JPS5847103A - ガスタ−ビン翼 - Google Patents
ガスタ−ビン翼Info
- Publication number
- JPS5847103A JPS5847103A JP14228681A JP14228681A JPS5847103A JP S5847103 A JPS5847103 A JP S5847103A JP 14228681 A JP14228681 A JP 14228681A JP 14228681 A JP14228681 A JP 14228681A JP S5847103 A JPS5847103 A JP S5847103A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- hollow main
- blade body
- heat
- gas turbine
- main blade
- 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.)
- Granted
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 17
- 241000251468 Actinopterygii Species 0.000 claims description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 3
- 239000012790 adhesive layer Substances 0.000 claims 1
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 abstract description 15
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 abstract description 8
- 239000012530 fluid Substances 0.000 abstract description 5
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 abstract description 4
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 abstract description 4
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 abstract description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 2
- 238000002347 injection Methods 0.000 abstract 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 abstract 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 29
- 239000010408 film Substances 0.000 description 5
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 5
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 3
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 229910052581 Si3N4 Inorganic materials 0.000 description 1
- 206010040904 Skin odour abnormal Diseases 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 239000011796 hollow space material Substances 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 1
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 description 1
- HQVNEWCFYHHQES-UHFFFAOYSA-N silicon nitride Chemical compound N12[Si]34N5[Si]62N3[Si]51N64 HQVNEWCFYHHQES-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 239000010409 thin film Substances 0.000 description 1
