JPH07189738A - ガスタービン翼の冷却構成 - Google Patents
ガスタービン翼の冷却構成Info
- Publication number
- JPH07189738A JPH07189738A JP6330057A JP33005794A JPH07189738A JP H07189738 A JPH07189738 A JP H07189738A JP 6330057 A JP6330057 A JP 6330057A JP 33005794 A JP33005794 A JP 33005794A JP H07189738 A JPH07189738 A JP H07189738A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- air
- passage
- cooling air
- gas turbine
- cooling
- 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.)
- Withdrawn
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/08—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Details Of Valves (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 ガスタービンのタービン区分の静翼の冷却装
置を提供する。 【構成】 ガスタービン(1)の燃焼器(12)は、圧縮
機区分(2)からの圧縮機空気(34)を受け入れる室
(10)内に設けられている。この圧縮機空気は、燃焼用
空気と冷却用空気の両方の役目を果たす。圧縮空気の冷
却用空気部分(36)を室から抽気して更に加圧すること
により静翼を通って循環させ、その後、かかる冷却用空
気部分は、静翼(28)内の冷却用空気流路を通って流
れ、その結果、静翼の冷却とこの空気の加熱が行われる
ことになる。次に、加熱された空気(38)は室に戻さ
れ、この中で、流入する燃焼用空気(35)と混ざり、そ
れにより静翼から伝達された熱の一部を燃焼用空気に与
える。その結果、燃焼用空気の温度は上昇し、それによ
りガスタービンの熱力学的効率が高くなる。
置を提供する。 【構成】 ガスタービン(1)の燃焼器(12)は、圧縮
機区分(2)からの圧縮機空気(34)を受け入れる室
(10)内に設けられている。この圧縮機空気は、燃焼用
空気と冷却用空気の両方の役目を果たす。圧縮空気の冷
却用空気部分(36)を室から抽気して更に加圧すること
により静翼を通って循環させ、その後、かかる冷却用空
気部分は、静翼(28)内の冷却用空気流路を通って流
れ、その結果、静翼の冷却とこの空気の加熱が行われる
ことになる。次に、加熱された空気(38)は室に戻さ
れ、この中で、流入する燃焼用空気(35)と混ざり、そ
れにより静翼から伝達された熱の一部を燃焼用空気に与
える。その結果、燃焼用空気の温度は上昇し、それによ
りガスタービンの熱力学的効率が高くなる。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンの静翼の
冷却系に関する。より詳細には、本発明は、圧縮空気が
静翼を通って再循環して流れる冷却用空気系に関する。
冷却系に関する。より詳細には、本発明は、圧縮空気が
静翼を通って再循環して流れる冷却用空気系に関する。
【0002】
【従来の技術】ガスタービンは、圧縮空気を生じさせる
圧縮機区分を有し、圧縮空気はその後、燃焼器区分内で
燃料を燃焼させることにより加熱される。燃焼器区分か
らの高温ガスはタービン区分に差し向けられ、高温ガス
はここでロータ軸を駆動するのに用いられ動力が得られ
る。燃焼器区分は代表的には圧縮機区分からの圧縮空気
を受け入れる室を形成するシェルで構成される。複数の
円筒形燃焼器が、室内に設けられ、燃やされるべき燃料
と一緒に圧縮空気を受け入れる。ダクトが各燃焼器の後
端部に連結されていて、燃焼器からの高温ガスをタービ
ン区分に差し向けるのに役立つ。
圧縮機区分を有し、圧縮空気はその後、燃焼器区分内で
燃料を燃焼させることにより加熱される。燃焼器区分か
らの高温ガスはタービン区分に差し向けられ、高温ガス
はここでロータ軸を駆動するのに用いられ動力が得られ
る。燃焼器区分は代表的には圧縮機区分からの圧縮空気
を受け入れる室を形成するシェルで構成される。複数の
円筒形燃焼器が、室内に設けられ、燃やされるべき燃料
と一緒に圧縮空気を受け入れる。ダクトが各燃焼器の後
端部に連結されていて、燃焼器からの高温ガスをタービ
ン区分に差し向けるのに役立つ。
【0003】タービン区分は代表的には、円周方向列状
に配列された複数の静翼を採用している。かかる静翼は
燃焼器区分から排出される高温ガスにさらされるので、
これら静翼の冷却は極めて重要である。従来、冷却は、
室からの冷却用空気を、静翼にの翼幹部に形成された空
所(これは本質的には中空である)を通って流すことに
より行われていた。代表的には、多くの細い通路が翼幹
部の内部に形成され、これら通路は空所から静翼の表
面、例えば、前縁及び後縁、或いは負圧面及び正圧面ま
で延びる。しばしば、例えば前縁の冷却の場合において
は、かかる通路は、空所からの冷却用空気を、静翼表面
上を薄膜の状態で流れるよう差し向け、それにより静翼
を冷却する。これは、しばしば「フィルム冷却」と呼ば
れる。いずれの場合でも、冷却用空気は静翼通路を出た
後、タービン区分に流入して、この中を流れている高温
ガスと混ざる。
に配列された複数の静翼を採用している。かかる静翼は
燃焼器区分から排出される高温ガスにさらされるので、
これら静翼の冷却は極めて重要である。従来、冷却は、
室からの冷却用空気を、静翼にの翼幹部に形成された空
所(これは本質的には中空である)を通って流すことに
より行われていた。代表的には、多くの細い通路が翼幹
部の内部に形成され、これら通路は空所から静翼の表
面、例えば、前縁及び後縁、或いは負圧面及び正圧面ま
で延びる。しばしば、例えば前縁の冷却の場合において
は、かかる通路は、空所からの冷却用空気を、静翼表面
上を薄膜の状態で流れるよう差し向け、それにより静翼
を冷却する。これは、しばしば「フィルム冷却」と呼ば
れる。いずれの場合でも、冷却用空気は静翼通路を出た
後、タービン区分に流入して、この中を流れている高温
ガスと混ざる。
【0004】
【発明が解決しようとする課題】残念なことに、タービ
ン静翼を冷却する従来法は、ガスターンの熱効率を低下
させていた。冷却用空気は最終的にはタービン内で膨張
する高温ガスと混ざるが、これは燃焼プロセスをバイパ
スするので、圧縮状態の冷却用空気の膨張から回収され
る仕事は、燃焼器内で加熱される圧縮空気の膨張から回
収される仕事よりも非常に少ない。事実、圧力降下及び
機械的効率に起因する損失の結果として、冷却用空気か
ら回収される仕事は、空気を圧縮機内で圧縮するのに必
要な仕事よりも少ない。さらに、高温ガス流への冷却用
空気の送込みの結果として、冷却用空気が高温ガスと混
合するので、空力学損失が生じる。
ン静翼を冷却する従来法は、ガスターンの熱効率を低下
させていた。冷却用空気は最終的にはタービン内で膨張
する高温ガスと混ざるが、これは燃焼プロセスをバイパ
スするので、圧縮状態の冷却用空気の膨張から回収され
る仕事は、燃焼器内で加熱される圧縮空気の膨張から回
収される仕事よりも非常に少ない。事実、圧力降下及び
機械的効率に起因する損失の結果として、冷却用空気か
ら回収される仕事は、空気を圧縮機内で圧縮するのに必
要な仕事よりも少ない。さらに、高温ガス流への冷却用
空気の送込みの結果として、冷却用空気が高温ガスと混
合するので、空力学損失が生じる。
【0005】さらに、従来方式は静翼の翼幹部の適度の
冷却を可能にするが、効率の犠牲にもかかわらず、静翼
の内側及び外側シュラウド部分の完全な冷却は得られ
ず、これら構成要素の劣化はタービンの運転温度を制限
する場合がある。
冷却を可能にするが、効率の犠牲にもかかわらず、静翼
の内側及び外側シュラウド部分の完全な冷却は得られ
ず、これら構成要素の劣化はタービンの運転温度を制限
する場合がある。
【0006】したがって、冷却用空気を燃焼器をバイパ
スさせることにより、これを直接、高温ガス流路内へ送
り込むことはなく、内側及び外側シュラウドの効果的な
冷却を達成するガスタービン用冷却系又は冷却装置を提
供することが望ましい。
スさせることにより、これを直接、高温ガス流路内へ送
り込むことはなく、内側及び外側シュラウドの効果的な
冷却を達成するガスタービン用冷却系又は冷却装置を提
供することが望ましい。
【0007】したがって、本発明の主目的は、冷却用空
気を燃焼器をバイパスさせることにより、これを直接、
高温ガス流路内へ送り込むことはなく、内側及び外側シ
ュラウドの効果的な冷却を達成するガスタービン用冷却
装置を提供することにある。
気を燃焼器をバイパスさせることにより、これを直接、
高温ガス流路内へ送り込むことはなく、内側及び外側シ
ュラウドの効果的な冷却を達成するガスタービン用冷却
装置を提供することにある。
【課題を解決するための手段】広義には、本発明のこの
目的は、圧縮空気を生じさせる圧縮機区分と、冷却用空
気となる該圧縮機空気の第1の部分及び燃焼用空気とな
る該圧縮機空気の第2の部分と、前記圧縮機と流通状態
にある室を形成し、それにより前記圧縮空気の冷却用空
気部分と燃焼用空気部分が室内に流入するようにするシ
ェルと、各々が内側シュラウド、外側シュラウド及び翼
幹部を有し、且つ、内側シュラウド、外側シュラウド及
び翼幹部を貫通していて入口及び出口を備える第1の通
路を含む冷却用空気流路を有する列状の静翼とを有し、
前記出口は、前記室と直接的に流通状態にあり、それに
より冷却用空気は静翼から出てから直接、前記室内へ入
って前記圧縮空気と混じり、更に、前記室空の冷却用空
気を静翼の冷却用空気流路に再循環させ、次に直接前記
室内へ戻し、それにより静翼からの熱を冷却用空気に伝
えて静翼を冷却すると共に冷却用空気を加熱する手段が
設けられていることを特徴とするガスタービンによって
達成される。
目的は、圧縮空気を生じさせる圧縮機区分と、冷却用空
気となる該圧縮機空気の第1の部分及び燃焼用空気とな
る該圧縮機空気の第2の部分と、前記圧縮機と流通状態
にある室を形成し、それにより前記圧縮空気の冷却用空
気部分と燃焼用空気部分が室内に流入するようにするシ
ェルと、各々が内側シュラウド、外側シュラウド及び翼
幹部を有し、且つ、内側シュラウド、外側シュラウド及
び翼幹部を貫通していて入口及び出口を備える第1の通
路を含む冷却用空気流路を有する列状の静翼とを有し、
前記出口は、前記室と直接的に流通状態にあり、それに
より冷却用空気は静翼から出てから直接、前記室内へ入
って前記圧縮空気と混じり、更に、前記室空の冷却用空
気を静翼の冷却用空気流路に再循環させ、次に直接前記
室内へ戻し、それにより静翼からの熱を冷却用空気に伝
えて静翼を冷却すると共に冷却用空気を加熱する手段が
設けられていることを特徴とするガスタービンによって
達成される。
【0008】
【実施例】図面を参照すると図1には、ガスタービン1
の一部の縦断面図が示されている。ガスタービンは、3
つの主要な構成要素、即ち圧縮機区分2、燃焼器区分3
及びタービン区分4で構成されている。ロータ5がガス
タービン内の中央に配置されていて、3つの区分を貫通
している。圧縮機区分2は、交互に並んだ列状の静翼8
と回転翼7をシリンダ11で包囲したものである。静翼
8はシリンダ11に取り付けられ、回転翼7はロータ5
に取り付けられたディスクに固定されている。
の一部の縦断面図が示されている。ガスタービンは、3
つの主要な構成要素、即ち圧縮機区分2、燃焼器区分3
及びタービン区分4で構成されている。ロータ5がガス
タービン内の中央に配置されていて、3つの区分を貫通
している。圧縮機区分2は、交互に並んだ列状の静翼8
と回転翼7をシリンダ11で包囲したものである。静翼
8はシリンダ11に取り付けられ、回転翼7はロータ5
に取り付けられたディスクに固定されている。
【0009】燃焼器区分3は、室10を形成するシェル
9で構成され、室10内には、複数の燃焼器12及びこ
れら燃焼器をタービン区分4に連結するダクト18が収
納されている。燃料52がノズル(図示せず)によって
各燃焼器12に供給される。
9で構成され、室10内には、複数の燃焼器12及びこ
れら燃焼器をタービン区分4に連結するダクト18が収
納されている。燃料52がノズル(図示せず)によって
各燃焼器12に供給される。
【0010】タービン区分4は、内側シリンダ21を包
囲する外側シリンダ20で構成され、これらシリンダの
間には環状のマニホルド22が形成されている。内側シ
リンダ21は静翼28の列及び回転翼30の列を包囲し
ている。静翼28は内側シリンダ21に固定され、回転
翼30はロータ5のタービン区分の一部を形成するディ
スク32に固定されている。
囲する外側シリンダ20で構成され、これらシリンダの
間には環状のマニホルド22が形成されている。内側シ
リンダ21は静翼28の列及び回転翼30の列を包囲し
ている。静翼28は内側シリンダ21に固定され、回転
翼30はロータ5のタービン区分の一部を形成するディ
スク32に固定されている。
【0011】動作原理を説明すると、圧縮機は周囲空気
をその入口に引き込み、圧縮空気34をシェル9によっ
て形成されている室10内に送り出す。室10内の空気
34の大部分35は燃料52を燃焼させるのに必要な燃
焼用空気となる。圧縮空気34の残りはガスタービンの
種々の構成要素を冷却するのに用いられる冷却用空気と
なる。静翼28の冷却に用いられるこの冷却用空気の一
部分36については以下に詳細に説明する。しかしなが
ら、当業者には容易に理解できるように、冷却用空気の
他の部分は従来通りタービン区分の他の部分だけではな
くてロータを冷却するのに用いられる。従って、これら
従来の冷却方式についてはここでは説明しない。
をその入口に引き込み、圧縮空気34をシェル9によっ
て形成されている室10内に送り出す。室10内の空気
34の大部分35は燃料52を燃焼させるのに必要な燃
焼用空気となる。圧縮空気34の残りはガスタービンの
種々の構成要素を冷却するのに用いられる冷却用空気と
なる。静翼28の冷却に用いられるこの冷却用空気の一
部分36については以下に詳細に説明する。しかしなが
ら、当業者には容易に理解できるように、冷却用空気の
他の部分は従来通りタービン区分の他の部分だけではな
くてロータを冷却するのに用いられる。従って、これら
従来の冷却方式についてはここでは説明しない。
【0012】燃焼用空気35は、燃焼器12の入口端部
の開口部14を通るだけでなく燃焼器入口の下流側に設
けられた穴16を通ることによっても燃焼器12に流入
する。燃焼器12内では、燃料52は燃焼用空気35内
に注入されてこれと混合され、燃焼し、それによって高
温の圧縮ガス50を生じさせる。高温の圧縮ガス50は
ダクト18を通って流れ、次にタービン区分4内の静翼
28及び回転翼30の列(図示しないその下流側の静翼
及び回転翼の列と同様に)を通り、その過程でガスは膨
張してロータ5に連結された負荷(図示せず)を駆動す
る出力を生じさせる。次に、膨張したガスはタービンか
ら出て、大気中に排出され、或いは排熱回収式蒸気発生
器に差し向けられる。
の開口部14を通るだけでなく燃焼器入口の下流側に設
けられた穴16を通ることによっても燃焼器12に流入
する。燃焼器12内では、燃料52は燃焼用空気35内
に注入されてこれと混合され、燃焼し、それによって高
温の圧縮ガス50を生じさせる。高温の圧縮ガス50は
ダクト18を通って流れ、次にタービン区分4内の静翼
28及び回転翼30の列(図示しないその下流側の静翼
及び回転翼の列と同様に)を通り、その過程でガスは膨
張してロータ5に連結された負荷(図示せず)を駆動す
る出力を生じさせる。次に、膨張したガスはタービンか
ら出て、大気中に排出され、或いは排熱回収式蒸気発生
器に差し向けられる。
【0013】タービン区分4内の静翼28は燃焼器12
からの高温ガス50(これは1090℃(1000°
F)を超える場合がある)にさらされ、熱膨張差に起因
する応力だけでなく、高温ガス50の流れによって加え
られる力に起因する応力を含む種々の応力を受ける。応
力に変える静翼を形成する材料の能力は温度上昇につれ
て低下するので、静翼材料の温度を許容レベル内に維持
するよう適度に冷却することが肝要である。
からの高温ガス50(これは1090℃(1000°
F)を超える場合がある)にさらされ、熱膨張差に起因
する応力だけでなく、高温ガス50の流れによって加え
られる力に起因する応力を含む種々の応力を受ける。応
力に変える静翼を形成する材料の能力は温度上昇につれ
て低下するので、静翼材料の温度を許容レベル内に維持
するよう適度に冷却することが肝要である。
【0014】好ましい実施例では、この冷却は、室10
からの圧縮空気34の一部36を静翼28を通し、室1
0に戻すよう再循環させることによって行なう。この再
循環を行なうために、空気36をシェル9に連結された
外部のパイプ24を通して抽気する。ファン25がパイ
プ24内に設けられていて、圧縮空気36を一段と加圧
し、マニホルド22に流入させる。圧縮空気37は、マ
ニホルド22から、内側シリンダ21に設けられた穴2
6を通り、あとで説明する静翼28内の冷却用空気流路
を通って流れる。そうする際、熱が静翼28から圧縮空
気37に伝えられ、それによって静翼を冷却するととも
に圧縮空気を加熱する。静翼冷却用空気流路は、タービ
ン区分を通って流れる高温ガス50から隔離されてい
て、従って、今や加熱された圧縮空気38である圧縮空
気37の全ては静翼の28から出て、室10に戻され
る。
からの圧縮空気34の一部36を静翼28を通し、室1
0に戻すよう再循環させることによって行なう。この再
循環を行なうために、空気36をシェル9に連結された
外部のパイプ24を通して抽気する。ファン25がパイ
プ24内に設けられていて、圧縮空気36を一段と加圧
し、マニホルド22に流入させる。圧縮空気37は、マ
ニホルド22から、内側シリンダ21に設けられた穴2
6を通り、あとで説明する静翼28内の冷却用空気流路
を通って流れる。そうする際、熱が静翼28から圧縮空
気37に伝えられ、それによって静翼を冷却するととも
に圧縮空気を加熱する。静翼冷却用空気流路は、タービ
ン区分を通って流れる高温ガス50から隔離されてい
て、従って、今や加熱された圧縮空気38である圧縮空
気37の全ては静翼の28から出て、室10に戻され
る。
【0015】室10内では、再循環した空気38は流入
する圧縮空気34と混ざり、再循環空気38の第1の部
分が燃焼器12に供給される燃焼用空気35に流入する
と共に再循環空気の第2の部分がこれと混合される流入
圧縮空気34の新たな部分と一緒に再び静翼28を通っ
て循環されるようになる。かくして、燃焼器12、パイ
プ24の入口、静翼28の冷却用流路の出口及びシェル
9によって形成された室10の配置の構成は、圧縮空気
34を燃焼器12内で加熱される第1の部分35と静翼
28内で加熱される第2の部分36に分けるよう働くと
ともにさらに、静翼28から戻った加熱された再循環冷
却用空気38を燃焼器に流入する燃焼用空気35と混ざ
ってこれを加熱する第1の部分と流入圧縮空気34と混
ざって冷却され、次に再び静翼28を通って再循環され
る第2の部分に分けるのに役立つ。
する圧縮空気34と混ざり、再循環空気38の第1の部
分が燃焼器12に供給される燃焼用空気35に流入する
と共に再循環空気の第2の部分がこれと混合される流入
圧縮空気34の新たな部分と一緒に再び静翼28を通っ
て循環されるようになる。かくして、燃焼器12、パイ
プ24の入口、静翼28の冷却用流路の出口及びシェル
9によって形成された室10の配置の構成は、圧縮空気
34を燃焼器12内で加熱される第1の部分35と静翼
28内で加熱される第2の部分36に分けるよう働くと
ともにさらに、静翼28から戻った加熱された再循環冷
却用空気38を燃焼器に流入する燃焼用空気35と混ざ
ってこれを加熱する第1の部分と流入圧縮空気34と混
ざって冷却され、次に再び静翼28を通って再循環され
る第2の部分に分けるのに役立つ。
【0016】この常時行なわれる混合の結果として、再
循環空気36は、サイクルからの熱の損失という結果を
もたらす外部冷却装置を使用しないで、比較的低温状態
に保たれる。加うるに、再循環装置36に伝えられた熱
は、燃焼用空気35の温度の上昇に反映される。燃焼用
空気35のこの温度の増大は、所望のタービン入口温度
を達成するのに必要な燃料52の量を減少させ、それに
よって熱力学的効率を高める。
循環空気36は、サイクルからの熱の損失という結果を
もたらす外部冷却装置を使用しないで、比較的低温状態
に保たれる。加うるに、再循環装置36に伝えられた熱
は、燃焼用空気35の温度の上昇に反映される。燃焼用
空気35のこの温度の増大は、所望のタービン入口温度
を達成するのに必要な燃料52の量を減少させ、それに
よって熱力学的効率を高める。
【0017】従来の冷却法とは異なり、高温ガス流50
に直接(即ち、まず最初に燃焼器12内で加熱されない
で)排出される静翼冷却用空気37は無い。従って、本
発明によれば、静翼の冷却は上述のように従来法と関連
のある熱力学的な損失及び混合の損失なく達成される。
に直接(即ち、まず最初に燃焼器12内で加熱されない
で)排出される静翼冷却用空気37は無い。従って、本
発明によれば、静翼の冷却は上述のように従来法と関連
のある熱力学的な損失及び混合の損失なく達成される。
【0018】静翼28を通る冷却用空気の流路について
以下に説明する。図2〜図4に示すように、静翼28は
内側シュラウド部分60、外側シュラウド部分61及び
内側シュラウドと外側シュラウドとの間に位置した翼幹
部59で構成される。図2に示すように、翼幹部59は
前縁部分64及び後縁部分69を有する。外側シュラウ
ド61は、翼幹部59に向いた表面81及び翼幹部から
見て反対方向に向いた表面80を有する。同様に、内側
プラグ60は翼幹部59へ向いた表面83及び翼幹部か
ら見て反対方向に向いた表面82を有する。
以下に説明する。図2〜図4に示すように、静翼28は
内側シュラウド部分60、外側シュラウド部分61及び
内側シュラウドと外側シュラウドとの間に位置した翼幹
部59で構成される。図2に示すように、翼幹部59は
前縁部分64及び後縁部分69を有する。外側シュラウ
ド61は、翼幹部59に向いた表面81及び翼幹部から
見て反対方向に向いた表面80を有する。同様に、内側
プラグ60は翼幹部59へ向いた表面83及び翼幹部か
ら見て反対方向に向いた表面82を有する。
【0019】翼端部59は本質的には中空であり、翼幹
部59を貫通して半径方向にキャビティ62が設けられ
ており、このキャビティ62は静翼28の主要な冷却用
流路として役立つ。キャビティ62は外側シュラウド6
1に形成された入口68を有し、この入口68は上述の
ようにマニホルド22から加圧冷却用空気37を受け入
れる。加熱された冷却用空気38は、キャビティ62を
通って半径方向を内方に流れるとともに、静翼28から
熱を受けた後、内側シュラウド60に形成された出口7
0を介して静翼から流出し、その後上述のように室10
に戻る。
部59を貫通して半径方向にキャビティ62が設けられ
ており、このキャビティ62は静翼28の主要な冷却用
流路として役立つ。キャビティ62は外側シュラウド6
1に形成された入口68を有し、この入口68は上述の
ようにマニホルド22から加圧冷却用空気37を受け入
れる。加熱された冷却用空気38は、キャビティ62を
通って半径方向を内方に流れるとともに、静翼28から
熱を受けた後、内側シュラウド60に形成された出口7
0を介して静翼から流出し、その後上述のように室10
に戻る。
【0020】静翼冷却用空気流路はまた、多数の小さな
二次翼幹部冷却用空気通路78を有し、これら冷却用空
気通路78は、前縁64及び後縁69に隣接した翼幹部
59の部分内だけではなく、キャビティ62の回りに分
布して配置されている。図3及び図4で最もよく示され
ているように、二次翼幹部通路78は外側シュラウド6
1の表面80に形成された出口76及び内側シュラウド
60の表面82に形成された出口77を有する。通路7
8はそれらの入口76と出口77の間で、実質的に半径
方向に翼幹部59を貫通している。マニホルド22から
の加圧冷却用空気37の一部37´は入口76に流入
し、通路78を通って流れ、出口77を通って静翼28
から流出し、その後室10に戻る。このように、二次翼
幹部通路78は翼幹部59の追加の冷却を行なう。
二次翼幹部冷却用空気通路78を有し、これら冷却用空
気通路78は、前縁64及び後縁69に隣接した翼幹部
59の部分内だけではなく、キャビティ62の回りに分
布して配置されている。図3及び図4で最もよく示され
ているように、二次翼幹部通路78は外側シュラウド6
1の表面80に形成された出口76及び内側シュラウド
60の表面82に形成された出口77を有する。通路7
8はそれらの入口76と出口77の間で、実質的に半径
方向に翼幹部59を貫通している。マニホルド22から
の加圧冷却用空気37の一部37´は入口76に流入
し、通路78を通って流れ、出口77を通って静翼28
から流出し、その後室10に戻る。このように、二次翼
幹部通路78は翼幹部59の追加の冷却を行なう。
【0021】本発明の重要な特徴によれば、追加の冷却
用空気通路65,66がそれぞれ内側シュラウド60及
び外側シュラウド61に形成されている。図2及び図4
に示すように、外側シュラウド通路66は外側シュラウ
ド表面80に形成された入口72及びキャビティ62の
壁に形成された出口74を有する。通路66は、外側シ
ュラウド61を半径方向内方に貫通して表面80,81
のほぼ中間まで延びた後、直角に曲り、次に実質的に円
周方向に、即ちロータ5の中心線とほぼ接線方向であっ
てタービン区分4を通る高温ガス50の流れの方向にお
いてキャビティ62まで進む。
用空気通路65,66がそれぞれ内側シュラウド60及
び外側シュラウド61に形成されている。図2及び図4
に示すように、外側シュラウド通路66は外側シュラウ
ド表面80に形成された入口72及びキャビティ62の
壁に形成された出口74を有する。通路66は、外側シ
ュラウド61を半径方向内方に貫通して表面80,81
のほぼ中間まで延びた後、直角に曲り、次に実質的に円
周方向に、即ちロータ5の中心線とほぼ接線方向であっ
てタービン区分4を通る高温ガス50の流れの方向にお
いてキャビティ62まで進む。
【0022】外側シュラウド通路入口72はマニホルド
22から加圧冷却用空気37の一部37″を受け入れ、
出口74はこの冷却用空気をキャビティ62内へ送り出
し、その後この冷却用空気は室10に戻る。このよう
に、外側シュラウド通路66は、特に外側シュラウド6
1に関する冷却を行なう。
22から加圧冷却用空気37の一部37″を受け入れ、
出口74はこの冷却用空気をキャビティ62内へ送り出
し、その後この冷却用空気は室10に戻る。このよう
に、外側シュラウド通路66は、特に外側シュラウド6
1に関する冷却を行なう。
【0023】図2及び図5に示すように、内側シュラウ
ド通路65はキャビティ62の壁に形成された入口73
及び内側シュラウドの表面82に形成された出口75を
有する。通路65は、キャビティ62から、表面82,
83のほぼ中間の位置まで実質的に円周方向に延びた
後、直角に曲がり、次に内側シュラウド表面82まで半
径方向内方に進む。
ド通路65はキャビティ62の壁に形成された入口73
及び内側シュラウドの表面82に形成された出口75を
有する。通路65は、キャビティ62から、表面82,
83のほぼ中間の位置まで実質的に円周方向に延びた
後、直角に曲がり、次に内側シュラウド表面82まで半
径方向内方に進む。
【0024】内側シュラウド通路入口73は、キャビテ
ィ62の大部分を通って流れた後のマニホルド22から
の加圧冷却用空気37の一部37´″を受け入れる。出
口75はこの冷却用空気を送り出して室10に戻す。こ
のように、内側シュラウド通路65は、内側シュラウド
61に特に関連した冷却を行なう。
ィ62の大部分を通って流れた後のマニホルド22から
の加圧冷却用空気37の一部37´″を受け入れる。出
口75はこの冷却用空気を送り出して室10に戻す。こ
のように、内側シュラウド通路65は、内側シュラウド
61に特に関連した冷却を行なう。
【0025】注目すべきこととして、タービン区分4を
通って流れる高温ガス50と静翼28を通る冷却用空気
の流路は互いに流体連通する個所はない。かくして、冷
却用空気37の全ては室10に戻される。本発明の冷却
装置は、従来の冷却法と関連のあるガスタービン1の熱
力学的性能を損なうことなく、タービンの静翼28の有
効な冷却を可能にする再循環冷却方式を提供することが
理解できよう。加うるに、本発明の冷却装置は、静翼の
翼端部だけではなく内側及び出口シュラウドの効果的な
冷却を可能にする。
通って流れる高温ガス50と静翼28を通る冷却用空気
の流路は互いに流体連通する個所はない。かくして、冷
却用空気37の全ては室10に戻される。本発明の冷却
装置は、従来の冷却法と関連のあるガスタービン1の熱
力学的性能を損なうことなく、タービンの静翼28の有
効な冷却を可能にする再循環冷却方式を提供することが
理解できよう。加うるに、本発明の冷却装置は、静翼の
翼端部だけではなく内側及び出口シュラウドの効果的な
冷却を可能にする。
【0026】
【図1】燃焼器区分の付近のガスタービンの一部の縦断
面図であり、本発明の静翼冷却装置を示す図である。
面図であり、本発明の静翼冷却装置を示す図である。
【図2】図1に示すタービン静翼のうち一本の等角図で
ある。
ある。
【図3】III−III線における図2に示す静翼の概
略縦断面図である。
略縦断面図である。
【図4】IV−IV線における図2に示す静翼の横断面
図である。
図である。
【図5】図4に示すV−V線の内側シュラウドの断面図
である。
である。
1 ガスタービン 2 圧縮機区分 9 シェル 10 室 12 燃焼器 25 ファン 28 静翼 34 圧縮空気 35 燃焼用空気部分 36 冷却用空気 59 翼幹部 72,74 開口部 60,61 シュラウド 62,66 通路 73,75 開口部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジェラード ジー マッキーガン アメリカ合衆国 フロリダ州 32817 オ ーランド レイクシャープドライブ 4912
Claims (12)
- 【請求項1】 圧縮空気を生じさせる圧縮機区分と、冷
却用空気となる該圧縮機空気の第1の部分及び燃焼用空
気となる該圧縮機空気の第2の部分と、前記圧縮機と流
通状態にある室を形成し、それにより前記圧縮空気の冷
却用空気部分と燃焼用空気部分が室内に流入するように
するシェルと、各々が内側シュラウド、外側シュラウド
及び翼幹部を有し、且つ、内側シュラウド、外側シュラ
ウド及び翼幹部を貫通していて入口及び出口を備える第
1の通路を含む冷却用空気流路を有する列状の静翼とを
有し、前記出口は、前記室と直接的に流通状態にあり、
それにより冷却用空気は静翼から出てから直接、前記室
内へ入って前記圧縮空気と混じり、更に、前記室空の冷
却用空気を静翼の冷却用空気流路に再循環させ、次に直
接前記室内へ戻し、それにより静翼からの熱を冷却用空
気に伝えて静翼を冷却すると共に冷却用空気を加熱する
手段が設けられていることを特徴とするガスタービン。 - 【請求項2】 燃料を燃焼させるための燃焼器を更に有
し、前記燃焼器は前記室からの圧縮空気の燃焼用空気部
分と通じ、燃焼器は燃焼用空気を加熱することを特徴と
する請求項1のガスタービン。 - 【請求項3】 前記室は、燃焼器を静翼の冷却用空気流
路から再循環して前記室に戻った冷却用空気の第1の部
分と流通させる手段を有し、それにより冷却用空気の第
1の部分が、静翼からの熱伝達により加熱された後、燃
焼器を通って流れ、前記室は更に、静翼の冷却用空気流
路から再循環して前記室に戻った冷却用空気の第2の部
分を静翼の冷却用空気流路に再び再循環させる手段を有
することを特徴とする請求項2のガスタービン。 - 【請求項4】 燃焼器は、前記室内に設けられているこ
とを特徴とする請求項3のガスタービン。 - 【請求項5】 再循環手段は、冷却用空気を更に加圧す
るファンを含むことを特徴とする請求項1のガスタービ
ン。 - 【請求項6】 静翼の冷却用空気流路は各々、前記シュ
ラウドのうち一方を貫通する第2の通路を更に有するこ
とを特徴とする請求項1のガスタービン。 - 【請求項7】 第2の通路は、円周方向に延びることを
特徴とする請求項6のガスタービン。 - 【請求項8】 第2の通路は、第1の通路と流通状態に
あることを特徴とする請求項6のガスタービン。 - 【請求項9】 第2の通路は、第1の通路に設けられた
第1の開口部を有することを特徴とする請求項6のガス
タービン。 - 【請求項10】 第1の通路が貫通する前記シュラウド
のうちの前記一方は、翼幹部の方に向いた第1の表面及
び翼幹部から遠ざかる方向に向いた第2の表面を有し、
第2の通路は第2の表面に形成された第2の開口部を有
することを特徴とする請求項9のガスタービン。 - 【請求項11】 第2の通路が貫通する前記シュラウド
のうちの前記一方は外側シュラウドであり、第2の通路
の第2の開口部は、第2の通路の出口であり、第2の開
口部は第2の通路の入口であることを特徴とする請求項
10のガスタービン。 - 【請求項12】 第2の通路が貫通する前記シュラウド
のうちの前記一方は内側シュラウドであり、第2の通路
の第1の開口部は第2の通路の入口であり、第2の開口
部は第2の通路の出口であることを特徴とする請求項1
0のガスタービン。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/161032 | 1993-12-03 | ||
US08/161,032 US5394687A (en) | 1993-12-03 | 1993-12-03 | Gas turbine vane cooling system |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH07189738A true JPH07189738A (ja) | 1995-07-28 |
Family
ID=22579517
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP6330057A Withdrawn JPH07189738A (ja) | 1993-12-03 | 1994-12-05 | ガスタービン翼の冷却構成 |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5394687A (ja) |
EP (1) | EP0656468B1 (ja) |
JP (1) | JPH07189738A (ja) |
KR (1) | KR100319388B1 (ja) |
CA (1) | CA2137179A1 (ja) |
DE (1) | DE69416277T2 (ja) |
ES (1) | ES2126718T3 (ja) |
TW (1) | TW284827B (ja) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH11270353A (ja) * | 1998-03-25 | 1999-10-05 | Hitachi Ltd | ガスタービン及びガスタービンの静翼 |
JP2018087516A (ja) * | 2016-11-29 | 2018-06-07 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
WO2022224871A1 (ja) * | 2021-04-19 | 2022-10-27 | 三菱パワー株式会社 | 翼環アッセンブリ、ガスタービン、及びガスタービンの改修方法 |
Families Citing this family (36)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5706647A (en) * | 1994-11-15 | 1998-01-13 | Solar Turbines Incorporated | Airfoil structure |
US6217280B1 (en) | 1995-10-07 | 2001-04-17 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine inter-disk cavity cooling air compressor |
JP3619599B2 (ja) * | 1995-11-30 | 2005-02-09 | 株式会社東芝 | ガスタービンプラント |
JP2000502163A (ja) * | 1995-12-21 | 2000-02-22 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | ガスタービンの運転方法とこの方法で運転されるガスタービン |
US6098395A (en) * | 1996-04-04 | 2000-08-08 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Closed-loop air cooling system for a turbine engine |
US5782076A (en) * | 1996-05-17 | 1998-07-21 | Westinghouse Electric Corporation | Closed loop air cooling system for combustion turbines |
DE19639623A1 (de) * | 1996-09-26 | 1998-04-09 | Siemens Ag | Mischung von zwei Fluidströmen an einem Verdichter |
US5901548A (en) * | 1996-12-23 | 1999-05-11 | General Electric Company | Air assist fuel atomization in a gas turbine engine |
US5829245A (en) * | 1996-12-31 | 1998-11-03 | Westinghouse Electric Corporation | Cooling system for gas turbine vane |
US5819525A (en) * | 1997-03-14 | 1998-10-13 | Westinghouse Electric Corporation | Cooling supply manifold assembly for cooling combustion turbine components |
EP0927813B1 (en) * | 1997-06-20 | 2003-10-29 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Air separator for gas turbines |
KR100694370B1 (ko) * | 1999-05-14 | 2007-03-12 | 제너럴 일렉트릭 캄파니 | 터빈 노즐의 내측 및 외측 밴드에서 온도 부정합을 제어하는 장치 및 내측 또는 외측 밴드의 벽과 커버 사이의 온도 차이를 감소시키는 방법 |
US6955523B2 (en) * | 2003-08-08 | 2005-10-18 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooling system for a turbine vane |
US6971241B2 (en) * | 2003-11-10 | 2005-12-06 | Honeywell International Inc. | Dual mode power unit having a combustor bypass system |
US7708518B2 (en) * | 2005-06-23 | 2010-05-04 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade tip clearance control |
US20070151257A1 (en) * | 2006-01-05 | 2007-07-05 | Maier Mark S | Method and apparatus for enabling engine turn down |
EP1892378A1 (de) * | 2006-08-22 | 2008-02-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine |
US7669425B2 (en) * | 2006-10-25 | 2010-03-02 | Siemens Energy, Inc. | Closed loop turbine cooling fluid reuse system for a turbine engine |
US8495883B2 (en) * | 2007-04-05 | 2013-07-30 | Siemens Energy, Inc. | Cooling of turbine components using combustor shell air |
US7954324B2 (en) * | 2007-04-05 | 2011-06-07 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine engine |
US9322285B2 (en) * | 2008-02-20 | 2016-04-26 | United Technologies Corporation | Large fillet airfoil with fanned cooling hole array |
US8277170B2 (en) * | 2008-05-16 | 2012-10-02 | General Electric Company | Cooling circuit for use in turbine bucket cooling |
US8281601B2 (en) * | 2009-03-20 | 2012-10-09 | General Electric Company | Systems and methods for reintroducing gas turbine combustion bypass flow |
US8474266B2 (en) * | 2009-07-24 | 2013-07-02 | General Electric Company | System and method for a gas turbine combustor having a bleed duct from a diffuser to a fuel nozzle |
US9033648B2 (en) | 2010-12-24 | 2015-05-19 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Cooled gas turbine engine member |
EP2587021A1 (en) * | 2011-10-24 | 2013-05-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine and method for guiding compressed fluid in a gas turbine |
CN102606312B (zh) * | 2012-04-10 | 2014-07-09 | 北京航空航天大学 | 一种用于燃气涡轮导叶分段式几何调节的冷却方法 |
US8973372B2 (en) * | 2012-09-05 | 2015-03-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustor shell air recirculation system in a gas turbine engine |
US20150107255A1 (en) * | 2013-10-18 | 2015-04-23 | General Electric Company | Turbomachine combustor having an externally fueled late lean injection (lli) system |
WO2015162795A1 (ja) | 2014-04-25 | 2015-10-29 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン燃焼器及び該燃焼器を備えたガスタービン |
US10024538B2 (en) * | 2015-08-26 | 2018-07-17 | United Technologies Corporation | Apparatus and method for air extraction at a gas turbine engine combustor |
US11835000B2 (en) * | 2015-12-17 | 2023-12-05 | Rtx Corporation | Methods and systems for a modulated bleed valve |
US11530650B2 (en) | 2018-07-13 | 2022-12-20 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine with active variable turbine cooling |
US11187092B2 (en) * | 2019-05-17 | 2021-11-30 | Raytheon Technologies Corporation | Vane forward rail for gas turbine engine assembly |
US11732656B2 (en) * | 2021-03-31 | 2023-08-22 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine engine with soaring air conduit |
GB2621852A (en) | 2022-08-24 | 2024-02-28 | Siemens Energy Global Gmbh & Co Kg | Turbine vane for a gas turbine |
Family Cites Families (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE865773C (de) * | 1941-09-10 | 1953-02-05 | Daimler Benz Ag | Luftkuehlung fuer die Schaufeltraeger mehrstufiger Verdichter |
BE463344A (ja) * | 1945-01-23 | |||
GB609926A (en) * | 1946-03-25 | 1948-10-08 | Adrian Albert Lombard | Improvements in or relating to internal-combustion turbines |
GB685769A (en) * | 1949-11-22 | 1953-01-14 | Rolls Royce | Improvements relating to compressor and turbine blading |
US2652216A (en) * | 1952-05-05 | 1953-09-15 | North American Aviation Inc | Aircraft structure cooling means |
US2791090A (en) * | 1952-08-05 | 1957-05-07 | Bristol Aeroplane Co Ltd | Improved cooling and lubricating arrangement for bearings of a gas turbine engine |
GB775057A (en) * | 1955-06-16 | 1957-05-15 | Blackburn & Gen Aircraft Ltd | Improvements in or relating to gas turbine engines |
US3641766A (en) * | 1969-11-26 | 1972-02-15 | Gen Electric | Gas turbine engine constant speed thrust modulation |
DE2042478C3 (de) * | 1970-08-27 | 1975-08-14 | Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen | Gasturbinentriebwerk, vorzugsweise Strahltriebwerk für Flugzeuge, mit Kühlluft- und gegebenenfalls Sperrluftentnahme |
US3652181A (en) * | 1970-11-23 | 1972-03-28 | Carl F Wilhelm Jr | Cooling sleeve for gas turbine combustor transition member |
US3759038A (en) * | 1971-12-09 | 1973-09-18 | Westinghouse Electric Corp | Self aligning combustor and transition structure for a gas turbine |
US4153386A (en) * | 1974-12-11 | 1979-05-08 | United Technologies Corporation | Air cooled turbine vanes |
US4254618A (en) * | 1977-08-18 | 1981-03-10 | General Electric Company | Cooling air cooler for a gas turbofan engine |
US4218178A (en) * | 1978-03-31 | 1980-08-19 | General Motors Corporation | Turbine vane structure |
US4291531A (en) * | 1978-04-06 | 1981-09-29 | Rolls-Royce Limited | Gas turbine engine |
US4358926A (en) * | 1978-09-05 | 1982-11-16 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine engine with shroud cooling means |
US4302148A (en) * | 1979-01-02 | 1981-11-24 | Rolls-Royce Limited | Gas turbine engine having a cooled turbine |
US4487016A (en) * | 1980-10-01 | 1984-12-11 | United Technologies Corporation | Modulated clearance control for an axial flow rotary machine |
US4474001A (en) * | 1981-04-01 | 1984-10-02 | United Technologies Corporation | Cooling system for the electrical generator of a turbofan gas turbine engine |
JPS6040704A (ja) * | 1983-08-11 | 1985-03-04 | Noboru Ito | タ−ビンエンジン |
US4739621A (en) * | 1984-10-11 | 1988-04-26 | United Technologies Corporation | Cooling scheme for combustor vane interface |
DE3514352A1 (de) * | 1985-04-20 | 1986-10-23 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Gasturbinentriebwerk mit einrichtungen zur abzweigung von verdichterluft zur kuehlung von heissteilen |
US4901520A (en) * | 1988-08-12 | 1990-02-20 | Avco Corporation | Gas turbine pressurized cooling system |
GB2223276B (en) * | 1988-09-30 | 1992-09-02 | Rolls Royce Plc | Turbine aerofoil blade |
US4962640A (en) * | 1989-02-06 | 1990-10-16 | Westinghouse Electric Corp. | Apparatus and method for cooling a gas turbine vane |
US5003773A (en) * | 1989-06-23 | 1991-04-02 | United Technologies Corporation | Bypass conduit for gas turbine engine |
US5129224A (en) * | 1989-12-08 | 1992-07-14 | Sundstrand Corporation | Cooling of turbine nozzle containment ring |
US5142859A (en) * | 1991-02-22 | 1992-09-01 | Solar Turbines, Incorporated | Turbine cooling system |
FR2681095B1 (fr) * | 1991-09-05 | 1993-11-19 | Snecma | Distributeur de turbine carene. |
-
1993
- 1993-12-03 US US08/161,032 patent/US5394687A/en not_active Expired - Lifetime
-
1994
- 1994-11-09 TW TW083110369A patent/TW284827B/zh active
- 1994-11-28 ES ES94308756T patent/ES2126718T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1994-11-28 DE DE69416277T patent/DE69416277T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1994-11-28 EP EP94308756A patent/EP0656468B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-12-02 KR KR1019940032553A patent/KR100319388B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1994-12-02 CA CA002137179A patent/CA2137179A1/en not_active Abandoned
- 1994-12-05 JP JP6330057A patent/JPH07189738A/ja not_active Withdrawn
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH11270353A (ja) * | 1998-03-25 | 1999-10-05 | Hitachi Ltd | ガスタービン及びガスタービンの静翼 |
JP2018087516A (ja) * | 2016-11-29 | 2018-06-07 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
WO2022224871A1 (ja) * | 2021-04-19 | 2022-10-27 | 三菱パワー株式会社 | 翼環アッセンブリ、ガスタービン、及びガスタービンの改修方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
TW284827B (ja) | 1996-09-01 |
KR950019078A (ko) | 1995-07-22 |
EP0656468A1 (en) | 1995-06-07 |
CA2137179A1 (en) | 1995-06-04 |
ES2126718T3 (es) | 1999-04-01 |
US5394687A (en) | 1995-03-07 |
DE69416277D1 (de) | 1999-03-11 |
KR100319388B1 (ko) | 2002-04-06 |
EP0656468B1 (en) | 1999-01-27 |
DE69416277T2 (de) | 1999-06-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH07189738A (ja) | ガスタービン翼の冷却構成 | |
JP3811502B2 (ja) | 冷却式プラットホームを備えたガスタービン翼 | |
JP3824324B2 (ja) | 冷却式プラットホームを備えたガスタービン翼 | |
US6402471B1 (en) | Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same | |
US6250061B1 (en) | Compressor system and methods for reducing cooling airflow | |
US4292008A (en) | Gas turbine cooling systems | |
US3936215A (en) | Turbine vane cooling | |
US8307662B2 (en) | Gas turbine engine temperature modulated cooling flow | |
US5953900A (en) | Closed loop steam cooled steam turbine | |
US6783324B2 (en) | Compressor bleed case | |
US4173120A (en) | Turbine nozzle and rotor cooling systems | |
US6612807B2 (en) | Frame hub heating system | |
US11359646B2 (en) | Gas turbine engine with vane having a cooling inlet | |
JP2017072128A (ja) | ステータ部品 | |
US2743579A (en) | Gas turbine engine with turbine nozzle cooled by combustion chamber jacket air | |
JP2000291410A (ja) | 優先冷却タービンシュラウド | |
GB2135394A (en) | Cooling gas turbine engines | |
JP2000310127A (ja) | ガスタービンの第3段バケット用の冷媒供給系 | |
US4302148A (en) | Gas turbine engine having a cooled turbine | |
US6554570B2 (en) | Turbine blade support assembly and a turbine assembly | |
US11976562B2 (en) | System for controlling blade clearances within a gas turbine engine | |
GB2042643A (en) | Cooled Gas Turbine Engine | |
KR102405750B1 (ko) | 로터 및 이를 포함하는 터보머신 | |
KR20220032896A (ko) | 로터 및 이를 포함하는 터보머신 | |
KR20220120887A (ko) | 링 세그먼트 및 이를 포함하는 터보머신 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20020205 |