KR19980033014A - 가스 터빈 고정자 베인을 냉각하는 방법 및 고정자 베인 - Google Patents

가스 터빈 고정자 베인을 냉각하는 방법 및 고정자 베인 Download PDF

Info

Publication number
KR19980033014A
KR19980033014A KR1019970053951A KR19970053951A KR19980033014A KR 19980033014 A KR19980033014 A KR 19980033014A KR 1019970053951 A KR1019970053951 A KR 1019970053951A KR 19970053951 A KR19970053951 A KR 19970053951A KR 19980033014 A KR19980033014 A KR 19980033014A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
pressure chamber
high pressure
cross
chamber
stator vanes
Prior art date
Application number
KR1019970053951A
Other languages
English (en)
Other versions
KR100658013B1 (ko
Inventor
클리빈저더글라스에이취
메이티야스매리컬리
Original Assignee
헤이즈크리스토퍼티
유나이티드테크놀로지스코포레이션
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 헤이즈크리스토퍼티, 유나이티드테크놀로지스코포레이션 filed Critical 헤이즈크리스토퍼티
Publication of KR19980033014A publication Critical patent/KR19980033014A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR100658013B1 publication Critical patent/KR100658013B1/ko

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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

본 발명의 고정자 베인 냉각 방법은, (a) 중공형 에어포일과, 에어포일의 선단에 인접해서 중공형 에어포일내에 배치된 고압 챔버 및 표준 압력 챔버와, 고압 챔버 및 표준 압력 챔버의 후미와 후단의 전방에서 중공형 에어포일내에 배치된 공급 챔버를 갖는 고정자 베인으로, 이 고정자 베인은 제 1 유입 구멍 및 제 2 유입 구멍과, 제 1 유출 구멍 및 제 2 유출 구멍을 더 구비하고, 제 1 유입 구멍은 고압 챔버와 공급 챔버 사이에서 연장하고, 제 2 유입 구멍은 표준 압력 챔버와 공급 챔버 사이에서 연장하며, 제 1 유출 구멍은 고압 챔버와 에어포일의 외부 사이에서 연장하고, 제 2 유출 구멍은 표준 압력 챔버와 에어포일의 외부 사이에서 연장하는, 상기 고정자 베인을 제공하는 단계와, (b) 고정자 베인을 향하는 가스 유동 압력 구배의 크기와, 고정자 베인에 대한 가스 유동 압력 구배의 위치를 결정하는 단계와, (c) 공급 챔버내의 소정 압력에 대해서 고압 챔버내의 압력이 표준 압력 챔버내의 압력보다 크도록 유입 구멍 또는 양쪽 유입 및 유출 구멍을 조절하는 단계와, (d) 고압 챔버를 선단을 따라 에어포일상에 작용하는 외부 고압 영역에 대향하게 위치시키는 단계를 포함한다.

Description

가스 터빈 고정자 베인을 냉각하는 방법 및 고정자 베인
본 발명은 대체로 가스 터빈 엔진 고정자 베인에 관한 것으로, 특히 고정자 베인을 냉각하기 위한 방법에 관한 것이다.
고정자 베인 조립체는 가스 터빈 엔진과 함께 로터 조립체에 유입 또는 유출되는 유체를 지향시키도록 사용된다. 통상적으로 각 고정자 베인 조립체는 내부 플랫폼과 외부 플랫폼 사이에 방사상방향으로 연장하는 복수의 고정자 베인을 구비한다. 통상적으로 고정자 베인을 통과하는 코어 가스 유동의 온도는 고정자 베인내의 냉각을 요구한다. 냉각 기구, 특히 필름 냉각은 매우 다양한 베인 재료를 허용하고 베인의 수명을 증가시킨다.
통상적으로 코어 가스보다 낮은 온도 및 높은 압력에서 냉각 공기는 그것이 베인의 내부 공동내로 삽입되어 열 에너지를 흡수한다. 계속해서 냉각 공기는 베인 벽내의 구멍들을 거쳐 베인에서 유출되어, 열 에너지를 베인으로부터 멀리 전달한다. 필름 냉각이 사용되는 경우에, 특히 필름 냉각이 개시되는 선단부를 따라서, 베인 벽을 가로지른 압력 차이와 베인을 나가는 냉각 공기의 유량은 중요하게 된다. 통상적으로, (필름 냉각을 이용하는 베인의)내부 베인 구조체는 선단을 따라 임의의 지점에서 허용가능한 최소의 압력 차이(내부 대 외부 압력)를 먼저 설정하고, 이어서 최소의 허용가능한 압력 차이가 전체 선단을 따라 나타나도록 전체 선단을 따라 내부 베인 구조체를 조절하는 것에 의해 형성되어 왔다. 이러한 접근책에 따른 문제는 베인의 선단을 따르는 코어 가스 유동 압력 구배가 선단을 따르는 압력 구배의 나머지보다 상당히 높은 압력에서 하나 또는 그 이상의 작은 영역(즉, 스파이크)을 가질 수도 있다는 것이다. 특히 이것은 로터 조립체의 후미에 배치되는 그 고정자 베인에 대해 사실로 나타난다. 로터 블레이드와 고정자 베인간의 상대적 이동이 코어 가스 유동 형상에 상당한 영향을 미칠 수 있다. 이 스파이크를 조정하기 위해 최소의 허용가능한 압력을 증가시키면 과도한 양의 냉각 공기가 소모된다. 당업자라면 냉각 목적을 위해 요구되는 공기의 양을 최소화하는 것이 명백한 이점이 된다는 것을 이해할 수 있을 것이다.
따라서 고정자 베인의 선단에 인접한 코어 가스 유동내의 고압 스파이크를 조절하는 방법이 필요하다.
따라서, 본 발명의 목적은 고정자 베인의 선단 외부의 코어 가스 유동내의 고압 스파이크를 조절할 수 있는, 고정자 베인을 냉각하는 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 베인의 사용 수명을 연장하는 고정자 베인 냉각 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은 베인의 외부 주변의 필름 냉각을 개선하는 고정자 베인 냉각 방법을 제공하는 것이다.
본 발명에 따른 고정자 베인 냉각 방법은: (a) 중공형 에어포일과, 이 에어포일의 내부에서 그의 선단부에 인접하게 배치되는 고압 챔버 및 표준 압력 챔버와, 이 고압 챔버 및 표준 압력 챔버의 후미와 후단부의 전방에서 중공형 에어포일내에 배치된 공급 챔버를 갖는 고정자 베인으로, 이 고정자 베인은 제 1 유입 구멍 및 제 2 유입 구멍과 제 1 유출 구멍 및 제 2 유출 구멍을 더 구비하고, 제 1 유입 구멍은 고압 챔버와 공급 챔버 사이에서 연장하고, 제 2 유입 구멍은 표준 압력 챔버와 공급 챔버 사이에서 연장하며, 제 1 유출 구멍은 고압 챔버와 에어포일의 외부 사이에서 연장하고, 제 2 유출 구멍은 표준 압력 챔버와 에어포일의 외부 사이에서 연장하도록 된 상기 고정자 베인을 제공하는 단계와,
(b) 고정자 베인을 향한 가스 유동 압력 구배의 크기와 고정자 베인에 대한 가스 유동 압력 구배의 위치를 결정하는 단계와,
(c) 공급 챔버내의 소정 압력에 대해서 고압 챔버내의 압력이 표준 압력 챔버내의 압력보다 크도록 유입 구멍 또는 유입 구멍 및 유출 구멍 양자를 조절하는 단계와,
(d) 고압 챔버를 에어포일상에 작용하는 외부 고압 영역에 대향하도록 선단을 따라 위치시키는 단계를 포함한다.
본 발명의 이점은 베인의 선단에 인접하는 코어 가스 유동내의 고압 스파이크를 조절할 수 있는 방법을 제공하는데 있다.
본 발명의 다른 이점은 냉각 공기의 사용을 최소화할 수 있는 방법을 제공하는데 있다. 본 발명은 선단을 고정자 베인을 향하는 구배에 적합하게 한다. 결과적으로, 보다 고압의 냉각 공기는 가열된 가스의 외부 고압 영역에 대향되게 선단을 따라 제공된다.
본 발명의 다른 이점에 따르면, 고정자 베인의 사용 수명을 증가시킬 수 있다. 본 발명은 외부의 가열 가스 고압 영역에 대향하게 선단을 따라 고압 내부 압력을 제공한다. 결과적으로, 가열된 가스의 바람직하지 않은 유입 및 그에 따른 손상이 방지되므로 베인의 사용 수명을 증가시킨다.
본 발명의 다른 이점에 따르면, 선단을 가로지르는 압력 차이를 보다 세밀하게 제어하여, 베인 외부 주변의 필름 냉각을 최적화할 수 있는 방법을 제공한다.
본 발명의 전술한 특징 및 다른 특징은 첨부 도면에 도시되는 바와 같이 본 발명의 최적의 실시예의 상세한 설명을 통하여 보다 명확하게 될 것이다.
도 1은 베인의 선단을 향하는 압력 구배와 함께 고정자 베인을 개략적으로 도시한 단면도로서, 이 압력 구배는 베인의 외부 플랫폼에 인접한 단일 스파이크를 포함하는 도면,
도 2는 베인의 선단을 향하는 압력 구배와 함께 고정자 베인을 개략적으로 도시한 단면도로서, 이 압력 구배는 베인의 방사상의 중앙지점에 인접한 단일 스파이크를 포함하는 것을 도시하는 도면,
도 3은 베인의 선단을 향하는 압력 구배와 함께 고정자 베인을 개략적으로 도시한 단면도로서, 이 압력 구배는 한 쌍의 스파이크들을 포함하는 것을 도시하는 도면.
도면의 주요부분에 대한 부호의 설명
10 : 고정자 베인 16 : 에어포일
18 : 선단 20 : 후단
22 : 고압 챔버 24 : 표준 압력 챔버
26 : 공급 챔버 42 : 압력 구배
도 1 내지 도 3을 참조하면, 터빈 고정자 베인(10)은 외부 플랫폼(12)과 내부 플랫폼(14)과 그들 사이에 연장하는 에어포일(16)을 구비한다. 중공형 에어포일(16)은 전방 또는 선단(18) 및 후미 또는 후단(20)을 구비한다. 이 중공형 에어포일(16)은 고압 챔버(22)와 표준 압력 챔버(24)와 공급 챔버(26)을 구비한다. 고압 챔버(22) 및 표준 압력 챔버(24)는 선단(18)에 인접하게 중공형 에어포일(16)내에 배치된다. 이 공급 챔버(26)는 고압 챔버(22) 및 표준 압력 챔버(24)의 후미와 후단(20)의 전방에 배치되어 있다. 도 1 내지 도 3에 도시된 실시예는 공급 챔버(26)와 후단(20) 사이에 배치되는 완곡형 챔버(28)를 더 포함한다. 제 1 통로(30)는 공급 챔버(26)로부터 외부 플랫폼(12)을 통과하여 이 외부 플랫폼(12)의 바깥으로 연장한다. 마찬가지로, 제 2 통로(32)도 완곡형 챔버(28)로부터 외부 플랫폼(12)을 통과하여 이 외부 플랫폼(12)의 바깥으로 연장한다.
복수의 제 1 유입 구멍(34)은 공급 챔버(26)와 고압 챔버(22) 사이에 연장되고, 복수의 제 1 유출 구멍(36)은 고압 챔버(22)와 에어포일의 외부 사이에 연장된다. 마찬가지로, 복수의 제 2 유입 구멍(38)은 공급 챔버(26)와 표준 압력 챔버(24) 사이에 연장되고, 복수의 제 2 유출 구멍(40)은 표준 압력 챔버(24)와 에어포일(16)의 외부 사이에 연장된다.
가스 터빈 엔진의 작동에 있어서, 뜨거운 코어 가스 유동은 고정자 베인(10)의 에어포일(16)상에서 비대칭적인 방식으로 동작한다. 특히 이것은 로터 조립체(도시하지 않음)의 후미에 배치되는 고정자 베인(10)에 대해 적용된다. 이러한 비대칭적인 코어 가스 유동은 선단을 따른 코어 가스 유동내의 압력을 나타내는 압력 구배(42)로서 그래프로 도시될 수도 있다. 도 1은 베인(10)의 외부 플랫폼(12)에 인접하게 위치되는 단일 스파이크(44)(즉, 고압 영역)를 포함하는 압력 구배(42)의 예를 도시한 것이다. 도 2는 베인(10)의 방사상방향의 중앙 지점에 인접하게 위치되는 단일 스파이크(44)를 갖는 압력 구배(42)의 예를 도시한 것이다. 도 3은 한 쌍의 스파이크(44)를 구비하는 압력 구배(42)의 예를 도시한 것이다. 당업자라면 고정자 베인(10)이 고정자 베인(10)의 상류 유동 상태에 따라서, 무한수의 상이한 압력 구배에 노출될 수도 있다는 것을 알 수 있을 것이다. 냉각 공기(46)는, 코어 가스 유동보다 낮은 온도와 높은 압력에서, 외부 플랫폼(12)내의 통로(30, 32)를 통하여 고정자 베인(10)내로 향하게 된다.
고정자 베인(10)에 대향하는 압력 구배(42)는 베인(10)에 대한 크기 및 위치를 위해 평가된다. 일단 압력 구배(42)의 크기가 알려지면, 고압 챔버(22)의 제 1 유입 구멍(34) 및 제 1 유출 구멍(36)은 소정 공급 챔버(26)의 압력(PSUP)에 대해 고압 챔버(22)에 인접한 베인 외부의 코어 가스 압력(PCORE SPIKE)을 초과하는 압력(PH)을 고압 챔버(22)내에 제공하도록 조절된다. 마찬가지로, 표준 압력 챔버(24)의 제 2 유입 구멍(38) 및 제 2 유출 구멍(40)은 소정 공급 챔버(26) 압력(PSUP)에 대해 표준 압력 챔버에 인접한 베인 외부의 코어 가스 압력(PCORE AVG)을 초과할 압력(PST)을 표준 압력 챔버(24)내에 제공하도록 조절된다. 상호 용어에 있어서, 공급 챔버(26)내의 압력은 고압 챔버(22)내의 압력보다 크며, 고압 챔버내의 압력은 표준 압력 챔버(24)내의 압력보다 크다(PSUP〉PH〉PST).
최상의 경우에 있어서, 고압 챔버(22)와 표준 압력 챔버(24) 사이의 압력 차이는 제 2 유입 구멍(38)의 직경을 초과하는 제 1 유입 구멍(34)의 직경을 갖는 것에 의해 형성될 수 있다. 즉, 공급 챔버(26)와 표준 압력 챔버(24) 사이에 존재하는 것보다 더 작은 공급 챔버(26)와 고압 챔버(22) 사이의 압력 강하로 형성될 수 있다. 다른 경우에 있어서, 제조시 구멍의 직경 제한을 강제하는 곳에서, 제 1 유입 구멍(34) 및 제 2 유입 구멍(38)의 수는 직경의 다양함을 대신하거나 또는 더하여 유사한 효과를 위해 조절될 수 있다. 또한 제 1 유출 구멍(36) 및 제 2 유출 구멍(40)은 같은 방식으로 조절되어 고압 챔버(22) 및 표준 압력 챔버(24)내의 압력에 영향을 미칠 수 있다. 사실, 본 발명의 바람직한 실시예에 있어서 제 1 유출 구멍(36)을 나가는 유량은 각 구멍 기초상의 제 2 유출 구멍(40)을 나가는 유량과 같다. 선단(18)을 교차하는 유량 일치는 제 2 유출 구멍(40)의 직경보다 작은 제 1 유출 구멍(36)의 직경을 제조하는 것에 의해 성취된다.
이전에 고정자 베인(10)에 대해 압력 구배(42)의 위치는 공지되고, 고압 챔버(22)는 압력 스파이크(44)에 대향하는 고정자 베인(10)의 선단(18)내에 위치된다. 도 1에 있어서, 예를 들면, 고정자 베인(10)은 외부 플랫폼(12)에 인접하는 압력 스파이크(44)에 대향하여 위치되는 단일 고압 챔버(22)를 구비한다. 도 2는 베인(10)의 방사상방향 중앙지점에 인접하는 압력 구배(44)에 대향하여 위치되는 고압 챔버(22)를 도시한 것이다. 도 2은 각 압력 스파이크(44)에 대향하여 위치되는 고압 챔버(22)를 도시한 것이다. 3 개의 모든 예에 있어서, 하나 또는 다수의 표준 압력 챔버(24)는 선단(18)의 나머지를 따라 연장한다.
본 발명은 상세한 실시예에 대해 도시하고 설명하였지만, 당업자라면 본 발명의 정신 및 관점내에서 본 발명의 형상 및 세부사항이 다양하게 변화될 수도 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다.
본 발명의 고정자 베인 냉각 방법은 고정자 베인의 선단 외부의 코어 가스 유동내의 고압 스파이크를 조절하고, 베인의 사용 수명을 연장하며, 베인의 외부 주변의 필름 냉각을 개선시킨다.

Claims (15)

  1. 고정자 베인을 냉각하는 방법에 있어서,
    (a) 선단 및 후단을 갖는 중공형 에어포일과,
    상기 선단에 인접해서 상기 중공형 에어포일내에 배치된 고압 챔버와,
    상기 선단에 인접해서 상기 중공형 에어포일내에 배치되는 표준 압력 챔버와,
    상기 고압 챔버 및 상기 표준 압력 챔버의 후미와 상기 후단의 전방에서 상기 중공형 에어포일내에 배치되는 공급 챔버와,
    상기 고압 챔버와 상기 공급 챔버 사이에서 연장하고 제 1 단면 영역을 갖는 복수의 제 1 유입 구멍과,
    상기 표준 압력 챔버와 상기 공급 챔버 사이에서 연장하고 제 2 단면 영역을 갖는 복수의 제 2 유입 구멍과,
    상기 고압 챔버로부터 상기 에어포일의 외부로 연장하고, 각기 3 개의 단면 영역을 갖는 복수의 제 1 유출 구멍과,
    상기 표준 압력 챔버로부터 상기 에어포일의 외부로 연장하고, 각기 4 개의 단면 영역을 갖는 복수의 제 2 유출 구멍을 갖는, 고정자 베인을 제공하는 단계와,
    (b) 상기 고정자 베인을 향하는 가스 유동 압력 구배와, 상기 고정자 베인에 대한 상기 구배의 크기 및 위치를 결정하는 단계와,
    (c) 상기 공급 챔버내의 소정 압력(PSUP)에 대해서 상기 고압 챔버내의 압력(PH)이 상기 표준 압력 챔버내의 압력(PST)보다 크도록 상기 제 1 유입 구멍 및 제 1 유출 구멍과 상기 제 2 유입 구멍 및 제 2 유출 구멍을 조절하는 단계와,
    (d) 상기 고압 챔버를 상기 선단을 따라 상기 가스 유동 압력 구배에서 압력 스파이크에 대향되게 위치시키는 단계를 포함하는 고정자 베인을 냉각하는 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 고정자 베인은 한 쌍의 표준 압력 챔버를 포함하고, 상기 고압 챔버는 상기 한 쌍의 표준 압력 챔버 사이에 위치되는 고정자 베인을 냉각하는 방법.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 고정자 베인은 복수의 고압 챔버를 구비하는 고정자 베인을 냉각하는 방법.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 고정자 베인은 복수의 표준 압력 챔버를 구비하고, 상기 복수의 표준 압력 챔버중 적어도 하나는 상기 고압 챔버 사이에 위치되는 고정자 베인을 냉각하는 방법.
  5. 제 3 항에 있어서,
    상기 제 1 유입 구멍의 단면 영역은 상기 제 2 유입 구멍의 단면 영역보다 큰 고정자 베인을 냉각하는 방법.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 공급 챔버내의 소정 압력에 대해 각각의 상기 제 1 유출 구멍에서 유출하는 가스 유량은 각각의 상기 제 2 유출 구멍에서 유출하는 가스 유량과 실질적으로 동일한 고정자 베인을 냉각하는 방법.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 제 1 유출 구멍의 단면 영역은 상기 제 2 유입 구멍의 단면 영역보다 작은 고정자 베인을 냉각하는 방법.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 유입 구멍의 단면 영역은 상기 제 2 유입 구멍의 단면 영역보다 큰 고정자 베인을 냉각하는 방법.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 공급 챔버내의 소정 압력에 대해 각각의 상기 제 1 유출 구멍에서 유출하는 가스 유량은 상기 제 2 유출 구멍에서 유출하는 가스 유량과 실질적으로 같은 고정자 베인을 냉각하는 방법.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 제 1 유출 구멍의 단면 영역은 상기 제 2 유입 구멍의 단면 영역보다 작은 고정자 베인을 냉각하는 방법.
  11. 고정자 베인에 있어서,
    선단 및 후단을 갖는 중공형 에어포일과,
    상기 선단에 인접하게 상기 중공형 에어포일내에 배치되는 고압 챔버와,
    상기 선단에 인접하게 상기 중공형 에어포일내에 배치되는 표준 압력 챔버와,
    상기 중공형 에어포일내에서 상기 고압 챔버 및 상기 표준 압력 챔버의 후미와, 상기 후단의 전방에 배치되는 공급 챔버와,
    상기 고압 챔버와 상기 공급 챔버 사이에 연장하고, 제 1 단면 영역을 갖는 복수의 제 1 유입 구멍과,
    상기 표준 압력 챔버와 상기 공급 챔버 사이에서 연장하고 제 2 단면 영역을 갖는 복수의 제 2 유입 구멍과,
    상기 고압 챔버로부터 상기 에어포일의 외부로 연장하고, 3 개의 단면 영역을 각각 갖는 복수의 제 1 유출 구멍과,
    상기 표준 압력 챔버로부터 상기 에어포일의 외부로 연장하고, 4 개의 단면 영역을 각각 갖는 복수의 제 2 유출 구멍을 포함하되,
    상기 제 1 유입 구멍 및 제 2 유입 구멍과 상기 제 1 유출 구멍 및 제 2 유출 구멍의 단면 영역은 상기 고압 챔버내의 가스 압력이 상기 공급 챔버내의 소정 가스 압력에 대해 상기 표준 압력 챔버내의 가스 압력보다 큰 고정자 베인.
  12. 제 11 항에 있어서,
    상기 고정자 베인은 한 쌍의 표준 압력 챔버를 포함하고, 상기 고압 챔버는 상기 한 쌍의 표준 압력 챔버 사이에 배치되는 고정자 베인.
  13. 제 12 항에 있어서,
    복수의 고압 챔버를 더 포함하는 고정자 베인.
  14. 제 13 항에 있어서,
    상기 제 1 유입 구멍의 단면 영역은 상기 제 2 유입 구멍보다 큰 고정자 베인.
  15. 제 14 항에 있어서,
    상기 제 1 유출 구멍의 단면 영역은 상기 제 2 유입 구멍의 단면 영역보다 작은 고정자 베인.
KR1019970053951A 1996-10-22 1997-10-21 고정자베인및그냉각방법 KR100658013B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/735362 1996-10-22
US8/735362 1996-10-22
US08/735,362 US5741117A (en) 1996-10-22 1996-10-22 Method for cooling a gas turbine stator vane

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR19980033014A true KR19980033014A (ko) 1998-07-25
KR100658013B1 KR100658013B1 (ko) 2007-03-02

Family

ID=24955441

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1019970053951A KR100658013B1 (ko) 1996-10-22 1997-10-21 고정자베인및그냉각방법

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5741117A (ko)
EP (1) EP0838575B1 (ko)
JP (1) JPH10148103A (ko)
KR (1) KR100658013B1 (ko)
DE (1) DE69725406T2 (ko)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5975851A (en) * 1997-12-17 1999-11-02 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge root section cooling
EP0945595A3 (en) * 1998-03-26 2001-10-10 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine cooled blade
US6200087B1 (en) * 1999-05-10 2001-03-13 General Electric Company Pressure compensated turbine nozzle
US6398501B1 (en) 1999-09-17 2002-06-04 General Electric Company Apparatus for reducing thermal stress in turbine airfoils
GB0202619D0 (en) * 2002-02-05 2002-03-20 Rolls Royce Plc Cooled turbine blade
US6969230B2 (en) * 2002-12-17 2005-11-29 General Electric Company Venturi outlet turbine airfoil
US6929445B2 (en) * 2003-10-22 2005-08-16 General Electric Company Split flow turbine nozzle
US7090461B2 (en) * 2003-10-30 2006-08-15 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine vane with integral cooling flow control system
US7044709B2 (en) * 2004-01-15 2006-05-16 General Electric Company Methods and apparatus for coupling ceramic matrix composite turbine components
US7018176B2 (en) 2004-05-06 2006-03-28 United Technologies Corporation Cooled turbine airfoil
US7118325B2 (en) * 2004-06-14 2006-10-10 United Technologies Corporation Cooling passageway turn
US7007488B2 (en) * 2004-07-06 2006-03-07 General Electric Company Modulated flow turbine nozzle
US7150601B2 (en) 2004-12-23 2006-12-19 United Technologies Corporation Turbine airfoil cooling passageway
US7594388B2 (en) * 2005-06-06 2009-09-29 General Electric Company Counterrotating turbofan engine
US7513102B2 (en) * 2005-06-06 2009-04-07 General Electric Company Integrated counterrotating turbofan
US7510371B2 (en) * 2005-06-06 2009-03-31 General Electric Company Forward tilted turbine nozzle
US7377743B2 (en) * 2005-12-19 2008-05-27 General Electric Company Countercooled turbine nozzle
US8281604B2 (en) * 2007-12-17 2012-10-09 General Electric Company Divergent turbine nozzle
US8210814B2 (en) * 2008-06-18 2012-07-03 General Electric Company Crossflow turbine airfoil
US20100303610A1 (en) * 2009-05-29 2010-12-02 United Technologies Corporation Cooled gas turbine stator assembly
US8353669B2 (en) * 2009-08-18 2013-01-15 United Technologies Corporation Turbine vane platform leading edge cooling holes
US9169733B2 (en) 2013-03-20 2015-10-27 General Electric Company Turbine airfoil assembly

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3533712A (en) * 1966-02-26 1970-10-13 Gen Electric Cooled vane structure for high temperature turbines
BE794195A (fr) * 1972-01-18 1973-07-18 Bbc Sulzer Turbomaschinen Aube directrice refroidie pour des turbines a gaz
US3846041A (en) * 1972-10-31 1974-11-05 Avco Corp Impingement cooled turbine blades and method of making same
US4236870A (en) * 1977-12-27 1980-12-02 United Technologies Corporation Turbine blade
US4257737A (en) * 1978-07-10 1981-03-24 United Technologies Corporation Cooled rotor blade
US4770608A (en) * 1985-12-23 1988-09-13 United Technologies Corporation Film cooled vanes and turbines
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
US5117626A (en) * 1990-09-04 1992-06-02 Westinghouse Electric Corp. Apparatus for cooling rotating blades in a gas turbine
JP3666602B2 (ja) * 1992-11-24 2005-06-29 ユナイテッド・テクノロジーズ・コーポレイション 冷却可能なエアフォイル構造
US5387086A (en) * 1993-07-19 1995-02-07 General Electric Company Gas turbine blade with improved cooling
US5498126A (en) * 1994-04-28 1996-03-12 United Technologies Corporation Airfoil with dual source cooling

Also Published As

Publication number Publication date
EP0838575B1 (en) 2003-10-08
KR100658013B1 (ko) 2007-03-02
EP0838575A2 (en) 1998-04-29
JPH10148103A (ja) 1998-06-02
EP0838575A3 (en) 1999-11-03
DE69725406T2 (de) 2004-05-19
DE69725406D1 (de) 2003-11-13
US5741117A (en) 1998-04-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR19980033014A (ko) 가스 터빈 고정자 베인을 냉각하는 방법 및 고정자 베인
US8246307B2 (en) Blade for a rotor
JP3592387B2 (ja) ガスタービンエンジン
US8858159B2 (en) Gas turbine engine component having wavy cooling channels with pedestals
JP4659206B2 (ja) 勾配付きフイルム冷却を備えるタービンノズル
JP5947519B2 (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置及び方法
JP3053174B2 (ja) ターボ機械に使用するための翼部及びその製造方法
US5022817A (en) Thermostatic control of turbine cooling air
EP1600604B1 (en) Cooler rotor blade and method for cooling a rotor blade
JP4311919B2 (ja) ガスタービンエンジン用のタービン翼形部
US6129515A (en) Turbine airfoil suction aided film cooling means
JP2001065301A (ja) 内部冷却翼形部品並びに冷却方法
KR20060052313A (ko) 세 개 통로를 갖는 사형 냉각 채널 및 마이크로회로를구비한 에어포일
JP7051289B2 (ja) 後縁冷却回路を有するタービン翼形部
WO1996013652A1 (en) Gas turbine vane with enhanced cooling
US7185499B2 (en) Device for passive control of the thermal expansion of the extension casing of a turbo-jet engine
EP3124743A1 (en) Nozzle guide vane and method for forming a nozzle guide vane
JPS6119804B2 (ko)
JP2008163942A (ja) 後縁スロット流量を減少させた翼形及び翼形の製造方法
JP2009144724A (ja) 発散型タービンノズル
JP2004003459A (ja) ガスタービンエンジンのノズル組立体を冷却する方法及び装置
JPH04246204A (ja) 軸流ガスタービンの耐熱性ベーン
JPH07279605A (ja) 流体機械の運転法
US7665968B2 (en) Cooled rotor blade
KR20010101372A (ko) 연소터빈의 냉각방법

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E902 Notification of reason for refusal
E601 Decision to refuse application
J201 Request for trial against refusal decision
J301 Trial decision

Free format text: TRIAL DECISION FOR APPEAL AGAINST DECISION TO DECLINE REFUSAL REQUESTED 20050818

Effective date: 20061027

S901 Examination by remand of revocation
GRNO Decision to grant (after opposition)
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20121123

Year of fee payment: 7

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20131119

Year of fee payment: 8

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20141124

Year of fee payment: 9

LAPS Lapse due to unpaid annual fee