JP4015695B2 - タービンブレードの冷却 - Google Patents

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Description

技術分野
本発明は、一般的にガスタービンエンジンの冷却に関する。より詳細には、本発明は、タービンブレードとノズルのようなエアフォイルの冷却に関する。
背景技術
高性能なガスタービンエンジンは、エンジン内の個々の部品の信頼性とサイクル寿命を保証するために、冷却用通路と冷却流れを必要とする。例えば、燃料に関する経済的な特性を改善するために、エンジンはエンジン部品を構成する材料の物理的な特性の限界よりも高い温度で作動されることになる。是正されなければ、これらの高温は、エンジン部品を酸化して部品の寿命を低下させることになる。冷却用通路は、空気の流れをこのようなエンジン部品に送るために使われており、部品の高くなった温度を下げて、この部品の材料特性に一致するようなレベルにまで温度を制限することによって部品の寿命を延ばす。
従来、圧縮空気の一部がエンジンコンプレッサセクションから流れ出て、これらの部品を冷却するようになっている。このように、コンプレッサセクションから流れ出る空気の量が一般的に制限され、殆どの空気がエンジンの燃焼のために使われ有効な動作が行なわれる。
効率とパワーを高めるためにエンジンの作動温度を上昇させると、重要な部品をより冷却すること、または冷却空気のより良く利用することのいずれかが必要とされる。
本発明は、上述の１つかそれ以上の問題を解決する。
発明の開示
本発明の一態様において、本発明は、タービンセクション、コンプレッサセクション、及び空気供給システムをコンプレッサセクションに流体的に接続するコンプレッサの排出プレナムを有するガスタービンエンジンの部品を冷却するための冷却空気供給システムである。冷却空気供給システムは、コンプレッサの排出プレナムと、冷却されるべきエンジン部品を相互に接続し、さらにコンプレッサセクションが作動時に貫通して流れる冷却流体を有する流体流れ通路からなる。システムは、さらに前縁、後縁、第１の冷却通路および第２の冷却通路を中に有する複数のエアフォイルからなる。第１及び第２の冷却通路のそれぞれは、内側で分離しており、貫通して流れてエアフォイルから出る冷却流体を有している。第２の冷却通路は前縁に近接しており、中にうず流形成手段を有している。
本発明の別の態様において、エアフォイルは、一般的に周縁壁を形成する中空形状を有しており、第１端部、この第１端部に対向して配置された第２端部、前縁、この前縁に対向して配置された後縁、前縁と後縁との間を延びる凸部形状を有する吸気側、前縁と後縁との間に延びる凹部形状を有する圧力側を含む。エアフォイルは、前縁と後縁との間に挟まれている冷却通路と、エアフォイルの作動中、冷却通路内において冷却流体の流れをうず流に形成するための手段とからなる。
【図面の簡単な説明】
図１は、本発明を実施するガスタービンエンジンの１部分の断面側図である。
図２は、図１の線２−２に沿った図１の１部分の拡大断面図である。
図３は、図１の線３−３に沿ったタービンブレードの拡大断面図である。
図４は、図３の線４に沿ったタービンブレードの一部分を切断した拡大断面図である。
図５は、図３の線５−５に沿ったタービンブレードの拡大断面図である。
本発明を実施するのに最良の形態
図１を参照すると、全体的に示されていないがガスタービンエンジン１０が切断されており、エンジンのタービンセクション１４の部品を冷却するための冷却空気供給システム１２を示している。エンジン１０は、外部ケース１６、燃焼セクション１８、コンプレッサセクション２０、空気供給システム１２をコンプレッサセクション２０と流体的に接続するコンプレッサ排出プレナム２２を含む。本明細書における、コンプレッサセクション２０は、一つの段しか示していないが軸流型多段コンプレッサである。燃焼セクション１８は、一つしか示していないが複数のサポート３３によってプレナム２２内に支持されている複数の燃焼室３２を含む。複数の燃料ノズル３４（図示せず）がコンプレッサセクション２０に近接した燃焼室３２の一端においてプレナム２２内に配置されている。タービンセクション１４は、一体型第１段ノズル・シュラウド組立体３８内に部分的に配置された第１段タービンを含む。組立体３８は一連の熱的に可変な質量４０によって中央ハウジング３８から支持されている。
例えば、冷却空気供給システム１２はコンプレッサ排出プレナム２２とタービンセクション１４とを相互に接続する流体流れ通路６４を有する。作動の間、矢印６６によって示されている流体流れが流体通路６４に利用できる。流体流れ通路６４は、さらにガスタービンエンジン１０内に配置された内部通路１００を含んでいる。冷却通路６６の流れは、コンプレッサセクション２０からタービンセクション１４まで貫通して流れる。例えば、内部通路１００の一部分は中央ハウジング３９と燃焼室サーポート３３との間にある。燃焼室３２のそれぞれはプレナム２２内において離れた関係で配置されており、これらの間には冷却流体６６の流れが貫通するための間隙がある。冷却流体の流れのための流れ通路６４は、さらに可変質量４０において複数の通路１０４を含む。
図２において最も良くわかるように、タービンセクション１４は、一般的に従来の設計である。例えば、第１段タービン３６はノズル・シュラウド組立体３８に近接して軸線方向に配置された回転組立体１１０を含む。回転組立体１１０は一般的に従来の設計であり、中には複数のタービンブレード１１４が配置されている。タービンブレード１１４のそれぞれは従来の材料から形成されている。しかしながら、複数のブレードのそれぞれは、本発明の本質を変更することなくセラミック材料から形成できる。回転組立体１１０は、さらに第１面１２０と第２面１２２を有するディスク１１６を含む。複数の円周方向に整列された保持スロット１２４がディスク１１６内に配置されている。１個のみしか示されていないが、各スロット１２４は一方の面１２０から他方の面１２２に延びており、底部１２６を有し、従来の手段でアンダーカットされている一対の側壁（図示せず）を有している。複数のブレード１１４は、取り替え可能にディスク１１６内に取り付けられている。複数のブレード１１４のそれぞれは第１端部１３２を含んでおり、この第１端部１３２は、対応するスロット１２４の一つと係合する、端部１３２から延びるルートセクション１３４を有する。第１端部１３２は、回転体１１２のスロット１２４の底部から離れており、ギャラリー１３６を形成する。各ブレード１１４は、ディスク１１６の周縁とルートセクション１３４から半径方向外方向に配置されたプラットフォームセクション１３８を有する。リアクションセクション１４０がプラットフォーム１３８から半径方向外方向に延びている。複数のタービンブレード１１４のそれぞれは、第１端部１３２に対向し、リアクションセクション１４０に近接して配置された第２端部１４６、即ち先端を含む。
図３、図４及び図５によりわかりやすく示したように、複数のタービンブレード１１４のそれぞれは、組立てられた状態でノズル組立体３８に近接して配置されている前縁１５０と、ノズル組立体３８に対向して配置されている後縁１５２と、を含む。圧力側即ち凹部側１５４と、吸気側即ち凸部側１５６との間に前縁１５０と後縁１５２が配置されている。複数のブレード１１４のそれぞれは、一般的に均一な厚さを有する周縁壁１５８を形成するほぼ中空の形状を有する。
各ブレード１１４を内側で冷却するための手段１６０は、ガスタービンエンジン１０の作動温度を継続させるために設けられている。本明細書において冷却するための手段１６０は、互いに離れた一対の冷却通路を含む。しかしながら、いかなる冷却通路も本発明の本質を変更することなく用いることができる。
第１冷却通路１６２は、周縁壁１５８に配置されており、各ブレード１１４の前縁１５０と後縁１５２との間にはさまれている。第１冷却通路１６２は、第１端部１３２で始まる入口開口１６４を含んでおり、ブレード１１４のほぼ全長にわたって外方向に第２端部１４６の方向に延びている第１半径方向のギャラリー１６６を有する。入口開口１６４と第１半径方向ギャラリー１６６は、前縁１５０と後縁１５２との間に挟まれている。さらに第１冷却通路１６２内には、第１端部１３２と第２端部１４６との間に延びている、第２半径方向のギャラリー１６８が含まれている。この第２半径方向ギャラリー１６８は第１端部１３２と第２端部１４６との間に延びており、さらに凹部側１５４と凸部側１５６において周縁壁１５８に接続されている第１仕切り１７２によって第２端部１４６と第１の半径方向のギャラリー１６６の間に少なくとも部分的に挟まれている水平ギャラリー１７０と流体連通している。第２半径方向ギャラリー１６８は、第２の仕切り１７４によって前縁１５０と第１半径方向のギャラリー１６６との間に挟まれている。第２仕切り１７４は、凹部側１５４と凸部側１５６とにおいて周縁壁１５８に接続されている。第２半径方向ギャラリー１６８は、ブレード１１４の第１端部１３２に近接した端部１７６を有しており、水平ギャラリー１７０と連通する端部に対向する。水平ギャラリー１７０は、後縁１５２に配置された出口開口１７８と連通している。複数の孔、即ちスロット１８０が第２仕切り１７４内に配置されており、第１半径方向のギャラリー１６６と第２半径方向のギャラリー１６８との間に連通しており、タービンブレード１１４を通って流れる流体の一部をうず流に形成する手段１９０を形成する。図３、図４に示されているように、複数の孔１８０が各ブレード１１４の圧力側１５４に近接した周縁壁１５８に近接して配置されている。複数の孔１８０が第２半径方向のギャラリー１６８の端部１７６と、ブレード１１４の第１端部１３２に対向して配置された第１半径方向のギャラリー１６６の間に半径方向に延びている。或いは、別の角度のついた通路１９４が第１半径方向ギャラリー１６６と第２半径方向ギャラリー１６８との間に延びている。角度のついた通路１９４が第１半径方向のギャラリー１６６と第２半径方向のギャラリー１６８との間に延びている。角度のついた通路１９４は約３０度乃至約６０度の角度で第２半径方向の通路の端部１７６に入る。
第２冷却通路２００が周縁壁１５８内に配置されており、各ブレード１１４の第１冷却通路１６２と後縁１５２との間に挟まれている。第２冷却通路２００は第１壁部材２０２によって第１冷却通路１６２から分離されている。第２冷却通路２００は、第１端部１３２で始まる入口開口２０４を含み、ブレード１１４のほぼ全長外方向に第２端部１４６に向かって延びる第１半径方向の通路２０６を有している。入口開口２０４と第１半径通路２０６は、第１冷却通路１６２と後縁１５２との間に配置されている。さらに第１冷却通路１６２の水平方向ギャラリー１７０の内側に配置された第１水平方向通路２０８が含まれており、第１半径方向通路２０６と第２半径方向通路２１０と流体連通する。第２半径方向通路２１０は第１水平方向通路２０８から内側に第２水平通路２１２に延びている。第２水平方向の通路２１２は、後縁１５２内に配置されたほぼ半径方向の出口通路２１４と流体連通している。第１半径通路２０６は、凹部側１５４と凸部側１５６において周縁壁１５８に接続されている第２の壁部材２１６によって第２の半径方向通路２１０から離れている。第２半径方向の通路２１０は、凹部側１５４と凸部側１５６において周縁壁１５８にも接続されている第３の壁部材２１８によって半径方向の通路２１４から分離されている。
第２半径方向のギャラリー１６８の断面は、所定の断面形状を有している。図４で最も良くわかるように、前縁１５０に近接したほぼ円弧部分２２６、壁１７４に沿って続くほぼ直線部分２２８及び本明細書において、円弧部分２２６と直接部分２２８との間に４５°から６０°の円弧角である角度２３０を形成する断面図を示している。図４にさらに示すように、一個しか示さないが複数の開口２３２が所定の面積を有しており、第２半径方向のギャラリー１６８とブレード１１４の吸気側１５６との間を連通する。例えば、複数の開口の所定の面積は第２の半径方向のギャラリー１６８の所定の断面積の約５０％である。複数の開口部２３２は、前縁１５０から後縁１５２にほぼ向かう傾斜角で吸気側１５６から出る。流量を形成する所定の面積を有する複数の孔２３２、流量を形成する所定の面積を有する複数の孔１８０との組合せによって、ブレード１１４に対して最適な冷却の効率性を形成する。
上述の記載は、第１段のタービン３６からのみ構成されているが、冷却が行なわれる場合には、この構造をタービンセクション１４内の残りのタービンの段について実質的に基本的なものとできる。さらに、冷却空気供給システム１２をタービンブレード１１４を参照して述べてきたが、このシステムは、本発明の本質を変更することなく、第１段ノズル及びシュラウド組立体３８のようないかなるエアフォイルにも適用可能である。
産業上の利用可能性
作動時において、供給システム１２に用いられるようなコンプレッサセクション２０からの冷却流体、または空気が減少することによって、ガスタービンエンジン１０の効率とパワーが改良されることになり、一方ガスタービンエンジン１０内に用いられる部品の寿命を長くすることになる。以下の作動は、第１段タービン３６に関してなされるものである。しかしながら、エアフォイル（ブレード及びノズル）の残余部分の冷却作動は、冷却が用いられる場合にはかなり類似する。コンプレッサセクション２０からの圧縮空気の一部がコンプレッサセクションから吹き込まれて、冷却流体６６の流れを形成し第１段タービンブレード１１４を冷却するのに用いられる。空気はコンプレッサセクション２０から出てコンプレッサ排出プレナム２２に入り、流体流れ通路６４の一部分に入る。冷却空気６６の流れは、ガスタービンエンジン１０の内部の部品に入る熱い動力ガスを冷却しこれを摂取するのに用いられる。例えば、コンプレッサセクション２０から吹き込まれた空気がコンプレッサ排出プレナム２２に流れ、内部通路１００、即ち複数の燃焼室３２間の領域を通って、可変質量４０内の複数の通路１０４に入る。質量４０内の複数の通路１０４を通った後、冷却空気がギャラリー１３６、即ちブレードの第１端部１３２と、ディスク１１６内のスロットの１２４の底部１２６との間の空間に入る。
内部通路１００からの冷却空気６６の一部が第１冷却通路１６２に入る。例えば、冷却通路６６は入口開口１６４に入り、周縁壁１５８と仕切り１７２からの熱を吸収する第１半径方向のギャラリー１６６に沿って半径方向に移動する。殆どの冷却流体６６が複数の孔１８０を通って第一半径方向のギャラリー１６６から出て、うず状の流れを作り出し、周縁壁１５８の前縁１５０からの最高熱量を吸収する第２半径方向のギャラリー１６８の円弧部分２２６に沿って半径方向に移動する。うず形成手段１９０によって発生したうず巻き動作、複数の孔１８０の位置及び方向的な配置、及び角度のついた通路１９４を通る冷却流体の流れに加えて、第２の半径方向のギャラリー１６８の円弧部分２２６の円弧形状によって、冷却流体６６が第２半径方向のギャラリー１６８において乱れたうず巻きの流れを作り出すようになる。渦巻き流れは、タービンブレード１１４の前縁１５０に近接した円弧部分２２６に沿ってかなり局部的な乱流（うず巻き）を作り出すことになる。上述したように、第１半径方向のギャラリー１６６と第２半径方向ギャラリー１６８との間の角度のついた通路１９４に入る冷却流体の一部が、第２半径方向ギャラリー１６８から水平ギャラリー１７０にほぼ半径方向外方向に冷却流体６６を向けることによって渦巻き流れに加えられる。角度のついた通路１９４とうず流形成手段１９０との組合せによって端部１７６から水平方向ギャラリー１７０まで冷却流体６６がらせん型の動作を起こし、冷却供給システム１２の冷却効率を加えることになる。冷却流体６６の一部が複数の開口２３２から出て、燃焼ガスと混合される前に吸気側１５６上の燃焼ガスと接触する周縁壁１５８の表面を冷却する。第１冷却通路１６２内の冷却流体６６の残余は、後縁１５２内の出口開口１７８から出て燃焼ガスと混合される。
冷却空気６６の第２部分は第２冷却通路２００に入る。例えば、冷却流体６６は入口開口２０４に入り、より多くの熱が周縁壁１５８から吸収される第１水平通路２０８に入る前に、周縁壁１５８からの熱を吸収する第１半径方向の通路２０６、第１壁部材２０２及び第２壁部材２１６に沿って半径方向に移動する。冷却流体６６が第２半径方向の通路２１０に入るときに、第２水平方向通路２１２に入り、後縁１５２に沿って半径方向の出口通路２１４から出て燃焼ガスと混合される前に、付加的な熱が周縁壁１５８、第１壁部材２０２及び第２壁部材１２６から吸収される。
このように、改良されたタービン冷却システム１２の主な利点は、コンプレッサセクション２０から吹き込まれる冷却空気をより効率良く用いて、部品の寿命とエンジンの効率性を高めることである。うず流形成手段１９０のために、冷却流体がタービンブレード１１４を通過するときに冷却空気の流れ６６の効率性を高めることになる。特に後縁１５０に沿ったタービンブレード１１４の内部において効率性が改良される。
本発明の別の態様、目的及び利点は図面、発明の開示添付の請求の範囲を研究することによって得ることができる。

Claims (12)

  1. ガスタービンエンジン(10)の部品を冷却する冷却空気供給システムであって、
    前記ガスタービンエンジン(10)は、コンプレッサセクション(20)と、前記供給システム(12)を前記コンプレッサセクション(20)に流体的に接続するためのコンプレッサ排出プレナム(22)とを有し、前記冷却空気供給システム(12)は、
    前記コンプレッサ排出プレナム(22)を冷却すべき前記エンジン部品と相互に接続し、前記コンプレッサセクション(20)が作動しているときその中に冷却流体(66)を流れさせる流体流れ通路(64)と、
    周囲壁(158)と、前縁(150)と、後縁(152)と、第１冷却通路(162)と、第２冷却通路(200)とを有する中空構造の複数のエアフォイル(38,114)であって、前記第１冷却通路と第２冷却通路(162,200)のそれぞれは内部で分離し、その中に冷却流体(66)を流れさせ前記複数のエアフォイル(38,114)のそれぞれから出す複数のエアフォイルと、を備え、
    前記第１冷却通路(162)は、前記前縁(150)に近接し、且つ、前記エアフォイル内に配置された第１半径方向のギャラリーと第２半径方向のギャラリーとを含み、前記第２半径方向ギャラリーは前記第１半径方向ギャラリーと前記前縁(150)の間に配置され、前記第１半径方向のギャラリーは、仕切り壁(174)によって、前記第２半径方向のギャラリーと分離され、
    前記冷却空気供給システム(12)は、
    前記周囲壁(158)に隣接して前記切り壁(174)に形成され前記第１半径方向ギャラリーと前記第２半径方向ギャラリーとを連通する複数の孔を、さらに備え、
    前記第２半径方向ギャラリーは、前記前縁(150)に近接して配置されたほぼ円弧形状の部分(226)を含み、
    前記第１半径方向ギャラリー(166)を通る前記冷却流体(66)の流れが、前記第１半径方向ギャラリー(166)から前記複数の孔(180)を通って前記第２半径方向ギャラリー(168)に入り、さらに前記円弧部分(226)にほぼ沿って渦巻きながら半径方向に移動する、
    ことを特徴とする冷却空気供給システム。
  2. 前記複数のエアフォイル(38,114)のそれぞれは、第１端部(132)を有しており、前記第１及び第２冷却通路(162,200)のそれぞれは前記第１端部(132)で始まる入口開口(164、204)を有している、
    請求項１に記載の冷却空気供給システム(12)。
  3. 前記エアフォイル(38,114)は前記前縁(150)と前記後縁(152)とに挟まれた吸気側(156)と圧力側(154)とを含んでおり、前記複数の孔(180)は前記周縁壁(158)の前記圧力側(154)に近接して配置されている、
    請求項１または２に記載の冷却空気供給システム(12)。
  4. 前記第２半径方向ギャラリー(186)は端部(176)を有し、角度付き通路が前記端部(176)に入り、前記第１半径方向ギャラリー(166)と前記第２半径方向ギャラリー(168)との間に延びている、
    請求項１ないし３のいずれか１項に記載の冷却空気供給システム(12)。
  5. 第１端部(132)と、該第１端部(132)の反対側に配置された第２端部(146)と、前縁(150)と、該前縁(150)の反対側に配置された後縁(152)と、前記前縁(150)と前記後縁(152)との間に延びる吸気側(156)と、前記前縁(150)と前記後縁(152)との間に延びる圧力側(154)とを備え、周囲壁(158)で形成された中空形状を有するエアフォイル(38,114)であって、
    前記前縁(150)と前記後縁(152)との間に配置された冷却通路(162)であって、第１端部で始まる入口開口と、該入口開口と連通する第１半径方向ギャラリーと、前記第１端部と第２端部との間に延び前記第１半径方向ギャラリーと前記前縁(150)との間に配置された第２半径方向ギャラリーとを含み、前記第１半径方向ギャラリーは、仕切り壁によって、第２半径方向ギャラリーと分離され、
    前記周囲壁(158)に隣接して前記仕切り壁(174)に形成され前記第１半径方向ギャラリーと前記第２半径方向ギャラリーとを連通する複数の孔を、さらに備え、
    前記第２半径方向ギャラリーは、前記前縁(150)に近接して配置されたほぼ円弧形状の部分(226)を含み、
    前記第１半径方向ギャラリー(166)を通る前記冷却流体(66)の流れが、前記第１半径方向ギャラリー(166)から前記複数の孔(180)を通って前記第２半径方向ギャラリー(168)に入り、さらに前記円弧部分(226)にほぼ沿って渦巻きながら半径方向に移動する、
    ことを特徴とするエアフォイル。
  6. 前記冷却通路(162)は、前記第１半径ギャラリー(166)と前記第２半径方向ギャラリー(168)との間を連通し、前記第２半径方向ギャラリーの前記端部(176)に対して角度をなしている通路(194)を含む、
    請求項５に記載のエアフォイル(38,114)。
  7. 前記端部(176)に対する前記通路(194)の前記角度は、約45度から60度である、
    請求項６に記載のエアフォイル(38,114)。
  8. 前記複数の孔(180)は、前記圧力側(154)の近くに配置されている、
    請求項５ないし７のいずれか１項に記載のエアフォイル(38,114)。
  9. 前記冷却通路(162,200)は、第１冷却通路(162)と第２冷却通路(200)とを含み、該第１および第２冷却通路(162,200)は、作動中に、冷却流体(66)を流し、前記冷却流体(66)の流れは、前記第１冷却通路(162)と前記第２冷却通路(200)のそれぞれの中の分離された冷却流である、
    請求項５ないし８のいずれか１項に記載のエアフォイル(38,114)。
  10. 前記冷却通路(162)は、前記周縁壁(158)を通って前記吸気側(156)に出る複数の開口部(232)を含み、作動中に冷却流体(66)の流れが前記複数の開口(232)を通して前記エアフォイル(38,114)から出る、
    請求項５ないし９のいずれか１項に記載のエアフォイル(38.114)。
  11. 前記複数の開口(232)は、前記前縁(150)から前記後縁(152)に向かって実質的に傾斜する角で形成されている、
    請求項１０に記載のエアフォイル(38,114)。
  12. 前記複数の開口(232)は所定の面積を有し、前記第２半径方向ギャラリー(168)は所定の断面積を有し、前記複数の開口(232)の前記所定の面積は前記第２半径方向ギャラリー(168)の前記所定の断面積の約50％である、
    請求項１０または１１に記載のエアフォイル(38,114)。
JP51606796A 1994-11-14 1995-10-19 タービンブレードの冷却 Expired - Fee Related JP4015695B2 (ja)

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Families Citing this family (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19738065A1 (de) * 1997-09-01 1999-03-04 Asea Brown Boveri Turbinenschaufel einer Gasturbine
US6290463B1 (en) * 1999-09-30 2001-09-18 General Electric Company Slotted impingement cooling of airfoil leading edge
US6435813B1 (en) * 2000-05-10 2002-08-20 General Electric Company Impigement cooled airfoil
US6431832B1 (en) 2000-10-12 2002-08-13 Solar Turbines Incorporated Gas turbine engine airfoils with improved cooling
GB0025012D0 (en) * 2000-10-12 2000-11-29 Rolls Royce Plc Cooling of gas turbine engine aerofoils
DE10053356A1 (de) * 2000-10-27 2002-05-08 Alstom Switzerland Ltd Gekühltes Bauteil, Gusskern für die Herstellung eines solchen Bauteils, sowie Verfahren zum Herstellen eines solchen Bauteils
DE10064271A1 (de) 2000-12-22 2002-07-04 Alstom Switzerland Ltd Vorrichtung zur Prallkühlung eines in einer Strömungskraftmaschine hitzeexponierten Bauteils sowie Verfahren hierzu
DE10064269A1 (de) * 2000-12-22 2002-07-04 Alstom Switzerland Ltd Komponente einer Strömungsmaschine mit Inspektionsöffnung
US6471479B2 (en) * 2001-02-23 2002-10-29 General Electric Company Turbine airfoil with single aft flowing three pass serpentine cooling circuit
GB2395232B (en) * 2002-11-12 2006-01-25 Rolls Royce Plc Turbine components
US6932573B2 (en) * 2003-04-30 2005-08-23 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade having a vortex forming cooling system for a trailing edge
US7104757B2 (en) * 2003-07-29 2006-09-12 Siemens Aktiengesellschaft Cooled turbine blade
US7217092B2 (en) * 2004-04-14 2007-05-15 General Electric Company Method and apparatus for reducing turbine blade temperatures
US7665968B2 (en) * 2004-05-27 2010-02-23 United Technologies Corporation Cooled rotor blade
US7195448B2 (en) * 2004-05-27 2007-03-27 United Technologies Corporation Cooled rotor blade
US7225624B2 (en) * 2004-06-08 2007-06-05 Allison Advanced Development Company Method and apparatus for increasing the pressure of cooling fluid within a gas turbine engine
US7334992B2 (en) * 2005-05-31 2008-02-26 United Technologies Corporation Turbine blade cooling system
US7293961B2 (en) * 2005-12-05 2007-11-13 General Electric Company Zigzag cooled turbine airfoil
US7413403B2 (en) * 2005-12-22 2008-08-19 United Technologies Corporation Turbine blade tip cooling
EP1985804B1 (en) * 2006-02-14 2017-06-21 IHI Corporation Cooling structure
US7665965B1 (en) * 2007-01-17 2010-02-23 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor disk with dirt particle separator
US10156143B2 (en) * 2007-12-06 2018-12-18 United Technologies Corporation Gas turbine engines and related systems involving air-cooled vanes
DE102010046331A1 (de) * 2010-09-23 2012-03-29 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gekühlte Turbinenschaufeln für ein Gasturbinentriebwerk
US20130224019A1 (en) * 2012-02-28 2013-08-29 Solar Turbines Incorporated Turbine cooling system and method
JP5567180B1 (ja) 2013-05-20 2014-08-06 川崎重工業株式会社 タービン翼の冷却構造
US9388699B2 (en) * 2013-08-07 2016-07-12 General Electric Company Crossover cooled airfoil trailing edge
CA2950011C (en) 2014-05-29 2020-01-28 General Electric Company Fastback turbulator
US10364684B2 (en) 2014-05-29 2019-07-30 General Electric Company Fastback vorticor pin
US10012090B2 (en) * 2014-07-25 2018-07-03 United Technologies Corporation Airfoil cooling apparatus
US10233775B2 (en) 2014-10-31 2019-03-19 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US10280785B2 (en) 2014-10-31 2019-05-07 General Electric Company Shroud assembly for a turbine engine
US20160298545A1 (en) * 2015-04-13 2016-10-13 General Electric Company Turbine airfoil
US10323524B2 (en) * 2015-05-08 2019-06-18 United Technologies Corporation Axial skin core cooling passage for a turbine engine component
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
US10156145B2 (en) * 2015-10-27 2018-12-18 General Electric Company Turbine bucket having cooling passageway
US10508554B2 (en) 2015-10-27 2019-12-17 General Electric Company Turbine bucket having outlet path in shroud
US10975721B2 (en) 2016-01-12 2021-04-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooled containment case using internal plenum
JP6898104B2 (ja) 2017-01-18 2021-07-07 川崎重工業株式会社 タービン翼の冷却構造
JP6860383B2 (ja) 2017-03-10 2021-04-14 川崎重工業株式会社 タービン翼の冷却構造
JP6906332B2 (ja) 2017-03-10 2021-07-21 川崎重工業株式会社 タービン翼の冷却構造
US10753210B2 (en) * 2018-05-02 2020-08-25 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having improved cooling scheme
JP2021050688A (ja) 2019-09-26 2021-04-01 川崎重工業株式会社 タービン翼
EP3832069A1 (de) 2019-12-06 2021-06-09 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine stationäre gasturbine

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3528751A (en) * 1966-02-26 1970-09-15 Gen Electric Cooled vane structure for high temperature turbine
US3844678A (en) * 1967-11-17 1974-10-29 Gen Electric Cooled high strength turbine bucket
GB1350424A (en) * 1971-07-02 1974-04-18 Rolls Royce Cooled blade for a gas turbine engine
US4080095A (en) * 1976-09-02 1978-03-21 Westinghouse Electric Corporation Cooled turbine vane
JPS5540221A (en) * 1978-09-14 1980-03-21 Hitachi Ltd Cooling structure of gas turbin blade
GB2163219B (en) * 1981-10-31 1986-08-13 Rolls Royce Cooled turbine blade
US4474532A (en) * 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
DE3211139C1 (de) * 1982-03-26 1983-08-11 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Axialturbinenschaufel,insbesondere Axialturbinenlaufschaufel fuer Gasturbinentriebwerke
GB2202907A (en) * 1987-03-26 1988-10-05 Secr Defence Cooled aerofoil components
US4767268A (en) * 1987-08-06 1988-08-30 United Technologies Corporation Triple pass cooled airfoil
US5356265A (en) * 1992-08-25 1994-10-18 General Electric Company Chordally bifurcated turbine blade
US5403159A (en) * 1992-11-30 1995-04-04 United Technoligies Corporation Coolable airfoil structure
US5348446A (en) * 1993-04-28 1994-09-20 General Electric Company Bimetallic turbine airfoil
US5387086A (en) * 1993-07-19 1995-02-07 General Electric Company Gas turbine blade with improved cooling

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Publication number Publication date
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DE69507451D1 (de) 1999-03-04

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