FR2638206A1 - COOLING AIR SUPPLY DEVICE FOR ROTOR BLADES OF GAS TURBINES - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un dispositif pour aubes de rotor de turbines à gaz avec des canaux de refroidissement, dans lesquels est insufflé de l'air de refroidissement par l'intermédiaire d'une chambre de refroidissement 10 à chaque pied d'aube 11. La liaison avec la source d'air de refroidissement située côté stator, est obtenue par franchissement d'une enceinte basse pression, grâce à une buse annulaire de sortie d'air 1, disposée côté stator et sensiblement dirigée radialement vers l'extérieur; des inserts 9 dans les chambres de refroidissement reçoivent, sans contact, l'air de refroidissement, au travers d'une ouverture annulaire d'entrée d'air 8, et devient cet air en direction des canaux de refroidissement 12, 20 et 21 dans les aubes de rotor, avec régénération de la pression de l'air de refroidissement.The invention relates to a device for gas turbine rotor blades with cooling channels, into which cooling air is blown via a cooling chamber 10 at each blade root 11. The invention relates to a device for gas turbine rotor blades. connection with the source of cooling air located on the stator side, is obtained by passing through a low pressure enclosure, thanks to an annular air outlet nozzle 1, arranged on the stator side and substantially directed radially outwards; inserts 9 in the cooling chambers receive, without contact, the cooling air, through an annular air inlet opening 8, and becomes this air in the direction of the cooling channels 12, 20 and 21 in rotor blades, with regeneration of the cooling air pressure.
Description
ii
DISPOSITIF D'AMENEE D'AIR DE REFROIDISSEMENT COOLING AIR SUPPLY DEVICE
POUR LES AUBES DE ROTOR DE TURBINES A GAZ. FOR ROTOR BLADES OF GAS TURBINES.
L'invention concerne un dispositif d'amenée d'air de refroidissement pour les aubes de rotor de turbines à gaz, aubes qui sont ancrées par adhérence et complémentarité de formes, sur un disque de rotor, et dont les pieds d'aubes forment avec le disque de rotor, des chambres de refroidissement, chacune de ces chambres de refroidissement étant en communication avec des canaux de refroidissement conduisant au travers de l'aube. Un tel dispositif est divulgué par le document DE-A-1 814 430, dispositif dans lequel des systèmes pour la liaison entre chambre de refroidissement et source d'agent de refroidissement tournent avec l'ensemble tournant, de telle sorte qu'ils constituent des masses tournantes importantes, sous la forme de pièces-entretoises tournantes, de formes complémentaires, entre les roues de rotor successives. Le flux d'air de refroidissement dans la chambre de refroidissement, est dévié au moyen de plaques d'écoulement de refroidissement et de pièces d'étanchéité, de telle sorte que plusieurs surfaces d'étanchéité s'appuient simultanément sur des corps différents, ce qui ne garantit pas une étanchéité totale du flux d'air de refroidissement à cause du The invention relates to a cooling air supply device for the rotor blades of gas turbines, blades which are anchored by adhesion and complementary shapes, on a rotor disc, and whose blade roots form with the rotor disc, cooling chambers, each of these cooling chambers being in communication with cooling channels leading through the blade. Such a device is disclosed in document DE-A-1 814 430, a device in which systems for the connection between the cooling chamber and the source of cooling agent rotate with the rotating assembly, so that they constitute large rotating masses, in the form of rotating spacers, of complementary shapes, between the successive rotor wheels. The flow of cooling air in the cooling chamber is diverted by means of cooling flow plates and sealing parts, so that several sealing surfaces are supported simultaneously on different bodies, this which does not guarantee complete sealing of the cooling air flow due to the
franchissement des plans de joints entre les corps. crossing of the joint planes between the bodies.
