JP2002517666A - タービンノズル翼 - Google Patents
タービンノズル翼Info
- Publication number
- JP2002517666A JP2002517666A JP2000553704A JP2000553704A JP2002517666A JP 2002517666 A JP2002517666 A JP 2002517666A JP 2000553704 A JP2000553704 A JP 2000553704A JP 2000553704 A JP2000553704 A JP 2000553704A JP 2002517666 A JP2002517666 A JP 2002517666A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- nozzle
- side wall
- line
- turbine
- 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
-
- 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
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
成される環状流路内に周方向に列状に配列され、ダイヤフラムの内輪と外輪とに
固定されるノズル翼を備えたタービンノズルに関するものである。
の発電効率の改善を図るために、タービン性能の向上が重要な課題であることが
認識されている。
必要がある。ここで、各タービン段落の内部損失には、翼形損失、2次流れ損失
、漏れ損失などがある。
落においては、2次流れ損失の割合が大きい。そのため、2次流れ損失を低減す
ることが、タービン性能を向上する上で有効である。
翼1の圧力面Fから負圧面Bに向かう圧力勾配による力を受ける。タービン側壁
から離れた主流においては、この圧力勾配による力と流れの転向による遠心力と
が釣り合っている。しかし、タービン側壁近くの境界層内の流れは、その運動エ
ネルギが小さいので、符号Jで示すように圧力勾配による力によって圧力面Fか
ら負圧面Bに運ばれる。更に、流路後半では流れが負圧面Bに衝突して巻き上り
、流路渦Wを形成する。この流路渦Wによって側壁境界層の低エネルギ流体が集
積し、ノズル翼の下流に不均一なエネルギ分布を発生させる。この不均一なエネ
ルギ分布は、ノズル翼の下流において均一化されるが、その均一化の過程で大き
なエネルギ損失が発生する。図15において、Eは半径方向線を示し、Lはハブ
側壁を示す。
だけ傾けて、翼のハブ側壁近傍の翼間圧力勾配を弱めている。図16において、
符号2は外輪を示し、符号3は内輪を示す。また、添付図面の図17及び図18
に示すように、ノズル翼1をその両端部で圧力面Fが側壁を向くように湾曲させ
ている。図17において、Uは外径面を示す。図18において、θtはチップ側
壁における翼積み重ね線lの接線と半径方向線Eとのなす角、θrはハブ側壁に
おける翼積み重ね線lの接線と半径方向線Eとのなす角、hは翼高さを示してい
る。従来の手法では、翼形は同じであるが、翼積み重ね線の湾曲や傾斜を、側壁
近くの翼間圧力勾配を弱める方向に与えて、2次流れを制御して損失を低減して
いる。
ているように、ノズル翼にその高さ全体に亘って傾斜あるいは湾曲面を設けるこ
とによって2次流れを制御する技術がある。
けたり、湾曲させたりしなければならず、このような要求を満足しようとすると
、ノズル翼の製造工程において、あるいはノズル翼の強度において、不具合が生
じるような事態が多い。
、傾斜のない翼の流れ分布と比べて大きく異なってしまう場合がある。
度Vt、子午面方向速度Vmをとったグラフであり、翼の高さ方向の位置は高さ
hに対して無次元化した比として表されており、周方向速度Vt及び子午面方向
速度Vmは速度絶対値V(=(Vt2+Vm2)0.5)に対して無次元化した
比として表されている。図19に示されるグラフは、通常翼(実線で示される)
と湾曲翼(破線で示される)との流速分布が、翼の両端で相違していることを表
している。
せた場合には、ノズル翼からの流れが動翼にマッチせず、湾曲ノズル翼が効果的
でない場合がある。そのような場合には、湾曲ノズル翼の出口からの流れに対応
できる動翼が新たに必要となり、広範な用途には適用できない事態が生じてしま
う。
と変わらず、タービンノズルの後流に配置された動翼に悪影響を与えることのな
いタービンノズルを提供することを目的としている。
間に形成される環状流路(4)内の周方向に列状に配列され、上記ダイヤフラム
の上記内径面及び外径面に固定されるノズル翼(1)と、相隣る上記ノズル翼の
圧力面(F)と負圧面(B)との間に形成される流路とを備え、上記流路の断面
は、内径面及び外径面(ハブ側壁及びチップ側壁)から翼高さ方向に沿った所定
の範囲においては曲線で形成され、他の範囲においては概略直線で形成されてい
る。
領域と概略直線で形成される領域とを含むので、本発明に係るタービンノズルは
特開平10−77801号公報に開示されたノズル翼とは構成において明らかに
相違する。
との間に形成される環状流路(4)内の周方向に列状に配列され、上記ダイヤフ
ラムの上記内輪及び外輪に固定されるノズル翼(1)を備え、上記各ノズル翼に
おける圧力面(F)が、上記ノズル翼の子午面方向における所定の範囲で、且つ
、上記チップ側壁と翼のミッドスパンとの間の所定の範囲において上記タービン
ダイヤフラムの上記チップ側壁に面し、上記ハブ側壁と上記翼のミッドスパンと
の間の所定の範囲において上記タービンダイヤフラムの上記ハブ側壁に面し、上
記各ノズル翼における負圧面(B)が、上記ノズル翼の子午面方向における所定
の範囲で、且つ、上記チップ側壁と上記翼のミッドスパンとの間の所定の範囲に
おいて上記タービンダイヤフラムの上記ハブ側壁に面し、上記ハブ側壁と前記翼
のミッドスパンとの間の所定の範囲において上記ダイヤフラムの上記チップ側壁
に面している。
f)から上記ノズル翼の子午面方向幅(Cx)の少なくとも30%に対応する範
囲としてもよい。上記所定の範囲は、ノズル翼(1)のハブ側壁(L)から翼高
さ(h)の20〜40%に対応する範囲と、ノズル翼(1)のチップ側壁(U)
から翼高さ(h)の20〜40%に対応する範囲とを含むこととしてもよい。
壁側ではチップ側壁に面する、即ち、チップ側壁に面するように湾曲するように
形成し、ハブ側壁側ではハブ側壁に面する、即ち、ハブ側壁に面するように湾曲
するように形成すると共に、ノズル翼(1)の負圧面(B)を、チップ側壁側で
はハブ側壁に面する、即ち、ハブ側壁に面するように湾曲するように形成し、ハ
ブ側壁側ではチップ側壁に面する、即ち、チップ側壁に面するように湾曲するよ
うに形成する。
1s)は、ノズル翼(1)の高さ(h)方向に沿ってハブ側壁(L)から20〜
40%に対応する範囲(C1)と、ノズル翼(1)の高さ(h)方向に沿ってチ
ップ側壁(U)から20〜40%に対応する範囲(C2)とを除いて、好ましく
は概略直線で形成される中央部分(S)を有する。即ち、ノズル翼の子午面方向
幅(Cx)に沿ったノズル翼の前縁(1f)から少なくとも30%の範囲におい
て、任意の子午面方向位置における流路の断面における圧力面(F)上の線及び
負圧面(B)上の線は、ノズル翼(1)の高さ(h)方向に沿ってハブ側壁(L
)から20〜40%に対応する範囲(C1)と、ノズル翼(1)の高さ(h)方
向に沿ってチップ側壁(U)から20〜40%に対応する範囲(C2)とを除い
て、好ましくは概略直線で形成される中央部分(S)を有する。
1)の前縁(1f)から少なくとも30%の範囲内の子午面方向位置においては
、圧力面(F)上の線と負圧面(B)上の線とによって形成され、各線はノズル
翼の中央領域では概略直線を有する。
概略直線で形成される圧力面又は負圧面上の中央部分(S)の延長線(SE1)
とハブ側壁(L)との交点(Pc1)までの距離(Sh)、及び、圧力面又は負
圧面上の線(C2)とチップ側壁(U)との交点(Pt2)から、上記中央部分
(S)の延長線(SE2)とチップ側壁(U)との交点(Pc2)までの距離(
St)が、ノズル翼の前縁(1f)で最大値を有し、且つ、ノズル翼の前縁から
子午面方向幅の30%の位置で翼高さ(h)の少なくとも4%の値である。
(h)の5〜15%の範囲にあることが好ましい。
上記交点間の距離をSh又はSt、ノズル高さをh、ノズル翼の前縁(1f)か
らの子午面方向距離の翼幅(Cx)に対する比をΛで表すと、次の等式が成立す
ることが好ましい。 St/h,Sh/h=ΣAn ・Λn ここで、Anは係数、nは0以上の整数である。
無視できる程度に小さくはない高次項をすべて含む数値となるような0以上の整
数となる。
例示した添付図面と共に以下の説明を読めば明らかになるであろう。
。
外輪2との間に形成された環状流路4内の周方向(y)に列状に配列されたノズ
ル翼を備えている。ノズル翼1は、内輪3の外径面(チップ側壁)と外輪2の内
径面(ハブ側壁)とにそれぞれ固定されるハブ側壁L及びチップ側壁Uを両端に
備えている。なお、図1はタービンノズルの斜視図であり、タービンノズルの上
流側から見ている。各ノズル翼1は、その断面が翼形に形成されており、圧力面
Fと負圧面Bとを有している。
午面方向の任意位置において断面4aを有している。断面4aは、圧力面F上の
線1pによって形成される側端と、負圧面B上の線1sによって形成される反対
側の側端とを有している。各ノズル翼1は、その子午面方向(x)において幅C
xを有している。図1において、zは半径方向を示している。
くとも30%の位置までの領域では、ハブ側壁L及びチップ側壁Uから内方に向
かって(即ち、ハブ側壁Lからチップ側壁Uに向かう方向及びチップ側壁Uから
ハブ側壁Lに向かう方向に沿って)翼高さの20〜40%に対応する範囲Lh、
Lt(図2参照)において、断面4aを形成する圧力面F上の線1p及び負圧面
B上の線1sが、それぞれ、ハブ側壁L及びチップ側壁Uに面するような直線又
は曲線C1、C2で形成されている。線1p、1sのうち、範囲Lh、Lt以外
の部分、即ち線1p、1sの中央部分は、直線Sで形成されている。
流路4aにおいては、ハブ側壁L及びチップ側壁Uから内方に向かって翼高さh
の20〜40%に対応する範囲Ln、Ltが、圧力面Fから負圧面Bの方向に端
部L、U側に傾いた直線又は曲線C(C1、C2:図示の例では放物線)で形成
されている。
傾斜線C1とハブ側壁Lとの交点Pt1から、直線部Sの延長線SE1(図2で
は点線で示す)とハブ側壁Lとの交点Pc1までの距離Sh、及び、傾斜線C2
とチップ側壁Uとの交点Pt2から、直線部Sの延長線SE2(図2では点線で
示す)と外径面Uとの交点Pc2までの距離Stは、ノズル翼の前縁1fで最大
値を有し、ノズル翼の後縁に向かって次第に減少する。
述べる。
種々の例が、特性曲線(a)、(b)、(c)、(d)、(e)、及び(f)で
示されている。図3において、横軸はx/Cxを示し、縦軸はSh/h、St/
hを示す。ここで、x/Cxは、前縁からの子午面方向距離を子午面方向翼幅C
xで無次元化したものとして定義される。これらの特性曲線(a)〜(f)で示
される例においては、前縁1fにおける距離Sh(=St)の翼高さに対する比
は、特性曲線(a)の場合を除き、Sh/h=0.09となるようにしている。
範囲Lh、Ltの翼高さhに対する比は、Lh/h=Lt/h=0.25となる
ようにしている。
、St=0となっており、従来のノズル翼形を示している。
流路断面の変化は図4A乃至図4Dに示されている。本発明のノズル翼(特性曲
線(e)で示される)に関して、子午面方向における流路断面の変化は図5A乃
至図5Dに示されている。
析で計算した結果を、子午面方向距離x/Cx=0.3における距離Shに関し
て、比較して示したものである。
Sh/h=0.046まで損失は減少していき、Sh/h>0.046である特
性曲線(d)、(e)及び(f)では損失はほとんど変わらなくなることが分か
る。
幅の全体に亘ってShが一定であり、傾斜部C1、C2が子午面方向幅の全体に
亘って存在するようなノズル翼よりも、特性曲線(d)、(e)で示されるよう
に、図3に示されるx/Cx=0.6における距離Shがほとんどゼロにまで減
少するようなノズル翼の方が、流路がより簡単になるので好ましい。
について述べる。
うな、距離Sh、Stの分布が、x/Cx=0.6でほとんどゼロにまで減少し
ており、且つ、ノズル翼の前縁においてSh/hが0.09であるようなノズル
翼に関して、傾斜部C1、C2が付加された翼高さの範囲Lh、Ltの損失に対
する影響を示している。
のノズル翼よりも損失が減少し、特に、0.2<Lh/h、Lt/h<0.4の
範囲では、損失が最小となることが理解できる。
離Sh、Stが異なるノズル翼を示しており、図9は、これらのノズル翼の全圧
損失を粘性流れ解析により計算した結果を示している。なお、図9の横軸は、ノ
ズル翼の入口におけるSh/h(=St/h)を表している。
において、maridional距離における距離Sh、Stの分布は、x/Cx=0.6
ではほとんどゼロまで減少している。
での、特性曲線(b)〜(e)で示されるノズル翼は、すべて従来のノズル翼よ
り損失が減少している。特性曲線(b)〜(d)で示されるノズル翼は、特に、
0.05<Sh/h<0.15の範囲で損失が最小となるので好ましい。
算の詳細な結果を示している。
h=Lt/h=0.25であり、且つノズル翼の子午面方向における距離Sh、
Stの分布がx/Cx=0.6でほとんどゼロまで減少しているような従来のノ
ズル翼及び本発明に係るノズル翼の翼出口の断面における損失分布を粘性流れ解
析によって計算した結果を比較して示している。
プ側壁の近傍に2次流れによる損失ピークが存在し、翼の下流において混合、拡
散されるときに大きな損失を発生する不均一な流れが生じていることが理解でき
、また、本発明のノズル翼(破線で示される)においては、ハブ側壁の近傍の2
次流れによる損失ピークが通常ノズル翼に対して約30%減少していることが理
解できる。
ービンダイヤフラムのハブ側壁における翼面の静圧分布を示している。図11及
び図12において、横軸はx/Cxを表しており、縦軸はP/PsO(面圧をノ
ズル入口の静圧で無次元化したもの)を表している。図11及び図12から、本
発明の翼(破線で示される)及び通常翼(実線で示される)の静圧は翼のミッド
スパンにおいて同じであるが、本発明の翼のハブ側壁における翼負荷(圧力面と
負圧面の圧力差)が翼入口側で小さくなっていることが理解できる。
りも翼入口側で小さくなっていることをノズルの流路の断面4a内での静圧分布
の変化に基づいて説明する。
等高線を図14A及び図14Bに示す。従来のノズル翼では、静圧の等高線は圧
力面F上の線1p及び負圧面B上の線1sと略平行に分布している。負圧面B上
の線1sの近傍では、翼高さの中央における静圧とハブ側壁L及びチップ側壁U
における静圧は、ほぼ同じになっている。
、ハブ側壁L及びチップ側壁Uの近傍では、翼高さの中央(図2で示される直線
部Sの領域)よりもSh、Stの分だけ大きくなる。このため、ハブ側壁L及び
チップ側壁Uの近傍では、負圧面B上の線1sの近傍で静圧が上昇するので、翼
負荷が減少する。
において圧力面F上の線1pから負圧面B上の線1sに向かう両側壁近傍の2次
流れを表している。
面Fと負圧面Bとの圧力差(翼負荷)によって発生し、2次流れSF1、SF2
の強さは翼負荷の大きさに比例する。そのため、ハブ側壁L及びチップ側壁Uの
近傍での翼負荷を従来のノズル翼よりも小さくすることができる本発明のノズル
翼では、従来のノズル翼に比較して2次流れの発生が抑制され、2次流れによる
損失を減少することができる。
示されるように、ノズル出口での速度分布が大きく変化してしまう。
での速度分布(周方向速度Vt、子午面方向速度Vm、いずれも速度絶対値V=
(Vt2+Vm2)0.5 に関して無次元化した比として表されている)は通
常ノズル翼とほとんど変わらない。
に置き換えた場合にも、タービンノズルが、タービン段落の後流に配置された動
翼に悪影響を与えることがない。
における2次流れの発生を抑制して、2次流れによる損失を減少させることがで
きる。更に、本発明に係るタービンノズルによれば、ノズル出口の速度分布は通
常ノズル翼と変わらない速度分布となって、タービンノズルの後流に配置される
動翼に悪影響を与えることがない。
いられるタービンに好適である。
ある。
子午面方向における変化の様子を示す図である。
おける流路の断面の子午面方向における変化の様子を示す図である。
ある。
布を示す図である。
したグラフである。
フである。
との流路の断面における静圧の等高線の分布を比較して示す図である。
図である。
図である。
Claims (14)
- 【請求項1】 ダイヤフラムの内輪と外輪との間に形成される環状流路内の
周方向に列状に配列され、前記ダイヤフラムの前記内径面及び外径面(ハブ側壁
及びチップ側壁)に固定されるノズル翼と、 相隣る前記ノズル翼の圧力面と負圧面との間に形成される流路とを備え、 前記流路の断面は、前記ハブ側壁及びチップ側壁から翼高さ方向に沿った所定
の範囲においては曲線で形成され、他の範囲においては概略直線で形成されてい
るタービンノズル。 - 【請求項2】 前記所定の範囲が、前記ハブ側壁及びチップ側壁から前記翼
高さの20〜40%に対応する範囲である請求項1に記載のタービンノズル。 - 【請求項3】 前記所定の範囲が、前記ノズル翼の前縁から前記ノズル翼の
子午面方向幅の少なくとも30%に対応する範囲である請求項1に記載のタービ
ンノズル。 - 【請求項4】 前記流路の前記断面は、前記ノズル翼の前縁から前記ノズル
翼の子午面方向幅の少なくとも30%に対応する範囲内のmaridional位置におい
て、前記圧力面上の線と前記負圧面上の線とによって形成され、前記各線は、前
記ハブ側壁及びチップ側壁から前記翼高さの20〜40%に対応する範囲を含ま
ない前記ノズル翼の中央領域において概略直線である請求項1に記載のタービン
ノズル。 - 【請求項5】 圧力面又は負圧面上の線と前記ハブ側壁との交点から、前記
概略直線の延長線と前記ハブ側壁との交点までの距離、及び、圧力面又は負圧面
上の線と前記チップ側壁との交点から、前記概略直線の延長線と前記チップ側壁
との交点までの距離が、前記ノズル翼の前縁で最大値を有する請求項4に記載の
タービンノズル。 - 【請求項6】 前記最大値が前記翼高さの5〜15%の範囲にある請求項5
に記載のタービンノズル。 - 【請求項7】 前記ノズル翼の前縁における前記距離が、前記翼高さの5〜
15%の範囲にあり、前記ノズル翼の子午面方向幅の30%の位置で前記翼高さ
の少なくとも5%である請求項5に記載のタービンノズル。 - 【請求項8】 ダイヤフラムの内輪と外輪との間に形成される環状流路内の
周方向に列状に配列され、前記タービンダイヤフラムの前記内輪及び外輪に固定
されるノズル翼を備え、 前記ノズル翼の子午面方向における所定の範囲において、前記各ノズル翼にお
ける圧力面が、前記チップ側壁と翼のミッドスパンとの間の所定の範囲において
前記ダイヤフラムの前記チップ側壁に面し、前記ハブ側壁と前記翼のミッドスパ
ンとの間の所定の範囲において前記ダイヤフラムの前記ハブ側壁に面し、 前記ノズル翼の子午面方向における所定の範囲において、前記各ノズル翼にお
ける負圧面が、前記チップ側壁と前記翼のミッドスパンとの間の所定の範囲にお
いて前記ダイヤフラムの前記ハブ側壁に面し、前記ハブ側壁と前記翼のミッドス
パンとの間の所定の範囲において前記ダイヤフラムの前記チップ側壁に面するタ
ービンノズル。 - 【請求項9】 前記所定の範囲が、前記ハブ側壁及びチップ側壁から前記翼
高さの20〜40%に対応する範囲である請求項8に記載のタービンノズル。 - 【請求項10】 前記所定の範囲が、前記ノズル翼の前縁から前記ノズル翼
の子午面方向幅の少なくとも30%に対応する範囲である請求項8に記載のター
ビンノズル。 - 【請求項11】 前記流路の前記断面は、前記ノズル翼の前縁から前記ノズ
ル翼の長手方向幅の少なくとも30%に対応する範囲内における子午面方向位置
において、前記圧力面上の線と前記負圧面上の線とによって形成され、前記各線
は、前記ハブ側壁及びチップ側壁から前記翼高さの20〜40%に対応する範囲
を含まない前記ノズル翼の中央領域において概略直線である請求項8に記載のタ
ービンノズル。 - 【請求項12】 圧力面又は負圧面上の線と前記ハブ側壁との交点から、前
記概略直線の延長線と前記ハブ側壁との交点までの距離、及び、圧力面又は負圧
面上の線と前記チップ側壁との交点から、前記概略直線の延長線と前記チップ側
壁との交点までの距離が、前記ノズル翼の前縁で最大値を有する請求項11に記
載のタービンノズル。 - 【請求項13】 前記最大値が前記翼高さの5〜15%の範囲にある請求項
12に記載のタービンノズル。 - 【請求項14】 前記ノズル翼の前縁における前記距離が、前記翼高さの5
〜15%の範囲にあり、前記ノズル翼の子午面方向幅の30%の位置で前記翼高
さの少なくとも4%である請求項12に記載のタービンノズル。
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP10-164833 | 1998-06-12 | ||
JP16483398 | 1998-06-12 | ||
PCT/JP1999/003101 WO1999064725A1 (en) | 1998-06-12 | 1999-06-10 | Turbine nozzle vane |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2002517666A true JP2002517666A (ja) | 2002-06-18 |
JP2002517666A5 JP2002517666A5 (ja) | 2006-02-23 |
JP4315597B2 JP4315597B2 (ja) | 2009-08-19 |
Family
ID=15800805
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2000553704A Expired - Lifetime JP4315597B2 (ja) | 1998-06-12 | 1999-06-10 | タービンノズル翼 |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6491493B1 (ja) |
EP (1) | EP1086298B1 (ja) |
JP (1) | JP4315597B2 (ja) |
KR (1) | KR100566759B1 (ja) |
CN (1) | CN1163662C (ja) |
DE (1) | DE69921320T2 (ja) |
WO (1) | WO1999064725A1 (ja) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2006307846A (ja) * | 2005-03-31 | 2006-11-09 | Toshiba Corp | 軸流タービン |
US7300247B2 (en) | 2005-03-31 | 2007-11-27 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Axial flow turbine |
JP2008169783A (ja) * | 2007-01-12 | 2008-07-24 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンの翼構造 |
JP2012026439A (ja) * | 2010-07-22 | 2012-02-09 | General Electric Co <Ge> | 弓形凹状の前縁を有するタービンノズルセグメント |
WO2013080795A1 (ja) * | 2011-11-30 | 2013-06-06 | 三菱重工業株式会社 | ラジアルタービン |
JP2013533943A (ja) * | 2010-07-14 | 2013-08-29 | アイシス イノヴェイション リミテッド | 軸流タービン用の羽根組立体 |
Families Citing this family (28)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6398489B1 (en) * | 2001-02-08 | 2002-06-04 | General Electric Company | Airfoil shape for a turbine nozzle |
JP4484396B2 (ja) * | 2001-05-18 | 2010-06-16 | 株式会社日立製作所 | タービン動翼 |
US6921246B2 (en) * | 2002-12-20 | 2005-07-26 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles |
JP4269723B2 (ja) * | 2003-03-12 | 2009-05-27 | 株式会社Ihi | タービンノズル |
FR2853022B1 (fr) * | 2003-03-27 | 2006-07-28 | Snecma Moteurs | Aube de redresseur a double courbure |
DE10352788A1 (de) * | 2003-11-12 | 2005-06-30 | Mtu Aero Engines Gmbh | Gasturbine |
US8016551B2 (en) | 2005-11-03 | 2011-09-13 | Honeywell International, Inc. | Reverse curved nozzle for radial inflow turbines |
GB0704426D0 (en) * | 2007-03-08 | 2007-04-18 | Rolls Royce Plc | Aerofoil members for a turbomachine |
US8684684B2 (en) * | 2010-08-31 | 2014-04-01 | General Electric Company | Turbine assembly with end-wall-contoured airfoils and preferenttial clocking |
US8342009B2 (en) | 2011-05-10 | 2013-01-01 | General Electric Company | Method for determining steampath efficiency of a steam turbine section with internal leakage |
DE102012106789B4 (de) * | 2012-07-26 | 2022-10-27 | Ihi Charging Systems International Gmbh | Verstellbarer Leitapparat für eine Turbine, Turbine für einen Abgasturbolader und Abgasturbolader |
US20140064951A1 (en) * | 2012-09-05 | 2014-03-06 | Renee J. Jurek | Root bow geometry for airfoil shaped vane |
US20140072433A1 (en) * | 2012-09-10 | 2014-03-13 | General Electric Company | Method of clocking a turbine by reshaping the turbine's downstream airfoils |
US10087760B2 (en) * | 2013-04-24 | 2018-10-02 | Hamilton Sundstrand Corporation | Turbine nozzle and shroud for air cycle machine |
US9435221B2 (en) | 2013-08-09 | 2016-09-06 | General Electric Company | Turbomachine airfoil positioning |
US9896950B2 (en) | 2013-09-09 | 2018-02-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbine guide wheel |
US9638041B2 (en) | 2013-10-23 | 2017-05-02 | General Electric Company | Turbine bucket having non-axisymmetric base contour |
US9670784B2 (en) | 2013-10-23 | 2017-06-06 | General Electric Company | Turbine bucket base having serpentine cooling passage with leading edge cooling |
US9797258B2 (en) | 2013-10-23 | 2017-10-24 | General Electric Company | Turbine bucket including cooling passage with turn |
US10352180B2 (en) * | 2013-10-23 | 2019-07-16 | General Electric Company | Gas turbine nozzle trailing edge fillet |
US9551226B2 (en) | 2013-10-23 | 2017-01-24 | General Electric Company | Turbine bucket with endwall contour and airfoil profile |
US9528379B2 (en) | 2013-10-23 | 2016-12-27 | General Electric Company | Turbine bucket having serpentine core |
US20150110617A1 (en) * | 2013-10-23 | 2015-04-23 | General Electric Company | Turbine airfoil including tip fillet |
CN104454028A (zh) * | 2014-11-14 | 2015-03-25 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 提高汽轮发电机组采暖供热季节运行效率的方法 |
WO2016129628A1 (ja) | 2015-02-10 | 2016-08-18 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン及びガスタービン |
US10107108B2 (en) | 2015-04-29 | 2018-10-23 | General Electric Company | Rotor blade having a flared tip |
DE102018211673A1 (de) * | 2018-07-12 | 2020-01-16 | Continental Automotive Gmbh | Leitschaufel und mit einer solchen versehene Turbinenanordnung |
KR20220085206A (ko) | 2020-12-15 | 2022-06-22 | 박준우 | 초음파 수위센서와 접촉식 수위센서 및 사람감지센서를 융합한 차량 침수 모니터링 |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB200269A (en) * | 1922-04-29 | 1923-07-12 | Giuseppe Belluzzo | Improvements relating to steam turbines |
US2801790A (en) * | 1950-06-21 | 1957-08-06 | United Aircraft Corp | Compressor blading |
DE2034890A1 (de) | 1969-07-21 | 1971-02-04 | Rolls Royce Ltd Derby, Derbyshire (Großbritannien) | Schaufel fur Axialstromungsmaschinen |
JPS58128403A (ja) | 1982-01-27 | 1983-08-01 | Toshiba Corp | 蒸気タ−ビンの動翼 |
DE3514122A1 (de) * | 1985-04-19 | 1986-10-23 | MAN Gutehoffnungshütte GmbH, 4200 Oberhausen | Verfahren zur herstellung einer leitschaufel fuer ein turbinen- oder verdichter-leitrad und nach dem verfahren hergestellte leitschaufel |
JPH01106903A (ja) | 1987-10-21 | 1989-04-24 | Toshiba Corp | タービンノズル |
JPH06229205A (ja) * | 1993-02-02 | 1994-08-16 | Toshiba Corp | タービンノズル |
DE4344189C1 (de) * | 1993-12-23 | 1995-08-03 | Mtu Muenchen Gmbh | Axial-Schaufelgitter mit gepfeilten Schaufelvorderkanten |
GB9417406D0 (en) * | 1994-08-30 | 1994-10-19 | Gec Alsthom Ltd | Turbine blade |
JPH0925897A (ja) * | 1995-07-11 | 1997-01-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 軸流圧縮機の静翼 |
JPH1061405A (ja) | 1996-08-22 | 1998-03-03 | Hitachi Ltd | 軸流形ターボ機械の静翼 |
JPH1077801A (ja) | 1996-09-04 | 1998-03-24 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 低アスペクト比翼列 |
JPH10103002A (ja) * | 1996-09-30 | 1998-04-21 | Toshiba Corp | 軸流流体機械用翼 |
JP3397599B2 (ja) | 1996-10-28 | 2003-04-14 | 株式会社日立製作所 | 軸流型タービン翼群 |
JPH10196303A (ja) | 1997-01-16 | 1998-07-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 高性能翼 |
-
1999
- 1999-06-10 KR KR1020007014115A patent/KR100566759B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1999-06-10 WO PCT/JP1999/003101 patent/WO1999064725A1/en active IP Right Grant
- 1999-06-10 US US09/719,398 patent/US6491493B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-06-10 DE DE69921320T patent/DE69921320T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-06-10 EP EP99923991A patent/EP1086298B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-06-10 CN CNB998084859A patent/CN1163662C/zh not_active Expired - Lifetime
- 1999-06-10 JP JP2000553704A patent/JP4315597B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP4724034B2 (ja) * | 2005-03-31 | 2011-07-13 | 株式会社東芝 | 軸流タービン |
US7300247B2 (en) | 2005-03-31 | 2007-11-27 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Axial flow turbine |
JP2006307846A (ja) * | 2005-03-31 | 2006-11-09 | Toshiba Corp | 軸流タービン |
US7645119B2 (en) | 2005-03-31 | 2010-01-12 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Axial flow turbine |
US8317466B2 (en) | 2007-01-12 | 2012-11-27 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade structure of gas turbine |
JP2008169783A (ja) * | 2007-01-12 | 2008-07-24 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンの翼構造 |
JP2013533943A (ja) * | 2010-07-14 | 2013-08-29 | アイシス イノヴェイション リミテッド | 軸流タービン用の羽根組立体 |
US9334744B2 (en) | 2010-07-14 | 2016-05-10 | Isis Innovation Ltd | Vane assembly for an axial flow turbine |
JP2012026439A (ja) * | 2010-07-22 | 2012-02-09 | General Electric Co <Ge> | 弓形凹状の前縁を有するタービンノズルセグメント |
WO2013080795A1 (ja) * | 2011-11-30 | 2013-06-06 | 三菱重工業株式会社 | ラジアルタービン |
JP2013137017A (ja) * | 2011-11-30 | 2013-07-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ラジアルタービン |
WO2014080889A1 (ja) * | 2011-11-30 | 2014-05-30 | 三菱重工業株式会社 | ラジアルタービン |
CN103946487A (zh) * | 2011-11-30 | 2014-07-23 | 三菱重工业株式会社 | 径流式涡轮机 |
US10072513B2 (en) | 2011-11-30 | 2018-09-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Radial turbine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
KR20010052802A (ko) | 2001-06-25 |
JP4315597B2 (ja) | 2009-08-19 |
EP1086298B1 (en) | 2004-10-20 |
CN1308706A (zh) | 2001-08-15 |
EP1086298A1 (en) | 2001-03-28 |
DE69921320T2 (de) | 2005-10-27 |
KR100566759B1 (ko) | 2006-03-31 |
US6491493B1 (en) | 2002-12-10 |
DE69921320D1 (de) | 2004-11-25 |
CN1163662C (zh) | 2004-08-25 |
WO1999064725A1 (en) | 1999-12-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2002517666A (ja) | タービンノズル翼 | |
EP0775248B1 (en) | Centrifugal or mixed flow turbomachinery | |
US8192153B2 (en) | Aerofoil members for a turbomachine | |
US7686567B2 (en) | Airfoil embodying mixed loading conventions | |
EP3124794B1 (en) | Axial flow compressor with end-wall contouring | |
EP2460978B1 (en) | Variable geometry inlet guide vane | |
EP1152122B1 (en) | Turbomachinery blade array | |
EP1762700B1 (en) | Axial compressor blading | |
US6338610B1 (en) | Centrifugal turbomachinery | |
CA2367711C (en) | Blade structure in a gas turbine | |
US5035578A (en) | Blading for reaction turbine blade row | |
EP1046783A2 (en) | Turbine blade units | |
US6638021B2 (en) | Turbine blade airfoil, turbine blade and turbine blade cascade for axial-flow turbine | |
EP1260674B1 (en) | Turbine blade and turbine | |
KR100802121B1 (ko) | 터빈장치 | |
WO2003033880A1 (fr) | Aube de turbine | |
CN113153446B (zh) | 一种涡轮导向器及具有其的大膨胀比向心涡轮 | |
US6979178B2 (en) | Cylindrical blades for axial steam turbines | |
US20200157942A1 (en) | Method for modifying blades of fan, compressor and turbine of axial flow type, and blade obtained by modification | |
JPH05222901A (ja) | タービンの静翼構造 | |
US6986639B2 (en) | Stator blade for an axial flow compressor | |
JP2000297789A (ja) | 軸流圧縮機 | |
CN113062775A (zh) | 一种低稠度向心叶轮及具有其的大膨胀比向心涡轮 | |
JPH1018804A (ja) | タービンノズル | |
CN117468991A (zh) | 一种涡轮 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20051227 |
|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20051227 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20080924 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20081121 |
|
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: 20090428 |
|
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: 20090519 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 Ref document number: 4315597 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120529 Year of fee payment: 3 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130529 Year of fee payment: 4 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140529 Year of fee payment: 5 |
|
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 |
|
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 |
|
EXPY | Cancellation because of completion of term |