JPH0353442B2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- JPH0353442B2 JPH0353442B2 JP57234902A JP23490282A JPH0353442B2 JP H0353442 B2 JPH0353442 B2 JP H0353442B2 JP 57234902 A JP57234902 A JP 57234902A JP 23490282 A JP23490282 A JP 23490282A JP H0353442 B2 JPH0353442 B2 JP H0353442B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- passage
- extending
- side wall
- wall
- passageway
- 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
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 75
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 12
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 claims description 5
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 4
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 17
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 4
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000012549 training 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
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
-
- 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)
- Motor Or Generator Cooling System (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は高温回転機械に於て使用される冷却可
能なエーロフオイルに関し特にそのようなエーロ
フオイルを冷却するための構造に関する。本発明
はタービンベーン及びタービンブレードの何れに
も適用可能なものである。
能なエーロフオイルに関し特にそのようなエーロ
フオイルを冷却するための構造に関する。本発明
はタービンベーン及びタービンブレードの何れに
も適用可能なものである。
回転機械はその燃焼室内に於て燃料を燃焼させ
ることにより高温の作動媒体ガスとしてエネルギ
を発生する。高温の作動媒体ガスは回転機械のタ
ービンセクシヨンに流れ込む。タービンセクシヨ
ン内に於てエーロフオイルにより複数列のステー
タベーン及び複数列のロータブレードが構成され
ている。これらのエーロフオイルは作動媒体ガス
の流れの向きを定め且作動媒体ガスからエネルギ
を抽出する働きをする。従つてエーロフオイルは
エンジンの作動時には高温の作動媒体ガスに曝さ
れエーロフオイル内に熱応力が発生することとな
り、エーロフオイルの構造完全性及び疲労寿命に
対して悪影響が及ぼされる。このような熱応力は
エンジンを高温で運転させエンジンの効率を向上
させる必要があることからガスタービンエンジン
の如き高温回転機械の出現以来常に種々の問題の
源となつてきた。例えばこの種のエンジンのター
ビン内のエーロフオイルは約1370℃(約2500〓)
もの高温の作動媒体ガスに曝されることとなる。
このようなエンジンのブレード及びベーンは普通
その内部の熱応力を減少させることによりエーロ
フオイルの構造完全性及び疲労寿命を保護するべ
き冷却されるようになつている。
ることにより高温の作動媒体ガスとしてエネルギ
を発生する。高温の作動媒体ガスは回転機械のタ
ービンセクシヨンに流れ込む。タービンセクシヨ
ン内に於てエーロフオイルにより複数列のステー
タベーン及び複数列のロータブレードが構成され
ている。これらのエーロフオイルは作動媒体ガス
の流れの向きを定め且作動媒体ガスからエネルギ
を抽出する働きをする。従つてエーロフオイルは
エンジンの作動時には高温の作動媒体ガスに曝さ
れエーロフオイル内に熱応力が発生することとな
り、エーロフオイルの構造完全性及び疲労寿命に
対して悪影響が及ぼされる。このような熱応力は
エンジンを高温で運転させエンジンの効率を向上
させる必要があることからガスタービンエンジン
の如き高温回転機械の出現以来常に種々の問題の
源となつてきた。例えばこの種のエンジンのター
ビン内のエーロフオイルは約1370℃(約2500〓)
もの高温の作動媒体ガスに曝されることとなる。
このようなエンジンのブレード及びベーンは普通
その内部の熱応力を減少させることによりエーロ
フオイルの構造完全性及び疲労寿命を保護するべ
き冷却されるようになつている。
エーロフオイルを冷却する一つの方法が米国特
許第3171631号明細書に記載されている。この米
国特許発明に於ては、冷却空気がエーロフオイル
の吸入側側壁との間のキヤビテイに流れ込み、方
向転換用支柱またはベーンによりキヤビテイ内の
種々の位置へ分流されるようになつている。支柱
はブレード構造を補強するための支持部材として
の働もする。
許第3171631号明細書に記載されている。この米
国特許発明に於ては、冷却空気がエーロフオイル
の吸入側側壁との間のキヤビテイに流れ込み、方
向転換用支柱またはベーンによりキヤビテイ内の
種々の位置へ分流されるようになつている。支柱
はブレード構造を補強するための支持部材として
の働もする。
その後米国特許第3533712号明細書に開示され
ているような曲りくねつた通路を使用したより進
歩した方法が開発された。この米国特許発明に於
てはブレード内のキヤビテイを貫通して延在する
曲りくねつた通路を用いてエーロフオイル内の
種々の部分が適切に冷却されるようになつてい
る。この場合通路を郭定するエーロフオイル材料
によりエーロフオイルの所要の構造的強度が確保
されている。
ているような曲りくねつた通路を使用したより進
歩した方法が開発された。この米国特許発明に於
てはブレード内のキヤビテイを貫通して延在する
曲りくねつた通路を用いてエーロフオイル内の
種々の部分が適切に冷却されるようになつてい
る。この場合通路を郭定するエーロフオイル材料
によりエーロフオイルの所要の構造的強度が確保
されている。
その後出願された米国特許第4073599号明細書
には複雑な冷却用通路及び他の手段によりエーロ
フオイルを冷却することが提唱されている。この
米国特許に於ては、エーロフオイルのリーデイン
グエツジに冷却用空気を衝突させ、この冷却用空
気をブレードのリーデイングエツジ内をスパン方
向に延在する通路を経て排出することによりリー
デイングエツジ領域を冷却するようになつてい
る。この場合スパン方向に延在する通路内を流れ
る冷却空気は前述の米国特許第3171631号明細書
に開示されているものと同様にリーデイングエツ
ジ領域を対流によつても冷却するようになつてい
る。
には複雑な冷却用通路及び他の手段によりエーロ
フオイルを冷却することが提唱されている。この
米国特許に於ては、エーロフオイルのリーデイン
グエツジに冷却用空気を衝突させ、この冷却用空
気をブレードのリーデイングエツジ内をスパン方
向に延在する通路を経て排出することによりリー
デイングエツジ領域を冷却するようになつてい
る。この場合スパン方向に延在する通路内を流れ
る冷却空気は前述の米国特許第3171631号明細書
に開示されているものと同様にリーデイングエツ
ジ領域を対流によつても冷却するようになつてい
る。
多重通路及び空気膜冷却孔のみまたはそれと共
にリーデイングエツジ領域の冷却を促進するため
のトツプ・ストリツプをも有するような複数の冷
却通路を用いるタービンのエーロフオイルの冷却
方法が米国特許第4177010号、同第4180373号、同
第4224011号、同第4278400号などの明細書に於て
提唱されている。これらの米国特許明細書に記載
されているブレードの特徴は概ねブレードのリー
デイングエツジ領域に位置する壁の厚さに対して
比較的大きな冷却用空気通路を有するという特徴
を有している。
にリーデイングエツジ領域の冷却を促進するため
のトツプ・ストリツプをも有するような複数の冷
却通路を用いるタービンのエーロフオイルの冷却
方法が米国特許第4177010号、同第4180373号、同
第4224011号、同第4278400号などの明細書に於て
提唱されている。これらの米国特許明細書に記載
されているブレードの特徴は概ねブレードのリー
デイングエツジ領域に位置する壁の厚さに対して
比較的大きな冷却用空気通路を有するという特徴
を有している。
多重通路式ブレードに於ける主な内部熱伝達機
構は当接壁部分に於ける対流冷却によるものであ
る。通路を郭定する壁の近傍を流れる冷却用空気
の低速度領域は該通路に於ける熱伝達係数を減少
させエーロフオイルのこれらの部分を過熱させる
ことがある。米国特許第4180373号明細書には、
隣接する壁の相互作用により隅の部分に澱みが発
生するのを防止するために壁から通路内に向けて
突出するトリツプ・ストリツプを通路が方向変化
している隅の部分に設けることが提唱されてい
る。
構は当接壁部分に於ける対流冷却によるものであ
る。通路を郭定する壁の近傍を流れる冷却用空気
の低速度領域は該通路に於ける熱伝達係数を減少
させエーロフオイルのこれらの部分を過熱させる
ことがある。米国特許第4180373号明細書には、
隣接する壁の相互作用により隅の部分に澱みが発
生するのを防止するために壁から通路内に向けて
突出するトリツプ・ストリツプを通路が方向変化
している隅の部分に設けることが提唱されてい
る。
このような技術の発達が見られた後も多くの科
学者及び技術者が冷却用空気を効率的に利用し且
エーロフオイルの湾曲部に隣接する空気流れ内に
低速度領域が形成するのを抑制することのできる
高温回転機械のための冷却可能なエーロフオイル
を開発する試みを種々なしている。
学者及び技術者が冷却用空気を効率的に利用し且
エーロフオイルの湾曲部に隣接する空気流れ内に
低速度領域が形成するのを抑制することのできる
高温回転機械のための冷却可能なエーロフオイル
を開発する試みを種々なしている。
本発明による多重通路式エーロフオイルは各通
路の端部に翼方向に延在する方向転換領域と該方
向転換領域内に形成された副通路とを有してお
り、該副通路を郭定する壁からの空気流れの剥離
を抑制し低速度領域の形成を阻止するために、該
副通路内の冷却空気流れの方向に対して傾斜し且
該副通路を郭定する壁に対して鋭角をなす少なく
とも一個のトリツプ・ストリツプに向けて空気流
れの一部を分流させるようになつている。
路の端部に翼方向に延在する方向転換領域と該方
向転換領域内に形成された副通路とを有してお
り、該副通路を郭定する壁からの空気流れの剥離
を抑制し低速度領域の形成を阻止するために、該
副通路内の冷却空気流れの方向に対して傾斜し且
該副通路を郭定する壁に対して鋭角をなす少なく
とも一個のトリツプ・ストリツプに向けて空気流
れの一部を分流させるようになつている。
本発明の主な特徴は一つはスパン方向に延在す
る複数の冷却空気通路にある。本発明の別の特徴
は前記冷却空気通路の一つと連通する翼弦方向に
延在する方向転換通路にある。この翼弦方向に延
在する方向転換通路は副通路と空気流れの方向に
対して傾斜した少くとも一個のトリツプ・ストリ
ツプとを有している。或る実施例に於てはトリツ
プ・ストリツプはベーンの下流側端から副通路を
横切つて隣接する壁に至るまで延在している。
る複数の冷却空気通路にある。本発明の別の特徴
は前記冷却空気通路の一つと連通する翼弦方向に
延在する方向転換通路にある。この翼弦方向に延
在する方向転換通路は副通路と空気流れの方向に
対して傾斜した少くとも一個のトリツプ・ストリ
ツプとを有している。或る実施例に於てはトリツ
プ・ストリツプはベーンの下流側端から副通路を
横切つて隣接する壁に至るまで延在している。
本発明の主な利点は方向転換領域をその隅部も
含めて冷却することによりベーン内の熱応力のレ
ベルが小さくなることにある。隅部が効率的に冷
却されるのは副通路と、空気流れがその方向を転
換するに伴い空気流れ内に低速度領域が形成され
るのを阻止し且空気流れが通路内の壁から剥離す
るのを防止すべく空気流れをガイドする傾斜トリ
ツプストリツプとにより達成される。
含めて冷却することによりベーン内の熱応力のレ
ベルが小さくなることにある。隅部が効率的に冷
却されるのは副通路と、空気流れがその方向を転
換するに伴い空気流れ内に低速度領域が形成され
るのを阻止し且空気流れが通路内の壁から剥離す
るのを防止すべく空気流れをガイドする傾斜トリ
ツプストリツプとにより達成される。
本発明に他の特許及び利点は以下の添付の図面
についての本発明の実施例についての詳しい説明
から一層明らかになるものと思う。
についての本発明の実施例についての詳しい説明
から一層明らかになるものと思う。
第1図は回転機械のためのロータブレード10
を示している。このロータブレード10はルート
セクシヨン12とプラツトフオームセクシヨン1
4とエーロフオイルセクシヨン16とを有してい
る。ルートセクシヨン12はロータ回転機械に係
合させる働きをする。プラツトフオームセクシヨ
ン14は回転機械内に於ける作動媒体ガスのため
の内壁の一部を構成するべく適合されている。エ
ーロフオイルセクシヨン16は作動媒体ガスの流
路を横切つて外向きに延在するべく適合されてお
りその最外端に先端部18を有している。ロータ
ブレードはスパン方向Sと翼弦方向Cとを有して
いる。
を示している。このロータブレード10はルート
セクシヨン12とプラツトフオームセクシヨン1
4とエーロフオイルセクシヨン16とを有してい
る。ルートセクシヨン12はロータ回転機械に係
合させる働きをする。プラツトフオームセクシヨ
ン14は回転機械内に於ける作動媒体ガスのため
の内壁の一部を構成するべく適合されている。エ
ーロフオイルセクシヨン16は作動媒体ガスの流
路を横切つて外向きに延在するべく適合されてお
りその最外端に先端部18を有している。ロータ
ブレードはスパン方向Sと翼弦方向Cとを有して
いる。
ルートセクシヨン12に於ては、バツフル84
は翼弦方向を延在するルート壁22を有してい
る。第一のダクト24は図示されていない圧縮機
などの冷却用空気源と連通している。第二のダク
ト26はこの空気源に連通し、第三のダクト28
はルートセクシヨン内を横切つている。
は翼弦方向を延在するルート壁22を有してい
る。第一のダクト24は図示されていない圧縮機
などの冷却用空気源と連通している。第二のダク
ト26はこの空気源に連通し、第三のダクト28
はルートセクシヨン内を横切つている。
図示されている実施例の場合、第三のダクト2
8は空気源と連通していない。プレート32が第
三のダクトを横切つており、第三のダクトが冷却
空気源と連通するのを阻止している。別の実施例
に於ては第三のダクトも冷却用空気源と連通して
いる。
8は空気源と連通していない。プレート32が第
三のダクトを横切つており、第三のダクトが冷却
空気源と連通するのを阻止している。別の実施例
に於ては第三のダクトも冷却用空気源と連通して
いる。
エーロフオイルセクシヨン16はリーデイング
エツジ34とトレーリングエツジ36とを有して
いる。吸込側側壁38と圧力側側壁42(明瞭化
のために一部破断して第1図に示され、更に第2
図にも示されている。)は互いにリーデイングエ
ツジ及びトレーリングエツジに於て連結されてい
る。圧力側側壁は吸入側側壁に対して隔置されて
おりその間にキヤビテイ44を郭定している。先
端部壁46は圧力側側壁と吸込側側壁との間に延
在し前記キヤビテイをスパン方向について郭定し
ている。第一のバツフル48はリーデイングエツ
ジに対して間隔を保ちつつスパン方向に延在し且
先端部壁から間隔を保ちつつ翼弦方向に延在して
いる。第一のバツフル48はエーロフオイル内の
キヤビテイを第一の部分52と後方の第二の部分
54に区画している。
エツジ34とトレーリングエツジ36とを有して
いる。吸込側側壁38と圧力側側壁42(明瞭化
のために一部破断して第1図に示され、更に第2
図にも示されている。)は互いにリーデイングエ
ツジ及びトレーリングエツジに於て連結されてい
る。圧力側側壁は吸入側側壁に対して隔置されて
おりその間にキヤビテイ44を郭定している。先
端部壁46は圧力側側壁と吸込側側壁との間に延
在し前記キヤビテイをスパン方向について郭定し
ている。第一のバツフル48はリーデイングエツ
ジに対して間隔を保ちつつスパン方向に延在し且
先端部壁から間隔を保ちつつ翼弦方向に延在して
いる。第一のバツフル48はエーロフオイル内の
キヤビテイを第一の部分52と後方の第二の部分
54に区画している。
第一の部分52はリーデイングエツジ領域に沿
つてスパン方向に延在する第一の通路56と先端
部壁46に沿つて翼弦方向に延在する先端部通路
58とを有している。第一の通路は該第一の通路
の郭定している吸込側側壁上の複数の第一のトリ
ツプ・ストリツプ62sと該第一の通路の圧力側
側壁上の複数のトリツプ・ストリツプ62pとを
有している。圧力側側壁上の第二のトリツプ・ス
トリツプの投影図が吸込側側壁上の破線により示
されている。複数の冷却用孔64が第一の通路と
作動媒体ガスの流路と連通されるようにリーデイ
ングエツジ34に穿通されている。冷却用空気孔
64は第一の通路内の空気流れ及びスパン方向に
延在するリーデイングエツジ34に対して鈍角を
なして傾斜している。先端部通路58には、複数
の第一のトリツプ・ストリツプ60s,66pが
第一の通路内の複数のトリツプ・ストリツプ62
と同様に吸込側側壁及び圧力側側壁上に延在して
いる。先端部通路58は先端部壁の内側の圧力側
側壁上に配列された複数の空気膜冷却用孔68を
有している。これらの冷却用空気孔68及び先端
部通路58内に設けられた一個の孔72は先端部
通路を作動媒体ガス通路と連通させている。
つてスパン方向に延在する第一の通路56と先端
部壁46に沿つて翼弦方向に延在する先端部通路
58とを有している。第一の通路は該第一の通路
の郭定している吸込側側壁上の複数の第一のトリ
ツプ・ストリツプ62sと該第一の通路の圧力側
側壁上の複数のトリツプ・ストリツプ62pとを
有している。圧力側側壁上の第二のトリツプ・ス
トリツプの投影図が吸込側側壁上の破線により示
されている。複数の冷却用孔64が第一の通路と
作動媒体ガスの流路と連通されるようにリーデイ
ングエツジ34に穿通されている。冷却用空気孔
64は第一の通路内の空気流れ及びスパン方向に
延在するリーデイングエツジ34に対して鈍角を
なして傾斜している。先端部通路58には、複数
の第一のトリツプ・ストリツプ60s,66pが
第一の通路内の複数のトリツプ・ストリツプ62
と同様に吸込側側壁及び圧力側側壁上に延在して
いる。先端部通路58は先端部壁の内側の圧力側
側壁上に配列された複数の空気膜冷却用孔68を
有している。これらの冷却用空気孔68及び先端
部通路58内に設けられた一個の孔72は先端部
通路を作動媒体ガス通路と連通させている。
エーロフオイルの後部は第一のバツフル48か
らスパン方向に延在する第二のバツフル74を有
しており、この第二のバツフル74によりエーロ
フオイルの後部はトレーリングエツジ領域76と
翼弦方向中央領域78とに区画されている。翼弦
方向に延在する方向転換通路82はトレーリング
エツジ領域を翼弦方向中央領域に連通させてい
る。第三のバツフル84が翼弦方向中央領域を第
二の通路86と第三の通路88とに区画するべく
スペン方向に延在している。第二の通路86は通
路の吸込側側壁上に複数の第一のトリツプ・スト
リツプ90sと圧力側側壁上に複数の第二のトリ
ツプ・ストリツプ90pとを有している。翼弦方
向に延在する方向転換通路91は第二の通路を第
三の通路に連通している。翼弦方向に延在する通
路91は隅部91cを有している。ベーン92は
第一のバツフル48と間隔を保ちつつ吸込側側壁
と圧力側側壁との間に延在し、第一のバツフル4
8との間に副通路94を郭定している。少くとも
一個の傾斜したトリツプ・ストリツプ96がベー
ン92の下流側端から壁に向けて副通路内を吸込
側側壁に沿つて延在している。傾斜したトリツ
プ・ストリツプ96は空気の接近方向に対して傾
斜し且第一のバツフル48に対して鋭角をなして
いる。ベーン92及び副通路94は方向転換通路
91の隅部91cの上流側に配設されている。複
数の方向転換用ベーン98が空気流れを第一の通
路から第二の通路へと案内すべく吸込側側壁と圧
力側側壁との間に延在している。複数のトリツ
プ・ストリツプ100p,100sが第二の通路
内に配設されている。
らスパン方向に延在する第二のバツフル74を有
しており、この第二のバツフル74によりエーロ
フオイルの後部はトレーリングエツジ領域76と
翼弦方向中央領域78とに区画されている。翼弦
方向に延在する方向転換通路82はトレーリング
エツジ領域を翼弦方向中央領域に連通させてい
る。第三のバツフル84が翼弦方向中央領域を第
二の通路86と第三の通路88とに区画するべく
スペン方向に延在している。第二の通路86は通
路の吸込側側壁上に複数の第一のトリツプ・スト
リツプ90sと圧力側側壁上に複数の第二のトリ
ツプ・ストリツプ90pとを有している。翼弦方
向に延在する方向転換通路91は第二の通路を第
三の通路に連通している。翼弦方向に延在する通
路91は隅部91cを有している。ベーン92は
第一のバツフル48と間隔を保ちつつ吸込側側壁
と圧力側側壁との間に延在し、第一のバツフル4
8との間に副通路94を郭定している。少くとも
一個の傾斜したトリツプ・ストリツプ96がベー
ン92の下流側端から壁に向けて副通路内を吸込
側側壁に沿つて延在している。傾斜したトリツ
プ・ストリツプ96は空気の接近方向に対して傾
斜し且第一のバツフル48に対して鋭角をなして
いる。ベーン92及び副通路94は方向転換通路
91の隅部91cの上流側に配設されている。複
数の方向転換用ベーン98が空気流れを第一の通
路から第二の通路へと案内すべく吸込側側壁と圧
力側側壁との間に延在している。複数のトリツ
プ・ストリツプ100p,100sが第二の通路
内に配設されている。
第一の方向転換用通路82は隅部102を有し
ている。この方向転換用通路82はベーン104
を有しており、このベーン104は隅部102の
上流側であつて第二のバツフル74に対して隔置
されており、第二のバツフル74との間に副通路
106を郭定している。トリツプ・ストリツプ1
08はベーン104から第二のバツフル74へと
延在している。トリツプ・ストリツプ108は接
近する流れに対して傾斜しており且バツフル74
に対して鋭角をなしている。トリツプ・ストリツ
プ108とバツフル74との間の角度は約45°で
ある。副通路内の空気流れの速度及びトリツプ・
ストリツプの高さにもよるがトリツプ・ストリツ
プ108とバツフル74との間の角度は15°〜60°
であるのが効果的であると考えられる。
ている。この方向転換用通路82はベーン104
を有しており、このベーン104は隅部102の
上流側であつて第二のバツフル74に対して隔置
されており、第二のバツフル74との間に副通路
106を郭定している。トリツプ・ストリツプ1
08はベーン104から第二のバツフル74へと
延在している。トリツプ・ストリツプ108は接
近する流れに対して傾斜しており且バツフル74
に対して鋭角をなしている。トリツプ・ストリツ
プ108とバツフル74との間の角度は約45°で
ある。副通路内の空気流れの速度及びトリツプ・
ストリツプの高さにもよるがトリツプ・ストリツ
プ108とバツフル74との間の角度は15°〜60°
であるのが効果的であると考えられる。
トレーリングエツジ76は互いに間隔をおいて
設けられた複数の支柱112を介して外部の作動
媒体ガス通路と連通している。各支柱112は吸
込側側壁と圧力側側壁との間に延在し、流れを局
部的にブロツクすると同時に第二のバツフル74
と共に冷却用空気のためのスパン方向通路114
を郭定している。この通路114は第一のバツフ
ル48及び第二のバツフル74に隣接した位置で
あつて、該通路が空気流れを支柱112を経て作
動媒体ガス通路に排出する部分に隅部118を有
している。複数のトリプ・ストリツプ122がト
レーリングエツジ領域と隅部領域内でバツフルに
沿つて、接近する流れに対して傾斜して設けられ
ている。トリツプ・ストリツプ122は吸込側側
壁上の複数の第一のトリツプ・ストリツプ122
sと圧力側側壁上の複数の第二のトリツプ・スト
リツプ122pとからなつている。
設けられた複数の支柱112を介して外部の作動
媒体ガス通路と連通している。各支柱112は吸
込側側壁と圧力側側壁との間に延在し、流れを局
部的にブロツクすると同時に第二のバツフル74
と共に冷却用空気のためのスパン方向通路114
を郭定している。この通路114は第一のバツフ
ル48及び第二のバツフル74に隣接した位置で
あつて、該通路が空気流れを支柱112を経て作
動媒体ガス通路に排出する部分に隅部118を有
している。複数のトリプ・ストリツプ122がト
レーリングエツジ領域と隅部領域内でバツフルに
沿つて、接近する流れに対して傾斜して設けられ
ている。トリツプ・ストリツプ122は吸込側側
壁上の複数の第一のトリツプ・ストリツプ122
sと圧力側側壁上の複数の第二のトリツプ・スト
リツプ122pとからなつている。
第2図は第1図の線2−2に沿つて横断面図で
あつて、トレーニングエツジ断面の吸込側側壁3
8と圧力側側壁42とを示している。複数のトリ
ツプ・ストリツプ62p,62sが他とトリツ
プ・ストリツプ91p,91s,100p,10
0s同様に圧力側側壁から吸込側側壁へそれぞれ
延在している。ベーン104は圧力側側壁と吸込
側側壁との間に延在しベーンとバツフル74との
間に通路106が郭定されている。傾斜したトリ
ツプ・ストリツプ108はベーンとバツフルとの
間に延在している。
あつて、トレーニングエツジ断面の吸込側側壁3
8と圧力側側壁42とを示している。複数のトリ
ツプ・ストリツプ62p,62sが他とトリツ
プ・ストリツプ91p,91s,100p,10
0s同様に圧力側側壁から吸込側側壁へそれぞれ
延在している。ベーン104は圧力側側壁と吸込
側側壁との間に延在しベーンとバツフル74との
間に通路106が郭定されている。傾斜したトリ
ツプ・ストリツプ108はベーンとバツフルとの
間に延在している。
第3図は第1図の隅部91cを示す部分斜視図
である。第4図は第3図の線4−4に沿つての縦
断面図である。ベーン92は隣接するバツフル4
8に対して隔置されており、このバツフル48と
の間に副通路94を郭定している。吸込側側壁3
8上の傾斜したトリツプ・ストリツプ96sはベ
ーン92の下流側端からバツフル48へと延在し
ており、ベーン92によりトリツプ・ストリツプ
96に向けて分流されて接近してくる空気流れに
対して傾斜している。対応する傾斜トリツプ・ス
トリツプ96pがベーン92とバツフル48との
間の圧力側側壁42上に延在している。バツフル
48上の垂直トリツプ・ストリツプ96vはトリ
ツプ・ストリツプ96sとトリツプ・ストリツプ
96pとを連結している。
である。第4図は第3図の線4−4に沿つての縦
断面図である。ベーン92は隣接するバツフル4
8に対して隔置されており、このバツフル48と
の間に副通路94を郭定している。吸込側側壁3
8上の傾斜したトリツプ・ストリツプ96sはベ
ーン92の下流側端からバツフル48へと延在し
ており、ベーン92によりトリツプ・ストリツプ
96に向けて分流されて接近してくる空気流れに
対して傾斜している。対応する傾斜トリツプ・ス
トリツプ96pがベーン92とバツフル48との
間の圧力側側壁42上に延在している。バツフル
48上の垂直トリツプ・ストリツプ96vはトリ
ツプ・ストリツプ96sとトリツプ・ストリツプ
96pとを連結している。
回転機械の作動に際して高温の作動媒体ガスが
エーロフオイルセクシヨン16の外面上に流れ
る。熱が作動媒体ガスから吸込側側壁38と圧力
側側壁42とに伝達される。冷却用空気が第一の
ダクト24から第一の通路56及び先端部通路5
8中を流れブレードの温度を下げる。冷却用空気
がトリツプ・ストリツプ62s,62p及びトリ
ツプ・ストリツプ66s,66pに沿つて流れる
につれてトリツプ・ストリツプが空気流れ内に渦
流を発生し、境界層内に乱流を形成するため壁と
冷却用空気との間の対流熱伝達が促進される。こ
のような第一の通路と先端部通路とに於ける対流
熱伝達に加えて冷却用空気がリーデイングエツジ
領域内の冷却用空気用孔64内を流れることによ
り空気膜冷却が行われる。空気膜用冷却用孔64
はリーデイングエツジ及び冷却用空気路内の接近
空気流に対して鈍角をなしている。傾斜して噴出
される冷却用空気ジエツト流はリーデイングエツ
ジに沿つてスパン方向速度成分を有している。こ
の空気流速度のスパン方向速度成分のためにそれ
がない場合に比べてより広い領域に亙つて冷却作
用が及ぼされる。冷却用空気は先端部領域を空気
膜冷却するために先端部通路から圧力側側壁の冷
却空気用孔68を経て排出される。作動媒体ガス
の通路の静圧は吸込側側壁よりも圧力側側壁に於
いて高いために孔68から噴出する冷却用空気が
エーロフオイルの先端の広い範囲に沿つて流れエ
ーロフオイルの先端部の後部を空気膜冷却すると
考えれる。冷却用空気の残りの部分はブレードの
トレーリングエツジ領域内にある孔72から排出
される。時としてリーデイングエツジ領域34内
の冷却空気用孔64の一つまたは複数がエンジン
内を流れる粒子がブレードに衝突するに伴いその
ような粒子により塞がれてしまう場合があ。塞が
れた孔は冷却用空気を通過させることができな
い。孔68,72はこのような場合に余分な空気
を流し第一の通路及び先端部通路内に於ける十分
な対流熱伝達による冷却を可能にするためのもの
である。
エーロフオイルセクシヨン16の外面上に流れ
る。熱が作動媒体ガスから吸込側側壁38と圧力
側側壁42とに伝達される。冷却用空気が第一の
ダクト24から第一の通路56及び先端部通路5
8中を流れブレードの温度を下げる。冷却用空気
がトリツプ・ストリツプ62s,62p及びトリ
ツプ・ストリツプ66s,66pに沿つて流れる
につれてトリツプ・ストリツプが空気流れ内に渦
流を発生し、境界層内に乱流を形成するため壁と
冷却用空気との間の対流熱伝達が促進される。こ
のような第一の通路と先端部通路とに於ける対流
熱伝達に加えて冷却用空気がリーデイングエツジ
領域内の冷却用空気用孔64内を流れることによ
り空気膜冷却が行われる。空気膜用冷却用孔64
はリーデイングエツジ及び冷却用空気路内の接近
空気流に対して鈍角をなしている。傾斜して噴出
される冷却用空気ジエツト流はリーデイングエツ
ジに沿つてスパン方向速度成分を有している。こ
の空気流速度のスパン方向速度成分のためにそれ
がない場合に比べてより広い領域に亙つて冷却作
用が及ぼされる。冷却用空気は先端部領域を空気
膜冷却するために先端部通路から圧力側側壁の冷
却空気用孔68を経て排出される。作動媒体ガス
の通路の静圧は吸込側側壁よりも圧力側側壁に於
いて高いために孔68から噴出する冷却用空気が
エーロフオイルの先端の広い範囲に沿つて流れエ
ーロフオイルの先端部の後部を空気膜冷却すると
考えれる。冷却用空気の残りの部分はブレードの
トレーリングエツジ領域内にある孔72から排出
される。時としてリーデイングエツジ領域34内
の冷却空気用孔64の一つまたは複数がエンジン
内を流れる粒子がブレードに衝突するに伴いその
ような粒子により塞がれてしまう場合があ。塞が
れた孔は冷却用空気を通過させることができな
い。孔68,72はこのような場合に余分な空気
を流し第一の通路及び先端部通路内に於ける十分
な対流熱伝達による冷却を可能にするためのもの
である。
冷却用空気は第二のダクト26から第二の通路
86を経て翼弦方向の方向転換用通路91へと流
される。方向転換通路内の隅部91cの上流側に
位置するベーン92は方向転換用通路内の副通路
94を構成しており、該副通路は冷却用空気の一
部をトリツプ・ストリツプ96p,96s,96
vを経て翼弦方向通路91の隅部91cに向けて
分流させる。副通路94内に延在するトリツプ・
ストリツプ96s,96pは壁とベーンとに対し
て傾斜しており且接近する流れに対しても傾斜し
ている。これら吸込側側壁及び圧力側側壁に設け
られた二個のトリツプ・ストリツプは合計して通
路の高さの15%の高さを有している。
86を経て翼弦方向の方向転換用通路91へと流
される。方向転換通路内の隅部91cの上流側に
位置するベーン92は方向転換用通路内の副通路
94を構成しており、該副通路は冷却用空気の一
部をトリツプ・ストリツプ96p,96s,96
vを経て翼弦方向通路91の隅部91cに向けて
分流させる。副通路94内に延在するトリツプ・
ストリツプ96s,96pは壁とベーンとに対し
て傾斜しており且接近する流れに対しても傾斜し
ている。これら吸込側側壁及び圧力側側壁に設け
られた二個のトリツプ・ストリツプは合計して通
路の高さの15%の高さを有している。
第3図に示されているようにベーン92はトリ
ツプ・ストリツプ96方向の冷却用空気の流れを
増大させ、トリツプ・ストリツプ96により発生
する渦流を量及び速度を増大させる。各渦流はバ
ツフル48方向の速度成分を有している。渦流は
隅部91cへと移動する。隅部91cに於ける渦
流はそれにより発生する乱流のために同部分に於
ける熱伝達率を増大させ、冷却空気流れが方向転
換して進行する方向に反対方向の翼弦方向速度成
分を有するために同部分に於ける流れの量を増大
させる。渦流に加えトリツプ・ストリツプ96は
トリツプ・ストリツプ96の上流側の副通路94
内の流れの一部をトリツプ・ストリツプ領域に二
本の流線で示されるようにバツフル48に向けて
分流させる。
ツプ・ストリツプ96方向の冷却用空気の流れを
増大させ、トリツプ・ストリツプ96により発生
する渦流を量及び速度を増大させる。各渦流はバ
ツフル48方向の速度成分を有している。渦流は
隅部91cへと移動する。隅部91cに於ける渦
流はそれにより発生する乱流のために同部分に於
ける熱伝達率を増大させ、冷却空気流れが方向転
換して進行する方向に反対方向の翼弦方向速度成
分を有するために同部分に於ける流れの量を増大
させる。渦流に加えトリツプ・ストリツプ96は
トリツプ・ストリツプ96の上流側の副通路94
内の流れの一部をトリツプ・ストリツプ領域に二
本の流線で示されるようにバツフル48に向けて
分流させる。
隅部102も同様にベーン104とトリツプ・
ストリツプ108を有しており、該ベーン104
によつてその間に副通路106が形成され、該ト
リツプ・ストリツプ108によつて副通路の下流
側に渦流が発生し且空気流れがトレーリングエツ
ジ領域に流入する際に空気流れがバツフルの側壁
から剥離するのを抑制すべく第二のバツフル74
方向に空気流れの一部が分流する。副通路106
を横切る隅部102の一個のトリツプ・ストリツ
プ108は副通路106の全高の約15%の高さ
に亙つて延在している。前記した過程は通路11
4に全長に亙つて設けられた複数の傾斜トリツ
プ・ストリツプ122により隅部118に於ても
操返される。冷却用空気が通路114内を移動す
るにつれて空気流れの一部が間隔をおいて設けら
れた支柱112間を経て排出される。支柱112
による空気流れをバツフルから遠去ける方向転換
作用はバツフルからの空気の流れの剥離を促進す
る。トリツプ・ストリツプ112s,112pは
接近する空気流れに対して傾斜し且渦流を形成し
通路の全長に亙つて設けられた壁に向けて空気を
分流すべく第二のバツフル74に対して傾斜して
いる。バツフルに向けて流れる空気の速度及びバ
ツフルに沿う空気の流れの量はバツフルからの空
気の流れの剥離を抑制しその結果バツフル領域の
良好な冷却が可能なる。傾斜したトリツプ・スト
リツプはまた冷却用空気を隅部に向けて流し同部
分の冷却を行うべくバツフルに沿つて流れる空気
の運動量が増大するために隅部118に対して十
分な冷却作用を発揮する働きもする。空気流が隅
部を通過した後空気流れはブレードのトレーリン
グエツジを通過して作動媒体ガス通路に排出され
る。
ストリツプ108を有しており、該ベーン104
によつてその間に副通路106が形成され、該ト
リツプ・ストリツプ108によつて副通路の下流
側に渦流が発生し且空気流れがトレーリングエツ
ジ領域に流入する際に空気流れがバツフルの側壁
から剥離するのを抑制すべく第二のバツフル74
方向に空気流れの一部が分流する。副通路106
を横切る隅部102の一個のトリツプ・ストリツ
プ108は副通路106の全高の約15%の高さ
に亙つて延在している。前記した過程は通路11
4に全長に亙つて設けられた複数の傾斜トリツ
プ・ストリツプ122により隅部118に於ても
操返される。冷却用空気が通路114内を移動す
るにつれて空気流れの一部が間隔をおいて設けら
れた支柱112間を経て排出される。支柱112
による空気流れをバツフルから遠去ける方向転換
作用はバツフルからの空気の流れの剥離を促進す
る。トリツプ・ストリツプ112s,112pは
接近する空気流れに対して傾斜し且渦流を形成し
通路の全長に亙つて設けられた壁に向けて空気を
分流すべく第二のバツフル74に対して傾斜して
いる。バツフルに向けて流れる空気の速度及びバ
ツフルに沿う空気の流れの量はバツフルからの空
気の流れの剥離を抑制しその結果バツフル領域の
良好な冷却が可能なる。傾斜したトリツプ・スト
リツプはまた冷却用空気を隅部に向けて流し同部
分の冷却を行うべくバツフルに沿つて流れる空気
の運動量が増大するために隅部118に対して十
分な冷却作用を発揮する働きもする。空気流が隅
部を通過した後空気流れはブレードのトレーリン
グエツジを通過して作動媒体ガス通路に排出され
る。
以上本発明をその好適実施例について説明した
が当業者であれば本発明の概念から逸脱すること
なく種々の変形変更を加えて実施し得ることは明
らかである。
が当業者であれば本発明の概念から逸脱すること
なく種々の変形変更を加えて実施し得ることは明
らかである。
第1図はエーロフオイルの内部の吸込み側側壁
を一部断面し一部破断して示すロータブレードの
側面図である。第2図は第1図の線2−2に沿つ
て得られた横断面図である。第3図はエーロフオ
イル内に方向転換通路の隅部を示す部分斜視図で
ある。第4図は第3図の線4−4について得られ
た縦断面図である。 12……ルートセクシヨン、14……プラツト
フオームセクシヨン、16……エーロフオイルセ
クシヨン、18……先端部、22……ルート壁、
24……第一のダクト、26……第二のダクト、
28……第三のダクト、32……プレート、34
……リーデイングエツジ、36……トレーリング
エツジ、38……吸込側側壁、42……圧力側側
壁、44……キヤビテイ、46……先端部壁、4
8……第一のバツフル、52……第一の部分、5
4……第二の部分、56……第一の通路、58…
…先端部通路、62……トリツプ・ストリツプ、
64……孔、66……トリツプ・ストリツプ、6
8……孔、72……孔、74……第二のバツフ
ル、76……トレーリングエツジ領域、78……
翼弦方向中央領域、82……方向転換通路、84
……第三のバツフル、86……第二の通路、88
……第三の通路、90……トリツプ・ストリツ
プ、91……方向転換通路、91c……隅部、9
2……ベーン、94……副通路、96……トリツ
プストリツプ、98……方向転換ベーン、100
……トリツプ・ストリツプ、102……隅部、1
04……ベーン、106……副通路、108……
トリツプ・ストリツプ、112……支柱、114
……通路、122……トリツプ・ストリツプ。
を一部断面し一部破断して示すロータブレードの
側面図である。第2図は第1図の線2−2に沿つ
て得られた横断面図である。第3図はエーロフオ
イル内に方向転換通路の隅部を示す部分斜視図で
ある。第4図は第3図の線4−4について得られ
た縦断面図である。 12……ルートセクシヨン、14……プラツト
フオームセクシヨン、16……エーロフオイルセ
クシヨン、18……先端部、22……ルート壁、
24……第一のダクト、26……第二のダクト、
28……第三のダクト、32……プレート、34
……リーデイングエツジ、36……トレーリング
エツジ、38……吸込側側壁、42……圧力側側
壁、44……キヤビテイ、46……先端部壁、4
8……第一のバツフル、52……第一の部分、5
4……第二の部分、56……第一の通路、58…
…先端部通路、62……トリツプ・ストリツプ、
64……孔、66……トリツプ・ストリツプ、6
8……孔、72……孔、74……第二のバツフ
ル、76……トレーリングエツジ領域、78……
翼弦方向中央領域、82……方向転換通路、84
……第三のバツフル、86……第二の通路、88
……第三の通路、90……トリツプ・ストリツ
プ、91……方向転換通路、91c……隅部、9
2……ベーン、94……副通路、96……トリツ
プストリツプ、98……方向転換ベーン、100
……トリツプ・ストリツプ、102……隅部、1
04……ベーン、106……副通路、108……
トリツプ・ストリツプ、112……支柱、114
……通路、122……トリツプ・ストリツプ。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1 エーロフオイルの圧力側側壁と吸入側側壁と
の間を延在する内壁と前記内壁によつて該エーロ
フオイルの内部に区画された複数の通路とを有
し、前記内壁によつて境界され前記複数の通路の
うち少なくとも一つを流れる冷却空気の流れの方
向を転換させるための翼弦方向通路91を含む多
重通路型の冷却可能なエーロフオイルして、 前記エーロフオイルの圧力側側壁と吸入側側壁
との間に延在し前記内壁のうちの第一の内壁48
より隔置されたベーンであつて、前記翼弦方向通
路を区画して前記第一の内壁との間に副通路94
を形成するベーン92と、 前記翼弦方向通路内であつて前記圧力側側壁及
び吸入側側壁の一方の壁上に設けられた少なくと
も一つのトリツプ・ストリツプであつて、前記第
一の内壁より冷却空気流れが剥離することを抑制
すべく近付いてくる冷却空気流れの方向へ向けて
前記第一の内壁より傾斜され、前記副通路内の冷
却空気の流れの一部分を前記第一の内壁方向に導
き前記第一の内壁の近傍の境界層内に乱流を形成
させるために前記第一の内壁から前記ベーンまで
鋭角にて延在するトリツプ・ストリツプと、 を有することを特徴とする冷却可能なエーロフオ
イル。 2 特許請求の範囲第1項に記載された冷却可能
なエーロフオイルにして、前記第一の内壁48は
スパン方向部分と翼弦方向部分を有し、前記ベー
ン92は前記第一の内壁48のスパン方向部分及
び翼弦方向部分の交差によつて形成される隅部9
1cの上流側であつて前記第一の内壁のスパン方
向部分に隣接して配置され、前記副通路94は前
記翼弦方向通路内でスパン方向に延在しておりそ
れによつて冷却空気の流れを前記隅部91cに導
くように構成されていることを特徴とする冷却可
能なエーロフオイル。 3 ルート部とエーロフオイル部とを含む軸流式
回転機械のための冷却可能なロータブレードにし
て、 前記ルート部は該ロータブレードをロータ組立
体に係合せしめるよう構成され、翼弦方向に延在
するルート壁と、前記ルート壁を経て冷却空気源
と連通するように構成された第一のダクトと、冷
却空気源と連通するように構成された第二のダク
トと、前記ルート壁を経て延在する第三のダクト
とを有しており、 前記エーロフオイル部は、リーデイングエツジ
及びトレーリングエツジと、吸入側側壁と、前記
リーデイングエツジ及びトレーリングエツジにて
前記吸入側側壁に接続され前記吸入側側壁より隔
置されその間にキヤビテイを形成する圧力側側壁
と、前記吸入側側壁と前記圧力側側壁との間に翼
弦方向に延在する先端部壁と、スパン方向に延在
した前記リーデイングエツジより隔置された第一
の部分と翼弦方向に延在し前記先端部壁より隔置
された第二の部分とを有し前記キヤビテイを後部
と第一の通路を有する前部と前記第一の通路と連
通する先端部通路を有する先端部との三つの部分
に区分している第一のバツフルと、前記第一のバ
ツフルよりスパン方向に延在し前記キヤビテイの
後部をトレーリングエツジ領域と翼弦方向中央領
域の二つの領域に区分し前記ルート部のルート壁
より隔置され前記ルート壁との間に翼弦方向に延
在する第一の方向転換通路を郭定している第二の
バツフルと、スパン方向に延在する第三のバツフ
ルであつて前記キヤビテイの翼弦方向中央領域を
前記第一のバツフルの翼弦方向に延在する第二の
部分に向けて前記ルート部より外方に延在する第
二の通路と前記第一のバツフルの翼弦方向に延在
する第二の部分から内方に延在する第三の通路の
二つの通路に区分し前記第一のバツフルの翼弦方
向に延在する第二の部分より隔置され前記第一の
バツフルの翼弦方向に延在する第二の部分との間
に翼弦方向に延在する第二の方向転換通路を郭定
する第三のバツフルと、を有しており、 前記第一の通路は前記第一のダクトと連通し、
前記第一の通路は該第一の通路を横切り冷却空気
流れの方向に対して直角に前記吸入側側壁及び前
記圧力側側壁上に延在する複数のトリツプ・スト
リツプを有し、前記エーロフオイル部のリーデイ
ングエツジは該リーデイグエツジを貫通して延在
する孔であつて近付いてくる冷却空気の流れに対
して鈍角を形成するよう傾斜され前記第一の通路
を作動媒体ガスが流れる流路に連通せしめる空気
膜冷却のための複数の孔を有しており、 複数の第二のトリツプ・ストリツプが冷却空気
流れの方向に直角に前記吸入側側壁及び前記圧力
側側壁上に前記先端部通路を横切つて延在してお
り、 前記先端部通路に於て前記圧力側側壁には複数
の孔が設けられ前記エーロフオイルのトレーリン
グエツジには一つの孔が設けられこれにより前記
先端部通路は作動媒体ガスが流れる流路と連通さ
れており、 前記第二の通路は前記第二のダクトと連通し且
冷却空気流れの方向に直角な複数のトリツプ・ス
トリツプを有しており、 前記第二の通路と前記第三の通路との間に延在
する前記第二の方向転換通路には冷却空気流れの
方向を転換するための複数の方向転換ベーンが設
けられ、更に前記吸入側側壁と前記圧力側側壁と
の間に延在し前記第一のバツフルのスパン方向に
延在する第一の部分より隔置されたベーンが設け
られこれによつて前記第一のバツフルの第一の部
分との間にスパン方向に延在する副通路が郭定さ
れこれによつて前記第一のバツフルの第一の部分
と第二の部分の交差によつて郭定される隅領域に
冷却空気が導かれ、更に前記副通路を横切つて前
記吸入側側壁及び圧力側側壁のうち一方の側壁上
にて前記第一のバツフルから前記ベーンまで延在
し前記副通路内を近付いてくる冷却空気流れに対
して傾斜した少なくとも一つの傾斜トリツプ・ス
トリツプが設けられており、 前記第三の通路は該第三の通路を横切つて近付
いてくる冷却空気流れの方向に直角に延在する複
数のトリツプ・ストリツプを有しており、 前記第一の方向転換通路は前記第三の通路と前
記トレーリングエツジ領域との間を延在しこれに
よつて前記トレーリングエツジ領域は前記第三の
通路に連通しており、 前記第一の方向転換通路は前記吸入側側壁と前
記圧力側側壁との間を延在するベーンを有し、前
記ベーンは前記第二のバツフルより隔置されそれ
によつて前記ベーンと前記第二のバツフルとの間
に副通路が形成され、更に前記第一の方向転換通
路は前記吸入側側壁及び圧力側側壁にうちの一方
の側壁上であつて前記副通路を横断し前記ベーン
から前記第二のバツフルまで延在し近付いてくる
冷却空気流れ方向に向つて傾斜されて設けられた
少なくとも一つの傾斜トリツプ・ストリツプを有
しており、 前記トレーリングエツジ領域は前記吸入側側壁
と前記圧力側側壁との間に延在し互いの間に間隔
を有する複数の支柱を有し、これによりロータブ
レードより冷却空気を吐出する吐出部が形成さ
れ、前記複数の支柱は前記第二のバツフルより隔
置されそれによつて前記トレーリングエツジ領域
に冷却空気のための第四の通路を郭定し、前記第
四の通路は近付いてくる冷却空気流れの方向に向
けて傾斜され且前記第二のバツフルに対して鋭角
をなす複数のトリツプ・ストリツプを有するよう
に構成されていることを特徴とする冷却可能なロ
ータブレード。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/334,618 US4474532A (en) | 1981-12-28 | 1981-12-28 | Coolable airfoil for a rotary machine |
US334618 | 1981-12-28 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS58117302A JPS58117302A (ja) | 1983-07-12 |
JPH0353442B2 true JPH0353442B2 (ja) | 1991-08-15 |
Family
ID=23308021
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP57234902A Granted JPS58117302A (ja) | 1981-12-28 | 1982-12-28 | 冷却可能なエ−ロフォイル |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4474532A (ja) |
JP (1) | JPS58117302A (ja) |
DE (1) | DE3248161A1 (ja) |
FR (1) | FR2519069B1 (ja) |
GB (1) | GB2112468B (ja) |
IL (1) | IL67383A (ja) |
IT (1) | IT1155034B (ja) |
Families Citing this family (172)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4515523A (en) * | 1983-10-28 | 1985-05-07 | Westinghouse Electric Corp. | Cooling arrangement for airfoil stator vane trailing edge |
US5232343A (en) * | 1984-05-24 | 1993-08-03 | General Electric Company | Turbine blade |
GB2165315B (en) * | 1984-10-04 | 1987-12-31 | Rolls Royce | Improvements in or relating to hollow fluid cooled turbine blades |
GB2189553B (en) * | 1986-04-25 | 1990-05-23 | Rolls Royce | Cooled vane |
US4798515A (en) * | 1986-05-19 | 1989-01-17 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Variable nozzle area turbine vane cooling |
US4767268A (en) * | 1987-08-06 | 1988-08-30 | United Technologies Corporation | Triple pass cooled airfoil |
US4753575A (en) * | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
US4820123A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
US4820122A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
US4944152A (en) * | 1988-10-11 | 1990-07-31 | Sundstrand Corporation | Augmented turbine combustor cooling |
US5002460A (en) * | 1989-10-02 | 1991-03-26 | General Electric Company | Internally cooled airfoil blade |
US5117626A (en) * | 1990-09-04 | 1992-06-02 | Westinghouse Electric Corp. | Apparatus for cooling rotating blades in a gas turbine |
GB2250548A (en) * | 1990-12-06 | 1992-06-10 | Rolls Royce Plc | Cooled turbine aerofoil blade |
US5165852A (en) * | 1990-12-18 | 1992-11-24 | General Electric Company | Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways |
US5156526A (en) * | 1990-12-18 | 1992-10-20 | General Electric Company | Rotation enhanced rotor blade cooling using a single row of coolant passageways |
JP3006174B2 (ja) * | 1991-07-04 | 2000-02-07 | 株式会社日立製作所 | 内部に冷却通路を有する部材 |
US5681144A (en) * | 1991-12-17 | 1997-10-28 | General Electric Company | Turbine blade having offset turbulators |
US5695322A (en) * | 1991-12-17 | 1997-12-09 | General Electric Company | Turbine blade having restart turbulators |
US5700132A (en) * | 1991-12-17 | 1997-12-23 | General Electric Company | Turbine blade having opposing wall turbulators |
US5695321A (en) * | 1991-12-17 | 1997-12-09 | General Electric Company | Turbine blade having variable configuration turbulators |
US5695320A (en) * | 1991-12-17 | 1997-12-09 | General Electric Company | Turbine blade having auxiliary turbulators |
WO1994012390A2 (en) * | 1992-11-24 | 1994-06-09 | United Technologies Corporation | Coolable rotor blade structure |
US5288207A (en) * | 1992-11-24 | 1994-02-22 | United Technologies Corporation | Internally cooled turbine airfoil |
US5337805A (en) * | 1992-11-24 | 1994-08-16 | United Technologies Corporation | Airfoil core trailing edge region |
JP3666602B2 (ja) * | 1992-11-24 | 2005-06-29 | ユナイテッド・テクノロジーズ・コーポレイション | 冷却可能なエアフォイル構造 |
US5403159A (en) * | 1992-11-30 | 1995-04-04 | United Technoligies Corporation | Coolable airfoil structure |
US5361828A (en) * | 1993-02-17 | 1994-11-08 | General Electric Company | Scaled heat transfer surface with protruding ramp surface turbulators |
US5387086A (en) * | 1993-07-19 | 1995-02-07 | General Electric Company | Gas turbine blade with improved cooling |
DE69404168T2 (de) * | 1993-11-24 | 1998-02-19 | United Technologies Corp | Gekühlte turbinenschaufel |
US5374162A (en) | 1993-11-30 | 1994-12-20 | United Technologies Corporation | Airfoil having coolable leading edge region |
JP3651490B2 (ja) * | 1993-12-28 | 2005-05-25 | 株式会社東芝 | タービン冷却翼 |
GB9402442D0 (en) * | 1994-02-09 | 1994-04-20 | Rolls Royce Plc | Cooling air cooled gas turbine aerofoil |
US5431537A (en) * | 1994-04-19 | 1995-07-11 | United Technologies Corporation | Cooled gas turbine blade |
US5472316A (en) * | 1994-09-19 | 1995-12-05 | General Electric Company | Enhanced cooling apparatus for gas turbine engine airfoils |
US5482435A (en) * | 1994-10-26 | 1996-01-09 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine blade having a cooled shroud |
US5488825A (en) * | 1994-10-31 | 1996-02-06 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane with enhanced cooling |
DE69515502T2 (de) * | 1994-11-10 | 2000-08-03 | Siemens Westinghouse Power | Gasturbinenschaufel mit einer gekühlten plattform |
US5603606A (en) * | 1994-11-14 | 1997-02-18 | Solar Turbines Incorporated | Turbine cooling system |
US5507621A (en) * | 1995-01-30 | 1996-04-16 | Rolls-Royce Plc | Cooling air cooled gas turbine aerofoil |
US5669759A (en) * | 1995-02-03 | 1997-09-23 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil with enhanced cooling |
US5591007A (en) * | 1995-05-31 | 1997-01-07 | General Electric Company | Multi-tier turbine airfoil |
US5738493A (en) * | 1997-01-03 | 1998-04-14 | General Electric Company | Turbulator configuration for cooling passages of an airfoil in a gas turbine engine |
US5752801A (en) * | 1997-02-20 | 1998-05-19 | Westinghouse Electric Corporation | Apparatus for cooling a gas turbine airfoil and method of making same |
DE19713268B4 (de) * | 1997-03-29 | 2006-01-19 | Alstom | Gekühlte Gasturbinenschaufel |
US5813827A (en) * | 1997-04-15 | 1998-09-29 | Westinghouse Electric Corporation | Apparatus for cooling a gas turbine airfoil |
EP0892150B1 (de) * | 1997-07-14 | 2003-02-05 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Kühlsystem für den Hinterkantenbereich einer hohlen Gasturbinenschaufel |
US5902093A (en) * | 1997-08-22 | 1999-05-11 | General Electric Company | Crack arresting rotor blade |
US6220817B1 (en) | 1997-11-17 | 2001-04-24 | General Electric Company | AFT flowing multi-tier airfoil cooling circuit |
US5971708A (en) * | 1997-12-31 | 1999-10-26 | General Electric Company | Branch cooled turbine airfoil |
US5967752A (en) * | 1997-12-31 | 1999-10-19 | General Electric Company | Slant-tier turbine airfoil |
JPH11241602A (ja) * | 1998-02-26 | 1999-09-07 | Toshiba Corp | ガスタービン翼 |
US6059529A (en) * | 1998-03-16 | 2000-05-09 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade assembly with cooling air handling device |
US6132169A (en) * | 1998-12-18 | 2000-10-17 | General Electric Company | Turbine airfoil and methods for airfoil cooling |
GB9901218D0 (en) * | 1999-01-21 | 1999-03-10 | Rolls Royce Plc | Cooled aerofoil for a gas turbine engine |
US6340047B1 (en) * | 1999-03-22 | 2002-01-22 | General Electric Company | Core tied cast airfoil |
DE19921644B4 (de) * | 1999-05-10 | 2012-01-05 | Alstom | Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine |
US6257831B1 (en) * | 1999-10-22 | 2001-07-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cast airfoil structure with openings which do not require plugging |
US6331098B1 (en) | 1999-12-18 | 2001-12-18 | General Electric Company | Coriolis turbulator blade |
US6431832B1 (en) * | 2000-10-12 | 2002-08-13 | Solar Turbines Incorporated | Gas turbine engine airfoils with improved cooling |
EP1213442B1 (en) | 2000-12-05 | 2009-03-11 | United Technologies Corporation | Rotor blade |
EP1223308B1 (de) * | 2000-12-16 | 2007-01-24 | ALSTOM Technology Ltd | Komponente einer Strömungsmaschine |
US6471479B2 (en) * | 2001-02-23 | 2002-10-29 | General Electric Company | Turbine airfoil with single aft flowing three pass serpentine cooling circuit |
US6527514B2 (en) | 2001-06-11 | 2003-03-04 | Alstom (Switzerland) Ltd | Turbine blade with rub tolerant cooling construction |
US6974308B2 (en) | 2001-11-14 | 2005-12-13 | Honeywell International, Inc. | High effectiveness cooled turbine vane or blade |
WO2003054356A1 (de) * | 2001-12-10 | 2003-07-03 | Alstom Technology Ltd | Thermisch belastetes bauteil |
US6607356B2 (en) | 2002-01-11 | 2003-08-19 | General Electric Company | Crossover cooled airfoil trailing edge |
CH695702A5 (de) * | 2002-01-15 | 2006-07-31 | Alstom Technology Ltd | Gasturbinenschaufelblatt. |
US7104757B2 (en) * | 2003-07-29 | 2006-09-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooled turbine blade |
US6939102B2 (en) * | 2003-09-25 | 2005-09-06 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Flow guide component with enhanced cooling |
US6984102B2 (en) * | 2003-11-19 | 2006-01-10 | General Electric Company | Hot gas path component with mesh and turbulated cooling |
US7175386B2 (en) * | 2003-12-17 | 2007-02-13 | United Technologies Corporation | Airfoil with shaped trailing edge pedestals |
DE102004002327A1 (de) * | 2004-01-16 | 2005-08-04 | Alstom Technology Ltd | Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine |
US7186082B2 (en) * | 2004-05-27 | 2007-03-06 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade and method for cooling a rotor blade |
US7665968B2 (en) * | 2004-05-27 | 2010-02-23 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade |
EP1614859B1 (de) * | 2004-07-05 | 2007-04-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Filmgekühlte Turbinenschaufel |
US7775053B2 (en) * | 2004-09-20 | 2010-08-17 | United Technologies Corporation | Heat transfer augmentation in a compact heat exchanger pedestal array |
US7156620B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled gas turbine airfoil and method |
US7156619B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled gas turbine airfoil and method |
US7150601B2 (en) | 2004-12-23 | 2006-12-19 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil cooling passageway |
GB0523469D0 (en) * | 2005-11-18 | 2005-12-28 | Rolls Royce Plc | Blades for gas turbine engines |
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 |
US7540712B1 (en) | 2006-09-15 | 2009-06-02 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with showerhead cooling holes |
US7597540B1 (en) | 2006-10-06 | 2009-10-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with showerhead film cooling holes |
US7607891B2 (en) * | 2006-10-23 | 2009-10-27 | United Technologies Corporation | Turbine component with tip flagged pedestal cooling |
US7806658B2 (en) * | 2006-10-25 | 2010-10-05 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with spanwise equalizer rib |
US8757974B2 (en) * | 2007-01-11 | 2014-06-24 | United Technologies Corporation | Cooling circuit flow path for a turbine section airfoil |
US7641444B1 (en) | 2007-01-17 | 2010-01-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Serpentine flow circuit with tip section cooling channels |
US7780414B1 (en) | 2007-01-17 | 2010-08-24 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with multiple metering trailing edge cooling holes |
US7819629B2 (en) * | 2007-02-15 | 2010-10-26 | Siemens Energy, Inc. | Blade for a gas turbine |
US8202054B2 (en) * | 2007-05-18 | 2012-06-19 | Siemens Energy, Inc. | Blade for a gas turbine engine |
US8083485B2 (en) * | 2007-08-15 | 2011-12-27 | United Technologies Corporation | Angled tripped airfoil peanut cavity |
US7955053B1 (en) | 2007-09-21 | 2011-06-07 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with serpentine cooling circuit |
US7967563B1 (en) * | 2007-11-19 | 2011-06-28 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with tip section cooling channel |
US8016563B1 (en) * | 2007-12-21 | 2011-09-13 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with tip turn cooling |
EP2093381A1 (en) | 2008-02-25 | 2009-08-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade or vane with cooled platform |
EP2143883A1 (de) * | 2008-07-10 | 2010-01-13 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel und entsprechender Gusskern |
US8317461B2 (en) * | 2008-08-27 | 2012-11-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having dual flow passage cooling chamber formed by single core |
US8348613B2 (en) * | 2009-03-30 | 2013-01-08 | United Technologies Corporation | Airflow influencing airfoil feature array |
US20110033311A1 (en) * | 2009-08-06 | 2011-02-10 | Martin Nicholas F | Turbine Airfoil Cooling System with Pin Fin Cooling Chambers |
US9140236B2 (en) | 2010-04-13 | 2015-09-22 | Seven International Group, Inc. | Wind turbine utilizing wind directing slats |
EP2540969A1 (en) | 2011-06-27 | 2013-01-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement cooling of turbine blades or vanes |
US8840363B2 (en) | 2011-09-09 | 2014-09-23 | Siemens Energy, Inc. | Trailing edge cooling system in a turbine airfoil assembly |
US8882448B2 (en) | 2011-09-09 | 2014-11-11 | Siemens Aktiengesellshaft | Cooling system in a turbine airfoil assembly including zigzag cooling passages interconnected with radial passageways |
GB201121531D0 (en) | 2011-12-15 | 2012-01-25 | Rolls Royce Plc | Aerofoil blade or vane |
EP2682565B8 (en) * | 2012-07-02 | 2016-09-21 | General Electric Technology GmbH | Cooled blade for a gas turbine |
US20140219813A1 (en) * | 2012-09-14 | 2014-08-07 | Rafael A. Perez | Gas turbine engine serpentine cooling passage |
GB201217125D0 (en) * | 2012-09-26 | 2012-11-07 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine component |
US9546554B2 (en) * | 2012-09-27 | 2017-01-17 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine components with blade tip cooling |
US9995148B2 (en) | 2012-10-04 | 2018-06-12 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades |
US8920123B2 (en) * | 2012-12-14 | 2014-12-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade with integrated serpentine and axial tip cooling circuits |
US9850762B2 (en) | 2013-03-13 | 2017-12-26 | General Electric Company | Dust mitigation for turbine blade tip turns |
US8985949B2 (en) | 2013-04-29 | 2015-03-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooling system including wavy cooling chamber in a trailing edge portion of an airfoil assembly |
US10006295B2 (en) | 2013-05-24 | 2018-06-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having trip strips |
US9388699B2 (en) * | 2013-08-07 | 2016-07-12 | General Electric Company | Crossover cooled airfoil trailing edge |
US10253642B2 (en) | 2013-09-16 | 2019-04-09 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with disk having periphery with protrusions |
EP3047112B1 (en) | 2013-09-17 | 2018-11-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with seal having protrusions |
JP6216618B2 (ja) * | 2013-11-12 | 2017-10-18 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン翼の製造方法 |
EP3090145B1 (en) * | 2013-11-25 | 2020-01-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling passage turbulator |
EP2907974B1 (en) | 2014-02-12 | 2020-10-07 | United Technologies Corporation | Component and corresponding gas turbine engine |
CA2950011C (en) | 2014-05-29 | 2020-01-28 | General Electric Company | Fastback turbulator |
US10690055B2 (en) | 2014-05-29 | 2020-06-23 | General Electric Company | Engine components with impingement cooling features |
US9957816B2 (en) | 2014-05-29 | 2018-05-01 | General Electric Company | Angled impingement insert |
US10422235B2 (en) | 2014-05-29 | 2019-09-24 | General Electric Company | Angled impingement inserts with cooling features |
US10364684B2 (en) | 2014-05-29 | 2019-07-30 | General Electric Company | Fastback vorticor pin |
US10119404B2 (en) * | 2014-10-15 | 2018-11-06 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engines with improved leading edge airfoil cooling |
US10233775B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-03-19 | General Electric Company | Engine component for a gas turbine engine |
US10280785B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-05-07 | General Electric Company | Shroud assembly for a turbine engine |
US10294799B2 (en) * | 2014-11-12 | 2019-05-21 | United Technologies Corporation | Partial tip flag |
US9963975B2 (en) | 2015-02-09 | 2018-05-08 | United Technologies Corporation | Trip strip restagger |
US10196906B2 (en) | 2015-03-17 | 2019-02-05 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade with a non-constraint flow turning guide structure |
JP6820272B2 (ja) | 2015-04-03 | 2021-01-27 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトSiemens Aktiengesellschaft | 低流量枠状チャネルを備えるタービンブレード後縁 |
US9810087B2 (en) | 2015-06-24 | 2017-11-07 | United Technologies Corporation | Reversible blade rotor seal with protrusions |
DE102015112643A1 (de) * | 2015-07-31 | 2017-02-02 | Wobben Properties Gmbh | Windenergieanlagen-Rotorblatt |
US10184341B2 (en) | 2015-08-12 | 2019-01-22 | United Technologies Corporation | Airfoil baffle with wedge region |
US10012092B2 (en) | 2015-08-12 | 2018-07-03 | United Technologies Corporation | Low turn loss baffle flow diverter |
US10156145B2 (en) * | 2015-10-27 | 2018-12-18 | General Electric Company | Turbine bucket having cooling passageway |
US9885243B2 (en) | 2015-10-27 | 2018-02-06 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
US10508554B2 (en) | 2015-10-27 | 2019-12-17 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
US9976425B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-05-22 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
US10030526B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-07-24 | General Electric Company | Platform core feed for a multi-wall blade |
US10119405B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-11-06 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
US10060269B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-08-28 | General Electric Company | Cooling circuits for a multi-wall blade |
US9932838B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-04-03 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
US20170175543A1 (en) * | 2015-12-21 | 2017-06-22 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
US9926788B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-03-27 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
US10053989B2 (en) | 2015-12-21 | 2018-08-21 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
US9938836B2 (en) * | 2015-12-22 | 2018-04-10 | General Electric Company | Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit |
US9909427B2 (en) * | 2015-12-22 | 2018-03-06 | General Electric Company | Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit |
US10267162B2 (en) | 2016-08-18 | 2019-04-23 | General Electric Company | Platform core feed for a multi-wall blade |
US10208608B2 (en) | 2016-08-18 | 2019-02-19 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
US10227877B2 (en) | 2016-08-18 | 2019-03-12 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
US10221696B2 (en) | 2016-08-18 | 2019-03-05 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
US10208607B2 (en) | 2016-08-18 | 2019-02-19 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
RU171631U1 (ru) * | 2016-09-14 | 2017-06-07 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Охлаждаемая лопатка турбины |
US10724391B2 (en) * | 2017-04-07 | 2020-07-28 | General Electric Company | Engine component with flow enhancer |
US10519782B2 (en) * | 2017-06-04 | 2019-12-31 | United Technologies Corporation | Airfoil having serpentine core resupply flow control |
US10612394B2 (en) * | 2017-07-21 | 2020-04-07 | United Technologies Corporation | Airfoil having serpentine core resupply flow control |
US10718219B2 (en) * | 2017-12-13 | 2020-07-21 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade cooling system with tip diffuser |
US10941663B2 (en) | 2018-05-07 | 2021-03-09 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having improved leading edge cooling scheme and damage resistance |
US10989067B2 (en) | 2018-07-13 | 2021-04-27 | Honeywell International Inc. | Turbine vane with dust tolerant cooling system |
WO2020046158A1 (en) | 2018-08-30 | 2020-03-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Coolable airfoil section of a turbine component |
KR102114681B1 (ko) | 2018-09-21 | 2020-05-25 | 두산중공업 주식회사 | 핀-핀 배열을 포함하는 터빈 블레이드 |
US10774657B2 (en) | 2018-11-23 | 2020-09-15 | Raytheon Technologies Corporation | Baffle assembly for gas turbine engine components |
US10731478B2 (en) * | 2018-12-12 | 2020-08-04 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade with a coupled serpentine channel |
US11028702B2 (en) | 2018-12-13 | 2021-06-08 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with cooling passage network having flow guides |
KR102161765B1 (ko) * | 2019-02-22 | 2020-10-05 | 두산중공업 주식회사 | 터빈용 에어포일, 이를 포함하는 터빈 |
US11306655B2 (en) * | 2019-03-18 | 2022-04-19 | General Electric Company | Turbine engine component and method of cooling |
DE102019125779B4 (de) * | 2019-09-25 | 2024-03-21 | Man Energy Solutions Se | Schaufel einer Strömungsmaschine |
US11230929B2 (en) | 2019-11-05 | 2022-01-25 | Honeywell International Inc. | Turbine component with dust tolerant cooling system |
CN111852574A (zh) * | 2020-07-27 | 2020-10-30 | 北京全四维动力科技有限公司 | 涡轮叶片及包括其的燃气轮机 |
US11840940B2 (en) | 2021-03-09 | 2023-12-12 | Mechanical Dynamics And Analysis Llc | Turbine blade tip cooling hole supply plenum |
US12006836B2 (en) * | 2021-07-02 | 2024-06-11 | Rtx Corporation | Cooling arrangement for gas turbine engine component |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS55107004A (en) * | 1977-12-27 | 1980-08-16 | United Technologies Corp | Turbine blade |
US4278400A (en) * | 1978-09-05 | 1981-07-14 | United Technologies Corporation | Coolable rotor blade |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US417710A (en) * | 1889-12-24 | Food compound | ||
US3171631A (en) * | 1962-12-05 | 1965-03-02 | Gen Motors Corp | Turbine blade |
US3533712A (en) * | 1966-02-26 | 1970-10-13 | Gen Electric | Cooled vane structure for high temperature turbines |
GB1355558A (en) * | 1971-07-02 | 1974-06-05 | Rolls Royce | Cooled vane or blade for a gas turbine engine |
GB1410014A (en) * | 1971-12-14 | 1975-10-15 | Rolls Royce | Gas turbine engine blade |
BE794195A (fr) * | 1972-01-18 | 1973-07-18 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Aube directrice refroidie pour des turbines a gaz |
US4073599A (en) * | 1976-08-26 | 1978-02-14 | Westinghouse Electric Corporation | Hollow turbine blade tip closure |
GB1551678A (en) * | 1978-03-20 | 1979-08-30 | Rolls Royce | Cooled rotor blade for a gas turbine engine |
US4173120A (en) * | 1977-09-09 | 1979-11-06 | International Harvester Company | Turbine nozzle and rotor cooling systems |
US4224011A (en) * | 1977-10-08 | 1980-09-23 | Rolls-Royce Limited | Cooled rotor blade for a gas turbine engine |
US4236870A (en) * | 1977-12-27 | 1980-12-02 | United Technologies Corporation | Turbine blade |
US4180373A (en) * | 1977-12-28 | 1979-12-25 | United Technologies Corporation | Turbine blade |
US4257737A (en) * | 1978-07-10 | 1981-03-24 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade |
FR2476207A1 (fr) * | 1980-02-19 | 1981-08-21 | Snecma | Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies |
-
1981
- 1981-12-28 US US06/334,618 patent/US4474532A/en not_active Expired - Lifetime
-
1982
- 1982-12-01 IL IL67383A patent/IL67383A/xx not_active IP Right Cessation
- 1982-12-03 GB GB08234469A patent/GB2112468B/en not_active Expired
- 1982-12-21 IT IT24878/82A patent/IT1155034B/it active
- 1982-12-27 DE DE19823248161 patent/DE3248161A1/de active Granted
- 1982-12-28 JP JP57234902A patent/JPS58117302A/ja active Granted
- 1982-12-28 FR FR8222156A patent/FR2519069B1/fr not_active Expired
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS55107004A (en) * | 1977-12-27 | 1980-08-16 | United Technologies Corp | Turbine blade |
US4278400A (en) * | 1978-09-05 | 1981-07-14 | United Technologies Corporation | Coolable rotor blade |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3248161C2 (ja) | 1992-01-23 |
FR2519069A1 (fr) | 1983-07-01 |
IT1155034B (it) | 1987-01-21 |
GB2112468B (en) | 1984-11-28 |
IT8224878A1 (it) | 1984-06-21 |
DE3248161A1 (de) | 1983-07-07 |
US4474532A (en) | 1984-10-02 |
GB2112468A (en) | 1983-07-20 |
JPS58117302A (ja) | 1983-07-12 |
FR2519069B1 (fr) | 1985-11-29 |
IT8224878A0 (it) | 1982-12-21 |
IL67383A (en) | 1986-09-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH0353442B2 (ja) | ||
US4515526A (en) | Coolable airfoil for a rotary machine | |
US4775296A (en) | Coolable airfoil for a rotary machine | |
US4604031A (en) | Hollow fluid cooled turbine blades | |
US3628880A (en) | Vane assembly and temperature control arrangement | |
US6607355B2 (en) | Turbine airfoil with enhanced heat transfer | |
JP4063938B2 (ja) | ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造 | |
EP0670953B1 (en) | Coolable airfoil structure | |
JP3486191B2 (ja) | 冷却流体を二重に供給するプラットフォームキャビティを有するタービン・ベーン | |
JP4801513B2 (ja) | ターボ機械の可動な翼のための冷却回路 | |
US7097425B2 (en) | Microcircuit cooling for a turbine airfoil | |
US6234754B1 (en) | Coolable airfoil structure | |
EP1001137B1 (en) | Gas turbine airfoil with axial serpentine cooling circuits | |
EP0330601B1 (en) | Cooled gas turbine blade | |
EP0992654B1 (en) | Coolant passages for gas turbine components | |
US5370499A (en) | Film cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement | |
JPS6147286B2 (ja) | ||
KR20060073428A (ko) | 터빈 에어포일의 냉각 통로 | |
JP2000213304A (ja) | 側壁インピンジメント冷却チャンバ―を備えた後方流動蛇行エ―ロフォイル冷却回路 | |
KR20050018594A (ko) | 터빈 블레이드용 마이크로회로 냉각 | |
GB2127105A (en) | Improvements in cooled gas turbine engine aerofoils | |
EP1213442B1 (en) | Rotor blade | |
JP2818266B2 (ja) | ガスタービン冷却翼 | |
JPS60135605A (ja) | タ−ビン冷却翼 | |
JPH0451641B2 (ja) |