JP2010223010A - ガスタービン - Google Patents
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Abstract
【課題】静翼と動翼の間の軸方向隙間及び翼端面の冷却を効果的に行う事ができるガスタービンを提供する。
【解決手段】第２段静翼と第３段静翼の翼部１７の枚数差が０とされたガスタービンにおいて、第２段静翼と第３段静翼の周方向における相対位置は、クロッキングによって、第３段静翼の静翼部１７のハブ側からのスパン方向の長さの０％以上１５％以下の範囲で、第２段静翼の静翼部によって形成された後流が、第３段静翼の静翼部１７の前縁に導かれるように決定されている。
【選択図】図２
【解決手段】第２段静翼と第３段静翼の翼部１７の枚数差が０とされたガスタービンにおいて、第２段静翼と第３段静翼の周方向における相対位置は、クロッキングによって、第３段静翼の静翼部１７のハブ側からのスパン方向の長さの０％以上１５％以下の範囲で、第２段静翼の静翼部によって形成された後流が、第３段静翼の静翼部１７の前縁に導かれるように決定されている。
【選択図】図２
Description
本発明は、ガスタービンに関するものである。
ガスタービンの入口ガス温度の高温化により、例えば、動翼回転ディスクと、その上流もしくは下流静翼リングとの間に形成される軸方向キャビティ（軸方向の隙間）の内部や主流部に近い部位の信頼性・耐久性確保を、より少ないシール空気量（キャビティ奥から主流に向かって漏れ出させる主流より温度の低い空気）で達成することが課題となっている。
一般的に翼列間の軸方向キャビティ部位の信頼性を向上させるには、軸方向キャビティ内に挿入しているシール空気量を増やし、主流の高温ガスが入り込まないようにする必要がある。しかしながら、シール空気を増やす事は、ガスタービンの性能を落とす事になる。
また、翼列間の軸方向キャビティから主流に漏れだすシール空気は、主流より低温のガスであり、翼面（シュラウドやプラットフォーム面含む）を冷却する能力があるが、一般的に翼面などの主流部では、翼によって作り出された流れのパターンが支配的であるため、この漏れ出したシール空気で効果的に冷却を行う事が難しい。
ガスタービンの運転実績やリグ試験、非特許文献１から、軸方向キャビティの内部には、主流におかれた静翼や動翼などの翼１枚おきの小さな周方向間隔の圧力・ガス温度分布に加え、全周（３６０deg）に数個程度のもしくは、複数枚の翼周方向範囲にまたがる、大きい周方向間隔の渦や、圧力分布や温度分布が流れの性質上生じ易い事が分かっている。また、実際のガスタービンエンジンでは構造上完全な周方向の対称性を満たす事が難しく、構造的な周方向の非対称性も、軸方向キャビティ内で全周に１〜数個程度の周期の圧力分布を生じさせる要因になる。
したがって、設計する際には、この様な周方向の不均一性も考慮して、余裕のある多めのシール空気量の設定が必要となる。
一般的に翼列間の軸方向キャビティ部位の信頼性を向上させるには、軸方向キャビティ内に挿入しているシール空気量を増やし、主流の高温ガスが入り込まないようにする必要がある。しかしながら、シール空気を増やす事は、ガスタービンの性能を落とす事になる。
また、翼列間の軸方向キャビティから主流に漏れだすシール空気は、主流より低温のガスであり、翼面（シュラウドやプラットフォーム面含む）を冷却する能力があるが、一般的に翼面などの主流部では、翼によって作り出された流れのパターンが支配的であるため、この漏れ出したシール空気で効果的に冷却を行う事が難しい。
ガスタービンの運転実績やリグ試験、非特許文献１から、軸方向キャビティの内部には、主流におかれた静翼や動翼などの翼１枚おきの小さな周方向間隔の圧力・ガス温度分布に加え、全周（３６０deg）に数個程度のもしくは、複数枚の翼周方向範囲にまたがる、大きい周方向間隔の渦や、圧力分布や温度分布が流れの性質上生じ易い事が分かっている。また、実際のガスタービンエンジンでは構造上完全な周方向の対称性を満たす事が難しく、構造的な周方向の非対称性も、軸方向キャビティ内で全周に１〜数個程度の周期の圧力分布を生じさせる要因になる。
したがって、設計する際には、この様な周方向の不均一性も考慮して、余裕のある多めのシール空気量の設定が必要となる。
一方、数値流体（ＣＦＤ）解析や非特許文献２などから、例えば図９に示すように、静翼同士、もしくは、動翼同士の枚数差に応じて、キャビティ側だけでなく、主流側にも全周にわたる圧力ないし温度の分布が生じる事がわかっている。この場合問題となるのが、枚数差が１枚〜４枚程度の少ない枚数差の場合に生じる、全周に１〜４ノーダル（周期）の間隔の大きい分布である。この様な複数枚の翼周方向範囲にまたがる分布は、翼１枚おきの圧力ないし温度分布の分布にくらべ均一化がしにくい。
シール空気が翼列間の軸方向キャビティから主流に漏れ出すには、キャビティ内の圧力が主流に対して高い必要があるが、上述のように軸方向キャビティ側と主流側にそれぞれ、大きい間隔の（１〜４程度の小さいノーダルの）圧力分布が生じる場合には、軸方向キャビティ側の圧力分布の谷と主流側の圧力分布の山が重なると、複数枚の翼周方向範囲にまたがり主流のガスが翼列間の軸方向キャビティ内に入りこむリスクが高くなり、この様な形態では部品の耐久性が著しく低下する。
また、特許文献１には、前後の静翼段の周方向における相対位置を変化させて（いわゆるクロッキング）、上流側の静翼の翼面によって形成されるウェーク（後流）を下流側の静翼に到達させて性能を向上させることが開示されている。
特許文献２には前後の静翼段の周方向における相対位置を変化させて、上流側の静翼によって形成されるウェーク（後流）もしくは上流側の静翼から吹き出される冷却空気によって下流翼の冷却を行う方法が開示されている。
特許文献２には前後の静翼段の周方向における相対位置を変化させて、上流側の静翼によって形成されるウェーク（後流）もしくは上流側の静翼から吹き出される冷却空気によって下流翼の冷却を行う方法が開示されている。
Journal of Engineering for Gas Turbines and Power,October 2004, Vol. 126, No.4, pp.786-793
ASME paper GT2004-53829 (pp.1-10)
しかしながら、特許文献１は、あくまでも性能向上が目的とされているため、燃焼ガス流れの主流に対する考慮が主とされているが、静翼と動翼の軸方向キャビティの存在やそこから漏れ出るシール空気の存在、ならびに高温ガスにさらされる部品の耐久性などについては考慮がなされていない。
