KR100577978B1 - 가스 터빈 버킷 - Google Patents

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Abstract

생크부와, 전연 및 후연과 압력면 및 흡입면을 갖는 에어포일부와, 내부 냉각 회로를 구비하는 가스 터빈 버킷에 있어서, 상기 내부 냉각 회로는 다수의 반경방향 유출 통로와 다수의 반경방향 유입 통로를 포함하는 사형 형상이며, 냉매 유입 통로는 상기 후연을 따라 상기 반경방향 유출 통로와 연통되며, 상기 제 1 반경방향 유출 통로는 제 1 반경방향 유출 통로의 중앙 영역에서 상기 압력면 및 흡입면의 팽창을 방지하기 위하여 상기 다수의 반경방향으로 연장되며 반경방향으로 이격된 상기 압력면 및 흡입면을 연결하고 그 사이에 연장되는 길다란 리브 세그먼트를 구비한다.

Description

가스 터빈 버킷{INTERNAL COOLING CIRCUIT FOR GAS TURBINE BUCKET}
도 1은 본 발명에 따른 제 2 스테이지 버킷의 평면도,
도 2는 적소에 에어포일 팁 캡을 구비하며, 도 1의 2-2 선을 따라 절단한 단면도,
도 3은 도 2의 3-3 선을 따라 절단한 단면도,
도 4는 본 발명에 따른 제 2 스테이지 버킷내의 냉각 통로의 대향하는 측벽상의 터뷸레이터를 도시하는 확대 상세도,
도 5는 본 발명에 따른 터뷸레이터 윤곽의 부분 단면도,
도 6은 냉매 유입구 및 유출구를 도시하며, 도 1에 도시된 버킷의 하부 부분의 측면도.
도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명
10 : 제 2 스테이지 버킷 12 : 에어포일부
13 : 전연 14 : 플랫폼 부분
15 : 후연 16 : 생크
17 : 압력면 18 : 더브테일
19 : 흡입면 20, 22 : 에인젤 윙 밀봉재
26, 28 : 통로 27 : 제 1 반경방향 공급 통로
29 : 제 1 복귀 통로 30, 32, 34, 36, 38, 40 : 통로
41 : 팁 캡 42, 44, 46, 48, 50 : 내부 격벽
52, 54 : 터뷸레이터
본 발명은 가스 터빈내의 제 2 스테이지 버킷용 내부 냉각 회로에 관한 것이다.
가스 터빈 기계에서 고출력 및 고효율을 달성하기 위해서 고온 가스 통로가 요구된다. 다양한 고온 합금으로 제조된 몇개의 열(또는 스테이지)의 회전 블레이드 또는 버킷은 고온 가스 통로로부터 에너지를 뽑아내기 위한 가스 터빈에 사용된다. 제 1 및 제 2 스테이지 버킷의 온도를 재료 설계 한도내에 유지하기 위하여, 내부 냉각이 요구된다. 개선된 가스 터빈 엔진에서 예상되는 고온의 가스 통로에 대해서, 압축기 방출 공기의 사용과 관련된 높은 사이클 효율 결점으로 인해 냉각 공기가 적합하지 않다. 증기는 그 열용량이 높고 증기 및 가스 터빈 모두를 포함하는 복합 사이클 장치에서 유용하므로 선택적인 냉각 매질로서 적합하다. 본 발명은 가스 터빈 엔진 내에서 폐쇄 회로의 증기 냉각식 제 2 스테이지 버킷용 내부 냉각 회로의 설계에 중점을 둔다.
본 발명에 따른 제 2 스테이지 버킷용 내부 냉각 회로는 버킷의 에어포일부내에 폐쇄 루프 사형 통로를 포함하며, 다수의 180°턴을 구비하고, 버킷의 반경방향 내측 더브테일 부분내에서 유입 및 유출 통로에 연결된다. 냉각 통로는 열을 버킷 벽으로부터 제거하면서 냉각 매질(바람직한 실시예에서는 증기임)을 버킷 주위로 향하게 하기 위해 사용된다. 사형 경로는 선택적인 반경방향 내측 및 외측 통로를 포함하며, 버킷의 루트로부터 팁까지 연장되고, 팁으로부터 루트까지 되돌아가며 연장된다. 사형 경로내에서 터빈 치수, 온도 요구치 등에 따라서 다수의 턴이 적용될 수도 있다.
버킷 벽으로부터 냉각 매질로의 열전달을 향상시키기 위하여 그리고 유동을 다른 방향의 도달하기 어려운 후연 통로의 정점내로 향하게 하기 위하여 터뷸레이터가 사용된다. 또한, 유동을 팁 후연 코너 영역으로 향하게 하기 위하여 반경방향 외측 또는 팁 후연 통로내에 턴 가이드 베인이 사용된다. 통로 종횡비(각종 통로의 폭 단면 치수에 대한 길이)는 유출 통로내에서 부력수(Buoyancy Numbers)를 최소화하도록 설계되어, 회전에 따른 열전달 향상을 최대화한다. 적합한 종횡비 및 부력수의 문제는 미국 특허 제 5,536,143 호에 개시되어 있다.
일 실시예에서, 본 발명은 생크부와, 전연 및 후연과 압력면 및 흡입면을 갖는 에어포일부와, 내부 냉각 회로를 구비하는 가스 터빈 버킷에 있어서, 내부 냉각 회로는 다수의 반경방향 유출 통로와 다수의 반경방향 유입 통로를 포함하는 사형 형상이며, 냉매 유입 통로는 후연을 따라 제 1 반경방향 유출 통로와 연통되며, 제 1 반경방향 유출 통로는 제 1 반경방향 유출 통로에서 압력면 및 흡입면의 팽창을 방지하기 위하여 제 1 반경방향 유출 통로의 중앙 영역에서 압력면과 흡입면 사이에서 연장하고 이에 연결되는 다수의 반경방향으로 연장되며 반경방향으로 이격된 길다란 리브 세그먼트를 구비하는 가스 터빈 버킷을 제공한다.
또 다른 실시예에서, 본 발명은 생크부와, 전연 및 후연과 압력면 및 흡입면을 갖는 에어포일부와, 내부 냉각 회로를 구비하는 가스 터빈 버킷에 있어서, 내부 냉각 회로는 다수의 반경방향 유출 통로와 다수의 반경방향 유입 통로를 포함하는 사형 형상이며, 냉매 유입 통로는 후연을 따라 제 1 반경방향 유출 통로와 연통되며, 내부 냉각 회로는 전연을 따라서 반경방향 유입 통로중 하나를 제외한 전체에서 냉매 유동방향으로 예각으로 연장되는 다수의 반경방향 유출 및 반경방향 유입 통로 각각의 내에 터뷸레이터 리브를 포함하는 가스 터빈 버킷을 제공한다.
터뷸레이터와 팁 턴 가이드 베인을 구비하는 폐쇄 회로 사형 설계의 이점은, 폐쇄 루프에서 증기가 증기 터빈의 상부 사이클로부터 추출되어 버킷을 냉각하는데 사용된 다음 증기 터빈의 하부 사이클로 복귀되기 때문에, 종래의 공기 냉각 버킷에 대한 개선된 전체 터빈 사이클 효율뿐만 아니라 고용량 냉각 매질, 즉 증기를 사용하여 버킷으로부터 증기로의 향상된 열전달을 포함한다. 이에 따라, 냉각을 위해 압축기 방출 공기가 사용된 후 고온 가스 경로내로 배출되는 종래의 장치에 비해 전체 터빈 사이클 효율이 향상된다.
도 1 및 도 2를 참고하면, 본 발명에 따른 제 2 스테이지 버킷(10)은 버킷의 생크부(16)를 연소 유동 경로내의 고온 가스로부터 밀봉하는 플랫폼부(14)에 부착되는 에어포일부(12)를 포함한다. 생크부(16)는 종래의 더브테일(18)에 의해 로터 디스크에 결합된다. 에인젤 윙 밀봉재(angel wing seal)(20, 22)는 휠 공간 공동을 밀봉한다. 도 6을 참고하면, 더브테일(18)은 버킷으로부터 축방향으로 배치되며 축방향으로 향하는 로터 통로(도시되지 않음)와 연통되는 통로(26, 28)를 거쳐 냉각 증기를 공급 및 제거하는 더브테일 아래의 연장부(24)를 포함한다. 에어포일부(12)는 전연 및 후연(13, 15) 각각과 압력면(17) 및 흡입면(19)을 각각 구비한다.
도 2를 상세히 참고하면, 제 2 스테이지 버킷내의 내부 냉각 통로는 반경방향으로 연장되는 총 6개의 통로(30, 32, 34, 36, 38, 40)를 구비하는 폐쇄 사형 회로를 형성하며, 교번적인 반경방향 내측 및 반경방향 외측 통로는 버킷의 루트에 있는 제 1 반경방향 공급 통로(27)로부터 팁으로 연장되며, 180°회전하고, 그 후 팁으로부터 연장되어 제 1 복귀 통로(29)로 향하는 루트로 되돌아간다. 또한, 도 2는 에어포일부(12)의 반경방향 외측 단부를 밀봉하는 팁 캡(tip cap)(41)을 도시한다.
도시된 실시예에는 3개의 반경방향 외측 팁 턴(tip turn)과 2개의 내측 루트 턴이 존재하며, 3개의 통로(30, 34, 38)는 반경방향 외측 방향으로 그리고 3개의 통로(32, 36, 40)는 반경방향 내측으로 향하는 6개의 통로를 형성한다. 여러 통로는 5개의 반경방향으로 연장되는 리브 또는 내부 격벽(42, 44, 46, 48, 50)에 의해 분리되며 이들은 팁 턴 및 루트 턴을 형성한다. 이러한 리브는 에어포일부의 전체 두께부, 즉 에어포일의 흡입면으로부터 압력면으로 연장된다. 도시된 바와 같이, 증기는 초기에 먼저 후연 통로(30)를 통하여 상방으로 또는 반경방향 외측으로, 그 다음에 전연 통로(40)를 통하여 반경방향 하방으로 또는 내측으로 유동한다. 버킷의 후연은 전형적으로 냉각시키기 가장 어려운 영역이므로, 증기가 후연 냉각 통로(30)에서 먼저 통로(26, 27)를 경유하여 유입된다.
버킷 벽으로부터 냉각 매질로의 열전달을 향상시키기 위하여 통로(32, 34, 36, 38)에서 터뷸레이터(52)가 사용된다. 이러한 터뷸레이터는 도 3 내지 도 5에 가장 잘 도시된 바와 같이 대향하는 벽으로부터 외측으로 연장된다. 터뷸레이터는 냉매 유동을 제한할 정도로 멀지는 않지만, 버킷 벽으로부터 냉각 매질로 열전달을 향상시키기에 충분하게 냉각 통로내로만 연장된다. 바람직한 실시예의 장치에서, 터뷸레이터(52)는 유동의 방향에 대하여 45°의 각도로 배치된다. 터뷸레이터는 반경방향으로 엇갈리거나(즉, 어느 터뷸레이터도 서로 직접 대향하지는 않게) 필요한 경우에는 횡방향으로 정렬(즉, 서로 직접 대향)될 수도 있다.
통로(40)에서, 터뷸레이터(54)는 냉각 유동의 방향에 대하여 90°의 각도로 배치되어, 나머지 통로에서의 엇갈리게 중첩하는 터뷸레이터(52)에 비하여 전연 통로내에 우수한 열전달을 제공한다. 또한, 터뷸레이터(54)는 도 3에 잘 도시된 바와 같이 내측 전연 벽을 둘러싼다(wrap around). 버킷 또는 블레이드의 후연을 따라서 연장되는 통로(30)는 종횡비가 크며, 버킷 벽의 팽창을 방지하기 위하여 대향하는 버킷 벽 사이로 연장되는 단편 리브(56)를 요구하며, 통로의 전방 부분으로부터 통로의 정점 후연내로 증기가 자유롭게 분배되는 것을 허용한다.
또한, 턴 가이드 베인(58)은 후연 통로(30)의 반경방향 최외측 부분에 위치한다. 이러한 만곡된 가이드 베인은 필요한 냉매 유동을 후연 팁 코너 영역내로 배향시키기 위하여 한 조각의 냉각 매체를 통로(30, 32) 사이의 팁 턴부 주위로 제공하도록 위치된다. 초승달 형상의 가이드 베인(58)은 최소한의 유동 손실로 최상의 유동 분할을 제공하는 것으로 알려져 있다. 가이드 베인은 대향하는 버킷 측벽 사이에서 완전히 연장되며, 그에 따라 베인의 양 측면에서 냉각 유동을 완전히 분할함을 알 수 있다. 이러한 가이드 베인(58)은 종래의 인베스트먼트 주조 공정에서 버킷의 내부 냉각 통로를 형성하는데 사용되는 세라믹 코어내에 포함되는 주조부(cast-in feature)[터뷸레이터(52, 54)와 같음]이다. 터뷸레이터 배치, 규격, 폭에 대한 높이의 비, 피치, 방향 및 코너 반경은 모두 버킷 벽으로부터 냉각 매질로 가장 효율적인 열전달을 하기 위하여 선택된다.
본 발명은 현재 가장 실용적이고 바람직하다고 생각되는 실시예를 통해 설명되었지만, 개시된 실시예에만 한정되는 것은 아니며, 이와는 반대로 첨부된 청구범위의 정신과 범위내에 포함되는 다양한 변형 및 동등한 장치를 포괄한다.
따라서, 본 발명의 가스 터빈 버킷용 내부 냉각 회로를 사용하면, 전체 터빈 사이클 효율이 개선되며, 버킷으로부터 증기로의 열전달이 향상되어 전체 터빈 사이클 효율이 향상된다.

Claims (19)

  1. 생크부와, 전연 및 후연과 압력면 및 흡입면을 갖는 에어포일부와, 내부 냉각 회로를 구비하는 가스 터빈 버킷에 있어서,
    상기 내부 냉각 회로는 다수의 반경방향 유출 통로와 다수의 반경방향 유입 통로를 포함하는 사형 형상(serpentine configuration)이며,
    냉매 유입 통로가 상기 후연을 따라 제 1 반경방향 유출 통로와 연통되고, 상기 제 1 반경방향 유출 통로는, 상기 제 1 반경방향 유출 통로의 중앙 영역에서 상기 압력면 및 흡입면을 연결하고 그 사이에서 연장되는 다수의 반경방향으로 연장되며 반경방향으로 이격된 길다란 리브 세그먼트를 구비하여, 상기 제 1 반경방향 유출 통로에서 상기 압력면 및 흡입면의 팽창을 방지하고,
    상기 제 1 반경방향 유출 통로는 상기 제 1 반경방향 유입 통로의 상류이지만 이 유입 통로내로 연장되지는 않는 상기 제 1 반경방향 유출 통로의 반경방향 최외측 팁 부분에 턴 베인을 더 포함하여, 상기 반경방향 외측 팁 부분에서의 냉매 유동을 분할하고, 상기 제 1 반경방향 유입 통로내로 유동하기 전에 냉매 유동을 상기 후연의 팁 코너 영역으로 배향시키며, 상기 턴 베인은 상기 압력면 및 흡입면에 연결되고 그 사이에서 연장되는
    가스 터빈 버킷.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 내부 냉각 회로는 상기 다수의 반경방향 유출 및 반경방향 유입 통로 각각의 내에 터뷸레이터 리브를 포함하는
    가스 터빈 버킷.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 터뷸레이터 리브는 상기 반경방향 유출 및 반경방향 유입 통로를 제외한 전체에서의 냉매 유동방향과 예각으로 연장되는
    가스 터빈 버킷.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 반경방향 유출 및 반경방향 유입 통로중 하나는 상기 전연을 따르는 반경방향 유입 통로가 되는
    가스 터빈 버킷.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 전연을 따르는 상기 반경방향 유입 통로내의 상기 터뷸레이터 리브는 상기 냉매 유동의 방향과 실질적으로 수직으로 연장되는
    가스 터빈 버킷.
  6. 삭제
  7. 삭제
  8. 제 2 항에 있어서,
    상기 터뷸레이터는 상기 압력면 및 흡입면중 하나로부터 연장되며, 각각의 반경방향 유입 및 유출 통로내로 부분적으로만 연장되는
    가스 터빈 버킷.
  9. 생크부와, 전연 및 후연과 압력면 및 흡입면을 갖는 에어포일부와, 내부 냉각 회로를 구비하는 가스 터빈 버킷에 있어서,
    상기 내부 냉각 회로는 다수의 반경방향 유출 통로와 다수의 반경방향 유입 통로를 포함하는 사형 형상이며,
    냉매 유입 통로가 상기 후연을 따라 제 1 반경방향 유출 통로와 연통되며, 상기 제 1 반경방향 유출 통로는, 상기 제 1 반경방향 유출 통로의 반경방향 최외측 부분에 턴 베인을 더 포함하며,
    상기 내부 냉각 회로는 상기 전연을 따르는 반경방향 유입 통로를 제외한 전체에서의 냉매 유동방향에 대해 예각으로 연장되는 상기 다수의 반경방향 유출 및 반경방향 유입 통로의 각각의 내부에 터뷸레이터 리브를 포함하며, 상기 전연을 따르는 상기 반경방향 유입 통로내의 상기 터뷸레이터 리브는 상기 냉매 유동의 방향과 실질적으로 수직으로 연장되는
    가스 터빈 버킷.
  10. 삭제
  11. 삭제
  12. 제 9 항에 있어서,
    상기 턴 베인은 상기 압력면 및 흡입면에 연결되고, 그 사이에서 연장되는
    가스 터빈 버킷.
  13. 제 9 항에 있어서,
    상기 터뷸레이터는 상기 압력면 및 흡입면중 하나로부터 연장되며, 각 반경방향 유출 및 유입 통로내로 부분적으로만 연장되는
    가스 터빈 버킷.
  14. 삭제
  15. 삭제
  16. 삭제
  17. 삭제
  18. 삭제
  19. 삭제
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Families Citing this family (55)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6960060B2 (en) * 2003-11-20 2005-11-01 General Electric Company Dual coolant turbine blade
FR2870560B1 (fr) * 2004-05-18 2006-08-25 Snecma Moteurs Sa Circuit de refroidissement a cavite a rapport de forme eleve pour aube de turbine a gaz
US7118325B2 (en) * 2004-06-14 2006-10-10 United Technologies Corporation Cooling passageway turn
US7150601B2 (en) 2004-12-23 2006-12-19 United Technologies Corporation Turbine airfoil cooling passageway
US7546738B2 (en) * 2004-12-31 2009-06-16 United Technologies Corporation Turbine engine nozzle
US7549844B2 (en) * 2006-08-24 2009-06-23 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with bifurcated and recessed trailing edge exhaust channels
US7549843B2 (en) * 2006-08-24 2009-06-23 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with axial flowing serpentine cooling chambers
US7553128B2 (en) * 2006-10-12 2009-06-30 United Technologies Corporation Blade outer air seals
US7901182B2 (en) * 2007-05-18 2011-03-08 Siemens Energy, Inc. Near wall cooling for a highly tapered turbine blade
EP2025869B1 (en) * 2007-08-08 2010-12-15 Alstom Technology Ltd Gas turbine blade with internal cooling structure
US20100092280A1 (en) * 2008-10-14 2010-04-15 General Electric Company Steam Cooled Direct Fired Coal Gas Turbine
US8079813B2 (en) * 2009-01-19 2011-12-20 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with multiple trailing edge cooling slots
US8727280B1 (en) * 2009-12-08 2014-05-20 The Boeing Company Inflatable airfoil system having reduced radar and infrared observability
US8931739B1 (en) 2009-12-08 2015-01-13 The Boeing Company Aircraft having inflatable fuselage
US8439628B2 (en) * 2010-01-06 2013-05-14 General Electric Company Heat transfer enhancement in internal cavities of turbine engine airfoils
EP2397653A1 (en) 2010-06-17 2011-12-21 Siemens Aktiengesellschaft Platform segment for supporting a nozzle guide vane for a gas turbine and method of cooling thereof
US20120315139A1 (en) * 2011-06-10 2012-12-13 General Electric Company Cooling flow control members for turbomachine buckets and method
US9020168B2 (en) 2011-08-30 2015-04-28 Nokia Corporation Apparatus and method for audio delivery with different sound conduction transducers
US9297277B2 (en) 2011-09-30 2016-03-29 General Electric Company Power plant
US9482111B2 (en) 2012-12-14 2016-11-01 United Technologies Corporation Fan containment case with thermally conforming liner
US9631812B2 (en) 2013-03-18 2017-04-25 General Electric Company Support frame and method for assembly of a combustion module of a gas turbine
US9322556B2 (en) 2013-03-18 2016-04-26 General Electric Company Flow sleeve assembly for a combustion module of a gas turbine combustor
US9383104B2 (en) 2013-03-18 2016-07-05 General Electric Company Continuous combustion liner for a combustor of a gas turbine
US10436445B2 (en) 2013-03-18 2019-10-08 General Electric Company Assembly for controlling clearance between a liner and stationary nozzle within a gas turbine
US9400114B2 (en) 2013-03-18 2016-07-26 General Electric Company Combustor support assembly for mounting a combustion module of a gas turbine
US9316155B2 (en) 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company System for providing fuel to a combustor
US9316396B2 (en) 2013-03-18 2016-04-19 General Electric Company Hot gas path duct for a combustor of a gas turbine
US9360217B2 (en) 2013-03-18 2016-06-07 General Electric Company Flow sleeve for a combustion module of a gas turbine
EP2832956A1 (de) * 2013-07-29 2015-02-04 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit tragflächenprofilförmigen Kühlkörpern
US9551226B2 (en) 2013-10-23 2017-01-24 General Electric Company Turbine bucket with endwall contour and airfoil profile
US9670784B2 (en) 2013-10-23 2017-06-06 General Electric Company Turbine bucket base having serpentine cooling passage with leading edge cooling
US9347320B2 (en) 2013-10-23 2016-05-24 General Electric Company Turbine bucket profile yielding improved throat
US9376927B2 (en) 2013-10-23 2016-06-28 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC)
US9797258B2 (en) * 2013-10-23 2017-10-24 General Electric Company Turbine bucket including cooling passage with turn
US9528379B2 (en) 2013-10-23 2016-12-27 General Electric Company Turbine bucket having serpentine core
US9638041B2 (en) 2013-10-23 2017-05-02 General Electric Company Turbine bucket having non-axisymmetric base contour
US9739155B2 (en) * 2013-12-30 2017-08-22 General Electric Company Structural configurations and cooling circuits in turbine blades
EP2944762B1 (en) * 2014-05-12 2016-12-21 General Electric Technology GmbH Airfoil with improved cooling
US10012104B2 (en) 2014-10-14 2018-07-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine convergent/divergent nozzle with unitary synchronization ring for roller track nozzle
US10156157B2 (en) * 2015-02-13 2018-12-18 United Technologies Corporation S-shaped trip strips in internally cooled components
US10107108B2 (en) 2015-04-29 2018-10-23 General Electric Company Rotor blade having a flared tip
DE102015112643A1 (de) * 2015-07-31 2017-02-02 Wobben Properties Gmbh Windenergieanlagen-Rotorblatt
US20180066525A1 (en) * 2016-09-02 2018-03-08 James P. Downs Air cooled turbine rotor blade for closed loop cooling
KR101985104B1 (ko) * 2017-11-01 2019-05-31 두산중공업 주식회사 로터의 냉각구조
JP6996947B2 (ja) 2017-11-09 2022-01-17 三菱パワー株式会社 タービン翼及びガスタービン
US11015455B2 (en) * 2019-04-10 2021-05-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled turbine blade with creep reducing divider wall
US11448132B2 (en) 2020-01-03 2022-09-20 Raytheon Technologies Corporation Aircraft bypass duct heat exchanger
EP3892949A3 (en) * 2020-01-03 2021-11-17 Raytheon Technologies Corporation Aircraft heat exchangers and plates
EP3929520A3 (en) * 2020-01-03 2022-05-04 Raytheon Technologies Corporation Aircraft heat exchanger assembly
US11674758B2 (en) 2020-01-19 2023-06-13 Raytheon Technologies Corporation Aircraft heat exchangers and plates
US11525637B2 (en) 2020-01-19 2022-12-13 Raytheon Technologies Corporation Aircraft heat exchanger finned plate manufacture
US11585273B2 (en) 2020-01-20 2023-02-21 Raytheon Technologies Corporation Aircraft heat exchangers
US11585605B2 (en) 2020-02-07 2023-02-21 Raytheon Technologies Corporation Aircraft heat exchanger panel attachment
US11371709B2 (en) 2020-06-30 2022-06-28 General Electric Company Combustor air flow path
US11732592B2 (en) 2021-08-23 2023-08-22 General Electric Company Method of cooling a turbine blade

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5536143A (en) * 1995-03-31 1996-07-16 General Electric Co. Closed circuit steam cooled bucket
JPH10339104A (ja) * 1997-06-06 1998-12-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2165315B (en) * 1984-10-04 1987-12-31 Rolls Royce Improvements in or relating to hollow fluid cooled turbine blades
JP3666602B2 (ja) * 1992-11-24 2005-06-29 ユナイテッド・テクノロジーズ・コーポレイション 冷却可能なエアフォイル構造
US5472316A (en) * 1994-09-19 1995-12-05 General Electric Company Enhanced cooling apparatus for gas turbine engine airfoils
JP2851575B2 (ja) * 1996-01-29 1999-01-27 三菱重工業株式会社 蒸気冷却翼
JP3316405B2 (ja) * 1997-02-04 2002-08-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却静翼
JP3411775B2 (ja) * 1997-03-10 2003-06-03 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼
JPH10280904A (ja) * 1997-04-01 1998-10-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却動翼
US6257830B1 (en) * 1997-06-06 2001-07-10 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine blade

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5536143A (en) * 1995-03-31 1996-07-16 General Electric Co. Closed circuit steam cooled bucket
JPH10339104A (ja) * 1997-06-06 1998-12-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼

Also Published As

Publication number Publication date
EP1022435A3 (en) 2003-12-03
JP2000314301A (ja) 2000-11-14
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