EP1496203A1 - Turbinenschaufel mit Prallkühlung - Google Patents

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EP1496203A1
EP1496203A1 EP04090262A EP04090262A EP1496203A1 EP 1496203 A1 EP1496203 A1 EP 1496203A1 EP 04090262 A EP04090262 A EP 04090262A EP 04090262 A EP04090262 A EP 04090262A EP 1496203 A1 EP1496203 A1 EP 1496203A1
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    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade with a Impact cooling of the thermally highly loaded outer wall sections, being inside the hollow turbine blade at least one partition to form one with cooling air supplied cooling air chamber and in the partition one Variety impingement air ducts for applying the under formation an impact air cooling chamber adjacent in the distance Inner surface of the hot outer wall sections with cooling air is provided.
  • the efficiency of gas turbines can be increased by increasing the combustion temperatures achieved in the combustion chamber be improved.
  • limits are set insofar as the thermal Load capacity of the components exposed to the hot gases, in particular also the mechanically highly loaded Guiding and running blades in the combustion chamber downstream Turbine stage, is limited.
  • the material-related Temperature limits are not to be exceeded the relevant components and in particular their thermally highly loaded areas known to be of the Compressor branched cooling air cooled.
  • Impeller cooling for a turbine blade are inside a hollow blade bounded by two side walls arranged in the longitudinal direction partitions, each with a side wall portion an elongated Cooling air supply and distribution chamber (Cooling air chamber) and several adjacent to this impact air cooling chambers form. Passed through the impingement air ducts the cooling air introduced into the cooling air chamber in succession - in other cases at the same time - in the neighboring Impact air cooling chambers, thereby the inner surfaces the thermally highly stressed areas of the outer walls to cool the turbine blade from the inside intensively and thus the gas turbine at the highest possible combustion temperatures with high efficiency and without material damage to be able to operate.
  • Cooling air supply and distribution chamber Cooling air chamber
  • the baffles are in the Partition straight but obliquely aligned to one favorable angle for the impingement of the impingement cooling air to ensure the inner surfaces of the outer walls.
  • the from the impact air cooling chambers via air ducts in the side walls the turbine blade exiting air In addition, an insulating layer between the blade material and the hot gas, which is the thermal load the turbine blade further reduced.
  • the load-bearing Reduces the area of the partitions that support the outer walls, and on the other hand occur in the area of the baffles with a high local mechanical load connected spikes, which is a reduction the life of the turbine blade result.
  • the strength of the partitions can not be increased arbitrarily.
  • the invention is based on the object, a turbine blade of the type mentioned above in such a way that at essentially unchanged weight, the voltage spikes degraded in the area of the blast air ducts and thus the time vibration and creep resistance and ultimately the Lifespan be increased.
  • the invention is based on the recognition that the Partitions in the middle area are the coolest and one Represent area of highest tensile stress. In this Range are at the state of the art trained turbine blades the inlet openings the straight-lined and to achieve a specific Air impact angle obliquely oriented impingement air ducts, so that there the stress concentration especially is high.
  • the impingement air ducts now bent, in such a way that the Impact air outlet and angle remains unchanged and the impingement air at a predetermined angle to the inner surface directed the relevant outer wall portion is, but the air inlet and thus the entire Impeller air duct in a warmer edge zone of the partition with lower tensile stresses is laid.
  • the baffle channel is concavely curved with respect to the outer wall and extends as a whole near the hot outer wall and almost parallel to this.
  • This education and arrangement the baffles reduce the notch effect and increase the creep resistance and the fatigue strength, so that the life of the turbine blade is increased.
  • the reduction thus achieved leaves the concentration of stress in the area of the blast air ducts lower wall thicknesses of the partitions too, so that the weight the turbine blade can be reduced.
  • the cross-sectional area of the baffles the shape of a Oblong or oval, with the longitudinal axis of the oval or elongated hole extending in the longitudinal direction of the cooling air chamber.
  • this cross-sectional shape and its radial Alignment and the resulting low notch factor creep and time-swinging behavior also becomes improves and increases the life of the turbine blade.
  • the wall thickness of the Partitions reduced, and thus the weight of the turbine blade be reduced. It was found that in particular the combinatory effect of the curved ones and thus completely in the warm area of the partition laid impingement air ducts in conjunction with the previously described Cross-sectional shape and orientation to one unexpected increase in creep and time fatigue and ultimately a long life.
  • the blade profile 1 of a high-pressure turbine blade is from a thin-walled outer wall 2 and supporting inner Partitions 3 to 5 formed.
  • the first and second wearing Partitions 3 and 4 limit together with a Outside wall portion 2a a cooling air chamber 6, in the continuous branched off from the compressor of the gas turbine Cooling air is introduced.
  • the impact air cooling chamber 8 is of the first partition wall 3 and an outer wall section 2b limited, and the second impact air cooling chamber 9 is of the second partition wall 4, two outer wall sections 2c, 2d and the third partition wall 5 is formed.
  • the third partition 5 and two outer wall sections 2e, 2f close one another cooling chamber 10 a.
  • the in the first impact air cooling chamber 8 introduced cooling air passes through air ducts 11a in Outside wall portion 2b to the outer surface, around there a Air layer to the outer shielding of the material opposite to form the hot air.
  • the cooling air in the second Impeller air cooling chamber 9 flows over the cooling chamber 10 and Cooling channels 11b or directly via the cooling channels 11c outward. Due to the curved design of the baffles 7 and their possible possible transfer to the Outside wall 2 near the edge of the respective partition wall 3 and 4, without the direction of the out of the blast air ducts 7 exiting cooling air compared to at oblique arranged impingement air ducts known outlet direction is changed, the voltages in the partitions 3 and 4 significantly reduced in the area of the impingement air ducts 7.
  • the shape of a slot has and the longitudinal axis of the cross-sectional area with the longitudinal axis of the blade profile 1 or its radial Alignment matches.
  • the cross-sectional area of Impact air ducts can equally have those of an ellipse. Due to the elliptical or oblong shape the baffles in connection with the orientation the longitudinal axis of the cross-sectional area to the dominant The load vector becomes the time fatigue strength increased and on the other hand reduces the notch effect, so that longer life of the high-pressure turbine blade can be achieved.

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Abstract

Eine mit Verdichterluft gekühlte hohle Turbinenschaufel ist durch innere tragende Trennwände (3, 4) in eine Kühlluftkammer (6) und Prallluftkühlkammern (8, 9) aufgeteilt. Der Kühllufttransport von der Kühlluftkammer in die Prallluftkühlkammer erfolgt über in den Trennwänden ausgebildete Prallluftkanäle (7). Die Prallluftkanäle sind mit Bezug auf die benachbarte Außenwand (2) des Schaufelprofils (1) konkav gekrümmt und vollständig in dem heißen Bereich nahe der Außenwand angeordnet und haben darüber hinaus einen langlochartigen oder elliptischen Querschnitt, dessen Längsachse mit der radialen Ausrichtung der Turbinenschaufel übereinstimmt. Durch verminderte Spannungskonzentration im Bereich der Prallluftkanäle wird das Zeitschwing- und Kriechverhalten verbessert und die Lebensdauer erhöht. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel mit einer Prallkühlung der thermisch hoch belasteten Außenwandabschnitte, wobei im Innern der hohlen Turbinenschaufel mindestens eine Trennwand zur Ausbildung einer mit Kühlluft versorgten Kühlluftkammer und in der Trennwand eine Vielzahl Prallluftkanäle zum Beaufschlagen der unter Bildung einer Prallluftkühlkammer im Abstand benachbarten Innenfläche der heißen Außenwandabschnitte mit Kühlluft vorgesehen ist.
Der Wirkungsgrad von Gasturbinen kann durch ein Erhöhung der in der Brennkammer erzielten Verbrennungstemperaturen verbessert werden. Einer derartigen Temperaturerhöhung sind jedoch insofern Grenzen gesetzt, als die thermische Belastbarkeit der den Heißgasen ausgesetzten Bauteile, insbesondere der auch mechanisch hoch belasteten Leit- und Lauf schaufeln in der der Brennkammer nachgeschalteten Turbinenstufe, begrenzt ist. Um die materialbedingten Temperaturgrenzen nicht zu überschreiten, werden die betreffenden Bauteile und insbesondere deren thermisch hoch belastete Bereiche bekanntermaßen mit vom Verdichter abgezweigter Kühlluft gekühlt.
Bei einer beispielsweise aus der EP 1 001 135 A2 bekannten Prallkühlung für eine Turbinenschaufel sind im Inneren einer durch zwei Seitenwände begrenzten hohlen Schaufel in Längsrichtung verlaufende Trennwände angeordnet, die jeweils mit einem Seitenwandabschnitt eine langgestreckte Kühlluftzuführungs- und -verteilungskammer (Kühlluftkammer) und mehrere an diese angrenzende Prallluftkühlkammern bilden. Über die Prallluftkanäle gelangt die in die Kühlluftkammer eingeführte Kühlluft nacheinander - in anderen Fällen auch gleichzeitig - in die benachbarten Prallluftkühlkammern, um dadurch die Innenflächen der thermisch hoch belasteten Bereiche der Außenwände der Turbinenschaufel von innen intensiv zu kühlen und somit die Gasturbine bei möglichst hohen Verbrennungstemperaturen mit hohem Wirkungsgrad und ohne Materialschäden betreiben zu können. Die Prallluftkanäle sind in der Trennwand geradlinig, aber schräg ausgerichtet, um einen günstigen Winkel für das Auftreffen der Prallkühlluft auf die Innenflächen der Außenwände zu gewährleisten. Die aus den Prallluftkühlkammern über Luftkanäle in den Seitenwänden der Turbinenschaufel austretende Luft schafft darüber hinaus eine Dämmschicht zwischen dem Schaufelwerkstoff und dem heißen Gas, die die thermische Belastung der Turbinenschaufel weiter verringert.
Durch die Prallluftkanäle wird einerseits die lasttragende Fläche der Trennwände, die die Außenwände tragen, verringert, und andererseits treten im Bereich der Prallluftkanäle mit einer hohen örtlichen mechanischen Belastung verbundene Spannungsspitzen auf, die eine Verringerung der Lebensdauer der Turbinenschaufel zur Folge haben. Zudem kann aus Gründen der Gewichtszunahme und der damit verbundenen Belastungen die Stärke der Trennwände, die bei entsprechend großer Dimensionierung zu einer Reduzierung der örtlichen Spannungsspitzen führen würde, nicht beliebig erhöht werden.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Turbinenschaufel der eingangs erwähnten Art so auszubilden, dass bei im Wesentlichen unverändertem Gewicht die Spannungsspitzen im Bereich der Prallluftkanäle abgebaut und somit die Zeitschwing- und Kriechfestigkeit und letztlich die Lebensdauer erhöht werden.
Erfindungsgemäß wird die Aufgabe mit einer gemäß den Merkmalen des Patentanspruchs 1 ausgebildeten Turbinenschaufel gelöst. Aus dem Unteranspruch ergeben sich weitere Merkmale der Erfindung.
Die Erfindung geht von der Erkenntnis aus, dass die Trennwände im mittleren Bereich am kühlsten sind und einen Bereich höchster Zugspannung darstellen. In diesem Bereich befinden sich bei den nach dem Stand der Technik ausgebildeten Turbinenschaufeln die Eintrittsöffnungen der geradlinig ausgebildeten und zur Erzielung eines bestimmten Luftaufprallwinkels schräg ausgerichteten Prallluftkanäle, so dass dort die Spannungskonzentration besonders hoch ist. Gemäß der Erfindung sind die Prallluftkanäle nun gebogen ausgebildet, und zwar derart, dass der Prallluftaustrittsort- und -winkel unverändert bleibt und die Prallluft in einem vorgegebenen Winkel auf die Innenfläche des betreffenden Außenwandabschnitts gerichtet ist, aber die Lufteintrittsöffnung und damit der gesamte Prallluftkanal in eine wärmere Randzone der Trennwand mit geringeren Zugspannungen verlegt wird. Der Prallluftkanal ist mit Bezug auf die Außenwand konkav gekrümmt und verläuft als Ganzes in der Nähe der heißen Außenwand und quasi parallel zu dieser. Diese Ausbildung und Anordnung der Prallluftkanäle vermindert die Kerbwirkung und erhöht die Kriechfestigkeit und die Zeitschwingfestigkeit, so dass die Lebensdauer der Turbinenschaufel erhöht wird. Auf der anderen Seite lässt die so erzielte Verminderung der Spannungskonzentration im Bereich der Prallluftkanäle geringere Wandstärken der Trennwände zu, so dass das Gewicht der Turbinenschaufel verringert werden kann.
