RU2267615C1 - Turbine blade - Google Patents
Turbine blade Download PDFInfo
- Publication number
- RU2267615C1 RU2267615C1 RU2004115402/06A RU2004115402A RU2267615C1 RU 2267615 C1 RU2267615 C1 RU 2267615C1 RU 2004115402/06 A RU2004115402/06 A RU 2004115402/06A RU 2004115402 A RU2004115402 A RU 2004115402A RU 2267615 C1 RU2267615 C1 RU 2267615C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- layer
- blade
- ceramic
- metal
- ceramic layer
- Prior art date
Links
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims abstract description 49
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 36
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims abstract description 20
- 230000009471 action Effects 0.000 claims abstract description 7
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 5
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims description 11
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 abstract description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 abstract 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 abstract 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 14
- 239000000463 material Substances 0.000 description 12
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 5
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 5
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 4
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 3
- 101000579646 Penaeus vannamei Penaeidin-1 Proteins 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 2
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 2
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 2
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 2
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 description 2
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000005524 ceramic coating Methods 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 230000004941 influx Effects 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструкции охлаждаемых как рабочих, так и сопловых лопаток турбин газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of mechanical engineering, namely to the design of cooled both working and nozzle blades of turbines of gas turbine engines.
Широко известны конструкции охлаждаемых лопаток. Охлаждение лопатки воздухом, продуваемым через внутреннюю полость, обеспечивает их работоспособность при высоких (1000...1200°С) температурах. Изменения температуры имеют циклический характер, связанный с циклической работой газотурбинного двигателя (ГТД). Большая неравномерность температурного поля как по толщине (перепад температур ΔТ≈50...100°С) приводит к появлению больших циклических знакопеременных напряжений. Возникновение термических напряжений обусловлено неравномерным расширением материала детали при ее неравномерном нагреве, когда более нагретые участки, расширяясь, оказываются стесненными более холодными участками. Уровень напряжений в некоторых частях лопатки может превышать предел упругости. В результате действия больших напряжений при высоких температурах материал получает значительные знакопеременные деформации, приводящие к быстрому, за 500-5000 циклов, разрушению лопаток.The designs of chilled blades are widely known. Cooling the blades with air blown through the internal cavity, ensures their performance at high (1000 ... 1200 ° C) temperatures. Temperature changes are cyclical in nature, associated with the cyclic operation of a gas turbine engine (GTE). Large non-uniformity of the temperature field both in thickness (temperature difference ΔТ≈50 ... 100 ° С) leads to the appearance of large cyclic alternating stresses. The occurrence of thermal stresses is due to the uneven expansion of the material of the part during its uneven heating, when the warmer sections, expanding, are constrained by the colder sections. The stress level in some parts of the blade may exceed the elastic limit. As a result of the action of high stresses at high temperatures, the material receives significant alternating deformations, leading to rapid, in 500-5000 cycles, the destruction of the blades.
Для снижения температуры основного материала известна, например, конструкция охлаждаемой рабочей лопатки турбины (патент США №3606572 от 25.08.69), включающая многослойную оболочку, образующую профиль пера, прикрепленную к литому стержню, на поверхности которого изготавливают охлаждающие каналы. Оболочка изготовлена из трех или большего числа слоев листового материала малой толщины, причем в них выдавлены углубления с отверстиями, которые после соединения слоев пайкой образуют каналы заданной формы по толщине оболочки. По этим каналам из стержня проходит охлаждающий оболочку воздух, выходящий через большое количество отверстий на поверхности оболочки, образуя защитную пленку. Такая конструкция позволяет интенсифицировать охлаждение поверхности и снизить расход охлаждающего воздуха; при этом отсутствует разностенность и повышается точность изготовления охлаждающих каналов.To reduce the temperature of the base material, for example, a design of a cooled turbine working blade (US Pat. No. 3,606,572 of 08.25.69) is known, including a multilayer shell forming a feather profile attached to a cast rod on the surface of which cooling channels are made. The shell is made of three or more layers of sheet material of small thickness, and grooves with holes are extruded into them, which, after connecting the layers by soldering, form channels of a given shape along the thickness of the shell. Through these channels from the rod passes the air cooling the shell, leaving through a large number of holes on the surface of the shell, forming a protective film. This design allows you to intensify surface cooling and reduce the consumption of cooling air; while there is no difference and increases the accuracy of the manufacture of cooling channels.
Однако подобная конструкция лопатки сложна в производстве, поскольку для хорошего охлаждения требуется обеспечить высокую точность изготовления каналов в отдельных слоях и обеспечить точность их сборки и пайки, иначе сечение каналов будет отличаться от расчетного и охлаждение нарушится. Кроме того, выход из строя одного канала вследствие окисления материала или засорения приведет к местному перегреву и разрушению оболочки.However, such a design of the blade is difficult to manufacture, because for good cooling it is necessary to ensure high accuracy in the manufacture of channels in separate layers and to ensure the accuracy of their assembly and soldering, otherwise the cross-section of the channels will differ from the calculated one and cooling will be violated. In addition, failure of one channel due to oxidation of the material or clogging will lead to local overheating and destruction of the shell.
Наиболее близким техническим решением для предлагаемого устройства является конструкция лопатки (патент США №6.551.061.В2 от 22.04.03), в которой на поверхность нанесено многослойное металлокерамическое теплозащитное покрытие, причем керамический пористый слой на основе ZrO2 нанесен поверх конденсированного металлического подслоя, в котором выполнены малоразмерные каналы (ширина 0,01...0,1 мм), при этом обеспечивается образование каналов над ними. По каналам подают воздух, который через поры выходит на поверхность лопатки, обеспечивая образование защитной воздушной пленки и охлаждение поверхности лопатки.The closest technical solution for the proposed device is the design of the blade (US patent No. 6.551.061. B2 dated 04/22/03), in which a multilayer ceramic-metal heat-protective coating is applied to the surface, and a ceramic porous layer based on ZrO 2 is applied over a condensed metal sublayer, which made small-sized channels (width 0.01 ... 0.1 mm), while ensuring the formation of channels above them. Air is supplied through the channels, which exits through the pores to the surface of the blade, providing the formation of a protective air film and cooling the surface of the blade.
Недостатком данной конструкции являются большие гидравлические потери в малоразмерных каналах, ведущие к большой неравномерности давления по их длине, что затрудняет создание сплошной воздушной пленки. Для обеспечения достаточной прочности покрытия оно должно иметь высокую плотность, что ухудшает его воздухопроницаемость, а значит, ограничивает толщину. Каналы внутри слоя керамики являются концентраторами напряжений, что может привести к снижению механических свойств покрытия. Это снижает теплозащитные свойства керамического покрытия.The disadvantage of this design is large hydraulic losses in small channels, leading to large pressure unevenness along their length, which makes it difficult to create a continuous air film. To ensure sufficient strength of the coating, it must have a high density, which impairs its breathability, and therefore limits the thickness. The channels inside the ceramic layer are stress concentrators, which can lead to a decrease in the mechanical properties of the coating. This reduces the heat-shielding properties of the ceramic coating.
Технической задачей предлагаемого устройства является повышение ресурса лопатки.The technical task of the proposed device is to increase the resource of the scapula.
Технический результат, полученный при решении задачи, достигается путем улучшения охлаждения лопатки, снижения теплопритока в материал лопатки и предотвращения возникновения термических напряжений за счет уменьшения температурной неравномерности металла. Это обеспечивается тем, что лопатка турбины, включающая в себя полое перо, замок и многослойное теплозащитное покрытие пера, содержит металлический подслой с выполненными в нем воздухоподводящими каналами, на который нанесен пористый керамический слой, при этом на керамический слой снаружи нанесен верхний металлический слой, а воздушные каналы выполнены в виде соосных отверстий, часть из которых проходит через стенку пера лопатки, металлический подслой и керамический слой, а часть - через керамический и верхний металлический слой, образуя пневматическую связь между внутренней полостью лопатки и ее поверхностью через пористый керамический слой. Это позволяет проходить охлаждающему воздуху из внутренней полости через керамический слой к поверхности лопатки и, выходя из каналов, образовывать защитную пленку.The technical result obtained when solving the problem is achieved by improving the cooling of the blade, reducing heat gain in the material of the blade and preventing the occurrence of thermal stresses by reducing the temperature unevenness of the metal. This is ensured by the fact that the turbine blade, which includes a hollow feather, a lock and a multilayer heat-insulating coating of the pen, contains a metal sublayer with air-supply channels made in it, on which a porous ceramic layer is applied, while the upper metal layer is applied on the ceramic layer, and air channels are made in the form of coaxial holes, part of which passes through the wall of the feather blade, metal sublayer and ceramic layer, and part through the ceramic and upper metal layer, image pneumatic connection between the inner cavity of the blade and its surface through a porous ceramic layer. This allows cooling air to pass from the internal cavity through the ceramic layer to the surface of the blade and, leaving the channels, form a protective film.
Технический результат достигается также тем, что керамический слой образован керамическими столбчатыми волокнами, причем высота керамических волокон для сопловых лопаток определяется соотношением:The technical result is also achieved by the fact that the ceramic layer is formed by ceramic columnar fibers, and the height of the ceramic fibers for nozzle blades is determined by the ratio:
где σр - допустимые растягивающие напряжения для керамических волокон при рабочей температуре,where σ p - allowable tensile stresses for ceramic fibers at operating temperature,
W - момент инерции волокна,W is the moment of inertia of the fiber,
р - давление газового потока,p is the pressure of the gas stream,
S - площадь волокна,S is the fiber area,
f - коэф. трения газового потока о поверхность лопатки.f - coefficient. friction of the gas flow on the surface of the blade.
Длина столбчатых керамических волокон, расположенных на поверхности сопловой лопатки, ограничена вследствие действия на ее торец газодинамической нагрузки от газового потока. Для рабочей лопатки, которая находится в поле центробежной нагрузки и подвергается действию изгибающей силы, волокна при длине >60 мкм будут разрушаться.The length of columnar ceramic fibers located on the surface of the nozzle blade is limited due to the action of a gas-dynamic load from the gas stream on its end face. For a working blade, which is located in a centrifugal load field and is subjected to a bending force, fibers with a length> 60 μm will be destroyed.
Кроме того, технический результат обеспечивается тем, что каждый нанесенный на перо лопатки металлический слой расположен таким образом, что слой, имеющий меньший коэффициент линейного расширения, находится в зоне действия большей температуры, а слой с большим коэффициентом линейного расширения находится в зоне действия меньшей температуры.In addition, the technical result is ensured by the fact that each metal layer deposited on the blade feather is located in such a way that a layer having a lower coefficient of linear expansion is in the area of influence of a higher temperature, and a layer with a large coefficient of linear expansion is in the area of action of a lower temperature.
Керамический слой образован столбчатыми волокнами керамики, не связанными между собой боковыми поверхностями. Подобная керамика в зависимости от режимов нанесения имеет пористость 40...70% [1]. Воздух проходит между боковыми поверхностями керамических волокон, обеспечивая снижение теплопередачи через них и теплосъем с поверхностей металлических слоев, ограничивающих керамический слой. Изменяя расстояние между осями каналов, проходящих через стенку пера лопатки, нижний металлический и керамический слой и проходящих через керамический и верхней металлический слой, можно изменять толщину керамического слоя, через который проходит воздух, регулируя его расход в зависимости от теплопритока на заданном участке лопатки. Расход может также регулироваться диаметром каналов в металлических слоях, через который поступает и выходит воздух.The ceramic layer is formed by columnar ceramic fibers that are not connected by side surfaces. Depending on the application conditions, such ceramics have a porosity of 40 ... 70% [1]. Air passes between the side surfaces of the ceramic fibers, providing a reduction in heat transfer through them and heat removal from the surfaces of the metal layers bounding the ceramic layer. By changing the distance between the axes of the channels passing through the wall of the feather blade, the lower metal and ceramic layer and passing through the ceramic and upper metal layer, you can change the thickness of the ceramic layer through which air passes, adjusting its flow depending on the heat influx on a given section of the blade. The flow rate can also be controlled by the diameter of the channels in the metal layers through which air enters and exits.
В предложенной конструкции условия нагружения волокон улучшаются за счет нанесения поверх них слоя металла, связывающего их торцы, т.е. превращение волокна в балку с защемленными концами. При протекании между слоями воздух будет отнимать тепло у металлических слоев и керамических волокон, нагреваясь при этом. Поверхность теплоотдачи слоев будет очень велика, что обеспечит хороший теплосъем. Воздух, выходящий из отверстий верхнего металлического слоя, обеспечит создание изолирующей воздушной пленки.In the proposed design, the loading conditions of the fibers are improved by applying a layer of metal over them to bind their ends, i.e. turning fiber into a beam with pinched ends. When flowing between layers, air will take away heat from metal layers and ceramic fibers, heating up at the same time. The heat transfer surface of the layers will be very large, which will provide good heat removal. The air leaving the openings of the upper metal layer will provide an insulating air film.
Засорение керамического слоя на рабочих лопатках маловероятно, поскольку пыль, поступающая с воздухом, будет уноситься за счет центробежной силы к периферии лопатки. Окисления керамических волокон не происходит. Продукты горения вследствие наличия защитной пленки не будут поступать через керамику к нижнему металлическому подслою, к которому крепятся керамические волокна, и его деградация будет происходить значительно медленнее.Clogging of the ceramic layer on the working blades is unlikely, since the dust coming in with the air will be carried away by centrifugal force to the periphery of the blade. The oxidation of ceramic fibers does not occur. The combustion products due to the presence of a protective film will not pass through the ceramics to the lower metal sublayer to which the ceramic fibers are attached, and its degradation will be much slower.
Поскольку температура по толщине материала существенно меняется, для предотвращения возникновения термических напряжений между слоями керамики материалы металлических слоев должны подбираться с учетом их коэффициента температурного расширения (КТР).Since the temperature varies significantly over the thickness of the material, to prevent the occurrence of thermal stresses between the ceramic layers, the materials of the metal layers should be selected taking into account their coefficient of thermal expansion (CTE).
Предлагаемая конструкция лопатки поясняется чертежами.The proposed design of the blade is illustrated by drawings.
На фиг.1 показан внешний вид лопатки.Figure 1 shows the appearance of the scapula.
На фиг.2 показано поперечное сечение пера лопатки, изображенной на фиг 1.FIG. 2 shows a cross section of the feather of the blade of FIG. 1.
На фиг.3 показан узел I фиг.2 в увеличенном масштабе.Figure 3 shows the node I of figure 2 on an enlarged scale.
Лопатка содержит перо 1, полку замка 2, замковую часть 3. Перо лопатки имеет внутренние полости 4, в которые через замок 2 поступает охлаждающий воздух. На поверхность пера 1 нанесены последовательно металлический подслой 5, слой 6 керамики и верхний металлический слой 7. В пере 1, подслое 5 и керамике 6 выполнены вертикальные каналы 8. В керамическом слое 6, верхнем металлическом слое 7 также выполнены каналы 9, смещенные относительно каналов 8. Между каналами 8 и 9 существует пневматическая связь через поры керамического слоя 6 (условно не показаны).The blade contains a
Заявляемая лопатка работает следующим образом.The inventive blade operates as follows.
Лопатка находится в потоке горячего газа, внутренняя поверхность полостей 4 лопатки омывается охлаждающим воздухом, поступающим через канал в замке 2. Воздух поступает через каналы 8 в керамический слой 6 и движется вдоль ограничивающих керамику металлического подслоя 5 и верхнего металлического слоя 7, отнимая тепло. Подогретый воздух выходит через каналы 9 в наружном металлическом слое 7. Воздух образует защитную пленку, препятствующую передаче тепла от горячего газового потока, и снижает температуру наружного металлического слоя 7.The blade is in a stream of hot gas, the inner surface of the
Наружный металлический слой нагревается до температуры Tpaб1 и расширяется на величину:The outer metal layer is heated to a temperature T pa1 and expands by:
Δ1=α1·(Траб1-Токр),Δ1 = α 1 · (T work1 -T okr ),
где α1 - коэффициент теплового расширения материала верхнего слоя,where α 1 is the coefficient of thermal expansion of the material of the upper layer,
Траб1 - температура слоя в рабочих условиях,T slave 1 - the temperature of the layer under operating conditions,
Токр - температура материала до начала работы, равная температуре окружающей среды, принимаемая одинаковой для всей конструкции.T OCD - the temperature of the material before starting work, equal to the ambient temperature, taken the same for the whole structure.
Поскольку величины коэффициента теплового расширения металлических слоев согласованы, а керамика вследствие своей структуры не препятствует расширению, следующий слой расширяется также на Δ1=α2·(Траб2-Токр), где величиныSince the values of the coefficient of thermal expansion of metal layers are consistent, and ceramics due to their structure does not impede expansion, the next layer also expands by Δ1 = α 2 · (T work2 -T okr ), where the values
α2 - коэффициент теплового расширения материала подслоя,α 2 - coefficient of thermal expansion of the material of the sublayer,
Траб2 - температура подслоя в рабочих условиях.T slave2 - sublayer temperature under operating conditions.
Изготовление лопатки подобной конструкции позволяет существенно повысить ее ресурс за счет организации пленочного охлаждения и его улучшения. Возможность гибкого регулирования расхода воздуха по поверхности позволяет существенно выровнять температуры на поверхности лопатки.The manufacture of a blade of this design can significantly increase its resource due to the organization of film cooling and its improvement. The possibility of flexible regulation of air flow over the surface allows you to significantly equalize the temperature on the surface of the blade.
Источники информацииInformation sources
1. Tamarin Y. Protective coating for turbine blades. ASM International, Materials Park, OH 44073-0002.1. Tamarin Y. Protective coating for turbine blades. ASM International, Materials Park, OH 44073-0002.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004115402/06A RU2267615C1 (en) | 2004-05-21 | 2004-05-21 | Turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004115402/06A RU2267615C1 (en) | 2004-05-21 | 2004-05-21 | Turbine blade |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004115402A RU2004115402A (en) | 2005-11-10 |
| RU2267615C1 true RU2267615C1 (en) | 2006-01-10 |
Family
ID=35864863
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004115402/06A RU2267615C1 (en) | 2004-05-21 | 2004-05-21 | Turbine blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2267615C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2433207C2 (en) * | 2006-03-22 | 2011-11-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | System of heat insulation layers |
| RU2568600C1 (en) * | 2014-09-24 | 2015-11-20 | Акционерное общество "Инжиниринговая компания "АЭМ-технологии" (АО "АЭМ-технологии") | Gas turbine engine cooled blade |
| RU2660581C2 (en) * | 2012-06-06 | 2018-07-06 | Сименс Акциенгезелльшафт | Coolant bypass channel for gas turbine, inserted into hollow cooled turbine blade |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5348446A (en) * | 1993-04-28 | 1994-09-20 | General Electric Company | Bimetallic turbine airfoil |
| RU2078946C1 (en) * | 1994-03-22 | 1997-05-10 | Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов | Hollow blade |
| RU2101513C1 (en) * | 1993-06-15 | 1998-01-10 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Gas-turbine cooled blade |
| DE19848104A1 (en) * | 1998-10-19 | 2000-04-20 | Asea Brown Boveri | Turbine blade |
| US6408610B1 (en) * | 2000-07-18 | 2002-06-25 | General Electric Company | Method of adjusting gas turbine component cooling air flow |
| US6551061B2 (en) * | 2001-03-27 | 2003-04-22 | General Electric Company | Process for forming micro cooling channels inside a thermal barrier coating system without masking material |
-
2004
- 2004-05-21 RU RU2004115402/06A patent/RU2267615C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5348446A (en) * | 1993-04-28 | 1994-09-20 | General Electric Company | Bimetallic turbine airfoil |
| RU2101513C1 (en) * | 1993-06-15 | 1998-01-10 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Gas-turbine cooled blade |
| RU2078946C1 (en) * | 1994-03-22 | 1997-05-10 | Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов | Hollow blade |
| DE19848104A1 (en) * | 1998-10-19 | 2000-04-20 | Asea Brown Boveri | Turbine blade |
| US6408610B1 (en) * | 2000-07-18 | 2002-06-25 | General Electric Company | Method of adjusting gas turbine component cooling air flow |
| US6551061B2 (en) * | 2001-03-27 | 2003-04-22 | General Electric Company | Process for forming micro cooling channels inside a thermal barrier coating system without masking material |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2433207C2 (en) * | 2006-03-22 | 2011-11-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | System of heat insulation layers |
| RU2660581C2 (en) * | 2012-06-06 | 2018-07-06 | Сименс Акциенгезелльшафт | Coolant bypass channel for gas turbine, inserted into hollow cooled turbine blade |
| RU2568600C1 (en) * | 2014-09-24 | 2015-11-20 | Акционерное общество "Инжиниринговая компания "АЭМ-технологии" (АО "АЭМ-технологии") | Gas turbine engine cooled blade |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004115402A (en) | 2005-11-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4494444B2 (en) | Coated turbine blade | |
| US8202588B2 (en) | Hybrid ceramic structure with internal cooling arrangements | |
| US6709230B2 (en) | Ceramic matrix composite gas turbine vane | |
| US8167573B2 (en) | Gas turbine airfoil | |
| US7658590B1 (en) | Turbine airfoil with micro-tubes embedded with a TBC | |
| KR101282842B1 (en) | High-temperature layered system for dissipating heat and method for producing said system | |
| US8079821B2 (en) | Turbine airfoil with dual wall formed from inner and outer layers separated by a compliant structure | |
| JP3947519B2 (en) | Composite wall manufacturing method | |
| KR100553298B1 (en) | Thermally compliant liner | |
| US20080199661A1 (en) | Thermally insulated CMC structure with internal cooling | |
| US7549843B2 (en) | Turbine airfoil cooling system with axial flowing serpentine cooling chambers | |
| JP2008051104A6 (en) | Coated turbine blade | |
| US7491033B2 (en) | Fluid flow machine blade | |
| US7641440B2 (en) | Cooling arrangement for CMC components with thermally conductive layer | |
| US10472972B2 (en) | Thermal management of CMC articles having film holes | |
| JPH1037701A (en) | Blade for turbomachine thermally loaded | |
| CA2366842A1 (en) | Turbine blade and method for producing a turbine blade | |
| JP2017067072A (en) | Cmc articles having small complex features for advanced film cooling | |
| JPH04246204A (en) | Heat resisting vane for axial flow gas turbine | |
| US10563867B2 (en) | CMC articles having small complex features for advanced film cooling | |
| RU2703896C2 (en) | Assembled structure of turbine ring containing multiple ring segments made of composite material with ceramic matrix | |
| RU2267615C1 (en) | Turbine blade | |
| US10662786B2 (en) | CMC articles having small complex features for advanced film cooling | |
| JP7548778B2 (en) | Apparatus for cooling gas turbine/turbomachine components by impingement cooling - Patent application | |
| RU2568600C1 (en) | Gas turbine engine cooled blade |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110522 |