JP4070621B2 - タービンブレードおよびそのタービンブレードを備えたガスタービン - Google Patents
タービンブレードおよびそのタービンブレードを備えたガスタービン Download PDFInfo
- Publication number
- JP4070621B2 JP4070621B2 JP2003016736A JP2003016736A JP4070621B2 JP 4070621 B2 JP4070621 B2 JP 4070621B2 JP 2003016736 A JP2003016736 A JP 2003016736A JP 2003016736 A JP2003016736 A JP 2003016736A JP 4070621 B2 JP4070621 B2 JP 4070621B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine blade
- cooling
- rib
- turbine
- blade body
- 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
Images
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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
-
- 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
- F01D5/186—Film cooling
-
- 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
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/70—Shape
-
- 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
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービン（gas turbine）に関し、さらに詳しくはガスタービンのタービンブレード（動翼（moving blade）・静翼(stationary blade)）に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来のタービン部（図示せず）における第二段（row2）静翼（以下、タービンブレード（turbine blade）と称する）は、その後縁（trailing edge）T.E.に複数の孔が設けられたものがある（たとえば、特許文献１参照）。
【０００３】
【特許文献１】
特表平９−５０７５５０号公報（Fig.3）
【０００４】
図４は、上述したような後縁に複数の孔を有する第二段静翼の別の具体例であって、この第二段静翼の略中央部を、その立設方向軸線に対して略直交する面で切った断面図である。
【０００５】
図４に示すように、従来のタービンブレード１０は、タービンブレード本体２０と、インサート（insert）３０とを主たる要素として構成されたものである。
【０００６】
このタービンブレード本体２０には、複数個のフィルム冷却孔（film cooling hole）２１と、タービンブレード本体２０の立設方向軸線に対して略直交する断面における前縁（leading edge）L.E.と後縁（trailing edge）T.E.とを結ぶ中心線C.L.に対して略直交して設けられ、タービンブレード２０の内部を２つのキャビティC1，C2に区画する一枚の板状のリブ（rib）２２と、後縁T.E.側に位置するキャビティC2内の冷却空気（cooling air）をタービンブレード本体２０の外部に導くとともに複数のピンフィン２３を有する空気孔２４とが設けられている。
【０００７】
インサート３０は、複数個のインピンジメント冷却孔（impingement cooling hole）３１が設けられた中空状のものである。インサート３０は、上述した２つのキャビティC1，C2内に、自身の外周面３２とタービンブレード本体２０の内周面２５との間に冷却空間C.S.を形成するように１つずつ配置されている。
【０００８】
このように構成されたタービンブレード１０では、図５に実線矢印で示すように、冷却空気が図示していない手段によってインサート３０の内部に導入され、複数個のインピンジメント孔３１を通って冷却空間C.S.内に吹き出させられ、タービンブレード本体２０がインピンジメント冷却（impingement cooling）される。さらに、この冷却空気がタービンブレード本体２０の複数個のフィルム冷却孔２１から吹き出させられてタービンブレード本体２０の外壁まわりに冷却空気によるフィルム層を形成して、タービンブレード本体２０がフィルム冷却（film cooling）される。また、タービンブレード本体２０の後縁T.E.からは空気孔２４を通って冷却空気が噴出され、この際にピンフィン２３を冷却してタービンブレード本体２０の後縁T.E.近傍の部分の冷却が行われている。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、このようなタービンブレード１０では、タービンブレード本体２０の後縁T.E.近傍に位置するピンフィン２３の冷却効率が悪く、このピンフィン２３を冷却するために、キャビティC2内に配置されたインサート３０のインピンジメント冷却孔３１から多量の冷却空気を吹き出さなければならないといった問題点があった。
【００１０】
また、このようにキャビティC2内に配置されたインサート３０のインピンジメント冷却孔３１から多量の冷却空気が吹き出されることにより、この部分、すなわち図４および図５における中央部が他の部分（キャビティC1が位置する前縁部分およびピンフィン２３・空気孔２４が位置する後縁部分）に比べて冷えすぎてしまい、タービンブレード本体２０において温度差が生じてしまうという問題点があった。
【００１１】
さらに、このような温度差が生じると、熱膨張の差により熱応力が発生してしまうという問題点があった。
【００１２】
本発明は上記の事情に鑑みてなされたもので、冷却空気量を削減することができるとともに、ガスタービン全体の性能を向上させることができ、かつタービンブレード本体の全体にわたって温度差を極力低減させることができるタービンブレードおよびそのタービンブレードを備えたガスタービンを提供することを目的とする。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
本発明のタービンブレードおよびそのタービンブレードを備えたガスタービンでは、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
すなわち、請求項１記載のタービンブレードによれば、複数個のフィルム冷却孔が設けられ、かつ立設方向軸線に対して略直交する断面における前縁と後縁とを結ぶ中心線に対して略直交して設けられた少なくとも１つの板状のリブによって、内部に少なくとも２つのキャビティが形成されたタービンブレード本体と、前記各キャビティ内に、自身の外周面と前記タービンブレード本体の内周面との間に冷却空間を形成するように配置され、かつ複数個のインピンジメント冷却孔が設けられた中空のインサートと、を具備し、これらインサートの内部に導入された冷却空気が前記複数個のインピンジメント孔を通って前記冷却空間内に吹き出させられ、タービンブレード本体がインピンジメント冷却され、さらにこの冷却空気が前記タービンブレード本体の前記複数個のフィルム冷却孔から吹き出させられてタービンブレード本体のまわりに前記冷却空気によるフィルム層を形成して、前記タービンブレード本体がフィルム冷却されるタービンブレードにおいて、前記リブには、前縁側に位置するキャビティと該前縁側に位置するキャビティに対して後縁側に位置するキャビティとを連通する連通手段が設けられており、該連通手段が、該前縁側に位置するキャビティの背側内周面と該前縁側に位置するキャビティに対して後縁側に位置するキャビティの背側内周面とに接する位置のみに設けられていることを特徴とする。
【００１４】
このタービンブレードにおいては、リブの前縁側に位置する冷却空間内の冷却空気の一部が、このリブの後縁側に位置する冷却空間内に導かれ、後縁側に位置する冷却空間内の冷却に寄与することとなる。
すなわち、たとえば図１に示すような構成を有するタービンブレードにおいては、リブに形成された連通手段を通過した冷却空気が、このリブの後縁側に位置する冷却空間を冷却しながら通過した後、さらにピンフィンを冷却しながらタービンブレード本体の外部に吹き出されることとなる。
【００１５】
請求項２記載のタービンブレードによれば、請求項１に記載のタービンブレードにおいて、前記連通手段は、前記リブを厚さ方向に貫通する複数個のバイパス孔からなることを特徴とする。
【００１６】
このタービンブレードにおいては、連通手段がリブを厚さ方向に貫通する複数個のバイパス孔から構成されることとなる。
【００１７】
請求項３記載のタービンブレードによれば、請求項１に記載のタービンブレードにおいて、前記連通手段は、前記リブを厚さ方向に貫通する少なくとも１つのスリットからなることを特徴とする。
【００１８】
このタービンブレードにおいては、連通手段がリブを厚さ方向に貫通する少なくとも１つのスリットから構成されることとなる。
【００１９】
また、前記連通手段は、前記タービンブレード本体の背側あるいは腹側のうち熱伝達が良好である側に、前記立設方向軸線と略平行に設けられていることを特徴とする。
【００２０】
このタービンブレードにおいては、タービンブレード本体の背側あるいは腹側のうち熱伝達が良好である側（熱伝達が厳しくない側）のインピンジメント冷却が乱されることとなる。
【００２１】
また、前記連通手段は、前記タービンブレード本体の背側および腹側に、前記立設方向軸線と略平行に設けられており、かつ前記連通手段は、前記背側および腹側のうち熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却により多くの影響を与えるよう設定されていることを特徴とする。
【００２２】
このタービンブレードにおいては、タービンブレード本体の背側あるいは腹側のうち熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却が、熱伝達が良好でない側のインピンジメント冷却よりも大きく乱されることとなる。
【００２３】
請求項４記載のタービンブレードによれば、請求項１に記載のタービンブレードにおいて、前記リブと該リブに対して後縁側に位置するインサートとの間には、前記背側の冷却空間と前記腹側の冷却空間とを分離する隔壁が設けられていることを特徴とする。
【００２４】
このタービンブレードにおいては、連通手段を通過した冷却空気の、タービンブレード本体の背側に位置する冷却空間から腹側に位置する冷却空間への進入、あるいは腹側に位置する冷却空間から背側に位置する冷却空間への進入が妨げられることとなる。
すなわち、タービン本体の背側から連通手段を通って進入した冷却空気は、腹側のインピンジメント冷却を乱さないように、またタービン本体の腹側から連通手段を通って進入した冷却空気は、背側のインピンジメント冷却を乱さないように構成されていることとなる。
【００２５】
請求項５記載のガスタービンによれば、請求項１から６のいずれか１項に記載のタービンブレードを備えるタービン部と、燃焼用空気を圧縮して燃焼器に送る圧縮機と、前記燃焼用空気に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼器と、を備えてなることを特徴とする。
【００２６】
このガスタービンにおいては、リブの前縁側に位置する冷却空間内の冷却空気の一部が、このリブの後縁側に位置する冷却空間内に導かれ、後縁側に位置する冷却空間内の冷却に寄与するタービンブレードが具備されていることとなる。
すなわち、図１に示すような構成を有するタービンブレードを有するガスタービンにおいては、リブに形成された連通手段を通過した冷却空気が、このリブの後縁側に位置する冷却空間を冷却しながら通過した後、さらにピンフィンを冷却しながらタービンブレード本体の外部に吹き出されることとなる。
【００２７】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について、図面を参照しながら説明する。なお、従来と同一の部材には同一の符号を付している。
【００２８】
図１は、本発明によるタービン部（図示せず）における第二段静翼（以下「タービンブレード」という。）の略中央部を、その立設方向軸線に対して略直交する面で切った断面図である。
【００２９】
図１に示すように、このタービンブレード１００は、タービンブレード本体１２０と、２つのインサート３０とを主たる要素として構成されたものである。
【００３０】
このタービンブレード本体１２０には、複数個のフィルム冷却孔１２１と、タービンブレード本体１２０の立設方向軸線に対して略直交する断面における前縁L.E.と後縁T.E.とを結ぶ中心線C.L.に対して略直交して設けられ、タービンブレード１２０の内部を２つのキャビティC1，C2に区画する板状のリブ１２２と、後縁側に位置するキャビティC2内の冷却空気をタービンブレード本体１２０の外部に導くとともに複数のピンフィン１２３を有する空気孔１２４とが設けられている。
【００３１】
また、リブ１２２には、前縁L.E.側に位置するキャビティC1とこの前縁L.E.側に位置するキャビティC1に対して後縁T.E.側に位置するキャビティC2とを連通する連通手段１４０がタービンブレード本体１２０の背側１２６に設けられている。
【００３２】
インサート３０は、複数個のインピンジメント冷却孔３１が設けられた中空状のものである。インサート３０は、上述した２つのキャビティC1，C2内に、自身の外周面３２とタービンブレード本体１２０の内周面１２５との間に冷却空間C.S.を形成するように１つずつ配置されている。
【００３３】
このように構成されたタービンブレード１００では、図２に実線矢印で示すように、冷却空気が図示していない手段によってインサート３０の内部に導入され、複数個のインピンジメント孔３１を通って冷却空間C.S.内に吹き出させられ、タービンブレード本体１２０の内壁がインピンジメント冷却される。さらに、この冷却空気がタービンブレード本体１２０の複数個のフィルム冷却孔１２１から吹き出させられてタービンブレード本体１２０のまわりに冷却空気によるフィルム層を形成して、タービンブレード本体１２０がフィルム冷却される。また、タービンブレード本体１２０の後縁T.E.からは空気孔１２４を通って冷却空気が噴出され、この際にピンフィン１２３を冷却してタービンブレード本体１２０の後縁T.E.近傍の部分の冷却が行われている。
【００３４】
さらに、前縁L.E.側に位置する冷却空間C.S.内の冷却空気の一部が、前述した連通手段１４０を通って、後縁T.E.側に位置する冷却空間C.S.内に導かれた後、空気孔１２４を通ってタービンブレード本体１２０の外部に導かれるようになっている。
【００３５】
この構成により、前縁L.E.側に位置する冷却空間C.S.内の冷却空気の一部が、ピンフィン１２３の冷却に寄与するようになるため、従来後縁T.E.側に位置するインサート３０のインピンジメント孔３１から余分に吹き出させていた冷却空気を低減させることができ、ガスタービン全体の効率を向上させることができるとともに、この部分（タービン本体１２０の中央部）の温度が他の部分に比べて冷やされすぎるということがなくなり、タービンブレード本体１２０全体の温度差を極力低減させることができるようになる。
【００３６】
上述した連通手段１４０は、リブ１２２を厚さ方向に貫通し、かつタービンブレード本体１２０の立設方向軸線（紙面に垂直）に沿って設けられた複数個のバイパス孔とすることができる。
これらバイパス孔の大きさ、形状、および配列状態は、タービンブレード本体１２０の熱伝達に応じて適宜選択することができる。
【００３７】
また連通手段１４０は、リブ１２２を厚さ方向に貫通し、かつタービンブレード本体１２０の立設方向軸線（紙面に垂直）に沿って設けられた少なくとも１つのスリットとすることもできる。
このスリットの大きさ、形状、および配列状態についても、上述したバイパス孔同様、タービンブレード本体１２０の熱伝達に応じて適宜選択することができる。
【００３８】
以上説明した連通手段１４０が、タービンブレード本体１２０の背側１２６あるいは腹側１２７のうち、熱伝達が良好である側に設けられていればさらに有利である。
【００３９】
このように、熱伝達が良好である側に連通手段を設けることにより、熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却が阻害されるようになり、熱伝達が良好である側とそうでない側との温度差を小さくすることができる。
【００４０】
また、連通手段１４０は、タービンブレード本体１２０の背側１２６あるいは腹側１２７のうち、熱伝達が良好である側だけでなく、背側１２６および腹側１２７の両方に設けることもできる。この際、熱伝達が良好でない側のインピンジメント冷却が、熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却よりも乱される（阻害される）ことがないように、バイパス孔あるいはスリットの大きさ、形状、および配列状態を適宜選択しなければならない。
【００４１】
一例としては、熱伝達が良好である側のバイパス孔あるいはスリットの数を、熱伝達が良好でない側のバイパス孔あるいはスリットの数よりも多く設定することが考えられる。
【００４２】
また、同様の効果はバイパス孔の大きさ（径）あるいはスリットの大きさを適宜調整することによっても得ることができる。
【００４３】
このように構成することにより、熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却が阻害されるようになり、熱伝達が良好である側とそうでない側との温度差を小さくすることができる。
【００４４】
さらに、図３に示すように、リブ１２２とこのリブ１２２に対して後縁T.E.側に位置するインサート３０との間に、タービンブレード本体１２０の背側１２６の冷却空間C.S.とタービンブレード本体１２０腹側１２７の冷却空間C.S.とを分離する隔壁１５０が設けられていれば有利である。
【００４５】
この隔壁１５０は、リブ１２２あるいはリブ１２２に対して後縁T.E.側に位置するインサート３０と一体に形成させることもできるし、あるいは別体で形成させることもできる。
【００４６】
また必要であれば、従来公知のシールダムのような構成とすることも可能である。
【００４７】
このような隔壁を設けることにより、たとえば図３に示すものでは、連通手段１４０を通過した冷却空気はタービンブレード本体１２０の背側１２６に位置する冷却空間C.S.のみを通って空気孔１２４に導かれることになる。すなわち、隔壁１５０により、連通手段１４０を通過した冷却空気はタービンブレード本体１２０の背側１２６に位置する冷却空間C.S.に進入することが妨げられ、連通手段１４０を通過した冷却空気が腹側１２７に位置する冷却空間C.S.内のインピンジメント冷却を阻害することを防止することができる。
【００４８】
なお、本発明は第二段静翼に限定されるものではなく、必要であればその他の段の静翼、あるいは動翼にも適用することができる。
【００４９】
また、本発明は１つのリブによって区画された２つのキャビティを有するものに限定されるものではなく、２つ以上のリブによって３つ以上のキャビティに区画されたものにも適用することができる。
【００５０】
【発明の効果】
本発明のタービンブレードおよびそのタービンブレードを備えたガスタービンによれば、以下の効果が得られる。
すなわち、請求項１に記載のタービンブレードによれば、リブの前縁側に位置する冷却空間内の冷却空気の一部が、このリブの後縁側に位置する冷却空間内に導かれ、後縁側に位置する冷却空間内の冷却に寄与することとなるので、この後縁側に位置する冷却空間内に吹き出される冷却空気量を削減することができるという効果を奏する。
また、図１に示すような構成を有するタービンブレードにおいては、リブに形成された連通手段を通過した冷却空気が、このリブの後縁側に位置する冷却空間を冷却しながら通過した後、さらにピンフィンを冷却しながらタービンブレード本体の外部に吹き出されることとなるので、リブの後縁側に位置する冷却空間内に吹き出される冷却空気量を削減することができるとともに、ガスタービン全体の性能を向上させることができ、かつタービンブレード本体の全体にわたって温度差を極力低減させることができるという効果を奏する。
【００５１】
請求項２に記載のタービンブレードによれば、連通手段がリブを厚さ方向に貫通する複数個のバイパス孔から構成されることとなるので、製作が容易で、かつタービンブレード本体の熱伝達状態にあわせてこれらバイパス孔の大きさ、形状、および配列状態を適宜自由に選択することができるという効果を奏する。
【００５２】
請求項３に記載のタービンブレードによれば、連通手段がリブを厚さ方向に貫通する少なくとも１つのスリットから構成されることとなるので、製作が容易で、かつタービンブレード本体の熱伝達状態にあわせてこれらバイパス孔の大きさ、形状、および配列状態を適宜自由に選択することができるという効果を奏する。
【００５３】
また、タービンブレード本体の背側あるいは腹側のうち熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却が乱されることとなるので、タービンブレード本体の背側、腹側における温度の差を低減させることができ、しいてはタービンブレード本体の全体にわたって温度差を低減させて熱応力の発生を防止することができるという効果を奏する。
【００５４】
また、タービンブレード本体の背側あるいは腹側のうち熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却が、熱伝達が良好でない側よりも大きく乱されることとなるので、タービンブレード本体の背側、腹側における温度の差を低減させることができ、しいてはタービンブレード本体の全体にわたって温度差を低減させて熱応力の発生を防止することができるという効果を奏する。
【００５５】
請求項４に記載のタービンブレードによれば、リブとこのリブに対して後縁側に位置するインサートとの間に隔壁が設けられているので、背側から進入した冷却空気が腹側のインピンジメント冷却を阻害すること、また腹側から進入した冷却空気が背側のインピンジメント冷却を阻害することを防止することができるという効果を奏する。
【００５６】
請求項５に記載のガスタービンによれば、リブの前縁側に位置する冷却空間内の冷却空気の一部が、このリブの後縁側に位置する冷却空間内に導かれ、後縁側に位置する冷却空間内の冷却に寄与するタービンブレードを具備していることとなるので、この後縁側に位置する冷却空間内に吹き出される冷却空気量を削減することができるとともに、ガスタービン全体の性能を向上させることができるという効果を奏する。
また、図１に示すような構成を有するタービンブレードを備えるガスタービンにおいては、リブに形成された連通手段を通過した冷却空気が、このリブの後縁側に位置する冷却空間を冷却しながら通過した後、さらにピンフィンを冷却しながらタービンブレード本体の外部に吹き出されることとなるので、リブの後縁側に位置する冷却空間内に吹き出される冷却空気量を削減することができるとともに、ガスタービン全体の性能を向上させることができ、かつタービンブレード本体の全体にわたって温度差を極力低減させることができるという効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明によるタービン部における第二段静翼（タービンブレード）の略中央部を、その立設方向軸線に対して略直交する面で切った断面図である。
【図２】 図１と同様の図であって、冷却空気の流れを説明するための図である。
【図３】 図１と同様の図であって、リブとこのリブに対して後縁側に位置するインサートとの間に隔壁が設けられた実施形態を示す図である。
【図４】 従来のタービン部における第二段静翼（タービンブレード）の略中央部を、その立設方向軸線に対して略直交する面で切った断面図である。
【図５】 図１と同様の図であって、冷却空気の流れを説明するための図である。
【符号の説明】
１０ タービンブレード
２０ タービンブレード本体
２１ フィルム冷却孔
２２ リブ
２５ 内周面
３０ インサート
３１ インピンジメント孔
３２ 外周面
１００ タービンブレード
１２０ タービンブレード本体
１２１ フィルム冷却孔
１２２ リブ
１２５ 内周面
１２６ 背側
１２７ 腹側
１４０ 連通手段
１５０ 隔壁
C1 キャビティ
C2 キャビティ
C.L. 中心線
C.S. 冷却空間
L.E. 前縁
T.E. 後縁
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービン（gas turbine）に関し、さらに詳しくはガスタービンのタービンブレード（動翼（moving blade）・静翼(stationary blade)）に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来のタービン部（図示せず）における第二段（row2）静翼（以下、タービンブレード（turbine blade）と称する）は、その後縁（trailing edge）T.E.に複数の孔が設けられたものがある（たとえば、特許文献１参照）。
【０００３】
【特許文献１】
特表平９−５０７５５０号公報（Fig.3）
【０００４】
図４は、上述したような後縁に複数の孔を有する第二段静翼の別の具体例であって、この第二段静翼の略中央部を、その立設方向軸線に対して略直交する面で切った断面図である。
【０００５】
図４に示すように、従来のタービンブレード１０は、タービンブレード本体２０と、インサート（insert）３０とを主たる要素として構成されたものである。
【０００６】
このタービンブレード本体２０には、複数個のフィルム冷却孔（film cooling hole）２１と、タービンブレード本体２０の立設方向軸線に対して略直交する断面における前縁（leading edge）L.E.と後縁（trailing edge）T.E.とを結ぶ中心線C.L.に対して略直交して設けられ、タービンブレード２０の内部を２つのキャビティC1，C2に区画する一枚の板状のリブ（rib）２２と、後縁T.E.側に位置するキャビティC2内の冷却空気（cooling air）をタービンブレード本体２０の外部に導くとともに複数のピンフィン２３を有する空気孔２４とが設けられている。
【０００７】
インサート３０は、複数個のインピンジメント冷却孔（impingement cooling hole）３１が設けられた中空状のものである。インサート３０は、上述した２つのキャビティC1，C2内に、自身の外周面３２とタービンブレード本体２０の内周面２５との間に冷却空間C.S.を形成するように１つずつ配置されている。
【０００８】
このように構成されたタービンブレード１０では、図５に実線矢印で示すように、冷却空気が図示していない手段によってインサート３０の内部に導入され、複数個のインピンジメント孔３１を通って冷却空間C.S.内に吹き出させられ、タービンブレード本体２０がインピンジメント冷却（impingement cooling）される。さらに、この冷却空気がタービンブレード本体２０の複数個のフィルム冷却孔２１から吹き出させられてタービンブレード本体２０の外壁まわりに冷却空気によるフィルム層を形成して、タービンブレード本体２０がフィルム冷却（film cooling）される。また、タービンブレード本体２０の後縁T.E.からは空気孔２４を通って冷却空気が噴出され、この際にピンフィン２３を冷却してタービンブレード本体２０の後縁T.E.近傍の部分の冷却が行われている。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、このようなタービンブレード１０では、タービンブレード本体２０の後縁T.E.近傍に位置するピンフィン２３の冷却効率が悪く、このピンフィン２３を冷却するために、キャビティC2内に配置されたインサート３０のインピンジメント冷却孔３１から多量の冷却空気を吹き出さなければならないといった問題点があった。
【００１０】
また、このようにキャビティC2内に配置されたインサート３０のインピンジメント冷却孔３１から多量の冷却空気が吹き出されることにより、この部分、すなわち図４および図５における中央部が他の部分（キャビティC1が位置する前縁部分およびピンフィン２３・空気孔２４が位置する後縁部分）に比べて冷えすぎてしまい、タービンブレード本体２０において温度差が生じてしまうという問題点があった。
【００１１】
さらに、このような温度差が生じると、熱膨張の差により熱応力が発生してしまうという問題点があった。
【００１２】
本発明は上記の事情に鑑みてなされたもので、冷却空気量を削減することができるとともに、ガスタービン全体の性能を向上させることができ、かつタービンブレード本体の全体にわたって温度差を極力低減させることができるタービンブレードおよびそのタービンブレードを備えたガスタービンを提供することを目的とする。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
本発明のタービンブレードおよびそのタービンブレードを備えたガスタービンでは、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
すなわち、請求項１記載のタービンブレードによれば、複数個のフィルム冷却孔が設けられ、かつ立設方向軸線に対して略直交する断面における前縁と後縁とを結ぶ中心線に対して略直交して設けられた少なくとも１つの板状のリブによって、内部に少なくとも２つのキャビティが形成されたタービンブレード本体と、前記各キャビティ内に、自身の外周面と前記タービンブレード本体の内周面との間に冷却空間を形成するように配置され、かつ複数個のインピンジメント冷却孔が設けられた中空のインサートと、を具備し、これらインサートの内部に導入された冷却空気が前記複数個のインピンジメント孔を通って前記冷却空間内に吹き出させられ、タービンブレード本体がインピンジメント冷却され、さらにこの冷却空気が前記タービンブレード本体の前記複数個のフィルム冷却孔から吹き出させられてタービンブレード本体のまわりに前記冷却空気によるフィルム層を形成して、前記タービンブレード本体がフィルム冷却されるタービンブレードにおいて、前記リブには、前縁側に位置するキャビティと該前縁側に位置するキャビティに対して後縁側に位置するキャビティとを連通する連通手段が設けられており、該連通手段が、該前縁側に位置するキャビティの背側内周面と該前縁側に位置するキャビティに対して後縁側に位置するキャビティの背側内周面とに接する位置のみに設けられていることを特徴とする。
【００１４】
このタービンブレードにおいては、リブの前縁側に位置する冷却空間内の冷却空気の一部が、このリブの後縁側に位置する冷却空間内に導かれ、後縁側に位置する冷却空間内の冷却に寄与することとなる。
すなわち、たとえば図１に示すような構成を有するタービンブレードにおいては、リブに形成された連通手段を通過した冷却空気が、このリブの後縁側に位置する冷却空間を冷却しながら通過した後、さらにピンフィンを冷却しながらタービンブレード本体の外部に吹き出されることとなる。
【００１５】
請求項２記載のタービンブレードによれば、請求項１に記載のタービンブレードにおいて、前記連通手段は、前記リブを厚さ方向に貫通する複数個のバイパス孔からなることを特徴とする。
【００１６】
このタービンブレードにおいては、連通手段がリブを厚さ方向に貫通する複数個のバイパス孔から構成されることとなる。
【００１７】
請求項３記載のタービンブレードによれば、請求項１に記載のタービンブレードにおいて、前記連通手段は、前記リブを厚さ方向に貫通する少なくとも１つのスリットからなることを特徴とする。
【００１８】
このタービンブレードにおいては、連通手段がリブを厚さ方向に貫通する少なくとも１つのスリットから構成されることとなる。
【００１９】
また、前記連通手段は、前記タービンブレード本体の背側あるいは腹側のうち熱伝達が良好である側に、前記立設方向軸線と略平行に設けられていることを特徴とする。
【００２０】
このタービンブレードにおいては、タービンブレード本体の背側あるいは腹側のうち熱伝達が良好である側（熱伝達が厳しくない側）のインピンジメント冷却が乱されることとなる。
【００２１】
また、前記連通手段は、前記タービンブレード本体の背側および腹側に、前記立設方向軸線と略平行に設けられており、かつ前記連通手段は、前記背側および腹側のうち熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却により多くの影響を与えるよう設定されていることを特徴とする。
【００２２】
このタービンブレードにおいては、タービンブレード本体の背側あるいは腹側のうち熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却が、熱伝達が良好でない側のインピンジメント冷却よりも大きく乱されることとなる。
【００２３】
請求項４記載のタービンブレードによれば、請求項１に記載のタービンブレードにおいて、前記リブと該リブに対して後縁側に位置するインサートとの間には、前記背側の冷却空間と前記腹側の冷却空間とを分離する隔壁が設けられていることを特徴とする。
【００２４】
このタービンブレードにおいては、連通手段を通過した冷却空気の、タービンブレード本体の背側に位置する冷却空間から腹側に位置する冷却空間への進入、あるいは腹側に位置する冷却空間から背側に位置する冷却空間への進入が妨げられることとなる。
すなわち、タービン本体の背側から連通手段を通って進入した冷却空気は、腹側のインピンジメント冷却を乱さないように、またタービン本体の腹側から連通手段を通って進入した冷却空気は、背側のインピンジメント冷却を乱さないように構成されていることとなる。
【００２５】
請求項５記載のガスタービンによれば、請求項１から６のいずれか１項に記載のタービンブレードを備えるタービン部と、燃焼用空気を圧縮して燃焼器に送る圧縮機と、前記燃焼用空気に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼器と、を備えてなることを特徴とする。
【００２６】
このガスタービンにおいては、リブの前縁側に位置する冷却空間内の冷却空気の一部が、このリブの後縁側に位置する冷却空間内に導かれ、後縁側に位置する冷却空間内の冷却に寄与するタービンブレードが具備されていることとなる。
すなわち、図１に示すような構成を有するタービンブレードを有するガスタービンにおいては、リブに形成された連通手段を通過した冷却空気が、このリブの後縁側に位置する冷却空間を冷却しながら通過した後、さらにピンフィンを冷却しながらタービンブレード本体の外部に吹き出されることとなる。
【００２７】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について、図面を参照しながら説明する。なお、従来と同一の部材には同一の符号を付している。
【００２８】
図１は、本発明によるタービン部（図示せず）における第二段静翼（以下「タービンブレード」という。）の略中央部を、その立設方向軸線に対して略直交する面で切った断面図である。
【００２９】
図１に示すように、このタービンブレード１００は、タービンブレード本体１２０と、２つのインサート３０とを主たる要素として構成されたものである。
【００３０】
このタービンブレード本体１２０には、複数個のフィルム冷却孔１２１と、タービンブレード本体１２０の立設方向軸線に対して略直交する断面における前縁L.E.と後縁T.E.とを結ぶ中心線C.L.に対して略直交して設けられ、タービンブレード１２０の内部を２つのキャビティC1，C2に区画する板状のリブ１２２と、後縁側に位置するキャビティC2内の冷却空気をタービンブレード本体１２０の外部に導くとともに複数のピンフィン１２３を有する空気孔１２４とが設けられている。
【００３１】
また、リブ１２２には、前縁L.E.側に位置するキャビティC1とこの前縁L.E.側に位置するキャビティC1に対して後縁T.E.側に位置するキャビティC2とを連通する連通手段１４０がタービンブレード本体１２０の背側１２６に設けられている。
【００３２】
インサート３０は、複数個のインピンジメント冷却孔３１が設けられた中空状のものである。インサート３０は、上述した２つのキャビティC1，C2内に、自身の外周面３２とタービンブレード本体１２０の内周面１２５との間に冷却空間C.S.を形成するように１つずつ配置されている。
【００３３】
このように構成されたタービンブレード１００では、図２に実線矢印で示すように、冷却空気が図示していない手段によってインサート３０の内部に導入され、複数個のインピンジメント孔３１を通って冷却空間C.S.内に吹き出させられ、タービンブレード本体１２０の内壁がインピンジメント冷却される。さらに、この冷却空気がタービンブレード本体１２０の複数個のフィルム冷却孔１２１から吹き出させられてタービンブレード本体１２０のまわりに冷却空気によるフィルム層を形成して、タービンブレード本体１２０がフィルム冷却される。また、タービンブレード本体１２０の後縁T.E.からは空気孔１２４を通って冷却空気が噴出され、この際にピンフィン１２３を冷却してタービンブレード本体１２０の後縁T.E.近傍の部分の冷却が行われている。
【００３４】
さらに、前縁L.E.側に位置する冷却空間C.S.内の冷却空気の一部が、前述した連通手段１４０を通って、後縁T.E.側に位置する冷却空間C.S.内に導かれた後、空気孔１２４を通ってタービンブレード本体１２０の外部に導かれるようになっている。
【００３５】
この構成により、前縁L.E.側に位置する冷却空間C.S.内の冷却空気の一部が、ピンフィン１２３の冷却に寄与するようになるため、従来後縁T.E.側に位置するインサート３０のインピンジメント孔３１から余分に吹き出させていた冷却空気を低減させることができ、ガスタービン全体の効率を向上させることができるとともに、この部分（タービン本体１２０の中央部）の温度が他の部分に比べて冷やされすぎるということがなくなり、タービンブレード本体１２０全体の温度差を極力低減させることができるようになる。
【００３６】
上述した連通手段１４０は、リブ１２２を厚さ方向に貫通し、かつタービンブレード本体１２０の立設方向軸線（紙面に垂直）に沿って設けられた複数個のバイパス孔とすることができる。
これらバイパス孔の大きさ、形状、および配列状態は、タービンブレード本体１２０の熱伝達に応じて適宜選択することができる。
【００３７】
また連通手段１４０は、リブ１２２を厚さ方向に貫通し、かつタービンブレード本体１２０の立設方向軸線（紙面に垂直）に沿って設けられた少なくとも１つのスリットとすることもできる。
このスリットの大きさ、形状、および配列状態についても、上述したバイパス孔同様、タービンブレード本体１２０の熱伝達に応じて適宜選択することができる。
【００３８】
以上説明した連通手段１４０が、タービンブレード本体１２０の背側１２６あるいは腹側１２７のうち、熱伝達が良好である側に設けられていればさらに有利である。
【００３９】
このように、熱伝達が良好である側に連通手段を設けることにより、熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却が阻害されるようになり、熱伝達が良好である側とそうでない側との温度差を小さくすることができる。
【００４０】
また、連通手段１４０は、タービンブレード本体１２０の背側１２６あるいは腹側１２７のうち、熱伝達が良好である側だけでなく、背側１２６および腹側１２７の両方に設けることもできる。この際、熱伝達が良好でない側のインピンジメント冷却が、熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却よりも乱される（阻害される）ことがないように、バイパス孔あるいはスリットの大きさ、形状、および配列状態を適宜選択しなければならない。
【００４１】
一例としては、熱伝達が良好である側のバイパス孔あるいはスリットの数を、熱伝達が良好でない側のバイパス孔あるいはスリットの数よりも多く設定することが考えられる。
【００４２】
また、同様の効果はバイパス孔の大きさ（径）あるいはスリットの大きさを適宜調整することによっても得ることができる。
【００４３】
このように構成することにより、熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却が阻害されるようになり、熱伝達が良好である側とそうでない側との温度差を小さくすることができる。
【００４４】
さらに、図３に示すように、リブ１２２とこのリブ１２２に対して後縁T.E.側に位置するインサート３０との間に、タービンブレード本体１２０の背側１２６の冷却空間C.S.とタービンブレード本体１２０腹側１２７の冷却空間C.S.とを分離する隔壁１５０が設けられていれば有利である。
【００４５】
この隔壁１５０は、リブ１２２あるいはリブ１２２に対して後縁T.E.側に位置するインサート３０と一体に形成させることもできるし、あるいは別体で形成させることもできる。
【００４６】
また必要であれば、従来公知のシールダムのような構成とすることも可能である。
【００４７】
このような隔壁を設けることにより、たとえば図３に示すものでは、連通手段１４０を通過した冷却空気はタービンブレード本体１２０の背側１２６に位置する冷却空間C.S.のみを通って空気孔１２４に導かれることになる。すなわち、隔壁１５０により、連通手段１４０を通過した冷却空気はタービンブレード本体１２０の背側１２６に位置する冷却空間C.S.に進入することが妨げられ、連通手段１４０を通過した冷却空気が腹側１２７に位置する冷却空間C.S.内のインピンジメント冷却を阻害することを防止することができる。
【００４８】
なお、本発明は第二段静翼に限定されるものではなく、必要であればその他の段の静翼、あるいは動翼にも適用することができる。
【００４９】
また、本発明は１つのリブによって区画された２つのキャビティを有するものに限定されるものではなく、２つ以上のリブによって３つ以上のキャビティに区画されたものにも適用することができる。
【００５０】
【発明の効果】
本発明のタービンブレードおよびそのタービンブレードを備えたガスタービンによれば、以下の効果が得られる。
すなわち、請求項１に記載のタービンブレードによれば、リブの前縁側に位置する冷却空間内の冷却空気の一部が、このリブの後縁側に位置する冷却空間内に導かれ、後縁側に位置する冷却空間内の冷却に寄与することとなるので、この後縁側に位置する冷却空間内に吹き出される冷却空気量を削減することができるという効果を奏する。
また、図１に示すような構成を有するタービンブレードにおいては、リブに形成された連通手段を通過した冷却空気が、このリブの後縁側に位置する冷却空間を冷却しながら通過した後、さらにピンフィンを冷却しながらタービンブレード本体の外部に吹き出されることとなるので、リブの後縁側に位置する冷却空間内に吹き出される冷却空気量を削減することができるとともに、ガスタービン全体の性能を向上させることができ、かつタービンブレード本体の全体にわたって温度差を極力低減させることができるという効果を奏する。
【００５１】
請求項２に記載のタービンブレードによれば、連通手段がリブを厚さ方向に貫通する複数個のバイパス孔から構成されることとなるので、製作が容易で、かつタービンブレード本体の熱伝達状態にあわせてこれらバイパス孔の大きさ、形状、および配列状態を適宜自由に選択することができるという効果を奏する。
【００５２】
請求項３に記載のタービンブレードによれば、連通手段がリブを厚さ方向に貫通する少なくとも１つのスリットから構成されることとなるので、製作が容易で、かつタービンブレード本体の熱伝達状態にあわせてこれらバイパス孔の大きさ、形状、および配列状態を適宜自由に選択することができるという効果を奏する。
【００５３】
また、タービンブレード本体の背側あるいは腹側のうち熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却が乱されることとなるので、タービンブレード本体の背側、腹側における温度の差を低減させることができ、しいてはタービンブレード本体の全体にわたって温度差を低減させて熱応力の発生を防止することができるという効果を奏する。
【００５４】
また、タービンブレード本体の背側あるいは腹側のうち熱伝達が良好である側のインピンジメント冷却が、熱伝達が良好でない側よりも大きく乱されることとなるので、タービンブレード本体の背側、腹側における温度の差を低減させることができ、しいてはタービンブレード本体の全体にわたって温度差を低減させて熱応力の発生を防止することができるという効果を奏する。
【００５５】
請求項４に記載のタービンブレードによれば、リブとこのリブに対して後縁側に位置するインサートとの間に隔壁が設けられているので、背側から進入した冷却空気が腹側のインピンジメント冷却を阻害すること、また腹側から進入した冷却空気が背側のインピンジメント冷却を阻害することを防止することができるという効果を奏する。
【００５６】
請求項５に記載のガスタービンによれば、リブの前縁側に位置する冷却空間内の冷却空気の一部が、このリブの後縁側に位置する冷却空間内に導かれ、後縁側に位置する冷却空間内の冷却に寄与するタービンブレードを具備していることとなるので、この後縁側に位置する冷却空間内に吹き出される冷却空気量を削減することができるとともに、ガスタービン全体の性能を向上させることができるという効果を奏する。
また、図１に示すような構成を有するタービンブレードを備えるガスタービンにおいては、リブに形成された連通手段を通過した冷却空気が、このリブの後縁側に位置する冷却空間を冷却しながら通過した後、さらにピンフィンを冷却しながらタービンブレード本体の外部に吹き出されることとなるので、リブの後縁側に位置する冷却空間内に吹き出される冷却空気量を削減することができるとともに、ガスタービン全体の性能を向上させることができ、かつタービンブレード本体の全体にわたって温度差を極力低減させることができるという効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明によるタービン部における第二段静翼（タービンブレード）の略中央部を、その立設方向軸線に対して略直交する面で切った断面図である。
【図２】 図１と同様の図であって、冷却空気の流れを説明するための図である。
【図３】 図１と同様の図であって、リブとこのリブに対して後縁側に位置するインサートとの間に隔壁が設けられた実施形態を示す図である。
【図４】 従来のタービン部における第二段静翼（タービンブレード）の略中央部を、その立設方向軸線に対して略直交する面で切った断面図である。
【図５】 図１と同様の図であって、冷却空気の流れを説明するための図である。
【符号の説明】
１０ タービンブレード
２０ タービンブレード本体
２１ フィルム冷却孔
２２ リブ
２５ 内周面
３０ インサート
３１ インピンジメント孔
３２ 外周面
１００ タービンブレード
１２０ タービンブレード本体
１２１ フィルム冷却孔
１２２ リブ
１２５ 内周面
１２６ 背側
１２７ 腹側
１４０ 連通手段
１５０ 隔壁
C1 キャビティ
C2 キャビティ
C.L. 中心線
C.S. 冷却空間
L.E. 前縁
T.E. 後縁
Claims (5)
- 複数個のフィルム冷却孔が設けられ、かつ立設方向軸線に対して略直交する断面における前縁と後縁とを結ぶ中心線に対して略直交して設けられた少なくとも１つの板状のリブによって、内部に少なくとも２つのキャビティが形成されたタービンブレード本体と、
前記各キャビティ内に、自身の外周面と前記タービンブレード本体の内周面との間に冷却空間を形成するように配置され、かつ複数個のインピンジメント冷却孔が設けられた中空のインサートと、を具備し、
これらインサートの内部に導入された冷却空気が前記複数個のインピンジメント孔を通って前記冷却空間内に吹き出させられ、タービンブレード本体がインピンジメント冷却され、さらにこの冷却空気が前記タービンブレード本体の前記複数個のフィルム冷却孔から吹き出させられてタービンブレード本体のまわりに前記冷却空気によるフィルム層を形成して、前記タービンブレード本体がフィルム冷却されるタービンブレードにおいて、
前記リブには、前縁側に位置するキャビティと該前縁側に位置するキャビティに対して後縁側に位置するキャビティとを連通する連通手段が設けられており、
該連通手段が、該前縁側に位置するキャビティの背側内周面と該前縁側に位置するキャビティに対して後縁側に位置するキャビティの背側内周面とに接する位置のみに設けられていることを特徴とするタービンブレード。 - 請求項１に記載のタービンブレードにおいて、
前記連通手段は、前記リブを厚さ方向に貫通する複数個のバイパス孔からなることを特徴とするタービンブレード。 - 請求項１に記載のタービンブレードにおいて、
前記連通手段は、前記リブを厚さ方向に貫通する少なくとも１つのスリットからなることを特徴とするタービンブレード。 - 請求項１に記載のタービンブレードにおいて、
前記リブと該リブに対して後縁側に位置するインサートとの間には、前記背側の冷却空間と前記腹側の冷却空間とを分離する隔壁が設けられていることを特徴とするタービンブレード。 - 請求項１から４のいずれか１項に記載のタービンブレードを備えるタービン部と、燃焼用空気を圧縮して燃焼器に送る圧縮機と、前記燃焼用空気に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼器と、を備えてなることを特徴とするガスタービン。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US10/192,676 US6742991B2 (en) | 2002-07-11 | 2002-07-11 | Turbine blade and gas turbine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2004044572A JP2004044572A (ja) | 2004-02-12 |
| JP4070621B2 true JP4070621B2 (ja) | 2008-04-02 |
Family
ID=29735308
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2003016736A Expired - Lifetime JP4070621B2 (ja) | 2002-07-11 | 2003-01-24 | タービンブレードおよびそのタービンブレードを備えたガスタービン |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6742991B2 (ja) |
| EP (1) | EP1380724B1 (ja) |
| JP (1) | JP4070621B2 (ja) |
| CN (1) | CN1477292B (ja) |
| CA (1) | CA2432685C (ja) |
Families Citing this family (56)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101128649B (zh) * | 2004-12-24 | 2010-11-03 | 阿尔斯托姆科技有限公司 | 具有嵌入式通道的部件，尤其是涡轮机的热气部件 |
| US7303376B2 (en) * | 2005-12-02 | 2007-12-04 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil with outer wall cooling system and inner mid-chord hot gas receiving cavity |
| US7497655B1 (en) | 2006-08-21 | 2009-03-03 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with near-wall impingement and vortex cooling |
| EP1921269A1 (de) | 2006-11-09 | 2008-05-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel |
| US7556476B1 (en) * | 2006-11-16 | 2009-07-07 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with multiple near wall compartment cooling |
| US7871246B2 (en) * | 2007-02-15 | 2011-01-18 | Siemens Energy, Inc. | Airfoil for a gas turbine |
| WO2009016744A1 (ja) * | 2007-07-31 | 2009-02-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | タービン用翼 |
| GB2452327B (en) * | 2007-09-01 | 2010-02-03 | Rolls Royce Plc | A cooled component |
| US7946817B2 (en) * | 2008-01-10 | 2011-05-24 | General Electric Company | Turbine blade tip shroud |
| US8348612B2 (en) * | 2008-01-10 | 2013-01-08 | General Electric Company | Turbine blade tip shroud |
| JP2009197650A (ja) * | 2008-02-20 | 2009-09-03 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン |
| US8066483B1 (en) * | 2008-12-18 | 2011-11-29 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with non-parallel pin fins |
| US8231329B2 (en) * | 2008-12-30 | 2012-07-31 | General Electric Company | Turbine blade cooling with a hollow airfoil configured to minimize a distance between a pin array section and the trailing edge of the air foil |
| US8167537B1 (en) * | 2009-01-09 | 2012-05-01 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Air cooled turbine airfoil with sequential impingement cooling |
| US8182223B2 (en) * | 2009-02-27 | 2012-05-22 | General Electric Company | Turbine blade cooling |
| US8152468B2 (en) * | 2009-03-13 | 2012-04-10 | United Technologies Corporation | Divoted airfoil baffle having aimed cooling holes |
| WO2010131385A1 (ja) * | 2009-05-11 | 2010-11-18 | 三菱重工業株式会社 | タービン静翼およびガスタービン |
| JP2011085084A (ja) * | 2009-10-16 | 2011-04-28 | Ihi Corp | タービン翼 |
| US9528382B2 (en) * | 2009-11-10 | 2016-12-27 | General Electric Company | Airfoil heat shield |
| EP2333240B1 (en) | 2009-12-03 | 2013-02-13 | Alstom Technology Ltd | Two-part turbine blade with improved cooling and vibrational characteristics |
| CN101825115B (zh) * | 2010-03-31 | 2011-09-28 | 北京航空航天大学 | 一种内置排骨架式气动阻尼的叶片 |
| US8449249B2 (en) | 2010-04-09 | 2013-05-28 | Williams International Co., L.L.C. | Turbine nozzle apparatus and associated method of manufacture |
| JP2012202335A (ja) * | 2011-03-25 | 2012-10-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | インピンジメント冷却構造、及び、それを用いたガスタービン静翼 |
| US9151173B2 (en) | 2011-12-15 | 2015-10-06 | General Electric Company | Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components |
| EP2628901A1 (en) * | 2012-02-15 | 2013-08-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade with impingement cooling |
| US20140075947A1 (en) * | 2012-09-18 | 2014-03-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling circuit |
| US20140093379A1 (en) * | 2012-10-03 | 2014-04-03 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine component |
| WO2015002976A1 (en) * | 2013-07-01 | 2015-01-08 | United Technologies Corporation | Airfoil, and method for manufacturing the same |
| US10287900B2 (en) * | 2013-10-21 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Incident tolerant turbine vane cooling |
| JP6245740B2 (ja) * | 2013-11-20 | 2017-12-13 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン翼 |
| US9957816B2 (en) * | 2014-05-29 | 2018-05-01 | General Electric Company | Angled impingement insert |
| WO2015195088A1 (en) * | 2014-06-17 | 2015-12-23 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with leading edge impingement cooling system |
| US9850763B2 (en) | 2015-07-29 | 2017-12-26 | General Electric Company | Article, airfoil component and method for forming article |
| US20170130589A1 (en) * | 2015-11-05 | 2017-05-11 | General Electric Company | Article, component, and method of cooling a component |
| US10704395B2 (en) * | 2016-05-10 | 2020-07-07 | General Electric Company | Airfoil with cooling circuit |
| US10655477B2 (en) | 2016-07-26 | 2020-05-19 | General Electric Company | Turbine components and method for forming turbine components |
| CN109477393B (zh) * | 2016-07-28 | 2021-08-17 | 西门子股份公司 | 具有用于中部本体温度控制的独立冷却回路的涡轮翼型件 |
| US10436048B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-10-08 | General Electric Comapny | Systems for removing heat from turbine components |
| US10443397B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-10-15 | General Electric Company | Impingement system for an airfoil |
| US10408062B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-09-10 | General Electric Company | Impingement system for an airfoil |
| US10364685B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-07-30 | Gneral Electric Company | Impingement system for an airfoil |
| KR20180065728A (ko) * | 2016-12-08 | 2018-06-18 | 두산중공업 주식회사 | 베인의 냉각 구조 |
| US10260363B2 (en) | 2016-12-08 | 2019-04-16 | General Electric Company | Additive manufactured seal for insert compartmentalization |
| US10480327B2 (en) * | 2017-01-03 | 2019-11-19 | General Electric Company | Components having channels for impingement cooling |
| US10815806B2 (en) * | 2017-06-05 | 2020-10-27 | General Electric Company | Engine component with insert |
| RU2663966C1 (ru) * | 2017-11-14 | 2018-08-13 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины |
| US11261739B2 (en) * | 2018-01-05 | 2022-03-01 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with rib communication |
| US10746026B2 (en) * | 2018-01-05 | 2020-08-18 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil with cooling path |
| US10934854B2 (en) * | 2018-09-11 | 2021-03-02 | General Electric Company | CMC component cooling cavities |
| RU2686244C1 (ru) * | 2018-11-13 | 2019-04-24 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
| US10815794B2 (en) * | 2018-12-05 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Baffle for components of gas turbine engines |
| US10822963B2 (en) | 2018-12-05 | 2020-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Axial flow cooling scheme with castable structural rib for a gas turbine engine |
| CN109812301A (zh) * | 2019-03-06 | 2019-05-28 | 上海交通大学 | 一种具有横向通气孔的涡轮叶片双层壁冷却结构 |
| CN110925028B (zh) * | 2019-12-05 | 2022-06-07 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种带s形冲击腔隔板的燃气涡轮机涡轮叶片 |
| KR20220079682A (ko) * | 2020-03-25 | 2022-06-13 | 미츠비시 파워 가부시키가이샤 | 터빈 날개 |
| CN112160796B (zh) * | 2020-09-03 | 2022-09-09 | 哈尔滨工业大学 | 燃气轮机发动机的涡轮叶片及其控制方法 |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1400285A (en) * | 1972-08-02 | 1975-07-16 | Rolls Royce | Hollow cooled vane or blade for a gas turbine engine |
| GB1587401A (en) * | 1973-11-15 | 1981-04-01 | Rolls Royce | Hollow cooled vane for a gas turbine engine |
| US4297077A (en) * | 1979-07-09 | 1981-10-27 | Westinghouse Electric Corp. | Cooled turbine vane |
| JP3142850B2 (ja) * | 1989-03-13 | 2001-03-07 | 株式会社東芝 | タービンの冷却翼および複合発電プラント |
| US5246340A (en) * | 1991-11-19 | 1993-09-21 | Allied-Signal Inc. | Internally cooled airfoil |
| JP3110227B2 (ja) * | 1993-11-22 | 2000-11-20 | 株式会社東芝 | タービン冷却翼 |
| WO1996012874A1 (en) | 1994-10-24 | 1996-05-02 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine blade with enhanced cooling |
| JP3897402B2 (ja) * | 1997-06-13 | 2007-03-22 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼インサート挿入構造及び方法 |
| US6193465B1 (en) * | 1998-09-28 | 2001-02-27 | General Electric Company | Trapped insert turbine airfoil |
| EP1101901A1 (de) * | 1999-11-16 | 2001-05-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel sowie Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel |
| GB0025012D0 (en) * | 2000-10-12 | 2000-11-29 | Rolls Royce Plc | Cooling of gas turbine engine aerofoils |
| DE50010300D1 (de) * | 2000-11-16 | 2005-06-16 | Siemens Ag | Gasturbinenschaufel |
-
2002
- 2002-07-11 US US10/192,676 patent/US6742991B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2003
- 2003-01-24 JP JP2003016736A patent/JP4070621B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2003-06-05 EP EP03012835A patent/EP1380724B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-06-13 CN CN031423388A patent/CN1477292B/zh not_active Expired - Lifetime
- 2003-06-18 CA CA002432685A patent/CA2432685C/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1380724A2 (en) | 2004-01-14 |
| CA2432685A1 (en) | 2004-01-11 |
| US6742991B2 (en) | 2004-06-01 |
| EP1380724A3 (en) | 2006-11-02 |
| US20040009066A1 (en) | 2004-01-15 |
| EP1380724B1 (en) | 2012-12-05 |
| JP2004044572A (ja) | 2004-02-12 |
| CA2432685C (en) | 2007-09-04 |
| CN1477292A (zh) | 2004-02-25 |
| CN1477292B (zh) | 2010-06-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4070621B2 (ja) | タービンブレードおよびそのタービンブレードを備えたガスタービン | |
| US7547191B2 (en) | Turbine airfoil cooling system with perimeter cooling and rim cavity purge channels | |
| US7722326B2 (en) | Intensively cooled trailing edge of thin airfoils for turbine engines | |
| US6554563B2 (en) | Tangential flow baffle | |
| US7534089B2 (en) | Turbine airfoil with near wall multi-serpentine cooling channels | |
| US8328518B2 (en) | Turbine vane for a gas turbine engine having serpentine cooling channels | |
| KR101180547B1 (ko) | 터빈용 날개 | |
| KR101328844B1 (ko) | 터빈용 날개 | |
| KR101670618B1 (ko) | 분할 링 냉각 구조 | |
| US8511968B2 (en) | Turbine vane for a gas turbine engine having serpentine cooling channels with internal flow blockers | |
| US20040151586A1 (en) | Turbine blade | |
| US20070071601A1 (en) | Cooled airfoil trailing edge tip exit | |
| KR20030028393A (ko) | 가스 터빈 엔진 블레이드 | |
| US20120207591A1 (en) | Cooling system having reduced mass pin fins for components in a gas turbine engine | |
| JP2006077773A (ja) | 先端に溝を備えたタービン動翼 | |
| JP2001200704A (ja) | ガスタービン・エンジンの冷却された翼形部及びその製造方法 | |
| US20130084191A1 (en) | Turbine blade with impingement cavity cooling including pin fins | |
| JP5022097B2 (ja) | タービン用翼 | |
| JP5078766B2 (ja) | タービン静翼構造 | |
| CN108779678A (zh) | 具有后缘框架特征的涡轮翼型件 | |
| JP3642537B2 (ja) | ガスタービン冷却翼 | |
| US11732591B2 (en) | Film cooling structure and turbine blade for gas turbine engine | |
| JP2012052513A (ja) | タービン翼 | |
| JP6583780B2 (ja) | 翼及びこれを備えるガスタービン | |
| JP2005120861A (ja) | 分割構造タービン翼 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20060116 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20070710 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20070717 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20070907 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20071218 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20080115 |
|
| R151 | Written notification of patent or utility model registration |
Ref document number: 4070621 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110125 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110125 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120125 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130125 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140125 Year of fee payment: 6 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |