JPH06101405A - ガスタービン冷却翼 - Google Patents
ガスタービン冷却翼Info
- Publication number
- JPH06101405A JPH06101405A JP24982692A JP24982692A JPH06101405A JP H06101405 A JPH06101405 A JP H06101405A JP 24982692 A JP24982692 A JP 24982692A JP 24982692 A JP24982692 A JP 24982692A JP H06101405 A JPH06101405 A JP H06101405A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling
- blade
- gas turbine
- cooling medium
- turbulence promoter
- 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
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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
-
- 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
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 ガスタービンの動翼前縁部の冷却強化を目的
とする。 【構成】 動翼前縁部の内面にあるタービュレンスプロ
モータ３１の一部を切り欠き、その切り欠きの部分に、
切り欠かれたタービュレンスプロモータの端面との間に
隙間３２を有すると共に冷却媒体の流れ方向とほぼ平行
にのびるリブ３３を形成する。 【作用】 リブ３３とタービュレンスプロモータ３１の
切り欠かれた端面との隙間３２を流れる冷却媒体は切り
欠きの角部のエッジ効果により流れを乱されて熱伝達効
果が向上し、また、リブ３３により流路内壁の接触面積
が増加して冷却特性を向上させ、翼前縁部の高温酸化な
らびに熱応力を緩和することができる。
とする。 【構成】 動翼前縁部の内面にあるタービュレンスプロ
モータ３１の一部を切り欠き、その切り欠きの部分に、
切り欠かれたタービュレンスプロモータの端面との間に
隙間３２を有すると共に冷却媒体の流れ方向とほぼ平行
にのびるリブ３３を形成する。 【作用】 リブ３３とタービュレンスプロモータ３１の
切り欠かれた端面との隙間３２を流れる冷却媒体は切り
欠きの角部のエッジ効果により流れを乱されて熱伝達効
果が向上し、また、リブ３３により流路内壁の接触面積
が増加して冷却特性を向上させ、翼前縁部の高温酸化な
らびに熱応力を緩和することができる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンの熱効率
を上昇させるための、冷却性能の向上を意図するガスタ
ービン翼に関する。
を上昇させるための、冷却性能の向上を意図するガスタ
ービン翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンにおいては、性能
向上のための手段である燃焼ガス温度の高温化によりタ
ービン翼は非常に苛酷な環境下において作動する。その
ため、タービン翼の冷却技術はガスタービンの熱効率向
上に必須の課題である。タービン翼の冷却には、中空の
翼に流路を設け冷却媒体を流路に流し、対流冷却によっ
て翼を内部から冷却する方式が広く採用されている。そ
の代表的な一例を図１０に示す。
向上のための手段である燃焼ガス温度の高温化によりタ
ービン翼は非常に苛酷な環境下において作動する。その
ため、タービン翼の冷却技術はガスタービンの熱効率向
上に必須の課題である。タービン翼の冷却には、中空の
翼に流路を設け冷却媒体を流路に流し、対流冷却によっ
て翼を内部から冷却する方式が広く採用されている。そ
の代表的な一例を図１０に示す。
【０００３】図１０は翼の断面図であって、外被１１お
よび隔壁１２により内部に冷却媒体の流れる流路２１を
形成し、かつ該流路の内面に、媒体の流れの乱れを促進
するタービュレンスプロモータ３１が形成されている。
しかして、ガスタービン翼においては、翼の前縁部が燃
焼ガスによる熱負荷が最も高いが、従来のガスタービン
翼においては、翼内壁に均等にタービュレンスプロモー
タが設置されているために、前縁よどみ点での冷却効率
が相対的に低下する問題がある。そのため、前縁よどみ
点での翼面温度が相対的に上昇し、翼面での温度分布に
おいて最高温度と最低温度の差が大きくなり熱応力が高
まる問題があった。
よび隔壁１２により内部に冷却媒体の流れる流路２１を
形成し、かつ該流路の内面に、媒体の流れの乱れを促進
するタービュレンスプロモータ３１が形成されている。
しかして、ガスタービン翼においては、翼の前縁部が燃
焼ガスによる熱負荷が最も高いが、従来のガスタービン
翼においては、翼内壁に均等にタービュレンスプロモー
タが設置されているために、前縁よどみ点での冷却効率
が相対的に低下する問題がある。そのため、前縁よどみ
点での翼面温度が相対的に上昇し、翼面での温度分布に
おいて最高温度と最低温度の差が大きくなり熱応力が高
まる問題があった。
【０００４】以上の問題に対し、特開昭５８−１１７３
０３号公報はタービュレンスプロモータを流れに対して
斜めに設置し、偏流を起こさせて前縁壁内面の冷却強化
を行なうものであり、特開昭６０−１０１２０２号公報
は、流れに対し斜めに設置したタービュレンスプロモー
タに隙間を設けて、伝熱促進増大と流動抵抗減少の効果
を期待するものである。しかしながら、これらのタービ
ュレンスプロモータによる冷却改良法は、主に翼壁内面
付近の冷却媒体の流れを偏流、乱して伝熱促進をはかる
ものであり、その効果、特に翼前縁よどみ点の翼壁内面
に適応した場合の効果には限度があった。
０３号公報はタービュレンスプロモータを流れに対して
斜めに設置し、偏流を起こさせて前縁壁内面の冷却強化
を行なうものであり、特開昭６０−１０１２０２号公報
は、流れに対し斜めに設置したタービュレンスプロモー
タに隙間を設けて、伝熱促進増大と流動抵抗減少の効果
を期待するものである。しかしながら、これらのタービ
ュレンスプロモータによる冷却改良法は、主に翼壁内面
付近の冷却媒体の流れを偏流、乱して伝熱促進をはかる
ものであり、その効果、特に翼前縁よどみ点の翼壁内面
に適応した場合の効果には限度があった。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、ガス
タービン翼の前縁よどみ点の冷却に有効な冷却構造を設
け、最適な翼面の温度分布を実現し、冷却効率を低下さ
せずに熱効率を上昇させることが可能なガスタービン冷
却翼の冷却構造を提供することにある。
タービン翼の前縁よどみ点の冷却に有効な冷却構造を設
け、最適な翼面の温度分布を実現し、冷却効率を低下さ
せずに熱効率を上昇させることが可能なガスタービン冷
却翼の冷却構造を提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は、前記の如き課
題を解決するため、冷却媒体の流れる流路の内壁に冷却
媒体の流れの乱れを促進するために設けたタービュレン
スプロモータのうち、翼前縁部に対向する一部を切り欠
き、かつ、該切り欠きの部分に、切り欠かれたタービュ
レンスプロモータの端面との間に隙間を有すると共に冷
却媒体の流れ方向とほぼ平行にのびるリブを形成したこ
とを特徴とする。
題を解決するため、冷却媒体の流れる流路の内壁に冷却
媒体の流れの乱れを促進するために設けたタービュレン
スプロモータのうち、翼前縁部に対向する一部を切り欠
き、かつ、該切り欠きの部分に、切り欠かれたタービュ
レンスプロモータの端面との間に隙間を有すると共に冷
却媒体の流れ方向とほぼ平行にのびるリブを形成したこ
とを特徴とする。
【０００７】
【作用】上記の構成で、翼前縁部の流路を流れる冷却媒
体が、翼前縁よどみ点の対向側に集中し、かつタービュ
レンスプロモータの切り欠き部分の端面のエッジ効果に
より、この部分の冷却効率が向上する。また、よどみ点
の対向側の流路には媒体の流れ方向に沿って伸びるリブ
を設置し、流路内壁の面積を増加させることにより冷却
効率を上昇させることができる。
体が、翼前縁よどみ点の対向側に集中し、かつタービュ
レンスプロモータの切り欠き部分の端面のエッジ効果に
より、この部分の冷却効率が向上する。また、よどみ点
の対向側の流路には媒体の流れ方向に沿って伸びるリブ
を設置し、流路内壁の面積を増加させることにより冷却
効率を上昇させることができる。
【０００８】
【実施例】以下、本発明の一実施例を図１および図２に
より説明する。図１は本発明による冷却翼の一例を示す
