JP2003184574A - 断続したリブ付きの熱伝達面を有する部品壁 - Google Patents
断続したリブ付きの熱伝達面を有する部品壁Info
- Publication number
- JP2003184574A JP2003184574A JP2002344851A JP2002344851A JP2003184574A JP 2003184574 A JP2003184574 A JP 2003184574A JP 2002344851 A JP2002344851 A JP 2002344851A JP 2002344851 A JP2002344851 A JP 2002344851A JP 2003184574 A JP2003184574 A JP 2003184574A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wall surface
- rib
- rib portion
- component
- range
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F13/00—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing
- F28F13/02—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing by influencing fluid boundary
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—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
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F1/00—Tubular elements; Assemblies of tubular elements
- F28F1/10—Tubular elements and assemblies thereof with means for increasing heat-transfer area, e.g. with fins, with projections, with recesses
- F28F1/40—Tubular elements and assemblies thereof with means for increasing heat-transfer area, e.g. with fins, with projections, with recesses the means being only inside the tubular element
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F3/00—Plate-like or laminated elements; Assemblies of plate-like or laminated elements
- F28F3/02—Elements or assemblies thereof with means for increasing heat-transfer area, e.g. with fins, with recesses, with corrugations
- F28F3/04—Elements or assemblies thereof with means for increasing heat-transfer area, e.g. with fins, with recesses, with corrugations the means being integral with the element
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F2270/00—Thermal insulation; Thermal decoupling
-
- 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)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Geometry (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
例えばタービンエンジン部品に関する。 【解決手段】 部品(10)、例えばシュラウド、翼形
部等のようなタービンエンジン構成部品は、例えばエン
ジンの流れからの第1の温度を受ける第1壁面(12)
を有する壁(10)を備える。壁(10)は、ほぼ第1
壁面(12)に対向する第2壁面(14)を含み、該第
2壁面(14)は、冷却流体、例えば冷却空気に曝され
る。第2壁面(14)は、該第2壁面(14)から突出
して、該第2壁面(14)からの熱の伝達を助長する、
複数の隣接するリブ(16)を含む。リブ(16)は、
リブ部分(22)間の切れ目(20)において互いに間
隔を置いて設けられた、複数の細長いリブ部分(22)
を備え、切れ目(20)は、約0.002〜0.05インチ(0.0
508〜1.270mm)の範囲の切れ目長さ(24)を有する。
Description
熱伝達に関する。より具体的には、本発明は、第1の温
度の流体、例えばエンジンの流れに曝されるか又は該流
れにより影響を受ける第1壁面を有する部品、例えばタ
ービンエンジンの構成部品に関する。第1壁面は、第2
壁面にほぼ対向しており、この第2壁面は、例えば冷却
空気によって、該壁を通しての熱伝達により、第1の温
度より低い第2の温度まで温度を低下させることが望ま
れる。
スタービンエンジンの構成部品は、燃焼によるガス及び
/又は生成物の高温の流れの中で作動するか、もしくは
それに曝され又はそれを受ける。典型的な構成部品に
は、一般的にエンジンの燃焼器部分の下流の、内部流体
流路の壁だけでなく、固定シュラウド又はシュラウドセ
グメント及びその支持構造体、ブレード又は羽根又はス
トラットの静止又は回転翼形部のようなブレード構成部
材が含まれる。
エネルギーを発生させ取り出すのに用いる材料にとって
最も有効な、比較的高い温度でガスタービンエンジンを
運転することを望んでいる。しかしながら、そのような
高温は、部品を構成する材料が、機械的及び/又は物理
的特性を損なうことなく或はそのような材料を破壊する
ことなく、単独で耐えることが可能な温度よりも高い温
度である場合が多い。このため、様々なコーティング用
いて、及び/又は、部品の周り及び/又は内部に対流冷
却空気を衝突させるか又は流すことを用いて、壁の温度
を低下させ、過度の熱による損傷作用を減少させてき
た。
からの熱伝達率は、表面積及びその表面熱伝達係数に正
比例する。従って、このような表面積を増やすための種
々の表面構造が報告されている。例えば、特許文献1に
おいては、表面が、窪み或は隆条のような、間隔をおい
て設けられた複数の***を備える構成にして表面積を増
やし、表面からの熱伝達を高め、表面温度を低下させて
いる。熱伝達を高める目的で表面積を増やすための壁の
隆条及び溝の別の実施例が、特許文献2に示されてい
る。一般的に、この種の構造は、タービュレータと呼ば
れることもある。タービュレータの効果については、非
特許文献1において、より広範囲にわたって論じられて
いる。
ffects of Turbulator Profile and Spacing on Heat T
ransfer and Friction in a Channel 書籍名:Journa
l of Thermophysics and Heat Transfer, Vol.8, No.
3, 1994年7月から9月
らの熱伝達の向上を可能にするが、一般的に精密鋳造に
よって、熱伝達に対して最も望ましいサイズの窪みのよ
うな構造を製造することは、比較的低い鋳造歩留まりと
なっていた。例えば、熱伝達を高めるためには、約0.02
5〜0.040インチの範囲の直径及び高さを有する窪みを鋳
造することが望ましい。しかしながら、このように小さ
い窪みサイズは、例えば鋳型キャビティへの充填が十分
でないことに関係する問題のために、低い鋳造歩留まり
となっていた。上記特許文献2に記載されている、全体
的に連続する型の溝又はリブは、長手方向にほぼ連続し
ており、小さいサイズに鋳造することが容易である。し
かしながら、連続する溝又はリブの長さに沿ってほぼ並
行に冷却流体が流れる時に、冷却流体の断熱境界層が、
このような表面に沿って成長し又は延びて、熱伝達係数
が低下する結果となる。
を破壊し、その結果として熱伝達を高めた、好ましくは
比較的小さい寸法サイズの突出した細長いリブ型の表面
構造を得ることが望まれる。さらに、比較的小さいサイ
ズの断面寸法を持つリブが、比較的高い歩留まり率で精
密鋳造が可能であることが望まれる。
て、第1の温度を受ける第1壁面と、ほぼ対向する第2
壁面とを有する壁を備え、第2壁面が、該第2壁面を第
1の温度より低い第2の温度まで低下させるために冷却
流体に曝される。第2壁面は、該第2壁面からの熱の伝
達を助長するために、第2壁面から突出する、間隔を置
いて設けられた複数のリブを含む。境界層の断熱の問題
を破壊することによってリブからの熱伝達を高め、また
良好な鋳造歩留まりをも可能にするために、リブは、そ
の長さに沿って中断されている。第2壁面上に含まれる
リブは、複数の細長いリブ部分を備え、各リブ部分は、
該リブ部分間の切れ目において互いに間隔を置いて設け
られ、該リブ部分間の切れ目は、約0.002〜0.05インチ
(0.0508〜1.270mm)の範囲の切れ目長さを有する。部
品の精密鋳造の形態においては、リブ部分は、約0.002
〜0.05インチ(0.0508〜1.270mm)の範囲の断面幅寸
法、及び該リブ部分の断面幅寸法の少なくとも約10倍
のリブ部分長さを有する。
めの壁面タービュレータの一般的な一形態は、部品の壁
面に形成された溝から延びる、又は該溝の中を延びる細
長いリブのような複数の表面形状として記載されてい
る。その実施例が、上記特許文献2において、例えばタ
ービンのブレード又は羽根又はストラットの翼形部、及
びシュラウド等のタービン部品の壁に関する幾つかの実
施形態のなかで図示され記載されている。一般的に、そ
のような壁の表面形状は、壁面上にほぼ並行な配列で配
置されている。空気のような冷却流体は、そのような表
面形状に衝突するか又は該表面形状に沿って流れるよう
に向けられ、そのような表面形状から温度がより低い流
体に熱を除去することを可能にしている。普通、そのよ
うな構成部品の壁は、一般的に金属又は金属合金になっ
ている。しかしながら、他の材料、一般的にセラミック
又はセラミック母材複合体のような非金属を用いること
もできる。上述のように、熱伝達に有害な少なくとも1
つの問題がそのような構成に伴って存在する可能性があ
る。すなわち、ほぼ停滞した又は比較的動きの遅い冷却
流体の断熱境界層が、そのようなタービュレータと冷却
流体との境界面に形成される可能性がある。
境界層の形成を妨げるだけでなく、空気のような冷却流
体との相互作用のためのより広い表面積を備える、細長
いリブ構造を提供する。対流冷却された面からの熱伝達
率が表面積及びその熱伝達係数に正比例するということ
は、当業界はよく知られている。本発明の実施形態は、
熱伝達のためのより広い表面積を提供し、同時にリブ状
のタービュレータの表面における断熱境界層の形成を破
壊することによって表面からの熱伝達能力を高める。
般的に、部品の熱伝達面又は壁上の複数のリブ部分を形
成する、中断されたリブの形態になっている。リブ部分
は、例えば一般的に長方形、半円形、三角形等を含む種
々の断面形状とすることができる。壁面と一体のリブ
は、種々の工業的に利用されている方法によって形成す
ることができ、それら方法には、鋳造と、機械式、電解
式(そのうちの1つの方式は、工業的に電解加工又はE
CMと呼ばれている)及び放電式(そのうちの1つの方
式は、工業的に放電加工又はEDMと呼ばれている)の
機械加工を含む様々な方式の金属除去とを含む。一般的
に、ガスタービン技術においては、リブは、公知のロス
トワックス法と呼ばれることがある精密鋳造によって、
タービンブレード又は羽根のような部品の壁に設けられ
ている。
成し、部品の壁面上に断続するリブ配列を提供する。本
発明の評価において、協働する又は全体的に整列したリ
ブ部分の間の切れ目は、約0.002〜0.05インチ(0.0508
〜1.270mm)の範囲、好ましくは約0.005〜0.02インチ
(0.127〜0.508mm)の範囲の切れ目長さを有することが
分かった。約0.002インチより小さい切れ目長さでは上
述の断熱境界層の破壊が不十分となり、また、鋳造方式
で壁に鋳造することが困難であることが分かった。約0.
05インチより大きい切れ目長さでは、リブ部分の長さが
小さ過ぎて適切な対流冷却面が得られない結果となる。
リブ部分間の切れ目は、リブ部分自体に関して及び/又
は隣接するリブ部分に関して様々な方向とすることがで
きる。すなわち、一直線に整列させ、傾斜させ、又はオ
フセットさせることができる。しかしながら、そのよう
な評価において、リブ部分の表面形状を組合せること
で、賢明に選択された比較的少量の材料(例えば航空機
エンジンの重量の観点から)を用いて適切な熱伝達が得
られることが分かった。そのような表面形状は、約0.00
2〜0.05インチ(0.0508〜1.270mm)の範囲、好ましくは
約0.005〜0.02インチ(0.127〜0.508mm)の範囲のリブ
断面幅寸法、及び約0.002〜0.05インチ(0.0508〜1.270
mm)の範囲の部品の壁面からのリブ部分高さを有するリ
ブ部分を含む。
ける場合は、本発明の一実施形態は、比較的高い鋳造歩
留まり率となるリブ部分の表面形状範囲を含み、適切な
熱伝達面の形成に十分なリブ部分の材料を提供してい
る。精密鋳造による製造者にとって、リブ部分断面幅寸
法は、その断面幅寸法の少なくとも約10倍のリブ部分
長さ及び部品の表面から約0.002〜0.02インチ(0.0508
〜0.508mm)の範囲のリブ部分高さとの組合せにおい
て、約0.002〜0.02インチ(0.0508〜0.508mm)の範囲に
あることが好ましい。より具体的には、歩留まりを高め
る鋳造のためには、アスペクト比と呼ばれることがあ
る、リブ部分高さのリブ部分断面幅寸法に対する比率
は、1より大きくないことが好ましい。
いる図面を見ることによって、さらに十分に理解するこ
とができる。図1は、全体を符号10で示した、部品壁
の一部の部分断面斜視図であり、例えば回転タービンブ
レードの周りに配置されたガスタービンエンジンのター
ビンシュラウド又はシュラウドセグメントの壁である。
本発明の一実施形態が関連するそのようなシュラウド及
びシュラウドセグメントの一実施例が、Nichols
による米国特許第5,071,313号に記載されてい
る。本発明の実施形態が関連するタービンシュラウド及
びその支持構造体の別の実施例が、Proctor他に
よる米国特許第5,562,408号に記載されてい
る。
ンジンの流れの流路及び高温にさらされる半径方向の内
壁面12を備える。全体を符号14で示した半径方向の
リブ付き外壁面が内壁面12にほぼ対向しており、エン
ジン運転の間、該外壁面に沿って又は該外壁面に対して
冷却空気のような冷却流体が向けられる。半径方向の外
壁面14には、ほぼ並行で間隔を置いて設けられた断続
する複数のリブ16が配列され、これらのリブ16はシ
ュラウドの外面18からほぼ半径方向外向きに突出し、
壁から冷却流体への熱の放散を助ける。リブ16は、リ
ブを形成するために用いられる方法の機能に合わせて選
択された、様々な断面形状、例えば長方形、半円形、三
角形等とすることができる。
ブ付き外壁14の部分平面図により詳細に示されてい
る。その図において、シュラウド外面18から突出する
リブ16は、複数の切れ目20によって中断されて、複
数のリブ部分22を形成している。切れ目20は互いに
一直線に整列させること、隣接するリブ部分間でオフセ
ットさせること、及び、リブ部分の全体的な方向に対し
て様々な角度で配置すること等が可能である。幾つかの
実施例が図2に含まれている。しかしながら、本発明に
関して、図2に示されるリブ部分22間の切れ目間隔又
は切れ目長さ24は約0.002〜0.05インチ(0.0508〜1.2
70mm)の範囲でなければならないことが分かった。約0.
002インチより小さい切れ目長さでは、リブ部分22を
又は該リブ部分22の周りを流れる冷却流体の境界層を
十分に破壊して、リブ部分からの熱伝達を高めることが
できない。約0.05インチより大きい切れ目長さでは、リ
ブ部分の材料の量が減少して、リブ部分からの熱伝達を
高めるのに十分な表面積が得られない。さらに、適切な
熱伝達に十分な表面積を得るために、リブ部分は、図3
に示すように、約0.002〜0.05インチ(0.0508〜1.270m
m)の範囲のリブ部分高さ28を有することが好まし
い。リブ部分高さ28のリブ断面幅寸法26に対する比
率は本明細書ではアスペクト比と呼ばれ、約1より大き
くないことが好ましい。
壁10のシュラウド面18から突出する2つ隣接するリ
ブ部分の部分断面図である。精密鋳造によって形成され
る、本発明の部品のこれらの実施形態においては、さら
に、図2及び図3に示すように、リブ部分は、約0.002
〜0.02インチ(0.0508〜0.508mm)の範囲の断面幅寸法
26、リブ部分の断面幅寸法の少なくとも10倍のリブ
部分長さ30、及び約1より大きくない、リブ部分高さ
のリブ部分断面幅寸法に対するアスペクト比を有するこ
とが分かっている。このような範囲は、鋳込み材料を鋳
型いっぱいに充填することを可能にすることによって比
較的高い鋳造歩留まりをもたらすために必要である。
施例、材料、及び実施形態に関連して説明してきた。し
かしながら、それらは、本発明の技術的範囲に何らかの
限定を加えるものではない。本発明に含まれる様々な技
術、例えばタービンエンジン、高温材料、及び流体の流
れとそこからの熱伝達に関連する技術に精通した当業者
には、本発明は、添付した特許請求の範囲の技術的範囲
から逸脱することなく、変更及び改良が可能であること
が明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された
符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範
囲を実施例に限縮するものではない。
けられたリブ部分を含む複数のリブを示す、タービンシ
ュラウドのような部品の壁の一部の概略部分断面斜視
図。
図1の壁の一部の概略部分平面図。
分断面図。
Claims (11)
- 【請求項1】 第1の温度を受ける第1壁面(12)と
ほぼ対向する第2壁面(14)とを有する壁を備え、該
第2壁面(14)が該第2壁面(14)を前記第1の温
度より低い第2の温度まで温度を低下させるために冷却
流体に曝され、且つ該第2壁面(14)が、該第2壁面
(14)からの熱の伝達を助長するために、該第2壁面
(14)から突出し間隔を置いて設けられた複数のリブ
(16)を含んでいる、部品(10)であって、 前記第2壁面(14)は、各々が複数の細長いリブ部分
(22)を備える断続したリブを含み、該リブ部分(2
2)の各々が該リブ部分(22)間の切れ目(20)に
おいて互いに間隔を置いて設けられ、 前記リブ部分(22)間の前記切れ目(20)は、約0.
002〜0.05インチ(0.0508〜1.270mm)の範囲の切れ目長
さ(24)を有する、ことを特徴とする部品(10)。 - 【請求項2】 前記リブ部分(22)は、約0.002〜0.0
5インチ(0.0508〜1.270mm)の範囲の、前記第2壁面
(14)からのリブ部分高さ(28)を有することを特
徴とする、請求項1に記載の部品(10)。 - 【請求項3】 前記リブ(16)が、ほぼ真っ直ぐで、
全体的に互いに整列していることを特徴とする、請求項
1に記載の部品(10)。 - 【請求項4】 前記壁(10)は、鋳物品であって、 前記リブ部分(22)は、約0.002〜0.05インチ(0.050
8〜1.270mm)の範囲のリブ断面幅寸法(26)を有し、 前記リブ部分(22)は、前記断面幅寸法(26)の少
なくとも約10倍のリブ部分長さ(30)を有し、 前記リブ部分高さ(28)は、約0.002〜0.02インチ(0.0
508〜0.508mm)の範囲にあり、 前記リブ部分高さ(28)の前記リブ部分断面幅寸法
(26)に対するアスペクト比は、約1より大きくな
い、 ことを特徴とする、請求項2に記載の部品(10)。 - 【請求項5】 前記切れ目長さ(24)は、約0.005〜
0.02インチ(0.127〜0.508mm)の範囲にあり、 前記リブ断面幅寸法(26)は、約0.005〜0.02インチ
(0.127〜0.508mm)の範囲にある、ことを特徴とする、
請求項4に記載の部品(10)。 - 【請求項6】 ガスタービンエンジンシュラウドの形態
であって、 前記第1壁面(12)は、該エンジンのガス流路におい
てエンジンのほぼ半径方向内向きに面する、該エンジン
のアセンブリのためのものであり、 前記第2壁面(14)は、該エンジンのほぼ半径方向外
向きに面し、そこに冷却空気が向けられる、ことを特徴
とする、請求項1に記載の部品(10)。 - 【請求項7】 前記リブ部分(22)は、約0.002〜0.0
5インチ(0.0508〜1.270mm)の範囲の、前記第2壁面
(14)からのリブ部分高さ(28)を有することを特
徴とする、請求項6に記載の部品(10)。 - 【請求項8】 鋳造されたガスタービンエンジンのター
ビンシュラウドセグメントの形態であって、 前記第1壁面(12)は、該エンジンの燃焼ガスに面し
かつ該燃焼ガスに曝されるためのものであり、 前記第2壁面(14)上の前記リブ部分(22)は、 (a)約0.005〜0.02インチ(0.127〜0.508mm)の範囲
のリブ断面幅寸法(26)と、 (b)約0.005〜0.02インチ(0.127〜0.508mm)の範囲
の、間隔を置いて設けられたリブ部分(22)間の切れ
目長さ(24)と、 (c)前記断面幅寸法(26)の少なくとも10倍のリ
ブ部分長さ(30)と、 (d)約0.002〜0.02インチ(0.0508〜0.508mm)の範囲
のリブ部分高さ(28)と、 (e)約1より大きくない、前記リブ部分高さ(28)
の前記リブ部分断面幅寸法(26)に対するアスペクト
比と、を有する、ことを特徴とする、請求項7に記載の
部品(10)。 - 【請求項9】 ガスタービンエンジン構成部品のうちの
翼形部の形態であって、 前記第1壁面(12)は、該エンジンの流通ガスに曝さ
れるための、前記翼形部の外面であり、 前記第2壁面(14)は、そこに冷却空気が向けられ
る、前記翼形部の内壁面である、ことを特徴とする、請
求項1に記載の部品(10)。 - 【請求項10】 前記リブ部分(22)は、約0.002〜
0.05インチ(0.0508〜1.270mm)の範囲の、前記第2壁
面(14)からのリブ部分高さ(28)含むことを特徴
とする、請求項9に記載の部品(10)。 - 【請求項11】 前記翼形部は、鋳物品であり、 前記第2壁面(14)上の前記リブ部分(22)は、 (a)約0.005〜0.02インチ(0.127〜0.508mm)の範囲
の断面幅寸法(26)と、 (b)約0.005〜0.02インチ(0.127〜0.508mm)の範囲
の、間隔を置いて設けられたリブ部分(22)間の切れ
目長さ(24)と、 (c)前記断面幅寸法(26)の少なくとも10倍のリ
ブ部分長さ(30)と、 (d)約0.002〜0.02インチ(0.0508〜0.508mm)の範囲
のリブ部分高さ(28)と、 (e)約1より大きくない、前記リブ部分高さ(28)
の前記リブ部分断面幅寸法(26)に対するアスペクト
比と、を有する、ことを特徴とする、請求項10に記載
の部品(10)。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/997,183 US6612808B2 (en) | 2001-11-29 | 2001-11-29 | Article wall with interrupted ribbed heat transfer surface |
US09/997183 | 2001-11-29 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2003184574A true JP2003184574A (ja) | 2003-07-03 |
JP4181860B2 JP4181860B2 (ja) | 2008-11-19 |
Family
ID=25543731
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2002344851A Expired - Fee Related JP4181860B2 (ja) | 2001-11-29 | 2002-11-28 | 断続したリブ付きの熱伝達面を有する部品壁 |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6612808B2 (ja) |
EP (1) | EP1316772A1 (ja) |
JP (1) | JP4181860B2 (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2016098670A (ja) * | 2014-11-19 | 2016-05-30 | アイシン高丘株式会社 | タービンハウジング |
Families Citing this family (27)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB0222352D0 (en) * | 2002-09-26 | 2002-11-06 | Dorling Kevin | Turbine blade turbulator cooling design |
US7435058B2 (en) | 2005-01-18 | 2008-10-14 | Siemens Power Generation, Inc. | Ceramic matrix composite vane with chordwise stiffener |
US7980818B2 (en) * | 2005-04-04 | 2011-07-19 | Hitachi, Ltd. | Member having internal cooling passage |
US8002168B2 (en) | 2005-09-06 | 2011-08-23 | Volvo Aero Corporation | Method of producing an engine wall structure |
US8479806B2 (en) * | 2007-11-30 | 2013-07-09 | University Of Hawaii | Two-phase cross-connected micro-channel heat sink |
US20090324401A1 (en) * | 2008-05-02 | 2009-12-31 | General Electric Company | Article having a protective coating and methods |
US8348613B2 (en) * | 2009-03-30 | 2013-01-08 | United Technologies Corporation | Airflow influencing airfoil feature array |
US8535006B2 (en) * | 2010-07-14 | 2013-09-17 | Siemens Energy, Inc. | Near-wall serpentine cooled turbine airfoil |
GB201016335D0 (en) | 2010-09-29 | 2010-11-10 | Rolls Royce Plc | Endwall component for a turbine stage of a gas turbine engine |
US20130028705A1 (en) * | 2011-07-26 | 2013-01-31 | Ken Lagueux | Gas turbine engine active clearance control |
US9080458B2 (en) | 2011-08-23 | 2015-07-14 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal with multi impingement plate assembly |
US8888442B2 (en) | 2012-01-30 | 2014-11-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Stress relieving slots for turbine vane ring |
JP6231071B2 (ja) * | 2012-03-22 | 2017-11-15 | ゼネラル エレクトリック テクノロジー ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツングGeneral Electric Technology GmbH | 冷却式の壁 |
US20130299145A1 (en) * | 2012-04-19 | 2013-11-14 | National University Of Singapore | Heat sink system |
EP2964891B1 (en) | 2013-03-05 | 2019-06-12 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine component arrangement |
US9874110B2 (en) | 2013-03-07 | 2018-01-23 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Cooled gas turbine engine component |
US20140326441A1 (en) * | 2013-05-06 | 2014-11-06 | GCorelab Private, Ltd. | Cluster of inclined structures |
US10422235B2 (en) * | 2014-05-29 | 2019-09-24 | General Electric Company | Angled impingement inserts with cooling features |
EP2974629A1 (en) | 2014-07-14 | 2016-01-20 | Norman & Jensen IVS | A cooking vessel and a method of producing a cooking vessel |
US10221715B2 (en) | 2015-03-03 | 2019-03-05 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine shroud with axially separated pressure compartments |
FR3046811B1 (fr) * | 2016-01-15 | 2018-02-16 | Snecma | Aube directrice de sortie pour turbomachine d'aeronef, presentant une fonction amelioree de refroidissement de lubrifiant |
CN106761948B (zh) * | 2016-11-28 | 2018-11-20 | 西北工业大学 | 一种用于涡轮叶片内冷通道的凹陷肋结构 |
US10247419B2 (en) * | 2017-08-01 | 2019-04-02 | United Technologies Corporation | Combustor liner panel with a multiple of heat transfer ribs for a gas turbine engine combustor |
CN107476885B (zh) * | 2017-09-15 | 2019-12-20 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种可实现高温环境下内外环机匣协调变形的结构 |
US10605087B2 (en) * | 2017-12-14 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | CMC component with flowpath surface ribs |
US11209224B2 (en) * | 2018-04-19 | 2021-12-28 | Raytheon Technologies Corporation | Mixing between flow channels of cast plate heat exchanger |
US20210231142A1 (en) * | 2019-08-21 | 2021-07-29 | Lockheed Martin Corporation | Submerged periodic riblets |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3864056A (en) * | 1973-07-27 | 1975-02-04 | Westinghouse Electric Corp | Cooled turbine blade ring assembly |
US5071313A (en) | 1990-01-16 | 1991-12-10 | General Electric Company | Rotor blade shroud segment |
JP3405997B2 (ja) * | 1991-10-23 | 2003-05-12 | 株式会社デンソー | インナーフィンおよびその製造方法 |
US5695322A (en) * | 1991-12-17 | 1997-12-09 | General Electric Company | Turbine blade having restart turbulators |
US5681144A (en) * | 1991-12-17 | 1997-10-28 | General Electric Company | Turbine blade having offset turbulators |
US5353865A (en) | 1992-03-30 | 1994-10-11 | General Electric Company | Enhanced impingement cooled components |
US5562408A (en) | 1995-06-06 | 1996-10-08 | General Electric Company | Isolated turbine shroud |
JPH1183368A (ja) * | 1997-09-17 | 1999-03-26 | Hitachi Cable Ltd | 内面溝付伝熱管 |
KR100518695B1 (ko) * | 1998-03-31 | 2005-10-05 | 산요덴키가부시키가이샤 | 흡수식 냉동기 및 그에 사용하는 전열관 |
US6142734A (en) | 1999-04-06 | 2000-11-07 | General Electric Company | Internally grooved turbine wall |
JP2000310495A (ja) * | 1999-04-26 | 2000-11-07 | Mitsubishi Shindoh Co Ltd | 内面溝付伝熱管 |
-
2001
- 2001-11-29 US US09/997,183 patent/US6612808B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-11-27 EP EP02258138A patent/EP1316772A1/en not_active Withdrawn
- 2002-11-28 JP JP2002344851A patent/JP4181860B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2016098670A (ja) * | 2014-11-19 | 2016-05-30 | アイシン高丘株式会社 | タービンハウジング |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20030099541A1 (en) | 2003-05-29 |
US6612808B2 (en) | 2003-09-02 |
EP1316772A1 (en) | 2003-06-04 |
JP4181860B2 (ja) | 2008-11-19 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2003184574A (ja) | 断続したリブ付きの熱伝達面を有する部品壁 | |
US8734108B1 (en) | Turbine blade with impingement cooling cavities and platform cooling channels connected in series | |
EP3224456B1 (en) | Airfoil for a gas turbine engine and corresponding method of manufacturing | |
JP4659188B2 (ja) | 優先的に冷却される後縁圧力壁を備えるタービン動翼 | |
US6991430B2 (en) | Turbine blade with recessed squealer tip and shelf | |
EP0852284B1 (en) | Turbulator configuration for cooling passages of an airfoil in a gas turbine engine | |
EP2071126B1 (en) | Turbine blades and methods of manufacturing | |
EP1561902B1 (en) | Turbine blade comprising turbulation promotion devices | |
US20100003142A1 (en) | Airfoil with tapered radial cooling passage | |
JP2004308658A (ja) | エーロフォイルの冷却方法とその装置 | |
JPH112101A (ja) | ガスタービン冷却動翼 | |
KR20090127913A (ko) | 가스 터빈 엔진의 안내 날개 어셈블리에 대한 안내 날개 덕트 요소 | |
US10364683B2 (en) | Gas turbine engine component cooling passage turbulator | |
US7387492B2 (en) | Methods and apparatus for cooling turbine blade trailing edges | |
WO2015134005A1 (en) | Turbine airfoil | |
JP2004003486A (ja) | ガスタービンエンジンのエーロフォイルの有効寿命を延ばすための方法及び装置 | |
US10689984B2 (en) | Cast gas turbine engine cooling components | |
WO2015116325A2 (en) | Turbine airfoil cooling system with nonlinear trailing edge exit slots | |
JPH05240003A (ja) | ガスタービン翼 | |
WO2019245546A1 (en) | Cooled turbine blade assembly, corresponding methods for cooling and manufacturing |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20051003 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20080304 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20080603 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20080805 |
|
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20080901 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110905 Year of fee payment: 3 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |