JP3040158B2 - ガスタービンエンジン用軸流タービン - Google Patents
ガスタービンエンジン用軸流タービンInfo
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- 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
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- F01D5/187—Convection cooling
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- 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
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- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- 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】 この出願主題は、それぞれ、“ガスタービンエンジン
用の冷却ブレード”と題するこの出願と同日に出願され
た共有米国特許出願（07/236092及び07/236093）の主題
に関連する。
用の冷却ブレード”と題するこの出願と同日に出願され
た共有米国特許出願（07/236092及び07/236093）の主題
に関連する。
（産業上の利用分野） 本発明は、ガスタービンエンジン及び特に軸流タービ
ンエンジンのチップにおける寄生漏洩（parasitic leak
age）（タービンブレードの先端と包囲するエアシール
との間の空隙を通してタービンをバイパスする漏洩）を
最少とする手段に関する。
ンエンジンのチップにおける寄生漏洩（parasitic leak
age）（タービンブレードの先端と包囲するエアシール
との間の空隙を通してタービンをバイパスする漏洩）を
最少とする手段に関する。
（従来の技術） よく知られているように、エンジンの性能を改善する
ために、航空機エンジン工業会では航空機ガスタービン
エンジンのタービンブレードの先端と外部シールすなわ
ちシラウドとの間の空隙を最小とする試みに大きな努力
を払ってきた。例えば、1978年１月24日にI.Redingerら
に許可され本特許出願の譲受け人であるユーナイテッド
テクノロジー社に譲渡された米国特許第4,069,662号に
はエンジンのケーシングに選択的に空気を当ててケーシ
ングを収縮させ外部エアシールをタービンブレードの先
端に近付ける能動空隙制御装置が公開されている。他の
諸装置では外部空気シール近傍に異なった温度レベルの
空気を流すことにより空気シールを収縮させたり膨張さ
せて空隙を受動的に変えるという試みがなされてきた。
ために、航空機エンジン工業会では航空機ガスタービン
エンジンのタービンブレードの先端と外部シールすなわ
ちシラウドとの間の空隙を最小とする試みに大きな努力
を払ってきた。例えば、1978年１月24日にI.Redingerら
に許可され本特許出願の譲受け人であるユーナイテッド
テクノロジー社に譲渡された米国特許第4,069,662号に
はエンジンのケーシングに選択的に空気を当ててケーシ
ングを収縮させ外部エアシールをタービンブレードの先
端に近付ける能動空隙制御装置が公開されている。他の
諸装置では外部空気シール近傍に異なった温度レベルの
空気を流すことにより空気シールを収縮させたり膨張さ
せて空隙を受動的に変えるという試みがなされてきた。
これもまた良く知られているのは、問題の複雑さがエ
ンジンの置かれる使用環境に直接関係していることであ
る。例えば、戦闘機関連の運動のため航空機エンジンに
課せられる要求は民間機に対する要求を遥かに凌ぐもの
がある。戦闘機のパイロットは民間路線機のパイロット
よりはるかに多くの肉体（bodies）条件、急変（chop
s）条件及び過渡条件を選ぶ。このような条件は明らか
にエンジンの設計に大きく影響し、このことはタービン
ロータの外部空気シールに対する空間については特にそ
うである。このパイロットによる要求のためタービン部
構造の加熱及び冷却が起こり、収縮及び膨張とその変化
率がタービンの寄生漏洩に影響を与える。このため、空
隙を減少しつつタービンが不当に外側空気シールと擦り
合う事なく作動することは、漏洩がエンジン全体の性能
に影響を与えるので極めて重要であり意味のある事であ
る。
ンジンの置かれる使用環境に直接関係していることであ
る。例えば、戦闘機関連の運動のため航空機エンジンに
課せられる要求は民間機に対する要求を遥かに凌ぐもの
がある。戦闘機のパイロットは民間路線機のパイロット
よりはるかに多くの肉体（bodies）条件、急変（chop
s）条件及び過渡条件を選ぶ。このような条件は明らか
にエンジンの設計に大きく影響し、このことはタービン
ロータの外部空気シールに対する空間については特にそ
うである。このパイロットによる要求のためタービン部
構造の加熱及び冷却が起こり、収縮及び膨張とその変化
率がタービンの寄生漏洩に影響を与える。このため、空
隙を減少しつつタービンが不当に外側空気シールと擦り
合う事なく作動することは、漏洩がエンジン全体の性能
に影響を与えるので極めて重要であり意味のある事であ
る。
我々は、タービンブレード内の冷却空気の一部を個別
にブレードの先端から特定の方向に放出することにより
寄生漏洩を小さくできることを見出した。
にブレードの先端から特定の方向に放出することにより
寄生漏洩を小さくできることを見出した。
（発明が解決しようとする課題） 本発明の一つの目的は、ガスタービン用の内部冷却タ
ービンブレードを持つ、改善された型のロータを提供す
ることある。
ービンブレードを持つ、改善された型のロータを提供す
ることある。
本発明の更に他の目的は、ガスタービンのタービンブ
レードのエアフォイルの先端から放出する冷却空気を、
エアフォイルの圧力側の方向でかつ回転軸線を通る半径
方向線又はブレードの先端の表面に関して15゜の好まし
い角度並びに45゜の最大許容角度で向けることであり、
放出空気は比較的高い圧力でなければならない。
レードのエアフォイルの先端から放出する冷却空気を、
エアフォイルの圧力側の方向でかつ回転軸線を通る半径
方向線又はブレードの先端の表面に関して15゜の好まし
い角度並びに45゜の最大許容角度で向けることであり、
放出空気は比較的高い圧力でなければならない。
（課題を解決するための手段） 本願の一つの発明は、タービンを取り巻く環状シュラ
ウドと組み合わされたガスタービンエンジン用軸流ター
ビンにおいて、上記タービンは、上記シュラウドに隣接
して取り付けられた先端部を各々が有しかつエンジン作
動媒を質の漏洩許容しうる程度の空隙を先端部と共に確
定する複数の内部空冷タービンブレードを備え、上記内
部空冷タービンブレードの各々は、上記エンジン作動媒
質に曝されかつ圧力面及びサクション面を画定するエア
フォイルの面を有し、上記タービンは、上記空隙に緩衝
帯を設けることにより上記漏洩を最小にする手段を有
し、上記手段は上記圧力面に隣接して上記先端部内に置
かれたオリフィス手段を含み、上記オリフィス手段は空
気を上記ブレード内から上記空隙内に前記ブレードの圧
力側に向かって半径方向外側に導くように上記ブレード
の回転軸に関して傾斜され、それにより上記オリフィス
から放出する気流は、タービンブレードの先端と包囲す
るエアシールとの間の空隙を通してタービンをバイパス
するエンジン作動媒質を最小とするように、緩衝帯を画
定するように、構成されている。
ウドと組み合わされたガスタービンエンジン用軸流ター
ビンにおいて、上記タービンは、上記シュラウドに隣接
して取り付けられた先端部を各々が有しかつエンジン作
動媒を質の漏洩許容しうる程度の空隙を先端部と共に確
定する複数の内部空冷タービンブレードを備え、上記内
部空冷タービンブレードの各々は、上記エンジン作動媒
質に曝されかつ圧力面及びサクション面を画定するエア
フォイルの面を有し、上記タービンは、上記空隙に緩衝
帯を設けることにより上記漏洩を最小にする手段を有
し、上記手段は上記圧力面に隣接して上記先端部内に置
かれたオリフィス手段を含み、上記オリフィス手段は空
気を上記ブレード内から上記空隙内に前記ブレードの圧
力側に向かって半径方向外側に導くように上記ブレード
の回転軸に関して傾斜され、それにより上記オリフィス
から放出する気流は、タービンブレードの先端と包囲す
るエアシールとの間の空隙を通してタービンをバイパス
するエンジン作動媒質を最小とするように、緩衝帯を画
定するように、構成されている。
本願の他の発明は、タービンを囲む外部空気シールと
組み合わせられたガスタービンエンジン用軸流タービン
において、上記タービンは上記ブレード内に空気を導く
ための複数の通路を有する複数の内部空冷タービンブレ
ードを備え、上記ブレードは、先端部、付け根部、前
縁、後縁、圧力面及びサクション面を画定するエアフォ
イル面を有し、上記通路の少なくとも一つは、冷却空気
を上記付け根部から比較的平坦な外面を有する先端部に
導くように半径方向に真っ直ぐに貫通し、上記の一つの
通路が上記エアフォイル面に半径方向に隔てて配置され
た複数のフィルム冷却孔に空気を送り、上記の通路は、
上記の一つの通路に沿って半径方向に隔てて配置された
補充孔を通して上記通路の他の通路から冷却空気が補充
され、上記の外部空気シール及び上記先端部は空隙を画
成し、その空隙を通して前記タービンに動力を与えるよ
うに使われるエンジン作動媒体がタービンをバイパス
し、上記バイパスするエンジン作動媒体を最小にする手
段は、上記一つの通路に通じかつ冷却空気を上記タービ
ンの回転軸に関して角度を成して放出するよう配向され
かつ前記圧力側に向かって配向されたオリフィスを含
み、冷却空気源が上記付け根部に空気を供給して冷却空
気を上記一つの通路を含む複数の通路に送るように、構
成されている。
組み合わせられたガスタービンエンジン用軸流タービン
において、上記タービンは上記ブレード内に空気を導く
ための複数の通路を有する複数の内部空冷タービンブレ
ードを備え、上記ブレードは、先端部、付け根部、前
縁、後縁、圧力面及びサクション面を画定するエアフォ
イル面を有し、上記通路の少なくとも一つは、冷却空気
を上記付け根部から比較的平坦な外面を有する先端部に
導くように半径方向に真っ直ぐに貫通し、上記の一つの
通路が上記エアフォイル面に半径方向に隔てて配置され
た複数のフィルム冷却孔に空気を送り、上記の通路は、
上記の一つの通路に沿って半径方向に隔てて配置された
補充孔を通して上記通路の他の通路から冷却空気が補充
され、上記の外部空気シール及び上記先端部は空隙を画
成し、その空隙を通して前記タービンに動力を与えるよ
うに使われるエンジン作動媒体がタービンをバイパス
し、上記バイパスするエンジン作動媒体を最小にする手
段は、上記一つの通路に通じかつ冷却空気を上記タービ
ンの回転軸に関して角度を成して放出するよう配向され
かつ前記圧力側に向かって配向されたオリフィスを含
み、冷却空気源が上記付け根部に空気を供給して冷却空
気を上記一つの通路を含む複数の通路に送るように、構
成されている。
（作用） 本発明の特徴は、ガスタービンのタービンブレードの
エアフォイルから放出される空気をブレードの先端に隣
接するガス流内に向けて有効な空隙を小さくして空力学
的損失を減らしかつ先端空隙の増大に対しブレードを敏
感でなくすることである。
エアフォイルから放出される空気をブレードの先端に隣
接するガス流内に向けて有効な空隙を小さくして空力学
的損失を減らしかつ先端空隙の増大に対しブレードを敏
感でなくすることである。
発明を実施するための最善のモード 本発明は、ブレードの内部冷却が望ましいガスタービ
ンのタービンブレードにとって特に有効である。内部冷
却タービンブレードの構造は文献に十分記述されてお
り、便宜上及び簡単のため、ここでは本発明の理解のた
め必要なブレードの部分のみを述べるに止どめる。ガス
タービンエンジンのタービンブレードの細部については
本特許出願及び前述の特許の譲受け人であるユナイテッ
ドテクノロジー社の一部門であるＰ＆Ｗ航空機社により
製造されたF100及びJT9Dエンジンを参照されたい。
ンのタービンブレードにとって特に有効である。内部冷
却タービンブレードの構造は文献に十分記述されてお
り、便宜上及び簡単のため、ここでは本発明の理解のた
め必要なブレードの部分のみを述べるに止どめる。ガス
タービンエンジンのタービンブレードの細部については
本特許出願及び前述の特許の譲受け人であるユナイテッ
ドテクノロジー社の一部門であるＰ＆Ｗ航空機社により
製造されたF100及びJT9Dエンジンを参照されたい。
（実施例） 以下図面を参照して本発明の一実施例を説明する。
翼弦軸方向に取った断面図である第１図、そして第２
図に見られるように、全般的に引用番号10で示されるブ
レードは、圧力面14を画定する外殻すなわちシェル12、
サクション面16、前縁18及び後縁20から構成される。
図に見られるように、全般的に引用番号10で示されるブ
レードは、圧力面14を画定する外殻すなわちシェル12、
サクション面16、前縁18及び後縁20から構成される。
ブレード10は２重壁形状に鋳込まれ、その内壁22は全
般に外穀12と同一の外延を持ちこれに平行であるがこれ
とは間隔を置いて半径方向に伸びる通路26を画定する。
通路26はフィルム冷却孔28に冷却空気を供給するので、
通路26は供給チャンネルと呼ばれる。供給チャンネル26
は複数として示されているが、この通路の数は特定の用
途によって決まる。絶えず冷却空気が供給されかつその
１部が先端においてオリフィス50を通して放出される限
り冷却空気は常に流れるので、これは静的というより動
的な通路である。このことは第２図に最も良く模式的に
示されており、冷却空気は供給チャンネル26の底部に入
りブレードの先端30へ向かって半径方向に流れる。
般に外穀12と同一の外延を持ちこれに平行であるがこれ
とは間隔を置いて半径方向に伸びる通路26を画定する。
通路26はフィルム冷却孔28に冷却空気を供給するので、
通路26は供給チャンネルと呼ばれる。供給チャンネル26
は複数として示されているが、この通路の数は特定の用
途によって決まる。絶えず冷却空気が供給されかつその
１部が先端においてオリフィス50を通して放出される限
り冷却空気は常に流れるので、これは静的というより動
的な通路である。このことは第２図に最も良く模式的に
示されており、冷却空気は供給チャンネル26の底部に入
りブレードの先端30へ向かって半径方向に流れる。
冷却空気はまた、半径方向に伸びている通路32である
中央空洞へ向かっても絶えず流れる。絶えず冷却空気が
流れ込みその１部がオリフィス52を通じて放出されるの
で、通路32もまた静的というより動的な通路である。以
下の説明で明らかとなるように、この空洞は冷却空気が
フィルム冷却孔28を通じて消費されるにつれて冷却空気
を供給チャンネル26に供給して冷却空気の供給を補充す
るので、以下供給チャンバー32と呼ぶことにする。
中央空洞へ向かっても絶えず流れる。絶えず冷却空気が
流れ込みその１部がオリフィス52を通じて放出されるの
で、通路32もまた静的というより動的な通路である。以
下の説明で明らかとなるように、この空洞は冷却空気が
フィルム冷却孔28を通じて消費されるにつれて冷却空気
を供給チャンネル26に供給して冷却空気の供給を補充す
るので、以下供給チャンバー32と呼ぶことにする。
供給チャンネル26及び供給チャンバー32はこれらの設
計で典型的であるように、コンプレッサからの空気の取
り入れを企図している。
計で典型的であるように、コンプレッサからの空気の取
り入れを企図している。
前述から明らかなように、供給チャンネル26内の冷却
空気が付け根部からブレードの先端の方へ半径方向に進
んで半径方向に隔して配置されたフィルム孔28に空気を
供給するにつれて冷却空気は薄くなる。しかし供給チャ
ンネル26は絶えず半径方向に隔てて配置された孔36によ
って供給チャンバー32に通じているので冷却空気の供給
は連続して補充される。明らかに、供給チャンネル26及
び供給チャンバー32内の冷却空気は、ブレードの回転に
よりブレードの先端へ向かって進むので圧縮され続け
る。この独特な特徴のため、ブレードの先端近傍のフィ
ルム冷却孔は冷却空気を受容できる圧力レベルで受取る
位置に置かれることになる。
空気が付け根部からブレードの先端の方へ半径方向に進
んで半径方向に隔して配置されたフィルム孔28に空気を
供給するにつれて冷却空気は薄くなる。しかし供給チャ
ンネル26は絶えず半径方向に隔てて配置された孔36によ
って供給チャンバー32に通じているので冷却空気の供給
は連続して補充される。明らかに、供給チャンネル26及
び供給チャンバー32内の冷却空気は、ブレードの回転に
よりブレードの先端へ向かって進むので圧縮され続け
る。この独特な特徴のため、ブレードの先端近傍のフィ
ルム冷却孔は冷却空気を受容できる圧力レベルで受取る
位置に置かれることになる。
従来の設計では、ブレードの先端における規定の圧力
はブレードの付け根部における取入れ圧力によって決ま
っていた。このため規定圧力を上げるには取入れ圧力を
上げる必要があった。このため空気源から非回転部分を
介して回転するブレードの通路への冷却空気を流すのに
際して設計者が漏洩を防止しようとすれば問題が起こっ
た。
はブレードの付け根部における取入れ圧力によって決ま
っていた。このため規定圧力を上げるには取入れ圧力を
上げる必要があった。このため空気源から非回転部分を
介して回転するブレードの通路への冷却空気を流すのに
際して設計者が漏洩を防止しようとすれば問題が起こっ
た。
供給チャンバー32は一般に付け根から先端に伸び内壁
22により拘束される中空の空洞である。リブ40及び42な
どのリブを取り入れてブレードの一体性を与えることは
できる。勿論、リブの使用はブレードの特定の設計及び
その用法により決まる。
22により拘束される中空の空洞である。リブ40及び42な
どのリブを取り入れてブレードの一体性を与えることは
できる。勿論、リブの使用はブレードの特定の設計及び
その用法により決まる。
孔36は外殻の内面44に対して冷却空気を向ける役目を
するので、以下補充冷却孔36と呼ぶ。従って、補充冷却
孔36は他の機能にも増して供給チャンネル26を補充する
手段、そしてフィルム冷却孔に流れ込む空気に乱流を起
こして冷却効果を増強する手段としての役目をする。補
充孔36による供給チャンネルの補充は、補充冷却孔36の
ない試験されたブレードを上回る冷却効果の大幅な改善
を示した。これらの孔の大きさは、フィルム冷却孔前後
の所望の圧力比がえられるように所望の圧力降下を与え
るように選ばれる。
するので、以下補充冷却孔36と呼ぶ。従って、補充冷却
孔36は他の機能にも増して供給チャンネル26を補充する
手段、そしてフィルム冷却孔に流れ込む空気に乱流を起
こして冷却効果を増強する手段としての役目をする。補
充孔36による供給チャンネルの補充は、補充冷却孔36の
ない試験されたブレードを上回る冷却効果の大幅な改善
を示した。これらの孔の大きさは、フィルム冷却孔前後
の所望の圧力比がえられるように所望の圧力降下を与え
るように選ばれる。
冷却は供給チャンネル26にトリップストリップ46を取
入れることにより更に増強される。トリップストリップ
は圧力降下形態を作り出す点で冷却面以外の付加的機能
としても作用する。このことは、供給チャンネル26及び
供給チャンバー32内の空気の遠心力によりブレードの先
端に近付く冷却空気が過剰圧縮されるようになり、かつ
この圧力を低めてフィルム冷却孔から出てくるフィルム
の形成を最適化するに必要な圧力比をえるためこの圧力
を下げる必要があるときに望ましい。
入れることにより更に増強される。トリップストリップ
は圧力降下形態を作り出す点で冷却面以外の付加的機能
としても作用する。このことは、供給チャンネル26及び
供給チャンバー32内の空気の遠心力によりブレードの先
端に近付く冷却空気が過剰圧縮されるようになり、かつ
この圧力を低めてフィルム冷却孔から出てくるフィルム
の形成を最適化するに必要な圧力比をえるためこの圧力
を下げる必要があるときに望ましい。
上述のことから、供給チャンネル26及び供給チャンバ
ー32は真っ直ぐに貫通する半径方向の通路となり、一般
に使われる曲がりくねった通路を除いている。この特徴
によりブレードの設計者は、曲がりくねった通路の設計
による曲り通路を備える必要がないので先端の大きさを
減少でき、今では空力学の先端シール技法を適用するこ
とが可能となる。これにより空力学設計者は、内部冷却
の寸法の要求に過大な注意を払うことなく空力学的性能
を考慮して最小限必要なブレード先端の弦長を選ぶこと
ができる。勿論、この特徴はタービンエンジンの設計に
とって望ましいいくつかの長所を伴なう。この特徴の利
点を生かすことにより、ブレードを軽くすることがで
き、大幅に引張り力を小さくし、ブレードを支持するデ
ィスクを軽くすることができる。これらの特色のすべて
がタービンの重量、性能及び寿命に好ましい影響を与え
る。
ー32は真っ直ぐに貫通する半径方向の通路となり、一般
に使われる曲がりくねった通路を除いている。この特徴
によりブレードの設計者は、曲がりくねった通路の設計
による曲り通路を備える必要がないので先端の大きさを
減少でき、今では空力学の先端シール技法を適用するこ
とが可能となる。これにより空力学設計者は、内部冷却
の寸法の要求に過大な注意を払うことなく空力学的性能
を考慮して最小限必要なブレード先端の弦長を選ぶこと
ができる。勿論、この特徴はタービンエンジンの設計に
とって望ましいいくつかの長所を伴なう。この特徴の利
点を生かすことにより、ブレードを軽くすることがで
き、大幅に引張り力を小さくし、ブレードを支持するデ
ィスクを軽くすることができる。これらの特色のすべて
がタービンの重量、性能及び寿命に好ましい影響を与え
る。
作動に当たり、また第３図の流れの回路を見れば、冷
却空気はブレードの最下部の付け根部でブレードに入
り、矢印の付いた破線Ａ及び矢印の付いた直線Ｂで示す
ようにエアフォイル部を通って先端の方へ進む。先端内
の孔（複数）により空気の一部をこの場所で放出するこ
とができ、冷却空気の一部は前縁におけるシャワーヘッ
ドへ流れ、冷却空気の一部はそれぞれ水平な矢印の線Ｃ
及びＤで示すように後縁へ向けられる。
却空気はブレードの最下部の付け根部でブレードに入
り、矢印の付いた破線Ａ及び矢印の付いた直線Ｂで示す
ようにエアフォイル部を通って先端の方へ進む。先端内
の孔（複数）により空気の一部をこの場所で放出するこ
とができ、冷却空気の一部は前縁におけるシャワーヘッ
ドへ流れ、冷却空気の一部はそれぞれ水平な矢印の線Ｃ
及びＤで示すように後縁へ向けられる。
空気が先端の方に向かって半径方向外側に進むにつれ
て、供給チャンバー（矢印Ｂ）内の空気は絶えず供給チ
ャンネル（矢印Ａ）内の空気を補充する。このため供給
チャンネルには絶えず冷却空気が補充される。ブレード
の回転に伴なうポンプ作用のため、最も必要な先端部に
おける圧力が本質的に発生する。このためシェル全面に
わたり適正な圧力比を維持することが保証される。
て、供給チャンバー（矢印Ｂ）内の空気は絶えず供給チ
ャンネル（矢印Ａ）内の空気を補充する。このため供給
チャンネルには絶えず冷却空気が補充される。ブレード
の回転に伴なうポンプ作用のため、最も必要な先端部に
おける圧力が本質的に発生する。このためシェル全面に
わたり適正な圧力比を維持することが保証される。
曲がりくねった通路を形成するリブに内壁が取って代
わるので、内壁は伝熱面の役をし曲がりくねった通路の
設計によるのと同じ熱対流特性を備えることになる。
わるので、内壁は伝熱面の役をし曲がりくねった通路の
設計によるのと同じ熱対流特性を備えることになる。
本発明によれば、第２図に最も良く表わされているよ
うに、オリフィス50及び52は供給チャンネル26及び供給
チャンバー32から放出される流れが実質的に40゜から45
゜の角度でブレードの圧力面の向かうように配向され
る。この角度はブレード先端の平坦な面から測り、エア
フォイルの場所が変われば異なった値となる。できれば
この角度は15゜といった最小の値が良いが、45゜を超え
てはならない。これは、プレードの先端において先端と
ブレードを囲む模式的に示したシラウド56との間の空隙
54内に緩衝帯を作り出す役をする。オリフィス50及び52
を通り放出される流れはブレードのポンプ作用に利益を
受けるので流れの放出される速度はかなり高く、そうで
なければこの空隙で起こる空力学的損失を効果的に低減
し、ブレードを先端に対し有効に敏感でなくする。
うに、オリフィス50及び52は供給チャンネル26及び供給
チャンバー32から放出される流れが実質的に40゜から45
゜の角度でブレードの圧力面の向かうように配向され
る。この角度はブレード先端の平坦な面から測り、エア
フォイルの場所が変われば異なった値となる。できれば
この角度は15゜といった最小の値が良いが、45゜を超え
てはならない。これは、プレードの先端において先端と
ブレードを囲む模式的に示したシラウド56との間の空隙
54内に緩衝帯を作り出す役をする。オリフィス50及び52
を通り放出される流れはブレードのポンプ作用に利益を
受けるので流れの放出される速度はかなり高く、そうで
なければこの空隙で起こる空力学的損失を効果的に低減
し、ブレードを先端に対し有効に敏感でなくする。
第４図には、半径方向の通路70がサクション側からエ
アロフォイル全体にわたって交差し空気は圧力側に隣接
する先端で放出されるタービンブレードの実施例を示
す。放出オリフィス76はブレードの先端の平坦な面と20
゜の角度をなすように向けられる。
アロフォイル全体にわたって交差し空気は圧力側に隣接
する先端で放出されるタービンブレードの実施例を示
す。放出オリフィス76はブレードの先端の平坦な面と20
゜の角度をなすように向けられる。
第５及び第６図には、本発明の別の実施例を示し、こ
こではブレードの先端に溝を刻んでブレードの圧力側62
に隣接する冷媒ポケット60を形成している。この例では
放出孔64には角度が付けられてブレードの先端に隣接す
る緩衝帯を形成し、空力学的シールを作ってこの空隙で
起こるエンジン作動媒質の漏洩を低減している。
こではブレードの先端に溝を刻んでブレードの圧力側62
に隣接する冷媒ポケット60を形成している。この例では
放出孔64には角度が付けられてブレードの先端に隣接す
る緩衝帯を形成し、空力学的シールを作ってこの空隙で
起こるエンジン作動媒質の漏洩を低減している。
この発明は、その実施例の細部にわたり示し、且つ説
明してきたが、高度の技術者にとっては形式の種々の変
化及びこれに伴う細部は、この発明の精神及び請求範囲
から逸脱することなく行なうことができると理解すべき
である。
明してきたが、高度の技術者にとっては形式の種々の変
化及びこれに伴う細部は、この発明の精神及び請求範囲
から逸脱することなく行なうことができると理解すべき
である。
第１図はこの発明を説明する翼弦軸に沿うタービンブレ
ードの断面図、第２図は第１図の２−２線での断面図、
第３図は、タービンブレード内の流れのパターンを示す
流れ線図、第４図は、本発明の望ましい実施例を示すタ
ービンブレード部先端の部分図、第５図は本発明の他の
実施例を示すタービンブレード部先端の上面図、第６図
は第５図の６−６線での断面図である。 10:ブレード、12:シェル 26:供給チャンネル、28:冷却孔 30:先端、32:供給チャンバ 36:補充冷却孔
ードの断面図、第２図は第１図の２−２線での断面図、
第３図は、タービンブレード内の流れのパターンを示す
流れ線図、第４図は、本発明の望ましい実施例を示すタ
ービンブレード部先端の部分図、第５図は本発明の他の
実施例を示すタービンブレード部先端の上面図、第６図
は第５図の６−６線での断面図である。 10:ブレード、12:シェル 26:供給チャンネル、28:冷却孔 30:先端、32:供給チャンバ 36:補充冷却孔
フロントページの続き (56)参考文献 特開 平１−134003（ＪＰ，Ａ) 特開 昭58−114604（ＪＰ，Ａ) 特開 昭53−27714（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 11/10 F01D 5/18 F02C 7/28
Claims (8)
- 【請求項１】タービンを取り巻く環状シュラウドと組み
合わされたガスタービンエンジン用軸流タービンにおい
て、上記タービンは、上記シュラウドに隣接して取り付
けられた先端部を各々が有しかつエンジン作動媒質の漏
洩を許容しうる程度の空隙を先端部と共に確定する複数
の内部空冷タービンブレードを備え、上記内部空冷ター
ビンブレードの各々は、上記エンジン作動媒質に曝され
かつ圧力面及びサクション面を画定するエアフォイルの
面を有し、上記タービンは、上記空隙に緩衝帯を設ける
ことにより上記漏洩を最小にする手段を有し、上記手段
は上記圧力面に隣接して上記先端部内に置かれたオリフ
ィス手段を含み、上記オリフィス手段は空気を上記ブレ
ード内から上記空隙内に前記ブレードの圧力側に向かっ
て半径方向外側に導くように上記ブレードの回転軸に関
して傾斜され、それにより上記オリフィスから放出する
気流は、タービンブレードの先端と包囲するエアシール
との間の空隙を通してタービンをバイパスするエンジン
作動媒質を最小とするように、緩衝帯を画定する軸流タ
ービン。 - 【請求項２】上記エアフォイル部は前縁及び後縁を画定
し、上記ブレードは上記先端内に形成されたポケットを
有し、前記ポケットは前縁に実質的に隣接する部分から
後縁に実質的に隣接する部分に延びかつ上記圧力面に近
接し、上記オリフィス手段は、空気を上記ブレード内か
ら上記空隙内に半径方向外側に導く、上記ポケット内
の、間隔をおいて配置されて傾斜された複数の孔を含む
請求項１に記載の軸流タービン。 - 【請求項３】タービンを囲む外部空気シールと組み合わ
せられたガスタービンエンジン用軸流タービンにおい
て、上記タービンは上記ブレード内に空気を導くための
複数の通路を有する複数の内部空冷タービンブレードを
備え、上記ブレードは、先端部、付け根部、前縁、後
縁、圧力面及びサクション面を画定するエアフォイル面
を有し、上記通路の少なくとも一つは、冷却空気を上記
付け根部から比較的平坦な外面を有する先端部に導くよ
うに半径方向に真っ直ぐに貫通し、上記の一つの通路が
上記エアフォイル面に半径方向に隔てて配置された複数
のフィルム冷却孔に空気を送り、上記通路は、上記の一
つの通路に沿って半径方向に隔てて配置された補充孔を
通して上記通路の他の通路から冷却空気が補充され、上
記の外部空気シール及び上記先端部は空隙を画成し、そ
の空隙を通して前記タービンに動力を与えるように使わ
れるエンジン作動媒体がタービンをバイパスし、上記バ
イパスするエンジン作動媒体を最小にする手段は、上記
一つの通路に通じかつ冷却空気を上記タービンの回転軸
に関して角度を成して放出するよう配向されかつ前記圧
力側に向かって配向されたオリフィスを含み、冷却空気
源が上記付け根部に空気を供給して冷却空気を上記一つ
の通路を含む複数の通路に送る軸流タービン。 - 【請求項４】上記オリフィスの角度が上記の平坦な外面
に関して実質的に15゜〜45゜である請求項３に記載の軸
流タービン。 - 【請求項５】上記ブレードが中間弦部と、上記付け根部
から上記先端部まで伸びかつ実質的に一つの通路に平行
である上記中間弦部内の半径方向に真っ直ぐに貫通する
通路を含み、上記中間弦部は、上記の一つの通路に通じ
る半径方向に隔てて配置された複数の孔を有していて冷
却空気を一つの通路に補充して上記フィルム冷却孔に供
給するための冷却空気を補償する請求項３に記載の軸流
タービン。 - 【請求項６】上記圧力面と上記サクション面とに隣接す
る通路及び上記中間弦部は、上記先端部から上記空隙に
空気を放出しかつ上記タービンの回転軸に関して傾斜し
て置かれていて冷却空気を上記圧力面の方向へ放出する
よう向けられた少なくとも一つのオリフィスを含む請求
項５に記載の軸流タービン。 - 【請求項７】上記先端が平坦な面を持ちかつ上記全ての
オリフィスの角度が上記の平坦な面に関して実質的に15
〜45゜の間にある請求項６に記載の軸流タービン。 - 【請求項８】上記サクション面に隣接する上記通路がエ
アフォイルを経由して形成されて上記圧力面に隣接する
上記先端部で放出する請求項５に記載の軸流タービン。
Priority Applications (11)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/236,094 US5667359A (en) | 1988-08-24 | 1988-08-24 | Clearance control for the turbine of a gas turbine engine |
| GB9400380A GB2315818B (en) | 1988-07-29 | 1990-01-09 | Clearence control for the turbine of a gas turbine engine |
| GB9000456A GB2319567B (en) | 1988-07-29 | 1990-01-09 | Clearance control for the turbine of a gas turbine engine |
| CA002007633A CA2007633C (en) | 1988-07-29 | 1990-01-12 | Clearance control for the turbine of a gas turbine engine |
| AU48813/90A AU684038B1 (en) | 1988-07-29 | 1990-01-12 | Clearance control for the turbine of a gas turbine engine |
| SE9000113A SE470600B (sv) | 1988-07-29 | 1990-01-12 | Spelstyrning för turbinen vid en gasturbinmotor |
| SE9000113D SE9000113L (sv) | 1988-07-29 | 1990-01-12 | Spelstyrning för turbinen vid en gasturbinmotor |
| IT04756490A IT1283979B1 (it) | 1988-07-29 | 1990-01-24 | Perfezionamento nelle turbine a flusso assiale |
| DE4003802A DE4003802C2 (de) | 1988-08-24 | 1990-02-08 | Minimale Leckströmung zwischen Schaufelspitze und gegenüberliegender Gehäusewand |
| NL9000541A NL194700C (nl) | 1988-08-24 | 1990-03-09 | Axiale stromingsturbine voor een gasturbinemotor. |
| JP02800007A JP3040158B2 (ja) | 1988-08-24 | 1990-03-16 | ガスタービンエンジン用軸流タービン |
Applications Claiming Priority (10)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/236,094 US5667359A (en) | 1988-08-24 | 1988-08-24 | Clearance control for the turbine of a gas turbine engine |
| GB9400380A GB2315818B (en) | 1988-07-29 | 1990-01-09 | Clearence control for the turbine of a gas turbine engine |
| GB9000456A GB2319567B (en) | 1988-07-29 | 1990-01-09 | Clearance control for the turbine of a gas turbine engine |
| CA002007633A CA2007633C (en) | 1988-07-29 | 1990-01-12 | Clearance control for the turbine of a gas turbine engine |
| AU48813/90A AU684038B1 (en) | 1988-07-29 | 1990-01-12 | Clearance control for the turbine of a gas turbine engine |
| SE9000113A SE470600B (sv) | 1988-07-29 | 1990-01-12 | Spelstyrning för turbinen vid en gasturbinmotor |
| IT04756490A IT1283979B1 (it) | 1988-07-29 | 1990-01-24 | Perfezionamento nelle turbine a flusso assiale |
| DE4003802A DE4003802C2 (de) | 1988-08-24 | 1990-02-08 | Minimale Leckströmung zwischen Schaufelspitze und gegenüberliegender Gehäusewand |
| NL9000541A NL194700C (nl) | 1988-08-24 | 1990-03-09 | Axiale stromingsturbine voor een gasturbinemotor. |
| JP02800007A JP3040158B2 (ja) | 1988-08-24 | 1990-03-16 | ガスタービンエンジン用軸流タービン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09296704A JPH09296704A (ja) | 1997-11-18 |
| JP3040158B2 true JP3040158B2 (ja) | 2000-05-08 |
Family
ID=27578966
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP02800007A Expired - Fee Related JP3040158B2 (ja) | 1988-07-29 | 1990-03-16 | ガスタービンエンジン用軸流タービン |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5667359A (ja) |
| JP (1) | JP3040158B2 (ja) |
| DE (1) | DE4003802C2 (ja) |
| NL (1) | NL194700C (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP7455074B2 (ja) | 2015-03-23 | 2024-03-25 | サフラン | 多空洞タービン翼用のセラミック中子 |
Families Citing this family (58)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1173657B1 (de) * | 1999-03-09 | 2003-08-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel und verfahren zur herstellung einer turbinenschaufel |
| DE10001109B4 (de) * | 2000-01-13 | 2012-01-19 | Alstom Technology Ltd. | Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine |
| US6325593B1 (en) * | 2000-02-18 | 2001-12-04 | General Electric Company | Ceramic turbine airfoils with cooled trailing edge blocks |
| EP1207269B1 (de) * | 2000-11-16 | 2005-05-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbinenschaufel |
| US6502303B2 (en) * | 2001-05-07 | 2003-01-07 | Chromalloy Gas Turbine Corporation | Method of repairing a turbine blade tip |
| US6502304B2 (en) * | 2001-05-15 | 2003-01-07 | General Electric Company | Turbine airfoil process sequencing for optimized tip performance |
| GB0127902D0 (en) * | 2001-11-21 | 2002-01-16 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine aerofoil |
| 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 |
| JP4191578B2 (ja) * | 2003-11-21 | 2008-12-03 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンエンジンのタービン冷却翼 |
| DE10355241A1 (de) * | 2003-11-26 | 2005-06-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsarbeitsmaschine mit Fluidzufuhr |
| US7131818B2 (en) * | 2004-11-02 | 2006-11-07 | United Technologies Corporation | Airfoil with three-pass serpentine cooling channel and microcircuit |
| US7334991B2 (en) * | 2005-01-07 | 2008-02-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade tip cooling system |
| US7416390B2 (en) * | 2005-03-29 | 2008-08-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade leading edge cooling system |
| US20070122280A1 (en) * | 2005-11-30 | 2007-05-31 | General Electric Company | Method and apparatus for reducing axial compressor blade tip flow |
| US7695246B2 (en) * | 2006-01-31 | 2010-04-13 | United Technologies Corporation | Microcircuits for small engines |
| US7534089B2 (en) * | 2006-07-18 | 2009-05-19 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with near wall multi-serpentine cooling channels |
| US7513744B2 (en) * | 2006-07-18 | 2009-04-07 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling and tip blowing |
| US7581928B1 (en) * | 2006-07-28 | 2009-09-01 | United Technologies Corporation | Serpentine microcircuits for hot gas migration |
| US7520725B1 (en) | 2006-08-11 | 2009-04-21 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with near-wall leading edge multi-holes cooling |
| US7722324B2 (en) * | 2006-09-05 | 2010-05-25 | United Technologies Corporation | Multi-peripheral serpentine microcircuits for high aspect ratio blades |
| US7556476B1 (en) | 2006-11-16 | 2009-07-07 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with multiple near wall compartment cooling |
| US7837441B2 (en) * | 2007-02-16 | 2010-11-23 | United Technologies Corporation | Impingement skin core cooling for gas turbine engine blade |
| US7946815B2 (en) * | 2007-03-27 | 2011-05-24 | Siemens Energy, Inc. | Airfoil for a gas turbine engine |
| US7901181B1 (en) * | 2007-05-02 | 2011-03-08 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with triple spiral serpentine flow cooling circuits |
| US8083485B2 (en) * | 2007-08-15 | 2011-12-27 | United Technologies Corporation | Angled tripped airfoil peanut cavity |
| US7857589B1 (en) | 2007-09-21 | 2010-12-28 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with near-wall cooling |
| US8297927B1 (en) * | 2008-03-04 | 2012-10-30 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Near wall multiple impingement serpentine flow cooled airfoil |
| US8393867B2 (en) * | 2008-03-31 | 2013-03-12 | United Technologies Corporation | Chambered airfoil cooling |
| US8210814B2 (en) * | 2008-06-18 | 2012-07-03 | General Electric Company | Crossflow turbine airfoil |
| US8167558B2 (en) * | 2009-01-19 | 2012-05-01 | Siemens Energy, Inc. | Modular serpentine cooling systems for turbine engine components |
| US7956486B2 (en) * | 2009-05-23 | 2011-06-07 | Abel Echemendia | Windmill electric generator for hydroelectric power system |
| GB201101909D0 (en) * | 2011-02-04 | 2011-03-23 | Rolls Royce Plc | A method of tip grinding the blades of a gas turbine rotor |
| US9011077B2 (en) | 2011-04-20 | 2015-04-21 | Siemens Energy, Inc. | Cooled airfoil in a turbine engine |
| CH705185A1 (de) * | 2011-06-29 | 2012-12-31 | Alstom Technology Ltd | Schaufel für eine Gasturbine sowie Verfahren zum Herstellen einer solchen Schaufel. |
| US9151173B2 (en) | 2011-12-15 | 2015-10-06 | General Electric Company | Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components |
| US9638057B2 (en) | 2013-03-14 | 2017-05-02 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Augmented cooling system |
| GB201314222D0 (en) * | 2013-08-08 | 2013-09-25 | Rolls Royce Plc | Aerofoil |
| US9765642B2 (en) * | 2013-12-30 | 2017-09-19 | General Electric Company | Interior cooling circuits in turbine blades |
| WO2015123017A1 (en) | 2014-02-13 | 2015-08-20 | United Technologies Corporation | Air shredder insert |
| WO2015171145A1 (en) | 2014-05-08 | 2015-11-12 | Siemens Energy, Inc. | Airfoil cooling with internal cavity displacement features |
| US10605094B2 (en) | 2015-01-21 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Internal cooling cavity with trip strips |
| US10190420B2 (en) * | 2015-02-10 | 2019-01-29 | United Technologies Corporation | Flared crossovers for airfoils |
| US10808547B2 (en) | 2016-02-08 | 2020-10-20 | General Electric Company | Turbine engine airfoil with cooling |
| US10352177B2 (en) | 2016-02-16 | 2019-07-16 | General Electric Company | Airfoil having impingement openings |
| US11162370B2 (en) * | 2016-05-19 | 2021-11-02 | Rolls-Royce Corporation | Actively cooled component |
| CN106437860A (zh) * | 2016-11-18 | 2017-02-22 | 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 | 一种冲压空气涡轮叶片 |
| CN107605544B (zh) * | 2017-08-14 | 2019-05-10 | 西北工业大学 | 一种缘板波浪形开槽喷射的轮缘密封结构 |
| 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 |
| US11174736B2 (en) | 2018-12-18 | 2021-11-16 | General Electric Company | Method of forming an additively manufactured component |
| US10767492B2 (en) | 2018-12-18 | 2020-09-08 | General Electric Company | Turbine engine airfoil |
| US11566527B2 (en) | 2018-12-18 | 2023-01-31 | General Electric Company | Turbine engine airfoil and method of cooling |
| CN209324436U (zh) * | 2019-02-14 | 2019-08-30 | 高晟钧 | 一种航空发动机涡轮叶片 |
| CN109973154B (zh) * | 2019-04-02 | 2019-12-06 | 高晟钧 | 一种带有冷却结构的航空发动机涡轮叶片 |
| US10844728B2 (en) | 2019-04-17 | 2020-11-24 | General Electric Company | Turbine engine airfoil with a trailing edge |
| PL430870A1 (pl) | 2019-08-14 | 2021-02-22 | Avio Polska Spółka Z Ograniczoną Odpowiedzialnością | Uszczelnienie do zmniejszania wycieku przepływu wewnątrz silnika z turbiną gazową |
| CN112483191B (zh) * | 2020-11-30 | 2022-07-19 | 日照黎阳工业装备有限公司 | 一种适用于燃气轮机具备对流换热功能的涡轮叶片 |
Family Cites Families (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3533712A (en) * | 1966-02-26 | 1970-10-13 | Gen Electric | Cooled vane structure for high temperature turbines |
| US3542486A (en) * | 1968-09-27 | 1970-11-24 | Gen Electric | Film cooling of structural members in gas turbine engines |
| US3810711A (en) * | 1972-09-22 | 1974-05-14 | Gen Motors Corp | Cooled turbine blade and its manufacture |
| US3899267A (en) * | 1973-04-27 | 1975-08-12 | Gen Electric | Turbomachinery blade tip cap configuration |
| US3854842A (en) * | 1973-04-30 | 1974-12-17 | Gen Electric | Rotor blade having improved tip cap |
| US3994622A (en) * | 1975-11-24 | 1976-11-30 | United Technologies Corporation | Coolable turbine blade |
| GB1552536A (en) * | 1977-05-05 | 1979-09-12 | Rolls Royce | Rotor blade for a gas turbine engine |
| US4142824A (en) * | 1977-09-02 | 1979-03-06 | General Electric Company | Tip cooling for turbine blades |
| JPS55104506A (en) * | 1979-02-02 | 1980-08-11 | Hitachi Ltd | Gas-turbine blade |
| US4390320A (en) * | 1980-05-01 | 1983-06-28 | General Electric Company | Tip cap for a rotor blade and method of replacement |
| GB2077363A (en) * | 1980-06-05 | 1981-12-16 | United Technologies Corp | Wafer tip cap for rotor blades |
| US4519745A (en) * | 1980-09-19 | 1985-05-28 | Rockwell International Corporation | Rotor blade and stator vane using ceramic shell |
| US4411597A (en) * | 1981-03-20 | 1983-10-25 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Tip cap for a rotor blade |
| MX155481A (es) * | 1981-09-02 | 1988-03-17 | Westinghouse Electric Corp | Pala de rotor de turbina |
| US4606701A (en) * | 1981-09-02 | 1986-08-19 | Westinghouse Electric Corp. | Tip structure for a cooled turbine rotor blade |
| JPS5847104A (ja) * | 1981-09-11 | 1983-03-18 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンのタ−ビン動翼 |
| US4589823A (en) * | 1984-04-27 | 1986-05-20 | General Electric Company | Rotor blade tip |
| US4540339A (en) * | 1984-06-01 | 1985-09-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | One-piece HPTR blade squealer tip |
| DE3850681T2 (de) * | 1987-02-06 | 1995-03-09 | Wolfgang P Weinhold | Rotorblatt. |
| US4753575A (en) * | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
-
1988
- 1988-08-24 US US07/236,094 patent/US5667359A/en not_active Expired - Lifetime
-
1990
- 1990-02-08 DE DE4003802A patent/DE4003802C2/de not_active Expired - Fee Related
- 1990-03-09 NL NL9000541A patent/NL194700C/nl not_active IP Right Cessation
- 1990-03-16 JP JP02800007A patent/JP3040158B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP7455074B2 (ja) | 2015-03-23 | 2024-03-25 | サフラン | 多空洞タービン翼用のセラミック中子 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| NL194700B (nl) | 2002-08-01 |
| DE4003802C2 (de) | 2001-12-13 |
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| NL194700C (nl) | 2002-12-03 |
| US5667359A (en) | 1997-09-16 |
| DE4003802A1 (de) | 1998-01-15 |
| JPH09296704A (ja) | 1997-11-18 |
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