RU2686245C1 - Cooled blade of gas turbine - Google Patents
Cooled blade of gas turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2686245C1 RU2686245C1 RU2018139934A RU2018139934A RU2686245C1 RU 2686245 C1 RU2686245 C1 RU 2686245C1 RU 2018139934 A RU2018139934 A RU 2018139934A RU 2018139934 A RU2018139934 A RU 2018139934A RU 2686245 C1 RU2686245 C1 RU 2686245C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- partition
- edge
- radial
- channel
- holes
- Prior art date
Links
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims abstract description 59
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 43
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims abstract description 11
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims abstract description 4
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 5
- 101000579646 Penaeus vannamei Penaeidin-1 Proteins 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000007707 calorimetry Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 229910001338 liquidmetal Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 1
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к турбостроению, в частности, к охлаждаемой лопатке газовой турбины, предназначенной преимущественно для работы в области высоких температур.The invention relates to turbine construction, in particular, to a cooled gas turbine blade, designed primarily for work in the field of high temperatures.
Известны охлаждаемые лопатки газовых турбин с тонкостенным полым пером, через которое организуют пропускание охлаждающего воздуха для обеспечения конвективного теплообмена. Такие лопатки имеют наиболее широкое распространение из-за простоты достижения охлаждающего эффекта. Однако они могут применяться для работы в диапазоне температур газа на входе в газовую турбину, не превышающем 1500-1800 К. В области более высоких температур необходимо использовать дополнительные средства, обеспечивающие интенсификацию теплообмена при относительно небольшом расходе охлаждающей среды, особенно для участка входной кромки.Known cooled blades of gas turbines with a thin-walled hollow pen, through which organize the transmission of cooling air to ensure convective heat exchange. Such blades are the most widespread due to the ease of achieving the cooling effect. However, they can be used to work in the gas temperature range at the inlet to the gas turbine not exceeding 1500-1800 K. In the higher temperature region, additional means must be used to ensure the intensification of heat exchange with a relatively small flow rate of the cooling medium, especially for the inlet edge section.
Известна лопатка газовой турбины с петлевой системой охлаждения (патент US №7967563, МПК F01D 5/08, публ. 28.06.2011), содержащая полое перо с входной и выходной кромками, перегородки, формирующие три радиальных канала, которые расположены вдоль входной кромки, в серединной части пера и вдоль выходной кромки. На стенках радиальных каналов выполнены наклонные ребра для интенсификации теплоотдачи к охлаждающему воздуху. Воздух в соседних радиальных каналах течет в противоположных направлениях. В выходной кромке выполнены щелевые каналы для выпуска воздуха в проточную часть турбины.A known gas turbine blade with a loopback cooling system (US Patent No. 7967563, IPC F01D 5/08, publ. 06/28/2011), containing a hollow feather with inlet and outlet edges, partitions forming three radial channels that are located along the inlet edge the middle part of the pen and along the exit edge. On the walls of the radial channels, inclined ribs are made to intensify heat transfer to the cooling air. The air in the adjacent radial channels flows in opposite directions. In the output edge is made of slotted channels for air release into the flow part of the turbine.
Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения участка входной кромки, что обусловлено небольшим перепадом давления в канале расположенном вдоль входной кромки и, соответственно, низкой скоростью течения охладителя.The disadvantage of this technical solution is the low cooling efficiency of the area of the input edge, which is caused by a small pressure drop in the channel located along the input edge and, accordingly, a low flow rate of the cooler.
Известна другая лопатка с внутренними каналами охлаждения (патент US №7988419, МПК F01D 5/08, публ. 02.08.2011), содержащая входную и выходную кромки, радиальный канал, расположенный вдоль входной кромки для ее охлаждения. Перо разделено поперечным ребром на верхнюю и нижнюю полости. В верхней полости установлено продольное ребро, формирующее два радиальных канала, в которые воздух последовательно поступает из канала входной кромки. В нижней полости установлены три ребра, которые формируют четыре канала для петлевого течения охлаждающего воздуха. На стенках всех каналов охлаждения выполнены наклонные ребра для интенсификации теплоотдачи к охлаждающему воздуху. В выходной кромке лопатки выполнены щелевые каналы для выпуска воздуха в проточную часть турбины.There is another blade with internal cooling channels (US Patent No. 7988419, IPC F01D 5/08, publ. 08/02/2011), containing the inlet and outlet edges, a radial channel located along the inlet edge to cool it. The feather is divided by a transverse edge into the upper and lower cavities. In the upper cavity there is a longitudinal edge, which forms two radial channels, into which air successively flows from the channel of the entrance edge. Three fins are installed in the lower cavity, which form four channels for the loop flow of cooling air. On the walls of all cooling channels, inclined ribs are made to intensify heat transfer to the cooling air. In the output edge of the blade is made slotted channels for air release into the flow part of the turbine.
