正圧面、負圧面

US2019292913
"1. A rotor blade for a turbine of a gas turbine that includes:
an airfoil defined between a concave pressure side and a laterally opposed convex suction side, wherein the pressure side and the suction side extend between opposite leading and trailing edges and between a tip and an inboard end;
凹状の正圧面（５３）と横方向に対向する凸状の負圧面（５５）との間に画定された翼形部（４６）であって、前記正圧面（５３）と前記負圧面（５５）とが対向する前縁（５２）と後縁（５４）との間、および先端（４９）と内側端部との間に延びる、翼形部（４６）と、

a tip shroud attached to the outer tip of the airfoil, the tip shroud comprising planar component in which an inner surface opposes an outer surface;
  前記翼形部（４６）の前記外側先端（４９）に取り付けられた先端シュラウド（４８）であって、前記先端シュラウド（４８）は、内面（６０）が外面（６４）に対向する平面構成要素を備える、先端シュラウド（４８）と、

a fillet formed about an intersection of the airfoil tip and the tip shroud, the fillet defining a fillet profile variable about the intersection for structurally connecting the tip shroud and the airfoil and facilitating aerodynamic airflow about the intersection,
 前記翼形部先端（４９）と前記先端シュラウド（４８）の交差部の周りに形成されたフィレット（５０）であって、前記フィレット（５０）は、前記先端シュラウド（４８）と前記翼形部（４６）とを構造的に接続し、前記交差部の周りの空気力学的空気流を促進するために、前記交差部の周りで可変のフィレットプロファイルを画定する、フィレット（５０）と、

wherein the fillet comprises:
a pressure side fillet formed between the pressure side of the airfoil and the inner surface of the tip shroud
  を備えた、ガスタービンのタービン用ロータブレードであって、前記フィレット（５０）は、
  前記翼形部（４６）の前記正圧面（５３）と前記先端シュラウド（４８）の前記内面（６０）との間に形成された正圧面フィレット（６３）と、

; and
a suction side fillet formed between the suction side of the airfoil and the inner surface of the tip shroud;
  前記翼形部（４６）の前記負圧面（５５）と前記先端シュラウド（４８）の前記内面（６０）との間に形成された負圧面フィレット（６５）と、

wherein the pressure side fillet comprises a pressure side fillet profile substantially in accordance with points within a first set of points of X, Y and Z coordinate values in a Cartesian coordinate system, as set forth in Table I, where X, Y and Z are distances in inches from an origin and, when the points within the first set of points are connected by smooth, continuing arcs, the points within the first set of points define the pressure side fillet profile of the pressure side fillet;
  を備え、
  表Ｉに示されるように、前記正圧面フィレット（６３）は、デカルト座標系におけるＸ，Ｙ，Ｚ座標値の第１セットの点の中の点に実質的に一致する正圧面フィレットプロファイルを含み、Ｘ，Ｙ，Ｚはインチ単位での原点からの距離であり、前記第１セットの点の中の点が滑らかな連続円弧で結ばれているとき、前記第１セットの点の中の点は前記正圧面フィレット（６３）の前記正圧面フィレットプロファイルを画定し、

and
wherein the first set of points comprises each of the points between and including point 1 and point 50 of each reference plane between and including a reference plane H and a reference plane W, as set forth in Table I."

  前記第１セットの点は、表Ｉに示されるように、基準面Ｈと基準面Ｗとの間に含まれる各基準面の点１と点５０との間に含まれる各点を含む、
  ロータブレード。

US2018112539
"3. The trailing edge cooling system according to claim 2, wherein the set of outward legs extends along a suction side of the multi-wall blade and the set of return legs extends along a pressure side of the multi-wall blade, or wherein the set of outward legs extends along the pressure side of the multi-wall blade and the set of return legs extends along the suction side of the multi-wall blade."

 前記往路レグ（３４、１３４、２３４、３３４）の組（１６０、２６０）は、前記多壁ブレード（６）の負圧面（１０）に沿って延び、前記復路レグ（３８、１３８、２３８、３３８）の組（１６２、２６２）は、前記多壁ブレード（６）の正圧面（８）に沿って延びており、あるいは前記往路レグ（３４、１３４、２３４、３３４）の組（１６０、２６０）は、前記多壁ブレード（６）の正圧面（８）に沿って延び、前記復路レグ（３８、１３８、２３８、３３８）の組（１６２、２６２）は、前記多壁ブレード（６）の負圧面（１０）に沿って延びている、請求項２に記載の後縁冷却システム。

US2017248024
"1. A turbine airfoil
タービン翼（１２）であって、

, comprising:
a generally elongated, hollow airfoil having a leading edge, a trailing edge, a pressure side, a suction side, an inner endwall at a first end and an outer endwall at a second end that is generally on an opposite side of the generally elongated hollow airfoil from the first end, and a cooling system formed from at least one cavity in the elongated, hollow airfoil;
  全体として細長い中空の翼（３４）を備え、該翼（３４）は、前縁（３６）と、後縁（３８）と、正圧面（４０）と、負圧面（４２）と、第１の端部（４４）における内側端壁（１８）と、前記全体として細長い中空の翼（３４）の、前記第１の端部（４４）とは略反対側にある第２の端部（４６）における外側端壁（２０）と、前記細長い中空の翼（３４）における少なくとも１つのキャビティ（４８）から形成された冷却システム（１０）とを有しており、

wherein the inner endwall includes at least one aft cooling chamber and at least one midchord cooling chamber positioned upstream from the at least one aft cooling chamber;
  前記少なくとも１つの後方冷却チャンバ（２２）は、前記少なくとも１つの弦中央冷却チャンバ（２６）と、前記内側端壁（１８）の下流縁（３０）との間に配置されており、

wherein the at least one aft cooling chamber is positioned between the at least one midchord cooling chamber and a downstream edge of the inner endwall;
  前記少なくとも１つの弦中央冷却チャンバ（２６）から延びる少なくとも１つの弦中央フィルム冷却チャネル（２４）を備え、

at least one midchord film cooling channel extending from the at least one midchord cooling chamber, wherein the at least one midchord film cooling channel has at least one inlet in the at least one midchord cooling chamber and at least one outlet positioned closer to the downstream edge of the inner endwall than an upstream wall forming the at least one aft cooling chamber, thereby placing the at least one outlet of the at least one midchord film cooling channel downstream of the upstream wall forming the at least one aft cooling chamber;
該少なくとも１つの弦中央フィルム冷却チャネル（２４）は、前記少なくとも１つの弦中央冷却チャンバ（２６）における少なくとも１つの入口（５０）と、前記少なくとも１つの後方冷却チャンバ（２２）を形成する上流壁（３２）よりも、前記内側端壁（１８）の前記下流縁（３０）により近く配置された少なくとも１つの出口（２８）とを有しており、これにより、前記少なくとも１つの弦中央フィルム冷却チャネル（２４）の少なくとも１つの出口（２８）を、前記少なくとも１つの後方冷却チャンバ（２２）を形成する上流壁（３２）の下流に配置しており、

and
wherein an outer surface of the inner endwall that intersects with the generally elongated, hollow airfoil is perforationless without any outlet from a channel extending from the at least one aft cooling chamber."

  前記全体として細長い中空の翼（３４）と交差する前記内側端壁（１８）の外面（５２）は、前記少なくとも１つの後方冷却チャンバ（２２）から延びるチャネルのいかなる出口も備えない孔なしであることを特徴とする、タービン翼（１２）。

US2009097977
"1. A turbine engine component comprising:
an airfoil portion with a pressure side and a suction side;
a first cooling microcircuit embedded in a wall forming the pressure side;
an internal cavity containing a supply of cooling fluid;
said first cooling microcircuit having an inlet leg, an intermediate leg, and an outlet leg through which a cooling fluid flows; and
means for locally increasing pressure within said outlet leg."

 正圧面および負圧面を有するエアフォイル部と、
  前記正圧面を形成する壁部内に埋め込まれ、入口脚部、中間脚部、および出口脚部を有する第１の微細回路と、
  前記出口脚部内の冷却流を局所的に加速して熱吸収能力を高める手段と、
  を備えるタービンエンジン構成要素。