RU2007144486A - Пленочное охлаждение, экранированное расположенной выше по потоку плазмой - Google Patents

Пленочное охлаждение, экранированное расположенной выше по потоку плазмой Download PDF

Info

Publication number
RU2007144486A
RU2007144486A RU2007144486/06A RU2007144486A RU2007144486A RU 2007144486 A RU2007144486 A RU 2007144486A RU 2007144486/06 A RU2007144486/06 A RU 2007144486/06A RU 2007144486 A RU2007144486 A RU 2007144486A RU 2007144486 A RU2007144486 A RU 2007144486A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wall
film cooling
plasma
holes
plasma generator
Prior art date
Application number
RU2007144486/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2458227C2 (ru
Inventor
Чин-Пан ЛИ (US)
Чин-Пан ЛИ
Аспи Рустом ВАДИЯ (US)
Аспи Рустом ВАДИЯ
Дэвид Гленн ЧЕРРИ (US)
Дэвид Гленн ЧЕРРИ
Цзе-Чин ХАНЬ (US)
Цзе-Чин ХАНЬ
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани (US)
Дженерал Электрик Компани
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дженерал Электрик Компани (US), Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани (US)
Publication of RU2007144486A publication Critical patent/RU2007144486A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2458227C2 publication Critical patent/RU2458227C2/ru

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
    • 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
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15D—FLUID DYNAMICS, i.e. METHODS OR MEANS FOR INFLUENCING THE FLOW OF GASES OR LIQUIDS
    • F15D1/00—Influencing flow of fluids
    • F15D1/10—Influencing flow of fluids around bodies of solid material
    • F15D1/12—Influencing flow of fluids around bodies of solid material by influencing the boundary layer
    • H—ELECTRICITY
    • H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05H—PLASMA TECHNIQUE; PRODUCTION OF ACCELERATED ELECTRICALLY-CHARGED PARTICLES OR OF NEUTRONS; PRODUCTION OR ACCELERATION OF NEUTRAL MOLECULAR OR ATOMIC BEAMS
    • H05H1/00—Generating plasma; Handling plasma
    • H05H1/24—Generating plasma
    • H05H1/2406—Generating plasma using dielectric barrier discharges, i.e. with a dielectric interposed between the electrodes
    • H05H1/2439—Surface discharges, e.g. air flow control
    • 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
    • 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
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer
    • F05D2270/172—Purpose of the control system to control boundary layer by a plasma generator, e.g. control of ignition
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
    • Y10S415/914—Device to control boundary layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Spectroscopy & Molecular Physics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)

Abstract

1. Система (11) экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы, содержащая отверстия (49) пленочного охлаждения, сформированные через стенку (26), указанные отверстия (49) пленочного охлаждения расположены под углом в направлении (D) выхода от холодной поверхности (59) стенки (26) к внешней горячей поверхности (54) стенки (26), и генератор (2) плазмы, расположенный выше по потоку (U) относительно отверстий (49) пленочного охлаждения для формирования плазмы (90), проходящей над отверстиями (49) пленочного охлаждения. ! 2. Система (11) по п.1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит генератор (2) плазмы, установленный на стенке (26). ! 3. Система (11) по п.2, отличающаяся тем, что дополнительно содержит генератор плазмы (2), содержащий внутренние и внешние электроды (3, 4), разделенные диэлектрическим материалом (5). ! 4. Система (11) по п.3, отличающаяся тем, что дополнительно содержит источник (100) питания переменного напряжения, подключенный к электродам для подачи высокого переменного напряжения к электродам. ! 5. Система (11) по п.4, отличающаяся тем, что дополнительно содержит диэлектрический материал (5), расположенный в канавке (6) на внешней поверхности (54) стенки (26). ! 6. Система (11) по п.5, отличающаяся тем, что дополнительно содержит стенку (26) и канавку (6) кольцевой формы. ! 7. Система (11) по п.5, отличающаяся тем, что дополнительно содержит: ! стенку (26) кольцевой формы, ! указанная стенка (26) образует, по меньшей мере, часть облицовки (66) кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя, и ! канавку (6) кольцевой формы. ! 8. Система (11) экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы, содержащая ! уз�

Claims (10)

1. Система (11) экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы, содержащая отверстия (49) пленочного охлаждения, сформированные через стенку (26), указанные отверстия (49) пленочного охлаждения расположены под углом в направлении (D) выхода от холодной поверхности (59) стенки (26) к внешней горячей поверхности (54) стенки (26), и генератор (2) плазмы, расположенный выше по потоку (U) относительно отверстий (49) пленочного охлаждения для формирования плазмы (90), проходящей над отверстиями (49) пленочного охлаждения.
2. Система (11) по п.1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит генератор (2) плазмы, установленный на стенке (26).
3. Система (11) по п.2, отличающаяся тем, что дополнительно содержит генератор плазмы (2), содержащий внутренние и внешние электроды (3, 4), разделенные диэлектрическим материалом (5).
4. Система (11) по п.3, отличающаяся тем, что дополнительно содержит источник (100) питания переменного напряжения, подключенный к электродам для подачи высокого переменного напряжения к электродам.
5. Система (11) по п.4, отличающаяся тем, что дополнительно содержит диэлектрический материал (5), расположенный в канавке (6) на внешней поверхности (54) стенки (26).
6. Система (11) по п.5, отличающаяся тем, что дополнительно содержит стенку (26) и канавку (6) кольцевой формы.
7. Система (11) по п.5, отличающаяся тем, что дополнительно содержит:
стенку (26) кольцевой формы,
указанная стенка (26) образует, по меньшей мере, часть облицовки (66) кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя, и
канавку (6) кольцевой формы.
8. Система (11) экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы, содержащая
узел (31) лопаток, содержащий ряд (33) расположенных вдоль окружности на некотором расстоянии друг от друга и продолжающихся радиально лопаток (32) газотурбинного двигателя,
каждая из лопаток (32) имеет полый аэродинамический профиль (39), продолжающийся в направлении размаха,
аэродинамический профиль (39) имеет внешнюю стенку (26), проходящую в направлении (D) выхода и в направлении (C) хорды между противоположными передней и задней кромками (LE, TE),
при этом аэродинамический профиль (39) проходит радиально в направлении (S) размаха между радиально внутренним и внешним поясами (38, 40) соответственно,
отверстия (49) пленочного охлаждения, сформированные через стенку (26) и расположенные под углом в направлении (D) выхода от холодной поверхности (59) стенки (26) к внешней горячей поверхности (54) стенки (26), и
по меньшей мере, один генератор плазмы (2), установленный на аэродинамическом профиле (39) перед отверстиями (49) пленочного охлаждения для формирования плазмы (90), проходящей поверх отверстий (49) пленочного охлаждения.
9. Способ работы системы (11) экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы, заключающийся в том, что на генератор плазмы (2) подают энергию для формирования плазмы (90), проходящей в направлении (D) выхода поверх отверстий (49) пленочного охлаждения, сформированных через стенку (26), и вдоль внешней горячей поверхности (54) стенки (26).
10. Способ по п.10, отличающийся тем, что дополнительно обеспечивают работу генератора (2) плазмы в режиме установившегося состояния или в неустановившемся режиме.
RU2007144486/06A 2006-11-30 2007-11-29 Система экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (варианты) и способ работы системы RU2458227C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/606,971 US7588413B2 (en) 2006-11-30 2006-11-30 Upstream plasma shielded film cooling
US11/606,971 2006-11-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007144486A true RU2007144486A (ru) 2009-06-10
RU2458227C2 RU2458227C2 (ru) 2012-08-10

Family

ID=38893307

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007144486/06A RU2458227C2 (ru) 2006-11-30 2007-11-29 Система экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (варианты) и способ работы системы

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7588413B2 (ru)
EP (1) EP1930546B1 (ru)
JP (1) JP5196974B2 (ru)
CA (1) CA2612043C (ru)
DE (1) DE602007012647D1 (ru)
RU (1) RU2458227C2 (ru)

Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9541106B1 (en) * 2007-01-03 2017-01-10 Orbitel Research Inc. Plasma optimized aerostructures for efficient flow control
WO2009018532A1 (en) * 2007-08-02 2009-02-05 University Of Notre Dame Du Lac Compressor tip gap flow control using plasma actuators
WO2009079470A2 (en) * 2007-12-14 2009-06-25 University Of Florida Research Foundation, Inc. Active film cooling for turbine blades
US20090169356A1 (en) * 2007-12-28 2009-07-02 Aspi Rustom Wadia Plasma Enhanced Compression System
US20090169363A1 (en) * 2007-12-28 2009-07-02 Aspi Rustom Wadia Plasma Enhanced Stator
US20100205928A1 (en) * 2007-12-28 2010-08-19 Moeckel Curtis W Rotor stall sensor system
US20100284795A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-11 General Electric Company Plasma Clearance Controlled Compressor
US8317457B2 (en) * 2007-12-28 2012-11-27 General Electric Company Method of operating a compressor
US8282337B2 (en) 2007-12-28 2012-10-09 General Electric Company Instability mitigation system using stator plasma actuators
US20100047060A1 (en) * 2007-12-28 2010-02-25 Aspi Rustom Wadia Plasma Enhanced Compressor
US8282336B2 (en) 2007-12-28 2012-10-09 General Electric Company Instability mitigation system
US20100284785A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-11 Aspi Rustom Wadia Fan Stall Detection System
US20100047055A1 (en) * 2007-12-28 2010-02-25 Aspi Rustom Wadia Plasma Enhanced Rotor
US8348592B2 (en) 2007-12-28 2013-01-08 General Electric Company Instability mitigation system using rotor plasma actuators
US20100290906A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-18 Moeckel Curtis W Plasma sensor stall control system and turbomachinery diagnostics
US7984614B2 (en) * 2008-11-17 2011-07-26 Honeywell International Inc. Plasma flow controlled diffuser system
US8251318B2 (en) * 2008-11-19 2012-08-28 The Boeing Company Disbanded cascaded array for generating and moving plasma clusters for active airflow control
US20100172747A1 (en) * 2009-01-08 2010-07-08 General Electric Company Plasma enhanced compressor duct
US20100170224A1 (en) * 2009-01-08 2010-07-08 General Electric Company Plasma enhanced booster and method of operation
US8157528B1 (en) 2009-04-29 2012-04-17 The Boeing Company Active directional control of airflows over rotorcraft blades using plasma actuating cascade arrays
US8162610B1 (en) 2009-05-26 2012-04-24 The Boeing Company Active directional control of airflows over wind turbine blades using plasma actuating cascade arrays
US10337404B2 (en) * 2010-03-08 2019-07-02 General Electric Company Preferential cooling of gas turbine nozzles
US8585356B2 (en) 2010-03-23 2013-11-19 Siemens Energy, Inc. Control of blade tip-to-shroud leakage in a turbine engine by directed plasma flow
US8500404B2 (en) * 2010-04-30 2013-08-06 Siemens Energy, Inc. Plasma actuator controlled film cooling
US20120102959A1 (en) * 2010-10-29 2012-05-03 John Howard Starkweather Substrate with shaped cooling holes and methods of manufacture
US8973373B2 (en) 2011-10-31 2015-03-10 General Electric Company Active clearance control system and method for gas turbine
CN103567956A (zh) * 2013-08-07 2014-02-12 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种多方向喷管装配车的设计方法
JP6331717B2 (ja) * 2014-06-03 2018-05-30 株式会社Ihi ジェットエンジン用燃焼器
JP5676040B1 (ja) * 2014-06-30 2015-02-25 三菱日立パワーシステムズ株式会社 静翼、これを備えているガスタービン、静翼の製造方法、及び静翼の改造方法
EP3034782A1 (de) * 2014-12-16 2016-06-22 Siemens Aktiengesellschaft Filmgekühlte Turbinenschaufel
US10371050B2 (en) 2014-12-23 2019-08-06 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine with rotor blade tip clearance flow control
US10024169B2 (en) 2015-02-27 2018-07-17 General Electric Company Engine component
US10132166B2 (en) * 2015-02-27 2018-11-20 General Electric Company Engine component
CN106628111B (zh) * 2016-12-06 2018-05-11 清华大学 一种自适应激波作用的超声速气膜冷却结构
CN106523159B (zh) * 2016-12-06 2018-02-02 清华大学 自适应抵御激波的超声速气膜冷却装置及使用方法
US10487679B2 (en) * 2017-07-17 2019-11-26 United Technologies Corporation Method and apparatus for sealing components of a gas turbine engine with a dielectric barrier discharge plasma actuator
US10982559B2 (en) * 2018-08-24 2021-04-20 General Electric Company Spline seal with cooling features for turbine engines
JP7417262B2 (ja) * 2020-05-11 2024-01-18 株式会社イー・エム・ディー プラズマ生成装置

Family Cites Families (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3095163A (en) * 1959-10-13 1963-06-25 Petroleum Res Corp Ionized boundary layer fluid pumping system
US5181379A (en) * 1990-11-15 1993-01-26 General Electric Company Gas turbine engine multi-hole film cooled combustor liner and method of manufacture
US5233828A (en) * 1990-11-15 1993-08-10 General Electric Company Combustor liner with circumferentially angled film cooling holes
GB9127505D0 (en) * 1991-03-11 2013-12-25 Gen Electric Multi-hole film cooled afterburner combustor liner
US5241827A (en) * 1991-05-03 1993-09-07 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster linear with differential cooling
US5653110A (en) * 1991-07-22 1997-08-05 General Electric Company Film cooling of jet engine components
US5320309A (en) * 1992-06-26 1994-06-14 British Technology Group Usa, Inc. Electromagnetic device and method for boundary layer control
US5651662A (en) * 1992-10-29 1997-07-29 General Electric Company Film cooled wall
US5660525A (en) * 1992-10-29 1997-08-26 General Electric Company Film cooled slotted wall
US5419681A (en) * 1993-01-25 1995-05-30 General Electric Company Film cooled wall
US5337568A (en) * 1993-04-05 1994-08-16 General Electric Company Micro-grooved heat transfer wall
RU2072058C1 (ru) * 1993-06-18 1997-01-20 Геннадий Алексеевич Швеев Газотурбинный двигатель
US5503529A (en) * 1994-12-08 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having angled ejection slot
US5747769A (en) * 1995-11-13 1998-05-05 General Electric Company Method of laser forming a slot
EP0851098A3 (en) * 1996-12-23 2000-09-13 General Electric Company A method for improving the cooling effectiveness of film cooling holes
US5966452A (en) * 1997-03-07 1999-10-12 American Technology Corporation Sound reduction method and system for jet engines
US6234755B1 (en) * 1999-10-04 2001-05-22 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture
US6513331B1 (en) * 2001-08-21 2003-02-04 General Electric Company Preferential multihole combustor liner
US6708482B2 (en) * 2001-11-29 2004-03-23 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame
US6761956B2 (en) * 2001-12-20 2004-07-13 General Electric Company Ventilated thermal barrier coating
US6570333B1 (en) * 2002-01-31 2003-05-27 Sandia Corporation Method for generating surface plasma
US6619030B1 (en) * 2002-03-01 2003-09-16 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors
US6732502B2 (en) * 2002-03-01 2004-05-11 General Electric Company Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
US7094027B2 (en) * 2002-11-27 2006-08-22 General Electric Company Row of long and short chord length and high and low temperature capability turbine airfoils
US6805325B1 (en) * 2003-04-03 2004-10-19 Rockwell Scientific Licensing, Llc. Surface plasma discharge for controlling leading edge contamination and crossflow instabilities for laminar flow
US6991430B2 (en) * 2003-04-07 2006-01-31 General Electric Company Turbine blade with recessed squealer tip and shelf
US20040265488A1 (en) * 2003-06-30 2004-12-30 General Electric Company Method for forming a flow director on a hot gas path component
US7334394B2 (en) 2003-09-02 2008-02-26 The Ohio State University Localized arc filament plasma actuators for noise mitigation and mixing enhancement
US7008179B2 (en) * 2003-12-16 2006-03-07 General Electric Co. Turbine blade frequency tuned pin bank
GB0411178D0 (en) 2004-05-20 2004-06-23 Rolls Royce Plc Sealing arrangement
US7413149B2 (en) * 2004-07-21 2008-08-19 United Technologies Corporation Wing enhancement through ion entrainment of media
US7186085B2 (en) 2004-11-18 2007-03-06 General Electric Company Multiform film cooling holes
US7183515B2 (en) * 2004-12-20 2007-02-27 Lockhead-Martin Corporation Systems and methods for plasma jets
US7883320B2 (en) * 2005-01-24 2011-02-08 United Technologies Corporation Article having diffuser holes and method of making same
US7605595B2 (en) 2006-09-29 2009-10-20 General Electric Company System for clearance measurement and method of operating the same

Also Published As

Publication number Publication date
US7588413B2 (en) 2009-09-15
CA2612043A1 (en) 2008-05-30
CA2612043C (en) 2015-03-31
EP1930546A3 (en) 2009-05-06
RU2458227C2 (ru) 2012-08-10
DE602007012647D1 (de) 2011-04-07
EP1930546B1 (en) 2011-02-23
JP5196974B2 (ja) 2013-05-15
JP2008139011A (ja) 2008-06-19
US20080128266A1 (en) 2008-06-05
EP1930546A2 (en) 2008-06-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2007144486A (ru) Пленочное охлаждение, экранированное расположенной выше по потоку плазмой
RU2007144487A (ru) Пленочное охлаждение с плазменным экранированием
RU2471996C2 (ru) Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
JP5108486B2 (ja) プラズマ誘導バーチャルタービン翼形部後縁延長部
US8727704B2 (en) Ring segment with serpentine cooling passages
JP5442160B2 (ja) 冷却通路が埋め込まれた肉盛面部を有する翼
US7874138B2 (en) Segmented annular combustor
CN1987055B (zh) 平衡冷却的涡轮机喷嘴
JP6506514B2 (ja) 動翼エンジェルウイングを冷却する方法およびシステム
US20120057967A1 (en) Gas turbine engine
RU2007111671A (ru) Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
ES2123102T3 (es) Alabes de torbellino para camara de combustion de turbina de gas.
JP2008115857A (ja) プラズマリフト式境界層のガスタービンエンジン翼形部
US10738622B2 (en) Components having outer wall recesses for impingement cooling
CA2726773C (en) Windward cooled turbine nozzle
US20130011238A1 (en) Cooled ring segment
RU2616743C2 (ru) Газотурбинный двигатель
US20170058782A1 (en) Plasma actuated cascade flow vectoring
AU2011250789B2 (en) Gas turbine of the axial flow type
JP2017534791A (ja) 一体の前縁及び先端の冷却流体通路を有するガスタービン翼及びこのような翼を形成するために使用されるコア構造体
US10774664B2 (en) Plenum for cooling turbine flowpath components and blades
KR102335092B1 (ko) 바이어스 유출물 냉각을 갖는 연소 라이너
US10480327B2 (en) Components having channels for impingement cooling
JP2019113054A (ja) ロータの補助装置、ロータ、ガスタービンエンジン及び航空機
JP2016053361A (ja) タービンバケット

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20161130