JP2003201805A - ガスタービンエンジンのタービンノズル用の翼形部及びその製作方法 - Google Patents
ガスタービンエンジンのタービンノズル用の翼形部及びその製作方法Info
- Publication number
- JP2003201805A JP2003201805A JP2002358882A JP2002358882A JP2003201805A JP 2003201805 A JP2003201805 A JP 2003201805A JP 2002358882 A JP2002358882 A JP 2002358882A JP 2002358882 A JP2002358882 A JP 2002358882A JP 2003201805 A JP2003201805 A JP 2003201805A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- slot
- airfoil
- wall
- cooling
- exit plane
- 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
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
- 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
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
- F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
- Y10T29/49336—Blade making
- Y10T29/49339—Hollow blade
- Y10T29/49341—Hollow blade with cooling passage
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービンエンジン１０のタービンノズル
１８用の翼形部３２を提供する。 【解決手段】 この翼形部は、外側壁３８、内側壁４
０、前縁４２、後縁４４、翼形部３２の正圧側の凹状表
面４６、負圧側の凸状表面４８、凹状表面４６に形成さ
れた外側冷却スロット５０、内側冷却スロット５２及び
中間冷却スロット５４を含む。冷却スロット５０、５
２、５４は更に、陥凹壁５６、内側スロット側壁５８、
外側スロット側壁６０、内側コーナフィレット６２と、
外側コーナフィレット６４とを含む。内側及び外側冷却
スロット５２、５０の少なくとも１つに対する内側及び
外側コーナフィレット６２、６４の１つは、凹状表面４
６内の開口６８から後縁冷却スロット５０、５２、５４
の出口平面７０まで可変輪郭６６を形成している。
１８用の翼形部３２を提供する。 【解決手段】 この翼形部は、外側壁３８、内側壁４
０、前縁４２、後縁４４、翼形部３２の正圧側の凹状表
面４６、負圧側の凸状表面４８、凹状表面４６に形成さ
れた外側冷却スロット５０、内側冷却スロット５２及び
中間冷却スロット５４を含む。冷却スロット５０、５
２、５４は更に、陥凹壁５６、内側スロット側壁５８、
外側スロット側壁６０、内側コーナフィレット６２と、
外側コーナフィレット６４とを含む。内側及び外側冷却
スロット５２、５０の少なくとも１つに対する内側及び
外側コーナフィレット６２、６４の１つは、凹状表面４
６内の開口６８から後縁冷却スロット５０、５２、５４
の出口平面７０まで可変輪郭６６を形成している。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的ガスタービ
ンエンジン用のタービンノズルに関し、具体的には、翼
形部の応力を減少するように陥凹壁と側壁との間に可変
フィレットを有するように構成された、その後縁におけ
る外側冷却スロット及び内側冷却スロットのうちの少な
くとも１つを有する、タービンノズル中で用いられる翼
形部に関する。
ンエンジン用のタービンノズルに関し、具体的には、翼
形部の応力を減少するように陥凹壁と側壁との間に可変
フィレットを有するように構成された、その後縁におけ
る外側冷却スロット及び内側冷却スロットのうちの少な
くとも１つを有する、タービンノズル中で用いられる翼
形部に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンの高圧タービン用
のノズルセグメントは一般的に、一体の内側及び外側流
路バンドを備える一対の中空の翼形部を含むことが知ら
れている。これらの部品は、別々に鋳造され、部分的に
機械加工され、互いににろう付けされ、その後仕上げ加
工されてノズルセグメントを形成する。中空の翼形部
は、内部に冷却空気を供給され、この冷却空気が次に翼
形部の後部空洞から出る後縁スロットを通って流れ、翼
形部の後縁の開口を通して吐出される。その時、冷却空
気は、翼形部内部の後縁スロットに沿って流れながら、
対流冷却を行う。かかる空気が翼形部後縁の開口を通し
て流路に吐出されると、空気は翼形部後縁に対してフィ
ルム冷却を与える。
のノズルセグメントは一般的に、一体の内側及び外側流
路バンドを備える一対の中空の翼形部を含むことが知ら
れている。これらの部品は、別々に鋳造され、部分的に
機械加工され、互いににろう付けされ、その後仕上げ加
工されてノズルセグメントを形成する。中空の翼形部
は、内部に冷却空気を供給され、この冷却空気が次に翼
形部の後部空洞から出る後縁スロットを通って流れ、翼
形部の後縁の開口を通して吐出される。その時、冷却空
気は、翼形部内部の後縁スロットに沿って流れながら、
対流冷却を行う。かかる空気が翼形部後縁の開口を通し
て流路に吐出されると、空気は翼形部後縁に対してフィ
ルム冷却を与える。
【０００３】後縁冷却スロットを備えるタービン翼形部
は、本来、スロットと該スロット間のリブとの間に段部
を有する。内側及び外側の翼形部／流路交差部において
ノズルバンドに最も近い冷却スロット内の段部は、大き
い熱応力が生じた場合に大きい応力集中を起こし、それ
が結果的に後縁に軸方向の亀裂を生じさせる可能性があ
ることが分かった。亀裂は、最終的に翼形部セクション
中に広がり、タービンノズルの過早故障を招くことにな
る。翼形部の後縁の過熱が生じる筈であるから、冷却ス
ロット自体は除去できない。その上、段部は、それが翼
形部／バンド接合部に近接しているので、研削して滑ら
かにするのが困難である。
は、本来、スロットと該スロット間のリブとの間に段部
を有する。内側及び外側の翼形部／流路交差部において
ノズルバンドに最も近い冷却スロット内の段部は、大き
い熱応力が生じた場合に大きい応力集中を起こし、それ
が結果的に後縁に軸方向の亀裂を生じさせる可能性があ
ることが分かった。亀裂は、最終的に翼形部セクション
中に広がり、タービンノズルの過早故障を招くことにな
る。翼形部の後縁の過熱が生じる筈であるから、冷却ス
ロット自体は除去できない。その上、段部は、それが翼
形部／バンド接合部に近接しているので、研削して滑ら
かにするのが困難である。
【０００４】中空の翼形部空洞及び後縁冷却スロット
は、鋳造に先立って別々に製作され、蝋型と組合わされ
たセラミックコアによって鋳造工程時に形成されること
を理解されたい。従来の設計においては、後縁スロット
のコーナフィレットは、セラミックコアにより作り出さ
れ、スロット閉塞を減少させ冷却流面積を維持するため
に極力小さくされる。しかしながら、製造時に、セラミ
ックコアは、自動仕上げ処理されてコアのダイ分割線の
周りの不要なコア材料を除去される。この処理は、コア
上の外側コーナフィレットの全てではないにしても一部
を除去し、最終鋳物品に鋭い内部コーナを生じる場合が
多いことが分かった。このコーナは、応力集中個所とし
て作用するので翼形部後縁の亀裂を発生させる可能性が
ある。
は、鋳造に先立って別々に製作され、蝋型と組合わされ
たセラミックコアによって鋳造工程時に形成されること
を理解されたい。従来の設計においては、後縁スロット
のコーナフィレットは、セラミックコアにより作り出さ
れ、スロット閉塞を減少させ冷却流面積を維持するため
に極力小さくされる。しかしながら、製造時に、セラミ
ックコアは、自動仕上げ処理されてコアのダイ分割線の
周りの不要なコア材料を除去される。この処理は、コア
