JPS6147286B2 - - Google Patents
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- JPS6147286B2 JPS6147286B2 JP55092795A JP9279580A JPS6147286B2 JP S6147286 B2 JPS6147286 B2 JP S6147286B2 JP 55092795 A JP55092795 A JP 55092795A JP 9279580 A JP9279580 A JP 9279580A JP S6147286 B2 JPS6147286 B2 JP S6147286B2
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- air
- cooling air
- rows
- slit
- pin
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Links
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- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 6
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 4
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims 4
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims 4
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 9
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 8
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 7
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 4
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- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はガスタービンの空冷ベーンに関するも
のであり、特にベーンの内壁に冷却空気の噴流を
向ける開口を有するインサートを内包する中空ベ
ーンに関するものである。
のであり、特にベーンの内壁に冷却空気の噴流を
向ける開口を有するインサートを内包する中空ベ
ーンに関するものである。
ベーンの内壁に冷却空気が衝突するように冷却
空気の流れを方向付けるためのインサートを有す
る中空空冷ガスタービンベーンは、米国特許第
4056332号及び第4767322号明細書に開示されてい
るように公知である。冷却空気は、ベーンの内壁
に衝突した後、ガスタービン動作ガス流路に排出
される。空気の一部はベーンの側部開口から排出
されてベーンの外側表面に沿つて空気の防護層を
形成し、空気の他の部分はベーン内部の室から後
縁出口(半径方向に伸びるせまいスリツト)を通
じて排出される(このことはベーンの後縁付近の
領域も冷却されることを意味する)。
空気の流れを方向付けるためのインサートを有す
る中空空冷ガスタービンベーンは、米国特許第
4056332号及び第4767322号明細書に開示されてい
るように公知である。冷却空気は、ベーンの内壁
に衝突した後、ガスタービン動作ガス流路に排出
される。空気の一部はベーンの側部開口から排出
されてベーンの外側表面に沿つて空気の防護層を
形成し、空気の他の部分はベーン内部の室から後
縁出口(半径方向に伸びるせまいスリツト)を通
じて排出される(このことはベーンの後縁付近の
領域も冷却されることを意味する)。
次のような技術はすでに提案されている。すな
わち、空冷ベーンの後縁出口内に横方向伸長ピン
状部材を設けて空気流に乱流を生じさせ、空気と
スリツト内壁との間の熱伝達を改善するという技
術である。ピン状部材は、スリツトを寸法的に安
定した状態に維持するための機械的支持部材とし
ても作用し、熱変形(これは予定しない空気流を
生じさせる原因となる)を最小化する。
わち、空冷ベーンの後縁出口内に横方向伸長ピン
状部材を設けて空気流に乱流を生じさせ、空気と
スリツト内壁との間の熱伝達を改善するという技
術である。ピン状部材は、スリツトを寸法的に安
定した状態に維持するための機械的支持部材とし
ても作用し、熱変形(これは予定しない空気流を
生じさせる原因となる)を最小化する。
ピン状部材の高さは、通過する空気への熱伝達
に関して実質的効果を有しておらず、最も大きな
冷却効果はスリツトの内壁表面付近の乱流空気に
よつて与えられるということがわかつている。し
かし、せまいスリツトへと続く上流の入口の面積
は広いので、入口における冷却空気速度は、空気
が入口のピン状部材の周囲を流れる際に、乱流を
生じさせるほどには大きくない。従つて、入口付
近の冷却空気への熱伝達を最大化するためには、
スリツトの内壁表面付近の空気流に乱流を生じさ
せるのに十分なように入口のピン状部材を横切る
空気速度を増大させることが必要である(なお、
スリツトの下流のせまい通路の空気速度はこの下
流領域に乱流を生じさせるのに十分であり、空気
流に十分な熱伝達を与えている)。
に関して実質的効果を有しておらず、最も大きな
冷却効果はスリツトの内壁表面付近の乱流空気に
よつて与えられるということがわかつている。し
かし、せまいスリツトへと続く上流の入口の面積
は広いので、入口における冷却空気速度は、空気
が入口のピン状部材の周囲を流れる際に、乱流を
生じさせるほどには大きくない。従つて、入口付
近の冷却空気への熱伝達を最大化するためには、
スリツトの内壁表面付近の空気流に乱流を生じさ
せるのに十分なように入口のピン状部材を横切る
空気速度を増大させることが必要である(なお、
スリツトの下流のせまい通路の空気速度はこの下
流領域に乱流を生じさせるのに十分であり、空気
流に十分な熱伝達を与えている)。
冷却空気の入口速度を増大するための方法は、
(1)流れる空気の体積を増加すること、(2)スリツト
への入口の面積を減少すること、の2つである。
しかしながら、タービンの効率は冷却空気流の増
大にともなつて低下するので、ベーンへの冷却空
気の体積流量を最小に維持することが好ましい。
更に、熱吸収率の変化及びその結果としてのベー
ン壁に沿う熱膨張量の変化及びこれにともなう応
力の変化という問題があるので、スリツトへの入
口の面積をベーンの壁厚の急激な増大によつて減
少させることは好ましいことではない。
(1)流れる空気の体積を増加すること、(2)スリツト
への入口の面積を減少すること、の2つである。
しかしながら、タービンの効率は冷却空気流の増
大にともなつて低下するので、ベーンへの冷却空
気の体積流量を最小に維持することが好ましい。
更に、熱吸収率の変化及びその結果としてのベー
ン壁に沿う熱膨張量の変化及びこれにともなう応
力の変化という問題があるので、スリツトへの入
口の面積をベーンの壁厚の急激な増大によつて減
少させることは好ましいことではない。
本発明は先行技術における上記のような欠点を
解消したタービンの空冷ベーンを得ることを目的
とするものである。
解消したタービンの空冷ベーンを得ることを目的
とするものである。
この目的から本発明の空冷タービンベーンは、
前縁、負圧側側面、圧力側側面及び後縁から成る
と共に冷却空気を受け入れる室を区画するように
中空である翼部分と、翼部分の後縁を通つて室か
ら伸びるスリツトであつて、スリツトを区画する
対向内部壁を互いに近づけることによつて室に近
い上流の入口から下流のせまい通路へと次第にせ
まくなつているスリツトと、スリツトを横切つて
伸びると共にスリツトを区画する対向内部壁と一
体であるピン状部材の複数の列であつて、スリツ
トを通過する冷却空気流を異なつた位置でさえぎ
るように互いに隣接する列のピン状部材に対して
半径方向にオフセツトしてあるピン状部材の複数
の列と、室に入る冷却空気の少なくとも一部を受
け入れるように室内に設けられた中空インサート
と、を有する空冷タービンベーンであつて、イン
サートはスリツトの入口に隣接する下流端壁部分
に複数列の開口を有しており、この複数列の開口
は、スリツトの少なくとも一方の対向内部壁と半
径方向にオフセツトする複数列のピン状部材との
所定の複数の連結部分に対するその相対的位置
が、開口から出る冷却空気が該連結部分に直接衝
突する方向に冷却空気を向けて、冷却空気が連結
部分の下流の壁に隣接して流れる際に該連結部分
により冷却空気に乱流を生じさせて空冷タービン
ベーンを効率的に冷却するのに十分な速度を冷却
空気に与えるように設定されている。
前縁、負圧側側面、圧力側側面及び後縁から成る
と共に冷却空気を受け入れる室を区画するように
中空である翼部分と、翼部分の後縁を通つて室か
ら伸びるスリツトであつて、スリツトを区画する
対向内部壁を互いに近づけることによつて室に近
い上流の入口から下流のせまい通路へと次第にせ
まくなつているスリツトと、スリツトを横切つて
伸びると共にスリツトを区画する対向内部壁と一
体であるピン状部材の複数の列であつて、スリツ
トを通過する冷却空気流を異なつた位置でさえぎ
るように互いに隣接する列のピン状部材に対して
半径方向にオフセツトしてあるピン状部材の複数
の列と、室に入る冷却空気の少なくとも一部を受
け入れるように室内に設けられた中空インサート
と、を有する空冷タービンベーンであつて、イン
サートはスリツトの入口に隣接する下流端壁部分
に複数列の開口を有しており、この複数列の開口
は、スリツトの少なくとも一方の対向内部壁と半
径方向にオフセツトする複数列のピン状部材との
所定の複数の連結部分に対するその相対的位置
が、開口から出る冷却空気が該連結部分に直接衝
突する方向に冷却空気を向けて、冷却空気が連結
部分の下流の壁に隣接して流れる際に該連結部分
により冷却空気に乱流を生じさせて空冷タービン
ベーンを効率的に冷却するのに十分な速度を冷却
空気に与えるように設定されている。
以下、本発明を添付図面の第1〜4図に基づい
て説明する。
て説明する。
まず第1図について説明すると、複数の中空ガ
スタービンベーンが組み立てられた状態で示して
あり、高温動作ガスの流れが矢印によつて示して
ある。各ベーン10は前縁12、圧力側側面1
4、負圧側側面16及び後縁18から成る翼形状
部分を有している。各ベーン10は(第2図によ
り明瞭に示すように)中空であり、中間仕切壁2
4によつて2つの室20,22に分割されてい
る。各室20,22は、各室の内壁形状にほぼ対
応した(しかし内壁からは隔置されている)形状
の中空インサート26,28を包囲している。イ
ンサート26,28はそれぞれ所定の位置に複数
の開口30,40を有している。タービンコンプ
レツサからの高圧冷却空気は周知の方法でインサ
ート26,28内に導びかれ、開口30,40か
ら空気の噴流として排出されて室20,22の内
壁に衝突しこれを冷却する。特に前縁側の室20
内のインサート26の開口30はベーン10の前
縁12側の壁及び圧力側側面の壁に主として噴流
を衝突させるように配置してある。なぜならば、
ベーンのこれらの部分の外側表面は高温動作ガス
に直接的に接触しており十分な冷却を必要とする
からである。
スタービンベーンが組み立てられた状態で示して
あり、高温動作ガスの流れが矢印によつて示して
ある。各ベーン10は前縁12、圧力側側面1
4、負圧側側面16及び後縁18から成る翼形状
部分を有している。各ベーン10は(第2図によ
り明瞭に示すように)中空であり、中間仕切壁2
4によつて2つの室20,22に分割されてい
る。各室20,22は、各室の内壁形状にほぼ対
応した(しかし内壁からは隔置されている)形状
の中空インサート26,28を包囲している。イ
ンサート26,28はそれぞれ所定の位置に複数
の開口30,40を有している。タービンコンプ
レツサからの高圧冷却空気は周知の方法でインサ
ート26,28内に導びかれ、開口30,40か
ら空気の噴流として排出されて室20,22の内
壁に衝突しこれを冷却する。特に前縁側の室20
内のインサート26の開口30はベーン10の前
縁12側の壁及び圧力側側面の壁に主として噴流
を衝突させるように配置してある。なぜならば、
ベーンのこれらの部分の外側表面は高温動作ガス
に直接的に接触しており十分な冷却を必要とする
からである。
インサート26から室20へ送られる冷却空気
は、負圧側側面16に設けた1対の開口列32,
34から排出される。冷却空気はまた仕切壁24
の直上流の中央部の圧力側側面14に設けた開口
列36からも排出される。この排出された冷却空
気は、ベーンの外側表面に隣接して境界空気層を
形成し、高温動作流体がベーンの外側表面に直接
的に接触しないようにし、動作流体からベーンへ
の熱伝達を防止する。仕切壁24は、冷却空気の
残りの部分を室20から室22へ排出するための
1列の穴38を有している。上述のように、イン
サート28は所定の位置に複数の開口40を有し
ており、インサート28内に供給された冷却空気
の流れを噴流として室22の内壁の所定の位置へ
吹きつける。この場合、冷却空気は主としてベー
ンの負圧側側面16の壁へと向けられる。
は、負圧側側面16に設けた1対の開口列32,
34から排出される。冷却空気はまた仕切壁24
の直上流の中央部の圧力側側面14に設けた開口
列36からも排出される。この排出された冷却空
気は、ベーンの外側表面に隣接して境界空気層を
形成し、高温動作流体がベーンの外側表面に直接
的に接触しないようにし、動作流体からベーンへ
の熱伝達を防止する。仕切壁24は、冷却空気の
残りの部分を室20から室22へ排出するための
1列の穴38を有している。上述のように、イン
サート28は所定の位置に複数の開口40を有し
ており、インサート28内に供給された冷却空気
の流れを噴流として室22の内壁の所定の位置へ
吹きつける。この場合、冷却空気は主としてベー
ンの負圧側側面16の壁へと向けられる。
室22内の冷却空気は、ベーンの圧力側開口列
42を通して、及び室22からベーンの後縁18
へ伸びているスリツト44を通して、排出され
る。なお、開口列42から排出される冷却空気は
ベーンの圧力側表面に沿つて境界空気層を形成す
る。
42を通して、及び室22からベーンの後縁18
へ伸びているスリツト44を通して、排出され
る。なお、開口列42から排出される冷却空気は
ベーンの圧力側表面に沿つて境界空気層を形成す
る。
第3及び4図について説明するとほぼ円筒状の
ピン状部材(以下、「ピン」とする)46の複数
の列がスリツト44を横切つて伸びており、また
このピン46はスリツト44を区画する対向壁と
一体である。各列のピン46は、冷却空気の異な
つた層をさえぎるように、隣の列のピンから半径
方向にオフセツトされている。
ピン状部材(以下、「ピン」とする)46の複数
の列がスリツト44を横切つて伸びており、また
このピン46はスリツト44を区画する対向壁と
一体である。各列のピン46は、冷却空気の異な
つた層をさえぎるように、隣の列のピンから半径
方向にオフセツトされている。
ピン46によつてスリツト44は機械的に補強
される。すなわち、ベーンの両側の膨張の相違に
もかかわらず、スリツト44の寸法を比較的一定
に維持する。しかしながら、ピン46の本来的な
機能は、内壁に隣接してスリツト44を通過する
空気流に乱流を生じさせて、空気の冷却効率を最
大化することである。室22からスリツト44へ
の遷移領域48は、広い入口からスリツト44へ
と下流に向かつてテーパ付けられている。なお、
遷移領域48を過ぎた後のスリツト44の幅は比
較的一定である。また、少なくとも2列のピン4
6a,46bが広い入口及び遷移領域を横切つて
伸びている。
される。すなわち、ベーンの両側の膨張の相違に
もかかわらず、スリツト44の寸法を比較的一定
に維持する。しかしながら、ピン46の本来的な
機能は、内壁に隣接してスリツト44を通過する
空気流に乱流を生じさせて、空気の冷却効率を最
大化することである。室22からスリツト44へ
の遷移領域48は、広い入口からスリツト44へ
と下流に向かつてテーパ付けられている。なお、
遷移領域48を過ぎた後のスリツト44の幅は比
較的一定である。また、少なくとも2列のピン4
6a,46bが広い入口及び遷移領域を横切つて
伸びている。
横方向伸長ピン46の中央部分付近を流れる冷
却空気はそこからそれほど多くの熱の除去するこ
とはない。従つて、スリツト44を区画するベー
ン内壁に接するように大量の冷却空気を流し、し
かもピン46がその流れを乱流にするような速度
で流すのが有利である。これによつてスリツト4
4を区画する壁の内側表面を対流冷却することに
より最大の冷却効果が得られる。このことは、後
縁18に近いベーンの下流部分も効果的に冷却さ
れることを意味する。
却空気はそこからそれほど多くの熱の除去するこ
とはない。従つて、スリツト44を区画するベー
ン内壁に接するように大量の冷却空気を流し、し
かもピン46がその流れを乱流にするような速度
で流すのが有利である。これによつてスリツト4
4を区画する壁の内側表面を対流冷却することに
より最大の冷却効果が得られる。このことは、後
縁18に近いベーンの下流部分も効果的に冷却さ
れることを意味する。
空気がピン46の周囲を流れる際に空気流に乱
流を生じさせるのに十分なほど高速の空気流を遷
移領域48の入口に与えるために、1対列の開口
49,50がインサート28の下流壁部分を貫通
している。この開口49,50は冷却空気の噴流
の方向を決める。また、この開口49,50はく
いちがい関係になるように配置されている。すな
わち、一方の列の開口49は、スリツト44の遷
移領域48内のピン46aの列内の各ピンの根元
付近に冷却空気の噴流を向けて、この列の各ピン
46aの周囲を壁に隣接して流れる高速の空気流
を提供すると共にピン46aの下流に乱流を生じ
させる。他方の列の開口50は、次の下流列のピ
ン46bの根元付近に冷却空気噴流を向け、この
ピン46bの直下流の空気流に乱流を生じさせ、
空気の冷却効果を増大する。ピン46bの下流に
おいてスリツト44の幅を連続的にせばめること
によつて、壁に隣接する空気流に乱流を生じさせ
るのに十分な空気速度が維持されて、翼形状部分
の後縁18の残りの部分全域にわたつて冷却効果
が維持される。
流を生じさせるのに十分なほど高速の空気流を遷
移領域48の入口に与えるために、1対列の開口
49,50がインサート28の下流壁部分を貫通
している。この開口49,50は冷却空気の噴流
の方向を決める。また、この開口49,50はく
いちがい関係になるように配置されている。すな
わち、一方の列の開口49は、スリツト44の遷
移領域48内のピン46aの列内の各ピンの根元
付近に冷却空気の噴流を向けて、この列の各ピン
46aの周囲を壁に隣接して流れる高速の空気流
を提供すると共にピン46aの下流に乱流を生じ
させる。他方の列の開口50は、次の下流列のピ
ン46bの根元付近に冷却空気噴流を向け、この
ピン46bの直下流の空気流に乱流を生じさせ、
空気の冷却効果を増大する。ピン46bの下流に
おいてスリツト44の幅を連続的にせばめること
によつて、壁に隣接する空気流に乱流を生じさせ
るのに十分な空気速度が維持されて、翼形状部分
の後縁18の残りの部分全域にわたつて冷却効果
が維持される。
説明した実施例においては、冷却空気はスリツ
ト44の一方の壁上(すなわち、ベーンの負圧側
側面16)のピン根元部分のみへ向けられる。な
ぜならば、ベーンの圧力側側面14の排出開口列
36,42を通して提供される境界空気の薄膜は
十分に効果的であるので、ベーンの圧力側の後縁
部分18の追加冷却は不必要であるからである。
しかし、負圧側側面16の特に隣接するベーンの
対面する圧力側側面14を越えて伸びる部分(第
1図においてこの部分は寸法Xによつて示してあ
る)においては、高温動作ガス流路は区画されて
おらず、境界空気の連続的層をベーンの負圧側表
面近くに維持することができない。従つて、ベー
ン表面のこの部分は高温動作ガスの加熱効果にさ
らされるので、特別の冷却を必要とする(これ
が、インサート28下流から冷却空気開口が負圧
側の壁上に向けられている理由である)。しか
し、もしベーンの圧力側側面14の下流部分の追
加の冷却が必要なのであれば、別の開口を設けて
ベーンのこちら側のピンの根元に冷却空気を向け
ることもできることは明らかである。目的は、最
小体積の空気流しか必要とせず、しかもスリツト
の壁に隣接する空気流に乱流を生じさせるのに十
分なピン通過空気速度を維持して、ベーン壁に対
する冷却効果を増大することである。インサート
28を出る高速空気のおかげで、さもなくは壁と
ピンとの連結部に乱流を生じさせるには空気速度
が不十分である遷移領移48において、空気量は
最小化され、冷却効果は最大化される。
ト44の一方の壁上(すなわち、ベーンの負圧側
側面16)のピン根元部分のみへ向けられる。な
ぜならば、ベーンの圧力側側面14の排出開口列
36,42を通して提供される境界空気の薄膜は
十分に効果的であるので、ベーンの圧力側の後縁
部分18の追加冷却は不必要であるからである。
しかし、負圧側側面16の特に隣接するベーンの
対面する圧力側側面14を越えて伸びる部分(第
1図においてこの部分は寸法Xによつて示してあ
る)においては、高温動作ガス流路は区画されて
おらず、境界空気の連続的層をベーンの負圧側表
面近くに維持することができない。従つて、ベー
ン表面のこの部分は高温動作ガスの加熱効果にさ
らされるので、特別の冷却を必要とする(これ
が、インサート28下流から冷却空気開口が負圧
側の壁上に向けられている理由である)。しか
し、もしベーンの圧力側側面14の下流部分の追
加の冷却が必要なのであれば、別の開口を設けて
ベーンのこちら側のピンの根元に冷却空気を向け
ることもできることは明らかである。目的は、最
小体積の空気流しか必要とせず、しかもスリツト
の壁に隣接する空気流に乱流を生じさせるのに十
分なピン通過空気速度を維持して、ベーン壁に対
する冷却効果を増大することである。インサート
28を出る高速空気のおかげで、さもなくは壁と
ピンとの連結部に乱流を生じさせるには空気速度
が不十分である遷移領移48において、空気量は
最小化され、冷却効果は最大化される。
第1図は中空ベーン列の断面図、第2図は第1
図に示すベーンの拡大断面図、第3図は第2図に
示すベーン後縁部分の拡大断面図、第4図は第3
図の―線に沿う断面図である。 10……ベーン、12……前縁、14……圧力
側側面、16……負圧側側面、18……後縁、2
0……室、22……室、24……仕切壁、26…
…インサート、28……インサート、30……開
口、32……開口列、34……開口列、36……
開口列、38……穴、40……開口、42……開
口列、44……スリツト、46……ピン状部材、
48……遷移領域、49……開口、50……開
口。
図に示すベーンの拡大断面図、第3図は第2図に
示すベーン後縁部分の拡大断面図、第4図は第3
図の―線に沿う断面図である。 10……ベーン、12……前縁、14……圧力
側側面、16……負圧側側面、18……後縁、2
0……室、22……室、24……仕切壁、26…
…インサート、28……インサート、30……開
口、32……開口列、34……開口列、36……
開口列、38……穴、40……開口、42……開
口列、44……スリツト、46……ピン状部材、
48……遷移領域、49……開口、50……開
口。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1 前縁、負圧側側面、圧力側側面及び後縁から
成ると共に冷却空気を受け入れる室を区画するよ
うに中空である翼部分と、 翼部分の後縁を通つて室から伸びるスリツトで
あつて、スリツトを区画する対向内部壁を互いに
近づけることによつて室に近い上流の入口から下
流のせまい通路へと次第にせまくなつているスリ
ツトと、 スリツトを横切つて伸びると共にスリツトを区
画する対向内部壁と一体であるピン状部材の複数
の列であつて、スリツトを通過する冷却空気流を
異なつた位置でさえぎるように互いに隣接する列
のピン状部材に対して半径方向にオフセツトして
あるピン状部材の複数の列と、 室に入る冷却空気の少なくとも一部を受け入れ
るように室内に設けられた中空インサートと、 を有する空冷タービンベーンであつて、 インサートはスリツトの入口に隣接する下流端
壁部分に複数列の開口を有しており、この複数列
の開口は、スリツトの少なくとも一方の対向内部
壁と、半径方向にオフセツトする複数列のピン状
部材との所定の複数の連結部分に対するその相対
的位置が、開口から出る冷却空気が該連結部分に
直接衝突する方向に冷却空気を向けて、冷却空気
が連結部分の下流の壁に隣接して流れる際に該連
結部分により冷却空気に乱流を生じさせて空冷タ
ービンベーンを効率的に冷却するのに十分な速度
を冷却空気に与えるように設定されている空冷タ
ービンベーン。
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---|---|
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GB (1) | GB2054749B (ja) |
IT (1) | IT1132144B (ja) |
MX (1) | MX148004A (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0582U (ja) * | 1991-06-14 | 1993-01-08 | 幸作 吉垣 | 小動物捕獲装置 |
JPH0615481U (ja) * | 1992-02-24 | 1994-03-01 | 幸作 吉垣 | 小動物捕獲装置 |
Families Citing this family (80)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4407632A (en) * | 1981-06-26 | 1983-10-04 | United Technologies Corporation | Airfoil pedestaled trailing edge region cooling configuration |
GB2163218B (en) * | 1981-07-07 | 1986-07-16 | Rolls Royce | Cooled vane or blade for a gas turbine engine |
US4526226A (en) * | 1981-08-31 | 1985-07-02 | General Electric Company | Multiple-impingement cooled structure |
US4482295A (en) * | 1982-04-08 | 1984-11-13 | Westinghouse Electric Corp. | Turbine airfoil vane structure |
JPH0756201B2 (ja) * | 1984-03-13 | 1995-06-14 | 株式会社東芝 | ガスタービン翼 |
IN163070B (ja) * | 1984-11-15 | 1988-08-06 | Westinghouse Electric Corp | |
FR2586268B1 (fr) * | 1985-08-14 | 1989-06-09 | Snecma | Dispositif de variation de la section de passage d'un distributeur de turbine |
US5102299A (en) * | 1986-11-10 | 1992-04-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Airfoil trailing edge cooling configuration |
GB2202907A (en) * | 1987-03-26 | 1988-10-05 | Secr Defence | Cooled aerofoil components |
US4901520A (en) * | 1988-08-12 | 1990-02-20 | Avco Corporation | Gas turbine pressurized cooling system |
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 |
US5197852A (en) * | 1990-05-31 | 1993-03-30 | General Electric Company | Nozzle band overhang cooling |
US5281084A (en) * | 1990-07-13 | 1994-01-25 | General Electric Company | Curved film cooling holes for gas turbine engine vanes |
US5326224A (en) * | 1991-03-01 | 1994-07-05 | General Electric Company | Cooling hole arrangements in jet engine components exposed to hot gas flow |
US5690472A (en) * | 1992-02-03 | 1997-11-25 | General Electric Company | Internal cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement |
US5370499A (en) * | 1992-02-03 | 1994-12-06 | General Electric Company | Film cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement |
ES2063636B1 (es) * | 1992-04-23 | 1997-05-01 | Turbo Propulsores Ind | Conjunto de alabes de estator para motores de turbina de gas. |
GB2270718A (en) * | 1992-09-22 | 1994-03-23 | Rolls Royce Plc | Single crystal turbine blades having pedestals. |
JPH0739791Y2 (ja) * | 1992-11-13 | 1995-09-13 | 浩之 新冨 | 郵便筒 |
US5591002A (en) * | 1994-08-23 | 1997-01-07 | General Electric Co. | Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge |
JPH09303106A (ja) * | 1996-05-16 | 1997-11-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却翼 |
US5711650A (en) * | 1996-10-04 | 1998-01-27 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine airfoil cooling |
US6206638B1 (en) * | 1999-02-12 | 2001-03-27 | General Electric Company | Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers |
US6183192B1 (en) * | 1999-03-22 | 2001-02-06 | General Electric Company | Durable turbine nozzle |
IT1319140B1 (it) * | 2000-11-28 | 2003-09-23 | Nuovo Pignone Spa | Sistema di refrigerazione per ugelli statorici di turbine a gas |
US6652220B2 (en) | 2001-11-15 | 2003-11-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
US6742991B2 (en) * | 2002-07-11 | 2004-06-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
US6893217B2 (en) | 2002-12-20 | 2005-05-17 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles |
US6921246B2 (en) | 2002-12-20 | 2005-07-26 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles |
US6969233B2 (en) * | 2003-02-27 | 2005-11-29 | General Electric Company | Gas turbine engine turbine nozzle segment with a single hollow vane having a bifurcated cavity |
US7008185B2 (en) * | 2003-02-27 | 2006-03-07 | General Electric Company | Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle |
US6932568B2 (en) * | 2003-02-27 | 2005-08-23 | General Electric Company | Turbine nozzle segment cantilevered mount |
US20050235492A1 (en) | 2004-04-22 | 2005-10-27 | Arness Brian P | Turbine airfoil trailing edge repair and methods therefor |
US7305826B2 (en) * | 2005-02-16 | 2007-12-11 | Honeywell International , Inc. | Axial loading management in turbomachinery |
US7334992B2 (en) * | 2005-05-31 | 2008-02-26 | United Technologies Corporation | Turbine blade cooling system |
US7465154B2 (en) * | 2006-04-18 | 2008-12-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component suction side trailing edge cooling scheme |
EP1847684A1 (de) * | 2006-04-21 | 2007-10-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel |
GB2441771B (en) * | 2006-09-13 | 2009-07-08 | Rolls Royce Plc | Cooling arrangement for a component of a gas turbine engine |
US7722326B2 (en) * | 2007-03-13 | 2010-05-25 | Siemens Energy, Inc. | Intensively cooled trailing edge of thin airfoils for turbine engines |
US7921654B1 (en) | 2007-09-07 | 2011-04-12 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Cooled turbine stator vane |
US10156143B2 (en) * | 2007-12-06 | 2018-12-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engines and related systems involving air-cooled vanes |
US20090293495A1 (en) * | 2008-05-29 | 2009-12-03 | General Electric Company | Turbine airfoil with metered cooling cavity |
US8096770B2 (en) * | 2008-09-25 | 2012-01-17 | Siemens Energy, Inc. | Trailing edge cooling for turbine blade airfoil |
US8231329B2 (en) * | 2008-12-30 | 2012-07-31 | General Electric Company | Turbine blade cooling with a hollow airfoil configured to minimize a distance between a pin array section and the trailing edge of the air foil |
US8496443B2 (en) * | 2009-12-15 | 2013-07-30 | Siemens Energy, Inc. | Modular turbine airfoil and platform assembly with independent root teeth |
US8231354B2 (en) * | 2009-12-15 | 2012-07-31 | Siemens Energy, Inc. | Turbine engine airfoil and platform assembly |
EP2489836A1 (de) | 2011-02-21 | 2012-08-22 | Karlsruher Institut für Technologie | Kühlbares Bauteil |
JP5791406B2 (ja) * | 2011-07-12 | 2015-10-07 | 三菱重工業株式会社 | 回転機械の翼体 |
US20140075947A1 (en) * | 2012-09-18 | 2014-03-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling circuit |
EP3004597A4 (en) | 2013-05-24 | 2017-01-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having trip strips |
EP2832955A1 (de) * | 2013-07-29 | 2015-02-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel mit bogenförmigen zylindrischen Kühlkörpern |
US9039371B2 (en) | 2013-10-31 | 2015-05-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements |
EP3105437A4 (en) * | 2014-02-13 | 2017-03-15 | United Technologies Corporation | Air shredder insert |
US20150322797A1 (en) | 2014-05-09 | 2015-11-12 | United Technologies Corporation | Blade element cross-ties |
US10053996B2 (en) * | 2014-12-12 | 2018-08-21 | United Technologies Corporation | Sliding baffle inserts |
US10502066B2 (en) | 2015-05-08 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Turbine engine component including an axially aligned skin core passage interrupted by a pedestal |
US10323524B2 (en) * | 2015-05-08 | 2019-06-18 | United Technologies Corporation | Axial skin core cooling passage for a turbine engine component |
JP6671149B2 (ja) * | 2015-11-05 | 2020-03-25 | 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、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法 |
RU2706211C2 (ru) | 2016-01-25 | 2019-11-14 | Ансалдо Энерджиа Свитзерлэнд Аг | Охлаждаемая стенка компонента турбины и способ охлаждения этой стенки |
US10208604B2 (en) | 2016-04-27 | 2019-02-19 | United Technologies Corporation | Cooling features with three dimensional chevron geometry |
US10544684B2 (en) * | 2016-06-29 | 2020-01-28 | General Electric Company | Interior cooling configurations for turbine rotor blades |
US10443397B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-10-15 | General Electric Company | Impingement system for an airfoil |
US10364685B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-07-30 | Gneral Electric Company | Impingement system for an airfoil |
US10408062B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-09-10 | General Electric Company | Impingement system for an airfoil |
US10436048B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-10-08 | General Electric Comapny | Systems for removing heat from turbine components |
US20180149028A1 (en) | 2016-11-30 | 2018-05-31 | General Electric Company | Impingement insert for a gas turbine engine |
US10260363B2 (en) * | 2016-12-08 | 2019-04-16 | General Electric Company | Additive manufactured seal for insert compartmentalization |
US10669861B2 (en) * | 2017-02-15 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil cooling structure |
US10577954B2 (en) * | 2017-03-27 | 2020-03-03 | Honeywell International Inc. | Blockage-resistant vane impingement tubes and turbine nozzles containing the same |
US10746026B2 (en) * | 2018-01-05 | 2020-08-18 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil with cooling path |
US11261739B2 (en) * | 2018-01-05 | 2022-03-01 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with rib communication |
US20190301286A1 (en) * | 2018-03-28 | 2019-10-03 | United Technologies Corporation | Airfoils for gas turbine engines |
US10753210B2 (en) * | 2018-05-02 | 2020-08-25 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having improved cooling scheme |
US10837293B2 (en) | 2018-07-19 | 2020-11-17 | General Electric Company | Airfoil with tunable cooling configuration |
KR102114681B1 (ko) * | 2018-09-21 | 2020-05-25 | 두산중공업 주식회사 | 핀-핀 배열을 포함하는 터빈 블레이드 |
US10815794B2 (en) * | 2018-12-05 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Baffle for components of gas turbine engines |
US10907497B2 (en) | 2018-12-13 | 2021-02-02 | Transportation Ip Holdings, Llc | Method and systems for a variable geometry turbocharger for an engine |
US11280201B2 (en) * | 2019-10-14 | 2022-03-22 | Raytheon Technologies Corporation | Baffle with tail |
JP6745012B1 (ja) * | 2019-10-31 | 2020-08-26 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン翼及びこれを備えたガスタービン |
CN112160796B (zh) * | 2020-09-03 | 2022-09-09 | 哈尔滨工业大学 | 燃气轮机发动机的涡轮叶片及其控制方法 |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3844678A (en) * | 1967-11-17 | 1974-10-29 | Gen Electric | Cooled high strength turbine bucket |
US3628885A (en) * | 1969-10-01 | 1971-12-21 | Gen Electric | Fluid-cooled airfoil |
US3767322A (en) * | 1971-07-30 | 1973-10-23 | Westinghouse Electric Corp | Internal cooling for turbine vanes |
US3846041A (en) * | 1972-10-31 | 1974-11-05 | Avco Corp | Impingement cooled turbine blades and method of making same |
CH584833A5 (ja) * | 1975-05-16 | 1977-02-15 | Bbc Brown Boveri & Cie |
-
1979
- 1979-07-09 US US06/055,833 patent/US4297077A/en not_active Expired - Lifetime
-
1980
- 1980-07-01 IT IT23152/80A patent/IT1132144B/it active
- 1980-07-03 MX MX183031A patent/MX148004A/es unknown
- 1980-07-07 BR BR8004198A patent/BR8004198A/pt unknown
- 1980-07-08 AR AR281691A patent/AR221946A1/es active
- 1980-07-09 JP JP9279580A patent/JPS5618002A/ja active Granted
- 1980-07-09 BE BE0/201338A patent/BE884235A/fr not_active IP Right Cessation
- 1980-07-09 CA CA355,830A patent/CA1111352A/en not_active Expired
- 1980-07-09 GB GB8022492A patent/GB2054749B/en not_active Expired
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0582U (ja) * | 1991-06-14 | 1993-01-08 | 幸作 吉垣 | 小動物捕獲装置 |
JPH0615481U (ja) * | 1992-02-24 | 1994-03-01 | 幸作 吉垣 | 小動物捕獲装置 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IT1132144B (it) | 1986-06-25 |
IT8023152A0 (it) | 1980-07-01 |
MX148004A (es) | 1983-02-22 |
GB2054749B (en) | 1983-01-26 |
CA1111352A (en) | 1981-10-27 |
US4297077A (en) | 1981-10-27 |
AR221946A1 (es) | 1981-03-31 |
BE884235A (fr) | 1981-01-09 |
BR8004198A (pt) | 1981-02-03 |
JPS5618002A (en) | 1981-02-20 |
GB2054749A (en) | 1981-02-18 |
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