JP2003513189A - プラギングを必要としない開口部を備える鋳造エアフォイル構造体 - Google Patents

プラギングを必要としない開口部を備える鋳造エアフォイル構造体

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JP2003513189A JP2001533291A JP2001533291A JP2003513189A JP 2003513189 A JP2003513189 A JP 2003513189A JP 2001533291 A JP2001533291 A JP 2001533291A JP 2001533291 A JP2001533291 A JP 2001533291A JP 2003513189 A JP2003513189 A JP 2003513189A
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パップル，ミカエル
アブデル−メッセ，ミカエル
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Abstract

(57)【要約】 冷却されるガスタービンエンジンエアフォイルは、エアフォイルの鋳造時に使用された鋳造コアの支持部材によって残された充填されていない開口部から離れるように、冷却流体の方向を変える流れデフレクタ構造体を含む。この流れデフレクタ構造体を設けることにより、コアの支持部を有利に大きくすることができ、これによりエアフォイルの製造がより容易になる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジンに適したエアフォイル構造体の製造に関し、
特に、プラギングを必要としない開口部を備える新規な中空エアフォイル鋳造構
造体に関する。
【０００２】
【背景技術】
ガスタービンブレードやベーンなどのガスタービンエンジン用のエアフォイル
は、冷却空気を循環させることができる冷却流路を画成する内部キャビティを備
え得る。これらのエアフォイルは、冷却することによってエアフォイル金属の融
点よりも高温のエンジン環境で使用可能となる。
【０００３】 一般に、内部流路は、中実のセラミックコアを用いて鋳造によって形成され、
このセラミックコアは、溶解技術などの周知の技術によって後で取り除かれる。
【０００４】 コアは、中空のエアフォイルの内側面と先端部キャビティを形成し、鋳型シェ
ルは、エアフォイルの外側面を形成する。鋳造工程では、コアとシェル鋳型との
間が溶融金属によって満たされる。この溶融金属が凝固した後、鋳型シェルとコ
アが取り除かれ、中空の金属構造体が残る。
【０００５】 先端部キャビティを形成するコアの領域は、先端支持部によってコア本体に接
続されている。これらの先端支持部が、後に金属製エアフォイルの先端開口部を
形成する。
【０００６】 鋳造製品の寸法的な精度を確実に得るためには、鋳型シェルに対して鋳造コア
を正確に配置かつ支持する必要がある。コアは、後に固定部を通る流路、後縁出
口スロット、および先端部キャビティを形成するコアの領域によってシェル鋳型
内に保持される。コアは、これらの端部においてしっかりと保持されている。コ
アの周囲に溶融金属を注ぐ鋳造工程では、コアに大きな力が加わって先端支持部
が破断するおそれがある。
【０００７】 各エアフォイルの製造コストを低減するためには、鋳造工程において破断しな
いように先端支持部を充分に大きくする必要がある。また、ガスタービンエンジ
ンの全体的な性能を維持するために、エアフォイル先端開口部から流出する冷却
空気量を最小化する必要もある。
【０００８】 比較的大きい先端開口部を鋳造してから、溶接、ろう付け、または同様の処理
を用いてこれらの開口部を塞ぐことができるが、この追加処理に関連して追加の
コストが生じる。
【０００９】 従って、先端開口部のプラギングを必要とせずに、鋳造工程におけるコアの強
度を向上させるガスタービンエンジン用の新しい内部構造体が求められている。
【００１０】
【発明の開示】
従って、本発明の目的は、ガスタービンエンジンに適したエアフォイルの製造
に使用される鋳造コアの強度を向上させることである。
【００１１】 本発明の他の目的は、ガスタービンエンジン用のエアフォイルの製造を容易に
することである。
【００１２】 本発明のまた他の目的は、エアフォイル用の新しくかつ改善された鋳造コアを
提供することである。
【００１３】 本発明のさらに他の目的は、鋳造工程において比較的大きいコア支持部材を使
用可能とすると同時に、鋳造エアフォイルがガスタービンエンジン内に組み付け
られたときに、結果的に形成される開口部を通る冷却流体の性質を制限する新し
い内部設計を有する鋳造エアフォイルを提供することである。
【００１４】 従って、本発明では、ガスタービンエンジン用の冷却されるエアフォイルが提
供され、このエアフォイルは、エアフォイルを対流冷却するようにエアフォイル
を通って冷却流体を通過させる内部冷却流路を画成する本体と、エアフォイルの
鋳造時に使用された鋳造コアの支持部材によって残された少なくとも１つの開口
部と、を備える。この開口部は、本体を貫通するとともに内部冷却流路と流体的
に連通している。少なくとも１つの流れデフレクタが、所望の量の冷却流体を開
口部から離れるように導くために本体の内部に設けられている。
【００１５】 本発明の主な形態では、さらに、中空のガスタービンエンジンエアフォイルの
製造に使用可能な鋳造コアが提供されており、この鋳造コアは、エアフォイルを
対流冷却するために冷却流体を循環させる少なくとも１つの内部冷却流路を含む
エアフォイルの内部形状を形成することができるように設けられた主要部分と、
この主要部分に設けられ、かつエアフォイルを貫通する開口部を結果的に形成す
る少なくとも１つの支持点と、を備える。エアフォイルの主要部分は、エアフォ
イルの使用時に選択された量の冷却流を開口部から離れるように導く流れデフレ
クタ構造体を内部冷却流路内に提供する流れデフレクタ鋳造手段を備える。
【００１６】
【発明を実施するための最良の形態】
図１を参照すると、鋳造によって製造されたガスタービンエンジンブレード１
０が示されている。当該技術において周知であるように、鋳造は、溶融金属をコ
ア１４の周囲で（図３にその一部が示されている）鋳型１２内に注ぐことによっ
て行われる。このコア１４は、複数のピンすなわち支持部１６によって鋳型１２
内の定位置に支持されており、これらの支持部１６は、コア１４の本体から鋳型
１２まで延在しているか（図４参照）、またはコア１４の本体から先端部キャビ
ティ１７を形成するコア部分まで延在している（図３参照）。鋳型１２の形状は
、ブレード１０の外側面の全体形状を反映し、コア１４の形状は、ブレード１０
の内部構造体形状を反映する。実際には、コア１４は、エアフォイル１０の内部
構造体の逆の形状を有する。鋳造後、コア１４は、適切なコア除去技術によって
取り除かれ、鋳造ブレード１０内にコア形状の中空内部キャビティが残る。
【００１７】 図１に示すように、鋳造ブレード１０は、より詳細には根部１８、プラットフ
ォーム部２０、およびエアフォイル部２２を含む。根部１８は、従来のタービン
ロータディスク（図示省略）に取付可能に設けられている。プラットフォーム部
２０は、ガスタービンエンジンの燃焼器（図示省略）から流出する燃焼生成物が
流れる流路（図示省略）の最も径方向内側の壁を画成する。
【００１８】 エアフォイル部２２は、プラットフォーム部２０から離れる方向で長手方向に
延在する正圧側壁２４と負圧側壁２６を備える。これらの正圧側壁２４および負
圧側壁２６は、長手方向の前縁２８と長手方向の後縁３０と横方向の先端壁３２
で接合される。図１に一部が示されている従来の内部冷却流路３４は、正圧側壁
２４と負圧側壁２６との間で前縁２８から後縁３０へと蛇行して延びている。内
部冷却流路３４の種々の部分は、正圧側壁２４と負圧側壁２６の間に延在する壁
３６などの複数の長手方向の隔壁によって一部分区切られている。当該技術で周
知の方法によって、コンプレッサ抽気などの冷却流体が、ブレード１０の根部１
８を通って延びる供給流路（図示省略）を介して流路３４に導かれる。冷却流体
は、内部冷却流路３４を通って蛇行して流れて、ブレード１０の後縁領域に画成
された排出ポート３８から部分的に排出されるまでブレード１０を冷却する。ブ
レード１０から冷却流体への熱伝達を促進するように、複数のトリップストリッ
プ３５が、正圧側壁２４および負圧側壁２６のそれぞれの内側面に一般に設けら
れている。
【００１９】 図１に示すように、内部冷却流路３４は、後縁冷却流路部４０を含み、この流
路部４０では、ブレード１０から冷却流体への熱伝達を促進するように、複数の
離間された円筒形のペデスタル４２が、ブレード１０の正圧側壁２４から負圧側
壁２６まで延在している。ブレード１０の先端壁３２の近傍の排出ポート３８は
、一連のスロットの形態で設けられており、これらのスロットは、後縁冷却流路
部４０の長手方向軸に対して傾斜して配置された隔壁４４によって分離されてい
る。これらの隔壁４４は、正圧側壁２４から負圧側壁２６まで延在する。
【００２０】 ブレード１０の鋳造時にコア１４を支持するために使用された支持部１６の１
つによって残された開口部４６は、後縁３０に近接して先端壁３２を貫通してい
る。従来のガスタービンブレードでなされているように、この開口部４６を充填
すなわちプラギングする代わりに、流れの向きを矢印４９で示すように長手方向
から排出ポート３８に向かって横方向へと滑らかに変えるために、新規な流れデ
フレクタ構造体４８が後縁冷却流路部４０内に設けられている。
【００２１】 図示の実施例では、流れデフレクタ構造体４８は、ハーフペデスタル５０と、
所望の量の冷却流体を排出ポート３８に向かってそらせるように、開口部４６の
上流に連続して配置された一対の湾曲ベーンすなわち湾曲壁５２と、を含む。例
えば、排出ポート３８を通して流れの８０％を排出し、流れの２０％だけが開口
部４６を通して流れるようにしてもよい。開口部４６を通して流れる冷却空気の
量は、ガスタービンエンジンの全体的な性能を維持するためにできる限り低く保
つ必要がある。
【００２２】 図１に示すように、ハーフペデスタル５０は、正圧側壁２４と負圧側壁２６と
の間で隔壁３６から延在することができる。湾曲ベーン５２は、正圧側壁２４か
ら負圧側壁２６まで延在する。ハーフペデスタル５０と湾曲ベーン５２は、曲線
に沿って配置されており、協同して冷却流体の流れを排出ポート３８に向かって
導く。ハーフペデスタル５０は、隔壁３６に沿って流れる冷却流体を、隔壁３６
から分離させる。湾曲ベーン５２は、開口部４６から離れて排出ポート３８に向
かうように所望の量の冷却流体を続けて案内する。
【００２３】 ハーフペデスタル５０と湾曲ベーン５２は、均一もしくは不均一な寸法とする
ことができる。例えば、湾曲ベーン５２は、変化する幅（ｗ）を有してもよい。
【００２４】 排出ポート３８に向かって所望の量の冷却流体を適切に導くことができれば、
他の適した流れデフレクタ構造体を設けることもできる。例えば、湾曲ベーン５
２は、開口部４６の前方に適切に配置された直線状のベーンに置き換えることが
できる。さらに、ハーフペデスタル５０と湾曲ベーン５２は、必ずしも正圧側壁
２４から負圧側壁２６まで延在する必要がなく、正圧側壁２４または負圧側壁２
６の一方から離間されていてもよい。
【００２５】 また、流れデフレクタ構造体は、支持部１６によって残された各開口部に対し
て設けることができる。例えば、図１，図２に示している先端壁３２の前方部分
を貫通する第２の開口部５４を通って流れる冷却流体の量を制御するために、ブ
レード１０内に第２の流れデフレクタ構造体を設けることができる。
【００２６】 上述の流れデフレクタ構造体を使用する１つの利点は、鋳型シェル１２内でコ
ア１４の本体を支持するか（図４参照）、または先端部キャビティ１７を形成す
るコア部分でコア１４の本体を支持する（図３参照）ために、比較的大きな支持
部１６を使用することができ、これにより、鋳造ブレード１０の内部構造体の形
状および寸法を精密でかつ正確に設けることができる点である。さらに、内部の
流れデフレクタ構造体を設けることによって、支持部１６によって残された開口
部を充填する必要性がなくなり、ブレード１０の製造コストの低減に寄与する。
【００２７】 図３に示すように、コア１４の形状は、鋳造ブレード１０の内部形状を決定す
る。コア１４は、横方向に離間された一連のフィンガ５６，５８，６０によって
構成され、これらのフィンガは、結果的に形成される内部冷却流路３４の蛇行し
た性質を反映して、蛇行するように接続されている。正圧側壁２４と負圧側壁２
６の内側面を形成するコア１４は、（図１で参照符号３５によって示した）トリ
ップストリップが内部に形成される複数の溝６１を画成する。ペデスタルの形成
を可能とする複数の孔６２もコア１４を貫通して画成されている。一対の離間さ
れた湾曲スロット６４が、コア１４の後方先端支持点の前方において、コア１４
の後方先端部を貫通して画成されており、最終製品に湾曲ベーン５２を提供する
。最後に、細長い溝６６がフィンガ６０の周辺部に画成されており、鋳造ブレー
ド１０にハーフペデスタル５０を形成する。コア１４は、セラミックまたはその
他の適切な材料で形成することができる。
【００２８】 上述の発明は、ガスタービンブレードおよびそのコアの製造に限定されるもの
ではない。例えば、ガスタービンベーンなどにも適用できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の第１の実施例に係る中空のガスタービンブレードの長手方向における
一部切り欠き断面図である。
【図２】 図１の中空のガスタービンブレードの端面図である。
【図３】 鋳型内で定位置に支持された鋳造コアの概略的な平面図である。
【図４】 本発明の他の実施例に係る鋳型内で定位置に支持された鋳造コアの概略的な平
面図である。
【手続補正書】特許協力条約第３４条補正の翻訳文提出書
【提出日】平成１３年１１月１９日（２００１．１１．１９）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００２
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００２】
【背景技術】 １９８４年１０月３日に発行されたヨーロッパ特許公報第００３４ ９６１号 、１９９８年４月１５日に発行されたヨーロッパ特許出願第ＥＰ ０ ８３５ ９８５号、１９８４年６月２４日にカブィリアに付与された米国特許第４，４５ ６，４２８号、１９９５年１１月１４日にモントナ等に付与された米国特許第５ ，４６５，７８０号、１９９５年１０月３１日にホフ等に付与された米国特許第 ５，４６２，４０５号、および１９８４年３月６日にウィルグースに付与された 米国特許第４，４３４，８３５号などに例示された ガスタービンブレードやベー
ンなどのガスタービンエンジン用のエアフォイルは、冷却空気を循環させること
ができる冷却流路を画成する内部キャビティを備え得る。これらのエアフォイル
は、冷却することによってエアフォイル金属の融点よりも高温のエンジン環境で
使用可能となる。上述の文献に開示された全てのエアフォイルは、エアフォイル の後縁に一般に設けられた流体排出口に導かれる前に、所定の流路に沿って冷却 空気を導くための内部流れデフレクタを含んでいる。
【手続補正３】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１３
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００１３】 本発明のさらに他の目的は、鋳造工程において比較的大きいコア支持部材を使
用可能とすると同時に、鋳造エアフォイルがガスタービンエンジン内に組み付け
られたときに、結果的に形成される開口部を通る冷却流体の量を制限する新しい
内部設計を有する鋳造エアフォイルを提供することである。
【手続補正４】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１５
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００１５】 本発明の主な形態では、さらに、中空のガスタービンエンジンエアフォイルの
製造に使用可能な鋳造コアが提供されており、この鋳造コアは、エアフォイルを
対流冷却するために冷却流体を循環させる少なくとも１つの内部冷却流路を含む
エアフォイルの内部形状を形成することができるように設けられた主要部分と、
この主要部分に設けられ、かつエアフォイルを貫通する開口部を結果的に形成す
る少なくとも１つの支持点と、を備える。コアの主要部分は、エアフォイルの使
用時に選択された量の冷却流を開口部から離れるように導く流れデフレクタ構造
体を内部冷却流路内に提供する流れデフレクタ鋳造手段を備える。
【手続補正５】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００２６
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００２６】 上述の流れデフレクタ構造体を使用する１つの利点は、鋳型シェル１２内でコ
ア１４の本体を支持するために（図４参照）比較的大きな支持部１６を使用する
ことができ、これにより、鋳造ブレード１０の内部構造体の形状および寸法を精
密でかつ正確に設けることができる点である。さらに、内部の流れデフレクタ構
造体を設けることによって、支持部１６によって残された開口部を充填する必要
性がなくなり、ブレード１０の製造コストの低減に寄与する。
【手続補正６】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００２７
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００２７】 図３に示すように、コア１４の形状は、鋳造ブレード１０の内部形状を決定す
る。コア１４は、横方向に離間された一連のフィンガ５６，５８，６０によって
構成され、これらのフィンガは、結果的に形成される内部冷却流路３４の蛇行し
た性質を反映して、蛇行するように接続されている。正圧側壁２４と負圧側壁２
６の内側面を形成するコア１４は、（図１で参照符号３５によって示した）トリ
ップストリップが内部に形成される複数の溝６１を画成する。ペデスタルの形成
を可能とする複数の孔６２もコア１４を貫通して画成されている。一対の離間さ
れた湾曲スロット６４が、コア１４の後方先端支持点の前方において、コア１４
の後方先端部を貫通して画成されており、最終製品に湾曲ベーン５２を提供する
。最後に、細長い溝６６が、フィンガ６０の周辺部に画成されているとともにこ のフィンガ６０に対して垂直に延在しており、 鋳造ブレード１０にハーフペデス
タル５０を形成する。コア１４は、セラミックまたはその他の適切な材料で形成
することができる。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ティボット，イアン イギリス，スタッフォードシャー，リッチ フィールド，ゲイブル クロフィット ボ レイ パーク ７ Ｆターム(参考） 3G002 CA06 CA07 CA15 CB00

Claims (15)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 エアフォイルを対流冷却するように、このエアフォイルを通し
    て冷却流体を通過させるための内部冷却流路を画成する本体と、前記エアフォイ
    ルの鋳造時に鋳造コアの支持部材によって残された少なくとも１つの開口部と、
    を備え、前記開口部は、前記本体を貫通するとともに前記内部冷却流路と流体的
    に連通しており、さらに、前記本体内に設けられるとともに前記開口部から離れ
    るように所望の量の冷却流体をそらせる少なくとも１つの流れデフレクタを備え
    ていることを特徴とするガスタービンエンジン用の冷却されるエアフォイル。
  2. 【請求項２】 前記本体は、横方向の先端部まで延在する長手方向の前縁およ
    び後縁を有し、前記開口部は、前記後縁に近接して前記先端部を貫通して画成さ
    れていることを特徴とする請求項１記載の冷却されるエアフォイル。
  3. 【請求項３】 前記エアフォイルから冷却流体が流出可能となるように複数の
    排出ポートが前記後縁を貫通して画成されており、前記少なくとも１つの流れデ
    フレクタは、前記排出ポートに向かって冷却流体を案内するように配置されてい
    ることを特徴とする請求項２記載の冷却されるエアフォイル。
  4. 【請求項４】 前記内部冷却流路は、後縁冷却流路部を含み、前記少なくとも
    １つの流れデフレクタは、前記後縁冷却流路部内に配置されていることを特徴と
    する請求項３記載の冷却されるエアフォイル。
  5. 【請求項５】 前記少なくとも１つの流れデフレクタは、一連の離間されたデ
    フレクタを含むことを特徴とする請求項４記載の冷却されるエアフォイル。
  6. 【請求項６】 前記離間されたデフレクタの少なくとも幾つかは湾曲している
    ことを特徴とする請求項５記載の冷却されるエアフォイル。
  7. 【請求項７】 前記離間された流れデフレクタは、前記本体の第１の壁からこ
    れに対向する前記本体の第２の壁までそれぞれ延在していることを特徴とする請
    求項５記載の冷却されるエアフォイル。
  8. 【請求項８】 前記離間されたデフレクタは、ペデスタル、ハーフペデスタル
    、湾曲したベーン、および直線状のベーンからなる群から選択されることを特徴
    とする請求項７記載の冷却されるエアフォイル。
  9. 【請求項９】 冷却流体の約２０％が前記開口部を通って流れることを特徴と
    する請求項１記載の冷却されるエアフォイル。
  10. 【請求項１０】 前記少なくとも１つの流れデフレクタは、曲線に沿って配置
    された一連の離間されたデフレクタを含むことを特徴とする請求項１記載の冷却
    されるエアフォイル。
  11. 【請求項１１】 中空のガスタービンエンジンエアフォイルの製造に使用され
    る鋳造コアであって、前記エアフォイルを対流冷却するように冷却流体を循環さ
    せることができる少なくとも１つの内部冷却流路を有するエアフォイルの内部形
    状を形成するために使用可能に設けられた主要部分と、前記主要部分に設けられ
    た少なくとも１つの支持点と、を備えており、前記支持点によって前記エアフォ
    イルを貫通する開口部が形成され、前記主要エアフォイル部分には、前記エアフ
    ォイルの使用時に冷却流の選択された量が前記開口部から離れる方向で導かれる
    ように、前記内部冷却流路内に流れデフレクタ構造体を提供するための流れデフ
    レクタ鋳造手段が設けられていることを特徴とする鋳造コア。
  12. 【請求項１２】 前記流れデフレクタ鋳造手段は、前記支持点に近接して前記
    主要部分を貫通する複数のスロット状の孔を含むことを特徴とする請求項１２記
    載の鋳造コア。
  13. 【請求項１３】 前記流れデフレクタ鋳造手段は、さらに、前記スロット状の
    孔の長手方向軸に対して平行な長手方向軸を有する細長い周辺溝を含むことを特
    徴とする請求項１２記載の鋳造コア。
  14. 【請求項１４】 前記スロット状の孔と前記細長い周辺溝とは、曲線に沿って
    配置されていることを特徴とする請求項１３記載の鋳造コア。
  15. 【請求項１５】 前記スロット状の孔は、湾曲していることを特徴とする請求
    項１２記載の鋳造コア。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005180439A (ja) * 2003-12-16 2005-07-07 General Electric Co <Ge> タービンブレードの振動数調整式ピンバンク
JP2013096408A (ja) * 2011-10-31 2013-05-20 General Electric Co <Ge> 翼形部及びそれを製造する方法
JP2015031284A (ja) * 2013-07-31 2015-02-16 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ セクションピンを備えるタービンブレード

Families Citing this family (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6557349B1 (en) * 2000-04-17 2003-05-06 General Electric Company Method and apparatus for increasing heat transfer from combustors
WO2003054356A1 (de) * 2001-12-10 2003-07-03 Alstom Technology Ltd Thermisch belastetes bauteil
US7014424B2 (en) * 2003-04-08 2006-03-21 United Technologies Corporation Turbine element
US20050006047A1 (en) * 2003-07-10 2005-01-13 General Electric Company Investment casting method and cores and dies used therein
FR2858352B1 (fr) * 2003-08-01 2006-01-20 Snecma Moteurs Circuit de refroidissement pour aube de turbine
US6939107B2 (en) * 2003-11-19 2005-09-06 United Technologies Corporation Spanwisely variable density pedestal array
US7175386B2 (en) * 2003-12-17 2007-02-13 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals
US7021893B2 (en) * 2004-01-09 2006-04-04 United Technologies Corporation Fanned trailing edge teardrop array
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
GB0523469D0 (en) * 2005-11-18 2005-12-28 Rolls Royce Plc Blades for gas turbine engines
US20080005903A1 (en) * 2006-07-05 2008-01-10 United Technologies Corporation External datum system and film hole positioning using core locating holes
US7607891B2 (en) * 2006-10-23 2009-10-27 United Technologies Corporation Turbine component with tip flagged pedestal cooling
US7641445B1 (en) * 2006-12-01 2010-01-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Large tapered rotor blade with near wall cooling
US20090003987A1 (en) * 2006-12-21 2009-01-01 Jack Raul Zausner Airfoil with improved cooling slot arrangement
US7806659B1 (en) * 2007-07-10 2010-10-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with trailing edge bleed slot arrangement
SG155778A1 (en) * 2008-03-10 2009-10-29 Turbine Overhaul Services Pte Method for diffusion bonding metallic components with nanoparticle foil
EP2143883A1 (de) * 2008-07-10 2010-01-13 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel und entsprechender Gusskern
US8113784B2 (en) * 2009-03-20 2012-02-14 Hamilton Sundstrand Corporation Coolable airfoil attachment section
US20130052036A1 (en) * 2011-08-30 2013-02-28 General Electric Company Pin-fin array
US9759072B2 (en) * 2012-08-30 2017-09-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling circuit arrangement
US20140219813A1 (en) * 2012-09-14 2014-08-07 Rafael A. Perez Gas turbine engine serpentine cooling passage
US10006295B2 (en) 2013-05-24 2018-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having trip strips
US9551229B2 (en) 2013-12-26 2017-01-24 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil with an internal cooling system having trip strips with reduced pressure drop
US9273558B2 (en) * 2014-01-21 2016-03-01 Siemens Energy, Inc. Saw teeth turbulator for turbine airfoil cooling passage
EP2907974B1 (en) 2014-02-12 2020-10-07 United Technologies Corporation Component and corresponding gas turbine engine
US10329916B2 (en) * 2014-05-01 2019-06-25 United Technologies Corporation Splayed tip features for gas turbine engine airfoil
US10385699B2 (en) * 2015-02-26 2019-08-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling configuration with pressure gradient separators
FR3037972B1 (fr) * 2015-06-29 2017-07-21 Snecma Procede simplifiant le noyau utilise pour la fabrication d'une aube de turbomachine
US10208605B2 (en) 2015-10-15 2019-02-19 General Electric Company Turbine blade
US10443398B2 (en) * 2015-10-15 2019-10-15 General Electric Company Turbine blade
US10370978B2 (en) 2015-10-15 2019-08-06 General Electric Company Turbine blade
US10174620B2 (en) 2015-10-15 2019-01-08 General Electric Company Turbine blade
US9909427B2 (en) * 2015-12-22 2018-03-06 General Electric Company Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
US9938836B2 (en) * 2015-12-22 2018-04-10 General Electric Company Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
GB201701365D0 (en) * 2017-01-27 2017-03-15 Rolls Royce Plc A ceramic core for an investment casting process
US11002138B2 (en) * 2017-12-13 2021-05-11 Solar Turbines Incorporated Turbine blade cooling system with lower turning vane bank
US10975704B2 (en) 2018-02-19 2021-04-13 General Electric Company Engine component with cooling hole
US10563519B2 (en) 2018-02-19 2020-02-18 General Electric Company Engine component with cooling hole
KR102161765B1 (ko) * 2019-02-22 2020-10-05 두산중공업 주식회사 터빈용 에어포일, 이를 포함하는 터빈
US11041395B2 (en) * 2019-06-26 2021-06-22 Raytheon Technologies Corporation Airfoils and core assemblies for gas turbine engines and methods of manufacture
US11053803B2 (en) 2019-06-26 2021-07-06 Raytheon Technologies Corporation Airfoils and core assemblies for gas turbine engines and methods of manufacture
DE102019125779B4 (de) * 2019-09-25 2024-03-21 Man Energy Solutions Se Schaufel einer Strömungsmaschine

Family Cites Families (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2566928A (en) 1947-12-10 1951-09-04 Allied Chem & Dye Corp Heat exchange apparatus
US3527543A (en) 1965-08-26 1970-09-08 Gen Electric Cooling of structural members particularly for gas turbine engines
US3528751A (en) 1966-02-26 1970-09-15 Gen Electric Cooled vane structure for high temperature turbine
US3533711A (en) 1966-02-26 1970-10-13 Gen Electric Cooled vane structure for high temperature turbines
US3706508A (en) 1971-04-16 1972-12-19 Sean Lingwood Transpiration cooled turbine blade with metered coolant flow
GB1355558A (en) 1971-07-02 1974-06-05 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
GB1381481A (en) 1971-08-26 1975-01-22 Rolls Royce Aerofoil-shaped blades
GB1410014A (en) 1971-12-14 1975-10-15 Rolls Royce Gas turbine engine blade
ZA745190B (en) 1973-11-16 1975-08-27 United Aircraft Corp Mold and process for casting high temperature alloys
US3982851A (en) * 1975-09-02 1976-09-28 General Electric Company Tip cap apparatus
US4073599A (en) * 1976-08-26 1978-02-14 Westinghouse Electric Corporation Hollow turbine blade tip closure
US4180373A (en) 1977-12-28 1979-12-25 United Technologies Corporation Turbine blade
US4278400A (en) * 1978-09-05 1981-07-14 United Technologies Corporation Coolable rotor blade
US4638628A (en) 1978-10-26 1987-01-27 Rice Ivan G Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine
FR2468727A1 (fr) 1979-10-26 1981-05-08 Snecma Perfectionnement aux aubes de turbine refroidies
