JPS5851202A - ガスタ−ビンのタ−ビン翼前縁部の冷却装置 - Google Patents
ガスタ−ビンのタ−ビン翼前縁部の冷却装置Info
- Publication number
- JPS5851202A JPS5851202A JP14949581A JP14949581A JPS5851202A JP S5851202 A JPS5851202 A JP S5851202A JP 14949581 A JP14949581 A JP 14949581A JP 14949581 A JP14949581 A JP 14949581A JP S5851202 A JPS5851202 A JP S5851202A
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- JP
- Japan
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- cooling air
- cooling
- blade
- plane
- vane
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- Pending
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-
- 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
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タービン翼前縁付近を空気流に
よって冷却する装置に関するものである。
よって冷却する装置に関するものである。
周知のごとく、ガスタービンにおいてはタービン入口に
おける作動ガスの温度を高めて性能向上を図ることが研
究されている。これに対応して。
おける作動ガスの温度を高めて性能向上を図ることが研
究されている。これに対応して。
ガスタービンの静翼及び動翼の信頼性、 ｉ＃Ｉ久性を
向上させるため、空気圧縮機から抽気した比較的低温の
空気を用いてＲを冷却することが考えられている。
向上させるため、空気圧縮機から抽気した比較的低温の
空気を用いてＲを冷却することが考えられている。
上記のようにカスタービンＲを空気で冷却する方式には
、フィルム冷却方式、トランスビレ−ジョン冷却方式、
及び対流冷却方式などがあり、これらはいずれも冷却空
気をタービン翼内に導いて翼内面を冷却した後、主流ガ
ス中に放出させるものである。
、フィルム冷却方式、トランスビレ−ジョン冷却方式、
及び対流冷却方式などがあり、これらはいずれも冷却空
気をタービン翼内に導いて翼内面を冷却した後、主流ガ
ス中に放出させるものである。
上記のように冷却空気を主流ガス中に放出することは主
流ガスの温度を低下させ、かつ、主流ガスと冷却空気と
の混合損失全誘起するため、空力性能をある程度犠牲に
せざるを得ない。従って高温ガスタービンにおいては極
力少量の冷却空気で効果的な翼冷却を行い、主流ガスと
冷却空気との混合損失を抑制することが重要である。
流ガスの温度を低下させ、かつ、主流ガスと冷却空気と
の混合損失全誘起するため、空力性能をある程度犠牲に
せざるを得ない。従って高温ガスタービンにおいては極
力少量の冷却空気で効果的な翼冷却を行い、主流ガスと
冷却空気との混合損失を抑制することが重要である。
前記の各冷却方式のうち、フィルム冷却方式は翼内部を
冷却させた空気を翼面から吹き出し、翼表面に冷却空気
の膜を形成して翼の外表面における冷却効果を得るもの
であって、冷却効果と実用性に優れている。
冷却させた空気を翼面から吹き出し、翼表面に冷却空気
の膜を形成して翼の外表面における冷却効果を得るもの
であって、冷却効果と実用性に優れている。
次に、従来一般に行われているフィルム冷却方式を第１
図及び第２図について説明する。第１図はフィルム冷却
方式の空気冷却袋＃全備えたタービン翼の断面図、第２
図は同じく斜視図である。
図及び第２図について説明する。第１図はフィルム冷却
方式の空気冷却袋＃全備えたタービン翼の断面図、第２
図は同じく斜視図である。
第１図に示すように、翼壁２に冷却空気孔３゜３が穿た
れていて、翼内空気室５に導かれた冷却空気は冷却空気
孔３．３から翼列に吹き出し、翼表面１を薄い冷却空気
流動層４ａで被覆する。
れていて、翼内空気室５に導かれた冷却空気は冷却空気
孔３．３から翼列に吹き出し、翼表面１を薄い冷却空気
流動層４ａで被覆する。
上記の冷却空気孔３は、熱負荷条件の厳しい前縁部１ａ
、冷却しにくい後縁部１ｃおよびその周辺部に設けられ
る。３ａは冷却空気孔３の流入口、３ｂは同じく吹出口
である。
、冷却しにくい後縁部１ｃおよびその周辺部に設けられ
る。３ａは冷却空気孔３の流入口、３ｂは同じく吹出口
である。
ところが、第１図、第２図に示すような従来例において
は、前縁部１ａにおける式の曲率が大きいため、冷却空
気孔３の中心線と、ＤＥ衣表面おける接線との交わりの
下流側の角θが直角に近い角度になる。このように、バ
衣面に対して垂直に近い角度で冷却空気を吹き出した場
合の流動状態全実験１−た結果を第３図に模式的に示す
。
は、前縁部１ａにおける式の曲率が大きいため、冷却空
気孔３の中心線と、ＤＥ衣表面おける接線との交わりの
下流側の角θが直角に近い角度になる。このように、バ
衣面に対して垂直に近い角度で冷却空気を吹き出した場
合の流動状態全実験１−た結果を第３図に模式的に示す
。
翼表面１に対して垂直に近い角度で吹き出しだ冷却空気
４け、空気吹出口３ｂのすぐ下流に剥離部４ｂを生じ、
翼表面１に沿った冷却空気流動層が形成されにくい。こ
のような剥離部４ｂの発生は冷却効果低下や空力損失増
加の原因となる。
４け、空気吹出口３ｂのすぐ下流に剥離部４ｂを生じ、
翼表面１に沿った冷却空気流動層が形成されにくい。こ
のような剥離部４ｂの発生は冷却効果低下や空力損失増
加の原因となる。
上記のように冷却効果が低下しても、翼前縁全冷却して
ガスタービンとしての信頼性を確保する′＋１ ことを優先しなければならないので、第１図、第２図に
示すごとく、従来一般に、多数列の冷却空気孔を穿って
いる。この結果、冷却空気の消費量が多くなったわ、冷
却空気孔を多数列設けることによる前縁部の強度低下な
ど新たな問題が発生している。
ガスタービンとしての信頼性を確保する′＋１ ことを優先しなければならないので、第１図、第２図に
示すごとく、従来一般に、多数列の冷却空気孔を穿って
いる。この結果、冷却空気の消費量が多くなったわ、冷
却空気孔を多数列設けることによる前縁部の強度低下な
ど新たな問題が発生している。
本発明は鵜町の事情に鑑みて為され、翼前縁部における
冷却層ヨ全向上させるとともに冷却空気流に剥離部が発
生することを防止し、空力損失を減少せしめてしかも有
効な翼冷却を行うことを目的とする。
冷却層ヨ全向上させるとともに冷却空気流に剥離部が発
生することを防止し、空力損失を減少せしめてしかも有
効な翼冷却を行うことを目的とする。
上記の目的を達成するため、本発明は、静翼と動翼とで
構成されるガスタービンの翼列において、静翼と動翼と
のうち少なくともｈずれか一方の翼の前縁部に、翼の最
前縁の線と、上記の最前縁の線において翼の外面に接す
る平面と前記最前縁の線を通りかつ上記の外接平面に直
交する而（以下、直交面とＨう）と全想定し、前記最前
縁の線の両側にそれぞれ複数個の冷却空気孔の吹出口を
列設するとともに、上記複数個の冷却空気孔はそれぞれ
前記の直交面に交わるごとく配設し、かつ、各冷却空気
孔は相互に連通しないように翼長方向に離間して交差せ
しめたことを特徴とする。
構成されるガスタービンの翼列において、静翼と動翼と
のうち少なくともｈずれか一方の翼の前縁部に、翼の最
前縁の線と、上記の最前縁の線において翼の外面に接す
る平面と前記最前縁の線を通りかつ上記の外接平面に直
交する而（以下、直交面とＨう）と全想定し、前記最前
縁の線の両側にそれぞれ複数個の冷却空気孔の吹出口を
列設するとともに、上記複数個の冷却空気孔はそれぞれ
前記の直交面に交わるごとく配設し、かつ、各冷却空気
孔は相互に連通しないように翼長方向に離間して交差せ
しめたことを特徴とする。
次に、本発明の一実施例を第４図乃至第７図について説
明する。第４図は翼の断面図、第５図は同斜視図、第６
図は同前縁付近の拡大断面図、第７図は第５図と異る方
向から見た斜睨図である。
明する。第４図は翼の断面図、第５図は同斜視図、第６
図は同前縁付近の拡大断面図、第７図は第５図と異る方
向から見た斜睨図である。
第５図に示すように翼の前縁部に最前縁の線■、と、上
記の線りにおいて翼表面に接する面Ｐと全想定する。そ
して、線■、において面Ｐと直交する面Ｈを想定する。
記の線りにおいて翼表面に接する面Ｐと全想定する。そ
して、線■、において面Ｐと直交する面Ｈを想定する。
断面を示した第６図においては、前記の線りは点ｔで表
わされ、直交面Ｉ（Ｖｉ線りで表わされている。第７図
には線りのみ全示し、外接面Ｐと直交面Ｈとの図示を省
略しである。
わされ、直交面Ｉ（Ｖｉ線りで表わされている。第７図
には線りのみ全示し、外接面Ｐと直交面Ｈとの図示を省
略しである。
第７図に示すように１．ＩＬの両側にそれぞれ第６図に
ついて後述する冷却空気孔８の吹出口８ｂ。
ついて後述する冷却空気孔８の吹出口８ｂ。
８ｂ・・・と、冷却空気孔９の吹出口９ｂ、９ｂ・・・
とを列設する。上記の吹出口８ｂと同９ｂとば１ｖｌｉ
ｌＬに関して対称位置ではなく、半ピツチずつ段違いに
配設する。その詳細を第６図について次に述べる。
とを列設する。上記の吹出口８ｂと同９ｂとば１ｖｌｉ
ｌＬに関して対称位置ではなく、半ピツチずつ段違いに
配設する。その詳細を第６図について次に述べる。
翼壁２の前縁部に冷却空気孔８を穿つ。上記の冷却空気
孔８は、その流入口８ａと吹出口８ｂとをそれぞれ直交
面Ｈ（本図において線ｈ）に関して反対側に位置せしめ
、冷却空気孔８を直交面■１と交わらせる。これにより
、冷却空気孔８の中心線８ｃと、吹出口８ｂにおける翼
表面の接線とのなす角θ′は鋭角となる。
孔８は、その流入口８ａと吹出口８ｂとをそれぞれ直交
面Ｈ（本図において線ｈ）に関して反対側に位置せしめ
、冷却空気孔８を直交面■１と交わらせる。これにより
、冷却空気孔８の中心線８ｃと、吹出口８ｂにおける翼
表面の接線とのなす角θ′は鋭角となる。
冷却空気孔９け、その流入口９ａを前記の流入口８ａに
比して直交面（線ｈ）の反対側に、吹出口９ｂｉ前記の
吹出口８ｂに比して直交面（線ｈ ）の反対側にそれぞ
れ位置せしめて穿ち、直交面Ｈ（本図において線ｈ）と
交わらせる。そして、上記の冷却空気孔８と同９とが翼
壁内で連通しないよう、翼長方向（本図において紙面の
奥行方向）に位置をずらし、翼壁内で立体的に交差させ
る。
比して直交面（線ｈ）の反対側に、吹出口９ｂｉ前記の
吹出口８ｂに比して直交面（線ｈ ）の反対側にそれぞ
れ位置せしめて穿ち、直交面Ｈ（本図において線ｈ）と
交わらせる。そして、上記の冷却空気孔８と同９とが翼
壁内で連通しないよう、翼長方向（本図において紙面の
奥行方向）に位置をずらし、翼壁内で立体的に交差させ
る。
これにより、冷却空気孔９の中心線９Ｃと翼表面におけ
る接線とのなす角θ“が鋭角になる。
る接線とのなす角θ“が鋭角になる。
上記のように角θ′、角θ“が鋭角になるということは
、従来装置（第１図）における角θがほぼ直角であ−）
だのに比して、冷却空気孔８．９から吹き出す冷却空気
流の方向が主流ガスの流動方向に近づくように傾斜した
ことを意味すイ）。
、従来装置（第１図）における角θがほぼ直角であ−）
だのに比して、冷却空気孔８．９から吹き出す冷却空気
流の方向が主流ガスの流動方向に近づくように傾斜した
ことを意味すイ）。
上述のように冷却空気孔９から翼表面に、主流ガスの下
流方向に顛けた方向の冷却空気を吹き出した場合のガス
流号実験的圧ｆｌＮ察した結果苓：第８図に示す、冷却
空気孔９の吹出口９））から吹き出した冷却空気４はｙ
（面にト１１って？Ｉｆ、れ、主流６と翼表面１との間
に冷却空気流ｅｌ＋層４ａ’に形成している。
流方向に顛けた方向の冷却空気を吹き出した場合のガス
流号実験的圧ｆｌＮ察した結果苓：第８図に示す、冷却
空気孔９の吹出口９））から吹き出した冷却空気４はｙ
（面にト１１って？Ｉｆ、れ、主流６と翼表面１との間
に冷却空気流ｅｌ＋層４ａ’に形成している。
第２図に示した４列の冷却空気孔を設けた従来形の空気
冷却具と、第７図に示しだ２列の冷却空気孔を設けた本
発明の実施例ｆ係る空気冷却翼との冷却性能及び空力性
能とを比較測定した結果、（ａ）、冷却空気吹出量割合
（冷却空気吹出址／主流ガスｊ、：ｉ）３％のとき、翼
の前縁１ａに当る淀み点近傍における局所冷却効率は５
％の改、腎が確認された。また翼の後縁部における冷却
空気吹出口から１０１ｎｍ後方の位置１ｂの局所冷却効
率は１０％の改善が確認された１、そして、空力性能の
指標となる全圧損失係数は１％の低減が確認された。
冷却具と、第７図に示しだ２列の冷却空気孔を設けた本
発明の実施例ｆ係る空気冷却翼との冷却性能及び空力性
能とを比較測定した結果、（ａ）、冷却空気吹出量割合
（冷却空気吹出址／主流ガスｊ、：ｉ）３％のとき、翼
の前縁１ａに当る淀み点近傍における局所冷却効率は５
％の改、腎が確認された。また翼の後縁部における冷却
空気吹出口から１０１ｎｍ後方の位置１ｂの局所冷却効
率は１０％の改善が確認された１、そして、空力性能の
指標となる全圧損失係数は１％の低減が確認された。
上記の局所冷却効率および全圧損失係数の定義はそれぞ
れ欠配のごとくである。
れ欠配のごとくである。
第９図は上記と異なる実施例を示す。第１０図は同斜視
図である。
図である。
本例のように翼壁２の厚さに比して翼内空気室５の前縁
付近における曲率半径が小さい場合圧は第６図の実施例
の方法では冷却空気孔８．９をそれぞれ直交面（第９図
において線りで表わされている）と大きい角度で交わら
せることが困難である。本例においては翼内面の前縁部
に凹部７．７を形成し、この凹部７の底部に冷却空気孔
８．９の流入口を位置せしめる。これにより、翼内空気
室５の前縁付近の曲率半径が小さくても冷却空気孔８．
９を直交面（本図において線ｈ）と比較的大きい角度で
交らせ、その結果、冷却空気孔８゜９と翼表面との角度
θ′、θ“を鋭角にして前記実施（９） 例と同様の効果を得ることができる。本例において設け
た四部７は、これを翼長方向の溝としてもよい。
付近における曲率半径が小さい場合圧は第６図の実施例
の方法では冷却空気孔８．９をそれぞれ直交面（第９図
において線りで表わされている）と大きい角度で交わら
せることが困難である。本例においては翼内面の前縁部
に凹部７．７を形成し、この凹部７の底部に冷却空気孔
８．９の流入口を位置せしめる。これにより、翼内空気
室５の前縁付近の曲率半径が小さくても冷却空気孔８．
９を直交面（本図において線ｈ）と比較的大きい角度で
交らせ、その結果、冷却空気孔８゜９と翼表面との角度
θ′、θ“を鋭角にして前記実施（９） 例と同様の効果を得ることができる。本例において設け
た四部７は、これを翼長方向の溝としてもよい。
また、第１図に示したような従来形の空気冷却翼におい
ては、免前縁付近の空気冷却孔が放射状に配列されるの
で、翼の最前縁１ａに当る淀み点付近における翼壁内の
冷却空気孔分布が疎となり、充分な冷却ができない区域
を生じ易いが、本発明によれば、例えば第６図の実施例
に見られるごとく、冷却空気孔８と同９とが翼の前縁付
近で立体的に交差するので、翼の強度を著しく低下させ
る虞れ無しに両前縁部における翼壁内の空気冷却孔分布
が密となり、しかも空気冷却孔８，９は直交面Ｈ（線ｈ
）と斜交するためその長さが長い。従って効果的な冷却
が行われ、冷却不良の区域を解消することができる。
ては、免前縁付近の空気冷却孔が放射状に配列されるの
で、翼の最前縁１ａに当る淀み点付近における翼壁内の
冷却空気孔分布が疎となり、充分な冷却ができない区域
を生じ易いが、本発明によれば、例えば第６図の実施例
に見られるごとく、冷却空気孔８と同９とが翼の前縁付
近で立体的に交差するので、翼の強度を著しく低下させ
る虞れ無しに両前縁部における翼壁内の空気冷却孔分布
が密となり、しかも空気冷却孔８，９は直交面Ｈ（線ｈ
）と斜交するためその長さが長い。従って効果的な冷却
が行われ、冷却不良の区域を解消することができる。
また、上述のように冷却空気孔８．９を立体的に交差さ
せて翼壁内で相互に連通しないように構成しであるので
、翼表面部における主流ガスの差圧の影響によって主流
ガスが冷却空気孔内に逆流（１０） してバイパスする虞れが無い。
せて翼壁内で相互に連通しないように構成しであるので
、翼表面部における主流ガスの差圧の影響によって主流
ガスが冷却空気孔内に逆流（１０） してバイパスする虞れが無い。
以上説明したように、冷却空気孔を直交面１−１に交わ
らせて配列するという本発明に係る構成は、これを静翼
にも、動翼にも適用することができる。
らせて配列するという本発明に係る構成は、これを静翼
にも、動翼にも適用することができる。
以上詳述したごとく、本発明は、静翼と動翼とで構成さ
れるガスタービンの翼列において、静翼と動翼とのうち
少なくともいずれか一方の翼の前縁部に、翼の最前縁の
線と、上記の最前縁の線において翼の外面に接する平面
と前記最前縁の線全通りかつ上記の外接平面に直交する
面（以下、直交面と言う）とを想定し、前記最前縁の線
の両側にそれぞれ複数個の冷却空気孔の吹出１−、−１
ｉ列設するとともに、上記複数個の冷却空気孔はそれ
ぞれ前記の直交面に交わるごとく配設し、かつ、各冷却
空気孔は相互に連通しないように翼長方向に離間して交
差せしめることにより、翼前縁部における冷却効率を向
上させるとと、、もに、翼表面付近に冷却空気の剥離流
の発生を防止して、空力損失を減少せしめしかも有効な
翼冷却を行うことができる。
れるガスタービンの翼列において、静翼と動翼とのうち
少なくともいずれか一方の翼の前縁部に、翼の最前縁の
線と、上記の最前縁の線において翼の外面に接する平面
と前記最前縁の線全通りかつ上記の外接平面に直交する
面（以下、直交面と言う）とを想定し、前記最前縁の線
の両側にそれぞれ複数個の冷却空気孔の吹出１−、−１
ｉ列設するとともに、上記複数個の冷却空気孔はそれ
ぞれ前記の直交面に交わるごとく配設し、かつ、各冷却
空気孔は相互に連通しないように翼長方向に離間して交
差せしめることにより、翼前縁部における冷却効率を向
上させるとと、、もに、翼表面付近に冷却空気の剥離流
の発生を防止して、空力損失を減少せしめしかも有効な
翼冷却を行うことができる。
（１１）
第１図乃至第３図は従来一般に用いられている空気冷却
翼ケ示し、第１図は横断面図、第２図は斜視図、第３図
はガス流全模式的に描いた説明図である。第４図乃至第
８図は本発明に係るガスタービンのタービン翼前縁部の
冷却装置を備えた空気冷却翼の一実施例？示し、第４図
は横断面図、第５図は想定線枝、び想定面を記入した説
明図、第６図は翼前縁部の拡大断面図、第７図は；ｉ、
Ｓｌ祝１￥１、第８図はガス流を模式的に描いた説明図
である。 第９図及び第１Ｏし１け上記と異なる実施例ケ示し、第
９図は翼前線部の、購断面図、第１０図は斜視図である
。 １１１．翼表面、２・・・Ｌｔ壁、３，８．９・・・冷
却空気孔、３ ａ 、 ８ｄ 、 ９ ａ 、−・冷却
空気流入１］、：（ｂ 、 ８１） 。 ９ｂ・・・冷却空気吹出口、４・・・冷却空気、４ａ・
・・冷却空気流動層、４ｂ・・・冷却空気剥離部、５・
・・空気呈、６・・・主流ガス、７・・・四部。 代（！■１人 弁理士 秋木工実 （１２） 闇１図 爾３図 τ５１男 式 Ｊｖ−′ ９− 奮７図 「訴
翼ケ示し、第１図は横断面図、第２図は斜視図、第３図
はガス流全模式的に描いた説明図である。第４図乃至第
８図は本発明に係るガスタービンのタービン翼前縁部の
冷却装置を備えた空気冷却翼の一実施例？示し、第４図
は横断面図、第５図は想定線枝、び想定面を記入した説
明図、第６図は翼前縁部の拡大断面図、第７図は；ｉ、
Ｓｌ祝１￥１、第８図はガス流を模式的に描いた説明図
である。 第９図及び第１Ｏし１け上記と異なる実施例ケ示し、第
９図は翼前線部の、購断面図、第１０図は斜視図である
。 １１１．翼表面、２・・・Ｌｔ壁、３，８．９・・・冷
却空気孔、３ ａ 、 ８ｄ 、 ９ ａ 、−・冷却
空気流入１］、：（ｂ 、 ８１） 。 ９ｂ・・・冷却空気吹出口、４・・・冷却空気、４ａ・
・・冷却空気流動層、４ｂ・・・冷却空気剥離部、５・
・・空気呈、６・・・主流ガス、７・・・四部。 代（！■１人 弁理士 秋木工実 （１２） 闇１図 爾３図 τ５１男 式 Ｊｖ−′ ９− 奮７図 「訴
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、静翼と動翼とで構成されるガスタービンの翼列にお
いて、静翼と動翼とのうち少なくともいずれか一方の翼
の前縁部に、翼の最前縁の線と、上記の最前縁の線にお
いて翼の外面に接する平面と、前記最前縁の線を通りか
つ上記の外接平面に直交する面（以下、直交面と言う）
と全想定し、前記最前縁の線の両側にそれぞれ複数個の
冷却空気孔の吹出口を列設するとともに、上記複数個の
冷却空気孔はそれぞれ前記の直交面に交わるごとく配設
し、かつ、各冷却空気孔は相互に連通しないように翼長
方向に離間して交差せしめたことを特徴トスるガスター
ビンのタービン翼前縁部の冷却装置。 ２、前記の動翼と静翼とのうち少なくともいずれか一方
の翼は前縁付近の内面に凹部若しくは溝部を形成し、上
記の四部若しくは溝部に冷却空気孔の入口部を連通させ
たことを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載のガス
タービンのタービン翼前縁部の冷却装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14949581A JPS5851202A (ja) | 1981-09-24 | 1981-09-24 | ガスタ−ビンのタ−ビン翼前縁部の冷却装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14949581A JPS5851202A (ja) | 1981-09-24 | 1981-09-24 | ガスタ−ビンのタ−ビン翼前縁部の冷却装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5851202A true JPS5851202A (ja) | 1983-03-25 |
Family
ID=15476391
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP14949581A Pending JPS5851202A (ja) | 1981-09-24 | 1981-09-24 | ガスタ−ビンのタ−ビン翼前縁部の冷却装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5851202A (ja) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5062768A (en) * | 1988-12-23 | 1991-11-05 | Rolls-Royce Plc | Cooled turbomachinery components |
| FR2689176A1 (fr) * | 1992-03-25 | 1993-10-01 | Snecma | Aube réfrigérée de turbo-machine. |
| US5486093A (en) * | 1993-09-08 | 1996-01-23 | United Technologies Corporation | Leading edge cooling of turbine airfoils |
| EP1013877A3 (en) * | 1998-12-21 | 2002-04-17 | United Technologies Corporation | Hollow airfoil for a gas turbine engine |
| EP1614859A1 (de) * | 2004-07-05 | 2006-01-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Filmgekühlte Turbinenschaufel |
| US7021896B2 (en) * | 2003-05-23 | 2006-04-04 | Rolls-Royce Plc | Turbine blade |
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