FR2476207A1 - IMPROVEMENT TO AUBES OF COOLED TURBINES - Google Patents
IMPROVEMENT TO AUBES OF COOLED TURBINES Download PDFInfo
- Publication number
- FR2476207A1 FR2476207A1 FR8003552A FR8003552A FR2476207A1 FR 2476207 A1 FR2476207 A1 FR 2476207A1 FR 8003552 A FR8003552 A FR 8003552A FR 8003552 A FR8003552 A FR 8003552A FR 2476207 A1 FR2476207 A1 FR 2476207A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- improvement
- turbine blades
- flow
- cavity
- blades according
- 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.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/126—Baffles or ribs
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
- F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
PERFECTIONNEMENT AUX AUBES DE TURBINES REFROIDIES, COMPORTANT DEUX CAVITES ALIMENTEES PAR UN DEBIT DE FLUIDE, DONT UNE CAVITE AMONT A ECOULEMENT RADIAL ET UNE CAVITE AVAL DIVISEE EN DEUX ZONES D'ECOULEMENT RADIAL ET TANGENTIEL VERS LE BORD DE FUITE. LA CAVITE AMONT 1 PRESENTE DES ORGANES DEFLECTEURS 11 D'ECOULEMENT ET LA CAVITE AVAL 2 COMPORTE, DANS LA ZONE CENTRALE POUR L'ECOULEMENT RADIAL DU FLUIDE, DES PONTETS 12 DE GRANDE SECTION, ALORS QUE DANS LA ZONE DE BORD DE FUITE 3 A ECOULEMENT TANGENTIEL LADITE CAVITE AVAL COMPORTE DES PONTETS 13 DE PLUS FAIBLE SECTION COMPLETES PAR DES ORGANES DEFLECTEURS 14 GUIDANT L'ECOULEMENT RADIAL, TANGENTIELLEMENT VERS LES ORIFICES DU BORD DE FUITE 3. L'INVENTION EST UTILISEE POUR LE REFROIDISSEMENT DES AUBES DE TURBINES DE TURBOMACHINES.IMPROVEMENT TO COOLED TURBINE BLADES, INCLUDING TWO CAVITIES SUPPLIED BY A FLUID FLOW, INCLUDING AN UPSTREAM CAVITY WITH RADIAL FLOW AND A DOWNSTREAM CAVITY DIVIDED INTO TWO ZONES OF RADIAL FLOW AND TANGENTIAL TOWARD THE LEAKING EDGE. UPSTREAM CAVITY 1 HAS FLOW DEFLECTORS 11 AND DOWNSTREAM CAVITY 2 INCLUDES, IN THE CENTRAL ZONE FOR RADIAL FLUID FLOW, LARGE SECTION BRIDGES 12, WHILE IN LEAKING EDGE ZONE 3 HAS FLOW TANGENTIAL THE SAID DOWNSTREAM CAVITY CONTAINS BRIDGES 13 WITH LOWEST SECTION COMPLETED BY DEFLECTORS 14 GUIDING THE RADIAL FLOW, TANGENTIALLY TOWARD THE ORIFICES OF THE LEAKING EDGE 3. THE INVENTION IS USED FOR COOLING THE BLADES OF TURBINE TURBINES.
Description
Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies.Improvement to cooled turbine blades.
La présente invention a pour objet un perfectionnement aux The subject of the present invention is an improvement to
aubes de turbines refroidies.cooled turbine blades.
Il est connu de procéder au refroidissement des aubes en prévoyant une structure comportant des canaux de circula- tion d'air dans lesquels l'admission de l'air s'effectue par la base et l'évacuation par le sommet de l'aube et par It is known to proceed with the cooling of the vanes by providing a structure comprising air circulation channels in which the admission of air takes place through the base and the evacuation through the apex of the blade. by
les bords d'attaque et de fuite.the leading and trailing edges.
Toutefois, lors de l'utilisation de ces aubes dans des However, when using these blades in
turbines fonctionnant dans des conditions extrêmement sé- turbines operating under extremely
vères o les gaz présentent des températures très élevées, il est trs important d'utiliser une aube présentant une grande perméabilité, d'o de faibles pertes de charges et If the gases have very high temperatures, it is very important to use a blade having a high permeability, hence low pressure losses.
permettant cependant un refroidissement efficace. however, allowing efficient cooling.
L'aube perfectionnée suivant l'invention, qui permet de répondre à ces critères, comporte deux cavités alimentées par un débit de fluide de refroidissement dont une cavité amont et une cavité aval divisée en deux zones d'écoulement radial et "tangentiel" vers le bord de fuite (c'est-àdire, The improved blade according to the invention, which makes it possible to meet these criteria, comprises two cavities fed by a flow rate of cooling fluid including an upstream cavity and a downstream cavity divided into two zones of radial and "tangential" flow towards the trailing edge (that is,
sensiblement parallèle au bord de fuite du profil). substantially parallel to the trailing edge of the profile).
Conformément à la présente invention la cavité amont pré- According to the present invention, the upstream cavity
- sente des rganes déflecteurs d'écouinent et la cavité aval comporte, dans la zone centrale pour l'écoulement radial du fluide, des pontets de grande section, alors que dans la zone de bord de fuite à écoulement "tangentiel", ladite cavité aval comporte des pontets de plus faible section complétés par des organes déflecteurs guidant l'écoulement radial, tangentiellement vers les orifices du bord de fuite. Ce-tte aube de turbine suivant l'invention présente un circuit de refroidissement simple et efficace et est - Sente baffle deflectors and the downstream cavity has, in the central zone for the radial flow of the fluid, bridges of large section, while in the region of trailing edge flow "tangential", said downstream cavity comprises smaller section bridges completed by deflecting members guiding the radial flow, tangentially towards the holes of the trailing edge. This turbine blade according to the invention has a simple and efficient cooling circuit and is
remarquable par sa facilité de fabrication et par la ré- remarkable for its ease of manufacture and the
partition des organes échangeurs de chaleur. Cette aube partition of the heat exchange organs. This dawn
est d'une réalisation tris aisée, car elle permet l'uti- is easy to achieve because it allows the use of
lisation d'un noyau à deux cavités. En ce qui concerne la circulation du fluide, cette aube présente une grande permgabilità,ainsi que l'absence de a two-cavity nucleus. With regard to the circulation of the fluid, this dawn presents a great permgabilità, as well as the absence of
chicanes. Par ailleurs, en modifiant les conditions d'en- chicanes. In addition, by changing the conditions
trée (section des diaphragmes notamment), les conditions de sortie (orifices au sommet, section et emplacement trea (section of the diaphragms in particular), the conditions of exit (orifices at the top, section and
des zones d'émission) et en jouant sur la taille et l'es- emission zones) and playing on the size and
pacement des pontets, on peut contrôler le refroidissement bridges, we can control the cooling
local de chaque portion d'aube, donc éviter les hétéro- each portion of dawn, so avoid heterosexual
généités de température dans le métal m6me de l'aube. Les bonnes conditions de refroidissement général et cette absence de points chauds font que cette aube peut être adaptée à des conditions de température des gaz chauds qui peuvent être beaucoup plus sévères que celles des aubes temperature genitals in the metal even from dawn. The good general cooling conditions and the absence of hot spots mean that this blade can be adapted to hot gas temperature conditions which can be much more severe than those of the blades.
de l'art antérieur.of the prior art.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention Other features and advantages of the invention
seront mieux compris à la lecture de la description qui will be better understood by reading the description that
va suivre d'un mode de réalisation et en se référant aux dessins annexés, sur lesquels - la figure 1 est une vue en-coupe longitudinale follow of an embodiment and with reference to the accompanying drawings, in which - Figure 1 is a longitudinal sectional view
d'une aube de turbine perfectionnée suivant l'in- of an improved turbine blade according to the in-
vention; - la figure 2 est une vue en coupe transversale d'une aube suivant la ligne II-II de la figure 1, les pontets étant, s'il y a lieu, ramenés dans le plan de la coupe; - la figure 3 est une vue en coupe longitudinale de la partie supérieure de l'aibe munie d'une plaquette à orifices; - la figure 4 est une vue en coupe transversale à plus grande échelle de la partie supérieure de l7aube et de la plaquette à orifices; et vention; - Figure 2 is a cross-sectional view of a blade along the line II-II of Figure 1, the bridges being, if necessary, brought into the plane of the section; - Figure 3 is a longitudinal sectional view of the upper part of the aibe provided with an orifice plate; Figure 4 is an enlarged cross-sectional view of the upper portion of the blade and the orifice plate; and
- la figure 5 est une vue en plan de la partie su- FIG. 5 is a plan view of the upper part
périeure de l'aube munie d'une plaquette à ori- fices. Aux figures 1 et 2 on a représenté un mode de réalisation d'une aube de turbine suivant l'invention qui est coulée dawn with a nose pad. FIGS. 1 and 2 show an embodiment of a turbine blade according to the invention which is cast
en métal réfracta-ire et- qui--compre-nd--une -cavité -amont 1- à- made of refractory metal and- which - includes-a -cavity -amont 1- to
écoulement radial et une cavité aval 2 séparée en deux radial flow and a downstream cavity 2 separated in two
zones dont une à écoulement radial et une à écoulement tan- areas including one with radial flow and one with
gentiel vers le bord de fuite 3. La cavité amont 1 est dé- gential towards the trailing edge 3. The upstream cavity 1 is de-
limitée par un bord d'attaque 4 et par une cloison 5 et elle est traversée par un flux d'air qui se déplace suivant les flèches F, en pénétrant par une ouverture 6 ménagée dans le pied 7 de l'aube qui présente une plate-forme 23, ledit flux étant évacué en partie par des trous 8 percés dans le bord d'attaque et en partie par un orifice 9 ménagé limited by a leading edge 4 and a partition 5 and is traversed by a flow of air that moves along the arrows F, penetrating through an opening 6 formed in the foot 7 of the blade which has a flat -form 23, said flow being discharged in part by holes 8 drilled in the leading edge and partly by a hole 9 formed
dans le chapeau de l'aube.in the hat of dawn.
Le chapeau 10 de l'aube est rapporté ou venu de fonderie avec l'aube. Les trous 8 du bord d'attaque sont percés soit sur la partie extrados en 6a, soit sur la partie intrados en 8b, et soit à l'extrémité du bord d'attaque en Bc si Hat 10 of dawn is brought back or come from foundry with dawn. The holes 8 of the leading edge are pierced either on the extrados part at 6a or at the intrados part at 8b, and at the end of the leading edge at Bc if
la pression d'air de refroidissement disponible est suffi- the available cooling air pressure is sufficient
sante. La face interne du bord d'attaque 4 sur les 2/3 supérieurs de sa hauteur est munie d'ailettes favorisant les échanges calorifiques 11 constitués de petites nervures parallèles, s'étendant dans un plan axial. Ces nervures 11 peuvent présenter la m9me hauteur ou des hauteurs différentes. Il peut être avantageux d'autre part de faire varier leur health. The inner face of the leading edge 4 on the upper 2/3 of its height is provided with fins promoting the heat exchange 11 consisting of small parallel ribs, extending in an axial plane. These ribs 11 may have the same height or different heights. It may be advantageous on the other hand to vary their
espacement le long de la cavité.spacing along the cavity.
La cavité aval 2, délimitée par la cloison interne 5 et par le bord de fuite 3, est divisée en deux zones dont The downstream cavity 2, delimited by the internal partition 5 and the trailing edge 3, is divided into two zones of which
une zone centrale comportant des pontets 12 de giande sec- a central zone comprising bridges 12 of large size
tion et une zone de bord de fuite comportant des pontets 13 de faible section disposés en quinconce et desorganes tion and a trailing edge zone comprising small section saddles 13 arranged in staggered rows and
déflecteurs 14, ceux-ci détournent une partie de l'écou- deflectors 14, these divert a part of the
lement radial de la cavité 2 vers les orifices 15 du bord radially from the cavity 2 to the orifices 15 of the edge
de fuite 3. Cette partie de l'écoulement est ainsi déflé- 3. This part of the flow is thus deflated
chie pour passer de la direction sensiblement radiale à shit to move from the substantially radial direction to
la direction selon les flèches--F2 - - the direction according to the arrows - F2 - -
De cette façon le flux d'air qui pénètre dans la cavité 2 par l'orifice 16 situé au pied de l'aube, suivant la flèche Fl, se divise en un flux radial se déplaçant dans en In this way, the flow of air which enters the cavity 2 through the orifice 16 situated at the base of the blade, along the arrow F1, is divided into a radial flow moving in
la zone centrale comportant les pontets 12 et/un flux tan- the central zone comprising the bridges 12 and / a tan flow
gentiel se déplaçant dans la zone du bord de fuite compor- gential moving in the trailing edge zone
tant les pontets 13 de plus faible section. Le flux d'air radial est évacué par l'orifice 17 prévu dans le chapeau de l'aube, alors que le flux d'air tangentiel est évacué par les orifices 15 du bord de fuite qui débouchent soit sur l'intrados du bord de fuite, soit sur l'arête de ce both the bridges 13 of smaller section. The radial air flow is discharged through the orifice 17 provided in the dawn cap, while the tangential air flow is discharged through the orifices 15 of the trailing edge which open either on the intrados of the edge of the blade. leak, either on the ridge of this
dernier ainsi que l'indique la figure 2. last as shown in Figure 2.
La taille et l'espacement des pontets 12 de la première zone limitent les pertes de charge et évitent l'entrée de The size and the spacing of the bridges 12 of the first zone limit the pressure losses and avoid the entry of
gaz chauds par l'ouverture 17 du chapeau. hot gases through the opening 17 of the cap.
Aux figures 3, 4 et 5, on a représenté le chapeau de l'aube qui comporte des rebords 18 délimitant avec la face FIGS. 3, 4 and 5 show the hat of the blade which has flanges 18 delimiting with the face
supérieure du chapeau une rainure 19 dans laquelle est en- upper hat a groove 19 in which is
gagée par coulissement une plaquette 20 munie d'orifices slidably engaged a plate 20 provided with orifices
calibrés 21, 22.calibrated 21, 22.
La plaquette 20, après positionnement dans la rainure 19, peut être fixée par exemple par brasure (représentée en The plate 20, after positioning in the groove 19, can be fixed for example by brazing (shown in FIG.
traits gras sur la figure 4). -bold lines in Figure 4). -
Ainsion peut optimiser à volonté le diamètre des ori- Ainsion can optimize at will the diameter of the original
fices 21, 22. L'optimisation du diamètre des orifices 21 et 22, qui sont des trous de dépoussiérage, s'effectuera fices 21, 22. The optimization of the diameter of the orifices 21 and 22, which are dusting holes, will be carried out
par approches successives au cours des essais, en chan- by successive approaches in the course of the tests,
geant la plaquette 20. A titre d'exemple, dans une aube refroidie o les trous de refroidissement percés dans le bord d'attaque et le bord de fuite auraient un diamètre de 0,5 mm, on a trouvé qu'un diamètre de 1 mm convenait pour les orifices 21 et 22. On peut mCme obturer totalement les orifices 21 et 22 des cavités amont 1 ou aval 2, ou les deux, ce qui permet d'accroître les pressions dans les cavités et d'augmenter le débit près du bord d'attaque ou For example, in a cooled blade where the cooling holes drilled in the leading edge and the trailing edge would have a diameter of 0.5 mm, it has been found that a diameter of 1 The openings 21 and 22 of the upstream or downstream cavities 1, 2 or both can be completely closed off, thereby increasing the pressures in the cavities and increasing the flow rate near the apertures 21 and 22. leading edge or
vers le bord de fuite.towards the trailing edge.
Bien entendu la description D'est pas limitative et Of course the description D'is not limiting and
l'homme de l'art pourra y apporter des modifications sans those skilled in the art may make modifications without
sortir pour cela du domaine de l'invention. to leave the field of the invention for this purpose.
Claims (11)
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR8003552A FR2476207A1 (en) | 1980-02-19 | 1980-02-19 | IMPROVEMENT TO AUBES OF COOLED TURBINES |
EP19810400179 EP0034961B1 (en) | 1980-02-19 | 1981-02-05 | Cooled turbine blades |
DE8181400179T DE3166389D1 (en) | 1980-02-19 | 1981-02-05 | Cooled turbine blades |
JP2214181A JPS56159507A (en) | 1980-02-19 | 1981-02-16 | Cooling turbine vane |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR8003552A FR2476207A1 (en) | 1980-02-19 | 1980-02-19 | IMPROVEMENT TO AUBES OF COOLED TURBINES |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
FR2476207A1 true FR2476207A1 (en) | 1981-08-21 |
FR2476207B1 FR2476207B1 (en) | 1983-05-13 |
Family
ID=9238706
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
FR8003552A Granted FR2476207A1 (en) | 1980-02-19 | 1980-02-19 | IMPROVEMENT TO AUBES OF COOLED TURBINES |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP0034961B1 (en) |
JP (1) | JPS56159507A (en) |
DE (1) | DE3166389D1 (en) |
FR (1) | FR2476207A1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4474532A (en) * | 1981-12-28 | 1984-10-02 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
Families Citing this family (48)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4515526A (en) * | 1981-12-28 | 1985-05-07 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
JPS5997205U (en) * | 1982-12-21 | 1984-07-02 | 株式会社東芝 | gas turbine blade |
US4515523A (en) * | 1983-10-28 | 1985-05-07 | Westinghouse Electric Corp. | Cooling arrangement for airfoil stator vane trailing edge |
GB2152150A (en) * | 1983-12-27 | 1985-07-31 | Gen Electric | Anti-icing inlet guide vane |
US4650394A (en) * | 1984-11-13 | 1987-03-17 | United Technologies Corporation | Coolable seal assembly for a gas turbine engine |
JPS62271902A (en) * | 1986-01-20 | 1987-11-26 | Hitachi Ltd | Cooled blade for gas turbine |
US4820122A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
US4820123A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
US4962640A (en) * | 1989-02-06 | 1990-10-16 | Westinghouse Electric Corp. | Apparatus and method for cooling a gas turbine vane |
FR2798423B1 (en) * | 1990-01-24 | 2002-10-11 | United Technologies Corp | GAME CONTROL FOR GAS TURBINE ENGINE TURBINE |
FR2798421B1 (en) * | 1990-01-24 | 2002-10-11 | United Technologies Corp | COOLED BLADES FOR GAS TURBINE ENGINES |
US5488825A (en) * | 1994-10-31 | 1996-02-06 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane with enhanced cooling |
US5645397A (en) * | 1995-10-10 | 1997-07-08 | United Technologies Corporation | Turbine vane assembly with multiple passage cooled vanes |
FR2743391B1 (en) * | 1996-01-04 | 1998-02-06 | Snecma | REFRIGERATED BLADE OF TURBINE DISTRIBUTOR |
US5601399A (en) * | 1996-05-08 | 1997-02-11 | Alliedsignal Inc. | Internally cooled gas turbine vane |
US5772397A (en) * | 1996-05-08 | 1998-06-30 | Alliedsignal Inc. | Gas turbine airfoil with aft internal cooling |
US5842829A (en) * | 1996-09-26 | 1998-12-01 | General Electric Co. | Cooling circuits for trailing edge cavities in airfoils |
GB2345942B (en) * | 1998-12-24 | 2002-08-07 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine internal air system |
US6257831B1 (en) * | 1999-10-22 | 2001-07-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cast airfoil structure with openings which do not require plugging |
US6406260B1 (en) | 1999-10-22 | 2002-06-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Heat transfer promotion structure for internally convectively cooled airfoils |
EP1167689A1 (en) * | 2000-06-21 | 2002-01-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Configuration of a coolable turbine blade |
US6609891B2 (en) * | 2001-08-30 | 2003-08-26 | General Electric Company | Turbine airfoil for gas turbine engine |
US6602047B1 (en) * | 2002-02-28 | 2003-08-05 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
US6942449B2 (en) | 2003-01-13 | 2005-09-13 | United Technologies Corporation | Trailing edge cooling |
GB2405451B (en) * | 2003-08-23 | 2008-03-19 | Rolls Royce Plc | Vane apparatus for a gas turbine engine |
US7021893B2 (en) * | 2004-01-09 | 2006-04-04 | United Technologies Corporation | Fanned trailing edge teardrop array |
US7001151B2 (en) * | 2004-03-02 | 2006-02-21 | General Electric Company | Gas turbine bucket tip cap |
US7165940B2 (en) * | 2004-06-10 | 2007-01-23 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades |
US7520723B2 (en) | 2006-07-07 | 2009-04-21 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with near wall vortex cooling chambers |
GB2441148A (en) * | 2006-08-23 | 2008-02-27 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine component with coolant passages |
US7607891B2 (en) * | 2006-10-23 | 2009-10-27 | United Technologies Corporation | Turbine component with tip flagged pedestal cooling |
US7934906B2 (en) | 2007-11-14 | 2011-05-03 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade tip cooling system |
FR2924155B1 (en) | 2007-11-26 | 2014-02-14 | Snecma | TURBINE DAWN |
FR2924156B1 (en) * | 2007-11-26 | 2014-02-14 | Snecma | TURBINE DAWN |
FR2928405B1 (en) * | 2008-03-05 | 2011-01-21 | Snecma | COOLING THE END OF A DAWN. |
FR2954798B1 (en) * | 2009-12-31 | 2012-03-30 | Snecma | AUBE WITH INTERNAL VENTILATION |
US20130052036A1 (en) * | 2011-08-30 | 2013-02-28 | General Electric Company | Pin-fin array |
US8790084B2 (en) * | 2011-10-31 | 2014-07-29 | General Electric Company | Airfoil and method of fabricating the same |
US20140064983A1 (en) * | 2012-08-31 | 2014-03-06 | General Electric Company | Airfoil and method for manufacturing an airfoil |
EP2832956A1 (en) | 2013-07-29 | 2015-02-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade with airfoil-shaped cooling bodies |
WO2015147672A1 (en) * | 2014-03-27 | 2015-10-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade for a gas turbine and method of cooling the blade |
US10156146B2 (en) * | 2016-04-25 | 2018-12-18 | General Electric Company | Airfoil with variable slot decoupling |
GB201610783D0 (en) * | 2016-06-21 | 2016-08-03 | Rolls Royce Plc | Trailing edge ejection cooling |
EP3354850A1 (en) * | 2017-01-31 | 2018-08-01 | Siemens Aktiengesellschaft | A turbine blade or a turbine vane for a gas turbine |
FR3062675B1 (en) * | 2017-02-07 | 2021-01-15 | Safran Helicopter Engines | HELICOPTER TURBINE HIGH PRESSURE VENTILATED VANE INCLUDING UPSTREAM DUCT AND CENTRAL COOLING CAVITY |
JP6345319B1 (en) * | 2017-07-07 | 2018-06-20 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Turbine blade and gas turbine |
CN112177685A (en) * | 2020-10-21 | 2021-01-05 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Tail seam cooling structure of high-pressure turbine rotor blade |
CN112392550B (en) * | 2020-11-17 | 2021-09-28 | 上海交通大学 | Turbine blade trailing edge pin fin cooling structure and cooling method and turbine blade |
Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3017159A (en) * | 1956-11-23 | 1962-01-16 | Curtiss Wright Corp | Hollow blade construction |
FR1503348A (en) * | 1965-12-11 | 1967-11-24 | Daimler Benz Ag | Blade for gas turbines, in particular for aircraft engines |
FR2147971A1 (en) * | 1971-07-02 | 1973-03-11 | Rolls Royce | |
FR2168801A5 (en) * | 1972-01-18 | 1973-08-31 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | |
FR2223550A1 (en) * | 1973-03-30 | 1974-10-25 | Gen Electric | |
FR2323012A1 (en) * | 1975-09-02 | 1977-04-01 | Gen Electric | PERFECTED TURBINE VANE |
US4073599A (en) * | 1976-08-26 | 1978-02-14 | Westinghouse Electric Corporation | Hollow turbine blade tip closure |
US4180373A (en) * | 1977-12-28 | 1979-12-25 | United Technologies Corporation | Turbine blade |
-
1980
- 1980-02-19 FR FR8003552A patent/FR2476207A1/en active Granted
-
1981
- 1981-02-05 DE DE8181400179T patent/DE3166389D1/en not_active Expired
- 1981-02-05 EP EP19810400179 patent/EP0034961B1/en not_active Expired
- 1981-02-16 JP JP2214181A patent/JPS56159507A/en active Granted
Patent Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3017159A (en) * | 1956-11-23 | 1962-01-16 | Curtiss Wright Corp | Hollow blade construction |
FR1503348A (en) * | 1965-12-11 | 1967-11-24 | Daimler Benz Ag | Blade for gas turbines, in particular for aircraft engines |
FR2147971A1 (en) * | 1971-07-02 | 1973-03-11 | Rolls Royce | |
FR2168801A5 (en) * | 1972-01-18 | 1973-08-31 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | |
FR2223550A1 (en) * | 1973-03-30 | 1974-10-25 | Gen Electric | |
FR2323012A1 (en) * | 1975-09-02 | 1977-04-01 | Gen Electric | PERFECTED TURBINE VANE |
US4073599A (en) * | 1976-08-26 | 1978-02-14 | Westinghouse Electric Corporation | Hollow turbine blade tip closure |
US4180373A (en) * | 1977-12-28 | 1979-12-25 | United Technologies Corporation | Turbine blade |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4474532A (en) * | 1981-12-28 | 1984-10-02 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3166389D1 (en) | 1984-11-08 |
EP0034961A1 (en) | 1981-09-02 |
FR2476207B1 (en) | 1983-05-13 |
EP0034961B1 (en) | 1984-10-03 |
JPS56159507A (en) | 1981-12-08 |
JPS6326242B2 (en) | 1988-05-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
FR2476207A1 (en) | IMPROVEMENT TO AUBES OF COOLED TURBINES | |
EP0785339B1 (en) | Cooled turbine vane | |
FR2571428A1 (en) | HOLLOW BLADES OF TURBINES COOLED BY A FLUID AND ENGINE EQUIPPED WITH SUCH PALES | |
US6183194B1 (en) | Cooling circuits for trailing edge cavities in airfoils | |
RU2494263C2 (en) | Blades of bladed wheel of gas-turbine engine, which are equipped with cooling grooves | |
JP4094010B2 (en) | Fan-shaped trailing edge teardrop array | |
EP1010859B1 (en) | Cooling system for a turbine airfoil having a three pass cooling circuit | |
US6139269A (en) | Turbine blade with multi-pass cooling and cooling air addition | |
EP0232782B1 (en) | Cooling method and apparatus for thermal turbine vanes | |
JP2004510091A (en) | Gas turbine blades | |
FR2967456A1 (en) | TURBOMACHINE WITH COOLED FIXED AUBES | |
EP1496207B1 (en) | Device to passively control the thermal dilatation of a turbomachine housing | |
FR2678318A1 (en) | COOLED VANE OF TURBINE DISTRIBUTOR. | |
FR2498252A1 (en) | COOLING SYSTEM FOR AN INTERNAL COMBUSTION CHAMBER SHIRT | |
EP0651137A1 (en) | Turbomachine with heating of the rotor discs during engine acceleration | |
JPS58126402A (en) | Aerofoil which can be cooled | |
JP2005054799A (en) | Hollow rotor blade for turbine for gas turbine engine | |
JPH11229812A (en) | Cooled distributor blade of turbine | |
US6464462B2 (en) | Gas turbine bucket wall thickness control | |
JP2003214108A (en) | Moving blade for high pressure turbine provided with rear edge having improved temperature characteristic | |
JP2002511123A (en) | Cooling channel structure for cooling the trailing edge of gas turbine blades | |
US6152694A (en) | Tip shroud for moving blades of gas turbine | |
JP3622974B2 (en) | Cooled gas turbine blade | |
CA2456696C (en) | Turbine blades cooled by reduced escapement of cooling air | |
JP2020507707A (en) | Turbine blades or vanes for gas turbines |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
CL | Concession to grant licences | ||
ST | Notification of lapse |