KR102494689B1 - 핀들을 통합하는 터빈 엔진용 에어포일 - Google Patents

핀들을 통합하는 터빈 엔진용 에어포일 Download PDF

Info

Publication number
KR102494689B1
KR102494689B1 KR1020217003891A KR20217003891A KR102494689B1 KR 102494689 B1 KR102494689 B1 KR 102494689B1 KR 1020217003891 A KR1020217003891 A KR 1020217003891A KR 20217003891 A KR20217003891 A KR 20217003891A KR 102494689 B1 KR102494689 B1 KR 102494689B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
airfoil
cross
sectional shape
turbine engine
fin
Prior art date
Application number
KR1020217003891A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20210028702A (ko
Inventor
라라 리처슨
조세 엘. 로드리게즈
티모시 트로이어
루이스 찰스
이안 티. 도란
Original Assignee
지멘스 에너지 글로벌 게엠베하 운트 코. 카게
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 지멘스 에너지 글로벌 게엠베하 운트 코. 카게 filed Critical 지멘스 에너지 글로벌 게엠베하 운트 코. 카게
Publication of KR20210028702A publication Critical patent/KR20210028702A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102494689B1 publication Critical patent/KR102494689B1/ko

Links

Images

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
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/14—Two-dimensional elliptical
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/14—Two-dimensional elliptical
    • F05D2250/141—Two-dimensional elliptical circular
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
    • F05D2250/291—Three-dimensional machined; miscellaneous hollowed
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

터빈 엔진용 에어포일(10)은 에어포일(10)의 내부 공동(26)에 포지셔닝된 핀들(30)의 어레이를 포함하여, 인접한 핀들(30) 간의 빈틈들에 냉각 채널들(52, 54)이 규정된다. 각각의 핀(30)은 제1 에어포일 벽(14)으로부터 제2 에어포일 벽(16)까지 길이방향으로 연장되며, 제1 교차점(42)에서 그리고 제2 교차점(46)에서 각각 에어포일 벽에 연결된다. 핀(30)은 각각의 교차점(42, 44)에서 제1 단면 형상(60, 60')을 갖고 제1 교차점(42)과 제2 교차점(44) 사이에 위치된 중간면(46)에서 제2 단면 형상(70, 70')을 갖는다. 제1 단면 형상(60, 60')은 비교적 날카로운 모서리들(66, 66')에 의해 규정된 폐쇄 형상을 포함하고 제2 단면 형상(70, 70')은 비교적 둥근 모서리들(76, 76')에 의해 규정된 폐쇄 형상을 포함한다.

