NL194342C - Gekoelde bladen voor een gasturbinemotor. - Google Patents
Gekoelde bladen voor een gasturbinemotor. Download PDFInfo
- Publication number
- NL194342C NL194342C NL9000542A NL9000542A NL194342C NL 194342 C NL194342 C NL 194342C NL 9000542 A NL9000542 A NL 9000542A NL 9000542 A NL9000542 A NL 9000542A NL 194342 C NL194342 C NL 194342C
- Authority
- NL
- Netherlands
- Prior art keywords
- tip
- air
- supply channel
- blade
- cooling
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/10—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using sealing fluid, e.g. steam
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/186—Film cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
1 194342
Gekoelde bladen voer sen gssturbinsmstGr.
De uitvinding betreft een axiale stromingsturbine voor een gasturbinemotor, welke turbine wordt aangedreven door een motoraandrijfmedium, omvattende een aantal luchtgekoelde bladen die ieder een aërodyna-5 misch draagvlak hebben dat is blootgesteld aan het genoemde motoraandrijfmedium en dat een drukzijde, een zuigzijde, een worteldeel, een tipdeel en een middenkoordedeel bepaalt met ten minste één rechtdoor-gaande radiale doorlaat die een aanvoerruimte begrenst in het genoemde middenkoordedeel, welke aanvoerruimte koellucht leidt uit het worteldeel naar het tipdeel, ten minste een aanvoerkanaal dat grenst aan de drukzijde, welk aanvoerkanaal is voorzien van in radiale richting op afstand van elkaar zich 10 bevindende filmkoelgaten in het aërodynamische draagvlak die worden gevoed met koellucht uit het aanvoerkanaal, welk aanvoerkanaal in verbinding staat met de aanvoerruimte door middel van In radiale richting op afstand van elkaar zich bevindende bijvulkoelgaten om lucht bij te vullen in het genoemde aanvoerkanaal.
Een dergelijke stromingsturbine is bekend uit de Japanse octrooiaanvrage JP-A 59-231-102. De bladen 15 van deze bekende stromingsturbine bezitten toevoerkanalen door middel waarvan koellucht over het bladoppervlak kan worden geleid. De koellucht wordt aan de aanvoerkanalen toegevoerd via de bijvulkoelgaten die uitmonden in de aanvoerruimte.
Het nadeel van de bekende stromingsturbine is dat de verdeling van de koellucht over de lengte van het blad niet goed te regelen is, onder andere als gevolg van de bij rotatie optredende centrifugale krachten.
20 Daardoor is de druk in het toevoerkanaal lager nabij het worteldeel.
Doel van de uitvinding is een axiale stromingsturbine te verschaffen die dit nadeel mist. Dat doel wordt bereikt doordat het aanvoerkanaal een doorgaande verbinding heeft met het worteldeel.
Als gevolg van het feit dat het aanvoerkanaal niet alleen via de aanvoerruimte, maar ook rechtstreeks via het worteldeel met koellucht kan worden gevoed, is een betere verdeling van de koellucht over het 25 bladoppervlak mogelijk. De relatief lage druk van de koellucht kan worden gecompenseerd door de toevoer via de doorgaande verbinding van het aanvoerkanaal door het worteldeel.
Een verdere verbetering wordt verkregen indien het aanvoerkanaal via een opening uitmondt in het tipdeel van het blad. De stroming van het worteldeel naar het tipdeel kan bepaald worden aan de hand van de drukval over de opening in het tipdeel. Daardoor is een nauwkeurige verdeling van de koellucht over de 30 filmkoelgaten mogelijk.
Gewezen wordt op het Amerikaanse octrooischrift 4.743.575, spec, figuur 7, waaruit een turbineblad bekend is voorzien van een aanvoerruimte met een U-vormige geleiding. De aanvoerkanalen worden gevoed via de aanvoerruimte, doch hebben geen doorgaande verbinding door het worteldeel.
Uit de Japanse octrooiaanvrage IP.A 55-104506 is een turbineblad bekend met een aanvoerruimte 35 alsmede daarmee in verbinding staande aanvoerkanalen. Elk aanvoerkanaal staat in verbinding met toevoergaten in het worteldeel. Deze verbinding is echter niet doorgaand door het worteldeel uitgevoerd.
De onderhavige uitvinding zal worden verduidelijkt in de volgende beschrijving en de tekeningen.
Korte beschrijving van de tekeningén.
40 Figuur 1 is een aanzicht in doorsnede van een turbineblad genomen langs een as in de richting van de koorde, waarbij de onderhavige uitvinding wordt geïllustreerd;
Figuur 2 is een aanzicht in doorsnede langs de lijn II—II van figuur 1; en
Figuur 3 is een diagram van een stromingscircuit dat het stromingspatroon toont in het inwendige van het turbineblad.
45 Figuur 4 is een gedeeltelijk aanzicht van het tipdeel van het turbineblad in doorsnede, dat een voorkeurs-uitvoering toont.
Voorkeursuitvoering van de uitvinding.
De onderhavige uitvinding Is in het bijzonder effectief voor turbinebladen van een gasturbinemotor waarin 50 inwendige koeling van de bladen gewenst is. De constructie van de inwendig gekoelde turbinebladen is duidelijk beschreven in de literatuur, en voor het gemak en de eenvoud, wordt slechts dat deel van het blad hierin beschreven dat nodig is voor het begrip van de uitvinding. Voor details van gasturbinemotoren en turbinebladen, wordt verwezen naar de F100 en JT9D motoren die wordt vervaardigd door Pratt & Whitney Aircraft, een divisie van United Technologies Corporation.
55 Zoals uit figuur 1 blijkt, dat een aanzicht in dwarsdoorsnede is, genomen langs de as in koorderichting, In figuur 2 omvat het blad, dat algemeen wordt aangeduid met 10, een buitenwand of mantel 12 die een drukzijde 14, een zuigzijde 16, een voorrand 18 en een achterrand 20 begrenst Het blad 10 is gegoten in 194342 2 een dubbele wandconfiguratie waarin de binnenwand 22 ruwweg even groot is als en evenwijdig loopt aan de buitenmantel 12 maar op afstand hiervan is geplaatst om een in radiale richting lopende doorlaat 26 te , begrenzen. Omdat deze doorlaat 26 koellucht toevoert aan de filmkoelgaten 28 en de bladtip 30, wordt de doorlaat 26 aangeduid met aanvoerkanaal. Terwijl het aanvoerkanaal 26 wordt getoond als een aantal 5 aanvoerkanalen, zal het aantal van dergelijke doorlaten worden bepaald door de individuele toepassing. Dit is eerder een dynamische dan een statische doorlaat omdat koellucht constant stroomt zolang het continu wordt gevoed met koellucht en konstant filmkoellucht wordt afgevoerd. Dit kan het beste worden gezien in figuur 2 waar schematisch wordt getoond dat koellucht binnentreedt in de onderzijde van het aanvoerkanaal 26 en in radiale richting naar de tip 30 van het blad stroomt.
10 Koellucht stroomt eveneens kontinu naar de centrale holte, die een in radiale richting lopende doorlaat 32 is. Zoals duidelijk zal worden uit de hierna volgende beschrijving, wordt hierna deze holte aangeduid met aanvoerkanaal 32, omdat deze holte koellucht toevoert aan het aanvoerkanaal 26 om de toevoer van koellucht aan te vullen wanneer het wordt afgevoerd door de filmkoelgaten 28.
Verondersteld wordt dat het aanvoerkanaal 26 en de aanvoerkamer 32 compressorlucht zullen ontvan-15 gen, hetgeen normaal is bij deze ontwerpen.
Uit het voorgaande zal duidelijk zijn dat als de koellucht in het aanvoerkanaal 26 in radiale richting verder stroomt van de wortel naar de tip van het blad en de op radiale afstand van elkaar geplaatste filmgaten 28 voedt, de hoeveelheid koellucht uitgeput raakt. Echter, omdat het aanvoerkanaal 26 altijd in verbinding staat met de aanvoerruimte 32 via de op radiale afstand van elkaar aangebrachte gaten 36, wordt de aanvoer 20 van koellucht kontinu bijgevuld. Klaarblijkelijk wordt de koellucht in het aanvoerkanaal 26 en de aanvoer· ruimten 32 op druk gebracht als deze voortgaat in de richting van de tip van het blad, tengevolge van de rotatie van het blad. Tengevolge van dit intrinsieke kenmerk, kunnen de filmkoelgaten in de buurt van de tip van het blad koellucht ontvangen op een acceptabel drukniveau.
De aanvoerruimte 32 is normaliter een holle ruimte die loopt van de wortel naar de tip en wordt begrensd 25 door de inwendige wand 22. Ribben zoals ribben 40 en 42 kunnen zijn toegevoegd om structurele integriteit te verschaffen aan het blad. Het gebruik van ribben wordt natuurlijk bepaald door het specifieke ontwerp van het blad en zijn toepassing.
Omdat gaten 36 dienen voor het bijvullen van koellucht in het aanvoerkanaal 26, worden zij hierna aangeduid met bijvulkoelgaten 36. Aldus dienen de bijvulkoelgaten, naast andere funkties, ais middel voor 30 het bijvullen van het aanvoerkanaal 26 en als middel voor het verbeteren vein de effectiviteit van het koelen door gemaximaliseerde convectiekoeling en door het introduceren van turbulentie van de stroming die de filmkoelgaten binnengaat. Gebleken is dat het bijvullen van de aanvoerkanalen met de bijvulgaten 36 een aanzienlijke verbetering vertoont van de effectiviteit van het koelen ten opzichte van een getest blad zonder de bijvulkoelgaten. De afmeting van deze gaten kan worden gekozen om de gewenste drukval te verschaf-35 fen om de gewenste drukverhouding over de filmkoelgaten te verkrijgen.
Het koelen kan verder worden verbeterd door het aanbrengen van stuu rstrippen 46 in het aanvoerkanaal 26. De stuurstrippen dienen nog voor een extra funktie naast het koelaspekt omdat een drukvalkenmerk wordt gecreëerd. Dit kan gewenst zijn waar de koellucht die de tip van het blad nadert tengevolge van het centrifugeren van de lucht in het aanvoerkanaal 26 en de aanvoerruimte 32 een te hoge druk krijgt en het 40 noodzakelijk is om deze druk te verlagen om de drukverhouding te verkrijgen die noodzakelijk is voor het optimaliseren van de vorming van de film die komt uit de filmkoelgaten 28.
Uit het voorgaande blijkt dat het aanvoerkanaal 26 en de aanvoerruimte 32 rechtdoorgaande radiale doorlaten zijn en de gewoonlijk gebruikte serpentinevormige doorlaten uitbannen. Dit kenmerk verschaft de ontwerper van het blad de mogelijkheid om de afmeting van de tip te verminderen omdat het niet langer de 45 kerende doorlaten van het serpentinevormige doorlaatontwerp hoeft te herbergen, zodat nu de ontwerper aërodynamische tipafdichttechnieken kan aanwenden. Dit verschaft de aërodynamische ontwerper de mogelijkheid om de koordelengte van de bladtip te kiezen op de minimaal vereiste lengte op grond van overwegingen op het gebied van aërodynamische prestaties zonder buitensporige aandacht voor de afmetingseisen op het gebied van de inwendige koeling. Natuurlijk brengt dit kenmerk verschillende 50 voordelen met zich mee die gewenst zijn bij het ontwerpen van een turbine. Door gebruik te maken van dit kenmerk, kan het blad lichter worden gemaakt, heeft het een aanzienlijk verlaagde trek en de schijf, die het blad steunt, kan lichter worden gemaakt. Al deze kenmerken hebben een gunstige uitwerking op het gewicht, de prestatie en de levensduur van de turbine.
In werking en onder verwijzing naar het stromingspatroon in figuur 3, komt koellucht in het blad bij het 55 worteldeel aan het onderste uiteinde van het blad en gaat door het aërodynamische draagvfakdeel naar de tip zoals wordt geïllustreerd door de gestippelde pijlen A en getrokken pijlen B. Gaten in de tip blazen een deel van de lucht in dit gebied uit, terwijl een deel van de koellucht naar de sproeikop stroomt bij de
Claims (2)
1. Axlaïe stromingsturbine voor een gasturbinemotor, weike turbine wordt aangedreven door een motor-aandrijfmedium, omvattende een aantal luchtgekoelde bladen die ieder een aërodynamisch draagvlak 45 hebben dat is blootgesteld aan het genoemde motoraandrijfmedium en dat een drukzijde, een zuigzijde, een worteldeel, een tipdeel en een middenkoordedeel bepaalt met ten minste één rechtdoorgaande radiale doorlaat die een aanvoerruimte begrenst in het genoemde middenkoordedeel, welke aanvoerruimte koellucht leidt uit het worteldeel naar het tipdeel, ten minste een aanvoerkanaal dat grenst aan de drukzijde, welk aanvoerkanaal is voorzien van in radiale richting op afstand van elkaar zich bevindende filmkoelgaten 50 in het aërodynamische draagvlak die worden gevoed met koellucht uit het aanvoerkanaal, welk aanvoerkanaal in verbinding staat met de aanvoerruimte door middel van in radiale richting op afstand van elkaar zich bevindende bijvulkoelgaten om lucht bij te vullen in het genoemde aanvoerkanaal, met het kenmerk, dat het P 194342 4 aanvoerkanaal (26) een doorgaande verbinding heeft met het worteldeel.
2. Axiale stromingsturbine volgens conclusie 1, met het kenmerk, dat het aanvoerkanaal (26) via een opening (58) uitmondt in het tipdeel (30) van het blad (10). Hierbij 1 blad tekening
Priority Applications (10)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/236,092 US5720431A (en) | 1988-08-24 | 1988-08-24 | Cooled blades for a gas turbine engine |
GB9000466A GB2314126B (en) | 1988-08-24 | 1990-01-09 | Cooled blades for a gas turbine engine |
CA002007632A CA2007632C (en) | 1988-08-24 | 1990-01-12 | Cooled blades for a gas turbine engine |
AU48814/90A AU684039B1 (en) | 1988-08-24 | 1990-01-16 | Cooled blades for a gas turbine engine |
SE9000236A SE470601B (sv) | 1988-08-24 | 1990-01-23 | Kylda blad för en gasturbin |
DE19904003803 DE4003803C2 (de) | 1988-08-24 | 1990-02-08 | Gekühlte Schaufeln für ein Gasturbinentriebwerk |
NO900803A NO306739B1 (no) | 1988-08-24 | 1990-02-20 | Aksialturbin |
TR20390A TR23587A (tr) | 1988-08-24 | 1990-03-07 | Gizli |
NL9000542A NL194342C (nl) | 1988-08-24 | 1990-03-09 | Gekoelde bladen voor een gasturbinemotor. |
JP02800006A JP3112934B2 (ja) | 1988-08-24 | 1990-03-16 | ガスタービン用冷却ブレード |
Applications Claiming Priority (16)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/236,092 US5720431A (en) | 1988-08-24 | 1988-08-24 | Cooled blades for a gas turbine engine |
US23609288 | 1988-08-24 | ||
GB9000466 | 1990-01-09 | ||
GB9000466A GB2314126B (en) | 1988-08-24 | 1990-01-09 | Cooled blades for a gas turbine engine |
CA002007632A CA2007632C (en) | 1988-08-24 | 1990-01-12 | Cooled blades for a gas turbine engine |
CA2007632 | 1990-01-12 | ||
AU48814/90A AU684039B1 (en) | 1988-08-24 | 1990-01-16 | Cooled blades for a gas turbine engine |
AU4881490 | 1990-01-16 | ||
SE9000236 | 1990-01-23 | ||
SE9000236A SE470601B (sv) | 1988-08-24 | 1990-01-23 | Kylda blad för en gasturbin |
DE19904003803 DE4003803C2 (de) | 1988-08-24 | 1990-02-08 | Gekühlte Schaufeln für ein Gasturbinentriebwerk |
DE4003803 | 1990-02-08 | ||
NL9000542A NL194342C (nl) | 1988-08-24 | 1990-03-09 | Gekoelde bladen voor een gasturbinemotor. |
NL9000542 | 1990-03-09 | ||
JP02800006A JP3112934B2 (ja) | 1988-08-24 | 1990-03-16 | ガスタービン用冷却ブレード |
JP80000690 | 1990-03-16 |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
NL9000542A NL9000542A (nl) | 1998-01-05 |
NL194342B NL194342B (nl) | 2001-09-03 |
NL194342C true NL194342C (nl) | 2002-01-04 |
Family
ID=27570074
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
NL9000542A NL194342C (nl) | 1988-08-24 | 1990-03-09 | Gekoelde bladen voor een gasturbinemotor. |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5720431A (nl) |
JP (1) | JP3112934B2 (nl) |
AU (1) | AU684039B1 (nl) |
CA (1) | CA2007632C (nl) |
DE (1) | DE4003803C2 (nl) |
GB (1) | GB2314126B (nl) |
NL (1) | NL194342C (nl) |
NO (1) | NO306739B1 (nl) |
SE (1) | SE470601B (nl) |
TR (1) | TR23587A (nl) |
Families Citing this family (113)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19609324A1 (de) * | 1996-03-09 | 1997-09-11 | Bosch Gmbh Robert | Verfahren zur Messung eines Spannungswerts, Meßvorrichtung zur Ausführung des Verfahrens und Verfahren zur Konfiguration der Meßvorrichtung |
US5931638A (en) * | 1997-08-07 | 1999-08-03 | United Technologies Corporation | Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer |
US6126396A (en) * | 1998-12-09 | 2000-10-03 | General Electric Company | AFT flowing serpentine airfoil cooling circuit with side wall impingement cooling chambers |
US6126397A (en) * | 1998-12-22 | 2000-10-03 | United Technologies Corporation | Trailing edge cooling apparatus for a gas turbine airfoil |
US6224329B1 (en) * | 1999-01-07 | 2001-05-01 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Method of cooling a combustion turbine |
KR20000052372A (ko) * | 1999-01-25 | 2000-08-25 | 제이 엘. 차스킨, 버나드 스나이더, 아더엠. 킹 | 인접한 냉각 통로를 연결하는 타원형 횡단 개구를 갖는가스 터빈 부품 |
US6168381B1 (en) * | 1999-06-29 | 2001-01-02 | General Electric Company | Airfoil isolated leading edge cooling |
DE19939179B4 (de) * | 1999-08-20 | 2007-08-02 | Alstom | Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine |
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 |
US6368060B1 (en) * | 2000-05-23 | 2002-04-09 | General Electric Company | Shaped cooling hole for an airfoil |
GB2366600A (en) * | 2000-09-09 | 2002-03-13 | Rolls Royce Plc | Cooling arrangement for trailing edge of aerofoil |
DE10064271A1 (de) * | 2000-12-22 | 2002-07-04 | Alstom Switzerland Ltd | Vorrichtung zur Prallkühlung eines in einer Strömungskraftmaschine hitzeexponierten Bauteils sowie Verfahren hierzu |
GB0114503D0 (en) * | 2001-06-14 | 2001-08-08 | Rolls Royce Plc | Air cooled aerofoil |
EP1283325A1 (de) * | 2001-08-09 | 2003-02-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Schaufel einer Strömungsmaschine und Verfahren zur Herstellung einer solchen Schaufel |
FR2829175B1 (fr) * | 2001-08-28 | 2003-11-07 | Snecma Moteurs | Circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz |
FR2829174B1 (fr) * | 2001-08-28 | 2006-01-20 | Snecma Moteurs | Perfectionnement apportes aux circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz |
GB0127902D0 (en) | 2001-11-21 | 2002-01-16 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine aerofoil |
US6981846B2 (en) | 2003-03-12 | 2006-01-03 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Vortex cooling of turbine blades |
US6884036B2 (en) * | 2003-04-15 | 2005-04-26 | General Electric Company | Complementary cooled turbine nozzle |
US6890153B2 (en) * | 2003-04-29 | 2005-05-10 | General Electric Company | Castellated turbine airfoil |
US6981840B2 (en) * | 2003-10-24 | 2006-01-03 | General Electric Company | Converging pin cooled airfoil |
US20050156361A1 (en) * | 2004-01-21 | 2005-07-21 | United Technologies Corporation | Methods for producing complex ceramic articles |
US7097426B2 (en) * | 2004-04-08 | 2006-08-29 | General Electric Company | Cascade impingement cooled airfoil |
US7011502B2 (en) * | 2004-04-15 | 2006-03-14 | General Electric Company | Thermal shield turbine airfoil |
US20050258577A1 (en) * | 2004-05-20 | 2005-11-24 | Holowczak John E | Method of producing unitary multi-element ceramic casting cores and integral core/shell system |
US7131818B2 (en) * | 2004-11-02 | 2006-11-07 | United Technologies Corporation | Airfoil with three-pass serpentine cooling channel and microcircuit |
US7217095B2 (en) * | 2004-11-09 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Heat transferring cooling features for an airfoil |
US7478994B2 (en) * | 2004-11-23 | 2009-01-20 | United Technologies Corporation | Airfoil with supplemental cooling channel adjacent leading edge |
US7156620B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled gas turbine airfoil and method |
US7156619B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled gas turbine airfoil and method |
US7334991B2 (en) * | 2005-01-07 | 2008-02-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade tip cooling system |
US7377746B2 (en) * | 2005-02-21 | 2008-05-27 | General Electric Company | Airfoil cooling circuits and method |
US7416390B2 (en) * | 2005-03-29 | 2008-08-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade leading edge cooling system |
US7413407B2 (en) * | 2005-03-29 | 2008-08-19 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber |
US7287959B2 (en) * | 2005-12-05 | 2007-10-30 | General Electric Company | Blunt tip turbine blade |
US7296973B2 (en) * | 2005-12-05 | 2007-11-20 | General Electric Company | Parallel serpentine cooled blade |
FR2894281B1 (fr) * | 2005-12-05 | 2010-08-20 | Snecma | Aube de turbine a refroidissement et a duree de vie ameliores |
US7780413B2 (en) * | 2006-08-01 | 2010-08-24 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with near wall inflow chambers |
US7520725B1 (en) * | 2006-08-11 | 2009-04-21 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with near-wall leading edge multi-holes cooling |
US7866948B1 (en) | 2006-08-16 | 2011-01-11 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with near-wall impingement and vortex cooling |
US7686578B2 (en) * | 2006-08-21 | 2010-03-30 | General Electric Company | Conformal tip baffle airfoil |
US8500396B2 (en) * | 2006-08-21 | 2013-08-06 | General Electric Company | Cascade tip baffle airfoil |
US8632311B2 (en) * | 2006-08-21 | 2014-01-21 | General Electric Company | Flared tip turbine blade |
US8512003B2 (en) * | 2006-08-21 | 2013-08-20 | General Electric Company | Tip ramp turbine blade |
US7607893B2 (en) * | 2006-08-21 | 2009-10-27 | General Electric Company | Counter tip baffle airfoil |
US7556476B1 (en) | 2006-11-16 | 2009-07-07 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with multiple near wall compartment cooling |
US7625180B1 (en) | 2006-11-16 | 2009-12-01 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with near-wall multi-metering and diffusion cooling circuit |
US8425183B2 (en) | 2006-11-20 | 2013-04-23 | General Electric Company | Triforial tip cavity airfoil |
US7819629B2 (en) * | 2007-02-15 | 2010-10-26 | Siemens Energy, Inc. | Blade for a gas turbine |
US7780415B2 (en) * | 2007-02-15 | 2010-08-24 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade having a convergent cavity cooling system for a trailing edge |
US7837441B2 (en) * | 2007-02-16 | 2010-11-23 | United Technologies Corporation | Impingement skin core cooling for gas turbine engine blade |
US7789625B2 (en) * | 2007-05-07 | 2010-09-07 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with enhanced cooling |
US7854591B2 (en) * | 2007-05-07 | 2010-12-21 | Siemens Energy, Inc. | Airfoil for a turbine of a gas turbine engine |
US8202054B2 (en) * | 2007-05-18 | 2012-06-19 | Siemens Energy, Inc. | Blade for a gas turbine engine |
US7857589B1 (en) | 2007-09-21 | 2010-12-28 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with near-wall cooling |
US8292581B2 (en) * | 2008-01-09 | 2012-10-23 | Honeywell International Inc. | Air cooled turbine blades and methods of manufacturing |
US8105031B2 (en) * | 2008-01-10 | 2012-01-31 | United Technologies Corporation | Cooling arrangement for turbine components |
US8210798B2 (en) * | 2008-02-13 | 2012-07-03 | United Technologies Corporation | Cooled pusher propeller system |
GB0810986D0 (en) | 2008-06-17 | 2008-07-23 | Rolls Royce Plc | A Cooling arrangement |
US8096771B2 (en) * | 2008-09-25 | 2012-01-17 | Siemens Energy, Inc. | Trailing edge cooling slot configuration for a turbine airfoil |
US8096770B2 (en) * | 2008-09-25 | 2012-01-17 | Siemens Energy, Inc. | Trailing edge cooling for turbine blade airfoil |
US8303252B2 (en) * | 2008-10-16 | 2012-11-06 | United Technologies Corporation | Airfoil with cooling passage providing variable heat transfer rate |
US8113780B2 (en) * | 2008-11-21 | 2012-02-14 | United Technologies Corporation | Castings, casting cores, and methods |
US8137068B2 (en) * | 2008-11-21 | 2012-03-20 | United Technologies Corporation | Castings, casting cores, and methods |
US8171978B2 (en) * | 2008-11-21 | 2012-05-08 | United Technologies Corporation | Castings, casting cores, and methods |
US8057183B1 (en) * | 2008-12-16 | 2011-11-15 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Light weight and highly cooled turbine blade |
US8186965B2 (en) * | 2009-05-27 | 2012-05-29 | General Electric Company | Recovery tip turbine blade |
US20110097188A1 (en) * | 2009-10-23 | 2011-04-28 | General Electric Company | Structure and method for improving film cooling using shallow trench with holes oriented along length of trench |
US9394795B1 (en) * | 2010-02-16 | 2016-07-19 | J & S Design Llc | Multiple piece turbine rotor blade |
US8449254B2 (en) * | 2010-03-29 | 2013-05-28 | United Technologies Corporation | Branched airfoil core cooling arrangement |
US8491263B1 (en) * | 2010-06-22 | 2013-07-23 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with cooling and sealing |
US20120114868A1 (en) * | 2010-11-10 | 2012-05-10 | General Electric Company | Method of fabricating a component using a fugitive coating |
US9090343B2 (en) | 2011-10-13 | 2015-07-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor blade component cooling |
US10100646B2 (en) | 2012-08-03 | 2018-10-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling circuit |
WO2014029728A1 (en) | 2012-08-20 | 2014-02-27 | Alstom Technology Ltd | Internally cooled airfoil for a rotary machine |
EP2703601B8 (en) | 2012-08-30 | 2016-09-14 | General Electric Technology GmbH | Modular Blade or Vane for a Gas Turbine and Gas Turbine with Such a Blade or Vane |
US9267381B2 (en) * | 2012-09-28 | 2016-02-23 | Honeywell International Inc. | Cooled turbine airfoil structures |
US9359902B2 (en) | 2013-06-28 | 2016-06-07 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with ambient cooling system |
RU2546371C1 (ru) * | 2013-09-27 | 2015-04-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Охлаждаемая турбина |
US9759071B2 (en) * | 2013-12-30 | 2017-09-12 | General Electric Company | Structural configurations and cooling circuits in turbine blades |
FR3021699B1 (fr) * | 2014-05-28 | 2019-08-16 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbine a refroidissement optimise au niveau de son bord de fuite |
FR3034128B1 (fr) | 2015-03-23 | 2017-04-14 | Snecma | Noyau ceramique pour aube de turbine multi-cavites |
US10107108B2 (en) | 2015-04-29 | 2018-10-23 | General Electric Company | Rotor blade having a flared tip |
US9850763B2 (en) * | 2015-07-29 | 2017-12-26 | General Electric Company | Article, airfoil component and method for forming article |
US10006294B2 (en) * | 2015-10-19 | 2018-06-26 | General Electric Company | Article and method of cooling an article |
US10253637B2 (en) | 2015-12-11 | 2019-04-09 | General Electric Company | Method and system for improving turbine blade performance |
US10605096B2 (en) | 2016-05-12 | 2020-03-31 | General Electric Company | Flared central cavity aft of airfoil leading edge |
US10612389B2 (en) * | 2016-08-16 | 2020-04-07 | General Electric Company | Engine component with porous section |
US10526898B2 (en) * | 2017-10-24 | 2020-01-07 | United Technologies Corporation | Airfoil cooling circuit |
US10781697B2 (en) | 2017-12-05 | 2020-09-22 | Raytheon Technologies Corporation | Double wall turbine gas turbine engine blade cooling configuration |
US10508555B2 (en) * | 2017-12-05 | 2019-12-17 | United Technologies Corporation | Double wall turbine gas turbine engine blade cooling configuration |
US10808548B2 (en) | 2017-12-05 | 2020-10-20 | Raytheon Technologies Corporation | Double wall turbine gas turbine engine blade cooling configuration |
US10590779B2 (en) | 2017-12-05 | 2020-03-17 | United Technologies Corporation | Double wall turbine gas turbine engine blade cooling configuration |
US10626735B2 (en) | 2017-12-05 | 2020-04-21 | United Technologies Corporation | Double wall turbine gas turbine engine blade cooling configuration |
US10648343B2 (en) * | 2018-01-09 | 2020-05-12 | United Technologies Corporation | Double wall turbine gas turbine engine vane platform cooling configuration with main core resupply |
US10731474B2 (en) * | 2018-03-02 | 2020-08-04 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with varying wall thickness |
US10710154B2 (en) | 2018-03-09 | 2020-07-14 | Raytheon Technologies Corporation | Casting core removal through thermal cycling |
US20190316472A1 (en) * | 2018-04-17 | 2019-10-17 | United Technologies Corporation | Double wall airfoil cooling configuration for gas turbine engine |
FR3084693B1 (fr) * | 2018-08-03 | 2020-12-25 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine a helices non carenees |
US11566527B2 (en) | 2018-12-18 | 2023-01-31 | General Electric Company | Turbine engine airfoil and method of cooling |
US11352889B2 (en) | 2018-12-18 | 2022-06-07 | General Electric Company | Airfoil tip rail and method of cooling |
US10767492B2 (en) | 2018-12-18 | 2020-09-08 | General Electric Company | Turbine engine airfoil |
US11174736B2 (en) | 2018-12-18 | 2021-11-16 | General Electric Company | Method of forming an additively manufactured component |
US11499433B2 (en) | 2018-12-18 | 2022-11-15 | General Electric Company | Turbine engine component and method of cooling |
KR102178957B1 (ko) * | 2019-03-20 | 2020-11-13 | 두산중공업 주식회사 | 에어포일, 이를 포함하는 가스 터빈 및 에어포일 제조 방법 |
US10844728B2 (en) | 2019-04-17 | 2020-11-24 | General Electric Company | Turbine engine airfoil with a trailing edge |
CN110030036B (zh) * | 2019-05-10 | 2021-10-22 | 沈阳航空航天大学 | 一种涡轮叶片尾缘的冲击劈缝气膜冷却结构 |
CN114810217A (zh) * | 2021-01-27 | 2022-07-29 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 涡轮动叶 |
CN113586167B (zh) * | 2021-07-30 | 2022-09-16 | 西安交通大学 | 一种具有气膜冷却结构的涡轮叶片 |
US11859511B2 (en) * | 2021-11-05 | 2024-01-02 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Co and counter flow heat exchanger |
CN114575931B (zh) * | 2022-03-16 | 2024-06-07 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种高承温能力涡轮叶片冷却结构 |
US11852036B1 (en) * | 2023-04-19 | 2023-12-26 | Rtx Corporation | Airfoil skin passageway cooling enhancement |
Family Cites Families (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3240468A (en) * | 1964-12-28 | 1966-03-15 | Curtiss Wright Corp | Transpiration cooled blades for turbines, compressors, and the like |
US3533711A (en) * | 1966-02-26 | 1970-10-13 | Gen Electric | Cooled vane structure for high temperature turbines |
GB1299904A (en) * | 1969-12-30 | 1972-12-13 | Curtiss Wright Corp | Transpiration cooled turbine blade with thin trailing edge |
DE2231426C3 (de) * | 1972-06-27 | 1974-11-28 | Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen | Deckbandlose, innen gekühlte Axialturbinenlaufschaufel |
US3810711A (en) * | 1972-09-22 | 1974-05-14 | Gen Motors Corp | Cooled turbine blade and its manufacture |
US3994622A (en) * | 1975-11-24 | 1976-11-30 | United Technologies Corporation | Coolable turbine blade |
US4118146A (en) * | 1976-08-11 | 1978-10-03 | United Technologies Corporation | Coolable wall |
US4073599A (en) * | 1976-08-26 | 1978-02-14 | Westinghouse Electric Corporation | Hollow turbine blade tip closure |
US4221539A (en) * | 1977-04-20 | 1980-09-09 | The Garrett Corporation | Laminated airfoil and method for turbomachinery |
GB1552536A (en) * | 1977-05-05 | 1979-09-12 | Rolls Royce | Rotor blade for a gas turbine engine |
US4180373A (en) * | 1977-12-28 | 1979-12-25 | United Technologies Corporation | Turbine blade |
GB2028928B (en) * | 1978-08-17 | 1982-08-25 | Ross Royce Ltd | Aerofoil blade for a gas turbine engine |
JPS55104506A (en) * | 1979-02-02 | 1980-08-11 | Hitachi Ltd | Gas-turbine blade |
CA1190480A (en) * | 1981-03-02 | 1985-07-16 | Westinghouse Electric Corporation | Vane structure having improved cooled operation in stationary combustion turbines |
US4424001A (en) * | 1981-12-04 | 1984-01-03 | Westinghouse Electric Corp. | Tip structure for cooled turbine rotor blade |
JPS59231102A (ja) * | 1983-06-15 | 1984-12-25 | Toshiba Corp | ガスタ−ビンの翼 |
JPS61149503A (ja) * | 1984-12-24 | 1986-07-08 | Toshiba Corp | タ−ビン翼 |
US4770608A (en) * | 1985-12-23 | 1988-09-13 | United Technologies Corporation | Film cooled vanes and turbines |
US4761116A (en) * | 1987-05-11 | 1988-08-02 | General Electric Company | Turbine blade with tip vent |
US4753575A (en) * | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
-
1988
- 1988-08-24 US US07/236,092 patent/US5720431A/en not_active Expired - Lifetime
-
1990
- 1990-01-09 GB GB9000466A patent/GB2314126B/en not_active Expired - Fee Related
- 1990-01-12 CA CA002007632A patent/CA2007632C/en not_active Expired - Fee Related
- 1990-01-16 AU AU48814/90A patent/AU684039B1/en not_active Ceased
- 1990-01-23 SE SE9000236A patent/SE470601B/sv not_active IP Right Cessation
- 1990-02-08 DE DE19904003803 patent/DE4003803C2/de not_active Expired - Fee Related
- 1990-02-20 NO NO900803A patent/NO306739B1/no unknown
- 1990-03-07 TR TR20390A patent/TR23587A/xx unknown
- 1990-03-09 NL NL9000542A patent/NL194342C/nl not_active IP Right Cessation
- 1990-03-16 JP JP02800006A patent/JP3112934B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
NL9000542A (nl) | 1998-01-05 |
DE4003803A1 (de) | 1998-01-08 |
US5720431A (en) | 1998-02-24 |
GB2314126A9 (en) | 1998-01-12 |
GB2314126A (en) | 1997-12-17 |
JPH11287103A (ja) | 1999-10-19 |
TR23587A (tr) | 1990-04-19 |
NL194342B (nl) | 2001-09-03 |
SE470601B (sv) | 1998-09-14 |
DE4003803C2 (de) | 1999-06-17 |
SE9000236L (sv) | 1998-05-03 |
GB2314126B (en) | 1998-05-13 |
SE9000236D0 (sv) | 1990-01-23 |
NO306739B1 (no) | 1999-12-13 |
GB9000466D0 (en) | 1997-09-03 |
JP3112934B2 (ja) | 2000-11-27 |
NO900803L (no) | 1997-06-10 |
CA2007632A1 (en) | 1997-06-06 |
AU684039B1 (en) | 1997-12-04 |
CA2007632C (en) | 2000-03-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
NL194342C (nl) | Gekoelde bladen voor een gasturbinemotor. | |
NL194700C (nl) | Axiale stromingsturbine voor een gasturbinemotor. | |
US4616976A (en) | Cooled vane or blade for a gas turbine engine | |
JP3112933B2 (ja) | ガスタービンエンジン用冷却ブレード | |
US4474532A (en) | Coolable airfoil for a rotary machine | |
JP4108336B2 (ja) | タービンブレード先端温度を低下させるための方法及び装置 | |
JP4094010B2 (ja) | 扇形後縁涙滴配列 | |
US3017159A (en) | Hollow blade construction | |
JP4450570B2 (ja) | タービンブレード先端領域の温度を低下させる方法及び装置 | |
US20060104805A1 (en) | Turbomachine with means for the creation of a peripheral jet on the stator | |
WO2013117258A1 (en) | Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine | |
JP2007218257A (ja) | タービンブレード、タービンロータアセンブリ及びタービンブレードのエアフォイル | |
JPH0610704A (ja) | エアホイル装置 | |
JP2005337258A (ja) | ロータブレード | |
JP2001003707A (ja) | タービン内側シェル加熱冷却流回路 | |
JP2004003459A (ja) | ガスタービンエンジンのノズル組立体を冷却する方法及び装置 | |
JPH09507549A (ja) | ガスタービンのエアフォイル | |
JP2000161004A (ja) | エ―ロフォイルの前縁隔離冷却 | |
JP2001173404A (ja) | ガスタービンバケット壁厚制御 | |
KR100612175B1 (ko) | 냉각 가능한 가스 터빈 에어포일 | |
US6619912B2 (en) | Turbine blade or vane | |
JP2003529015A (ja) | ガスタービンエンジンのステータケース | |
JP3073409B2 (ja) | ガスタービン冷却動翼 | |
US20240271535A1 (en) | Cooling jacket of a hollow blade of a distributor | |
JP3004478B2 (ja) | ガスタービン空冷動翼の冷却空気通路断面形状 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A1A | A request for search or an international-type search has been filed | ||
BB | A search report has been drawn up | ||
BV | The patent application has lapsed | ||
A1B | A search report has been drawn up | ||
BC | A request for examination has been filed | ||
V1 | Lapsed because of non-payment of the annual fee |
Effective date: 20071001 |