また、特許文献２は、高温ガスにさらされる部品の耐久性については考慮されているが、静翼と動翼の軸方向キャビティの存在やそこから漏れ出るシール空気の存在は考慮されていない。また、特許文献２では、例えば、静翼、動翼、静翼と３つの連続した翼列配置では、下流側の静翼を冷却するために、上流側に配置された静翼からのウェーク（後流）もしくは上流側に配置された静翼面から吹き出された低温の空気を利用している。上流側の静翼から吹き出された低温のガスは、下流側の静翼に到達する前に、中間の回転中の動翼を通過するため、下流静翼に到達する前に、途中で撹拌され、主流の高温ガスと混合が促進され、冷却能力が低下する。
これに対して、本発明者は、翼のすぐ上流に位置するハブ側、またはチップ側の軸方向キャビティの存在に着目し、軸方向キャビティ部位の耐久性の課題と、軸方向キャビティから主流へ漏れ出す主流より温度の低いシール空気がすぐ下流翼の冷却に効果的に使われていない点に着目した。
また、特許文献２は、高温ガスにさらされる部品の耐久性については考慮されているが、静翼と動翼の軸方向キャビティの存在やそこから漏れ出るシール空気の存在は考慮されていない。また、特許文献２では、例えば、静翼、動翼、静翼と３つの連続した翼列配置では、下流側の静翼を冷却するために、上流側に配置された静翼からのウェーク（後流）もしくは上流側に配置された静翼面から吹き出された低温の空気を利用している。上流側の静翼から吹き出された低温のガスは、下流側の静翼に到達する前に、中間の回転中の動翼を通過するため、下流静翼に到達する前に、途中で撹拌され、主流の高温ガスと混合が促進され、冷却能力が低下する。
これに対して、本発明者は、翼のすぐ上流に位置するハブ側、またはチップ側の軸方向キャビティの存在に着目し、軸方向キャビティ部位の耐久性の課題と、軸方向キャビティから主流へ漏れ出す主流より温度の低いシール空気がすぐ下流翼の冷却に効果的に使われていない点に着目した。
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、より少ないシール空気で軸方向キャビティ部位の耐久性を確保しかつ、軸方向キャビティから漏れ出るシール空気で効果的にすぐ下流の翼の冷却を行う事ができるガスタービンを提供することを目的とする。
上記課題を解決するために、本発明のガスタービンは以下の手段を採用する。
すなわち、本発明にかかるガスタービンは、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ段静翼（ｎは自然数）と、該第ｎ段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ段動翼と、該第ｎ段動翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ＋１段静翼と、該第ｎ＋１段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ＋１段動翼とを備えたガスタービンにおいて、前記第ｎ段静翼と前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、及び／又は、前記第ｎ段動翼と前記第ｎ＋１段動翼の前記動翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、前記第ｎ段静翼と前記第ｎ＋１段静翼の周方向における相対位置は、前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部のハブ側からのスパン方向の長さの０％以上１５％以下の範囲、及び／又は、８５％以上１００％以下の範囲で、前記第ｎ段静翼の前記静翼部によって形成された後流が、前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部の前縁を中心として周方向に±１／４ピッチ（１ピッチは隣り合う前記静翼部の周方向間隔）の範囲に導かれるように決定されていることを特徴とする。
すなわち、本発明にかかるガスタービンは、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ段静翼（ｎは自然数）と、該第ｎ段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ段動翼と、該第ｎ段動翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ＋１段静翼と、該第ｎ＋１段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ＋１段動翼とを備えたガスタービンにおいて、前記第ｎ段静翼と前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、及び／又は、前記第ｎ段動翼と前記第ｎ＋１段動翼の前記動翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、前記第ｎ段静翼と前記第ｎ＋１段静翼の周方向における相対位置は、前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部のハブ側からのスパン方向の長さの０％以上１５％以下の範囲、及び／又は、８５％以上１００％以下の範囲で、前記第ｎ段静翼の前記静翼部によって形成された後流が、前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部の前縁を中心として周方向に±１／４ピッチ（１ピッチは隣り合う前記静翼部の周方向間隔）の範囲に導かれるように決定されていることを特徴とする。
第ｎ段静翼と第ｎ＋１段静翼の静翼部の枚数差、及び／又は、第ｎ段動翼と第ｎ＋１段動翼の動翼部の枚数差を０又は５以上としたので、枚数差が１〜４となることによって全周において１〜４ノーダル（周期）といった比較的低周期の圧力分布または温度分布を回避することとした。
その上で、第ｎ段静翼と第ｎ＋１段静翼との周方向における相対位置を調整することによって、静翼部のスパンの０％以上１５％以下のハブ近傍の範囲、及び／又は、８５％以上１００％以下のチップ近傍の範囲で、第ｎ段静翼の静翼部によって形成された後流が第ｎ＋１段静翼の静翼部の前縁を中心として周方向に±１／４の範囲に導かれるようにした。これにより、第ｎ＋１段静翼のハブ近傍またはチップ近傍の冷却が促進されることになり、従来から困難とされていたハブ近傍またはチップ近傍の冷却が改善されることになる。特に、ハブ近傍の流れの改善によって、第ｎ段動翼と第ｎ＋１段静翼との間のハブ側に形成されるキャビティから導かれるシール空気の流れを有効に利用することができるので、ガスタービン効率の低下を来すことなく冷却を行うことができる。
その上で、第ｎ段静翼と第ｎ＋１段静翼との周方向における相対位置を調整することによって、静翼部のスパンの０％以上１５％以下のハブ近傍の範囲、及び／又は、８５％以上１００％以下のチップ近傍の範囲で、第ｎ段静翼の静翼部によって形成された後流が第ｎ＋１段静翼の静翼部の前縁を中心として周方向に±１／４の範囲に導かれるようにした。これにより、第ｎ＋１段静翼のハブ近傍またはチップ近傍の冷却が促進されることになり、従来から困難とされていたハブ近傍またはチップ近傍の冷却が改善されることになる。特に、ハブ近傍の流れの改善によって、第ｎ段動翼と第ｎ＋１段静翼との間のハブ側に形成されるキャビティから導かれるシール空気の流れを有効に利用することができるので、ガスタービン効率の低下を来すことなく冷却を行うことができる。
また、本発明のガスタービンは、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ段静翼（ｎは自然数）と、該第ｎ段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ段動翼と、該第ｎ段動翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ＋１段静翼と、該第ｎ＋１段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ＋１段動翼とを備えたガスタービンにおいて、前記第ｎ段静翼と前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、及び／又は、前記第ｎ段動翼と前記第ｎ＋１段動翼の前記動翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、前記第ｎ段静翼と前記第ｎ＋１段静翼の周方向における相対位置は、前記第ｎ段動翼と前記第ｎ＋１段静翼のハブ側に形成されたキャビティから該第ｎ＋１段静翼のハブ側シュラウド表面上を流れるシール空気の流れが、該ハブ側シュラウド表面のピーク熱応力位置に流れるように設定されていることを特徴とする。
第ｎ段静翼と第ｎ＋１段静翼の静翼部の枚数差、及び／又は、第ｎ段動翼と第ｎ＋１段動翼の動翼部の枚数差を０又は５以上としたので、枚数差が１〜４となることによって全周において１〜４ノーダル（周期）といった比較的低周期の圧力分布または温度分布を回避することとした。
その上で、第ｎ段静翼と第ｎ＋１段静翼との周方向における相対位置を調整することによって、第ｎ段動翼と第ｎ＋１段静翼との間のキャビティから第ｎ＋１段静翼のハブ側シュラウド上を流れるシール空気の流れが、ハブ側シュラウド表面のピーク熱応力位置に流れるように調整する。これにより、第ｎ＋１段静翼のハブ側シュラウドにおけるピーク熱応力を低減することができる。
なお、「ピーク熱応力位置」は、熱流体場のシミュレーションにより、局所的な高温部として把握することができる。第ｎ段静翼と第ｎ＋１段静翼との周方向における相対位置を変化させ、得られたピーク熱応力位置にシール空気が流れるように周方向相対位置を調整する。
その上で、第ｎ段静翼と第ｎ＋１段静翼との周方向における相対位置を調整することによって、第ｎ段動翼と第ｎ＋１段静翼との間のキャビティから第ｎ＋１段静翼のハブ側シュラウド上を流れるシール空気の流れが、ハブ側シュラウド表面のピーク熱応力位置に流れるように調整する。これにより、第ｎ＋１段静翼のハブ側シュラウドにおけるピーク熱応力を低減することができる。
なお、「ピーク熱応力位置」は、熱流体場のシミュレーションにより、局所的な高温部として把握することができる。第ｎ段静翼と第ｎ＋１段静翼との周方向における相対位置を変化させ、得られたピーク熱応力位置にシール空気が流れるように周方向相対位置を調整する。
さらに、本発明のガスタービンは、前記第ｎ＋１段動翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ＋２段静翼と、該第ｎ＋２段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ＋２段動翼とを備えたガスタービンにおいて、前記第ｎ＋１段静翼と前記第ｎ＋２段静翼の前記静翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、及び／又は、前記第ｎ＋１段動翼と前記第ｎ＋２段動翼の前記動翼部の枚数の差が０又は５以上とされていることを特徴とする。
第ｎ＋段静翼と第ｎ＋２段静翼の静翼部の枚数差、及び／又は、第ｎ＋１段動翼と第ｎ＋２段動翼の動翼部の枚数差を０又は５以上とした。これにより、連続する３段（第ｎ段，第ｎ＋１段および第ｎ＋２段）の静翼または動翼について１〜４ノーダル（周期）といった比較的低周期の圧力分布または温度分布を回避することができる。
また、本発明のガスタービンは、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ段静翼（ｎは自然数）と、該第ｎ段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ段動翼と、該第ｎ段動翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ＋１段静翼と、該第ｎ＋１段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ＋１段動翼と、該第ｎ＋１段動翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ＋２段静翼と、該第ｎ＋２段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ＋２段動翼とを備えたガスタービンにおいて、前記静翼部および前記動翼部の枚数は、２０枚以上とされ、前記第ｎ段静翼と前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部の枚数の差、及び、前記第ｎ＋１段静翼と前記第ｎ＋２段静翼の前記静翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、及び／又は、前記第ｎ段動翼と前記第ｎ＋１段動翼の前記動翼部の枚数の差、及び、前記第ｎ＋１段動翼と前記第ｎ＋２段動翼の前記動翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、第ｎ段静翼、第ｎ＋１段静翼および第ｎ＋２段静翼の前記静翼部の枚数比、または、第ｎ段動翼、第ｎ＋１段動翼および第ｎ＋２段動翼の前記動翼部の枚数比が、１〜４以下の整数比（ただし、１：１：１は除く。）とされていることを特徴とする。
