JPS58202303A - ガスタ−ビンの翼 - Google Patents
ガスタ−ビンの翼Info
- Publication number
- JPS58202303A JPS58202303A JP8500382A JP8500382A JPS58202303A JP S58202303 A JPS58202303 A JP S58202303A JP 8500382 A JP8500382 A JP 8500382A JP 8500382 A JP8500382 A JP 8500382A JP S58202303 A JPS58202303 A JP S58202303A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling fluid
- cooling
- blade
- main body
- cavity
- 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
-
- 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
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、ガスタービンのＸＫ係シ、特に、冷却構造を
改良・し九減に関する。
改良・し九減に関する。
一般的に，ガスタービンは往復機関に比較して小型縦置
で大馬力が得られるなどの多くの利点を有している。こ
のようなガスタービンは、通常、１つの軸に圧縮機と／
譬ワータービンとを連結し、圧縮機で圧縮され九高圧空
気で燃焼器内の圧力を高め、この状態で燃焼器内に燃料
をところで、上記のようなガスタービン＆ｃおいて、出
力効率を高めるＫは、／タワータービンの入口における
燃焼ガス温度番高めることが蝦も有効であると云われて
いる。しかし、パワータービンの入口ガス温度を高めて
いくと、燃焼ガス力高速でノズル翼やロータ翼の（ロ）
シを冗れるため諷温度が上昇することになる。翼を構成
する現用の耐熱金属では９００℃を越えると長時間運転
が不能となる。したがって、誠の運転寿命を長くするに
は、何らかの手にで萬温度を低下させるより外ない。
で大馬力が得られるなどの多くの利点を有している。こ
のようなガスタービンは、通常、１つの軸に圧縮機と／
譬ワータービンとを連結し、圧縮機で圧縮され九高圧空
気で燃焼器内の圧力を高め、この状態で燃焼器内に燃料
をところで、上記のようなガスタービン＆ｃおいて、出
力効率を高めるＫは、／タワータービンの入口における
燃焼ガス温度番高めることが蝦も有効であると云われて
いる。しかし、パワータービンの入口ガス温度を高めて
いくと、燃焼ガス力高速でノズル翼やロータ翼の（ロ）
シを冗れるため諷温度が上昇することになる。翼を構成
する現用の耐熱金属では９００℃を越えると長時間運転
が不能となる。したがって、誠の運転寿命を長くするに
は、何らかの手にで萬温度を低下させるより外ない。
一＆４薯１１術−０１１龜Ｊ−ａ−
上述した理由から、従来、冷却手段を翔し九タービン諷
が撞々提案されている。タービン翼、たとえばロータ興
を例にとると、一般に、第１図に示すように翼本体１と
、この翼本体１を支持する支持部２とから構成されてい
るが、温度二ｉ、、このような点を考厘にいれて、精密
鋳造法で・、１ １−作されるものＫあっては、従来、第２図およ区画３
図に示す冷却構造を採用しているものが多い、すなわち
、支持部２および翼本体１の中央部内に翼本体１の高さ
方向に延び、かつ仕切Ｍｋｌｌによって分離された第１
．第２の冷却流体通路１ｊｌ、１Ｂを設けている。上記
第１、第２の冷却流体通路１；１．１１は支持部２内に
おいて共通に接続されておシ、この共通接続部１４が図
示し々い軸に設けられた冷却流体供給路に４１絖される
ようになっている。
が撞々提案されている。タービン翼、たとえばロータ興
を例にとると、一般に、第１図に示すように翼本体１と
、この翼本体１を支持する支持部２とから構成されてい
るが、温度二ｉ、、このような点を考厘にいれて、精密
鋳造法で・、１ １−作されるものＫあっては、従来、第２図およ区画３
図に示す冷却構造を採用しているものが多い、すなわち
、支持部２および翼本体１の中央部内に翼本体１の高さ
方向に延び、かつ仕切Ｍｋｌｌによって分離された第１
．第２の冷却流体通路１ｊｌ、１Ｂを設けている。上記
第１、第２の冷却流体通路１；１．１１は支持部２内に
おいて共通に接続されておシ、この共通接続部１４が図
示し々い軸に設けられた冷却流体供給路に４１絖される
ようになっている。
第１の冷却流体通路１２の内面には、この内面を突出さ
せて形成されたタービ、レンスプロモータ１６が設けて
あｐｌまた、この第１の冷却流体通路１２を構成する負
圧−および正圧仙の壁には第１の冷却流体通路１２に導
かれた冷却流体の一部を直接、無外面に導く吹出孔１６
が複数形成されている。さらに１第１の冷却流体通路１
２と翼本体１の前縁１ｓＡの外面との間複数形成されて
いる。まえ、前記壁１９には上記細孔２ｏから噴射され
た後の冷却流体を翼本体１の前縁部ムの外面から吹出す
吹出孔２１が複数形成されている・ 一方、第２の冷却流体通路１３は、その内面に前述した
第１の冷却流体通路１２と同様にターピュレンスグロモ
ータ２２を複数有しておｐ、仕切業ｊ Ｊ 、 ７４に
よって、翼本体ＩＦ）根本部−から供給された冷却流体
を図中実線矢印で示すように一旦、翼本体１の光漏部側
へ導いた後、襖本体１の根本部側へ導電、根本部に設け
られた吹田部２６から翼本体１の後縁部内に設けられた
冷却面拡大部２６へ案内するように構成されでいる。
せて形成されたタービ、レンスプロモータ１６が設けて
あｐｌまた、この第１の冷却流体通路１２を構成する負
圧−および正圧仙の壁には第１の冷却流体通路１２に導
かれた冷却流体の一部を直接、無外面に導く吹出孔１６
が複数形成されている。さらに１第１の冷却流体通路１
２と翼本体１の前縁１ｓＡの外面との間複数形成されて
いる。まえ、前記壁１９には上記細孔２ｏから噴射され
た後の冷却流体を翼本体１の前縁部ムの外面から吹出す
吹出孔２１が複数形成されている・ 一方、第２の冷却流体通路１３は、その内面に前述した
第１の冷却流体通路１２と同様にターピュレンスグロモ
ータ２２を複数有しておｐ、仕切業ｊ Ｊ 、 ７４に
よって、翼本体ＩＦ）根本部−から供給された冷却流体
を図中実線矢印で示すように一旦、翼本体１の光漏部側
へ導いた後、襖本体１の根本部側へ導電、根本部に設け
られた吹田部２６から翼本体１の後縁部内に設けられた
冷却面拡大部２６へ案内するように構成されでいる。
上記冷却面拡大部２６は、翼本体１の後縁部Ｂを諷コー
ド方向と直交する方向に、いわゆる２つ割り圧するとと
もに、この２つ割シによっしたがって、上記のように構
成された翼にあ＝ Ａては、第１の冷却流体通路１２内を図中夷線冷却流体
が細孔２０から壁１９の内面に向けて噴射されて上記壁
１＃から熱を奪った後、吹出孔２１から吹出すことにな
る。このため、翼本体１の前縁部Ａおよび中間部が冷却
される・また、第２の冷却流体通路１３を通流する冷却
流体が、翼本体１内をリターンフローする闇ｖｃ ｇ本
体１の中間部から熱を奪うた後、握拳体１の稜縁部Ｂ内
に設けられた冷却面拡大部ｊ６に接触して翼外へと流れ
出るととｋなる。このため。
ド方向と直交する方向に、いわゆる２つ割り圧するとと
もに、この２つ割シによっしたがって、上記のように構
成された翼にあ＝ Ａては、第１の冷却流体通路１２内を図中夷線冷却流体
が細孔２０から壁１９の内面に向けて噴射されて上記壁
１＃から熱を奪った後、吹出孔２１から吹出すことにな
る。このため、翼本体１の前縁部Ａおよび中間部が冷却
される・また、第２の冷却流体通路１３を通流する冷却
流体が、翼本体１内をリターンフローする闇ｖｃ ｇ本
体１の中間部から熱を奪うた後、握拳体１の稜縁部Ｂ内
に設けられた冷却面拡大部ｊ６に接触して翼外へと流れ
出るととｋなる。このため。
翼本体１の中間部および４Ｉｋ縁部Ｂが冷却され、結局
、第１、第２の冷却流体通路１２．ＩＪに供給された冷
却流体によりて前縁部Ａ、中間部および後縁部Ｂが冷却
される。
、第１、第２の冷却流体通路１２．ＩＪに供給された冷
却流体によりて前縁部Ａ、中間部および後縁部Ｂが冷却
される。
１・
上記のように構成されたタービンの翼にあつち、前轍部
側にあっては、空洞１１を設叶、この空＄ＩＪ１の存在
によって形成された壁１９の内聞に向けて冷却流体を噴
射させるインピンジ冷却構造を採用しているが、噴流と
の熱交換面積が少なすぎ、この結果、前縁部側の熱を良
好ｒｃ ４にえない間亀があった・また、機縁部Ｂ個に
あっても、第２の冷却流体通路１３の吹出部２ｊから吹
出す冷却流体は、大きな翼コード方向の速度成分を持っ
ているため、冷却面拡大部２６内に均−Ｋｆｉれず、こ
の結果、翼本体１の高さ方向の温度分布が不均一になる
問題があった。
側にあっては、空洞１１を設叶、この空＄ＩＪ１の存在
によって形成された壁１９の内聞に向けて冷却流体を噴
射させるインピンジ冷却構造を採用しているが、噴流と
の熱交換面積が少なすぎ、この結果、前縁部側の熱を良
好ｒｃ ４にえない間亀があった・また、機縁部Ｂ個に
あっても、第２の冷却流体通路１３の吹出部２ｊから吹
出す冷却流体は、大きな翼コード方向の速度成分を持っ
ているため、冷却面拡大部２６内に均−Ｋｆｉれず、こ
の結果、翼本体１の高さ方向の温度分布が不均一になる
問題があった。
本発明は、このような事情に−みてなされたもので、そ
の目的とするところは、インピンジ冷却構造およびリタ
ーンフロー冷却構造をイ並用したものＫあって、８特に
翼本体の前轍部および４Ｉｋ縁部を歳好に冷却でき、ガ
スタービンの効率向上化に寄与できるガスタービンの翼
を提供することＫある・ 〔発明の概要〕 て冷却面拡大部内へ案内する案内壁を設けたことを特徴
としている。
の目的とするところは、インピンジ冷却構造およびリタ
ーンフロー冷却構造をイ並用したものＫあって、８特に
翼本体の前轍部および４Ｉｋ縁部を歳好に冷却でき、ガ
スタービンの効率向上化に寄与できるガスタービンの翼
を提供することＫある・ 〔発明の概要〕 て冷却面拡大部内へ案内する案内壁を設けたことを特徴
としている。
上記のように空洞の内面に複数の突壁を設けているので
、単に空洞の内面を、いわゆる平坦にした従来のものと
は違ってインピンジ冷却に供される噴流とＯ熱交換面積
を大幅に拡大化させることができる。したがって、前縁
部側における冷却効率を向上させることができ、冷却流
体の流量を等しくした場合、従来のものに較べて前轍部
側を良好に冷却することができる。ｔた、リターンフロ
ーして吹出された冷却流体の興コード方向の速度成分を
なくして上記冷却流体を冷却面拡大部へ導く案内壁を設
けているので、上記冷却流体を冷却内拡大部全体へほぼ
一＃＋に接触させることができる・したが９て、後例を
第２図に対応させて示す断面図でＴｏル、また第５図は
同じく第３図に対応゛させて示す断面図ｆある・そして
、第１図および第２図と同一部分は１・・ニー符号で示
しである。し九がって、重複する部分の説明は省略する
。９ この実施例においては、空洞１１の内面に内−へ突出す
る突周＊：Ｘを翼本体１の高さ方向に亘って複数設ける
とともに吹出部２６の外側で一本体ｌの根本部に、この
根本部匈から先端部−へかけて中途位−まで延びる案内
壁３２を設けたものとなっている。
、単に空洞の内面を、いわゆる平坦にした従来のものと
は違ってインピンジ冷却に供される噴流とＯ熱交換面積
を大幅に拡大化させることができる。したがって、前縁
部側における冷却効率を向上させることができ、冷却流
体の流量を等しくした場合、従来のものに較べて前轍部
側を良好に冷却することができる。ｔた、リターンフロ
ーして吹出された冷却流体の興コード方向の速度成分を
なくして上記冷却流体を冷却面拡大部へ導く案内壁を設
けているので、上記冷却流体を冷却内拡大部全体へほぼ
一＃＋に接触させることができる・したが９て、後例を
第２図に対応させて示す断面図でＴｏル、また第５図は
同じく第３図に対応゛させて示す断面図ｆある・そして
、第１図および第２図と同一部分は１・・ニー符号で示
しである。し九がって、重複する部分の説明は省略する
。９ この実施例においては、空洞１１の内面に内−へ突出す
る突周＊：Ｘを翼本体１の高さ方向に亘って複数設ける
とともに吹出部２６の外側で一本体ｌの根本部に、この
根本部匈から先端部−へかけて中途位−まで延びる案内
壁３２を設けたものとなっている。
このような構成であると、細孔２０から冷却流体が噴射
されると、この噴射された冷却流体は壁１９の内面に接
触して上記壁１９から直接熱を奪うとともに突周壁Ｊ１
の外面に接触して上記突周壁Ｊ１を介して壁１９から熱
を奪うととＫなる。したがって、広い熱交換面から熱を
奪うことＫなるので、結局、従来のものを′ｃ収べて挑
本体１の前縁部を良好に冷却することかで第６図は減本
伴１の後縁部ＢＫおける根本部から先端部にかけての冷
却流体のｉｎ分布を示すもので、図中実線曲線Ｘが従来
のものを示し、図中破線曲線Ｙが実施例の場合を示して
いる。
されると、この噴射された冷却流体は壁１９の内面に接
触して上記壁１９から直接熱を奪うとともに突周壁Ｊ１
の外面に接触して上記突周壁Ｊ１を介して壁１９から熱
を奪うととＫなる。したがって、広い熱交換面から熱を
奪うことＫなるので、結局、従来のものを′ｃ収べて挑
本体１の前縁部を良好に冷却することかで第６図は減本
伴１の後縁部ＢＫおける根本部から先端部にかけての冷
却流体のｉｎ分布を示すもので、図中実線曲線Ｘが従来
のものを示し、図中破線曲線Ｙが実施例の場合を示して
いる。
実施例の４のでは案内壁３２の存在によりて冷却面拡大
部２６の全体に亘ってほぼ同一流量の冷却流体が通流し
ている。これに、＠して％来のものは、吹出部２５の近
傍に多ぐあ冷却流体が流れ、他の位置では少ない。この
図からも判るように、本発明の諷では、後縁部Ｂの冷却
面拡大部２６内に冷却流体を一様に通流させることがで
きるので、結局、後縁部Ｂｔ−喪好にかつ高さ方向へ均
一に冷却することができる―また、第７図は前轍部外面
の温度分布を示すもので、図中実線曲線Ｘが従来のもの
を示し、図中破線曲線Ｙが実施例の４のを示している。
部２６の全体に亘ってほぼ同一流量の冷却流体が通流し
ている。これに、＠して％来のものは、吹出部２５の近
傍に多ぐあ冷却流体が流れ、他の位置では少ない。この
図からも判るように、本発明の諷では、後縁部Ｂの冷却
面拡大部２６内に冷却流体を一様に通流させることがで
きるので、結局、後縁部Ｂｔ−喪好にかつ高さ方向へ均
一に冷却することができる―また、第７図は前轍部外面
の温度分布を示すもので、図中実線曲線Ｘが従来のもの
を示し、図中破線曲線Ｙが実施例の４のを示している。
Ｇ１のように、良好に冷却することができるので、冷却
流体流量を勢しくした場合には従来のものよシガス温度
を高くでき、また、ガス温度を等しくした場合には冷却
流体流量を少なくでき空力損失を減少させることができ
る。
流体流量を勢しくした場合には従来のものよシガス温度
を高くでき、また、ガス温度を等しくした場合には冷却
流体流量を少なくでき空力損失を減少させることができ
る。
なお、空洞ｘｒｔｖ内面に突周壁を設けるには、中子を
セラｔｙクスで形成し、この中子を薬品で溶かすことに
よって除去する方式を採用すれば簡単に設ける仁とがで
きる。ｔた、突周壁に限らず、いわゆる突璧であればよ
い。また、実施例は本発明をｐ−夕ｇＫ適用した例であ
るが、ノズル萬にも適用できることは勿論である。
セラｔｙクスで形成し、この中子を薬品で溶かすことに
よって除去する方式を採用すれば簡単に設ける仁とがで
きる。ｔた、突周壁に限らず、いわゆる突璧であればよ
い。また、実施例は本発明をｐ−夕ｇＫ適用した例であ
るが、ノズル萬にも適用できることは勿論である。
第１図は冷却手段を施し九ｆスタービンのロータ翼の斜
視図、第２図は第１図におけるＰ−Ｐ線に沿って切断し
矢印方向にみた断面図、第３図は第１図におけるＱ−Ｑ
線に沿って切断し矢印方向にみた断面図、第４図は本発
明の一実一一髪第６図および第７図は本発明に係る諷と
従来の楓との特性を比軟してそれぞれ示す図であるＯ Ｉ・・・輿本体、２・・・支持部、１２・・・第１の冷
却か１体通路、１３・・・第２の冷却流体通路、１ｒ・
・・室側、１８．１９・・・壁、２０・・・細孔、２１
・・・吹出孔、２５・・・吹出部、２６・・・冷却（８
）拡大部、３１・・・突周壁、ｓ２・・・案内壁会出
願 人 工業技術院長 石 坂 誠 −第１１！Ｑ １２！Ｑ 第３図 第４ｔ！！Ｑ 第５図 ｓ６因 第７１Ｉ ｆＳ雉舒潴Ｉ
視図、第２図は第１図におけるＰ−Ｐ線に沿って切断し
矢印方向にみた断面図、第３図は第１図におけるＱ−Ｑ
線に沿って切断し矢印方向にみた断面図、第４図は本発
明の一実一一髪第６図および第７図は本発明に係る諷と
従来の楓との特性を比軟してそれぞれ示す図であるＯ Ｉ・・・輿本体、２・・・支持部、１２・・・第１の冷
却か１体通路、１３・・・第２の冷却流体通路、１ｒ・
・・室側、１８．１９・・・壁、２０・・・細孔、２１
・・・吹出孔、２５・・・吹出部、２６・・・冷却（８
）拡大部、３１・・・突周壁、ｓ２・・・案内壁会出
願 人 工業技術院長 石 坂 誠 −第１１！Ｑ １２！Ｑ 第３図 第４ｔ！！Ｑ 第５図 ｓ６因 第７１Ｉ ｆＳ雉舒潴Ｉ
Claims (1)
- ガスタービンの翼本体と、この開本体内に上記無本体の
高さ方向に設けられ上記翼不体の也本部餞から導かれた
冷却流体を先端部側へ導くＭｌの冷却流体通路と、ヒの
第１の冷却流体通路と前記無本体の前縁部外面との間に
上記無本体の高さ方向に設けられた空洞と、この空洞と
前記第１の冷却流体通路と・の間に存在する壁に前記翼
本体の高さ方向に亘って複数設けられ上記第１の冷却流
体通路に導かれた冷却流体を上記空洞と上記無本体の前
轍部外−との間に存在する壁の内面に向けて噴射させる
細孔と、前記に亘って複数突設された突壁と、前記興本
体内に上記無本体の高さ方向に設けられ上記翼本体Ｏ根
本部から導かれた冷却流体を上記翼本体の先端部−へ尋
いた後再び根本部側へ向けてリターンフローさせる第２
の冷却流体通路と、前記鷺本体の後縁部内に上記無本体
の高さ方向および蘂コード方向に設けられ前記第２の冷
却流体通路を通りた冷却流体に接触する冷却面拡大部と
、前記第２の冷却流体通路を通った冷却流体を興コード
方向の速度成分をなくして前記冷却ｌ拡大部へ案内する
案内壁とを具備してなることを％似とするガスタービン
の翼０
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8500382A JPS58202303A (ja) | 1982-05-21 | 1982-05-21 | ガスタ−ビンの翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8500382A JPS58202303A (ja) | 1982-05-21 | 1982-05-21 | ガスタ−ビンの翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58202303A true JPS58202303A (ja) | 1983-11-25 |
Family
ID=13846511
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8500382A Pending JPS58202303A (ja) | 1982-05-21 | 1982-05-21 | ガスタ−ビンの翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS58202303A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4992026A (en) * | 1986-03-31 | 1991-02-12 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Gas turbine blade |
| US5269653A (en) * | 1991-08-24 | 1993-12-14 | Rolls-Royce Plc | Aerofoil cooling |
| US7198468B2 (en) * | 2004-07-15 | 2007-04-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled turbine blade |
| US7442008B2 (en) * | 2004-08-25 | 2008-10-28 | Rolls-Royce Plc | Cooled gas turbine aerofoil |
-
1982
- 1982-05-21 JP JP8500382A patent/JPS58202303A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4992026A (en) * | 1986-03-31 | 1991-02-12 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Gas turbine blade |
| US5269653A (en) * | 1991-08-24 | 1993-12-14 | Rolls-Royce Plc | Aerofoil cooling |
| US7198468B2 (en) * | 2004-07-15 | 2007-04-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled turbine blade |
| US7442008B2 (en) * | 2004-08-25 | 2008-10-28 | Rolls-Royce Plc | Cooled gas turbine aerofoil |
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