KR100907958B1 - 터빈용 노즐 세그먼트 및 터빈 - Google Patents

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제너럴 일렉트릭 캄파니
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Abstract

노즐 에지용의 냉각 시스템은, 냉각 매체를 수용하는 챔버(46)를 포함한다. 각 플랫폼의 측면 에지(42, 72)를 따라 기다란 제 1 및 제 2 플리넘(48, 70)이 배치된다. 입구 통로(50, 74)가 챔버로부터 각 플리넘까지 냉각 매체를 이송한다. 각 플리넘으로부터의 출구 통로(52, 78)는 플랫폼의 측면 에지의 출구 구멍(54, 80)에서 종단하여 인접한 노즐 세그먼트 사이의 간극을 냉각시킨다. 통로(56, 82)는 각 플리넘과 연통하고 그리고 필름 냉각 구멍에서 종단하여 플랫폼의 표면을 필름 냉각시킨다. 각 플리넘에서, 입구 통로는 출구 통로 및 통로와 직접적인 시선방향 유동(direct line-of-sight flow) 연통으로 되어 있지 않다.

Description

터빈용 노즐 세그먼트 및 터빈{COOLING SYSTEM FOR NOZZLE SEGMENT PLATFORM EDGES}
도 1은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른, 제 1 단 노즐에 노즐 세그먼트 플랫폼 에지 냉각 시스템을 통합하고 있는 3단 터빈의 일부의 개략 부분도,
도 2는 제 1 단 노즐의 노즐 세그먼트의 사시도,
도 3은 부압측으로부터 바라 본 플랫폼의 대향 측면 에지와 노즐 세그먼트의 베인을 도시하는 확대 부분 사시도,
도 4는 플랫폼 내의 냉각 시스템을 도시하기 위해 플랫폼의 표면을 생략한 도 3과 유사한 도면,
도 5는 냉각 시스템을 드러내기 위해 내측 플랫폼 표면을 생략한 내측 플랫폼의 사시도,
도 6은 냉각 시스템을 드러내기 위해 플랫폼 표면을 생략한 내측 플랫폼의 정압측의 사시도.
도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명
삭제
10 : 다단 터빈부 12 : 로터
14, 16, 18 : 로터 휠 20, 22, 24 : 버킷
26, 28, 30 : 노즐 베인 32 : 축
34 : 노즐 세그먼트 36 : 내측 플랫폼
38 : 외측 플랫폼 42 : 에지
46 : 챔버 48, 70 : 플리넘
50 : 입구 통로 52, 78 : 출구 통로
54, 80 : 출구 개구 56, 82 : 통로
58, 84 : 필름 냉각 구멍 74 : 입구 통로
88 : 플랫폼 에지 부분 90 : 부분
본 발명은 일반적으로 가스 터빈의 노즐 세그먼트(nozzle segment)용의 냉각 시스템에 관한 것으로서, 특히 터빈의 축을 중심으로 환상 열(array)로 배열된 인접 노즐 세그먼트의 내측 및 외측 플랫폼의 인접한 에지를 냉각하기 위한 냉각 시스템에 관한 것이다.
가스 터빈에 있어서, 노즐의 환상 열은 버킷의 최적의 성능을 위해 기류를 변화시키고 또 가속시키기 위해서 고온 가스 경로에 배치된다. 터빈의 제 1 단에는, 예컨대 내측 및 외측 환상 밴드(annular band) 사이에서 대체로 반경방향으로 연장하는 복수의 원주방향 이격 노즐 베인(nozzle vane)이 위치하며, 내측 및 외측 환상 밴드는 가스가 터빈의 다단을 통해 흐름에 따라 기류를 고리 형상으로 제한하는 역할을 한다. 터빈 로터상에 장착된 복수의 원주방향 이격 버킷은 노즐의 환상 열의 축방향 하류에 위치하고 그리고 노즐과 함께 터빈 단(stage)을 형성한다. 예컨대, 터빈의 제 1 단의 노즐은 통상적으로 노즐 세그먼트에 설치된다. 각 노즐 세그먼트는 내측 플랫폼 및 외측 플랫폼과 그들 플랫폼 사이에 연장하는 적어도 하나의 베인을 포함한다. 노즐 세그먼트는 서로 원주방향으로 정합하여 배열된다. 특히, 각 노즐 세그먼트의 내측 및 외측 플랫폼은 인접한 부분의 내측 및 외측 플랫폼과 각각 원주방향으로 정합하여 위치된다. 이러한 배열에서, 플랫폼의 에지를 따라 인접한 부분 사이에 간극이 형성된다. 종래의 노즐 플랫폼의 에지는 냉각되지 않거나, 인접한 노즐 세그먼트로부터 필름 냉각에 의해 냉각되거나, 또는 노즐 세그먼트의 큰 충돌 공동(impingement cavity)으로부터 노즐 세그먼트 사이의 간극까지 뻗어 있는 긴 구멍에 의해서 냉각되었다. 그러나, 플랫폼의 에지를 냉각하기 위한 인접한 노즐로부터의 필름 냉각은, 냉각 필름이 노즐 세그먼트 사이의 간극을 횡단할 때 냉각 효율을 저하시킨다. 충돌 공동으로부터 뻗어 있는 긴 구멍이 이용되는 경우, 구멍에 의한 에지의 대류 냉각은 연속적이기보다는 불연속적이고, 그에 따라서 효율이 낮다.
종래 기술의 어떤 설계에서는, 인접 플랫폼 에지가, 노즐 세그먼트간 간극이 고온 기류 벡터에 평행하게 배열되도록 구성되어 있다. 그러나, 제조상 및 열기계적 문제점 때문에, 노즐 세그먼트의 인접한 에지의 완벽한 정렬을 달성하여 유지하기는 곤란하다. 부분간 간극이 유동 방향과 정렬되지 않으면, 플랫폼 표면을 따르는 고온 가스의 코어 유동 경계층이 어긋날 수도 있다는 것을 이해할 것이다. 플랫폼의 인접한 에지에서 경계층의 어긋남에 의해, 플랫폼의 에지 부근에서 열 전달이 실패하는 결과가 발생하고, 그리고 간극을 횡단하는 임의의 필름 냉각 매체의 냉각 효율의 저하가 발생할 수 있다.
