JP2771430B2 - ガスタービンおよびタービンブレード - Google Patents
ガスタービンおよびタービンブレードInfo
- Publication number
- JP2771430B2 JP2771430B2 JP5210394A JP21039493A JP2771430B2 JP 2771430 B2 JP2771430 B2 JP 2771430B2 JP 5210394 A JP5210394 A JP 5210394A JP 21039493 A JP21039493 A JP 21039493A JP 2771430 B2 JP2771430 B2 JP 2771430B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- hollow shaft
- shaft
- turbine
- alloy
- inlet
- 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.)
- Expired - Lifetime
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 62
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims description 48
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 48
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 29
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 28
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims description 18
- 239000000758 substrate Substances 0.000 claims description 11
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 claims description 7
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 claims description 7
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 claims description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 6
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N nickel Substances [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 5
- 229910052727 yttrium Inorganic materials 0.000 claims description 5
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 4
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 229910000601 superalloy Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 229910052804 chromium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 3
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 claims description 2
- UGKDIUIOSMUOAW-UHFFFAOYSA-N iron nickel Chemical compound [Fe].[Ni] UGKDIUIOSMUOAW-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- SIWVEOZUMHYXCS-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoyttriooxy)yttrium Chemical compound O=[Y]O[Y]=O SIWVEOZUMHYXCS-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N oxygen(2-);zirconium(4+) Chemical compound [O-2].[O-2].[Zr+4] RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 229910001928 zirconium oxide Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 24
- 239000012720 thermal barrier coating Substances 0.000 description 19
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 9
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 9
- 229910001026 inconel Inorganic materials 0.000 description 4
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N iron Substances [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 3
- 238000005524 ceramic coating Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 2
- 229910001293 incoloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910001055 inconels 600 Inorganic materials 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- NYWITVDHYCKDAU-UHFFFAOYSA-N oxygen(2-) yttrium(3+) zirconium(4+) Chemical compound [O--].[O--].[Y+3].[Zr+4] NYWITVDHYCKDAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910000967 As alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910001030 Iron–nickel alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N ZrO2 Inorganic materials O=[Zr]=O MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000010953 base metal Substances 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 description 1
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 description 1
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000001143 conditioned effect Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 1
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 1
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 1
- 239000003345 natural gas Substances 0.000 description 1
- 229910052758 niobium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010955 niobium Substances 0.000 description 1
- GUCVJGMIXFAOAE-UHFFFAOYSA-N niobium atom Chemical compound [Nb] GUCVJGMIXFAOAE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 1
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 1
- 238000010926 purge Methods 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 230000003252 repetitive effect Effects 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000002834 transmittance Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
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
- F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
-
- 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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- 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
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/288—Protective coatings for blades
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンエンジ
ン、及びセラミック製外コーティングを備えた内部冷却
式タービンブレードに関する。
ン、及びセラミック製外コーティングを備えた内部冷却
式タービンブレードに関する。
【０００２】
【従来の技術】移動型及び定置型の両方のガスタービン
発電設備の効率を上げるためには、通常は、効率の上昇
にしたがってこれらの装置の作動温度及び圧力を上昇さ
せなければならない。超合金でできた構成要素及び被覆
材料は作動パラメータを増大させてある。
発電設備の効率を上げるためには、通常は、効率の上昇
にしたがってこれらの装置の作動温度及び圧力を上昇さ
せなければならない。超合金でできた構成要素及び被覆
材料は作動パラメータを増大させてある。
【０００３】その証拠に、これらのユニットは、冷却空
気により高いタービン入口温度で作動できる。空冷によ
り、先進のタービン設計において、冷却が行われていな
いブレードについての１１００℃（２０１２゜Ｆ）から
空冷ブレードについての１４５０℃（２５４２゜Ｆ）ま
で入口温度を上昇させることができる。設計によって
は、空気は、ブレード、ブレードの基部、ベーン、又は
ベーンの基部に設けられた多くの小さな穴を通して排出
される。議論の目的のため、特に表示しない場合でも、
「ブレード」という用語及び「ベーン」という用語は相
互交換的に使用される。高温の膨張済みのタービンガス
よりも低温の冷却空気は、ブレードの膜冷却並びに内部
冷却を行う。他の設計では、冷却空気はブレード本体を
通って内部に通される。これらの設計の例は、米国特許
第４，４１５，３１０号、米国特許第３，２７５，２９
４号、米国特許第４，０４０，７６７号、米国特許第
３，９０９，４１２号、米国特許第３，７８２，８５２
号、米国特許第３，５８４，４５８号、米国特許第２，
６１８，１２０号、米国特許第３，６４７，３１３号、
及び米国特許第２，４８７，５１４号にみられる。他の
設計がカナダ特許第９９１，８２９号及び英国特許第６
０２，５３０号に開示されている。上述の英国特許は、
熱障壁コーティングを使用し、冷却空気を後縁から排出
する。
気により高いタービン入口温度で作動できる。空冷によ
り、先進のタービン設計において、冷却が行われていな
いブレードについての１１００℃（２０１２゜Ｆ）から
空冷ブレードについての１４５０℃（２５４２゜Ｆ）ま
で入口温度を上昇させることができる。設計によって
は、空気は、ブレード、ブレードの基部、ベーン、又は
ベーンの基部に設けられた多くの小さな穴を通して排出
される。議論の目的のため、特に表示しない場合でも、
「ブレード」という用語及び「ベーン」という用語は相
互交換的に使用される。高温の膨張済みのタービンガス
よりも低温の冷却空気は、ブレードの膜冷却並びに内部
冷却を行う。他の設計では、冷却空気はブレード本体を
通って内部に通される。これらの設計の例は、米国特許
第４，４１５，３１０号、米国特許第３，２７５，２９
４号、米国特許第４，０４０，７６７号、米国特許第
３，９０９，４１２号、米国特許第３，７８２，８５２
号、米国特許第３，５８４，４５８号、米国特許第２，
６１８，１２０号、米国特許第３，６４７，３１３号、
及び米国特許第２，４８７，５１４号にみられる。他の
設計がカナダ特許第９９１，８２９号及び英国特許第６
０２，５３０号に開示されている。上述の英国特許は、
熱障壁コーティングを使用し、冷却空気を後縁から排出
する。
【０００４】現在の標準的な非冷却タービンは、通常
は、約９３０℃（１７０６゜Ｆ）で作動する。冷却式の
ブレード、ベーン（即ちステータ）及びディスクは１３
１６℃乃至１４５０℃（２４００゜Ｆ乃至２６４２゜
Ｆ）の範囲で作動する。冷却空気は、コーティングから
流出し、迂回してブレード及びベーンの周りに通され
る。冷却は、膜、蒸散、対流の態様で行われる。
は、約９３０℃（１７０６゜Ｆ）で作動する。冷却式の
ブレード、ベーン（即ちステータ）及びディスクは１３
１６℃乃至１４５０℃（２４００゜Ｆ乃至２６４２゜
Ｆ）の範囲で作動する。冷却空気は、コーティングから
流出し、迂回してブレード及びベーンの周りに通され
る。冷却は、膜、蒸散、対流の態様で行われる。
【０００５】現在の設計には、冷却空気が比較的高圧の
ガス流内に出るという欠点がある。これは、冷却空気に
コンプレッサの全力の圧力を使用する必要がある。更に
熱障壁コーティングを備えたブレード又はブレードの基
部の剥き出しになった穴は、セラミックコーティングの
早期破損につながる。ブレードの冷却の程度は、主とし
て、ブレードを通って流れる冷却空気の質量流量の関数
であり、空気の圧力によっては特に影響を受けない。熱
障壁コーティングを備えたブレードの性能は、冷却空気
によって制限されるということが決定された。ガスター
ビンを高性能にするのに必要なことは、ブレード及びベ
ーン上に熱障壁コーティングを使用すること、及び内部
空冷システムを変更してこれをタービンシステムと一体
化することである。
ガス流内に出るという欠点がある。これは、冷却空気に
コンプレッサの全力の圧力を使用する必要がある。更に
熱障壁コーティングを備えたブレード又はブレードの基
部の剥き出しになった穴は、セラミックコーティングの
早期破損につながる。ブレードの冷却の程度は、主とし
て、ブレードを通って流れる冷却空気の質量流量の関数
であり、空気の圧力によっては特に影響を受けない。熱
障壁コーティングを備えたブレードの性能は、冷却空気
によって制限されるということが決定された。ガスター
ビンを高性能にするのに必要なことは、ブレード及びベ
ーン上に熱障壁コーティングを使用すること、及び内部
空冷システムを変更してこれをタービンシステムと一体
化することである。
【０００６】一般に譲渡された米国特許第４，９００，
６４０号には、膨張率調整合金上にセラミック製の熱障
壁コーティングを使用し、合金の熱膨張率（ＣＴＥ）を
上側のセラミックの熱膨張率とほぼ一致させるという概
念が開示されている。熱膨張率を一致させると、セラミ
ックは、熱が周期的に加わる状況で金属から剥げ落ちな
い。更に、一致させた熱膨張率を使用することによっ
て、従来の熱膨張率が一致していない場合よりも厚い断
熱特性に優れたセラミックを使用することができる。厚
い熱障壁コーティングは、本明細書中に開示し且つ特許
請求の範囲した新たな内部冷却装置に加えて、タービン
の性能を改善する。
６４０号には、膨張率調整合金上にセラミック製の熱障
壁コーティングを使用し、合金の熱膨張率（ＣＴＥ）を
上側のセラミックの熱膨張率とほぼ一致させるという概
念が開示されている。熱膨張率を一致させると、セラミ
ックは、熱が周期的に加わる状況で金属から剥げ落ちな
い。更に、一致させた熱膨張率を使用することによっ
て、従来の熱膨張率が一致していない場合よりも厚い断
熱特性に優れたセラミックを使用することができる。厚
い熱障壁コーティングは、本明細書中に開示し且つ特許
請求の範囲した新たな内部冷却装置に加えて、タービン
の性能を改善する。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】従って、本発明の目的
は、熱障壁がコーティングされた低熱膨張率合金ででき
た内部冷却式ブレードを持つガスタービンエンジンを提
供することである。コンプレッサからの空気は、ブレー
ドに通される。
は、熱障壁がコーティングされた低熱膨張率合金ででき
た内部冷却式ブレードを持つガスタービンエンジンを提
供することである。コンプレッサからの空気は、ブレー
ドに通される。
【０００８】
【課題を解決するための手段】第１の発明は、流体コン
プレッサと、タービン部と、これらの間に配設された燃
焼室部と、コンプレッサとタービン部とを連結する回転
自在のシャフトと、このシャフトを通してコンプレッサ
からタービン部に向う流体の一部を分流する手段とを有
するガスタービンエンジンにおいて、前記シャフトに連
結され、膨張率を調整された合金で形成され、熱障壁で
被覆された内部が冷却されるタービンブレードと、前記
シャフトから半径方向に延出するディスク状のタワーと
を有し、前記シャフトは内方中空シャフトと外方中空シ
ャフトからなり、外方中空シャフトは内方中空シャフト
の外周に同心的に離間して設けられ、両者間に環状空間
が形成され、前記タービンブレードはタワーに対して固
定され、前記タワーは出口プレナムとその出口プレナム
を外側から取囲む入口プレナムとを有し、出口プレナム
は前記シャフトの内方中空シャフトと連通するとともに
入口プレナムはコネクタを介して前記シャフトの外方中
空シャフトと連通しており、さらに、外方中空シャフト
と内方中空シャフト間の環状空間に連通する冷却流体源
と、外方中空シャフト及び出口プレナムを取囲む入口プ
レナムを通り、出口プレナムから内方中空シャフト内に
流出させる冷却通路を有し、前記タービンブレードはセ
ラミック層、中間接合コーティング、及び膨張率調整合
金基材を有する外部コーティングを有し、上記合金及び
セラミック層はほぼ同じ熱膨張率を有し、上記膨張率調
整合金基材は超合金内スキンに装着されていることを特
徴とする。第２の発明は鉄−ニッケル含有膨張率調整合
金基材、ＺＡｌ（Ｚは、Ｎｉ、Ｆｅ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ｙお
よびこれらの混合物からなる群から選択した）を含む中
間接合コーティング、酸化イットリウム及び酸化ジルコ
ニウムを含む、前記合金の熱膨張率とほぼ同じセラミッ
ク製外コーティングと、合金基材に対して接合された耐
酸化合金と、タービンブレード内に配置された翼状中空
体と、この翼状中空体と外表面との間に配置された入口
側内部冷却室と、最初に入口側内部冷却室に入り翼状中
空体内に配置された出口側内部冷却室を通して流出する
冷却通路と、外方中空シャフトと内方中空シャフトから
なる二重の中空シャフトに接続されたタービンブレード
とを有し、前記入口側内部冷却室は外方中空シャフトに
連通し、出口側内部冷却室は内方中空シャフトに連通
し、前記冷却通路は外方中空シャフトと入口側内部冷却
室を通り次いで出口側内部冷却室から内方中空シャフト
へと通ずることを特徴とする。
プレッサと、タービン部と、これらの間に配設された燃
焼室部と、コンプレッサとタービン部とを連結する回転
自在のシャフトと、このシャフトを通してコンプレッサ
からタービン部に向う流体の一部を分流する手段とを有
するガスタービンエンジンにおいて、前記シャフトに連
結され、膨張率を調整された合金で形成され、熱障壁で
被覆された内部が冷却されるタービンブレードと、前記
シャフトから半径方向に延出するディスク状のタワーと
を有し、前記シャフトは内方中空シャフトと外方中空シ
ャフトからなり、外方中空シャフトは内方中空シャフト
の外周に同心的に離間して設けられ、両者間に環状空間
が形成され、前記タービンブレードはタワーに対して固
定され、前記タワーは出口プレナムとその出口プレナム
を外側から取囲む入口プレナムとを有し、出口プレナム
は前記シャフトの内方中空シャフトと連通するとともに
入口プレナムはコネクタを介して前記シャフトの外方中
空シャフトと連通しており、さらに、外方中空シャフト
と内方中空シャフト間の環状空間に連通する冷却流体源
と、外方中空シャフト及び出口プレナムを取囲む入口プ
レナムを通り、出口プレナムから内方中空シャフト内に
流出させる冷却通路を有し、前記タービンブレードはセ
ラミック層、中間接合コーティング、及び膨張率調整合
金基材を有する外部コーティングを有し、上記合金及び
セラミック層はほぼ同じ熱膨張率を有し、上記膨張率調
整合金基材は超合金内スキンに装着されていることを特
徴とする。第２の発明は鉄−ニッケル含有膨張率調整合
金基材、ＺＡｌ（Ｚは、Ｎｉ、Ｆｅ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ｙお
よびこれらの混合物からなる群から選択した）を含む中
間接合コーティング、酸化イットリウム及び酸化ジルコ
ニウムを含む、前記合金の熱膨張率とほぼ同じセラミッ
ク製外コーティングと、合金基材に対して接合された耐
酸化合金と、タービンブレード内に配置された翼状中空
体と、この翼状中空体と外表面との間に配置された入口
側内部冷却室と、最初に入口側内部冷却室に入り翼状中
空体内に配置された出口側内部冷却室を通して流出する
冷却通路と、外方中空シャフトと内方中空シャフトから
なる二重の中空シャフトに接続されたタービンブレード
とを有し、前記入口側内部冷却室は外方中空シャフトに
連通し、出口側内部冷却室は内方中空シャフトに連通
し、前記冷却通路は外方中空シャフトと入口側内部冷却
室を通り次いで出口側内部冷却室から内方中空シャフト
へと通ずることを特徴とする。
【０００９】
【実施例】図１は、ガスタービン１０の内部を概略に示
す。最新型のガスタービンの設計及び作動は、タービン
が据置型発電装置又は動力装置（図示のような）のいず
れで使用されようと周知である。ガスタービン１０は、
本質的には、前空気ファン６８、コンプレッサ５２、中
間燃焼室部５４、及び後部のタービン部５６からなり、
このタービン部５６は、代表的には、高圧タービン５８
及び低圧タービン６０を有する。中央回転シャフト６６
がコンプレッサ５２とタービン部５６とを連結する。前
空気ファン６８及びコンプレッサ５２は連結されていて
もよいし連結されていなくてもよく、高圧タービン５８
及び低圧タービン６０は同じシャフト６６に固定されて
いてもよいし固定されていなくてもよい。構成によって
は、低圧タービン６０が前空気ファン６８に別に連結さ
れ、高圧タービン５８がコンプレッサ５２に別に連結さ
れている。コンプレッサ５２及びタービン部５６は、固
定ベーン（即ちステータ）６２及び７０と回転ブレード
６４及び７２の交互の密な列を有する。ブレード６４及
び７２は、シャフト６６とともに回転するディスク（図
示せず）に取付けられている。
す。最新型のガスタービンの設計及び作動は、タービン
が据置型発電装置又は動力装置（図示のような）のいず
れで使用されようと周知である。ガスタービン１０は、
本質的には、前空気ファン６８、コンプレッサ５２、中
間燃焼室部５４、及び後部のタービン部５６からなり、
このタービン部５６は、代表的には、高圧タービン５８
及び低圧タービン６０を有する。中央回転シャフト６６
がコンプレッサ５２とタービン部５６とを連結する。前
空気ファン６８及びコンプレッサ５２は連結されていて
もよいし連結されていなくてもよく、高圧タービン５８
及び低圧タービン６０は同じシャフト６６に固定されて
いてもよいし固定されていなくてもよい。構成によって
は、低圧タービン６０が前空気ファン６８に別に連結さ
れ、高圧タービン５８がコンプレッサ５２に別に連結さ
れている。コンプレッサ５２及びタービン部５６は、固
定ベーン（即ちステータ）６２及び７０と回転ブレード
６４及び７２の交互の密な列を有する。ブレード６４及
び７２は、シャフト６６とともに回転するディスク（図
示せず）に取付けられている。
【００１０】空気はコンプレッサ５２に入り、ここで高
度に圧縮される。圧縮空気は、燃焼室部５４内に差し向
けられ、この燃焼室内で燃料と燃焼され、空気の温度を
上げ、結果的に燃焼ガスを得る。加熱された空気／ガス
混合物は、多数のタービンベーン６２及びブレード６４
に対して膨張し、タービン部５６を回転させる。シャフ
ト６６により、コンプレッサ５２及びファン６８が同時
に回転される。冷却式タービンでは、種々のベーン及び
ブレードを冷却するため、コンプレッサ５２からの空気
の一部を流出させる。
度に圧縮される。圧縮空気は、燃焼室部５４内に差し向
けられ、この燃焼室内で燃料と燃焼され、空気の温度を
上げ、結果的に燃焼ガスを得る。加熱された空気／ガス
混合物は、多数のタービンベーン６２及びブレード６４
に対して膨張し、タービン部５６を回転させる。シャフ
ト６６により、コンプレッサ５２及びファン６８が同時
に回転される。冷却式タービンでは、種々のベーン及び
ブレードを冷却するため、コンプレッサ５２からの空気
の一部を流出させる。
【００１１】図２は、好ましいタービンのブレード部の
断面を示す。複数の熱障壁がコーティングされたタービ
ンブレード１４が、二重シャフト４６を中心に配設され
ている。コンプレッサ（図示せず）に連結されたシャフ
ト４６は、外方中空シャフト１６及び同心の内方中空シ
ャフト１８を含む。コンプレッサから通常の方法で流出
させた空気は、方向矢印２２で示すように、内方中空シ
ャフト１８と外方中空シャフト１６との間に形成された
環状空間２０を通して圧送される。
断面を示す。複数の熱障壁がコーティングされたタービ
ンブレード１４が、二重シャフト４６を中心に配設され
ている。コンプレッサ（図示せず）に連結されたシャフ
ト４６は、外方中空シャフト１６及び同心の内方中空シ
ャフト１８を含む。コンプレッサから通常の方法で流出
させた空気は、方向矢印２２で示すように、内方中空シ
ャフト１８と外方中空シャフト１６との間に形成された
環状空間２０を通して圧送される。
【００１２】コーティングを備えたブレード１４は、シ
ャフト４６から半径方向に延びる連続したディスク状タ
ワー２４に取付けられている。タワー２４は、内方中空
シャフト１８と直接連通した円形の出口プレナム２６を
有する。出口プレナム２６は、部材２８を介してブレー
ド１４内に延びている。複数のコネクタ３０が外方中空
シャフト１６から枝状に延び、これらのコネクタは円形
の入口プレナム３２に取付けられている。ライザ３４が
入口プレナム３２とブレード１４とを橋渡しする。空気
は、ブレード１４に到るまで、コネクタ３０を通って入
口プレナム３２及びライザ３４内に流れ続ける。次い
で、空気は方向を転じて部材２８に流入し、その後、出
口プレナム２６を通る。空気は、コンプレッサ５２に向
かって内方中空シャフト１８を通って（矢印３６が示す
ように）再び戻され、（矢印３８が示すように）排出さ
れる。
ャフト４６から半径方向に延びる連続したディスク状タ
ワー２４に取付けられている。タワー２４は、内方中空
シャフト１８と直接連通した円形の出口プレナム２６を
有する。出口プレナム２６は、部材２８を介してブレー
ド１４内に延びている。複数のコネクタ３０が外方中空
シャフト１６から枝状に延び、これらのコネクタは円形
の入口プレナム３２に取付けられている。ライザ３４が
入口プレナム３２とブレード１４とを橋渡しする。空気
は、ブレード１４に到るまで、コネクタ３０を通って入
口プレナム３２及びライザ３４内に流れ続ける。次い
で、空気は方向を転じて部材２８に流入し、その後、出
口プレナム２６を通る。空気は、コンプレッサ５２に向
かって内方中空シャフト１８を通って（矢印３６が示す
ように）再び戻され、（矢印３８が示すように）排出さ
れる。
【００１３】最新式のバイパスタービンエンジンについ
ては、高圧タービン区分及び低圧タービン区分を収容
し、これらのタービン区分を最終的にコンプレッサ及び
ダクテッドファン区分に連結するのに、追加の同軸のシ
ャフト（図示せず）を使用するのがよい。
ては、高圧タービン区分及び低圧タービン区分を収容
し、これらのタービン区分を最終的にコンプレッサ及び
ダクテッドファン区分に連結するのに、追加の同軸のシ
ャフト（図示せず）を使用するのがよい。
【００１４】ブレード１４を図３及び図４に更に詳細に
示す。参考のため本願に組み込んだ米国特許第４，９０
０，６４０号で論じられているように、ブレード１４
は、インコロイ合金９０９（インコロイ（ＩＮＣＯＬＯ
Ｙ）は登録商標である）のような低膨張率合金４０でで
きており、ＺＡｌのような（Ｚは、Ｎｉ、Ｆｅ、Ｃｏ、
Ｃｒ、及びＹからなる群から選択した１つ乃至５つの元
素である）耐酸化中間接合コーティング及び部分的に安
定化した８％酸化イットリウム−酸化ジルコニウム（８
ＹＺ）のような断熱セラミック製の外層からなる熱障壁
コーティング３８Ａを備えている。
示す。参考のため本願に組み込んだ米国特許第４，９０
０，６４０号で論じられているように、ブレード１４
は、インコロイ合金９０９（インコロイ（ＩＮＣＯＬＯ
Ｙ）は登録商標である）のような低膨張率合金４０でで
きており、ＺＡｌのような（Ｚは、Ｎｉ、Ｆｅ、Ｃｏ、
Ｃｒ、及びＹからなる群から選択した１つ乃至５つの元
素である）耐酸化中間接合コーティング及び部分的に安
定化した８％酸化イットリウム−酸化ジルコニウム（８
ＹＺ）のような断熱セラミック製の外層からなる熱障壁
コーティング３８Ａを備えている。
【００１５】合金９０９は、鉄−ニッケル合金を基材と
した９００シリーズの熱膨張率調整合金であり、約３８
％のニッケルと、約１３％のコバルトと、約４．７％の
ニオブと、約１．５％のチタニウムと約４５％の鉄とを
含有する。この特定の合金は、約６４９℃で１ｍ当たり
約１０μｍと線膨張率が低く、この線膨張率は、８％Ｙ
２０３−ＺｒＯ２のセラミックコーティングの線膨張率
とほぼ適合する。現存の、又は考えられる他の膨張率調
整合金をこれに代えてもよい。
した９００シリーズの熱膨張率調整合金であり、約３８
％のニッケルと、約１３％のコバルトと、約４．７％の
ニオブと、約１．５％のチタニウムと約４５％の鉄とを
含有する。この特定の合金は、約６４９℃で１ｍ当たり
約１０μｍと線膨張率が低く、この線膨張率は、８％Ｙ
２０３−ＺｒＯ２のセラミックコーティングの線膨張率
とほぼ適合する。現存の、又は考えられる他の膨張率調
整合金をこれに代えてもよい。
【００１６】膨張率調整合金４０には、インコネル合金
７１８（インコネル（ＩＮＣＯＮＥＬ）は登録商標であ
る）のような超合金内スキン４２が取り付けられる。合
金４０とスキン４２との間を拡散接合するのが好ましい
取付け態様である。この内スキン４２は、高温での使用
中に合金９０９の内面が酸化しないようにする。
７１８（インコネル（ＩＮＣＯＮＥＬ）は登録商標であ
る）のような超合金内スキン４２が取り付けられる。合
金４０とスキン４２との間を拡散接合するのが好ましい
取付け態様である。この内スキン４２は、高温での使用
中に合金９０９の内面が酸化しないようにする。
【００１７】随意の変形例の構造は、合金７１８のよう
な耐酸化合金の薄いコーティングを接合コーテイングと
合金９０９の外面との間、並びに合金９０９の内面上に
配置することを含む。これは、合金９０９に酸化に対す
る極めて大きな保護を与える。勿論、合金７１８の厚さ
は、合金７１８−合金９０９−合金７１８のサンドイッ
チ構造の複合熱膨張率に影響しないように、合金９０９
に関して薄くなければならない。
な耐酸化合金の薄いコーティングを接合コーテイングと
合金９０９の外面との間、並びに合金９０９の内面上に
配置することを含む。これは、合金９０９に酸化に対す
る極めて大きな保護を与える。勿論、合金７１８の厚さ
は、合金７１８−合金９０９−合金７１８のサンドイッ
チ構造の複合熱膨張率に影響しないように、合金９０９
に関して薄くなければならない。
【００１８】翼状中空体４４がブレード１４内に配置さ
れ、入口側内部冷却室４８及び出口側内部冷却室５０を
ブレード１４とともに構成する。円形の入口プレナム３
２、ライザ３４、及び入口側内部冷却室４８は、冷却空
気をブレード１４に提供するため、全て相互連結されて
いる。冷却空気２２は、入口側内部冷却室４８を通って
移動し、次いで出口側内部冷却室５０、部材２８、及び
円形の出口プレナム２６を通って別経路で送出される。
れ、入口側内部冷却室４８及び出口側内部冷却室５０を
ブレード１４とともに構成する。円形の入口プレナム３
２、ライザ３４、及び入口側内部冷却室４８は、冷却空
気をブレード１４に提供するため、全て相互連結されて
いる。冷却空気２２は、入口側内部冷却室４８を通って
移動し、次いで出口側内部冷却室５０、部材２８、及び
円形の出口プレナム２６を通って別経路で送出される。
【００１９】コーティング３８Ａは、低い熱伝導率、及
び下にある合金基材４０に受容可能に適合する熱膨張率
を有する。断熱が施されたブレード１４は、コーティン
グを備えていないブレード１４よりも高温のガス流中で
作動できる。ブレードは、溶接及び／又は機械的な連結
のような従来の手段でタワー２８に取付けられている。
び下にある合金基材４０に受容可能に適合する熱膨張率
を有する。断熱が施されたブレード１４は、コーティン
グを備えていないブレード１４よりも高温のガス流中で
作動できる。ブレードは、溶接及び／又は機械的な連結
のような従来の手段でタワー２８に取付けられている。
【００２０】温度が周期的に変化する使用状態での熱障
壁コーティングの試験が米国特許第４，９００，６４０
号に記載されている。この特許で明らかにされた結果に
よれば、セラミック製の熱障壁コーティングと基材金属
の熱膨張率が同じである場合には、熱障壁でコーティン
グしたピンの剥げ落ち抵抗が優れているということが示
されている。しかしながら、これらの結果は、タービン
の用途での熱障壁コーティングの利点を示すことができ
なかった。これは、使用された繰り返し炉には高温の側
方ガス流がないためである。従って、バーナーリグをつ
くった。バーナーリグは、天然ガス／空気バーナーを使
用し、このバーナーは、内径が５０．８ｍｍ（２イン
チ）で長さが５０８ｍｍ（２０インチ）のアルミナファ
イバ製シリンダ内に火炎を差し向ける。試験ピンは、バ
ーナーからシリンダ直径３３０ｍｍ（１３インチ）に亘
ってシリンダの軸線に対して直角に位置決めされた。試
験ピンは、熱膨張率調整合金９０９からつくられてい
た。これらのピンは、長さが７６ｍｍ（３．０イン
チ）、外径が１５．８８ｍｍ（０．６３インチ）、内径
が６．５３ｍｍ（０．２６インチ）で丸味のある肩部を
備えているように機械加工されていた。熱電対を配置す
るため、直径２．１ｍｍ（０．０８３インチ）で深さ４
０ｍｍ（１．６インチ）の穴を金属製環体の中央に穿孔
してある。これらのピンを、（外径６．３５ｍｍ（０．
２５インチ）で内径４．５７ｍｍ（０．１８インチ））
のインコネル合金６００（インコネル（ＩＮＣＯＮＥ
Ｌ）は登録商標である）製の金属製内チューブ上に嵌め
た。試験中、冷却空気をこの内チューブに通した。この
チューブは、耐酸化性が劣った合金９０９基材を保護す
るために必要とされた。次いで、ピン及びチューブの構
成を所望のコーティングでプラズマスプレーする。
壁コーティングの試験が米国特許第４，９００，６４０
号に記載されている。この特許で明らかにされた結果に
よれば、セラミック製の熱障壁コーティングと基材金属
の熱膨張率が同じである場合には、熱障壁でコーティン
グしたピンの剥げ落ち抵抗が優れているということが示
されている。しかしながら、これらの結果は、タービン
の用途での熱障壁コーティングの利点を示すことができ
なかった。これは、使用された繰り返し炉には高温の側
方ガス流がないためである。従って、バーナーリグをつ
くった。バーナーリグは、天然ガス／空気バーナーを使
用し、このバーナーは、内径が５０．８ｍｍ（２イン
チ）で長さが５０８ｍｍ（２０インチ）のアルミナファ
イバ製シリンダ内に火炎を差し向ける。試験ピンは、バ
ーナーからシリンダ直径３３０ｍｍ（１３インチ）に亘
ってシリンダの軸線に対して直角に位置決めされた。試
験ピンは、熱膨張率調整合金９０９からつくられてい
た。これらのピンは、長さが７６ｍｍ（３．０イン
チ）、外径が１５．８８ｍｍ（０．６３インチ）、内径
が６．５３ｍｍ（０．２６インチ）で丸味のある肩部を
備えているように機械加工されていた。熱電対を配置す
るため、直径２．１ｍｍ（０．０８３インチ）で深さ４
０ｍｍ（１．６インチ）の穴を金属製環体の中央に穿孔
してある。これらのピンを、（外径６．３５ｍｍ（０．
２５インチ）で内径４．５７ｍｍ（０．１８インチ））
のインコネル合金６００（インコネル（ＩＮＣＯＮＥ
Ｌ）は登録商標である）製の金属製内チューブ上に嵌め
た。試験中、冷却空気をこの内チューブに通した。この
チューブは、耐酸化性が劣った合金９０９基材を保護す
るために必要とされた。次いで、ピン及びチューブの構
成を所望のコーティングでプラズマスプレーする。
【００２１】代表的なプラズマコーティングは、厚さ５
００μｍ乃至１０００μｍの８重量％酸化イットリウム
−酸化ジルコニウム（８ＹＺ）コーティングで被覆した
厚さ１８０μｍのＮｉＣｒＡｌＹ製（２２重量％のＣ
ｒ、１０重量％のＡｌ、１重量％のＹ、残りがＮｉ）中
間接合コーティングからなる。中間接合コーティング
は、合金９０９基材に耐酸化保護を与えるため、及び８
ＹＺ層を機械的に接合するための粗い表面を提供するた
め、必要とされる。ピンは、８ＹＺコーティングの厚さ
に応じて、バーナーリグの断面積の４０％乃至４５％を
占有する。
００μｍ乃至１０００μｍの８重量％酸化イットリウム
−酸化ジルコニウム（８ＹＺ）コーティングで被覆した
厚さ１８０μｍのＮｉＣｒＡｌＹ製（２２重量％のＣ
ｒ、１０重量％のＡｌ、１重量％のＹ、残りがＮｉ）中
間接合コーティングからなる。中間接合コーティング
は、合金９０９基材に耐酸化保護を与えるため、及び８
ＹＺ層を機械的に接合するための粗い表面を提供するた
め、必要とされる。ピンは、８ＹＺコーティングの厚さ
に応じて、バーナーリグの断面積の４０％乃至４５％を
占有する。
【００２２】選択したバーナーリグ試験の結果を表１に
示す。ピンの前方約２５ｍｍ（０．９インチ）、ピンの
上方の高温のガス流内に１３ｍｍ（０．５インチ）に配
置したシースのないタイプＲ熱電対でバーナー温度を計
測した。バーナー速度は、ピン（ピンによって占有され
ていない断面積）を通過する速度について算出した値で
ある。算出に当たり、完全燃焼が起こっているというこ
と、圧力が１気圧であるということ、及びガスが理想的
な挙動を示すことを仮定した・金属温度は・上文中で言
及した基材の穴に挿入したタイプＫ熱電対で計測され
た。ピンは、金属熱電対が、バーナーに面して高温のガ
ス流の中央に配置されるように配向されている。冷却空
気流ΔＴは、ピンに進入する冷却空気の温度（２２℃乃
至２５℃（７１゜Ｆ乃至７７゜Ｆ）とガス流中に挿入し
たタイプＫ熱電対で計測したピンを出る空気の温度との
差である。熱伝達は、計測したΔＴ及び冷却空気流量か
ら、平均温度での空気の熱力学的性質を使用して算出さ
れる。
示す。ピンの前方約２５ｍｍ（０．９インチ）、ピンの
上方の高温のガス流内に１３ｍｍ（０．５インチ）に配
置したシースのないタイプＲ熱電対でバーナー温度を計
測した。バーナー速度は、ピン（ピンによって占有され
ていない断面積）を通過する速度について算出した値で
ある。算出に当たり、完全燃焼が起こっているというこ
と、圧力が１気圧であるということ、及びガスが理想的
な挙動を示すことを仮定した・金属温度は・上文中で言
及した基材の穴に挿入したタイプＫ熱電対で計測され
た。ピンは、金属熱電対が、バーナーに面して高温のガ
ス流の中央に配置されるように配向されている。冷却空
気流ΔＴは、ピンに進入する冷却空気の温度（２２℃乃
至２５℃（７１゜Ｆ乃至７７゜Ｆ）とガス流中に挿入し
たタイプＫ熱電対で計測したピンを出る空気の温度との
差である。熱伝達は、計測したΔＴ及び冷却空気流量か
ら、平均温度での空気の熱力学的性質を使用して算出さ
れる。
【００２３】ＮｉＣｒＡｌＹ製接合コーティング及び８
ＹＺセラミック層で被覆した合金９０９チューブからな
る複合シリンダに亘る定常状態での温度分布を算出する
ため、数学的モデルを準備した。熱は、輻射及び対流で
システムに進入する。コーティングの輻射率及び吸収率
は、温度の関数である。外部対流熱伝達は、単一のシリ
ンダに亘る流れについての平均熱伝達率を使用して算出
した。算出した対流熱伝達率を使用すると、全ての熱が
チューブの内側から除去された。これらの値及び等式は
標準的な熱伝達テキストブックで見つけることができ
る。８ＹＺセラミック層の熱伝達率は０．８０Ｗ／ｍＫ
とされ、ＮｉＣｒＡｌＹ製接合コーティングの伝達率は
７．０Ｗ／ｍＫとされる。大まかな平均値が公開されて
いる。温度の関数としてのインコロイ合金９０９の伝達
率は、製造者である米国ウェストバージニア州ハンチン
トンのインコ合金インターナショナル社が発行した刊行
物で見つけることができる。
ＹＺセラミック層で被覆した合金９０９チューブからな
る複合シリンダに亘る定常状態での温度分布を算出する
ため、数学的モデルを準備した。熱は、輻射及び対流で
システムに進入する。コーティングの輻射率及び吸収率
は、温度の関数である。外部対流熱伝達は、単一のシリ
ンダに亘る流れについての平均熱伝達率を使用して算出
した。算出した対流熱伝達率を使用すると、全ての熱が
チューブの内側から除去された。これらの値及び等式は
標準的な熱伝達テキストブックで見つけることができ
る。８ＹＺセラミック層の熱伝達率は０．８０Ｗ／ｍＫ
とされ、ＮｉＣｒＡｌＹ製接合コーティングの伝達率は
７．０Ｗ／ｍＫとされる。大まかな平均値が公開されて
いる。温度の関数としてのインコロイ合金９０９の伝達
率は、製造者である米国ウェストバージニア州ハンチン
トンのインコ合金インターナショナル社が発行した刊行
物で見つけることができる。
【表１】
【００２４】セラミック製熱障壁コーティングの利点を
表１の試験Ａ及び試験Ｂを比較して例示する。試験Ｂで
は、セラミックコーティングが削り取ってあるが、その
他の状態は不変である。金属温度は、セラミックが存在
しない場合には、１９１℃（３７６゜Ｆ）下がる。試験
Ｃと試験Ｄとを比較すると、バーナー速度を４０ｍ／ｓ
から（毎秒１３１フィート）乃至７２．２ｍ／ｓから
（毎秒２３７フィート）まで高めると、金属が熱障壁コ
ーティングで覆われている場合、金属温度に及ぼされる
影響が最小であるということがわかる。コーティングの
厚さの重要な効果は、試験Ｄと試験Ｅとを比較すること
によってわかる。しかしながら、二つの異なるピンにつ
いて値が得られているため、直接的に比較するのは困難
である。これらの値は、合金６００冷却チューブと合金
９０９基材との間の界面間の相違によって影響を受け
る。実際には、この界面では、拡散接合が行われ、熱流
に対する障害がない。計算によれば、試験を行った形状
及び状態について、冷却チューブと基材との界面が存在
することによる金属温度に及ぼされる影響は、界面が存
在しない場合よりも１００℃（２１２゜Ｆ）高い。ガス
タービンエンジンの熱障壁コーティングに対する経済的
な用途において、何が定常状態の温度であるかを算出す
ることができる。このような計算によれば、タービンの
入口ガス流が１６００℃（２９１２゜Ｆ）で圧力が４０
気圧で、相対的ガス速度が５００ｍ／ｓ（毎秒１６５１
フィート）のガスタービン内で作動する場合、一段のブ
レードを冷却して合金９０９の温度を８５０℃（１５６
２゜Ｆ）以下に保つのにコンプレッサ区分からの空気の
１％以下を必要とする。しかしながら、熱障壁でコーテ
ィングされたブレードに新たな冷却空気経路を使用する
のがよい。多数の可能な経路を表２で探す。全ての場合
において、コンプレッサ効率は８７％であり、タービン
効率は８５％である。全ての場合において、コンプレッ
サガスの公称１０％が、ブレード、ベーン、及びシュラ
ウド等の冷却に使用される。
表１の試験Ａ及び試験Ｂを比較して例示する。試験Ｂで
は、セラミックコーティングが削り取ってあるが、その
他の状態は不変である。金属温度は、セラミックが存在
しない場合には、１９１℃（３７６゜Ｆ）下がる。試験
Ｃと試験Ｄとを比較すると、バーナー速度を４０ｍ／ｓ
から（毎秒１３１フィート）乃至７２．２ｍ／ｓから
（毎秒２３７フィート）まで高めると、金属が熱障壁コ
ーティングで覆われている場合、金属温度に及ぼされる
影響が最小であるということがわかる。コーティングの
厚さの重要な効果は、試験Ｄと試験Ｅとを比較すること
によってわかる。しかしながら、二つの異なるピンにつ
いて値が得られているため、直接的に比較するのは困難
である。これらの値は、合金６００冷却チューブと合金
９０９基材との間の界面間の相違によって影響を受け
る。実際には、この界面では、拡散接合が行われ、熱流
に対する障害がない。計算によれば、試験を行った形状
及び状態について、冷却チューブと基材との界面が存在
することによる金属温度に及ぼされる影響は、界面が存
在しない場合よりも１００℃（２１２゜Ｆ）高い。ガス
タービンエンジンの熱障壁コーティングに対する経済的
な用途において、何が定常状態の温度であるかを算出す
ることができる。このような計算によれば、タービンの
入口ガス流が１６００℃（２９１２゜Ｆ）で圧力が４０
気圧で、相対的ガス速度が５００ｍ／ｓ（毎秒１６５１
フィート）のガスタービン内で作動する場合、一段のブ
レードを冷却して合金９０９の温度を８５０℃（１５６
２゜Ｆ）以下に保つのにコンプレッサ区分からの空気の
１％以下を必要とする。しかしながら、熱障壁でコーテ
ィングされたブレードに新たな冷却空気経路を使用する
のがよい。多数の可能な経路を表２で探す。全ての場合
において、コンプレッサ効率は８７％であり、タービン
効率は８５％である。全ての場合において、コンプレッ
サガスの公称１０％が、ブレード、ベーン、及びシュラ
ウド等の冷却に使用される。
【表２】
【００２５】熱障壁コーティングを設けることにより、
タービン入口温度を１４５０℃（２６９２゜Ｆ）から１
６００℃（２９１２゜Ｆ）まで上昇させることができ
る。例２と例１とを比較するとわかるように、これは熱
効率を１．８％改善し、更に重要なことには、タービン
を通過する空気の正味仕事を１．６２×１０７Ｊｏｕｌ
ｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅから１．９７×１０７Ｊｏｕｌｅ
ｓ／ｋｇ ｍｏｌｅまで（６９８１ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏ
ｌｅから８４８９ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏｌｅまで）上昇
（２１．６％上昇）する。エンジンの最大推力は正味仕
事に正比例する。本明細書の最初の方で述べたように、
従来の設計では、冷却空気は、金属製ブレードに膜冷却
を行うように、シャフトを通りブレードの穴を通って出
る。
タービン入口温度を１４５０℃（２６９２゜Ｆ）から１
６００℃（２９１２゜Ｆ）まで上昇させることができ
る。例２と例１とを比較するとわかるように、これは熱
効率を１．８％改善し、更に重要なことには、タービン
を通過する空気の正味仕事を１．６２×１０７Ｊｏｕｌ
ｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅから１．９７×１０７Ｊｏｕｌｅ
ｓ／ｋｇ ｍｏｌｅまで（６９８１ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏ
ｌｅから８４８９ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏｌｅまで）上昇
（２１．６％上昇）する。エンジンの最大推力は正味仕
事に正比例する。本明細書の最初の方で述べたように、
従来の設計では、冷却空気は、金属製ブレードに膜冷却
を行うように、シャフトを通りブレードの穴を通って出
る。
【００２６】熱障壁コーティング３８が設けられている
場合には、冷却空気を内シャフト１８に後方に差し向け
ることができ、適当な低圧降下通路が使用される場合、
かなりの低圧降下が必要とされる。この場合、冷却空気
は、タービンシャフト１４から外に周囲に放出される
（方向矢印７８）だけである。この場合（例３対例
２）、タービンの効率は４２．２％から４４．３％まで
上昇し、タービンを通る空気の質量モル当たりの正味仕
事は、１．９７×１０７Ｊｏｕｌｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅ
から２．０７×１０７Ｊｏｕｌｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅま
で（８４８９ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏｌｅから８９１４ＢＴ
Ｕ／ｌｂ ｍｏｌｅまで）上昇し、又は更に５％上昇さ
せる。排気冷却空気をシャフト１８の中央部分に戻すダ
クトを備えているように形成した場合には、冷却空気を
コンプレッサ入口に（方向矢印３６が示すように）差し
向け戻すことができる。これによって、タービンの効率
が改善される。タービン効率は、ブレードを通る冷却空
気の温度上昇に左右される。ブレードを通過する冷却空
気の温度上昇が３３３℃（６３１゜Ｆ）である場合、冷
却空気をコンプレッサに戻すようにダクトを形成すると
効率が４４．３％から４５．５％まで上昇するが、空気
の質量モル当たりの正味仕事は、２．０７×１０７Ｊｏ
ｕｌｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅから２．０×１０７Ｊｏｕｌ
ｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅに（８９１４ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏ
ｌｅから８６２０ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏｌｅまで）減少す
る（例４対例３）。温度上昇が期待した１６６℃（３３
１゜Ｆ）に近い場合には、例６に示すように、効率は４
４．９％であり、空気の質量モル当たりの正味仕事は
２．０４×１０７Ｊｏｕｌｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅ（８７
６８ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏｌｅ）である。
場合には、冷却空気を内シャフト１８に後方に差し向け
ることができ、適当な低圧降下通路が使用される場合、
かなりの低圧降下が必要とされる。この場合、冷却空気
は、タービンシャフト１４から外に周囲に放出される
（方向矢印７８）だけである。この場合（例３対例
２）、タービンの効率は４２．２％から４４．３％まで
上昇し、タービンを通る空気の質量モル当たりの正味仕
事は、１．９７×１０７Ｊｏｕｌｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅ
から２．０７×１０７Ｊｏｕｌｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅま
で（８４８９ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏｌｅから８９１４ＢＴ
Ｕ／ｌｂ ｍｏｌｅまで）上昇し、又は更に５％上昇さ
せる。排気冷却空気をシャフト１８の中央部分に戻すダ
クトを備えているように形成した場合には、冷却空気を
コンプレッサ入口に（方向矢印３６が示すように）差し
向け戻すことができる。これによって、タービンの効率
が改善される。タービン効率は、ブレードを通る冷却空
気の温度上昇に左右される。ブレードを通過する冷却空
気の温度上昇が３３３℃（６３１゜Ｆ）である場合、冷
却空気をコンプレッサに戻すようにダクトを形成すると
効率が４４．３％から４５．５％まで上昇するが、空気
の質量モル当たりの正味仕事は、２．０７×１０７Ｊｏ
ｕｌｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅから２．０×１０７Ｊｏｕｌ
ｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅに（８９１４ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏ
ｌｅから８６２０ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏｌｅまで）減少す
る（例４対例３）。温度上昇が期待した１６６℃（３３
１゜Ｆ）に近い場合には、例６に示すように、効率は４
４．９％であり、空気の質量モル当たりの正味仕事は
２．０４×１０７Ｊｏｕｌｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅ（８７
６８ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏｌｅ）である。
【００２７】例５を除く表２の全ての値は、１５気圧の
圧力上昇に基づいて算出されている。これは、この圧力
上昇が、タービンを通る空気の質量モル当たりの正味仕
事を最大値（最大推力）にするためである。例５に示す
ような最大推力についての最適の圧力上昇での正味仕事
の選択の自由を常に有する。コンプレッサでの圧力上昇
を増大することによって、効率を４７．５％まで上昇さ
せることができるが、空気の質量モル当たりの正味仕事
は１．９８×１０７Ｊｏｕｌｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅ（８
５３８ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏｌｅ）まで減少する。
圧力上昇に基づいて算出されている。これは、この圧力
上昇が、タービンを通る空気の質量モル当たりの正味仕
事を最大値（最大推力）にするためである。例５に示す
ような最大推力についての最適の圧力上昇での正味仕事
の選択の自由を常に有する。コンプレッサでの圧力上昇
を増大することによって、効率を４７．５％まで上昇さ
せることができるが、空気の質量モル当たりの正味仕事
は１．９８×１０７Ｊｏｕｌｅｓ／ｋｇ ｍｏｌｅ（８
５３８ＢＴＵ／ｌｂ ｍｏｌｅ）まで減少する。
【００２８】通常、発電用ガスタービンには二つのター
ビンが設けられ、一方のタービンはコンプレッサに直接
取付けられ、他方のタービンは動力駆動装置又はファン
に取付けられている。通常は、コンプレッサに取付けら
れたタービンが最も高温であるが、動力タービン即ちフ
ァンベーン及びブレードもまた熱障壁コーティングを有
するのがよく、これらを冷却するのがよい。ブレードを
通して動力シャフトの下流に空気をパージし、動力シャ
フトの中央隔室を通して戻すことによって、低圧空気を
動力タービンブレードに通すことができる。
ビンが設けられ、一方のタービンはコンプレッサに直接
取付けられ、他方のタービンは動力駆動装置又はファン
に取付けられている。通常は、コンプレッサに取付けら
れたタービンが最も高温であるが、動力タービン即ちフ
ァンベーン及びブレードもまた熱障壁コーティングを有
するのがよく、これらを冷却するのがよい。ブレードを
通して動力シャフトの下流に空気をパージし、動力シャ
フトの中央隔室を通して戻すことによって、低圧空気を
動力タービンブレードに通すことができる。
【００２９】簡単に述べると、合金９０９上に熱障壁コ
ーティングを使用することによって、ブレードに損傷を
与えることなくタービンの入口温度を１６００℃（２９
１２゜Ｆ）にすることができる。熱障壁コーティングの
利点を最適化するため、タービンの設計を変更しなけれ
ばならない。中空シャフトを通ってブレードに到り、ブ
レードから中空シャフトの中央部分を通って戻る圧力降
下をできるだけ小さくするように設計された冷却空気通
路が効率を改善できる。この効率は、タービンの作動温
度を上昇させることによって得られる効率の改善とほぼ
同じである。中空シャフトの中央部分内の使用済みの冷
却空気をタービンの排気部にダクトで排出するか或いは
コンプレッサに戻すかのいずれかを行うという設計もま
た可能である。これによって、最大推力又は最大効率を
得るように飛行中にタービンを所望の通りに制御するこ
とができる。
ーティングを使用することによって、ブレードに損傷を
与えることなくタービンの入口温度を１６００℃（２９
１２゜Ｆ）にすることができる。熱障壁コーティングの
利点を最適化するため、タービンの設計を変更しなけれ
ばならない。中空シャフトを通ってブレードに到り、ブ
レードから中空シャフトの中央部分を通って戻る圧力降
下をできるだけ小さくするように設計された冷却空気通
路が効率を改善できる。この効率は、タービンの作動温
度を上昇させることによって得られる効率の改善とほぼ
同じである。中空シャフトの中央部分内の使用済みの冷
却空気をタービンの排気部にダクトで排出するか或いは
コンプレッサに戻すかのいずれかを行うという設計もま
た可能である。これによって、最大推力又は最大効率を
得るように飛行中にタービンを所望の通りに制御するこ
とができる。
【００３０】本発明の特定の実施例を法令の規定に従っ
て本明細書中に例示し且つ説明したが、特許請求の範囲
の範疇の本発明の形態を変更でき、本発明の特定の特徴
をこれに対応して他の特徴を使用することなく有利に使
用できるということは、当業者には理解されよう。
て本明細書中に例示し且つ説明したが、特許請求の範囲
の範疇の本発明の形態を変更でき、本発明の特定の特徴
をこれに対応して他の特徴を使用することなく有利に使
用できるということは、当業者には理解されよう。
【図１】ガスタービンの概略断面図である。
【図２】本発明の部分断面図である。
【図３】本発明の一実施例の詳細図である。
【図４】本発明の図３の４−４線での断面図である。
１０ ガスタービン １４ タービンブレード １６ 外方中空シャフト １８ 内方中空シャフト ２０ 環状空間 ２４ ディスク状タワー ２６ 出口プレナム ３０ コネクタ ３２ 入口プレナム ３４ ライザ ３８ 熱障壁コーティング ３８Ａ セラミック製外コーティング ３８Ｂ 中間接合コーティング ４０ 熱膨張率調整合金基材 ４２ 内スキン ４４ 中空内翼 ４６ 二重シャフト ５２ コンプレッサ ５４ 中間燃焼室部 ５６ タービン部 ５８ 高圧タービン ６０ 低圧タービン ６２ 固定ベーン ６４ 回転ブレード ６６ 中央回転シャフト ６８ 前空気ファン ７０ 固定ベーン ７２ 回転ブレード
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ゲイロード、ダレル、スミス アメリカ合衆国ウエストバージニア州、 ハンチントン、スタムフォード、パー ク、ドライブ、120 (72)発明者 カート、ケニス、カシュニー カナダ国オンタリオ州、バーリントン、 ブレイモア、ロード、593 (56)参考文献 特開 平４−47101（ＪＰ，Ａ) 特開 昭62−17307（ＪＰ，Ａ) 特開 昭62−294703（ＪＰ，Ａ) 特開 平３−183538（ＪＰ，Ａ) 米国特許4900640（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F01D 5/18 F01D 5/28
Claims (2)
- 【請求項１】流体コンプレッサと、タービン部と、これ
らの間に配設された燃焼室部と、コンプレッサとタービ
ン部とを連結する回転自在のシャフトと、このシャフト
を通してコンプレッサからタービン部に向う流体の一部
を分流する手段とを有するガスタービンエンジンにおい
て、前記シャフトに連結され、膨張率を調整された合金
で形成され、熱障壁で被覆された内部が冷却されるター
ビンブレードと、前記シャフトから半径方向に延出する
ディスク状のタワーとを有し、前記シャフトは内方中空
シャフトと外方中空シャフトからなり、外方中空シャフ
トは内方中空シャフトの外周に同心的に離間して設けら
れ、両者間に環状空間が形成され、前記タービンブレー
ドはタワーに対して固定され、前記タワーは出口プレナ
ムとその出口プレナムを外側から取囲む入口プレナムと
を有し、出口プレナムは前記シャフトの内方中空シャフ
トと連通するとともに入口プレナムはコネクタを介して
前記シャフトの外方中空シャフトと連通しており、さら
に、外方中空シャフトと内方中空シャフト間の環状空間
に連通する冷却流体源と、外方中空シャフト及び出口プ
レナムを取囲む入口プレナムを通り、出口プレナムから
内方中空シャフト内に流出させる冷却通路を有し、前記
タービンブレードはセラミック層、中間接合コーティン
グ、及び膨張率調整合金基材を有する外部コーティング
を有し、上記合金及びセラミック層はほぼ同じ熱膨張率
を有し、上記膨張率調整合金基材は超合金内スキンに装
着されていることを特徴とするガスタービンエンジン。 - 【請求項２】鉄−ニッケル含有膨張率調整合金基材、Ｚ
Ａｌ（Ｚは、Ｎｉ、Ｆｅ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ｙおよびこれら
の混合物からなる群から選択した）を含む中間接合コー
ティング、酸化イットリウム及び酸化ジルコニウムを含
む、前記合金の熱膨張率とほぼ同じセラミック製外コー
ティングと、合金基材に対して接合された耐酸化合金
と、タービンブレード内に配置された翼状中空体と、こ
の翼状中空体と外表面との間に配置された入口側内部冷
却室と、最初に入口側内部冷却室に入り翼状中空体内に
配置された出口側内部冷却室を通して流出する冷却通路
と、外方中空シャフトと内方中空シャフトからなる二重
の中空シャフトに接続されたタービンブレードとを有
し、前記入口側内部冷却室は外方中空シャフトに連通
し、出口側内部冷却室は内方中空シャフトに連通し、前
記冷却通路は外方中空シャフトと入口側内部冷却室を通
り次いで出口側内部冷却室から内方中空シャフトへと通
ずることを特徴とするタービンブレード。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US936115 | 1978-08-23 | ||
| US07/936,115 US5279111A (en) | 1992-08-27 | 1992-08-27 | Gas turbine cooling |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06212903A JPH06212903A (ja) | 1994-08-02 |
| JP2771430B2 true JP2771430B2 (ja) | 1998-07-02 |
Family
ID=25468193
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5210394A Expired - Lifetime JP2771430B2 (ja) | 1992-08-27 | 1993-08-25 | ガスタービンおよびタービンブレード |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5279111A (ja) |
| JP (1) | JP2771430B2 (ja) |
| GB (1) | GB2270126B (ja) |
Families Citing this family (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20020041928A1 (en) * | 1997-03-26 | 2002-04-11 | Leonid V. Budaragin | Method for coating substrate with metal oxide coating |
| US5782076A (en) * | 1996-05-17 | 1998-07-21 | Westinghouse Electric Corporation | Closed loop air cooling system for combustion turbines |
| JP3621523B2 (ja) * | 1996-09-25 | 2005-02-16 | 株式会社東芝 | ガスタービンの動翼冷却装置 |
| GB2319308B (en) * | 1996-11-12 | 2001-02-28 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine turbine system |
| US6014855A (en) * | 1997-04-30 | 2000-01-18 | Stewart & Stevenson Services, Inc. | Light hydrocarbon fuel cooling system for gas turbine |
| CN1143945C (zh) * | 1997-06-27 | 2004-03-31 | 西门子公司 | 内冷却式汽轮机的透平轴以及冷却透平轴的方法 |
| US6077036A (en) * | 1998-08-20 | 2000-06-20 | General Electric Company | Bowed nozzle vane with selective TBC |
| GB2346415A (en) * | 1999-02-05 | 2000-08-09 | Rolls Royce Plc | Vibration damping |
| WO2002027145A2 (en) * | 2000-09-29 | 2002-04-04 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Vane assembly for a turbine and combustion turbine with this vane assembly |
| US7316057B2 (en) * | 2004-10-08 | 2008-01-08 | Siemens Power Generation, Inc. | Method of manufacturing a rotating apparatus disk |
| WO2006059997A2 (en) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Annular turbine ring rotor |
| US7217088B2 (en) * | 2005-02-02 | 2007-05-15 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling fluid preheating system for an airfoil in a turbine engine |
| US20070015002A1 (en) * | 2005-07-14 | 2007-01-18 | Ut-Battele, Llc | Oxygen-donor and catalytic coatings of metal oxides and metals |
| US8210803B2 (en) * | 2007-06-28 | 2012-07-03 | United Technologies Corporation | Ceramic matrix composite turbine engine vane |
| US20090098289A1 (en) * | 2007-10-12 | 2009-04-16 | Deininger Mark A | Pig and Method for Applying Prophylactic Surface Treatments |
| US7926292B2 (en) * | 2008-03-19 | 2011-04-19 | Gas Technology Institute | Partial oxidation gas turbine cooling |
| US8623301B1 (en) | 2008-04-09 | 2014-01-07 | C3 International, Llc | Solid oxide fuel cells, electrolyzers, and sensors, and methods of making and using the same |
| EP2534723A4 (en) | 2010-02-10 | 2015-08-05 | Fcet Inc | LOW TEMPERATURE ELECTROLYTE FOR SOLID FUEL CELLS WITH HIGH ION CONDUCTIVITY |
| EP2410138B8 (en) * | 2010-07-22 | 2017-07-19 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Gas turbine engine flange arrangement and method for retrofitting same |
| JP5822608B2 (ja) * | 2011-08-31 | 2015-11-24 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 監視装置及び方法並びにプログラム、それを備えたガスタービン設備、及びガスタービン監視システム |
| US9188009B2 (en) * | 2012-10-30 | 2015-11-17 | United Technologies Corporation | Bore cavity thermal conditioning system |
| CN103091238B (zh) * | 2013-01-10 | 2014-11-05 | 湘潭大学 | 一种热障涂层涡轮叶片动静态服役环境一体化的试验平台 |
| US9273559B2 (en) | 2013-03-08 | 2016-03-01 | General Electric Company | Turbine blade cooling channel formation |
| WO2015009618A1 (en) | 2013-07-15 | 2015-01-22 | Fcet, Llc | Low temperature solid oxide cells |
| KR102152415B1 (ko) * | 2018-10-16 | 2020-09-04 | 두산중공업 주식회사 | 터빈 베인 및 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4900640A (en) | 1988-04-19 | 1990-02-13 | Inco Limited | Low coefficient of expansion alloys having a thermal barrier |
Family Cites Families (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA491829A (en) * | 1953-04-07 | Paul Donald | Stator blades for a gaseous fluid turbine | |
| US1657192A (en) * | 1923-03-22 | 1928-01-24 | Belluzzo Giuseppe | Wheel for internal-combustion turbines |
| GB506479A (en) * | 1938-09-05 | 1939-05-30 | Hans Holzwarth | Improvements in or relating to turbines |
| US2487514A (en) * | 1943-01-16 | 1949-11-08 | Jarvis C Marble | Turbine rotor cooling |
| GB602530A (en) * | 1945-10-16 | 1948-05-28 | Bristol Aeroplane Co Ltd | Improvements in or relating to gas turbines |
| US2618120A (en) * | 1946-06-07 | 1952-11-18 | Papini Anthony | Coaxial combustion products generator and turbine with cooling means |
| GB663844A (en) * | 1947-12-31 | 1951-12-27 | Marzer | Fixing means for highly stressed blades more particularly on turbine wheels |
| US2779565A (en) * | 1948-01-05 | 1957-01-29 | Bruno W Bruckmann | Air cooling of turbine blades |
| GB713647A (en) * | 1951-04-12 | 1954-08-18 | Parsons & Marine Eng Turbine | Improvements in or relating to water-cooled gas turbines |
| GB868788A (en) * | 1956-11-20 | 1961-05-25 | Robert Pouit | Improvements in gas turbine installations |
| US3275294A (en) * | 1963-11-14 | 1966-09-27 | Westinghouse Electric Corp | Elastic fluid apparatus |
| GB1090173A (en) * | 1966-05-04 | 1967-11-08 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
| US3584458A (en) * | 1969-11-25 | 1971-06-15 | Gen Motors Corp | Turbine cooling |
| US3647313A (en) * | 1970-06-01 | 1972-03-07 | Gen Electric | Gas turbine engines with compressor rotor cooling |
| GB1361256A (en) * | 1971-08-25 | 1974-07-24 | Rolls Royce | Gas turbine engine blades |
| CH580750A5 (ja) * | 1974-07-17 | 1976-10-15 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | |
| US4040767A (en) * | 1975-06-02 | 1977-08-09 | United Technologies Corporation | Coolable nozzle guide vane |
| US4136516A (en) * | 1977-06-03 | 1979-01-30 | General Electric Company | Gas turbine with secondary cooling means |
| FR2491549B1 (fr) * | 1980-10-08 | 1985-07-05 | Snecma | Dispositif de refroidissement d'une turbine a gaz, par prelevement d'air au niveau du compresseur |
| DE3327218A1 (de) * | 1983-07-28 | 1985-02-07 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Thermisch hochbeanspruchtes, gekuehltes bauteil, insbesondere turbinenschaufel |
| JPS6217307A (ja) * | 1985-07-17 | 1987-01-26 | Natl Res Inst For Metals | 空冷翼 |
| JPS62294703A (ja) * | 1986-06-13 | 1987-12-22 | Jinichi Nishiwaki | 蒸気タ−ビンのブレ−ドを冷却する方法 |
| US4927714A (en) * | 1987-08-17 | 1990-05-22 | Barson Corporation | Refractory metal composite coated article |
| US4904542A (en) * | 1988-10-11 | 1990-02-27 | Midwest Research Technologies, Inc. | Multi-layer wear resistant coatings |
| US4916022A (en) * | 1988-11-03 | 1990-04-10 | Allied-Signal Inc. | Titania doped ceramic thermal barrier coatings |
| JPH03183538A (ja) * | 1989-07-27 | 1991-08-09 | Toshiba Corp | 耐熱複合体およびこれを用いた芯金およびボルトおよびヒータ、並びに磁性複合体 |
| JPH0447101A (ja) * | 1990-06-15 | 1992-02-17 | Toshiba Corp | ターボ機械の動翼 |
-
1992
- 1992-08-27 US US07/936,115 patent/US5279111A/en not_active Expired - Lifetime
-
1993
- 1993-08-19 GB GB9317258A patent/GB2270126B/en not_active Expired - Fee Related
- 1993-08-25 JP JP5210394A patent/JP2771430B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4900640A (en) | 1988-04-19 | 1990-02-13 | Inco Limited | Low coefficient of expansion alloys having a thermal barrier |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB9317258D0 (en) | 1993-10-06 |
| GB2270126B (en) | 1995-08-02 |
| US5279111A (en) | 1994-01-18 |
| JPH06212903A (ja) | 1994-08-02 |
| GB2270126A (en) | 1994-03-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2771430B2 (ja) | ガスタービンおよびタービンブレード | |
| JP3671981B2 (ja) | 曲折した冷却用チャネルを備えたタービンシュラウドセグメント | |
| US20190048727A1 (en) | Bonded multi-piece gas turbine engine component | |
| JP4477032B2 (ja) | 閉ループ蒸気冷却式タービンシュラウド | |
| EP1890009B1 (en) | Turbine shroud thermal distortion control | |
| US5388962A (en) | Turbine rotor disk post cooling system | |
| US4473336A (en) | Turbine blades | |
| JP6981724B2 (ja) | 粒子収集チャンバを有する高温ガス経路構成要素冷却システム | |
| US10975704B2 (en) | Engine component with cooling hole | |
| JPS6147291B2 (ja) | ||
| CN108730038B (zh) | 用于冷却流体分布的方法和系统 | |
| JP6205457B2 (ja) | タービンシュラウドを断熱するためのシステム | |
| JP2005090512A (ja) | ネットワーク冷却された被膜壁 | |
| JP2017002907A (ja) | 壁近接冷却特徴部を有する高温ガス経路構成要素 | |
| US10018067B2 (en) | Suction-based active clearance control system | |
| US20170298743A1 (en) | Component for a turbine engine with a film-hole | |
| CN110725718A (zh) | 具有冷却孔的涡轮发动机的部件 | |
| US20200141247A1 (en) | Component for a turbine engine with a film hole | |
| US20240102480A1 (en) | Compressor inner air seal and method of making | |
| US10435776B2 (en) | Fire containment coating system for titanium | |
| JP3302370B2 (ja) | 薄膜冷却スロットを備えたタービンブレードの外部エアシール | |
| US11092015B2 (en) | Airfoil with metallic shield | |
| US20210348761A1 (en) | Panel burn through tolerant shell design |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 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 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090417 Year of fee payment: 11 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090417 Year of fee payment: 11 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100417 Year of fee payment: 12 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100417 Year of fee payment: 12 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110417 Year of fee payment: 13 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110417 Year of fee payment: 13 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120417 Year of fee payment: 14 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120417 Year of fee payment: 14 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130417 Year of fee payment: 15 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140417 Year of fee payment: 16 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |