JPH07189603A - タービン冷却翼及び冷却部材 - Google Patents

タービン冷却翼及び冷却部材

Info

Publication number
JPH07189603A
JPH07189603A JP5335457A JP33545793A JPH07189603A JP H07189603 A JPH07189603 A JP H07189603A JP 5335457 A JP5335457 A JP 5335457A JP 33545793 A JP33545793 A JP 33545793A JP H07189603 A JPH07189603 A JP H07189603A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
cooling
blade
flow
cooling medium
flow path
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.)
Granted
Application number
JP5335457A
Other languages
English (en)
Other versions
JP3192854B2 (ja
Inventor
Asako Inomata
麻子 猪亦
Hisashi Matsuda
寿 松田
Yoshitaka Fukuyama
佳孝 福山
Fumio Otomo
文雄 大友
Yuji Nakada
裕二 中田
Hideo Nomoto
秀雄 野本
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Toshiba Corp
Original Assignee
Toshiba Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Toshiba Corp filed Critical Toshiba Corp
Priority to JP33545793A priority Critical patent/JP3192854B2/ja
Priority to EP94120722A priority patent/EP0661414B1/en
Priority to EP98100858A priority patent/EP0845580B1/en
Priority to DE69433749T priority patent/DE69433749T2/de
Priority to DE69412056T priority patent/DE69412056T2/de
Priority to US08/365,430 priority patent/US5538394A/en
Publication of JPH07189603A publication Critical patent/JPH07189603A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3192854B2 publication Critical patent/JP3192854B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—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
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F3/00—Plate-like or laminated elements; Assemblies of plate-like or laminated elements
    • F28F3/02—Elements or assemblies thereof with means for increasing heat-transfer area, e.g. with fins, with recesses, with corrugations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/127—Vortex generators, turbulators, or the like, for mixing
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【目的】 冷却効率を向上させたタービン冷却翼を提供
する。 【構成】 隔壁３５と背腹分離壁３６で仕切られた複数
の流路を有し、これら流路の一部が連通するリターンフ
ロー流路を構成していて、その最下流に位置する流路が
腹側冷却流路５６と背側冷却流路５７，５８を備えてお
り、冷却媒体が腹側冷却流路５６を半径方向外向きに流
れた後、背側冷却流路５７を半径方向内向きに流れ、さ
らに背側冷却流路５８を半径方向外向きに流れながら最
下流の背側冷却流路５８からフィルム冷却孔４８、もし
くは翼先端部の吹出し孔５３を介して吹き出されるもの
で、腹側冷却流路５６と背側冷却流路５７でコリオリ力
を利用して冷却を行い、コリオリ力が利用困難な最下流
の背側冷却流路５８では冷却媒体を半径方向外向きに流
してフィルム冷却、もしくは翼先端部での吹出し冷却を
行うことで、高い内部熱伝達を持つ領域が増加し、冷却
効率が高くなる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、タービン冷却翼及び冷
却部材に関する。
【０００２】
【従来の技術】一般にガスタービンエンジンでは、燃焼
ガスにより駆動されるタービン自体が燃焼器へ空気を供
給する送風機または圧縮機を駆動するようにした自力的
駆動方式が採用されている。このような方式を採用して
いるものでのタービン出力効率を高める有効な方法とし
ては、タービン入口における燃焼ガス温度を高めること
である。
【０００３】しかし、この燃焼ガス温度は、タービンの
翼、特に第１段の動翼および静翼を構成する材料の耐熱
応力性、あるいは高温下での酸化、腐食等の耐性により
上限が制限されている。そこで従来から翼を冷却して用
いることでガス温度を上げるようにし、例えば翼内部を
冷却媒体を用いて強制的に冷却等することにより翼表面
平均温度を８００℃〜９００℃程度に保つようにして、
１０００℃〜１３００℃程度の主流ガス温度でタービン
の運転が行われている。
【０００４】一方、小形高機能化が進み稠密化してきて
いる半導体装置等においては、装置内での発熱量が大き
くなって最近ではタービン翼と同等の熱流束を持つよう
になり、タービン翼の内部表面を冷却媒体を用いて強制
的に冷却するのと同様の冷却手段が必要になってきてい
る。
【０００５】以下、従来技術について図面を参照して説
明する。先ず、第１の従来技術を図３１及び図３２によ
り説明する。図３１はタービン動翼の横断面図であり、
図３２はタービン動翼の縦断面図である。
【０００６】図３１及び図３２において動翼１は、翼前
縁部２で翼根元部３から供給される冷却媒体が翼スパン
方向に伸びる冷却通路４に導かれて翼前縁５内壁面をイ
ンピンジメント冷却すると共に、冷却通路４の翼背部及
び腹側部の翼面６，７に形成されたフィルム孔８から放
出されてフィルム冷却を行う。また、翼前縁５もシャワ
ーヘッド９が形成されフィルム冷却を行う。
【０００７】同様に翼の中間から後縁にかけては、リタ
ーンフロー流路１０、ピンフィン１１による強制対流冷
却が行われる。つまり冷却媒体が翼スパン方向に伸びる
冷却通路１２に導かれ、さらに冷却通路１２と平行して
翼後縁側に形成されたリターンフロー流路１０を順次通
過し、最終流路１３の壁面に形成されているオリフィス
孔１４を通過して、ピンフィン１１が設けられた翼後縁
部１５に流入する。
【０００８】冷却媒体はさらにピンフィン１１において
対流冷却をした後、翼後縁端１６から吹き出される。な
お、１７は最終流路の腹側翼面に形成されたフィルム孔
であり、１８は冷却通路４，１２及びリターンフロー流
路１０の内壁面に複数形成されたリブである。
【０００９】このような構成であると、主流ガス温度が
１０００℃〜１３００℃程度のタービン冷却翼の場合、
主流ガス流量の数パーセントの冷却空気量により翼表面
平均温度を８５０℃に保つことが可能である。ところが
近年は熱効率をより大きくするため主流ガス温度が１３
００℃〜１５００℃級、さらに高効率型水素燃焼タービ
ンにあっては１５００℃〜２０００℃級程度の雰囲気で
動作させることが考えられるようになってきた。
【００１０】そして上述の構成で翼表面平均温度を８５
０℃に保つようにして主流ガス温度を上げるためには冷
却空気量が多大になり、システム全体の熱効率を著しく
低下し、実現が困難なものとなっていた。
【００１１】また上述の構成以外にも、少ない冷却媒体
で効率の良い冷却が行える構造が考えられている。例え
ば、翼の回転にともなって働くコリオリ力注目した冷却
構造がＵＳＰ５１６５８５２号公報に見られる。
【００１２】これによると翼内部を流れる冷却媒体には
翼の回転によって遠心力とともにコリオリ力が作用す
る。半径方向外向きの流れにおいてはコリオリ力は回転
方向とは逆方向にかかり、一方半径方向内向きの流れに
おいては回転方向と同方向にコリオリ力が作用する。そ
してそれぞれ２次流れが誘起され、コリオリ力の方向に
向かう壁に流れの衝突部分が発生し、この部分の熱伝達
率が上昇することが示されている。
【００１３】そして、これをタービン動翼内の冷却通路
にあてはめたものでは、半径方向外向きの流れで翼腹側
壁に２次流れの衝突部分が発生し熱伝達率が高くなる。
同様に半径方向内向きの流れで翼背側壁の熱伝達率が高
くなる。しかし、この構造によってもより高い主流ガス
温度に対応できる冷却効率のよいタービン翼を実現する
ことが困難なものとなっていた。
【００１４】次に、例えばガスタービン冷却翼内の冷却
流路に設けられ、ここを流れる冷却媒体を乱流状態に
し、その乱れ度を増大させて対流冷却を強化する乱流促
進リブ等の冷却部材に係る第２の従来技術を図３３及び
図３４により説明する。図３３はタービン冷却翼の縦断
面図であり、図３４はタービン冷却翼の横断面図であ
る。
【００１５】図３３及び図３４において、２１はガスタ
ービンのタービン冷却翼で、ルート部２１ａと翼部２１
ｂからなっている。また翼２１の内部には冷却流路２２
が複数本形成されており、冷却媒体が冷媒入口部２３よ
り供給され、冷却流路２２をリターン部２４を経由しな
がら流れ、翼部２１ｂを冷却してから翼端部２５あるい
は翼後縁部２６から主流ガス中に放出される。
【００１６】そして、冷却流路２２の表面には乱流促進
リブ２７が冷却媒体の流れ方向に交差するように設けら
れていて、冷却流路２２内の冷却媒体に強い乱れを作り
出すようになっている。このため、乱流促進リブ２７に
よる冷却媒体の強い乱れによって冷却効果を増大させて
いる。なお、２８は翼２１内部に冷却流路２２形成する
よう仕切る隔壁であり、２９は翼後部に多数設けられた
ピンフィンである。
【００１７】また他に、特開昭６０−１０１２０２号公
報には冷却流路に対してリブを斜めに設置する例が開示
されており、冷却流路に対して直角方向に設置した場合
よりも更に高い冷却伝熱性能を得られ、またリブの周囲
にゴミが溜まることが抑制でき伝熱性能の低下が図れる
とされている。さらには「への字型」「ハの字型」の乱
流促進リブによる３次元的乱流渦の発生を利用した対流
冷却強化の手段が特開平５−１０１０１号公報に開示さ
れている。
【００１８】以上、対流冷却強化のため様々な乱流促進
リブが考えられているが、乱流促進リブの設置は対流強
化をもたらす半面、冷却流体の流路抵抗を増大すること
にもなるため、より効果的な冷却が行える乱流促進体で
ある冷却部材の実現が望まれている。
【００１９】
【発明が解決しようとする課題】上記のように、第１の
従来技術のようなコリオリ力を利用した冷却構造では翼
腹側は半径方向外向き、翼背側は半径方向内向きの流れ
であることが必要である。しかしリターンフロー流路の
最終通路は冷却媒体の滞留や圧損による圧力低下のため
主流からの逆流が発生することを防ぐため、遠心力を利
用する半径方向外向きの流れにすることが多い。またフ
ィルム冷却を行う場合にはリターンフロー流路の最終通
路にフィルム孔を設けるのが一般的である。このときに
は翼背側流路が最終通路となり、この最終通路では半径
方向外向きの流れとなりコリオリ力の効果のない流路が
できることとなる。
【００２０】このような状況に鑑みてなされた本発明の
１つでの目的とするところは、コリオリ力を利用しなが
ら、より冷却効率を向上させたタービン冷却翼を提供す
ることにある。
【００２１】また、上記の第２の従来技術に対応してな
された本発明の他の１つでの目的とするところは、冷却
媒体の流れの中に配置されて冷却媒体を乱流状態にしな
がら、より良好な対流冷却効果が得られる冷却部材を提
供することにある。
【００２２】
【課題を解決するための手段】本発明のタービン冷却翼
及び冷却部材は、中空に形成された翼内が隔壁と背腹分
離壁で仕切られて冷却媒体の複数の流路が形成され、且
つ流路の少なくとも一部が連通するリターンフロー流路
を構成しているタービン冷却翼において、リターンフロ
ー流路の最下流に位置する流路が１つの腹側冷却流路と
複数の背側冷却流路を備え、冷却媒体が腹側冷却流路を
半径方向外向きに流れた後に背側冷却流路の一つを半径
方向内向きに流れ、さらに該背側冷却流路の最下流の冷
却流路を半径方向外向きに流れると共に最下流の冷却流
路からフィルム冷却孔もしくは翼先端部孔を介して吹き
出されるものであることを特徴とするものであり、ま
た、中空に形成された翼内を壁で仕切ることにより冷却
媒体の複数の流路が形成されたタービン冷却翼におい
て、流路が翼回転方向に対し略平行な壁もしくは略直交
する壁で仕切られた腹側冷却流路と背側冷却流路を有す
るものであることを特徴とするものであり、また、流通
する冷却媒体中に配置された被冷却体の表面に突出部を
形成するようにして設けられると共に、突出部に冷却媒
体の流れ方向に対し所定の角度を設けるようにした少な
くとも１つの切り欠き部位が備えられて、冷却媒体を乱
流状態にして被冷却体の冷却をするようにしたことを特
徴とするものであり、また、流通する冷却媒体中に配置
された被冷却体の表面に突出部を形成するようにして設
けられると共に、突出部に冷却媒体の流れ方向に対し所
定の角度を有するように設けられ且つ冷却媒体の流れ方
向と平行な方向を軸方向に持つ縦渦を主として発生せし
める縁部が備えられて、冷却媒体を乱流状態にして被冷
却体の冷却をするようにしたことを特徴とするものであ
る。
【００２３】
【作用】上記のように構成されたタービン冷却翼及び冷
却部材は、タービン冷却翼が、背腹冷却流路のリターン
フロー流路をもち、コリオリ力が利用できる方向、すな
わち腹側冷却流路では半径方向外向きに、背側冷却流路
では半径方向内向きに冷却媒体が流れる流路が多く形成
され、高い内部熱伝達を持つ領域が増加し冷却効率が高
くなる。また、冷却流路を回転方向に略平行な壁で構成
することにより二次流れの衝突部分が壁に発生しコリオ
リ力によって内部熱伝達が上昇し冷却効率を向上させ、
あるいは略直交する壁で構成することにより二次流れの
発生が効率良く行われ、冷却効率がより高くなる。
【００２４】冷却部材が、冷却媒体の乱流促進体として
冷却媒体の流通方向に対し所定の角度で設けられた少な
くとも１つ以上の切り欠き部分、あるいは主として縦渦
を発生させる縁を有するように形成して突出させたもの
で、切り欠き部分の縁や縦渦を発生させる縁からは冷却
媒体の流れの中に主流方向に軸を持つ縦渦が放出される
ことで冷却媒体が強い乱流状態になり、熱伝達率が増大
して被冷却部材の冷却が効率的に行える。
【００２５】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照して説明
する。先ず、本発明の１つについて、これに係る第１の
実施例を図１乃至図５により説明する。図１はタービン
冷却翼の横断面図であり、図２は図１におけるＡ−Ａ矢
方向視の縦断面図であり、図３は図１におけるＢ−Ｂ矢
方向視の縦断面図であり、図４は図１のＣ部分に対応す
る第１の変形例の横断面図であり、図５は図１のＣ部分
に対応する第２の変形例の横断面図である。
【００２６】図１乃至図５において、タービン冷却翼３
１は翼前部３２から翼中間部３３、翼後部３４にかけて
の内部を複数に仕切る隔壁３５と、翼中間部３３を背側
と腹側に仕切る背腹分離壁３６により、翼スパン方向に
伸びる複数の冷却流路が内部に構成されている。なお、
タービン冷却翼３１は矢印Ｒを翼回転方向としている。
【００２７】また各冷却流路は、翼前部３２を除き３つ
のリターンフロー流路を形成しており、翼中間部３３に
形成された冷却流路は、翼先端部３７や翼根元部３８の
リターン部３９でリターンして連通する一続きのリター
ンフロー流路を形成する。そして各冷却流路には、内径
側の翼根元部３８から４つの供給部４０，４１，４２，
４３に分けて供給される。
【００２８】翼前部３２では、供給部４０から供給され
た冷却媒体が翼スパン方向に伸びる冷却通路４４に導か
れて翼前縁４５内壁面をインピンジメント冷却すると共
に、冷却通路４４の背側及び腹側の翼面４６，４７に形
成されているフィルム孔４８から放出されてフィルム冷
却を行う。また、翼前縁４５もシャワーヘッド４９が形
成されフィルム冷却を行う。
【００２９】また翼中間部３３のＣ部分は、３つの冷却
流路で一つのリターンフロー流路を形成している。すな
わち、背腹分離壁３６よって腹側に形成された第１流路
５０には翼根元部３８の供給部４１から供給された冷却
媒体が半径方向外向き流れ、続いて冷却媒体は翼先端部
３７のリターン部３９でリターンし、背側の第２流路５
１を半径方向内向きに流れる。その後、冷却媒体は翼根
元部３８のリターン部３９で再度リターンし背側の第３
流路５２を流れ、途中、フィルム孔４８からの放出によ
るフィルム冷却や、吹出し孔５３からの放出による翼先
端部３７の冷却を行い、すべて主流中に放出される。
【００３０】このように第１流路５０と第２流路５１で
はコリオリ力による熱伝達率上昇を利用し、翼壁を冷却
し、第３流路５２はコリオリ力利用の流れ方向ではない
ためフィルム吹き出し用流路としてフィルム孔４８を多
数設けている。なお、第３流路５２に設けたフィルム孔
４８を第１流路５０と第２流路５１にも設けてフィルム
冷却を行うようにしてもよい。
【００３１】またリターンフロー流路は冷却媒体の温度
が上昇したり、途中のフィルム孔４８によるフィルム吹
き出しにより冷却媒体流量が減少するため、徐々に冷却
効率が低下する。それを防ぐため第１、第２、第３流路
５０，５１，５２は下流方向に向かって順にその断面積
が減じるよう構成し、流速を高くするようにして冷却効
率の低下を防いでいる。
【００３２】さらに翼中間部３３のＤ部分では、翼根元
部３８の供給部４２から腹側第４流路５４に供給された
冷却媒体は半径方向外向きに流れ、次に背側第５流路５
５を半径方向内向きに、次に腹側第６流路５６を半径方
向外向きに流れ、続いて背側第７流路５７を半径方向内
向きに流れ、最後に背側のフィルム孔４８が設けられた
第８流路５８を流れ、フィルム冷却を行いながら主流中
に放出される。
【００３３】またさらに、翼後部３４では翼根元部３８
の供給部４３から供給された冷却媒体が半径方向外向き
流れた後、これに平行して翼後縁５９側に形成されたリ
ターンフロー流路を順次通過し、最終流路６０の隔壁３
５に形成されているオリフィス孔６１を通過して、ピン
フィン６２が設けられた翼後縁部６３に流入する。
【００３４】そして冷却媒体はピンフィン６２において
対流冷却をした後、翼後縁５９から主流中に吹き出され
る。なお、６４は冷却流路の翼内壁面に流路方向に交差
するよう多数突出させたリブで、これにより流通する冷
却媒体は乱流状態となって翼壁の冷却が促進される。
【００３５】このように本実施例は構成されているた
め、コリオリ力が利用できる方向、すなわち翼腹側の第
１、第４、第６流路５０，５４，５６では半径方向外向
きに、翼背側の第２、第５、第７流路５１，５５，５７
では半径方向内向きに冷却媒体が流れる流路が多くな
り、高い内部熱伝達を持つ領域が増加し、第３、第８流
路５２，５８でのフィルム冷却との併用でより冷却効率
が高いものとなる。
【００３６】なお、翼中間部３３のＣ部分の流路の構成
は上記したものに限定されるものではなく、図４及び図
５に示すように構成しても上記のものと同様の効果が得
られる。すなわち、図４の第１の変形例においては、第
２流路５１を翼後縁側に配置し、第３流路５２を翼前縁
側に配置してもよく、さらに図４では第２流路５１にフ
ィルム孔４８を第３流路５２よりも少なく設けるように
しているが、これはなくてもよい。
【００３７】また、図５の第２の変形例においては、上
記における第３流路５２を２つの第３流路５２ａ，５２
ｂに分け、第２流路５１の翼前縁側と翼後縁側の両側に
配置している。そしてこれらの流路５１，５２ａ，５２
ｂには、冷却冷媒が第１の流路５０から翼先端部３７で
リターンして第２流路５１を半径方向内向きに流れ、さ
らに翼根元部３８でリターンすると共に２つに分流し、
２つの第３流路５２ａ，５２ｂを半径方向外向きに流
れ、途中、フィルム孔４８からの放出によるフィルム冷
却を行う。この図５では第１流路５１にフィルム孔４８
を２つの第３流路５２ａ，５２ｂよりも少なく設けるよ
うにしているが、これはなくてもよい。また第３流路を
２つに分流するようにしたものとしたが、さらに多く分
流するようにしてもよい。
【００３８】次に、第２の実施例を図６乃至図８により
説明する。図６はタービン冷却翼の横断面図であり、図
７は図６におけるＥ−Ｅ矢方向視の縦断面図であり、図
８は図６におけるＦ−Ｆ矢方向視の縦断面図である。
【００３９】図６乃至図８において、タービン冷却翼６
５は翼前部３２から翼中間部３３、翼後部３４にかけて
の内部が、翼回転方向Ｒに対し平行な隔壁６６と、同じ
く翼回転方向Ｒに対し垂直な背腹分離壁６７によって仕
切られ、多数の翼スパン方向に伸びる冷却流路が翼内部
に形成されている。
【００４０】これらのうち、翼中間部３３に形成された
冷却流路は、背腹分離壁６７よって腹側に形成された冷
却媒体が半径方向外向きに流れる複数の腹側流路６８
と、背側に形成された冷却媒体が半径方向内向きに流れ
る複数の背側流路６９とで構成される。このように構成
された腹側流路６８と背側流路６９とは、翼先端部３７
のリターン部３９でリターンするようにして連通するリ
ターンフロー流路を形成する。
【００４１】そして内径側の翼根元部３８から供給され
た冷却媒体は、翼前部３２、翼中間部３３、翼後部３４
に分配されて流通する。そして翼前部３２では、供給さ
れた冷却媒体が翼スパン方向に伸びる冷却通路７０に導
かれてシャワーヘッド４９が形成された翼前縁４５のフ
ィルム冷却を行う。
【００４２】また翼中間部３３では、供給された冷却媒
体が腹側流路６８を半径方向外向きに流れ、翼先端部３
７のリターン部３９でリターンして背側流路６９を半径
方向内向きに流れる。そして冷却媒体は腹側流路６８及
び背側流路６９の背側及び腹側の翼面４６，４７に形成
されたフィルム孔４８から放出されてフィルム冷却を行
いながら、また背側流路６９の翼先端部３７の吹出し孔
５３からの放出によって主流中に放出される。なお、腹
側流路６８及び背側流路６９の翼内壁面には流路方向に
交差するよう多数突出させたリブ６４が設けられてい
る。
【００４３】さらに翼後部３４では、供給された冷却媒
体がピンフィン６２が設けられた翼後縁部６３に流入
し、この翼後縁部６３を半径方向外向き流れピンフィン
６２において対流冷却をした後、翼後縁５９から主流中
に吹き出される。
【００４４】このように構成されているため、翼中間部
３３ではコリオリ力が利用できる方向に多数形成された
冷却流路、すなわち翼腹側では半径方向外向きに冷却媒
体が流れる腹側流路６８、また翼背側では半径方向内向
きに冷却媒体が流れる背側流路６９が翼回転方向Ｒに平
行な隔壁６６で仕切られることになる。これによりコリ
オリ力による２次流れの衝突部分は必ず隔壁６６ではな
く翼内壁に生じ、コリオリ力による熱伝達率上昇効果を
無駄無く冷却に利用でき、高い内部熱伝達が行われる。
【００４５】さらに、腹側流路６８及び背側流路６９は
翼回転方向Ｒに対して垂直な背腹分離壁６７で背側と腹
側に分けられているので、コリオリ力による２次流れの
発生がより確実に行われ、より熱伝達率上昇効果が高い
ものとなる。
【００４６】なお、翼中間部３３のリターンフロー流路
は翼先端部３７のリターン部３９で行う１回のリターン
であるが、翼根元部３８にもリターン部を設け、さらに
リターンさせるようにして腹側の流路に導くなど、複数
回リターンするように構成してもよい。
【００４７】次に、第３の実施例を図９乃至図１１によ
り説明する。図９はタービン冷却翼の横断面図であり、
図１０は図９におけるＧ−Ｇ矢方向視の縦断面図であ
り、図１１は図９におけるＨ−Ｈ矢方向視の縦断面図で
ある。
【００４８】図９乃至図１１において、タービン冷却翼
７１は翼前部３２から翼中間部３３、翼後部３４にかけ
ての内部が、翼回転方向Ｒに対し平行な隔壁６６，７２
と、同じく翼回転方向Ｒに対し垂直な背腹分離壁６７に
よって仕切られ、多数の翼スパン方向に伸びる冷却流路
が翼内部に形成されている。
【００４９】これらのうち、翼中間部３３に形成された
冷却流路は、背腹分離壁６７よって腹側に形成された冷
却媒体が半径方向外向きに流れる複数の腹側流路６８
と、背側に形成された冷却媒体が半径方向内向きに流れ
る複数の第１の背側流路７３及び第１の背側流路７３に
隔壁７２で隣接する半径方向外向きに流れる第２の背側
流路７４で構成される。このように構成された腹側流路
６８と第１の背側流路７３、第２の背側流路７４とは、
翼先端部３７及び翼根元部３８のリターン部３９とでリ
ターンするようにして連通するリターンフロー流路を形
