JP2633672B2 - 空冷ガスタービンブレード - Google Patents
空冷ガスタービンブレードInfo
- Publication number
- JP2633672B2 JP2633672B2 JP1016060A JP1606089A JP2633672B2 JP 2633672 B2 JP2633672 B2 JP 2633672B2 JP 1016060 A JP1016060 A JP 1016060A JP 1606089 A JP1606089 A JP 1606089A JP 2633672 B2 JP2633672 B2 JP 2633672B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- air
- cooling air
- main member
- gas turbine
- 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.)
- Expired - Lifetime
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-
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は、空冷タービンブレードに関し、特にフィル
ム冷却式タービンブレードに関する。
ム冷却式タービンブレードに関する。
［従来の技術］ ガスタービンでは、タービンの入口温度を高くするほ
ど、圧縮機圧力比が高くでき、これに伴ってガスタービ
ンエンジンの熱効率は向上する。そこで、高温ガスに耐
え得る耐熱特性に優れたタービンブレードの発達、改良
に加え、タービンブレードの内部に冷却空気を導入して
冷やすようにした空冷タービンブレード技術が広く用い
られるようになった。
ど、圧縮機圧力比が高くでき、これに伴ってガスタービ
ンエンジンの熱効率は向上する。そこで、高温ガスに耐
え得る耐熱特性に優れたタービンブレードの発達、改良
に加え、タービンブレードの内部に冷却空気を導入して
冷やすようにした空冷タービンブレード技術が広く用い
られるようになった。
このような空冷タービンブレードは、その内部空間や
ブレード表面に形成された複数の小さな空気吹出通路を
通過する冷却空気を導入することにより、翼表面を冷却
するものである。これらの空気通路から吹き出される冷
却空気は、ガスタービンエンジンの主流路を流れる高温
高圧ガスと翼表面との間に存在する冷却空気の保護薄膜
を形成するが、冷却効率を考慮すると、空気通路の下流
に向かって出来るだけ長い距離に渡って翼表面を覆うこ
とが望ましい。フィルム冷却に使用する冷却空気流量を
多くし過ぎると、主流路を流れる高温ガス流に対するブ
レードの保護は確実に為されるが、高温ガスの温度低下
を来し、エンジン効率を却って低下してしまうことにな
る。そこで、冷却空気流量は、出来る限り少なくして効
率的に冷却することが望まれる。このために、タービン
ブレードの設計者は、制限された空気流量で最大限の冷
却効率を得るように努力している。
ブレード表面に形成された複数の小さな空気吹出通路を
通過する冷却空気を導入することにより、翼表面を冷却
するものである。これらの空気通路から吹き出される冷
却空気は、ガスタービンエンジンの主流路を流れる高温
高圧ガスと翼表面との間に存在する冷却空気の保護薄膜
を形成するが、冷却効率を考慮すると、空気通路の下流
に向かって出来るだけ長い距離に渡って翼表面を覆うこ
とが望ましい。フィルム冷却に使用する冷却空気流量を
多くし過ぎると、主流路を流れる高温ガス流に対するブ
レードの保護は確実に為されるが、高温ガスの温度低下
を来し、エンジン効率を却って低下してしまうことにな
る。そこで、冷却空気流量は、出来る限り少なくして効
率的に冷却することが望まれる。このために、タービン
ブレードの設計者は、制限された空気流量で最大限の冷
却効率を得るように努力している。
この冷却空気の適切な流量及び流速は、通常、各空気
通路の小さな入口空気流調整孔によって調整されるが、
実際、冷却空気流は小孔の寸法により決定される。この
空気流調整小孔の配置による冷却空気流の調整により、
様々な翼型ブレードの各冷却スロットに対する適切な空
気流配分が為される。
通路の小さな入口空気流調整孔によって調整されるが、
実際、冷却空気流は小孔の寸法により決定される。この
空気流調整小孔の配置による冷却空気流の調整により、
様々な翼型ブレードの各冷却スロットに対する適切な空
気流配分が為される。
冷却効率に関しては、流路を流れる冷却空気流が翼表
面と為す角度や冷却空気流の高温ガス流に対する方向も
重量な要素となる。一般に、冷却空気が翼表面とより近
接して流れるに従って冷却効率がよりよくなることが知
られている。
面と為す角度や冷却空気流の高温ガス流に対する方向も
重量な要素となる。一般に、冷却空気が翼表面とより近
接して流れるに従って冷却効率がよりよくなることが知
られている。
また、ブレードに対する優れた冷却効果を生み出すた
めには、高速冷却空気流を用いるのが好ましい。
めには、高速冷却空気流を用いるのが好ましい。
［発明が解決しようとする課題］ しかしながら、従来の冷却タービンブレートにおいて
は、一般に、翼表面をフィルム冷却する冷却空気の吹出
方向が翼表面に対して完全に平行ではなく、角度をなし
て主ガス流路に突入している。このために、冷却空気流
は、高温ガス流と混入し、タービンブレードに対する冷
却効率の減少を来している。
は、一般に、翼表面をフィルム冷却する冷却空気の吹出
方向が翼表面に対して完全に平行ではなく、角度をなし
て主ガス流路に突入している。このために、冷却空気流
は、高温ガス流と混入し、タービンブレードに対する冷
却効率の減少を来している。
本発明の目的は、最大限のフィルム冷却効果を得るた
めに、ブレードの内部空気室から翼表面に導出されるス
ロットから吹き出される冷却空気の方向がほぼ完璧に翼
表面に沿って平行であり、且つ冷却空気流が翼表面の接
線に近接してほとんど高温ガス流と混入することのない
フィルム冷却特性の優れた空冷ガスタービンブレードを
提供しようとするものである。
めに、ブレードの内部空気室から翼表面に導出されるス
ロットから吹き出される冷却空気の方向がほぼ完璧に翼
表面に沿って平行であり、且つ冷却空気流が翼表面の接
線に近接してほとんど高温ガス流と混入することのない
フィルム冷却特性の優れた空冷ガスタービンブレードを
提供しようとするものである。
［課題を解決するための手段］ 上記目的を達成するために、本発明の空冷ガスタービ
ンブレードにおいては、外表面を有する前縁部と外表面
を有する主部材から成る翼型部材と、主部材から離間す
るように前縁部を支持すると共に、主部材及び前縁部の
間に画成される空間を二つの外側空洞部と中央空洞部と
に分割する二つの縦方向に延びるストラットと、各外側
空洞部に冷却空気を導入するための手段と、中央空洞部
に冷却空気を導入する手段と、及び中央空洞部から前縁
部を貫通して延びる複数の開口部とから成り、前縁部が
主部材の表面と重複する後縁を有し、且つ後縁の内壁面
と主ブレードの外表面との間に、各外側空洞部と連通す
る縦方向に延びるスロットを画成すると共に、主部材の
外表面を各スロットを通る連続的表面で形成した空冷ガ
スタービンブレードを提供するものである。
ンブレードにおいては、外表面を有する前縁部と外表面
を有する主部材から成る翼型部材と、主部材から離間す
るように前縁部を支持すると共に、主部材及び前縁部の
間に画成される空間を二つの外側空洞部と中央空洞部と
に分割する二つの縦方向に延びるストラットと、各外側
空洞部に冷却空気を導入するための手段と、中央空洞部
に冷却空気を導入する手段と、及び中央空洞部から前縁
部を貫通して延びる複数の開口部とから成り、前縁部が
主部材の表面と重複する後縁を有し、且つ後縁の内壁面
と主ブレードの外表面との間に、各外側空洞部と連通す
る縦方向に延びるスロットを画成すると共に、主部材の
外表面を各スロットを通る連続的表面で形成した空冷ガ
スタービンブレードを提供するものである。
また、冷却空気流を整流するために、複数の軸方向に
延びるフィンを後縁と主部材との間に配設するものとす
る。この複数のフィンは、後縁と主部材との間に固定す
るものとする。
延びるフィンを後縁と主部材との間に配設するものとす
る。この複数のフィンは、後縁と主部材との間に固定す
るものとする。
更に、冷却空気流を調整するために、各スロットの流
路面積が各外側空洞部に冷却空気を導入する手段の流路
面積よりも小さく設定するものとする。
路面積が各外側空洞部に冷却空気を導入する手段の流路
面積よりも小さく設定するものとする。
［作用］ 上記のように構成された空冷ガスタービンブレードに
よると、冷却空気は、ブレード本体の内部空気室から開
口部を介して前縁部と主ブレード部材の先端部との間に
画成されたスロットからほぼ完璧に翼表面に沿って平行
に、翼表面に極めて近接して、高速冷却空気流として吹
き出される。
よると、冷却空気は、ブレード本体の内部空気室から開
口部を介して前縁部と主ブレード部材の先端部との間に
画成されたスロットからほぼ完璧に翼表面に沿って平行
に、翼表面に極めて近接して、高速冷却空気流として吹
き出される。
また、前縁部の鋭角形成された後縁を支持する複数の
フィンにより、各スロットから吹き出され冷却空気流を
整流している。
フィンにより、各スロットから吹き出され冷却空気流を
整流している。
更に、ストラットを介して前縁部をブレード主部材に
容易に付設することができる。
容易に付設することができる。
［実施例］ 第１図に示す翼型ブレード10は、主ブレード部12と前
縁部14とから形成される。この翼型ブレード10は、吸入
側16及び圧縮側18から形成される。
縁部14とから形成される。この翼型ブレード10は、吸入
側16及び圧縮側18から形成される。
冷却空気は、翼内部の内部空気室20を介して通過す
る。複数の空冷用スロット22がブレード10の下流部分に
形成されている。
る。複数の空冷用スロット22がブレード10の下流部分に
形成されている。
冷却空気は、ブレードの上流側に設けられた冷却空気
で充満した内部空気室24から開口部26を介してブレード
の前縁部に設けられた内部空気室28へと流れ、更に、小
孔30を介して吹き出される。このようにして、ブレード
の前縁部14が冷却される。
で充満した内部空気室24から開口部26を介してブレード
の前縁部に設けられた内部空気室28へと流れ、更に、小
孔30を介して吹き出される。このようにして、ブレード
の前縁部14が冷却される。
また、冷却空気は、ブレードの吸入側において、開口
部32を介して空洞部34を介して吹き出される。前縁部14
は、主ブレード部12の翼表面38と重複する片持ち部36を
有する。主ブレード部は、スロット22を介して下流に向
かって延びる翼表面を有する。冷却空気は、前縁部の空
洞部34から縦方向に延びるスロット40を介して吹き出さ
れる。吹出空気流を調整するために、スロット40の流路
面積は、このスロットへの冷却空気供給通路の流路面積
よりも小さく設計されている。このようにスロットの流
路面積を調整することにより、翼表面38に沿って流れる
冷却空気の流量を適切に調整すると共に、高速冷却空気
流を得ることができる。
部32を介して空洞部34を介して吹き出される。前縁部14
は、主ブレード部12の翼表面38と重複する片持ち部36を
有する。主ブレード部は、スロット22を介して下流に向
かって延びる翼表面を有する。冷却空気は、前縁部の空
洞部34から縦方向に延びるスロット40を介して吹き出さ
れる。吹出空気流を調整するために、スロット40の流路
面積は、このスロットへの冷却空気供給通路の流路面積
よりも小さく設計されている。このようにスロットの流
路面積を調整することにより、翼表面38に沿って流れる
冷却空気の流量を適切に調整すると共に、高速冷却空気
流を得ることができる。
また、複数のタービン軸方向に延びるフィン42によっ
て、片持ち部36と主ブレード部12とが内部結合されてい
る。このフィン42は、スロット40を介して流れる冷却空
気を整流すると共に、各スロットの吹出口における一致
した流路面積を提供する。
て、片持ち部36と主ブレード部12とが内部結合されてい
る。このフィン42は、スロット40を介して流れる冷却空
気を整流すると共に、各スロットの吹出口における一致
した流路面積を提供する。
上述したブレードの吸入側と同様にして、ブレードの
圧縮側においても、主ブレード12は、冷却空気を空洞部
46へ供給するための複数の開口部44を有する。冷却空気
は、更に、空洞部46からスロット48を介して翼表面に沿
って吹き出される。
圧縮側においても、主ブレード12は、冷却空気を空洞部
46へ供給するための複数の開口部44を有する。冷却空気
は、更に、空洞部46からスロット48を介して翼表面に沿
って吹き出される。
この翼型タービンブレードの製造に関しては、ユニッ
トとして鋳造する製造方法を取るか、又は冷却空気通路
である開口部26、32、及び44を主ブレード部に機械加工
した後に、ブレードの縦方向に延びるストラット50に沿
って前縁部と主ブレード部とを一体化する製造方法を取
ることができる。また、鋭角に形成された片持ち部36の
翼後縁の肉厚を出来るだけ薄く形成して、下流翼表面に
おけるフィルム冷却効果の低下を来す乱気流の発生を防
止している。この前縁部14は、仮に損傷しても容易に機
械加工により取り除き、新しい前縁部を結合するように
して、比較的簡単に修復することができる。
トとして鋳造する製造方法を取るか、又は冷却空気通路
である開口部26、32、及び44を主ブレード部に機械加工
した後に、ブレードの縦方向に延びるストラット50に沿
って前縁部と主ブレード部とを一体化する製造方法を取
ることができる。また、鋭角に形成された片持ち部36の
翼後縁の肉厚を出来るだけ薄く形成して、下流翼表面に
おけるフィルム冷却効果の低下を来す乱気流の発生を防
止している。この前縁部14は、仮に損傷しても容易に機
械加工により取り除き、新しい前縁部を結合するように
して、比較的簡単に修復することができる。
上述した本発明の空冷ガスタービンブレードによる
と、スロット40から翼下流に向けて吹き出される冷却空
気は、ほぼ完璧に主ブレード部12の翼表面の接線方向に
吹き出されるので、翼表面全体が冷却空気層で覆われ、
極めて効果的なフィルム冷却を実現することができる。
と、スロット40から翼下流に向けて吹き出される冷却空
気は、ほぼ完璧に主ブレード部12の翼表面の接線方向に
吹き出されるので、翼表面全体が冷却空気層で覆われ、
極めて効果的なフィルム冷却を実現することができる。
また、前縁部14の外表面52は、主ブレード部12の翼表
面38からオフセットして形成されている。これにより、
冷却空気流がほとんど高温ガス流と混入することなく、
外表面52よりも一段低い位置に形成された翼表面38と高
温ガス流との間の境界層に、滑らかな冷却空気流層が形
成され、極めて効率的なフィルム冷却を果たすことがで
きる。
面38からオフセットして形成されている。これにより、
冷却空気流がほとんど高温ガス流と混入することなく、
外表面52よりも一段低い位置に形成された翼表面38と高
温ガス流との間の境界層に、滑らかな冷却空気流層が形
成され、極めて効率的なフィルム冷却を果たすことがで
きる。
［発明の効果］ 上述した本発明の空冷ガスタービンブレードによる
と、各スロットから翼下流に向けて吹き出される冷却空
気は、ほぼ完璧に主ブレード部の翼表面の接線方向に吹
き出されるので、翼表面全体が冷却空気層で覆われ、極
めて効果的なフィルム冷却を実現することができる。
と、各スロットから翼下流に向けて吹き出される冷却空
気は、ほぼ完璧に主ブレード部の翼表面の接線方向に吹
き出されるので、翼表面全体が冷却空気層で覆われ、極
めて効果的なフィルム冷却を実現することができる。
また、前縁部がストラットを介してブレード主部材と
分離して形成されているので、仮に前縁部が損傷しても
容易に機械加工により取り除き、新しい前縁部を結合
し、比較的簡単にブレードの修復をすることができる。
分離して形成されているので、仮に前縁部が損傷しても
容易に機械加工により取り除き、新しい前縁部を結合
し、比較的簡単にブレードの修復をすることができる。
更に、前縁部の外表面の仮想延長面がブレード主部材
の翼表面からオフセットして形成されていおり、スロッ
トから吹き出される冷却空気流は、ほとんど高温ガス流
と混入することなく、前縁部の外表面よりも一段低い位
置に形成されたブレード主部材の翼表面と高温ガス流と
の間の境界層に、滑らかな冷却空気流層が形成され、極
めて効率的なフィルム冷却を果たすことができる。
の翼表面からオフセットして形成されていおり、スロッ
トから吹き出される冷却空気流は、ほとんど高温ガス流
と混入することなく、前縁部の外表面よりも一段低い位
置に形成されたブレード主部材の翼表面と高温ガス流と
の間の境界層に、滑らかな冷却空気流層が形成され、極
めて効率的なフィルム冷却を果たすことができる。
更に、前縁部近傍に冷却空気の吹き出しを集中するこ
とにより、比較的低いマッハ数の領域に冷却空気を噴出
することができると共に、上述のようにスロットからの
冷却空気流の吹き出し方向をほぼ完璧に翼表面に沿って
平行することができるので、極めて高いフィルム冷却効
果を得ることができる。
とにより、比較的低いマッハ数の領域に冷却空気を噴出
することができると共に、上述のようにスロットからの
冷却空気流の吹き出し方向をほぼ完璧に翼表面に沿って
平行することができるので、極めて高いフィルム冷却効
果を得ることができる。
第１図は本発明の空冷ガスタービンブレードの断面図で
あり、第２図は第１図に示すブレードの前縁部の詳細断
面図であり、及び第３図は本発明の空冷ブレードの部分
断面を示した立面図である。 （符号の簡単な説明） 10……翼型ブレード、12……主ブレード部、14……前縁
部、20,24……内部空気室、22,40,48……スロット、26,
32,44……開口部、34,46……空洞部、36……片持ち部、
38……翼表面、42……フィン、50……ストラット、52…
…外表面。
あり、第２図は第１図に示すブレードの前縁部の詳細断
面図であり、及び第３図は本発明の空冷ブレードの部分
断面を示した立面図である。 （符号の簡単な説明） 10……翼型ブレード、12……主ブレード部、14……前縁
部、20,24……内部空気室、22,40,48……スロット、26,
32,44……開口部、34,46……空洞部、36……片持ち部、
38……翼表面、42……フィン、50……ストラット、52…
…外表面。
Claims (4)
- 【請求項１】外表面を有する前縁部と外表面を有する主
部材から成る翼型部材と、主部材から離間するように前
縁部を支持すると共に、主部材及び前縁部の間に画成さ
れる空間を二つの外側空洞部と中央空洞部とに分割する
二つの縦方向に延びるストラットと、各外側空洞部に冷
却空気を導入するための手段と、中央空洞部に冷却空気
を導入する手段と、及び中央空洞部から前縁部を貫通し
て延びる複数の開口部とから成り、前縁部が主部材の表
面と重複する後縁を有し、且つ後縁の内壁面と主ブレー
ドの外表面との間に、各外側空洞部と連通する縦方向に
延びるスロットを画成すると共に、主部材の外表面を各
スロットを通る連続的表面で形成した空冷ガスタービン
ブレード。 - 【請求項２】複数の軸方向に延びるフィンが後縁と主部
材との間に配設された請求項１記載の空冷ガスタービン
ブレード。 - 【請求項３】複数のフィンが後縁と主部材との間に固定
された請求項２記載の空冷ガスタービンブレード。 - 【請求項４】各スロットの流路面積が各外側空洞部に冷
却空気を導入する手段の流路面積よりも小さい請求項１
又２記載の空冷ガスタービンブレード。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/147,465 US4859147A (en) | 1988-01-25 | 1988-01-25 | Cooled gas turbine blade |
| US147,465 | 1988-01-25 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01232102A JPH01232102A (ja) | 1989-09-18 |
| JP2633672B2 true JP2633672B2 (ja) | 1997-07-23 |
Family
ID=22521671
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1016060A Expired - Lifetime JP2633672B2 (ja) | 1988-01-25 | 1989-01-25 | 空冷ガスタービンブレード |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4859147A (ja) |
| EP (1) | EP0330601B1 (ja) |
| JP (1) | JP2633672B2 (ja) |
| DE (1) | DE68900617D1 (ja) |
| IL (1) | IL89040A (ja) |
Families Citing this family (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5405242A (en) * | 1990-07-09 | 1995-04-11 | United Technologies Corporation | Cooled vane |
| US5651662A (en) * | 1992-10-29 | 1997-07-29 | General Electric Company | Film cooled wall |
| US5688104A (en) * | 1993-11-24 | 1997-11-18 | United Technologies Corporation | Airfoil having expanded wall portions to accommodate film cooling holes |
| FR2715693B1 (fr) * | 1994-02-03 | 1996-03-01 | Snecma | Aube fixe ou mobile refroidie de turbine. |
| AT404160B (de) * | 1994-06-15 | 1998-09-25 | Inst Thermische Turbomaschinen | Hohle gasturbinenschaufel und verfahren zur aussen-film-kühlung derselben |
| US5503529A (en) * | 1994-12-08 | 1996-04-02 | General Electric Company | Turbine blade having angled ejection slot |
| EP1015736B1 (de) * | 1997-09-18 | 2003-11-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel sowie verwendung einer turbinenschaufel |
| US6050777A (en) * | 1997-12-17 | 2000-04-18 | United Technologies Corporation | Apparatus and method for cooling an airfoil for a gas turbine engine |
| US6099251A (en) * | 1998-07-06 | 2000-08-08 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a gas turbine engine |
| US7011502B2 (en) * | 2004-04-15 | 2006-03-14 | General Electric Company | Thermal shield turbine airfoil |
| US7520725B1 (en) | 2006-08-11 | 2009-04-21 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with near-wall leading edge multi-holes cooling |
| US7611330B1 (en) | 2006-10-19 | 2009-11-03 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with triple pass serpentine flow cooling circuit |
| US8047788B1 (en) | 2007-10-19 | 2011-11-01 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with near-wall serpentine cooling |
| WO2015060973A1 (en) | 2013-10-23 | 2015-04-30 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil cooling core exit |
| US9963982B2 (en) * | 2014-09-08 | 2018-05-08 | United Technologies Corporation | Casting optimized to improve suction side cooling shaped hole performance |
| CN105545372B (zh) * | 2016-01-13 | 2017-10-10 | 北京航空航天大学 | 一种在压力面具有台阶缝冷却结构的涡轮导叶 |
| US10577942B2 (en) * | 2016-11-17 | 2020-03-03 | General Electric Company | Double impingement slot cap assembly |
| CN107013253A (zh) * | 2017-05-19 | 2017-08-04 | 南京航空航天大学 | 一种燃气涡轮发动机的高效冷却叶片 |
| US11401818B2 (en) | 2018-08-06 | 2022-08-02 | General Electric Company | Turbomachine cooling trench |
| US10767492B2 (en) | 2018-12-18 | 2020-09-08 | General Electric Company | Turbine engine airfoil |
| US11174736B2 (en) | 2018-12-18 | 2021-11-16 | General Electric Company | Method of forming an additively manufactured component |
| US11499433B2 (en) | 2018-12-18 | 2022-11-15 | General Electric Company | Turbine engine component and method of cooling |
| US11352889B2 (en) | 2018-12-18 | 2022-06-07 | General Electric Company | Airfoil tip rail and method of cooling |
| US11566527B2 (en) | 2018-12-18 | 2023-01-31 | General Electric Company | Turbine engine airfoil and method of cooling |
| US10844728B2 (en) | 2019-04-17 | 2020-11-24 | General Electric Company | Turbine engine airfoil with a trailing edge |
| US11286783B2 (en) | 2020-04-27 | 2022-03-29 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with CMC liner and multi-piece monolithic ceramic shell |
| US11585224B2 (en) | 2020-08-07 | 2023-02-21 | General Electric Company | Gas turbine engines and methods associated therewith |
Family Cites Families (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| BE432599A (ja) * | 1938-02-08 | |||
| CH226751A (de) * | 1940-12-21 | 1943-04-30 | Sulzer Ag | Einrichtung an Gasturbinen zum Kühlen von Schaufeln. |
| CH218976A (de) * | 1940-12-24 | 1942-01-15 | Sulzer Ag | Gasturbinenschaufel mit Luftfilmkühlung. |
| US2863633A (en) * | 1952-04-19 | 1958-12-09 | Stalker Dev Company | Hollow blades and manufacture thereof |
| FR1147239A (fr) * | 1956-03-28 | 1957-11-20 | Perfectionnements apportés aux turbines à gaz | |
| FR80855E (fr) * | 1956-12-08 | 1963-06-28 | Perfectionnements apportés aux turbines à gaz | |
| GB846583A (en) * | 1957-08-02 | 1960-08-31 | Rolls Royce | Improvements in or relating to rotor blading of fluid machines, for example, of compressors and turbines of gas turbine engines |
| GB841117A (en) * | 1957-08-02 | 1960-07-13 | Rolls Royce | Improvements in or relating to stator blades of fluid machines |
| US3301526A (en) * | 1964-12-22 | 1967-01-31 | United Aircraft Corp | Stacked-wafer turbine vane or blade |
| US3533711A (en) * | 1966-02-26 | 1970-10-13 | Gen Electric | Cooled vane structure for high temperature turbines |
| US3540811A (en) * | 1967-06-26 | 1970-11-17 | Gen Electric | Fluid-cooled turbine blade |
| US3423069A (en) * | 1967-09-29 | 1969-01-21 | Trw Inc | Airfoil |
| US3542486A (en) * | 1968-09-27 | 1970-11-24 | Gen Electric | Film cooling of structural members in gas turbine engines |
| CH517246A (de) * | 1970-06-09 | 1971-12-31 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Anordnung zur Befestigung von Rotorteilen in Turbomaschinen |
| GB1560683A (en) * | 1972-11-28 | 1980-02-06 | Rolls Royce | Turbine blade |
| US4026659A (en) * | 1975-10-16 | 1977-05-31 | Avco Corporation | Cooled composite vanes for turbine nozzles |
| GB1565361A (en) * | 1976-01-29 | 1980-04-16 | Rolls Royce | Blade or vane for a gas turbine engien |
| US4314442A (en) * | 1978-10-26 | 1982-02-09 | Rice Ivan G | Steam-cooled blading with steam thermal barrier for reheat gas turbine combined with steam turbine |
| US4303374A (en) * | 1978-12-15 | 1981-12-01 | General Electric Company | Film cooled airfoil body |
| JPS55114806A (en) * | 1979-02-27 | 1980-09-04 | Hitachi Ltd | Gas turbine blade |
| US4565490A (en) * | 1981-06-17 | 1986-01-21 | Rice Ivan G | Integrated gas/steam nozzle |
| JPS5925086B2 (ja) * | 1981-09-11 | 1984-06-14 | 工業技術院長 | ガスタ−ビン翼 |
| JPS59173502A (ja) * | 1983-03-22 | 1984-10-01 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンの静翼 |
| US4601638A (en) * | 1984-12-21 | 1986-07-22 | United Technologies Corporation | Airfoil trailing edge cooling arrangement |
-
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-
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