JPH0421042B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPH0421042B2 JPH0421042B2 JP58105932A JP10593283A JPH0421042B2 JP H0421042 B2 JPH0421042 B2 JP H0421042B2 JP 58105932 A JP58105932 A JP 58105932A JP 10593283 A JP10593283 A JP 10593283A JP H0421042 B2 JPH0421042 B2 JP H0421042B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade body
- passage
- blade
- cooling fluid
- cavity
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
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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
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明は、冷却構造を改良したガスタービンの
翼に関する。
翼に関する。
ガスタービンは、通常、１つの軸に圧縮機とタ
ービンとを連結し、圧縮機で圧縮された高圧空気
で燃焼器内の圧力を高め、この状態で燃焼器内に
燃料を噴射して燃焼させ、この燃焼によつて生じ
た高温、高圧のガスをタービンに導いて膨張させ
ることにより回転動力を得るように構成されてい
る。圧縮機は、通常、案内翼と回転翼とを軸方向
に交互に配列して構成され、また、タービンも動
翼と静翼とを軸方向に交互に配列して構成されて
いる。
ービンとを連結し、圧縮機で圧縮された高圧空気
で燃焼器内の圧力を高め、この状態で燃焼器内に
燃料を噴射して燃焼させ、この燃焼によつて生じ
た高温、高圧のガスをタービンに導いて膨張させ
ることにより回転動力を得るように構成されてい
る。圧縮機は、通常、案内翼と回転翼とを軸方向
に交互に配列して構成され、また、タービンも動
翼と静翼とを軸方向に交互に配列して構成されて
いる。
ところで、上記のようなガスタービンにおい
て、出力効率を高めるにはタービンの入口におけ
る燃焼ガスの温度を高めることが最も有効である
と云われている。しかし、タービンの入口ガス温
度は、タービンの翼を構成する材料の耐熱応力性
あるいは高温酸化腐食特性等により制限される。
そこで、従来、翼本体の耐熱特性を向上させるた
めに翼本体を冷却流体によつて強制冷却するよう
にした翼が用いられている。すなわち、翼根部お
よび翼本体内に冷却流体の通路を形成し、この通
路内に翼根部側から冷却流体を導いて翼本体を内
側から対流冷却するとともに上記通路を通過した
冷却流体を翼本体の前縁部、後縁部および側縁部
から翼本体外へ流出させることによつて翼本体の
外面をフイルム冷却するようにした翼が用いられ
ている。
て、出力効率を高めるにはタービンの入口におけ
る燃焼ガスの温度を高めることが最も有効である
と云われている。しかし、タービンの入口ガス温
度は、タービンの翼を構成する材料の耐熱応力性
あるいは高温酸化腐食特性等により制限される。
そこで、従来、翼本体の耐熱特性を向上させるた
めに翼本体を冷却流体によつて強制冷却するよう
にした翼が用いられている。すなわち、翼根部お
よび翼本体内に冷却流体の通路を形成し、この通
路内に翼根部側から冷却流体を導いて翼本体を内
側から対流冷却するとともに上記通路を通過した
冷却流体を翼本体の前縁部、後縁部および側縁部
から翼本体外へ流出させることによつて翼本体の
外面をフイルム冷却するようにした翼が用いられ
ている。
しかしながら、上記のように、冷却流体を使つ
て翼本体を内外から冷却するようにした翼にあつ
ても次のような問題があつた。すなわち、翼根部
から導かれた冷却流体を翼本体内において分岐さ
せ、翼本体の前縁部、後縁部および側縁部から翼
本体外へ流出させるようにしているので必然的に
翼本体の先端部を冷却する冷却流体の量が少なく
なり、この結果、他の部分に較べて翼本体の先端
部の温度上昇が大きく、特に燃焼ガスが直接衝突
する先端部の前縁部は温度上昇が大きく、この温
度上昇に基いてガス温度が制限される問題があつ
た。
て翼本体を内外から冷却するようにした翼にあつ
ても次のような問題があつた。すなわち、翼根部
から導かれた冷却流体を翼本体内において分岐さ
せ、翼本体の前縁部、後縁部および側縁部から翼
本体外へ流出させるようにしているので必然的に
翼本体の先端部を冷却する冷却流体の量が少なく
なり、この結果、他の部分に較べて翼本体の先端
部の温度上昇が大きく、特に燃焼ガスが直接衝突
する先端部の前縁部は温度上昇が大きく、この温
度上昇に基いてガス温度が制限される問題があつ
た。
本発明は、このような事情に鑑みてなされたも
ので、その目的とするところは、翼本体を全体に
亘つて良好に冷却でき、もつてガス温度の高温
化、すなわち出力効率の向上化に寄与できるガス
タービンの翼を提供することにある。
ので、その目的とするところは、翼本体を全体に
亘つて良好に冷却でき、もつてガス温度の高温
化、すなわち出力効率の向上化に寄与できるガス
タービンの翼を提供することにある。
本発明は、翼本体内に冷却流体の通路を直接形
成し、この通路に導かれた冷却流体で翼本体を内
部から冷却するとともに通路を通過した冷却流体
を翼本体外へ流出させて翼本体を外部からも冷却
できるようにしたガスタービンの翼において、翼
本体内の先端壁内に翼本体の最前縁部近傍からキ
ヤンバ線に沿つて翼本体の最後縁近傍まで形成さ
れた空洞と、通路内に導かれた冷却流体の一部を
少なくとも前記翼本体内の前縁部近傍から前記空
洞内に導く導入口と、この導入口から導かれた冷
却流体を空洞内を翼本体の前縁部からキヤンバ線
に沿つて翼本体の後縁部まで略全域にわたつて連
続的に通流させ、空洞内がほぼ均一な温度となる
ように冷却した後に翼本体外へ流出させる排出孔
と、 を具備してなることを特徴としている。
成し、この通路に導かれた冷却流体で翼本体を内
部から冷却するとともに通路を通過した冷却流体
を翼本体外へ流出させて翼本体を外部からも冷却
できるようにしたガスタービンの翼において、翼
本体内の先端壁内に翼本体の最前縁部近傍からキ
ヤンバ線に沿つて翼本体の最後縁近傍まで形成さ
れた空洞と、通路内に導かれた冷却流体の一部を
少なくとも前記翼本体内の前縁部近傍から前記空
洞内に導く導入口と、この導入口から導かれた冷
却流体を空洞内を翼本体の前縁部からキヤンバ線
に沿つて翼本体の後縁部まで略全域にわたつて連
続的に通流させ、空洞内がほぼ均一な温度となる
ように冷却した後に翼本体外へ流出させる排出孔
と、 を具備してなることを特徴としている。
上記のように翼本体の先端壁内に空洞を設け、
この空洞内にも冷却流体を通流させるようにして
いるので、翼本体の先端部の冷却不足を解消する
ことができる。この場合、空洞への冷却流体の入
口および出口の径を所望に設定することによつて
空洞内での流速を十分高めることができ、この結
果、先端部を良好に冷却することが可能となる。
したがつて翼本体を内、外から冷却したことと相
俟つて翼本体全体を良好に冷却でき、ガス温度の
高温化に寄与できるものが得られる。
この空洞内にも冷却流体を通流させるようにして
いるので、翼本体の先端部の冷却不足を解消する
ことができる。この場合、空洞への冷却流体の入
口および出口の径を所望に設定することによつて
空洞内での流速を十分高めることができ、この結
果、先端部を良好に冷却することが可能となる。
したがつて翼本体を内、外から冷却したことと相
俟つて翼本体全体を良好に冷却でき、ガス温度の
高温化に寄与できるものが得られる。
以下本発明の実施例を図面を参照しながら説明
する。
する。
第１図は、本発明を適用した動翼をキヤンバ線
に沿つて切断して示す図である。すなわち、この
動翼は、大きく分けて翼本体１と、この翼本体１
を支持する翼根部２およびプラツトホーム部３と
で構成されている。翼本体１、翼根部２およびプ
ラツトホーム部３は、翼本体１の先端壁４を除い
て精密鋳造によつて一体的に形成されたもので、
鋳造後に、同じく精密鋳造等によつて形成された
上記先端壁４を溶接あるいは拡散接合等によつて
接合したものとなつている。
に沿つて切断して示す図である。すなわち、この
動翼は、大きく分けて翼本体１と、この翼本体１
を支持する翼根部２およびプラツトホーム部３と
で構成されている。翼本体１、翼根部２およびプ
ラツトホーム部３は、翼本体１の先端壁４を除い
て精密鋳造によつて一体的に形成されたもので、
鋳造後に、同じく精密鋳造等によつて形成された
上記先端壁４を溶接あるいは拡散接合等によつて
接合したものとなつている。
しかして、上記翼本体１および翼根部２の内部
には冷却流体の通路１１が形成されており、ま
た、先端壁４の内部には通路１１から分岐した冷
却流体の一部を通流させる通路１２が形成されて
いる。
には冷却流体の通路１１が形成されており、ま
た、先端壁４の内部には通路１１から分岐した冷
却流体の一部を通流させる通路１２が形成されて
いる。
上記通路１１は、翼根部２から翼本体１の先端
壁４まで高さ方向に延びた第１の通路１３と、こ
の通路１３と翼本体１１の前縁部外面との間に上
記第１の通路１３と平行に高さ方向に延びた第２
の通路１４と、上記第１の通路１３と翼本体１１
の後縁部外面との間に上記第１の通路１３と平行
に高さ方向に延びた第３の通路１５と、第１の通
路１３と第２の通路１４との間に存在する仕切壁
１６に高さ方向に複数設けられた小孔１７と、翼
本体１の前縁部外面と第２の通路１４との間に存
在する壁１８に高さ方向に複数設けられた小孔１
９と、前記第１の通路１３と第３の通路１５との
間に存在する仕切壁２０に高さ方向に複数設けら
れた小孔２１と、翼本体１の後縁部外面と第３の
通路１５との間に存在する壁２２に高さ方向に複
数設けられた小孔２３とで構成されている。
壁４まで高さ方向に延びた第１の通路１３と、こ
の通路１３と翼本体１１の前縁部外面との間に上
記第１の通路１３と平行に高さ方向に延びた第２
の通路１４と、上記第１の通路１３と翼本体１１
の後縁部外面との間に上記第１の通路１３と平行
に高さ方向に延びた第３の通路１５と、第１の通
路１３と第２の通路１４との間に存在する仕切壁
１６に高さ方向に複数設けられた小孔１７と、翼
本体１の前縁部外面と第２の通路１４との間に存
在する壁１８に高さ方向に複数設けられた小孔１
９と、前記第１の通路１３と第３の通路１５との
間に存在する仕切壁２０に高さ方向に複数設けら
れた小孔２１と、翼本体１の後縁部外面と第３の
通路１５との間に存在する壁２２に高さ方向に複
数設けられた小孔２３とで構成されている。
一方、通路１２は、先端壁４の内部にキヤンバ
線方向に延びる関係に形成された空洞２５と、前
記第２の通路１４と上記空洞２５内の前縁部側と
を連通させる導入口２６と、空洞２５の後縁部側
を翼本体外へ通じさせる排出口２７とで構成され
ている。
線方向に延びる関係に形成された空洞２５と、前
記第２の通路１４と上記空洞２５内の前縁部側と
を連通させる導入口２６と、空洞２５の後縁部側
を翼本体外へ通じさせる排出口２７とで構成され
ている。
このような構成であると、通路１１の第１の通
路１３に、図中実線矢印で示すように冷却流体を
導入すると、この冷却流体は、第１の通路１３内
を翼本体１の先端方向へと流れ、この間に翼本体
１の中央部分を対流冷却によつて内側から冷却す
る。そして、第１の通路１３内の冷却流体は、第
２図にも示すように、次に２つの流れに分岐さ
れ、一方においては小孔１７から壁１８の内面に
向けて噴射され、壁１８をインピンジ冷却した
後、一部が小孔１９から噴出して翼本体１の周面
に冷却流体の膜を形成するフイルム冷却に供さ
れ、また残りが前縁部近傍に設けられた導入口２
６を介して空洞２５内に流れ込む。また、他方に
おいては小孔２１から壁２２の内面に向けて噴射
され、壁２２をインピンジ冷却し、続いて小孔２
３から噴出し、小孔２３内を通る間に壁２２を対
流冷却する。そして、空洞２５内の前縁側に流れ
込んだ冷却流体は、最初に温度上昇の大きい前縁
側を冷却した後、空洞２５内を燃焼ガスの圧力の
高い前縁側からガスの圧力の低い後縁側へとスム
ーズに流れ、その間に対流冷却によつて先端壁４
を冷却した後、排出口２７を介して翼本体外へと
流出する。したがつて、翼本体１は、その中央
部、前縁部、後縁部および先端壁４の全てが、冷
却流体による対流冷却、インピンジ冷却あるいは
フイルム冷却によつて冷却されることになり、従
来の翼のように局部的に非常に高温になるところ
がないので、結局、前述した効果が得られる。
路１３に、図中実線矢印で示すように冷却流体を
導入すると、この冷却流体は、第１の通路１３内
を翼本体１の先端方向へと流れ、この間に翼本体
１の中央部分を対流冷却によつて内側から冷却す
る。そして、第１の通路１３内の冷却流体は、第
２図にも示すように、次に２つの流れに分岐さ
れ、一方においては小孔１７から壁１８の内面に
向けて噴射され、壁１８をインピンジ冷却した
後、一部が小孔１９から噴出して翼本体１の周面
に冷却流体の膜を形成するフイルム冷却に供さ
れ、また残りが前縁部近傍に設けられた導入口２
６を介して空洞２５内に流れ込む。また、他方に
おいては小孔２１から壁２２の内面に向けて噴射
され、壁２２をインピンジ冷却し、続いて小孔２
３から噴出し、小孔２３内を通る間に壁２２を対
流冷却する。そして、空洞２５内の前縁側に流れ
込んだ冷却流体は、最初に温度上昇の大きい前縁
側を冷却した後、空洞２５内を燃焼ガスの圧力の
高い前縁側からガスの圧力の低い後縁側へとスム
ーズに流れ、その間に対流冷却によつて先端壁４
を冷却した後、排出口２７を介して翼本体外へと
流出する。したがつて、翼本体１は、その中央
部、前縁部、後縁部および先端壁４の全てが、冷
却流体による対流冷却、インピンジ冷却あるいは
フイルム冷却によつて冷却されることになり、従
来の翼のように局部的に非常に高温になるところ
がないので、結局、前述した効果が得られる。
ここで、対流による熱伝達を表わすヌツセルト
数Nuは、一般に、 Nu∝RemPrn の形で表現される。但し、Reはレイノルズ数、
Prはプラントル数を示し、ｍ、ｎは定数を示し
ている。レイノルズ数Reは流体の流速が速い程
大きい。したがつて、導入口２６および排出口２
７の径を選択すれば、空洞２５内の冷却流体の流
速を速めることができ、これによつて先端壁４を
良好に冷却できる。このことは、第２の通路１４
の先端側位置（流量の少ない位置）から空洞２５
内に冷却流体を送り込むようにしても空洞２５内
の流体制御によつて良好に冷却できることを意味
している。
数Nuは、一般に、 Nu∝RemPrn の形で表現される。但し、Reはレイノルズ数、
Prはプラントル数を示し、ｍ、ｎは定数を示し
ている。レイノルズ数Reは流体の流速が速い程
大きい。したがつて、導入口２６および排出口２
７の径を選択すれば、空洞２５内の冷却流体の流
速を速めることができ、これによつて先端壁４を
良好に冷却できる。このことは、第２の通路１４
の先端側位置（流量の少ない位置）から空洞２５
内に冷却流体を送り込むようにしても空洞２５内
の流体制御によつて良好に冷却できることを意味
している。
なお、本発明は上述した実施例に限定されるも
のではない。たとえば、第３図ａ，ｂに示すよう
に空洞２５の内面にキヤンバ線と交差するように
凸部３１を設け、この凸部３１で通流する冷却流
体を積極的に撹拌させることによつて対流冷却効
果を向上させるようにしてもよい。また、第４図
ａ，ｂに示すように、第１の通路１３および第３
の通路１５からも孔３２，３３を介して空洞２５
内に冷却流体を送り込むようにしてもよい。この
場合、孔３２，３３の径および配設ピツチの選択
によつて孔３２，３３から噴出する冷却流体でキ
ヤンバ線に沿つた所望のインピンジ冷却特性を発
揮させることができる。また、第１の通路１３の
存在によつて翼本体１の腹側に形成された壁にフ
イルム冷却用の小孔を設けるようにしてもよい。
のではない。たとえば、第３図ａ，ｂに示すよう
に空洞２５の内面にキヤンバ線と交差するように
凸部３１を設け、この凸部３１で通流する冷却流
体を積極的に撹拌させることによつて対流冷却効
果を向上させるようにしてもよい。また、第４図
ａ，ｂに示すように、第１の通路１３および第３
の通路１５からも孔３２，３３を介して空洞２５
内に冷却流体を送り込むようにしてもよい。この
場合、孔３２，３３の径および配設ピツチの選択
によつて孔３２，３３から噴出する冷却流体でキ
ヤンバ線に沿つた所望のインピンジ冷却特性を発
揮させることができる。また、第１の通路１３の
存在によつて翼本体１の腹側に形成された壁にフ
イルム冷却用の小孔を設けるようにしてもよい。
第１図は本発明の一実施例に係る翼をキヤンバ
線に沿つて切断した縦断面図、第２図は同翼を第
１図におけるＡ−Ａ線に沿つて切断し矢印方向に
みた図、第３図ａは本発明の別の実施例に係る翼
を局部的に取り出して示す縦断面図、同図ｂは同
翼をａにおけるＢ−Ｂ線に沿つて切断し矢印方向
にみた図、第４図ａは本発明のさらに別の実施例
に係る翼を局部的に取り出して示す縦断面図、同
図ｂは同翼をａにおけるＣ−Ｃ線に沿つて切断し
矢印方向にみた図である。 １…翼本体、２…翼根部、４…先端壁、１１…
通路、２５…空洞、２６…導入口、２７…排出
口。
線に沿つて切断した縦断面図、第２図は同翼を第
１図におけるＡ−Ａ線に沿つて切断し矢印方向に
みた図、第３図ａは本発明の別の実施例に係る翼
を局部的に取り出して示す縦断面図、同図ｂは同
翼をａにおけるＢ−Ｂ線に沿つて切断し矢印方向
にみた図、第４図ａは本発明のさらに別の実施例
に係る翼を局部的に取り出して示す縦断面図、同
図ｂは同翼をａにおけるＣ−Ｃ線に沿つて切断し
矢印方向にみた図である。 １…翼本体、２…翼根部、４…先端壁、１１…
通路、２５…空洞、２６…導入口、２７…排出
口。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 翼本体内に冷却流体の通路を直接形成し、こ
の通路に導かれた冷却流体で翼本体を内部から冷
却するとともに前記通路を通過した冷却流体を翼
本体外へ流出させて前記翼本体を外部からも冷却
できるようにしたガスタービンの翼において、 前記翼本体内の先端壁内に前記翼本体の最前縁
部近傍からキヤンバ線に沿つて前記翼本体の最後
縁近傍まで形成された空洞と、 前記通路内に導かれた冷却流体の一部を少なく
とも前記翼本体内の前縁部近傍から前記空洞内に
導く導入口と、 この導入口から導かれた冷却流体を前記空洞内
を前記翼本体の前縁部からキヤンバ線に沿つて前
記翼本体の後縁部まで略全域にわたつて連続的に
通流させ、前記空洞内がほぼ均一な温度となるよ
うに冷却した後に前記翼本体外へ流出させる排出
孔と、 を具備してなることを特徴とするガスタービンの
翼。 ２ 前記空洞は、内面に凸部が形成されたもので
あることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載
のガスタービンの翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10593283A JPS59231102A (ja) | 1983-06-15 | 1983-06-15 | ガスタ−ビンの翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10593283A JPS59231102A (ja) | 1983-06-15 | 1983-06-15 | ガスタ−ビンの翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59231102A JPS59231102A (ja) | 1984-12-25 |
| JPH0421042B2 true JPH0421042B2 (ja) | 1992-04-08 |
Family
ID=14420621
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10593283A Granted JPS59231102A (ja) | 1983-06-15 | 1983-06-15 | ガスタ−ビンの翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59231102A (ja) |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5720431A (en) * | 1988-08-24 | 1998-02-24 | United Technologies Corporation | Cooled blades for a gas turbine engine |
| US5975851A (en) * | 1997-12-17 | 1999-11-02 | United Technologies Corporation | Turbine blade with trailing edge root section cooling |
| DE50309922D1 (de) * | 2003-07-29 | 2008-07-10 | Siemens Ag | Gekühlte Turbinenschaufel |
| US7413403B2 (en) * | 2005-12-22 | 2008-08-19 | United Technologies Corporation | Turbine blade tip cooling |
| EP2426316A1 (en) * | 2010-09-03 | 2012-03-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade |
| DE102013224998A1 (de) * | 2013-12-05 | 2015-06-11 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbinenrotorschaufel einer Gasturbine und Verfahren zur Kühlung einer Schaufelspitze einer Turbinenrotorschaufel einer Gasturbine |
| US9835087B2 (en) * | 2014-09-03 | 2017-12-05 | General Electric Company | Turbine bucket |
| 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 |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1410014A (en) * | 1971-12-14 | 1975-10-15 | Rolls Royce | Gas turbine engine blade |
| JPS5114519A (ja) * | 1974-07-25 | 1976-02-05 | Mitsui Shipbuilding Eng | Reikyakutaabindoyoku |
| US4224011A (en) * | 1977-10-08 | 1980-09-23 | Rolls-Royce Limited | Cooled rotor blade for a gas turbine engine |
| US4411597A (en) * | 1981-03-20 | 1983-10-25 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Tip cap for a rotor blade |
-
1983
- 1983-06-15 JP JP10593283A patent/JPS59231102A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS59231102A (ja) | 1984-12-25 |
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