RU2813932C2 - Device for cooling component of gas turbine/turbomachine by means of injection cooling - Google Patents
Device for cooling component of gas turbine/turbomachine by means of injection cooling Download PDFInfo
- Publication number
- RU2813932C2 RU2813932C2 RU2020134729A RU2020134729A RU2813932C2 RU 2813932 C2 RU2813932 C2 RU 2813932C2 RU 2020134729 A RU2020134729 A RU 2020134729A RU 2020134729 A RU2020134729 A RU 2020134729A RU 2813932 C2 RU2813932 C2 RU 2813932C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cooling
- target surface
- ribs
- injection
- component
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 105
- 238000002347 injection Methods 0.000 title claims abstract description 47
- 239000007924 injection Substances 0.000 title claims abstract description 47
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 claims abstract description 4
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 19
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 230000000704 physical effect Effects 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к устройству для охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины, содержащего поверхность, подвергающуюся воздействию горячего газа, и интегрированный канал охлаждения, внутри которого расположен элемент инжекционного охлаждения с по меньшей мере одним отверстием для инжекционного охлаждения.The invention relates to a device for cooling a gas turbine/turbomachinery component comprising a surface exposed to hot gas and an integrated cooling channel within which is located an injection cooling element with at least one injection cooling hole.
Множество компонентов, таких как, например, лопатки, газовой турбины, подвергаются воздействию высоких температур газов сгорания из камеры сгорания. Кроме того, эффективность газовых турбин можно дополнительно повысить путем повышения температур сгорания, достигаемых в камере сгорания. Однако такое повышение температуры имеет ограничения из-за теплоемкости компонентов, подвергающихся воздействию горячих газов. Это относится, в частности, к лопаткам направляющих аппаратов и рабочим лопаткам ступени турбины, расположенной ниже по потоку от камеры сгорания, которые, к тому же, подвергаются большим механическим нагрузкам.Many components, such as the blades of a gas turbine, are exposed to high temperatures of combustion gases from the combustion chamber. In addition, the efficiency of gas turbines can be further improved by increasing the combustion temperatures achieved in the combustion chamber. However, this temperature increase is limited due to the heat capacity of components exposed to hot gases. This applies in particular to the guide vanes and rotor blades of the turbine stage located downstream of the combustion chamber, which are also subject to high mechanical loads.
По этой причине требуются особые способы охлаждения, чтобы избежать отказов компонентов и не превышать температурные пределы, допустимые для данных типов материалов. Соответствующие компоненты и, в частности, их области, подверженные наиболее высоким тепловым нагрузкам, охлаждаются охлаждающим воздухом, отбираемым от компрессора известным способом. В известном уровне техники перья этих лопаток снабжены охлаждающими устройствами, в которые подается охлаждающий воздух. Охлаждение лопатки осуществляется путем забора части сжатого воздуха из компрессора и пропускания этого воздуха в часть турбины. После введения в часть турбины охлаждающий воздух протекает сквозь каналы, выполненные в перьях лопаток турбины.For this reason, special cooling techniques are required to avoid component failures and not exceed the temperature limits allowed for these types of materials. The corresponding components and, in particular, their areas subject to the highest thermal loads, are cooled by cooling air taken from the compressor in a known manner. In the prior art, the feathers of these blades are equipped with cooling devices into which cooling air is supplied. Cooling of the blade is accomplished by taking some of the compressed air from the compressor and passing this air into a portion of the turbine. After being introduced into the turbine part, the cooling air flows through channels made in the blades of the turbine.
В патентном документе DE102008003412A1 раскрыт более эффективный способ охлаждения законцовок лопаток турбины посредством локализованного, направленного инжекционного охлаждения с целью понижения температуры металла в областях законцовок лопаток, подверженных наиболее высоким нагрузкам.Patent document DE102008003412A1 discloses a more efficient method of cooling turbine blade tips through localized, directional injection cooling to lower the metal temperature in the areas of the blade tips subject to the highest loads.
Кроме того, в патентном документе EP1001135A2 раскрыт способ инжекционного охлаждения турбинных лопаток посредством разделительных стенок, проходящих в продольном направлении внутри полой турбинной лопатки, ограниченной двумя боковыми стенками, которые в каждом случае образуют с частью боковой стенки продолговатый подвод охлаждающего воздуха и распределительную камеру для охлаждающего воздуха, а также множество сообщающихся с ними камер для охлаждающего воздуха. Посредством таких инжекционных каналов для воздуха охлаждающий воздух, поступающий в камеры для охлаждающего воздуха, достигает примыкающих камер для инжекционного охлаждения воздухом для охлаждения изнутри внутренних поверхностей областей внешних стенок турбинных лопаток, подвергнутых высокой термической нагрузке, чтобы газовая турбина могла эффективно работать на предпочтительно высоких температурах сгорания без повреждения материала лопаток. В разделительной стенке инжекционные каналы для воздуха имеют прямолинейную форму, но расположены с углом наклона, обеспечивающим предпочтительный угол воздействия воздуха для инжекционного охлаждения на внутренние поверхности внешних стенок. Воздух, выходящий из камер для инжекционного охлаждения воздухом через воздушные каналы в боковых стенках лопатки турбины дополнительно создает изолирующий слой между материалом турбинной лопатки и горячим газом, что обеспечивает дополнительное снижение термического напряжения в турбинной лопатке.In addition, patent document EP1001135A2 discloses a method for injection cooling of turbine blades by means of dividing walls extending in the longitudinal direction inside a hollow turbine blade delimited by two side walls, which in each case form with part of the side wall an elongated cooling air inlet and a distribution chamber for the cooling air , as well as many chambers communicating with them for cooling air. By means of such air injection ducts, the cooling air entering the cooling air chambers reaches adjacent air injection cooling chambers to cool from within the internal surfaces of the high thermally stressed areas of the outer walls of the turbine blades so that the gas turbine can operate efficiently at preferably high combustion temperatures. without damaging the material of the blades. In the dividing wall, the air injection channels are rectilinear in shape, but are located at an angle of inclination that provides the preferred angle of exposure of the injection cooling air to the inner surfaces of the outer walls. Air exiting the air injection cooling chambers through air passages in the sidewalls of the turbine blade further creates an insulating layer between the turbine blade material and the hot gas, which further reduces thermal stress in the turbine blade.
Задача изобретения заключается в создании устройства для охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины, обеспечивающего дополнительное повышение эффективности охлаждения.The object of the invention is to provide a device for cooling a gas turbine/turbo machine component, providing a further increase in cooling efficiency.
Задача изобретения решается посредством совокупности признаков согласно пункту 1 формулы изобретения.The problem of the invention is solved by means of a set of features according to paragraph 1 of the claims.
Согласно изобретению предлагается устройство для охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины, содержащего внешнюю поверхность, подвергающуюся воздействию горячего газа, и интегрированный канал охлаждения. В канале охлаждения расположен элемент инжекционного охлаждения с по меньшей мере одним отверстием инжекционного охлаждения. Этот элемент инжекционного охлаждения расположен на расстоянии от подлежащей охлаждению целевой поверхности компонента, и для охлаждения компонента охлаждающая текучая среда в виде струи инжекционного охлаждения способна проходить через отверстие инжекционного охлаждения на целевую поверхность. Кроме того, на целевой поверхности выполнена поверхностная структура, подвергаемая воздействию струи инжекционного охлаждения.According to the invention, there is provided a device for cooling a gas turbine/turbomachinery component comprising an outer surface exposed to hot gas and an integrated cooling channel. An injection cooling element with at least one injection cooling hole is located in the cooling channel. This injection cooling element is located at a distance from the target surface of the component to be cooled, and in order to cool the component, a cooling fluid in the form of an injection cooling jet is capable of passing through the injection cooling hole onto the target surface. In addition, a surface structure is formed on the target surface that is exposed to the injection cooling jet.
Преимущество такой конструкции заключается в том, что микроструктура целевой поверхности, образованная посредством соответствующим образом сформированной поверхностной структуры, улучшает теплопередачу. Таким образом, может быть уменьшено потребление хладагента при сохранении охлаждающего эффекта, или улучшена производительность охлаждения при сохранении того же самого расхода хладагента. Таким образом, изобретение обеспечивает экономию охлаждающего воздуха и, соответственно, повышение эффективности охлаждения.The advantage of this design is that the microstructure of the target surface formed by a suitably formed surface structure improves heat transfer. In this way, refrigerant consumption can be reduced while maintaining the cooling effect, or cooling performance can be improved while maintaining the same refrigerant consumption. Thus, the invention provides savings in cooling air and, accordingly, increased cooling efficiency.
