KR20240016880A - 충돌 냉각 통로를 갖는 터보기계 에어포일 - Google Patents

충돌 냉각 통로를 갖는 터보기계 에어포일 Download PDF

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KR20240016880A
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존 엠. 매튜스
크리스토퍼 도날드 포터
매튜 트로이 하프너
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제너럴 일렉트릭 캄파니
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Abstract

에어포일(56, 106)은 리딩 에지(112), 트레일링 에지(114), 베이스(108), 및 팁(110)을 포함한다. 에어포일(56, 106)은, 리딩 에지(112), 트레일링 에지(114), 베이스(108), 및 팁(110) 사이에서 연장되는 압력측 벽(116) 및 흡입측 벽(118)을 추가로 포함한다. 에어포일(56, 106)은, 에어포일(56, 106) 내에 한정되고 베이스(108) 또는 팁(110) 중 하나에 있는 입구(124)로부터 각각 연장되는 복수의 통로(122)를 추가로 포함한다. 복수의 통로들(122) 중 각각의 통로(122)는 1차 충돌 벽(138) 및 중실형 측벽(140)에 의해 적어도 부분적으로 한정된다. 1차 충돌 벽(138)은 압력측 벽(116) 또는 흡입측 벽(118) 중 하나로부터 이격되어서, 그들 사이에 1차 충돌 갭(142)이 한정되게 한다. 1차 충돌 벽(138)은 공기를 개별 제트로 1차 충돌 갭(142)을 가로질러 에어포일(56, 106)의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는 복수의 충돌 개구부(146)를 한정한다.

Description

충돌 냉각 통로를 갖는 터보기계 에어포일{TURBOMACHINE AIRFOIL HAVING IMPINGEMENT COOLING PASSAGES}
본 발명은, 대체적으로, 터보기계 구성요소를 위한 냉각 회로에 관한 것이다. 특히, 본 발명은 복수의 냉각 통로를 갖는 에어포일(airfoil)에 관한 것이다.
터보기계는 에너지 전달 목적을 위해 다양한 산업 및 응용에 활용된다. 예를 들어, 가스 터빈 엔진은, 일반적으로, 압축기 섹션, 연소 섹션, 터빈 섹션, 및 배기 섹션을 포함한다. 압축기 섹션은 가스 터빈 엔진으로 들어가는 작동 유체의 압력을 점진적으로 증가시키고, 이러한 압축된 작동 유체를 연소 섹션에 공급한다. 압축된 작동 유체 및 연료(예를 들어, 천연 가스)는 연소 섹션 내에서 혼합되고 연소 챔버 내에서 연소되어 고압 및 고온 연소 가스를 생성한다. 연소 가스는 연소 섹션으로부터 터빈 섹션 내로 유동하여 거기서 팽창하여 일을 생성한다. 예를 들어, 터빈 섹션 내의 연소 가스의 팽창은, 예를 들어 전기를 생성하기 위해 발전기에 연결된 회전자 샤프트를 회전시킬 수 있다. 이어서, 연소 가스는 배기 섹션을 통해 배기 가스로서 가스 터빈을 빠져나간다.
터보기계 효율은, 적어도 부분적으로, 터빈 섹션을 통해 유동하는 연소 가스의 온도와 관련될 수 있다. 예를 들어, 연소 가스의 온도가 높을수록, 터빈의 전체 효율이 커진다. 연소 가스의 최대 온도는, 적어도 부분적으로, 터빈 고정자 베인(vane) 및 터빈 회전자 블레이드에 사용되는 에어포일과 같은 다양한 터빈 구성요소의 재료 특성에 의해 제한될 수 있다. 이와 같이, 터빈 섹션 내의 구성요소는 압축기 섹션으로부터의 압축 공기가 다양한 터빈 구성요소에 냉각을 제공하기 위해 순환하는 다양한 냉각 회로를 포함할 수 있다. 그러나, 압축기 섹션으로부터의 다량의 공기를 사용하여 다양한 터빈 구성요소를 냉각시키는 것은 터보기계 효율에 부정적인 영향을 미칠 수 있다.
따라서, 압축기 섹션으로부터 냉각 회로에 공급되는 공기의 양을 최소화하면서 에어포일에 적절한 냉각을 제공하는 냉각 회로를 갖는 개선된 에어포일이 요구되고 당업계에서 높이 평가될 것이다.
본 발명에 따른 에어포일 및 고정자 베인의 태양 및 이점이 하기의 설명에 부분적으로 기재될 것이거나, 그 설명으로부터 명백할 수 있거나, 본 기술의 실시를 통해 학습될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 에어포일이 제공된다. 에어포일은 리딩 에지, 트레일링 에지, 베이스, 및 팁을 포함한다. 에어포일은, 리딩 에지, 트레일링 에지, 베이스, 및 팁 사이에서 연장되는 압력측 벽 및 흡입측 벽을 추가로 포함한다. 에어포일은, 에어포일 내에 한정되고 베이스 또는 팁 중 하나에 있는 입구로부터 연장되는 복수의 통로를 추가로 포함한다. 복수의 통로들 중 각각의 통로는 1차 충돌 벽 및 중실형(solid) 측벽에 의해 적어도 부분적으로 한정된다. 1차 충돌 벽은 압력측 벽 또는 흡입측 벽 중 하나로부터 이격되어서, 그들 사이에 1차 충돌 갭이 한정되게 한다. 1차 충돌 벽은 공기를 개별 제트로 충돌 갭을 가로질러 에어포일의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는 복수의 충돌 개구부를 한정한다.
다른 실시예에 따르면, 고정자 베인이 제공된다. 고정자 베인은 내부 플랫폼, 외부 플랫폼, 및 내부 플랫폼에 결합된 베이스와 외부 플랫폼에 결합된 팁 사이에서 연장되는 에어포일을 포함한다. 에어포일은 리딩 에지, 트레일링 에지, 베이스, 및 팁을 포함한다. 에어포일은, 리딩 에지, 트레일링 에지, 베이스, 및 팁 사이에서 연장되는 압력측 벽 및 흡입측 벽을 추가로 포함한다. 에어포일은, 에어포일 내에 한정되고 베이스 또는 팁 중 하나에 있는 입구로부터 연장되는 복수의 통로를 추가로 포함한다. 복수의 통로들 중 각각의 통로는 1차 충돌 벽 및 중실형 측벽에 의해 적어도 부분적으로 한정된다. 1차 충돌 벽은 압력측 벽 또는 흡입측 벽 중 하나로부터 이격되어서, 그들 사이에 1차 충돌 갭이 한정되게 한다. 1차 충돌 벽은 공기를 개별 제트로 충돌 갭을 가로질러 에어포일의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는 복수의 충돌 개구부를 한정한다.
본 에어포일 및 고정자 베인의 이들 및 다른 특징, 태양 및 이점은 하기의 설명 및 첨부된 청구범위를 참조하여 더 잘 이해될 것이다. 본 명세서에 포함되고 일부분을 구성하는 첨부 도면은 본 기술의 실시형태를 예시하며, 설명과 함께 본 기술의 원리를 설명하는 역할을 한다.
당업자를 대상으로 한, 본 시스템 및 방법을 제조 및 사용하는 최선의 형태를 포함한, 본 에어포일 및 고정자 베인의 완전하고 가능하게 하는 개시내용이 첨부 도면을 참조하는 본 명세서에 기재되어 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른, 터보기계의 개략도이다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른, 도 1의 터보기계의 터빈 섹션의 부분 단면 측면도를 예시한다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른, 고정자 베인의 사시도를 예시한다.
도 4는 본 발명의 실시예에 따른, 반경 방향(R)을 따른 고정자 베인의 외부 플랫폼의 평면도를 예시한다.
도 5는 본 발명의 실시예에 따른, 반경 방향(R)을 따른 고정자 베인의 내부 플랫폼의 평면도를 예시한다.
도 6은 본 발명의 실시예에 따른, 선 6-6을 따른 도 3에 도시된 고정자 베인의 단면도를 예시한다.
도 7은 본 발명의 실시예에 따른, 도 6에 도시된 윤곽 상세사항의 확대도를 예시한다.
도 8은 본 발명의 실시예에 따른, 복수의 통로가 파선으로 도시된 에어포일의 사시도를 예시한다.
도 9는 본 발명의 실시예에 따른, 선 9-9를 따른 도 7에 도시된 에어포일의 단면도를 개략적으로 예시한다.
도 10은 본 발명의 실시예에 따른, 선 10-10을 따른 도 7에 도시된 에어포일의 단면도를 개략적으로 예시한다.
이제, 본 에어포일 및 고정자 베인의 실시예를 상세히 참조할 것이며, 실시예의 하나 이상의 예가 도면에 예시되어 있다. 각 예시는 기술의 제한보다는 설명으로서 제공된다. 실제로, 청구된 기술의 범위 또는 사상으로부터 벗어남이 없이 본 기술에서 변형 및 변경이 이루어질 수 있다는 것은 당업자에게 명백할 것이다. 예를 들어, 일 실시형태의 부분으로서 예시되거나 설명된 특징은 다른 실시형태와 함께 사용되어 또 다른 실시형태를 산출할 수 있다. 따라서, 본 개시내용은 첨부된 청구범위 및 그의 등가물의 범위 내에 속하게 되는 그러한 변형 및 변경을 포괄하는 것으로 의도된다.
용어 "예시적인"은 본 명세서에서 "예시, 사례 또는 예시로서 역할을 하는"을 의미하기 위해 사용된다. "예시적인"으로서 본 명세서에 설명된 임의의 구현예는 반드시 다른 구현예에 대해 바람직하거나 유리한 것으로 해석되어서는 안 된다. 추가적으로, 달리 구체적으로 확인되지 않는 한, 본 명세서에 설명된 모든 실시 형태는 예시적인 것으로 간주되어야 한다.
상세한 설명은 도면 내의 특징을 지칭하기 위해 숫자 및 문자 표시를 사용한다. 도면 및 설명 내의 동일한 또는 유사한 표시가 본 발명의 동일한 또는 유사한 부분을 지칭하는 데 사용되었다. 본 명세서에 사용되는 바와 같이, 용어 "제1", "제2", 및 "제3"은 하나의 구성요소를 다른 구성요소와 구별하기 위해 상호 교환가능하게 사용될 수 있으며, 개별 구성요소의 위치 또는 중요성을 나타내려는 것은 아니다.
용어 "유체"는 기체 또는 액체일 수 있다. "유체 연통"이라는 용어는, 유체가 지정된 영역 사이를 연결할 수 있다는 것을 의미한다.
본 명세서에 사용되는 바와 같이, 용어 "상류"(또는 "전방") 및 "하류"(또는 "후방")는 유체 경로 내의 유체 유동에 대한 상대적인 방향을 지칭한다. 예를 들어, "상류"는 유체가 그로부터 유동하는 방향을 지칭하고, "하류"는 유체가 그를 향해 유동하는 방향을 지칭한다. 용어 "반경방향으로"는 특정 구성요소의 축방향 중심선에 실질적으로 수직인 상대적인 방향을 지칭하고, 용어 "축방향으로"는 특정 구성요소의 축방향 중심선에 실질적으로 평행한 그리고/또는 동축으로 정렬된 상대적인 방향을 지칭하고, 용어 "원주방향으로"는 특정 구성요소의 축방향 중심선 둘레에서 연장되는 상대적인 방향을 지칭한다.
"약", "대략", "일반적으로" 및 "실질적으로"와 같은 근사화 용어는 명시된 정확한 값에 한정되지 않는다. 적어도 일부 사례에서, 근사화 표현은 값을 측정하기 위한 기기의 정밀도, 또는 구성요소 및/또는 시스템을 구성하거나 제조하기 위한 방법 또는 기계의 정밀도에 대응할 수 있다. 적어도 일부 사례에서, 근사화 표현은 값을 측정하기 위한 기기의 정밀도, 또는 구성요소 및/또는 시스템을 구성하거나 제조하기 위한 방법 또는 기계의 정밀도에 대응할 수 있다. 예를 들어, 근사화 표현은 개별 값, 값의 범위(들), 및/또는 값의 범위(들)를 한정하는 종점에 1, 2, 4, 5, 10, 15, 또는 20 퍼센트의 여유 내에 있음을 의미할 수 있다. 각도 또는 방향의 맥락에서 사용될 때, 그러한 용어는 언급된 각도 또는 방향보다 10도 내로 더 크거나 더 작은 것을 포함한다. 예를 들어, "일반적으로 수직"은 임의의 방향, 예를 들어, 시계 방향 또는 반시계 방향으로 수직의 10도 내의 방향을 포함한다.
용어 "결합된", "고정된", "부착된" 등은, 본 명세서에서 달리 명시되지 않는 한, 직접 결합, 고정, 또는 부착뿐만 아니라 하나 이상의 중간 구성요소 또는 특징을 통한 간접 결합, 고정 또는 부착을 지칭한다. 본 명세서에 사용되는 바와 같이, 용어 "구성하다", "구성하는", "포함하다", "포함하는", "가지다", "가지는" 또는 이들의 임의의 다른 변형은 비배타적인 포함을 포괄하는 것으로 의도된다. 예를 들어, 특징의 목록을 포함하는 공정, 방법, 물품, 또는 장치는 반드시 그러한 특징으로만 제한되는 것이 아니라, 명시적으로 열거되지 않거나 그러한 공정, 방법, 물품 또는 장치에 고유한 다른 특징을 포함할 수 있다. 또한, 명백하게 상반되게 언급되지 않는 한, "또는"은 포괄적인 또는을 지칭하며, 배타적인 또는을 지칭하지 않는다. 예를 들어, 조건 A 또는 B는, A가 참(또는 존재함)이고 B가 거짓(또는 존재하지 않음)인 것; A가 거짓(또는 존재하지 않음)이고 B가 참(또는 존재함)인 것; A 및 B 둘 모두가 참(또는 존재함)인 것 중 어느 하나에 의해 만족된다.
여기에서 그리고 본 명세서 및 청구범위 전체에 걸쳐, 범위 제한은 조합되고 상호교환된다. 그러한 범위는 식별되고, 문맥 또는 언어가 달리 나타내지 않는 한 본 명세서에 포함된 모든 하위 범위를 포함한다. 예를 들어, 본 명세서에 개시된 모든 범위는 종점을 포함하고, 종점은 서로 독립적으로 조합 가능하다.
이제 도면을 참조하면, 도 1은 예시된 실시예에서 가스 터빈 엔진(10)인 터보기계의 일 실시예의 개략도를 예시한다. 산업용 또는 지상용 가스 터빈이 본 명세서에 도시되고 설명되지만, 본 발명은 청구범위에 달리 명시되지 않는 한 산업용 또는 지상용 가스 터빈으로 제한되지 않는다. 예를 들어, 본 명세서에서 설명되는 바와 같은 본 발명은, 증기 터빈, 항공기용 가스 터빈, 또는 선박용 가스 터빈을 포함하지만 이에 제한되지 않는 임의의 유형의 터보기계에 사용될 수 있다.
도 1에 도시된 바와 같이, 가스 터빈 엔진(10)은 대체적으로 압축기 섹션(12)을 포함한다. 압축기 섹션(12)은 압축기(14)를 포함한다. 압축기는 가스 터빈 엔진(10)의 상류 단부에 배치되는 입구(16)를 포함한다. 가스 터빈 엔진(10)은 압축기 섹션(12)으로부터 하류에 배치된 하나 이상의 연소기(20)를 갖는 연소 섹션(18)을 추가로 포함한다. 가스 터빈 엔진(10)은 연소 섹션(18)으로부터 하류에 있는 터빈 섹션(22)을 추가로 포함한다. 샤프트(24)가 가스 터빈 엔진(10)을 통해 대체로 축방향으로 연장된다.
압축기 섹션(12)은, 대체적으로, 복수의 회전자 디스크(21), 및 각각의 회전자 디스크(21)로부터 반경방향 외향으로 연장되고 그에 연결되는 복수의 회전자 블레이드(23)를 포함할 수 있다. 이어서, 각각의 회전자 디스크(21)는 압축기 섹션(12)을 통해 연장되는 샤프트(24)의 일부분에 결합되거나 그를 형성할 수 있다. 압축기 섹션(12)의 회전자 블레이드(23)는 에어포일 형상을 획정하는(예: 리딩 에지, 트레일링 에지, 및 리딩 에지와 트레일링 에지 사이에서 연장되는 측벽을 갖는) 터보기계 에어포일을 포함할 수 있다.
터빈 섹션(22)은, 대체적으로, 복수의 회전자 디스크(27), 및 각각의 회전자 디스크(27)로부터 반경방향 외향으로 연장되고 그에 상호연결되는 복수의 회전자 블레이드(28)를 포함할 수 있다. 이어서, 각각의 회전자 디스크(27)는 터빈 섹션(22)을 통해 연장되는 샤프트(24)의 일부분에 결합되거나 그를 형성할 수 있다. 터빈 섹션(22)은, 샤프트(24) 및 회전자 블레이드(28)의 일부를 원주 방향으로 둘러싸는 외부 케이싱(32)을 더 포함한다. 터빈 섹션(22)은 외부 케이싱(32)으로부터 반경방향 내향으로 연장되는 고정자 베인 또는 고정 노즐(26)을 포함할 수 있다. 회전자 블레이드(28) 및 고정자 베인(26)은 가스 터빈(10)의 축방향 중심선(30)을 따라 교번 스테이지로 배열될 수 있다. 회전자 블레이드(28) 및 고정자 베인(26) 둘 모두는 에어포일 형상을 한정하는(예컨대, 리딩 에지, 트레일링 에지, 및 리딩 에지와 트레일링 에지 사이에서 연장되는 측벽을 갖는) 터보기계 에어포일을 포함할 수 있다.
작동 시, 주변 공기(36) 또는 다른 작동 유체는 압축기(14)의 입구(16)로 끌어당겨지고, 점진적으로 압축되어 연소 섹션(18)에 압축 공기(38)를 제공한다. 압축 공기(38)는 연소 섹션(18) 내로 유동하고, 연료와 혼합되어 가연성 혼합물을 형성한다. 가연성 혼합물은 연소기(20)의 연소 챔버(40) 내에서 연소되어, 연소 챔버(40)로부터 터빈 섹션(22) 내로 유동하는 연소 가스(42)를 생성한다. 에너지(동역학 및/또는 열)는 연소 가스(42)로부터 회전자 블레이드(28)에 전달되어, 샤프트(24)로 하여금 회전하게 하고 기계적 작업을 생성하게 한다. 사용된 연소 가스(42)("배기 가스")는 터빈 섹션(22)을 빠져나가고, 배기 디퓨저(34) 내에 배치된 복수의 스트럿 또는 주 에어포일(44)을 가로질러 배기 디퓨저(34)를 통해 유동한다.
가스 터빈 엔진(10)은 샤프트(24)와 일치하는 축방향 중심선(26)을 따라 연장되는 축 방향(A), 축방향 중심선(26)에 수직인 반경 방향(R), 및 축방향 중심선(26) 주위로 연장되는 원주 방향(C)을 갖는 원통 좌표계를 정의할 수 있다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른, 가스 터빈 엔진(10)의 터빈 섹션(22)의 부분 단면 측면도이다. 터빈 섹션(22)은 샤프트(24)에 회전가능하게 부착될 수 있는 회전자 디스크(27)에 결합된 회전자 블레이드(28)의 세트를 각각 포함하는 하나 이상의 스테이지(50)를 포함할 수 있다. 하나 이상의 스테이지들(50) 중 각각의 스테이지는 고정자 베인(26)의 세트를 추가로 포함할 수 있다. 본 명세서에서 설명된 고정자 베인(26)은 제1 스테이지, 제2 스테이지, 제3 스테이지, 또는 다른 것에 채용될 수 있다. 본 명세서에 사용되는 바와 같이, "제1 스테이지"는 연소 섹션(18)의 바로 하류에 있는 스테이지를 지칭하여서, 연소 가스가 연소 섹션을 빠져나가는 즉시 제1 스테이지 고정자 베인과 맞물리게 한다. 예시적인 실시예에서, 본 명세서에서 설명된 고정자 베인(26)은 제1 스테이지 고정자 베인일 수 있다.
각각의 고정자 베인(26)은 내부 플랫폼 또는 단부벽(52)과 외부 플랫폼 또는 단부벽(54) 사이에서 반경 방향(R)으로 연장되는 적어도 하나의 에어포일(56)을 포함할 수 있다. 각각의 고정자 베인(26)의 원주방향으로 인접한 외부 플랫폼(54)은 함께 결합되어, 각각의 고정자 베인(26)의 원주방향으로 인접한 내부 플랫폼(52)의 내부 환형 링 주위로 연장되는 외부 환형 링을 형성할 수 있다. 적어도 하나의 에어포일(56)은 플랫폼(52, 54)에 의해 형성된 2개의 환형 링들 사이에서 연장될 수 있다. 터빈 섹션(22)은, 또한, 고정자 베인(26)을 지나 회전자 블레이드(28)로 유동하는 연소 가스(42)를 지향시키기 위해 외부 플랫폼(54)의 하류에 배치될 수 있는 슈라우드(shroud) 세그먼트(58)를 포함할 수 있다.
연소 가스(42)의 유동 경로를 따라 배치된 구조물 또는 구성요소는 고온 가스 경로 구성요소로 지칭될 수 있다. 일례에서, 고온 가스 경로 구성요소는 고정자 베인(26) 및/또는 회전자 블레이드(28)일 수 있다. 일부 실시예에서, 고온 가스 경로 구성요소를 냉각시키기 위해, 파선(78)에 의해 나타낸 바와 같이, 충돌 슬리브, 냉각 채널, 냉각 구멍 등과 같은 냉각 특징부가 고온 가스 경로 구성요소 내에 배치될 수 있다. 예를 들어, 화살표(79)에 의해 나타낸 바와 같은 냉각 공기가 압축기 섹션(12) 또는 다른 곳으로부터 경로설정될 수 있고, 화살표(81)에 의해 나타낸 바와 같이 냉각 특징부를 통해 지향될 수 있다. 이전에 언급된 바와 같이, 가스 터빈 엔진(10)의 높은 효율을 유지하기 위해서는, 고온 가스 경로 구성요소(26, 28)를 냉각시키기 위해 압축기 섹션(12)으로부터 인출되는 냉각 공기(79)의 양을 최소화하는 것이 바람직하다.
이제 도 3을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 고정자 베인(100)(도 1 및 도 2의 26)의 사시도가 예시되어 있다. 예시적인 실시예에서, 고정자 베인(100)은 제1 스테이지 고정자 베인일 수 있어서, 연소 가스(42)가 연소 섹션(18)을 빠져나간 직후에 고정자 베인(100)이 연소 가스와 맞물리게 한다. 도시된 바와 같이, 고정자 베인(100)은 외부 플랫폼(104)으로부터 이격되는(예컨대, 반경방향으로 이격되는) 내부 플랫폼(102)을 포함한다. 내부 플랫폼(102) 및 외부 플랫폼(104)은 연소 가스(42)에 대한 반경방향 내향/외향 유동 경계를 한정할 수 있다. 에어포일(106)이 내부 플랫폼(102)과 외부 플랫폼(104) 사이에서 연장될 수 있다. 특히, 에어포일(106)은 내부 플랫폼(102)에 결합된 베이스(108)와 외부 플랫폼(104)에 결합된 팁(110) 사이에서 반경방향으로 연장될 수 있다.
에어포일(106)은 트레일링 에지(114)로부터 이격되는 리딩 에지(112)를 추가로 포함할 수 있다. 추가적으로, 에어포일(106)은 리딩 에지(112)와 트레일링 에지(114) 사이에서 각각 연장되는 압력측 벽(116) 및 흡입측 벽(118)을 포함할 수 있다. 에어포일(106)은 대체로 공기역학적 윤곽을 가질 수 있어서, 연소 가스(42)가 리딩 에지(112)와 맞물리고 압력측 벽(116) 및 흡입측 벽(118)을 따라 트레일링 에지(114)로 안내되게 한다.
예시적인 실시예에서, 고정자 베인(100)은 내부 플랫폼(102), 외부 플랫폼(104), 및 에어포일(106) 내에서 연장되는 냉각 회로(120)를 한정하여, 가스 터빈(10)의 작동 동안 고정자 베인(100)에 대류 냉각을 제공할 수 있다. 예를 들어, 냉각 회로(120)는 압축기 섹션(12)과 유체 연통할 수 있어서, 냉각 회로(120)가 압축기 섹션(12)으로부터 압축 냉각 공기의 유동을 수용하게 한다. 특히, 냉각 회로(120)는 에어포일(106) 및/또는 내부 플랫폼(102) 및 외부 플랫폼(104)을 통해 스팬방향으로(또는 반경방향으로) 연장되는 복수의 통로(122)를 포함할 수 있다.
복수의 통로들(122) 중 각각의 통로(122)는 베이스(108) 또는 팁(110) 중 하나 내에 한정된 입구(124)로부터 (도 8 내지 도 10에 도시된 바와 같은) 베이스(108) 또는 팁(110) 중 다른 하나에 있는 폐쇄 단부(126)까지 (예컨대, 대체로 반경방향으로) 연장될 수 있다. 도 4는 본 발명의 실시예에 따른, 반경 방향(R)을 따른 고정자 베인(100)의 외부 플랫폼(104)의 평면도를 예시하고, 도 5는 본 발명의 실시예에 따른, 반경 방향(R)을 따른 내부 플랫폼(102)의 평면도를 예시한다. 특히, 도 4 및 도 5는 복수의 통로(122)의 입구(124)를 예시한다.
도 4에 도시된 바와 같이, 복수의 통로(122)는 에어포일(106)의 팁(110) 및/또는 고정자 베인(100)의 외부 플랫폼(104)을 통해 한정된 입구(124)를 갖는 외부 벽 통로(128)를 포함할 수 있다. 유사하게, 도 5에 도시된 바와 같이, 복수의 통로(122)는 에어포일(106)의 베이스(108) 및/또는 고정자 베인(100)의 내부 플랫폼(102)을 통해 한정된 입구(124)를 갖는 내부 벽 통로(130)를 포함할 수 있다. 추가적으로, 도 7에 도시된 바와 같이, 복수의 통로(122)는 리딩 에지 통로(132), 후방 통로(134), 및 리딩 에지 통로(132)와 후방 통로(134) 사이에 배치되는 하나 이상의 중간 통로(136)를 포함할 수 있다. 리딩 에지 통로(132)는 내부 벽 통로(130)일 수 있어서, 리딩 에지 통로의 입구(124)가 에어포일(106)의 베이스(108) 및/또는 고정자 베인(100)의 내부 플랫폼(102)을 통해 한정되게 한다. 대조적으로, 후방 통로(134)는 외부 벽 통로(128)일 수 있어서, 후방 통로(134)의 입구(124)가 에어포일(106)의 팁(110) 및/또는 고정자 베인(100)의 외부 플랫폼(104)을 통해 한정되게 한다.
예시적인 실시예에서, 도 4 및 도 5에 의해 집합적으로 도시된 바와 같이, 복수의 통로(122)의 입구(124)는 에어포일(106)의 리딩 에지(112)로부터 트레일링 에지(114)까지 연장되는 방향에 대해 교번 패턴으로 에어포일(106)의 베이스(108) 또는 팁(110)(및/또는 고정자 베인(100)의 내부 또는 외부 플랫폼(102, 104)) 중 하나 내에 한정될 수 있다. 이러한 방식으로, 복수의 통로들(122) 중 각각의 통로(122)는 에어포일의 베이스(108) 또는 팁(110) 중 하나 내에 한정된 입구를 가질 수 있고, 각각의 통로(122)는 에어포일(106)의 반대편 단부(예컨대, 이웃하는 통로(들)(122)에 비해 베이스(108) 또는 팁(110) 중 다른 하나) 내에 한정된 입구(124)를 갖는 다른 통로(122)에 이웃할 수 있다.
특히, 도 4 및 도 5에 예시된 에어포일(106)은 6개의 통로(122)를 포함할 수 있으며, 여기에서, 위에서 설명된 바와 같이, 교번 패턴으로 3개는 외부 벽 통로(128)이고 3개는 내부 벽 통로(132)이다. 그러나, 에어포일(106)은 임의의 적합한 수의 통로(122)를 포함할 수 있고, 청구범위에 구체적으로 언급되지 않는 한, 임의의 특정 수의 통로(122)(외부/내부 벽 통로들(128, 130)을 포함함) 또는 임의의 특정 패턴의 통로(122)로 제한되지 않아야 한다는 것이 인식되어야 한다.
도 6은 본 발명의 실시예에 따른, 도 3에 도시된 선 6-6을 따른 고정자 베인(100)의 단면도를 예시하고, 도 7은 본 발명의 실시예에 따른, 도 6에 도시된 윤곽 상세사항의 확대도를 예시한다. 도 6 및 도 7에 도시된 바와 같이, 복수의 통로들(122) 중 각각의 통로(122)는 1차 충돌 벽(138) 및 중실형 측벽(140)에 의해 적어도 부분적으로 한정된다.
특히, 리딩 에지 통로(132)는 복수의 통로들 중 리딩 에지 통로(132) 및 이웃하는 통로(122) 둘 모두를 적어도 부분적으로 한정하는 공유 측벽(141)을 가질 수 있다. 공유 측벽(141)은 공유 측벽(141)이 부분적으로 한정하는 통로(122) 내로 연장되는 하나 이상의 돌출부(예를 들어, U자형 돌출부)를 포함할 수 있다. 복수의 통로들(122) 중 하나 이상의 통로(122)는 단면 형상이 대체로 직사각형일 수 있다. 다양한 실시예에서, 통로들(122) 중 하나 이상은 2개의 중실형 측벽(140), 1차 충돌 벽(138), 및 중실형 단부 벽(144)에 의해 집합적으로 한정될 수 있다. 중실형 단부 벽(144)은 1차 충돌 벽(138)으로부터 이격될 수 있고, 2개의 중실형 측벽(140)은 중실형 단부 벽(144)과 1차 충돌 벽(138) 사이에서 연장될 수 있다. 중실형 단부 벽(144)과 1차 충돌 벽(138)은 서로 대체로 평행할 수 있고, 2개의 중실형 측벽(140)은 서로 대체로 평행할 수 있다. 본 명세서에 사용되는 바와 같이, "중실형"은, 어떠한 개구부, 통로, 구멍 또는 다른 유체 허용 공극도 포함하지 않는 벽 또는 다른 구조물을 지칭할 수 있으며, 따라서 중실형 구조물은 유체가 그를 통해 통과하도록 허용하지 않는다.
예시적인 실시예에서, 1차 충돌 벽(138)은 압력측 벽(116) 또는 흡입측 벽(118) 중 하나로부터 이격될 수 있어서, 그들 사이에 1차 충돌 갭(142)이 한정되게 할 수 있다. 특히, 1차 충돌 벽(138)은 압력측 벽(116)의 내부 표면으로부터 이격될 수 있어서, 그들 사이에 1차 충돌 갭(142)이 한정되게 한다. 소정 실시예에서, 1차 충돌 벽(138)은, 대체적으로, 압력측 벽(116)에 대응하도록 윤곽형성될 수 있어서, 1차 충돌 갭(142)이 에어포일의 전체 반경방향 스팬을 따라(예컨대, 베이스(108)로부터 팁(110)까지) 그리고 에어포일의 압력측(116)의 대부분을 따라 균일한 거리를 한정할 수 있게 한다. 공유 측벽(141)의 일 단부는 1차 충돌 벽(138)을 넘어 압력측 벽(116)의 내부 표면까지 연장될 수 있고, 유사하게 후방 측벽(140)은 1차 충돌 벽(138)을 넘어 압력측 벽(116)의 내부 표면까지 연장될 수 있어서, 공유 측벽(141) 및 최후방 측벽(140)이 1차 충돌 갭(142)을 경계짓게 한다.
많은 실시예에서, 1차 충돌 벽(138)은 공기를 개별 제트로 충돌 갭을 가로질러 에어포일의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는 복수의 충돌 개구부(146)를 한정할 수 있다. 예를 들어, 복수의 충돌 개구부(146)는 공기를 개별 제트로 압력측 벽(116)의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키도록 크기설정되고 배향될 수 있다. 유체의 개별 제트는, (더 낮은 압력 및 상이한 배향에 있을, 필름 냉각에 사용되는 유체와는 대조적으로) 1차 충돌 갭(142)을 가로질러 이동하고 압력측 벽(116)의 내부 표면에 충돌하기에(또는 부딪치기에) 충분한 속도 및 압력을 가질 수 있다. 유체의 개별 제트는 내부 표면에 충돌하고(또는 부딪치고), 내부 표면에 걸쳐 유체의 얇은 경계층을 생성하며, 이는 압력측 벽(116)(또는 흡입측 벽(118))과 유체 사이의 최적의 열 전달을 허용한다.
예를 들어, 복수의 충돌 개구부(146)는 1차 충돌 벽(138)을 통해 대체로 수직으로 연장될 수 있어서, 복수의 충돌 개구부(146)가 충돌전 유체를 그가 부딪치는 표면, 예컨대 압력측 벽(116)의 내부 표면에 수직으로 배향시킬 수 있게 한다. 일단 유체가 내부 표면 상에 충돌하였으면, 그는 "충돌후 유체" 및/또는 "사용된 냉각 유체"로 지칭될 수 있는데, 그 이유는 유체가 에너지 전달을 겪었고 그에 따라서 상이한 특성을 갖기 때문이다. 예를 들어, 사용된 냉각 유체는, 사용된 냉각 유체가 충돌 공정 동안 압력측 벽(116)으로부터 열을 제거하였기 때문에, 충돌전 유체보다 더 높은 온도 및 더 낮은 압력을 가질 수 있다.
도 7에 도시된 바와 같이, 에어포일(106)의 리딩 에지(112)를 따라, 공유 측벽(141)의 일 단부는 1차 충돌 벽(138)을 넘어 압력측 벽(116)의 내부 표면까지 연장될 수 있고, 공유 측벽(141)의 타 단부는 1차 충돌 벽(138)을 넘어 연장될 수 있어서, 공유 측벽(141)이 리딩 에지(112)의 내부 표면과 1차 충돌 벽(138) 사이의 리딩 에지 충돌 갭(143)의 서로 반대편인 경계들을 한정하게 한다.
예시적인 실시예에서, 도 6 및 도 7에 도시된 바와 같이, 에어포일(106)은 수집 챔버 또는 플레넘(plenum)(152)을 부분적으로 한정하는 흡입측 2차 충돌 벽(148) 및 압력측 2차 충돌 벽(150)을 추가로 포함할 수 있다. 특히, 수집 챔버(152)는 공유 측벽(141), 중실형 단부 벽(144), 흡입측 2차 충돌 벽(148), 압력측 2차 충돌 벽(150), 및 하나 이상의 중실형 측벽(140)에 의해 집합적으로 한정될 수 있다. 수집 챔버(152)는, 1차 충돌 벽(138)을 빠져나가고 압력측 벽(116)의 내부 표면 상에 충돌한 충돌후 유체를 수집할 수 있다.
특정 실시예에서, 복수의 통로들(122) 중 이웃하는 통로(122)의 중실형 측벽(140)은 1차 충돌 갭(142)과 수집 챔버(152) 사이에서 연장되는 수집 통로(154)를 집합적으로 한정한다. 즉, 각각이 별개의 (그러나 이웃하는) 통로(122)를 부분적으로 한정하는 2개의 이웃하는 중실형 측벽(140)은, 1차 충돌 갭(142)과 수집 챔버(152) 사이에서 연장되고 1차 충돌 갭을 수집 챔버에 유동적으로 결합시키는 수집 통로(154)를 집합적으로 한정할 수 있다. 예를 들어, 복수의 통로들(122) 중 제1 통로의 중실형 측벽(140)과 복수의 통로들(122) 중 인접한 제2 통로의 중실형 측벽(140)은 1차 충돌 갭(142)과 수집 통로(152) 사이에서 연장되는 수집 통로(154)를 집합적으로 한정할 수 있다. 이러한 방식으로, 공기가 복수의 통로(122)의 입구(124)를 통해 에어포일(106)로 들어가고 복수의 충돌 개구부(146)를 통해 1차 충돌 갭(142) 내로 복수의 통로(122)를 빠져나갈 수 있다. 후속적으로, 충돌후 공기는 수집 통로(154)를 통해 수집 챔버(152) 내로 이동할 수 있다. 이어서, 수집 챔버(152)로부터, 공기는 흡입측 2차 충돌 벽(148) 및 압력측 2차 충돌 벽(150)을 통해 이동할 수 있다.
많은 실시예에서, 흡입측 2차 충돌 벽(148)은 복수의 통로들 중 리딩 에지 통로(132)의 중실형 측벽(140)으로부터 트레일링 에지(114)를 향해 또는 그까지 연장될 수 있다. 특히, 흡입측 2차 충돌 벽(148)은 공유 측벽(141)으로부터 트레일링 에지 부분(156)까지 연장될 수 있다. 압력측 벽(116), 흡입측 벽(118), 흡입측 2차 충돌 벽(148), 및 압력측 2차 충돌 벽(150)은 에어포일(106)의 트레일링 에지 부분(156)에서 함께 수렴할 수 있다. 추가적으로, 트레일링 에지 부분(156)은 에어포일(106)의 트레일링 에지(114)를 한정할 수 있다.
예시적인 실시예에서, 흡입측 2차 충돌 벽(148)은 흡입측 벽(118)으로부터 이격될 수 있어서, 그들 사이에 2차 충돌 갭(158)이 한정되게 할 수 있다. 추가적으로, 수집 챔버(152)로부터의 공기를 개별 제트로 2차 충돌 갭(158)을 가로질러 흡입측 벽(118)의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는 복수의 충돌 개구부(160)가 흡입측 2차 충돌 벽(148) 내에 한정될 수 있다. 예를 들어, 복수의 충돌 개구부(160)는 흡입측 2차 충돌 벽(148)을 통해 대체로 수직으로 연장될 수 있어서, 복수의 충돌 개구부(160)가 유체를 그가 부딪치는 표면, 예컨대 흡입측 벽(118)의 내부 표면에 수직으로 배향시킬 수 있게 한다. 많은 실시예에서, 흡입측 2차 충돌 벽(148)은 흡입측 벽(118)에 대응하도록 윤곽형성될 수 있어서, 2차 충돌 갭(158)이 에어포일의 전체 반경방향 스팬을 따라(예컨대, 베이스(108)로부터 팁(110)까지) 균일한 거리를 한정할 수 있게 한다.
유사하게, 다양한 실시예에서, 압력측 2차 충돌 벽(150)은 복수의 통로들 중 후방 통로(134)의 중실형 측벽(140)으로부터 트레일링 에지(114)를 향해 또는 그까지 연장될 수 있다. 특히, 압력측 2차 충돌 벽(150)은 후방 통로(134)의 중실형 측벽(140)으로부터 트레일링 에지 부분(156)까지 연장될 수 있다. 예시적인 실시예에서, 압력측 2차 충돌 벽(150)은 압력측 벽(116)으로부터 이격될 수 있어서, 그들 사이에 2차 충돌 갭(162)이 한정되게 할 수 있다. 추가적으로, 수집 챔버(152)로부터의 공기를 개별 제트로 2차 충돌 갭(162)을 가로질러 통로들(122) 중 후방 통로의 압력측 벽(122)의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는 복수의 충돌 개구부(164)가 압력측 2차 충돌 벽(150) 내에 한정될 수 있다. 예를 들어, 복수의 충돌 개구부(164)는 압력측 2차 충돌 벽(150)을 통해 대체로 수직으로 연장될 수 있어서, 복수의 충돌 개구부(164)가 유체를 그가 부딪치는 표면, 예컨대 압력측 벽(116)의 내부 표면에 수직으로 배향시킬 수 있게 한다. 많은 실시예에서, 압력측 2차 충돌 벽(150)은 압력측 벽(116)의 후방 부분에 대응하도록 윤곽형성될 수 있어서, 2차 충돌 갭(162)이 에어포일의 전체 반경방향 스팬을 따라(예컨대, 베이스(108)로부터 팁(110)까지) 균일한 거리를 한정할 수 있게 한다.
많은 실시예에서, 트레일링 에지 부분(156)은 2차 충돌 갭(158)(예컨대, 흡입측 2차 충돌 갭) 및 2차 충돌 갭(162)(예컨대, 압력측 2차 충돌 갭)에 유동적으로 결합되는 트레일링 에지 냉각 회로(166)를 한정할 수 있다. 도시된 바와 같이, 트레일링 에지 냉각 회로(166)는 2차 충돌 갭(158) 및 2차 충돌 갭(162)으로부터 에어포일(106)의 트레일링 에지(114)에 있는 출구(168)까지 연장될 수 있다.
예시적인 실시예에서, 도 7에 도시된 바와 같이, 에어포일(106)은 압력측 벽(116) 및/또는 흡입측 벽(118)을 통해 한정되는 하나 이상의 필름 냉각 구멍(176)을 추가로 포함할 수 있다. 필름 냉각 구멍들(176) 각각은 1차 충돌 갭(142), 리딩 에지 충돌 갭(143), 또는 2차 충돌 갭들 중 어느 하나의 2차 충돌 갭(160 또는 162) 중 하나와 유체 연통할 수 있다. 필름 냉각 구멍(176)은, 유리하게는, 압력측 벽(116), 리딩 에지(112), 및/또는 흡입측 벽(118)의 외측 표면에 걸쳐 공기의 얇은 보호 층을 제공할 수 있다. 필름 냉각 구멍(176)은 필름 냉각 구멍(176)이 한정되는 벽의 표면에 대해 비스듬히 연장될 수 있다. 예를 들어, 압력측 벽(116)을 통해 한정된 필름 냉각 구멍(176)이 압력측 벽(116)의 내부 표면 및/또는 외부 표면에 대해 비스듬히(즉, 수직이 아닌 각도로) 연장될 것이다.
도 8은 복수의 통로(122)가 파선으로 도시된, 에어포일(106)의 사시도를 예시한다. 도시된 바와 같이, 복수의 통로(122)의 입구(124)는 에어포일(106)의 리딩 에지(112)로부터 트레일링 에지(114)까지 연장되는 방향에 대해 교번 패턴으로 에어포일(106)의 베이스(108) 또는 팁(110) 중 하나 내에 한정될 수 있다. 이러한 방식으로, 복수의 통로들(122) 중 각각의 통로(122)는 에어포일의 베이스(108) 또는 팁(110) 중 하나 내에 한정된 입구를 가질 수 있고, 각각의 이웃하는 통로(122)는 에어포일(106)의 반대편 단부(예컨대, 이웃하는 통로(들)(122) 이외의 베이스(108) 또는 팁(110) 중 다른 하나) 내에 한정된 입구(124)를 가질 수 있다.
도 9는 본 발명의 실시예에 따른, 도 7에 도시된 선 9-9를 따른 에어포일(106)의 단면도를 개략적으로 예시하고, 도 10은 본 발명의 실시예에 따른, 도 7에 도시된 선 10-10을 따른 에어포일(106)의 단면도를 개략적으로 예시한다. 특히, 도 9는 복수의 통로들(122) 중 제1 통로(172)를 예시할 수 있고, 도 10은 복수의 통로들 중 제2 통로(174)를 예시할 수 있다. 제1 통로(172)와 제2 통로(174)는 에어포일(106) 내에서 서로 이웃할 수 있다(도 7). 복수의 통로들(122) 중 각각의 통로(122)(제1 및 제2 통로들(172, 174)을 포함함)는 베이스(108) 또는 팁(110) 중 하나 내에 한정된 입구(124)로부터 베이스(108) 또는 팁(110) 중 다른 하나에 있는 또는 그에 근접한 폐쇄 단부(126)까지 (예컨대, 대체로 반경방향으로) 연장될 수 있다. 추가적으로, 복수의 통로(122)의 입구(124)는 에어포일(106)의 리딩 에지(112)로부터 트레일링 에지(114)까지 연장되는 방향에 대해 교번 패턴으로 에어포일(106)의 베이스(108) 또는 팁(110) 중 하나 내에 한정될 수 있다. 이러한 방식으로, 팁(110)에 한정된 입구(124)를 갖는 각각의 통로(122)는 베이스(108)에 한정된 입구를 갖는 하나 이상의 통로(122)에 이웃할 수 있다. 예를 들어, 도 9 및 도 10에 도시된 바와 같이, 제1 통로(172)는 팁(110)에 있는 입구(124)로부터 베이스(108)에 있는 또는 그에 근접한 폐쇄 단부(126)까지 연장될 수 있다. 대조적으로, 제2 통로(174)(이는 제1 통로(172)에 이웃함)는 베이스(108)에 있는 입구(124)로부터 팁(110)에 있는 또는 그에 근접한 폐쇄 단부(126)까지 연장될 수 있다.
추가적으로, 도 7 내지 도 10에 집합적으로 도시된 바와 같이, 복수의 통로들(122) 중 각각의 통로(122)는 통로(122)가 입구(124)로부터 폐쇄 단부(126)까지 연장됨에 따라 단면적이 수렴할 수 있다. 예를 들어, 일부 실시예에서, 각각의 통로(122)는 통로(122)가 입구(124)로부터 폐쇄 단부(126)까지 연장됨에 따라 단면적이 연속적으로 수렴할 수 있다. 이는, 유리하게는, 공기가 (에어포일(106)의 임의의 스팬방향 또는 반경방향 위치에서) 1차 충돌 갭(142)을 가로지르기에 충분한 속도 및 압력으로 충돌 개구부(146)를 통해 복수의 통로(122)를 빠져나가는 것을 보장한다. 특히, 중실형 단부 벽(144)은 통로(122)의 입구(124)로부터 폐쇄 단부(126)까지 1차 충돌 벽(138)을 향해 수렴할 수 있다.
많은 실시예에서, 본 명세서에서 설명된 에어포일(106)은 단일 구성요소로서 일체로 형성될 수 있다. 즉, 하위 구성요소들 각각, 예컨대 1차 충돌 벽(138), 중실형 측벽(140), 중실형 단부 벽(144), 및/또는 다른 하위 구성요소는 단일체로서 함께 제조될 수 있다. 예시적인 실시예에서, 이는 직접 금속 레이저 소결(direct metal laser sintering, DMLS), 직접 금속 레이저 용융(direct metal laser melting, DMLM), 또는 다른 적합한 적층 제조 기법과 같은 적층 제조 시스템 및 방법을 이용함으로써 수행될 수 있다. 이와 관련하여, 적층 제조 방법을 이용함으로써, 에어포일(106)은 연속 금속의 단일 피스로서 일체로 형성될 수 있으며, 그에 따라서 이전의 설계에 비해 더 적은 하위 구성요소 및/또는 조인트를 포함할 수 있다. 적층 제조를 통한 에어포일(106)의 일체형 형성은, 유리하게는, 전체 조립 공정을 개선할 수 있다. 예를 들어, 일체형 형성은 조립되어야 하는 별개의 부품의 수를 감소시켜, 그에 따라서 연관된 시간 및 전체 조립 비용을 감소시킨다. 추가적으로, 예를 들어 누설, 별개의 부품들 사이의 조인트 품질, 및 전체 성능에 대한 기존 문제가 유리하게는 감소될 수 있다. 추가로, 에어포일(106)의 일체형 형성은, 유리하게는, 다른 제조 방법에 비해 에어포일(106)의 중량을 감소시킬 수 있다.
다른 실시예에서, 주조 또는 다른 적합한 기법과 같은 다른 제조 기법이 사용될 수 있다.
이 기술된 설명서는 최선의 형태를 포함하여 본 발명을 개시하기 위하여, 그리고 또한 임의의 장치 또는 시스템을 제조 및 이용하는 것 및 임의의 포함된 방법을 수행하는 것을 포함하여 본 발명을 모든 당업자가 실시하는 것을 가능하게 하기 위하여, 예시를 사용한다. 본 발명의 특허가능 범위는 청구범위에 의해서 한정되고, 당업자에게 발생하는 다른 예시를 포함할 수 있다. 그러한 다른 예시는 청구범위의 문헌적 표현과 상이하지 않은 구조적 요소를 포함한다면, 또는 그들이 청구범위의 문헌적 표현과 사소한 차이를 갖는 등가의 구조적 요소를 포함한다면, 청구범위의 범위 내에 있는 것으로 의도된다.
본 발명의 추가적인 양태들은 다음의 조항들의 주제에 의해 제공된다:
제1 태양에 따르면, 에어포일은, 리딩 에지, 트레일링 에지, 베이스 및 팁; 리딩 에지, 트레일링 에지, 베이스, 및 팁 사이에서 연장되는 압력측 벽 및 흡입측 벽; 및 에어포일 내에 한정되고 베이스 또는 팁 중 하나에 있는 입구로부터 연장되는 복수의 통로를 포함하며, 여기에서 복수의 통로들 중 각각의 통로는 1차 충돌 벽 및 중실형 측벽에 의해 적어도 부분적으로 한정되고, 1차 충돌 벽은 압력측 벽 또는 흡입측 벽 중 하나로부터 이격되어서, 그들 사이에 1차 충돌 갭이 한정되게 하며, 1차 충돌 벽은 공기를 개별 제트로 충돌 갭을 가로질러 에어포일의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는 복수의 충돌 개구부를 한정한다.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 복수의 통로들 중 각각의 통로는 베이스 또는 팁 중 하나에 있는 입구로부터 베이스 또는 팁 중 다른 하나에 있는 폐쇄 단부까지 연장되는, 에어포일.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 복수의 통로들 중 각각의 통로는 통로가 입구와 폐쇄 단부 사이에서 연장됨에 따라 단면적이 수렴하는, 에어포일.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 복수의 통로의 입구는 에어포일의 리딩 에지로부터 트레일링 에지까지 연장되는 방향에 대해 에어포일의 베이스 또는 팁 중 하나 내에 교번 패턴으로 한정되는, 에어포일.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 에어포일은 수집 챔버를 부분적으로 한정하는 흡입측 2차 충돌 벽 및 압력측 2차 충돌 벽을 추가로 포함하는, 에어포일.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 복수의 통로들 중 제1 통로의 중실형 측벽과 복수의 통로들 중 인접한 제2 통로의 중실형 측벽은 1차 충돌 갭과 수집 챔버 사이에서 연장되는 수집 통로를 집합적으로 한정하는, 에어포일.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 흡입측 2차 충돌 벽은 복수의 통로들 중 리딩 에지 통로의 중실형 측벽으로부터 트레일링 에지를 향해 연장되고, 흡입측 2차 충돌 벽은 흡입측 벽으로부터 이격되어서, 그들 사이에 2차 충돌 갭이 한정되게 하며, 복수의 충돌 개구부가 흡입측 2차 충돌 벽 내에 한정되어, 수집 챔버로부터의 공기를 개별 제트로 2차 충돌 갭을 가로질러 흡입측 벽의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는, 에어포일.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 압력측 2차 충돌 벽은 복수의 통로들 중 후방 통로의 중실형 측벽으로부터 트레일링 에지를 향해 연장되고, 압력측 2차 충돌 벽은 압력측 벽으로부터 이격되어서, 그들 사이에 2차 충돌 갭이 한정되게 하며, 복수의 충돌 개구부가 압력측 2차 충돌 벽 내에 한정되어, 수집 챔버로부터의 공기를 개별 제트로 2차 충돌 갭을 가로질러 압력측 벽의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는, 에어포일.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 1차 충돌 벽은 압력측 벽에 대응하도록 윤곽형성되는, 에어포일.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 에어포일은 일체로 형성되는, 에어포일.
고정자 베인으로서, 내부 플랫폼; 외부 플랫폼; 및 내부 플랫폼에 결합된 베이스와 외부 플랫폼에 결합된 팁 사이에서 연장되는 에어포일을 포함하고, 에어포일은, 리딩 에지 및 트레일링 에지; 리딩 에지, 트레일링 에지, 베이스, 및 팁 사이에서 연장되는 압력측 벽 및 흡입측 벽; 및 에어포일 내에 한정되고 베이스 또는 팁 중 하나에 있는 입구로부터 연장되는 복수의 통로를 포함하고, 복수의 통로들 중 각각의 통로는 1차 충돌 벽 및 중실형 측벽에 의해 적어도 부분적으로 한정되며, 1차 충돌 벽은 압력측 벽 또는 흡입측 벽 중 하나로부터 이격되어서, 그들 사이에 1차 충돌 갭이 한정되게 하고, 1차 충돌 벽은 공기를 개별 제트로 충돌 갭을 가로질러 에어포일의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는 복수의 충돌 개구부를 한정하는, 고정자 베인.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 복수의 통로들 중 각각의 통로는 베이스 또는 팁 중 하나에 있는 입구로부터 베이스 또는 팁 중 다른 하나에 있는 폐쇄 단부까지 연장되는, 고정자 베인.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 복수의 통로들 중 각각의 통로는 통로가 입구로부터 폐쇄 단부까지 연장됨에 따라 단면적이 수렴하는, 고정자 베인.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 복수의 통로의 입구는 에어포일의 리딩 에지로부터 트레일링 에지까지 연장되는 방향에 대해 에어포일의 베이스 또는 팁 중 하나 내에 교번 패턴으로 한정되는, 고정자 베인.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 에어포일은 수집 챔버를 부분적으로 한정하는 흡입측 2차 충돌 벽 및 압력측 2차 충돌 벽을 추가로 포함하는, 고정자 베인.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 복수의 통로들 중 제1 통로의 측벽과 복수의 통로들 중 제2 통로의 중실형 측벽은 1차 충돌 갭과 수집 통로 사이에서 연장되는 수집 통로를 집합적으로 한정하는, 고정자 베인.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 흡입측 2차 충돌 벽은 복수의 통로들 중 리딩 에지 통로의 중실형 측벽으로부터 트레일링 에지를 향해 연장되고, 흡입측 2차 충돌 벽은 흡입측 벽으로부터 이격되어서, 그들 사이에 2차 충돌 갭이 한정되게 하며, 복수의 충돌 개구부가 흡입측 2차 충돌 벽 내에 한정되어, 수집 챔버로부터의 공기를 개별 제트로 2차 충돌 갭을 가로질러 흡입측 벽의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는, 고정자 베인.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 압력측 2차 충돌 벽은 복수의 통로들 중 후방 통로의 중실형 측벽으로부터 트레일링 에지를 향해 연장되고, 압력측 2차 충돌 벽은 압력측 벽으로부터 이격되어서, 그들 사이에 2차 충돌 갭이 한정되게 하며, 복수의 충돌 개구부가 압력측 2차 충돌 벽 내에 한정되어, 수집 챔버로부터의 공기를 개별 제트로 2차 충돌 갭을 가로질러 압력측 벽의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는, 고정자 베인.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 1차 충돌 벽은 압력측 벽에 대응하도록 윤곽형성되는, 고정자 베인.
선행하는 항목들 중 어느 한 항목에 있어서, 에어포일은 일체로 형성되는, 고정자 베인.

Claims (14)

  1. 에어포일(airfoil)(56, 106)로서,
    리딩 에지(112), 트레일링 에지(114), 베이스(108), 및 팁(110);
    상기 리딩 에지(112), 상기 트레일링 에지(114), 상기 베이스(108), 및 상기 팁(110) 사이에서 연장되는 압력측 벽(116) 및 흡입측 벽(118); 및
    상기 에어포일(56, 106) 내에 한정되고 상기 베이스(108) 또는 상기 팁(110) 중 하나에 있는 입구(124)로부터 연장되는 복수의 통로(122)를 포함하고, 상기 복수의 통로들(122) 중 각각의 통로(122)는 1차 충돌 벽(138) 및 중실형(solid) 측벽(140)에 의해 적어도 부분적으로 한정되고, 상기 1차 충돌 벽(138)은 상기 압력측 벽(116) 또는 상기 흡입측 벽(118) 중 하나로부터 이격되어서, 그들 사이에 1차 충돌 갭(142)이 한정되게 하며, 상기 1차 충돌 벽(138)은 공기를 개별 제트로 상기 1차 충돌 갭(142)을 가로질러 상기 에어포일(56, 106)의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는 복수의 충돌 개구부(146)를 한정하는, 에어포일(56, 106).
  2. 제1항에 있어서, 상기 복수의 통로들(122) 중 각각의 통로(122)는 상기 베이스(108) 또는 상기 팁(110) 중 하나에 있는 상기 입구(124)로부터 상기 베이스(108) 또는 상기 팁(110) 중 다른 하나에 있는 폐쇄 단부(126)까지 연장되는, 에어포일(56, 106).
  3. 제2항에 있어서, 상기 복수의 통로들(122) 중 각각의 통로(122)는 상기 통로(122)가 상기 입구(124)와 상기 폐쇄 단부(126) 사이에서 연장됨에 따라 단면적이 수렴하는, 에어포일(56, 106).
  4. 제1항에 있어서, 상기 복수의 통로(122)의 입구(124)는 상기 에어포일(56, 106)의 리딩 에지(112)로부터 트레일링 에지(114)까지 연장되는 방향에 대해 상기 에어포일(56, 106)의 베이스(108) 또는 팁(110) 중 하나 내에 교번 패턴으로 한정되는, 에어포일(56, 106).
  5. 제1항에 있어서, 상기 에어포일(56, 106)은 수집 챔버(152)를 부분적으로 한정하는 흡입측 2차 충돌 벽(148) 및 압력측 2차 충돌 벽(150)을 추가로 포함하는, 에어포일(56, 106).
  6. 제5항에 있어서, 상기 복수의 통로들(122) 중 제1 통로(122)의 중실형 측벽(140)과 상기 복수의 통로들(122) 중 인접한 제2 통로(122)의 중실형 측벽(140)은 상기 1차 충돌 갭(142)과 상기 수집 챔버(152) 사이에서 연장되는 수집 통로(154)를 집합적으로 한정하는, 에어포일(56, 106).
  7. 제5항에 있어서, 상기 흡입측 2차 충돌 벽(148)은 상기 복수의 통로들(122) 중 리딩 에지 통로(132)의 중실형 측벽(140)으로부터 상기 트레일링 에지(114)를 향해 연장되고, 상기 흡입측 2차 충돌 벽(148)은 상기 흡입측 벽(118)으로부터 이격되어서, 그들 사이에 2차 충돌 갭(158)이 한정되게 하며, 복수의 충돌 개구부(160)가 상기 흡입측 2차 충돌 벽(148) 내에 한정되어, 상기 수집 챔버(152)로부터의 공기를 개별 제트로 상기 2차 충돌 갭(158)을 가로질러 상기 흡입측 벽(118)의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는, 에어포일(56, 106).
  8. 제5항에 있어서, 상기 압력측 2차 충돌 벽(150)은 상기 복수의 통로들(122) 중 후방 통로(134)의 중실형 측벽(140)으로부터 상기 트레일링 에지(114)를 향해 연장되고, 상기 압력측 2차 충돌 벽(150)은 상기 압력측 벽(116)으로부터 이격되어서, 그들 사이에 2차 충돌 갭(162)이 한정되게 하며, 복수의 충돌 개구부(164)가 상기 압력측 2차 충돌 벽(150) 내에 한정되어, 상기 수집 챔버(152)로부터의 공기를 개별 제트로 상기 2차 충돌 갭(162)을 가로질러 상기 압력측 벽(116)의 내부 표면 상에 충돌하게 지향시키는, 에어포일(56, 106).
  9. 제8항에 있어서, 트레일링 에지 냉각 회로(166)가 상기 에어포일(56, 106)의 트레일링 에지 부분(156) 내에 배치되고, 상기 트레일링 에지 냉각 회로(166)는 상기 2차 충돌 갭(162)에 유동적으로 결합되고 상기 2차 충돌 갭(162)으로부터 상기 에어포일(56, 106)의 트레일링 에지(114)에 있는 출구(168)까지 연장되는, 에어포일(56, 106).
  10. 제8항에 있어서, 하나 이상의 필름 냉각 구멍(176)이 상기 압력측 벽(116) 또는 상기 흡입측 벽(118)을 통해 한정되고, 상기 하나 이상의 필름 냉각 구멍(176)은 상기 1차 충돌 갭(142) 및 상기 2차 충돌 갭(162) 중 하나와 유체 연통하는, 에어포일(56, 106).
  11. 제1항에 있어서, 상기 1차 충돌 벽(138)은 상기 압력측 벽(116)에 대응하도록 윤곽형성되는, 에어포일(56, 106).
  12. 제1항에 있어서, 상기 에어포일(56, 106)은 일체로 형성되는, 에어포일(56, 106).
  13. 고정자 베인(vane)(26, 100)으로서,
    내부 플랫폼(52, 102);
    외부 플랫폼(54, 104); 및
    상기 내부 플랫폼(52, 102)에 결합된 베이스(108)와 상기 외부 플랫폼(54, 104)에 결합된 팁(110) 사이에서 연장되고, 제1항 내지 제12항 중 어느 한 항에 따라 한정되는 에어포일(56, 106)을 포함하는, 고정자 베인(26, 100).
  14. 제13항에 있어서, 상기 고정자 베인(26, 100)은 가스 터빈 엔진(10)의 터빈 섹션(22)의 제1 스테이지에 설치하도록 구성되는, 고정자 베인(26, 100).
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Family Cites Families (308)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2595999A (en) 1943-11-23 1952-05-06 Westinghouse Electric Corp Power plant combustion apparatus having apertured combustion chamber walls
US2625792A (en) 1947-09-10 1953-01-20 Rolls Royce Flame tube having telescoping walls with fluted ends to admit air
US3433015A (en) 1965-06-23 1969-03-18 Nasa Gas turbine combustion apparatus
US3584972A (en) 1966-02-09 1971-06-15 Gen Motors Corp Laminated porous metal
US3657883A (en) 1970-07-17 1972-04-25 Westinghouse Electric Corp Combustion chamber clustering structure
US3657882A (en) 1970-11-13 1972-04-25 Westinghouse Electric Corp Combustion apparatus
US3750398A (en) 1971-05-17 1973-08-07 Westinghouse Electric Corp Static seal structure
US4614082A (en) 1972-12-19 1986-09-30 General Electric Company Combustion chamber construction
GB1587401A (en) * 1973-11-15 1981-04-01 Rolls Royce Hollow cooled vane for a gas turbine engine
US4016718A (en) 1975-07-21 1977-04-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine having an improved transition duct support
US4112676A (en) 1977-04-05 1978-09-12 Westinghouse Electric Corp. Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel
US4195474A (en) 1977-10-17 1980-04-01 General Electric Company Liquid-cooled transition member to turbine inlet
US4158949A (en) 1977-11-25 1979-06-26 General Motors Corporation Segmented annular combustor
US4253301A (en) 1978-10-13 1981-03-03 General Electric Company Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas
US4498288A (en) 1978-10-13 1985-02-12 General Electric Company Fuel injection staged sectoral combustor for burning low-BTU fuel gas
JPS5554636A (en) 1978-10-16 1980-04-22 Hitachi Ltd Combustor of gas turbine
US4373327A (en) 1979-07-04 1983-02-15 Rolls-Royce Limited Gas turbine engine combustion chambers
US4422288A (en) 1981-03-02 1983-12-27 General Electric Company Aft mounting system for combustion transition duct members
US4413470A (en) 1981-03-05 1983-11-08 Electric Power Research Institute, Inc. Catalytic combustion system for a stationary combustion turbine having a transition duct mounted catalytic element
US4720970A (en) 1982-11-05 1988-01-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Sector airflow variable geometry combustor
US4819438A (en) 1982-12-23 1989-04-11 United States Of America Steam cooled rich-burn combustor liner
DE3317035A1 (de) 1983-05-10 1984-11-15 BBC Aktiengesellschaft Brown, Boveri & Cie., Baden, Aargau Mehrstoffbrenner
US4719748A (en) 1985-05-14 1988-01-19 General Electric Company Impingement cooled transition duct
US4798515A (en) * 1986-05-19 1989-01-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Variable nozzle area turbine vane cooling
CA1309873C (en) 1987-04-01 1992-11-10 Graham P. Butt Gas turbine combustor transition duct forced convection cooling
US4802823A (en) 1988-05-09 1989-02-07 Avco Corporation Stress relief support structures and assemblies
US4843825A (en) 1988-05-16 1989-07-04 United Technologies Corporation Combustor dome heat shield
US5297385A (en) 1988-05-31 1994-03-29 United Technologies Corporation Combustor
US5075966A (en) 1990-09-04 1991-12-31 General Electric Company Method for fabricating a hollow component for a rocket engine
US5181379A (en) 1990-11-15 1993-01-26 General Electric Company Gas turbine engine multi-hole film cooled combustor liner and method of manufacture
US5274991A (en) 1992-03-30 1994-01-04 General Electric Company Dry low NOx multi-nozzle combustion liner cap assembly
US5239818A (en) 1992-03-30 1993-08-31 General Electric Company Dilution pole combustor and method
US5207556A (en) 1992-04-27 1993-05-04 General Electric Company Airfoil having multi-passage baffle
US5237813A (en) 1992-08-21 1993-08-24 Allied-Signal Inc. Annular combustor with outer transition liner cooling
FR2695460B1 (fr) 1992-09-09 1994-10-21 Snecma Chambre de combustion de turbomachine à plusieurs injecteurs.
US5323604A (en) 1992-11-16 1994-06-28 General Electric Company Triple annular combustor for gas turbine engine
US5363654A (en) 1993-05-10 1994-11-15 General Electric Company Recuperative impingement cooling of jet engine components
GB2278431A (en) 1993-05-24 1994-11-30 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
GB2284884B (en) 1993-12-16 1997-12-10 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber
CA2141066A1 (en) 1994-02-18 1995-08-19 Urs Benz Process for the cooling of an auto-ignition combustion chamber
JP2950720B2 (ja) 1994-02-24 1999-09-20 株式会社東芝 ガスタービン燃焼装置およびその燃焼制御方法
US5415000A (en) 1994-06-13 1995-05-16 Westinghouse Electric Corporation Low NOx combustor retro-fit system for gas turbines
US5480281A (en) 1994-06-30 1996-01-02 General Electric Co. Impingement cooling apparatus for turbine shrouds having ducts of increasing cross-sectional area in the direction of post-impingement cooling flow
US5511375A (en) 1994-09-12 1996-04-30 General Electric Company Dual fuel mixer for gas turbine combustor
DE69523545T2 (de) 1994-12-20 2002-05-29 Gen Electric Verstärkungrahmen für Gasturbinenbrennkammerendstück
US5924288A (en) 1994-12-22 1999-07-20 General Electric Company One-piece combustor cowl
US5836164A (en) 1995-01-30 1998-11-17 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor
US5749229A (en) 1995-10-13 1998-05-12 General Electric Company Thermal spreading combustor liner
DE19549143A1 (de) 1995-12-29 1997-07-03 Abb Research Ltd Gasturbinenringbrennkammer
US5826430A (en) 1996-04-23 1998-10-27 Westinghouse Electric Corporation Fuel heating system used in conjunction with steam cooled combustors and transitions
US6047550A (en) 1996-05-02 2000-04-11 General Electric Co. Premixing dry low NOx emissions combustor with lean direct injection of gas fuel
JP3276289B2 (ja) 1996-05-13 2002-04-22 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US5822853A (en) 1996-06-24 1998-10-20 General Electric Company Method for making cylindrical structures with cooling channels
US6951211B2 (en) 1996-07-17 2005-10-04 Bryant Clyde C Cold air super-charged internal combustion engine, working cycle and method
JP3500020B2 (ja) 1996-11-29 2004-02-23 三菱重工業株式会社 蒸気冷却ガスタービンシステム
DE19654472A1 (de) 1996-12-27 1998-07-02 Asea Brown Boveri Verfahren zur Kühlung von thermisch hochbelasteten Aggregaten einer Gasturbogruppe
US5906093A (en) 1997-02-21 1999-05-25 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine combustor transition
US6018950A (en) 1997-06-13 2000-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine modular cooling panel
DE29714742U1 (de) 1997-08-18 1998-12-17 Siemens AG, 80333 München Hitzeschildkomponente mit Kühlfluidrückführung und Hitzeschildanordnung für eine heißgasführende Komponente
US6456627B1 (en) 1997-08-29 2002-09-24 Telefonaktiebolaget Lm Ericsson (Publ) Method for communicating information in a communication system that supports multiple modulation schemes
US6116013A (en) 1998-01-02 2000-09-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Bolted gas turbine combustor transition coupling
WO1999049264A1 (de) 1998-03-20 1999-09-30 Siemens Aktiengesellschaft Brenner und verfahren zur reduzierung von verbrennungsschwingungen beim betrieb
US6098397A (en) 1998-06-08 2000-08-08 Caterpillar Inc. Combustor for a low-emissions gas turbine engine
US6082111A (en) 1998-06-11 2000-07-04 Siemens Westinghouse Power Corporation Annular premix section for dry low-NOx combustors
US6339923B1 (en) 1998-10-09 2002-01-22 General Electric Company Fuel air mixer for a radial dome in a gas turbine engine combustor
US6357237B1 (en) 1998-10-09 2002-03-19 General Electric Company Fuel injection assembly for gas turbine engine combustor
FR2785664B1 (fr) 1998-11-05 2001-02-02 Snecma Echangeur de chaleur en materiau composite et procede pour sa fabrication
JP2001041005A (ja) 1999-08-02 2001-02-13 Tohoku Electric Power Co Inc ガスタービン蒸気冷却燃焼器の配管サポート
US6598383B1 (en) 1999-12-08 2003-07-29 General Electric Co. Fuel system configuration and method for staging fuel for gas turbines utilizing both gaseous and liquid fuels
US6412268B1 (en) 2000-04-06 2002-07-02 General Electric Company Cooling air recycling for gas turbine transition duct end frame and related method
JP2001289062A (ja) 2000-04-07 2001-10-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器の壁面冷却構造
EP1146289B1 (en) 2000-04-13 2008-12-24 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Cooling structure of combustor tail tube
IT1317978B1 (it) 2000-06-16 2003-07-21 Nuovo Pignone Spa Transition piece per camere di combustione di turbine a gas nonanulari.
US6298667B1 (en) 2000-06-22 2001-10-09 General Electric Company Modular combustor dome
JP3846169B2 (ja) 2000-09-14 2006-11-15 株式会社日立製作所 ガスタービンの補修方法
US6345494B1 (en) 2000-09-20 2002-02-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Side seal for combustor transitions
US6298656B1 (en) 2000-09-29 2001-10-09 Siemens Westinghouse Power Corporation Compressed air steam generator for cooling combustion turbine transition section
US6536216B2 (en) 2000-12-08 2003-03-25 General Electric Company Apparatus for injecting fuel into gas turbine engines
US6450762B1 (en) 2001-01-31 2002-09-17 General Electric Company Integral aft seal for turbine applications
JP2002243154A (ja) 2001-02-16 2002-08-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器尾筒出口構造及びガスタービン燃焼器
JP3962554B2 (ja) 2001-04-19 2007-08-22 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器及びガスタービン
JP4008212B2 (ja) 2001-06-29 2007-11-14 三菱重工業株式会社 フランジ付中空構造物
US6813889B2 (en) 2001-08-29 2004-11-09 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
US6607355B2 (en) 2001-10-09 2003-08-19 United Technologies Corporation Turbine airfoil with enhanced heat transfer
US6652220B2 (en) 2001-11-15 2003-11-25 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US6568187B1 (en) 2001-12-10 2003-05-27 Power Systems Mfg, Llc Effusion cooled transition duct
US6699015B2 (en) 2002-02-19 2004-03-02 The Boeing Company Blades having coolant channels lined with a shape memory alloy and an associated fabrication method
JP4134311B2 (ja) 2002-03-08 2008-08-20 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 ガスタービン燃焼器
US6655147B2 (en) 2002-04-10 2003-12-02 General Electric Company Annular one-piece corrugated liner for combustor of a gas turbine engine
US6921014B2 (en) 2002-05-07 2005-07-26 General Electric Company Method for forming a channel on the surface of a metal substrate
ITMI20021526A1 (it) 2002-07-11 2004-01-12 Danieli Off Mecc Iniettore per forni di fusione di materiale metallico
US6619915B1 (en) 2002-08-06 2003-09-16 Power Systems Mfg, Llc Thermally free aft frame for a transition duct
AU2003284210A1 (en) 2002-10-15 2004-05-04 Vast Power Systems, Inc. Method and apparatus for mixing fluids
US6644032B1 (en) 2002-10-22 2003-11-11 Power Systems Mfg, Llc Transition duct with enhanced profile optimization
US6931728B2 (en) 2002-12-19 2005-08-23 General Electric Company Test model for a gas turbine combustor dome and method of fabricating
FR2850741B1 (fr) 2003-01-30 2005-09-23 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication d'un panneau de refroidissement actif en materiau composite thermostructural
US20040177837A1 (en) 2003-03-11 2004-09-16 Bryant Clyde C. Cold air super-charged internal combustion engine, working cycle & method
GB2402715B (en) 2003-06-10 2006-06-14 Rolls Royce Plc Gas turbine aerofoil
US7104069B2 (en) 2003-06-25 2006-09-12 Power Systems Mfg., Llc Apparatus and method for improving combustion stability
US20050056313A1 (en) 2003-09-12 2005-03-17 Hagen David L. Method and apparatus for mixing fluids
US7270175B2 (en) 2004-01-09 2007-09-18 United Technologies Corporation Extended impingement cooling device and method
US7185494B2 (en) 2004-04-12 2007-03-06 General Electric Company Reduced center burner in multi-burner combustor and method for operating the combustor
US7010921B2 (en) 2004-06-01 2006-03-14 General Electric Company Method and apparatus for cooling combustor liner and transition piece of a gas turbine
US7325402B2 (en) 2004-08-04 2008-02-05 Siemens Power Generation, Inc. Pilot nozzle heat shield having connected tangs
US7197877B2 (en) 2004-08-04 2007-04-03 Siemens Power Generation, Inc. Support system for a pilot nozzle of a turbine engine
US7219498B2 (en) 2004-09-10 2007-05-22 Honeywell International, Inc. Waffled impingement effusion method
US7377036B2 (en) 2004-10-05 2008-05-27 General Electric Company Methods for tuning fuel injection assemblies for a gas turbine fuel nozzle
US7310938B2 (en) 2004-12-16 2007-12-25 Siemens Power Generation, Inc. Cooled gas turbine transition duct
US8015818B2 (en) 2005-02-22 2011-09-13 Siemens Energy, Inc. Cooled transition duct for a gas turbine engine
US7437876B2 (en) 2005-03-25 2008-10-21 General Electric Company Augmenter swirler pilot
WO2006108444A1 (en) 2005-04-13 2006-10-19 Freescale Semiconductor, Inc Protection of an integrated circuit and method therefor
US7779636B2 (en) 2005-05-04 2010-08-24 Delavan Inc Lean direct injection atomizer for gas turbine engines
US7334960B2 (en) 2005-06-23 2008-02-26 Siemens Power Generation, Inc. Attachment device for removable components in hot gas paths in a turbine engine
US8720205B2 (en) 2005-09-09 2014-05-13 Richard H. Lugg Advanced hypersonic magnetic jet/electric turbine engine (AHMJET)
EP1924762B1 (en) 2005-09-13 2013-01-02 Rolls-Royce Corporation, Ltd. Gas turbine engine combustion systems
JP2007113888A (ja) 2005-10-24 2007-05-10 Kawasaki Heavy Ind Ltd ガスタービンエンジンの燃焼器構造
JP5137379B2 (ja) 2005-11-14 2013-02-06 インターナショナル・ビジネス・マシーンズ・コーポレーション 衝突冷却器
US8500628B2 (en) 2006-02-28 2013-08-06 Olympus Endo Technology America, Inc. Rotate-to-advance catheterization system
US7762073B2 (en) 2006-03-01 2010-07-27 General Electric Company Pilot mixer for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports
US7690203B2 (en) 2006-03-17 2010-04-06 Siemens Energy, Inc. Removable diffusion stage for gas turbine engine fuel nozzle assemblages
DE102006026969A1 (de) 2006-06-09 2007-12-13 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammerwand für eine mager-brennende Gasturbinenbrennkammer
EP2126355A2 (en) 2006-12-16 2009-12-02 Christopher J. Papile Methods and/or systems for removing carbon dioxide and/or generating power
US7886517B2 (en) 2007-05-09 2011-02-15 Siemens Energy, Inc. Impingement jets coupled to cooling channels for transition cooling
GB0709838D0 (en) 2007-05-23 2007-07-04 Rolls Royce Plc A hollow blade and a method of manufacturing a hollow blade
US7836703B2 (en) 2007-06-20 2010-11-23 General Electric Company Reciprocal cooled turbine nozzle
US8011188B2 (en) 2007-08-31 2011-09-06 General Electric Company Augmentor with trapped vortex cavity pilot
US7921654B1 (en) * 2007-09-07 2011-04-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Cooled turbine stator vane
US7665309B2 (en) 2007-09-14 2010-02-23 Siemens Energy, Inc. Secondary fuel delivery system
US8387398B2 (en) 2007-09-14 2013-03-05 Siemens Energy, Inc. Apparatus and method for controlling the secondary injection of fuel
JP4823186B2 (ja) 2007-09-25 2011-11-24 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US8151570B2 (en) 2007-12-06 2012-04-10 Alstom Technology Ltd Transition duct cooling feed tubes
US8104292B2 (en) 2007-12-17 2012-01-31 General Electric Company Duplex turbine shroud
US20090223227A1 (en) 2008-03-05 2009-09-10 General Electric Company Combustion cap with crown mixing holes
US8393867B2 (en) 2008-03-31 2013-03-12 United Technologies Corporation Chambered airfoil cooling
US7757491B2 (en) 2008-05-09 2010-07-20 General Electric Company Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same
US8281595B2 (en) 2008-05-28 2012-10-09 General Electric Company Fuse for flame holding abatement in premixer of combustion chamber of gas turbine and associated method
US8590313B2 (en) 2008-07-30 2013-11-26 Rolls-Royce Corporation Precision counter-swirl combustor
US8087228B2 (en) 2008-09-11 2012-01-03 General Electric Company Segmented combustor cap
US7874138B2 (en) 2008-09-11 2011-01-25 Siemens Energy, Inc. Segmented annular combustor
US8272218B2 (en) 2008-09-24 2012-09-25 Siemens Energy, Inc. Spiral cooled fuel nozzle
US8375726B2 (en) 2008-09-24 2013-02-19 Siemens Energy, Inc. Combustor assembly in a gas turbine engine
US8230688B2 (en) 2008-09-29 2012-07-31 Siemens Energy, Inc. Modular transvane assembly
KR101366586B1 (ko) 2008-10-08 2014-02-24 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 가스 터빈 및 그 운전 방법
US8209986B2 (en) 2008-10-29 2012-07-03 General Electric Company Multi-tube thermal fuse for nozzle protection from a flame holding or flashback event
EP2351909B1 (en) * 2008-11-07 2016-10-19 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Turbine blade
US8231329B2 (en) * 2008-12-30 2012-07-31 General Electric Company Turbine blade cooling with a hollow airfoil configured to minimize a distance between a pin array section and the trailing edge of the air foil
US8549861B2 (en) 2009-01-07 2013-10-08 General Electric Company Method and apparatus to enhance transition duct cooling in a gas turbine engine
US9140454B2 (en) 2009-01-23 2015-09-22 General Electric Company Bundled multi-tube nozzle for a turbomachine
US20100192582A1 (en) 2009-02-04 2010-08-05 Robert Bland Combustor nozzle
US8851402B2 (en) 2009-02-12 2014-10-07 General Electric Company Fuel injection for gas turbine combustors
US20100205970A1 (en) 2009-02-19 2010-08-19 General Electric Company Systems, Methods, and Apparatus Providing a Secondary Fuel Nozzle Assembly
US20100223931A1 (en) 2009-03-04 2010-09-09 General Electric Company Pattern cooled combustor liner
US8307657B2 (en) 2009-03-10 2012-11-13 General Electric Company Combustor liner cooling system
US20100272953A1 (en) 2009-04-28 2010-10-28 Honeywell International Inc. Cooled hybrid structure for gas turbine engine and method for the fabrication thereof
WO2010128882A1 (en) 2009-05-07 2010-11-11 General Electric Company Multi-premixer fuel nozzle
WO2010131385A1 (ja) * 2009-05-11 2010-11-18 三菱重工業株式会社 タービン静翼およびガスタービン
US8904799B2 (en) 2009-05-25 2014-12-09 Majed Toqan Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines
JP5439041B2 (ja) 2009-06-02 2014-03-12 三菱重工業株式会社 燃焼器構成部材の製造方法、並びに、燃焼器構成部材、ガスタービン用燃焼器及びガスタービン
US8616002B2 (en) 2009-07-23 2013-12-31 General Electric Company Gas turbine premixing systems
US8707705B2 (en) 2009-09-03 2014-04-29 General Electric Company Impingement cooled transition piece aft frame
US8281594B2 (en) 2009-09-08 2012-10-09 Siemens Energy, Inc. Fuel injector for use in a gas turbine engine
JP2011058775A (ja) 2009-09-14 2011-03-24 Hitachi Ltd ガスタービン燃焼器
JP5103454B2 (ja) 2009-09-30 2012-12-19 株式会社日立製作所 燃焼器
US8276385B2 (en) 2009-10-08 2012-10-02 General Electric Company Staged multi-tube premixing injector
EP2496885B1 (en) 2009-11-07 2019-05-29 Ansaldo Energia Switzerland AG Burner with a cooling system allowing an increased gas turbine efficiency
US9397361B2 (en) 2009-12-02 2016-07-19 Christopher J Papile Generating power from hydrocarbon deposits while capturing carbon dioxide
JP5479058B2 (ja) 2009-12-07 2014-04-23 三菱重工業株式会社 燃焼器とタービン部との連通構造、および、ガスタービン
US8381532B2 (en) 2010-01-27 2013-02-26 General Electric Company Bled diffuser fed secondary combustion system for gas turbines
RU2530685C2 (ru) 2010-03-25 2014-10-10 Дженерал Электрик Компани Структуры ударного воздействия для систем охлаждения
US20110247340A1 (en) 2010-04-13 2011-10-13 Predrag Popovic Apparatus and method for minimizing and/or eliminating dilution air leakage in a combustion liner assembly
US8276391B2 (en) 2010-04-19 2012-10-02 General Electric Company Combustor liner cooling at transition duct interface and related method
US8752386B2 (en) 2010-05-25 2014-06-17 Siemens Energy, Inc. Air/fuel supply system for use in a gas turbine engine
RU2531110C2 (ru) 2010-06-29 2014-10-20 Дженерал Электрик Компани Газотурбинная установка и установка, содержащая лопатки-форсунки (варианты)
US8141334B2 (en) 2010-08-02 2012-03-27 General Electric Company Apparatus and filtering systems relating to combustors in combustion turbine engines
US9334808B2 (en) 2010-08-05 2016-05-10 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Combustor and the method of fuel supply and converting fuel nozzle for advanced humid air turbine
US8647053B2 (en) 2010-08-09 2014-02-11 Siemens Energy, Inc. Cooling arrangement for a turbine component
US8499566B2 (en) 2010-08-12 2013-08-06 General Electric Company Combustor liner cooling system
EP2436977A1 (en) 2010-09-30 2012-04-04 Siemens Aktiengesellschaft Burner for a gas turbine
JP5653705B2 (ja) 2010-09-30 2015-01-14 三菱重工業株式会社 回収式空気冷却ガスタービン燃焼器冷却構造
US8464537B2 (en) 2010-10-21 2013-06-18 General Electric Company Fuel nozzle for combustor
US20120114868A1 (en) 2010-11-10 2012-05-10 General Electric Company Method of fabricating a component using a fugitive coating
US9097117B2 (en) 2010-11-15 2015-08-04 Siemens Energy, Inc Turbine transition component formed from an air-cooled multi-layer outer panel for use in a gas turbine engine
US9133721B2 (en) 2010-11-15 2015-09-15 Siemens Energy, Inc. Turbine transition component formed from a two section, air-cooled multi-layer outer panel for use in a gas turbine engine
US8726668B2 (en) 2010-12-17 2014-05-20 General Electric Company Fuel atomization dual orifice fuel nozzle
US8387391B2 (en) 2010-12-17 2013-03-05 General Electric Company Aerodynamically enhanced fuel nozzle
US20120151928A1 (en) 2010-12-17 2012-06-21 Nayan Vinodbhai Patel Cooling flowpath dirt deflector in fuel nozzle
US8899049B2 (en) 2011-01-07 2014-12-02 General Electric Company System and method for controlling combustor operating conditions based on flame detection
US8322143B2 (en) 2011-01-18 2012-12-04 General Electric Company System and method for injecting fuel
US20120180487A1 (en) 2011-01-19 2012-07-19 General Electric Company System for flow control in multi-tube fuel nozzle
US8720204B2 (en) 2011-02-09 2014-05-13 Siemens Energy, Inc. Resonator system with enhanced combustor liner cooling
CN103080653B (zh) 2011-03-16 2015-03-25 三菱日立电力系统株式会社 燃气涡轮燃烧器及燃气涡轮
US8667682B2 (en) 2011-04-27 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Method of fabricating a nearwall nozzle impingement cooled component for an internal combustion engine
KR20130116948A (ko) 2011-05-24 2013-10-24 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 중공 만곡판 및 그 제조 방법 및 가스 터빈의 연소기
US8904797B2 (en) 2011-07-29 2014-12-09 General Electric Company Sector nozzle mounting systems
EP2573325A1 (en) 2011-09-23 2013-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Impingement cooling of turbine blades or vanes
US8801428B2 (en) 2011-10-04 2014-08-12 General Electric Company Combustor and method for supplying fuel to a combustor
US9243803B2 (en) 2011-10-06 2016-01-26 General Electric Company System for cooling a multi-tube fuel nozzle
US9188335B2 (en) 2011-10-26 2015-11-17 General Electric Company System and method for reducing combustion dynamics and NOx in a combustor
FR2982008B1 (fr) 2011-10-26 2013-12-13 Snecma Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement ameliore au niveau des trous primaires et de dilution
US9033699B2 (en) 2011-11-11 2015-05-19 General Electric Company Combustor
US9243506B2 (en) 2012-01-03 2016-01-26 General Electric Company Methods and systems for cooling a transition nozzle
US9366440B2 (en) 2012-01-04 2016-06-14 General Electric Company Fuel nozzles with mixing tubes surrounding a liquid fuel cartridge for injecting fuel in a gas turbine combustor
EP2613080A1 (en) 2012-01-05 2013-07-10 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber of an annular combustor for a gas turbine
US10161691B2 (en) 2012-01-16 2018-12-25 The Boeing Company Multi-channel cooling plenum
EP2626519A1 (en) * 2012-02-09 2013-08-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine
US8511086B1 (en) 2012-03-01 2013-08-20 General Electric Company System and method for reducing combustion dynamics in a combustor
US9016039B2 (en) 2012-04-05 2015-04-28 General Electric Company Combustor and method for supplying fuel to a combustor
EP2650612A1 (en) 2012-04-10 2013-10-16 Siemens Aktiengesellschaft Burner
US9121286B2 (en) 2012-04-24 2015-09-01 United Technologies Corporation Airfoil having tapered buttress
US9234438B2 (en) 2012-05-04 2016-01-12 Siemens Aktiengesellschaft Turbine engine component wall having branched cooling passages
US9534781B2 (en) 2012-05-10 2017-01-03 General Electric Company System and method having multi-tube fuel nozzle with differential flow
EP2666613A1 (de) 2012-05-25 2013-11-27 Technische Universität Darmstadt Erfindung betreffend Hilfsstrukturen für die Herstellung von Bauteilen mittels generativen oder additiven Verfahren
US20130318986A1 (en) 2012-06-05 2013-12-05 General Electric Company Impingement cooled combustor
RU2561956C2 (ru) 2012-07-09 2015-09-10 Альстом Текнолоджи Лтд Газотурбинная система сгорания
US8904798B2 (en) 2012-07-31 2014-12-09 General Electric Company Combustor
US8966909B2 (en) 2012-08-21 2015-03-03 General Electric Company System for reducing combustion dynamics
US9212823B2 (en) 2012-09-06 2015-12-15 General Electric Company Systems and methods for suppressing combustion driven pressure fluctuations with a premix combustor having multiple premix times
US9335050B2 (en) 2012-09-26 2016-05-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor
US20140093379A1 (en) 2012-10-03 2014-04-03 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine component
WO2015057288A1 (en) 2013-10-18 2015-04-23 Florida Turbine Technologies, Inc. Gas turbine engine with liquid metal cooling
US9297310B2 (en) 2012-10-18 2016-03-29 General Electric Company Part load performance improvement using deformable bore plugs
JP6018714B2 (ja) 2012-11-21 2016-11-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ コーキング防止液体燃料カートリッジ
US20140144152A1 (en) 2012-11-26 2014-05-29 General Electric Company Premixer With Fuel Tubes Having Chevron Outlets
US9599343B2 (en) 2012-11-28 2017-03-21 General Electric Company Fuel nozzle for use in a turbine engine and method of assembly
EP2762784B1 (en) 2012-11-30 2016-02-03 Alstom Technology Ltd Damping device for a gas turbine combustor
EP2738469B1 (en) 2012-11-30 2019-04-17 Ansaldo Energia IP UK Limited Combustor part of a gas turbine comprising a near wall cooling arrangement
US9353950B2 (en) 2012-12-10 2016-05-31 General Electric Company System for reducing combustion dynamics and NOx in a combustor
US9366437B2 (en) 2012-12-20 2016-06-14 General Electric Company System for reducing flame holding within a combustor
US9486963B2 (en) 2012-12-28 2016-11-08 United Technologies Corporation Work piece having self-supporting gusset and method related thereto
US9309809B2 (en) 2013-01-23 2016-04-12 General Electric Company Effusion plate using additive manufacturing methods
US9435539B2 (en) 2013-02-06 2016-09-06 General Electric Company Variable volume combustor with pre-nozzle fuel injection system
US9562692B2 (en) 2013-02-06 2017-02-07 Siemens Aktiengesellschaft Nozzle with multi-tube fuel passageway for gas turbine engines
US9015944B2 (en) 2013-02-22 2015-04-28 General Electric Company Method of forming a microchannel cooled component
US20140260327A1 (en) 2013-02-26 2014-09-18 General Electric Company Cooled article
CA2904200A1 (en) 2013-03-05 2014-09-12 Rolls-Royce Corporation Dual-wall impingement, convection, effusion combustor tile
US20140338340A1 (en) 2013-03-12 2014-11-20 General Electric Company System and method for tube level air flow conditioning
US9759425B2 (en) 2013-03-12 2017-09-12 General Electric Company System and method having multi-tube fuel nozzle with multiple fuel injectors
WO2014164429A1 (en) 2013-03-13 2014-10-09 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Check valve for propulsive engine combustion chamber
EP2971966B1 (en) 2013-03-15 2017-04-19 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine combustor liner
US9528701B2 (en) 2013-03-15 2016-12-27 General Electric Company System for tuning 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
US9458767B2 (en) 2013-03-18 2016-10-04 General Electric Company Fuel injection insert for a turbine nozzle segment
GB201305432D0 (en) 2013-03-26 2013-05-08 Rolls Royce Plc A gas turbine engine cooling arrangement
WO2014191495A1 (de) 2013-05-31 2014-12-04 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbinen-ringbrennkammer mit tangentialeindüsung als späte mager-einspritzung
US9371997B2 (en) 2013-07-01 2016-06-21 General Electric Company System for supporting a bundled tube fuel injector within a combustor
US9273868B2 (en) 2013-08-06 2016-03-01 General Electric Company System for supporting bundled tube segments within a combustor
US20150044059A1 (en) 2013-08-09 2015-02-12 General Electric Company Airfoil for a turbine system
US20150041590A1 (en) 2013-08-09 2015-02-12 General Electric Company Airfoil with a trailing edge supplement structure
US20150059348A1 (en) 2013-08-28 2015-03-05 General Electric Company System and method for controlling fuel distributions in a combustor in a gas turbine engine
US9416662B2 (en) 2013-09-03 2016-08-16 General Electric Company Method and system for providing cooling for turbine components
EP3044511B1 (en) 2013-09-11 2021-10-06 Raytheon Technologies Corporation Combustor, gas turbine engine comprising such a combustor, and method
US9476592B2 (en) 2013-09-19 2016-10-25 General Electric Company System for injecting fuel in a gas turbine combustor
US9574498B2 (en) 2013-09-25 2017-02-21 General Electric Company Internally cooled transition duct aft frame with serpentine cooling passage and conduit
US9458725B2 (en) 2013-10-04 2016-10-04 General Electric Company Method and system for providing cooling for turbine components
EP2863018B1 (en) 2013-10-17 2018-03-21 Ansaldo Energia Switzerland AG Combustor of a gas turbine with a transition piece having a cooling structure
US10539041B2 (en) 2013-10-22 2020-01-21 General Electric Company Cooled article and method of forming a cooled article
US9518478B2 (en) 2013-10-28 2016-12-13 General Electric Company Microchannel exhaust for cooling and/or purging gas turbine segment gaps
US9423135B2 (en) 2013-11-21 2016-08-23 General Electric Company Combustor having mixing tube bundle with baffle arrangement for directing fuel
US9909432B2 (en) 2013-11-26 2018-03-06 General Electric Company Gas turbine transition piece aft frame assemblies with cooling channels and methods for manufacturing the same
US9259807B2 (en) 2013-12-13 2016-02-16 General Electric Company Method for repairing a bundled tube fuel injector
US20150167983A1 (en) 2013-12-13 2015-06-18 General Electric Company Bundled tube fuel injector tube tip
US20150219336A1 (en) 2014-02-03 2015-08-06 General Electric Company Systems and methods for reducing modal coupling of combustion dynamics
US9410702B2 (en) 2014-02-10 2016-08-09 Honeywell International Inc. Gas turbine engine combustors with effusion and impingement cooling and methods for manufacturing the same using additive manufacturing techniques
JP6177187B2 (ja) 2014-04-30 2017-08-09 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン燃焼器、ガスタービン、制御装置及び制御方法
CN106461225B (zh) 2014-05-12 2019-10-11 通用电气公司 预成膜液体燃料筒
US10161635B2 (en) 2014-06-13 2018-12-25 Rolls-Royce Corporation Combustor with spring-loaded crossover tubes
US9333578B2 (en) 2014-06-30 2016-05-10 General Electric Company Fiber reinforced brazed components and methods
CN107027298B (zh) 2014-07-04 2020-06-30 诺沃皮尼奥内股份有限公司 通过组装多个涡轮构件的涡轮机叶轮的制造
US9650958B2 (en) 2014-07-17 2017-05-16 General Electric Company Combustor cap with cooling passage
FR3024060B1 (fr) 2014-07-28 2021-01-29 Michelin & Cie Procede de fabrication additive a base de poudre d'une piece, notamment d'une lamelle de garniture pour moule de pneumatiques, et d'un element de renfort associe
US10480791B2 (en) 2014-07-31 2019-11-19 General Electric Company Fuel injector to facilitate reduced NOx emissions in a combustor system
US10094568B2 (en) 2014-08-28 2018-10-09 General Electric Company Combustor dynamics mitigation
US9714767B2 (en) 2014-11-26 2017-07-25 General Electric Company Premix fuel nozzle assembly
US9631816B2 (en) 2014-11-26 2017-04-25 General Electric Company Bundled tube fuel nozzle
US9835333B2 (en) 2014-12-23 2017-12-05 General Electric Company System and method for utilizing cooling air within a combustor
US9765972B2 (en) 2015-01-30 2017-09-19 Delavan Inc. Fuel injectors for gas turbine engines
US10267521B2 (en) 2015-04-13 2019-04-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor heat shield
US10138334B2 (en) 2015-06-16 2018-11-27 Water Mark Technologies, Inc. Dry water soluble polymer particles
US9850763B2 (en) 2015-07-29 2017-12-26 General Electric Company Article, airfoil component and method for forming article
US10520193B2 (en) 2015-10-28 2019-12-31 General Electric Company Cooling patch for hot gas path components
FR3043347B1 (fr) 2015-11-06 2021-06-25 Michelin & Cie Procede de fabrication additive a base de poudre d'une piece, notamment d'un element de garniture pour moule de pneumatique
US20170138595A1 (en) 2015-11-18 2017-05-18 General Electric Company Combustor Wall Channel Cooling System
US10087844B2 (en) 2015-11-18 2018-10-02 General Electric Company Bundled tube fuel nozzle assembly with liquid fuel capability
US10024171B2 (en) 2015-12-09 2018-07-17 General Electric Company Article and method of cooling an article
US9945562B2 (en) 2015-12-22 2018-04-17 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
US10486362B2 (en) 2016-02-11 2019-11-26 General Electric Company Method and connecting supports for additive manufacturing
US20170248318A1 (en) 2016-02-26 2017-08-31 General Electric Company Pilot nozzles in gas turbine combustors
US10309653B2 (en) 2016-03-04 2019-06-04 General Electric Company Bundled tube fuel nozzle with internal cooling
JP6594810B2 (ja) 2016-03-23 2019-10-23 ルネサスエレクトロニクス株式会社 電流検出回路及びそれを備えたｄｃｄｃコンバータ
US10641491B2 (en) 2016-03-25 2020-05-05 General Electric Company Cooling of integrated combustor nozzle of segmented annular combustion system
US10584880B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Mounting of integrated combustor nozzles in a segmented annular combustion system
US10830442B2 (en) 2016-03-25 2020-11-10 General Electric Company Segmented annular combustion system with dual fuel capability
US10584876B2 (en) 2016-03-25 2020-03-10 General Electric Company Micro-channel cooling of integrated combustor nozzle of a segmented annular combustion system
US10520194B2 (en) 2016-03-25 2019-12-31 General Electric Company Radially stacked fuel injection module for a segmented annular combustion system
US10655541B2 (en) 2016-03-25 2020-05-19 General Electric Company Segmented annular combustion system
US10563869B2 (en) 2016-03-25 2020-02-18 General Electric Company Operation and turndown of a segmented annular combustion system
US11428413B2 (en) 2016-03-25 2022-08-30 General Electric Company Fuel injection module for segmented annular combustion system
US10605459B2 (en) 2016-03-25 2020-03-31 General Electric Company Integrated combustor nozzle for a segmented annular combustion system
US10443854B2 (en) 2016-06-21 2019-10-15 General Electric Company Pilot premix nozzle and fuel nozzle assembly
US10247103B2 (en) 2016-08-19 2019-04-02 General Electric Company Assembly tool kit for gas turbine engine bundled tube fuel nozzle assembly
US10544683B2 (en) * 2016-08-30 2020-01-28 Rolls-Royce Corporation Air-film cooled component for a gas turbine engine
US10690350B2 (en) 2016-11-28 2020-06-23 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injection
US10788215B2 (en) 2016-12-21 2020-09-29 General Electric Company Fuel nozzle assembly with flange orifice
US10344982B2 (en) 2016-12-30 2019-07-09 General Electric Company Compact multi-residence time bundled tube fuel nozzle having transition portions of different lengths
US20180328187A1 (en) 2017-05-09 2018-11-15 General Electric Company Turbine engine with an airfoil and insert
US11525578B2 (en) 2017-08-16 2022-12-13 General Electric Company Dynamics-mitigating adapter for bundled tube fuel nozzle
WO2019057743A1 (de) * 2017-09-25 2019-03-28 Siemens Aktiengesellschaft Schaufelblatt für eine turbinenschaufel
US10809007B2 (en) 2017-11-17 2020-10-20 General Electric Company Contoured wall heat exchanger

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