JP2002534628A - 燃焼タービンの冷却方法 - Google Patents

燃焼タービンの冷却方法

Info

Publication number
JP2002534628A
JP2002534628A JP2000592521A JP2000592521A JP2002534628A JP 2002534628 A JP2002534628 A JP 2002534628A JP 2000592521 A JP2000592521 A JP 2000592521A JP 2000592521 A JP2000592521 A JP 2000592521A JP 2002534628 A JP2002534628 A JP 2002534628A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
cooling
cooling passage
passage
junction
inlet end
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
Application number
JP2000592521A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4508426B2 (ja
Inventor
ノース，ウイリアム，イー
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens Energy Inc
Original Assignee
Siemens Westinghouse Power Corp
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens Westinghouse Power Corp filed Critical Siemens Westinghouse Power Corp
Publication of JP2002534628A publication Critical patent/JP2002534628A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4508426B2 publication Critical patent/JP4508426B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 流路（２０）の１またはそれ以上の選択した下流場所（３２、４４）へ補充用冷却流体を注入することにより、冷却通路（２０）の全長に亘って高い冷却効率を得る方法。注入場所（３２、４４）及び主流に対する注入流の比率を最適に選ぶことにより、補充用冷却通路のない設計に比べて温度均一性に優れ、冷却流体消費量が少ない冷却方式が得られる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の分野】
本発明は、一般的に、高温環境にさらされる部品の冷却分野に関し、さらに詳
細には、高温の燃焼ガスにさらされる燃焼またはガスタービン部品の冷却に関す
る。
【０００２】
【発明の背景】
最新式の燃焼タービンエンジンは、効率改善のため、ますます高い燃焼ガス温
度で運転されるように設計されつつある。燃焼温度が１０００℃を超えると、新
しい超合金材料、熱障壁被覆及び改良式部品冷却方法を使用しなければならない
。当該技術分野では、圧縮機により発生される圧縮空気の一部を冷却空気として
使用してタービンの選択部分を対流冷却することが知られている。しかしながら
、この目的で圧縮空気を使用するとエンジン効率が低下するため、かかる冷却空
気の量を最小限に抑えるように設計することが望ましい。典型的な従来型タービ
ンは、圧縮機からの冷却空気が流れる冷却通路が形成されている。しかしながら
、空気が冷却通路を流れて部品から熱エネルギーを除去するにつれて、冷却流体
の温度が上昇し、その結果、冷却空気の冷却効果が冷却通路の入口端部で高く、
出口端部で低くなる。この温度勾配は、部品内の応力負荷を増加させる可能性が
ある。冷却通路の出口端部を適切に冷却するためには、冷却通路の流速を入口端
部で必要な値よりも大きくする必要があるが、その結果、使用する冷却流体の量
が過剰となり、入口端部の部品が過度に冷却されることになる。
【０００３】 １９９２年３月３１日にGloverへ発行された米国特許第５，１００，２９１号
は、この問題に対処する冷却方式を開示している。この特許は、冷却空気をター
ビンの複数の半径方向場所に供給し、冷却中の部品から離隔したところに冷却済
み空気の出口を有するマニホルドを開示している。この方法によると、冷却容量
が部品全体に亘ってより均等に配分されるが、タービンに入口流路及び出口流路
として働く別の部品を設ける必要がある。
【０００４】 １９９５年１２月５日にTaslim et al.へ発行された米国特許第５，４７２，
３１６号は、流路に沿う所定場所の熱伝達効率を改善するために冷却通路の少な
くとも一方の側壁に設けた乱流発生用リブを開示している。熱伝達効率の改善は
、乱流効果と、流路断面積の減少による冷却流体の流速の加速との両方により得
られる。かかる乱流発生手段を用いると、冷却通路に沿う冷却流体の温度上昇率
が変化する。しかしながら、この方式は、冷却通路の出口端部における望ましく
ない冷却流体温度の上昇の問題も、この温度上昇に対処するため冷却流体の流速
を増加させると入口端部に生ずる過度の冷却の問題も解決しない。
【０００５】 従って、本発明の目的は、必要とされる冷却空気の量を最小限に抑え、冷却通
路の入口端部における過度の冷却を回避する、燃焼タービンエンジンの一部の冷
却方法を提供することにある。本発明のさらに別の目的は、部品の応力ピークレ
ベルが最小となる、燃焼タービンエンジンの一部を冷却する方法を提供すること
にある。
【０００６】
【発明の概要】
上記及び他の目的を達成するために、本発明は、タービンの部品を用意し、入
口端部及び出口端部を有する第１の冷却通路をその部品に形成し、入口端部及び
出口端部を有する第２の冷却通路を、その出口端部が第１の冷却通路の入口端部
と出口端部の間の合流点で第１の冷却通路と流体接続されるように、その部品に
形成し、第１の冷却流体を第１の冷却通路の入口端部に供給して、該冷却流体が
第１の冷却用通路に沿って流れるようにし、第２の冷却通路の入口端部に第２の
冷却流体を供給して、該冷却流体が第２の冷却通路に沿って流れて合流点で第１
の冷却流体と合流するようにし、第１及び第２の冷却流体を第１の冷却通路の出
口端部へ差し向けるステップより成るタービンの冷却方法を提供する。
【０００７】 本発明の方法は、さらに、部品の表面のピーク設計温度を決定し、合流点の場
所と第１及び第２の冷却流体の流量とを、タービンの運転中該表面のいかなる点
もピーク設計温度を超えないように、また第１及び第２の冷却流体の流量の総和
が最小限に抑えられるように決定するステップを含む。
【０００８】
【好ましい実施例の説明】
燃焼またはガスタービンは、一部がタービンの運転中に高温の燃焼空気にさら
される多数の組立て部品より成ることが当該技術分野において知られている。こ
れらの部品には、例えば、燃焼器の部品、燃焼器移行部の部品、ノズル、静翼、
及び回転動翼が含まれる。図１は、別のかかる部品として、リングセグメントと
しても知られる動翼の外側空気シール１０の断面図である。この部品１０は、回
転動翼の半径方向外側位置でタービンに設けられており、高温の燃焼ガス流１２
の流路境界の一部を画定する。従って、この部品１０の表面１４は、タービンの
運転中は過酷な高温環境にさらされる複数の点１６、１８を含む。
【０００９】 この部品１０には、第１の冷却通路２０が形成されている。第１の冷却通路２
０は、入口端部２２と、出口端部２４とを有する。第１の冷却通路２０は、表面
１４から第１の冷却通路２０を流れる第１の冷却流体（図示せず）への熱の効率
的伝達を促進するために、表面１４の近傍に形成することが好ましい。例えば、
第１の冷却通路２０は、表面１４から０．０６インチのところに形成される。第
１の冷却流体は任意の冷却媒体でよいが、当該技術分野で知られているように、
蒸気または燃焼タービン装置の圧縮機から供給される圧縮空気であるのが好まし
い。
【００１０】 部品１０には、第２の冷却通路２６も形成されている。第２の冷却通路２６は
、入口端部２８と、出口端部３０とを有する。第２の冷却用通路の出口端部３０
は、第１の冷却用通路２０の入口端部２２と出口端部２４の間の合流点３２にお
いて第１の冷却通路２０と流体接続されている。
【００１１】 部品１０には、第３の冷却通路３０も形成されている。この第３の冷却通路３
０は、入口端部４０と、出口端部４２とを有する。第３の冷却通路の出口端部４
２は、第１の冷却通路２０の入口端部２２と出口端部２４の間の合流点４４で第
１の冷却通路２０と流体接続されている。図１にはそのように示されていないが
、第３の冷却通路３０を第２の冷却通路２６に流体接続されるように形成しても
よい。
【００１２】 乱流発生表面３４を、図示のように、第１の冷却通路２０の少なくとも一部に
設けるか、あるいは、図示はしないが、第２または第３の冷却通路２６、３８の
一部に設けてもよい。
【００１３】 冷却通路２０、２６、３８の流れ断面積はそれぞれ、各通路の長さ方向に一定
でもよいし、流路に沿う点により異なるようにしてもよい。図１に示すように、
冷却通路２０は入口端部において第１の流れ断面積を有し、また出口端部におい
てそれよりも大きい第２の流れ断面積を有する。この流れ断面積は、部品１０を
簡単に製造できるようにするため、あるいは、当該技術分野で知られているよう
に、通路を流れる冷却流体の流速を制御するために変化させ、これにより部品か
ら冷却流体への熱伝達率に影響を与えるようにしてもよい。
【００１４】 部品１０の設計者は、部品の所与の部分へ供給される冷却流体の量と、除去し
なければならない熱エネルギーの量とを協調させることにより、部品のその部分
を所定のピーク設定温度以下にする本発明の冷却方法を選択することができる。
設計者は、従来式冷却方法と比較して少量の冷却空気を用いることにより、この
作用効果を得ることができる。
【００１５】 特定の部品１０を冷却する最適の冷却方法を選択するには、まず、部品の物理
的設計、構成材料、温度過渡現象を含む運転温度、及び部品の機械的及び熱的応
力を理解する。部品１０のピーク設計温度は、主として、構成材料の関数である
。部品の運転環境の温度が許容可能なピーク設計温度を超える場合、第１の冷却
通路２０を部品１０に、好ましくは最高温度となる表面１４の近傍に形成すれば
よい。設計者はまた、冷却流体のピーク設計温度をシステム効率または熱効率基
準に基づき求めることができる。第１の冷却通路２０へ送られる第１の冷却流体
の温度が所望のレベル以上に上昇することがわかった場合、第１の冷却流体の流
れの中に温度の低い冷却流体を注入するために、第２の冷却通路２６を部品１０
に形成することができる。第２の冷却通路２６は、合流点３２において第１の冷
却通路２０と流体接続されるように形成する。第２の冷却通路２６を介して第２
の冷却流体を流す目的は、２つある。その１つは、第２の冷却通路２６に隣接す
る部品部分を冷却することであり、もう１つは第１の冷却通路２０に沿う冷却の
均一性を改善することである。冷却の均一性の改善は、２つのメカニズムにより
得られる。第１に、必要とされる流速が小さいため、入口端部２１における冷却
効果が減少し、第２に、第１の冷却通路２０の合流点３２の下流部分において温
度が低下し流速が増加するために、出口端部２４における冷却効果が促進される
。合流点３２における第１の冷却流体と第２の冷却流体の合流により生じる流量
増加に対処するため、あるいは部品１０と冷却流体の間の熱伝達率に影響を与え
るようにするため、第１の冷却通路２０の流れ断面積を合流点３２で増加しても
よい。合流点３２の位置は、部品１０の動作時に、部品１０の表面１４の如何な
る点１６、１８においても温度がピーク設計温度を超えないように選択すればよ
い。同様に、合流点３２の位置を適切に選ぶことにより、冷却流体のピーク温度
を最大設計温度以下に維持する共に入口端部２２近くの部品１０の部分が過度に
冷却されないようにすることができる。部品１０の任意の部分の過度の冷却を回
避することにより、第１及び第２の冷却流体の流量の総和を最小限に抑えること
ができる。
【００１６】 部品１０の冷却を最適化するためには、設計者は第１、第２及び第３の冷却流
体に必要とされる最適の相対流量を計算すればよい。例えば、第２の冷却通路２
６により冷却される部品１０の部分に大きな応力が生じているか、あるいは該部
分が比較的高い熱負荷を有する場合、相対的に大きい流量の第２の冷却流体を第
２の冷却通路２６に供給することが望ましい。逆に、その周辺領域が比較的低い
熱負荷にさらされるか、あるいは他の熱エネルギー除去手段により部分的に冷却
される場合は、比較的低い流量の第３の冷却流体を第３の冷却用通路３８に供給
するのが望ましい。
【００１７】 部品１０の冷却方法の１つとして、冷却通路２６、３８の任意の部分に乱流発
生表面を設けるようにしてもよい。かかる乱流発生表面は、必要とされる場所、
例えば、合流点３２のすぐ上流の第１の冷却通路２０における熱伝達を増加する
働きがある。この領域に乱流発生表面を設ける理由は、第１の冷却流体の温度が
ここで最高になるからである。
【００１８】 本願の方法は、長い冷却通路の全長に亘って高い冷却効率を維持する手段を提
供する。これは、冷却通路の１またはそれ以上の選択した下流の場所へ補充用冷
却流体を注入することにより達成される。注入場所、主流に対する注入される流
量の比率、第１の流路の流れ断面積の最適な選択及び通路内における乱流発生手
段または他の表面活性手段の使用により、補充用冷却流体を用いない設計と比較
して温度均一性に優れ、冷却流体消費量が少ない冷却方式の設計が得られる。
【００１９】 本発明の他の目的及び利点は、図面及び本明細書の記載及び頭書の特許請求の
範囲を検討すれば明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】 図１は、本発明により冷却される燃焼タービンの動翼の外側空気シールを示す
断面図である。
【手続補正書】特許協力条約第３４条補正の翻訳文提出書
【提出日】平成１２年１１月９日（２０００．１１．９）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００３
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００３】 １９９６年１２月１０日にReissへ発行された米国特許第５，５８１，９９４
号は、熱負荷のかかる部品の冷却方法及び装置であって、冷却空気がこの部品の
壁の方向に供給されて横方向に偏向され、冷却流の一部がインピジメント冷却効
果がインピンジメント点で減少するように偏向される方法及び装置を開示してい
る。１９８５年７月２日にHsia, et al.へ発行された米国特許第４，５２６，２
２６号は、同一体積の冷却空気が冷却すべき部品の背面へ繰り返し差し向けられ
るマルチインピンジメント冷却構造を開示している。
【手続補正書】
【提出日】平成１３年８月６日（２００１．８．６）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 タービンの部品を用意し、 入口端部及び出口端部を有する第１の冷却通路をその部品に形成し、 入口端部及び出口端部を有する第２の冷却通路を、その出口端部が第１の冷却
    通路の入口端部と出口端部の間の合流点で第１の冷却通路と流体接続されるよう
    に、その部品に形成し、 第１の冷却流体を第１の冷却通路の入口端部に供給して、該冷却流体が第１の
    冷却用通路に沿って流れるようにし、 第２の冷却通路の入口端部に第２の冷却流体を供給して、該冷却流体が第２の
    冷却通路に沿って流れて合流点で第１の冷却流体と合流するようにし、 第１及び第２の冷却流体を第１の冷却通路の出口端部へ差し向けるステップよ
    り成るタービンの冷却方法。
  2. 【請求項２】 合流点は第１の合流点より成り、さらに、 入口端部及び出口端部を有する第３の冷却通路を、その出口端部が第１の冷却
    通路の入口端部と出口端部の間の第２の合流点で第１の冷却通路と流体接続され
    るように、その部品に形成し、 第３の冷却流体を第３の冷却通路の入口に供給して、該冷却流体が第３の冷却
    通路に沿って流れて第２の合流点で第１の冷却流体と合流するようにするステッ
    プより成る請求項１の方法。
  3. 【請求項３】 第１及び第２の冷却通路のうちの少なくとも一方の少なくと
    も一部に、乱流発生表面を設けるステップをさらに含む請求項１の方法。
  4. 【請求項４】 第１及び第２の冷却流体のピーク温度を最小限に抑えるよう
    に合流点の位置を選択するステップをさらに含む請求項１の方法。
  5. 【請求項５】 第１及び第２の冷却流体のピーク設計温度を決定し、 第１または第２の冷却流体の温度がピーク設計温度を超えないように、また第
    １及び第２の冷却流体の流量の総和が最小限に抑えられるように、第１及び第２
    の冷却流体に必要とされる相対的流量を計算するステップをさらに含む請求項１
    の方法。
  6. 【請求項６】 部品は、タービンの運転中に高温環境にさらされる表面を有
    し、さらに、 この表面のピーク設計温度を決定し、 合流点の場所と第１及び第２の冷却流体の流量とを、タービンの運転中該表面
    のいかなる点もピーク設計温度を超えないように、また第１及び第２の冷却流体
    の流量の総和が最小限に抑えられるように決定するステップをさらに含む請求項
    １の方法。
  7. 【請求項７】 第１の冷却通路を形成するステップは、第１の冷却通路の第
    １の部分を第１の流れ断面積にし、第１の冷却通路の第２の部分を第２の流れ断
    面積にするステップをさらに含む請求項１の方法。
  8. 【請求項８】 部品はその表面に第１の点及び第２の点を有し、さらに、合
    流点の場所と第１及び第２の冷却流体の流量とを、第１の点及び第２の点のいず
    れもタービンの運転中に所定のピーク温度を超えないように決定するステップを
    さらに含む請求項１の方法。
  9. 【請求項９】 燃焼タービンのリングセグメントの冷却方法であって、 入口端部及び出口端部を有する第１の冷却通路をリングセグメントに形成し、 入口端部及び出口端部を有する第２の冷却通路を、その出口端部が第１の冷却
    通路の入口端部と出口端部の間の合流点で第１の冷却通路と流体接続されるよう
    に、そのリングセグメントに形成し、 第１の圧縮空気を第１の冷却通路の入口端部に供給して、該第１の冷却通路に
    沿って流れるようにし、 第２の圧縮空気を第２の冷却通路の入口端部に供給して、該第２の冷却通路に
    沿って流れて合流点で第１の圧縮空気と合流するようにし、 第１及び第２の圧縮空気を第１の冷却通路の出口端部に差し向けるステップよ
    り成る冷却方法。
JP2000592521A 1999-01-07 2000-01-06 燃焼タービンの冷却方法 Expired - Fee Related JP4508426B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/226,732 1999-01-07
US09/226,732 US6224329B1 (en) 1999-01-07 1999-01-07 Method of cooling a combustion turbine
PCT/US2000/000297 WO2000040838A1 (en) 1999-01-07 2000-01-06 Method of cooling a combustion turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2002534628A true JP2002534628A (ja) 2002-10-15
JP4508426B2 JP4508426B2 (ja) 2010-07-21

Family

ID=22850170

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2000592521A Expired - Fee Related JP4508426B2 (ja) 1999-01-07 2000-01-06 燃焼タービンの冷却方法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6224329B1 (ja)
EP (1) EP1144808B1 (ja)
JP (1) JP4508426B2 (ja)
KR (1) KR100711057B1 (ja)
DE (1) DE60018706T2 (ja)
WO (1) WO2000040838A1 (ja)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19919654A1 (de) * 1999-04-29 2000-11-02 Abb Alstom Power Ch Ag Hitzeschild für eine Gasturbine
US6331096B1 (en) * 2000-04-05 2001-12-18 General Electric Company Apparatus and methods for impingement cooling of an undercut region adjacent a side wall of a turbine nozzle segment
US6435816B1 (en) * 2000-11-03 2002-08-20 General Electric Co. Gas injector system and its fabrication
EP1256695A1 (de) * 2001-05-07 2002-11-13 Siemens Aktiengesellschaft Formstück zur Bildung eines Führungsrings für eine Gasturbine, sowie Gasturbine mit derartigem Führungsring
US6904747B2 (en) 2002-08-30 2005-06-14 General Electric Company Heat exchanger for power generation equipment
US7052231B2 (en) * 2003-04-28 2006-05-30 General Electric Company Methods and apparatus for injecting fluids in gas turbine engines
US7191714B2 (en) * 2003-08-21 2007-03-20 International Enviornmental Solutions Corporation Shaft seal for a pyrolytic waste treatment system
US7144220B2 (en) * 2004-07-30 2006-12-05 United Technologies Corporation Investment casting
US7520715B2 (en) * 2005-07-19 2009-04-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segment transpiration cooling with individual cast inlet and outlet cavities
US7571611B2 (en) * 2006-04-24 2009-08-11 General Electric Company Methods and system for reducing pressure losses in gas turbine engines
US20090145132A1 (en) * 2007-12-07 2009-06-11 General Electric Company Methods and system for reducing pressure losses in gas turbine engines
US8128344B2 (en) * 2008-11-05 2012-03-06 General Electric Company Methods and apparatus involving shroud cooling
US8662845B2 (en) 2011-01-11 2014-03-04 United Technologies Corporation Multi-function heat shield for a gas turbine engine
US8840375B2 (en) 2011-03-21 2014-09-23 United Technologies Corporation Component lock for a gas turbine engine
EP2549063A1 (en) * 2011-07-21 2013-01-23 Siemens Aktiengesellschaft Heat shield element for a gas turbine
US10329941B2 (en) * 2016-05-06 2019-06-25 United Technologies Corporation Impingement manifold
KR101913122B1 (ko) * 2017-02-06 2018-10-31 두산중공업 주식회사 직렬로 연결된 냉각홀을 포함하는 가스터빈 링세그먼트 및 이를 포함하는 가스터빈

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0777061A (ja) * 1993-08-23 1995-03-20 Abb Manag Ag 構造部分を冷却するための方法並びに該方法を実施するための装置
JPH11287103A (ja) * 1988-08-24 1999-10-19 United Technol Corp <Utc> ガスタービン用冷却ブレード

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3689174A (en) 1971-01-11 1972-09-05 Westinghouse Electric Corp Axial flow turbine structure
SE369539B (ja) 1973-01-05 1974-09-02 Stal Laval Turbin Ab
US3864056A (en) 1973-07-27 1975-02-04 Westinghouse Electric Corp Cooled turbine blade ring assembly
US4180373A (en) 1977-12-28 1979-12-25 United Technologies Corporation Turbine blade
US4214851A (en) 1978-04-20 1980-07-29 General Electric Company Structural cooling air manifold for a gas turbine engine
US4230436A (en) * 1978-07-17 1980-10-28 General Electric Company Rotor/shroud clearance control system
US4232527A (en) 1979-04-13 1980-11-11 General Motors Corporation Combustor liner joints
GB2047354B (en) 1979-04-26 1983-03-30 Rolls Royce Gas turbine engines
US4526226A (en) 1981-08-31 1985-07-02 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
US4551064A (en) 1982-03-05 1985-11-05 Rolls-Royce Limited Turbine shroud and turbine shroud assembly
US4721433A (en) * 1985-12-19 1988-01-26 United Technologies Corporation Coolable stator structure for a gas turbine engine
JPH0816531B2 (ja) 1987-04-03 1996-02-21 株式会社日立製作所 ガスタ−ビン燃焼器
US5039562A (en) * 1988-10-20 1991-08-13 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Method and apparatus for cooling high temperature ceramic turbine blade portions
US5100291A (en) 1990-03-28 1992-03-31 General Electric Company Impingement manifold
US5472313A (en) 1991-10-30 1995-12-05 General Electric Company Turbine disk cooling system
US5816777A (en) * 1991-11-29 1998-10-06 United Technologies Corporation Turbine blade cooling
US5273396A (en) 1992-06-22 1993-12-28 General Electric Company Arrangement for defining improved cooling airflow supply path through clearance control ring and shroud
DE4326801A1 (de) 1993-08-10 1995-02-16 Abb Management Ag Verfahren und Vorrichtung zur Kühlung von Gasturbinen
US5480281A (en) * 1994-06-30 1996-01-02 General Electric Co. Impingement cooling apparatus for turbine shrouds having ducts of increasing cross-sectional area in the direction of post-impingement cooling flow
US5472316A (en) 1994-09-19 1995-12-05 General Electric Company Enhanced cooling apparatus for gas turbine engine airfoils

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11287103A (ja) * 1988-08-24 1999-10-19 United Technol Corp <Utc> ガスタービン用冷却ブレード
JPH0777061A (ja) * 1993-08-23 1995-03-20 Abb Manag Ag 構造部分を冷却するための方法並びに該方法を実施するための装置

Also Published As

Publication number Publication date
KR100711057B1 (ko) 2007-04-24
US6224329B1 (en) 2001-05-01
EP1144808B1 (en) 2005-03-16
JP4508426B2 (ja) 2010-07-21
KR20010101372A (ko) 2001-11-14
EP1144808A1 (en) 2001-10-17
DE60018706D1 (de) 2005-04-21
DE60018706T2 (de) 2006-03-16
WO2000040838A1 (en) 2000-07-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2002534628A (ja) 燃焼タービンの冷却方法
US5538393A (en) Turbine shroud segment with serpentine cooling channels having a bend passage
US5486090A (en) Turbine shroud segment with serpentine cooling channels
US5403159A (en) Coolable airfoil structure
US6478534B2 (en) Turbine casing
US5375973A (en) Turbine blade outer air seal with optimized cooling
US5649806A (en) Enhanced film cooling slot for turbine blade outer air seals
AU2005284134B2 (en) Turbine engine vane with fluid cooled shroud
US5374161A (en) Blade outer air seal cooling enhanced with inter-segment film slot
US5997251A (en) Ribbed turbine blade tip
US10641122B2 (en) Tip clearance control for turbine blades
US6273682B1 (en) Turbine blade with preferentially-cooled trailing edge pressure wall
JP2006144800A (ja) 補助冷却チャンネルを備えたエーロフォイルおよびこれを含んだガスタービンエンジン
US10989056B2 (en) Integrated squealer pocket tip and tip shelf with hybrid and tip flag core
JP2006132536A (ja) エーロフォイルとこれを含んだタービンブレードおよびガスタービンエンジン
EP1927725A2 (en) System to facilitate preferentially distributed recuperated film cooling of turbine shroud assembly
US20200018174A1 (en) Leading edge hybrid cavities and cores for airfoils of gas turbine engine
JP2001107704A (ja) 冷却可能なエアフォイル及び冷却回路及び壁の冷却方法
US10119413B2 (en) Tip clearance control for turbine blades
KR20050018594A (ko) 터빈 블레이드용 마이크로회로 냉각
JPS58126402A (ja) 冷却可能なエ−ロフオイル
JP2001050004A (ja) 先端を断熱した翼形部
EP0473536A1 (en) High temperature leading edge vane insert
US8002521B2 (en) Flow machine
US10662780B2 (en) Double wall turbine gas turbine engine vane platform cooling configuration with baffle impingement

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20070104

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20090729

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20091028

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20091105

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20091127

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20091204

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20091225

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20100107

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20100127

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: 20100329

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: 20100427

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

Ref document number: 4508426

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

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

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