[go: up one dir, main page]

CN1715618A - 具有改进的冷却的定子涡轮叶片 - Google Patents

具有改进的冷却的定子涡轮叶片 Download PDF

Info

Publication number
CN1715618A
CN1715618A CNA2005100814369A CN200510081436A CN1715618A CN 1715618 A CN1715618 A CN 1715618A CN A2005100814369 A CNA2005100814369 A CN A2005100814369A CN 200510081436 A CN200510081436 A CN 200510081436A CN 1715618 A CN1715618 A CN 1715618A
Authority
CN
China
Prior art keywords
bushing
holes
blade
series
wall
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.)
Granted
Application number
CNA2005100814369A
Other languages
English (en)
Other versions
CN100416046C (zh
Inventor
让-米歇尔·甘巴尔
菲利普·帕比翁
埃里克·施瓦茨
Original Assignee
SNECMA Moteurs SA
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 SNECMA Moteurs SA filed Critical SNECMA Moteurs SA
Publication of CN1715618A publication Critical patent/CN1715618A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN100416046C publication Critical patent/CN100416046C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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
    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • 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)

Abstract

一种涡轮机定子叶片，具有前缘(12A)、后缘(12B)、受压侧表面和吸入侧表面(12C，12D)，并包括：有孔的开口衬套(18)，该衬套(18)在衬套的外壁和叶片(10)的内壁之间限定了环形空腔(20)；用于将冷却空气供入衬套内部的空气进气口(24)；用于将该冷却空气的一部分从叶片中排出的空气排气口(28)，衬套在其一端(18A)固定到叶片，在其另一端(18B)是自由的以便在衬套和叶片的内壁之间的相对热膨胀的影响下沿叶片的内缘(16A)滑动，所述叶片的特征在于，所述开口衬套包括仅分布在所述衬套上两个确定区域上的多个孔，第一系列孔(30)布置成面对前缘的内壁(12Ai)，第二系列孔(32)布置成面对后缘的内壁(12Bi)，第二系列孔中穿过衬套的孔还被布置成能避免对叶片的桥状部(23)的任何冲击。

Description

具有改进的冷却的定子涡轮叶片
技术领域
本发明涉及用于涡轮机械的涡轮叶片的一般领域，更特别地，涉及安装有整体冷却回路的定子涡轮叶片。
背景技术
众所周知，涡轮机具有燃烧室，空气和燃料在该燃烧室中燃烧之前先在其中进行混合。燃烧产生的气体从燃烧室向下游流动，然后进入高压涡轮，再进入低压涡轮。每个涡轮具有与一个或多个转动叶片列(即所知的转子盘)交替的一个或多个定子叶片列(即所知的喷嘴)，这些定子叶片列绕涡轮的转子周向间隔地布置。这些涡轮叶片要承受燃烧气体非常高的温度，该温度能达到远高于与气体直接接触的叶片所能承受且没有损害的温度值，这样会限制叶片的寿命。
为解决这个问题，目前所知采用手段是通过在每个叶片内部形成空气的有序流动并设置穿过叶片壁的通孔以在叶片上形成保护膜，来为这些叶片提供内部冷却回路用于降低它们的温度。
图4和图5所示为常规的冷却的定子叶片结构类型，它包括如目前装配到某些飞机发动机的喷嘴上的开口衬套。
叶片10包括在外平台14和内平台16之间延伸的中空翼面12，叶片10包含内部衬套18，该衬套18在翼面的内壁和衬套的外壁之间限定环形外围空腔20。衬套18在其顶端18A通过焊接或铜焊以不漏气方式固定到叶片的外平台，在其底部18B通过引导区或者滑面16A配合在叶片内平台中，如组装所需和让衬套在热膨胀影响下能滑动的目的，在配合处留出确定量的间隙。固定到内壁或由衬套上的突起形成的突出物22保持衬套和内壁间的恒定间隔，桥状部23加固处于空腔20的剩余部分的叶片。
开口衬套18是多孔型的，以便加压空气源，一般是涡轮机中的压缩机输送的冷却空气流经过入口孔24渗入外平台14，到达衬套18的内部，并且空气流的一部分从衬套的多个通孔逃逸，从而在外围空腔20中形成空气射流，该射流通过冲击冷却翼面12的内壁并且还冲击桥状部23，此后从形成在翼面的后缘中或受压侧表面中的标定孔26中排出，从而沿所述的后缘形成空气保护膜。剩余的冷却空气流通过内平台16离开，冷却空气经过内平台16的同时冷却它，并通过出口孔28排到叶片的外部，流向也需要冷却的发动机的其他部件，比如轮盘。
总体上，这种常规的结构能够获得满意的效果。然而空气由穿过衬套的孔标定并由泄漏截面间接标定的情况会使得翼面的冷却不是很有效。此外，叶片壁面上，尤其是在前缘附近中的温度梯度局部地出现大的变化，这些变化引起径向应力，在极端的使用条件下，这种径向应力对叶片的运行有害。
发明内容
因此本发明通过提出一种通过开口衬套冷却的涡轮机定子叶片来减轻与温度梯度中的大的变化有关的缺点，其中作用在叶片上的径向应力明显降低。本发明还涉及装有这种通过开口衬套冷却的定子叶片的整个涡轮机。
为了这个目的，本发明提供一种涡轮机定子叶片，它具有前缘、后缘、受压侧表面和吸入侧表面，并包括：有孔的开口衬套，该衬套在衬套的外壁和叶片的内壁间限定环形空腔；用于将冷却空气供入衬套内部的空气进气孔；用于将冷却空气的一部分从叶片中排出的空气排气口；衬套在其一端固定到叶片，在其另一端是自由的以在衬套和叶片的内壁之间的相对热膨胀的影响下沿叶片内缘滑动，该叶片的特征在于，所述开口衬套包括仅分布在两个确定区域上的多个孔，第一系列孔布置成面对前缘的内壁，第二系列孔布置成面对后缘的内壁，第二系列孔中穿过衬套的孔还布置成能够避免对叶片的桥状部的任何冲击。
结果，通过有助于前缘和后缘处的冷却并限制对桥状部的冲击，局部温度梯度大大降低到如翼面上的轴向应力水平。
有利地是，所述第一和第二系列孔的每一个在衬套中包括不超过三排孔，通常在衬套中包括单排孔。
优选地，所述第二系列孔布置成能够限定衬套和后缘的所述内壁间的最短路径线。在这种结构中，所述第二系列孔可以布置成能够限定衬套和标定喷射孔之间的最短路径线，该标定喷射孔穿过所述压力侧表面形成以形成沿后缘的空气保护膜。
附图说明
本发明的其他特点和优势可以从下面参考附图的描述看出，附图显示了本发明的不带限制特征的实施例，其中：
图1为本发明用于涡轮喷嘴的定子叶片的纵剖视面；
图1A是图1的一部分的放大视图；
图2是图1叶片的横剖视图；
图3是图2叶片的外部上温度变化曲线图；以及
图4和图5是用于涡轮喷嘴的现有技术定子叶片的两个相互垂直的剖视图。
具体实施方式
图1和图2显示冷却叶片10，例如根据本发明的用于涡轮机涡轮喷嘴的定子叶片。叶片包括装在外平台14和内平台16之间的中空翼面12并且它通过限定流经涡轮的燃烧气体流的外壁的外平台固定到涡轮的外壳(未图示)，流动气流的内壁由叶片的内平台限定。
按常规，相对于如图1中箭头所示的燃烧气体的流动方向，叶片具有前缘12A和后缘12B，以及受压侧表面12C和吸入侧表面12D。
这样的定子叶片要经受燃烧气体的非常高的温度，因此需要被冷却。为此，按常规方式，叶片10包括至少一个有孔的开口衬套18，该衬套18通过它的径向端之一供有冷却空气，并用于在叶片的内壁和衬套的外壁间限定环形外围空腔20。在其顶部18A，衬套通过焊接或铜焊以不漏气方式固定到叶片的外平台14，在其底部18B，衬套通过引导或滑动区16A配合在叶片的内平台16中，留出环形空间形成组装所需以及还可以让衬套在运行中滑动的规定间隙，考虑到叶片的这些不同部件的温度变化方式不同并考虑到它们相对于彼此的膨胀，留出环形空间还给冷却气体提供了泄漏区，该冷却空气在通过衬套后经由穿过翼面的受压侧表面形成的标定喷射孔26排出，以沿后缘12B形成空气保护膜。空气进气口24和空气排气口28分别穿过外平台和平内台设置，以使冷却空气循环。
根据本发明，穿过衬套的孔集中在对燃烧气体流中流动的高温燃烧气体的敏感度很重要的两个特定的区域，即分别面对翼面前缘和后缘的那些衬套区域。
如图2所示，前缘12A是由离开衬套中的第一系列孔30的空气射流冷却，孔30面对该前缘的内壁12Ai设置，从而通过冲击来冷却翼面的内部区域。这第一系列孔优选地包括单排孔。
后缘12B由标定喷射孔26冷却，标定喷射孔26由离开衬套中的第二系列孔32的空气射流供气，第二系列孔32大体面对后缘的内壁12Bi，从而通过冲击冷却所述区域中的翼面内壁。该第二系列孔优选地包括单排孔。更精确地，如图1A的细节所示，这些孔设置成形成衬套18和标定喷射孔26间的最短路径并能够避免对叶片中桥状部23处的叶片内壁的任何冲击。通过标定喷射孔的空气相对较冷，原因是只有穿过第一系列孔30离开的空气射流部分在与前缘处、受压侧表面和吸入侧表面上的高温内壁接触时被加热，而空气的其余部分来自直接经过第二系列孔32离开的空气射流，该射流在达到标定喷射孔之前没有冲击内壁或者桥状部，因此没有受到加热。
本发明在温度的变化上的贡献如图3所示，该图是图1和图2所示类型的低压喷嘴定子叶片中气流中部(即燃烧气体温度最高处)的径向截面的温度演变。
第一曲线34对应于一种理论的结构，这种结构中穿过衬套的孔的数目非常少，因此在该结构中实际上所有的冷却气体通过衬套和内平台之间存在的泄漏流动(即衬套的孔的等效截面比泄漏截面小很多)。因此可以看到，在这种极端结构中，仅仅后缘附近中的壁被适当的冷却，而前缘附近的壁几乎根本没有被冷却。结果，该位置中的温度非常接近燃烧气体的温度，因此超过了材料所能承受的极限。
第二曲线36对应于现有技术的结构，其中穿过衬套的孔分布在衬套的整个表面上。在这种结构中，前缘被适当地冷却到低于翼面的断裂极限的温度，但是仍然可以看到差别，该差别就温度梯度而言很大，并且由于所产生的局部应力温度梯度对叶片的强度有害，因而对叶片的寿命有害。
相反，对于本发明(如实线所示的第三曲线38)这种差别显著降低，并且在前缘处和后缘处还伴随着几度的温度改善，通常约为4-8℃。此外，在前缘的两侧中的任一侧，在不超过前缘和后缘间的距离的一半的距离上(即横坐标小部分小于0.5)，在叶片的温度梯度上能获得非常明显的改善。更精确的说，对于位于0.2到0.4范围内的横坐标小部分中受压侧表面上的温度梯度可以观察到大小为60℃的改善Δ。
因此，通过这种结构中穿过衬套的孔，在现有技术中被过度冷却的部分更热，而没有得到充分冷却的部分得到了更大程度的冷却。就温度梯度而言它提供了更好的平衡。虽然以上的描述基本上是针对用于涡轮机涡轮的定子叶片，很显然这种通过开口衬套冷却的定子叶片结构也能毫无困难的应用到涡轮机压缩机的定子以及甚至应用到涡轮机外壳的臂上。

Claims (5)

1.一种涡轮机定子叶片，具有前缘(12A)、后缘(12B)、受压侧表面和吸入侧表面(12C，12D)，并包括：有孔的开口衬套(18)，该衬套(18)在衬套的外壁和叶片(10)的内壁之间限定了环形空腔(20)；用于将冷却空气供入衬套内部的空气进气口(24)；用于将该冷却空气的一部分从叶片中排出的空气排气口(28)，衬套在其一端(18A)固定到叶片，在其另一端(18B)是自由的以便在衬套和叶片的内壁之间的相对热膨胀的影响下沿叶片的内缘(16A)滑动，所述叶片的特征在于，所述开口衬套包括仅分布在所述衬套上两个确定区域上的多个孔，第一系列孔(30)布置成面对前缘的内壁(12Ai)，第二系列孔(32)布置成面对后缘的内壁(12Bi)，第二系列孔中穿过衬套的孔还被布置成能避免对叶片的桥状部(23)的任何冲击。
2.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述第一和第二系列孔的每个包括不超过三排穿过衬套的孔(30A，30B，30C)，并且通常包括单排穿过衬套的孔。
3.根据权利要求2所述的叶片，其特征在于，所述第二系列孔布置成限定衬套和所述后缘的内壁之间的最短路径线。
4.根据权利要求2所述的叶片，其特征在于，所述第二系列孔布置成限定衬套和的标定喷射孔(26)之间的最短路径线，该标定喷射孔(26)穿过所述压力侧表面形成以沿所述后缘形成空气保护膜。
5.一种涡轮机涡轮，其特征在于，它包括多个根据权利要求1到4中任何一个所述的通过各自的开口衬套冷却的定子叶片。
CNB2005100814369A 2004-06-30 2005-06-30 具有改进的冷却的定子涡轮叶片 Expired - Lifetime CN100416046C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0407256 2004-06-30
FR0407256A FR2872541B1 (fr) 2004-06-30 2004-06-30 Aube fixe de turbine a refroidissement ameliore

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1715618A true CN1715618A (zh) 2006-01-04
CN100416046C CN100416046C (zh) 2008-09-03

Family

ID=34948191

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB2005100814369A Expired - Lifetime CN100416046C (zh) 2004-06-30 2005-06-30 具有改进的冷却的定子涡轮叶片

Country Status (9)

Country Link
US (1) US7527470B2 (zh)
EP (1) EP1612374B1 (zh)
JP (1) JP4546334B2 (zh)
CN (1) CN100416046C (zh)
CA (1) CA2510669C (zh)
DE (1) DE602005000350T2 (zh)
FR (1) FR2872541B1 (zh)
RU (1) RU2308601C2 (zh)
UA (1) UA84281C2 (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103233784A (zh) * 2012-01-09 2013-08-07 通用电气公司 涡轮喷嘴冷却组件
CN103306744A (zh) * 2013-07-03 2013-09-18 中国航空动力机械研究所 导向叶片的冷却装置
CN110388236A (zh) * 2018-04-17 2019-10-29 斗山重工业建设有限公司 具备嵌件支持部的透平机静叶片
CN110546348A (zh) * 2017-04-10 2019-12-06 赛峰集团 具有改进结构的涡轮机叶片
US10502071B2 (en) 2014-04-16 2019-12-10 Siemens Aktiengesellschaft Controlling cooling flow in a cooled turbine vane or blade using an impingement tube
CN115898567A (zh) * 2023-01-09 2023-04-04 中国航发湖南动力机械研究所 一种导向冷却叶片及涡轮导向器

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2921937B1 (fr) * 2007-10-03 2009-12-04 Snecma Procede d'aluminisation en phase vapeur d'une piece metallique de turbomachine
FR2943380B1 (fr) * 2009-03-20 2011-04-15 Turbomeca Aube de distributeur comprenant au moins une fente
US8024932B1 (en) * 2010-04-07 2011-09-27 General Electric Company System and method for a combustor nozzle
US10060264B2 (en) * 2010-12-30 2018-08-28 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine and cooled flowpath component therefor
US8628294B1 (en) * 2011-05-19 2014-01-14 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine stator vane with purge air channel
US9353631B2 (en) * 2011-08-22 2016-05-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil baffle
RU2486039C1 (ru) * 2012-04-19 2013-06-27 Общество с ограниченной ответственностью "ТУРБОКОН" (ООО "ТУРБОКОН") Способ пайки сопловых лопаток с охлаждающими отверстиями турбины гтд и защитная паста для использования в этом способе
US9546554B2 (en) * 2012-09-27 2017-01-17 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with blade tip cooling
US9719362B2 (en) 2013-04-24 2017-08-01 Honeywell International Inc. Turbine nozzles and methods of manufacturing the same
US20150064019A1 (en) * 2013-08-30 2015-03-05 General Electric Company Gas Turbine Components with Porous Cooling Features
US10378381B2 (en) 2013-10-24 2019-08-13 United Technologies Corporation Airfoil with skin core cooling
US11377954B2 (en) 2013-12-16 2022-07-05 Garrett Transportation I Inc. Compressor or turbine with back-disk seal and vent
US10450881B2 (en) * 2014-05-08 2019-10-22 Siemens Aktiengesellschaft Turbine assembly and corresponding method of operation
FR3021698B1 (fr) * 2014-05-28 2021-07-02 Snecma Aube de turbine, comprenant un conduit central de refroidissement isole thermiquement de parois de l'aube par deux cavites laterales jointives en aval du conduit central
FR3027951B1 (fr) * 2014-11-04 2019-12-13 Safran Aircraft Engines Baignoire de sommet d'aubes d'une turbine de turbomachine
US10024172B2 (en) 2015-02-27 2018-07-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
DE102015111843A1 (de) * 2015-07-21 2017-01-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbine mit gekühlten Turbinenleitschaufeln
RU2686430C1 (ru) * 2018-05-24 2019-04-25 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Тракт воздушного охлаждения лопатки соплового аппарата турбины высокого давления газотурбинного двигателя (варианты)
RU2688052C1 (ru) * 2018-05-24 2019-05-17 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Способ охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления (ТВД) газотурбинного двигателя (ГТД) и сопловый аппарат ТВД ГТД (варианты)
FR3094034B1 (fr) 2019-03-20 2021-03-19 Safran Aircraft Engines Chemise tubulaire de ventilation pour un distributeur de turbomachine
RU2740627C1 (ru) * 2020-06-18 2021-01-18 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") Охлаждаемая лопатка газовой турбины

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2879028A (en) * 1954-03-31 1959-03-24 Edward A Stalker Cooled turbine blades
US3301527A (en) * 1965-05-03 1967-01-31 Gen Electric Turbine diaphragm structure
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
BE767972A (fr) * 1970-06-04 1971-12-02 Westinghouse Electric Corp Piece encastree pour le refroidissement d'une aube de turbine
US4292008A (en) * 1977-09-09 1981-09-29 International Harvester Company Gas turbine cooling systems
US4288201A (en) * 1979-09-14 1981-09-08 United Technologies Corporation Vane cooling structure
SU1238465A2 (ru) * 1983-08-05 1996-02-27 Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе Охлаждаемая лопатка турбины
US4770608A (en) * 1985-12-23 1988-09-13 United Technologies Corporation Film cooled vanes and turbines
JPS6380004A (ja) * 1986-09-22 1988-04-11 Hitachi Ltd ガスタ−ビン静翼
SU1487588A1 (ru) * 1987-06-15 1992-09-15 Le I Korable Str Oxлaждaemaя лoпatka гaзoboй tуpбиhы
JP2862536B2 (ja) * 1987-09-25 1999-03-03 株式会社東芝 ガスタービンの翼
JP3110227B2 (ja) * 1993-11-22 2000-11-20 株式会社東芝 タービン冷却翼
US5630700A (en) * 1996-04-26 1997-05-20 General Electric Company Floating vane turbine nozzle
JP3897402B2 (ja) * 1997-06-13 2007-03-22 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼インサート挿入構造及び方法
US6193465B1 (en) * 1998-09-28 2001-02-27 General Electric Company Trapped insert turbine airfoil

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103233784A (zh) * 2012-01-09 2013-08-07 通用电气公司 涡轮喷嘴冷却组件
CN103233784B (zh) * 2012-01-09 2016-03-16 通用电气公司 涡轮喷嘴冷却组件
CN103306744A (zh) * 2013-07-03 2013-09-18 中国航空动力机械研究所 导向叶片的冷却装置
US10502071B2 (en) 2014-04-16 2019-12-10 Siemens Aktiengesellschaft Controlling cooling flow in a cooled turbine vane or blade using an impingement tube
CN110546348A (zh) * 2017-04-10 2019-12-06 赛峰集团 具有改进结构的涡轮机叶片
US11248468B2 (en) 2017-04-10 2022-02-15 Safran Turbine blade having an improved structure
CN110388236A (zh) * 2018-04-17 2019-10-29 斗山重工业建设有限公司 具备嵌件支持部的透平机静叶片
CN110388236B (zh) * 2018-04-17 2021-10-29 斗山重工业建设有限公司 具备嵌件支持部的透平机静叶片
CN115898567A (zh) * 2023-01-09 2023-04-04 中国航发湖南动力机械研究所 一种导向冷却叶片及涡轮导向器
CN115898567B (zh) * 2023-01-09 2025-01-28 中国航发湖南动力机械研究所 一种导向冷却叶片及涡轮导向器

Also Published As

Publication number Publication date
US20060233644A1 (en) 2006-10-19
CA2510669C (fr) 2012-04-10
JP4546334B2 (ja) 2010-09-15
EP1612374B1 (fr) 2006-12-20
US7527470B2 (en) 2009-05-05
CA2510669A1 (fr) 2005-12-30
UA84281C2 (ru) 2008-10-10
CN100416046C (zh) 2008-09-03
JP2006017119A (ja) 2006-01-19
EP1612374A1 (fr) 2006-01-04
FR2872541A1 (fr) 2006-01-06
RU2308601C2 (ru) 2007-10-20
DE602005000350T2 (de) 2007-10-04
FR2872541B1 (fr) 2006-11-10
DE602005000350D1 (de) 2007-02-01
RU2005119769A (ru) 2007-01-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN100416046C (zh) 具有改进的冷却的定子涡轮叶片
CN102251814B (zh) 燃气轮机发动机涡轮机喷嘴分叉冲击隔板
US10641107B2 (en) Turbine blade with tip overhang along suction side
US7654795B2 (en) Turbine blade
RU2461716C2 (ru) Система снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя и способ ее эксплуатации
CN100460630C (zh) 悬臂式安装的喷嘴段
US6422819B1 (en) Cooled airfoil for gas turbine engine and method of making the same
US20070189896A1 (en) Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
US20140178207A1 (en) Turbine blade
EP2072756B1 (en) Systems and methods involving variable throat area vanes
JP4801513B2 (ja) ターボ機械の可動な翼のための冷却回路
US8573925B2 (en) Cooled component for a gas turbine engine
JP2007514888A (ja) 冷却タービンベーンプラットフォーム
CN104508247B (zh) 涡轮翼型及其制成方法
US10502067B2 (en) Dual-fed airfoil tip
US20200024951A1 (en) Component for a turbine engine with a cooling hole
JP4208504B2 (ja) ガスタービンエンジン翼形部の耐用寿命を延ばすための方法及び装置
US8585350B1 (en) Turbine vane with trailing edge extension
KR20190101887A (ko) 유체를 압력측 경계층 필름에 전달하기 위한 배출 구멍을 갖는 터빈 로터 블레이드
US20130318982A1 (en) Turbine cooling apparatus
US11359497B1 (en) Vane with baffle and recessed spar
US11215059B1 (en) Gas turbine engine airfoil with variable pitch cooling holes
US20220162945A1 (en) Vane arc segment with thermal insulation element
US9376918B2 (en) Aerofoil cooling arrangement
US11572803B1 (en) Turbine airfoil with leading edge cooling passage(s) coupled via plenum to film cooling holes, and related method

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
C56 Change in the name or address of the patentee
CP01 Change in the name or title of a patent holder

Address after: Paris France

Patentee after: SNECMA

Address before: Paris France

Patentee before: SNECMA Moteurs

C56 Change in the name or address of the patentee

Owner name: SNECMA CO.,LTD.

Free format text: FORMER NAME: SNECMA ENGINE CO.,LTD.

CX01 Expiry of patent term
CX01 Expiry of patent term

Granted publication date: 20080903