SE439801B - Kylbar statorplattekonstruktion - Google Patents
Kylbar statorplattekonstruktionInfo
- Publication number
- SE439801B SE439801B SE8006405A SE8006405A SE439801B SE 439801 B SE439801 B SE 439801B SE 8006405 A SE8006405 A SE 8006405A SE 8006405 A SE8006405 A SE 8006405A SE 439801 B SE439801 B SE 439801B
- Authority
- SE
- Sweden
- Prior art keywords
- insert
- cavity
- section
- stator plate
- plate
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- 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
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
l5 8006405-8 2 inläggets ihåliga inre. Båda konstruktionerna är styva former, vilket kan inducera höga mekaniska påkänningar och/eller allvarliga värmedeformationer i inläggen. Även om dessa kända konstruktioner kan förhindra läckage av kylfluid mellan röret eller inlägget och .airfoil-väggen söker forskare och ingenjörer inom industrin efter mindre styva konstruktioner, som har reducerad benägenhet till påkänningar och värmedeformation.
Enligt föreliggande uppfinning är inlägget hos den kylbara plattan' stadigt fäst vid ena änden av plattan och är glidbart kring ett kyllufttillförselrör med små dimensionstoleranser vid den yttre änden därav för att möjliggöra kontroll av läckaget mellan inlägget och plattan vid den glidbara änden utan att inducera nämndvärda mekaniska pâkänningar eller deformation i inlägget.
Ett primärt särdrag hos uppfinningen är inlägget för fördelning av kylluft kring plattans inre. Inlägget är stadigt fäst vid ena änden och är glidbart vid den motstående änden med avseende på plattans innervägg. Den glidbara änden har en tillslutningsplatta, som 'penetreras av ett rör med cirkulär tvärsektion för att tillföra kylluft till inläggets inre.
Ett huvudsärdrag hos föreliggande uppfinning är förmågan hos konstruk- tionen att tillföra adekvata, men ändå noggranna mängder kylfluid till det inre av inlägget utan att framkalla mekaniska påkänningar på inlägget. Potentiellt läckage av betydande mängder kylfluid mellan inlägget och plattans innervägg elimineras genom att man anordnar en anpassning med små toleranser mellan -inläggets ändplatta och röret för tillförsel av kylluft. Påkänníngar och deforma- tion av inlägget som följd av olika värmeutvidgning undviks genom att man anordnar en lös anpassning mellan inlägget och plattornas innerväggar.
De ovanstående och andra särdrag och fördelar med föreliggande uppfinning kommer att framgå närmare i ljuset av följande beskrivning och den bifogade ritningen, där Figur l är en förenklad tvärsektionsvy av en statorplatta konstruerad i enlighet med uppfinningstanken, och Figur 2 är en sektionsvy tagen längs linjen 2-2 i Figur l, vilken illustrerar minskningen i potentiell läckageyta som kan uppnås genom att utnyttja tankegångarna med tillförselrör enligt föreliggande uppfinning.
Apparaten enligt föreliggande uppfinning är känd för att vara mycket användbar inom gasturbinmotoromrâdet, och den beskrivs med avseende pâ utföringsformer därav för gasturbinmotorer. Som visas i Figur l innefattar en statorplatta eller fast ledskovel av den typ, som används i en gasturbinmotor, en airfoil-sektion 10, en yttre plattformsektion 12 och en inre plattformsektion 14. I moderna maskiner kan drivgaser med temperaturer överstigande l370°C (Z5OOOF) strömma över ytterytan 16 på airfoil-sektionen och över ändytorna 18 på Ponti omtalat? 8006405-8 3 plattformsektionerna. I sådana omgivningar kyls väggen 20 på airfoilsektionen och väggarna 22 på plattformsektionerna för att förhindra förstöring av det material de är bildade av.
Varje platta eller ledskovel har ett inre hälrum 24, till vilket luft kan strömma för att kyla airfoilsektionsväggen 20. Ett rörformigt inlägg 26 är anordnat på nära avstånd från innerytan 28 hos väggen 22, och det är försett med en mångfald hål 30 för fördelning av kylluft mot innerytan. Det rörformiga inlägget är vid sin ena ände fäst vid den inre plattformsänden 32, t.ex. genom svetsning eller lödning. Den motsatta änden 34 av det förformade inlägget är fritt att glida längs ytterytan 28 på airfoilsektionsväggen, och den är företrädes- vis anordnad med lös anpassning därvid för att möjliggöra påkänningsfri glidning av inlägget med avseende på väggen. Ett lämpligt spelrum finns mellan inlägget och ytan 28, och det kan tas till frikostigt utan hänsyn till kylluftläckage såsom var fallet vid tidigare konstruktioner. Änden 34 på inlägget har en tillslutnings- platta 36, genom vilket ett kyllufttillförselrör 38 löper. Både röret 38 och öppningen 40 i tlllslutningsplattan, genom vilken röret löper, har cirkulär geometri. En lös anpassning finns mellan tillslutningsplattan och kyllufttillförsel- röret. Detta är stadigt fäst, t.ex. genom svetsning eller lödning, vid en andra ändplatta 42, som i sin tur är fäst vid plattans yttre plattform genom svetsning eller lödning, Resultatet blir att ingen kylluft kan läcka in i utrymmet mellan inlägget och innnerväggen hos airfoilen annat än genom spelet vid kyltillförsel- röret 36.
Vid den illustrerade utföringsformen har den inre plattformssektionen 14 ett hâlrum 44 i förbindelse med airfoilsektionens hâlrum 24. En mångfald kylningshâl 46 penetrerar väggen 22 från hålrummet 44 för att möjliggöra kylning av väggen.
Vid drift av den roterande maskin, i vilken statorplattan används, fâr drivgaser strömma över airíoilens ytterytor. Kylluft kan strömma genom röret till hålrummet i det inre av inlägget. Delar av kylluften kan strömma genom vart och ett av hålen 30 för att kyla den närliggande airfoilsektionsväggen. En betydande tryckskillnad över inlägget krävs för att tillförsäkra tillräckligt kylflöde och, vid utföringsformer med direktverkanskylning, för att möjliggöra tillräcklig acceleration av kylluften till direktverkningshastigheter. En tillräcklig tryckskillnad över inlägget upprätthålls genom att man förhindrar allt för stort och oförutsett läckage av kylluft runt änden 34 av inlägget mellan inlägget och innerytan 28 på väggen 20. Den precisa läckningsgraden däremellan begränsas inte av den otäckta tvärsektionsarean A mellan inlägget och väggen, utan snarare av den otäckta tvärsektionsarean B mellan kyltillförselröret 28 och tillslutnings- plattan 36, såsom visas i Figur 2. Följaktligen görs spelet mellan inlägget och veefleam~~~-- 8006405-8 4 väggen 20 tillräckligt för att undvika glidningshinder utan fara för allt för stort läckage. Inlägget förblir väsentligen fritt från mekaniska påkänningar och deformation. Även om uppfinningen visats och beskrivits med avseende på detaljerade utföringsíormer därav torde det för fackmannen stå klart att olika ändringar och utelämnanden i form och detalj kan göras utan att man avviker från upp- finningens grundtanke och omfattning. <1
Claims (5)
1. Kylbar statorplattekonstruktion av den typ, som är anordnad tvärs banan för högtemperaturdrivgaser i en rotationsmaskin, innefattande en airfoil- sektion (lO) med ett hålrum (24) som sträcker sig däröver och inbegriper en inneryta (28), som avgränsar hålrummet, och ett rörformigt inlägg (26) placerat i nämnda hâlrum, k ä n n e t e c k n a d av att insatsen vid den ena änden (32) är stadigt fäst vid innerytan (28) och vid den motstående änden (34) är glidbar relativt plattans inneryta, och att plattkonstruktionen vidare innefattar en tillslutningsplatta (36), som är_ fäst vid den glidbara änden (34) av inlägget och är försedd med en öppning (40) däri, och ett rör (38), som löper genom öppningen (40)i tillslutningsplattan, genom vilket kylluft kan strömma till hålrummet (24) i airfoilsektionen.
2. Statorplattekonstruktion enligt patentkravet l, k ä n n e t e c k n a d av att den stadigt fästa änden (32) på. inlägget (26) är fastsvetsad vid airfoilsektionens inneryta (28).
3. Statorplattekonstruktion enligt patentkravet l, k ä n n e t e c k n a d av att den stadigt fästa änden (32) av inlägget (26) är fast vid airfoilsektionens inneryta (28) genom hârdlödning.
4. Statorplattekonstruktion enligt patentkravet l, 2 eller 3, k ä n n e t e c k n a d av att nämnda rör (38) har cirkulär tvärsektionsgeometri, och att nämnda öppning (40) i tillslutningsplattan har motsvarande geometri, så att nära dimensionsmotsvarighet mellan öppningen och röret möjliggörs för att minimera läckage av kylluft däremellan.
5. Statorplattekonstruktion enligt patentkravet 1, 2, 3 eller 4, k ä n n e t e c k n a d av att den vidare innefattar en kylbar inre plattformsektion (14) med ett däri anordnat hålrum (44), och att hålrummet (24) i airfollsektionen och nämnda hålrum (44) i den inre plattformsektionen är kommuniceringsmässigt förenade för att möjliggöra flöde av kylluft från röret (38) till hålrummet (44) i plattformsektionen (14).
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/075,397 US4288201A (en) | 1979-09-14 | 1979-09-14 | Vane cooling structure |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SE8006405L SE8006405L (sv) | 1981-03-15 |
SE439801B true SE439801B (sv) | 1985-07-01 |
Family
ID=22125456
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SE8006405A SE439801B (sv) | 1979-09-14 | 1980-09-12 | Kylbar statorplattekonstruktion |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4288201A (sv) |
JP (1) | JPS5647605A (sv) |
DE (1) | DE3033770A1 (sv) |
FR (1) | FR2465068A1 (sv) |
GB (1) | GB2058944B (sv) |
IL (1) | IL61020A (sv) |
SE (1) | SE439801B (sv) |
Families Citing this family (52)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4511306A (en) * | 1982-02-02 | 1985-04-16 | Westinghouse Electric Corp. | Combustion turbine single airfoil stator vane structure |
US4786234A (en) * | 1982-06-21 | 1988-11-22 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine airfoil |
FR2538029A1 (fr) * | 1982-12-15 | 1984-06-22 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Perfectionnements apportes aux aubes ceramiques, tournantes ou fixes de turbomachines |
US4645415A (en) * | 1983-12-23 | 1987-02-24 | United Technologies Corporation | Air cooler for providing buffer air to a bearing compartment |
US4708588A (en) * | 1984-12-14 | 1987-11-24 | United Technologies Corporation | Turbine cooling air supply system |
US4712979A (en) * | 1985-11-13 | 1987-12-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Self-retained platform cooling plate for turbine vane |
DE3629910A1 (de) * | 1986-09-03 | 1988-03-17 | Mtu Muenchen Gmbh | Metallisches hohlbauteil mit einem metallischen einsatz, insbesondere turbinenschaufel mit kuehleinsatz |
CH671982A5 (sv) * | 1986-11-07 | 1989-10-13 | Zellweger Uster Ag | |
US4962640A (en) * | 1989-02-06 | 1990-10-16 | Westinghouse Electric Corp. | Apparatus and method for cooling a gas turbine vane |
US5197852A (en) * | 1990-05-31 | 1993-03-30 | General Electric Company | Nozzle band overhang cooling |
FR2681095B1 (fr) * | 1991-09-05 | 1993-11-19 | Snecma | Distributeur de turbine carene. |
US5145315A (en) * | 1991-09-27 | 1992-09-08 | Westinghouse Electric Corp. | Gas turbine vane cooling air insert |
GB2267736B (en) * | 1992-06-09 | 1995-08-09 | Gen Electric | Segmented turbine flowpath assembly |
US5957657A (en) * | 1996-02-26 | 1999-09-28 | Mitisubishi Heavy Industries, Ltd. | Method of forming a cooling air passage in a gas turbine stationary blade shroud |
US5630700A (en) * | 1996-04-26 | 1997-05-20 | General Electric Company | Floating vane turbine nozzle |
DE19634237A1 (de) * | 1996-08-23 | 1998-02-26 | Asea Brown Boveri | Kühlbare Schaufel |
DE19641725A1 (de) * | 1996-10-10 | 1998-04-16 | Asea Brown Boveri | Gasturbine mit einer sequentiellen Verbrennung |
FR2771446B1 (fr) * | 1997-11-27 | 1999-12-31 | Snecma | Aube de distributeur de turbine refroidie |
US6065928A (en) * | 1998-07-22 | 2000-05-23 | General Electric Company | Turbine nozzle having purge air circuit |
US6382906B1 (en) * | 2000-06-16 | 2002-05-07 | General Electric Company | Floating spoolie cup impingement baffle |
US6454526B1 (en) * | 2000-09-28 | 2002-09-24 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooled turbine vane with endcaps |
JP2002155703A (ja) * | 2000-11-21 | 2002-05-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン静翼−翼環間蒸気通路のシール構造 |
DE10217484B4 (de) | 2001-11-02 | 2018-05-17 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Leitschaufel einer thermischen Turbomaschine |
GB2391046B (en) * | 2002-07-18 | 2007-02-14 | Rolls Royce Plc | Aerofoil |
US7080971B2 (en) | 2003-03-12 | 2006-07-25 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Cooled turbine spar shell blade construction |
FR2856729B1 (fr) * | 2003-06-30 | 2005-09-23 | Snecma Moteurs | Aubes refroidies de moteur a turbine a gaz. |
US6984101B2 (en) * | 2003-07-14 | 2006-01-10 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine vane plate assembly |
FR2858829B1 (fr) * | 2003-08-12 | 2008-03-14 | Snecma Moteurs | Aube refroidie de moteur a turbine a gaz |
FR2872541B1 (fr) * | 2004-06-30 | 2006-11-10 | Snecma Moteurs Sa | Aube fixe de turbine a refroidissement ameliore |
FR2877390B1 (fr) * | 2004-10-29 | 2010-09-03 | Snecma Moteurs | Secteur de distribution de turbine alimente en air de refroidissement |
US8016546B2 (en) * | 2007-07-24 | 2011-09-13 | United Technologies Corp. | Systems and methods for providing vane platform cooling |
FR2921937B1 (fr) * | 2007-10-03 | 2009-12-04 | Snecma | Procede d'aluminisation en phase vapeur d'une piece metallique de turbomachine |
FR2922597B1 (fr) * | 2007-10-19 | 2012-11-16 | Snecma | Aube refroidie de turbomachine |
US8007242B1 (en) | 2009-03-16 | 2011-08-30 | Florida Turbine Technologies, Inc. | High temperature turbine rotor blade |
US8353669B2 (en) * | 2009-08-18 | 2013-01-15 | United Technologies Corporation | Turbine vane platform leading edge cooling holes |
RU2536443C2 (ru) | 2011-07-01 | 2014-12-27 | Альстом Текнолоджи Лтд | Направляющая лопатка турбины |
EP2626519A1 (en) | 2012-02-09 | 2013-08-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine |
GB2518379A (en) * | 2013-09-19 | 2015-03-25 | Rolls Royce Deutschland | Aerofoil cooling system and method |
US9518478B2 (en) | 2013-10-28 | 2016-12-13 | General Electric Company | Microchannel exhaust for cooling and/or purging gas turbine segment gaps |
US9771816B2 (en) | 2014-05-07 | 2017-09-26 | General Electric Company | Blade cooling circuit feed duct, exhaust duct, and related cooling structure |
US10450881B2 (en) | 2014-05-08 | 2019-10-22 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine assembly and corresponding method of operation |
US9638045B2 (en) * | 2014-05-28 | 2017-05-02 | General Electric Company | Cooling structure for stationary blade |
US9988913B2 (en) * | 2014-07-15 | 2018-06-05 | United Technologies Corporation | Using inserts to balance heat transfer and stress in high temperature alloys |
US9957820B2 (en) * | 2015-06-02 | 2018-05-01 | United Technologies Corporation | Heat shield for a vane assembly of a gas turbine engine |
US9909436B2 (en) | 2015-07-16 | 2018-03-06 | General Electric Company | Cooling structure for stationary blade |
US10253636B2 (en) * | 2016-01-18 | 2019-04-09 | United Technologies Corporation | Flow exchange baffle insert for a gas turbine engine component |
EP3236009A1 (de) * | 2016-04-21 | 2017-10-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Leitschaufel mit einem verbindungsrohr |
US10677091B2 (en) * | 2016-11-17 | 2020-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with sealed baffle |
US10724380B2 (en) * | 2017-08-07 | 2020-07-28 | General Electric Company | CMC blade with internal support |
US10697307B2 (en) | 2018-01-19 | 2020-06-30 | Raytheon Technologies Corporation | Hybrid cooling schemes for airfoils of gas turbine engines |
US11952918B2 (en) * | 2022-07-20 | 2024-04-09 | Ge Infrastructure Technology Llc | Cooling circuit for a stator vane braze joint |
US20240175367A1 (en) * | 2022-11-29 | 2024-05-30 | Rtx Corporation | Gas turbine engine static vane clusters |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2497041A (en) * | 1945-03-27 | 1950-02-07 | United Aircraft Corp | Nozzle ring for gas turbines |
GB753224A (en) * | 1953-04-13 | 1956-07-18 | Rolls Royce | Improvements in or relating to blading for turbines or compressors |
GB938247A (en) * | 1962-03-26 | 1963-10-02 | Rolls Royce | Gas turbine engine having cooled turbine blading |
US3301527A (en) * | 1965-05-03 | 1967-01-31 | Gen Electric | Turbine diaphragm structure |
US3540810A (en) * | 1966-03-17 | 1970-11-17 | Gen Electric | Slanted partition for hollow airfoil vane insert |
US3471126A (en) * | 1966-10-31 | 1969-10-07 | United Aircraft Corp | Movable vane unit |
US3767322A (en) * | 1971-07-30 | 1973-10-23 | Westinghouse Electric Corp | Internal cooling for turbine vanes |
US3768921A (en) * | 1972-02-24 | 1973-10-30 | Aircraft Corp | Chamber pressure control using free vortex flow |
-
1979
- 1979-09-14 US US06/075,397 patent/US4288201A/en not_active Expired - Lifetime
-
1980
- 1980-09-03 FR FR8018978A patent/FR2465068A1/fr active Granted
- 1980-09-08 DE DE19803033770 patent/DE3033770A1/de active Granted
- 1980-09-10 IL IL61020A patent/IL61020A/xx unknown
- 1980-09-10 GB GB8029297A patent/GB2058944B/en not_active Expired
- 1980-09-12 SE SE8006405A patent/SE439801B/sv not_active IP Right Cessation
- 1980-09-12 JP JP12707380A patent/JPS5647605A/ja active Granted
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IL61020A (en) | 1982-11-30 |
DE3033770A1 (de) | 1981-04-02 |
SE8006405L (sv) | 1981-03-15 |
JPS5647605A (en) | 1981-04-30 |
FR2465068B1 (sv) | 1984-05-25 |
GB2058944B (en) | 1983-03-16 |
JPS634001B2 (sv) | 1988-01-27 |
GB2058944A (en) | 1981-04-15 |
DE3033770C2 (sv) | 1989-11-30 |
US4288201A (en) | 1981-09-08 |
FR2465068A1 (fr) | 1981-03-20 |
IL61020A0 (en) | 1980-11-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
SE439801B (sv) | Kylbar statorplattekonstruktion | |
US5413458A (en) | Turbine vane with a platform cavity having a double feed for cooling fluid | |
US8142137B2 (en) | Cooled gas turbine vane assembly | |
EP2702250B1 (en) | A method of forming a multi-panel outer wall of a component for use in a gas turbine engine | |
CA2503333C (en) | Effusion cooled transition duct with shaped cooling holes | |
US20060233644A1 (en) | Stator turbine vane with improved cooling | |
US6179557B1 (en) | Turbine cooling | |
US8246307B2 (en) | Blade for a rotor | |
US7967567B2 (en) | Multi-pass cooling for turbine airfoils | |
EP3318720B1 (en) | Cooled structure for a gas turbine, corresponding gas turbine and method of making a cooled structure | |
US7104751B2 (en) | Hot gas path assembly | |
EP1921272B1 (en) | Air-cooled aerofoil for a gas turbine engine | |
US20120269647A1 (en) | Cooled airfoil in a turbine engine | |
US20070248462A1 (en) | Multiple cooling schemes for turbine blade outer air seal | |
JPS61118506A (ja) | ガスタ−ビンエンジンのための冷却可能なシ−ル組立体 | |
US9822653B2 (en) | Cooling structure for stationary blade | |
IT8224879A1 (it) | Elemento aerodinamico raffreddabile per macchine rotative | |
EP3184743B1 (en) | Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit | |
EP3118415B1 (en) | Cooling structure for stationary blade | |
EP3436669A1 (en) | Turbine airfoil with internal cooling channels having flow splitter feature | |
US20040208748A1 (en) | Turbine vane cooled by a reduced cooling air leak | |
US20180340444A1 (en) | Measuring device for measuring aerodynamic flow parameters of a turbomachine vane, vane and part of turbomachine equipped with said measuring device | |
JP2014148938A (ja) | ターボ機械のためのフィルム冷却されるタービンブレード | |
EP3095962B1 (en) | A heat exchanger seal segment for a gas turbine engine | |
US11015481B2 (en) | Turbine shroud block segment with near surface cooling channels |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
NUG | Patent has lapsed |
Ref document number: 8006405-8 Effective date: 19930406 Format of ref document f/p: F |