Nach einem weiteren wichtigen Merkmal der Erfindung hat die Querschnittsfläche der Prallluftkanäle die Form eines Langlochs oder Ovals, wobei sich die Längsachse des Ovals bzw. Langlochs in Längsrichtung des Kühlluftkammer erstreckt. Durch diese Querschnittsform und deren radiale Ausrichtung und den dadurch bedingten niedrigen Kerbfaktor wird das Kriech- und Zeitschwingverhalten ebenfalls verbessert und die Lebensdauer der Turbinenschaufel erhöht. Andererseits kann wiederum die Wandstärke der Trennwände verringert und damit das Gewicht der Turbinenschaufel reduziert werden. Es wurde festgestellt, dass insbesondere die kombinatorische Wirkung der gekrümmten und damit vollständig in den warmen Bereich der Trennwand verlegten Prallluftkanäle in Verbindung mit der zuvor beschriebenen Querschnittsform und -ausrichtung zu einer unerwarteten Erhöhung der Kriech- und Zeitschwingfestigkeit und letztlich einer hohen Lebensdauer führt.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1
eine Schnittansicht einer Turbinenschaufel; und
Fig. 2
einen Schnitt längs der Linie AA in Fig. 1.
Das Schaufelprofil 1 einer Hochdruckturbinenschaufel ist aus einer dünnwandigen Außenwand 2 und tragenden inneren Trennwänden 3 bis 5 gebildet. Die ersten und zweiten tragenden Trennwände 3 und 4 begrenzen gemeinsam mit einem Außenwandabschnitt 2a eine Kühlluftkammer 6, in die kontinuierlich vom Verdichter der Gasturbine abgezweigte Kühlluft eingeleitet wird. Im Randbereich der ersten und zweiten Trennwand 3 und 4, das heißt, in der Nähe der Außenwand, befinden sich mit Bezug auf die Außenwand konkav gekrümmte Prallluftkanäle 7, die - ausgehend von der Kühlluftkammer 6 - in erste bzw. zweite Prallluftkühlkammern 8 und 9 münden. Die Prallluftkühlkammer 8 ist von der ersten Trennwand 3 und einem Außenwandabschnitt 2b begrenzt, und die zweite Prallluftkühlkammer 9 ist von der zweiten Trennwand 4, zwei Außenwandabschnitten 2c, 2d und der dritten Trennwand 5 gebildet. Die dritte Trennwand 5 und zwei Außenwandabschnitte 2e, 2f schließen eine weitere Kühlkammer 10 ein. Die der Kühlluftkammer 6 zugeführte Kühlluft strömt über die aufgrund ihrer Krümmung durchgängig in einem heißen, vergleichsweise spannungsarmen Bereich nahe der Außenwand 2 in der ersten und zweiten Trennwand 3, 4 verlaufenden Prallluftkanäle 7 in die erste bzw. in die zweite Prallluftkühlkammer 8 und 9, in der die Kühlluft auf die Innenflächen der benachbarten Außenwandabschnitte 2b sowie 2c und 2d prallt und diese dabei intensiv kühlt. Die in die erste Prallluftkühlkammer 8 eingebracht Kühlluft gelangt über Luftkanäle 11a im Außenwandabschnitt 2b an die Außenfläche, um dort eine Luftschicht zur äußeren Abschirmung des Materials gegenüber der Heißluft zu bilden. Die Kühlluft in der zweiten Prallluftkühlkammer 9 strömt über die Kühlkammer 10 und Kühlkanäle 11b oder unmittelbar über die Kühlkanäle 11c nach außen. Durch die gebogene Ausbildung der Prallluftkanäle 7 und deren dadurch mögliche Verlegung an den der Außenwand 2 nahen Rand der betreffenden Trennwand 3 und 4, und zwar ohne dass die Richtung der aus den Prallluftkanälen 7 austretenden Kühlluft gegenüber der bei schräg angeordneten Prallluftkanälen bekannten Austrittsrichtung verändert wird, werden die Spannungen in den Trennwänden 3 und 4 im Bereich der Prallluftkanäle 7 deutlich verringert.
Die Spannungskonzentration an diesen Stellen wird weiterhin dadurch reduziert, dass die Querschnittsfläche der Prallluftkanäle 7, wie Fig. 2 zeigt, die Form eines Langlochs hat und die Längsachse der Querschnittsfläche mit der Längsachse des Schaufelprofils 1 oder dessen radialer Ausrichtung übereinstimmt. Die Querschnittsfläche der Prallluftkanäle kann gleichermaßen die einer Ellipse haben. Durch die elliptische oder langlochförmige Ausbildung der Prallluftkanäle in Verbindung mit der Ausrichtung der Längsachse der Querschnittsfläche zum dominanten Belastungsvektor wird zum einen die Zeitschwingfestigkeit erhöht und zum anderen die Kerbwirkung vermindert, so dass eine längere Lebensdauer der Hochdruckturbinenschaufel erreicht werden kann.
Bezugszeichenliste
1
Schaufelprofil
2
Außenwand
2a -2f
Außenwandabschnitte
3
erste Trennwand
4
zweite Trennwand
5
dritte Trennwand
6
Kühlluftkammer
7
Prallluftkanal
8
erste Prallluftkühlkammer
9
zweite Prallluftkühlkammer
10
Kühlkammer
11a-11c
Luftkanäle

Claims (2)

  1. Turbinenschaufel mit einer Prallkühlung der thermisch hoch belasteten Außenwandabschnitte, wobei im Innern der hohlen Turbinenschaufel mindestens eine Trennwand zur Ausbildung einer mit Kühlluft versorgten Kühlluftkammer und in der Trennwand eine Vielzahl Prallluftkanäle zum Beaufschlagen der unter Bildung einer Prallluftkühlkammer im Abstand benachbarten Innenfläche der(des) heißen Außenwandabschnitte(s) mit Prallkühlluft vorgesehen ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Prallluftkanäle (7) mit Bezug auf die nahe Außenwand (2) konkav gekrümmt und im Wesentlichen parallel zu dieser sowie vollständig in dem außenwandnahen heißen Bereich angeordnet sind.
  2. Turbinenschaufel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Prallluftkanäle (7) eine langlochartige oder elliptische Querschnittsflache aufweisen, deren Ausrichtung der Längsachse mit der radialen Schaufelausrichtung übereinstimmt.
EP04090262A 2003-07-11 2004-06-28 Turbinenschaufel mit Prallkühlung Expired - Lifetime EP1496203B1 (de)

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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1605138A2 (de) * 2004-05-27 2005-12-14 United Technologies Corporation Gekühlte Rotorschaufel mit Prallkühlung im Bereich der Eintrittskante
GB2420156A (en) * 2004-11-16 2006-05-17 Rolls Royce Plc Heat transfer arrangement
EP2196625A1 (de) * 2008-12-10 2010-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit in einer Trennwand angeordnetem Durchlass und entsprechender Gusskern
WO2013162854A1 (en) * 2012-04-27 2013-10-31 General Electric Company Durable turbine vane

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7217094B2 (en) * 2004-10-18 2007-05-15 United Technologies Corporation Airfoil with large fillet and micro-circuit cooling
US8966754B2 (en) * 2006-11-21 2015-03-03 General Electric Company Methods for reducing stress on composite structures
US7704048B2 (en) * 2006-12-15 2010-04-27 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with controlled area cooling arrangement
GB0811391D0 (en) * 2008-06-23 2008-07-30 Rolls Royce Plc A rotor blade
US20110110790A1 (en) * 2009-11-10 2011-05-12 General Electric Company Heat shield
US9347324B2 (en) 2010-09-20 2016-05-24 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil vane with an impingement insert having a plurality of impingement nozzles
US8840370B2 (en) 2011-11-04 2014-09-23 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US9004866B2 (en) * 2011-12-06 2015-04-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade incorporating trailing edge cooling design
CA2867960A1 (en) * 2012-03-22 2013-09-26 Alstom Technology Ltd. Turbine blade
BR112015002552A2 (pt) * 2012-08-06 2018-05-22 Gen Electric aerofólio de turbina e método de produção de um aerofólio de turbina
US9394798B2 (en) 2013-04-02 2016-07-19 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with turbine airfoil cooling
US10145246B2 (en) 2014-09-04 2018-12-04 United Technologies Corporation Staggered crossovers for airfoils
EP3000970B1 (de) * 2014-09-26 2019-06-12 Ansaldo Energia Switzerland AG Kühlungsverfahren für die Eintrittskante einer Turbinenschaufel einer Gasturbine
US10208603B2 (en) 2014-11-18 2019-02-19 United Technologies Corporation Staggered crossovers for airfoils
US10633980B2 (en) 2017-10-03 2020-04-28 United Technologies Coproration Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10704398B2 (en) * 2017-10-03 2020-07-07 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10626734B2 (en) 2017-10-03 2020-04-21 United Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10626733B2 (en) 2017-10-03 2020-04-21 United Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5660524A (en) * 1992-07-13 1997-08-26 General Electric Company Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling
US5674050A (en) * 1988-12-05 1997-10-07 United Technologies Corp. Turbine blade
EP1001135A2 (de) * 1998-11-16 2000-05-17 General Electric Company Turbinenschaufel mit serieller Prallkühlung
EP1022434A2 (de) * 1999-01-25 2000-07-26 General Electric Company Kühlkonfiguration für Gasturbinenschaufel
US6206638B1 (en) * 1999-02-12 2001-03-27 General Electric Company Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5403158A (en) * 1993-12-23 1995-04-04 United Technologies Corporation Aerodynamic tip sealing for rotor blades
DE19848104A1 (de) * 1998-10-19 2000-04-20 Asea Brown Boveri Turbinenschaufel
DE10059997B4 (de) * 2000-12-02 2014-09-11 Alstom Technology Ltd. Kühlbare Schaufel für eine Gasturbinenkomponente
FR2829174B1 (fr) * 2001-08-28 2006-01-20 Snecma Moteurs Perfectionnement apportes aux circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5674050A (en) * 1988-12-05 1997-10-07 United Technologies Corp. Turbine blade
US5660524A (en) * 1992-07-13 1997-08-26 General Electric Company Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling
EP1001135A2 (de) * 1998-11-16 2000-05-17 General Electric Company Turbinenschaufel mit serieller Prallkühlung
EP1022434A2 (de) * 1999-01-25 2000-07-26 General Electric Company Kühlkonfiguration für Gasturbinenschaufel
US6206638B1 (en) * 1999-02-12 2001-03-27 General Electric Company Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1605138A2 (de) * 2004-05-27 2005-12-14 United Technologies Corporation Gekühlte Rotorschaufel mit Prallkühlung im Bereich der Eintrittskante
EP1605138A3 (de) * 2004-05-27 2007-10-03 United Technologies Corporation Gekühlte Rotorschaufel mit Prallkühlung im Bereich der Eintrittskante
GB2420156A (en) * 2004-11-16 2006-05-17 Rolls Royce Plc Heat transfer arrangement
GB2420156B (en) * 2004-11-16 2007-01-24 Rolls Royce Plc A heat transfer arrangement
US7273350B2 (en) 2004-11-16 2007-09-25 Rolls-Royce, Plc Heat transfer arrangement
EP2196625A1 (de) * 2008-12-10 2010-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit in einer Trennwand angeordnetem Durchlass und entsprechender Gusskern
WO2013162854A1 (en) * 2012-04-27 2013-10-31 General Electric Company Durable turbine vane
CN104254670A (zh) * 2012-04-27 2014-12-31 通用电气公司 耐久涡轮静叶
US9506351B2 (en) 2012-04-27 2016-11-29 General Electric Company Durable turbine vane

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