В преимущественном варианте осуществления изобретения поверхностная структура образована ребрами, расходящимися лучами в виде звезды и выступающими от целевой поверхности. Микроструктура целевой поверхности согласно изобретению содержит ребра, расположенные радиально по отношению к струе инжекционного охлаждения. Посредством этих соответствующим образом сформированных ребер используются многочисленные физические эффекты, обеспечивающие повышение теплопередачи. Во-первых, таким образом увеличивается площадь целевой поверхности и повышается плотность теплового потока за счет локального ускорения потока из-за соответствующего расположения ребер. Кроме того, экранируются снижающие теплопередачу поперечные потоки охлаждающего воздушного потока, и предотвращается разделение потоков.In an advantageous embodiment of the invention, the surface structure is formed by ribs radiating in a star shape and protruding from the target surface. The microstructure of the target surface according to the invention contains ribs located radially with respect to the injection cooling jet. These suitably shaped fins utilize numerous physical effects to enhance heat transfer. First, this increases the target surface area and increases the heat flux density due to the local acceleration of the flow due to the corresponding arrangement of the fins. In addition, cross-currents of the cooling air flow that reduce heat transfer are screened and flow separation is prevented.
В другом преимущественном варианте осуществления изобретения поверхностная структура образована посредством ребер, расходящихся лучами в виде звезды, выступающих от целевой поверхности и чередующихся в различной форме. В некоторых вариантах осуществления ребра, расположенные в несколько рядов на целевой поверхности, могут дополнительно улучшить характеристики потока и, следовательно, эффективность охлаждения, поскольку поверхностная структура может быть оптимально адаптирована к геометрии охлаждаемого компонента.In another advantageous embodiment of the invention, the surface structure is formed by radiating ribs in a star pattern protruding from the target surface and alternating in various shapes. In some embodiments, fins arranged in multiple rows on the target surface can further improve flow characteristics and therefore cooling efficiency since the surface structure can be optimally tailored to the geometry of the component being cooled.
Предпочтительно, устройство для охлаждения компонента выполнено таким образом, что ребра поверхностной структуры проходят на расстоянии от центральной точки, расположенной напротив отверстия инжекционного охлаждения, радиально наружу. Это повышает охлаждающую эффективность струи инжекционного охлаждения, поскольку эта струя после удара о целевую поверхность проходит по поверхностной структуре, т.е. вдоль ребер.Preferably, the device for cooling the component is configured such that the ribs of the surface structure extend radially outward from a center point opposite the injection cooling hole. This increases the cooling efficiency of the injection cooling jet, since the jet, after hitting the target surface, travels along the surface structure, i.e. along the ribs.
В примере варианта осуществления изобретения ребра имеют каплевидную форму, сужающуюся в направлении наружу. Благодаря специально подобранной геометрии оптимизируются характеристики потока и эффективность охлаждения охлаждающего воздушного потока.In an example embodiment of the invention, the ribs are teardrop-shaped, tapering in an outward direction. Thanks to the specially selected geometry, the flow characteristics and cooling efficiency of the cooling air stream are optimized.
В еще одном предпочтительном варианте реализации ребра имеют прямолинейную, стержневидную форму. В частности, для поверхностной структуры с расположением ребер в несколько рядов предпочтительным является использование различных форм чередующихся ребер с целью оптимизации эффективности охлаждения охлаждающего воздушного потока.In yet another preferred embodiment, the ribs have a straight, rod-like shape. In particular, for a surface structure with multiple rows of fins, it is preferable to use various alternating fin shapes to optimize the cooling efficiency of the cooling air flow.
В устройстве для охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины согласно варианту осуществления изобретения ребра имеют различную длину и/или высоту, с которыми они проходят по целевой поверхности. Это, в свою очередь, положительно влияет на поток охлаждающего воздуха, что дополнительно повышает эффективность охлаждения.In a device for cooling a gas turbine/turbomachinery component according to an embodiment of the invention, the fins have different lengths and/or heights with which they extend across the target surface. This in turn has a positive effect on the flow of cooling air, which further improves cooling efficiency.
Кроме того, предпочтительно, чтобы ребра, расходящиеся лучами в виде звезды, были образованы на целевой поверхности в ряд напротив соответствующего ряда отверстий инжекционного охлаждения. Посредством этого специальная поверхностная структура с соответствующими ребрами расположена на целевой поверхности в каждой области, в которой охлаждающий воздушный поток, выходящий из отверстия инжекционного охлаждения, ударяется в целевую поверхность. Благодаря этому повышается эффективность охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины в каждой из этих областей.Moreover, it is preferable that star-shaped fins are formed on the target surface in a row opposite the corresponding row of injection cooling holes. Through this, a special surface structure with corresponding fins is located on the target surface in each region in which the cooling air flow exiting from the injection cooling hole hits the target surface. This improves the cooling efficiency of the gas turbine/turbo machine component in each of these areas.
В устройстве согласно альтернативному варианту осуществления расстояние от расположенного радиально внутри начала каждого ребра до центральной точки составляет приблизительно 75% – 150% длины ребра. Для достижения оптимальной эффективности охлаждения предпочтительно, чтобы охлаждающий воздушный поток сначала ударялся в поверхность охлаждения, а затем расходился в стороны мимо соответствующих ребер.In an alternative embodiment, the distance from the radially inward origin of each rib to the center point is approximately 75% to 150% of the rib length. To achieve optimal cooling efficiency, it is preferable that the cooling air flow first strikes the cooling surface and then spreads outward past the corresponding fins.
В предпочтительном варианте осуществления изобретения боковые стенки ребер проходят перпендикулярно по меньше мере в области соединения с целевой поверхностью и, предпочтительно, имеют наклон или скругление только в области перехода к верхней стороне. В еще одном предпочтительном варианте осуществления изобретения верхняя сторона ребер выполнена плоской и параллельной целевой поверхности. Благодаря этому обеспечивается достижение максимальной площади поверхности ребер, а поверхностная структура целевой поверхности имеет оптимальную или максимальную площадь для охлаждения.In a preferred embodiment of the invention, the side walls of the ribs extend perpendicularly at least in the region of connection with the target surface and are preferably sloped or rounded only in the region of transition to the upper side. In yet another preferred embodiment of the invention, the top side of the ribs is made flat and parallel to the target surface. This ensures that the maximum surface area of the fins is achieved and the surface structure of the target surface has an optimal or maximum area for cooling.
Объектом изобретения является также газовая турбина/турбомашина, содержащая описанное выше устройство для охлаждения компонента газовой турбины/турбомашины согласно изобретению.The invention also relates to a gas turbine/turbomachinery comprising a device for cooling a component of the gas turbine/turbomachinery according to the invention as described above.
Другие преимущественные варианты осуществления изобретения определены в зависимых пунктах формулы или более подробно описаны далее вместе с описанием предпочтительного варианта осуществления изобретения со ссылками на чертежи.Other advantageous embodiments of the invention are defined in the dependent claims or are described in more detail below together with the description of a preferred embodiment of the invention with reference to the drawings.
На фиг. 1 показан компонент газовой турбины с поверхностной структурой на целевой поверхности инжекционного охлаждения, вид в разрезе;In fig. 1 shows a sectional view of a gas turbine component with a surface structure on an injection cooling target surface;
на фиг. 2 – целевая поверхность с ребрами, расположенными в один ряд, вид в перспективе;in fig. 2 – target surface with edges arranged in one row, perspective view;
на фиг. 3 – целевая поверхность с ребрами, расположенными в несколько рядов, вид в перспективе.in fig. 3 – target surface with ribs arranged in several rows, perspective view.
На фиг. 1 приведен на виде в разрезе компонент 1 газовой турбины 1 с устройством для инжекционного охлаждения, содержащим поверхностную структуру 8 на целевой поверхности 6 устройства инжекционного охлаждения.In fig. 1 is a sectional view of a component 1 of a gas turbine 1 with an injection cooling device comprising a surface structure 8 on a target surface 6 of the injection cooling device.
Компонент 1 газовой турбины содержит внешнюю поверхность 2, подвергающуюся воздействию горячего газа во время работы, и интегрированный канал 3 для охлаждения. Внутри канала 3 охлаждения расположен элемент 4 инжекционного охлаждения, разделяющий канал 3 охлаждения на часть 11 подачи для подачи хладагента и часть 12 охлаждения, в которой расположена подлежащая охлаждению целевая поверхность 6. Элемент 4 инжекционного охлаждения расположен на расстоянии от подлежащей охлаждению целевой поверхности 6 в части 12 охлаждения компонента 1. Кроме того, элемент 4 инжекционного охлаждения в показанной области содержит четыре отверстия 5 инжекционного охлаждения, по которым охлаждающая текучая среда в виде струи инжекционного охлаждения для охлаждения компонента 1 может проводиться в центральную точку Z целевой поверхности 6, расположенную напротив отверстия 5 инжекционного охлаждения.The gas turbine component 1 includes an outer surface 2 exposed to hot gas during operation and an integrated cooling channel 3. Inside the cooling channel 3, an injection cooling element 4 is located, dividing the cooling channel 3 into a supply part 11 for supplying refrigerant and a cooling part 12, in which the target surface 6 to be cooled is located. The injection cooling element 4 is located at a distance from the target surface 6 to be cooled in the part 12 cooling the component 1. In addition, the injection cooling element 4 in the shown area contains four injection cooling holes 5 through which a cooling fluid in the form of an injection cooling jet for cooling the component 1 can be conducted to the central point Z of the target surface 6 located opposite the hole 5 injection cooling.
Целевая поверхность 6 с ребрами 9, расположенными в несколько рядов, приведена на фиг. 2, на виде в перспективе. Поверхностная структура 8 соответствует показанной на фиг. 1 и более подробно описана далее.The target surface 6 with ribs 9 arranged in several rows is shown in FIG. 2, in perspective view. The surface structure 8 corresponds to that shown in FIG. 1 and is described in more detail below.
Поверхностная структура 8, в которую ударяет струя инжекционного охлаждения, выполнена на целевой поверхности 6. Эта поверхностная структура 8 образована посредством ребер 9, расходящихся лучами в виде звезды, выступающих от целевой поверхности 6 и чередующихся в различной форме. Расположенные на расстоянии от центральной точки Z, находящейся напротив отверстия 5 инжекционного охлаждения, ребра 9 проходят радиально наружу. Радиально расположенные на целевой поверхности 6 ребра 9 выполнены и расположены в ряд напротив соответствующего ряда отверстий 5 инжекционного охлаждения. Боковые стенки ребер 9 проходят перпендикулярно в области соединения с целевой поверхностью 6 и имеют наклон и скругление только в области перехода к верхней стороне 10. Кроме того, соответствующие чередующиеся ребра 9 имеют различную длину и высоту, с которыми они проходят по целевой поверхности 6. Одна из двух конструкций с радиальным расположением содержит ребра 9 каплевидной формы, сужающиеся в направлении наружу, и расстояние от расположенного радиально внутри начала каждого ребра 9 до центральной точки Z равно приблизительно 75% длины этого ребра 9. В отличие от этого, ребра 9 другой конструкции с радиальным расположением имеют прямолинейную, стержневидную форму, и расстояние от расположенного радиально внутри начала каждого ребра 9 до центральной точки Z составляет приблизительно 150% длины этого ребра 9. Верхняя сторона 10 ребер 9 выполнена плоской и параллельной целевой поверхности 6.The surface structure 8, which is struck by the injection cooling jet, is formed on the target surface 6. This surface structure 8 is formed by fins 9 radiating in a star shape protruding from the target surface 6 and alternating in different shapes. Located at a distance from the central point Z opposite the injection cooling hole 5, the fins 9 extend radially outward. The ribs 9, radially located on the target surface 6, are made and arranged in a row opposite the corresponding row of injection cooling holes 5. The side walls of the ribs 9 extend perpendicularly in the area of connection with the target surface 6 and are inclined and rounded only in the area of transition to the top side 10. In addition, the corresponding alternating ribs 9 have different lengths and heights with which they extend along the target surface 6. One of the two radial designs has teardrop-shaped ribs 9 tapering outward, and the distance from the radially inward origin of each rib 9 to the center point Z is approximately 75% of the length of that rib 9. In contrast, the ribs 9 of the other design with radially located have a rectilinear, rod-shaped shape, and the distance from the radially located inside beginning of each rib 9 to the central point Z is approximately 150% of the length of this rib 9. The upper side 10 of the ribs 9 is made flat and parallel to the target surface 6.
На фиг. 2 показана целевая поверхность 6 с ребрами 9, расположенными в один ряд, вид в перспективе. Эта поверхностная структура 8 образована ребрами 9 каплевидной формы, расходящимися лучами в виде звезды, как описано выше, выступающими от целевой поверхности 6.In fig. Figure 2 shows the target surface 6 with ribs 9 arranged in one row, perspective view. This surface structure 8 is formed by teardrop-shaped ribs 9, radiating star-shaped rays as described above, protruding from the target surface 6.
Список ссылочных обозначенийList of reference designations
1 компонент газовой турбины;1 gas turbine component;
2 внешняя поверхность;2 outer surface;
3 канал охлаждения;3 cooling channel;
4 элемент инжекционного охлаждения;4 injection cooling element;
5 отверстие инжекционного охлаждения;5 injection cooling hole;
6 целевая поверхность;6 target surface;
8 поверхностная структура;8 surface structure;
9 ребра;9 ribs;
10 верхняя сторона;10 top side;
11 часть подачи;11 part of the feed;
12 часть охлаждения;12 part cooling;
Z центральная точка.Z is the center point.
Claims (11)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020134729A RU2813932C2 (en) | 2019-04-06 | 2020-10-22 | Device for cooling component of gas turbine/turbomachine by means of injection cooling |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE102019129835.0 | 2019-11-06 | ||
| RU2020134729A RU2813932C2 (en) | 2019-04-06 | 2020-10-22 | Device for cooling component of gas turbine/turbomachine by means of injection cooling |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2020134729A RU2020134729A (en) | 2022-04-22 |
| RU2813932C2 true RU2813932C2 (en) | 2024-02-19 |
Family
ID=
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013019348A (en) * | 2011-07-12 | 2013-01-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Blade body of rotating machine |
| EP2902589A1 (en) * | 2014-01-29 | 2015-08-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Impact cooled component for a gas turbine |
| RU2015122395A (en) * | 2014-06-11 | 2016-12-27 | Дженерал Электрик Текнолоджи Гмбх | WALL INJECTION COOLING DEVICE |
| EP3167159B1 (en) * | 2014-07-09 | 2018-11-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement jet strike channel system within internal cooling systems |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013019348A (en) * | 2011-07-12 | 2013-01-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Blade body of rotating machine |
| EP2902589A1 (en) * | 2014-01-29 | 2015-08-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Impact cooled component for a gas turbine |
| RU2015122395A (en) * | 2014-06-11 | 2016-12-27 | Дженерал Электрик Текнолоджи Гмбх | WALL INJECTION COOLING DEVICE |
| EP3167159B1 (en) * | 2014-07-09 | 2018-11-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement jet strike channel system within internal cooling systems |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8790083B1 (en) | Turbine airfoil with trailing edge cooling | |
| US7186085B2 (en) | Multiform film cooling holes | |
| US7008179B2 (en) | Turbine blade frequency tuned pin bank | |
| US7249934B2 (en) | Pattern cooled turbine airfoil | |
| US6471479B2 (en) | Turbine airfoil with single aft flowing three pass serpentine cooling circuit | |
| US7293961B2 (en) | Zigzag cooled turbine airfoil | |
| US7690892B1 (en) | Turbine airfoil with multiple impingement cooling circuit | |
| US6099252A (en) | Axial serpentine cooled airfoil | |
| CA2867847C (en) | Turbine airfoil trailing edge cooling slots | |
| CA2477402C (en) | Converging pin cooled airfoil | |
| US8210814B2 (en) | Crossflow turbine airfoil | |
| CN101482030B (en) | turbine blade shroud | |
| US8985949B2 (en) | Cooling system including wavy cooling chamber in a trailing edge portion of an airfoil assembly | |
| US20100221121A1 (en) | Turbine airfoil cooling system with near wall pin fin cooling chambers | |
| US9765642B2 (en) | Interior cooling circuits in turbine blades | |
| US20180045059A1 (en) | Internal cooling system with insert forming nearwall cooling channels in an aft cooling cavity of a gas turbine airfoil including heat dissipating ribs | |
| JP2003232204A (en) | Crossover cooled airfoil trailing edge | |
| KR20210002709A (en) | Airfoil for turbine blade | |
| KR20170088770A (en) | A cooled wall of a turbine component and a method for cooling this wall | |
| US20130302177A1 (en) | Turbine airfoil trailing edge bifurcated cooling holes | |
| US9759071B2 (en) | Structural configurations and cooling circuits in turbine blades | |
| US8118554B1 (en) | Turbine vane with endwall cooling | |
| JP7548778B2 (en) | Apparatus for cooling gas turbine/turbomachine components by impingement cooling - Patent application | |
| RU2813932C2 (en) | Device for cooling component of gas turbine/turbomachine by means of injection cooling | |
| US10900361B2 (en) | Turbine airfoil with biased trailing edge cooling arrangement |