Description

핀들을 통합하는 터빈 엔진용 에어포일
[0001] 본 발명은 일반적으로 터빈(turbine) 엔진(engine)의 에어포일(airfoil)에 관한 것으로, 특히 터빈 에어포일의 냉각 피처(feature)들에 관한 것이다.
[0002] 가스(gas) 터빈 엔진은 통상적으로 주변 공기를 압축하기 위한 압축기 섹션(section), 압축된 공기를 연료와 혼합하고 혼합물을 점화하여 열간 가공(hot working) 매질 유체를 형성하기 위한 연소기 섹션, 및 가공 매질 유체로부터 동력을 추출하기 위해 가공 매질 유체를 팽창시키기 위한 터빈 섹션을 포함한다. 터빈 섹션은 통상적으로 다수의 터빈 스테이지(stage)들을 포함하며, 각각의 스테이지는 회전 블레이드(blade)들의 열의 상류에 고정 베인(vane)들의 열을 갖는다.
[0003] 높은 작동 온도들에 노출되는 베인들 및 블레이드들의 에어포일들은 컴포넌트(component) 수명을 연장시키기 위해, 냉각될 필요가 있다. 압축기 섹션으로부터 방출되는 압축된 공기 중 상대적으로 더 차가운 부분은 터빈 에어포일들을 냉각하기 위해 방향이 바뀔 수 있다. 터빈 에어포일들의 효과적인 냉각은 이를테면, 터빈 블레이드 또는 고정 베인의 후방 에지(trailing edge)를 따라 중요한 영역들에 상대적으로 차가운 공기를 전달하는 것을 필요로 한다. 에어포일들은 흔히 열 응력들을 최소화하기 위해 압력측 벽(pressure side wall)과 흡입측 벽(suction side wall)으로부터 열을 제거하는 내부 냉각 채널(channel)들을 포함한다. 열 전달률을 기반으로 높은 냉각 효율을 달성하는 것은 냉각을 위해 압축기로부터 방향이 바뀌는 냉각 공기의 부피를 최소화하기 위한 중요한 설계 고려사항이다.
[0004] 터빈 에어포일들은 종종, 통상적으로 세라믹(ceramic) 재료로 만들어지며 내부 냉각 채널들을 규정하는 주조(casting) 코어(core)를 수반하는 주조 프로세스(process)에 의해 제조된다.
본원 발명의 배경기술로 US7,186,084B2(2007.03.06.)가 있다.
[0005] 간단히 말해서, 본 발명의 양상들은 하이브리드(hybrid) 기하학적 구조를 갖는 핀(pin)들을 통합하는 터빈 에어포일 냉각 피처들에 관한 것으로, 이들은 개선된 열 전달 및 압력 강하를 제공함으로써, 냉각 흐름 요건을 감소시킨다. 본 발명의 양상들은 특히, 주조에 의해 제조된 터빈 에어포일들의 경우 제조 복잡성들을 감소시킬 수 있다.
[0006] 본 발명의 한 양상에 따르면, 터빈 엔진용 에어포일이 제공된다. 에어포일은 내부 공동(cavity)의 범위를 정하는, 제1 에어포일 벽 및 제2 에어포일 벽을 포함한다. 핀들의 어레이(array)가 내부 공동에 포지셔닝(position)됨으로써, 냉각 채널들이 어레이의 인접한 핀들 간의 빈틈들에 규정된다. 각각의 핀은 제1 에어포일 벽으로부터 제2 에어포일 벽까지 길이방향으로 연장되며, 핀은 제1 교차점에서 제1 에어포일 벽에 연결되고 제2 교차점에서 제2 에어포일 벽에 연결된다. 제1 교차점과 제2 교차점 사이의 위치에서 길이 방향에 수직인 중간면이 규정된다. 핀은 각각의 교차점에서 제1 단면 형상을 갖고 중간면에서 제2 단면 형상을 갖는다. 제1 단면 형상은 비교적 날카로운 모서리들에 의해 규정된 폐쇄 형상을 포함하고, 제2 단면 형상은 비교적 둥근 모서리들에 의해 규정된 폐쇄 형상을 포함한다. 중간면에서의 핀의 단면적은 각각의 교차점에서의 핀의 단면적보다 더 넓다.
[0007] 본 발명은 도면들의 도움으로 보다 상세히 도시된다. 도면들은 바람직한 구성들을 도시하며 본 발명의 범위를 제한하지 않는다.
[0008] 도 1은 본 발명의 양상들에 따른 터빈 에어포일의, 반경 방향에서 보는 단면도이다.
[0009] 도 2는 Ⅱ-Ⅱ 섹션을 따르는 도 1의 터빈 에어포일의 후방 에지 부분의 내부도이며, 제1 예시적인 구성에 따른 핀들의 어레이를 예시한다.
[0010] 도 3은 본 발명의 제1 실시예에 따른 하이브리드 핀을 예시한다.
[0011] 도 4는 에어포일 벽과 핀의 교차점에서 Ⅳ-Ⅳ 섹션을 따라 도 3의 하이브리드 핀의 단면 형상을 도시한다.
[0012] 도 5는 핀의 중간면에 대응하는 Ⅴ-Ⅴ 섹션을 따라 도 3의 하이브리드 핀의 단면 형상을 도시한다.
[0013] 도 6 - 도 8은 하이브리드 핀의 추가 변형들을 예시하며, 각각의 도면은 중간면을 따라 절단된 핀의 1/4 부분의 사시도를 도시한다.
[0014] 도 9는 압력 측으로부터 흡입 측으로의 방향에서 보는 터빈 에어포일의 후방 에지 부분의 내부 단면도이며, 제2 예시적인 구성에 따른 핀들의 어레이를 예시한다.
[0015] 도 10 및 도 11은 제2 실시예에 따른 하이브리드 핀의 에어포일 벽과의 교차점 및 중간면에서의 단면 형상들을 각각 도시한다.
[0016] 도 12는 제2 실시예에 따라, 중간면을 따라 절단된 하이브리드 핀의 1/4 부분의 사시도를 도시한다.
[0017] 바람직한 실시예들의 다음의 상세한 설명에서, 상세한 설명의 일부를 형성하는, 그리고 본 발명이 실시될 수 있는 특정 실시예가 한정이 아닌 예시로 도시되는 첨부 도면들이 참조된다. 본 발명의 사상 및 범위를 벗어나지 않으면서 다른 실시예들이 이용될 수 있고 변경들이 이루어질 수 있다고 이해되어야 한다.
[0018] 도 1을 참조하면, 터빈 에어포일(10)은 가스 터빈 엔진의 터빈 섹션의 회전축과 관련하여 스팬 방향으로(span-wise) 반경 방향으로 연장되는 외벽(12)을 포함할 수 있다. 반경 또는 스팬 방향은 도 1의 평면에 수직이다. 외벽(12)은 일반적으로 오목한 압력측 벽(14) 및 일반적으로 볼록한 흡입측 벽(16)에 의해 형성된다. 압력측 벽(14)과 흡입측 벽(16)은 앞전(leading edge)(18) 및 후방 에지(20)에서 결합된다. 에어포일 섹션의 시위 방향(chord-wise) 축(22)이 앞전(18)에서 후방 에지(20)까지 압력측 벽(14)과 흡입측 벽(16) 사이에서 중심으로 연장되는 것으로 규정될 수 있다. 도시된 바와 같이, 에어포일(10)은 압력측 벽(14)과 흡입측 벽(16)을 연결하여 내부 공동들(26)을 규정하는 내부 격벽들 또는 리브(rib)들(24)을 포함할 수 있다. 공동들(26)은 반경 방향으로 연장되어 내부 냉각 통로들을 형성한다.
[0019] 예시된 실시예에서, 에어포일(10)은 회전 가능한 터빈 블레이드의 일부이다. 그러나 본 발명의 양상들은 고정 터빈 베인들의 에어포일들에 추가로 통합될 수 있다는 점이 주목되어야 한다. 본 예에서, 냉각 유체, 예를 들어 터빈 엔진의 압축기 섹션으로부터 방향이 바뀐 압축된 공기는 블레이드의 루트(root)에 제공된 개구들을 통해 내부 공동들(26) 중 하나 이상으로 들어갈 수 있다. 다양한 구성들에서, 내부 공동들(26)의 일부는 하나 이상의 구불구불한(serpentine) 냉각 회로들의 일부를 형성할 수 있으며, 이것에 의해 냉각 유체는 교번하는 반경 방향들로 연속적으로 전달된다. 후방 에지(20)에 인접한 가장 뒤쪽의 내부 공동(26)(후방 에지 공동으로도 또한 지칭됨)은 (도 2에 보다 상세히 도시되는) 내부 냉각 피처들(30)의 어레인지먼트(arrangement)를 포함할 수 있다. 냉각 유체는 후방 에지(20)를 따라 배열된 출구 슬롯(slot)들(28)을 통해 에어포일(10)을 떠나기 전에 냉각 피처들의 어레인지먼트를 통해 축 방향으로(즉, 시위 방향으로) 횡단할 수 있다.
[0001] 종래의 후방 에지 냉각 피처들은 축 또는 시위 방향을 따라 서로 나란히 배열되는, 통상적으로는 그 수가 2개 또는 3개인 일련의 충돌판들을 포함하였다. 그러나 이러한 어레인지먼트는, 냉각 유체가 후방 에지에서 에어포일을 빠져나가기 전에 단지 짧은 거리만을 이동하는 것을 제공한다. 냉각 효율을 개선하기 위해, 열 전달을 위한 더 큰 표면적을 갖도록 후방 에지 부분을 따라 더 긴 냉각 흐름 경로를 갖는 것이 바람직할 수 있다.
[0020] 도 2에 도시된 바와 같이, 예시된 실시예의 후방 에지 공동(26)은 핀들로서 구현될 수 있는 냉각 피처들(30)의 어레이를 포함한다. 각각의 핀(30)은 압력측 벽(14)에서부터 흡입측 벽(16)까지 연장된다(도 1 참조). 어레이는 스팬 방향 또는 반경 방향으로 연장되는 다수의 열들의 핀들(30)로 형성될 수 있으며, 열들은 축 또는 시위 방향을 따라 서로 나란히 배열된다. 각각의 열의 핀들(30)은 열의 인접한 핀들(30) 사이에 축 방향으로 연장되는 냉각 채널들(52)이 규정되도록 반경 방향으로 이격된다. 열들은 이웃하는 열들의 인접한 핀들(30) 사이에 반경 방향으로 연장되는 냉각 채널들(54)이 규정되도록 축 방향으로 이격된다. 축 방향 채널들(52) 및 반경 방향 채널들(54)은 (단면에서는) 압력측 벽(14)에서 흡입측 벽(16)까지 연장되고 유동적으로 상호 연결되어, 가압된 냉각 유체를 일반적으로 축 방향으로 (도 1에 도시된) 후방 에지 출구 슬롯들(28) 쪽으로 유도한다. 특히, 가압된 냉각 유체는 일반적으로 앞쪽에서 뒤쪽으로 흘러 핀들(30)의 열들에 연속적으로 충돌해, 냉각 유체의 압력 강하를 수반하는 냉각 유체로의 열 전달로 이어진다. 인접한 열들의 핀들(30)은 이러한 연속 충돌을 가능하게 하기 위해 스팬 방향으로 서로 엇갈리게 될 수 있다.
[0021] 특히, 핀 어레이는 높은 압력 강하를 제공함으로써 냉각 흐름 요건을 감소시키면서, 또한 높은 열 전달을 제공하도록, 세장형 단면 형상을 갖는 핀들(30)의 상당수의 열들로 구성될 수 있다. 도 2에 도시된 바와 같이, 각각의 핀(30)은 높이 치수(H)가 폭 치수(W)보다 훨씬 더 크도록 직교 축들을 따라 높이 치수(H) 및 폭 치수(W)를 가질 수 있다. 여기에 도시된 예들에서, 핀들(30)은 일반적으로 직사각형 단면 형상을 갖는다. 그러나 본 발명의 양상들은 어레이의 구성 또는 핀의 특정 단면 형상으로 제한되지 않는다. 본 발명의 아이디어(idea)는 몇 가지 예시적인 핀 형상들 및 어레이 구성들로 확장될 수 있으며, 그 중 일부는 본 출원인에 의해 "Turbine Element for High Pressure Drop and Heat Transfer"라는 명칭으로 2017년 1월 18일자 출원된 국제 특허 출원 번호 PCT/US2017/013892호에 개시되어 있다.