내측 부분의 간극을 유동 벡터에 평행하게 정렬하는 바람직함에도 불구하고, 다른 이유 때문에 로터의 축에 대체로 평행하게 연장된 노즐 플랫폼 에지를 제공하는 것이 유리하다. 이에 의해 터빈 외피의 상부 절반부를 제거함이 없이 노즐을 제거하는 것이 가능하여, 결과적으로 비용이 저렴해지고 보다 융통성 있는 유지보수가 가능하다. 그 결과, 부분간 간극이 베인의 코어 유동 하류와 정렬되지 않는다. 그러한 설계는, 인접 노즐의 플랫폼 에지들간의 불일치를 발생시키고 그리고 코어 유동을 외장 단계(facing step)와 "만나게"하는 임의의 플랫폼 변형에 보다 민감하다. 따라서, 터빈 축에 대체로 평행하게 연장하는 노즐 세그먼트 플랫폼의 에지들은 경계 층 어긋남에 의해 심한 열적 피로를 받는다. 따라서, 에지가 터빈 축과 대체로 수평으로 위치되는 노즐 세그먼트의 에지의 냉각과 관련된 전술한 문제점들을 최소화하거나 또는 제거하는 냉각 시스템을 제공하는 것이 바람직한 것으로 인지되었다.
본 발명의 바람직한 실시예에 따라, 내측 및 외측 플랫폼의 적어도 하나의 에지, 및 바람직하게는 각각의 내측 및 외측 플랫폼의 에지를 따라 기다란 플리넘(plenum)이 제공된다. 각 플리넘은 냉각 매체, 예를 들어 압축기 배출 공기의 공급원 사이에서 연통하는 복수의 공급 또는 입구 통로를 구비한다. 공급 통로는 플리넘을 따라 이격된 위치에서 기다란 플리넘과 연통한다. 복수의 출구 통로는 각 플리넘과 연통하여 그것을 따라 이격된 위치에 설치되며, 플랫폼의 대응하는 측면 에지를 관통하여 그것을 따라 이격된 위치에 출구 개구를 구비한다.
추가의 통로가 플리넘과 연통하여 위치되고, 그리고 고온 가스 경로에 노출된 플랫폼 표면내의 복수의 필름 냉각 구멍에서 종단한다. 따라서, 플리넘으로부터 필름 냉각 구멍까지 공급된 냉각 매체는, 고온 가스 경로에 노출된 플랫폼 표면을 필름 냉각시킨다.
각 플리넘으로부터의 출구 통로 및 통로는, 각 입구 통로가 출구 통로 및 통로로의 직접적인 시선방향(direct line-of-sight)을 갖지 않도록 배치된다. 그 결과, 냉각 매체가 각 플리넘의 벽에 충돌하여 플랫폼의 에지에 추가의 내부 대류 냉각을 제공한다. 더욱이, 냉각 매체 공급 통로는 플리넘의 길이를 따라 실질적으로 균일한 압력 및 유량의 냉각제를 제공하여, 불연속 냉각 효과보다는 연속 냉각 효과를 제공한다. 이러한 배열의 결과로서, 플랫폼의 에지는, (i) 플리넘이 냉각되는 에지에 근접한 것에 의한 전도 및 대류 양자에 의해서, (ⅱ) 에지의 하부를 지나서 출구 통로를 통과하여 출구 개구를 통해 부분간 간극 내로 흐르는 냉각 매체에 의해서, (ⅲ) 입구에서 출구까지의 직접적인 시선방향 유동(direct line-of-sight)의 결여에 의하여 플리넘 내측의 공급 냉각 매체의 충돌에 의해서, (ⅳ) 필름 냉각에 의해서 냉각된다.
본 발명에 따른 바람직한 실시예에서, 축을 갖는 터빈용 노즐 세그먼트에 있어서, 내측 및 외측 플랫폼과 그들 사이에 연장하는 적어도 하나의 노즐 베인을 포함하고, 상기 플랫폼은, 축에 대체로 평행하게 연장된 측면 에지와, 냉각 매체의 공급원을 포함하는 플램폼 중 적어도 하나의 냉각 시스템과, 하나의 플랫폼의 측면 에지중 적어도 하나를 따라서 연장된 기다란 제 1 플리넘과, 플리넘을 따라 이격된 위치에서 냉각 매체의 공급원과 플리넘 사이에서 연통하는 복수의 입구 통로와, 플리넘을 따라 이격된 위치에서 플리넘과 연통하고 그리고 그것을 따라 이격된 위치에서 하나의 플랫폼의 하나의 측면 에지를 관통하는 출구 개구를 갖는 복수의 출구 통로와, 플리넘과 연통하는 통로와, 냉각 매체를 공급하고 그리고 플랫폼 표면을 필름 냉각하기 위해 하나의 플랫폼의 표면을 따라 배치된 복수의 필름 냉각 구멍을 포함하고, 상기 입구 통로, 출구 통로 및 통로는, 입구 통로가 출구 통로 및 통로 내로의 냉각 매체의 직접적인 시선방향 유동을 갖지 않도록 배열된다.
본 발명에 따른 추가의 바람직한 실시예에서, 축을 구비하는 터빈에, 이 축을 중심으로 원주 방향 열로 배열된 복수의 노즐 세그먼트가 제공되고, 노즐 세그먼트의 각각은 내측 및 외측 플랫폼과 그 사이에 연장하는 적어도 하나의 노즐 베인을 구비하며, 플랫폼은, 축에 대체로 평행하고 그리고 인접한 노즐 세그먼트의 플랫폼의 측면 에지와 대체로 축방향으로 정합하여 연장하는 측면 에지와, 냉각 매체의 공급원을 포함하는 각 부분의 플랫폼 중 적어도 하나의 냉각 시스템과, 하나의 플랫폼의 측면 에지 중 적어도 하나를 따라서 연장하는 기다란 제 1 플리넘과, 플리넘을 따라 이격된 위치에서 냉각 매체의 공급원과 플리넘 사이에 연통하는 복수의 입구 통로와, 플리넘을 따라 이격된 위치에서 플리넘과 연통하고 그리고 인접한 노즐 세그먼트의 플랫폼의 측면 에지를 향하여 냉각 매체를 유동시키기 위해 그것을 따라 이격된 위치에서 하나의 플랫폼의 하나의 측면 에지를 통과하는 출구 개구를 갖는 복수의 출구 통로와, 플랫폼의 표면을 따라 냉각 매체를 공급하여 플랫폼 표면을 필름 냉각시키기 위해 플랫폼의 표면을 따라 배치된 복수의 필름 냉각 구멍을 구비하고, 상기 입구 통로, 출구 통로 및 통로는, 입구 통로가 출구 통로 및 통로 내로의 직접적인 시선방향 유동을 갖지 않도록 배열된다.
본 발명에 따른 추가의 바람직한 실시예에서는, 축을 갖는 터빈의 노즐 세그먼트에 있어서, 내측 및 외측 플랫폼과, 그 사이에서 연장하는 적어도 하나의 노즐 베인을 포함하고, 상기 플랫폼은, 베인의 각 부압 및 정압측에 인접한 대향 측면 에지와, 냉각 매체의 공급원을 포함하는 플랫폼의 적어도 하나의 냉각 시스템과, 하나의 플랫폼의 대향 측면 에지를 따라 연장하는 기다란 제 1 및 제 2 플리넘과, 냉각 매체의 공급원과 제 1 및 제 2 플리넘 사이에서 그를 따라 이격된 위치에서 각각 연통하는 복수의 제 1 및 제 2 입구 통로와, 제 1 및 제 2 플리넘을 따라 이격된 위치에서 제 1 및 제 2 플리넘과 각각 연통하고 그리고 하나의 플랫폼의 각 대향 측면 에지를 따라 이격된 위치에서 그것을 통해 출구 개구를 구비하는 복수의 제 1 및 제 2 출구 통로와, 제 1 및 제 2 플리넘과 각각 연통하는 복수의 제 1 및 제 2 통로와, 냉각 매체를 공급하여 플랫폼 표면을 냉각시키기 위해 하나의 플랫폼의 표면을 따라 배치된 복수의 필름 냉각 구멍을 포함하고, 제 1 및 제 2 플리넘은 베인의 부압 및 정압측에 인접한 플랫폼의 각 측면 에지를 따라 연장되고, 제 1 플리넘은, 제 2 플리넘이 베인의 정압측 상의 플랫폼의 측면 에지로부터 이격된 것보다 베인의 부압측 상의 플랫폼의 측면 에지에 더 가깝게 이격된다.
도면, 특히 도 1을 참조하면, 포괄적으로 참조부호(10)로 표시되며, 로터 휠(14, 16, 18)을 갖는 로터(12)를 구비하는 다단 터빈부가 도시되어 있다. 로터 휠(14, 16, 18)은 터빈의 고온 가스 경로에 버킷(20, 22, 24)을 각각 탑재하고 있다. 제 1, 제 2 및 제 3 노즐 단이 마찬가지로 도시되고 노즐 베인(26, 28, 30)으로 각각 표시되어 있다. 노즐 베인(26, 28, 30)은 고온 가스를 회전시키고 가속시켜서, 버킷 및 로터를 터빈의 축(32)을 중심으로 회전시킨다는 것을 이해할 것이다.
도 2를 참조하면, 제 1 단 노즐은 복수의 노즐 세그먼트(34)로 형성되며, 각 노즐 세그먼트는, 내측 플랫폼(36) 및 외측 플랫폼(38)을 구비하고, 내측 및 외측 플랫폼의 사이에 적어도 하나의 노즐 베인(26)이 연장되어 있다. 노즐 세그먼트(34)는 터빈의 축을 중심으로 환상 열로 배치되고, 내측 및 외측 플랫폼의 각각의 대향 에지는, 인접한 노즐 세그먼트의 내측 및 외측 플랫폼의 인접 에지와 각각 원주방향으로 정합하여 배치된다. 따라서, 내측 플랫폼(36)의 대향 에지는 인접한 부분의 인접 에지와 원주방향으로 정합하고, 그에 따라 부분간 간극을 형성한다. 마찬가지로, 외측 플랫폼(38)은 인접한 부분의 각 에지와 원주방향으로 정합하여 그 사이에 부분간 간극을 형성하는 대향 에지를 갖는다. 도면을 검토함으로써 이해할 수 있는 바와 같이, 노즐 세그먼트간 간극은 직선, 즉 터빈의 축에 대체로 평행하여, 터빈 외피의 상부 절반부를 제거함이 없이 노즐을 제거하는 것을 가능하게 한다. 플랫폼의 에지, 특히 베인(26)의 후미는 심한 열 응력을 받으므로 진보된 냉각 시스템을 필요로 한다는 것을 이해할 것이다. 냉각 시스템은 내측 및 외측 플랫폼에 대해서 대칭적이며, 하나의 플랫폼 냉각 시스템의 설명은 다른 플랫폼 냉각 시스템의 설명으로서 충분할 것이다.
이제, 도 4 및 도 5를 참조하면, 내측 플랫폼(36)은 노즐 세그먼트의 부압측을 따르는 에지(42)를 갖는 것으로 도시되어 있다. 즉, 플랫폼의 부압 및 정압측은 베인(26)의 부압 및 정압측에 각각 가장 가까운 측면 에지를 나타낸다. 각 플랫폼은 냉각 매체, 예를 들어 플랫폼 내의 거의 중앙에 배치된 챔버(46)에 공급되는 압축기 배출 공기의 공급원을 포함한다. 챔버(46)는 냉각 매체를 노즐의 여러 부분에 공급하고 현재의 냉각 시스템의 일부를 형성한다.
냉각 시스템은 플랫폼의 부압측 에지(42)를 따라 고온 가스 경로의 고온 가스에 노출되는 플랫폼의 표면 아래로 대체로 평행하게 연장하는 제 1 플리넘(48)을 포함한다. 플리넘(48)의 양단은 폐쇄되어 있다. 플리넘은 노즐과 함께 일체로 주조될 수도 있거나, 또는 일단부가 천공되고 막혀질 수도 있다. 도 5 및 도 6에 도시된 테이퍼진 확대 단부는, 플리넘을 플러그(도시 안됨)를 수납하기에 적합하도록 한 것이다. 플리넘(48)은 원형 단면으로 도시되어 있다. 플리넘의 단면은 원형 이외, 예컨대 직선형 또는 다른 형상일 수도 있다. 복수의 제 1 입구 통로(50)는 챔버(46)로부터 플리넘(48)내로 냉각 매체를 연통시킨다. 제 1 입구 통로(50)는 서로 이격되어 있고 그리고 플리넘(48)을 따라서 대체로 등간격으로 이격되어 있다. 이런 방식으로, 냉각 매체가 제 1 플리넘(48)에 공급되고, 플리넘(48)을 그의 길이에 걸쳐 비교적 일정한 압력으로 유지한다. 도시된 바와 같이, 복수의 제 1 출구 통로(52)는 플리넘(48)을 따라 이격된 위치에서 플리넘(48)과 연통하여 위치되고, 그리고 플랫폼의 측면 에지(42)를 관통하는 출구 개구(54)를 갖는다. 출구 통로(52)는 플리넘을 따라 대체로 등간격으로 이격되고, 출구 개구(54)도 마찬가지로 플랫폼의 측면 에지(42)를 따라 등간격으로 이격된다.
또한, 제 1 통로(56)가, 고온 가스 경로에 노출된 표면을 필름 냉각시키기 위해 플랫폼의 표면에 형성된 플리넘(48)과 필름 냉각 구멍(58) 사이에서 냉각 매체를 소통시킨다. 입구 통로(50), 출구 통로(52) 및 통로(56)는, 냉각 매체가 플리넘(48) 내로 흐를 때, 입구 통로(50)가 출구 통로(52) 및 통로(56) 내로의 냉각 매체의 직접적인 시선방향 유동을 갖지 않도록 배치된다. 따라서, 플리넘의 표면의 충돌 냉각이 실행되어, 내부 대류 냉각을 향상시킨다. 플리넘(48) 내의 냉각 매체의 근접은, 플랫폼의 측면 에지(42)의 전도 및 대류 냉각을 제공한다는 것을 이해할 것이다. 또한, 통로(52) 및 출구(54)는 인접한 플랫폼 사이의 부분간 간극 내로 냉각 매체를 전달하여, 인접 노즐의 측면 에지의 냉각을 제공한다. 플랫폼의 부압측에는, 플랫폼을 따라 대체로 유동 방향으로, 즉 베인의 대체로 부압측 방향으로 연장하는 방향으로 필름 냉각 매체를 향하게 하도록 배열된다.
도 6을 참조하면, 플랫폼(36)의 대향측 에지(72), 즉 플랫폼의 정압측 에지(72)에 대체로 평행하게 연장된 제 2 플리넘(70)이 제공되어 있다. 이 플리넘(70)은, 제 1 플리넘(48)이 측면 에지(42)로부터 이격되는 것보다 플랫폼의 대향측 에지(72)로부터 더 이격되어 있다. 플리넘(70)은 대향 단부가 폐쇄되고 그리고 플리넘(48)과 유사하게 구성될 수도 있다. 부압측에서와 유사하게, 복수의 제 2 입구 통로(74)가 플리넘(70)을 따라 이격된 위치에서 노즐 세그먼트의 중앙 챔버(46)와 제 2 플리넘(70)의 사이에서 연통하여 배치되어, 냉각 매체를 챔버(46)로부터 플리넘(70)에 공급한다. 마찬가지로, 복수의 제 2 출구 통로(78)가 냉각 매체를 제 2 플리넘(70)으로부터 플랫폼의 측면 에지(72)를 따라 제 2 출구 개구(80)까지 이송한다. 출구 개구(80) 및 통로(78)는 서로 대체로 등간격으로 이격되어 있다. 최종적으로, 제 2 플리넘(70) 및 정압측에 인접한 플랫폼의 표면을 따라 배치된 복수의 필름 냉각 구멍(84)과 연통하여 제 2 통로(82)가 배치되어 있다. 필름 냉각 구멍(84)은 대체로 베인을 지나는 고온 가스의 유동 방향으로 필름 냉각 매체를 향하게 하도록 배향된다. 따라서, 제 2 필름 냉각 구멍(84)은 인접한 노즐 세그먼트의 후단 에지부를 필름 냉각시키기 위해 부분간 간극을 가로질러 냉각 매체를 지향시킨다.
플랫폼의 정압측과 인접한 플랫폼의 부압측 사이에서 임의의 열 스파이크(thermal spike) 또는 유동 멈춤을 최소화하기 위해서, 도 2 및 3에 도시된 바와 같이, 후단 에지부에 인접하여 플랫폼의 부압측 에지를 따라 플랫폼 에지부(88)가, 고온 가스 경로의 플랫폼 표면의 인접부(90)(도 2)의 하부에서 약간 오목하게 되어 있다. 따라서, 부압측을 따르는 플랫폼의 후단 에지부는, 인접 플랫폼의 정압측을 따르는 에지의 높이와 동일하거나 또는 낮은 높이에 위치하고, 그것에 의해 인접한 노즐 세그먼트 사이의 경사진 유동의 임의의 빗나감 및 부압측 에지를 따르는 열 스파이크를 회피한다.
전술한 냉각 기구에 의해, 각 플랫폼의 제 1 및 제 2 플리넘 내의 냉각 매체의 근접이 플랫폼의 에지의 전도 및 대류 냉각을 제공한다는 것을 이해할 것이다. 또한, 제 2 필름 냉각 구멍(84)은 부분의 정압측의 하류부를 따라서 뿐만 아니라 인접 부분의 부압측을 따르는 필름 냉각을 제공한다. 필름 냉각 구멍(58)은 부분의 부압측을 따라 플랫폼 표면을 필름 냉각한다. 제 1 및 제 2 냉각 구멍(54, 80)은 고온 가스 경로에 노출된 플랫폼 표면의 바로 밑에 위치하고, 그리고 부분간 간극 내로 냉각 매체를 공급하여 에지를 냉각한다. 최종적으로, 입구 통로가 출구 통로 및 통로를 마주 향하는 배열은, 냉각 매체의 직접적인 시선방향 유동이 발생하지 않도록 되고, 그에 따라 에지의 향상된 전도 및 대류 냉각을 제공한다.
현재 가장 실용적이고 바람직한 실시예로 간주되는 것과 관련하여 본 발명을 설명하였지만, 본 발명은 개시한 실시예에 한정되지 않고, 그 반대로 첨부된 청구범위의 정신 및 범위 내에 포함되는 각종 변경 및 동등한 배열을 포함하도록 의도된다.
본 발명에 의하면, 입구 통로가 출구 통로 및 통로를 마주 향하는 배열은, 냉각 매체의 직접적인 시선방향 유동이 발생하지 않도록 되고, 그에 따라 에지의 향상된 전도 및 대류 냉각을 제공하는 효과가 있다.

Claims (10)

  1. 축(32)을 갖는 터빈용의 노즐 세그먼트(nozzle segment)(34)에 있어서,
    상기 축에 대체로 평행하게 연장하는 측면 에지(42, 72)를 갖는 내측 및 외측 플랫폼(36, 38), 및 상기 내측 및 외측 플랫폼(36, 38) 사이에서 연장하는 적어도 하나의 노즐 베인(26)과,
    상기 플랫폼 중 적어도 하나를 위한 냉각 시스템으로서, 냉각 매체의 공급원(46)과, 상기 하나의 플랫폼의 측면 에지(42, 72) 중 적어도 하나를 따라 연장하는 기다란 제 1 및 제 2 플리넘(48, 70)과, 상기 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 냉각 매체의 공급원(46)과 상기 플리넘(48, 70) 사이에서 연통하는 복수의 입구 통로(50, 74)와, 상기 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 플리넘과 연통하고 그리고 상기 하나의 플랫폼의 하나의 측면 에지(42, 72)를 따라 이격된 위치에서 측면 에지를 관통하는 출구 개구(54, 80)를 갖는 복수의 출구 통로(52, 78)와, 상기 플리넘, 및 상기 플랫폼 표면을 따라 상기 냉각 매체를 공급하여 상기 플랫폼 표면을 필름 냉각(film cooling)시키기 위해 상기 하나의 플랫폼의 표면을 따라 배치된 복수의 필름 냉각 구멍(58, 84)과 연통하는 제 1 및 제 2 통로(56, 82)를 포함하는, 상기 냉각 시스템을 포함하고,
    상기 입구 통로(50, 74), 상기 출구 통로(52, 78) 및 상기 제 1 및 제 2 통로(56, 82)는, 상기 입구 통로(50, 74)가 상기 출구 통로(52, 78) 및 상기 제 1 및 제 2 통로(56, 82) 내로의 냉각 매체의 직접적인 시선방향 유동(direct line-of-sight flow)을 갖지 않도록 배치되는
    터빈용 노즐 세그먼트.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 베인(26)은 정압 및 부압측을 가지며, 상기 냉각 시스템은 상기 하나의 플랫폼의 대향측 에지(72)를 따라 연장하는 기다란 제 2 플리넘(70)과, 상기 제 2 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 냉각 매체의 공급원과 상기 제 2 플리넘(70) 사이에서 연통하는 복수의 제 2 입구 통로(74)와, 상기 제 2 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 제 2 플리넘(70)과 연통하고 그리고 상기 하나의 플랫폼의 상기 대향측 에지(72)를 따라 이격된 위치에서 상기 대향측 측면 에지(72)를 관통하는 제 2 출구 개구(80)를 갖는 복수의 이격된 출구 통로(78)와, 상기 제 2 플리넘(70), 및 상기 플랫폼 표면을 따라 냉각 매체를 공급하여 상기 플랫폼 표면을 필름 냉각시키기 위해 상기 플랫폼의 표면을 따라 배치된 복수의 제 2 필름 냉각 구멍(84)과 연통하는 제 2 통로(82)를 포함하고,
    상기 제 2 입구 통로(74), 상기 제 2 출구 통로(78) 및 상기 제 2 통로(82)는, 상기 제 2 입구 통로가 상기 제 2 출구 통로 및 상기 제 2 통로 내로의 냉각 매체의 직접적인 시선방향 유동을 갖지 않도록 배치되고, 상기 베인의 부압측 상에서 상기 하나의 측면 에지를 따라 연장하는 상기 제 1 플리넘(48)은, 상기 베인의 정압측 상에서 상기 대향측 에지(72)를 따라 연장하는 상기 제 2 플리넘(70)이 상기 하나의 플랫폼의 상기 대향측 에지에 대해 위치되는 것보다, 상기 하나의 플랫폼의 하나의 에지(42)에 더 가깝게 위치되는
    터빈용 노즐 세그먼트.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 베인은 정압 및 부압측 표면을 가지며, 상기 냉각 시스템은 상기 하나의 플랫폼의 대향측 에지(72)를 따라 연장하는 기다란 제 2 플리넘(70)과, 상기 제 2 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 냉각 매체의 공급원과 상기 제 2 플리넘(70) 사이에서 연통하는 복수의 제 2 입구 통로(74)와, 상기 제 2 플랫폼을 따라 이격된 위치에서 상기 제 2 플리넘과 연통하고 그리고 상기 하나의 플랫폼의 상기 대향측 에지(72)를 따라 이격된 위치에서 상기 대향측 에지(72)를 관통하는 제 2 출구 개구(80)를 갖는 복수의 제 2 출구 통로(78)와, 상기 제 2 플리넘(70), 및 상기 플랫폼 표면을 따라 냉각 매체를 공급하여 상기 플랫폼 표면을 필름 냉각시키기 위해 상기 하나의 플랫폼의 표면을 따라 배치된 복수의 제 2 필름 냉각 구멍(84)과 연통하는 제 2 통로(82)를 포함하고,
    상기 제 2 입구 통로(74), 상기 제 2 출구 통로(78) 및 상기 제 2 통로(82)는, 상기 제 2 입구 통로가 상기 제 2 출구 통로 및 상기 제 2 통로 내로의 냉각 매체의 직접적인 시선방향 유동을 갖지 않도록 배치되고, 상기 필름 냉각 구멍(58)은 상기 베인의 부압측 표면에 대체로 평행한 방향으로 필름 냉각하기 위해 상기 플랫폼 표면을 따라 상기 냉각 매체를 흐르게 하도록 배향되는
    터빈용 노즐 세그먼트.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 베인은 정압 및 부압측을 가지며, 상기 냉각 시스템은 상기 하나의 플랫폼의 대향측 에지(72)를 따라 연장하는 기다란 제 2 플리넘(70)과, 상기 제 2 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 냉각 매체의 공급원과 상기 제 2 플리넘(70) 사이에서 연통하는 복수의 제 2 입구 통로(74)와, 상기 제 2 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 제 2 플리넘과 연통하고 그리고 상기 하나의 플랫폼의 상기 대향측 에지(72)를 따라 이격된 위치에서 상기 대향측 에지(72)를 관통하는 제 2 출구 개구(80)를 갖는 복수의 제 2 출구 통로(78)와, 상기 제 2 플리넘, 및 상기 플랫폼 표면을 따라 냉각 매체를 공급하여 상기 플랫폼 표면을 필름 냉각시키기 위해 상기 플랫폼의 표면을 따라 배치된 복수의 제 2 필름 냉각 구멍(84)과 연통하는 제 2 통로를 포함하고,
    상기 제 2 입구 통로(74), 상기 제 2 출구 통로(78) 및 상기 제 2 통로(82)는, 상기 제 2 입구 통로(74)가 상기 제 2 출구 통로 및 상기 제 2 통로 내로의 냉각 매체의 직접적인 시선방향 유동을 갖지 않도록 배치되고, 상기 베인의 상기 정압측 상에서의 상기 플랫폼 표면을 따라 위치된 상기 제 2 필름 냉각 구멍(84)은 상기 플랫폼의 상기 대향측 에지를 향해 배향되는
    터빈용 노즐 세그먼트.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 플리넘(48)은 대향 단부에서 폐쇄되는
    터빈용 노즐 세그먼트.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 베인은 정압 및 부압측을 가지며, 상기 냉각 시스템은 상기 하나의 플랫폼의 대향측 에지를 따라 연장하는 기다란 제 2 플리넘(70)과, 상기 제 2 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 냉각 매체의 공급원과 상기 제 2 플리넘 사이에서 연통하는 복수의 제 2 입구 통로(74)와, 상기 제 2 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 제 2 플리넘과 연통하고 그리고 상기 하나의 플랫폼의 상기 대향측 에지를 따라 이격된 위치에서 상기 대향측 에지를 관통하는 제 2 출구 개구(80)를 갖는 복수의 제 2 출구 통로(78)와, 상기 제 2 플리넘, 및 상기 플랫폼 표면을 따라 냉각 매체를 공급하여 상기 플랫폼 표면을 필름 냉각시키기 위해 상기 하나의 플랫폼의 표면을 따라 배치된 복수의 제 2 필름 냉각 구멍(84)과 연통하는 제 2 통로(82)를 포함하고,
    상기 제 2 입구 통로(74), 상기 제 2 출구 통로(78) 및 상기 제 2 통로(82)는, 상기 제 2 입구 통로가 상기 제 2 출구 통로 및 상기 제 2 통로 내로의 냉각 매체의 직접적인 시선방향 유동을 갖지 않도록 배치되고, 상기 베인(88)의 부압측 상에서 상기 하나의 측면 에지에 인접한 상기 하나의 플랫폼의 표면의 일부분은, 상기 하나의 플랫폼의 나머지 표면 부분의 아래로 오목하게 되어 있는
    터빈용 노즐 세그먼트.
  7. 축(32)을 갖는 터빈에 있어서,
    상기 축을 중심으로 원주방향 열(array)로 배열된 복수의 노즐 세그먼트(34)와,
    각 노즐 세그먼트의 플랫폼 중 적어도 하나를 위한 냉각 시스템을 포함하고,
    상기 노즐 세그먼트의 각각은 내측 및 외측 플랫폼(36, 38)과, 내측 및 외측 플랫폼(36, 38) 사이에서 연장하는 적어도 하나의 노즐 베인(26)을 포함하고, 상기 플랫폼은 상기 축에 대체로 평행하게 연장하고 그리고 인접한 노즐 세그먼트의 플랫폼의 측면 에지와 대체로 원주방향으로 정합하는 측면 에지(42, 72)를 가지며,
    상기 냉각 시스템은 냉각 매체의 공급원(46)과, 상기 하나의 플랫폼의 상기 측면 에지(42, 72) 중 적어도 하나를 따라 연장하는 기다란 제 1 및 제 2 플리넘(48, 70)과, 상기 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 냉각 매체의 공급원과 상기 플리넘 사이에서 연통하는 복수의 입구 통로(50, 74)와, 상기 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 플리넘과 연통하고 그리고 인접한 노즐 세그먼트의 플랫폼의 측면 에지를 향해 상기 냉각 매체를 유동시키기 위해 상기 하나의 플랫폼의 상기 하나의 측면 에지를 따라 이격된 위치에서 상기 하나의 측면 에지를 관통하는 출구 개구(54, 80)를 갖는 복수의 출구 통로(52, 78)와, 상기 플리넘, 및 상기 플랫폼 표면을 따라 상기 냉각 매체를 공급하여 상기 플랫폼 표면을 필름 냉각시키기 위해 상기 플랫폼의 표면을 따라 배치된 복수의 필름 냉각 구멍(58, 84)과 연통하는 제 1 및 제 2 통로(56, 82)를 포함하고, 상기 입구 통로(50, 74), 상기 출구 통로(52, 78) 및 상기 제 1 및 제 2 통로(56, 82)는, 상기 입구 통로가 상기 출구 통로 및 상기 통로 내로의 상기 냉각 매체의 직접적인 시선방향 유동을 갖지 않도록 배치되는
    터빈.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 노즐 세그먼트의 각각은 부압 및 정압측을 갖는 베인을 구비하며, 각 노즐 세그먼트를 위한 상기 냉각 시스템은 상기 하나의 플랫폼의 대향측 에지를 따라 연장하는 제 2 플리넘(70)과, 상기 제 2 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 냉각 매체의 공급원과 상기 제 2 플리넘(70) 사이에서 연통하는 복수의 제 2 입구 통로(74)와, 상기 제 2 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 제 2 플리넘(70)과 연통하고 그리고 다른 인접한 노즐 세그먼트의 플랫폼의 측면 에지를 향해 상기 냉각 매체를 유동시키기 위해 상기 하나의 플랫폼의 상기 대향측 에지를 따라 이격된 위치에서 상기 대향측 에지를 관통하는 제 2 출구 개구(80)를 갖는 복수의 제 2 출구 통로(78)와, 상기 제 2 플리넘, 및 상기 플랫폼 표면을 따라 냉각 매체를 공급하여 상기 플랫폼 표면을 필름 냉각시키기 위해 상기 플랫폼의 표면을 따라 배치된 복수의 제 2 필름 냉각 구멍(84)과 연통하는 제 2 통로(82)를 포함하고, 상기 제 2 입구 통로(74), 상기 제 2 출구 통로(78) 및 상기 제 2 통로(82)는, 상기 제 2 입구 통로가 상기 제 2 출구 통로 및 상기 제 2 통로 내로의 냉각 매체의 직접적인 시선방향 유동을 갖지 않도록 배치되는
    터빈.
  9. 축(32)을 갖는 터빈용의 노즐 세그먼트(34)에 있어서,
    내측 및 외측 플랫폼(36, 38), 및 상기 내측 및 외측 플랫폼(36, 38) 사이에서 연장하는 적어도 하나의 노즐 베인(26)과,
    상기 플랫폼 중 적어도 하나를 위한 냉각 시스템을 포함하고,
    상기 플랫폼은 상기 베인의 각각의 부압 및 정압측에 인접한 대향측 에지(42, 72)를 갖고,
    상기 냉각 시스템은 냉각 매체의 공급원(46)과, 상기 하나의 플랫폼의 대향측 에지를 따라 연장하는 기다란 제 1 및 제 2 플리넘(48, 70)과, 상기 제 1 및 제 2 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 냉각 매체의 공급원과 상기 제 1 및 제 2 플리넘 사이에서 각각 연통하는 복수의 제 1 및 제 2 입구 통로(50, 74)와, 상기 플리넘을 따라 이격된 위치에서 상기 제 1 및 제 2 플리넘과 각각 연통하고 그리고 상기 하나의 플랫폼의 각 대향측 에지(42, 72)를 따라 이격된 위치에서 상기 각 대향측 에지를 관통하는 출구 개구(54, 80)를 갖는 복수의 제 1 및 제 2 출구 통로(52, 78)와, 상기 제 1 및 제 2 플리넘 각각, 및 상기 플랫폼 표면을 따라 상기 냉각 매체를 공급하여 상기 플랫폼 표면을 필름 냉각시키기 위해 상기 하나의 플랫폼의 표면을 따라 배치된 복수의 필름 냉각 구멍(58, 84)과 연통하는 복수의 제 1 및 제 2 통로(56, 82)를 포함하며,
    상기 제 2 플리넘(70)이 상기 베인의 상기 정압측 상에서 상기 플랫폼의 측면 에지(72)로부터 이격되는 것보다, 상기 제 1 플리넘(48)이 상기 베인의 상기 부압측 상에서 상기 플랫폼의 측면 에지(42)에 더 가깝게 이격된 상태로, 상기 제 1 및 제 2 플리넘(48, 70)이 상기 베인의 부압 및 정압측에 인접한 상기 플랫폼의 각 측면 에지를 따라 연장하는
    터빈용 노즐 세그먼트.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 플리넘의 각각은 대향 단부에서 폐쇄된
    터빈용 노즐 세그먼트.
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Families Citing this family (65)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102004029696A1 (de) * 2004-06-15 2006-01-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Plattformkühlanordnung für den Leitschaufelkranz einer Gasturbine
GB0515868D0 (en) 2005-08-02 2005-09-07 Rolls Royce Plc Cooling arrangement
US7351036B2 (en) * 2005-12-02 2008-04-01 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil cooling system with elbowed, diffusion film cooling hole
US7695246B2 (en) * 2006-01-31 2010-04-13 United Technologies Corporation Microcircuits for small engines
US20100322767A1 (en) * 2009-06-18 2010-12-23 Nadvit Gregory M Turbine Blade Having Platform Cooling Holes
US7766606B2 (en) * 2006-08-17 2010-08-03 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with platform cooling channels with diffusion slots
US7510367B2 (en) * 2006-08-24 2009-03-31 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with endwall horseshoe cooling slot
US7762773B2 (en) * 2006-09-22 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with platform edge cooling channels
US7766618B1 (en) * 2007-06-21 2010-08-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane endwall with cascading film cooling diffusion slots
JP5180653B2 (ja) * 2008-03-31 2013-04-10 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン
GB0901129D0 (en) * 2009-01-26 2009-03-11 Rolls Royce Plc Rotor blade
CH700320A1 (de) * 2009-01-30 2010-07-30 Alstom Technology Ltd Verfahren zum herstellen eines bauteils einer gasturbine.
US8677763B2 (en) * 2009-03-10 2014-03-25 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engine temperature management
GB0910177D0 (en) * 2009-06-15 2009-07-29 Rolls Royce Plc A cooled component for a gas turbine engine
US10337404B2 (en) * 2010-03-08 2019-07-02 General Electric Company Preferential cooling of gas turbine nozzles
EP2378071A1 (en) * 2010-04-16 2011-10-19 Siemens Aktiengesellschaft Turbine assembly having cooling arrangement and method of cooling
US8529194B2 (en) * 2010-05-19 2013-09-10 General Electric Company Shank cavity and cooling hole
US8398364B1 (en) * 2010-07-21 2013-03-19 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine stator vane with endwall cooling
GB201016423D0 (en) * 2010-09-30 2010-11-17 Rolls Royce Plc Cooled rotor blade
EP2458148A1 (en) * 2010-11-25 2012-05-30 Siemens Aktiengesellschaft Turbo-machine component with a surface for cooling
US8511995B1 (en) * 2010-11-22 2013-08-20 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with platform cooling
US20120177479A1 (en) * 2011-01-06 2012-07-12 Gm Salam Azad Inner shroud cooling arrangement in a gas turbine engine
US8651799B2 (en) * 2011-06-02 2014-02-18 General Electric Company Turbine nozzle slashface cooling holes
US20130039758A1 (en) * 2011-08-09 2013-02-14 General Electric Company Turbine airfoil and method of controlling a temperature of a turbine airfoil
US8979481B2 (en) * 2011-10-26 2015-03-17 General Electric Company Turbine bucket angel wing features for forward cavity flow control and related method
US8840370B2 (en) 2011-11-04 2014-09-23 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8870525B2 (en) * 2011-11-04 2014-10-28 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US9249673B2 (en) * 2011-12-30 2016-02-02 General Electric Company Turbine rotor blade platform cooling
US8944751B2 (en) * 2012-01-09 2015-02-03 General Electric Company Turbine nozzle cooling assembly
US10180067B2 (en) 2012-05-31 2019-01-15 United Technologies Corporation Mate face cooling holes for gas turbine engine component
CA2875816C (en) * 2012-06-15 2021-06-22 General Electric Company Turbine airfoil apparatus and corresponding method
US9115597B2 (en) * 2012-07-02 2015-08-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine vane airfoil profile
US9121292B2 (en) * 2012-12-05 2015-09-01 General Electric Company Airfoil and a method for cooling an airfoil platform
US10227875B2 (en) 2013-02-15 2019-03-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with combined mate face and platform cooling
WO2014197061A2 (en) 2013-03-15 2014-12-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaped film cooling hole
US9464538B2 (en) 2013-07-08 2016-10-11 General Electric Company Shroud block segment for a gas turbine
EP3049633A4 (en) * 2013-09-26 2016-10-26 COOLING HOLES OF DIFFUSION PLATFORM
US9982542B2 (en) * 2014-07-21 2018-05-29 United Technologies Corporation Airfoil platform impingement cooling holes
JP5905631B1 (ja) * 2015-09-15 2016-04-20 三菱日立パワーシステムズ株式会社 動翼、これを備えているガスタービン、及び動翼の製造方法
US10385727B2 (en) * 2015-10-12 2019-08-20 General Electric Company Turbine nozzle with cooling channel coolant distribution plenum
US9995172B2 (en) * 2015-10-12 2018-06-12 General Electric Company Turbine nozzle with cooling channel coolant discharge plenum
US10030526B2 (en) * 2015-12-21 2018-07-24 General Electric Company Platform core feed for a multi-wall blade
US10053989B2 (en) 2015-12-21 2018-08-21 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10119405B2 (en) 2015-12-21 2018-11-06 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10060269B2 (en) 2015-12-21 2018-08-28 General Electric Company Cooling circuits for a multi-wall blade
US10352182B2 (en) * 2016-05-20 2019-07-16 United Technologies Corporation Internal cooling of stator vanes
US10208607B2 (en) 2016-08-18 2019-02-19 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10221696B2 (en) 2016-08-18 2019-03-05 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10267162B2 (en) 2016-08-18 2019-04-23 General Electric Company Platform core feed for a multi-wall blade
US10208608B2 (en) 2016-08-18 2019-02-19 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10227877B2 (en) 2016-08-18 2019-03-12 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10519861B2 (en) * 2016-11-04 2019-12-31 General Electric Company Transition manifolds for cooling channel connections in cooled structures
US11286809B2 (en) * 2017-04-25 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation Airfoil platform cooling channels
US10583489B2 (en) 2017-04-26 2020-03-10 General Electric Company Method of providing cooling structure for a component
US10539026B2 (en) 2017-09-21 2020-01-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with cooling holes having variable roughness
US11118474B2 (en) * 2017-10-09 2021-09-14 Raytheon Technologies Corporation Vane cooling structures
US20190264569A1 (en) * 2018-02-23 2019-08-29 General Electric Company Turbine rotor blade with exiting hole to deliver fluid to boundary layer film
US11203939B2 (en) * 2018-12-12 2021-12-21 Raytheon Technologies Corporation Airfoil platform with cooling orifices
JP7451108B2 (ja) * 2019-08-16 2024-03-18 三菱重工業株式会社 静翼、及びこれを備えているガスタービン
US11415020B2 (en) * 2019-12-04 2022-08-16 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine flowpath component including vectored cooling flow holes
USD947126S1 (en) * 2020-09-04 2022-03-29 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine vane
USD946528S1 (en) * 2020-09-04 2022-03-22 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine vane
USD947127S1 (en) * 2020-09-04 2022-03-29 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine vane
US11608754B2 (en) 2021-07-14 2023-03-21 Doosan Enerbility Co., Ltd. Turbine nozzle assembly and gas turbine including the same
US11982206B2 (en) * 2022-03-11 2024-05-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Cooling method and structure of vane of gas turbine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4017213A (en) 1975-10-14 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbomachinery vane or blade with cooled platforms
US4244676A (en) 1979-06-01 1981-01-13 General Electric Company Cooling system for a gas turbine using a cylindrical insert having V-shaped notch weirs
US5122033A (en) 1990-11-16 1992-06-16 Paul Marius A Turbine blade unit
JP2001254605A (ja) 2000-03-08 2001-09-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却静翼

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3433015A (en) * 1965-06-23 1969-03-18 Nasa Gas turbine combustion apparatus
BE755567A (fr) * 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
US3610769A (en) * 1970-06-08 1971-10-05 Gen Motors Corp Porous facing attachment
GB9224241D0 (en) * 1992-11-19 1993-01-06 Bmw Rolls Royce Gmbh A turbine blade arrangement
US5344283A (en) * 1993-01-21 1994-09-06 United Technologies Corporation Turbine vane having dedicated inner platform cooling
GB2298246B (en) * 1995-02-23 1998-10-28 Bmw Rolls Royce Gmbh A turbine-blade arrangement comprising a shroud band
DE10016081A1 (de) * 2000-03-31 2001-10-04 Alstom Power Nv Plattenförmiger, auskragender Bauteilabschnitt einer Gasturbine
JP2005023905A (ja) * 2003-07-03 2005-01-27 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン静翼の冷却構造

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4017213A (en) 1975-10-14 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbomachinery vane or blade with cooled platforms
US4244676A (en) 1979-06-01 1981-01-13 General Electric Company Cooling system for a gas turbine using a cylindrical insert having V-shaped notch weirs
US5122033A (en) 1990-11-16 1992-06-16 Paul Marius A Turbine blade unit
JP2001254605A (ja) 2000-03-08 2001-09-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却静翼

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