JP2008157238A - Method for preventing backflow and forming cooling layer in airfoil - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、エーロフォイルにおいて逆流を防止し、かつ冷却層を形成させる方法に関する。特に、本発明は、冷却スロット入口で剥離領域が形成される位置において逆流を防止し、かつ冷却層を形成させる方法に関する。 The present invention relates to a method for preventing backflow and forming a cooling layer in an airfoil. In particular, the present invention relates to a method of preventing backflow and forming a cooling layer at a position where a separation region is formed at the cooling slot inlet.
ガスタービンエンジンは、タービンにより形成される流路を介して流れる高温燃焼ガス流からエネルギーを取り出す。典型的なタービンエンジンは、少なくとも1段のタービン動翼と該タービン動翼から離間する1段の静翼とを含む。各タービン段は、回転可能なハブまたはディスクのまわりにおいて周方向に離間するとともに該ハブまたはディスクから半径方向外方に延在する複数個のタービン動翼またはエーロフォイルからなって、各タービン動翼の一部分が前記流路内へと延在するとともに前記流路を通る燃焼ガス流と接触するようになっている。実際には、タービンエンジンは、多数の段の静翼および動翼からなる。 A gas turbine engine extracts energy from a hot combustion gas stream that flows through a flow path formed by the turbine. A typical turbine engine includes at least one stage turbine blade and a stage stationary blade spaced from the turbine blade. Each turbine stage consists of a plurality of turbine blades or airfoils circumferentially spaced about a rotatable hub or disk and extending radially outward from the hub or disk. A portion of the gas passage extending into the flow path and in contact with the flow of combustion gas through the flow path. In practice, a turbine engine consists of multiple stages of stationary and moving blades.
エンジン動作時においては、タービン動翼と静翼とを冷却して、高温燃焼ガスへの長時間の露出に耐える能力を高めることが必要である。動翼の冷却は、しばしば、動翼に沿って冷却フィルムを創出することによって達成される。所望の冷却フィルムを形成させるために、タービン動翼は、1列以上のフィルム穴と呼ばれる冷却空気供給穴を翼幅方向に分布させて含み、これらの穴は、動翼の表面に沿って配置される。これらのフィルム穴は、エーロフォイルの壁部を貫通して、動翼の内部を通過する冷却用流体と外部に配置される高温燃焼ガスとの間における連通を確立させる。加えて、動翼は、該動翼の後縁に沿って離間する複数個の冷却スロットを含む。これらのスロットは、動翼内に配置されるとともに、動翼後縁に沿って離間する出口開口を有する。エンジン動作時において、冷却用流体または空気は、一般にエーロフォイル圧縮機の上流の圧縮機により動翼に供給される。この冷却空気は、前記スロットを含む動翼の内側を通過して、フィルム穴および出口開口を介して動翼から流出する。冷却空気は、前記穴および冷却スロットから、一連の離散的噴流として流出する。前記スロットおよび穴から排出される空気は、動翼表面に沿って冷却フィルムを形成することを意図されている。 During engine operation, it is necessary to cool the turbine blades and the stationary blades to increase their ability to withstand prolonged exposure to hot combustion gases. The cooling of the blade is often accomplished by creating a cooling film along the blade. In order to form a desired cooling film, the turbine blade includes one or more rows of cooling air supply holes, called film holes, distributed in the width direction of the blade, and these holes are arranged along the surface of the blade. Is done. These film holes establish communication between the cooling fluid that passes through the airfoil wall and passes through the interior of the blade and the hot combustion gas disposed externally. In addition, the blade includes a plurality of cooling slots spaced along the trailing edge of the blade. These slots are located in the blade and have outlet openings spaced along the trailing edge of the blade. During engine operation, cooling fluid or air is generally supplied to the blades by a compressor upstream of the airfoil compressor. The cooling air passes through the inside of the blade including the slot and flows out of the blade through the film hole and the outlet opening. Cooling air exits the holes and cooling slots as a series of discrete jets. The air exhausted from the slots and holes is intended to form a cooling film along the blade surface.
図2の従来式のエーロフォイルは、従来技術のタービン動翼70の一例となっている。図2に示されているように、動翼70は、前縁71と後縁72と動翼後縁に設けられる複数個の平行な冷却スロット75とを含む。従来技術の動翼70において、各々の冷却スロットは、それに関連ある軸方向に延在するスロット基準線80を有する。各スロットは、入口62と出口63とを有する。この出口は、動翼の後縁に配置される。前記入口および出口は、軸方向に延在する動翼の長手に沿って実質的に同じ半径方向位置に配置される。簡単のために、図2において、基準線80は、スロットの全数より少なくなっているが、基準線は、全ての冷却スロット75に当てはまる。各々の冷却スロットは、自身のそれぞれの基準線80に対して平行である。
The conventional airfoil of FIG. 2 is an example of a
フィルム冷却は、エーロフォイル表面の温度を制御する効果的な手段となるが、実際には、冷却フィルムを効果的に作り出すことは困難である。従来の平行な冷却スロット配向に付随するひとつの欠点は、動翼において冷却スロットを介した燃焼ガスの逆流が生じやすいところにある。逆流は、冷却空気の静圧が流路を通って流れる燃焼ガスの静圧以下である場合に起こる。逆流が起こると、燃焼ガスは、冷却穴を介して冷却スロット内に流れ込む。 Although film cooling provides an effective means of controlling the temperature of the airfoil surface, in practice it is difficult to produce a cooling film effectively. One drawback associated with the conventional parallel cooling slot orientation is that the backflow of combustion gas through the cooling slot is likely to occur in the blade. Backflow occurs when the static pressure of the cooling air is below the static pressure of the combustion gas flowing through the flow path. When the reverse flow occurs, the combustion gas flows into the cooling slot through the cooling hole.
従来の動翼における逆流の問題を克服するために、高速の冷却空気が前記スロットおよび穴から高圧で排出されて逆流が防がれている。この相対的に高圧の冷却空気は、該冷却空気がエーロフォイルの表面および縁部に効果的に密着することを妨げられる速度を有して冷却スロットから排出されてしまう原因となりうる。その結果として、所望の冷却フィルムが動翼上において形成されなくなる。逆に、冷却空気が燃焼ガス中に直接流入するとともに、該燃焼ガスに混入されてしまう。その結果として、動翼の各冷却穴または冷却スロットのすぐ下流のエーロフォイル表面部分が燃焼ガスにさらされ、かつ冷却フィルムにより保護されなくなる。加えて、各々の冷却空気噴流は、局所的に燃焼ガス流と交差するとともに、該燃焼ガス流を二分して逆方向に渦巻く1対の微小な渦にしうる。燃焼ガスは、エーロフォイルの前記露出部分に侵入して、エーロフォイルに回復不能な損傷を与えうる。高温の逆流ガスは、エーロフォイルを急速に、かつ取り返しのつかないほど損傷しうる。 In order to overcome the problem of backflow in conventional blades, high-speed cooling air is discharged from the slots and holes at high pressure to prevent backflow. This relatively high pressure cooling air can cause the cooling air to be exhausted from the cooling slot at a rate that prevents the cooling air from effectively contacting the airfoil surface and edges. As a result, the desired cooling film is not formed on the blade. On the contrary, the cooling air flows directly into the combustion gas and is mixed into the combustion gas. As a result, the airfoil surface portion immediately downstream of each cooling hole or cooling slot of the blade is not exposed to the combustion gas and protected by the cooling film. In addition, each cooling air jet can locally intersect the combustion gas flow and bisect the combustion gas flow into a pair of small vortices swirling in opposite directions. Combustion gases can penetrate the exposed portion of the airfoil and cause irreparable damage to the airfoil. Hot counter-current gas can damage the airfoil rapidly and irreversibly.
したがって、エーロフォイル表面に沿った冷却フィルムの効果的な形成を促進する態様に配置される冷却スロットを有するエーロフォイルが必要とされている。 Accordingly, there is a need for an airfoil having cooling slots that are arranged in a manner that facilitates effective formation of a cooling film along the airfoil surface.
本願発明のひとつは、前縁と、後縁と、第1の翼端部に位置する羽根先端部および第2の翼端部に位置する羽根根元部であって、半径方向距離により分離される羽根先端部および羽根根元部と、前記前縁と後縁との間に延在する冷却通路と、前記冷却通路と連通して流体を受ける入口端部および前記後縁に近接する出口端部を有する少なくとも1個の冷却スロットとからなるエーロフォイルであって、前記少なくとも1個のスロットに関して前記入口および出口は、エーロフォイル内において異なる半径方向位置に配置されるエーロフォイルにおいて、逆流を防止し、かつ冷却層を形成させる方法において、前記冷却通路を介して第1の方向に冷却スロットの方へと冷却用流体を流動させる段階と、前記冷却通路を介して第2の方向に前記冷却スロットの方へと前記冷却媒体を流動させる段階と、前記冷却スロット入口に近接して剥離領域を形成させる段階と、前記冷却スロットを介して前記冷却媒体を流動させて前記スロットから流出させて、前記エーロフォイルの前記後縁において層を形成させる段階とからなる方法である。 One aspect of the present invention is a leading edge, a trailing edge, a blade tip located at the first blade tip, and a blade root located at the second blade tip, separated by a radial distance. A blade tip and a blade root; a cooling passage extending between the leading edge and the trailing edge; an inlet end communicating with the cooling passage to receive fluid; and an outlet end adjacent to the trailing edge. An airfoil comprising at least one cooling slot, wherein the inlet and outlet with respect to the at least one slot prevent backflow in the airfoil disposed at different radial locations within the airfoil; And forming a cooling layer by flowing a cooling fluid in the first direction through the cooling passage toward the cooling slot, and in the second direction through the cooling passage. Flowing the cooling medium toward the slot; forming a separation region proximate to the cooling slot inlet; causing the cooling medium to flow through the cooling slot and out of the slot; Forming a layer at the trailing edge of the airfoil.
前記の本発明により、エーロフォイルの冷却の改良が達成される。この改良は、複数個の角度付き冷却スロットを介して空気流を調量することによって達成される。さらにまた、エーロフォイルに冷却スロットを穿孔する代わりに、冷却スロットをエーロフォイル内に鋳造して、以って製造費用を削減し、かつ冷却スロットの創出時における有利な可変性を高めることができる。 With the present invention described above, improved cooling of the airfoil is achieved. This improvement is achieved by metering the air flow through a plurality of angled cooling slots. Furthermore, instead of drilling a cooling slot in the airfoil, the cooling slot can be cast into the airfoil, thus reducing manufacturing costs and increasing advantageous variability when creating the cooling slot. .
本明細書の締めくくりとして特許請求の範囲に特に本発明が示されるとともに弁別的に記載されているが、本明細書に示される実施例は、同様の参照符号により同様の要素が識別されている添付図面とともに以下の説明を読むことによって、よりよく理解されよう。 Although the invention is particularly pointed out and distinctively recited in the claims as a concluding statement of the specification, the embodiments shown herein are identified with like reference numerals with like reference numerals. A better understanding can be obtained by reading the following description in conjunction with the accompanying drawings.
図1は、例証的なガスタービンエンジン10の略図である。エンジン10は、ファン組立体12とコア・エンジン13と高圧圧縮機14と燃焼器16とを含む。エンジン10は、さらにまた、高圧タービン18と低圧タービン20とブースター22とを含む。ファン組立体12は、回転翼円板26から半径方向外方に延在する配列状のファン羽根24を含む。エンジン10は、空気がそれを介して流入する吸気側27と、空気がそれを介して該エンジンから流出する排気側29とを有する。ひとつの実施例において、ガスタービンエンジンは、オハイオ州シンシナティのゼネラル・エレクトリック社(General Electric Company)から入手可能であるGE90−115Bである。ファン組立体12とタービン20とは、軸31により結合される。圧縮機14とタービン18とは、軸33により結合される。
FIG. 1 is a schematic diagram of an exemplary
動作時において、空気は、ファン組立体12を通って軸方向に、エンジン10を通って延在する中心軸34に対して実質的に平行をなす方向に流れる。圧縮空気は、主として燃焼器16に高圧圧縮機14により供給される。ほとんどの高圧圧縮空気は、燃焼器16に送られる。燃焼器16からの空気流(図1には図示せず)は、タービン18および20を駆動し、タービン20は、軸31を介してファン12を駆動する。高圧タービン18は、配列状の動翼60を含む。
In operation, air flows axially through the
動翼またはエーロフォイル60が、図3により詳細に示されている。このエーロフォイルは、さらにまた、静翼であってもよい。エーロフォイル60は、前縁74と該前縁の反対側の後縁76とを含む。この動翼は、さらにまた、半径方向に互いに反対側の羽根先端部81と羽根根元部79とを含む。この先端部と根元部とは、半径方向に延在する距離によって分離される。前記動翼は、前記根元部においてロータ(図示せず)と結合される。流路に沿ってガスタービンエンジンを通って流れる空気は、前縁74から後縁76まで軸方向に前記動翼60を横切って流れる。圧縮冷却空気は、前記動翼内にエーロフォイルの前縁74の開口を介し、かつさらにまた入口通路77を介して流入する。通路77を通って流れる冷却空気は、半径方向外方に羽根先端部81の方へと流れる。入口通路が先端部81の方へと延在するにつれて、これらの通路は組み合わさって単一の冷却通路91となる。この冷却通路は、動翼の内側を通って蛇行状の態様に延在する。図3に示されているように、動翼60は、2個の入口を含むが、動翼60はいかなる適切な個数の入口通路77を含んでもよいことを理解されたい。図3の矢印は、一般に動翼60内における冷却空気の流動方向を表す。
The blade or
複数個の離間する静翼92が、入口通路77と先端部81との間において冷却通路91内に配置される。これらの静翼は、平行配列に配向されて、各静翼が配列内のその他の静翼に対して実質的に平行をなす。各静翼は、第1の端部94と第2の端部95とを有する。各静翼に関して、各個別の静翼の第1の端部94は、同じ静翼の第2の端部95より根元部79に接近して配置される。各個別の静翼に関して、各静翼の第2の翼端部95は、同じ静翼の第1の翼端部94より先端部81に接近して配置される。これらの静翼は、動翼後縁において冷却通路91の部分を形成する壁部に固定される。前記静翼は、略軸方向に延在する軸99に対して角度をなして配向される。各静翼は、軸99に対して90度より小さい角度をなして配向される。静翼をこのような態様に配向することにより、各静翼の第1および第2の端部が異なる半径方向位置に配置されて、冷却空気がより効果的に冷却スロット45内に導かれる。
A plurality of spaced
図3に示されるように、動翼60は、複数個の冷却スロット45を含む。これらの冷却スロットは、略平行な配列に配向される。本発明の好適な実施例を開示するという目的上、動翼60は、7個のスロットを含むが、あらゆる適切な個数のスロット45が動翼に設けられうることを理解されたい。各スロットは、入口96と出口97とを有する。出口97は、動翼60の後縁76に配置される。これらのスロットは、動翼内において後縁に近接して形成される。前記入口は、冷却スロット91と連通し、冷却通路91内の冷却空気は、入口96を通って冷却スロットに流入する。動翼60のスロット45は、実質的に一定の半径方向寸法を有し、この半径方向寸法は、たとえば直径でありうる。各冷却スロットに関して、出口97は、同じ冷却スロットのスロット入口96より根元部79に接近して配置される。各個別のスロットに関して、スロット入口96は、同じ冷却スロットのスロット出口97より羽根先端部81に接近して配置される。各冷却スロットの入口と出口とを動翼に沿って異なる半径方向位置に配置する結果として、本発明のエーロフォイルは、より効果的に動翼に沿って冷却フィルムを創出する。特に、エーロフォイル60では、より効果的に動翼の後縁76に沿って冷却フィルムが形成される。
As shown in FIG. 3, the moving
図4に、スロット45と同様のスロット48を含むまた他の実施例の動翼61が開示されている。スロット48は、入口106と出口107とを含む。スロット45のように、各スロットの入口および出口は、動翼に沿って異なる半径方向位置に配置されて、各入口106が出口107より先端部81により接近して配置されている。出口107は、入口106より根元部79に接近して配置される。入口106および107の半径方向寸法は、同じではない。図4に示されるように、入口は出口より小さい半径方向寸法を有する。この半径方向寸法は、たとえば直径であってもよく、入口106の直径が出口107の直径より小さくなる。動翼61は、通路77、91と前縁74と後縁76と先端部81と根元部79と動翼60において説明されたような静翼とを含む。
FIG. 4 discloses another embodiment of a
説明を進めるにあたって特に別段の指示がない限り、スロット45に関する説明は、スロット48にも当てはまることに注意されたい。簡単のために、この説明ではスロット45を取り上げることとする。図3および4に示されているように、実質的に全ての冷却スロット45、48は、図5に詳細に示されるように、実質的に同じ角度アルファ(α)で平行配列に配向されうる。110に示される角度アルファは、基準線35とスロット45の中心軸との間において測定される。この中心軸は、120として示されている。基準線35は、実質的に水平である。また別の実施例において、実質的全数を下回る個数のスロットが平行に配置されうる。たとえば、50%のスロットが、同じ角度110をなして平行に配置されうる。冷却スロット45の角度110は、90°より小かつ0°より大である角度として示される。
Note that the description for
実際には、本発明の本実施例の冷却スロット45を通る空気流は、スロット入口および出口が動翼の長手に沿って同じ半径方向位置に配置される従来式スロットを通る空気流と区別されうる。冷却スロット45は、スロット45を通る空気の質量流量を最小限に抑えて、以って動翼を通る流れを制御して、この流れは、従来技術の冷却スロットの場合と比べて大幅に減じられた速度でスロット出口97から排出される。このような調量または制御空気流は、冷却スロット45を介した冷却空気の通過の部分制限を創出する。このような制限は、動翼60上に形成される冷却層の質を低下させるものではないことを理解されたい。むしろ、制御された調量流は、冷却フィルム層30の形成を促進するとともに、さらにまた燃焼ガス流路内への冷却空気の流出と、逆流条件の形成との両方を防ぐ役割をする。冷却スロット45を通る冷却空気の質量流量を減少させることにより、前記スロットから流出する冷却空気の速度が低下して、以ってより低温かつ低速移動の境界層が得られる。その結果として、冷却空気は、前記スロットから流出すると、タービン動翼60の表面および縁部に近接したままに保たれて、適切な冷却層の形成が保証される。
In practice, the air flow through the
図5に、冷却スロット45に流入して該スロットを通って移動するとともに該スロットから流出する冷却空気流のより詳細な図が示されている。流入して通過し、流出する冷却空気流は、1個のスロット45に関して図示されているだけであるが、この冷却空気流は、全てのスロット45および48に関する流れを表している。冷却空気は、第1の流動位置126から冷却スロット入口96に向かって通路91を通ってスロット45まで流れる。逆方向に、冷却空気は、第2の流動位置127から冷却スロット入口96に向かって通路91を通って流れる。第1の流動位置の冷却空気は、動翼前縁74の開口を介して動翼に流入するとともに、通路91の上流部分を通ってスロットの方へと向かう。冷却空気が流動位置126から冷却スロットへと流れるときは、該空気は実質的に妨げられることなしに流れて冷却スロット45内に流入しうる。冷却空気が第2の流動位置127から流入するときは、前記空気流は、冷却スロット入口96または該入口に近接する位置に創出される1個以上の剥離領域136により妨げられうる。剥離領域136は、冷却スロット入口96に隣接する領域において発生する。流動位置127からの冷却空気がスロット45に接近すると、流動位置127からの冷却空気は、不意に空気流126に遭遇して、以って空気が渦になるかまたは本来の流れから剥離して剥離領域136を生じしめる1個以上の部分が創出される。
FIG. 5 shows a more detailed view of the cooling air flow entering and exiting the
冷却スロット45が角度をなして配向されていることに加えて、剥離領域136は、流動位置127からの空気流が冷却スロット45内に流入することを、少なくとも部分的に阻止しうるため、冷却スロット45を通る冷却空気流の調量を補助しうる。これにより、逆流の形成が防がれるとともに、スロット内に流入する冷却空気の流量が制御される。冷却フィルム層130は、冷却スロット出口45から流出する冷却空気によって形成される。冷却フィルム層130は、動翼60の前縁76上に形成されるとともに、タービン動翼60の表面の冷却を助け、かつ高温燃焼ガスに関連ある有害な作用に対して前記動翼を保護する役割を果たす。
In addition to the
冷却スロット45は、約1度(1°)〜約88度(88°)の範囲内とされうる角度110をなして配向される。また他の実施例では、前記角度110は、約10度(10°)〜約75度(75°)の範囲内とされうる。さらに他の実施例では、前記角度は、約20度(20°)〜約60度(60°)、或いは約30度(30°)〜約50度(50°)の範囲内とされうる。
The
各冷却スロット45の入口96における各タービン動翼60の圧力比は、約1.05〜約2.0の範囲の圧力比である。「圧力比」という用語は、動翼の内側の圧力と外側の流路の圧力との比を意味する。1.0未満の圧力比は、逆流条件を生じしめることになるため、1.0を超える圧力比を生じしめることが望ましい。さらにまた、エーロフォイル内における冷却通路とスロットと静翼とを介した空気の移動は、約0.03のマッハ数から約1.0のマッハ数までの範囲内のマッハ数を有することが望ましい。マッハ数は、物体または流れの速度と該物体または流れがそれを通って移動する媒体中における音速との比として定義される。本発明では、マッハ数は前記所望の範囲内となる。
The pressure ratio of each
本発明の動翼に関連のある、さらなる他の利点には、より小さいタービン動翼を有するエンジンにおいてより多くの冷却スロット45を用いることができることが含まれる。「より小さいタービン動翼」という用語は、本明細書においては、エンジンコア流量が離陸出力レベルで13.61kg/秒より低い航空エンジン用のタービン動翼を意味する。前記の種類のより小さいタービン動翼を有する例証的なエンジンは、オハイオ州シンシナティのゼネラル・エレクトリック社(General Electric Company)から入手可能なCT7またはT700である。
Still other advantages associated with the blades of the present invention include the ability to use
本発明の動翼は、冷却スロット45を穿孔するのではなしに鋳造することを可能にする。穿孔された穴の代わりに鋳造スロットを用いることは、製造と資源の利用と材料の使用量とにおいて有意な費用節減をもたらす。ひとつの実施例において、冷却スロット45の少なくとも一部分は、タービン動翼60の後縁76に沿って鋳造されうる。
The bucket of the present invention allows casting without cooling holes 45 being drilled. The use of cast slots instead of perforated holes results in significant cost savings in manufacturing, resource utilization and material usage. In one embodiment, at least a portion of the
本発明の冷却スロット45は、さらにまた、有利な可変性を可能にする。「有利な可変性」という用語は、1個以上の冷却スロット45が自身の長手に沿って変化する直径を有しうること、および/または鋳造により、穿孔される冷却スロット75と比べてはるかに大きい直径を有しうることを意味する。有利な可変性の一例は、タービン動翼70の後縁に沿ってより大きい穴、すなわち冷却スロットの出口を用いうることである(図4参照)。穿孔、たとえばレーザー穿孔によって得られる穴より大きい出口穴を用いることにより、タービン動翼60の表面のまわりにおいて、より大きい冷却フィルム被覆率が達成される。さらにまた、出口107を現在のスロット技術より大きく製作することができるため、一定の半径方向寸法/直径のスロットが用いられる動翼の場合より少数の冷却スロット45を用いることができる。
The
本明細書に記載の説明は、例を用いて、最良の形態を含めて本発明を開示するとともに、さらにまた当業者が本発明を実施し、かつ利用することを可能にするものである。本発明の特許可能範囲は、特許請求の範囲により定められるとともに、当業者に自明であるその他の例を含みうる。このようなその他の例は、特許請求の範囲の逐語的文言と異ならない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の逐語的文言と実質的に相違しない同等の構造要素を含む場合には、特許請求の範囲内に含まれることが意図される。 The description provided herein uses examples to disclose the invention, including the best mode, and also to enable any person skilled in the art to make and use the invention. The patentable scope of the invention is defined by the claims, and may include other examples that occur to those skilled in the art. Where such other examples have structural elements that do not differ from the verbatim language of the claims, or include equivalent structural elements that do not substantially differ from the verbatim language of the claims, It is intended to be included within the scope of the claims.
10 ガスタービンエンジン
12 ファン組立体
13 コア・エンジン
14 高圧圧縮機
16 燃焼器
18 高圧タービン
20 低圧タービン
22 ブースター
24 ファン羽根
26 回転翼円板
27 吸気側
29 排気側
30 冷却フィルム層
31 軸
33 軸
34 中心軸
35 基準線
45 スロット
48 スロット
60 エーロフォイル
61 動翼
74 前縁
76 後縁
77 入口通路
79 根元部
81 先端部
91 冷却通路
92 静翼
94 第1の端部
95 第2の端部
96 入口
97 出口
99 軸
106 入口
107 出口
110 角度
120 中心軸
126 第1の流動位置
127 第2の流動位置
130 冷却フィルム層
136 剥離領域
DESCRIPTION OF
Claims (4)
前記冷却通路(91)を介して第1の方向に冷却スロット(45)の方へと冷却用流体を流動させる段階と、
前記冷却通路(91)を介して第2の方向に前記冷却スロット(45)の方へと前記冷却媒体を流動させる段階と、
前記冷却スロット入口(96)に近接して剥離領域(136)を形成させる段階と、
前記冷却スロット(45)を介して前記冷却媒体を流動させて前記スロット(45)から流出させて、前記エーロフォイル(60)の前記後縁(76)において層(130)を形成させる段階と
からなる方法。 A leading edge (74), a trailing edge (76), a blade tip (81) located at the first blade tip (94), and a blade root (79) located at the second blade tip (95) ) And the blade tip (81) and the blade root (79) separated by the radial distance, the cooling passage (91) extending between the front and rear edges (74, 76), and the cooling passage (91 And at least one cooling slot (45) having an outlet end (97) proximate the trailing edge (76) and receiving an fluid in communication with the airfoil (60). In the airfoil (60), the inlet (96) and outlet (97) are located at different radial positions in the airfoil (60) with respect to the at least one slot (45) to prevent backflow and cooling Layer (130) A method of forming,
Flowing a cooling fluid in the first direction toward the cooling slot (45) via the cooling passage (91);
Flowing the cooling medium through the cooling passage (91) in a second direction toward the cooling slot (45);
Forming a peel zone (136) proximate to the cooling slot inlet (96);
Flowing the cooling medium through the cooling slot (45) and out of the slot (45) to form a layer (130) at the trailing edge (76) of the airfoil (60). How to be.
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