[go: up one dir, main page]

CN1293285C - 涡轮叶片的冷却装置 - Google Patents

涡轮叶片的冷却装置 Download PDF

Info

Publication number
CN1293285C
CN1293285C CNB018067905A CN01806790A CN1293285C CN 1293285 C CN1293285 C CN 1293285C CN B018067905 A CNB018067905 A CN B018067905A CN 01806790 A CN01806790 A CN 01806790A CN 1293285 C CN1293285 C CN 1293285C
Authority
CN
China
Prior art keywords
insert
blade
wall
cooling fluid
turbulators
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CNB018067905A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1418284A (zh
Inventor
彼得·蒂曼
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens Corp
Original Assignee
Siemens Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens Corp filed Critical Siemens Corp
Publication of CN1418284A publication Critical patent/CN1418284A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1293285C publication Critical patent/CN1293285C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/18Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187Convection cooling
    • F01D5/188Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189Convection 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
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Landscapes

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

Abstract

本发明涉及一种用于涡轮机(10)的叶片(13;14),包括至少一个由壁(19,20,21)限定的一个管道(22)。可以受到流体冷却剂作用的插件(25)插入至少一个管道(22)中。根据本发明,至少一个壁(19;20)带有多个位于插件(25)和壁(19;20)之间的水平肋(24)。所述插件(25)设置有开口(27),流体冷却剂通过该开口从插件(25)和水平肋(24)之间流出。因此,流体冷却剂沿壁(19,20)引导并由水平肋(24)导引,以形成改进的对流冷却。

Description

涡轮叶片的冷却装置
技术领域
本发明涉及一种叶片,特别是涡轮叶片,其具有至少一个由各壁限定的管道,冷却流体导入引进至少一个管道中的插件上。
背景技术
这种叶片从US 5419039中可以得知。在叶片纵向中心线方向上延伸的腔室形成在插件和叶片各壁之间。冷却流体从插件涌出进入这些腔室中,并撞击在叶片的各壁上。接着,冷却流体沿各壁流动,并通过出口涌入各壁出口上特别成形的腔室中,并从腔室中进入周围环境中。在公知的叶片中,在冷却流体沿各壁流动时,对流冷却的效果由于流动长度极为有限而只是微小的。此外,冷却流体在腔室中沿着叶片纵向中心线发生混合,从而不可能发生有目标的冷却。
另一种叶片在本发明人的WO 98/25009中可得知。该公开文本描述了一种带有各壁的叶片,所述各壁具有局部中空构型且冷却流体流过该壁。由于中空腔室区域中的壁厚降低,故可获得高程度的冷却效率。然而,具有这些中空壁的叶片需要复杂的铸造过程,有较高的废料率,因此极其昂贵。
发明内容
因此,本发明的目的是使采用简单生产工艺的叶片获得冷却效率上的提高成为可能。
本发明提供了一种涡轮叶片,其具有至少一个由壁限定的管道,至少一个壁带有多个水平肋和出口,还具有插入至少一个管道中的带有开口的插件,冷却流体可以流经插件,所述插件因水平肋而与壁有一距离并接触水平肋,冷却流体可以通过开口从插件涌入腔室,冷却流体可以流经腔室,所述腔室由水平肋、插件和壁形成,其特征在于,插件的开口设置在腔室的第一端,而壁中的冷却流体出口设置在腔室的第二端,并且湍流器设置在水平肋之间,以提高壁和冷却流体之间的热交换,其特征在于,所述湍流器用于加固壁,并彼此汇合,并汇合到水平肋。
根据本发明,在本文起始提及的那类叶片中,该目的通过至少一个壁带有多个水平肋以及通过插件带有开口而实现,这些水平肋设置在插件和壁之间,来自插件的冷却流体通过该开口可以进入水平肋之间。
水平肋沿叶片的壁引导冷却剂,并防止冷却剂在叶片纵向中心线方向上流动。因此获得壁的良好对流冷却。此外,水平肋加固叶片使得壁厚可以降低。壁厚降低导致冷却效率增加。叶片可利用公知方法制造,并不具有复杂剖面。中空壁是不需要的。因此,废料配额显著降低。
本发明的优选实施例和改进在从属权利要求中给出。
在优选实施例中,插件接触水平肋。插件被支承和对准在所要求的位置上。
根据优选的改进,水平肋、插件和壁形成腔室,冷却流体通过该腔室流动。冷却流体在叶片纵向中心线方向上的流动被腔室可靠地阻止。此外,以有目标的方式沿叶片纵向中心线通过有差别的将冷却流体导入腔室而使冷却效果得以改变。
在优选实施例中,插件的开口设置在腔室的第一端,用于冷却流体的出口设置在腔室第二端的壁中。因此,冷却流体沿在腔室整个长度上将要冷却的壁流动,从而对流冷却进一步提高。
水平肋可以设置成大致与叶片的纵向中心线成直角。或者,也可以倾斜定位。在相对于纵向中心线成直角的配置中,水平肋的长度以及由此腔室的长度最小。倾斜定位允许腔室长度增加,因此进一步提高对流冷却。
插件优选在一端封闭。此时,冷却流体只从插件另一端供给。防止了冷却流体通过背离供给端的端部的涌入,从而冷却效率增加。或者,冷却流体可从两端供给。
根据优选实施例,湍流器用于加固壁并且彼此汇合,并与水平肋汇合。借此,可实现硬度的显著增加而不需额外材料。对于相同长度的叶片,壁厚可进一步降低。同时实现各壁和冷却流体之间的良好热交换。因此结果是具有高冷却效率和高总体效率。
壁的加固不只在各个湍流器的区域中发生。实际上,通过湍流器的彼此连接形成了大面积的加固。
优选的是,湍流器具有直的构型。直的湍流器的采用使得加固程度高,而且制造简单。
根据优选实施例,湍流器布置成与水平肋一起形成呈多边形的彼此相邻的凹陷,特别是三角形或菱形。壁的内部设置有蜂窝结构。各个多边形或蜂窝结构分别形成具有高承载能力并相互支承的封闭的剖面。
在优选的改进中,壁的壁厚降低,至少在湍流器之间的区域中降低。壁厚的这种降低由于湍流器所导致的壁的加固而成为可能。由于壁厚降低,冷却效率进一步增加。在该配置中,湍流器优选可用作叶片铸造过程中的金属输送管。因此可方便地制造蜂窝结构。
根据本发明的叶片可构造成涡轮机的导向叶片或转子叶片。
附图说明
在下文利用附图中示意性示出的实施例对本发明进行详细描述。各附图中,同一附图标记表示相似或功能上相同的部件,附图中:
图1表示涡轮机的纵向剖视图;
图2表示叶片的分解透视图;
图3表示从叶片壁的内侧看上去的端视图;
图4是沿图3中线IV-IV截取的剖视图;
图5是沿图3中线V-V截取的剖视图;
图6表示第二实施例的类似于图3的视图;
图7表示第一实施例中插件的示意图;
图8表示第二实施例的类似于图7的视图。
具体实施方式
图1表示具有壳体11和转子12的涡轮机10的纵向剖视图。壳体11设有导向叶片13,转子12设有转子叶片14。工作中,流体在箭头方向15流过涡轮机10,该流体沿导向叶片13和转子叶片14流动,致使转子12围绕中心线16开始转动。
在多数应用场合中,流体的温度较高,特别是在第一排叶片区域中(图1中左部所示)。为此,设置有冷却系统用于导向叶片13和转子叶片14。冷却流体的流动示意性地由箭头17、18表示。
图2示意性示出导向叶片13的分解示意图。导向叶片13具有曲线形外壁19、20。外壁19、20之间的内部空间借助两个间隔壁21再分成总数为三个的管道22。插件25插入每个管道22中。为了图示清楚,未示出中心管道22的插件。
两个外壁19、20在每个管道22中设置有多个水平肋24。水平肋24沿壁19、20延伸直至间隔壁21。湍流器23设置在水平肋24之间。插件25接触水平肋24。
冷却流体,特别是冷却空气供给到插件25的内部空间26中。插件25设置有多个开口27,通过该开口,冷却流体涌入外壁19、20和插件25之间的过渡空间内。接着,冷却流体沿外壁19、20流动,直至壁19、20中的出口28。这种流动由箭头30示意性表示出。在该配置中,插件25的开口27设置成与外壁19、20的出口28有一距离。在所示的示范性实施例中,出口28形成大致直的行29。
从插件25涌出的冷却流体首先撞击外壁19、20,导致该处撞击冷却。接着,流体沿外壁19、20流动直至出口28,从而实现对流冷却。从出口28涌出之后,冷却流体薄膜形成在外壁19、20的外侧上,从而同样实现薄膜冷却。如此就大大改进了冷却效果。
图2左侧示出的导向叶片13的前沿还附带有直接撞击冷却。对于该撞击冷却,插件25具有设置在导向叶片13的前沿正后方的其他开口36。冷却介质经由这些开口36直接涌出,提供导向叶片13的前沿的特殊冷却。
相关的插件25还在导向叶片13后沿的区域内设有另一个开口37。通过该开口37,冷却流体直接涌入外壁19、20之间的狭缝38中,并且在此实现薄膜冷却。
图3至5示出外壁19内部的更多细节。水平肋24基本上成直角延伸至导向叶片13的纵向中心线31。水平肋彼此平行设置。直的湍流器23设置在各水平肋24之间,这些湍流器23彼此汇合并与水平肋24汇合。
在中心管道22中,水平肋24的前沿33汇合到间隔壁21。在图2的左端管道22中,前沿33设置成相对于向外最远的出口28有一距离。
两个水平肋24中的每一个与外壁19和插件25一起限定了腔室32。冷却流体从插件25的开口27涌出进入该腔室32中。流体接着如箭头方向30所示流向出口28。在该配置中,开口27设置在腔室32的一端,出口28设置在另一端。这就使得在冷却流体沿外壁19流动所流经的距离最大。因此有最大的对流冷却。对流冷却的效果进一步被湍流器23加强,因为后者提高了外壁19和冷却流体之间的热交换。
冷却流体有差别地导入腔室32。这是通过插件25的数量和/或大小的变化实现的。以此方式,每个腔室32可以一种有目标的方式比其他腔室更强烈地或不太强烈地冷却。因此,以目标的方式沿导向叶片13的纵向中心线31调节冷却,并使冷却与当前的边界条件相匹配。
湍流器23还用于加固外壁19。以此配置,直的湍流器23设置成各湍流器23形成多边形。图3中,三角形作为示例示出;图6中,菱形作为示例示出。借助湍流器23实现的加固允许外壁19的壁厚d在湍流器23之间的区域内降低。由于壁厚d的降低,冷却效率得以进一步增加。
图6示出第二实施例中的从外壁19内部看上去的端视图。在该实施例中,湍流器24相对于导向叶片13的纵向中心线31倾斜。由于这种倾斜,腔室32的长度增加,由此对流冷却的效率增加。在该实施例中,设置了直的湍流器23,四个湍流器组合成菱形。壁厚的降低借助于可视的边缘示意性地表示在这些菱形中。
当然,第二外壁20还设有相应的湍流器23和水平肋24。另一种方案或作为附加地,在转子叶片14的情况中,还可以设有水平肋24和湍流器23。
图7和8示出了插件25的两个实施例。图7的实施例中,冷却流体从插件的两端34、35供给,并通过开口27涌出。这种插件25可以(例如)用在第一排叶片中。
或者,可以设置在端部34封闭的(如图8所示)插件25。然后冷却流体只经由端部35供给。该插件25用在另一排叶片中,其中只有导向叶片13或转子叶片14的一端可使冷却流体经由壳体11或转子12导向它。
由于采用根据本发明设置的水平肋24,使得冷却流体沿外壁19、20有被指引的流动。冷却效果因而显著提高。同时,由于可以给叶片配置以中空壁,故制造简单。

Claims (8)

1.一种涡轮叶片(13;14),其具有至少一个由壁(19,20,21)限定的管道(22),至少一个壁(19;20)带有多个水平肋(24)和出口(28),还具有插入至少一个管道(22)中的带有开口(27)的插件(25),冷却流体流经插件,所述插件(25)因水平肋(24)而与壁(19;20)有一距离并接触水平肋,冷却流体通过开口(27)从插件(25)涌入腔室(32),冷却流体流经腔室(32),所述腔室(32)由水平肋(24)、插件(25)和壁(19;20)形成,插件(25)的开口(27)设置在腔室(32)的第一端,而壁(19;20)中的冷却流体出口(28)设置在腔室(32)的第二端,并且湍流器(23)设置在水平肋(24)之间,以提高壁(19;20)和冷却流体之间的热交换,其特征在于,所述湍流器(23)用于加固壁(19;20),并彼此汇合,并汇合到水平肋(24)。
2.根据权利要求1所述的叶片,其特征在于,所述水平肋(24)与叶片(13;14)的纵向中心线(25)成直角设置。
3.根据权利要求1或2所述的叶片,其特征在于,所述插件(25)在一端(34)封闭。
4.根据权利要求1或2所述的叶片,其特征在于,所述湍流器(23)具有直的构型。
5.根据权利要求1所述的叶片,其特征在于,湍流器(23)设置成与水平肋(24)一起形成呈多边形彼此相邻的凹陷。
6.根据权利要求5所述的叶片,其特征在于,所述多边形是三角形或菱形。
7.根据权利要求5或6所述的叶片,其特征在于,所述壁(19;20)的壁厚(d)至少在湍流器(23)之间的区域中降低。
8.根据权利要求1或2所述的叶片,其特征在于,所述叶片构造成涡轮机(10)的导向叶片(13)或转子叶片(14)。
CNB018067905A 2000-03-22 2001-03-12 涡轮叶片的冷却装置 Expired - Fee Related CN1293285C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP00106245A EP1136651A1 (de) 2000-03-22 2000-03-22 Kühlsystem für eine Turbinenschaufel
EP00106245.4 2000-03-22

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1418284A CN1418284A (zh) 2003-05-14
CN1293285C true CN1293285C (zh) 2007-01-03

Family

ID=8168201

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB018067905A Expired - Fee Related CN1293285C (zh) 2000-03-22 2001-03-12 涡轮叶片的冷却装置

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6769875B2 (zh)
EP (2) EP1136651A1 (zh)
JP (1) JP4637437B2 (zh)
CN (1) CN1293285C (zh)
DE (1) DE50105062D1 (zh)
WO (1) WO2001071163A1 (zh)

Families Citing this family (61)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6902372B2 (en) * 2003-09-04 2005-06-07 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a turbine blade
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
US6929451B2 (en) 2003-12-19 2005-08-16 United Technologies Corporation Cooled rotor blade with vibration damping device
US7125225B2 (en) 2004-02-04 2006-10-24 United Technologies Corporation Cooled rotor blade with vibration damping device
US7217095B2 (en) * 2004-11-09 2007-05-15 United Technologies Corporation Heat transferring cooling features for an airfoil
US7513745B2 (en) 2006-03-24 2009-04-07 United Technologies Corporation Advanced turbulator arrangements for microcircuits
US20070258814A1 (en) * 2006-05-02 2007-11-08 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil with integral chordal support ribs
US7544044B1 (en) * 2006-08-11 2009-06-09 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with pedestal and turbulators cooling
US7497655B1 (en) 2006-08-21 2009-03-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with near-wall impingement and vortex cooling
JP4957131B2 (ja) * 2006-09-06 2012-06-20 株式会社Ihi 冷却構造
US7857588B2 (en) * 2007-07-06 2010-12-28 United Technologies Corporation Reinforced airfoils
US8257035B2 (en) * 2007-12-05 2012-09-04 Siemens Energy, Inc. Turbine vane for a gas turbine engine
US8348612B2 (en) * 2008-01-10 2013-01-08 General Electric Company Turbine blade tip shroud
US7946817B2 (en) * 2008-01-10 2011-05-24 General Electric Company Turbine blade tip shroud
CN101981381A (zh) * 2008-03-31 2011-02-23 川崎重工业株式会社 燃气涡轮燃烧器的冷却结构
US8393867B2 (en) 2008-03-31 2013-03-12 United Technologies Corporation Chambered airfoil cooling
US8342797B2 (en) * 2009-08-31 2013-01-01 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Cooled gas turbine engine airflow member
US9347324B2 (en) 2010-09-20 2016-05-24 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil vane with an impingement insert having a plurality of impingement nozzles
US8777569B1 (en) * 2011-03-16 2014-07-15 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane with impingement cooling insert
US20120304654A1 (en) * 2011-06-06 2012-12-06 Melton Patrick Benedict Combustion liner having turbulators
CN102425459B (zh) * 2011-11-21 2014-12-10 西安交通大学 一种重型燃机高温涡轮双工质冷却叶片
WO2013077761A1 (en) * 2011-11-25 2013-05-30 Siemens Aktiengesellschaft Airfoil with cooling passages
EP2828483B1 (en) * 2012-03-22 2019-03-20 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine component with a cooled wall
US9719372B2 (en) 2012-05-01 2017-08-01 General Electric Company Gas turbomachine including a counter-flow cooling system and method
WO2014029728A1 (en) * 2012-08-20 2014-02-27 Alstom Technology Ltd Internally cooled airfoil for a rotary machine
US9759072B2 (en) 2012-08-30 2017-09-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling circuit arrangement
EP2754856A1 (en) * 2013-01-09 2014-07-16 Siemens Aktiengesellschaft Blade for a turbomachine
CN103967531A (zh) * 2013-02-01 2014-08-06 西门子公司 用于流体机械的、薄膜冷却的涡轮叶片
CN103277145A (zh) * 2013-06-09 2013-09-04 哈尔滨工业大学 一种燃气涡轮冷却叶片
JP6245740B2 (ja) * 2013-11-20 2017-12-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン翼
WO2015123017A1 (en) 2014-02-13 2015-08-20 United Technologies Corporation Air shredder insert
KR101501444B1 (ko) * 2014-04-30 2015-03-12 연세대학교 산학협력단 냉각 성능 향상을 위한 내부유로 구조를 포함하는 가스터빈 블레이드
EP3158169A1 (en) * 2014-06-17 2017-04-26 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with leading edge impingement cooling system and nearwall impingement system
GB201417476D0 (en) 2014-10-03 2014-11-19 Rolls Royce Plc Internal cooling of engine components
EP3048262A1 (en) * 2015-01-20 2016-07-27 Alstom Technology Ltd Wall for a hot gas channel in a gas turbine
US9850763B2 (en) * 2015-07-29 2017-12-26 General Electric Company Article, airfoil component and method for forming article
US10577947B2 (en) * 2015-12-07 2020-03-03 United Technologies Corporation Baffle insert for a gas turbine engine component
US10422233B2 (en) * 2015-12-07 2019-09-24 United Technologies Corporation Baffle insert for a gas turbine engine component and component with baffle insert
US10337334B2 (en) 2015-12-07 2019-07-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with a baffle insert
US10280841B2 (en) 2015-12-07 2019-05-07 United Technologies Corporation Baffle insert for a gas turbine engine component and method of cooling
PL232314B1 (pl) 2016-05-06 2019-06-28 Gen Electric Maszyna przepływowa zawierająca system regulacji luzu
US10309246B2 (en) 2016-06-07 2019-06-04 General Electric Company Passive clearance control system for gas turbomachine
US10605093B2 (en) 2016-07-12 2020-03-31 General Electric Company Heat transfer device and related turbine airfoil
US10392944B2 (en) 2016-07-12 2019-08-27 General Electric Company Turbomachine component having impingement heat transfer feature, related turbomachine and storage medium
JP6650071B2 (ja) * 2016-07-28 2020-02-19 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトSiemens Aktiengesellschaft 中央体温度制御のための独立した冷却回路を備えたタービン翼
US10648341B2 (en) 2016-11-15 2020-05-12 Rolls-Royce Corporation Airfoil leading edge impingement cooling
US10465526B2 (en) 2016-11-15 2019-11-05 Rolls-Royce Corporation Dual-wall airfoil with leading edge cooling slot
US10767487B2 (en) * 2016-11-17 2020-09-08 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with panel having flow guide
US10844724B2 (en) * 2017-06-26 2020-11-24 General Electric Company Additively manufactured hollow body component with interior curved supports
US10450873B2 (en) * 2017-07-31 2019-10-22 Rolls-Royce Corporation Airfoil edge cooling channels
EP3460190A1 (en) * 2017-09-21 2019-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Heat transfer enhancement structures on in-line ribs of an aerofoil cavity of a gas turbine
US10787913B2 (en) * 2018-11-01 2020-09-29 United Technologies Corporation Airfoil cooling circuit
US20200182068A1 (en) * 2018-12-05 2020-06-11 United Technologies Corporation Axial flow cooling scheme with structural rib for a gas turbine engine
US10822963B2 (en) 2018-12-05 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Axial flow cooling scheme with castable structural rib for a gas turbine engine
US10934857B2 (en) * 2018-12-05 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Shell and spar airfoil
US11396819B2 (en) * 2019-04-18 2022-07-26 Raytheon Technologies Corporation Components for gas turbine engines
US11371360B2 (en) * 2019-06-05 2022-06-28 Raytheon Technologies Corporation Components for gas turbine engines
DE102020106135B4 (de) * 2020-03-06 2023-08-17 Doosan Enerbility Co., Ltd. Strömungsmaschinenkomponente für eine gasturbine, strömungsmaschinenanordnung und gasturbine mit derselben
CN114109515B (zh) * 2021-11-12 2024-01-30 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮叶片吸力面冷却结构
US20250283416A1 (en) * 2024-03-05 2025-09-11 Rtx Corporation Turbine vane with leading edge cooling
US20260009334A1 (en) * 2024-07-08 2026-01-08 Rtx Corporation Notched turbine vane baffle

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3574481A (en) * 1968-05-09 1971-04-13 James A Pyne Jr Variable area cooled airfoil construction for gas turbines
US3628880A (en) * 1969-12-01 1971-12-21 Gen Electric Vane assembly and temperature control arrangement
US4118146A (en) * 1976-08-11 1978-10-03 United Technologies Corporation Coolable wall
US4296779A (en) * 1979-10-09 1981-10-27 Smick Ronald H Turbulator with ganged strips
JPS60182304A (ja) * 1984-02-29 1985-09-17 Toshiba Corp ガスタ−ビンの冷却翼
JPS61187501A (ja) * 1985-02-15 1986-08-21 Hitachi Ltd 流体冷却構造
EP0541207A1 (en) * 1991-11-04 1993-05-12 General Electric Company Impingement cooled airfoil with bonding foil insert
US5232343A (en) * 1984-05-24 1993-08-03 General Electric Company Turbine blade
US5468125A (en) * 1994-12-20 1995-11-21 Alliedsignal Inc. Turbine blade with improved heat transfer surface
US5695321A (en) * 1991-12-17 1997-12-09 General Electric Company Turbine blade having variable configuration turbulators

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US429677A (en) 1890-06-10 Whip-socket and rein-holder
US5405242A (en) 1990-07-09 1995-04-11 United Technologies Corporation Cooled vane
JPH04259603A (ja) * 1991-02-14 1992-09-16 Toshiba Corp タービン静翼
DE19634238A1 (de) * 1996-08-23 1998-02-26 Asea Brown Boveri Kühlbare Schaufel
DE59706345D1 (de) 1996-12-02 2002-03-21 Siemens Ag Turbinenschaufel sowie verwendung in einer gasturbinenanlage
EP0905353B1 (de) * 1997-09-30 2003-01-15 ALSTOM (Switzerland) Ltd Prallanordnung für ein konvektives Kühl- oder Heizverfahren
SE512384C2 (sv) * 1998-05-25 2000-03-06 Abb Ab Komponent för en gasturbin

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3574481A (en) * 1968-05-09 1971-04-13 James A Pyne Jr Variable area cooled airfoil construction for gas turbines
US3628880A (en) * 1969-12-01 1971-12-21 Gen Electric Vane assembly and temperature control arrangement
US4118146A (en) * 1976-08-11 1978-10-03 United Technologies Corporation Coolable wall
US4296779A (en) * 1979-10-09 1981-10-27 Smick Ronald H Turbulator with ganged strips
JPS60182304A (ja) * 1984-02-29 1985-09-17 Toshiba Corp ガスタ−ビンの冷却翼
US5232343A (en) * 1984-05-24 1993-08-03 General Electric Company Turbine blade
JPS61187501A (ja) * 1985-02-15 1986-08-21 Hitachi Ltd 流体冷却構造
EP0541207A1 (en) * 1991-11-04 1993-05-12 General Electric Company Impingement cooled airfoil with bonding foil insert
US5695321A (en) * 1991-12-17 1997-12-09 General Electric Company Turbine blade having variable configuration turbulators
US5468125A (en) * 1994-12-20 1995-11-21 Alliedsignal Inc. Turbine blade with improved heat transfer surface

Also Published As

Publication number Publication date
JP4637437B2 (ja) 2011-02-23
CN1418284A (zh) 2003-05-14
WO2001071163A1 (de) 2001-09-27
US6769875B2 (en) 2004-08-03
EP1266127B1 (de) 2005-01-12
DE50105062D1 (de) 2005-02-17
EP1136651A1 (de) 2001-09-26
US20030049127A1 (en) 2003-03-13
EP1266127A1 (de) 2002-12-18
JP2003528246A (ja) 2003-09-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1293285C (zh) 涡轮叶片的冷却装置
US6616406B2 (en) Airfoil trailing edge cooling construction
JP5709879B2 (ja) ガスタービンエンジン
TWI257447B (en) Microcircuit cooling for a turbine blade tip
CN101550843A (zh) 燃气轮机翼型
US6257831B1 (en) Cast airfoil structure with openings which do not require plugging
JP4287795B2 (ja) ガスタービンブレードのための冷却回路
CN102089498B (zh) 用于燃气涡轮机的涡轮机叶片和用于制造这样的涡轮机叶片的型芯
CN1580518A (zh) 微回路翼型主体
CN1782330A (zh) 具有与前缘相邻的补充冷却通道的翼型
US5468125A (en) Turbine blade with improved heat transfer surface
CN1580519A (zh) 用于涡轮叶片的微回路冷却
KR20060043297A (ko) 터빈 에어 포일용 미세 회로 냉각
US20090028719A1 (en) Multi-Blade Fan
JP2006077767A (ja) オフセットされたコリオリタービュレータブレード
JPH0571302A (ja) タービン翼形部のフイルム冷却構造
JP2003533621A (ja) 内部が対流冷却されるエアフォイル用の熱伝達促進構造体
JP2001234702A (ja) コリオリ・タービュレータ動翼
JP2008064087A (ja) ダスト孔ドーム式ブレード
JP2006242187A (ja) タービンのエーロフォイル
KR20060052313A (ko) 세 개 통로를 갖는 사형 냉각 채널 및 마이크로회로를구비한 에어포일
KR20140004026A (ko) 가스 터빈용 냉각 블레이드
JP2005147130A (ja) メッシュ及び渦流式冷却を備えた高温ガス通路構成部品
EP1645721A2 (en) Gas turbine airfoil with leading edge cooling
CN1283901C (zh) 冷却式透平叶片的结构

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20070103

Termination date: 20170312