JP2013508610A - 冷却流路を形成するテーパ状冷却構造体を組み込んだ翼 - Google Patents
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Abstract
【選択図】図2
Description
本願は、参考までに本明細書で全体が援用されている2009年10月20日に提出された米国仮特許出願第61/253,120号に対する優先権を主張するものである。本願は、2010年7月8日に提出された同時係属中の特許出願第12/832,124号に関連するものである。
12 ガスタービンエンジン
14 圧縮機
16 燃焼室
18 タービン
20 中央フレームセクション
22 ケーシング
26 プレナム
28 トランジションダクト
30 固定翼
34 回転翼
50 翼(タービン動翼)
54 プラットホーム
56 ベース
60 ダブテール翼基部
70 翼の前縁
72 翼の後縁
74 翼の圧力側壁
76 翼の吸込側壁
78 出口開口
80 冷却開口
100 冷却流路アレイ
100C メッシュセクション
102 内部チャンバ
102C 中実セラミックセクション
110 冷却流路
110C 格子部材
120 冷却流路
120C 格子部材
124 中実領域
124C くぼみ
128 構造体
130 冷却流路への入口
140 チャンバ壁
144 冷却流体
150 鋳造要素
154C エッジ領域
170 冷却流路の流通断面
174 冷却流路の流通断面
200A 第1の冷却流路アレイ
200B 第2の冷却流路アレイ
200C 第3の冷却流路アレイ
204 合流チャンバ
204C 中実セラミックセクション
220 チャンバの壁
230 出口
250 コア要素
252 中間区画
260 格子部材アレイ
270 格子部材アレイ
280 格子部材アレイ
290C メッシュセクション300Cのエッジ領域
300A メッシュセクション
300B メッシュセクション
300C メッシュセクション
また本発明は、詳細は後述するように、好適なガスタービンエンジンの運転方法や、ガスタービンエンジンに用いる翼ならびに翼を作製するための鋳造コアの要素を提供する。
本発明によれば、タービン翼の後縁に配置された複数の流路により冷却の熱伝達効率及び均一性が高まる。
すなわち、流路110a及び120aのピッチは、流路110b及び120bのピッチより細かい。このため、構造体128aは、構造体128bが吸込側壁76に対して行うよりも高いレベルの熱交換を圧力側壁74に対して行うことが可能になる。
Claims (30)
- 圧縮機、燃焼器、及び、タービンを含むガスタービンエンジンであって、前記タービンは翼を備え、この翼は、前縁及び後縁と、前記前縁と前記後縁の間に延びる対向する圧力側壁及び吸込側壁と、前記前縁と前記後縁の中間の内部チャンバを有し、前記チャンバが、冷却流体流を供給されるように構成されており、前記翼に、前記チャンバと前記後縁に沿って配置された一連の出口開口との間に延びる複数の冷却流路を含む第1の構造体が含まれており、前記チャンバから供給される冷却流体がそれらの出口開口を通じて前記翼から流出するものにおいて、
前記第1の構造体に、
第1の方向に沿って延びる第1の一連の冷却流路と、
第2の方向に沿って延びる第2の一連の冷却流路が含まれており、
前記第2の一連の冷却流路が前記第1の一連の冷却流路と交差しており、
前記第1の構造体に、それぞれ、前記第1の一連の冷却流路のうちの隣接する一対と前記第2の一連の冷却流路のうちの隣接する一対によって形成された複数の中実領域が含まれており、該構造体が、前記圧力側壁と前記吸込側壁との間の厚さが前記冷却流路に沿った位置の関数として変化することを特徴とし、それにより、前記第1及び第2の一連の複数冷却流路のそれぞれが、前記チャンバからの距離の関数として減少する流通断面となるようにしたことを特徴とする、
ガスタービンエンジン。 - 前記第1の一連の冷却流路が、前記第1の方向に沿って互いにほぼ平行に延びており、前記第2の一連の冷却流路が、前記第2の方向に沿って互いにほぼ平行に延びていることを特徴とする、請求項1に記載のガスタービンエンジン。
- 前記構造体が、前記圧力側壁及び前記吸込側壁と一体成形されていて、前記圧力側壁と前記吸込側壁の間に延びることを特徴とする、請求項1に記載のガスタービンエンジン。
- それぞれが前記第1の構造体と前記圧力側壁及び前記吸込側壁とに一体成形されて、やはり前記圧力側壁と前記吸込側壁との間に延びる1つ以上の追加の構造体が含まれており、該1つ以上の追加構造体に、第1の方向に沿って延びる第1の一連の冷却流路と、第2の方向に沿って延びる第2の一連の冷却流路とが含まれており、前記第2の一連の冷却流路が前記第1の一連の冷却流路と交差することを特徴とする、請求項3に記載のガスタービンエンジン。
- 前記第1の構造体と第2の構造体が、それぞれ前記チャンバの壁の一部を形成し、このチャンバ壁の一部が、前記チャンバの壁に沿って形成された前記第1及び第2の構造体における冷却流路のうちの複数流路への入口を備えることを特徴とする、請求項4に記載のガスタービンエンジン。
- 前記複数の構造体のうちの1つの追加構造体が、前記第1及び第2の構造体のそれぞれと前記後縁に沿って配置された前記一連の出口開口との間に延び、該追加構造体における冷却流路が、前記第1及び第2の構造体の一方または両方から冷却流体を供給されて、その冷却流体を前記出口開口に通すように配置されることを特徴とする、請求項5に記載のガスタービンエンジン。
- 前記追加構造体が、前記第1及び第2の構造体から間隔をあけて配置され、同時に、前記翼の前記圧力側壁と前記吸込側壁との間でそれらの構造体と一体成形されることを特徴とする、請求項6に記載のガスタービンエンジン。
- 前記第2の構造体に、それぞれ、前記第1の一連の冷却流路のうちの隣接する一対と前記第2の一連の冷却流路のうちの隣接する一対によって形成された複数の中実領域が含まれ、該構造体の前記圧力側壁と前記吸込側壁との間の厚さが前記冷却流路に沿った位置の関数として変化することを特徴とし、これにより、前記第1及び第2の一連の複数冷却流路のそれぞれが、前記チャンバからの距離の関数として減少する流通断面となるようにしたことを特徴とする、請求項4に記載のガスタービンエンジン。
- 前記追加構造体に、それぞれ、前記第1の一連の冷却流路のうちの隣接する一対と前記第2の一連の冷却流路のうちの隣接する一対によって形成された複数の中実領域が含まれ、該構造体の前記圧力側壁と前記吸込側壁との間の厚さが前記冷却流路に沿った位置の関数として変化することを特徴とし、これにより、前記第1及び第2の一連の複数冷却流路のそれぞれが、前記チャンバからの距離の関数として減少する流通断面となるようにしたことを特徴とする、請求項7に記載のガスタービンエンジン。
- 前記第1の構造体の前記中実領域及び前記追加構造体の前記中実領域が、前記第1の一連の冷却流路のうちの隣接する流路対と前記第2の一連の冷却流路のうちの隣接する流路対との間の面積によって特徴付けられ、前記第1の構造体の前記中実領域の1つの面積が、前記追加構造体の前記中実領域の1つの面積より大きいことを特徴とする、請求項9に記載のガスタービンエンジン。
- 前記第1の構造体の前記中実領域のうちの複数領域のそれぞれの面積が、前記追加構造体の前記中実領域のうちの複数領域のそれぞれの面積より大きいことを特徴とする、請求項10に記載のガスタービンエンジン。
- 前記第1の構造体の前記中実領域のそれぞれの面積が、前記追加構造体の前記中実領域のそれぞれの面積より大きいことを特徴とする、請求項10に記載のガスタービンエンジン。
- 圧縮機、燃焼器及びタービンを含むガスタービンエンジンであって、前記タービンは翼を備え、この翼は、前縁及び後縁と、前記前縁と前記後縁の間に延びる対向する圧力側壁及び吸込側壁と、前記前縁と前記後縁の中間の内部チャンバを備え、前記チャンバが冷却流体流を供給されるように構成されているものにおいて、
前記翼に、前記後縁に沿って配置され前記チャンバから供給される冷却流体がそれらを通じて翼から流出する一連の出口開口と前記チャンバとの間に延びる、間隔をあけて配置された複数の冷却流路アレイを備える1つの構造体が含まれており、
前記各アレイに、
第1の方向に沿って延びる第1の一連の冷却流路と、
第2の方向に沿って延びる第2の一連の冷却流路が含まれていて、前記第2の一連の冷却流路が前記第1の一連の冷却流路と交差しており、
前記各アレイが、それぞれ、前記第1の一連の冷却流路のうちの隣接する一対と前記第2の一連の冷却流路のうちの隣接する一対によって形成された複数の中実領域のまわりに形成され、前記アレイの少なくとも1つが、前記圧力側壁と前記吸込側壁との間の厚さが前記冷却流路に沿った位置の関数として変化することを特徴とし、これにより、前記第1及び第2の一連の複数冷却流路のそれぞれが、前記チャンバからの距離の関数として減少する流通断面となるようにしたことを特徴とする、
ガスタービンエンジン。 - 前記エンジンの運転中、前記アレイの少なくとも1つの冷却流路を通る冷却流体が、前記出口開口よりも前記チャンバに近い流路部分における比較的低い速度と、前記チャンバよりも前記出口開口に近い流路部分における比較的高い速度によって特徴付けられることを特徴とする、請求項13に記載のガスタービンエンジン。
- 前記構造体に、それぞれ、前記チャンバと前記一連の出口開口の間に延びる、間隔をあけて配置された少なくとも第1と第2の冷却流路アレイが含まれることと、前記第1及び第2のアレイのそれぞれの流路が前記チャンバまで延びており、前記第1のアレイが前記圧力側壁に隣接し、前記第2のアレイが前記吸込側壁に隣接し、前記第1のアレイが、前記圧力側壁とそこを通る冷却流体との間において、前記吸込側壁と前記第2のアレイを通る冷却流体の間における熱伝達率よりも高い熱伝達率をもたらすように構成されていることを特徴とする、請求項13に記載のガスタービンエンジン。
- 前記構造体に、それぞれが前記チャンバと前記一連の出口開口の間に延びる、間隔をあけて配置された少なくとも第1と第2の冷却流路アレイが含まれ、前記第1のアレイの複数の流路が前記チャンバまで延びており、前記第2のアレイの複数の流路が、前記出口開口まで延びており、前記第2のアレイの複数の流路が、前記出口開口に比較的近い前記圧力側壁及び吸込側壁の第1の領域を冷却するように配置されており、前記第1のアレイの複数の流路が、前記出口開口から前記第1の領域よりも遠くに位置する前記圧力側壁及び吸込側壁の第2の領域を冷却するように配置されており、
前記第2のアレイが、前記圧力側壁及び吸込側壁の第1の領域と前記第2のアレイの複数の流路を通る冷却流体との間において、前記圧力側壁及び吸込側壁の第2の領域と前記第1のアレイを通る冷却流体の間における熱伝達率より高い熱伝達率をもたらすように構成されていることを特徴とする、請求項13に記載のガスタービンエンジン。 - 間隔をあけて配置された前記アレイのうちの前記第1と第2のアレイのそれぞれが、前記圧力側壁と前記吸込側壁との間の厚さが前記冷却流路に沿った位置の関数として変化することを特徴とし、これにより、前記第1及び第2の一連の複数冷却流路のそれぞれが、前記チャンバからの距離の関数として減少する流通断面となるようにしたことを特徴とする、請求項16に記載のガスタービンエンジン。
- ガスタービンエンジンの運転方法であって、冷却流体によってタービンセクションにおける前縁、後縁、及び、前記冷却流体を放出するための前記後縁に沿った一連の出口開口を備えた翼の圧力側壁から熱伝達を生じさせる方法において、
前記冷却流体を供給されるチャンバを前記翼内に設けるステップと、
前記チャンバと前記出口開口の間に延びる一連の流路を設けるステップが含まれており、前記複数の流路は、前記チャンバからの距離の関数として断面積が変化するので、前記チャンバに供給された流体が流路を進むとき、前記流体がチャンバから離れて前記出口開口に向かうにつれて、前記流体の流速が増すようになっていることを特徴とする、
方法。 - 前記流路を設けるステップには、第1の一連の流路が第1の方向に沿って延び、第2の一連の流路が第2の方向に沿って延びて、前記第2の一連の流路が前記第1の一連の流路と交差するように前記流路を形成するステップが含まれることを特徴とする、請求項18に記載の方法。
- ガスタービンエンジンに用いられるタイプの、前縁領域、後縁、圧力側壁、及び、吸込側壁を備えた翼を作製するための鋳造コアの要素であって、
この要素に、
冷却流体を供給される前記翼のチャンバを形成する中実セラミックセクションと、
十字交差構造をなすように配列され、それぞれが前記冷却流体の移動する1つの流路に対応する一連の格子部材を含む、中実セラミックセクションに隣接したメッシュセクションが含まれており、前記メッシュセクションに、それぞれが前記翼の交差した流路間に配置された中実領域に対応する交差格子部材間のくぼみアレイとが含まれ、
前記格子部材が、前記中実部分から、前記流路が前記冷却流体を放出する前記後縁に沿った一連の出口開口へと移行する前記後縁に比較的近い翼部分に対応するエッジ領域まで延びており、
前記鋳造要素の前記メッシュセクションがテーパ形状であり、その厚さは前記中実セラミックセクションに隣接した末端エッジに沿ってより厚く、前記出口開口への流路の移行部に対応する前記エッジ領域に沿ってより薄くなっており、
前記格子部材の厚さが、前記末端エッジに沿った第1の厚さから、前記出口開口への流路の移行部に対応する前記エッジ領域に沿ったより薄い厚さへと減少することを特徴とする、
鋳造コアの要素。 - 圧縮機、燃焼器、及び、タービンを含むガスタービンエンジンに用いるのに適した翼であって、前縁及び後縁と、前記前縁と前記後縁の間に延びる対向する圧力側壁及び吸込側壁と、前記前縁と前記後縁の中間にあって冷却流体流を供給されるように構成された内部チャンバを具備する翼において、
前記チャンバと、前記チャンバから供給される冷却流体がそれを通じて前記翼から流出する前記後縁に沿って配置された一連の出口開口との間に延びる複数の冷却流路を含む第1の構造体が含まれており、該第1の構造体に、
第1の方向に沿って延びる第1の一連の冷却流路と、
第2の方向に沿って延びる第2の一連の冷却流路が含まれていて、前記第2の一連の冷却流路が前記第1の一連の冷却流路と交差しており、
前記第1の構造体に、それぞれ、前記第1の一連の冷却流路のうちの隣接する一対と前記第2の一連の冷却流路のうちの隣接する一対によって形成される複数の中実領域が含まれており、該構造体が、前記圧力側壁と前記吸込側壁との間の厚さが前記冷却流路に沿った位置の関数として変化することを特徴とし、これにより、前記第1及び第2の一連の複数冷却流路のそれぞれが、前記チャンバからの距離の関数として減少する流通断面となるようにしたことを特徴とする、
翼。 - 前記第1の一連の冷却流路が、前記第1の方向において互いにほぼ平行に延び、前記第2の一連の冷却流路が、前記第2の方向において互いにほぼ平行に延びていることを特徴とする、請求項21に記載の翼。
- 前記構造体が前記圧力側壁及び吸込側壁と一体成形され、前記圧力側壁と前記吸込側壁の間に延びていることを特徴とする、請求項21に記載の翼。
- それぞれが前記第1の構造体と前記圧力側壁及び吸込側壁に一体成形され、やはり前記圧力側壁と前記吸込側壁の間に延びる1つ以上の追加の構造体が含まれており、前記1つ以上の追加構造体のそれぞれに、第1の方向に沿って延びる第1の一連の冷却流路と、第2の方向に沿って延びる第2の一連の冷却流路が含まれていて、前記第2の一連の冷却流路が前記第1の一連の冷却流路と交差していることを特徴とする、請求項23に記載の翼。
- 前記第1の構造体と第2の構造体が、それぞれ、前記チャンバの壁に沿って形成された前記第1及び第2の構造体における冷却流路のうちの複数流路への入口を備える、前記チャンバの壁の一部を形成することを特徴とする、請求項24に記載の翼。
- 1つの追加構造体が、前記第1および第2の構造体のそれぞれと前記後縁に沿って配置された前記一連の出口開口との間に延び、該追加構造体における複数の冷却流路が、前記第1及び第2の構造体の一方または両方から冷却流体を供給されて、その冷却流体を前記出口開口に通すように配置されていることを特徴とする、請求項25に記載の翼。
- 前記追加構造体が、前記第1及び第2の構造体から間隔をあけて配置され、同時に、前記翼の圧力側壁及び吸込側壁の間でそれらの構造体と一体成形されていることを特徴とする、請求項26に記載の翼。
- 前記追加構造体に、それぞれ、前記第1の一連の冷却流路のうちの隣接する一対と前記第2の一連の冷却流路のうちの隣接する一対によって形成される複数の中実領域が含まれており、該構造体が、前記圧力側壁と前記吸込側壁との間の厚さが前記冷却流路に沿った位置の関数として変化することを特徴とし、これにより、前記第1及び第2の一連の複数冷却流路のそれぞれが、前記チャンバからの距離の関数として減少する流通断面となるようにしたことを特徴とする、請求項27に記載の翼。
- 前記第1の構造体の前記中実領域及び前記追加構造体の前記中実領域が、前記第1の一連の冷却流路のうちの隣接する流路対と前記第2の一連の冷却流路のうちの隣接する流路対との間の面積によって特徴付けられ、前記第1の構造体の前記中実領域の1つの面積が、前記追加構造体の前記中実領域の1つの面積より大きいことを特徴とする、請求項28に記載の翼。
- 前記第1の構造体の前記中実領域のうちの複数領域のそれぞれの面積が、前記追加構造体の前記中実領域のうちの複数領域のそれぞれの面積より大きいことを特徴とする、請求項29に記載の翼。
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US9982540B2 (en) | 2012-09-14 | 2018-05-29 | Purdue Research Foundation | Interwoven channels for internal cooling of airfoil |
CN102979583B (zh) * | 2012-12-18 | 2015-05-20 | 上海交通大学 | 用于燃气轮机涡轮叶片的分离式柱肋冷却结构 |
SG10201707985SA (en) * | 2013-04-03 | 2017-10-30 | United Technologies Corp | Variable thickness trailing edge cavity and method of making |
CN103470312B (zh) * | 2013-09-06 | 2015-03-04 | 北京航空航天大学 | 一种具有网格内部结构的燃气涡轮发动机叶片 |
US9528380B2 (en) * | 2013-12-18 | 2016-12-27 | General Electric Company | Turbine bucket and method for cooling a turbine bucket of a gas turbine engine |
US10329916B2 (en) * | 2014-05-01 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | Splayed tip features for gas turbine engine airfoil |
US10145246B2 (en) * | 2014-09-04 | 2018-12-04 | United Technologies Corporation | Staggered crossovers for airfoils |
US20160201476A1 (en) * | 2014-10-31 | 2016-07-14 | General Electric Company | Airfoil for a turbine engine |
US10208603B2 (en) * | 2014-11-18 | 2019-02-19 | United Technologies Corporation | Staggered crossovers for airfoils |
US10156243B2 (en) * | 2015-05-04 | 2018-12-18 | Safran Aero Boosters Sa | Composite splitter lip for axial turbomachine compressor |
US10024171B2 (en) * | 2015-12-09 | 2018-07-17 | General Electric Company | Article and method of cooling an article |
US10309254B2 (en) * | 2016-02-26 | 2019-06-04 | General Electric Company | Nozzle segment for a gas turbine engine with ribs defining radially spaced internal cooling channels |
JP7022073B2 (ja) | 2016-03-22 | 2022-02-17 | ループ エナジー インコーポレイテッド | 温度管理のための燃料電池の流れ場の設計 |
US10596621B1 (en) | 2017-03-29 | 2020-03-24 | United Technologies Corporation | Method of making complex internal passages in turbine airfoils |
US10556269B1 (en) | 2017-03-29 | 2020-02-11 | United Technologies Corporation | Apparatus for and method of making multi-walled passages in components |
CN110206710A (zh) * | 2019-07-08 | 2019-09-06 | 国家能源大规模物理储能技术(毕节)研发中心 | 高效网状往复式压缩机填料冷却系统 |
US11732594B2 (en) | 2019-11-27 | 2023-08-22 | General Electric Company | Cooling assembly for a turbine assembly |
EP3875735A1 (en) * | 2020-03-05 | 2021-09-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Aerofoil for a gas turbine |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS4970018A (ja) * | 1972-09-21 | 1974-07-06 | ||
JPS62228603A (ja) * | 1986-03-31 | 1987-10-07 | Toshiba Corp | ガスタ−ビンの翼 |
US5370499A (en) * | 1992-02-03 | 1994-12-06 | General Electric Company | Film cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement |
US5690472A (en) * | 1992-02-03 | 1997-11-25 | General Electric Company | Internal cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement |
JP2002516944A (ja) * | 1998-05-25 | 2002-06-11 | エービービー アクチボラゲット | ガスタービン用要素 |
Family Cites Families (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3934322A (en) * | 1972-09-21 | 1976-01-27 | General Electric Company | Method for forming cooling slot in airfoil blades |
JPS62228063A (ja) | 1985-12-27 | 1987-10-06 | Sankyo Co Ltd | キノリンカルボン酸誘導体 |
US5511946A (en) * | 1994-12-08 | 1996-04-30 | General Electric Company | Cooled airfoil tip corner |
US5503529A (en) * | 1994-12-08 | 1996-04-02 | General Electric Company | Turbine blade having angled ejection slot |
US5752801A (en) * | 1997-02-20 | 1998-05-19 | Westinghouse Electric Corporation | Apparatus for cooling a gas turbine airfoil and method of making same |
JP3526219B2 (ja) | 1998-08-12 | 2004-05-10 | 株式会社ミルボン | パーマネントウエーブ用組成物 |
US6179565B1 (en) * | 1999-08-09 | 2001-01-30 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil structure |
US6402470B1 (en) * | 1999-10-05 | 2002-06-11 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine |
DE10001109B4 (de) * | 2000-01-13 | 2012-01-19 | Alstom Technology Ltd. | Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine |
US6325593B1 (en) * | 2000-02-18 | 2001-12-04 | General Electric Company | Ceramic turbine airfoils with cooled trailing edge blocks |
US7141812B2 (en) | 2002-06-05 | 2006-11-28 | Mikro Systems, Inc. | Devices, methods, and systems involving castings |
US6652235B1 (en) * | 2002-05-31 | 2003-11-25 | General Electric Company | Method and apparatus for reducing turbine blade tip region temperatures |
GB2401915B (en) * | 2003-05-23 | 2006-06-14 | Rolls Royce Plc | Turbine blade |
US6981840B2 (en) * | 2003-10-24 | 2006-01-03 | General Electric Company | Converging pin cooled airfoil |
US7281895B2 (en) * | 2003-10-30 | 2007-10-16 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system for a turbine vane |
US7186084B2 (en) * | 2003-11-19 | 2007-03-06 | General Electric Company | Hot gas path component with mesh and dimpled cooling |
SE526847C2 (sv) * | 2004-02-27 | 2005-11-08 | Demag Delaval Ind Turbomachine | En komponent som innefattar en ledskena eller ett rotorblad för en gasturbin |
US7114923B2 (en) * | 2004-06-17 | 2006-10-03 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system for a showerhead of a turbine blade |
GB2428749B (en) * | 2005-08-02 | 2007-11-28 | Rolls Royce Plc | A component comprising a multiplicity of cooling passages |
EP1925780A1 (en) * | 2006-11-23 | 2008-05-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade for an axial-flow turbine |
JP2010515850A (ja) * | 2007-01-04 | 2010-05-13 | アンサルド エネルジア エス.ピー.エー. | ガスタービンブレード・インサート用スペーサ |
US8959886B2 (en) * | 2010-07-08 | 2015-02-24 | Siemens Energy, Inc. | Mesh cooled conduit for conveying combustion gases |
US8714926B2 (en) * | 2010-09-17 | 2014-05-06 | Siemens Energy, Inc. | Turbine component cooling channel mesh with intersection chambers |
-
2010
- 2010-10-20 EP EP10774073.0A patent/EP2491230B1/en active Active
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Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS4970018A (ja) * | 1972-09-21 | 1974-07-06 | ||
JPS62228603A (ja) * | 1986-03-31 | 1987-10-07 | Toshiba Corp | ガスタ−ビンの翼 |
US5370499A (en) * | 1992-02-03 | 1994-12-06 | General Electric Company | Film cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement |
US5690472A (en) * | 1992-02-03 | 1997-11-25 | General Electric Company | Internal cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement |
JP2002516944A (ja) * | 1998-05-25 | 2002-06-11 | エービービー アクチボラゲット | ガスタービン用要素 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2011050025A2 (en) | 2011-04-28 |
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US8920111B2 (en) | 2014-12-30 |
EP2491230A2 (en) | 2012-08-29 |
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