上の外側コーナフィレットの全てではないにしても一部
を除去し、最終鋳物品に鋭い内部コーナを生じる場合が
多いことが分かった。このコーナは、応力集中個所とし
て作用するので翼形部後縁の亀裂を発生させる可能性が
ある。
【０００５】ガスタービンエンジンのタービンブレード
に対する同様の問題に対処しようとする試みが、特許文
献１に開示されている。この特許には、翼形部の後縁ス
ロットとプラットホームとの間の段部の少なくとも一部
が排除されたタービンブレードが開示されている。ター
ビンブレードを鋳造するために用いられる翼形部コア
は、第１の後縁スロットの陥凹壁から翼形部の接続部ま
で連続した滑らかな輪郭を形成するためのタブが含んで
いる。このようにして、応力集中が減少され、それによ
ってタービンブレードの寿命及び性能を改善している。
に対する同様の問題に対処しようとする試みが、特許文
献１に開示されている。この特許には、翼形部の後縁ス
ロットとプラットホームとの間の段部の少なくとも一部
が排除されたタービンブレードが開示されている。ター
ビンブレードを鋳造するために用いられる翼形部コア
は、第１の後縁スロットの陥凹壁から翼形部の接続部ま
で連続した滑らかな輪郭を形成するためのタブが含んで
いる。このようにして、応力集中が減少され、それによ
ってタービンブレードの寿命及び性能を改善している。
【０００６】
【特許文献１】 米国特許第６，０６２，８１７号
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】従って、上述のことを
考慮に入れれば、内側及び外側ノズルバンドに隣接して
設置された冷却スロットの段部における応力集中を、こ
のようなスロットからの冷却流に悪影響を与えることな
く減少させる、タービンノズルに用いられる改良された
翼形部設計が開発されることが望ましいであろう。自動
仕上げ製造工程により生じる追加の応力集中の機会を排
除するように、用いられるコアを改良することもまた望
ましいであろう。
考慮に入れれば、内側及び外側ノズルバンドに隣接して
設置された冷却スロットの段部における応力集中を、こ
のようなスロットからの冷却流に悪影響を与えることな
く減少させる、タービンノズルに用いられる改良された
翼形部設計が開発されることが望ましいであろう。自動
仕上げ製造工程により生じる追加の応力集中の機会を排
除するように、用いられるコアを改良することもまた望
ましいであろう。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明の第１の例示的な
実施形態において、ガスタービンエンジンのタービンノ
ズル組立体用の翼形部が開示され、該翼形部は、外側壁
と、内側壁と、外側壁から内側壁まで延びる前縁と、外
側壁から内側壁まで延びる後縁と、前縁から後縁まで延
びる、翼形部の正圧側の凹状表面と、前縁から後縁まで
延びる、翼形部の負圧側の凸状表面と、後縁に隣接して
翼形部の凹状表面に形成された外側冷却スロット、内側
冷却スロット、及び少なくとも１つの中間冷却スロット
とを含む。冷却スロットの各々はまた、陥凹壁と、内側
スロット側壁と、外側スロット側壁と、内側スロット側
壁と陥凹壁との間に設置された内側コーナフィレット
と、外側スロット側壁と陥凹壁との間に設置された外側
コーナフィレットとを含み、内側及び外側冷却スロット
の少なくとも１つに対する内側及び外側コーナフィレッ
トの１つは、凹状表面内の開口から後縁冷却スロットの
出口平面まで可変輪郭を形成している。より具体的に
は、可変輪郭を形成するコーナフィレットは、スロット
出口平面にほぼ垂直な第１の平面内において、開口から
出口平面まで半径を付けられている。翼形部はまた、可
変輪郭を形成するコーナフィレットと翼形部の端部分と
の間の接続部を含んでおり、該接続部は、スロット出口
平面にほぼ垂直な第２の平面内において、開口から出口
平面まで半径を付けられている。
実施形態において、ガスタービンエンジンのタービンノ
ズル組立体用の翼形部が開示され、該翼形部は、外側壁
と、内側壁と、外側壁から内側壁まで延びる前縁と、外
側壁から内側壁まで延びる後縁と、前縁から後縁まで延
びる、翼形部の正圧側の凹状表面と、前縁から後縁まで
延びる、翼形部の負圧側の凸状表面と、後縁に隣接して
翼形部の凹状表面に形成された外側冷却スロット、内側
冷却スロット、及び少なくとも１つの中間冷却スロット
とを含む。冷却スロットの各々はまた、陥凹壁と、内側
スロット側壁と、外側スロット側壁と、内側スロット側
壁と陥凹壁との間に設置された内側コーナフィレット
と、外側スロット側壁と陥凹壁との間に設置された外側
コーナフィレットとを含み、内側及び外側冷却スロット
の少なくとも１つに対する内側及び外側コーナフィレッ
トの１つは、凹状表面内の開口から後縁冷却スロットの
出口平面まで可変輪郭を形成している。より具体的に
は、可変輪郭を形成するコーナフィレットは、スロット
出口平面にほぼ垂直な第１の平面内において、開口から
出口平面まで半径を付けられている。翼形部はまた、可
変輪郭を形成するコーナフィレットと翼形部の端部分と
の間の接続部を含んでおり、該接続部は、スロット出口
平面にほぼ垂直な第２の平面内において、開口から出口
平面まで半径を付けられている。
【０００９】本発明の第２の例示的な実施形態において
は、タービン翼形部のための翼形部コアが開示され、該
翼形部コアは、翼形部の中空部分を形成するためのくさ
び形チャネルと該くさび形チャネルから延びる複数のフ
ィンガとを含み、端部に設置されたフィンガの少なくと
も１つは、第１の側壁から第２の側壁まで予め定められ
た半径を有する末端部分を有するように構成されてい
る。フィンガの末端部分は、フィンガを通る軸線にほぼ
垂直な第１の平面内において半径を付けられ、かつフィ
ンガを通る軸線にほぼ平行な第２の平面内において半径
が付けられている。
は、タービン翼形部のための翼形部コアが開示され、該
翼形部コアは、翼形部の中空部分を形成するためのくさ
び形チャネルと該くさび形チャネルから延びる複数のフ
ィンガとを含み、端部に設置されたフィンガの少なくと
も１つは、第１の側壁から第２の側壁まで予め定められ
た半径を有する末端部分を有するように構成されてい
る。フィンガの末端部分は、フィンガを通る軸線にほぼ
垂直な第１の平面内において半径を付けられ、かつフィ
ンガを通る軸線にほぼ平行な第２の平面内において半径
が付けられている。
【００１０】本発明の第３の例示的な実施形態において
は、タービンノズルの翼形部を製作する方法が開示さ
れ、該方法は、ダイの内部にモールドを挿入する段階と
スラリーをダイ中に注入する段階とを含む。外側壁と、
内側壁と、外側壁から内側壁まで延びる前縁と、外側壁
から内側壁まで延びる後縁と、前縁から後縁まで延び
る、翼形部の正圧側の凹状表面と、前縁から後縁まで延
びる、翼形部の負圧側の凸状表面と、後縁に隣接して翼
形部の凹状表面に形成された複数の冷却スロットとを含
み、冷却スロットの各々が更に、陥凹壁及び一対のスロ
ット側壁と、陥凹壁と翼形部の内側及び外側壁の少なく
とも１つに隣接する冷却スロットのスロット側壁のうち
の１つとの間のコーナフィレットに対する、凹状表面内
の開口から後縁冷却スロットの出口平面までの可変輪郭
とを含む、翼形部が形成される。このように、コーナフ
ィレットは、スロット出口平面にほぼ垂直な第１の平面
内において、開口における最小半径からスロット出口平
面における最大半径まで徐々に増大する半径で形成され
る。この方法はまた、コーナフィレットと翼形部の端部
分との間に、スロット出口平面にほぼ垂直な第２の平面
内において開口から出口平面まで半径が付けられた接続
部を形成する段階を含む。
は、タービンノズルの翼形部を製作する方法が開示さ
れ、該方法は、ダイの内部にモールドを挿入する段階と
スラリーをダイ中に注入する段階とを含む。外側壁と、
内側壁と、外側壁から内側壁まで延びる前縁と、外側壁
から内側壁まで延びる後縁と、前縁から後縁まで延び
る、翼形部の正圧側の凹状表面と、前縁から後縁まで延
びる、翼形部の負圧側の凸状表面と、後縁に隣接して翼
形部の凹状表面に形成された複数の冷却スロットとを含
み、冷却スロットの各々が更に、陥凹壁及び一対のスロ
ット側壁と、陥凹壁と翼形部の内側及び外側壁の少なく
とも１つに隣接する冷却スロットのスロット側壁のうち
の１つとの間のコーナフィレットに対する、凹状表面内
の開口から後縁冷却スロットの出口平面までの可変輪郭
とを含む、翼形部が形成される。このように、コーナフ
ィレットは、スロット出口平面にほぼ垂直な第１の平面
内において、開口における最小半径からスロット出口平
面における最大半径まで徐々に増大する半径で形成され
る。この方法はまた、コーナフィレットと翼形部の端部
分との間に、スロット出口平面にほぼ垂直な第２の平面
内において開口から出口平面まで半径が付けられた接続
部を形成する段階を含む。
【００１１】
【発明の実施の形態】図を通して同一の符号が同じ要素
を示す図面をここで詳細に参照すると、図１は、直列に
流体連通して、通常のファン１２、高圧圧縮機１４、及
び燃焼器１６を有する例示的なターボファンガスタービ
ンエンジン１０を示す。燃焼器１６は、通常の方法で燃
焼ガスを発生し、この燃焼ガスは燃焼器から高圧タービ
ンノズル組立体１８を通して吐出され、ノズル組立体か
ら通常の高圧タービン２０に導かれ、次に通常の低圧タ
ービン２２に導かれる。高圧タービン２０は、適当なシ
ャフト２４を介して高圧圧縮機１４を駆動し、一方、低
圧タービン２２は別の適当なシャフト２６を介してファ
ン１２を駆動するが、これら全ては長手方向又は軸方向
中心軸線２８の周りに同軸に配置されている。
を示す図面をここで詳細に参照すると、図１は、直列に
流体連通して、通常のファン１２、高圧圧縮機１４、及
び燃焼器１６を有する例示的なターボファンガスタービ
ンエンジン１０を示す。燃焼器１６は、通常の方法で燃
焼ガスを発生し、この燃焼ガスは燃焼器から高圧タービ
ンノズル組立体１８を通して吐出され、ノズル組立体か
ら通常の高圧タービン２０に導かれ、次に通常の低圧タ
ービン２２に導かれる。高圧タービン２０は、適当なシ
ャフト２４を介して高圧圧縮機１４を駆動し、一方、低
圧タービン２２は別の適当なシャフト２６を介してファ
ン１２を駆動するが、これら全ては長手方向又は軸方向
中心軸線２８の周りに同軸に配置されている。
【００１２】ここで図２を参照すると、タービンノズル
１８は、好ましくは複数の円周方向に隣接するノズルセ
グメント３０を含み、それらノズルセグメントは集合し
て完全な３６０°の組立体を形成することが分かるであ
ろう。各ノズルセグメント３０は、好ましくは２つ又は
それ以上の円周方向に間隔を置いて配置された翼形部３
２を有し、それら翼形部は円弧状の半径方向外側バンド
３４及び円弧状の半径方向内側バンド３６に接続され
る。より具体的には、各翼形部３２は、その表面が外側
バンド３４に隣接して位置する外側壁３８（図３では外
側バンド３４の影）と、その表面が内側バンド３６に隣
接して位置する内側壁４０と、外側壁３８から内側壁４
０まで延びる前縁４２と、外側壁３８から内側壁４０ま
で延びる後縁４４と、翼形部３２の正圧側で前縁４２か
ら後縁４４まで延びる凹状表面４６と、翼形部３２の負
圧側で前縁４２から後縁４４まで延びる凸状表面４８と
を含む。
１８は、好ましくは複数の円周方向に隣接するノズルセ
グメント３０を含み、それらノズルセグメントは集合し
て完全な３６０°の組立体を形成することが分かるであ
ろう。各ノズルセグメント３０は、好ましくは２つ又は
それ以上の円周方向に間隔を置いて配置された翼形部３
２を有し、それら翼形部は円弧状の半径方向外側バンド
３４及び円弧状の半径方向内側バンド３６に接続され
る。より具体的には、各翼形部３２は、その表面が外側
バンド３４に隣接して位置する外側壁３８（図３では外
側バンド３４の影）と、その表面が内側バンド３６に隣
接して位置する内側壁４０と、外側壁３８から内側壁４
０まで延びる前縁４２と、外側壁３８から内側壁４０ま
で延びる後縁４４と、翼形部３２の正圧側で前縁４２か
ら後縁４４まで延びる凹状表面４６と、翼形部３２の負
圧側で前縁４２から後縁４４まで延びる凸状表面４８と
を含む。
【００１３】図２に見られるように、翼形部３２は更
に、外側バンド３４に隣接して設置された外側冷却スロ
ット５０と、内側バンド３６に隣接して設置された内側
冷却スロット５２と、それぞれ外側冷却スロット５０と
内側冷却スロット５２との間に設置された少なくとも１
つの中間冷却スロット５４とを含む。冷却スロット５
０、５２及び５４の各々は、陥凹壁５６と、内側スロッ
ト側壁５８と、外側スロット側壁６０と、内側スロット
側壁５８と陥凹壁５６との間に設置された内側コーナフ
ィレット６２と、外側スロット側壁６０と陥凹壁５６の
間に設置された外側コーナフィレット６４とにより形成
されることが図３〜図６から分かるであろう。内側及び
外側スロット側壁５８及び６０は、一般的に各冷却スロ
ットの間に配置された隣接する各リブ６１により形成さ
れるが、リブ６３を用いて内側冷却スロット５２に対す
る外側スロット側壁６０を形成し、また翼形部３２の内
側部分７８（以下により詳細に説明する）がその内側ス
ロット側壁５８を形成することが分かるであろう。
に、外側バンド３４に隣接して設置された外側冷却スロ
ット５０と、内側バンド３６に隣接して設置された内側
冷却スロット５２と、それぞれ外側冷却スロット５０と
内側冷却スロット５２との間に設置された少なくとも１
つの中間冷却スロット５４とを含む。冷却スロット５
０、５２及び５４の各々は、陥凹壁５６と、内側スロッ
ト側壁５８と、外側スロット側壁６０と、内側スロット
側壁５８と陥凹壁５６との間に設置された内側コーナフ
ィレット６２と、外側スロット側壁６０と陥凹壁５６の
間に設置された外側コーナフィレット６４とにより形成
されることが図３〜図６から分かるであろう。内側及び
外側スロット側壁５８及び６０は、一般的に各冷却スロ
ットの間に配置された隣接する各リブ６１により形成さ
れるが、リブ６３を用いて内側冷却スロット５２に対す
る外側スロット側壁６０を形成し、また翼形部３２の内
側部分７８（以下により詳細に説明する）がその内側ス
ロット側壁５８を形成することが分かるであろう。
【００１４】本発明によると、内側冷却スロット５２に
対する内側コーナフィレット６２及び外側冷却スロット
５０に対する外側コーナフィレット６４のうちの少なく
とも１つが、凹状表面４６内の開口６８（当該技術では
ブレイクアウトとして知られる）から冷却スロット５
０、５２及び５４にほぼ垂直に延びる出口平面７０まで
可変輪郭（図３の表面６６により示されるような）を形
成することが好ましい。ｘ軸７１、ｙ軸７３、及びｚ軸
７５により形成される座標系が図３に示され、この座標
系を用いてここで説明する様々な平面を定める。従っ
て、出口平面７０は、ｙ−ｚ平面内で延びる平面として
定められる。
対する内側コーナフィレット６２及び外側冷却スロット
５０に対する外側コーナフィレット６４のうちの少なく
とも１つが、凹状表面４６内の開口６８（当該技術では
ブレイクアウトとして知られる）から冷却スロット５
０、５２及び５４にほぼ垂直に延びる出口平面７０まで
可変輪郭（図３の表面６６により示されるような）を形
成することが好ましい。ｘ軸７１、ｙ軸７３、及びｚ軸
７５により形成される座標系が図３に示され、この座標
系を用いてここで説明する様々な平面を定める。従っ
て、出口平面７０は、ｙ−ｚ平面内で延びる平面として
定められる。
【００１５】本明細書では内側冷却スロット５２に対す
る内側コーナフィレット６２に関して図示し説明する
が、本発明は、外側冷却スロット５０に対する外側コー
ナフィレット６４について鏡像関係で適用することが可
能であり、またそうすることが好ましい。図３の輪郭線
７２により明らかなように、表面６６（内側冷却スロッ
ト５２に対する内側スロット側壁５８とも考えることも
できる）は、スロット出口平面７０にほぼ垂直に延びる
第１の平面７４（ｘ−ｚ平面内で延びるものとして定め
られる）内において開口６８からスロット出口平面７０
まで半径が付けられている。可変輪郭を形成する内側コ
ーナフィレット６２の半径は、開口６８における最小半
径Ｒminからスロット出口平面７０における最大半径Ｒ
maxまで徐々に増大していることが、このような輪郭線
７２の曲率から分かるであろう。これは、内側冷却スロ
ット５２に対するスロット領域、フットプリント及び冷
却特性を維持するためになされる。
る内側コーナフィレット６２に関して図示し説明する
が、本発明は、外側冷却スロット５０に対する外側コー
ナフィレット６４について鏡像関係で適用することが可
能であり、またそうすることが好ましい。図３の輪郭線
７２により明らかなように、表面６６（内側冷却スロッ
ト５２に対する内側スロット側壁５８とも考えることも
できる）は、スロット出口平面７０にほぼ垂直に延びる
第１の平面７４（ｘ−ｚ平面内で延びるものとして定め
られる）内において開口６８からスロット出口平面７０
まで半径が付けられている。可変輪郭を形成する内側コ
ーナフィレット６２の半径は、開口６８における最小半
径Ｒminからスロット出口平面７０における最大半径Ｒ
maxまで徐々に増大していることが、このような輪郭線
７２の曲率から分かるであろう。これは、内側冷却スロ
ット５２に対するスロット領域、フットプリント及び冷
却特性を維持するためになされる。
【００１６】更に、翼形部３２は、内側コーナフィレッ
ト６２と凹状表面４６の内側部分７８との間の接続部７
６を含み、接続部７６は、スロット出口平面７０（及び
第１の平面７４）にほぼ垂直に延びる第２の平面８０
（ｘ−ｙ平面内において延びるものとして定められる）
内において開口６８からスロット出口平面７０まで半径
が付けられている。図６に見られるように、内側コーナ
フィレット６２と翼形部３２の内側部分７８との間の角
度Θは、接続部７６において確定され、そこではこの角
度Θは、開口６８における最大角度Θmaxからスロット
出口平面７０における最小角度Θminまで徐々に減少す
る。最大角度Θmaxは約６５°〜８５°であり、最小角
度Θminは約０°〜１０°であることが好ましい。角度
Θは、図６に示すように開口６８とスロット出口平面７
０との間のほぼ中間位置で約４５°であることが分かる
であろう。
ト６２と凹状表面４６の内側部分７８との間の接続部７
６を含み、接続部７６は、スロット出口平面７０（及び
第１の平面７４）にほぼ垂直に延びる第２の平面８０
（ｘ−ｙ平面内において延びるものとして定められる）
内において開口６８からスロット出口平面７０まで半径
が付けられている。図６に見られるように、内側コーナ
フィレット６２と翼形部３２の内側部分７８との間の角
度Θは、接続部７６において確定され、そこではこの角
度Θは、開口６８における最大角度Θmaxからスロット
出口平面７０における最小角度Θminまで徐々に減少す
る。最大角度Θmaxは約６５°〜８５°であり、最小角
度Θminは約０°〜１０°であることが好ましい。角度
Θは、図６に示すように開口６８とスロット出口平面７
０との間のほぼ中間位置で約４５°であることが分かる
であろう。
【００１７】内側コーナフィレット６２が表面６６の可
変輪郭を確定するには、内側冷却スロット５２の内側ス
ロット側壁５８及び陥凹壁５６が、凹状表面４６内の開
口６８からスロット出口平面７０（図６に最も良く見ら
れる）まで予め定められた半径を有する連続する曲面を
形成するのが好ましいことが分かるであろう。同様に、
外側冷却スロット５０の場合には、外側スロット側壁６
０及び陥凹壁５６は、凹状表面４６内の開口６８から出
口平面７０まで予め定められた半径を有する連続する曲
面を形成することが好ましいことになる。
変輪郭を確定するには、内側冷却スロット５２の内側ス
ロット側壁５８及び陥凹壁５６が、凹状表面４６内の開
口６８からスロット出口平面７０（図６に最も良く見ら
れる）まで予め定められた半径を有する連続する曲面を
形成するのが好ましいことが分かるであろう。同様に、
外側冷却スロット５０の場合には、外側スロット側壁６
０及び陥凹壁５６は、凹状表面４６内の開口６８から出
口平面７０まで予め定められた半径を有する連続する曲
面を形成することが好ましいことになる。
【００１８】翼形部コア１００を用いて翼形部３２の内
部中空部分及び後縁冷却スロット５０、５２及び５４を
形成することがわかるであろう。図８に見られるよう
に、翼形部コア１００は、くさび形チャネル１０４と、
該くさび形チャネル１０４から延びる外側フィンガ１０
５、複数の中間フィンガ１０６、及び内側フィンガ１０
８とを含む。内側フィンガ１０８を用いて翼形部３２の
内側冷却スロット５２を形成し、外側フィンガ１０５が
外側冷却スロット５０を形成し、また中間フィンガ１０
６が中間冷却スロット５４を形成することに注目された
い。より具体的には、内側フィンガ１０８は、くさび形
チャネル１０４に結合されたステム部分１０９と、断面
で見たとき（図６〜図８参照）、第１の側壁１１２から
第２の側壁１１４まで予め定められた半径を有する末端
部分１１０とを有するように構成されている。中間フィ
ンガ１０６のほぼ矩形の末端部分１１１と対照的に、上
述のように、内側冷却スロット５２の陥凹壁５６及び内
側スロット側壁５８によって連続する曲面が確定されて
いる。同様に、外側フィンガ１０５の末端部分１１５
は、第１の側壁１１７から第２の側壁１１９（図８参
照）まで予め定められた半径を有するのが好ましいの
で、翼形部３２内の外側冷却スロット５０については陥
凹壁５６及びの外側スロット側壁６０によって連続する
曲面が確定されている。
部中空部分及び後縁冷却スロット５０、５２及び５４を
形成することがわかるであろう。図８に見られるよう
に、翼形部コア１００は、くさび形チャネル１０４と、
該くさび形チャネル１０４から延びる外側フィンガ１０
５、複数の中間フィンガ１０６、及び内側フィンガ１０
８とを含む。内側フィンガ１０８を用いて翼形部３２の
内側冷却スロット５２を形成し、外側フィンガ１０５が
外側冷却スロット５０を形成し、また中間フィンガ１０
６が中間冷却スロット５４を形成することに注目された
い。より具体的には、内側フィンガ１０８は、くさび形
チャネル１０４に結合されたステム部分１０９と、断面
で見たとき（図６〜図８参照）、第１の側壁１１２から
第２の側壁１１４まで予め定められた半径を有する末端
部分１１０とを有するように構成されている。中間フィ
ンガ１０６のほぼ矩形の末端部分１１１と対照的に、上
述のように、内側冷却スロット５２の陥凹壁５６及び内
側スロット側壁５８によって連続する曲面が確定されて
いる。同様に、外側フィンガ１０５の末端部分１１５
は、第１の側壁１１７から第２の側壁１１９（図８参
照）まで予め定められた半径を有するのが好ましいの
で、翼形部３２内の外側冷却スロット５０については陥
凹壁５６及びの外側スロット側壁６０によって連続する
曲面が確定されている。
【００１９】従って、内側フィンガ１０８の末端部分１
１０は、内側フィンガ１０８を通る軸線１１８にほぼ垂
直な第１の平面１１６（第１の平面７４に対応する）内
と同時に軸線１１８にほぼ平行な第２の平面（第２の平
面８０に対応する）内において半径が付けられている。
翼形部コア１００を内側フィンガ１０８に関して説明さ
たが、外側フィンガ１０５に対しては内側フィンガ１０
８の鏡像を用いて、翼形部３２内の外側冷却スロット５
０の好ましい形状を形成するのが好ましいことが分かる
であろう。
１０は、内側フィンガ１０８を通る軸線１１８にほぼ垂
直な第１の平面１１６（第１の平面７４に対応する）内
と同時に軸線１１８にほぼ平行な第２の平面（第２の平
面８０に対応する）内において半径が付けられている。
翼形部コア１００を内側フィンガ１０８に関して説明さ
たが、外側フィンガ１０５に対しては内側フィンガ１０
８の鏡像を用いて、翼形部３２内の外側冷却スロット５
０の好ましい形状を形成するのが好ましいことが分かる
であろう。
【００２０】上で指摘したように、翼形部コア１００の
形成工程の特質により、セラミック材料がダイの２つの
接合部片の間に逸出する「ばり」が生じる。次に翼形部
コア１００は、小型のコンピュータ制御フライス盤を用
いて仕上げ加工し、ばりを除去することが好ましい。図
６に鎖線１２２で示すように、この仕上げ工程は、最終
的に内側及び外側コーナフィレット６２及び６４を形成
するフィンガ側壁の半径の一部を除去し、従来の設計に
おいて生じていた鋭いコーナを生じる可能性がある。本
発明において内側冷却スロット５２の内側スロット側壁
５８及び外側冷却スロット５０の外側スロット側壁６０
に可変輪郭のフィレットを設けることにより、そのよう
な冷却スロット５２及び５０のそれぞれ内側コーナフィ
レット６２及び外側コーナフィレット６４の半径は、そ
のようなコーナフィレットが翼形部３２の公称鋳造寸法
より大きいので、より良く維持される。
形成工程の特質により、セラミック材料がダイの２つの
接合部片の間に逸出する「ばり」が生じる。次に翼形部
コア１００は、小型のコンピュータ制御フライス盤を用
いて仕上げ加工し、ばりを除去することが好ましい。図
６に鎖線１２２で示すように、この仕上げ工程は、最終
的に内側及び外側コーナフィレット６２及び６４を形成
するフィンガ側壁の半径の一部を除去し、従来の設計に
おいて生じていた鋭いコーナを生じる可能性がある。本
発明において内側冷却スロット５２の内側スロット側壁
５８及び外側冷却スロット５０の外側スロット側壁６０
に可変輪郭のフィレットを設けることにより、そのよう
な冷却スロット５２及び５０のそれぞれ内側コーナフィ
レット６２及び外側コーナフィレット６４の半径は、そ
のようなコーナフィレットが翼形部３２の公称鋳造寸法
より大きいので、より良く維持される。
【００２１】タービンノズル１８の翼形部３２を製作す
る方法によると、翼形部コア１００は、ワックスが該コ
アを包み込むようにダイの内部に保持されることが分か
るであろう。翼形部３２用の金属鋳造品のレプリカであ
る最終蝋型が製作され、翼形部コア１００が最終鋳造品
内に形成される空洞に置き代わる。蝋型は、何回かセラ
ミック溶液中に浸漬されかつ乾燥されて、強度のあるシ
ェルモールドを形成する層を積層されることを理解され
たい。次いで、モールドは、翼形部コア１００がシェル
内部に残り、該モールドが溶融金属で満たされたとき翼
形部３２の空洞を形成するように、加熱されてワックス
が融出され、セラミックが硬化される。溶融合金が、モ
ールド中に注入れて、ワックスにより残された形状を取
り、翼形部コア１００は、金属が最終鋳造品において空
洞になるべき領域に流入するのを防止し、内部形状を作
り出す。最後に、セラミックシェルが、鋳造品から破壊
して取り除かれ、また内部セラミックコア１００が溶液
を用いて溶出される。このようにして、翼形部３２の最
終鋳造品は、蝋型の外部形状及び翼形部コア１００の内
部形状を有し、上述のように内側冷却スロット５２の内
側コーナフィレット６２と外側冷却スロット５０の外側
コーナフィレット６４とを含むのが好ましい。
る方法によると、翼形部コア１００は、ワックスが該コ
アを包み込むようにダイの内部に保持されることが分か
るであろう。翼形部３２用の金属鋳造品のレプリカであ
る最終蝋型が製作され、翼形部コア１００が最終鋳造品
内に形成される空洞に置き代わる。蝋型は、何回かセラ
ミック溶液中に浸漬されかつ乾燥されて、強度のあるシ
ェルモールドを形成する層を積層されることを理解され
たい。次いで、モールドは、翼形部コア１００がシェル
内部に残り、該モールドが溶融金属で満たされたとき翼
形部３２の空洞を形成するように、加熱されてワックス
が融出され、セラミックが硬化される。溶融合金が、モ
ールド中に注入れて、ワックスにより残された形状を取
り、翼形部コア１００は、金属が最終鋳造品において空
洞になるべき領域に流入するのを防止し、内部形状を作
り出す。最後に、セラミックシェルが、鋳造品から破壊
して取り除かれ、また内部セラミックコア１００が溶液
を用いて溶出される。このようにして、翼形部３２の最
終鋳造品は、蝋型の外部形状及び翼形部コア１００の内
部形状を有し、上述のように内側冷却スロット５２の内
側コーナフィレット６２と外側冷却スロット５０の外側
コーナフィレット６４とを含むのが好ましい。
【００２２】本発明の好ましい実施形態を図示し説明し
てきたが、タービンノズル１８用の翼形部３２、翼形部
コア１００、及びかかる翼形部を製作する方法のさらな
る適用を、当業者は、本発明の技術的範囲から逸脱する
ことなく適当な変更形態で行うことができる。特に、本
明細書中に説明しまた特許請求した着想は、タービンブ
レードにおいて用いることができ、また本発明とも矛盾
無く使用できることを理解されたい。なお、特許請求の
範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなん
ら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
てきたが、タービンノズル１８用の翼形部３２、翼形部
コア１００、及びかかる翼形部を製作する方法のさらな
る適用を、当業者は、本発明の技術的範囲から逸脱する
ことなく適当な変更形態で行うことができる。特に、本
明細書中に説明しまた特許請求した着想は、タービンブ
レードにおいて用いることができ、また本発明とも矛盾
無く使用できることを理解されたい。なお、特許請求の
範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなん
ら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図１】 本発明によるタービンノズルを含むガスター
ビンエンジンの断面図。
ビンエンジンの断面図。
【図２】 図１に示すタービンノズルのセグメントの拡
大斜視図。
大斜視図。
【図３】 図２に示すタービンノズルの翼形部及び内側
バンドの部分拡大斜視図。
バンドの部分拡大斜視図。
【図４】 図３に示す線４−４に沿った翼形部の部分断
面図。
面図。
【図５】 図３に示す線５−５に沿った翼形部の部分平
面図。
面図。
【図６】 図３に示す線６−６に沿った翼形部の部分断
面図。
面図。
【図７】 翼形部中の後縁冷却スロットを形成するコア
部分を含む図２〜図６に示す翼形部の部分拡大上面斜視
図。
部分を含む図２〜図６に示す翼形部の部分拡大上面斜視
図。
【図８】 翼形部の中空の内側部分及び後縁冷却スロッ
トを形成するために用いられるコアの底面斜視図。
トを形成するために用いられるコアの底面斜視図。
３０ ノズルセグメント
３２ 翼形部
３４ 外側バンド
３６ 内側バンド
４０ 内側壁
４２ 前縁
４４ 後縁
４６ 凹状表面
４８ 凸状表面
５０ 外側冷却スロット
５２ 内側冷却スロット
５４ 中間冷却スロット
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 トッド・エス・ヘフロン
アメリカ合衆国、オハイオ州、インディア
ン・スプリングス、ベッツィ・ロス・ドラ
イブ、3538番
Ｆターム(参考） 3G002 GA08 GB00 GB01
Claims (9)
- 【請求項１】 ガスタービンエンジン（１０）のタービ
ンノズル組立体（１８）用の翼形部（３２）であって、 （ａ）外側壁（３８）と、 （ｂ）内側壁（４０）と、 （ｃ）前記外側壁（３８）から前記内側壁（４０）まで
延びる前縁（４２）と、 （ｄ）前記外側壁（３８）から前記内側壁（４０）まで
延びる後縁（４４）と、 （ｅ）前記前縁（４２）から前記後縁（４４）まで延び
る、前記翼形部（３２）の正圧側の凹状表面（４６）
と、 （ｆ）前記前縁（４２）から前記後縁（４４）まで延び
る、前記翼形部（３２）の負圧側の凸状表面（４８）
と、 （ｇ）前記後縁（４４）に隣接して前記翼形部（３２）
の前記凹状表面（４６）に形成された外側冷却スロット
（５０）、内側冷却スロット（５２）、及び少なくとも
１つの中間冷却スロット（５４）と、を含み、 前記冷却スロット（５０、５２、５４）の各々は、 （１）陥凹壁（５６）と、 （２）内側スロット側壁（５８）と、 （３）外側スロット側壁（６０）と、 （４）前記内側スロット側壁（５８）と前記陥凹壁（５
６）との間に設置された内側コーナフィレット（６２）
と、 （５）前記外側スロット側壁（６０）と前記陥凹壁（５
６）との間に設置された外側コーナフィレット（６４）
と、を更に含み、 前記内側及び外側冷却スロット（５２、５０）の少なく
とも１つに対する前記内側及び外側コーナフィレット
（６２、６４）の１つは、前記凹状表面（４６）内の開
口（６８）から前記後縁冷却スロット（５０、５２、５
４）の出口平面（７０）まで可変輪郭（６６）を形成し
ている、ことを特徴とする翼形部（３２）。 - 【請求項２】 前記可変輪郭（６６）を形成する前記コ
ーナフィレット（６２／６４）は、前記スロット出口平
面（７０）にほぼ垂直な第１の平面（７４）内におい
て、前記開口（６８）から前記出口平面（７０）まで半
径を付けられていることを特徴とする、請求項１に記載
のタービンノズル（１８）。 - 【請求項３】 前記可変輪郭（６６）を形成する前記コ
ーナフィレット（６２／６４）の前記半径は、前記開口
（６８）における最小半径から前記出口平面（７０）に
おける最大半径まで徐々に増大していることを特徴とす
る、請求項２に記載のタービンノズル（１８）。 - 【請求項４】 前記翼形部（３２）は、前記可変輪郭
（６６）を形成する前記コーナフィレット（６２／６
４）と前記翼形部（３２）の端部分（７８）との間の接
続部（７６）を含んでおり、該接続部（７６）は、前記
スロット出口平面（７０）にほぼ垂直な第２の平面（８
０）内において、前記開口（６８）から前記出口平面
（７０）まで半径を付けられていることを特徴とする、
請求項１に記載のタービンノズル（１８）。 - 【請求項５】 前記コーナフィレット（６２／６４）と
前記接続部（７６）における前記翼形部（３２）の端部
分（７８）との間の角度（Θ）は、前記開口（６８）に
おける最大角度から前記出口平面（７０）における最小
角度まで徐々に減少することを特徴とする、請求項４に
記載のタービンノズル（１８）。 - 【請求項６】 前記可変輪郭（６６）を形成する前記コ
ーナフィレット（６２／６４）は、前記外側冷却スロッ
ト（５０）内の前記外側コーナフィレット（６４）であ
ることを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル
（１８）。 - 【請求項７】 前記可変輪郭（６６）を形成する前記コ
ーナフィレット（６２／６４）は、前記内側冷却スロッ
ト（５２）内の前記内側コーナフィレット（６２）であ
ることを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル
（１８）。 - 【請求項８】 前記外側冷却スロット（５０）の前記外
側側壁（６０）及び前記陥凹壁（５６）は、前記凹状表
面（４６）内の開口（６８）から前記スロット出口平面
（７０）まで予め定められた各半径を有する連続する曲
面を形成していることを特徴とする、請求項６に記載の
タービンノズル（１８）。 - 【請求項９】 前記内側冷却スロット（５２）の前記内
側側壁（５８）及び前記陥凹壁（５６）は、前記凹状表
面（４６）内の開口（６８）から前記スロット出口平面
（７０）まで予め定められた各半径を有する連続する曲
面を形成していることを特徴とする、請求項７に記載の
タービンノズル（１８）。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US10/015313 | 2001-12-12 | ||
| US10/015,313 US6612811B2 (en) | 2001-12-12 | 2001-12-12 | Airfoil for a turbine nozzle of a gas turbine engine and method of making same |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003201805A true JP2003201805A (ja) | 2003-07-18 |
| JP4374184B2 JP4374184B2 (ja) | 2009-12-02 |
Family
ID=21770699
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2002358882A Expired - Fee Related JP4374184B2 (ja) | 2001-12-12 | 2002-12-11 | ガスタービンエンジンのタービンノズル用の翼形部及びその製作方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6612811B2 (ja) |
| EP (1) | EP1321628B1 (ja) |
| JP (1) | JP4374184B2 (ja) |
| DE (1) | DE60221628T2 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005201273A (ja) * | 2004-01-14 | 2005-07-28 | Snecma Moteurs | タービンブレードの冷却空気排出スロットに対する改善 |
| JP2006283762A (ja) * | 2005-04-01 | 2006-10-19 | General Electric Co <Ge> | テーパ形状の後縁部ランドを有するタービンエーロフォイル |
| JP2006283763A (ja) * | 2005-04-01 | 2006-10-19 | General Electric Co <Ge> | タービン用のエーロフォイル |
| JP2008163942A (ja) * | 2006-12-26 | 2008-07-17 | General Electric Co <Ge> | 後縁スロット流量を減少させた翼形及び翼形の製造方法 |
| JP2015516538A (ja) * | 2012-05-09 | 2015-06-11 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービン翼後縁冷却孔のプラグおよびスロット |
Families Citing this family (26)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2391046B (en) * | 2002-07-18 | 2007-02-14 | Rolls Royce Plc | Aerofoil |
| DE10346366A1 (de) * | 2003-09-29 | 2005-04-28 | Rolls Royce Deutschland | Turbinenschaufel für ein Flugzeugtriebwerk und Gießform zu deren Herstellung |
| US7217094B2 (en) * | 2004-10-18 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Airfoil with large fillet and micro-circuit cooling |
| US7097540B1 (en) | 2005-05-26 | 2006-08-29 | General Electric Company | Methods and apparatus for machining formed parts to obtain a desired profile |
| US7360988B2 (en) * | 2005-12-08 | 2008-04-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling turbine engines |
| US7387492B2 (en) * | 2005-12-20 | 2008-06-17 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling turbine blade trailing edges |
| US7934906B2 (en) * | 2007-11-14 | 2011-05-03 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade tip cooling system |
| FR2924156B1 (fr) * | 2007-11-26 | 2014-02-14 | Snecma | Aube de turbomachine |
| EP2559533B1 (en) | 2008-09-26 | 2020-04-15 | United Technologies Corporation | Casting |
| US20110020115A1 (en) * | 2009-07-27 | 2011-01-27 | United Technologies Corporation | Refractory metal core integrally cast exit trench |
| US8632297B2 (en) | 2010-09-29 | 2014-01-21 | General Electric Company | Turbine airfoil and method for cooling a turbine airfoil |
| EP2450123A1 (de) * | 2010-11-03 | 2012-05-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur Hestellung eines kernwerkzeuges |
| US8813824B2 (en) * | 2011-12-06 | 2014-08-26 | Mikro Systems, Inc. | Systems, devices, and/or methods for producing holes |
| ITMI20120010A1 (it) * | 2012-01-05 | 2013-07-06 | Gen Electric | Profilo aerodinamico di turbina a fessura |
| EP2636466A1 (en) * | 2012-03-07 | 2013-09-11 | Siemens Aktiengesellschaft | A core for casting a hollow component |
| US9175569B2 (en) | 2012-03-30 | 2015-11-03 | General Electric Company | Turbine airfoil trailing edge cooling slots |
| US9017026B2 (en) | 2012-04-03 | 2015-04-28 | General Electric Company | Turbine airfoil trailing edge cooling slots |
| US9145773B2 (en) | 2012-05-09 | 2015-09-29 | General Electric Company | Asymmetrically shaped trailing edge cooling holes |
| US9879546B2 (en) | 2012-06-21 | 2018-01-30 | United Technologies Corporation | Airfoil cooling circuits |
| US9003657B2 (en) * | 2012-12-18 | 2015-04-14 | General Electric Company | Components with porous metal cooling and methods of manufacture |
| US10352180B2 (en) | 2013-10-23 | 2019-07-16 | General Electric Company | Gas turbine nozzle trailing edge fillet |
| US10040115B2 (en) * | 2014-10-31 | 2018-08-07 | United Technologies Corporation | Additively manufactured casting articles for manufacturing gas turbine engine parts |
| JP6753865B2 (ja) | 2015-04-08 | 2020-09-09 | ホートン， インコーポレイテッド | ファンブレード表面の造作 |
| US20170306775A1 (en) * | 2016-04-21 | 2017-10-26 | General Electric Company | Article, component, and method of making a component |
| DE102020207646A1 (de) | 2020-06-22 | 2021-12-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel und Verfahren zum Bearbeiten einer solchen |
| US20230151737A1 (en) * | 2021-11-18 | 2023-05-18 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with axial cooling slot having diverging ramp |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4684323A (en) * | 1985-12-23 | 1987-08-04 | United Technologies Corporation | Film cooling passages with curved corners |
| US5700132A (en) * | 1991-12-17 | 1997-12-23 | General Electric Company | Turbine blade having opposing wall turbulators |
| US5368441A (en) * | 1992-11-24 | 1994-11-29 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil including diffusing trailing edge pedestals |
| US5382133A (en) * | 1993-10-15 | 1995-01-17 | United Technologies Corporation | High coverage shaped diffuser film hole for thin walls |
| US5599166A (en) * | 1994-11-01 | 1997-02-04 | United Technologies Corporation | Core for fabrication of gas turbine engine airfoils |
| US5662160A (en) | 1995-10-12 | 1997-09-02 | General Electric Co. | Turbine nozzle and related casting method for optimal fillet wall thickness control |
| US5609779A (en) * | 1996-05-15 | 1997-03-11 | General Electric Company | Laser drilling of non-circular apertures |
| US6004100A (en) * | 1997-11-13 | 1999-12-21 | United Technologies Corporation | Trailing edge cooling apparatus for a gas turbine airfoil |
| FR2782118B1 (fr) * | 1998-08-05 | 2000-09-15 | Snecma | Aube de turbine refroidie a bord de fuite amenage |
| US6062817A (en) | 1998-11-06 | 2000-05-16 | General Electric Company | Apparatus and methods for cooling slot step elimination |
| US6095750A (en) | 1998-12-21 | 2000-08-01 | General Electric Company | Turbine nozzle assembly |
| US6126400A (en) | 1999-02-01 | 2000-10-03 | General Electric Company | Thermal barrier coating wrap for turbine airfoil |
| US6183192B1 (en) | 1999-03-22 | 2001-02-06 | General Electric Company | Durable turbine nozzle |
-
2001
- 2001-12-12 US US10/015,313 patent/US6612811B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-12-10 EP EP02258505A patent/EP1321628B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-12-10 DE DE60221628T patent/DE60221628T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-12-11 JP JP2002358882A patent/JP4374184B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005201273A (ja) * | 2004-01-14 | 2005-07-28 | Snecma Moteurs | タービンブレードの冷却空気排出スロットに対する改善 |
| JP4619135B2 (ja) * | 2004-01-14 | 2011-01-26 | スネクマ | タービンブレードの冷却空気排出スロットに対する改善 |
| JP2006283762A (ja) * | 2005-04-01 | 2006-10-19 | General Electric Co <Ge> | テーパ形状の後縁部ランドを有するタービンエーロフォイル |
| JP2006283763A (ja) * | 2005-04-01 | 2006-10-19 | General Electric Co <Ge> | タービン用のエーロフォイル |
| JP2008163942A (ja) * | 2006-12-26 | 2008-07-17 | General Electric Co <Ge> | 後縁スロット流量を減少させた翼形及び翼形の製造方法 |
| JP2015516538A (ja) * | 2012-05-09 | 2015-06-11 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービン翼後縁冷却孔のプラグおよびスロット |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4374184B2 (ja) | 2009-12-02 |
| EP1321628A3 (en) | 2004-05-26 |
| EP1321628A2 (en) | 2003-06-25 |
| DE60221628D1 (de) | 2007-09-20 |
| EP1321628B1 (en) | 2007-08-08 |
| US20030108423A1 (en) | 2003-06-12 |
| US6612811B2 (en) | 2003-09-02 |
| DE60221628T2 (de) | 2008-05-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2003201805A (ja) | ガスタービンエンジンのタービンノズル用の翼形部及びその製作方法 | |
| JP7455074B2 (ja) | 多空洞タービン翼用のセラミック中子 | |
| JP4183996B2 (ja) | 選択された段差付きタービンノズル | |
| EP1176284B1 (en) | Brazeless fillet turbine nozzle | |
| EP2071126B1 (en) | Turbine blades and methods of manufacturing | |
| JP4785507B2 (ja) | ブルノーズ段部付きタービンノズル | |
| US11808175B2 (en) | Gas turbine engine airfoils having multimodal thickness distributions | |
| US4422229A (en) | Method of making an airfoil member for a gas turbine engine | |
| US7841083B2 (en) | Method of manufacturing a turbomachine component that includes cooling air discharge orifices | |
| JP4482273B2 (ja) | ガスタービンノズルを冷却する方法及び装置 | |
| US6382908B1 (en) | Nozzle fillet backside cooling | |
| US11220918B2 (en) | Gas turbine component with cooling aperture having shaped inlet and method of forming the same | |
| JP2000199402A (ja) | 先端を切断した面取り部を持つタ―ビン動翼 | |
| US10024181B2 (en) | Casting of thin wall hollow airfoil sections | |
| JP2003106101A (ja) | ガスタービンエンジン用のタービン翼形部 | |
| JP7467416B2 (ja) | タービン翼形部のためのハイブリッド楕円－円形後縁 | |
| JP7317944B2 (ja) | ガスタービンエンジンの高温ガス経路構成部品を形成する方法 | |
| US20200378277A1 (en) | Turbine blade with dust tolerant cooling system | |
| EP1167694A2 (en) | Cooled nozzle vane | |
| US20180214935A1 (en) | Ceramic Core for an Investment Casting Process |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20051205 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20080527 |
|
| A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20080826 |
|
| A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20080829 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20081126 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090331 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20090629 |
|
| RD02 | Notification of acceptance of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7422 Effective date: 20090629 |
|
| RD04 | Notification of resignation of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424 Effective date: 20090629 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20090811 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20090907 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120911 Year of fee payment: 3 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130911 Year of fee payment: 4 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |