JP3776897B2 - ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービン動翼におけるプラットフォームを冷却する機構に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図２に基づいて従来のものを説明する。図２は代表的な従来のガスタービン中空動翼の斜視図を示し、翼根の前縁側１２ａから流入した冷却空気を矢印で図示した方向に流して動翼を冷却するものである。
【０００３】
即ち、前縁側１２ａから流入した冷却空気は、フィン１３を有する曲がりくねった流路を流れて翼を冷却し、チップシンニング１４が設けられた翼頂部の穴Ａから流出して主ガス流れに合流する。
【０００４】
また後縁側１２ｂから流入した冷却空気は、フィン１３が設けられた冷却通路を矢印方向に流れ、ピンフィン１５によって翼後縁を冷却した後、穴又はスリットＢから翼外へ流出して主ガス流れに合流する。そしてこのような高度な冷却構造をもつ多数の動翼が円周方向に互いにプラットフォーム１６を隣接させてディスク１７に植え込まれている。
【０００５】
【特許文献１】
特開平７−３３２００４号公報（図１、プラットフォーム１）
【特許文献２】
特開平８−２４６８０２号公報（図１、プラットフォーム２）
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら前記した従来のものでは、中空動翼は翼根や翼に内部冷却を行う高度な冷却構造を有するものであるが、冷却部位から突出した形状となっている動翼プラットフォームそれ自体については殆ど無冷却であり、充分な冷却構造となっていない。
【０００７】
このため高温ガスタービン動翼プラットフォームの冷却が必要となるが、併せてこれを効果的に冷却する際に発生する熱応力を緩和する必要が生ずる。因にプラットフォームのガス流路側とプラットフォーム下側のローター側では、ガスシール空気との間で１０００℃以上の温度差が生じている。
【０００８】
この問題点を解消するため、プラットフォーム表面を効果的に冷却すると共に、プラットフォームの上面と下面との温度差による熱応力を緩和できるようにした冷却機構として、これまでいくつかの冷却構造が提案されている。
【０００９】
例えば本出願人の出願に係る特開平７−３３２００４に示されたものは、プラットフォームの半径方向に向けて貫通するシール空気流路孔を設けるとともに、同空気流路の上面にシェイプトフィルム吹出口を設けたことによってプラットフォーム下面を流れるシール空気は半径方向のシール空気孔を通ってプラットフォーム上面に設けられたシェイプトフィルム吹出口よりプラットフォームの上面を拡がりながら這うように流れて、プラットフォーム上表面を効果的に冷却するものであり、またシール空気流路孔からプラットフォームの円周方向端面に至るスリットを設けたことによりプラットフォームの上下の温度差によって生じた熱応力はスリットの伸縮によって緩和され、プラットフォームは緊張から解放されるという効果をも有するものである。
【００１０】
更に別の例として、本出願人の出願に係る特開平８−２４６８０２に示されるように、ガスタービン動翼の翼尾側（あるいは翼頭側）の翼根部から冷却用空気を供給し、プラットフォームの翼尾近傍内部および両側方部を順次通して翼頭側（あるいは翼尾側）端面に開放する空気通路を設けることにより、プラットフォーム部を冷却するものがある。
【００１１】
しかしながらこれらいずれの冷却構造においても一長一短があり、また、一方ではガスタービンの高効率化のためには温度上昇が要求されること、あるいは冷却構造形成に当ってのより簡略化した手法が要求されることから、更に冷却効果が良く、より加工工数の少ない冷却構造が要求されているのが実情である。
【００１２】
本発明はこのような状況に鑑みてなされ、たとえばプラットフォーム下面を流れるシール空気を利用し、プラットフォームの内部から同プラットフォームの翼腹側表面に開放したシール空気流路孔、プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した対流冷却孔、翼背側後縁内部を通って翼尾側端縁に開放する空気通路等により、簡便な構造及び手段でプラットフォームを確実に冷却するようにしたものを提供することを課題とするものである。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
本発明は前記した課題を解決すべくなされたもので、ガスタービン動翼のプラットフォームを冷却するものにおいて、翼腹側のプラットフォームの内部で同プラットフォーム下面のシール空気の経路から相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼腹側表面に開放した複数のシール空気流路孔と、翼頭側の翼背側及び翼腹側においてプラットフォームの内部で上記シール空気の経路から相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した複数の対流冷却孔と、上記シール空気の経路からプラットフォームの翼背側後縁内部を通って貫通し翼尾側端縁に開放する空気通路とを併せ備えたガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構を提供し、翼腹側をめがけ、また、翼頭側（プラットフォーム前縁部）から翼背側と翼腹側にかけて、そしてまた、翼尾側（プラットフォーム後縁部）を狙いとして、これらの各箇所で、プラットフォーム下面を流れるシール空気通路とプラットフォーム上面あるいは翼尾側端面に流通するようにシール空気流路孔、対流冷却孔及び空気通路等が連通しており、プラットフォーム下面を流れるシール空気がこのシール空気流路孔、対流冷却孔及び空気通路等に流入し、１つは翼腹側プラットフォーム上面にフィルム状に吹出すことによりプラットフォームの翼腹側部分を内部あるいは上面より効果的に冷却することができ、また他の１つは翼頭側のプラットフォーム前縁部並びに翼背側および翼腹側プラットフォームの上面部を効果的に冷却することができ、更に他の１つは翼尾側の特に翼背側プラットフォーム後縁部を内部から効果的に冷却することができるものである。
【００１４】
【発明の実施の形態】
本発明の実施の第１形態を図１に基づいて説明する。図１（ａ）はガスタービン動翼の縦断面を示し、図１（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面を示す。
【００１５】
１は翼根部、２はプラットフォーム、３は動翼の翼部で、この翼部３を冷却するために、翼根部１の底部から流入し矢印の方向に流れる冷却空気４ａ、４ｂが供給される。
【００１６】
翼部３の内部には蛇行状に折れ曲って形成され、内面に図示省略のタービュレータを多数設けられた翼部冷却通路５ａ、５ｂが設けられている。
【００１７】
翼部３を冷却するために翼部冷却通路５ａに供給される冷却空気４ａは、前記タービュレータにより生起された乱流状の壁面流れで蛇行路を流れて翼部３を冷却して翼頂部から主ガス流れに合流していく。
【００１８】
同様に翼部冷却通路５ｂに供給される冷却空気４ｂは、タービュレータにより生起された乱流状の壁面流れで蛇行路を流れて、翼の後縁側から翼外へ流出し、主ガス流れに合流していく。
【００１９】
上記のようにして翼部３の冷却を行うことに加え、本実施の形態はガスタービン動翼のプラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０を利用してプラットフォーム２の冷却を行うものである。
【００２０】
翼腹３ｃ側のプラットフォーム２の内部にはタービン軸心から相対的に半径方向に向けて貫通する複数（ここでは５個のものを示すが適宜増減してもよい）のシール空気流路孔７が穿設されている。シール空気流路孔７の各々はプラットフォームの翼腹ｃ側上面で開放している。なお開放部の詳細は図示省略したが、後流に末広がり状に開くシェイプトフィルム吹出口を設けることにより効果的な冷却をおこなうものである。
【００２１】
このようなシール空気流路孔７の設置により、プラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０はシール空気流路孔７をタービン軸心に対し相対的に半径方向に流れてプラットフォーム２の上面に流出する。
【００２２】
そしてシェイプトフィルム吹出口により、プラットフォーム２の上面を拡がりながら這うように矢印の方向に流れて、プラットフォーム２の上面を効果的に冷却する。なお、シェイプトフィルム吹出口の向きは、流れ方向を矢印で示すように隣接する翼方向でも良いし、または、翼腹側方向等でも適宜決めることで良い。
【００２３】
また、翼頭側のプラットフォーム２の前縁部に、プラットフォーム２の内部でタービン軸心に対して相対的に半径方向に翼背３ｄ側および翼腹３ｃ側のプラットフォーム２上面に向って斜めに貫通する対流冷却孔８を複数個（ここでは翼背３ｄ、翼腹３ｃ側夫々２個づつのものを示すが適宜増減してもよい）穿設されている。
【００２４】
対流冷却孔８の各々の開放部、即ちプラットフォームの翼背３ｄ、翼腹３ｃ側の上面には、前記シール空気流路孔７と同様、詳細は図示省略のシェイプトフィルム吹出口を設けることにより効果的な冷却をおこなうものである。
【００２５】
このような対流冷却孔８の設置によりプラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０が対流冷却孔８を、タービン軸心に対し相対的に半径方向に斜めに流れてプラットフォーム２の翼背３ｄ側および翼腹３ｃ側上面に流出し、シェイプトフィルム吹出口によりプラットフォーム２の上面を拡がりながら這うように矢印の方向に流れてプラットフォーム２の上面を効果的に冷却する。
【００２６】
更に、翼尾側のプラットフォーム後縁部にプラットフォーム２の下面を入口として開口し、プラットフォーム２の翼背３ｄ側の後縁内部を通じて翼尾側端面３ｅに開放する空気通路９を複数個（ここでは３個のものを示すが、この数は適宜増減してもよい）穿設している。
【００２７】
この空気通路９の設置により、プラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０は、空気通路９をまずタービン軸心に対して相対的に半径方向に向って流れ途中より、軸斜め方向に流れを変えてプラットフォーム２の翼背３ｄ側後縁部を内部から冷却し、翼端面から流出する。
【００２９】
以上、本発明を図示の実施の形態について説明したが、本発明はかかる実施の形態に限定されず、本発明の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えてよいことはいうまでもない。
【００３０】
【発明の効果】
以上本発明によれば、翼腹側のプラットフォームの内部で相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼腹側表面に開放した複数のシール空気流路孔と、翼頭側から翼背側及び翼腹側にかけてプラットフォームの内部で相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した複数の対流冷却孔と、プラットフォームの翼背側後縁内部を通って貫通し翼尾側端縁に開放する空気通路とを備えてガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構を構成しているので、前記翼腹側表面に開放するシール空気流通孔、翼頭側から連通して翼背側と翼腹側に開放した対流冷却孔、及び翼背側後縁内部を経て翼尾側端縁に開放した空気通路が共働し、各経路を経てプラットフォーム下面を流れるシール空気をプラットフォーム内部からその表面に供給し、特に熱の影響を受け易いプラットフォームとその表面を無駄と無理なく効果的に冷却することができたものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の第１形態に係るガスタービン動翼を示し、（ａ）はその縦断面図、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視図。
【図２】従来のガスタービン動翼の一例を示す縦断面図。
【符号の説明】
１ 翼根部
２ プラットフォーム
３ 翼部
３ｃ 翼腹
３ｄ 翼背
３ｅ 端面
４ａ、４ｂ 冷却空気
５ａ、５ｂ 翼部冷却通路
８ 対流冷却孔
９ 空気通路
１０ シール空気
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービン動翼におけるプラットフォームを冷却する機構に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図２に基づいて従来のものを説明する。図２は代表的な従来のガスタービン中空動翼の斜視図を示し、翼根の前縁側１２ａから流入した冷却空気を矢印で図示した方向に流して動翼を冷却するものである。
【０００３】
即ち、前縁側１２ａから流入した冷却空気は、フィン１３を有する曲がりくねった流路を流れて翼を冷却し、チップシンニング１４が設けられた翼頂部の穴Ａから流出して主ガス流れに合流する。
【０００４】
また後縁側１２ｂから流入した冷却空気は、フィン１３が設けられた冷却通路を矢印方向に流れ、ピンフィン１５によって翼後縁を冷却した後、穴又はスリットＢから翼外へ流出して主ガス流れに合流する。そしてこのような高度な冷却構造をもつ多数の動翼が円周方向に互いにプラットフォーム１６を隣接させてディスク１７に植え込まれている。
【０００５】
【特許文献１】
特開平７−３３２００４号公報（図１、プラットフォーム１）
【特許文献２】
特開平８−２４６８０２号公報（図１、プラットフォーム２）
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら前記した従来のものでは、中空動翼は翼根や翼に内部冷却を行う高度な冷却構造を有するものであるが、冷却部位から突出した形状となっている動翼プラットフォームそれ自体については殆ど無冷却であり、充分な冷却構造となっていない。
【０００７】
このため高温ガスタービン動翼プラットフォームの冷却が必要となるが、併せてこれを効果的に冷却する際に発生する熱応力を緩和する必要が生ずる。因にプラットフォームのガス流路側とプラットフォーム下側のローター側では、ガスシール空気との間で１０００℃以上の温度差が生じている。
【０００８】
この問題点を解消するため、プラットフォーム表面を効果的に冷却すると共に、プラットフォームの上面と下面との温度差による熱応力を緩和できるようにした冷却機構として、これまでいくつかの冷却構造が提案されている。
【０００９】
例えば本出願人の出願に係る特開平７−３３２００４に示されたものは、プラットフォームの半径方向に向けて貫通するシール空気流路孔を設けるとともに、同空気流路の上面にシェイプトフィルム吹出口を設けたことによってプラットフォーム下面を流れるシール空気は半径方向のシール空気孔を通ってプラットフォーム上面に設けられたシェイプトフィルム吹出口よりプラットフォームの上面を拡がりながら這うように流れて、プラットフォーム上表面を効果的に冷却するものであり、またシール空気流路孔からプラットフォームの円周方向端面に至るスリットを設けたことによりプラットフォームの上下の温度差によって生じた熱応力はスリットの伸縮によって緩和され、プラットフォームは緊張から解放されるという効果をも有するものである。
【００１０】
更に別の例として、本出願人の出願に係る特開平８−２４６８０２に示されるように、ガスタービン動翼の翼尾側（あるいは翼頭側）の翼根部から冷却用空気を供給し、プラットフォームの翼尾近傍内部および両側方部を順次通して翼頭側（あるいは翼尾側）端面に開放する空気通路を設けることにより、プラットフォーム部を冷却するものがある。
【００１１】
しかしながらこれらいずれの冷却構造においても一長一短があり、また、一方ではガスタービンの高効率化のためには温度上昇が要求されること、あるいは冷却構造形成に当ってのより簡略化した手法が要求されることから、更に冷却効果が良く、より加工工数の少ない冷却構造が要求されているのが実情である。
【００１２】
本発明はこのような状況に鑑みてなされ、たとえばプラットフォーム下面を流れるシール空気を利用し、プラットフォームの内部から同プラットフォームの翼腹側表面に開放したシール空気流路孔、プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した対流冷却孔、翼背側後縁内部を通って翼尾側端縁に開放する空気通路等により、簡便な構造及び手段でプラットフォームを確実に冷却するようにしたものを提供することを課題とするものである。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
本発明は前記した課題を解決すべくなされたもので、ガスタービン動翼のプラットフォームを冷却するものにおいて、翼腹側のプラットフォームの内部で同プラットフォーム下面のシール空気の経路から相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼腹側表面に開放した複数のシール空気流路孔と、翼頭側の翼背側及び翼腹側においてプラットフォームの内部で上記シール空気の経路から相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した複数の対流冷却孔と、上記シール空気の経路からプラットフォームの翼背側後縁内部を通って貫通し翼尾側端縁に開放する空気通路とを併せ備えたガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構を提供し、翼腹側をめがけ、また、翼頭側（プラットフォーム前縁部）から翼背側と翼腹側にかけて、そしてまた、翼尾側（プラットフォーム後縁部）を狙いとして、これらの各箇所で、プラットフォーム下面を流れるシール空気通路とプラットフォーム上面あるいは翼尾側端面に流通するようにシール空気流路孔、対流冷却孔及び空気通路等が連通しており、プラットフォーム下面を流れるシール空気がこのシール空気流路孔、対流冷却孔及び空気通路等に流入し、１つは翼腹側プラットフォーム上面にフィルム状に吹出すことによりプラットフォームの翼腹側部分を内部あるいは上面より効果的に冷却することができ、また他の１つは翼頭側のプラットフォーム前縁部並びに翼背側および翼腹側プラットフォームの上面部を効果的に冷却することができ、更に他の１つは翼尾側の特に翼背側プラットフォーム後縁部を内部から効果的に冷却することができるものである。
【００１４】
【発明の実施の形態】
本発明の実施の第１形態を図１に基づいて説明する。図１（ａ）はガスタービン動翼の縦断面を示し、図１（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面を示す。
【００１５】
１は翼根部、２はプラットフォーム、３は動翼の翼部で、この翼部３を冷却するために、翼根部１の底部から流入し矢印の方向に流れる冷却空気４ａ、４ｂが供給される。
【００１６】
翼部３の内部には蛇行状に折れ曲って形成され、内面に図示省略のタービュレータを多数設けられた翼部冷却通路５ａ、５ｂが設けられている。
【００１７】
翼部３を冷却するために翼部冷却通路５ａに供給される冷却空気４ａは、前記タービュレータにより生起された乱流状の壁面流れで蛇行路を流れて翼部３を冷却して翼頂部から主ガス流れに合流していく。
【００１８】
同様に翼部冷却通路５ｂに供給される冷却空気４ｂは、タービュレータにより生起された乱流状の壁面流れで蛇行路を流れて、翼の後縁側から翼外へ流出し、主ガス流れに合流していく。
【００１９】
上記のようにして翼部３の冷却を行うことに加え、本実施の形態はガスタービン動翼のプラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０を利用してプラットフォーム２の冷却を行うものである。
【００２０】
翼腹３ｃ側のプラットフォーム２の内部にはタービン軸心から相対的に半径方向に向けて貫通する複数（ここでは５個のものを示すが適宜増減してもよい）のシール空気流路孔７が穿設されている。シール空気流路孔７の各々はプラットフォームの翼腹ｃ側上面で開放している。なお開放部の詳細は図示省略したが、後流に末広がり状に開くシェイプトフィルム吹出口を設けることにより効果的な冷却をおこなうものである。
【００２１】
このようなシール空気流路孔７の設置により、プラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０はシール空気流路孔７をタービン軸心に対し相対的に半径方向に流れてプラットフォーム２の上面に流出する。
【００２２】
そしてシェイプトフィルム吹出口により、プラットフォーム２の上面を拡がりながら這うように矢印の方向に流れて、プラットフォーム２の上面を効果的に冷却する。なお、シェイプトフィルム吹出口の向きは、流れ方向を矢印で示すように隣接する翼方向でも良いし、または、翼腹側方向等でも適宜決めることで良い。
【００２３】
また、翼頭側のプラットフォーム２の前縁部に、プラットフォーム２の内部でタービン軸心に対して相対的に半径方向に翼背３ｄ側および翼腹３ｃ側のプラットフォーム２上面に向って斜めに貫通する対流冷却孔８を複数個（ここでは翼背３ｄ、翼腹３ｃ側夫々２個づつのものを示すが適宜増減してもよい）穿設されている。
【００２４】
対流冷却孔８の各々の開放部、即ちプラットフォームの翼背３ｄ、翼腹３ｃ側の上面には、前記シール空気流路孔７と同様、詳細は図示省略のシェイプトフィルム吹出口を設けることにより効果的な冷却をおこなうものである。
【００２５】
このような対流冷却孔８の設置によりプラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０が対流冷却孔８を、タービン軸心に対し相対的に半径方向に斜めに流れてプラットフォーム２の翼背３ｄ側および翼腹３ｃ側上面に流出し、シェイプトフィルム吹出口によりプラットフォーム２の上面を拡がりながら這うように矢印の方向に流れてプラットフォーム２の上面を効果的に冷却する。
【００２６】
更に、翼尾側のプラットフォーム後縁部にプラットフォーム２の下面を入口として開口し、プラットフォーム２の翼背３ｄ側の後縁内部を通じて翼尾側端面３ｅに開放する空気通路９を複数個（ここでは３個のものを示すが、この数は適宜増減してもよい）穿設している。
【００２７】
この空気通路９の設置により、プラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０は、空気通路９をまずタービン軸心に対して相対的に半径方向に向って流れ途中より、軸斜め方向に流れを変えてプラットフォーム２の翼背３ｄ側後縁部を内部から冷却し、翼端面から流出する。
【００２９】
以上、本発明を図示の実施の形態について説明したが、本発明はかかる実施の形態に限定されず、本発明の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えてよいことはいうまでもない。
【００３０】
【発明の効果】
以上本発明によれば、翼腹側のプラットフォームの内部で相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼腹側表面に開放した複数のシール空気流路孔と、翼頭側から翼背側及び翼腹側にかけてプラットフォームの内部で相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した複数の対流冷却孔と、プラットフォームの翼背側後縁内部を通って貫通し翼尾側端縁に開放する空気通路とを備えてガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構を構成しているので、前記翼腹側表面に開放するシール空気流通孔、翼頭側から連通して翼背側と翼腹側に開放した対流冷却孔、及び翼背側後縁内部を経て翼尾側端縁に開放した空気通路が共働し、各経路を経てプラットフォーム下面を流れるシール空気をプラットフォーム内部からその表面に供給し、特に熱の影響を受け易いプラットフォームとその表面を無駄と無理なく効果的に冷却することができたものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の第１形態に係るガスタービン動翼を示し、（ａ）はその縦断面図、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視図。
【図２】従来のガスタービン動翼の一例を示す縦断面図。
【符号の説明】
１ 翼根部
２ プラットフォーム
３ 翼部
３ｃ 翼腹
３ｄ 翼背
３ｅ 端面
４ａ、４ｂ 冷却空気
５ａ、５ｂ 翼部冷却通路
８ 対流冷却孔
９ 空気通路
１０ シール空気
Claims (1)
- ガスタービン動翼のプラットフォームを冷却するものにおいて、翼腹側のプラットフォームの内部で同プラットフォーム下面のシール空気の経路から相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼腹側表面に開放した複数のシール空気流路孔と、翼頭側の翼背側及び翼腹側においてプラットフォームの内部で上記シール空気の経路から相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した複数の対流冷却孔と、上記シール空気の経路からプラットフォームの翼背側後縁内部を通って貫通し翼尾側端縁に開放する空気通路とを併せ備えたことを特徴とするガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2003204336A JP3776897B2 (ja) | 2003-07-31 | 2003-07-31 | ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2003204336A JP3776897B2 (ja) | 2003-07-31 | 2003-07-31 | ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構 |
Related Parent Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP04072597A Division JP3758792B2 (ja) | 1997-02-25 | 1997-02-25 | ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2004003506A JP2004003506A (ja) | 2004-01-08 |
| JP3776897B2 true JP3776897B2 (ja) | 2006-05-17 |
Family
ID=30438524
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2003204336A Expired - Lifetime JP3776897B2 (ja) | 2003-07-31 | 2003-07-31 | ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3776897B2 (ja) |
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|---|---|---|---|---|
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| US8529194B2 (en) * | 2010-05-19 | 2013-09-10 | General Electric Company | Shank cavity and cooling hole |
| US9447691B2 (en) | 2011-08-22 | 2016-09-20 | General Electric Company | Bucket assembly treating apparatus and method for treating bucket assembly |
| EP3191689B1 (en) * | 2014-09-08 | 2019-11-06 | Siemens Energy, Inc. | A cooled turbine vane platform comprising forward, midchord and aft cooling chambers in the platform |
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-
2003
- 2003-07-31 JP JP2003204336A patent/JP3776897B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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| JP2004003506A (ja) | 2004-01-08 |
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