JPH11257005A - ガスタービン動翼のフィルム冷却穴構造 - Google Patents
ガスタービン動翼のフィルム冷却穴構造Info
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- JPH11257005A JPH11257005A JP6552298A JP6552298A JPH11257005A JP H11257005 A JPH11257005 A JP H11257005A JP 6552298 A JP6552298 A JP 6552298A JP 6552298 A JP6552298 A JP 6552298A JP H11257005 A JPH11257005 A JP H11257005A
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- JP
- Japan
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- cooling
- blade
- film
- hole
- turbulators
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービン動翼のフィルム冷却穴の配置に
関し、フィルム冷却穴の位置を最適化して冷却通路内の
冷却効率を高める。 【解決手段】 冷却通路内壁５０内にはタービュレータ
２８が多段に設けられ、冷却空気４１が流れて翼内部を
冷却すると共に、フィルム冷却穴１１からも翼表面に噴
出し、翼表面をフィルム冷却する。フィルム冷却穴１１
は位置寸法ｄ、タービュレータ２８の幅をｅとして、従
来は１０＜ｄ／ｅ＜２０であったが、本発明では０＜ｄ
／ｅ＜２とする。これによりフィルム冷却穴１１はター
ビュレータ２８間で流れの後方のタービュレータ２８に
接するか、もしくは近接しているので、従来の剥離領域
５２の位置となり、この部分に空気の流れが生じ、冷却
効果を増加させる。従って冷却通路内の冷却が均一とな
り、冷却効果が向上する。
関し、フィルム冷却穴の位置を最適化して冷却通路内の
冷却効率を高める。 【解決手段】 冷却通路内壁５０内にはタービュレータ
２８が多段に設けられ、冷却空気４１が流れて翼内部を
冷却すると共に、フィルム冷却穴１１からも翼表面に噴
出し、翼表面をフィルム冷却する。フィルム冷却穴１１
は位置寸法ｄ、タービュレータ２８の幅をｅとして、従
来は１０＜ｄ／ｅ＜２０であったが、本発明では０＜ｄ
／ｅ＜２とする。これによりフィルム冷却穴１１はター
ビュレータ２８間で流れの後方のタービュレータ２８に
接するか、もしくは近接しているので、従来の剥離領域
５２の位置となり、この部分に空気の流れが生じ、冷却
効果を増加させる。従って冷却通路内の冷却が均一とな
り、冷却効果が向上する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン動翼の
フィルム冷却穴構造に関し、フィルム冷却穴の配置を最
適化し、動翼の冷却効果を高めるようにしたものであ
る。
フィルム冷却穴構造に関し、フィルム冷却穴の配置を最
適化し、動翼の冷却効果を高めるようにしたものであ
る。
【０００２】
【従来の技術】現状のガスタービン動翼では翼を効果的
に冷却するために、内部にサーペンタイン冷却通路を設
け、冷却空気を流して対流冷却すると共に、フィルム冷
却穴から冷却空気を翼表面に噴出させてフィルム冷却を
行っている。
に冷却するために、内部にサーペンタイン冷却通路を設
け、冷却空気を流して対流冷却すると共に、フィルム冷
却穴から冷却空気を翼表面に噴出させてフィルム冷却を
行っている。
【０００３】図４は動翼の冷却の代表的な一例を示す図
で、（ａ）は動翼内部の冷却通路全体を示す図、（ｂ）
はそのＢ−Ｂ断面図である。図において、３０は動翼で
あり、内部に前縁側の冷却通路３１、後縁側の冷却通路
３５、中央部分にそれぞれリブ３６，３７，３８，３９
で区分し、連通するサーペンタイン冷却通路３２，３
３，３４が設けられている。各冷却通路には冷却空気の
伝熱効果を高めるためにタービュレータ４８を設け、内
部を流れる冷却空気の流れを乱して対流を促進してい
る。
で、（ａ）は動翼内部の冷却通路全体を示す図、（ｂ）
はそのＢ−Ｂ断面図である。図において、３０は動翼で
あり、内部に前縁側の冷却通路３１、後縁側の冷却通路
３５、中央部分にそれぞれリブ３６，３７，３８，３９
で区分し、連通するサーペンタイン冷却通路３２，３
３，３４が設けられている。各冷却通路には冷却空気の
伝熱効果を高めるためにタービュレータ４８を設け、内
部を流れる冷却空気の流れを乱して対流を促進してい
る。
【０００４】これら各冷却通路には冷却空気４０が翼基
部から流入し、前縁の冷却通路３１に流れて前縁部を冷
却すると共に、前縁部の穴より４０ａとして流出し、又
サーペンタイン冷却通路３２，３３，３４を流れて翼中
央部を冷却すると共に、翼表面のフィルム冷却穴より４
０ｂとして流出し、翼面をフィルム冷却している。更
に、後縁の冷却通路３５を流れて後縁を冷却すると共
に、先端のチップ部より４０ｃとして流出し、又後縁の
多数の冷却穴より４０ｄとして流出している。
部から流入し、前縁の冷却通路３１に流れて前縁部を冷
却すると共に、前縁部の穴より４０ａとして流出し、又
サーペンタイン冷却通路３２，３３，３４を流れて翼中
央部を冷却すると共に、翼表面のフィルム冷却穴より４
０ｂとして流出し、翼面をフィルム冷却している。更
に、後縁の冷却通路３５を流れて後縁を冷却すると共
に、先端のチップ部より４０ｃとして流出し、又後縁の
多数の冷却穴より４０ｄとして流出している。
【０００５】図３は動翼の他の冷却例を示し、（ａ）は
翼内部の冷却通路を、（ｂ）はそのＡ−Ａ断面図をそれ
ぞれ示している。図において、２０は動翼であり、内部
に前縁側の冷却通路２１、それぞれ連通するサーペンタ
イン冷却通路２２，２３，２４が、又それらの後側でそ
れぞれ連通するサーペンタイン冷却通路２５，２６，２
７がそれぞれ設けられている。この例においても図３に
示す動翼と同様に各冷却通路には伝熱効果を高めるよう
にタービュレータ２８が設けられている。
翼内部の冷却通路を、（ｂ）はそのＡ−Ａ断面図をそれ
ぞれ示している。図において、２０は動翼であり、内部
に前縁側の冷却通路２１、それぞれ連通するサーペンタ
イン冷却通路２２，２３，２４が、又それらの後側でそ
れぞれ連通するサーペンタイン冷却通路２５，２６，２
７がそれぞれ設けられている。この例においても図３に
示す動翼と同様に各冷却通路には伝熱効果を高めるよう
にタービュレータ２８が設けられている。
【０００６】これら冷却通路には冷却空気４１が翼基部
から流入するが、通路（Ａ）からは前縁の冷却通路２１
へ流入し、前縁の穴より４１ａとして流出し、通路
（Ｂ）からは冷却通路２２へ流入して冷却通路２３，２
４と流れ、先端部のフィルム冷却穴より４１ｂとして流
出し、（Ｃ）及び（Ｄ）からは冷却通路２５へ流入し、
２６，２７と流れ、後縁の多数の冷却穴より４１ｄとし
て流出する。このようにして動翼全体を効果的に冷却し
ている。
から流入するが、通路（Ａ）からは前縁の冷却通路２１
へ流入し、前縁の穴より４１ａとして流出し、通路
（Ｂ）からは冷却通路２２へ流入して冷却通路２３，２
４と流れ、先端部のフィルム冷却穴より４１ｂとして流
出し、（Ｃ）及び（Ｄ）からは冷却通路２５へ流入し、
２６，２７と流れ、後縁の多数の冷却穴より４１ｄとし
て流出する。このようにして動翼全体を効果的に冷却し
ている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】前述のように従来のガ
スタービンの動翼においては、翼内部に前縁側、後縁側
の冷却通路、翼中央部分にサーペンタイン冷却通路を設
け、各冷却通路にはタービュレータを配置して翼内部に
冷却空気を流して冷却し、又翼表面にはフィルム冷却穴
より冷却空気を噴出させてフィルム冷却を行っている
が、このフィルム冷却穴の位置が必ずしも最適化されて
なく、冷却通路内のタービュレータ直後に冷却空気流れ
の剥離領域が生じ、この領域が低熱伝達領域となって翼
内の冷却を不均一とし、冷却効率低下の原因の一つとな
っている。
スタービンの動翼においては、翼内部に前縁側、後縁側
の冷却通路、翼中央部分にサーペンタイン冷却通路を設
け、各冷却通路にはタービュレータを配置して翼内部に
冷却空気を流して冷却し、又翼表面にはフィルム冷却穴
より冷却空気を噴出させてフィルム冷却を行っている
が、このフィルム冷却穴の位置が必ずしも最適化されて
なく、冷却通路内のタービュレータ直後に冷却空気流れ
の剥離領域が生じ、この領域が低熱伝達領域となって翼
内の冷却を不均一とし、冷却効率低下の原因の一つとな
っている。
【０００８】そこで本発明はガスタービン動翼の冷却通
路内に設けられたフィルム冷却穴の配置に工夫をしてタ
ービュレータ間での冷却空気の剥離現象をなくするよう
な配置とし、冷却通路内で冷却を均一化し、低熱伝達領
域をなくして冷却効率を高めるようにすることを課題と
