[go: up one dir, main page]

RU2011141997A - GAS TURBINE SHOVEL WITH A COOLED END OF THE PERIPHERAL SHOVEL PART - Google Patents

GAS TURBINE SHOVEL WITH A COOLED END OF THE PERIPHERAL SHOVEL PART Download PDF

Info

Publication number
RU2011141997A
RU2011141997A RU2011141997/06A RU2011141997A RU2011141997A RU 2011141997 A RU2011141997 A RU 2011141997A RU 2011141997/06 A RU2011141997/06 A RU 2011141997/06A RU 2011141997 A RU2011141997 A RU 2011141997A RU 2011141997 A RU2011141997 A RU 2011141997A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
cooling
cooling holes
blade according
tip
Prior art date
Application number
RU2011141997/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2531712C2 (en
Inventor
Шаилендра НАИК
Гаурав Милан ПАТАК
Original Assignee
Альстом Текнолоджи Лтд
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 Альстом Текнолоджи Лтд filed Critical Альстом Текнолоджи Лтд
Publication of RU2011141997A publication Critical patent/RU2011141997A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2531712C2 publication Critical patent/RU2531712C2/en

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
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • 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
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/307—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the tip of a rotor blade
    • 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
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/231—Three-dimensional prismatic cylindrical
    • 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
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical
    • 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
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Landscapes

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

Abstract

1. Охлаждаемая лопатка (10) для газовой турбины, содержащая аэродинамическую секцию (12), которая проходит в радиальном направлении турбины или проходит в продольном направлении лопатки (10) между бандажной полкой и периферической частью (11) лопатки, которая обеспечивается законцовкой (33), при этом аэродинамическая секция (12) ограничивается перпендикулярно по отношению к продольному направлению с помощью передней кромки (15) и задней кромки (16), и имеет рабочую поверхность (17) и поверхность (18) разрежения, с охлаждающими каналами (19 а, b, с, 20), проходящими, по существу, в радиальном направлении между бандажной полкой и периферической частью (11) лопатки во внутреннюю часть аэродинамической секции (12), причем через эти охлаждающие каналы (19 а, b, с, 20) протекает охлаждающая среда,отличающаяся тем, что первые охлаждающие отверстия (25; 25а, b) для конвекционного охлаждения выполнены на рабочей поверхности (17) лопаток (10), а вторые охлаждающие отверстия (27) для пленочного охлаждения выполнены на поверхности (18) разрежения лопаток (10) в области периферической части (11) лопатки и функционально связаны с охлаждающими каналами (19 а, b, с; 20), при этом они распределены по ширине лопатки,при этом охлаждающая среда выводится наружу в области законцовки (33) и/или через законцовку (33) лопатки (10).2. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что первое и второе охлаждающие отверстия (25; 25а, b; 27) содержат, по меньшей мере, секции в форме цилиндрических каналов с заданным первым диаметром (d).3. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что первые охлаждающие отверстия (25) выполнены в форме длинных цилиндрических каналов, которые проходят наклонно вверх и включают в себя первый у1. A cooled blade (10) for a gas turbine, comprising an aerodynamic section (12) that extends in the radial direction of the turbine or extends in the longitudinal direction of the blade (10) between the shroud flange and the peripheral part (11) of the blade, which is provided by the tip (33) , while the aerodynamic section (12) is limited perpendicular to the longitudinal direction by the leading edge (15) and trailing edge (16), and has a working surface (17) and a vacuum surface (18), with cooling channels (19 a, b, c, 20), passing essentially in the radial direction between the shroud flange and the peripheral part (11) of the blade into the inner part of the aerodynamic section (12), and through these cooling channels (19 a, b, c, 20) flows cooling medium, characterized in that the first cooling holes (25; 25a, b) for convection cooling are made on the working surface (17) of the blades (10), and the second cooling holes (27) for film cooling are made on the vacuum surface (18) of the blades (10) in the area of the peripheral part (11) of the blade and are functionally connected with the cooling channels (19 a, b, c; 20), while they are distributed across the width of the blade, while the cooling medium is discharged outward in the area of the tip (33) and/or through the tip (33) of the blade (10).2. The blade according to claim 1, characterized in that the first and second cooling holes (25; 25a, b; 27) contain at least sections in the form of cylindrical channels with a given first diameter (d).3. The blade according to claim 2, characterized in that the first cooling holes (25) are made in the form of long cylindrical channels that extend obliquely upward and include a first

Claims (18)

1. Охлаждаемая лопатка (10) для газовой турбины, содержащая аэродинамическую секцию (12), которая проходит в радиальном направлении турбины или проходит в продольном направлении лопатки (10) между бандажной полкой и периферической частью (11) лопатки, которая обеспечивается законцовкой (33), при этом аэродинамическая секция (12) ограничивается перпендикулярно по отношению к продольному направлению с помощью передней кромки (15) и задней кромки (16), и имеет рабочую поверхность (17) и поверхность (18) разрежения, с охлаждающими каналами (19 а, b, с, 20), проходящими, по существу, в радиальном направлении между бандажной полкой и периферической частью (11) лопатки во внутреннюю часть аэродинамической секции (12), причем через эти охлаждающие каналы (19 а, b, с, 20) протекает охлаждающая среда,1. The cooled blade (10) for a gas turbine, containing an aerodynamic section (12), which extends in the radial direction of the turbine or passes in the longitudinal direction of the blade (10) between the retaining shelf and the peripheral part (11) of the blade, which is provided by the tip (33) while the aerodynamic section (12) is limited perpendicular to the longitudinal direction with the leading edge (15) and the trailing edge (16), and has a working surface (17) and a rarefaction surface (18), with cooling channels (19 a, b, s, 20), passage conductive, substantially radially between the shroud flange and the peripheral portion (11) into the interior of the blade airfoil section (12), and through these cooling channels (19 a, b, c, 20), the cooling medium flows, отличающаяся тем, что первые охлаждающие отверстия (25; 25а, b) для конвекционного охлаждения выполнены на рабочей поверхности (17) лопаток (10), а вторые охлаждающие отверстия (27) для пленочного охлаждения выполнены на поверхности (18) разрежения лопаток (10) в области периферической части (11) лопатки и функционально связаны с охлаждающими каналами (19 а, b, с; 20), при этом они распределены по ширине лопатки,characterized in that the first cooling holes (25; 25a, b) for convection cooling are made on the working surface (17) of the blades (10), and the second cooling holes (27) for film cooling are made on the rarefaction surface (18) of the blades (10) in the region of the peripheral part (11) of the blade and are functionally connected with the cooling channels (19 a, b, c; 20), while they are distributed over the width of the blade, при этом охлаждающая среда выводится наружу в области законцовки (33) и/или через законцовку (33) лопатки (10).wherein the cooling medium is discharged outward in the area of the tip (33) and / or through the tip (33) of the blade (10). 2. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что первое и второе охлаждающие отверстия (25; 25а, b; 27) содержат, по меньшей мере, секции в форме цилиндрических каналов с заданным первым диаметром (d).2. The blade according to claim 1, characterized in that the first and second cooling holes (25; 25a, b; 27) contain at least sections in the form of cylindrical channels with a given first diameter (d). 3. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что первые охлаждающие отверстия (25) выполнены в форме длинных цилиндрических каналов, которые проходят наклонно вверх и включают в себя первый угол (α1) между 25° и 35°, предпочтительно, приблизительно 30°, по отношению к внешней поверхности (17) лопатки (10).3. The blade according to claim 2, characterized in that the first cooling holes (25) are made in the form of long cylindrical channels that extend obliquely upwards and include a first angle (α 1 ) between 25 ° and 35 °, preferably about 30 °, with respect to the outer surface (17) of the blade (10). 4. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что первые охлаждающие отверстия (25а, b) открыты в окружающее лопатку (10) пространство с помощью веерообразной секции (29, 30) канала.4. The blade according to claim 2, characterized in that the first cooling holes (25a, b) are open into the space surrounding the blade (10) using a fan-shaped section (29, 30) of the channel. 5. Лопатка по п.4, отличающаяся тем, что те из первых охлаждающих отверстий (25а), которые располагаются снаружи задней кромки (16) лопатки (10), открыты в окружающее лопатку (10) пространство с помощью веерообразной секции (29) канала, которая имеет трехмерную (3D) симметрию, при этом вышеуказанная веерообразная секция (29) канала с трехмерной (3D) симметрией имеет первый угол (2φ2) отверстия, имеющий диапазон от 10° до 50°, и предпочтительно, составляющий около 24°, и второй угол (φ2) отверстия, перпендикулярный вышеуказанному первому углу (2φ1) отверстия, при этом вышеуказанный второй угол (φ2) отверстия имеет диапазон от 5° до 25°, и предпочтительно, составляет около 12°.5. The blade according to claim 4, characterized in that those of the first cooling holes (25a), which are located outside the trailing edge (16) of the blade (10), are open into the space surrounding the blade (10) using a fan-shaped section (29) of the channel which has three-dimensional (3D) symmetry, while the above fan-shaped section (29) of the channel with three-dimensional (3D) symmetry has a first opening angle (2φ 2 ) having a range from 10 ° to 50 °, and preferably about 24 °, and the second angle (φ 2) of the opening perpendicular to the above first angle (2φ 1) holes, etc. This said second angle (φ 2) of the opening has a range from 5 ° to 25 °, and preferably is about 12 °. 6. Лопатка по п.5, отличающаяся тем, что те из первых охлаждающих отверстий (25а), которые располагаются снаружи задней кромки (16) лопатки (10), включают в себя второй угол (α2) между 15° и 45°, предпочтительно, приблизительно 30°, по отношению к внешней поверхности (17) лопатки (10).6. The blade according to claim 5, characterized in that those of the first cooling holes (25a), which are located outside the trailing edge (16) of the blade (10), include a second angle (α 2 ) between 15 ° and 45 °, preferably about 30 ° with respect to the outer surface (17) of the blade (10). 7. Лопатка по п.4, отличающаяся тем, что те из первых охлаждающих отверстий (25b), которые располагаются на задней кромке (16) лопатки (10), открыты в окружающее лопатку (10) пространство с помощью веерообразной секции (30) канала, которая имеет двухмерную (2D) симметрию, при этом вышеуказанная веерообразная секция (30) канала с двухмерной (2D) симметрией имеет третий угол (2φ3) отверстия, имеющий диапазон от 10° до 40°, и предпочтительно, составляющий около 20°.7. The blade according to claim 4, characterized in that those of the first cooling holes (25b), which are located on the trailing edge (16) of the blade (10), are open into the space surrounding the blade (10) using a fan-shaped section (30) of the channel which has two-dimensional (2D) symmetry, wherein the above fan-shaped section (30) of the channel with two-dimensional (2D) symmetry has a third opening angle (2φ 3 ) having a range of 10 ° to 40 °, and preferably about 20 °. 8. Лопатка по п.7, отличающаяся тем, что те из первых охлаждающих отверстий (25b), которые располагаются на задней кромке (16) лопатки (10), включают в себя третий угол (α3) между 5° и 45°, предпочтительно, приблизительно 30°, по отношению к внешней поверхности (17) лопатки (10).8. The blade according to claim 7, characterized in that those of the first cooling holes (25b), which are located on the trailing edge (16) of the blade (10), include a third angle (α 3 ) between 5 ° and 45 °, preferably about 30 ° with respect to the outer surface (17) of the blade (10). 9. Лопатка по п.7 или 8, отличающаяся тем, что те из первых охлаждающих отверстий (25b), которые располагаются на задней кромке (16) лопатки (10), имеют канал заданной первой длины (L), который подразделяется на две части: вышеуказанную веерообразную секцию (30) канала с двухмерной (2D) симметрией и цилиндрическую секцию заданной второй длины (L1), при этом соотношение (L1/L) вышеуказанной второй длины (L1) и вышеуказанной первой длины (L) находится в диапазоне от 0,2 до 0,7, и предпочтительно, составляет около 0,5.9. The blade according to claim 7 or 8, characterized in that those of the first cooling holes (25b), which are located on the trailing edge (16) of the blade (10), have a channel of a predetermined first length (L), which is divided into two parts : the above fan-shaped section (30) of the channel with two-dimensional (2D) symmetry and the cylindrical section of a given second length (L 1 ), while the ratio (L 1 / L) of the above second length (L 1 ) and the above first length (L) is in the range from 0.2 to 0.7, and preferably is about 0.5. 10. Лопатка по п.1 или 3, отличающаяся тем, что первые охлаждающие отверстия (25; 25а, b) располагаются вдоль рабочей поверхности (17) в виде ряда с заданной первой периодичностью (P1) и тем, что соотношение (P1/d) между вышеуказанной первой периодичностью (P1) и вышеуказанным первым диаметром (d) находится в диапазоне от 3 до 8, и предпочтительно, составляет около 6.10. The blade according to claim 1 or 3, characterized in that the first cooling holes (25; 25a, b) are located along the working surface (17) in the form of a row with a given first periodicity (P 1 ) and the ratio (P 1 / d) between the above first periodicity (P 1 ) and the above first diameter (d) is in the range from 3 to 8, and preferably is about 6. 11. Лопатка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что вторые охлаждающие отверстия (27) проходят через законцовку (33) лопатки (10) в радиальном направлении.11. The blade according to claim 1 or 2, characterized in that the second cooling holes (27) pass through the tip (33) of the blade (10) in the radial direction. 12. Лопатка по п.11, отличающаяся тем, что вторые охлаждающие отверстия (27) имеют форму длинных цилиндрических каналов, которые проходят наклонно вверх и включают в себя угол (γ) от 0 до 45°, предпочтительно, приблизительно 30°, по отношению к продольной оси лопатки (10).12. The blade according to claim 11, characterized in that the second cooling holes (27) are in the form of long cylindrical channels that extend obliquely upwards and include an angle (γ) from 0 to 45 °, preferably approximately 30 °, with respect to to the longitudinal axis of the scapula (10). 13. Лопатка по п.11, отличающаяся тем, что вторые охлаждающие отверстия (27) располагаются вдоль поверхности (18) разрежения в виде ряда с заданной второй периодичностью (Р2), и тем, что соотношение (Р2/d) между вышеуказанной второй периодичностью (Р2) и вышеуказанным первым диаметром (d) находится в диапазоне от 3 до 8, предпочтительно, составляет около 6.13. The blade according to claim 11, characterized in that the second cooling holes (27) are located along the rarefaction surface (18) in the form of a row with a given second periodicity (P 2 ), and in that the ratio (P 2 / d) between the above the second periodicity (P 2 ) and the aforementioned first diameter (d) is in the range from 3 to 8, preferably about 6. 14. Лопатка по п.3, отличающаяся тем, что первые охлаждающие отверстия (25) выходят в окружающее лопатку (10) пространство на заданной высоте (Н) ниже верхнего конца периферической части (11) лопатки, и тем, что соотношение (H/d) между вышеуказанной высотой (Н) и вышеуказанным первым диаметром (d) находится в диапазоне между 5 и 10, предпочтительно, составляет около 6,5.14. The blade according to claim 3, characterized in that the first cooling holes (25) extend into the surrounding blade (10) at a predetermined height (H) below the upper end of the peripheral part (11) of the blade, and in that the ratio (H / d) between the above height (H) and the above first diameter (d) is in the range between 5 and 10, preferably is about 6.5. 15. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что имеются пылевые отверстия (26), расположенные вдоль законцовки (33) между вышеуказанными передней кромкой (15) и задней кромкой (16), и тем, что вышеуказанные пылевые отверстия (26) имеют второй диаметр (d1), так что соотношение (d1/d) между вышеуказанным вторым диаметром (d1) и вышеуказанным первым диаметром (d) находится между 1, 2 и 4, 5.15. The blade according to claim 2, characterized in that there are dust openings (26) located along the tip (33) between the aforementioned leading edge (15) and the trailing edge (16), and that the above dust openings (26) have a second diameter (d 1 ), so that the ratio (d 1 / d) between the above second diameter (d 1 ) and the above first diameter (d) is between 1, 2 and 4, 5. 16. Лопатка по п.11, отличающаяся тем, что законцовка (33) лопатки (10) ограничена на ее краю на верхней поверхности с помощью периферического обода (32) лопатки, и тем, что вторые охлаждающие отверстия (27) открыты в наружную область внутри обода (32) лопатки.16. The blade according to claim 11, characterized in that the tip (33) of the blade (10) is limited on its edge on the upper surface by means of the peripheral rim (32) of the blade, and that the second cooling holes (27) are open to the outer region inside the rim (32) of the scapula. 17. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что лопатка имеет обод (32) лопатки в периферической части (11) лопатки, который ограничен с помощью периферического барьера, имеющего заданную толщину (t), в соответствии с чем ширина (W) между противолежащими барьерами изменяется с расстоянием (к) вдоль линии хорды, так что соотношение t/W находится между 0,05 и 0,15 для к/кo между 0 и 0,3, и t/W находится между 0,15 и 0,3 для к/кo большего, чем 0,3 и до 1,0, при этом Ко является общей длиной линии хорды.17. The blade according to claim 1, characterized in that the blade has a rim (32) of the blade in the peripheral part (11) of the blade, which is limited by a peripheral barrier having a predetermined thickness (t), whereby the width (W) between opposite barriers varies with distance (k) along the line of the chord, so that the ratio t / W is between 0.05 and 0.15 for k / k o between 0 and 0.3, and t / W is between 0.15 and 0 , 3 for short- cut o greater than 0.3 and up to 1.0, while K about is the total length of the line of the chord. 18. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что вышеуказанная лопатка имеет соотношение D/W, которое находится между 0,1 и 0,3 для к/ к0 между 0 и 0,3; и тем, что соотношение D/W находится между 0,3 и 0,8 для к/ к0 больше, чем 0,3 и до 1,0. 18. The blade according to claim 1, characterized in that the aforementioned blade has a D / W ratio that is between 0.1 and 0.3 for k / k 0 between 0 and 0.3; and the fact that the D / W ratio is between 0.3 and 0.8 for c / c 0 greater than 0.3 and up to 1.0.
RU2011141997/06A 2009-03-18 2010-03-15 Blade of gas turbine with cooled tip of peripheral part of blade RU2531712C2 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09155437A EP2230383A1 (en) 2009-03-18 2009-03-18 Blade for a gas turbine with cooled tip cap
EP09155437.8 2009-03-18
PCT/EP2010/053286 WO2010108809A1 (en) 2009-03-18 2010-03-15 Blade for a gas turbine with cooled tip cap

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011141997A true RU2011141997A (en) 2013-04-27
RU2531712C2 RU2531712C2 (en) 2014-10-27

Family

ID=41343214

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011141997/06A RU2531712C2 (en) 2009-03-18 2010-03-15 Blade of gas turbine with cooled tip of peripheral part of blade

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20120070308A1 (en)
EP (1) EP2230383A1 (en)
RU (1) RU2531712C2 (en)
WO (1) WO2010108809A1 (en)

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10286407B2 (en) 2007-11-29 2019-05-14 General Electric Company Inertial separator
WO2011113805A1 (en) * 2010-03-19 2011-09-22 Alstom Technology Ltd Gas turbine airfoil with shaped trailing edge coolant ejection holes
US10408066B2 (en) * 2012-08-15 2019-09-10 United Technologies Corporation Suction side turbine blade tip cooling
US11033845B2 (en) 2014-05-29 2021-06-15 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
WO2016025056A2 (en) 2014-05-29 2016-02-18 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
US10975731B2 (en) 2014-05-29 2021-04-13 General Electric Company Turbine engine, components, and methods of cooling same
US9915176B2 (en) 2014-05-29 2018-03-13 General Electric Company Shroud assembly for turbine engine
US20160102561A1 (en) * 2014-10-14 2016-04-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine blade tip cooling
US10036319B2 (en) 2014-10-31 2018-07-31 General Electric Company Separator assembly for a gas turbine engine
US10167725B2 (en) 2014-10-31 2019-01-01 General Electric Company Engine component for a turbine engine
US10247011B2 (en) * 2014-12-15 2019-04-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with increased cooling capacity
US9988910B2 (en) * 2015-01-30 2018-06-05 United Technologies Corporation Staggered core printout
US10428664B2 (en) 2015-10-15 2019-10-01 General Electric Company Nozzle for a gas turbine engine
US10174620B2 (en) 2015-10-15 2019-01-08 General Electric Company Turbine blade
US9988936B2 (en) 2015-10-15 2018-06-05 General Electric Company Shroud assembly for a gas turbine engine
US10196904B2 (en) * 2016-01-24 2019-02-05 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine endwall and tip cooling for dual wall airfoils
EP3225782B1 (en) * 2016-03-29 2019-01-23 Ansaldo Energia Switzerland AG Airfoil and corresponding blading member
US10704425B2 (en) 2016-07-14 2020-07-07 General Electric Company Assembly for a gas turbine engine
FR3062675B1 (en) * 2017-02-07 2021-01-15 Safran Helicopter Engines HELICOPTER TURBINE HIGH PRESSURE VENTILATED VANE INCLUDING UPSTREAM DUCT AND CENTRAL COOLING CAVITY
US10400610B2 (en) * 2017-02-14 2019-09-03 General Electric Company Turbine blade having a tip shroud notch
EP3669054B1 (en) * 2017-08-14 2022-02-09 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine blade and corresponding method of servicing
US10539026B2 (en) 2017-09-21 2020-01-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with cooling holes having variable roughness
US10641106B2 (en) 2017-11-13 2020-05-05 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with improved airfoil dust removal
US11542820B2 (en) * 2017-12-06 2023-01-03 General Electric Company Turbomachinery blade and method of fabricating
CN112682108B (en) * 2020-12-20 2023-07-25 中国航发四川燃气涡轮研究院 Turbine blade end wall structure with D-shaped micro-group air film cooling holes, method thereof and gas turbine
CN112682106B (en) * 2020-12-20 2022-11-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 Turbine blade end wall structure with special-shaped micro-group air film cooling holes, method and gas turbine
CN112682105B (en) * 2020-12-20 2022-11-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 Turbine blade structure with special-shaped micro-group air film cooling holes, preparation method of turbine blade structure and gas turbine
US11952912B2 (en) * 2022-08-24 2024-04-09 General Electric Company Turbine engine airfoil

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4893987A (en) * 1987-12-08 1990-01-16 General Electric Company Diffusion-cooled blade tip cap
JP3137527B2 (en) * 1994-04-21 2001-02-26 三菱重工業株式会社 Gas turbine blade tip cooling system
US5626462A (en) * 1995-01-03 1997-05-06 General Electric Company Double-wall airfoil
RU2106499C1 (en) * 1995-01-11 1998-03-10 Акционерное общество "Авиадвигатель" Gas-turbine cooled blade
DE59808269D1 (en) * 1998-03-23 2003-06-12 Alstom Switzerland Ltd Film cooling hole
US6224336B1 (en) * 1999-06-09 2001-05-01 General Electric Company Triple tip-rib airfoil
DE19944923B4 (en) 1999-09-20 2007-07-19 Alstom Turbine blade for the rotor of a gas turbine
US6602052B2 (en) * 2001-06-20 2003-08-05 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil tip squealer cooling construction
US6918742B2 (en) * 2002-09-05 2005-07-19 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine with airfoil having multi-section diffusion cooling holes and methods of making same
US6916150B2 (en) * 2003-11-26 2005-07-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a tip of a turbine blade
DE102004002327A1 (en) 2004-01-16 2005-08-04 Alstom Technology Ltd Cooled shovel for a gas turbine
US7097419B2 (en) * 2004-07-26 2006-08-29 General Electric Company Common tip chamber blade
US7704047B2 (en) * 2006-11-21 2010-04-27 Siemens Energy, Inc. Cooling of turbine blade suction tip rail

Also Published As

Publication number Publication date
RU2531712C2 (en) 2014-10-27
US20120070308A1 (en) 2012-03-22
WO2010108809A1 (en) 2010-09-30
EP2230383A1 (en) 2010-09-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2011141997A (en) GAS TURBINE SHOVEL WITH A COOLED END OF THE PERIPHERAL SHOVEL PART
CA2548339C (en) Turbine airfoil with integrated impingement and serpentine cooling circuit
RU2573087C2 (en) Blade, particularly, turbomachine blade
JP6105942B2 (en) Air foil
US9470096B2 (en) Turbine bucket with notched squealer tip
US20110014056A1 (en) Blade with non-axisymmetric platform
RU2013117259A (en) ELEMENT AND METHOD FOR FORMING COOLING CHANNELS IN THE NEARBY NEAR THE REAR EDGE OF THE ELEMENT
RU2015122653A (en) TURBINE SHOVEL WITH BUILT-IN COOLING COOLING CIRCUIT AND AXIAL FINAL COOLING CIRCUIT
RU2011135948A (en) COOLED GAS TURBINE SHOVEL AND METHOD FOR ITS OPERATION
RU2016116937A (en) Drain nozzle for cyclone separator
RU2016146011A (en) GAS TURBINE ENGINE TURBIN SHOVEL CONTAINING A CIRCUIT WITH IMPROVED COOLING UNIFORMITY
RU2005103308A (en) TURBINE SHOVEL
RU2012151223A (en) COOLED TURBINE SHOVEL (OPTIONS) AND METHOD FOR COOLING A TURBINE SHOVEL
RU2014132847A (en) TURBINE UNIT, RELATED COOLING COOLING PIPE AND GAS TURBINE ENGINE
RU2010139774A (en) SHOULDER WITH NON-AXISYMMETRIC SHELF: DIGGING AND OUTLET ON A CONVEX SURFACE
JP2013144980A (en) Airfoil
RU2013119743A (en) TURBINE SYSTEM AND GAS-TURBINE ENGINE
WO2011150171A3 (en) Rotor blade for vertical axis wind turbine
RU2013123029A (en) ELEMENT WITH MICROCHANNEL COOLING OF THE PLATFORM AND HALTELS (OPTIONS) AND METHOD FOR PRODUCING THIS ELEMENT
JP2014181715A5 (en)
JP2009275605A (en) Gas turbine blade and gas turbine equipped with the same
EP3123000B1 (en) Blade for a gas turbine and method of cooling the blade
JP2015127541A5 (en)
US20140377058A1 (en) Turbine guide vane with a throttle element
JP2021050688A5 (en)

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20170426