen Luftstrom von der Eintrittskante der Schaufel
zu schaffen. In diesem Zusammenhang haben die Schichten 75 und 76 durchgehende Schlitze 86 und
87 in einer Reihe in einer Mulde 88 oder 89 entlang der Faltung zur Bildung der Führungskante verteilt.
Die Außenschicht 77 ist mit drei Reihen von sehr kleinen Löchern 91 im gleichen Bereich versehen.
Wenn die drei Schichten miteinander verbunden werden, liegen die kleinen Löcher 88 über den relativ
breiten Schlitzen 86 und 87 und den Mulden 88 und 89. Somit wird zu der Innenseite der Schaufel gelieferte
Luft durch die beiden inneren Schichten und aus den kleinen Löchern 88 in der Leitkante der
Außenschicht der Schaufelverkleidung strömen. Diese Luft wird über die Fläche der Schaufel durch das
bewegte Strömungsmittel nach hinten getragen, um eine Luftschicht für Filmkühlung der Schaufel zu bilden.
Zusätzlich strömt zum Inneren der Schaufel gelieferte Luft durch Kanäle 78, um Stege 92 auf der
Innenschicht 75, durch Poren 79, um Stege 93 an der Außenfläche der Schicht 76 und durch Poren 81 in
der Außenschicht 77.
Der Aufbau an der Eintrittskante, wie er eben beschrieben wurde, ist ebenfalls im Hinblick darauf
vorteilhaft, daß relativ kleine Eintrittskantenradien geformt werden können, ohne eine schädliche Verzerrung
oder Verschließung der Poren und Kanäle zu befürchten.
Eine weitere Ausbildung eines permeablen Bleches ist in Fig. 13 dargestellt. Hier ist die äußere Schicht
bei 101, die Zwischenschicht bei 102 und die Innenschicht bei 103 dargestellt. Das Material ist auf der
Basis von Modularquadraten wie 105 ausgelegt, und die Ätzung des Metalls ist innerhalb der Modularflachen
im allgemeinen ausgeführt, wie es mit Bezug auf F i g. 5 beschrieben wurde. In diesem Falle hat die
Außenschicht 101 jedoch Poren 107 in ihrer Außenfläche und Rillen 108 in der Innenfläche, welche mit
den Poren fluchten. Die Zwischenschicht 102 besitzt Rillen 109 in ihrer Außenfläche und diese zur Bildung
von Poren 112 schneidende Rillen 111 in ihrer Innenfläche. Die innere Schicht 103 ist mit Rillen
113 auf ihrer Außenfläche versehen, welche durch Poren 114 von der Innenfläche der Schicht versorgt
werden. Die Rillen 108 und 111 sind in einer Richtung orientiert, während die Rillen 109 und 113 quer
zu diesen verlaufen. Alle Rillen und Löcher sind willkürlich verteilt. Rillenlänge, Abstand und Modulabmessung
sind so gewählt, daß der Schnitt der Rillen gewährleistet ist. Das poröse Material ist auch
zur Kühlung durch Flüssigkeiten verwendbar und auch auf Metalle anwendbar, welche nicht hochtemperaturbeständig
sind.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
Claims (8)
1. Kühlbare Wand mit über ihrer Fläche verteilter vorherbestimmter Porosität, insbesondere
für Schaufeln oder Leitflächen in einer Gasturbine, bestehend aus parallel zur Wand angeordneten
Schichten mit labyrinthartigen Poren, dadurch gekennzeichnet, daß die Wand
wenigstens zwei Schichten (29, 30, 31) aufweist, deren Poren (33, 34, 35) einander nicht gegenüberstehen
und daß mindestens eine Schicht (30) an jeder Berührungsfläche Ausnehmungen (37)
aufweist, welche Verbindungskanäle zwischen den Poren (33, 34, 35) bilden.
2. Kühlbare Wand nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausnehmungen (37) als
Rillen ausgebildet sind, welche im wesentlichen parallel zueinander in der Schicht (30) angeoroV
net sind.
3. Kühlbare Wand nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Schicht (30) eng benachbarte
nicht aneinanderstoßende Stege (45) aufweist.
4. Kühlbare Wand nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
die Poren (33, 34, 35) in einem regelmäßigen Muster angeordnet sind.
5. Kühlbare Wand nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
die Poren (33, 34, 35) in verschiedenen Bereichen der Schicht (30) in unterschiedlicher Dichte vorgesehen
sind.
6. Kühlbare Wand nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
die in einer Schicht (30) vorgesehenen Ausnehmungen im wesentlichen senkrecht zu den unmittelbar
benachbarten Ausnehmungen verlaufen.
7. Kühlbare Wand nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
die Ausnehmungen (37) in bestimmten Bereichen der Schicht (30) statistisch verteilt sind.
8. Kühlbare Wand für eine Gasturbinenschaufel nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch
gekennzeichnet, daß Löcher oder Schlitze (86, 87, 91) im Bereich der Schaufelvorderkante
vorgesehen sind.
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Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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US52620766A | 1966-02-09 | 1966-02-09 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1601550A1 DE1601550A1 (de) | 1971-06-24 |
DE1601550B2 true DE1601550B2 (de) | 1972-04-13 |
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ID=24096381
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19671601550 Pending DE1601550B2 (de) | 1966-02-09 | 1967-02-09 | Kuehlbare wand mit porositaet, insbesondere fuer schaufeln oder leitflaechen in einer gasturbine |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3584972A (de) |
DE (1) | DE1601550B2 (de) |
GB (1) | GB1226751A (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2555814A1 (de) * | 1974-12-13 | 1976-06-24 | Rolls Royce 1971 Ltd | Hochtemperaturfester schichtenkoerper insbesondere fuer gasturbinenstrahltriebwerke |
Families Citing this family (107)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3709632A (en) * | 1971-02-12 | 1973-01-09 | Gen Motors Corp | Blade tip closure |
US3819295A (en) * | 1972-09-21 | 1974-06-25 | Gen Electric | Cooling slot for airfoil blade |
US3933442A (en) * | 1972-11-17 | 1976-01-20 | General Motors Corporation | Laminated body |
US3864058A (en) * | 1973-02-05 | 1975-02-04 | Garrett Corp | Cooled aerodynamic device |
US4022542A (en) * | 1974-10-23 | 1977-05-10 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine blade |
US4168348A (en) * | 1974-12-13 | 1979-09-18 | Rolls-Royce Limited | Perforated laminated material |
US4042162A (en) * | 1975-07-11 | 1977-08-16 | General Motors Corporation | Airfoil fabrication |
GB1550368A (en) * | 1975-07-16 | 1979-08-15 | Rolls Royce | Laminated materials |
US4004056A (en) * | 1975-07-24 | 1977-01-18 | General Motors Corporation | Porous laminated sheet |
GB1564608A (en) * | 1975-12-20 | 1980-04-10 | Rolls Royce | Means for cooling a surface by the impingement of a cooling fluid |
US4118146A (en) * | 1976-08-11 | 1978-10-03 | United Technologies Corporation | Coolable wall |
GB2033071B (en) * | 1978-10-28 | 1982-07-21 | Rolls Royce | Sheet metal laminate |
GB2049152B (en) * | 1979-05-01 | 1983-05-18 | Rolls Royce | Perforate laminated material |
US4269032A (en) * | 1979-06-13 | 1981-05-26 | General Motors Corporation | Waffle pattern porous material |
US4245769A (en) * | 1979-06-28 | 1981-01-20 | General Motors Corporation | Laminate bonding method |
US4312186A (en) * | 1979-10-17 | 1982-01-26 | General Motors Corporation | Shingled laminated porous material |
US4296606A (en) * | 1979-10-17 | 1981-10-27 | General Motors Corporation | Porous laminated material |
US4338360A (en) * | 1980-05-01 | 1982-07-06 | General Motors Corporation | Method for coating porous metal structure |
US4485630A (en) * | 1982-12-08 | 1984-12-04 | General Electric Company | Combustor liner |
US4587700A (en) * | 1984-06-08 | 1986-05-13 | The Garrett Corporation | Method for manufacturing a dual alloy cooled turbine wheel |
US4751962A (en) * | 1986-02-10 | 1988-06-21 | General Motors Corporation | Temperature responsive laminated porous metal panel |
GB2192705B (en) * | 1986-07-18 | 1990-06-06 | Rolls Royce Plc | Porous sheet structure for a combustion chamber |
JPH0366585A (ja) * | 1989-08-02 | 1991-03-22 | Fujitsu Ltd | 関節型ロボット |
US5060472A (en) * | 1990-04-12 | 1991-10-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Insulated cooling liner |
US5127221A (en) * | 1990-05-03 | 1992-07-07 | General Electric Company | Transpiration cooled throat section for low nox combustor and related process |
GB2244673B (en) * | 1990-06-05 | 1993-09-01 | Rolls Royce Plc | A perforated sheet and a method of making the same |
US5239823A (en) * | 1991-02-26 | 1993-08-31 | United Technologies Corporation | Multiple layer cooled nozzle liner |
US5130163A (en) * | 1991-04-26 | 1992-07-14 | General Motors Corporation | Porous laminate surface coating method |
US5241827A (en) * | 1991-05-03 | 1993-09-07 | General Electric Company | Multi-hole film cooled combuster linear with differential cooling |
US5176499A (en) * | 1991-06-24 | 1993-01-05 | General Electric Company | Photoetched cooling slots for diffusion bonded airfoils |
US5152667A (en) * | 1991-07-16 | 1992-10-06 | General Motors Corporation | Cooled wall structure especially for gas turbine engines |
US5653110A (en) * | 1991-07-22 | 1997-08-05 | General Electric Company | Film cooling of jet engine components |
US5810552A (en) * | 1992-02-18 | 1998-09-22 | Allison Engine Company, Inc. | Single-cast, high-temperature, thin wall structures having a high thermal conductivity member connecting the walls and methods of making the same |
US5295530A (en) * | 1992-02-18 | 1994-03-22 | General Motors Corporation | Single-cast, high-temperature, thin wall structures and methods of making the same |
FR2691209B1 (fr) * | 1992-05-18 | 1995-09-01 | Europ Propulsion | Enceinte contenant des gaz chauds refroidie par transpiration, notamment chambre propulsive de moteur-fusee, et procede de fabrication. |
US5501011A (en) * | 1992-05-18 | 1996-03-26 | Societe Europeenne De Propulsion | Method of manufacture of an enclosure containing hot gases cooled by transportation, in particular the thrust chamber of a rocket engine |
US5687572A (en) * | 1992-11-02 | 1997-11-18 | Alliedsignal Inc. | Thin wall combustor with backside impingement cooling |
US5398410A (en) * | 1993-03-19 | 1995-03-21 | Mcdonnell Douglas Corporation | Method of making a superplastically formed structure having a perforated skin |
US5337568A (en) * | 1993-04-05 | 1994-08-16 | General Electric Company | Micro-grooved heat transfer wall |
US5327727A (en) * | 1993-04-05 | 1994-07-12 | General Electric Company | Micro-grooved heat transfer combustor wall |
US5363654A (en) * | 1993-05-10 | 1994-11-15 | General Electric Company | Recuperative impingement cooling of jet engine components |
GB9400577D0 (en) * | 1994-01-13 | 1994-03-09 | Britsh Aerospace Public Limite | Forming of structures |
US5690279A (en) * | 1995-11-30 | 1997-11-25 | United Technologies Corporation | Thermal relief slot in sheet metal |
FR2758384B1 (fr) * | 1997-01-16 | 1999-02-12 | Snecma | Controle des debits de refroidissement pour des chambres de combustion a haute temperature |
JP4172913B2 (ja) * | 1998-03-19 | 2008-10-29 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 燃焼器用壁セグメントおよび燃焼器 |
DE19927337A1 (de) * | 1999-06-16 | 2000-12-21 | Daimler Chrysler Ag | Mehrschichtverbundplatte mit Lochblechzwischenlage und Verfahren zur Herstellung von Mehrschichtverbundplatten |
USH2145H1 (en) * | 2000-07-24 | 2006-02-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Mitigating ignition of fluids by hot surfaces |
EP1548237B1 (de) | 2001-07-13 | 2006-11-08 | Alstom Technology Ltd | Gasturbinenteil mit Kühlluftbohrung |
JP3831638B2 (ja) * | 2001-08-09 | 2006-10-11 | 三菱重工業株式会社 | 板状体接合方法、接合体、ガスタービン燃焼器用の尾筒、及び、ガスタービン燃焼器 |
US7093439B2 (en) * | 2002-05-16 | 2006-08-22 | United Technologies Corporation | Heat shield panels for use in a combustor for a gas turbine engine |
CA2533534C (en) * | 2003-07-24 | 2013-03-19 | Tecomet, Inc. | Assembled non-random foams |
US7464554B2 (en) * | 2004-09-09 | 2008-12-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor heat shield panel or exhaust panel including a cooling device |
US7153096B2 (en) * | 2004-12-02 | 2006-12-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Stacked laminate CMC turbine vane |
US7198458B2 (en) | 2004-12-02 | 2007-04-03 | Siemens Power Generation, Inc. | Fail safe cooling system for turbine vanes |
US7255535B2 (en) * | 2004-12-02 | 2007-08-14 | Albrecht Harry A | Cooling systems for stacked laminate CMC vane |
US20060225627A1 (en) * | 2005-04-08 | 2006-10-12 | Steelcase Development Corporation | Work surface, edge treatment and method for configuring work surface |
US7311497B2 (en) | 2005-08-31 | 2007-12-25 | United Technologies Corporation | Manufacturable and inspectable microcircuits |
US7371049B2 (en) | 2005-08-31 | 2008-05-13 | United Technologies Corporation | Manufacturable and inspectable microcircuit cooling for blades |
GB2439330B (en) * | 2006-06-22 | 2008-09-17 | Rolls Royce Plc | Aerofoil |
GB0709562D0 (en) | 2007-05-18 | 2007-06-27 | Rolls Royce Plc | Cooling arrangement |
US9587832B2 (en) * | 2008-10-01 | 2017-03-07 | United Technologies Corporation | Structures with adaptive cooling |
JP5260402B2 (ja) * | 2009-04-30 | 2013-08-14 | 三菱重工業株式会社 | 板状体の製造方法、板状体、ガスタービン燃焼器およびガスタービン |
US8894363B2 (en) | 2011-02-09 | 2014-11-25 | Siemens Energy, Inc. | Cooling module design and method for cooling components of a gas turbine system |
US9334741B2 (en) * | 2010-04-22 | 2016-05-10 | Siemens Energy, Inc. | Discreetly defined porous wall structure for transpirational cooling |
US8651805B2 (en) * | 2010-04-22 | 2014-02-18 | General Electric Company | Hot gas path component cooling system |
US9482105B1 (en) * | 2010-05-28 | 2016-11-01 | Vladimir Gorokhovsky | Erosion and corrosion resistant protective coating for turbomachinery methods of making the same and applications thereof |
US9765635B2 (en) * | 2010-05-28 | 2017-09-19 | Nano-Product Engineering, Llc. | Erosion and corrosion resistant protective coatings for turbomachinery |
US20120067054A1 (en) | 2010-09-21 | 2012-03-22 | Palmer Labs, Llc | High efficiency power production methods, assemblies, and systems |
GB201016335D0 (en) * | 2010-09-29 | 2010-11-10 | Rolls Royce Plc | Endwall component for a turbine stage of a gas turbine engine |
FR2965497B1 (fr) * | 2010-10-05 | 2013-07-12 | Snecma | Procede de realisation d'une piece metallique |
US9004873B2 (en) | 2010-12-27 | 2015-04-14 | Rolls-Royce Corporation | Airfoil, turbomachine and gas turbine engine |
US8940114B2 (en) | 2011-04-27 | 2015-01-27 | Siemens Energy, Inc. | Hybrid manufacturing process and product made using laminated sheets and compressive casing |
FR2975135B1 (fr) * | 2011-05-12 | 2016-07-22 | Snecma | Cone arriere de turboreacteur tournant a micro-jets |
GB2507430A (en) * | 2011-07-22 | 2014-04-30 | Snecma | Method for assembling a titanium shell and a titanium fire-resistant alloy shell |
US9260191B2 (en) * | 2011-08-26 | 2016-02-16 | Hs Marston Aerospace Ltd. | Heat exhanger apparatus including heat transfer surfaces |
US9243506B2 (en) * | 2012-01-03 | 2016-01-26 | General Electric Company | Methods and systems for cooling a transition nozzle |
US9163582B2 (en) * | 2012-05-30 | 2015-10-20 | United Technologies Corporation | Convergent-divergent gas turbine nozzle comprising movable flaps having a variable thickness in a lateral direction |
US10018052B2 (en) | 2012-12-28 | 2018-07-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having engineered vascular structure |
PL225152B1 (pl) * | 2012-12-28 | 2017-02-28 | Gen Electric | Układ upustowy sprężarki, zwłaszcza do silnika turbogazowego i silnik turbogazowy zawierający układ upustowy sprężarki |
EP2938828A4 (de) | 2012-12-28 | 2016-08-17 | United Technologies Corp | Gasturbinenmotorkomponente mit vaskulärer manipulierter gitterstruktur |
US9638057B2 (en) | 2013-03-14 | 2017-05-02 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Augmented cooling system |
EP2778345A1 (de) | 2013-03-15 | 2014-09-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Verbundstoff-Kühlplatten für eine Gasturbine |
WO2014143209A1 (en) | 2013-03-15 | 2014-09-18 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine combustor liner |
WO2014149119A2 (en) | 2013-03-15 | 2014-09-25 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine combustor liner |
US20140302278A1 (en) * | 2013-04-09 | 2014-10-09 | General Electric Company | Components with double sided cooling features and methods of manufacture |
WO2015050592A2 (en) * | 2013-06-14 | 2015-04-09 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor liner panel |
US20150047368A1 (en) * | 2013-08-13 | 2015-02-19 | General Electric Company | Systems and methods for controlling gas turbines |
US9903275B2 (en) * | 2014-02-27 | 2018-02-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Aircraft components with porous portion and methods of making |
US11280214B2 (en) * | 2014-10-20 | 2022-03-22 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component |
CA2973400A1 (en) * | 2015-01-09 | 2016-07-14 | President And Fellows Of Harvard College | Multi-layer npr structures |
US10094287B2 (en) | 2015-02-10 | 2018-10-09 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with vascular cooling scheme |
DE102015216208A1 (de) * | 2015-08-25 | 2017-03-02 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Dichtelement für eine Turbomaschine, Turbomaschine mit einem Dichtelement und Verfahren zur Herstellung eines Dichtelementes |
US10520193B2 (en) * | 2015-10-28 | 2019-12-31 | General Electric Company | Cooling patch for hot gas path components |
US10221694B2 (en) | 2016-02-17 | 2019-03-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure |
US11035247B2 (en) * | 2016-04-01 | 2021-06-15 | General Electric Company | Turbine apparatus and method for redundant cooling of a turbine apparatus |
EP3231999A1 (de) * | 2016-04-12 | 2017-10-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Leitschaufel mit filmgekühltem schaufelblatt |
US10519780B2 (en) | 2016-09-13 | 2019-12-31 | Rolls-Royce Corporation | Dual-walled components for a gas turbine engine |
AU2019311999B2 (en) * | 2018-07-26 | 2022-10-06 | Ihi Corporation | Method of bonding metal members and metal member joint body |
US10774653B2 (en) | 2018-12-11 | 2020-09-15 | Raytheon Technologies Corporation | Composite gas turbine engine component with lattice structure |
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 |
US11371702B2 (en) | 2020-08-31 | 2022-06-28 | General Electric Company | Impingement panel for a turbomachine |
US11994292B2 (en) | 2020-08-31 | 2024-05-28 | General Electric Company | Impingement cooling apparatus for turbomachine |
US11614233B2 (en) | 2020-08-31 | 2023-03-28 | General Electric Company | Impingement panel 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 |
CN112780355B (zh) * | 2021-02-25 | 2022-12-06 | 哈尔滨工业大学 | 一种超音速涡轮叶片的发散冷却气膜孔分布结构 |
US11767766B1 (en) | 2022-07-29 | 2023-09-26 | General Electric Company | Turbomachine airfoil having impingement cooling passages |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2857657A (en) * | 1956-01-16 | 1958-10-28 | California Inst Res Found | Method of constructing a porous wall |
US3138009A (en) * | 1957-04-17 | 1964-06-23 | Gen Electric | Transpiration cooling system |
US3029910A (en) * | 1958-11-07 | 1962-04-17 | Gen Dynamics Corp | Composite structural unit |
US3285714A (en) * | 1963-04-02 | 1966-11-15 | Clevite Corp | Refractory metal composite |
-
1966
- 1966-02-09 US US526207A patent/US3584972A/en not_active Expired - Lifetime
-
1967
- 1967-02-09 GB GB1226751D patent/GB1226751A/en not_active Expired
- 1967-02-09 DE DE19671601550 patent/DE1601550B2/de active Pending
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2555814A1 (de) * | 1974-12-13 | 1976-06-24 | Rolls Royce 1971 Ltd | Hochtemperaturfester schichtenkoerper insbesondere fuer gasturbinenstrahltriebwerke |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB1226751A (de) | 1971-03-31 |
US3584972A (en) | 1971-06-15 |
DE1601550A1 (de) | 1971-06-24 |
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---|---|---|
DE1601550B2 (de) | Kuehlbare wand mit porositaet, insbesondere fuer schaufeln oder leitflaechen in einer gasturbine | |
DE2930949C2 (de) | ||
DE1476796C3 (de) | Aus einem hochfesten Material integral hergestelltes Bauteil einer Gasturbinenanlage | |
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