JP2004137958A - ガスタービン動翼 - Google Patents
ガスタービン動翼 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2004137958A JP2004137958A JP2002302710A JP2002302710A JP2004137958A JP 2004137958 A JP2004137958 A JP 2004137958A JP 2002302710 A JP2002302710 A JP 2002302710A JP 2002302710 A JP2002302710 A JP 2002302710A JP 2004137958 A JP2004137958 A JP 2004137958A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- passage
- gas turbine
- cooling
- edge side
- 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.)
- Pending
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
【解決手段】冷却媒体が最初に折り返した後の通路12b,12cの内壁面にリブ15を設け、通路12a,12b,12cの間で相対的な冷却差を減少させる共に、翼部5を冷却した後の冷却流体をシャンク側に流通させ、翼部5の冷却を均等に行なうと共にプラットホーム3を挟んで翼部5とシャンク3との温度差を減少させ、熱応力を抑制してクラックの発生を防止する。
【選択図】 図2
Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、内部に冷却媒体が導入される空洞の通路が形成されたガスタービン動翼に関する。
【0002】
【従来の技術】
ガスタービンは回転軸の円周方向に動翼が設けられ、各動翼の間を流れる燃焼ガスにより回転軸が回転駆動され、例えば、圧縮機の駆動及び発電機の駆動を行なうものである。
【0003】
ガスタービンには高温の燃焼ガスが導入され、特に前段側の動翼及び静翼は高温に晒されることになるため、内部に冷却媒体が導入される空洞の通路が形成された冷却翼がガスタービンの動翼として用いられている(例えば、特許文献1、2、3参照)。
【0004】
【特許文献1】
特開2001−234703
【特許文献2】
特開2000−291406
【特許文献3】
特開2001−55901
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
ガスタービンの動翼は、回転軸側に保持されるクリスマスツリー型の埋込部を有し、シャンク及びプラットホームを挟んで翼部(翼プロファイル部)が形成されている。
【0006】
このため、全体の質量に大きな差があり温度差が生じてしまう。また、冷却媒体が流通する際には後流側の冷却媒体の温度が高くなり、通路間での温度差も生じてしまう。このため、特にプラットホームを挟んでシャンクと翼部との間の後縁側に熱応力が発生してクラック等が生じる虞があった。
【0007】
本発明は上記状況に鑑みてなされたもので、翼部の冷却を均等に行なうことができるガスタービン動翼を提供することを目的とする。
【0008】
また、本発明は上記状況に鑑みてなされたもので、プラットホームを挟んで翼部とシャンクとに温度差が生じにくいガスタービン動翼を提供することを目的とする。
【0009】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するための本発明のガスタービン動翼は、
翼内部前縁側の翼根部から翼頂部にかけて冷却空気を流す通路を設け、頂部端部にて折り返して翼根に向かう通路、翼根部折り返し部にて翼頂に向かう通路を複数連続して形成してなるサーペンタイン冷却通路を形成し、前記通路のうち翼後縁側の通路にはトレイリングエッヂの縦列に設けた噴出し穴に連接した動翼において、前記前縁側冷却通路は平坦な空洞とし、折り返し後の通路には通路内壁にタービュレータを設けたことを特徴とする。
【0010】
そして、前記翼根折り返し部分の空間を、翼根に付設するプラットホームより下方のシャンク部の位置にて設けたことを特徴とする。
【0011】
また、噴出し穴を設けた動翼トレイリングエッヂと翼後縁側冷却通路との間の肉厚が頂部からハブ部にかけて徐々に厚くなるように形成されていることを特徴とする。
【0012】
また、前記動翼トレイリングエッヂの冷却通路との間の肉厚部に噴出し穴を上下列に複数個設けたことを特徴とする。
【0013】
また、前記噴出し穴は動翼のハブ部の穴が上部の噴出し穴より面積が大きいことを特徴とする。
【0014】
また、前記ハブ部近くの噴出し穴は上下に長い長孔であることを特徴とする。
【0015】
また、前記噴出し穴のハブ部に近い3つの穴が他の噴出し穴より大きい面積を有することを特徴とする。
【0016】
また、前記噴出し穴の噴出し角度が上方向に形成されていることを特徴とする。
【0017】
