WO2011021693A1 - タービン用冷却構造、及び、タービン - Google Patents

タービン用冷却構造、及び、タービン Download PDF

Info

Publication number
WO2011021693A1
WO2011021693A1 PCT/JP2010/064092 JP2010064092W WO2011021693A1 WO 2011021693 A1 WO2011021693 A1 WO 2011021693A1 JP 2010064092 W JP2010064092 W JP 2010064092W WO 2011021693 A1 WO2011021693 A1 WO 2011021693A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
cooling
turbine
chamber
divided
insert
Prior art date
Application number
PCT/JP2010/064092
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
陽介 溝上
博史 黒木
Original Assignee
株式会社Ihi
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 株式会社Ihi filed Critical 株式会社Ihi
Publication of WO2011021693A1 publication Critical patent/WO2011021693A1/ja

Links

Images

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
    • F01D5/186—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
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • 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
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • 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
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to impingement cooling of the inner wall surfaces of a front cooling passage [front cooling passage] and a rear cooling passage (rear-side cooling passage) in a turbine stator (turbine stator vane) in a turbine stator of a turbine. And a turbine using the structure.
  • F indicates the forward direction (upstream direction)
  • R indicates the backward direction (downstream direction)
  • In indicates the radially inner direction
  • Out indicates the radially outward direction.
  • FIG. 5 shows a turbine stator 101 of a turbine used in a gas turbine engine (not shown).
  • the turbine stator blade 103 of the turbine stator 101 has a hollow structure.
  • a reinforcing rib 105 is usually provided inside the turbine stationary blade 103.
  • the interior of the turbine vane 103 is divided into a front cooling passage 107 and a rear cooling passage 109 by reinforcing ribs 105. Further, during operation of the gas turbine engine, the turbine stationary blade 103 is exposed to a high temperature.
  • a structure (turbine cooling structure) 111 for performing impingement cooling has the following configuration.
  • An annular cooling chamber 117 is defined between the inner peripheral surface of the turbine case 113 of the turbine and the outer peripheral surface of the outer band 115 of the turbine stator 101.
  • the cooling chamber 117 is supplied with cooling air CA extracted from a cooling air extraction source (not shown) such as a compressor of a gas turbine engine.
  • a pipe-shaped front insert 119 is inserted into the front cooling flow path 107.
  • the interior of the front insert 119 communicates with the cooling chamber 117.
  • the front insert 119 is formed with a plurality of front ejection holes 121 for ejecting the cooling air CA toward the inner wall surface of the front cooling channel 107.
  • a pipe-like rear insert 123 is inserted into the rear cooling flow path 109.
  • the interior of the rear insert 123 communicates with the cooling chamber 117.
  • the rear insert 123 is formed with a plurality of rear ejection holes 125 for ejecting the cooling air CA toward the inner wall surface of the rear cooling flow path 109.
  • the cooling air CA extracted from the cooling air extraction source flows into the front insert 119 and the rear insert 123 via the cooling chamber 117 and then flows from the front ejection holes 121 of the front insert 119 into the front cooling flow. It is ejected toward the inner wall surface of the passage 107 and from the plurality of rear ejection holes 125 of the rear insert 123 toward the inner wall surface of the rear cooling channel 109. Thereby, impingement cooling of the inner wall surfaces of the front cooling passage 107 and the rear cooling passage 109 can be performed.
  • a leakage flow [leakage flow] of the combustion gas [fired gas] FA into the cooling chamber 117 may be generated through a clearance [clearance gap] between the hook 127 of the turbine case 113 and the outer band 115.
  • Patent Document 1 discloses prior arts related to the present invention.
  • the pressure of the cooling air CA flowing into the front insert 119 and the rear insert 123 is increased to increase the front ejection holes 121 and the rear ejection holes.
  • the jet pressure at 125 needs to be increased.
  • an object of the present invention is to provide a turbine cooling structure having a novel configuration capable of solving the above-described problems, and a turbine using the structure.
  • the first feature of the present invention is that it is used in a turbine of a gas turbine engine, and includes an inner portion of a front cooling passage and a rear cooling passage formed by reinforcing ribs inside a turbine stator blade of the turbine stator of the turbine.
  • a turbine cooling structure that performs impingement cooling of a wall surface is provided.
  • the cooling structure is partitioned between a cooling air extraction source, an inner peripheral surface of a turbine case of the turbine, and an outer peripheral surface of an outer band of the turbine stator, and supplied with cooling air extracted from the cooling air extraction source
  • a plurality of front ejection holes which are inserted into the cooling flow path, communicate with the divided outer chamber and are blocked from the divided inner chamber, and eject cooling air toward the inner wall surface of the front cooling flow path
  • a pipe-shaped front insert formed in the rear cooling flow path, and the inside is the divided inner chamber and Serial is communicated with the both split outer chamber, and a, a rear insert pipe-like in which a plurality of rear discharge holes are formed for ejecting the cooling air toward the inner wall surface of the rear cooling channel.
  • the second feature of the present invention provides a turbine driven by the expansion of combustion gas (mainstream gas) from a combustor of a gas turbine engine.
  • the turbine includes a turbine cooling structure having the first feature.
  • “provided” includes not only directly provided but also indirectly provided via an interposed member such as a bracket.
  • “Annular” is not limited to a state of being continuous along the circumferential direction, but includes a state in which even if a discontinuous portion (divided portion) exists, it can be regarded as a ring as a whole.
  • the “cooling air extraction source” includes the compressor of the gas turbine engine.
  • the cooling air extracted from the cooling air extraction source flows into the front insert through the divided outer chamber, and a plurality of the front inserts are supplied. Are ejected from the front ejection hole toward the inner wall surface of the front cooling channel. Further, the cooling air extracted from the cooling air extraction source flows into the rear insert through the divided outer chamber and the divided inner chamber, and the rear air is discharged from the plurality of rear ejection holes of the rear insert. It is ejected toward the inner wall surface of the cooling channel. Thereby, impingement cooling of the inner wall surfaces of the front cooling channel and the rear cooling channel of the turbine stationary blade can be performed.
  • the inside of the cooling chamber is divided into the divided inner chamber and the divided outer chamber by the partition member.
  • the interior of the front insert communicates with the divided outer chamber and is blocked from the divided inner chamber.
  • the interior of the rear insert communicates with both the divided inner chamber and the divided outer chamber.
  • the cooling air flowing into the front insert does not contain low-pressure combustion gas.
  • the cooling air flowing into the rear insert contains low-pressure combustion gas. Accordingly, the pressure of the cooling air flowing into the front insert is increased, and the pressure increase of the cooling air flowing into the rear insert is suppressed. As a result, the difference between the pressure in the rear cooling channel and the outer pressure of the turbine vane can be reduced, and the swelling of the trailing edge of the turbine vane can be reduced.
  • FIG. 4A is a contour diagram [contour chart] showing the stress distribution of the trailing edge of the turbine vane viewed from the inside of the rear cooling flow path of the turbine vane in the case of the embodiment. ) Is a similar contour diagram in the comparative example. It is sectional drawing of the conventional cooling structure for turbines.
  • F indicates the forward direction (upstream direction)
  • R indicates the backward direction (downstream direction)
  • In indicates the radially inner direction
  • Out indicates the radially outward direction.
  • the high-pressure turbine 1 of this embodiment is used for a jet engine (an example of a gas turbine engine).
  • the high-pressure turbine 1 obtains a rotational force by the expansion of the combustion gas (main-flow gas) FA from the combustor 3 and drives a high-pressure compressor (not shown).
  • the high pressure turbine 1 includes a cylindrical high pressure turbine case 5.
  • the high-pressure turbine case 5 extends in the engine axial direction (front-rear direction).
  • a high-pressure turbine rotor 7 that is rotated by the expansion of the combustion gas FA is provided so as to be rotatable around an engine axis (not shown).
  • a specific configuration of the high-pressure turbine rotor 7 will be described below.
  • a turbine disk 9 is provided so as to be rotatable around the engine axis.
  • the turbine disk 9 is integrally connected to a high-pressure compressor rotor (not shown) of the high-pressure compressor.
  • a plurality of mounting grooves 11 are arranged in parallel at equal intervals along the circumferential direction on the peripheral edge of the turbine disk 9.
  • a turbine rotor blade [turbine ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ rotor blade] 13 is fitted in each mounting groove 11.
  • a front holding member 15 that holds a plurality of turbine blades 13 from the front is provided on the front side of the turbine disk 9.
  • a rear holding member 17 that holds the plurality of turbine rotor blades 13 from the rear is provided on the rear side of the turbine disk 9.
  • An annular shroud 19 is provided on the inner peripheral surface of the high-pressure turbine case 5 so as to surround the plurality of turbine rotor blades 13.
  • the inner peripheral side of the shroud 19 is formed in a honeycomb shape so as to allow contact with the tip of the turbine rotor blade 13. Further, the shroud 19 is segmented in the circumferential direction, that is, includes a plurality of arcuate shroud segments.
  • An annular high-pressure turbine stator 21 is provided in front of the high-pressure turbine rotor 7 in the high-pressure turbine case 5.
  • the high-pressure turbine stator 21 rectifies the combustion gas FA into an axial flow. A specific configuration of the high-pressure turbine stator 21 will be described below.
  • the high-pressure turbine stator 21 includes a plurality (only one shown) of turbine stationary blades 23, an annular outer band 25, and an annular inner band 27.
  • the turbine stationary blades 23 are arranged in parallel at equal intervals along the circumferential direction.
  • the outer band 25 is connected to the outer end (outer diameter end) of the turbine vane 23.
  • the inner band 27 is connected to the inner end (end on the inner diameter side) of the turbine stationary blade 23.
  • the high-pressure turbine stator 21 is segmented in the circumferential direction, that is, includes a plurality of arc-shaped turbine stator segments.
  • annular front flange 29 is formed on the front side of the outer band 25.
  • the front flange 29 is locked to an annular front hook 31 formed on the inner peripheral surface of the high-pressure turbine case 5.
  • An annular rear flange 33 is formed on the rear side of the outer band 25.
  • the rear flange 33 is locked to an annular rear hook 35 formed on the inner peripheral surface of the high-pressure turbine case 5.
  • an annular rib 37 is formed on the inner peripheral surface of the inner band 27. The rib 37 is fitted into the circumferential groove 41 of the stator support member 39 fixed in the high-pressure turbine case 5.
  • each turbine vane 23 is made of a ceramic matrix composite material [CMC: Ceramic Matrix Composites].
  • CMC Ceramic Matrix Composites.
  • Each turbine stationary blade 23 has a hollow structure. Further, a reinforcing rib 43 is provided inside each turbine stationary blade 23. The interior of each turbine vane 23 is partitioned into a front cooling passage 45 and a rear cooling passage 47 by reinforcing ribs 43.
  • a plurality of outlet holes 49 for blowing out the cooling air CA are formed on the leading edge and the ventral surface of each turbine vane 23.
  • a plurality of exhaust holes 51 for discharging the cooling air CA are formed at the trailing edge of each turbine vane 23.
  • the high-pressure turbine 1 includes a turbine cooling structure 53.
  • the cooling structure 53 performs impingement cooling with respect to the inner wall surfaces of the front cooling flow path 45 and the rear cooling flow path 47 of each turbine stationary blade 23, and the surface (front edge, abdominal surface, rear surface [dorsal ⁇ surface] of each turbine stationary blade 23. (Including film) cooling.
  • a specific configuration of the cooling structure 53 that is a main part of the present embodiment will be described below.
  • an annular cooling chamber 55 is defined between the inner peripheral surface of the high-pressure turbine case 5 and the outer peripheral surface of the outer band 25. Cooling air CA extracted from a cooling air extraction source 61 (a low pressure compressor, a high pressure compressor, or the like) is supplied to the cooling chamber 55 via a connection port 57 and a connection pipe 59. Further, as shown in FIG. 2, an annular partition member [partition member] 63 is provided between the front hook 31 and the rear hook 35. The partition member 63 surrounds the outer band 25 and is in pressure contact with the outer band 25. The partition member 63 divides the inside of the cooling chamber 55 into a divided inner chamber [segmented inner chamber] 65 and a divided outer chamber [segmented outer chamber] 67. Further, in the partition member 63, an opening 69 is formed at a position corresponding to the front cooling flow path 45, and a through hole 71 is formed at a position corresponding to the rear cooling flow path 47. Yes.
  • Both the front flange 29 (outer band 25) and the front hook 31 are annular portions, and a fine gap is inevitably generated in the fitting. Therefore, the leakage flow of the combustion gas FA (see FIG. 2) having a pressure lower than that of the cooling air CA passes through the gap between the front hook 31 and the outer band 25 and the gap between the partition member 63 and the outer band 25. Then, it can flow into the divided inner chamber 65.
  • the divided inner chamber 65 and the rear cooling channel 47 communicate with each other via a rear insert 77 (described later), and the above-described leakage flow flows into the rear cooling channel 47.
  • a flow path for the leakage flow is formed by forming a minute groove on either or both of the joint surfaces of the front flange 29 and the front hook 31. May be positively formed.
  • the annular partition member 63 is pressed against the annular front hook 31 and the rear hook 35 and the periphery of the opening 69 is pressed against the edge of the front insert 73 (described later), the above-described leakage flow is divided. It does not flow into the outer chamber 67 or the front insert 73. Furthermore, since the periphery of the opening 69 is pressed against the edge of the front insert 73, the high-pressure cooling air CA does not leak from the contact surface between the partition member 63 and the front insert 73 into the divided inner chamber 65. . Since the pressure in the divided outer chamber 67 is higher than the pressure in the divided inner chamber 65, the above-described leakage flow does not flow from the divided inner chamber 65 into the divided outer chamber 67 through the through hole 71.
  • each pipe-shaped front insert 73 is in contact with the periphery of each opening 69 of the partition member 63. For this reason, the interior of the front insert 73 communicates with the divided outer chamber 67 but does not communicate with the divided inner chamber 65 (the front ejection hole 75 is not formed in the divided inner chamber 65).
  • the front insert 73 is inserted into the front cooling flow path 45 of the turbine stationary blade 23.
  • the front insert 73 is formed with a plurality of front ejection holes 75 for ejecting the cooling air CA toward the inner wall surface of the front cooling channel 45 (the front ejection holes 75 are formed only in the front cooling channel 45). ing).
  • a pipe-like rear insert 77 is provided at a position corresponding to each through hole 71 of the outer band 25.
  • the edge of the rear insert 77 does not reach the partition member 63. For this reason, the interior of the rear insert 77 communicates with the divided inner chamber 65.
  • the rear insert 77 is inserted into the rear cooling flow path 47 of each turbine vane 23.
  • the rear insert 77 is formed with a plurality of rear ejection holes 79 through which the cooling air CA is ejected toward the inner wall surface of the rear cooling flow path 47.
  • the plurality of turbine blades 13 and the turbine disk 9 that is, the high-pressure turbine rotor 7 are rotated by the expansion of the combustion gas FA from the combustor 3.
  • the high-pressure compressor rotor is rotated and driven by the rotation of the high-pressure turbine rotor 7.
  • the cooling air CA extracted from the cooling air extraction source 61 flows into the front insert 73 via the divided outer chamber 67 and is fronted from the plurality of front ejection holes 75 of the front insert 73. It is ejected toward the inner wall surface of the cooling channel 45.
  • the cooling air CA extracted from the cooling air extraction source 61 flows into the rear insert 77 through the divided outer chamber 67 and the divided inner chamber 65, and is rearward from the plurality of rear ejection holes 79 of the rear insert 77. It is ejected toward the inner wall surface of the cooling channel 47. Thereby, impingement cooling of the inner wall surfaces of the front cooling passage 45 and the rear cooling passage 47 of the turbine stationary blade 23 can be performed.
  • the cooling air CA ejected from the front ejection hole 75 into the front cooling flow path 45 is blown out of the turbine stationary blade 23 through the blowout hole 49. Thereby, a cooling air film (not shown) covering the surface of the turbine stationary blade 23 is generated, and film cooling of the surface of the turbine stationary blade 23 is performed. Note that the cooling air CA ejected from the rear ejection holes 79 into the rear cooling flow path 47 is exhausted from the exhaust holes 51.
  • the inside of the cooling chamber 55 is divided into a divided inner chamber 65 and a divided outer chamber 67 by the partition member 63. Further, the inside of the front insert 73 communicates with the divided outer chamber 67, but does not communicate with the divided inner chamber 65. Further, the interior of the rear insert 77 communicates with the divided inner chamber 65 (as described above, no flow from the divided inner chamber 65 to the divided outer chamber 67 occurs through the through hole 71). For this reason, the cooling air CA that flows into the front insert 73 does not include the low-pressure combustion gas FA. On the other hand, the cooling air CA flowing into the rear insert 77 contains a low-pressure combustion gas FA.
  • the pressure of the cooling air CA that flows into the front insert 73 is increased, and the pressure increase of the cooling air CA that flows into the rear insert 77 is suppressed.
  • the difference between the internal pressure of the rear cooling channel 47 and the external pressure of the turbine stationary blade 23 can be reduced, and the swelling of the trailing edge of the turbine stationary blade 23 can be reduced.
  • the pressure of the cooling air CA flowing into the front insert 73 is increased, the ejection pressure from the front ejection hole 75 can be increased, and the cooling performance of the impingement cooling and film cooling of the cooling structure 53 can be sufficiently ensured. . That is, it is possible to suppress damage such as cracks by suppressing stress concentration on the trailing edge of the turbine vane 23 while sufficiently securing the cooling performance of impingement cooling and film cooling.
  • the stress at the trailing edge of the turbine rotor blade (especially the stress near the ejection hole) can be reduced as compared with the comparative example.
  • the stress near the ejection hole in the comparative example is 41.4 MPa
  • the stress near the ejection hole in the present embodiment is 36.4 MPa. Therefore, the stress near the ejection hole at the trailing edge of the turbine rotor blade is reduced by 12.1%.

Landscapes

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

Abstract

　タービン静翼の内部が補強リブで区画されて形成されたフロント冷却流路及びリア冷却流路の内壁面をインピンジ冷却するタービン用冷却構造は、冷却空気抽気源と、冷却空気抽気源から抽気された冷却空気が供給される環状の冷却チャンバーと、アウターバンドを囲むように設けられ、リア冷却流路と連通する分割内側チャンバーと分割外側チャンバーとに、冷却チャンバー内を仕切る環状の仕切部材と、フロント冷却流路内に挿入され、内部が分割外側チャンバーと連通されると共に分割内部チャンバーと遮断され、フロント冷却流路の内壁面に向けて冷却空気を噴出する複数のフロント冷却孔が形成されたパイプ状のフロントインサートと、リア冷却流路内に挿入され、内部が分割内側チャンバー及び分割外側チャンバーの双方に連通され、リア冷却流路の内壁面に向けて冷却空気を噴出する複数のリア噴出孔が形成されたパイプ状のリアインサートと、を備えている。

Description

タービン用冷却構造、及び、タービン
　本発明は、タービンのタービンステータにおけるタービン静翼[turbine stator vane]内のフロント冷却流路[front cooling passage]及びリア冷却流路[rear-side cooling passage]の内壁面のインピンジ冷却[impingement cooling]を行うタービン用冷却構造と、該構造を用いたタービンとに関する。
　図５を参照して、従来のタービン用冷却構造について説明する。なお、図面中、「Ｆ」は前方向（上流方向）、「Ｒ」は後方向（下流方向）、「Ｉｎ」は径内側方向、「Ｏｕｔ」は径外側方向を示している。
　図５には、ガスタービンエンジン（図示省略）に用いられるタービンのタービンステータ１０１が示されている。タービンステータ１０１のタービン静翼１０３は、中空構造を有している。タービン静翼１０３の機械的強度及び剛性等を高めるために、通常、タービン静翼１０３の内部には補強リブ１０５が設けられている。タービン静翼１０３の内部は、補強リブ１０５によって、フロント冷却流路１０７及びリア冷却流路１０９に区画されている。また、ガスタービンエンジンの稼働中、タービン静翼１０３は高温に曝される。このため、タービン静翼１０３の高温化を抑えるために、通常、フロント冷却流路１０７及びリア冷却流路１０９の内壁面のインピンジ冷却が行われている。そして、インピンジ冷却を行うための構造（タービン用冷却構造）１１１は、次のような構成を有している。
　タービンのタービンケース１１３の内周面とタービンステータ１０１のアウターバンド１１５の外周面との間に、環状の冷却チャンバー１１７が区画されている。冷却チャンバー１１７には、ガスタービンエンジンの圧縮機等の冷却空気抽気源[cooling air extraction source]（図示省略）から抽気された冷却空気ＣＡが供給される。また、フロント冷却流路１０７内には、パイプ状のフロントインサート１１９が挿入されている。フロントインサート１１９の内部は、冷却チャンバー１１７と連通している。フロントインサート１１９には、フロント冷却流路１０７の内壁面に向けて冷却空気ＣＡを噴出する複数のフロント噴出孔[front ejection holes]１２１が形成されている。更に、リア冷却流路１０９内には、パイプ状のリアインサート１２３が挿入されている。リアインサート１２３の内部は、冷却チャンバー１１７と連通している。リアインサート１２３には、リア冷却流路１０９の内壁面に向けて冷却空気ＣＡを噴出する複数のリア噴出孔[rear ejection holes]１２５が形成されている。
　従って、冷却空気抽気源から抽気された冷却空気ＣＡは、冷却チャンバー１１７を経由してフロントインサート１１９及びリアインサート１２３の内部に流入した後、フロントインサート１１９の複数のフロント噴出孔１２１からフロント冷却流路１０７の内壁面に向けて噴出されると共に、リアインサート１２３の複数のリア噴出孔１２５からリア冷却流路１０９の内壁面に向けて噴出される。これにより、フロント冷却流路１０７及びリア冷却流路１０９の内壁面のインピンジ冷却を行うことができる。このとき、タービンケース１１３のフック１２７とアウターバンド１１５との間の間隙[clearance gap]を通って、燃焼ガス[fired gas]ＦＡの冷却チャンバー１１７内部への漏れ流れ[leakage flow]が生じることが知られている。
　なお、下記特許文献１、特許文献２、及び、特許文献３には、本発明に関連する先行技術が開示されている。
特開平５－２４０００３号公報 特開２００１－２５４６０４号公報 特開２００１－２９５６０４号公報
　前述の冷却構造１１１のインピンジ冷却の冷却性能を十分に確保するには、フロントインサート１１９及びリアインサート１２３の内部に流入される冷却空気ＣＡの圧力を高くして、フロント噴出孔１２１及びリア噴出孔１２５での噴出圧を高くする必要がある。
　しかし、フロントインサート１１９及びリアインサート１２３の内部に流入される冷却空気ＣＡの圧力を高くすると、タービン静翼１０３の内外の圧力差が大きくなってタービン静翼１０３の膨らみが増大する。このため、曲率が極めて小さいタービン静翼１０３の後縁に、過大な応力集中によるクラック等の損傷が生じ易くなる。
　つまり、冷却構造１１１のインピンジ冷却の冷却性能を十分に確保した上で、タービン静翼１０３の後縁におけるクラック等の損傷を抑えることは困難である。
　そこで、本発明の目的は、前述の問題を解決することのできる、新規な構成のタービン用冷却構造と、該構造を用いたタービンとを提供することにある。
　本発明の第１の特徴は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、前記タービンのタービンステータのタービン静翼の内部が補強リブで区画されて形成されたフロント冷却流路及びリア冷却流路の内壁面のインピンジ冷却を行うタービン用冷却構造を提供する。前記冷却構造は、冷却空気抽気源と、前記タービンのタービンケースの内周面と前記タービンステータのアウターバンドの外周面との間に区画され、前記冷却空気抽気源から抽気された冷却空気が供給される環状の冷却チャンバーと、前記アウターバンドを囲むように設けられ、前記リア冷却流路と連通する分割内側チャンバーと分割外側チャンバーとに、前記冷却チャンバー内を仕切る環状の仕切部材と、前記フロント冷却流路内に挿入され、内部が前記分割外側チャンバーと連通されると共に前記分割内側チャンバーと遮断されており、前記フロント冷却流路の内壁面に向けて冷却空気を噴出する複数のフロント噴出孔が形成されたパイプ状のフロントインサートと、前記リア冷却流路内に挿入され、内部が前記分割内側チャンバー及び前記分割外側チャンバーの双方に連通されており、前記リア冷却流路の内壁面に向けて冷却空気を噴出する複数のリア噴出孔が形成されたパイプ状のリアインサートと、を備えている。
　本発明の第２の特徴は、ガスタービンエンジンの燃焼器からの燃焼ガス（主流ガス）の膨張によって駆動するタービンを提供する。前記タービンは、上記第１の特徴からなるタービン用冷却構造を備えている。
　なお、本願明細書及び特許請求の範囲において、「設けられ」とは、直接的に設けられる場合の他に、ブラケット等の介在部材を介して間接的に設けられる場合を含む。「環状」とは、周方向に沿って連続している状態に限られず、不連続部（分断部）が存在しても全体として環状とみなせる状態を含む。また、「冷却空気抽気源」には、前記ガスタービンエンジンの圧縮機等が含まれる。
　上記特徴によれば、前記ガスタービンエンジンの稼働中において、前記冷却空気抽気源から抽気された冷却空気は、前記分割外側チャンバーを経由して前記フロントインサートの内部に流入し、前記フロントインサートの複数の前記フロント噴出孔から前記フロント冷却流路の内壁面に向けて噴出される。また、前記冷却空気抽気源から抽気された冷却空気は、前記分割外側チャンバー及び前記分割内側チャンバーを経由して前記リアインサートの内部に流入し、前記リアインサートの複数の前記リア噴出孔から前記リア冷却流路の内壁面に向けて噴出される。これにより、前記タービン静翼の前記フロント冷却流路及び前記リア冷却流路の内壁面のインピンジ冷却を行うことができる。
　ここで、前記仕切部材によって、前記冷却チャンバー内が前記分割内側チャンバーと前記分割外側チャンバーとに仕切られている。また、前記フロントインサートの内部は、前記分割外側チャンバーと連通されると共に前記分割内側チャンバーと遮断されている。さらに、前記リアインサートの内部は、前記分割内側チャンバー及び前記分割外側チャンバーの双方と連通されている。このため、前記フロントインサートの内部に流入される冷却空気には低圧の燃焼ガスが含まれない。これに対して、前記リアインサートの内部に流入される冷却空気には低圧の燃焼ガスが含まれる。したがって、前記フロントインサートの内部に流入される冷却空気の圧力は高くなり、かつ、前記リアインサートの内部に流入される冷却空気の圧力上昇は抑制される。この結果、前記リア冷却流路内の圧力と前記タービン静翼の外側圧力との差を小さくでき、前記タービン静翼の後縁の膨らみを低減することができる。
本発明の実施形態に係るタービンの一部を示す断面図である。 図１における矢視部Iの拡大図である。 図２におけるIII-IIIに沿った拡大図である。 図４（ａ）は、実施例の場合における、タービン静翼のリア冷却流路の内側から見たタービン静翼の後縁の応力分布を示すコンター図[contour chart]であり、図４（ｂ）は、比較例における、同様のコンター図である。 従来のタービン用冷却構造の断面図である。
　図１から図３を参照して、本発明に係る一実施形態を説明する。なお、図面中、「Ｆ」は前方向（上流方向）、「Ｒ」は後方向（下流方向）、「Ｉｎ」は径内側方向、「Ｏｕｔ」は径外側方向を示す。
　図１及び図２に示されるように、本実施形態の高圧タービン１は、ジェットエンジン（ガスタービンエンジンの一例）に用いられる。高圧タービン１は、燃焼器３からの燃焼ガス（主流ガス[main-flow gas]）ＦＡの膨張によって回転力を得て、高圧圧縮機（図示省略）を駆動させる。また、高圧タービン１は、筒状の高圧タービンケース５を備えている。高圧タービンケース５は、エンジン軸方向（前後方向）に延在している。
　高圧タービンケース５内には、燃焼ガスＦＡの膨張によって回転される高圧タービンロータ７が、エンジン軸心（図示省略）周りに回転可能に設けられている。高圧タービンロータ７の具体的な構成について以下に説明する。
　高圧タービンケース５内には、タービンディスク９がエンジン軸心周りに回転可能に設けられている。タービンディスク９は、高圧圧縮機の高圧圧縮機ロータ（図示省略）と一体的に連結している。また、タービンディスク９の周縁には、複数の取付溝１１が円周方向に沿って等間隔に並設されている。各取付溝１１には、タービン動翼[turbine rotor blade]１３が嵌合されている。更に、タービンディスク９の前側には、複数のタービン動翼１３を前から保持するフロント保持部材１５が設けられている。タービンディスク９の後側には、複数のタービン動翼１３を後から保持するリア保持部材１７が設けられている。
　高圧タービンケース５の内周面には、環状のシュラウド１９が複数のタービン動翼１３を囲むように設けられている。シュラウド１９の内周側は、タービン動翼１３の先端と接触を許容できるようにハニカム状に形成されている。また、シュラウド１９は、周方向にセグメント化されており、すなわち、複数の円弧状のシュラウドセグメントからなる。
　高圧タービンケース５内における高圧タービンロータ７の前には、環状の高圧タービンステータ２１が設けられている。高圧タービンステータ２１は、燃焼ガスＦＡを軸流に整流する。高圧タービンステータ２１の具体的な構成について以下に説明する。
　高圧タービンステータ２１は、複数（１つのみ図示）のタービン静翼２３と、環状のアウターバンド２５と、環状のインナーバンド２７とを備えている。タービン静翼２３は、円周方向に沿って等間隔に並設されている。アウターバンド２５は、タービン静翼２３の外端部（径外側の端部）に連結されている。インナーバンド２７は、タービン静翼２３の内端部（径内側の端部）に連結されている。また、高圧タービンステータ２１は、周方向にセグメント化されており、すなわち、複数の円弧状のタービンステータセグメントからなる。
　図２に示されるように、アウターバンド２５の前側には、環状のフロントフランジ２９が形成されている。フロントフランジ２９は、高圧タービンケース５の内周面に形成された環状のフロントフック３１に係止される。また、アウターバンド２５の後側には、環状のリアフランジ３３が形成されている。リアフランジ３３は、高圧タービンケース５の内周面に形成された環状のリアフック３５に係止される。更に、インナーバンド２７の内周面には、環状のリブ３７が形成されている。リブ３７は、高圧タービンケース５内に固定されたステータ支持部材３９の周溝４１に嵌合される。
　図３に示されるように、各タービン静翼２３は、セラミック基複合材料[CMC：Ceramic Matrix Composites]により構成されている。各タービン静翼２３は、中空構造を有している。また、各タービン静翼２３の内部には、補強リブ４３が設けられている。各タービン静翼２３の内部は、補強リブ４３によってフロント冷却流路４５とリア冷却流路４７とに区画されている。そして、各タービン静翼２３の前縁[leading edge]及び腹面[ventral surface]には、冷却空気ＣＡを吹出する複数の吹出孔[outlet holes]４９が形成されている。各タービン静翼２３の後縁[trailing edge]には、冷却空気ＣＡを排出する複数の排出孔[eduction holes]５１が形成されている。
　高圧タービン１は、タービン用冷却構造５３を備えている。冷却構造５３は、各タービン静翼２３のフロント冷却流路４５及びリア冷却流路４７の内壁面に対するインピンジ冷却を行うと共に、各タービン静翼２３の表面（前縁、腹面、背面[dorsal surface]を含む）のフィルム冷却[film cooling]を行う。本実施形態の要部である冷却構造５３の具体的な構成について以下に説明する。
　図１に示されるように、高圧タービンケース５の内周面とアウターバンド２５の外周面との間には、環状の冷却チャンバー５５が区画されている。冷却チャンバー５５には、接続ポート５７及び接続管５９を介して冷却空気抽気源６１（低圧圧縮機や高圧圧縮機等）から抽気された冷却空気ＣＡが供給される。また、図２に示されるように、フロントフック３１とリアフック３５との間には、環状の仕切部材[partition member]６３が設けられている。仕切部材６３は、アウターバンド２５を囲み、かつ、アウターバンド２５に圧接されている。仕切部材６３は、冷却チャンバー５５の内部を分割内側チャンバー[segmented inner chamber]６５と分割外側チャンバー[segmented outer chamber]６７とに分割している。更に、仕切部材６３において、フロント冷却流路４５に対応する位置には開口部[opening]６９が形成され、リア冷却流路４７に対応する位置には通孔[through hole]７１が形成されている。
　フロントフランジ２９（アウターバンド２５）とフロントフック３１とは共に環状部であり、その嵌め合わせには不可避的に微細な隙間が生じる。このため、冷却空気ＣＡよりも低圧の燃焼ガスＦＡ（図２参照）の漏れ流れは、フロントフック３１とアウターバンド２５との間の隙間及び仕切部材６３とアウターバンド２５との間の隙間を経由して、分割内側チャンバー６５に流入可能である。分割内側チャンバー６５とリア冷却流路４７とは、リアインサート７７（後述）を介して連通しており、上述した漏れ流れはリア冷却流路４７に流入する。なお、上述した燃焼ガスＦＡの漏れ流れを生じさせるために、フロントフランジ２９とフロントフック３１との接合面の何れか又は双方に微小な溝を形成するなどして、漏れ流れのための流路を積極的に形成しても良い。
　また、環状の仕切部材６３が環状のフロントフック３１及びリアフック３５に圧接され、かつ、開口部６９の周縁がフロントインサート７３（後述）の端縁に圧接されているので、上述した漏れ流れは分割外側チャンバー６７やフロントインサート７３内には流入しない。さらに、開口部６９の周縁がフロントインサート７３の端縁に圧接されているので、高圧の冷却空気ＣＡが仕切部材６３とフロントインサート７３との当接面から分割内側チャンバー６５へと漏れることもない。なお、分割外側チャンバー６７内圧力が分割内側チャンバー６５内圧力よりも高いので、上述した漏れ流れは、通孔７１を介して分割内側チャンバー６５から分割外側チャンバー６７に流入することはない。
　仕切部材６３の各開口部６９の周縁には、パイプ状のフロントインサート７３の端縁が当接されている。このため、フロントインサート７３の内部は、分割外側チャンバー６７と連通されているが、分割内側チャンバー６５とは連通されていない（分割内側チャンバー６５内にフロント噴出孔７５は形成されていない）。また、フロントインサート７３は、タービン静翼２３のフロント冷却流路４５内に挿入されている。フロントインサート７３には、フロント冷却流路４５の内壁面に向けて冷却空気ＣＡを噴出する複数のフロント噴出孔７５が形成されている（フロント噴出孔７５はフロント冷却流路４５内のみに形成されている）。フロントインサート７３がフロント冷却流路４５内に挿入されることで、フロント冷却流路４５と分割内側チャンバー６５とが隔絶される。
　アウターバンド２５の各通孔７１に対応する位置には、パイプ状のリアインサート７７が設けられている。リアインサート７７の端縁は、仕切部材６３には達していない。このため、リアインサート７７の内部は、分割内側チャンバー６５と連通されている。また、リアインサート７７は、各タービン静翼２３のリア冷却流路４７内に挿入されている。リアインサート７７には、リア冷却流路４７の内壁面に向けて冷却空気ＣＡを噴出する複数のリア噴出孔７９が形成されている。
　続いて、本実施形態の作用及び効果について説明する。
　ジェットエンジンを稼働させると、燃焼器３からの燃焼ガスＦＡの膨張によって、複数のタービン動翼１３及びタービンディスク９（すなわち、高圧タービンロータ７）が回転される。一方、高圧タービンロータ７の回転によって高圧圧縮機ロータが回転されて駆動される。
　ジェットエンジンの稼働中において、冷却空気抽気源６１から抽気された冷却空気ＣＡは、分割外側チャンバー６７を経由してフロントインサート７３の内部に流入し、フロントインサート７３の複数のフロント噴出孔７５からフロント冷却流路４５の内壁面に向けて噴出される。また、冷却空気抽気源６１から抽気された冷却空気ＣＡは、分割外側チャンバー６７及び分割内側チャンバー６５を経由してリアインサート７７の内部に流入し、リアインサート７７の複数のリア噴出孔７９からリア冷却流路４７の内壁面に向けて噴出される。これにより、タービン静翼２３のフロント冷却流路４５及びリア冷却流路４７の内壁面のインピンジ冷却を行うことができる。更に、フロント噴出孔７５からフロント冷却流路４５内に噴出された冷却空気ＣＡは、吹出孔４９からタービン静翼２３の外部に吹出される。これにより、タービン静翼２３の表面を覆う冷却空気フィルム[cooling air film]（図示省略）が生成され、タービン静翼２３の表面のフィルム冷却が行われる。なお、リア噴出孔７９からリア冷却流路４７内に噴出された冷却空気ＣＡは、排出孔５１から排出される。
　ここで、仕切部材６３によって、冷却チャンバー５５内が分割内側チャンバー６５と分割外側チャンバー６７とに仕切られている。また、フロントインサート７３の内部は、分割外側チャンバー６７と連通されているが、分割内側チャンバー６５とは連通されていない。更に、リアインサート７７の内部は、分割内側チャンバー６５と連通されている（上述したように、通孔７１を介した分割内側チャンバー６５から分割外側チャンバー６７への流れは生じない）。このため、フロントインサート７３の内部に流入される冷却空気ＣＡには低圧の燃焼ガスＦＡは含まれない。これに対して、リアインサート７７の内部に流入される冷却空気ＣＡには低圧の燃焼ガスＦＡが含まれる。したがって、フロントインサート７３の内部に流入される冷却空気ＣＡの圧力は高くなり、かつ、リアインサート７７の内部に流入される冷却空気ＣＡの圧力上昇は抑制される。この結果、リア冷却流路４７内圧力とタービン静翼２３の外側圧力との差を小さくでき、タービン静翼２３の後縁の膨らみを低減することができる。
　また、フロントインサート７３の内部に流入される冷却空気ＣＡの圧力は高くなるので、フロント噴出孔７５からの噴出圧を高くでき、冷却構造５３のインピンジ冷却及びフィルム冷却の冷却性能を十分に確保できる。すなわち、インピンジ冷却及びフィルム冷却の冷却性能を十分に確保しつつ、タービン静翼２３の後縁への応力集中を抑止してクラック等の損傷を抑えることができる。
　なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、上記実施形態に限定されない。
　図４（ａ）及び図４（ｂ）を参照して、本実施形態の効果を計測した結果について説明する。
　リアインサートの内部に流入される冷却空気に低圧の燃焼ガスが含まれる場合（本実施形態）と、低圧の燃焼ガスが含まれない場合（比較例）とで、タービン静翼の後縁のフープ応力について構造解析した。本実施形態の解析結果が図４（ａ）に示され、比較例の解析結果が図４（ｂ）に示されている。
　本実施形態によれば、比較例と比較して、タービン動翼の後縁の応力（特に、噴出孔付近の応力）を低減できることが図より明らかである。具体的には、比較例における噴出孔付近の応力が４１．４ＭＰａであるのに対して、本実施形態における噴出孔付近の応力は３６．４ＭＰａになる。したがって、タービン動翼の後縁の噴出孔付近の応力が１２．１％低減される。

Claims (6)

  1. 　ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、前記タービンのタービンステータのタービン静翼の内部が補強リブで区画されて形成されたフロント冷却流路及びリア冷却流路の内壁面のインピンジ冷却を行うタービン用冷却構造において、
    　冷却空気抽気源と、
    　前記タービンのタービンケースの内周面と前記タービンステータのアウターバンドの外周面との間に区画され、前記冷却空気抽気源から抽気された冷却空気が供給される環状の冷却チャンバーと、
    　前記アウターバンドを囲むように設けられ、前記リア冷却流路と連通する分割内側チャンバーと分割外側チャンバーとに、前記冷却チャンバー内を仕切る環状の仕切部材と、
    　前記フロント冷却流路内に挿入され、内部が前記分割外側チャンバーと連通されると共に前記分割内側チャンバーと遮断されており、前記フロント冷却流路の内壁面に向けて冷却空気を噴出する複数のフロント噴出孔が形成されたパイプ状のフロントインサートと、
    　前記リア冷却流路内に挿入され、内部が前記分割内側チャンバー及び前記分割外側チャンバーの双方に連通されており、前記リア冷却流路の内壁面に向けて冷却空気を噴出する複数のリア噴出孔が形成されたパイプ状のリアインサートと、
    　を備えたことを特徴とするタービン用冷却構造。
  2. 　前記分割内側チャンバーの前記内部への燃焼ガスの漏れ流れが許容され、かつ、前記前記分割外側チャンバーの前記内部への燃焼ガスの漏れ流れが抑止される、請求項１に記載のタービン用冷却構造。
  3. 　前記フロントインサートが前記フロント冷却流路内に挿入されることで前記フロント冷却流路と前記分割内側チャンバーとが遮断されている、請求項１又は２に記載のタービン用冷却構造。
  4. 　前記仕切部材における前記フロント冷却流路に対応する位置に開口部が形成されており、
    　前記開口部の周縁と前記フロントインサートの端縁とが当接されている、請求項１～３の何れかに記載のタービン用冷却構造。
  5. 　前記仕切部材における前記リア冷却流路に対応する位置に通孔が形成されており、
    　前記リアインサートの前記内部が、前記分割外側チャンバーと前記通孔を介して連通されている、請求項１～３の何れかに記載のタービン用冷却構造。
  6. 　ガスタービンエンジンの燃焼器からの燃焼ガスの膨張によって回転力を得るタービンにおいて、
    　請求項１～５の何れかに記載のタービン用冷却構造を備えている、タービン。
PCT/JP2010/064092 2009-08-21 2010-08-20 タービン用冷却構造、及び、タービン WO2011021693A1 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2009-192311 2009-08-21
JP2009192311A JP2011043118A (ja) 2009-08-21 2009-08-21 タービン用冷却構造及びタービン

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2011021693A1 true WO2011021693A1 (ja) 2011-02-24

Family

ID=43607141

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2010/064092 WO2011021693A1 (ja) 2009-08-21 2010-08-20 タービン用冷却構造、及び、タービン

Country Status (2)

Country Link
JP (1) JP2011043118A (ja)
WO (1) WO2011021693A1 (ja)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2867496A4 (en) * 2012-07-02 2015-07-29 United Technologies Corp COOLING APPARATUS FOR INTERMEDIATE CHASSIS OF TURBINE
EP3144479A1 (en) * 2015-09-18 2017-03-22 General Electric Company Stator component cooling
WO2018215143A1 (en) 2017-05-22 2018-11-29 Siemens Aktiengesellschaft Aerofoil
CN109083685A (zh) * 2017-06-13 2018-12-25 通用电气公司 冷却布置和创建冷却布置的方法

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8770931B2 (en) * 2011-05-26 2014-07-08 United Technologies Corporation Hybrid Ceramic Matrix Composite vane structures for a gas turbine engine
EP2626519A1 (en) 2012-02-09 2013-08-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine
US9863260B2 (en) 2015-03-30 2018-01-09 General Electric Company Hybrid nozzle segment assemblies for a gas turbine engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4826086B1 (ja) * 1969-12-01 1973-08-06
JPH0693801A (ja) * 1992-09-17 1994-04-05 Hitachi Ltd ガスタービン翼
JPH1047008A (ja) * 1996-07-31 1998-02-17 Toshiba Corp ガスタービン用の静翼およびその製造方法
JP2001349202A (ja) * 2000-06-06 2001-12-21 Hitachi Ltd ガスタービン
JP2004060638A (ja) * 2002-07-25 2004-02-26 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 静翼の冷却構造及びガスタービン
JP2006022811A (ja) * 2004-07-06 2006-01-26 General Electric Co <Ge> 調整流式タービンノズル

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4826086B1 (ja) * 1969-12-01 1973-08-06
JPH0693801A (ja) * 1992-09-17 1994-04-05 Hitachi Ltd ガスタービン翼
JPH1047008A (ja) * 1996-07-31 1998-02-17 Toshiba Corp ガスタービン用の静翼およびその製造方法
JP2001349202A (ja) * 2000-06-06 2001-12-21 Hitachi Ltd ガスタービン
JP2004060638A (ja) * 2002-07-25 2004-02-26 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 静翼の冷却構造及びガスタービン
JP2006022811A (ja) * 2004-07-06 2006-01-26 General Electric Co <Ge> 調整流式タービンノズル

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2867496A4 (en) * 2012-07-02 2015-07-29 United Technologies Corp COOLING APPARATUS FOR INTERMEDIATE CHASSIS OF TURBINE
EP3144479A1 (en) * 2015-09-18 2017-03-22 General Electric Company Stator component cooling
CN106545365A (zh) * 2015-09-18 2017-03-29 通用电气公司 定子构件冷却
US11230935B2 (en) 2015-09-18 2022-01-25 General Electric Company Stator component cooling
WO2018215143A1 (en) 2017-05-22 2018-11-29 Siemens Aktiengesellschaft Aerofoil
CN109083685A (zh) * 2017-06-13 2018-12-25 通用电气公司 冷却布置和创建冷却布置的方法
CN109083685B (zh) * 2017-06-13 2023-08-29 通用电气公司 冷却布置和创建冷却布置的方法

Also Published As

Publication number Publication date
JP2011043118A (ja) 2011-03-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2011021693A1 (ja) タービン用冷却構造、及び、タービン
US20200362726A1 (en) Vented tangential on-board injector for a gas turbine engine
JP4993726B2 (ja) カスケード先端部バッフルエーロフォイル
JP2005248959A (ja) 航空機用ターボジェットなどのターボ機械
US20080041064A1 (en) Preswirl pollution air handling with tangential on-board injector for turbine rotor cooling
US20060182633A1 (en) Turbine blade
JP6109961B2 (ja) ガスタービンエンジンの内側シュラウドに溝を含むシール組立体
JP2017072128A (ja) ステータ部品
JP2000145403A (ja) パ―ジ空気回路を有するタ―ビンノズル
JP2015531449A (ja) 空冷タービンブレードおよびこれに対応するタービンブレード冷却方法
JP2007107516A (ja) タービンシュラウドセクション、タービンエンジンおよびタービンシュラウド冷却方法
JP2010255629A (ja) フランジ冷却式タービンノズル
JP2008151138A (ja) ブルノーズシールタービン段
JP2016505771A (ja) ガスタービンエンジンにおけるプラットフォームの半径方向外側を向く面に溝を含むシールアセンブリ
JP2004092644A (ja) 軸方向にカットバックされかつ周方向にスキューされた冷却空気スロットを備えるガスタービンエンジンのディスクリム
JP2015040566A (ja) 動翼エンジェルウイングを冷却する方法およびシステム
BR102016007109A2 (pt) aerofólio para um quadro de turbina
CN105697069A (zh) 旋转燃气涡轮叶片和具有这种叶片的燃气涡轮
CN204357493U (zh) 用于燃气涡轮发动机的涡轮部段的涡轮叶片
US10684018B2 (en) Combustion chamber of a turbine engine
JP3977780B2 (ja) ガスタービン
US7037067B2 (en) Gas turbine engine
US11118462B2 (en) Blade tip pocket rib
CN111433438B (zh) 用于燃气涡轮发动机的隔热罩
JP5141341B2 (ja) ジェットエンジン

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 10810034

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 10810034

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1