RU2012153931A - Элемент с микроканальным охлаждением (варианты) - Google Patents
Элемент с микроканальным охлаждением (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2012153931A RU2012153931A RU2012153931/06A RU2012153931A RU2012153931A RU 2012153931 A RU2012153931 A RU 2012153931A RU 2012153931/06 A RU2012153931/06 A RU 2012153931/06A RU 2012153931 A RU2012153931 A RU 2012153931A RU 2012153931 A RU2012153931 A RU 2012153931A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- substrate
- cooling channel
- groove
- element according
- channel
- 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
- 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
-
- 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
- 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
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/288—Protective coatings for blades
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
1. Элемент, содержащий:подложку, имеющую наружную поверхность, внутреннюю поверхность и торец, причем внутренняя поверхность ограничивает по меньшей мере одно полое внутреннее пространство, а наружная поверхность ограничивает одну или несколько канавок, каждая из которых проходит, по меньшей мере частично, вдоль наружной поверхности подложки и имеет основание, ипокрытие, расположенное поверх по меньшей мере части наружной поверхности подложки, причем покрытие содержит по меньшей мере структурное покрытие, проходящее поверх указанной одной или нескольких канавок так, что вместе указанная одна или несколько канавок и структурное покрытие ограничивают один или несколько каналов для охлаждения элемента,при этом торец содержит:крышку, ограждающую указанное по меньшей мере одно полое внутреннее пространство, иободок, расположенный на радиальном наружном конце подложки, причем ободок торца по меньшей мере частично ограничивает по меньшей мере один выпускной канал, который находится в проточном сообщении с по меньшей мере одним охлаждающим каналом.2. Элемент по п.1, содержащий аэродинамическую часть лопатки турбины, причем каждое полое внутреннее пространство содержит соответствующий сегмент по меньшей мере одного проточного канала.3. Элемент по п.1, в котором подложка дополнительно ограничивает по меньшей мере один впускной канал, который проходит между соответствующим полым внутренним пространством и по меньшей мере одним охлаждающим каналом и обеспечивает проточное сообщение между ними, причем соответствующий впускной канал пересекает основание соответствующего охлаждающего канала.4. Элемент по п.3, �
Claims (31)
1. Элемент, содержащий:
подложку, имеющую наружную поверхность, внутреннюю поверхность и торец, причем внутренняя поверхность ограничивает по меньшей мере одно полое внутреннее пространство, а наружная поверхность ограничивает одну или несколько канавок, каждая из которых проходит, по меньшей мере частично, вдоль наружной поверхности подложки и имеет основание, и
покрытие, расположенное поверх по меньшей мере части наружной поверхности подложки, причем покрытие содержит по меньшей мере структурное покрытие, проходящее поверх указанной одной или нескольких канавок так, что вместе указанная одна или несколько канавок и структурное покрытие ограничивают один или несколько каналов для охлаждения элемента,
при этом торец содержит:
крышку, ограждающую указанное по меньшей мере одно полое внутреннее пространство, и
ободок, расположенный на радиальном наружном конце подложки, причем ободок торца по меньшей мере частично ограничивает по меньшей мере один выпускной канал, который находится в проточном сообщении с по меньшей мере одним охлаждающим каналом.
2. Элемент по п.1, содержащий аэродинамическую часть лопатки турбины, причем каждое полое внутреннее пространство содержит соответствующий сегмент по меньшей мере одного проточного канала.
3. Элемент по п.1, в котором подложка дополнительно ограничивает по меньшей мере один впускной канал, который проходит между соответствующим полым внутренним пространством и по меньшей мере одним охлаждающим каналом и обеспечивает проточное сообщение между ними, причем соответствующий впускной канал пересекает основание соответствующего охлаждающего канала.
4. Элемент по п.3, в котором каждый выпускной канал пересекает соответствующий охлаждающий канал.
5. Элемент по п.1, в котором подложка ограничивает боковую стенку стороны высокого давления и боковую стенку стороны низкого давления, причем боковые стенки сторон высокого давления и низкого давления соединены между собой на переднем крае и на заднем крае элемента и проходят от основания элемента до торца элемента, при этом каналы проходят, по меньшей мере частично, вдоль по меньшей мере одной из боковых стенок сторон высокого давления и низкого давления.
6. Элемент по п.1, в котором каждый охлаждающий канал проходит, по меньшей мере частично, вдоль крышки торца.
7. Элемент по п.6, в котором крышка торца ограничивает по меньшей мере один впускной канал, который проходит между соответствующим полым внутренним пространством и по меньшей мере одним охлаждающим каналом и обеспечивает проточное сообщение между ними, причем соответствующий впускной канал пересекает основание соответствующего охлаждающего канала.
8. Элемент по п.1, в котором каждая канавка имеет выходное отверстие, причем каждая канавка сужается в этом отверстии и, следовательно, представляет собой канавку с суженным с открытой стороны сечением, так что каждый охлаждающий канал содержит охлаждающий канал с суженным с открытой стороны сечением.
9. Элемент по п.1, в котором структурное покрытие ограничивает один или несколько проницаемых пазов, так что структурное покрытие не полностью перекрывает каждую канавку.
10. Элемент по п.1, в котором структурное покрытие герметизирует каждую канавку.
11. Элемент, содержащий:
подложку, имеющую наружную поверхность, внутреннюю поверхность и торец, причем внутренняя поверхность ограничивает по меньшей мере одно полое внутреннее пространство, торец содержит крышку, ограждающую указанное по меньшей мере одно полое внутреннее пространство, причем наружная поверхность ограничивает одну или несколько канавок, и при этом каждая канавка проходит, по меньшей мере частично, вдоль наружной поверхности крышки торца и имеет основание, и
покрытие, расположенное поверх по меньшей мере части наружной поверхности подложки, причем покрытие содержит по меньшей мере структурное покрытие, проходящее поверх указанной одной или нескольких канавок так, что вместе указанная одна или несколько канавок и структурное покрытие ограничивают один или несколько каналов для охлаждения элемента,
при этом торец содержит крышку, ограждающую указанное по меньшей мере одно полое внутреннее пространство, и каждый охлаждающий канал проходит, по меньшей мере частично, вдоль крышки торца.
12. Элемент по п.11, в котором крышка торца ограничивает по меньшей мере один впускной канал, который проходит между по меньшей мере одним полым внутренним пространством и по меньшей мере одним охлаждающим каналом и обеспечивает проточное сообщение между ними, причем соответствующий впускной канал пересекает основание соответствующего охлаждающего канала.
13. Элемент по п.12, в котором торец дополнительно содержит ободок, расположенный в радиальном наружном конце подложки, при этом подложка ограничивает по меньшей мере один выпускной канал, который проходит под ободком торца и находится в проточном сообщении по меньшей мере с одним охлаждающим каналом.
14. Элемент по п.11, в котором подложка ограничивает боковую стенку стороны высокого давления и боковую стенку стороны низкого давления, причем боковые стенки сторон высокого давления и низкого давления соединены между собой на переднем крае и на заднем крае элемента и проходят от основания элемента до торца элемента,
при этом крышка имеет скошенный радиальный наружный конец и ограничивает по меньшей мере одно выпускное отверстие, которое проходит между соответствующим охлаждающим каналом и одной из боковых стенок сторон высокого давления и низкого давления.
15. Элемент по п.11, в котором каждая канавка имеет выходное отверстие, причем каждая канавка сужается в этом отверстии и, следовательно, представляет собой канавку с суженным с открытой стороны сечением, так что каждый охлаждающий канал содержит охлаждающий канал с суженным с открытой стороны сечением.
16. Элемент по п.11, в котором структурное покрытие ограничивает один или несколько проницаемых пазов так, что структурное покрытие не полностью перекрывает каждую канавку.
17. Элемент по п.11, в котором структурное покрытие герметизирует каждую канавку.
18. Элемент, содержащий:
подложку, имеющую наружную поверхность, внутреннюю поверхность и торец, причем внутренняя поверхность ограничивает по меньшей мере одно полое внутреннее пространство, при этом наружная поверхность ограничивает одну или несколько канавок, и каждая канавка проходит, по меньшей мере частично, вдоль наружной поверхности подложки и имеет основание, и
покрытие, расположенное поверх по меньшей мере части наружной поверхности подложки, причем покрытие содержит по меньшей мере структурное покрытие, проходящее поверх указанной одной или нескольких канавок так, что вместе указанная одна или несколько канавок и структурное покрытие ограничивают один или несколько каналов для охлаждения элемента,
причем торец содержит:
крышку, ограждающую указанное по меньшей мере одно полое внутреннее пространство, и
ободок, расположенный в радиальном наружном конце подложки, причем каждый охлаждающий канал проходит, по меньшей мере частично, вдоль ободка торца.
19. Элемент по п.18, в котором каждый охлаждающий канал проходит вдоль длины ободка торца.
20. Элемент по п.18, в котором каждый охлаждающий канал проходит вдоль длины ободка торца только частично.
21. Элемент по п.18, в котором каждая канавка имеет выходное отверстие, причем каждая канавка сужается в этом отверстии и, следовательно, представляет собой канавку с суженным с открытой стороны сечением, так что каждый охлаждающий канал содержит охлаждающий канал с суженным с открытой стороны сечением.
22. Элемент по п.18, в котором структурное покрытие ограничивает один или несколько проницаемых пазов так, что структурное покрытие не полностью перекрывает каждую канавку.
23. Элемент по п.18, в котором структурное покрытие герметизирует каждую канавку.
24. Элемент по п.18, в котором элемент содержит аэродинамическую часть лопатки турбины, при этом каждое полое внутреннее пространство содержит соответствующий сегмент по меньшей мере одного проточного канала.
25. Элемент по п.18, в котором подложка дополнительно ограничивает по меньшей мере один впускной канал, который проходит между соответствующим полым внутренним пространством и по меньшей мере одним охлаждающим каналом и обеспечивает проточное сообщение между ними, при этом соответствующий впускной канал пересекает основание соответствующего охлаждающего канала.
26. Элемент, содержащий:
подложку, имеющую наружную поверхность, внутреннюю поверхность и торец, причем внутренняя поверхность ограничивает по меньшей мере одно полое внутреннее пространство, наружная поверхность ограничивает одну или несколько канавок, и каждая канавка проходит, по меньшей мере частично, вдоль наружной поверхности подложки и имеет основание, и
покрытие, расположенное поверх по меньшей мере части наружной поверхности подложки, причем покрытие содержит по меньшей мере структурное покрытие, проходящее поверх указанной одной или нескольких канавок так, что вместе указанная одна или несколько канавок и структурное покрытие ограничивают один или несколько каналов для охлаждения элементов,
при этом торец содержит:
крышку, ограждающую указанное по меньшей мере одно полое внутреннее пространство, и
ободок, расположенный в радиальном наружном конце подложки и имеющий выступ,
причем подложка ограничивает боковую стенку стороны высокого давления и боковую стенку стороны низкого давления, и боковые стенки сторон высокого давления и низкого давления соединены между собой на переднем крае и на заднем крае элемента и проходят от основания элемента до торца элемента, при этом по меньшей мере один канал проходит, по меньшей мере частично, вдоль боковой стенки стороны высокого давления и пересекает выступ торца.
27. Элемент по п.26, в котором каждая канавка имеет выходное отверстие, причем каждая канавка сужается в этом отверстии и, следовательно, представляет собой канавку с суженным с открытой стороны сечением, так что каждый охлаждающий канал содержит охлаждающий канал с суженным с открытой стороны сечением.
28. Элемент по п.26, в котором структурное покрытие ограничивает один или несколько проницаемых пазов, так что структурное покрытие не полностью перекрывает каждую канавку.
29. Элемент по п.26, в котором структурное уплотнение герметизирует каждую канавку.
30. Элемент по п.26, в котором элемент содержит аэродинамическую часть лопатки турбины, при этом каждое полое внутреннее пространство содержит соответствующий сегмент по меньшей мере одного проточного канала.
31. Элемент по п.26, в котором подложка дополнительно ограничивает по меньшей мере один впускной канал, который проходит между соответствующим полым внутренним пространством и по меньшей мере одним охлаждающим каналом и обеспечивает проточное сообщение между ними, при этом соответствующий впускной канал пересекает основание соответствующего охлаждающего канала.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US13/326,540 US9249670B2 (en) | 2011-12-15 | 2011-12-15 | Components with microchannel cooling |
| US13/326,540 | 2011-12-15 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012153931A true RU2012153931A (ru) | 2014-06-20 |
| RU2616335C2 RU2616335C2 (ru) | 2017-04-14 |
Family
ID=47294764
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012153931A RU2616335C2 (ru) | 2011-12-15 | 2012-12-14 | Элемент турбины газотурбинного двигателя с микроканальным охлаждением (варианты) |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9249670B2 (ru) |
| EP (1) | EP2604796B1 (ru) |
| JP (1) | JP6259181B2 (ru) |
| CN (1) | CN103161522B (ru) |
| RU (1) | RU2616335C2 (ru) |
Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8673397B2 (en) | 2010-11-10 | 2014-03-18 | General Electric Company | Methods of fabricating and coating a component |
| US8601691B2 (en) | 2011-04-27 | 2013-12-10 | General Electric Company | Component and methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers |
| US9435208B2 (en) | 2012-04-17 | 2016-09-06 | General Electric Company | Components with microchannel cooling |
| US9188012B2 (en) | 2012-05-24 | 2015-11-17 | General Electric Company | Cooling structures in the tips of turbine rotor blades |
| US9297262B2 (en) | 2012-05-24 | 2016-03-29 | General Electric Company | Cooling structures in the tips of turbine rotor blades |
| EP2666968B1 (en) * | 2012-05-24 | 2021-08-18 | General Electric Company | Turbine rotor blade |
| DE102013109116A1 (de) | 2012-08-27 | 2014-03-27 | General Electric Company (N.D.Ges.D. Staates New York) | Bauteil mit Kühlkanälen und Verfahren zur Herstellung |
| US9238265B2 (en) | 2012-09-27 | 2016-01-19 | General Electric Company | Backstrike protection during machining of cooling features |
| US20160237950A1 (en) * | 2013-10-07 | 2016-08-18 | United Technologies Corporation | Backside coating cooling passage |
| US9518478B2 (en) * | 2013-10-28 | 2016-12-13 | General Electric Company | Microchannel exhaust for cooling and/or purging gas turbine segment gaps |
| US9476306B2 (en) | 2013-11-26 | 2016-10-25 | General Electric Company | Components with multi-layered cooling features and methods of manufacture |
| US9897006B2 (en) * | 2015-06-15 | 2018-02-20 | General Electric Company | Hot gas path component cooling system having a particle collection chamber |
| CA2935398A1 (en) | 2015-07-31 | 2017-01-31 | Rolls-Royce Corporation | Turbine airfoils with micro cooling features |
| WO2017056997A1 (ja) | 2015-09-29 | 2017-04-06 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 動翼及びこれを備えるガスタービン |
| US10648341B2 (en) | 2016-11-15 | 2020-05-12 | Rolls-Royce Corporation | Airfoil leading edge impingement cooling |
| US10465526B2 (en) | 2016-11-15 | 2019-11-05 | Rolls-Royce Corporation | Dual-wall airfoil with leading edge cooling slot |
| US10400608B2 (en) | 2016-11-23 | 2019-09-03 | General Electric Company | Cooling structure for a turbine component |
| US10619487B2 (en) | 2017-01-31 | 2020-04-14 | General Electric Comapny | Cooling assembly for a turbine assembly |
| JP6947851B2 (ja) * | 2017-05-30 | 2021-10-13 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | スキーラ先端を備えるタービンブレードおよび高密度酸化物分散強化層 |
| US10605098B2 (en) | 2017-07-13 | 2020-03-31 | General Electric Company | Blade with tip rail cooling |
| US10753207B2 (en) * | 2017-07-13 | 2020-08-25 | General Electric Company | Airfoil with tip rail cooling |
| US10450873B2 (en) | 2017-07-31 | 2019-10-22 | Rolls-Royce Corporation | Airfoil edge cooling channels |
| US11352886B2 (en) * | 2017-10-13 | 2022-06-07 | General Electric Company | Coated components having adaptive cooling openings and methods of making the same |
| US10563519B2 (en) * | 2018-02-19 | 2020-02-18 | General Electric Company | Engine component with cooling hole |
| WO2019177598A1 (en) | 2018-03-14 | 2019-09-19 | General Electric Company | Cooling assembly for a turbine assembly |
| KR101978272B1 (ko) * | 2018-09-17 | 2019-05-14 | 연세대학교 산학협력단 | 가스터빈 블레이드 팁 |
| US11352889B2 (en) | 2018-12-18 | 2022-06-07 | General Electric Company | Airfoil tip rail and method of cooling |
| US11499433B2 (en) | 2018-12-18 | 2022-11-15 | General Electric Company | Turbine engine component and method of cooling |
| US11174736B2 (en) | 2018-12-18 | 2021-11-16 | General Electric Company | Method of forming an additively manufactured component |
| US10767492B2 (en) | 2018-12-18 | 2020-09-08 | General Electric Company | Turbine engine airfoil |
| US11566527B2 (en) | 2018-12-18 | 2023-01-31 | General Electric Company | Turbine engine airfoil and method of cooling |
| US10844728B2 (en) | 2019-04-17 | 2020-11-24 | General Electric Company | Turbine engine airfoil with a trailing edge |
| EP4234885A3 (en) * | 2021-02-04 | 2023-09-06 | Doosan Enerbility Co., Ltd. | Airfoil with a squealer tip cooling system for a turbine blade, corresponding turbine blade, turbine blade assembly, gas turbine and manufacturing method of an airfoil |
Family Cites Families (66)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4142824A (en) * | 1977-09-02 | 1979-03-06 | General Electric Company | Tip cooling for turbine blades |
| US4487550A (en) | 1983-01-27 | 1984-12-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Cooled turbine blade tip closure |
| US4705455A (en) * | 1985-12-23 | 1987-11-10 | United Technologies Corporation | Convergent-divergent film coolant passage |
| US4893987A (en) | 1987-12-08 | 1990-01-16 | General Electric Company | Diffusion-cooled blade tip cap |
| US5660523A (en) | 1992-02-03 | 1997-08-26 | General Electric Company | Turbine blade squealer tip peripheral end wall with cooling passage arrangement |
| RU2086775C1 (ru) * | 1993-12-02 | 1997-08-10 | Яков Петрович Гохштейн | Способ теплоизоляции турбинной лопатки (варианты) и устройство для получения профиля |
| RU2088764C1 (ru) * | 1993-12-02 | 1997-08-27 | Яков Петрович Гохштейн | Турбинная лопатка |
| JP3137527B2 (ja) | 1994-04-21 | 2001-02-26 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼チップ冷却装置 |
| US5626462A (en) | 1995-01-03 | 1997-05-06 | General Electric Company | Double-wall airfoil |
| US5640767A (en) | 1995-01-03 | 1997-06-24 | Gen Electric | Method for making a double-wall airfoil |
| US5733102A (en) * | 1996-12-17 | 1998-03-31 | General Electric Company | Slot cooled blade tip |
| US6383602B1 (en) | 1996-12-23 | 2002-05-07 | General Electric Company | Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture |
| US5875549A (en) | 1997-03-17 | 1999-03-02 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Method of forming internal passages within articles and articles formed by same |
| DE19737845C2 (de) | 1997-08-29 | 1999-12-02 | Siemens Ag | Verfahren zum Herstellen einer Gasturbinenschaufel, sowie nach dem Verfahren hergestellte Gasturbinenschaufel |
| US6214248B1 (en) | 1998-11-12 | 2001-04-10 | General Electric Company | Method of forming hollow channels within a component |
| US6321449B2 (en) | 1998-11-12 | 2001-11-27 | General Electric Company | Method of forming hollow channels within a component |
| US6086328A (en) | 1998-12-21 | 2000-07-11 | General Electric Company | Tapered tip turbine blade |
| US6190129B1 (en) | 1998-12-21 | 2001-02-20 | General Electric Company | Tapered tip-rib turbine blade |
| US6059530A (en) | 1998-12-21 | 2000-05-09 | General Electric Company | Twin rib turbine blade |
| US6231307B1 (en) | 1999-06-01 | 2001-05-15 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil tip |
| DE59909337D1 (de) | 1999-06-03 | 2004-06-03 | Alstom Technology Ltd Baden | Verfahren zur Herstellung oder zur Reparatur von Kühlkanälen in einstristallinen Komponenten von Gasturbinen |
| US6164914A (en) * | 1999-08-23 | 2000-12-26 | General Electric Company | Cool tip blade |
| 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 |
| DE10024302A1 (de) | 2000-05-17 | 2001-11-22 | Alstom Power Nv | Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils |
| US6368060B1 (en) | 2000-05-23 | 2002-04-09 | General Electric Company | Shaped cooling hole for an airfoil |
| US6617003B1 (en) | 2000-11-06 | 2003-09-09 | General Electric Company | Directly cooled thermal barrier coating system |
| US6427327B1 (en) | 2000-11-29 | 2002-08-06 | General Electric Company | Method of modifying cooled turbine components |
| US6461108B1 (en) | 2001-03-27 | 2002-10-08 | General Electric Company | Cooled thermal barrier coating on a turbine blade tip |
| US6551061B2 (en) | 2001-03-27 | 2003-04-22 | General Electric Company | Process for forming micro cooling channels inside a thermal barrier coating system without masking material |
| US6461107B1 (en) | 2001-03-27 | 2002-10-08 | General Electric Company | Turbine blade tip having thermal barrier coating-formed micro cooling channels |
| US6494678B1 (en) | 2001-05-31 | 2002-12-17 | General Electric Company | Film cooled blade tip |
| US6602052B2 (en) | 2001-06-20 | 2003-08-05 | Alstom (Switzerland) Ltd | Airfoil tip squealer cooling construction |
| US6602053B2 (en) | 2001-08-02 | 2003-08-05 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooling structure and method of manufacturing the same |
| EP1295969A1 (en) | 2001-09-22 | 2003-03-26 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Method of growing a MCrAIY-coating and an article coated with the MCrAIY-coating |
| EP1295970A1 (en) | 2001-09-22 | 2003-03-26 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | MCrAlY type alloy coating |
| US6634860B2 (en) | 2001-12-20 | 2003-10-21 | General Electric Company | Foil formed structure for turbine airfoil tip |
| US6921014B2 (en) | 2002-05-07 | 2005-07-26 | General Electric Company | Method for forming a channel on the surface of a metal substrate |
| US6749396B2 (en) | 2002-06-17 | 2004-06-15 | General Electric Company | Failsafe film cooled wall |
| EP1387040B1 (en) | 2002-08-02 | 2006-12-06 | ALSTOM Technology Ltd | Method of protecting partial areas of a component |
| US6994514B2 (en) | 2002-11-20 | 2006-02-07 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
| US7216428B2 (en) | 2003-03-03 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Method for turbine element repairing |
| US7351290B2 (en) | 2003-07-17 | 2008-04-01 | General Electric Company | Robotic pen |
| US6905302B2 (en) | 2003-09-17 | 2005-06-14 | General Electric Company | Network cooled coated wall |
| US7186084B2 (en) | 2003-11-19 | 2007-03-06 | General Electric Company | Hot gas path component with mesh and dimpled cooling |
| US6916150B2 (en) * | 2003-11-26 | 2005-07-12 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooling system for a tip of a turbine blade |
| US7186167B2 (en) | 2004-04-15 | 2007-03-06 | United Technologies Corporation | Suspended abrasive waterjet hole drilling system and method |
| EP1591626A1 (de) | 2004-04-30 | 2005-11-02 | Alstom Technology Ltd | Schaufel für Gasturbine |
| US7302990B2 (en) | 2004-05-06 | 2007-12-04 | General Electric Company | Method of forming concavities in the surface of a metal component, and related processes and articles |
| US7186091B2 (en) * | 2004-11-09 | 2007-03-06 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine components |
| US7168921B2 (en) | 2004-11-18 | 2007-01-30 | General Electric Company | Cooling system for an airfoil |
| WO2006069941A1 (de) * | 2004-12-24 | 2006-07-06 | Alstom Technology Ltd | Bauteil mit eingebettetem kanal, insbesondere heissgaskomponente einer strömungsmaschine |
| US7334991B2 (en) | 2005-01-07 | 2008-02-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade tip cooling system |
| US7322795B2 (en) | 2006-01-27 | 2008-01-29 | United Technologies Corporation | Firm cooling method and hole manufacture |
| US8512003B2 (en) * | 2006-08-21 | 2013-08-20 | General Electric Company | Tip ramp turbine blade |
| US7553534B2 (en) * | 2006-08-29 | 2009-06-30 | General Electric Company | Film cooled slotted wall and method of making the same |
| US7879203B2 (en) | 2006-12-11 | 2011-02-01 | General Electric Company | Method and apparatus for cathodic arc ion plasma deposition |
| US7766617B1 (en) | 2007-03-06 | 2010-08-03 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Transpiration cooled turbine airfoil |
| US7775768B2 (en) | 2007-03-06 | 2010-08-17 | United Technologies Corporation | Turbine component with axially spaced radially flowing microcircuit cooling channels |
| EP1985803A1 (de) | 2007-04-23 | 2008-10-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zum Herstellen von beschichteten Turbinenlaufschaufeln |
| US7900458B2 (en) * | 2007-05-29 | 2011-03-08 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoils with near surface cooling passages and method of making same |
| US20110150666A1 (en) * | 2009-12-18 | 2011-06-23 | Brian Thomas Hazel | Turbine blade |
| US8857055B2 (en) | 2010-01-29 | 2014-10-14 | General Electric Company | Process and system for forming shaped air holes |
| JP2011163123A (ja) * | 2010-02-04 | 2011-08-25 | Ihi Corp | タービン動翼 |
| US8905713B2 (en) | 2010-05-28 | 2014-12-09 | General Electric Company | Articles which include chevron film cooling holes, and related processes |
| US8387245B2 (en) | 2010-11-10 | 2013-03-05 | General Electric Company | Components with re-entrant shaped cooling channels and methods of manufacture |
| US9206696B2 (en) | 2011-08-16 | 2015-12-08 | General Electric Company | Components with cooling channels and methods of manufacture |
-
2011
- 2011-12-15 US US13/326,540 patent/US9249670B2/en active Active
-
2012
- 2012-12-05 EP EP12195706.2A patent/EP2604796B1/en active Active
- 2012-12-11 JP JP2012269900A patent/JP6259181B2/ja active Active
- 2012-12-14 CN CN201210541216.XA patent/CN103161522B/zh active Active
- 2012-12-14 RU RU2012153931A patent/RU2616335C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN103161522A (zh) | 2013-06-19 |
| US9249670B2 (en) | 2016-02-02 |
| EP2604796A3 (en) | 2017-07-12 |
| EP2604796B1 (en) | 2020-11-11 |
| EP2604796A2 (en) | 2013-06-19 |
| JP6259181B2 (ja) | 2018-01-10 |
| CN103161522B (zh) | 2016-07-06 |
| RU2616335C2 (ru) | 2017-04-14 |
| JP2013124665A (ja) | 2013-06-24 |
| US20130156600A1 (en) | 2013-06-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2012153931A (ru) | Элемент с микроканальным охлаждением (варианты) | |
| RU2013117259A (ru) | Элемент и способ формирования охлаждающих каналов в непосредственной близости от задней кромки элемента | |
| RU2015136552A (ru) | Турбина с уплотнением повышенной эффективности | |
| WO2011050025A3 (en) | Airfoil with tapered cooling passageways | |
| RU2013123029A (ru) | Элемент с микроканальным охлаждением платформы и галтелей (варианты) и способ изготовления этого элемента | |
| RU2017105830A (ru) | Принцип охлаждения для лопаток или направляющих лопаток турбины | |
| EP2093376A3 (en) | A turbine vane segment, the corresponding nozzle assembly and method of cooling this vane | |
| JP2013144980A (ja) | エーロフォイル | |
| RU2015136546A (ru) | Конструкция турбины с улучшенным уплотняющим эффектом | |
| JP2013142392A5 (ru) | ||
| RU2014136804A (ru) | Система газовой турбины, уменьшающая напряжения на дисках турбины, и соответствующая газовая турбина | |
| JP2013245673A5 (ru) | ||
| RU2013152735A (ru) | Канал для охлаждения корпуса | |
| RU2011127161A (ru) | Направляющая лопатка турбины | |
| JP2014077442A5 (ru) | ||
| RU2013123448A (ru) | Рабочая лопатка турбины | |
| RU2010104684A (ru) | Поршень картриджа с вентиляционным устройством | |
| RU2011117304A (ru) | Сопло плазменной горелки с жидкостным охлаждением, крышка сопла плазменной горелки с жидкостным охлаждением и головка плазменной горелки с такой крышкой или крышками | |
| RU2015134137A (ru) | Лопасть турбины | |
| EP2479383A3 (en) | Gas Turbine Engine Stator Vane Assembly | |
| RU2017119187A (ru) | Лопатка турбины с концевой крышкой | |
| RU2014149236A (ru) | Лопатка ротора турбины и осевой участок ротора для газовой турбины | |
| JP2015090108A5 (ru) | ||
| RU2012151011A (ru) | Полая внутренняя направляющая для турбинных лопаток | |
| RU2008129040A (ru) | Вращающаяся лопатка паровой турбины |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201215 |