JPS58202304A - ガスタ−ビンの翼 - Google Patents
ガスタ−ビンの翼Info
- Publication number
- JPS58202304A JPS58202304A JP8500482A JP8500482A JPS58202304A JP S58202304 A JPS58202304 A JP S58202304A JP 8500482 A JP8500482 A JP 8500482A JP 8500482 A JP8500482 A JP 8500482A JP S58202304 A JPS58202304 A JP S58202304A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling fluid
- blade
- flow
- temperature
- 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.)
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明は、ガスタービンの翼に係り、特に１冷却流体の
流路構造を改良した翼に関する。
流路構造を改良した翼に関する。
一般的に、ガスタービンは往復機関に比較して小型軽量
で大馬力が得られるなどの多くの利点を有している。こ
のようなガスタービンは、通常、１つの軸に圧縮機とノ
譬ワータービンとを連結し、圧縮機で圧縮された高圧空
気で燃焼器内の圧力全高め、この状態で燃焼器内に燃料
を噴射して燃焼させ、この燃焼によって生じた高温、高
圧のガスをパワータービンに導いて膨張させることによ
り回転動力を得るように構成されている。圧縮機は、通
常、案内翼と回転翼とを軸方向に配列した軸流型に構成
され、また、・ぐワータービンもロータ翼とノズル翼と
を軸方向に交互に配列して構成されている。
で大馬力が得られるなどの多くの利点を有している。こ
のようなガスタービンは、通常、１つの軸に圧縮機とノ
譬ワータービンとを連結し、圧縮機で圧縮された高圧空
気で燃焼器内の圧力全高め、この状態で燃焼器内に燃料
を噴射して燃焼させ、この燃焼によって生じた高温、高
圧のガスをパワータービンに導いて膨張させることによ
り回転動力を得るように構成されている。圧縮機は、通
常、案内翼と回転翼とを軸方向に配列した軸流型に構成
され、また、・ぐワータービンもロータ翼とノズル翼と
を軸方向に交互に配列して構成されている。
ところで、上記のようなガスタービンにおいて、出力効
率を高めるには、ノ！ワータービンの入口における燃焼
ガス温度を高めることが最も有効であると云われている
。しかし、パワータービンの入口ガス温度を高めていく
と、燃焼ガスが誦速でノズル翼やロータ翼の回＃）ヲ流
れるため真温度が上昇することになる。翼を構成する現
用の耐熱金属では９００℃を越えると長時間運転が不能
となる。。したがって、翼の運転寿命を長くするには、
何らかの手段で真温度を低下させるより外ない。
率を高めるには、ノ！ワータービンの入口における燃焼
ガス温度を高めることが最も有効であると云われている
。しかし、パワータービンの入口ガス温度を高めていく
と、燃焼ガスが誦速でノズル翼やロータ翼の回＃）ヲ流
れるため真温度が上昇することになる。翼を構成する現
用の耐熱金属では９００℃を越えると長時間運転が不能
となる。。したがって、翼の運転寿命を長くするには、
何らかの手段で真温度を低下させるより外ない。
上述した理由から、従来、冷却手段を施したタービン翼
が種々提案されている。これらは、通常、翼本体の内部
に冷却流本体通路を設け、この通路に導かれた冷却流体
、たとえば高圧空気を、翼本体の前縁部、中間部および
後縁部から翼外へ吹出させることによって翼構成金ｋｉ
４’ｅ冷却するようにしている。
が種々提案されている。これらは、通常、翼本体の内部
に冷却流本体通路を設け、この通路に導かれた冷却流体
、たとえば高圧空気を、翼本体の前縁部、中間部および
後縁部から翼外へ吹出させることによって翼構成金ｋｉ
４’ｅ冷却するようにしている。
ところで、このように翼本体内に冷却流体通路を備えた
ガスタービンの翼にあって、上記冷却流体通路を流れる
冷却流体の・流量は、冷却流体通路の入口圧力と温度、
吹出口圧力と温度および冷却流体通路断面積とによって
決まる。したがって、冷却流体通路の入口圧と温度とを
一定に保ってもガスタービンの運転条件の変化によって
吹出口の圧力と温度とが変化すると冷却流体の流量が変
化することＫなる。一般的には、吹出口の圧力と温度と
が上ると冷却流体の流量が減少し、また、逆に吹出口の
圧力と温度とが下体と冷却流体の流量が増加する。すな
わち、翼本体を積極的に冷却しなければならないときに
冷却流体の流量が自然減少し、また、冷却流体をそれ１
１ど必要としないときに増加する。したがって、吹出口
の圧力と温度とを上げた場合には、冷却不足で翼を損傷
させる虞れがあり、また吹出口の圧力と温度とを下げた
場合には冷却流体の流量が必要以上に多くなって空力損
失が増加することになる。
ガスタービンの翼にあって、上記冷却流体通路を流れる
冷却流体の・流量は、冷却流体通路の入口圧力と温度、
吹出口圧力と温度および冷却流体通路断面積とによって
決まる。したがって、冷却流体通路の入口圧と温度とを
一定に保ってもガスタービンの運転条件の変化によって
吹出口の圧力と温度とが変化すると冷却流体の流量が変
化することＫなる。一般的には、吹出口の圧力と温度と
が上ると冷却流体の流量が減少し、また、逆に吹出口の
圧力と温度とが下体と冷却流体の流量が増加する。すな
わち、翼本体を積極的に冷却しなければならないときに
冷却流体の流量が自然減少し、また、冷却流体をそれ１
１ど必要としないときに増加する。したがって、吹出口
の圧力と温度とを上げた場合には、冷却不足で翼を損傷
させる虞れがあり、また吹出口の圧力と温度とを下げた
場合には冷却流体の流量が必要以上に多くなって空力損
失が増加することになる。
そこで、このような不具合を解消するために、冷却流体
供給源側においてガスタービンの運転条件に合わせて冷
却流体の流ｔ’を制御することが考えられている。
供給源側においてガスタービンの運転条件に合わせて冷
却流体の流ｔ’を制御することが考えられている。
しかし、このような手段を採用したものにあっても、吹
出口のいわゆる目詰りに対しては無力で、このように目
詰りした場合には依然として翼本体を焼損させてしまう
虞れがあった。
出口のいわゆる目詰りに対しては無力で、このように目
詰りした場合には依然として翼本体を焼損させてしまう
虞れがあった。
本発明は、このような事情に鑑みてなされたもので、そ
の目的とするところは、ガスタービンの運転条件の変イ
ヒや吹出口の目詰シ等に自動対応して冷却流体の流量を
最適値に制御する機能を有し、翼構成材料の損傷を自身
で防衛できるとともに空力損失を最小に抑え得る機能を
有したガスタービンの翼を提供することにある。
の目的とするところは、ガスタービンの運転条件の変イ
ヒや吹出口の目詰シ等に自動対応して冷却流体の流量を
最適値に制御する機能を有し、翼構成材料の損傷を自身
で防衛できるとともに空力損失を最小に抑え得る機能を
有したガスタービンの翼を提供することにある。
本発明に係るガスタービンの翼は、翼本体内に設けられ
た冷却流体通路に上記翼本体内の温度に応じて上記冷却
流体通路を流れる冷却流体の流量を制御するバイメタル
式流量制御器を介在させたことを特徴としている。
た冷却流体通路に上記翼本体内の温度に応じて上記冷却
流体通路を流れる冷却流体の流量を制御するバイメタル
式流量制御器を介在させたことを特徴としている。
上記のような構成であると、前記バイメタル式流量制御
器として翼本体内の温度が上昇したときその開度が自動
的に大きくなるものを用いれば、常に最適な冷却流体流
量で翼本体を冷却することができる。すなわち、ガスタ
ービンの運転条件によって冷却流体通路の吹出口の圧力
と温度とが上がると、これに伴なって翼本体内も温度上
昇しようとする。このときバイメタル式流量制御器は、
その温度に感応して開度を増す方向に動作し、この結果
、冷却流体通路の流動抵抗が減少して冷却流体の流量が
増加する。
器として翼本体内の温度が上昇したときその開度が自動
的に大きくなるものを用いれば、常に最適な冷却流体流
量で翼本体を冷却することができる。すなわち、ガスタ
ービンの運転条件によって冷却流体通路の吹出口の圧力
と温度とが上がると、これに伴なって翼本体内も温度上
昇しようとする。このときバイメタル式流量制御器は、
その温度に感応して開度を増す方向に動作し、この結果
、冷却流体通路の流動抵抗が減少して冷却流体の流量が
増加する。
このため、翼本体から冷却流体に奪われる熱量が増加し
、これに伴なって翼本体の温度が低下し、結局、翼本体
の温度はバイメタル式流量制御器の開度が安定したとき
の温度に抑えられる。
、これに伴なって翼本体の温度が低下し、結局、翼本体
の温度はバイメタル式流量制御器の開度が安定したとき
の温度に抑えられる。
したがって、バイメタル式流量制御器の動作特性を選択
することによって翼本体の温度をこの翼本体が損傷を受
けない温度に冷却することができる。また、吹出口の圧
力と温度とが下がると、冷却流体の流量が増加しようと
し、この結果、翼本体の温度が低下する。このため、バ
イメタル式流量制御器の開度が減少し、冷却流体の流量
が減少し、結局、翼本体の温度はバイメタル式流１制御
器の開度が安定したときの温度に抑えられる。したがっ
て、必要以上に冷却流体が流れないことになるので、こ
の場合には冷却流体の過剰によって起こる空力損失の増
加を抑えることができる。また、吹出口の一部が目詰シ
した場合には、その部分が加熱されるので翼本体内も温
度上昇しようとする。この場合には、前述した吹出口の
圧力と温度とが上昇した場合と同様にバイメタル式流量
制御器が冷却流体の流量を増加させるように動作する。
することによって翼本体の温度をこの翼本体が損傷を受
けない温度に冷却することができる。また、吹出口の圧
力と温度とが下がると、冷却流体の流量が増加しようと
し、この結果、翼本体の温度が低下する。このため、バ
イメタル式流量制御器の開度が減少し、冷却流体の流量
が減少し、結局、翼本体の温度はバイメタル式流１制御
器の開度が安定したときの温度に抑えられる。したがっ
て、必要以上に冷却流体が流れないことになるので、こ
の場合には冷却流体の過剰によって起こる空力損失の増
加を抑えることができる。また、吹出口の一部が目詰シ
した場合には、その部分が加熱されるので翼本体内も温
度上昇しようとする。この場合には、前述した吹出口の
圧力と温度とが上昇した場合と同様にバイメタル式流量
制御器が冷却流体の流量を増加させるように動作する。
したがって、目詰りした吹出口の近傍に位置する吹出口
の流量が増加し、これによって目詰りした吹出口部が冷
却されることに表るので、結局、このような場合におい
ても翼本体の損傷を防止することができる。
の流量が増加し、これによって目詰りした吹出口部が冷
却されることに表るので、結局、このような場合におい
ても翼本体の損傷を防止することができる。
第１図は本発明會ガスタービンのロータ翼に適用した一
実施例の外観を示すものである。すなわち、このロータ
翼は、大きく分けて、翼本体１と、この翼本体１を支持
する支持部２とから構成されている。
実施例の外観を示すものである。すなわち、このロータ
翼は、大きく分けて、翼本体１と、この翼本体１を支持
する支持部２とから構成されている。
上記翼本体１と支持部２とは、真本体１の先端壁Ｘ（第
２図参照）だけを残して精密鋳造によって一体的に形成
されたもので、上記先端壁Ｘは溶接あるいは拡散接合に
よって接合されている。
２図参照）だけを残して精密鋳造によって一体的に形成
されたもので、上記先端壁Ｘは溶接あるいは拡散接合に
よって接合されている。
しかして、翼本体１内と支持部２内とには、第２図およ
び第３図に示すように翼本体１の高さ方向に延びる３つ
の冷却流体通路１１ 、１２゜１３が仕切壁１４．１５
によって形成されておシ、これら冷却流体通路１１，１
２．１３の支持部２内に位置する端部は、図示しない回
転軸に設けられた冷却流体供給路に接続されている。
び第３図に示すように翼本体１の高さ方向に延びる３つ
の冷却流体通路１１ 、１２゜１３が仕切壁１４．１５
によって形成されておシ、これら冷却流体通路１１，１
２．１３の支持部２内に位置する端部は、図示しない回
転軸に設けられた冷却流体供給路に接続されている。
上記仕切壁１４は、翼本体１の根本部近傍において２つ
の分岐壁７４ ａ ｅ １４ ｂ ’に分岐し、これら
分岐壁Ｊ４ａ、Ｊ４ｂは前述した先端壁Ｘの内面近くま
で延びている。そして、分岐壁１４ｍ、１４ｂ間には、
この分岐壁７４ａ＊１４ｂ間にＵ字形の流路１６ｔ−構
成する壁１７が設けられている。仕切壁１５も同様に１
翼本体１の根本部近傍において２つの分岐壁１５ａ。
の分岐壁７４ ａ ｅ １４ ｂ ’に分岐し、これら
分岐壁Ｊ４ａ、Ｊ４ｂは前述した先端壁Ｘの内面近くま
で延びている。そして、分岐壁１４ｍ、１４ｂ間には、
この分岐壁７４ａ＊１４ｂ間にＵ字形の流路１６ｔ−構
成する壁１７が設けられている。仕切壁１５も同様に１
翼本体１の根本部近傍において２つの分岐壁１５ａ。
１５ｂに分岐し、これら分岐壁１５＊、１５ｂも先端壁
Ｘの内面近くまで延びておシ、また、これら分岐壁１５
ｍ、１５ｂ間には、これら両壁間にＵ字形の流路１８を
構成する壁１９が設けられている。
Ｘの内面近くまで延びておシ、また、これら分岐壁１５
ｍ、１５ｂ間には、これら両壁間にＵ字形の流路１８を
構成する壁１９が設けられている。
しかして、前記冷却流体通路１．１に第２図中実線矢印
で示すように導かれた冷却流体は、上記通路１１と翼本
体１の箭縁部外面との間に存在する壁２０に複数設けら
れた吹出孔２１から翼外へと吹出され、これによって前
縁部の冷却に供されるようＫなっている。また、冷却流
体通路１２に第２図中実線矢印で示すように導かれた冷
却流体は、分岐壁１４ｂ、１５ｂ間を翼本体１内の先端
部側へと流れた後、分岐壁１４ｂと先端壁Ｘとの間に設
けられたバイメタル式流量制御器２２１に通って流路１
６内へ流れ込み、その後、上記流路１６を構成する正圧
側壁および負圧側壁に設けられた吹出孔２３から翼外へ
と吹出され、これによって中間部の冷却に供される。一
方、前記冷却流体通路１３に第２図中実線矢印で示すよ
うに導かれた冷却流体は、上記通路１３内を翼本体１内
の先端部側へと流れる間にその一部が上記通路１３と翼
本体・１の後縁端との間に存在する壁２４に複数設けら
れた吹出孔２５から翼外へと吹出され、これによって後
縁部の冷却に供され、また、残シは分岐壁１５ｂと先端
壁Ｘとの間に設けられたノ９イメタル式流量制御器２６
を通って流路１８内へと流れ込み、その後、上記流路１
８を構成する正圧側壁および負圧側壁に複数設けられた
吹出孔２７から翼外へと吹出され、これによって中間部
の冷却に供される。
で示すように導かれた冷却流体は、上記通路１１と翼本
体１の箭縁部外面との間に存在する壁２０に複数設けら
れた吹出孔２１から翼外へと吹出され、これによって前
縁部の冷却に供されるようＫなっている。また、冷却流
体通路１２に第２図中実線矢印で示すように導かれた冷
却流体は、分岐壁１４ｂ、１５ｂ間を翼本体１内の先端
部側へと流れた後、分岐壁１４ｂと先端壁Ｘとの間に設
けられたバイメタル式流量制御器２２１に通って流路１
６内へ流れ込み、その後、上記流路１６を構成する正圧
側壁および負圧側壁に設けられた吹出孔２３から翼外へ
と吹出され、これによって中間部の冷却に供される。一
方、前記冷却流体通路１３に第２図中実線矢印で示すよ
うに導かれた冷却流体は、上記通路１３内を翼本体１内
の先端部側へと流れる間にその一部が上記通路１３と翼
本体・１の後縁端との間に存在する壁２４に複数設けら
れた吹出孔２５から翼外へと吹出され、これによって後
縁部の冷却に供され、また、残シは分岐壁１５ｂと先端
壁Ｘとの間に設けられたノ９イメタル式流量制御器２６
を通って流路１８内へと流れ込み、その後、上記流路１
８を構成する正圧側壁および負圧側壁に複数設けられた
吹出孔２７から翼外へと吹出され、これによって中間部
の冷却に供される。
しかして、前記バイメタル式流量制御器２２゜２６は、
はぼ同様に構成されたもので、具体的には第４図に示す
ように構成されている。すなわち、先端壁Ｘの内面に異
種の２金属板を接合して７？ｅるバイメタル片３１の一
端を固定するとともにこのバイメタル片３１の他端側を
分岐壁１４ｂ、（）５ｂ）の先端部近傍まで延出させ、
さらに上記バイメタル片３１にオリラス３２ｔ−設けた
ものとなっている。
はぼ同様に構成されたもので、具体的には第４図に示す
ように構成されている。すなわち、先端壁Ｘの内面に異
種の２金属板を接合して７？ｅるバイメタル片３１の一
端を固定するとともにこのバイメタル片３１の他端側を
分岐壁１４ｂ、（）５ｂ）の先端部近傍まで延出させ、
さらに上記バイメタル片３１にオリラス３２ｔ−設けた
ものとなっている。
このような構成であると、翼本体１の温度が上昇すると
バイメタル式流量制御器２２．２６のバイメタル片３ノ
は第４図中゛破線で示すように湾曲し、この結果、冷却
流体通路１２．Ｉｓの流動抵抗が実線位置の場合に較べ
て減少することになる。したがって、この場合には、流
路１６．１Ｂを流れる冷却流体の流量が増加するととＫ
なシ、この増加によって翼本体１が急速に冷却されるこ
とになる。したがって、矛め、翼本体１の耐熱温度を考
朦にいれてバイメタル片３１の特性を選択しておＩ適え
すれば、ガスタービンの運転条件が変った場合でも常に
、翼本体１を焼損させないだけの必要最小限の冷却流体
を自動供給できることになる。そして、この場合には、
翼本体１内に形成された冷却流体通路にバイメタル式流
量制御器２２．２６を介在させているので、吹出口の一
部に目詰りが生じた場合であっても、これに対応させて
速やかに冷却流体の流量を増加させることができ、この
ような場合にも翼本体１の焼損を確実に防止できる。
バイメタル式流量制御器２２．２６のバイメタル片３ノ
は第４図中゛破線で示すように湾曲し、この結果、冷却
流体通路１２．Ｉｓの流動抵抗が実線位置の場合に較べ
て減少することになる。したがって、この場合には、流
路１６．１Ｂを流れる冷却流体の流量が増加するととＫ
なシ、この増加によって翼本体１が急速に冷却されるこ
とになる。したがって、矛め、翼本体１の耐熱温度を考
朦にいれてバイメタル片３１の特性を選択しておＩ適え
すれば、ガスタービンの運転条件が変った場合でも常に
、翼本体１を焼損させないだけの必要最小限の冷却流体
を自動供給できることになる。そして、この場合には、
翼本体１内に形成された冷却流体通路にバイメタル式流
量制御器２２．２６を介在させているので、吹出口の一
部に目詰りが生じた場合であっても、これに対応させて
速やかに冷却流体の流量を増加させることができ、この
ような場合にも翼本体１の焼損を確実に防止できる。
なお、上述した実施例においては翼本体１内に３つの冷
却流体通路を設けているが、これ以上設けた場合でも、
また少ない場合でも本発明を適用できることは勿論であ
る。さらに、実施例は、本発明を動翼に適用した例であ
るが、静翼にも適用できることは勿論である。さらに、
バイメタル式流量制御器の構成も実施例のものに限定さ
れない。要はバイメタル片の機械的変位によって冷却流
体の流量を制御できるものであればよい。
却流体通路を設けているが、これ以上設けた場合でも、
また少ない場合でも本発明を適用できることは勿論であ
る。さらに、実施例は、本発明を動翼に適用した例であ
るが、静翼にも適用できることは勿論である。さらに、
バイメタル式流量制御器の構成も実施例のものに限定さ
れない。要はバイメタル片の機械的変位によって冷却流
体の流量を制御できるものであればよい。
第１図は本発明の一実施例に係る真の外観図、第２図は
第１図におけるＰ−Ｐ線に沿って切断し矢印方向にみた
断面図、第３図は第１図におけるＱ−Ｑ線に沿って切断
し矢印方向にみた断面図、第４図は同実施例におけるバ
イメタル式流量制御器の部分だけを取り出して示す断面
図である。 １・・・翼本体、２・・・支持部、１１，１２．１３・
・・冷却流体通路、１６．１８・・・流路、２２゜２６
・・・バイメタル式流量制御器。 出願人 工業技術院長石板誠− 第１図 第２図
第１図におけるＰ−Ｐ線に沿って切断し矢印方向にみた
断面図、第３図は第１図におけるＱ−Ｑ線に沿って切断
し矢印方向にみた断面図、第４図は同実施例におけるバ
イメタル式流量制御器の部分だけを取り出して示す断面
図である。 １・・・翼本体、２・・・支持部、１１，１２．１３・
・・冷却流体通路、１６．１８・・・流路、２２゜２６
・・・バイメタル式流量制御器。 出願人 工業技術院長石板誠− 第１図 第２図
Claims (1)
- 翼本体内に冷却流体通路を備えたガスタービンの翼にお
いて、前記冷却流体通路に、前記翼本体内の温度に応じ
て上記冷却流体通路を流れる冷却流体の流量を制御する
バイメタル弐ｔＬｊｔ制御器を介在させてなることを特
徴とするガスタービンの翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8500482A JPS58202304A (ja) | 1982-05-21 | 1982-05-21 | ガスタ−ビンの翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8500482A JPS58202304A (ja) | 1982-05-21 | 1982-05-21 | ガスタ−ビンの翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58202304A true JPS58202304A (ja) | 1983-11-25 |
Family
ID=13846556
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8500482A Pending JPS58202304A (ja) | 1982-05-21 | 1982-05-21 | ガスタ−ビンの翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS58202304A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4753575A (en) * | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| US4767268A (en) * | 1987-08-06 | 1988-08-30 | United Technologies Corporation | Triple pass cooled airfoil |
| US4940388A (en) * | 1988-12-07 | 1990-07-10 | Rolls-Royce Plc | Cooling of turbine blades |
| US4992026A (en) * | 1986-03-31 | 1991-02-12 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Gas turbine blade |
| US5253976A (en) * | 1991-11-19 | 1993-10-19 | General Electric Company | Integrated steam and air cooling for combined cycle gas turbines |
| US5320483A (en) * | 1992-12-30 | 1994-06-14 | General Electric Company | Steam and air cooling for stator stage of a turbine |
-
1982
- 1982-05-21 JP JP8500482A patent/JPS58202304A/ja active Pending
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4992026A (en) * | 1986-03-31 | 1991-02-12 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Gas turbine blade |
| US4753575A (en) * | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| US4767268A (en) * | 1987-08-06 | 1988-08-30 | United Technologies Corporation | Triple pass cooled airfoil |
| WO1989001564A1 (en) * | 1987-08-06 | 1989-02-23 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| JPH01134003A (ja) * | 1987-08-06 | 1989-05-26 | United Technol Corp <Utc> | タービンブレード |
| EP0325654A1 (en) * | 1987-08-06 | 1989-08-02 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| EP0325654B1 (en) * | 1987-08-06 | 1992-06-03 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| US4940388A (en) * | 1988-12-07 | 1990-07-10 | Rolls-Royce Plc | Cooling of turbine blades |
| US5253976A (en) * | 1991-11-19 | 1993-10-19 | General Electric Company | Integrated steam and air cooling for combined cycle gas turbines |
| US5320483A (en) * | 1992-12-30 | 1994-06-14 | General Electric Company | Steam and air cooling for stator stage of a turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7255536B2 (en) | Turbine airfoil platform cooling circuit | |
| JP4785507B2 (ja) | ブルノーズ段部付きタービンノズル | |
| US7427188B2 (en) | Turbomachine blade with fluidically cooled shroud | |
| US4604031A (en) | Hollow fluid cooled turbine blades | |
| US6264428B1 (en) | Cooled aerofoil for a gas turbine engine | |
| US5927946A (en) | Turbine blade having recuperative trailing edge tip cooling | |
| US4948338A (en) | Turbine blade with cooled shroud abutment surface | |
| JP4311919B2 (ja) | ガスタービンエンジン用のタービン翼形部 | |
| US20100054915A1 (en) | Airfoil insert | |
| JP5367592B2 (ja) | 軸受けオイルの廃熱を利用したコンプレッサクリアランス制御システム | |
| JP2007218262A (ja) | ガスタービンロータブレード及びロータアセンブリ | |
| US7090461B2 (en) | Gas turbine vane with integral cooling flow control system | |
| US9249686B2 (en) | Housing and turbomachine | |
| US9840932B2 (en) | System and method for blade tip clearance control | |
| JP5890003B2 (ja) | タービン段を冷却する方法、及び、冷却された当該タービン段を有しているガスタービン | |
| US20160169052A1 (en) | Rotating gas turbine blade and gas turbine with such a blade | |
| JP2017141829A (ja) | タービンエンジン構成部品用のインピンジメント孔 | |
| EP1101898B1 (en) | Gas turbine blade | |
| JP2015075106A (ja) | ガスタービンエンジンにおける受動的クリアランス制御の方法およびシステム | |
| JPS58202304A (ja) | ガスタ−ビンの翼 | |
| EP3816408B1 (en) | Negative thermal expansion compressor case for improved tip clearance | |
| JPS59231102A (ja) | ガスタ−ビンの翼 | |
| JP2003254091A (ja) | 圧縮機のチップクリアランス制御装置及び制御方法 | |
| US11788417B2 (en) | Turbine blade and gas turbine | |
| US20130236329A1 (en) | Rotor blade with one or more side wall cooling circuits |