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、例えば、火力発電プラントにおけるガスター
ビンに組込まれるガスタービン翼に係ル。
ビンに組込まれるガスタービン翼に係ル。
特に、このガスタービン翼における静翼及び動翼上して
使用される冷却翼の構造に関する。
使用される冷却翼の構造に関する。
一般に、ガスタービン発電ブラントにおけるガータービ
ンは、第１図及び第２図に示されるように、彎曲面を形
成した内部ケーシングムの内がわに冷却翼を構成する第
１段動翼１ｍ、第２段靜興１ｂ。
ンは、第１図及び第２図に示されるように、彎曲面を形
成した内部ケーシングムの内がわに冷却翼を構成する第
１段動翼１ｍ、第２段靜興１ｂ。
第３段静翼１ｃ ・・・第Ｎ段靜Ｘｌｎの顯に一定の間
隙を存して設け、他方、上記内部ケーシングＡ内ド設け
られた軸受（図示されず）に圧縮用羽根車上一体のロー
タｂを回転自在に軸装し、こｏＩ２−＋ｌＫ冷却翼を＃
＊する第１段動翼１ｍ、第２段動Ｊｉ！Ｉｂ、第３段動
翼１ｅ・・・第１段動翼１１ｎを上記間隙に位置するよ
うにして設け、上記第１段靜翼Ｉ＆の位置する上記内部
ケーシングＪｋＣ）開口部に燃焼機（図示されず）から
の燃焼ガスを上記ローターへ導入する鐘熱ケーシンダｅ
を設は丸ものである。
隙を存して設け、他方、上記内部ケーシングＡ内ド設け
られた軸受（図示されず）に圧縮用羽根車上一体のロー
タｂを回転自在に軸装し、こｏＩ２−＋ｌＫ冷却翼を＃
＊する第１段動翼１ｍ、第２段動Ｊｉ！Ｉｂ、第３段動
翼１ｅ・・・第１段動翼１１ｎを上記間隙に位置するよ
うにして設け、上記第１段靜翼Ｉ＆の位置する上記内部
ケーシングＪｋＣ）開口部に燃焼機（図示されず）から
の燃焼ガスを上記ローターへ導入する鐘熱ケーシンダｅ
を設は丸ものである。
従って、上記燃焼機からＯ高圧・高温１ｔＯ燃焼ガス（
以下、高温ガスという）拡、上記ｍｓケーシング−から
第１段靜翼１ａ、Ｊｌ１段動ｊｌｌａの願に流出す為こ
とによ〉、上記各動員１ｍ 、 １ｂ・・・Ｉｎと一体
の四−タｂを囲板し、こＯａ−夕１と一体の空気圧縮用
羽根及び発電機を駆動し得るようになっている。
以下、高温ガスという）拡、上記ｍｓケーシング−から
第１段靜翼１ａ、Ｊｌ１段動ｊｌｌａの願に流出す為こ
とによ〉、上記各動員１ｍ 、 １ｂ・・・Ｉｎと一体
の四−タｂを囲板し、こＯａ−夕１と一体の空気圧縮用
羽根及び発電機を駆動し得るようになっている。
一方、従来、この種のガスタービン翼嬬、精書鋳造翼を
採用してお）、特に、＃Ｉ２図に示される第１段静翼１
ｍ及び第１Ｒ１ｂ翼１ｍは、超耐熱合金にて構成し、し
かも断面を魚影をなす中空冷却翼を潜威している。
採用してお）、特に、＃Ｉ２図に示される第１段静翼１
ｍ及び第１Ｒ１ｂ翼１ｍは、超耐熱合金にて構成し、し
かも断面を魚影をなす中空冷却翼を潜威している。
即ち、中空冷却翼によるガスタービン翼は、高温ガスＯ
Ｖａ気中に長期間に亘って曝されている関係上、超耐熱
性及び耐蝕性を有する金属材で構成されると共に、冷却
流体を圧送する中空を愈す主翼体盛の外周面１４ に冷
却流体膜を廖威する多数Ｏ冷却噴流孔す、１を穿設し、
上記主翼体殖内にこれと略同法をなし、しかも、多数Ｏ
通気孔曽を有するインサート筒体良を空ＩＩＩを存して
構虜されている。
Ｖａ気中に長期間に亘って曝されている関係上、超耐熱
性及び耐蝕性を有する金属材で構成されると共に、冷却
流体を圧送する中空を愈す主翼体盛の外周面１４ に冷
却流体膜を廖威する多数Ｏ冷却噴流孔す、１を穿設し、
上記主翼体殖内にこれと略同法をなし、しかも、多数Ｏ
通気孔曽を有するインサート筒体良を空ＩＩＩを存して
構虜されている。
従って、上記第１段静翼１ｍの雰囲気中は、約１０００
℃以上の高温ガスによって長期間６ｃｍりて曝されてい
るけれども、上記インサーＦ筒体輩の側方から強制的に
供給される冷却流体が各通気孔曽及び空Ｉ１１を通して
上記各冷却噴流孔ｘｂ、Ｉかも上記高温ガス流体に対し
て冷却流体膜を形成するようＫＬ、これによル、上記主
翼体虚を遮熱し得るようになっている。
℃以上の高温ガスによって長期間６ｃｍりて曝されてい
るけれども、上記インサーＦ筒体輩の側方から強制的に
供給される冷却流体が各通気孔曽及び空Ｉ１１を通して
上記各冷却噴流孔ｘｂ、Ｉかも上記高温ガス流体に対し
て冷却流体膜を形成するようＫＬ、これによル、上記主
翼体虚を遮熱し得るようになっている。
しかしながら、上述したガスタービン翼は、上糾各冷却
噴流孔ｍｌ、ｆ・°から高温ガスに対して冷却流体膜を
理論上、形成するようになっているけれども、実際には
、上記主翼体＃にお゛ける冷却温度分布は、上記各冷却
噴流孔ｍｌ、ｉの近傍のみ有効であ如、この各冷却噴流
孔１ 、 ｊ’から離れ九下流側の冷却温度分布は、高
温ガスによって急激に低下し、とれに起因して、超耐熱
合金材によるガスタービン翼としての主翼体通は、熱応
力によって変形し九シ、溶解するおそれもあり、ガスタ
ービン翼の交換を余儀なくされ、ガスタービンの運転効
率を低下するおそれがある。
噴流孔ｍｌ、ｆ・°から高温ガスに対して冷却流体膜を
理論上、形成するようになっているけれども、実際には
、上記主翼体＃にお゛ける冷却温度分布は、上記各冷却
噴流孔ｍｌ、ｉの近傍のみ有効であ如、この各冷却噴流
孔１ 、 ｊ’から離れ九下流側の冷却温度分布は、高
温ガスによって急激に低下し、とれに起因して、超耐熱
合金材によるガスタービン翼としての主翼体通は、熱応
力によって変形し九シ、溶解するおそれもあり、ガスタ
ービン翼の交換を余儀なくされ、ガスタービンの運転効
率を低下するおそれがある。
本発明は、上述し′＃−難点を解消するために、複数の
噴流孔を備えた中空主翼体の頭部嵌合部に耐熱セラミッ
ク材による魚ｌＩＩ萬体を着脱自在に設け、上記中空主
具体ｌ内面に耐熱セフイック層を附設し、これによ〕、
耐熱性及び耐腐蝕性Ｏ向上を図〉、併せて、ガスタービ
ンの運転効率を上げ為ようにし九ことを目的とするガス
タービン翼を提供するにＴｏゐ。
噴流孔を備えた中空主翼体の頭部嵌合部に耐熱セラミッ
ク材による魚ｌＩＩ萬体を着脱自在に設け、上記中空主
具体ｌ内面に耐熱セフイック層を附設し、これによ〕、
耐熱性及び耐腐蝕性Ｏ向上を図〉、併せて、ガスタービ
ンの運転効率を上げ為ようにし九ことを目的とするガス
タービン翼を提供するにＴｏゐ。
以下、本発明を、ガスタービンにおける静ＪＩＩｌｃよ
る冷却翼に適用し九図示の一実施例にりいて説明する。
る冷却翼に適用し九図示の一実施例にりいて説明する。
第３ｗＡ及び第４図において、符号ｌはガスタービンに
おける内部ケーシングに着脱自在に設けら−４れゐ耐熱
含金による中空主翼体であって、この中空主翼体ｌの上
・下部には嵌合部２，３が形成されてお９．この両嵌會
部２，３は上記内部ケーシングに壷金して取付けられる
ようになっている。
おける内部ケーシングに着脱自在に設けら−４れゐ耐熱
含金による中空主翼体であって、この中空主翼体ｌの上
・下部には嵌合部２，３が形成されてお９．この両嵌會
部２，３は上記内部ケーシングに壷金して取付けられる
ようになっている。
又、上記中空主翼体ｌの嵌合部２には冷却流体の流入口
４が形成されており、この流入口４には上記内部ケーシ
ンダ内を通りて圧送される冷却流体が上記中空主具体ｌ
内に供給されるようになっていゐ。さらに、上記中空主
翼体１０表ｇ１ｍ及び尾部１ｂには複数の噴流孔５及び
６が穿設されておシ、この各噴流孔５は上記中空主翼体
ＩＣ）１１面１ｍに冷却流体ｊｌ（薄膜層□流）を形成
されるよう２、ｋなっている。
４が形成されており、この流入口４には上記内部ケーシ
ンダ内を通りて圧送される冷却流体が上記中空主具体ｌ
内に供給されるようになっていゐ。さらに、上記中空主
翼体１０表ｇ１ｍ及び尾部１ｂには複数の噴流孔５及び
６が穿設されておシ、この各噴流孔５は上記中空主翼体
ＩＣ）１１面１ｍに冷却流体ｊｌ（薄膜層□流）を形成
されるよう２、ｋなっている。
一方、上記中空主属体１の頭部１ｃ Ｋは頭部嵌合部７
が形成されておシ、とめ頭部嵌合部７には“複数（図で
は６個）に分割された耐熱セラミック材による亀頭翼体
８が着脱自在に関Ｗａ９を存して設けられている。なお
、この魚頭翼体８は、例えば、炭化珪素、窒化珪素など
による耐熱セラミック材で魚頭形に構成されることが望
ましい。又。
が形成されておシ、とめ頭部嵌合部７には“複数（図で
は６個）に分割された耐熱セラミック材による亀頭翼体
８が着脱自在に関Ｗａ９を存して設けられている。なお
、この魚頭翼体８は、例えば、炭化珪素、窒化珪素など
による耐熱セラミック材で魚頭形に構成されることが望
ましい。又。
上記亀頭翼体８の一端部８ａに位置する上記嵌合部２に
は盲蓋体１０が上記魚頭翼体８を高温ガスによる熱応力
によって抜出さないようにして設妙られておシ、上記分
割された上記各魚頭翼体８との・間には冷却流体の流出
口１１が形成されている。さらに、上記頭部嵌合部７に
は３個の通気孔１２１゜１２ｂ、１２ｅが穿設されてお
夛、この通気孔１２１の流体は上記間隙９を通して上記
流出口Ｕ及び噴流孔５へ流出して冷却流体膜を形成する
ようになっている。又、上記他Ｏ過気孔１２ｂ 、 １
２＠Ｏ流体紘上記各噴流孔５へ流出するようＫなって％
／ｈる。
は盲蓋体１０が上記魚頭翼体８を高温ガスによる熱応力
によって抜出さないようにして設妙られておシ、上記分
割された上記各魚頭翼体８との・間には冷却流体の流出
口１１が形成されている。さらに、上記頭部嵌合部７に
は３個の通気孔１２１゜１２ｂ、１２ｅが穿設されてお
夛、この通気孔１２１の流体は上記間隙９を通して上記
流出口Ｕ及び噴流孔５へ流出して冷却流体膜を形成する
ようになっている。又、上記他Ｏ過気孔１２ｂ 、 １
２＠Ｏ流体紘上記各噴流孔５へ流出するようＫなって％
／ｈる。
他方、上記中空主翼体ｌの空胴円にはヒＯ中空主属体ｌ
の略同形をなすインサート筒体Ｕが空隙１４を存して嵌
装されておシ、このイン紫−ト筒体１３０周面には多数
の通気孔巧が上記１！１１１４を介して上記会噴流孔５
へ連通するようになっている。
の略同形をなすインサート筒体Ｕが空隙１４を存して嵌
装されておシ、このイン紫−ト筒体１３０周面には多数
の通気孔巧が上記１！１１１４を介して上記会噴流孔５
へ連通するようになっている。
又、上記各噴流孔ＳＯ２設されていない上記中空主翼体
ｌの表面１ｍには帯状の浅い凹窩部１６が形成されてお
り、各凹窩部１６には耐熱セラ建ツク層１７が附設され
ている。
ｌの表面１ｍには帯状の浅い凹窩部１６が形成されてお
り、各凹窩部１６には耐熱セラ建ツク層１７が附設され
ている。
なお、上記各噴流孔Ｓの傾斜角度αはｌぎ〜６σ１１Ｊ
ｉｉ！に設けることが望ましい。
ｉｉ！に設けることが望ましい。
従って、ガスタービンの運転時、静翼による冷却具の雰
囲気中は、約１０００℃以上の高温ガスによって長期間
に亘りて曝されてお）、シかも、上記高温ガスは、第３
図及び１ｓ４図の鎖線Ｏ８矢方向から耐熱セラ６り材に
よる上記、魚頭翼体８及び中空主翼体１０曲面に沿って
流れを正整しながら尾端部へ流れる。一方、上記中空主
翼体１の＝部に穿設された流入口４からの冷却流体は上
記インサート筒体１３の各通気孔巧がら空１１１１４を
介して各噴流孔５．６へ噴出されゐ。しかして、との各
噴流孔５．６からの冷却流体は上記１魚顧興体８及び中
空主属体ｉを内がわから冷却すると共に、上記高温１ｊ
ｌＣＲ体に対して冷却流体膜を生成して上記中空主属体
１を總熱し得ゐようになっていゐ。
囲気中は、約１０００℃以上の高温ガスによって長期間
に亘りて曝されてお）、シかも、上記高温ガスは、第３
図及び１ｓ４図の鎖線Ｏ８矢方向から耐熱セラ６り材に
よる上記、魚頭翼体８及び中空主翼体１０曲面に沿って
流れを正整しながら尾端部へ流れる。一方、上記中空主
翼体１の＝部に穿設された流入口４からの冷却流体は上
記インサート筒体１３の各通気孔巧がら空１１１１４を
介して各噴流孔５．６へ噴出されゐ。しかして、との各
噴流孔５．６からの冷却流体は上記１魚顧興体８及び中
空主属体ｉを内がわから冷却すると共に、上記高温１ｊ
ｌＣＲ体に対して冷却流体膜を生成して上記中空主属体
１を總熱し得ゐようになっていゐ。
一方、上記魚頭翼体８及び中空主翼体１の外表１
次に、第５図及び第６図に示される実施例は。
本発ＶＳＯ他の実施例でありて、これは上記中空主翼体
ｌの尾部ｌｂに複１ｋＫ分割され九尾部嵌金部１８を設
け、ζＯ尾部嵌金部１８に耐熱上２イック材による尾翼
体１９を着脱自在に設け、さらに、との尾翼体１９〇一
端部１９−に位置する前記嵌合部２に盲蓋体加を高温ガ
スによる熱応力によって抜出さないようにして設けたも
のであシ、上述し九臭体例と同一内容をなすものである
。なお、上記尾翼体Ｗの位置する上記ＩＩＩ流孔５の傾
斜角ｌは２σ〜９σＩ１ｍＫ設けることが望壜しい。
ｌの尾部ｌｂに複１ｋＫ分割され九尾部嵌金部１８を設
け、ζＯ尾部嵌金部１８に耐熱上２イック材による尾翼
体１９を着脱自在に設け、さらに、との尾翼体１９〇一
端部１９−に位置する前記嵌合部２に盲蓋体加を高温ガ
スによる熱応力によって抜出さないようにして設けたも
のであシ、上述し九臭体例と同一内容をなすものである
。なお、上記尾翼体Ｗの位置する上記ＩＩＩ流孔５の傾
斜角ｌは２σ〜９σＩ１ｍＫ設けることが望壜しい。
又一方、第７ａｌｌ及び１ｌｌｉ８ＥＩＩＣ示されるＩ
Ａ施例紘、本発ＩＩＯ他の実施例であって、これは、上
記魚頭＾体８内に冷却多孔筒体４を空１１２２を存して
設け、ζ０！！１１２２を上記噴流孔５に連通す為よう
にすると共に、上記魚＠具体Ｓの一端部ｌｅｍ”に位置
する上記嵌合部２に給気孔１０ｍを有すゐ蓋体１Ｇを外
方へ抜は出さないようにして設は九もＯ′ｃ番〉、上述
し九実施例と同じ内容をなすもＯで参ゐ。
Ａ施例紘、本発ＩＩＯ他の実施例であって、これは、上
記魚頭＾体８内に冷却多孔筒体４を空１１２２を存して
設け、ζ０！！１１２２を上記噴流孔５に連通す為よう
にすると共に、上記魚＠具体Ｓの一端部ｌｅｍ”に位置
する上記嵌合部２に給気孔１０ｍを有すゐ蓋体１Ｇを外
方へ抜は出さないようにして設は九もＯ′ｃ番〉、上述
し九実施例と同じ内容をなすもＯで参ゐ。
以上達べ九ように本発明によれば、複数の噴流孔！Ｓ、
６を備え丸中空主翼体１１０１１１部金部部７に耐熱セ
ツミック材による魚頭翼体８を着脱自在に設け、上記中
空主翼体１０表１ｉＫ耐熱セラ々ツク層１７を陰線しで
あるＯで、各噴流孔５．６から冷−動流体の流れが充分
に冷却流体膜を生成しなくても、耐熱性及び耐腐蝕性Ｏ
向上を図ることができるばかｐでな（、ガスタービンの
運転効率を上げることがで龜る。
６を備え丸中空主翼体１１０１１１部金部部７に耐熱セ
ツミック材による魚頭翼体８を着脱自在に設け、上記中
空主翼体１０表１ｉＫ耐熱セラ々ツク層１７を陰線しで
あるＯで、各噴流孔５．６から冷−動流体の流れが充分
に冷却流体膜を生成しなくても、耐熱性及び耐腐蝕性Ｏ
向上を図ることができるばかｐでな（、ガスタービンの
運転効率を上げることがで龜る。
因に、上達した実施例紘ガスタービンＯ靜興に−ビンの
動翼に適用し得るように設計変更することは自由である
。
動翼に適用し得るように設計変更することは自由である
。
第１図は従来のガスタービン翼を組込んだガスタービン
Ｏ１！部のみを示す断７ｒＪｒＩＪ、第２図は第１図中
の鎖線ムー人に沿う拡大断面図、第３図は本発ＦＩＲＫ
よるガスタービン翼を示す平面図、第４図は第３図中の
鎖線Ｂ−ＢＫ沿う拡大断面図、第５図乃Ｉ第８図は本発
明の他の実施例を示す図で多゛−４、ａ・・・噴流孔、
７・・・頭部嵌合部、８・・・魚頭翼体。 １０・・・盲蓋体、１１・・・流出口、 １２ｍ 、
１２ｂ 、 １２ｅ・・・通気孔、１３・・・インサー
ト部材、１４・・・空隙、ｂ・・・通気孔、１７・・・
上２９２１層、１９・・・尾翼体。
Ｏ１！部のみを示す断７ｒＪｒＩＪ、第２図は第１図中
の鎖線ムー人に沿う拡大断面図、第３図は本発ＦＩＲＫ
よるガスタービン翼を示す平面図、第４図は第３図中の
鎖線Ｂ−ＢＫ沿う拡大断面図、第５図乃Ｉ第８図は本発
明の他の実施例を示す図で多゛−４、ａ・・・噴流孔、
７・・・頭部嵌合部、８・・・魚頭翼体。 １０・・・盲蓋体、１１・・・流出口、 １２ｍ 、
１２ｂ 、 １２ｅ・・・通気孔、１３・・・インサー
ト部材、１４・・・空隙、ｂ・・・通気孔、１７・・・
上２９２１層、１９・・・尾翼体。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、複数の噴流孔を備え良中空主翼体の願部嵌金部に着
脱−＊Ｋｔけられた耐熱上２ζツク材による魚頭翼体と
、上記中空主属体０１１ｍＫｊｔ設され九耐熱セツ々ツ
ク層とを臭備したことを譬黴とするガスタービン翼。 ２、中空主翼体の尾部嵌脅部に耐熱−にツ叱ツク材によ
る尾翼体を着脱自在に設けたことを特徴とする特許請求
の範鴎第１項記載のガスタービン翼。 落 魚屓翼体内に冷却多孔筒体を！！−を存して設けた
ことを特徴とする特許鎖車ｏｗｎｓ第１項及び第２項記
載のガスタービン翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14228681A JPS5925086B2 (ja) | 1981-09-11 | 1981-09-11 | ガスタ−ビン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14228681A JPS5925086B2 (ja) | 1981-09-11 | 1981-09-11 | ガスタ−ビン翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5847103A true JPS5847103A (ja) | 1983-03-18 |
| JPS5925086B2 JPS5925086B2 (ja) | 1984-06-14 |
Family
ID=15311834
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP14228681A Expired JPS5925086B2 (ja) | 1981-09-11 | 1981-09-11 | ガスタ−ビン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5925086B2 (ja) |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS59152176U (ja) * | 1983-03-31 | 1984-10-12 | 三菱自動車工業株式会社 | 燃料噴射ノズル |
| JPS59155640U (ja) * | 1983-03-31 | 1984-10-19 | カシオ計算機株式会社 | 小型電子機器の配線基板装置 |
| JPS59174021U (ja) * | 1983-05-11 | 1984-11-20 | 株式会社 バンビ | 時計バンドと円錘ねじ取付け金具間の接続部構造 |
| JPS59174475U (ja) * | 1983-05-11 | 1984-11-21 | 株式会社大林組 | 配管受け金具 |
| JPS645932U (ja) * | 1987-06-23 | 1989-01-13 | ||
| US4859147A (en) * | 1988-01-25 | 1989-08-22 | United Technologies Corporation | Cooled gas turbine blade |
| US5352091A (en) * | 1994-01-05 | 1994-10-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine airfoil |
| US5690473A (en) * | 1992-08-25 | 1997-11-25 | General Electric Company | Turbine blade having transpiration strip cooling and method of manufacture |
| US5827045A (en) * | 1996-05-02 | 1998-10-27 | Asea Brown Boveri Ag | Thermally loaded blade for a turbomachine |
| WO2008105866A3 (en) * | 2007-02-27 | 2008-10-30 | Siemens Power Generation Inc | Cmc airfoil with thin trailing edge |
| US20110116912A1 (en) * | 2009-11-13 | 2011-05-19 | Mccall Thomas | Zoned discontinuous coating for high pressure turbine component |
| US8241001B2 (en) | 2008-09-04 | 2012-08-14 | Siemens Energy, Inc. | Stationary turbine component with laminated skin |
| EP3144479A1 (en) * | 2015-09-18 | 2017-03-22 | General Electric Company | Stator component cooling |
| CN112096463A (zh) * | 2020-10-10 | 2020-12-18 | 北京全四维动力科技有限公司 | 燃气轮机的涡轮静子叶片及采用其的燃气轮机 |
-
1981
- 1981-09-11 JP JP14228681A patent/JPS5925086B2/ja not_active Expired
Cited By (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS59152176U (ja) * | 1983-03-31 | 1984-10-12 | 三菱自動車工業株式会社 | 燃料噴射ノズル |
| JPS59155640U (ja) * | 1983-03-31 | 1984-10-19 | カシオ計算機株式会社 | 小型電子機器の配線基板装置 |
| JPS59174021U (ja) * | 1983-05-11 | 1984-11-20 | 株式会社 バンビ | 時計バンドと円錘ねじ取付け金具間の接続部構造 |
| JPS59174475U (ja) * | 1983-05-11 | 1984-11-21 | 株式会社大林組 | 配管受け金具 |
| JPS645932U (ja) * | 1987-06-23 | 1989-01-13 | ||
| US4859147A (en) * | 1988-01-25 | 1989-08-22 | United Technologies Corporation | Cooled gas turbine blade |
| US5690473A (en) * | 1992-08-25 | 1997-11-25 | General Electric Company | Turbine blade having transpiration strip cooling and method of manufacture |
| US5352091A (en) * | 1994-01-05 | 1994-10-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine airfoil |
| US5827045A (en) * | 1996-05-02 | 1998-10-27 | Asea Brown Boveri Ag | Thermally loaded blade for a turbomachine |
| WO2008105866A3 (en) * | 2007-02-27 | 2008-10-30 | Siemens Power Generation Inc | Cmc airfoil with thin trailing edge |
| US7887300B2 (en) | 2007-02-27 | 2011-02-15 | Siemens Energy, Inc. | CMC airfoil with thin trailing edge |
| US8241001B2 (en) | 2008-09-04 | 2012-08-14 | Siemens Energy, Inc. | Stationary turbine component with laminated skin |
| US20110116912A1 (en) * | 2009-11-13 | 2011-05-19 | Mccall Thomas | Zoned discontinuous coating for high pressure turbine component |
| EP2325441A3 (en) * | 2009-11-13 | 2013-01-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with discontinuous coated areas and corresponding coating method |
| EP3144479A1 (en) * | 2015-09-18 | 2017-03-22 | General Electric Company | Stator component cooling |
| CN112096463A (zh) * | 2020-10-10 | 2020-12-18 | 北京全四维动力科技有限公司 | 燃气轮机的涡轮静子叶片及采用其的燃气轮机 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5925086B2 (ja) | 1984-06-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4658584B2 (ja) | 内側寄り冷却式ノズルダブレット | |
| EP2055898B1 (en) | Gas turbine engine with circumferential array of airfoils with platform cooling | |
| US10196917B2 (en) | Blade outer air seal with cored passages | |
| JP5036496B2 (ja) | 浸出間隙制御タービン | |
| US4497610A (en) | Shroud assembly for a gas turbine engine | |
| US5649806A (en) | Enhanced film cooling slot for turbine blade outer air seals | |
| US5197852A (en) | Nozzle band overhang cooling | |
| CN101148993B (zh) | 用于制作涡轮发动机的方法和设备 | |
| JP5383973B2 (ja) | ガスタービンエンジンアクティブクリアランス制御の使用済み冷却空気を排気するシステム及び方法 | |
| US8851846B2 (en) | Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades | |
| JPH10513242A (ja) | タービン肩用ジャモン石冷却チャンネルの曲り部品の構造 | |
| US4473336A (en) | Turbine blades | |
| US11268387B2 (en) | Splayed tip features for gas turbine engine airfoil | |
| US3528751A (en) | Cooled vane structure for high temperature turbine | |
| JPS5847103A (ja) | ガスタ−ビン翼 | |
| EP0371207B1 (en) | Radial turbine wheel | |
| EP1185765A1 (en) | Apparatus for reducing combustor exit duct cooling | |
| US6485262B1 (en) | Methods and apparatus for extending gas turbine engine airfoils useful life | |
| EP2947280B1 (en) | Turbine nozzles and cooling systems for cooling slip joints therein | |
| EP3623577A1 (en) | Gas turbine engine airfoil tip cooling arrangement with purge partition | |
| JP6873670B2 (ja) | タービンシュラウドを冷却するためのシステム及びガスタービンエンジン | |
| EP3196419A1 (en) | Blade outer air seal having surface layer with pockets | |
| JP3302370B2 (ja) | 薄膜冷却スロットを備えたタービンブレードの外部エアシール | |
| GB2366599A (en) | Air-cooled turbine blade | |
| JPH08303204A (ja) | ガスタービンの動翼シール構造 |