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    GAS TURBINE ENGINE TURBINE BLADE TIP COOLING
    2.
    发明申请
    GAS TURBINE ENGINE TURBINE BLADE TIP COOLING 审中-公开
    燃气涡轮发动机涡轮叶片头部冷却

    公开(公告)号：WO2014137443A2

    公开(公告)日：2014-09-12

    申请号：PCT/US2013/075796

    申请日：2013-12-17

    Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

    Inventor： AUXIER, James T. ,  O'HEARN, Jason L. ,  SLAVENS, Thomas N. ,  GIRMA, Yafet

    CPC classification number: F01D5/186 ,  F01D5/20 ,  F01D11/08 ,  F05D2240/307 ,  Y02T50/676

    Abstract: An airfoil for a gas turbine engine includes pressure and suction walls spaced apart from one another and joined at leading and trailing edges to provide an airfoil having an exterior surface that extends in a radial direction to a tip. A camber line at the tip extends from the leading edge to the trailing edge. Pressure and suction side shelves are arranged in the exterior surface on opposing sides of the camber line respectively in the pressure and suction side walls. A plateau is proud of and separates the pressure and suction side shelves. The plateau is arranged along the camber line and extends to the leading edge.

    Abstract translation: 用于燃气涡轮发动机的翼型件包括彼此间隔开并且在前缘和后缘处连接的压力壁和吸入壁，以提供具有沿径向方向延伸至尖端的外表面的翼型件。 尖端处的弧线从前缘延伸至后缘。 压力和吸力侧架分别布置在弯曲线的相对侧上的外表面中的压力和吸力侧壁中。 一个高原是自豪的和分离的压力和吸入侧货架。 高原沿弧线排列并延伸到前缘。

    CORE ARRANGEMENT FOR TURBINE ENGINE COMPONENT
    7.
    发明公开
    CORE ARRANGEMENT FOR TURBINE ENGINE COMPONENT 审中-公开
    KERNANORDNUNGFÜRTURBINENMOTORKOMPONENTE

    公开(公告)号：EP3088100A1

    公开(公告)日：2016-11-02

    申请号：EP16167665.5

    申请日：2016-04-29

    Applicant: United Technologies Corporation

    Inventor： GLEINER, Matthew S. ,  TELLER, Bret M. ,  AUXIER, James T.

    IPC: B22C9/10 ,  F01D5/18 ,  B22C9/06 ,  B22D25/02

    Abstract: A casting core (196) for an airfoil (165) includes a first portion (197) extending in a first direction and corresponding to a first cavity (179, 180) of an airfoil (165). The first portion (197) defines a reference plane along a parting line (204) formed by a casting die (202). The first portion (197) defines a plurality of grooves (212) corresponding to a plurality of trip strips (195) of the airfoil (165). Each of the plurality of grooves (212) defines a respective groove axis (214), and the plurality of grooves (212) are distributed in the first direction along a first side of the reference plane such that one or more of the groove axes (214) are oriented with respect to a pull direction (P) of the casting die (202). A method for fabricating a gas turbine engine component is also disclosed.

    Abstract translation: 用于翼型件（165）的铸造芯（196）包括沿第一方向延伸并且对应于翼型件（165）的第一空腔（179,180）的第一部分（197）。 第一部分（197）沿着由铸模（202）形成的分型线（204）限定参考平面。 第一部分（197）限定对应于翼型件（165）的多个跳闸条（195）的多个凹槽（212）。 多个凹槽（212）中的每一个限定相应的凹槽轴线（214），并且多个凹槽（212）沿着参考平面的第一侧沿第一方向分布，使得一个或多个凹槽轴线 214）相对于铸模（202）的拉动方向（P）定向。 还公开了一种用于制造燃气涡轮发动机部件的方法。

    GAS TURBINE ENGINE AIRFOIL COOLING PASSAGE CONFIGURATION
    8.
    发明公开
    GAS TURBINE ENGINE AIRFOIL COOLING PASSAGE CONFIGURATION 审中-公开
    KONFIGURATION DESKÜHKKALALSEINER GASTURBINENMOTORSCHAUFEL

    公开(公告)号：EP2937511A1

    公开(公告)日：2015-10-28

    申请号：EP15163567.9

    申请日：2015-04-14

    Applicant: United Technologies Corporation

    Inventor： AUXIER, James T. ,  JARIWALA, Parth ,  ZELESKY, Mark F. ,  TELLER, Bret M.

    IPC: F01D5/18

    CPC classification number: F01D5/186 ,  F01D5/187 ,  F05D2250/185 ,  Y02T50/676

    Abstract: A component (64) for a gas turbine engine includes an exterior surface that provides pressure and suction sides (86,88). A cooling passage (90) in the component (64) includes a serpentine passageway (94) that has first and second passes (118,120) respectively configured to provide fluid flow in opposite directions from one another. The first pass (118) includes first and second portions (112,114) nested relative to one another and overlapping in a thickness direction. The first and second portions (112,114) are adjacent to one another by sharing a common wall (110). The first portion (112) is provided on the suction side (88). The second portion (114)is provided on the pressure side (86).

    Abstract translation: 用于燃气涡轮发动机的部件（64）包括提供压力和吸力侧（86,88）的外表面。 组件（64）中的冷却通道（90）包括蛇形通道（94），该蛇形通道具有分别被配置为提供彼此相反方向的流体流动的第一和第二道次（118,120）。 第一遍（118）包括相对于彼此嵌套并在厚度方向上重叠的第一和第二部分（112,114）。 第一和第二部分（112,114）通过共享公共壁（110）彼此相邻。 第一部分（112）设置在吸力侧（88）上。 第二部分（114）设置在压力侧（86）上。

    INTERNALLY COOLED AIRFOIL
    10.
    发明公开
    INTERNALLY COOLED AIRFOIL 审中-公开
    内部冷却的机翼

    公开(公告)号：EP3241992A1

    公开(公告)日：2017-11-08

    申请号：EP17166119.2

    申请日：2017-04-11

    Applicant: United Technologies Corporation

    Inventor： AUXIER, James T. ,  JARIWALA, Parth ,  TELLER, Bret M.

    IPC: F01D5/18 ,  F01D25/12

    CPC classification number: F01D5/186 ,  F01D5/18 ,  F01D9/02 ,  F01D11/08 ,  F01D25/12 ,  F05D2220/32 ,  F05D2230/21 ,  F05D2230/211 ,  F05D2240/122 ,  F05D2240/127 ,  F05D2240/304 ,  F05D2240/35 ,  F05D2260/202 ,  F05D2260/2212 ,  F23R3/002 ,  Y02T50/676

    Abstract: A casting core (130; 200) may comprise a tip flag cavity (134) having a forward pedestal (138, 139) and a first spear pedestal (136) disposed aft of the forward pedestal (138, 139). A trailing edge discharge cavity (132) may be separated from the tip flag cavity (134) and include a first row of pedestals (140). The first row of pedestals (140) may comprise a first racetrack pedestal (160). A second row of pedestals (142) may be disposed aft of the first row of pedestals (140) and include a second racetrack pedestal (166). A third row of pedestals (144) may be disposed aft of the second row of pedestals (142) and include a circular pedestal (168). A fourth row of pedestals (146) may be disposed aft of the third row of pedestals (144) and include a second spear pedestal (170).

    Abstract translation: 铸造型芯（130; 200）可以包括具有前部基座（138,139）和设置在前部基座（138,139）后面的第一矛基座（136）的尖端旗腔（134）。 后缘排出腔（132）可以与末端旗腔（134）分开并且包括第一排基座（140）。 第一排基座（140）可以包括第一跑道基座（160）。 第二排基座（142）可以设置在第一排基座（140）的后面并且包括第二跑道基座（166）。 第三排基座（144）可以设置在第二排基座（142）的后面并且包括圆形基座（168）。 第四排基座（146）可以设置在第三排基座（144）的后面并且包括第二矛基座（170）。

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