JP2018040347A - 多壁ブレードのための冷却回路 - Google Patents
多壁ブレードのための冷却回路 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2018040347A JP2018040347A JP2017152848A JP2017152848A JP2018040347A JP 2018040347 A JP2018040347 A JP 2018040347A JP 2017152848 A JP2017152848 A JP 2017152848A JP 2017152848 A JP2017152848 A JP 2017152848A JP 2018040347 A JP2018040347 A JP 2018040347A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cavity
- leading edge
- wall blade
- cooling
- cooling circuit
- 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
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 163
- 230000008878 coupling Effects 0.000 abstract description 4
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 abstract description 4
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 abstract description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 18
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 4
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 238000010146 3D printing Methods 0.000 description 1
- 229910000990 Ni alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005219 brazing Methods 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005242 forging Methods 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 1
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
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- 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
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- 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
-
- 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
- F01D5/186—Film cooling
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/35—Combustors or associated equipment
-
- 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
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- 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
- F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Architecture (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
【課題】ガスタービンシステムをより高い温度で動作させることができるよう、高温の流れに曝される構成部品を冷却する。
【解決手段】一実施形態による多壁ブレード（６）のための冷却回路（３０）は、前記多壁ブレード（６）の正圧面（８）に隣接する表面（４４）を有する正圧側空洞（２０Ａ）と、前記多壁ブレード（６）の負圧面（１０）に隣接する表面（４６）を有する負圧側空洞（２２Ａ）と、前記正圧側および負圧側空洞（２０Ａ、２２Ａ）との間に配置され、前記多壁ブレード（６）の前記正圧および負圧面（８、１０）に隣接する表面を含んでいない中央空洞（２６Ａ）と、前記多壁ブレード（６）の前記正圧および負圧面（８、１０）に隣接する表面を有する第１の前縁空洞（１８Ｂ）と、前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）を第２の前縁空洞（１８Ａ）に流体結合させる少なくとも１つの衝突孔（５８）とを備える。
【選択図】図１
【解決手段】一実施形態による多壁ブレード（６）のための冷却回路（３０）は、前記多壁ブレード（６）の正圧面（８）に隣接する表面（４４）を有する正圧側空洞（２０Ａ）と、前記多壁ブレード（６）の負圧面（１０）に隣接する表面（４６）を有する負圧側空洞（２２Ａ）と、前記正圧側および負圧側空洞（２０Ａ、２２Ａ）との間に配置され、前記多壁ブレード（６）の前記正圧および負圧面（８、１０）に隣接する表面を含んでいない中央空洞（２６Ａ）と、前記多壁ブレード（６）の前記正圧および負圧面（８、１０）に隣接する表面を有する第１の前縁空洞（１８Ｂ）と、前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）を第２の前縁空洞（１８Ａ）に流体結合させる少なくとも１つの衝突孔（５８）とを備える。
【選択図】図１
Description
本開示は、広くには、タービンシステムに関し、より詳細には、多壁（ｍｕｌｔｉ−ｗａｌｌ）ブレードのための冷却回路に関する。
ガスタービンシステムは、発電などの分野で広く利用されているターボ機械の一例である。従来からのガスタービンシステムは、圧縮機部分、燃焼器部分、およびタービン部分を含む。ガスタービンシステムの運転中に、タービンブレードなどのシステム内の種々の構成部品が、構成部品を故障させかねない高温の流れに曝される。より高温の流れは、一般に、ガスタービンシステムの性能、効率、および出力の向上をもたらすため、ガスタービンシステムをより高い温度で動作させることができるよう、高温の流れに曝される構成部品を冷却することが好都合である。
タービンブレードは、典型的には、内部冷却チャネルの入り組んだ迷路を含む。例えば、ガスタービンシステムの圧縮機によってもたらされる冷却空気が、内部冷却チャネルを通ってタービンブレードを冷却することができる。
多壁タービンブレードの冷却システムは、内部の壁近傍冷却回路を備えることができる。このような壁近傍冷却回路は、例えば、多壁ブレードの外壁に隣接する壁近傍冷却チャネルを備えることができる。壁近傍冷却チャネルは、典型的には小さく、冷却用の流れをあまり必要としないが、依然として効果的な冷却に充分な速度を維持する。多壁ブレードの他の冷却効果の低い中央チャネル（典型的には、より大きい）を、冷却空気の供給源として使用することができ、「使用後」の冷却流を集めて多壁ブレードのうちのより熱負荷の低い領域へと再分配すべく案内するための１つ以上の再使用回路において使用することができる。
本開示の第１の態様は、多壁ブレードのための冷却回路であって、前記多壁ブレードの正圧面に隣接する表面を有する正圧側空洞と、前記多壁ブレードの負圧面に隣接する表面を有する負圧側空洞と、前記正圧側空洞と前記負圧側空洞との間に配置され、前記多壁ブレードの前記正圧面および前記負圧面に隣接する表面を含んでいない中央空洞と、前記多壁ブレードの前記正圧面および前記負圧面に隣接する表面を有する第１の前縁空洞と、前記第１の前縁空洞を第２の前縁空洞に流体結合させる少なくとも１つの衝突孔とを備える冷却回路を提供する。
本開示の第２の態様は、多壁タービンブレードと、前記多壁タービンブレード内に配置された冷却回路とを備える装置であって、前記冷却回路は、前記多壁ブレードの正圧面に隣接する表面を有する正圧側空洞と、前記多壁ブレードの負圧面に隣接する表面を有する負圧側空洞と、前記正圧側空洞と前記負圧側空洞との間に配置され、前記多壁ブレードの前記正圧面および前記負圧面に隣接する表面を含んでいない中央空洞と、前記多壁ブレードの前記正圧面および前記負圧面に隣接する表面を有する第１の前縁空洞と、前記第１の前縁空洞を第２の前縁空洞に流体結合させる少なくとも１つの衝突孔とを備えている装置を提供する。
本開示の第３の態様は、圧縮機構成要素と、燃焼器構成要素と、タービン構成要素とを含んでおり、前記タービン構成要素は、複数のターボ機械ブレードを含み、前記ターボ機械ブレードのうちの少なくとも１つは、多壁ブレードを含んでいるガスタービンシステムと、前記多壁ブレード内に配置された冷却回路とを備えており、前記冷却回路は、前記多壁ブレードの正圧面に隣接する表面を有する正圧側空洞と、前記多壁ブレードの負圧面に隣接する表面を有する負圧側空洞と、前記正圧側空洞と前記負圧側空洞との間に配置され、前記多壁ブレードの前記正圧面および前記負圧面に隣接する表面を含んでいない中央空洞と、前記多壁ブレードの前記正圧面および前記負圧面に隣接する表面を有する第１の前縁空洞と、前記第１の前縁空洞を第２の前縁空洞に流体結合させる少なくとも１つの衝突孔とを備えるターボ機械を提供する。
本開示の例示の態様は、本明細書に記載の問題および／または論じられない他の問題を解決する。
本開示のこれらの特徴および他の特徴は、本開示のさまざまの態様の以下の詳細な説明を本開示の種々の実施形態を示す添付の図面と併せて検討することで、より容易に理解されよう。
本開示の図面が、必ずしも比例尺ではないことに注意すべきである。図面は、本開示の典型的な態様だけを示すことを目的としており、したがって、本開示の範囲を限定するものとみなすべきではない。図面において、図面間で類似する番号は類似する要素を示している。
上述したように、本開示は、広くには、タービンシステムに関し、より詳細には、多壁ブレードの冷却のための冷却回路に関する。
図面（例えば、図６を参照）において、「Ａ」軸は、軸方向を表す。本明細書において使用されるとき、「軸方向」および／または「軸方向に」という用語は、ターボ機械（とくには、ロータ部分）の回転軸に実質的に平行な軸Ａに沿った物体の相対的な位置／方向を指す。さらに本明細書において使用されるとき、用語「径方向」および／または「径方向に」は、軸Ａに実質的に垂直でありかつただ１つの位置において軸Ａと交差する軸「ｒ」（例えば、図１を参照）に沿った物体の相対位置／方向を指す。さらに、「周方向」および／または「周方向に」という用語は、軸Ａを取り囲むが、いかなる位置においても軸Ａと交差しない円周（ｃ）に沿った物体の相対的な位置／方向を指す。
図１を参照すると、ターボ機械ブレード２の斜視図が示されている。ターボ機械ブレード２は、シャンク４と、シャンク４に結合し、シャンク４から径方向外側へと延びている多壁ブレード６とを含む。多壁ブレード６は、正圧面８と、反対側の負圧面１０と、先端領域３８とを含む。多壁ブレード６は、正圧面８と負圧面１０との間の前縁１４と、前縁１４の反対側の正圧面８と負圧面１０との間の後縁１６とをさらに含む。多壁ブレード６は、正圧側プラットフォーム５および負圧側プラットフォーム７を含むプラットフォーム３から径方向に延びている。
シャンク４および多壁ブレード６の各々を、１つ以上の金属（例えば、ニッケル、ニッケルの合金、など）から形成でき、従来からの手法によって形成（例えば、鋳造、鍛造、または機械加工）することができる。シャンク４および多壁ブレード６を、一体的に形成（例えば、鋳造、鍛造、三次元印刷、など）してもよく、あるいは後に（例えば、溶接、ろう付け、接着、または他の結合の機構によって）接合される別々の構成部品として形成してもよい。多壁ブレード６は、固定されたブレード（ノズル）または回転するブレードであってよい。
図２が、図１の線Ｘ−Ｘに沿って得た多壁ブレード６の断面図を示している。図示のように、多壁ブレード６は、複数の内部空洞を含むことができる。いくつかの実施形態において、多壁ブレード６は、複数の前縁空洞１８Ａ、１８Ｂと、複数の正圧側（外側）空洞２０Ａ〜２０Ｄと、複数の負圧側（外側）空洞２２Ａ〜２２Ｅと、複数の後縁空洞２４Ａ〜２４Ｃと、複数の中央空洞２６Ａ、２６Ｂとを含む。前縁空洞１８Ｂは、前縁空洞１８Ａの後方（後縁１６に近い）にある。多壁ブレード６における空洞１８，２０，２２，２４，２６の数は、当然ながら、例えば多壁ブレード６の具体的な構成、サイズ、使用目的、などに応じてさまざまであってよい。この限りにおいて、本明細書に開示の実施形態に示される空洞１８，２０，２２，２４，２６の数は、限定を意味しない。実施形態に応じて、空洞１８，２０，２２，２４，２６のさまざまな組み合わせを使用して、種々の冷却回路を設けることができる。
いくつかの実施形態による前縁蛇行冷却回路３０が、図３および図４に示されている。名前が示すように、前縁冷却回路３０は、多壁ブレード６の前縁１４に隣接して、多壁ブレード６の正圧面８と負圧面１０との間に配置される。
図３および図４を同時に参照すると、例えばガスタービンシステム１０２（図６）の圧縮機１０４によって生成された冷却空気３２の流れが、シャンク４（図１）を通って前縁冷却回路３０へと（例えば、少なくとも１つの冷却空気供給部を介して）供給される。冷却空気３２の流れの第１の部分３４は、多壁ブレード６の正圧面８に隣接する正圧側空洞２０Ａの基部３８へと正圧側供給部を介して供給される。冷却空気３２の流れの第２の部分３６は、多壁ブレード６の負圧面１０に隣接する負圧側空洞２２Ａの基部（図示せず）へと負圧側供給部を介して供給される。
図３および図４ならびに図１に示されるとおり、冷却空気３４の流れは、正圧側空洞２０Ａを通って径方向外側へと多壁ブレード６の先端領域３８に向かって流れ、対流冷却をもたらす。ターン４０が、冷却空気３４の流れを正圧側空洞２０Ａから中央空洞２６Ａへと向け直す。同様のやり方で、冷却空気３６の流れは、負圧側空洞２２Ａを通って径方向外側へと多壁ブレード６の先端領域３８に向かって流れ、対流冷却をもたらす。ターン４２が、冷却空気３６の流れを負圧側空洞２２Ａから中央空洞２６Ａへと向け直す。冷却空気３４の流れおよび冷却空気３６の流れは、中央空洞２６Ａにおいて再び一緒になり、冷却空気３２の流れを再び形成する。多壁ブレード６の正圧面８に隣接する表面４４を有する正圧側空洞２０Ａおよび多壁ブレード６の負圧面１０に隣接する表面４６を有する負圧側空洞２２Ａとは異なり、中央空洞２６Ａは、多壁ブレード６の正圧面８または負圧面１０のいずれかに隣接する表面を有さない。いくつかの実施形態によれば、ターン４０，４２（ならびに、後述される他のターン）は、空気または任意の他の気体を多壁ブレード６内の或る場所から別の場所へと通すことができる導管、チューブ、パイプ、チャネル、および／または任意の他の適切な機構を備えることができる。
冷却空気３２の流れは、中央空洞２６Ａを通って中央空洞２６Ａの基部４８に向かって径方向内側へと流れる。次に、ターン５０が、冷却空気３２の流れを中央空洞２６Ａの基部４８から前縁空洞１８Ｂの基部５２へと向け直す。図３に示されるように、前縁空洞１８Ｂは、多壁ブレード６の正圧面８に隣接する表面５４と、多壁ブレード６の負圧面１０に隣接する表面５６とを有する。
前縁空洞１８Ｂへと進んだ後に、冷却空気３２の流れは、少なくとも１つの衝突孔５８を介して前縁空洞１８Ａの前壁８０へと導かれ、衝突冷却をもたらす。衝突後の冷却空気３２の流れの一部６０は、前縁空洞１８Ａから少なくとも１つのフィルム孔６２を介して多壁ブレード６の前縁１４へと流れ出し、前縁１４のフィルム冷却をもたらす。冷却空気３２の流れの一部６４は、少なくとも１つのチャネル６６によって前縁空洞１８Ａから多壁ブレード６の先端６８（図１）まで導かれる。冷却空気３２の流れの一部６４を、先端フィルム冷却をもたらす先端フィルム７０として多壁ブレード６の先端６８から排出することができる。他の実施形態においては、冷却空気３２の流れの一部６０，６４または冷却空気３２の流れの他の部分を、先端６８またはプラットフォーム３（もしくは、内側／外側の側壁）の冷却回路へと送ることができ、かつ／または前縁蛇行冷却回路３０の後方の他の冷却回路において再使用することができる。
図５に示されるとおり、他の実施形態においては、流れの方向を逆にすることができる。例えば、図５に示される前縁蛇行冷却回路１３０においては、（例えば、シャンク４または多壁ブレード６の１つ以上の空洞によって）冷却空気１３２の流れをもたらし、部分１３４および部分１３６に分割することができる。部分１３４，１３６は、それぞれ正圧側空洞２０Ａおよび負圧側空洞２２Ａを通って径方向内側へと流れる。部分１３４，１３６は、中央空洞２６Ａにおいて再び組み合わせられて冷却空気１３２の流れとなり、中央空洞２６Ａを通って径方向外側へと流れる。その後に、冷却空気１３２の流れは、前縁空洞１８Ｂへと径方向内側に向けられる。前縁空洞１８Ｂへと進んだ後に、冷却空気１３２の流れは、少なくとも１つの衝突孔５８によって前縁空洞１８Ｂから前縁空洞１８Ａへと導かれ、衝突冷却をもたらす。冷却空気の流れ１３２の一部１６０は、前縁空洞１８Ａから少なくとも１つのフィルム孔６２を介して多壁ブレード６の前縁１４へと流れ出し、前縁１４のフィルム冷却をもたらす。冷却空気１３２の流れの一部１６４は、少なくとも１つのチャネル６６によって前縁空洞１８Ａから多壁ブレード６の先端６８（図１）まで導かれる。冷却空気１３２の流れの一部１６４を、先端フィルム冷却をもたらす先端フィルムとして多壁ブレード６の先端から排出することができる。他の実施形態においては、冷却空気１３２の流れの一部１６０，１６４または冷却空気１３２の流れの他の部分を、プラットフォーム３（もしくは、内側／外側の側壁）へと送ることができ、かつ／または前縁蛇行冷却回路１３０の後方の他の冷却回路において再使用することができる。
冷却回路３０，１３０は、ガスタービンの運転中に回転するターボ機械ブレード２の多壁ブレード６における使用に関して説明されている。しかしながら、冷却回路３０，１３０を、ガスタービンの固定のタービンノズルにおける冷却にも使用することができる。さらに、冷却回路３０，１３０を使用して、動作時に内部の冷却空気の流れを必要とする他の構造物を冷却することができる。
図６は、本明細書において使用され得るガスターボ機械１０２の概略図を示している。ガスターボ機械１０２は、圧縮機１０４を含むことができる。圧縮機１０４は、流入する空気の流れ１０６を圧縮する。圧縮機１０４は、圧縮された空気の流れ１０８を燃焼器１１０へともたらす。燃焼器１１０は、圧縮された空気の流れ１０８を加圧された燃料の流れ１１２と混合し、この混合物に点火して、燃焼ガスの流れ１１４を生み出す。単一の燃焼器１１０のみが示されているが、ガスタービンシステム１０２は、任意の数の燃焼器１１０を含むことができる。次いで、燃焼ガスの流れ１１４は、典型的には複数のターボ機械ブレード２（図１）を備えているタービン１１６へともたらされる。燃焼ガスの流れ１１４は、タービン１１６を駆動して機械的な仕事を生み出す。タービン１１６で生み出された機械的な仕事は、シャフト１１８を介して圧縮機１０４を駆動し、さらに発電機などの外部負荷１２０を駆動するために用いられてよい。
種々の実施形態において、互いに「結合」しているとして説明される構成要素は、１つ以上の界面に沿って結び付けられてよい。いくつかの実施形態において、これらの界面は、別個の構成要素の間の接合部を含むことができ、他の場合には、これらの界面は、堅固および／または一体的に形成された相互接続を含むことができる。すなわち、いくつかの場合において、互いに「結合」した構成要素は、単一の連続的な部材を定めるように同時に形成されることができる。しかしながら、他の実施形態において、これらの結合した構成要素は、別々の部材として形成された後に公知のプロセス（例えば、締め付け、超音波溶接、接着）によって結び付けられてよい。
或る要素または層が、他の要素に対して「上に位置し」、「係合し」、「接続され」、あるいは「結合し」ていると称される場合、他の要素に対して直接的に上に位置し、係合し、接続され、あるいは係合しても、介在の要素が存在してもよい。対照的に、或る要素が、他の要素に対して「直接的に上に位置し」、「直接的に係合し」、「直接的に接続され」、あるいは「直接的に結合し」ていると称される場合、いかなる介在の要素または層も存在できないかもしれない。要素間の関係を説明するために使用される他の用語も、同様な方法で解釈されなければならない（例えば、「・・・の間に」に対する「・・・の間に直接的に」、「・・・に隣接」に対する「・・・に直接的に隣接」、など）。本明細書において使用されるとき、用語「および／または」は、そこに挙げられた項目のうちの１つ以上からなる任意かつすべての組み合わせを含む。
本明細書で用いる用語は、特定の実施形態を説明することだけを目的とし、本開示を限定することを目的とするものではない。本明細書で用いられるように、文脈で別途明確に指示しない限り、単数形「１つの（ａ）」、「１つの（ａｎ）」および「前記（ｔｈｅ）」は複数形も含むものとする。「含む（ｃｏｍｐｒｉｓｅｓ）」および／または「含む（ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ）」という用語は、本明細書で使用される場合に、記載した特徴、整数、ステップ、動作、要素、および／または構成部品の存在を示すが、１つもしくは複数の他の特徴、整数、ステップ、動作、要素、構成部品、および／またはこれらのグループの存在もしくは追加を排除するものではないことがさらに理解されるであろう。
本明細書は、最良の形態を含めて、本発明を開示するために実施例を用いており、また、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めて、いかなる当業者も本発明を実施することが可能となるように実施例を用いている。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。
［実施態様１］
多壁ブレード（６）のための冷却回路（３０）であって、
前記多壁ブレード（６）の正圧面（８）に隣接する表面（４４）を有する正圧側空洞（２０Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の負圧面（１０）に隣接する表面（４６）を有する負圧側空洞（２２Ａ）と、
前記正圧側空洞（２０Ａ）と前記負圧側空洞（２２Ａ）との間に配置され、前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を含んでいない中央空洞（２６Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を有する第１の前縁空洞（１８Ｂ）と、
前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）を第２の前縁空洞（１８Ａ）に流体結合させる少なくとも１つの衝突孔（５８）と
を備える冷却回路（３０）。
［実施態様２］
前記第２の前縁空洞（１８Ａ）を前記多壁ブレード（６）の前縁（１４）に流体結合させる少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）をさらに備える、実施態様１に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様３］
前記第２の前縁空洞（１８Ａ）を前記多壁ブレード（６）の先端（６８）に流体結合させる少なくとも１つのチャネル（６６）をさらに備える、実施態様１に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様４］
前記正圧側空洞（２０Ａ）と前記負圧側空洞（２２Ａ）との間で分割され、第１の部分（３４）が前記正圧側空洞（２０Ａ）へと導かれ、第２の部分（３６）が前記負圧側空洞（２２Ａ）へと導かれる冷却空気の流れ（３２）と、
前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）を前記正圧側空洞（２０Ａ）から前記中央空洞（２６Ａ）へと導くターン（４０）と、
前記冷却空気の流れの前記第２の部分（３６）を前記負圧側空洞（２２Ａ）から前記中央空洞（２６Ａ）へと導き、前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）および前記第２の部分（３６）を前記中央空洞（２６Ａ）において再び組み合わせ、再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）とするターン（４２）と、
前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）を前記中央空洞（２６Ａ）から前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）へと導くターン（５０）と
前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）を前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）から前記第２の前縁空洞（１８Ａ）の表面に対して導く前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）における少なくとも１つの衝突孔（５８）と
をさらに備える、実施態様１に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様５］
少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）をさらに備え、該少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）は、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）から前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）へと延びている、実施態様４に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様６］
前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）の一部（６０）が、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）から前記少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）を通って前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）へと排出され、前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）のフィルム冷却をもたらす、実施態様５に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様７］
少なくとも１つのチャネル（６６）をさらに備え、前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）の一部（６４）が、前記少なくとも１つのチャネル（６６）を通って前記多壁ブレード（６）の先端（６８）へと排出され、前記多壁ブレード（６）の前記先端（６８）のフィルム冷却をもたらす、実施態様４に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様８］
前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）および前記第２の部分（３６）ならびに前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）における前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）は、前記多壁ブレード（６）を通って第１の方向に流れ、前記中央空洞（２６Ａ）における前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）は、前記多壁ブレード（６）を通って第２の方向に流れる、実施態様４に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様９］
前記第１の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向外向きであり、前記第２の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向内向きである、実施態様８に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様１０］
前記第１の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向内向きであり、前記第２の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向外向きである、実施態様８に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様１１］
多壁タービンブレード（６）と、
前記多壁タービンブレード（６）内に配置された冷却回路（３０）と
を備えており、
前記冷却回路（３０）は、
前記多壁ブレード（６）の正圧面（８）に隣接する表面（４４）を有する正圧側空洞（２０Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の負圧面（１０）に隣接する表面（４６）を有する負圧側空洞（２２Ａ）と、
前記正圧側空洞（２０Ａ）と前記負圧側空洞（２２Ａ）との間に配置され、前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を含んでいない中央空洞（２６Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を有する第１の前縁空洞（１８Ｂ）と、
前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）を第２の前縁空洞（１８Ａ）に流体結合させる少なくとも１つの衝突孔（５８）と
を備えている、装置。
［実施態様１２］
前記冷却回路（３０）は、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）を前記多壁ブレード（６）の前縁（１４）に流体結合させる少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）をさらに備える、実施態様１１に記載の装置。
［実施態様１３］
前記冷却回路（３０）は、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）を前記多壁ブレード（６）の先端（６８）に流体結合させる少なくとも１つのチャネル（６６）をさらに備える、実施態様１１に記載の装置。
［実施態様１４］
前記冷却回路（３０）は、
前記正圧側空洞（２０Ａ）と前記負圧側空洞（２２Ａ）との間で分割され、第１の部分（３４）が前記正圧側空洞（２０Ａ）へと導かれ、第２の部分（３６）が前記負圧側空洞（２２Ａ）へと導かれる冷却空気の流れ（３２）と、
前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）を前記正圧側空洞（２０Ａ）から前記中央空洞（２６Ａ）へと導くターン（４０）と、
前記冷却空気の流れの前記第２の部分（３６）を前記負圧側空洞（２２Ａ）から前記中央空洞（２６Ａ）へと導き、前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）および前記第２の部分（３６）を前記中央空洞（２６Ａ）において再び組み合わせ、再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）とするターン（４２）と、
前記再び組み合わせられた空気の流れ（３２）を前記中央空洞（２６Ａ）から前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）へと導くターン（５０）と
前記再び組み合わせられた空気の流れ（３２）を前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）から前記第２の前縁空洞（１８Ａ）の表面に対して導く前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）における少なくとも１つの衝突孔（５８）と
をさらに備える、実施態様１１に記載の装置。
［実施態様１５］
前記冷却回路（３０）は、少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）をさらに備え、該少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）は、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）から前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）へと延びている、実施態様１４に記載の装置。
［実施態様１６］
前記再び組み合わせられた空気の流れ（３２）の一部（６０）が、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）から前記少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）を通って前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）へと排出され、前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）のフィルム冷却をもたらす、実施態様１５に記載の装置。
［実施態様１７］
前記冷却回路（３０）は、少なくとも１つのチャネル（６６）をさらに備え、前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）の一部（６４）が、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）から前記少なくとも１つのチャネル（６６）を通って前記多壁ブレード（６）の前記先端（６８）へと排出され、前記多壁ブレード（６）の前記先端（６８）のフィルム冷却をもたらす、実施態様１４に記載の装置。
［実施態様１８］
前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）および前記第２の部分（３６）ならびに前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）における前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）は、前記多壁ブレード（６）を通って第１の方向に流れ、前記中央空洞（２６Ａ）における前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）は、前記多壁ブレード（６）を通って第２の方向に流れる、実施態様１４に記載の装置。
［実施態様１９］
前記第１の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向外向きであり、前記第２の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向内向きである、実施態様１８に記載の装置。
［実施態様２０］
圧縮機構成要素（１０４）と、燃焼器構成要素（１１０）と、タービン構成要素（１１６）とを含んでおり、前記タービン構成要素（１１６）は、複数のターボ機械ブレード（２）を含み、前記ターボ機械ブレード（２）のうちの少なくとも１つは、多壁ブレード（６）を含んでいるガスタービンシステムと、
前記多壁ブレード（６）内に配置された冷却回路（３０）と
を備えており、
前記冷却回路（３０）は、
前記多壁ブレード（６）の正圧面（８）に隣接する表面（４４）を有する正圧側空洞（２０Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の負圧面（１０）に隣接する表面（４６）を有する負圧側空洞（２２Ａ）と、
前記正圧側空洞（２０Ａ）と前記負圧側空洞（２２Ａ）との間に配置され、前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を含んでいない中央空洞（２６Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を有する第１の前縁空洞（１８Ｂ）と、
前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）を第２の前縁空洞（１８Ａ）に流体結合させる少なくとも１つの衝突孔（５８）と
を備えるターボ機械（１０２）。
［実施態様１］
多壁ブレード（６）のための冷却回路（３０）であって、
前記多壁ブレード（６）の正圧面（８）に隣接する表面（４４）を有する正圧側空洞（２０Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の負圧面（１０）に隣接する表面（４６）を有する負圧側空洞（２２Ａ）と、
前記正圧側空洞（２０Ａ）と前記負圧側空洞（２２Ａ）との間に配置され、前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を含んでいない中央空洞（２６Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を有する第１の前縁空洞（１８Ｂ）と、
前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）を第２の前縁空洞（１８Ａ）に流体結合させる少なくとも１つの衝突孔（５８）と
を備える冷却回路（３０）。
［実施態様２］
前記第２の前縁空洞（１８Ａ）を前記多壁ブレード（６）の前縁（１４）に流体結合させる少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）をさらに備える、実施態様１に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様３］
前記第２の前縁空洞（１８Ａ）を前記多壁ブレード（６）の先端（６８）に流体結合させる少なくとも１つのチャネル（６６）をさらに備える、実施態様１に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様４］
前記正圧側空洞（２０Ａ）と前記負圧側空洞（２２Ａ）との間で分割され、第１の部分（３４）が前記正圧側空洞（２０Ａ）へと導かれ、第２の部分（３６）が前記負圧側空洞（２２Ａ）へと導かれる冷却空気の流れ（３２）と、
前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）を前記正圧側空洞（２０Ａ）から前記中央空洞（２６Ａ）へと導くターン（４０）と、
前記冷却空気の流れの前記第２の部分（３６）を前記負圧側空洞（２２Ａ）から前記中央空洞（２６Ａ）へと導き、前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）および前記第２の部分（３６）を前記中央空洞（２６Ａ）において再び組み合わせ、再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）とするターン（４２）と、
前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）を前記中央空洞（２６Ａ）から前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）へと導くターン（５０）と
前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）を前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）から前記第２の前縁空洞（１８Ａ）の表面に対して導く前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）における少なくとも１つの衝突孔（５８）と
をさらに備える、実施態様１に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様５］
少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）をさらに備え、該少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）は、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）から前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）へと延びている、実施態様４に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様６］
前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）の一部（６０）が、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）から前記少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）を通って前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）へと排出され、前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）のフィルム冷却をもたらす、実施態様５に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様７］
少なくとも１つのチャネル（６６）をさらに備え、前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）の一部（６４）が、前記少なくとも１つのチャネル（６６）を通って前記多壁ブレード（６）の先端（６８）へと排出され、前記多壁ブレード（６）の前記先端（６８）のフィルム冷却をもたらす、実施態様４に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様８］
前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）および前記第２の部分（３６）ならびに前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）における前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）は、前記多壁ブレード（６）を通って第１の方向に流れ、前記中央空洞（２６Ａ）における前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）は、前記多壁ブレード（６）を通って第２の方向に流れる、実施態様４に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様９］
前記第１の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向外向きであり、前記第２の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向内向きである、実施態様８に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様１０］
前記第１の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向内向きであり、前記第２の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向外向きである、実施態様８に記載の冷却回路（３０）。
［実施態様１１］
多壁タービンブレード（６）と、
前記多壁タービンブレード（６）内に配置された冷却回路（３０）と
を備えており、
前記冷却回路（３０）は、
前記多壁ブレード（６）の正圧面（８）に隣接する表面（４４）を有する正圧側空洞（２０Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の負圧面（１０）に隣接する表面（４６）を有する負圧側空洞（２２Ａ）と、
前記正圧側空洞（２０Ａ）と前記負圧側空洞（２２Ａ）との間に配置され、前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を含んでいない中央空洞（２６Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を有する第１の前縁空洞（１８Ｂ）と、
前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）を第２の前縁空洞（１８Ａ）に流体結合させる少なくとも１つの衝突孔（５８）と
を備えている、装置。
［実施態様１２］
前記冷却回路（３０）は、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）を前記多壁ブレード（６）の前縁（１４）に流体結合させる少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）をさらに備える、実施態様１１に記載の装置。
［実施態様１３］
前記冷却回路（３０）は、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）を前記多壁ブレード（６）の先端（６８）に流体結合させる少なくとも１つのチャネル（６６）をさらに備える、実施態様１１に記載の装置。
［実施態様１４］
前記冷却回路（３０）は、
前記正圧側空洞（２０Ａ）と前記負圧側空洞（２２Ａ）との間で分割され、第１の部分（３４）が前記正圧側空洞（２０Ａ）へと導かれ、第２の部分（３６）が前記負圧側空洞（２２Ａ）へと導かれる冷却空気の流れ（３２）と、
前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）を前記正圧側空洞（２０Ａ）から前記中央空洞（２６Ａ）へと導くターン（４０）と、
前記冷却空気の流れの前記第２の部分（３６）を前記負圧側空洞（２２Ａ）から前記中央空洞（２６Ａ）へと導き、前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）および前記第２の部分（３６）を前記中央空洞（２６Ａ）において再び組み合わせ、再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）とするターン（４２）と、
前記再び組み合わせられた空気の流れ（３２）を前記中央空洞（２６Ａ）から前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）へと導くターン（５０）と
前記再び組み合わせられた空気の流れ（３２）を前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）から前記第２の前縁空洞（１８Ａ）の表面に対して導く前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）における少なくとも１つの衝突孔（５８）と
をさらに備える、実施態様１１に記載の装置。
［実施態様１５］
前記冷却回路（３０）は、少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）をさらに備え、該少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）は、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）から前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）へと延びている、実施態様１４に記載の装置。
［実施態様１６］
前記再び組み合わせられた空気の流れ（３２）の一部（６０）が、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）から前記少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）を通って前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）へと排出され、前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）のフィルム冷却をもたらす、実施態様１５に記載の装置。
［実施態様１７］
前記冷却回路（３０）は、少なくとも１つのチャネル（６６）をさらに備え、前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）の一部（６４）が、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）から前記少なくとも１つのチャネル（６６）を通って前記多壁ブレード（６）の前記先端（６８）へと排出され、前記多壁ブレード（６）の前記先端（６８）のフィルム冷却をもたらす、実施態様１４に記載の装置。
［実施態様１８］
前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）および前記第２の部分（３６）ならびに前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）における前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）は、前記多壁ブレード（６）を通って第１の方向に流れ、前記中央空洞（２６Ａ）における前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）は、前記多壁ブレード（６）を通って第２の方向に流れる、実施態様１４に記載の装置。
［実施態様１９］
前記第１の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向外向きであり、前記第２の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向内向きである、実施態様１８に記載の装置。
［実施態様２０］
圧縮機構成要素（１０４）と、燃焼器構成要素（１１０）と、タービン構成要素（１１６）とを含んでおり、前記タービン構成要素（１１６）は、複数のターボ機械ブレード（２）を含み、前記ターボ機械ブレード（２）のうちの少なくとも１つは、多壁ブレード（６）を含んでいるガスタービンシステムと、
前記多壁ブレード（６）内に配置された冷却回路（３０）と
を備えており、
前記冷却回路（３０）は、
前記多壁ブレード（６）の正圧面（８）に隣接する表面（４４）を有する正圧側空洞（２０Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の負圧面（１０）に隣接する表面（４６）を有する負圧側空洞（２２Ａ）と、
前記正圧側空洞（２０Ａ）と前記負圧側空洞（２２Ａ）との間に配置され、前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を含んでいない中央空洞（２６Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を有する第１の前縁空洞（１８Ｂ）と、
前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）を第２の前縁空洞（１８Ａ）に流体結合させる少なくとも１つの衝突孔（５８）と
を備えるターボ機械（１０２）。
２ ターボ機械ブレード
３ プラットフォーム
４ シャンク
５ 正圧側プラットフォーム
６ 多壁ブレード
７ 負圧側プラットフォーム
８ 正圧面
１０ 負圧面
１４ 前縁
１６ 後縁
１８Ａ、１８Ｂ 前縁空洞
２０Ａ〜２０Ｄ 正圧側空
２２Ａ〜２２Ｅ 負圧側空洞
２４Ａ〜２４Ｃ 後縁空洞
２６Ａ、２６Ｂ 中央空洞
３０ 前縁冷却回路
３２ 冷却空気
３４ 冷却空気の流れの第１の部分
３６ 冷却空気の流れの第２の部分
３８ 先端領域、基部
４０ ターン
４２ ターン
４４ 表面
４６ 表面
４８ 基部
５０ ターン
５２ 基部
５４ 表面
５６ 表面
５８ 衝突孔
６０ 冷却空気の流れの一部
６２ フィルム孔
６４ 冷却空気の流れの一部
６６ チャネル
６８ 先端
７０ 先端フィルム
８０ 前壁
１０２ ガスターボ機械、ガスタービンシステム
１０４ 圧縮機
１０６ 空気
１０８ 圧縮された空気
１１０ 燃焼器
１１２ 燃料
１１４ 燃焼ガス
１１６ タービン
１１８ シャフト
１２０ 外部負荷
１３０ 冷却回路
１３２ 冷却空気
１３４ 部分
１３６ 部分
１６０ 冷却空気の流れの一部
１６４ 冷却空気の流れの一部
３ プラットフォーム
４ シャンク
５ 正圧側プラットフォーム
６ 多壁ブレード
７ 負圧側プラットフォーム
８ 正圧面
１０ 負圧面
１４ 前縁
１６ 後縁
１８Ａ、１８Ｂ 前縁空洞
２０Ａ〜２０Ｄ 正圧側空
２２Ａ〜２２Ｅ 負圧側空洞
２４Ａ〜２４Ｃ 後縁空洞
２６Ａ、２６Ｂ 中央空洞
３０ 前縁冷却回路
３２ 冷却空気
３４ 冷却空気の流れの第１の部分
３６ 冷却空気の流れの第２の部分
３８ 先端領域、基部
４０ ターン
４２ ターン
４４ 表面
４６ 表面
４８ 基部
５０ ターン
５２ 基部
５４ 表面
５６ 表面
５８ 衝突孔
６０ 冷却空気の流れの一部
６２ フィルム孔
６４ 冷却空気の流れの一部
６６ チャネル
６８ 先端
７０ 先端フィルム
８０ 前壁
１０２ ガスターボ機械、ガスタービンシステム
１０４ 圧縮機
１０６ 空気
１０８ 圧縮された空気
１１０ 燃焼器
１１２ 燃料
１１４ 燃焼ガス
１１６ タービン
１１８ シャフト
１２０ 外部負荷
１３０ 冷却回路
１３２ 冷却空気
１３４ 部分
１３６ 部分
１６０ 冷却空気の流れの一部
１６４ 冷却空気の流れの一部
Claims (11)
- 多壁ブレード（６）のための冷却回路（３０）であって、
前記多壁ブレード（６）の正圧面（８）に隣接する表面（４４）を有する正圧側空洞（２０Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の負圧面（１０）に隣接する表面（４６）を有する負圧側空洞（２２Ａ）と、
前記正圧側空洞（２０Ａ）と前記負圧側空洞（２２Ａ）との間に配置され、前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を含んでいない中央空洞（２６Ａ）と、
前記多壁ブレード（６）の前記正圧面（８）および前記負圧面（１０）に隣接する表面を有する第１の前縁空洞（１８Ｂ）と、
前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）を第２の前縁空洞（１８Ａ）に流体結合させる少なくとも１つの衝突孔（５８）と
を備える冷却回路（３０）。 - 前記第２の前縁空洞（１８Ａ）を前記多壁ブレード（６）の前縁（１４）に流体結合させる少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）をさらに備える、請求項１に記載の冷却回路（３０）。
- 前記第２の前縁空洞（１８Ａ）を前記多壁ブレード（６）の先端（６８）に流体結合させる少なくとも１つのチャネル（６６）をさらに備える、請求項１に記載の冷却回路（３０）。
- 前記正圧側空洞（２０Ａ）と前記負圧側空洞（２２Ａ）との間で分割され、第１の部分（３４）が前記正圧側空洞（２０Ａ）へと導かれ、第２の部分（３６）が前記負圧側空洞（２２Ａ）へと導かれる冷却空気の流れ（３２）と、
前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）を前記正圧側空洞（２０Ａ）から前記中央空洞（２６Ａ）へと導くターン（４０）と、
前記冷却空気の流れの前記第２の部分（３６）を前記負圧側空洞（２２Ａ）から前記中央空洞（２６Ａ）へと導き、前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）および前記第２の部分（３６）を前記中央空洞（２６Ａ）において再び組み合わせ、再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）とするターン（４２）と、
前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）を前記中央空洞（２６Ａ）から前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）へと導くターン（５０）と
前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）を前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）から前記第２の前縁空洞（１８Ａ）の表面に対して導く前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）における少なくとも１つの衝突孔（５８）と
をさらに備える、請求項１に記載の冷却回路（３０）。 - 少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）をさらに備え、該少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）は、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）から前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）へと延びている、請求項４に記載の冷却回路（３０）。
- 前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）の一部（６０）が、前記第２の前縁空洞（１８Ａ）から前記少なくとも１つの前縁フィルム孔（６２）を通って前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）へと排出され、前記多壁ブレード（６）の前記前縁（１４）のフィルム冷却をもたらす、請求項５に記載の冷却回路（３０）。
- 少なくとも１つのチャネル（６６）をさらに備え、前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）の一部（６４）が、前記少なくとも１つのチャネル（６６）を通って前記多壁ブレード（６）の先端（６８）へと排出され、前記多壁ブレード（６）の前記先端（６８）のフィルム冷却をもたらす、請求項４に記載の冷却回路（３０）。
- 前記冷却空気の流れの前記第１の部分（３４）および前記第２の部分（３６）ならびに前記第１の前縁空洞（１８Ｂ）における前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）は、前記多壁ブレード（６）を通って第１の方向に流れ、前記中央空洞（２６Ａ）における前記再び組み合わせられた冷却空気の流れ（３２）は、前記多壁ブレード（６）を通って第２の方向に流れる、請求項４に記載の冷却回路（３０）。
- 前記第１の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向外向きであり、前記第２の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向内向きである、請求項８に記載の冷却回路（３０）。
- 前記第１の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向内向きであり、前記第２の方向は、前記多壁ブレード（６）を通って径方向外向きである、請求項８に記載の冷却回路（３０）。
- 前記多壁ブレード（６）を含むガスタービンシステム（１０２）をさらに含み、該ガスタービンシステム（１０２）は、圧縮機構成要素（１０４）と、燃焼器構成要素（１１０）と、タービン構成要素（１１６）とを含んでいる、請求項１に記載の冷却回路（３０）。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US15/239,968 US10208608B2 (en) | 2016-08-18 | 2016-08-18 | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US15/239,968 | 2016-08-18 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2018040347A true JP2018040347A (ja) | 2018-03-15 |
| JP6964462B2 JP6964462B2 (ja) | 2021-11-10 |
Family
ID=60481344
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2017152848A Active JP6964462B2 (ja) | 2016-08-18 | 2017-08-08 | 多壁ブレードのための冷却回路 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10208608B2 (ja) |
| JP (1) | JP6964462B2 (ja) |
| CN (1) | CN207363710U (ja) |
| DE (1) | DE202017104913U1 (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10060269B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-08-28 | General Electric Company | Cooling circuits for a multi-wall blade |
| US10221696B2 (en) | 2016-08-18 | 2019-03-05 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US10267162B2 (en) * | 2016-08-18 | 2019-04-23 | General Electric Company | Platform core feed for a multi-wall blade |
| US11560847B2 (en) | 2020-04-07 | 2023-01-24 | Rohr, Inc. | Transpirationally cooled exhaust center body for an aircraft propulsion system |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5813835A (en) * | 1991-08-19 | 1998-09-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Air-cooled turbine blade |
| US7458778B1 (en) * | 2006-06-14 | 2008-12-02 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with a bifurcated counter flow serpentine path |
| US7481622B1 (en) * | 2006-06-21 | 2009-01-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with a serpentine flow path |
| JP2015127540A (ja) * | 2013-12-30 | 2015-07-09 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービン翼内冷却回路 |
Family Cites Families (86)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4474532A (en) | 1981-12-28 | 1984-10-02 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
| GB2121483B (en) | 1982-06-08 | 1985-02-13 | Rolls Royce | Cooled turbine blade for a gas turbine engine |
| US4650399A (en) | 1982-06-14 | 1987-03-17 | United Technologies Corporation | Rotor blade for a rotary machine |
| US4753575A (en) | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| US5296308A (en) | 1992-08-10 | 1994-03-22 | Howmet Corporation | Investment casting using core with integral wall thickness control means |
| US5356265A (en) | 1992-08-25 | 1994-10-18 | General Electric Company | Chordally bifurcated turbine blade |
| US5382135A (en) | 1992-11-24 | 1995-01-17 | United Technologies Corporation | Rotor blade with cooled integral platform |
| US5403159A (en) | 1992-11-30 | 1995-04-04 | United Technoligies Corporation | Coolable airfoil structure |
| US5702232A (en) | 1994-12-13 | 1997-12-30 | United Technologies Corporation | Cooled airfoils for a gas turbine engine |
| US5853044A (en) | 1996-04-24 | 1998-12-29 | Pcc Airfoils, Inc. | Method of casting an article |
| JP3411775B2 (ja) | 1997-03-10 | 2003-06-03 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼 |
| US6220817B1 (en) | 1997-11-17 | 2001-04-24 | General Electric Company | AFT flowing multi-tier airfoil cooling circuit |
| GB9901218D0 (en) | 1999-01-21 | 1999-03-10 | Rolls Royce Plc | Cooled aerofoil for a gas turbine engine |
| US6196792B1 (en) | 1999-01-29 | 2001-03-06 | General Electric Company | Preferentially cooled turbine shroud |
| US6416284B1 (en) | 2000-11-03 | 2002-07-09 | General Electric Company | Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same |
| JP2002242607A (ja) | 2001-02-20 | 2002-08-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却翼 |
| US6491496B2 (en) | 2001-02-23 | 2002-12-10 | General Electric Company | Turbine airfoil with metering plates for refresher holes |
| US6478535B1 (en) | 2001-05-04 | 2002-11-12 | Honeywell International, Inc. | Thin wall cooling system |
| FR2829174B1 (fr) | 2001-08-28 | 2006-01-20 | Snecma Moteurs | Perfectionnement apportes aux circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz |
| FR2829175B1 (fr) | 2001-08-28 | 2003-11-07 | Snecma Moteurs | Circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz |
| US6974308B2 (en) | 2001-11-14 | 2005-12-13 | Honeywell International, Inc. | High effectiveness cooled turbine vane or blade |
| US6746209B2 (en) | 2002-05-31 | 2004-06-08 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine nozzle assemblies |
| US6832889B1 (en) * | 2003-07-09 | 2004-12-21 | General Electric Company | Integrated bridge turbine blade |
| US7104757B2 (en) | 2003-07-29 | 2006-09-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooled turbine blade |
| US6955525B2 (en) | 2003-08-08 | 2005-10-18 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooling system for an outer wall of a turbine blade |
| US6887033B1 (en) | 2003-11-10 | 2005-05-03 | General Electric Company | Cooling system for nozzle segment platform edges |
| US7097426B2 (en) | 2004-04-08 | 2006-08-29 | General Electric Company | Cascade impingement cooled airfoil |
| 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 |
| US7413407B2 (en) | 2005-03-29 | 2008-08-19 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber |
| US7303376B2 (en) | 2005-12-02 | 2007-12-04 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil with outer wall cooling system and inner mid-chord hot gas receiving cavity |
| US7296973B2 (en) | 2005-12-05 | 2007-11-20 | General Electric Company | Parallel serpentine cooled blade |
| US7513738B2 (en) | 2006-02-15 | 2009-04-07 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades |
| US7416391B2 (en) | 2006-02-24 | 2008-08-26 | General Electric Company | Bucket platform cooling circuit and method |
| US7686581B2 (en) | 2006-06-07 | 2010-03-30 | General Electric Company | Serpentine cooling circuit and method for cooling tip shroud |
| US7534089B2 (en) | 2006-07-18 | 2009-05-19 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with near wall multi-serpentine cooling channels |
| US7780413B2 (en) * | 2006-08-01 | 2010-08-24 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with near wall inflow chambers |
| US7527474B1 (en) | 2006-08-11 | 2009-05-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with mini-serpentine cooling passages |
| US7527475B1 (en) | 2006-08-11 | 2009-05-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with a near-wall cooling circuit |
| US7481623B1 (en) | 2006-08-11 | 2009-01-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Compartment cooled turbine blade |
| US7625178B2 (en) | 2006-08-30 | 2009-12-01 | Honeywell International Inc. | High effectiveness cooled turbine blade |
| US7722324B2 (en) | 2006-09-05 | 2010-05-25 | United Technologies Corporation | Multi-peripheral serpentine microcircuits for high aspect ratio blades |
| US7607891B2 (en) | 2006-10-23 | 2009-10-27 | United Technologies Corporation | Turbine component with tip flagged pedestal cooling |
| US8591189B2 (en) | 2006-11-20 | 2013-11-26 | General Electric Company | Bifeed serpentine cooled blade |
| US8047790B1 (en) | 2007-01-17 | 2011-11-01 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Near wall compartment cooled turbine blade |
| US7914257B1 (en) | 2007-01-17 | 2011-03-29 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine rotor blade with spiral and serpentine flow cooling circuit |
| US7845906B2 (en) | 2007-01-24 | 2010-12-07 | United Technologies Corporation | Dual cut-back trailing edge for airfoils |
| US7819629B2 (en) | 2007-02-15 | 2010-10-26 | Siemens Energy, Inc. | Blade for a gas turbine |
| US7780415B2 (en) | 2007-02-15 | 2010-08-24 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade having a convergent cavity cooling system for a trailing edge |
| JP5281245B2 (ja) | 2007-02-21 | 2013-09-04 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却構造 |
| US7862299B1 (en) | 2007-03-21 | 2011-01-04 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Two piece hollow turbine blade with serpentine cooling circuits |
| KR100900231B1 (ko) | 2007-06-21 | 2009-06-02 | 주식회사 하이닉스반도체 | 반도체 소자의 제조방법 |
| US7785072B1 (en) | 2007-09-07 | 2010-08-31 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Large chord turbine vane with serpentine flow cooling circuit |
| US7857589B1 (en) | 2007-09-21 | 2010-12-28 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with near-wall cooling |
| US8292581B2 (en) | 2008-01-09 | 2012-10-23 | Honeywell International Inc. | Air cooled turbine blades and methods of manufacturing |
| US7901183B1 (en) | 2008-01-22 | 2011-03-08 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with dual aft flowing triple pass serpentines |
| US8087891B1 (en) | 2008-01-23 | 2012-01-03 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with tip region cooling |
| US8057183B1 (en) | 2008-12-16 | 2011-11-15 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Light weight and highly cooled turbine blade |
| US8011888B1 (en) | 2009-04-18 | 2011-09-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with serpentine cooling |
| US8157505B2 (en) | 2009-05-12 | 2012-04-17 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade with single tip rail with a mid-positioned deflector portion |
| US8292582B1 (en) * | 2009-07-09 | 2012-10-23 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with serpentine flow cooling |
| US8356978B2 (en) | 2009-11-23 | 2013-01-22 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil platform cooling core |
| US8444386B1 (en) | 2010-01-19 | 2013-05-21 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with multiple near wall serpentine flow cooling |
| US8535004B2 (en) | 2010-03-26 | 2013-09-17 | Siemens Energy, Inc. | Four-wall turbine airfoil with thermal strain control for reduced cycle fatigue |
| US8616845B1 (en) | 2010-06-23 | 2013-12-31 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with tip cooling circuit |
| US8794921B2 (en) | 2010-09-30 | 2014-08-05 | General Electric Company | Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades |
| US8734108B1 (en) | 2011-11-22 | 2014-05-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with impingement cooling cavities and platform cooling channels connected in series |
| US9249673B2 (en) | 2011-12-30 | 2016-02-02 | General Electric Company | Turbine rotor blade platform cooling |
| US8678766B1 (en) | 2012-07-02 | 2014-03-25 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with near wall cooling channels |
| US20140096538A1 (en) | 2012-10-05 | 2014-04-10 | General Electric Company | Platform cooling of a turbine blade assembly |
| MA38192B1 (fr) | 2012-12-12 | 2017-11-30 | Actelion Pharmaceuticals Ltd | Dérivés d'indole carboxamide utilisés en tant qu'antagonistes du récepteur p2x7 |
| US9366194B2 (en) | 2013-09-05 | 2016-06-14 | General Electric Company | Method and system for controlling gas turbine performance with a variable backflow margin |
| US9670784B2 (en) | 2013-10-23 | 2017-06-06 | General Electric Company | Turbine bucket base having serpentine cooling passage with leading edge cooling |
| US9995149B2 (en) | 2013-12-30 | 2018-06-12 | General Electric Company | Structural configurations and cooling circuits in turbine blades |
| GB2522917A (en) | 2014-02-11 | 2015-08-12 | Sss Steel Profiles Ltd | Ladder brace |
| JP6344869B2 (ja) | 2014-06-30 | 2018-06-20 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン静翼、タービン、及び、タービン静翼の改造方法 |
| US10294799B2 (en) | 2014-11-12 | 2019-05-21 | United Technologies Corporation | Partial tip flag |
| US9845694B2 (en) | 2015-04-22 | 2017-12-19 | United Technologies Corporation | Flow directing cover for engine component |
| US9863538B2 (en) | 2015-04-27 | 2018-01-09 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine brush seal with supported tip |
| US10054055B2 (en) | 2015-11-19 | 2018-08-21 | United Technology Corporation | Serpentine platform cooling structures |
| US10053989B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-08-21 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US9976425B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-05-22 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US10052683B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-08-21 | General Electric Company | Center plenum support for a multiwall turbine airfoil casting |
| US9926788B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-03-27 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US20170175544A1 (en) | 2015-12-21 | 2017-06-22 | General Electric Company | Cooling circuits for a multi-wall blade |
| US10119405B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-11-06 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US9909427B2 (en) | 2015-12-22 | 2018-03-06 | General Electric Company | Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit |
-
2016
- 2016-08-18 US US15/239,968 patent/US10208608B2/en active Active
-
2017
- 2017-08-08 JP JP2017152848A patent/JP6964462B2/ja active Active
- 2017-08-16 DE DE202017104913.2U patent/DE202017104913U1/de active Active
- 2017-08-18 CN CN201721038978.2U patent/CN207363710U/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5813835A (en) * | 1991-08-19 | 1998-09-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Air-cooled turbine blade |
| US7458778B1 (en) * | 2006-06-14 | 2008-12-02 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with a bifurcated counter flow serpentine path |
| US7481622B1 (en) * | 2006-06-21 | 2009-01-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with a serpentine flow path |
| JP2015127540A (ja) * | 2013-12-30 | 2015-07-09 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービン翼内冷却回路 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN207363710U (zh) | 2018-05-15 |
| US10208608B2 (en) | 2019-02-19 |
| DE202017104913U1 (de) | 2017-11-09 |
| JP6964462B2 (ja) | 2021-11-10 |
| US20180051575A1 (en) | 2018-02-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10781698B2 (en) | Cooling circuits for a multi-wall blade | |
| EP3284908B1 (en) | Multi-wall blade with cooling circuit | |
| US10273810B2 (en) | Partially wrapped trailing edge cooling circuit with pressure side serpentine cavities | |
| JP6964463B2 (ja) | 多壁ブレードのための冷却回路 | |
| US20170175544A1 (en) | Cooling circuits for a multi-wall blade | |
| JP3213637U (ja) | 多壁ブレード用の冷却回路 | |
| JP6924021B2 (ja) | 多重壁ブレードのためのプラットフォームコア供給部 | |
| JP6997556B2 (ja) | 多壁ブレードのためのプラットフォームコア供給部 | |
| US10352176B2 (en) | Cooling circuits for a multi-wall blade | |
| EP3315726B1 (en) | Partially wrapped trailing edge cooling circuits with pressure side impingements | |
| US20180112539A1 (en) | Cooling circuits for a multi-wall blade | |
| JP2018040347A (ja) | 多壁ブレードのための冷却回路 | |
| JP2018087570A (ja) | タービンブレード用多転回冷却回路 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| RD04 | Notification of resignation of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424 Effective date: 20190527 |
|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20200731 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20210514 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20210521 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20210819 |
|
| 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: 20210921 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20211019 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 6964462 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313113 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |