JPH11247607A - タ―ビン翼 - Google Patents
タ―ビン翼Info
- Publication number
- JPH11247607A JPH11247607A JP10375780A JP37578098A JPH11247607A JP H11247607 A JPH11247607 A JP H11247607A JP 10375780 A JP10375780 A JP 10375780A JP 37578098 A JP37578098 A JP 37578098A JP H11247607 A JPH11247607 A JP H11247607A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- root
- rib
- passage
- wing
- buffer
- 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.)
- Pending
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
- 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
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
ホットスポットを発生するのを防止するようにしたター
ビン翼を提供する。 【解決手段】 対流冷却タービン翼10は2つの別個
の冷却空気通路系統を有する。第1通路系統30はター
ビン翼前縁18を冷却し、シャワーヘッド配列で配設さ
れた前縁18の出口通路36を介して冷却空気を放出す
る。第2通路系統38は、タービン翼の残部を通って直
列に延びる5つの冷却通路部分40,41,42,4
3,44から成る5経路流通路を包含する。1つの通路
部分40は、タービン翼の後縁20の近くに複数の凹部
92,94を備えていて、タービン翼のルート部分22
に隣接する後縁20へ冷却空気流れを保持する。
Description
し、より詳細には、特にガスタービンエンジンの第1段
で使用されるようになっている改良した対流冷却タービ
ン翼に係る。
生成ガスによって作動されるタービンは、空気を燃焼器
へ供給する圧縮機を駆動する。ガスタービンエンジンは
比較的高温で作動し、このようなエンジンの能力は、こ
のような比較的高い作動温度で発生する熱応力に耐え得
るタービン翼の能力によって大幅に制限される。このよ
うな熱応力に耐え得るタービン翼の能力は、タービン翼
を作っている材料及び高作動温度での材料強さに直接に
関係する。
ルート部分から延びる細長翼部分とを包含する。プラッ
トフォームがルート部分と翼部分との接合部でルート部
分から外方に延出する。タービン翼の故障の危険性なし
に、作動温度を高くし且つエンジン効率を高めることを
可能にするために、中空の対流冷却タービン翼がしばし
ば利用されている。
冷却を確保するために曲がりくねった多経路流通路を提
供する複雑な内部通路を有しており、この通路は、ター
ビン翼のすべての部分が比較的均一の温度に維持され得
るとの意図で設計されている。しかしながら、冷却空気
が内部通路を通って流れるにつれて、冷却空気に働く遠
心及び境界層効果のため、対流冷却されるべきタービン
翼の区域が冷却不十分となり得る。この不十分な冷却
は、タービン翼を損傷させてタービン翼の耐久寿命を大
幅に短縮させるような温度にタービン翼がさらされる、
局部“ホットスポット”をタービン翼に生じさせ得る。
このようなホットスポットが、翼プラットフォームに近
いタービン翼のルート部分に隣接するタービン翼の翼部
分に発生した場合、ホットスポットで亀裂が拡がり始め
る。
接合部で、特にこの位置での翼部分の比較的薄い厚さの
ために翼部分の後縁では、タービン翼に高応力が発生す
る。ルート部分に近い後縁で発生する亀裂は、エンジン
作動中に翼部分を横切って急速に伝播し、タービン翼の
翼部分を自由にさせることとなる。こうして自由にされ
た翼部分は、エンジンの厳しい損傷又は或る場合にはエ
ンジンの破壊を招くことになり得る。
ォームにおける翼部分の後縁にこのようなホットスポッ
トを発生するのを防止することである。
ォームにおける翼部分の後縁にホットスポットを発生す
るのを防止するようにしたタービン翼を提供することに
ある。
通路系統を有する対流冷却タービン翼を開示している。
第1通路系統はタービン翼前縁を冷却し、シャワーヘッ
ド配列で配設された前縁の出口通路を介して冷却空気を
放出する。第2通路系統は、タービン翼の残部を通って
直列に延びる5つの冷却通路部分から成る5経路流通路
を包含する。通路部分の1つは、タービン翼の後縁の近
くに複数の凹部を備えていて、タービン翼のルート部分
に隣接する後縁へ冷却空気流れを保持する。
説明及び添付図面から明らかとなるであろう。
発明が、総括的に符号10で示す空冷タービン翼に関し
て図示し説明されており、このタービン翼は、特に、ロ
ータディスクに角度的に離間した関係で装架された複数
の翼形タービン動翼を有する軸流ガスタービンエンジン
の第1段で使用されるようになっている。タービン翼1
0は多かれ少なかれ従来の外形を有し、総括的に符号1
2で示す中空細長本体を包含しており、この本体は、図
2に示されているように、凹状内側側壁14と、対向す
る凸状内側側壁16とを包含する。側壁はそれぞれ18
及び20で示す長手方向に延びた前縁及び後縁で終端す
る。
部分22と、このルート部分22から延びタービン翼1
0の他端部27の閉鎖先端26で終端する細長翼部分2
4とを包含する。プラットフォーム28がルート部分2
2と翼部分24との接合部49で本体から外方に延出す
る。ルート部分22は、好適には、ロータディスクの補
形的スロットにタービン翼10を装架するための従来の
クリスマスツリー形状をなし得る取付肩部(図示しな
い)を設けている。
却するように2つの別個の冷却空気通路系統が設けられ
ている。第1通路系統30は、タービン翼10のルート
端部33に開口しルート部分22を通り前縁18に沿っ
て翼部分24へ延びている略直線状に長手方向に延びた
第1通路32を包含する。第1ルートリブ31がルート
端部33から翼部分24に向かって延び、側壁14及び
16の間に配置された第1翼リブ34が、先端部27か
ら第1ルートリブ31へ延びている。
体であり、第1ルートリブ31と第1翼リブ34は一緒
に、図1に示されている第1通路32を部分的に画定す
る。第1通路系統30は第1ルートリブ31と第1翼リ
ブ34によって第2通路系統38から分離されている。
第1通路32は、ルート部分22から先端26へ延びる
前縁緩衝リブ35を備えている。
うにする複数の緩衝穴39を備えている。少なくとも1
列の長手方向に離間した流体出口通路36が、前縁18
を通って延び、緩衝穴39を介して第1通路32に連通
する。流体出口通路36は前縁18のシャワーヘッド配
列の通路開口で終端する。第1通路32は先端26に隣
接する翼部分24内で終端し、第1先端オリフィス37
が先端部27に開口し、先端26を通って第1通路系統
30の第1通路32へ延びている。
をさらに包含しており、この第2通路系統は、全体的
に、翼部分24の残部を通る5経路流通路を提供する複
数の長手方向に延びた直列の通路部分40,41,4
2,43,44を包含する。5経路流通路は2つの流路
から成っており、第1流路は、ルート端部33から後縁
20に隣接する翼部分24に沿って第2先端オリフィス
47へ延びており、この第2先端オリフィスは先端26
を介して先端部27に開口し、また、第2流路は、ター
ビン翼10のルート端部33と1列の長手方向に離間し
たペデスタルスロット45との間で延びており、このペ
デスタルスロットは後縁20を通って開口し、側壁14
及び16の間に配置された1列の長手方向に離間した細
長ペデスタル部材54によって画定されている。ルート
端部33に最も近いペデスタルスロットは、ルートペデ
スタルスロット90を形成する。第2通路系統38は、
さらに、ルート部分22内に配置されタービン翼10の
ルート端部33を通って開口する2つの入口ブランチ通
路46及び48を包含する。
20に沿って延び、ルート部分22の複数のブランチ通
路46,48がルート端部33を通って開口し、ルート
部分22と翼部分24との接合部49における第1通路
部分40に、また互いに合流する。先端部27に直に隣
接するペデスタルは、頂部ペデスタル55を形成する。
第1通路部分40は第1及び第2緩衝リブ56及び57
を備えており、これらの緩衝リブの各々はルート部分2
2から頂部ペデスタル55へ延びている。
して離間しており、緩衝リブの各々は、空気を通過でき
るようにする複数の緩衝穴58,59を備えている。第
1緩衝リブ56におけるルート端部33に最も近い緩衝
穴は、第1ルート緩衝穴60を形成し、また、第2緩衝
リブ57におけるルート端部33に最も近い緩衝穴は、
第2ルート緩衝穴61を形成する。第1ルート壁82が
第2緩衝リブ57の第2ルート緩衝穴61と第1緩衝リ
ブ56の第1ルート緩衝穴60との間で延び、また、第
2ルート壁84が第1緩衝リブ56の第1ルート緩衝穴
60とルートペデスタルスロット90との間で延びてい
る。頂部ペデスタル55に最も近い第1緩衝リブ56の
緩衝穴は、頂部緩衝穴62を形成する。第1緩衝リブ5
6の頂部緩衝穴62とルート緩衝穴60との間の緩衝穴
58の各々は、ペデスタル54の1つと整合して、ペデ
スタルにある冷却空気を緩衝させる。第2緩衝リブ57
の頂部ペデスタル55とルート緩衝穴61との間の緩衝
穴59の各々は、ペデスタルスロット45の1つと整合
して、第1緩衝リブ56にある冷却空気を緩衝させる。
41は、先端部27に隣接する第1外方旋回区域50で
この第1通路部分に接続されている。第2通路部分41
は、接合部49で第1ルートリブ31に接続された第2
翼リブ66によって、第1通路部分40及び2つのブラ
ンチ通路46,48から分離されている。第2翼リブ6
6は第1翼リブ34に対して全体的に平行関係で先端部
27に向かって延び、第1外方旋回区域50で先端26
に対して離間関係で終端する。
42は、接合部49近傍の第1内方旋回区域68でこの
第2通路部分に接続されている。第3通路部分42は、
第2翼リブ66に対して全体的に平行関係で先端26か
らルート端部33に向かって延びている第3翼リブ70
によって、第2通路部分41から分離されている。第3
翼リブ70は第1内方旋回区域68で第1ルートリブ3
1に対して離間関係で終端する。
43は、先端26に隣接する第2外方旋回区域72でこ
の第3通路部分に接続されている。第4通路部分43は
第4翼リブ74によって第3通路部分42から分離され
ている。第4翼リブ74は接合部49で第1ルートリブ
31に接続され、第3翼リブ70に対して全体的に平行
関係で先端26に向かって延びている。第4翼リブ74
は第2外方旋回区域72で先端26に対して離間関係で
終端する。
44は、接合部49近傍の第2内方旋回区域76でこの
第4通路部分に接続されている。第5通路部分44は第
5翼リブ78によって第4通路部分43から分離されて
いる。第5翼リブ78は第4翼リブ74に対して全体的
に平行関係で先端26からルート端部33に向かって延
びている。第5翼リブ78は第2内方旋回区域76で第
1ルートリブ31に対して離間関係で終端する。第5通
路部分44は先端26に隣接して翼部分24内で終端す
る。
を通って図1に流れ矢印で示す方向に流れる。より詳細
には、ロータディスクからの冷却空気は、第1通路系統
30に入り、第1通路32を通って外方に流れ、前縁緩
衝リブ35を通って流れ、そして最終的にシャワーヘッ
ド穴36を介してタービン翼前縁で排出される。ロータ
ディスクからの付加の空気が、第2通路系統38をなす
ブランチ通路46及び48に入り、第2翼リブ66と第
2緩衝リブ57との間の第1通路部分40を通って流れ
る。図1に示されているように、この空気の一部は第2
緩衝リブ57の緩衝穴59を通って流れ、第1緩衝リブ
56に衝突し、それからこのリブの緩衝穴58を通って
流れ、ペデスタルスロット45を介して翼部分24の後
縁20から出る。
4通路部分43及び第5通路部分44を通る残りの空気
のための流路は直流である。冷却空気がこれらの通路部
分を流れるにつれて、一部が、通路部分40,41,4
2,43,44の長さに沿って側壁14,16に穿設さ
れた冷却穴(図示しない)を通って流出している。流出
する冷却空気は、側壁14,16の対流冷却及びフィル
ム冷却の両方を行う。第2通路系統の長さに沿った冷却
穴を通って流出しない冷却空気は、第2先端オリフィス
47を介してタービン翼先端26で排出される。
0,41,42,43,44に沿って側壁14,16に
組み込まれていて、対流冷却を向上させている。各トリ
ップストリップ80は、境界層を効果的に分断し冷却空
気で通路の壁を洗浄するようにする下流撹拌又は乱流を
生じさせる。さらに、多数の通路の表面積はトリップス
トリップを設けたことによって増加し、結果として流体
冷却効率の増大をもたらす。
82は、ルート端部33に向かって延びる第1凹部92
を備え、また、第2ルート壁84は、ルート端部33に
向かって延びる第2凹部94を備えている。第2緩衝リ
ブ57のルート緩衝穴61はルート端部33から第1距
離96に配置され、また、第1緩衝リブ56のルート緩
衝穴60はルート端部33から第2距離98に配置され
ており、第1距離96は第2距離98よりも短い。
ているように第1円の一部を画定する断面を有する第1
湾曲面を形成し、第2緩衝リブ57のルート緩衝穴61
から第1緩衝リブ56のルート緩衝穴60へ延びてい
る。第2凹部94は、好適には、第2円の一部を画定す
る断面を有する第2湾曲面を形成し、第1緩衝リブ56
のルート緩衝穴60かルートペデスタルスロット90へ
延びている。
ト緩衝穴61から第1緩衝リブ56に向かって流れる冷
却空気は、第1凹部92の円形断面により与えられた放
散のため、膨張して第1凹部92内へ加速される。それ
から、冷却空気は、第1凹部92の円形断面により与え
られた収斂のため、第1ルート緩衝穴60に接近するに
つれて圧縮されて減速される。この放散及び収斂の結果
として、冷却空気をタービン翼10の先端26に向けて
押圧するように冷却空気に働く遠心力は、第1ルート緩
衝穴60に直に隣接する第1ルート壁82から冷却空気
流れを分離するには不十分である。従って、冷却空気は
第1凹部92から第1ルート緩衝穴60へ流れ、この緩
衝穴60を通って流れて第2凹部94へ出る。
ルスロット90に向かって流れる冷却空気は、第2凹部
94によって与えられた放散のため、膨張して第2凹部
94内へ加速され、そして、第2凹部94によって与え
られた収斂のため、冷却空気は、ルートペデスタルスロ
ット90に接近するにつれて圧縮されて減速される。再
び、冷却空気に働く遠心力は、ルートペデスタルスロッ
ト90に直に隣接する第2ルート壁84から冷却空気流
れを分離するには不十分であり、従って、冷却空気は第
2凹部94からルートペデスタルスロット90へ流れ、
このスロットを通って流れ、そして後縁20を介してタ
ービン翼10を出る。
らの凹部が、ルート壁82,84が単に平らな表面であ
る場合よりも遥かに大きい熱伝達表面積を備えているこ
とである。冷却空気の大部分をルート壁82,84に又
はこれに隣接して維持することを伴いながら、この増大
した熱伝達は、後縁20のプラットフォーム28でター
ビン翼10の局部過熱を防止するに十分な熱伝達を提供
している。結果として、本発明のタービン翼は、従来の
タービン翼よりも、後縁20に直に隣接するプラットフ
ォーム28でのタービン翼10の破損を受け難いものと
している。
説明したが、当業者には、本発明の精神及び範囲を逸脱
することなしに形状及び詳細について幾多の変化をなし
得ることが理解されよう。
である。
Claims (4)
- 【請求項1】一端部のルート部分と、前記ルート部分か
ら延び他端部の先端で終端する翼部分とを包含する中空
細長本体を備えており、前記本体が、対向する側壁と、
長手方向に延びた前縁及び後縁とを有するとともに、内
部に、前記側壁の間で延在する複数の全体的に長手方向
に延びた翼リブと、前記一端部から延出する複数の全体
的に長手方向に延びたルートリブとを有し、前記翼リブ
と前記ルートリブが内部に第1流体通路系統と該流体通
路系統から分離された第2流体通路系統とを画定し、第
1先端オリフィスが前記他端部を通って開口し、前記先
端を通って前記第1流体通路系統へ延び、第2先端オリ
フィスが前記他端部を通って開口し、前記先端を通って
前記第2流体通路系統へ延び、第1ルートリブが前記一
端部から前記翼部分に向かって延び、第1翼リブが前記
先端から前記第1ルートリブへ延びて該ルートリブと一
体をなし、前記第1ルートリブと前記第1翼リブによっ
て前記第1流体通路系統が前記第2流体通路系統から分
離されており、前記流体通路系統が、前記一端部を通っ
て開口し前記ルート部分を通り前記前縁に沿って前記翼
部分へ延び且つ前記先端に隣接して前記翼部分内で終端
している略直線状に長手方向に延びた第1流体通路を有
する第1通路系統を含み、前記第2流体通路系統が、前
記翼部分の残部を通る逆流経路を画成する複数の全体的
に長手方向に延びた直列接続の通路部分を含む多経路流
通路を有し、前記通路部分が、前記後縁に沿って延びた
前記翼部分の第1通路部分と、前記一端部を通って開口
し前記ルート部分と前記翼部分との接合部における前記
第1通路部分に及び互いに合流する前記ルート部分の複
数のブランチ通路とを包含し、前記第1通路部分が第1
及び第2緩衝リブと、前記後縁を通って開口する複数の
ペデスタルスロットとを包含し、前記緩衝リブの各々が
前記ルート部分から前記先端に向かって延び、前記第1
緩衝リブが前記第2緩衝リブに対して離間関係にあり、
前記緩衝リブの各々が空気を通過できるようにする複数
の緩衝穴を備え、前記一端部に最も近い前記緩衝リブの
各々の緩衝穴がルート緩衝穴を形成し、前記ペデスタル
スロットが、前記側壁の間に配置された1列の長手方向
に離間した細長ペデスタル部材によって画定され、前記
一端部に最も近い前記ペデスタルスロットがルートペデ
スタルスロットを形成し、第1ルート壁が前記第2緩衝
リブのルート緩衝穴と前記第1緩衝リブのルート緩衝穴
との間で延び、第2ルート壁が前記第1緩衝リブのルー
ト緩衝穴と前記ルートペデスタルスロットとの間で延
び、前記第1通路部分に隣接する第2通路部分が、前記
先端に隣接する第1外方旋回区域で該第1通路部分に接
続され、前記接合部で前記第1ルートリブに接続され前
記第1翼リブに対して全体的に平行関係で前記先端に向
かって延び且つ前記第1外方旋回区域で前記先端に対し
て離間関係で終端する前記翼リブの第2翼リブによっ
て、前記第1通路部分及び前記2つのブランチ通路から
分離され、前記第2通路部分に隣接する第3通路部分
が、前記接合部近傍の第1内方旋回区域で該第2通路部
分に接続され、前記第2翼リブに対して全体的に平行関
係で前記先端から前記一端部に向かって延び且つ前記第
1内方旋回区域で前記第1ルートリブに対して離間関係
で終端する前記翼リブの第3翼リブによって、前記第2
通路部分から分離され、前記第3通路部分に隣接する第
4通路部分が、前記先端に隣接する第2外方旋回区域で
該第3通路部分に接続され、前記接合部で前記第1ルー
トリブに接続され前記第3翼リブに対して全体的に平行
関係で前記先端に向かって延び且つ前記第2外方旋回区
域で前記先端に対して離間関係で終端する前記翼リブの
第4翼リブによって、前記第3通路部分から分離され、
前記第4通路部分に隣接する第5通路部分が、前記接合
部近傍の第2内方旋回区域で該第4通路部分に接続さ
れ、前記第4翼リブに対して全体的に平行関係で前記先
端から前記一端部に向かって延び且つ前記第2内方旋回
区域で前記第1ルートリブに対して離間関係で終端する
前記翼リブの第5翼リブによって、前記第4通路部分か
ら分離され、前記第5通路部分が前記先端に隣接して前
記翼部分内で終端しているタービン翼において、前記第
1ルート壁が、前記一端部に向かって延びる第1凹部を
備え、前記第2ルート壁が、前記一端部に向かって延び
る第2凹部を備えていることを特徴とするタービン翼。 - 【請求項2】請求項1記載のタービン翼において、前記
第2緩衝リブのルート緩衝穴が前記一端部から第1距離
に配置され、前記第1緩衝リブのルート緩衝穴が前記一
端部から第2距離に配置され、前記第1距離が前記第2
距離よりも短いことを特徴とするタービン翼。 - 【請求項3】請求項2記載のタービン翼において、前記
第1凹部が、前記第2緩衝リブのルート緩衝穴から前記
第1緩衝リブのルート緩衝穴へ延びる第1湾曲面を有
し、前記第2凹部が、前記第1緩衝リブのルート緩衝穴
から前記ルートペデスタルスロットへ延びる第2湾曲面
を有することを特徴とするタービン翼。 - 【請求項4】請求項3記載のタービン翼において、前記
第1湾曲面が第1円の一部を画定する断面を有し、前記
第2湾曲面が第2円の一部を画定する断面を有すること
を特徴とするタービン翼。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/993,023 US5975851A (en) | 1997-12-17 | 1997-12-17 | Turbine blade with trailing edge root section cooling |
US08/993,023 | 1997-12-17 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH11247607A true JPH11247607A (ja) | 1999-09-14 |
Family
ID=25539011
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP10375780A Pending JPH11247607A (ja) | 1997-12-17 | 1998-12-17 | タ―ビン翼 |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5975851A (ja) |
EP (1) | EP0924383B1 (ja) |
JP (1) | JPH11247607A (ja) |
KR (1) | KR100569765B1 (ja) |
DE (1) | DE69816578T2 (ja) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2001234703A (ja) * | 2000-02-23 | 2001-08-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼 |
JP2005337259A (ja) * | 2004-05-27 | 2005-12-08 | United Technol Corp <Utc> | ロータブレード |
JP2005337258A (ja) * | 2004-05-27 | 2005-12-08 | United Technol Corp <Utc> | ロータブレード |
JP2007198384A (ja) * | 2006-01-25 | 2007-08-09 | Rolls Royce Plc | ガスタービンエンジンの燃焼装置用の壁要素 |
CN101482030A (zh) * | 2008-01-10 | 2009-07-15 | 通用电气公司 | 涡轮叶片叶冠 |
JP2013139804A (ja) * | 2012-01-05 | 2013-07-18 | General Electric Co <Ge> | タービン羽根を冷却するためのシステム及び方法 |
Families Citing this family (67)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0945595A3 (en) * | 1998-03-26 | 2001-10-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooled blade |
JP2000034902A (ja) * | 1998-07-17 | 2000-02-02 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却動翼 |
FR2782118B1 (fr) * | 1998-08-05 | 2000-09-15 | Snecma | Aube de turbine refroidie a bord de fuite amenage |
US6200087B1 (en) * | 1999-05-10 | 2001-03-13 | General Electric Company | Pressure compensated turbine nozzle |
US6179565B1 (en) * | 1999-08-09 | 2001-01-30 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil structure |
DE19939179B4 (de) * | 1999-08-20 | 2007-08-02 | Alstom | Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine |
DE19963349A1 (de) * | 1999-12-27 | 2001-06-28 | Abb Alstom Power Ch Ag | Schaufel für Gasturbinen mit Drosselquerschnitt an Hinterkante |
CA2334071C (en) * | 2000-02-23 | 2005-05-24 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine moving blade |
GB2366599B (en) | 2000-09-09 | 2004-10-27 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine system |
DE10064269A1 (de) * | 2000-12-22 | 2002-07-04 | Alstom Switzerland Ltd | Komponente einer Strömungsmaschine mit Inspektionsöffnung |
US6474946B2 (en) * | 2001-02-26 | 2002-11-05 | United Technologies Corporation | Attachment air inlet configuration for highly loaded single crystal turbine blades |
DE50106385D1 (de) * | 2001-03-26 | 2005-07-07 | Siemens Ag | Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel |
US6561758B2 (en) * | 2001-04-27 | 2003-05-13 | General Electric Company | Methods and systems for cooling gas turbine engine airfoils |
US6514037B1 (en) | 2001-09-26 | 2003-02-04 | General Electric Company | Method for reducing cooled turbine element stress and element made thereby |
US6599092B1 (en) * | 2002-01-04 | 2003-07-29 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
US6607356B2 (en) * | 2002-01-11 | 2003-08-19 | General Electric Company | Crossover cooled airfoil trailing edge |
FR2835015B1 (fr) * | 2002-01-23 | 2005-02-18 | Snecma Moteurs | Aube mobile de turbine haute pression munie d'un bord de fuite au comportement thermique ameliore |
US6994674B2 (en) * | 2002-06-27 | 2006-02-07 | Siemens Medical Solutions Usa, Inc. | Multi-dimensional transducer arrays and method of manufacture |
US6988872B2 (en) * | 2003-01-27 | 2006-01-24 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine moving blade and gas turbine |
US7014424B2 (en) * | 2003-04-08 | 2006-03-21 | United Technologies Corporation | Turbine element |
US6830432B1 (en) | 2003-06-24 | 2004-12-14 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooling of combustion turbine airfoil fillets |
US7281895B2 (en) * | 2003-10-30 | 2007-10-16 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system for a turbine vane |
US6929451B2 (en) * | 2003-12-19 | 2005-08-16 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade with vibration damping device |
US7021893B2 (en) * | 2004-01-09 | 2006-04-04 | United Technologies Corporation | Fanned trailing edge teardrop array |
US7137779B2 (en) * | 2004-05-27 | 2006-11-21 | Siemens Power Generation, Inc. | Gas turbine airfoil leading edge cooling |
US7195458B2 (en) * | 2004-07-02 | 2007-03-27 | Siemens Power Generation, Inc. | Impingement cooling system for a turbine blade |
US7198468B2 (en) * | 2004-07-15 | 2007-04-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled turbine blade |
US7210906B2 (en) * | 2004-08-10 | 2007-05-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled gas turbine airfoil and method |
US7278826B2 (en) * | 2004-08-18 | 2007-10-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Airfoil cooling passage trailing edge flow restriction |
US7066716B2 (en) * | 2004-09-15 | 2006-06-27 | General Electric Company | Cooling system for the trailing edges of turbine bucket airfoils |
US7217094B2 (en) * | 2004-10-18 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Airfoil with large fillet and micro-circuit cooling |
US7156619B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled gas turbine airfoil and method |
US7156620B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled gas turbine airfoil and method |
US7270515B2 (en) * | 2005-05-26 | 2007-09-18 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil trailing edge cooling system with segmented impingement ribs |
US7334992B2 (en) * | 2005-05-31 | 2008-02-26 | United Technologies Corporation | Turbine blade cooling system |
US7780413B2 (en) * | 2006-08-01 | 2010-08-24 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with near wall inflow chambers |
US7713027B2 (en) * | 2006-08-28 | 2010-05-11 | United Technologies Corporation | Turbine blade with split impingement rib |
US7625178B2 (en) * | 2006-08-30 | 2009-12-01 | Honeywell International Inc. | High effectiveness cooled turbine blade |
US20080085193A1 (en) * | 2006-10-05 | 2008-04-10 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil cooling system with enhanced tip corner cooling channel |
US7597540B1 (en) | 2006-10-06 | 2009-10-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with showerhead film cooling holes |
US7607891B2 (en) * | 2006-10-23 | 2009-10-27 | United Technologies Corporation | Turbine component with tip flagged pedestal cooling |
US7914257B1 (en) | 2007-01-17 | 2011-03-29 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine rotor blade with spiral and serpentine flow cooling circuit |
US7780414B1 (en) | 2007-01-17 | 2010-08-24 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with multiple metering trailing edge cooling holes |
US7670113B1 (en) | 2007-05-31 | 2010-03-02 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with serpentine trailing edge cooling circuit |
US7806659B1 (en) | 2007-07-10 | 2010-10-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with trailing edge bleed slot arrangement |
US7815414B2 (en) * | 2007-07-27 | 2010-10-19 | United Technologies Corporation | Airfoil mini-core plugging devices |
GB0815271D0 (en) * | 2008-08-22 | 2008-09-24 | Rolls Royce Plc | A blade |
US9630277B2 (en) * | 2010-03-15 | 2017-04-25 | Siemens Energy, Inc. | Airfoil having built-up surface with embedded cooling passage |
GB201105105D0 (en) * | 2011-03-28 | 2011-05-11 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine component |
US8628298B1 (en) * | 2011-07-22 | 2014-01-14 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine rotor blade with serpentine cooling |
US8376705B1 (en) | 2011-09-09 | 2013-02-19 | Siemens Energy, Inc. | Turbine endwall with grooved recess cavity |
US8882448B2 (en) | 2011-09-09 | 2014-11-11 | Siemens Aktiengesellshaft | Cooling system in a turbine airfoil assembly including zigzag cooling passages interconnected with radial passageways |
US8840363B2 (en) | 2011-09-09 | 2014-09-23 | Siemens Energy, Inc. | Trailing edge cooling system in a turbine airfoil assembly |
US8858176B1 (en) * | 2011-12-13 | 2014-10-14 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with leading edge cooling |
US10100645B2 (en) | 2012-08-13 | 2018-10-16 | United Technologies Corporation | Trailing edge cooling configuration for a gas turbine engine airfoil |
US10472970B2 (en) | 2013-01-23 | 2019-11-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having contoured rib end |
US9932837B2 (en) * | 2013-03-11 | 2018-04-03 | United Technologies Corporation | Low pressure loss cooled blade |
US8985949B2 (en) | 2013-04-29 | 2015-03-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooling system including wavy cooling chamber in a trailing edge portion of an airfoil assembly |
WO2015031057A1 (en) | 2013-08-28 | 2015-03-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil crossover and pedestal rib cooling arrangement |
FR3030333B1 (fr) * | 2014-12-17 | 2017-01-20 | Snecma | Procede de fabrication d'une aube de turbomachine comportant un sommet pourvu d'une baignoire de type complexe |
RU2586231C1 (ru) * | 2015-03-13 | 2016-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Охлаждаемая лопатка высокотемпературной турбины |
US11021967B2 (en) * | 2017-04-03 | 2021-06-01 | General Electric Company | Turbine engine component with a core tie hole |
RU2647351C1 (ru) * | 2017-05-03 | 2018-03-15 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
US10718219B2 (en) | 2017-12-13 | 2020-07-21 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade cooling system with tip diffuser |
US10655476B2 (en) * | 2017-12-14 | 2020-05-19 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engines with airfoils having improved dust tolerance |
KR102161765B1 (ko) * | 2019-02-22 | 2020-10-05 | 두산중공업 주식회사 | 터빈용 에어포일, 이를 포함하는 터빈 |
RU191925U1 (ru) * | 2019-03-18 | 2019-08-28 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Охлаждаемая сопловая лопатка с вихревой матрицей высокотемпературной турбины |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3533711A (en) * | 1966-02-26 | 1970-10-13 | Gen Electric | Cooled vane structure for high temperature turbines |
US3628885A (en) * | 1969-10-01 | 1971-12-21 | Gen Electric | Fluid-cooled airfoil |
JPS5713201A (en) * | 1980-06-30 | 1982-01-23 | Hitachi Ltd | Air cooled gas turbine blade |
JPS59231102A (ja) * | 1983-06-15 | 1984-12-25 | Toshiba Corp | ガスタ−ビンの翼 |
GB2165315B (en) * | 1984-10-04 | 1987-12-31 | Rolls Royce | Improvements in or relating to hollow fluid cooled turbine blades |
US4601638A (en) * | 1984-12-21 | 1986-07-22 | United Technologies Corporation | Airfoil trailing edge cooling arrangement |
US4767268A (en) * | 1987-08-06 | 1988-08-30 | United Technologies Corporation | Triple pass cooled airfoil |
US4753575A (en) * | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
US4820122A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
DE68906594T2 (de) * | 1988-04-25 | 1993-08-26 | United Technologies Corp | Staubabscheider fuer eine luftgekuehlte schaufel. |
US5700131A (en) * | 1988-08-24 | 1997-12-23 | United Technologies Corporation | Cooled blades for a gas turbine engine |
US5203873A (en) * | 1991-08-29 | 1993-04-20 | General Electric Company | Turbine blade impingement baffle |
DE69328439T2 (de) * | 1992-11-24 | 2000-12-14 | United Technologies Corp | Kühlbare schaufelsstruktur |
US5403159A (en) * | 1992-11-30 | 1995-04-04 | United Technoligies Corporation | Coolable airfoil structure |
US5387085A (en) * | 1994-01-07 | 1995-02-07 | General Electric Company | Turbine blade composite cooling circuit |
US5599166A (en) * | 1994-11-01 | 1997-02-04 | United Technologies Corporation | Core for fabrication of gas turbine engine airfoils |
US5591007A (en) * | 1995-05-31 | 1997-01-07 | General Electric Company | Multi-tier turbine airfoil |
EP0954679B1 (en) * | 1996-06-28 | 2003-01-22 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a gas turbine engine |
US5741117A (en) * | 1996-10-22 | 1998-04-21 | United Technologies Corporation | Method for cooling a gas turbine stator vane |
-
1997
- 1997-12-17 US US08/993,023 patent/US5975851A/en not_active Expired - Lifetime
-
1998
- 1998-12-04 DE DE69816578T patent/DE69816578T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1998-12-04 EP EP98309939A patent/EP0924383B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-12-16 KR KR1019980055496A patent/KR100569765B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1998-12-17 JP JP10375780A patent/JPH11247607A/ja active Pending
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2001234703A (ja) * | 2000-02-23 | 2001-08-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼 |
JP2005337259A (ja) * | 2004-05-27 | 2005-12-08 | United Technol Corp <Utc> | ロータブレード |
JP2005337258A (ja) * | 2004-05-27 | 2005-12-08 | United Technol Corp <Utc> | ロータブレード |
JP2007198384A (ja) * | 2006-01-25 | 2007-08-09 | Rolls Royce Plc | ガスタービンエンジンの燃焼装置用の壁要素 |
CN101482030A (zh) * | 2008-01-10 | 2009-07-15 | 通用电气公司 | 涡轮叶片叶冠 |
JP2013139804A (ja) * | 2012-01-05 | 2013-07-18 | General Electric Co <Ge> | タービン羽根を冷却するためのシステム及び方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US5975851A (en) | 1999-11-02 |
DE69816578D1 (de) | 2003-08-28 |
EP0924383A2 (en) | 1999-06-23 |
EP0924383B1 (en) | 2003-07-23 |
EP0924383A3 (en) | 2000-01-12 |
KR19990063132A (ko) | 1999-07-26 |
DE69816578T2 (de) | 2004-06-03 |
KR100569765B1 (ko) | 2006-07-19 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH11247607A (ja) | タ―ビン翼 | |
JPH11247608A (ja) | タ―ビン翼 | |
US7547191B2 (en) | Turbine airfoil cooling system with perimeter cooling and rim cavity purge channels | |
US7033136B2 (en) | Cooling circuits for a gas turbine blade | |
US5813836A (en) | Turbine blade | |
JP4801513B2 (ja) | ターボ機械の可動な翼のための冷却回路 | |
JP4546760B2 (ja) | 一体化されたブリッジを備えたタービンブレード | |
US7841828B2 (en) | Turbine airfoil with submerged endwall cooling channel | |
US7413407B2 (en) | Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber | |
EP1221538B1 (en) | Cooled turbine stator blade | |
EP0971095B1 (en) | A coolable airfoil for a gas turbine engine | |
JP4659206B2 (ja) | 勾配付きフイルム冷却を備えるタービンノズル | |
US7416390B2 (en) | Turbine blade leading edge cooling system | |
US4515526A (en) | Coolable airfoil for a rotary machine | |
US7766606B2 (en) | Turbine airfoil cooling system with platform cooling channels with diffusion slots | |
US8079813B2 (en) | Turbine blade with multiple trailing edge cooling slots | |
US7806658B2 (en) | Turbine airfoil cooling system with spanwise equalizer rib | |
US20100221121A1 (en) | Turbine airfoil cooling system with near wall pin fin cooling chambers | |
US7510367B2 (en) | Turbine airfoil with endwall horseshoe cooling slot | |
US20060153678A1 (en) | Cooling system with internal flow guide within a turbine blade of a turbine engine | |
US20060002795A1 (en) | Impingement cooling system for a turbine blade | |
KR20010105148A (ko) | 충돌 냉각 영역과 대류 냉각 영역을 갖는 노즐 공동삽입체를 포함하는 터빈 베인 세그먼트 | |
US20080085193A1 (en) | Turbine airfoil cooling system with enhanced tip corner cooling channel | |
US8002525B2 (en) | Turbine airfoil cooling system with recessed trailing edge cooling slot | |
JPH08260901A (ja) | ガスタービン冷却翼 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20051215 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A821 Effective date: 20060208 |
|
RD02 | Notification of acceptance of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7422 Effective date: 20060208 |
|
RD04 | Notification of resignation of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424 Effective date: 20070703 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20080401 |
|
A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20080630 |
|
A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20080703 |
|
A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20080731 |
|
A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20080805 |
|
A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20080829 |
|
A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20080903 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20081202 |