JP2000282806A - 耐久性タービンノズル - Google Patents
耐久性タービンノズルInfo
- Publication number
- JP2000282806A JP2000282806A JP2000079204A JP2000079204A JP2000282806A JP 2000282806 A JP2000282806 A JP 2000282806A JP 2000079204 A JP2000079204 A JP 2000079204A JP 2000079204 A JP2000079204 A JP 2000079204A JP 2000282806 A JP2000282806 A JP 2000282806A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- nozzle
- side wall
- vane
- leading edge
- impact
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- 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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
明し、ノズル設計の改良によりノズル耐久性の向上と対
応した寿命の延長を計る。 【解決手段】 本発明のタービンノズル26は、両端に
おいて外部バンド30及び内部バンド32に接合された
複数の静翼28を含んでいる。内部バンド32は、熱的
不整合を低減させるために分断された前方フック36を
有している。また、追加の実施の態様においては、静翼
は選択冷却をもたらす衝撃導風板48を含んでいる。
Description
ものであって、更に詳しく言えば、その中のタービンノ
ズルに関する。
内で加圧された空気を燃料と混合してから燃焼器内で点
火することにより、高温の燃焼ガスが生成される。対応
するタービン段落において燃焼ガスからエネルギーを抽
出することにより、圧縮機に動力が供給されると共に、
有用な仕事が生み出される。たとえば、ターボファンエ
ンジンの場合には、飛行中の航空機を推進するためファ
ンに動力が供給される。
されているから、それらを適宜に冷却する必要がある。
かかる冷却は、圧縮機からの加圧空気の一部を抽気し、
そしてそれをタービン部品に沿って流すことによって達
成される。
に受けるものであって、ステータノズル及びそれに対応
する第1段ロータを含んでいる。第1段ロータは、支持
円板から半径方向に沿って外方に延びる複数の動翼を有
している。次いで、第2段ノズルが別のロータ円板から
延びる1列の動翼中に燃焼ガスを導く。第2段ノズルは
第1段ノズルよりも低温の燃焼ガスを受けるので、異な
る冷却要件を有している。かかる冷却は、第1段ノズル
の場合とは異なる方法によって達成されるのが通例であ
る。
サイクルという桁で表わされる長い寿命をもたらす耐久
性を有するように設計されている。ノズルは運転中に様
々な温度差に暴露され、そしてかかる温度差は熱負荷及
び熱応力を生み出すから、そのような長い寿命を達成す
るのは困難である。また、ノズル中に流される燃焼ガス
の温度分布及び熱伝達係数は大幅に変動するから、対応
する冷却を達成するための手段の複雑さは増大する。こ
のように、熱応力を制限して実用寿命を確保するために
適当なノズル冷却が必要となるのである。
った両端が対応する外部バンド及び内部バンドに接合さ
れた1列の静翼を含んでいる。これらのバンドは円周方
向に沿って分断されたセクタから成るのが通例であっ
て、それぞれのセクタ中に2枚以上の静翼を含んでい
る。かかるノズルセクタは燃焼ガスの温度変化に応じて
相異なる運動を可能にし、それによって運転中における
望ましくない熱応力を低減させる。
風板を含むのが通例である。導風板は静翼空洞の内面か
ら離隔した金属薄板製の有孔スリーブであって、冷却用
空気を衝撃噴流として静翼空洞の内面に当てるために役
立つ。
このような種類のタービンノズルは、この国において長
年にわたり商業的に使用されてきた。しかるに、これら
のノズルも高サイクル運転時には障害を示し始めるので
あって、それらの予想実用寿命に到達する前に交換を必
要とすることもある。ノズルの障害は、対応する冷却が
制限されたノズルの様々な領域において生じる局部的に
高い熱伝達係数によって引起こされる。温度勾配は熱応
力をもたらすが、これはノズルの実用寿命に悪影響を及
ぼす。
ズル障害の原因を解明し、そしてノズル設計の改良によ
りノズル耐久性の向上及び対応した寿命の延長を達成す
ることが望まれているのである。
て外部バンド及び内部バンドに接合された複数の静翼を
含んでいる。内部バンドは、熱的不整合を低減させるた
めに分断された前方フックを有している。また、追加の
実施の態様においては、静翼は選択冷却をもたらす衝撃
導風板を含んでいる。
加の目的や利点は、添付の図面を参照しながら以下の詳
細な説明を考察することによって一層明確に理解されよ
う。
又は軸方向の中心軸12に関して軸対称の典型的な航空
機用ガスタービンエンジン10の一部分が示されてい
る。このエンジンは、ファンと、空気14を順次に加圧
するための多段圧縮機(図示せず)とを含んでいる。こ
の場合、ファンの空気は飛行中の航空機を推進するため
に使用され、また圧縮機内で加圧された空気は燃料と混
合されてから燃焼器16(後方部分のみを図示する)内
で点火される。こうして生じた高温の燃焼ガス18は下
流側に向かって流れる。
を含んでいるが、この高圧タービン20は第1段ステー
タノズル22を有し、かつそれに続いて支持円板から半
径方向に沿って外方に延びる1列の第1段タービン動翼
24を有している。燃焼ガス18はノズル22及び動翼
24を通して流され、それにより公知のごとくにして圧
縮機に動力を供給する。
第2段タービンノズル26が配置されているが、これは
燃焼ガスをそれの下流に位置する1列の第2段タービン
動翼(図示せず)に導き、それにより公知のごとくにし
てファンに動力を供給する。
ズル26を別にすれば、エンジン10は従来通りのもの
であって、この国において長年にわたり商業的に使用さ
れてきた上述のエンジンを代表するものである。ところ
で、かかるエンジン中に元来設けられていた第2段ノズ
ルはそれの予想寿命に達しなくても相当の運転時間及び
運転サイクル数の後には障害の徴候を示していた。本発
明に従えば、かかる障害の様々な原因が発見され、そし
て実用寿命を更に延ばすための改良がノズルに施され
る。
段タービンノズル26は円周方向に沿って互いに離隔し
た複数の中空静翼28を含んでいて、それらの静翼の半
径方向の両端は対応する外部バンド30及び内部バンド
32に一体を成して接合されている。外部バンド30は
前方フック及び後方フックを有していて、それらにより
ノズルは公知のごとくにして周囲の環状ケーシング34
から支持されている。
て、それの前端及び後端は局部的に拡大して一体の前方
フック36及び後方フランジ38を含んでいる。それら
は半径方向に沿って内方に延び、そして公知のごとくに
してハネカム状のロータシール40を支持している。
26は複数の弓形セクタから成っていることが好まし
い、その場合、外部バンド30及び内部バンド32は共
通の鋳造品を成すようにして2枚以上の静翼28と共に
一体形成された弓形のセグメントである。内部バンド3
2の前方フック36は、内部バンドの前縁の半径方向に
沿って内側かつ該前縁のやや後方に配置されている。
に連続した弓形の内側リップ36aを含んでいて、それ
は円周方向に沿って互いに離隔した複数の外側リップ3
6bから半径方向に沿って内方に離隔して対応する保持
溝穴42を規定している。外側リップ36bは、前方フ
ック36によって支持された図1のシール40を省いた
図3中に一層良く示されている。
ールを支持する金属薄板製の支持板を含んでいる。この
場合、金属薄板はフック状に曲げられ、そして前方フッ
ク36の保持溝穴42と係合している。このような金属
薄板製のフックは、公知のごとくにシールをこの区域内
のパージ空気から遮断するための整形覆いとして役立
つ。
って外側リップ36bが分断されている理由は、内部バ
ンドから実質的な熱的質量を除去し、それにより過渡的
運転に際して前方フックと内部バンドとの間の熱的不整
合を低減又は排除することにある。かかる運転に際して
は、燃焼ガス18が内部バンド32に沿って流れてそれ
の加熱を引起こす。前方フック36は内部バンドの下方
に隠れているから、それは燃焼ガスから遮断され、従っ
てそれの熱的応答は遅れる。前方フックの外側リップ3
6bのみを分断したことにより、前方フックに対してロ
ータシール40を封止状態で支持するための前方フック
の性能を損なうことなしに熱的質量の顕著な減少を達成
することができる。
36bが設けられている。その内の2個は前方フックの
円周方向に沿って両端の位置に配置されており、また残
りの1個はそれらの中間の位置(好ましくは真ん中)に
配置されている。このようにすれば、図1に示されたロ
ータシールの整形覆い部分の下面が図3に示された内側
リップ36aによって連続的に支持されると共に、それ
の外面が3個の外側リップ36bによって規定された3
つの点で保持されることになる。すなわち、シールの整
形覆いの上面における三点保持及びそれの下面における
連続的支持によって運転時における整形覆い自体の熱的
ゆがみが抑制される結果、整形覆いの有効性能が維持さ
れるのである。その上、外側リップ36bの熱的質量の
減少は内部バンドにおける熱的不整合を顕著に低減さ
せ、それに対応して熱応力をも低減させる。
外部バンド30及び内部バンド32の両方に一体を成し
て接合されているから、運転時におけるそれらの間の熱
的不整合は局部的に大きい熱応力を引起こす。本発明の
別の実施の態様に従えば、静翼28は個々の静翼の外周
に沿って延びる複心すみ肉44を用いて外部バンド30
に接合されていることが好ましい。
44は外部バンド30の内面に隣接した部位よりも静翼
28の半径方向に沿った外端の直近の部位においてより
大きい半径Aを有することが好ましい。すみ肉が外部バ
ンドの内面に滑らかに融合するのに伴い、大きい半径A
はより小さい半径Bに移行する。実施の一態様において
は、かかる複心すみ肉は静翼と外部バンドとの間の局部
的な熱応力を約20%も顕著に低減させるために有効で
ある。静翼28の半径方向に沿った内端は、通常の単心
すみ肉を用いて内部バンド32の外面に接合すれば適格
な運転のために十分であるが、所望ならばそこにも複心
すみ肉を使用することができる。
28は概して凹面状の加圧側壁28aと円周方向に沿っ
てそれと反対側に位置する概して凸面状の吸引側壁28
bとを含む空力的な翼形の形状を有している。これらの
側壁28a及び28bは、軸方向においては前縁28c
と後縁28dとの間に広がり、また半径方向においては
静翼28の半径方向スパンに沿って外部バンド30と内
部バンド32との間に広がっている。
28は薄い壁によって規定された中空のものであって、
半径方向に延びる空洞46を内部に含んでいる。各々の
静翼は、金属薄板製の壁を貫通する複数の互いに離隔し
た衝撃穴50を有する中空の衝撃スリーブ又は導風板4
8を含んでいる。かかる衝撃穴50は、冷却用空気14
を衝撃噴流として選択的に静翼のスパン中央部に向けて
導くため、静翼空洞46の内面に対面しながら様々なパ
ターンで配列されていることが好ましい。
圧縮機から抽気され、公知のごとくケーシング34を通
して適宜に導かれ、そして外部バンド30の位置で各々
の静翼の上端に設けられた対応する入口開口に供給され
る。冷却用空気14は、図4及び5に示されるごとく、
最初は導風板48自体の内部空洞を通って半径方向に流
れるが、次いで向きを変えて衝撃穴50から静翼の内面
に向けて排出され、それによって静翼の衝撃冷却を行
う。
に沿って使用済みの冷却用衝撃空気を排出する1列の後
縁排出孔52を別にすれば、静翼46はそれの全面にわ
たって無孔状態であることが好ましい。その結果、静翼
を貫通してフィルム冷却穴を設けたり、あるいはそれの
複雑さを避けるため静翼の外面上に断熱被膜を設けたり
しなくても、静翼は完全に内部冷却されることになる。
途において公知であって、通例はそれの凹面側及び凸面
側に一様なパターンを成して設けられた衝撃穴を含んで
いる。しかるに、本発明の別の実施の態様に従えば、静
翼のスパン中央部を選択的に冷却するため、図7に示さ
れた(静翼の加圧側壁に対応する)導風板の凹面側48
aの衝撃穴50のパターンは、図6に示された(静翼の
吸引側壁に対応する)導風板の凸面側48bの衝撃穴5
0のパターンよりも高い密度を有している。
おいては、静翼の加圧側壁及び吸引側壁に対応する導風
板48の凹面側48a及び凸面側48bの両側に設けら
れた衝撃穴50は等しい寸法又は共通の直径Cを有する
ことが好ましい。たとえば、直径Cは約20ミル(0.
5mm)であり得る。
部及び内端部に無孔領域54を含み、かつそれらの無孔
領域54は前縁48cと後縁48dとの間において導風
板のスパン中央部に向かい概して収束していることが好
ましい。このようにすれば、改良された導風板48は商
業的に使用されてきた従来の導風板において見られるの
と同じ量の冷却用空気を使用しながら、その冷却用空気
を静翼のスパン中央部付近の熱的障害を受ける区域に選
択的に分配することができる。
をそれの前縁の背後において選択的に冷却するため、導
風板48はそれの前縁48cに沿って延びる1列のより
大きい衝撃穴50bをも含むことが好ましい。図8に示
された大きい衝撃穴50bは直径Dを有するが、これは
たとえば残りの小さい衝撃穴50の直径Cの2倍の大き
さに等しい約40ミル(1.0mm)であり得る。
域を選択的に衝撃冷却するため、相異なる流量密度(す
なわち、単位面積当りの流量)を与えるパターンを成し
て配列されていることが好ましい。図6に示されるごと
く、導風板の凸面側48bに設けられた衝撃穴50はピ
ッチ間隔Eで互いに離隔している。同様に、図7に示さ
れた導風板の凹面側48aに設けられた衝撃穴50はピ
ッチ間隔Fを有するが、これは凸面側のピッチ間隔Eよ
りも小さいことが好ましい。これは、静翼の吸引側壁の
内面に比べ、静翼の加圧側壁の内面に沿った衝撃冷却を
増大させるために役立つ。
図5に示されるごとく静翼の前縁の内側を選択的に冷却
するため、導風板の前縁に沿った大きい衝撃穴50bは
静翼の加圧側壁及び吸引側壁に対する衝撃穴よりも高い
流量密度を有している。図8に示されるごとく、大きい
衝撃穴50bは対応したピッチ間隔Gを有している結
果、より高い流量密度を得るため前縁に沿って設けられ
る大きい衝撃穴50bの数は小さい衝撃穴の場合よりも
少なくて済む。
給される冷却用空気14の量は一定であるから、静翼の
様々な領域の間でそれを適宜に分配しなければならない
ことに注意されたい。導風板の凹面側48aに設けられ
た高密度の衝撃穴が静翼の加圧側壁を冷却する程度は、
導風板の凸面側48bに設けられた低密度の衝撃穴が静
翼の吸引側壁を冷却する程度よりも大きい。
れた高密度の衝撃穴50bは、静翼の前縁に沿って集中
的な冷却をもたらす。静翼の前縁及び加圧側壁に沿って
供給される衝撃冷却用空気の量の増加は、吸引側壁への
供給量の減少に基づいて達成される。
において導風板の両側に無孔領域54が導入された結
果、無孔領域54における衝撃冷却を排除することによ
り、残りの衝撃穴に追加の冷却用空気が供給されること
になる。
cは実質的に平面状を成すようにして大きい衝撃穴50
bを形成するために十分な比較的大きい曲率半径を有し
ており、また静翼の前縁28cも導風板の前縁と相補的
な関係を成すように対応した大きい曲率半径を有してい
る。好適な実施の態様に従えば、静翼の前縁28cの衝
撃冷却を顕著に向上させるため、それの曲率半径は従来
の商業用設計に比べて約50%だけ大きくなっている。
置に停滞するから、それは静翼の前縁に沿って対応した
大きい外部熱伝達係数をもたらす。前縁の曲率半径を増
大させると共に、それに対応して導風板の前縁48cの
曲率半径を増大させかつ大きい衝撃穴50bをそこに導
入することにより、静翼の前縁の内側の冷却面積と静翼
の前縁の外側の加熱面積との比が顕著に増大し、それに
対応して静翼の前縁の温度が低下することになる。
れている。すなわち、導風板48は対応する静翼の空洞
46と相補的な形状を有することにより、静翼前縁28
cと後縁28dとの間における静翼空洞の内面に対して
実質的に一様な空隙又はギャップHが維持される。これ
に関連して述べれば、静翼の前縁及び後縁の手前で終っ
ていた従来の短い導風板に比べると、改良された衝撃導
風板48は翼弦軸又はキャンバ軸に沿った寸法が大きく
なっている。
46の対向する内面から隔離するため、導風板48はそ
れの外面上に一体の隔離パッド56を含んでいる。かか
るパッドは、導風板の前縁48c及び後縁48dの両縁
において導風板の両側に配置されていることが好まし
い。このようにすれば、導風板の前縁及び後縁の両縁を
静翼の対応する内面と正確に整列した状態に維持し、そ
れにより導風板の周囲(特に冷却の向上を必要とする静
翼の前縁の位置)において実質的に一様なギャップを維
持することができる。
側壁に対応した導風板の凹面側48aに設けられたパッ
ド56は、静翼の吸引側壁に対応した導風板の凸面側4
8bに設けられたパッド56よりも一様に離隔して配置
されている。このようにすれば、衝撃導風板は運転中に
も顕著なゆがみ又は運動を生じることなく所定の位置に
保持される結果、比較的大きい熱伝達係数に出会う静翼
の加圧側壁は内側から実質的に一様な衝撃冷却を受ける
ことになる。静翼の吸引側壁の外面が出会う熱伝達係数
はより小さいから、導風板の凸面側にはより少ない数の
パッド56をより広い間隔で使用すればよい。
8自体の様々な部分を所望に応じて選択的に冷却し、そ
れによって熱的障害の低減及びノズルの耐久性及び寿命
の向上をもたらす。更にまた、内部バンド32の改良さ
れた前方フック36及び外部バンド30の位置における
複心すみ肉44は、局部的な熱応力及び熱的不整合を顕
著に低減させ、それによってノズルの耐久性及び寿命を
一層向上させる。その結果、ノズルは運転中における金
属温度の低下、一層バランスの取れた熱設計、及びピー
ク応力の低減を示し、それらの全てがノズルの耐久性及
び寿命の向上に直接に寄与することになる。
に関連して本発明を説明したが、上記の説明に基づけば
その他の変更態様は当業者にとって自明であろう。それ
故、本発明の精神及び範囲から逸脱しない限り、前記特
許請求の範囲はかかる変更態様の全てを包括するものと
解すべきである。
ンジンのタービン領域の軸方向部分断面図である。
段タービンノズルの一部分の等角図である。
断された前方フックを有する図2のノズルセクタの等角
図である。
有する1枚のノズル静翼及びそれを取付けた外部バンド
の半径方向断面図である。
5−5に関する半径方向断面図である。
れる衝撃導風板の凸面側の等角図である。
ある。
する等角図である。
Claims (19)
- 【請求項1】 両端が外部バンド30及び内部バンド3
2に一体を成して接合された複数の静翼28を含んでい
て、前記内部バンドはそれの前縁の内側に前方フック3
6を有すると共に、前記フック36は内側リップ36a
と円周方向に沿って互いに離隔した複数の外側リップ3
6bとを含み、かつ前記外側リップは前記内側リップか
ら半径方向に沿って離隔して前記フック中に保持溝穴4
2を規定していることを特徴とする、ガスタービンエン
ジン10用のタービンノズル26。 - 【請求項2】 前記内部バンド32が弓形のセグメント
であり、かつ前記外側リップ36bがそれの円周方向に
沿った両端の位置及びそれらの中間の位置に配置されて
いる請求項1記載のノズル。 - 【請求項3】 前記静翼28が複心すみ肉44を用いて
前記外部バンド30に接合されている請求項1記載のノ
ズル。 - 【請求項4】 前記すみ肉は前記外部バンド30に隣接
した部位よりも前記静翼28に隣接した部位においてよ
り大きい半径を有する請求項3記載のノズル。 - 【請求項5】 前記静翼28が概して凹面状の加圧側壁
28a及びそれの反対側に位置する概して凸面状の吸引
側壁28bを有していて、前記加圧側壁及び吸引側壁は
前縁28cと後縁28dとの間に広がると共に前記静翼
のそれぞれのスパンに沿って前記外部バンド30と前記
内部バンド32との間に広がっており、また前記静翼2
8は衝撃導風板48を含む空洞46を有していて、前記
導風板はそれを貫通する複数の互いに離隔した衝撃穴5
0を有すると共に前記衝撃穴は冷却用空気14を衝撃噴
流として選択的に前記静翼のスパン中央部に向けて導く
ため前記空洞の内面に対面しながら様々なパターンで配
列されている請求項1記載のノズル。 - 【請求項6】 前記静翼のスパン中央部を選択的に冷却
するため、前記静翼の加圧側壁28aに対する前記衝撃
穴のパターンが前記静翼の吸引側壁28bに対する前記
衝撃穴のパターンよりも高い密度を有している請求項5
記載のノズル。 - 【請求項7】 前記導風板48がそれのスパンに沿った
両端部に無孔領域54を含み、かつ前記無孔領域は前記
導風板の前縁48cと後縁48dとの間において前記ス
パン中央部に向かい収束している請求項6記載のノズ
ル。 - 【請求項8】 前記加圧側壁28a及び前記吸引側壁2
8bに対する前記衝撃穴50が相等しい寸法を有すると
共に、前記導風板48がそれの前縁48cに沿って延び
る1列のより大きい衝撃穴50bを含む請求項7記載の
ノズル。 - 【請求項9】 前記導風板48がそれの前縁48cに沿
って延びる1列のより大きい衝撃穴50bを含む請求項
5記載のノズル。 - 【請求項10】 前記静翼の前縁28cの内側の前記衝
撃穴50bは前記静翼の加圧側壁28a及び吸引側壁2
8bに対する前記衝撃穴よりも高い流量密度を有する請
求項9記載のノズル。 - 【請求項11】 前記導風板の前縁48cは平面状を成
すようにして前記大きい衝撃穴50bを形成するために
十分な曲率半径を有すると共に、前記静翼の前縁28c
は前記導風板の前縁と相補的な関係を成すように対応し
た大きい曲率半径を有する請求項9記載のノズル。 - 【請求項12】 前記導風板48が前記静翼の空洞46
と相補的な形状を有することにより、前記静翼の前縁2
8cと後縁28dとの間における前記空洞の内面に対し
て一様なギャップが維持される請求項5記載のノズル。 - 【請求項13】 前記導風板48が前記導風板を前記静
翼の内面から隔離するために役立つ一体の隔離パッド5
6を含み、かつ前記パッドは前記導風板の前縁48c及
び後縁48dにおいて前記導風板の両側に配置されてい
る請求項5記載のノズル。 - 【請求項14】 前記静翼の加圧側壁に対する前記パッ
ド56は前記静翼の吸引側壁に対するものよりも一様に
離隔して配置されている請求項13記載のノズル。 - 【請求項15】 両端が外部バンド30及び内部バンド
32に一体を成して接合された複数の静翼28を含んで
いて、前記内部バンドはそれの前縁の内側に前方フック
36を有すると共に、前記フック36は内側リップ36
aと円周方向に沿って互いに離隔した複数の外側リップ
36bとを含み、かつ前記外側リップは前記内側リップ
から半径方向に沿って離隔して前記フック中に保持溝穴
42を規定しており、また前記静翼28は概して凹面状
の加圧側壁28a及びそれの反対側に位置する概して凸
面状の吸引側壁28bを有していて、前記加圧側壁及び
吸引側壁は前縁28cと後縁28dとの間に広がると共
に前記静翼のそれぞれのスパンに沿って前記外部バンド
30と前記内部バンド32との間に広がっており、また
前記静翼28は衝撃導風板48をそれぞれに含む空洞4
6を有していて、前記導風板はそれを貫通する複数の互
いに離隔した衝撃穴50を有すると共に前記衝撃穴は冷
却用空気14を衝撃噴流として選択的に前記静翼のスパ
ン中央部に向けて導くため前記空洞の内面に対面しなが
ら様々なパターンで配列されていることを特徴とする、
ガスタービンエンジン10用のタービンノズル26。 - 【請求項16】 前記導風板48がそれのスパンに沿っ
た両端部に無孔領域54を含み、かつ前記無孔領域は前
記導風板の前縁48cと後縁48dとの間において前記
スパン中央部に向かい収束している請求項15記載のノ
ズル。 - 【請求項17】 前記導風板48がそれの前縁48cに
沿って延びる1列のより大きい衝撃穴50bを含む請求
項16記載のノズル。 - 【請求項18】 前記内部バンド32が弓形のセグメン
トであり、かつ前記外側リップ36bがそれの円周方向
に沿った両端の位置及びそれらの中間の位置に配置され
ている請求項17記載のノズル。 - 【請求項19】 前記静翼28が複心すみ肉44を用い
て前記外部バンド30に接合されている請求項18記載
のノズル。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/274,144 US6183192B1 (en) | 1999-03-22 | 1999-03-22 | Durable turbine nozzle |
US09/274144 | 1999-03-22 |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2000282806A true JP2000282806A (ja) | 2000-10-10 |
JP2000282806A5 JP2000282806A5 (ja) | 2007-05-10 |
JP4509287B2 JP4509287B2 (ja) | 2010-07-21 |
Family
ID=23046973
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2000079204A Expired - Fee Related JP4509287B2 (ja) | 1999-03-22 | 2000-03-22 | 耐久性タービンノズル |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US6183192B1 (ja) |
EP (1) | EP1039096B1 (ja) |
JP (1) | JP4509287B2 (ja) |
DE (1) | DE60043174D1 (ja) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2005201257A (ja) * | 2003-12-17 | 2005-07-28 | General Electric Co <Ge> | 内側寄り冷却式ノズルダブレット |
JP2006105141A (ja) * | 2004-10-01 | 2006-04-20 | General Electric Co <Ge> | 隅部が冷却されるタービンノズル |
JP2010038141A (ja) * | 2008-08-08 | 2010-02-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン高温部の冷却装置 |
JP2012237292A (ja) * | 2011-05-13 | 2012-12-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン静翼 |
JP2016525181A (ja) * | 2013-07-19 | 2016-08-22 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | インピンジメントバッフルを有するタービンノズル |
JP2017053348A (ja) * | 2015-09-08 | 2017-03-16 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 物品及び物品を形成する方法 |
KR20200003029A (ko) | 2017-06-29 | 2020-01-08 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 터빈 날개 및 가스 터빈 |
Families Citing this family (81)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6425738B1 (en) * | 2000-05-11 | 2002-07-30 | General Electric Company | Accordion nozzle |
US6468031B1 (en) | 2000-05-16 | 2002-10-22 | General Electric Company | Nozzle cavity impingement/area reduction insert |
US6572330B2 (en) * | 2001-03-29 | 2003-06-03 | General Electric Company | Methods and apparatus for preferential placement of turbine nozzles and shrouds based on inlet conditions |
US6530744B2 (en) | 2001-05-29 | 2003-03-11 | General Electric Company | Integral nozzle and shroud |
US6416275B1 (en) * | 2001-05-30 | 2002-07-09 | Gary Michael Itzel | Recessed impingement insert metering plate for gas turbine nozzles |
US6609880B2 (en) * | 2001-11-15 | 2003-08-26 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
US6652220B2 (en) * | 2001-11-15 | 2003-11-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
US6612811B2 (en) | 2001-12-12 | 2003-09-02 | General Electric Company | Airfoil for a turbine nozzle of a gas turbine engine and method of making same |
DE10210866C5 (de) * | 2002-03-12 | 2008-04-10 | Mtu Aero Engines Gmbh | Leitschaufelbefestigung in einem Strömungskanal einer Fluggasturbine |
ITMI20021219A1 (it) * | 2002-06-05 | 2003-12-05 | Nuovo Pignone Spa | Dispositivo di supporto semplificato per ugelli di uno stadio di una turbina a gas |
US6793457B2 (en) | 2002-11-15 | 2004-09-21 | General Electric Company | Fabricated repair of cast nozzle |
US6905308B2 (en) | 2002-11-20 | 2005-06-14 | General Electric Company | Turbine nozzle segment and method of repairing same |
US6921246B2 (en) * | 2002-12-20 | 2005-07-26 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles |
US7458772B2 (en) * | 2004-10-26 | 2008-12-02 | Alstom Technology Ltd. | Guide vane ring of a turbomachine and associated modification method |
DE102005013797A1 (de) * | 2005-03-24 | 2006-09-28 | Alstom Technology Ltd. | Wärmestausegment |
DE102005013796A1 (de) * | 2005-03-24 | 2006-09-28 | Alstom Technology Ltd. | Wärmestausegment |
US7416390B2 (en) * | 2005-03-29 | 2008-08-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade leading edge cooling system |
US7249928B2 (en) * | 2005-04-01 | 2007-07-31 | General Electric Company | Turbine nozzle with purge cavity blend |
US7140832B2 (en) * | 2005-04-04 | 2006-11-28 | General Electric Company | Method and system for rotating a turbine stator ring |
US20060245923A1 (en) * | 2005-04-27 | 2006-11-02 | General Electric Company | Arcuate nozzle segment and related method of manufacture |
DE102005052466A1 (de) * | 2005-11-03 | 2007-05-10 | Mtu Aero Engines Gmbh | Mehrstufiger Verdichter für eine Gasturbine mit Abblasöffnungen und Einblasöffnungen zum Stabilisieren der Verdichterströmung |
US7377743B2 (en) * | 2005-12-19 | 2008-05-27 | General Electric Company | Countercooled turbine nozzle |
US7488156B2 (en) * | 2006-06-06 | 2009-02-10 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with floating wall mechanism and multi-metering diffusion technique |
US7806650B2 (en) * | 2006-08-29 | 2010-10-05 | General Electric Company | Method and apparatus for fabricating a nozzle segment for use with turbine engines |
US20100310367A1 (en) | 2006-09-28 | 2010-12-09 | United Technologies Corporation | Impingement cooling of a turbine airfoil with large platform to airfoil fillet radius |
US7836703B2 (en) * | 2007-06-20 | 2010-11-23 | General Electric Company | Reciprocal cooled turbine nozzle |
US7798773B2 (en) * | 2007-08-06 | 2010-09-21 | United Technologies Corporation | Airfoil replacement repair |
DE102007037208B4 (de) | 2007-08-07 | 2013-06-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbinenschaufel mit zumindest einer Einsatzhülse zum Kühlen der Turbinenschaufel |
US8468797B2 (en) * | 2007-09-06 | 2013-06-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine systems and related methods involving vane-blade count ratios greater than unity |
US7984607B2 (en) * | 2007-09-06 | 2011-07-26 | United Technologies Corp. | Gas turbine engine systems and related methods involving vane-blade count ratios greater than unity |
US8973374B2 (en) * | 2007-09-06 | 2015-03-10 | United Technologies Corporation | Blades in a turbine section of a gas turbine engine |
US8104292B2 (en) * | 2007-12-17 | 2012-01-31 | General Electric Company | Duplex turbine shroud |
US8205458B2 (en) | 2007-12-31 | 2012-06-26 | General Electric Company | Duplex turbine nozzle |
US8257030B2 (en) * | 2008-03-18 | 2012-09-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine systems involving fairings with locating data |
US8226360B2 (en) * | 2008-10-31 | 2012-07-24 | General Electric Company | Crenelated turbine nozzle |
US8152451B2 (en) * | 2008-11-29 | 2012-04-10 | General Electric Company | Split fairing for a gas turbine engine |
US8371812B2 (en) * | 2008-11-29 | 2013-02-12 | General Electric Company | Turbine frame assembly and method for a gas turbine engine |
US8109724B2 (en) * | 2009-03-26 | 2012-02-07 | United Technologies Corporation | Recessed metering standoffs for airfoil baffle |
ES2389034T3 (es) * | 2009-05-19 | 2012-10-22 | Alstom Technology Ltd | Pala de turbina a gas con refrigeración mejorada |
US8328511B2 (en) * | 2009-06-17 | 2012-12-11 | General Electric Company | Prechorded turbine nozzle |
US9249671B2 (en) | 2009-09-04 | 2016-02-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Method and a device of tangentially biasing internal cooling on nozzle guide vanes |
US8454303B2 (en) * | 2010-01-14 | 2013-06-04 | General Electric Company | Turbine nozzle assembly |
US8535004B2 (en) * | 2010-03-26 | 2013-09-17 | Siemens Energy, Inc. | Four-wall turbine airfoil with thermal strain control for reduced cycle fatigue |
US9347324B2 (en) * | 2010-09-20 | 2016-05-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil vane with an impingement insert having a plurality of impingement nozzles |
US20120070302A1 (en) * | 2010-09-20 | 2012-03-22 | Ching-Pang Lee | Turbine airfoil vane with an impingement insert having a plurality of impingement nozzles |
US8763403B2 (en) | 2010-11-19 | 2014-07-01 | United Technologies Corporation | Method for use with annular gas turbine engine component |
US9151173B2 (en) | 2011-12-15 | 2015-10-06 | General Electric Company | Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components |
US9169782B2 (en) * | 2012-01-04 | 2015-10-27 | General Electric Company | Turbine to operate at part-load |
CN102943711B (zh) * | 2012-11-12 | 2015-02-11 | 湖南航翔燃气轮机有限公司 | 冷却涡轮导向器组的装置 |
EP2956625B1 (en) | 2013-02-18 | 2017-11-29 | United Technologies Corporation | Stress mitigation feature for composite airfoil leading edge |
US10006295B2 (en) * | 2013-05-24 | 2018-06-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having trip strips |
US9574447B2 (en) * | 2013-09-11 | 2017-02-21 | General Electric Company | Modification process and modified article |
US10352180B2 (en) * | 2013-10-23 | 2019-07-16 | General Electric Company | Gas turbine nozzle trailing edge fillet |
US9745864B2 (en) * | 2014-04-16 | 2017-08-29 | United Technologies Corporation | Systems and methods for anti-rotational features |
US20160003071A1 (en) * | 2014-05-22 | 2016-01-07 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine stator vane baffle arrangement |
US9869190B2 (en) | 2014-05-30 | 2018-01-16 | General Electric Company | Variable-pitch rotor with remote counterweights |
CN106536866B (zh) | 2014-07-24 | 2018-03-16 | 西门子公司 | 可用在燃气涡轮发动机内的定子静叶系统 |
US10072510B2 (en) | 2014-11-21 | 2018-09-11 | General Electric Company | Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same |
US10352181B2 (en) | 2014-11-26 | 2019-07-16 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Leading edge cooling channel for airfoil |
EP3032034B1 (en) * | 2014-12-12 | 2019-11-27 | United Technologies Corporation | Baffle insert, vane with a baffle insert, and corresponding method of manufacturing a vane |
EP3067518B1 (en) | 2015-03-11 | 2022-12-21 | Rolls-Royce Corporation | Vane or blade for a gas turbine engine, gas turbine engine and method of manufacturing a guide vane for a gas turbine engine |
US10100653B2 (en) | 2015-10-08 | 2018-10-16 | General Electric Company | Variable pitch fan blade retention system |
EP3196413B1 (de) * | 2016-01-19 | 2018-11-14 | MTU Aero Engines GmbH | Turbomaschinenstufe |
JP6505860B2 (ja) * | 2016-03-15 | 2019-04-24 | 東芝エネルギーシステムズ株式会社 | タービン及びタービン静翼 |
US10436048B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-10-08 | General Electric Comapny | Systems for removing heat from turbine components |
US10364685B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-07-30 | Gneral Electric Company | Impingement system for an airfoil |
US10443397B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-10-15 | General Electric Company | Impingement system for an airfoil |
US10408062B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-09-10 | General Electric Company | Impingement system for an airfoil |
US10273819B2 (en) * | 2016-08-25 | 2019-04-30 | United Technologies Corporation | Chamfered stator vane rail |
US10465526B2 (en) | 2016-11-15 | 2019-11-05 | Rolls-Royce Corporation | Dual-wall airfoil with leading edge cooling slot |
US10648341B2 (en) | 2016-11-15 | 2020-05-12 | Rolls-Royce Corporation | Airfoil leading edge impingement cooling |
US10260363B2 (en) * | 2016-12-08 | 2019-04-16 | General Electric Company | Additive manufactured seal for insert compartmentalization |
US10494948B2 (en) * | 2017-05-09 | 2019-12-03 | General Electric Company | Impingement insert |
US20190024520A1 (en) * | 2017-07-19 | 2019-01-24 | Micro Cooling Concepts, Inc. | Turbine blade cooling |
US10450873B2 (en) * | 2017-07-31 | 2019-10-22 | Rolls-Royce Corporation | Airfoil edge cooling channels |
US10677071B2 (en) | 2018-04-19 | 2020-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine vane for gas turbine engine |
US11268392B2 (en) | 2019-10-28 | 2022-03-08 | Rolls-Royce Plc | Turbine vane assembly incorporating ceramic matrix composite materials and cooling |
CN114110655A (zh) * | 2020-08-31 | 2022-03-01 | 通用电气公司 | 冲击冷却设备支撑结构及制造方法 |
US11674435B2 (en) | 2021-06-29 | 2023-06-13 | General Electric Company | Levered counterweight feathering system |
US11795964B2 (en) | 2021-07-16 | 2023-10-24 | General Electric Company | Levered counterweight feathering system |
US11773735B2 (en) | 2021-12-22 | 2023-10-03 | Rolls-Royce Plc | Vane ring assembly with ceramic matrix composite airfoils |
Citations (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3384346A (en) * | 1966-02-01 | 1968-05-21 | Rolls Royce | Aerofoil shaped blade for a fluid flow machine such as a gas turbine engine |
JPS5248713A (en) * | 1975-10-14 | 1977-04-19 | Westinghouse Canada Ltd | Gas turbine engine blade |
US4183716A (en) * | 1977-01-20 | 1980-01-15 | The Director of National Aerospace Laboratory of Science and Technology Agency, Toshio Kawasaki | Air-cooled turbine blade |
JPS5618002A (en) * | 1979-07-09 | 1981-02-20 | Westinghouse Electric Corp | Airrcooled turbine vane |
US4461612A (en) * | 1982-04-27 | 1984-07-24 | Rolls-Royce Limited | Aerofoil for a gas turbine engine |
US4498291A (en) * | 1982-10-06 | 1985-02-12 | Rolls-Royce Limited | Turbine overspeed limiter for turbomachines |
JPH02241902A (ja) * | 1989-03-13 | 1990-09-26 | Toshiba Corp | タービンの冷却翼および複合発電プラント |
JPH05187259A (ja) * | 1991-07-22 | 1993-07-27 | General Electric Co <Ge> | タービンノズル支持体 |
JPH0610704A (ja) * | 1992-04-27 | 1994-01-18 | General Electric Co <Ge> | エアホイル装置 |
JPH0681674A (ja) * | 1992-06-09 | 1994-03-22 | General Electric Co <Ge> | 燃焼ガスを通すタービン流路アセンブリ |
JPH06346703A (ja) * | 1993-04-26 | 1994-12-20 | United Technol Corp <Utc> | ダンパ装置 |
JPH0835401A (ja) * | 1994-07-26 | 1996-02-06 | Yanmar Diesel Engine Co Ltd | ガスタービンの静翼取付機構 |
JPH08177406A (ja) * | 1994-08-23 | 1996-07-09 | General Electric Co <Ge> | ステータベーン・セグメント及びタービンベーン・セグメント |
JPH08246804A (ja) * | 1995-03-06 | 1996-09-24 | Solar Turbines Inc | 改良されたノズル及びシュラウド組み立て体取付構造 |
US5653581A (en) * | 1994-11-29 | 1997-08-05 | United Technologies Corporation | Case-tied joint for compressor stators |
JPH09512322A (ja) * | 1994-04-28 | 1997-12-09 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | カットバック保持フックを有するシュラウドセグメント |
JPH112101A (ja) * | 1997-06-12 | 1999-01-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却動翼 |
JPH1150806A (ja) * | 1997-08-04 | 1999-02-23 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ガスタービンのノズル部材 |
Family Cites Families (38)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1177035A (fr) * | 1957-05-28 | 1959-04-20 | Snecma | Procédé et dispositif de refroidissement d'organes de machines |
US3891348A (en) | 1972-04-24 | 1975-06-24 | Gen Electric | Turbine blade with increased film cooling |
US3890062A (en) * | 1972-06-28 | 1975-06-17 | Us Energy | Blade transition for axial-flow compressors and the like |
US4126405A (en) | 1976-12-16 | 1978-11-21 | General Electric Company | Turbine nozzle |
JPS58197402A (ja) * | 1982-05-14 | 1983-11-17 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン翼 |
US4531289A (en) | 1983-01-28 | 1985-07-30 | F. M. Brick Industries, Inc. | High-power rescue tool |
US4842249A (en) | 1983-09-16 | 1989-06-27 | Weigand George R | Spreader type rescue tool |
US4522054A (en) | 1983-09-26 | 1985-06-11 | Power Pry Corporation | Emergency rescue apparatus |
IN163070B (ja) * | 1984-11-15 | 1988-08-06 | Westinghouse Electric Corp | |
US4732029A (en) | 1985-09-17 | 1988-03-22 | Bertino Joseph E | Accident rescue tool |
US4869465A (en) | 1986-06-24 | 1989-09-26 | Mordechai Yirmiyahu | Power-operated spreader tool |
FR2619330B1 (fr) * | 1987-08-12 | 1994-03-11 | Snecma | Procede de realisation d'etages de stator de compresseur ou de turbine, aubes et grilles d'aubes ainsi obtenues |
JP2862536B2 (ja) * | 1987-09-25 | 1999-03-03 | 株式会社東芝 | ガスタービンの翼 |
US4897021A (en) | 1988-06-02 | 1990-01-30 | United Technologies Corporation | Stator vane asssembly for an axial flow rotary machine |
US5289711A (en) | 1991-05-15 | 1994-03-01 | Spiegel Leo J | Apparatus for spreading steel structures |
US5203873A (en) * | 1991-08-29 | 1993-04-20 | General Electric Company | Turbine blade impingement baffle |
US5243761A (en) | 1992-03-18 | 1993-09-14 | Hale Fire Pump Company | Portable rescue tool |
US5249920A (en) | 1992-07-09 | 1993-10-05 | General Electric Company | Turbine nozzle seal arrangement |
US5372476A (en) | 1993-06-18 | 1994-12-13 | General Electric Company | Turbine nozzle support assembly |
US5425260A (en) | 1994-01-27 | 1995-06-20 | Gehron; Michael A. | Accident rescue tool |
GB9417406D0 (en) * | 1994-08-30 | 1994-10-19 | Gec Alsthom Ltd | Turbine blade |
US5662160A (en) | 1995-10-12 | 1997-09-02 | General Electric Co. | Turbine nozzle and related casting method for optimal fillet wall thickness control |
US5620300A (en) | 1995-11-16 | 1997-04-15 | General Electric Co. | Method of constructing a turbine nozzle to prevent structurally induced excitation forces |
US5669757A (en) | 1995-11-30 | 1997-09-23 | General Electric Company | Turbine nozzle retainer assembly |
US5584654A (en) * | 1995-12-22 | 1996-12-17 | General Electric Company | Gas turbine engine fan stator |
US5732932A (en) | 1996-03-27 | 1998-03-31 | American Rescue Technology Incorporated | Hydraulic ram attachment for a rescue tool |
US5630700A (en) * | 1996-04-26 | 1997-05-20 | General Electric Company | Floating vane turbine nozzle |
US5749701A (en) * | 1996-10-28 | 1998-05-12 | General Electric Company | Interstage seal assembly for a turbine |
US5953822A (en) | 1996-12-24 | 1999-09-21 | Rescue Technology, Inc. | Rescue tool |
US5875554A (en) | 1996-12-24 | 1999-03-02 | Rescue Technology, Inc. | Rescue tool |
US5810333A (en) | 1997-02-06 | 1998-09-22 | Curtiss Wright Flight Systems Inc. | Ram device |
US6193465B1 (en) | 1998-09-28 | 2001-02-27 | General Electric Company | Trapped insert turbine airfoil |
US6099245A (en) | 1998-10-30 | 2000-08-08 | General Electric Company | Tandem airfoils |
US6311537B1 (en) | 1998-10-30 | 2001-11-06 | Orlando C. Vigil | Blade tip for a rescue tool |
US6139264A (en) * | 1998-12-07 | 2000-10-31 | General Electric Company | Compressor interstage seal |
US6164656A (en) | 1999-01-29 | 2000-12-26 | General Electric Company | Turbine nozzle interface seal and methods |
US6272900B1 (en) | 1999-04-21 | 2001-08-14 | Matthew Kobel | Extension ram tip |
JP3794868B2 (ja) * | 1999-06-15 | 2006-07-12 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
-
1999
- 1999-03-22 US US09/274,144 patent/US6183192B1/en not_active Ceased
-
2000
- 2000-03-15 EP EP00302114A patent/EP1039096B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-03-15 DE DE60043174T patent/DE60043174D1/de not_active Expired - Lifetime
- 2000-03-22 JP JP2000079204A patent/JP4509287B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
2003
- 2003-02-05 US US10/358,927 patent/USRE39479E1/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3384346A (en) * | 1966-02-01 | 1968-05-21 | Rolls Royce | Aerofoil shaped blade for a fluid flow machine such as a gas turbine engine |
JPS5248713A (en) * | 1975-10-14 | 1977-04-19 | Westinghouse Canada Ltd | Gas turbine engine blade |
US4183716A (en) * | 1977-01-20 | 1980-01-15 | The Director of National Aerospace Laboratory of Science and Technology Agency, Toshio Kawasaki | Air-cooled turbine blade |
JPS5618002A (en) * | 1979-07-09 | 1981-02-20 | Westinghouse Electric Corp | Airrcooled turbine vane |
US4461612A (en) * | 1982-04-27 | 1984-07-24 | Rolls-Royce Limited | Aerofoil for a gas turbine engine |
US4498291A (en) * | 1982-10-06 | 1985-02-12 | Rolls-Royce Limited | Turbine overspeed limiter for turbomachines |
JPH02241902A (ja) * | 1989-03-13 | 1990-09-26 | Toshiba Corp | タービンの冷却翼および複合発電プラント |
JPH05187259A (ja) * | 1991-07-22 | 1993-07-27 | General Electric Co <Ge> | タービンノズル支持体 |
JPH0610704A (ja) * | 1992-04-27 | 1994-01-18 | General Electric Co <Ge> | エアホイル装置 |
JPH0681674A (ja) * | 1992-06-09 | 1994-03-22 | General Electric Co <Ge> | 燃焼ガスを通すタービン流路アセンブリ |
JPH06346703A (ja) * | 1993-04-26 | 1994-12-20 | United Technol Corp <Utc> | ダンパ装置 |
JPH09512322A (ja) * | 1994-04-28 | 1997-12-09 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | カットバック保持フックを有するシュラウドセグメント |
JPH0835401A (ja) * | 1994-07-26 | 1996-02-06 | Yanmar Diesel Engine Co Ltd | ガスタービンの静翼取付機構 |
JPH08177406A (ja) * | 1994-08-23 | 1996-07-09 | General Electric Co <Ge> | ステータベーン・セグメント及びタービンベーン・セグメント |
US5653581A (en) * | 1994-11-29 | 1997-08-05 | United Technologies Corporation | Case-tied joint for compressor stators |
JPH08246804A (ja) * | 1995-03-06 | 1996-09-24 | Solar Turbines Inc | 改良されたノズル及びシュラウド組み立て体取付構造 |
JPH112101A (ja) * | 1997-06-12 | 1999-01-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却動翼 |
JPH1150806A (ja) * | 1997-08-04 | 1999-02-23 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ガスタービンのノズル部材 |
Cited By (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP4658584B2 (ja) * | 2003-12-17 | 2011-03-23 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 内側寄り冷却式ノズルダブレット |
JP2005201257A (ja) * | 2003-12-17 | 2005-07-28 | General Electric Co <Ge> | 内側寄り冷却式ノズルダブレット |
JP2006105141A (ja) * | 2004-10-01 | 2006-04-20 | General Electric Co <Ge> | 隅部が冷却されるタービンノズル |
JP4641916B2 (ja) * | 2004-10-01 | 2011-03-02 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 隅部が冷却されるタービンノズル |
JP2010038141A (ja) * | 2008-08-08 | 2010-02-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン高温部の冷却装置 |
US9523283B2 (en) | 2011-05-13 | 2016-12-20 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine vane |
JP2012237292A (ja) * | 2011-05-13 | 2012-12-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン静翼 |
JP2016525181A (ja) * | 2013-07-19 | 2016-08-22 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | インピンジメントバッフルを有するタービンノズル |
US10400616B2 (en) | 2013-07-19 | 2019-09-03 | General Electric Company | Turbine nozzle with impingement baffle |
JP2017053348A (ja) * | 2015-09-08 | 2017-03-16 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 物品及び物品を形成する方法 |
JP6994822B2 (ja) | 2015-09-08 | 2022-01-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 物品及び物品を形成する方法 |
KR20200003029A (ko) | 2017-06-29 | 2020-01-08 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 터빈 날개 및 가스 터빈 |
US11414998B2 (en) | 2017-06-29 | 2022-08-16 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE60043174D1 (de) | 2009-12-03 |
EP1039096A2 (en) | 2000-09-27 |
US6183192B1 (en) | 2001-02-06 |
USRE39479E1 (en) | 2007-01-23 |
EP1039096B1 (en) | 2009-10-21 |
JP4509287B2 (ja) | 2010-07-21 |
EP1039096A3 (en) | 2003-03-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4509287B2 (ja) | 耐久性タービンノズル | |
JP4576177B2 (ja) | 収束ピン冷却式翼形部 | |
JP4731156B2 (ja) | タービンシュラウドの非対称冷却要素 | |
CA2562584C (en) | Turbine nozzle triplet with differential vane cooling | |
CA2700019C (en) | Flange cooled turbine nozzle | |
JP4486201B2 (ja) | 優先冷却タービンシュラウド | |
JP5156362B2 (ja) | 弓形要素を支持するための冠状レール | |
EP1445424B1 (en) | Hollow airfoil provided with an embedded microcircuit for tip cooling | |
CA2647764C (en) | Duplex turbine nozzle | |
JP4546760B2 (ja) | 一体化されたブリッジを備えたタービンブレード | |
CA2606435C (en) | Cantilevered nozzle with crowned flange to improve outer band low cycle fatigue | |
JP4728588B2 (ja) | 補完冷却式タービンノズル | |
EP2105580B1 (en) | Hybrid impingement cooled turbine nozzle | |
JP2005155626A5 (ja) | ||
JP2017072128A (ja) | ステータ部品 | |
JP2017020493A (ja) | タービンバンドのアンチコーディングフランジ | |
US20050089394A1 (en) | Counterbalanced flow turbine nozzle | |
JP2009209936A (ja) | 一体型衝突ブランケットを備えたタービンノズル | |
JP5770970B2 (ja) | ガスタービンエンジン用タービンノズル |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20070315 |
|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20070315 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090714 |
|
A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20091009 |
|
RD02 | Notification of acceptance of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7422 Effective date: 20091009 |
|
RD04 | Notification of resignation of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424 Effective date: 20091009 |
|
A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20091015 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20100113 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20100406 |
|
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20100428 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130514 Year of fee payment: 3 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140514 Year of fee payment: 4 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |