JP2017075602A - タービンブレード - Google Patents

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Abstract

【課題】タービンブレードを提供する。【解決手段】翼形部（７８）は、１つまたは複数の内部冷却回路（１２０、１２２、１２４）を含む。冷却回路は、供給流路（１７２）をメッシュプレナム（１８２）に流体結合する壁近傍冷却メッシュ（１７６）をさらに含むことができる。メッシュプレナム（１８２）は、メッシュプレナム（１８２）と翼形部（７８）の外面との間に延在する複数の膜孔（２００）を有する翼形部（７８）の外面に隣接して配置することができる。メッシュプレナム（１８２）は、翼形部（７８）の内部（９６）に損傷を与えずに膜孔（２００）の機械加工を容易にするようなサイズの断面積をさらに含むことができる。【選択図】図１

Description

本発明は、タービンブレードに関する。
タービンエンジン、および特にガスもしくは燃焼タービンエンジンは、エンジンを通り複数の回転するタービンブレードを流れる燃焼ガスの流れからエネルギーを取り出すロータリーエンジンである。ガスタービンエンジンは、陸上および海上移動および発電のために用いられているが、例えばヘリコプターを含む航空機などの航空用途に最も一般的に用いられる。航空機では、ガスタービンエンジンは、航空機の推進に用いられる。地上の用途では、タービンエンジンは、発電に使用されることが多い。
航空機用ガスタービンエンジンは、エンジン効率を最大にするために高温で動作するように設計されているので、高圧タービンおよび低圧タービンなどの特定のエンジン部品の冷却が有益であり得る。通常、冷却は、高圧および／または低圧圧縮機から冷却を必要とするエンジン部品へ冷却空気を導くことによって達成される。高圧タービン内の温度は約１０００℃〜２０００℃であり、圧縮機からの冷却空気は約５００℃〜７００℃である。圧縮機の空気は高温であるが、タービンの空気に対しては低温であり、タービンを冷却するのに使用することができる。
現代のタービンブレードは、一般的に、ブレードの種々の部分を冷却するためにブレードを通って冷却空気を導くための１つまたは複数の内部冷却回路を含み、前縁、後縁、およびブレードの先端などのブレードの種々の部分を冷却する専用の冷却回路を含むことができる。
米国特許第８０５７１８２号明細書
前縁と後縁との間で軸方向に延在し、かつ根元と先端との間で半径方向に延在する正圧側面および負圧側面を画定する外面を有する翼形部である。翼形部は、翼形部内に配置された冷却回路をさらに含み、冷却回路は、冷却空気入口流路に流体結合された半径方向に延在する供給流路と、外面の一部に隣接して配置され、かつ外面の一部に沿って延在する壁近傍冷却メッシュと、壁近傍冷却メッシュの流体入口を画定するために、供給流路を壁近傍冷却メッシュに流体結合する半径方向に延在する開口部と、壁近傍冷却メッシュの流体出口を画定するために、壁近傍冷却メッシュに流体結合されたプレナムと、を含み、冷却空気が入口から壁近傍冷却メッシュを通って出口に流れ、プレナムの断面積は、流れ方向における冷却メッシュの断面積よりも大きい。
タービン・ロータ・ディスクを有するガスタービンエンジン用のブレードである。ブレードは、複数の空気入口流路を有し、タービン・ロータ・ディスクに装着されるように構成されたダブテールを含む。ブレードは、ダブテールから半径方向に延在し、かつ前縁と後縁との間で軸方向に延在し、根元と先端との間で半径方向に延在する正圧側面および負圧側面を画定する外面を有する翼形部をさらに含み、根元はダブテールに隣接する。ブレードは、翼形部内に配置され、複数の空気入口流路のうちの対応する１つに流体結合された前縁冷却回路と、翼形部内に配置され、複数の空気入口流路のうちの対応する１つに流体結合された後縁冷却回路と、翼形部内であって、前縁冷却回路と後縁冷却回路との間に配置された中間冷却回路と、をさらに含み、中間冷却回路は、冷却空気入口流路に流体結合された半径方向に延在する供給流路と、外面の一部に隣接して配置され、かつ外面の一部に沿って延在する壁近傍冷却メッシュと、壁近傍冷却メッシュの流体入口を画定するために、供給流路を壁近傍冷却メッシュに流体結合する半径方向に延在する開口部と、壁近傍冷却メッシュの流体出口を画定するために、壁近傍冷却メッシュに流体結合されたプレナムと、を含む。冷却空気が入口から壁近傍冷却メッシュを通って出口に流れ、プレナムの断面積は、流れ方向における冷却メッシュの断面積よりも大きい。
ガスタービンエンジン用の翼形部であって、翼形部は、内部を境界付け、かつ正圧側面および正圧側面の反対側の負圧側面を画定する周囲壁と、正圧側面および負圧側面の一方の一部に隣接して配置され、かつ正圧側面および負圧側面の一方の一部に沿って延在する壁近傍冷却メッシュと、壁近傍冷却メッシュの流体出口を画定するために、壁近傍冷却メッシュに流体結合されたプレナムと、を含み、プレナムは、壁近傍冷却メッシュよりも大きな翼弦平面内の断面寸法を有する。
航空機用ガスタービンエンジンの模式的な断面図である。 冷却空気入口流路を有する図１のエンジンのタービンブレードの形態のエンジン部品の斜視図である。 図２の翼形部の断面図である。 ４つの冷却回路を示す、図３の翼形部の断面図である。 壁近傍冷却メッシュおよびプレナムを示す、図４の中間冷却回路の拡大図である。 図４の冷却回路の流れ図である。 図４とは逆方向に供給される壁近傍冷却メッシュおよびプレナムを示す、図３の翼形部の断面図である。
本発明の記載した実施形態は、タービンブレードを対象とし、特にタービンブレードを冷却することを対象とする。説明の便宜上、本発明は、航空機ガスタービンエンジン用のタービンブレードについて説明する。しかし、本発明はそのように限定されず、例えば他の移動体用途、ならびに非移動体の工業用途、商業用途、および住宅用途などの非航空機用途において一般的に適用できることが理解されよう。それはまた、タービンエンジンの固定ベーンなどのブレード以外の翼形部にも適用することができる。
本明細書に記載された「翼幅方向」という用語は、翼形部の根元と先端との間に概ね延びる方向として理解されるべきであることを理解されたい。本明細書に記載された「翼弦方向」という用語は、翼形部の前縁と後縁との間に概ね円弧状に延びる方向として理解されるべきであることをさらに理解されたい。さらに、「翼弦方向」は、前縁と後縁との間に延在する平面領域を規定することができるように、「翼弦平面」を規定することができる。
図１は、航空機用ガスタービンエンジン１０の模式的な断面図である。エンジン１０は、ほぼ長手方向に延びる軸線または前方１４から後方１６へ延びる中心線１２を有する。エンジン１０は、下流方向の直列の流れ関係で、ファン２０を含むファン部１８と、ブースタもしくは低圧（ＬＰ）圧縮機２４および高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機部２２と、燃焼器３０を含む燃焼部２８と、ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６を含むタービン部３２と、排気部３８と、を含む。
ファン部１８は、ファン２０を取り囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りで半径方向に配置されたファンブレード４２の形態の複数の翼形部を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、およびＨＰタービン３４は、エンジン１０のコア４４を形成し、それは燃焼ガスを生成する。コア４４は、ファンケーシング４０と結合され得るコアケーシング４６により囲まれている。
エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されたＨＰシャフトまたはスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動連結する。ＬＰシャフトまたはスプール５０は、より大径の環状のＨＰスプール４８内にエンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置され、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４およびファン２０に駆動連結する。
ＬＰ圧縮機２４およびＨＰ圧縮機２６は、複数の圧縮機段５２、５４をそれぞれ含み、そこでは圧縮機ブレード５６、５８の形態である一組の回転する翼形部が圧縮機ベーン６０、６２（ノズルとも呼ばれる）の形態である対応する一組の静止翼形部に対して回転して、その段を通過する流体の流れを圧縮または加圧する。単一の圧縮機段５２、５４では、複数の圧縮機ブレード５６、５８がリング状に設けられてもよく、ブレードプラットフォームからブレード先端まで、中心線１２に対して半径方向外向きに延在することができ、一方、対応する静止圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の下流側に隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、および圧縮機段の数は、単に例示の目的でのみ選択されたものであって、他の数も可能であることに留意されたい。
ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６は、複数のタービン段６４、６６をそれぞれ含み、そこではタービンブレード６８、７０の形態である一組の回転する翼形部がタービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）の形態である対応する一組の静止翼形部に対して回転して、その段を通過する流体の流れからエネルギーを取り出す。単一のタービン段６４、６６では、複数のタービンブレード６８、７０がリング状に設けられてもよく、ブレードプラットフォームからブレード先端まで、中心線１２に対して半径方向外向きに延在することができ、一方、対応する静止タービンベーン７２、７４は、回転ブレード６８、７０の上流側に隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、およびタービン段の数は、単に例示の目的でのみ選択されたものであって、他の数も可能であることに留意されたい。
動作時には、回転するファン２０がＬＰ圧縮機２４に周囲空気を供給し、次にＬＰ圧縮機２４がＨＰ圧縮機２６に加圧された周囲空気を供給し、ＨＰ圧縮機２６が周囲空気をさらに加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧された空気は、燃焼器３０内で燃料と混合されて点火され、それによって燃焼ガスを発生する。いくらかの仕事がＨＰタービン３４によってこれらのガスから取り出されて、ＨＰタービン３４がＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスはＬＰタービン３６内に排出され、ＬＰタービン３６はＬＰ圧縮機２４を駆動するための追加の仕事を取り出し、排気ガスは最終的に排気部３８を経由してエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６の駆動によって、ＬＰスプール５０を駆動し、ファン２０およびＬＰ圧縮機２４を回転させる。
ファン２０によって供給される周囲空気の一部は、エンジンコア４４を迂回して、エンジン１０の各部分、特に高温部分の冷却に使用することができ、および／または航空機の他の態様を冷却し、もしくはそれに動力を供給するために使用することができる。タービンエンジンの場面では、エンジンの高温部分は通常、燃焼器３０の下流、特にタービン部３２にあり、ＨＰタービン３４が燃焼部２８のすぐ下流にあるので最も高温の部分である。冷却流体の他の供給源は、限定はしないが、ＬＰ圧縮機２４またはＨＰ圧縮機２６から排出された流体であってもよい。
図２は、図１のエンジン１０のタービンブレード６８のうちの１つの形態のエンジン部品の斜視図である。タービンブレード６８は、ダブテール７６および翼形部７８を含む。翼形部７８は、先端８０から根元８２まで延在する。ダブテール７６は、根元８２において翼形部７８と一体化されたプラットフォーム８４をさらに含み、それはタービン空気流を半径方向に収容するのに役立つ。ダブテール７６は、エンジン１０のタービン・ロータ・ディスクに装着されるように構成することができる。ダブテール７６は、第１の入口流路８８、第２の入口流路９０、および第３の入口流路９２として例示的に示す少なくとも１つの入口流路を含み、各々は、ダブテール７６を貫通して延在し、流路出口９４において翼形部７８と内部流体連通を提供する。ダブテール７６は断面が示されており、入口流路８８、９０、９２は、ダブテール７６の本体内に収容されていると理解されたい。
図３を参照すると、翼形部７８は、断面で示され、正圧側面を画定する凹状の正圧側壁９８と、負圧側面を画定する凸状の負圧側壁１００と、によって画定される内部９６を有し、正圧側壁９８および負圧側壁１００は互いに接合して、前縁１０２および後縁１０４を有する翼形部形状を画定する。翼形部７８は、正圧側壁９８が負圧側壁１００に追従するような方向に回転する。したがって、図３に示すように、翼形部７８はページの上部に向かって上方に回転する。
翼形部７８は、ブレード６８の特定の部分を冷却する専用の冷却回路を形成するように配置することができる内部流路を含む。流路および対応する冷却回路を、翼形部７８の断面図である図４に示す。図示する翼形部７８内の各個別の流路のそれぞれの幾何学的形状は例示的なものであって、各々は冷却回路の１つまたは複数の要素を表しているが、冷却回路は図示する幾何学的形状、寸法、または位置に限定されるものではないことを理解されたい。
図示するように、翼形部７８には、前縁冷却回路１２０、中間冷却回路１２２、および後縁冷却回路１２４が設けられ、これらの三つの冷却回路は、それぞれ入口流路８８、９０、９２を介して冷却空気が供給される。後縁冷却回路１２４は、図示するように、第１の冷却回路１２４ａおよび第２の冷却回路１２４ｂをさらに含み、第３の入口流路９２から共通して供給される。
冷却回路は、翼形部７８内に半径方向に延在する１つまたは複数の流路により画定することができる。流路は、特定の流路と翼形部７８の外面との間に流体連通を提供することができる１つまたは複数の膜孔を含むことができ、翼形部７８の外面に沿って冷却流体の膜を提供することができることを理解されたい。
冷却回路の各々をより詳細に見ると、前縁冷却回路１２０は、供給流路１３０、壁近傍冷却回路１３２、および前縁流路１４４を含むことができる。供給流路１３０は、根元８２から先端８０に向かって延在し、出口９４で第１の入口流路８８に流体結合されて、壁近傍冷却回路１３２および前縁流路１４４に冷却空気を供給する。
壁近傍冷却回路１３２は、負圧側壁１００に隣接して、供給流路１３０と負圧側壁１００との間に例示的に示してある。この構成では、壁近傍冷却回路１３２は、負圧側壁１００に沿った翼形部７８の壁部分を冷却する。あるいは、壁近傍冷却回路１３２は、正圧側壁９８と供給流路１３０との間で、正圧側壁９８に隣接して配置されてもよい。したがって、供給流路１３０は、代わりに負圧側壁１００に隣接して配置されてもよい。
壁近傍冷却回路１３２は、先端８０から根元８２へ延在するプレナム流路１３６を含み、プレナム流路１３６内に配置された複数のピンまたはピンバンク１３８を有することができる。壁近傍冷却回路１３２は、さらに、少なくとも１つの帰還流路１４０をさらに含み、図４ではプレナム流路１３６の反対側の翼弦方向端部に位置する２つの帰還流路１４０を示してある。帰還流路１４０は、根元８２の近傍でプレナム流路１３６に流体結合し、根元８２から先端８０へ延在する。
前縁冷却回路１２０は、前縁流路１４４をさらに含み、それは前縁１０２に隣接して配置され、根元８２から先端８０へ延在する。前縁流路１４４は、供給流路１３０と前縁流路１４４との間の壁１４８に画定されたリード回路チャネル１４６を介して供給流路１３０と流体連通する。リード回路チャネル１４６は、衝突開口などの複数の個別の入口を含むことができる。前縁流路１４４は、壁近傍冷却回路１３２の１つの帰還流路１４０にさらに隣接することができる。
後縁冷却回路１２４は、第１の冷却回路１２４ａおよび第２の冷却回路１２４ｂを含み、第３の入口流路９２から共通して供給され得る。第３の入口流路９２は、第１の冷却回路１２４ａおよび第２の冷却回路１２４ｂの両方に供給することができ、第３の入口流路９２は、１つの入口からダブテール７６内の２つの別々の入口に分岐することができる。あるいは、第４の入口流路（図示せず）が第１の冷却回路１２４ａまたは第２の冷却回路１２４ｂの一方に供給するために使用されて、第３の入口流路９２が他方に供給してもよい。第２の冷却回路１２４ｂは、後縁１０４に隣接して配置され、第１の冷却回路１２４ａは、第２の冷却回路１２４ｂと中間冷却回路１２２との間に翼弦方向に配置される。
第１の冷却回路１２４ａは供給流路１５０を含み、それは第３の入口流路９２と流体連通して、根元８２から先端８０へ延在する。供給流路１５０は、先端８０から根元８２へ延在する帰還流路１５２と流体結合し、帰還流路１５２は、根元８２から先端８０へ延在する出口流路１５４に流体結合する。
第２の冷却回路１２４ｂは供給流路１６０を含み、それは第３の入口流路９２と流体連通して、根元８２から先端８０へ延在する。供給流路１６０は、根元８２から先端８０へ延在する後縁流路１６２と流体連通する。一実施例では、後縁流路１６２は、供給流路１６０と後縁流路１６２との間に配置され、翼形部７８に沿って半径方向に延在する１つまたは複数の入口１６４を介して供給流路１６０に結合することができる。後縁流路１６２は、後縁流路１６２内に配置された１つもしくは複数のピン列またはピンバンク１６６を備えて配置することができる。後縁流路１６２は、後縁流路１６２および翼形部７８の外部に流体連通する１つまたは複数のスロット１６８を含むことができる。
中間冷却回路１２２は、前縁冷却回路１２０と後縁冷却回路１２４との間で翼形部７８の翼弦方向中間に配置される。中間冷却回路１２２は、第２の入口流路９０に流体結合することができ、そこから冷却流体の流れを受け取ることができる。中間冷却回路１２２は、根元８２から先端８０へ延在し、第２の入口流路９０に流体結合された上流側供給流路１６０を含む。上流側供給流路１６０は、負圧側壁１００に隣接して配置されてもよいし、あるいは正圧側壁９８に隣接してもよいし、あるいは正圧側壁９８および負圧側壁１００のいずれにも隣接しなくてもよい。
上流側供給流路１７０は、先端８０から根元８２へ延在する中間供給流路１７２に流体結合する。中間供給流路１７２は、中間帰還流路１７４にさらに結合する。構造的リブ１９０は、内部９６にまたがり、正圧側壁９８と負圧側壁１００との間に延在し、中間帰還流路１７４と上流側供給流路１７０および中間供給流路１７２の組み合わせとの間に配置される。中間帰還流路１７４はまた、正圧側壁９８と負圧側壁１００との間の内部９６にまたがることができる。中間帰還流路１７４に加えて、中間供給流路１７２は、正圧側壁９８と中間供給流路１７２との間の正圧側面に隣接して配置された壁近傍冷却メッシュ１７６にさらに流体結合する。
図４に示す幾何学的形状は、本明細書に開示された冷却回路の一実施態様の例示的なものであり、限定するものと解釈してはならないことを理解されたい。複数の流路、壁、チャネル、ピンバンクなどを含む冷却回路は、翼形部７８内の冷却回路の例示的な一実施態様として理解されるべきであり、本明細書に開示される位置、寸法、および幾何学的形状は、冷却回路の発明の概念の理解を容易にするために組み込まれている。例えば、壁近傍冷却回路１３２は、翼形部７８の負圧側壁１００上に示されているが、その代わりに正圧側壁９８上に配置されてもよい。さらに、翼形部７８の断面プロファイル内の流路によって画定される抽象的形状は例示的なものであって、任意の形状とすることができ、幾何学的なものであっても、独特のものであっても、あるいはそれ以外のものであってもよい。
図５を見ると、中間冷却回路１２２を最も良く示しており、壁近傍冷却メッシュ１７６は、中間供給流路１７２を経由して上流側供給流路１７０に流体連通する。中間供給流路１７２は、半径方向に延在する開口部を通って壁近傍冷却メッシュ１７６と流体連通し、その開口部は、壁近傍冷却メッシュ１７６の流体入口１８４を画定する。隔壁１８６は、中間供給流路１７２と壁近傍冷却メッシュ１７６との間に配置され、中間供給流路１７２、入口１８４、および壁近傍冷却メッシュ１７６を部分的に画定する。隔壁１８６は、構造的リブ１９０に対向して位置し、入口１８４に隣接してそれを部分的に画定する自由端部１８８で終端する。壁近傍冷却メッシュ１７６は、チャネル１７８内に配置された複数のピンまたはピンバンク１８０を有するチャネル１７８をさらに含む。
チャネル１７８は、中間供給流路１７２とメッシュプレナム１８２との間の流体連通を提供する。メッシュプレナム１８２は、壁近傍冷却メッシュ１７６の流体出口を画定する。メッシュプレナム１８２は、流れ方向における壁近傍冷却メッシュ１７６の断面積よりも大きいメッシュプレナム１８２の断面積を画定する幾何学的形状を含む。中間冷却回路１２２の代替的な配向では、壁近傍冷却メッシュ１７６は、負圧側壁１００に隣接して配置されてもよい。
メッシュプレナム１８２の断面積は、メッシュプレナム１８２の翼幅方向の長さに沿って複数の膜孔の機械加工を容易にするチャネル１７８に比べて大きいことを理解されたい。ドリルが延びるための十分なスペースが設けられていない場合には、正圧側壁９８または負圧側壁１００を貫通する膜孔の典型的な穿孔が翼形部７８の内部９６の追加の壁または流路の中まで及び、それらを損傷することがあり得る。本明細書で使用される「穿孔」という用語は、いくつかの公知の方法、例えばレーザ加工または放電加工により機械加工することを意味する。増大した断面積により生じるメッシュプレナム１８２内の追加の容積はまた、膜孔から排出される均一な冷却膜を確立するのを助けることができる、メッシュプレナム１８２内のより優しい空気流を生じさせることができる。
図６は、図４の翼形部７８の冷却回路１２０、１２２、１２４の流れ図である。翼形部７８は、翼形部７８内の冷却回路１２０、１２２、１２４の概略的構成を示すために破線で模式的に示している。翼形部７８は、翼弦方向に前縁１０２から後縁１０４まで延在し、かつ翼幅方向に先端８０から根元８２まで延在する空洞として内部９６を画定し、内部９６は、内部壁によって異なるチャネルまたは流路に分割されて、冷却回路１２０、１２２、１２４を形成することができ、冷却回路１２０、１２２、１２４は、翼形部７８を通る冷却流体の流れを導く。翼形部７８の先端８０の上方に配置された先端冷却流路２０８は、隣接する前縁１０２から後縁１０４に向かって実質的に翼弦方向に延在することができる。先端冷却流路２０８が、冷却回路１２０、１２２、１２４に冷却流体を排出するための共通の流路を提供しているので、冷却回路１２０、１２２、１２４内に供給された冷却流体は、１つまたは複数の膜孔を通って排出されない場合には、翼形部７８から排出することができる。
前縁冷却回路１２０には、ダブテール７６内の第１の入口流路８８から冷却流体を供給することができる。前縁冷却回路１２０は、根元８２から先端８０に向かって移動する供給流路１３０内の冷却流体を受け取る。供給流路１３０は、リード回路チャネル１４６を介して前縁流路１４４と流体連通し、複数の膜孔２００が翼形部７８の前縁１０２に沿って冷却流体を排出して、冷却膜を形成することができる。
前縁冷却回路１２０は、さらに、先端８０の近傍に少なくとも１つの上部折り返し２１０をさらに含み、供給流路１３０から壁近傍冷却回路１３２に冷却流体を供給する。上部折り返し２１０では、冷却流体は、供給流路１３０からプレナム流路１３６内に流れることができる。冷却流体は、先端８０から根元８２への方向に、複数のピン１３８を含むプレナム流路１３６内を移動する。根元８２の近傍では、前縁冷却回路１２０は、２つの下部折り返し２１２として例示的に示す、少なくとも１つの下部折り返し２１２をさらに含むことができ、プレナム流路１３６から帰還流路１４０へ冷却流体を供給する。冷却流体は、根元８２から先端８０への方向に帰還流路１４０内を流れ、膜孔２００を通して冷却流体を排出して、翼形部７８の外面に沿って冷却膜を形成し、あるいは先端冷却流路２０８に向かって冷却流体を移動させることができる。
後縁冷却回路１２４には、第３の入口流路９２から冷却流体の流れを供給することができる。第３の入口流路９２は、第１の冷却回路１２４ａおよび第２の冷却回路１２４ｂを別々に供給することができ、これは第３の入口流路９２からの冷却流体の流れを前側入口９２ａと後側入口９２ｂとに分離することによって行うことができる。
第１の冷却回路１２４ａは、前側入口９２ａから供給されるように示されおり、根元８２から先端８０への方向の供給流路１５０内の冷却流体の流れを受け取る。上部折り返し２１８では、冷却流体が供給流路１５０から帰還流路１５２に提供され、先端８０から根元８２への方向に移動することができる。次に、冷却流体は、下部折り返し２２０で帰還流路１５２から出口流路１５４に提供され、根元８２から先端８０まで移動することができる。出口流路１５４内では、冷却流体が膜孔２００を通して排出され、翼形部７８の外面に沿って冷却膜を提供することができる。このように、第１の冷却回路１２４ａによって画定された流体経路は、先端８０と根元８２との間を実質的に曲がりくねり、蛇行することができる。
第２の冷却回路１２４ｂは、後側入口９２ｂから供給されるように示されており、根元８２から先端８０への方向の供給流路１６０内の冷却流体の流れが提供され得る。供給流路１６０に沿って、冷却流体は、供給流路１６０から１つまたは複数の入口１６４を通して、１つまたは複数のピン１６６を含むことができる後縁流路１６２に流入することができる。冷却流体は、後縁流路１６２に流入せずに、翼形部７８の後縁１０４から供給流路の先端端部２２２から排出されてもよい。後縁流路１６２内の冷却空気は、膜孔２００を通して翼形部７８から排出することができ、あるいは代わりにスロット１６８を通って後縁１０４から排出することができる。
中間冷却回路１２２は、前縁冷却回路１２０と後縁冷却回路１２４との間に翼弦方向に配置され、第２の入口流路９０から冷却流体の流れが供給され得る。中間冷却回路１２２は、根元８２から先端８０に向かって移動する、第２の入口流路９０からの上流側供給流路１７０内の冷却流体を受け取る。中間冷却回路１２２は、上部折り返し２１４をさらに含み、上流側供給流路１７０は、中間供給流路１７２と流体連通する。中間供給流路１７２は、入口１８４を介して壁近傍冷却メッシュ１７６とさらに流体連通する。入口１８４からの冷却空気流は、入口１８４から、１つもしくは複数のピンまたはピンバンク１８０を含むことができるチャネル１７８を通り、壁近傍冷却メッシュ１７６を通ってメッシュプレナム１８２へ移動することができ、冷却流体が膜孔２００を通って排出され、翼形部７８の外面に沿って冷却膜を形成することができる。
中間冷却回路１２２は、下部折り返し２１６をさらに含み、中間供給流路１７２から中間帰還流路１７４へ冷却流体を提供することができる。中間帰還流路１７４から、膜孔２００は、中間冷却回路１２２からの冷却流体を排出して、翼形部７８の外面に沿って冷却膜を提供することができる。中間帰還流路１７４が正圧側壁９８と負圧側壁１００との間に延在しているので、膜孔２００の集合が翼形部７８の外面に冷却流体の流れを提供することができる。
図６に示す冷却回路１２０、１２２、１２４は、翼形部７８内の冷却回路の一実施態様の例示的なものであり、特定の幾何学的形状、流路、ピンバンク、膜孔などによって限定されるものと解釈してはならないことを理解されたい。冷却回路１２０、１２２、１２４、１２４ａ、１２４ｂは、前縁１０２から後縁１０４に向かって、または後縁１０４から前縁１０２に向かって一般的に移動するものとして示してあるが、図示は冷却回路自体の例示的な描写にすぎないことを理解されたい。特定の流路、チャネル、入口、またはメッシュは、翼形部７８に対して任意の方向、例えば後縁１０４もしくは前縁１０２の方向、先端８０もしくは根元８２の方向、または翼形部７８の正圧側壁９８もしくは負圧側壁１００に向かって、あるいはこれらの任意の組み合わせに流すことができる。
図７は、中間冷却回路３２２内の壁近傍冷却メッシュ３７６が実質的に後縁１０４から前縁１０２に向かって翼弦方向に延在する、翼形部２７８の断面を示す。図７の翼形部２７８は、図４の翼形部７８と実質的に同様であってもよい。したがって、類似する要素は、２００だけ加算した類似の符号を付してある。
中間冷却回路３２２は、第２の入口流路９０から供給され、上流側供給流路３７０に流体連通する。上流側供給流路３７０は、根元８２から先端８０への方向に延在し、中間供給流路３７２と流体連通する。中間供給流路３７２は、先端８０から根元８２まで延在し、壁近傍冷却メッシュ３７６および中間帰還流路３７４とさらに流体連通する。中間帰還流路３７４は、根元８２の近傍の中間供給流路３７２から冷却流体を受け取り、根元８２から先端８０まで延在する。膜孔は、翼形部７８の外面から中間帰還流路３７４まで延在することができ、翼形部２７８の外面に冷却流体を供給して、冷却膜を形成することができる。
壁近傍冷却メッシュ３７６は、チャネル３７８を含み、流体入口３８４を画定する半径方向に延在する開口部を通して中間供給流路３７２から供給される。図７のチャネル３７８は、図４のチャネル１７８とは対照的に、後縁１０４から前縁１０２へ翼弦方向に延在する。複数のピンまたはピンバンク３８０は、チャネル３７８内に配置することができる。メッシュプレナム３８２は、チャネル３７８を経由して中間供給流路３７２と流体連通し、チャネル３７８に対して入口３８４の翼弦方向反対側に配置される。隔壁３８６は、中間供給流路３７２およびチャネル３７８をさらに画定し、両者の間に配置される。隔壁３８６は、入口３８４に隣接する自由端部３８８を含む。
メッシュプレナム３８２は、中間帰還流路３７４に隣接して配置することができるので、メッシュプレナム３８２は中間帰還流路３７４と正圧側壁９８との間に位置している。複数の膜孔は、メッシュプレナム３８２内に延在することができ、翼形部２７８の外面に冷却流体を提供して、冷却膜を形成することができる。壁近傍冷却メッシュ３７６は、正圧側壁９８に隣接するように示してあるが、代わりに負圧側壁１００に隣接して配置されてもよいことを理解されたい。
メッシュプレナム３８２は、チャネル３７８に対してより大きい断面積を有し、翼形部の外面とメッシュプレナム３８２との間に延在する膜孔の機械加工を容易にする。ドリルが延びるための十分なスペースが設けられていない場合には、側壁９８、１００を貫通する膜孔の典型的な穿孔が内部の壁または流路の中まで及び、それらを損傷することがあり得る。メッシュプレナム３８２内の追加の容積はまた、膜孔から排出される均一な冷却膜を確立するのを助けることができる、メッシュプレナム３８２内のより優しい空気流をさらに提供することができる。
図７に示す幾何学的形状は、中間冷却回路３２２の一実施態様の例示とすることができ、流路、壁、チャネル、ピンバンクなどの特定の幾何学的形状は、図示する翼形部２７８から変化してもよいことを理解されたい。例えば、中間供給流路３７２および壁近傍冷却メッシュ３７６の組み合わせの断面積は、より小さくてもよいし、あるいは後縁１０４のより近くに配置してもよく、中間帰還流路３７４は、正圧側壁９８と負圧側壁１００との間の内部にまたがってもよい。
図４、図５、および図７に示す中間冷却回路１２２、３２２は、翼形部７８、２７８内に壁近傍冷却メッシュ１７６、３７６およびメッシュプレナム１８２、３８２を含む冷却回路の例示的な実施態様であって、流路、ピンバンク、膜孔などの配向によって限定されるものと解釈してはならないことを理解されたい。冷却回路１２０、１２２、１２４、１２４ａ、１２４ｂは、前縁１０２から後縁１０４に向かって、または後縁１０４から前縁１０２に向かって一般的に移動するものとして示してあるが、図示は冷却回路自体の例示的な描写にすぎないことを理解されたい。特定の流路、チャネル、入口、またはメッシュは、翼形部７８に対して任意の方向、例えば後縁１０４もしくは前縁１０２の方向、先端８０もしくは根元８２の方向、または翼形部７８の正圧側壁９８もしくは負圧側壁１００に向かって、あるいはこれらの任意の組み合わせに流すことができる。
本明細書に開示したシステム、方法、および他の装置の様々な実施形態は、タービンブレードの冷却回路のための改善された冷却効果を提供する。記載したシステムのいくつかの実施形態の実施において実現され得る１つの利点は、翼形部の外面上に冷却膜を形成するために膜孔に空気を供給しながら、ブレードの壁近傍冷却メッシュを、ブレードの正圧側壁もしくは負圧側壁の少なくとも一方、または両方の側壁により利用することができることである。実施される壁近傍冷却メッシュは、翼形部内の最適な冷却および空気流管理を提供し、壁近傍冷却メッシュ内の膜孔を機械加工するための空間を提供する。具体的な実施形態は、タービンブレードの形態の翼形部に関して説明しているが、限定はしないが、タービンベーン、圧縮機ブレード、および圧縮機ベーンを含む、ガスタービンエンジン内の任意の翼形部にも同等に適用可能である。
この明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイスまたはシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本発明の特許され得る範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含むことができる。このような他の実施例が特許請求の範囲の文字通りの言葉と異ならない構造要素を有する場合、または、それらが特許請求の範囲の文字通りの言葉と実質的な差異がなく等価な構造要素を含む場合には、このような他の実施例は特許請求の範囲内であることを意図している。
［実施態様１］
ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（７８，２７８）であって、前記翼形部（７８，２７８）は、
前縁（１０２）と後縁（１０４）との間で軸方向に延在し、かつ根元（８２）と先端（８０）との間で半径方向に延在する正圧側面（９８）および負圧側面（１００）を画定する外面と、
前記翼形部（７８，２７８）内に配置された冷却回路（１２０，１２２，１２４）と、を含み、前記冷却回路（１２０，１２２，１２４）は、
冷却空気入口流路に流体結合された半径方向に延在する供給流路（１３０，１５０，１６０）と、
前記外面の一部に隣接して配置され、かつ前記外面の一部に沿って延在する壁近傍冷却メッシュ（１７６）と、
前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の流体入口を画定するために、前記供給流路（１３０，１５０，１６０）を前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）に流体結合する半径方向に延在する開口部と、
前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の流体出口を画定するために、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）に流体結合されたプレナム（１８２）と、を含み、
冷却空気が前記入口から前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）を通って前記出口に流れ、前記プレナム（１８２）の断面積は、空気流方向における前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の断面積よりも大きい、翼形部（７８，２７８）。
［実施態様２］
実施態様１に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）内に配置されたピンバンク（１８０）をさらに含む翼形部（７８，２７８）。
［実施態様３］
実施態様１に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の前記流体入口および前記流体出口の一方は、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の前記流体入口および前記流体出口の他方よりも前記前縁（１０２）の近くに配置される、翼形部（７８，２７８）。
［実施態様４］
実施態様１に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）は、前記正圧側面（９８）および前記負圧側面（１００）の一方に隣接して配置される、翼形部（７８，２７８）。
［実施態様５］
実施態様１に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記プレナム（１８２）の最大断面積は、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の最大断面寸法よりも大きい、翼形部（７８，２７８）。
［実施態様６］
実施態様１に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記外面を通って前記プレナム（１８２）内へ延在する膜孔（２００）をさらに含む翼形部（７８，２７８）。
［実施態様７］
実施態様１に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記翼形部（７８，２７８）の内部に配置され、かつ前記供給流路（１３０，１５０，１６０）および前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）を部分的に画定するように前記外面に沿って延在する、半径方向に延在する隔壁（１８６）をさらに含む翼形部（７８，２７８）。
［実施態様８］
実施態様７に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記隔壁は、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の前記流体入口を部分的に画定する自由端部（１８８）で終端する、翼形部（７８，２７８）。
［実施態様９］
実施態様８に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記内部に配置され、かつ前記正圧側面（９８）と前記負圧側面（１００）との間に延在する構造的リブ（１９０）をさらに含み、前記構造的リブ（１９０）は、部分的に前記供給流路（１３０，１５０，１６０）を画定し、かつ前記自由端部（１８８）と組み合わせて前記流体入口を画定するように前記自由端部（１８８）から離間される、翼形部（７８，２７８）。
［実施態様１０］
実施態様９に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記冷却空気入口流路を前記供給流路（１３０，１５０，１６０）に流体結合して、前記供給流路（１３０，１５０，１６０）を前記冷却空気入口流路に流体結合する上流側供給流路（１７０）をさらに含む翼形部（７８，２７８）。
［実施態様１１］
実施態様１０に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記上流側供給流路（１７０）および前記供給流路（１３０，１５０，１６０）は、冷却空気が前記上流側供給流路（１７０）を通って根元（８２）から先端（８０）への方向に流れ、かつ前記供給流路（１３０，１５０，１６０）を通って先端（８０）から根元（８２）への方向に流れるように配置される、翼形部（７８，２７８）。
［実施態様１２］
実施態様１１に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）は、前記入口から前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）を通って前記出口へ流れる前記冷却空気が前記前縁（１０２）から前記後縁（１０４）に向かう方向に流れるように配置される、翼形部（７８，２７８）。
［実施態様１３］
実施態様１に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記プレナム（１８２）の少なくとも一部は、前記外面に沿って延在する、翼形部（７８，２７８）。
［実施態様１４］
タービン・ロータ・ディスクを有するガスタービンエンジン（１０）用のブレード（４２）であって、前記ブレード（４２）は、
複数の空気入口流路を有し、前記タービン・ロータ・ディスクに装着されるように構成されたダブテール（７６）と、
前記ダブテール（７６）から半径方向に延在し、かつ前縁（１０２）と後縁（１０４）との間で軸方向に延在し、根元（８２）と先端（８０）との間で半径方向に延在する正圧側面（９８）および負圧側面（１００）を画定する外面を有する翼形部（７８，２７８）であって、前記根元（８２）は前記ダブテール（７６）に隣接する、翼形部（７８，２７８）と、
前記翼形部（７８，２７８）内に配置され、前記複数の空気入口流路のうちの対応する１つに流体結合された前縁冷却回路（１２０）と、
前記翼形部（７８，２７８）内に配置され、前記複数の空気入口流路のうちの対応する１つに流体結合された後縁冷却回路（１２４）と、
前記翼形部（７８，２７８）内であって、前記前縁冷却回路と前記後縁冷却回路との間に配置された中間冷却回路（１２２）と、を含み、前記中間冷却回路（１２２）は、
前記空気入口流路に流体結合された半径方向に延在する供給流路（１３０，１５０，１６０）と、
前記外面の一部に隣接して配置され、かつ前記外面の一部に沿って延在する壁近傍冷却メッシュ（１７６）と、
前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の流体入口を画定するために、前記供給流路（１３０，１５０，１６０）を前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）に流体結合する半径方向に延在する開口部と、
前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の流体出口を画定するために、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）に流体結合されたプレナム（１８２）と、を含み、
冷却空気が前記入口から前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）を通って前記出口に流れ、前記プレナム（１８２）の断面積は、流れ方向における前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の断面積よりも大きい、ブレード（４２）。
［実施態様１５］
実施態様１４に記載のブレード（４２）であって、前記翼形部（７８，２７８）の内部に配置され、かつ前記供給流路（１３０，１５０，１６０）および前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）を部分的に画定するように前記外面に沿って延在する、半径方向に延在する隔壁（１８６）をさらに含むブレード（４２）。
［実施態様１６］
実施態様１５に記載のブレード（４２）であって、前記隔壁は、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の前記流体入口を部分的に画定する自由端部（１８８）で終端する、ブレード（４２）。
［実施態様１７］
実施態様１６に記載のブレード（４２）であって、前記内部に配置され、かつ前記正圧側面（９８）と前記負圧側面（１００）との間に延在する構造的リブ（１９０）をさらに含み、前記構造的リブ（１９０）は、部分的に前記供給流路（１３０，１５０，１６０）を画定し、かつ前記自由端部（１８８）と組み合わせて前記流体入口を画定するように前記自由端部（１８８）から離間される、ブレード（４２）。
［実施態様１８］
実施態様１７に記載のブレード（４２）であって、前記空気入口流路を前記供給流路（１３０，１５０，１６０）に流体結合して、前記供給流路（１３０，１５０，１６０）を前記冷却空気入口流路に流体結合する上流側供給流路（１７０）をさらに含むブレード（４２）。
［実施態様１９］
実施態様１８に記載のブレード（４２）であって、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の前記流体入口および前記流体出口の一方は、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の前記流体入口および前記流体出口の他方よりも前記前縁（１０２）の近くに配置される、ブレード（４２）。
［実施態様２０］
ガスタービンエンジン用の翼形部（７８，２７８）であって、前記翼形部（７８，２７８）は、内部を境界付け、かつ正圧側面（９８）および前記正圧側面（９８）の反対側の負圧側面（１００）を画定する周囲壁（９８，１００）と、前記正圧側面（９８）および前記負圧側面（１００）の一方の一部に隣接して配置され、かつ前記正圧側面（９８）および前記負圧側面（１００）の前記一方の一部に沿って延在する壁近傍冷却メッシュ（１７６）と、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の流体出口を画定するために、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）に流体結合されたプレナム（１８２）と、を含み、前記プレナム（１８２）は、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）よりも大きな翼弦平面内の断面寸法を有する、翼形部（７８，２７８）。
１０ ガスタービンエンジン
１２ 中心線
１４ 前方
１６ 後方
１８ ファン部
２０ ファン
２２ 圧縮機部
２４ 低圧（ＬＰ）圧縮機
２６ 高圧（ＨＰ）圧縮機
２８ 燃焼部
３０ 燃焼器
３２ タービン部
３４ ＨＰタービン
３６ ＬＰタービン
３８ 排気部
４０ ファンケーシング
４２ ファンブレード
４４ エンジンコア
４６ コアケーシング
４８ ＨＰシャフトまたはスプール
５０ ＬＰシャフトまたはスプール
５２ 圧縮機段
５４ 圧縮機段
５６ 圧縮機ブレード、回転ブレード
５８ 圧縮機ブレード、回転ブレード
６０ 圧縮機ベーン
６２ 圧縮機ベーン
６４ タービン段
６６ タービン段
６８ タービンブレード、回転ブレード
７０ タービンブレード、回転ブレード
７２ タービンベーン
７４ タービンベーン
７６ ダブテール
７８ 翼形部
８０ 先端
８２ 根元
８４ プラットフォーム
８８ 第１の入口流路
９０ 第２の入口流路
９２ 第３の入口流路
９２ａ 前側入口
９２ｂ 後側入口
９４ 流路出口
９６ 内部
９８ 正圧側壁
１００ 負圧側壁
１０２ 前縁
１０４ 後縁
１２０ 前縁冷却回路
１２２ 中間冷却回路
１２４ 後縁冷却回路
１２４ａ 第１の冷却回路
１２４ｂ 第２の冷却回路
１３０ 供給流路
１３２ 壁近傍冷却回路
１３６ プレナム流路
１３８ ピンバンク
１４０ 帰還流路
１４４ 前縁流路
１４６ リード回路チャネル
１４８ 壁
１５０ 供給流路
１５２ 帰還流路
１５４ 出口流路
１６０ 供給流路
１６２ 後縁流路
１６４ 入口
１６６ ピンバンク
１６８ スロット
１７０ 上流側供給流路
１７２ 中間供給流路
１７４ 中間帰還流路
１７６ 壁近傍冷却メッシュ
１７８ チャネル
１８０ ピンバンク
１８２ メッシュプレナム
１８４ 流体入口
１８６ 隔壁
１８８ 自由端部
１９０ 構造的リブ
２００ 膜孔
２０８ 先端冷却流路
２１０ 上部折り返し
２１２ 下部折り返し
２１４ 上部折り返し
２１６ 下部折り返し
２１８ 上部折り返し
２２０ 下部折り返し
２２２ 先端端部
２７８ 翼形部
３２２ 中間冷却回路
３７０ 上流側供給流路
３７２ 中間供給流路
３７４ 中間帰還流路
３７６ 壁近傍冷却メッシュ
３７８ チャネル
３８０ ピンバンク
３８２ メッシュプレナム
３８４ 流体入口
３８６ 隔壁
３８８ 自由端部
４００ 膜

Claims (10)

  1. ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（７８，２７８）であって、前記翼形部（７８，２７８）は、
    前縁（１０２）と後縁（１０４）との間で軸方向に延在し、かつ根元（８２）と先端（８０）との間で半径方向に延在する正圧側面（９８）および負圧側面（１００）を画定する外面と、
    前記翼形部（７８，２７８）内に配置された冷却回路（１２０，１２２，１２４）と、を含み、前記冷却回路（１２０，１２２，１２４）は、
    冷却空気入口流路に流体結合された半径方向に延在する供給流路（１３０，１５０，１６０）と、
    前記外面の一部に隣接して配置され、かつ前記外面の一部に沿って延在する壁近傍冷却メッシュ（１７６）と、
    前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の流体入口を画定するために、前記供給流路（１３０，１５０，１６０）を前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）に流体結合する半径方向に延在する開口部と、
    前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の流体出口を画定するために、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）に流体結合されたプレナム（１８２）と、を含み、
    冷却空気が前記入口から前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）を通って前記出口に流れ、前記プレナム（１８２）の断面積は、空気流方向における前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の断面積よりも大きい、翼形部（７８，２７８）。
  2. 請求項１に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）内に配置されたピンバンク（１８０）をさらに含む翼形部（７８，２７８）。
  3. 請求項１に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の前記流体入口および前記流体出口の一方は、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の前記流体入口および前記流体出口の他方よりも前記前縁（１０２）の近くに配置される、翼形部（７８，２７８）。
  4. 請求項１に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記プレナム（１８２）の最大断面積は、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の最大断面寸法よりも大きい、翼形部（７８，２７８）。
  5. 請求項１に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記翼形部（７８，２７８）の内部に配置され、かつ前記供給流路（１３０，１５０，１６０）および前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）を部分的に画定するように前記外面に沿って延在する、半径方向に延在する隔壁（１８６）をさらに含む翼形部（７８，２７８）。
  6. 請求項５に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記隔壁は、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）の前記流体入口を部分的に画定する自由端部（１８８）で終端する、翼形部（７８，２７８）。
  7. 請求項６に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記内部に配置され、かつ前記正圧側面（９８）と前記負圧側面（１００）との間に延在する構造的リブ（１９０）をさらに含み、前記構造的リブ（１９０）は、部分的に前記供給流路（１３０，１５０，１６０）を画定し、かつ前記自由端部（１８８）と組み合わせて前記流体入口を画定するように前記自由端部（１８８）から離間される、翼形部（７８，２７８）。
  8. 請求項７に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記冷却空気入口流路を前記供給流路（１３０，１５０，１６０）に流体結合して、前記供給流路（１３０，１５０，１６０）を前記冷却空気入口流路に流体結合する上流側供給流路（１７０）をさらに含む翼形部（７８，２７８）。
  9. 請求項８に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記上流側供給流路（１７０）および前記供給流路（１３０，１５０，１６０）は、冷却空気が前記上流側供給流路（１７０）を通って根元（８２）から先端（８０）への方向に流れ、かつ前記供給流路（１３０，１５０，１６０）を通って先端（８０）から根元（８２）への方向に流れるように配置される、翼形部（７８，２７８）。
  10. 請求項９に記載の翼形部（７８，２７８）であって、前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）は、前記入口から前記壁近傍冷却メッシュ（１７６）を通って前記出口へ流れる前記冷却空気が前記前縁（１０２）から前記後縁（１０４）に向かう方向に流れるように配置される、翼形部（７８，２７８）。
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Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US10443398B2 (en) 2015-10-15 2019-10-15 General Electric Company Turbine blade
US10364681B2 (en) 2015-10-15 2019-07-30 General Electric Company Turbine blade
US11002138B2 (en) * 2017-12-13 2021-05-11 Solar Turbines Incorporated Turbine blade cooling system with lower turning vane bank
US10787932B2 (en) 2018-07-13 2020-09-29 Honeywell International Inc. Turbine blade with dust tolerant cooling system
CN109538304B (zh) * 2018-11-14 2021-04-20 哈尔滨工程大学 一种微型交错肋与气膜孔相结合的涡轮叶片混合冷却结构
US10767492B2 (en) 2018-12-18 2020-09-08 General Electric Company Turbine engine airfoil
US11118462B2 (en) 2019-01-24 2021-09-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade tip pocket rib
US12000305B2 (en) * 2019-11-13 2024-06-04 Rtx Corporation Airfoil with ribs defining shaped cooling channel
US11131213B2 (en) * 2020-01-03 2021-09-28 General Electric Company Engine component with cooling hole
US11371359B2 (en) 2020-11-26 2022-06-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade for a gas turbine engine
CN112901282B (zh) * 2021-02-04 2022-05-13 大连理工大学 一种采用弦向回转冷却通道的涡轮叶片
US11566536B1 (en) 2022-05-27 2023-01-31 General Electric Company Turbine HGP component with stress relieving cooling circuit
US12092061B1 (en) 2023-12-29 2024-09-17 Ge Infrastructure Technology Llc Axial fuel stage immersed injectors with internal cooling

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140033736A1 (en) * 2012-08-03 2014-02-06 Tracy A. Propheter-Hinckley Gas turbine engine component cooling circuit

Family Cites Families (148)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3527543A (en) 1965-08-26 1970-09-08 Gen Electric Cooling of structural members particularly for gas turbine engines
US3864058A (en) 1973-02-05 1975-02-04 Garrett Corp Cooled aerodynamic device
US4416585A (en) 1980-01-17 1983-11-22 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Blade cooling for gas turbine engine
US4542867A (en) 1983-01-31 1985-09-24 United Technologies Corporation Internally cooled hollow airfoil
US4664597A (en) 1985-12-23 1987-05-12 United Technologies Corporation Coolant passages with full coverage film cooling slot
US4669957A (en) 1985-12-23 1987-06-02 United Technologies Corporation Film coolant passage with swirl diffuser
EP0340149B1 (en) 1988-04-25 1993-05-19 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
US5700131A (en) 1988-08-24 1997-12-23 United Technologies Corporation Cooled blades for a gas turbine engine
GB2227965B (en) 1988-10-12 1993-02-10 Rolls Royce Plc Apparatus for drilling a shaped hole in a workpiece
GB8830152D0 (en) 1988-12-23 1989-09-20 Rolls Royce Plc Cooled turbomachinery components
US5253472A (en) 1990-02-28 1993-10-19 Dev Sudarshan P Small gas turbine having enhanced fuel economy
GB2242941B (en) 1990-04-11 1994-05-04 Rolls Royce Plc A cooled gas turbine engine aerofoil
GB2244673B (en) 1990-06-05 1993-09-01 Rolls Royce Plc A perforated sheet and a method of making the same
US5383766A (en) * 1990-07-09 1995-01-24 United Technologies Corporation Cooled vane
US5405242A (en) 1990-07-09 1995-04-11 United Technologies Corporation Cooled vane
US5156526A (en) 1990-12-18 1992-10-20 General Electric Company Rotation enhanced rotor blade cooling using a single row of coolant passageways
US5165852A (en) 1990-12-18 1992-11-24 General Electric Company Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways
US5690472A (en) 1992-02-03 1997-11-25 General Electric Company Internal cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement
US5370499A (en) 1992-02-03 1994-12-06 General Electric Company Film cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement
US5660524A (en) 1992-07-13 1997-08-26 General Electric Company Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling
US5690473A (en) 1992-08-25 1997-11-25 General Electric Company Turbine blade having transpiration strip cooling and method of manufacture
US5356265A (en) 1992-08-25 1994-10-18 General Electric Company Chordally bifurcated turbine blade
US5660525A (en) 1992-10-29 1997-08-26 General Electric Company Film cooled slotted wall
GB2287895B (en) 1993-11-16 1997-09-10 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to particle separation
JP3192854B2 (ja) 1993-12-28 2001-07-30 株式会社東芝 タービン冷却翼
DE4422965A1 (de) 1994-06-30 1996-01-04 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur Abscheidung von Fremdpartikeln aus der den Laufschaufeln einer Turbine zuzuführenden Kühlluft
US5558496A (en) 1995-08-21 1996-09-24 General Electric Company Removing particles from gas turbine coolant
JP2000517397A (ja) 1996-09-04 2000-12-26 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 高温ガス流に曝されるタービン翼
US5827043A (en) 1997-06-27 1998-10-27 United Technologies Corporation Coolable airfoil
US5931638A (en) 1997-08-07 1999-08-03 United Technologies Corporation Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer
DE19738065A1 (de) 1997-09-01 1999-03-04 Asea Brown Boveri Turbinenschaufel einer Gasturbine
DE59710924D1 (de) 1997-09-15 2003-12-04 Alstom Switzerland Ltd Kühlvorrichtung für Gasturbinenkomponenten
JPH11247667A (ja) 1997-12-22 1999-09-14 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジンの冷却方法
GB2343486B (en) 1998-06-19 2000-09-20 Rolls Royce Plc Improvemnts in or relating to cooling systems for gas turbine engine airfoil
US6164912A (en) 1998-12-21 2000-12-26 United Technologies Corporation Hollow airfoil for a gas turbine engine
GB9901218D0 (en) 1999-01-21 1999-03-10 Rolls Royce Plc Cooled aerofoil for a gas turbine engine
GB2350867B (en) 1999-06-09 2003-03-19 Rolls Royce Plc Gas turbine airfoil internal air system
JP3794868B2 (ja) 1999-06-15 2006-07-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
US6164913A (en) 1999-07-26 2000-12-26 General Electric Company Dust resistant airfoil cooling
US6234755B1 (en) 1999-10-04 2001-05-22 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture
US6254334B1 (en) 1999-10-05 2001-07-03 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
US6402470B1 (en) 1999-10-05 2002-06-11 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
US6257831B1 (en) 1999-10-22 2001-07-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Cast airfoil structure with openings which do not require plugging
US6368060B1 (en) 2000-05-23 2002-04-09 General Electric Company Shaped cooling hole for an airfoil
US6413044B1 (en) 2000-06-30 2002-07-02 Alstom Power N.V. Blade cooling in gas turbine
US6471480B1 (en) 2001-04-16 2002-10-29 United Technologies Corporation Thin walled cooled hollow tip shroud
DE10248410A1 (de) 2001-10-23 2003-05-22 Alstom Switzerland Ltd Vorrichtung zur Ausfilterung von Partikeln aus einer Strömung
US6974308B2 (en) 2001-11-14 2005-12-13 Honeywell International, Inc. High effectiveness cooled turbine vane or blade
GB0200992D0 (en) 2002-01-17 2002-03-06 Rolls Royce Plc Gas turbine cooling system
EP1488077B1 (de) 2002-03-25 2006-07-12 ALSTOM Technology Ltd Gekühlte turbinenschaufel
EP1507957B1 (de) 2002-05-22 2005-08-24 ALSTOM Technology Ltd Kühlbares bauteil und verfahren zur herstellung einer durchtrittsöffnung in einem kühlbarem bauteil
US6910370B2 (en) 2002-05-22 2005-06-28 United Technologies Corporation Apparatus and method for preventing inlet vortex
GB2391046B (en) 2002-07-18 2007-02-14 Rolls Royce Plc Aerofoil
US6969230B2 (en) 2002-12-17 2005-11-29 General Electric Company Venturi outlet turbine airfoil
US6981846B2 (en) 2003-03-12 2006-01-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Vortex cooling of turbine blades
US6955522B2 (en) 2003-04-07 2005-10-18 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling an airfoil
DE10330471A1 (de) 2003-07-05 2005-02-03 Alstom Technology Ltd Vorrichtung zum Abscheiden von Fremdpartikeln aus der den Laufschaufeln einer Turbine zuführbaren Kühlluft
US6832889B1 (en) 2003-07-09 2004-12-21 General Electric Company Integrated bridge turbine blade
US6896487B2 (en) 2003-08-08 2005-05-24 United Technologies Corporation Microcircuit airfoil mainbody
US6955525B2 (en) 2003-08-08 2005-10-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for an outer wall of a turbine blade
US7097425B2 (en) 2003-08-08 2006-08-29 United Technologies Corporation Microcircuit cooling for a turbine airfoil
US6890154B2 (en) 2003-08-08 2005-05-10 United Technologies Corporation Microcircuit cooling for a turbine blade
US6969237B2 (en) 2003-08-28 2005-11-29 United Technologies Corporation Turbine airfoil cooling flow particle separator
US6981840B2 (en) 2003-10-24 2006-01-03 General Electric Company Converging pin cooled airfoil
US6984102B2 (en) 2003-11-19 2006-01-10 General Electric Company Hot gas path component with mesh and turbulated cooling
US7186084B2 (en) 2003-11-19 2007-03-06 General Electric Company Hot gas path component with mesh and dimpled cooling
US6984103B2 (en) 2003-11-20 2006-01-10 General Electric Company Triple circuit turbine blade
GB2412411A (en) 2004-03-25 2005-09-28 Rolls Royce Plc A cooling arrangement
US7011502B2 (en) 2004-04-15 2006-03-14 General Electric Company Thermal shield turbine airfoil
US7210906B2 (en) 2004-08-10 2007-05-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7442008B2 (en) 2004-08-25 2008-10-28 Rolls-Royce Plc Cooled gas turbine aerofoil
US7128533B2 (en) 2004-09-10 2006-10-31 Siemens Power Generation, Inc. Vortex cooling system for a turbine blade
US7775053B2 (en) 2004-09-20 2010-08-17 United Technologies Corporation Heat transfer augmentation in a compact heat exchanger pedestal array
US20060073015A1 (en) 2004-10-01 2006-04-06 Alstom Technology Ltd. Gas turbine airfoil film cooling hole
US7131818B2 (en) 2004-11-02 2006-11-07 United Technologies Corporation Airfoil with three-pass serpentine cooling channel and microcircuit
US7478994B2 (en) 2004-11-23 2009-01-20 United Technologies Corporation Airfoil with supplemental cooling channel adjacent leading edge
US7431559B2 (en) 2004-12-21 2008-10-07 United Technologies Corporation Dirt separation for impingement cooled turbine components
US7377747B2 (en) 2005-06-06 2008-05-27 General Electric Company Turbine airfoil with integrated impingement and serpentine cooling circuit
US20070048122A1 (en) 2005-08-30 2007-03-01 United Technologies Corporation Debris-filtering technique for gas turbine engine component air cooling system
US7311497B2 (en) 2005-08-31 2007-12-25 United Technologies Corporation Manufacturable and inspectable microcircuits
US7300250B2 (en) 2005-09-28 2007-11-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooled airfoil trailing edge tip exit
US7621719B2 (en) 2005-09-30 2009-11-24 United Technologies Corporation Multiple cooling schemes for turbine blade outer air seal
US7244101B2 (en) 2005-10-04 2007-07-17 General Electric Company Dust resistant platform blade
US7311498B2 (en) 2005-11-23 2007-12-25 United Technologies Corporation Microcircuit cooling for blades
GB0524735D0 (en) 2005-12-03 2006-01-11 Rolls Royce Plc Turbine blade
US7296973B2 (en) 2005-12-05 2007-11-20 General Electric Company Parallel serpentine cooled blade
US7632071B2 (en) 2005-12-15 2009-12-15 United Technologies Corporation Cooled turbine blade
US8177506B2 (en) 2006-01-25 2012-05-15 United Technologies Corporation Microcircuit cooling with an aspect ratio of unity
EP1847684A1 (de) 2006-04-21 2007-10-24 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel
US7607890B2 (en) 2006-06-07 2009-10-27 United Technologies Corporation Robust microcircuits for turbine airfoils
US7690893B2 (en) 2006-07-25 2010-04-06 United Technologies Corporation Leading edge cooling with microcircuit anti-coriolis device
US20080041064A1 (en) 2006-08-17 2008-02-21 United Technologies Corporation Preswirl pollution air handling with tangential on-board injector for turbine rotor cooling
EP1892378A1 (de) 2006-08-22 2008-02-27 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine
US7625178B2 (en) 2006-08-30 2009-12-01 Honeywell International Inc. High effectiveness cooled turbine blade
US7625179B2 (en) 2006-09-13 2009-12-01 United Technologies Corporation Airfoil thermal management with microcircuit cooling
US7540712B1 (en) 2006-09-15 2009-06-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with showerhead cooling holes
US7572102B1 (en) 2006-09-20 2009-08-11 Florida Turbine Technologies, Inc. Large tapered air cooled turbine blade
US7841828B2 (en) 2006-10-05 2010-11-30 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with submerged endwall cooling channel
US7563073B1 (en) 2006-10-10 2009-07-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with film cooling slot
US7722325B2 (en) 2006-11-08 2010-05-25 United Technologies Corporation Refractory metal core main body trench
US7645122B1 (en) 2006-12-01 2010-01-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with a nested parallel serpentine flow cooling circuit
US7665965B1 (en) 2007-01-17 2010-02-23 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor disk with dirt particle separator
US7980819B2 (en) 2007-03-14 2011-07-19 United Technologies Corporation Cast features for a turbine engine airfoil
GB2452327B (en) 2007-09-01 2010-02-03 Rolls Royce Plc A cooled component
US7921654B1 (en) 2007-09-07 2011-04-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Cooled turbine stator vane
US7955053B1 (en) 2007-09-21 2011-06-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling circuit
US7934906B2 (en) 2007-11-14 2011-05-03 Siemens Energy, Inc. Turbine blade tip cooling system
US20100247321A1 (en) 2008-01-08 2010-09-30 General Electric Company Anti-fouling coatings and articles coated therewith
US7901183B1 (en) 2008-01-22 2011-03-08 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with dual aft flowing triple pass serpentines
US8439639B2 (en) 2008-02-24 2013-05-14 United Technologies Corporation Filter system for blade outer air seal
US8105033B2 (en) 2008-06-05 2012-01-31 United Technologies Corporation Particle resistant in-wall cooling passage inlet
GB0810986D0 (en) 2008-06-17 2008-07-23 Rolls Royce Plc A Cooling arrangement
GB2462087A (en) 2008-07-22 2010-01-27 Rolls Royce Plc An aerofoil comprising a partition web with a chordwise or spanwise variation
US8079810B2 (en) 2008-09-16 2011-12-20 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with divergent film cooling hole
US8092145B2 (en) 2008-10-28 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Particle separator and separating method for gas turbine engine
GB2465337B (en) 2008-11-12 2012-01-11 Rolls Royce Plc A cooling arrangement
US8057182B2 (en) 2008-11-21 2011-11-15 General Electric Company Metered cooling slots for turbine blades
GB2466791B (en) 2009-01-07 2011-05-18 Rolls Royce Plc An aerofoil
US20100239409A1 (en) 2009-03-18 2010-09-23 General Electric Company Method of Using and Reconstructing a Film-Cooling Augmentation Device for a Turbine Airfoil
EP2230383A1 (en) 2009-03-18 2010-09-22 Alstom Technology Ltd Blade for a gas turbine with cooled tip cap
GB0905736D0 (en) 2009-04-03 2009-05-20 Rolls Royce Plc Cooled aerofoil for a gas turbine engine
US8231330B1 (en) 2009-05-15 2012-07-31 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with film cooling slots
US8142153B1 (en) 2009-06-22 2012-03-27 Florida Turbine Technologies, Inc Turbine vane with dirt separator
US8292582B1 (en) 2009-07-09 2012-10-23 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine flow cooling
GB0916432D0 (en) 2009-09-21 2009-10-28 Rolls Royce Plc Separator device
US8176720B2 (en) 2009-09-22 2012-05-15 Siemens Energy, Inc. Air cooled turbine component having an internal filtration system
US8764379B2 (en) * 2010-02-25 2014-07-01 General Electric Company Turbine blade with shielded tip coolant supply passageway
US8556575B2 (en) 2010-03-26 2013-10-15 United Technologies Corporation Blade outer seal for a gas turbine engine
US8578720B2 (en) 2010-04-12 2013-11-12 Siemens Energy, Inc. Particle separator in a gas turbine engine
US8584469B2 (en) 2010-04-12 2013-11-19 Siemens Energy, Inc. Cooling fluid pre-swirl assembly for a gas turbine engine
US8527543B1 (en) 2010-09-16 2013-09-03 Quest Software, Inc. System for categorizing database statements for performance tuning
US8764394B2 (en) 2011-01-06 2014-07-01 Siemens Energy, Inc. Component cooling channel
WO2012135846A1 (en) 2011-04-01 2012-10-04 Northeastern University Methods of eradicating bacterial cell populations
US9017025B2 (en) * 2011-04-22 2015-04-28 Siemens Energy, Inc. Serpentine cooling circuit with T-shaped partitions in a turbine airfoil
US8628298B1 (en) 2011-07-22 2014-01-14 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with serpentine cooling
US9157329B2 (en) 2012-08-22 2015-10-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil internal cooling features
US20140093379A1 (en) * 2012-10-03 2014-04-03 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine component
US9995148B2 (en) 2012-10-04 2018-06-12 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades
US9297267B2 (en) * 2012-12-10 2016-03-29 General Electric Company System and method for removing heat from a turbine
GB201314222D0 (en) 2013-08-08 2013-09-25 Rolls Royce Plc Aerofoil
US10370981B2 (en) * 2014-02-13 2019-08-06 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling circuit with respirating pedestal
EP3124746B1 (en) 2015-07-29 2018-12-26 Ansaldo Energia IP UK Limited Method for cooling a turbo-engine component and turbo-engine component
US10208605B2 (en) 2015-10-15 2019-02-19 General Electric Company Turbine blade
US10174620B2 (en) * 2015-10-15 2019-01-08 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
US20170107827A1 (en) 2015-10-15 2017-04-20 General Electric Company Turbine blade
US10364681B2 (en) 2015-10-15 2019-07-30 General Electric Company Turbine blade

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140033736A1 (en) * 2012-08-03 2014-02-06 Tracy A. Propheter-Hinckley Gas turbine engine component cooling circuit

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