JPH01134003A - タービンブレード - Google Patents
タービンブレードInfo
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- JPH01134003A JPH01134003A JP63195922A JP19592288A JPH01134003A JP H01134003 A JPH01134003 A JP H01134003A JP 63195922 A JP63195922 A JP 63195922A JP 19592288 A JP19592288 A JP 19592288A JP H01134003 A JPH01134003 A JP H01134003A
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- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 26
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 claims description 15
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- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 2
- 210000001364 upper extremity Anatomy 0.000 claims 5
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims 1
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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
-
- 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
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
［産業上の利用分野］
本発明は、中空の冷却型エアーフォイルに関する。
［従来の技術］
従来より、中空の冷却型エアーフォイルが知られている
。これらは、金属温度を許容限度に維持するために、今
日のガスタービンエンジンの高温タービンセクションに
広範囲に使用されている。
。これらは、金属温度を許容限度に維持するために、今
日のガスタービンエンジンの高温タービンセクションに
広範囲に使用されている。
最小限の原虫の冷却液でエアーフォイルを許容レベルに
冷却することが望ましいが、これは、フィルム冷却、対
流冷却及び衝撃冷却（ｉｍｐｉｎｇｅｍｅｎｔｃｏｏｌ
ｉｎｇ）等の様々な技術によって達成されている。エア
ーフォイルの内部は、一般に、前縁（リーディングエツ
ジ）から後縁（トレーディングエプジ）、及び翼根部（
ｒｏｏｔ）から翼端へ延在する空洞となっており、この
空洞はリブに上って多数の翼長方向に延在するチャンネ
ル部に分割され、このチャンネル部によって冷却液が翼
根部内の流路から導入される。リブは、エアーフォイル
内の流路パターンを形成して、例えば、冷却力を最大限
にするために、同一の流量の冷却液が広範囲に渡って内
壁表面を通過するようにしている。
冷却することが望ましいが、これは、フィルム冷却、対
流冷却及び衝撃冷却（ｉｍｐｉｎｇｅｍｅｎｔｃｏｏｌ
ｉｎｇ）等の様々な技術によって達成されている。エア
ーフォイルの内部は、一般に、前縁（リーディングエツ
ジ）から後縁（トレーディングエプジ）、及び翼根部（
ｒｏｏｔ）から翼端へ延在する空洞となっており、この
空洞はリブに上って多数の翼長方向に延在するチャンネ
ル部に分割され、このチャンネル部によって冷却液が翼
根部内の流路から導入される。リブは、エアーフォイル
内の流路パターンを形成して、例えば、冷却力を最大限
にするために、同一の流量の冷却液が広範囲に渡って内
壁表面を通過するようにしている。
Ｌｅｅの米国特許４，５１５，１４４号に記載されてい
るエアーフォイルでは、個々に分離された翼長方向に延
在する冷却液流路によって、冷却液がそれぞれ前縁及び
後縁に運ばれる。これらのチャンネル部の各々は、翼根
部を貫通する別々の冷却液流路に接続されている。エア
ーフォイルの残りの部分は、翼根部を通り抜ける別の流
路から導入された冷却液が単一の蛇状チャンネル部を流
れることによって冷却される。蛇状チャンネル部は、翼
長方向に延在する多数の隣接した脚部から成り、それぞ
れの脚部は直列に連結されて、最後部の脚部から冷却液
が導入されるようになっている。冷却液は、タービンブ
レードの翼長方向に通り抜けて、最前部の脚部まで蛇状
に流れ、チャンネル脚部と交差するようにエアーフォイ
ルの側壁を貫通するフィルム冷却孔から排出される。同
様の形状の冷却液流路を有するエアーフォイルが、米国
特許３，６２８゜８８５号及び日本国特許５ｇ−１７０
８０１号に記載されている。前者は、Ｌｅｅのエアーフ
ォイルと同様に、５つの蛇状チャンネル部を有し、後者
は３つの蛇状チャンネル部を有する。
るエアーフォイルでは、個々に分離された翼長方向に延
在する冷却液流路によって、冷却液がそれぞれ前縁及び
後縁に運ばれる。これらのチャンネル部の各々は、翼根
部を貫通する別々の冷却液流路に接続されている。エア
ーフォイルの残りの部分は、翼根部を通り抜ける別の流
路から導入された冷却液が単一の蛇状チャンネル部を流
れることによって冷却される。蛇状チャンネル部は、翼
長方向に延在する多数の隣接した脚部から成り、それぞ
れの脚部は直列に連結されて、最後部の脚部から冷却液
が導入されるようになっている。冷却液は、タービンブ
レードの翼長方向に通り抜けて、最前部の脚部まで蛇状
に流れ、チャンネル脚部と交差するようにエアーフォイ
ルの側壁を貫通するフィルム冷却孔から排出される。同
様の形状の冷却液流路を有するエアーフォイルが、米国
特許３，６２８゜８８５号及び日本国特許５ｇ−１７０
８０１号に記載されている。前者は、Ｌｅｅのエアーフ
ォイルと同様に、５つの蛇状チャンネル部を有し、後者
は３つの蛇状チャンネル部を有する。
米国特許３．５３３，７１１号は、一対の蛇状チャンネ
ル部を有し、冷却液が翼根部下の共通のプリナムから別
個に各々のチャンネル部に導入されるエアーフすイルに
フいて記載している。蛇状チャンネル部の吸入口脚部は
、エアーフォイル中央にＴｉいに隣接して平行に配置し
ている。最後部の蛇状チャンネル部内の冷却液は、エア
ーフォイルを翼長方向に横切って、エアーフォイルの後
縁を冷却し、そこから排出される。最前部の蛇状チャン
ネル部内の冷却液は、エアーフォイルを翼長方向に横切
って、エアーフォイルの前縁を冷却−るる。
ル部を有し、冷却液が翼根部下の共通のプリナムから別
個に各々のチャンネル部に導入されるエアーフすイルに
フいて記載している。蛇状チャンネル部の吸入口脚部は
、エアーフォイル中央にＴｉいに隣接して平行に配置し
ている。最後部の蛇状チャンネル部内の冷却液は、エア
ーフォイルを翼長方向に横切って、エアーフォイルの後
縁を冷却し、そこから排出される。最前部の蛇状チャン
ネル部内の冷却液は、エアーフォイルを翼長方向に横切
って、エアーフォイルの前縁を冷却−るる。
米国特許４，０７３，５９９に記載されたエアーフォイ
ル冷却用空洞もまた一対の別々の蛇状チャンネル部に分
゛割されているが、冷却液は前縁に最も近いチャンネル
脚部を通って最前部の蛇状チャンネル部に導入される。
ル冷却用空洞もまた一対の別々の蛇状チャンネル部に分
゛割されているが、冷却液は前縁に最も近いチャンネル
脚部を通って最前部の蛇状チャンネル部に導入される。
この冷却液は、エアーフォイルを翼長方向に横切りなが
ら後縁の方へ流れ、最後部の脚部を通ってエアーフォイ
ルから排出される。
ら後縁の方へ流れ、最後部の脚部を通ってエアーフォイ
ルから排出される。
この最後部の脚部は、エアーフォイル内の中央に配置さ
れ、他の蛇状チャンネル部のすぐ＋ｆｉｊに隣接（７て
配置されている。
れ、他の蛇状チャンネル部のすぐ＋ｆｉｊに隣接（７て
配置されている。
［発明が解決しようとする課題及び課題を達成するため
の手段］ 上述したような従来の冷却構造では、エアーフォイルを
操作する環境がある程度高温の場合に、エアーフォイル
の冷却に使用することが出来るが、エアーフォイルをさ
らに高温の環境下で操作しなければならない場合に、十
分にエアーフォイルを冷却することが出来ない。また、
エアーフォイルの重量及び使用する冷却液の量を最小限
にすることが望まれている。
の手段］ 上述したような従来の冷却構造では、エアーフォイルを
操作する環境がある程度高温の場合に、エアーフォイル
の冷却に使用することが出来るが、エアーフォイルをさ
らに高温の環境下で操作しなければならない場合に、十
分にエアーフォイルを冷却することが出来ない。また、
エアーフォイルの重量及び使用する冷却液の量を最小限
にすることが望まれている。
本発明は、中空の冷却型エアーフォイルの内部冷却構造
を改良することを目的とする。
を改良することを目的とする。
本発明によれば、中空型の冷却エアーフォイル内の空洞
は、冷却液がエアーフォイルを翼長方向に横切ってエア
ーフォイルの何方及び後方に流れるようにする一対のｔ
Ｊ形チャンネル部と、両Ｕ形チャンネル部の前方に配置
してＵ形チャンネル部の少なくとも一方と直列に連通し
て、そこから冷却液を導入し、冷却液がエアーフォイル
を翼長方向に横切って別の経路に流れるようにするため
の翼長方向に延在する少なくとも１つの別のチャンネル
脚部とから成る。
は、冷却液がエアーフォイルを翼長方向に横切ってエア
ーフォイルの何方及び後方に流れるようにする一対のｔ
Ｊ形チャンネル部と、両Ｕ形チャンネル部の前方に配置
してＵ形チャンネル部の少なくとも一方と直列に連通し
て、そこから冷却液を導入し、冷却液がエアーフォイル
を翼長方向に横切って別の経路に流れるようにするため
の翼長方向に延在する少なくとも１つの別のチャンネル
脚部とから成る。
Ｕ形チャンネル部は、長手方向に互いに平行に延びる一
対のチャンネル脚部から成り、両脚部は翼弦方向に延在
する連結脚部を介して互いに直列に連通されている。
対のチャンネル脚部から成り、両脚部は翼弦方向に延在
する連結脚部を介して互いに直列に連通されている。
Ｌｅｅの米国特許４，５１４，１４４号や５ｉｄｅｎｓ
ｔｉｃｋらの米国特許３，６２８．８８５号のように、
−重の蛇状冷却チャンネル部を使用して、前縁及び後縁
チャンネル部の間のエアーフォイル全体を冷却する従来
の冷却構造と異なり、本発明では、冷却液の流れを２つ
の平行な流れに分割して、各々がエアーフォイルを横切
る流路を少なくして、冷却液の回転損失（ｔｕｒｎ−１
ｏｓｓ）による圧力低下を減少させている。
ｔｉｃｋらの米国特許３，６２８．８８５号のように、
−重の蛇状冷却チャンネル部を使用して、前縁及び後縁
チャンネル部の間のエアーフォイル全体を冷却する従来
の冷却構造と異なり、本発明では、冷却液の流れを２つ
の平行な流れに分割して、各々がエアーフォイルを横切
る流路を少なくして、冷却液の回転損失（ｔｕｒｎ−１
ｏｓｓ）による圧力低下を減少させている。
各々の冷却液流路の屈曲部を少なくしなければならない
ので、本発明では、放射状の対流による圧力低下を増大
させるか、あるいはブレードへの供給圧を低下させてい
る。また、本発明のチャンネル構造を使用して、各々の
チャンネル部内の圧力を異なった圧力にして冷却液を供
給することら出来るし、あるいはチャンネル部間を交差
する孔を使用することも出来る。
ので、本発明では、放射状の対流による圧力低下を増大
させるか、あるいはブレードへの供給圧を低下させてい
る。また、本発明のチャンネル構造を使用して、各々の
チャンネル部内の圧力を異なった圧力にして冷却液を供
給することら出来るし、あるいはチャンネル部間を交差
する孔を使用することも出来る。
異なった圧力の下で冷却液を供給するのに特に適１７た
構造の一つでは、各々のＵ形チャンネルが、翼長方向に
延在するそれぞれ別個のチャンネルによって連続的な流
れを形成して、２つの独）′Ｌした蛇状チャンネルを形
成する（即ち、翼長方向に延在する少なくとも３つの脚
部を形成する）。この構造では、１つの蛇状チャンネル
部を使用１．て、ある圧力及び流速でエアーフォイルの
圧力側壁をフィルム冷却をするとともに、別の蛇状チャ
ンネルを使用して、異なった圧力及び流速で吸込側壁を
フィルム冷却することも出来る。
構造の一つでは、各々のＵ形チャンネルが、翼長方向に
延在するそれぞれ別個のチャンネルによって連続的な流
れを形成して、２つの独）′Ｌした蛇状チャンネルを形
成する（即ち、翼長方向に延在する少なくとも３つの脚
部を形成する）。この構造では、１つの蛇状チャンネル
部を使用１．て、ある圧力及び流速でエアーフォイルの
圧力側壁をフィルム冷却をするとともに、別の蛇状チャ
ンネルを使用して、異なった圧力及び流速で吸込側壁を
フィルム冷却することも出来る。
本発明の別の利点は、重ね合わせたＵ形チャンネル部を
流れる冷却液を、いずれも各々のチャンネル部の最後部
の脚部から最初に導入して、ブレードの前縁の方へ冷却
液空洞内を通って移動させることが出来るということで
ある。そのため、（フィルム冷却液孔などを通って）全
部あるいは大部分の冷却液をブレードの前縁付近でエア
ーフォイルから排出することができ、多くの応用にとっ
て有益である。対照的に、米国特許３，５３３．７１１
号では、最後部のＵ形チャンネル部内を流れる冷却液が
、必然的に後縁付近あるいは後縁においてエアーフォイ
ルから排出されなければならない。同様に、米国特許４
，０７３．５９９号に示す構造では、両方の蛇状チャン
ネル部を流れる冷却液が後方に移動してエアーフォイル
を横切っている。
流れる冷却液を、いずれも各々のチャンネル部の最後部
の脚部から最初に導入して、ブレードの前縁の方へ冷却
液空洞内を通って移動させることが出来るということで
ある。そのため、（フィルム冷却液孔などを通って）全
部あるいは大部分の冷却液をブレードの前縁付近でエア
ーフォイルから排出することができ、多くの応用にとっ
て有益である。対照的に、米国特許３，５３３．７１１
号では、最後部のＵ形チャンネル部内を流れる冷却液が
、必然的に後縁付近あるいは後縁においてエアーフォイ
ルから排出されなければならない。同様に、米国特許４
，０７３．５９９号に示す構造では、両方の蛇状チャン
ネル部を流れる冷却液が後方に移動してエアーフォイル
を横切っている。
要約して言えば、本発明のエアーフォイル冷却液流路の
形状は、不利益を有することな〈従来のすべての形状の
利点を有し、従来のものによって得られなかった利点を
も有する。例えば、構造的には、本発明のエアーフォイ
ル構造は、従来のものに比べて翼長方向に延在するリブ
を多数使用しているので強固である。さらに、重なり合
ったＵ形チャンネルを通り抜ける冷却液の全部あるいは
大部分が、エアーフォイルの前縁又は前縁付近にあるフ
ィルム冷却液孔を通り抜けてエアーフォイルから排出さ
れる。さらに、空洞内に翼長方向に延在する多数の流路
があるにもかかわらず、エアーフォイルを翼長方向に横
切る流路の数が同じ単一の蛇状チャンネルを用いた場合
よりも、圧力低下が少ない。上記のような利点をすべて
有するものは、従来の構造にはない。
形状は、不利益を有することな〈従来のすべての形状の
利点を有し、従来のものによって得られなかった利点を
も有する。例えば、構造的には、本発明のエアーフォイ
ル構造は、従来のものに比べて翼長方向に延在するリブ
を多数使用しているので強固である。さらに、重なり合
ったＵ形チャンネルを通り抜ける冷却液の全部あるいは
大部分が、エアーフォイルの前縁又は前縁付近にあるフ
ィルム冷却液孔を通り抜けてエアーフォイルから排出さ
れる。さらに、空洞内に翼長方向に延在する多数の流路
があるにもかかわらず、エアーフォイルを翼長方向に横
切る流路の数が同じ単一の蛇状チャンネルを用いた場合
よりも、圧力低下が少ない。上記のような利点をすべて
有するものは、従来の構造にはない。
［実施例］
以下、添付図面を参照して本発明の一実施例を説明する
。
。
第１図乃至第３図に示すように、ガスタービンエンジン
のタービンブレードＩＯは、実質的に中空のルート部１
２及びこれと一体に形成された中空のエアーフォイル１
４から成る。エアーフォイル１４は、翼端ｉ６及びベー
ス！８を有する。ベース１８はプラットホーム２０と一
体に形成されて、そこでルート部１２と結合している。
のタービンブレードＩＯは、実質的に中空のルート部１
２及びこれと一体に形成された中空のエアーフォイル１
４から成る。エアーフォイル１４は、翼端ｉ６及びベー
ス！８を有する。ベース１８はプラットホーム２０と一
体に形成されて、そこでルート部１２と結合している。
エアーフォイル１４は圧力側壁２２及び吸気側壁２４か
ら成り、これらは互いに結合されて前縁２６（エアーフ
ォイルの前部）及び後縁２８（エアーフォイルの後部）
を形成する。側壁２２及び２４は内壁面３０及び３２を
有し、内壁面３０及び３２によって、エアーフォイルの
前縁から後縁（翼弦方向）、及び翼端からベース（翼長
方向）へ延びるエアーフォイル内空洞３４が画成されて
いる。本実施例では、空洞３４は、複数のリブ３６によ
って、それぞれ吸入口を有する４つの別個のチャンネル
に分割されている。それぞれのリブ３Ｇは、参照符号３
６Ａ、３６Ｂ、３６Ｇ、３６Ｄ、３６Ｆ、３６Ｇ１及び
３６Ｈを用いて区別する。リブ３６Ｆ、３６Ｇ及び３６
Ｈは、ルート部１２を通り抜けて延在しており、ルート
部を４つの別個の冷却液吸入流路３８．４０．４２及び
４４に分割している。
ら成り、これらは互いに結合されて前縁２６（エアーフ
ォイルの前部）及び後縁２８（エアーフォイルの後部）
を形成する。側壁２２及び２４は内壁面３０及び３２を
有し、内壁面３０及び３２によって、エアーフォイルの
前縁から後縁（翼弦方向）、及び翼端からベース（翼長
方向）へ延びるエアーフォイル内空洞３４が画成されて
いる。本実施例では、空洞３４は、複数のリブ３６によ
って、それぞれ吸入口を有する４つの別個のチャンネル
に分割されている。それぞれのリブ３Ｇは、参照符号３
６Ａ、３６Ｂ、３６Ｇ、３６Ｄ、３６Ｆ、３６Ｇ１及び
３６Ｈを用いて区別する。リブ３６Ｆ、３６Ｇ及び３６
Ｈは、ルート部１２を通り抜けて延在しており、ルート
部を４つの別個の冷却液吸入流路３８．４０．４２及び
４４に分割している。
冷却液導入流路４４は、リブ３６Ｇと後縁２８との間に
形成された翼長方向に延在する後縁冷却液チャンネル部
４６と単独で連通している。チャンネル部４６に入る冷
却液は、周知の方法で、内壁面３０及び３２の間に延在
する多数のペデスタル５０の回り及びそれらの間を通り
抜けた後、すべて後縁スロット４８から出る。同様に、
リブ３６Ａ及び前縁２６は、翼長方向に延在する前縁チ
ャンネル部５２を形成し、前縁チャンネル部５２はルー
ト流路３８と直列に連通している。また、前縁チャンネ
ル部５２は、翼弦方向に延在するリブ３６Ｊと翼端１６
を形成する壁部５６との間に形成された翼弦方向に延在
するチャンネル部５４にも直列に連通している。チャン
ネル部５２に導入される冷却液の一部は、多数のフィル
ム冷却液孔５８を介してエアーフォイルの前縁２６から
排出される。残りの冷却液は、開口部５９を通り抜けて
チャンネル部５４を介して下流に移動する時に翼端の壁
部５６を冷却し、後縁の排出口６０から排出される。
形成された翼長方向に延在する後縁冷却液チャンネル部
４６と単独で連通している。チャンネル部４６に入る冷
却液は、周知の方法で、内壁面３０及び３２の間に延在
する多数のペデスタル５０の回り及びそれらの間を通り
抜けた後、すべて後縁スロット４８から出る。同様に、
リブ３６Ａ及び前縁２６は、翼長方向に延在する前縁チ
ャンネル部５２を形成し、前縁チャンネル部５２はルー
ト流路３８と直列に連通している。また、前縁チャンネ
ル部５２は、翼弦方向に延在するリブ３６Ｊと翼端１６
を形成する壁部５６との間に形成された翼弦方向に延在
するチャンネル部５４にも直列に連通している。チャン
ネル部５２に導入される冷却液の一部は、多数のフィル
ム冷却液孔５８を介してエアーフォイルの前縁２６から
排出される。残りの冷却液は、開口部５９を通り抜けて
チャンネル部５４を介して下流に移動する時に翼端の壁
部５６を冷却し、後縁の排出口６０から排出される。
前縁チャンネル部５２と後縁チャンネル部４６との間の
エアーフォイルのバランスは、リブ３６Ａ乃至３６Ｇに
よって形成された重ね合わせた１組の蛇状チャンネル部
は脚部を平行に冷却液が通り抜けることによって冷却さ
れる。２つの蛇状チャンネル部の各々は、３つの実質的
に平行な翼長方向に延在する脚部から成る。第１の蛇状
チャンネル部の最後部の脚部６０は、エアーフォイルの
ベース１８付近に吸入部６２を有し、直列に連通ずる流
路４２から冷却液を導入する。このチャンネル部の第２
の翼長方向に延在する脚部６４は、脚部６０から離れて
配置し、ルート部１２から最も離れた所で脚部６０及び
６４の端部間を連結する翼弦方向に延在する脚部６６を
介して脚部６０と直列に連通している。第１の蛇状チャ
ンネル部の第３の、即ち最前部の翼長方向に延在する脚
部７０は、ルート１２に最も近い所で脚部６４及び７０
の端部間を連結する翼弦方向に延在する短い脚部７２を
介して１１１部６０と直列に連通している。
エアーフォイルのバランスは、リブ３６Ａ乃至３６Ｇに
よって形成された重ね合わせた１組の蛇状チャンネル部
は脚部を平行に冷却液が通り抜けることによって冷却さ
れる。２つの蛇状チャンネル部の各々は、３つの実質的
に平行な翼長方向に延在する脚部から成る。第１の蛇状
チャンネル部の最後部の脚部６０は、エアーフォイルの
ベース１８付近に吸入部６２を有し、直列に連通ずる流
路４２から冷却液を導入する。このチャンネル部の第２
の翼長方向に延在する脚部６４は、脚部６０から離れて
配置し、ルート部１２から最も離れた所で脚部６０及び
６４の端部間を連結する翼弦方向に延在する脚部６６を
介して脚部６０と直列に連通している。第１の蛇状チャ
ンネル部の第３の、即ち最前部の翼長方向に延在する脚
部７０は、ルート１２に最も近い所で脚部６４及び７０
の端部間を連結する翼弦方向に延在する短い脚部７２を
介して１１１部６０と直列に連通している。
第１の蛇状流路の脚部６０及び６４の間に、第２の蛇状
チャンネルの第１の２つの翼長方向に延在する脚部７４
及び７６が配置し、リブ３６Ｄ及び３６Ｆによって脚部
６０及び６４から隔てられている。脚部７４及び７６は
、リブ３６Ｅによって互いに隔てられており、ルート部
１２から最も離れた所で、翼弦方向に延在する短い脚部
８０によって互いに連結されている。翼弦方向に延在す
る脚部６６及び８０は、リブ３６Ｄ及び３６Ｆを連結す
る翼弦方向に延在するリブ８２によって、互いに隔てら
れている。第２の蛇状チャンネル部の最後部の脚部７４
は、直列に連通ずるルート流路４０から、冷却液をエア
ーフォイルのベース１８に位置する吸入口８３に導入す
る。脚部７６は、翼弦方向に延在する脚部８６を介して
、第２の蛇状チャンネル部の第３の翼長方向に延在する
脚部８４と連通し、脚部８６は脚部７６及び８４をルー
ト部１２に最も近い所で連結している。
チャンネルの第１の２つの翼長方向に延在する脚部７４
及び７６が配置し、リブ３６Ｄ及び３６Ｆによって脚部
６０及び６４から隔てられている。脚部７４及び７６は
、リブ３６Ｅによって互いに隔てられており、ルート部
１２から最も離れた所で、翼弦方向に延在する短い脚部
８０によって互いに連結されている。翼弦方向に延在す
る脚部６６及び８０は、リブ３６Ｄ及び３６Ｆを連結す
る翼弦方向に延在するリブ８２によって、互いに隔てら
れている。第２の蛇状チャンネル部の最後部の脚部７４
は、直列に連通ずるルート流路４０から、冷却液をエア
ーフォイルのベース１８に位置する吸入口８３に導入す
る。脚部７６は、翼弦方向に延在する脚部８６を介して
、第２の蛇状チャンネル部の第３の翼長方向に延在する
脚部８４と連通し、脚部８６は脚部７６及び８４をルー
ト部１２に最も近い所で連結している。
本実施例によれば、翼長方向に互いに離れて配置して吸
込側壁２４を貫通する多数のフィルム冷却液流路９０が
、チャンネルの脚部７０の長手方向に沿って空洞３４を
横切っているとともに、翼長方向に互いに離れて配置し
て圧力側壁２２を貫通する多数のフィルム冷却液流路９
２が、チャンネル部の脚部８４の長手方向に沿って空洞
３４を横切っている。それによって、ルート流路４２に
導入された冷却液は、エアーフォイルの後部から前部に
移動してフィルム冷却液流路９０から排出されるときに
、エアーフォイルを横切る３つの翼長方向に延在する経
路を形成する。同様に、ルート流路４０に導入された冷
却液は、エアーフォイルを翼長方向に横切る３つの経路
を形成し、フィルム冷却液流路９２を介してエアーフォ
イルの圧力側壁から排出される。
込側壁２４を貫通する多数のフィルム冷却液流路９０が
、チャンネルの脚部７０の長手方向に沿って空洞３４を
横切っているとともに、翼長方向に互いに離れて配置し
て圧力側壁２２を貫通する多数のフィルム冷却液流路９
２が、チャンネル部の脚部８４の長手方向に沿って空洞
３４を横切っている。それによって、ルート流路４２に
導入された冷却液は、エアーフォイルの後部から前部に
移動してフィルム冷却液流路９０から排出されるときに
、エアーフォイルを横切る３つの翼長方向に延在する経
路を形成する。同様に、ルート流路４０に導入された冷
却液は、エアーフォイルを翼長方向に横切る３つの経路
を形成し、フィルム冷却液流路９２を介してエアーフォ
イルの圧力側壁から排出される。
このような構成によって、実質的に流路４０及び４２に
導入された冷却液は、すべて前縁及び後縁チャンネル４
６及び５２の間のエアーフォイル全体の冷却に使用され
、エアーフォイルの前部付近で排出される。さらに、分
離した冷却液の流れは、外圧及びエアーフォイルの吸込
面に供給され、３つの流れは、異なった圧力にして、エ
アーフォイルの圧力側壁面に対する冷却液の流速に対し
て、エアーフォイルの吸込面に対する冷却液の流速を容
易に調節することが出来る。
導入された冷却液は、すべて前縁及び後縁チャンネル４
６及び５２の間のエアーフォイル全体の冷却に使用され
、エアーフォイルの前部付近で排出される。さらに、分
離した冷却液の流れは、外圧及びエアーフォイルの吸込
面に供給され、３つの流れは、異なった圧力にして、エ
アーフォイルの圧力側壁面に対する冷却液の流速に対し
て、エアーフォイルの吸込面に対する冷却液の流速を容
易に調節することが出来る。
第１図に示すエアーフォイル内の冷却液チャンネル部に
は（冷却液チャンネル部の他の実施例の場合も同様に）
、空洞３４内のチャンネル部に沿って乱流を生成するた
めに、チャンネル部の長手方向に沿って、図示しない「
トリップストリップ」が設けられており、それによって
、熱移動速度を増加させることが出来る。トリップスト
リップは、チャンネル部内の壁面隆起部であり、例えば
、本出願人の有する米国特許４，２５７，７３７．４．
４．１６．５８５．４．５１４，１４４及び４，６２７
，４８０に詳細に記載されている。
は（冷却液チャンネル部の他の実施例の場合も同様に）
、空洞３４内のチャンネル部に沿って乱流を生成するた
めに、チャンネル部の長手方向に沿って、図示しない「
トリップストリップ」が設けられており、それによって
、熱移動速度を増加させることが出来る。トリップスト
リップは、チャンネル部内の壁面隆起部であり、例えば
、本出願人の有する米国特許４，２５７，７３７．４．
４．１６．５８５．４．５１４，１４４及び４，６２７
，４８０に詳細に記載されている。
トリップストリップは周知であり、本発明の一部を形成
するものではない。
するものではない。
第４図は本発明の他の実施例を示している。説明を簡単
にするために、第１図乃至第３図に示したタービンブレ
ードの部材に類似する部材は、同じ数字の右肩に（°）
を付けて表示する。簡単に説明すると、第４図の実施例
では、第１図のリブ３６Ｂとリブ３６Ｆの下部、即ちブ
レードルート部内の部分が除去されていること以外は、
第１図の実施例と同じである。リブ３６Ｆ”の下部を除
去することによって、共通のプリナム又は冷却液吸入流
路１００から、第２の蛇状チャンネル部の吸入口６２′
及び８３”に冷却液が供給される。リブ３６Ｂを除去す
ることによって、蛇状チャンネル部の下流方向への共通
の脚部１０２が形成される。
にするために、第１図乃至第３図に示したタービンブレ
ードの部材に類似する部材は、同じ数字の右肩に（°）
を付けて表示する。簡単に説明すると、第４図の実施例
では、第１図のリブ３６Ｂとリブ３６Ｆの下部、即ちブ
レードルート部内の部分が除去されていること以外は、
第１図の実施例と同じである。リブ３６Ｆ”の下部を除
去することによって、共通のプリナム又は冷却液吸入流
路１００から、第２の蛇状チャンネル部の吸入口６２′
及び８３”に冷却液が供給される。リブ３６Ｂを除去す
ることによって、蛇状チャンネル部の下流方向への共通
の脚部１０２が形成される。
チャンネル部１０２の吸入口１０４には、それぞれ蛇状
チャンネル脚部６４′及び７６°の排出口１０６及び１
０８から冷却液が供給される。排出口１０６及び１０Ｂ
は、翼弦方向に延在する短いチャンネル脚部１１０を介
して吸入口１０４に連通している。
チャンネル脚部６４′及び７６°の排出口１０６及び１
０８から冷却液が供給される。排出口１０６及び１０Ｂ
は、翼弦方向に延在する短いチャンネル脚部１１０を介
して吸入口１０４に連通している。
第４図の実施例では、両方の蛇状チャンネル部内の冷却
液の圧力は同じであるが、チャンネル脚部１０２が脚部
７０及び８４よりも広いので、内部経路を形成し易い。
液の圧力は同じであるが、チャンネル脚部１０２が脚部
７０及び８４よりも広いので、内部経路を形成し易い。
さらに、製造し易くするために、第４図の実施例では、
翼弦方向に延びる脚部６６°及び８０°を連結するリブ
８２°を貫通する１対の連絡孔７０も含まれる。これら
は、タービンブレードのキャスティングコアがより強く
なるようにするために設けられている。
翼弦方向に延びる脚部６６°及び８０°を連結するリブ
８２°を貫通する１対の連絡孔７０も含まれる。これら
は、タービンブレードのキャスティングコアがより強く
なるようにするために設けられている。
第５図及び第６図に示す実施例では、第１図及び第４図
の実施例との相違を明確にするために、２つの実施例の
部材と類似の部材は、同じ数字の右肩に（°）を付けて
表示する。第５図かられかるように、蛇状チャンネル部
の形状は、第１図の実施例と同様にリブ３６Ｆ°がルー
ト部を通り抜けて延び、各々の蛇状チャンネル部がそれ
ぞれ別個の冷却液吸入流路４０”及び４２”を有するこ
と以外は、実質的に第４図の実施例の場合と同じである
。さらに、この実施例では、リブ３６Ｄ°の端部に翼弦
方向に延在するＵ形のリブ２００を加えることによって
、蛇状チャンネル部内の回転損失（ｔｕｒｎｉｎｇ １
ｏｓｓｅｓ）を減少させている。
の実施例との相違を明確にするために、２つの実施例の
部材と類似の部材は、同じ数字の右肩に（°）を付けて
表示する。第５図かられかるように、蛇状チャンネル部
の形状は、第１図の実施例と同様にリブ３６Ｆ°がルー
ト部を通り抜けて延び、各々の蛇状チャンネル部がそれ
ぞれ別個の冷却液吸入流路４０”及び４２”を有するこ
と以外は、実質的に第４図の実施例の場合と同じである
。さらに、この実施例では、リブ３６Ｄ°の端部に翼弦
方向に延在するＵ形のリブ２００を加えることによって
、蛇状チャンネル部内の回転損失（ｔｕｒｎｉｎｇ １
ｏｓｓｅｓ）を減少させている。
第５図及び第６図に示す実施例では、前縁、後縁及び端
部冷却形状も前の２つの実施例と異なっている。空洞３
４″は、前縁２６”のすぐ後ろ側に、長手方向に延在す
る一対の区画室２０２及び２０４を有する。前縁冷却チ
ャンネル部５２”と区画室２０２及び２０４とを分離す
る壁又はリブ２０６は、リブ２０６を貫通する多数の衝
突冷却孔２０８を有する。チャンネル部５２“内の冷却
液は、孔２０８を通り抜けてエアーフォイルの前縁の後
部表面に当たる。この冷却液は、フィルム冷却孔５８”
を介して区画室２０２及び２０４から排出される。
部冷却形状も前の２つの実施例と異なっている。空洞３
４″は、前縁２６”のすぐ後ろ側に、長手方向に延在す
る一対の区画室２０２及び２０４を有する。前縁冷却チ
ャンネル部５２”と区画室２０２及び２０４とを分離す
る壁又はリブ２０６は、リブ２０６を貫通する多数の衝
突冷却孔２０８を有する。チャンネル部５２“内の冷却
液は、孔２０８を通り抜けてエアーフォイルの前縁の後
部表面に当たる。この冷却液は、フィルム冷却孔５８”
を介して区画室２０２及び２０４から排出される。
エアーフォイルの後縁付近には、後縁チャンネル部４６
”のすぐ下流に、それと平行に、互いに離れて長手方向
に延在する一対の壁又はリブ２１０及び２１２が形成さ
れており、それらの間に長手方向゛に延在する区画室２
１４が画成されている。
”のすぐ下流に、それと平行に、互いに離れて長手方向
に延在する一対の壁又はリブ２１０及び２１２が形成さ
れており、それらの間に長手方向゛に延在する区画室２
１４が画成されている。
チャンネル部４６”からの冷却液は、多数の孔２１６を
通り抜けてリブ２１２に当たる。冷却液の一部は、圧力
側壁２２″を貫通する多数のフィルム冷却液孔２１８を
通って区画室から排出され、一部はリブ２１２を貫通す
る多数の孔２２２を通ってエアーフォイル後縁スロット
２２０に供給される。
通り抜けてリブ２１２に当たる。冷却液の一部は、圧力
側壁２２″を貫通する多数のフィルム冷却液孔２１８を
通って区画室から排出され、一部はリブ２１２を貫通す
る多数の孔２２２を通ってエアーフォイル後縁スロット
２２０に供給される。
翼端１６”を形成する壁から離れた所にリブ３６Ｊ”が
設けられ、それらの間に翼端冷却区画室２２４が形成さ
れている。区画室２０４、前縁チャンネル部５２”、蛇
状チャンネル部、後縁チャンネル部４６°及び後縁区画
室２１４内の冷却液の一部は、多数の衝突冷却孔２２６
を通って翼端区画室２２４に供給される。さらに、翼端
１６”の冷却は、翼端を貫通する多数の孔５９”を通っ
て、冷却液が区画室２２４からエアーフォイルの外へ排
出されることによって起こる。
設けられ、それらの間に翼端冷却区画室２２４が形成さ
れている。区画室２０４、前縁チャンネル部５２”、蛇
状チャンネル部、後縁チャンネル部４６°及び後縁区画
室２１４内の冷却液の一部は、多数の衝突冷却孔２２６
を通って翼端区画室２２４に供給される。さらに、翼端
１６”の冷却は、翼端を貫通する多数の孔５９”を通っ
て、冷却液が区画室２２４からエアーフォイルの外へ排
出されることによって起こる。
第７図は、第５図及び第６図に示したタービンブレード
の一部を変更した本発明の第４の実施例を示している。
の一部を変更した本発明の第４の実施例を示している。
第７図では、前の実施例の部材と類似の部材は、同じ数
字の右肩に（”°）を付けて表示する。本実施例のター
ビンブレードは、翼長方向に延びる後縁冷却チャンネル
４６”を有しない点が、第５図及び第６図に示すタービ
ンブレードと異なっている。第５図及び第６図の後縁区
画室２１４に対応する第７図の後縁区画室２１４°。
字の右肩に（”°）を付けて表示する。本実施例のター
ビンブレードは、翼長方向に延びる後縁冷却チャンネル
４６”を有しない点が、第５図及び第６図に示すタービ
ンブレードと異なっている。第５図及び第６図の後縁区
画室２１４に対応する第７図の後縁区画室２１４°。
には、翼長方向に互いに離れてリブ２１０”を貫通する
多数の孔２１６”°を介して、蛇状チャンネル部の一つ
の第１の最後部の脚部６０”°から直接に冷却液が供給
される。
多数の孔２１６”°を介して、蛇状チャンネル部の一つ
の第１の最後部の脚部６０”°から直接に冷却液が供給
される。
また、翼端の形状も前の実施例と異なっている。
第７図の実施例では、翼端１６”°を形成する壁は、翼
弦方向に延在するチャンネル脚部６６°′を通る冷却液
から生ずる対流の結合によって、及び様々なチャンネル
脚部からの冷却液が孔５９”°を通り抜けることによっ
て、冷却される。」二連した他の実施例と同様に、冷却
液によって、翼端のフィルム冷却が行われる。
弦方向に延在するチャンネル脚部６６°′を通る冷却液
から生ずる対流の結合によって、及び様々なチャンネル
脚部からの冷却液が孔５９”°を通り抜けることによっ
て、冷却される。」二連した他の実施例と同様に、冷却
液によって、翼端のフィルム冷却が行われる。
［発明の効果］
上述したように、本発明のタービンブレードは、空洞内
に多数の流路が翼長方向に延在して、冷却液が広範囲に
渡ってエアーフォイルの内壁表面を通過するようになっ
ているので、冷却力を最大限に活用することが出来る。
に多数の流路が翼長方向に延在して、冷却液が広範囲に
渡ってエアーフォイルの内壁表面を通過するようになっ
ているので、冷却力を最大限に活用することが出来る。
また、本発明のタービンブレードは、従来のものに比べ
て翼長方向に延びるリブを多数使用しているので、強固
な構造にすることが出来る。また、重なり合ったＵ形チ
ャンネルを通り抜ける冷却液の全部あるいは大部分を、
エアーフォイルの前縁又は面縁付近にあるフィルム冷却
液孔を介して排出することが出来る。さらに、空洞内に
翼長方向に延在する多数の流路があるにもかかかわらず
、エアーフォイルを翼長方向に横切る流路の数が同じ単
一の蛇状チャンネル部を用いた場合よりも、圧力低下を
少なくすることが出来る。
て翼長方向に延びるリブを多数使用しているので、強固
な構造にすることが出来る。また、重なり合ったＵ形チ
ャンネルを通り抜ける冷却液の全部あるいは大部分を、
エアーフォイルの前縁又は面縁付近にあるフィルム冷却
液孔を介して排出することが出来る。さらに、空洞内に
翼長方向に延在する多数の流路があるにもかかかわらず
、エアーフォイルを翼長方向に横切る流路の数が同じ単
一の蛇状チャンネル部を用いた場合よりも、圧力低下を
少なくすることが出来る。
第１図は本発明の第１の実施例の中空タービンブレード
を示す断面図、第２図は第１図のタービンブレードの２
−２線断面図、第３図は第１図のタービンブレードの３
−３線断面図、第４図は本発明の第２の実施例の中空タ
ービンブレードを示す断面図、第５図は本発明の第３の
実施例の中空タービンブレ−ドを示す断面図、第６図は
第５図のタービンブレードの６−６線断面図、第７図は
本発明の第４の実施例の中空タービンブレードを示す断
面図τＪ・′）る。 ＩＯタービンブレード １２ ルート部 １４ エアーフォイル Ｉ６ 翼端 １８ ベース ２０ プラットホーム ３６ リブ ４６ 後縁チャンネル部 ５２ 前縁チャンネル部
を示す断面図、第２図は第１図のタービンブレードの２
−２線断面図、第３図は第１図のタービンブレードの３
−３線断面図、第４図は本発明の第２の実施例の中空タ
ービンブレードを示す断面図、第５図は本発明の第３の
実施例の中空タービンブレ−ドを示す断面図、第６図は
第５図のタービンブレードの６−６線断面図、第７図は
本発明の第４の実施例の中空タービンブレードを示す断
面図τＪ・′）る。 ＩＯタービンブレード １２ ルート部 １４ エアーフォイル Ｉ６ 翼端 １８ ベース ２０ プラットホーム ３６ リブ ４６ 後縁チャンネル部 ５２ 前縁チャンネル部
Claims (7)
- （１）翼根部と、該翼根部と一体となってエアーフォイ
ルを形成する壁手段とから成り、該壁手段が圧力側壁と
吸込側壁を有し、該圧力側壁及び吸込側壁が結合して前
記エアーフォイルの前縁と後縁を画成するとともに互い
に離れて配置して、翼長及び翼弦方向に延在する冷却液
空洞を前記エアーフォイル内に形成し、前記翼根部が、
外部から冷却液を導入して前記エアーフォイルの空洞に
供給する翼根流路手段を有するタービンブレードにおい
て、 前記空洞内に第１及び第２のＵ形チャンネル部を形成す
るリブ手段を設け、該第１のＵ形チャンネル部は、前方
及び後方に所定の間隔で翼長方向に延在する前方脚部及
び後方脚部と、該前方脚部と後方脚部を前記翼根部から
最も離れた端部において連結するするとともに翼弦方向
に延在する第１の翼弦方向脚部とを有し、前記第２のＵ
形チャンネル部は、前記第１のＵ形チャンネル部の前方
脚部と後方脚部の間に配置するとともに翼長方向に延在
する前方脚部と後方脚部を有し、該第２のＵ形チャンネ
ル部の前方脚部と後方脚部は、前記リブ手段によって互
いに隔てられているとともに、前記リブ手段によって前
記第１の翼弦方向脚部から隔てられて翼弦方向に延在す
る第２の翼弦方向脚部によって前記翼根部から最も離れ
た端部で互いに連結されており、 前記リブ手段は、さらに前記Ｕ形チャンネル部の前方に
翼長方向に延びる単一のチャンネル脚部を形成するとと
もに、前記翼根部に最も近い所の該脚部の端部に吸入口
を有し、 前記第１及び第２のＵ形チャンネル部の各々の後方脚部
が、前記翼根部に最も近い端部において前記翼根部流路
手段と連通して冷却液を導入する吸入口を有し、前記第
１及び第２のＵ形チャンネル部の各々の前方脚部が、前
記翼根部に最も近い端部において排出口を有し、該排出
口の各々がその前方に配置する前記単一のチャンネル脚
部の前記吸入口と直列に連通することを特徴とするター
ビンブレード。 - （２）前記翼板部流路手段が、前記第１及び第２のＵ形
チャンネル部の吸入口と連通してＵ形チャンネル部に共
通の冷却液源を供給する共通の主流路を有することを特
徴とする、請求項１項記載のタービンブレード。 - （３）前記リブ手段が、前記Ｕ形チャンネル部の前方の
脚部を分割し翼長方向に延在する第１のリブを有し、該
第１のリブは、前記翼板部に最も近い端部において翼弦
方向に延在するＵ形伸長部を有し、該伸長部によって前
記Ｕ形チャンネル部から前記単一のチャンネル脚部の吸
入口に回転損失を減少させて前記冷却液を導入すること
を特徴とする、請求項１項記載のタービンブレード。 - （４）前記エアーフォイルが翼長方向に延在する後縁ス
ロットを有し、前記リブ手段が翼長方向に延在するとと
もに前記第１のＵ形チャンネル部の後方脚部を画成する
第１のリブを有し、該第１のリブが、実質的に前記エア
ーフォイルの翼長方向全域に渡って翼長方向に所定の間
隔をあけて翼弦方向に延びる多数の流路を有し、前記第
１のＵ形チャンネル部から前記後縁スロットに冷却液を
供給することを特徴とする、請求項１項記載のタービン
ブレード。 - （５）前記空洞が、前記単一のチャンネル脚部の前方に
翼長方向に延在する前縁冷却チャンネル部を画成する手
段と有し、前記翼板部流路手段が、前記前縁冷却チャン
ネル部に冷却液を導入して前記前縁を冷却する前縁流路
を有することを特徴とする、請求項１項記載のタービン
ブレード。 - （６）前記空洞が、前記第１のＵ形チャンネル部の後方
脚部の後方に、翼長方向に延在する後縁冷却液チャンネ
ル部を画成する手段を有し、前記翼板部流路手段が、前
記後縁冷却チャンネル部に冷却液を導入して前記後縁を
冷却する後縁流路を有することを特徴とする、請求項５
項記載のタービンブレード。 - （７）前記圧力側壁及び吸込側壁の少なくとも１つが前
記空洞を横切る多数のフィルム冷却液流路を有し、該フ
ィルム冷却液流路には前記Ｕ形チャンネル部内の冷却液
を排出する排出口が設けられていることを特徴とする、
請求項１項記載のタービンブレード。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/082,403 US4767268A (en) | 1987-08-06 | 1987-08-06 | Triple pass cooled airfoil |
| US082,403 | 1987-08-06 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01134003A true JPH01134003A (ja) | 1989-05-26 |
| JP2733255B2 JP2733255B2 (ja) | 1998-03-30 |
Family
ID=22170982
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63195922A Expired - Fee Related JP2733255B2 (ja) | 1987-08-06 | 1988-08-05 | タービンブレード |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4767268A (ja) |
| EP (1) | EP0302810B1 (ja) |
| JP (1) | JP2733255B2 (ja) |
| AU (1) | AU606189B2 (ja) |
| DE (1) | DE3872465T2 (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005337259A (ja) * | 2004-05-27 | 2005-12-08 | United Technol Corp <Utc> | ロータブレード |
| JP2005337260A (ja) * | 2004-05-27 | 2005-12-08 | United Technol Corp <Utc> | ロータブレードおよびロータブレードの冷却方法 |
| JP2009504528A (ja) * | 2005-08-23 | 2009-02-05 | テトラ ラバル ホールデイングス エ フイナンス ソシエテ アノニム | パッケージを殺菌する方法および装置 |
| JP2012072767A (ja) * | 2010-09-29 | 2012-04-12 | General Electric Co <Ge> | タービン翼およびタービン翼を冷却するための方法 |
| JP2017078422A (ja) * | 2015-10-19 | 2017-04-27 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 物品を冷却する物品および方法 |
| US20170114648A1 (en) * | 2015-10-27 | 2017-04-27 | General Electric Company | Turbine bucket having cooling passageway |
| US9885243B2 (en) | 2015-10-27 | 2018-02-06 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
| US10508554B2 (en) | 2015-10-27 | 2019-12-17 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
| US10837292B2 (en) | 2017-09-13 | 2020-11-17 | DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD | Turbine blade with cooling structure, turbine including same turbine blade, and gas turbine including same turbine |
Families Citing this family (59)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5281084A (en) * | 1990-07-13 | 1994-01-25 | General Electric Company | Curved film cooling holes for gas turbine engine vanes |
| US5203873A (en) * | 1991-08-29 | 1993-04-20 | General Electric Company | Turbine blade impingement baffle |
| US5337805A (en) * | 1992-11-24 | 1994-08-16 | United Technologies Corporation | Airfoil core trailing edge region |
| US5288207A (en) * | 1992-11-24 | 1994-02-22 | United Technologies Corporation | Internally cooled turbine airfoil |
| US5403159A (en) * | 1992-11-30 | 1995-04-04 | United Technoligies Corporation | Coolable airfoil structure |
| US5603606A (en) * | 1994-11-14 | 1997-02-18 | Solar Turbines Incorporated | Turbine cooling system |
| US5645397A (en) * | 1995-10-10 | 1997-07-08 | United Technologies Corporation | Turbine vane assembly with multiple passage cooled vanes |
| US5741117A (en) * | 1996-10-22 | 1998-04-21 | United Technologies Corporation | Method for cooling a gas turbine stator vane |
| US5931638A (en) * | 1997-08-07 | 1999-08-03 | United Technologies Corporation | Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer |
| US6287075B1 (en) * | 1997-10-22 | 2001-09-11 | General Electric Company | Spanwise fan diffusion hole airfoil |
| US5975851A (en) * | 1997-12-17 | 1999-11-02 | United Technologies Corporation | Turbine blade with trailing edge root section cooling |
| US6206638B1 (en) * | 1999-02-12 | 2001-03-27 | General Electric Company | Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers |
| US6224336B1 (en) | 1999-06-09 | 2001-05-01 | General Electric Company | Triple tip-rib airfoil |
| US6270317B1 (en) * | 1999-12-18 | 2001-08-07 | General Electric Company | Turbine nozzle with sloped film cooling |
| DE10059997B4 (de) * | 2000-12-02 | 2014-09-11 | Alstom Technology Ltd. | Kühlbare Schaufel für eine Gasturbinenkomponente |
| DE10064269A1 (de) * | 2000-12-22 | 2002-07-04 | Alstom Switzerland Ltd | Komponente einer Strömungsmaschine mit Inspektionsöffnung |
| FR2829175B1 (fr) * | 2001-08-28 | 2003-11-07 | Snecma Moteurs | Circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz |
| US6974308B2 (en) | 2001-11-14 | 2005-12-13 | Honeywell International, Inc. | High effectiveness cooled turbine vane or blade |
| EP1321627A1 (de) * | 2001-12-21 | 2003-06-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Luft- und dampfgekühlte Turbinenschaufel und ein Verfahren zum Kühlen einer Turbinenschaufel |
| US7104757B2 (en) * | 2003-07-29 | 2006-09-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooled turbine blade |
| US6955525B2 (en) * | 2003-08-08 | 2005-10-18 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooling system for an outer wall of a turbine blade |
| US7018176B2 (en) * | 2004-05-06 | 2006-03-28 | United Technologies Corporation | Cooled turbine airfoil |
| US7464554B2 (en) * | 2004-09-09 | 2008-12-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor heat shield panel or exhaust panel including a cooling device |
| US7220103B2 (en) * | 2004-10-18 | 2007-05-22 | United Technologies Corporation | Impingement cooling of large fillet of an airfoil |
| US7334991B2 (en) * | 2005-01-07 | 2008-02-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade tip cooling system |
| US7189060B2 (en) * | 2005-01-07 | 2007-03-13 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system including mini channels within a turbine blade of a turbine engine |
| US20070009358A1 (en) * | 2005-05-31 | 2007-01-11 | Atul Kohli | Cooled airfoil with reduced internal turn losses |
| US7220934B2 (en) * | 2005-06-07 | 2007-05-22 | United Technologies Corporation | Method of producing cooling holes in highly contoured airfoils |
| US7300250B2 (en) * | 2005-09-28 | 2007-11-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooled airfoil trailing edge tip exit |
| US7296972B2 (en) * | 2005-12-02 | 2007-11-20 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil with counter-flow serpentine channels |
| FR2894281B1 (fr) * | 2005-12-05 | 2010-08-20 | Snecma | Aube de turbine a refroidissement et a duree de vie ameliores |
| US7413403B2 (en) * | 2005-12-22 | 2008-08-19 | United Technologies Corporation | Turbine blade tip cooling |
| US7607891B2 (en) * | 2006-10-23 | 2009-10-27 | United Technologies Corporation | Turbine component with tip flagged pedestal cooling |
| US7914257B1 (en) | 2007-01-17 | 2011-03-29 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine rotor blade with spiral and serpentine flow cooling circuit |
| US7780415B2 (en) * | 2007-02-15 | 2010-08-24 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade having a convergent cavity cooling system for a trailing edge |
| US8070441B1 (en) | 2007-07-20 | 2011-12-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with trailing edge cooling channels |
| US7967563B1 (en) | 2007-11-19 | 2011-06-28 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with tip section cooling channel |
| US8087891B1 (en) * | 2008-01-23 | 2012-01-03 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with tip region cooling |
| US8167558B2 (en) * | 2009-01-19 | 2012-05-01 | Siemens Energy, Inc. | Modular serpentine cooling systems for turbine engine components |
| US8721285B2 (en) * | 2009-03-04 | 2014-05-13 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade with incremental serpentine cooling channels beneath a thermal skin |
| US8267658B1 (en) * | 2009-04-07 | 2012-09-18 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Low cooling flow turbine rotor blade |
| US20100303610A1 (en) * | 2009-05-29 | 2010-12-02 | United Technologies Corporation | Cooled gas turbine stator assembly |
| US8613597B1 (en) * | 2011-01-17 | 2013-12-24 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with trailing edge cooling |
| US9145780B2 (en) | 2011-12-15 | 2015-09-29 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil cooling circuit |
| EP2948636B1 (en) | 2013-01-23 | 2019-03-06 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having contoured rib end |
| US9388699B2 (en) * | 2013-08-07 | 2016-07-12 | General Electric Company | Crossover cooled airfoil trailing edge |
| US11149548B2 (en) * | 2013-11-13 | 2021-10-19 | Raytheon Technologies Corporation | Method of reducing manufacturing variation related to blocked cooling holes |
| US10294799B2 (en) | 2014-11-12 | 2019-05-21 | United Technologies Corporation | Partial tip flag |
| US9988912B2 (en) | 2015-05-08 | 2018-06-05 | United Technologies Corporation | Thermal regulation channels for turbomachine components |
| US9938836B2 (en) * | 2015-12-22 | 2018-04-10 | General Electric Company | Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit |
| US9909427B2 (en) * | 2015-12-22 | 2018-03-06 | General Electric Company | Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit |
| US10808547B2 (en) * | 2016-02-08 | 2020-10-20 | General Electric Company | Turbine engine airfoil with cooling |
| US10655476B2 (en) * | 2017-12-14 | 2020-05-19 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engines with airfoils having improved dust tolerance |
| US10787932B2 (en) * | 2018-07-13 | 2020-09-29 | Honeywell International Inc. | Turbine blade with dust tolerant cooling system |
| US11021961B2 (en) * | 2018-12-05 | 2021-06-01 | General Electric Company | Rotor assembly thermal attenuation structure and system |
| US10914178B2 (en) * | 2019-03-12 | 2021-02-09 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoils having tapered tip flag cavity and cores for forming the same |
| CN110700894B (zh) * | 2019-11-05 | 2024-10-22 | 北京全四维动力科技有限公司 | 燃气轮机的涡轮转子叶片及采用其的燃气轮机 |
| CN111535870B (zh) * | 2020-05-06 | 2022-08-05 | 北京南方斯奈克玛涡轮技术有限公司 | 增材制造的含镂空肋片的发动机涡轮中间支承装置 |
| US12006836B2 (en) * | 2021-07-02 | 2024-06-11 | Rtx Corporation | Cooling arrangement for gas turbine engine component |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS58170801A (ja) * | 1982-03-31 | 1983-10-07 | Toshiba Corp | タ−ビンの翼 |
| JPS58202304A (ja) * | 1982-05-21 | 1983-11-25 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンの翼 |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB846583A (en) * | 1957-08-02 | 1960-08-31 | Rolls Royce | Improvements in or relating to rotor blading of fluid machines, for example, of compressors and turbines of gas turbine engines |
| US3533711A (en) * | 1966-02-26 | 1970-10-13 | Gen Electric | Cooled vane structure for high temperature turbines |
| US3628885A (en) * | 1969-10-01 | 1971-12-21 | Gen Electric | Fluid-cooled airfoil |
| BE794195A (fr) * | 1972-01-18 | 1973-07-18 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Aube directrice refroidie pour des turbines a gaz |
| US4073599A (en) * | 1976-08-26 | 1978-02-14 | Westinghouse Electric Corporation | Hollow turbine blade tip closure |
| US4180373A (en) * | 1977-12-28 | 1979-12-25 | United Technologies Corporation | Turbine blade |
| GB2100807B (en) * | 1981-06-30 | 1984-08-01 | Rolls Royce | Turbine blade for gas turbine engines |
| US4474532A (en) * | 1981-12-28 | 1984-10-02 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
| GB2121483B (en) * | 1982-06-08 | 1985-02-13 | Rolls Royce | Cooled turbine blade for a gas turbine engine |
| JPS59160002A (ja) * | 1983-03-02 | 1984-09-10 | Toshiba Corp | 冷却タ−ビン翼 |
| US4514144A (en) * | 1983-06-20 | 1985-04-30 | General Electric Company | Angled turbulence promoter |
| GB2165315B (en) * | 1984-10-04 | 1987-12-31 | Rolls Royce | Improvements in or relating to hollow fluid cooled turbine blades |
-
1987
- 1987-08-06 US US07/082,403 patent/US4767268A/en not_active Expired - Lifetime
-
1988
- 1988-08-03 DE DE8888630144T patent/DE3872465T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1988-08-03 EP EP88630144A patent/EP0302810B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1988-08-04 AU AU20401/88A patent/AU606189B2/en not_active Ceased
- 1988-08-05 JP JP63195922A patent/JP2733255B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS58170801A (ja) * | 1982-03-31 | 1983-10-07 | Toshiba Corp | タ−ビンの翼 |
| JPS58202304A (ja) * | 1982-05-21 | 1983-11-25 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンの翼 |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005337259A (ja) * | 2004-05-27 | 2005-12-08 | United Technol Corp <Utc> | ロータブレード |
| JP2005337260A (ja) * | 2004-05-27 | 2005-12-08 | United Technol Corp <Utc> | ロータブレードおよびロータブレードの冷却方法 |
| JP2009504528A (ja) * | 2005-08-23 | 2009-02-05 | テトラ ラバル ホールデイングス エ フイナンス ソシエテ アノニム | パッケージを殺菌する方法および装置 |
| JP2012072767A (ja) * | 2010-09-29 | 2012-04-12 | General Electric Co <Ge> | タービン翼およびタービン翼を冷却するための方法 |
| JP2017078422A (ja) * | 2015-10-19 | 2017-04-27 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 物品を冷却する物品および方法 |
| US20170114648A1 (en) * | 2015-10-27 | 2017-04-27 | General Electric Company | Turbine bucket having cooling passageway |
| US9885243B2 (en) | 2015-10-27 | 2018-02-06 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
| US10156145B2 (en) * | 2015-10-27 | 2018-12-18 | General Electric Company | Turbine bucket having cooling passageway |
| US10508554B2 (en) | 2015-10-27 | 2019-12-17 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
| US11078797B2 (en) | 2015-10-27 | 2021-08-03 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
| US10837292B2 (en) | 2017-09-13 | 2020-11-17 | DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD | Turbine blade with cooling structure, turbine including same turbine blade, and gas turbine including same turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE3872465D1 (de) | 1992-08-06 |
| EP0302810A3 (en) | 1989-04-12 |
| US4767268A (en) | 1988-08-30 |
| EP0302810B1 (en) | 1992-07-01 |
| AU2040188A (en) | 1989-02-09 |
| JP2733255B2 (ja) | 1998-03-30 |
| DE3872465T2 (de) | 1993-02-18 |
| EP0302810A2 (en) | 1989-02-08 |
| AU606189B2 (en) | 1991-01-31 |
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