EP1496203B1 - Turbinenschaufel mit Prallkühlung - Google Patents

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EP1496203B1 EP04090262A EP04090262A EP1496203B1 EP 1496203 B1 EP1496203 B1 EP 1496203B1 EP 04090262 A EP04090262 A EP 04090262A EP 04090262 A EP04090262 A EP 04090262A EP 1496203 B1 EP1496203 B1 EP 1496203B1
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    • 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
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    • 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
    • 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
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2250/71—Shape curved
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • 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

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade with an impingement cooling of the thermally highly loaded outer wall sections, wherein inside the hollow turbine blade at least one partition to form a cooling air supplied cooling air chamber and in the partition a plurality of impeller air ducts for applying the formation of an impingement air cooling chamber at a distance adjacent inner surface of the hot Outside wall sections is provided with cooling air.
  • the efficiency of gas turbines can be improved by increasing the combustion temperatures achieved in the combustion chamber.
  • a temperature increase is limited insofar as the thermal capacity of the components exposed to the hot gases, in particular the guide vanes and rotor blades which are also subject to high mechanical loads, is limited in the turbine stage connected downstream of the combustion chamber.
  • the relevant components and in particular their thermally highly stressed areas are known to be cooled with branched off from the compressor cooling air.
  • an impingement cooling system for a turbine blade known, for example, from EP 1 001 135 A2
  • longitudinally extending partitions are arranged in the interior of a hollow blade delimited by two side walls, each one having an elongate side wall portion Forming cooling air supply and distribution chamber (cooling air chamber) and a plurality of these adjacent impact air cooling chambers.
  • cooling air chamber Cooling air chamber
  • the cooling air introduced into the cooling air chamber passes successively - in other cases also simultaneously - into the adjacent impingement air cooling chambers, thereby intensively cooling the inner surfaces of the thermally highly stressed areas of the outer walls of the turbine blade from inside, and thus with the gas turbine at the highest possible combustion temperatures high efficiency and to be able to operate without material damage.
  • the impingement air ducts are rectilinear in the dividing wall but obliquely oriented to provide a favorable angle for impingement of the impingement cooling air on the inner surfaces of the outer walls.
  • the air emerging from the impingement air cooling chambers via air channels in the side walls of the turbine blade also creates an insulating layer between the blade material and the hot gas, which further reduces the thermal load on the turbine blade.
  • the impact air ducts reduce the load-bearing surface of the partitions which carry the outer walls, and on the other hand tension peaks associated with high local mechanical stress occur in the area of the impingement air ducts, resulting in a reduction in the service life of the turbine blade.
  • the strength of the partitions which would lead to a reduction of the local voltage peaks with correspondingly large dimensions, not be increased arbitrarily.
  • the invention has the object of providing a turbine blade of the type mentioned in such a way that at substantially unchanged weight, the voltage spikes degraded in the area of the baffles and thus the Zeitschwing- and creep resistance and ultimately the life can be increased.
  • the object is achieved with a trained according to the features of claim 1 turbine blade. From the dependent claim, there are further features of the invention.
  • the invention is based on the recognition that the partitions in the middle region are the coolest and represent a region of highest tensile stress.
  • this area are in the turbine blades formed according to the prior art, the inlet openings of the rectilinear and to achieve a certain air impact angle obliquely aligned impingement air ducts, so that there the concentration of stress is particularly high.
  • the impingement air ducts are now bent, in such a way that the impact air outlet location and angle remains unchanged and the impingement air is directed at a predetermined angle to the inner surface of the relevant outer wall section, but the air inlet opening and thus the entire impingement air duct in a warmer Edge zone of the partition is laid with lower tensile stresses.
  • the impingement air channel is concavely curved with respect to the outer wall and runs as a whole in the vicinity of the hot outer wall and quasi parallel to this.
  • This formation and arrangement of the baffles reduces the notch effect and increases the creep strength and the time fatigue strength, so that the life of the turbine blade is increased.
  • the reduction of the stress concentration in the area of the baffles thus achieved allows for smaller wall thicknesses of the baffles, so that the weight of the turbine blade can be reduced.
  • the cross-sectional area of the baffles has the shape of a slot or oval, wherein the longitudinal axis of the oval or elongated hole extends in the longitudinal direction of the cooling air chamber.
  • This cross-sectional shape and its radial orientation and the consequent low notch factor creep and time-swinging behavior is also improved and increases the life of the turbine blade.
  • the wall thickness of the partitions can be reduced and thus the weight of the turbine blade can be reduced.
  • the blade profile 1 of a high-pressure turbine blade is formed from a thin-walled outer wall 2 and supporting inner partitions 3 to 5.
  • the impingement air cooling chamber 8 is defined by the first partition wall 3 and an outer wall portion 2b, and the second impingement air cooling chamber 9 is formed by the second partition wall 4, two outer wall portions 2c, 2d, and the third partition wall 5.
  • the third partition wall 5 and two outer wall sections 2e, 2f include another cooling chamber 10.
  • the cooling air supplied to the cooling air chamber 6 flows via the due to their curvature throughout in a hot, relatively low-tension region near the outer wall 2 in the first and second partition wall 3, 4 extending impingement air ducts 7 in the first and in the second impingement air cooling chamber 8 and 9, in the cooling air impinges on the inner surfaces of the adjacent outer wall sections 2 b and 2 c and 2 d, thereby intensively cooling them.
  • the cooling air introduced into the first impact air cooling chamber 8 passes via air ducts 11a in the outer wall section 2b to the outer surface, in order there to form an air layer for external shielding of the material with respect to the hot air.
  • the cooling air in the second impact air cooling chamber 9 flows outward via the cooling chamber 10 and cooling passages 11b or directly via the cooling passages 11c.
  • the cross-sectional area of the Impeller air channels 7, as shown in FIG. 2 has the shape of a slot and the longitudinal axis of the cross-sectional area coincides with the longitudinal axis of the blade profile 1 or its radial orientation.
  • the cross-sectional area of the impingement air ducts may equally be that of an ellipse.
  • the elliptical or oblong-shaped design of the impingement air ducts in conjunction with the orientation of the longitudinal axis of the cross-sectional area to the dominant load vector, on the one hand increases the time fatigue strength and, on the other hand, reduces the notch effect, so that a longer service life of the high-pressure turbine blade can be achieved.

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
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  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

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 Laufschaufeln 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.
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Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050265840A1 (en) * 2004-05-27 2005-12-01 Levine Jeffrey R Cooled rotor blade with leading edge impingement cooling
US7217094B2 (en) * 2004-10-18 2007-05-15 United Technologies Corporation Airfoil with large fillet and micro-circuit cooling
GB2420156B (en) 2004-11-16 2007-01-24 Rolls Royce Plc A heat transfer arrangement
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
EP2196625A1 (de) * 2008-12-10 2010-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit in einer Trennwand angeordnetem Durchlass und entsprechender Gusskern
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
EP2828484B1 (de) * 2012-03-22 2019-05-08 Ansaldo Energia IP UK Limited Turbinenschaufel
US9506351B2 (en) * 2012-04-27 2016-11-29 General Electric Company Durable turbine vane
US9869185B2 (en) * 2012-08-06 2018-01-16 General Electric Company Rotating turbine component with preferential hole alignment
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
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
US10704398B2 (en) * 2017-10-03 2020-07-07 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10633980B2 (en) 2017-10-03 2020-04-28 United Technologies Coproration Airfoil having internal hybrid cooling cavities

Family Cites Families (9)

* 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
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
US6036441A (en) * 1998-11-16 2000-03-14 General Electric Company Series impingement cooled airfoil
JP2000265802A (ja) * 1999-01-25 2000-09-26 General Electric Co <Ge> ガスタービン動翼冷却通路連絡路
US6206638B1 (en) * 1999-02-12 2001-03-27 General Electric Company Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers
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

Also Published As

Publication number Publication date
DE10332563A1 (de) 2005-01-27
US20050111981A1 (en) 2005-05-26
EP1496203A1 (de) 2005-01-12
DE502004000285D1 (de) 2006-04-20
US7063506B2 (en) 2006-06-20

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