また、翼前縁側に前記サーペンタイン通路と独立した通路を設けて冷却空気を翼根部から導入し、翼頂部に排出する構成としたことを特徴とする。
【0018】
上記目的を達成するための本発明のガスタービン動翼は、翼内部前縁側の翼根部から翼頂部にかけて冷却空気を流す通路を設け、頂部端部にて折り返して翼根に向かう通路、翼根部折り返し部にて翼頂に向かう通路を複数連続して形成してなるサーペンタイン冷却通路を形成し、前記通路のうち翼後縁側の通路にはトレイリングエッヂの縦列に設けた噴出し穴に連接し、且つプラットホームを有するガスタービン動翼において、前記動翼の翼根とプラットホームの付け根部分の形状を、翼トレイリングエッヂの背側及び腹側でのフィレット部分の形状が、翼前縁側の背側及び腹側でのフィレット部分の形状よりも大きな楕円形状であることを特徴とする。
【0019】
そして、翼前縁側に前記サーペンタイン通路と独立した通路を設けて冷却空気を翼根部から導入し、翼頂部に排出する構成としたことを特徴とする。
【0020】
また、中子を用いないで機械加工した噴出し穴を設けたことを特徴とする。
【0021】
【発明の実施の形態】
図1には本発明の一実施形態例に係るガスタービン動翼の全体構成を表す斜視状況、図2にはガスタービン動翼の断面、図3には図2中のIII−III 線矢視、図4には図3中の矢印IV部の詳細、図5には図2中のV矢視を示してある。また、図6乃至図8には翼とプラットホームとの状況を表し、図6には付け根部のフィレットを示す全体斜視、図7には前縁側の正面からみた外観、図8には後縁側の正面からみた外観を示してある。
【0022】
ガスタービンは、圧縮機及び燃焼器及びタービンにより構成され、圧縮機で圧縮された圧縮空気が燃焼器で燃料とともに燃焼され、燃焼ガスがタービンに導入されてタービンが駆動される。タービンの動力により圧縮機を作動させ、発電機で発電が実施される。
【0023】
タービンの回転軸側には、図1に示したガスタービン動翼1が軸方向に多段にわたって設けられている。ガスタービン動翼1は回転軸側に保持されるクリスマスツリー型の埋込部2が形成され、シャンク3及びプラットホーム4を挟んで翼部(翼プロファイル部)5が形成されている。
【0024】
図2、図3に示すように、ガスタービン動翼1には上下方向に延びる空洞が形成され、前縁から後縁にかけて、例えば、3つの通路12a,12b,12cが形成されている。前縁側の通路12aにはロータ側からの冷却流体(例えば、空気)送られる冷却流路11が連通している。
【0025】
前縁側の通路12aと中央部の通路12bとは頂端部上部の折り返し部13aで連通し、通路12aを上方に流れた冷却流体は折り返し部13aで折り返して通路12bを下方に流れる。通路12bと後縁側の通路12cとは翼根部下部の折り返し部13bで連通し、通路12bを下方に流れた冷却流体は折り返し部13bで折り返して通路12cを上方に流れる。通路12cを上方に流れた冷却流体は上端の排出口14から排出される。
【0026】
つまり、3つの通路12a,12b,12cは、折り返し部13a,13bにより複数通路を連続したサーペンタイン通路状態が構成されている。
【0027】
通路12aの空洞の内壁は平坦な面として形成されており、通路12b及び最後縁側の通路である通路12cの内壁面には冷却流体の流通方向に交差する方向に延びるタービュレータ(乱流発生手段)としてのリブ15が多数形成されている。
【0028】
通路12b,12cを流通する冷却流体はリブ15により壁面に向かう乱流が生じ、熱伝達が促進されるようになっている。つまり、冷却媒体が最初に折り返した後の通路12b,12cの内壁面にリブ15が設けられている。
【0029】
一方、通路12bと後縁側の通路12cとを連通する折り返し部13b(通路の端部)はプラットホーム4を挟んでシャンク3側に配置されている。つまり、シャンク3の部位で通路12bを流通した冷却流体が折り返す連続した通路状態が構成されている。
【0030】
上述したガスタービン動翼1では、冷却流体が冷却流路11から前縁側の通路12aに送られ、冷却流体は通路12aを上方に流通する。
【0031】
通路12aを上方に流れた冷却流体は折り返し部13aで折り返して中央部の通路12bを下方に流れる。中央部の通路12bを流通する際に冷却流体にはリブ15により壁面に向かう再付着流が生じて熱伝達が促進される。
【0032】
通路12bを下方に流れた冷却流体はシャンク3の部位に位置する折り返し部13bで折り返して後縁側の通路12cを上方に流れる。後縁側の通路12cを流通する際に冷却流体にはリブ15により壁面に向かう再付着流が生じて熱伝達が促進される。通路12cを上方に流れた冷却流体は上端の排出口14から排出される。
【0033】
上記構成のガスタービン動翼1は、前縁側の通路12aには内壁は平坦な面一の空洞としてリブ15が設けられていないので、動翼根部からの冷たい冷却空気は前縁側の翼を冷却するに十分であり、冷却流体は冷たい状態が維持されて通路12bに送られることが出来る。このため、通路12bには通路12aで熱伝達が十分に生じていない高い冷却能力を維持した状態にある冷却流体が送られる。このため、通路12aと通路12bとで相対的な冷却差が減少し、温度差を少なくすることができる。
【0034】
また、上記構成のガスタービン動翼1は、通路12bを下方に流れた冷却流体はシャンク3の部位に位置する折り返し部13bで折り返すので、通路12bを冷却して温まった状態の冷却媒体がシャンク3を流通することになる。プラットホーム4より下部のシャンク3は高温の燃焼ガスに直接晒されないので、翼部5に比べて温度は低温である。
【0035】
このため、温まった状態の冷却媒体がシャンク3を流通することにより、低温状態のシャンク3が冷却媒体により温められた状態になり、シャンク3と翼部5の温度差を少なくすることができる。
【0036】
図3、図4に示すように、後縁側の通路12cは内壁面にリブ15が形成され、直接腹側と背側とは連結されていない状態になっている。このため、後縁端から通路12cまでの後縁部(中実部)の長さHを大きく確保して、腹側と背側との非連結状態による剛性の低下を抑制している。
【0037】
また、プラットホームの下部でシャンク3の部位には通路12bと後縁側の通路12cを折り返すための折り返し部13bが配置され、即ち、通路12がシャンク3の部位にまで延びているため、むしろ、暖められた冷却空気でシャンク部を暖めてプラットホームとシャンク部との温度差をなくす。
【0038】
このため、翼部5の厚さは根元側を細く先端側が薄い状態に構成することができる。
【0039】
従来の後縁側の通路12cは、他の通路と同様に中子を入れた状態で鋳造され、通路12cはトレイリングエッヂとの噴出し穴を構成するためにペデスタルを付設する部分を除いて中子により噴出し穴を形成される。この吹き出し穴の周囲は金属結晶が少なく機械的に比較的弱い状態となる。これに対し、図3、図4に示すように、後縁側の通路12cの後縁部(最後縁)には後縁部を貫通する流体噴出孔16が設けられている。流体噴出孔16は、翼部5の厚み部位を鋳造した後、機械加工(穴あけ加工)により形成されている。
【0040】
流体噴出孔16から冷却流体の一部を噴出させることにより、トレイリングエッヂ部分の冷却流体によるフィルム冷却が行なわれる。
【0041】
上述したように流体噴出孔に相当する部材を鋳造により形成した場合、翼部5が腹側の部材と背側の部材に分割され、適宜連結部材で連結されて鋳込まれることになる。このため、流体噴出孔に相当する部材が形成される部位の鋳造品の厚さが薄くなり、金属結晶が少ない状態になる。
【0042】
これに対し、翼部5の厚み部位を鋳造した後、機械加工(穴あけ加工)により流体噴出孔16を形成した場合、鋳造時に翼部5の厚み部の鋳造品の厚さが十分に確保されて金属結晶が多数存在して均質化された状態になる。
【0043】
孔加工を行なっても金属結晶の数は減ることはないので、流体噴出孔に相当する部材を鋳造により形成した場合に比べ(薄物を鋳造した場合に比べ)、本実施形態例の翼部5は強度の点で有利な構造となっている。
【0044】
図2に示すように、トレイリングエッヂの冷却通路と噴出し穴16の稜線との間の肉厚が翼頂部からハブ部にかけて徐々に厚くなるように形成されており、これにより、冷却通路を流れる空気の温度と冷却される前記肉厚部との温度影響を少なくしている。翼の応力を受け持つ部分の金属結晶を多くし且つハブ部の噴出し穴を大きくしても熱による損傷を少なくしている。
【0045】
更に、図6に示すように、ガスタービン動翼1の翼部5の翼根とプラットホーム4の付け根部分の形状を、翼トレイリングエッヂの背側及び腹側でのフィレット部分の形状(図8参照)が、翼前縁側の背側及び腹側でのフィレット部分の形状(図7参照)よりも大きな楕円形状としている(図6中点線の下側:点線から上は直線部分)。これにより、翼部5の後縁側のプラットホーム4との間のフィレットRは応力集中を避けるために大きく形成されている。また、更に、翼部5の後縁側のプラットホーム4との付け根部には応力集中を避けるための曲面凹状の溝を周方向に形成して、即ち、該部分の厚み部を削ったぬすみ部17が設けられている。
【0046】
また、図5に示すように、流体噴出孔16は、ハブ側、即ちプラットホーム4寄り(下側)の3個の流体噴出孔16a,16b,16cが上下方向に長い(例えば、短径:長径が1:3の長孔)長孔により形成されている。流体噴出孔16a,16b,16cを上下方向に長い長孔で形成したことにより、上下方向の応力集中がなくなる。
【0047】
上述したガスタービン動翼1は、通路12aと通路12bとで相対的な冷却差が減少し、温度差を少なくすることができると共に、温まった状態の冷却媒体がシャンク3を流通することにより、低温状態のシャンク3が冷却媒体により温められた状態になり、シャンク3と翼部5の温度差を少なくすることができる。
【0048】
このため、翼部5とプラットホーム4の間の熱応力を抑制することができ、特に、後縁側の翼部5の付け根部にクラックが発生しにくくなる。また、プラットホームの変形を防止することができる。
【0049】
また、後縁端から通路12cまでの後縁部(中実部)の長さHが大きく確保され、固有振動数が下がるのを相殺した状態になる。
【0050】
また、翼部5の厚み部位に鋳造した後、機械加工(穴あけ加工)により流体噴出孔16を形成したので、金属結晶が多数存在した状態になり、強度の点で有利な構造となっている。
【0051】
更に、フィレットRは応力集中を避けるために大きく形成され、3個の流体噴出孔16a,16b,16cが上下方向に長い長孔により形成されているので、上下方向の応力集中がなくなる。
【0052】
図9に基づいて本発明の他の実施形態例を説明する。図9には本発明の他の実施形態例に係るガスタービン動翼の断面を示してある。尚、図2に示した部材と同一部材及び同一機能部材には同一符号を付して重複する説明は省略してある。
【0053】
図9に示すように、翼前縁側にサーペンタイン通路とは独立した狭隘な冷却空気通路21を設け、翼根部の冷却流路22から空気を導入して翼頂部の開口23から排出する構成としている。また、トレイリングエッヂの流体噴出孔16の角度は上方に向けている。その他の構成は図2で示したものと同一である。
【0054】
冷却空気通路21を設けたことで、さらに冷却性能を高めることができると共に、流体噴出孔16の角度は上方に向けたことで噴出しを円滑に行なうことができる。尚、流体噴出孔16の角度は図2に示したものと同じように水平であっても支障はない。
【0055】
尚、上述した実施形態例では、冷却用の通路を3つ及び4つ備えたガスタービン動翼1を例に挙げて説明したが、5つ以上の通路を設けたものを適用することが可能であり、大きさや設けられる位置により適宜変更可能である。更に、タービュレータとしては、水平のもの、斜め方向に位置するものなど適宜実施できる。
【0056】
【発明の効果】
本発明のガスタービン動翼は、翼内部前縁側の翼根部から翼頂部にかけて冷却空気を流す通路を設け、頂部端部にて折り返して翼根に向かう通路、翼根部折り返し部にて翼頂に向かう通路を複数連続して形成してなるサーペンタイン冷却通路を形成し、前記通路のうち翼後縁側の通路にはトレイリングエッヂの縦列に設けた噴出し穴に連接した動翼において、前記前縁側冷却通路は平坦な空洞とし、折り返し後の通路には通路内壁にタービュレータを設けたので、通路の間で相対的な冷却差が減少し、翼部の冷却を均等に行なうことができるガスタービン動翼とすることができる。
【0057】
この結果、熱応力を抑制してクラックの発生を防止することが可能になる。
【0058】
そして、前記翼根折り返し部分の空間を、翼根に付設するプラットホームより下方のシャンク部の位置にて設けたので、翼部を冷却した後の冷却流体がシャンク部側に流通し、プラットホームを挟んで翼部とシャンク部とに温度差が生じにくいガスタービン動翼とすることができる。
【0059】
この結果、熱応力を抑制してクラックの発生を防止することが可能になる。
【0060】
また、噴出し穴を設けた動翼トレイリングエッヂと翼後縁側冷却通路との間の肉厚が頂部からハブ部にかけて徐々に厚くなるように形成されているので、冷却通路を流れる空気の温度と冷却される肉厚部との温度影響を少なくすることができる。
【0061】
また、前記動翼トレイリングエッヂの冷却通路との間の肉厚部に噴出し穴を上下列に複数個設けたので、効果的にフィルム冷却を行なうことができる。
【0062】
また、前記噴出し穴は動翼のハブ部の穴が上部の噴出し穴より面積が大きいので、また、前記ハブ部近くの噴出し穴は上下に長い長孔であるので、また、前記噴出し穴のハブ部に近い3つの穴が他の噴出し穴より大きい面積を有する上下方向の応力集中をなくすことができる。
【0063】
また、前記噴出し穴の噴出し角度が上方向に形成されているので、吹き出しを円滑にすることができる。
【0064】
また、翼前縁側に前記サーペンタイン通路と独立した通路を設けて冷却空気を翼根部から導入し、翼頂部に排出する構成としたので、更に冷却性能を高めることができる。
【0065】
上記目的を達成するための本発明のガスタービン動翼は、翼内部前縁側の翼根部から翼頂部にかけて冷却空気を流す通路を設け、頂部端部にて折り返して翼根に向かう通路、翼根部折り返し部にて翼頂に向かう通路を複数連続して形成してなるサーペンタイン冷却通路を形成し、前記通路のうち翼後縁側の通路にはトレイリングエッヂの縦列に設けた噴出し穴に連接し、且つプラットホームを有するガスタービン動翼において、前記動翼の翼根とプラットホームの付け根部分の形状を、翼トレイリングエッヂの背側及び腹側でのフィレット部分の形状が、翼前縁側の背側及び腹側でのフィレット部分の形状よりも大きな楕円形状であるので、翼部の後縁側のプラットホームとの間のフィレットRは応力集中を避けるために大きく形成される。
【0066】
そして、翼前縁側に前記サーペンタイン通路と独立した通路を設けて冷却空気を翼根部から導入し、翼頂部に排出する構成としたので、更に冷却性能を高めることができる。
【0067】
また、中子を用いないで機械加工した噴出し穴を設けので、フィルム冷却用の流体噴出孔を金属結晶の多い最後縁に形成することができる。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の一実施形態例に係るガスタービン動翼の全体構成を表す斜視図。
【図2】ガスタービン動翼の断面図。
