JPS5925086B2 - ガスタ−ビン翼 - Google Patents
ガスタ−ビン翼Info
- Publication number
- JPS5925086B2 JPS5925086B2 JP14228681A JP14228681A JPS5925086B2 JP S5925086 B2 JPS5925086 B2 JP S5925086B2 JP 14228681 A JP14228681 A JP 14228681A JP 14228681 A JP14228681 A JP 14228681A JP S5925086 B2 JPS5925086 B2 JP S5925086B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing body
- gas turbine
- head
- heat
- main wing
- 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
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
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、例えば、火力発電プラントにおけるガスター
ビンに組込まれるガスタービン翼に係り、特に、このガ
スタービン翼における静翼及び動翼として使用される冷
却翼の構造に関する。
ビンに組込まれるガスタービン翼に係り、特に、このガ
スタービン翼における静翼及び動翼として使用される冷
却翼の構造に関する。
一般に、ガスタービン発電プラントにおけるガスタービ
ンは、第１図及び第２図に示されるように、彎曲面を形
成した内部ケーシングａの内がわに冷却翼を構成する第
１段静翼Ｉａｔ第２段静翼Ｉｂ、第３段静翼■ｃ・・・
第Ｎ段静翼Ｉｎの順に一定の間隙を存して設け、他方、
上記内部ケーシングａ内に設けられた軸受（図示されず
）に圧縮用羽根車と一体のロータｂを回転自在に軸装し
、このロータｂに冷却翼を構成する第１段動翼Ｉ［ａ、
。
ンは、第１図及び第２図に示されるように、彎曲面を形
成した内部ケーシングａの内がわに冷却翼を構成する第
１段静翼Ｉａｔ第２段静翼Ｉｂ、第３段静翼■ｃ・・・
第Ｎ段静翼Ｉｎの順に一定の間隙を存して設け、他方、
上記内部ケーシングａ内に設けられた軸受（図示されず
）に圧縮用羽根車と一体のロータｂを回転自在に軸装し
、このロータｂに冷却翼を構成する第１段動翼Ｉ［ａ、
。
第２段動翼■ｂ１第３段動翼ＴＩｃ・・・第Ｎ段動翼Ｔ
ｌ１ｎを上記間隙に位置するようにして設け、上記第１
段静翼■ａの位置する上記内部ケーシングａの開口部に
燃焼機（図示されず）からの燃焼ガスを−Ｆ記ロータｂ
へ導入する遮熱ケーシングＣを設けたものである。
ｌ１ｎを上記間隙に位置するようにして設け、上記第１
段静翼■ａの位置する上記内部ケーシングａの開口部に
燃焼機（図示されず）からの燃焼ガスを−Ｆ記ロータｂ
へ導入する遮熱ケーシングＣを設けたものである。
従って、上記燃焼機からの高圧・高監度の燃焼ガス（以
下、高温ガスという）は、上記遮熱ケーシングＣから第
１段静翼Ｉａ、第１段動翼ＩＩａの順に流出することに
より、上記各動翼ＩＩ ａ ｔ Ｉ［ｂ・・・■ｎと一
体のロータｂを回転し、とのロータｂと一体の空気圧縮
用羽根及び発電機を駆動し得るようになっている。
下、高温ガスという）は、上記遮熱ケーシングＣから第
１段静翼Ｉａ、第１段動翼ＩＩａの順に流出することに
より、上記各動翼ＩＩ ａ ｔ Ｉ［ｂ・・・■ｎと一
体のロータｂを回転し、とのロータｂと一体の空気圧縮
用羽根及び発電機を駆動し得るようになっている。
一方、従来、この種のガスタービン翼は、精密鋳造具を
採用しており、特に、第２図に示される第１段静翼■ａ
及び第１段動翼■ａは、超耐熱合金にて構成し、しかも
断面を魚形をなす中空冷却翼を形成している。
採用しており、特に、第２図に示される第１段静翼■ａ
及び第１段動翼■ａは、超耐熱合金にて構成し、しかも
断面を魚形をなす中空冷却翼を形成している。
即ち、中空冷却翼によるガスタービン翼は、高温ガスの
雰囲気中に長期間に亘って曝されている関係上、超耐熱
性及び耐蝕性を有する金属材で構成されると共に、冷却
流体を圧送する中空をなす主翼体ｄの外周面ｄ１ に冷
却流体膜を形成する多数の冷却噴流孔ｅｙｆを穿設し、
上記主翼体ｄ内にこれと略同形をなし、しかも、多数の
通気孔ｇを有するインサート筒体りを空隙ｉを存して構
成されている。
雰囲気中に長期間に亘って曝されている関係上、超耐熱
性及び耐蝕性を有する金属材で構成されると共に、冷却
流体を圧送する中空をなす主翼体ｄの外周面ｄ１ に冷
却流体膜を形成する多数の冷却噴流孔ｅｙｆを穿設し、
上記主翼体ｄ内にこれと略同形をなし、しかも、多数の
通気孔ｇを有するインサート筒体りを空隙ｉを存して構
成されている。
従って、上記第１段静翼Ｉａの雰囲気中は、約１０００
℃以上の高温ガスによって長期間に亘って曝されている
けれども、上記インサート筒体Ｈの側方から強制的に供
給される冷却流体が各通気孔ｇ及び空隙ｉを通して上記
各冷却噴流孔ｅ、ｆから上記高温ガス流体に対して冷却
流体膜を形成するようにし、これにより、上記主翼体ｄ
を遮熱し得るようになっている。
℃以上の高温ガスによって長期間に亘って曝されている
けれども、上記インサート筒体Ｈの側方から強制的に供
給される冷却流体が各通気孔ｇ及び空隙ｉを通して上記
各冷却噴流孔ｅ、ｆから上記高温ガス流体に対して冷却
流体膜を形成するようにし、これにより、上記主翼体ｄ
を遮熱し得るようになっている。
しかしながら、上述したガスタービン翼は、上記各冷却
噴流孔ｅ、ｆから高温カスに対して冷却流体膜を理論上
、形成するようになっているけれども、実際には、上記
主翼体ｄにおける冷却温度分布は、上記各冷却噴流孔ｅ
、ｆの近傍のみ有効であり、この各冷却噴流孔ｅ、ｆか
ら離れた下流側の冷却温度分布は、高温ガスによって急
激に低下し、これに起因して、超耐熱合金材によるガス
タービン翼としての主翼体ｄは、熱応力によって変形し
たり、溶解するおそれもあり、ガスタービン翼の交換を
余儀なくされ、ガスタービンの運転効率を低下するおそ
れがある。
噴流孔ｅ、ｆから高温カスに対して冷却流体膜を理論上
、形成するようになっているけれども、実際には、上記
主翼体ｄにおける冷却温度分布は、上記各冷却噴流孔ｅ
、ｆの近傍のみ有効であり、この各冷却噴流孔ｅ、ｆか
ら離れた下流側の冷却温度分布は、高温ガスによって急
激に低下し、これに起因して、超耐熱合金材によるガス
タービン翼としての主翼体ｄは、熱応力によって変形し
たり、溶解するおそれもあり、ガスタービン翼の交換を
余儀なくされ、ガスタービンの運転効率を低下するおそ
れがある。
本発明は、上述した難点を解消するために、複数の噴流
孔を備えた中空主翼体の頭部嵌合部に耐熱セラミック材
による頭部翼体を着脱自在に設け、上記中空主翼体の表
面に耐熱セラミック層を附設し、これにより、耐熱性及
び耐腐蝕性の向上を図り、併亡て、ガスタービンの運転
効率を上げるようにしたことを目的とするガスタービン
翼を提供するにある。
孔を備えた中空主翼体の頭部嵌合部に耐熱セラミック材
による頭部翼体を着脱自在に設け、上記中空主翼体の表
面に耐熱セラミック層を附設し、これにより、耐熱性及
び耐腐蝕性の向上を図り、併亡て、ガスタービンの運転
効率を上げるようにしたことを目的とするガスタービン
翼を提供するにある。
以下、本発明を、ガスタービンにおける静翼による冷却
翼に適用した図示の一実施例について説明する。
翼に適用した図示の一実施例について説明する。
第３図及び第４図において、符号１はガスタービンにお
ける内部ケーシングに着脱自在に設けられる耐熱合金に
よる中空主翼体であって、この中空主翼体１の上・下部
には嵌合部２，３が形成されており、この画成合部２，
３は上記内部ケーシングに嵌合して取付けられるように
なっている。
ける内部ケーシングに着脱自在に設けられる耐熱合金に
よる中空主翼体であって、この中空主翼体１の上・下部
には嵌合部２，３が形成されており、この画成合部２，
３は上記内部ケーシングに嵌合して取付けられるように
なっている。
又、上記中空主翼体１の嵌合部２には冷却流体の流入口
４が形成されており、この流入口４には上記内部ケーシ
ング内を通って圧送される冷却流体が上記中空主翼体１
内に供給されるようになっている。
４が形成されており、この流入口４には上記内部ケーシ
ング内を通って圧送される冷却流体が上記中空主翼体１
内に供給されるようになっている。
さらに、上記中空主翼体１の表面１ａ及び尾部１ｂには
複数の噴流孔５及び６が穿設されており、この各噴流孔
５は上記中空主翼体１の表面１ａに冷却流体膜（薄膜層
流）を形成されるようになっている。
複数の噴流孔５及び６が穿設されており、この各噴流孔
５は上記中空主翼体１の表面１ａに冷却流体膜（薄膜層
流）を形成されるようになっている。
一方、上記中空主翼体１０頭部１ｃには頭部嵌合部１が
形成されており、この頭部嵌合部７には複数（図では６
個）に分割された耐熱セラミック材による頭部翼体８が
着脱自在に間隙９を存して設けられている。
形成されており、この頭部嵌合部７には複数（図では６
個）に分割された耐熱セラミック材による頭部翼体８が
着脱自在に間隙９を存して設けられている。
なお、この頭部翼体８は、例えば、炭化珪素、窒化珪素
などによる耐熱セラミック材で魚頭形に構成されること
が望ましい。
などによる耐熱セラミック材で魚頭形に構成されること
が望ましい。
又、上記頭部翼体８の一端部８ａに位置する上記嵌合部
２には盲蓋体１０が上記頭部翼体８を高温ガスによる熱
応力によって抜出さないようにして設けられており、上
記分割された上記各頭部翼体８との間には冷却流体の流
出口１１が形成されている。
２には盲蓋体１０が上記頭部翼体８を高温ガスによる熱
応力によって抜出さないようにして設けられており、上
記分割された上記各頭部翼体８との間には冷却流体の流
出口１１が形成されている。
さらに、上記頭部嵌合部７には３個の通気孔１２ａ、１
２ｂ、１２ｃが穿設されており、この通気孔１２ａの流
体は上記間隙９を通して上記流出口１１及び噴流孔５へ
流出して冷却流体膜を形成するようになっている。
２ｂ、１２ｃが穿設されており、この通気孔１２ａの流
体は上記間隙９を通して上記流出口１１及び噴流孔５へ
流出して冷却流体膜を形成するようになっている。
又、上記他の通気孔１２ｂ、１２ｃの流体は上記各噴流
孔５へ流出するようになっている。
孔５へ流出するようになっている。
他方、上記中空主翼体１の空胴内にはこの中空主翼体１
の略同形をなすインサート筒体１３が空隙１４を存して
嵌装されており、このインサート筒体１３の周面には多
数の通気孔１５が上記空隙１４を介して上記各噴流孔５
へ連通するようになっている。
の略同形をなすインサート筒体１３が空隙１４を存して
嵌装されており、このインサート筒体１３の周面には多
数の通気孔１５が上記空隙１４を介して上記各噴流孔５
へ連通するようになっている。
又、上記各噴流孔５の穿設されていない上記中空主翼体
１の表面１ａには帯状の浅い凹窩部１６が形成されてお
り、各凹窩部１６には耐熱セラミック層１７が附設され
ている。
１の表面１ａには帯状の浅い凹窩部１６が形成されてお
り、各凹窩部１６には耐熱セラミック層１７が附設され
ている。
なお、上記各噴流孔５の傾斜角度αは１５°〜６０°程
度に設けることが望ましい。
度に設けることが望ましい。
従って、ガスタービンの運転時、静翼による冷却翼の雰
囲気中は、約１０００℃以上の高温ガスによって長期間
に亘って曝されており、しかも、上記高温ガスは、第３
図及び第４図の鎖線の示矢方向から耐熱セラミック材に
よる上記魚頭翼体８及び中空主翼体１の曲面に沿って流
れを正整しながら尾端部へ流れる。
囲気中は、約１０００℃以上の高温ガスによって長期間
に亘って曝されており、しかも、上記高温ガスは、第３
図及び第４図の鎖線の示矢方向から耐熱セラミック材に
よる上記魚頭翼体８及び中空主翼体１の曲面に沿って流
れを正整しながら尾端部へ流れる。
一方、上記中空主翼体１の一部に穿設された流入口４か
らの冷却流体は上記インサート筒体１３の各通気孔１５
がら空隙１４を介して各噴流孔５，６へ噴出される。
らの冷却流体は上記インサート筒体１３の各通気孔１５
がら空隙１４を介して各噴流孔５，６へ噴出される。
しかして、この各噴流孔５，６からの冷却流体は上記頭
部翼体８及び中空主翼体１を内がわから冷却すると共に
、上記高温ガス流体に対して冷却流体膜を生成して上記
中空主翼体１を遮熱し得るようになっている。
部翼体８及び中空主翼体１を内がわから冷却すると共に
、上記高温ガス流体に対して冷却流体膜を生成して上記
中空主翼体１を遮熱し得るようになっている。
一方、上記頭部翼体８及び中空主翼体１の外表面は耐熱
セラミック材や耐熱セラミック層で構成されているから
、高温ガスによる熱エネルギーに充分に耐え得るように
なっている。
セラミック材や耐熱セラミック層で構成されているから
、高温ガスによる熱エネルギーに充分に耐え得るように
なっている。
次に、第５図及び第６図に示される実施例は、本発明の
他の実施例であって、これは上記中空主翼体１の尾部１
ｂに複数に分割された尾部嵌合部１８を設け、この尾部
嵌合部１８に耐熱セラミッり材による尾部翼体１９を着
脱自在に設け、さらに、この尾部翼体１９の一端部１９
ａに位置する前記嵌合部２に盲蓋体２０を高温ガスによ
る熱応力によって抜出さないようにして設けたものであ
り、上述した具体例と同一内容をなすものである。
他の実施例であって、これは上記中空主翼体１の尾部１
ｂに複数に分割された尾部嵌合部１８を設け、この尾部
嵌合部１８に耐熱セラミッり材による尾部翼体１９を着
脱自在に設け、さらに、この尾部翼体１９の一端部１９
ａに位置する前記嵌合部２に盲蓋体２０を高温ガスによ
る熱応力によって抜出さないようにして設けたものであ
り、上述した具体例と同一内容をなすものである。
なお、上記尾部翼体１９の位置する上記噴流孔５の傾斜
角βは２０°〜９０°程度に設けることが望ましい。
角βは２０°〜９０°程度に設けることが望ましい。
又一方、第７図及び第８図に示される実施例は、本発明
の他の実施例であって、これは、上記頭部翼体８内に冷
却多孔筒体２１を空隙２２を存して設け、この空隙２２
を上記噴流孔５に連通ずるようにすると共に、上記頭部
翼体８の一端’Ａ８ａに位置する上記嵌合部２に給気孔
１０ａを有する蓋体１０を外方へ抜は出さないようにし
て設けたものであり、上述した実施例と同じ内容をなす
ものである。
の他の実施例であって、これは、上記頭部翼体８内に冷
却多孔筒体２１を空隙２２を存して設け、この空隙２２
を上記噴流孔５に連通ずるようにすると共に、上記頭部
翼体８の一端’Ａ８ａに位置する上記嵌合部２に給気孔
１０ａを有する蓋体１０を外方へ抜は出さないようにし
て設けたものであり、上述した実施例と同じ内容をなす
ものである。
以上述べたように本発明によれば、複数の噴流孔５，６
を備えた中空主翼体１の頭部嵌合部７または尾部嵌合部
１８に耐熱セラミック材による頭部翼体８または尾部翼
体１９を着脱自在に設け、頭部翼体８または尾部翼体１
９のそれぞれの端部に浮上り防止のための盲蓋体１０を
固設し、さらに上記中空主翼体１０表面に噴流孔５を介
して耐熱セラミック層１７を附設しであるので、各噴流
孔５，６から冷却流体の流れが充分に冷却流体膜を生成
しなくても、耐熱性及び耐腐蝕性の向上を図ることがで
きるばかりでなく、頭部翼体８または尾部翼体１９の離
脱も防止することができる。
を備えた中空主翼体１の頭部嵌合部７または尾部嵌合部
１８に耐熱セラミック材による頭部翼体８または尾部翼
体１９を着脱自在に設け、頭部翼体８または尾部翼体１
９のそれぞれの端部に浮上り防止のための盲蓋体１０を
固設し、さらに上記中空主翼体１０表面に噴流孔５を介
して耐熱セラミック層１７を附設しであるので、各噴流
孔５，６から冷却流体の流れが充分に冷却流体膜を生成
しなくても、耐熱性及び耐腐蝕性の向上を図ることがで
きるばかりでなく、頭部翼体８または尾部翼体１９の離
脱も防止することができる。
因に、上述した実施例はガスタービンの静翼に適用した
具体例について説明したけれども、本発明の要旨を変更
しない範囲内で、例えば、ガスタービンの動翼に適用し
得るように設計変更することは自由である。
具体例について説明したけれども、本発明の要旨を変更
しない範囲内で、例えば、ガスタービンの動翼に適用し
得るように設計変更することは自由である。
第１図は従来のガスタービン翼を組込んだガスタービン
の要部のみを示す断面図、第２図は第１図中の鎖線Ａ−
Ａに沿う拡大断面図、第３図は本発明によるガスタービ
ン翼を示す平面図、第４図は第３図中の鎖線Ｂ−Ｈに沿
う拡大断面図、第５図乃至第８図は本発明の他の実施例
を示す図である。 １・・・中空主翼体、２，３・・・嵌合部、４・・・流
入口、５．６・・・噴流孔、７・・・頭部嵌合部、８・
・・頭部翼体、１０−・・盲蓋体、１１−・・流出口、
１２ａｔｆ２ｂｔ１２ｃ・・・通気孔、１３・・・イン
サート部材、１４・・・空隙、１５・・・通気孔、１７
・・・セラミック層、１９・・・尾部翼体。
の要部のみを示す断面図、第２図は第１図中の鎖線Ａ−
Ａに沿う拡大断面図、第３図は本発明によるガスタービ
ン翼を示す平面図、第４図は第３図中の鎖線Ｂ−Ｈに沿
う拡大断面図、第５図乃至第８図は本発明の他の実施例
を示す図である。 １・・・中空主翼体、２，３・・・嵌合部、４・・・流
入口、５．６・・・噴流孔、７・・・頭部嵌合部、８・
・・頭部翼体、１０−・・盲蓋体、１１−・・流出口、
１２ａｔｆ２ｂｔ１２ｃ・・・通気孔、１３・・・イン
サート部材、１４・・・空隙、１５・・・通気孔、１７
・・・セラミック層、１９・・・尾部翼体。
Claims (1)
- １ 複数の噴流孔を備えた中空主翼体の頭部嵌合部また
は尾部嵌合部に着脱自在に設けられた耐熱セラミック材
による頭部翼体または尾部翼体と、頭部嵌合部または尾
部嵌合部の端部に前記翼体の浮上り防止のために設けた
盲蓋体と、上記中空主翼体の表面に噴流孔を介して附設
された耐熱セラミック層とを具備することを特徴とする
ガスタービン翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14228681A JPS5925086B2 (ja) | 1981-09-11 | 1981-09-11 | ガスタ−ビン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14228681A JPS5925086B2 (ja) | 1981-09-11 | 1981-09-11 | ガスタ−ビン翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5847103A JPS5847103A (ja) | 1983-03-18 |
| JPS5925086B2 true JPS5925086B2 (ja) | 1984-06-14 |
Family
ID=15311834
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP14228681A Expired JPS5925086B2 (ja) | 1981-09-11 | 1981-09-11 | ガスタ−ビン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5925086B2 (ja) |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS59155640U (ja) * | 1983-03-31 | 1984-10-19 | カシオ計算機株式会社 | 小型電子機器の配線基板装置 |
| JPS59152176U (ja) * | 1983-03-31 | 1984-10-12 | 三菱自動車工業株式会社 | 燃料噴射ノズル |
| JPS59174021U (ja) * | 1983-05-11 | 1984-11-20 | 株式会社 バンビ | 時計バンドと円錘ねじ取付け金具間の接続部構造 |
| JPS59174475U (ja) * | 1983-05-11 | 1984-11-21 | 株式会社大林組 | 配管受け金具 |
| JPS645932U (ja) * | 1987-06-23 | 1989-01-13 | ||
| US4859147A (en) * | 1988-01-25 | 1989-08-22 | United Technologies Corporation | Cooled gas turbine blade |
| US5690473A (en) * | 1992-08-25 | 1997-11-25 | General Electric Company | Turbine blade having transpiration strip cooling and method of manufacture |
| US5352091A (en) * | 1994-01-05 | 1994-10-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine airfoil |
| DE19617556A1 (de) * | 1996-05-02 | 1997-11-06 | Asea Brown Boveri | Thermisch belastete Schaufel für eine Strömungsmaschine |
| US7887300B2 (en) * | 2007-02-27 | 2011-02-15 | Siemens Energy, Inc. | CMC airfoil with thin trailing edge |
| US8241001B2 (en) | 2008-09-04 | 2012-08-14 | Siemens Energy, Inc. | Stationary turbine component with laminated skin |
| US20110116912A1 (en) * | 2009-11-13 | 2011-05-19 | Mccall Thomas | Zoned discontinuous coating for high pressure turbine component |
| US11230935B2 (en) * | 2015-09-18 | 2022-01-25 | General Electric Company | Stator component cooling |
-
1981
- 1981-09-11 JP JP14228681A patent/JPS5925086B2/ja not_active Expired
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5847103A (ja) | 1983-03-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9797261B2 (en) | Internal cooling of engine components | |
| US3849025A (en) | Serpentine cooling channel construction for open-circuit liquid cooled turbine buckets | |
| US4497610A (en) | Shroud assembly for a gas turbine engine | |
| JP3226543B2 (ja) | 一体に鋳造された冷却用流体ノズルを備えたタービンベーンアッセンブリ | |
| US5197852A (en) | Nozzle band overhang cooling | |
| US6715988B2 (en) | Turbine airfoil for gas turbine engine | |
| JP2008106743A (ja) | ガスタービンエンジンの構成要素 | |
| JPS5925086B2 (ja) | ガスタ−ビン翼 | |
| US20190316472A1 (en) | Double wall airfoil cooling configuration for gas turbine engine | |
| JP2007077986A (ja) | 翼端棚を有するタービンエーロフォイル湾曲スクイーラ翼端 | |
| JPH10252407A (ja) | スロット冷却翼端を有するタービン動翼 | |
| JPS6310282B2 (ja) | ||
| JP5271688B2 (ja) | ガスタービン用部材 | |
| US10662780B2 (en) | Double wall turbine gas turbine engine vane platform cooling configuration with baffle impingement | |
| JPH0552102A (ja) | ガスタービン | |
| JP6873670B2 (ja) | タービンシュラウドを冷却するためのシステム及びガスタービンエンジン | |
| JP2004028097A (ja) | タービンブレード壁の冷却装置及び製造方法 | |
| JPH0421042B2 (ja) | ||
| JPH1122404A (ja) | ガスタービン及びその動翼 | |
| JP3302370B2 (ja) | 薄膜冷却スロットを備えたタービンブレードの外部エアシール | |
| EP3301261B1 (en) | Blade | |
| US20240133298A1 (en) | Turbine blade, method of manufacturing a turbine blade and method of refurbishing a turbine blade | |
| JP6224161B2 (ja) | ガスタービンのためのロータブレード | |
| JPH04124405A (ja) | ガスタービン動翼の先端冷却構造 | |
| WO2019245546A1 (en) | Cooled turbine blade assembly, corresponding methods for cooling and manufacturing |