US4416585A (en) 1980-01-17 1983-11-22 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Blade cooling for gas turbine engine
FR2476207A1 (fr) 1980-02-19 1981-08-21 Snecma Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies
GB2078596A (en) 1980-06-19 1982-01-13 Rolls Royce Method of Making a Blade
GB2096523B (en) 1981-03-25 1986-04-09 Rolls Royce Method of making a blade aerofoil for a gas turbine
US4474532A (en) 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4515526A (en) 1981-12-28 1985-05-07 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
US4514144A (en) 1983-06-20 1985-04-30 General Electric Company Angled turbulence promoter
JPS611804A (ja) 1984-06-12 1986-01-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 冷却式タ−ビン翼
GB2165315B (en) * 1984-10-04 1987-12-31 Rolls Royce Improvements in or relating to hollow fluid cooled turbine blades
US4770608A (en) 1985-12-23 1988-09-13 United Technologies Corporation Film cooled vanes and turbines
JPS62271902A (ja) 1986-01-20 1987-11-26 Hitachi Ltd ガスタ−ビン冷却翼
US5052889A (en) 1990-05-17 1991-10-01 Pratt & Whintey Canada Offset ribs for heat transfer surface
US5326224A (en) 1991-03-01 1994-07-05 General Electric Company Cooling hole arrangements in jet engine components exposed to hot gas flow
FR2689176B1 (fr) 1992-03-25 1995-07-13 Snecma Aube refrigeree de turbo-machine.
WO1994012768A2 (en) 1992-11-24 1994-06-09 United Technologies Corporation Coolable airfoil structure
US5486093A (en) 1993-09-08 1996-01-23 United Technologies Corporation Leading edge cooling of turbine airfoils
US5465780A (en) 1993-11-23 1995-11-14 Alliedsignal Inc. Laser machining of ceramic cores
US5842829A (en) 1996-09-26 1998-12-01 General Electric Co. Cooling circuits for trailing edge cavities in airfoils

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005180439A (ja) * 2003-12-16 2005-07-07 General Electric Co <Ge> タービンブレードの振動数調整式ピンバンク
JP2013096408A (ja) * 2011-10-31 2013-05-20 General Electric Co <Ge> 翼形部及びそれを製造する方法
JP2015031284A (ja) * 2013-07-31 2015-02-16 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ セクションピンを備えるタービンブレード

Also Published As

Publication number Publication date
EP1222366A1 (en) 2002-07-17
CA2383961C (en) 2007-12-18
WO2001031171A1 (en) 2001-05-03
US6257831B1 (en) 2001-07-10
DE60017166T2 (de) 2005-05-25
CA2383961A1 (en) 2001-05-03
CZ20021393A3 (cs) 2002-10-16
EP1222366B1 (en) 2004-12-29
DE60017166D1 (de) 2005-02-03
CZ298005B6 (cs) 2007-05-23

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