JP2007162686A - タービンエンジンの構成部品 - Google Patents
タービンエンジンの構成部品 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2007162686A JP2007162686A JP2006329051A JP2006329051A JP2007162686A JP 2007162686 A JP2007162686 A JP 2007162686A JP 2006329051 A JP2006329051 A JP 2006329051A JP 2006329051 A JP2006329051 A JP 2006329051A JP 2007162686 A JP2007162686 A JP 2007162686A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine engine
- platform
- component according
- engine component
- airfoil
- 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.)
- Pending
Links
Images
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
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
-
- 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
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
- F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
-
- 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
-
- 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
-
- 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
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/18—Two-dimensional patterned
- F05D2250/185—Two-dimensional patterned serpentine-like
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
- F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/30—Arrangement of components
- F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
- F05D2250/314—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being inclined in relation to each other
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/70—Shape
- F05D2250/71—Shape curved
- F05D2250/712—Shape curved concave
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/60—Fluid transfer
- F05D2260/607—Preventing clogging or obstruction of flow paths by dirt, dust, or foreign particles
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
【課題】従来の設計上の問題に対処するエレメントを備えたガスタービンエンジンの構成部品を提供する。
【解決手段】タービンブレード100は、プラットフォーム134と、取付部176と、冷却回路102,104,106を有するエアフォイル101と、アンダーカット150と、を備えており、冷却回路は、前縁170、本体172、および後縁174に対応するとともに、流体に乱流を生じさせるトリップストリップ180を備える。後縁174は、フェルール184によって形成されたアウトレット182と、ペデスタル186と、を備える。ブレード100は、インレット110を有するとともに、インレットにおける冷媒の圧力損失を抑える冷却回路の低損失冷却空気インレットシステム108を備える。各インレット110は、空気の速度を低下させるフレア部分112と、最小領域116と、移行部114と、を備える。
【選択図】図2
【解決手段】タービンブレード100は、プラットフォーム134と、取付部176と、冷却回路102,104,106を有するエアフォイル101と、アンダーカット150と、を備えており、冷却回路は、前縁170、本体172、および後縁174に対応するとともに、流体に乱流を生じさせるトリップストリップ180を備える。後縁174は、フェルール184によって形成されたアウトレット182と、ペデスタル186と、を備える。ブレード100は、インレット110を有するとともに、インレットにおける冷媒の圧力損失を抑える冷却回路の低損失冷却空気インレットシステム108を備える。各インレット110は、空気の速度を低下させるフレア部分112と、最小領域116と、移行部114と、を備える。
【選択図】図2
Description
本発明は、冷却されるタービンブレードなどガスタービンエンジンのタービンエンジン構成部品に関する。
冷却される(被冷却)ガスタービンブレードは、ターボ機械に動力を供給するように使用される。これらの構成部品は、一定の圧縮プロセスで燃料と空気が混合、燃焼される燃焼器のすぐ下流の過酷な環境にさらされる。周知のように、タービンブレードは、高速で回転するシャフトにトルクを与えることによって動力を提供する。その結果、タービンブレードは、部品に加わる遠心力から受ける多くの機械的な応力要素を受ける。加えて、タービンブレードは、通常、コンプレッサから抽気された比較的低温の空気を用いて冷却される。この冷却方法は、必然的にタービンブレード内に温度勾配を生じさせ、それにより、構造内に熱機械的応力の付加的な要素が生じる。
従来のタービンブレード10を図1に示す。図からわかるように、タービンブレードは、ブレード10のエアフォイルの種々の部分を冷却する複数の冷却通路12,14,16を備える。
上記のようなタービンブレードであっても、タービンブレードを改善する必要性が残されている。
本発明によれば、設計上のニーズに対応するとともに、特に、従来の設計における問題点を有する領域に対応する特定の構成要素を備えたガスタービンエンジン構成部品が提供される。
本発明によると、タービンエンジン構成部品は、概して、エアフォイルと、冷却流体用のインレットをそれぞれ備えたエアフォイル内における複数の冷却通路と、を備える。インレットは、流れの損失を低減するフレア状のベルマウスインレット部を有する。
本発明の被冷却タービンブレードの他の細部、それに伴う他の目的や利点は、以下の詳細な説明および添付の図面に示されているが、図面においては、類似の参照番号は類似の構成要素を示している。
本発明は、ガスタービンエンジンに使用される被冷却のタービンブレードなどの構成部品の新しい設計に関する。本発明の構成部品は、長期的に使用可能な独特の内部および外部幾何学形状を有するガスタービンエアフォイルを備える。タービンの構成部品は、タービンブレードの全体的な性能を向上させる独特の特徴を有する。
図2を参照すると、本発明によるタービンブレード100が示されている。タービンブレード100は、好ましくは3つの独立した冷却回路102,104,106を有するエアフォイル101を備えており、これらの冷却回路は、エアフォイルの前縁170、エアフォイル本体172、およびエアフォイル後縁領域174の各々のニーズに対応する。冷却回路102,104,106は、冷却回路内の熱伝達を向上させるように回路102,104,106を通流する冷却流体に乱流を生じさせる複数のトリップストリップ(trip strip)または他の手段180を備える。エアフォイル101の後縁174は、涙滴形状のフェルール184によって形成される複数のアウトレット182を有する。所望であれば、アウトレット182から冷却空気が流出する前に冷却空気を適切に整列(整流)させる複数のペデスタル186を備えてもよい。また、タービンブレード100は、一体的に形成されたプラットフォーム134および一体的に形成された取付部176を有することが好ましい。
このタービン構成部品は、当分野で周知の適切な金属材料から形成され得る。
従来のタービンブレードにおける冷却通路の空気インレットシステムに関して言えば、回転しているガスタービンブレードに冷却空気を導入する通常の方法では、圧力損失が生じ、部品を適切に冷却する冷却空気の能力が制限される。通常、冷却空気は、ブレード取付部の下方に位置するディスクのスロットからタービンブレード内に流入する。スロットのインレットは、通常、エッジが鋭くなっている。これにより、流れがエッジから分離し、インレットから離れた下流側の表面に再付着する。このような動きにより、部品内に流入する流れに圧力損失が生じてしまう。さらに、冷却空気インレットとエアフォイルのルート部における冷却通路とを接続するように、チャンネルがエアフォイル取付部を通って延びている。通常、これらのチャンネルは、底部のルート部のセレーション(鋸歯状部分)により境界が付けられた領域に亘る最小の領域を形成するように狭められている。この領域の下流においては、一般に冷却通路は、タービンブレードから物質が除去されるように急激に拡張している。この拡張は、さらなる流れの分離作用によって付加的な圧力損失を促進する。
これらの問題を回避するため、本発明のタービンブレード100は、冷却回路102,104,106の各々のための低損失冷却空気インレットシステム108を好ましく備える。各々の低損失冷却空気インレットシステム108は、インレットにおける冷媒の圧力損失を抑える。図3および図4に示されているように、低損失冷却空気インレットシステム108は、複数のインレット110を有する。各インレット110は、流れをインレット内へ案内するフレア状部分112を有する。加えて、各インレット110は、最小領域116の下流の領域において、冷却空気をより効率的に拡散させる滑らかな移行部114を備える。この構成に対する流れおよび圧力損失テストでは、従来のインレット形態に勝る改善が示された。好ましい実施態様においては、インレットを拡大ことによって、いわゆる「ベルマウス(ラッパ口)」効果をもたらすように25°のフレア角を用いている。しかし、角度および増加されたインレット領域の他の組み合わせでも、同様の効果をもたらすことができる。フレア角の有効な範囲は10°〜35°である。このフレアの主要な目的は、冷却通路の入口において空気の速度を低下させることである。上記目的は、フレア角を大きくして、インレットをより大きくすることによって促進される。流れをあまり急速にインレットに向ける必要がなく、かつ急速に加速させる必要がないため、流れがインレットのエッジから分離しにくくなり、インレット損失が減少する。付与される領域の合計量の限界は、ブレード底部の幅である。フレア状領域のインレットをブレード底部より大きくすることはできない。フレア状領域は、より制御された態様で最小領域への流れを加速させる。非常に急峻なフレア角が使用された場合には、最小領域への流れを迅速に加速する必要がある。この点において、収縮率が急激に変化する場合には、分離する傾向がある。要点は、領域に亘る流れを漸進的に変化させることである。別の実施例として、ベルマウス表面112を形成するように、半径、または半径の組み合わせを使用してもよい。
図5を参照すると、タービンブレード100は、好ましくは冷却空気回路104の蛇行先端ターン部122内に配置されたダートファンネル(漏斗)120を有する。ファンネル120の目的は、ブレード100からダート(塵や埃)を除去すること、かつブレード100の先端部124におけるダートなどの物質の堆積を低減または排除することである。図5では、ダートファンネル120が図示されている。先端ターン部表面126は、先端ダートパージ孔128に向かう粒子の移動を促進するように、先端124に対して角度β(例えば、約15°)を有して傾斜しており、パージ孔128を介して粒子がブレード100から排出される。これらの望ましくない物質に対して、時間の経過とともに該物質が堆積するブレード100の先端部124に向って遠心作用が働く。傾斜を有する表面126は1つの可能性のある実施態様を示しているに過ぎず、同等の効果をもたらすように、他の角度や構造を有する表面を用いてもよい。
次に図6および図7を参照すると、タービンブレード100は、傾斜付きエッジ130をさらに有する。従来のタービンブレードは、1つのプラットフォームから他のプラットフォームへ面一で遷移し、平坦な流路表面を提供するプラットフォームエッジを有する。しかし、製造公差により、最終的なアッセンブリにおけるプラットフォームの表面がずれてしまうことがある。これらの公差は、部品の製造に必要な鋳造および機械加工プロセスの両方で生じ得る。プラットフォーム表面のずれは、高温のガス流路の流れに昇り段差(ステップアップ)または滝のような下り段差(ステップダウン)をもたらす場合がある。昇り段差では、高温ガスが特徴部に衝突して、伝熱率がかなり高いレベルまで上昇するため、伝熱性能の観点から、この昇り段差は特に有害となり得る。加えて、この段差により、流れが妨害され、乱流が増し、妨害部分の下流における伝熱率が上昇する。流路が下り段差の場合には、性能に対する害は少ない。
