JP3486191B2 - 冷却流体を二重に供給するプラットフォームキャビティを有するタービン・ベーン - Google Patents

冷却流体を二重に供給するプラットフォームキャビティを有するタービン・ベーン

Info

Publication number
JP3486191B2
JP3486191B2 JP52519795A JP52519795A JP3486191B2 JP 3486191 B2 JP3486191 B2 JP 3486191B2 JP 52519795 A JP52519795 A JP 52519795A JP 52519795 A JP52519795 A JP 52519795A JP 3486191 B2 JP3486191 B2 JP 3486191B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
platform
cavity
flow
corner
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 - Fee Related
Application number
JP52519795A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH09511041A (ja
Inventor
シー． キャルダーバンク，ジョン
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 JPH09511041A publication Critical patent/JPH09511041A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3486191B2 publication Critical patent/JP3486191B2/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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms

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、更に詳
しくは、かかるエンジンのタービン・ベーンに関する。
背景技術 ガス・タービン・エンジンで使用しているタービン・
ベーンは、これらのタービン・ベーンの下流で回転ブレ
ードと効率的に係合する方向にタービンを介して高温ガ
スを流す。代表的なタービン・ベーンは内部プラットフ
ォームと外部プラットフォームの間に延びるエアフォイ
ルを有し、ここで両プラットフォームはタービン・ベー
ンと一体に構成されている。エアフォイルによって、流
れは回転ブレードの列内に向けられる。これらのプラッ
トフォームによって内部及び外部フロー面が設けられ、
これらのフロー面は高温ガスの流れを含んでいる。
高温の燃焼ガスに曝されることによって、タービン・
ベーンを冷却する必要性が生じる。一般的には燃焼工程
の前段でコンプレッサーから取出されるバイパス空気で
ある冷却流体は、エアフォイルの中空コアを介して流
れ、対流によって冷却を行う。エアフォイル内に配設さ
れた複数の冷却通路によって、エアフォイルからこのエ
アフォイルのフロー面上に冷却流体を流し、これらの面
にフィルム冷却層を形成する手段が提供される。プラッ
トフォームは、一般的にフロー面とは逆の面に冷却流体
を衝突させることによって冷却される。この冷却流体
は、またプラットフォーム内の通路を介して流れ、この
プラットフォームのフロー面にフィルム冷却層を設けて
もよい。
プラットフォーム冷却構成の一例がプリレンベルに付
与された「冷却されたプラットフォームを有するターボ
機械のベーンまたはブレード」という名称の米国特許第
4,017,213号に開示されている。この特許は、プラット
フォームを冷却するために衝突、対流及びフィルム冷却
の組み合わせを有するタービンのベーンまたはブレード
を開示している。更に、この構成には、プラットフォー
ムを介して延びこのプラットフォームの後端部を対流に
よって冷却する通路の列が含まれている。
最近のガス・タービン・エンジンの燃焼温度上昇に伴
い、プラットフォームの冷却、特にこのプラットフォー
ムの後端部を冷却する必要性が益々増している。この後
端部は一般的にタービン・ベーンをステータ構造を取り
付けるレールの下流に位置しているため、問題が発生す
る。すなわち、この領域では衝突による冷却（impingem
ent cooling）が可能ではない場合が発生する。
プラットフォームを冷却するための他の周知の構成
を、第１図と第２図に示す。この構成では、プラットフ
ォームの後端部は、このプラットフォームの後端部に沿
って延びるキャビティ内に冷却流体を流すことによって
冷却する。冷却流体は、後端部のフロー面上に冷却流体
を向ける通路を介してこのキャビティから流出する。こ
のキャビティは後端部に対する冷却流体の流れを増加さ
せる手段を設けると共に複数のトリップ・ストリップを
有してキャビティ内の冷却流体とプラットフォームの間
に於ける熱伝達を向上させる。冷却流体をできるだけ後
端部のコーナに接近させるため、一般的にＵ字形のキャ
ビティを使用する。
上記の技術に満足することなく、出願人の譲受人の指
導下にある科学者と技術者はプラットフォームをより効
率的に冷却する構成を有するタービン・ベーンの開発に
従事している。
発明の開示 本発明によれば、プラットフォームを有するタービン
・ベーンは、後端部に沿って延びベーンの両端に配設さ
れた一対の入口を有するキャビティから構成される。各
入口によって、キャビティと冷却流体の共通のソースの
間において流体の連通が可能になる。キャビティは、プ
ラットフォームと冷却流体の間で熱伝達を促進するため
の複数のトリップ・ストリップを有している。これらの
トリップ・ストリップはキャビティを通過する流体の流
れの方向に対して角度を有し、冷却流体がキャビティの
コーナに向かって流れるのを促進する。
本発明の主要な特徴は、キャビティの二重供給構造で
ある。他の特徴は、キャビティ内に配設したトリップ・
ストリップの分布と方向である。更に他の特徴は、プラ
ットフォーム内にキャビティを鋳込む即ち鋳造している
ことである。
本発明の主要な効果は、冷却流体をキャビティ内に供
給するための２つの入口を有する結果としてプラットフ
ォームの後端部が効率的に冷却されることである。他の
利点は、キャビティに対する供給口を両側に設け、トリ
ップ・ストリップをキャビティ全体に分布させた結果と
して冷却流の少ないデッド・ゾーンまたは領域を排除し
たことである。冷却したプラットフォームを有する従来
のベーンでは、キャビティはプラットフォームの圧力側
または吸入側の何れかに位置する供給口を１つしか有し
ていない。このような構成の結果、キャビティ全体に冷
却流体が不均一に分布する可能性がある。キャビティの
遠くのコーナのような幾つかのキャビティの領域では、
冷却が他の領域よりもより低い効率で行われる可能性が
ある。出願人の発明の二重供給構造によって、キャビテ
ィの両側に冷却流体のソースが設けられる。トリップ・
ストリップは、各入口に流入する冷却流体がこの入口の
最も近いコーナに向かって流れるのを促進する。本発明
の更に他の効果は、キャビティ内に於ける冷却流体の分
布である。この分布によって、対流を効率的に行うため
のキャビティの全ての領域に対する冷却流体の流れと冷
却流体をプラットフォームの外部表面上に吐出するため
の全ての冷却通路に対する冷却流体の流れが保証され
る。
他の効果は、キャビティをプラットフォーム内に鋳込
むことができる結果として得られるコストの節約であ
る。プラットフォームの後端部の長手方向に沿って延び
るキャビティを有する従来技術によるプラットフォーム
の場合には、凹部がプラットフォーム内に鋳込まれてい
る。このキャビティを完成するためには、この凹部上に
カバーを溶接しなければならない。この凹部によってキ
ャビティにアクセスすることが可能になり、鋳造コア用
の第２取付点が設けられる。本発明によれば、キャビテ
ィは鋳造コアに対して２点による支持を行う２つの入口
を有している。従って、カバーをプラットフォームに接
合する別の工程とコストが不必要になる。
本発明の上述及び他の目的、特徴と効果は、添付図に
示す通り、本発明の例示した実施例の以下の詳細な説明
に照らしてより明らかになる。
図面の簡単な説明 第１図は、後端部にキャビティを設けたプラットフォ
ームを有する従来技術によるタービン・ベーンの一部を
切り欠いた側面図である。
第２図は、従来技術によるタービン・ベーンを示す第
１図の線２−２に沿って切断した図である。
第3A図は、第１図に示す種類のベーンのプラットフォ
ーム内に鋳込まれた凹部の部分側面図である。
第3B図は、第3A図に示すプラットフォームと凹部の部
分斜視図である。
第４図は、本発明の側面図である。
第５図は、第４図の線５−５に沿って切断したプラッ
トフォームのキャビティの図である。
第６図は、本発明によるキャビティを有するタービン
・ベーンの一部を切り欠いた側面図である。
発明を実施するための最良の形態 従来技術 従来技術によるタービン・ベーン12を、第１図と第２
図に示す。タービン・ベーン12は、エアフォイル14、内
部レール17を有する内部プラットフォーム16と外部レー
ル19を有する外部プラットフォーム18を有している。こ
れらのレール17、19によって、タービン・ベーン12をガ
ス・タービン・エンジン（図示せず）のステータ構造に
取り付けることが可能になる。エアフォイル14は、冷却
流体をタービン・ベーン12を介して流すことを可能にす
る中空のコア22を有している。外部プラットフォーム18
はエアフォイル開口部24、後端部のキャビティ28と流体
によって連通している圧力側凹部26と吸気側凹部32を有
している。
半径方向内側（矢印34によって示すように）に流れる
冷却流体は、中空のコア22と凹部26、32の間に分岐され
る。圧力側凹部26内に流れる冷却流体の一部は、キャビ
ティ28内に流入する。このキャビティは一端部のみに開
口部35を有する一般的にＵ字形をしている。矢印36によ
って示すように、この流体はキャビティ28の周囲に流れ
てこれに充填される。冷却流体は複数の通路38を介して
キャビティ28から流出するが、これらの複数の通路はこ
の流出した流体を外部プラットフォーム18のフロー面上
に流すためのものである。
キャビティ28は、冷却面44とカバー・プレート40によ
って形成されている。カバー・プレート40は、溶接等に
よってプラットフォームの外側と接合されている。この
キャビティは、その冷却面44上に配設された複数のトリ
ップ・ストリップ42を有している。冷却流体の流れはこ
のトリップ・ストリップ42によって逆転され、冷却流体
と冷却面44の間の熱伝達を向上させる。これらの複数の
トリップ・ストリップ42は３つのグループ46、48、50に
構成されているが、これはこれらのトリップ・ストリッ
プ上に流れる冷却流体の方向に対して傾斜した角度を保
持するためである。第１グループ46はキャビティ28の開
口部35の近傍に位置し、第２グループ48はプラットフォ
ーム16の後端部に沿って近くに位置するコーナ54から遠
くに位置するコーナ56に延び、第３グループ50は遠くに
位置するコーナ56からキャビティ28の端部に延びる。
動作中、冷却流体は、第１図の矢印34によって示すよ
うに、外側のプラットフォーム18に向かって半径方向内
側に流れる。この流体は、コア22、圧力側凹部26と吸入
側凹部32の間に分割される。エアフォイル14は、コア22
内に流入する流体によって冷却される。吸入側凹部32内
に流入する流体によって、凹部32の近傍に位置するプラ
ットフォームが対流による冷却を受け、次にこの流体は
フィルム冷却通路を介して流れ、外部プラットフォーム
18のフロー面上に冷却流体の層を形成する。圧力側凹部
26内に流入する流体の一部によって、凹部26の近傍に位
置するプラットフォーム18が対流による冷却を受け、こ
の流体の一部はフィルム冷却通路を介して流れてプラッ
トフォーム18のフロー面に対してフィルム冷却を行う。
圧力側凹部26内に流入した流体の残りの部分は、開口部
35を介して外部レール19の下部とキャビティ28内に流入
する。キャビティ28内では、冷却流体はトリップ・スト
リップ42上を流れ、再生可能な境界層を形成する。この
流体は、第１コーナ54に流れ、次に方向を変えて後端部
に沿って流れる。この流体が後端部に沿って流れるのに
従って、これは後端部上に冷却流体の層を生成するフィ
ルム冷却通路38を介してキャビティ28から流出する。こ
の流体の一部はキャビティ28を介して遠くのコーナ56に
引き続いて流れる。（トリップ・ストリップ42上を）移
動した距離とフィルム冷却通路38を通過する流体の損失
によって、遠くのコーナ56に到達する流体は、比較的高
温低圧である。更に、この遠くのコーナ56は、キャビテ
ィ28を介して行われる流れの終点である。その結果、流
体速度は低く、最小の熱伝達がこの遠くのコーナ56で行
われる。
第3a図と第3b図に示すように、キャビティ28を形成す
る方法は、プラットフォーム18の後端部領域内に凹部55
を鋳込むステップを有する。この鋳込工程の完了後、カ
バー・プレート40をプラットフォーム18に溶接して凹部
55をシールし（開口部35を除いて）、キャビティ28を形
成する。キャビティ28を形成するために使用するセラミ
ック・コア58を支持する第２点57を設けるため、鋳込工
程の期間中凹部が必要である。第１支持点59は、開口部
35を通過してこの開口部を形成する延長部61によって設
ける。
本発明の実施例 第４図と第５図は、本発明によるタービン・ベーン60
の１実施例を示す。タービン・ベーン60はエアフォイル
62、内部レール66を有する内部プラットフォーム64、と
外部レール70を有する外部プラットフォーム68を有す
る。エアフォイル62は、冷却流体がタービン・ベーン60
を介して流れることを可能にする中空のコア72を有して
いる。外部プラットフォーム68は、エアフォイルの開口
部74、後端部のキャビティ78と流体によって連通してい
る圧力側凹部76と後端部のキャビティ78と流体によって
また連通している吸入側凹部80を有している。
第１図と第２図に示す従来技術によるタービン・ベー
ン12と同様に、半径方向内側に流れる冷却流体は、中空
のコア72と２つの凹部76、80の間に分割されている。し
かし、両凹部76、80内に流入する流体は、キャビティ78
内に流入する。再び一般的にＵ字形であるが、２つの開
口部82、84を有するキャビティ78によって、流体は両側
部86、88に沿って後端部に向かって流れ、次に中間部92
に向かって流れることが可能になる。その結果、キャビ
ティ内の冷却流体は、側部から側部に対してより均一に
分布される。従来技術によるタービン・ベーン12と同様
に、冷却流体は複数の通路94を介してキャビティ78から
流出するが、これらの複数の通路はこの流出した流体を
外部プラットフォーム68のフロー面上に流すためのもの
である。
キャビティ78は、このキャビティ78全体に分布し且つ
このキャビティ78の冷却面上に分布する２つのグループ
のトリップ・ストリップ96、98を有している。第１グル
ープ96は圧力側開口部82の近傍からキャビティ78の中間
部92に延びている。
第１グループのトリップ・ストリップ96には、圧力側開
口部82を介してキャビティ78に流入する流れに対して傾
斜し且つこの冷却流体をキャビティ78のコーナ102内に
流入させるように、角度が設けられている。
第２グループのトリップ・ストリップ98は、キャビテ
ィ78の中間部92から吸入側開口部84に延びている。第２
グループ98には、吸入側開口部84を介してキャビティ78
に流入する流れに対して傾斜し且つこの冷却流体をキャ
ビティ78のコーナ104内に流入させるように、角度が設
けられている。
動作中、冷却流体は、第４図の矢印106によって示す
ように、外部プラットフォーム68に向かって半径方向内
側に流れる。第１図と第２図に示す従来技術による実施
例と同様に、この冷却流体はコーナ72、圧力側凹部76、
と吸入側凹部80の間に分割されている。コーナ72内に流
入する流体によって、エアフォイル62を冷却する。２つ
の凹部76、80内に流入する冷却流体によって、凹部76、
80の近傍にある外部プラットフォーム68の対流による冷
却を行い、この冷却流体はフィルム冷却通路を介して流
れ、外部プラットフォーム68のフロー面のフィルム冷却
を行う。凹部76、80内に流入した冷却流体の残りの部分
は、それぞれ開口部82、84を介してキャビティ78内に流
入する。開口部82を介して流れる流体は、第１組のトリ
ップ・ストリップ96と係合する。これらのトリップ・ス
トリップ96によって再生可能な境界層が形成され、これ
らのトリップ・ストリップ96が特定の傾斜を有し且つこ
れらのトリップ・ストリップがコーナ102内に延びてい
るため、開口部82を介してこのコーナ102に向かう流体
の流れが助長される。開口部84を介して流れる流体は、
第２組のトリップ・ストリップ98と係合する。これらの
トリップ・ストリップ98はまた再生可能な境界層を形成
するが、開口部84を介してコーナ104に向かう流体の流
れを助長する。両方の流体の流れは、後端部に沿って流
れ、２組のトリップ・ストリップ96、98の出会う点に対
応するキャビティの中間部の周辺の点で係合する。この
ように二重に流体を供給する構成とコーナ102、104内へ
の流体の流れを助長するトリップ・ストリップ96、98を
使用する結果、厳然とした終了点が存在せず、従って、
流体の流速が最小になる「デッド・ゾーン」がキャビテ
ィ78内に存在しない。デッド・ゾーンを排除することに
よって、熱伝達が後端部全体に沿って改善される。更
に、流れの圧力と速度がより均一になる結果、フィルム
冷却通路94を介する流体の分布がより均一になり、従っ
て、後端部上で冷却流体によるより均一なフィルム冷却
が行われる。
第６図に示すように、プラットフォーム68内のキャビ
ティ78は、鋳造工程の間に形成することができる。キャ
ビティ78は２つの開口部82、84を有しているので、これ
らの開口部82、84を形成するセラミック・コアの延長部
108によって、２点支持を行うことができる。従って、
第3a図に示すようなキャビティ78から延びる支持部を必
要とせず、またキャビティ78をシールするためのカバー
・プレートを接合するステップも必要としない。
ベーンはここに包含されている本発明のキャビティの
付いた外部プラットフォームを有するものとして第４図
と第５図に図示しているが、タービン・ベーンのプラッ
トフォームの何れか一方または両方がここに包含されて
いる出願人の発明を有してもよいことに留意しなければ
ならない。
本発明をその例示した実施例に関して図示及び説明し
たが、本発明の技術思想と範囲から乖離することなく種
々の変更、省略及び追加を本発明に対して行うことがで
きることを、当業者は理解しなければならない。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平５−52102（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−65802（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−163959（ＪＰ，Ａ) 特開 平７−217404（ＪＰ，Ａ) 実開 昭63−63504（ＪＰ，Ｕ) 米国特許4353679（ＵＳ，Ａ) 米国特許4946346（ＵＳ，Ａ) 米国特許3610769（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 5/18 F01D 9/02 102

Claims (5)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】エアフォイルと前記エアフォイルの周囲及
    び前記エアフォイルから横方向に延びるプラットフォー
    ムを有し、前記エアフォイルは圧力側、吸入側と後端部
    を有する前記タービン・ベーンに於いて、前記プラット
    フォームは、 フロー面と、 前記タービン・ベーンに対する取付手段を提供するため
    のレールと、 前記エアフォイルの後端部の下流にあるプラットフォー
    ムの後端部であって第１コーナと第２コーナを有し、前
    記第１コーナは前記圧力側に位置すると共に前記第２コ
    ーナは前記吸入側に位置する前記プラットフォームの後
    端部と、 前記レールの下部と前記プラットフォームの後端部内に
    延びるキャビティであって、冷却面、前記圧力側に位置
    する第１入口、前記吸入側に位置する第２入口と前記キ
    ャビティと前記フロー面の間に延びる複数の通路を有
    し、前記冷却面はその上に配設された複数のトリップ・
    ストリップを有し、前記トリップ・ストリップは前記キ
    ャビティを介して流れる流体と係合して前記流体の流れ
    を乱すと共に前記流体と前記冷却面の間の熱伝達を向上
    させ、前記トリップ・ストリップは第１クループと第２
    グループを有し、前記第１グループは前記第１入口の近
    傍に位置すると共に前記第１入口を通過する流れの方向
    に対して角度を有して前記第１コーナに向かう流れを促
    進し、前記第２グループは前記第２入口の近傍に位置す
    ると共に前記第２入口を通過する流れの方向に対して角
    度を有して前記第２コーナに向かう流れを促進する前記
    キャビティとを有することを特徴とするタービン・ベー
    ン。
  2. 【請求項２】前記複数のトリップ・ストリップは、前記
    キャビティを介して延びると共に前記プラットフォーム
    の後端部の範囲に沿って延び、その結果、前記第１グル
    ープのトリップ・ストリップは前記第２グループのトリ
    ップ・ストリップと当接することを特徴とする請求の範
    囲第１項記載のタービン・ベーン。
  3. 【請求項３】前記第１組のトリップ・ストリップは前記
    第１コーナに向かって延びると共にその内部に延び、前
    記第２組のトリップ・ストリップは前記第２コーナに向
    かって延びると共にその内部に延びることを特徴とする
    請求の範囲第１項記載のタービン・ベーン。
  4. 【請求項４】前記キャビティと前記プラットフォームの
    フロー面の間に延びる複数のフィルム冷却通路を更に有
    し、前記フィルム冷却通路によって前記キャビティから
    流出した冷却流体を前記プラットフォームのフロー面上
    に流すことを特徴とする請求の範囲第１項記載のタービ
    ン・ベーン。
  5. 【請求項５】前記第１プラットフォームの反対側に配設
    されて前記エアフォイルの周囲及び前記エアフォイルか
    ら横方向に延びる第２プラットフォームを更に有し、前
    記第２プラットフォームは、 フロー面と、 前記タービン・ベーンに対する取付手段を提供するため
    のレールと、 前記エアフォイルの後端部の下流にあるプラットフォー
    ムの後端部であって第１コーナと第２コーナを有し、前
    記第１コーナは前記圧力側に位置すると共に前記第２コ
    ーナは前記吸入側に位置する前記プラットフォームの後
    端部と、 前記レールの下部と前記プラットフォームの後端部内に
    延びるキャビティであって、冷却面、前記圧力側に位置
    する第１入口、前記吸入側に位置する第２入口と前記キ
    ャビティと前記フロー面の間に延びる複数の通路を有
    し、前記冷却面はその上に配設された複数のトリップ・
    ストリップを有し、前記トリップ・ストリップは前記キ
    ャビティを介して流れる流体と係合して前記流体の流れ
    を乱すと共に前記流体と前記冷却面の間の熱伝達を向上
    させ、前記トリップ・ストリップは第１グループと第２
    グループを有し、前記第１グループは前記第１入口の近
    傍に位置すると共に前記第１入口を通過する流れの方向
    に対して角度を有して前記第１コーナに向かう流れを促
    進し、前記第２グループは前記第２入口の近傍に位置す
    ると共に前記第２入口を通過する流れの方向に対して角
    度を有して上記第２コーナに向かう流れを促進する上記
    キャビティとを有することを特徴とする請求の範囲第１
    項記載のタービン・ベーン。
JP52519795A 1994-03-29 1995-03-16 冷却流体を二重に供給するプラットフォームキャビティを有するタービン・ベーン Expired - Fee Related JP3486191B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/219,316 US5413458A (en) 1994-03-29 1994-03-29 Turbine vane with a platform cavity having a double feed for cooling fluid
US08/219,316 1994-03-29
PCT/US1995/003383 WO1995026458A1 (en) 1994-03-29 1995-03-16 Turbine vane with a platform cavity having a double feed for cooling fluid

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH09511041A JPH09511041A (ja) 1997-11-04
JP3486191B2 true JP3486191B2 (ja) 2004-01-13

Family

ID=22818789

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP52519795A Expired - Fee Related JP3486191B2 (ja) 1994-03-29 1995-03-16 冷却流体を二重に供給するプラットフォームキャビティを有するタービン・ベーン

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5413458A (ja)
EP (1) EP0753097B1 (ja)
JP (1) JP3486191B2 (ja)
DE (1) DE69503616T2 (ja)
WO (1) WO1995026458A1 (ja)

Families Citing this family (68)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2723144B1 (fr) * 1984-11-29 1996-12-13 Snecma Distributeur de turbine
CA2198225C (en) * 1994-08-24 2005-11-22 Leroy D. Mclaurin Gas turbine blade with cooled platform
EP0791127B1 (en) * 1994-11-10 2000-03-08 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine vane with a cooled inner shroud
US5538393A (en) * 1995-01-31 1996-07-23 United Technologies Corporation Turbine shroud segment with serpentine cooling channels having a bend passage
US5848876A (en) * 1997-02-11 1998-12-15 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Cooling system for cooling platform of gas turbine moving blade
JP3238344B2 (ja) * 1997-02-20 2001-12-10 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
JP3411775B2 (ja) * 1997-03-10 2003-06-03 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼
JP3495554B2 (ja) * 1997-04-24 2004-02-09 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼の冷却シュラウド
JP3316415B2 (ja) * 1997-05-01 2002-08-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却静翼
US6190130B1 (en) * 1998-03-03 2001-02-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade platform
US6092991A (en) * 1998-03-05 2000-07-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine blade
CA2231988C (en) * 1998-03-12 2002-05-28 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine blade
WO1999060253A1 (de) 1998-05-18 1999-11-25 Siemens Aktiengesellschaft Gekühlte turbinenschaufelplattform
US6019572A (en) * 1998-08-06 2000-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine row #1 steam cooled vane
EP1192333B1 (de) 1999-06-28 2003-06-04 Siemens Aktiengesellschaft Heissgasbeaufschlagbares bauteil, insbesondere turbinenschaufel
US6254333B1 (en) 1999-08-02 2001-07-03 United Technologies Corporation Method for forming a cooling passage and for cooling a turbine section of a rotary machine
US6241467B1 (en) 1999-08-02 2001-06-05 United Technologies Corporation Stator vane for a rotary machine
US6254334B1 (en) 1999-10-05 2001-07-03 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
US6402470B1 (en) 1999-10-05 2002-06-11 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
DE10016081A1 (de) * 2000-03-31 2001-10-04 Alstom Power Nv Plattenförmiger, auskragender Bauteilabschnitt einer Gasturbine
EP1247939A1 (de) 2001-04-06 2002-10-09 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel sowie Turbinenschaufel
AU2002354775A1 (en) * 2001-07-02 2003-01-21 Plasmasol Corporation A novel electrode for use with atmospheric pressure plasma emitter apparatus and method for using the same
FR2851287B1 (fr) * 2003-02-14 2006-12-01 Snecma Moteurs Plate-forme annulaire de distributeur d'une turbine basse pression de turbomachine
GB2402442B (en) * 2003-06-04 2006-05-31 Rolls Royce Plc Cooled nozzled guide vane or turbine rotor blade platform
US7097424B2 (en) * 2004-02-03 2006-08-29 United Technologies Corporation Micro-circuit platform
US7097417B2 (en) * 2004-02-09 2006-08-29 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for an airfoil vane
WO2006029983A1 (de) * 2004-09-16 2006-03-23 Alstom Technology Ltd Strömungsmaschinenschaufel mit fluidisch gekühltem deckband
US7695246B2 (en) * 2006-01-31 2010-04-13 United Technologies Corporation Microcircuits for small engines
JP4931157B2 (ja) 2006-02-14 2012-05-16 株式会社Ｉｈｉ 冷却構造
US7625172B2 (en) 2006-04-26 2009-12-01 United Technologies Corporation Vane platform cooling
US7695247B1 (en) 2006-09-01 2010-04-13 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade platform with near-wall cooling
US8197184B2 (en) 2006-10-18 2012-06-12 United Technologies Corporation Vane with enhanced heat transfer
US8191504B2 (en) * 2006-11-27 2012-06-05 United Technologies Corporation Coating apparatus and methods
US8206114B2 (en) * 2008-04-29 2012-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine systems involving turbine blade platforms with cooling holes
US8240987B2 (en) * 2008-08-15 2012-08-14 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving baffle assemblies
US8353669B2 (en) * 2009-08-18 2013-01-15 United Technologies Corporation Turbine vane platform leading edge cooling holes
US8356978B2 (en) * 2009-11-23 2013-01-22 United Technologies Corporation Turbine airfoil platform cooling core
FR2953252B1 (fr) * 2009-11-30 2012-11-02 Snecma Secteur de distributeur pour une turbomachine
US8851845B2 (en) 2010-11-17 2014-10-07 General Electric Company Turbomachine vane and method of cooling a turbomachine vane
US8632298B1 (en) * 2011-03-21 2014-01-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane with endwall cooling
US8915712B2 (en) 2011-06-20 2014-12-23 General Electric Company Hot gas path component
US8840370B2 (en) 2011-11-04 2014-09-23 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8870525B2 (en) 2011-11-04 2014-10-28 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8845289B2 (en) 2011-11-04 2014-09-30 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US9109453B2 (en) 2012-07-02 2015-08-18 United Technologies Corporation Airfoil cooling arrangement
US9500099B2 (en) 2012-07-02 2016-11-22 United Techologies Corporation Cover plate for a component of a gas turbine engine
US9322279B2 (en) 2012-07-02 2016-04-26 United Technologies Corporation Airfoil cooling arrangement
US9175565B2 (en) 2012-08-03 2015-11-03 General Electric Company Systems and apparatus relating to seals for turbine engines
US9157329B2 (en) 2012-08-22 2015-10-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil internal cooling features
US20140196433A1 (en) 2012-10-17 2014-07-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine component platform cooling
JP5575279B2 (ja) * 2013-01-11 2014-08-20 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン
JP5627718B2 (ja) * 2013-01-11 2014-11-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン
US10215051B2 (en) 2013-08-20 2019-02-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine component providing prioritized cooling
US9133716B2 (en) * 2013-12-02 2015-09-15 Siemens Energy, Inc. Turbine endwall with micro-circuit cooling
US9995157B2 (en) 2014-04-04 2018-06-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine vane platform cooling
US10041374B2 (en) 2014-04-04 2018-08-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with platform cooling circuit
WO2016039714A1 (en) 2014-09-08 2016-03-17 Siemens Energy, Inc. A cooled turbine vane platform comprising forward, midchord and aft cooling chambers in the platform
US9909436B2 (en) * 2015-07-16 2018-03-06 General Electric Company Cooling structure for stationary blade
US9988916B2 (en) * 2015-07-16 2018-06-05 General Electric Company Cooling structure for stationary blade
US9822653B2 (en) * 2015-07-16 2017-11-21 General Electric Company Cooling structure for stationary blade
US10436042B2 (en) 2015-12-01 2019-10-08 United Technologies Corporation Thermal barrier coatings and methods
US10513947B2 (en) 2017-06-05 2019-12-24 United Technologies Corporation Adjustable flow split platform cooling for gas turbine engine
US20190085706A1 (en) * 2017-09-18 2019-03-21 General Electric Company Turbine engine airfoil assembly
US10612406B2 (en) 2018-04-19 2020-04-07 United Technologies Corporation Seal assembly with shield for gas turbine engines
US10808552B2 (en) * 2018-06-18 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Trip strip configuration for gaspath component in a gas turbine engine
US11220924B2 (en) 2019-09-26 2022-01-11 Raytheon Technologies Corporation Double box composite seal assembly with insert for gas turbine engine
US11359507B2 (en) 2019-09-26 2022-06-14 Raytheon Technologies Corporation Double box composite seal assembly with fiber density arrangement for gas turbine engine
US11352897B2 (en) 2019-09-26 2022-06-07 Raytheon Technologies Corporation Double box composite seal assembly for gas turbine engine

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3433015A (en) * 1965-06-23 1969-03-18 Nasa Gas turbine combustion apparatus
US3527543A (en) * 1965-08-26 1970-09-08 Gen Electric Cooling of structural members particularly for gas turbine engines
US3515499A (en) * 1968-04-22 1970-06-02 Aerojet General Co Blades and blade assemblies for turbine engines,compressors and the like
US3529902A (en) * 1968-05-22 1970-09-22 Gen Motors Corp Turbine vane
BE755567A (fr) * 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
US3644060A (en) * 1970-06-05 1972-02-22 John K Bryan Cooled airfoil
US3610769A (en) * 1970-06-08 1971-10-05 Gen Motors Corp Porous facing attachment
US3726604A (en) * 1971-10-13 1973-04-10 Gen Motors Corp Cooled jet flap vane
US3800864A (en) * 1972-09-05 1974-04-02 Gen Electric Pin-fin cooling system
US4040767A (en) * 1975-06-02 1977-08-09 United Technologies Corporation Coolable nozzle guide vane
US4017213A (en) * 1975-10-14 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbomachinery vane or blade with cooled platforms
GB1514613A (en) * 1976-04-08 1978-06-14 Rolls Royce Blade or vane for a gas turbine engine
US4353679A (en) * 1976-07-29 1982-10-12 General Electric Company Fluid-cooled element
US4672727A (en) * 1985-12-23 1987-06-16 United Technologies Corporation Method of fabricating film cooling slot in a hollow airfoil
US4767260A (en) * 1986-11-07 1988-08-30 United Technologies Corporation Stator vane platform cooling means
JP2862536B2 (ja) * 1987-09-25 1999-03-03 株式会社東芝 ガスタービンの翼
US5197852A (en) * 1990-05-31 1993-03-30 General Electric Company Nozzle band overhang cooling

Also Published As

Publication number Publication date
WO1995026458A1 (en) 1995-10-05
EP0753097A1 (en) 1997-01-15
DE69503616T2 (de) 1999-03-25
EP0753097B1 (en) 1998-07-22
DE69503616D1 (de) 1998-08-27
US5413458A (en) 1995-05-09
JPH09511041A (ja) 1997-11-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3486191B2 (ja) 冷却流体を二重に供給するプラットフォームキャビティを有するタービン・ベーン
EP1001137B1 (en) Gas turbine airfoil with axial serpentine cooling circuits
JP4256704B2 (ja) ガスタービンエンジンのノズル組立体を冷却する方法及び装置
US5538393A (en) Turbine shroud segment with serpentine cooling channels having a bend passage
US6607355B2 (en) Turbine airfoil with enhanced heat transfer
US9011077B2 (en) Cooled airfoil in a turbine engine
RU2179245C2 (ru) Газотурбинный двигатель с системой воздушного охлаждения лопаток турбины и способ охлаждения полой профильной части лопатки
US10174622B2 (en) Wrapped serpentine passages for turbine blade cooling
US6896487B2 (en) Microcircuit airfoil mainbody
US6916155B2 (en) Cooling circuits for a gas turbine blade
JP4527848B2 (ja) 先端を断熱した翼形部
JP5898902B2 (ja) タービン動翼のプラットフォーム区域を冷却するための装置及び方法
JPH03213602A (ja) ガスタービンエンジンの当接セグメントを連結する自己冷却式ジョイント連結構造
JPS6119804B2 (ja)
US6468031B1 (en) Nozzle cavity impingement/area reduction insert
KR20060052313A (ko) 세 개 통로를 갖는 사형 냉각 채널 및 마이크로회로를구비한 에어포일
JPH0353442B2 (ja)
JP2001107704A (ja) 冷却可能なエアフォイル及び冷却回路及び壁の冷却方法
KR20050018594A (ko) 터빈 블레이드용 마이크로회로 냉각
WO1994012766A1 (en) Coolable airfoil structure
JP2010261460A (ja) 側壁冷却プレナムを備えたタービンノズル
EP0924384A2 (en) Airfoil with leading edge cooling
JP2012102726A (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置、システム、及び方法
JP5965633B2 (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置及び方法
JP4170400B2 (ja) タービン翼、その用途ならびにタービン翼の冷却方法

Legal Events

Date Code Title Description
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: 20071024

Year of fee payment: 4

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20081024

Year of fee payment: 5

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20081024

Year of fee payment: 5

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20091024

Year of fee payment: 6

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20091024

Year of fee payment: 6

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101024

Year of fee payment: 7

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111024

Year of fee payment: 8

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121024

Year of fee payment: 9

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131024

Year of fee payment: 10

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees