JP2001516834A - Turbine blades and their use - Google Patents
Turbine blades and their useInfo
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Abstract
(57)【要約】 本発明は、冷却流体（５）を案内する内室（４）を包囲する壁構造（３）を持ったタービン翼（１）に関する。この壁構造（３）は、外側面（７）と内室（４）に面した内側面（８）とを備えた外壁（６）を有している。壁構造（３）は更に、外側面（７）にスリット（１０）として形成した冷却流体（５）の出口（９）を有する。外壁（６）に、内室（４）に向いて突出した厚肉部（１１）が設けられ、出口（９）がこの厚肉部（１１）を貫通して設けられている。本発明は更に、タービン翼（１）のガスタービンにおける使用に関する。 (57) [Summary] The present invention relates to a turbine blade (1) having a wall structure (3) surrounding an inner chamber (4) for guiding a cooling fluid (5). The wall structure (3) has an outer wall (6) with an outer surface (7) and an inner surface (8) facing the inner chamber (4). The wall structure (3) further has an outlet (9) for the cooling fluid (5) formed as a slit (10) in the outer surface (7). The outer wall (6) is provided with a thick portion (11) projecting toward the inner chamber (4), and an outlet (9) is provided through the thick portion (11). The invention further relates to the use of the turbine blade (1) in a gas turbine.
Description
【０００１】 本発明は、タービン翼主軸に沿って延び、かつ壁構造を有するタービン翼であ
って、その壁構造が、冷却流体を案内する内室を取り囲み、外側面と、内室に面
した内側面とを有する外壁を備え、さらに冷却流体の出口を持つものに関する。
本発明はまた、このタービン翼の使用方法に関する。The present invention relates to a turbine blade extending along a turbine blade main axis and having a wall structure, wherein the wall structure surrounds an inner chamber for guiding a cooling fluid, and faces the outer surface and the inner chamber. An outer wall having an inner surface and an outlet for a cooling fluid.
The invention also relates to a method of using the turbine blade.
【０００２】 冷却ガスの案内通路を備えたガスタービン静翼は、米国特許第５４１９０３９
号明細書に記載されている。この静翼は単体の鋳造品として形成されているか、
２つの鋳造部品から組み立てられている。この静翼は、ガスタービンの圧縮機か
ら冷却空気を導入するための内室を有する。空気導入通路を包囲しガスタービン
の高温ガス流に曝される静翼の壁構造は、一定した厚さの支持内壁を有し、この
内壁に冷却空気の出口が配置されている。かかる出口は内壁に配置された冷却ポ
ケットとして形成されている。この冷却ポケットは、スリットと呼ばれる流出開
口を備えた中空室を有する。この中空室は内壁に設けられたポケットカバーによ
って形成されている。即ち、その内壁および／又はポケットカバーは、両者間に
流出開口付きの中空室が存在するように形成される。第１の実施例においては、
その内壁は平らに、そしてポケットカバーは湾曲して形成される。第２の実施例
においては、内壁が内室に向って湾曲せしめられ、その湾曲内に窪みが形成され
る。そして内壁に、窪みを部分的に覆う平らなポケットカバーが設けられる。こ
れによって、湾曲内において、内壁とポケットカバーとの間に冷却ポケットが形
成される。第３の実施例においては、ポケットカバーは内壁と一体に鋳造品とし
て形成される。A gas turbine vane with a cooling gas guide passage is disclosed in US Pat. No. 5,419,039.
It is described in the specification. This vane is formed as a single casting,
Assembled from two cast parts. The vane has an inner chamber for introducing cooling air from a compressor of the gas turbine. The wall structure of the vane surrounding the air introduction passage and exposed to the high-temperature gas flow of the gas turbine has a support inner wall having a constant thickness, on which an outlet for cooling air is arranged. Such outlets are formed as cooling pockets located on the inner wall. This cooling pocket has a hollow space with an outflow opening called a slit. This hollow chamber is formed by a pocket cover provided on the inner wall. That is, the inner wall and / or the pocket cover are formed such that there is a hollow chamber with an outflow opening between the two. In the first embodiment,
Its inner wall is flat and the pocket cover is curved. In the second embodiment, the inner wall is curved toward the inner chamber, and a depression is formed in the curve. The inner wall is provided with a flat pocket cover partially covering the depression. Thereby, a cooling pocket is formed between the inner wall and the pocket cover within the bend. In a third embodiment, the pocket cover is formed as a single piece with the inner wall.
【０００３】 冷却ポケットは、高温ガスの流れ方向並びにこの方向に対して垂直の方向に、
静翼の主たる延長方向にわたって配置される。これによって、翼表面は多数のポ
ケットカバーによって形成されることとなる。それぞれの中空室を、空気導入通
路を通して導入される冷却空気が貫流し、この冷却空気は流出開口で高温ガスの
流れの中に流出し、翼表面に冷却膜を形成する。翼の表面はこの冷却膜によって
冷却される。上述のすべての実施例は、支持内壁それ自身が、たとえこれが湾曲
せしめられていても、一定した厚さを有し、冷却ポケットが支持内壁およびこの
支持内壁に結合されている薄いポケットカバーによって形成されている点で、共
通している。[0003] The cooling pockets are arranged in the direction of flow of the hot gas and in a direction perpendicular thereto.
It is arranged over the main extension direction of the stator vane. As a result, the wing surface is formed by a large number of pocket covers. Cooling air introduced through the air introduction passages flows through each of the hollow chambers, and the cooling air flows out of the hot gas flow at the outlet opening to form a cooling film on the blade surface. The surface of the wing is cooled by this cooling film. All the embodiments described above show that the support inner wall itself has a constant thickness, even if it is curved, and the cooling pockets are formed by the support inner wall and a thin pocket cover connected to the support inner wall. They are common in that they are.
【０００４】 本発明の課題は、冷却可能な壁構造を備えたタービン翼を提供することにある
。もう１つの課題は、そのようなタービン翼の使用方法を提供することにある。An object of the present invention is to provide a turbine blade having a coolable wall structure. Another object is to provide a method of using such a turbine blade.
【０００５】 タービン翼に向けられた課題は、本発明によれば、特許請求の範囲の請求項１
の前文に記載のタービン翼において、出口が外壁の外側面にスリットとして形成
され、外壁が内室に向いて突出した厚肉部を有し、出口がこの厚肉部を貫通して
設けられることによって解決される。[0005] The problem directed to turbine blades is, according to the invention, defined in the claims.
Wherein the outlet is formed as a slit on the outer surface of the outer wall, the outer wall has a thick portion protruding toward the inner chamber, and the outlet is provided through the thick portion. Solved by
【０００６】 この出口を通って、冷却流体、特に冷却空気が、外壁の膜冷却を達成すべく、
十分な量で且つスリット上に非常に均一に分布して流出する。内室に向いて突出
した厚肉部は外壁の強度を高めるので、外壁は非常に薄く形成でき、これによっ
て冷却作用が改善される。[0006] Through this outlet, a cooling fluid, in particular cooling air, in order to achieve film cooling of the outer wall,
It flows out in sufficient quantity and very uniformly distributed on the slit. The thick part protruding toward the inner chamber increases the strength of the outer wall, so that the outer wall can be formed very thin, thereby improving the cooling effect.
【０００７】 スリットが外壁の中に、この外壁を貫通することなしに、奥行き深さにわたっ
て入り込んでいることが有利である。これによって、外壁の強度が一層高められ
る。It is advantageous for the slit to penetrate into the outer wall without penetrating the outer wall and to a depth. Thereby, the strength of the outer wall is further increased.
【０００８】 スリットが全奥行き深さにわたって一定した断面積をしていることが有利であ
る。これによって、スリットを製造技術的に簡単に作れる。Advantageously, the slit has a constant cross-sectional area over the entire depth depth. Thereby, the slit can be easily manufactured in terms of manufacturing technology.
【０００９】 スリットは、特に、タービン翼主軸に対して平行に延びている。これは、高温
ガスで貫流されるガスタービンにこのタービン翼が採用された場合、冷却流体が
高温ガスの流れ方向に流出するという利点をもたらす。[0009] The slit extends in particular parallel to the turbine blade main axis. This has the advantage that the cooling fluid flows out in the direction of flow of the hot gas when this turbine blade is employed in a gas turbine which flows through with the hot gas.
【００１０】 外壁は、特に薄く形成される。これにより、特に有効な冷却が達成される。非
常に薄い外壁にもかかわらず、厚肉部を設けることによって、出口に対して、大
きな長さ・直径比が得られ、且つ外壁に関して出口の小さな傾斜角が実現できる
。The outer wall is formed particularly thin. This achieves particularly effective cooling. Despite having a very thin outer wall, the provision of the thick wall allows a large length-to-diameter ratio to the outlet and a small angle of inclination of the outlet with respect to the outer wall.
【００１１】 出口のスリットを、外壁に対して鋭角α、特に１０〜４５°の角度を成して設
けることが有利である。It is advantageous to provide the outlet slit at an acute angle α to the outer wall, in particular at an angle of 10 to 45 °.
【００１２】 このタービン翼を、ガスタービンにおけるタービン翼として使用する場合、タ
ービン翼の内室を通って流れる冷却空気は、その間に温まり、外側面にスリット
として形成された出口を通って、タービン翼を洗流する流体、特に高温ガスの流
れの中に到達する。この出口のスリットは、タービン翼をガスタービンに採用す
るために、流れの方向に対して鋭角αだけ傾斜している軸線に沿って延びるよう
にすることが有利である。これにより、出口から流出する冷却空気、即ち流体、
特に高温ガスに比べて比較的冷たい冷却空気が、タービン翼の周囲に冷たい冷却
膜を形成することができる。この冷却膜はタービン翼の保護に有効に貢献する。When this turbine blade is used as a turbine blade in a gas turbine, the cooling air flowing through the inner chamber of the turbine blade warms during that time, passes through an outlet formed as a slit on the outer surface, and flows through the turbine blade. Reaches the stream of flushing fluid, especially hot gas. Advantageously, this outlet slit extends along an axis which is inclined by an acute angle α with respect to the direction of flow, in order to employ the turbine blade in a gas turbine. Thereby, the cooling air flowing out from the outlet, that is, the fluid,
In particular, cooling air that is relatively cool compared to hot gas can form a cool cooling film around the turbine blades. This cooling film effectively contributes to protection of the turbine blade.
【００１３】 出口の内側面における部位は窪み、特に盲孔として形成するのが有利である。
この盲孔は出口の部位において厚肉部に設けられる。スリットを窪みと交差させ
、これによって、出口を形成するのが有利である。これによって、スリットと窪
みとで形成される出口を、製造技術的に簡単に作れる。The portion on the inner side of the outlet is advantageously formed as a depression, in particular a blind hole.
The blind hole is provided in the thick part at the outlet. Advantageously, the slit intersects the depression, thereby forming an outlet. Thus, the outlet formed by the slit and the depression can be easily manufactured in terms of manufacturing technology.
【００１４】 外壁に設ける厚肉部は、スリットに沿った線状の隆起部として形成するのが有
利である。その厚肉部は複数の窪みを含むことができる。[0014] The thick portion provided on the outer wall is advantageously formed as a linear ridge along the slit. The thick portion may include a plurality of depressions.
【００１５】 窪みの断面積がスリットの断面積より小さいことが有利である。これによって
、窪みは絞り領域を形成し、スリットは広がっている減速領域を形成する。その
絞り領域により、冷却流体の量が調整される。広がっている減速領域によって、
冷却流体の流速が減速し、これに伴ない、冷却流体は出口から流出した直後に、
外壁に衝突する。同様に、窪みの断面積がスリットの断面積より小さいために、
外壁の強度が一層改善される。と言うのは、外壁が窪みの直径にわたってだけ貫
通され、スリット全長にわたって貫通されていないからである。Advantageously, the cross-sectional area of the depression is smaller than the cross-sectional area of the slit. Thereby, the depressions form a throttle area and the slits form a widening deceleration area. The amount of the cooling fluid is adjusted by the throttle region. Due to the widening deceleration area,
The flow rate of the cooling fluid slows down, and accompanying this, the cooling fluid immediately flows out of the outlet,
Collide with the outer wall. Similarly, because the cross-sectional area of the depression is smaller than the cross-sectional area of the slit,
The strength of the outer wall is further improved. This is because the outer wall penetrates only over the diameter of the depression and not over the entire length of the slit.
【００１６】 スリットの高さＨおよび窪みの直径Ｄを同じ大きさ、特に０．５〜１．０ｍｍ
とすることが有利である。スリットの長さＬ（スリット長Ｌ）は、特に１〜３ｃ
ｍとされる。タービン翼主軸の方向におけるスリット間の間隔は、好適には０．
５〜２ｃｍである。The height H of the slit and the diameter D of the depression are the same, especially 0.5 to 1.0 mm
It is advantageous that The length L of the slit (slit length L) is particularly 1 to 3c
m. The spacing between the slits in the direction of the turbine blade main axis is preferably 0.5 mm.
5 to 2 cm.
【００１７】 タービン翼の使用方法に向けられた課題は、本発明のタービン翼が、ガスター
ビン設備、特にタービンを貫流する高温ガスの温度が１０００℃をかなり超える
ようなガスタービンにおける動翼あるいは静翼として使用されることにより解決
される。The problem addressed by the use of turbine blades is that the turbine blades of the present invention can be used in gas turbine equipment, especially in gas turbines where the temperature of the hot gas flowing through the turbine is well above 1000 ° C. It is solved by being used as a wing.
【００１８】 特に、本発明のタービン翼は、タービン翼が高温ガスで洗流されるガスタービ
ンでの使用に適している。タービン翼の基材の溶融温度より高い高温ガス中で使
用する場合も、タービン翼を冷却することによって、タービン翼の破損を防止で
きる。外壁の温度、即ち表面温度は、膜冷却によって並びに内室を介しての冷却
によって、タービン翼に対して未臨界の温度レベルに下げられる。内室からの冷
却空気は、対流し、外壁を通して熱伝導し、これによって、外壁の表面を十分に
冷却する。In particular, the turbine blade of the present invention is suitable for use in a gas turbine where the turbine blade is flushed with hot gas. Even when the turbine blade is used in a high-temperature gas higher than the melting temperature of the base material of the turbine blade, the turbine blade can be cooled to prevent damage to the turbine blade. The temperature of the outer wall, i.e. the surface temperature, is reduced to a subcritical temperature level for the turbine blades by film cooling as well as by cooling through the inner chamber. Cooling air from the inner chamber convects and conducts heat through the outer wall, thereby sufficiently cooling the surface of the outer wall.
【００１９】 以下図に示した実施例を参照して、本発明に基づくタービン翼を詳細に説明す
る。図は、構造的および機能的特徴の説明にとって分かり易く表し、概略的に且
つ部分的に実際の尺度と異なって示されている。Hereinafter, a turbine blade according to the present invention will be described in detail with reference to an embodiment shown in the drawings. The figures are presented for clarity of the description of structural and functional features, and are shown schematically and partially different from the actual scale.
【００２０】 各図において、同一部分には同一符号が付されている。In the respective drawings, the same parts are denoted by the same reference numerals.
【００２１】 図１は、ガスタービンのタービン翼主軸２に沿って延びているタービン翼１を
示す。このタービン翼１は、冷却流体５を案内するための内室４を取り囲む壁構
造３を有している。その内室４は、詳細に示していない複数の部分内室に仕切ら
れている。壁構造３は、外側面７と内室４に面した内側面８とを持つ外壁６を有
する。この外壁６は、内室４に向いて突出した多数の厚肉部１１を備える。図を
見易くするために、唯一の厚肉部１１しか示していない。この厚肉部１１に、盲
孔状の孔として形成された窪み１２が設けられている。更に、外壁６は厚肉部１
１の部位に、窪み１２と交差するスリット１０を有する。窪み１２およびスリッ
ト１０は一緒に出口９を形成している。この出口９は、内室４内を案内される冷
却流体５、即ち冷却空気が、内室４から厚肉部１１を貫通して外側面７の表面に
流出することを可能にしている。その冷却空気５は、タービン翼１の外で、この
タービン翼１を洗流する高温ガスの流れ１３と混合する。FIG. 1 shows a turbine blade 1 extending along a turbine blade main axis 2 of a gas turbine. The turbine blade 1 has a wall structure 3 surrounding an inner chamber 4 for guiding a cooling fluid 5. The inner chamber 4 is partitioned into a plurality of partial inner chambers not shown in detail. The wall structure 3 has an outer wall 6 having an outer surface 7 and an inner surface 8 facing the inner chamber 4. The outer wall 6 has a large number of thick portions 11 protruding toward the inner chamber 4. Only one thick portion 11 is shown for clarity. The thick portion 11 is provided with a depression 12 formed as a blind hole. Further, the outer wall 6 has a thick portion 1
One portion has a slit 10 intersecting with the depression 12. The depression 12 and the slit 10 together form the outlet 9. The outlet 9 enables the cooling fluid 5 guided in the inner chamber 4, that is, cooling air, to flow from the inner chamber 4 through the thick portion 11 to the surface of the outer surface 7. The cooling air 5 mixes outside the turbine blade 1 with the hot gas stream 13 that flushes the turbine blade 1.
【００２２】 図２には、図１における出口９が拡大して示されている。スリット１０は高さ
Ｈを有し、外壁６に対して鋭角αを成して奥行き深さＥにわたって入り込み、直
径Ｄの窪み１２と交差している。これによって、スリット１０および窪み１２は
出口９を形成している。スリット１０が鋭角αを有することによって、冷却空気
５は出口９から流出した直後に外壁６に衝突し、これに伴ない、外壁６が有効に
膜冷却される。窪み１２の直径Ｄがスリット１０の高さＨと同じ大きさを有する
とき、窪み１２は絞り領域として、スリット１０は減速領域として作用する。直
径Ｄの選定により、冷却流体５の流量調整が行われる。FIG. 2 shows the outlet 9 in FIG. 1 in an enlarged manner. The slit 10 has a height H, penetrates at an acute angle α to the outer wall 6 over a depth E and intersects a depression 12 of diameter D. Thereby, the slit 10 and the depression 12 form the outlet 9. Since the slit 10 has the acute angle α, the cooling air 5 collides with the outer wall 6 immediately after flowing out of the outlet 9, whereby the outer wall 6 is effectively film-cooled. When the diameter D of the depression 12 has the same size as the height H of the slit 10, the depression 12 acts as a throttle region and the slit 10 acts as a deceleration region. By selecting the diameter D, the flow rate of the cooling fluid 5 is adjusted.
【００２３】 図３には、ガスタービンのタービン翼１が外壁６（図１参照）を正面から見て
概略的に示されている。このタービン翼１は、これがガスタービンに採用された
際、流体、特に高温ガスの流れ１３（図１参照）で洗流される。この流れ１３（
図１参照）は流れ方向１４を有している。複数のスリット１０がタービン翼主軸
１２に沿って一列に配置されている。タービン翼１の外側面７に、タービン翼主
軸１２に対して垂直の方向において、複数列のスリットが隣接して存在している
。各列におけるスリットは、１〜３ｃｍのスリット長Ｌを有している。各列のス
リット間の間隔は０．５〜２ｃｍである。各列のスリットは直ぐ隣の列のスリッ
トに対してタービン翼主軸方向にずらされている。これは、各列のスリット間の
部位が、流れ１３（図１参照）の流れ方向において直ぐ手前の列のスリットから
流出する冷却空気で十分に冷却されるという利点を有する。これによって、外側
面７全体の膜冷却が保証される。FIG. 3 schematically shows the turbine blade 1 of the gas turbine when the outer wall 6 (see FIG. 1) is viewed from the front. When this turbine blade 1 is employed in a gas turbine, it is flushed with a fluid, in particular a hot gas stream 13 (see FIG. 1). This flow 13 (
1) has a flow direction 14. A plurality of slits 10 are arranged in a row along the turbine blade main axis 12. A plurality of rows of slits are adjacent to each other on the outer surface 7 of the turbine blade 1 in a direction perpendicular to the turbine blade main axis 12. The slits in each row have a slit length L of 1-3 cm. The spacing between the slits in each row is 0.5-2 cm. The slits in each row are offset in the turbine blade main axis direction with respect to the slits in the immediately adjacent row. This has the advantage that the area between the slits of each row is sufficiently cooled by the cooling air flowing out of the slits of the immediately preceding row in the flow direction of the flow 13 (see FIG. 1). This ensures film cooling of the entire outer surface 7.
【００２４】 本発明は、高温ガスに曝される外壁が、この外壁の外側面にスリットとして形
成された出口を有し、この出口が内室に向いて突出した厚肉部を貫通している壁
構造をしたタービン翼によって特徴づけられる。そのスリットによって、スリッ
ト全長にわたって、冷却流体の非常に均質な流れが形成される。たとえ非常に薄
い外壁の場合でも、厚肉部を設けたことによって、出口の良好な長さ・直径比並
びに外壁に対する出口のスリットの緩い傾斜角が保証される。According to the present invention, the outer wall exposed to the high-temperature gas has an outlet formed as a slit on the outer surface of the outer wall, and the outlet passes through a thick portion protruding toward the inner chamber. Characterized by wall-structured turbine blades. The slit creates a very homogeneous flow of cooling fluid over the entire length of the slit. Even in the case of very thin outer walls, the provision of the thick wall ensures a good length-to-diameter ratio of the outlet and a gentle inclination of the outlet slit with respect to the outer wall.
【図１】 本発明に基づくガスタービン翼の横断面図。FIG. 1 is a cross-sectional view of a gas turbine blade according to the present invention.
【図２】 図１における部分ＩＩの拡大詳細図。FIG. 2 is an enlarged detailed view of a part II in FIG.
【図３】 ガスタービン翼の外壁の正面図。FIG. 3 is a front view of an outer wall of the gas turbine blade.
１ タービン翼 ２ タービン翼主軸 ３ 壁構造 ４ 内室 ５ 冷却流体 ６ 外壁 ７ 外側面 ８ 内側面 ９ 出口 １０ スリット １１ 厚肉部 １２ 窪み DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Turbine blade 2 Turbine blade main shaft 3 Wall structure 4 Inner chamber 5 Cooling fluid 6 Outer wall 7 Outer side 8 Inner side 9 Outlet 10 Slit 11 Thick part 12 Depression
Claims (12)
するタービン翼（１）であって、 その壁構造（３）が、冷却流体（５）を案内する内室（４）を取り囲み、外側
面（７）と、内室（４）に面した内側面（８）とを有する外壁（６）を備え、さ
らに冷却流体（５）の出口（９）を持つものにおいて、 出口（９）が外壁（６）の外側面（７）にスリット（１０）として形成され、
外壁（６）が内室（４）に向いて突出した厚肉部（１１）を有し、出口（９）が
この厚肉部（１１）を貫通して設けられていることを特徴とするタービン翼。A turbine blade (1) extending along a turbine blade main axis (2) and having a wall structure (3), wherein the wall structure (3) guides a cooling fluid (5). An outer wall (6) surrounding the chamber (4) and having an outer surface (7) and an inner surface (8) facing the inner chamber (4), and further having an outlet (9) for a cooling fluid (5); Wherein an outlet (9) is formed as a slit (10) in the outer surface (7) of the outer wall (6);
The outer wall (6) has a thick portion (11) protruding toward the inner chamber (4), and an outlet (9) is provided through the thick portion (11). Turbine blades.
通することなく、奥行き深さ（Ｅ）にわたって入り込んでいることを特徴とする
請求項１記載のタービン翼。2. The turbine according to claim 1, wherein the slits extend into the outer wall without penetrating the outer wall and extend over a depth depth. Wings.
断面積を有していることを特徴とする請求項２記載のタービン翼。3. The turbine blade as claimed in claim 2, wherein the slit has a constant cross-sectional area over the entire depth (E).
びていることを特徴とする請求項１ないし３のいずれか１つに記載のタービン翼
。4. The turbine blade according to claim 1, wherein the slit extends parallel to the turbine blade main axis.
（α）、特に１０〜４５°の角度を成して設けられていることを特徴とする請求
項１ないし４のいずれか１つに記載のタービン翼。5. The device according to claim 1, wherein the slit is formed at an acute angle to the outer surface of the outer wall. A turbine blade according to any one of claims 1 to 4.
いることを特徴とする請求項１ないし５のいずれか１つに記載のタービン翼。6. The turbine blade according to claim 1, wherein the thick portion has a recess at the outlet.
求項６記載のタービン翼。7. The turbine blade according to claim 6, wherein the depression (12) is formed in a blind hole shape.
とする請求項６又は７記載のタービン翼。8. Turbine blade according to claim 6, wherein the slit (10) intersects the depression (12).
いことを特徴とする請求項８記載のタービン翼。9. Turbine blade according to claim 8, wherein the cross-sectional area of the depression (12) is smaller than the cross-sectional area of the slit (10).
）が直径（Ｄ）を有し、スリット幅（Ｈ）が直径（Ｄ）と同じ大きさである、特
に０．５〜１．０ｍｍの範囲内にあることを特徴とする請求項９記載のタービン
翼。10. A slit (10) having a slit width (H) and a depression (12).
) Has a diameter (D) and the slit width (H) is the same size as the diameter (D), in particular in the range from 0.5 to 1.0 mm. Turbine blades.
請求項１ないし１０のいずれか１つに記載のタービン翼。11. The turbine blade according to claim 1, wherein the blade is a moving blade or a stationary blade of a gas turbine.
ガスタービン設備に使用することを特徴とするタービン翼の使用方法。12. A method for using a turbine blade according to claim 1, wherein the turbine blade is used for gas turbine equipment.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19741231.9 | 1997-09-18 | ||
| DE19741231 | 1997-09-18 | ||
| PCT/DE1998/002657 WO1999014465A1 (en) | 1997-09-18 | 1998-09-08 | Turbine bucket and use thereof |
Publications (1)
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Cited By (3)
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