してなされたものである。
路内に設けられたフィルム冷却穴の配置に工夫をしてタ
ービュレータ間での冷却空気の剥離現象をなくするよう
な配置とし、冷却通路内で冷却を均一化し、低熱伝達領
域をなくして冷却効率を高めるようにすることを課題と
してなされたものである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は前述の課題を解
決するために次の手段を提供する。
決するために次の手段を提供する。
【００１０】翼内部をリブで区分して互に連通するサー
ペンタイン冷却通路を形成し、同冷却通路の内壁周囲に
は冷却空気流れ方向と交差するようにタービュレータを
多段に配設し、冷却空気を流してタービュレータ間に設
けられたフィルム冷却穴より翼外部へ流出させて翼を冷
却するガスタービン動翼において、前記タービュレータ
間のフィルム冷却穴の位置は、冷却空気の流れ方向後側
のタービュレータから流れ方向に向うフィルム冷却穴中
心までの距離をｄ、前記タービュレータの幅をｅとし
て、０＜ｄ／ｅ＜２としたことを特徴とするガスタービ
ン動翼のフィルム冷却穴構造。
ペンタイン冷却通路を形成し、同冷却通路の内壁周囲に
は冷却空気流れ方向と交差するようにタービュレータを
多段に配設し、冷却空気を流してタービュレータ間に設
けられたフィルム冷却穴より翼外部へ流出させて翼を冷
却するガスタービン動翼において、前記タービュレータ
間のフィルム冷却穴の位置は、冷却空気の流れ方向後側
のタービュレータから流れ方向に向うフィルム冷却穴中
心までの距離をｄ、前記タービュレータの幅をｅとし
て、０＜ｄ／ｅ＜２としたことを特徴とするガスタービ
ン動翼のフィルム冷却穴構造。
【００１１】本発明ではタービュレータ間の位置を、０
＜ｄ／ｅ＜２の範囲に配置したのでフィルム冷却穴は冷
却空気の流れの後側のタービュレータに近接するか、あ
るいは接して設けられており、後側タービュレータ付近
に生ずる冷却空気を反対側に巻込むことによる壁面から
の剥離現象を消滅させることができる。即ち、冷却空気
穴が後側タービュレータ近辺に生ずる空気流れの剥離に
よる剥離領域（低熱伝達領域）に配置されるので、この
領域に冷却空気が流れ、フィルム冷却穴より翼外部へ流
出して冷却空気の対流を促進させ、剥離領域の熱伝達率
を高め、冷却通路内を均一に冷却するものである。
＜ｄ／ｅ＜２の範囲に配置したのでフィルム冷却穴は冷
却空気の流れの後側のタービュレータに近接するか、あ
るいは接して設けられており、後側タービュレータ付近
に生ずる冷却空気を反対側に巻込むことによる壁面から
の剥離現象を消滅させることができる。即ち、冷却空気
穴が後側タービュレータ近辺に生ずる空気流れの剥離に
よる剥離領域（低熱伝達領域）に配置されるので、この
領域に冷却空気が流れ、フィルム冷却穴より翼外部へ流
出して冷却空気の対流を促進させ、剥離領域の熱伝達率
を高め、冷却通路内を均一に冷却するものである。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実
施の一形態に係るガスタービン動翼のフィルム冷却穴構
造を示す図で、（ａ）が本発明のフィルム冷却穴の配置
を示す平面図、（ｂ）が対比のために示した従来例のフ
ィルム冷却穴の配置を示す平面図である。図では説明の
都合上図３に示す動翼に適用した例で説明するが、もち
ろん図４に示す動翼に適用しても良いものである。
て図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実
施の一形態に係るガスタービン動翼のフィルム冷却穴構
造を示す図で、（ａ）が本発明のフィルム冷却穴の配置
を示す平面図、（ｂ）が対比のために示した従来例のフ
ィルム冷却穴の配置を示す平面図である。図では説明の
都合上図３に示す動翼に適用した例で説明するが、もち
ろん図４に示す動翼に適用しても良いものである。
【００１３】図１（ｂ）は従来のフィルム冷却穴の配置
を示し、冷却通路内壁５０にはタービュレータ２８が多
段に複数設けられており、タービュレータ２８の間には
フィルム冷却穴５１が翼表面に貫通して設けられてい
る。現状のフィルム冷却穴の位置の寸法ｄとタービュレ
ータ２８の厚さｅとの関係は特定の決まりはなく、ｄ／
ｅは１０〜２０の範囲、即ち中央部近辺に設けているの
が一般的である。
を示し、冷却通路内壁５０にはタービュレータ２８が多
段に複数設けられており、タービュレータ２８の間には
フィルム冷却穴５１が翼表面に貫通して設けられてい
る。現状のフィルム冷却穴の位置の寸法ｄとタービュレ
ータ２８の厚さｅとの関係は特定の決まりはなく、ｄ／
ｅは１０〜２０の範囲、即ち中央部近辺に設けているの
が一般的である。
【００１４】このような冷却通路において冷却空気４１
が通路内を流れ、タービュレータ２８でその流れが乱さ
れて対流による伝熱効果を高めて通路内を冷却すると共
に、フィルム冷却穴５１より翼表面に噴出し、翼表面を
フィルム冷却している。この場合には図２で後述するよ
うに流れ方向の後側のタービュレータ２８の近辺で流れ
の剥離現象を起こし、剥離領域５２が生ずる。この剥離
領域５２には低熱伝達領域となり冷却通路内の冷却を不
均一にして効果的な冷却がなされていない。
が通路内を流れ、タービュレータ２８でその流れが乱さ
れて対流による伝熱効果を高めて通路内を冷却すると共
に、フィルム冷却穴５１より翼表面に噴出し、翼表面を
フィルム冷却している。この場合には図２で後述するよ
うに流れ方向の後側のタービュレータ２８の近辺で流れ
の剥離現象を起こし、剥離領域５２が生ずる。この剥離
領域５２には低熱伝達領域となり冷却通路内の冷却を不
均一にして効果的な冷却がなされていない。
【００１５】これに対して本発明の実施の形態では、図
１（ａ）に示すようにフィルム冷却穴の位置を０＜ｄ／
ｅ＜２の範囲とし、これによりタービュレータ２８に接
するか、もしくは接近させるようなフィルム冷却穴１１
としている。その他の構成は図１（ｂ）の従来の構成と
同じである。
１（ａ）に示すようにフィルム冷却穴の位置を０＜ｄ／
ｅ＜２の範囲とし、これによりタービュレータ２８に接
するか、もしくは接近させるようなフィルム冷却穴１１
としている。その他の構成は図１（ｂ）の従来の構成と
同じである。
【００１６】一般に、流れの剥離領域は、ｄ／ｅ＝５位
から始まり、この領域では流れの剥離により壁面は低熱
伝達領域となっており、低熱伝達領域はこの領域の中心
部分からタービュレータに接近する領域、即ちｄ／ｅ≒
２位の位置にフィルム冷却穴１１を設け、このフィルム
冷却穴１１に冷却空気を流すようにすればこの領域の対
流を促進し、剥離現象を効果的に消滅させることができ
る。
から始まり、この領域では流れの剥離により壁面は低熱
伝達領域となっており、低熱伝達領域はこの領域の中心
部分からタービュレータに接近する領域、即ちｄ／ｅ≒
２位の位置にフィルム冷却穴１１を設け、このフィルム
冷却穴１１に冷却空気を流すようにすればこの領域の対
流を促進し、剥離現象を効果的に消滅させることができ
る。
【００１７】次に、上記構成のフィルム冷却穴構造の作
用について図２に基づいて説明する。図２（ｂ）は図１
（ｂ）に示す従来のフィルム冷却穴構造の作用を示し、
冷却通路内壁５０にはタービュレータ２８が設けられて
おり、冷却空気４１は内壁５０に衝突しながら４１ｆで
示すように次の空間に流れてゆく。
用について図２に基づいて説明する。図２（ｂ）は図１
（ｂ）に示す従来のフィルム冷却穴構造の作用を示し、
冷却通路内壁５０にはタービュレータ２８が設けられて
おり、冷却空気４１は内壁５０に衝突しながら４１ｆで
示すように次の空間に流れてゆく。
【００１８】この過程において、流れ方向前側のタービ
ュレータ２８は４１ｇのように流れ、下流側と合流する
が、後側のタービュレータ２８近辺では流れ４１ｈで示
すように流れが反転し、流れの剥離領域５２が生じ、こ
の剥離領域５２は低熱伝達領域となって冷却を不均一と
して翼全体の冷却性能を低下させる原因となっている。
ュレータ２８は４１ｇのように流れ、下流側と合流する
が、後側のタービュレータ２８近辺では流れ４１ｈで示
すように流れが反転し、流れの剥離領域５２が生じ、こ
の剥離領域５２は低熱伝達領域となって冷却を不均一と
して翼全体の冷却性能を低下させる原因となっている。
【００１９】これに対して本発明の実施の形態では図２
（ａ）に示すように、タービュレータ２８間の後側のタ
ービュレータ２８近辺にフィルム冷却穴１１を設けたの
で剥離領域５２にフィルム冷却穴１１が位置する。その
ために後側で剥離しようとする流れは４１ｅで示すよう
にフィルム冷却穴１１より翼表面に流出し、この剥離領
域５２に冷却空気の流れを生じさせ、この部分の冷却効
果を高めることになる。
（ａ）に示すように、タービュレータ２８間の後側のタ
ービュレータ２８近辺にフィルム冷却穴１１を設けたの
で剥離領域５２にフィルム冷却穴１１が位置する。その
ために後側で剥離しようとする流れは４１ｅで示すよう
にフィルム冷却穴１１より翼表面に流出し、この剥離領
域５２に冷却空気の流れを生じさせ、この部分の冷却効
果を高めることになる。
【００２０】本発明の実施の形態では上記のように冷却
空気４１が流れの前側に４１ｆのように流れて冷却通路
内を冷却すると共に、その後側のタービュレータ２８近
辺に図１（ａ）に示すように近接してフィルム冷却穴１
１を配置したので、従来生じていた剥離領域５２の冷却
空気の対流を良好にし、この部分の冷却効果を高め、冷
却通路内を均一に冷却し、翼全体の冷却効果を高めるも
のである。
空気４１が流れの前側に４１ｆのように流れて冷却通路
内を冷却すると共に、その後側のタービュレータ２８近
辺に図１（ａ）に示すように近接してフィルム冷却穴１
１を配置したので、従来生じていた剥離領域５２の冷却
空気の対流を良好にし、この部分の冷却効果を高め、冷
却通路内を均一に冷却し、翼全体の冷却効果を高めるも
のである。
【００２１】
【発明の効果】本発明のガスタービン動翼のフィルム冷
却穴構造は、翼内部をリブで区分して互に連通するサー
ペンタイン冷却通路を形成し、同冷却通路の内壁周囲に
は冷却空気流れ方向と交差するようにタービュレータを
多段に配設し、冷却空気を流してタービュレータ間に設
けられたフィルム冷却穴より翼外部へ流出させて翼を冷
却するガスタービン動翼において、前記タービュレータ
間のフィルム冷却穴の位置は、冷却空気の流れ方向後側
のタービュレータから流れ方向に向うフィルム冷却穴中
心までの距離をｄ、前記タービュレータの幅をｅとし
て、０＜ｄ／ｅ＜２としたことを特徴としている。この
ような構成により、タービュレータ直後に生ずる剥離領
域にフィルム冷却穴が配置されるので、この領域に冷却
空気の流れが生じ、剥離領域を消滅させて冷却通路内を
均一に冷却し、冷却効果を高めることができる。
却穴構造は、翼内部をリブで区分して互に連通するサー
ペンタイン冷却通路を形成し、同冷却通路の内壁周囲に
は冷却空気流れ方向と交差するようにタービュレータを
多段に配設し、冷却空気を流してタービュレータ間に設
けられたフィルム冷却穴より翼外部へ流出させて翼を冷
却するガスタービン動翼において、前記タービュレータ
間のフィルム冷却穴の位置は、冷却空気の流れ方向後側
のタービュレータから流れ方向に向うフィルム冷却穴中
心までの距離をｄ、前記タービュレータの幅をｅとし
て、０＜ｄ／ｅ＜２としたことを特徴としている。この
ような構成により、タービュレータ直後に生ずる剥離領
域にフィルム冷却穴が配置されるので、この領域に冷却
空気の流れが生じ、剥離領域を消滅させて冷却通路内を
均一に冷却し、冷却効果を高めることができる。
【図１】ガスタービン動翼のフィルム冷却穴構造を示
し、（ａ）は本発明、（ｂ）は従来のフィルム冷却穴の
配置を示す平面図である。
し、（ａ）は本発明、（ｂ）は従来のフィルム冷却穴の
配置を示す平面図である。
【図２】ガスタービン動翼の冷却通路内の冷却空気流れ
を示し、（ａ）は本発明、（ｂ）は従来の冷却空気流れ
の説明図である。
を示し、（ａ）は本発明、（ｂ）は従来の冷却空気流れ
の説明図である。
【図３】従来のガスタービン動翼を示し、（ａ）は翼内
部の冷却通路全体を示す断面図、（ｂ）は（ａ）におけ
るＡ−Ａ断面図である。
部の冷却通路全体を示す断面図、（ｂ）は（ａ）におけ
るＡ−Ａ断面図である。
【図４】従来のガスタービン動翼の冷却通路内の冷却空
気流れの他の例を示し、（ａ）は翼内部の冷却通路全体
の断面図、（ｂ）は（ａ）におけるＢ−Ｂ断面図であ
る。
気流れの他の例を示し、（ａ）は翼内部の冷却通路全体
の断面図、（ｂ）は（ａ）におけるＢ−Ｂ断面図であ
る。
１１ フィルム冷却穴 ２８ タービュレータ ４１，４１ａ，４１ｅ 冷却空気 ５０ 冷却通路内壁 ５２ 剥離領域
Claims (1)
- 【請求項１】 翼内部をリブで区分して互に連通するサ
ーペンタイン冷却通路を形成し、同冷却通路の内壁周囲
には冷却空気流れ方向と交差するようにタービュレータ
を多段に配設し、冷却空気を流してタービュレータ間に
設けられたフィルム冷却穴より翼外部へ流出させて翼を
冷却するガスタービン動翼において、前記タービュレー
タ間のフィルム冷却穴の位置は、冷却空気の流れ方向後
側のタービュレータから流れ方向に向うフィルム冷却穴
中心までの距離をｄ、前記タービュレータの幅をｅとし
て、０＜ｄ／ｅ＜２としたことを特徴とするガスタービ
ン動翼のフィルム冷却穴構造。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6552298A JPH11257005A (ja) | 1998-03-16 | 1998-03-16 | ガスタービン動翼のフィルム冷却穴構造 |
| US09/807,748 US6474947B1 (en) | 1998-03-13 | 1999-09-16 | Film cooling hole construction in gas turbine moving-vanes |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6552298A JPH11257005A (ja) | 1998-03-16 | 1998-03-16 | ガスタービン動翼のフィルム冷却穴構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11257005A true JPH11257005A (ja) | 1999-09-21 |
Family
ID=13289449
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6552298A Pending JPH11257005A (ja) | 1998-03-13 | 1998-03-16 | ガスタービン動翼のフィルム冷却穴構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11257005A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001020133A1 (fr) * | 1999-09-16 | 2001-03-22 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Configuration a trous de refroidissement pour pellicule d'air dans les aubes mobiles d'une turbine a gaz |
| US6474947B1 (en) | 1998-03-13 | 2002-11-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Film cooling hole construction in gas turbine moving-vanes |
| EP3470629A1 (en) * | 2017-10-13 | 2019-04-17 | United Technologies Corporation | Film cooling hole arrangement for gas turbine engine component |
-
1998
- 1998-03-16 JP JP6552298A patent/JPH11257005A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6474947B1 (en) | 1998-03-13 | 2002-11-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Film cooling hole construction in gas turbine moving-vanes |
| WO2001020133A1 (fr) * | 1999-09-16 | 2001-03-22 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Configuration a trous de refroidissement pour pellicule d'air dans les aubes mobiles d'une turbine a gaz |
| EP3470629A1 (en) * | 2017-10-13 | 2019-04-17 | United Technologies Corporation | Film cooling hole arrangement for gas turbine engine component |
| US11408302B2 (en) | 2017-10-13 | 2022-08-09 | Raytheon Technologies Corporation | Film cooling hole arrangement for gas turbine engine component |
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