JPS5865901A - 多重衝突形冷却構造 - Google Patents

多重衝突形冷却構造

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JPS5865901A
JPS5865901A JP57144878A JP14487882A JPS5865901A JP S5865901 A JPS5865901 A JP S5865901A JP 57144878 A JP57144878 A JP 57144878A JP 14487882 A JP14487882 A JP 14487882A JP S5865901 A JPS5865901 A JP S5865901A
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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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。

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は構造の冷却、特に、クービンのシコラウド集
成体に使う様な新規で改良された多重筒突形冷却構造に
関する。
高い温度にさらされるタービンのシコラウド及びノズル
・バンドの様な構造は、望ましくない熱膨服による１０
傷の慣れを少なくするど共に、満足し得る密封性）１を
維持する為に、冷ＩＪ］シなければなら４Ｔい。現在、
この様な構造を冷７Ｊ］する幾つかの方法が用いられて
成功を収めている。
１つの方法は境膜冷１＋ｒｌ　（ｆｉｌｍ　ｃｏｏｌｉ
ｎｇ）　テある。
境膜冷ＪＪＩでは、空気の様な冷却流体の薄膜を、冷却
しようとする面に沿って平行に流れる様に差し向【プる
。境膜冷却によって、すぐれた冷却作用が得られるが、
機関のタービン部分にあるタービン・シコラウドの内面
に沿う様に、ガス流に隣接して使う時は、境膜冷７１０
の空気がガス流中のガスと混合する。境膜冷却の空気の
運動量はそれと混合するガスの運動ｍＪ：り小さく、こ
の為混合したガス流の全体的な運動量が低下する。更に
、境膜冷却の空気がガス流中のガスと混合することに」
；す、がガス流と混合した正味の結果として、機関のタ
ービン部分の場合、タービンの回転子を回転げるのに利
用し得る仕事が少なくなり、従ってタービン効率が低下
する。これに対応して、境膜冷ｒＪｌに使う空気利用が
多くなれば多くなる程、混合１０失によって起るタービ
ン効率の低下が大きくなる。
構造を冷却する別の方法は衝突冷却（ｉｌＩｌｐｒｉｎ
ｇｅｍｅｎｔ　ｃｏｏｌｉｎｇ）である。衝突冷却Ｃは
、冷７．ｒｌ　Ｌ／　にうとする構造の面にλｊして略
垂直に衝突する様に空気を差し向ける。例えば、タービ
ン・シコラウドに使うどき、冷却空気がシュラウドの後
面又は外面、即らガスの流路と向い合っていない面に衝
突する様に差し向けられる。大抵のガスタービン機関で
は、衝突冷却及び境膜冷却用の冷却空気の源は、圧縮機
からの高圧空気である。埠在の衝突冷却装置でタービン
・シコラウド全体の衝突冷却を有効に行う為には、比較
的大量の冷却空気を使わな（プればならないので、この
冷１１１空気を供給する為に圧縮機が一層大ぎな仕事を
しなりればならない。この様に、衝突冷却に大ＩＢの冷
却空気を必要とするとぎ、機関の効率が低下げる。
上に述べた問題にかんがみ、この発明の目的は、混合損
失を少なくする様に、境膜冷却に使う空気ｍを減少して
満足に冷ムロすることの出来る様な独特な形を持つ構造
を１２供することである。
この発明の別の目的は、冷却しＪ：うとする構造の要素
に１回よりも多く衝突づる様に、衝突冷却用空気が差し
向けられることにより、必要な冷却空気量を減少するど
共に機関の効率を高める様に構成した構造を提供するこ
とである。
この発明は以下図面について説明する所から更によく理
解されにう。
この発明は多重衝突冷却構造を提供する。この構造１ま
、冷却１）ようとする要素と、通扱けの衝突孔を持つ複
数個のじゃま板とで構成される。、じゃま板がこの要素
の一部分と共に、複数個の空所を部分的に構成する。じ
１５ま板及び空所は、源からの冷Ｗ流体を、各々の空所
内にある要素の部分に逐次的に衝突する様に差し向（Ｊ
る様に配置されている。構造が、少なくどｔ）１つの空
所と構造の外部との間にある流体連通手段をも含む。
この発明の特定の実施例の構造では、冷３Ｊ］　シよう
とする要素が、その両端の近くにフランジを持つと共に
、フランジの間にリブを持っている。第１のじゃま板が
フランジの間を伸び、第２のじゃま板がリブどフランジ
の間を伸びる。冷却空気は、第１の空所にある要素の部
分に、そしてその後、第２の空所内にある要素の部分に
衝突する様に差し向（Ｊられる。
この発明の別の実施例では、構造が３つのじ昏ま板及び
３つの空所を持っている。
次に図面について説明する。第１図にこの発明を利用し
得るガスタービン機関１０の上半分が示されている。ガ
スタービン機関１０の中で、機関に入った空気が圧縮機
１２によって圧縮される。
高圧空気の一部分が燃焼器１４に流れ込み、そこで燃料
と混合されて燃焼させられる。この結果膨ＩＣする高温
ガスがタービン・ノズル静翼１５及びタービン動翼１６
の間を流れ、こうして１）Ｊｎ　キＩｔびにタービン回
転子１８を回転する。高圧空気の別の部分が冷却空気と
して使われ、燃焼器の壁並びにタービンの部品を冷却す
る。この冷却空気は、燃焼器１４、タービン・ノズル静
翼１５及びタービン動翼１６より半径方向内側及び外側
に夫々配置された高圧”４　（ｐｌｅｎｕｍ）　２０　
、２２を流れ、十に述べた部品を適当に冷７．１′ｌｊ
る。
第２図に一番よく示されているが、タービン・ノズル静
ＩＤ１５及びタービン動翼１６は、燃焼器１４から出て
来た後に熱ガスが流れるガス流路２４内に配置されてい
る。ガス流路２　／ｌ　１．Ｌ　？ｌ’径方向内側及び
外側の＊’ｌＪにＪζっで４１ａ成されている。
「半径方向」とは、破線２６で示した（爪閉の中心線に
対して全体的に垂直な方向である。ノズル静岡１５に於
ｃ）るガス流路の境界が全体的に環状の構造、好ましく
はノズルの内側及び夕１側バンド２８．３０によって限
定されている。タービン動翼１６の所でのガス流路の境
界−ｔ）、仝イホ的に環状の構造、好ましくは動翼の台
部３２及びシュラウド３４によって構成されている。
の台部３２及びシュラウド３７１が、ガス流路２４内の
高温のガスにさらされるので熱膨服等による構造的な損
傷を少なくする為、並びに満足し得る密封性ｔ／Ｉを紐
持覆る為に、それらを冷却しな番プればならない。この
冷ＩＡの為に、高圧室２０．２２を流れる高圧冷ＩＪＩ
空気を以下説明Ｊ“る様な形で使うことが出来る。
この発明はガス流路の境界を構成するのに使われる様な
多重筒突形冷却構造を提供する。この構造は、空気の様
な高圧冷却流体を受取って、ガス流路に露出する構造の
要素の部分に逐次的に衝突する様に該流体を適当に差し
向ける様に構成されている。
第３図は、シュラウド３４をその１つの要素どして含む
シュラウド集成体３６として利用し１ｎるこの発明の１
１４造を示す。然し、この発明がタービン・ノズル・バ
ンド集成体としても、或いは高温にさらされる要素を冷
却することを希望する場合に、その伯の任意の適当な形
で、首尾よく利用することか出来ることは云うまでもな
い。
第３図に見られる様に、この構造、即ち、シュラウド集
成体３６が、シュラウド３４の様な要素を持っている。
シュラウド３４１．１、ガス・流路２４の方を向く内面
３８と、ガス流路２４とは反対側を向く外面４０どを持
っている。この要人又はシュラウド３４は上流側の縁４
２及び下流側の縁４４をも持つでいる。「上流側」とは
、ガス流路２４内のガスがこの構造に近づく時に流れる
向きに児てである。［下流側］とは、このガスが構造を
出て行く時にこのガスが流れて行く方向である。
シュラウド３／Ｉ及びシュラウド集成体３６は、ガス流
路２４の境界を正しく構成する様に形成されている。第
１図及び第２図に示す様なガスタービン機関の場合、シ
ュラウド３１！Ｉ及びシュラウド集成体３６は全体的に
環状である。更に詳しく云えば、ガス流路２４が全体的
に環状であるから、シュラウド３／Ｉは全体的に円筒形
でル）る。シュラウド集成体３６は円周方向に連続的で
あってもよいし、円周方向に隣接Ｊるシュラウド集成体
の複数個の部分で構成してもよい。この場合、シュラウ
ド３４は弓形である。
第３図で要素又はシュラウド３４が、外面４０から全体
的に下流側の縁４４ど平行に伸びる少なくとも１つのリ
ブ４６を持っている。リブ４６は大体シュラウドの中心
近くで、シュラウドに設けることが好；１ヒしい。リブ
４６の作用は後で説明する。
この構造又はシュラウド集成体３６か、リブ４６の両側
に配置されていて、要素又はシュラウド３４の外面４０
から外向きに伸びる上流側フランジ４８及び下流側フラ
ンジ５０を持っている。−に流側及び下流側フランジ／
１８．５０は、夫々上流側の縁４２．４４で又はそれら
近くで、シュラウド３４から伸びていることが好Ｊニジ
い。シュラウド集成体３６が全体的に環状である時、上
流側及び下流側フランジは全体的に半径方向に伸びる。
シュラウド集成体３６を別の部材に取イ４ける為に必要
がある場合、上流側及び下流側７ランジ４８゜５０は舌
片５２．５４を持っていてよい。
第１のし１５ま板５６が上流側及び下流側フランジ４８
．５０の間を伸びていて、要素又はシュラウド３４どリ
ブ４６から隔１こっている。第２のじＩ５ま板５８が下
流側フランジ５０どリブ４６の間を伸び、第１のじゃま
板５６並びに要素又はシュラウド３４の間に隔たってい
る。
シュラウド集成体３６の内部では、第１のじゃま根５６
、上流側及び下流側フランジ／１８．５０゜シュラウド
３４の上流側部分、リブ４Ｇ及び第２のじ１５ま板５８
により、第１の空所６０が構成されている。シュラウド
集成体３６の内部には、第２のじ１５ま板５８、リブ４
６、下流側フランジ５０及びシーＩラウド３４の下流側
部分ににす、第２の空所６２が１１４成され−Ｃいる。
第１のじゃま板５６は、ぞの一部分のみを通抜ける複数
個の衝突孔６／Ｉを持っていて、構造の外部にある高圧
室２２の様な源からの衝突冷Ａｌｌ用空気を、第１の空
所６０内にある要素又はシュラウド３４０部分に差し向
ｔＪる様になっている。第３図に示す形式では、衝突孔
６４を通る術突冷ｆＪ１川向けられる。
第２のじゃま板５８も通抜（プの複数個の衝突孔６６を
持っていて、第１の空所６０からの衝突冷却用空気を、
第２の空所６２内にある要素又はシュラウド３４の部分
に差し向ける。第３図に示す形式では、衝突孔６Ｇを通
る衝突冷却用空気は、シュラウド３４の下流側部分にの
み差し向【Ｊられる。
即１５、従来の単独衝突形冷却装胃に較べたこの発明の
多重筒突形冷却装置の主な利点は、第１及び第２のじゃ
ま板５６．５８が、両者が一緒になって、第１の空所６
０にある要素又はシュラウド３４の部分に、そしてその
後、第２の空所６２内にある要素の部分に、逐次的に衝
突する様に冷却空気を差し向（〕る様に、装置されてい
ることである。つまり、第１のじゃま板５６を通る冷却
剤の流れは、シュラウド３／ｌの−１−流側部分のみに
衝突する様に集中しており、その後、冷７Ｊ１剤の流れ
はシュラウド３４の下流側部分のみに衝突する様に再び
集中している。これと化較して、従来の単独衝突形冷却
装置は、同等の冷却剤の流れを一度にシュラウド全体に
衝突する様に分散させる。この結果、この発明では、同
じ冷却剤の流れににす、従来の装置よりも冷却作用が一
層強くなり、ヌ（５１従来の装置と同等の冷却作用を行
うのに、この発明では冷却剤の流れが少なくて洛む。冷
却空気の所要量が少なりれば、それに対応して機関の効
率が高（なる。
この構造又はシュラウド集成体３Ｇは、空所６０又は６
２の内の少なくとも一方と構造の外部との間にあって、
冷却空気が構造から出て行く様にする手段となる流体連
通手段をも有り−る。この流体連通手段は、空所６０．
６２内の圧力を冷却剤の源の圧力よりも低く保ち、冷却
空気が引続いて空所に流れ込む様にする為に必要である
。第３図に見られる様に、流体連通手段は、シュラウド
３４を通抜（プる複数個の境膜冷Ｊ、０孔６８で構成す
ることが出来る。空所６０．６２からの冷却空気が境膜
冷７ＪＩ穴６８を通り、シュラウドの内面３８に沿って
冷却空気の膜を作る。第１の空所から境躾冷］、ｆＩ７
Ｌ６８を通って出て行く冷却空気は、この為、第２の空
所６２に流れ込む様にすることは出来ない。従って、境
膜冷却孔の数並びに寸法は、第２の空所６２内にあるシ
ュラウド３４の部分に衝突する様に第２の空所に流れ込
む適切量の冷ｆ（Ｉ空気が残る様に選ばれる。
以上説明した多重衝突形冷却装冒によって、要素又はシ
ュラウド３４の冷却作用が改善される為、シュラウドの
境膜冷却は全く必要としないことがある。もし必要とす
る場合、従来のシュラウドの形式Ｊ：りも、境膜冷却孔
６８の数は一層少なくて済む。この為、境膜冷却の空気
がガス流路２１を流れるガスと混合することによって生
ずる混合損失も減少し、タービンの効率が高くなる。
構造即ちシュラウド集成体３６内の第１及び第２の空所
６０．６２の相対的な位置は希望する様に定めることが
出来るが、それらが第３図に示す様になっていることが
好ましい。ガス流路２４を流れるガスの温度は、このガ
スから仕事が抽出ざれるにつれて、下流側に向って低下
する。この為、シュラウド３４の上流側部分は下流側部
分よりも一層高い温度にさらされる。従って、シュラウ
ド３４の上流部分が第１の空所６０の最初の衝突冷却用
空気を受取ることが好ましい。これは、第１の空所に入
る最初の冷却空気は、第２の空所６２に入るものよりも
温度が一層低くて最も一層多いからである。
第４図にはこの発明の別の実施例の構造が示されている
。この構造は、第３図に示すものと同様であり、同じ部
分には同じ参照数字を用いている。
第４図に示す実施例の構造又はシュラウド集成体７０が
要素又はシュラウド３４、リブ４６、上流側及び下流側
フランジ４８．５０及び夫々衝突冷却孔６７１．．６６
を持つ第１及び第２のじゃま板５６．５８を右η−る。
更にこの構造又はシュラウド集成体７０が、シュラウド
３４の内面３８に熱被覆７２を持っていて、シュラウド
上熱に対重る保護作用を改善する。例えば米国特許第１
１．０５５゜７０５号に記載されている熱障壁被覆の様
な任意の適当な熱被覆を用いることが出来る。この実施
例では、境膜冷却孔を設（Ｊないことが好ましく、この
為、混合損失が著しく減少し、それに対応してタービン
効率が高り４する。
構造又はシュラウド集成体７０が、下流側フランジ５０
に沿って相隔たっていてこのフランジを通抜【）る複数
個の分流孔７４を持ち、第２の空所６２とシュラウド集
成体７０の外部の間で流体を連通させて、冷ＩＪＩ空気
が構造から出て行Ｃプる様にする。希望によっては、シ
ュラウド集成体７０が、上流側フランジ４８に沿って相
隔たっていて、このフランジを通抜ける複数個の分流孔
７Ｇを持ち、同じ様に第１の空所６０とシュラウド集成
体の外部の間で流体を連通さけてもよい。第４図の実施
例では、分流孔７４．７６を用いる場合を示しであるが
、これは第３図に示した実施例でも、境膜冷Ｍ　７Ｌ　
６８の代りに又はそれにイ４け加えて、用いることが出
来る。
第５図にはこの発明の別の実施例の構造が示されている
。この構造は第３図に示すものと同様であり、同一の部
分には同じ参照数字を用いている。
構造又はシュラウド集成体７８が要索又【まシュラウド
３７１と、上流側及び下流側のフランジ４８゜５０を持
っている。然し、第５図に示−リー実施例は、リブが１
つではなく、フランジ４８．５０の間に配置された上流
側リブ８０及び下流側リブ８２を持っており、各々のリ
ブは要素又はシュラウド３４の外面／ＩＯから伸びてい
る。シュラウド３４トでの上流側及び下流側リブ８０，
８２の間隔は希望する通りに定めることが出来るが、シ
ュラウド上でのリブの位置は、上流側及び下流側フラン
ジ／１８．５０の間の距離の人体１／３の所に来る様に
して、要素又はシュラウド３４が略相等しい３つの部分
に分割される様にザることが好ましい。
構造又はシュラウド集成体７８が３つのじゃま板を持つ
。即ち、第１のじゃま板８４が上流側及び下流側フラン
ジ４８．５０の間を伸びていて、シュラウド３４並びに
上流側及び下流側リブ８０゜８２から隔たっており、第
２のじゃま板８６が上流側リブ８０及び下流側フランジ
５０の間を伸びていて、第１のじゃま板８４及びシュラ
ウド３４の間に隔たっており、第３のじゃま板８８が下
流側リブ８２及び下流側フランジ５０の間を伸びていて
、第２のじゃま板８６及びシュラウド３４の間に隔たっ
ている。
こうして構造又はシュラウド集成体７８内に３つの空所
が構成される。第１の空所９ｏは第１図のじゃま板８４
．上流側及び下流側フランジ４８゜５０　Ｎ要素又はシ
ュラウド３／Ｉの−に流側部分、上流側リブ８０及び第
２のじゃま板８６に、」；って構成される。第２の空所
９２が第２のじゃま板８６、」二流側リブ８０．下流側
フランジ５０、シュラウド３４の中心部分、下流側リブ
８２及び第３のじゃま板８８で構成される。第３の空所
９４が第３のじゃま板８８、下流側リブ８２、下流側フ
ランジ５０及びシュラウド３４の下流側部分によって構
成される。
第１．第２及び第３のじゃま板８４，８６．８８が通抜
けの衝突孔９６，９８，１００を夫々持っている。高圧
室２２の様な源からの冷却空気が、第１のじ１ｂま板８
４に設けられた衝突孔９６にＪ：す、第１の空所９０内
にあるシコラウド３／Ｉの部分に衝突づ−る様に差し向
（）られる。この冷却空気がこの１ν第２のじゃま板８
６に設＋−Ｊ−１うれＩこ衝突孔９８に」：す、第２の
空所９２内にあるシＴｌラウド３４の部分に衝突ηる様
に差し向【プられる。更にこの冷却空気が第３のじゃま
板８８にある衝突孔にＪ：す、第３の空所９／Ｉ内にあ
るシュラウド３／１の部分に衝突する様に差し向【」ら
れる。
この構造又はシュラウド集成体７Ｂも、冷却流体が（１
４造から出て行ける様にする為、少なくとも１つの空所
と構造の外部との間に流体連通手段を持っている。この
流体連通手段は第５図に示す境膜冷却孔６８で構成して
もよいし、或いは希望ににつては、第４図に示すのと同
様に、上流側及び下流側フランジ４８．５０を通抜ｔ−
Ｊる分流孔で構成１−ることが出来る。
十に述べたどの実施例でも、構成内の空所は、構造全体
にわたってＮ続していてもＪ：いし、或いは構造が部分
に分割される時、空所も部分に分割することが出来る。
この発明の構造が、円周方向に隣接した複数個のシュラ
ウド集成体の部分又はノズル・バンド集成体の部分で構
成された全体的に環状のシュラウド集成体又はノズル・
バンド集成体である場合、第３図に示した第１及び第２
の空所６０．６２の様な空所が、その円周方向の各々の
端に端壁１０２を持っていて、部分の間での冷却空気の
漏れを減少覆ることが好ましいことがある。
この発明が以上説明した特定の実施例に制約されるもの
ではなく、特許請求の範囲に記載するこの発明の範囲内
で、いろいろな変更が可能であることを承知されたい。
例えば、この発明の実施例の構造が２つ又は３つのじゃ
ま板及び空所を持つものとして説明したが、この構造は
１つ又は更に多くのじゃま板及び空所を持つ様に変形す
ることが出来る。
【図面の簡単な説明】
第１図はガスタービン機関の概略図で、上半分は機関の
部品を示す為に一部分破断しである１、第２図はこの発
明を用いたガスタービン機関のタービン部分の一部分の
断面図、第３図はこの発明の１実施例のシュラウド集成
体の断面図、第４図はこの発明の別の実施例のシュラウ
ド集成体の断面図、第５図はこの発明の更（こ別の実施
例のシュラウド集成体の断面図である。 主な符号の説明 ３４；シュラウド ５６．５８：じヤま板 ６４．６６：衝突孔 ６８：境膜冷）、Ｄ孔 特許出願人 ゼネラル・エレク１〜リック・ノＪンパニイ代理人　（
７６３０）　　生　沼　招　ニ第１頁の続き 四・発　明　者　ラグラム・ジアナキ・エマニアメリカ
合衆国オハイオ州つェ スト・チェスタ・クエンチイン ・コート９０７９番 ８−

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １）冷却しようとする要素と、該要素の各部分の中に複
    数個の空所を部分的に形成する複数個のじ１５ま板とを
    右し、各々のじゃま板は通抜けの衝突孔を持ち、じゃま
    板及び空所は、冷却流体の源からの冷却流体を、各々の
    空所内にある前記要素の一部分に逐次的に衝突させる様
    に配置されており、更に、少４Ｔ＜どｂｌつの前記空所
    及び当該構造の外部の間にある流体連通手段を右する多
    重衝突形冷１、口構造。 ２、特許請求の範囲１）に記載した多重画突形冷却構造
    に於て、第１の空所の一部分を構成する第１のじゃま板
    と、第２の空所の一部分を構成する第２のじゃま板とを
    有し、前記第２のじ１５ま板が前記第１のし―ま板の一
    部分及び前記要素の間に配置され、前記第１及び第２の
    じゃま板は、前記冷却流体を前記第１の空所内にある要
    素の一部分の上に衝突さけ、次いで前記第２の空所内に
    ある要素の一部分の上に衝突さ１！る様に差し向（Ｊる
    様に配置されている多重画突形冷却構造。 ３）特許請求の範囲２）に記載した多小衝突形冷却構造
    に於て、前記要素の一部分が該要素の残りの部分より一
    層高い温度にさらされ、前記一層高い温度にさらされる
    要素の前記部分が前記第１の空所内にある多重画突形冷
    却構造。 ４）ガス流路の境Ｗを４１？ｌ成刀る多重キ！ｉ突形冷
    ＩＩＩ構造に於て、夫々前記ガス流路の方を向く内面及
    び反３４側を向く外面を持つど」１に、上流１１１１１
    の縁及び下流側の縁を持っていて、前記外面から全体的
    に前記下流側の縁と平行に伸びる少なくとｂｌつのリブ
    を持つ要素と、前記リブの両側に配置されていて、前記
    上流側の縁及び下流側の縁の近くて、前記要素の外面か
    ら伸びる一ト流側フランジ及び下流側フランジと、第１
    のじや３１、板及び第２のじ１５ま板とを有し、該第１
    のじゃま板は前記下流側フランジ及び下流側フランジの
    間を伸び−Ｃいて６ｉ＋記要素、前記リブ及び前記第２
    のし）ｂま板から隔１、二つていて、それらと」上に第
    １の空所を構成し、前記第２のじゃま板は前記リブ及び
    前記下流側フランジの間を伸びていて、前記第１のじゃ
    ま板及び前記要素の間に隔たっていて、それらど」しに
    第２の空所を構成し、前記第１のじ１５Ｊ：板及び前記
    第２のじゃま板はいずれも通抜けの複数個の衝突孔を持
    っていて、冷却空気源からの冷ノＪ１空気を第１の空所
    内にある要素の一部分に、そしてその後前記第２の空所
    内にある前記要素の一部分に逐次的に衝突させる様に差
    し向け、更に、少なくとも１つの前記空所及び構造の外
    部の間に設けられた流体連通手段を右づる多重衝突形冷
    １＝１１４Ｍ　３ｆｆｉ。 ５）特許請求の範囲４）に記載した多徂衝突形冷却構造
    に於て、前記流体連通手［（２が前記下流側フランジを
    通抜（−１で前記第２の空所ど連通する複数個の分流孔
    で構成されている多ｆＴｉｌ！Ｉｉｉ突形冷却構）告。 ６）特許請求の範囲５〉に記載した多市衝突形冷却構造
    に於て、前記上流側フランジを通４１　Ｌ−Ｊて前記第
    １の空所と連通ずる複数個の分流孔をｎ１−る多重筒突
    形冷加構造。 ７）特許′［請求の範囲４）に記載した多重筒突形冷却
    構造に於て、前記流体連通手段が、前記東京を通抜（プ
    て前記第１及び第２の空所と連通Ｊる複数個の境膜冷却
    孔で構成されている多重衝突形冷ｙ；ｌ］構造。 ８）特許請求の範囲４）に記載した多重衝突形冷Ｆｎ構
    造に於て、構造が全体的に環状であり、前記要素が全体
    的に円筒形である多市衝突形冷却構造。 ９）特許請求の範囲８）に記載した多重衝突形冷ＩＪ構
    造に於て、該構造が円周方向に隣接する複数個の部分で
    構成されている多重衝突形冷７ＪＩ構造。 １０）特許請求の範囲９）に記載した多重筒突形冷却構
    造に於て、前記第１及び第２の空所の各々の端に端壁が
    設【Ｊられている多重筒突形冷却構造。 １１）特許請求の範囲４）に記載した多重筒突形冷却構
    造に於て、前記要素が上流側リブ及び下流側リブを持ち
    、前記第２のじゃま板が前記上流側リブ及び下流側フラ
    ンジの間を伸びていて、更に、前記下流側リブ及び下流
    側フランジの間を伸びていて、前記第２のじゃま板及び
    前記要素の間に相隔たっていて、それらと共に第３の空
    所を構成する第３のじゃま板を有し、該第３のじゃま板
    は複数個の通抜りの衝突孔を持っていて、前記第２の空
    所からの冷却空気を、第３の空所内にある要素の部分に
    衝突させる様に差し向りる多重筒突形冷却構造。 １２）ガス流路の半径方向外側の境Ｗを構成する多重衝
    突形冷１３］シュラウド集成体に於て、円周方向に隣接
    するの複数個のシュラウド集成体部分を有し、各々の部
    分が、上流側の縁及び下流側の縁を持つど共に、下流側
    の縁ど平行にシュラウドの中心近くから半径方向外向き
    に伸びるリブを持つ弓形シュラウドと、夫々前記」−流
    側及び下流側の縁の近くでシュラウドから全体的に半径
    方向外向ぎに伸びる上流側及び下流側フランジと、第１
    のじゃま板及び第２のじゃま板とで構成されており、第
    １のじゃま板は前記上流側及び下流側フランジの間を伸
    びていて、前記シュラウド、前記リブ及び前記第２のじ
    ゃま板の半径方向外側に隔たっていて、それらと共に第
    １の空所を構成し、前記第２のじゃま板は前記リブ及び
    下流側フランジの間を伸びていて前記第１のじヤＪ：板
    及び前記シュラウドの間に隔たっていて、それらと其に
    第２の空所を構成し、前記第１のじゃま板及び前記第２
    のじゃま板はいずれも通１ｕけの複数個の衝突孔を持っ
    ていて、源からの冷却空気を、前記第１の空所内にある
    シュラウドの部分に、そしてその後第２の空所内にある
    シュラウドの部分に逐次的に衝突する様に差し向（Ｊる
    様になっており、更に、少なくとも前記第２の空所及び
    シュラウド集成体の外部の間に設けられた流体連通手段
    を有する多重画突形冷却シュラウド集成体。 １３）特許請求の範囲１２）に記載した多重画突形冷却
    シュラウド集成体に於て、前記シュラウドの半径方向内
    面に熱被覆を設りだ多重筒突形冷却シコラウド集成体。
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Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS61135904A (ja) * 1984-12-05 1986-06-23 ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン ステ−タ組立体の冷却方法及びステ−タ組立体
WO2007099895A1 (ja) * 2006-03-02 2007-09-07 Ihi Corporation インピンジメント冷却構造
JP2008138663A (ja) * 2006-11-30 2008-06-19 General Electric Co <Ge> 一体型タービンシュラウドアセンブリを冷却するためのシステム
JP2008138662A (ja) * 2006-11-30 2008-06-19 General Electric Co <Ge> 一体化タービンノズル及びシュラウド組立体並びにこれらの組合せの冷却を回復するシステム
JP2013083250A (ja) * 2011-09-29 2013-05-09 Hitachi Ltd ガスタービン
JP2020073790A (ja) * 2018-07-19 2020-05-14 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 複数の冷却通路を含むタービンシュラウド
JP2020084981A (ja) * 2018-11-30 2020-06-04 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 複数のノズルおよびベンチュリを含む高温ガス経路構成要素
JP2020097926A (ja) * 2018-10-30 2020-06-25 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンエンジンのシュラウド冷却のためのシステムおよび方法

Families Citing this family (78)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2570763B1 (fr) * 1984-09-27 1986-11-28 Snecma Dispositif de controle automatique du jeu d'un joint a labyrinthe de turbomachine
CA1263243A (en) * 1985-05-14 1989-11-28 Lewis Berkley Davis, Jr. Impingement cooled transition duct
DE3546839C2 (de) * 1985-11-19 1995-05-04 Mtu Muenchen Gmbh Gasturbinenstrahltriebwerk in Mehrwellen-Zweistrombauweise
US4752184A (en) * 1986-05-12 1988-06-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Self-locking outer air seal with full backside cooling
JPS6345402A (ja) * 1986-08-11 1988-02-26 Nagasu Hideo 流体機械
US4916906A (en) * 1988-03-25 1990-04-17 General Electric Company Breach-cooled structure
EP0475658A1 (en) * 1990-09-06 1992-03-18 General Electric Company Turbine blade airfoil with serial impingement cooling through internal cavity-forming ribs
US5098257A (en) * 1990-09-10 1992-03-24 Westinghouse Electric Corp. Apparatus and method for minimizing differential thermal expansion of gas turbine vane structures
US5169287A (en) * 1991-05-20 1992-12-08 General Electric Company Shroud cooling assembly for gas turbine engine
US5165847A (en) * 1991-05-20 1992-11-24 General Electric Company Tapered enlargement metering inlet channel for a shroud cooling assembly of gas turbine engines
DE4244301C2 (de) * 1992-12-28 2001-09-13 Abb Research Ltd Vorrichtung zur Prallkühlung
US5363654A (en) * 1993-05-10 1994-11-15 General Electric Company Recuperative impingement cooling of jet engine components
DE4328294A1 (de) * 1993-08-23 1995-03-02 Abb Management Ag Verfahren zur Kühlung eines Bauteils sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
US5464322A (en) * 1994-08-23 1995-11-07 General Electric Company Cooling circuit for turbine stator vane trailing edge
EP0791127B1 (en) * 1994-11-10 2000-03-08 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine vane with a cooled inner shroud
DE19510730A1 (de) * 1995-03-24 1996-09-26 Abb Management Ag Verfahren und Vorrichtung zur Luftkühlung von Hubkolben-Verbrennungskraftmaschinen
DE19733148C1 (de) * 1997-07-31 1998-11-12 Siemens Ag Kühlluftverteilung in einer Turbinenstufe einer Gasturbine
US5993150A (en) * 1998-01-16 1999-11-30 General Electric Company Dual cooled shroud
US6146091A (en) * 1998-03-03 2000-11-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine cooling structure
US6155778A (en) * 1998-12-30 2000-12-05 General Electric Company Recessed turbine shroud
US6224329B1 (en) * 1999-01-07 2001-05-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Method of cooling a combustion turbine
DE19919654A1 (de) * 1999-04-29 2000-11-02 Abb Alstom Power Ch Ag Hitzeschild für eine Gasturbine
DE10019437A1 (de) * 2000-04-19 2001-12-20 Rolls Royce Deutschland Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen der Gehäuse von Turbinen von Strahltriebwerken
US6340285B1 (en) 2000-06-08 2002-01-22 General Electric Company End rail cooling for combined high and low pressure turbine shroud
US6354795B1 (en) 2000-07-27 2002-03-12 General Electric Company Shroud cooling segment and assembly
US6530744B2 (en) 2001-05-29 2003-03-11 General Electric Company Integral nozzle and shroud
GB0117110D0 (en) * 2001-07-13 2001-09-05 Siemens Ag Coolable segment for a turbomachinery and combustion turbine
GB2378730B (en) 2001-08-18 2005-03-16 Rolls Royce Plc Cooled segments surrounding turbine blades
US6779597B2 (en) 2002-01-16 2004-08-24 General Electric Company Multiple impingement cooled structure
US6758651B2 (en) * 2002-10-16 2004-07-06 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine
US6899518B2 (en) 2002-12-23 2005-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segment apparatus for reusing cooling air
US7270175B2 (en) * 2004-01-09 2007-09-18 United Technologies Corporation Extended impingement cooling device and method
US7063503B2 (en) * 2004-04-15 2006-06-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud cooling system
DE102004029696A1 (de) * 2004-06-15 2006-01-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Plattformkühlanordnung für den Leitschaufelkranz einer Gasturbine
US20070048122A1 (en) * 2005-08-30 2007-03-01 United Technologies Corporation Debris-filtering technique for gas turbine engine component air cooling system
US7621719B2 (en) * 2005-09-30 2009-11-24 United Technologies Corporation Multiple cooling schemes for turbine blade outer air seal
US8123466B2 (en) * 2007-03-01 2012-02-28 United Technologies Corporation Blade outer air seal
US8439629B2 (en) * 2007-03-01 2013-05-14 United Technologies Corporation Blade outer air seal
US7704039B1 (en) 2007-03-21 2010-04-27 Florida Turbine Technologies, Inc. BOAS with multiple trenched film cooling slots
EP2116770B1 (en) 2008-05-07 2013-12-04 Siemens Aktiengesellschaft Combustor dynamic attenuation and cooling arrangement
US8033119B2 (en) * 2008-09-25 2011-10-11 Siemens Energy, Inc. Gas turbine transition duct
US8677763B2 (en) * 2009-03-10 2014-03-25 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engine temperature management
GB0904118D0 (en) 2009-03-11 2009-04-22 Rolls Royce Plc An impingement cooling arrangement for a gas turbine engine
US9145779B2 (en) * 2009-03-12 2015-09-29 United Technologies Corporation Cooling arrangement for a turbine engine component
US8015817B2 (en) * 2009-06-10 2011-09-13 Siemens Energy, Inc. Cooling structure for gas turbine transition duct
DE102009054006A1 (de) * 2009-11-19 2011-05-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung zur Abstandsverstellung zwischen einem Turbinenrad und einem Turbinengehäuse einer Gasturbine
JP5791232B2 (ja) * 2010-02-24 2015-10-07 三菱重工航空エンジン株式会社 航空用ガスタービン
US8550778B2 (en) * 2010-04-20 2013-10-08 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Cooling system of ring segment and gas turbine
GB201012783D0 (en) 2010-07-30 2010-09-15 Rolls Royce Plc Turbine stage shroud segment
US8727704B2 (en) * 2010-09-07 2014-05-20 Siemens Energy, Inc. Ring segment with serpentine cooling passages
US8876458B2 (en) * 2011-01-25 2014-11-04 United Technologies Corporation Blade outer air seal assembly and support
GB201103176D0 (en) * 2011-02-24 2011-04-06 Rolls Royce Plc Endwall component for a turbine stage of a gas turbine engine
US8826668B2 (en) 2011-08-02 2014-09-09 Siemens Energy, Inc. Two stage serial impingement cooling for isogrid structures
US9080458B2 (en) * 2011-08-23 2015-07-14 United Technologies Corporation Blade outer air seal with multi impingement plate assembly
US20140130504A1 (en) * 2012-11-12 2014-05-15 General Electric Company System for cooling a hot gas component for a combustor of a gas turbine
US9657642B2 (en) 2014-03-27 2017-05-23 Honeywell International Inc. Turbine sections of gas turbine engines with dual use of cooling air
US10690055B2 (en) * 2014-05-29 2020-06-23 General Electric Company Engine components with impingement cooling features
US9689276B2 (en) * 2014-07-18 2017-06-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Annular ring assembly for shroud cooling
JP5717904B1 (ja) * 2014-08-04 2015-05-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 静翼、ガスタービン、分割環、静翼の改造方法、および、分割環の改造方法
US10502092B2 (en) * 2014-11-20 2019-12-10 United Technologies Corporation Internally cooled turbine platform
US10329934B2 (en) 2014-12-15 2019-06-25 United Technologies Corporation Reversible flow blade outer air seal
US10221715B2 (en) * 2015-03-03 2019-03-05 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with axially separated pressure compartments
GB201508551D0 (en) * 2015-05-19 2015-07-01 Rolls Royce Plc A heat exchanger for a gas turbine engine
US10184352B2 (en) * 2015-06-29 2019-01-22 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud segment with integrated cooling air distribution system
US20170198602A1 (en) * 2016-01-11 2017-07-13 General Electric Company Gas turbine engine with a cooled nozzle segment
GB201612646D0 (en) * 2016-07-21 2016-09-07 Rolls Royce Plc An air cooled component for a gas turbine engine
US10495103B2 (en) * 2016-12-08 2019-12-03 United Technologies Corporation Fan blade having a tip assembly
JP6925862B2 (ja) 2017-05-16 2021-08-25 三菱パワー株式会社 ガスタービン、及び翼環部の製造方法
US10677084B2 (en) 2017-06-16 2020-06-09 Honeywell International Inc. Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having inter-segment seal arrangement
US10900378B2 (en) 2017-06-16 2021-01-26 Honeywell International Inc. Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having internal cooling passages
US10502093B2 (en) * 2017-12-13 2019-12-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud cooling
US20190218925A1 (en) * 2018-01-18 2019-07-18 General Electric Company Turbine engine shroud
US10753220B2 (en) * 2018-06-27 2020-08-25 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component
DE102018210598A1 (de) * 2018-06-28 2020-01-02 MTU Aero Engines AG Gehäusestruktur für eine Strömungsmaschine, Strömungsmaschine und Verfahren zum Kühlen eines Gehäuseabschnitts einer Gehäusestruktur einer Strömungsmaschine
GB201907545D0 (en) * 2019-05-29 2019-07-10 Siemens Ag Heatshield for a gas turbine engine
EP4001593B1 (en) * 2020-11-13 2023-12-20 Doosan Enerbility Co., Ltd. A gas turbine vane comprising an impingement cooled inner shroud
RU209660U1 (ru) * 2021-12-03 2022-03-17 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Устройство для охлаждения секторов надроторного уплотнения турбины
US11982206B2 (en) * 2022-03-11 2024-05-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Cooling method and structure of vane of gas turbine

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3728039A (en) * 1966-11-02 1973-04-17 Gen Electric Fluid cooled porous stator structure
US3475107A (en) * 1966-12-01 1969-10-28 Gen Electric Cooled turbine nozzle for high temperature turbine
US3509867A (en) * 1967-12-29 1970-05-05 Thermo Electron Corp Radiant and convective heater
GB1380003A (en) * 1971-07-23 1975-01-08 Thermo Electron Corp Jet impingement heat exchanger
US3825364A (en) * 1972-06-09 1974-07-23 Gen Electric Porous abradable turbine shroud
US3844343A (en) * 1973-02-02 1974-10-29 Gen Electric Impingement-convective cooling system
GB1587401A (en) * 1973-11-15 1981-04-01 Rolls Royce Hollow cooled vane for a gas turbine engine
US4023731A (en) * 1974-12-19 1977-05-17 General Electric Company Thermal actuated valve for clearance control
CH584833A5 (ja) * 1975-05-16 1977-02-15 Bbc Brown Boveri & Cie
US4013376A (en) * 1975-06-02 1977-03-22 United Technologies Corporation Coolable blade tip shroud
US4177004A (en) * 1977-10-31 1979-12-04 General Electric Company Combined turbine shroud and vane support structure
US4157232A (en) * 1977-10-31 1979-06-05 General Electric Company Turbine shroud support
US4187054A (en) * 1978-04-20 1980-02-05 General Electric Company Turbine band cooling system
FR2438165A1 (fr) * 1978-10-06 1980-04-30 Snecma Dispositif de regulation de temperature pour turbines a gaz
US4297077A (en) * 1979-07-09 1981-10-27 Westinghouse Electric Corp. Cooled turbine vane

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS61135904A (ja) * 1984-12-05 1986-06-23 ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン ステ−タ組立体の冷却方法及びステ−タ組立体
WO2007099895A1 (ja) * 2006-03-02 2007-09-07 Ihi Corporation インピンジメント冷却構造
JP4845957B2 (ja) * 2006-03-02 2011-12-28 株式会社Ｉｈｉ インピンジメント冷却構造
US8137056B2 (en) 2006-03-02 2012-03-20 Ihi Corporation Impingement cooled structure
JP2008138663A (ja) * 2006-11-30 2008-06-19 General Electric Co <Ge> 一体型タービンシュラウドアセンブリを冷却するためのシステム
JP2008138662A (ja) * 2006-11-30 2008-06-19 General Electric Co <Ge> 一体化タービンノズル及びシュラウド組立体並びにこれらの組合せの冷却を回復するシステム
JP2013083250A (ja) * 2011-09-29 2013-05-09 Hitachi Ltd ガスタービン
JP2020073790A (ja) * 2018-07-19 2020-05-14 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 複数の冷却通路を含むタービンシュラウド
JP2020097926A (ja) * 2018-10-30 2020-06-25 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンエンジンのシュラウド冷却のためのシステムおよび方法
JP2020084981A (ja) * 2018-11-30 2020-06-04 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 複数のノズルおよびベンチュリを含む高温ガス経路構成要素

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Publication number Publication date
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