[0022] 높은 압력 강하는 날카로운 모서리들로 규정되는 단면 형상, 특히 이를테면, 직사각형 형상을 갖는 핀들에 의해 달성될 수 있음이 관찰되었다. 본 발명자들은 주조 프로세스에 의해 날카로운 모서리들을 갖는 핀들을 제조하는 것이 세라믹 주조 코어를 생산할 때 플래시(flash)의 클린업(cleanup)에 문제를 제기함으로써, 제조 복잡성을 증가시킬 수 있다는 것을 인식하였다. 위에 대한 가능한 해결책은 날카로운 직사각형 대신 "경주로(racetrack)" 형상의 단면을 갖는 핀과 같이 더 둥근 형상의 핀들을 사용하는 것이다. 본 발명자들은 이러한 둥근 형상들이 플래시 클린업을 용이하게 하지만, 날카로운 모서리들을 갖는 핀 형상과 비교하여, 압력 강하 감소로 인한 냉각 효율 손실로 이어질 수 있다고 결정했다.
[0023] 이후 개시되는 본 발명의 실시예들은 특히, 주조와 관련하여, 높은 압력 강하 및 열 전달을 제공하면서, 또한 제조 복잡성들을 감소시키는 다양한 하이브리드 핀 기하학적 구조들을 제공한다. 그러나 설명되는 실시예들은 특정 타입의 제조 프로세스에 제한되지 않으며, 다른 프로세스들에 의해, 이를테면 적층 제조(additive manufacturing)에 의해 제조된 터빈 에어포일들에도 또한 적용될 수 있다고 인식되어야 한다.
[0024] 이제 도 3을 참조하면, 하이브리드 핀(30)의 제1 실시예가 예시된다. 핀(30)은 제1 에어포일 벽에서부터 제2 에어포일 벽까지 연장되며, 이들은 에어포일의 내부 공동의 범위를 정한다. 이 실시예에서, 제1 에어포일 벽은 에어포일(10)의 압력측 벽(14)이고 제2 에어포일 벽은 흡입측 벽(16)이다. 이 경우, 핀(30)은 압력측 벽(14)과 흡입측 벽(16)(도 1 참조)에 의해 범위가 정해진 후방 에지 공동(26)에 위치된 핀 어레이의 일부이다. (본 명세서에 도시되지 않은) 다양한 실시예들에서, 본 명세서에 예시된 바와 같은 하이브리드 핀들(30)의 어레이는 다른 에어포일 냉각 위치들에, 특히 이를테면, 앞전 공동에 또는 시위 중간 공동에 또는 다중 벽 에어포일의 벽 근처 통로에 제공될 수 있다. 핀(30)에 대해 설명된 바와 같은 일반적인 기하학적 구조는 핀 어레이의 복수의 핀들에 적용될 수 있다. 도 1로부터 이해될 수 있는 바와 같이, 에어포일(10)의 압력측 벽(14) 및 흡입측 벽(16)은 통상적으로 서로 평행하지 않다고 인식될 수 있다.
[0025] 도 3에 도시된 바와 같이, 핀(30)은 제1 에어포일 벽(14)에서부터 제2 에어포일 벽(16)까지 길이방향으로 연장된다. 핀(30)은 제1 교차점(42)에서 제1 에어포일 벽(14)에 그리고 제2 교차점(44)에서 제2 에어포일 벽(16)에 연결된다. 길이 방향에 수직이고 제1 교차점(42)과 제2 교차점(44) 사이에 위치되는 중간면(46)이 규정될 수 있다. 중간면(46)의 위치는 주조 코어의 제조에서 분할선에 대응할 수 있으며, 여기서 플래시가 형성되는 것으로 관찰되었다. 일례로, 중간면(46)은 제1 교차점(42)과 제2 교차점(44) 사이의 중간에 위치될 수 있다.
[0026] 하이브리드 핀(30)의 첫 번째 특징은 핀(30)의 길이를 따라 핀(30)의 단면 형상이 달라진다는 점이다. 핀(30)은 중간면(46)의 대향 측들 상에 위치된 2개의 섹션들로 구성된다고 할 수 있다. 각각의 섹션에서, 핀(30)은 각각의 교차점(42, 44)에서 제1 단면 형상(도 4 및 도 10에 도시된 예들)을 갖고 중간면(46)에서 제2 단면 형상(도 5 및 도 11에 도시된 예들)을 갖는다. 본 명세서에 예시된 바와 같이, 제1 단면 형상은 비교적 날카로운 모서리들에 의해 규정된 폐쇄 형상을 포함하고, 제2 단면 형상은 비교적 둥근 모서리들에 의해 규정된 폐쇄 형상을 포함한다. 길이 방향을 따라, 핀(30)의 각각의 섹션은 각각의 교차점(42, 44)에 인접하게 위치된 제1 부분(32) 및 중간면(46)에 인접하게 위치된 제2 부분(34)을 포함할 수 있다. 도 3에 도시된 예에서, 제1 부분(32)의 단면 형상은 비교적 날카로운 모서리들에 의해 정의된 제1 단면 형상에 대응한다. 즉, 핀(30)은 제1 부분(32)의 길이를 따라 날카로운 모서리들을 포함한다. 제2 부분(34)에서, 핀(30)의 형상은 더 둥근 단면 형상으로 전환하여, 중간면(46)에서 핀(30)은 제2 단면 형상을 갖는다. 에어포일 벽들(14, 16) 근처의 날카로운 모서리들은 균일하게 둥근 단면 형상을 가진 핀과 관련하여 냉각 유체의 더 높은 압력 강하를 제공한다. 중간면(46)의 둥근 형상은 코어의 제조 후에 예를 들어, 자동 절단기에 의한 플래시의 용이한 제거를 가능하게 한다. 도 3에서, 인접한 핀들(30) 사이의 흰색(음영이 없는) 영역(80)은 코어의 포지션(position)을 나타낸다.
[0027] 냉각 유체의 효율적인 사용을 보장하기 위해, 핀들(30)은 a) 에어포일 벽들(14, 16)로부터의 열 전달을 증가시키고 그리고 b) 높은 압력 강하를 제공함으로써 전체 냉각 흐름을 제한하도록 설계될 수 있다. 더 높은 압력 강하는 날카로운 모서리들과 연관되는 것으로 관찰되기 때문에, 일부 실시예에서 핀(30)은 그 핀(30)의 길이의 주요 부분에 대해 비교적 날카로운 모서리들을 갖는 단면 형상을 갖도록, 그리고 중간면(46) 근처에 비교적 둥근 모서리들을 갖는 단면 형상으로 전환하여 플래시 제거를 가능하게 하도록 설계될 수 있다. 본 발명자들은 중간면(46)의 둥근 형상이 중간면(46)의 영역에서 냉각 흐름의 증가를 야기할 수 있으며, 이는 핀(30)의 나머지와 비교하여 에어포일 벽들(14, 16)로부터의 압력 강하 및 열 전달에 영향을 미칠 수 있음을 관찰하였다.
[0028] 하이브리드 핀(30)의 두 번째 특징은 핀(30)의 단면적이 중간면(46)의 영역에서 증가하여, 중간면(46)에서의 핀(30)의 단면적(도 5 및 도 11에 도시된 예들)이 각각의 교차점들(42, 44)(도 4 및 도 10에 도시된 예들)에서의 핀(30)의 단면적보다 더 넓다는 점이다. 고온 에어포일 벽들(14, 16)로부터 멀리 떨어져 있는 중간면(46)에서 핀(30)의 더 큰 단면적을 갖는 것은, 모서리들을 둥글게 하는 것으로 인한 앞서 언급한 압력 강하의 손실을 회복하고, 더욱이 냉각수 흐름을 고온 벽들(14, 16) 쪽으로 밀어, 이로써 에어포일 벽들(14, 16)로부터의 열 전달을 증가시킨다. 예시된 실시예에서, 핀(30)에는 중간면(46)에 인접한 핀(30) 부분 주위에 돌출부 또는 돌기(40)가 제공된다. 돌출부(40)는 앞서 언급한 기술적 효과를 제공하고 이로써 앞서 언급한 목적 a)와 목적 b) 모두를 해결한다.
[0029] 이제 도 4 및 도 5를 참조하면, 제1 예시적인 실시예에 따라, 핀(30)은 각각의 교차점(42, 44)에서 직사각형으로서 구성된 제1 단면 형상(60) 및 중간면(46)에서 경주로로서 구성된 제2 단면 형상(70)을 가질 수 있다. 단면 형상들(60, 70) 각각은 냉각 유체의 벌크(bulk) 흐름 방향(F)에 직교하는 방향으로 길어진다. 이 경우, 단면 형상들(60, 70)은 반경 방향 또는 스팬 방향으로 길어진다. 각각의 형상(60, 70)은 직교 축들을 따라 각각의 높이(H2, H1) 및 각각의 폭(W2, W1)에 의해 규정되는데, 이들은 이 경우에 각각 반경 방향 및 축 방향으로 연장된다. 각각의 경우에, 핀(30)의 높이는 폭보다 더 크다.
[0030] 도 4에 도시된 바와 같이, 각각의 계면(42, 44)에서의 직사각형 단면 형상(60)은 반경 방향으로 연장되는 제1 쌍의 평행한 직선 변들(62) 및 축 방향으로 연장되는 제2 쌍의 평행한 직선 변들(64)에 의해 규정된다. 변들(62, 64)은 직각들로 교차하고, 교차점들은 비교적 날카로운 모서리들(66)에 의해 규정된다. 도 5에 도시된 바와 같이, 중간면(46)에서의 경주로 단면 형상(70)은 반경 방향으로 연장되는 한 쌍의 평행한 직선 변들(72)에 의해 규정되는데, 이 변들(72)은 직사각형 단면 형상(60)의 모서리들(66)보다 더 큰 반경을 갖는 비교적 둥근 모서리들(76)을 규정하는 한 쌍의 볼록한 곡선들(74)에 의해 대향 단부에서 결합된다. 일반적으로, 비교적 날카로운 형상에서 비교적 둥근 형상으로의 전환은 모서리들의 곡률들의 반경들의 증가를 수반할 수 있으며, 둥근 형상은 더 큰 반경들을 가진 모서리들을 갖는다.
[0031] 원칙적으로, 날카로운 형상에서 둥근 형상으로의 전환은 다수의 상이한 방식들로 구현될 수 있다. 도 6 - 도 8은 상기가 달성될 수 있는 방법의 일부 비제한적인 예들을 예시하는데, 각각의 설계는 열 전달 및 압력 강하와 관련하여 고유한 특징들을 제공한다.
[0032] 도 6 - 도 8은 각각의 경우에 핀의 1/4 부분을 묘사하며, 중간면에서의 단면 사시도를 도시한다. 도 6에 도시된 실시예에서, 핀(30)은 핀의 형상이 날카로운 형상에서 둥근 형상으로 부드럽게 전환되는 모핑(morphing) 영역(36)을 포함한다. 이 경우, 모핑 영역(36)은 각각의 교차점(42, 44)에 인접한 핀(30)의 제1 부분(32)에 위치된다. 중간면(46)에 인접한 제2 부분(34)에서, 핀(30)은 중간면(46)까지 연장되는 둥근 단면 형상(이 경우, 경주로 형상)을 갖는다. 도 7에 도시된 실시예에서, 핀(30)은 중간면(46)에 인접한 핀(30)의 제2 부분(34)에 위치된 모핑 영역(36)을 갖는데, 여기서는 핀(30)의 형상이 날카로운 형상에서 둥근 형상으로 부드럽게 전환되는 한편, 제1 부분(32)에서 핀(30)의 형상은 날카로운 모서리들을 포함한다. 도 8의 실시예는 일반적으로 도 7의 실시예와 유사하지만, 한 가지 차이점은 점진적 또는 부드러운 모핑 대신에, 핀(30)의 단면 형상이 핀(30)의 제2 부분(34)에서 급격하게 또는 갑작스럽게 전환한다는 점이다. 도 7 및 도 8의 실시예들에서, 최대 압력 강하 및 열 전달을 제공하기 위해, 핀(30)의 (날카로운 모서리들을 갖는) 제1 부분(32)이 핀(30)의 길이의 주된 부분, 예를 들어 핀(30)의 길이의 적어도 70%에 대해 중간면(46)과 각각의 교차점(42, 44) 사이로 연장될 수 있다. (전환부를 포함하는) 제2 부분(34)은 핀(30)의 나머지 길이에 대해 중간면(46)과 각각의 교차점(42, 44) 사이로 연장될 수 있다. 도 6 - 도 8에 도시되진 않았지만, 중간면(46)에 인접한 핀 부분에는 도 3에 도시된 바와 같이 돌출부가 제공될 수 있다.
[0033] 도 3에 가장 잘 도시된 바와 같이, 일 실시예에서, 핀(30)의 적어도 일부(본 명세서에서는, 각각의 교차점(42, 44)에 인접한 제1 부분(32))에는 중간면(46)에서부터 각각의 교차점(42, 44)을 향한 방향으로 테이퍼(taper)(48)가 제공될 수 있다. 테이퍼(48)는 (도 3에 도시된 바와 같은) 직선 테이퍼 또는 (도시되지 않은) 곡선 테이퍼를 포함할 수 있다. 다양한 실시예들에서, 중간면(46)에서의 핀(30)의 폭(W1) 대 각각의 교차점(42, 44)에서의 핀(30)의 폭(W2)의 비는 1.1 내지 2의 범위에 있을 수 있다. 더욱이, 다양한 실시예들에서, 테이퍼(48)와 돌출부(40)는 도 3에 도시된 것과 같이 조합하여, 또는 개별적으로(즉, 돌출부 또는 테이퍼가) 이용될 수 있다.
[0034] 도 9는 교대 구성에 따른 핀 어레이를 예시한다. 이 제2 실시예에 따르면, I-빔(I-beam)의 일반적인 단면 형상을 갖는 하이브리드 핀들(30)이 이용된다. 이전 실시예들에서와 같이, 각각의 핀(30)은 제1 에어포일 벽(예컨대, 압력측 벽)에서부터 제2 에어포일 벽(예컨대, 흡입측 벽)까지 연장될 수 있으며, 이들은 에어포일의 내부 공동의 범위를 정한다. 어레이는 핀들(30)의 스팬 방향 또는 반경 방향으로 연장되는 상당수의 열들로 형성될 수 있으며, 열들은 축 방향을 따라 서로 나란히 배열된다. 각각의 열의 핀들(30)은 열의 인접한 핀들(30) 사이에 축 방향으로 연장되는 냉각 채널들(52)이 규정되도록 반경 방향으로 이격된다. 열들은 이웃하는 열들의 인접한 핀들(30) 사이에 반경 방향으로 연장되는 냉각 채널들(54)이 규정되도록 축 방향으로 이격된다. 축 방향 채널들(52) 및 반경 방향 채널들(54)은 (단면에서는) 압력측 벽(14)에서 흡입측 벽(16)까지 연장되고 유동적으로 상호 연결되어, 가압된 냉각 유체를 일반적으로 축 방향으로 후방 에지 출구 슬롯들 쪽으로 유도한다. 각각의 핀(30)은 높이 치수(H)가 폭 치수(W)보다 훨씬 더 크도록 직교 축들을 따라 높이 치수(H) 및 폭 치수(W)를 가질 수 있다.
[0035] 도 10 - 도 12는 하이브리드 I- 빔 핀(30)의 일례를 예시한다. 도 10 및 도 11은 제2 실시예에 따른 하이브리드 핀의 에어포일 벽과의 각각의 교차점 및 중간면에서의 각각 예시적인 단면 형상들을 도시한다. 도 10에 도시된 바와 같이, 핀(30)은 에어포일 벽들(14, 16) 중 하나와의 각각의 교차점(42, 44)에서 제1 단면 형상(60')을 갖는다. 이 경우, 단면 형상(60')은 비교적 날카로운 모서리들(66')에 의해 규정된 I-빔을 나타내는 폐쇄 형상이다. 도 11을 참조하면, 핀(30)의 형상은 핀의 중간면에서 더 둥근 제2 단면 형상(70')으로 전환한다. 이 경우, 중간면(46)에서의 단면 형상(70')은 더 둥근 모서리들(76')에 의해 규정된 I-빔을 나타내는 폐쇄 형상이다. 중간면에서의 모서리들(76')은 각각의 교차점(42, 44)에서의 모서리들(66')보다 더 큰 반경들을 갖는다. 일반적으로, 비교적 날카로운 형상에서 둥근 형상으로의 전환은 모서리들의 곡률들의 반경들의 증가를 수반할 수 있으며, 둥근 형상은 더 큰 반경들을 가진 모서리들을 갖는다. 중간면에서 더 둥근 형상으로의 전환으로 인한 냉각 흐름 감소의 손실을 회복하기 위해, 핀은 각각의 교차점(42, 44)(도 10 참조)에서보다 중간면(도 11 참조)에서 더 큰 단면적을 갖는다. 단면 형상들(60', 70') 각각은 냉각 유체의 벌크 흐름 방향(F)에 직교하는 방향으로 길어진다. 각각의 형상(60', 70')은 직교 축들을 따라 각각의 높이(H2, H1) 및 각각의 폭(W2, W1)에 의해 규정되는데, 이들은 이 예에서 각각 반경 방향 및 축 방향으로 연장된다. 각각의 경우에, 핀의 높이는 폭보다 더 크다.
[0036] 날카로운 형상에서 둥근 형상으로의 전환은 직사각형 경주로 하이브리드 핀들과 관련하여 앞서 설명한 것과 유사하게, 다수의 상이한 방식들로 구현될 수 있다. 예를 들어, 전환은 부드러운 모핑 영역 또는 날카로운 전환에 의해 구현될 수 있다. 높은 압력 강하에 추가하여, 증가된 열 전달을 위해, 중간면(46)에 인접한 핀(30) 부분은 도 12에 도시된 바와 같이 돌출부(40)를 포함할 수 있다.
[0037] 특정 실시예들이 상세히 설명되었지만, 당해 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자들은 본 개시내용의 전체 교시들에 비추어 그러한 세부사항들에 대한 다양한 수정들 및 대안이 개발될 수 있음을 인식할 것이다. 이에 따라, 개시된 특정 어레인지먼트들은 단지 예시일 뿐이며, 첨부된 청구항들의 전체 범위 및 이들의 임의의 그리고 모든 등가물들이 주어질 본 발명의 범위에 대한 제한이 아니라고 여겨진다.

Claims (14)

  1. 터빈 엔진(turbine engine)용 에어포일(airfoil)(10)로서,
    내부 공동(cavity)(26)의 범위를 정하는, 제1 에어포일 벽(14) 및 제2 에어포일 벽(16),
    상기 내부 공동(26)에 포지셔닝(position)된 핀(pin)들(30)의 어레이(array)를 포함하며, 이로써 상기 어레이의 인접한 핀들(30) 간의 빈틈들에 냉각 채널(channel)들(52, 54)이 규정되고,
    각각의 핀(30)은 상기 제1 에어포일 벽(14)으로부터 상기 제2 에어포일 벽(16)까지 길이방향으로 연장되며, 상기 핀(30)은 제1 교차점(42)에서 상기 제1 에어포일 벽(14)에 연결되고 제2 교차점(44)에서 상기 제2 에어포일 벽(16)에 연결되며,
    상기 제1 교차점(42)과 상기 제2 교차점(44) 사이의 위치에서 길이 방향에 수직인 중간면(46)이 규정되고,
    상기 핀(30)은 각각의 교차점(42, 44)에서 제1 단면 형상(60, 60')을 갖고 상기 중간면(46)에서 제2 단면 형상(70, 70')을 가지며,
    상기 제1 단면 형상(60, 60')은 비교적 날카로운 모서리들(66, 66')에 의해 규정된 폐쇄 형상을 포함하고 상기 제2 단면 형상(70, 70')은 비교적 둥근 모서리들(76, 76')에 의해 규정된 폐쇄 형상을 포함하며, 상기 비교적 둥근 모서리들은 상기 비교적 날카로운 모서리들보다 더 큰 반경을 갖고,
    상기 중간면(46)에서의 상기 핀(30)의 단면적은 상기 각각의 교차점(42, 44)에서의 상기 핀(30)의 단면적보다 더 넓은,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 중간면(46)에 인접한 상기 핀(30) 부분은 돌출부(40)를 포함하는,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  3. 제1 항 또는 제2 항에 있어서,
    상기 핀(30)은 상기 핀(30)의 형상이 상기 제1 단면 형상(60, 60')에서 상기 제2 단면 형상(70, 70')으로 부드럽게 전환되는 모핑(morphing) 영역(36)을 포함하는,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  4. 제1 항 또는 제2 항에 있어서,
    상기 핀(30)의 형상은 상기 중간면(46)과 상기 각각의 교차점(42, 44) 사이의 위치에서 상기 제1 단면 형상(60, 60')에서 상기 제2 단면 형상(70, 70')으로 급격하게 전환하는,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  5. 제1 항 또는 제2 항에 있어서,
    상기 핀(30)의 적어도 일부에는 상기 중간면(46)에서부터 상기 각각의 교차점(42, 44)을 향한 방향으로 테이퍼(taper)(48)가 제공되는,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  6. 제1 항 또는 제2 항에 있어서,
    상기 핀(30)은,
    상기 각각의 교차점(42, 44)에 인접한 제1 부분(32) ― 상기 핀(30)은 상기 제1 부분(32)의 길이를 따라 비교적 날카로운 모서리들을 포함함 ―, 및
    상기 핀(30)의 형상이 비교적 둥근 모서리들을 포함하도록 전환하는, 상기 중간면(46)에 인접한 제2 부분(34)을 포함하며,
    상기 비교적 둥근 모서리들은 상기 비교적 날카로운 모서리들보다 더 큰 반경을 갖는,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  7. 제1 항 또는 제2 항에 있어서,
    상기 중간면(46)에서의 상기 핀(30)의 폭(W1) 대 상기 각각의 교차점들(42, 44)에서의 상기 핀(30)의 폭(W2)의 비는 1.1 내지 2의 범위에 있는,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  8. 제1 항 또는 제2 항에 있어서,
    단면 형상들(60, 60', 70, 70') 각각은 직교 축들을 따라 각각의 높이(H2, H1) 및 각각의 폭(W2, W1)에 의해 규정된 세장형 형상을 포함하고,
    상기 각각의 높이(H2, H1)는 상기 각각의 폭(W2, W1)보다 더 큰,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  9. 제8 항에 있어서,
    상기 제1 단면 형상(60)은 직사각형이고,
    상기 제2 단면 형상(70)은 한 쌍의 볼록한 곡선들(74)에 의해 대향 단부들에서 연결되는 한 쌍의 평행한 직선 변들(72)을 포함하는 경주로(racetrack)인,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  10. 제8 항에 있어서,
    상기 제1 단면 형상(60')은 비교적 날카로운 모서리들(66')에 의해 규정된 I-빔(I-beam)이고,
    상기 제2 단면 형상(70')은 비교적 둥근 모서리들(76')에 의해 규정된 수정된 I-빔이며,
    상기 비교적 둥근 모서리들은 상기 비교적 날카로운 모서리들보다 더 큰 반경을 갖는,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  11. 제1 항 또는 제2 항에 있어서,
    상기 제1 에어포일 벽(14)은 압력측 벽(pressure side wall)이고 상기 제2 에어포일 벽(16)은 흡입측 벽(suction side wall)인,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  12. 제11 항에 있어서,
    상기 내부 공동(26)은 상기 에어포일(10)의 후방 에지(trailing edge)(20)에 인접하게 위치되는,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  13. 제12 항에 있어서,
    상기 핀들(30)의 어레이는 핀들(30)의 다수의 열들을 포함하며,
    각각의 열은 상기 에어포일(10)의 스팬 방향(span-wise direction)을 따라 연장되고,
    상기 열들은 상기 에어포일(10)의 시위 방향(chord-wise direction)을 따라 서로 이격되며,
    이로써 열 내의 인접한 핀들(30) 사이에 시위 방향으로 연장되는 냉각 채널들(52)이 규정되고, 인접한 열들 내의 핀들(30) 사이에 스팬 방향으로 연장되는 냉각 채널들(54)이 규정되며,
    상기 시위 방향으로 연장되는 냉각 채널들(52)과 상기 스팬 방향으로 연장되는 냉각 채널들(54)은 상호 연결되어, 가압된 냉각 유체를 상기 핀들(30)의 열들로의 연속 충돌을 통해 상기 후방 에지(20) 쪽으로 유도하는,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
  14. 제13 항에 있어서,
    인접한 열들의 핀들(30)은 상기 스팬 방향으로 서로 엇갈리게 되는,
    터빈 엔진용 에어포일(10).
KR1020217003891A 2018-07-13 2018-07-13 핀들을 통합하는 터빈 엔진용 에어포일 KR102494689B1 (ko)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2018/042113 WO2020013863A1 (en) 2018-07-13 2018-07-13 Airfoil for a turbine engine incorporating pins

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20210028702A KR20210028702A (ko) 2021-03-12
KR102494689B1 true KR102494689B1 (ko) 2023-01-31

Family

ID=63078002

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020217003891A KR102494689B1 (ko) 2018-07-13 2018-07-13 핀들을 통합하는 터빈 엔진용 에어포일

Country Status (6)

Country Link
US (1) US11319818B2 (ko)
EP (1) EP3803057B1 (ko)
JP (1) JP7105360B2 (ko)
KR (1) KR102494689B1 (ko)
CN (1) CN112912592B (ko)
WO (1) WO2020013863A1 (ko)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102020106128A1 (de) * 2020-03-06 2021-09-09 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Strömungsmaschinenkomponente für eine gasturbine und eine gasturbine, die dieselbe besitzt

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001164901A (ja) 1999-06-30 2001-06-19 General Electric Co <Ge> 熱伝達性の向上したタービンエンジン部品並びにその製造法
US20050106021A1 (en) 2003-11-19 2005-05-19 General Electric Company Hot gas path component with mesh and dimpled cooling
US20180015536A1 (en) 2014-02-25 2018-01-18 Siemens Aktiengesellschaft Forming cooling passages in combustion turbine superalloy castings

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6331098B1 (en) * 1999-12-18 2001-12-18 General Electric Company Coriolis turbulator blade
US8668453B2 (en) * 2011-02-15 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Cooling system having reduced mass pin fins for components in a gas turbine engine
US9249675B2 (en) * 2011-08-30 2016-02-02 General Electric Company Pin-fin array
EP2682565B8 (en) * 2012-07-02 2016-09-21 General Electric Technology GmbH Cooled blade for a gas turbine
US9777635B2 (en) 2014-12-31 2017-10-03 General Electric Company Engine component
JP6671149B2 (ja) * 2015-11-05 2020-03-25 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、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001164901A (ja) 1999-06-30 2001-06-19 General Electric Co <Ge> 熱伝達性の向上したタービンエンジン部品並びにその製造法
US20050106021A1 (en) 2003-11-19 2005-05-19 General Electric Company Hot gas path component with mesh and dimpled cooling
US20180015536A1 (en) 2014-02-25 2018-01-18 Siemens Aktiengesellschaft Forming cooling passages in combustion turbine superalloy castings

Also Published As

Publication number Publication date
US20210156264A1 (en) 2021-05-27
CN112912592A (zh) 2021-06-04
JP2021535974A (ja) 2021-12-23
EP3803057A1 (en) 2021-04-14
US11319818B2 (en) 2022-05-03
WO2020013863A1 (en) 2020-01-16
JP7105360B2 (ja) 2022-07-22
KR20210028702A (ko) 2021-03-12
CN112912592B (zh) 2023-04-04
EP3803057B1 (en) 2022-11-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8668453B2 (en) Cooling system having reduced mass pin fins for components in a gas turbine engine
KR100577978B1 (ko) 가스 터빈 버킷
EP3436668B1 (en) Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall
US7300242B2 (en) Turbine airfoil with integral cooling system
CN108026775B (zh) 具有流动移位特征件的内部冷却的涡轮翼型件
US7762775B1 (en) Turbine airfoil with cooled thin trailing edge
US20190024515A1 (en) Turbine airfoil having flow displacement feature with partially sealed radial passages
CN109790754B (zh) 包括冷却回路的涡轮叶片
US20190024520A1 (en) Turbine blade cooling
KR102494689B1 (ko) 핀들을 통합하는 터빈 엔진용 에어포일
CN108779678B (zh) 具有后缘框架特征的涡轮翼型件
EP2920426B1 (en) Turbine blade with cooling arrangement
EP3645838B1 (en) Turbine airfoil with trailing edge features and casting core
US20150184518A1 (en) Turbine airfoil cooling system with nonlinear trailing edge exit slots
EP3353384A1 (en) Turbine airfoil with trailing edge cooling featuring axial partition walls
US10900361B2 (en) Turbine airfoil with biased trailing edge cooling arrangement
EP3767074A1 (en) Turbine airfoil component and components

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant