JPS62168904A - エ−ロフオイルの冷却される壁 - Google Patents

エ−ロフオイルの冷却される壁

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JPS62168904A
JPS62168904A JP61307579A JP30757986A JPS62168904A JP S62168904 A JPS62168904 A JP S62168904A JP 61307579 A JP61307579 A JP 61307579A JP 30757986 A JP30757986 A JP 30757986A JP S62168904 A JPS62168904 A JP S62168904A
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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。

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は、膜冷却に係り、更に詳細には膜冷却されるエ
ーロフオイルに係る。
従来の技術 内部キャビティより１反数個の小通路を経て外面へ冷却
空気を導くことにより、エーロフオイルの外面を冷却す
ることはよく知られている。通路より流出する空気は、
高温のメインガス流とエーロフォイルの表面との間に冷
却空気の保護膜を形成するよう、通路の下流側へできる
だけ長い距離に亙りエーロフオイルの表面上の境界層中
に留まることが好ましい。通路の軸線がエーロフォイル
の表面となす角度及び通路の開口に於てエーロフォイル
の表面上を流れる高温のガス流の方向に対する通路の軸
線の関係は、膜冷却の有効性に影響を及ぼす重要な因子
である。膜冷却の有効性Ｅは、メインガス流の温度（Ｔ
ｇ　）と通路の出口より下流側方向へ距Ｍｘの位置に於
ける冷却流体膜の温度（ＴＩ”）との間の温度差を、メ
インガス流の温度と通路の出口に於ける冷却流体の温度
（Ｔｃ　）との間の温度差にて除算した値として定義さ
れる。
即ちＥ＝　（Ｔｇ　−Ｔｆ　）／　（Ｔｇ　−Ｔｃ　）
である。
膜冷却の有効性は通路の出口よりの距離Ｘの増大と共に
急激に低下する。できるだけ広い面積に亙りできるだけ
長い距離に亙って膜冷却の有効性を高い値に維持するこ
とがエーロフォイルの膜冷却の主たる目標である。
当技術分野に於ては、冷却空気が圧縮機より抽出された
作動流体であり、それがガス流路より失われることによ
りエンジンの効率が急激に低下するので、エンジンのエ
ーロフオイルはできるだけ少量の冷却空気を用いて冷却
されなければならないことがよく知られている。エーロ
フォイルの設計者は成る特定の最小の流量の冷却流体流
量を使用してエンジンの全てのエーロフォイルを冷却し
なければならないという問題に直面している。内部キャ
ビティより個々の冷却流体通路を経てガス流路内へ流れ
る冷却流体の量は、冷却流体通路の最小断面領域（計量
領域）により制御される。計量領域は典型的には通路が
内部キャビティと交差する位置に設けられる。内外の圧
力が一定又は少なくとも設計者の制御の範囲を越えてい
るものと仮定すれば、エーロフォイルの内部より通ずる
全ての冷却流体通路及びオリフィスの計量領域の全体が
エーロフオイルよりの冷却流体の全流量を制御する。設
計者は、エーロフオイルの全ての領域がエーロフォイル
の材料の能力、最大応力、及び寿命の要件の点から考慮
しなければならない点により決定される臨界設計温度限
界以下に維持されるよう、通路の大きさ、通路間の間隔
、通路の形状及び方向を特定しなければならない。
理想的にはエーロフオイルの表面の１００％を冷却空気
の膜にて覆うことが望ましいが、通路出口より流出する
空気は一般にガス流に垂直な通路出口の寸法よりも広く
はないか又は殆ど広くはない冷却膜の帯を形成する。冷
却流体通路の数、大きさ、及び間隔に対する制限により
、保護膜の間に隙間が生じ、また膜冷却の有効性が低い
領域が生じ、これにより局部的なホットスポットが発生
する。エーロフオイルのホットスポットはエンジンの運
転温度を制限する一つの因子である。
米国特許３，５２７．５４３号に於ては、成る与えられ
た通路よりの冷却流体が境界層内により一層良好に留ま
るよう、断面円形の末広テーパ状の通路が使用されてい
る。また通路は、長手方向に又は成る程度ガス流方向へ
向けて延在する平面内に於ては、冷却流体が通路より流
出して下流側方向へ移動する際に冷却流体を長手方向に
拡散させるよう配向されていることが好ましい。かかる
構造に拘らず、煙流による可視化試験及びエンジンのハ
ードウェアの検査により、楕円形の通路開口（米国特許
第３，５２７．５４３号）よりの冷却流体膜の長手方向
の幅は、冷却流体がエーロフオイルの表面に放出された
後には、精々一つの通路出口の短軸の長さ程度にしか長
手方向に膨張しないことが解った。かかる事実及び通路
間の長手方向の間隔が直径の３〜６倍であることにより
、エーロフォイルの表面には長手方向に互いに隔置され
た通路の間の領域及びその下流側の領域にその列の通路
よりの冷却流体を受けない部分が生じる。米国特許第３
．５２７．５４３号に記載された円錐形の傾斜された通
路によっても、精々７０％以下のカバー率（隣接する通
路開口の中心間距離のうち冷却流体により覆われる部分
のパーセンテージ）しか得られない。
冷却流体通路より流出する空気の速度は、通路出口に於
けるガス流の圧力に対する通路入口に於ける空気の圧力
の比に依存している。一般にこの圧力比が高くなればな
る掃出口速度が高くなる。
出口速度が高すぎると、冷却空気がガス流中を貫流し、
有効な膜冷却を行うことなくガス流により待人られる。
逆に圧力比が小さすぎると、冷却流体通路内へガス流が
侵入し、エーロフオイルの冷却が局部的に完全に行われ
なくなる。エーロフオイルの冷却が完全に行われなくな
ると一般に有害な結果が生じ、そのため一般に安全のた
めの余裕が設けられる。この安全の余裕のための余分の
圧力により設計は高い圧力比にならざるを得ない。
高い圧力比の余裕は膜冷却構造の一つの好ましい特徴で
ある。前述の米国特許第３．５２７，５４３号に記載さ
れている如く通路をテーパ状とすることによって冷却空
気の流れを拡散させることはかかる余裕を与える点で有
益なものであるが、この米国特許に記載されている如く
拡散角度を小さくすると（最大１２°の角度）、圧力比
に対する膜冷却構造の感受性を低減するために最も好ま
しいと考えられている値に出口速度を低減するためには
、通路が長くなり、従ってエーロフォイルの壁の厚さが
大きくなる。これと同一の制限が米国特許第４．１９７
，４４３号に記載された台形状の拡散通路に於ても存在
する。この米国特許に記載された二つの互いに垂直な平
面内に於ける最大の拡散角度は、テーバ状の壁より冷却
流体が剥離することがなく、また冷却流体がそれが通路
より高温のガス流中へ流出する際に通路を完全に充填す
ることを確保すべく、それぞれ７°及び１４’に設定さ
れている。拡散角度にはかかる制限があるので、エーロ
フオイルの壁を厚くシ、またエーロフオイル内の通路を
スパン方向へ傾斜させることによってのみ幅の広い通路
出口を形成し、また通路間の長手方向の間隔を小さくす
ることができる。拡散角度が大きいことは好ましいこと
ではあるが、従来技術によってはこのことを達成するこ
とはできない。
特願昭５５−１１４８０６号の第２図及び第３図（本願
に於てそれぞれ第１４図及び第１５図に再現されている
）には、長手方向に延在する列として設けられた直線円
筒状の通路であってエーロフォイルの外面に形成された
長手方向に延在する溝に通ずる通路を有する中空のエー
ロフォイルが記載されている。この出願に於ては、隣接
する通路よりの冷却流体の流れが互いに混ざり合い、冷
却流体が溝より流出してエーロフォイルの表面に到達す
る時点までに溝の全長に亙り均一な厚さの冷却流体の膜
を形成することが記載されているが、本願発明者等が行
った試験によれば、円筒形通路よりの冷却流体は実質的
に一定の幅（実質的に通路の直径に等しい）の帯として
下流側へ移動することが解った。冷却流体の互いに隣接
する帯が混ざり合うことにより生じる拡散は遥かに下流
側に於て生じるので、その点に於ける膜冷却の有効性は
多くのエーロフオイルの構造に必要とされる有効性より
も遥かに低い。
米国特許第３，５１５，４９９号には、エツチングされ
たウェハの積層体よりなるエーロフオイルが記載されて
いる。完成したエーロフォイルは、その外面に冷却空気
の膜を形成するよう冷却空気を放出する共通の長手方向
に延在する溝まで内部キャビティより延在する複数個の
長手方向に隔置された通路を何する幾つかの領域を含ん
でいる。
この米国特許の第１図に於て、各通路はその入口よりそ
れが溝と交差する最小断面積の領域まで先細状をなして
いる。またこの米国特許の第９図の他の一つの実施例に
於ては、通路は小さい一定の大きさを有し、かなり幅の
広い溝に通じている。
これら何れの構造も上述の特願昭５５−１１４８０６号
について説明した欠点と同一の欠点を有しており、冷却
流体はそれがメインガス流中へ流入する前に溝を均一に
は充填せず、溝の下流側に於ける膜のカバー率は１００
％よりもかなり低い値である。
エーロフオイルの外面を膜冷却することに関する他の刊
行物としては、米国特許第２，１４９゜５１０号、同第
２，２２０，４２０号、同第２゜４８９．６８３号、１
９５６年３月１６日に出版された「フライト・アンド・
エアクラフトやエンジニア（Ｆｌｉｇｈｔ　ａｎｄ　Ａ
ｌｒｃｒａｆｔ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒ）　Ｊ　Ｎ　ｏ　。
２４６０、Ｖｏｌ、６９　（２９２〜２９５頁）があり
、これらはリーディングエツジ又はエーロフォイルの圧
力側面及び吸入側面を冷却するために長手方向に延在す
る溝を使用することを開示している。
これらの刊行物に記載された溝は内部キャビティと直接
連通するようエーロフオイルの壁を完全に貫通して延在
している。これらの溝は構造的強度の観点からは好まし
くなく、またこれらの溝によれば流量が非常に大きくな
らざるを得ない。
米国特許第４．３０３，３７４号には、エーロフォイル
のトレーリングエツジの切下げられた露呈面を冷却する
ための構造が記載されている。この構造にはトレーリン
グエツジ内の複数個の長手方向に隔置された末広通路が
含まれている。隣接する通路はそれらの出口端部に於て
互いに近接しており、切下げられた面上に冷却空気の連
続的な膜を形成する。
１９７１年にアメリカ合衆国ニューヨーク州のアカデミ
ツク・プレス（Ａｃａｄｅａ＋ｉｃ　Ｐｒｅｓｓ：）よ
り出版された［アトパンシーズ・イン・ヒート拳トラン
スフｙ　−（Ａｄｖａｎｃｅｓ　１ｎ　Ｈｅａｔ　Ｔｒ
ａｎｓｆ’ｅｒ　）　Ｊ（ティ・エフ・アーヴイン・ジ
ュニア（Ｔ、Ｆ、Ｉｒｖｉｎｅ、Ｊｒ、）及びジエイ・
ピー・ハートネット（Ｊ、Ｐ。
Ｈａｒｔｎｅｔｔ）編集）の第７巻の３２１〜３７９頁
には、膜冷却の技術の概略を示すリチャード・ジェイ・
ゴールドスタイン（Ｒｌｃｈａｒｄ　Ｊ、Ｇｏｌｄｓｔ
ｅｉｎ　）により著わされた「フィルム・クーリング（
ＦｉｌｍＣｏｏｌｌｎｇ）　Ｊと題する記事が記載され
ている。この記事には、冷却されるべき壁を完全に貫通
して延在する種々の形状の細長い溝、及び壁を貫通して
延在する円形断面の通路が記載されている。
発明の開示 本発明の一つの目的は、高温のガス流が隣接して流れる
壁を冷却するための改良された膜冷却通路構造を提供す
ることである。
本発明の他の一つの目的は、短い・拡散距離にてエーロ
フオイルの外面の広い領域に亙り少量の冷却流体を膜と
して拡散させることのできるエーロフォイルの膜冷却通
路構造を提供することである。
本発明によれば、冷却されるべき壁を貫通する膜冷却通
路は、高温のガスが隣接して流れる壁の外面に位置する
通路の出口まで延在する拡散部と直列の流れ関係をなす
計量部を有し、拡散部は該拡散部内を流れる冷却流体の
流れに対し垂直な断面で見て実質的に長方形をなしてお
り、互いに隔置され且互いに対向する末広状の側壁をを
しており、該側壁は拡散部の上流側面をこれに対向する
拡散部の下流側面に接続しており、前記側壁は大きい半
径の滑らかな曲面としてそれらの全長に亙り前記下流側
面と接続されている。
本明細書に於て、拡散部の「下流側面」とは通路の出口
を越えて流れる高温のガスの流れ方向に対し実質的に上
流側方向に面する拡散部の面である。下流側面は冷却さ
れるべき壁の外面に交差してこれ以降通路の出口の下流
側エツジと呼ばれるエツジを郭定している。
本明細書の従来技術の説明の欄に於て上述した如く、従
来技術の目標は冷却されるべき壁の低温側より少量の冷
却流体を取出し、その冷却流体を壁の高温側のできるだ
け広い領域に薄い膜として拡散させることであった。こ
のことを行うためには、冷却流体通路の出口を該出口に
於て壁の表面を越えて流れる高温のガスの流れ方向に垂
直な方向にできるだけ長くすることが望ましく、そうす
れば冷却流体はそれが出口の長さと同程度の幅を有する
冷却流体の膜を出口の下流側に形成するよう出口に於て
通路全体を一様に（理想的な場合）充填する。小さい面
積の人口又は計量部より大きい面積の出口まで冷却流体
の流れを拡散させるに際しては、冷却流体が末広状の壁
より剥離することを阻止し、これにより冷却流体が出口
に於ても通路を充填することを確保するためには、比較
的小さい拡散角度（即ち７″以下）を採用する必要があ
ることが従来技術に示されている。拡散角度が小さい値
に制限されれば、通路の出口の寸法を大きくするために
は通路の長さを大きくすることが必要になる。冷却され
るべき壁が中空のタービンエーロフォイルの壁の如く薄
い場合には、通路の最大長さは厳しく制限される。通路
の長さが制限されることに加えて、製造上の制限や空間
上の制限により、従来技術に於ては通路の出口の間の間
隔を比較的大きくせざるを得ず、そのため通路により形
成される冷却流体膜の間隔も大きくなる。
本発明によれば、驚くべきことに、拡散部の側壁が拡散
部の下流側面と接続される部分に於ける従来の小さい半
径（即ち鋭敏な隅部）を比較的大きい半径の隅部に置換
えることにより比較的大きい末広角度の側壁を採用する
ことができ、即ち丸い内側隅部により溝全体が冷却流体
にて充填されることが補助され、また大きい末広角度が
採用される場合にも冷却流体の流れが側壁より剥離する
ことを回避し得ることが解った。本発明に従って構成さ
れた通路を用いて行われた試験の結果、３０″までの拡
散角度（６０”までの頂角）が存効であることが解った
。
通路の出口近傍に於ける隅部の湾曲の直径は、今問題に
している位置に於ける拡散部の上流側面と下流側面との
間の距離と同程度でなければならない。上流側面及び下
流側面が通路の出口へ向けて末広状をなす典型的な場合
に於ては、隅部の半径は拡散部への人口近傍に於ては比
較的小さく、通路の出口に於ける最大の半径にまで次第
に増大している。一つの実施例に於ては、各隅部は傾斜
した円錐形の一部を構成している。
丸い隅部はその全長に亙り逆方向に回転する渦流を発生
し、このことにより凝集性のある中央コアより冷却流体
が引張られ、該流体がそれが通路の拡散部を流れて出口
へ向けて移動する際に側壁へ向けて導かれる。かくして
従来技術の通路に於て採用されている値よりもかなり大
きい拡散角度の場合にも冷却流体の流れが側壁より剥離
することが回避され、これにより比較的短い通路長さに
よっても大きい拡散角度を有する通路が完全に充填され
ることが可能になる。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明する。
発明を実施するための最良の形態 本発明の一つの例示的実施例として、符号１０にて全体
的に示された第１図のタービンブレードについて説明す
る。第１図及び第２図に於て、ブレード１０は中空のエ
ーロフォイル１２を含んでおり、該エーロフォイルはそ
れと一体をなすルート１４よりスパン方向、即ち長手方
向に延在している。エーロフォイル１２のベース部には
プラットフォーム１６が設けられている。エーロフォイ
ル１２は外面２０及び内面２２を有する壁１８を含んで
いる。内面２２は長手方向に延在する内部キャビティを
郭定しており、該キャビティは長手方向に延在するリブ
３０及び３２により互いに隣接し長手方向に延在する複
数個のコンパートメント２４．２６．２８に分割されて
いる。ルート１４内に設けられた通路３４及び３６はコ
ンパートメント２４％　２６．２８と連通している。ブ
レード１０がガスタービンエンジンのタービンセクショ
ンの如きその所期の環境に於て作動される場合には、圧
縮機のブリード空気の如き適当な供給源よりの加圧され
た冷却流体が通路３４及び３６内へ供給され、これによ
りコンパートメント２４．２６．２８内が加圧される。
第１図及び第２図に示されている如く、再−ロフオイル
１２は吸入側に設けられた通路３８、エーロフォイルの
リーディングエツジの近傍に設けられた通路４２、圧力
側に設けられた通路４４の如く、長手方向に延在する複
数列の冷却流体通路を含んでいる。各通路３８．４２．
４４はエーロフォイルの内面２２に位置する入口より外
面２０に位置する出口まで延在している。これらの通路
は一つの列内に於て、また列相互間に於て互いに同一で
ある必要はない。また吸入側の外面２０は長手方向に延
在する溝４０を含んでおり、抜溝は内面２２まで延在す
る長手方向に互いに整合された複数個の通路４１により
冷却流体が供給されるようになっている。第１図及び第
２図に示されたエーロフォイルは明瞭化の目的で簡略化
されており、図示の通路の列の数、各列内の通路の数、
列間の間隔は本発明を説明するためのものであり、本発
明の範囲を限定するものではない。
冷却流体通路は任意の好適な手段により形成されてよい
。一つの好ましい方法は、形成されるべき通路の形状を
有する電極を用いて行われる周知の放電加工（ＥＤＭ）
である。第７図に示されている如き櫛形の電極を用いて
複数個の通路を同時に形成することができ、第７図に示
された電極は互いに隣接する複数個の歯４５を含み、各
歯は形成されるべき通路の形状を有し且共通のベース部
４７にて互いに連結された単純な電極である。本発明の
通路を形成するために使用されてよい他の一つの櫛形電
極が本願出願人と同一の出願人により本願と同日付にて
出願された特願昭６１−号）に記載されている。通路を
形成す る方法は本発明の一つの特徴をなすものではない１゜添
付の図に於て、矢印５０はエーロフオイルの表面上を流
れる高温のガスの流れ方向（即ち流線）を示している。
本発明を説明する目的で、エーロフォイルの圧力側面又
は吸入側面上を流れる高温ガスの流れ方向は下流側方向
と見做される。かくしてエーロフオイルの吸入側面又は
圧力側面の任意の点に於ては、下流側方向は二一口フォ
イルの表面に対し接線方向であり、不規則な流れが発生
されるエーロフォイルの先端やエーロフオイルのベース
部を除き、下流側方向はエーロフォイルのスパン方向に
対し実質的に垂直である。
本発明の改良された冷却流体通路は、スパン方向の列と
して配列されエーロフオイルの吸入側の壁を貫通して延
在する通路３８として図示されており、第３図乃至第６
図に於ては大きく拡大されている。図に於ては、本発明
の冷却流体通路は吸入側の冷却流体通路として示されて
いるが、エーロフォイルの吸入側に限定されるものでは
ない。
本発明は、壁の一方の側に比較的低温の流体を貯容する
加圧されたコンパートメント、即ち室を有し、冷却され
るべき領域に於ては冷却流体よりも圧力の低い高温の流
体が壁の他方の側の表面上に流れる任意の比較的薄い壁
を冷却するのに有用である。
第３図乃至第６図に於て、通路３８は計量部５２とこれ
に連続する拡散部５６とを直列の流れ関係にて含んでい
る。この実施例に於ては、計量部５２の断面形状は実質
的に長方形であるが、その断面形状は本発明にとって重
要ではなく、例えば円形や楕円形であってもよい。計量
部５２は冷却流体通路３８のうち、該通路内を流れる流
体の流れ方向（計量部５２の断面の幾何学的中心を通っ
て延在する通路の中心線３９に沿う方向）に垂直な断面
積が最も小さい部分である。通路３８の長さＢは中心線
３９が面２０及び２２と交差する点の間に於ける中心線
３９の長さである。尚本明細書に於ては、中心線３９に
沿う流れ方向を「軸線方向」と呼ぶこととする。
計量部５２はそれより流出する冷却流体の質量の凝集性
を低減すべく長さの短いものであることが好ましい。計
量部の断面の有効直径の約３倍未満の長さが好ましい。
計量部領域が良好に形成される限り、長さが短ければ短
いほど好ましい。計量部５２への入口５８はコンパート
メント２６（第２図参照）の内面２２に位置する通路３
８への入口６０と連通しており、コンパートメント２６
より冷却流体の流れを受けるようになっている。
計量部５２の出口６２は拡散部５６への入口と一致して
いる。拡散部５６は互いに隔置された一対の平坦面６６
及び６８を有している。平坦面６８はエーロフオイルの
スパン方向、即ち長手方向に平行であり、また中心線３
９に対し平行である。
平坦面６６及び６８は実質的に下流側方向へ延在してお
り、それぞれ角度γ鵞、γ２にてエーロフォイルの外面
２０と交差している（第３図参照）。これらの角度は、
冷却流体の流れがエーロフォイルの外面に垂直な方向に
高温のガス流中へ貫流することを低減するためには、約
４０″以下、特に３０＠以下の比較的小さい角度である
ことが好ましい。冷却流体の過剰な貫流が生じると、冷
却流体は通路の出口の下流側に於て冷却流体の膜として
エーロフォイルの表面に付着した状態に留まるのではな
く、エーロフォイルの表面より離れてすぐに拭い去られ
てしまう。平坦面６６及び６８が外面２０と交差するこ
とにより、それぞれ通路の出ロア１の下流側エツジ７３
及び上流側エツジ７５が郭定されており、かかる位置関
係より、平坦面６６及び６８をそれぞれ下流側面及び上
流側面と呼ぶこととする。下流側面６６は実質的に上流
側へ面しており、上流側面６８は実質的に下流側へ而し
ている。後に説明する大きい湾曲した隅部のための余裕
を与えるためには、下流側面６６は通路の出ロア１へ向
けて中心線３９より離れる方向に末広状をなしているこ
とが必要である。下流側面６６は５〜１０°の角度にて
上流側面６８より離れる方向へ末広状をなしていること
が好ましい。このことにより角度γ１が低減され、望ま
しい。
第４図乃至第６図に最もよく示されている如く、拡散部
５６は互いに対向し面６６と６８との間に延在する側面
７０及び７２を含んでいる。各側面は計量部の出口より
通路の出口まで直線状の経路に沿って延在しており、角
度βにて軸線方向より離れる方向へ拡散している（第６
図参照）。試験の結果、拡散角度βは３０″までの値で
あることが好ましいことが認められ、その場合には通路
の出口の全幅に実質的に等しい幅を有する冷却流体膜が
形成され、このことは通路がフルに冷却流体を流したこ
とを意味する。但し４０°までの良好に調整された拡散
角度が採用されてよいものと考えられる。
第１２図及び第１３図に解図的に示されている如く、側
面７０及び７２は凸状に湾曲していてもよ＜　（７０’
　、７２’　）　、又はそれぞれ前の直線部よりも大き
い角度にて軸線方向より離れる方向へ拡散する複数個の
直線部（７０”又は７２“）よりなっていてもよい。各
場合の有効拡散角度はそれぞれβ′、β”である。
第４ａ図乃至第４ｃ図に於て、各側面７０及び７２は鋭
敏な隅部や小さい曲率半径（後に説明する第８図乃至第
１０図参照）とは対照的に滑らかな曲面としてその長手
方向に沿って符号７４及び７６にて示された位置に於て
下流側面６６に接続されている。通路３８の出口に於け
る湾曲した隅部（第４ａ図参照）の直径は、出口に於け
る面６６と６８との間の距離程度であることが好ましい
。
隅部の直径は拡散部の入口へ向かうにつれて先細状をな
すよう漸次低減されている。隅部は拡散部の長手方向に
沿って傾斜した円錐形の一部をなしていることが好まし
く、円錐形の頂点は点Ｃ（第３図及び第４ａ図参照）に
位置していることが好ましい。
第８図乃至第１０図に示されている如き従来の通路に於
ては、冷却流体の流れは境界層内に於ける粘性による剪
断力により拡散部の末広面１１０及び１１２に沿って導
くことが困難な比較的凝集性の高い一方向の塊に留まる
。本発明の通路の滑らかに湾曲した隅部は逆方向に回転
する渦を発生し、このことにより拡散部を冷却流体にて
均一に充填することが補助され、これにより従来より使
用されている通常の小さい曲率半径の隅部や鋭敏な隅部
により可能である拡散角度よりも大きい拡散角度βを採
用することが可能になる。本発明の通路によれば、その
拡散角度が大きいので、通路の長さＢ（第３図）及び計
量部の断面積が同一である従来の通路の場合に比して、
等二の冷却流体をかなり広い領域に亙り拡散させること
ができる。
このととにより計量部の有効直径（Ｄ）に対する長さく
Ｂ）の比が小さい冷却流体通路を採用することができ、
このことは冷却されるべき壁が非常に薄い場合に特に有
利である。
物理的制約により全ての冷却流体通路の計量部の断面積
の合計が制限され、また各計量部の最小寸法が制限され
る壁の厚さの小さい（例えば０゜０３０ｉｎｃｈ　（０
，７６ａ＋ｍ）エーロフオイルの場合には、本発明によ
れば、従来の通路が採用される場合に比してスパン方向
の列の複数個の通路の出口を互いにより一層近づけるこ
とができる。
第１図、第１６図、第１７図、第１８図に示されている
如き本発明の他の一つの実施例によれば、上述の通路３
８と同様の形状を有する冷却流体通路４１をそれらの側
面１００がエーロフォイルの外面２０の内側に於て交差
し、これにより長手方向に延在する溝４０を郭定し得る
よう、十分に互いに近づけて配置することができる。か
かる措成によれば、各通路４１よりの冷却流体はエーロ
フォイルの表面下にて溝４０内に於て更に拡散し、溝の
長手方向に沿って連続的な膜として流出する。
このことにより、上述の実施例の通路３８の如くエーロ
フォイルの表面に於て互いに独立した出口として開口す
る長手方向に隣接する通路の間に於て一般に発生する冷
却流体膜の間の間隙が完全に排除される。
比較の目的で、本発明による冷却流体通路がこれ以降ベ
ースライン（基準）形状と呼ばれる第８図乃至第１１図
に示された形状の一列の通路との対比に於て試験された
。この形状の通路は拡散角度が１０°である点を除き、
米国特許第４．１９７．４４３号に記載された通路と同
様である。後に説明する試験に於ては、これらの通路は
フルに冷却流体を流し、前述の米国特許に於ては最大の
拡散角度が７＠であることが提案されているにも拘らず
、通路の出口と実質的に同一の幅の冷却流体膜を形成し
た。
第１１図のグラフはこの試験の結果を示している。第１
１図に於て、横軸は冷却流体通路より流出する冷却空気
の質量流量に直接関係する数に対する冷却流体通路の出
口よりの距離Ｘ（出口を越えて流れるメインガス流の流
れ方向、即ち下流側方向）の比である無次元のパラメー
タＰである。
また縦軸は冷却流体通路の出口より距離Ｘ下流側の位置
に於ける上述の如く定義される膜冷却の有効性Ｅの測定
値である。可能な最大の冷却の有効性は１．０である。
Ｐは通路の出口よりの距離に直接関係しており、また出
口より下流側方向への距離がこれらの試験に於ける唯一
の変量であるので、Ｐは通路の出口より下流側方向への
距離の指標と見做されてよい。
曲線Ａは第８図乃至第１０図に示されている如く試験プ
レート２０２を貫通して設けられた一列のベースライン
冷却流体通路２００についての曲線である。第８図に於
て平面Ａｅに於て測定された通路の出口の断面積をＡｅ
とし、平面Ａｍに於て測定された計量部２０４（第８図
参照）の断面積をＡｍとすれば、各通路の面積比Ａ　ｅ
　／　Ａ　ｍは３．６であった。また互いに隣接する計
量部２０４の中心間距離をｐとしく第９図参照）、計量
部の有効直径（断面積がＡｍであるる円の直径）をｄと
すれば、直径に対するピッチの比ｐ／ｄは６゜５であっ
た。
曲線Ｂは第１図及び第１６図乃至第１８図との関連で上
述した通路４１及び溝４０により形成された冷却構造と
同様の平坦な試験プレートに形成された冷却構造につい
ての曲線である。第１６図及び第１７図に於ける角度β
は２５″であり、角度θは１０″であり、角度γは４０
＠であった。
面積比Ａ　ｅ　／　Ａ　ｍは１３．３であり、直径に対
するピッチの比ｐ／ｄは５．７７であった。面積Ａｅ及
びＡｍはそれぞれ通路の中心軸線に垂直な第１７図の平
面Ａｅ及びＡｍに於て測定された。試験プレートの側面
に形成され冷却流体を受ける溝４０は複数個の通路４１
と交差し、各通路の末広状の側面は高温ガスの流れに接
する表面の直下に於て隣接する通路の側面と交差してい
た。かくしてこれらの通路は第１図に示された溝４０と
同様、試験プレートの高温側の面に沿って長手方向に延
在する溝を形成していた。
本発明により得られる膜冷却の有効性Ｅの改善は大きく
、第１１図のグラフより容易に理解される。例えばＰ−
５０に於ては、本発明の通路はベースライン形状の通路
の冷却の有効性よりも約０゜０３高い冷却の有効性を有
している。またＰ■２００に於ては、冷却のを幼性の差
は０．０２である。通路の出口に於ける冷却流体の温度
が１２００下（６４９℃）であり、メインガス流の温度
が２６００下（１４２７℃）であるものと仮定すれば、
冷却の有効性が０．０２増大することにより、冷却流体
の質量流量が同一である場合について見て冷却流体膜の
温度が約２８下（１５，５℃）低下する。
また冷却流体は試験プレートの高温側の表面に隣接する
通路の出口に於ては長手方向に延在する溝を完全に充填
したので、本発明の試験された構造は第一の通路と最後
の通路との間の長平方向距離の１００％を覆う冷却流体
の膜を形成したことが解る。曲線Ａにより示された構造
は５４％程度のカバー率（最初の通路と最後の通路との
間の長手方向距離に対する冷却流体により覆われた距離
の割合）しか示さなかった。
以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説明
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能である
ことは当業者にとって明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明が組込まれた中空タービンブレードをそ
の一部を破断して示す正面図である。 第２図は第１図の線２−２に沿う断面図である。 第３図は第２図の線Ａ−Ａにより示された領域を示す拡
大部分断面図であり、本発明による冷却流体通路を示し
ている。 第４ａ図、第４ｂ図、第４Ｃ図はそれぞれ第３図の線４
ａ−４ａ、４ｂ−４ｂ、４ｃｍ４ｃに沿う断面図である
。 第５図は第３図の線５−５に沿う断面図である。 第６図は第４ａ図の線６−６に沿う断面図である。 第７図は第３図乃至第６図に示された冷却流体通路と同
様の一連の互いに隣接する冷却流体通路を同時に形成す
るために使用されてよい電極を示す斜視図である。 第８図乃至第１０図は本発明との比較を行うためのベー
スライン形状の冷却流体通路の構造を示している。 第１１図は本発明の冷却流体通路の構造の膜冷却の有効
性を第８図乃至第１０図に示されたベースライン形状の
構造の膜冷却の有効性と比較するために使用されてよい
グラフである。 第１２図及び第１３図は本発明による冷却流体通路の他
の実施例を示す第６図と同様の断面図である。 第１４図及び第１５図はそれぞれ特願昭５５−１、１４
８０６号の第２図及び第３図を再現する図である。 第１６図は第１図の線Ｂ−Ｂにより示された領域を示す
拡大部分図である。 第１７図は第１６図の線１７−１７沿う断面図である。 第１８図は第１７図の線］、８−１８に沿う矢視図であ
る。 ］０・・・ブレード、１２・・・エーロフォイル、１４
・・・ルート、１６・・・プラットフォーム、１８・・
・壁。 ２０・・・外面、２２・・・内面、２４．２６．２８・
・・コンパ−１ヘメント、３０．３２・・・リブ、３４
．３６・・・通路、３８・・・通路、３９・・・中心線
、４０・・・溝。 ４１・・・通路、４２．４４・・・通路、４５・・・爾
、４７・・・ベース部、５２・・・計量部、５６・・・
拡散部、５８．６０．６２・・・人口、６６・・・平坦
面（下流側面）。 ６８・・平坦面（１ユ流側面）、７０・・・側面、７１
・・・出口、７２・・・側面、７３・・・下流側エツジ
、７５・・・上流側エツジ、１００・・・側面、１１０
．１１２・・・面、２００・・・冷却流体通路、２０２
・・・試験プレート、２０４・・・計量部 特許出願人　　ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション 代　　理　　人　　　弁理士　　　明　　石　　昌　　
毅ＦＩＧ、５　　　＞ρ　　　　　　　　　　　　　Ｆ
ＩＧ、６ＦＩＧ、　ＩＪ　　　　　　　　　　　ＦＩＧ
、　／、／ＦＩＧ、　／６ （自　発） 手続補正書 昭和６２年２月４日

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. 隣接して下流側方向へ流れる高温のガス流に曝されるよ
    う構成された外面と、加圧された冷却流体を受ける冷却
    流体コンパートメントの一部を郭定するよう構成された
    内面とを有する冷却される壁にして、前記壁内に形成さ
    れ前記外面に出口を有する冷却流体通路を有し、拡散部
    と直列的な流れ関係にある計量部を含み、前記拡散部は
    入口及び出口を有し、前記計量部は前記冷却流体コンパ
    ートメントより冷却流体の流れを受け且前記通路内を流
    れる冷却流体の流量を制御するよう構成されており、前
    記拡散部は第二の面より隔置され且第二の面に対向する
    第一の面を含み、前記第一及び第二の面は互いに他に対
    し平行又は前記外面へ向けて互いに離れる方向へ末広状
    をなしており、比較的小さい角度にて前記壁の前記外面
    と交差して前記冷却流体通路の出口を郭定しており、前
    記冷却流体通路は冷却流体の流れが前記下流側方向への
    速度成分を有するよう前記通路の前記出口より冷却流体
    の流れを導くよう配向されており、前記第一の面は前記
    通路の前記出口の上流側エッジを郭定しており、前記第
    二の面は前記通路の前記出口の下流側エッジを郭定して
    おり、前記拡散部は互いに対向し且前記第一及び第二の
    面を接続し且前記拡散部の前記出口へ向けて互いに離れ
    る方向へ末広状をなす側面を含んでおり、各側面は前記
    第二の面と接続された位置に於ける前記第一の面と前記
    第二の面との間の距離の大きさに実質的に等しい直径を
    有する滑らかな曲面として実質的にその全長に亙り前記
    第二の面と接続されている冷却される壁。
JP61307579A 1985-12-23 1986-12-23 エ−ロフオイルの冷却される壁 Expired - Fee Related JPH07103805B2 (ja)

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IL (1) IL81036A (ja)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006009785A (ja) * 2004-06-23 2006-01-12 General Electric Co <Ge> シェブロンフィルム冷却式壁
JP2006242187A (ja) * 2005-03-01 2006-09-14 General Electric Co <Ge> タービンのエーロフォイル
JP2006307842A (ja) * 2005-03-30 2006-11-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン用高温部材
JP2012202280A (ja) * 2011-03-25 2012-10-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却構造
JP2012219702A (ja) * 2011-04-07 2012-11-12 Society Of Japanese Aerospace Co タービン翼
JP2013167205A (ja) * 2012-02-15 2013-08-29 Hitachi Ltd ガスタービン翼、その放電加工用工具及び加工方法
JP2015512487A (ja) * 2012-03-30 2015-04-27 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービンエアフォイル後縁冷却スロット
JP2015526629A (ja) * 2012-06-30 2015-09-10 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 部品及び部品の冷却方法

Families Citing this family (119)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4669957A (en) * 1985-12-23 1987-06-02 United Technologies Corporation Film coolant passage with swirl diffuser
US6139258A (en) * 1987-03-30 2000-10-31 United Technologies Corporation Airfoils with leading edge pockets for reduced heat transfer
US4922076A (en) * 1987-06-01 1990-05-01 Technical Manufacturing Systems, Inc. Electro-discharge machining electrode
US4819325A (en) * 1987-06-01 1989-04-11 Technical Manufacturing Systems, Inc. Method of forming electro-discharge machining electrode
US4827587A (en) * 1988-01-25 1989-05-09 United Technologies Corporation Method of fabricating an air cooled turbine blade
US4923371A (en) * 1988-04-01 1990-05-08 General Electric Company Wall having cooling passage
GB2227965B (en) * 1988-10-12 1993-02-10 Rolls Royce Plc Apparatus for drilling a shaped hole in a workpiece
US5329773A (en) * 1989-08-31 1994-07-19 Alliedsignal Inc. Turbine combustor cooling system
US5281084A (en) * 1990-07-13 1994-01-25 General Electric Company Curved film cooling holes for gas turbine engine vanes
US5690473A (en) * 1992-08-25 1997-11-25 General Electric Company Turbine blade having transpiration strip cooling and method of manufacture
US5660525A (en) * 1992-10-29 1997-08-26 General Electric Company Film cooled slotted wall
US5419681A (en) * 1993-01-25 1995-05-30 General Electric Company Film cooled wall
US5382133A (en) * 1993-10-15 1995-01-17 United Technologies Corporation High coverage shaped diffuser film hole for thin walls
US5688104A (en) * 1993-11-24 1997-11-18 United Technologies Corporation Airfoil having expanded wall portions to accommodate film cooling holes
US5921957A (en) * 1994-07-12 1999-07-13 Scimed Life Systems, Inc. Intravascular dilation catheter
US5458461A (en) * 1994-12-12 1995-10-17 General Electric Company Film cooled slotted wall
US5893984A (en) * 1995-10-27 1999-04-13 General Electric Company High aspect ratio EDM electrode assembly
US6092982A (en) * 1996-05-28 2000-07-25 Kabushiki Kaisha Toshiba Cooling system for a main body used in a gas stream
US5779437A (en) 1996-10-31 1998-07-14 Pratt & Whitney Canada Inc. Cooling passages for airfoil leading edge
US6287075B1 (en) * 1997-10-22 2001-09-11 General Electric Company Spanwise fan diffusion hole airfoil
EP0945593B1 (de) 1998-03-23 2003-05-07 ALSTOM (Switzerland) Ltd Filmkühlungsbohrung
DE59802893D1 (de) 1998-03-23 2002-03-14 Alstom Nichtkreisförmige Kühlbohrung und Verfahren zur Herstellung derselben
DE59810031D1 (de) 1998-09-10 2003-12-04 Alstom Switzerland Ltd Verfahren zum Ausbilden einer Filmkühlbohrung
US6234755B1 (en) * 1999-10-04 2001-05-22 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture
DE10025682A1 (de) * 2000-05-24 2001-11-29 Zahnradfabrik Friedrichshafen Automatgetriebe
US6602052B2 (en) * 2001-06-20 2003-08-05 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil tip squealer cooling construction
US6612811B2 (en) * 2001-12-12 2003-09-02 General Electric Company Airfoil for a turbine nozzle of a gas turbine engine and method of making same
US6918742B2 (en) * 2002-09-05 2005-07-19 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine with airfoil having multi-section diffusion cooling holes and methods of making same
US7041933B2 (en) * 2003-04-14 2006-05-09 Meyer Tool, Inc. Complex hole shaping
US6929446B2 (en) * 2003-10-22 2005-08-16 General Electric Company Counterbalanced flow turbine nozzle
JP3997986B2 (ja) * 2003-12-19 2007-10-24 株式会社Ｉｈｉ 冷却タービン部品、及び冷却タービン翼
US20060073015A1 (en) * 2004-10-01 2006-04-06 Alstom Technology Ltd. Gas turbine airfoil film cooling hole
US7300252B2 (en) * 2004-10-04 2007-11-27 Alstom Technology Ltd Gas turbine airfoil leading edge cooling construction
US7186085B2 (en) * 2004-11-18 2007-03-06 General Electric Company Multiform film cooling holes
US7883320B2 (en) * 2005-01-24 2011-02-08 United Technologies Corporation Article having diffuser holes and method of making same
DE102005015153B4 (de) * 2005-03-31 2017-03-09 General Electric Technology Gmbh Verfahren zum Reparieren oder Erneuern von Kühllöchern einer beschichteten Komponente und beschichtete Komponente mit Kühllöchern einer Gasturbine
EP1712739A1 (de) 2005-04-12 2006-10-18 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil mit Filmkühlloch
WO2007006619A1 (en) * 2005-07-12 2007-01-18 Siemens Aktiengesellschaft Film-cooled component, in particular a turbine blade and method for manufacturing a turbine blade
JP4931507B2 (ja) * 2005-07-26 2012-05-16 スネクマ 壁内に形成された冷却流路
US7510376B2 (en) * 2005-08-25 2009-03-31 General Electric Company Skewed tip hole turbine blade
US8079812B2 (en) * 2005-11-01 2011-12-20 Ihi Corporation Turbine component
US7351036B2 (en) * 2005-12-02 2008-04-01 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil cooling system with elbowed, diffusion film cooling hole
US7287959B2 (en) * 2005-12-05 2007-10-30 General Electric Company Blunt tip turbine blade
FR2896710B1 (fr) * 2006-01-27 2009-10-30 Snecma Sa Procede de fabrication de piece de turbomachine comportant des orifices d'evacuation d'air de refroidissement
US7563073B1 (en) 2006-10-10 2009-07-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with film cooling slot
US7887294B1 (en) 2006-10-13 2011-02-15 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with continuous curved diffusion film holes
US7997867B1 (en) * 2006-10-17 2011-08-16 Iowa State University Research Foundation, Inc. Momentum preserving film-cooling shaped holes
US7789625B2 (en) * 2007-05-07 2010-09-07 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with enhanced cooling
US7820267B2 (en) * 2007-08-20 2010-10-26 Honeywell International Inc. Percussion drilled shaped through hole and method of forming
US20090074588A1 (en) * 2007-09-19 2009-03-19 Siemens Power Generation, Inc. Airfoil with cooling hole having a flared section
US8066484B1 (en) 2007-11-19 2011-11-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Film cooling hole for a turbine airfoil
US8079810B2 (en) * 2008-09-16 2011-12-20 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with divergent film cooling hole
US8328517B2 (en) * 2008-09-16 2012-12-11 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with diffusion film cooling hole
US8092176B2 (en) 2008-09-16 2012-01-10 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with curved diffusion film cooling hole
US8092177B2 (en) * 2008-09-16 2012-01-10 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with diffusion film cooling hole having flow restriction rib
US8133015B2 (en) * 2008-09-30 2012-03-13 General Electric Company Turbine nozzle for a gas turbine engine
US8057179B1 (en) 2008-10-16 2011-11-15 Florida Turbine Technologies, Inc. Film cooling hole for turbine airfoil
US8057180B1 (en) 2008-11-07 2011-11-15 Florida Turbine Technologies, Inc. Shaped film cooling hole for turbine airfoil
US8057181B1 (en) 2008-11-07 2011-11-15 Florida Turbine Technologies, Inc. Multiple expansion film cooling hole for turbine airfoil
US7997868B1 (en) * 2008-11-18 2011-08-16 Florida Turbine Technologies, Inc. Film cooling hole for turbine airfoil
US8245519B1 (en) 2008-11-25 2012-08-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Laser shaped film cooling hole
US8408868B2 (en) * 2008-12-30 2013-04-02 General Electric Company Methods, systems and/or apparatus relating to inducers for turbine engines
US8168912B1 (en) 2009-02-19 2012-05-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Electrode for shaped film cooling hole
US8742279B2 (en) * 2010-02-01 2014-06-03 United Technologies Corporation Method of creating an airfoil trench and a plurality of cooling holes within the trench
US8672613B2 (en) 2010-08-31 2014-03-18 General Electric Company Components with conformal curved film holes and methods of manufacture
US9157328B2 (en) * 2010-12-24 2015-10-13 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Cooled gas turbine engine component
EP2557269A1 (en) 2011-08-08 2013-02-13 Siemens Aktiengesellschaft Film cooling of turbine components
US9482100B2 (en) 2012-02-15 2016-11-01 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole
US10422230B2 (en) 2012-02-15 2019-09-24 United Technologies Corporation Cooling hole with curved metering section
US8683814B2 (en) 2012-02-15 2014-04-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with impingement and lobed cooling hole
US8733111B2 (en) 2012-02-15 2014-05-27 United Technologies Corporation Cooling hole with asymmetric diffuser
US9416971B2 (en) 2012-02-15 2016-08-16 United Technologies Corporation Multiple diffusing cooling hole
US8850828B2 (en) 2012-02-15 2014-10-07 United Technologies Corporation Cooling hole with curved metering section
US9279330B2 (en) 2012-02-15 2016-03-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with converging/diverging cooling passage
US8961136B1 (en) * 2012-02-15 2015-02-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with film cooling hole
US9416665B2 (en) 2012-02-15 2016-08-16 United Technologies Corporation Cooling hole with enhanced flow attachment
US9284844B2 (en) 2012-02-15 2016-03-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with cusped cooling hole
US8707713B2 (en) 2012-02-15 2014-04-29 United Technologies Corporation Cooling hole with crenellation features
US8689568B2 (en) 2012-02-15 2014-04-08 United Technologies Corporation Cooling hole with thermo-mechanical fatigue resistance
US9273560B2 (en) 2012-02-15 2016-03-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with multi-lobed cooling hole
US8763402B2 (en) 2012-02-15 2014-07-01 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole and method of manufacture
US9422815B2 (en) 2012-02-15 2016-08-23 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with compound cusp cooling configuration
US8584470B2 (en) 2012-02-15 2013-11-19 United Technologies Corporation Tri-lobed cooling hole and method of manufacture
US8522558B1 (en) * 2012-02-15 2013-09-03 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole array
US9598979B2 (en) 2012-02-15 2017-03-21 United Technologies Corporation Manufacturing methods for multi-lobed cooling holes
US8572983B2 (en) 2012-02-15 2013-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with impingement and diffusive cooling
US9024226B2 (en) 2012-02-15 2015-05-05 United Technologies Corporation EDM method for multi-lobed cooling hole
US9410435B2 (en) 2012-02-15 2016-08-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with diffusive cooling hole
US8683813B2 (en) 2012-02-15 2014-04-01 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole and method of manufacture
US9650900B2 (en) 2012-05-07 2017-05-16 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with film cooling holes having cylindrical to multi-lobe configurations
US20130315710A1 (en) * 2012-05-22 2013-11-28 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with cooling hole trenches
CN104364581B (zh) 2012-06-13 2016-05-18 通用电气公司 燃气涡轮发动机壁
US10113433B2 (en) 2012-10-04 2018-10-30 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with lateral and forward sweep film cooling holes
US20140208771A1 (en) * 2012-12-28 2014-07-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling arrangement
US9309809B2 (en) * 2013-01-23 2016-04-12 General Electric Company Effusion plate using additive manufacturing methods
US10309239B2 (en) 2013-02-15 2019-06-04 United Technologies Corporation Cooling hole for a gas turbine engine component
US10215030B2 (en) * 2013-02-15 2019-02-26 United Technologies Corporation Cooling hole for a gas turbine engine component
CN103291459B (zh) * 2013-06-14 2016-02-24 清华大学 一种用于燃气涡轮发动机冷却的气膜孔
US10376998B2 (en) * 2014-07-03 2019-08-13 United Technologies Corporation Methods and tools for use in repairing gas engine turbine blades
US9957814B2 (en) 2014-09-04 2018-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with film cooling hole with accumulator
US10982552B2 (en) 2014-09-08 2021-04-20 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component with film cooling hole
EP2995774B1 (en) 2014-09-15 2020-08-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine component, corresponding airfoil and gas turbine engine
CN104234756B (zh) * 2014-09-15 2016-08-24 西北工业大学 一种跨音速型气膜冷却孔
US10436113B2 (en) 2014-09-19 2019-10-08 United Technologies Corporation Plate for metering flow
US20160090843A1 (en) * 2014-09-30 2016-03-31 General Electric Company Turbine components with stepped apertures
US20160201474A1 (en) * 2014-10-17 2016-07-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with film cooling hole feature
US9957810B2 (en) 2014-10-20 2018-05-01 United Technologies Corporation Film hole with protruding flow accumulator
KR20170085062A (ko) * 2014-11-07 2017-07-21 안살도 에너지아 에스.피.에이 터빈 블레이드
CN104747242A (zh) * 2015-03-12 2015-07-01 中国科学院工程热物理研究所 一种离散气膜冷却孔
US20160298462A1 (en) * 2015-04-09 2016-10-13 United Technologies Corporation Cooling passages for a gas turbine engine component
EP3199762B1 (en) 2016-01-27 2021-07-21 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component
DE102016204824A1 (de) * 2016-03-23 2017-09-28 Siemens Aktiengesellschaft Filmkühllöcher in Gasturbinen - Bauteilen
US11021965B2 (en) 2016-05-19 2021-06-01 Honeywell International Inc. Engine components with cooling holes having tailored metering and diffuser portions
US10605092B2 (en) 2016-07-11 2020-03-31 United Technologies Corporation Cooling hole with shaped meter
US10920597B2 (en) 2017-12-13 2021-02-16 Solar Turbines Incorporated Turbine blade cooling system with channel transition
US10933481B2 (en) * 2018-01-05 2021-03-02 General Electric Company Method of forming cooling passage for turbine component with cap element
CN108843404B (zh) * 2018-08-10 2023-02-24 中国科学院宁波材料技术与工程研究所 一种具有复合异型槽气膜冷却结构的涡轮叶片及其制备方法
US11085641B2 (en) 2018-11-27 2021-08-10 Honeywell International Inc. Plug resistant effusion holes for gas turbine engine
JP7362997B2 (ja) * 2021-06-24 2023-10-18 ドゥサン エナービリティー カンパニー リミテッド タービンブレードおよびこれを含むタービン

Family Cites Families (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA599697A (en) * 1960-06-14 Pouit Robert Turbines and in particular gas turbines
US1857509A (en) * 1928-10-12 1932-05-10 Holmstrom Axel Propeller or turbine for water, air, and gases
US2149510A (en) * 1934-01-29 1939-03-07 Cem Comp Electro Mec Method and means for preventing deterioration of turbo-machines
BE432599A (ja) * 1938-02-08
US2236426A (en) * 1938-07-27 1941-03-25 Bbc Brown Boveri & Cie Turbine blade
US2489683A (en) * 1943-11-19 1949-11-29 Edward A Stalker Turbine
US2477583A (en) * 1946-07-25 1949-08-02 Westinghouse Electric Corp Combustion chamber construction
GB665155A (en) * 1949-03-30 1952-01-16 Lucas Ltd Joseph Improvements relating to combustion chambers for prime movers
NL249220A (ja) * 1959-03-09
GB1055234A (en) * 1963-04-30 1967-01-18 Hitachi Ltd Ultra-high temperature combustion chambers
US3527543A (en) * 1965-08-26 1970-09-08 Gen Electric Cooling of structural members particularly for gas turbine engines
FR1520428A (fr) * 1966-12-08 1968-04-12 Snecma Elément de paroi d'une chambre de combustion
US3778183A (en) * 1968-04-22 1973-12-11 Aerojet General Co Cooling passages wafer blade assemblies for turbine engines, compressors and the like
US3515499A (en) * 1968-04-22 1970-06-02 Aerojet General Co Blades and blade assemblies for turbine engines,compressors and the like
GB1209692A (en) * 1968-05-14 1970-10-21 Rolls Royce Method and apparatus for the spark-machining of workpieces and a spark-machining electrode for use therein
US3542486A (en) * 1968-09-27 1970-11-24 Gen Electric Film cooling of structural members in gas turbine engines
BE754171A (fr) * 1969-10-18 1970-12-31 Glanzstoff Ag Procede pour la fabrication d'electrodes pour l'obtention electroerosive de perforations profilees de filage
US3619076A (en) * 1970-02-02 1971-11-09 Gen Electric Liquid-cooled turbine bucket
US3635586A (en) * 1970-04-06 1972-01-18 Rolls Royce Method and apparatus for turbine blade cooling
GB1355558A (en) * 1971-07-02 1974-06-05 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
GB1381481A (en) * 1971-08-26 1975-01-22 Rolls Royce Aerofoil-shaped blades
US3844677A (en) * 1971-11-01 1974-10-29 Gen Electric Blunted leading edge fan blade for noise reduction
US3830450A (en) * 1972-12-15 1974-08-20 Us Navy Dual purpose circulation control airfoil
US3921271A (en) * 1973-01-02 1975-11-25 Gen Electric Air-cooled turbine blade and method of making same
US3889903A (en) * 1973-03-09 1975-06-17 Boeing Co Airfoil leading edge structure with boundary layer control
US3915106A (en) * 1973-07-02 1975-10-28 Supramar Ag Hydrofoil with lift control by airfreed for watercraft
GB1530256A (en) * 1975-04-01 1978-10-25 Rolls Royce Cooled blade for a gas turbine engine
US4214722A (en) * 1974-12-13 1980-07-29 Tamura Raymond M Pollution reducing aircraft propulsion
US3995422A (en) * 1975-05-21 1976-12-07 General Electric Company Combustor liner structure
GB1565361A (en) * 1976-01-29 1980-04-16 Rolls Royce Blade or vane for a gas turbine engien
US4142824A (en) * 1977-09-02 1979-03-06 General Electric Company Tip cooling for turbine blades
US4197443A (en) * 1977-09-19 1980-04-08 General Electric Company Method and apparatus for forming diffused cooling holes in an airfoil
CH634128A5 (de) * 1978-06-13 1983-01-14 Bbc Brown Boveri & Cie Kuehlvorrichtung an einer wand.
US4314442A (en) * 1978-10-26 1982-02-09 Rice Ivan G Steam-cooled blading with steam thermal barrier for reheat gas turbine combined with steam turbine
US4303374A (en) * 1978-12-15 1981-12-01 General Electric Company Film cooled airfoil body
JPS55114806A (en) * 1979-02-27 1980-09-04 Hitachi Ltd Gas turbine blade
US4384823A (en) * 1980-10-27 1983-05-24 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Curved film cooling admission tube
US4565490A (en) * 1981-06-17 1986-01-21 Rice Ivan G Integrated gas/steam nozzle
US4485630A (en) * 1982-12-08 1984-12-04 General Electric Company Combustor liner
US4738588A (en) * 1985-12-23 1988-04-19 Field Robert E Film cooling passages with step diffuser
US4726735A (en) * 1985-12-23 1988-02-23 United Technologies Corporation Film cooling slot with metered flow
US4669957A (en) * 1985-12-23 1987-06-02 United Technologies Corporation Film coolant passage with swirl diffuser

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006009785A (ja) * 2004-06-23 2006-01-12 General Electric Co <Ge> シェブロンフィルム冷却式壁
JP4676807B2 (ja) * 2004-06-23 2011-04-27 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ シェブロンフィルム冷却式壁及びその加工方法
JP2006242187A (ja) * 2005-03-01 2006-09-14 General Electric Co <Ge> タービンのエーロフォイル
JP2006307842A (ja) * 2005-03-30 2006-11-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン用高温部材
JP2012202280A (ja) * 2011-03-25 2012-10-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却構造
JP2012219702A (ja) * 2011-04-07 2012-11-12 Society Of Japanese Aerospace Co タービン翼
JP2013167205A (ja) * 2012-02-15 2013-08-29 Hitachi Ltd ガスタービン翼、その放電加工用工具及び加工方法
JP2015512487A (ja) * 2012-03-30 2015-04-27 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービンエアフォイル後縁冷却スロット
JP2015526629A (ja) * 2012-06-30 2015-09-10 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 部品及び部品の冷却方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN86108864A (zh) 1987-08-19
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US4684323A (en) 1987-08-04
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CA1262689A (en) 1989-11-07
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EP0228338A3 (en) 1989-04-05

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