JP2000199404A - タ―ビン翼形部及び翼形部冷却方法 - Google Patents
タ―ビン翼形部及び翼形部冷却方法Info
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- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
- F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
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- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ファイブパス冷却回路を有する翼形部よりも
複雑さが少なくしかも製造コストが安いにもかかわら
ず、公知のスリーパス冷却回路よりも冷却効率の向上し
た冷却回路を有する翼形部の提供。 【解決手段】タービンエンジン用翼形部１００は、連通
した前縁室１１４と特大の中間室１１６と後縁室１１８
を有するスリーパス蛇行冷却キャビティ１０２を含んで
いる。キャビティは、複数のリブ１２４，１２６，１４
８，１５０と複数のピン１３０とパージエアスワーラ１
４６と転向羽根１３４と調量隔壁１４２の組合せを含ん
でおり、高圧空気を混合するとともに、翼形部内の空気
冷却の向上及び一様な流量制御をもたらす。調量隔壁は
後縁室内の空気圧を下げ、後縁スロットの数を減らすこ
とができる。
複雑さが少なくしかも製造コストが安いにもかかわら
ず、公知のスリーパス冷却回路よりも冷却効率の向上し
た冷却回路を有する翼形部の提供。 【解決手段】タービンエンジン用翼形部１００は、連通
した前縁室１１４と特大の中間室１１６と後縁室１１８
を有するスリーパス蛇行冷却キャビティ１０２を含んで
いる。キャビティは、複数のリブ１２４，１２６，１４
８，１５０と複数のピン１３０とパージエアスワーラ１
４６と転向羽根１３４と調量隔壁１４２の組合せを含ん
でおり、高圧空気を混合するとともに、翼形部内の空気
冷却の向上及び一様な流量制御をもたらす。調量隔壁は
後縁室内の空気圧を下げ、後縁スロットの数を減らすこ
とができる。
Description
【０００１】
【発明の背景】本発明はタービンエンジンに関するもの
であって、具体的には、タービンエンジンの翼形部を冷
却するための装置及び方法に関する。
であって、具体的には、タービンエンジンの翼形部を冷
却するための装置及び方法に関する。
【０００２】通例、タービンエンジンは、コアエンジン
に流入する気流を圧縮する高圧圧縮機、燃料と圧縮空気
との混合物を燃焼させて推進用ガス流を発生する燃焼
器、及び推進用ガス流によって回転する高圧タービンが
直列に連結されたコアエンジンを含んでいる。高圧ター
ビンで高圧圧縮機を駆動すべく、高圧タービンを高圧圧
縮機と軸連結してもよい。追加の圧縮機及びタービン
（例えば、低圧圧縮機及び低圧タービン）がコアエンジ
ンと直列に配置されることもある。本明細書で用いる用
語「タービン」には、何ら限定されることなく、高圧タ
ービン及び低圧タービンが包含される。
に流入する気流を圧縮する高圧圧縮機、燃料と圧縮空気
との混合物を燃焼させて推進用ガス流を発生する燃焼
器、及び推進用ガス流によって回転する高圧タービンが
直列に連結されたコアエンジンを含んでいる。高圧ター
ビンで高圧圧縮機を駆動すべく、高圧タービンを高圧圧
縮機と軸連結してもよい。追加の圧縮機及びタービン
（例えば、低圧圧縮機及び低圧タービン）がコアエンジ
ンと直列に配置されることもある。本明細書で用いる用
語「タービン」には、何ら限定されることなく、高圧タ
ービン及び低圧タービンが包含される。
【０００３】例えば高圧タービンの部品のようなエンジ
ン部品は、その製造に使われる材料の熱応力の限界のた
め、冷却が必要とされる。通例、冷却空気は圧縮機出口
からの抽気であって、例えばタービン翼形部の冷却に使
用される。タービン翼形部を冷却した後の冷却空気は、
圧縮機の下流で再びガス流路に流入する。
ン部品は、その製造に使われる材料の熱応力の限界のた
め、冷却が必要とされる。通例、冷却空気は圧縮機出口
からの抽気であって、例えばタービン翼形部の冷却に使
用される。タービン翼形部を冷却した後の冷却空気は、
圧縮機の下流で再びガス流路に流入する。
【０００４】公知のタービン翼形部は、翼形部を冷却す
るため冷却空気の流れる冷却回路を含んでいる。具体的
には、翼形部の内部のキャビティが冷却空気を導く流路
を画成する。かかるキャビティは、例えば、複数のパス
（例えば、スリーパス又はファイブパス）を有する蛇行
形流路を画成し得る。一般に、ファイブパス冷却回路は
スリーパス冷却回路よりも向上した冷却効率を有する。
るため冷却空気の流れる冷却回路を含んでいる。具体的
には、翼形部の内部のキャビティが冷却空気を導く流路
を画成する。かかるキャビティは、例えば、複数のパス
（例えば、スリーパス又はファイブパス）を有する蛇行
形流路を画成し得る。一般に、ファイブパス冷却回路は
スリーパス冷却回路よりも向上した冷却効率を有する。
【０００５】しかし、ファイブパス冷却回路を有する翼
形部を製造するのは、例えばスリーパス冷却回路を有す
る翼形部を製造するよりも複雑で経費がかさむ。具体的
には、翼形部は通例ダイカスト法によって製造される。
ファイブパス翼形部冷却回路鋳造用の中子は、スリーパ
ス翼形部冷却回路鋳造用の中子よりも形状が複雑で、キ
ャビティ寸法が小さく、かつ壊れ易いのが通例である。
形部を製造するのは、例えばスリーパス冷却回路を有す
る翼形部を製造するよりも複雑で経費がかさむ。具体的
には、翼形部は通例ダイカスト法によって製造される。
ファイブパス翼形部冷却回路鋳造用の中子は、スリーパ
ス翼形部冷却回路鋳造用の中子よりも形状が複雑で、キ
ャビティ寸法が小さく、かつ壊れ易いのが通例である。
【０００６】加えて、作動中、ファイブパス翼形部冷却
回路を通過する気流の速度が大きくそれに伴って圧力損
失が大きいため、ファイブパス翼形部冷却回路内の流量
変動はスリーパス翼形部冷却回路内の流量変動よりも大
きい。ファイブパス翼形部冷却回路内の空気流量を制御
するのはスリーパス翼形部冷却回路内の空気流量の制御
よりも困難である。これまで、ファイブパス冷却回路の
製造コストの上昇及び空気流量制御の困難さは、冷却効
率の向上とのトレードオフであった。
回路を通過する気流の速度が大きくそれに伴って圧力損
失が大きいため、ファイブパス翼形部冷却回路内の流量
変動はスリーパス翼形部冷却回路内の流量変動よりも大
きい。ファイブパス翼形部冷却回路内の空気流量を制御
するのはスリーパス翼形部冷却回路内の空気流量の制御
よりも困難である。これまで、ファイブパス冷却回路の
製造コストの上昇及び空気流量制御の困難さは、冷却効
率の向上とのトレードオフであった。
【０００７】従って、ファイブパス冷却回路を有する翼
形部よりも複雑さが少なくしかも製造コストが安いにも
かかわらず、公知のスリーパス冷却回路よりも冷却効率
の向上した冷却回路を有する翼形部を提供することがで
きれば望ましい。
形部よりも複雑さが少なくしかも製造コストが安いにも
かかわらず、公知のスリーパス冷却回路よりも冷却効率
の向上した冷却回路を有する翼形部を提供することがで
きれば望ましい。
【０００８】
【発明の概要】上記その他の目的は、３つの冷却室（す
なわち、前縁室、特大の中間室及び後縁室）が直列に連
結したキャビティで形成されたスリーパス蛇行冷却回路
を有する翼形部によって達成し得る。中間室は、リブも
しくはタービュレータ及びピン列に加えて、冷却空気を
中間室に導くための入口転向羽根を含んでいる。中間室
の横断面積は、前縁室及び後縁室の横断面積よりも大き
い。このように横断面積の増大した中間室は、本明細書
では「特大の中間室」と呼ぶことがある。この中間室の
横断面積は、公知のファイブパス冷却回路室の横断面積
よりも大きい。
なわち、前縁室、特大の中間室及び後縁室）が直列に連
結したキャビティで形成されたスリーパス蛇行冷却回路
を有する翼形部によって達成し得る。中間室は、リブも
しくはタービュレータ及びピン列に加えて、冷却空気を
中間室に導くための入口転向羽根を含んでいる。中間室
の横断面積は、前縁室及び後縁室の横断面積よりも大き
い。このように横断面積の増大した中間室は、本明細書
では「特大の中間室」と呼ぶことがある。この中間室の
横断面積は、公知のファイブパス冷却回路室の横断面積
よりも大きい。
【０００９】中間室の横断面積の増大によって、公知の
ファイブパス冷却回路翼形部の鋳造用中子の寸法よりも
大きな鋳造用中子を使うことができるので製造が簡単と
なる。入口転向羽根は、タービュレータ及びピン列とと
もに、よどんだ流れ領域を無くして中間室内の冷却効率
を向上させる。
ファイブパス冷却回路翼形部の鋳造用中子の寸法よりも
大きな鋳造用中子を使うことができるので製造が簡単と
なる。入口転向羽根は、タービュレータ及びピン列とと
もに、よどんだ流れ領域を無くして中間室内の冷却効率
を向上させる。
【００１０】上記の冷却回路は、特大の中間室と後縁室
の間の流路内に延在する後縁調量隔壁も含んでいる。か
かる調量隔壁は、ある実施形態では、翼形部の外壁の内
面から延在している。このような調量隔壁の位置は、例
えば特大の中間室などにより鋳造用中子がこの位置で強
固に支持される点で特に有利であるとともに、翼形部と
一体の調量隔壁の鋳造が可能となる。調量隔壁を翼形部
と一体で鋳造するのは、調量隔壁を機械加工するよりも
格段に安価である。
の間の流路内に延在する後縁調量隔壁も含んでいる。か
かる調量隔壁は、ある実施形態では、翼形部の外壁の内
面から延在している。このような調量隔壁の位置は、例
えば特大の中間室などにより鋳造用中子がこの位置で強
固に支持される点で特に有利であるとともに、翼形部と
一体の調量隔壁の鋳造が可能となる。調量隔壁を翼形部
と一体で鋳造するのは、調量隔壁を機械加工するよりも
格段に安価である。
【００１１】さらに、このような調量隔壁の位置は、前
縁室及び／又は中間室の内径に位置することがある段間
又はタービン間パージスワーラの効率を向上させる。ス
ワーラは、前縁室から空気を導いてタービン間キャビテ
ィ又は段間タービンロータをパージする。具体的には、
スワーラの効率が向上するのは、調量をスワーラの上流
で行う場合よりも高い圧力比でスワーラが動作し得るか
らである。
縁室及び／又は中間室の内径に位置することがある段間
又はタービン間パージスワーラの効率を向上させる。ス
ワーラは、前縁室から空気を導いてタービン間キャビテ
ィ又は段間タービンロータをパージする。具体的には、
スワーラの効率が向上するのは、調量をスワーラの上流
で行う場合よりも高い圧力比でスワーラが動作し得るか
らである。
【００１２】上述の翼形部は、ファイブパス冷却回路を
有する公知の翼形部よりも製造コストが安く、冷却空気
の流量制御が向上する。さらに、かかる翼形部はスリー
パス冷却回路を有する公知の翼形部よりも向上した冷却
効率を有すると考えられる。
有する公知の翼形部よりも製造コストが安く、冷却空気
の流量制御が向上する。さらに、かかる翼形部はスリー
パス冷却回路を有する公知の翼形部よりも向上した冷却
効率を有すると考えられる。
【００１３】
【発明の詳しい説明】図１はタービンエンジン用翼形部
１００の断面を示す。翼形部１００は、ステーターベー
ン（図１には図示せず）のノズル又はロータ（図１には
図示せず）の動翼として使用し得る。翼形部１００は、
高温燃焼ガス及び空気と接することのある前縁（図１に
は図示せず）と後縁（図１には図示せず）を有してい
る。
１００の断面を示す。翼形部１００は、ステーターベー
ン（図１には図示せず）のノズル又はロータ（図１には
図示せず）の動翼として使用し得る。翼形部１００は、
高温燃焼ガス及び空気と接することのある前縁（図１に
は図示せず）と後縁（図１には図示せず）を有してい
る。
【００１４】翼形部１００はスリーパス蛇行冷却キャビ
ティ１０２を含んでおり、高圧圧縮空気で翼形部１００
を冷却するのに利用される。キャビティ１０２は、翼形
部１００の内壁１０４によって形成される。内壁１０４
は、翼形部１００の前縁と後縁にそれぞれ対応する前端
部１０６と後端部１０８を含んでいる。内壁１０４は、
翼形部１００の凹面壁（図示せず）と凸面壁（図示せ
ず）にそれぞれ対応する凹面部（図１には図示せず）と
凸面部（図１には図示せず）を含んでいる。内壁１０４
は、翼形部１００の頂部（図示せず）と底部（図示せ
ず）にそれぞれ対応する上端部１１０と下端部１１２を
さらに含んでいる。
ティ１０２を含んでおり、高圧圧縮空気で翼形部１００
を冷却するのに利用される。キャビティ１０２は、翼形
部１００の内壁１０４によって形成される。内壁１０４
は、翼形部１００の前縁と後縁にそれぞれ対応する前端
部１０６と後端部１０８を含んでいる。内壁１０４は、
翼形部１００の凹面壁（図示せず）と凸面壁（図示せ
ず）にそれぞれ対応する凹面部（図１には図示せず）と
凸面部（図１には図示せず）を含んでいる。内壁１０４
は、翼形部１００の頂部（図示せず）と底部（図示せ
ず）にそれぞれ対応する上端部１１０と下端部１１２を
さらに含んでいる。
【００１５】キャビティ１０２は、３つの冷却室、すな
わち前縁室１１４と中間室１１６と後縁室１１８とに分
割される。中間室１１６は前縁室１１４及び後縁室１１
８よりも大きい横断面積を有しており、生産性の高い翼
形部１００をもたらす。前縁室１１４は中間室１１６及
び後縁室１１８と連通している。
わち前縁室１１４と中間室１１６と後縁室１１８とに分
割される。中間室１１６は前縁室１１４及び後縁室１１
８よりも大きい横断面積を有しており、生産性の高い翼
形部１００をもたらす。前縁室１１４は中間室１１６及
び後縁室１１８と連通している。
【００１６】前縁室１１４は、内壁１０４の前端部１０
６と第１中間隔壁１２０によって形成されている。中間
室１１６は第１中間隔壁１２０及び第２中間隔壁１２２
によって形成されており、後縁室１１８は第２中間隔壁
１２２及び内壁１０４の後端部１０８によって形成され
ている。中間室１１６は、複数のリブ（又はタービュレ
ータ）１２４も含んでいる。リブ１２４は第２中間隔壁
１２２から第１中間隔壁１２０まで延在しているととも
に、中間室１１６のキャビティ１０２内に突き出てい
る。タービュレータ１２４は平坦な端部を有していても
よく、乱流促進体もしくはトリップストリップとして周
知のものであってもよい。別法では、タービュレータ１
２４は丸い端部を有していてもよい。
６と第１中間隔壁１２０によって形成されている。中間
室１１６は第１中間隔壁１２０及び第２中間隔壁１２２
によって形成されており、後縁室１１８は第２中間隔壁
１２２及び内壁１０４の後端部１０８によって形成され
ている。中間室１１６は、複数のリブ（又はタービュレ
ータ）１２４も含んでいる。リブ１２４は第２中間隔壁
１２２から第１中間隔壁１２０まで延在しているととも
に、中間室１１６のキャビティ１０２内に突き出てい
る。タービュレータ１２４は平坦な端部を有していても
よく、乱流促進体もしくはトリップストリップとして周
知のものであってもよい。別法では、タービュレータ１
２４は丸い端部を有していてもよい。
【００１７】第２群のリブ（タービュレータともいう）
１２６が中間室１１６内の第２中間隔壁１２２と第１中
間隔壁１２０の間に延在しており、第４群のリブ（ター
ビュレータともいう）１２８が第２中間隔壁１２２に沿
って設けられ、中間室１１６の凹面部と凸面部の間に延
在する。
１２６が中間室１１６内の第２中間隔壁１２２と第１中
間隔壁１２０の間に延在しており、第４群のリブ（ター
ビュレータともいう）１２８が第２中間隔壁１２２に沿
って設けられ、中間室１１６の凹面部と凸面部の間に延
在する。
【００１８】中間室１１６は、内壁１０４の凹面部から
凸面部まで延在する複数のピン１３０を含んでいる。別
法では、ピン１３０は凹面部又は凸面部から突き出てい
てキャビティ１０２内に終端を有していてもよい。ピン
１３０は凹面部及び凸面部から互い違いに延在していて
もよく、例えば第１列のピンが凹面部から延在していて
隣りの列のピンが凸面部から延在していてもよい。
凸面部まで延在する複数のピン１３０を含んでいる。別
法では、ピン１３０は凹面部又は凸面部から突き出てい
てキャビティ１０２内に終端を有していてもよい。ピン
１３０は凹面部及び凸面部から互い違いに延在していて
もよく、例えば第１列のピンが凹面部から延在していて
隣りの列のピンが凸面部から延在していてもよい。
【００１９】中間室１１６と前縁室１１４の形状及び相
互関係並びにピン１３０とタービュレータ１２４の形状
及び相互関係は、翼形部１００の使用目的に応じて変化
する。しかし、ピン１３０とリブ１２４との関係は明確
に規定し得る。
互関係並びにピン１３０とタービュレータ１２４の形状
及び相互関係は、翼形部１００の使用目的に応じて変化
する。しかし、ピン１３０とリブ１２４との関係は明確
に規定し得る。
【００２０】ピン１３０は本質的に円形であり、ピン１
３０同士の間隔に比例した直径を有する。別法として、
ピン１３０は長円形であってもよいし、その他の非円形
の形状であってもよい。
３０同士の間隔に比例した直径を有する。別法として、
ピン１３０は長円形であってもよいし、その他の非円形
の形状であってもよい。
【００２１】ピン１３０の直径とピン１３０の間隔との
比は約０．５〜約０．１の範囲にある。例えば、間隔は
直径の約２〜約１０倍である。ピン１３０は中間室１１
６内で複数の列をなして配置されているとともに、隣り
の列のピン１３０とはタービュレータ又はリブ１２６で
隔てられている。翼形部１００の半径方向長さに沿って
見ると、タービュレータ１２６は中間室１１６の凹面部
と凸面部に交互に設けられる。
比は約０．５〜約０．１の範囲にある。例えば、間隔は
直径の約２〜約１０倍である。ピン１３０は中間室１１
６内で複数の列をなして配置されているとともに、隣り
の列のピン１３０とはタービュレータ又はリブ１２６で
隔てられている。翼形部１００の半径方向長さに沿って
見ると、タービュレータ１２６は中間室１１６の凹面部
と凸面部に交互に設けられる。
【００２２】中間室１１６の凸面部又は凹面部からのタ
ービュレータ１２４の高さは、中間室１１６の凹面部と
凸面部の間の距離に比例する。タービュレータ１２４の
高さと中間室１１６の凹面部と凸面部の間の距離との比
は約０．０５〜約０．５の範囲にある。例えば、中間室
１１６の凹面部と凸面部の間の距離はタービュレータ１
２４の高さの約２０〜約２倍である。
ービュレータ１２４の高さは、中間室１１６の凹面部と
凸面部の間の距離に比例する。タービュレータ１２４の
高さと中間室１１６の凹面部と凸面部の間の距離との比
は約０．０５〜約０．５の範囲にある。例えば、中間室
１１６の凹面部と凸面部の間の距離はタービュレータ１
２４の高さの約２０〜約２倍である。
【００２３】タービュレータ１２４の高さは中間室１１
６内でのそれらの幅に比例する。タービュレータ１２４
の高さとタービュレータ１２４の幅との比は約０．５〜
約２の範囲にある。例えば、タービュレータ１２４の高
さはタービュレータ１２４の幅の約1/2 〜約２倍であ
る。タービュレータ１２４間の距離もそれらの高さに比
例する。タービュレータ１２４間の距離とタービュレー
タ１２４の高さとの比は約４〜約２０の範囲にある。例
えば、タービュレータ間の距離はタービュレータ１２４
の高さの約４〜約２０倍である。
６内でのそれらの幅に比例する。タービュレータ１２４
の高さとタービュレータ１２４の幅との比は約０．５〜
約２の範囲にある。例えば、タービュレータ１２４の高
さはタービュレータ１２４の幅の約1/2 〜約２倍であ
る。タービュレータ１２４間の距離もそれらの高さに比
例する。タービュレータ１２４間の距離とタービュレー
タ１２４の高さとの比は約４〜約２０の範囲にある。例
えば、タービュレータ間の距離はタービュレータ１２４
の高さの約４〜約２０倍である。
【００２４】タービュレータ１２４の寸法と距離はそれ
らの位置に関係する。かかる寸法及び距離は、内壁１０
４の凹面部に沿ったタービュレータ１２４と同じく凹面
部に沿った他のタービュレータ１２４との関係又は内壁
１０４の凸面部に沿ったタービュレータ１２４と同じく
凸面部に沿った他のタービュレータ１２４との関係を反
映している。
らの位置に関係する。かかる寸法及び距離は、内壁１０
４の凹面部に沿ったタービュレータ１２４と同じく凹面
部に沿った他のタービュレータ１２４との関係又は内壁
１０４の凸面部に沿ったタービュレータ１２４と同じく
凸面部に沿った他のタービュレータ１２４との関係を反
映している。
【００２５】リブ１３２は、リブ１２６のうち転向羽根
１３４と連結したものである。リブ１３２は第２中間隔
壁１２２から第１中間隔壁１２０に向かって延在し、第
１端部１３６と第２端部１３８の間で転向羽根１３４と
連結している。転向羽根１３４は、中間室１１６の凹面
部から凸面部まで延在しているとともに、内壁１０４の
第１中間隔壁１２０と下端部１１２の間に延在する。第
２端部１３８は点１４０の周囲に位置している。別の実
施形態では、転向羽根１３４は点１４０の周囲で時計回
り又は反時計回りに回転し、リブ１３２とは連結してい
なくてもよい。
１３４と連結したものである。リブ１３２は第２中間隔
壁１２２から第１中間隔壁１２０に向かって延在し、第
１端部１３６と第２端部１３８の間で転向羽根１３４と
連結している。転向羽根１３４は、中間室１１６の凹面
部から凸面部まで延在しているとともに、内壁１０４の
第１中間隔壁１２０と下端部１１２の間に延在する。第
２端部１３８は点１４０の周囲に位置している。別の実
施形態では、転向羽根１３４は点１４０の周囲で時計回
り又は反時計回りに回転し、リブ１３２とは連結してい
なくてもよい。
【００２６】調量隔壁１４２が翼形部１００内に鋳造さ
れ、第２中間隔壁１２２と内壁１０４の上端部１１０の
間に配置される。調量隔壁１４２は、中間室１１６から
後縁室１１８への圧縮空気の流れを制御する。別の実施
形態では、調量隔壁１４２を翼形部１００内に鋳造して
第１中間隔壁１２０と内壁１０４の下端部１１２の間に
配置してもよい。
れ、第２中間隔壁１２２と内壁１０４の上端部１１０の
間に配置される。調量隔壁１４２は、中間室１１６から
後縁室１１８への圧縮空気の流れを制御する。別の実施
形態では、調量隔壁１４２を翼形部１００内に鋳造して
第１中間隔壁１２０と内壁１０４の下端部１１２の間に
配置してもよい。
【００２７】翼形部１００はステーターベーン（図示せ
ず）を表わしているが、本発明に係るスリーパス冷却キ
ャビティはロータブレード（図示せず）にも利用し得
る。別法では、転向羽根１３６は内壁の凹面部及び凸面
部から突き出ていてキャビティ１０２内に終端を有して
いてもよい。
ず）を表わしているが、本発明に係るスリーパス冷却キ
ャビティはロータブレード（図示せず）にも利用し得
る。別法では、転向羽根１３６は内壁の凹面部及び凸面
部から突き出ていてキャビティ１０２内に終端を有して
いてもよい。
【００２８】キャビティ１０２は、翼形部１００内に中
子（図示せず）を鋳込むことによって形成される。中子
は、中子型（図示せず）に液状セラミック−黒鉛スラリ
ーを注入することによって作製される。スラリーを加熱
して、固体セラミック翼形部中子を形成する。翼形部中
子を翼形部型（図示せず）内に懸架して、翼形部型に高
温のろうを注入してセラミック翼形部中子を包む。高温
のろうが凝固すると、内部にセラミック中子を含んだ翼
形部（図示せず）が形成される。
子（図示せず）を鋳込むことによって形成される。中子
は、中子型（図示せず）に液状セラミック−黒鉛スラリ
ーを注入することによって作製される。スラリーを加熱
して、固体セラミック翼形部中子を形成する。翼形部中
子を翼形部型（図示せず）内に懸架して、翼形部型に高
温のろうを注入してセラミック翼形部中子を包む。高温
のろうが凝固すると、内部にセラミック中子を含んだ翼
形部（図示せず）が形成される。
【００２９】次に、セラミック中子を含むろう製翼形部
をセラミックスラリーに浸漬し、乾燥する。この操作を
数回繰返して、ろう製翼形部上に外型を形成する。その
後、外型からろうを溶かし出して、内部に中子が懸架さ
れた鋳型を得て、その中に溶湯を注入する。金属が凝固
した後、外型と中子を取り除く。
をセラミックスラリーに浸漬し、乾燥する。この操作を
数回繰返して、ろう製翼形部上に外型を形成する。その
後、外型からろうを溶かし出して、内部に中子が懸架さ
れた鋳型を得て、その中に溶湯を注入する。金属が凝固
した後、外型と中子を取り除く。
【００３０】作動中、高圧圧縮機（図示せず）からノズ
ル冷却空気入口１４４を通じて翼形部１００に冷却空気
が供給される。冷却空気は次に翼形部１００の下端部１
１２に達して分岐され、冷却空気の約５０％は開口１４
６を通って翼形部１００から流出する。本明細書で段間
のパージエアスワーラ１４６とも呼ぶ開口１４６は、調
量隔壁１４２がスワーラ１４６の下流に位置しているの
で、高い圧力比で作動できる。残りの冷却空気は、転向
羽根１３４の働きにより中間室１１６内に流入する。
ル冷却空気入口１４４を通じて翼形部１００に冷却空気
が供給される。冷却空気は次に翼形部１００の下端部１
１２に達して分岐され、冷却空気の約５０％は開口１４
６を通って翼形部１００から流出する。本明細書で段間
のパージエアスワーラ１４６とも呼ぶ開口１４６は、調
量隔壁１４２がスワーラ１４６の下流に位置しているの
で、高い圧力比で作動できる。残りの冷却空気は、転向
羽根１３４の働きにより中間室１１６内に流入する。
【００３１】中間室１１６に流入した冷却空気はリブ１
２４とピン１３０の組合せに接触し、それによって空気
はさらに攪拌される。中間室１１６は、慣用の翼形部冷
却キャビティよりも大きい。中間室１１６の大きな寸法
によって生産性の高い翼形部１００が得られるが、これ
は鋳造用中子（図示せず）が慣用翼形部よりも大きくて
壊れ難いからである。
２４とピン１３０の組合せに接触し、それによって空気
はさらに攪拌される。中間室１１６は、慣用の翼形部冷
却キャビティよりも大きい。中間室１１６の大きな寸法
によって生産性の高い翼形部１００が得られるが、これ
は鋳造用中子（図示せず）が慣用翼形部よりも大きくて
壊れ難いからである。
【００３２】ただし、大きい冷却キャビティ又は冷却室
は本来ならば低い冷却気流のマッハ数並びに低い熱伝達
係数及び冷却をもたらす。本発明の中間室１１６のユニ
ークな構成は、キャビティ１０２内の高圧圧縮空気に対
して極めて高い冷却効率と一様な空気流量を与える。
は本来ならば低い冷却気流のマッハ数並びに低い熱伝達
係数及び冷却をもたらす。本発明の中間室１１６のユニ
ークな構成は、キャビティ１０２内の高圧圧縮空気に対
して極めて高い冷却効率と一様な空気流量を与える。
【００３３】冷却空気は次いで調量隔壁１４２を経由し
て後縁室１１８内に流入する。調量隔壁１４２の位置と
使用によって、中間室１１６から調量隔壁１４２を経由
して後縁室１１８内に流入する冷却空気の圧力が下が
る。後縁室１１８内での低い圧力により、生産性の良い
鋳造後縁スロット寸法が可能となる。鋳造用中子が強く
十分に支持される翼形部１００内の位置に調量隔壁１４
２が配置されることで、調量隔壁１４２を翼形部１００
内部に鋳造することができる。
て後縁室１１８内に流入する。調量隔壁１４２の位置と
使用によって、中間室１１６から調量隔壁１４２を経由
して後縁室１１８内に流入する冷却空気の圧力が下が
る。後縁室１１８内での低い圧力により、生産性の良い
鋳造後縁スロット寸法が可能となる。鋳造用中子が強く
十分に支持される翼形部１００内の位置に調量隔壁１４
２が配置されることで、調量隔壁１４２を翼形部１００
内部に鋳造することができる。
【００３４】図２では、前縁室１１４、中間室１１６及
び後縁室１１８が複数のリブ１２４を含むために若干の
参照番号を追加した点を除けば、図１と同じ参照番号を
用いた。
び後縁室１１８が複数のリブ１２４を含むために若干の
参照番号を追加した点を除けば、図１と同じ参照番号を
用いた。
【００３５】第１群のリブ（つまりタービュレータ）１
４８が前縁室１１４内の内壁１０４の前端部１０６と第
１中間隔壁１２０の間に延在しており、第３群のリブ
（つまりタービュレータ）１５０が後縁室１１８内の内
壁１０４の後端部１０８と第２中間隔壁１２２の間に延
在する。
４８が前縁室１１４内の内壁１０４の前端部１０６と第
１中間隔壁１２０の間に延在しており、第３群のリブ
（つまりタービュレータ）１５０が後縁室１１８内の内
壁１０４の後端部１０８と第２中間隔壁１２２の間に延
在する。
【００３６】本発明のこの実施形態の作動中、冷却空気
は高圧圧縮機（図示せず）からノズル冷却空気入口１４
４を通じて翼形部１００内に流入し、前縁室１１４内を
半径方向内方に流れ、第１群のリブ（又はタービュレー
タ）１４８の周囲で攪乱される。タービュレータ１４８
は、内壁１０４の特定の凹面部及び凸面部にも見出され
る。タービュレータ１４８は、冷却空気が完全に発達し
たチャンネル流れとなるのを防止するとともに、チャン
ネル流れへと発達しつつある境界層を破壊する。
は高圧圧縮機（図示せず）からノズル冷却空気入口１４
４を通じて翼形部１００内に流入し、前縁室１１４内を
半径方向内方に流れ、第１群のリブ（又はタービュレー
タ）１４８の周囲で攪乱される。タービュレータ１４８
は、内壁１０４の特定の凹面部及び凸面部にも見出され
る。タービュレータ１４８は、冷却空気が完全に発達し
たチャンネル流れとなるのを防止するとともに、チャン
ネル流れへと発達しつつある境界層を破壊する。
【００３７】空気の流れが後縁室１１８に到達して調量
隔壁１４２を通過すると、空気の圧力は低下する。その
際、リブ（又はタービュレータ）１５０は冷却空気がチ
ャンネル流れに発達するのを防ぐのに役立つとともに、
チャンネル流れへと発達しつつある境界層を破壊するの
にも役立つ。タービュレータ１４８及び１５０は図１と
図２の間の唯一の相違点をなすものであり、本発明の別
の実施形態を表わすものである。
隔壁１４２を通過すると、空気の圧力は低下する。その
際、リブ（又はタービュレータ）１５０は冷却空気がチ
ャンネル流れに発達するのを防ぐのに役立つとともに、
チャンネル流れへと発達しつつある境界層を破壊するの
にも役立つ。タービュレータ１４８及び１５０は図１と
図２の間の唯一の相違点をなすものであり、本発明の別
の実施形態を表わすものである。
【００３８】図３は図１に示した中間室１１６を例示し
たものであり、図１及び図２と同じ参照番号を有する。
リブ１２６は内壁１０４の凹面部及び凸面部から中間室
１１６のキャビティ１０２内に突き出ている。リブ１２
６は中間室１１６内の第２中間隔壁１２２と第１中間隔
壁１２０の間に延在する。リブ１２６は、第２中間隔壁
１２２に沿って設けられていて、中間室１１６の凹面部
と凸面部の間にも延在している。
たものであり、図１及び図２と同じ参照番号を有する。
リブ１２６は内壁１０４の凹面部及び凸面部から中間室
１１６のキャビティ１０２内に突き出ている。リブ１２
６は中間室１１６内の第２中間隔壁１２２と第１中間隔
壁１２０の間に延在する。リブ１２６は、第２中間隔壁
１２２に沿って設けられていて、中間室１１６の凹面部
と凸面部の間にも延在している。
【００３９】図４は、図３に示した中間室１１６の矢視
４−４部の断面図であり、中間室１１６内の内壁１０４
の凹面部１５２及び凸面部１５４を示すため若干の参照
番号が追加されている点を除けば、図１、図２及び図３
と同じ参照番号を有する。
４−４部の断面図であり、中間室１１６内の内壁１０４
の凹面部１５２及び凸面部１５４を示すため若干の参照
番号が追加されている点を除けば、図１、図２及び図３
と同じ参照番号を有する。
【００４０】中間室１１６、前縁室（図４では図示せ
ず）及び後縁室（図４では図示せず）の形状及び相互関
係並びにピン１３０及びタービュレータ１２６の形状及
び相互関係は、使用目的に応じて変化する。ただし、ピ
ン１３０とリブ１２６との関係は上記で規定した通りで
ある。
ず）及び後縁室（図４では図示せず）の形状及び相互関
係並びにピン１３０及びタービュレータ１２６の形状及
び相互関係は、使用目的に応じて変化する。ただし、ピ
ン１３０とリブ１２６との関係は上記で規定した通りで
ある。
【００４１】本発明の様々な実施形態に関する上記の説
明から、本発明の目的が達成されるのは明らかである。
以上、本発明について詳細に説明し例示してきたが、こ
れらは例示を目的としたものにすぎず、本発明を限定す
るものではない。本発明の技術的思想及び技術的範囲は
特許請求の範囲によってのみ限定される。
明から、本発明の目的が達成されるのは明らかである。
以上、本発明について詳細に説明し例示してきたが、こ
れらは例示を目的としたものにすぎず、本発明を限定す
るものではない。本発明の技術的思想及び技術的範囲は
特許請求の範囲によってのみ限定される。
【図１】 本発明の一実施形態に係る翼形部の概略断面
図。
図。
【図２】 本発明の別の実施形態に係る翼形部の概略断
面図。
面図。
【図３】 図１に示す翼形部の中間室の概略断面図であ
り、リブ及びピンを図示したもの。
り、リブ及びピンを図示したもの。
【図４】 図３に示す中間室の矢視４−４部の断面図。
１００ 翼形部 １０２ 冷却キャビティ １０４ 内壁 １０６ 前端部 １０８ 後端部 １１０ 上端部 １１２ 下端部 １１４ 前縁室 １１６ 中間室 １１８ 後縁室 １２０ 第１中間隔壁 １２２ 第２中間隔壁 １２４ リブ又はタービュレータ １２６ リブ又はタービュレータ １２８ リブ又はタービュレータ １３０ ピン １３２ リブ １３４ 転向羽根 １４２ 調量隔壁 １４４ 開口 １４６ 開口 １４８ リブ又はタービュレータ １５０ リブ又はタービュレータ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ロバート・バリー・ソルダ アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、ピ ーボディ、ダイアン・ロード、22番 (72)発明者 ラリット・クマール・パレク アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、マ ーブルヘッド、ナンバー２、プリザント・ ストリート、83番 (72)発明者 モハンマド・エスメール・タスリム アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、ニ ードハム、グレイト・プレイン・アヴェニ ュウ、1242番
Claims (10)
- 【請求項１】 冷却キャビティ１０２、 上記キャビティ内に形成された前縁室１１４と後縁室１
１８と該前縁室又は後縁室よりも大きい横断面積を有す
る中間室１１６、及び上記中間室内の上記キャビティ中
に延在する複数のピン１３０及びリブ１２６を含んでな
る、タービンエンジンにおける翼形部１００用の冷却装
置。 - 【請求項２】 前記冷却キャビティ１０２が、前端部１
０６と後端部１０８と上端部１１０と下端部１１２と凹
面部と凸面部と第１中間隔壁１２０と第２中間隔壁１２
２とを含んでなる内壁１０４によって形成される、請求
項１記載の冷却装置。 - 【請求項３】 前記前縁室１１４が前記前端部１０６と
前記第１中間隔壁１２０によって形成され、 前記中間室１１６が前記第１中間隔壁と前記第２中間隔
壁１２２とで形成され、 前記後縁室１１８が前記第２中間隔壁と前記後端部１０
８とで形成され、 前記前縁室が前記中間室及び前記後縁室と連通してお
り、かつ調量隔壁１４２が前記中間室と前記後縁室の間
の流れを減少させる請求項２記載の冷却装置。 - 【請求項４】 前記ピン１３０が前記凹面部から前記凸
面部まで延在しており、 前記リブ１２６が前記第２中間隔壁１２２と前記第１中
間隔壁１２０とを連結しているとともに前記凹面部及び
前記凸面部から前記キャビティ１０２内に延在してお
り、 前記リブ１２８が前記凹面部と前記凸面部とを連結して
いるとともに前記第２中間隔壁に沿って延在しており、 前記前縁室は複数の開口１４４及び１４６を含んでお
り、かつ転向羽根１３４が前記凹面部と前記凸面部の間
に延在するとともに前記第１中間隔壁と前記下端部１０
８の間に延在する請求項３記載の冷却装置。 - 【請求項５】 凹面部と凸面部と上端部１１０と下端部
１１２とを含んでいて、前端部１０６及び後端部１０８
にて上記凹面部と前記凸面部とがつながっている内壁１
０４によって翼形部１００内にキャビティ１０２を形成
する段階、 上記キャビティを前縁室１１４と後縁室１１８と該前縁
室又は後縁室よりも大きい横断面積を有する中間室１１
６とに分割する段階、 上記前縁室と中間室と後縁室内に延在する複数の突起１
２４を設ける段階、 上記中間室内に延在する複数のピン１３０を設ける段
階、 上記内壁の前端部の上端部に開口１４４を形成する段
階、及び上記内壁の前端部の下端部に開口１４６を形成
する段階を含んでなる、タービンエンジンにおける翼形
部１００用の冷却方法。 - 【請求項６】 前記キャビティを分割する段階が、 前記内壁１０４の前記前端部１０６と前記後端部１０８
の間に第１中間隔壁１２０を鋳造する段階、及び前記第
１中間隔壁と前記後端部の間に第２中間隔壁１２２を鋳
造する段階をさらに含んでおり、 前記前端部と前記第１中間隔壁とが前記前縁室１１４を
形成し、 前記第１中間隔壁と前記第２中間隔壁とが前記中間室１
１６を形成し、 前記第２中間隔壁と前記内壁の前記後端室とが前記後縁
室１１８を形成し、かつ前記中間室が前記前縁室及び前
記後縁室よりも大きい横断面積を有する請求項５記載の
方法。 - 【請求項７】 前記複数の突起を設ける段階が、複数の
リブ１２４を前記内壁１０４の前記凹面部及び前記凸面
部に連結する段階をさらに含んでいる、請求項５記載の
方法。 - 【請求項８】 前記複数のリブ１２４を連結する段階
が、前記第１中間隔壁１２０から前記内壁１０４の前記
前端部１０６まで延在する第１群のリブ１４８を設ける
段階と、前記第２中間隔壁１２２から前記第１中間隔壁
まで延在する第２群のリブ１２６を設ける段階と、前記
内壁の前記後端部１０８から前記第２中間隔壁まで延在
する第３群のリブ１５０を設ける段階と、前記第２中間
隔壁に沿って延在する第３群のリブ１２８を設ける段階
とをさらに含んでいる、請求項７記載の方法。 - 【請求項９】 第２群のリブを設ける前記段階が、前記
リブ１３２の内の１つを転向羽根１３４に連結する段階
と、前記内壁１０４の前記下端部１１２と前記第１中間
隔壁１２０の間で前記前縁室１１４に向かって延在する
ように前記転向羽根１３４を配置する段階とをさらに含
んでいる、請求項８記載の方法。 - 【請求項１０】 複数のピン１３０を設ける前記段階
が、複数のピンを前記内壁の前記凹面部に連結する段階
と、複数のピンを前記内壁の前記凸面部に連結する段階
とを含んでいる、請求項５記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/215,858 US6132169A (en) | 1998-12-18 | 1998-12-18 | Turbine airfoil and methods for airfoil cooling |
| US09/215858 | 1998-12-18 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000199404A true JP2000199404A (ja) | 2000-07-18 |
| JP4537518B2 JP4537518B2 (ja) | 2010-09-01 |
Family
ID=22804697
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP33911799A Expired - Fee Related JP4537518B2 (ja) | 1998-12-18 | 1999-11-30 | タービン翼形部及び翼形部冷却方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6132169A (ja) |
| EP (1) | EP1010859B1 (ja) |
| JP (1) | JP4537518B2 (ja) |
| DE (1) | DE69941208D1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011515618A (ja) * | 2008-03-28 | 2011-05-19 | アルストム テクノロジー リミテッド | ガスタービン用静翼並びにこのような静翼を備えたガスタービン |
Families Citing this family (38)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6398501B1 (en) | 1999-09-17 | 2002-06-04 | General Electric Company | Apparatus for reducing thermal stress in turbine airfoils |
| US6491496B2 (en) | 2001-02-23 | 2002-12-10 | General Electric Company | Turbine airfoil with metering plates for refresher holes |
| US6471479B2 (en) | 2001-02-23 | 2002-10-29 | General Electric Company | Turbine airfoil with single aft flowing three pass serpentine cooling circuit |
| US6599092B1 (en) * | 2002-01-04 | 2003-07-29 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
| US6932570B2 (en) * | 2002-05-23 | 2005-08-23 | General Electric Company | Methods and apparatus for extending gas turbine engine airfoils useful life |
| US6746209B2 (en) | 2002-05-31 | 2004-06-08 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine nozzle assemblies |
| US6851924B2 (en) * | 2002-09-27 | 2005-02-08 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Crack-resistance vane segment member |
| US6969230B2 (en) | 2002-12-17 | 2005-11-29 | General Electric Company | Venturi outlet turbine airfoil |
| US6884036B2 (en) * | 2003-04-15 | 2005-04-26 | General Electric Company | Complementary cooled turbine nozzle |
| US6902372B2 (en) * | 2003-09-04 | 2005-06-07 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooling system for a turbine blade |
| US6939102B2 (en) * | 2003-09-25 | 2005-09-06 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Flow guide component with enhanced cooling |
| US7008179B2 (en) * | 2003-12-16 | 2006-03-07 | General Electric Co. | Turbine blade frequency tuned pin bank |
| US7044709B2 (en) * | 2004-01-15 | 2006-05-16 | General Electric Company | Methods and apparatus for coupling ceramic matrix composite turbine components |
| US7246999B2 (en) * | 2004-10-06 | 2007-07-24 | General Electric Company | Stepped outlet turbine airfoil |
| US7156619B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled gas turbine airfoil and method |
| US7156620B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled gas turbine airfoil and method |
| US7217097B2 (en) * | 2005-01-07 | 2007-05-15 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system with internal flow guide within a turbine blade of a turbine engine |
| US7641445B1 (en) | 2006-12-01 | 2010-01-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Large tapered rotor blade with near wall cooling |
| US8087892B1 (en) * | 2008-02-22 | 2012-01-03 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with dual serpentine flow circuits |
| US20090293495A1 (en) * | 2008-05-29 | 2009-12-03 | General Electric Company | Turbine airfoil with metered cooling cavity |
| US8142153B1 (en) * | 2009-06-22 | 2012-03-27 | Florida Turbine Technologies, Inc | Turbine vane with dirt separator |
| US8757961B1 (en) * | 2011-05-21 | 2014-06-24 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Industrial turbine stator vane |
| US9145780B2 (en) | 2011-12-15 | 2015-09-29 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil cooling circuit |
| US9260972B2 (en) | 2012-07-03 | 2016-02-16 | United Technologies Corporation | Tip leakage flow directionality control |
| US9957817B2 (en) | 2012-07-03 | 2018-05-01 | United Technologies Corporation | Tip leakage flow directionality control |
| US9951629B2 (en) | 2012-07-03 | 2018-04-24 | United Technologies Corporation | Tip leakage flow directionality control |
| US9777582B2 (en) | 2012-07-03 | 2017-10-03 | United Technologies Corporation | Tip leakage flow directionality control |
| EP2990599A1 (de) * | 2014-08-27 | 2016-03-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel und Turbine |
| DE102015203175A1 (de) * | 2015-02-23 | 2016-08-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Leit- oder Laufschaufeleinrichtung und Gießkern |
| CA2954785A1 (en) * | 2016-01-25 | 2017-07-25 | Rolls-Royce Corporation | Forward flowing serpentine vane |
| US10612390B2 (en) | 2017-01-26 | 2020-04-07 | United Technologies Corporation | Trailing edge pressure and flow regulator |
| US10815791B2 (en) | 2017-12-13 | 2020-10-27 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade cooling system with upper turning vane bank |
| US10989067B2 (en) | 2018-07-13 | 2021-04-27 | Honeywell International Inc. | Turbine vane with dust tolerant cooling system |
| US10883371B1 (en) | 2019-06-21 | 2021-01-05 | Rolls-Royce Plc | Ceramic matrix composite vane with trailing edge radial cooling |
| US11230929B2 (en) | 2019-11-05 | 2022-01-25 | Honeywell International Inc. | Turbine component with dust tolerant cooling system |
| US11473444B2 (en) * | 2019-11-08 | 2022-10-18 | Raytheon Technologies Corporation | Ceramic airfoil with cooling air turn |
| EP3862537A1 (en) * | 2020-02-10 | 2021-08-11 | General Electric Company Polska sp. z o.o. | Cooled turbine nozzle and nozzle segment |
| US11220914B1 (en) * | 2020-09-23 | 2022-01-11 | General Electric Company | Cast component including passage having surface anti-freckling element in turn portion thereof, and related removable core and method |
Citations (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61187501A (ja) * | 1985-02-15 | 1986-08-21 | Hitachi Ltd | 流体冷却構造 |
| JPS62271902A (ja) * | 1986-01-20 | 1987-11-26 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン冷却翼 |
| JPH02223602A (ja) * | 1989-02-27 | 1990-09-06 | Jisedai Koukuuki Kiban Gijutsu Kenkyusho:Kk | タービン翼構造 |
| JPH02131001U (ja) * | 1989-04-04 | 1990-10-30 | ||
| JPH05214957A (ja) * | 1991-11-04 | 1993-08-24 | General Electric Co <Ge> | 接合フォイル挿入体を備えた被衝突冷却翼 |
| US5472316A (en) * | 1994-09-19 | 1995-12-05 | General Electric Company | Enhanced cooling apparatus for gas turbine engine airfoils |
| JPH08296403A (ja) * | 1995-04-25 | 1996-11-12 | Toshiba Corp | ガスタービン空冷翼 |
| JPH0953405A (ja) * | 1995-08-09 | 1997-02-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 中空ガスタービン翼 |
| JPH09195703A (ja) * | 1996-01-12 | 1997-07-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却動翼 |
| US5695320A (en) * | 1991-12-17 | 1997-12-09 | General Electric Company | Turbine blade having auxiliary turbulators |
| JPH1082302A (ja) * | 1996-09-06 | 1998-03-31 | Toshiba Corp | タービン動翼およびこれを備えた水素燃焼タービンプラント |
| JPH10274001A (ja) * | 1997-01-03 | 1998-10-13 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造 |
| WO1998055735A1 (fr) * | 1997-06-06 | 1998-12-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aube de turbine a gas |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3369792A (en) * | 1966-04-07 | 1968-02-20 | Gen Electric | Airfoil vane |
| US4236870A (en) * | 1977-12-27 | 1980-12-02 | United Technologies Corporation | Turbine blade |
| US4474532A (en) * | 1981-12-28 | 1984-10-02 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
| US4775296A (en) * | 1981-12-28 | 1988-10-04 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
| FR2725474B1 (fr) * | 1984-03-14 | 1996-12-13 | Snecma | Aube de distributeur de turbine refroidie |
| US5232343A (en) * | 1984-05-24 | 1993-08-03 | General Electric Company | Turbine blade |
| US5387085A (en) * | 1994-01-07 | 1995-02-07 | General Electric Company | Turbine blade composite cooling circuit |
| US5669759A (en) * | 1995-02-03 | 1997-09-23 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil with enhanced cooling |
| US5772397A (en) * | 1996-05-08 | 1998-06-30 | Alliedsignal Inc. | Gas turbine airfoil with aft internal cooling |
-
1998
- 1998-12-18 US US09/215,858 patent/US6132169A/en not_active Expired - Lifetime
-
1999
- 1999-11-30 JP JP33911799A patent/JP4537518B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1999-12-15 DE DE69941208T patent/DE69941208D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-12-15 EP EP99310108A patent/EP1010859B1/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61187501A (ja) * | 1985-02-15 | 1986-08-21 | Hitachi Ltd | 流体冷却構造 |
| JPS62271902A (ja) * | 1986-01-20 | 1987-11-26 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン冷却翼 |
| JPH02223602A (ja) * | 1989-02-27 | 1990-09-06 | Jisedai Koukuuki Kiban Gijutsu Kenkyusho:Kk | タービン翼構造 |
| JPH02131001U (ja) * | 1989-04-04 | 1990-10-30 | ||
| JPH05214957A (ja) * | 1991-11-04 | 1993-08-24 | General Electric Co <Ge> | 接合フォイル挿入体を備えた被衝突冷却翼 |
| US5695320A (en) * | 1991-12-17 | 1997-12-09 | General Electric Company | Turbine blade having auxiliary turbulators |
| US5472316A (en) * | 1994-09-19 | 1995-12-05 | General Electric Company | Enhanced cooling apparatus for gas turbine engine airfoils |
| JPH08296403A (ja) * | 1995-04-25 | 1996-11-12 | Toshiba Corp | ガスタービン空冷翼 |
| JPH0953405A (ja) * | 1995-08-09 | 1997-02-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 中空ガスタービン翼 |
| JPH09195703A (ja) * | 1996-01-12 | 1997-07-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却動翼 |
| JPH1082302A (ja) * | 1996-09-06 | 1998-03-31 | Toshiba Corp | タービン動翼およびこれを備えた水素燃焼タービンプラント |
| JPH10274001A (ja) * | 1997-01-03 | 1998-10-13 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造 |
| WO1998055735A1 (fr) * | 1997-06-06 | 1998-12-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aube de turbine a gas |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011515618A (ja) * | 2008-03-28 | 2011-05-19 | アルストム テクノロジー リミテッド | ガスタービン用静翼並びにこのような静翼を備えたガスタービン |
| US8801366B2 (en) | 2008-03-28 | 2014-08-12 | Alstom Technology Ltd. | Stator blade for a gas turbine and gas turbine having same |
| JP2014185647A (ja) * | 2008-03-28 | 2014-10-02 | Alstom Technology Ltd | ガスタービン用静翼並びにこのような静翼を備えたガスタービン |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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