JPS5979009A - ガスタ−ビンの翼 - Google Patents
ガスタ−ビンの翼Info
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- JPS5979009A JPS5979009A JP18761782A JP18761782A JPS5979009A JP S5979009 A JPS5979009 A JP S5979009A JP 18761782 A JP18761782 A JP 18761782A JP 18761782 A JP18761782 A JP 18761782A JP S5979009 A JPS5979009 A JP S5979009A
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- JP
- Japan
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- blade
- cooling
- cooling fluid
- small holes
- air
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- 239000011148 porous material Substances 0.000 claims description 20
- 239000012530 fluid Substances 0.000 abstract description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 3
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- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 42
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 15
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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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
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】
〔発明の技術分野〕
本発明は、ガスタービンの翼に係シ、特に、流体冷却方
式を採用した翼の改頁に関する。
式を採用した翼の改頁に関する。
一般的に、ガスタービンは往復機関に比して小型軽量で
大馬力が得られるなどの多くの利点を有している。この
ようなガスタービンは、通常、第１図に示すように、筒
状のケーシング１内に軸２を軸受を介して設け、この軸
２の両端部とケーシング１との間にそれぞれ圧縮機３と
パワータービン４とを構成し、圧縮機３で圧縮された高
圧空気で燃焼器５内の圧力を高め、この状態で燃料を噴
射させて燃焼させ、この燃焼によって生じた褐温、高圧
のガスをパワータービン４に導いて膨張させることＫよ
り軸２の回転力を得るように構成されている。そして、
圧縮機３は、図の場合では、案内翼６と回転翼７とを軸
方向へ配列して軸流型とし、また、パワータービン４は
、軸２に固定された動翼８とケーシング１に固定された
静翼９とを軸方向に交互に配列して構成されている。
大馬力が得られるなどの多くの利点を有している。この
ようなガスタービンは、通常、第１図に示すように、筒
状のケーシング１内に軸２を軸受を介して設け、この軸
２の両端部とケーシング１との間にそれぞれ圧縮機３と
パワータービン４とを構成し、圧縮機３で圧縮された高
圧空気で燃焼器５内の圧力を高め、この状態で燃料を噴
射させて燃焼させ、この燃焼によって生じた褐温、高圧
のガスをパワータービン４に導いて膨張させることＫよ
り軸２の回転力を得るように構成されている。そして、
圧縮機３は、図の場合では、案内翼６と回転翼７とを軸
方向へ配列して軸流型とし、また、パワータービン４は
、軸２に固定された動翼８とケーシング１に固定された
静翼９とを軸方向に交互に配列して構成されている。
ところで、上記のように構成されるガスタービンにあっ
て、出力効率を高めるには、パワータービン４の入口に
おける燃焼ガス温度を筒める必要がある。このように燃
焼ガス温度を高めていくと、このガスが高速で静翼９や
動翼８の回シを流れるため、これらの翼温度も上昇し、
翼を構成している金属材の許容温度を越える虞れがある
。このため、燃焼ガス温度を９０υ℃以上とするガスタ
ービンにあっては、通常、翼本体の内部に冷却流体通路
を設け、この通路に冷却流体、たとえば空気を強制的に
流すことによって翼本体の温度を安全な値に保つように
している。最近では、出力効率を向上させるために燃焼
ガス温度を増々高める傾向にあシ、これに対処するため
に翼本体内に設けられる冷却流体通路も複雑化している
。
て、出力効率を高めるには、パワータービン４の入口に
おける燃焼ガス温度を筒める必要がある。このように燃
焼ガス温度を高めていくと、このガスが高速で静翼９や
動翼８の回シを流れるため、これらの翼温度も上昇し、
翼を構成している金属材の許容温度を越える虞れがある
。このため、燃焼ガス温度を９０υ℃以上とするガスタ
ービンにあっては、通常、翼本体の内部に冷却流体通路
を設け、この通路に冷却流体、たとえば空気を強制的に
流すことによって翼本体の温度を安全な値に保つように
している。最近では、出力効率を向上させるために燃焼
ガス温度を増々高める傾向にあシ、これに対処するため
に翼本体内に設けられる冷却流体通路も複雑化している
。
しかして、上記のように、翼本体内に冷却流体通路を設
けて翼本体を冷却するようにしたものでは必ず冷却流体
供給源を必要とする。この冷却流体供給源として格別な
供給源を別設することはプラントの高価格化を免れ得な
い。このため、通常は、圧縮機３によって高圧化された
空気の一部を導いて冷却流体として用い、翼本体内の冷
却流体通路を通った後の空気を翼本体の外面からガス流
中に向けて吹出させる方式が採用されている。
けて翼本体を冷却するようにしたものでは必ず冷却流体
供給源を必要とする。この冷却流体供給源として格別な
供給源を別設することはプラントの高価格化を免れ得な
い。このため、通常は、圧縮機３によって高圧化された
空気の一部を導いて冷却流体として用い、翼本体内の冷
却流体通路を通った後の空気を翼本体の外面からガス流
中に向けて吹出させる方式が採用されている。
上記のように・９ワータービン４を構成する動翼８およ
び静翼９内に冷却流体通路を設け、これら通路に圧縮機
３で高圧化された空気の一部を導いて各員を冷却し、冷
却に供された後の空気を部外面からガス流中に吹出させ
る方式にあっては、翼の位置によって翼内を通流する冷
却空気の量が大きく左右される。たとえば、第１図中９
ｇで示される第１段目の静翼では、圧縮機３の出口圧力
と、との静翼９ａの回シの圧力との差が小さいため、通
常、静翼９ａ内の冷却流体通路には僅かの冷却空気しか
流れない。すなわち、静翼９ａの回シの圧力は、圧縮機
出口圧力から燃焼器５内での圧力損失を差し引いた値で
あシ、上記圧力損失は、通常僅かであることからして、
結局、前述した差圧が小さく、静翼９ａ内の冷却流体通
路には少量の冷却空気しか流れないことになる。このよ
うに、静Ｊｇ ９ ａは、その位置の影響を受け、冷却
空気を所要量確保するのが困難な翼である。そこで、従
来のガスタービンにあっては、静翼９＆内にｍ２図に示
すような冷却流体通路を設けて、冷却空気の量が十分に
得られないことによる冷却性能の低下を緩和させるよう
にしている。すなわち、翼本体Ａ内の中間部から前縁部
にかけて翼本体Ａの高さ方向に延びる空洞Ｂを設けると
ともに中間部から後縁端にかけて上記空洞Ｂに通じた多
分岐流路Ｃを設け、上記空洞Ｂに導かれた空気の一部を
上記空洞Ｂと翼本体Ａの前縁部外面および腹側外面との
間に存在する壁りに、第３図に拡大して示すように、上
記壁りの外内面に対して軸心線Ｓをそれぞれθ、φ（但
し０＝φ）傾斜させて設けられた複数の細孔Ｅから翼外
へ吹出させ、また、残シの冷却空気を上記空洞Ｂ内に挿
設された仕切板Ｆに設けられている複数の小孔（図示せ
ず）を通して上記空洞Ｂと翼本体Ａの背側外面との間に
存在する壁Ｇの内面に向けて噴射させるようにしている
。そして、仕切板Ｆの小孔から噴出した冷却空気の一部
を壁Ｇに前記と同様に設けられた細孔Ｅを通して翼外へ
吹出させるとともに残シの空気を前述した多分岐流路Ｃ
を介して翼本体Ａの後端がら翼外へと吹出させるように
している。すなわち、この翼は、冷却空気が空洞Ｂ内を
通流することによる対流冷却、細孔Ｂ内を通流すること
にょ却空気が噴射されることによるインピンジ冷却およ
び多分岐流路Ｃ内を通流することによる対流冷却によっ
て冷却空気の量が少ないことによる冷却性能の低下を抑
えるようにしている。
び静翼９内に冷却流体通路を設け、これら通路に圧縮機
３で高圧化された空気の一部を導いて各員を冷却し、冷
却に供された後の空気を部外面からガス流中に吹出させ
る方式にあっては、翼の位置によって翼内を通流する冷
却空気の量が大きく左右される。たとえば、第１図中９
ｇで示される第１段目の静翼では、圧縮機３の出口圧力
と、との静翼９ａの回シの圧力との差が小さいため、通
常、静翼９ａ内の冷却流体通路には僅かの冷却空気しか
流れない。すなわち、静翼９ａの回シの圧力は、圧縮機
出口圧力から燃焼器５内での圧力損失を差し引いた値で
あシ、上記圧力損失は、通常僅かであることからして、
結局、前述した差圧が小さく、静翼９ａ内の冷却流体通
路には少量の冷却空気しか流れないことになる。このよ
うに、静Ｊｇ ９ ａは、その位置の影響を受け、冷却
空気を所要量確保するのが困難な翼である。そこで、従
来のガスタービンにあっては、静翼９＆内にｍ２図に示
すような冷却流体通路を設けて、冷却空気の量が十分に
得られないことによる冷却性能の低下を緩和させるよう
にしている。すなわち、翼本体Ａ内の中間部から前縁部
にかけて翼本体Ａの高さ方向に延びる空洞Ｂを設けると
ともに中間部から後縁端にかけて上記空洞Ｂに通じた多
分岐流路Ｃを設け、上記空洞Ｂに導かれた空気の一部を
上記空洞Ｂと翼本体Ａの前縁部外面および腹側外面との
間に存在する壁りに、第３図に拡大して示すように、上
記壁りの外内面に対して軸心線Ｓをそれぞれθ、φ（但
し０＝φ）傾斜させて設けられた複数の細孔Ｅから翼外
へ吹出させ、また、残シの冷却空気を上記空洞Ｂ内に挿
設された仕切板Ｆに設けられている複数の小孔（図示せ
ず）を通して上記空洞Ｂと翼本体Ａの背側外面との間に
存在する壁Ｇの内面に向けて噴射させるようにしている
。そして、仕切板Ｆの小孔から噴出した冷却空気の一部
を壁Ｇに前記と同様に設けられた細孔Ｅを通して翼外へ
吹出させるとともに残シの空気を前述した多分岐流路Ｃ
を介して翼本体Ａの後端がら翼外へと吹出させるように
している。すなわち、この翼は、冷却空気が空洞Ｂ内を
通流することによる対流冷却、細孔Ｂ内を通流すること
にょ却空気が噴射されることによるインピンジ冷却およ
び多分岐流路Ｃ内を通流することによる対流冷却によっ
て冷却空気の量が少ないことによる冷却性能の低下を抑
えるようにしている。
しかしながら、上記のように構成された翼にあっては、
次のような問題があった。すなわち、ガスタービンの翼
において、最も高温に加熱される部分は、前縁部外面お
よび腹側の外面である。したがって、これらに対する冷
却を良好に行なう必要がある。この種の翼を流体、っま
シ空気を使って冷却する場合、翼本体Ａの形状からみて
、翼本体Ａの前縁部および中間部腹側では、内側からの
インピンジ冷却と外面部での傾斜した細孔による対流冷
却およびフィルム冷却とを併用することが望ましい。す
なわち、インピンジ冷却では高速の空気流が被冷却面に
向けて噴射されるのでその冷却効果が大きい。また、頃
斜した細孔では傾斜に伴なう熱交換面積の増大化で大き
な対流冷却効果が得られ、また前述、めようにフィルム
冷却効果も得られる。したがって、両冷却方式を併用す
れば大きな冷却効果が得られるが、このように併用する
と、圧力損失が著しく増加し、この結果、たとえば第１
図に示した第１段目の静翼９ａのように冷却空気供給圧
力と翼回シの圧力との差が元来、小さい場合には冷却空
気の量が大幅に減少し、この量の減少に伴なうマイナス
面が表われる。そこで、使って冷却するようにしている
のであるが、細孔Ｅを第３図に示したように単に、外面
に対して軸心線Ｓを傾斜させた状態に設けているので、
細孔Ｅにおける圧力損失が比較的大きく、この結果、所
要の冷却空気量を得ることが困難で冷却不足が原因して
往々にして翼本体Ａにクラックなどが生じる問題があっ
た。
次のような問題があった。すなわち、ガスタービンの翼
において、最も高温に加熱される部分は、前縁部外面お
よび腹側の外面である。したがって、これらに対する冷
却を良好に行なう必要がある。この種の翼を流体、っま
シ空気を使って冷却する場合、翼本体Ａの形状からみて
、翼本体Ａの前縁部および中間部腹側では、内側からの
インピンジ冷却と外面部での傾斜した細孔による対流冷
却およびフィルム冷却とを併用することが望ましい。す
なわち、インピンジ冷却では高速の空気流が被冷却面に
向けて噴射されるのでその冷却効果が大きい。また、頃
斜した細孔では傾斜に伴なう熱交換面積の増大化で大き
な対流冷却効果が得られ、また前述、めようにフィルム
冷却効果も得られる。したがって、両冷却方式を併用す
れば大きな冷却効果が得られるが、このように併用する
と、圧力損失が著しく増加し、この結果、たとえば第１
図に示した第１段目の静翼９ａのように冷却空気供給圧
力と翼回シの圧力との差が元来、小さい場合には冷却空
気の量が大幅に減少し、この量の減少に伴なうマイナス
面が表われる。そこで、使って冷却するようにしている
のであるが、細孔Ｅを第３図に示したように単に、外面
に対して軸心線Ｓを傾斜させた状態に設けているので、
細孔Ｅにおける圧力損失が比較的大きく、この結果、所
要の冷却空気量を得ることが困難で冷却不足が原因して
往々にして翼本体Ａにクラックなどが生じる問題があっ
た。
本発明は、このような事情に鑑みてななれたもので、そ
の目的とするところは、内部に設けられる冷却流体通路
の圧力損失を十分小さくでき、もって、冷却流体供給圧
力と翼回りの圧力との差が小さい場合でも十分な量の冷
却流体を流すことができ、これによって良好な冷却特性
を発揮でき、しかも効果的なインピンジ冷却力〔発明の
概要〕 本発明に係るガスタービンの翼は、翼本体の外面に一端
側が開口するように設けられる対流冷却およびフィルム
冷却用の細孔を第４図に示すように設けたことを特徴と
している。すなわち、図中Ｄ 、 （Ｇ）は第３図に示
した壁と同様な壁であシ、とのｉＤに対流冷却およびフ
ィルム冷却用の細孔Ｅａを、その細心線Ｓが壁りの外面
に対してθ度傾き、かつ上記軸心？ｆＭＳと細孔Ｅａの
冷却流体流入側の開口面Ｈとの間の角度φが９０度近傍
となるように設けているのである。なお、第４図中Ｉは
開口面Ｈと軸心線Ｓとの間の角度φを９０度近傍に設定
するために設けられた凸部を示し、Ｊは同じく凹部を示
している。
の目的とするところは、内部に設けられる冷却流体通路
の圧力損失を十分小さくでき、もって、冷却流体供給圧
力と翼回りの圧力との差が小さい場合でも十分な量の冷
却流体を流すことができ、これによって良好な冷却特性
を発揮でき、しかも効果的なインピンジ冷却力〔発明の
概要〕 本発明に係るガスタービンの翼は、翼本体の外面に一端
側が開口するように設けられる対流冷却およびフィルム
冷却用の細孔を第４図に示すように設けたことを特徴と
している。すなわち、図中Ｄ 、 （Ｇ）は第３図に示
した壁と同様な壁であシ、とのｉＤに対流冷却およびフ
ィルム冷却用の細孔Ｅａを、その細心線Ｓが壁りの外面
に対してθ度傾き、かつ上記軸心？ｆＭＳと細孔Ｅａの
冷却流体流入側の開口面Ｈとの間の角度φが９０度近傍
となるように設けているのである。なお、第４図中Ｉは
開口面Ｈと軸心線Ｓとの間の角度φを９０度近傍に設定
するために設けられた凸部を示し、Ｊは同じく凹部を示
している。
上記のような構成であると、今、細孔Ｅａの−できる。
すなわち、第５図に示すように、冷却流体容器Ｍの壁に
直管状の分枝管Ｎを接続し、この分枝管Ｎの軸心線と容
器Ｍの壁の内面とのＶ司の角度αを変化させたとき、分
校管Ｎの損失係数Ｘは第６図に示すように変化する。こ
れを式で表わすと、Ｘ ＝ ０．５ ＋ ０．３ ｃｏ
ｓα＋Ｑ、２ｃｏａαとなる。この第６図から明らかな
ように分枝角αが９０度のとき、損失係数が最も小さく
なる。
直管状の分枝管Ｎを接続し、この分枝管Ｎの軸心線と容
器Ｍの壁の内面とのＶ司の角度αを変化させたとき、分
校管Ｎの損失係数Ｘは第６図に示すように変化する。こ
れを式で表わすと、Ｘ ＝ ０．５ ＋ ０．３ ｃｏ
ｓα＋Ｑ、２ｃｏａαとなる。この第６図から明らかな
ように分枝角αが９０度のとき、損失係数が最も小さく
なる。
したがって、このときに分校管Ｎ内の流速が最大となシ
、流址が最大となる。これから判るように本発明では、
細孔Ｅａの軸心線Ｓと細孔Ｅａの冷却流体流入側開口面
Ｈとの間の角度φ出される冷却流体の量が多いので、そ
れだけフィルム冷却効果も向上させることができる。さ
らに、細孔Ｅａでの圧力損失を十分小さくできるので、
第１図に示した第１段静翼９ａのように冷却空気供給圧
力と翼回シの圧力との差が小翼の安全性向上化とガスタ
ービンの安定運転化とに寄与できる。
、流址が最大となる。これから判るように本発明では、
細孔Ｅａの軸心線Ｓと細孔Ｅａの冷却流体流入側開口面
Ｈとの間の角度φ出される冷却流体の量が多いので、そ
れだけフィルム冷却効果も向上させることができる。さ
らに、細孔Ｅａでの圧力損失を十分小さくできるので、
第１図に示した第１段静翼９ａのように冷却空気供給圧
力と翼回シの圧力との差が小翼の安全性向上化とガスタ
ービンの安定運転化とに寄与できる。
以下、本発明の一実施例を図面を参照しながら説明する
。
。
第７図は本発明を第１図における第１段静翼９ａに適用
した例を示すもので第２図と同一部分は同一符号で示し
である。したがって、重複する部分の説明は省略する。
した例を示すもので第２図と同一部分は同一符号で示し
である。したがって、重複する部分の説明は省略する。
この実施例においては、翼本体Ａの前縁部および腹側に
位置する壁Ｄ［第４図に示した細孔、すなわち、軸心線
Ｓが翼本体外面に対してθ度傾斜しかつ軸心線Ｓと冷却
流体流入側開口面Ｈとの間の角度φが９０度近傍に設定
された対流冷却およびフィルム冷却用の細孔Ｅａを複数
膜設けられたインピンジ冷却用の複数の小孔（図示せず
）から壁り、Ｇの内面に向けて噴射させるようにしてい
る。
位置する壁Ｄ［第４図に示した細孔、すなわち、軸心線
Ｓが翼本体外面に対してθ度傾斜しかつ軸心線Ｓと冷却
流体流入側開口面Ｈとの間の角度φが９０度近傍に設定
された対流冷却およびフィルム冷却用の細孔Ｅａを複数
膜設けられたインピンジ冷却用の複数の小孔（図示せず
）から壁り、Ｇの内面に向けて噴射させるようにしてい
る。
このように、壁りに設けられる細孔Ｅａを上述した条件
に設定しているので、前述した理由によって、これら細
孔Ｅａでの圧力損失を減少させることができる。したが
って、実施例に示すようにインピンジ冷却と併用しても
細孔Ｅａに所要量の冷却空気を通流させることができ、
結局、翼本体Ａを良好に冷却することができる。
に設定しているので、前述した理由によって、これら細
孔Ｅａでの圧力損失を減少させることができる。したが
って、実施例に示すようにインピンジ冷却と併用しても
細孔Ｅａに所要量の冷却空気を通流させることができ、
結局、翼本体Ａを良好に冷却することができる。
なお、実施例においては、壁Ｇに設けられる細孔Ｅの形
状を従来のものと同様に設定してい
状を従来のものと同様に設定してい
第１図はガスタービンの概略構成を説明するための図、
第２図は従来のガスタービンにおけゑ第１段静翼の翼本
体横断面図、第３図は同翼本体に設けられた対流冷却お
よびフィルム冷却用の細孔を拡大して示す図、第４図は
本発明の翼の特徴点を説明するための図、第５図および
第６図は本発明の効果の根拠を説明するだめの図、第７
図は本発明をガスタービンの第１段静翼に適用した一実
施例の翼本体横断面図である。 Ａ・・・翼本体、Ｂ・・・空洞、Ｃ・・・多分岐流路、
Ｄ。 Ｇ・・・壁、Ｅ ｒ Ｅ ａ・・・対流冷却およびフィ
ルム冷却用の細孔。 出願人 工業技術院長 石 坂 誠 −第１図 す 第２図 第３図 第４図 第６図 分枝角（〆）
第２図は従来のガスタービンにおけゑ第１段静翼の翼本
体横断面図、第３図は同翼本体に設けられた対流冷却お
よびフィルム冷却用の細孔を拡大して示す図、第４図は
本発明の翼の特徴点を説明するための図、第５図および
第６図は本発明の効果の根拠を説明するだめの図、第７
図は本発明をガスタービンの第１段静翼に適用した一実
施例の翼本体横断面図である。 Ａ・・・翼本体、Ｂ・・・空洞、Ｃ・・・多分岐流路、
Ｄ。 Ｇ・・・壁、Ｅ ｒ Ｅ ａ・・・対流冷却およびフィ
ルム冷却用の細孔。 出願人 工業技術院長 石 坂 誠 −第１図 す 第２図 第３図 第４図 第６図 分枝角（〆）
Claims (1)
- 翼本体内に冷却流体通路を設け、上記通路に導かれた冷
却流体の全部または一部を、上記通路と翼本体外面との
間に存在する壁に上記外面に対して軸心線を傾けて設け
られた複数の細孔を通して翼本体外へ吹出させるように
したガスタービンの翼において、前記細孔の全部もしく
は一部は、その軸心線と冷却流体流入側に位置する開口
面との間の角度が９０［近傍に設定されてなることを特
徴とするガスタービンの翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18761782A JPS5979009A (ja) | 1982-10-27 | 1982-10-27 | ガスタ−ビンの翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18761782A JPS5979009A (ja) | 1982-10-27 | 1982-10-27 | ガスタ−ビンの翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5979009A true JPS5979009A (ja) | 1984-05-08 |
| JPS6327524B2 JPS6327524B2 (ja) | 1988-06-03 |
Family
ID=16209237
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18761782A Granted JPS5979009A (ja) | 1982-10-27 | 1982-10-27 | ガスタ−ビンの翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5979009A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005049970A1 (ja) * | 2003-11-21 | 2005-06-02 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | ガスタービンエンジンのタービン冷却翼 |
| JP2010121619A (ja) * | 2008-11-20 | 2010-06-03 | General Electric Co <Ge> | タービン翼形部冷却アパーチャに関連する装置 |
| EP2233693A4 (en) * | 2008-01-08 | 2011-03-16 | Ihi Corp | COOLING STRUCTURE FOR A TURBINE BUCKET |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1381481A (en) * | 1971-08-26 | 1975-01-22 | Rolls Royce | Aerofoil-shaped blades |
-
1982
- 1982-10-27 JP JP18761782A patent/JPS5979009A/ja active Granted
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Also Published As
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|---|---|
| JPS6327524B2 (ja) | 1988-06-03 |
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