RU2014132847A - Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель - Google Patents
Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2014132847A RU2014132847A RU2014132847A RU2014132847A RU2014132847A RU 2014132847 A RU2014132847 A RU 2014132847A RU 2014132847 A RU2014132847 A RU 2014132847A RU 2014132847 A RU2014132847 A RU 2014132847A RU 2014132847 A RU2014132847 A RU 2014132847A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cooling
- platform
- aerodynamic part
- tube
- front element
- 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
- F01D5/187—Convection cooling
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
-
- 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
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- 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
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/31—Application in turbines in steam turbines
-
- 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
- F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
1. Турбинный узел (10, 10b-10f), содержащий в основном полую аэродинамическую часть (12), имеющую по меньшей мере одну полость (14) по меньшей мере c одной трубкой (16, 16а-16f) соударительного охлаждения, которая предназначена для введения внутрь полости (14) полой аэродинамической части (12) и используется для соударительного охлаждения по меньшей мере внутренней поверхности (18) полости (14), и по меньшей мере одну платформу (20, 20'), которая расположена на радиальном конце (22, 22') полой аэродинамической части (12), и по меньшей мере одну охлаждающую камеру (24, 24'), используемую для охлаждения по меньшей мере одной платформы (20, 20'), и которая расположена на противоположной полой аэродинамической части (12) стороне платформы (20, 20'), при этом охлаждающая камера (24, 24') ограничена на первом радиальном конце (26, 26') платформой (20, 20'), а на противоположном радиальном втором конце (28, 28') - с помощью по меньшей мере одной закрывающей пластины (30, 30'), причем трубка (16, 16а-16f) соударительного охлаждения выполнена из переднего элемента (44) и заднего элемента (46), вставленных оба в указанную по меньшей мере одну полость (14), при этом передний элемент (44) расположен в направлении передней кромки (38) полой аэродинамической части (12), а задний элемент (46) расположен при рассматривании в направлении от передней кромки (38) к задней кромке (40) по потоку после переднего элемента (44), причем передний элемент (44) трубки (16, 16а-16f) соударительного охлаждения проходит в направлении (36) размаха по меньшей мере полностью через охлаждающую камеру (24, 24') от платформы (20, 20') до закрывающей пластины (30, 30'), и при этом задний элемент (46) трубки (16, 16а-16f) соударительного охлаждения заканчивается в направлении (36) размаха у платформы (20, 20').2. Турбинный узел по п. 1, в котором передний элемент (44) трубки (16, 16f-16а) соударительного охлаждения зак
Claims (11)
1. Турбинный узел (10, 10b-10f), содержащий в основном полую аэродинамическую часть (12), имеющую по меньшей мере одну полость (14) по меньшей мере c одной трубкой (16, 16а-16f) соударительного охлаждения, которая предназначена для введения внутрь полости (14) полой аэродинамической части (12) и используется для соударительного охлаждения по меньшей мере внутренней поверхности (18) полости (14), и по меньшей мере одну платформу (20, 20'), которая расположена на радиальном конце (22, 22') полой аэродинамической части (12), и по меньшей мере одну охлаждающую камеру (24, 24'), используемую для охлаждения по меньшей мере одной платформы (20, 20'), и которая расположена на противоположной полой аэродинамической части (12) стороне платформы (20, 20'), при этом охлаждающая камера (24, 24') ограничена на первом радиальном конце (26, 26') платформой (20, 20'), а на противоположном радиальном втором конце (28, 28') - с помощью по меньшей мере одной закрывающей пластины (30, 30'), причем трубка (16, 16а-16f) соударительного охлаждения выполнена из переднего элемента (44) и заднего элемента (46), вставленных оба в указанную по меньшей мере одну полость (14), при этом передний элемент (44) расположен в направлении передней кромки (38) полой аэродинамической части (12), а задний элемент (46) расположен при рассматривании в направлении от передней кромки (38) к задней кромке (40) по потоку после переднего элемента (44), причем передний элемент (44) трубки (16, 16а-16f) соударительного охлаждения проходит в направлении (36) размаха по меньшей мере полностью через охлаждающую камеру (24, 24') от платформы (20, 20') до закрывающей пластины (30, 30'), и при этом задний элемент (46) трубки (16, 16а-16f) соударительного охлаждения заканчивается в направлении (36) размаха у платформы (20, 20').
2. Турбинный узел по п. 1, в котором передний элемент (44) трубки (16, 16f-16а) соударительного охлаждения заканчивается герметично у закрывающей пластины (30, 30').
3. Турбинный узел по п. 2, в котором трубка (16, 16а-16f)
соударительного охлаждения проходит, по существу, полностью по размаху (42) полой аэродинамической части (12).
4. Турбинный узел по п. 1, в котором трубка (16, 16а-16f) соударительного охлаждения проходит, по существу, полностью по размаху (42) полой аэродинамической части (12).
5. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, содержащий по меньшей мере одну другую платформу (20'), при этом платформа (20) и по меньшей мере другая платформа (20') расположены на противоположных радиальных концах (22, 22') полой аэродинамической части (12), причем передний элемент (44) и задний элемент (46) трубки (16, 16а, 16b, 16d, 16e) соударительного охлаждения заканчиваются оба у по меньшей мере другой платформы (20'), в частности, заподлицо друг с другом в радиальном направлении (48).
6. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором задняя кромка (40) имеет выходные отверстия (54) для обеспечения возможности выхода объединенного потока охлаждающей среды (52) из охлаждающей камеры (24, 24'), из переднего элемента (44) и из заднего элемента (46) трубки (16, 16f-16а) соударительного охлаждения, из полой аэродинамической части (12).
7. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором полая аэродинамическая часть (12) является турбинной лопаткой или лопастью.
8. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором передний элемент (44) и задний элемент (46) трубки (16b) соударительного охлаждения имеют соответствующие отверстия (50, 50') для обеспечения прохождения потока охлаждающей среды (52) между передним элементом (44) и задним элементом (46).
9. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, охлаждаемый с помощью первого потока (56) охлаждающей среды (52), который подается в передний элемент (44) трубки (16, 16а-16f) соударительного охлаждения, и с помощью второго потока (58) охлаждающей среды (52), который подается последовательно сначала в охлаждающую камеру (24, 24'), а затем в задний элемент (46) трубки (16, 16а-16f) соударительного охлаждения.
10. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором
передний элемент (44) и задний элемент (46) расположены рядом друг с другом в осевом направлении (68).
11. Газотурбинный двигатель, содержащий множество турбинных узлов (10, 10b-10f), при этом по меньшей мере один из турбинных узлов (10, 10b-10f) является турбинным узлом по любому из пп. 1-10.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
EP12154722.8 | 2012-02-09 | ||
EP12154722.8A EP2626519A1 (en) | 2012-02-09 | 2012-02-09 | Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine |
PCT/EP2012/073352 WO2013117258A1 (en) | 2012-02-09 | 2012-11-22 | Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014132847A true RU2014132847A (ru) | 2016-03-27 |
RU2587032C2 RU2587032C2 (ru) | 2016-06-10 |
Family
ID=47324092
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014132847/06A RU2587032C2 (ru) | 2012-02-09 | 2012-11-22 | Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10012093B2 (ru) |
EP (2) | EP2626519A1 (ru) |
JP (1) | JP6026563B2 (ru) |
CN (1) | CN104169530B (ru) |
RU (1) | RU2587032C2 (ru) |
WO (1) | WO2013117258A1 (ru) |
Families Citing this family (27)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10280793B2 (en) | 2013-09-18 | 2019-05-07 | United Technologies Corporation | Insert and standoff design for a gas turbine engine vane |
EP3068996B1 (en) * | 2013-12-12 | 2019-01-02 | United Technologies Corporation | Multiple injector holes for gas turbine engine vane |
EP2990607A1 (en) * | 2014-08-28 | 2016-03-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooling concept for turbine blades or vanes |
GB2530763A (en) * | 2014-10-01 | 2016-04-06 | Rolls Royce Plc | A heat shield |
JP2018519453A (ja) * | 2015-05-07 | 2018-07-19 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトSiemens Aktiengesellschaft | 内部冷却チャネルを備えるタービン翼 |
EP3112592B1 (en) * | 2015-07-02 | 2019-06-19 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine blade |
DE102015111843A1 (de) * | 2015-07-21 | 2017-01-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbine mit gekühlten Turbinenleitschaufeln |
US11230935B2 (en) * | 2015-09-18 | 2022-01-25 | General Electric Company | Stator component cooling |
EP3176371A1 (en) * | 2015-12-03 | 2017-06-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Component for a fluid flow engine and method |
US20170198602A1 (en) * | 2016-01-11 | 2017-07-13 | General Electric Company | Gas turbine engine with a cooled nozzle segment |
US20170234154A1 (en) * | 2016-02-16 | 2017-08-17 | James P Downs | Turbine stator vane with closed-loop sequential impingement cooling insert |
US10428660B2 (en) * | 2017-01-31 | 2019-10-01 | United Technologies Corporation | Hybrid airfoil cooling |
FR3062675B1 (fr) * | 2017-02-07 | 2021-01-15 | Safran Helicopter Engines | Aube haute pression ventilee de turbine d'helicoptere comprenant un conduit amont et une cavite centrale de refroidissement |
GB2559739A (en) * | 2017-02-15 | 2018-08-22 | Rolls Royce Plc | Stator vane section |
KR101873156B1 (ko) * | 2017-04-12 | 2018-06-29 | 두산중공업 주식회사 | 터빈 베인 및 이를 포함하는 가스 터빈 |
US10513947B2 (en) * | 2017-06-05 | 2019-12-24 | United Technologies Corporation | Adjustable flow split platform cooling for gas turbine engine |
US10655496B2 (en) * | 2017-12-22 | 2020-05-19 | United Technologies Corporation | Platform flow turning elements for gas turbine engine components |
US10415428B2 (en) * | 2018-01-31 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Dual cavity baffle |
US10787912B2 (en) * | 2018-04-25 | 2020-09-29 | Raytheon Technologies Corporation | Spiral cavities for gas turbine engine components |
US11365635B2 (en) * | 2019-05-17 | 2022-06-21 | Raytheon Technologies Corporation | CMC component with integral cooling channels and method of manufacture |
EP3959024A1 (en) | 2019-05-22 | 2022-03-02 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Investment casting core with cooling feature alignment guide and related methods |
EP4001593B1 (en) * | 2020-11-13 | 2023-12-20 | Doosan Enerbility Co., Ltd. | A gas turbine vane comprising an impingement cooled inner shroud |
US11499443B2 (en) * | 2020-12-21 | 2022-11-15 | Raytheon Technologies Corporation | Ceramic wall seal interface cooling |
CN112943384A (zh) * | 2021-05-14 | 2021-06-11 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种用于涡轮导向叶片的冷气导管结构 |
WO2023095721A1 (ja) * | 2021-11-29 | 2023-06-01 | 三菱重工業株式会社 | タービン静翼 |
US11952918B2 (en) * | 2022-07-20 | 2024-04-09 | Ge Infrastructure Technology Llc | Cooling circuit for a stator vane braze joint |
US11767766B1 (en) * | 2022-07-29 | 2023-09-26 | General Electric Company | Turbomachine airfoil having impingement cooling passages |
Family Cites Families (32)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3540810A (en) | 1966-03-17 | 1970-11-17 | Gen Electric | Slanted partition for hollow airfoil vane insert |
BE755567A (fr) * | 1969-12-01 | 1971-02-15 | Gen Electric | Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe |
US3891348A (en) * | 1972-04-24 | 1975-06-24 | Gen Electric | Turbine blade with increased film cooling |
GB1587401A (en) * | 1973-11-15 | 1981-04-01 | Rolls Royce | Hollow cooled vane for a gas turbine engine |
US4288201A (en) | 1979-09-14 | 1981-09-08 | United Technologies Corporation | Vane cooling structure |
JP3142850B2 (ja) * | 1989-03-13 | 2001-03-07 | 株式会社東芝 | タービンの冷却翼および複合発電プラント |
FR2681095B1 (fr) * | 1991-09-05 | 1993-11-19 | Snecma | Distributeur de turbine carene. |
US5207556A (en) * | 1992-04-27 | 1993-05-04 | General Electric Company | Airfoil having multi-passage baffle |
FR2692318B1 (fr) | 1992-06-11 | 1994-08-19 | Snecma | Aubage fixe de distribution des gaz chauds d'une turbo-machine. |
RU2056505C1 (ru) * | 1992-07-10 | 1996-03-20 | Андреев Валерий Евгеньевич | Сопловая лопатка газовой турбины |
US5634766A (en) * | 1994-08-23 | 1997-06-03 | General Electric Co. | Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits |
US5591002A (en) * | 1994-08-23 | 1997-01-07 | General Electric Co. | Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge |
US5645397A (en) | 1995-10-10 | 1997-07-08 | United Technologies Corporation | Turbine vane assembly with multiple passage cooled vanes |
JP2971386B2 (ja) | 1996-01-08 | 1999-11-02 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
US5630700A (en) * | 1996-04-26 | 1997-05-20 | General Electric Company | Floating vane turbine nozzle |
US5829245A (en) * | 1996-12-31 | 1998-11-03 | Westinghouse Electric Corporation | Cooling system for gas turbine vane |
US5762471A (en) * | 1997-04-04 | 1998-06-09 | General Electric Company | turbine stator vane segments having leading edge impingement cooling circuits |
JP3316415B2 (ja) | 1997-05-01 | 2002-08-19 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン冷却静翼 |
JP3897402B2 (ja) | 1997-06-13 | 2007-03-22 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼インサート挿入構造及び方法 |
JP3495579B2 (ja) * | 1997-10-28 | 2004-02-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
CA2263576C (en) * | 1998-01-20 | 2003-08-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Stationary blade of gas turbine |
US6019572A (en) * | 1998-08-06 | 2000-02-01 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine row #1 steam cooled vane |
EP1069281B1 (en) * | 1999-07-16 | 2005-07-27 | General Electric Company | Pre-stressed/pre-compressed gas turbine nozzle |
US6283708B1 (en) * | 1999-12-03 | 2001-09-04 | United Technologies Corporation | Coolable vane or blade for a turbomachine |
US6416275B1 (en) * | 2001-05-30 | 2002-07-09 | Gary Michael Itzel | Recessed impingement insert metering plate for gas turbine nozzles |
US6561757B2 (en) * | 2001-08-03 | 2003-05-13 | General Electric Company | Turbine vane segment and impingement insert configuration for fail-safe impingement insert retention |
US6969233B2 (en) * | 2003-02-27 | 2005-11-29 | General Electric Company | Gas turbine engine turbine nozzle segment with a single hollow vane having a bifurcated cavity |
US6932568B2 (en) * | 2003-02-27 | 2005-08-23 | General Electric Company | Turbine nozzle segment cantilevered mount |
RU2267616C1 (ru) * | 2004-05-21 | 2006-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Охлаждаемая лопатка турбины |
US7921654B1 (en) * | 2007-09-07 | 2011-04-12 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Cooled turbine stator vane |
KR101239595B1 (ko) * | 2009-05-11 | 2013-03-05 | 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 | 터빈 정익 및 가스 터빈 |
JP2011043118A (ja) * | 2009-08-21 | 2011-03-03 | Ihi Corp | タービン用冷却構造及びタービン |
-
2012
- 2012-02-09 EP EP12154722.8A patent/EP2626519A1/en not_active Withdrawn
- 2012-11-22 EP EP12798223.9A patent/EP2812539B1/en active Active
- 2012-11-22 JP JP2014555952A patent/JP6026563B2/ja active Active
- 2012-11-22 WO PCT/EP2012/073352 patent/WO2013117258A1/en active Application Filing
- 2012-11-22 CN CN201280071480.XA patent/CN104169530B/zh active Active
- 2012-11-22 RU RU2014132847/06A patent/RU2587032C2/ru active
- 2012-11-22 US US14/373,861 patent/US10012093B2/en active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2013117258A1 (en) | 2013-08-15 |
RU2587032C2 (ru) | 2016-06-10 |
CN104169530A (zh) | 2014-11-26 |
JP2015507128A (ja) | 2015-03-05 |
EP2626519A1 (en) | 2013-08-14 |
EP2812539B1 (en) | 2016-06-15 |
JP6026563B2 (ja) | 2016-11-16 |
CN104169530B (zh) | 2018-09-14 |
US20150030461A1 (en) | 2015-01-29 |
EP2812539A1 (en) | 2014-12-17 |
US10012093B2 (en) | 2018-07-03 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2014132847A (ru) | Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель | |
EP3140515B1 (en) | Airfoil cooling with internal cavity displacement features | |
RU2017105830A (ru) | Принцип охлаждения для лопаток или направляющих лопаток турбины | |
WO2010062428A3 (en) | Integrated service tube and impingement baffle for a gas turbine engine | |
RU2012131396A (ru) | Способ охлаждения статоров турбин, система охлаждения для его осуществления | |
WO2010063271A3 (de) | Strömungsmaschine | |
RU2013123448A (ru) | Рабочая лопатка турбины | |
RU2013152735A (ru) | Канал для охлаждения корпуса | |
JP2014092153A5 (ru) | ||
RU2011141997A (ru) | Лопатка для газовой турбины с охлаждаемой законцовкой периферической части лопатки | |
JP2013139993A5 (ru) | ||
RU2009137901A (ru) | Диффузорное устойство | |
US20170003080A1 (en) | Heat exchanger | |
RU2014125561A (ru) | Аэродинамический профиль с охлаждающими каналами | |
US20120321451A1 (en) | Bearing Housing Cooling System | |
JP2014181715A5 (ru) | ||
RU2016151765A (ru) | Лопатка турбины с оптимизированным охлаждением ее задней кромки, содержащая расположенные выше и ниже по потоку каналы и внутренние боковые полости | |
RU2010107420A (ru) | Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины | |
RU2010101978A (ru) | Соединительный узел для газовой турбины | |
RU2013108920A (ru) | Рабочая лопатка турбины (варианты ) | |
RU2013118661A (ru) | Система (варианты) и способ охлаждения турбины | |
RU2019112437A (ru) | Лопатка турбины, содержащая систему охлаждения | |
JP2014528538A5 (ru) | ||
RU2012158329A (ru) | Лопатка турбины, способ отделения частиц от текучей среды и турбина | |
ES2743501T3 (es) | Rejilla guía de salida y turborreactor de doble flujo con una rejilla guía de salida |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20220114 |