JP3335354B2 - 内部冷却タービン - Google Patents

内部冷却タービン

Info

Publication number
JP3335354B2
JP3335354B2 JP51320094A JP51320094A JP3335354B2 JP 3335354 B2 JP3335354 B2 JP 3335354B2 JP 51320094 A JP51320094 A JP 51320094A JP 51320094 A JP51320094 A JP 51320094A JP 3335354 B2 JP3335354 B2 JP 3335354B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
flow
cooling fluid
channels
sub
turbine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP51320094A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH08503533A (ja
Inventor
リナスク，インドリク
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.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies 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 United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPH08503533A publication Critical patent/JPH08503533A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3335354B2 publication Critical patent/JP3335354B2/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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Landscapes

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

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明はガスタービンエンジンに関し、より詳細には
内部に冷却通路を有するタービン翼型に関するものであ
る。
発明の背景 一般的なガスタービンエンジンは、作動流体を連続し
て圧縮機、燃焼室、タービンに供給する軸方向に延在し
た環状流路を有する。圧縮機は複数の回転ブレードを有
し、この回転翼ブレードが作動流体にエネルギを加え
る。作動流体は圧縮機を出ると燃焼室に入る。燃料は圧
縮された作動流体と混合され、この混合物は点火されて
作動流体にさらにエネルギを加える。燃焼によって生じ
た生成物はタービンを通って膨張される。タービンは他
の複数の回転ブレードを備え、膨張している流体からエ
ネルギを抽出する。この抽出されたエネルギの一部は、
圧縮機とタービンとを相互接続するロータシャフトを経
由して再び圧縮機に伝達される。抽出されたエネルギの
残りは他の用途にも使い得る。
作動流体と圧縮機とタービンとの間でエネルギを効率
的に伝達できるか否かは、多くのパラメータによって決
まる。これらのパラメータの１つとして、作動流体の流
れ方向に対して回転翼型をどの方向に向けるかというこ
とが挙げられる。このため、羽根と呼ばれる非回転翼型
領域は一般にロータブレードの各領域の上流に配置され
ている。羽根は流れの方向を適宜変えてブレードに作用
させる。別のパラメータはブレードおよび羽根の両方の
翼型の大きさおよび形状である。翼型は普通、空気力学
的に最善の状態にされ効率良くエネルギを送る。しかし
実際的に考慮すべき様々な問題から、大きさや形状は制
限されてしまう。
燃焼過程において発生したエネルギ量は燃焼過程の温
度に比例する。ある一定の燃料と酸化剤については、燃
焼エネルギが増大するにつれて燃焼生成物の温度も上昇
する。しかし、普通、タービン部を通り抜ける作動流体
の許容温度は燃焼過程用に温度制限が設けられている。
タービン構成要素の過熱を防ぐ１つの方法は、圧縮機
から導かれた冷却流体を利用してタービンを冷却するこ
とである。一般にこの流体は燃焼過程の影響は受けない
ので、タービン内の作動流体よりかなり低い温度であ
る。冷却流体はタービン内の様々な構造内を通過したり
その周囲を通って流れたりする。冷却流体の一部は、冷
却流体を通過させるための内部通路を持つタービン翼型
を通過して流れる。冷却流体がこれらの通路を通過する
際、熱はタービン翼型面から冷却流体へ伝達される。
圧縮機の流体を利用してタービンを冷却する方法で
は、結果としてガスタービンエンジン全体の効率が低く
なるという問題がある。圧縮された流体の一部はタービ
ンの様々な領域をバイパスしているので、圧縮機の流体
とバイパスされたタービン領域との間ではエネルギを有
効に伝達することはできない。圧縮機の流体を用いた冷
却で燃焼温度を高くできたとしても、この温度は効率損
失によって相殺されてしまう。このような相殺状態が発
生するため、圧縮機から導かれた冷却流体を効率的に利
用することは特に重要になってくる。冷却流体を効率的
に利用するには、最小限の量の冷却流体から最大限に伝
熱を達成する必要がある。
タービン羽根を冷却する一般的な方法はタービン羽根
内に配置された衝突管、すなわちそらせ板を使用するこ
とである。このそらせ板はタービン羽根を介して延在
し、冷却流体源と流体連通している。このそらせ板には
隔置された複数の衝突孔が形成されており、冷却流体は
この孔を通過する。そらせ板を出た冷却流体はタービ羽
根内部の表面に衝突する。衝突孔が設けられていること
で冷却流体はタービン羽根内に分散し、特定位置で冷却
不足が起こることはない。
そらせ板を使用する場合の問題点としては、そらせ板
には翼型の大きさ、形状に制限があるという点が挙げら
れる。すなわち、第一に、翼型は翼型内にそらせ板を挿
入できるよう十分な厚さがなければならない。第二に、
三次元の湾曲部を有する複雑な形状のものはそらせ板を
翼型内に装入しなければならず、実用的ではないことで
ある。
上記技術にもかかわらず、本願出願人の譲受人からの
指示に基づいて、科学者およびエンジニアらは、効果的
なタービン翼型の空気力学的な形に最小量の冷却流体を
衝突させることでターボマシンの全体効率を最大限活用
できるよう研究中である。
発明の開示 本発明によれば、タービン翼型は、そらせ板のない通
路を備える。この通路は冷却流体の流路を形成するとと
もに、冷却流体を後縁部に分流するために、軸方向に向
かうチャネルを有する。このチャネルは一連のものでは
なく、その一部が断続された（interrupted）形状とな
っている。
本発明のある実施態様によれば、このチャネルは、圧
力壁と吸引壁との間に延在している半径方向に隔置され
た壁と、後縁部に沿って半径方向に隔置され、かつその
壁の下流に軸方向に隔置された分流部材と、その壁と分
流部材との間に軸方向に配置された架台とを具備する。
架台は隣接する一対の壁によって規定されたサブチャネ
ルから流出する流体が架台と衝突するようにその壁から
半径方向にずれた位置にある。分流部材は、隣接する架
台の間を流れる流体が分流部材前縁部と衝突するように
架台から半径方向にずれた位置にある。この分流部材は
吸引壁リップをこえて軸方向に延在し、リップの気膜冷
却を提供する拡散手段を形成している。
本発明の原理的な特徴はタービン翼型内でそらせ板の
ない冷却通路があることである。もう一つの特徴は、軸
方向に延在して断続的に（interrupted）形成されたチ
ャネルである。特定の実施態様の特徴はチャネル内に配
置された架台である。
本発明の基本的な利点は、そらせ板のない冷却路を備
えたことでタービン翼型を空気力学的に最善にできるこ
とである。そらせ板がないので、そらせ板に合うように
十分な半径方向の厚さを考慮せずにタービン翼型の寸法
を決めることができる。さらに、そらせ板の挿入に合わ
せるよう空気力学的な形の三次元の湾曲部を制限しない
で作れることである。
もう一つの特徴は、チャネルの採用によりタービン翼
型内の冷却流体を効率よく使用できることである。この
チャネルは冷却流体を半径方向に分流し、冷却流体の流
れを後縁部に向かう軸方向に向ける。他の利点は、チャ
ネルの閉塞（blockage）にも対応できるように、冷却を
行うための形状に工夫がこらされていることである。
チャネルの中間部を欠損させることでチャネルを断続
させているので、隣接しているチャネルを通り抜ける冷
却流体はこの断続部を交差し、閉塞部の下流で閉塞チャ
ネルに流れる。閉塞されたチャネルによる影響（impac
t）を最小限にすることで、後縁部に沿った熱点の発生
は、流体の交差流により防止される。特定の実施態様の
利点は、チャネル内で流体を冷却する衝突表面となる架
台により、チャネル内を効果的に冷却できるという点で
ある。サブチャネルから流出する冷却流体は架台と衝突
し、この衝突により架台で渦巻きが発生する。これによ
って、冷却流体と隣接するタービン翼型表面との間に熱
が伝達される。この時、隣接する架台の間に流れる冷却
流体は分流部材前縁部と衝突し、さらに熱を伝達する。
本発明の上記および他の目的、特徴、利点は添付の図
面に示された好ましい実施例についての以下の詳細な説
明から、よりいっそう明らかになろう。
図面の簡単な説明 図１はガスタービンエンジンの側断面図である。
図２は上流タービン羽根アセンブリ、タービンブレー
ドアセンブリおよび下流タービン羽根アセンブリの部分
側断面図である。
図３はタービン羽根を示す図２の線３−３に沿って切
った断面図である。
図４はタービン羽根を示す図３の線４−４に沿って切
った断面図であり、特にトリップストリップと壁と架台
と分流部材とを有する冷却通路を示す部分切欠図であ
る。
図５は冷却流体の流れ方向を矢印で示した隣接するチ
ャネルを示す図である。
発明を実施するための最良の形態 図１は一般的なターボマシンを表すものとして示され
るガスタービンエンジン12を示す。ガスタービンエンジ
ンは軸向流路14と圧縮機16と燃焼器18とタービン22とを
有する。軸向流路は圧縮機と燃焼器とタービンとを介し
て連続的に流れる作動流体用の通路を規定している。圧
縮機はロータアセンブリ24を有し、このロータアセンブ
リは複数の回転ブレード26とステータアセンブリ28とを
有する。ステータアセンブリは複数の羽根32を有する。
タービンもまたロータアセンブリ34を有し、このロー
タアセンブリは複数のタービンブレード36とステータア
センブリ38とを有する。ステータアセンブリは複数のタ
ービン羽根42を有する。タービンは燃焼器の下流に位置
するため燃焼器から流出する温熱作動流体と接触する。
圧縮機から流出する作動流体の一部は燃焼工程を回避し
て冷却流体としてタービンに流入する。
図２は第１段のタービン羽根44と第１段のロータブレ
ード46と第２段のタービン羽根とを示す。第１段のター
ビン羽根は燃焼器から流出する温熱作動流体の影響を直
接受ける。第１段のタービン羽根は第１段のタービンブ
レードに最適に作用するように作動流体の流れを方向付
ける手段を提供する。第１段のタービン羽根流体の温度
を許容範囲内に維持するため、冷却流体は矢印52、54で
示されるように半径方向内方および外方に中空タービン
羽根を介して流れる。
この冷却流体はタービン羽根内の内部通路内を流れて
冷却し、タービン羽根の周囲に配置された冷却孔を介し
て流出し、タービン羽根の表面をさらに冷却する。ター
ビンブレードは作動流体に作用して作動流体からタービ
ンブレードへエネルギを伝達する。伝達されたエネルギ
によってタービンブレードとロータアセンブリとはガス
タービンエンジンの長手方向の軸13を中心として回転す
る。
タービン羽根の場合と同様に冷却流体はタービンブレ
ード内の通路を介して流れ、図示しないが冷却孔を介し
てタービンブレード内に流出する。冷却流体は、通路を
流れる際にタービンブレードを対流冷却し、冷却孔を通
って流出した後タービンブレードの表面を気膜冷却す
る。
第２段のタービン羽根は第１段のタービン羽根同様、
下流側のロータブレードに最適に作用するように作動流
体の流れを方向付ける手段を提供する。第１段のタービ
ン羽根ほど極端な温度の作動流体の影響は受けずに済む
が、第２段のタービン羽根もまた冷却が必要である。
この冷却は、矢印58で示すようにタービン羽根内の通
路を介して中空タービン羽根内に流入する冷却流体の半
径方向内方への流れによって達成される。この冷却流体
の一部はタービン羽根内の冷却孔（図示せず）を介して
流出し、残りはタービン羽根の半径方向内方に配置され
た冷却流体イジェクタを介して流出しシールキャビティ
62を冷却する。
図３および図４は第１段のタービン羽根44の断面図で
ある。第１段のタービン羽根は本発明が引用されている
タービン翼型の一例として示されている。図３に示すよ
うに、タービン羽根は冷却流体を流すための２本の内部
通路を有する。第１通路は冷却流体の半径方向外方への
流れに連通してタービン羽根の前縁部68を冷却する。第
２通路すなわち後縁冷却通路は冷却流体の半径方向内方
への流れに連通してタービン羽根72の後縁部を冷却す
る。
本発明は後縁冷却に関するものであるため第１通路に
関してはこれ以上詳しくは説明しない。後縁冷却通路は
プレナム74と複数の軸延在壁76と複数の架台78と複数の
分流部材82とを有する。後縁冷却通路はさらに、プレナ
ム内に配された第１の複数のトリップストリップ84と壁
の周囲に配置された第２の複数のトリップストリップ86
とを有する。
プレナムは、複数の壁を通って流れる冷却流体のため
のソースキャビティである。プレナムは矢印88で示すよ
うに冷却流体源と連通している。冷却流体は、逆流はし
ないが（positive）低速度でプレナムを流れる。プレナ
ムは半径方向に傾斜した仕切り90を有する。
この仕切りは通路間に共通の障壁となっている。傾斜
した仕切りは冷却流の流れる方向にプレナムを半径方向
に一線に集中させる手段となり、プレナム内の流入速度
をほぼ一定に維持する。プレナムが集中しているため冷
却流は容易に半径方向へ向かい、確実に伝熱が行われ
る。
壁は互いに半径方向に隔置しておりまた軸方向に平行
となっている。隣接する壁は両壁間にあるサブチャネル
92を規定している。壁は翼型の圧力壁94と吸引壁96との
間に横方向に延在している。第２の複数のトリップスト
リップは圧力壁と吸引壁とに沿って配置され、サブチャ
ネルを介して等間隔で散在されている。
架台78は半径方向に隔置されて圧力壁と吸引壁との間
に横方向に延在している。各架台はサブチャネルのうち
の１つと半径方向に同一線上の下流側に配置されてい
る。このように、各架台は各サブチャネルから流出する
流れを妨害する。図４に示されるように、各架台は断面
円形であって半径方向の寸法が皆同じである。本実施例
においては以上のようであるが、様々な形と寸法の架台
を使用してもよいことは当業者らにおいて明白であろ
う。
分流部材82は半径方向に隔置されて壁と架台との下流
に位置する。分流部材は圧力壁リップ98の上流から吸引
壁リップ102の下流へと延在している。各分流部材は壁
の１つと同一線上に配置されている。複数の分流部材と
壁とは冷却流体を後縁方向に流すための複数のチャネル
を規定する。
各チャネルは隣接する壁の間にサブチャネル92を有
し、隣接する分流部材の間に第２のサブチャネル106を
有する。各流れ分流部材は前縁108と定厚部112と収束部
114とを有する。隣接する収束部は第２の複数のサブチ
ャネル内で拡散部116を規定する。
動作中、温熱作動流体はタービン羽根の外面全体を流
れてタービン羽根を加熱する。冷却流体はタービン羽根
の半径方向内方と半径方向外方に流れ込む。半径方向内
方に流れ込む冷却流体はプレナムに入り込んで第１の複
数のトリップストリップに作用する。プレナム内に冷却
流体が入り込むことで圧力壁と吸引壁とに冷却対流が生
じる。
次いで冷却流体は、図５に示すように、複数の壁を介
して流れる。これらの壁は流れを半径方向から軸方向へ
と向けてタービン羽根の後縁へ向ける手段を提供する。
壁によって規定される第１の複数のサブチャネル内で冷
却流体は第２の複数のトリップストリップをこえて流れ
る。
サブチャネル内では冷却流体と壁、正圧面および負圧
面との間で熱伝達が行われる。サブチャンネルから流出
する冷却流体はサブチャネルの下流に配置された架台の
１つに衝突する。この衝突によって架台と冷却流体との
間に熱伝達が起こり、また架台を通過して流れる流れに
おいて渦巻117が生じる。発生した渦巻はさらにタービ
ン羽根から冷却流体への熱伝達を引き起こす。
架台周辺を流れる冷却流体は分流部材の前縁に衝突す
る。この衝突によって再び熱伝達が起こり、また流れ渦
巻が発生する。第２の複数のサブチャネル内に流れ込む
冷却流体はタービン羽根の後縁全体に拡散する。冷却流
体を拡散することによって、流出する冷却流体の速度は
低下し、後縁から冷却流体が離れることができる程度の
速度となる。
半径方向に一直線に並んだ壁と分流部材との間の軸空
間は、各チャネル内における断続部118となる。この断
続部によってチャネル間の交差流が可能となる。交差流
が生じることで、第１の複数のサブチャネルのうちの１
つが閉塞されても後縁の半径方向の端から端まで冷却流
体の分流が続けられる。
断続部を通過する交差流は、閉塞された第１のサブチ
ャネルの下流に位置する第２の複数のサブチャネルに再
び流体を流入させるための手段がとなる。さらに各架台
はチャネル内の障害物となる。これによってチャネル間
でより確実に交差流を発生させ、後縁への冷却流の分流
を容易にする。
図３および図４に第１段のタービン羽根に適用した場
合について本発明を開示したが、本発明はタービンブレ
ードを含む他のタービン翼型にも同様に適用可能である
ことは当業者らにおいて明白であろう。さらに、図３お
よび図４に示した第１段のタービン羽根はタービン羽根
を介して半径方向内方に流れる冷却流体源と半径方向外
方に流れる冷却流体源とを有する。本発明は冷却流体が
後縁領域に達する前にブレードを介して螺旋状通路を介
して流れる単一の冷却流体源を有するタービン翼型にも
適用されることも当業者らにおいて明白であろう。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平２−11801（ＪＰ，Ａ) 特開 昭62−159701（ＪＰ，Ａ) 米国特許5243759（ＵＳ，Ａ) 米国特許5246341（ＵＳ，Ａ) 欧州特許出願公開302810（ＥＰ，Ａ １) 英国特許出願公開2112468（ＧＢ，Ａ) 英国特許出願公開2159585（ＧＢ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 5/18

Claims (10)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】長手方向の軸（13）と冷却流体源とを有す
    るガスタービンエンジン（12）用のタービン翼型（44）
    であって、タービン翼型（44）は圧力壁（94）と吸引壁
    （96）と後縁（72）と冷却流体流通路（66）とを有し、
    冷却流体流通路（66）は冷却流体源と連通して冷却流体
    を後縁（72）の方へ方向付ける手段を供給するタービン
    翼型（44）において、 各々圧力壁（94）と吸引壁（96）との間に横に延在した
    複数の軸方向延在壁（76）であって、隣接する対の壁が
    サブチャネル（92）を規定するように流通路（66）内に
    半径方向に隔置されるとともに、流体の流れを後縁（7
    2）方向へ向ける複数の軸方向延在壁（76）と、各々は
    圧力壁（94）と吸引壁（96）との間に横方向に延在した
    複数の軸方向延在分流部材（82）であって、壁（76）の
    下流に軸方向に隔置されて後縁（72）をこえて延在する
    とともに、第２の複数のサブチャネル（106）が隣接す
    る分流部材（82）間に規定されるように流通路内に半径
    方向に隔置され、壁（76）と分流部材（82）とで複数の
    軸方向延在流れチャネル（104）を規定する複数の軸方
    向延在分流部材（82）と、複数の壁（76）の上流プレナ
    ム（74）であって、圧力壁（94）と、吸引壁（96）と、
    これらの間に延在する半径方向に傾斜した仕切り（90）
    とによって一部が規定され、流通路（66）に流入する冷
    却流体の流れの方向に収束通路を規定するプレナムと、
    を備え、収束通路はプレナムを介して逆流しないように
    流れ速度を維持して冷却流体を流通路（104）に平等に
    分流させ、壁（76）と分流部材（82）との間の軸方向の
    スペースはチャネル（104）内の断続部を規定し、この
    断続部によって、隣接するチャネル（104）を介して流
    れる冷却流体の交差流が可能となることを特徴とするタ
    ービン翼型。
  2. 【請求項２】各分流部材（82）は第２の複数のサブチャ
    ネル（106）の各々が第１の複数のサブチャネル（92）
    の１つと半径方向に一直線となるように壁（76）の１つ
    と半径方向に一直線に配置されていることを特徴とする
    請求項１に記載のタービン翼型（44）。
  3. 【請求項３】半径方向に隔置された複数の架台（78）を
    有し、各架台（78）は壁（76）と分流部材（82）との間
    に軸方向に配置され、各架台（78）はサブチャネル（9
    2）から流出する冷却流体が架台の１つに衝突するよう
    に第１の複数のサブチャネル（92）と半径方向に一直線
    に配置され、この衝突によって架台（78）から冷却流体
    へ熱伝達が生じて架台（78）を通り抜ける冷却流体の流
    れにおいて渦巻を発生させ得るものであるとともに、第
    １の複数のサブチャネル（92）の各々と第２の複数のサ
    ブチャネル（106）の少なくとも１つとの間の交差流を
    容易にすることを特徴とする請求項２に記載のタービン
    翼型（44）。
  4. 【請求項４】各分流部材（82）は、隣接する分流部材
    （82）が第２のサブチャネル（106）の各々に拡散部（1
    16）を規定するように半径方向に収束する下流端（11
    4）を有し、各拡散部（116）は後縁（72）全体にわたっ
    て軸方向に延在して流れチャネル（104）の１つと半径
    方向に一直線となることを特徴とする請求項２に記載の
    タービン翼型（44）。
  5. 【請求項５】流れチャネル（104）内に配置された複数
    のトリップストリップ（86）をさらに有し、トリップス
    トリップ（86）は冷却流体とチャネル（104）の表面と
    の間の熱伝達率がトリップストリップ（86）のすぐ下流
    で増大するようにチャネル（104）内で冷却流体流を移
    動させることを特徴とする請求項１または４に記載のタ
    ービン翼型（44）。
  6. 【請求項６】長手方向の軸（13）と冷却流体源とを有す
    るガスタービンエンジン（12）用のタービン翼型（44）
    であって、タービン翼型（44）は後縁（72）と冷却流体
    流通路（66）とを有し、冷却流体流通路（66）は冷却流
    体源と連通して冷却流体を後縁（72）の方へ向ける手段
    を供給するタービン翼型（44）において、 流通路内に半径方向に隔置され、流体の流れを後縁（7
    2）の方向へ向ける複数の軸方向延在壁（76）と、 各々壁（76）の下流に隔置されるとともに流通路（66）
    と半径方向に隔置された複数の軸方向延在分流部材（8
    2）であって、壁（76）と分流部材（82）とは複数の軸
    方向延在流れチャネル（104）を規定し、壁（76）と分
    流部材（82）との間の軸方向スペースは隣接するチャネ
    ル（104）を流れる冷却流体の交差を可能にする断続部
    をチャネル内で規定する複数の軸方向延在分流部材（8
    2）と、 流れチャネル（104）内に配置された複数のトリップス
    トリップ（86）であって、冷却流体とチャネル（104）
    の表面との間の熱伝達率がトリップストリップ（86）の
    すぐ下流で増大するように流れチャネル（104）内で冷
    却流の流れを移動させるトリップストリップ（86）とを
    備えることを特徴とするタービン翼型（44）。
  7. 【請求項７】半径方向に隔置された複数の架台（78）を
    さらに有し、各架台（78）は壁（76）と分流部材（82）
    との間の軸方向に配置され、隣接する対の壁はサブチャ
    ネル（92）を規定し、各架台（78）はサブチャネル（9
    2）から流出する冷却流体が架台に衝突するようにサブ
    チャネル（92）の１つと半径方向に一直線に配置され、
    この衝突によって架台（78）から冷却流体への熱伝達が
    可能となって架台（78）を通り抜ける冷却流体の流れに
    おいて渦巻を発生させることを特徴とする請求項６に記
    載のタービン翼型（44）。
  8. 【請求項８】各分流部材（82）は壁（76）の１つと半径
    方向に一直線となり、第２の複数のサブチャネル（10
    6）は隣接する分流部材（82）の間に規定され、各架台
    （78）は第２の複数のサブチャネルの１つと半径方向に
    一直線となることを特徴とする請求項７に記載のタービ
    ン翼型（44）。
  9. 【請求項９】各分流部材（82）は隣接する分流部材（8
    2）が第２のサブチャネル（106）の拡散部分（116）を
    規定するように半径方向に収束する下流端（114）を有
    し、拡散部分（114）は後縁（72）全体にわたって半径
    方向に延在することを特徴とする請求項８に記載のター
    ビン翼型（44）。
  10. 【請求項１０】冷却流体は流れ方向にある流通路（66）
    を入り込み、流通路（66）はさらに複数の壁（76）の上
    流にプレナム（74）を有し、プレナム（74）は冷却通路
    （66）に入り込む冷却流体の流れの方向に収束通路を規
    定することを特徴とする請求項６または９に記載のター
    ビン翼型（44）。
JP51320094A 1992-11-24 1993-11-12 内部冷却タービン Expired - Fee Related JP3335354B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/980,849 US5288207A (en) 1992-11-24 1992-11-24 Internally cooled turbine airfoil
US980,849 1992-11-24
PCT/US1993/011023 WO1994012769A1 (en) 1992-11-24 1993-11-12 Internally cooled turbine airfoil

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH08503533A JPH08503533A (ja) 1996-04-16
JP3335354B2 true JP3335354B2 (ja) 2002-10-15

Family

ID=25527897

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP51320094A Expired - Fee Related JP3335354B2 (ja) 1992-11-24 1993-11-12 内部冷却タービン

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5288207A (ja)
EP (1) EP0774046B1 (ja)
JP (1) JP3335354B2 (ja)
DE (2) DE69324506T2 (ja)
WO (1) WO1994012769A1 (ja)

Families Citing this family (66)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5370499A (en) * 1992-02-03 1994-12-06 General Electric Company Film cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement
US5352091A (en) * 1994-01-05 1994-10-04 United Technologies Corporation Gas turbine airfoil
US5468125A (en) * 1994-12-20 1995-11-21 Alliedsignal Inc. Turbine blade with improved heat transfer surface
US5601399A (en) * 1996-05-08 1997-02-11 Alliedsignal Inc. Internally cooled gas turbine vane
US5772397A (en) * 1996-05-08 1998-06-30 Alliedsignal Inc. Gas turbine airfoil with aft internal cooling
US5752801A (en) * 1997-02-20 1998-05-19 Westinghouse Electric Corporation Apparatus for cooling a gas turbine airfoil and method of making same
FR2782118B1 (fr) * 1998-08-05 2000-09-15 Snecma Aube de turbine refroidie a bord de fuite amenage
US6174134B1 (en) * 1999-03-05 2001-01-16 General Electric Company Multiple impingement airfoil cooling
US6190120B1 (en) * 1999-05-14 2001-02-20 General Electric Co. Partially turbulated trailing edge cooling passages for gas turbine nozzles
US6213714B1 (en) 1999-06-29 2001-04-10 Allison Advanced Development Company Cooled airfoil
US6402470B1 (en) * 1999-10-05 2002-06-11 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
US6422819B1 (en) * 1999-12-09 2002-07-23 General Electric Company Cooled airfoil for gas turbine engine and method of making the same
US6325593B1 (en) 2000-02-18 2001-12-04 General Electric Company Ceramic turbine airfoils with cooled trailing edge blocks
EP1191189A1 (de) * 2000-09-26 2002-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbinenschaufel
US6428273B1 (en) * 2001-01-05 2002-08-06 General Electric Company Truncated rib turbine nozzle
GB0105814D0 (en) 2001-03-09 2001-04-25 Rolls Royce Gas turbine engine guide vane
US6599092B1 (en) * 2002-01-04 2003-07-29 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US6746209B2 (en) * 2002-05-31 2004-06-08 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine nozzle assemblies
US6969230B2 (en) * 2002-12-17 2005-11-29 General Electric Company Venturi outlet turbine airfoil
US7014424B2 (en) * 2003-04-08 2006-03-21 United Technologies Corporation Turbine element
DE10346366A1 (de) * 2003-09-29 2005-04-28 Rolls Royce Deutschland Turbinenschaufel für ein Flugzeugtriebwerk und Gießform zu deren Herstellung
US7175386B2 (en) † 2003-12-17 2007-02-13 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals
US7033140B2 (en) 2003-12-19 2006-04-25 United Technologies Corporation Cooled rotor blade with vibration damping device
US7021893B2 (en) * 2004-01-09 2006-04-04 United Technologies Corporation Fanned trailing edge teardrop array
US7121801B2 (en) 2004-02-13 2006-10-17 United Technologies Corporation Cooled rotor blade with vibration damping device
US7121787B2 (en) * 2004-04-29 2006-10-17 General Electric Company Turbine nozzle trailing edge cooling configuration
US7131818B2 (en) * 2004-11-02 2006-11-07 United Technologies Corporation Airfoil with three-pass serpentine cooling channel and microcircuit
US7438527B2 (en) † 2005-04-22 2008-10-21 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling
US7270515B2 (en) * 2005-05-26 2007-09-18 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil trailing edge cooling system with segmented impingement ribs
US7303372B2 (en) * 2005-11-18 2007-12-04 General Electric Company Methods and apparatus for cooling combustion turbine engine components
US7722326B2 (en) * 2007-03-13 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. Intensively cooled trailing edge of thin airfoils for turbine engines
US8070441B1 (en) 2007-07-20 2011-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with trailing edge cooling channels
US8016546B2 (en) * 2007-07-24 2011-09-13 United Technologies Corp. Systems and methods for providing vane platform cooling
US10156143B2 (en) * 2007-12-06 2018-12-18 United Technologies Corporation Gas turbine engines and related systems involving air-cooled vanes
EP2252771A1 (de) * 2008-03-07 2010-11-24 ALSTOM Technology Ltd Schaufel für eine gasturbine
CH700321A1 (de) * 2009-01-30 2010-07-30 Alstom Technology Ltd Gekühlte schaufel für eine gasturbine.
EP2378073A1 (en) 2010-04-14 2011-10-19 Siemens Aktiengesellschaft Blade or vane for a turbomachine
EP2469029A1 (en) 2010-12-22 2012-06-27 Siemens Aktiengesellschaft Impingement cooling of gas turbine blades or vanes
US8807945B2 (en) 2011-06-22 2014-08-19 United Technologies Corporation Cooling system for turbine airfoil including ice-cream-cone-shaped pedestals
EP2540969A1 (en) 2011-06-27 2013-01-02 Siemens Aktiengesellschaft Impingement cooling of turbine blades or vanes
US8882461B2 (en) * 2011-09-12 2014-11-11 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with improved trailing edge cooling arrangements
US9366144B2 (en) 2012-03-20 2016-06-14 United Technologies Corporation Trailing edge cooling
EP2682565B8 (en) 2012-07-02 2016-09-21 General Electric Technology GmbH Cooled blade for a gas turbine
US10100645B2 (en) 2012-08-13 2018-10-16 United Technologies Corporation Trailing edge cooling configuration for a gas turbine engine airfoil
US9157329B2 (en) * 2012-08-22 2015-10-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil internal cooling features
US9759072B2 (en) 2012-08-30 2017-09-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling circuit arrangement
US9995148B2 (en) 2012-10-04 2018-06-12 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades
EP2964891B1 (en) 2013-03-05 2019-06-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine component arrangement
WO2014163698A1 (en) 2013-03-07 2014-10-09 Vandervaart Peter L Cooled gas turbine engine component
US9850762B2 (en) 2013-03-13 2017-12-26 General Electric Company Dust mitigation for turbine blade tip turns
WO2015030926A1 (en) 2013-08-30 2015-03-05 United Technologies Corporation Baffle for gas turbine engine vane
US10690055B2 (en) 2014-05-29 2020-06-23 General Electric Company Engine components with impingement cooling features
US10563514B2 (en) 2014-05-29 2020-02-18 General Electric Company Fastback turbulator
US9957816B2 (en) 2014-05-29 2018-05-01 General Electric Company Angled impingement insert
US10422235B2 (en) 2014-05-29 2019-09-24 General Electric Company Angled impingement inserts with cooling features
US10364684B2 (en) 2014-05-29 2019-07-30 General Electric Company Fastback vorticor pin
US10233775B2 (en) 2014-10-31 2019-03-19 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US10280785B2 (en) 2014-10-31 2019-05-07 General Electric Company Shroud assembly for a turbine engine
CN107429569B (zh) 2015-04-03 2019-09-24 西门子公司 具有低流动框架式通道的涡轮动叶后缘
US10443407B2 (en) * 2016-02-15 2019-10-15 General Electric Company Accelerator insert for a gas turbine engine airfoil
US10563518B2 (en) * 2016-02-15 2020-02-18 General Electric Company Gas turbine engine trailing edge ejection holes
US10738636B2 (en) * 2016-12-14 2020-08-11 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Dual wall airfoil with stiffened trailing edge
CN106593544A (zh) * 2017-01-23 2017-04-26 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮转子叶片的尾缘冷却结构及具有其的发动机
US10718217B2 (en) * 2017-06-14 2020-07-21 General Electric Company Engine component with cooling passages
US10830072B2 (en) 2017-07-24 2020-11-10 General Electric Company Turbomachine airfoil
CN111156053A (zh) * 2020-01-14 2020-05-15 南京航空航天大学 一种基于燃气涡轮叶片的尾缘偏劈缝结构及冷却方法

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3934322A (en) * 1972-09-21 1976-01-27 General Electric Company Method for forming cooling slot in airfoil blades
US4278400A (en) * 1978-09-05 1981-07-14 United Technologies Corporation Coolable rotor blade
JPS5751902A (en) * 1980-09-12 1982-03-27 Hitachi Ltd Moving blade in liquid-cooled turbine
US4752186A (en) * 1981-06-26 1988-06-21 United Technologies Corporation Coolable wall configuration
US4407632A (en) * 1981-06-26 1983-10-04 United Technologies Corporation Airfoil pedestaled trailing edge region cooling configuration
US4474532A (en) * 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
JPS58197402A (ja) * 1982-05-14 1983-11-17 Hitachi Ltd ガスタ−ビン翼
US4515523A (en) * 1983-10-28 1985-05-07 Westinghouse Electric Corp. Cooling arrangement for airfoil stator vane trailing edge
GB2159585B (en) * 1984-05-24 1989-02-08 Gen Electric Turbine blade
US4601638A (en) * 1984-12-21 1986-07-22 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling arrangement
US5102299A (en) * 1986-11-10 1992-04-07 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Airfoil trailing edge cooling configuration
US4753575A (en) * 1987-08-06 1988-06-28 United Technologies Corporation Airfoil with nested cooling channels
US4767268A (en) * 1987-08-06 1988-08-30 United Technologies Corporation Triple pass cooled airfoil
US5243759A (en) * 1991-10-07 1993-09-14 United Technologies Corporation Method of casting to control the cooling air flow rate of the airfoil trailing edge
US5246341A (en) * 1992-07-06 1993-09-21 United Technologies Corporation Turbine blade trailing edge cooling construction

Also Published As

Publication number Publication date
DE69324506T2 (de) 1999-11-18
DE69324506D1 (de) 1999-05-20
DE774046T1 (de) 1997-08-28
US5288207A (en) 1994-02-22
EP0774046B1 (en) 1999-04-14
JPH08503533A (ja) 1996-04-16
EP0774046A1 (en) 1997-05-21
WO1994012769A1 (en) 1994-06-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3335354B2 (ja) 内部冷却タービン
JP3340744B2 (ja) 拡散後縁架台を含むタービン翼型
RU2179245C2 (ru) Газотурбинный двигатель с системой воздушного охлаждения лопаток турбины и способ охлаждения полой профильной части лопатки
EP0911486B1 (en) Gas turbine stationary blade cooling
JPH0259281B2 (ja)
KR100364183B1 (ko) 냉각된플랫폼을구비한가스터빈블레이드
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
EP0808413B1 (en) Configuration of the bent parts of serpentine cooling channels for turbine shrouds
US4573865A (en) Multiple-impingement cooled structure
US8246307B2 (en) Blade for a rotor
CA1111352A (en) Cooled turbine vane
US5403159A (en) Coolable airfoil structure
US6276896B1 (en) Apparatus and method for cooling Axi-Centrifugal impeller
EP1074695B1 (en) Method for cooling of a turbine vane
EP1074696B1 (en) Stator vane for a rotary machine
JP3749258B2 (ja) ガスタービンエンジンのフェザーシール
US5290144A (en) Shroud ring for an axial flow turbine
JP5345310B2 (ja) タービンエンジンの冷却を促進するシステム及びガスタービンエンジン
US6398486B1 (en) Steam exit flow design for aft cavities of an airfoil
US6261054B1 (en) Coolable airfoil assembly
IL35196A (en) Fluid cooled vane assembly
JPH06257405A (ja) タービン
EP2110515A2 (en) Cooling arrangement between two blade platforms for a gas turbine engine
JP3417417B2 (ja) 冷却可能なガスタービンエンジン用アウターエアシール装置
JP2004522049A (ja) 冷却空気の偏向装置を含むタービン用ブレード

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

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20070802

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080802

Year of fee payment: 6

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees