KR101133491B1 - 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조 - Google Patents

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마사미츠 구와바라
에이사쿠 이토
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미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
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Abstract

가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 플랫폼의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 형성된 분출 개구로, 커버 플레이트 등의 부가물을 장착하지 않고 유도하고, 가동 날개 냉각 통로로부터 떨어져 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼의 냉각성을 향상시킴과 함께, 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시키는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조를 제공하는 것. 가스 터빈 가동 날개의 내부에 형성되고 냉각 공기를 유통시키는 가동 날개 냉각 통로 (17c) 와, 그 가동 날개 냉각 통로 (17c) 에 일단이 연통되고 타단이 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 복수 형성된 분출 개구 (22) 에 연통되는 냉각 연통 구멍 (24a, 24b) 이 플랫폼의 내부를 통과하여 형성되어 이루어지는 것을 특징으로 한다.
터빈, 가동 날개, 플랫폼, 냉각

Description

가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조{PLATFORM COOLING STRUCTURE OF GAS TURBINE ROTOR BLADE}
본 발명은 가스 터빈 가동 날개에 있어서의 플랫폼의 냉각 구조에 관한 것이다.
가스 터빈 가동 날개의 개요 구조는 도 4 에 나타낸 바와 같고, 이 도면에 있어서, 가스 터빈 가동 날개 (1) 는 날개를 형성하는 날개부 (3) 와, 그 날개부 (3) 의 밑동과 접합하고 있는 플랫폼 (5) 과, 플랫폼 (5) 아래에 위치하는 생크부 (7) 를 포함하고, 생크부 (7) 아래에는 날개 뿌리부 (9) 가 형성되어 있다.
또한, 도 4 에 있어서, 날개 뿌리부 (9) 의 양 측벽에는 파형의 연속 홈이 형성되고, 또한 로터 디스크 (11) 측에도 동일 형상의 연속 홈이 형성되고, 날개 뿌리부 (9) 의 홈이 로터 디스크 (11) 의 홈과 걸어 맞춰짐으로써 가스 터빈 가동 날개 (1) 가 로터 디스크 (11) 에 고정되어 있다. 그리고, 동일한 고정 방법에 의해 복수 장의 가스 터빈 가동 날개 (1) 가 로터 디스크 (11) 에 원주 방향으로 나란히 고정된다.
또한, 플랫폼 (5) 의 하면과 가스 터빈 가동 날개 (1) 의 생크부 (7) 측면에 의해 공동 (空洞) (13) 이 형성되고, 이 공동 (13) 내에는 로터측으로부터 시일 공 기가 공급되어, 시일 공기에 의해 고온 연소 가스가 이웃하는 플랫폼 (5, 5) 사이의 간극 (15) 에서 로터측으로 누출되는 것을 방지하고 있다.
이와 같이 가스 터빈 가동 날개 (1) 의 구조에 있어서, 날개부 (3) 는 고온 연소 가스에 노출되기 때문에, 날개부 (3) 를 냉각시키기 위해 날개부 (3) 의 내부에 가동 날개 냉각 통로 (17) 가 배치되어 있고, 이 가동 날개 냉각 통로 (17) 는 날개 뿌리부 (9) 로부터 냉각 공기를 도입하고, 도시는 생략되어 있지만 날개 내부에서 이들 통로의 일부 또는 전부가 연통 (連通) 되어 서펜타인 냉각 통로를 형성하고, 날개부 (3) 전체를 냉각시키고 있다.
또한, 상기 가동 날개 냉각 통로 (17) 에 도입된 냉각 공기의 일부는 날개부 (3) 의 후방 가장자리로부터 분출되어 날개부 (3) 의 후방 가장자리를 추가로 냉각시키도록 되어 있다.
이 가동 날개 냉각 통로 (17) 에 공급되는 냉각 공기는 날개부 (3) 의 냉각에 사용되기 때문에 상기 시일 공기와는 별도로 고압으로 컨트롤되고 필요한 경우에는 냉각되어 공급되도록 되어 있다.
또한, 플랫폼 (5) 의 표면도 고온 연소 가스에 노출되기 때문에, 열 응력에 의한 크랙의 발생 및 열 손상의 발생을 억제하기 위해, 플랫폼 (5) 의 냉각 구조에 대해 다양한 제안이 이루어지고 있다.
예를 들어, 특허 문헌 1 (일본 공개특허공보 평10-238302호) 에 개시되는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 (010) 을 도 5 에 나타낸다. 도 5 의 (a) 는 가스 터빈 가동 날개의 종단면도를 나타내고, 도 5 의 (b) 는 (a) 의 E-E 선 단면도이 다. 이 특허 문헌 1 에는 플랫폼 (010) 의 하면을 흐르는 시일 공기 (012) 를 이용하여 플랫폼 (010) 의 상면을 냉각시키는 발명이 개시되어 있고, 날개 복 (013) 측의 플랫폼 (010) 내부에 터빈 축심으로부터 상대적으로 반경 방향을 향하여 관통하는 복수의 시일 공기 통로 구멍 (015) 이 천공 형성되어 있다.
또한, 터빈 축심으로부터 상대적으로 반경 방향으로 비스듬하게 흘러 플랫폼 (010) 의 상면으로 개방되는 대류 냉각 구멍 (017) 을 형성하는 구성도 개시되어 있다. 또한, 플랫폼 (010) 상면의 개방 부분은 끝으로 갈수록 넓어지는 형상으로 벌어지는 셰이프 필름 분출구를 형성하여 플랫폼 (010) 의 상면을 퍼지면서 기어가듯이 흘러 냉각시키도록 되어 있다.
또한, 특허 문헌 2 (일본 공개특허공보 평11-247609호) 에도, 도 6 과 같은 가스 터빈 가동 날개의 냉각 효과를 높이는 구조가 개시되어 있다. 도 6 의 (a) 는 가스 터빈 가동 날개의 평면도를 나타내고, 도 6 의 (b) 는 (a) 의 F-F 선 단면도이다. 이 특허 문헌 2 에는 플랫폼 (020) 의 내부를 관통하고, 일단이 가동 날개 (022) 의 내부를 냉각시키는 냉각 통로 (024) 에 연결되고, 타단이 플랫폼 (020) 의 양측 단면 (端面) 에서 개방되는 냉각 통로 (026) 가 개시되어 있다.
또한, 특허 문헌 3 (일본 공개특허공보 2006-329183호) 은 도 7 과 같이, 플랫폼 (052) 의 하면과 생크 (054) 사이에 커버 플레이트 (050) 를 장착하여, 커버 플레이트 (050) 에 의해 공간 (056) 을 형성하고, 가동 날개의 내부를 냉각시키는 냉각 통로 (058) 로부터 고압의 냉각 공기를, 통로 (059) 에서 공간 (056) 으로 유도하고, 그 공간 (056) 을 통하여 냉각 구멍 (061, 063) 을 통과하고 플랫폼 (052) 의 표면에 유출되어 플랫폼 (052) 의 선단부 근방을 냉각시키는 구조가 개시되어 있다.
상기한 바와 같이, 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼의 냉각에 관하여 다양한 제안이 되어 있고, 특허 문헌 1 에 있어서는 상기한 바와 같이 시일 공기 (012) 를 사용하여 플랫폼 (010) 을 냉각시키는 구조가 개시되어 있다. 그러나, 시일 공기는 고온 연소 가스가 이웃하는 플랫폼 사이의 간극에서 로터측으로 누출되는 것을 방지하기 위해 플랫폼의 하면측에 공급되는 공기이기 때문에, 통상적으로 시일 공기는 온도 컨트롤, 또한 고압으로 컨트롤되어 있지 않기 때문에, 시일 공기에 의한 플랫폼의 냉각으로는 충분한 냉각 효과가 얻어지지 않는다.
특히, 날개의 밑동 부분으로부터 떨어진 플랫폼의 측 가장자리부 부근에 있어서는 날개 내부를 냉각시키는 가동 날개 냉각 통로 (019) 로부터 떨어져 있어, 냉각이 잘 되지 않아 열적으로 힘든 상황에 있기 때문에, 날개의 밑동 부분으로부터 떨어진 플랫폼의 측 가장자리부 부근, 특히 고온 연소 가스에 노출되는 표면에 있어서의 효과적인 냉각 구조가 요망되고 있다.
한편, 특허 문헌 2, 3 에 있어서는 시일 공기에 의하지 않고, 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 사용하여 플랫폼을 냉각시키는 구조가 개시되어 있다.
그러나, 특허 문헌 2 에 있어서는 플랫폼 (020) 의 내부를 관통하고, 일단이 가동 날개 (022) 의 내부를 냉각시키는 냉각 통로 (024) 에 연결되고, 타단이 플랫폼 (020) 의 양측 측단면으로 개방되는 냉각 통로 (026) 에 의해 냉각 공기를 플랫 폼 (020) 의 단면, 즉 이웃하는 플랫폼 사이의 간극을 향하여 분출하는 것이다. 이 때문에, 플랫폼 (020) 단면의 냉각 및 시일 작용은 이루지만, 고온 연소 가스에 노출되는 측단 근방의 플랫폼 상면을 효과적으로 냉각시킬 수 없다는 문제가 있다.
또한, 특허 문헌 3 에 있어서는 플랫폼의 상면에 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 냉각 공기를 플랫폼의 측단부로 유도하는 것인데, 플랫폼의 하면과 생크 사이에 커버 플레이트를 장착하여 공간을 형성하고, 그 공간을 통하여 냉각 공기를 선단부 근방의 표면으로 분출하도록 하고 있으므로, 커버 플레이트를 플랫폼과 생크에 대하여 용접 등에 의해 고정시킬 필요가 있어, 장착 작업 공정 수의 증대가 문제가 됨과 함께, 고속 회전하는 가동 날개는 정지체에 비해 보다 높은 신뢰성이 요구되기 때문에, 본래라면 커버 플레이트와 같은 부가물은 가능한 한 삭제할 필요가 있다.
그래서, 본 발명은 이와 같은 배경을 감안하여 이루어진 것으로, 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 플랫폼의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 형성된 분출 개구로, 커버 플레이트 등의 부가물을 장착하지 않고 유도하고, 가동 날개 냉각 통로로부터 떨어져 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼의 냉각성을 향상시킴과 함께, 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시키는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조를 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기 과제를 해결하기 위해, 본 발명은 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼을 냉각시키는 냉각 구조에 있어서, 가스 터빈 가동 날개의 날개부 내부에 형성되고 냉각 공기를 유통시키는 가동 날개 냉각 통로와, 그 가동 날개 냉각 통로에 일단이 연통되고 타단이 플랫폼의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 복수 형성된 분출 개구에 연통되는 냉각 연통 구멍을 구비하고, 그 냉각 연통 구멍이 상기 가동 날개 냉각 통로로부터 플랫폼의 내부를 통과하여, 또는 플랫폼과 생크부의 내부를 통과하여 형성되어 이루어지는 것을 특징으로 한다.
이러한 발명에 의하면, 가동 날개 냉각 통로에 일단이 연통되고 타단이 플랫폼의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 복수 형성된 분출 개구에 연통되는 냉각 연통 구멍이, 상기 가동 날개 냉각 통로로부터 플랫폼의 내부를 통과하여, 또는 플랫폼과 생크부의 내부를 통과하여 형성되므로, 플랫폼에 여분의 부가물을 장착하지 않고, 플랫폼의 측 가장자리 근방의 표면까지 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 유도할 수 있다.
그 결과, 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼의 냉각성을 향상시킴과 함께, 고속 회전하는 가동 날개에 커버 플레이트와 같은 부가물이 장착되지 않으므로 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시킬 수 있다.
또한, 바람직하게는 상기 냉각 연통 구멍이 플랫폼 내에서 가동 날개의 측부에 있어서, 일단이 상기 가동 날개 냉각 통로에 연통되고 타단이 플랫폼의 측단면에 연통되어 직선상으로 형성되고 그 측단면의 개구를 폐색하여 형성되는 플랫폼 통로와, 그 플랫폼 통로에서 상기 분출 개구를 향하여 경사지게 형성되는 분출 통로로 구성되면 된다.
이러한 발명에 의하면, 냉각 연통 구멍을 구성하는 플랫폼 통로를 일단이 상기 가동 날개 냉각 통로에 연통되고 타단이 플랫폼의 측단면에 연통되어 직선상으로 형성되고 그 측단면의 개구를 폐색하여 형성하기 때문에, 플랫폼과 날개부를 주조 성형하고 나서, 플랫폼 통로를 기계 가공 의해 형성할 수 있고, 또한 그 플랫폼 통로에 대하여, 경사지게 교차하도록 분출 통로를 기계 가공에 의해 형성함으로써, 냉각 연통 구멍을 제조할 수 있다.
또한, 바람직하게는 상기 생크부의 가동 날개 냉각 통로를 플랫폼의 측 가장자리 방향으로 팽출시켜 형성하고, 상기 냉각 연통 구멍이, 상기 생크부 및 플랫폼의 내부를 직선상으로 관통하여 형성되면 된다.
이러한 발명에 의하면, 생크부를 플랫폼의 측 가장자리 방향으로 팽출시킴으로써, 그 팽출 부분에서 플랫폼에 걸쳐 생크부 및 플랫폼의 내부를 직선상으로 관통하여 냉각 연통 구멍을 형성할 수 있게 된다.
그 결과, 가동 날개 냉각 통로로부터 떨어진 플랫폼의 부위까지, 플랫폼에 커버 플레이트 등의 특별한 부가물을 장착하지 않고 냉각 연통 구멍을 형성할 수 있으며, 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면에 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 유도할 수 있음과 함께, 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시킬 수 있다.
또한, 바람직하게는 상기 플랫폼의 하면과 생크부 외면의 교차 부분에 잉여 두께부를 형성하고, 상기 냉각 연통 구멍이, 상기 잉여 두께부와 플랫폼과 생크부의 내부를 직선상으로 관통하여 형성되면 되고, 이러한 발명에 의하면 가동 날개 냉각 통로로부터 떨어진 플랫폼의 부위까지, 플랫폼에 커버 플레이트 등의 특별한 부가물을 장착하지 않고 냉각 연통 구멍을 형성할 수 있으며, 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면에 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 유도할 수 있음과 함께, 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시킬 수 있다.
또한, 상기 잉여 두께부는 상기 냉각 연통 구멍을 내부에 형성하여 볼록상으로 융기되고, 상기 잉여 두께부 및 상기 냉각 연통 구멍이 상기 플랫폼 및 생크부의 주조시에 성형됨으로써, 냉각 연통 구멍의 부분에만 잉여 두께부를 형성하여 잉여 두께부의 경량화를 달성함과 함께, 냉각 연통 구멍을 용이하게 제조할 수 있다.
또한, 본 발명에 있어서, 상기 분출 개구가 플랫폼의 측 가장자리 근방의 상면에 측 가장자리를 따라 복수 열 형성되어 있으면 되고, 이러한 발명에 의하면, 분출 개구가 플랫폼의 측 가장자리 근방의 상면에 넓은 범위로 형성되어 있기 때문에, 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기에 의해 플랫폼의 선단 근방의 표면을 효과적으로 냉각시킴으로써, 보다 높은 냉각 성능이 얻어지고, 또한 보다 넓은 범위의 냉각이 가능해진다.
이상과 같이 본 발명에 의하면, 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 플랫폼의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 형성된 분출 개구로, 상기 특허 문헌 3 의 커버 플레이트 등의 부가물을 장착하지 않고 유도하고, 가동 날개 냉각 통로로부터 떨어져 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼의 냉각성을 향상시킴과 함께, 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시키는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조를 얻을 수 있다.
도 1 은 본 발명의 제 1 실시형태에 관련된 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조를 나타내며, (a) 는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼의 평면도이고, (b) 는 (a) 의 A-A 선 단면도이다.
도 2 는 제 2 실시형태를 나타내며, (a) 는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼의 평면도이고, (b) 는 (a) 의 B-B 선 단면도이다.
도 3 은 제 3 실시형태를 나타내며, (a) 는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼의 평면도이고, (b) 는 (a) 의 C-C 선 단면도이고, (c) 는 (b) 의 D-D 선 단면도이다.
도 4 는 가스 터빈 가동 날개의 개요 구조를 나타내는 사시도이다.
도 5 는 종래 기술의 설명도이다.
도 6 은 종래 기술의 설명도이다.
도 7 은 종래 기술의 설명도이다.
발명을 실시하기 위한 최선의 형태
이하, 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시형태를 예시적으로 상세하게 설명한다. 단 이 실시형태에 기재되어 있는 구성 부품의 치수, 재질, 형상, 그 상대적 배치 등은 특별히 특정적인 기재가 없는 한, 이 발명의 범위를 그것에 한정 하는 취지가 아니라 단순한 설명예에 불과하다.
본 발명의 실시형태에 대해, 적절히 도면을 참조하면서 상세하게 설명한다.
참조하는 도면에 있어서, 도 1 은 본 발명의 제 1 실시형태에 관련된 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조를 나타내며, (a) 는 평면도이고, (b) 는 (a) 의 A-A 선 단면도이다. 도 2 는 제 2 실시형태를 나타내며, (a) 는 평면도이고, (b) 는 (a) 의 B-B 선 단면도이다. 도 3 은 제 3 실시형태를 나타내며, (a) 는 평면도이고, (b) 는 (a) 의 C-C 선 단면도이고, (c) 는 (b) 의 D-D 선 단면도이다.
가스 터빈 가동 날개 (1) 의 개요 구조를 도 4 에 나타낸다. 이 도면에 있어서, 가스 터빈 가동 날개 (1) 는 날개를 형성하는 날개부 (3) 와, 그 날개부 (3) 의 밑동과 접합하고 있는 플랫폼 (5) 과, 플랫폼 (5) 아래에 위치하는 생크부 (7) 를 포함하고, 생크부 (7) 아래에는 날개 뿌리부 (9) 가 형성되어 있다.
또한, 도 4 에 있어서, 날개 뿌리부 (9) 의 양 측벽에는 파형의 연속 홈이 형성되고, 또한 로터 디스크 (11) 측에도 동일 형상의 연속 홈이 형성되고, 날개 뿌리부 (9) 의 홈이 로터 디스크 (11) 의 홈과 걸어 맞춰짐으로써 가스 터빈 가동 날개 (1) 가 로터 디스크 (11) 에 고정되어 있다. 그리고, 동일한 고정 방법에 의해 복수 장의 가스 터빈 가동 날개 (1) 가 로터 디스크 (11) 에 원주 방향으로 나란히 고정되어 있다.
또한, 플랫폼 (5) 의 하면과 가스 터빈 가동 날개 (1) 의 생크부 (7) 측면에 의해 공동 (13) 이 형성되고, 이 공동 (13) 내에는 로터측으로부터 시일 공기가 공 급되어, 시일 공기에 의해 고온 연소 가스가 이웃하는 플랫폼 (5, 5) 사이의 간극 (15) 에서 로터측으로 누출되는 것을 방지하고 있다.
이와 같이 가스 터빈 가동 날개 (1) 의 구조에 있어서, 날개부 (3) 는 고온 연소 가스에 노출되기 때문에, 날개부 (3) 를 냉각시키기 위해 날개부 (3) 의 내부에 가동 날개 냉각 통로 (17) 가 배치되어 있고, 이 가동 날개 냉각 통로 (17) 는 날개 뿌리부 (9) 로부터 냉각 공기를 도입하고, 도시는 생략되어 있지만 날개 내부에서 이들 통로의 일부 또는 전부가 연통되어 서펜타인 냉각 통로를 형성하고, 날개부 (3) 전체를 냉각시키고 있다.
또한, 상기 가동 날개 냉각 통로 (17) 에 도입된 냉각 공기의 일부는 날개부 (3) 의 후방 가장자리로부터 분출되어 날개부 (3) 의 후방 가장자리를 추가로 냉각시키도록 되어 있다.
이 가동 날개 냉각 통로 (17) 에 공급되는 냉각 공기는 날개부 (3) 의 냉각에 사용되기 때문에 상기 시일 공기와는 별도로 고압으로 컨트롤되고 필요한 경우에는 냉각되어 공급되도록 되어 있다.
이상의 가스 터빈 가동 날개의 구조는 배경 기술에서 설명한 것과 동일하며, 다음으로 본원 발명의 특징인 플랫폼 (5) 의 냉각 구조에 대해 도 1 ～ 3 을 참조하여 설명한다.
(제 1 실시형태)
플랫폼 (5) 은 도 1 에 나타내는 바와 같이 평면에서 봤을 때에 있어서 대략 직사각형상을 하고, 날개부 (3) 가 주조에 의해 플랫폼 (5) 과 일체로 성형되고, 날개부 (3) 의 내부에는 가동 날개 냉각 통로 (17) 가 전방 가장자리측 (17a), 중앙부 (17b, 17c), 후방 가장자리측 (17d) 각각에 형성되어 있다. 그리고 이들 통로에는 날개 뿌리부 (9) 로부터 냉각 공기를 도입하고, 도시는 생략되어 있지만 날개 내부에서 이들 통로의 일부 또는 전부가 연통되어 서펜타인 냉각 통로를 형성하고, 날개부 (3) 전체를 냉각시키고 있다.
또한, 플랫폼 (5) 의 복측 (腹側) (20) 의 측 가장자리 근방의 플랫폼 (5) 표면에는 측 가장자리를 따라 복수 지점에 냉각 공기의 분출 개구 (22) 가 형성되고, 가동 날개 냉각 통로 (17a, 17b, 17c, 17d) 에 일단이 연통되고 타단이 상기 분출 개구 (22) 에 연통되는 냉각 연통 구멍 (24) 이 형성되어 있다. 도 1 에 나타내는 바와 같이 날개부 (3) 의 복측 (20) 의 냉각 연통 구멍 (24a) 은 플랫폼 (5) 의 전방 가장자리와 대략 평행하게 복수 개가 각각 평행하게 배열되고, 배측 (背側) (26) 의 냉각 연통 구멍 (24b) 은 날개부 (3) 의 전방 가장자리측에 2 개 및 후방 가장자리측에 3 개, 플랫폼 (5) 의 전방 가장자리와 대략 평행하게 각각 평행하게 배열되어 있다. 또한, 냉각 통로 구멍 (24a 및 24b) 은 플랫폼의 냉각을 최적화시키기 위해, 적절히 서로 각도를 형성하여 배치해도 된다.
그리고, 도 1(b) 에 나타내는 바와 같이, 복측 (20) 의 냉각 연통 구멍 (24a) 은 플랫폼 (5) 의 내부에서, 일단이 가동 날개 냉각 통로 (17c) 에 연통되고 타단이 플랫폼 (5) 의 측단면에 연통되어 직선상으로 형성되고 그 측단면의 개구를 플러그 (28) 로 폐색하여 형성되는 플랫폼 통로 (30) 와, 플랫폼 통로 (30) 에서 분출 개구 (22) 를 향하여 경사지게 형성되는 분출 통로 (32) 로 구성되어 있다. 분출 개구 (22) 는 측 가장자리를 따라 2 열 형성되어 있어, 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방의 표면을 넓게 냉각시키고 있다.
또한, 배측 (26) 의 냉각 연통 구멍 (24b) 도 동일하게, 플러그 (28) 로 측단면의 개구가 폐색되어 형성되는 플랫폼 통로 (31) 와, 플랫폼 통로 (31) 에서 분출 개구 (22) 를 향하여 경사지게 형성되는 분출 통로 (33) 로 구성되어 있다.
복측 (20) 의 플랫폼 통로 (30) 와 배측 (26) 의 플랫폼 통로 (31) 는 서로 반대 방향에서 직선상으로 형성되어 있다. 또한, 분출 통로 (32, 33) 는 플랫폼 (5) 의 측단을 향하여 경사지게 함으로써, 플랫폼 (5) 의 표면을 넓게 필름 냉각시킬 수 있다.
상기의 제 1 실시형태에 의하면, 플랫폼 통로 (30, 31) 의 일단이 가동 날개 냉각 통로 (17a, 17b, 17c, 17d) 에 연통되고 타단이 플랫폼 (5) 의 측단면에 연통되어 직선상으로 형성되고, 그 측단면의 개구를 폐색하여 형성하기 때문에, 플랫폼 (5) 과 날개부 (3) 를 일체로 주조 성형함과 동시에, 또는 주조 성형하고 나서 플랫폼 통로 (30, 31) 를 기계 가공 의해 형성할 수 있다.
또한 그 플랫폼 통로 (30, 31) 에 대하여, 경사지게 교차하도록 분출 통로 (32, 33) 를 기계 가공에 의해 형성함으로써, 냉각 연통 구멍 (24a, 24b) 을 가공할 수 있다.
또한, 냉각 연통 구멍 (24a, 24b) 이 가동 날개 냉각 통로 (17) 로부터 플랫폼 (5) 의 내부를 통과하여 형성되기 때문에, 플랫폼 (5) 에 커버 플레이트 등의 여분의 부가물을 장착하지 않고, 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방의 표면까지 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 유도할 수 있다.
그 결과, 가동 날개 냉각 통로 (17) 로부터 떨어져 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼 (5) 의 냉각성을 향상시킬 수 있음과 함께, 고속 회전하는 터빈 날개부 (1) 에 부가물을 장착하지 않기 때문에, 가동 날개로서의 신뢰성도 향상되고, 또한 부가물의 용접 작업 등의 조립 작업 공정 수의 증가도 수반하지 않기 때문에 조립 가공성도 향상된다.
(제 2 실시형태)
다음으로, 제 2 실시형태에 대해 도 2 를 참조하여 설명한다.
제 1 실시형태와 동일 구성 요소에 대해서는 동일 부호를 부여하고 설명을 생략한다. 제 2 실시형태는 생크부 (7) 의 가동 날개 냉각 통로 (17a, 17b, 17c, 17d) 를 각각 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 방향으로 팽출시켜, 냉각 통로 팽출부 (36a, 36b, 36c, 36d) 를 형성한다.
도 2(b) 에 나타내는 바와 같이 냉각 통로 팽출부 (36a, 36b, 36c, 36d) 를 형성함으로써, 생크부 (7) 가 외측으로 팽출되고, 그 팽출 생크부 (38) 와 플랫폼 (5) 의 내부를 직선상으로 관통하여 냉각 연통 구멍 (39, 40, 41) 이 형성된다.
복측 (20) 의 플랫폼 (5) 에는 외측의 냉각 연통 구멍 (39) 과 내측의 냉각 연통 구멍 (40) 2 개가 형성되고, 배측 (26) 의 플랫폼 (5) 에는 1 개의 냉각 연통 구멍 (41) 이 형성되어 있다.
또한, 냉각 연통 구멍 (39, 40, 41) 은 날개부 (3) 와 플랫폼 (5) 의 주조시 에 일체로 성형해도 되고, 주조 후에 기계 가공해도 된다.
또한, 냉각 통로 팽출부 (36a, 36b, 36c, 36d) 는 도 2(b) 의 쇄선으로 나타내는 바와 같이 날개 뿌리부 (9) (도 4 참조) 에 걸쳐서 팽출된 내경을 갖고 형성되어 있어도 된다.
상기 제 2 실시형태에 의하면, 팽출 생크부 (38) 에서 플랫폼 (5) 에 걸쳐 팽출 생크부 (38) 및 플랫폼 (5) 의 내부를 직선상으로 관통하여 냉각 연통 구멍 (39, 40, 41) 을 형성할 수 있다. 냉각 연통 구멍 (39, 40, 41) 을 형성할 수 있는 결과, 가동 날개 냉각 통로 (17) 로부터 떨어진 플랫폼 (5) 의 측단 부위를, 플랫폼 (5) 에 커버 플레이트 등의 특별한 부가물을 장착하지 않고, 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 유도할 수 있다.
또한, 냉각 통로 구멍 (24a 및 24b) 은 플랫폼의 냉각을 최적화시키기 위해, 적절히 서로 각도를 형성하여 배치해도 된다.
따라서, 제 1 실시형태와 동일하게, 가동 날개 냉각 통로 (17) 로부터 떨어져 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼 (5) 의 냉각성을 향상시킬 수 있음과 함께, 고속 회전하는 터빈 날개부 (1) 에 부가물을 장착하지 않기 때문에, 가동 날개로서의 신뢰성도 향상되고, 또한 부가물의 용접 작업 등의 조립 작업 공정 수의 증가도 수반하지 않기 때문에 조립 가공성도 향상된다.
(제 3 실시형태)
다음으로, 제 3 실시형태에 대해 도 3 을 참조하여 설명한다.
제 1 실시형태와 동일 구성 요소에 대해서는 동일 부호를 부여하고 설명을 생략한다. 제 3 실시형태는 도 3(b) 에 나타내는 바와 같이, 플랫폼 (5) 의 하면과 생크부 (7) 외면의 교차 부분에 잉여 두께부 (43) 를 형성하고, 냉각 연통 구멍 (45, 46, 47) 이, 잉여 두께부 (43) 와 플랫폼 (5) 과 생크부 (7) 의 내부를 직선상으로 관통하여 형성되어 있다.
또한, 도 3(c) 에 나타내는 바와 같이, 잉여 두께부 (43) 는 냉각 연통 구멍 (45) 을 내부에 형성하여 볼록상으로 융기되고, 잉여 두께부 (43) 및 냉각 연통 구멍 (45) 이 플랫폼 (5) 및 생크부 (7) 의 주조 성형시에 동시에 성형된다. 또한 잉여 두께부 (43) 는 냉각 연통 구멍 (45) 을 통과시키는 것만을 위하여 그 냉각 연통 구멍 (45) 에 필요한 잉여 두께만이 형성되어 있다.
또한, 냉각 연통 구멍 (45, 46, 47) 은 날개부 (3) 와 플랫폼 (5) 과, 추가로 잉여 두께부 (43) 의 주조 후에 기계 가공해도 된다.
또한, 냉각 통로 구멍 (24a 및 24b) 은 플랫폼의 냉각을 최적화시키기 위해, 적절히 서로 각도를 형성하여 배치해도 된다.
이상의 제 3 실시형태에 의하면, 가동 날개 냉각 통로 (17) 로부터 떨어진 플랫폼 (5) 의 측단 부위를, 플랫폼 (5) 에 커버 플레이트 등의 특별한 부가물을 장착하지 않고, 게다가 냉각 연통 구멍 (45) 의 부분에만 잉여 두께부 (43) 를 형성하고 잉여 두께부 (43) 에 의한 중량 증대를 최소로 억제하여 경량화를 달성함과 함께, 가동 날개 냉각 통로 (17) 를 흐르는 고압의 냉각 공기를 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방으로 유도하여 냉각시킬 수 있다.
상기 제 1 실시형태, 제 2 실시형태, 제 3 실시형태를 각각 조합하여 실시해도 된다. 예를 들어, 복측 (20) 의 플랫폼 (5) 에 있어서는 제 3 실시형태와 같이 잉여 두께부 (43) 를 형성하고, 배측 (26) 의 플랫폼 (5) 에 있어서는 제 1 실시형태와 같이 플러그 (28) 에 의해 플랫폼 통로 (31) 의 개구를 막아 형성해도 된다. 이와 같이 상기 각각의 실시형태의 구조를 조합함으로써, 날개부 (3) 의 가동 날개 냉각 통로 (17a, 17b, 17c, 17d) 의 위치, 형상, 또한 플랫폼 (5) 에 있어서의 냉각 부위에 따라, 가공성, 냉각 성능을 고려하여 적절한 구조를 채용함으로써, 플랫폼 (5) 의 냉각 구조의 설계 자유도가 향상된다.
본 발명에 의하면, 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 플랫폼의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 형성된 분출 개구로, 커버 플레이트 등의 부가물을 장착하지 않고 유도하고, 가동 날개 냉각 통로로부터 떨어져 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼의 냉각성을 향상시킴과 함께, 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시키는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조를 제공할 수 있으므로, 가스 터빈의 가동 날개의 플랫폼에 대한 적용시에 유익하다.

Claims (6)

  1. 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼을 냉각시키는 냉각 구조에 있어서,
    가스 터빈 가동 날개의 날개부 내부에 형성되고 냉각 공기를 유통시키는 가동 날개 냉각 통로와, 그 가동 날개 냉각 통로에 일단이 연통되고 타단이 플랫폼의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 복수 형성된 분출 개구에 연통되는 냉각 연통 구멍을 구비하고, 그 냉각 연통 구멍이 상기 가동 날개 냉각 통로로부터 플랫폼과 생크부의 내부를 통과하여 형성되며,
    플랫폼의 측 가장자리 근방의 표면까지 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 냉각 공기를 유도하도록 구성함과 함께, 상기 가동 날개 냉각 통로에 있어서, 상기 플랫폼의 하면측의 생크부측 가장자리측을 외측으로 팽출시킨 팽출부를 형성하고, 상기 냉각 연통 구멍이 상기 생크부에 형성된 팽출부 및 플랫폼의 내부를 직선상으로 관통하여 형성되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조.
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 팽출부가 상기 플랫폼의 하면과 생크부 외면의 교차 부분에 형성된 잉여 두께부이고, 상기 잉여 두께부를 개재하여, 상기 냉각 연통 구멍이, 상기 잉여 두께부와 플랫폼과 생크부의 내부를 직선상으로 관통하여 형성되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 잉여 두께부는 상기 냉각 연통 구멍을 내부에 형성하여 볼록상으로 융기되고, 상기 잉여 두께부 및 상기 냉각 연통 구멍이 상기 플랫폼 및 생크부의 주조시에 성형되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 분출 개구가 플랫폼의 측 가장자리 근방의 상면에 측 가장자리를 따라 복수 열 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조.
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Families Citing this family (60)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8147197B2 (en) * 2009-03-10 2012-04-03 Honeywell International, Inc. Turbine blade platform
WO2011108164A1 (ja) * 2010-03-03 2011-09-09 三菱重工業株式会社 ガスタービンの動翼およびその製造方法ならびに動翼を用いたガスタービン
US8529194B2 (en) * 2010-05-19 2013-09-10 General Electric Company Shank cavity and cooling hole
EP2423435A1 (en) * 2010-08-30 2012-02-29 Siemens Aktiengesellschaft Blade for a turbo machine
US9416666B2 (en) * 2010-09-09 2016-08-16 General Electric Company Turbine blade platform cooling systems
US8684664B2 (en) * 2010-09-30 2014-04-01 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
GB201016423D0 (en) * 2010-09-30 2010-11-17 Rolls Royce Plc Cooled rotor blade
US8777568B2 (en) * 2010-09-30 2014-07-15 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8851846B2 (en) * 2010-09-30 2014-10-07 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8794921B2 (en) * 2010-09-30 2014-08-05 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US20120107135A1 (en) * 2010-10-29 2012-05-03 General Electric Company Apparatus, systems and methods for cooling the platform region of turbine rotor blades
US8641368B1 (en) * 2011-01-25 2014-02-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Industrial turbine blade with platform cooling
CN103052765B (zh) 2011-03-11 2015-11-25 三菱日立电力***株式会社 燃气涡轮机动叶片及燃气涡轮机
CN102102544B (zh) * 2011-03-11 2013-10-02 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机的涡轮转子叶片
CN102859120B (zh) * 2011-04-14 2016-06-01 三菱重工业株式会社 燃气轮机动叶片及燃气轮机
JP5916294B2 (ja) * 2011-04-18 2016-05-11 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼及びその製造方法
JP5868609B2 (ja) * 2011-04-18 2016-02-24 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼及びその製造方法
EP2700787B1 (en) * 2011-04-22 2018-04-04 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Vane member and rotary machine
US9447691B2 (en) 2011-08-22 2016-09-20 General Electric Company Bucket assembly treating apparatus and method for treating bucket assembly
US20130115060A1 (en) * 2011-11-04 2013-05-09 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8840370B2 (en) * 2011-11-04 2014-09-23 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8845289B2 (en) * 2011-11-04 2014-09-30 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US9022735B2 (en) 2011-11-08 2015-05-05 General Electric Company Turbomachine component and method of connecting cooling circuits of a turbomachine component
US9482098B2 (en) * 2012-05-11 2016-11-01 United Technologies Corporation Convective shielding cooling hole pattern
US9091180B2 (en) * 2012-07-19 2015-07-28 Siemens Energy, Inc. Airfoil assembly including vortex reducing at an airfoil leading edge
US9243501B2 (en) * 2012-09-11 2016-01-26 United Technologies Corporation Turbine airfoil platform rail with gusset
US9121292B2 (en) 2012-12-05 2015-09-01 General Electric Company Airfoil and a method for cooling an airfoil platform
WO2014130244A1 (en) * 2013-02-19 2014-08-28 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil platform cooling passage and core
WO2015057310A2 (en) 2013-09-17 2015-04-23 United Technologies Corporation Platform cooling core for a gas turbine engine rotor blade
EP3047106B1 (en) * 2013-09-19 2020-09-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil having serpentine fed platform cooling passage
EP3052782B1 (en) * 2013-10-03 2022-03-23 Raytheon Technologies Corporation Rotating turbine vane bearing cooling
WO2015112240A2 (en) * 2013-12-17 2015-07-30 United Technologies Corporation Rotor blade platform cooling passage
US10001013B2 (en) 2014-03-06 2018-06-19 General Electric Company Turbine rotor blades with platform cooling arrangements
US20150354369A1 (en) * 2014-06-06 2015-12-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil platform cooling
JP5606648B1 (ja) * 2014-06-27 2014-10-15 三菱日立パワーシステムズ株式会社 動翼、及びこれを備えているガスタービン
US9708916B2 (en) 2014-07-18 2017-07-18 General Electric Company Turbine bucket plenum for cooling flows
JP2018504552A (ja) * 2015-01-28 2018-02-15 シーメンス エナジー インコーポレイテッド 統合された翼およびプラットフォーム冷却システムを備えるタービン翼冷却システム
JP6418667B2 (ja) * 2015-03-26 2018-11-07 三菱日立パワーシステムズ株式会社 翼、及びこれを備えているガスタービン
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
US10677070B2 (en) * 2015-10-19 2020-06-09 Raytheon Technologies Corporation Blade platform gusset with internal cooling
US10060269B2 (en) * 2015-12-21 2018-08-28 General Electric Company Cooling circuits 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
US10030526B2 (en) * 2015-12-21 2018-07-24 General Electric Company Platform core feed for a multi-wall blade
US10196903B2 (en) 2016-01-15 2019-02-05 General Electric Company Rotor blade cooling circuit
US20170306775A1 (en) * 2016-04-21 2017-10-26 General Electric Company Article, component, and method of making a component
US10352182B2 (en) * 2016-05-20 2019-07-16 United Technologies Corporation Internal cooling of stator vanes
US10208608B2 (en) 2016-08-18 2019-02-19 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
US10221696B2 (en) 2016-08-18 2019-03-05 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10208607B2 (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
US11401817B2 (en) 2016-11-04 2022-08-02 General Electric Company Airfoil assembly with a cooling circuit
FR3062675B1 (fr) * 2017-02-07 2021-01-15 Safran Helicopter Engines Aube haute pression ventilee de turbine d'helicoptere comprenant un conduit amont et une cavite centrale de refroidissement
WO2018208370A2 (en) * 2017-03-29 2018-11-15 Siemens Aktiengesellschaft Turbine rotor blade with airfoil cooling integrated with impingement platform cooling
US11970953B2 (en) * 2019-08-23 2024-04-30 Rtx Corporation Slurry based diffusion coatings for blade under platform of internally-cooled components and process therefor
US11131213B2 (en) * 2020-01-03 2021-09-28 General Electric Company Engine component with cooling hole
US11225873B2 (en) 2020-01-13 2022-01-18 Rolls-Royce Corporation Combustion turbine vane cooling system
CN113404549A (zh) * 2021-07-26 2021-09-17 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种带有伸根部供气孔及缘板气膜孔的涡轮动叶
GB202114773D0 (en) * 2021-10-15 2021-12-01 Rolls Royce Plc Bladed disc

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB742288A (en) * 1951-02-15 1955-12-21 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in the cooling of turbines
WO1994012765A1 (en) * 1992-11-24 1994-06-09 United Technologies Corporation Rotor blade with cooled integral platform
JPH08170501A (ja) * 1994-12-01 1996-07-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却動翼
JP2000230401A (ja) * 1999-02-09 2000-08-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン動翼

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3502133B2 (ja) * 1993-12-28 2004-03-02 株式会社日立製作所 ガスタービン及びその動翼
JP3758792B2 (ja) 1997-02-25 2006-03-22 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構
JP2961091B2 (ja) * 1997-07-08 1999-10-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン分割環冷却穴構造
CA2262064C (en) * 1998-02-23 2002-09-03 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade platform
JP3426952B2 (ja) 1998-03-03 2003-07-14 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼のプラットフォーム
US6190130B1 (en) * 1998-03-03 2001-02-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade platform
JP2000220404A (ja) 1999-01-28 2000-08-08 Toshiba Corp ガスタービン冷却翼
US6402471B1 (en) * 2000-11-03 2002-06-11 General Electric Company Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same
US7131817B2 (en) 2004-07-30 2006-11-07 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7249933B2 (en) * 2005-01-10 2007-07-31 General Electric Company Funnel fillet turbine stage
US20060269409A1 (en) 2005-05-27 2006-11-30 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade having a platform, a method of forming the moving blade, a sealing plate, and a gas turbine having these elements
US7467922B2 (en) * 2005-07-25 2008-12-23 Siemens Aktiengesellschaft Cooled turbine blade or vane for a gas turbine, and use of a turbine blade or vane of this type

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB742288A (en) * 1951-02-15 1955-12-21 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in the cooling of turbines
WO1994012765A1 (en) * 1992-11-24 1994-06-09 United Technologies Corporation Rotor blade with cooled integral platform
JPH08170501A (ja) * 1994-12-01 1996-07-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却動翼
JP2000230401A (ja) * 1999-02-09 2000-08-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン動翼

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