RU2425982C2 - Лопатка газовой турбины - Google Patents
Лопатка газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2425982C2 RU2425982C2 RU2005110990/06A RU2005110990A RU2425982C2 RU 2425982 C2 RU2425982 C2 RU 2425982C2 RU 2005110990/06 A RU2005110990/06 A RU 2005110990/06A RU 2005110990 A RU2005110990 A RU 2005110990A RU 2425982 C2 RU2425982 C2 RU 2425982C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- gas turbine
- area
- feather
- wall
- Prior art date
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
- F01D5/187—Convection 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/70—Shape
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Лопатка газовой турбины выполнена с пером, которое проходит от хвостовика лопатки к ее головке. Перо лопатки содержит переднюю кромку и проходящий вдоль передней кромки пера лопатки внутри пера канал для охлаждающего воздуха, который у передней кромки, а также со стороны всасывания и со стороны нагнетания пера лопатки ограничен стенкой. Канал также ограничен проходящей внутри пера лопатки от расположенной со стороны нагнетания стенки к расположенной со стороны всасывания стенки разделительной стенкой и имеет расположенное в зоне головки лопатки выходное отверстие. Контур отверстия геометрически подобен поперечному сечению канала для охлаждающего воздуха. Площадь поперечного сечения выходного отверстия меньше площади поперечного сечения канала для охлаждающего воздуха. Расстояние (А) от контура выходного отверстия до наружного контура пера лопатки в зоне передней кромки пера лопатки составляет 138-162% от местной толщины (δ) стенки пера лопатки. Изобретение направлено на выравнивание переноса тепла со стороны охлаждения и тем самым исключения неравномерности распределения температуры. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Данное изобретение относится к лопатке газовой турбины согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения.
Уровень техники
Известно в охлаждаемых лопатах газовых турбин выдувание охлаждающего воздуха на головку лопатки, что приводит, например, к улучшенному охлаждению расположенных там уплотнений. Поперечные сечения этих выходных отверстий обычно выбирают меньше поперечного сечения каналов для охлаждающего воздуха. Тем самым они служат в качестве мест дросселирования и ограничивают массовый расход выдуваемой охлаждающей среды. Выходные отверстия имеют обычно круговое или эллиптическое поперечное сечение и не соответствуют форме поперечного сечения охлаждающего канала, который подводит охлаждающий воздух к выходному отверстию. Возникающее за счет этого резкое изменение поперечного сечения вызывает неблагоприятные схемы потока, которые приводят, среди прочего, к повышенным потерям давления и к локальному повышению температуры материала.
Известна лопатка газовой турбины с пером, которое проходит от хвостовика лопатки к головке лопатки, при этом перо лопатки содержит переднюю кромку и проходящий вдоль передней кромки пера лопатки внутри пера канал для охлаждающего воздуха, который у передней кромки, а также со стороны всасывания и со стороны нагнетания пера лопатки ограничен стенкой и который дополнительно ограничен проходящей внутри пера лопатки от расположенной со стороны нагнетания стенки к расположенной со стороны всасывания стенки разделительной стенкой, и который имеет расположенное в зоне головки лопатки выходное отверстие, контур которого геометрически подобен поперечному сечению канала для охлаждающего воздуха (US 3533712, 1970). Данная лопатка имеет недостаток, заключающийся в том, что сечение выходного отверстия больше или равно площади сечения канала для охлаждающего воздуха, что не позволяет обеспечить дросселирование в области выхода потока и ограничить массовый расход.
Сущность изобретения
Согласно одному аспекту данного изобретения, должна быть создана лопатка газовой турбины указанного в начале типа, которая устраняет недостатки уровня техники. А именно должна быть создана лопатка газовой турбины так, что выравнивается перенос тепла со стороны охлаждения и, тем самым, исключается неравномерные распределения температуры с сокращающими срок службы тепловыми напряжениями.
Это обеспечивает, наряду с другими предпочтительными действиями, представленная в пункте 1 формулы изобретения лопатка газовой турбины. В указанной в пункте 1 формулы изобретения лопатке газовой турбины контур выходного отверстия, проходящего вдоль передней кромки охлаждающего канала, выполнен геометрически подобным поперечному сечению охлаждающего канала. Это приводит к тому, что минимизируются переходы поперечного сечения при прохождении охлаждающего воздуха из охлаждающего канала в выходное отверстие. Тем самым исключаются мертвые зоны охлаждающего воздуха и отклонения направления потока выдуваемого охлаждающего воздуха с их негативными последствиями.
В одной модификации лопатки площадь поперечного сечения выходного отверстия меньше площади поперечного сечения охлаждающего канала. За счет этого выходное отверстие может действовать в качестве места дросселирования и тем самым служить для ограничения массового расхода. То есть в зоне выходного отверстия расположена перемычка. В одном варианте выполнения изобретения расстояние от контурной линии выходного отверстия до наружного контура пера лопатки в зоне передней кромки пера лопатки принимает значения 138-162% местной толщины стенки пера лопатки. То есть высота перемычки в зоне передней кромки пера лопатки составляет от 38% до 62% местной толщины стенки. В зоне стенки пера лопатки со стороны всасывания и/или стенки со стороны нагнетания расстояние от контурной линии выходного отверстия до наружного контура пера лопатки принимает значения от 113% до 138% местной ширины стенки пера лопатки. Таким образом, высота перемычки в этой зоне составляет от 13% до 36% местной толщины стенки. В зоне расположенной внутри лопатки разделительной стенки, которая отделяет, например, проходящий вдоль передней кромки лопатки охлаждающий канал от других охлаждающих каналов, высота перемычки в одном варианте выполнения находится в диапазоне значений от 0% до 225% толщины стенки пера лопатки. Эти геометрические требования могут применяться, естественно, независимо друг от друга или в комбинации. При этом толщина стенки пера лопатки может изменяться в направлении обтекания пера лопатки; в одном варианте выполнения изобретения толщина стенки пера лопатки в зоне выходного отверстия является постоянной.
В одной модификации изобретения охлаждающий канал имеет расположенное в хвостовике лопатки входное отверстие. При этом в одном варианте выполнения в зону хвостовика лопатки подают свежий охлаждающий воздух, который проходит вдоль передней кромки пера лопатки внутри пера лопатки к головке лопатки и там выходит из выходного отверстия. В частности, в одной модификации указанных лопаток лопатки в зоне охлаждающего канала выполнены с чисто конвективным охлаждением. Это означает, что отсутствуют отверстия, через которые охлаждающий воздух может попадать, например, в качестве воздуха пленочного охлаждения на наружную сторону пера лопатки. Весь входящий в канал поток охлаждающего воздуха выходит снова через выходное отверстие.
Из признаков зависимых пунктов формулы получаются варианты выполнения изобретения, которые также могут комбинироваться между собой.
Лопатки указанного выше типа предпочтительно применяются в газовых турбинах в качестве составных частей ротора и/или статора.
Краткое описание чертежей
Ниже приводится подробное описание изобретения со ссылками на иллюстрирующие пример выполнения чертежи, на которых изображено:
фиг.1 - газотурбинный узел;
фиг.2 - лопатка газовой турбины;
фиг.3 - зона выхода охлаждающего канала указанной лопатки.
Все чертежи сильно упрощены и предназначены лишь для лучшего понимания изобретения; они не должны использоваться для ограничения изобретения, характеризуемого формулой изобретения.
Пути реализации изобретения
На фиг.1 показан в качестве примера газотурбинный узел. Он содержит само по себе известным образом компрессор 1, камеру 2 сгорания, а также турбину 3. Турбина показана в разрезе. Статор турбины содержит корпус 4, а также направляющие лопатки 61, 62, 63 и 64. Ротор турбины содержит вал 5, а также рабочие лопатки 65, 66, 67 и 68.
В современных газотурбинных узлах с высокими температурами горячих газов лопатки турбины, по меньшей мере, первой ступени турбины выполняют охлаждаемыми. Пример такой охлаждаемой лопатки 6 турбины показан на фиг.2. На фиг.2А показан в разрезе пример выполнения лопатки турбины на виде сбоку, где можно видеть внутреннюю конфигурацию охлаждения лопатки. Лопатка 6 содержит хвостовик 601, перо 602, а также головку 603. Поперечное сечение пера лопатки, показывающее его профиль, показано на фиг.2b. Профиль пера лопатки имеет переднюю кромку 604, заднюю кромку 605, сторону 606 нагнетания, а также сторону 607 всасывания. Внутри пера лопатки вдоль передней кромки проходит охлаждающий канал 609. Как показано на фиг.2b, этот канал ограничен с одной стороны стенкой пера лопатки в зоне передней кромки, в зоне стороны 606 нагнетания, в зоне стороны всасывания, а также разделительной стенкой 614, проходящей от расположенной со стороны всасывания стенки пера лопатки к расположенной со стороны нагнетания стенке пера лопатки. Охлаждающий канал 609 имеет в расположенной со стороны хвостовика зоне пера лопатки входное отверстие 610 для охлаждающего воздуха, а в зоне головки лопатки имеет выходное отверстие 611 для охлаждающего воздуха. Внутри пера лопатки расположен другой извилистый охлаждающий канал 608, при этом проходящий через него охлаждающий воздух выдувается в зоне задней кромки 605 пера лопатки. Перо лопатки охлаждается в зоне задней кромки выдуваемым охлаждающим воздухом; в других зонах пера лопатки перо охлаждается лишь путем конвекции. Для улучшения действия конвективного охлаждения внутри каналов для охлаждающего воздуха расположены ребра 613, которые делают более интенсивным перенос тепла от стенки пера лопатки к охлаждающему воздуху. Охлаждающий воздух в канале 609 для охлаждения передней кромки подводится к входному отверстию 610 и снова выдувается в зоне головки лопатки через выходное отверстие 611 и служит там для охлаждения головки лопатки и не изображенных уплотнений. В зоне головки лопатки расположена перемычка 612, которая исключает преждевременное смешивание охлаждающего воздуха с горячим газом.
Зона выходного отверстия 611 показана на фиг.3а и 3b в увеличенном масштабе. На виде сверху на фиг.3а показано, что контур выходного отверстия 611 имеет форму, по существу геометрически подобную поперечному сечению охлаждающего канала 609, но уменьшенную относительно него в поперечном сечении. Проходящий со стороны передней кромки охлаждающий канал показан штриховыми линиями. В зоне передней кромки 604 пера лопатки расстояние от контура выходного отверстия до наружного контура пера лопатки составляет величину А. В зоне расположенной со стороны нагнетания стенки 606 и расположенной со стороны всасывания стенки 607 пера лопатки расстояние от контура выходного отверстия до наружного контура пера лопатки составляет величину В. В зоне разделительной стенки расстояние от контура выходного отверстия до разделительной стенки составляет величину С. Толщина наружной стенки пера лопатки обозначено как δ. При этом А предпочтительно составляет А=δ(1,5±0,12). В составляет В=δ(1,25±0,12). С составляет С=δ(2±0,25).
Хотя изобретение было подробно описано выше применительно к примеру выполнения, для специалистов в данной области техники очевидно, что этот пример выполнения не ограничивает изобретения. В свете приведенного выше описания для специалистов в данной области техники открываются другие варианты выполнения, входящие в объем формулы изобретения.
Claims (14)
1. Лопатка (6) газовой турбины с пером (602), которое проходит от хвостовика (601) лопатки к ее головке (603), при этом перо лопатки содержит переднюю кромку (604) и проходящий вдоль передней кромки пера лопатки внутри пера канал (609) для охлаждающего воздуха, который у передней кромки (604), а также со стороны (607) всасывания и со стороны (606) нагнетания пера лопатки ограничен стенкой, и который дополнительно ограничен проходящей внутри пера лопатки от расположенной со стороны нагнетания стенки к расположенной со стороны всасывания стенки разделительной стенкой (614), и который имеет расположенное в зоне головки лопатки выходное отверстие (611), отличающаяся тем, что контур отверстия (611) геометрически подобен поперечному сечению канала для охлаждающего воздуха, площадь поперечного сечения выходного отверстия (611) меньше площади поперечного сечения канала (609) для охлаждающего воздуха, а расстояние (А) от контура выходного отверстия (611) до наружного контура пера лопатки в зоне передней кромки пера лопатки составляет 138-162% от местной толщины (5) стенки пера лопатки.
2. Лопатка газовой турбины по п.1, отличающаяся тем, что расстояние (В) от контура выходного отверстия до наружного контура пера лопатки в зоне стенки, расположенной со стороны нагнетания стенки и/или расположенной со стороны всасывания стенки, составляет 113-138% локальной толщины (δ) стенки пера лопатки.
3. Лопатка газовой турбины по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что в зоне разделительной стенки (614) расстояние (С) от контура выходного отверстия до разделительной стенки составляет величину от 0-225% толщины (δ) стенки пера лопатки.
4. Лопатка газовой турбины по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что в зоне выходного отверстия толщина стенки пера лопатки является постоянной.
5. Лопатка газовой турбины по п.3, отличающаяся тем, что в зоне выходного отверстия толщина стенки пера лопатки является постоянной.
6. Лопатка газовой турбины по любому из пп.1 и 2, 5, отличающаяся тем, что канал (609) для охлаждающего воздуха имеет расположенное в зоне хвостовика (601) лопатки входное отверстие (610).
7. Лопатка газовой турбины по п.3, отличающаяся тем, что канал (609) для охлаждающего воздуха имеет расположенное в зоне хвостовика (601) лопатки входное отверстие (610).
8. Лопатка газовой турбины по п.4, отличающаяся тем, что канал (609) для охлаждающего воздуха имеет расположенное в зоне хвостовика (601) лопатки входное отверстие (610).
9. Лопатка газовой турбины по любому из пп.1, 2, 5, 7 и 8, отличающаяся тем, что лопатка в зоне охлаждающего канала выполнена с возможностью охлаждения лишь путем конвекции.
10. Лопатка газовой турбины по п.3, отличающаяся тем, что лопатка в зоне охлаждающего канала выполнена с возможностью охлаждения лишь путем конвекции.
11. Лопатка газовой турбины по п.4, отличающаяся тем, что лопатка в зоне охлаждающего канала выполнена с возможностью охлаждения лишь путем конвекции.
12. Лопатка газовой турбины по п.6, отличающаяся тем, что лопатка в зоне охлаждающего канала выполнена с возможностью охлаждения лишь путем конвекции.
13. Газотурбинный узел, в частности ротор или статор газовой турбины, содержащий, по меньшей мере, одну лопатку газовой турбины по любому из предыдущих пунктов.
14. Газовая турбина, содержащая, по меньшей мере, одну лопатку газовой турбины по любому из пп.1-12.
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005110990/06A RU2425982C2 (ru) | 2005-04-14 | 2005-04-14 | Лопатка газовой турбины |
PCT/EP2006/061163 WO2006108764A1 (de) | 2005-04-14 | 2006-03-30 | Konvektiv gekühlte gasturbinenschaufel |
EP06725419.3A EP1869291B1 (de) | 2005-04-14 | 2006-03-30 | Konvektiv gekühlte gasturbinenschaufel |
US11/907,420 US7766619B2 (en) | 2005-04-14 | 2007-10-12 | Convectively cooled gas turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005110990/06A RU2425982C2 (ru) | 2005-04-14 | 2005-04-14 | Лопатка газовой турбины |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2005110990A RU2005110990A (ru) | 2006-10-20 |
RU2425982C2 true RU2425982C2 (ru) | 2011-08-10 |
Family
ID=36615644
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2005110990/06A RU2425982C2 (ru) | 2005-04-14 | 2005-04-14 | Лопатка газовой турбины |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7766619B2 (ru) |
EP (1) | EP1869291B1 (ru) |
RU (1) | RU2425982C2 (ru) |
WO (1) | WO2006108764A1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2686245C1 (ru) * | 2018-11-13 | 2019-04-24 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8550783B2 (en) * | 2011-04-01 | 2013-10-08 | Alstom Technology Ltd. | Turbine blade platform undercut |
EP2944762B1 (en) * | 2014-05-12 | 2016-12-21 | General Electric Technology GmbH | Airfoil with improved cooling |
US9988910B2 (en) * | 2015-01-30 | 2018-06-05 | United Technologies Corporation | Staggered core printout |
GB201506728D0 (en) * | 2015-04-21 | 2015-06-03 | Rolls Royce Plc | Thermal shielding in a gas turbine |
FR3056631B1 (fr) * | 2016-09-29 | 2018-10-19 | Safran | Circuit de refroidissement ameliore pour aubes |
US10718219B2 (en) * | 2017-12-13 | 2020-07-21 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade cooling system with tip diffuser |
US10731475B2 (en) * | 2018-04-20 | 2020-08-04 | Raytheon Technologies Corporation | Blade with inlet orifice on aft face of root |
US12012866B1 (en) * | 2023-06-12 | 2024-06-18 | Rtx Corporation | Non-circular stress reducing crossover |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB656634A (en) * | 1949-01-03 | 1951-08-29 | Rolls Royce | Improvements in or relating to blades for turbines or compressors |
US2963269A (en) * | 1953-01-30 | 1960-12-06 | Gen Motors Corp | Composite turbine buckets |
GB855058A (en) * | 1957-02-22 | 1960-11-30 | Rolls Royce | Improvements in or relating to bladed rotor or stator constructions for axial-flow fluid machines for example for compressors or turbines of gas-turbine engines |
US3533712A (en) * | 1966-02-26 | 1970-10-13 | Gen Electric | Cooled vane structure for high temperature turbines |
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 |
BE794195A (fr) * | 1972-01-18 | 1973-07-18 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Aube directrice refroidie pour des turbines a gaz |
DE2231426C3 (de) * | 1972-06-27 | 1974-11-28 | Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen | Deckbandlose, innen gekühlte Axialturbinenlaufschaufel |
GB2051964B (en) * | 1979-06-30 | 1983-01-12 | Rolls Royce | Turbine blade |
US4424001A (en) * | 1981-12-04 | 1984-01-03 | Westinghouse Electric Corp. | Tip structure for cooled turbine rotor blade |
US4738587A (en) * | 1986-12-22 | 1988-04-19 | United Technologies Corporation | Cooled highly twisted airfoil for a gas turbine engine |
US5002460A (en) * | 1989-10-02 | 1991-03-26 | General Electric Company | Internally cooled airfoil blade |
FR2765265B1 (fr) * | 1997-06-26 | 1999-08-20 | Snecma | Aubage refroidi par rampe helicoidale, par impact en cascade et par systeme a pontets dans une double peau |
DE19839592A1 (de) * | 1998-08-31 | 2000-03-02 | Asea Brown Boveri | Strömungsmaschine mit gekühlter Rotorwelle |
GB2354290B (en) * | 1999-09-18 | 2004-02-25 | Rolls Royce Plc | A cooling air flow control device for a gas turbine engine |
EP1167689A1 (de) * | 2000-06-21 | 2002-01-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Konfiguration einer kühlbaren Turbinenschaufel |
US6382914B1 (en) * | 2001-02-23 | 2002-05-07 | General Electric Company | Cooling medium transfer passageways in radial cooled turbine blades |
US7059834B2 (en) * | 2003-01-24 | 2006-06-13 | United Technologies Corporation | Turbine blade |
-
2005
- 2005-04-14 RU RU2005110990/06A patent/RU2425982C2/ru not_active IP Right Cessation
-
2006
- 2006-03-30 EP EP06725419.3A patent/EP1869291B1/de not_active Not-in-force
- 2006-03-30 WO PCT/EP2006/061163 patent/WO2006108764A1/de not_active Application Discontinuation
-
2007
- 2007-10-12 US US11/907,420 patent/US7766619B2/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2686245C1 (ru) * | 2018-11-13 | 2019-04-24 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1869291B1 (de) | 2014-07-30 |
WO2006108764A1 (de) | 2006-10-19 |
US20080181784A1 (en) | 2008-07-31 |
EP1869291A1 (de) | 2007-12-26 |
US7766619B2 (en) | 2010-08-03 |
RU2005110990A (ru) | 2006-10-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2425982C2 (ru) | Лопатка газовой турбины | |
US10513932B2 (en) | Cooling pedestal array | |
US6652235B1 (en) | Method and apparatus for reducing turbine blade tip region temperatures | |
JP2007514888A (ja) | 冷却タービンベーンプラットフォーム | |
US8231349B2 (en) | Gas turbine airfoil | |
US9797261B2 (en) | Internal cooling of engine components | |
RU2634986C2 (ru) | Охлаждаемая стенка | |
JP4486216B2 (ja) | 翼形部の隔離前縁冷却 | |
EP0718467B1 (en) | Cooling of turbine blade tip | |
EP1231359B1 (en) | Method and apparatus for reducing turbine blade tip region temperatures | |
JP5901705B2 (ja) | ガスタービン用静翼並びにこのような静翼を備えたガスタービン | |
US5695322A (en) | Turbine blade having restart turbulators | |
JP2006511757A (ja) | 傾斜スキーラ先端を有するタービンブレード | |
JP2007002843A (ja) | ターボ機械の可動な翼のための冷却回路 | |
US20140178207A1 (en) | Turbine blade | |
JPH10252410A (ja) | ガスタービンの翼冷却空気供給システム | |
US7850428B2 (en) | Aerofoils | |
JP2006017119A (ja) | 改良された冷却を有するタービンステータ翼 | |
RU2285804C1 (ru) | Элемент газотурбинного двигателя и способ его изготовления | |
JPS60135606A (ja) | ガスタ−ビン空冷翼 | |
JP2004003459A (ja) | ガスタービンエンジンのノズル組立体を冷却する方法及び装置 | |
JP2005054799A (ja) | ガスタービンエンジンのタービン用の中空回転翼 | |
CA2231690A1 (en) | Cooled stationary blade for a gas turbine | |
JP3213107U (ja) | 翼形部のための衝突システム | |
RU2003101665A (ru) | Подвижная лопатка турбины высокого давления, снабженная выходной кромкой с улучшенной тепловой характеристикой |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20090721 |
|
FZ9A | Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal) |
Effective date: 20090923 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180415 |