【図3】図2中のIII−III 線矢視図。
【図4】図3中の矢印IV部の詳細図。
【図5】図2中のV矢視図。
【図6】付け根部のフィレットを示す全体斜視図。
【図7】前縁側の正面からみた外観図。
【図8】後縁側の正面からみた外観図。
【図9】本発明の他の実施形態例に係るガスタービン動翼の断面図。
【符号の説明】
1 ガスタービン動翼
2 埋込部
3 シャンク
4 プラットホーム
5 翼部
11 冷却流路
12 通路
12a 前縁側の通路
12b 中央部の通路
12c 後縁側の通路
13a 上側の折り返し部
13b 下側の折り返し部
14 排出口
15 リブ
16 流体噴出孔
17 ぬすみ部
21 冷却空気通路
22 冷却流路
23 開口
Claims (12)
- 翼内部前縁側の翼根部から翼頂部にかけて冷却空気を流す通路を設け、頂部端部にて折り返して翼根に向かう通路、翼根部折り返し部にて翼頂に向かう通路を複数連続して形成してなるサーペンタイン冷却通路を形成し、前記通路のうち翼後縁側の通路にはトレイリングエッヂの縦列に設けた噴出し穴に連接した動翼において、前記前縁側冷却通路は平坦な空洞とし、折り返し後の通路には通路内壁にタービュレータを設けたことを特徴とするガスタービン動翼。
- 前記翼根折り返し部分の空間を、翼根に付設するプラットホームより下方のシャンク部の位置にて設けたことを特徴とする請求項1記載のガスタービン動翼。
- 噴出し穴を設けた動翼トレイリングエッヂと翼後縁側冷却通路との間の肉厚が頂部からハブ部にかけて徐々に厚くなるように形成されていることを特徴とする請求項1記載のガスタービン動翼。
- 前記動翼トレイリングエッヂの冷却通路との間の肉厚部に噴出し穴を上下列に複数個設けたことを特徴とする請求項3記載のガスタービン動翼。
- 前記噴出し穴は動翼のハブ部の穴が上部の噴出し穴より面積が大きいことを特徴とする請求項4記載のガスタービン動翼。
- 前記ハブ部近くの噴出し穴は上下に長い長孔であることを特徴とする請求項5記載のガスタービン動翼。
- 前記噴出し穴のハブ部に近い3つの穴が他の噴出し穴より大きい面積を有することを特徴とする請求項5記載のガスタービン動翼。
- 前記噴出し穴の噴出し角度が上方向に形成されていることを特徴とする請求項5記載のガスタービン動翼。
- 翼前縁側に前記サーペンタイン通路と独立した通路を設けて冷却空気を翼根部から導入し、翼頂部に排出する構成としたことを特徴とする請求項1乃至請求項8記載のガスタービン動翼。
- 翼内部前縁側の翼根部から翼頂部にかけて冷却空気を流す通路を設け、頂部端部にて折り返して翼根に向かう通路、翼根部折り返し部にて翼頂に向かう通路を複数連続して形成してなるサーペンタイン冷却通路を形成し、前記通路のうち翼後縁側の通路にはトレイリングエッヂの縦列に設けた噴出し穴に連接し、且つプラットホームを有するガスタービン動翼において、前記動翼の翼根とプラットホームの付け根部分の形状を、翼トレイリングエッヂの背側及び腹側でのフィレット部分の形状が、翼前縁側の背側及び腹側でのフィレット部分の形状よりも大きな楕円形状であることを特徴とするガスタービン動翼。
- 翼前縁側に前記サーペンタイン通路と独立した通路を設けて冷却空気を翼根部から導入し、翼頂部に排出する構成としたことを特徴とする請求項10記載のガスタービン動翼。
- 中子を用いないで機械加工した噴出し穴を設けたことを特徴とする請求項1乃至請求項10記載のガスタービン動翼。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2002302710A JP2004137958A (ja) | 2002-10-17 | 2002-10-17 | ガスタービン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2002302710A JP2004137958A (ja) | 2002-10-17 | 2002-10-17 | ガスタービン動翼 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2004137958A true JP2004137958A (ja) | 2004-05-13 |
Family
ID=32450701
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2002302710A Pending JP2004137958A (ja) | 2002-10-17 | 2002-10-17 | ガスタービン動翼 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2004137958A (ja) |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2009028067A1 (ja) * | 2007-08-30 | 2009-03-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | ガスタービンの翼冷却構造 |
JP2010196625A (ja) * | 2009-02-26 | 2010-09-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン翼及びガスタービン |
JP2013144986A (ja) * | 2013-03-13 | 2013-07-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン翼及びガスタービン |
CN106014496A (zh) * | 2016-03-31 | 2016-10-12 | 中国船舶重工集团公司第七�三研究所 | 一种采用回转直列孔通道封闭式冷却结构的涡轮导向叶片 |
JP6345319B1 (ja) * | 2017-07-07 | 2018-06-20 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン翼及びガスタービン |
JP2019056359A (ja) * | 2017-09-22 | 2019-04-11 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン翼及びガスタービン |
KR20200036023A (ko) | 2017-11-09 | 2020-04-06 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 터빈 블레이드 및 가스 터빈 |
CN113574247A (zh) * | 2019-03-20 | 2021-10-29 | 三菱动力株式会社 | 涡轮叶片及燃气涡轮机 |
DE102023109612A1 (de) | 2022-05-06 | 2023-11-09 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbinenschaufel und gasturbine |
-
2002
- 2002-10-17 JP JP2002302710A patent/JP2004137958A/ja active Pending
Cited By (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8556583B2 (en) | 2007-08-30 | 2013-10-15 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade cooling structure of gas turbine |
WO2009028067A1 (ja) * | 2007-08-30 | 2009-03-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | ガスタービンの翼冷却構造 |
JP2010196625A (ja) * | 2009-02-26 | 2010-09-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン翼及びガスタービン |
JP2013144986A (ja) * | 2013-03-13 | 2013-07-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン翼及びガスタービン |
CN106014496A (zh) * | 2016-03-31 | 2016-10-12 | 中国船舶重工集团公司第七�三研究所 | 一种采用回转直列孔通道封闭式冷却结构的涡轮导向叶片 |
US11339669B2 (en) | 2017-07-07 | 2022-05-24 | Mitsubishi Power, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
JP6345319B1 (ja) * | 2017-07-07 | 2018-06-20 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン翼及びガスタービン |
JP2019015252A (ja) * | 2017-07-07 | 2019-01-31 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン翼及びガスタービン |
TWI691643B (zh) * | 2017-07-07 | 2020-04-21 | 日商三菱日立電力系統股份有限公司 | 渦輪機葉片及燃氣渦輪機 |
JP2019056359A (ja) * | 2017-09-22 | 2019-04-11 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン翼及びガスタービン |
KR20200036023A (ko) | 2017-11-09 | 2020-04-06 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 터빈 블레이드 및 가스 터빈 |
US11643935B2 (en) | 2017-11-09 | 2023-05-09 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
CN113574247A (zh) * | 2019-03-20 | 2021-10-29 | 三菱动力株式会社 | 涡轮叶片及燃气涡轮机 |
US11788417B2 (en) | 2019-03-20 | 2023-10-17 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
DE102023109612A1 (de) | 2022-05-06 | 2023-11-09 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbinenschaufel und gasturbine |
US12000304B2 (en) | 2022-05-06 | 2024-06-04 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4108427B2 (ja) | 傾斜した先端棚付きブレード | |
JP5325664B2 (ja) | クロスフロータービンエアフォイル | |
EP1284338B1 (en) | Tangential flow baffle | |
JP4675003B2 (ja) | タンデム冷却のタービンブレード | |
JP4546760B2 (ja) | 一体化されたブリッジを備えたタービンブレード | |
JP3758792B2 (ja) | ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構 | |
JP4486216B2 (ja) | 翼形部の隔離前縁冷却 | |
EP1445424B1 (en) | Hollow airfoil provided with an embedded microcircuit for tip cooling | |
US7632062B2 (en) | Turbine rotor blades | |
JP4902157B2 (ja) | 先端に溝を備えたタービン動翼 | |
US6491496B2 (en) | Turbine airfoil with metering plates for refresher holes | |
JP4636657B2 (ja) | 冷却先端動翼 | |
EP1643081A2 (en) | Corner cooled turbine nozzle | |
US8585365B1 (en) | Turbine blade with triple pass serpentine cooling | |
JP2000314301A (ja) | ガスタービン動翼用の内部冷却回路 | |
JP2005299637A (ja) | タービンブレード温度を低下させる方法及び装置 | |
JP2005054776A (ja) | ガスタービンブレードのための冷却回路 | |
JP2003232204A (ja) | クロスオーバ冷却式の翼形部後縁 | |
JP2004308658A (ja) | エーロフォイルの冷却方法とその装置 | |
JP2005299636A (ja) | カスケードインピンジメント冷却式翼形部 | |
JP4100916B2 (ja) | ノズルフィレットの背面冷却 | |
CA2868536C (en) | Turbine airfoil trailing edge cooling slots | |
JP2004003459A (ja) | ガスタービンエンジンのノズル組立体を冷却する方法及び装置 | |
JP2003106101A (ja) | ガスタービンエンジン用のタービン翼形部 | |
JP2004137958A (ja) | ガスタービン動翼 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20050518 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20050524 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20050725 |
|
A02 | Decision of refusal |
Effective date: 20060307 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20060508 |
|
A911 | Transfer of reconsideration by examiner before appeal (zenchi) |
Effective date: 20060511 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A911 |
|
A912 | Removal of reconsideration by examiner before appeal (zenchi) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A912 Effective date: 20060630 |