成する。
【００５０】すなわち、翼中間部３３の前側部分では腹
側流路６８と第１の背側流路７３とが翼先端部３７のリ
ターン部３９で、さらに第１の背側流路７３とこれより
後縁側の第２の背側流路７４とが翼根元部３８のリター
ン部３９で連通している。
【００５１】また翼中間部３３の中間部分では腹側流路
６８と第１の背側流路７３とが翼先端部３７のリターン
部３９で、さらに第１の背側流路７３とこれより前縁側
の第２の背側流路７４とが翼根元部３８のリターン部３
９で連通している。
【００５２】またさらに翼中間部３３の後側部分では腹
側流路６８と第１の背側流路７３とが翼先端部３７のリ
ターン部３９で、さらに第１の背側流路７３とこれのよ
り前縁側及び後縁側に設けられた２つのの第２の背側流
路７４とが翼根元部３８のリターン部３９で連通してい
る。
【００５３】なお、腹側流路６８と第２の背側流路７４
には背側及び腹側の翼面４６，４７にフィルム孔４８が
形成されており、第１の背側流路７３及び第２の背側流
路７４の翼先端部３７に吹出し孔５３形成されている。
また腹側流路６８と第１の背側流路７３の翼内壁面には
流路方向に交差するよう多数突出させたリブ６４が設け
られている。
【００５４】そして内径側の翼根元部３８から供給され
た冷却媒体は、翼前部３２、翼中間部３３、翼後部３４
に分配されて流通する。
【００５５】翼中間部３３では、供給された冷却媒体が
腹側流路６８を半径方向外向きに流れ、翼先端部３７の
リターン部３９でリターンして第１の背側流路７３を半
径方向内向きに流れ、翼根元部３８のリターン部３９で
リターンして第２の背側流路７４を半径方向外向きに流
れる。そして冷却媒体は腹側流路６８及び第２の背側流
路７４に形成されたフィルム孔４８から放出されてフィ
ルム冷却を行いながら、また第１の背側流路７３及び第
２の背側流路７４の吹出し孔５３からの放出によって主
流中に放出される。
【００５６】このように構成されているため、第２の実
施例と同様に翼回転方向Ｒに平行な隔壁６６，７２で仕
切られ、垂直な背腹分離壁６７で背側と腹側に分けられ
ている腹側流路６８と第１の背側流路７３でコリオリ力
による熱伝達率上昇効果を無駄無く冷却に利用でき、高
い内部熱伝達が行われる。さらに翼の背側はフィルム冷
却用流路の第２の背側流路７４のフィルム孔４８によっ
てフィルム冷却される。
【００５７】次に本発明の他の１つについて、それに係
るタービン冷却翼に適用した第４の実施例を図１２及び
図１３により説明する。図１３はタービン冷却翼の縦断
面図であり、図１３は乱流促進体部分の拡大斜視図であ
る。
【００５８】図１２及び図１３において、タービン冷却
翼８１は翼前縁部８２で翼根元部８３から供給される冷
却媒体が、翼スパン方向に伸びる冷却通路８４に導かれ
て翼前縁８５内壁面をインピンジメント冷却する。ま
た、翼前縁８５にはシャワーヘッド８６が形成されフィ
ルム冷却を行う。
【００５９】さらに翼の中間から後縁にかけては、リタ
ーンフロー流路８７、ピンフィン８８による強制対流冷
却が行われる。つまり冷却媒体が翼スパン方向に伸びる
冷却通路８９に導かれ、さらに冷却通路８９と平行して
翼後縁側に形成されたリターンフロー流路８７を順次通
過する。
【００６０】その後、最終流路９０の壁面に形成されて
いるオリフィス孔９１を通過して、ピンフィン８８が設
けられた翼後縁部９２に流入する。翼後縁部９２に流入
した冷却媒体はさらにピンフィン８８において対流冷却
をした後、翼後縁端９３から吹き出される。
【００６１】そして翼前縁部８２の冷却通路８４、翼の
中間から後縁にかけてのリターンフロー流路８７及び冷
却通路８９、最終流路９０の翼内壁面には、冷却部材で
ある乱流促進体のリブ９４，９５が冷却媒体の流通方向
Ｘに直交するよう突出し、さらに流通方向Ｘに所定間隔
を設けるように配列されている。これらのリブ９４，９
５は流通方向Ｘに長方形の断面を持つもので、リブ後
部、すなわち下流側から切り込むように形成された切り
欠き形状が３角柱状の切り欠き部分９６を設けている。
【００６２】このため、流通する冷却媒体中に設けられ
たリブ９４，９５では、冷却媒体が先ずリブ前縁で剥離
する。さらにリブ後部に設けられた切り欠き部分９６の
上縁から剥離した流れが縦渦となって放出され、リブ前
縁からの剥離流と縦渦が干渉して強い乱れを冷却媒体に
生じさせる。この結果、各冷却通路８４，８９及び各流
路８７，９０内部の熱伝達率が向上したものとなり、リ
ブ９４，９５が設けられた翼内壁面の冷却が効率的に行
われる。
【００６３】またリブ９４，９５は、冷却媒体の流通方
向Ｘに沿って隣接するリブ９４とリブ９５の切り欠き部
分９６が千鳥配置されている。これにより、切り欠き部
分９６の上縁から発生する縦渦が幅方向により分散され
て放出されることとなって、さらに各冷却通路８４，８
９及び各流路８７，９０内部のほぼ全域にわたって熱伝
達率を高めることが可能となり、リブ９４，９５が設け
られた翼内壁面の冷却がより効率的に行われる。
【００６４】なお、本実施例では切り欠き部分９６が１
つのリブ９４，９５に対し１つ、または２つ設けている
が、切り欠き部分９６の個数、また切り欠きの大きさ形
状は図示のものに限られたものではない。さらに冷却媒
体の主流方向下流に切り欠き部分９６を設けているが、
切り欠き部分９６を冷却媒体主流の上流側に設けても同
様に縦渦が発生されることになるため、上流側を切り込
むように設けてもよい。
【００６５】次に、第５の実施例を図１４により説明す
る。図１４は斜視図であり、図１４において、冷却部材
である乱流促進体のリブ９７は冷却媒体の流通方向Ｘの
断面形状が台形状となっていて、第４の実施例と同様の
切り欠き形状が３角柱状の切り欠き部分９８を上流側か
ら切り込むようにして設け、流通方向Ｘに所定間隔を有
するように配列している。
【００６６】これにより、切り欠き部分９８はその上縁
部分が流れに対して迎え角を持って設置されるため、効
果的に切り欠き部分９８の縁から多くの縦渦が放出され
ることになるので、強い対流冷却効果が得られ、リブ９
７が設けられた図示しない被冷却部材、例えば冷却媒体
の流路に設けられたタービン冷却翼の冷却が効率的に行
える。
【００６７】さらに被冷却部材に複数個のリブ９７を設
けるに際し、切り欠き部分９８を冷却媒体の流通方向Ｘ
に対して千鳥状に配置することで、さらに効果的に冷却
を行うことができる。なお、リブ９７の高さは図示のよ
うに流通方向Ｘに一定高さで並べる必要はなく、また切
り欠き部分９８の大きさや形状も図示のものに限られた
ものではない。
【００６８】次に、第６の実施例を図１５及び図１６に
より説明する。図１５は斜視図であり、図１６は変形例
の設置状況を示す斜視図である。
【００６９】図１５において、冷却部材である乱流促進
体のリブ９９は第４の実施例と同様に冷却媒体の流通方
向Ｘに長方形断面を持ち、下流側から切り込むように設
けた３角柱状の切り欠き部分１００を２つ有するもので
ある。そして本実施例のリブ９９は、冷却媒体の流通方
向Ｘに対し両端部１０１が所定の角度を持つよう斜めに
切り落とした形状となっている。
【００７０】そして被冷却部材、例えばタービン冷却翼
の冷却媒体の流路１０２の中に設置する際、両端部１０
１と流路壁１０３との間に下流側が狭くなった隙間１０
４を設けることにより、切り欠き部分１００の上縁から
剥離した流れが縦渦となって放出され、リブ前縁からの
剥離流と縦渦が干渉して強い乱れを冷却媒体に生じさせ
る。さらに両端部分１０１からも縦渦を発生せしめるこ
とに加え冷却媒体を加速流とすることができ、冷却媒体
の流路１０２内部の対流冷却効果をさらに高めることが
でき、タービン冷却翼の冷却が効率的に行える。
【００７１】また、図１６に示すようにリブ９９と同様
の３角柱状の切り欠き部分１００を３つ有するリブ１０
５と切り欠き部分を持たないリブ１０６を流路１０２を
横断するように各リブ１０５，１０６間に隙間１０７を
設けて分割し、流通方向Ｘに所定間隔を有するように設
置してある。そしてリブ１０５，１０６は、冷却媒体の
流通方向Ｘに対し両端部１０１が所定の角度を持つよう
斜めに切り落とした形状となっており、隙間１０７は下
流側が狭くなったものとなっている。
【００７２】このように分割配置したリブ１０５，１０
６間の隙間１０７を冷却媒体の流通方向Ｘに対し狭まる
ようにしているので、リブ１０５，１０６の両端部１０
１から縦渦を発生せしめることに加え、リブ１０５，１
０６間の隙間１０７を通過する冷却媒体を加速すること
により効果的な対流冷却を行うことができ、流路１０２
を形成している被冷却体のタービン冷却翼の冷却が効率
的に行える。さらに切り込み部分１００を冷却媒体の流
通方向Ｘに千鳥配置としているので、より効果的な対流
冷却を行うことができる。
【００７３】次に、第７の実施例を図１７により説明す
る。図１７は斜視図であり、図１７において、冷却部材
である乱流促進体のリブ１０８は冷却媒体の流通方向Ｘ
に長方形断面を持ち、リブ後部に鋸刃状の切り欠き部分
１０９を有するものである。
【００７４】こうした形状の切り欠き部分１０９を有す
るため、冷却媒体が流れる流路１０２の中に設置される
と第４の実施例と同様に切り欠き部分１０９の縁から多
くの縦渦が放出され、冷却媒体の流れに強い乱れを発生
する。これにより熱伝達率を向上させることができる。
なお、リブ１０８の切り欠き部分１０９は上流側に設け
ても良く、また切り込み角度や大きさも図示のものに限
られたものではない。
【００７５】次に、第８の実施例を図１８により説明す
る。図１８は斜視図であり、図１８において、冷却部材
である乱流促進体のリブ１１０は冷却媒体の流通方向Ｘ
に長方形断面を持ち、リブ後部に３角錘状の切り欠き部
分１１１を有するものである。
【００７６】こうした形状の切り欠き部分１１１を有す
るため、冷却媒体が流れる流路１０２の中に設置される
と第７の実施例と同様に切り欠き部分１１１の縁から多
くの縦渦が放出され、冷却媒体の流れに強い乱れを発生
する。このため本実施例でも第７の実施例と同様の作用
・効果が得られる。なお、リブ１１０の切り欠き部分１
１１は上流側に設けても良く、また切り欠き部分１１１
の数や大きさも図示のものに限られたものではない。
【００７７】次に、第９の実施例を図１９により説明す
る。図１９は斜視図であり、図１９において、冷却部材
である乱流促進体のリブ１１２は冷却媒体の流通方向Ｘ
に長方形断面を持ち、リブ後部に台形柱状の切り欠き部
分１１３を有するものである。
【００７８】こうした形状の切り欠き部分１１３を有す
るため、冷却媒体が流れる流路１０２の中に設置される
と第７の実施例と同様に切り欠き部分１１３の縁から多
くの縦渦が放出され、冷却媒体の流れに強い乱れを発生
する。このため本実施例でも第７の実施例と同様の作用
・効果が得られる。なお、リブ１１２の切り欠き部分１
１３は上流側に設けても良く、また切り欠き部分１１３
の数や大きさも図示のものに限られたものではない。
【００７９】次に、第１０の実施例を図２０により説明
する。図２０は斜視図であり、図２０において、冷却部
材である乱流促進体のリブ１１４は冷却媒体の流通方向
Ｘの断面形状が３角形をなし、リブ後部を３角柱状に切
り込んだ切り欠き部分１１５を有するものである。
【００８０】こうした形状の切り欠き部分１１５を有す
るため、冷却媒体が流れる流路１０２の中に流通方向Ｘ
に対しリブ１１４の先端（３角形の頂角方向）を上流側
とするように設置されると、リブ１１４の前方に淀み領
域が形成されることがなく、冷却媒体の圧力損失を低減
することができる。
【００８１】そして、淀み領域が低減できるためリブ１
１４周辺のゴミの堆積を低減することができ、被冷却部
材の冷却性能低下を防ぐことができる。また、切り欠き
部分１１５が設けてあるので切り欠き部分１１５の縁か
ら多くの縦渦が放出され、第７の実施例と同様に冷却媒
体の流れに強い乱れを発生する。このため本実施例でも
第７の実施例と同様の作用・効果が得られる。
【００８２】なお、リブ１１４の切り欠き部分１１５は
圧損の増加やリブ１１４周辺のゴミの堆積が大きな問題
とならない場合には上流側に設けても良く、また切り欠
き部分１１５の数や大きさも図示のものに限られたもの
ではない。
【００８３】次に、第１１の実施例を図２１により説明
する。図２１は斜視図であり、図２１において、冷却部
材である乱流促進体のリブ１１６は冷却媒体の流通方向
Ｘの断面形状が３角形をなし、リブ後部を大きさが異な
る３角柱状に切り込んだ切り欠き部分１１７，１１８を
有するものである。
【００８４】こうしたリブ１１６に対する切り込み深さ
を変え大きさが異なった形状の切り欠き部分１１７，１
１８を有するため、冷却媒体が流れる流路１０２の中に
設置されると切り欠き部分１１７，１１８の縁から発生
する縦渦の冷却媒体の流通断面の高さ方向に対する発生
位置を操作でき、幅方向に加え高さ方向にも縦渦による
強い乱れを生じさせることができ、対流冷却効果を高め
ることができる。
【００８５】なお、リブ１１６の切り欠き部分１１７，
１１８は圧損の増加やリブ１１６周辺のゴミの堆積が大
きな問題とならない場合には上流側に設けても良く、ま
た切り欠き部分１１７，１１８の数や大きさも図示のも
のに限られたものではない。次に、第１２の実施例を図
２２により説明する。図２２は斜視図であり、図２２に
おいて、冷却部材である乱流促進体のリブ１１９は形状
が３角柱状をなし、冷却媒体が流れる流路１０２の中に
隙間１２０を設け、３角形の頂点が上流側になるように
複数突出させて設置される。
【００８６】こうした３角柱状のリブ１１９にあっては
冷却媒体がリブ１１９の縁から剥離し、剥離した流れが
縦渦となって冷却媒体中に多く放出され、強い乱れを冷
却媒体に生じさせる。これにより流路１０２内部の熱伝
達率を高めることができる。またリブ１１９間の隙間１
２０を冷却媒体の流通方向Ｘの下流方向に狭まるように
して設置しているので、リブ１１９間を通過する冷却媒
体を加速することにより、さらに効果的な対流冷却を行
うことができる。
【００８７】さらにこうした形状のリブ１１９にあって
は、リブ１１９前方の淀み領域を低減することができる
ので、冷却媒体の圧力損失を低減することができ、流路
１０２内の淀み部分を低減できるためリブ１１９周辺の
ゴミの堆積を低減することができ、部材の冷却性能低下
を防ぐことができる。
【００８８】なお、図２２においては３角柱状のリブ１
１９を１列に並べた場合を示しているが、リブ１１９を
冷却媒体の流れ方向に千鳥状に配置するとさらに効果的
である。また３角柱状のリブ１１９の大きさ・形状は図
示したものに限定されるものではなく、大きさが異なる
リブを組み合わせても良い。また３角柱を斜めに切り落
とした形状にしてもよく、この場合はさらに効果的に縦
渦が放出されるために流路１０２でのより一層の熱伝達
向上が行える。
【００８９】次に、第１３の実施例を図２３により説明
する。図２３は斜視図であり、図２３において、冷却部
材である乱流促進体のリブ１２１は形状が３角楔状をな
し、冷却媒体が流れる流路１０２の中に隙間１２０を設
け、３角形の頂点が上流側になるように複数突出させて
設置される。このように構成することで第１２の実施例
と同様の作用・効果が得られる。
【００９０】次に、第１４の実施例を図２４により説明
する。図２４は斜視図であり、図２４において、冷却部
材である乱流促進体のリブ１２２は形状が４角楔状をな
し、冷却媒体が流れる流路１０２の中に隙間１２０を設
け、楔の頂点が上流側になるように複数突出させて設置
される。このように構成することでも第１２の実施例と
同様の作用・効果が得られる。
【００９１】次に、第１５の実施例を図２５により説明
する。図２５は斜視図であり、図２５において、冷却部
材である乱流促進体のリブ１２３は形状が３角錘状をな
し、冷却媒体が流れる流路１０２の中に隙間１２０を設
けて複数突出させたものである。このように構成するこ
とで第１２の実施例と同様の作用・効果が得られる。ま
た図示のごとくリブ１２３を冷却媒体の流通方向Ｘに所
定間隔を有するようにして千鳥状に配置しているので、
さらに効果的な対流冷却を行うことができる。
【００９２】次に、第１６の実施例を図２６により説明
する。図２６は斜視図であり、図２６において、冷却部
材である乱流促進体のリブ１２４は形状が３角楔状をな
し、冷却媒体が流れる流路１０２の中に隙間１２０を設
け、３角形の頂点が上流側になるように複数突出させて
設置させたもので、リブ後部に３角錘状の切り欠き部分
１２５を有するものである。このように構成することで
も第１２の実施例と同様の作用・効果が得られる。な
お、リブ１２４は３角楔状の突起としこれに切り欠き部
分１２５を設けたが、３角楔状の突起に限るものではな
く第１２、第１３、第１４の実施例に示されるような形
状を持つ突起でも良い。
【００９３】次に、第１７の実施例を図２７により説明
する。図２７は斜視図であり、図２７において、冷却部
材である乱流促進体のリブ１２６は冷却媒体の流通方向
Ｘに翼形状の流線形断面を持つように形成されている。
【００９４】こうした形状を有するため、冷却媒体が流
れる流路１０２の中に設置されると翼形面に沿って多く
の縦渦が放出され、冷却媒体の流れに強い乱れを発生す
る。このため本実施例でも第７の実施例と同様の作用・
効果が得られる。
【００９５】次に、第１８の実施例を図２８により説明
する。図２８は斜視図であり、図２８において、冷却部
材である乱流促進体のリブ１２７は冷却媒体の流通方向
Ｘに翼形状の流線形断面を持ち、リブ後部に３角柱状に
切り込んだ切り欠き部分１２８を有するものである。
【００９６】こうした形状の切り欠き部分１２８を有す
るため、冷却媒体が流れる流路１０２の中に設置される
と翼形面に沿って、また第７の実施例と同様に切り欠き
部分１２８の縁から多くの縦渦が放出され、冷却媒体の
流れに強い乱れを発生する。このため本実施例でも第７
の実施例と同様の作用・効果が得られる。
【００９７】次に、第１９の実施例を図２９により説明
する。図２９は斜視図であり、図２９において、１２９
は大集積回路（ＬＳＩ）等の発熱量が大きい半導体装置
で、そのパッケージ１３０の外表面には冷却部材である
乱流促進体のリブ１３１，１３２が設けられている。
【００９８】リブ１３１，１３２は配列方向の断面形状
が３角形をなし、高さが高い側から３角柱状に切り込ん
だ切り欠き部分１３３を有するもので、リブ１３１には
２つの切り欠き部分１３３が形成されており、リブ１３
２には１つの切り欠き部分１３３が形成されている。ま
たリブ１３１，１３２は切り欠き部分１３３が配列方向
に千鳥状に所定間隔を有するよう配列されて設けられて
いる。なお、１３４はアウターリードである。
【００９９】そして半導体装置１２９は図示しない電子
機器に基板に実装されて組み込まれ、電子機器内を流通
する冷却媒体によって冷却されながら所定の動作を行
う。また半導体装置１２９は、電子機器内に配列方向と
冷却媒体の流通方向Ｘとが一致するよう、すなわち流通
方向Ｘに対しリブ１３１，１３２の先端（３角形の頂角
方向）が上流側となるように組み込まれる。
【０１００】このように組み込まれているので、流通す
る冷却媒体中ではリブ１３１，１３２の切り欠き部分１
３３の縁から多くの縦渦が放出され、冷却媒体の流れに
強い乱れが発生して強い対流冷却効果が得られ、これに
より熱伝達率を向上して半導体装置１２９の冷却が効率
的に行われる。
【０１０１】また、リブ１３１，１３２の前方には淀み
領域が形成されることがなく、冷却媒体の圧力損失を低
減することができる。このためリブ１３１，１３２周辺
のゴミの堆積を低減することができ、冷却性能低下を防
ぐことができる。
【０１０２】なお、リブ１３１，１３２の切り欠き部分
１３３は圧損の増加やリブリブ１３１，１３２周辺のゴ
ミの堆積が大きな問題とならない場合には上流側に設け
ても良く、また切り欠き部分１３３の数や大きさも図示
のものに限られたものではない。
【０１０３】次に、第２０の実施例を図３０により説明
する。図３０は斜視図であり、図３０において、１３５
は大集積回路（ＬＳＩ）等の発熱量が大きい半導体装置
で、そのパッケージ１３６の外表面には複数の冷却部材
である乱流促進体のリブ１３７が突出するように設置さ
れている。
【０１０４】リブ１３７は形状が３角柱状をなすもの
で、３角形の頂点が同一方向を向くように設けられると
共に、隣接するものとの間に隙間１３８を設けて横並び
となるように設置され、さらに横並びのリブ１３７が千
鳥状に配列されるよう縦方向に所定間隔を設けて配列さ
れる。
【０１０５】そして半導体装置１３５は図示しない電子
機器に基板に実装されて組み込まれ、電子機器内を流通
する冷却媒体によって冷却されながら所定の動作を行
う。また半導体装置１３５は、電子機器内に冷却媒体の
流通方向Ｘとリブ１３７が千鳥状に配列されている縦方
向と一致するよう、すなわち流通方向Ｘに対しリブ１３
７の３角形の頂点が上流側となるように組み込まれる。
【０１０６】このように組み込まれているので、流通す
る冷却媒体中ではリブ１３７にあってはリブ１３７の縁
から冷却媒体が剥離し、剥離した流れが縦渦となって多
く放出され、冷却媒体の流れに強い乱れが発生して強い
対流冷却効果が得られ、これにより熱伝達率を向上す
る。またリブ１３７間の隙間１３８を冷却媒体の流通方
向Ｘの下流方向に狭まるようにして設置しているので、
リブ１３７間を通過する冷却媒体を加速することによ
り、さらに効果的な対流冷却を行うことができて半導体
装置１３５の冷却が効率的に行われる。
【０１０７】また、リブ１３７の前方の淀み領域を低減
することができるので、冷却媒体の圧力損失を低減する
ことができ、淀み部分を低減できることからリブ１３７
周辺のゴミの堆積を低減することができ、冷却性能低下
を防ぐことができる。
【０１０８】なお、リブ１３７は大きさ・形状は図示し
たものに限定されるものではなく、大きさが異なるリブ
を組み合わせても良い。また３角柱を斜めに切り落とし
た形状にしてもよく、この場合はさらに効果的に縦渦が
放出されるためにより一層の熱伝達向上が行える。
【０１０９】以上、種々の実施例を示したが、本発明は
上記の各実施例のみに限定されるものではなく、それぞ
れを組み合わせて使用することも可能であり、要旨を逸
脱しない範囲内で適宜変更して実施し得るものである。
【０１１０】
【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
は次のような効果が得られる。すなわち、本発明の１つ
によれば、コリオリ力を利用しながら、より冷却効率を
向上させたタービン冷却翼を提供することができ、本発
明の他の１つによれば、冷却媒体の流れの中に多くの縦
渦を放出し冷却媒体を乱流状態にすることで対流冷却効
果を増大させ、少ない冷却媒体で被冷却部材の冷却を効
率的に行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施例を示すタービン冷却翼の
横断面図である。
【図２】図１におけるＡ−Ａ矢方向視の縦断面図であ
る。
【図３】図１におけるＢ−Ｂ矢方向視の縦断面図であ
る。
【図４】図１のＣ部分に対応する第１の変形例の横断面
図である。
【図５】図１のＣ部分に対応する第２の変形例の横断面
図である。
【図６】本発明の第２の実施例を示すタービン冷却翼の
横断面図である。
【図７】図６におけるＥ−Ｅ矢方向視の縦断面図であ
る。
【図８】図６におけるＦ−Ｆ矢方向視の縦断面図であ
る。
【図９】本発明の第３の実施例を示すタービン冷却翼の
横断面図である。
【図１０】図９におけるＧ−Ｇ矢方向視の縦断面図であ
る。
【図１１】図９におけるＨ−Ｈ矢方向視の縦断面図であ
る。
【図１２】本発明の第４の実施例に係るタービン冷却翼
の縦断面図である。
【図１３】本発明の第４の実施例を示す斜視図である。
【図１４】本発明の第５の実施例を示す斜視図である。
【図１５】本発明の第６の実施例を示す斜視図である。
【図１６】本発明の第６の実施例に係る変形例の設置状
況を示す斜視図である。
【図１７】本発明の第７の実施例を示す斜視図である。
【図１８】本発明の第８の実施例を示す斜視図である。
【図１９】本発明の第９の実施例を示す斜視図である。
【図２０】本発明の第１０の実施例を示す斜視図であ
る。
【図２１】本発明の第１１の実施例を示す斜視図であ
る。
【図２２】本発明の第１２の実施例を示す斜視図であ
る。
【図２３】本発明の第１３の実施例を示す斜視図であ
る。
【図２４】本発明の第１４の実施例を示す斜視図であ
る。
【図２５】本発明の第１５の実施例を示す斜視図であ
る。
【図２６】本発明の第１６の実施例を示す斜視図であ
る。
【図２７】本発明の第１７の実施例を示す斜視図であ
る。
【図２８】本発明の第１８の実施例を示す斜視図であ
る。
【図２９】本発明の第１９の実施例を示す斜視図であ
る。
【図３０】本発明の第２０の実施例を示す斜視図であ
る。
【図３１】第１の従来技術を示すタービン動翼の横断面
図である。
【図３２】第１の従来技術を示すタービン動翼の縦断面
図である。
【図３３】第２の従来技術を示すタービン冷却翼の縦断
面図である。
【図３４】第２の従来技術を示すタービン冷却翼の横断
面図である。
【符号の説明】
３１…タービン冷却翼 ３３…翼中間部 ３５…隔壁 ３６…背腹分離壁 ３９…リターン部 ４８…フィルム冷却孔 ５０，５１，５２，５４，５５，５６，５７，５８…流
路 ５３…吹出し孔 Ｒ…翼回転方向
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 大友 文雄 神奈川県川崎市幸区小向東芝町１番地 株 式会社東芝研究開発センター内 (72)発明者 中田 裕二 神奈川県川崎市幸区小向東芝町１番地 株 式会社東芝研究開発センター内 (72)発明者 野本 秀雄 神奈川県横浜市鶴見区末広町２丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内

Claims (4)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 中空に形成された翼内が隔壁と背腹分離
    壁で仕切られて冷却媒体の複数の流路が形成され、且つ
    前記流路の少なくとも一部が連通するリターンフロー流
    路を構成しているタービン冷却翼において、前記リター
    ンフロー流路の最下流に位置する流路が１つの腹側冷却
    流路と複数の背側冷却流路を備え、前記冷却媒体が前記
    腹側冷却流路を半径方向外向きに流れた後に前記背側冷
    却流路の一つを半径方向内向きに流れ、さらに該背側冷
    却流路の最下流の冷却流路を半径方向外向きに流れると
    共に前記最下流の冷却流路からフィルム冷却孔もしくは
    翼先端部孔を介して吹き出されるものであることを特徴
    とするタービン冷却翼。
  2. 【請求項２】 中空に形成された翼内を壁で仕切ること
    により冷却媒体の複数の流路が形成されたタービン冷却
    翼において、前記流路が翼回転方向に対し略平行な壁も
    しくは略直交する壁で仕切られた腹側冷却流路と背側冷
    却流路を有するものであることを特徴とするタービン冷
    却翼。
  3. 【請求項３】 流通する冷却媒体中に配置された被冷却
    体の表面に突出部を形成するようにして設けられると共
    に、前記突出部に前記冷却媒体の流れ方向に対し所定の
    角度を設けるようにした少なくとも１つの切り欠き部位
    が備えられて、前記冷却媒体を乱流状態にして前記被冷
    却体の冷却をするようにしたことを特徴とする冷却部
    材。
  4. 【請求項４】 流通する冷却媒体中に配置された被冷却
    体の表面に突出部を形成するようにして設けられると共
    に、前記突出部に前記冷却媒体の流れ方向に対し所定の
    角度を有するように設けられ且つ前記冷却媒体の流れ方
    向と平行な方向を軸方向に持つ縦渦を主として発生せし
    める縁部が備えられて、前記冷却媒体を乱流状態にして
    前記被冷却体の冷却をするようにしたことを特徴とする
    冷却部材。
JP33545793A 1993-12-28 1993-12-28 タービン冷却翼 Expired - Fee Related JP3192854B2 (ja)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP33545793A JP3192854B2 (ja) 1993-12-28 1993-12-28 タービン冷却翼
EP94120722A EP0661414B1 (en) 1993-12-28 1994-12-27 A cooled turbine blade for a gas turbine
EP98100858A EP0845580B1 (en) 1993-12-28 1994-12-27 A heat transfer promoting structure
DE69433749T DE69433749T2 (de) 1993-12-28 1994-12-27 Vorrichtung zum Steigern des Wärmeübergangs
DE69412056T DE69412056T2 (de) 1993-12-28 1994-12-27 Gekühlte Gasturbinenschaufel
US08/365,430 US5538394A (en) 1993-12-28 1994-12-28 Cooled turbine blade for a gas turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP33545793A JP3192854B2 (ja) 1993-12-28 1993-12-28 タービン冷却翼

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2000356118A Division JP2001173403A (ja) 2000-11-22 2000-11-22 冷却部材

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH07189603A true JPH07189603A (ja) 1995-07-28
JP3192854B2 JP3192854B2 (ja) 2001-07-30

Family

ID=18288778

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP33545793A Expired - Fee Related JP3192854B2 (ja) 1993-12-28 1993-12-28 タービン冷却翼

Country Status (4)

Country Link
US (1) US5538394A (ja)
EP (2) EP0845580B1 (ja)
JP (1) JP3192854B2 (ja)
DE (2) DE69433749T2 (ja)

Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002174102A (ja) * 2000-12-07 2002-06-21 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン翼のトランスピレーション冷却伝熱促進構造
JP2006083851A (ja) * 2004-09-15 2006-03-30 General Electric Co <Ge> タービンバケット翼形部の後縁のための冷却システム
JP2007211670A (ja) * 2006-02-09 2007-08-23 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有する部材、及び内部に冷却通路を有する部材の冷却方法
JP2008025569A (ja) * 2006-07-21 2008-02-07 United Technol Corp <Utc> 冷却用微細回路、タービンエンジン部品、および耐熱性金属コアを形成する方法
JP2009041433A (ja) * 2007-08-08 2009-02-26 Hitachi Ltd ガスタービン翼
WO2009139374A1 (ja) * 2008-05-14 2009-11-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン
JP2011140951A (ja) * 2010-01-06 2011-07-21 General Electric Co <Ge> タービンエンジン翼形部の内部空洞内における熱伝達の強化
JP2012002228A (ja) * 2011-08-30 2012-01-05 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有する部材
JP2012177377A (ja) * 2012-06-18 2012-09-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン
JP2014047787A (ja) * 2012-08-31 2014-03-17 General Electric Co <Ge> 翼形及び翼形の製造方法
KR101411347B1 (ko) * 2012-11-16 2014-06-27 연세대학교 산학협력단 회전 블레이드에서 냉각성능 향상을 위한 블레이드 내부 유로 구조
JP2015175255A (ja) * 2014-03-13 2015-10-05 竹田 眞司 圧縮回転羽がそれぞれ逆回転して燃焼排出回転羽がそれぞれ逆回転して、圧縮を強くして燃焼を強めるジェットエンジンとガスタ−ビンエンジン、
JP2017521590A (ja) * 2014-04-24 2017-08-03 サフラン・エアクラフト・エンジンズ 改良された均一性を有する冷却回路を含むターボ機械タービンブレード
JP2017141825A (ja) * 2016-02-13 2017-08-17 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンエンジン用の翼形部

Families Citing this family (111)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE69625147T2 (de) * 1995-09-22 2003-09-11 Kabushiki Kaisha Toshiba, Kawasaki Kraftanlage mit kombiniertem Kreislauf
US5829245A (en) * 1996-12-31 1998-11-03 Westinghouse Electric Corporation Cooling system for gas turbine vane
US5738493A (en) * 1997-01-03 1998-04-14 General Electric Company Turbulator configuration for cooling passages of an airfoil in a gas turbine engine
US5797726A (en) * 1997-01-03 1998-08-25 General Electric Company Turbulator configuration for cooling passages or rotor blade in a gas turbine engine
AU6238199A (en) * 1998-06-01 2000-01-10 Penn State Research Foundation, The Oscillator fin as a novel heat transfer augmentation device
WO2000015961A1 (en) * 1998-09-16 2000-03-23 Lm Glasfiber A/S Wind turbine blade with vortex generator
RU2204020C2 (ru) * 1999-01-10 2003-05-10 Закрытое акционерное общество "Научно-инженерный центр Керамические тепловые двигатели им. А.М. Бойко" Охлаждаемая металлокерамическая рабочая лопатка газовой турбины
US6176677B1 (en) 1999-05-19 2001-01-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Device for controlling air flow in a turbine blade
JP3794868B2 (ja) * 1999-06-15 2006-07-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
US6273682B1 (en) * 1999-08-23 2001-08-14 General Electric Company Turbine blade with preferentially-cooled trailing edge pressure wall
US6283708B1 (en) * 1999-12-03 2001-09-04 United Technologies Corporation Coolable vane or blade for a turbomachine
DE19963374B4 (de) * 1999-12-28 2007-09-13 Alstom Vorrichtung zur Kühlung einer, einen Strömungskanal umgebenden Strömungskanalwand mit wenigstens einem Rippenelement
RU2188323C1 (ru) * 2001-02-21 2002-08-27 "МАТИ" - Российский государственный технологический университет им. К.Э.Циолковского Охлаждаемая лопатка газовой турбины
US6595748B2 (en) * 2001-08-02 2003-07-22 General Electric Company Trichannel airfoil leading edge cooling
FR2829175B1 (fr) 2001-08-28 2003-11-07 Snecma Moteurs Circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz
RU2208683C1 (ru) * 2002-01-08 2003-07-20 Ульяновский государственный технический университет Охлаждаемая лопатка турбины
DE10217390A1 (de) * 2002-04-18 2003-10-30 Siemens Ag Turbinenschaufel
DE10248548A1 (de) * 2002-10-18 2004-04-29 Alstom (Switzerland) Ltd. Kühlbares Bauteil
US20040115059A1 (en) * 2002-12-12 2004-06-17 Kehl Richard Eugene Cored steam turbine bucket
RU2251622C2 (ru) * 2003-04-08 2005-05-10 "МАТИ" Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского Охлаждаемая лопатка газовой турбины
US6955525B2 (en) 2003-08-08 2005-10-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for an outer wall of a turbine blade
US6890154B2 (en) * 2003-08-08 2005-05-10 United Technologies Corporation Microcircuit cooling for a turbine blade
US6929446B2 (en) * 2003-10-22 2005-08-16 General Electric Company Counterbalanced flow turbine nozzle
US7128533B2 (en) * 2004-09-10 2006-10-31 Siemens Power Generation, Inc. Vortex cooling system for a turbine blade
RU2283432C2 (ru) * 2004-11-23 2006-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Охлаждаемая лопатка турбомашины
EP1659262A1 (de) * 2004-11-23 2006-05-24 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine Gasturbine, Verwendung einer Turbinenschaufel sowie Verfahren zum Kühlen einer Turbinenschaufel
US7156620B2 (en) * 2004-12-21 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7156619B2 (en) * 2004-12-21 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7413407B2 (en) * 2005-03-29 2008-08-19 Siemens Power Generation, Inc. Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber
WO2007036238A1 (de) * 2005-09-23 2007-04-05 Pierburg Gmbh Wärmetauscher
JP2007085724A (ja) * 2005-09-23 2007-04-05 Pierburg Gmbh 熱交換器
US7300242B2 (en) * 2005-12-02 2007-11-27 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil with integral cooling system
US7296973B2 (en) * 2005-12-05 2007-11-20 General Electric Company Parallel serpentine cooled blade
DK2007981T3 (da) 2006-04-02 2021-03-01 Wobben Properties Gmbh Vindmølle med slank vinge
JP2007292006A (ja) * 2006-04-27 2007-11-08 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有するタービン翼
US7481622B1 (en) 2006-06-21 2009-01-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with a serpentine flow path
EP1882818B1 (en) * 2006-07-18 2013-06-05 United Technologies Corporation Serpentine microcircuit vortex turbulators for blade cooling
US7534089B2 (en) 2006-07-18 2009-05-19 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with near wall multi-serpentine cooling channels
US7695243B2 (en) * 2006-07-27 2010-04-13 General Electric Company Dust hole dome blade
US7481623B1 (en) * 2006-08-11 2009-01-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Compartment cooled turbine blade
US7690894B1 (en) * 2006-09-25 2010-04-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Ceramic core assembly for serpentine flow circuit in a turbine blade
US7611330B1 (en) * 2006-10-19 2009-11-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with triple pass serpentine flow cooling circuit
US7530789B1 (en) 2006-11-16 2009-05-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with a serpentine flow and impingement cooling circuit
US7914257B1 (en) * 2007-01-17 2011-03-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with spiral and serpentine flow cooling circuit
US7862299B1 (en) * 2007-03-21 2011-01-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Two piece hollow turbine blade with serpentine cooling circuits
US7901181B1 (en) * 2007-05-02 2011-03-08 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with triple spiral serpentine flow cooling circuits
US7845907B2 (en) * 2007-07-23 2010-12-07 United Technologies Corporation Blade cooling passage for a turbine engine
WO2009016744A1 (ja) * 2007-07-31 2009-02-05 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. タービン用翼
US8083485B2 (en) 2007-08-15 2011-12-27 United Technologies Corporation Angled tripped airfoil peanut cavity
FR2920035B1 (fr) * 2007-08-17 2013-09-06 Airbus France Turbomoteur a emission de bruit reduite pour aeronef
US10286407B2 (en) 2007-11-29 2019-05-14 General Electric Company Inertial separator
RU2362020C1 (ru) * 2008-01-15 2009-07-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Охлаждаемая лопатка турбомашины
RU2374458C1 (ru) * 2008-03-28 2009-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Охлаждаемая рабочая лопатка турбины газотурбинного двигателя
EP2143883A1 (de) * 2008-07-10 2010-01-13 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel und entsprechender Gusskern
DE102008036222B3 (de) * 2008-08-02 2009-08-06 Pierburg Gmbh Wärmeübertragungseinheit für eine Verbrennungskraftmaschine
US9797368B2 (en) 2008-09-19 2017-10-24 Cortenergy Bv Wind turbine with low induction tips
US8167558B2 (en) * 2009-01-19 2012-05-01 Siemens Energy, Inc. Modular serpentine cooling systems for turbine engine components
US8671696B2 (en) * 2009-07-10 2014-03-18 Leonard M. Andersen Method and apparatus for increasing thrust or other useful energy output of a device with a rotating element
US8408872B2 (en) 2009-09-24 2013-04-02 General Electric Company Fastback turbulator structure and turbine nozzle incorporating same
DE102010037688A1 (de) * 2009-09-24 2011-03-31 General Electric Co. Fastback-Turbulatorstruktur und ein dieselbe enthaltender Turbinenleitapparat
EP2423435A1 (en) * 2010-08-30 2012-02-29 Siemens Aktiengesellschaft Blade for a turbo machine
US8556584B2 (en) * 2011-02-03 2013-10-15 General Electric Company Rotating component of a turbine engine
US8807945B2 (en) 2011-06-22 2014-08-19 United Technologies Corporation Cooling system for turbine airfoil including ice-cream-cone-shaped pedestals
EP2548800A1 (en) * 2011-07-22 2013-01-23 LM Wind Power A/S Method for retrofitting vortex generators on a wind turbine blade
US8944763B2 (en) 2011-08-18 2015-02-03 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber
US9255491B2 (en) * 2012-02-17 2016-02-09 United Technologies Corporation Surface area augmentation of hot-section turbomachine component
ES2804061T5 (en) 2012-03-13 2026-07-20 Wobben Properties Gmbh Twisted blade root
US20140069108A1 (en) * 2012-09-07 2014-03-13 General Electric Company Bucket assembly for turbomachine
US9546554B2 (en) 2012-09-27 2017-01-17 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with blade tip cooling
EP3660401B1 (en) * 2013-05-23 2021-10-06 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine combustor liner panel
CN103303469B (zh) * 2013-07-05 2015-05-27 上海交通大学 控制高马赫数激波与附面层干扰流动分离的装置
JP6245740B2 (ja) * 2013-11-20 2017-12-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン翼
EP2886797B1 (en) * 2013-12-20 2018-11-28 Ansaldo Energia Switzerland AG A hollow cooled gas turbine rotor blade or guide vane, wherein the cooling cavities comprise pins interconnected with ribs
US20150204237A1 (en) * 2014-01-17 2015-07-23 General Electric Company Turbine blade and method for enhancing life of the turbine blade
US9273558B2 (en) * 2014-01-21 2016-03-01 Siemens Energy, Inc. Saw teeth turbulator for turbine airfoil cooling passage
CA2950274A1 (en) 2014-05-29 2016-03-03 General Electric Company Turbine engine, components, and methods of cooling same
US9915176B2 (en) 2014-05-29 2018-03-13 General Electric Company Shroud assembly for turbine engine
EP3149279A1 (en) 2014-05-29 2017-04-05 General Electric Company Fastback turbulator
CA2949547A1 (en) 2014-05-29 2016-02-18 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
US10364684B2 (en) 2014-05-29 2019-07-30 General Electric Company Fastback vorticor pin
US11033845B2 (en) 2014-05-29 2021-06-15 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
US10280785B2 (en) 2014-10-31 2019-05-07 General Electric Company Shroud assembly for a turbine engine
US10036319B2 (en) 2014-10-31 2018-07-31 General Electric Company Separator assembly for a gas turbine engine
US10233775B2 (en) 2014-10-31 2019-03-19 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US10167725B2 (en) 2014-10-31 2019-01-01 General Electric Company Engine component for a turbine engine
US10190420B2 (en) * 2015-02-10 2019-01-29 United Technologies Corporation Flared crossovers for airfoils
US9995147B2 (en) 2015-02-11 2018-06-12 United Technologies Corporation Blade tip cooling arrangement
US10156157B2 (en) * 2015-02-13 2018-12-18 United Technologies Corporation S-shaped trip strips in internally cooled components
US9988936B2 (en) 2015-10-15 2018-06-05 General Electric Company Shroud assembly for a gas turbine engine
US10428664B2 (en) 2015-10-15 2019-10-01 General Electric Company Nozzle for a gas turbine engine
US10174620B2 (en) 2015-10-15 2019-01-08 General Electric Company Turbine blade
US10830051B2 (en) 2015-12-11 2020-11-10 General Electric Company Engine component with film cooling
US9982915B2 (en) 2016-02-23 2018-05-29 Gilles Savard Air heating unit using solar energy
CN108884716B (zh) * 2016-03-31 2021-04-23 西门子股份公司 带有具备分流器特征的内部冷却通道的涡轮翼型件
EP3436668B1 (en) * 2016-03-31 2023-06-07 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall
US10190422B2 (en) * 2016-04-12 2019-01-29 Solar Turbines Incorporated Rotation enhanced turbine blade cooling
US10704425B2 (en) 2016-07-14 2020-07-07 General Electric Company Assembly for a gas turbine engine
EP3276128A1 (en) * 2016-07-25 2018-01-31 Siemens Aktiengesellschaft Coolable wall element
US10724391B2 (en) * 2017-04-07 2020-07-28 General Electric Company Engine component with flow enhancer
FR3067388B1 (fr) 2017-04-10 2020-01-17 Safran Aube a circuit de refroidissement perfectionne
US10370976B2 (en) * 2017-08-17 2019-08-06 United Technologies Corporation Directional cooling arrangement for airfoils
US10718219B2 (en) 2017-12-13 2020-07-21 Solar Turbines Incorporated Turbine blade cooling system with tip diffuser
GB201806821D0 (en) * 2018-04-26 2018-06-13 Rolls Royce Plc Coolant channel
US11015454B2 (en) 2018-05-01 2021-05-25 Raytheon Technologies Corporation Coriolis optimized U-channel with root flag
US11459897B2 (en) * 2019-05-03 2022-10-04 Raytheon Technologies Corporation Cooling schemes for airfoils for gas turbine engines
CN110513326B (zh) * 2019-08-27 2024-04-23 浙江理工大学 一种主动控制压力脉动的离心泵叶轮
GB202011064D0 (en) * 2020-07-17 2020-09-02 Lm Wind Power As Vortex generator tape for a wind turbine blade
CN112943380A (zh) * 2021-02-04 2021-06-11 大连理工大学 一种采用丁字形隔墙的回转式冷却通道涡轮叶片
US11603765B1 (en) 2021-07-16 2023-03-14 Raytheon Technologies Corporation Airfoil assembly with fiber-reinforced composite rings and toothed exit slot
US11549378B1 (en) 2022-06-03 2023-01-10 Raytheon Technologies Corporation Airfoil assembly with composite rings and sealing shelf
US12359620B2 (en) * 2022-10-13 2025-07-15 Rtx Corporation Cooling features for a component of a gas turbine engine

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE557503A (ja) * 1956-05-15
DE1601613A1 (de) * 1967-08-03 1970-12-17 Motoren Turbinen Union Turbinenschaufel,insbesondere Turbinenleitschaufel fuer Gasturbinentriebwerke
US4515526A (en) * 1981-12-28 1985-05-07 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
JPS60101202A (ja) * 1983-06-20 1985-06-05 ゼネラル・エレクトリツク・カンパニイ 角度をつけた乱流促進装置
JPH06102963B2 (ja) * 1983-12-22 1994-12-14 株式会社東芝 ガスタ−ビン空冷翼
JPH0233843B2 (ja) * 1984-03-23 1990-07-31 Kogyo Gijutsuin Gasutaabindoyokunoreikyakukozo
GB8829792D0 (en) * 1988-12-21 1989-07-05 Marconi Co Ltd Noise reduction method
US5052889A (en) * 1990-05-17 1991-10-01 Pratt & Whintey Canada Offset ribs for heat transfer surface
JPH0720872B2 (ja) * 1990-09-25 1995-03-08 旭メディカル株式会社 白血球除去フィルターおよび白血球除去方法
US5165852A (en) 1990-12-18 1992-11-24 General Electric Company Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways
FR2672338B1 (fr) * 1991-02-06 1993-04-16 Snecma Aube de turbine munie d'un systeme de refroidissement.
JP3006174B2 (ja) * 1991-07-04 2000-02-07 株式会社日立製作所 内部に冷却通路を有する部材
JP3016103B2 (ja) * 1992-03-19 2000-03-06 石川島播磨重工業株式会社 ブレードの冷却構造
US5299418A (en) * 1992-06-09 1994-04-05 Jack L. Kerrebrock Evaporatively cooled internal combustion engine
US5356265A (en) * 1992-08-25 1994-10-18 General Electric Company Chordally bifurcated turbine blade
US5361828A (en) * 1993-02-17 1994-11-08 General Electric Company Scaled heat transfer surface with protruding ramp surface turbulators

Cited By (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002174102A (ja) * 2000-12-07 2002-06-21 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン翼のトランスピレーション冷却伝熱促進構造
JP2006083851A (ja) * 2004-09-15 2006-03-30 General Electric Co <Ge> タービンバケット翼形部の後縁のための冷却システム
JP2007211670A (ja) * 2006-02-09 2007-08-23 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有する部材、及び内部に冷却通路を有する部材の冷却方法
US7699583B2 (en) 2006-07-21 2010-04-20 United Technologies Corporation Serpentine microcircuit vortex turbulatons for blade cooling
JP2008025569A (ja) * 2006-07-21 2008-02-07 United Technol Corp <Utc> 冷却用微細回路、タービンエンジン部品、および耐熱性金属コアを形成する方法
JP2009041433A (ja) * 2007-08-08 2009-02-26 Hitachi Ltd ガスタービン翼
EP2186999A4 (en) * 2008-05-14 2013-06-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd GUESTURBINE BUCKET AND GAS TURBINE WITH IT
JP2009275605A (ja) * 2008-05-14 2009-11-26 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン
US8465255B2 (en) 2008-05-14 2013-06-18 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine blade and gas turbine having the same
WO2009139374A1 (ja) * 2008-05-14 2009-11-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン
CN103382857A (zh) * 2008-05-14 2013-11-06 三菱重工业株式会社 燃气轮机叶片和具备该燃气轮机叶片的燃气轮机
JP2011140951A (ja) * 2010-01-06 2011-07-21 General Electric Co <Ge> タービンエンジン翼形部の内部空洞内における熱伝達の強化
JP2012002228A (ja) * 2011-08-30 2012-01-05 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有する部材
JP2012177377A (ja) * 2012-06-18 2012-09-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン
JP2014047787A (ja) * 2012-08-31 2014-03-17 General Electric Co <Ge> 翼形及び翼形の製造方法
KR101411347B1 (ko) * 2012-11-16 2014-06-27 연세대학교 산학협력단 회전 블레이드에서 냉각성능 향상을 위한 블레이드 내부 유로 구조
JP2015175255A (ja) * 2014-03-13 2015-10-05 竹田 眞司 圧縮回転羽がそれぞれ逆回転して燃焼排出回転羽がそれぞれ逆回転して、圧縮を強くして燃焼を強めるジェットエンジンとガスタ−ビンエンジン、
JP2017521590A (ja) * 2014-04-24 2017-08-03 サフラン・エアクラフト・エンジンズ 改良された均一性を有する冷却回路を含むターボ機械タービンブレード
JP2017141825A (ja) * 2016-02-13 2017-08-17 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンエンジン用の翼形部

Also Published As

Publication number Publication date
DE69433749D1 (de) 2004-06-03
EP0661414B1 (en) 1998-07-29
DE69433749T2 (de) 2004-10-07
US5538394A (en) 1996-07-23
DE69412056T2 (de) 1999-01-28
DE69412056D1 (de) 1998-09-03
EP0661414A1 (en) 1995-07-05
EP0845580A3 (en) 2000-12-06
EP0845580B1 (en) 2004-04-28
JP3192854B2 (ja) 2001-07-30
EP0845580A2 (en) 1998-06-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3192854B2 (ja) タービン冷却翼
US5370499A (en) Film cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement
CN101550843B (zh) 燃气轮机翼型
US6607355B2 (en) Turbine airfoil with enhanced heat transfer
JP4063938B2 (ja) ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造
JP2810023B2 (ja) 高温部材冷却装置
US4515526A (en) Coolable airfoil for a rotary machine
US6227804B1 (en) Gas turbine blade
TWI257447B (en) Microcircuit cooling for a turbine blade tip
JP4794317B2 (ja) タービンのエーロフォイル
US7097425B2 (en) Microcircuit cooling for a turbine airfoil
US6241468B1 (en) Coolant passages for gas turbine components
US6099252A (en) Axial serpentine cooled airfoil
JP4341248B2 (ja) クロスオーバ冷却式の翼形部後縁
US5704763A (en) Shear jet cooling passages for internally cooled machine elements
JP4815223B2 (ja) タービン翼形部の高効率ファン冷却孔
JP2004308658A (ja) エーロフォイルの冷却方法とその装置
JPH07189602A (ja) タービン冷却翼
JP2013124663A (ja) ガスタービン構成要素の熱伝達特性を向上させるための多面形のインピンジメント開口部の使用法
JP2000186504A (ja) 中空エアフォイル
EP2886797B1 (en) A hollow cooled gas turbine rotor blade or guide vane, wherein the cooling cavities comprise pins interconnected with ribs
KR20170015234A (ko) 터보-엔진 부품
JP2001012204A (ja) ガスタービン翼
CN104675444A (zh) 具有菱形湍流器的涡轮翼型件冷却通道
JPH09195705A (ja) 軸流タービン翼

Legal Events

Date Code Title Description
LAPS Cancellation because of no payment of annual fees