Par ailleurs, le document EP-0 043 300 divulgue un dispositif d'amenée d'air de refroidissement pour des aubes de turbines à gaz, dans lequel un flasque, en tant que disque de recouvrement à étanchéité axiale et par complémentarité de formes par rapport à la roue de rotor, relie les chambres de refroidissement agencées en-dessous ou sur le côté des pieds d'aubes d'un rotor, à la source d'air de refroidissement. Lors de l'arrivée et du passage de l'air de refroidissement entre le flasque ou le disque de recouvrement, et le disque de rotor, le gaz de refroidissement subit un tourbillonnement et est soumis à des pertes par frottement élevées, par exemple dûes à des effets de Coriolis ou à la formation de couches de Ekman. Ainsi, la chute de pression de l'air de refroidissement qui serait convertible en abaissement de température, est réduite de manière préjudiciable. De ce fait, l'abaissement de température de l'air de refroidissement est, de manière préjudiciable, fortement restreint, dans le cas de Furthermore, document EP-0 043 300 discloses a device for supplying cooling air for gas turbine blades, in which a flange, as a covering disc with axial sealing and by complementarity of shapes with respect to to the rotor wheel, connects the cooling chambers arranged below or on the side of the blade roots of a rotor, to the source of cooling air. When the cooling air enters and passes between the flange or the cover disc and the rotor disc, the cooling gas is swirled and is subjected to high friction losses, for example due to Coriolis effects or the formation of Ekman layers. Thus, the pressure drop of the cooling air which would be convertible into a lowering of temperature, is detrimentally reduced. Therefore, the lowering of the temperature of the cooling air is, detrimentally, greatly restricted, in the case of
systèmes à disques de recouvrement. overlay disc systems.
Une amenée directe pratiquement sans contact, de l'air de refroidissement, du stator vers les chambres de refroidissement tournantes, sur les pieds d'aubes, telle qu'elle est divulguée par le document DE-A-1 942 346, nécessite une étanchéité du type labyrinthe à fente sur un grand diamètre, qui est liée à la mise en oeuvre de moyens importants côté stator, pour l'adaptation de la fente aux différents états de A virtually non-contacting direct supply of cooling air from the stator to the rotating cooling chambers on the blade roots, as disclosed in document DE-A-1 942 346, requires sealing of the labyrinth type with a slot on a large diameter, which is linked to the use of significant means on the stator side, for the adaptation of the slot to the different states of
fonctionnement d'un propulseur.operation of a thruster.
Le problème posé à l'invention est de fournir un dispositif de ce type, qui présente des masses tournantes minimales, qui réalise une communication entre source d'air de refroidissement, côté stator, et chambre de refroidissement, côté rotor, sans joint d'étanchéité et sans contact, par franchissement d'une enceinte basse pression, et n'occasionnant que de faibles pertes, qui garantisse un abaissement élevé de température de l'air de refroidissement et qui soit lié à la mise en oeuvre de moyens peu importants, côté stator, qui réduise également le nombre de surfaces d'étanchéité dans la chambre de refroidissement et qui évite les systèmes d'adaptation des fentes The problem posed by the invention is to provide a device of this type, which has minimum rotating masses, which achieves communication between source of cooling air, stator side, and cooling chamber, rotor side, without gasket. tightness and contactless, by crossing a low pressure enclosure, and causing only low losses, which guarantees a high lowering of the temperature of the cooling air and which is linked to the implementation of small means, stator side, which also reduces the number of sealing surfaces in the cooling chamber and which avoids slot adaptation systems
d'étanchéité. -sealing. -
Ce problème est résolu en ce que dans chaque chambre de refroidissement est agencé un insert qui est relié par complémentarité de formes au pied de l'aube et qui est fermé côté aval du disque de rotor, et en ce que du côté amont, les inserts font saillie au-delà du disque de rotor et constituent une ouverture d'entrée d'air annulaire en forme de fente dirigée vers le moyeu, une buse annulaire de sortie d'air, côté stator, étant sensiblement dirigée radialement vers l'extérieur This problem is solved in that in each cooling chamber is arranged an insert which is connected by complementary shapes to the foot of the blade and which is closed on the downstream side of the rotor disc, and in that on the upstream side, the inserts protrude beyond the rotor disc and constitute an annular air inlet opening in the form of a slot directed towards the hub, an annular air outlet nozzle, stator side, being substantially directed radially outward
en direction de l'ouverture d'entrée d'air. towards the air inlet opening.
Avec le dispositif selon l'invention, la source d'air de refroidissement située côté stator, est reliée à une buse de sortie d'air de forme annulaire, également située côté stator, qui génère un flux d'air de refroidissement radial dirigé sensiblement vers l'extérieur, et qui constitue un rideau d'air de refroidissement de forme annulaire. Ce rideau d'air de refroidissement vient aboutir sur une surface d'impact située dans la zone de bordure radialement externe du disque de rotor, et est dévié en direction de l'ouverture d'entrée d'air annulaire et tournante, constituée par les segments annulaires & fente dirigée vers le moyeu, des inserts pour les chambres de refroidissement. Pour l'adaptation de l'écoulement à partir de la partie statique constituée par la buse de sortie d'air, vers les segments annulaires tournant de l'ouverture d'entrée d'air, on imprime à ce flux d'air de refroidissement, une composante périphérique au moyen d'un dispositif additionnel en amont de la buse de sortie d'air, tel que par exemple une buse directrice. Ce dispositif présente l'avantage de réaliser une liaison totalement sans contact entre la source d'air de refroidissement côté stator, et l'ensemble utilisateur côté rotor, et ne nécessitant aucun système de régulation de fente. Les masses tournantes sous la With the device according to the invention, the source of cooling air situated on the stator side is connected to an annular air outlet nozzle, also located on the stator side, which generates a flow of substantially directed radial cooling air. outward, and which constitutes an annular curtain of cooling air. This curtain of cooling air comes to an impact surface located in the radially external border area of the rotor disc, and is deflected in the direction of the annular and rotating air inlet opening, constituted by the annular segments & slit directed towards the hub, inserts for the cooling chambers. For the adaptation of the flow from the static part constituted by the air outlet nozzle, towards the rotating annular segments of the air inlet opening, this cooling air flow is printed , a peripheral component by means of an additional device upstream of the air outlet nozzle, such as for example a directing nozzle. This device has the advantage of providing a completely contactless connection between the source of cooling air on the stator side, and the user assembly on the rotor side, and requiring no slit regulation system. The rotating masses under the
forme de disques de recouvrement ou de pièces- form of cover discs or parts-
entretoises sont réduites à des inserts de faible volume, à l'intérieur des chambres de refroidissement, inserts qui par un choix approprié du matériau, ne spacers are reduced to inserts of small volume, inside the cooling chambers, inserts which by an appropriate choice of material, do not
représentent qu'un poids additionnel minimal. represent only a minimum additional weight.
De manière particulièrement avantageuse, cet Particularly advantageously, this
insert est de préférence réalisé d'une seule pièce. insert is preferably made in one piece.
Selon une exécution conforme à l'invention, l'insert est lié par complémentarité de formes en direction du pied d'aube, par l'intermédiaire d'un seul siège annulaire d'étanchéité ajusté. Ce siège d'étanchéité de l'insert garantit, de manière avantageuse, une étanchéité parfaite pour le flux d'air de refroidissement dans la chambre de refroidissement, puisqu'il ne s'appuie que sur une seule pièce, sans According to an embodiment according to the invention, the insert is linked by complementarity of shapes in the direction of the blade root, by means of a single adjusted annular sealing seat. This sealing seat of the insert advantageously guarantees perfect sealing for the flow of cooling air in the cooling chamber, since it rests on only one piece, without
franchissement de plans de joint entre corps. crossing joint planes between bodies.
Un mode d'exécution préféré consiste à réaliser une pièce intégrale, en reliant l'insert au pied d'aube par brasage, soudage, collage ou frittage, pour assurer ainsi, de manière avantageuse, un montage simplifié, un nombre réduit de pièces constitutives, et A preferred embodiment consists in producing an integral part, by connecting the insert to the root of the blade by soldering, welding, gluing or sintering, to thus advantageously ensure a simplified mounting, a reduced number of constituent parts. , and
la suppression totale de surfaces d'étanchéité. total removal of sealing surfaces.
Grâce à une configuration aérodynamique donnée à l'insert dans la zone du flux d'air de refroidissement, celui-ci est dévié avec de faibles pertes, la pression de l'air de refroidissement étant régénérée, et est amené aux canaux de refroidissement Thanks to an aerodynamic configuration given to the insert in the area of the cooling air flow, it is deflected with low losses, the pressure of the cooling air being regenerated, and is brought to the cooling channels
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dans les aubes du rotor. Ceci permet un abaissement de la température du gaz de refroidissement supérieur en raison de l'alimentation avec de faibles pertes, à celui obtenu avec les solutions connues de l'état de la technique. Des parts, par exemple tourbillonnaires, du flux d'air de refroidissement, occasionnant des pertes, sont par ailleurs séparées du flux lors du passage de la buse de sortie d'air vers l'ouverture d'entrée d'air, grâce à une surface d'impact dans la zone de bordure du disque de rotor, attaquée sous un angle d'incidence de 20 à 50 , de préférence 33'. Ce flux de fuite qui est séparé, présente le même ordre de grandeur que les flux de fuite de systèmes d'étanchéité in the rotor blades. This allows a lowering of the temperature of the cooling gas which, due to the supply with low losses, is higher than that obtained with the solutions known from the prior art. Parts, for example vortex, of the cooling air flow, causing losses, are moreover separated from the flow during the passage of the air outlet nozzle towards the air inlet opening, thanks to a impact surface in the border area of the rotor disc, driven at an angle of incidence of 20 to 50, preferably 33 '. This leakage flow which is separate, has the same order of magnitude as the leakage flows of sealing systems
à labyrinthe classiques.to classic labyrinth.
L'étendue axiale de la surface annulaire d'impact, dans la zone de bordure du disque de rotor, est de préférence supérieure aux translations axiales, nécessitées par le fonctionnement, entre la buse de sortie côté stator et le disque de rotor, de manière à ce que, pour tous les états de fonctionnement, le flux d'air de refroidissement vienne tout d'abord aboutir sur la surface d'impact, avant d'être dévié vers l'ouverture d'entrée d'air. Ceci présente l'avantage que le flux d'air atteigne de façon optimale l'ouverture d'entrée d'air, dans toutes les conditions The axial extent of the annular impact surface, in the border area of the rotor disc, is preferably greater than the axial translations, required by operation, between the outlet nozzle on the stator side and the rotor disc, so that, for all operating states, the flow of cooling air first comes to the impact surface, before being diverted to the air inlet opening. This has the advantage that the air flow optimally reaches the air inlet opening, under all conditions
de fonctionnement.Operating.
En vue d'optimiser le flux d'air séparé devant la buse d'entrée d'air, l'ouverture d'entrée d'air présente de préférence, une largeur inférieure à celle de la buse de sortie d'air. Cette conception a l'avantage de permettre d'obtenir une montée en pression avec de faibles pertes, dans l'insert de In order to optimize the separate air flow in front of the air inlet nozzle, the air inlet opening preferably has a width less than that of the air outlet nozzle. This design has the advantage of making it possible to obtain a pressure rise with low losses, in the insert of
chambre de refroidissement.cooling chamber.
L'insert peut être réalisé de manière particulièrement simple en tant que corps métallique fritté ou moulé. Comme matériaux de base, sont mis en oeuvre, de préférence, des matériaux à base de nickel ou de cobalt servant à la fabrication des aubes, de façon à ce qu'ils présentent un comportement de The insert can be produced in a particularly simple manner as a sintered or molded metal body. As base materials are preferably used materials based on nickel or cobalt used for the manufacture of the blades, so that they exhibit a behavior of
dilatation adapté à celui des pieds d'aubes. expansion adapted to that of the blade roots.
Un autre développement de l'invention prévoit que les inéerts soient, de préférence, fabriqués dans des matériaux de céramiques oxydées ou frittées, parce que ces matériaux permettent, grâce à un gain de poids, Another development of the invention provides that the inerts are preferably made from oxidized or sintered ceramic materials, because these materials allow, thanks to a gain in weight,
de maintenir faibles les masses tournantes. to keep the rotating masses low.
Les figures montrent des exemples de The figures show examples of
réalisation de l'invention.realization of the invention.
La Fig. I montre de manière schématique, en coupe transversale, un dispositif conforme à l'invention, destiné à l'amenée d'air de refroidissement pour les aubes de rotor d'une turbine à gaz. La Fig. 2 montre en coupe transversale, un insert dans une chambre de refroidissement sous un pied Fig. I schematically shows, in cross section, a device according to the invention, intended for supplying cooling air for the rotor blades of a gas turbine. Fig. 2 shows in cross section, an insert in a cooling chamber under a foot
d'aube, de l'exemple de réalisation selon la figure 1. blade, of the exemplary embodiment according to FIG. 1.
La Fig. 3 montre une vue partielle frontale Fig. 3 shows a partial front view
de l'exemple de réalisation selon la figure 1. of the exemplary embodiment according to FIG. 1.
La figure i montre de façon schématique, un dispositif conforme à l'invention, avec une buse de sortie d'air annulaire (1), côté stator, qui génère un flux d'air de refroidissement (2) homogène, sans contact, et dirigé radialement vers l'extérieur selon la direction de la flèche. Une composante périphérique est imprimée à ce flux d'air de refroidissement (2), au moyen d'une buse directrice (3) qui est agencée entre FIG. 1 schematically shows a device according to the invention, with an annular air outlet nozzle (1), on the stator side, which generates a homogeneous flow of cooling air (2), without contact, and directed radially outwards in the direction of the arrow. A peripheral component is printed on this cooling air flow (2), by means of a directing nozzle (3) which is arranged between
deux plaques de recouvrement (4,5) en forme de disque. two disc-shaped cover plates (4,5).
La buse de sortie d'air (1) dirige le flux d'air de refroidissement (2), au travers d'une fente annulaire (13) entre le stator (6) et le rotor (7), sur une surface d'impact (23) dans la zone de bordure du disque de rotor (7). La surface d'impact (23) dévie le flux d'air de refroidissement vers une ouverture d'entrée d'air (8) d'un insert (9) d'une chambre de refroidissement (10) en-dessous du pied d'aube (11) d'une aube (22). L'insert (9) dévie le flux d'air de refroidissement (2), après qu'il ait franchi l'ouverture d'entrée d'air (8) (voir les flèches), et le conduit aux canaux d'air de refroidissement (12,20 The air outlet nozzle (1) directs the flow of cooling air (2), through an annular slot (13) between the stator (6) and the rotor (7), on a surface of impact (23) in the border area of the rotor disc (7). The impact surface (23) deflects the flow of cooling air to an air inlet opening (8) of an insert (9) of a cooling chamber (10) below the foot d 'blade (11) of a blade (22). The insert (9) deflects the flow of cooling air (2), after it has passed the air inlet opening (8) (see arrows), and leads it to the air channels cooling (12.20
et 21) dans le pied d'aube (11).and 21) in the blade root (11).
La figure 2 montre en coupe transversale, un insert (9) dans une chambre de refroidissement (10) sous un pied d'aube (11), de l'exemple de réalisation selon la figure 1. L'insert (9) dévie le flux d'air de refroidissement (2) dirigé radialement, vers les canaux d'air de refroidissement (12,20 et 21) du pied d'aube (11), après que ce flux soit parvenu dans l'ouverture d'entrée d'air (8) de l'insert (9) en ayant franchi la fente annulaire (13) entre stator (6) et disque de rotor (7), après avoir été dévié par la plaque d'impact (23). Pour cela, l'air de refroidissement s'écoule au travers de la chambre de déviation (19) qui présente une forme favorisant l'écoulement. L'insert (9) est relié par complémentarité de formes, au pied d'aube (11), par l'interm4diaire d'un rebord de centrage (14) entourant de manière annulaire le pied d'aube (11) ; l'insert est rendu étanche au gaz par l'intermédiaire du siège d'étanchéité (15). L'aube et l'insert sont assurés contre un glissement axial mutuel au moyen d'un disque de blocage (16) et d'un insert annulaire du type FIG. 2 shows in cross section, an insert (9) in a cooling chamber (10) under a blade root (11), of the exemplary embodiment according to FIG. 1. The insert (9) deflects the cooling air flow (2) directed radially towards the cooling air channels (12, 20 and 21) of the blade root (11), after this flow has reached the inlet opening d air (8) of the insert (9) having passed through the annular slot (13) between stator (6) and rotor disc (7), after having been deflected by the impact plate (23). For this, the cooling air flows through the deflection chamber (19) which has a shape promoting flow. The insert (9) is connected by complementary shapes, to the blade root (11), by means of a centering flange (14) annularly surrounding the blade root (11); the insert is made gas tight by means of the sealing seat (15). The blade and the insert are secured against mutual axial sliding by means of a locking disc (16) and an annular insert of the type
jonc (17).rod (17).
La figure 3 montre une vue partielle frontale de l'exemple de réalisation selon la figure 1, seulement trois emplacements d'aube d'un disque de rotor (7) étant représentés. Les inserts correspondants font saillie hors du disque de rotor (7) et forment une ouverture d'entrée d'air (8) sensiblement opposée à la buse de sortie d'air (1) en étant située radialement à l'extérieur de celle-ci. La surface d'impact (23) dans la zone de bordure du disque de rotor (7), est située dans la fente annulaire entre l'ouverture d'entrée Figure 3 shows a partial front view of the embodiment according to Figure 1, only three blade locations of a rotor disc (7) being shown. The corresponding inserts protrude from the rotor disc (7) and form an air inlet opening (8) substantially opposite the air outlet nozzle (1) being located radially outside of it. this. The impact surface (23) in the border area of the rotor disc (7) is located in the annular slot between the inlet opening
d'air (8) et la buse de sortie d'air (1). air (8) and the air outlet nozzle (1).
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Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
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Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2661946A1 (en) * | 1990-05-14 | 1991-11-15 | Alsthom Gec | ACTION TURBINE STAGE WITH REDUCED SECONDARY LOSSES. |
| EP0709547A1 (en) * | 1994-10-31 | 1996-05-01 | Solar Turbines Incorporated | Cooling of the rim of a gas turbine rotor disk |
| EP2009236A2 (en) * | 2007-06-27 | 2008-12-31 | United Technologies Corporation | A sideplate for a turbine rotor, corresponding turbine rotor and gas turbine engine |
| EP2458151A3 (en) * | 2010-11-29 | 2014-03-12 | Alstom Technology Ltd | Blade for a gas turbine, method for manufacturing said blade and gas turbine with such a blade |
| EP2725191A1 (en) * | 2012-10-23 | 2014-04-30 | Alstom Technology Ltd | Gas turbine and turbine blade for such a gas turbine |
Families Citing this family (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2707698B1 (en) * | 1993-07-15 | 1995-08-25 | Snecma | Turbomachine provided with an air blowing means on a rotor element. |
| US5403156A (en) * | 1993-10-26 | 1995-04-04 | United Technologies Corporation | Integral meter plate for turbine blade and method |
| DE4422965A1 (en) * | 1994-06-30 | 1996-01-04 | Mtu Muenchen Gmbh | Device for separating foreign particles from the cooling air to be supplied to the rotor blades of a turbine |
| DE19854908A1 (en) | 1998-11-27 | 2000-05-31 | Rolls Royce Deutschland | Blade and rotor of a turbomachine |
| US6272844B1 (en) * | 1999-03-11 | 2001-08-14 | Alm Development, Inc. | Gas turbine engine having a bladed disk |
| EP1041246A1 (en) * | 1999-03-29 | 2000-10-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Casted gas turbine blade with inner cooling, method and device for manufacturing a manifold of the gas turbine blade |
| US6460324B1 (en) | 1999-10-12 | 2002-10-08 | Alm Development, Inc. | Gas turbine engine |
| US6363708B1 (en) | 1999-10-12 | 2002-04-02 | Alm Development, Inc. | Gas turbine engine |
| US6397576B1 (en) | 1999-10-12 | 2002-06-04 | Alm Development, Inc. | Gas turbine engine with exhaust compressor having outlet tap control |
| US6442945B1 (en) | 2000-08-04 | 2002-09-03 | Alm Development, Inc. | Gas turbine engine |
| FR2823794B1 (en) * | 2001-04-19 | 2003-07-11 | Snecma Moteurs | REPORTED AND COOLED DAWN FOR TURBINE |
| GB0227745D0 (en) * | 2002-11-28 | 2003-01-08 | Rolls Royce Plc | Blade cooling |
| US6964557B2 (en) * | 2003-02-03 | 2005-11-15 | General Electric Company | Methods and apparatus for coupling a component to a turbine engine blade |
| US6933459B2 (en) * | 2003-02-03 | 2005-08-23 | General Electric Company | Methods and apparatus for fabricating a turbine engine blade |
| US6974306B2 (en) * | 2003-07-28 | 2005-12-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade inlet cooling flow deflector apparatus and method |
| GB2413598A (en) * | 2004-05-01 | 2005-11-02 | Rolls Royce Plc | Providing cooling gas to turbine blade and disc in gas turbine engine |
| GB2435909A (en) * | 2006-03-07 | 2007-09-12 | Rolls Royce Plc | Turbine blade arrangement |
| UA108082C2 (en) | 2009-09-13 | 2015-03-25 | INVENTORY FOR PREVIOUS MIXING OF FUEL AND AIR AND UNIT (OPTIONS) CONTAINING | |
| EP2535515A1 (en) | 2011-06-16 | 2012-12-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Rotor blade root section with cooling passage and method for supplying cooling fluid to a rotor blade |
| CN103922103A (en) * | 2014-04-17 | 2014-07-16 | 中发电气（铜陵）海德精密工业有限公司 | High-bearing-load waterproof carrier roller sealing device |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1079195A (en) * | 1965-07-22 | 1967-08-16 | Gen Motors Corp | Gas turbine engine cooling |
| US3791758A (en) * | 1971-05-06 | 1974-02-12 | Secr Defence | Cooling of turbine blades |
| GB2054046A (en) * | 1979-07-12 | 1981-02-11 | Rolls Royce | Cooling turbine rotors |
| GB2189845A (en) * | 1986-04-30 | 1987-11-04 | Gen Electric | Gas turbine cooling air transferring apparatus |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3490852A (en) * | 1967-12-21 | 1970-01-20 | Gen Electric | Gas turbine rotor bucket cooling and sealing arrangement |
| DE1942346A1 (en) * | 1969-08-20 | 1971-03-04 | Motoren Turbinen Union | Device for sealing the rotor with respect to the stator in a turbine belonging to a gas turbine engine |
| GB1479332A (en) * | 1974-11-06 | 1977-07-13 | Rolls Royce | Means for retaining blades to a disc or like structure |
| GB2010404B (en) * | 1977-12-17 | 1982-02-10 | Rolls Royce | Gas turbine engines |
| US4348157A (en) * | 1978-10-26 | 1982-09-07 | Rolls-Royce Limited | Air cooled turbine for a gas turbine engine |
| GB2042643B (en) * | 1979-01-02 | 1982-12-08 | Rolls Royce | Cooled gas turbine engine |
| JPS6056883B2 (en) * | 1979-02-28 | 1985-12-12 | 株式会社東芝 | gas turbine moving blades |
| FR2485632B1 (en) * | 1980-06-30 | 1985-07-05 | Snecma | IMPROVEMENT IN VENTILATION SYSTEMS OF BLADES AND TURBINE DISCS |
| US4666368A (en) * | 1986-05-01 | 1987-05-19 | General Electric Company | Swirl nozzle for a cooling system in gas turbine engines |
-
1988
- 1988-10-21 DE DE3835932A patent/DE3835932A1/en active Granted
-
1989
- 1989-10-13 FR FR8913409A patent/FR2638206B1/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-10-18 IT IT02205389A patent/IT1237095B/en active IP Right Grant
- 1989-10-20 GB GB8923696A patent/GB2225063B/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1079195A (en) * | 1965-07-22 | 1967-08-16 | Gen Motors Corp | Gas turbine engine cooling |
| US3791758A (en) * | 1971-05-06 | 1974-02-12 | Secr Defence | Cooling of turbine blades |
| GB2054046A (en) * | 1979-07-12 | 1981-02-11 | Rolls Royce | Cooling turbine rotors |
| GB2189845A (en) * | 1986-04-30 | 1987-11-04 | Gen Electric | Gas turbine cooling air transferring apparatus |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2661946A1 (en) * | 1990-05-14 | 1991-11-15 | Alsthom Gec | ACTION TURBINE STAGE WITH REDUCED SECONDARY LOSSES. |
| EP0457241A1 (en) * | 1990-05-14 | 1991-11-21 | Gec Alsthom Sa | Impulse turbine stage with reduced secondary losses |
| US5125794A (en) * | 1990-05-14 | 1992-06-30 | Gec Alsthom Sa | Impulse turbine stage with reduced secondary losses |
| EP0709547A1 (en) * | 1994-10-31 | 1996-05-01 | Solar Turbines Incorporated | Cooling of the rim of a gas turbine rotor disk |
| EP2009236A2 (en) * | 2007-06-27 | 2008-12-31 | United Technologies Corporation | A sideplate for a turbine rotor, corresponding turbine rotor and gas turbine engine |
| EP2009236A3 (en) * | 2007-06-27 | 2010-12-29 | United Technologies Corporation | A sideplate for a turbine rotor, corresponding turbine rotor and gas turbine engine |
| EP2458151A3 (en) * | 2010-11-29 | 2014-03-12 | Alstom Technology Ltd | Blade for a gas turbine, method for manufacturing said blade and gas turbine with such a blade |
| RU2543100C2 (en) * | 2010-11-29 | 2015-02-27 | Альстом Текнолоджи Лтд | Working blade for gas turbine, manufacturing method for such blade and gas turbine with such blade |
| US9188011B2 (en) | 2010-11-29 | 2015-11-17 | Alstom Technology Ltd. | Blade for a gas turbine, method for manufacturing a turbine blade, and gas turbine with a blade |
| EP2725191A1 (en) * | 2012-10-23 | 2014-04-30 | Alstom Technology Ltd | Gas turbine and turbine blade for such a gas turbine |
| US9482094B2 (en) | 2012-10-23 | 2016-11-01 | General Electric Technology Gmbh | Gas turbine and turbine blade for such a gas turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| IT8922053A0 (en) | 1989-10-18 |
| GB2225063A (en) | 1990-05-23 |
| DE3835932C2 (en) | 1992-04-02 |
| GB8923696D0 (en) | 1989-12-06 |
| DE3835932A1 (en) | 1990-04-26 |
| FR2638206B1 (en) | 1994-07-08 |
| IT8922053A1 (en) | 1991-04-18 |
| IT1237095B (en) | 1993-05-18 |
| GB2225063B (en) | 1992-12-02 |
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