本発明によれば、プラットフォーム134の各々は、傾斜付きプラットフォームエッジ130を備える。したがって、傾斜付きプラットフォームエッジ130の目的は、流路に昇り段差が生じないようにタービンブレード100の設計にマージンを提供することである。隣接する2つのタービンブレード100の隣接する2つのプラットフォーム134の間におけるプラットフォームのギャップ132を流れが横断する部分に、傾斜付きプラットフォームエッジ130を用いることができる。傾斜付きプラットフォームエッジ130は、プラットフォーム134のエッジに沿った任意の部分に配設することができるが、代表的な場所は、プラットフォーム134の前部136および後部138である。プラットフォーム134の下面または上面に傾斜付きプラットフォームエッジ130を設けてもよい。傾斜付きエッジ130は、流路に沿って所望の長さLを有する。
さらにまた、タービンブレード100は、ブレードの後縁174の下方で延びている成形されたスロットアンダーカット150を備えていてもよい(図8参照)。従来のブレードは、切り込まれていない(アンダーカットがない)もの、完全に切り込まれたもの(エアフォイル後縁の下方に取付機構がない)、および単純な丸み付きスロットを備えたアンダーカットを有するものを含んでいる。本発明の成形スロットアンダーカット150の目的は、スロットの底部における工学的な半径をベースとした最適なスロットアンダーカット形態を付与することである。スロットの外形状の工学は、最低レベルの集中応力まで構造設計を最適化するように示されている。そのような工学スロットの外形状の一例を図8に示す。図示されているように、区別された2つの半径R1、R2は、スロット周りの応力の場および集中係数を制御することによって局所応力の場を最適化するように、スロット156の底部に用いられている。最適化パラメータは、全体的なP/A応力、曲げ応力、部品内の温度分布(すなわち熱的に誘導される応力)を含む変量および他の変量の関数である。これらの変量は用途によって異なるため、最適化パラメータも異なる。R2は、スロット150の最低部を形成し、R1は、スロット150の最低部に隣接する領域を形成する。通常、R1はR2より大きい。例えば、R1を0.090インチとし、R2を0.040インチとしてもよい。
以上、タービンブレードに関して本発明を説明してきたが、ここで述べた種々の特徴は、個別に、また集合的に他のタービンエンジンの構成部品に用いることができる。
Claims (24)
- エアフォイルと、
前記エアフォイル内における複数の冷却通路と、
を備え、
前記冷却通路の各々は、冷却流体用のインレットを備え、
前記インレットは、フレア状のベルマウスインレットを備えるタービンエンジンの構成部品。 - 前記インレットは、最小領域と、該最小領域の下流に位置する滑らかな移行領域と、をさらに備え、
前記フレア状ベルマウスインレットは、前記インレットの対向する2つの表面に沿って延びる一対のフレア状壁部を備えることを特徴とする請求項1に記載のタービンエンジン構成部品。 - 前記冷却通路は、前記エアフォイルの前縁部を冷却する第1の冷却通路と、前記エアフォイルの主要本体部を冷却する第2の冷却通路と、前記エアフォイルの後縁部を冷却する第3の冷却通路と、を備えることを特徴とする請求項1に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第2の冷却通路は、蛇行先端ターン部と、該蛇行先端ターン部に配設されたダートファンネルと、を備えることを特徴とする請求項3に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記第2の冷却通路は、先端ダートパージ孔を有し、
前記蛇行先端ターン部は、前記先端ダートパージ孔に向かう粒子の移動を促進するように角度を備えた表面を有することを特徴とする請求項4に記載のタービンエンジン構成部品。 - 前記蛇行先端ターン部の表面は、15°の角度を有することを特徴とする請求項5に記載のタービンエンジン構成部品。
- プラットフォームをさらに備え、該プラットフォームが、流路の昇り段差を回避する少なくとも1つの傾斜付きエッジを有することを特徴とする請求項1に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記少なくとも1つの傾斜付きエッジは、隣接するタービン構成部品の隣接するプラットフォームのプラットフォームギャップを流れが横断する部分に配設されることを特徴とする請求項7に記載のタービンエンジン構成部品。
- 複数の傾斜付きエッジをさらに備え、前記傾斜付きエッジの1つが、前記プラットフォームの前部に配設され、前記傾斜付きエッジの他の1つが、前記プラットフォームの後部に配設されることを特徴とする請求項8に記載のタービンエンジン構成部品。
- 後縁と、該後縁の部分の下方で延びるアンダーカットと、を有する前記エアフォイルをさらに備える請求項1に記載のタービンエンジン構成部品。
- プラットフォームをさらに備え、前記アンダーカットが、前記プラットフォームの下方に配設されることを特徴とする請求項10に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記アンダーカットがスロット形状であることを特徴とする請求項11に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記アンダーカットは、第1の部分において使用される第1の半径と、第2の部分において使用される第2の半径と、を有する外形状を備え、
前記第2の半径は、前記外形状の最低部を形成し、前記第2の半径は、前記最低部に隣接する領域を形成することを特徴とする請求項11に記載のタービンエンジン構成部品。 - 前記第1の半径は前記第2の半径より大きいことを特徴とする請求項13に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記構成部品がタービンブレードを含むことを特徴とする請求項1に記載のタービンエンジン構成部品。
- エアフォイルと、
前記エアフォイル内における複数の冷却通路であって、複数の冷却通路の1つが蛇行先端ターン部を有する複数の冷却通路と、
前記蛇行先端ターン部に配設されたダートファンネルと、
を備えるタービンエンジンの構成部品。 - 前記1つの冷却通路は、先端ダートパージ孔を有し、
前記蛇行先端ターン部は、前記先端ダートパージ孔に向かう粒子の移動を促進するように角度を有する表面を備えることを特徴とする請求項16に記載のタービンエンジン構成部品。 - プラットフォームと、
前記プラットフォームから延びるエアフォイルと、
を備え、
前記プラットフォームが、流路の昇り段差を回避する少なくとも1つの傾斜付きエッジ手段を備えるタービンエンジンの構成部品。 - 前記少なくとも1つの傾斜付きエッジ手段は、隣接するタービン構成部品の隣接するプラットフォームのプラットフォームギャップを流れが横断する部分に配設されることを特徴とする請求項18に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記傾斜付きエッジ手段は、複数の傾斜付きエッジを備え、
前記傾斜付きエッジの1つが、前記プラットフォームの前部に配設され、前記傾斜付きエッジの他の1つが、前記プラットフォームの後部に配設されることを特徴とする請求項18に記載のタービンエンジン構成部品。 - 後縁を有するエアフォイルと、
前記後縁の一部分の下方で延びるアンダーカットと、
を備えるタービンエンジンの構成部品。 - プラットフォームをさらに備え、前記アンダーカットが、前記プラットフォームの下方に配設されることを特徴とする請求項21に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記アンダーカットがスロット形状であることを特徴とする請求項22に記載のタービンエンジン構成部品。
- 前記アンダーカットは、第1の部分において使用される第1の半径と、第2の部分において使用される第2の半径と、を有する外形状を備え、
前記第2の半径は、前記外形状の最低部を形成し、前記第2の半径は、前記最低部に隣接する領域を形成し、
前記第1の半径が前記第2の半径より大きいことを特徴とする請求項22に記載のタービンエンジン構成部品。
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US11/303,593 US7632071B2 (en) | 2005-12-15 | 2005-12-15 | Cooled turbine blade |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2007162686A true JP2007162686A (ja) | 2007-06-28 |
Family
ID=37768769
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2006329051A Pending JP2007162686A (ja) | 2005-12-15 | 2006-12-06 | タービンエンジンの構成部品 |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7632071B2 (ja) |
EP (1) | EP1798374B1 (ja) |
JP (1) | JP2007162686A (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2010216422A (ja) * | 2009-03-18 | 2010-09-30 | Ihi Corp | タービン翼 |
CN111699301A (zh) * | 2018-02-15 | 2020-09-22 | 西门子股份公司 | 涡轮叶片的组件和相对应的制品 |
Families Citing this family (38)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7413403B2 (en) * | 2005-12-22 | 2008-08-19 | United Technologies Corporation | Turbine blade tip cooling |
US10286407B2 (en) | 2007-11-29 | 2019-05-14 | General Electric Company | Inertial separator |
GB2465337B (en) * | 2008-11-12 | 2012-01-11 | Rolls Royce Plc | A cooling arrangement |
US8113780B2 (en) * | 2008-11-21 | 2012-02-14 | United Technologies Corporation | Castings, casting cores, and methods |
EP2236746A1 (en) * | 2009-03-23 | 2010-10-06 | Alstom Technology Ltd | Gas turbine |
US8647064B2 (en) | 2010-08-09 | 2014-02-11 | General Electric Company | Bucket assembly cooling apparatus and method for forming the bucket assembly |
US9416666B2 (en) | 2010-09-09 | 2016-08-16 | General Electric Company | Turbine blade platform cooling systems |
US20120163993A1 (en) * | 2010-12-23 | 2012-06-28 | United Technologies Corporation | Leading edge airfoil-to-platform fillet cooling tube |
US8858160B2 (en) | 2011-11-04 | 2014-10-14 | General Electric Company | Bucket assembly for turbine system |
US9022735B2 (en) | 2011-11-08 | 2015-05-05 | General Electric Company | Turbomachine component and method of connecting cooling circuits of a turbomachine component |
US9127560B2 (en) | 2011-12-01 | 2015-09-08 | General Electric Company | Cooled turbine blade and method for cooling a turbine blade |
US9175567B2 (en) * | 2012-02-29 | 2015-11-03 | United Technologies Corporation | Low loss airfoil platform trailing edge |
US9279331B2 (en) * | 2012-04-23 | 2016-03-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil with dirt purge feature and core for making same |
US9243500B2 (en) * | 2012-06-29 | 2016-01-26 | United Technologies Corporation | Turbine blade platform with U-channel cooling holes |
US10982551B1 (en) | 2012-09-14 | 2021-04-20 | Raytheon Technologies Corporation | Turbomachine blade |
US20140208771A1 (en) * | 2012-12-28 | 2014-07-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling arrangement |
WO2014120565A1 (en) * | 2013-02-04 | 2014-08-07 | United Technologies Corporation | Bell mouth inlet for turbine blade |
WO2014189888A1 (en) * | 2013-05-21 | 2014-11-27 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine engine blades and corresponding gas turbine engine |
EP3090143B8 (en) * | 2013-12-09 | 2021-04-21 | Raytheon Technologies Corporation | Array of components in a gas turbine engine |
EP3149311A2 (en) | 2014-05-29 | 2017-04-05 | General Electric Company | Turbine engine and particle separators therefore |
US9915176B2 (en) | 2014-05-29 | 2018-03-13 | General Electric Company | Shroud assembly for turbine engine |
US10975731B2 (en) | 2014-05-29 | 2021-04-13 | General Electric Company | Turbine engine, components, and methods of cooling same |
US11033845B2 (en) | 2014-05-29 | 2021-06-15 | General Electric Company | Turbine engine and particle separators therefore |
US10436113B2 (en) * | 2014-09-19 | 2019-10-08 | United Technologies Corporation | Plate for metering flow |
US10036319B2 (en) | 2014-10-31 | 2018-07-31 | General Electric Company | Separator assembly for a gas turbine engine |
US10167725B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-01-01 | General Electric Company | Engine component for a turbine engine |
US10294799B2 (en) * | 2014-11-12 | 2019-05-21 | United Technologies Corporation | Partial tip flag |
US10167724B2 (en) * | 2014-12-26 | 2019-01-01 | Chromalloy Gas Turbine Llc | Turbine blade platform undercut with decreasing radii curve |
US10428664B2 (en) | 2015-10-15 | 2019-10-01 | General Electric Company | Nozzle for a gas turbine engine |
US10174620B2 (en) | 2015-10-15 | 2019-01-08 | General Electric Company | Turbine blade |
US9988936B2 (en) | 2015-10-15 | 2018-06-05 | General Electric Company | Shroud assembly for a gas turbine engine |
FR3048015B1 (fr) * | 2016-02-19 | 2020-03-06 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine, comprenant un pied aux concentrations de contrainte reduites |
US10704425B2 (en) | 2016-07-14 | 2020-07-07 | General Electric Company | Assembly for a gas turbine engine |
US11199096B1 (en) | 2017-01-17 | 2021-12-14 | Raytheon Technologies Corporation | Turbomachine blade |
US10480333B2 (en) | 2017-05-30 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Turbine blade including balanced mateface condition |
US10641106B2 (en) | 2017-11-13 | 2020-05-05 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engines with improved airfoil dust removal |
KR102113682B1 (ko) * | 2018-10-01 | 2020-05-21 | 두산중공업 주식회사 | 터빈 블레이드 |
DE102020103898A1 (de) * | 2020-02-14 | 2021-08-19 | Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. | Gasturbinenschaufel zur Wiederverwendung von Kühlluft und Turbomaschinenanordnung und damit versehene Gasturbine |
Family Cites Families (28)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB855058A (en) | 1957-02-22 | 1960-11-30 | Rolls Royce | Improvements in or relating to bladed rotor or stator constructions for axial-flow fluid machines for example for compressors or turbines of gas-turbine engines |
GB1350424A (en) | 1971-07-02 | 1974-04-18 | Rolls Royce | Cooled blade for a gas turbine engine |
US4134709A (en) | 1976-08-23 | 1979-01-16 | General Electric Company | Thermosyphon liquid cooled turbine bucket |
GB2165315B (en) * | 1984-10-04 | 1987-12-31 | Rolls Royce | Improvements in or relating to hollow fluid cooled turbine blades |
US4820123A (en) | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
US5700131A (en) | 1988-08-24 | 1997-12-23 | United Technologies Corporation | Cooled blades for a gas turbine engine |
GB2228540B (en) * | 1988-12-07 | 1993-03-31 | Rolls Royce Plc | Cooling of turbine blades |
US5725354A (en) | 1996-11-22 | 1998-03-10 | General Electric Company | Forward swept fan blade |
US5924699A (en) | 1996-12-24 | 1999-07-20 | United Technologies Corporation | Turbine blade platform seal |
US5738489A (en) | 1997-01-03 | 1998-04-14 | General Electric Company | Cooled turbine blade platform |
JP3462695B2 (ja) | 1997-03-12 | 2003-11-05 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼シール板 |
DE19738065A1 (de) | 1997-09-01 | 1999-03-04 | Asea Brown Boveri | Turbinenschaufel einer Gasturbine |
DE59710924D1 (de) * | 1997-09-15 | 2003-12-04 | Alstom Switzerland Ltd | Kühlvorrichtung für Gasturbinenkomponenten |
GB9901218D0 (en) * | 1999-01-21 | 1999-03-10 | Rolls Royce Plc | Cooled aerofoil for a gas turbine engine |
EP1041246A1 (de) * | 1999-03-29 | 2000-10-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlmitteldurchströmte, gegossene Gasturbinenschaufel sowie Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung eines Verteilerraums der Gasturbinenschaufel |
DE19921644B4 (de) | 1999-05-10 | 2012-01-05 | Alstom | Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine |
CA2334071C (en) | 2000-02-23 | 2005-05-24 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine moving blade |
US6390775B1 (en) * | 2000-12-27 | 2002-05-21 | General Electric Company | Gas turbine blade with platform undercut |
US6474946B2 (en) | 2001-02-26 | 2002-11-05 | United Technologies Corporation | Attachment air inlet configuration for highly loaded single crystal turbine blades |
US6932570B2 (en) * | 2002-05-23 | 2005-08-23 | General Electric Company | Methods and apparatus for extending gas turbine engine airfoils useful life |
US6761536B1 (en) | 2003-01-31 | 2004-07-13 | Power Systems Mfg, Llc | Turbine blade platform trailing edge undercut |
US6951447B2 (en) | 2003-12-17 | 2005-10-04 | United Technologies Corporation | Turbine blade with trailing edge platform undercut |
US20050265839A1 (en) | 2004-05-27 | 2005-12-01 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade |
US7059825B2 (en) * | 2004-05-27 | 2006-06-13 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade |
US7195454B2 (en) | 2004-12-02 | 2007-03-27 | General Electric Company | Bullnose step turbine nozzle |
US7664037B2 (en) * | 2005-01-04 | 2010-02-16 | Intel Corporation | Multichannel mesh network, multichannel mesh router and methods for routing using bottleneck channel identifiers |
GB0524735D0 (en) | 2005-12-03 | 2006-01-11 | Rolls Royce Plc | Turbine blade |
US7287959B2 (en) | 2005-12-05 | 2007-10-30 | General Electric Company | Blunt tip turbine blade |
-
2005
- 2005-12-15 US US11/303,593 patent/US7632071B2/en active Active
-
2006
- 2006-12-05 EP EP06256203.8A patent/EP1798374B1/en not_active Revoked
- 2006-12-06 JP JP2006329051A patent/JP2007162686A/ja active Pending
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2010216422A (ja) * | 2009-03-18 | 2010-09-30 | Ihi Corp | タービン翼 |
CN111699301A (zh) * | 2018-02-15 | 2020-09-22 | 西门子股份公司 | 涡轮叶片的组件和相对应的制品 |
JP2021518891A (ja) * | 2018-02-15 | 2021-08-05 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトSiemens Aktiengesellschaft | タービン翼又はタービン羽根のアセンブリ |
JP7214068B2 (ja) | 2018-02-15 | 2023-01-30 | シーメンス エナジー グローバル ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング ウント コンパニー コマンディートゲゼルシャフト | タービン翼又はタービン羽根のアセンブリ |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1798374A2 (en) | 2007-06-20 |
US20070140848A1 (en) | 2007-06-21 |
EP1798374B1 (en) | 2016-11-09 |
EP1798374A3 (en) | 2009-01-07 |
US7632071B2 (en) | 2009-12-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2007162686A (ja) | タービンエンジンの構成部品 | |
JP4785507B2 (ja) | ブルノーズ段部付きタービンノズル | |
US6969232B2 (en) | Flow directing device | |
US7311498B2 (en) | Microcircuit cooling for blades | |
EP1074697B1 (en) | Apparatus and method for stabilizing the core gas flow in a gas turbine engine | |
JP4785511B2 (ja) | タービン段 | |
JP4063937B2 (ja) | ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造 | |
JP4311919B2 (ja) | ガスタービンエンジン用のタービン翼形部 | |
JP5438780B2 (ja) | ブレードの基部に除塵孔を備えたタービン翼 | |
EP1561902B1 (en) | Turbine blade comprising turbulation promotion devices | |
JP2001003704A (ja) | 内部冷却式タービン翼形部 | |
JPH09505655A (ja) | 冷却されたタービン用翼型 | |
CN101029581A (zh) | 用于冷却燃气涡轮机转子叶片的方法和设备 | |
JP2007218257A (ja) | タービンブレード、タービンロータアセンブリ及びタービンブレードのエアフォイル | |
JP2010112374A (ja) | シュラウド冷却に関連する方法及び装置 | |
JP2001065301A (ja) | 内部冷却翼形部品並びに冷却方法 | |
GB2465337A (en) | Cooling arrangement for a gas turbine engine component | |
JP2008051097A (ja) | フレア先端式タービンブレード | |
JP2008106743A (ja) | ガスタービンエンジンの構成要素 | |
JPH11229897A (ja) | ガスタービンエンジンの熱交換器システムおよびその出入口モジュール | |
JP2005337251A (ja) | ロータブレード | |
EP1790824A2 (en) | A cooling arrangement | |
US6328532B1 (en) | Blade cooling | |
JP7025444B2 (ja) | 強化アキシャルディフューザー | |
JP2004144084A (ja) | タービンおよびその静翼 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090630 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20091124 |