EP0034961B1 - Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies - Google Patents

Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies Download PDF

Info

Publication number
EP0034961B1
EP0034961B1 EP19810400179 EP81400179A EP0034961B1 EP 0034961 B1 EP0034961 B1 EP 0034961B1 EP 19810400179 EP19810400179 EP 19810400179 EP 81400179 A EP81400179 A EP 81400179A EP 0034961 B1 EP0034961 B1 EP 0034961B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
blade
cavity
trailing edge
flow
orifices
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
Application number
EP19810400179
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP0034961A1 (fr
Inventor
Michel Léonard Cuvillier
Thierry Marie Charles Schindler
Jacques Philippe Henri Tirole
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
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 Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA filed Critical Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
Publication of EP0034961A1 publication Critical patent/EP0034961A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP0034961B1 publication Critical patent/EP0034961B1/fr
Expired legal-status Critical Current

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
    • F01D5/14—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
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • 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
    • F05D2240/126—Baffles or ribs
    • 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
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • 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
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Definitions

  • the present invention relates to an improvement to the blades of cooled turbines.
  • document US-A-3017 159 shows how one can achieve, in a blade, a combination of radial and tangential circulations, but this arrangement does not allow good homogeneity in cooling because the fluid which circulates along the part internal of the leading edge is used, when it is already heated, to cool the external part of the trailing edge.
  • Document US-A-4 180 373 shows specialized compartments for the leading edge and the trailing edge but does not teach a method of homogeneous cooling of the latter by zone by zone control.
  • the envisaged arrangement does not allow the respective flow rates of the compartments to be adjusted.
  • the improved blade according to the invention which makes it possible to meet these criteria, comprises two cavities separated over the entire height of the blade by an internal partition supplied with a flow of cooling fluid including an upstream cavity and a divided downstream cavity in two radial and "tangential" flow zones towards the trailing edge.
  • the upstream cavity has fins favoring heat exchanges and holes drilled in the leading edge and the downstream cavity comprises, in the central zone for the radial flow of the fluid, bridges, that is to say bars connecting the two internal faces of large section, while in the trailing edge area with "tangential" flow, said downstream cavity also includes bridges but of smaller section supplemented by deflector members guiding the radial flow, tangentially toward the trailing edge holes.
  • This turbine blade according to the invention has a simple and efficient cooling circuit and is remarkable for its ease of manufacture and for the distribution of the heat exchanger members.
  • This blade is of a very easy realization, because it allows the use of a core with two cavities.
  • this blade has a high permeability, as well as the absence of baffles. Furthermore, by modifying the entry conditions (section of the diaphragms in particular), the exit conditions (apertures at the top, section and location of the emission zones) and by varying the size and spacing of the bridges, it is possible to control the local cooling of each portion of the blade, so avoid temperature heterogeneities in the metal of the blade.
  • the good general cooling conditions and this absence of hot spots mean that this blade can be adapted to temperature conditions of the hot gases which can be much more severe than those of the blades of the prior art.
  • FIGs 1 and 2 there is shown an embodiment of a turbine blade according to the invention which is cast in refractory metal and which comprises an upstream cavity 1 with radial flow and a downstream cavity 2 separated into two zones, one at radial flow and a tangential flow towards the trailing edge 3.
  • the upstream cavity 1 is delimited by a leading edge 4 and by a partition 5 and it is crossed by an air flow which moves according to the arrows F, by entering through an opening 6 made in the foot 7 of the blade which has a platform 23, said flow being evacuated in part by holes 8 drilled in the leading edge and in part by an orifice 9 formed in the dawn hat 10.
  • the hat 10 of the dawn is brought back or came from foundry with the dawn.
  • the holes 8 of the leading edge are drilled either on the upper surface part at 8a, or on the lower surface part at 8b,. and either at the end of the leading edge in 8c if the available cooling air pressure is sufficient.
  • the internal face of the leading edge 4 over the upper 2/3 of its height is provided with fins 11 promoting heat exchange fiques made up of small parallel ribs, extending in an axial plane. These ribs 11 may have the same height or different heights. It may also be advantageous to vary their spacing along the cavity.
  • the downstream cavity 2, delimited by the internal partition 5 and by the trailing edge 3, is divided into two zones including a central zone comprising bridges 12 of large section and a trailing edge zone comprising bridges 13 of small section arranged in staggered rows and deflector members 14, these divert part of the radia flow! from the cavity 2 towards the orifices 15 of the trailing edge 3. This part of the flow is thus deflected to pass from the substantially radial direction to the direction according to the arrows F2.
  • the air flow which enters the cavity 2 through the orifice 16 located at the foot of the blade, along the arrow F1 is divided into a radial flow moving in the central area comprising the bridges 12 and in a tangential flow moving in the area of the trailing edge comprising the bridges 13 of smaller section.
  • the radial air flow is evacuated through the orifice 17 provided in the cap 10 of the blade, while the tangential air flow is evacuated through the orifices 15 of the trailing edge which open either on the lower surface of the edge of leakage, either on the edge of the latter as shown in Figure 2.
  • the size and spacing of the bridges 12 of the first zone limit the pressure drops and avoid the entry of hot gases through the opening 17 of the cap 10.
  • FIGS 3, 4 and 5 there is shown the cap 10 of the blade which has flanges 18 defining with the upper face of the blade a groove 19 in which is engaged by sliding a plate 20 provided with calibrated orifices 21 , 22.
  • the plate 20, after positioning in the groove 19, can be fixed for example by soldering (shown in bold lines in Figure 4).
  • the diameter of the orifices 21, 22 can be optimized at will. Optimization of the diameter of the orifices 21 and 22, which are dusting holes, will be carried out by successive approaches during the tests, by changing the insert 20. For example, in a cooled blade where the cooling holes drilled in the leading edge and the trailing edge would have a diameter of 0.5 mm, it was found that a diameter of 1 mm was suitable for the orifices 21 and 22. It is even possible to completely seal the orifices 21 and 22 of the upstream 1 or downstream 2 cavities, or both, which makes it possible to increase the pressures in the cavities and to increase the flow rate near the leading edge or towards the trailing edge.

Description

  • La présente invention a pour objet un perfectionnement aux aubes de turbines refroidies.
  • Il est connu de procéder au refroidissement des aubes en prévoyant une structure comportant des canaux de circulation d'air dans lesquels l'admission de l'air s'effectue par la base et l'évacuation par le sommet de l'aube et par les bords d'attaque et de fuite.
  • Par ailleurs, le document US-A-3017 159 montre comment on peut réaliser, dans une aube, une combinaison de circulations radiales et tangentielles, mais cette disposition ne permet pas une bonne homogénéité dans refroidissements car le fluide qui circule le long de la partie interne du bord d'attaque sert, alors qu'il est déjà réchauffé, au refroidissement de la partie externe du bord de fuite. Le document US-A-4 180 373 montre des- compartiments spécialisés pour le bord d'attaque et le bord de fuite mais n'enseigne pas une méthode de refroidissement homogène de ce dernier par un contrôle zône par zône. De plus, la disposition envisagée ne permet pas le réglage des débits respectifs des compartiments.
  • Lors de l'utilisation de ces aubes dans des turbines fonctionnant dans des conditions extrêmement sévères où les gaz présentent des températures très élevées, il est très important d'utiliser une aube présentant une grande perméabilité, d'où de faibles pertes de charges et permettant cependant un refroidissement efficace.
  • L'aube perfectionnée suivant l'invention, qui permet de répondre à ces critères, comporte deux cavités séparées sur toute la hauteur de l'aube par une cloison interne alimentées par un débit de fluide de refroidissement dont une cavité amont et une cavité aval divisée en deux zones d'écoulement radial et "tangentiel" vers le bord de fuite.
  • Conformément à la présente invention la cavité amont présente des aillettes pavorisant les échanges thermiques et des trous percés dans le bord d'attaque et la cavité aval comporte, dans la zone centrale pour l'écoulement radial du fluide, des pontets c'est à dire des barreaux reliant les deux faces internes de grande section, alors que dans la zone de bord de fuite à écoulement "tangentiel", ladite cavité aval comporte également des pontets mais de plus faible section complétés par des organes déflecteurs guidant l'écoulement radial, tangentiellement vers les orifices du bord de fuite.
  • Cette aube de turbine suivant l'invention présente un circuit de refroidissement simple et efficace et est remarquable par sa facilité de fabrication et par la répartition des organes échangeurs de chaleur. Cette aube est d'une réalisation très aisée, car elle permet l'utilisation d'un noyau à deux cavités.
  • En ce qui concerne la circulation du fluide, cette aube présente une grande perméabilité, ainsi que l'absence de chicanes. Par ailleurs, en modifiant les conditions d'entrée (section des diaphragmes notamment), les conditions de sortie (orifices au sommet, section et emplacement des zones d'émission) et en jouant sur la taille et l'espacement des pontets, on peut contrôler le refroidissement local de chaque portion d'aube, donc éviter les hétérogénéités de température dans le métal même de l'aube. Les bonnes conditions de refroidissement général et cette absence de points chauds font que cette aube peut être adaptée à des conditions de température des gaz chauds qui peuvent être beaucoup plus sévères que celles des aubes de l'art antérieur.
  • D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre d'un mode de réalisation et en se référant aux dessins annexés, sur lesquels:
    • - la figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'une aube de turbine perfectionnée suivant l'invention:
    • - la figure 2 est une vue en coupe transversale d'une aube suivant la ligne II-II de a figure 1, les pontets étant, s'il y a lieu, ramenés dans le plan de la coupe;
    • - la figure 3 est une vue en coupe longitudinale de la partie supérieure de l'aube munie d'une plaquette à orifices;
    • - la figure 4 est une vue en coupe transversale à plus grande échelle de la partie supérieure de l'aube et de la plaquette à orifices; et
    • - la figure 5 est une vue en plan de la partie supérieure de l'aube munie d'une plaquette à orifices.
  • Aux figures 1 et 2 on a représenté un mode de réalisation d'une aube de turbine suivant l'invention qui est coulée en métal réfractaire et qui comprend une cavité amont 1 à écoulement radial et une cavité aval 2 séparée en deux zones dont une à écoulement radial et une à écoulement tangentiel vers le bord de fuite 3. La cavité amont 1 est délimitée par un bord d'attaque 4 et par une cloison 5 et elle est traversée par un flux d'air qui se déplace suivant les flèches F, en pénétrant par une ouverture 6 ménagée dans le pied 7 de l'aube qui présente une plate-forme 23, ledit flux étant évacué en partie par des trous 8 percés dans le bord d'attaque et en partie par un orifice 9 ménagé dans le chapeau 10 de l'aube.
  • Le chapeau 10 de l'aube est rapporté ou venu de fonderie avec l'aube. Les trous 8 du bord d'attaque sont percés soit sur la partie extrados en 8a, soit sur la partie intrados en 8b, . et soit à l'extrémité du bord d'attaque en 8c si la pression d'air de refroidissement disponible est suffisante.
  • La face interne du bord d'attaque 4 sur les 2/3 supérieurs de sa hauteur est munie d'ailettes 11 favorisant les échanges calorifiques constitués de petites nervures parallèles, s'étendant dans un plan axial. Ces nervures 11 peuvent présenter la même hauteur ou des hauteurs différentes. Il peut être avantageux d'autre part de faire varier leur espacement le long de la cavité.
  • La cavité aval 2, délimitée par la cloison interne 5 et par le bord de fuite 3, est divisée en deux zones dont une zone centrale comportant des pontets 12 de grande section et une zone de bord de fuite comportant des pontets 13 de faible section disposés en quinconce et des organes déflecteurs 14, ceux-ci détournent une partie de l'écoulement radia! de la cavité 2 vers les orifices 15 du bord de fuite 3. Cette partie de l'écoulement est ainsi défléchie pour passer de la direction sensiblement radiale à la direction selon les flèches F2.
  • De cette façon le flux d'air qui pénètre dans la cavité 2 par l'orifice 16 situé au pied de l'aube, suivant la flèche F1, se divise en un flux radial se déplaçant dans la zone centrale comportant les pontets 12 et en un flux tangentiel se déplaçant dans la zone du bord de fuite comportant les pontets 13 de plus faible section. Le flux d'air radial est évacué par l'orifice 17 prévu dans le chapeau 10 de l'aube, alors que le flux d'air tangentiel est évacué par les orifices 15 du bord de fuite qui débouchent soit sur l'intrados du bord de fuite, soit sur l'arête de ce dernier ainsi que l'indique la figure 2.
  • La taille et l'espacement des pontets 12 de la première zone limitent les pertes de charge et évitent l'entrée de gaz chauds par l'ouverture 17 du chapeau 10.
  • Aux figures 3, 4 et 5, on a représenté le chapeau 10 de l'aube qui comporte des rebords 18 délimitant avec la face supérieure de l'aube une rainure 19 dans laquelle est engagée par coulissement une plaquette 20 munie d'orifices calibrés 21, 22.
  • La plaquette 20, après positionnement dans la rainure 19, peut être fixée par exemple par brasure (représentée en traits gras sur la figure 4).
  • Ainsi, on peut optimiser à volonté le diamètre des orifices 21, 22. L'optimisation du diamètre des orifices 21 et 22, qui sont des trous de dépoussiérage, s'effectuera par approches successives au cours des essais, en changeant la plaquette 20. A titre d'exemple, dans une aube refroidie où les trous de refroidissement percés dans le bord d'attaque et le bord de fuite auraient un diamètre de 0,5 mm, on a trouvé qu'un diamètre de 1 mm convenait pour les orifices 21 et 22. On peut même obturer totalement les orifices 21 et 22 des cavités amont 1 ou aval 2, ou les deux, ce qui permet d'accroître les pressions dans les cavités et d'augmenter le débit près du bord d'attaque ou vers le bord de fuite.
  • Bien entendu la description n'est pas limitative et l'homme de l'art pourra y apporter des modifications sans sortir pour cela du domaine de l'invention.

Claims (4)

1. Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies, comportant deux cavités séparées sur toute la hauteur de l'aube par une cloison interne alimentées chacune à la partie inférieure par un débit de fluide de refroidissement dont une cavité amont à écoulement radial et une cavité aval divisée en deux zones d'écoulement radial et tangentiel vers le bord de fuite, caractérisé en ce que la cavité amont (1) présente des ailettes (11) favorisant les échanges thermiques et des trous percés dans le bord d'attaque et la cavité aval (2) comporte, dans la zone centrale pour l'écoulement radial du fluide, des pontets (12) de grande section, alors que dans la zone de bord de fuite (3) à écoulement tangentiel vers le bord de fuite, ladite cavité aval comporte des pontets (13) de plus faible section complétés par des organes déflecteurs (14) guidant l'écoulement radial, tangentiellement vers les orifices du bord de fuite (3), et en ce que une partie des débits de fluide est évacuée par des orifices de sortie ménagés à la partie supérieure de chaque cavité.
2. Perfectionnement aux aubes de turbines, suivant la revendication 1, caractérisé en ce que sur le chapeau (10) de l'aube est montée une plaquette (20) comportant des orifices calibrés (21, 22) qui sont disposés en regard de l'orifice de sortie des cavités aval (1) et amont (2) de l'aube.
3. Perfectionnement aux aubes de turbines, suivant la revendication 2, caractérisé en ce que le chapeau de l'aube est muni de rebords (18) délimitant avec la face supérieure de l'aube une rainure (19) dans laquelle est engagée et fixée après positionnement la plaquette (20) perforée.
EP19810400179 1980-02-19 1981-02-05 Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies Expired EP0034961B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR8003552 1980-02-19
FR8003552A FR2476207A1 (fr) 1980-02-19 1980-02-19 Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0034961A1 EP0034961A1 (fr) 1981-09-02
EP0034961B1 true EP0034961B1 (fr) 1984-10-03

Family

ID=9238706

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP19810400179 Expired EP0034961B1 (fr) 1980-02-19 1981-02-05 Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP0034961B1 (fr)
JP (1) JPS56159507A (fr)
DE (1) DE3166389D1 (fr)
FR (1) FR2476207A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11525360B2 (en) 2017-02-07 2022-12-13 Safran Helicopter Engines Ventilated high pressure blade of a helicopter turbine comprising an upstream duct and a central cooling chamber

Families Citing this family (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4474532A (en) * 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4515526A (en) * 1981-12-28 1985-05-07 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
JPS5997205U (ja) * 1982-12-21 1984-07-02 株式会社東芝 ガスタ−ビンの翼
US4515523A (en) * 1983-10-28 1985-05-07 Westinghouse Electric Corp. Cooling arrangement for airfoil stator vane trailing edge
GB2152150A (en) * 1983-12-27 1985-07-31 Gen Electric Anti-icing inlet guide vane
US4650394A (en) * 1984-11-13 1987-03-17 United Technologies Corporation Coolable seal assembly for a gas turbine engine
JPS62271902A (ja) * 1986-01-20 1987-11-26 Hitachi Ltd ガスタ−ビン冷却翼
US4820122A (en) * 1988-04-25 1989-04-11 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
US4820123A (en) * 1988-04-25 1989-04-11 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
US4962640A (en) * 1989-02-06 1990-10-16 Westinghouse Electric Corp. Apparatus and method for cooling a gas turbine vane
FR2798423B1 (fr) * 1990-01-24 2002-10-11 United Technologies Corp Commande de jeu pour turbine de moteur a turbine a gaz
FR2798421B1 (fr) * 1990-01-24 2002-10-11 United Technologies Corp Pales refroidies pour moteurs a turbine a gaz
US5488825A (en) * 1994-10-31 1996-02-06 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine vane with enhanced cooling
US5645397A (en) * 1995-10-10 1997-07-08 United Technologies Corporation Turbine vane assembly with multiple passage cooled vanes
FR2743391B1 (fr) 1996-01-04 1998-02-06 Snecma Aube refrigeree de distributeur de turbine
US5772397A (en) * 1996-05-08 1998-06-30 Alliedsignal Inc. Gas turbine airfoil with aft internal cooling
US5601399A (en) * 1996-05-08 1997-02-11 Alliedsignal Inc. Internally cooled gas turbine vane
US5842829A (en) * 1996-09-26 1998-12-01 General Electric Co. Cooling circuits for trailing edge cavities in airfoils
GB2345942B (en) 1998-12-24 2002-08-07 Rolls Royce Plc Gas turbine engine internal air system
US6257831B1 (en) * 1999-10-22 2001-07-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Cast airfoil structure with openings which do not require plugging
US6406260B1 (en) 1999-10-22 2002-06-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat transfer promotion structure for internally convectively cooled airfoils
EP1167689A1 (fr) * 2000-06-21 2002-01-02 Siemens Aktiengesellschaft Configuration d'une aube de turbine refroidissable
US6609891B2 (en) * 2001-08-30 2003-08-26 General Electric Company Turbine airfoil for gas turbine engine
US6602047B1 (en) * 2002-02-28 2003-08-05 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US6942449B2 (en) 2003-01-13 2005-09-13 United Technologies Corporation Trailing edge cooling
GB2405451B (en) * 2003-08-23 2008-03-19 Rolls Royce Plc Vane apparatus for a gas turbine engine
US7021893B2 (en) * 2004-01-09 2006-04-04 United Technologies Corporation Fanned trailing edge teardrop array
US7001151B2 (en) * 2004-03-02 2006-02-21 General Electric Company Gas turbine bucket tip cap
US7165940B2 (en) * 2004-06-10 2007-01-23 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
US7520723B2 (en) 2006-07-07 2009-04-21 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with near wall vortex cooling chambers
GB2441148A (en) * 2006-08-23 2008-02-27 Rolls Royce Plc Gas turbine engine component with coolant passages
US7607891B2 (en) * 2006-10-23 2009-10-27 United Technologies Corporation Turbine component with tip flagged pedestal cooling
US7934906B2 (en) 2007-11-14 2011-05-03 Siemens Energy, Inc. Turbine blade tip cooling system
FR2924155B1 (fr) 2007-11-26 2014-02-14 Snecma Aube de turbomachine
FR2924156B1 (fr) * 2007-11-26 2014-02-14 Snecma Aube de turbomachine
FR2928405B1 (fr) * 2008-03-05 2011-01-21 Snecma Refroidissement de l'extremite d'une aube.
FR2954798B1 (fr) * 2009-12-31 2012-03-30 Snecma Aube a ventilation interieure
US20130052036A1 (en) * 2011-08-30 2013-02-28 General Electric Company Pin-fin array
US8790084B2 (en) * 2011-10-31 2014-07-29 General Electric Company Airfoil and method of fabricating the same
US20140064983A1 (en) * 2012-08-31 2014-03-06 General Electric Company Airfoil and method for manufacturing an airfoil
EP2832956A1 (fr) * 2013-07-29 2015-02-04 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine avec corps de refroidissement en forme de profil aérodynamique
US10598027B2 (en) 2014-03-27 2020-03-24 Siemens Aktiengesellschaft Blade for a gas turbine and method of cooling the blade
US10156146B2 (en) 2016-04-25 2018-12-18 General Electric Company Airfoil with variable slot decoupling
GB201610783D0 (en) * 2016-06-21 2016-08-03 Rolls Royce Plc Trailing edge ejection cooling
EP3354850A1 (fr) 2017-01-31 2018-08-01 Siemens Aktiengesellschaft Aube ou ailette d'une turbine à gaz
JP6345319B1 (ja) * 2017-07-07 2018-06-20 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼及びガスタービン
CN112177685A (zh) * 2020-10-21 2021-01-05 中国航发沈阳发动机研究所 一种高压涡轮转子叶片尾缝冷却结构
CN112392550B (zh) * 2020-11-17 2021-09-28 上海交通大学 涡轮叶片尾缘针肋冷却结构及冷却方法、涡轮叶片

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3017159A (en) * 1956-11-23 1962-01-16 Curtiss Wright Corp Hollow blade construction
FR1503348A (fr) * 1965-12-11 1967-11-24 Daimler Benz Ag Aube pour turbines à gaz, en particulier pour réacteurs d'avions
GB1350424A (en) * 1971-07-02 1974-04-18 Rolls Royce Cooled blade for a gas turbine engine
BE794194A (fr) * 1972-01-18 1973-07-18 Bbc Sulzer Turbomaschinen Aube mobile refroidie pour des turbines a gaz
US3867068A (en) * 1973-03-30 1975-02-18 Gen Electric Turbomachinery blade cooling insert retainers
US3982851A (en) * 1975-09-02 1976-09-28 General Electric Company Tip cap apparatus
US4073599A (en) * 1976-08-26 1978-02-14 Westinghouse Electric Corporation Hollow turbine blade tip closure
US4180373A (en) * 1977-12-28 1979-12-25 United Technologies Corporation Turbine blade

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11525360B2 (en) 2017-02-07 2022-12-13 Safran Helicopter Engines Ventilated high pressure blade of a helicopter turbine comprising an upstream duct and a central cooling chamber

Also Published As

Publication number Publication date
FR2476207B1 (fr) 1983-05-13
EP0034961A1 (fr) 1981-09-02
FR2476207A1 (fr) 1981-08-21
JPS6326242B2 (fr) 1988-05-28
JPS56159507A (en) 1981-12-08
DE3166389D1 (en) 1984-11-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0034961B1 (fr) Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies
US6183194B1 (en) Cooling circuits for trailing edge cavities in airfoils
JP5080688B2 (ja) ガスタービンのためのタービンブレードまたはベーンならびにその内部の製造のための成型コア
JP4669202B2 (ja) ガスタービン羽根
US4073599A (en) Hollow turbine blade tip closure
US6634858B2 (en) Gas turbine airfoil
EP0666406B1 (fr) Aube fixe ou mobile refroidie de turbine
EP1288438B1 (fr) Circuits de refroidissement pour aube de turbine à gaz
CA2981994A1 (fr) Noyau ceramique pour aube de turbine multi-cavites
FR2571428A1 (fr) Pales creuses de turbines refroidies par un fluide et moteur equipe de telles pales
EP1907781B1 (fr) Ensemble propulseur pour aeronef comportant un echangeur thermique, et aeronef comportant un tel ensemble propulseur
RU2494263C2 (ru) Лопатки лопаточного колеса газотурбинного двигателя, оснащенные канавками для охлаждения
JPS58126402A (ja) 冷却可能なエ−ロフオイル
FR2678318A1 (fr) Aube refroidie de distributeur de turbine.
KR19990063132A (ko) 터빈 블레이드
FR2858352A1 (fr) Circuit de refroidissement pour aube de turbine
US7192251B1 (en) Air deflector for a cooling circuit for a gas turbine blade
FR2538029A1 (fr) Perfectionnements apportes aux aubes ceramiques, tournantes ou fixes de turbomachines
EP0481885A1 (fr) Dispositif de refroidissement de la paroi d'une chambre de combustion
JPH0112921B2 (fr)
US6152694A (en) Tip shroud for moving blades of gas turbine
JPH11193701A (ja) タービン翼
JP2818266B2 (ja) ガスタービン冷却翼
EP4118304B1 (fr) Aube creuse de turbomachine
EP0447320B1 (fr) Circuit de refroidissement interne d'une aube directrice de turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 19810211

AK Designated contracting states

Designated state(s): DE FR GB

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Designated state(s): DE FR GB

REF Corresponds to:

Ref document number: 3166389

Country of ref document: DE

Date of ref document: 19841108

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed
REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: CL

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 19990121

Year of fee payment: 19

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 19990204

Year of fee payment: 19

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 19990429

Year of fee payment: 19

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20000205

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20000205

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20001031

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20001201

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: ST