JPS6326242B2 - - Google Patents
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- JPS6326242B2 JPS6326242B2 JP2214181A JP2214181A JPS6326242B2 JP S6326242 B2 JPS6326242 B2 JP S6326242B2 JP 2214181 A JP2214181 A JP 2214181A JP 2214181 A JP2214181 A JP 2214181A JP S6326242 B2 JPS6326242 B2 JP S6326242B2
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- Japan
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- cavity
- wing
- turbine blade
- blade
- trailing edge
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- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 10
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 10
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 5
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 claims description 2
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000035699 permeability Effects 0.000 description 1
- 239000003870 refractory metal Substances 0.000 description 1
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 1
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
- 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
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/126—Baffles or ribs
-
- 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
-
- 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
- F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
- F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
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】
本発明の目的は、冷却タービン翼の改良に係
る。
る。
空気循環通路を含む構造体を配備し、この通路
の底部から空気が流入し且つタービンの頂部及び
翼の前縁部及び後縁部から空気が排出されるター
ビンの冷却方法は公知である。
の底部から空気が流入し且つタービンの頂部及び
翼の前縁部及び後縁部から空気が排出されるター
ビンの冷却方法は公知である。
しかし乍ら、極めて苛酷な条件即ちガスが極め
て高温になる条件に於いて作動するタービンでこ
れらの翼を使用するときに、エネルギ(charge)
の損失が小さくしかも有効な冷却が得られるよう
に透過性の良い翼を使用することが極めて重要で
ある。
て高温になる条件に於いて作動するタービンでこ
れらの翼を使用するときに、エネルギ(charge)
の損失が小さくしかも有効な冷却が得られるよう
に透過性の良い翼を使用することが極めて重要で
ある。
このような基準に対応し得る本発明の改良翼
は、所定の流量の冷却流体が供給される2個のキ
ヤビテイを含んでおり、そのうちの1個は上流キ
ヤビテイであり別の1個は下流キヤビテイであ
る。下流キヤビテイは、2個の流動領域、即ち、
半径方向流動領域及び翼後縁部に向う“接線”方
向(即ち、翼形の後縁に実質的に平行な方向)の
流動領域に分割される。
は、所定の流量の冷却流体が供給される2個のキ
ヤビテイを含んでおり、そのうちの1個は上流キ
ヤビテイであり別の1個は下流キヤビテイであ
る。下流キヤビテイは、2個の流動領域、即ち、
半径方向流動領域及び翼後縁部に向う“接線”方
向(即ち、翼形の後縁に実質的に平行な方向)の
流動領域に分割される。
本発明によれば、上流キヤビテイは流れのデフ
レクタ手段を含んでおり、下流キヤビテイは、流
体が半径方向に流動する中央領域に断面の大きい
ブリツジを含み且つ“接線方向に”流動する翼後
縁部の領域に断面の小さいブリツジを含む。後者
には、半径方向の流れを翼後縁部のオリフイスに
向つて接線方向に誘導するデフレクタ手段が付加
されている。
レクタ手段を含んでおり、下流キヤビテイは、流
体が半径方向に流動する中央領域に断面の大きい
ブリツジを含み且つ“接線方向に”流動する翼後
縁部の領域に断面の小さいブリツジを含む。後者
には、半径方向の流れを翼後縁部のオリフイスに
向つて接線方向に誘導するデフレクタ手段が付加
されている。
本発明による前記の如きタービン翼は、簡単で
効率的な冷却回路を含んでおり、その特徴は、製
造が簡単であり且つ熱交換手段が分布しているこ
とである。このような翼は2個のキヤビテイを持
つ心材を使用し得るので、極めて容易に製造され
る。
効率的な冷却回路を含んでおり、その特徴は、製
造が簡単であり且つ熱交換手段が分布しているこ
とである。このような翼は2個のキヤビテイを持
つ心材を使用し得るので、極めて容易に製造され
る。
流体の循環に関して考えると、この翼は、透過
性が良くそらせ板が備えられていない。更に、流
入条件(特にダイヤフラムの断面積)と流出条件
(頂部のオリフイス、排出領域の断面積及び場所)
とを変更し、且つ、ブリツジの寸法と間隔とを調
整することによつて、翼の各部分の局処的冷却を
調整し、従つて、翼の金属自体の内部での温度の
不均一性を除去し得る。全体的冷却が好ましい状
態で達成され高熱点が存在しないので、本発明の
翼は、従来の翼よりも良く苛酷な高温ガスの温度
条件に適応し得る。
性が良くそらせ板が備えられていない。更に、流
入条件(特にダイヤフラムの断面積)と流出条件
(頂部のオリフイス、排出領域の断面積及び場所)
とを変更し、且つ、ブリツジの寸法と間隔とを調
整することによつて、翼の各部分の局処的冷却を
調整し、従つて、翼の金属自体の内部での温度の
不均一性を除去し得る。全体的冷却が好ましい状
態で達成され高熱点が存在しないので、本発明の
翼は、従来の翼よりも良く苛酷な高温ガスの温度
条件に適応し得る。
本発明の別の特徴及び利点は添付図面に示す具
体例に関する下記の記載より更に十分に理解され
るであろう。
体例に関する下記の記載より更に十分に理解され
るであろう。
第1図及び第2図は、耐火金属の流し込み成形
によつて製造された本発明のタービン翼の具体例
である。このタービン翼は、半径方向流が存在す
る上流キヤビテイ1と、2個の領域に分割された
下流キヤビテイ2とを含む。2個の領域の1つは
半径方向流動領域であり、別の1つは翼後縁部3
に向う接線方向流動領域である。上流キヤビテイ
1は翼前縁部4と隔壁5とによつて形成されてお
り、空気流は矢印Fの方向に通過する。即ち、空
気流は、プラツトホーム23を有する翼の脚7に
設けられた開口部6から流入し、空気流の1部
は、翼前縁部に開設された孔8から排出され、1
部は、翼のキヤツプの中に設けられたオリフイス
9から排出される。
によつて製造された本発明のタービン翼の具体例
である。このタービン翼は、半径方向流が存在す
る上流キヤビテイ1と、2個の領域に分割された
下流キヤビテイ2とを含む。2個の領域の1つは
半径方向流動領域であり、別の1つは翼後縁部3
に向う接線方向流動領域である。上流キヤビテイ
1は翼前縁部4と隔壁5とによつて形成されてお
り、空気流は矢印Fの方向に通過する。即ち、空
気流は、プラツトホーム23を有する翼の脚7に
設けられた開口部6から流入し、空気流の1部
は、翼前縁部に開設された孔8から排出され、1
部は、翼のキヤツプの中に設けられたオリフイス
9から排出される。
翼のキヤツプ10は、翼と共に鋳造によつて形
成される。翼前縁部の孔8は、8aの如く上面部
に設けられてもよく、8bの如く下面部に設けら
れてもよい。更に、使用し得る冷却空気の圧力が
十分であるならば、8cの如く翼前縁部の末端に
設けられてもよい。
成される。翼前縁部の孔8は、8aの如く上面部
に設けられてもよく、8bの如く下面部に設けら
れてもよい。更に、使用し得る冷却空気の圧力が
十分であるならば、8cの如く翼前縁部の末端に
設けられてもよい。
翼前縁部4の内面に熱交換を助けるリブ11が
形成されている。リブは、内面の頂点から内面全
体の長さの2/3部分に亘つて設けられており、軸
方向平面内に伸びる平行な小突起から成る。これ
らの突起11は等しい高さを有していてもよく、
又は異なる高さを有していてもよい。更に、キヤ
ビテイに沿つてリブ間の間隔を均等にしないこと
が有利であるかも知れない。
形成されている。リブは、内面の頂点から内面全
体の長さの2/3部分に亘つて設けられており、軸
方向平面内に伸びる平行な小突起から成る。これ
らの突起11は等しい高さを有していてもよく、
又は異なる高さを有していてもよい。更に、キヤ
ビテイに沿つてリブ間の間隔を均等にしないこと
が有利であるかも知れない。
内隔壁5翼後縁部3とによつて形成される下流
キヤビテイ2は、2個の領域に分割される。1個
の領域は、断面積の大きいブリツジ12を含む中
央領域であり、もう1個の領域は五点形に配置さ
れた断面積の小さいブリツジ13とデフレクタ手
段14とを含む翼後縁部領域である。デフレクタ
手段は、キヤビテイ2の半径方向流れの1部を翼
後縁部3のオリフイス15の方向に偏向させる。
従つて、流れのこの部分は方向転換し、実質的な
半径方向から矢印F2に沿つた方向に移行する。
キヤビテイ2は、2個の領域に分割される。1個
の領域は、断面積の大きいブリツジ12を含む中
央領域であり、もう1個の領域は五点形に配置さ
れた断面積の小さいブリツジ13とデフレクタ手
段14とを含む翼後縁部領域である。デフレクタ
手段は、キヤビテイ2の半径方向流れの1部を翼
後縁部3のオリフイス15の方向に偏向させる。
従つて、流れのこの部分は方向転換し、実質的な
半径方向から矢印F2に沿つた方向に移行する。
このようにして、翼の脚に位置するオリフイス
16から矢印F1に従つてキヤビテイ2に流入す
る空気流は2つの流れに分割される。1つの流れ
は、ブリツジ12を含む中央領域を半径方向に移
動する流れであり、別の1つは、断面の小さいブ
リツジ13を含む翼後縁部の領域を接線方向に移
動する流れである。半径方向空気流は、翼のキヤ
ツプに設けられたオリフイス17から排出され、
接線方向空気流は翼後縁部のオリフイス15から
排出される。オリフイス15は、翼後縁部の上面
に開口していてもよく、又は第2図に示す如く翼
後縁部の先端に開口していてもよい。
16から矢印F1に従つてキヤビテイ2に流入す
る空気流は2つの流れに分割される。1つの流れ
は、ブリツジ12を含む中央領域を半径方向に移
動する流れであり、別の1つは、断面の小さいブ
リツジ13を含む翼後縁部の領域を接線方向に移
動する流れである。半径方向空気流は、翼のキヤ
ツプに設けられたオリフイス17から排出され、
接線方向空気流は翼後縁部のオリフイス15から
排出される。オリフイス15は、翼後縁部の上面
に開口していてもよく、又は第2図に示す如く翼
後縁部の先端に開口していてもよい。
第1領域のブリツジ12の寸法及び間隔はエネ
ルギの損失を制限し、キヤツプの開口17から高
温ガスが流入することを阻止するような大きさで
ある。
ルギの損失を制限し、キヤツプの開口17から高
温ガスが流入することを阻止するような大きさで
ある。
第3,4及び5図は、翼のキヤツプを示す。キ
ヤツプはリム18を有しており、リム18は、キ
ヤツプの上面と共に溝19を形成しており、寸法
調整されたオリフイス21,22を備えたプレー
ト20は、摺動によつて溝19に係合する。
ヤツプはリム18を有しており、リム18は、キ
ヤツプの上面と共に溝19を形成しており、寸法
調整されたオリフイス21,22を備えたプレー
ト20は、摺動によつて溝19に係合する。
プレート20は、溝19内で位置決めされた後
に、例えばはんだ付けによつて固着される(第4
図に太線で示す)。
に、例えばはんだ付けによつて固着される(第4
図に太線で示す)。
従つて、所望に応じてオリフイス21,22の
最適直径を選択し得る。除塵孔であるオリフイス
21,22の最適直径の選択は、試験中にプレー
ト20を順々に交換する方法によつて行なわれ
る。例えば、翼の前縁部と後縁部とに開設された
冷却孔が直径0.5mmを持つ冷却翼に於いては、オ
リフイス21,22の適当な直径は1mmである。
上流キヤビテイ1又は下流キヤビテイ2又は双方
のオリフイス21,22を完全に閉鎖することも
可能である。これにより、キヤビテイ内の圧力を
増加し、翼の前縁部付近又は翼の後縁部に向う流
量を増加させることが可能である。
最適直径を選択し得る。除塵孔であるオリフイス
21,22の最適直径の選択は、試験中にプレー
ト20を順々に交換する方法によつて行なわれ
る。例えば、翼の前縁部と後縁部とに開設された
冷却孔が直径0.5mmを持つ冷却翼に於いては、オ
リフイス21,22の適当な直径は1mmである。
上流キヤビテイ1又は下流キヤビテイ2又は双方
のオリフイス21,22を完全に閉鎖することも
可能である。これにより、キヤビテイ内の圧力を
増加し、翼の前縁部付近又は翼の後縁部に向う流
量を増加させることが可能である。
前記の記載は限定的な性質を持たない。当業者
は、本発明の範囲を逸脱すること無く変更を加え
ることができるであろう。
は、本発明の範囲を逸脱すること無く変更を加え
ることができるであろう。
第1図は本発明の改良タービン翼の長手方向断
面図、第2図は第1図の線に沿つた翼の横断
面図でありブリツジが存在するときはブリツジは
断面内に挿入されており、第3図はオリフイス付
プレートを備えた翼の上部の長手方向断面図、第
4図は翼の上部とオリフイス付プレートとの拡大
横断面図、第5図はオリフイス付プレートを備え
た翼の上部の平面図である。 1,2……キヤビテイ、3……翼の後縁、4…
…翼の前縁、5……隔壁、6……開口部、7……
脚、8……孔、9……オリフイス、10……キヤ
ツプ、11……リブ、12,13……ブリツジ、
14……デフレクタ手段、18……リム、20…
…プレート。
面図、第2図は第1図の線に沿つた翼の横断
面図でありブリツジが存在するときはブリツジは
断面内に挿入されており、第3図はオリフイス付
プレートを備えた翼の上部の長手方向断面図、第
4図は翼の上部とオリフイス付プレートとの拡大
横断面図、第5図はオリフイス付プレートを備え
た翼の上部の平面図である。 1,2……キヤビテイ、3……翼の後縁、4…
…翼の前縁、5……隔壁、6……開口部、7……
脚、8……孔、9……オリフイス、10……キヤ
ツプ、11……リブ、12,13……ブリツジ、
14……デフレクタ手段、18……リム、20…
…プレート。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1 所定流量の冷却流体が供給される2個のキヤ
ビテイを含んでおり、1個のキヤビテイが上流側
の半径方向流動キヤビテイであり、もう1個の下
流側キヤビテイが半径方向流動領域と翼の後縁に
向う接線方向流動領域とから成る2個の領域に分
割されている型の冷却タービン翼に於いて、上流
キヤビテイ1が熱交換を助けるリブ11を含んで
おり、下流キヤビテイ2は、流体が半径方向に流
れる中央領域に断面の大きいブリツジ12を含み
且つ流体が翼後縁部3に向つて接線方向に流れる
翼後縁部3の領域に断面のより小さいブリツジ1
3を含んでおり、前記ブリツジ13に、デフレク
タ手段14が付加されており、前記デフレクタ手
段は半径方向の流れを、翼後縁部3のオリフイス
に向つて接線方向に誘導することを特徴とする冷
却タービン翼。 2 翼の脚に設けられた開口6から流入する空気
流は、翼前縁部4と内隔壁5とにより形成される
上流キヤビテイ1を通り抜け、前記空気流の1部
は翼前縁部4に開設された孔8から排出され、別
の1部は翼のキヤツプ10に設けられたオリフイ
ス9から排出されることを特徴とする特許請求の
範囲第1項に記載のタービン翼。 3 翼前縁部の孔8が、上面部8a、下面部8b
及び末端部8cに選択的に開設されていること特
徴とする特許請求の範囲第2項に記載のタービン
翼。 4 翼前縁部4の内面の高さの少くとも1部に、
熱交換を助けるリブ11が配置されており、前記
リブは、軸方向平面内に伸びる平行な小突起から
成ることを特徴とする特許請求の範囲第1項及び
第2項に記載のタービン翼。 5 突起11が同じ高さを有することを特徴とす
る特許請求の範囲第4項に記載のタービン翼。 6 突起11が異なる高さを有することを特徴と
する特許請求の範囲第4項に記載のタービン翼。 7 下流キヤビテイ2が、前記下流キヤビテイ2
と上流キヤビテイ1とを隔離する内隔壁5と翼後
縁部3とによつて形成されており、前記キヤビテ
イを通り抜ける空気流は、翼の脚に設けられた開
口16から流入し、空気流の1部は翼のキヤツプ
10に開設されたオリフイス17から排出され、
別の1部は翼後縁部3に開設されたオリフイス1
5から排出されることを特徴とする特許請求の範
囲第1項に記載のタービン翼。 8 翼後縁部のオリフイス15が、上面又は翼後
縁部の先端に開口していることを特徴とする特許
請求の範囲第6項に記載のタービン翼。 9 翼のキヤツプ10に、調整寸法を持つオリフ
イス21,22を含むプレート20が装着されて
おり、前記オリフイスは、翼の上流キヤビテイ1
と下流キヤビテイ2との流出オリフイスに正対し
て配置されていることを特徴とする特許請求の範
囲第1,2及び7項のいずれかに記載のタービン
翼。 10 翼の端部が、翼の上面と共に溝19を形成
するサドル部18を備えており、有孔プレート2
0は前記溝に係合し位置調整後に固着されること
を特徴とする特許請求の範囲第9項に記載のター
ビン翼。 11 翼のキヤツプ10に装着されたプレート2
0が、上流キヤビテイ1又は下流キヤビテイ2の
流出オリフイス9,17を完全に閉鎖することを
特徴とする特許請求の範囲第9項に記載のタービ
ン翼。
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR8003552A FR2476207A1 (fr) | 1980-02-19 | 1980-02-19 | Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS56159507A JPS56159507A (en) | 1981-12-08 |
JPS6326242B2 true JPS6326242B2 (ja) | 1988-05-28 |
Family
ID=9238706
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2214181A Granted JPS56159507A (en) | 1980-02-19 | 1981-02-16 | Cooling turbine vane |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP0034961B1 (ja) |
JP (1) | JPS56159507A (ja) |
DE (1) | DE3166389D1 (ja) |
FR (1) | FR2476207A1 (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2011513638A (ja) * | 2008-03-05 | 2011-04-28 | スネクマ | 端部の冷却を備えているタービン翼ならびに関連のタービンおよびターボエンジン |
Families Citing this family (48)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4474532A (en) * | 1981-12-28 | 1984-10-02 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
US4515526A (en) * | 1981-12-28 | 1985-05-07 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
JPS5997205U (ja) * | 1982-12-21 | 1984-07-02 | 株式会社東芝 | ガスタ−ビンの翼 |
US4515523A (en) * | 1983-10-28 | 1985-05-07 | Westinghouse Electric Corp. | Cooling arrangement for airfoil stator vane trailing edge |
GB2152150A (en) * | 1983-12-27 | 1985-07-31 | Gen Electric | Anti-icing inlet guide vane |
US4650394A (en) * | 1984-11-13 | 1987-03-17 | United Technologies Corporation | Coolable seal assembly for a gas turbine engine |
JPS62271902A (ja) * | 1986-01-20 | 1987-11-26 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン冷却翼 |
US4820122A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
US4820123A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
US4962640A (en) * | 1989-02-06 | 1990-10-16 | Westinghouse Electric Corp. | Apparatus and method for cooling a gas turbine vane |
FR2798423B1 (fr) * | 1990-01-24 | 2002-10-11 | United Technologies Corp | Commande de jeu pour turbine de moteur a turbine a gaz |
FR2798421B1 (fr) * | 1990-01-24 | 2002-10-11 | United Technologies Corp | Pales refroidies pour moteurs a turbine a gaz |
US5488825A (en) * | 1994-10-31 | 1996-02-06 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane with enhanced cooling |
US5645397A (en) * | 1995-10-10 | 1997-07-08 | United Technologies Corporation | Turbine vane assembly with multiple passage cooled vanes |
FR2743391B1 (fr) | 1996-01-04 | 1998-02-06 | Snecma | Aube refrigeree de distributeur de turbine |
US5772397A (en) * | 1996-05-08 | 1998-06-30 | Alliedsignal Inc. | Gas turbine airfoil with aft internal cooling |
US5601399A (en) * | 1996-05-08 | 1997-02-11 | Alliedsignal Inc. | Internally cooled gas turbine vane |
US5842829A (en) * | 1996-09-26 | 1998-12-01 | General Electric Co. | Cooling circuits for trailing edge cavities in airfoils |
GB2345942B (en) | 1998-12-24 | 2002-08-07 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine internal air system |
US6257831B1 (en) * | 1999-10-22 | 2001-07-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cast airfoil structure with openings which do not require plugging |
US6406260B1 (en) | 1999-10-22 | 2002-06-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Heat transfer promotion structure for internally convectively cooled airfoils |
EP1167689A1 (de) * | 2000-06-21 | 2002-01-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Konfiguration einer kühlbaren Turbinenschaufel |
US6609891B2 (en) * | 2001-08-30 | 2003-08-26 | General Electric Company | Turbine airfoil for gas turbine engine |
US6602047B1 (en) * | 2002-02-28 | 2003-08-05 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
US6942449B2 (en) | 2003-01-13 | 2005-09-13 | United Technologies Corporation | Trailing edge cooling |
GB2405451B (en) * | 2003-08-23 | 2008-03-19 | Rolls Royce Plc | Vane apparatus for a gas turbine engine |
US7021893B2 (en) * | 2004-01-09 | 2006-04-04 | United Technologies Corporation | Fanned trailing edge teardrop array |
US7001151B2 (en) * | 2004-03-02 | 2006-02-21 | General Electric Company | Gas turbine bucket tip cap |
US7165940B2 (en) * | 2004-06-10 | 2007-01-23 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades |
US7520723B2 (en) | 2006-07-07 | 2009-04-21 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with near wall vortex cooling chambers |
GB2441148A (en) * | 2006-08-23 | 2008-02-27 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine component with coolant passages |
US7607891B2 (en) * | 2006-10-23 | 2009-10-27 | United Technologies Corporation | Turbine component with tip flagged pedestal cooling |
US7934906B2 (en) | 2007-11-14 | 2011-05-03 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade tip cooling system |
FR2924155B1 (fr) | 2007-11-26 | 2014-02-14 | Snecma | Aube de turbomachine |
FR2924156B1 (fr) * | 2007-11-26 | 2014-02-14 | Snecma | Aube de turbomachine |
FR2954798B1 (fr) * | 2009-12-31 | 2012-03-30 | Snecma | Aube a ventilation interieure |
US20130052036A1 (en) * | 2011-08-30 | 2013-02-28 | General Electric Company | Pin-fin array |
US8790084B2 (en) * | 2011-10-31 | 2014-07-29 | General Electric Company | Airfoil and method of fabricating the same |
US20140064983A1 (en) * | 2012-08-31 | 2014-03-06 | General Electric Company | Airfoil and method for manufacturing an airfoil |
EP2832956A1 (de) * | 2013-07-29 | 2015-02-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel mit tragflächenprofilförmigen Kühlkörpern |
US10598027B2 (en) | 2014-03-27 | 2020-03-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade for a gas turbine and method of cooling the blade |
US10156146B2 (en) | 2016-04-25 | 2018-12-18 | General Electric Company | Airfoil with variable slot decoupling |
GB201610783D0 (en) * | 2016-06-21 | 2016-08-03 | Rolls Royce Plc | Trailing edge ejection cooling |
EP3354850A1 (en) | 2017-01-31 | 2018-08-01 | Siemens Aktiengesellschaft | A turbine blade or a turbine vane for a gas turbine |
FR3062675B1 (fr) | 2017-02-07 | 2021-01-15 | Safran Helicopter Engines | Aube haute pression ventilee de turbine d'helicoptere comprenant un conduit amont et une cavite centrale de refroidissement |
JP6345319B1 (ja) * | 2017-07-07 | 2018-06-20 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン翼及びガスタービン |
CN112177685A (zh) * | 2020-10-21 | 2021-01-05 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种高压涡轮转子叶片尾缝冷却结构 |
CN112392550B (zh) * | 2020-11-17 | 2021-09-28 | 上海交通大学 | 涡轮叶片尾缘针肋冷却结构及冷却方法、涡轮叶片 |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3017159A (en) * | 1956-11-23 | 1962-01-16 | Curtiss Wright Corp | Hollow blade construction |
FR1503348A (fr) * | 1965-12-11 | 1967-11-24 | Daimler Benz Ag | Aube pour turbines à gaz, en particulier pour réacteurs d'avions |
GB1350424A (en) * | 1971-07-02 | 1974-04-18 | Rolls Royce | Cooled blade for a gas turbine engine |
BE794194A (fr) * | 1972-01-18 | 1973-07-18 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Aube mobile refroidie pour des turbines a gaz |
US3867068A (en) * | 1973-03-30 | 1975-02-18 | Gen Electric | Turbomachinery blade cooling insert retainers |
US3982851A (en) * | 1975-09-02 | 1976-09-28 | General Electric Company | Tip cap apparatus |
US4073599A (en) * | 1976-08-26 | 1978-02-14 | Westinghouse Electric Corporation | Hollow turbine blade tip closure |
US4180373A (en) * | 1977-12-28 | 1979-12-25 | United Technologies Corporation | Turbine blade |
-
1980
- 1980-02-19 FR FR8003552A patent/FR2476207A1/fr active Granted
-
1981
- 1981-02-05 EP EP19810400179 patent/EP0034961B1/fr not_active Expired
- 1981-02-05 DE DE8181400179T patent/DE3166389D1/de not_active Expired
- 1981-02-16 JP JP2214181A patent/JPS56159507A/ja active Granted
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2011513638A (ja) * | 2008-03-05 | 2011-04-28 | スネクマ | 端部の冷却を備えているタービン翼ならびに関連のタービンおよびターボエンジン |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2476207B1 (ja) | 1983-05-13 |
EP0034961A1 (fr) | 1981-09-02 |
EP0034961B1 (fr) | 1984-10-03 |
FR2476207A1 (fr) | 1981-08-21 |
JPS56159507A (en) | 1981-12-08 |
DE3166389D1 (en) | 1984-11-08 |
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