EP0892151A1 - Cooling system for the leading edge of a hollow blade for gas turbine - Google Patents
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- 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
Definitions
- the invention relates to a cooling system for the leading edge area of a hollow Gas turbine blade, in which a channel is located within the thickened blade leading edge extends from the blade root to the blade tip, the channel over a plurality of bores made in the front edge of the blade communicates with a main channel through which a coolant flows.
- Cooling poses a particular problem of the leading edge area of such blades.
- a cooling system of the type mentioned is known from DE-A1 27 03 815.
- the blade there has a main channel in the leading edge area, the formed by an insert supported on the inner walls of the blade becomes.
- the front edge section is thickened and encloses one Cavity.
- the thickened section is both with the blade root and with connected to the blade cover plate and is used in particular for torsional stiffening.
- the height of the cavity is increased by several holes with coolant fed from the main canal with longitudinal flow.
- the inside pages the front edge in the area of the cavity is chilled.
- the cavity is Provide through holes on the actual front edge to the outer wall.
- the coolant exiting through the through holes in the turbine duct thus causes film cooling of the leading edge area.
- the holes from The main channel to the cavity is dimensioned in such a way that the one for the subsequent one Film cooling required pressure drop is caused.
- the present invention has for its object a cooling system of the beginning to create mentioned type, in which the front edge with pure convection cooling is applied without additional film cooling.
- the cast blade shown in Fig. 1 has three inner chambers a, b, and c by a coolant, such as air, perpendicular to the plane of the drawing are flowed through.
- a coolant such as air
- the inside of the blade contour forming wall W - which is surrounded on both sides by hot gases - by the Coolant flows around and give off their heat to the coolant.
- Tools such as guide ribs, flow channels, inserts for impingement cooling and the like can be provided to improve wall cooling.
- a blade provided with a cover plate 11 circulates this Coolant in several passes through the inner chambers a, b, and c and can e.g. are discharged into the turbine duct via the trailing edge of the blade, not shown.
- FIG. 2 to 5 show the cooling system for the front edge area of a hollow Gas turbine blade. It extends from the blade root 1 to the blade tip 2 a longitudinally flowed main channel 3, which corresponds to chamber a in FIG. 1. In the area of the airfoil 4, this channel is from the inner walls of the Front edge, the suction side 6 and the pressure side 7 and one of the pressure side limited with web 8 connecting the suction side.
- a channel 10 extends within the thickened blade leading edge 5 from Blade root to the tip of the blade. It is understood that this channel depends on Requirements do not have to extend to the blade root. Its lower end could also be a little further radially outwards and e.g. only below middle Use the sheet height where the greatest heat load of the Shovel occurs.
- the channel 10 merges into one below the cover plate 11 extending chamber 12.
- This chamber extends to the not shown Blade trailing edge, at least in the chamber area against the flow Gas turbine duct is open.
- the one prevailing on the trailing edge of the blade Pressure that is in any case lower than that in the main duct 3 through which the longitudinal flow flows prevailing pressure, is therefore effective in channel 10. This pressure difference leads to the fact that the medium located in channel 10 against the rear edge flows out.
- the trailing edge pressure is not absolutely necessary for this driving pressure difference must be applied to channel 10. So could the chamber 12 are also operatively connected to a vortex chamber, as is usually the case in the labyrinths above the cover plate between two cover plate serrations or Sealing strips are provided.
- the channel 10 communicates via a plurality of in the interior of the Blade front edge drilled holes 9 with the coolant main duct with longitudinal flow 3.
- the driving pressure difference ensures that a part of the medium flowing along the front edge in the main channel 3 now flows through these bores 9 into the channel 10 and there as an impact jet strikes the inner wall of the duct.
- Increased radial extent So more and more cooling air in the duct 10.
- the channel is expanded in the radial direction.
- the cross section through which the flow is Blade root up to the tip of the blade increasingly larger, depending on the type from the newly added impact beams.
- the number and dimensioning of the bores 9 can increase the cross section thus be either steady or discontinuous. Decisive for the type of cross-sectional increase is the requirement that in any case the speed ratio of the respective impact jet to the speed of the longitudinal flow in channel 10 should be big. This prevents the outflowing air from having the effect of Impact rays impaired.
- This increased heat transfer coefficient applies to the actual nose is convectively cooled by longitudinal and impingement flow.
- An increased heat transfer coefficient is also in the rear area of the front edge achieved in that the outflow from the channel 3 into the bores 9 Flow intensity increased in this area. Opposite the smooth triangular channel a Without the new measure, considerably more coolant flows along with the along the channel wall provided with holes with correspondingly more effective Cooling.
- the shape of which e.g. corresponds to the shape of the blade profile the inside wall of the cover plate must be tipped. With this measure, the outflowing air also contribute to cooling the cover plate.
Abstract
Description
Die Erfindung betrifft ein Kühlsystem für den Vorderkantenbereich einer hohlen Gasturbinenschaufel, bei welcher sich ein Kanal innerhalb der verdickten Schaufelvorderkante vom Schaufelfuss bis zur Schaufelspitze erstreckt, wobei der Kanal über eine Mehrzahl von in der Schaufelvorderkante angebrachten Bohrungen mit einem von einem Kühlmittel längsdurchströmten Hauptkanal kommuniziert.The invention relates to a cooling system for the leading edge area of a hollow Gas turbine blade, in which a channel is located within the thickened blade leading edge extends from the blade root to the blade tip, the channel over a plurality of bores made in the front edge of the blade communicates with a main channel through which a coolant flows.
Hohle, innengekühlte Turbinenschaufeln mit Flüssigkeit, Dampf oder Luft als Kühlmittel sind hinlänglich bekannt. Ein Problem stellt insbesondere die Kühlung des Vorderkantenbereiches von solchen Schaufeln dar.Hollow, internally cooled turbine blades with liquid, steam or air as Coolants are well known. Cooling poses a particular problem of the leading edge area of such blades.
Ein Kühlsystem der eingangs genannten Art ist bekannt aus der DE-A1 27 03 815. Die dortige Schaufel weist im Vorderkantenbereich einen Hauptkanal auf, der durch einen an den Innenwandungen der Schaufel abgestützen Einsatz gebildet wird. Der Vorderkantenabschnitt ist verdickt ausgeführt und umschliesst einen Hohlraum. Der verdickte Abschnitt ist sowohl mit dem Schaufelfuss als auch mit der Schaufeldeckplatte verbunden und dient insbesondere der Torsionsversteifung. Der Hohlraum wird in seiner Höhe über mehrere Bohrungen mit Kühlmittel angespeist aus dem längsdurchströmten Hauptkanal. Dabei werden die Innenseiten der Vorderkante im Bereich des Hohlraumes prallgekühlt. Der Hohlraum ist an der eigentlichen Vorderkante mit Durchgangslöchern zur Aussenwand versehen. Das über die Durchgangslöcher in den Turbinenkanal austretende Kühlmittel bewirkt damit eine Filmkühlung des Vorderkantenbereiches. Die Bohrungen vom Hauptkanal zum Hohlraum sind so bemessen, dass in ihnen der für die anschliessende Filmkühlung erforderliche Druckabfall verursacht wird.A cooling system of the type mentioned is known from DE-A1 27 03 815. The blade there has a main channel in the leading edge area, the formed by an insert supported on the inner walls of the blade becomes. The front edge section is thickened and encloses one Cavity. The thickened section is both with the blade root and with connected to the blade cover plate and is used in particular for torsional stiffening. The height of the cavity is increased by several holes with coolant fed from the main canal with longitudinal flow. The inside pages the front edge in the area of the cavity is chilled. The cavity is Provide through holes on the actual front edge to the outer wall. The coolant exiting through the through holes in the turbine duct thus causes film cooling of the leading edge area. The holes from The main channel to the cavity is dimensioned in such a way that the one for the subsequent one Film cooling required pressure drop is caused.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Kühlsystem der eingangs genannten Art zu schaffen, bei welchem die Vorderkante mit reiner Konvektionskühlung ohne zusätzliche Filmkühlung beaufschlagt wird.The present invention has for its object a cooling system of the beginning to create mentioned type, in which the front edge with pure convection cooling is applied without additional film cooling.
Erfindungsgemäss wird dies mit den kennzeichnenden Merkmalen des Patentanspruchs 1 erreicht.According to the invention, this is done with the characterizing features of the patent claim 1 reached.
Dadurch, dass der Kanal über der Schaufelhöhe längsdurchströmt ist und mit variablem Querschnitt ausgebildet ist, hat man ein Mittel in der Hand, über die Wahl des Querschnittes und die Anzahl und Dimensionierung der Bohrungen den Wärmeübergangskoefiizienten an der Vorderkante in gewünschter Weise zu beeinflussen.The fact that the channel is flowed through longitudinally above the blade height and with variable cross-section, you have a tool in your hand through which Choice of cross section and the number and dimensioning of the holes To influence heat transfer coefficients on the leading edge in the desired manner.
Im Falle von Schaufeln, die mit einer Deckplatte versehen sind, ist es zweckmässig, wenn der Kanal an seinem oberen Ende in eine unterhalb der Deckplatte angebachte Kammer übergeht, welche in Wirkverbindung steht mit einer Druckquelle, deren Druck niedriger ist als der Druck im Hauptkanal. In the case of blades that are provided with a cover plate, it is expedient to if the channel at its upper end into one below the cover plate attached chamber passes, which is in operative connection with a Pressure source whose pressure is lower than the pressure in the main duct.
In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand einer innengekühlten Gasturbinenschaufel vereinfacht dargestellt. Darin zeigen:
- Fig. 1
- eine Schaufel im Querschnitt;
- Fig. 2
- einen Längsschnitt durch den Vorderkantenbereich;
- Fig. 3
- den Vorderkantenbereich der Schaufel nach Fig. 1 am Schaufelfuss;
- Fig. 4
- die Vorderkante in mittlerer Schaufelhöhe;
- Fig. 5
- die Vorderkante an der Schaufelspitze.
- Fig. 1
- a blade in cross section;
- Fig. 2
- a longitudinal section through the leading edge area;
- Fig. 3
- the front edge region of the blade of Figure 1 on the blade root.
- Fig. 4
- the front edge at medium bucket height;
- Fig. 5
- the leading edge at the tip of the blade.
Es sind nur die für das Verständnis der Erfindung wesentlichen Elemente gezeigt. Die Strömungsrichtung der beteiligten Medien ist mit Pfeilen bezeichnet.Only the elements essential for understanding the invention are shown. The direction of flow of the media involved is indicated by arrows.
Die in Fig. 1 dargestellte, gegossene Schaufel weist drei Innenkammern a, b, und c auf, die von einem Kühlmittel, beispielsweise Luft, senkrecht zur Zeichnungsebene durchströmt sind. Dabei werden die Innenseiten der die Schaufelkontur bildenden Wand W - die aussen beidseitig von heissen Gasen umströmt ist - vom Kühlmittel umströmt und geben ihre Wärme an das Kühlmittel ab. In der Regel sind zumindest in den zwei vorderen Kammern a, b zahlreiche hier nicht gezeigte Hilfsmittel wie Leitrippen, Strömungskanäle, Einsätze für Prallkühlung und dergleichen zur Verbesserung der Wandkühlung vorgesehen sein können. Im Beispielsfall einer mit einer Deckplatte 11 versehenen Laufschaufel zirkuliert das Kühlmittel in mehreren Zügen durch die Innenkammern a, b, und c und kann z.B. über die nicht gezeigte Schaufelhinterkante in den Turbinenkanal abgeführt werden. The cast blade shown in Fig. 1 has three inner chambers a, b, and c by a coolant, such as air, perpendicular to the plane of the drawing are flowed through. In doing so, the inside of the blade contour forming wall W - which is surrounded on both sides by hot gases - by the Coolant flows around and give off their heat to the coolant. Usually are at least in the two front chambers a, b numerous not shown here Tools such as guide ribs, flow channels, inserts for impingement cooling and the like can be provided to improve wall cooling. in the For example, a blade provided with a cover plate 11 circulates this Coolant in several passes through the inner chambers a, b, and c and can e.g. are discharged into the turbine duct via the trailing edge of the blade, not shown.
In der Vorderkammer a gibt es den Problembereich der eigentlichen Vorderkante, die von den heissen Gasen direkt angeströmt wird und deshalb einer besonders sorgfältigen Kühlung bedarf.In the front chamber a there is the problem area of the actual front edge, which is directly flown by the hot gases and therefore one particularly careful cooling is required.
Die Fig. 2 bis 5 zeigen das Kühlsystem für den Vorderkantenbereich einer hohlen
Gasturbinenschaufel. Vom Schaufelfuss 1 bis zur Schaufelspitze 2 erstreckt sich
ein längsdurchströmter Hauptkanal 3, welcher der Kammer a in Fig. 1 entspricht.
Im Bereich des Schaufelblattes 4 ist dieser Kanal von den Innenwandungen der
Vorderkante, der Saugseite 6 und der Druckseite 7 sowie von einem die Druckseite
mit der Saugseite verbindenden Steg 8 begrenzt.2 to 5 show the cooling system for the front edge area of a hollow
Gas turbine blade. It extends from the blade root 1 to the blade tip 2
a longitudinally flowed
Ein Kanal 10 erstreckt sich innerhalb der verdickten Schaufelvorderkante 5 vom
Schaufelfuss bis zur Schaufelspitze. Es versteht sich, dass dieser Kanal je nach
Erfordernissen nicht bis hin zum Schaufelfuss reichen muss. Sein unteres Ende
könnte sich auch etwas weiter radial aussen befinden und z.B. erst unterhalb mittlerer
Blatthöhe einsetzen, dort wo in der Regel die stärkste Wärmebelastung der
Schaufel auftritt.A
An der Schaufelspitze geht der Kanal 10 über in eine unterhalb der Deckplatte 11
verlaufenden Kammer 12. Diese Kammer reicht bis hin zur nicht dargestellten
Schaufel-Hinterkante, die zumindest im Kammerbereich gegen den durchströmten
Gasturbinenkanal hin offen ist. Der an der Schaufelhinterkante herrschende
Druck, der auf jeden Fall kleiner ist als der im längsdurchströmten Hauptkanal 3
herrschende Druck, ist demnach im Kanal 10 wirksam. Diese Druckdifferenz führt
dazu, dass das sich im Kanal 10 befindende Medium gegen die Hinterkante
abströmt.At the tip of the blade, the
Es versteht sich, dass für diese treibende Druckdifferenz nicht unbedingt der Hinterkantendruck
an den Kanal 10 angelegt werden muss. So könnte die Kammer
12 auch in Wirkverbindung stehen mit einer Wirbelkammer, wie sie in der Regel in
den Labyrinthen oberhalb der Deckplatte zwischen zwei Deckplattenzacken oder
Dichtstreifen vorgesehen sind. It goes without saying that the trailing edge pressure is not absolutely necessary for this driving pressure difference
must be applied to
Der Kanal 10 kommuniziert über eine Mehrzahl von im Innenbereich der
Schaufelvorderkante angebrachten Bohrungen 9 mit dem vom Kühlmittel
längsdurchströmten Hauptkanal 3. Die treibende Druckdifferenz sorgt dafür, dass
ein Teil des an der Vorderkante im Hauptkanal 3 entlang strömenden Mediums
nunmehr über diese Bohrungen 9 in den Kanal 10 eintrömt und dort als Prallstrahl
auf die Kanal-Innenwandung auftrifft. In zunehmender Radialerstreckung gelangt
also immer mehr Kühlluft in den Kanal 10. Um einigermassen gleichmässige
Metalltemperaturen über der Höhe des Schaufelblattes zu erreichen, wird nunmehr
eine Massnahme getroffen, die eine zumindest annähernd gleichmässige
Geschwindigkeit des abströmenden Kühlmittels in Längsrichtung des Kanals 10
erlaubt. Hierzu wird der Kanal in radialer Richtung erweitert.The
Wie aus den Fig. 3, 4 und 5 erkennbar ist, wird der durchströmte Querschnitt vom
Schaufelfuss bis zur Schaufelspitze zunehmend grösser und zwar in Abhängigkeit
von den jeweils neu hinzukommenden Prallstrahlen. Je nach gewählter Teilung,
Anzahl sowie Dimensionierung der Bohrungen 9 kann die Querschnittszunahme
somit entweder stetig oder unstetig sein. Massgebend für die Art der Querschnittszunahme
ist die Vorgabe, dass in jedem Fall das Verhältnis Geschwindigkeit des
jeweiligen Prallstrahles zur Geschwindigkeit der Längsströmung im Kanal 10
gross sein soll. Damit wird verhindert, dass die abströmende Luft die Wirkung der
Prallstrahlen beeinträchtigt.As can be seen from FIGS. 3, 4 and 5, the cross section through which the flow is
Blade root up to the tip of the blade increasingly larger, depending on the type
from the newly added impact beams. Depending on the division chosen,
The number and dimensioning of the
Wie aus Fig. 5 erkennbar, können im Spitzenbereich in einer gleichen Radialebene
mehrere Bohrungen 9 nebeneinander vorgesehen sein, um die Prallwirkung
über einen breiteren Bereich der Vorderkante auszuüben.As can be seen from Fig. 5, in the tip area in a same radial plane
Versuche haben ergeben, dass mit der neuen Lösung der Wärmeübergangs-Koeffizient bis zu 10x höher sein kann als in einem glatten ebenen Referenzkanal. Gegenüber dem Dreieckskanal a ohne die neue Massnahme wird der Wärmeübergangs-Koeffizient demnach noch höher sein. Dieser Umstand kann in gewissen Fällen einen Verzicht auf die bekannte Filmkühlung in der Vorderkante mit entsprechendem Fluidverlust zur Folge haben.Tests have shown that with the new solution the heat transfer coefficient can be up to 10 times higher than in a smooth, flat reference channel. Compared to the triangular channel a without the new measure, the heat transfer coefficient is therefore be even higher. This can happen in In certain cases, the well-known film cooling in the front edge is not used with corresponding fluid loss.
Dieser erhöhte Wärmeübergangs-Koeffizient gilt für die eigentliche Nase, die
konvektiv durch Längs-und Prallströmung gekühlt ist. Ein erhöhter Wärmeübergangs-Koeffizient
wird jedoch auch im rückwärtigen Bereich der Vorderkante
dadurch erzielt, dass das Abströmen aus dem Kanal 3 in die Bohrungen 9 die
Strömungsintensität in diesem Bereich erhöht. Gegenüber dem glatten Dreieckskanal
a ohne die neue Massnahme strömt erheblich mehr Kühlmittel an der mit
den Bohrungen versehenen Kanalwand entlang mit entsprechend effektiverer
Kühlung.This increased heat transfer coefficient applies to the actual nose
is convectively cooled by longitudinal and impingement flow. An increased heat transfer coefficient
is also in the rear area of the front edge
achieved in that the outflow from the
Bei einer allfälligen Beschädigung der Vorderkante durch auftreffende Fremdkörper
wird die Funktionsweise des Hauptkanals 3 nicht beeinträchtigt. In diesem
Fall könnten die beschädigten Teile über die angrenzenden Bohrungen 9
filmgekühlt werden.In the event of any damage to the front edge due to impinging foreign bodies
the functioning of the
Oberhalb der Kammer 12, deren Form z.B. der Schaufelprofilform entspricht, kann die Innenwandung der Deckplatte vertippt sein. Mit dieser Massnahme könnte die abströmende Luft auch noch zur Kühlung der Deckplatte beitragen. Above the chamber 12, the shape of which e.g. corresponds to the shape of the blade profile the inside wall of the cover plate must be tipped. With this measure, the outflowing air also contribute to cooling the cover plate.
- a, b, ca, b, c
- Innenkammern der SchaufelInner chambers of the shovel
- WW
- SchaufelwandBucket wall
- 11
- SchaufelfussBlade root
- 22nd
- SchaufelspitzeBlade tip
- 33rd
- längsdurchströmter Kanallongitudinally flowed channel
- 44th
- SchaufelblattAirfoil
- 55
- VorderkanteLeading edge
- 66
- SaugseiteSuction side
- 77
- DruckseitePrinted page
- 88th
- Stegweb
- 99
- Bohrungdrilling
- 1010th
- Kanalchannel
- 1111
- DeckplatteCover plate
- 1212th
- Kammerchamber
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Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
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| US09/111,874 US6168380B1 (en) | 1997-07-15 | 1998-07-08 | Cooling system for the leading-edge region of a hollow gas-turbine blade |
| CN98116043A CN1113153C (en) | 1997-07-15 | 1998-07-14 | Cooling system of front edge area of hollow vane of gas turbine |
| JP10200528A JPH1172005A (en) | 1997-07-15 | 1998-07-15 | Cooling mechanism for front fringe part region of hollow gas turbine blade |
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Country Status (4)
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|---|---|
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| JP (1) | JPH1172005A (en) |
| CN (1) | CN1113153C (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1154124A1 (en) * | 2000-05-10 | 2001-11-14 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil |
| EP1201879A3 (en) * | 2000-10-27 | 2003-07-16 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Cooled component, casting core and method for the manufacture of the same |
| DE102007008319A1 (en) | 2007-02-16 | 2008-08-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Method for impingement air cooling for gas turbines |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7665968B2 (en) * | 2004-05-27 | 2010-02-23 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade |
| US8083485B2 (en) * | 2007-08-15 | 2011-12-27 | United Technologies Corporation | Angled tripped airfoil peanut cavity |
| US8397516B2 (en) * | 2009-10-01 | 2013-03-19 | General Electric Company | Apparatus and method for removing heat from a gas turbine |
| CN102146810A (en) * | 2010-02-10 | 2011-08-10 | 中国科学院工程热物理研究所 | Method for cooling high-temperature turbine blade by utilizing supercritical characteristics of working medium |
| US10041743B2 (en) | 2013-01-07 | 2018-08-07 | Carrier Corporation | Energy recovery ventilator |
| JP6245740B2 (en) * | 2013-11-20 | 2017-12-13 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Gas turbine blade |
| EP3000970B1 (en) | 2014-09-26 | 2019-06-12 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Cooling scheme for the leading edge of a turbine blade of a gas turbine |
| US10077667B2 (en) * | 2015-05-08 | 2018-09-18 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil film cooling holes |
| US10508554B2 (en) | 2015-10-27 | 2019-12-17 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
| US9885243B2 (en) | 2015-10-27 | 2018-02-06 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
| US10156145B2 (en) * | 2015-10-27 | 2018-12-18 | General Electric Company | Turbine bucket having cooling passageway |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1986002406A1 (en) * | 1984-10-10 | 1986-04-24 | Paul Marius A | Gas turbine engine |
| US4820123A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
| US5122033A (en) * | 1990-11-16 | 1992-06-16 | Paul Marius A | Turbine blade unit |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1565361A (en) | 1976-01-29 | 1980-04-16 | Rolls Royce | Blade or vane for a gas turbine engien |
| US4514144A (en) * | 1983-06-20 | 1985-04-30 | General Electric Company | Angled turbulence promoter |
| US4820122A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
| US5403159A (en) * | 1992-11-30 | 1995-04-04 | United Technoligies Corporation | Coolable airfoil structure |
-
1997
- 1997-07-15 EP EP97810492A patent/EP0892151A1/en not_active Withdrawn
-
1998
- 1998-07-08 US US09/111,874 patent/US6168380B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-07-14 CN CN98116043A patent/CN1113153C/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-07-15 JP JP10200528A patent/JPH1172005A/en active Pending
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1986002406A1 (en) * | 1984-10-10 | 1986-04-24 | Paul Marius A | Gas turbine engine |
| US4820123A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
| US5122033A (en) * | 1990-11-16 | 1992-06-16 | Paul Marius A | Turbine blade unit |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1154124A1 (en) * | 2000-05-10 | 2001-11-14 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil |
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