断面図、図２はその一部の斜視図である。この翼は、外
被１１および隔壁１２により冷却媒体の流路２１を形成
している。翼前縁部Ａは、冷却流路２１を流れる冷却媒
体により冷却されている。本発明においては、図に示す
ように、翼前縁のよどみ点ａに対向する位置のタービュ
レンスプロモータ３１の一部を切り欠き、かつ、その切
り欠きの部分に、切り欠かれたタービュレンスプロモー
タの端面との間に隙間３２を有すると共に冷却媒体の流
れ方向とほぼ平行に伸びるリブ３３を形成する。
より説明する。図１は本発明による冷却翼の一例を示す
断面図、図２はその一部の斜視図である。この翼は、外
被１１および隔壁１２により冷却媒体の流路２１を形成
している。翼前縁部Ａは、冷却流路２１を流れる冷却媒
体により冷却されている。本発明においては、図に示す
ように、翼前縁のよどみ点ａに対向する位置のタービュ
レンスプロモータ３１の一部を切り欠き、かつ、その切
り欠きの部分に、切り欠かれたタービュレンスプロモー
タの端面との間に隙間３２を有すると共に冷却媒体の流
れ方向とほぼ平行に伸びるリブ３３を形成する。
【０００９】図３は、本発明による冷却機能の説明図
で、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のｂ−ｂ断面図、
（ｃ）は（ａ）のｃ矢視図である。この図に示すよう
に、上流からの冷却媒体の流れ１００はタービュレンス
プロモータ３１により乱されて冷却媒体の熱伝達率が増
加するため冷却効率が向上するのは勿論であるが、本発
明においては、タービュレンスプロモータ３１の前縁よ
どみ点に対向する一部分を切り欠き、かつ、その切り欠
きの部分に、切り欠かれたタービュレンスプロモータの
端面との間に隙間３２を有すると共に冷却媒体の流れ方
向とほぼ平行に伸びるリブ３３を形成したので、タービ
ュレンスプロモータ３１の切り欠きの部分に形成したリ
ブ３３とタービュレンスプロモータ３１の端面との隙間
３２を流れる冷却媒体１０１は、切り欠きの角部により
流れを乱され（エッジ効果）、熱伝達率が向上し、ま
た、流路にそって伸びるリブ３３により流路内壁の接触
面積が増加しているため、さらに冷却特性を向上させる
ことができる。
で、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のｂ−ｂ断面図、
（ｃ）は（ａ）のｃ矢視図である。この図に示すよう
に、上流からの冷却媒体の流れ１００はタービュレンス
プロモータ３１により乱されて冷却媒体の熱伝達率が増
加するため冷却効率が向上するのは勿論であるが、本発
明においては、タービュレンスプロモータ３１の前縁よ
どみ点に対向する一部分を切り欠き、かつ、その切り欠
きの部分に、切り欠かれたタービュレンスプロモータの
端面との間に隙間３２を有すると共に冷却媒体の流れ方
向とほぼ平行に伸びるリブ３３を形成したので、タービ
ュレンスプロモータ３１の切り欠きの部分に形成したリ
ブ３３とタービュレンスプロモータ３１の端面との隙間
３２を流れる冷却媒体１０１は、切り欠きの角部により
流れを乱され（エッジ効果）、熱伝達率が向上し、ま
た、流路にそって伸びるリブ３３により流路内壁の接触
面積が増加しているため、さらに冷却特性を向上させる
ことができる。
【００１０】図４は、翼前縁部流路での翼の断面にそっ
たガス側および冷却媒体側の熱伝達率、および翼面温度
分布を示した従来構造と本発明による場合との比較図で
ある。従来の構造では、冷却媒体がわの熱伝達率が流路
断面の位置に対して一定であったため、翼面の熱伝達率
分布において翼前縁のよどみ点の温度が相対的に上昇し
ていたが、本発明による構造の場合は、よどみ点での冷
却媒体側の熱伝達率が上昇するため、翼面の温度分布を
従来構造の場合に比べるとメタル温度レベルを低くする
ことができると共に温度分布を平均化することができ、
これにより、翼面の高温酸化を抑えると共に翼前縁部で
の熱応力の低減が可能となる。
たガス側および冷却媒体側の熱伝達率、および翼面温度
分布を示した従来構造と本発明による場合との比較図で
ある。従来の構造では、冷却媒体がわの熱伝達率が流路
断面の位置に対して一定であったため、翼面の熱伝達率
分布において翼前縁のよどみ点の温度が相対的に上昇し
ていたが、本発明による構造の場合は、よどみ点での冷
却媒体側の熱伝達率が上昇するため、翼面の温度分布を
従来構造の場合に比べるとメタル温度レベルを低くする
ことができると共に温度分布を平均化することができ、
これにより、翼面の高温酸化を抑えると共に翼前縁部で
の熱応力の低減が可能となる。
【００１１】図５は、請求項２に対する実施例を示した
ものである。タービュレンスプロモータ３１を流路に対
して互い違いに設置することによって、流路の進行方向
に対する冷却媒体の熱伝達率分布を平均化することが可
能となる。このタービュレンスプロモータの互い違いの
間隔を適切に選択することによって、燃焼ガスによる翼
面の熱負荷分布に合わせた内壁の冷却媒体側の熱伝達率
分布を作り、翼高さ方向の温度分布を平均化すること
で、翼の熱応力を低減できる利点を持つ。
ものである。タービュレンスプロモータ３１を流路に対
して互い違いに設置することによって、流路の進行方向
に対する冷却媒体の熱伝達率分布を平均化することが可
能となる。このタービュレンスプロモータの互い違いの
間隔を適切に選択することによって、燃焼ガスによる翼
面の熱負荷分布に合わせた内壁の冷却媒体側の熱伝達率
分布を作り、翼高さ方向の温度分布を平均化すること
で、翼の熱応力を低減できる利点を持つ。
【００１２】図６は、請求項３に対する実施例を示した
ものである。タービュレンスプロモータ３１は流路に対
して傾きを持って設置される。流路を流れる冷却媒体１
０１はタービュレンスプロモータの傾きにより、流路内
壁のリブ３３が設置された部分に集中される。このた
め、さらに冷却媒体側の熱伝達率が増加し、より最適な
翼面の温度分布を得ることができる。また、図７のよう
に、流路に対して斜めに設置されたタービュレンスプロ
モータ３１を互い違いに設置した構造とすることで、流
路の進行方向での冷却媒体側熱伝達率分布をさらに平均
化させることが可能である。
ものである。タービュレンスプロモータ３１は流路に対
して傾きを持って設置される。流路を流れる冷却媒体１
０１はタービュレンスプロモータの傾きにより、流路内
壁のリブ３３が設置された部分に集中される。このた
め、さらに冷却媒体側の熱伝達率が増加し、より最適な
翼面の温度分布を得ることができる。また、図７のよう
に、流路に対して斜めに設置されたタービュレンスプロ
モータ３１を互い違いに設置した構造とすることで、流
路の進行方向での冷却媒体側熱伝達率分布をさらに平均
化させることが可能である。
【００１３】図８は、流路内壁のリブ３３の本数を２本
に増設した実施例を示す。この図ではタービュレンスプ
ロモータ３１に傾きを付けた場合での応用例を示してい
るが、本発明での全ての請求範囲において実施可能であ
る。このようにリブ３３を２本にすることの利点は、冷
却媒体との接触面積が増加し、冷却効率が向上するこ
と、およびタービュレンスプロモータ３１により、流れ
と直角方向に曲げられた冷却媒体が逐次リブ間の流路２
２に流入し、流路２２には十分乱れの発達した冷却媒体
が流れるため、冷却特性がさらに改善される。
に増設した実施例を示す。この図ではタービュレンスプ
ロモータ３１に傾きを付けた場合での応用例を示してい
るが、本発明での全ての請求範囲において実施可能であ
る。このようにリブ３３を２本にすることの利点は、冷
却媒体との接触面積が増加し、冷却効率が向上するこ
と、およびタービュレンスプロモータ３１により、流れ
と直角方向に曲げられた冷却媒体が逐次リブ間の流路２
２に流入し、流路２２には十分乱れの発達した冷却媒体
が流れるため、冷却特性がさらに改善される。
【００１４】図９は、請求項４に対する実施例を示すも
のである。タービュレンスプロモータ３１に設けた切り
欠きの間隔を冷却媒体の流れ方向にそって次第に拡大し
ていく構造としたものである。対流冷却の場合には、流
路を流れる冷却媒体の温度は上流側から下流側へ上昇す
るが、冷却媒体の温度上昇による冷却効率の低下を、タ
ービュレンスプロモータ３１に設けた切り欠きの間隔を
逐次拡大することによって、切り欠き間のリブに集中す
る冷却媒体の量を増大させることによって、流路下流で
の冷却特性の低下を防ぎ、流路流れ方向の冷却特性を均
一化させることが可能となる。
のである。タービュレンスプロモータ３１に設けた切り
欠きの間隔を冷却媒体の流れ方向にそって次第に拡大し
ていく構造としたものである。対流冷却の場合には、流
路を流れる冷却媒体の温度は上流側から下流側へ上昇す
るが、冷却媒体の温度上昇による冷却効率の低下を、タ
ービュレンスプロモータ３１に設けた切り欠きの間隔を
逐次拡大することによって、切り欠き間のリブに集中す
る冷却媒体の量を増大させることによって、流路下流で
の冷却特性の低下を防ぎ、流路流れ方向の冷却特性を均
一化させることが可能となる。
【００１５】
【発明の効果】以上述べたように、本発明によれば、対
流冷却方式を用いるガスタービン冷却翼の翼前縁部の流
路の冷却特性の改善、特に前縁よどみ点での冷却の強化
を実現し、翼面温度分布を平均化し得る効果がある。
流冷却方式を用いるガスタービン冷却翼の翼前縁部の流
路の冷却特性の改善、特に前縁よどみ点での冷却の強化
を実現し、翼面温度分布を平均化し得る効果がある。
【図１】本発明の一実施図を示す翼の断面図である。
【図２】図１に示す実施例の一部の斜視図である。
【図３】本発明による冷却機能の説明図で、（ａ）は正
面図、（ｂ）は（ａ）のｂ−ｂ断面図、（ｃ）は（ａ）
のｃ矢視図である。
面図、（ｂ）は（ａ）のｂ−ｂ断面図、（ｃ）は（ａ）
のｃ矢視図である。
【図４】翼前縁部での熱伝達率および温度分布を示す従
来構造と本発明による場合との比較図である。
来構造と本発明による場合との比較図である。
【図５】本発明の他の実施図を示す構造図および冷却機
能の説明図である。
能の説明図である。
【図６】本発明の他の実施図を示す構造図および冷却機
能の説明図で、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のｂ−
ｂ断面図、（ｃ）は（ａ）のｃ矢視図である。
能の説明図で、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のｂ−
ｂ断面図、（ｃ）は（ａ）のｃ矢視図である。
【図７】本発明の他の実施図を示す構造図および冷却機
能の説明図である。
能の説明図である。
【図８】本発明の他の実施図を示す構造図および冷却機
能の説明図である。
能の説明図である。
【図９】本発明の他の実施図を示す構造図および冷却機
能の説明図で、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のｂ−
ｂ断面図、（ｃ）は（ａ）のｃ矢視図である。
能の説明図で、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のｂ−
ｂ断面図、（ｃ）は（ａ）のｃ矢視図である。
【図１０】従来例を示す翼の断面図である。
１１…外被、１２…隔壁、２１…翼前縁側冷却流路、２
２…リブにより形成される流路、３１…タービュレンス
プロモータ、３２…隙間、３３…リブ、１００，１０
１，１０２…冷却媒体の流れ、Ａ…翼前縁部。
２…リブにより形成される流路、３１…タービュレンス
プロモータ、３２…隙間、３３…リブ、１００，１０
１，１０２…冷却媒体の流れ、Ａ…翼前縁部。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 鳥谷 初 茨城県日立市幸町三丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内 (72)発明者 安斉 俊一 茨城県土浦市神立町502番地 株式会社日 立製作所機械研究所内 (72)発明者 川池 和彦 茨城県土浦市神立町502番地 株式会社日 立製作所機械研究所内
Claims (4)
- 【請求項１】 外被と隔壁とにより内部に空洞を形成
し、この空洞に翼を冷却する冷却媒体を導入すると共
に、その冷却媒体の流路の内壁に冷却媒体の流れの乱れ
を促進するタービュレンスプロモータを設けたガスター
ビンの冷却翼において、翼前縁部の内面にある前記ター
ビュレンスプロモータの一部を切り欠き、かつ、その切
り欠きの部分に、切り欠かれたタービュレンスプロモー
タの端面との間に隙間を有すると共に冷却媒体の流れ方
向とほぼ平行にのびるリブを形成したことを特徴とする
ガスタービン冷却翼。 - 【請求項２】 請求項１のガスタービン冷却翼であっ
て、前記タービュレンスプロモータが互い違いに設置さ
れていることを特徴とするガスタービン冷却翼。 - 【請求項３】 請求項１のガスタービン冷却翼であっ
て、前記タービュレンスプロモータが媒体の流れ方向に
対して傾きを持って設置されていることを特徴とするガ
スタービン冷却翼。 - 【請求項４】 請求項１のガスタービン冷却翼であっ
て、前記タービュレンスプロモータの切り欠きの幅を媒
体の流れ方向にそって次第に拡大していく構造を持つこ
とを特徴とするガスタービン冷却翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24982692A JPH06101405A (ja) | 1992-09-18 | 1992-09-18 | ガスタービン冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24982692A JPH06101405A (ja) | 1992-09-18 | 1992-09-18 | ガスタービン冷却翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06101405A true JPH06101405A (ja) | 1994-04-12 |
Family
ID=17198765
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24982692A Pending JPH06101405A (ja) | 1992-09-18 | 1992-09-18 | ガスタービン冷却翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06101405A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1998044241A1 (en) * | 1997-04-02 | 1998-10-08 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbuletor for gaz turbine cooling blades |
| CN100357568C (zh) * | 2003-04-15 | 2007-12-26 | 通用电气公司 | 补充冷却的涡轮喷嘴 |
| US8556583B2 (en) | 2007-08-30 | 2013-10-15 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade cooling structure of gas turbine |
| JP2017529477A (ja) * | 2014-07-09 | 2017-10-05 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ | 内部冷却システム内のインピンジメントジェット衝突チャネルシステム |
-
1992
- 1992-09-18 JP JP24982692A patent/JPH06101405A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1998044241A1 (en) * | 1997-04-02 | 1998-10-08 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbuletor for gaz turbine cooling blades |
| US6089826A (en) * | 1997-04-02 | 2000-07-18 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbulator for gas turbine cooling blades |
| CN100357568C (zh) * | 2003-04-15 | 2007-12-26 | 通用电气公司 | 补充冷却的涡轮喷嘴 |
| US8556583B2 (en) | 2007-08-30 | 2013-10-15 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade cooling structure of gas turbine |
| JP2017529477A (ja) * | 2014-07-09 | 2017-10-05 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ | 内部冷却システム内のインピンジメントジェット衝突チャネルシステム |
| US10408064B2 (en) | 2014-07-09 | 2019-09-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement jet strike channel system within internal cooling systems |
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