[go: up one dir, main page]

JP2008032001A - エーロフォイル近傍に冷却継ぎ目を有するタービン静翼 - Google Patents

エーロフォイル近傍に冷却継ぎ目を有するタービン静翼 Download PDF

Info

Publication number
JP2008032001A
JP2008032001A JP2007190339A JP2007190339A JP2008032001A JP 2008032001 A JP2008032001 A JP 2008032001A JP 2007190339 A JP2007190339 A JP 2007190339A JP 2007190339 A JP2007190339 A JP 2007190339A JP 2008032001 A JP2008032001 A JP 2008032001A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
airfoil
platform
edge
turbine
end region
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
Application number
JP2007190339A
Other languages
English (en)
Other versions
JP5138997B2 (ja
Inventor
Bonnie D Marini
ディー マリーニ ボニー
Anthony L Schiavo
エル シアボ アンソニー
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens Energy Inc
Original Assignee
Siemens Power Generations Inc
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens Power Generations Inc filed Critical Siemens Power Generations Inc
Publication of JP2008032001A publication Critical patent/JP2008032001A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP5138997B2 publication Critical patent/JP5138997B2/ja
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

【課題】内側及び外側プラットフォーム(52,54)のほぼ全体をエーロフォイル(32)の圧力側(36)または吸込み側(38)に配置したタービン静翼(30)を提供する。
【解決手段】複数のこのような静翼(30)をタービンに据え付けると、内側及び外側プラットフォーム(52,54)の周方向側縁(56)及び隣接静翼(30)のエーロフォイル(32)の一部によって継ぎ目(78)が形成される。エンジンの作動中、プラットフォーム(52,54)の少なくとも一方に対して高圧冷却材(82)が供給される。冷却材(82)は継ぎ目(78)を通って漏れることが可能である。継ぎ目(78)はエーロフォイル(32)の近傍に位置するから、継ぎ目(78)からの冷却材漏れを活用して、静翼のプラットフォーム(52,54)とエーロフォイル(32)の間の移行領域(86)を冷却することができる。このような冷却効果の恩恵に加えて、本発明はエンジン効率及び部品耐用性をも向上させる。
【選択図】 図６

Description

発明分野
本発明は広義ではタービンエンジンに、具体的にはタービン静翼に係わる。
図1は公知のタービン静翼10の例を示す。静翼10はその両端においてプラットフォーム14と境を接するエーロフォイル12を含む。エーロフォイル12とプラットフォーム14は一体構造として形成されるのが普通である。エーロフォイル12はエーロフォイル12の各端部がプラットフォーム14によって完全に囲まれるように、通常はそれぞれのプラットフォーム14の中央に配置される。それぞれのプラットフォーム14は周方向両側縁16を有する。エーロフォイル12がそれぞれのプラットフォーム14へと移行する領域18は隅肉20として形成されるのが典型である。移行領域18は高い熱応力を受ける領域である；但し、移行領域18は従来から充分に冷却すべく対策を迫られている領域である。
静翼列を形成するため、エンジンのタービン・ケーシング内に複数の静翼10が環状に配列される。据え付けると、図2に示すように、それぞれの静翼プラットフォームの周方向側縁が隣接する静翼プラットフォーム14の周方向側縁16と当接する。互いに当接する周方向側縁16がシーム22を形成する。シーム22はそれぞれ1対の隣接するエーロフォイル12の中間に位置する。
エンジンの作動中、プラットフォーム14に対して高圧冷却材を供給することができる。シーム22は冷却材の漏れ通路となる可能性がある。継ぎ目22をシールしようと努力しても、冷却材が継ぎ目22を通ってタービンのガス流路に流入することは不可避である。プラットフォーム14の当接部分にとってある程度好ましい冷却効果が得られるものの、継ぎ目22を通過するこのような漏れ流れは制御または最適化されず、比較的冷却を必要としない領域に過度の漏れが発生することになる。従って、隣接する静翼間の継ぎ目からの漏れ流れを活用できるタービン静翼システムに対する需要が存在する。
発明の概要
本発明はタービン静翼に係わる。静翼は第1端部領域及び第2端部領域を有するエーロフォイルを含む。エーロフォイルは圧力側及び吸込み側をも有する。また、エーロフォイルは前縁、後縁、及び前縁から後縁に達するエーロフォイル平均線をも有する。
静翼はエーロフォイルと一体の第1プラットフォームを含む。第1プラットフォームは第1端部領域においてエーロフォイルへと移行する。第1プラットフォームはそのほぼ全体がエーロフォイルの圧力側または吸込み側に位置する。第1プラットフォームはエーロフォイルからほぼ周方向に周方向側縁にまで達している。周方向側縁はその輪郭が隣接エーロフォイルと係合するように形成されている。例えば、隣接エールフォイルの外周面と実質的に係合するように周方向側縁の輪郭を形成することができる。
1つの実施態様として、第1プラットフォームのほぼ全体をエールフォイルの圧力側に配置することができる。この場合、周方向側縁の輪郭を、隣接エーロフォイルの吸込み側と係合するように形成することができる。これに代わる実施態様として、第1プラットフォームのほぼ全体をエールフォイルの吸込み側に配置し、第1プラットフォームの周方向側縁の輪郭を、隣接エーロフォイルの圧力側と係合するように形成することができる。
タービン静翼はエーロフォイルと一体の第2プラットフォームをも含むことができる。第2プラットフォームのほぼ全体をエーロフォイルの圧力側または吸込み側にはいちすることができる。1つの実施態様として、第1及び第2プラットフォームをエーロフォイルの同じ側に配置することができる。第2プラットフォームはエールフォイルからほぼ周方向に広がって、隣接エールフォイルと係合するように形成された輪郭を有する周方向側縁にまで達することができる。
1つの実施態様として、第1プラットフォームはエールフォイル平均線の、エールフォイルを越える仮想外挿線によって画定される境界線を実質的に越えない。他の実施態様では、第1プラットフォームが、エールフォイルの前縁から延びる仮想軸線及びエールフォイルの後縁から延びる仮想軸線によって画定される境界線を実質的に越えない。
エーロフォイルの圧力側及び吸込み側のうち、第1プラットフォームとは反対側に位置するエーロフォイル外周面を第1端部領域において露出させることができる。これに代わる実施態様として、第1端部領域において、第1プラットフォームは、エールフォイルの圧力側及び吸込み側のうち第1プラットフォームとは反対側に沿って延びるプラットフォーム唇状部をも含むことができる。
本発明はタービン静翼システムにも係わる。このシステムは第1タービン静翼及び第2タービン静翼を含む。第1タービン静翼は第1エールフォイル及びこれと一体の第1外側プラットフォームを含む。第1エールフォイルは外端領域、内端領域、外周面、圧力側、吸込み側、前縁、後縁、及び前縁から後縁に達するエールフォイル平均線を有する。第1外側プラットフォームは外端領域において第1エールフォイルへと移行する。第1外側プラットフォームのほぼ全体を第1エールフォイルの圧力側または吸込み側に配置する。
第2タービン静翼は第2エールフォイル及びこれと一体の第2外側プラットフォームを含む。第2エールフォイルは外端領域、内端領域、圧力側、吸込み側、前縁、後縁、及び前縁から後縁まで延びるエールフォイル平均線を有する。第2外側プラットフォームは外端領域において第2エールフォイルへと移行する。第2プラットフォームのほぼ全体を、第2エールフォイルの圧力側及び吸込み側2のうち第1タービン静翼の第1エーロフォイルに対する第1外側プラットフォームと同じ側に配置する。第2外側プラットフォームは第2エールフォイルからほぼ周方向に広がって、第1エーロフォイルの、第1外側プラットフォームとは反対側の少なくとも一部と係合するように輪郭を形成された周方向側縁にまで達する。例えば、周方向側縁の輪郭を、外端領域において第1エールフォイルの外周面の少なくとも一部と実質的に係合するように形成することができる。
第1静翼を第2静翼と実質的に隣接させることにより、第1外側プラットフォームと第2外側プラットフォームの周方向側縁とが協働して第1エーロフォイルの外端領域を囲むようにする。第1及び第2静翼の実質的に隣接する部分の間に継ぎ目が形成される。システムは継ぎ目の少なくとも一部に沿って配置されたシールをも含むことができる。継ぎ目は第1エーロフォイルの、第1外側プラットフォームとは反対側近傍に延びる冷却ギャップを含む。システムは外側プラットフォームに供給される冷却材をも含むことができる。冷却材の少なくとも一部は第2プラットフォームの周方向側縁と第1エーロフォイルとの間に形成される冷却ギャップを通って流動することができる。
第1外側プラットフォームのほぼ全体を第1エーロフォイルの圧力側に配置し、第2外側プラットフォームの周方向側縁の輪郭を、第1エーロフォイルの吸込み側と係合するように形成することができる。これに代わる実施態様として、第1外側プラットフォームのほぼ全体を第1エーロフォイルの吸込み側に配置し、第2外側プラットフォームの周方向側縁の輪郭を、第1エーロフォイルの圧力側と係合するように形成することもできる。
第1外側プラットフォームは、エールフォイルの外端領域においてエールフォイルの圧力側及び吸込み側のうち第1プラットフォームとは反対の側に沿って延びるプラットフォーム唇状部を含むことができる。このような唇状部を設けることによって、第1外側プラットフォームの周方向側縁と第2外側プラットフォームの周方向側縁との間の部分に冷却ギャップを形成することができる。1つの実施態様として、第1エーロフォイルの圧力側及び吸込み側のうち第1外側プラットフォームとは反対側の外周面を外端領域において露出させることができる。結果として、第1エーロフォイルの外周面と第2外側プラットフォームの周方向側縁との間の部分に冷却ギャップを形成することができる。
1つの実施態様では、第1外側プラットフォームが平均線の、第1エーロフォイルを越える仮想外挿線によって画定される境界線を実質的に越えない。他の実施態様では、第1外側プラットフォームが、第1エーロフォイルの前縁から延びる仮想軸線と第1エーロフォイルの後縁から延びる仮想軸線とによって画定される境界線を実質的に越えない。
本発明の特徴は、従来のタービン静翼システムでは浪費されることになるプラットフォーム継ぎ目からの冷却材漏れ流れを活用できる静翼システムに係わる。本発明の特徴の1つは、継ぎ目を通過する漏れ流れをエーロフォイルとプラットフォームの間の移行領域を冷却するのに利用できるように、継ぎ目の位置をエーロフォイル近傍の位置に移すことにある。想定される複数の静翼構成に基づいて本発明の実施態様を以下に説明するが、この詳細な説明は飽くまでも本発明の内容をより具体的に提示するのがその目的である。本発明の実施例を図3−8に示すが、本発明は図示の構造または使用態様に制限されるものではない。
図3は本発明のタービン静翼30を示す。タービン静翼30は細長いエーロフォイル32を含む。エーロフォイル32は圧力側36と吸込み側38に大別される外周面34を有する。エーロフォイル32は外端42を含む外端領域40を有することができる。さらに、エーロフォイル32は内端45（図8参照）を含む内端領域44をも有することができる。ここで使用する語「内」及び「外」は静翼30を作動位置に据え付ける際のタービン軸線を基準として定義した語である。エーロフォイル32は前縁46、後縁48及び平均線50を有することができる。平均線50は前縁46から後縁48へ延び、エーロフォイル32の圧力側36及び吸込み側38から等距離にある仮想線である。
タービン静翼10は内側プラットフォーム52及び外側プラットフォーム54をも含むことができる。内側及び外側プラットフォーム52、54はエーロフォイル32と一体に、即ち、一体構造として形成されている。内側プラットフォーム52はエーロフォイル32の内端領域44においてエーロフォイル32へと移行することができる。同様に、外側プラットフォーム54は外端領域においてエーロフォイル32へと移行することができる。
本発明では、内側及び外側プラットフォーム52、54のいずれか一方または双方のほぼ全体を、エーロフォイル32の圧力側36または吸込み側38のいずれか一方に配置することができる。図3及び4は内側プラットフォーム52及び外側プラットフォーム54のほぼ全体をエーロフォイル32の吸込み側38に形成した本発明の静翼10の実施例を示す。エーロフォイル32の圧力側36にはプラットフォームが存在しないから、エーロフォイル32の外周面34を外端領域40及び内端領域44のそれぞれにおいて圧力側36に露出させることができる。
それぞれのプラットフォーム52、54はエーロフォイル32の吸込み側38から周方向へ、周方向側縁56まで広がることができる。周方向側縁56の輪郭の少なくとも一部を、隣接するエーロフォイルの一部と係合するように形成することができる。図3及び4に示す実施例では、周方向側縁56の輪郭を、隣接するエーロフォイルの圧力側の少なくとも一部と係合するように形成することができる。好ましくは、周方向側縁56の輪郭を、隣接するエーロフォイルの圧力側の少なくとも一部と実質的に係合するように形成する。
プラットフォーム52、54はまたエーロフォイル32から対軸線前側58及び対軸線後側60まで広がることができる。エーロフォイル32はそれぞれのプラットフォームの対軸線前側58と対軸線後側60のほぼ中央に配置することができる。「対軸線」、「周方向」及びこれらの語の変形はいずれも、静翼30をその作動位置に据え付けた状態でのタービンの軸線に基づく表現である。内側プラットフォーム52の形態は外側プラットフォーム54の形態と実質的に同一でも同一でなくてもよい。
一般的には、エーロフォイル32の前縁46及び後縁48を越えないようにエーロフォイル32の吸込み側38に内側及び外側プラットフォーム52、54を形成する。1つの実施例では、それぞれのプラットフォーム52、54の大部分がエーロフォイル平均線50の、エーロフォイル32の外周面34を越える仮想外挿線62によって画定される境界線を越えないように内側及び外側プラットフォーム52、54のほぼ全体をエーロフォイル32の吸込み側38に配置することができる。これに代わる実施態様として、それぞれのプラットフォームの大部分がエーロフォイル46から延びる仮想軸線64及びエーロフォイル32の前縁から延びる仮想軸線66によって画定される境界線を大きく越えないように内側及び外側プラットフォーム52、54のほぼ全体をエーロフォイル32の吸込み側38に配置することができる。但し、図4に示すように、一方または双方のプラットフォーム52、54の一部がこれらの境界線のそれぞれと交差することができる。
本発明はプラットフォーム52、54をエーロフォイル32の吸込み側38に形成する実施態様に制限されない。例えば、図5に示すように、プラットフォーム52、54をエーロフォイル32の圧力側36に形成することもできる。この場合、エーロフォイル32の吸込み側38を両端領域40、44のそれぞれに対して露出させることができる。図3及び4に示す本発明の実施例に関する以上の説明は図5に示すプラットフォームの構成にも適用できる。尚、プラットフォーム52、54の周方向側縁56を、隣接するエーロフォイルの吸込み側と嵌合するように形成することができる。
本発明はエーロフォイルの、これと一体のプラットフォームとは反対の側を内端領域において露出させる実施態様に制限されない。例えば、図7はプラットフォームをエーロフォイル32の吸込み側38に形成した実施例を示す。プラットフォーム52はエーロフォイル32の圧力側36に沿って突出して狭い唇状部68を形成することができる。プラットフォームの唇状部68はエーロフォイル32の外周面34の輪郭とほぼ平行する輪郭を画定することができる。プラットフォームの唇状部68はエーロフォイル32に充分近接した位置を占めることによって、詳しくは後述するように、本発明の特徴である冷却効果を達成する。1つの実施態様として、プラットフォーム唇状部68をエーロフォイル32から約0.26インチ突出させる。但し、本発明はプラットフォーム唇状部68の具体的な幅に制限されない。
それぞれの静翼列において、1枚または2枚以上の静翼を本発明の特徴に従って構成することができる。静翼はタービン・ケーシング内の（図示しない）タービン支持手段または（図示しない）その他の固設支持構造に連結することができる。図6は本発明に従って構成された2つの隣接する静翼を示す。第1静翼70と一体のプラットフォーム52と隣接する第2静翼72と一体の吸込み側プラットフォーム52とが協働して第1静翼70のエーロフォイル32を囲むように、第1静翼70と第2静翼72を接合することができる。図示のように、第1及び第2静翼70、72の互いに隣接する部分間に継ぎ目78が形成される。従来の静翼システムとは異なり、継ぎ目78は2つのエーロフォイルの間の中央領域に配置されていない。即ち、継ぎ目78はエーロフォイル32の圧力側に沿って延設されている。継ぎ目78はエーロフォイル32の前縁46からほぼ対軸線前方へ延びることができる。同様に、継ぎ目78はエーロフォイル32の後縁48からほぼ対軸線後方へ延びることができる。結果として、エーロフォイル32の圧力側36に沿って形成される。
尚、第2静翼72と連携するプラットフォーム52の周方向側縁56は多様な態様で第1静翼70のエーロフォイル32と係合することができる。例えば、周方向側縁56は静翼32の圧力側36の外端領域40においてエーロフォイル32の外周面34と係合することができる。これに代わるまたはこれを補足する態様として、周方向側縁56の少なくとも一部が第1静翼70と連携するプラットフォーム52の下方に延設されて、第1静翼32の（図示しない）内端の少なくとも一部と係合することができる。図7に示すように構成された静翼10の場合、周方向側縁56はプラットフォームの唇状部68の少なくとも一部と係合することができる。但し、これらはプラットフォームの周方向側縁がエーロフォイルと係合する多様な態様のうちのほんの数例に過ぎない。内側プラットフォーム52とエーロフォイル32の内端領域44との間の係合について上述したが、このことは第1及び第2静翼70、72の内端領域における相互作用についても同様である。また、内側プラットフォームとエーロフォイルの内端領域との間の係合は外側プラットフォームとエーロフォイルが異端領域との間の係合を実質的に同じであってもなくてもよい。
エンジン作動中、高圧冷却材82、例えば、空気をプラットフォーム52、54に供給することができる。冷却材82の一部は冷却ギャップ80を通ってタービンガス流路84へ漏出することができる。継ぎ目78はエーロフォイル32の近傍に位置するから、特に冷却ギャップ80の一部がエーロフォイル32によって形成されている場合、冷却材漏れ流れはエーロフォイル32とプラットフォーム52、54の間の移行領域86を冷却することができる。静翼10が図7に示すようにプラットフォーム唇状部68を含む場合にも、プラットフォーム唇状部68がエーロフォイルに充分近接いるなら、このような冷却効果を享受することができる。
漏れ流れをもっとエーロフォイルに向かって集中したければ、1つまたは2つ以上のシール88を、第1静翼70のプラットフォーム52、54と第2静翼72のプラットフォーム52、54との当接部分によって形成されるシーム78の一部に沿って配置すればよい。シール88はプレートシール、波形シールなど、適当なシールであればよい。つまり、シール88を利用することによって漏れ流れがエーロフォイル32の近傍に位置する継ぎ目78の部分を通過するようにすればよい。
冷却効果のほかにも、本発明は多くの利点を有する。例えば、本発明はエンジン効率を高め、部品の耐用寿命を延ばすことになる。さらに、一体的なプラットフォームとエーロフォイルは組立を容易にし、据え付けるべき部品数を軽減することができる。また、プラットフォームを一方の側に設けることによって、シール箇所が少なくて済み、漏れ流れをより適正に制御するこができる。
本発明のタービン静翼の幾つかの実施態様を以上に説明した。尚、本発明は多様な静翼構成に適用できる。例えば、静翼は内側及び外側プラットフォームの間に複数のエーロフォイルを含むことができる。エーロフォイルのすべてが継ぎ目を通過する漏れ流れの恩恵を受けないにしても、本発明をこのような静翼に適用できる。従って、本発明は実施例として以上に述べた詳細な説明に制限されるものではなく、後記する請求項に定義されている発明の範囲内で種々の変更が可能であることはいうまでもない。
公知のタービン静翼の斜視図である。 公知タービンエンジンにおける1対の隣接するタービン静翼の断面図である。 本発明のタービン静翼の斜視図である。 エーロフォイルの吸込み側にプラットフォームが形成されている本発明のタービン静翼の、図3の4-4線における断面図である。 エーロフォイルの圧力側にプラットフォームが形成されている本発明のタービン静翼の実施例を示す断面図である。 1対の隣接する本発明のタービン静翼の断面図である。 プラットフォームをエーロフォイルの吸込み側に形成し、エーロフォイルの吸込み側がプラットフォーム唇状部を含む本発明のタービン静翼の実施例を示す断面図である。 1対の隣接する本発明のタービン静翼の斜視図である。

Claims (10)

  1. 第1端部領域(40)、第2端部領域(44)、圧力側(36)、吸込み側(38)、前縁(46)、後縁(48)、及び前縁(46)から後縁(48)まで延びるエーロフォイル平均線(50)を有するエールフォイル(32)と；
    エーロフォイル(32)と一体に形成され、第1端部領域(40)においてエーロフォイル(32)へ移行し、そのほぼ全体がエーロフォイル(32)の圧力側(36)及び吸込み側(38)に位置し、ほぼ周方向にエーロフォイル(32)から広がって、隣接エーロフォイル(32)と係合するように輪郭形成された周方向側縁(56)にまで達する第1プラットフォームとから成るタービン静翼(30)。
  2. 第1プラットフォーム(54)がエーロフォイル(32)の圧力側(36)に位置し、第1プラットフォーム(54)の周方向側縁(56)が隣接エーロフォイル(32)の吸込み側(38)と係合するように形成された輪郭を有する請求項1に記載のタービン静翼。
  3. 第1プラットフォーム(54)がエーロフォイル(32)の吸込み側(38)に位置し、第1プラットフォーム(54)の周方向側縁(56)が隣接エーロフォイル(32)の圧力側(36)と係合するように形成された輪郭を有する請求項1に記載のタービン静翼。
  4. 周方向側縁(56)の輪郭を、隣接エーロフォイル(32)の外周面(34)の少なくとも一部と実質的に係合するように形成した請求項1に記載のタービン静翼。
  5. エーロフォイル(32)と一体に形成され、第2端部領域(44)においてエーロフォイル(32)へ移行し、そのほぼ全体がエーロフォイル(32)の圧力側(52)及び吸込み側(38)のいずれか一方に位置し、エーロフォイル(32)からほぼ周方向に、隣接エーロフォイル(32)と係合するように輪郭を形成された周方向側縁(56)にまで達する第2プラットフォーム(52)をも含む請求項1に記載のタービン静翼。
  6. 第1及び第2プラットフォーム(52,54)をエーロフォイル(32)の同じ側（36または38）に配置した請求項５に記載のタービン静翼。
  7. 第1プラットフォーム(54)がエーロフォイル平均線(50)のエーロフォイル(32)を越える仮想外挿線によって画定される境界線を実質的に越えない請求項1に記載のタービン静翼。
  8. 第1プラットフォーム(54)がエーロフォイル(32)の前縁(46)から延びる仮想軸線(64)及びエーロフォイル(32)の後縁(48)から延びる仮想軸線(66)によって画定される境界線を実質的に越えない請求項1に記載のタービン静翼。請求項1に記載のタービン静翼。
  9. 第1プラットフォーム(54)がエーロフォイル(32)の圧力側(36)及び吸込み側(38)のうち、第1プラットフォーム(54)とは反対の側に沿って第1端部領域(40)において突出するプラットフォーム唇状部(68)をも含む請求項1に記載のタービン静翼。
  10. エーロフォイル(32)の外周面(34)をエーロフォイル(32)の圧力側(36)及び吸込み側(38)のうち、第1プラットフォーム(54)とは反対の側を第1端部領域(40)において露出させた請求項1に記載のタービン静翼。
JP2007190339A 2006-07-27 2007-07-23 エーロフォイル近傍に冷却継ぎ目を有するタービン静翼システム Expired - Fee Related JP5138997B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/494178 2006-07-27
US11/494,178 US7581924B2 (en) 2006-07-27 2006-07-27 Turbine vanes with airfoil-proximate cooling seam

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2008032001A true JP2008032001A (ja) 2008-02-14
JP5138997B2 JP5138997B2 (ja) 2013-02-06

Family

ID=38436826

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2007190339A Expired - Fee Related JP5138997B2 (ja) 2006-07-27 2007-07-23 エーロフォイル近傍に冷却継ぎ目を有するタービン静翼システム

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7581924B2 (ja)
EP (1) EP1882814A3 (ja)
JP (1) JP5138997B2 (ja)
CA (1) CA2594585C (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10590956B2 (en) 2014-10-07 2020-03-17 Ihi Corporation Stator-vane structure and turbofan engine employing the same

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4270250B2 (ja) 2006-09-08 2009-05-27 ブラザー工業株式会社 印刷制御装置及びプログラム
US8202043B2 (en) * 2007-10-15 2012-06-19 United Technologies Corp. Gas turbine engines and related systems involving variable vanes
CH699601A1 (de) * 2008-09-30 2010-03-31 Alstom Technology Ltd Schaufel für eine gasturbine.
EP2196629B1 (fr) * 2008-12-11 2018-05-16 Safran Aero Boosters SA Virole interne composite segmentée de redresseur de compresseur axial
US8322977B2 (en) * 2009-07-22 2012-12-04 Siemens Energy, Inc. Seal structure for preventing leakage of gases across a gap between two components in a turbine engine
EP2644828A1 (de) * 2012-03-29 2013-10-02 Siemens Aktiengesellschaft Modulare Turbinenschaufel mit Plattform
EP2644834A1 (de) * 2012-03-29 2013-10-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel sowie zugehöriges Verfahren zum Herstellen einer Turbinenschaufel
EP2644829A1 (de) 2012-03-30 2013-10-02 Alstom Technology Ltd Turbinenschaufel
US9670797B2 (en) 2012-09-28 2017-06-06 United Technologies Corporation Modulated turbine vane cooling
EP3071796B1 (en) * 2013-11-18 2021-12-01 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine variable area vane with contoured endwalls
JP6372210B2 (ja) * 2014-07-14 2018-08-15 株式会社Ihi セラミックス基複合材料よりなるタービン静翼
US9995160B2 (en) 2014-12-22 2018-06-12 General Electric Company Airfoil profile-shaped seals and turbine components employing same
US10570765B2 (en) 2016-11-17 2020-02-25 United Technologies Corporation Endwall arc segments with cover across joint
US10731495B2 (en) 2016-11-17 2020-08-04 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with panel having perimeter seal
US11156116B2 (en) * 2019-04-08 2021-10-26 Honeywell International Inc. Turbine nozzle with reduced leakage feather seals
US12359574B2 (en) 2022-06-03 2025-07-15 Rtx Corporation Vane arc segment with single-sided platform

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000073704A (ja) * 1998-08-26 2000-03-07 Toshiba Corp タービンノズル

Family Cites Families (44)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2013512A (en) * 1933-03-11 1935-09-03 Laval Steam Turbine Co Guide vane and diaphragm construction for turbines
US2299449A (en) * 1941-07-05 1942-10-20 Allis Chalmers Mfg Co Diaphragm construction
US2914300A (en) * 1955-12-22 1959-11-24 Gen Electric Nozzle vane support for turbines
GB918692A (en) * 1958-07-11 1963-02-13 Ass Elect Ind Improvements relating to turbine nozzle blocks
BE756582A (fr) * 1969-10-02 1971-03-01 Gen Electric Ecran circulaire et support d'ecran avec dispositif de reglage de la temperature pour turbomachine
BE791162A (fr) * 1971-11-10 1973-03-01 Penny Robert N Rotor de turbine
US3986793A (en) * 1974-10-29 1976-10-19 Westinghouse Electric Corporation Turbine rotating blade
US4026659A (en) * 1975-10-16 1977-05-31 Avco Corporation Cooled composite vanes for turbine nozzles
US4025229A (en) * 1975-11-14 1977-05-24 Turbodyne Corporation (Steam Turbine Div.) Diaphragm with cast nozzle blocks and method of construction thereof
US4305697A (en) * 1980-03-19 1981-12-15 General Electric Company Method and replacement member for repairing a gas turbine engine vane assembly
US4650399A (en) * 1982-06-14 1987-03-17 United Technologies Corporation Rotor blade for a rotary machine
GB2161220B (en) * 1984-07-02 1988-09-01 Gen Electric Stator vane
US4872812A (en) * 1987-08-05 1989-10-10 General Electric Company Turbine blade plateform sealing and vibration damping apparatus
US5067876A (en) * 1990-03-29 1991-11-26 General Electric Company Gas turbine bladed disk
US5083903A (en) * 1990-07-31 1992-01-28 General Electric Company Shroud insert for turbomachinery blade
GB2251897B (en) * 1991-01-15 1994-11-30 Rolls Royce Plc A rotor
US5222865A (en) * 1991-03-04 1993-06-29 General Electric Company Platform assembly for attaching rotor blades to a rotor disk
US5259728A (en) * 1992-05-08 1993-11-09 General Electric Company Bladed disk assembly
FR2706528B1 (fr) * 1993-06-10 1995-09-01 Snecma Plate-forme séparée inter-aube de disque ailette de rotor de turbomachine.
US5350279A (en) * 1993-07-02 1994-09-27 General Electric Company Gas turbine engine blade retainer sub-assembly
US5443365A (en) * 1993-12-02 1995-08-22 General Electric Company Fan blade for blade-out protection
US5421703A (en) * 1994-05-25 1995-06-06 General Electric Company Positively retained vane bushing for an axial flow compressor
FR2746456B1 (fr) * 1996-03-21 1998-04-30 Snecma Dispositif de retenue du pied des aubes d'une soufflante
US5735673A (en) * 1996-12-04 1998-04-07 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade pair
JP3495554B2 (ja) * 1997-04-24 2004-02-09 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼の冷却シュラウド
US6676783B1 (en) * 1998-03-27 2004-01-13 Siemens Westinghouse Power Corporation High temperature insulation for ceramic matrix composites
US6641907B1 (en) * 1999-12-20 2003-11-04 Siemens Westinghouse Power Corporation High temperature erosion resistant coating and material containing compacted hollow geometric shapes
US6013592A (en) * 1998-03-27 2000-01-11 Siemens Westinghouse Power Corporation High temperature insulation for ceramic matrix composites
JP4060981B2 (ja) * 1998-04-08 2008-03-12 本田技研工業株式会社 ガスタービンの静翼構造体及びそのユニット
GB9823840D0 (en) * 1998-10-30 1998-12-23 Rolls Royce Plc Bladed ducting for turbomachinery
DE50004724D1 (de) * 1999-03-19 2004-01-22 Siemens Ag Gasturbinenrotor mit innenraumgekühlter gasturbinenschaufel
US6394750B1 (en) * 2000-04-03 2002-05-28 United Technologies Corporation Method and detail for processing a stator vane
US6390769B1 (en) * 2000-05-08 2002-05-21 General Electric Company Closed circuit steam cooled turbine shroud and method for steam cooling turbine shroud
US6634863B1 (en) * 2000-11-27 2003-10-21 General Electric Company Circular arc multi-bore fan disk assembly
US6481971B1 (en) * 2000-11-27 2002-11-19 General Electric Company Blade spacer
US6627019B2 (en) 2000-12-18 2003-09-30 David C. Jarmon Process for making ceramic matrix composite parts with cooling channels
US6575702B2 (en) * 2001-10-22 2003-06-10 General Electric Company Airfoils with improved strength and manufacture and repair thereof
US6821087B2 (en) * 2002-01-21 2004-11-23 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Flow-rectifying member and its unit and method for producing flow-rectifying member
DE10217388A1 (de) * 2002-04-18 2003-10-30 Siemens Ag Luft- und dampfgekühlte Plattform einer Turbinenschaufel
JP2004084604A (ja) 2002-08-28 2004-03-18 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン動翼のプラットホーム補修方法、及び、タービン動翼
US7093359B2 (en) * 2002-09-17 2006-08-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Composite structure formed by CMC-on-insulation process
GB0226690D0 (en) * 2002-11-15 2002-12-24 Rolls Royce Plc Vane with modified base
US6830437B2 (en) * 2002-12-13 2004-12-14 General Electric Company Assembly containing a composite article and assembly method therefor
US6821086B1 (en) * 2003-06-03 2004-11-23 General Electric Company Turbomachine seal assembly and method therefor

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000073704A (ja) * 1998-08-26 2000-03-07 Toshiba Corp タービンノズル

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10590956B2 (en) 2014-10-07 2020-03-17 Ihi Corporation Stator-vane structure and turbofan engine employing the same

Also Published As

Publication number Publication date
US7581924B2 (en) 2009-09-01
EP1882814A2 (en) 2008-01-30
EP1882814A3 (en) 2012-09-12
CA2594585A1 (en) 2008-01-27
JP5138997B2 (ja) 2013-02-06
CA2594585C (en) 2014-12-16
US20090053037A1 (en) 2009-02-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5138997B2 (ja) エーロフォイル近傍に冷却継ぎ目を有するタービン静翼システム
JP5289694B2 (ja) 翼端棚を有するタービンエーロフォイル湾曲スクイーラ翼端
KR101885490B1 (ko) 정익, 가스 터빈, 분할 링, 정익의 개조 방법, 및 분할 링의 개조 방법
JP4902157B2 (ja) 先端に溝を備えたタービン動翼
CN205744004U (zh) 燃气涡轮机
US7811054B2 (en) Shroud configuration having sloped seal
TWI440768B (zh) 氣渦輪引擎之定子葉片
CN103075198B (zh) 涡轮机桨叶平台前缘以及相关方法
EP3039249B1 (en) Mateface surfaces having a geometry on turbomachinery hardware
JP2010038161A (ja) 二分割パワーノズル及び関連方法
JP2017122445A5 (ja)
JP2005133723A (ja) ガスタービンロータブレードを冷却するための方法及び装置
US10119406B2 (en) Blade with stress-reducing bulbous projection at turn opening of coolant passages
CA2962733C (en) Stator-vane structure and turbofan engine employing the same
JP2007162699A (ja) シール組立体及びタービンノズル組立体
US20180016923A1 (en) Sealing arrangement on combustor to turbine interface in a gas turbine
CN105822352A (zh) 用于轮空间吹扫空气的控制的涡轮叶片
JP2004204845A (ja) ガスタービンノズルを組み立てるための方法及び装置
JP4960065B2 (ja) タービンエンジンを組み立てるための方法及び装置
CN105937409B (zh) 用于控制侵入损失的涡轮轮叶平台
JP2008151141A (ja) ロータアセンブリにおける荷重伝達のための方法及び装置
CN100538019C (zh) 涡轮罩片
CN106460527A (zh) 压气机翼型和对应的压气机转子组件
JP2007247453A (ja) 軸流流体機械用翼
US10221709B2 (en) Gas turbine vane

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20100722

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20111027

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20111107

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20120203

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20120208

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20120306

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20120309

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20120406

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20120411

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20120413

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20121022

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20121115

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20151122

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20151122

Year of fee payment: 3

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees