JPH05214957A - 接合フォイル挿入体を備えた被衝突冷却翼 - Google Patents
接合フォイル挿入体を備えた被衝突冷却翼Info
- Publication number
- JPH05214957A JPH05214957A JP17524792A JP17524792A JPH05214957A JP H05214957 A JPH05214957 A JP H05214957A JP 17524792 A JP17524792 A JP 17524792A JP 17524792 A JP17524792 A JP 17524792A JP H05214957 A JPH05214957 A JP H05214957A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- insert
- airfoil
- diffusion
- baffle
- 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.)
- Pending
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
- B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces
-
- 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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
Abstract
(57)【要約】
【目的】 冷却空気を高めたガスタービンエンジンの翼
の製造費用を少なくする。 【構成】 拡散接合用フォイル２０，２２で予め形成し
た挿入体１８を用いて１対の翼半分１２，１４を拡散接
合することにより、被衝突冷却翼１０を製造する。挿入
体は多孔２４を有し衝突邪魔板として作用する。軸方向
に延在する複数のリブ４４を翼の両半分の内壁３６．３
８または挿入体に形成し、これらのリブで挿入体を支持
しかつ該内壁から正確に離隔して衝突冷却を最適にし得
る。
の製造費用を少なくする。 【構成】 拡散接合用フォイル２０，２２で予め形成し
た挿入体１８を用いて１対の翼半分１２，１４を拡散接
合することにより、被衝突冷却翼１０を製造する。挿入
体は多孔２４を有し衝突邪魔板として作用する。軸方向
に延在する複数のリブ４４を翼の両半分の内壁３６．３
８または挿入体に形成し、これらのリブで挿入体を支持
しかつ該内壁から正確に離隔して衝突冷却を最適にし得
る。
Description
【０００１】
【関連米国特許出願】本発明の内容と関連するものを扱
った同時係属米国特許出願を次に示す。これは本発明の
譲受人（本件出願人）に譲渡されたものである。ダロリ
ア（RamgopalDarolia）等により発明された「単結晶部
材を接合する方法とそのための改良フォイル（Method f
or Joining Single Crystal Members and Improved Foi
l Therefor）」についての１９９０年１１月１９日付米
国特許出願第０７／６１５５５３号。
った同時係属米国特許出願を次に示す。これは本発明の
譲受人（本件出願人）に譲渡されたものである。ダロリ
ア（RamgopalDarolia）等により発明された「単結晶部
材を接合する方法とそのための改良フォイル（Method f
or Joining Single Crystal Members and Improved Foi
l Therefor）」についての１９９０年１１月１９日付米
国特許出願第０７／６１５５５３号。
【０００２】なお、米国政府は、米国空軍省によって与
えられた契約第Ｆ３３６１５−８７−Ｃ−２７６４号に
基づいて本発明における権利を有する。
えられた契約第Ｆ３３６１５−８７−Ｃ−２７６４号に
基づいて本発明における権利を有する。
【０００３】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンエンジン用
の動翼と静翼に関し、特に、多孔を有する成形挿入体を
用いたこのような翼の冷却に関する。挿入体はまた、翼
の接合された表面間に形成された継目において接合用フ
ォイルとして機能する。
の動翼と静翼に関し、特に、多孔を有する成形挿入体を
用いたこのような翼の冷却に関する。挿入体はまた、翼
の接合された表面間に形成された継目において接合用フ
ォイルとして機能する。
【０００４】
【従来の技術】伝統的に、ガスタービンエンジン用の翼
（airfoil)の内部冷却は、製造サイクル中に翼内に挿入
された様々な挿入体と邪魔板を用いて多数の高速空気流
または空気噴流の形態の冷却流体を翼の内面に衝突させ
ることにより行われてきた。このような冷却は衝突冷却
として知られており、通常、翼の温度を許容限度内に保
つのに確かに有効である。
（airfoil)の内部冷却は、製造サイクル中に翼内に挿入
された様々な挿入体と邪魔板を用いて多数の高速空気流
または空気噴流の形態の冷却流体を翼の内面に衝突させ
ることにより行われてきた。このような冷却は衝突冷却
として知られており、通常、翼の温度を許容限度内に保
つのに確かに有効である。
【０００５】残念ながら、このような内部冷却翼の設計
は、挿入体または邪魔板を形成後に翼の内部に配置する
必要により制約を受ける。すなわち、形成後の邪魔板を
翼内に組込めるように翼の内部の寸法を定めなければな
らない。これは最終翼輪郭の形状を制限するおそれがあ
る。また、冷却空気を翼の外面上に薄膜として流すこと
により翼を冷却することも知られている。しかし一般
に、翼の冷却に用いる冷却空気が多ければ多いほど、ガ
スタービンエンジンの運転効率は低くなる。
は、挿入体または邪魔板を形成後に翼の内部に配置する
必要により制約を受ける。すなわち、形成後の邪魔板を
翼内に組込めるように翼の内部の寸法を定めなければな
らない。これは最終翼輪郭の形状を制限するおそれがあ
る。また、冷却空気を翼の外面上に薄膜として流すこと
により翼を冷却することも知られている。しかし一般
に、翼の冷却に用いる冷却空気が多ければ多いほど、ガ
スタービンエンジンの運転効率は低くなる。
【０００６】従って、次のような翼、すなわち、挿入さ
れた邪魔板を備えて内部冷却され、そして邪魔板を翼内
に配置し組付けるための内部間隙を設ける必要により翼
設計が制約されることのないように製造される翼が必要
である。さらに、大切な冷却空気の使用効率を高めるこ
とによりガスタービンエンジン運転の総合効率を高める
必要が絶えず存在する。冷却空気の有効性を高める一方
策は、冷却されつつある高温翼面から同面上を流れる冷
却空気への熱伝達率を高めることである。熱伝達の幾つ
かの態様を単一冷却空気回路内で組合わせることによ
り、熱伝達の効率と効果を高めることができる。
れた邪魔板を備えて内部冷却され、そして邪魔板を翼内
に配置し組付けるための内部間隙を設ける必要により翼
設計が制約されることのないように製造される翼が必要
である。さらに、大切な冷却空気の使用効率を高めるこ
とによりガスタービンエンジン運転の総合効率を高める
必要が絶えず存在する。冷却空気の有効性を高める一方
策は、冷却されつつある高温翼面から同面上を流れる冷
却空気への熱伝達率を高めることである。熱伝達の幾つ
かの態様を単一冷却空気回路内で組合わせることによ
り、熱伝達の効率と効果を高めることができる。
【０００７】
【発明の目的】本発明は上記の必要に応じて開発された
ものであり、従って、その目的は、ガスタービンエンジ
ンの翼の空力設計に制約を加えることなく冷却空気を効
率良く用いて翼の内外両面を冷却することである。本発
明の他の目的は、拡散接合用フォイルを衝突邪魔板兼接
合手段として用いて少なくとも２つの翼半分で翼を製造
することである。
ものであり、従って、その目的は、ガスタービンエンジ
ンの翼の空力設計に制約を加えることなく冷却空気を効
率良く用いて翼の内外両面を冷却することである。本発
明の他の目的は、拡散接合用フォイルを衝突邪魔板兼接
合手段として用いて少なくとも２つの翼半分で翼を製造
することである。
【０００８】本発明の他の目的は、拡散接合フォイルを
ヒートパイプとして用いて翼の選定部分から熱を伝導に
より除去することである。本発明の他の目的は、翼の設
計に制約を加えることなく拡散接合フォイルを衝突邪魔
板である挿入体として用いることである。本発明の他の
目的は、多流冷却流路を現在使用している翼の製造費を
減らすために、同等に有効で廉価な衝突冷却系を代用す
ることである。
ヒートパイプとして用いて翼の選定部分から熱を伝導に
より除去することである。本発明の他の目的は、翼の設
計に制約を加えることなく拡散接合フォイルを衝突邪魔
板である挿入体として用いることである。本発明の他の
目的は、多流冷却流路を現在使用している翼の製造費を
減らすために、同等に有効で廉価な衝突冷却系を代用す
ることである。
【０００９】本発明の他の目的は、伝導冷却と衝突冷却
とフィルム冷却とを拡散接合翼とともに効率良く組合わ
せることである。
とフィルム冷却とを拡散接合翼とともに効率良く組合わ
せることである。
【００１０】
【発明の概要】簡単に述べると、本発明は、衝突邪魔板
として役立ちそして１枚以上の拡散接合用フォイルで形
成された内部挿入部材を含む拡散接合翼を提供する。挿
入部材は多孔材料で予め形成されそして１対の翼半分鋳
物間に挟まれ得る。予め形成した挿入部材と両半分鋳物
は組合わされて接合用の取付具または型内に挿入され、
そして炉内に設置されて、実際の拡散接合工程と関連す
る高温と高圧にさらされる。
として役立ちそして１枚以上の拡散接合用フォイルで形
成された内部挿入部材を含む拡散接合翼を提供する。挿
入部材は多孔材料で予め形成されそして１対の翼半分鋳
物間に挟まれ得る。予め形成した挿入部材と両半分鋳物
は組合わされて接合用の取付具または型内に挿入され、
そして炉内に設置されて、実際の拡散接合工程と関連す
る高温と高圧にさらされる。
【００１１】挿入部材は拡散接合表面に沿いかつ同面を
介して両翼半分鋳物と事実上均質になるので、両半分鋳
物から挿入部材への極めて効率的な熱伝導が各拡散接合
箇所で発生し得る。従って、挿入部材はヒートパイプと
して作用し拡散接合部から熱を伝導により除去し得る。
次いで、この熱は、挿入部材の多孔を高速空気噴流とし
て通流する冷却空気により挿入部材から効率的に除去ま
たは伝達される。
介して両翼半分鋳物と事実上均質になるので、両半分鋳
物から挿入部材への極めて効率的な熱伝導が各拡散接合
箇所で発生し得る。従って、挿入部材はヒートパイプと
して作用し拡散接合部から熱を伝導により除去し得る。
次いで、この熱は、挿入部材の多孔を高速空気噴流とし
て通流する冷却空気により挿入部材から効率的に除去ま
たは伝達される。
【００１２】挿入部材は翼の内壁に近接して有利に配置
されるので、高速空気噴流は内壁に衝突してはね飛ばさ
れ衝突冷却に役立つ。次いで、冷却空気は翼壁の貫通孔
を通流し翼の外面に沿ってフィルム冷却をなす。本発明
の前述の目的と特徴と利点は、添付図面と関連する以下
の詳述からさらに明らかとなろう。
されるので、高速空気噴流は内壁に衝突してはね飛ばさ
れ衝突冷却に役立つ。次いで、冷却空気は翼壁の貫通孔
を通流し翼の外面に沿ってフィルム冷却をなす。本発明
の前述の目的と特徴と利点は、添付図面と関連する以下
の詳述からさらに明らかとなろう。
【００１３】
【実施例の記載】添付図面の全図において同符号は同部
分を表す。本発明を図１により説明する。図１は１対の
拡散接合された半分要素または半分鋳物１２、１４で形
成された翼１０を示す。両半分鋳物は挿入部材１８を介
して両半分鋳物の向かい合う接合表面１６に沿って一体
に拡散接合される。拡散接合は、例えば米国特許第４０
８９４５６号に記載されているような従来の仕方で行う
ことができる。
分を表す。本発明を図１により説明する。図１は１対の
拡散接合された半分要素または半分鋳物１２、１４で形
成された翼１０を示す。両半分鋳物は挿入部材１８を介
して両半分鋳物の向かい合う接合表面１６に沿って一体
に拡散接合される。拡散接合は、例えば米国特許第４０
８９４５６号に記載されているような従来の仕方で行う
ことができる。
【００１４】挿入部材１８は少なくとも１枚のまたは１
対の拡散接合用フォイル２０、２２で予め形成し得るも
のである。接合フォイル２０、２２には、最終形成前の
平板状態中に多孔を形成し得る。多孔２４は任意の適当
な方法、例えば、スタンピング、放電加工またはレーザ
加工により形成され得る。多孔２４により挿入部材１８
は一体の衝突邪魔板として作用し冷却空気を翼１０の各
内壁３６、３８に衝突させることができる。
対の拡散接合用フォイル２０、２２で予め形成し得るも
のである。接合フォイル２０、２２には、最終形成前の
平板状態中に多孔を形成し得る。多孔２４は任意の適当
な方法、例えば、スタンピング、放電加工またはレーザ
加工により形成され得る。多孔２４により挿入部材１８
は一体の衝突邪魔板として作用し冷却空気を翼１０の各
内壁３６、３８に衝突させることができる。
【００１５】多孔２４の形成後、各接合フォイルは個別
にスタンピングにより所望形状にされた後一緒に接合さ
れて一体の挿入部材１８を形成し得る。このような接合
を行うには、例えば、当接点２６に抵抗溶接部を形成す
ればよい。挿入部材１８は、冷却流体を通す幾つかの半
径方向に延在する内部室または内部通路１９を画成す
る。
にスタンピングにより所望形状にされた後一緒に接合さ
れて一体の挿入部材１８を形成し得る。このような接合
を行うには、例えば、当接点２６に抵抗溶接部を形成す
ればよい。挿入部材１８は、冷却流体を通す幾つかの半
径方向に延在する内部室または内部通路１９を画成す
る。
【００１６】次いで、挿入部材１８を両半分鋳物に接触
させそして拡散接合しようとする選定点または選定域に
おいて、一体の挿入部材１８をホウ素または他の適当な
融点降下剤で被覆し得る。ホウ素は、周知のように、拡
散接合部の形成を容易にする。図１に見られるように、
挿入部材１８は、接合表面１６と当接する各表面に沿っ
てホウ素化される。さらに、当接点２６に沿う接合フォ
イル相互間の当接表面を、フォイル２０、２２の接合前
に、ホウ素で被覆するかまたは１層のホウ素テープで覆
うべきである。その際、これらのフォイルの最終所望形
状を得るために、ホウ素化後フォイルの熱間寸法調整が
必要となるかもしれない。
させそして拡散接合しようとする選定点または選定域に
おいて、一体の挿入部材１８をホウ素または他の適当な
融点降下剤で被覆し得る。ホウ素は、周知のように、拡
散接合部の形成を容易にする。図１に見られるように、
挿入部材１８は、接合表面１６と当接する各表面に沿っ
てホウ素化される。さらに、当接点２６に沿う接合フォ
イル相互間の当接表面を、フォイル２０、２２の接合前
に、ホウ素で被覆するかまたは１層のホウ素テープで覆
うべきである。その際、これらのフォイルの最終所望形
状を得るために、ホウ素化後フォイルの熱間寸法調整が
必要となるかもしれない。
【００１７】各半分鋳物１２、１４は１対の半径方向延
在リブ２８、３０を含み、これらのリブは相互に正確に
整合して向かい合うように機械加工される。補完的な溝
形部またはリブ３２、３４を各接合フォイル２０、２２
に形成することにより、挿入部材１８を翼１０内にはめ
込むことができる。リブ３２、３４はリブ２８、３０の
輪郭と合致しそしてリブ２８、３０の周囲と間にはま
り、各リブ２８、３０と翼の各内壁３６、３８とに隣接
する大きな挿入部材表面積を呈する。
在リブ２８、３０を含み、これらのリブは相互に正確に
整合して向かい合うように機械加工される。補完的な溝
形部またはリブ３２、３４を各接合フォイル２０、２２
に形成することにより、挿入部材１８を翼１０内にはめ
込むことができる。リブ３２、３４はリブ２８、３０の
輪郭と合致しそしてリブ２８、３０の周囲と間にはま
り、各リブ２８、３０と翼の各内壁３６、３８とに隣接
する大きな挿入部材表面積を呈する。
【００１８】図１と図２に示した例では、挿入部材１８
に形成した各溝形リブ３２、３４は、翼１０の対応接合
表面１６と当接して、これらの接触表面に沿いかつ同面
を貫く拡散接合部の形成を可能にするように、注意深く
寸法を定められる。挿入部材１８は拡散接合の前に両半
分鋳物間に挟まれるので、挿入部材１８の形状または輪
郭を、拡散接合しない翼と一般に関連する真っ直ぐな形
状に限定する必要はない。すなわち、一体鋳造翼の場
合、挿入体または衝突邪魔板を、動翼の底部５４のスロ
ットまたは開いた翼先端部から翼内にほぼ真っ直ぐに挿
入しなければならなかった。この挿入要件は最終翼設計
を制限するものであった。このような制限は、両半分鋳
物１２、１４の拡散接合の前に両半分鋳物間に容易に挟
み得る本発明の挿入部材には当てはまらない。
に形成した各溝形リブ３２、３４は、翼１０の対応接合
表面１６と当接して、これらの接触表面に沿いかつ同面
を貫く拡散接合部の形成を可能にするように、注意深く
寸法を定められる。挿入部材１８は拡散接合の前に両半
分鋳物間に挟まれるので、挿入部材１８の形状または輪
郭を、拡散接合しない翼と一般に関連する真っ直ぐな形
状に限定する必要はない。すなわち、一体鋳造翼の場
合、挿入体または衝突邪魔板を、動翼の底部５４のスロ
ットまたは開いた翼先端部から翼内にほぼ真っ直ぐに挿
入しなければならなかった。この挿入要件は最終翼設計
を制限するものであった。このような制限は、両半分鋳
物１２、１４の拡散接合の前に両半分鋳物間に容易に挟
み得る本発明の挿入部材には当てはまらない。
【００１９】本発明の重要な特徴は挿入部材１８にベン
ドまたはエルボ４０を形成することである。これらのベ
ンドは挿入部材１８とリブ２８、３０との間に間隙４２
を設けるような寸法になっている。この間隙により、比
較的低温の挿入部材１８が、過大応力を受けることな
く、比較的高温の翼１０と事実上無関係に熱膨縮し得
る。
ドまたはエルボ４０を形成することである。これらのベ
ンドは挿入部材１８とリブ２８、３０との間に間隙４２
を設けるような寸法になっている。この間隙により、比
較的低温の挿入部材１８が、過大応力を受けることな
く、比較的高温の翼１０と事実上無関係に熱膨縮し得
る。
【００２０】ベンドまたはエルボ４０により、挿入部材
１８は翼１０の内壁またはリブと干渉することなく、ベ
ローのように自由に膨縮し得る。図１に仮想線で示すよ
うに、翼１０が加熱されると各エルボ４０は４１で示し
たような位置に自由に移動する。翼１０の内壁３６、３
８の衝突冷却の効果を最適にするために、一連の半径方
向に相隔たる水平のまたは軸方向に延在するリブ４４を
図２と図３に示すように内壁３６、３８に沿って形成し
得る。リブ４４は鋳造工程中に形成されるか、または拡
散接合の前に各半分鋳物１２、１４を機械加工すること
により形成され得る。これは翼空洞の内壁の形成に使用
する方法と同じである。代替的に、図４に概略的に示す
ように、半径方向に相隔たる軸方向延在リブ４４を、接
合フォイル２０、２２の形成中に挿入部材１８に形成し
得る。
１８は翼１０の内壁またはリブと干渉することなく、ベ
ローのように自由に膨縮し得る。図１に仮想線で示すよ
うに、翼１０が加熱されると各エルボ４０は４１で示し
たような位置に自由に移動する。翼１０の内壁３６、３
８の衝突冷却の効果を最適にするために、一連の半径方
向に相隔たる水平のまたは軸方向に延在するリブ４４を
図２と図３に示すように内壁３６、３８に沿って形成し
得る。リブ４４は鋳造工程中に形成されるか、または拡
散接合の前に各半分鋳物１２、１４を機械加工すること
により形成され得る。これは翼空洞の内壁の形成に使用
する方法と同じである。代替的に、図４に概略的に示す
ように、半径方向に相隔たる軸方向延在リブ４４を、接
合フォイル２０、２２の形成中に挿入部材１８に形成し
得る。
【００２１】リブ４４の目的は、挿入部材１８を内壁３
６、３８から所定間隔だけ離して保持することであり、
そうすれば、多孔２４を通流する空気噴流４６（図１）
が所定速度で内壁３６、３８に衝突する。リブ４４は翼
１０の前縁４８近辺の一点から後縁５０近辺の一点まで
延在して、圧縮冷却空気５２の力を受けた時の挿入部材
１８を適切に支持する。
６、３８から所定間隔だけ離して保持することであり、
そうすれば、多孔２４を通流する空気噴流４６（図１）
が所定速度で内壁３６、３８に衝突する。リブ４４は翼
１０の前縁４８近辺の一点から後縁５０近辺の一点まで
延在して、圧縮冷却空気５２の力を受けた時の挿入部材
１８を適切に支持する。
【００２２】翼の外面は適当な寸法に鋳造されるか、あ
るいは電解加工、放電加工等により加工され得る。最終
接合線または接合表面は放電加工または他の適当な方法
により適当な寸法に加工され、拡散接合用の挿入部材１
８の受入れに要する間隙を接合表面間に画成し得る。代
表的な冷却流体流路または回路を図１と図２と図３に示
す。この場合、冷却空気５２（図２）は入口５８を経て
タービン動翼５６の底部５４に入りそしてダブテール６
０とシャンク６２を通って半径方向上方または外方に流
れる。冷却空気５２は翼台６４を通って流れ続け、動翼
の翼形部内に配設した内部空洞または内部室１９（図
１）に流入する。圧縮冷却空気５２は各室１９を上方に
通流するにつれ、挿入部材１８の多孔２４を通る。
るいは電解加工、放電加工等により加工され得る。最終
接合線または接合表面は放電加工または他の適当な方法
により適当な寸法に加工され、拡散接合用の挿入部材１
８の受入れに要する間隙を接合表面間に画成し得る。代
表的な冷却流体流路または回路を図１と図２と図３に示
す。この場合、冷却空気５２（図２）は入口５８を経て
タービン動翼５６の底部５４に入りそしてダブテール６
０とシャンク６２を通って半径方向上方または外方に流
れる。冷却空気５２は翼台６４を通って流れ続け、動翼
の翼形部内に配設した内部空洞または内部室１９（図
１）に流入する。圧縮冷却空気５２は各室１９を上方に
通流するにつれ、挿入部材１８の多孔２４を通る。
【００２３】冷却空気５２が、各室１９に隣接して形成
された多孔２４を通るにつれ、空気噴流４６が形成され
る。空気噴流４６は翼１０の内壁３６、３８に衝突し、
翼から熱を効率的に奪う擦流作用をなす。前述のよう
に、リブ４４（図３）は挿入部材１８を内壁３６、３８
から最適衝突距離だけ隔てるように作用する。この距
離、すなわち、０．０６０インチは、内壁の効率的な冷
却を確実にする。リブ４４はまた、翼壁の内部輪郭に従
う空気流ダムとして作用し、冷却空気５２を、翼１０の
壁３６、３８と後縁５０とを貫通するフィルム冷却孔６
８を通るように導く。
された多孔２４を通るにつれ、空気噴流４６が形成され
る。空気噴流４６は翼１０の内壁３６、３８に衝突し、
翼から熱を効率的に奪う擦流作用をなす。前述のよう
に、リブ４４（図３）は挿入部材１８を内壁３６、３８
から最適衝突距離だけ隔てるように作用する。この距
離、すなわち、０．０６０インチは、内壁の効率的な冷
却を確実にする。リブ４４はまた、翼壁の内部輪郭に従
う空気流ダムとして作用し、冷却空気５２を、翼１０の
壁３６、３８と後縁５０とを貫通するフィルム冷却孔６
８を通るように導く。
【００２４】フィルム冷却孔６８により、使用済み冷却
空気５２が翼１０の外面上を通って同面のフィルム冷却
をなす。さらに、後縁５０近辺にそれを貫いて形成され
た冷却孔６８が翼のこの区域に沿って効率の高い冷却を
もたらす。好ましくは、挿入部材１８はタービン動翼５
６の全長にわたって半径方向に延在しそしてタービン動
翼の一体部分として機能するが、多孔２４は翼台６４の
上方だけに形成すればよく、翼台６４の下方の部分は中
実のまま残しておけばよい。あるいは、予想される金属
温度に基づいて多孔を形成してもよい。挿入部材１８は
冷却空気５２を必要に応じて翼隔室６６の各々に供給し
かつその流量を規制し、さらに、拡散接合用フォイルと
して機能する。この機能はタービン動翼またはノズル静
翼の形成における重要な機能である。
空気５２が翼１０の外面上を通って同面のフィルム冷却
をなす。さらに、後縁５０近辺にそれを貫いて形成され
た冷却孔６８が翼のこの区域に沿って効率の高い冷却を
もたらす。好ましくは、挿入部材１８はタービン動翼５
６の全長にわたって半径方向に延在しそしてタービン動
翼の一体部分として機能するが、多孔２４は翼台６４の
上方だけに形成すればよく、翼台６４の下方の部分は中
実のまま残しておけばよい。あるいは、予想される金属
温度に基づいて多孔を形成してもよい。挿入部材１８は
冷却空気５２を必要に応じて翼隔室６６の各々に供給し
かつその流量を規制し、さらに、拡散接合用フォイルと
して機能する。この機能はタービン動翼またはノズル静
翼の形成における重要な機能である。
【００２５】挿入部材１８は水平リブ４４と接触しそし
て半分鋳物１２、１４に半径方向リブ２８、３０に沿っ
てだけでなく翼形部１０の前縁と後縁に沿って接合され
るので、ヒートパイプとして作用しそしてリブと拡散接
合継目域から熱を奪うことにより接触域を冷却する。こ
の設計の熱伝達効果は、翼内面の全面にわたる衝突冷却
と、ヒートパイプ効果と、改良された後縁冷却とによ
り、現用設計で通常達成される効果より大きい。この種
の形成と関連する費用は、従来の多流冷却回路に基づく
対等の動翼設計に比べて少ない。
て半分鋳物１２、１４に半径方向リブ２８、３０に沿っ
てだけでなく翼形部１０の前縁と後縁に沿って接合され
るので、ヒートパイプとして作用しそしてリブと拡散接
合継目域から熱を奪うことにより接触域を冷却する。こ
の設計の熱伝達効果は、翼内面の全面にわたる衝突冷却
と、ヒートパイプ効果と、改良された後縁冷却とによ
り、現用設計で通常達成される効果より大きい。この種
の形成と関連する費用は、従来の多流冷却回路に基づく
対等の動翼設計に比べて少ない。
【００２６】本発明はノズル静翼にも動翼と同様に適用
し得るものである。本発明により設計された静翼の一例
を図５に示す。以上、本発明の好適実施例について説明
したが、もちろん本発明は開示した特定実施例に限定さ
れるものではなく、本発明の範囲内で様々な改変が可能
である。
し得るものである。本発明により設計された静翼の一例
を図５に示す。以上、本発明の好適実施例について説明
したが、もちろん本発明は開示した特定実施例に限定さ
れるものではなく、本発明の範囲内で様々な改変が可能
である。
【図１】図２の線Ａ−Ａに沿う断面図で、本発明により
形成した翼を示す。
形成した翼を示す。
【図２】本発明により挿入部材を設けたタービン動翼の
断面図である。
断面図である。
【図３】図１の線Ｂ−Ｂに沿う断面図である。
【図４】図３に類似した断片断面図で、翼壁にではなく
挿入部材に形成した離間リブを示す。
挿入部材に形成した離間リブを示す。
【図５】本発明により挿入部材を設けたタービン静翼の
断面図である。
断面図である。
【符号の説明】 １０ 翼 １２、１４ 半分要素（鋳物） １８ 挿入部材 １９ 内部室（通路） ２０、２２ 拡散接合用フォイル ２４ 多孔 ２８、３０ リブ ３２、３４ 溝形部（リブ） ３６、３８ 内壁 ４０ ベンド ４２ 間隙 ４４ リブ ４８ 前縁 ５０ 後縁 ６８ フィルム冷却孔
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジェームス・アーサー・マータス アメリカ合衆国、オハイオ州、ウエスト・ チェスター、ウィルダーネス・トライル、 6538番 (72)発明者 エドワード・ハーベイ・ゴールドマン アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、リッジウッド、2957番
Claims (16)
- 【請求項１】 対向内壁を有する少なくとも２つの拡散
接合された半分要素と、両半分要素間に拡散接合されそ
して両内壁に近接して配置された挿入部材とからなり、
この挿入部材は、冷却流体を通す複数の半径方向延在通
路を画成し、また、前記挿入部材は各内壁に沿う衝突邪
魔板を形成するように多孔が形成されて前記冷却流体を
両内壁に衝突させるようになっている、前縁と後縁を有
するガスタービンエンジン用の翼。 - 【請求項２】 各半分要素が、前記内壁から内向きに突
出したリブ手段を含み、そして前記挿入部材は前記リブ
手段に拡散接合されている、請求項１記載の翼。 - 【請求項３】 前記挿入部材は前記リブ手段の周囲には
まる溝形部を有する、請求項２記載の翼。 - 【請求項４】 前記溝形部に曲げ部が形成されて前記溝
形部と前記リブ手段との間に間隙を画成している、請求
項３記載の翼。 - 【請求項５】 前記リブ手段は各内壁から内向きに突出
した１対の機械加工された半径方向延在リブからなる、
請求項２記載の翼。 - 【請求項６】 各半分要素は、前記内壁から内向きに突
出して前記挿入部材を前記翼内に支持する複数の半径方
向に相隔たる軸方向延在リブを含む、請求項１記載の
翼。 - 【請求項７】 前記軸方向延在リブは前記前縁近辺の一
点から前記後縁近辺の一点まで延在する、請求項６記載
の翼。 - 【請求項８】 少なくとも２つの拡散接合された半分要
素と、両半分要素間に拡散接合された衝突邪魔板とから
なるガスタービン動翼またはノズル静翼のような翼。 - 【請求項９】 前記衝突邪魔板は、冷却流体を通す複数
の半径方向延在内部通路を備えるように形成されてい
る、請求項８記載の翼。 - 【請求項１０】 両半分要素に複数のフィルム冷却孔が
形成され、これにより前記冷却流体が前記内部通路から
前記衝突邪魔板を通りさらに前記フィルム冷却孔を通っ
て前記翼を流出し得る、請求項９記載の翼。 - 【請求項１１】 前記翼は前縁と後縁を有し、そして前
記衝突邪魔板は前記前縁と前記後縁に沿って拡散接合さ
れている、請求項１０記載の翼。 - 【請求項１２】 前記フィルム冷却孔を前記後縁に沿っ
て形成した請求項１１記載の翼。 - 【請求項１３】 前記衝突邪魔板は、それを前記翼内に
支持する複数の半径方向に相隔たる軸方向延在リブを含
む、請求項８記載の翼。 - 【請求項１４】 少なくとも１枚の多孔付き拡散接合用
フォイルを有する衝突邪魔板を予め形成することと、こ
の邪魔板を１対の翼半分要素間に挿入することと、前記
衝突邪魔板を拡散接合用フォイルとして用いて両半分要
素を相互に拡散接合することからなる、被衝突冷却翼を
製造する方法。 - 【請求項１５】 両半分要素を相互に拡散接合する選定
域において前記邪魔板をホウ素または他の適当な融点降
下剤で被覆することとさらに含む請求項１４記載の方
法。 - 【請求項１６】 両半分要素にリブを機械加工により形
成しそして前記邪魔板を前記リブに拡散接合することと
さらに含む請求項１４記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US78734591A | 1991-11-04 | 1991-11-04 | |
| US787345 | 1991-11-04 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05214957A true JPH05214957A (ja) | 1993-08-24 |
Family
ID=25141177
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17524792A Pending JPH05214957A (ja) | 1991-11-04 | 1992-07-02 | 接合フォイル挿入体を備えた被衝突冷却翼 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0541207A1 (ja) |
| JP (1) | JPH05214957A (ja) |
| CA (1) | CA2080183A1 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2000199404A (ja) * | 1998-12-18 | 2000-07-18 | General Electric Co <Ge> | タ―ビン翼形部及び翼形部冷却方法 |
| JP2003528246A (ja) * | 2000-03-22 | 2003-09-24 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 冷却形タービン翼 |
| JP2007132347A (ja) * | 2005-11-07 | 2007-05-31 | Snecma | タービンブレードの冷却レイアウト、内包されたタービンブレード、それらを備えるタービンエンジンおよび航空機用エンジン |
| JP2015518938A (ja) * | 2012-06-06 | 2015-07-06 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | 中空の冷却されたタービン翼内に挿入可能とされる、ガスタービンのための冷媒ブリッジ配管 |
Families Citing this family (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4447515C2 (de) * | 1993-11-22 | 1999-02-25 | Toshiba Kawasaki Kk | Gekühlte Turbinenschaufel |
| JP3110227B2 (ja) * | 1993-11-22 | 2000-11-20 | 株式会社東芝 | タービン冷却翼 |
| DE4445632C2 (de) * | 1994-12-21 | 1999-09-30 | Hermann Schwelling | Abfallpresse |
| US6193465B1 (en) * | 1998-09-28 | 2001-02-27 | General Electric Company | Trapped insert turbine airfoil |
| DE19939179B4 (de) | 1999-08-20 | 2007-08-02 | Alstom | Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine |
| DE10202783A1 (de) * | 2002-01-25 | 2003-07-31 | Alstom Switzerland Ltd | Gekühltes Bauteil für eine thermische Maschine, insbesondere eine Gasturbine |
| US7217095B2 (en) | 2004-11-09 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Heat transferring cooling features for an airfoil |
| EP2372087A1 (de) * | 2010-03-26 | 2011-10-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Komponente mit einer einem Heissgas einer Gasturbine aussetzbaren Aussenwand und Verfahren zum Herstellen einer derartigen Komponente |
| EP2754857A1 (en) * | 2013-01-10 | 2014-07-16 | Alstom Technology Ltd | Cooling configuration, corresponding stator heat shield, blade, and vane for a gas turbine |
| EP3044418B1 (en) | 2013-09-06 | 2020-01-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil with wishbone baffle cooling scheme |
| EP3189213A1 (en) | 2014-09-04 | 2017-07-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Internal cooling system with insert forming nearwall cooling channels in an aft cooling cavity of a gas turbine airfoil |
| US9840930B2 (en) | 2014-09-04 | 2017-12-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Internal cooling system with insert forming nearwall cooling channels in midchord cooling cavities of a gas turbine airfoil |
| GB201419681D0 (en) | 2014-11-05 | 2014-12-17 | Rolls Royce Plc | Manufacturing method |
| WO2016148693A1 (en) | 2015-03-17 | 2016-09-22 | Siemens Energy, Inc. | Internal cooling system with converging-diverging exit slots in trailing edge cooling channel for an airfoil in a turbine engine |
| US20180135432A1 (en) * | 2015-05-07 | 2018-05-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil with internal cooling channels |
| US20190055849A1 (en) * | 2015-11-10 | 2019-02-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Laminated airfoil for a gas turbine |
| WO2017188991A1 (en) * | 2016-04-29 | 2017-11-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Staged cooling of a turbine component |
| US11242758B2 (en) * | 2019-11-10 | 2022-02-08 | Raytheon Technologies Corporation | Trailing edge insert for airfoil vane |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5924243A (ja) * | 1982-08-02 | 1984-02-07 | Terumo Corp | ｐＨセンサ− |
| JPS62174501A (ja) * | 1986-01-29 | 1987-07-31 | Toshiba Corp | ガスタ−ビンの翼 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2656146A (en) * | 1948-04-08 | 1953-10-20 | Curtiss Wright Corp | Turbine blade construction |
| US2696364A (en) * | 1948-07-08 | 1954-12-07 | Thompson Prod Inc | Turbine bucket |
| US2873944A (en) * | 1952-09-10 | 1959-02-17 | Gen Motors Corp | Turbine blade cooling |
| US2963269A (en) * | 1953-01-30 | 1960-12-06 | Gen Motors Corp | Composite turbine buckets |
| US4501053A (en) * | 1982-06-14 | 1985-02-26 | United Technologies Corporation | Method of making rotor blade for a rotary machine |
| JPS59200001A (ja) * | 1983-04-28 | 1984-11-13 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン翼 |
-
1992
- 1992-07-02 JP JP17524792A patent/JPH05214957A/ja active Pending
- 1992-07-02 EP EP92306127A patent/EP0541207A1/en not_active Withdrawn
- 1992-10-08 CA CA002080183A patent/CA2080183A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5924243A (ja) * | 1982-08-02 | 1984-02-07 | Terumo Corp | ｐＨセンサ− |
| JPS62174501A (ja) * | 1986-01-29 | 1987-07-31 | Toshiba Corp | ガスタ−ビンの翼 |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2000199404A (ja) * | 1998-12-18 | 2000-07-18 | General Electric Co <Ge> | タ―ビン翼形部及び翼形部冷却方法 |
| JP4537518B2 (ja) * | 1998-12-18 | 2010-09-01 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービン翼形部及び翼形部冷却方法 |
| JP2003528246A (ja) * | 2000-03-22 | 2003-09-24 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 冷却形タービン翼 |
| JP2007132347A (ja) * | 2005-11-07 | 2007-05-31 | Snecma | タービンブレードの冷却レイアウト、内包されたタービンブレード、それらを備えるタービンエンジンおよび航空機用エンジン |
| JP2015518938A (ja) * | 2012-06-06 | 2015-07-06 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | 中空の冷却されたタービン翼内に挿入可能とされる、ガスタービンのための冷媒ブリッジ配管 |
| US9926787B2 (en) | 2012-06-06 | 2018-03-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Coolant bridging line for a gas turbine, which coolant bridging line can be inserted into a hollow, cooled turbine blade |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2080183A1 (en) | 1993-05-05 |
| EP0541207A1 (en) | 1993-05-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5259730A (en) | Impingement cooled airfoil with bonding foil insert | |
| JPH05214957A (ja) | 接合フォイル挿入体を備えた被衝突冷却翼 | |
| JP4733306B2 (ja) | ろう付け無し隅肉を用いるタービンノズル | |
| US9896943B2 (en) | Gas path components of gas turbine engines and methods for cooling the same using porous medium cooling systems | |
| US7028747B2 (en) | Closed loop steam cooled airfoil | |
| JPH05280301A (ja) | 冷却用溝をフォトエッチした拡散結合エアーホイル | |
| JP4343426B2 (ja) | ガスタービン翼とその製造方法 | |
| US5419039A (en) | Method of making an air cooled vane with film cooling pocket construction | |
| EP1790822B1 (en) | Microcircuit cooling for blades | |
| EP1375824B1 (en) | Linked, non-plugging cooling microcircuits | |
| US5472316A (en) | Enhanced cooling apparatus for gas turbine engine airfoils | |
| US7137776B2 (en) | Film cooling for microcircuits | |
| JP4713728B2 (ja) | 冷却を改善するためにタービンノズルセグメントの側壁の厚さを調整する方法 | |
| JPS6368701A (ja) | 金属的組立体を有する金属的中空部品、特に、冷却組立体を有しているタ−ビン羽根 | |
| JP2005201257A (ja) | 内側寄り冷却式ノズルダブレット | |
| EP2159375B1 (en) | A turbine engine airfoil with convective cooling, the corresponding core and the method for manufacturing this airfoil | |
| JP2008138675A (ja) | タービンエンジンコンポーネントおよびその製造方法 | |
| EP1146203B1 (en) | Impingement cooling of an undercut region of a turbine nozzle segment | |
| JPS6147286B2 (ja) | ||
| JP2012077744A (ja) | タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置および方法 | |
| EP2607624A1 (en) | Vane for a turbomachine | |
| JP2001140601A (ja) | 翼形部前縁のスロット式衝突冷却 | |
| US20180073396A1 (en) | Dual-walled components for a gas turbine engine | |
| JP2003106104A (ja) | 選択された段差付きタービンノズル | |
| JP2014139428A (ja) | リソグラフィ成形技術を使用して構成要素に表面冷却チャネルを作成する方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 19950221 |