RU2017105830A - Принцип охлаждения для лопаток или направляющих лопаток турбины - Google Patents

Принцип охлаждения для лопаток или направляющих лопаток турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2017105830A
RU2017105830A RU2017105830A RU2017105830A RU2017105830A RU 2017105830 A RU2017105830 A RU 2017105830A RU 2017105830 A RU2017105830 A RU 2017105830A RU 2017105830 A RU2017105830 A RU 2017105830A RU 2017105830 A RU2017105830 A RU 2017105830A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cooling
shelf
hollow
leakage
pipe
Prior art date
Application number
RU2017105830A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2671251C2 (ru
RU2017105830A3 (ru
Inventor
Джонатан МАГГЛСТОУН
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2017105830A publication Critical patent/RU2017105830A/ru
Publication of RU2017105830A3 publication Critical patent/RU2017105830A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2671251C2 publication Critical patent/RU2671251C2/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
    • F01D5/187—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
    • F01D5/187—Convection 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—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
    • 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
    • F01D9/02—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
    • 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
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • 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)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Claims (14)

1. Узел (10, 10a, 10b) турбины, содержащий, по существу, полое перо (12), имеющее, по меньшей мере, основную полость (14), по меньшей мере, с трубой (16, 16b) для охлаждения натеканием, которая является вставляемой в основной полости (14) полого пера (12) и используется для охлаждения натеканием, по меньшей мере, внутренней поверхности (18) основной полости (14), и, по меньшей мере, с полкой (20, 20'), которая размещается на радиальном конце (22, 22') полого пера (12), и, по меньшей мере, с камерой (24, 24') охлаждения, используемой для охлаждения, по меньшей мере, полки (20, 20') и которая размещается относительно полого пера (12) на противоположной площадке, по меньшей мере, одной полки (20, 20'), и при этом, по меньшей мере, одна камера (24, 24') охлаждения ограничена на первом радиальном конце (26, 26') посредством, по меньшей мере, одного сегмента (28, 28') стенки полки (20, 20') и на противоположном радиальном втором конце (30, 30'), по меньшей мере, от покрывающей пластины (32, 32'), и при этом труба (16, 16b) для охлаждения натеканием продолжается в направлении (34) поперечного размера, по меньшей мере, полностью через камеру (24, 24') охлаждения из полки (20, 20') в покрывающую пластину (32, 32'), отличающийся тем, что труба (16, 16b) для охлаждения натеканием ограничивает подполость (36) основной полости (14), и при этом, по меньшей мере, один сегмент (28, 28') стенки, по меньшей мере, одной полки (20, 20') содержит, по меньшей мере, один входной проем (38, 38'; 38a, 38a') для входа охлаждающей среды (40), по меньшей мере, через один входной проем (38, 38'; 38a, 38a'), по меньшей мере, из одной камеры (24, 24') охлаждения, по меньшей мере, одной полки (20, 20') в подполость (36) полого пера (12).
2. Узел турбины по п. 1, в котором полое перо (12) содержит входную кромку (42) и выходную кромку (44), и при этом труба (16, 16b) для охлаждения натеканием расположена в направлении входной кромки (42) полого пера (12), и подполость (36) основной полости (14) расположена при просмотре в направлении от входной кромки (42) к выходной кромке (44) ниже трубы (16, 16b) для охлаждения натеканием.
3. Узел турбины по п. 1 или 2, в котором, по меньшей мере, один входной проем (38, 38'; 38a, 38a'), по меньшей мере, в одном сегменте (28, 28') стенки, по меньшей мере, одной полки (20, 20') закрывается посредством диафрагменной пластины (46) для управления потоком охлаждающей среды (40) в подполость (36).
4. Узел турбины по любому из предшествующих пунктов, в котором, по меньшей мере, один входной проем (38, 38'), по меньшей мере, в одном сегменте (28, 28') стенки, по меньшей мере, одной полки (20, 20') представляет собой проем (48) для вставки, через которую труба (16, 16b) для охлаждения натеканием продолжается, по меньшей мере, из одной камеры (24, 24') охлаждения, по меньшей мере, одной полки (20, 20') в основную полость (14) полого пера (12).
5. Узел турбины по любому из пп. 1-3, в котором, по меньшей мере, один входной проем (38a, 38a'), по меньшей мере, в одном сегменте (28, 28') стенки, по меньшей мере, одной полки (20, 20') представляет собой отдельный входной проем (38a, 38a') от проема для вставки (48), через которую труба (16, 16b) для охлаждения натеканием продолжается, по меньшей мере, из одной камеры (24, 24') охлаждения, по меньшей мере, одной полки (20, 20') в основную полость (14) полого пера (12).
6. Узел турбины по любому из предшествующих пунктов, в котором труба (16, 16b) для охлаждения натеканием завершается в покрывающей пластине (32, 32') уплотненным образом.
7. Узел турбины по любому из предшествующих пунктов, в котором труба (16, 16b) для охлаждения натеканием продолжается практически полностью через поперечный размер (50) полого пера (12).
8. Узел турбины по любому из предшествующих пунктов, отличающийся посредством, по меньшей мере, дополнительной полки (20'), при этом полка (20) и, по меньшей мере, дополнительная полка (20') размещаются на противоположных радиальных концах (22, 22') полого пера (12), и при этом, по меньшей мере, дополнительная полка (20') содержит, по меньшей мере, дополнительный сегмент (28') стенки, который содержит, по меньшей мере, один дополнительный входной проем (38', 38a') для входа охлаждающей среды (40), по меньшей мере, через один дополнительный проем (38', 38a'), по меньшей мере, из дополнительной камеры (24') охлаждения дополнительной полки (20') в подполость (36) полого пера (12).
9. Узел турбины по любому из предшествующих пунктов, в котором труба (16, 16b) для охлаждения натеканием имеет, по меньшей мере, один сообщающийся проем (52), чтобы обеспечивать потоковое сообщение охлаждающей среды (40) между трубой (16, 16b) для охлаждения натеканием и подполостью (36).
10. Узел турбины по любому из предшествующих пунктов, в котором полое перо (12) представляет собой лопатку или направляющую лопатку турбины.
11. Узел турбины по любому из предшествующих пунктов, в котором полое перо (12) содержит выходную кромку (44), и при этом выходная кромка (44) имеет выходные проемы (54), чтобы обеспечивать возможность слившемуся потоку охлаждающей среды (40), по меньшей мере, из одной камеры (24, 24') охлаждения из трубы (16, 16b) для охлаждения натеканием и из подполости (36) выходить из полого пера (12).
12. Узел турбины по любому из предшествующих пунктов, в котором, по меньшей мере, одна покрывающая пластина (32, 32'), по меньшей мере, одной камеры (24, 24') охлаждения, по меньшей мере, одной полки (20, 20') разделена посредством трубы (16, 16b) для охлаждения натеканием, по меньшей мере, в двух секциях (56, 58).
13. Узел турбины по любому из предшествующих пунктов, охлаждаемый посредством первого потока (60) охлаждающей среды (40), который подается в трубу (16, 16b) для охлаждения натеканием, и посредством второго потока (62) охлаждающей среды (40), который подается сначала, по меньшей мере, в одну камеру (24, 24') охлаждения и после того, по меньшей мере, через один входной проем (38, 38'; 38a, 38a') в подполость (36) последовательно.
14. Газотурбинный двигатель (64), содержащий множество узлов (10, 10a, 10b) турбины, при этом, по меньшей мере, один из узлов (10, 10a, 10b) турбины выполнен согласно, по меньшей мере, одному из пп. 1-13.
RU2017105830A 2014-08-28 2015-08-05 Принцип охлаждения для лопаток или направляющих лопаток турбины RU2671251C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP14182731.1A EP2990607A1 (en) 2014-08-28 2014-08-28 Cooling concept for turbine blades or vanes
EP14182731.1 2014-08-28
PCT/EP2015/068015 WO2016030157A1 (en) 2014-08-28 2015-08-05 Cooling concept for turbine blades or vanes

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017105830A true RU2017105830A (ru) 2018-09-28
RU2017105830A3 RU2017105830A3 (ru) 2018-09-28
RU2671251C2 RU2671251C2 (ru) 2018-10-30

Family

ID=51421921

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017105830A RU2671251C2 (ru) 2014-08-28 2015-08-05 Принцип охлаждения для лопаток или направляющих лопаток турбины

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10513933B2 (ru)
EP (2) EP2990607A1 (ru)
CN (1) CN106795772B (ru)
RU (1) RU2671251C2 (ru)
WO (1) WO2016030157A1 (ru)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3112592B1 (en) * 2015-07-02 2019-06-19 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine blade
US20170198602A1 (en) * 2016-01-11 2017-07-13 General Electric Company Gas turbine engine with a cooled nozzle segment
US10494930B2 (en) * 2016-06-16 2019-12-03 General Electric Company Ceramic matrix composite component cooling
DE102016216858A1 (de) 2016-09-06 2018-03-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Laufschaufel für eine Turbomaschine und Verfahren für den Zusammenbau einer Laufschaufel für eine Turbomaschine
GB2559739A (en) * 2017-02-15 2018-08-22 Rolls Royce Plc Stator vane section
GB201705552D0 (en) * 2017-04-06 2017-05-24 Rolls Royce Plc Vane cooling system
GB201705553D0 (en) * 2017-04-06 2017-05-24 Rolls Royce Plc Vane cooling system
US10724380B2 (en) * 2017-08-07 2020-07-28 General Electric Company CMC blade with internal support
WO2019033243A1 (zh) * 2017-08-14 2019-02-21 大连理工大学 一种双层吸液芯无开孔高效冷却涡轮导叶装置
US11060480B2 (en) * 2017-11-14 2021-07-13 The Boeing Company Sound-attenuating heat exchangers and methods of utilizing the same
FR3074521B1 (fr) * 2017-12-06 2019-11-22 Safran Aircraft Engines Secteur de distributeur de turbine pour une turbomachine d'aeronef
US10697307B2 (en) * 2018-01-19 2020-06-30 Raytheon Technologies Corporation Hybrid cooling schemes for airfoils of gas turbine engines
US20190234235A1 (en) * 2018-01-31 2019-08-01 United Technologies Corporation Vane flow diverter
DE102018206259A1 (de) 2018-04-24 2019-10-24 MTU Aero Engines AG Leitschaufel für eine turbine einer strömungsmaschine
US10697310B2 (en) 2018-05-17 2020-06-30 Raytheon Technologies Corporation Multiple source impingement baffles for gas turbine engine components
US11073024B2 (en) 2018-12-14 2021-07-27 Raytheon Technologies Corporation Shape recessed surface cooling air feed hole blockage preventer for a gas turbine engine
US11008872B2 (en) * 2018-12-14 2021-05-18 Raytheon Technologies Corporation Extension air feed hole blockage preventer for a gas turbine engine
US11078796B2 (en) 2018-12-14 2021-08-03 Raytheon Technologies Corporation Redundant entry cooling air feed hole blockage preventer for a gas turbine engine
US11525438B2 (en) 2019-06-28 2022-12-13 The Boeing Company Shape memory alloy actuators and thermal management systems including the same
US11168584B2 (en) 2019-06-28 2021-11-09 The Boeing Company Thermal management system using shape memory alloy actuator
US11143170B2 (en) 2019-06-28 2021-10-12 The Boeing Company Shape memory alloy lifting tubes and shape memory alloy actuators including the same
US11536143B1 (en) 2021-12-22 2022-12-27 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Endwall cooling scheme
US11635000B1 (en) * 2021-12-23 2023-04-25 Rolls-Royce Corporation Endwall directional cooling

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US6453557B1 (en) * 2000-04-11 2002-09-24 General Electric Company Method of joining a vane cavity insert to a nozzle segment of a gas turbine
US6607355B2 (en) * 2001-10-09 2003-08-19 United Technologies Corporation Turbine airfoil with enhanced heat transfer
RU2208683C1 (ru) * 2002-01-08 2003-07-20 Ульяновский государственный технический университет Охлаждаемая лопатка турбины
FR2856729B1 (fr) * 2003-06-30 2005-09-23 Snecma Moteurs Aubes refroidies de moteur a turbine a gaz.
US6843637B1 (en) * 2003-08-04 2005-01-18 General Electric Company Cooling circuit within a turbine nozzle and method of cooling a turbine nozzle
RU2276732C2 (ru) * 2004-01-16 2006-05-20 Ульяновский государственный технический университет Охлаждаемая лопатка турбины
EP1571296A1 (de) * 2004-03-01 2005-09-07 Alstom Technology Ltd Gekühlte Strömungsmaschinenschaufel und Verfahren zur Kühlung
US7121796B2 (en) * 2004-04-30 2006-10-17 General Electric Company Nozzle-cooling insert assembly with cast-in rib sections
US8162617B1 (en) * 2008-01-30 2012-04-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with spar and shell
US8109724B2 (en) * 2009-03-26 2012-02-07 United Technologies Corporation Recessed metering standoffs for airfoil baffle
KR101239595B1 (ko) * 2009-05-11 2013-03-05 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 터빈 정익 및 가스 터빈
CH701031A1 (de) * 2009-05-15 2010-11-15 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Aufarbeiten einer Turbinenschaufel.
US10337404B2 (en) * 2010-03-08 2019-07-02 General Electric Company Preferential cooling of gas turbine nozzles
US8620590B2 (en) 2010-09-30 2013-12-31 Bio-Rad Laboratories, Inc. Dose surface method for determination of analyte ratios
EP2626519A1 (en) 2012-02-09 2013-08-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine
US8500405B1 (en) * 2012-09-20 2013-08-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Industrial stator vane with sequential impingement cooling inserts

Also Published As

Publication number Publication date
US10513933B2 (en) 2019-12-24
CN106795772A (zh) 2017-05-31
EP3186485B1 (en) 2018-07-04
EP2990607A1 (en) 2016-03-02
WO2016030157A1 (en) 2016-03-03
CN106795772B (zh) 2018-11-13
RU2671251C2 (ru) 2018-10-30
RU2017105830A3 (ru) 2018-09-28
EP3186485A1 (en) 2017-07-05
US20170234144A1 (en) 2017-08-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2017105830A (ru) Принцип охлаждения для лопаток или направляющих лопаток турбины
WO2014120324A3 (en) Turbine engine cooling system with an open loop circuit
RU2014132847A (ru) Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель
EP4033192A3 (en) Heat exchangers
JP2014206162A5 (ru)
RU2012153931A (ru) Элемент с микроканальным охлаждением (варианты)
MX2015015709A (es) Dispositivo aerodinamico para optimizar el flujo de aire a traves de intercambiadores de calor.
RU2016102180A (ru) Охлаждаемая стенка компонента турбины и способ охлаждения этой стенки
JP2015090108A5 (ru)
AU2015224225A1 (en) CO2 water heater
WO2015122949A3 (en) Adaptive turbomachine cooling system
PL399512A1 (pl) Silnik elektryczny do pomp z zamknietym ukladem chlodzenia cieczy
MX2018016334A (es) Dispositivo con conductos modificados.
JP2018505773A5 (ru)
MX2020006420A (es) Soporte de filtro de aire.
RU2013108920A (ru) Рабочая лопатка турбины (варианты )
BR112016006801A2 (pt) câmara de combustão de turbomáquina provida de meios de deflexão de ar para reduzir o sulco criado por uma vela de ignição
MX2016013973A (es) Sistema de refrigeracion con control de presion.
RU2015122395A (ru) Устройство для инжекционного охлаждения стенки
WO2016099663A3 (en) Film cooled engine component for a gas turbine engine
JP2014051981A5 (ru)
RU2015112104A (ru) Трубка принудительного охлаждения для лопатки газовой турбины, имеющая разделительную стенку
RU2014127357A (ru) Гидродинамическое устройство
RU2014153036A (ru) Обходной канал для охлаждающего средства для газовой турбины, вставляемый в полую охлаждаемую лопатку турбины
RU2013104197A (ru) Система сгорания

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20220111