JP2001152804A - ガスタービン設備及びタービン翼 - Google Patents
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Abstract
翼を用いたガスタービン設備において、温度差に起因す
る熱応力の発生を抑制して信頼性を高めたものを提供す
ることを課題とする。 【解決手段】 ロータ本体と動翼からなる回転部と、ケ
ーシング、静翼、保持部品等からなる静止部と、燃焼器
とを有するガスタービン設備において、動翼後縁部とプ
ラットフォームとの付け根近傍部、又は静翼後縁部とシ
ュラウドとの付け根近傍部の少なくとも何れか一方に熱
応力低減部を設け、同熱応力低減部により、前記付け根
近傍部において不具合な熱応力を低減させ、ガスタービ
ン翼及びガスタービン設備の信頼性の向上を図るように
した。
Description
ービン翼及び同タービン翼を用いたガスタービン設備に
関するものである。
ビン部の概略構造、及び同タービン部を冷却する空気冷
却系統を概略的に示す。
なる回転部と、ケーシング3、静翼4と保持部品等から
なる静止部5とから構成される。タービン部では、燃焼
器6から供給される高温・高圧の燃焼ガスが静翼4によ
って高速流に変換され、この高速流により動翼2が回転
し動力が発生する。
成部材は、燃焼ガスからの入熱により許容温度以上に温
度が上がらないように冷却する必要があり、このうちロ
ータ本体1に動翼2を保持して形成した回転部へは図中
に矢印で示すように冷却媒体7を供給して冷却すること
が一般的である。
らの抽気空気、または吐出空気が利用されることが多
く、時によっては、同抽気空気、または吐出空気を図示
省略のクーラに一旦投入し適当な温度に冷却してから使
用する場合もある。
として、昨今では前記圧縮機からの抽気空気、または吐
出空気に代えて系外からの蒸気などが適用される場合も
あるが、ここでは一般的に採用されている冷却空気によ
るものを代表例として、以下説明を行う。
面を通りタービン動翼2の内部を冷却後、燃焼ガス通路
に合流する経路で流れることになるが、前記した様に冷
却媒体として蒸気を用いる場合にあっては、タービン動
翼2などを冷却することによって熱交換された冷却媒体
を回収し、その熱エネルギを系外で利用し、プラントの
熱効率の向上を図るようにしている。
設備において、図6乃至図10を用いて従来のタービン
部の詳細について説明する。
造を示す縦断面図、図7はタービン静翼の要部構造を示
す斜視図、図8は図7の主要部の拡大図、図9はタービ
ン動翼の後縁部とプラットフォームの肉厚の厚み差に起
因するメタル温度の挙動を定性的に示す説明図、同様に
図10はタービン静翼の後縁部とシュラウドの肉厚の厚
み差に起因するメタル温度の挙動を定性的に示す説明図
である。
に曝される前方段については、高熱負荷に耐えるため前
記冷却媒体7を供給する冷却通路8を設け、内部を対流
冷却している場合が一般的である。
にわたって往復を繰り返す蛇状流路で構成されることが
多く、タービン動翼2の先端部9、及びタービン動翼2
の付け根部10付近に設けられる反転部11で流路を反
転させている。
タービン動翼2を内面から冷却するが、同タービン動翼
2が更に熱負荷の高いものである場合には、同タービン
動翼2の翼面にフィルム冷却孔12を設け、冷却媒体7
の一部を燃焼ガスの流路側に翼面に沿うように吹き出
し、あたかも低温度のカーテンで翼面を覆うようにして
外面からも熱負荷を低減するフィルム冷却を行うことも
ある。
ガスの空力損失を低減するために肉厚を相対的に薄く設
計することが一般的であり、このため冷却を行うタービ
ン動翼2については内部冷却手法にピンフィン冷却や細
孔をあけたスロット冷却で冷却したり、翼面腹側からフ
ィルム冷却孔をあけたフィルム吹き出し冷却を行うよう
になっている。
16は、フローパスを形成するために翼面17の内端側
及び外端側をそれぞれ内側シュラウド18と外側シュラ
ウド19で挟み込んだような構造となっており、同内側
シュラウド18と外側シュラウド19はそれぞれタービ
ン静翼16毎に設けられるものが多いが、時には複数枚
のタービン静翼16を同一シュラウドで支持することも
ある。
って形成され、その後の工程で必要な機械加工を行うこ
とが多いが、一般的なタービン静翼16は内側シュラウ
ド18と外側シュラウド19、そして翼面17を一体構
造として鋳造するようになっている。
動翼2を支持するプラットフォーム15は、軸流タービ
ンではフローパスを形成するが、遠心力などに耐えるよ
うに肉厚は翼面後縁14と比較して相対的に厚めになっ
ている。
荷変動などの運用時には、プラットフォーム15と翼面
後縁14の間には過大な温度差が生じ、熱応力が過渡
的、更に定常的にも発生し易く、クラックの発生に至る
危険性を含んでおり、万一クラックなどが発生した場合
には、タービン動翼の信頼性を損ねるという懸念があっ
た。
後縁部20は空力的損失を低減するために極力薄い肉厚
で設計されるが、これに対して内側シュラウド18及び
外側シュラウド19は強度を保持するために相対的に肉
厚が厚めに設計されることが多く、タービン動翼同様起
動、停止などに伴う熱応力でクラック発生に至ることも
考えられ、信頼性を損ねるという懸念があった。
ムとの肉厚の厚み差に起因するメタル温度の挙動として
図9に定性的に示し、また同様に、静翼の後縁部とシュ
ラウドとの肉厚の厚み差に起因するメタル温度の挙動と
して図10に定性的に示している。
回転数及びメタル温度、横軸に時間経過をとったもの
で、ガスタービンの停止などによって、ガスタービン回
転数C 1 、C2 が低下する領域において、熱容量の小さ
い翼後縁が先に冷却され、動翼後縁メタル温度B1 又は
静翼後縁メタル温度B2 は大きく低下するが、熱容量の
大きいプラットフォームメタル温度A1 又はシュラウド
メタル温度A2 は温度降下割合が少なく、両者の温度差
Δtが大きくなりここに熱応力が発生し、問題となるこ
とを示している。
具合を解消し、前記温度差に起因する熱応力の発生を抑
制して信頼性の高い動翼及び静翼、そしてこれを備えた
ガスタービン設備を提供することを課題とするものであ
る。
解決すべくなされたもので、その第1の手段として、ロ
ータ本体と動翼からなる回転部と、ケーシング、静翼、
保持部品等からなる静止部と、燃焼器とを有するガスタ
ービン設備において、動翼後縁部とプラットフォームと
の付け根近傍部、又は静翼後縁部とシュラウドとの付け
根近傍部の少なくとも何れか一方に熱応力低減部を設け
たガスタービン設備を提供するものである。
縁部とプラットフォームとの付け根近傍部、又は静翼後
縁部とシュラウドとの付け根近傍部の何れか一方若しく
は両方に熱応力低減部を設けているので、これらの付け
根近傍部において不具合な熱応力を低減させ、ガスター
ビン設備の信頼性の向上を図るようにしたものである。
において、前記熱応力低減部を、動翼後縁部とプラット
フォームとの付け根近傍部におけるプラットフォームの
一部を欠除し前記動翼後縁部厚さと略等しくして形成し
たガスタービン設備を提供するものである。
応力低減部は、動翼後縁部とプラットフォームとの付け
根近傍部におけるプラットフォームの一部を欠除する構
造を採用し、工作的にも簡便な手法で、確実に不具合な
熱応力を低減させ、ガスタービン設備の信頼性の向上を
図るようにしたものである。
において、前記熱応力低減部を、静翼後縁部とシュラウ
ドとの付け根近傍部におけるシュラウドの肉厚を減肉し
前記静翼後縁部厚さと略等しくして形成したガスタービ
ン設備を提供するものである。
応力低減部は、静翼後縁部とシュラウドとの付け根近傍
部におけるシュラウドの肉厚を減肉し前記静翼後縁部厚
さと略等しくする構造を採用し、工作的にも簡便な手法
で、確実に不具合な熱応力を低減させ、ガスタービン設
備の信頼性の向上を図るようにしたものである。
ラットフォームとの付け根近傍部におけるプラットフォ
ームの一部を欠除して前記動翼後縁部厚さと略等しくし
たタービン翼を提供するものである。
縁部とプラットフォームとの付け根近傍部におけるプラ
ットフォームの一部を欠除する構造の採用によりこの部
位を前記動翼後縁部厚さと略等しくすることにより、こ
こに発生する不具合な熱応力を低減し、タービン翼の信
頼性の向上を図るようにしたものである。
及び外シュラウドそれぞれとの付け根近傍部における内
及び外シュラウドの肉厚を減肉して前記静翼後縁部厚さ
と略等しくしたタービン翼を提供するものである。
縁部と内及び外シュラウドそれぞれとの付け根近傍部に
おける内及び外シュラウドの肉厚を減肉する構造の採用
によりこの部位を前記静翼後縁部厚さと略等しくするこ
とにより、ここに発生する不具合な熱応力を低減し、タ
ービン翼の信頼性の向上を図るようにしたものである。
手段におけるタービン翼及び第5の手段におけるタービ
ン翼を備えたガスタービン設備を提供するものである。
では動翼後縁部とプラットフォームとの付け根近傍部に
おけるプラットフォームの一部を欠除する構造を採用
し、静翼側では静翼後縁部と内及び外シュラウドそれぞ
れとの付け根近傍部における内及び外シュラウドの肉厚
を減肉する構造とすることにより、動翼側、静翼側共に
不具合な熱応力を低減させ、ガスタービン設備の信頼性
の向上を図るようにしたものである。
て、図1及び図2に基づいて説明する。図1は本実施の
形態におけるタービン動翼を概略的に説明するものであ
り、(a)は同タービン動翼の後縁部近傍におけるプラ
ットフォームの減肉個所に焦点を当てて部分的に示し、
(b)は(a)のA部を拡大して示している。また、図
2は動翼の後縁メタル温度とプラットフォームメタル温
度との差を示す説明図である。
翼後縁部14との付け根近傍部14aの一部を欠除部分
15aとして除去し、メタル厚さを部分的に減肉して翼
後縁部14の厚さに近ずけたものである。
ットフォーム15の翼後縁部14との付け根近傍部14
aにおいて、同プラットフォーム15の翼根側を、欠除
部分15aとして部分的に削除するなどして翼後縁14
の厚みに近ずけることで、熱容量差を低減し、定常的に
も均一なメタル温度となるほか、ガスタービンの起動や
停止に伴う主流条件の増減に対しても、翼後縁部14と
プラットフォーム15の温度差を低減できるので、温度
差に起因する熱応力を低減可能で、タービン翼の寿命を
著しく向上することができる。
す図で、例としてガスタービンの停止時の翼後縁部14
とプラットフォーム15部のメタル温度の挙動を定性的
に示したものである。
と共に、プラットフォームメタル温度A1 と動翼後縁メ
タル温度B1 は低下するが、本実施の形態によれば、前
記のように減肉部を設けているので、プラットフォーム
15と翼後縁部14とは温度差Δtが小さく、熱容量が
比較的近いため、ガスタービンの停止など過渡的な挙動
変化に対しても、温度差が発生しにくく、これにより、
熱応力を低減することが可能となり信頼性を飛躍的に向
上することができたものである。
ラットフォーム15が薄い場合、遠心力に耐え難いとの
懸念があるが、翼後縁部14近傍では翼の後縁が遠心力
を受け持つ梁として働くため、プラットフォーム部の薄
肉化が可能となる。
ーム15の翼根側の欠除部分15aを段差状に欠除した
ものを説明したが、同欠除部分15aは図示のように段
差状に欠除することに限られるものではなく、プラット
フォーム15のメタル厚さは、翼後縁部近傍から上流側
へ離れるに従って、なめらかに増加する構造としてもよ
い。
及び図4に基づいて説明する。図3は本実施の形態にお
けるタービン静翼の後縁部近傍におけるシュラウドの減
肉個所を概略的に示すものであり、図4は図3のタービ
ン静翼における翼後縁部メタル温度とシュラウドメタル
温度との差を示す説明図である。
は、燃焼ガスの流れを案内する翼部及び同翼部の外方と
なる外側シュラウド19、及び内方となる内側シュラウ
ド18で構成されている。
図示しているが、本実施の形態では外側シュラウド19
及び内側シュラウド18の双方に適用し得るものであ
り、外側シュラウド19については図3に示される内側
シュラウド18を外側シュラウド19と読み替えればよ
い。
ラウド18及び外側シュラウド19それぞれがタービン
静翼4の後縁部20の付け根近傍部20aにおいて、シ
ュラウドメタルに減肉部21を設け、その厚さをタービ
ン静翼4の後縁部20のメタル厚さに略等しくしたもの
であり、この減肉部21は必要に応じてシュラウドメタ
ル厚さが同後縁部20から離れるに従い滑らかに増加す
る場合や、付け根近傍のみ部分的に減肉することでもよ
い。
ュラウド18及び外側シュラウド19のそれぞれとター
ビン静翼4の後縁部20との付け根近傍部20aにおけ
るシュラウドメタル厚さを、タービン静翼4の後縁部2
0のメタル厚さと略等しくすることで、同タービン静翼
4の後縁部20と内側シュラウド18及び外側シュラウ
ド19のそれぞれとの付け根近傍部20aでの熱容量差
を低減し、定常的にも均一なメタル温度とするようにし
ている。
起動や停止に伴う主流条件の増減に対しても、タービン
静翼4の後縁部20と内側シュラウド18及び外側シュ
ラウド19の温度差を低減できるので、温度差に起因す
る熱応力を低減可能で、タービン翼の寿命を著しく向上
できる。
タル温度の挙動を定性的に示し、ガスタービン停止時に
ガスタービン回転数C2 の低下する領域でにおいて、静
翼の後縁部20における静翼後縁メタル温度B2 と内側
シュラウド18及び外側シュラウド19におけるシュラ
ウドメタル温度A2 は温度差Δtが小さく、両者の熱容
量が比較的近ずくため、ガスタービンの停止など過渡的
な挙動変化に対しても熱応力を低減することができ、信
頼性を飛躍的に向上させることができる。
説明したが、本発明はかかる実施の形態に限定されず、
本発明の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えて
よいことはいうまでもない。
翼、又は静翼は冷却翼を前提として説明しているが、前
記欠除部分、または減肉部等の採用により熱応力低下を
する構成は冷却翼に限定されず、無冷却翼にも適用でき
るものである。
よれば、ロータ本体と動翼からなる回転部と、ケーシン
グ、静翼、保持部品等からなる静止部と、燃焼器とを有
するガスタービン設備において、動翼後縁部とプラット
フォームとの付け根近傍部、又は静翼後縁部とシュラウ
ドとの付け根近傍部の少なくとも何れか一方に熱応力低
減部を設けて構成しているので、同熱応力低減部によ
り、動翼後縁部とプラットフォームとの付け根近傍部、
又は静翼後縁部とシュラウドとの付け根近傍部の何れか
一方若しくは両方において不具合な熱応力を低減させ、
ガスタービン設備の信頼性を向上することが出来たもの
である。
請求項1に記載の発明において、前記熱応力低減部を、
動翼後縁部とプラットフォームとの付け根近傍部におけ
るプラットフォームの一部を欠除し前記動翼後縁部厚さ
と略等しくして形成し、ガスタービン設備を構成してい
るので、工作的にも簡便な手法で、確実に不具合な熱応
力を低減させ、ガスタービン設備の信頼性を向上するこ
とが出来たものである。
記請求項1に記載の発明において、前記熱応力低減部
を、静翼後縁部とシュラウドとの付け根近傍部における
シュラウドの肉厚を減肉し前記静翼後縁部厚さと略等し
くして形成し、ガスタービン設備を構成しているので、
前記減肉構造により、工作的にも簡便な手法で、確実に
不具合な熱応力を低減させ、ガスタービン設備の信頼性
を向上することが出来たものである。
翼後縁部とプラットフォームとの付け根近傍部における
プラットフォームの一部を欠除して前記動翼後縁部厚さ
と略等しくしてタービン翼を構成しているので、この一
部欠除構造により、ここに発生する不具合な熱応力を低
減し、タービン翼の信頼性を向上することが出来たもの
である。
翼後縁部と内及び外シュラウドそれぞれとの付け根近傍
部における内及び外シュラウドの肉厚を減肉して前記静
翼後縁部厚さと略等しくしてタービン翼を構成している
ので、この減肉構造により、ここに発生する不具合な熱
応力を低減し、タービン翼の信頼性を向上することが出
来たものである。
ば、前記請求項4に記載のタービン翼及び請求項5に記
載のタービン翼を備えてガスタービン設備を構成してい
るので、動翼側では動翼後縁部とプラットフォームとの
付け根近傍部におけるプラットフォームの一部を欠除す
る構造、また、静翼側では静翼後縁部と内及び外シュラ
ウドそれぞれとの付け根近傍部における内及び外シュラ
ウドの肉厚を減肉する構造により、動翼側、静翼側共に
不具合な熱応力を低減させ、ガスタービン設備の信頼性
を向上することが出来たものである。
備のタービン動翼をの概要を示し、(a)は同タービン
動翼の後縁部近傍におけるプラットフォームの減肉個所
に焦点を当てて部分的に示し、(b)は(a)のA部を
拡大して示す説明図である。
フォームメタル温度との差を示す説明図である。
備のタービン静翼の後縁部近傍におけるシュラウドの減
肉個所を概略的に示す説明図である。
度とシュラウドメタル温度との差を示す説明図である。
造、及び同タービン部を冷却する空気冷却系統を概略的
に示す説明図である。
である。
厚の厚み差に起因するメタル温度の挙動を定性的に示す
説明図である。
厚み差に起因するメタル温度の挙動を定性的に示す説明
図である。
Claims (6)
- 【請求項1】 ロータ本体と動翼からなる回転部と、ケ
ーシング、静翼、保持部品等からなる静止部と、燃焼器
とを有するガスタービン設備において、動翼後縁部とプ
ラットフォームとの付け根近傍部、又は静翼後縁部とシ
ュラウドとの付け根近傍部の少なくとも何れか一方に熱
応力低減部を設けたことを特徴とするガスタービン設
備。 - 【請求項2】 前記熱応力低減部を、動翼後縁部とプラ
ットフォームとの付け根近傍部におけるプラットフォー
ムの一部を欠除し前記動翼後縁部厚さと略等しくして形
成したことを特徴とする請求項1に記載のガスタービン
設備。 - 【請求項3】 前記熱応力低減部を、静翼後縁部とシュ
ラウドとの付け根近傍部におけるシュラウドの肉厚を減
肉し前記静翼後縁部厚さと略等しくして形成したことを
特徴とする請求項1に記載のガスタービン設備。 - 【請求項4】 動翼後縁部とプラットフォームとの付け
根近傍部におけるプラットフォームの一部を欠除して前
記動翼後縁部厚さと略等しくしたことを特徴とするター
ビン翼。 - 【請求項5】 静翼後縁部と内及び外シュラウドそれぞ
れとの付け根近傍部における内及び外シュラウドの肉厚
を減肉して前記静翼後縁部厚さと略等しくしたことを特
徴とするタービン翼。 - 【請求項6】 請求項4に記載のタービン翼及び請求項
5に記載のタービン翼を備えたことを特徴とするガスタ
ービン設備。
Priority Applications (5)
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---|---|---|---|
JP32996599A JP2001152804A (ja) | 1999-11-19 | 1999-11-19 | ガスタービン設備及びタービン翼 |
DE60035247T DE60035247T2 (de) | 1999-11-19 | 2000-10-06 | Gasturbinenschaufel |
EP00121845A EP1101898B1 (en) | 1999-11-19 | 2000-10-06 | Gas turbine blade |
CA002322924A CA2322924C (en) | 1999-11-19 | 2000-10-10 | Gas turbine equipment and turbine blade |
US09/685,950 US6419447B1 (en) | 1999-11-19 | 2000-10-12 | Gas turbine equipment and turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP32996599A JP2001152804A (ja) | 1999-11-19 | 1999-11-19 | ガスタービン設備及びタービン翼 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
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CA (1) | CA2322924C (ja) |
DE (1) | DE60035247T2 (ja) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8967968B2 (en) | 2011-06-09 | 2015-03-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine rotor blade |
JP2016522358A (ja) * | 2013-06-17 | 2016-07-28 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションUnited Technologies Corporation | プラットフォームパッドを備えるタービンベーン |
JP2022029883A (ja) * | 2020-08-06 | 2022-02-18 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
Families Citing this family (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20040169013A1 (en) * | 2003-02-28 | 2004-09-02 | General Electric Company | Method for chemically removing aluminum-containing materials from a substrate |
US7600972B2 (en) * | 2003-10-31 | 2009-10-13 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies |
US6984112B2 (en) | 2003-10-31 | 2006-01-10 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades |
US7175386B2 (en) * | 2003-12-17 | 2007-02-13 | United Technologies Corporation | Airfoil with shaped trailing edge pedestals |
FR2874402B1 (fr) * | 2004-08-23 | 2006-09-29 | Snecma Moteurs Sa | Aube de rotor d'un compresseur ou d'une turbine a gaz |
GB0427083D0 (en) * | 2004-12-10 | 2005-01-12 | Rolls Royce Plc | Platform mounted components |
WO2009000802A2 (de) * | 2007-06-28 | 2008-12-31 | Alstom Technology Ltd | Leitschaufel für eine gasturbine |
US7985049B1 (en) | 2007-07-20 | 2011-07-26 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with impingement cooling |
CH699998A1 (de) * | 2008-11-26 | 2010-05-31 | Alstom Technology Ltd | Leitschaufel für eine Gasturbine. |
US8834123B2 (en) * | 2009-12-29 | 2014-09-16 | Rolls-Royce Corporation | Turbomachinery component |
US9976433B2 (en) * | 2010-04-02 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured rotor blade platform |
US9726026B2 (en) | 2012-06-06 | 2017-08-08 | General Electric Company | Turbine rotor and blade assembly with multi-piece locking blade |
US9212563B2 (en) | 2012-06-06 | 2015-12-15 | General Electric Company | Turbine rotor and blade assembly with multi-piece locking blade |
US9593670B2 (en) * | 2014-04-30 | 2017-03-14 | General Electric Company | System and methods for reducing wind turbine noise |
EP3034798B1 (en) * | 2014-12-18 | 2018-03-07 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine vane |
US10683765B2 (en) * | 2017-02-14 | 2020-06-16 | General Electric Company | Turbine blades having shank features and methods of fabricating the same |
CN110929357A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-03-27 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种高性能舰船燃机压气机气动设计方法 |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1484936A (en) * | 1974-12-07 | 1977-09-08 | Rolls Royce | Gas turbine engines |
US4088421A (en) * | 1976-09-30 | 1978-05-09 | General Electric Company | Coverplate damping arrangement |
GB2002460B (en) * | 1977-08-09 | 1982-01-13 | Rolls Royce | Bladed rotor for a gas turbine engine |
GB2162588B (en) * | 1984-07-30 | 1988-11-09 | Gen Electric | Gas turbine bladed disk assembly |
US4714410A (en) * | 1986-08-18 | 1987-12-22 | Westinghouse Electric Corp. | Trailing edge support for control stage steam turbine blade |
US5243759A (en) * | 1991-10-07 | 1993-09-14 | United Technologies Corporation | Method of casting to control the cooling air flow rate of the airfoil trailing edge |
US5188507A (en) | 1991-11-27 | 1993-02-23 | General Electric Company | Low-pressure turbine shroud |
US5271718A (en) * | 1992-08-11 | 1993-12-21 | General Electric Company | Lightweight platform blade |
US5358379A (en) * | 1993-10-27 | 1994-10-25 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane |
JP2961065B2 (ja) * | 1995-03-17 | 1999-10-12 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼 |
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 |
-
1999
- 1999-11-19 JP JP32996599A patent/JP2001152804A/ja active Pending
-
2000
- 2000-10-06 DE DE60035247T patent/DE60035247T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2000-10-06 EP EP00121845A patent/EP1101898B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-10-10 CA CA002322924A patent/CA2322924C/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-10-12 US US09/685,950 patent/US6419447B1/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8967968B2 (en) | 2011-06-09 | 2015-03-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine rotor blade |
KR101538258B1 (ko) * | 2011-06-09 | 2015-07-20 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 터빈 동익 |
JP2016522358A (ja) * | 2013-06-17 | 2016-07-28 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションUnited Technologies Corporation | プラットフォームパッドを備えるタービンベーン |
US11111801B2 (en) | 2013-06-17 | 2021-09-07 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine vane with platform pad |
JP2022029883A (ja) * | 2020-08-06 | 2022-02-18 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
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