EP0698725A2 - Impingement cooling of wall portion - Google Patents
Impingement cooling of wall portion Download PDFInfo
- Publication number
- EP0698725A2 EP0698725A2 EP95810500A EP95810500A EP0698725A2 EP 0698725 A2 EP0698725 A2 EP 0698725A2 EP 95810500 A EP95810500 A EP 95810500A EP 95810500 A EP95810500 A EP 95810500A EP 0698725 A2 EP0698725 A2 EP 0698725A2
- Authority
- EP
- European Patent Office
- Prior art keywords
- impingement
- impact
- cooling according
- wall part
- tubes
- 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.)
- Withdrawn
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 43
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 18
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 241000792859 Enema Species 0.000 description 1
- 230000009172 bursting Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000007920 enema Substances 0.000 description 1
- 229940095399 enema Drugs 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/002—Wall structures
-
- 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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- 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
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- 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
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Prallkühlung für Wandteile, beispielsweise von umströmten heissen Turbomaschinen-Komponenten wie Gasturbinenschaufeln oder Brennkammerwandungen.The invention relates to impingement cooling for wall parts, for example hot turbomachine components such as gas turbine blades or combustion chamber walls.
Unter den konvektiven Kühlungsverfahren können mit Prallkühlung die höchsten Wärmeübergangszahlen erreicht werden. Dabei werden im Fall von Gasturbinen in der Regel Kühlluftstrahlen über ein Lochblech erzeugt und gegen die zu kühlende Wand gerichtet. Als optimal gelten Anordnungen, bei welchen der Abstand von Lochblech zu Wand im Verhältnis 1 bis 2 zum Lochdurchmesser steht.With convection cooling, the highest heat transfer coefficients can be achieved with convection cooling. In the case of gas turbines, cooling air jets are generally generated via a perforated plate and directed against the wall to be cooled. Arrangements in which the distance from perforated plate to wall is in the ratio 1 to 2 to the hole diameter are considered optimal.
Derartige Kühlungsverfahren sind bekannt, beispielsweise aus DE-C2-25 26 277. Bei der dort dargestellten Schaufel sind an der Schaufelspitze sowie an der daran anschliessenden Saugseite eigentliche Prallkammern vorgesehen. Im hohlen Schaufelinnern werden sie begrenzt durch - der Schaufelform entsprechende - Einsätze, die mit einer Vielzahl von Kühlluft-Durchtrittsöffnungen versehen sind. Ein grosses Problem stellt bei derartigen Anordnungen die Strömung quer zur Strahlrichtung dar, welche die Strahlen ablenkt und unwirksam machen kann, bevor diese auf die zu kühlende Wand auftreffen. Solche Querströmungen sind dann unvermeidlich, wenn nicht bloss eine Linie, d.h. nur eine Lochreihe, sondern eine Fläche zu kühlen ist. Zur Abhilfe wird bei der genannten Schaufel die Kühlluft nach dem Aufprall durch geeignet angeordnete Lochmuster in der zu kühlenden Wand in die heisse Strömung als Filmluft abgeleitet. Von Nachteil ist bei dieser Lösung, dass die Kühlluft einen höheren Druck aufweisen muss als die heisse Strömung, in welche sie durch die Kühlluft-Austrittsöffnungen abgeleitet wird. Dieser relative Überdruck kann oftmals nur durch ein Zusatzgebläse erzeugt werden. Darüberhinaus sind geschlossene oder hintereinandergeschaltete Kühlluft-Nutzungen nur bedingt möglich, weil die Filmluft als Kühlluft verloren geht.Such cooling methods are known, for example from DE-C2-25 26 277. In the blade shown there, actual baffle chambers are provided on the blade tip and on the suction side adjoining it. In the hollow interior of the blade, they are limited by inserts - corresponding to the shape of the blade - which are provided with a large number of cooling air through openings. A big The problem with such arrangements is the flow transverse to the beam direction, which deflects the beams and can render them ineffective before they hit the wall to be cooled. Such cross currents are unavoidable if not just a line, ie only a row of holes, but an area is to be cooled. To remedy this, the cooling air in the above-mentioned blade is discharged into the hot flow as film air after the impact through suitably arranged hole patterns in the wall to be cooled. The disadvantage of this solution is that the cooling air must have a higher pressure than the hot flow into which it is discharged through the cooling air outlet openings. This relative overpressure can often only be generated by an additional fan. In addition, closed or cascaded use of cooling air is only possible to a limited extent because the film air is lost as cooling air.
Die Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zugrunde, eine Prallkühlung für Wandteile zu schaffen, bei welcher die Abströmung des Kühlmediums quer zur Strahlrichtung die Strahlwirkung nicht beeinträchtigt.The invention is therefore based on the object of providing impingement cooling for wall parts in which the outflow of the cooling medium transverse to the jet direction does not impair the jet effect.
Erfindungsgemäss wird dies erreicht durch eine Mehrzahl von Prallrohren, die mit ihrem Einlauf flächenförmig auf einem ebenen oder gekrümmtem Träger angeordnet sind und mit ihrer Mündung gegen den zu kühlenden Wandteil gerichtet sind, wobei der Träger mit Abstand zum Wandteil angeordnet ist.According to the invention, this is achieved by a plurality of impingement tubes which are arranged with their inlets flat on a flat or curved support and with their mouths are directed towards the wall part to be cooled, the support being arranged at a distance from the wall part.
Die nach dem Aufprall abgelenkten Prallstrahlen können nunmehr ungehindert im freien Zwischenraum zwischen der Prallrohrmündung und dem - um die Länge der Prallrohre beabstandeten - Träger abströmen.The impact jets deflected after the impact can now flow unhindered in the free space between the mouth of the impact tube and the carrier, which is spaced apart by the length of the impact tubes.
Zwar ist es bereits aus der US 2,973,937 bekannt, über Prallrohre, dort Düsen genannt, ein Kühlmittel gegen eine Wand aufprallen zu lassen. Jedoch handelt es sich dort um die bereits eingangs erwähnte einreihige Anordnung von Düsen, bei welcher das Ableiten der Kühlstrahlen nach dem Aufprall problemlos ist. Überdies handelt es sich beim zum kühlenden Element um die vertikale Wandung eines rotierenden Turbinenrades, bei welchem sich eine radial strömende Grenzschicht aufbaut, die den Wärmeübergang erschwert. Der Sinn der dort angewandten Prallkühlung ist unter anderm im Aufplatzen dieser Grenzschicht zu sehen.It is already known from US Pat. No. 2,973,937 to have a coolant collide against a wall via impingement pipes, there called nozzles. However, this is the single-row arrangement of nozzles already mentioned at the outset, in which the cooling jets can be diverted after the impact without problems. Moreover, the cooling element is the vertical wall of a rotating turbine wheel, in which a radially flowing boundary layer builds up, which makes heat transfer difficult. The purpose of the impingement cooling applied there can be seen in the bursting of this boundary layer.
Die Vorteile der vorliegenden Erfindung sind unter anderem darin zu sehen, dass nunmehr eine intensive Kühlung mit möglichst geringer Kühlmedium-Menge und kleinem Druckabfall erreicht wird. Dies wiederum schafft die Möglichkeit der Verwirklichung der klassischen Prall-Film-Anordnungen mit vergrössertem Filmbereich. Die Filmlochreihen können dann im Falle von umströmten Komponenten an den Stellen mit tieferem Aussendruck angeordnet werden.The advantages of the present invention can be seen, inter alia, in the fact that intensive cooling is now achieved with the smallest possible amount of cooling medium and a small pressure drop. This in turn creates the possibility of realizing the classic impact film arrangements with an enlarged film area. The rows of film holes can then be arranged at the points with lower external pressure in the case of components flowing around.
Es ist besonders zweckmässig, wenn im Falle von zu kühlenden Gasturbinenschaufeln der Träger mit den Prallrohren als Einsatz im hohlen Innern der Schaufel angeordnet ist, und wenn eine Mehrzahl von solchen Einsätzen vorgesehen sind. Dadurch können die Einsätze vom gleichen Kühlmedium in Serie durchströmt werden. Es können auch geschlossene Prallkühlsysteme verwirklicht werden mit erhöhter Prallstrahlgeschwindigkeit. Ferner besteht die Möglichkeit, die Abströmung des Kühlmediums an Stellen tiefen Druckes vorzunehmen, beispielweise an der Hinterkante von GasturbinenschaufelnIt is particularly expedient if, in the case of gas turbine blades to be cooled, the carrier with the impingement tubes is arranged as an insert in the hollow interior of the blade, and if a plurality of such inserts are provided. This means that the same cooling medium can flow through the inserts in series. Closed impingement cooling systems can also be implemented with increased impingement jet speed. There is also the possibility of carrying out the outflow of the cooling medium at points of low pressure, for example on the rear edge of gas turbine blades
Wenn das Kühlmedium im geschlossenen Kreis zirkuliert, können höhere Kühlungsdrücke realisiert werden, wodurch die Wärmeübergangszahl gesteigert werden kann. Dies ist unter anderm der Fall bei Verwendung von Dampf als Kühlmedium, was bei Kombianlagen ermöglicht wird. Von Vorteil ist hierbei, dass der höhere Druck des Kühlmediums dann energetisch günstig in der Speisepumpe erzeugt wird statt im Verdichter.If the cooling medium circulates in a closed circuit, higher cooling pressures can be achieved, which can increase the heat transfer coefficient. Among other things, this is the case when using steam as the cooling medium, which is the case with Combined systems is made possible. The advantage here is that the higher pressure of the cooling medium is then generated in an energetically favorable manner in the feed pump instead of in the compressor.
Schliesslich bietet die Erfindung - im Gegensatz zu den eingangs bechriebenen Kühlluftstrahlen, die über ein Lochblech erzeugt werden - den Vorteil der freien Gestaltung des Verhältnisses von Strahlabstand zum Strahldurchmesser. Dieses kann sich durchaus über einen Bereich von 0.1 bis 4 erstrecken.Finally, in contrast to the cooling air jets described at the outset, which are generated via a perforated plate, the invention offers the advantage of freely designing the ratio of the jet spacing to the jet diameter. This can extend over a range from 0.1 to 4.
In der Zeichnung sind mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung vereinfacht dargestellt.Several exemplary embodiments of the invention are shown in simplified form in the drawing.
Es zeigen:
- Fig. 1
- eine perspektivische Ansicht eines prallgekühlten Elementes;
- Fig. 2-5
- ausschnittsweise vier verschiedene Varianten eines prallgekühlten Elementes;
- Fig. 6
- eine prallgekühlte Gasturbinenschaufel.
- Fig. 1
- a perspective view of an impact-cooled element;
- Fig. 2-5
- sections of four different variants of an impact-cooled element;
- Fig. 6
- an impact-cooled gas turbine blade.
Es sind nur die für das Verständnis der Erfindung wesentlichen Elemente gezeigt. In den verschiedenen Figuren sind die funktionsgleichen Elemente mit denselben Bezugszeichen versehen. Die Strömungsrichtung des Kühlmediums ist mit Pfeilen bezeichnet.Only the elements essential for understanding the invention are shown. In the various figures, the functionally identical elements are provided with the same reference symbols. The direction of flow of the cooling medium is indicated by arrows.
In Fig. 1 ist das beispielsweise mittels Kühlluft zu kühlende Wandteil mit 10 bezeichnet. Es handelt sich hier um eine ebene Wand, welche auf der Aussenseite von einem durch die Pfeile 19 bezeichneten heissen Medium umströmt wird. Entsprechend ist auch der kühlluftseitige Träger 13 eben ausgebildet. Er ist im gezeigten Fall mit gleichbleibendem Abstand 20 mittels geeigneter, nicht dargestellter Mittel an der Wand befestigt.In Fig. 1, the wall part to be cooled, for example by means of cooling air, is designated by 10. It is a flat wall, which on the outside of one through the
Der Träger ist fllächenförmig mit einer Vielzahl, hier äquidistanter und in Reihen angeordneter Prallrohre 11 versehen. Deren Einlauf 12 ist bündig mit der Trägeroberfläche. Die Prallrohre weisen einen konischen Innenkanal mit stetiger Verengung in Strömungsrichtung auf. Der engste Querschnitt der Prallrohre liegt damit an der Mündung 14. Mit ihrer Mündung 14 sind die Prallrohre senkrecht gegen das zu kühlende Wandteil gerichtet. Die Mündung befindet sich im Prallabstand 15 zur Wand. Im Beispielsfall beträgt das Verhältnis dieses Prallabstandes zum engsten Durchmesser der Prallrohre etwa 1. Es ist ersichtlich, dass die nach dem Aufprall abgelenkte Kühlluft in die freien Zwischenräume 21 zwischen den Prallrohren abströmen kann, ohne dabei benachbarte Prallstrahlen zu stören. Das lichtfreie Mass des Zwischenraumes ist bei senkrechter Ausrichtung der Prallrohre durch deren Länge gegeben.The carrier is provided with a large number of baffles 11, here equidistant and arranged in rows. Its
Gemäss Fig. 2 verlaufen bei einer Ausführungsvariante mehrere benachbarte Prallrohre 11 schräg und sind auf einen begrenzten Flächenbereich des Wandteiles 10 gerichtet. Dadurch kann die Kühlwirkung auf besonders exponierte Zonen konzentriert werden.According to FIG. 2, in one embodiment variant, several adjacent impingement tubes 11 run obliquely and are directed towards a limited surface area of the
In Fig. 3 ist die Prallfläche des zu kühlenden Wandteiles 10 als Relief ausgebildet, wobei die Strahlen auf die hervorstehenden Buckel auftreffen. Damit kann die inhomogene Wärmeübertragung in den Prallstrahlen ausgeglichen werden und es wird eine homogene Temperaturverteilung auf der heissen Seite des Wandteiles erzielt.In Fig. 3, the impact surface of the
Fig. 4 zeigt ein kühlluftseitig verripptes Wandteil 10. Durch erhöhte Strahllänge und Strahldicke im Verhältnis zur Stärke der zu kühlenden Wand wird ein Ausgleich der Kühlwirkung an der verrippten Wand erzielt.4 shows a
Fig. 5 zeigt ein Beispiel mit variabler, in einer bestimmten Richtung zunehemenden Prallrohrlänge. Bei gleichbleibendem Abstand 15 der jeweiligen Prallmündung 14 zum Wandteil 10 verläuft der Träger 13 schräg zum Wandteil. Bei Abströmung der Kühlluft in eine gezielte Richtung wird mit dieser Variante eine konstante Querströmgeschwindigkeit zwischen den Prallrohren angestrebt.FIG. 5 shows an example with a variable baffle tube length increasing in a certain direction. With a
In Fig. 6 ist das zu kühlende Wandteil eine Gasturbinenschaufel 16. Die Träger mit den Prallrohren sind als mehr oder weniger rohrförmige Einsätze 17A, 17B und 17C konzipiert und im hohlen Innern der Schaufel angeordnet. Diese Einsätze mit den Prallrohren 11 können als Gussteil oder als Tiefziehteil ausgeführt sein. Sie können desgleichen als drucktragendes Gebilde konzipiert sein für Innnendrücke, die bis zum doppelten des in der eigentlichen Prallzone herrschenden Druckes betragen können.6, the wall part to be cooled is a
Im Fall einer Leitschaufel erfolgt die Einströmung des Kühlmittels in die Einsätze 17A-C in der Regel vom Schaufelfuss her gegen die Schaufelspitze hin. Die Prallrohre 11 sind über die Schaufelhöhe und den Schaufelumfang in erforderlichem Abstand zueinander gestaffelt und mit ihrer Mündung gegen die Innenwandung der hohlen Schaufel gerichtet. Die Einsätze 17A-C können einzeln oder in Serie vom Kühlmittel durchströmt werden.In the case of a guide vane, the coolant flows into the inserts 17A-C as a rule from the blade root against the blade tip. The impingement tubes 11 are staggered over the blade height and the blade circumference at a required distance from one another and are directed with their mouth against the inner wall of the hollow blade. The inserts 17A-C can be flowed through individually or in series by the coolant.
Das gas- oder dampfförmige Kühlmedium kann in den mehreren Einsätzen im geschlossenem Kreis zirkuliert werden, d.h. es wird nach vollzogener Kühltätigkeit wieder über den Schaufelfuss abgezogen. Das von den gekühlten Wandteilen abströmende Kühlmedium kann jedoch auch der Schaufel in den Strömungskanal austreten. Dies geschieht vorzugsweise an jener Stelle der Schaufel, an welcher der tiefste Aussendruck vorherrscht. In der Regel wird man das Kühlmittel somit an der Hinterkante 18 der Schaufel austreten lassen.The gaseous or vaporous cooling medium can be circulated in a closed circuit in the multiple inserts, ie it is drawn off again via the blade root after the cooling activity has been completed. The one flowing off the cooled wall parts Cooling medium can, however, also escape the blade into the flow channel. This is preferably done at the point on the blade where the lowest external pressure prevails. As a rule, the coolant will thus be let out at the
Selbstverständlich ist die Erfindung nicht auf die gezeigten und beschriebenen Beispiele beschränkt. Es versteht sich, dass je nach Erfordernissen die Prallrohranordnung, die Anzahl und Teilung der Prallrohre, sowie deren Länge und Form, verjüngt oder zylindrisch, fallweise optimiert werden können. Auch in der Wahl des Kühlmittels, dessen Druckes und dessen Weiterverwendung nach der Kühltätigleit setzt die Erfindung keine Schranken.Of course, the invention is not limited to the examples shown and described. It goes without saying that, depending on the requirements, the baffle tube arrangement, the number and division of the baffle tubes, and their length and shape, tapered or cylindrical, can be optimized in each case. The invention also does not set any limits in the choice of the coolant, its pressure and its further use after the cooling operation.
- 1010th
- WandteilWall part
- 1111
- PrallrohrBaffle tube
- 1212th
- Einlaufenema
- 1313
- Trägercarrier
- 1414
- Mündungmuzzle
- 1515
- PrallabstandImpact distance
- 1616
- GasturbinenschaufelGas turbine blade
- 17A,B,C17A, B, C
- Einsatzcommitment
- 1818th
- HinterkanteTrailing edge
- 1919th
- heisses Mediumhot medium
- 2020th
- TrägerabstandBeam spacing
- 2121
- ZwischenraumSpace
Claims (13)
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE4430302 | 1994-08-26 | ||
DE4430302A DE4430302A1 (en) | 1994-08-26 | 1994-08-26 | Impact-cooled wall part |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
EP0698725A2 true EP0698725A2 (en) | 1996-02-28 |
EP0698725A3 EP0698725A3 (en) | 1998-03-25 |
Family
ID=6526623
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
EP95810500A Withdrawn EP0698725A3 (en) | 1994-08-26 | 1995-08-08 | Impingement cooling of wall portion |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5586866A (en) |
EP (1) | EP0698725A3 (en) |
JP (1) | JPH0874503A (en) |
CN (1) | CN1083051C (en) |
DE (1) | DE4430302A1 (en) |
Cited By (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19727407A1 (en) * | 1997-06-27 | 1999-01-07 | Siemens Ag | Gas-turbine combustion chamber heat shield with cooling arrangement |
EP0905353A1 (en) * | 1997-09-30 | 1999-03-31 | Abb Research Ltd. | Impingement cooled wall element |
DE19860787A1 (en) * | 1998-12-30 | 2000-07-06 | Abb Research Ltd | Turbine blade with internal cooling channels having variable cross section in flow direction, for local coolant flow control resulting in constant temperature profile |
EP1500880A2 (en) * | 2003-07-22 | 2005-01-26 | The Boeing Company | A transpiration cooling system |
DE102007008319A1 (en) * | 2007-02-16 | 2008-08-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Method for impingement air cooling for gas turbines |
WO2015017078A1 (en) * | 2013-08-01 | 2015-02-05 | Siemens Energy, Inc. | Transition duct with convection cooled upstream portion and impingement cooled downstream portion |
WO2015109040A1 (en) * | 2014-01-15 | 2015-07-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Internal cooling system with corrugated insert forming nearwall cooling channels for gas turbine airfoil |
EP3098386A1 (en) * | 2015-05-29 | 2016-11-30 | General Electric Company | Impingement insert |
EP3203022A1 (en) * | 2016-02-05 | 2017-08-09 | General Electric Company | Cooled turbine nozzle and manufacturing method thereof |
US9849510B2 (en) | 2015-04-16 | 2017-12-26 | General Electric Company | Article and method of forming an article |
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 |
EP3477063A1 (en) * | 2017-10-26 | 2019-05-01 | MAN Energy Solutions SE | Flow engine with a specific impingement cooling assembly |
EP3680452A1 (en) * | 2019-01-14 | 2020-07-15 | Rolls-Royce plc | A double-wall geometry |
US10739087B2 (en) | 2015-09-08 | 2020-08-11 | General Electric Company | Article, component, and method of forming an article |
EP4033070A1 (en) * | 2021-01-11 | 2022-07-27 | Honeywell International Inc. | Impingement baffle for gas turbine engine |
Families Citing this family (49)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6000908A (en) * | 1996-11-05 | 1999-12-14 | General Electric Company | Cooling for double-wall structures |
US5975850A (en) * | 1996-12-23 | 1999-11-02 | General Electric Company | Turbulated cooling passages for turbine blades |
GB2326706A (en) * | 1997-06-25 | 1998-12-30 | Europ Gas Turbines Ltd | Heat transfer structure |
EP0889201B1 (en) * | 1997-07-03 | 2003-01-15 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Impingement arrangement for a convective cooling or heating process |
US6577350B1 (en) | 1998-12-21 | 2003-06-10 | Sony Corporation | Method and apparatus for displaying an electronic program guide |
US6142734A (en) * | 1999-04-06 | 2000-11-07 | General Electric Company | Internally grooved turbine wall |
EP1445423B1 (en) | 1999-04-21 | 2006-08-02 | Alstom Technology Ltd | Cooled turbomachine blade |
US20020124255A1 (en) * | 1999-12-10 | 2002-09-05 | United Video Properties, Inc. | Systems and methods for coordinating interactive and passive advertisement and merchandising opportunities |
US6688110B2 (en) * | 2000-01-18 | 2004-02-10 | Rolls-Royce Plc | Air impingement cooling system |
WO2001071164A1 (en) * | 2000-03-22 | 2001-09-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Reinforcement and cooling structure of a turbine blade |
US20070201980A1 (en) * | 2005-10-11 | 2007-08-30 | Honeywell International, Inc. | Method to augment heat transfer using chamfered cylindrical depressions in cast internal cooling passages |
US7992625B1 (en) * | 2006-08-18 | 2011-08-09 | United States Thermoelectric Consortium | Fluid-operated heat transfer device |
US8127553B2 (en) * | 2007-03-01 | 2012-03-06 | Solar Turbines Inc. | Zero-cross-flow impingement via an array of differing length, extended ports |
EP2220921A1 (en) * | 2007-12-07 | 2010-08-25 | Koninklijke Philips Electronics N.V. | Cooling device utilizing internal synthetic jets |
JP2009162119A (en) * | 2008-01-08 | 2009-07-23 | Ihi Corp | Turbine blade cooling structure |
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 |
US8348613B2 (en) * | 2009-03-30 | 2013-01-08 | United Technologies Corporation | Airflow influencing airfoil feature array |
JP2011085084A (en) | 2009-10-16 | 2011-04-28 | Ihi Corp | Turbine blade |
US8305755B2 (en) * | 2010-03-04 | 2012-11-06 | Toyota Motor Engineering & Manufacturing North America, Inc. | Power modules, cooling devices and methods thereof |
US9347324B2 (en) | 2010-09-20 | 2016-05-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil vane with an impingement insert having a plurality of impingement nozzles |
US9017027B2 (en) | 2011-01-06 | 2015-04-28 | Siemens Energy, Inc. | Component having cooling channel with hourglass cross section |
US8764394B2 (en) | 2011-01-06 | 2014-07-01 | Siemens Energy, Inc. | Component cooling channel |
JP5804741B2 (en) * | 2011-03-25 | 2015-11-04 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Turbine blade and impingement cooling structure |
JP2012202335A (en) * | 2011-03-25 | 2012-10-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Impingement cooling structure and gas turbine stator blade using the same |
US8667682B2 (en) | 2011-04-27 | 2014-03-11 | Siemens Energy, Inc. | Method of fabricating a nearwall nozzle impingement cooled component for an internal combustion engine |
GB2492374A (en) * | 2011-06-30 | 2013-01-02 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine impingement cooling |
US9353631B2 (en) * | 2011-08-22 | 2016-05-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil baffle |
US20130081401A1 (en) * | 2011-09-30 | 2013-04-04 | Solar Turbines Incorporated | Impingement cooling of combustor liners |
US9719372B2 (en) | 2012-05-01 | 2017-08-01 | General Electric Company | Gas turbomachine including a counter-flow cooling system and method |
EP3004597A4 (en) * | 2013-05-24 | 2017-01-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having trip strips |
WO2015095253A1 (en) * | 2013-12-19 | 2015-06-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil vane with an impingement insert having a plurality of impingement nozzles |
WO2015123006A1 (en) * | 2014-02-13 | 2015-08-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling circuit with respirating pedestal |
US10001013B2 (en) * | 2014-03-06 | 2018-06-19 | General Electric Company | Turbine rotor blades with platform cooling arrangements |
US10119404B2 (en) | 2014-10-15 | 2018-11-06 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engines with improved leading edge airfoil cooling |
US10746403B2 (en) * | 2014-12-12 | 2020-08-18 | Raytheon Technologies Corporation | Cooled wall assembly for a combustor and method of design |
JP5940686B2 (en) * | 2015-01-05 | 2016-06-29 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Turbine blade |
US10408073B2 (en) * | 2016-01-20 | 2019-09-10 | General Electric Company | Cooled CMC wall contouring |
PL232314B1 (en) | 2016-05-06 | 2019-06-28 | Gen Electric | Fluid-flow machine equipped with the clearance adjustment system |
US10309246B2 (en) | 2016-06-07 | 2019-06-04 | General Electric Company | Passive clearance control system for gas turbomachine |
US10605093B2 (en) | 2016-07-12 | 2020-03-31 | General Electric Company | Heat transfer device and related turbine airfoil |
US10392944B2 (en) | 2016-07-12 | 2019-08-27 | General Electric Company | Turbomachine component having impingement heat transfer feature, related turbomachine and storage medium |
US20180149028A1 (en) * | 2016-11-30 | 2018-05-31 | General Electric Company | Impingement insert for a gas turbine engine |
US10494948B2 (en) * | 2017-05-09 | 2019-12-03 | General Electric Company | Impingement insert |
US20190024520A1 (en) * | 2017-07-19 | 2019-01-24 | Micro Cooling Concepts, Inc. | Turbine blade cooling |
CN107503801A (en) * | 2017-08-18 | 2017-12-22 | 沈阳航空航天大学 | A kind of efficiently array jetting cooling structure |
US11572801B2 (en) * | 2019-09-12 | 2023-02-07 | General Electric Company | Turbine engine component with baffle |
DE102020103648A1 (en) | 2020-02-12 | 2021-08-12 | Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. | Impact insert for reusing impingement air in an airfoil, an airfoil which comprises an impingement insert, a turbo machine component and the gas turbine provided with it |
KR102502652B1 (en) * | 2020-10-23 | 2023-02-21 | 두산에너빌리티 주식회사 | Array impingement jet cooling structure with wavy channel |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2973937A (en) | 1958-03-31 | 1961-03-07 | Gen Electric | Cooling structure |
DE2526277A1 (en) | 1975-05-16 | 1976-11-25 | Bbc Brown Boveri & Cie | COOLED TURBINE BLADE |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB849255A (en) * | 1956-11-01 | 1960-09-21 | Josef Cermak | Method of and arrangements for cooling the walls of combustion spaces and other spaces subject to high thermal stresses |
US3606572A (en) * | 1969-08-25 | 1971-09-20 | Gen Motors Corp | Airfoil with porous leading edge |
FR2094033A1 (en) * | 1970-06-04 | 1972-02-04 | Westinghouse Electric Corp | |
US3781129A (en) * | 1972-09-15 | 1973-12-25 | Gen Motors Corp | Cooled airfoil |
US3846041A (en) * | 1972-10-31 | 1974-11-05 | Avco Corp | Impingement cooled turbine blades and method of making same |
FR2221020A5 (en) * | 1973-03-09 | 1974-10-04 | Gen Electric | |
US3864199A (en) * | 1973-07-26 | 1975-02-04 | Gen Motors Corp | Angular discharge porous sheet |
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 |
US4026659A (en) * | 1975-10-16 | 1977-05-31 | Avco Corporation | Cooled composite vanes for turbine nozzles |
US4118146A (en) * | 1976-08-11 | 1978-10-03 | United Technologies Corporation | Coolable wall |
CH633347A5 (en) * | 1978-08-03 | 1982-11-30 | Bbc Brown Boveri & Cie | GAS TURBINE. |
US4269032A (en) * | 1979-06-13 | 1981-05-26 | General Motors Corporation | Waffle pattern porous material |
IE861475L (en) * | 1985-07-03 | 1987-01-03 | Tsnii Kozhevenno Obuvnoi Ptomy | Improved coolant passage structure especially for cast rotor¹blades in a combustion turbine |
US4637456A (en) * | 1985-12-23 | 1987-01-20 | Sundstrand Corporation | Heat exchanger |
US4705455A (en) * | 1985-12-23 | 1987-11-10 | United Technologies Corporation | Convergent-divergent film coolant passage |
US4768700A (en) * | 1987-08-17 | 1988-09-06 | General Motors Corporation | Diffusion bonding method |
US5370499A (en) * | 1992-02-03 | 1994-12-06 | General Electric Company | Film cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement |
US5352091A (en) * | 1994-01-05 | 1994-10-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine airfoil |
-
1994
- 1994-08-26 DE DE4430302A patent/DE4430302A1/en not_active Withdrawn
-
1995
- 1995-08-02 US US08/510,307 patent/US5586866A/en not_active Expired - Fee Related
- 1995-08-08 EP EP95810500A patent/EP0698725A3/en not_active Withdrawn
- 1995-08-23 JP JP7214905A patent/JPH0874503A/en active Pending
- 1995-08-25 CN CN95115900A patent/CN1083051C/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2973937A (en) | 1958-03-31 | 1961-03-07 | Gen Electric | Cooling structure |
DE2526277A1 (en) | 1975-05-16 | 1976-11-25 | Bbc Brown Boveri & Cie | COOLED TURBINE BLADE |
Cited By (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19727407A1 (en) * | 1997-06-27 | 1999-01-07 | Siemens Ag | Gas-turbine combustion chamber heat shield with cooling arrangement |
EP0905353A1 (en) * | 1997-09-30 | 1999-03-31 | Abb Research Ltd. | Impingement cooled wall element |
DE19860787A1 (en) * | 1998-12-30 | 2000-07-06 | Abb Research Ltd | Turbine blade with internal cooling channels having variable cross section in flow direction, for local coolant flow control resulting in constant temperature profile |
DE19860787B4 (en) * | 1998-12-30 | 2007-02-22 | Alstom | Turbine blade with cooling channels |
EP1500880A2 (en) * | 2003-07-22 | 2005-01-26 | The Boeing Company | A transpiration cooling system |
EP1500880A3 (en) * | 2003-07-22 | 2009-12-30 | The Boeing Company | A transpiration cooling system |
DE102007008319A1 (en) * | 2007-02-16 | 2008-08-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Method for impingement air cooling for gas turbines |
US8152463B2 (en) | 2007-02-16 | 2012-04-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Method for impingement air cooling for gas turbines |
WO2015017078A1 (en) * | 2013-08-01 | 2015-02-05 | Siemens Energy, Inc. | Transition duct with convection cooled upstream portion and impingement cooled downstream portion |
US9010125B2 (en) | 2013-08-01 | 2015-04-21 | Siemens Energy, Inc. | Regeneratively cooled transition duct with transversely buffered impingement nozzles |
WO2015109040A1 (en) * | 2014-01-15 | 2015-07-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Internal cooling system with corrugated insert forming nearwall cooling channels for gas turbine airfoil |
US9849510B2 (en) | 2015-04-16 | 2017-12-26 | General Electric Company | Article and method of forming an article |
EP3098386A1 (en) * | 2015-05-29 | 2016-11-30 | General Electric Company | Impingement insert |
US9976441B2 (en) | 2015-05-29 | 2018-05-22 | General Electric Company | Article, component, and method of forming an article |
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 |
EP3203022A1 (en) * | 2016-02-05 | 2017-08-09 | General Electric Company | Cooled turbine nozzle and manufacturing method thereof |
JP2017141826A (en) * | 2016-02-05 | 2017-08-17 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | System and method for turbine nozzle cooling |
US10184343B2 (en) | 2016-02-05 | 2019-01-22 | General Electric Company | System and method for turbine nozzle cooling |
EP3477063A1 (en) * | 2017-10-26 | 2019-05-01 | MAN Energy Solutions SE | Flow engine with a specific impingement cooling assembly |
EP3680452A1 (en) * | 2019-01-14 | 2020-07-15 | Rolls-Royce plc | A double-wall geometry |
EP4033070A1 (en) * | 2021-01-11 | 2022-07-27 | Honeywell International Inc. | Impingement baffle for gas turbine engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US5586866A (en) | 1996-12-24 |
EP0698725A3 (en) | 1998-03-25 |
DE4430302A1 (en) | 1996-02-29 |
CN1126795A (en) | 1996-07-17 |
CN1083051C (en) | 2002-04-17 |
JPH0874503A (en) | 1996-03-19 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0698725A2 (en) | Impingement cooling of wall portion | |
EP0889201B1 (en) | Impingement arrangement for a convective cooling or heating process | |
EP0905353B1 (en) | Impingement arrangement for a convective cooling or heating process | |
DE1476796C3 (en) | A component of a gas turbine system made integrally from a high-strength material | |
DE10001109B4 (en) | Cooled shovel for a gas turbine | |
EP0798448B1 (en) | System and device to cool a wall which is heated on one side by hot gas | |
EP1113145B1 (en) | Blade for gas turbines with metering section at the trailing edge | |
EP2770260B1 (en) | Gas turbine combustion chamber with impingement effusion cooled shingle | |
DE1601561C3 (en) | Cooled airfoil blade for an axial flow machine | |
EP0899425B1 (en) | Gas turbine blade | |
DE60112030T2 (en) | Cooling structure for a gas turbine | |
EP2384393B1 (en) | Cooled vane for a gas turbine | |
DE2042947A1 (en) | Blade arrangement with cooling device | |
EP1496203B1 (en) | Turbine blade with impingement cooling | |
DE2241194A1 (en) | FLOW MACHINE SHOVEL WITH A WING-SHAPED CROSS-SECTIONAL PROFILE AND WITH A NUMBER OF COOLING DUCTS RUNNING IN THE LENGTH DIRECTION OF THE SHOVEL | |
DE10064264B4 (en) | Arrangement for cooling a component | |
EP1384936A1 (en) | Sound damper for a flow duct, in particular for use in a turbine inlet casing | |
EP0636764A1 (en) | Gasturbine with cooled rotor | |
EP1456505A1 (en) | Thermally loaded component | |
DE1601563B2 (en) | Air-cooled blade | |
EP3762587B1 (en) | Airfoil for a turbine blade | |
EP3819470A1 (en) | Device for cooling a component of a gas turbine / flow engine with impingement cooling | |
DE4244302C2 (en) | Impact cooling device | |
EP3719258B1 (en) | Rotor blade of a turbomachine | |
DE19634237A1 (en) | Coolable shovel |
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 |
|
AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: A2 Designated state(s): DE FR GB IT |
|
RAP1 | Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred) |
Owner name: ASEA BROWN BOVERI AG |
|
PUAL | Search report despatched |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013 |
|
AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: A3 Designated state(s): DE FR GB IT |
|
STAA | Information on the status of an ep patent application or granted ep patent |
Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN |
|
18D | Application deemed to be withdrawn |
Effective date: 19980926 |