JPH11229809A - 中空エアフォイル - Google Patents
中空エアフォイルInfo
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- JPH11229809A JPH11229809A JP10341097A JP34109798A JPH11229809A JP H11229809 A JPH11229809 A JP H11229809A JP 10341097 A JP10341097 A JP 10341097A JP 34109798 A JP34109798 A JP 34109798A JP H11229809 A JPH11229809 A JP H11229809A
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- wall
- hollow airfoil
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- cooling
- Prior art date
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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
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 高サイクル疲労を抑制し、また下流のフィル
ム冷却を増強し、更に容易に製作することができる後縁
冷却装置を備えるエアフォイルを提供すること。 【解決手段】 中空エアフォイル１０は、圧力側壁１２
と、吸込側壁１４と、これらの圧力側及び吸込側壁間に
形成された空洞と、圧力側壁１２に設けられた複数の冷
却孔１８と、各々が空洞と冷却孔１８のひとつとの間に
延びている複数の通路４２とを有する。各通路４２は、
吸込側壁１４に隣接する第１の壁５４と、一対の通路側
壁５８と、圧力側壁１２に隣接する第２の壁５６とを包
含する断面を有する。そして、一対のフィレット６０，
６２が一対の通路側壁５８と第２の壁５６との間に延び
るようにして設けられている。各通路４２は、各冷却孔
１８に隣接する出っ張りを包含し得る。
ム冷却を増強し、更に容易に製作することができる後縁
冷却装置を備えるエアフォイルを提供すること。 【解決手段】 中空エアフォイル１０は、圧力側壁１２
と、吸込側壁１４と、これらの圧力側及び吸込側壁間に
形成された空洞と、圧力側壁１２に設けられた複数の冷
却孔１８と、各々が空洞と冷却孔１８のひとつとの間に
延びている複数の通路４２とを有する。各通路４２は、
吸込側壁１４に隣接する第１の壁５４と、一対の通路側
壁５８と、圧力側壁１２に隣接する第２の壁５６とを包
含する断面を有する。そして、一対のフィレット６０，
６２が一対の通路側壁５８と第２の壁５６との間に延び
るようにして設けられている。各通路４２は、各冷却孔
１８に隣接する出っ張りを包含し得る。
Description
【０００１】
【発明の技術分野】本発明は、一般には中空エアフォイ
ルに関し、より詳細には、中空エアフォイルの後縁冷却
孔の幾何学的形状に関する。
ルに関し、より詳細には、中空エアフォイルの後縁冷却
孔の幾何学的形状に関する。
【０００２】
【発明の背景】近代の軸流ガスタービンエンジンにおい
て、タービン動翼及び静翼は広範囲の冷却を必要とす
る。典型的な動翼又は静翼のエアフォイルは、例えば圧
縮機のような冷却空気源に接続されている蛇行状配置の
通路を包含する。そして、圧縮機段から抽出される空気
は、その圧力がタービンを通して進む中心ガスよりも高
くて、この高い圧力が圧縮空気を構成部品内の通路に押
し進め、また、その温度が中心ガスよりも低くて、この
低い温度が熱を構成部品から伝達により取り除くことか
ら、好適な冷却媒体を提供するものである。冷却空気
は、最終的には、エアフォイル壁の冷却孔又は後縁に沿
って分配されている冷却孔を経てエアフォイルを出る。
冷却は、エアフォイルが相当細くなる後縁に沿って特に
重要なものである。多くのエアフォイル設計は、エアフ
ォイルのスパン全体に沿って分配されて、圧力側壁の外
面に設けられた一列の密接して集合された多数の冷却孔
を包含する。この密接して集合された冷却孔の各々を横
切る比較的小さな圧力降下は、冷却孔の後方の冷却空気
の境界層の形成（フィルム冷却）を促進せしめ、このフ
ィルム冷却は冷却を助長せしめ、所望される細い後縁を
空気力学的に保護するものである。
て、タービン動翼及び静翼は広範囲の冷却を必要とす
る。典型的な動翼又は静翼のエアフォイルは、例えば圧
縮機のような冷却空気源に接続されている蛇行状配置の
通路を包含する。そして、圧縮機段から抽出される空気
は、その圧力がタービンを通して進む中心ガスよりも高
くて、この高い圧力が圧縮空気を構成部品内の通路に押
し進め、また、その温度が中心ガスよりも低くて、この
低い温度が熱を構成部品から伝達により取り除くことか
ら、好適な冷却媒体を提供するものである。冷却空気
は、最終的には、エアフォイル壁の冷却孔又は後縁に沿
って分配されている冷却孔を経てエアフォイルを出る。
冷却は、エアフォイルが相当細くなる後縁に沿って特に
重要なものである。多くのエアフォイル設計は、エアフ
ォイルのスパン全体に沿って分配されて、圧力側壁の外
面に設けられた一列の密接して集合された多数の冷却孔
を包含する。この密接して集合された冷却孔の各々を横
切る比較的小さな圧力降下は、冷却孔の後方の冷却空気
の境界層の形成（フィルム冷却）を促進せしめ、このフ
ィルム冷却は冷却を助長せしめ、所望される細い後縁を
空気力学的に保護するものである。
【０００３】冷却するに加え、タービン動翼及び静翼の
エアフォイルは、また、振動荷重から生じる高サイクル
疲労に適応しなければならない。これは、特に、密接し
て集合されている冷却孔の各々が十分な圧力集中をあら
わす細い後縁に沿って言えることである。点検をしない
ままでいると、高サイクル疲労が応力破損を生じさせ、
この応力破損が最終的には機械的一体性を悪化させるも
のである。図１は外面７６を有する圧力側壁７８に冷却
孔６６を具備する従来の後縁を示し、冷却孔６６は通路
６４によって内部空洞６８に接続されている。そして、
圧力側壁７８の幅は冷却孔６６に隣接して細く、特に高
サイクル疲労を受けやすい圧力側壁の部分を作ってい
る。冷却孔を前方に移して壁の厚さを増大せしめること
は、高サイクル疲労を受けることを最小にするが、しか
し、冷却孔の後方のフィルム冷却を逆に悪くするもので
ある（フィルム冷却の効率は一般に距離と共に低下す
る）。
エアフォイルは、また、振動荷重から生じる高サイクル
疲労に適応しなければならない。これは、特に、密接し
て集合されている冷却孔の各々が十分な圧力集中をあら
わす細い後縁に沿って言えることである。点検をしない
ままでいると、高サイクル疲労が応力破損を生じさせ、
この応力破損が最終的には機械的一体性を悪化させるも
のである。図１は外面７６を有する圧力側壁７８に冷却
孔６６を具備する従来の後縁を示し、冷却孔６６は通路
６４によって内部空洞６８に接続されている。そして、
圧力側壁７８の幅は冷却孔６６に隣接して細く、特に高
サイクル疲労を受けやすい圧力側壁の部分を作ってい
る。冷却孔を前方に移して壁の厚さを増大せしめること
は、高サイクル疲労を受けることを最小にするが、しか
し、冷却孔の後方のフィルム冷却を逆に悪くするもので
ある（フィルム冷却の効率は一般に距離と共に低下す
る）。
【０００４】以上述べたことから、高サイクル疲労を抑
制し、また下流のフィルム冷却を増強し、更に容易に製
作することができる後縁冷却装置を備えるエアフォイル
が必要とされている。
制し、また下流のフィルム冷却を増強し、更に容易に製
作することができる後縁冷却装置を備えるエアフォイル
が必要とされている。
【０００５】
【発明の開示】したがって、本発明の目的は、高サイク
ル疲労を抑制する後縁冷却装置を有するエアフォイルを
提供することにある。
ル疲労を抑制する後縁冷却装置を有するエアフォイルを
提供することにある。
【０００６】本発明の他の目的は、下流のフィルム冷却
を増強する後縁冷却装置を有するエアフォイルを提供す
ることにある。
を増強する後縁冷却装置を有するエアフォイルを提供す
ることにある。
【０００７】本発明の更に他の目的は、容易に製作する
ことができる後縁冷却装置を有するエアフォイルを提供
することにある。
ことができる後縁冷却装置を有するエアフォイルを提供
することにある。
【０００８】以上述べた目的を達成するために、本発明
によれば、次に述べるような中空エアフォイルが提供さ
れる。すなわち、中空エアフォイルは、圧力側壁と、吸
込側壁と、これらの圧力側及び吸込側壁間に形成された
空洞と、圧力側壁に設けられた複数の冷却孔と、各々が
空洞と冷却孔のひとつとの間に延びている複数の通路と
を有する。各通路は、吸込側壁に隣接する第１の壁と、
一対の通路側壁と、圧力壁に隣接する第２の壁とを包含
する断面を有する。そして、第１の実施例において、一
対のフィレットが一対の通路側壁と第２の壁との間に延
びるようにして設けられている。また、第２の実施例に
おいて、各通路は各冷却孔に隣接する出っ張り（ｊｏ
ｇ）を包含する。
によれば、次に述べるような中空エアフォイルが提供さ
れる。すなわち、中空エアフォイルは、圧力側壁と、吸
込側壁と、これらの圧力側及び吸込側壁間に形成された
空洞と、圧力側壁に設けられた複数の冷却孔と、各々が
空洞と冷却孔のひとつとの間に延びている複数の通路と
を有する。各通路は、吸込側壁に隣接する第１の壁と、
一対の通路側壁と、圧力壁に隣接する第２の壁とを包含
する断面を有する。そして、第１の実施例において、一
対のフィレットが一対の通路側壁と第２の壁との間に延
びるようにして設けられている。また、第２の実施例に
おいて、各通路は各冷却孔に隣接する出っ張り（ｊｏ
ｇ）を包含する。
【０００９】以上述べた本発明の利点は、高サイクル疲
労が最小とされることである。すなわち、従来のエアフ
ォイルにおいては、圧力側壁と吸込側壁との互いに向か
うテーパ部が圧力側壁を好ましくなく薄くし、したがっ
て特に冷却孔の前縁及び側縁に隣接して高サイクル疲労
を受けやすくする。これに対し、本発明の第１及び第２
の両実施例による通路は、前記領域における高サイクル
疲労を実質的に最小にするように冷却孔のまわりに十分
な壁材料を与える。
労が最小とされることである。すなわち、従来のエアフ
ォイルにおいては、圧力側壁と吸込側壁との互いに向か
うテーパ部が圧力側壁を好ましくなく薄くし、したがっ
て特に冷却孔の前縁及び側縁に隣接して高サイクル疲労
を受けやすくする。これに対し、本発明の第１及び第２
の両実施例による通路は、前記領域における高サイクル
疲労を実質的に最小にするように冷却孔のまわりに十分
な壁材料を与える。
【００１０】本発明の他の利点は、通路及び冷却孔の幾
何学的形状をエアフォイル内に鋳造することができ、こ
れにより本発明のエアフォイルを容易に製作することが
できることである。
何学的形状をエアフォイル内に鋳造することができ、こ
れにより本発明のエアフォイルを容易に製作することが
できることである。
【００１１】本発明の以上述べた目的、特徴及び利点は
添付図面を参照して述べる下記の本発明の最良の形態の
実施例についての詳細な説明から一層明らかになるであ
ろう。
添付図面を参照して述べる下記の本発明の最良の形態の
実施例についての詳細な説明から一層明らかになるであ
ろう。
【００１２】
【発明を実施するための最良の形態】図２及び図３を参
照するに、ガスタービンエンジン用の中空エアフォイル
１０は、圧力側壁１２と、吸込側壁１４と、これらの圧
力側及び吸込側壁１２及び１４間に設けられた複数の内
部空洞１６と、複数の冷却孔１８とを包含する。内部空
洞１６は、冷却空気源１９に接続されている。圧力側及
び吸込側壁１２及び１４は、前縁２２と後縁２４との間
を幅方向に幅２０でもって延びていると共に、内方半径
方向プラットフォーム２８と外方半径方向プレットフォ
ーム３０との間をスパン方向にスパン２６でもって延び
ている。エアフォイル１０の厚さ３２は、圧力側壁の外
面３４と吸込側壁の外面３６との間の距離と定義されて
いる。エアフォイル壁１２，１４の厚さは、これらの各
壁の内面と外面との間で同一方向に測定される。図２に
示される典型的なエアフォイル１０は、冷却空気入口４
０を具備する根元３８を有する動翼である。しかし、静
翼として作用するエアフォイル１０も、また、本発明を
具現するものである。図３は、本発明を具現するエアフ
ォイル（静翼又は動翼）の断面を示し、このエアフォイ
ルは互いに蛇行する方法で接続されている複数の内部空
洞１６を有している。そして、“Ｎ”数の通路４２が最
も後方の空洞１６を“Ｎ”数の冷却孔１８に接続してお
り、“Ｎ”は整数である。
照するに、ガスタービンエンジン用の中空エアフォイル
１０は、圧力側壁１２と、吸込側壁１４と、これらの圧
力側及び吸込側壁１２及び１４間に設けられた複数の内
部空洞１６と、複数の冷却孔１８とを包含する。内部空
洞１６は、冷却空気源１９に接続されている。圧力側及
び吸込側壁１２及び１４は、前縁２２と後縁２４との間
を幅方向に幅２０でもって延びていると共に、内方半径
方向プラットフォーム２８と外方半径方向プレットフォ
ーム３０との間をスパン方向にスパン２６でもって延び
ている。エアフォイル１０の厚さ３２は、圧力側壁の外
面３４と吸込側壁の外面３６との間の距離と定義されて
いる。エアフォイル壁１２，１４の厚さは、これらの各
壁の内面と外面との間で同一方向に測定される。図２に
示される典型的なエアフォイル１０は、冷却空気入口４
０を具備する根元３８を有する動翼である。しかし、静
翼として作用するエアフォイル１０も、また、本発明を
具現するものである。図３は、本発明を具現するエアフ
ォイル（静翼又は動翼）の断面を示し、このエアフォイ
ルは互いに蛇行する方法で接続されている複数の内部空
洞１６を有している。そして、“Ｎ”数の通路４２が最
も後方の空洞１６を“Ｎ”数の冷却孔１８に接続してお
り、“Ｎ”は整数である。
【００１３】次に図２、図３及び図４の（Ａ）を参照す
るに、冷却孔１８は、圧力側壁１２に設けられていると
共に、後縁２４に隣接してスパン方向に分配されてい
る。各冷却孔１８は、後縁４４と、前縁４６と、一対の
側縁４８と、一対のフィレット５０とを包含する（図４
の（Ａ）参照）。一対の側縁４８は、後縁４４と交差す
ると共に、実質的に前縁４８に向かって延びている。各
フィレット５０は、ひとつの側縁４８と前縁４６との間
に延びている。そして、各フィレット５０の長さ５２は
その側縁４８との交点とその前縁４６との交点との間の
距離と定義されている。
るに、冷却孔１８は、圧力側壁１２に設けられていると
共に、後縁２４に隣接してスパン方向に分配されてい
る。各冷却孔１８は、後縁４４と、前縁４６と、一対の
側縁４８と、一対のフィレット５０とを包含する（図４
の（Ａ）参照）。一対の側縁４８は、後縁４４と交差す
ると共に、実質的に前縁４８に向かって延びている。各
フィレット５０は、ひとつの側縁４８と前縁４６との間
に延びている。そして、各フィレット５０の長さ５２は
その側縁４８との交点とその前縁４６との交点との間の
距離と定義されている。
【００１４】次に図４の（Ｂ）〜（Ｅ）を参照するに、
ひとつの冷却孔１８を最も後方の空洞１６（図５参照）
に接続する各通路４２は、第１の壁５４と、第２の壁５
６と、一対の側壁５８とを包含する幾何学的断面形状を
有する（図４の（Ｂ）〜（Ｅ）及び図６参照）。第１の
壁５４は吸込側壁１４に隣接し、また第２の壁５６は圧
力側壁１２に隣接している。一対の側壁５８は、第１の
壁５４から外方に実質的に圧力側壁１２に向かって延び
ている。そして、本発明の第１実施例において、通路４
２の幾何学的断面形状は、更に、一方の側壁５８と第２
の壁５６との間に延びる第１のフィレット６０と、他方
の側壁５８と第２の壁５６との間に延びる第２のフィレ
ット６２とを包含する。第１及び第２のフィレット６
０，６２及び／又は第２の壁５６の幾何学的形状は、特
定の適用に適合するように変形することができる。例え
ば、図６はアーチ状にされた第１及び第２のフィレット
６０，６２と第２の壁５６とを示す。他方、図４の
（Ｂ）はフィレット６０，６２が第２の壁５６の中央部
で互いに交わっている断面の通路４２を示す。また、こ
の図４の（Ｂ）は冷却孔１８の前縁４６で“ｘ”に等し
い厚さを有する圧力側壁１２を示す。そして、本発明の
第１実施例において、第１及び第２のフィレット６０，
６２の厚さは“ｘ”に等しいか又は“ｘ”よりも大きい
（図４の（Ｃ）及び（Ｄ）は厚さ“ｘ”に等しいフィレ
ット６０，６２を示す）。
ひとつの冷却孔１８を最も後方の空洞１６（図５参照）
に接続する各通路４２は、第１の壁５４と、第２の壁５
６と、一対の側壁５８とを包含する幾何学的断面形状を
有する（図４の（Ｂ）〜（Ｅ）及び図６参照）。第１の
壁５４は吸込側壁１４に隣接し、また第２の壁５６は圧
力側壁１２に隣接している。一対の側壁５８は、第１の
壁５４から外方に実質的に圧力側壁１２に向かって延び
ている。そして、本発明の第１実施例において、通路４
２の幾何学的断面形状は、更に、一方の側壁５８と第２
の壁５６との間に延びる第１のフィレット６０と、他方
の側壁５８と第２の壁５６との間に延びる第２のフィレ
ット６２とを包含する。第１及び第２のフィレット６
０，６２及び／又は第２の壁５６の幾何学的形状は、特
定の適用に適合するように変形することができる。例え
ば、図６はアーチ状にされた第１及び第２のフィレット
６０，６２と第２の壁５６とを示す。他方、図４の
（Ｂ）はフィレット６０，６２が第２の壁５６の中央部
で互いに交わっている断面の通路４２を示す。また、こ
の図４の（Ｂ）は冷却孔１８の前縁４６で“ｘ”に等し
い厚さを有する圧力側壁１２を示す。そして、本発明の
第１実施例において、第１及び第２のフィレット６０，
６２の厚さは“ｘ”に等しいか又は“ｘ”よりも大きい
（図４の（Ｃ）及び（Ｄ）は厚さ“ｘ”に等しいフィレ
ット６０，６２を示す）。
【００１５】次に図５を参照するに、本発明の第２実施
例において、冷却孔１８の前縁４６の下流に、各通路４
２は所定量（角度φにより示されている）出っ張り、そ
の後少なくとも冷却孔１８のフィレット５０の長さにわ
たって圧力側壁１２の外面３４と実質的に平行に延びて
いる。その結果、圧力側壁１２の厚さ６３は冷却孔１８
のフィレット５０の長さ５２にわたって実質的に一定の
ままである。好適には、冷却孔１８のフィレット５０の
後方に、通路４２は再び出っ張り、今度は吸込側壁１４
の外面３６と実質的に平行に延びる。図５の点線は、従
来の後縁冷却孔及び通路の幾何学的形状を示す。
例において、冷却孔１８の前縁４６の下流に、各通路４
２は所定量（角度φにより示されている）出っ張り、そ
の後少なくとも冷却孔１８のフィレット５０の長さにわ
たって圧力側壁１２の外面３４と実質的に平行に延びて
いる。その結果、圧力側壁１２の厚さ６３は冷却孔１８
のフィレット５０の長さ５２にわたって実質的に一定の
ままである。好適には、冷却孔１８のフィレット５０の
後方に、通路４２は再び出っ張り、今度は吸込側壁１４
の外面３６と実質的に平行に延びる。図５の点線は、従
来の後縁冷却孔及び通路の幾何学的形状を示す。
【００１６】本発明をより良く理解せしめるために、図
１に示される従来の後縁冷却装置を図５に示される本発
明の後縁冷却装置と比較する。従来の後縁断面（図１）
においては、通路６４は各冷却孔６６を内部空洞６８に
接続し、各冷却孔６６は一対のフィレット７０を包含し
ている。そして、圧力側壁７８の幅はフィレット７０に
おいて相当細くて、特に高サイクル疲労を受けやすい圧
力側壁７８の部分を作っている。符号８０は、圧力側壁
７８の厚さを示す。
１に示される従来の後縁冷却装置を図５に示される本発
明の後縁冷却装置と比較する。従来の後縁断面（図１）
においては、通路６４は各冷却孔６６を内部空洞６８に
接続し、各冷却孔６６は一対のフィレット７０を包含し
ている。そして、圧力側壁７８の幅はフィレット７０に
おいて相当細くて、特に高サイクル疲労を受けやすい圧
力側壁７８の部分を作っている。符号８０は、圧力側壁
７８の厚さを示す。
【００１７】これに対し、本発明は、（１）フィレット
６０，６２を付けた通路の幾何学的形状を提供すること
により、及び／又は（２）通路４２を冷却孔の前縁４６
の後方に斜めにし、これにより通路４２が圧力側壁１２
の外面３４と実質的に平行に延びるようにすることによ
り（図５参照）、従来設計の細い壁形状を除去するもの
である。
６０，６２を付けた通路の幾何学的形状を提供すること
により、及び／又は（２）通路４２を冷却孔の前縁４６
の後方に斜めにし、これにより通路４２が圧力側壁１２
の外面３４と実質的に平行に延びるようにすることによ
り（図５参照）、従来設計の細い壁形状を除去するもの
である。
【００１８】以上本発明をその実施例に関して図示し詳
述してきたけれども、本発明の精神及び範囲を逸脱する
ことなく、その形態及び詳部においてさまざまな変更が
できることは当業者にとって理解されるであろう。例え
ば、本発明を第１及び第２の実施例によって上述した。
しかし、これらの実施例は、特定の適用に適応せしめる
ために結合し得るものである。
述してきたけれども、本発明の精神及び範囲を逸脱する
ことなく、その形態及び詳部においてさまざまな変更が
できることは当業者にとって理解されるであろう。例え
ば、本発明を第１及び第２の実施例によって上述した。
しかし、これらの実施例は、特定の適用に適応せしめる
ために結合し得るものである。
【図１】（Ａ）はエアフォイルの後縁に隣接する冷却孔
を有する従来のガスタービンエアフォイルを示す図、
（Ｂ）及び（Ｃ）はそれぞれ（Ａ）に示されるガスター
ビンエアフォイルの１Ｂ−１Ｂ線及び１Ｃ−１Ｃ線に沿
う断面図である。
を有する従来のガスタービンエアフォイルを示す図、
（Ｂ）及び（Ｃ）はそれぞれ（Ａ）に示されるガスター
ビンエアフォイルの１Ｂ−１Ｂ線及び１Ｃ−１Ｃ線に沿
う断面図である。
【図２】後縁に隣接しかつスパン方向に分配されている
冷却孔を有するガスタービンエアフォイルの例を示す図
である。
冷却孔を有するガスタービンエアフォイルの例を示す図
である。
【図３】圧力側壁と吸込側壁との間に設けられた複数の
内部空洞を有するガスタービンエアフォイルの断面図で
ある。
内部空洞を有するガスタービンエアフォイルの断面図で
ある。
【図４】（Ａ）はエアフォイルの後縁に隣接する冷却孔
を有する本発明のガスタービンエアフォイルを示す図、
（Ｂ）、（Ｃ）、（Ｄ）及び（Ｅ）はそれぞれ（Ａ）に
示されるガスタービンエアフォイルの４Ｂ−４Ｂ線、４
Ｃ−４Ｃ線、４Ｄ−４Ｄ線及び４Ｅ−４Ｅ線に沿う断面
図である。
を有する本発明のガスタービンエアフォイルを示す図、
（Ｂ）、（Ｃ）、（Ｄ）及び（Ｅ）はそれぞれ（Ａ）に
示されるガスタービンエアフォイルの４Ｂ−４Ｂ線、４
Ｃ−４Ｃ線、４Ｄ−４Ｄ線及び４Ｅ−４Ｅ線に沿う断面
図である。
【図５】図４の（Ａ）に示されるガスタービンエアフォ
イルの５−５線に沿う断面図である。
イルの５−５線に沿う断面図である。
【図６】図４の（Ａ）に示されるガスタービンエアフォ
イルの通路断面の変形例を図４の（Ｂ）と同様な断面で
示す図である。
イルの通路断面の変形例を図４の（Ｂ）と同様な断面で
示す図である。
１０ 中空エアフォイル １２ 圧力側壁 １４ 吸込側壁 １６ 内部空洞 １８ 冷却孔 １９ 冷却空気源 ２０ 幅 ２２ 前縁 ２４ 後縁 ２６ スパン ２８ 内方半径方向プラットフォーム ３０ 外方半径方向プラットフォーム ３２ 厚さ ３４ 外面 ３６ 外面 ３８ 根元 ４０ 冷却空気入口 ４２ 通路 ４４ 後縁 ４６ 前縁 ４８ 側縁 ５０ フィレット ５２ 長さ ５４ 第１の壁 ５６ 第２の壁 ５８ 側壁 ６０ 第１のフィレット ６２ 第２のフィレット ６３ 厚さ ６４ 通路 ６６ 冷却孔 ６８ 内部空洞 ７０ フィレット ７６ 外面 ７８ 圧力側壁 ８０ 厚さ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 フリードリック・オー・ソークティング アメリカ合衆国 フロリダ州 33469 テ クエスタ市 リバーサイド・ドライブ 19483
Claims (11)
- 【請求項１】第１の外面を有する圧力側壁と、第２の外
面を有する吸込側壁と、これらの圧力側及び吸込側壁間
に形成されて冷却空気源に接続されている空洞と、後縁
に隣接してかつスパン方向に分配して前記圧力側壁に設
けられた複数の冷却孔と、各々が前記空洞と前記冷却孔
のひとつとの間に延びている複数の通路とを包含し、前
記圧力側及び吸込側壁が前縁と前記後縁との間の幅方向
に及び内方半径方向表面と外方半径方向表面との間のス
パン方向に延びており、また前記通路の各々が前記吸込
側壁に隣接する第１の壁と、実質的に前記圧力側壁に向
かって延びる一対の通路側壁と、前記圧力側壁に隣接す
る第２の壁と、一方の前記通路側壁と前記第２の壁との
間に延びる第１のフィレットと、他方の前記通路側壁と
前記第２の壁との間に延びる第２のフィレットとを有し
ている中空エアフォイル。 - 【請求項２】請求項１記載の中空エアフォイルにおい
て、前記通路の各々が、この通路が接続されている前記
冷却孔に隣接して出っ張り、前記第１の外面と実質的に
平行に延びている中空エアフォイル。 - 【請求項３】請求項１記載の中空エアフォイルにおい
て、前記冷却孔の各々が後縁と、この後縁と交差する一
対の側縁と、前縁と、一方の前記側縁と前記前縁との間
に延びる第３のフィレットと、他方の前記側縁と前記前
縁との間に延びる第４のフィレットとを包含し、前記第
３及び第４のフィレットの各々が長さを有している中空
エアフォイル。 - 【請求項４】請求項３記載の中空エアフォイルにおい
て、前記圧力側壁が前記冷却孔の各々の前記前縁に隣接
する第１の厚さを有し、前記第１及び第２のフィレット
が少なくとも前記第１の厚さに等しい第２の厚さを有し
ている中空エアフォイル。 - 【請求項５】請求項４記載の中空エアフォイルにおい
て、前記前縁の下流に、前記通路の各々が前記第１の外
面と実質的に平行に延びている中空エアフォイル。 - 【請求項６】請求項５記載の中空エアフォイルにおい
て、前記通路側壁及び前記第２の壁がアーチ状である中
空エアフォイル。 - 【請求項７】請求項５記載の中空エアフォイルにおい
て、前記後縁の下流に、前記通路の各々が前記第２の外
面と実質的に平行に延びている中空エアフォイル。 - 【請求項８】第１の外面を有する圧力側壁と、第２の外
面を有する吸込側壁と、これらの圧力側及び吸込側壁間
に形成されて冷却空気源に接続されている空洞と、後縁
に隣接してかつスパン方向に分配して前記圧力側壁に設
けられた複数の冷却孔と、各々が前記空洞と前記冷却孔
のひとつとの間に延びている複数の通路とを包含し、前
記圧力側及び吸込側壁が前縁と前記後縁との間の幅方向
に及び内方半径方向表面と外方半径方向表面との間のス
パン方向に延びており、また前記通路の各々が前記吸込
側壁に隣接する第１の壁と、実質的に前記圧力側壁に向
かって延びる一対の通路側壁と、前記圧力側壁に隣接す
る第２の壁とを包含し、前記通路の各々が、この通路が
接続されている前記冷却孔に隣接して出っ張り、前記第
１の外面と実質的に平行に延びている中空エアフォイ
ル。 - 【請求項９】請求項８記載の中空エアフォイルにおい
て、前記冷却孔の各々が後縁と、この後縁と交差する一
対の側縁と、前縁と、一方の前記側縁と前記前縁との間
に延びる第１のフィレットと、他方の前記側縁と前記前
縁との間に延びる第２のフィレットとを包含し、前記第
１及び第２のフィレットの各々が長さを有している中空
エアフォイル。 - 【請求項１０】請求項９記載の中空エアフォイルにおい
て、前記前縁の下流に、前記通路の各々が出っ張り、前
記第１の外面と実質的に平行に延びている中空エアフォ
イル。 - 【請求項１１】請求項１０記載の中空エアフォイルにお
いて、前記後縁の下流に、前記通路の各々が出っ張り、
前記第２の外面と実質的に平行に延びている中空エアフ
ォイル。
Applications Claiming Priority (2)
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|---|---|---|---|
| US08/969,670 US6004100A (en) | 1997-11-13 | 1997-11-13 | Trailing edge cooling apparatus for a gas turbine airfoil |
| US08/969,670 | 1997-11-13 |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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|---|---|---|---|
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