Основным недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения входной кромки, обусловленная интенсификацией теплоотдачи только за счет турбулизации потока наклонными ребрами, а также уменьшением эффективности охлаждения по его длине канала из-за увеличения температуры охладителя.The main disadvantage of this technical solution is the low cooling efficiency of the inlet edge, due to the intensification of heat transfer only due to turbulence in the flow by inclined ribs, as well as a decrease in the cooling efficiency along its channel length due to an increase in the cooler temperature.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является охлаждаемая лопатка газовой турбины (патент US №8083486, МПК F01D 5/08, публ. 27.12.2011), содержащая полое перо с входной и выходной кромками и продольными перегородками, образующими радиальные каналы охлаждения вдоль входной кромки и на серединном участке пера, на стенках которых со стороны спинки и корыта установлены наклонные ребра для интенсификации теплоотдачи, вдоль торцевой стенки пера установлено поперечное ребро, формирующее осевой канал, соединяющий радиальный канал, расположенный вдоль входной кромки с проточной частью турбины для выпуска охлаждающего воздуха.The closest to the technical nature of the present invention is a cooled gas turbine blade (US patent No. 8083486, IPC F01D 5/08, publ. 12/27/2011), containing a hollow feather with inlet and outlet edges and longitudinal partitions that form radial cooling channels along the inlet edges and in the middle part of the feather, on the walls of which, from the back and trough side, inclined ribs are installed to intensify heat transfer; along the end wall of the feather, there is a transverse edge forming an axial channel connecting the radial a channel located along the inlet edge with a flow part of the turbine for the release of cooling air.
Недостатком настоящего технического решения является монотонное снижение эффективности охлаждения входной кромки, что не соответствует внешней тепловой нагрузке. В соответствии с радиальной эпюрой температур газового потока максимальная температура газа расположена на участке 2/3 высоты пера. Использование только наклонных ребер не позволяет увеличить эффективность охлаждения на наиболее теплонапряженных участках входной кромки - корневых и средних сечениях.The disadvantage of this technical solution is the monotonous decrease in the cooling efficiency of the inlet edge, which does not correspond to the external thermal load. In accordance with the radial plot of the gas flow temperature, the maximum gas temperature is located on the
Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности охлаждения входной кромки путем дополнительной интенсификации охлаждения в радиальном канале входной кромки.The technical task of the invention is to improve the cooling efficiency of the input edge by additional intensification of cooling in the radial channel of the input edge.
Технический результат заключается в повышении ресурса рабочих лопаток и, соответственно, газовой турбины в целом.The technical result is to increase the service life of the blades and, accordingly, the gas turbine as a whole.
Это достигается тем, что охлаждаемая лопатка газовой турбины, содержащая полое перо с входной и выходной кромками, замковую часть и торцевую стенку, при этом в полом пере установлена перегородка, между стенкой входной кромки и перегородкой расположен канал охлаждения входной кромки, а между торцевой стенкой и перегородкой расположен осевой канал, в периферийной части выходной кромки расположен щелевой канал, в серединной части полого пера установлены первая, вторая и третья радиальные перегородки, которыми сформированы, соответственно, первый, второй и третий радиальные каналы, в третьей радиальной перегородке выполнены раздающие отверстия, за третьей радиальной перегородкой в щелевом канале выходной кромки установлена матрица компланарных каналов, в замковой части установлен жиклер, на стенках канала охлаждения входной кромки, осевого, первого, второго и третьего радиальных каналов установлены ребра - интенсификаторы, снабжена волнообразной перегородкой с отверстиями, установленной в канале охлаждения входной кромки так, что он разделен волнообразной перегородкой на первый и второй соседние каналы с переменной площадью поперечного сечения по их длине, при этом отверстия в волнообразной перегородке выполнены непосредственно у внутренней поверхности стенки входной кромки, шаг этих отверстий равен шагу волны волнообразной перегородки и составляет (1,5-2,2)h, где h - высота волны волнообразной перегородки на участке ее соединения с перегородкой, при этом отверстия расположены в сечениях минимального сужения первого и второго соседних каналов волнообразной перегородкой.This is achieved by the fact that the cooled blade of a gas turbine, which contains a hollow feather with inlet and outlet edges, a locking part and an end wall, while a partition is installed in the hollow recess, an inlet cooling channel is located between the inlet edge wall and the partition, and the axial channel is located by the partition; in the peripheral part of the output edge there is a slot-hole; in the middle part of the hollow pen, the first, second and third radial partitions are installed, with which, respectively, are formed, The first, second and third radial channels, distribution holes are made in the third radial partition, a matrix of coplanar channels is installed behind the third radial partition in the slot channel of the output edge, a nozzle is installed in the lock part of the axial, first, second and third axial cooling channel the radial channels are installed edges - intensifiers, provided with a wavy partition with holes installed in the cooling channel of the input edge so that it is divided by a wavy partition the first and second adjacent channels with variable cross-sectional area along their length, while the holes in the undulating partition are made directly at the inner surface of the wall of the input edge, the pitch of these holes is equal to the step wave of the undulating partition and is (1.5-2.2) h where h is the wave height of the undulating partition at the site of its connection with the partition, with the openings located in sections of the minimum narrowing of the first and second adjacent channels in a undulating partition.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена охлаждаемая лопатка газовой турбины, продольный разрез; на фиг. 2 представлено поперечное сечение А-А пера охлаждаемой лопатки газовой турбины; на фиг. 3 показана волнообразная перегородка в канале охлаждения входной кромки; на фиг. 4 представлен график распределения отношения плотности теплового потока по длине радиального канала входной кромки предлагаемой конструкции к плотности теплового потока в канале устройства по прототипу.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a cooled gas turbine blade, longitudinal section; in fig. 2 shows a cross section A-A of a pen of a cooled gas turbine blade; in fig. 3 shows a wave-like partition in the inlet cooling channel; in fig. 4 shows a graph of the distribution of the ratio of the density of the heat flux along the length of the radial channel of the input edge of the proposed design to the density of the heat flow in the channel of the device according to the prototype.
Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо 1 с входной 2 и выходной 3 кромками, замковую часть 4 и торцевую стенку 5. В полом пере 1 установлена перегородка 6. Между стенкой входной кромки 2 и перегородкой 6 расположен канал охлаждения входной кромки 7, а между торцевой стенкой 5 и перегородкой 6 расположен осевой канал 8. В периферийной части выходной кромки 3 расположен щелевой канал 9. В серединной части полого пера 1 установлены первая 10, вторая 11 и третья 12 радиальные перегородки, которыми сформированы, соответственно, первый 13, второй 14 и третий 15 радиальные каналы.The cooled gas turbine blade contains a
В третьей радиальной перегородке 12 выполнены раздающие отверстия 16. За третьей радиальной перегородкой 12 в щелевом канале 9 выходной кромки 3 установлена матрица компланарных каналов 17. В замковой части 4 установлен жиклер 18 для дополнительной подачи охлаждающего воздуха в корневые сечения третьего радиального канала 15. На стенках канала охлаждения входной кромки 7, осевого 8, первого 13, второго 14 и третьего 15 радиальных каналов установлены ребра-интенсификаторы 19. В канале охлаждения входной кромки 7 установлена волнообразная перегородка 20 с отверстиями 21. Канал охлаждения входной кромки 7 разделен волнообразной перегородкой 20 на первый 22 и второй 23 соседние каналы с переменной площадью поперечного сечения по их длине.
Отверстия 21 в волнообразной перегородке 20 выполнены непосредственно у внутренней поверхности стенки входной кромки 2. Шаг отверстий 21 равен шагу волны волнообразной перегородки 20 и составляет (1,5-2,2)h, где h - высота волны волнообразной перегородки 20 на участке ее соединения с перегородкой 6. При этом отверстия 21 расположены в сечениях минимального сужения первого 22 и второго 23 соседних каналов волнообразной перегородкой 20.The
Охлаждаемая лопатка газовой турбины работает следующим образом.The cooled blade of the gas turbine operates as follows.
Охлаждающий воздух поступает в канал охлаждения входной кромки 7, а также в первый 13 и второй 14 радиальные каналы через замковую часть 4. Воздух движется по каналу охлаждения входной кромки 7 и волнообразной перегородкой 20 разделяется на два потока, которые движутся по первому 22 и второму 23 соседним каналам.The cooling air enters the cooling channel of the
Периодическое сужение одного из соседних каналов 22 или 23 с одновременным расширением другого волнообразной перегородкой 20 формирует перетекание охлаждающего воздуха через отверстия 21 из первого соседнего канала 22 на участке его сужения во второй соседний канал 23, и из второго соседнего канала 23 на участке его сужения в первый соседний канал 22. Такое перетекание воздуха через отверстия 21 обеспечивает закручивание потока поток непосредственно у стенки входной кромки 2. Струйная турбулизация потока отверстиями 21 позволяет существенно увеличить интенсивность теплоотдачи к охлаждающему воздуху на участке установки волнообразной перегородки 20 и, соответственно повысить эффективность охлаждения. Шаг отверстий 21, равный (1,5-2,2)h, где h - высота волны волнообразной перегородки 20 на участке ее соединения с перегородкой 6, обеспечивает непрерывную интенсификацию теплоотдачи по длине входной кромки 2. Далее, охладив входную кромку 2, воздух из канала охлаждения входной кромки 7 поворачивает на 90° в осевой канал 8, охлаждает его стенки и вытекает через щелевой канал 9 в проточную часть турбины.Periodic narrowing of one of the
Воздух, который течет по первому 13 и второму 14 радиальным каналам, охладив среднюю часть пера 1 поворачивает на 180 градусов в третий радиальный канал 15. В третьем радиальном канале 15 реализуется центростремительное течение охладителя с дозированной его раздачей через раздающие отверстия 16 в компланарные каналы 17. В третий радиальный канал 15 в замковой части 4 подмешивается холодный воздух, поступающий через жиклер 18.The air that flows through the first 13 and second 14 radial channels, cooling the middle part of the
Для подтверждения достижения поставленной цели, с использованием технологии селективного лазерного плавления, были изготовлены две модели радиального канала охлаждения входной кромки исходной конструкции: M1 - канал постоянного сечения с ребрами на стенках; М2 -канал такого же поперечного сечения, с ребрами на стенках и волнообразной перегородкой (как показано на фиг. 3). Ширина отверстий 2 мм, шаг отверстий 6 мм. Испытания проводились методом калориметрирования в жидкометаллическом термостате, позволяющим определять распределение плотности теплового потока по наружной поверхности пера лопатки (Копелев, С.З. Тепловые и гидравлические характеристики охлаждаемых лопаток газовых турбин / С.З. Копелев, М.Н. Галкин, А.А. Харин, И.В. Шевченко. - М.: Машиностроение, 1993. - 176 с.).To confirm the achievement of this goal, using the technology of selective laser melting, two models of the radial channel for cooling the input edge of the original structure were made: M1 - a channel of constant cross section with ribs on the walls; M2-channel of the same cross-section, with ribs on the walls and undulating partition (as shown in Fig. 3). The width of the holes is 2 mm, the hole pitch is 6 mm. The tests were carried out by calorimetry in a liquid metal thermostat, which allows to determine the distribution of the heat flux density on the outer surface of the pen blade (Kopelev, SZ. Thermal and hydraulic characteristics of cooled gas turbine blades / SZ Kopelev, MN Galkin, A.A. Kharin, IV Shevchenko. - M .: Mashinostroenie, 1993. - 176 p.).
Испытания проводились для одинакового расхода воздуха 3,8⋅10-3 кг/с, температура воздуха на входе в модели 40°С. Волнообразная перегородка расположена на участке модели М2 с координатами X (20…60) мм (фиг. 4), Qм1 - плотность теплового потока по наружной поверхности модели M1 вдоль центральной линии входной кромки; Qм2 - плотность теплового потока по наружной поверхности модели M1 вдоль центральной линии входной кромки. Как видно, плотность теплового потока к модели М2 на участке установки волнового ребра выше чем у модели M1 в 1,6 раза. Полученные результаты подтверждают достижение заявленного технического результата при использовании предлагаемого технического решения.The tests were carried out for the same air flow rate of 3.8⋅10 -3 kg / s, the air inlet temperature in the model was 40 ° C. The undulating partition is located on the site of model M2 with coordinates X (20 ... 60) mm (Fig. 4), Q m1 is the heat flux density on the outer surface of model M1 along the centerline of the input edge; Q m2 is the heat flux density along the outer surface of the M1 model along the center line of the inlet edge. As can be seen, the heat flux density to the M2 model at the installation site of the wave edge is 1.6 times higher than that of the M1 model. The results obtained confirm the achievement of the claimed technical result when using the proposed technical solution.
Использование изобретения с предлагаемой конструкцией канала охлаждения входной кромки позволяет в 1,6 раза увеличить интенсивность теплоотдачи к охлаждающему воздуху и уменьшает температуру стенки входной кромки в зоне максимальной температуры газового потока. Это обеспечивает без изменения суммарного расхода воздуха через лопатку увеличение запасов длительной прочности и повышения ресурса работы лопатки и, соответственно, газовой турбины в целом.The use of the invention with the proposed design of the cooling channel input edge allows a 1.6-fold increase in the intensity of heat transfer to the cooling air and reduces the temperature of the wall of the input edge in the zone of maximum temperature of the gas stream. This ensures, without changing the total air flow through the blade, an increase in the reserves of long-term strength and an increase in the service life of the blade and, accordingly, of the gas turbine as a whole.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018139934A RU2686245C1 (en) | 2018-11-13 | 2018-11-13 | Cooled blade of gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018139934A RU2686245C1 (en) | 2018-11-13 | 2018-11-13 | Cooled blade of gas turbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2686245C1 true RU2686245C1 (en) | 2019-04-24 |
Family
ID=66314524
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018139934A RU2686245C1 (en) | 2018-11-13 | 2018-11-13 | Cooled blade of gas turbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2686245C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2805105C2 (en) * | 2019-05-09 | 2023-10-11 | Сафран | Turbomachine blade with improved cooling |
US11946387B2 (en) | 2019-06-13 | 2024-04-02 | Safran Aircraft Engines | Turbine engine blade with improved cooling |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4252501A (en) * | 1973-11-15 | 1981-02-24 | Rolls-Royce Limited | Hollow cooled vane for a gas turbine engine |
SU1275962A1 (en) * | 1985-06-11 | 1996-01-27 | В.М. Брегман | Cooled turbine blade |
US7967563B1 (en) * | 2007-11-19 | 2011-06-28 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with tip section cooling channel |
US7988419B1 (en) * | 2008-12-15 | 2011-08-02 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with serpentine flow cooling |
RU2425982C2 (en) * | 2005-04-14 | 2011-08-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Gas turbine vane |
US8083486B1 (en) * | 2009-05-15 | 2011-12-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with cooling flow modulation |
-
2018
- 2018-11-13 RU RU2018139934A patent/RU2686245C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4252501A (en) * | 1973-11-15 | 1981-02-24 | Rolls-Royce Limited | Hollow cooled vane for a gas turbine engine |
SU1275962A1 (en) * | 1985-06-11 | 1996-01-27 | В.М. Брегман | Cooled turbine blade |
RU2425982C2 (en) * | 2005-04-14 | 2011-08-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Gas turbine vane |
US7967563B1 (en) * | 2007-11-19 | 2011-06-28 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with tip section cooling channel |
US7988419B1 (en) * | 2008-12-15 | 2011-08-02 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with serpentine flow cooling |
US8083486B1 (en) * | 2009-05-15 | 2011-12-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with cooling flow modulation |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2805105C2 (en) * | 2019-05-09 | 2023-10-11 | Сафран | Turbomachine blade with improved cooling |
US11946387B2 (en) | 2019-06-13 | 2024-04-02 | Safran Aircraft Engines | Turbine engine blade with improved cooling |
RU2820100C2 (en) * | 2019-06-13 | 2024-05-29 | Сафран Эркрафт Энджинз | Gas turbine engine blade with improved cooling |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6865528B2 (en) | Cross-flow conduit Tube in heat exchanger | |
JP6657199B2 (en) | Multi-branch branch flow heat exchanger | |
US4669957A (en) | Film coolant passage with swirl diffuser | |
CA1274181A (en) | Film coolant passages for cast hollow airfoils | |
US6000908A (en) | Cooling for double-wall structures | |
CN106437863B (en) | Turbine engine component | |
US8840363B2 (en) | Trailing edge cooling system in a turbine airfoil assembly | |
US8052390B1 (en) | Turbine airfoil with showerhead cooling | |
US9039371B2 (en) | Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements | |
US11359495B2 (en) | Coverage cooling holes | |
US20170096900A1 (en) | Fastback turbulator | |
KR20140004026A (en) | Cooled blade for a gas turbine | |
US10900509B2 (en) | Surface modifications for improved film cooling | |
RU2686245C1 (en) | Cooled blade of gas turbine | |
US6688110B2 (en) | Air impingement cooling system | |
US10895158B2 (en) | Turbine airfoil with independent cooling circuit for mid-body temperature control | |
CN114521093B (en) | Unit flow path, heat exchanger and liquid cooling plate | |
US6939107B2 (en) | Spanwisely variable density pedestal array | |
CN108291449A (en) | Component and method for fluid stream engine | |
RU2267616C1 (en) | Turbine cooled blade | |
RU2647351C1 (en) | Cooled down blade of the gas turbine | |
RU2686244C1 (en) | Cooled blade of gas turbine | |
RU2663966C1 (en) | Gas turbine guide vane cooled blade | |
RU2514863C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber cooling system | |
RU2321754C1 (en) | Cooled blade |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20200217 Effective date: 20200217 |