JP4063938B2 - ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造 - Google Patents
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Description
【産業上の利用分野】
本発明は一般的にはガスタービンエンジンにおける動翼の内部冷却に関し、特に、このような動翼内に冷却通路を画成する少なくとも一つの壁の内面に沿って配設され、回転中に発生するコリオリの力を利用する乱流器構造に関する。
【0002】
【従来の技術】
ガスタービンエンジン、例えば航空機ジェットエンジンは、動翼を有する構成部(例えば、タービン、圧縮機、ファン等)を備えている。例えば、タービン動翼は、回転するタービンロータディスクに取付けたシャンク部と、エンジンの燃焼器を出た高温ガスから有用な仕事を抽出するために用いられる翼形部とを有する。翼形部はシャンクに取付けた翼根と、翼形部の自由端である翼端とを含んでいる。最新の航空機ジェットエンジンは、タービン動翼の内部冷却を用いて翼形部温度をある設計限度内に保つ。通例、タービン動翼の翼形部は、縦方向に延在する内部通路を通流する空気(通常エンジン圧縮機からの抽気)により冷却され、この空気は翼根近くで流入しそして翼端近くで流出する。公知のタービン動翼冷却通路は、複数の接続されない縦方向向きの通路からなる冷却回路を含み、この回路の各通路は翼根近くから冷却空気を受入れそしてその空気を縦方向に翼端の方に導く。また、公知の冷却通路には蛇行冷却回路が含まれ、これは直列に接続されて蛇行流を生成する複数の縦方向通路からなる。いずれの冷却回路でも、幾らかの空気が翼形部前縁近くのフィルム冷却孔を通って翼形部を出るとともに幾らかの空気が後縁冷却孔を通って翼形部を出る。
【0003】
冷却通路は通常、円形、長方形、正方形、又は、楕円形の横断面形状を有する。非回転翼と比較すると、正方形断面形状の縦方向向きの冷却通路を含む蛇行冷却回路を有する回転動翼に対して、コリオリ(回転)の力が通路のある壁に沿って熱伝達係数を増加するが、通路の別の壁に沿っての熱伝達係数を減少させることが知られている。基本的には、コリオリの力は通路を流れる冷却材の速度ベクトルと回転する翼形部の角速度ベクトルのベクトル・クロス乗積に比例する。コリオリの力は正方形通路の片側に向けて冷却材を圧縮してその側の熱伝達を増加し、同時に、対抗する側の熱伝達を減少する。これは横断面の不均一な動翼温度分布を生じ、これが、例えば、冷却流を増加して、補償しなければならない高温領域を生じる。冷却流の増加は、エンジン圧縮機空気を更に多く抽出することによって行うことができるが、しかし、それは、消費される燃料の各ガロン当たりの飛行マイル数を減少することによりエンジン効率を減少する。
【0004】
乱流促進器或は乱流器は熱境界層を破りそして冷却通路壁近くで乱流を発生するために動翼の冷却流路に普通用いられる素子である。こうして、冷却材と壁との間の熱伝達を高めるる。乱流器(従来、冷却通路壁上に鋳造され断面と間隔が同じである複数の長方形または正方形リブ)の高さと形状は乱流発生の効果を得るのに重要であることは理解されている。特に、乱流促進体の高さは熱境界層を乱すために同層の厚さより大きくなければならない。
【0005】
従って、ガスタービンエンジンの動翼内の冷却通路と一体の乱流器構造として、冷却通路壁上のコリオリの力の効果を補うものの開発が望まれている。
【0006】
【発明の概要】
本発明の一態様によれば、ガスタービンエンジンの動翼内の冷却通路を画定する前壁及び後壁の内面に乱流器構造が形成され、冷却通路は前壁及び後壁それぞれの内面上を通る中心線を有する。冷却通路内面近くの冷却材の境界層流の方向と、動翼が回転したとき、冷却通路に入りそれを通って流れる冷却材に働くコリオリの力によって生じる一対の逆に回る循環流とが調和するように、乱流器構造は中心線に対して方向づけされた複数の離隔した乱流器の対を含み、これにより冷却材と壁との間の熱伝達が高められる。冷却材が半径方向外方或は半径方向内方に流れるかによって、乱流器の対は冷却通路の前壁及び後壁に対する中心線に向けて或は中心線から遠ざかるように角度が付けられる。
【0007】
本発明の第2態様によれば、ガスタービンエンジンの動翼がシャンク部と翼形部とを含むものとして開示される。翼形部は更に互いに接合されて翼形を形成する圧力側と吸引側と、シャンク部に取付けた翼根と、翼端と、翼端に向かって外方にそして翼根に向かって内方に延在する縦軸とを有する。全体に縦方向に延在し、少なくとも前壁及び後壁によって画定される冷却通路も翼形部に形成される。そのような冷却通路の前壁及び後壁は、その内面と一体であって、中心線に対して角度がつけらた複数の離隔した乱流器の対を有していて、そのため、動翼の回転中に、コリオリの力によって生じる逆に回る冷却材循環流の方向と同じ方向に内面近くの冷却材境界層流が流れる。冷却材が半径方向外方或は半径方向内方に流れるかによって、乱流器の対は冷却通路の前壁及び後壁の中心線に向けて或は中心線から遠ざかるように角度が付けられる。
【0008】
本発明は添付図面と関連する以下の説明からさらに良く理解されよう。
【0009】
【発明の詳細な記載】
図面の全図を通じて同符号は同要素を表していて、図1はガスタービンエンジン動翼10(例えば航空機ジェットエンジンタービン動翼)を示す。動翼10はシャンク12と翼形部14とを含んでいる。シャンク12は更にタービン空気流を半径方向に包含する翼台16と、タービンロータディスク(図示せず)に取付けるダブテール18とを含んでいる。翼形部14は凸形の吸引側20と凹形の圧力側22とを有し、両側は相互に接合されて翼形をなしている。縦軸24が、翼端26に向かって半径方向外方に、そしてシャンク12に取付けられる翼根28に向かって半径方向内方に延在する。動翼10は翼形部圧力側22が翼形部吸引側20に追従するような方向に回転する。従って、図1、3、4、及び7に示すように、動翼10の回転方向は矢印25で示される。
【0010】
図2と図3に示すように、翼形部14は複数の全体に縦方向に延在する内部冷却通路30及び32を含み、冷却通路30及び32はそれぞれ翼端26に向けて或は翼端26から遠ざけるように(或は、半径方向外方或は半径方向内方へ)冷却空気または冷却材32の流れを向ける。冷却通路30及び32は好ましくは1列に配置され、隣合う通路が互いに接続されて蛇行冷却回路34の少なくとも一部分を画成している。図3に見られるように、通路30及び32はそれぞれ、実質的に長方形から台形に近い形までの範囲で独特な断面を有するが、このような冷却通路30及び32の断面は任意の形状を有し得る。しかし、説示した本翼形部では、冷却通路30及び32は実質的に四辺形で、2対の対向壁を有する。第1対の対向壁36及び38(前壁及び後壁としても知られている)は、方向が翼形部14の吸引側20と圧力側22それぞれにほぼ合致している。第2対の対向壁40、42は各通路30及び32を形成するように前壁36及び後壁38と接合している。蛇行冷却回路34の冷却通路30及び32はシャンク12内の入口44から冷却材を受入れることが認められる。冷却材は冷却通路30及び32を通った後、翼端26の穴46を通って翼形部14を出る。
【0011】
図2乃至図4に見られるように、冷却通路30を通る冷却材の流れは、縦軸24に関して半径方向外方にあるのに対して、冷却通路32を通る冷却材の流れは半径方向内方である。動翼10を含むガスタービンエンジンの運転中、冷却通路30及び32の内部を流れる空気は回転力を受ける。冷却通路30及び32を通る半径方向流とその回転との相互作用は、冷却通路30及び32内に内部循還流を生じるコリオリの力として知られた結果をもたらす。図4及び図7に見られるように、循還流の方向は半径方向流の方向(即ち、縦軸24に関して半径方向外方又は半径方向内方のどちらか)による。図4は、流体を前壁36から後壁38へ動かすコリオリの力によって生じた通路30内の一対の逆に回る循環48及び50が略図的に示されている。対照的に、図7は、後壁38から前壁36へ流体を動かす通路32内のコリオリの力によって生じた一対の逆に回る循環52及び54が略図的に示されている。
【0012】
冷却通路壁に沿って境界層流を乱し、且つ、境界層内で乱流を発生して、流体と壁との間の熱伝達を促進するために乱流器を使用することは周知である。角度付けされた乱流器がその向きに沿って境界層流を向けることができることも知られていて、例えば、リー(Lee)の米国特許第4514144号(これは本発明の譲受人すなわち本件出願人により所有されるもので、参照によりここに包含する)に例示されている。その例に見られるものは、しかし、各壁の全ての乱流器は冷却通路の前壁又は後壁それぞれの内面上を通る中心線に対して同一方向に角度が付けられているが、それは、その目的がそのような乱流器の上流側でダストが累積するのを防ぐ為であったからである。
【0013】
本願発明によれば新規な乱流器構造が設けられ、ここで、冷却通路30及び32の前壁36及び38の内面31および33にそれぞれ複数の縦方向に離隔した乱流器の対56および58が一体とされる。更に具体的には、冷却通路30に対して、図5は、前壁36の内面31A上に配置した乱流器の対56Aを示し、図6は、後壁38の内面33A上に配置された乱流器の対58Aを示す。冷却通路30を通る半径方向空気流60は翼端26に向っていることに注意されたい。冷却通路30内のコリオリの力はその通路内に前壁36から後壁38へ循環48及び50を生じるので、前壁36の内面31A上の乱流器の対56Aは、貫通する中心線62に向けて角度が付けられ(図5で角度α1 は中心線62に対して約30ないし60°の範囲にするのが好ましい)、そして、後壁38の内面33A上の乱流器の対58Aは、中心線62から遠ざかるように角度が付けられる(図6で角度β1 は中心線62に対して約120ないし150°の範囲にするのが好ましい)。このようにして、前壁36及び後壁38に沿う熱境界層流(それぞれ矢印37A及び39Aで示す)は循環48及び50と一致するように向きが決められる。従って、コリオリの力はそのような境界層流内での流体の動きを促進し、その結果、流体と壁36、38との間の熱伝達を高める。
【0014】
同様に、冷却通路32に対して、図8は前壁36の内面31B上に配置された乱流器の対56Bを示し、図9は後壁38の内面33B上に配置された乱流器の対58Bを示す。冷却通路32を通る半径方向空気流64は翼端26から遠ざかることに注意されたい。冷却通路32内のコリオリの力はその通路内に後壁38から前壁36へ循環52及び54を生じるので、前壁36の内面31B上の乱流器の対56Bは、中心線66から遠ざかるように角度が付けられ(図8で角度α2 は中心線66に対して約120ないし150°の範囲にするのが好ましい)、そして、後壁38の内面33B上の乱流器の対58Bは、中心線66に向けて角度が付けられる(図9で角度β2 は中心線66に対して約30ないし60°の範囲にするのが好ましい)。前記の冷却通路32の場合、前壁36及び後壁38に沿う熱境界層流(それぞれ矢印37B及び39Bで示す)は循環52及び54と一致するように向きが決められる。従って、コリオリの力は冷却通路32の境界層流内での流体の動きを促進し、流体と壁36、38との間の熱伝達を高める。
【0015】
図5、6、8、及び9から分かるように、乱流器の対56及び58は、中心線62及び66の各側に略対称的にそれぞれ配置されその間に流路を設けるようにしたリブから作のが好ましい。図示していないが、そのようなリブは全ての用途で中実である必要はなく、且つ、各乱流器は離隔したリブ部分片、円筒などで形成することができる。従って、乱流器の対56及び58を設けるための乱流器のこの特定の設計或は形状は本願発明にとって必須のもではなく、又、或は限定と考えるべきものではない。
【0016】
本願発明の一部ではないが、動翼10も前縁及び後縁冷却回路を含み、冷却材は後縁導流路68から入り、後縁開口70から出て行き、また、冷却材は前縁導流路72から入り、前縁フィルム冷却孔74から出て行く。
以上、本発明の好適実施例を説示したが、本発明の範囲内で当業者による適当な改変により動翼内の冷却通路の乱流器構造のさらなる適用を達成できる。
【図面の簡単な説明】
【図1】ガスタービンエンジン用動翼の斜視図である。
【図2】図1に示した動翼の縦断面図である。
【図3】図1に示した動翼の翼形部の図2の線3−3に沿う拡大断面図である。
【図4】図3に示した翼形部の部分断面図で、冷却通路を流れる空気流の方向は半径方向外方である。
【図5】図4に示した冷却通路の図3の線5−5に沿う部分断面図で、本発明による乱流器構造が翼形部の前壁上に示されている。
【図6】図4に示した冷却通路の図3の線6−6に沿う部分断面図で、本発明による乱流器構造が翼形部の後壁上に示されている。
【図7】図3に示した翼形部の部分断面図であり、冷却通路を流れる空気流の方向は半径方向内方である。
【図8】図7に示した冷却通路の図3の線8−8に沿う部分断面図で、本発明による乱流器構造が翼形部の前壁上に示されている。
【図9】図7に示した冷却通路の図3の線9−9に沿う部分断面図で、本発明による乱流器構造が翼形部の後壁上に示されている。
【符号の説明】
10 タービン動翼
12 シャンク
14 翼形部
20 吸引側
22 圧力側
24 縦軸
26 翼端
28 翼根
30 冷却通路
36 前壁
38 後壁
40、42 冷却通路壁
48、50 冷却通路30内の循還流
52、54 冷却通路32内の循還流
56A、58A、56B、58B 乱流器の対
62、66 中心線
Claims (5)
- (a)シャンク部( 12 )と(b)翼形部( 14 )とを含むガスタービンエンジンの動翼( 10 )のための乱流器構造であって、
前記翼形部は更に
(1)圧力側( 22 )、
(2)前記圧力側と互いに接合されて翼形を形成すると吸引側( 20 )、
(3)前記シャンク部に取付けた翼根( 28 )、
(4)翼端( 26 )、
(5)前記翼端に向かって外方にそして前記翼根に向かって内方に延在する縦軸( 24 )、及び、
(6)全体に縦方向に延在し、少なくとも吸引側( 20 )の前壁( 36 )及び圧力側( 22 )の後壁( 38 )によって画定される蛇行冷却回路( 34 )、
を含み、
前記蛇行冷却回路( 34 )には冷却材が流されるよう構成されており、
前記蛇行冷却回路は、前記冷却材が前記翼端に向けて流れる第1の冷却通路( 30 )と、前記冷却材が前記翼根に向けて流れる第2の冷却通路( 32 )とを有し、
前記第1の冷却通路( 30 )は、前記前壁( 36 )の内面( 31A )に第1の乱流器の対( 56A )を備え、
前記第1の乱流器の対は、それぞれ前記前壁の内面の中心線( 62 )の各側に対称に配置され、且つ、各々の間が離隔してその間に流路を形成しており、且つ、前記前壁の内面の中心線( 62 )に向かうように該中心線に対し前記冷却材の流れの上流側を基準として 30 〜 60 °の角度(α 1 )が付けられており、
前記第1の冷却通路( 30 )は更に、前記後壁( 38 )の内面( 33A )に第2の乱流器の対( 58A )を備え、
前記第2の乱流器の対は、それぞれ前記後壁の内面の中心線( 62 )の各側に対称に配置され、且つ、各々の間が離隔してその間に流路を形成しており、且つ、前記後壁の内面の中心線( 62 )から遠ざかるように該中心線に対し前記冷却材の流れの上流側を基準として 120 〜 150 °の角度(β 1 )が付けられており、
前記第2の冷却通路( 32 )は、前記前壁( 36 )の内面( 31B )に第3の乱流器の対( 56B )を備え、
前記第3の乱流器の対は、それぞれ前記前壁の内面の中心線( 66 )の各側に対称に配置され、且つ、各々の間が離隔してその間に流路を形成しており、且つ、前記前壁の内面の中心線( 66 )から遠ざかるように該中心線に対し前記冷却材の流れの上流側を基準として 120 〜 150 °の角度(α 2 )が付けられており、
前記第2の冷却通路( 32 )は更に、前記後壁( 38 )の内面( 33B )に第4の乱流器の対( 58B )を備え、
前記第4の乱流器の対は、それぞれ前記後壁の内面の中心線( 66 )の各側に対称に配置され、且つ、各々の間が離隔してその間に流路を形成しており、且つ、前記後壁の内面の中心線( 66 )に向かうように該中心線に対し前記冷却材の流れの上流側を基準として 30 〜 60 °の角度(β 2 )が付けられている
ことを特徴とする乱流器構造。 - 前記第1、第2、第3及び第4の乱流器( 56A,58A,56B,58B )はそれぞれ、リブからなる請求項1に記載の乱流器構造。
- 前記第1、第2、第3及び第4の乱流器( 56A,58A,56B,58B )はそれぞれ、離隔したリブ部分片からなる請求項1に記載の乱流器構造。
- 前記第1、第2、第3及び第4の乱流器( 56A,58A,56B,58B )はそれぞれ、円筒からな る請求項1に記載の乱流器構造。
- 請求項1乃至4のいずれか1項に記載の乱流器構造を備えるガスタービンエンジンの動翼( 10 )。
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Families Citing this family (76)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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EP0945595A3 (en) * | 1998-03-26 | 2001-10-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooled blade |
US6174134B1 (en) | 1999-03-05 | 2001-01-16 | General Electric Company | Multiple impingement airfoil cooling |
US6224336B1 (en) * | 1999-06-09 | 2001-05-01 | General Electric Company | Triple tip-rib airfoil |
DE50002464D1 (de) | 1999-06-28 | 2003-07-10 | Siemens Ag | Heissgasbeaufschlagbares bauteil, insbesondere turbinenschaufel |
US6582584B2 (en) | 1999-08-16 | 2003-06-24 | General Electric Company | Method for enhancing heat transfer inside a turbulated cooling passage |
US6273682B1 (en) | 1999-08-23 | 2001-08-14 | General Electric Company | Turbine blade with preferentially-cooled trailing edge pressure wall |
US6406260B1 (en) * | 1999-10-22 | 2002-06-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Heat transfer promotion structure for internally convectively cooled airfoils |
US6331098B1 (en) | 1999-12-18 | 2001-12-18 | General Electric Company | Coriolis turbulator blade |
US6399217B1 (en) * | 1999-12-20 | 2002-06-04 | General Electric Company | Article surface with metal wires and method for making |
GB0025012D0 (en) * | 2000-10-12 | 2000-11-29 | Rolls Royce Plc | Cooling of gas turbine engine aerofoils |
DE10064269A1 (de) * | 2000-12-22 | 2002-07-04 | Alstom Switzerland Ltd | Komponente einer Strömungsmaschine mit Inspektionsöffnung |
US6481972B2 (en) * | 2000-12-22 | 2002-11-19 | General Electric Company | Turbine bucket natural frequency tuning rib |
US6554571B1 (en) | 2001-11-29 | 2003-04-29 | General Electric Company | Curved turbulator configuration for airfoils and method and electrode for machining the configuration |
US6672836B2 (en) | 2001-12-11 | 2004-01-06 | United Technologies Corporation | Coolable rotor blade for an industrial gas turbine engine |
US6743350B2 (en) | 2002-03-18 | 2004-06-01 | General Electric Company | Apparatus and method for rejuvenating cooling passages within a turbine airfoil |
US6722134B2 (en) | 2002-09-18 | 2004-04-20 | General Electric Company | Linear surface concavity enhancement |
US6761031B2 (en) | 2002-09-18 | 2004-07-13 | General Electric Company | Double wall combustor liner segment with enhanced cooling |
GB0222352D0 (en) * | 2002-09-26 | 2002-11-06 | Dorling Kevin | Turbine blade turbulator cooling design |
US7104067B2 (en) * | 2002-10-24 | 2006-09-12 | General Electric Company | Combustor liner with inverted turbulators |
US6681578B1 (en) | 2002-11-22 | 2004-01-27 | General Electric Company | Combustor liner with ring turbulators and related method |
GB2399405A (en) * | 2003-03-10 | 2004-09-15 | Alstom | Enhancement of heat transfer |
US6890154B2 (en) * | 2003-08-08 | 2005-05-10 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling for a turbine blade |
US7186084B2 (en) * | 2003-11-19 | 2007-03-06 | General Electric Company | Hot gas path component with mesh and dimpled cooling |
US6984102B2 (en) * | 2003-11-19 | 2006-01-10 | General Electric Company | Hot gas path component with mesh and turbulated cooling |
EP1628076B1 (de) * | 2004-08-13 | 2012-01-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlkanal, Brennkammer und Gasturbine |
US7373778B2 (en) * | 2004-08-26 | 2008-05-20 | General Electric Company | Combustor cooling with angled segmented surfaces |
US7094031B2 (en) * | 2004-09-09 | 2006-08-22 | General Electric Company | Offset Coriolis turbulator blade |
US7575414B2 (en) * | 2005-04-01 | 2009-08-18 | General Electric Company | Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling |
US7300242B2 (en) * | 2005-12-02 | 2007-11-27 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil with integral cooling system |
JP4738176B2 (ja) * | 2006-01-05 | 2011-08-03 | 三菱重工業株式会社 | 冷却翼 |
JP4887812B2 (ja) * | 2006-02-09 | 2012-02-29 | 株式会社日立製作所 | 内部に冷却通路を有する部材、及び内部に冷却通路を有する部材の冷却方法 |
US7553128B2 (en) * | 2006-10-12 | 2009-06-30 | United Technologies Corporation | Blade outer air seals |
EP1921269A1 (de) * | 2006-11-09 | 2008-05-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel |
US7637720B1 (en) * | 2006-11-16 | 2009-12-29 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbulator for a turbine airfoil cooling passage |
US7766615B2 (en) * | 2007-02-21 | 2010-08-03 | United Technlogies Corporation | Local indented trailing edge heat transfer devices |
US8210814B2 (en) | 2008-06-18 | 2012-07-03 | General Electric Company | Crossflow turbine airfoil |
US8167560B2 (en) * | 2009-03-03 | 2012-05-01 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with an internal cooling system having enhanced vortex forming turbulators |
US8894367B2 (en) * | 2009-08-06 | 2014-11-25 | Siemens Energy, Inc. | Compound cooling flow turbulator for turbine component |
US8439628B2 (en) * | 2010-01-06 | 2013-05-14 | General Electric Company | Heat transfer enhancement in internal cavities of turbine engine airfoils |
US8881500B2 (en) * | 2010-08-31 | 2014-11-11 | General Electric Company | Duplex tab obstacles for enhancement of deflagration-to-detonation transition |
US8920122B2 (en) | 2012-03-12 | 2014-12-30 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with an internal cooling system having vortex forming turbulators |
US9157329B2 (en) * | 2012-08-22 | 2015-10-13 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil internal cooling features |
WO2014175937A2 (en) | 2013-02-05 | 2014-10-30 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having curved turbulator |
WO2014150681A1 (en) | 2013-03-15 | 2014-09-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having shaped pedestals |
US9091495B2 (en) * | 2013-05-14 | 2015-07-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooling passage including turbulator system in a turbine engine component |
WO2015038305A2 (en) * | 2013-09-16 | 2015-03-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with disk having periphery with protrusions |
WO2015061150A1 (en) | 2013-10-21 | 2015-04-30 | United Technologies Corporation | Incident tolerant turbine vane gap flow discouragement |
CN103967621B (zh) | 2014-04-08 | 2016-06-08 | 上海交通大学 | 具有微小斜肋-凹陷复合结构的冷却装置 |
FR3020402B1 (fr) * | 2014-04-24 | 2019-06-14 | Safran Aircraft Engines | Aube pour turbine de turbomachine comprenant un circuit de refroidissement a homogeneite amelioree |
US10364684B2 (en) | 2014-05-29 | 2019-07-30 | General Electric Company | Fastback vorticor pin |
CA2950011C (en) | 2014-05-29 | 2020-01-28 | General Electric Company | Fastback turbulator |
US10280785B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-05-07 | General Electric Company | Shroud assembly for a turbine engine |
US10233775B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-03-19 | General Electric Company | Engine component for a gas turbine engine |
US9777635B2 (en) * | 2014-12-31 | 2017-10-03 | General Electric Company | Engine component |
US10156157B2 (en) * | 2015-02-13 | 2018-12-18 | United Technologies Corporation | S-shaped trip strips in internally cooled components |
US20180135432A1 (en) * | 2015-05-07 | 2018-05-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil with internal cooling channels |
US10711619B2 (en) * | 2016-03-31 | 2020-07-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall |
US10208604B2 (en) * | 2016-04-27 | 2019-02-19 | United Technologies Corporation | Cooling features with three dimensional chevron geometry |
US10502068B2 (en) | 2016-12-02 | 2019-12-10 | General Electric Company | Engine with chevron pin bank |
US10458275B2 (en) * | 2017-01-06 | 2019-10-29 | Rohr, Inc. | Nacelle inner lip skin with heat transfer augmentation features |
US10247015B2 (en) * | 2017-01-13 | 2019-04-02 | Rolls-Royce Corporation | Cooled blisk with dual wall blades for gas turbine engine |
US10934865B2 (en) * | 2017-01-13 | 2021-03-02 | Rolls-Royce Corporation | Cooled single walled blisk for gas turbine engine |
US10724391B2 (en) * | 2017-04-07 | 2020-07-28 | General Electric Company | Engine component with flow enhancer |
CN106988790A (zh) * | 2017-06-08 | 2017-07-28 | 哈尔滨工业大学 | 一种高温涡轮动叶顶部对转涡的冷却结构 |
US11149555B2 (en) | 2017-06-14 | 2021-10-19 | General Electric Company | Turbine engine component with deflector |
US10801724B2 (en) * | 2017-06-14 | 2020-10-13 | General Electric Company | Method and apparatus for minimizing cross-flow across an engine cooling hole |
US10590778B2 (en) | 2017-08-03 | 2020-03-17 | General Electric Company | Engine component with non-uniform chevron pins |
US10577944B2 (en) | 2017-08-03 | 2020-03-03 | General Electric Company | Engine component with hollow turbulators |
US10808552B2 (en) * | 2018-06-18 | 2020-10-20 | Raytheon Technologies Corporation | Trip strip configuration for gaspath component in a gas turbine engine |
US10787932B2 (en) * | 2018-07-13 | 2020-09-29 | Honeywell International Inc. | Turbine blade with dust tolerant cooling system |
US10711621B1 (en) | 2019-02-01 | 2020-07-14 | Rolls-Royce Plc | Turbine vane assembly with ceramic matrix composite components and temperature management features |
US10767495B2 (en) | 2019-02-01 | 2020-09-08 | Rolls-Royce Plc | Turbine vane assembly with cooling feature |
US11149553B2 (en) | 2019-08-02 | 2021-10-19 | Rolls-Royce Plc | Ceramic matrix composite components with heat transfer augmentation features |
US11268392B2 (en) | 2019-10-28 | 2022-03-08 | Rolls-Royce Plc | Turbine vane assembly incorporating ceramic matrix composite materials and cooling |
JP2023165485A (ja) * | 2022-05-06 | 2023-11-16 | 三菱重工業株式会社 | タービン翼及びガスタービン |
CN115013075B (zh) * | 2022-08-10 | 2022-12-06 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种防滑花纹状扰流肋及涡轮叶片 |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4416585A (en) * | 1980-01-17 | 1983-11-22 | Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited | Blade cooling for gas turbine engine |
US4514144A (en) * | 1983-06-20 | 1985-04-30 | General Electric Company | Angled turbulence promoter |
US5156526A (en) * | 1990-12-18 | 1992-10-20 | General Electric Company | Rotation enhanced rotor blade cooling using a single row of coolant passageways |
US5165852A (en) * | 1990-12-18 | 1992-11-24 | General Electric Company | Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways |
EP0619134B1 (de) * | 1993-04-08 | 1996-12-18 | ABB Management AG | Mischkammer |
JP3192854B2 (ja) * | 1993-12-28 | 2001-07-30 | 株式会社東芝 | タービン冷却翼 |
US5536143A (en) * | 1995-03-31 | 1996-07-16 | General Electric Co. | Closed circuit steam cooled bucket |
-
1997
- 1997-01-03 US US08/778,595 patent/US5797726A/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-12-23 DE DE69714960T patent/DE69714960T3/de not_active Expired - Lifetime
- 1997-12-23 EP EP97310488A patent/EP0852285B2/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-12-26 JP JP36019097A patent/JP4063938B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
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JPH10274002A (ja) | 1998-10-13 |
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DE69714960T2 (de) | 2003-05-08 |
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DE69714960T3 (de) | 2008-07-17 |
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US5797726A (en) | 1998-08-25 |
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