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JP2001065301A - 内部冷却翼形部品並びに冷却方法 - Google Patents

内部冷却翼形部品並びに冷却方法

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JP2001065301A
JP2001065301A JP2000218142A JP2000218142A JP2001065301A JP 2001065301 A JP2001065301 A JP 2001065301A JP 2000218142 A JP2000218142 A JP 2000218142A JP 2000218142 A JP2000218142 A JP 2000218142A JP 2001065301 A JP2001065301 A JP 2001065301A
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passage
passages
cooling
metering
airfoil
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JP2000218142A
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アラン・ライオネル・ウィーブ
Anne Marie Isburgh
アン・マリー・イスバーグ
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General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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Publication date
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Publication of JP4416287B2 publication Critical patent/JP4416287B2/ja
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    • 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
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
    • F05D2250/323—Arrangement of components according to their shape convergent
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
    • F05D2250/324—Arrangement of components according to their shape divergent
    • 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

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 翼形部品（１１０，２１０）の一対の内部冷
却通路（１２４，２２４，１３２，２３２）間に形成さ
れたコアタイ孔（１４２，２４２）を通る冷却流体の流
れを減らす。 【解決手段】 ２つの通路の一方（１３２，２３２）の
入口通路（１５０，２５０）を通る冷却媒体の流れを調
量する絞りを設けて、２つの通路（１２４，２２４，１
３２，２３２）内の圧力を等しくし、孔（１４２，２４
２）を通る冷却流体の流れを最小限とする。絞りは、入
口通路（１５０）の入口に設けた調量板（１５２）でも
よいし、或いは入口通路（２５０）に一体形成された絞
り（２５６）でもよい。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術の分野】本発明は概括的にはガスタ
ービンエンジンに関し、さらに具体的には、かかるエン
ジンに使用される内部冷却翼形部に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機ジェットエンジンのようなガスタ
ービンエンジンには、翼形を利用した多数の部品（例え
ば、タービン、圧縮機、ファン等）が含まれている。タ
ービン動翼やノズル静翼のような最も高い作動温度に暴
露されるタービン翼形部は、翼形部の温度を一定の設計
温度限度内に保つために内部冷却を採用しているのが通
例である。例えば、タービンロータ動翼は、回転タービ
ンロータディスクに装着されるシャンク部と、エンジン
燃焼器から排出される高温ガスから有用な仕事を抽出す
るのに用いられる翼形動翼部とを有する。翼形部はシャ
ンク部に付いていて、翼形動翼の自由端をなす動翼先端
を含んでいる。通例、タービン動翼の翼形部は、内部回
路を流れる空気（普通はエンジンの圧縮機から抽出され
る）によって冷却されるが、空気はシャンク部を通して
直形部に入り、翼形部先端孔、翼形部フィルム冷却孔及
び動翼後縁スロット又は後縁孔を通して排出される。公
知のタービン動翼冷却回路は複数の半径方向に向いた通
路を含んでおり、それらを直列に連結して蛇行流路を作
り、もって冷却流路の長さを延ばして冷却効果を高めて
いる。蛇行冷却回路の隣に他の通路とは連結していない
追加の通路を設けることも公知である。
【０００３】内部冷却回路を有するタービン動翼は、通
例、ロストワックス法と呼ばれるインベストメント鋳造
法で製造される。このプロセスでは、内部冷却回路を画
定するセラミックコアを、所望のタービン動翼形状に成
形されたワックスの中に封入する。このワックスアセン
ブリを次いで液体セラミック溶液に繰返し浸漬してその
表面に硬いセラミックシェルを形成させる。次に、シェ
ルからワックスを溶融流出させると、内部セラミックコ
アと外部セラミックシェルとそれまでワックスが充填さ
れていたそれらの間の空間とからなる鋳型が残る。この
空洞を溶融金属で満たす。溶融金属が冷えて凝固した後
外部シェルを壊して取り除くと、ワックス除去で生じた
空洞の形状をもつ金属が現われる。内部セラミックコア
は浸出処理によって溶解される。こうして得られた金属
部品は、内部冷却回路をもつタービン動翼の所望の形状
を有する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】蛇行冷却回路を有する
タービン動翼の鋳造において、内部セラミックコアは多
数の長尺の薄枝部を有する蛇行部材として形成される。
このことは、コアの位置決めのための厳しい条件を維持
しながら金属の鋳込みに十分耐える頑丈なコアを作ると
いう課題を提起する。さらに、各枝部を何らかの方法で
安定化しないと、蛇行コアの薄枝部同士が相対的に動い
てしまうおそれがある。そこで、コアを補強するためコ
アタイ（すなわち、枝部間の小さなセラミックコネク
タ）が用いられる。こうしてコアの枝部同士の相対的な
動きを妨いて、翼形部外壁の肉厚の制御を向上させる。
鋳造後、コアタイをコアと共に取り除くと、隣り合った
通路を隔てるリブ又は壁にコアタイの跡が孔として残
る。かかるコアタイ孔は、２つの隣接通路間に圧力差が
存在していると隣接通路間に不都合な流れを生じる。す
なわち、圧力の高い通路の冷却流体がコアタイ孔を通し
て圧力の低い通路へと流入する。これは、最初の設計意
図からすると望ましくない冷却流分布を生じる。
【０００５】したがって、コアタイ孔を通る冷却流体の
流れが最小限に抑えられた翼形部品に対するニーズが存
在する。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記ニーズは本発明によ
って満足され、本発明はコアタイ孔の形成されたリブで
隔てられた２以上の内部冷却通路を含んでなる翼形部を
提供する。２つの通路の圧力が実質的に等しくなるよう
に２つの通路の一方の入口通路を通る流れを調量する手
段を設ける。これにより、コアタイ孔を通る冷却流体の
流れが減る。
【０００７】本発明のその他の目的及び効果は、以下の
詳細な説明及び請求項の記載を添付図面に照らして参照
することによって明らかとなろう。
【０００８】
【発明の実施の形態】本発明の要旨は、明細書の結論部
分に具体的に記載されかつ請求項として明確に規定され
ている。ただし、添付図面と併せて以下の説明を参照す
ることで本発明の理解を深めることができる。
【０００９】図面を参照すると、すべての図を通して同
じ参照符号は同じ部材を示す。図１は、従来技術のガス
タービンエンジン動翼１０を示すもので、動翼１０は、
中空翼形部１２と翼形部１２を公知の慣用法でロータデ
ィスク（図示せず）に装着するための一体シャンク部１
４とを有している。翼形部１２は、シャンク部１４上部
に設けられた動翼根元部１６から動翼先端１８まで長手
方向つまり半径方向上向きに延在している。翼形部１２
は、５つの概ね半径方向に延在する冷却通路２０〜２４
が直列に連結した内部蛇行冷却回路を含んでいる。
【００１０】１番目の通路２０は、シャンク部１４の第
一入口通路４６を通して冷却流体（普通はガスタービン
エンジンの圧縮機（図示せず）から抽出した比較的低温
の圧縮空気の一部）を受け入れる。冷却流体は最初の通
路２０を半径方向外側に移動して２番目の通路２１へと
流れ込み、２番目の通路２１を半径方向内側に流れる。
そこから冷却流体は同様に順次他の通路２２〜２４を通
って、翼形部外面を流れる燃焼ガスの加熱作用を受ける
翼形部１２を冷却する。公知の通り、冷却流体はフィル
ム冷却孔（図示せず）及び動翼先端１８の開口２６を通
して翼形部１２から排出される。
【００１１】翼形部１２は蛇行冷却回路に加えてさらに
前縁冷却通路２８を含んでいる。前縁通路２８は、翼形
部前縁３０と１番目の通路２０の間で半径方向に延在し
ており、蛇行冷却回路とは連結していない。冷却流体の
独立した流れはシャンク部１４の第二入口通路４８を通
して導入される。この冷却流体は前縁通路２８を半径方
向に流れ、翼形部１２外壁を貫通した慣用フィルム冷却
孔及び／又は先端孔（図示せず）を通して翼形部１２か
ら排出される。同様に、翼形部後縁３４と蛇行冷却回路
の５番目の通路２４の間に、半径方向に延在する後縁冷
却通路３２が配設される。後縁通路３２も蛇行冷却回路
とは連結しておらず、シャンク部１４の第三入口通路５
０を通して別の独立した冷却流体の流れを受け入れる。
この冷却流体は後縁通路３２を通して半径方向に流れ、
慣用の後縁フィルム孔列又はスロット列及び／又は先端
孔（図示せず）を通して翼形部１２から排出される。図
１の矢印は冷却流体の流れの経路を示す。
【００１２】図１に示す通り、通路２０〜２４，２８，
３２の各通路は、６つの半径方向に延在するリブ３６〜
４１によって隣接する通路と隔てられている。すなわ
ち、前縁通路２８と蛇行冷却回路の１番目の通路２０は
１番目のリブ３６によって隔てられ、１番目の通路２０
と２番目の通路２１は２番目のリブ３７によって隔てら
れ、その後も順次同様である。リブ３６〜４１の少なく
とも幾つかは、鋳造プロセスでのコアタイの使用によっ
てできたコアタイ孔４２を有する。具体的には、図１に
示す従来技術の動翼１０では、１番目のリブ３６、３番
目のリブ３８、５番目のリブ４０及び６番目のリブ４１
にコアタイ孔４２が形成されているが、鋳造プロセスで
のコアタイの配置次第で別の構成を取り得る。コアタイ
孔は、大抵は楕円形の断面であり、通例約０．０３〜
０．１インチの相当直径を有する。
【００１３】冷却流体は、典型的には圧縮機からの抽気
であり、３つの入口通路４６，４８，５０の各々に同じ
圧力で供給される。しかし、通路２０〜２４の冷却流体
圧力は、５パス蛇行回路での摩擦損及び反転損のため蛇
行流路に沿って下がる傾向にある。１番目の通路２０、
前縁通路２８及び後縁通路３２はそれぞれ入口通路４
６，４８，５０と直接つながっているので、それらの圧
力はすべて実質的に同じであるが、蛇行回路の最終パス
である５番目の通路２４の圧力はそれよりも実質的に低
い。そのため、５番目の通路２４とそれに隣接する後縁
通路３２の間には圧力差が存在する。後縁通路３２は、
５パス蛇行回路のような圧力損を受けない単パス回路で
ある。こうした圧力差のため、冷却流体は後縁通路３２
から６番目のリブ４１のコアタイ孔４２を通して５番目
の通路２４に流れ込み、後縁通路３２の先端部で冷却流
体が不足する。
【００１４】次に図２を参照すると、コアタイ孔を通る
冷却流体流が最小限になるタービン動翼１１０が示して
ある。単に例示のため、動翼１１０は図１の動翼１０と
同じ冷却回路構成を有している。しかし、本発明は他の
冷却回路構成を有するタービン動翼にも適用し得ること
に留意されたい。さらに、本発明はタービン動翼に限ら
ず、タービンノズルのような他のタイプの翼形部品にも
適用し得る。以下の説明から明らかとなろうが、本発明
は、独立給気冷却通路間でコアタイ孔による短絡が起こ
る翼形部品であればいかなる翼形部品にも適用し得る。
【００１５】動翼１１０は中空翼形部１１２と一体シャ
ンク部１１４を有する。翼形部１１２は、５つの概ね半
径方向に延在する冷却通路１２０〜１２４が直列に連な
った蛇行冷却回路、翼形部前縁１３０と１番目の通路１
２０の間で半径方向に延在する前縁冷却通路１２８、及
び翼形部後縁１３４と５番目の通路１２４の間に配設さ
れた半径方向に延在する後縁冷却通路１３２を含んでい
る。１番目の通路１２０にはシャンク部１１４の第一入
口通路１４６を通して冷却流体が供給され、前縁通路１
２８にはシャンク部１１４の第二入口通路１４８を通し
て冷却流体が供給され、後縁通路１３２には第三入口通
路１５０を通して冷却流体が供給される。通路１２０〜
１２４，１２８，１３２は各々、６つの半径方向に延在
するリブ１３６〜１４１によって隣りの通路から隔てら
れている。コアタイ孔１４２は、１番目のリブ１３６、
３番目のリブ１３８、５番目のリブ１４０及び６番目の
リブ１４１に形成されているが、鋳造プロセスでのコア
タイの配置次第で別の構成を取り得る。
【００１６】動翼１１０は、第三入口通路１５０を完全
に覆うようにシャンク部１１４の半径方向内面に配置さ
れた根元調量板１５２を含んでいる。調量板１５２は適
当な材料からなる薄板であって、ろう付等の適当な手段
でシャンク部１１４に取付けられる。調量板１５２に
は、冷却流体の規制流れが第三入口通路１５０に流れ込
むように調量孔１５４が設けられる。調量孔１５４の断
面積は第三入口通路１５０の断面積よりも小さい。そこ
で、調量孔１５４は入口通路１５０の入口で圧力降下を
もたらす絞りを与え、後縁通路１３２内の圧力は調量板
１５２が無いときの圧力よりも低くなる。
【００１７】調量孔１５４の寸法は、後縁通路１３２内
の圧力が５番目の通路１２４内の圧力とほぼ等しくなっ
て６番目のリブ１４１のコアタイ孔１４２の両側での圧
力差が最小限となるように第三入口通路１５０を通る冷
却流体流が調量されるように選定される。この結果を得
るための調量孔１５４の具体的な寸法は、全体的な冷却
流体の流量、並びに調量板１５２が無いときに後縁通路
１３２と５番目の通路１２４の間に存在する圧力差に依
存する。６番目のリブ１４１のコアタイ孔１４２の両側
での圧力差を最小限にすることによって、本発明は翼形
部冷却系の効率に対するコアタイ孔１４２の悪影響を低
減する。
【００１８】次に図３を参照すると、本発明のもう一つ
の実施形態がタービン動翼２１０の形態で示してある。
単に例示のため、動翼２１０は図２の動翼１１０と類似
しているが、先の実施形態と同様、本発明のこの実施形
態は他の冷却回路構成を有するタービン動翼のみならず
他のタイプの翼形部品にも適用し得ることに留意された
い。
【００１９】動翼２１０は、中空翼形部２１２と一体シ
ャンク部２１４を有する点で図２の動翼１１０と同じで
ある。翼形部２１２は、５つの概ね半径方向に延在する
冷却通路２２０〜２２４が直列に連なった蛇行冷却回
路、翼形部前縁２３０と１番目の通路２２０の間で半径
方向に延在する前縁冷却通路２２８、及び翼形部後縁２
３４と５番目の通路２２４の間に配設された半径方向に
延在する後縁冷却通路２３２を含んでいる。１番目の通
路２２０にはシャンク部２１４の第一入口通路２４６を
通して冷却流体が供給され、前縁通路２２８にはシャン
ク部２１４の第二入口通路２４８を通して冷却流体が供
給され、後縁通路２３２には第三入口通路２５０を通し
て冷却流体が供給される。通路２２０〜２２４，２２
８，２３２は各々、６つの半径方向に延在するリブ２３
６〜２４１によって隣りの通路から隔てられている。コ
アタイ孔２４２は、１番目のリブ２３６、３番目のリブ
２３８、５番目のリブ２４０及び６番目のリブ２４１に
形成されているが、鋳造プロセスでのコアタイの配置次
第で別の構成を取り得る。
【００２０】動翼２１０は、調量板を有していない点で
図２の動翼１１０と異なる。その代わり、絞り２５６が
第三入口通路２５０に形成されている。好ましくは、絞
り２５６は動翼２１０の一体部分として鋳造される。絞
り２５６は比較的小さな断面積を呈して圧力差をひき起
こすので、後縁通路２３２内の圧力は絞り２５６を省略
した場合の圧力よりも低い。
【００２１】図２の調量孔１５４と同様に、絞り２５６
の寸法は、後縁通路２３２内の圧力が５番目の通路２２
４内の圧力とほぼ等しくなって６番目のリブ２４１のコ
アタイ孔２４２の両側での圧力差が最小限となるように
第三入口通路２５０を通る冷却流体流が調量されるよう
に選定される。この結果を得るための絞り２５６の具体
的な寸法は、全体的な冷却流体の流量、並びに絞り２５
６が無いときに後縁通路２３２と５番目の通路２２４の
間に存在する圧力差に依存する。６番目のリブ２４１の
コアタイ孔２４２の両側での圧力差を最小限にすること
によって、本発明は翼形部冷却系の効率に対するコアタ
イ孔２４２の悪影響を低減する。
【００２２】以上、コアタイ孔を通る冷却流体の流れを
最小限にするタービン翼形部品について説明してきた。
本発明の特定の実施形態について説明してきたが、請求
項に記載された本発明の技術的思想及び技術的範囲を逸
脱することなく様々な修正を加えることができるのは当
業者には自明であろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】 従来技術のタービン動翼の縦断面図である。
【図２】 本発明の第一実施形態のタービン動翼の縦断
面図である。
【図３】 本発明の第二実施形態によるタービン動翼の
縦断面図である。
【符号の説明】
１１０ タービン動翼 １１２ 翼形部 １１４ シャンク部 １２０〜１２４ 冷却通路 １２８ 前縁冷却通路 １３２ 後縁冷却通路 １３６〜１４１ リブ １４２ コアタイ孔 １４６ 第一入口通路 １４８ 第二入口通路 １５０ 第三入口通路 １５２ 調量板 １５４ 調量孔 ２１０ タービン動翼 ２１２ 翼形部 ２１４ シャンク部 ２２０〜２２４ 冷却通路 ２２８ 前縁冷却通路 ２３２ 後縁冷却通路 ２３６〜２４１ リブ ２４２ コアタイ孔 ２４６ 第一入口通路 ２４８ 第二入口通路 ２５０ 第三入口通路 ２５６ 絞り
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 アン・マリー・イスバーグ アメリカ合衆国、オハイオ州、ラブラン ド、ウィンディー・ヒル・コート、11637 番

Claims (12)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 入口通路（１５０，２５０）を有する第
    一内部冷却通路（１３２，２３２）、 第二内部冷却通路（１２４，２２４）、 第一通路（１３２，２３２）と第二通路（１２４，２２
    ４）を隔てるリブ（１４１、２４１）で、１以上の孔
    （１４２，２４２）が形成されているリブ（１４１、２
    ４１）、及び第一通路（１３２，２３２）内の圧力が第
    二通路（１２４，２２４）内の圧力と実質的に等しくな
    るように入口通路（１５０，２５０）を通る流れを調量
    する手段（１５２，２５６）を含んでなる翼形部品（１
    １０，２１０）。
  2. 【請求項２】 入口通路（１５０）を通る流れを調量す
    る手段が、入口通路（１５０）を覆う調量板（１５２）
    からなり、調量板（１５２）には調量孔（１５４）が設
    けられている、請求項１記載の翼形部品（１１０）。
  3. 【請求項３】 調量孔（１５４）の断面積が入口通路
    （１５０）の断面積よりも小さい、請求項２記載の翼形
    部品（１１０）。
  4. 【請求項４】 入口通路（２５０）を通る流れを調量す
    る手段が、入口通路（２５０）に形成された絞り（２５
    ６）からなる、請求項１記載の翼形部品（１１０）。
  5. 【請求項５】 入口通路（１５０，２５０）を有する第
    一内部冷却通路（１３２，２３２）、 複数の通路（１２０〜１２４，２２０〜２２４）が直列
    に連なった内部蛇行冷却回路で、上記複数の通路（１２
    ０〜１２４，２２０〜２２４）の他の通路よりも圧力が
    小さい最終通路（１２４，２２４）を終端とする内部蛇
    行冷却回路、 第一通路（１３２，２３２）と最終通路（１２４，２２
    ４）とを隔てるリブ（１４１、２４１）で、１以上の孔
    （１４２，２４２）が形成されているリブ（１４１、２
    ４１）、及び第一通路（１３２，２３２）内の圧力が最
    終通路（１２４，２２４）内の圧力と実質的に等しくな
    るように入口通路（１５０，２５０）を通る流れを調量
    する手段（１５２，２５６）を含んでなる翼形部品（１
    １０，２１０）。
  6. 【請求項６】 入口通路（１５０）を通る流れを調量す
    る手段が、入口通路（１５０）を覆う調量板（１５２）
    からなり、調量板（１５２）には調量孔（１５４）が設
    けられている、請求項５記載の翼形部品（１１０）。
  7. 【請求項７】 調量孔（１５４）の断面積が入口通路
    （１５０）の断面積よりも小さい、請求項６記載の翼形
    部品（１１０）。
  8. 【請求項８】 入口通路（２５０）を通る流れを調量す
    る手段が、入口通路（２５０）に形成された絞り（２５
    ６）からなる、請求項５記載の翼形部品（２１０）。
  9. 【請求項９】 後縁（１３４，２３４）をさらに含み、
    第一冷却通路（１３２，２３２）が後縁（１３４，２３
    ４）と最終通路（１２４，２２４）の間に配設されてい
    る、請求項５記載の翼形部品（１１０，２１０）。
  10. 【請求項１０】 １以上の孔（１４２，２４２）が形成
    されているリブ（１４１、２４１）で隔てられた２以上
    の内部冷却通路（１２４，２２４，１３２，２３２）を
    有する翼形部品（１１０，２１０）を冷却する方法であ
    って、当該方法が、上記２つの通路（１２４，２２４、
    １３２，２３２）内の圧力が実質的に等しくなるように
    一方の通路（１３２，２３２）に入る流れを調量するこ
    とを含んでなる方法。
  11. 【請求項１１】 調量孔（１５４）が設けられた調量板
    （１５２）を前記２つの通路の一方（１３２）の入口通
    路（１５０）に被せることによって、上記２つの通路の
    一方（１３２）に入る流れを調量する、請求項１０記載
    の方法。
  12. 【請求項１２】 前記２つの通路の一方（２３２）の入
    口通路（２５０）に絞り（２５６）を設けることによっ
    て、上記２つの通路の一方（１３２）に入る流れを調量
    する、請求項１０記載の方法。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006266112A (ja) * 2005-03-22 2006-10-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン動翼
JP2007154893A (ja) * 2005-12-05 2007-06-21 General Electric Co <Ge> ジグザク冷却式のタービンブレード

Families Citing this family (47)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6340047B1 (en) * 1999-03-22 2002-01-22 General Electric Company Core tied cast airfoil
US6398501B1 (en) 1999-09-17 2002-06-04 General Electric Company Apparatus for reducing thermal stress in turbine airfoils
US6416275B1 (en) 2001-05-30 2002-07-09 Gary Michael Itzel Recessed impingement insert metering plate for gas turbine nozzles
AU2003205491A1 (en) * 2002-03-25 2003-10-08 Alstom Technology Ltd Cooled turbine blade
US20040094287A1 (en) * 2002-11-15 2004-05-20 General Electric Company Elliptical core support and plug for a turbine bucket
US6933459B2 (en) * 2003-02-03 2005-08-23 General Electric Company Methods and apparatus for fabricating a turbine engine blade
US6974306B2 (en) * 2003-07-28 2005-12-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade inlet cooling flow deflector apparatus and method
US6966756B2 (en) * 2004-01-09 2005-11-22 General Electric Company Turbine bucket cooling passages and internal core for producing the passages
US7044709B2 (en) * 2004-01-15 2006-05-16 General Electric Company Methods and apparatus for coupling ceramic matrix composite turbine components
US7137780B2 (en) * 2004-06-17 2006-11-21 Siemens Power Generation, Inc. Internal cooling system for a turbine blade
US7513738B2 (en) * 2006-02-15 2009-04-07 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
US7547190B1 (en) 2006-07-14 2009-06-16 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil serpentine flow circuit with a built-in pressure regulator
US20080028606A1 (en) * 2006-07-26 2008-02-07 General Electric Company Low stress turbins bucket
US20100034662A1 (en) * 2006-12-26 2010-02-11 General Electric Company Cooled airfoil and method for making an airfoil having reduced trail edge slot flow
US7914257B1 (en) 2007-01-17 2011-03-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with spiral and serpentine flow cooling circuit
US8016547B2 (en) * 2008-01-22 2011-09-13 United Technologies Corporation Radial inner diameter metering plate
US8511992B2 (en) * 2008-01-22 2013-08-20 United Technologies Corporation Minimization of fouling and fluid losses in turbine airfoils
ES2542064T3 (es) * 2008-03-28 2015-07-30 Alstom Technology Ltd Álabe de guía para una turbina de gas y turbina de gas con un álabe de guía de esta clase
US20090324387A1 (en) * 2008-06-30 2009-12-31 General Electric Company Aft frame with oval-shaped cooling slots and related method
FR2937372B1 (fr) * 2008-10-22 2010-12-10 Snecma Aube de turbine equipee de moyens de reglage de son debit de fluide de refroidissement
US7988419B1 (en) * 2008-12-15 2011-08-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine flow cooling
US8118553B2 (en) * 2009-03-20 2012-02-21 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with dual serpentine cooling chambers
US8172507B2 (en) * 2009-05-12 2012-05-08 Siemens Energy, Inc. Gas turbine blade with double impingement cooled single suction side tip rail
US8157505B2 (en) * 2009-05-12 2012-04-17 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with single tip rail with a mid-positioned deflector portion
US8313287B2 (en) 2009-06-17 2012-11-20 Siemens Energy, Inc. Turbine blade squealer tip rail with fence members
US9932837B2 (en) 2013-03-11 2018-04-03 United Technologies Corporation Low pressure loss cooled blade
EP2832953A1 (de) * 2013-07-29 2015-02-04 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel
WO2015104695A1 (en) * 2014-01-13 2015-07-16 Ansaldo Energia S.P.A. Blade for a gas turbine and method for manufacturing said blade
US9968991B2 (en) 2015-12-17 2018-05-15 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure
US9987677B2 (en) 2015-12-17 2018-06-05 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10118217B2 (en) 2015-12-17 2018-11-06 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10099284B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having a catalyzed internal passage defined therein
US10150158B2 (en) 2015-12-17 2018-12-11 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10046389B2 (en) 2015-12-17 2018-08-14 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10099276B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein
US10137499B2 (en) 2015-12-17 2018-11-27 General Electric Company Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein
US10099283B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein
US9579714B1 (en) 2015-12-17 2017-02-28 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure
US10808547B2 (en) * 2016-02-08 2020-10-20 General Electric Company Turbine engine airfoil with cooling
US10286450B2 (en) 2016-04-27 2019-05-14 General Electric Company Method and assembly for forming components using a jacketed core
US10335853B2 (en) 2016-04-27 2019-07-02 General Electric Company Method and assembly for forming components using a jacketed core
US10683763B2 (en) 2016-10-04 2020-06-16 Honeywell International Inc. Turbine blade with integral flow meter
US10519782B2 (en) 2017-06-04 2019-12-31 United Technologies Corporation Airfoil having serpentine core resupply flow control
US10981217B2 (en) 2018-11-19 2021-04-20 General Electric Company Leachable casting core and method of manufacture
US11021968B2 (en) 2018-11-19 2021-06-01 General Electric Company Reduced cross flow linking cavities and method of casting
KR102180395B1 (ko) * 2019-06-10 2020-11-18 두산중공업 주식회사 에어포일, 이를 포함하는 가스 터빈
US11998974B2 (en) 2022-08-30 2024-06-04 General Electric Company Casting core for a cast engine component

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4236870A (en) * 1977-12-27 1980-12-02 United Technologies Corporation Turbine blade
GB2051964B (en) * 1979-06-30 1983-01-12 Rolls Royce Turbine blade
US4820123A (en) * 1988-04-25 1989-04-11 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
US5403156A (en) * 1993-10-26 1995-04-04 United Technologies Corporation Integral meter plate for turbine blade and method
US5403157A (en) * 1993-12-08 1995-04-04 United Technologies Corporation Heat exchange means for obtaining temperature gradient balance
US5645397A (en) * 1995-10-10 1997-07-08 United Technologies Corporation Turbine vane assembly with multiple passage cooled vanes
US5997251A (en) * 1997-11-17 1999-12-07 General Electric Company Ribbed turbine blade tip

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006266112A (ja) * 2005-03-22 2006-10-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン動翼
JP2007154893A (ja) * 2005-12-05 2007-06-21 General Electric Co <Ge> ジグザク冷却式のタービンブレード

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Publication number Publication date
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