JP2000356104A - ガスタービン静翼 - Google Patents
ガスタービン静翼Info
- Publication number
- JP2000356104A JP2000356104A JP11168492A JP16849299A JP2000356104A JP 2000356104 A JP2000356104 A JP 2000356104A JP 11168492 A JP11168492 A JP 11168492A JP 16849299 A JP16849299 A JP 16849299A JP 2000356104 A JP2000356104 A JP 2000356104A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- insert
- gas turbine
- cooling
- air
- 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.)
- Granted
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
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
-
- 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
- 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
- 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
-
- 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
- F05D2260/60—Fluid transfer
- F05D2260/607—Preventing clogging or obstruction of flow paths by dirt, dust, or foreign particles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービン静翼に関し、翼前縁部、フィレ
ットの形状を改良し、インサートの取付を２点支持と
し、かつ前縁部の冷却空気中のゴミによる空気吹出し、
冷却穴の目詰を防止し、静翼の信頼性を向上する。 【解決手段】 静翼１０内には通路２３，２４が設けら
れ、２３には前部インサート３ａ，２４には後部インサ
ート５が挿入され、それぞれインサート支持部３ａと３
ｂ、６ａと６ｂとで２点で支持される。前縁には突起部
１が設けられ、熱負荷の高い部分を小さくしてこの部分
の冷却穴１１ａの列を従来より少くする。前部インサー
ト２の背側には他よりも径の大きい空気吹出し穴４ｂ、
翼にも径の大きいフィルム冷却穴１２を設け、空気中に
含まれるゴミを流出させて穴の目詰りを防止する。又、
前縁部の曲面は楕円曲面として冷却空気の流れをスムー
ズにする。更に図示してないがフィレットの曲面も楕円
とし、熱応力の集中を避ける。これら改善により一段静
翼の信頼性が向上する。
ットの形状を改良し、インサートの取付を２点支持と
し、かつ前縁部の冷却空気中のゴミによる空気吹出し、
冷却穴の目詰を防止し、静翼の信頼性を向上する。 【解決手段】 静翼１０内には通路２３，２４が設けら
れ、２３には前部インサート３ａ，２４には後部インサ
ート５が挿入され、それぞれインサート支持部３ａと３
ｂ、６ａと６ｂとで２点で支持される。前縁には突起部
１が設けられ、熱負荷の高い部分を小さくしてこの部分
の冷却穴１１ａの列を従来より少くする。前部インサー
ト２の背側には他よりも径の大きい空気吹出し穴４ｂ、
翼にも径の大きいフィルム冷却穴１２を設け、空気中に
含まれるゴミを流出させて穴の目詰りを防止する。又、
前縁部の曲面は楕円曲面として冷却空気の流れをスムー
ズにする。更に図示してないがフィレットの曲面も楕円
とし、熱応力の集中を避ける。これら改善により一段静
翼の信頼性が向上する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン静翼に
関し、翼の冷却空気の吹出しを効率良くするように前縁
部の形状に改良を加えると共に熱応力の集中を避ける形
状とし、更に翼の組立も容易にする構造にしたものであ
る。
関し、翼の冷却空気の吹出しを効率良くするように前縁
部の形状に改良を加えると共に熱応力の集中を避ける形
状とし、更に翼の組立も容易にする構造にしたものであ
る。
【０００２】
【従来の技術】図６はガスタービンの代表的な一段静翼
を示す断面図である。図において、２０は一段静翼を示
し、２１は外側シュラウド、２２は内側シュラウドであ
る。２０ａは静翼の前縁部、２０ｂは後縁部、２０ｃ，
２０ｄ，２０ｅは翼中央部、後縁にそれぞれ設けられた
空気冷却穴である。静翼２０の内部には前縁側の通路２
３、中央部の通路２４、後縁部の通路２５が設けられて
おり、通路２３内にはインサート２５が挿入され、通路
２４にはインサート２６が挿入されている。これらイン
サート２５，２６はそれぞれ通路２３，２４の内壁に所
定の隙間を保って挿入され、多点で支持されている。イ
ンサート２５，２６は中空の筒状体であり、周囲にはそ
れぞれ多数の空気吹出し穴２７，２８が明けられてい
る。
を示す断面図である。図において、２０は一段静翼を示
し、２１は外側シュラウド、２２は内側シュラウドであ
る。２０ａは静翼の前縁部、２０ｂは後縁部、２０ｃ，
２０ｄ，２０ｅは翼中央部、後縁にそれぞれ設けられた
空気冷却穴である。静翼２０の内部には前縁側の通路２
３、中央部の通路２４、後縁部の通路２５が設けられて
おり、通路２３内にはインサート２５が挿入され、通路
２４にはインサート２６が挿入されている。これらイン
サート２５，２６はそれぞれ通路２３，２４の内壁に所
定の隙間を保って挿入され、多点で支持されている。イ
ンサート２５，２６は中空の筒状体であり、周囲にはそ
れぞれ多数の空気吹出し穴２７，２８が明けられてい
る。
【０００３】上記の一段静翼において、冷却用空気３
０，３１，３２は図示省略の車室空間より外側シュラウ
ド２１を通り、静翼２０内へ導かれるが、冷却空気３０
は前縁側のインサート２５に流入し、インサート２５周
囲の空気吹出し穴２７より通路２３とインサート２５と
で形成する隙間に流出し、通路２３の周囲をインピンジ
冷却した後翼に穿設されている冷却穴２０ｃより翼表面
に流出し、翼表面をシャワーヘッド及びフィルム冷却す
る。
０，３１，３２は図示省略の車室空間より外側シュラウ
ド２１を通り、静翼２０内へ導かれるが、冷却空気３０
は前縁側のインサート２５に流入し、インサート２５周
囲の空気吹出し穴２７より通路２３とインサート２５と
で形成する隙間に流出し、通路２３の周囲をインピンジ
冷却した後翼に穿設されている冷却穴２０ｃより翼表面
に流出し、翼表面をシャワーヘッド及びフィルム冷却す
る。
【０００４】同様に冷却空気３１もインサート２６内に
流入し、インサート２６の空気吹出し穴２８よりインサ
ート２６と通路２４とで形成される隙間に流出し、通路
２４内周囲をインピンジ冷却し、同様に翼に設けられた
フィルム冷却穴２０ｄより翼表面に流出し翼表面をフィ
ルム冷却する。又、冷却空気３２は後縁の通路２５に入
り、後翼部を冷却し、後縁のフィルム冷却穴２０ｅより
外部へ流出する。
流入し、インサート２６の空気吹出し穴２８よりインサ
ート２６と通路２４とで形成される隙間に流出し、通路
２４内周囲をインピンジ冷却し、同様に翼に設けられた
フィルム冷却穴２０ｄより翼表面に流出し翼表面をフィ
ルム冷却する。又、冷却空気３２は後縁の通路２５に入
り、後翼部を冷却し、後縁のフィルム冷却穴２０ｅより
外部へ流出する。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】前述の一段静翼におい
ては、翼の前縁部において流出する空気の流出が不均一
となり流速の乱れが生じて圧力損失が大きくなったり、
場合によっては冷却空気が逆流することが起り得る。
又、内部のインサートの空気吹出し穴が空気中のゴミに
より目詰りが生じ、圧損が大きくなる不具合が発生す
る。又、インサートの組立時においては、インサートを
通路内に多点で固定するために組立誤差が大きく、又隙
間も小さく、組立に多くの時間を要している。更に熱応
力の面では翼の外側、内側シュラウドとの付根部のフィ
レットの曲率が小さく、熱応力が集中してクラックが発
生しやすい構造であり、近年のガスタービンの高温化に
伴い、これら不具合を解消し、静翼の信頼性向上を図る
必要がある。
ては、翼の前縁部において流出する空気の流出が不均一
となり流速の乱れが生じて圧力損失が大きくなったり、
場合によっては冷却空気が逆流することが起り得る。
又、内部のインサートの空気吹出し穴が空気中のゴミに
より目詰りが生じ、圧損が大きくなる不具合が発生す
る。又、インサートの組立時においては、インサートを
通路内に多点で固定するために組立誤差が大きく、又隙
間も小さく、組立に多くの時間を要している。更に熱応
力の面では翼の外側、内側シュラウドとの付根部のフィ
レットの曲率が小さく、熱応力が集中してクラックが発
生しやすい構造であり、近年のガスタービンの高温化に
伴い、これら不具合を解消し、静翼の信頼性向上を図る
必要がある。
【０００６】そこで本発明は、静翼の前縁部の曲面から
流出する空気の流れをスムーズにし、又空気の流出する
フィルム冷却穴の目詰りを防止する構造とすると共に、
インサートの支持も簡素な支持構造とし、更に翼付根部
のフィレット曲面も熱応力が集中しないような曲面に改
良し、これらの改良により、静翼の冷却効率を高めると
共に製造時の組立も良好な構造とし、静翼の信頼性を向
上することを課題としてなされたものである。
流出する空気の流れをスムーズにし、又空気の流出する
フィルム冷却穴の目詰りを防止する構造とすると共に、
インサートの支持も簡素な支持構造とし、更に翼付根部
のフィレット曲面も熱応力が集中しないような曲面に改
良し、これらの改良により、静翼の冷却効率を高めると
共に製造時の組立も良好な構造とし、静翼の信頼性を向
上することを課題としてなされたものである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は前述の課題を解
決するために次の（１）乃至（７）の手段を提供する。
決するために次の（１）乃至（７）の手段を提供する。
【０００８】（１）外側、内側シュラウドに固定された
翼の内部に冷却空気を流し同翼を冷却するガスタービン
静翼において、前記翼の前縁の一部に滑らかな曲面の突
起部を形成すると共に、同突起部には冷却空気が吹き出
す複数の冷却穴を設けたことを特徴とするガスタービン
静翼。
翼の内部に冷却空気を流し同翼を冷却するガスタービン
静翼において、前記翼の前縁の一部に滑らかな曲面の突
起部を形成すると共に、同突起部には冷却空気が吹き出
す複数の冷却穴を設けたことを特徴とするガスタービン
静翼。
【０００９】（２）前記突起部の曲面は楕円長軸曲面で
形成されることを特徴とする（１）記載のガスタービン
静翼。
形成されることを特徴とする（１）記載のガスタービン
静翼。
【００１０】（３）前記翼の前縁部は楕円長軸の曲面で
形成されることを特徴とする（１）記載のガスタービン
静翼。
形成されることを特徴とする（１）記載のガスタービン
静翼。
【００１１】（４）外側、内側シュラウドに固定された
翼内部に複数の通路を有し、同各通路内には多数の空気
吹出し穴を有する筒状のインサートを所定隙間を保って
挿入、固定されてなるガスタービン静翼において、前記
翼の前縁側の前記インサートには、その背側後部に他の
穴よりも径の大きい空気吹出し穴を設けると共に、前記
翼の背側には前記空気吹出し穴近辺に他の穴よりも径の
大きい冷却穴を設けたことを特徴とするガスタービン静
翼。
翼内部に複数の通路を有し、同各通路内には多数の空気
吹出し穴を有する筒状のインサートを所定隙間を保って
挿入、固定されてなるガスタービン静翼において、前記
翼の前縁側の前記インサートには、その背側後部に他の
穴よりも径の大きい空気吹出し穴を設けると共に、前記
翼の背側には前記空気吹出し穴近辺に他の穴よりも径の
大きい冷却穴を設けたことを特徴とするガスタービン静
翼。
【００１２】（５）前記翼の前記内側、外側シュラウド
への付根部のフィレットは楕円短軸の曲面形状で形成さ
れていることを特徴とする（１）から（４）のいずれか
に記載のガスタービン静翼。
への付根部のフィレットは楕円短軸の曲面形状で形成さ
れていることを特徴とする（１）から（４）のいずれか
に記載のガスタービン静翼。
【００１３】（６）前記インサートは各通路内において
それぞれ２個所で支持されていることを特徴とする
（４）又は（５）記載のガスタービン静翼。
それぞれ２個所で支持されていることを特徴とする
（４）又は（５）記載のガスタービン静翼。
【００１４】（７）外側、内側シュラウドに固定された
翼内部に複数の通路を有し、同各通路内には多数の空気
吹出し穴を有する筒状のインサートを所定隙間を保って
挿入、固定されてなるガスタービン静翼において、前記
翼の前縁部は楕円長軸の曲面で形成されると共に、前記
翼の前縁の腹側の一部に楕円長軸曲面で形成される突起
部を設け、同突起部には冷却空気が吹き出す複数の冷却
穴を設け、前記翼の前記内側、外側シュラウドへの付根
部のフィレットは楕円短軸の曲面形状で形成され、前記
インサートは各通路内においてそれぞれ２個所で支持さ
れ前記翼の前縁側の前記インサートにはその背側後部に
他の穴よりも径の大きい空気吹出し穴を設けると共に、
前記翼の背側には前記空気吹出し穴近辺に他の穴よりも
径の大きい冷却穴を設けたことを特徴とするガスタービ
ン静翼。
翼内部に複数の通路を有し、同各通路内には多数の空気
吹出し穴を有する筒状のインサートを所定隙間を保って
挿入、固定されてなるガスタービン静翼において、前記
翼の前縁部は楕円長軸の曲面で形成されると共に、前記
翼の前縁の腹側の一部に楕円長軸曲面で形成される突起
部を設け、同突起部には冷却空気が吹き出す複数の冷却
穴を設け、前記翼の前記内側、外側シュラウドへの付根
部のフィレットは楕円短軸の曲面形状で形成され、前記
インサートは各通路内においてそれぞれ２個所で支持さ
れ前記翼の前縁側の前記インサートにはその背側後部に
他の穴よりも径の大きい空気吹出し穴を設けると共に、
前記翼の背側には前記空気吹出し穴近辺に他の穴よりも
径の大きい冷却穴を設けたことを特徴とするガスタービ
ン静翼。
【００１５】本発明の（１）においては、前縁部には突
起部が形成されており、この突起部により特に熱負荷の
大きい前縁部を小さくすることができる。従来の前縁部
はほぼ円形状であり、この部分に冷却空気が吹き出す冷
却穴が複数列配置されていたが、本発明の（１）では、
前縁部の熱負荷の高い部分を滑らかな曲面で突出させ、
この部分を小形にしているので冷却穴の列も従来より少
くすることができる。又、（２）においては突起部の曲
面を楕円長軸側の曲面で形成しているので、冷却空気の
流出を小さな形状の突起部で効果的に流出させ、この部
分を集中的に冷却することができる。
起部が形成されており、この突起部により特に熱負荷の
大きい前縁部を小さくすることができる。従来の前縁部
はほぼ円形状であり、この部分に冷却空気が吹き出す冷
却穴が複数列配置されていたが、本発明の（１）では、
前縁部の熱負荷の高い部分を滑らかな曲面で突出させ、
この部分を小形にしているので冷却穴の列も従来より少
くすることができる。又、（２）においては突起部の曲
面を楕円長軸側の曲面で形成しているので、冷却空気の
流出を小さな形状の突起部で効果的に流出させ、この部
分を集中的に冷却することができる。
【００１６】本発明の（３）では前縁部が楕円曲面で形
成されているので、冷却穴より流出する空気が、特に背
側において乱れることがなく曲面に沿って背側へ流れや
すくなるので効果的なフィルム冷却が可能となる。
成されているので、冷却穴より流出する空気が、特に背
側において乱れることがなく曲面に沿って背側へ流れや
すくなるので効果的なフィルム冷却が可能となる。
【００１７】本発明の（４）では、冷却空気にはゴミが
含まれていることがあり、この微細なゴミがインサート
内の空気吹出し穴から流出しようとして目詰りを起す可
能性がある。そこでインサートの空気吹出し穴のうち、
ゴミが比較的滞留しやすい前縁部の背側後部の空気吹出
し穴の径を他の穴よりも大きくしておき、又この空気吹
出し穴の近辺の翼の冷却穴も他の冷却穴よりも大きくし
ておくことにより、インサート内のゴミがこれら径の大
きい空気吹出し穴と冷却穴を通って空気と共に流出させ
るようにする。従ってゴミによるインサートの空気吹出
し穴や冷却穴の目詰りがなくなり、冷却の信頼性が著し
く向上するものである。
含まれていることがあり、この微細なゴミがインサート
内の空気吹出し穴から流出しようとして目詰りを起す可
能性がある。そこでインサートの空気吹出し穴のうち、
ゴミが比較的滞留しやすい前縁部の背側後部の空気吹出
し穴の径を他の穴よりも大きくしておき、又この空気吹
出し穴の近辺の翼の冷却穴も他の冷却穴よりも大きくし
ておくことにより、インサート内のゴミがこれら径の大
きい空気吹出し穴と冷却穴を通って空気と共に流出させ
るようにする。従ってゴミによるインサートの空気吹出
し穴や冷却穴の目詰りがなくなり、冷却の信頼性が著し
く向上するものである。
【００１８】本発明の（５）では、翼のフィレットが楕
円曲面であり、従来の小さな曲率が解消されるので、熱
応力の翼付根部分での応力集中がなくなり、クラックの
発生を防ぐことができる。又（６）においては、各通路
内のインサートがそれぞれ２個所で支持されるので従来
の多点支持と比べて組立時の位置合せが容易となり、翼
組立時の工数が低減されると共に、取付精度も向上し、
翼の信頼性が向上する。
円曲面であり、従来の小さな曲率が解消されるので、熱
応力の翼付根部分での応力集中がなくなり、クラックの
発生を防ぐことができる。又（６）においては、各通路
内のインサートがそれぞれ２個所で支持されるので従来
の多点支持と比べて組立時の位置合せが容易となり、翼
組立時の工数が低減されると共に、取付精度も向上し、
翼の信頼性が向上する。
【００１９】更に、本発明の（７）においては、上記
（１）〜（６）の各特徴をすべて備えた構成の静翼であ
るので、上記の効果をすべて備え、冷却効果が一段と向
上し、穴の目詰まりによる冷却効果の低下も防止され、
熱応力の影響も小さくし、更に組立精度も増して従来の
静翼の構造と比べ信頼性が格段に向上する静翼を実現す
ることができる。
（１）〜（６）の各特徴をすべて備えた構成の静翼であ
るので、上記の効果をすべて備え、冷却効果が一段と向
上し、穴の目詰まりによる冷却効果の低下も防止され、
熱応力の影響も小さくし、更に組立精度も増して従来の
静翼の構造と比べ信頼性が格段に向上する静翼を実現す
ることができる。
【００２０】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実
施の一形態に係るガスタービン静翼の断面図であり、特
に一段静翼の例を示している。図において、１０は静翼
全体であり、１は前縁の突起部で前縁の一部を滑かな曲
面で突出させている。静翼１０の内部には従来と同じく
通路２３，２４が設けられており、通路２３内には中空
状の前部インサート２が、通路２４内には後部インサー
ト５がそれぞれ挿入され、後述するように２個所で固定
されている。
て図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実
施の一形態に係るガスタービン静翼の断面図であり、特
に一段静翼の例を示している。図において、１０は静翼
全体であり、１は前縁の突起部で前縁の一部を滑かな曲
面で突出させている。静翼１０の内部には従来と同じく
通路２３，２４が設けられており、通路２３内には中空
状の前部インサート２が、通路２４内には後部インサー
ト５がそれぞれ挿入され、後述するように２個所で固定
されている。
【００２１】前部インサート２は筒状であり、多数の空
気吹出し穴４ａ，４ｂが設けられており、空気吹出し穴
４ａは図示していないが、上下に１５個が直線状に配列
され、その径は 0.5mmとしている。又、空気吹出し穴４
ｂは４ａよりは径をやや大きくして 0.6mmとして上下に
１６個が一列に配列している。
気吹出し穴４ａ，４ｂが設けられており、空気吹出し穴
４ａは図示していないが、上下に１５個が直線状に配列
され、その径は 0.5mmとしている。又、空気吹出し穴４
ｂは４ａよりは径をやや大きくして 0.6mmとして上下に
１６個が一列に配列している。
【００２２】通路２３の内壁には突起状のインサート支
持部３ａ，３ｂが２個所形成されている。前部インサー
ト２は、この２個所のインサート支持部３ａ，３ｂで２
点支持され、通路２３周囲に所定の隙間を保持して固定
されている。
持部３ａ，３ｂが２個所形成されている。前部インサー
ト２は、この２個所のインサート支持部３ａ，３ｂで２
点支持され、通路２３周囲に所定の隙間を保持して固定
されている。
【００２３】後部インサート５も筒状であり、周囲に多
数の空気吹出し穴７が設けられており、空気吹出し穴７
は上下に背側が２０個、腹側の前部２列が１０個、後部
３列が１５個とそれぞれ直線状に配置されており、その
径は 0.5mmである。又、後部インサート５は前方がリブ
のインサート支持部６ａ、後部が突起状のインサート支
持部６ｂにそれぞれ支持され、通路２４の周囲と所定の
隙間を保って２個所で固定されている。
数の空気吹出し穴７が設けられており、空気吹出し穴７
は上下に背側が２０個、腹側の前部２列が１０個、後部
３列が１５個とそれぞれ直線状に配置されており、その
径は 0.5mmである。又、後部インサート５は前方がリブ
のインサート支持部６ａ、後部が突起状のインサート支
持部６ｂにそれぞれ支持され、通路２４の周囲と所定の
隙間を保って２個所で固定されている。
【００２４】静翼１０には、突起部１に４列のシャワー
ヘッド冷却穴１１ａが設けられている。シャワーヘッド
冷却穴１１ａのは上下に２１個、は２０個、は２
１個、は２０個がそれぞれ直線状に配置され、その径
は 0.5mmである。又その他前縁部にはフィルム冷却穴１
１ｂ、１１ｃが設けられ、これらは上下に１９個が配列
され、同じく径は 0.5mmである。又、後縁部にもフィル
ム冷却穴１１ｄ，１１ｅが設けられており、１１ｄは上
下に１９個、１１ｅは上下に２０個がそれぞれ配列して
いる。
ヘッド冷却穴１１ａが設けられている。シャワーヘッド
冷却穴１１ａのは上下に２１個、は２０個、は２
１個、は２０個がそれぞれ直線状に配置され、その径
は 0.5mmである。又その他前縁部にはフィルム冷却穴１
１ｂ、１１ｃが設けられ、これらは上下に１９個が配列
され、同じく径は 0.5mmである。又、後縁部にもフィル
ム冷却穴１１ｄ，１１ｅが設けられており、１１ｄは上
下に１９個、１１ｅは上下に２０個がそれぞれ配列して
いる。
【００２５】更に背側にはフィルム冷却穴１２が設けら
れ、この穴の径は 0.6mmと他の冷却穴よりは径を大きく
し、その代り上下の数を１６個とし少なくし、空気の流
出量が他と比較して過大とならないように設定してい
る。このフィルム冷却穴１２の位置は通路２３内のうち
で圧力が比較的低い領域Ｗに設けられており、この領域
Ｗに空気中に含まれるゴミが滞留しやすい所であり、後
述するようにゴミを空気と一緒に流出させるためのフィ
ルム冷却穴である。
れ、この穴の径は 0.6mmと他の冷却穴よりは径を大きく
し、その代り上下の数を１６個とし少なくし、空気の流
出量が他と比較して過大とならないように設定してい
る。このフィルム冷却穴１２の位置は通路２３内のうち
で圧力が比較的低い領域Ｗに設けられており、この領域
Ｗに空気中に含まれるゴミが滞留しやすい所であり、後
述するようにゴミを空気と一緒に流出させるためのフィ
ルム冷却穴である。
【００２６】上記構成の一段静翼において、突起部１は
後述するように楕円形状の曲面を有しており、この部分
にフィルム冷却穴１１ａを〜の４列を配置してい
る。従来はこの部分に５列のフィルム冷却穴が配置され
ているが、本発明では楕円形状の曲面にすることにより
熱応力の大きい部分を突起部として小さくし、かつ空気
の流出が良好となり、その分穴の配列数を少くして空気
量も少くすることができる。
後述するように楕円形状の曲面を有しており、この部分
にフィルム冷却穴１１ａを〜の４列を配置してい
る。従来はこの部分に５列のフィルム冷却穴が配置され
ているが、本発明では楕円形状の曲面にすることにより
熱応力の大きい部分を突起部として小さくし、かつ空気
の流出が良好となり、その分穴の配列数を少くして空気
量も少くすることができる。
【００２７】又、従来は前部インサート２内の空気中に
含まれるゴミが比較的圧力の低い領域Ｗに滞留し、前部
インサート２の背側の空気吹出し穴４ａ，４ｂに侵入
し、目詰まりを起し、冷却不足を起すことがあったが、
本発明では、前部インサート２の領域Ｗ近辺の空気吹出
し穴４ｂ及び翼のフィルム冷却穴１２の径を他の穴より
大きくし、空気中に含まれるゴミ５０は点線で示すよう
に空気吹出し穴４ｂより前部インサート２と通路２３と
の隙間に流出し、更に、フィルム冷却穴１２より外部へ
流出するようにしている。これにより他の空気冷却穴や
フィルム冷却穴が目詰りを起すことがない。
含まれるゴミが比較的圧力の低い領域Ｗに滞留し、前部
インサート２の背側の空気吹出し穴４ａ，４ｂに侵入
し、目詰まりを起し、冷却不足を起すことがあったが、
本発明では、前部インサート２の領域Ｗ近辺の空気吹出
し穴４ｂ及び翼のフィルム冷却穴１２の径を他の穴より
大きくし、空気中に含まれるゴミ５０は点線で示すよう
に空気吹出し穴４ｂより前部インサート２と通路２３と
の隙間に流出し、更に、フィルム冷却穴１２より外部へ
流出するようにしている。これにより他の空気冷却穴や
フィルム冷却穴が目詰りを起すことがない。
【００２８】更に、前部インサート２は、前述のように
翼１０の内壁に突起状に形成された２個所のインサート
支持部３ａ，３ｂにより２個所で支持されており、又、
後部インサート５も通路２３と２４との間のリブのイン
サート支持部６ａ、後縁側に突出して形成されたインサ
ート支持部６ｂとの２個所で支持されている。従って組
立時にインサート２，５の通路２３，２４への挿入、位
置合せが容易となり、組立が簡素化されるものである。
又、組立精度も向上する。
翼１０の内壁に突起状に形成された２個所のインサート
支持部３ａ，３ｂにより２個所で支持されており、又、
後部インサート５も通路２３と２４との間のリブのイン
サート支持部６ａ、後縁側に突出して形成されたインサ
ート支持部６ｂとの２個所で支持されている。従って組
立時にインサート２，５の通路２３，２４への挿入、位
置合せが容易となり、組立が簡素化されるものである。
又、組立精度も向上する。
【００２９】図２は上記に説明の実施の一形態に係る静
翼のフィレットの形状を示す図であり、翼１０の外側シ
ュラウド２１との付根の前縁部、後縁部のフィレット２
０ａ，２０ｂはそれぞれ楕円形４０の曲面を有し、同様
に内側シュラウド２２の付根部の前縁、後縁部のフィレ
ット２０ｃ，２０ｄも楕円形状の曲面を有している。こ
のようにフィレットを楕円曲面にすると、従来のように
フィレットの曲率が小さくて熱応力が集中するようなこ
とがなく、熱応力によるクラックの発生が抑えられる。
翼のフィレットの形状を示す図であり、翼１０の外側シ
ュラウド２１との付根の前縁部、後縁部のフィレット２
０ａ，２０ｂはそれぞれ楕円形４０の曲面を有し、同様
に内側シュラウド２２の付根部の前縁、後縁部のフィレ
ット２０ｃ，２０ｄも楕円形状の曲面を有している。こ
のようにフィレットを楕円曲面にすると、従来のように
フィレットの曲率が小さくて熱応力が集中するようなこ
とがなく、熱応力によるクラックの発生が抑えられる。
【００３０】図３は翼の前縁部の形状を示す図であり、
（ａ）は本発明の形状、（ｂ）は従来の形状である。
（ｂ）に示す従来の形状は、前縁部が円４２の曲面を有
しており、流出する冷却空気３４は前縁の曲面に沿って
流れるが、一部が曲面に沿って流れず、乱れが生じてい
たが、（ａ）に示す本発明では前縁部が楕円４１の曲面
形状としている。この場合には流出する空気は楕円の滑
らかな曲面に沿ってスムーズに背側に沿って流れ、乱れ
が生ずることなく冷却効果が増すものである。
（ａ）は本発明の形状、（ｂ）は従来の形状である。
（ｂ）に示す従来の形状は、前縁部が円４２の曲面を有
しており、流出する冷却空気３４は前縁の曲面に沿って
流れるが、一部が曲面に沿って流れず、乱れが生じてい
たが、（ａ）に示す本発明では前縁部が楕円４１の曲面
形状としている。この場合には流出する空気は楕円の滑
らかな曲面に沿ってスムーズに背側に沿って流れ、乱れ
が生ずることなく冷却効果が増すものである。
【００３１】上記の円形状の従来の前縁形状と、本発明
の楕円の前縁形状とを比較して冷却空気の流速を図５に
示すが、Ｘが翼の背側、Ｙが腹側の流速を示し、実線が
本発明の楕円形状の翼、点線が従来の円形状の翼の流速
のパターンである。図示のように背側においては、Ｌで
示す位置において流速が変動する速度スパイクが発生
し、冷却空気がスムーズに流れないが、本発明の楕円曲
面の前縁では、このような速度スパイクは発生しない。
の楕円の前縁形状とを比較して冷却空気の流速を図５に
示すが、Ｘが翼の背側、Ｙが腹側の流速を示し、実線が
本発明の楕円形状の翼、点線が従来の円形状の翼の流速
のパターンである。図示のように背側においては、Ｌで
示す位置において流速が変動する速度スパイクが発生
し、冷却空気がスムーズに流れないが、本発明の楕円曲
面の前縁では、このような速度スパイクは発生しない。
【００３２】図４は図１における前縁の突起部１の形状
の詳細を示し、突起部１も円形もしくは楕円形の曲面で
あるが、楕円形状が好ましく、図では楕円４３の長軸の
曲面に沿った形状をしている。このような楕円形状とす
ることにより熱負荷の高い前縁部を小形化することがで
き、これによりシャワーヘッド冷却穴１１ａの数を従来
より列数を減らすことができる。従来の円形状の前縁部
では５列のシャワーヘッド冷却穴が設けられていたが、
本実施の形態のように、熱負荷の大きい領域を小さくす
るので４列とすることができる。
の詳細を示し、突起部１も円形もしくは楕円形の曲面で
あるが、楕円形状が好ましく、図では楕円４３の長軸の
曲面に沿った形状をしている。このような楕円形状とす
ることにより熱負荷の高い前縁部を小形化することがで
き、これによりシャワーヘッド冷却穴１１ａの数を従来
より列数を減らすことができる。従来の円形状の前縁部
では５列のシャワーヘッド冷却穴が設けられていたが、
本実施の形態のように、熱負荷の大きい領域を小さくす
るので４列とすることができる。
【００３３】以上説明のように、本実施の形態のガスタ
ービン静翼においては、〈１〉通路２３，２４内の前
部、後部インサート２，５を２点支持として、組立を容
易な構造とする。〈２〉前部インサート２に径が他のも
のより大きい空気吹出し穴４ｂ、及び穴４ｂの近傍の翼
背側に他のものよりも径の大きいフィルム冷却穴１２を
設け、空気中に含まれるゴミを流出させ、空気吹出し穴
やシャワーヘッド及びフィルム冷却穴の目詰りを防止す
る。〈３〉又、翼の前縁部を楕円形状の曲面として冷却
空気の流れをスムーズにして乱れをなくする。〈４〉
又、前縁部に突起部１を設け、熱負荷の大きい前縁部を
小形にし、シャワーヘッド冷却穴１１ａの列を減少させ
ることができる。〈５〉更に、翼の外側、内側シュラウ
ドとの付根部のフィレットを楕円形状として熱応力の集
中を避ける構造とする。このような〈１〉〜〈５〉の各
部分の改良によりガスタービンの一段静翼の信頼性が著
しく向上するものである。
ービン静翼においては、〈１〉通路２３，２４内の前
部、後部インサート２，５を２点支持として、組立を容
易な構造とする。〈２〉前部インサート２に径が他のも
のより大きい空気吹出し穴４ｂ、及び穴４ｂの近傍の翼
背側に他のものよりも径の大きいフィルム冷却穴１２を
設け、空気中に含まれるゴミを流出させ、空気吹出し穴
やシャワーヘッド及びフィルム冷却穴の目詰りを防止す
る。〈３〉又、翼の前縁部を楕円形状の曲面として冷却
空気の流れをスムーズにして乱れをなくする。〈４〉
又、前縁部に突起部１を設け、熱負荷の大きい前縁部を
小形にし、シャワーヘッド冷却穴１１ａの列を減少させ
ることができる。〈５〉更に、翼の外側、内側シュラウ
ドとの付根部のフィレットを楕円形状として熱応力の集
中を避ける構造とする。このような〈１〉〜〈５〉の各
部分の改良によりガスタービンの一段静翼の信頼性が著
しく向上するものである。
【００３４】なお上記の〈１〉から〈５〉の構成は、こ
れらをそれぞれ単独で適用しても良いし、又これらを部
分的に組合せて構成しても良いし、これら〈１〉〜
〈５〉を全部適用すれば静翼の信頼性が一段と向上し、
信頼性が増すものである。
れらをそれぞれ単独で適用しても良いし、又これらを部
分的に組合せて構成しても良いし、これら〈１〉〜
〈５〉を全部適用すれば静翼の信頼性が一段と向上し、
信頼性が増すものである。
【００３５】
【発明の効果】本発明のガスタービン静翼は、（１）外
側、内側シュラウドに固定された翼の内部に冷却空気を
流し同翼を冷却するガスタービン静翼において、前記翼
の前縁の一部に滑らかな曲面の突起部を形成すると共
に、同突起部には冷却空気が吹き出す複数の冷却穴を設
けたことを特徴としている。又、（２）上記（１）にお
いて、前記突起部の曲面は楕円長軸曲面で形成されるこ
とを特徴としている。このような構成により、前縁部の
熱負荷の高い部分を滑らかな曲面で突出させ、この部分
を小形にしているので冷却穴の列も従来より少くするこ
とができる。又、（２）においては突起部の曲面を楕円
長軸側の曲面で形成しているので、冷却空気の流出を小
さな形状の突起部で効果的に流出させ、この部分を冷却
することができる。
側、内側シュラウドに固定された翼の内部に冷却空気を
流し同翼を冷却するガスタービン静翼において、前記翼
の前縁の一部に滑らかな曲面の突起部を形成すると共
に、同突起部には冷却空気が吹き出す複数の冷却穴を設
けたことを特徴としている。又、（２）上記（１）にお
いて、前記突起部の曲面は楕円長軸曲面で形成されるこ
とを特徴としている。このような構成により、前縁部の
熱負荷の高い部分を滑らかな曲面で突出させ、この部分
を小形にしているので冷却穴の列も従来より少くするこ
とができる。又、（２）においては突起部の曲面を楕円
長軸側の曲面で形成しているので、冷却空気の流出を小
さな形状の突起部で効果的に流出させ、この部分を冷却
することができる。
【００３６】本発明の（３）では前縁部が楕円曲面で形
成されているので、冷却穴より流出する空気が、特に背
側において乱れることがなく曲面に沿って流れやすくな
るので効果的なフィルム冷却が可能となる。
成されているので、冷却穴より流出する空気が、特に背
側において乱れることがなく曲面に沿って流れやすくな
るので効果的なフィルム冷却が可能となる。
【００３７】本発明の（４）は、外側、内側シュラウド
に固定された翼内部に複数の通路を有し、同各通路内に
は多数の空気吹出し穴を有する筒状のインサートを所定
隙間を保って挿入、固定されてなるガスタービン静翼に
おいて、前記翼の前縁側の前記インサートにはその背側
後部に他の穴よりも径の大きい空気吹出し穴を設けると
共に、前記翼の背側には前記空気吹出し穴近辺に他の穴
よりも径の大きい冷却穴を設けたことを特徴としてい
る。このような構成により、インサート内のゴミがこれ
ら径の大きい空気吹出し穴と冷却穴を通って空気と共に
流出させるようにする。従ってゴミによるインサートの
空気吹出し穴や冷却穴の目詰りがなくなり、冷却の信頼
性が著しく向上するものである。
に固定された翼内部に複数の通路を有し、同各通路内に
は多数の空気吹出し穴を有する筒状のインサートを所定
隙間を保って挿入、固定されてなるガスタービン静翼に
おいて、前記翼の前縁側の前記インサートにはその背側
後部に他の穴よりも径の大きい空気吹出し穴を設けると
共に、前記翼の背側には前記空気吹出し穴近辺に他の穴
よりも径の大きい冷却穴を設けたことを特徴としてい
る。このような構成により、インサート内のゴミがこれ
ら径の大きい空気吹出し穴と冷却穴を通って空気と共に
流出させるようにする。従ってゴミによるインサートの
空気吹出し穴や冷却穴の目詰りがなくなり、冷却の信頼
性が著しく向上するものである。
【００３８】本発明の（７）は、ガスタービン静翼にお
いて、前記翼の前縁部は楕円長軸の曲面で形成されると
共に、前記翼の前縁の腹側の一部に楕円長軸曲面で形成
される突起部を設け、同突起部には冷却空気が吹き出す
複数の冷却穴を設け、前記翼の前記内側、外側シュラウ
ドへの付根部のフィレットは楕円短軸の曲面形状で形成
され、前記インサートは各通路内においてそれぞれ２個
所で支持され前記翼の前縁側の前記インサートにはその
背側後部に他の穴よりも径の大きい空気吹出し穴を設け
ると共に、前記翼の背側には前記空気吹出し穴近辺に他
の穴よりも径の大きい冷却穴を設けたことを特徴として
いる。このような構成により、上記（１）〜（６）の各
特徴をすべて備えた静翼であるので、上記の効果をすべ
て備え、冷却効果が一段と向上し、穴の目詰まりによる
冷却効果の低下も防止され、熱応力の影響も小さくし、
更に組立精度も増して従来の静翼と比べ信頼性が格段に
向上するものである。
いて、前記翼の前縁部は楕円長軸の曲面で形成されると
共に、前記翼の前縁の腹側の一部に楕円長軸曲面で形成
される突起部を設け、同突起部には冷却空気が吹き出す
複数の冷却穴を設け、前記翼の前記内側、外側シュラウ
ドへの付根部のフィレットは楕円短軸の曲面形状で形成
され、前記インサートは各通路内においてそれぞれ２個
所で支持され前記翼の前縁側の前記インサートにはその
背側後部に他の穴よりも径の大きい空気吹出し穴を設け
ると共に、前記翼の背側には前記空気吹出し穴近辺に他
の穴よりも径の大きい冷却穴を設けたことを特徴として
いる。このような構成により、上記（１）〜（６）の各
特徴をすべて備えた静翼であるので、上記の効果をすべ
て備え、冷却効果が一段と向上し、穴の目詰まりによる
冷却効果の低下も防止され、熱応力の影響も小さくし、
更に組立精度も増して従来の静翼と比べ信頼性が格段に
向上するものである。
【図１】本発明の実施の一形態に係るガスタービン静翼
の断面図である。
の断面図である。
【図２】本発明の実施の一形態に係るガスタービン静翼
の翼のフィレットの形状を示す図である。
の翼のフィレットの形状を示す図である。
【図３】本発明の実施の一形態に係るガスタービン静翼
の前縁部形状を示し、（ａ）は本発明、（ｂ）は従来の
形状をそれぞれ示す。
の前縁部形状を示し、（ａ）は本発明、（ｂ）は従来の
形状をそれぞれ示す。
【図４】図１におけるガスタービン静翼の前縁の突起部
形状を示す図である。
形状を示す図である。
【図５】本発明の実施の一形態に係るガスタービン静翼
における冷却空気の流速を示す図である。
における冷却空気の流速を示す図である。
【図６】ガスタービンの一段静翼の代表的な断面図であ
る。
る。
１ 突起部 ２ 前部インサート ３ａ，３ｂ，６ａ，６ｂ インサート支持部 ４ａ，４ｂ，７ 空気吹出し穴 ５ 後部インサート １０ 静翼 １１ａ シャワーヘッド冷却
穴 １１ｂ，１１ｃ，１１ｄ，１１ｅ フィルム冷却穴 １２ フィルム冷却穴
穴 １１ｂ，１１ｃ，１１ｄ，１１ｅ フィルム冷却穴 １２ フィルム冷却穴
フロントページの続き (72)発明者 富田 康意 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 Ｆターム(参考） 3G002 GA08 GB00 GB01
Claims (7)
- 【請求項１】 外側、内側シュラウドに固定された翼の
内部に冷却空気を流し同翼を冷却するガスタービン静翼
において、前記翼の前縁の一部に滑らかな曲面の突起部
を形成すると共に、同突起部には冷却空気が吹き出す複
数の冷却穴を設けたことを特徴とするガスタービン静
翼。 - 【請求項２】 前記突起部の曲面は楕円長軸曲面で形成
されることを特徴とする請求項１記載のガスタービン静
翼。 - 【請求項３】 前記翼の前縁部は楕円長軸の曲面で形成
されることを特徴とする請求項１記載のガスタービン静
翼。 - 【請求項４】 外側、内側シュラウドに固定された翼内
部に複数の通路を有し、同各通路内には多数の空気吹出
し穴を有する筒状のインサートを所定隙間を保って挿
入、固定されてなるガスタービン静翼において、前記翼
の前縁側の前記インサートには、その背側後部に他の穴
よりも径の大きい空気吹出し穴を設けると共に、前記翼
の背側には前記空気吹出し穴近辺に他の穴よりも径の大
きい冷却穴を設けたことを特徴とするガスタービン静
翼。 - 【請求項５】 前記翼の前記内側、外側シュラウドへの
付根部のフィレットは楕円短軸の曲面形状で形成されて
いることを特徴とする請求項１から４のいずれかに記載
のガスタービン静翼。 - 【請求項６】 前記インサートは各通路内においてそれ
ぞれ２個所で支持されていることを特徴とする請求項４
又は５記載のガスタービン静翼。 - 【請求項７】 外側、内側シュラウドに固定された翼内
部に複数の通路を有し、同各通路内には多数の空気吹出
し穴を有する筒状のインサートを所定隙間を保って挿
入、固定されてなるガスタービン静翼において、前記翼
の前縁部は楕円長軸の曲面で形成されると共に、前記翼
の前縁の腹側の一部に楕円長軸曲面で形成される突起部
を設け、同突起部には冷却空気が吹き出す複数の冷却穴
を設け、前記翼の前記内側、外側シュラウドへの付根部
のフィレットは楕円短軸の曲面形状で形成され、前記イ
ンサートは各通路内においてそれぞれ２個所で支持され
前記翼の前縁側の前記インサートにはその背側後部に他
の穴よりも径の大きい空気吹出し穴を設けると共に、前
記翼の背側には前記空気吹出し穴近辺に他の穴よりも径
の大きい冷却穴を設けたことを特徴とするガスタービン
静翼。
Priority Applications (6)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16849299A JP3794868B2 (ja) | 1999-06-15 | 1999-06-15 | ガスタービン静翼 |
| DE60014170T DE60014170T2 (de) | 1999-06-15 | 2000-02-25 | Statorschaufel einer Gasturbine |
| EP02013742A EP1247940B1 (en) | 1999-06-15 | 2000-02-25 | Gas turbine stationary blade |
| EP00103974A EP1061236A3 (en) | 1999-06-15 | 2000-02-25 | Gas turbine stationary blade |
| CA002300038A CA2300038C (en) | 1999-06-15 | 2000-03-03 | Gas turbine stationary blade |
| US09/522,008 US6318960B1 (en) | 1999-06-15 | 2000-03-09 | Gas turbine stationary blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16849299A JP3794868B2 (ja) | 1999-06-15 | 1999-06-15 | ガスタービン静翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000356104A true JP2000356104A (ja) | 2000-12-26 |
| JP3794868B2 JP3794868B2 (ja) | 2006-07-12 |
Family
ID=15869101
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP16849299A Expired - Fee Related JP3794868B2 (ja) | 1999-06-15 | 1999-06-15 | ガスタービン静翼 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6318960B1 (ja) |
| EP (2) | EP1247940B1 (ja) |
| JP (1) | JP3794868B2 (ja) |
| CA (1) | CA2300038C (ja) |
| DE (1) | DE60014170T2 (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1312757A2 (en) * | 2001-11-15 | 2003-05-21 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
| EP1312758A2 (en) * | 2001-11-15 | 2003-05-21 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
| JP2012159056A (ja) * | 2011-02-02 | 2012-08-23 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン静翼の流体供給構造 |
| JP2013122250A (ja) * | 2013-02-12 | 2013-06-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン翼 |
| JP2014098386A (ja) * | 2012-11-13 | 2014-05-29 | General Electric Co <Ge> | 非直線状冷却コンジットを有するタービンノズル |
| JP2015514920A (ja) * | 2012-04-27 | 2015-05-21 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 耐久性があるタービンベーン |
| JP2018009571A (ja) * | 2016-07-12 | 2018-01-18 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 衝突熱伝達機能部を有するターボマシン構成要素、関連するターボマシンおよび記憶媒体 |
| CN111425263A (zh) * | 2020-04-24 | 2020-07-17 | 沈阳航空航天大学 | 一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片 |
| CN112318115A (zh) * | 2020-11-23 | 2021-02-05 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种燃机透平静叶插件安装方法及应用 |
Families Citing this family (37)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6183192B1 (en) * | 1999-03-22 | 2001-02-06 | General Electric Company | Durable turbine nozzle |
| GB2367096B (en) * | 2000-09-23 | 2004-11-24 | Abb Alstom Power Uk Ltd | Turbocharging of engines |
| CA2426892C (en) | 2002-08-16 | 2011-10-25 | The Fuel Genie Corporation | Device and method for changing angular velocity of airflow |
| US6921246B2 (en) * | 2002-12-20 | 2005-07-26 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles |
| US7008185B2 (en) * | 2003-02-27 | 2006-03-07 | General Electric Company | Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle |
| US7090461B2 (en) * | 2003-10-30 | 2006-08-15 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine vane with integral cooling flow control system |
| US7431559B2 (en) | 2004-12-21 | 2008-10-07 | United Technologies Corporation | Dirt separation for impingement cooled turbine components |
| US7131816B2 (en) | 2005-02-04 | 2006-11-07 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Airfoil locator rib and method of positioning an insert in an airfoil |
| US7438527B2 (en) * | 2005-04-22 | 2008-10-21 | United Technologies Corporation | Airfoil trailing edge cooling |
| US7377747B2 (en) * | 2005-06-06 | 2008-05-27 | General Electric Company | Turbine airfoil with integrated impingement and serpentine cooling circuit |
| US7244101B2 (en) * | 2005-10-04 | 2007-07-17 | General Electric Company | Dust resistant platform blade |
| US7556476B1 (en) * | 2006-11-16 | 2009-07-07 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with multiple near wall compartment cooling |
| DE102007017844B4 (de) * | 2007-04-16 | 2010-04-15 | Continental Automotive Gmbh | Abgasturbolader, Brennkraftmaschine mit diesem Abgasturbolader und Verfahren zum Regeln des Ladedrucks des Abgasturboladers |
| US10286407B2 (en) | 2007-11-29 | 2019-05-14 | General Electric Company | Inertial separator |
| US8568085B2 (en) | 2010-07-19 | 2013-10-29 | Pratt & Whitney Canada Corp | High pressure turbine vane cooling hole distrubution |
| US9151173B2 (en) | 2011-12-15 | 2015-10-06 | General Electric Company | Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components |
| US8944750B2 (en) | 2011-12-22 | 2015-02-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | High pressure turbine vane cooling hole distribution |
| US10087764B2 (en) | 2012-03-08 | 2018-10-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Airfoil for gas turbine engine |
| US9291061B2 (en) * | 2012-04-13 | 2016-03-22 | General Electric Company | Turbomachine blade tip shroud with parallel casing configuration |
| GB2502302A (en) * | 2012-05-22 | 2013-11-27 | Bhupendra Khandelwal | Gas turbine nozzle guide vane with dilution air exhaust ports |
| US9062556B2 (en) | 2012-09-28 | 2015-06-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | High pressure turbine blade cooling hole distribution |
| US9121289B2 (en) | 2012-09-28 | 2015-09-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | High pressure turbine blade cooling hole distribution |
| EP3149311A2 (en) | 2014-05-29 | 2017-04-05 | General Electric Company | Turbine engine and particle separators therefore |
| US9915176B2 (en) | 2014-05-29 | 2018-03-13 | General Electric Company | Shroud assembly for turbine engine |
| US11033845B2 (en) | 2014-05-29 | 2021-06-15 | General Electric Company | Turbine engine and particle separators therefore |
| US10975731B2 (en) | 2014-05-29 | 2021-04-13 | General Electric Company | Turbine engine, components, and methods of cooling same |
| US9581029B2 (en) | 2014-09-24 | 2017-02-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | High pressure turbine blade cooling hole distribution |
| US10167725B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-01-01 | General Electric Company | Engine component for a turbine engine |
| US10036319B2 (en) | 2014-10-31 | 2018-07-31 | General Electric Company | Separator assembly for a gas turbine engine |
| US9988936B2 (en) | 2015-10-15 | 2018-06-05 | General Electric Company | Shroud assembly for a gas turbine engine |
| US10428664B2 (en) | 2015-10-15 | 2019-10-01 | General Electric Company | Nozzle for a gas turbine engine |
| US10174620B2 (en) | 2015-10-15 | 2019-01-08 | General Electric Company | Turbine blade |
| US10704425B2 (en) | 2016-07-14 | 2020-07-07 | General Electric Company | Assembly for a gas turbine engine |
| KR102048863B1 (ko) * | 2018-04-17 | 2019-11-26 | 두산중공업 주식회사 | 인서트 지지부를 구비한 터빈 베인 |
| KR102207971B1 (ko) * | 2019-06-21 | 2021-01-26 | 두산중공업 주식회사 | 터빈 베인, 및 이를 포함하는 터빈 |
| CN111927563A (zh) * | 2020-07-31 | 2020-11-13 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种适用于高温环境的涡轮叶片 |
| CN113944516B (zh) * | 2021-09-28 | 2024-04-02 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种燃气涡轮叶尖复合冷却结构 |
Family Cites Families (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB740597A (en) * | 1953-11-07 | 1955-11-16 | Gen Motors Corp | Improvements relating to gas turbine or compressor blades |
| US3240468A (en) * | 1964-12-28 | 1966-03-15 | Curtiss Wright Corp | Transpiration cooled blades for turbines, compressors, and the like |
| US3890062A (en) * | 1972-06-28 | 1975-06-17 | Us Energy | Blade transition for axial-flow compressors and the like |
| US4063851A (en) * | 1975-12-22 | 1977-12-20 | United Technologies Corporation | Coolable turbine airfoil |
| DE3029082C2 (de) * | 1980-07-31 | 1982-10-21 | Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim | Turbomaschinenschaufel |
| JPS61149504A (ja) * | 1984-12-21 | 1986-07-08 | Nissan Motor Co Ltd | 空気機械の翼車構造 |
| US4770608A (en) * | 1985-12-23 | 1988-09-13 | United Technologies Corporation | Film cooled vanes and turbines |
| JP3142850B2 (ja) | 1989-03-13 | 2001-03-07 | 株式会社東芝 | タービンの冷却翼および複合発電プラント |
| US5281084A (en) * | 1990-07-13 | 1994-01-25 | General Electric Company | Curved film cooling holes for gas turbine engine vanes |
| FR2672338B1 (fr) * | 1991-02-06 | 1993-04-16 | Snecma | Aube de turbine munie d'un systeme de refroidissement. |
| US5813835A (en) * | 1991-08-19 | 1998-09-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Air-cooled turbine blade |
| US5207556A (en) * | 1992-04-27 | 1993-05-04 | General Electric Company | Airfoil having multi-passage baffle |
| JP3110227B2 (ja) * | 1993-11-22 | 2000-11-20 | 株式会社東芝 | タービン冷却翼 |
| US5374162A (en) * | 1993-11-30 | 1994-12-20 | United Technologies Corporation | Airfoil having coolable leading edge region |
| JP3192854B2 (ja) * | 1993-12-28 | 2001-07-30 | 株式会社東芝 | タービン冷却翼 |
| JPH07279612A (ja) * | 1994-04-14 | 1995-10-27 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 重質油焚き用ガスタービン冷却翼 |
| US5779437A (en) * | 1996-10-31 | 1998-07-14 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Cooling passages for airfoil leading edge |
| JP3316418B2 (ja) * | 1997-06-12 | 2002-08-19 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン冷却動翼 |
| US5931638A (en) * | 1997-08-07 | 1999-08-03 | United Technologies Corporation | Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer |
| US6036441A (en) * | 1998-11-16 | 2000-03-14 | General Electric Company | Series impingement cooled airfoil |
-
1999
- 1999-06-15 JP JP16849299A patent/JP3794868B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
2000
- 2000-02-25 EP EP02013742A patent/EP1247940B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-02-25 DE DE60014170T patent/DE60014170T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2000-02-25 EP EP00103974A patent/EP1061236A3/en not_active Withdrawn
- 2000-03-03 CA CA002300038A patent/CA2300038C/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-03-09 US US09/522,008 patent/US6318960B1/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1312758A2 (en) * | 2001-11-15 | 2003-05-21 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
| EP1312757A3 (en) * | 2001-11-15 | 2006-06-07 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
| EP1312758A3 (en) * | 2001-11-15 | 2006-06-07 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
| EP1312757A2 (en) * | 2001-11-15 | 2003-05-21 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
| JP2012159056A (ja) * | 2011-02-02 | 2012-08-23 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン静翼の流体供給構造 |
| JP2015514920A (ja) * | 2012-04-27 | 2015-05-21 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 耐久性があるタービンベーン |
| US9506351B2 (en) | 2012-04-27 | 2016-11-29 | General Electric Company | Durable turbine vane |
| JP2014098386A (ja) * | 2012-11-13 | 2014-05-29 | General Electric Co <Ge> | 非直線状冷却コンジットを有するタービンノズル |
| JP2013122250A (ja) * | 2013-02-12 | 2013-06-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン翼 |
| JP2018009571A (ja) * | 2016-07-12 | 2018-01-18 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 衝突熱伝達機能部を有するターボマシン構成要素、関連するターボマシンおよび記憶媒体 |
| JP7023628B2 (ja) | 2016-07-12 | 2022-02-22 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 衝突熱伝達機能部を有するターボマシン構成要素、関連するターボマシンおよび記憶媒体 |
| CN111425263A (zh) * | 2020-04-24 | 2020-07-17 | 沈阳航空航天大学 | 一种采用波纹状冲击板的双层壁静子涡轮叶片 |
| CN112318115A (zh) * | 2020-11-23 | 2021-02-05 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种燃机透平静叶插件安装方法及应用 |
| CN112318115B (zh) * | 2020-11-23 | 2022-06-24 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种燃机透平静叶插件安装方法及应用 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1061236A2 (en) | 2000-12-20 |
| CA2300038A1 (en) | 2000-12-15 |
| JP3794868B2 (ja) | 2006-07-12 |
| EP1247940B1 (en) | 2004-09-22 |
| US6318960B1 (en) | 2001-11-20 |
| EP1061236A3 (en) | 2002-10-30 |
| EP1247940A1 (en) | 2002-10-09 |
| DE60014170T2 (de) | 2005-10-06 |
| CA2300038C (en) | 2004-07-20 |
| DE60014170D1 (de) | 2004-10-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2000356104A (ja) | ガスタービン静翼 | |
| JP2810023B2 (ja) | 高温部材冷却装置 | |
| JP4508482B2 (ja) | ガスタービン静翼 | |
| US7857587B2 (en) | Turbine blades and turbine blade cooling systems and methods | |
| JP4108427B2 (ja) | 傾斜した先端棚付きブレード | |
| US7273347B2 (en) | Blade for a gas turbine | |
| JP3782637B2 (ja) | ガスタービン冷却静翼 | |
| JP5475974B2 (ja) | デュアル旋回流メカニズムを使用したタービン翼形部凹面形冷却通路及びその方法 | |
| JP2006112429A (ja) | ガスタービンエンジン部品 | |
| JP2006112430A (ja) | ガスタービンエンジン部品 | |
| WO1998034013A1 (fr) | Pale fixe de refroidissement pour turbine a gaz | |
| JPH10274001A (ja) | ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造 | |
| US20040146401A1 (en) | Turbine blade | |
| JPS58187502A (ja) | 翼形状のタ−ビン羽根 | |
| JP6843253B2 (ja) | ガスタービンのための高温ガス部及び対応する高温ガス部の壁 | |
| JP4302066B2 (ja) | フィルム冷却翼 | |
| JP2004278537A (ja) | エンゼルウイング・シールランドを有するタービンノズル及びそれに関連する溶接方法 | |
| JP2004137958A (ja) | ガスタービン動翼 | |
| JPH0742842B2 (ja) | ガスタービン翼 | |
| JPH08260901A (ja) | ガスタービン冷却翼 | |
| JPH0452843B2 (ja) | ||
| JP4240737B2 (ja) | ガスタービン冷却静翼 | |
| JP2000045703A (ja) | 軸流タービン翼列 | |
| JP3615907B2 (ja) | ガスタービン冷却翼 | |
| JPH1061406A (ja) | ガスタービン翼の冷却構造 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20040527 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20050606 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20050614 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20050811 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20060322 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20060411 |
|
| R151 | Written notification of patent or utility model registration |
Ref document number: 3794868 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100421 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100421 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110421 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130421 Year of fee payment: 7 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140421 Year of fee payment: 8 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |