RU2179246C2 - Охлаждающее устройство профильной части лопатки газотурбинного двигателя - Google Patents

Охлаждающее устройство профильной части лопатки газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2179246C2
RU2179246C2 RU99111740/06A RU99111740A RU2179246C2 RU 2179246 C2 RU2179246 C2 RU 2179246C2 RU 99111740/06 A RU99111740/06 A RU 99111740/06A RU 99111740 A RU99111740 A RU 99111740A RU 2179246 C2 RU2179246 C2 RU 2179246C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
channel
wall
angle
leading edge
axis
Prior art date
Application number
RU99111740/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU99111740A (ru
Inventor
Уильям АБДЕЛЬ-МЕСЕХ
Сабхэш АРОРА
Иэн Тибботт
Original Assignee
Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп.
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=24984113&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2179246(C2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. filed Critical Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп.
Publication of RU99111740A publication Critical patent/RU99111740A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2179246C2 publication Critical patent/RU2179246C2/ru

Links

Images

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
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Охлаждающее устройство профильной части лопатки газотурбинного двигателя содержит стенку с областью передней кромки с наружной искривленной поверхностью, имеющий центр кривизны, расположенный внутри профильной части лопатки. В стенке в области передней кромки выполнено несколько каналов охлаждающего воздуха, образующих систему каналов. Каждый из каналов содержит прямой цилиндрический калиброванный участок с отверстием и диффузорную зону, формирующую выходное отверстие на пересечении с искривленной поверхностью стенки. Диффузорная зона выполнена в виде части конуса. Ось конуса совпадает в основном с осью канала и расположена на части стенки, расположенной ниже по потоку охлаждающего воздуха у выходного отверстия канала. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения. 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к профильной части сопловых и рабочих лопаток турбинной секции двигателя и охлаждающим устройствам таких профильных частей.
Высокопроизводительные газотурбинные двигатели работают при очень высоких температурах. Для защиты профильной части лопаток, подвергающихся воздействию высоких температур, требуется предусматривать системы охлаждения. Для отвода избыточного тепла от профильной части лопатки типовые системы охлаждения профильных частей лопаток включают в себя полую профильную часть, содержащую полость, в которую вставляется трубка (в случае сопловой лопатки) для подвода в полость охлаждающего воздуха из компрессора двигателя. Трубка имеет отверстия в форме сопел для обдува охлаждающим воздухом внутренних поверхностей стенки профильной части лопатки. В полости профильной части лопатки охлаждающий воздух направляется по каналам, что повышает интенсивность отвода тепла конвекцией от внутренней стенки профильной части лопатки. Однако тепловая нагрузка неоднородно распределяется по лопатке, максимальной нагрузке подвергается область вблизи передней кромки профильной части лопатки.
Наиболее эффективный способ охлаждения состоит в формировании защитной изолирующей пленки на наружной поверхности профильной части лопатки. Для охлаждения с помощью пленки применяется охлаждающий воздух, распыляемый через отдельные каналы, сформированные в стенке профильной части лопатки. Пленка на наружной поверхности профильной части лопатки формируется из того же охлаждающего воздуха, который ранее использовался для обдува внутренней поверхности профильной части лопатки. Далее этот же охлаждающий воздух при впрыскивании через отдельные каналы отводит от профильной части дополнительное тепло, поэтому охлаждающий эффект указанных различных способов суммируется.
Однако внутреннее охлаждение путем обдува, распределения по каналам и распыления, известное как конвекционное охлаждение, является функцией скорости потока воздуха. При увеличении скорости потока повышается отвод тепла, такой же результат обеспечивает увеличение скорости струи охлаждающего воздуха при его распылении из отдельных каналов, что приводит к более глубокому проникновению охлаждающего воздуха в поток горячего газа и к смешению большего количества воздуха с горячими газами, что мешает образованию защитной изолирующей пленки на поверхности профильной части лопатки.
Более того, вблизи выходного отверстия канала будут образовываться завихрения. Эти завихрения способствуют вытягиванию горячих газов из потока горячих газов к поверхности профильной части лопатки вблизи выходного отверстия канала, что приводит к возрастанию локальных тепловых нагрузок. Наиболее подвержены указанным недостаткам обычные каналы цилиндрической формы, расположенные перпендикулярно наружной поверхности профильной части лопатки.
Известно несколько попыток усовершенствовать процесс формирования изолирующей защитной пленки на лопатке. К таким попыткам относится патент США N 3527543, выданный Говальду (Howald) 8 сентября 1970 года. В патенте, выданном Говальду, отверстия охлаждения в профильной части лопатки направлены вниз по потоку. Другими словами, отверстия в устройстве Говальда хотя и наклонены в радиальном направлении, выполнены в плоскостях, нормальных к наружной поверхности профильной части лопатки. Это приводит к слабой диффузии охлаждающего воздуха в область, расположенную ниже по потоку относительно отверстия, что, таким образом, способствует проникновению струи охлаждающего воздуха в поток горячих газов в газовом тракте на глубину в зависимости от скорости потока охлаждающего воздуха, а не к формированию пленки ниже по потоку относительно отверстия. Этот способ в некоторой степени не пригоден для передней кромки профильной части лопатки, для охлаждения которой важно формирование эффективной защитной пленки на поверхности профильной части. Более того, отверстия в устройстве Говальда имеют относительно небольшой размер, поскольку они расположены под прямыми углами к наружной поверхности профильной части лопатки и, таким образом, не обеспечивают достаточное конвекционное охлаждение при высоких температурах газов.
В патенте США N 4684323, выданном Филду (Field) 4 августа 1987 года, большинство отверстий каналов были ориентированы по направлению потока без радиальной составляющей. Прямоугольная диффузорная зона, описанная в прототипе Филда, подвергается разделению, что может привести к проникновению горячих газов в канал. Предложенное Филдом решение состоит в том, чтобы скруглить боковые стенки диффузорной зоны, что приводит к увеличению угла отклонения вблизи боковых стенок. Однако очевидно, что если бы в устройстве Филда ориентация каналов включала радиальный компонент, то в диффузорной зоне превалировало бы разделение.
В документе US-A-5 326244, выданном Ли (Lee) и др., описаны каналы охлаждения вблизи передней кромки, выполненные в стенке полой изнутри профильной части лопатки, каналы имеют прямой калиброванный участок и выпуклый диффузорный участок на наружной стенке, который может иметь коническую, двухмерную и/или трехмерную форму.
Задачей настоящего изобретения является создание канала охлаждающего воздуха усовершенствованной конструкции, позволяющего устранить недостатки предшествующего уровня техники, представленного в патентах Говальда и Филда, и усовершенствовать процесс формирования защитной изолирующей пленки, в первую очередь, на передней кромке профильной части лопатки.
Другой задачей настоящего изобретения является создание канала охлаждающего воздуха с повышенной эффективностью конвекционного охлаждения стенок профильной части лопатки по сравнению с предшествующим уровнем техники.
Еще одной задачей настоящего изобретения является создание на лопатке усовершенствованной системы каналов, позволяющей формировать на поверхности профильной части лопатки, в частности на передней кромке профильной части, более однородную защитную изолирующую пленку.
В предпочтительном варианте осуществления изобретения устройство по настоящему изобретению содержит профильную часть, расположенную в радиальном направлении относительно потока горячего газа, и содержит стенку с областью передней кромки с наружной искривленной поверхностью, имеющей центр кривизны, расположенный внутри профильной части лопатки. При этом радиальная ось передней кромки проходит через застойную зону потока горячего газа в области передней кромки стенки (20), а задняя кромка стенки профильной части лопатки расположена ниже по указанному потоку горячего газа. Профильная часть лопатки имеет внутреннюю полость подачи охлаждающего воздуха, несколько каналов охлаждающего воздуха, выполненных в стенке в области передней кромки и образующих систему каналов, в которой каждый из каналов содержит прямой цилиндрический калиброванный участок с отверстием и диффузорную зону, формирующую выходное отверстие на пересечении с искривленной поверхностью стенки. Для решения указанных выше задач диффузорная зона выполнена в виде части конуса, ось которого в основном совпадает с осью канала и расположена на части стенки, расположенной ниже по потоку (охлаждающего воздуха) у выходного отверстия канала.
В дополнительном варианте осуществления настоящего изобретения осевая линия канала содержит радиальную составляющую, определяемую углом α = 15-60° и осевую составляющую, определяемую углом θ = 10-45°, причем угол α представляет собой угол, имеющий радиальное направление относительно оси передней кромки, а угол θ представляет собой угол между осевой линией канала и линией, проходящей через центр кривизны стенки, и точку пересечения осевой линии канала и участка поверхности передней кромки на стенке.
В другом дополнительном варианте осуществления настоящего изобретения линия, проходящая через центр кривизны и точку пересечения осевой линии канала и участка передней кромки на стенке, направлена по потоку от оси передней кромки под углом β, находящемся в диапазоне от -90o до +90o.
В следующем варианте осуществления настоящего изобретения отношение площади Ao выходного отверстия к площади Aj поперечного сечения прямой цилиндрической части канала составляет 2,5 - 3,6.
В еще одном варианте осуществления настоящего изобретения система каналов состоит, по крайней мере, из двух расположенных в радиальном направлении рядов, выполненных по обеим сторонам оси (LE) передней кромки таким образом, что выходные отверстия (30) одного из двух рядов расположены в шахматном порядке относительно выходных отверстий (30) другого из этих двух рядов.
В еще одном варианте осуществления настоящего изобретения угол расхождения конуса составляет 2ω, причем угол ω = 5-20°.
Конфигурация каналов для охлаждающего воздуха в зоне передней кромки способствует увеличению длины канала в стенке, таким образом, повышая эффективность конвекционной теплопередачи с помощью охлаждающего воздуха, проходящего через канал. Диффузорная зона в виде части конуса способствует более эффективному формированию защитной изолирующей пленки на поверхности профильной части лопатки ниже по потоку относительно выходного отверстия канала при всех возможных скоростях охлаждающего воздуха, подаваемого через канал. Также выявлено, что указанная форма диффузорной зоны в виде части конуса позволяет устранить разделение потока на выходе. Сочетание более длинного канала в стенке профильной части лопатки и более высокой допустимой скорости потока охлаждающего воздуха дополнительно усиливает конвекционный отвод тепла от стенки профильной части лопатки. Также установлено, что форма выходного отверстия и диффузорной зоны способствуют увеличению области действия пленки, созданной каждым из каналов, в результате чего для покрытия данного участка профильной части лопатки пленкой требуется меньшее количество каналов охлаждающего воздуха.
Более того, форма диффузорной зоны выходного отверстия приводит к замедлению скорости потока хладагента у выходного отверстия, что в сочетании с наклоненным под меньшим углом α каналом приводит к тому, что поток рассеивается практически тангенциально по отношению к поверхности профильной части лопатки; этот эффект дополнительно усиливается за счет конической формы диффузорной зоны у выходного отверстия.
Таким образом, приведя общее описание сущности изобретения, рассмотрим в качестве примера предпочтительный вариант осуществления изобретения со ссылкой на прилагаемые чертежи.
Фиг. 1 представляет собой общий вид лопатки направляющего аппарата турбины по настоящему изобретению;
фиг. 2 представляет собой вид сбоку лопатки, показанной на фиг. 1, с частично выполненным разрезом;
фиг. 3 представляет собой горизонтальный частичный разрез, выполненный вдоль плоскости 3-3 по фиг. 2;
фиг. 3a представляет собой увеличенный схематичный вид детали по фиг. 3;
фиг. 4 представляет собой частичный общий вид части конструкции по изобретению;
фиг. 5 представляет собой увеличенный частичный общий вид детали, показанной на фиг. 4;
фиг. 6 представляет собой увеличенный схематичный вид системы формирующих пленку каналов в соответствии с настоящим изобретением и
фиг. 7 представляет собой увеличенный частичный вертикальный разрез, выполненный вдоль линий 7-7 фиг. 3.
Обратимся к фиг. 1 и 2, на которых показана лопатка 10 направляющего аппарата, которая может быть использована для первой ступени турбинной секции газотурбинного двигателя. Лопатка 10 содержит внешнюю полку 12 и внутреннюю полку 14. Профильная часть 16 лопатки расположена в радиальном направлении между внешней и внутренней полками. Профильная часть включает в себя переднюю кромку 24 и заднюю кромку 25.
Конструкция вращающейся профильной части лопатки, такой как рабочая лопатка, отличается от конструкции неподвижной статорной лопатки. Однако специалист в данной области техники поймет, каким образом адаптировать настоящее изобретение для применения во вращающейся профильной части лопатки с воздушным охлаждением.
На фиг. 3 приведено поперечное сечение профильной части лопатки, на котором показана внутренняя полость 18 и наружная стенка 20 профильной части лопатки. В полости 18 предусмотрена трубка 22 для прохождения охлаждающего воздуха, который подается из компрессора двигателя. Как показано стрелками 23, охлаждающий воздух выдувается на внутреннюю поверхность стенки 20.
Можно определить застойную зону на участке передней кромки 24 профильной части 16 лопатки в области потока, указанного стрелками 27. Для удобства настоящего описания ось передней кромки LE проходит в радиальном направлении через застойную зону. На фиг. 3a упомянутая ось передней кромки показана в виде линии LE.
В области передней кромки 24 профильной части 16 лопатки имеются каналы 26 охлаждающего воздуха. На фиг. 6 показана типовая система каналов по настоящему изобретению, которые располагаются с каждой стороны оси LE передней кромки. Подробно канал 26 показан на фиг. 3, За, 4, 5 и 7. Канал 26 обычно содержит цилиндрическое прямое "калиброванное" отверстие 28, которое, как показано ниже, проходит под некоторым углом от стенки 20 внутренней поверхности к наружной поверхности. Как наглядно показано на фиг. 7, угловая составляющая оси канала 26 в радиальном направлении относительно поверхности передней кромки и осевой линии канала 28 задается углом α.
Угол α предпочтительно задается маленьким так, чтобы длина канала 26 в стенке 20 была максимально возможной. Радиальная составляющая оси канала 26 может быть направлена непосредственно наружу, в направлении полки 12, или внутрь, в направлении полки 14. Для профильной части вращающейся лопатки предпочтительно направить радиальную составляющую наружу.
Канал 26 относительно оси LE передней кромки имеет осевую составляющую в направлении движения потока, как описано ниже в связи с угловыми составляющими указанного канала в плоскости, перпендикулярной оси LE. На фиг. 3а центр кривизны области передней кромки 24 обозначен точкой А. Точка пересечения осевой линии канала 26 с наружной поверхностью области передней кромки 24 обозначена точкой С. Угол β представляет собой угол между линией, проведенной между точками А и С, и линией LE. Угол θ представляет собой угол между линией АС и осевой линией канала 26.
Угол θ должен быть максимально большим, однако его величина ограничена конфигурацией стенки 20 и, в частности, радиусом кривизны. При заданной толщине стенки чем больше радиус, тем большее значение может принимать угол θ. Также следует учесть, что выходное отверстие 30 канала может находиться в наиболее удаленной точке от оси LE передней кромки, то есть чем больше угол β, тем большее значение может принимать угол θ. Однако при этом желательно, чтобы канал 26 и выходное отверстие 30 располагались как можно ближе к оси LE передней кромки и, следовательно, угол β должен быть относительно небольшим, в результате чего угол θ принимает некоторое компромиссное значение.
Конструктор должен стремиться к тому, чтобы максимально уменьшить угол α и максимально увеличить угол θ. Следует учесть, что по мере стремления значения угла θ к нулю угол между плоскостью, в которой лежит канал 26, и наружной поверхностью области передней кромки 24 стремится к 90o. Таким образом, угловую ориентацию канала 26 относительно оси LE и центра кривизны А можно задать следующим образом: 15o ≤ α ≤ 60o и 10o ≤ θ ≤ 45o.
Выходное отверстие 30 и диффузорная зона 30a формируются на станке в виде выходного отверстия 30, выполненного в форме, приближенной к конической. Угол расхождения конуса может быть равен 2ω, где ω = 5 - 20o. Ось конуса совпадает или параллельна осевой линии канала 26. Конусообразная часть отверстия выполняется в стенке таким образом, чтобы она располагалась ниже по потоку относительно оси LE передней кромки, а глубина конуса определяется формой пересечения конуса и наружной кромки канала 26 вблизи оси LE передней кромки. Таким образом, конус формируется в стенке 20 только со стороны, расположенной ниже по потоку, а с точки зрения угловой ориентации канала 26 конус будет находиться, главным образом, в квадранте, наиболее удаленном от оси передней кромки. Если продлить канал 26 в направлении внешней полки, то диффузорная зона 30a будет находиться в наружном квадранте, расположенном ниже по потоку. Желательно, чтобы отношение площади Аo выходного отверстия 30, включая диффузорную зону 30a, к площади поперечного сечения Aj цилиндрической части канала 28 составляло 2,5 ≤ Ao/Aj ≤ 3,6.
Выходные отверстия 30 каналов 26, как показано на фиг. 6, расположены в два ряда в радиальном направлении, при этом выходные отверстия 30 располагаются в шахматном порядке по отношению к выходным отверстиям соседнего ряда. Таким образом, охлаждающий воздух, выходящий из каналов 26, образует пленку, равномерно распределяющуюся по всей поверхности профильной части лопатки в области передней кромки 24.
Хотя настоящее описание относится к неподвижным статорным лопаткам, указанные каналы охлаждения могут также использоваться и во вращающихся лопатках (например, в рабочих лопатках турбины), при этом их ориентация должна быть адаптирована к геометрической форме внешней и внутренней поверхности профильной части лопатки.
Канал 26 в стенке 20 профильной части лопатки может быть выполнен с помощью электроразрядных или лазерных технологий, хорошо известных в технике. С технологической точки зрения для изготовления конической диффузорной части выходного отверстия 30 может понадобиться просверлить в профильной части лопатки несколько канавок или углублений, расположенных вблизи каналов 26 в наружном квадранте ниже по потоку в направлении центральной части и/или расположенных вблизи каналов 26 во внутреннем квадранте ниже по потоку и ориентированных в направлении внутренней полки.

Claims (6)

1. Охлаждающее устройство профильной части (16) лопатки газотурбинного двигателя, в котором профильная часть (16) расположена в радиальном направлении относительно потока (27) горячего газа и содержит стенку (20) с областью (24) передней кромки с наружной искривленной поверхностью, имеющей центр кривизны (А), расположенный внутри профильной части (16) лопатки, при этом радиальная ось (LE) передней кромки расположена проходящей через застойную зону потока (27) горячего газа в области (24) передней кромки стенки (20), а задняя кромка стенки (20) профильной части лопатки расположена ниже по указанному потоку (27) горячего газа, причем профильная часть (16) лопатки имеет внутреннюю полость (18) подачи охлаждающего воздуха, несколько каналов (26) охлаждающего воздуха, выполненных в стенке (20) в области (24) передней кромки и образующих систему каналов, в которой каждый из каналов (26) содержит прямой цилиндрический калиброванный участок (28) с отверстием и диффузорную зону, формирующую выходное отверстие (30) на пересечении с искривленной поверхностью стенки (20), отличающееся тем, что диффузорная зона выполнена в виде части конуса, ось которого в основном совпадает с осью канала (26) и расположена на части стенки (20), расположенной ниже по потоку (охлаждающего воздуха) у выходного отверстия (30) канала (26).
2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что осевая линия канала (26) содержит радиальную составляющую, определяемую углом α = 15-60°, и осевую составляющую, определяемую углом θ = 10-45°, причем угол α представляет собой угол, имеющий радиальное направление относительно оси (LE) передней кромки, а угол θ представляет собой угол между осевой линией канала (26) и линией, проходящей через центр кривизны (А) стенки (20) и точку (С) пересечения осевой линии канала (26) и участка поверхности передней кромки на стенке (20).
3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что линия, проходящая через центр кривизны (А) и точку (С) пересечения осевой линии канала (26) и участка передней кромки (24) на стенке (20), направлена по потоку от оси (LE) передней кромки под углом β, находящимся в диапазоне от -90o до +90o.
4. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что отношение площади Ао выходного отверстия к площади Аj поперечного сечения прямой цилиндрической части канала составляет 2,5 - 3,6.
5. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что система каналов состоит по крайней мере из двух расположенных в радиальном направлении рядов, выполненных по обеим сторонам оси (LE) передней кромки, а выходные отверстия (30) одного из двух рядов расположены в шахматном порядке относительно выходных отверстий (30) другого из этих двух рядов.
6. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что угол расхождения конуса составляет 2ω, причем угол ω = 5-20°.
RU99111740/06A 1996-10-31 1997-10-08 Охлаждающее устройство профильной части лопатки газотурбинного двигателя RU2179246C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/742,258 US5779437A (en) 1996-10-31 1996-10-31 Cooling passages for airfoil leading edge
US08/742,258 1996-10-31

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU99111740A RU99111740A (ru) 2001-03-20
RU2179246C2 true RU2179246C2 (ru) 2002-02-10

Family

ID=24984113

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU99111740/06A RU2179246C2 (ru) 1996-10-31 1997-10-08 Охлаждающее устройство профильной части лопатки газотурбинного двигателя

Country Status (11)

Country Link
US (1) US5779437A (ru)
EP (1) EP0935703B1 (ru)
JP (1) JP2001507773A (ru)
KR (1) KR100503582B1 (ru)
CN (1) CN1097139C (ru)
CA (1) CA2268915C (ru)
CZ (1) CZ292382B6 (ru)
DE (1) DE69705318T2 (ru)
PL (1) PL187031B1 (ru)
RU (1) RU2179246C2 (ru)
WO (1) WO1998019049A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2473813C1 (ru) * 2011-07-29 2013-01-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением

Families Citing this family (75)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3477296B2 (ja) * 1995-11-21 2003-12-10 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼
US6092982A (en) * 1996-05-28 2000-07-25 Kabushiki Kaisha Toshiba Cooling system for a main body used in a gas stream
US6050777A (en) * 1997-12-17 2000-04-18 United Technologies Corporation Apparatus and method for cooling an airfoil for a gas turbine engine
EP0945593B1 (de) * 1998-03-23 2003-05-07 ALSTOM (Switzerland) Ltd Filmkühlungsbohrung
EP1000698B1 (de) * 1998-11-09 2003-05-21 ALSTOM (Switzerland) Ltd Gekühlte Komponenten mit konischen Kühlungskanälen
US6036441A (en) * 1998-11-16 2000-03-14 General Electric Company Series impingement cooled airfoil
US6164912A (en) * 1998-12-21 2000-12-26 United Technologies Corporation Hollow airfoil for a gas turbine engine
US6227801B1 (en) 1999-04-27 2001-05-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine engine having improved high pressure turbine cooling
JP3794868B2 (ja) * 1999-06-15 2006-07-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
US6247896B1 (en) * 1999-06-23 2001-06-19 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling an airfoil
JP3782637B2 (ja) * 2000-03-08 2006-06-07 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却静翼
US6506013B1 (en) 2000-04-28 2003-01-14 General Electric Company Film cooling for a closed loop cooled airfoil
US6629817B2 (en) * 2001-07-05 2003-10-07 General Electric Company System and method for airfoil film cooling
DE50207839D1 (de) 2001-07-13 2006-09-28 Alstom Technology Ltd Gasturbinenteil mit Kühlluftbohrungen
US6869268B2 (en) * 2002-09-05 2005-03-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine with airfoil having enhanced leading edge diffusion holes and related methods
US6955522B2 (en) * 2003-04-07 2005-10-18 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling an airfoil
CN1301365C (zh) * 2003-07-16 2007-02-21 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种与燃气轮机配套的透平机
GB2406617B (en) * 2003-10-03 2006-01-11 Rolls Royce Plc Cooling jets
JP4191578B2 (ja) * 2003-11-21 2008-12-03 三菱重工業株式会社 ガスタービンエンジンのタービン冷却翼
EP1614859B1 (de) * 2004-07-05 2007-04-11 Siemens Aktiengesellschaft Filmgekühlte Turbinenschaufel
US7300252B2 (en) * 2004-10-04 2007-11-27 Alstom Technology Ltd Gas turbine airfoil leading edge cooling construction
US7246992B2 (en) * 2005-01-28 2007-07-24 General Electric Company High efficiency fan cooling holes for turbine airfoil
US7306026B2 (en) * 2005-09-01 2007-12-11 United Technologies Corporation Cooled turbine airfoils and methods of manufacture
US7322795B2 (en) * 2006-01-27 2008-01-29 United Technologies Corporation Firm cooling method and hole manufacture
GB2438861A (en) * 2006-06-07 2007-12-12 Rolls Royce Plc Film-cooled component, eg gas turbine engine blade or vane
US20080005903A1 (en) * 2006-07-05 2008-01-10 United Technologies Corporation External datum system and film hole positioning using core locating holes
US7510367B2 (en) * 2006-08-24 2009-03-31 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with endwall horseshoe cooling slot
EP1898051B8 (en) * 2006-08-25 2017-08-02 Ansaldo Energia IP UK Limited Gas turbine airfoil with leading edge cooling
US7806658B2 (en) * 2006-10-25 2010-10-05 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with spanwise equalizer rib
US7556476B1 (en) * 2006-11-16 2009-07-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with multiple near wall compartment cooling
WO2009016744A1 (ja) * 2007-07-31 2009-02-05 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. タービン用翼
US8197210B1 (en) * 2007-09-07 2012-06-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane with leading edge insert
US8052390B1 (en) 2007-10-19 2011-11-08 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with showerhead cooling
US8439644B2 (en) * 2007-12-10 2013-05-14 United Technologies Corporation Airfoil leading edge shape tailoring to reduce heat load
US8281604B2 (en) * 2007-12-17 2012-10-09 General Electric Company Divergent turbine nozzle
US8105031B2 (en) * 2008-01-10 2012-01-31 United Technologies Corporation Cooling arrangement for turbine components
US8105030B2 (en) * 2008-08-14 2012-01-31 United Technologies Corporation Cooled airfoils and gas turbine engine systems involving such airfoils
US8079810B2 (en) * 2008-09-16 2011-12-20 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with divergent film cooling hole
EP2299056A1 (de) * 2009-09-02 2011-03-23 Siemens Aktiengesellschaft Kühlung eines Gasturbinenbauteils ausgebildet als Rotorscheibe oder Turbinenschaufel
US8742279B2 (en) * 2010-02-01 2014-06-03 United Technologies Corporation Method of creating an airfoil trench and a plurality of cooling holes within the trench
US9151173B2 (en) 2011-12-15 2015-10-06 General Electric Company Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components
US8870536B2 (en) * 2012-01-13 2014-10-28 General Electric Company Airfoil
US8584470B2 (en) 2012-02-15 2013-11-19 United Technologies Corporation Tri-lobed cooling hole and method of manufacture
US9273560B2 (en) * 2012-02-15 2016-03-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with multi-lobed cooling hole
US9297262B2 (en) * 2012-05-24 2016-03-29 General Electric Company Cooling structures in the tips of turbine rotor blades
US9879546B2 (en) * 2012-06-21 2018-01-30 United Technologies Corporation Airfoil cooling circuits
US9322279B2 (en) * 2012-07-02 2016-04-26 United Technologies Corporation Airfoil cooling arrangement
US9267381B2 (en) * 2012-09-28 2016-02-23 Honeywell International Inc. Cooled turbine airfoil structures
CN103775136B (zh) * 2012-10-23 2015-06-10 中航商用航空发动机有限责任公司 一种叶片
US20140116660A1 (en) * 2012-10-31 2014-05-01 General Electric Company Components with asymmetric cooling channels and methods of manufacture
US9228440B2 (en) 2012-12-03 2016-01-05 Honeywell International Inc. Turbine blade airfoils including showerhead film cooling systems, and methods for forming an improved showerhead film cooled airfoil of a turbine blade
CN103046967A (zh) * 2012-12-27 2013-04-17 中国燃气涡轮研究院 一种涡轮气冷叶片
US9562437B2 (en) 2013-04-26 2017-02-07 Honeywell International Inc. Turbine blade airfoils including film cooling systems, and methods for forming an improved film cooled airfoil of a turbine blade
US9464528B2 (en) * 2013-06-14 2016-10-11 Solar Turbines Incorporated Cooled turbine blade with double compound angled holes and slots
US10030524B2 (en) 2013-12-20 2018-07-24 Rolls-Royce Corporation Machined film holes
US10329923B2 (en) 2014-03-10 2019-06-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil leading edge cooling
US9957808B2 (en) 2014-05-08 2018-05-01 United Technologies Corporation Airfoil leading edge film array
US9976423B2 (en) * 2014-12-23 2018-05-22 United Technologies Corporation Airfoil showerhead pattern apparatus and system
US20160298464A1 (en) * 2015-04-13 2016-10-13 United Technologies Corporation Cooling hole patterned airfoil
US10077667B2 (en) * 2015-05-08 2018-09-18 United Technologies Corporation Turbine airfoil film cooling holes
US10060445B2 (en) * 2015-10-27 2018-08-28 United Technologies Corporation Cooling hole patterned surfaces
GB201521862D0 (en) * 2015-12-11 2016-01-27 Rolls Royce Plc Cooling arrangement
KR101853550B1 (ko) 2016-08-22 2018-04-30 두산중공업 주식회사 가스 터빈 블레이드
US11286787B2 (en) * 2016-09-15 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil with showerhead cooling holes near leading edge
JP6308710B1 (ja) * 2017-10-23 2018-04-11 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン静翼、及びこれを備えているガスタービン
US10612391B2 (en) * 2018-01-05 2020-04-07 General Electric Company Two portion cooling passage for airfoil
CN109736898A (zh) * 2019-01-11 2019-05-10 哈尔滨工程大学 一种交错复合角的叶片前缘气膜冷却孔结构
JP7206129B2 (ja) * 2019-02-26 2023-01-17 三菱重工業株式会社 翼及びこれを備えた機械
JP7213103B2 (ja) * 2019-02-26 2023-01-26 三菱重工業株式会社 翼及びこれを備えた機械
CN110318817B (zh) * 2019-06-27 2021-01-19 西安交通大学 一种基于蒸汽冷却的双层透平叶片内部冷却结构
US11359494B2 (en) * 2019-08-06 2022-06-14 General Electric Company Engine component with cooling hole
US20240133298A1 (en) * 2019-10-28 2024-04-25 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine blade, method of manufacturing a turbine blade and method of refurbishing a turbine blade
CN112922677A (zh) * 2021-05-11 2021-06-08 成都中科翼能科技有限公司 一种用于涡轮叶片前缘冷却的组合结构气膜孔
US11560803B1 (en) 2021-11-05 2023-01-24 General Electric Company Component with cooling passage for a turbine engine
WO2024048211A1 (ja) * 2022-09-01 2024-03-07 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼及びガスタービン

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3527543A (en) 1965-08-26 1970-09-08 Gen Electric Cooling of structural members particularly for gas turbine engines
US3706508A (en) * 1971-04-16 1972-12-19 Sean Lingwood Transpiration cooled turbine blade with metered coolant flow
US4653983A (en) * 1985-12-23 1987-03-31 United Technologies Corporation Cross-flow film cooling passages
US4684323A (en) 1985-12-23 1987-08-04 United Technologies Corporation Film cooling passages with curved corners
GB2227965B (en) * 1988-10-12 1993-02-10 Rolls Royce Plc Apparatus for drilling a shaped hole in a workpiece
US5326224A (en) * 1991-03-01 1994-07-05 General Electric Company Cooling hole arrangements in jet engine components exposed to hot gas flow
FR2689176B1 (fr) * 1992-03-25 1995-07-13 Snecma Aube refrigeree de turbo-machine.
US5382135A (en) * 1992-11-24 1995-01-17 United Technologies Corporation Rotor blade with cooled integral platform
US5486093A (en) * 1993-09-08 1996-01-23 United Technologies Corporation Leading edge cooling of turbine airfoils
US5382133A (en) * 1993-10-15 1995-01-17 United Technologies Corporation High coverage shaped diffuser film hole for thin walls
FR2715693B1 (fr) * 1994-02-03 1996-03-01 Snecma Aube fixe ou mobile refroidie de turbine.
JPH07279612A (ja) * 1994-04-14 1995-10-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 重質油焚き用ガスタービン冷却翼

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2473813C1 (ru) * 2011-07-29 2013-01-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением

Also Published As

Publication number Publication date
KR100503582B1 (ko) 2005-07-26
JP2001507773A (ja) 2001-06-12
WO1998019049A1 (en) 1998-05-07
CN1097139C (zh) 2002-12-25
CZ292382B6 (cs) 2003-09-17
PL333055A1 (en) 1999-11-08
KR20000052846A (ko) 2000-08-25
PL187031B1 (pl) 2004-05-31
CA2268915C (en) 2006-07-25
DE69705318T2 (de) 2002-01-17
CA2268915A1 (en) 1998-05-07
CN1235654A (zh) 1999-11-17
EP0935703A1 (en) 1999-08-18
CZ145899A3 (cs) 1999-08-11
DE69705318D1 (de) 2001-07-26
EP0935703B1 (en) 2001-06-20
US5779437A (en) 1998-07-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2179246C2 (ru) Охлаждающее устройство профильной части лопатки газотурбинного двигателя
US5281084A (en) Curved film cooling holes for gas turbine engine vanes
US5651662A (en) Film cooled wall
US6287075B1 (en) Spanwise fan diffusion hole airfoil
US5288207A (en) Internally cooled turbine airfoil
US6241468B1 (en) Coolant passages for gas turbine components
US8083485B2 (en) Angled tripped airfoil peanut cavity
US7311498B2 (en) Microcircuit cooling for blades
US5458461A (en) Film cooled slotted wall
EP0774047B1 (en) Turbine airfoil with diffusing pedestals in its trailing edge
US6918742B2 (en) Combustion turbine with airfoil having multi-section diffusion cooling holes and methods of making same
KR100254756B1 (ko) 냉각식 로터 블레이드를 구비한 가스터빈
EP1645722B1 (en) Turbine airfoil with stepped coolant outlet slots
US20040096313A1 (en) Turbine components
US5779438A (en) Arrangement for and method of cooling a wall surrounded on one side by hot gas
KR100688416B1 (ko) 진동 댐퍼 장치를 구비한 냉각식 로터 블레이드
RU99111740A (ru) Охлаждающее устройство профильной части лопатки газотурбинного двигателя
JPH1089005A (ja) 高温部材冷却装置
JP2006207586A (ja) タービン翼形部の高効率ファン冷却孔
RU2117768C1 (ru) Охлаждаемая лопатка турбомашины
JP2000230402A (ja) 温度制御構造を有する流体機器、同機器を適用したガスタービン、ガスタービン用燃焼器および冷凍サイクル装置
KR102626194B1 (ko) 가스 터빈의 에어포일 및 막냉각 홀

Legal Events

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

Effective date: 20091009