KR20060052313A - 세 개 통로를 갖는 사형 냉각 채널 및 마이크로회로를구비한 에어포일 - Google Patents

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브레트 텔러
영 콘
도미닉 몽길로
에드워드 에프. 피에트라스키윅스
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유나이티드 테크놀로지스 코포레이션
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Abstract

에어포일, 즉 개시된 실시예에서 로터 블레이드는 사형 냉각 통로를 갖는다. 코리올리 효과를 가장 잘 설명하기 위해, 사형 냉각 채널의 통로는 사다리꼴 단면을 갖는다. 사다리꼴형 통로의 작은 측부와 로터 블레이드의 대향 벽 사이의 로터 블레이드의 영역은 높은 열 및 기계 응력을 갖고 적절한 냉각이 문제가 된다. 교차하는 받침부를 갖는 매우 얇은 냉각 회로인 마이크로회로가 이러한 영역 내에 매립된다. 마이크로회로는 추가의 냉각을 제공하고 이러한 영역의 냉각의 문제점을 처리한다.
에어포일, 사형 냉각 채널, 로터 블레이드, 마이크로회로, 받침부

Description

세 개 통로를 갖는 사형 냉각 채널 및 마이크로회로를 구비한 에어포일{AIRFOIL WITH THREE-PASS SERPENTINE COOLING CHANNEL AND MICROCIRCUIT}
도1은 본 발명을 포함하는 가스 터빈 엔진의 개략도.
도2는 본 발명의 제1 실시예의 도면.
도3은 종래 기술의 터빈 블레이드의 단면도.
도4는 종래 기술의 터빈 블레이드의 냉각 기류를 도시한 개략도.
도5는 제1 실시예의 터빈 블레이드 중 본 발명의 부분을 도시한 도면.
도6은 도5의 실시예의 하나의 특징을 도시한 개략도.
도7은 제2 실시예를 도시한 도면.
도8은 본 발명과 함께 이용될 수 있는 마이크로회로 냉각 설계의 일 실시예의 확대 개략도.
도9는 마이크로회로 냉각 설계의 다른 실시예의 확대 개략도.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>
10 : 엔지
11 : 터빈
14 : 팬
16: 압축기
18 : 연소부
20 : 회전 블레이드
32 : 플랫폼
36 : 냉각 채널
46 : 가압 벽
50 : 마이크로회로
51 : 흡입 벽
본 발명은 터빈 블레이드 또는 베인과 같은 에어포일에 사용되기 위한 냉각 구성에 관한 것이고, 여기서 사형(serpentine) 냉각 채널이 응력이 높은 영역에서 추가의 냉각 마이크로회로에 의해 보충된다.
터빈 블레이드는 가스 터빈 엔진에서 이용된다. 공지된 바와 같이, 터빈 블레이드는 통상적으로 플랫폼 위로 연장되는 에어포일 형상을 갖는 플랫폼을 포함한다. 에어포일은 만곡되어, 가압 벽과 흡입 벽 사이에서 선단 에지에서 후단 에지까지 연장된다.
냉각 회로는 냉각 유체, 통상적으로 공기를 순환시키기 위해 에어포일 몸체 내에 형성된다. 냉각 회로의 하나의 형태는 사형 채널이다. 사형 채널에서, 공기는 복수의 통로를 통해 대향 방향으로 순차로 유동한다. 그 후, 공기는 초기에 터 빈 블레이드의 플랫폼으로부터 에어포일을 통하여 외향으로 제1 통로에서 유동하여 에어포일 단부에 근접한 위치에 도달될 수 있다. 그 후, 유동은 플랫폼으로 향해 다시 반대 방향으로 제2 통로에서 복귀된다. 통상적으로, 유동은 제3 통로에서 플랫폼으로부터 멀어지는 방향으로 다시 역류된다.
사형 채널의 통로 위치 및 형상은 많은 설계 고려 사항의 대상이 되어왔다.
가스 터빈 엔진 작동 중에, 통로 내부에서 유동하는 냉각 공기는 회전력을 받게 된다. 통로를 통한 유동과 이러한 회전의 상호작용으로 인하여, 통로에서의 내부 유동 순환을 일으키는 코리올리(Coriolis) 힘이 발생된다. 기본적으로, 코리올리 힘은 통로를 통하여 유동하는 냉각제의 속도 벡터와 회전하는 블레이드의 각속도 벡터의 벡터곱 결과에 비례한다. 따라서, 공기가 플랫폼으로부터 멀어지는지 또는 플랫폼으로 향하는지 여부에 따라, 코리올리 효과는 사형 채널 통로 중 서로 인접한 통로에서 상반된다.
코리올리 효과에 의해 생성된 흐름을 최적으로 이용하기 위해, 에어포일 설계자들은 유동 채널, 특히 사형 유동 통로의 일부인 통로는 사다리꼴 형상을 가져야 한다는 것을 알았다. 주로, 코리올리 효과는 각각의 유동 채널 내의 주 유동 방향이 형성된 후, 이러한 주 유동 각각의 측부상에 복귀 유동이 형성되게 한다. 냉각 공기는 특정 방향으로 유동하기 때문에, 에어포일 분야의 설계자는 이러한 주 방향에 의해 영향을 받는 측부의 열전달이 대향 측부보다 더 크다는 것을 알게 되었다. 따라서, 냉각 채널의 더 큰 측부가 주 유동 방향에 의해 영향을 받도록 사다리꼴 형상이 설계되고 있다. 언급된 바와 같이, 이러한 주 유동 방향은 전술된 제1 및 제3 통로에서 제2 통로와 다르다. 사형 유동을 위한 이러한 사다리꼴 형태의 통로에서, 사다리꼴의 작은 측부에 인접한 벽은 더 작은 냉각 표면 영역 및 더 낮은 냉각 효율을 갖는다.
또한, 몇몇 경우에서는 사다리꼴 통로의 작은 측부가 비교적 긴 거리로 벽으로부터 이격될 수 있다. 또한, 일련의 유동 통로는 일반적으로 비교적 높은 기계 및 열 응력을 받게 되는 굴곡이 큰 영역에 존재한다.
이러한 모든 이유 때문에, 사다리꼴 유동 통로 중 하나의 작은 측부 및 그 대향 벽 사이의 영역은 추가적인 냉각에 의해 이점을 얻을 수 있는 영역이다.
최근에, 본 발명의 양수인은 에어포일의 벽에 매립된 마이크로회로라고 불리는 냉각 회로를 개발하였다. 이들 마이크로회로는 2003년 8월 8일 출원되어 계류중인 발명의 명칭이 "마이크로회로 에어포일 본체"인 미국 특허 출원 제10/637,352호에 개시되어 있다. 이러한 마이크로회로는 사형 채널의 사다리꼴 유동 통로의 작은 측부와 대향 벽 사이의 상기 영역에서 사용되도록 개시된 것은 아니다.
개시된 본 발명의 실시예에서, 에어포일은 사형 채널의 통로 중 하나의 작은 측부와 인접 벽 사이의 영역에 매립된 마이크로회로 냉각 회로를 갖는다. 이러한 마이크로회로는 사형 채널의 다른 통로 중의 하나로부터 냉각 공기를 제공받는다. 또한, 개시된 실시예에서 마이크로회로는 인접 벽에서 에어포일 표면에 필름 냉각을 제공하기 위해 일련의 작은 개구를 통해 공기를 배출한다.
마이크로회로의 위치는 에어포일 블레이드 벽의 고곡률 영역과 정렬된다. 이러한 추가 이유 및 전술된 이유 때문에, 이러한 영역은 높은 열 및 기계 응력을 받게 된다. 따라서, 마이크로회로는 추가 냉각으로부터 이점을 크게 얻을 수 있는 위치에 존재한다.
마이크로회로는 통로에 인접한 위치에서, 통로와 가압 벽 사이의 벽에 매립된다. 마이크로회로는 양호하게는 작은 측부와 대향 가압 벽 사이에서 측정된 치수면에서 매우 작다. 또한, 마이크로회로는 양호하게는 플랫폼으로부터 외향으로 연장된 방향을 따라 이격되어 있는 복수의 이격된 마이크로회로이다.
하나의 적용에서, 고응력 영역은 제2 통로의 작은 측부와 가압 벽 사이에 존재한다. 본 실시예에서, 마이크로회로는 양호하게는 제3 통로로부터 냉각 공기를 공급받는다.
본 발명은 또한 알 수 있는 바와 같이 통로의 작은 측부와 흡입 벽 사이에 마이크로회로를 제공한다. 따라서, 제2 실시예에서, 마이크로회로는 제1 통로의 작은 측부와 흡입 벽 사이에 위치된다. 본 실시예에서, 마이크로회로는 제2 유동 통로로부터 냉각 공기를 제공받는다.
본 발명의 이들 및 다른 특징은 이하의 명세서와 도면으로부터 잘 이해될 것이다.
도1에는 엔진 중앙선 또는 축방향 중앙축(12) 주위에 원주방향으로 배치된 동력 발생 또는 추진에 사용되는 가스 터빈과 같은 가스 터빈 엔진(10)이 도시되어 있다. 엔진(10)은 팬(14), 압축기(16), 연소부(18) 및 터빈(11)을 포함한다. 기 술 분야에 잘 알려진 바와 같이, 압축기(16)에서 압축된 공기는 연료와 혼합되어, 연소부(18)에서 연소되고 터빈(11)에서 팽창된다. 압축기에서 압축된 공기 및 터빈(11)에서 팽창된 연료 혼합물 둘 다는 고온 가스 흐름 유동으로 언급될 수 있다. 터빈(11)은 팽창에 응답하여 회전되어 압축기(16) 및 팬(14)을 구동시키는 로터(13, 15)를 포함한다. 터빈(11)은 회전 블레이드(20)와 정적 에어포일 또는 베인(19)의 교번식 열을 포함한다. 도1은 단지 도시를 목적으로 한 개략적인 것이고, 발전, 항공기 등에 사용되는 가스 터빈에 채택될 수 있는 본 발명을 제한하려는 것은 아니다.
도2에 도시된 회전 블레이드(20)는 플랫폼(32)에서 이격되어 상향으로 연장된 에어포일(34)을 갖는 플랫폼(32)을 갖는다. 본 발명이 터빈 블레이드에 도시되어 있지만, 본 발명은 베인(19)과 같은 정적 구조물에도 사용될 수 있다는 것을 이해해야 한다.
냉각 채널은 도3에 도시된 바와 같이 종래 기술의 에어포일(34)에 마련되어 있다. 냉각 채널(36)은 플랫폼(32)에 근접한 공급원으로부터 기류를 수용하여, 에어포일(34)의 길이를 따라 외향으로 기류를 유도한다. 통로(38, 40, 42)로 나타내진 사형 채널은 공기가 통로(38, 40, 42)를 통하여 순차로 유동함에 따라 외향 및 내향으로 공기를 순환시킨다.
도4에 개략적으로 도시된 바와 같이, 통로(38)는 플랫폼(32)으로부터 멀어지는 외향으로, 즉 "위"로 공기를 유도한 후, 공기를 "아래", 즉 내향 통로(40)로 연통시킨다. 통로(40)는 외향 유동 통로(42)에 연통된다.
도3에 도시된 바와 같이, 통로(38, 40, 42)의 단면은 사다리꼴이다. 전술된 바와 같이, 사다리꼴 형상은 코리올리 효과를 고려하여 최적으로 선택된 것이다. 따라서, 통로(38)는 큰 측부(37) 및 작은 측부(39)를 갖고, 통로(40)는 큰 측부(41) 및 작은 측부(43)를 갖고, 통로(42)는 큰 측부(45) 및 작은 측부(47)를 갖는다. 도3에 도시된 바와 같이, 각각의 통로(38, 40, 42)에서의 주 유동 방향은 가장 큰 측부(37, 41, 45) 각각을 향하게 된다. 전술된 바와 같이, 이는 코리올리 효과를 이용하여, 큰 측부에서의 열전달을 증가시킨다. 그러나, 이는 작은 영역에서는 열전달을 감소시키게 된다. 도시된 바와 같이, 에어포일(34)의 흡입 벽(51)은 통로(40)의 큰 측부(41) 및 통로(38, 42)의 작은 측부(39, 47) 각각에 인접해 있다. 에어포일의 가압 벽(46)은 통로(38, 42)의 큰 측부(37, 45) 각각에 인접해 있다. 또한, 통로(40)의 작은 측부(43)는 가압 벽(46)에 근접하여 위치된다. 도3에서 알 수 있는 바와 같이, 통로(40)의 작은 측부(43)와 가압 벽(46) 사이의 영역(100)도 고곡률 영역이다. 또한, 영역(100)에서 통로(40)의 작은 측부(43)와 가압 벽(46) 사이에는 상당한 거리가 있다.
영역(101)은 유사한 문제점을 갖는 다른 영역이다. 영역(101)은 통로(38)의 작은 측부(39)와 흡입 벽(51)으로부터 이격되어 있다. 영역(101)도 고곡률 영역이고, 높은 열 및 기계 응력을 받으며, 통로(38)의 작은 측부(39)로부터 이격된 점에서 유사한 냉각 특성을 갖는다.
영역(100, 101)은 몇몇 이유에서 상당한 응력을 받게 된다. 먼저, 이러한 영역들이 고곡률을 갖고 압력 또는 흡입 벽에 근접해 있는 사실로 인해 높은 열 및 기계 응력을 받게 된다. 또한, 통로(40)가 가압 벽(46)으로부터 비교적 멀리 떨어져 이격되어 있기 때문에, 영역(100)에서의 냉각 용량은 충분하지 않다. 유사한 문제가 영역(101)에 존재한다. 결국, 영역에 근접한 사다리꼴 형상의 작은 측부는 냉각 영역(100, 101)에서 감소된 표면 영역 및 냉각 효율을 갖는다. 이러한 모든 이유 때문에, 영역(100, 101)은 적절한 냉각이 필요한 영역이라는 문제가 있다.
도5에는 (즉, 영역(100)에서) 제2 통로(40)의 작은 측부(43)와 가압 벽(46) 사이에 포함된 마이크로회로(50)가 도시되어 있다. 특히, 복수의 받침부(pedestal)(112)가 마이크로회로(50) 내에 배치되고 마이크로회로(50)의 측부 사이에서 연장된다. 받침부(112)는 마이크로회로를 통한 냉각 공기의 유동을 제어함으로써 더 효율적인 열전달을 제공하는 것을 돕는다. 도시된 바와 같이, 통로(111)는 제3 통로(42)에서 마이크로회로(50)로 공기를 연통시킨다. 배출 구멍, 슬롯 또는 포트(52)는 영역(100)에 필름 냉각을 제공하기 위해 가압 벽(46) 면으로 연장된다.
마이크로회로는 그 기본 구조가 잘 도시되도록 과장된 폭으로 도시되어 있다. 정확한 치수 범위 등은 이하에 개시된다.
도6에서 알 수 있는 바와 같이, 복수의 마이크로회로는 양호하게는 도5의 평면 안팎으로 에어포일의 길이를 따라 이격되어 있다. 냉각 공기는 개구(111)를 통하여 통로(42)로부터 에어포일(34)에 매립된 일련의 마이크로회로(50)로 유입된다. 공기는 받침부(112)를 넘어 마이크로회로(50)를 통하여 배출 포트(52)로 유동된다.
도7에는 통로(38)의 작은 측부(39)와 흡입 벽(51) 사이의 영역(101)에 위치 된 다른 마이크로회로(150)의 실시예가 도시되어 있다. 여기서 다시, 유입 통로(154)는 사형 채널의 다른 통로(40)로부터 냉각 공기를 연통시킨다. 받침부(152)는 마이크로회로(150) 내에 위치되고, 배출 포트(160)는 흡입 벽(51)에 냉각 공기를 연통시킨다. 도7의 실시예는 양호하게는 도6에 도시된 바와 유사한 복수의 이격된 마이크로회로(150)를 포함한다.
마이크로회로의 세부 항목에는 많은 별개의 형상, 위치, 간격 등과 마이크로회로당 가변 수의 유입/배출 통로 및 받침부의 상대적인 형상과 크기가 포함된다. 몇몇 가능한 선택사항이 이하에 기술되지만, 단지 예시적인 것이다. 즉, 도5의 마이크로회로(50) 및 도7의 마이크로회로(150)는 도8 또는 도9의 구성이나, 또는 일부 다른 구성을 가질 수 있다. 이러한 적용을 위해, 마이크로회로는 양호하게는 추가 냉각이 유익한 영역에 위치되는 단지 매우 얇은 회로이다. 본 발명의 범주 내에 있는 마이크로회로는 받침부 형상 및 크기의 가변 조합을 가질 수 있다.
도8을 참조하면, 예시적인 마이크로회로(222)가 더 자세하게 도시되어 있다. 도8은 도5 또는 도7 위치 중 어느 하나에 이용될 수 있는 마이크로회로 냉각 설계의 확대도이다. 마이크로회로는 맞춤 가능하고 높은 대류 효율을 갖는 냉각을 제공한다. 높은 대류 효율과 함께, 높은 필름 효과가 진보된 냉각 구성을 위해 필요하다. 언급된 바와 같이, 도6은 에어포일(36)의 가압 벽(46)을 따라 이격되어 매립된 본 발명의 마이크로회로(50)를 도시한다. 마이크로회로는 기계 가공되거나 또는 다르게는 부품 내에 성형될 수 있다. 양호한 실시예에서, 마이크로회로는 내화 금속 형태로 형성되고 주조 전에 부분 주형내에 캡슐화된다. 몰리브덴(MO) 및 텅스텐(W)을 포함하는 몇몇 내화 금속은 니켈계 초합금의 통상적인 주조 온도를 초과하는 융점을 갖는다. 이러한 내화 금속은 터빈 및 연소기 냉각 설계에 필요한 냉각 채널 특성을 갖기 위해 필요한 크기의 가공된 얇은 시트 또는 형태로 생산될 수 있다. 양호하게는, 본 발명에 포함되는 부품들은 니켈계 합금 또는 코발트계 합금으로 부분적으로 또는 전체적으로 형성될 수 있다. 얇은 내화 금속 시트 및 포일은 절곡되어 복잡한 형상으로 형성될 수 있는 충분한 연성을 갖는다. 연성은 왁싱(waxing)/셸링(shelling) 사이클에 견딜 수 있는 견고한 설계를 가능하게 한다. 주조 후, 내화 금속은 화학적 제거, 열적 리칭(leeching) 또는 산화법과 같은 방법을 통하여 제거되어, 마이크로회로(222)를 형성하는 공동을 남기게 된다. 마이크로회로는 또한 세라믹 코어를 이용한 인베스트먼트(investment) 주조 기술을 사용하여 제조될 수 있음을 알 수 있다.
냉각 마이크로회로(222) 실시예의 "구획" 각각은 0.645 cm2(0.1 in2)만큼의 벽 표면 영역을 점유할 수 있다. 그러나, 마이크로회로(222)가 0.387 cm2(0.06 in2)보다 작은 벽 표면 영역을 점유하는 것이 더 통상적이고, 양호한 실시예의 벽 표면은 통상적으로 0.323 cm2(0.05 in2)에 가까운 벽 표면 영역을 점유한다. 예시적인 실시예에서, 벽 안으로 측정된 마이크로회로(222)의 두께(t)는 양호하게는 대략 0.031 cm(0.12 in) 내지 대략 0.064 cm(0.025in)이고, 가장 양호하게는 대략 0.043 cm(0.017 in)보다 작다. 이러한 치수는 대략 0.114 내지 0.318 cm (0.045 내지 0.125 in)의 두께를 갖는 터빈 블레이드에 대한 것이다.
마이크로회로(222)는 전방 단부(244), 후방 단부(245), 제1 측부(246), 제2 측부(248), 다수의 포스트(post) 열(250, 252, 254, 256) 또는 통로의 외부 벽(246, 265) 사이에서 각각 연장된 받침부(260, 262, 264, 266, 268)를 포함한다. 마이크로회로(222)는 그 전방 단부(244)와 후방 단부(245) 사이에서 폭방향으로 그리고 그 제1 측부(246)와 제2 측부(248) 사이에서 길이방향 또는 반경방향으로 연장된다. 흡입 구멍(111)(또는 도7의 154)은 제1 벽 부분을 통하여 연장되고, 에어포일(34)의 통로(42)(또는 40)로부터 마이크로회로(222)로 냉각 공기를 제공하기 위해 마이크로회로(222)의 후방 단부(245) 부근에 위치된다. 출구 또는 배출 구멍(52)(또는 160)은 전방 단부(244) 부근의 외부 벽을 통하여 연장되어 마이크로회로(222)로부터 벽 외부의 코어 가스 통로로 냉각 기류 통로를 제공한다. 마이크로회로(222)는 통상적으로 코어 가스 유동(G)의 유선을 따라 전후방향으로 배향되지만, 배향은 적용에 적합하도록 변화될 수 있다. 예시적인 실시예에서, 반경방향의 길이방향으로 연장된 흡입 구멍(111)을 형성하는 두 개의 레이스 트랙이 구비되어 있다. 예시적인 실시예에서, 출구 구멍(52)은 반경방향의 길이방향으로 연장된 슬롯이다. 입구 구멍(111)의 예시적인 길이(Lin)는 대략 0.064 cm(0.025 in)이고, 출구 구멍(52)의 길이(Lout)는 대략 0.254 cm(0.100 in)이다.
마이크로회로의 몇몇 예가 마이크로회로 개념의 다양성을 보여주기 위해 기술된다. 언급된 바와 같이, 이러한 예는 본 발명을 제한하는 것으로 취급되어서는 안 된다.
열(250)은 대체로 긴 형상의 직각 실린더로서 형성된 받침부(260)를 갖는다. 받침부(260)는 대략 0.102 cm(0.040 in)의 길이(L1)(열과 평행하게 측정됨), 대략 0.051 cm(0.020 in)의 폭(W1)(열과 수직으로 측정됨), 대략 0.152 cm(0.060 in)의 피치(P1), 대략 0.051 cm(0.020 in)의 간격(S1)을 갖는다. 피치는 열 내에서 각각의 받침부들 사이의 중앙 반경방향 간격으로 정의되다. 간격은 피치(P)의 길이에서 받침부 직경(D)의 길이를 뺀 것으로 정의된다. 열을 따르는 받침부 치수(L) 대 열의 피치(P)의 비는 받침부에 의해 차단되는 특정 열을 따르는 면적의 퍼센트를 정의하며, 이후에는 제한 또는 차단 계수로 칭한다. 상기에 명시된 치수에서, 제한 또는 차단 계수는 67%이다.
다음 열(252)은 대체로 긴 형상의 직각 실린더로서 형성된 받침부(262)를 갖는다. 받침부(264)는 대략 0.064 cm(0.025 in)의 길이(L2), 대략 0.038 cm(0.015 in)의 폭(W2), 대략 0.156 cm(0.0615 in)의 피치(P2) 및 대략 0.093 cm(0.0365 in)의 간격(S2)을 갖는다. 예시적인 실시예에서, L2 및 W2는 L1 및 W1보다 대체로 작다. 그러나, 피치(P2)는 P1과 대체로 동일하고, 또한 받침부(262)가 관련 간극(270)의 뒤에 존재하도록 위상이 완전히 다른 엇갈린 배치가 이루어진다. 대략 0.095 cm(0.0375 in)의 열 피치(R1)는 열(250, 252) 사이에 존재한다. 상기 명시된 치수에 대하여, 제한 또는 차단 계수는 42%이다.
다음 열(254)은 대체로 긴 형상의 직각 실린더로서 형성된 받침부(264)를 갖는다. 받침부(264)는 대략 0.064 cm(0.025 in)의 길이(L3), 대략 0.038 cm(0.015 in)의 폭(W3), 대략 0.156 cm(0.0615 in)의 피치(P3) 및 대략 0.046 cm(0.018 in) 의 간격(S3)을 갖는다. 예시적인 실시예에서, 이들은 상기 열(252)의 대응 치수와 대체로 유사하지만, 각각의 받침부(264)가 간극(272)의 바로 뒤에 존재하도록 위상이 완전히 다르다. 대략 0.084 cm(0.033 in)인 상기 열(252)과 열(254) 사이의 열 피치(R2)는 R1과 유사하다. 상기 명시된 치수에 대하여, 제한 또는 차단 계수는 42%이다.
다음 열(256)은 대략 0.051 cm(0.0200 in)의 직경(D4), 대략 0.097 cm(0.038 in)의 피치(P4) 및 대략 0.046 cm(0.018 in)의 간격(S4)을 갖는 사실상 완전 원형 실린더로서 형성된 받침부(266)를 갖는다. 예시적인 실시예에서, D4는 직사각형 받침부 길이보다 작다. 또한, 피치(P4)는 다른 열의 피치보다 작고, 간격(S4)은 열(250) 이외의 열의 간격보다 작다. 대략 0.036 cm(0.014 in)인 상기 열(254)과 열(256) 사이의 열 피치(R3)는 R1 및 R2와 유사하다. 상기 명시된 치수에 대하여, 제한 또는 차단 계수는 53%이다.
다음 열(258)은 각각 축(271)이 반경방향으로 연장되도록 받침부의 몸체를 관통하는 길이방향 축(271)을 갖는 두 개의 받침부(268)를 갖는다. 따라서, 받침부(268)는 도8에 도시된 바와 같이 반경방향으로 긴 형상이고 출구 구멍(263)과 정렬된다. 받침부(268)는 마이크로회로(222)의 전방 단부(244)의 출구 구멍(52)과 중앙 정렬된 간극(278)에 의해 분리된다. 반경방향에서 간극(278)의 길이(Lg)는 양호하게는 대략 0.038 cm(0.015 in) 이하이다. 받침부(268)는 대체로 출구 구멍(52)과 정렬되고 그를 향해 외향으로 연장되는 돌출부 또는 정점(276)을 갖는다. 예시적인 실시예에서, 반경방향을 따른 받침부(268)의 길이(L5)는 대략 0.201 cm(0.079 in)이다.
이와 같이, 열(250, 252, 254, 256, 258)이 상기에 기술되었고, 지금부터는 도8의 마이크로회로(50)에 의해 얻어질 수 있는 이점이 기술될 것이다. 받침부(260)의 제1 열(250)은 국부 속도를 제어하고 마이크로회로(50)를 통하여 유동하는 냉각 공기의 측방향 분산을 촉진할 수 있는 패턴으로 서로 이격되어 위치된다. 이러한 분산은 냉각 회로(222) 내의 열 픽업을 증가시키고 웨이크(wake)를 형성한다. 받침부(260)는 열(252)의 받침부(262)와 오프셋되거나 또는 엇갈리게 배치된다. 마찬가지로, 열(254)의 받침부(264)는 열(252)의 받침부(262)로부터 오프셋된다. 마이크로회로(222)를 통한 사실상의 직선 통로가 없도록 각각 충분히 오프셋된다. 공기가 받침부(262, 264)를 통과할 때, 웨이크는 더욱 균일한 유동 분포를 위해 감소된다. 이러한 결과는 열(250, 256)과 비교하여 열(252, 254)의 비교적 낮은 제한 계수에 의해 얻어진다. 따라서, 열(252, 254)은 후단의 웨이크 난류를 최소화하고 냉각 회로(222) 내의 웨이크/난류의 점진적인 전이를 제공한다. 공기가 다음 열(256)을 통과함에 따라, 공기는 계량되어 속도 및 열 전달을 증가시킨다. 열(250)은 열(252, 254, 256) 보다 더 큰 제한 계수를 갖는 것을 알아야 한다. 따라서, 마이크로회로(50) 내로의 공기류는 과도한 압력 강하없이 열 전달을 최소화하는 방법으로 분배된다.
공기가 열(250, 252, 254)을 통과함에 따라, 받침부(28)는 공기의 난류에 의해 생성되는 웨이크를 최소화한다. 웨이크 난류의 최소화는 마이크로회로(50) 내의 고온류 재순환을 방지하고 열 픽업을 용이하게 한다. 공기류가 받침부(268) 주 위로 유도될 때, 공기류는 출구 구멍(52)을 통해 균일하게 분배된다. 이제, 출구 구멍(52)을 위한 슬롯의 사용을 살펴보기로 한다. 공기가 슬롯을 빠져나갈 때, 압력(46) 또는 흡입(51) 측벽의 균일한 필름 블랭킷(blanket)이 각각 얻어진다. 따라서, 받침부(268)는 출구 구멍(52)(또는 160)을 통한 유동 스트리킹(streaking) 또는 분리된 제트류를 방지한다. 스트리킹은 출구 구멍(52)을 통해 빠져나가는 대응하는 공기 제트류가 금속의 균일한 커버를 제공하지 않고 벽(46)의 고온 스팟이 될 수 있게 하므로 바람직하지 않다.
양호하게는, 상술한 바와 같은 받침부(268)의 위치설정은 공기가 출구 구멍(52)(또는 160)을 통해 빠져나갈 때 공기의 매우 양호한 계량 제어를 가능하게 한다. 특히, 냉각 공기는 간극(278)을 통해 제1 및 제2 측부(246, 248)에 근접하는 받침부(268) 주위로 유동된다. 따라서, 공기가 열(256)을 통해 계량될 때, 유동의 일부는 간극(278)을 통과하고, 공기의 나머지는 받침부(268) 주위를 통과한다. 또한, 이런 식으로, 도9의 유선(0, 1, 1')으로 도시된 바와 같이, 출구 구멍(52)을 통한 공기류는 균일하게 분배된다. 중앙 유선(0)은 유선(1)이 유선(1')을 방해하도록 위로 교차하는 것을 허용하지 않도록 그리고 이와 반대가 되도록 작동한다. 따라서, 받침부(268)의 배향은 정확한 계량 제어를 보장하면서 직선 유동을 허용하여, 그 결과 개선된 필름 냉각 및 효율이 되게 한다.
도9를 참조하면, 마이크로회로(322)의 다른 실시예가 도시된다. 다른 도면에서 유사한 도면부호 및 표시는 유사한 요소들을 나타낸다. 본 선택적인 실시예의 마이크로회로(322)는 두 개의 출구 구멍(52)과, 세 개의 입구 구멍(111)을 갖는 다. 예시적인 실시예의 마이크로회로(322)는 냉각 구성 및 얻어지는 이점에 대해 더 기술된다. 예시적인 다른 실시예에서, 반경방향 종방향으로 연장되는 세 개의 레이스 트랙형 입구 구멍(111)과, 또한 반경방향 종방향으로 연장되는 바람직하게는 슬롯인 두 개의 출구 구멍(52)이 있다. 입구 구멍(111)의 예시적인 길이(Lin)는 약 0.635 mm(0.025 in)이고, 출구 구멍(52)의 길이(Lout)는 약 2.54 mm(0.100 in)이다.
마이크로회로(322)는 각각 받침부 또는 포스트(390, 392, 394, 396)의 열(380, 382, 384, 386)을 갖는다. 열(380)은 편평하고 유동 방향에 대체로 수직인 제1 측부(300)와, 그 다음 대체로 둥근 덮는 측부(302)가 있는 사실상 둥근 삼각형의 실린더로 형성된 받침부(390)를 갖는다. 받침부(390)는 약 0.838 mm(0.033 in)의 주축 길이(L1), 약 1.47 mm(0.058 in)의 피치(P1), 대략 0.457 mm(0.018 in)의 간격(S1)을 갖는다. 열(380)은 마이크로회로(322) 내로 유동하는 냉각 공기의 측방향 분산을 촉진한다. 상기에 명시된 치수에서, 제한 또는 차단 계수는 52%이다.
다음 두 개의 열(382, 384)은 각각 사실상 둥근 직사각형 실린더로 형성된 받침부(392, 394)를 갖는다. 받침부(392)는 대략 0.508 mm(0.020 in)의 직경(D1), 대략 0.376 mm(0.0148 in)의 간격(S2), 대략 0.89 mm(0.035 in)의 피치(P2)를 갖는다. 상기 명시된 치수에서, 제한 또는 차단 계수는 57%이다. 받침부(394)는 대략 0.508 mm(0.020 in)의 직경(D3), 대략 0.376 mm(0.0148 in)의 간격(S3), 대략 0.889 mm(0.035 in)의 피치(P3)를 갖는다. 상기 명시된 치수에서, 제한 또는 차단 계수는 57%이다. 받침부(392, 394)는 대체로 서로에 대해 오프셋 또는 엇갈리게 배치되고 그 사이를 통과하는 공기류를 계량하는 기능을 한다. 유동은 열(382, 384)에 의해 계량되어 유속, 국부적인 레이놀드수(Reynolds Number) 및 대응하는 내부 열전달 계수를 증가시킨다. 따라서, 받침부(394)의 집중은 열(380)의 받침부(390)보다 더 높은 제한 계수가 되게 한다.
마지막 열(386)은 두 개의 받침부(396)를 갖고, 각각의 받침부(396)는 각각의 두 개의 출구 구멍(52) 중 하나와 정렬된다. 받침부(396)는 반경방향으로 연장되는 종축(399)을 갖는다. 따라서, 받침부(396)는 반경방향으로 긴 형상이다. 각각의 받침부(396)는 대체로 각각의 출구 구멍(52)을 향해 외향으로 연장되는 돌출부 또는 정점(397)을 갖는다. 각각의 받침부(396)는 각각의 출구 구멍(52)(또는 160)과 대체로 중앙으로 정렬된다. 예시적인 실시예에서, 받침부(394)의 종방향 길이(L3)는 약 2.54 mm(0.100 in)이다.
따라서, 상기에서 열(380, 382, 384, 386)에 대해 기술되었고, 이제 도9의 마이크로회로(322)에 의해 얻어지는 이점이 기술된다.
받침부(390)의 제1 열(380)은 서로 이격되고, 국부적인 속도를 제어하고 마이크로회로(322)를 통해 유동하는 냉각 공기의 측방향 분산을 촉진하는 상술된 바와 같은 형상을 갖는다. 또한, 받침부(390)는 웨이크 난류를 최소화한다. 냉각 공기류는 측부(300) 상으로 충돌하고, 측부(302)에 의해 받침부(390) 주위로 가압되어 웨이크 형성을 감소시키고 받침부(390) 뒤의 고온 스팟을 방지한다.
다음 두 개의 열(382, 384)의 받침부(392, 394)는 서로에 대해 그리고 제1 열(380)의 받침부(390)에 대해 엇갈리게 배치된다. 따라서, 사실상 마이크로회로 (322)를 통한 직선 통로가 없다. 냉각 공기가 그 열을 통과할 때, 웨이크는 감소되어 더욱 균일한 유동 분배가 되게 한다.
양호하게는, 상술한 바와 같은 받침부(396)의 위치설정은 공기가 각각의 출구 구멍(52)(또는 160)을 통해 빠져나갈 때 냉각 공기의 매우 양호한 계량 제어를 가능하게 한다. 특히, 냉각 공기가 열(382, 384)을 통과할 때, 공기는 받침부(396) 상으로 충돌하여 받침부 주위로 유도되어 대응하는 출구 구멍(52)을 통해 빠져나간다. 또한, 이런 식으로, 유선(0, 1, 1')으로 도시된 바와 같이, 주 유선(0)은 출구 구멍(52)을 통한 균일한 유동 분배를 제공한다. 즉, 유선(1)은 유선(1')과 교차되지 않고, 그 반대도 마찬가지이다. 도8에 도시된 제1 실시예와 같이 주 유선(0)은 대응하는 출구 구멍(52)의 중앙과 대체로 정렬된다. 그러나, 선택적인 실시예에서, 받침부(396)는 출구 구멍(52)과 정렬되어, 받침부(396)의 길이(L3)의 대부분은 출구 구멍(52)에 노출된다. 이와 같이, 받침부를 포위하는 유선은 출구 구멍(52)을 통해 빠져나가는 것이 자유롭다. 따라서, 받침부(396)의 배향은 정확한 계량 제어를 보장하는 직선 유동을 가능하게 하고, 그 결과 필름 냉각 및 효율성을 개선시킨다.
따라서, 공기류는 받침부(396) 주위로 유도되고, 출구 구멍(52)을 통해 균일하게 분배된다. 이제, 출구 구멍(52)을 위해 슬롯을 사용하는 것을 살펴보기로 한다. 공기가 슬롯을 빠져나갈 때, 외부의 균일한 필름 블랭킷, 및 특히 압력 및/또는 흡입 측벽(46, 51)이 각각 얻어진다. 따라서, 받침부(396)는 출구 구멍(52)을 통한 유동 스트리킹 또는 분리된 제트류를 방지한다. 출구 구멍(52)(또는 160)을 통해 빠져나가는 중에 대응하는 공기 제트류가 금속의 균일한 커버를 제공하지 않아서 벽(24)의 고온 스팟이 가능하게 하므로, 스트리킹은 바람직하지 않다. 받침부(396)는 또한 공기가 열(380, 382, 384)을 통과할 때 공기의 난류에 의해 생성된 웨이크를 최소화하는 기능을 한다. 웨이크의 최소화는 마이크로회로(322) 내의 유동 재순환을 방지하고 열 픽업을 용이하게 한다.
특히, 에어포일의 향상된 구조적 일체성을 위해, 마이크로회로는 출구 구멍, 즉 슬롯이 동일 선상에 있지 않도록 벽 내에 배치된다.
예시적인 실시예에서, 복수의 마이크로회로가 압력 및/또는 흡입 측벽(46, 51) 내에 각각 배치된다. 또한, 각각의 마이크로회로의 내부 구멍(111)(154)은 각각의 통로(42, 40)를 통해 유동하는 냉각 공기 상의 코리올리 힘에 의해 유발된 반대 회전 순환에 대해 동일 방향으로 위치되어야 한다. 이런 식으로, 입구 구멍(111, 154) 및 마이크로회로(222, 322) 내로의 냉각 공기의 흡입을 돕기 위해 반대 회전 순환이 채택된다.
따라서, 본 발명은 높은 열 및 기계적 응력을 갖고 원하는 것보다 적은 냉각 용량이 제공되는 영역에 추가의 냉각을 제공한다.
본 발명의 바람직한 실시예가 기술되었지만, 본 기술 분야의 당업자는 본 발명의 범위 내에서 임의의 변경이 이루어질 수 있음을 인식할 것이다. 이러한 이유로, 이하의 특허청구범위로부터 본 발명의 기술사상 및 범위가 결정된다.
본 발명에 따르면, 터빈 블레이드 또는 베인과 같은 에어포일에 마이크로회 로 냉각 회로를 제공함으로써, 추가의 냉각을 제공하고 이러한 영역의 냉각 문제를 해결할 수 있다.

Claims (32)

  1. 기부에서 단부로 연장되고, 서로 이격되어 위치된 가압 벽과 흡입 벽을 갖는 만곡된 에어포일과,
    상기 에어포일 내의 가압 벽과 흡입 벽 사이에 형성된 냉각 채널들을 포함하고,
    상기 냉각 채널은 사형 채널을 포함하고, 상기 사형 채널은 상기 기부로부터 외향으로 상기 에어포일을 통해 상기 단부로 연장되는 제1 통로와, 상기 제1 통로와 연통되고 상기 기부를 향해 다시 냉각 유체가 복귀되게 하는 제2 통로와, 상기 제2 통로와 연통되고 상기 기부로부터 멀리 외향으로 다시 냉각 유체가 복귀되게 하는 제3 통로를 구비하고, 상기 제1, 제2 및 제3 통로는 각각 큰 측부와 작은 측부를 갖는 대체로 사다리꼴 형상의 단면을 갖고, 상기 제1 및 제3 통로의 상기 큰 측부는 상기 가압 벽 및 흡입 벽 중 하나와 대향하도록 위치되고, 상기 제1 및 제3 통로의 상기 작은 측부는 상기 가압 벽 및 흡입 벽 중 다른 하나와 대향하도록 위치되고, 상기 제2 통로의 상기 큰 측부는 상기 가압 벽 및 흡입 벽 중 상기 다른 하나와 대향하도록 위치되고, 상기 제2 통로의 상기 작은 측부는 상기 가압 벽 및 흡입 벽 중 상기 하나와 대향하도록 위치되고,
    상기 제1, 제2 및 제3 통로들 중 하나의 상기 작은 측부에 인접하면서, 상기 제1, 제2 및 제3 통로들 중 상기 하나의 상기 작은 측부와 상기 가압 벽 및 흡입 벽 중 대향하는 하나 사이의 상기 에어포일 내에 매립되는 마이크로회로 냉각 회로 로서, 상기 제1, 제2 및 제3 통로들 중 상기 하나의 상기 작은 측부와 상기 가압 벽들 중 상기 대향하는 하나 사이의 영역에 추가의 냉각을 제공하도록 냉각 유체를 수용하고, 상기 제1, 제2 및 제3 통로보다 더 작은 단면을 갖는 마이크로회로 냉각 회로와,
    상기 마이크로회로 냉각 회로를 가로질러 연장되는 복수의 받침부를 더 포함하는 에어포일.
  2. 제1항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 제1, 제2 및 제3 통로들 중 상기 하나와 다른 상기 제1, 제2 및 제3 통로로부터 선택된 소스로부터 상기 냉각 유체를 수용하는 에어포일.
  3. 제2항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 제2 통로의 상기 작은 측부와 상기 가압 벽 사이에 위치되는 에어포일.
  4. 제3항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 제3 통로로부터 상기 냉각 유체를 수용하는 에어포일.
  5. 제2항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 제1 통로의 상기 작은 측부와 상기 흡입 벽 사이에 위치되는 에어포일.
  6. 제5항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 제2 통로로부터 상기 냉각 유체를 수용하는 에어포일.
  7. 제1항에 있어서, 냉각 유체는 필름 냉각을 제공하도록 상기 흡입 벽 및 가압 벽들중 상기 대향하는 하나 내의 복수의 개구를 통해 상기 마이크로회로 냉각 회로를 빠져나가는 에어포일.
  8. 제1항에 있어서, 상기 에어포일은 터빈 블레이드이고, 상기 기부는 플랫폼인 에어포일.
  9. 제1항에 있어서, 상기 냉각 유체는 공기인 에어포일.
  10. 제1항에 있어서, 상기 제1, 제2 및 제3 통로들 중 상기 하나의 상기 작은 측부와 상기 가압 벽 및 흡입 벽들 중 상기 하나 사이에서 측정된 상기 마이크로회로 냉각 회로의 두께는 대략 0.305 내지 0.635 mm(0.012 내지 0.025 in) 사이인 에어포일.
  11. 제1항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 에어포일의 상기 기부로부터 상기 단부로 연장되는 방향을 따라 이격되어 위치된 복수의 다른 마이크로회로를 포함하는 에어포일.
  12. 제1항에 있어서, 상기 받침부는 복수의 다른 형상을 포함하는 에어포일.
  13. 제12항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 기부로부터 상기 단부로 연장되는 방향을 따라 이격되어 위치된 복수의 마이크로회로 냉각 회로를 포함하는 에어포일.
  14. 제13항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로 내로의 복수의 입구가 있는 에어포일.
  15. 제13항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로로부터의 복수의 출구가 있는 에어포일.
  16. 제1항에 있어서, 상기 제1 및 제3 통로 상의 코리올리 효과는 상기 제2 통로 상의 코리올리 효과와 다르고, 코리올리 효과에 의한 주 유동 방향은 상기 제1, 제2 및 제3 통로 각각의 상기 큰 측부에 대해 유도되는 에어포일.
  17. 터빈 블레이드이며,
    플랫폼의 외부로 연장되고, 서로 이격되어 위치된 가압 벽과 흡입 벽을 갖는 만곡된 에어포일과,
    상기 에어포일 내의 가압 벽과 흡입 벽 사이에 형성된 냉각 채널을 포함하고,
    상기 냉각 채널은 사형 채널을 포함하고, 상기 사형 채널은 상기 플랫폼으로부터 상기 플랫폼의 외향으로 상기 에어포일을 통해 연장되는 제1 통로와, 상기 제1 통로와 연통되고 상기 플랫폼을 향해 다시 냉각 유체가 복귀되게 하는 제2 통로와, 상기 제2 통로와 연통되고 상기 플랫폼으로부터 멀리 외향으로 다시 냉각 유체가 복귀되게 하는 제3 통로를 구비하고, 상기 제1, 제2 및 제3 통로는 각각 큰 측부와 작은 측부를 형성하는 대체로 사다리꼴 형상의 단면을 갖고, 상기 제1 및 제3 통로의 상기 큰 측부는 상기 가압 벽과 대향하도록 위치되고, 상기 제1 및 제3 통로의 상기 작은 측부는 상기 흡입 벽과 대향하도록 위치되고, 상기 제2 통로의 상기 큰 측부는 상기 흡입 벽과 대향하도록 위치되고, 상기 제2 통로의 상기 작은 측부는 상기 가압 벽과 대향하도록 위치되고,
    상기 제2 통로의 상기 작은 측부와 상기 가압 벽 사이에 위치되는 마이크로회로 냉각 회로로서, 상기 제2 통로의 상기 작은 측부와 상기 가압 벽 사이의 영역에 추가의 냉각을 제공하도록 냉각 유체를 수용하고, 상기 제1 및 제3 통로 중 하나로부터 냉각 유체를 수용하고, 필름 냉각을 제공하도록 상기 가압 벽 상으로 상기 냉각 유체를 통과시키기 위해 상기 가압 벽 내의 복수의 개구와 연통되고, 상기 제1, 제2 및 제3 통로보다 더 작은 단면을 갖는 마이크로회로 냉각 회로를 더 포함하는 터빈 블레이드.
  18. 제17항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 제3 통로로부터 냉각 유체를 수용하는 터빈 블레이드.
  19. 가스 터빈 엔진이며,
    팬과,
    압축기와,
    연소부와,
    로터 블레이드 및 베인을 갖는 터빈을 포함하고,
    상기 로터 블레이드 및 베인은 기부와 단부를 구비하는 에어포일을 갖고,
    상기 에어포일은 흡입 벽과 가압 벽 사이에서 연장되고,
    상기 에어포일 내의 흡입 벽과 가압 벽 사이에는 냉각 채널이 형성되고,
    상기 냉각 채널은 사형 채널을 포함하고,
    상기 사형 채널은 상기 기부로부터 외향으로 상기 에어포일을 통해 상기 단부로 연장되는 제1 통로와, 상기 제1 통로와 연통되고 상기 기부를 향해 다시 냉각 유체가 복귀되게 하는 제2 통로와, 상기 제2 통로와 연통되고 상기 기부로부터 멀리 외향으로 다시 냉각 유체가 복귀되게 하는 제3 통로를 구비하고,
    상기 제1, 제2 및 제3 통로는 각각 큰 측부와 작은 측부를 형성하는 대체로 사다리꼴 형상의 단면을 갖고,
    상기 제1 및 제3 통로의 상기 큰 측부는 상기 가압 벽 및 흡입 벽 중 하나와 대향하도록 위치되고, 상기 제1 및 제3 통로의 상기 작은 측부는 상기 가압 벽 및 흡입 벽 중 다른 하나와 대향하도록 위치되고,
    상기 제2 통로의 상기 큰 측부는 상기 가압 벽 및 흡입 벽 중 상기 다른 하나와 대향하도록 위치되고, 상기 제2 통로의 상기 작은 측부는 상기 가압 벽 및 흡입 벽 중 상기 하나와 대향하도록 위치되고,
    상기 제1, 제2 및 제3 통로들 중 하나의 상기 작은 측부에 인접하면서, 상기 제1, 제2 및 제3 통로들 중 상기 하나의 상기 작은 측부와 상기 가압 벽 및 흡입 벽 중 대향하는 하나 사이의 상기 에어포일 내에는 마이크로회로 냉각 회로가 매립되고,
    상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 제1, 제2 및 제3 통로들 중 상기 하나의 상기 작은 측부와 상기 가압 벽 사이의 영역에 추가의 냉각을 제공하도록 냉각 유체를 수용하는 가스 터빈 엔진.
  20. 제19항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 제1, 제2 및 제3 통로들 중 상기 하나와 다른 상기 제1, 제2 및 제3 통로로부터 선택된 소스로부터 상기 냉각 유체를 수용하는 가스 터빈 엔진.
  21. 제19항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 제2 통로의 상기 작은 측부와 상기 흡입 벽 사이에 위치되는 가스 터빈 엔진.
  22. 제21항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 제3 통로로부터 상기 냉각 유체를 수용하는 가스 터빈 엔진.
  23. 제19항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 제1 통로의 상기 작은 측부와 상기 흡입 벽 사이에 위치되는 가스 터빈 엔진.
  24. 제23항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 제2 통로로부터 상기 냉각 유체를 수용하는 가스 터빈 엔진.
  25. 제19항에 있어서, 상기 로터 블레이드들 중 상기 하나와 상기 베인은 로터 블레이드이고, 상기 기부는 플랫폼인 가스 터빈 엔진.
  26. 제19항에 있어서, 상기 제1, 제2 및 제3 통로들 중 상기 하나의 상기 작은 측부와 상기 가압 벽 및 흡입 벽들 중 상기 하나 사이에서 측정된 상기 마이크로회로 냉각 회로의 두께는 대략 0.305 내지 0.635 mm(0.012 내지 0.025 in)사이인 가스 터빈 엔진.
  27. 제19항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 플랫폼으로부터 상기 에어포일의 상기 단부로 연장되는 방향을 따라 이격되어 위치된 복수의 다른 마이크로회로를 포함하는 가스 터빈 엔진.
  28. 제19항에 있어서, 상기 받침부는 복수의 다른 형상을 포함하는 가스 터빈 엔진.
  29. 제28항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로는 상기 기부로부터 상기 단부로 연장되는 방향을 따라 이격되어 위치된 복수의 마이크로회로 냉각 회로를 포함하는 가스 터빈 엔진.
  30. 제29항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로 내로의 복수의 입구가 있는 가스 터빈 엔진.
  31. 제29항에 있어서, 상기 마이크로회로 냉각 회로로부터의 복수의 출구가 있는 가스 터빈 엔진.
  32. 제19항에 있어서, 상기 제1 및 제3 통로 상의 코리올리 효과는 상기 제2 통로 상의 코리올리 효과와 다르고, 코리올리 효과에 의한 주 유동 방향은 상기 제1, 제2 및 제3 통로 각각의 상기 큰 측부에 대해 유도되는 가스 터빈 엔진.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107683391A (zh) * 2015-06-03 2018-02-09 赛峰航空器发动机 具有优化冷却的燃烧室的环形壁

Families Citing this family (64)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7478994B2 (en) * 2004-11-23 2009-01-20 United Technologies Corporation Airfoil with supplemental cooling channel adjacent leading edge
US7241107B2 (en) * 2005-05-19 2007-07-10 Spanks Jr William A Gas turbine airfoil with adjustable cooling air flow passages
US7569172B2 (en) * 2005-06-23 2009-08-04 United Technologies Corporation Method for forming turbine blade with angled internal ribs
US8197184B2 (en) 2006-10-18 2012-06-12 United Technologies Corporation Vane with enhanced heat transfer
US7530789B1 (en) * 2006-11-16 2009-05-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with a serpentine flow and impingement cooling circuit
US7731481B2 (en) * 2006-12-18 2010-06-08 United Technologies Corporation Airfoil cooling with staggered refractory metal core microcircuits
US7775768B2 (en) * 2007-03-06 2010-08-17 United Technologies Corporation Turbine component with axially spaced radially flowing microcircuit cooling channels
US10156143B2 (en) * 2007-12-06 2018-12-18 United Technologies Corporation Gas turbine engines and related systems involving air-cooled vanes
US8177507B2 (en) * 2008-05-14 2012-05-15 United Technologies Corporation Triangular serpentine cooling channels
US8172533B2 (en) * 2008-05-14 2012-05-08 United Technologies Corporation Turbine blade internal cooling configuration
US8157527B2 (en) * 2008-07-03 2012-04-17 United Technologies Corporation Airfoil with tapered radial cooling passage
US8348614B2 (en) * 2008-07-14 2013-01-08 United Technologies Corporation Coolable airfoil trailing edge passage
US8572844B2 (en) * 2008-08-29 2013-11-05 United Technologies Corporation Airfoil with leading edge cooling passage
US8303252B2 (en) 2008-10-16 2012-11-06 United Technologies Corporation Airfoil with cooling passage providing variable heat transfer rate
US8109725B2 (en) 2008-12-15 2012-02-07 United Technologies Corporation Airfoil with wrapped leading edge cooling passage
US8353669B2 (en) * 2009-08-18 2013-01-15 United Technologies Corporation Turbine vane platform leading edge cooling holes
US8511994B2 (en) * 2009-11-23 2013-08-20 United Technologies Corporation Serpentine cored airfoil with body microcircuits
US9121290B2 (en) * 2010-05-06 2015-09-01 United Technologies Corporation Turbine airfoil with body microcircuits terminating in platform
US8535006B2 (en) 2010-07-14 2013-09-17 Siemens Energy, Inc. Near-wall serpentine cooled turbine airfoil
US10060264B2 (en) 2010-12-30 2018-08-28 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine and cooled flowpath component therefor
US9017027B2 (en) 2011-01-06 2015-04-28 Siemens Energy, Inc. Component having cooling channel with hourglass cross section
US8764394B2 (en) 2011-01-06 2014-07-01 Siemens Energy, Inc. Component cooling channel
US9022736B2 (en) 2011-02-15 2015-05-05 Siemens Energy, Inc. Integrated axial and tangential serpentine cooling circuit in a turbine airfoil
US9017025B2 (en) 2011-04-22 2015-04-28 Siemens Energy, Inc. Serpentine cooling circuit with T-shaped partitions in a turbine airfoil
US9127561B2 (en) * 2012-03-01 2015-09-08 General Electric Company Turbine bucket with contoured internal rib
US9243502B2 (en) 2012-04-24 2016-01-26 United Technologies Corporation Airfoil cooling enhancement and method of making the same
US20130280081A1 (en) * 2012-04-24 2013-10-24 Mark F. Zelesky Gas turbine engine airfoil geometries and cores for manufacturing process
US9296039B2 (en) 2012-04-24 2016-03-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil impingement cooling
US10100646B2 (en) 2012-08-03 2018-10-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling circuit
KR101573409B1 (ko) 2014-10-21 2015-12-01 연세대학교 산학협력단 후방분사방식을 이용한 막냉각 홀 배열 구조를 갖는 가스터빈 블레이드
US10294799B2 (en) * 2014-11-12 2019-05-21 United Technologies Corporation Partial tip flag
WO2016160029A1 (en) * 2015-04-03 2016-10-06 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade trailing edge with low flow framing channel
US10502066B2 (en) 2015-05-08 2019-12-10 United Technologies Corporation Turbine engine component including an axially aligned skin core passage interrupted by a pedestal
US10323524B2 (en) 2015-05-08 2019-06-18 United Technologies Corporation Axial skin core cooling passage for a turbine engine component
US10370978B2 (en) 2015-10-15 2019-08-06 General Electric Company Turbine blade
US10174620B2 (en) 2015-10-15 2019-01-08 General Electric Company Turbine blade
US10208605B2 (en) 2015-10-15 2019-02-19 General Electric Company Turbine blade
US10443398B2 (en) 2015-10-15 2019-10-15 General Electric Company Turbine blade
US10208671B2 (en) 2015-11-19 2019-02-19 United Technologies Corporation Turbine component including mixed cooling nub feature
US9932838B2 (en) * 2015-12-21 2018-04-03 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US9938836B2 (en) 2015-12-22 2018-04-10 General Electric Company Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
US9909427B2 (en) 2015-12-22 2018-03-06 General Electric Company Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
US10358928B2 (en) * 2016-05-10 2019-07-23 General Electric Company Airfoil with cooling circuit
FR3056631B1 (fr) * 2016-09-29 2018-10-19 Safran Circuit de refroidissement ameliore pour aubes
US10830060B2 (en) * 2016-12-02 2020-11-10 General Electric Company Engine component with flow enhancer
US10626733B2 (en) 2017-10-03 2020-04-21 United Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10626734B2 (en) 2017-10-03 2020-04-21 United Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10633980B2 (en) 2017-10-03 2020-04-28 United Technologies Coproration Airfoil having internal hybrid cooling cavities
US10704398B2 (en) 2017-10-03 2020-07-07 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having internal hybrid cooling cavities
EP3492702A1 (en) * 2017-11-29 2019-06-05 Siemens Aktiengesellschaft Internally-cooled turbomachine component
US10626735B2 (en) 2017-12-05 2020-04-21 United Technologies Corporation Double wall turbine gas turbine engine blade cooling configuration
US11028702B2 (en) * 2018-12-13 2021-06-08 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with cooling passage network having flow guides
US11149550B2 (en) 2019-02-07 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Blade neck transition
US10871074B2 (en) 2019-02-28 2020-12-22 Raytheon Technologies Corporation Blade/vane cooling passages
US11002638B2 (en) 2019-03-22 2021-05-11 Raytheon Technologies Corporation Multi-zone automatic magnetoscop inspection system
JP6666500B1 (ja) 2019-03-29 2020-03-13 三菱重工業株式会社 高温部品及び高温部品の製造方法
JP6636668B1 (ja) * 2019-03-29 2020-01-29 三菱重工業株式会社 高温部品、高温部品の製造方法及び流量調節方法
US11459897B2 (en) 2019-05-03 2022-10-04 Raytheon Technologies Corporation Cooling schemes for airfoils for gas turbine engines
US11220912B2 (en) 2020-04-16 2022-01-11 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with y-shaped rib
US20230417489A1 (en) * 2021-01-21 2023-12-28 Parker-Hannifin Corporation Heat exchanger with progressive divided flow circuit, structural load bearing design
US11629602B2 (en) * 2021-06-17 2023-04-18 Raytheon Technologies Corporation Cooling schemes for airfoils for gas turbine engines
CN113356931B (zh) * 2021-06-30 2022-12-09 西安交通大学 一种增强叶片尾缘开缝壁面冷却性能的造型微坑结构
US11905849B2 (en) 2021-10-21 2024-02-20 Rtx Corporation Cooling schemes for airfoils for gas turbine engines
US12065944B1 (en) 2023-03-07 2024-08-20 Rtx Corporation Airfoils with mixed skin passageway cooling

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4407632A (en) * 1981-06-26 1983-10-04 United Technologies Corporation Airfoil pedestaled trailing edge region cooling configuration
US5667359A (en) * 1988-08-24 1997-09-16 United Technologies Corp. Clearance control for the turbine of a gas turbine engine
US5720431A (en) * 1988-08-24 1998-02-24 United Technologies Corporation Cooled blades for a gas turbine engine
FR2678318B1 (fr) * 1991-06-25 1993-09-10 Snecma Aube refroidie de distributeur de turbine.
US5660524A (en) * 1992-07-13 1997-08-26 General Electric Company Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling
US5288207A (en) * 1992-11-24 1994-02-22 United Technologies Corporation Internally cooled turbine airfoil
US6168381B1 (en) 1999-06-29 2001-01-02 General Electric Company Airfoil isolated leading edge cooling
US6402470B1 (en) * 1999-10-05 2002-06-11 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
US6896487B2 (en) * 2003-08-08 2005-05-24 United Technologies Corporation Microcircuit airfoil mainbody

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107683391A (zh) * 2015-06-03 2018-02-09 赛峰航空器发动机 具有优化冷却的燃烧室的环形壁

Also Published As

Publication number Publication date
US20060093480A1 (en) 2006-05-04
SG122040A1 (en) 2006-05-26
CN1800588A (zh) 2006-07-12
EP1669546A2 (en) 2006-06-14
US7131818B2 (en) 2006-11-07
EP1669546A3 (en) 2009-12-02
TW200619494A (en) 2006-06-16
EP1669546B1 (en) 2011-06-29
TWI279481B (en) 2007-04-21
JP2006132536A (ja) 2006-05-25

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