RU2013102074A - Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для направляющей лопатки соплового направляющего аппарата, и способ охлаждения данного сегмента - Google Patents
Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для направляющей лопатки соплового направляющего аппарата, и способ охлаждения данного сегмента Download PDFInfo
- Publication number
- RU2013102074A RU2013102074A RU2013102074/06A RU2013102074A RU2013102074A RU 2013102074 A RU2013102074 A RU 2013102074A RU 2013102074/06 A RU2013102074/06 A RU 2013102074/06A RU 2013102074 A RU2013102074 A RU 2013102074A RU 2013102074 A RU2013102074 A RU 2013102074A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wall
- cooling
- platform segment
- platform
- gas
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/127—Vortex generators, turbulators, or the like, for mixing
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
- F05D2240/81—Cooled platforms
-
- 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
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
1. Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для сопловой направляющей лопатки для газовой турбины, при этом сегмент платформы содержит:- поверхность (117, 119) канала для прохода газа, расположенную так, чтобы она находилась в контакте с потоком газа, выходящего из камеры сгорания, при этом поток газа проходит вдоль поверхности канала для прохода газа в направлении (101) потока;- поверхность (131, 149) охлаждения, расположенную напротив поверхности канала для прохода газа и имеющую тепловую связь с поверхностью канала для прохода газа, и расположенную так, чтобы она находилась в контакте с охлаждающей текучей средой;- стенку (133, 151), выступающую от поверхности охлаждения и простирающуюся по меньшей мере частично в направлении (101) потока, при этом стенка расположена в направлении вдоль окружности между местами, в которых должны быть предусмотрены соседние направляющие лопатки, так что охлаждающая текучая среда будет направляться для прохода по каналам посредством данной стенки для охлаждения расположенного ниже по потоку участка поверхности охлаждения; и- дополнительную стенку (133, 151), выступающую от поверхности охлаждения и простирающуюся по меньшей мере частично в направлении (101) потока,при этом расстояние в направлении вдоль окружности между стенкой и дополнительной стенкой уменьшается вдоль направления (101) потока,при этом сопловая направляющая лопатка, имеющая поверхность давления и поверхность всасывания, выполнена с возможностью присоединения к сегменту платформытак, что поверхность давления и сегмент платформы образуют первый край вдоль первой кривой линии, где поверхность давления и сегме�
Claims (13)
1. Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для сопловой направляющей лопатки для газовой турбины, при этом сегмент платформы содержит:
- поверхность (117, 119) канала для прохода газа, расположенную так, чтобы она находилась в контакте с потоком газа, выходящего из камеры сгорания, при этом поток газа проходит вдоль поверхности канала для прохода газа в направлении (101) потока;
- поверхность (131, 149) охлаждения, расположенную напротив поверхности канала для прохода газа и имеющую тепловую связь с поверхностью канала для прохода газа, и расположенную так, чтобы она находилась в контакте с охлаждающей текучей средой;
- стенку (133, 151), выступающую от поверхности охлаждения и простирающуюся по меньшей мере частично в направлении (101) потока, при этом стенка расположена в направлении вдоль окружности между местами, в которых должны быть предусмотрены соседние направляющие лопатки, так что охлаждающая текучая среда будет направляться для прохода по каналам посредством данной стенки для охлаждения расположенного ниже по потоку участка поверхности охлаждения; и
- дополнительную стенку (133, 151), выступающую от поверхности охлаждения и простирающуюся по меньшей мере частично в направлении (101) потока,
при этом расстояние в направлении вдоль окружности между стенкой и дополнительной стенкой уменьшается вдоль направления (101) потока,
при этом сопловая направляющая лопатка, имеющая поверхность давления и поверхность всасывания, выполнена с возможностью присоединения к сегменту платформы
так, что поверхность давления и сегмент платформы образуют первый край вдоль первой кривой линии, где поверхность давления и сегмент платформы соединяются, при этом первая кривая линия имеет сходство с частью аэродинамического профиля направляющей лопатки, и
так, что поверхность всасывания и сегмент платформы образуют второй край вдоль второй кривой линии, где поверхность всасывания и сегмент платформы соединяются, при этом вторая линия имеет сходство с другой частью аэродинамического профиля направляющей лопатки,
при этом стенка и дополнительная стенка простираются приблизительно параллельно первому краю и второму краю,
при этом ширина канала, ограниченного стенкой и дополнительной стенкой, уменьшается от расположенного выше по потоку участка поверхности охлаждения к расположенному ниже по потоку участку поверхности охлаждения,
при этом расположенный выше по потоку участок поверхности охлаждения имеет положение в аксиальном направлении, аналогичное положению расположенного выше по потоку края сопловой направляющей лопатки, и расположенный ниже по потоку участок поверхности охлаждения имеет положение в аксиальном направлении, аналогичное положению расположенного ниже по потоку края сопловой направляющей лопатки.
2. Сегмент платформы по п.1, дополнительно содержащий
- турбулизатор (135, 153), в частности расположенный на расположенном ниже по потоку участке поверхности охлаждения, при этом турбулизатор выступает от поверхности охлаждения на длину выступания, которая меньше длины, на которую выступает стенка, при этом турбулизатор простирается в поперечном направлении, в частности ортогонально, по отношению к направлению простирания стенки.
3. Сегмент платформы по п.2, в котором длина, на которую выступает стенка, превышает в 3-10 раз, в частности в 4-8 раз, длину, на которую выступает турбулизатор.
4. Сегмент платформы по любому из пп.1-3, в котором турбулизатор простирается от стенки до дополнительной стенки.
5. Сегмент платформы по любому из пп.1-3, дополнительно содержащий
- закрывающий элемент (129, 145), расположенный так, чтобы он находился в контакте с участками стенки и дополнительной стенки, выступающими на максимальную длину от поверхности охлаждения, в результате чего он закрывает поверхность охлаждения между стенкой и дополнительной стенкой.
6. Сегмент платформы по любому из пп.1-3, в котором стенка содержит участок (163), выступающий от поверхности охлаждения на максимальную длину, и участок (161), выступающий от поверхности охлаждения на длину, составляющую от 0,2 до 0,8, в частности от 0,4 до 0,6, от максимальной длины.
7. Сегмент платформы по любому из пп.1-3, дополнительно содержащий
- соединительный элемент (155) для сопловой направляющей лопатки, предназначенный для соединения сопловой направляющей лопатки так, что она будет выступать от поверхности канала для прохода газа, при этом соединительный элемент содержит краевую часть (157), выступающую от поверхности охлаждения.
8. Сегмент платформы по п.7, дополнительно содержащий
- входное отверстие (159) для охлаждающей текучей среды, окруженное краевой частью соединительного элемента и предназначенное для обеспечения возможности прохода охлаждающей текучей среды во внутреннюю часть сопловой направляющей лопатки.
9. Сегмент платформы по п.7, в котором расположенный ниже по потоку участок поверхности охлаждения расположен в аксиальном направлении рядом с расположенным ниже по потоку участком краевой части соединительного элемента,
при этом расположенный ниже по потоку участок поверхности охлаждения, в частности, находится на определяемом в аксиальном направлении расстоянии от расположенного ниже по потоку участка краевой части соединительного элемента, которое составляет менее 0,2 от определяемой в аксиальном направлении протяженности краевой части соединительного элемента.
10. Сегмент платформы по любому из пп.1-3, в котором сегмент (150) платформы выполнен с возможностью обеспечения опоры для сопловой направляющей лопатки, которая расположена в радиальном направлении снаружи по отношению к сегменту платформы.
11. Сегмент платформы по любому из пп.1-3, в котором сегмент (100) платформы выполнен с возможностью обеспечения опоры для сопловой направляющей лопатки, которая расположена в радиальном направлении внутри по отношению к сегменту платформы.
12. Конструкция сопловой направляющей лопатки для газовой турбины, при этом конструкция содержит:
- по меньшей мере, один сегмент (100, 150) платформы по любому из пп.1-3; и
- сопловую направляющую лопатку (105), соединенную с сегментом платформы так, что сопловая направляющая лопатка выступает от поверхности канала для прохода газа сегмента платформы.
13. Способ охлаждения сегмента платформы для сопловой направляющей лопатки, при этом способ включает в себя этапы, на которых:
- выпускают поток газа из камеры сгорания, при этом поток газа проходит вдоль поверхности канала для прохода газа в направлении (101) потока;
- осуществляют контактирование потока газа с поверхностью канала для прохода газа сегменте платформы;
- осуществляют контактирование охлаждающей текучей среды с поверхностью охлаждения, противоположной по отношению к поверхности канала для прохода газа и имеющей тепловую связь с поверхностью канала для прохода газа; и
- направляют охлаждающую текучую среду для ее прохода по каналам для охлаждения расположенного ниже по потоку участка поверхности охлаждения посредством стенки, выступающей от поверхности охлаждения и простирающейся по меньшей мере частично в направлении потока, при этом стенка расположена в направлении вдоль окружности между соседними направляющими лопатками; и
- направляют охлаждающую текучую среду для ее прохода по каналам посредством дополнительной стенки (133, 151), выступающей от поверхности охлаждения и простирающейся по меньшей мере частично в направлении (101) потока,
при этом расстояние в направлении вдоль окружности между стенкой и дополнительной стенкой уменьшается вдоль направления (101) потока,
при этом сопловая направляющая лопатка, имеющая поверхность давления и поверхность всасывания, присоединена к сегменту платформы так, что поверхность давления и сегмент платформы образуют первый край вдоль первой кривой линии, где поверхность давления и сегмент платформы соединяются, при этом первая кривая линия имеет сходство с частью аэродинамического профиля направляющей лопатки, и
так, что поверхность всасывания и сегмент платформы образуют второй край вдоль второй кривой линии, где поверхность всасывания и сегмент платформы соединяются, при этом вторая линия имеет сходство с другой частью аэродинамического профиля направляющей лопатки,
при этом стенка и дополнительная стенка простираются приблизительно параллельно первому краю и второму краю,
при этом ширина канала, ограниченного стенкой и дополнительной стенкой, уменьшается от расположенного выше по потоку участка поверхности охлаждения к расположенному ниже по потоку участку поверхности охлаждения,
при этом расположенный выше по потоку участок поверхности охлаждения имеет положение в аксиальном направлении, аналогичное положению расположенного выше по потоку края сопловой направляющей лопатки, и расположенный ниже по потоку участок поверхности охлаждения имеет положение в аксиальном направлении, аналогичное положению расположенного ниже по потоку края сопловой направляющей лопатки.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
EP10166299A EP2397653A1 (en) | 2010-06-17 | 2010-06-17 | Platform segment for supporting a nozzle guide vane for a gas turbine and method of cooling thereof |
EP10166299.7 | 2010-06-17 | ||
PCT/EP2011/058910 WO2011157549A1 (en) | 2010-06-17 | 2011-05-31 | Platform segment for supporting a nozzle guide vane for a gas turbine and method of cooling thereof |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2013102074A true RU2013102074A (ru) | 2014-07-27 |
RU2566877C2 RU2566877C2 (ru) | 2015-10-27 |
Family
ID=43066894
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013102074/06A RU2566877C2 (ru) | 2010-06-17 | 2011-05-31 | Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для направляющей лопатки соплового направляющего аппарата, и способ охлаждения данного сегмента |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8668440B2 (ru) |
EP (2) | EP2397653A1 (ru) |
CN (1) | CN102947549B (ru) |
RU (1) | RU2566877C2 (ru) |
WO (1) | WO2011157549A1 (ru) |
Families Citing this family (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2407639A1 (en) | 2010-07-15 | 2012-01-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Platform part for supporting a nozzle guide vane for a gas turbine |
US9151164B2 (en) * | 2012-03-21 | 2015-10-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Dual-use of cooling air for turbine vane and method |
US9303518B2 (en) * | 2012-07-02 | 2016-04-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having platform cooling channel |
US9222364B2 (en) * | 2012-08-15 | 2015-12-29 | United Technologies Corporation | Platform cooling circuit for a gas turbine engine component |
EP2787178B1 (de) * | 2013-04-03 | 2016-03-02 | MTU Aero Engines AG | Leitschaufelanordnung |
US9061349B2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-06-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Investment casting method for gas turbine engine vane segment |
US20150122450A1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-05-07 | Ching-Pang Lee | Ceramic casting core having an integral vane internal core and shroud backside shell for vane segment casting |
US9995157B2 (en) * | 2014-04-04 | 2018-06-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine turbine vane platform cooling |
DE102015215144B4 (de) | 2015-08-07 | 2017-11-09 | MTU Aero Engines AG | Vorrichtung und Verfahren zum Beeinflussen der Temperaturen in Innenringsegmenten einer Gasturbine |
US10208671B2 (en) * | 2015-11-19 | 2019-02-19 | United Technologies Corporation | Turbine component including mixed cooling nub feature |
US20170198602A1 (en) * | 2016-01-11 | 2017-07-13 | General Electric Company | Gas turbine engine with a cooled nozzle segment |
DE102016215784A1 (de) | 2016-08-23 | 2018-03-01 | MTU Aero Engines AG | Positionierungselement mit Aussparungen für eine Leitschaufelanordnung |
EP3673153B1 (en) * | 2017-08-22 | 2021-12-01 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Rim seal arrangement |
GB201720121D0 (en) | 2017-12-04 | 2018-01-17 | Siemens Ag | Heatshield for a gas turbine engine |
US10544699B2 (en) * | 2017-12-19 | 2020-01-28 | Rolls-Royce Corporation | System and method for minimizing the turbine blade to vane platform overlap gap |
US10533425B2 (en) * | 2017-12-28 | 2020-01-14 | United Technologies Corporation | Doublet vane assembly for a gas turbine engine |
US10822987B1 (en) * | 2019-04-16 | 2020-11-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine stator outer shroud cooling fins |
EP3805525A1 (en) | 2019-10-09 | 2021-04-14 | Rolls-Royce plc | Turbine vane assembly incorporating ceramic matric composite materials |
JP2022061204A (ja) * | 2020-10-06 | 2022-04-18 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
US11591921B1 (en) | 2021-11-05 | 2023-02-28 | Rolls-Royce Plc | Ceramic matrix composite vane assembly |
US11732596B2 (en) | 2021-12-22 | 2023-08-22 | Rolls-Royce Plc | Ceramic matrix composite turbine vane assembly having minimalistic support spars |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
IT1079131B (it) * | 1975-06-30 | 1985-05-08 | Gen Electric | Perfezionato raffreddamento applicabile particolarmente a elementi di turbomotori a gas |
US4353679A (en) * | 1976-07-29 | 1982-10-12 | General Electric Company | Fluid-cooled element |
FR2723144B1 (fr) * | 1984-11-29 | 1996-12-13 | Snecma | Distributeur de turbine |
JP2684936B2 (ja) * | 1992-09-18 | 1997-12-03 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン及びガスタービン翼 |
DE4335413A1 (de) | 1993-10-18 | 1995-04-20 | Abb Management Ag | Verfahren und Vorrichtung zur Kühlung einer Gasturbinenbrennkammer |
US5464322A (en) * | 1994-08-23 | 1995-11-07 | General Electric Company | Cooling circuit for turbine stator vane trailing edge |
US5634766A (en) * | 1994-08-23 | 1997-06-03 | General Electric Co. | Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits |
JP3495554B2 (ja) * | 1997-04-24 | 2004-02-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼の冷却シュラウド |
EP1022435B1 (en) | 1999-01-25 | 2009-06-03 | General Electric Company | Internal cooling circuit for a gas turbine bucket |
US6602047B1 (en) | 2002-02-28 | 2003-08-05 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
US7097425B2 (en) * | 2003-08-08 | 2006-08-29 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling for a turbine airfoil |
WO2006029983A1 (de) * | 2004-09-16 | 2006-03-23 | Alstom Technology Ltd | Strömungsmaschinenschaufel mit fluidisch gekühltem deckband |
US7150601B2 (en) | 2004-12-23 | 2006-12-19 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil cooling passageway |
FR2889243B1 (fr) * | 2005-07-26 | 2007-11-02 | Snecma | Aube de turbomachine |
US8226360B2 (en) * | 2008-10-31 | 2012-07-24 | General Electric Company | Crenelated turbine nozzle |
-
2010
- 2010-06-17 EP EP10166299A patent/EP2397653A1/en not_active Withdrawn
-
2011
- 2011-05-31 EP EP11725378.1A patent/EP2556216B1/en not_active Not-in-force
- 2011-05-31 RU RU2013102074/06A patent/RU2566877C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2011-05-31 CN CN201180029842.4A patent/CN102947549B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-05-31 US US13/703,643 patent/US8668440B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2011-05-31 WO PCT/EP2011/058910 patent/WO2011157549A1/en active Application Filing
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20130209217A1 (en) | 2013-08-15 |
RU2566877C2 (ru) | 2015-10-27 |
EP2556216B1 (en) | 2016-10-19 |
US8668440B2 (en) | 2014-03-11 |
CN102947549A (zh) | 2013-02-27 |
CN102947549B (zh) | 2015-09-09 |
EP2556216A1 (en) | 2013-02-13 |
EP2397653A1 (en) | 2011-12-21 |
WO2011157549A1 (en) | 2011-12-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2013102074A (ru) | Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для направляющей лопатки соплового направляющего аппарата, и способ охлаждения данного сегмента | |
US8985940B2 (en) | Turbine cooling apparatus | |
RU2013152735A (ru) | Канал для охлаждения корпуса | |
CN104564185B (zh) | 环形涡轮构件及其所用的部段以及燃气涡轮定子 | |
US9080451B2 (en) | Airfoil | |
US8870536B2 (en) | Airfoil | |
WO2010019177A3 (en) | Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine | |
WO2010019175A3 (en) | Transition duct for gas turbine combustor with inlet and outlet circumferentially offset | |
WO2014114653A3 (en) | Gas turbine outer case active ambient cooling including air exhaust into sub-ambient cavity | |
WO2013103409A3 (en) | Gas turbine with optimized airfoil element angles | |
JP6110665B2 (ja) | タービン集成体及び集成体の温度を制御するための方法 | |
WO2009075058A1 (ja) | ターボチャージャ | |
WO2014143413A3 (en) | Seal assembly in a gas turbine engine including grooves in a radially outwardly facing side of a platform and in a inwardly facing side of an inner shroud | |
WO2014178731A3 (en) | A rotor assembly for an open cycle engine, and an open cycle engine | |
WO2010019174A3 (en) | Canted outlet for transition in a gas turbine engine | |
JP2014088874A5 (ru) | ||
WO2013090144A3 (en) | Gas turbine engine exhaust diffuser including circumferential vane | |
CN103122776B (zh) | 用于轴流式机器的扩散器 | |
US20130183165A1 (en) | Airfoil | |
KR101704986B1 (ko) | 축류 터빈의 래버린스 시일 장치 및 이를 구비한 배기가스 터빈 과급기 | |
GB201212384D0 (en) | A gas turbine engine | |
EP2264283A3 (en) | A cooled component for a gas turbine engine | |
SA113340953B1 (ar) | ناقل للاحتراق متكيف ليوجه غازات الاحتراق في ممر تدفق غاز ساخن | |
WO2013011105A3 (en) | Multistage centrifugal turbomachine | |
US20130340443A1 (en) | Plug Assembly for Borescope Port Cooling |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180601 |