JP2008002464A - タービンエンジン構成部品 - Google Patents
タービンエンジン構成部品 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2008002464A JP2008002464A JP2007160904A JP2007160904A JP2008002464A JP 2008002464 A JP2008002464 A JP 2008002464A JP 2007160904 A JP2007160904 A JP 2007160904A JP 2007160904 A JP2007160904 A JP 2007160904A JP 2008002464 A JP2008002464 A JP 2008002464A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- trip
- turbine engine
- engine component
- leading edge
- trip strip
- 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.)
- Pending
Links
Images
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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
【課題】タービンエンジン構成部品のエアフォイル部の前縁の冷却を改良する。
【解決手段】タービンエンジン構成部品は、前縁(30)と、負圧側(46)と、正圧側(42)とを有するエアフォイル部と、前縁(30)を冷却する冷却流体が流れる半径方向流前縁キャビティ(34)と、を有する。このタービンエンジン構成部品は、前縁キャビティ(34)のノーズ部(36)と衝突する渦(49)を前縁キャビティ(34)に生成するトリップストリップ(40,44)が互い違いに配置された構造をさらに有する。
【選択図】図2
【解決手段】タービンエンジン構成部品は、前縁(30)と、負圧側(46)と、正圧側(42)とを有するエアフォイル部と、前縁(30)を冷却する冷却流体が流れる半径方向流前縁キャビティ(34)と、を有する。このタービンエンジン構成部品は、前縁キャビティ(34)のノーズ部(36)と衝突する渦(49)を前縁キャビティ(34)に生成するトリップストリップ(40,44)が互い違いに配置された構造をさらに有する。
【選択図】図2
Description
本発明は、タービンエンジン構成部品のエアフォイル部の前縁の冷却を、互い違いに配置されると共に前縁キャビティのノーズ部に巻き付けられたトリップストリップを用いて、改良することに関する。
いくつかのタービンエンジン構成部品、例えば、ブレードおよびベーンは、それらが用いられる厳しい環境のせいで、冷却される。これまで、種々の異なる冷却技術が、用いられてきた。このような方式の1つが、図1に示されている。この図には、タービンエンジン構成部品12のエアフォイル部10が示されている。図から分かるように、前縁領域の冷却を達成するために、半径方向流前縁キャビティ14が用いられている。
このような冷却方式にもかかわらず、タービンエンジン構成部品のエアフォイル部の前縁の冷却を改良することが必要とされている。
従って、本発明の目的は、タービンエンジン構成部品のエアフォイル部の前縁の冷却を改良することにある。
本発明によれば、タービンエンジン構成部品は、一般的に、前縁と、負圧側と、正圧側とを有するエアフォイル部と、前縁を冷却する冷却流体が流れる半径方向流前縁キャビティと、前縁キャビティのノーズ部と衝突する渦を前縁キャビティ内に生成させる手段と、を備える。この渦生成手段は、前縁キャビティのノーズ部に巻き付く第1の組のトリップストリップと、第2の組のトリップストリップとを備える。第1の組のトリップストリップは、第2の組のトリップストリップに対して互い違いに配置される。
本発明による互い違いに配置されたトリップストリップを用いる前縁の冷却に関する他の詳細、ならびにこの前縁の冷却に付随する他の目的および利点を、以下の最良の形態および添付の図面によって説明する。なお、添付の図面において、同様の参照番号は、同様の要素を指すものとする。
図面を参照すると、図2には、タービンエンジン構成部品のエアフォイル部32の前縁30が示されている。この図から分かるように、前縁30は、エンジン抽気のような冷却流体が半径方向に流れる前縁キャビティ34を有する。前縁30は、ノーズ部36および外部よどみ領域38も有する。
前縁、特に、前縁の外部よどみ領域38に隣接するエアフォイル部32のノーズ部36の充分な冷却をもたらすために、トリップストリップの配置が望ましいことが見出されている。以下に述べるトリップストリップの配置構造は、エアフォイル部32の前縁30に高伝熱をもたらす。
図2,図5および図6に示されるように、複数のトリップストリップ40が、エアフォイル部32の正圧側42に配置され、図2,図3および図6に示されるように、複数のトリップストリップ44が、エアフォイル部32の負圧側46に配置されている。図2および図6を参照すると、正圧側42のトリップストリップ40は、前縁ノーズ部36に巻き付いている。正圧側トリップストリップ40が前縁に巻き付いているので、前縁ノーズ部36の湾曲によって、トリップストリップ40は、程度の差はあれ、流れ方向48に対して垂直に配向されることになる(図6を参照)。冷却空気がこのように配向されたトリップストリップ40を通り過ぎると、この流れが乱され、大きな渦49が前縁に生じる(図7を参照)。この大きな渦によって、極めて高い伝熱係数が、前縁ノーズ部36にもたらされる。
図4および図6を参照すると、トリップストリップ40,44は、好ましくは、エアフォイル部32の負圧側46と正圧側42との間において、約1/2ピッチ離れて、互い違いに配置されていることが分かる。また、図2および図7に示されるように、トリップストリップ40とそれと隣接するトリップストリップ44との間に、間隙47が形成されている。各間隙47は、好ましくは、エアフォイル部32の分割ライン70に沿って配置される。
キャビティ34内のトリップストリップ40,44のこの配向によっても、エアフォイル部32の前縁30における伝熱が大きくなる。必要に応じて、トリップストリップ40,44は、流れ方向48に対して約45°の角度αで配向されてもよい。トリップストリップ40,44の前縁54,56が、最も高い熱負荷の領域、この場合は、前縁ノーズ部36に位置付けされている。このトリップストリップの配向によって、乱流の渦49が、キャビティ34内に生じる。冷却流体は、最初、トリップストリップの前縁54,56と衝突し、エアフォイル面から離れる。次いで、この流れは、トリップストリップの前縁54,56の下流で再び付着し、前縁キャビティ34とそれに隣接するキャビティ62との間の仕切りリブ60に向かって移動する。この流れは、仕切りリブ60に近づくと、反対側のエアフォイル壁に向かって付勢される。この流れは、正圧側壁42および負圧側壁46と直交して導かれ、キャビティ34の中心で合流する。次いで、この流れは、エアフォイル部32の前縁30に向かって戻るように付勢される。この流れの移動によって、大きな渦49が生じる。この渦49は、流れをキャビティの前縁に駆り立て、衝突噴流として作用し、これによっても、前縁ノーズ部36における伝熱を高める。
本発明のトリップストリップ構造を用いることによって、タービンエンジン構成部品の半径方向流前縁キャビティにおいて、このキャビティの前縁ノーズ部における対流伝熱の向上が達成される。
トリップストリップ構造の特定の配向によって、冷却流れは、前縁ノーズ部36と衝突し、伝熱をさらに高めることができる。トリップストリップ40,44の前縁は、前縁キャビティ34のノーズ部36の近くに配置される。
トリップストリップ40は、正圧側壁42に沿って、流れ方向48に関して角度αだけ傾斜しているが、前縁キャビティ34のノーズ部36に巻き付いているので、流れ方向48に対して垂直になり、これによって、トリップストリップ40,44によって生じる乱流の渦49を強め、その結果、伝熱係数を高める。
トリップストリップ40,44は、互いに重なってもよい。例えば、トリップストリップ40が、トリップストリップ44の下方に延びてもよいし、またはその逆に、トリップストリップ44が、トリップストリップ40の下方に延びてもよい。
トリップストリップ40がエアフォイル部の正圧側壁42に配置される例について説明したが、必要に応じて、これらのトリップストリップ40は、負圧側壁46に取り付けられてもよい。このような場合、トリップストリップ44は、正圧側壁42に取り付けられることになる。
前縁ノーズ部36から離れた個所で、互い違いに配置されると共に45°で傾斜したトリップストリップが、流れを前縁キャビティのノーズ部36と衝突させる渦を生成する。
本発明のトリップストリップ構造は、3〜25の範囲内にあるP/E比を有する。ここで、Pは、トリップストリップ間の半径方向ピッチであり、Eは、トリップストリップ高さである。さらに、ここに述べたトリップストリップ構造は、0.15〜1.50の範囲内にあるE/H比を有する。ここで、Eは、トリップストリップ高さであり、Hは、キャビティ34の高さである。
エアフォイル試験によって、本発明による互い違いに配置されたトリップストリップを用いると、外部よどみ領域と隣接するエアフォイルの前縁における伝熱係数が、約2倍向上し、エアフォイルの酸化寿命および熱機械的な疲労亀裂寿命を著しく高めることが、判明している。
Claims (18)
- 前縁と、負圧側と、正圧側とを有するエアフォイル部と、
前記前縁を冷却する冷却流体が流れる半径方向流前縁キャビティと、
前記前縁キャビティのノーズ部と衝突する渦を前記前縁キャビティ内に生成する手段と、
を備えるタービンエンジン構成部品。 - 前記渦を生成する手段が、前記前縁キャビティの前記ノーズ部に巻き付けられた複数の第1のトリップストリップを備えることを特徴とする請求項1に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第1のトリップストリップが、前記エアフォイル部の前記負圧側に取り付けられることを特徴とする請求項2に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第1のトリップストリップが、前記エアフォイル部の前記正圧側に取り付けられることを特徴とする請求項2に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記渦を生成する手段が、複数の第2のトリップストリップと、前記第1のトリップストリップと前記第2のトリップストリップとの間に位置する複数の間隙と、をさらに備えることを特徴とする請求項2に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第2のトリップストリップが、前記エアフォイル部の前記正圧側に取り付けられることを特徴とする請求項5に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第2のトリップストリップが、前記エアフォイル部の前記負圧側に取り付けられることを特徴とする請求項5に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第1のトリップストリップおよび前記第2のトリップストリップが、互い違いに配置されることを特徴とする請求項5に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記複数の間隙が、前記エアフォイル部の分割ラインに沿って配置されることを特徴とする請求項5に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第1のトリップストリップおよび前記第2のトリップストリップが、前記冷却流体の流れ方向に沿って配向されることを特徴とする請求項5に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第1のトリップストリップが、前記渦を前記前縁に生成させるために、前記流れ方向に対して実質的に垂直に配向されることを特徴とする請求項10に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第1のトリップストリップおよび前記第2のトリップストリップが、各々、前記冷却流体の前記流れ方向に対して45°の角度で配向されることを特徴とする請求項10に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第1のトリップストリップおよび前記第2のトリップストリップの各々が、前縁を有し、前記トリップストリップの各々の前記前縁が、最も高い熱負荷の領域に位置付けされることを特徴とする請求項10に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第1のトリップストリップの前記前縁が、前記第2のトリップストリップの前記前縁に重なっていることを特徴とする請求項13に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第2のトリップストリップの前記前縁が、前記第1のトリップストリップの前記前縁に重なっていることを特徴とする請求項13に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記トリップストリップが、3〜25の範囲内にあるP/E比を有し、Pが前記トリップストリップ間の半径方向のピッチであり、Eがトリップストリップ高さであることを特徴とする請求項10に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記トリップストリップが、0.15〜1.50の範囲内にあるE/H比を有し、Eがトリップストリップ高さであり、Hが前記キャビティの高さであることを特徴とする請求項10に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第1のトリップストリップおよび前記第2のトリップストリップが、約1/2ピッチ離れて、互い違いに配置されることを特徴とする請求項10に記載のタービンエンジン構成部品。
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US11/473,893 US20070297916A1 (en) | 2006-06-22 | 2006-06-22 | Leading edge cooling using wrapped staggered-chevron trip strips |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2008002464A true JP2008002464A (ja) | 2008-01-10 |
Family
ID=38349575
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2007160904A Pending JP2008002464A (ja) | 2006-06-22 | 2007-06-19 | タービンエンジン構成部品 |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20070297916A1 (ja) |
EP (1) | EP1870561B1 (ja) |
JP (1) | JP2008002464A (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2009085219A (ja) * | 2007-09-28 | 2009-04-23 | General Electric Co <Ge> | デュアル旋回流メカニズムを使用したタービン翼形部凹面形冷却通路及びその方法 |
Families Citing this family (30)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8690538B2 (en) * | 2006-06-22 | 2014-04-08 | United Technologies Corporation | Leading edge cooling using chevron trip strips |
EP1921269A1 (de) * | 2006-11-09 | 2008-05-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel |
US8348613B2 (en) | 2009-03-30 | 2013-01-08 | United Technologies Corporation | Airflow influencing airfoil feature array |
US8821111B2 (en) * | 2010-12-14 | 2014-09-02 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine vane with cooling channel end turn structure |
US8757961B1 (en) * | 2011-05-21 | 2014-06-24 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Industrial turbine stator vane |
US9995148B2 (en) | 2012-10-04 | 2018-06-12 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades |
US9850762B2 (en) | 2013-03-13 | 2017-12-26 | General Electric Company | Dust mitigation for turbine blade tip turns |
EP2971544B1 (en) | 2013-03-14 | 2019-08-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling with interleaved facing trip strips |
WO2014159800A1 (en) * | 2013-03-14 | 2014-10-02 | United Technologies Corporation | Obtuse angle chevron trip strip |
WO2015026430A1 (en) | 2013-08-20 | 2015-02-26 | United Technologies Corporation | Ducting platform cover plate |
US10247099B2 (en) * | 2013-10-29 | 2019-04-02 | United Technologies Corporation | Pedestals with heat transfer augmenter |
EP3084182B8 (en) | 2013-12-20 | 2021-04-07 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling cavity with vortex promoting features |
WO2015184294A1 (en) | 2014-05-29 | 2015-12-03 | General Electric Company | Fastback turbulator |
US10422235B2 (en) | 2014-05-29 | 2019-09-24 | General Electric Company | Angled impingement inserts with cooling features |
US9957816B2 (en) | 2014-05-29 | 2018-05-01 | General Electric Company | Angled impingement insert |
CA2949539A1 (en) | 2014-05-29 | 2016-02-18 | General Electric Company | Engine components with impingement cooling features |
US10364684B2 (en) | 2014-05-29 | 2019-07-30 | General Electric Company | Fastback vorticor pin |
US10119404B2 (en) * | 2014-10-15 | 2018-11-06 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engines with improved leading edge airfoil cooling |
US10280785B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-05-07 | General Electric Company | Shroud assembly for a turbine engine |
US10233775B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-03-19 | General Electric Company | Engine component for a gas turbine engine |
US10406596B2 (en) | 2015-05-01 | 2019-09-10 | United Technologies Corporation | Core arrangement for turbine engine component |
US10422233B2 (en) * | 2015-12-07 | 2019-09-24 | United Technologies Corporation | Baffle insert for a gas turbine engine component and component with baffle insert |
US10280841B2 (en) | 2015-12-07 | 2019-05-07 | United Technologies Corporation | Baffle insert for a gas turbine engine component and method of cooling |
US10337334B2 (en) | 2015-12-07 | 2019-07-02 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with a baffle insert |
US10577947B2 (en) | 2015-12-07 | 2020-03-03 | United Technologies Corporation | Baffle insert for a gas turbine engine component |
US10352177B2 (en) | 2016-02-16 | 2019-07-16 | General Electric Company | Airfoil having impingement openings |
US10577944B2 (en) | 2017-08-03 | 2020-03-03 | General Electric Company | Engine component with hollow turbulators |
US10590778B2 (en) | 2017-08-03 | 2020-03-17 | General Electric Company | Engine component with non-uniform chevron pins |
US11788416B2 (en) | 2019-01-30 | 2023-10-17 | Rtx Corporation | Gas turbine engine components having interlaced trip strip arrays |
CN115182787A (zh) * | 2022-04-27 | 2022-10-14 | 上海交通大学 | 改善前缘旋流冷却能力的涡轮叶片及发动机 |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS611805A (ja) * | 1984-05-24 | 1986-01-07 | ゼネラル・エレクトリツク・カンパニイ | ガスタービン機関に使う羽根 |
Family Cites Families (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4257737A (en) * | 1978-07-10 | 1981-03-24 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade |
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 |
US5232343A (en) * | 1984-05-24 | 1993-08-03 | General Electric Company | Turbine blade |
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 |
US5246340A (en) * | 1991-11-19 | 1993-09-21 | Allied-Signal Inc. | Internally cooled airfoil |
US5700132A (en) * | 1991-12-17 | 1997-12-23 | General Electric Company | Turbine blade having opposing wall turbulators |
US5681144A (en) * | 1991-12-17 | 1997-10-28 | General Electric Company | Turbine blade having offset turbulators |
US5695321A (en) * | 1991-12-17 | 1997-12-09 | General Electric Company | Turbine blade having variable configuration turbulators |
US5431537A (en) | 1994-04-19 | 1995-07-11 | United Technologies Corporation | Cooled gas turbine blade |
US5472316A (en) * | 1994-09-19 | 1995-12-05 | General Electric Company | Enhanced cooling apparatus for gas turbine engine airfoils |
JPH10280905A (ja) * | 1997-04-02 | 1998-10-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却翼のタービュレータ |
EP0892149B1 (de) * | 1997-07-14 | 2003-01-22 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Kühlsystem für den Vorderkantenbereich einer hohlen Gasturbinenschaufel |
JPH11173105A (ja) * | 1997-12-08 | 1999-06-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼 |
JPH11241602A (ja) * | 1998-02-26 | 1999-09-07 | Toshiba Corp | ガスタービン翼 |
US6406260B1 (en) * | 1999-10-22 | 2002-06-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Heat transfer promotion structure for internally convectively cooled airfoils |
US6884036B2 (en) | 2003-04-15 | 2005-04-26 | General Electric Company | Complementary cooled turbine nozzle |
US6890153B2 (en) | 2003-04-29 | 2005-05-10 | General Electric Company | Castellated turbine airfoil |
FR2858352B1 (fr) * | 2003-08-01 | 2006-01-20 | Snecma Moteurs | Circuit de refroidissement pour aube de turbine |
US8690538B2 (en) * | 2006-06-22 | 2014-04-08 | United Technologies Corporation | Leading edge cooling using chevron trip strips |
-
2006
- 2006-06-22 US US11/473,893 patent/US20070297916A1/en not_active Abandoned
-
2007
- 2007-06-19 JP JP2007160904A patent/JP2008002464A/ja active Pending
- 2007-06-22 EP EP07252545.4A patent/EP1870561B1/en not_active Revoked
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS611805A (ja) * | 1984-05-24 | 1986-01-07 | ゼネラル・エレクトリツク・カンパニイ | ガスタービン機関に使う羽根 |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2009085219A (ja) * | 2007-09-28 | 2009-04-23 | General Electric Co <Ge> | デュアル旋回流メカニズムを使用したタービン翼形部凹面形冷却通路及びその方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20070297916A1 (en) | 2007-12-27 |
EP1870561B1 (en) | 2017-04-05 |
EP1870561A2 (en) | 2007-12-26 |
EP1870561A3 (en) | 2010-12-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2008002464A (ja) | タービンエンジン構成部品 | |
JP2008002465A (ja) | タービンエンジン構成部品 | |
JP6607566B2 (ja) | 空気冷却式のエンジン表面冷却器 | |
US8066484B1 (en) | Film cooling hole for a turbine airfoil | |
JP4063937B2 (ja) | 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 | |
JP6245740B2 (ja) | ガスタービン翼 | |
US8894367B2 (en) | Compound cooling flow turbulator for turbine component | |
JP5455962B2 (ja) | 冷却構造の製造方法 | |
US9328616B2 (en) | Film-cooled turbine blade for a turbomachine | |
JP4929097B2 (ja) | ガスタービン翼 | |
US8556583B2 (en) | Blade cooling structure of gas turbine | |
JP6407276B2 (ja) | 鋳造された山形配列によって強化された表面に角度づけられたインピンジメントを使用する後縁冷却を含むガスタービンエンジン構成部品 | |
US9896942B2 (en) | Cooled turbine guide vane or blade for a turbomachine | |
JP2008095695A (ja) | ターボ機械用可動ブレード | |
US8721281B2 (en) | Cooled blade for a gas turbine | |
KR20130116323A (ko) | 터빈 날개 | |
JP6169859B2 (ja) | 輪郭形成した屈曲部を有するコアキャビティを備えたタービンバケット | |
JP2007255425A (ja) | 流体が通流する通路およびこれを備える部品 | |
JP5982807B2 (ja) | タービン翼 | |
JP6134193B2 (ja) | フィルム冷却構造 | |
CA2905601C (en) | Cooling promoting structure | |
JPWO2019003590A1 (ja) | タービン翼及びガスタービン | |
Qin et al. | Active flow control on a highly loaded compressor stator cascade with synthetic jets | |
US11149555B2 (en) | Turbine engine component with deflector | |
JP2007182777A (ja) | 冷却翼 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20100223 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20100720 |