連続する３段の静翼または動翼の翼部の枚数比を１〜４以下の整数比（例えば、３６：３６：５４（２：２：３））とすることによって、４枚以下で前後の段の翼の粗密を繰り返すことになる。これにより、１〜４ノーダル（周期）といった比較的低周期の圧力分布または温度分布を回避することができる。
静翼部および動翼部の枚数が２０枚未満の場合には、１〜４以下の整数比としても、４枚以下で前後の段の翼の粗密を繰り返すことになるので、静翼部および動翼部の枚数は２０枚以上が必要である。
静翼部および動翼部の枚数が２０枚未満の場合には、１〜４以下の整数比としても、４枚以下で前後の段の翼の粗密を繰り返すことになるので、静翼部および動翼部の枚数は２０枚以上が必要である。
本発明によれば、上下流の静翼または動翼の周方向における相対位置を変化させるクロッキングによって、下流側の静翼のハブ側近傍またはチップ側近傍の冷却を効果的に行うことができる。
以下に、本発明にかかる実施形態について、図面を参照して説明する。
［第１実施形態］
図１には、ガスタービンのタービン部における側断面が部分的に示されている。このタービン部は、空気を圧縮する軸流圧縮機（図示せず）と、圧縮された空気を燃焼用空気として燃料を燃焼させる燃焼器（図示せず）の下流側に接続されている。
図１に示されているように、タービン部には、燃焼器からの燃焼ガスの流れに沿って、図において左方から右方へ向かって、第１段動翼１、第２段静翼３、第２段動翼５、および第３段静翼７が配置されている。なお、第１段動翼１の上流側に位置する第１段静翼については図示されていない。同様に、第３段静翼７の下流側に位置する第３段動翼や第４段静翼等についても図示が省略されている。
また、図示されていないが、各動翼１，５の回転軸線は、同図において下方に水平方向に延在して位置している。
［第１実施形態］
図１には、ガスタービンのタービン部における側断面が部分的に示されている。このタービン部は、空気を圧縮する軸流圧縮機（図示せず）と、圧縮された空気を燃焼用空気として燃料を燃焼させる燃焼器（図示せず）の下流側に接続されている。
図１に示されているように、タービン部には、燃焼器からの燃焼ガスの流れに沿って、図において左方から右方へ向かって、第１段動翼１、第２段静翼３、第２段動翼５、および第３段静翼７が配置されている。なお、第１段動翼１の上流側に位置する第１段静翼については図示されていない。同様に、第３段静翼７の下流側に位置する第３段動翼や第４段静翼等についても図示が省略されている。
また、図示されていないが、各動翼１，５の回転軸線は、同図において下方に水平方向に延在して位置している。
第１段動翼１には、半径方向に延在する複数の動翼部１１が設けられている。各動翼部１１は、ロータ１２対して固定されており、周方向に等間隔にて配置されている。
第２段静翼３には、半径方向に延在する複数の静翼部１３が設けられている。各静翼部１３は、周方向に等間隔にて配置されている。各静翼部は、ハブ側シュラウド１３ａを介して回転軸線側に固定され、チップ側シュラウド１３ｂを介して外筒側に固定されている。
第２段動翼５には、半径方向に延在する複数の動翼部１５が設けられている。各動翼部１５は、ロータ１６対して固定されており、周方向に等間隔にて配置されている。
第２段静翼７には、半径方向に延在する複数の静翼部１７が設けられている。各静翼部１７は、周方向に等間隔にて配置されている。各静翼部は、ハブ側シュラウド１７ａを介して回転軸線側に固定され、チップ側シュラウド１７ｂを介して外筒側に固定されている。
なお、図示されていないが、第３段動翼や第４段静翼についても、同様の構成とされている。
第２段静翼３には、半径方向に延在する複数の静翼部１３が設けられている。各静翼部１３は、周方向に等間隔にて配置されている。各静翼部は、ハブ側シュラウド１３ａを介して回転軸線側に固定され、チップ側シュラウド１３ｂを介して外筒側に固定されている。
第２段動翼５には、半径方向に延在する複数の動翼部１５が設けられている。各動翼部１５は、ロータ１６対して固定されており、周方向に等間隔にて配置されている。
第２段静翼７には、半径方向に延在する複数の静翼部１７が設けられている。各静翼部１７は、周方向に等間隔にて配置されている。各静翼部は、ハブ側シュラウド１７ａを介して回転軸線側に固定され、チップ側シュラウド１７ｂを介して外筒側に固定されている。
なお、図示されていないが、第３段動翼や第４段静翼についても、同様の構成とされている。
動翼１，５と静翼３，７との間には、軸方向に間隙を有する軸方向キャビティ２０が形成されている。この軸方向キャビティには、図示しない圧縮機から抽気された圧縮空気がシール空気として供給されるようになっている。シール空気の圧力は、各翼部１１，１４，１５，１７を流れる主流ガス（燃焼ガス）よりも高い圧力とされ、軸方向キャビティ２０から主流ガス側に漏れ出るようになっている。
本実施形態では、第２段静翼３の静翼部１３の枚数と、第３段静翼７の静翼部１７の枚数が同枚数（枚数差が０）とされている。また、第１段動翼１の動翼部１１の枚数と、第２段動翼５の動翼部１５の枚数が同枚数（枚数差が０）とされている。
そして、第２段静翼３と第３段静翼７の周方向における相対位置は、クロッキングによって、第３段静翼７の静翼部１７のハブ側からのスパン方向の長さの０％以上１５％以下の範囲で、第２段静翼３の静翼部１３によって形成された後流（ウェーク）が、第３段静翼７の静翼部１７の前縁に導かれるように決定されている。
そして、第２段静翼３と第３段静翼７の周方向における相対位置は、クロッキングによって、第３段静翼７の静翼部１７のハブ側からのスパン方向の長さの０％以上１５％以下の範囲で、第２段静翼３の静翼部１３によって形成された後流（ウェーク）が、第３段静翼７の静翼部１７の前縁に導かれるように決定されている。
具体的に、図２及び図３を参照して説明する。図２には、第３段静翼７の静翼部１７の前縁の位置がスパン方向に示されている。同図には、３つの静翼部１７が示されており、１０degピッチ（したがって静翼部は全周で３６枚）で配置されている。同図において破線で示された符号２２は、上流側である第２段静翼３の静翼部１３によって形成された後流が第３段静翼７の静翼部１７の前縁に到達した位置を示している。また、同図において点線で示された符号２４は、比較対象となる比較翼部の前縁位置を示している。
図３には、第２段静翼３、第２段動翼５および第３段静翼７の翼列が示されている。同図には、第２段静翼３の静翼部１３によって形成された後流２２が示されている。この後流２３は、動翼部１５間の流路を通り、第３段静翼１７へと導かれるようになっている。
本実施形態では、図２に示すように、第３段静翼７の静翼部１７のハブ側からのスパン方向の長さの０％以上１５％以下の範囲で、第２段静翼３の静翼部１３によって形成された後流２２が第３段静翼７の静翼部１７の前縁に導かれるようになっている。これは、第２段静翼３と第３段静翼７とをクロッキングする（周方向の相対位置をずらす）ことによって実現することができる。実際には、数値流体（CFD）解析を行うことによってクロッキング位置が決定される。例えば、図１の２点鎖線で囲った範囲２５で解析を行う。この範囲２５に示されているように、軸方向キャビティ２０の流れについても考慮した解析が行われている。
図３には、第２段静翼３、第２段動翼５および第３段静翼７の翼列が示されている。同図には、第２段静翼３の静翼部１３によって形成された後流２２が示されている。この後流２３は、動翼部１５間の流路を通り、第３段静翼１７へと導かれるようになっている。
本実施形態では、図２に示すように、第３段静翼７の静翼部１７のハブ側からのスパン方向の長さの０％以上１５％以下の範囲で、第２段静翼３の静翼部１３によって形成された後流２２が第３段静翼７の静翼部１７の前縁に導かれるようになっている。これは、第２段静翼３と第３段静翼７とをクロッキングする（周方向の相対位置をずらす）ことによって実現することができる。実際には、数値流体（CFD）解析を行うことによってクロッキング位置が決定される。例えば、図１の２点鎖線で囲った範囲２５で解析を行う。この範囲２５に示されているように、軸方向キャビティ２０の流れについても考慮した解析が行われている。
図４乃至図７には、本実施形態による効果が示されている。
図４には、解析結果である圧力および温度を評価した位置が示されている。すなわち、符号２７で示されているように、圧力および温度は、第３段静翼７の静翼部１７のハブ側シュラウド１７ａの前端の中間高さ位置において評価した。
図５には、圧力に関する解析結果が示されている。同図において、太線が本実施形態（図２の符号１７参照）を示し、細線が比較例（図２の符号２４参照）を示している。本実施形態では、圧力（静圧）の高低差が比較例に対して小さくなっており、かつ、平均圧力が小さくなっていることが分かる。このように、シュラウド１７ａの前端における圧力を小さくすることができるので、軸方向キャビティ２０およびシュラウド１７ａ表面の冷却効果が得られることが分かる。
図４には、解析結果である圧力および温度を評価した位置が示されている。すなわち、符号２７で示されているように、圧力および温度は、第３段静翼７の静翼部１７のハブ側シュラウド１７ａの前端の中間高さ位置において評価した。
図５には、圧力に関する解析結果が示されている。同図において、太線が本実施形態（図２の符号１７参照）を示し、細線が比較例（図２の符号２４参照）を示している。本実施形態では、圧力（静圧）の高低差が比較例に対して小さくなっており、かつ、平均圧力が小さくなっていることが分かる。このように、シュラウド１７ａの前端における圧力を小さくすることができるので、軸方向キャビティ２０およびシュラウド１７ａ表面の冷却効果が得られることが分かる。
図６（ａ）には比較例の温度分布、図６（ｂ）には本実施形態の温度分布が示されている。これらの図から分かるように、比較例に比べて、本実施形態は温度が低下した領域が広い範囲で形成されていることが分かる。
図７には、図４に示した評価位置２７における温度分布が示されている。同図において、太線が本実施形態（図２の符号１７参照）を示し、細線が比較例（図２の符号２４参照）を示している。本実施形態では、温度の高低差が比較例に対して小さくなっており、かつ、平均温度が低くなっていることが分かる。
図７には、図４に示した評価位置２７における温度分布が示されている。同図において、太線が本実施形態（図２の符号１７参照）を示し、細線が比較例（図２の符号２４参照）を示している。本実施形態では、温度の高低差が比較例に対して小さくなっており、かつ、平均温度が低くなっていることが分かる。
以上の通り、本実施形態によれば、以下の作用効果を奏する。
第２段静翼３と第３段静翼７の静翼部１３，１７の枚数差、及び、第１段動翼１と第２段動翼５の動翼部１１，１５の枚数差を０としたので、枚数差が１〜４となることによって全周において１〜４ノーダル（周期）といった比較的低周期の圧力分布または温度分布を回避することとした。
その上で、第２段静翼３と第３段静翼７との周方向における相対位置をクロッキングにより調整することによって、静翼部１７のスパンの０％以上１５％以下のハブ近傍の範囲で、第２段静翼３の静翼部１３によって形成された後流２２が第３静翼７の静翼部１７の前縁に導かれるようにした。これにより、第３段静翼のハブ近傍の冷却が促進されることになり、従来から困難とされていたハブ近傍の冷却が改善されることになる。特に、クロッキングによるハブ近傍の流れの改善によって、第２段動翼と第３段静翼との間のハブ側に形成されるキャビティ２０から導かれるシール空気の流れを有効に利用することができるので、ガスタービン効率の低下を来すことなく冷却を行うことができる。
第２段静翼３と第３段静翼７の静翼部１３，１７の枚数差、及び、第１段動翼１と第２段動翼５の動翼部１１，１５の枚数差を０としたので、枚数差が１〜４となることによって全周において１〜４ノーダル（周期）といった比較的低周期の圧力分布または温度分布を回避することとした。
その上で、第２段静翼３と第３段静翼７との周方向における相対位置をクロッキングにより調整することによって、静翼部１７のスパンの０％以上１５％以下のハブ近傍の範囲で、第２段静翼３の静翼部１３によって形成された後流２２が第３静翼７の静翼部１７の前縁に導かれるようにした。これにより、第３段静翼のハブ近傍の冷却が促進されることになり、従来から困難とされていたハブ近傍の冷却が改善されることになる。特に、クロッキングによるハブ近傍の流れの改善によって、第２段動翼と第３段静翼との間のハブ側に形成されるキャビティ２０から導かれるシール空気の流れを有効に利用することができるので、ガスタービン効率の低下を来すことなく冷却を行うことができる。
なお、本実施形態では、第３段静翼７の静翼部１７の前縁に後流２２が導かれるようにしたが、本発明はこれに限定されるものではなく、静翼部１７の前縁に対して所定の範囲に後流２２が導かれれば所望の効果を奏することができる。例えば、第３段静翼７の静翼部１７の前縁を中心として周方向に±１／４ピッチ（１ピッチは隣り合う前記静翼部の周方向間隔）の範囲に後流を導かれるようにしてもよい。
また、本実施形態では、クロッキングによってハブ側シュラウド１７ａ前縁の冷却を改善することとしたが、チップ側シュラウド１７ｂの前縁の冷却を改善するようにクロッキングを行ってもよい。また、ハブ側およびチップ側の両者の冷却改善を狙ってクロッキングを行うようにしても良い。例えば、図２の符号２２に静翼部のハブ側からのスパン方向の長さの０％以上１５％以下の範囲、及び、８５％以上１００％以下の範囲が一致するように静翼部１７の前縁形状を設計すれば良い。
また、本実施形態では、静翼３，７だけでなく動翼１，５の翼枚数を一致させることとしたが、静翼３，７のみの翼枚数を合わせるだけでも所望の効果を得ることができる。ただし、動翼についても翼枚数を一致させた方が主流ガスの低周期の圧力分布ないし温度分布が更に低減されるので好ましい。さらに、連続する３段の静翼及び／又は動翼で翼枚数を一致させることとすれば、さらに低周期の圧力分布ないし温度分布を低減することができる。
また、本実施形態では、翼枚数を一致させることとしたが、１〜４周期程度の低周期の圧力分布ないし温度分布を低減させれば十分に効果をえることができるので、上下段の静翼または動翼の翼枚数差を５以上として構成しても良い。
具体的には、翼枚数差については以下のように考える。
翼枚数比（ｎ段静翼：ｎ＋１段静翼)が、１：１もしくは２：１の場合では、ｎ＋１段静翼周方向全翼枚数で好ましい状態(すなわち、ｎ＋１段静翼の前縁０〜１５％Ｈｔの範囲に、ｎ段静翼のウェークがあたる)を生じさせる事ができる。
翼枚数比が１：２や３：２の場合は、ｎ＋１段静翼にて２枚につき１枚（１枚おきに）は好ましい状態を生じさせる事ができ、枚数比が１：３、２：３、４：３の場合は３枚につき１枚、１：４、３：４の場合は、４枚につき１枚となる。あまり大きい整数比での場合では、好ましい状態となる翼の数が減り効果が小さくなってしまうので、有効な形態としては４以下の整数比で表される翼枚数が好ましい。
一方、たとえば翼枚数比が２０枚：１５枚=４：３の場合には、翼枚数が２０枚程度で既に枚数差が５枚となってしまうので、翼枚数差の観点からもあまり大きい整数比は好ましくない。
具体的には、翼枚数差については以下のように考える。
翼枚数比（ｎ段静翼：ｎ＋１段静翼)が、１：１もしくは２：１の場合では、ｎ＋１段静翼周方向全翼枚数で好ましい状態(すなわち、ｎ＋１段静翼の前縁０〜１５％Ｈｔの範囲に、ｎ段静翼のウェークがあたる)を生じさせる事ができる。
翼枚数比が１：２や３：２の場合は、ｎ＋１段静翼にて２枚につき１枚（１枚おきに）は好ましい状態を生じさせる事ができ、枚数比が１：３、２：３、４：３の場合は３枚につき１枚、１：４、３：４の場合は、４枚につき１枚となる。あまり大きい整数比での場合では、好ましい状態となる翼の数が減り効果が小さくなってしまうので、有効な形態としては４以下の整数比で表される翼枚数が好ましい。
一方、たとえば翼枚数比が２０枚：１５枚=４：３の場合には、翼枚数が２０枚程度で既に枚数差が５枚となってしまうので、翼枚数差の観点からもあまり大きい整数比は好ましくない。
［第２実施形態］
次に、本発明の第２実施形態について説明する。
本実施形態は、第１実施形態と同様に、クロッキングによってハブ側またはチップ側の冷却を改善するものである。したがって、動翼や静翼等の構成は同様であるので、その説明は省略する。
本実施形態では、第２段静翼３と第３段静翼７の周方向における相対位置を、クロッキングによって、第２段動翼５と第３段静翼７のハブ側に形成された軸方向キャビティ２０から第３段静翼７のハブ側シュラウド１７ａの表面上を流れるシール空気の流れが、ハブ側シュラウド１７ａ表面のピーク熱応力位置に流れるように設定する。
これにより、第３段静翼７のハブ側シュラウド１７ａにおけるピーク熱応力を低減することができる。
次に、本発明の第２実施形態について説明する。
本実施形態は、第１実施形態と同様に、クロッキングによってハブ側またはチップ側の冷却を改善するものである。したがって、動翼や静翼等の構成は同様であるので、その説明は省略する。
本実施形態では、第２段静翼３と第３段静翼７の周方向における相対位置を、クロッキングによって、第２段動翼５と第３段静翼７のハブ側に形成された軸方向キャビティ２０から第３段静翼７のハブ側シュラウド１７ａの表面上を流れるシール空気の流れが、ハブ側シュラウド１７ａ表面のピーク熱応力位置に流れるように設定する。
これにより、第３段静翼７のハブ側シュラウド１７ａにおけるピーク熱応力を低減することができる。
具体的には、第１実施形態で説明したＣＦＤによってクロッキングを行う。すなわち、図６に示したような温度分布を解析し、局所的に高温となった位置をピーク熱応力が発生する位置とする。そして、静翼３，７の周方向相対位置をクロッキングによって変化させ、キャビティ２０から流出するシール空気がピーク熱応力位置に流れるように周方向相対位置を決定する。
このように、本実施形態によれば、クロッキングによって主流ガス流れを調整することにより、静翼のハブ側またはチップ側の冷却を改善することができる。
このように、本実施形態によれば、クロッキングによって主流ガス流れを調整することにより、静翼のハブ側またはチップ側の冷却を改善することができる。
［第３実施形態］
次に、本発明の第３実施形態について説明する。
本実施形態は、第１実施形態と同様に、周方向の圧力分布および温度分布を改善するものである。したがって、第１実施形態と同様の構成についてはその説明を省略する。
本実施形態では、各動翼１，５および各静翼３，７の翼枚数が２０枚以上とされている。
第２段静翼３と第３段静翼７の翼枚数の差、及び、第３段静翼７と第４段静翼の翼枚数の差は、０又は５以上とされている。
第２段静翼、第３段静翼および第４段静翼の翼枚数比は、１〜４以下の整数比（ただし、１：１：１は除く。）とされている。
次に、本発明の第３実施形態について説明する。
本実施形態は、第１実施形態と同様に、周方向の圧力分布および温度分布を改善するものである。したがって、第１実施形態と同様の構成についてはその説明を省略する。
本実施形態では、各動翼１，５および各静翼３，７の翼枚数が２０枚以上とされている。
第２段静翼３と第３段静翼７の翼枚数の差、及び、第３段静翼７と第４段静翼の翼枚数の差は、０又は５以上とされている。
第２段静翼、第３段静翼および第４段静翼の翼枚数比は、１〜４以下の整数比（ただし、１：１：１は除く。）とされている。
このように、連続する３段の静翼の枚数比を１〜４以下の整数比（例えば、３６：３６：５４（２：２：３））とすることによって、上下流の静翼部を軸方向に投影した場合に、４枚以下の翼枚数で翼間隔（周方向）の粗密を繰り返すことになる。これにより、１〜４ノーダル（周期）といった比較的低周期の圧力分布または温度分布を回避することができる。
静翼部の翼枚数が２０枚未満の場合には、１〜４以下の整数比としても、４枚以下で前後の段の翼の粗密を繰り返すことになるので、静翼部の枚翼数は２０枚以上が必要である。
なお、図８には、参考例として、５枚以上の翼枚数で翼間隔の粗密を繰り返す状態が示されている。
静翼部の翼枚数が２０枚未満の場合には、１〜４以下の整数比としても、４枚以下で前後の段の翼の粗密を繰り返すことになるので、静翼部の枚翼数は２０枚以上が必要である。
なお、図８には、参考例として、５枚以上の翼枚数で翼間隔の粗密を繰り返す状態が示されている。
なお、本実施形態は、第１実施形態および第２実施形態と組み合わせることができる。
また、静翼に代えて或いは静翼と共に、動翼についても本実施形態の翼枚数比としても良い。具体的には、第１段動翼１と前記第２段動翼５の翼枚数の差、及び、第２段動翼５と第３段動翼の翼枚数の差を０又は５以上とし、第１段動翼、第２段動翼および第３段動翼の翼枚数比を１〜４以下の整数比（ただし、１：１：１は除く。）とする。
また、静翼に代えて或いは静翼と共に、動翼についても本実施形態の翼枚数比としても良い。具体的には、第１段動翼１と前記第２段動翼５の翼枚数の差、及び、第２段動翼５と第３段動翼の翼枚数の差を０又は５以上とし、第１段動翼、第２段動翼および第３段動翼の翼枚数比を１〜４以下の整数比（ただし、１：１：１は除く。）とする。
１ 第１段動翼
３ 第２段静翼
５ 第２段動翼
７ 第３段静翼
１１，１５ 動翼部
１３，１７ 動翼部
３ 第２段静翼
５ 第２段動翼
７ 第３段静翼
１１，１５ 動翼部
１３，１７ 動翼部
Claims (4)
- 半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ段静翼（ｎは自然数）と、
該第ｎ段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ段動翼と、
該第ｎ段動翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ＋１段静翼と、
該第ｎ＋１段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ＋１段動翼と、
を備えたガスタービンにおいて、
前記第ｎ段静翼と前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、及び／又は、前記第ｎ段動翼と前記第ｎ＋１段動翼の前記動翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、
前記第ｎ段静翼と前記第ｎ＋１段静翼の周方向における相対位置は、前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部のハブ側からのスパン方向の長さの０％以上１５％以下の範囲、及び／又は、８５％以上１００％以下の範囲で、前記第ｎ段静翼の前記静翼部によって形成された後流が、前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部の前縁を中心として周方向に±１／４ピッチ（１ピッチは隣り合う前記静翼部の周方向間隔）の範囲に導かれるように決定されていることを特徴とするガスタービン。 - 半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ段静翼（ｎは自然数）と、
該第ｎ段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ段動翼と、
該第ｎ段動翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ＋１段静翼と、
該第ｎ＋１段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ＋１段動翼と、
を備えたガスタービンにおいて、
前記第ｎ段静翼と前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、及び／又は、前記第ｎ段動翼と前記第ｎ＋１段動翼の前記動翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、
前記第ｎ段静翼と前記第ｎ＋１段静翼の周方向における相対位置は、前記第ｎ段動翼と前記第ｎ＋１段静翼のハブ側に形成されたキャビティから該第ｎ＋１段静翼のハブ側シュラウド表面上を流れるシール空気の流れが、該ハブ側シュラウド表面のピーク熱応力位置に流れるように設定されていることを特徴とするガスタービン。 - 前記第ｎ＋１段動翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ＋２段静翼と、
該第ｎ＋２段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ＋２段動翼と、
を備えたガスタービンにおいて、
前記第ｎ＋１段静翼と前記第ｎ＋２段静翼の前記静翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、及び／又は、前記第ｎ＋１段動翼と前記第ｎ＋２段動翼の前記動翼部の枚数の差が０又は５以上とされていることを特徴とする請求項１又は２に記載のガスタービン。 - 半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ段静翼（ｎは自然数）と、
該第ｎ段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ段動翼と、
該第ｎ段動翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ＋１段静翼と、
該第ｎ＋１段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ＋１段動翼と、
該第ｎ＋１段動翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する静翼部が周方向に所定間隔にて複数設けられた第ｎ＋２段静翼と、
該第ｎ＋２段静翼の燃焼ガス流れ下流側に配置され、半径方向に延在する動翼部が周方向に所定間隔にてロータの外周上に複数設けられた第ｎ＋２段動翼と、
を備えたガスタービンにおいて、
前記静翼部および前記動翼部の枚数は、２０枚以上とされ、
前記第ｎ段静翼と前記第ｎ＋１段静翼の前記静翼部の枚数の差、及び、前記第ｎ＋１段静翼と前記第ｎ＋２段静翼の前記静翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、及び／又は、前記第ｎ段動翼と前記第ｎ＋１段動翼の前記動翼部の枚数の差、及び、前記第ｎ＋１段動翼と前記第ｎ＋２段動翼の前記動翼部の枚数の差が０又は５以上とされ、
第ｎ段静翼、第ｎ＋１段静翼および第ｎ＋２段静翼の前記静翼部の枚数比、または、第ｎ段動翼、第ｎ＋１段動翼および第ｎ＋２段動翼の前記動翼部の枚数比が、１〜４以下の整数比（ただし、１：１：１は除く。）とされていることを特徴とするガスタービン。
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|---|---|---|---|---|
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|---|---|---|---|---|
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| US20140068938A1 (en) * | 2012-09-10 | 2014-03-13 | General Electric Company | Method of clocking a turbine with skewed wakes |
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| US10072510B2 (en) | 2014-11-21 | 2018-09-11 | General Electric Company | Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same |
| US10100653B2 (en) | 2015-10-08 | 2018-10-16 | General Electric Company | Variable pitch fan blade retention system |
| DE102015223212A1 (de) * | 2015-11-24 | 2017-05-24 | MTU Aero Engines AG | Verfahren, Verdichter und Strömungsmaschine |
| JP2022013322A (ja) * | 2020-07-03 | 2022-01-18 | 三菱重工業株式会社 | タービン |
| 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 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH09512320A (ja) * | 1994-04-19 | 1997-12-09 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | ガスタービンのエアフォイルのクロッキング |
| JP2002155701A (ja) * | 2000-08-16 | 2002-05-31 | General Electric Co <Ge> | 時計方向にずらしたタービン翼形部の冷却 |
| JP2009144716A (ja) * | 2007-12-14 | 2009-07-02 | Snecma | ターボ機械用の多段タービンを設計する方法 |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3112866A (en) * | 1961-07-05 | 1963-12-03 | Gen Dynamics Corp | Compressor blade structure |
| JPS54114618A (en) * | 1978-02-28 | 1979-09-06 | Toshiba Corp | Moving and stator blades arranging method of turbine |
| JPS6088002U (ja) * | 1983-11-24 | 1985-06-17 | 株式会社日立製作所 | ガスタ−ビン |
| US4968216A (en) * | 1984-10-12 | 1990-11-06 | The Boeing Company | Two-stage fluid driven turbine |
| JP2000034902A (ja) * | 1998-07-17 | 2000-02-02 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却動翼 |
| IT1320722B1 (it) * | 2000-10-23 | 2003-12-10 | Fiatavio Spa | Metodo per il posizionamento di schiere di stadi di una turbina,particolarmente per motori aeronautici. |
| EP1724440B1 (de) | 2005-05-10 | 2008-08-06 | MTU Aero Engines GmbH | Verfahren zur Strömungsoptimierung in mehrstufigen Turbomaschinen |
| US8087253B2 (en) * | 2008-11-20 | 2012-01-03 | General Electric Company | Methods, apparatus and systems concerning the circumferential clocking of turbine airfoils in relation to combustor cans and the flow of cooling air through the turbine hot gas flowpath |
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Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH09512320A (ja) * | 1994-04-19 | 1997-12-09 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | ガスタービンのエアフォイルのクロッキング |
| JP2002155701A (ja) * | 2000-08-16 | 2002-05-31 | General Electric Co <Ge> | 時計方向にずらしたタービン翼形部の冷却 |
| JP2009144716A (ja) * | 2007-12-14 | 2009-07-02 | Snecma | ターボ機械用の多段タービンを設計する方法 |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012052524A (ja) * | 2010-08-31 | 2012-03-15 | General Electric Co <Ge> | 端壁輪郭形成の翼形部及び選択的クロッキングを有するタービン組立体 |
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