JP2003227301A - 下降段を有するタービンのプラットフォーム - Google Patents
下降段を有するタービンのプラットフォームInfo
- Publication number
- JP2003227301A JP2003227301A JP2002380103A JP2002380103A JP2003227301A JP 2003227301 A JP2003227301 A JP 2003227301A JP 2002380103 A JP2002380103 A JP 2002380103A JP 2002380103 A JP2002380103 A JP 2002380103A JP 2003227301 A JP2003227301 A JP 2003227301A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- platform
- side edge
- airfoil
- edge
- turbine
- 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
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
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
- F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
- Y10S415/914—Device to control boundary layer
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 本発明は、ガスタービンエンジンのタービン
に関する。 【解決手段】 タービン（１８）は、各々が一体の翼型
部（３０）と、プラットフォーム（３２）と、ダブテー
ル部（３４）とを有するブレード（２４）の列を含む。
各々のプラットフォームは、翼型部の互いに反対側にあ
る圧力側（３６）及び負圧側（３８）に対応する、互い
に反対側にある第１側縁（４８）及び第２側縁（５０）
を有する。プラットフォームの第１側縁（４８）は、プ
ラットフォームの互いに反対側にある前側縁（５２）と
後側縁（５４）の間で連続的にプラットフォームの第２
側縁（５０）よりも半径方向に高い。このように、隣接
するプラットフォームが、これらの間に下降段（５６）
を形成し、該プラットフォームの上を下流側に流れるこ
とができる燃焼ガスに対する障害を防止する。
に関する。 【解決手段】 タービン（１８）は、各々が一体の翼型
部（３０）と、プラットフォーム（３２）と、ダブテー
ル部（３４）とを有するブレード（２４）の列を含む。
各々のプラットフォームは、翼型部の互いに反対側にあ
る圧力側（３６）及び負圧側（３８）に対応する、互い
に反対側にある第１側縁（４８）及び第２側縁（５０）
を有する。プラットフォームの第１側縁（４８）は、プ
ラットフォームの互いに反対側にある前側縁（５２）と
後側縁（５４）の間で連続的にプラットフォームの第２
側縁（５０）よりも半径方向に高い。このように、隣接
するプラットフォームが、これらの間に下降段（５６）
を形成し、該プラットフォームの上を下流側に流れるこ
とができる燃焼ガスに対する障害を防止する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般に、ガスター
ビンエンジンに関し、より具体的には、そのタービンに
関する。
ビンエンジンに関し、より具体的には、そのタービンに
関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンでは、空気は圧縮
機において加圧され、燃焼器において燃料と混合されて
高温燃焼ガスを生成し、該高温燃焼ガスは高圧タービン
ノズルを通じて下流側に流れ、高圧タービンノズルによ
りこの流れは高圧タービンロータブレードの列に向けら
れる。ブレードは、ガスからエネルギーを取り出して圧
縮機を動力駆動し、低圧タービンは圧縮機の下流側に配
置されて付加的なエネルギーを取り出し、該エネルギー
が典型的にはファンを動力駆動して、飛行中の航空機を
駆動するための推力を生成する。
機において加圧され、燃焼器において燃料と混合されて
高温燃焼ガスを生成し、該高温燃焼ガスは高圧タービン
ノズルを通じて下流側に流れ、高圧タービンノズルによ
りこの流れは高圧タービンロータブレードの列に向けら
れる。ブレードは、ガスからエネルギーを取り出して圧
縮機を動力駆動し、低圧タービンは圧縮機の下流側に配
置されて付加的なエネルギーを取り出し、該エネルギー
が典型的にはファンを動力駆動して、飛行中の航空機を
駆動するための推力を生成する。
【０００３】ノズルは、タービンブレードと同様に、前
縁と後縁との間に大きな曲率すなわちキャンバを有する
翼型部又は三日月形状のステータ羽根を含む。羽根及び
ブレードの翼型部は、全体として凹状の圧力側と、これ
と反対側の全体として凸状の負圧側を有し、これに沿っ
て作動中に燃焼ガスが流れる。
縁と後縁との間に大きな曲率すなわちキャンバを有する
翼型部又は三日月形状のステータ羽根を含む。羽根及び
ブレードの翼型部は、全体として凹状の圧力側と、これ
と反対側の全体として凸状の負圧側を有し、これに沿っ
て作動中に燃焼ガスが流れる。
【０００４】羽根及びブレードのそれぞれの負圧側は、
隣接する羽根及びブレードの圧力側から周方向に間隔を
置いて配置され、対応する燃焼ガスが流れる流路を該負
圧側と圧力側との間に形成する。燃焼ガスは、ほぼ軸方
向下流側に向ってタービンノズルに入り、羽根の後縁に
おいて、傾斜角をもって、回転するタービンブレードの
前縁に向けて再指向される。
隣接する羽根及びブレードの圧力側から周方向に間隔を
置いて配置され、対応する燃焼ガスが流れる流路を該負
圧側と圧力側との間に形成する。燃焼ガスは、ほぼ軸方
向下流側に向ってタービンノズルに入り、羽根の後縁に
おいて、傾斜角をもって、回転するタービンブレードの
前縁に向けて再指向される。
【０００５】従って、燃焼ガスの個々の流線は、ノズル
羽根の間とタービンブレードの間を互いにほぼ平行に流
れるが、隣接する羽根及びブレードの負圧側及び圧力側
によってもたらされる異なる速度に対応するように、曲
り状態が変化する。
羽根の間とタービンブレードの間を互いにほぼ平行に流
れるが、隣接する羽根及びブレードの負圧側及び圧力側
によってもたらされる異なる速度に対応するように、曲
り状態が変化する。
【０００６】ブレードのプラットフォームは、燃焼ガス
がタービンブレードの間を流れるときに該燃焼ガスを境
界付ける半径方向の内側境界を定め、これらのプラット
フォームは、作動中にタービンの効率及び性能を最大限
にするために空気力学的に滑らかなものである。しかし
ながら、ブレードは、対応する一体のブレード・ダブテ
ール部を用いて、対応するロータディスクの周囲に個別
に取り付けられる。また、各々のブレードは、翼型部及
びダブテール部と一体になった個別のプラットフォーム
を含み、プラットフォームは、プラットフォーム間に最
小限の周方向の隙間又は間隙を有するように互いに周方
向に隣接していなければならない。
がタービンブレードの間を流れるときに該燃焼ガスを境
界付ける半径方向の内側境界を定め、これらのプラット
フォームは、作動中にタービンの効率及び性能を最大限
にするために空気力学的に滑らかなものである。しかし
ながら、ブレードは、対応する一体のブレード・ダブテ
ール部を用いて、対応するロータディスクの周囲に個別
に取り付けられる。また、各々のブレードは、翼型部及
びダブテール部と一体になった個別のプラットフォーム
を含み、プラットフォームは、プラットフォーム間に最
小限の周方向の隙間又は間隙を有するように互いに周方
向に隣接していなければならない。
【０００７】ブレードのプラットフォームは、共通の製
造公差をもっており、この公差がそれらの最終寸法を不
規則に変化させ、プラットフォームは、ディスクの周囲
の対応するダブテール・スロット内に取り付けられたと
きに公差の累積を生じるので、間に軸方向に延びる間隙
を形成しているプラットフォームの隣接する側縁は、半
径方向の高さ位置すなわち高さに不規則な差を生じる。
造公差をもっており、この公差がそれらの最終寸法を不
規則に変化させ、プラットフォームは、ディスクの周囲
の対応するダブテール・スロット内に取り付けられたと
きに公差の累積を生じるので、間に軸方向に延びる間隙
を形成しているプラットフォームの隣接する側縁は、半
径方向の高さ位置すなわち高さに不規則な差を生じる。
【０００８】これらのプラットフォームの側縁が上流側
に向いた段を形成すると、下流側に流れる燃焼ガスが上
昇段に衝突し、空気力学的効率の損失を生じ、突出して
いる段に局部的な加熱がもたらされ、早期の酸化及び局
部的な熱応力のため、タービンブレードの耐用寿命を減
少させることになる。
に向いた段を形成すると、下流側に流れる燃焼ガスが上
昇段に衝突し、空気力学的効率の損失を生じ、突出して
いる段に局部的な加熱がもたらされ、早期の酸化及び局
部的な熱応力のため、タービンブレードの耐用寿命を減
少させることになる。
【０００９】プラットフォームの両側の縁は、同一平面
上にあるか、又は燃焼ガスが障害なしに上を流れること
ができる、わずかに下流側に向いた段を有することが好
ましい。しかしながら、燃焼ガスの流線が、必然的にタ
ービンブレード間のノズル羽根から再指向されるので、
通常は、これらの流線は、対応する流路の入口及び出口
端部において互いに反対の周方向にプラットフォームの
間隙を横切ることになる。
上にあるか、又は燃焼ガスが障害なしに上を流れること
ができる、わずかに下流側に向いた段を有することが好
ましい。しかしながら、燃焼ガスの流線が、必然的にタ
ービンブレード間のノズル羽根から再指向されるので、
通常は、これらの流線は、対応する流路の入口及び出口
端部において互いに反対の周方向にプラットフォームの
間隙を横切ることになる。
【００１０】このことは、タービンブレードの入口にお
いて一方の周方向に下降段を生じさせ、タービンブレー
ドの出口において反対の周方向に別の下降段を生じさせ
るように、意図的な変形を行うといった形で、プラット
フォームの設計に複雑さを付加することになる。
いて一方の周方向に下降段を生じさせ、タービンブレー
ドの出口において反対の周方向に別の下降段を生じさせ
るように、意図的な変形を行うといった形で、プラット
フォームの設計に複雑さを付加することになる。
【００１１】これらの反対方向に向いた下降段を生じさ
せるためには、一方のプラットフォームの負圧側の縁
を、その前端において隣接するプラットフォームの圧力
側の縁より半径方向に高くし、その後端は、隣接するプ
ラットフォームの圧力側の縁と比較して負圧側縁を半径
方向に低くしなければならない。このようにして、隣接
するプラットフォームの間の段は、プラットフォームの
前端と後端との間で大きさと方向を変え、燃焼ガスの流
線の局部的方向に対してのみ下降段を保証するものとな
る。
せるためには、一方のプラットフォームの負圧側の縁
を、その前端において隣接するプラットフォームの圧力
側の縁より半径方向に高くし、その後端は、隣接するプ
ラットフォームの圧力側の縁と比較して負圧側縁を半径
方向に低くしなければならない。このようにして、隣接
するプラットフォームの間の段は、プラットフォームの
前端と後端との間で大きさと方向を変え、燃焼ガスの流
線の局部的方向に対してのみ下降段を保証するものとな
る。
【００１２】しかしながら、この構成においては、プラ
ットフォーム間の段が方向を変えるので、段は、その軸
方向中間における段のないプラットフォームの同一平面
上の点を通って、プラットフォームの前側縁と後側縁及
び過渡部との間で大きさが徐々に変化する。燃焼ガスの
流線の局部的な方向は、エンジンの異なる作動点、及び
エンジンの寿命にわたって変わるので、過渡点の両端に
おけるプラットフォームの段は、意図された下降段の代
わりに望ましくない上昇段を生じさせることがある。プ
ラットフォーム間の上昇段は、局部的に燃焼ガスの滑ら
かな流れを妨げ、局部的に加熱されることにより熱伝導
率が増加し、よって、タービンブレードの耐用寿命を減
少させることになる酸化の増大及び局部的な高い熱応力
を生じることになる。
ットフォーム間の段が方向を変えるので、段は、その軸
方向中間における段のないプラットフォームの同一平面
上の点を通って、プラットフォームの前側縁と後側縁及
び過渡部との間で大きさが徐々に変化する。燃焼ガスの
流線の局部的な方向は、エンジンの異なる作動点、及び
エンジンの寿命にわたって変わるので、過渡点の両端に
おけるプラットフォームの段は、意図された下降段の代
わりに望ましくない上昇段を生じさせることがある。プ
ラットフォーム間の上昇段は、局部的に燃焼ガスの滑ら
かな流れを妨げ、局部的に加熱されることにより熱伝導
率が増加し、よって、タービンブレードの耐用寿命を減
少させることになる酸化の増大及び局部的な高い熱応力
を生じることになる。
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】従って、ガスタービン
エンジンのほぼ全ての作動状態に対して下降段のプラッ
トフォームを有する、改良したタービンブレードを提供
することが望まれる。
エンジンのほぼ全ての作動状態に対して下降段のプラッ
トフォームを有する、改良したタービンブレードを提供
することが望まれる。
【００１４】
【課題を解決するための手段】タービンがブレードの列
を含み、ブレードの各々は、一体の翼型部と、プラット
フォームと、ダブテール部とを有する。各々のプラット
フォームは、互いに反対側の翼型部の圧力側及び負圧側
に対応する、互いに反対側にある第１側縁及び第２側縁
を有する。プラットフォームの第１側縁を、プラットフ
ォームの互いに反対側にある前側縁と後側縁の間で連続
的にプラットフォームの第２側縁よりも高くする。この
ようにして、隣接するプラットフォームが、これらの間
に下降段（５６）を形成し、該プラットフォームの上を
下流側に流れることができる燃焼ガスに対する障害を防
止する。
を含み、ブレードの各々は、一体の翼型部と、プラット
フォームと、ダブテール部とを有する。各々のプラット
フォームは、互いに反対側の翼型部の圧力側及び負圧側
に対応する、互いに反対側にある第１側縁及び第２側縁
を有する。プラットフォームの第１側縁を、プラットフ
ォームの互いに反対側にある前側縁と後側縁の間で連続
的にプラットフォームの第２側縁よりも高くする。この
ようにして、隣接するプラットフォームが、これらの間
に下降段（５６）を形成し、該プラットフォームの上を
下流側に流れることができる燃焼ガスに対する障害を防
止する。
【００１５】
【発明の実施の形態】本発明は、その更なる目的及び利
点と共に、好ましくかつ例示的な実施の形態により、添
付の図面に関連してなされる以下の詳細な説明において
更に具体的に説明される。
点と共に、好ましくかつ例示的な実施の形態により、添
付の図面に関連してなされる以下の詳細な説明において
更に具体的に説明される。
【００１６】図１に概略的に示されるのは、飛行中の航
空機を駆動するように構成されたターボファン航空エン
ジンの例示的な形態のガスタービンエンジン１０であ
る。このエンジンは、直列流体連通状態でファン１２、
多段軸流圧縮機１４、環状の燃焼器１６、高圧タービン
１８、及び低圧タービン２０を含む。
空機を駆動するように構成されたターボファン航空エン
ジンの例示的な形態のガスタービンエンジン１０であ
る。このエンジンは、直列流体連通状態でファン１２、
多段軸流圧縮機１４、環状の燃焼器１６、高圧タービン
１８、及び低圧タービン２０を含む。
【００１７】高圧タービンは、対応する外側及び内側バ
ンドセグメント内にステータ羽根２２の列が取り付けら
れたタービンノズルを含む。ノズル羽根は、１つのシャ
フトにより圧縮機１４に接合された支持ロータディスク
２６から半径方向外方に延びる第１段タービン・ロータ
ブレード２４の列と協働する。また、低圧タービン２０
は、第２のシャフトによりファン１２に接合される。
ンドセグメント内にステータ羽根２２の列が取り付けら
れたタービンノズルを含む。ノズル羽根は、１つのシャ
フトにより圧縮機１４に接合された支持ロータディスク
２６から半径方向外方に延びる第１段タービン・ロータ
ブレード２４の列と協働する。また、低圧タービン２０
は、第２のシャフトによりファン１２に接合される。
【００１８】作動中、空気はファン及び圧縮機を通して
流通され、燃焼器において燃料と混合されて高温燃焼ガ
ス２８を生成し、高圧及び低圧タービン部品を通して該
高温燃焼ガス２８を下流側に排出する。高圧タービンブ
レード２４は、燃焼ガスからエネルギーを取り出して圧
縮機に動力供給し、低圧タービンのブレードにより付加
的なエネルギーが取り出され、ファンを動力駆動する。
流通され、燃焼器において燃料と混合されて高温燃焼ガ
ス２８を生成し、高圧及び低圧タービン部品を通して該
高温燃焼ガス２８を下流側に排出する。高圧タービンブ
レード２４は、燃焼ガスからエネルギーを取り出して圧
縮機に動力供給し、低圧タービンのブレードにより付加
的なエネルギーが取り出され、ファンを動力駆動する。
【００１９】図２に、２つの隣接する高圧タービンブレ
ード２４が、より詳細に示される。各々のブレードは、
翼型部３０と、半径方向内側のプラットフォーム３２
と、各ブレードをロータディスクの周辺にある対応する
ダブテール・スロット内に取り付けるように構成された
ダブテール部３４とを含む。また、各々の翼型部は、一
般に、作動中に翼型部を冷却するために圧縮機の空気の
一部を運ぶ内部冷却流路を有するように中空になってい
る。
ード２４が、より詳細に示される。各々のブレードは、
翼型部３０と、半径方向内側のプラットフォーム３２
と、各ブレードをロータディスクの周辺にある対応する
ダブテール・スロット内に取り付けるように構成された
ダブテール部３４とを含む。また、各々の翼型部は、一
般に、作動中に翼型部を冷却するために圧縮機の空気の
一部を運ぶ内部冷却流路を有するように中空になってい
る。
【００２０】各々の翼型部は、ほぼ凹状の第１すなわち
圧力側３６と、互いに反対側にある前縁４０と後縁４２
との間を軸方向又は翼弦方向に延びる、ほぼ凸状の、周
方向反対側にある第２すなわち負圧側３８とを含む。翼
型部の両側はまた、プラットフォームに隣接する半径方
向の内側根元部４４と半径方向の外側先端部４６との間
のスパンにわたって半径方向に延びる。一般に、翼型部
は、作動中に該翼型部を冷却するために冷却空気を該翼
型部内部から排出する種々のフィルム冷却穴及び後縁穴
を含む。
圧力側３６と、互いに反対側にある前縁４０と後縁４２
との間を軸方向又は翼弦方向に延びる、ほぼ凸状の、周
方向反対側にある第２すなわち負圧側３８とを含む。翼
型部の両側はまた、プラットフォームに隣接する半径方
向の内側根元部４４と半径方向の外側先端部４６との間
のスパンにわたって半径方向に延びる。一般に、翼型部
は、作動中に該翼型部を冷却するために冷却空気を該翼
型部内部から排出する種々のフィルム冷却穴及び後縁穴
を含む。
【００２１】図２及び図３に示すように、各々のプラッ
トフォーム３２は、翼型部の根元部の周りに半径方向外
方に向いた外面を含み、燃焼ガス流のための半径方向内
側境界を形成する。プラットフォームは、周方向に反対
側にある第１側縁４８及び第２側縁５０と、軸方向に反
対側にある前側縁５２及び後側縁５４とからなる周辺部
を含む。
トフォーム３２は、翼型部の根元部の周りに半径方向外
方に向いた外面を含み、燃焼ガス流のための半径方向内
側境界を形成する。プラットフォームは、周方向に反対
側にある第１側縁４８及び第２側縁５０と、軸方向に反
対側にある前側縁５２及び後側縁５４とからなる周辺部
を含む。
【００２２】プラットフォームの第１側縁４８は、翼型
部の圧力側に沿って配置され、該プラットフォームの第
２側縁５０は、該翼型部の負圧側に沿って配置される。
プラットフォームの前側縁は、翼型部の前縁の下方及び
上流側に配置され、プラットフォームの後側縁は、翼型
部の後縁の下方及び下流側に配置される。また、一般
に、プラットフォームは、上流側にあるタービンノズル
の内側バンドに適切なラビリンスシールを設けるため
に、その前縁の下方にエンゼルウィング延長部を含む。
部の圧力側に沿って配置され、該プラットフォームの第
２側縁５０は、該翼型部の負圧側に沿って配置される。
プラットフォームの前側縁は、翼型部の前縁の下方及び
上流側に配置され、プラットフォームの後側縁は、翼型
部の後縁の下方及び下流側に配置される。また、一般
に、プラットフォームは、上流側にあるタービンノズル
の内側バンドに適切なラビリンスシールを設けるため
に、その前縁の下方にエンゼルウィング延長部を含む。
【００２３】本発明によると、プラットフォームの第１
側縁４８は、プラットフォームの前側縁５２と後側縁５
４との間で連続的に、相対的に半径方向に低い（−）プ
ラットフォームの第２側縁５０よりも半径方向に高く
（＋）配置され、隣接するプラットフォームの対応する
第１側縁と第２側縁の間で半径方向内向きに下がる下降
段５６を形成する。このようにして、燃焼ガス流は、隣
接するタービンブレード間の流路を通じて下流側に流れ
るようになるので、ガスは段を落ち、該下降段が燃焼ガ
スに対する局部的な障害を防止することになる。
側縁４８は、プラットフォームの前側縁５２と後側縁５
４との間で連続的に、相対的に半径方向に低い（−）プ
ラットフォームの第２側縁５０よりも半径方向に高く
（＋）配置され、隣接するプラットフォームの対応する
第１側縁と第２側縁の間で半径方向内向きに下がる下降
段５６を形成する。このようにして、燃焼ガス流は、隣
接するタービンブレード間の流路を通じて下流側に流れ
るようになるので、ガスは段を落ち、該下降段が燃焼ガ
スに対する局部的な障害を防止することになる。
【００２４】これは、燃焼ガスが衝突する局部的な障害
を生じさせる、半径方向外方に延びる上昇段と対照的で
ある。望ましい下降段は、燃焼ガス流の空気力学的性能
を向上させ、局所的な障害を取り除き、酸化及び熱応力
の恐れを低減して、タービンブレードの耐用寿命を増加
させる。
を生じさせる、半径方向外方に延びる上昇段と対照的で
ある。望ましい下降段は、燃焼ガス流の空気力学的性能
を向上させ、局所的な障害を取り除き、酸化及び熱応力
の恐れを低減して、タービンブレードの耐用寿命を増加
させる。
【００２５】図３に示すように、プラットフォームの第
１側縁４８及び第２側縁５０は、ほぼ平行四辺形の形状
で、前側縁５２及び後側縁５４に対して斜めになってい
ることが好ましい。第１側縁４８は、根元部との接合部
において、該第１側縁と翼型部の後縁４２との間の間隔
より大きい量だけ翼型部の前縁４０から間隔を置いて配
置される。このように、翼型部の後縁は、プラットフォ
ームの第１側縁に緊密に隣接して配置されるが、翼型部
の前縁４０は、プラットフォームの第１側縁から大きな
間隔を置いて配置され、燃焼ガスが該プラットフォーム
の第１側縁上及び隣接するプラットフォームの第２側縁
との間隙上を斜めに下流側に流れることを可能にする。
１側縁４８及び第２側縁５０は、ほぼ平行四辺形の形状
で、前側縁５２及び後側縁５４に対して斜めになってい
ることが好ましい。第１側縁４８は、根元部との接合部
において、該第１側縁と翼型部の後縁４２との間の間隔
より大きい量だけ翼型部の前縁４０から間隔を置いて配
置される。このように、翼型部の後縁は、プラットフォ
ームの第１側縁に緊密に隣接して配置されるが、翼型部
の前縁４０は、プラットフォームの第１側縁から大きな
間隔を置いて配置され、燃焼ガスが該プラットフォーム
の第１側縁上及び隣接するプラットフォームの第２側縁
との間隙上を斜めに下流側に流れることを可能にする。
【００２６】このように、一つのブレードにおけるプラ
ットフォームの下降段５６は、翼型部の前縁と後縁との
間で連続的に、隣接するブレードのプラットフォーム上
にある翼型部の負圧側３８に向けられる。
ットフォームの下降段５６は、翼型部の前縁と後縁との
間で連続的に、隣接するブレードのプラットフォーム上
にある翼型部の負圧側３８に向けられる。
【００２７】図３に示される好ましい実施において、プ
ラットフォームの第１側縁４８及び第２側縁５０と、下
降段５６とは、軸方向すなわち翼弦方向に直線状であ
り、翼型部は、対応するプラットフォーム上の半径方向
部分において対角線方向に配置される。この構成は、燃
焼ガスが、隣接するタービンブレード間をプラットフォ
ームの第１側縁４８上、下降段５６上、及び隣接するプ
ラットフォームの第２側縁５０へと通されることを保証
する。下降段５６は、該下降段が開始するプラットフォ
ームの前側縁５２から、該下降段が終端するプラットフ
ォームの後側縁５４まで延びる。
ラットフォームの第１側縁４８及び第２側縁５０と、下
降段５６とは、軸方向すなわち翼弦方向に直線状であ
り、翼型部は、対応するプラットフォーム上の半径方向
部分において対角線方向に配置される。この構成は、燃
焼ガスが、隣接するタービンブレード間をプラットフォ
ームの第１側縁４８上、下降段５６上、及び隣接するプ
ラットフォームの第２側縁５０へと通されることを保証
する。下降段５６は、該下降段が開始するプラットフォ
ームの前側縁５２から、該下降段が終端するプラットフ
ォームの後側縁５４まで延びる。
【００２８】図２に示すように、下降段５６は、プラッ
トフォームの前側縁５２と後側縁５４の間において半径
方向の高さＨがほぼ均一であることが好ましい。この均
一の高さの下降段は、段の高さの変化による問題を回避
するものであり、製造公差、累積公差、及びタービン作
動中の熱膨張における変化に適合するように十分に大き
く作られる。
トフォームの前側縁５２と後側縁５４の間において半径
方向の高さＨがほぼ均一であることが好ましい。この均
一の高さの下降段は、段の高さの変化による問題を回避
するものであり、製造公差、累積公差、及びタービン作
動中の熱膨張における変化に適合するように十分に大き
く作られる。
【００２９】プラットフォームの２つの側縁４８及び５
０の半径方向位置以外では、プラットフォームは、ター
ビンブレード間の燃焼ガス流に必要とされる空気力学的
性能を満たすために、前側縁と後側縁の間に必要とされ
る環状の形状と一致するほぼ均一の凸状の外面を有する
ことになる。従って、各々のプラットフォームの第１側
縁４８は、そこから周方向内側にあるプラットフォーム
の残りの部分より半径方向に高い（＋）ことが好まし
い。また、各々のプラットフォームの第２側縁５０は、
そこから周方向内側にあるプラットフォームの残りの部
分より半径方向に低い（−）ことが好ましく、隣接する
プラットフォームの隣接する第１側縁と第２側縁の間に
全体として下降段を生じさせる。
０の半径方向位置以外では、プラットフォームは、ター
ビンブレード間の燃焼ガス流に必要とされる空気力学的
性能を満たすために、前側縁と後側縁の間に必要とされ
る環状の形状と一致するほぼ均一の凸状の外面を有する
ことになる。従って、各々のプラットフォームの第１側
縁４８は、そこから周方向内側にあるプラットフォーム
の残りの部分より半径方向に高い（＋）ことが好まし
い。また、各々のプラットフォームの第２側縁５０は、
そこから周方向内側にあるプラットフォームの残りの部
分より半径方向に低い（−）ことが好ましく、隣接する
プラットフォームの隣接する第１側縁と第２側縁の間に
全体として下降段を生じさせる。
【００３０】図２に示されるように、プラットフォーム
の第１側縁４８を、下降段５６の所望の高さＨの半分す
なわちＨ／２だけ該プラットフォーム内側の主部分より
相対的に高くすることができ、また、プラットフォーム
の第２側縁５０を、下降段の意図された高さＨの再び半
分すなわちＨ／２だけ該プラットフォーム内側の主部分
から半径方向に低くすることができる。このようにする
と、隣接するプラットフォームの２つの側縁４８及び５
０が所定の位置に取り付けられたとき、該側縁４８及び
５０の半径方向の高さの全体の差が、所望の段の高さＨ
になる。例えば、所望の下降段の高さＨは約２０ミル
（０．５１ｍｍ）とすることができ、この高さは、プラ
ットフォームの第１側縁４８における相対的に高い値
と、プラットフォームの第２側縁５０における比較的低
い値とにより、半分ずつ実現される。
の第１側縁４８を、下降段５６の所望の高さＨの半分す
なわちＨ／２だけ該プラットフォーム内側の主部分より
相対的に高くすることができ、また、プラットフォーム
の第２側縁５０を、下降段の意図された高さＨの再び半
分すなわちＨ／２だけ該プラットフォーム内側の主部分
から半径方向に低くすることができる。このようにする
と、隣接するプラットフォームの２つの側縁４８及び５
０が所定の位置に取り付けられたとき、該側縁４８及び
５０の半径方向の高さの全体の差が、所望の段の高さＨ
になる。例えば、所望の下降段の高さＨは約２０ミル
（０．５１ｍｍ）とすることができ、この高さは、プラ
ットフォームの第１側縁４８における相対的に高い値
と、プラットフォームの第２側縁５０における比較的低
い値とにより、半分ずつ実現される。
【００３１】各々のプラットフォームは、翼型部の根元
部周辺まわりの主部分から、互いに反対側にある第１側
縁４８及び第２側縁５０まで半径方向の高さが徐々に変
化することが好ましい。この滑らかな過渡部は、隣接す
るプラットフォームにおいて下降段５６になっていく、
空気力学的に滑らかなプラットフォームの外面を保証
し、下流側に流れる燃焼ガスに衝突する上向き段ができ
る可能性又は見込みを排除する。
部周辺まわりの主部分から、互いに反対側にある第１側
縁４８及び第２側縁５０まで半径方向の高さが徐々に変
化することが好ましい。この滑らかな過渡部は、隣接す
るプラットフォームにおいて下降段５６になっていく、
空気力学的に滑らかなプラットフォームの外面を保証
し、下流側に流れる燃焼ガスに衝突する上向き段ができ
る可能性又は見込みを排除する。
【００３２】下降段５６の効果的な作動を保証するため
に、図３に示されるタービンノズル羽根２２は、第1側
縁と第２側縁の間の周方向間隙の全範囲に沿って各プラ
ットフォームの第１側縁４８を横切って斜めに向き、隣
接するプラットフォームの第２側縁５０の上で、前側縁
から後側縁まで、下降段を通る流線状に、燃焼ガス２８
を下流側にタービンブレードの間で指向させるように構
成される。
に、図３に示されるタービンノズル羽根２２は、第1側
縁と第２側縁の間の周方向間隙の全範囲に沿って各プラ
ットフォームの第１側縁４８を横切って斜めに向き、隣
接するプラットフォームの第２側縁５０の上で、前側縁
から後側縁まで、下降段を通る流線状に、燃焼ガス２８
を下流側にタービンブレードの間で指向させるように構
成される。
【００３３】現代の三次元の計算分析を用いてノズル羽
根２２の各々及びその間の羽根間流路の３Ｄ空気力学的
形状を構成し、所望の流線でタービンブレードの流路間
に再指向させるように、燃焼ガスを排出させることがで
きる。燃焼ガスの流線は、斜めに配置されたプラットフ
ォーム側縁と最初はほぼ平行に、全体として軸方向に向
いた下流方向のブレード間の流路に入る。次いで、流線
は、ブレードの対角線の形状及び該ブレード間の流路に
従って、下降段５６上を下流側に流れるものとなる。
根２２の各々及びその間の羽根間流路の３Ｄ空気力学的
形状を構成し、所望の流線でタービンブレードの流路間
に再指向させるように、燃焼ガスを排出させることがで
きる。燃焼ガスの流線は、斜めに配置されたプラットフ
ォーム側縁と最初はほぼ平行に、全体として軸方向に向
いた下流方向のブレード間の流路に入る。次いで、流線
は、ブレードの対角線の形状及び該ブレード間の流路に
従って、下降段５６上を下流側に流れるものとなる。
【００３４】このように、燃焼ガスの流線は、ノズル羽
根及びタービンブレードの空気力学的形状により拘束さ
れ、タービンブレード間を同じ斜めの方向に下流側に、
プラットフォームの第１側縁４８上から下降段流とし
て、隣接するプラットフォームの第２側縁５０に流れる
ものとなる。この構成において、燃焼ガスの流線は、ブ
レード間を下流側に進む際に一度だけプラットフォーム
間の間隙を横切り、従来の高圧タービンにおいて一般的
に見られるように２度反対方向に横切ることはない。
根及びタービンブレードの空気力学的形状により拘束さ
れ、タービンブレード間を同じ斜めの方向に下流側に、
プラットフォームの第１側縁４８上から下降段流とし
て、隣接するプラットフォームの第２側縁５０に流れる
ものとなる。この構成において、燃焼ガスの流線は、ブ
レード間を下流側に進む際に一度だけプラットフォーム
間の間隙を横切り、従来の高圧タービンにおいて一般的
に見られるように２度反対方向に横切ることはない。
【００３５】従って、タービンの空気力学的性能及び効
率を最大限にし、同時に、プラットフォーム間の間隙を
一度だけ横切る燃焼ガスの流線を生じさせるために、現
代の３Ｄ計算技術を用いてノズル羽根とタービンブレー
ドを含む高圧タービンを設計し、間に設けられた下降段
の効率的な作動を保証することができる。このようにし
て、上昇段が生じる可能性は取り除かれ、高圧タービン
の最大性能及びタービンブレードの長い耐用寿命が保証
される。
率を最大限にし、同時に、プラットフォーム間の間隙を
一度だけ横切る燃焼ガスの流線を生じさせるために、現
代の３Ｄ計算技術を用いてノズル羽根とタービンブレー
ドを含む高圧タービンを設計し、間に設けられた下降段
の効率的な作動を保証することができる。このようにし
て、上昇段が生じる可能性は取り除かれ、高圧タービン
の最大性能及びタービンブレードの長い耐用寿命が保証
される。
【００３６】ここでは、本発明の好ましくかつ例示的で
あると考えられる実施形態について説明してきたが、本
発明の他の変更は、本明細書中の教示から当業者には明
らかであり、したがって、本発明の真の精神及び範囲の
中に含まれるこれら全ての変更が、添付の特許請求の範
囲において保護されることが望まれる。
あると考えられる実施形態について説明してきたが、本
発明の他の変更は、本明細書中の教示から当業者には明
らかであり、したがって、本発明の真の精神及び範囲の
中に含まれるこれら全ての変更が、添付の特許請求の範
囲において保護されることが望まれる。
【００３７】従って、本国特許出願によって保護される
ことを望むのは、冒頭の特許請求の範囲の中に記載し及
び区別化している発明である。
ことを望むのは、冒頭の特許請求の範囲の中に記載し及
び区別化している発明である。
【図１】 本発明の例示的な実施形態による高圧タービ
ンノズル及びタービンを通して燃焼ガスを排出する燃焼
器を含むターボファン航空機用ガスタービンエンジンの
一部の軸方向断面図。
ンノズル及びタービンを通して燃焼ガスを排出する燃焼
器を含むターボファン航空機用ガスタービンエンジンの
一部の軸方向断面図。
【図２】 図１に示される例示的な実施形態による２つ
の隣接するタービンブレードの図斜視図。
の隣接するタービンブレードの図斜視図。
【図３】 図１に示されるタービンの羽根及びブレード
を通る線３−３に沿って切り取った半径方向断面図。
を通る線３−３に沿って切り取った半径方向断面図。
１０ ガスタービンエンジン
１２ ファン
１４ 圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２２ タービンノズル羽根
２４ タービンブレード
２６ 支持ロータディスク
２８ 燃焼ガス
３０ 翼型部
３２ プラットフォーム
３４ ダブテール部
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成１５年２月２７日（２００３．２．２
７）
７）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正内容】
【特許請求の範囲】
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 ショーン・ロバート・キース
アメリカ合衆国、オハイオ州、フェアフィ
ールド、キングズベリー・ロード、5592番
(72)発明者 ローレンス・ポール・チムコ
アメリカ合衆国、オハイオ州、フェアフィ
ールド、シグモン・ウェイ、5607番
Ｆターム(参考） 3G002 BA04 BB00 BB01
Claims (18)
- 【請求項１】 支持ロータディスク（２６）から半径方
向外方に延びるタービンブレード（２４）の列を備え、 各タービンブレードが、翼型部（３０）と、プラットフ
ォーム（３２）と、ダブテール部（３４）とを一体の組
立体状に含み、 各翼型部が、前縁（４０）と後縁（４２）との間を翼弦
方向に延び、前記プラットフォーム（３２）に隣接する
根元部（４４）と先端部（４６）との間を半径方向に延
びる、互いに反対側にある圧力側（３６）及び負圧側
（３８）を含み、 各プラットフォームが、互いに反対側にある第１側縁
（４８）と第２側縁（５０）及び互いに反対側にある前
側縁（５２）と後側縁（５４）からなる周囲の内側に、
前記翼型部の根元部を取り囲んで半径方向外方に向いた
外面を含み、 前記プラットフォームの第１側縁（４８）が前記翼型部
の圧力側に沿って配置され、前記プラットフォームの第
２側縁（５０）が前記翼型部の負圧側に沿って配置さ
れ、前記プラットフォームの前側縁と後側縁との間で連
続的に、１つのプラットフォームの前記第１側縁が隣接
するプラットフォームの前記第２側縁より半径方向に高
くなるようにし、これらの間に下降段（５６）を形成し
て、この上を流れることができる燃焼ガスに対する障害
を防止する、ことを特徴とするタービン（１８）。 - 【請求項２】 前記プラットフォームの第１側縁（４
８）及び第２側縁（５０）が前記前側縁（５２）及び後
側縁（５４）に対して斜めになっており、前記第１側縁
が、前記翼型部の後縁（４２）からよりも大きい量だけ
前記翼型部の前縁（４０）から間隔を置いて配置され、
前記下降段（５６）が、前記前縁と後縁との間で、隣接
するプラットフォームの前記翼型部の負圧側（３８）に
向いたことを特徴とする請求項１に記載のタービン。 - 【請求項３】 前記プラットフォームの第１側縁（４
８）及び第２側縁（５０）と下降段（５６）とが直線状
であることを特徴とする請求項２に記載のタービン。 - 【請求項４】 前記翼型部（３０）が、前記プラットフ
ォーム（３２）上の部分において対角線方向に配置さ
れ、前記燃焼ガス２８を該プラットフォームの前記前側
縁（５２）から前記後側縁（５４）まで前記下降段（５
６）の上を下流側に通すようにしたことを特徴する請求
項３に記載のタービン。 - 【請求項５】 前記下降段（５６）が、前記プラットフ
ォームの前側縁と後側縁の間で高さがほぼ均一であるこ
とを特徴とする請求項４に記載のタービン。 - 【請求項６】 前記プラットフォームの第１側縁（４
８）を、そこから内側の前記プラットフォーム（３２）
より半径方向に高くし、前記プラットフォームの第２側
縁（５０）を、そこから内側の前記プラットフォームよ
り半径方向に低くして前記下降段（５６）を形成させた
ことを特徴とする請求項４に記載のタービン。 - 【請求項７】 前記タービンブレード（２４）の列から
上流側に配置されたタービンノズルを更に備え、前記タ
ービンノズルは、前記プラットフォームの第１側縁（４
８）を横切って斜めに向き、隣接するプラットフォーム
の第２側縁（５０）の上で、前記前側縁から後側縁ま
で、下降段を通る流線状に、前記燃焼ガス（２８）を下
流側に前記タービンブレードの間で指向させるように構
成されたノズル羽根（２２）の列を含むことを特徴とす
る請求項４に記載のタービン。 - 【請求項８】 支持ロータディスク（２６）から半径方
向外方に延びるタービンブレード（２４）の列を備え、 各タービンブレードが、翼型部（３０）と、プラットフ
ォーム（３２）と、ダブテール部（３４）とを含み、 各翼型部が、前縁（４０）と後縁（４２）との間を翼弦
方向に延び、前記プラットフォーム（３２）に隣接する
根元部（４４）と先端部（４６）との間を半径方向に延
びる、互いに反対側にある圧力側（３６）及び負圧側
（３８）を含み、 各プラットフォームが、互いに反対側にある第１側縁
（４８）と第２側縁（５０）及び互いに反対側にある前
側縁（５２）と後側縁（５４）からなる周辺内におい
て、前記翼型部の根元部のまわりで半径方向外方に向い
た外面を含み、 前記プラットフォームの第１側縁（４８）が前記翼型部
の圧力側に沿って配置され、前記プラットフォームの第
２側縁（５０）が前記翼型部の負圧側に沿って配置さ
れ、前記プラットフォームの前側縁と後側縁との間で連
続的に、１つのプラットフォームの前記第１側縁が隣接
するプラットフォームの前記第２側縁より半径方向に高
くなるようにし、これらの間に下降段（５６）を形成し
て、この上を流れることができる燃焼ガスに対する障害
を防止し、 タービンノズルが前記タービンブレード（２４）の列か
ら上流側に配置され、前記タービンノズルは、前記プラ
ットフォームの第１側縁（４８）を横切って斜めに向い
て、隣接するプラットフォームの第２側縁５０の上を前
記前側縁から後側縁まで下降段を通る流線状に、前記燃
焼ガス（２８）を下流側に前記タービンブレードの間で
指向させるように構成されたノズル羽根（２２）の列を
含む、ことを特徴とするタービン（１８）。 - 【請求項９】 前記翼型部（３０）が、前記プラットフ
ォーム（３２）上の部分において対角線方向に配置さ
れ、前記燃焼ガス２８を該プラットフォームの前側縁
（５２）から前記後側縁（５４）まで前記下降段（５
６）の上を下流側に通すようにしたことを特徴する請求
項８に記載のタービン。 - 【請求項１０】 前記プラットフォームの第１側縁（４
８）及び第２側縁（５０）と、下降段（５６）とが、直
線状であることを特徴とする請求項９に記載のタービ
ン。 - 【請求項１１】 前記プラットフォームの第１側縁（４
８）及び第２側縁（５０）が、前記前側縁（５２）及び
後側縁（５４）に対して斜めになっており、前記第１側
縁が、前記翼型部の後縁（４２）からよりも大きい量だ
け前記翼型部の前縁（４０）から間隔を置いて配置さ
れ、前記下降段（５６）が、前記前縁と後縁との間で、
隣接するプラットフォームの前記翼型部の負圧側（３
８）に面することを特徴とする請求項１０に記載のター
ビン。 - 【請求項１２】 前記プラットフォームの第１側縁（４
８）を、そこから内側の前記プラットフォーム（３２）
より半径方向に高くし、前記プラットフォームの第２側
縁（５０）を、そこから内側の前記プラットフォームよ
り半径方向に低くして前記下降段（５６）を形成させる
ことを特徴とする請求項１１に記載のタービン。 - 【請求項１３】 前記下降段（５６）が、前記プラット
フォームの前側縁と後側縁の間で高さがほぼ均一である
ことを特徴とする請求項１２に記載のタービン。 - 【請求項１４】 一体の組立体状になった翼型部（３
０）と、プラットフォーム（３２）と、ダブテール部
（３４）とを備え、 前記翼型部は、前縁（４０）と後縁（４２）との間を翼
弦方向に延び、前記プラットフォーム（３２）に隣接す
る根元部（４４）と先端部（４６）との間を半径方向に
延びる、互いに反対側にある圧力側（３６）及び負圧側
（３８）を含み、 前記プラットフォームは、互いに反対側にある第１側縁
（４８）と第２側縁（５０）及び互いに反対側にある前
側縁（５２）と後側縁（５４）からなる周辺内におい
て、前記翼型部の根元部のまわりで半径方向外方に向い
た外面を含み、 前記プラットフォームの第１側縁（４８）が前記翼型部
の圧力側に沿って配置され、前記プラットフォームの第
２の側縁（５０）が前記翼型部の負圧側に沿って配置さ
れ、前記プラットフォームの前側縁と後側縁との間で連
続的に、１つのプラットフォームの前記第１の側縁が前
記第２側縁より半径方向に高くなるようにして、ロータ
ディスク内に取り付けられたとき前記タービンブレード
の隣接するものと共に下降段（５６）を形成する、こと
を特徴とするタービンブレード（２４）。 - 【請求項１５】 前記プラットフォームの第１側縁（４
８）及び第２側縁（５０）が、前記前側縁（５２）及び
後側縁（５４）に対して斜めになっており、前記第１側
縁が、前記翼型部の後縁（４２）からよりも大きい量だ
け前記翼型部の前縁（４０）から間隔を置いて配置され
た、ことを特徴とする請求項１４に記載のブレード。 - 【請求項１６】 前記プラットフォームの第１側縁（４
８）及び第２側縁（５０）が直線状であることを特徴と
する請求項１５に記載のブレード。 - 【請求項１７】 前記翼型部（３０）が、前記プラット
フォーム（３２）上の部分において対角線方向に配置さ
れ、前記燃焼ガス２８を該プラットフォームの前側縁
（５２）から前記後側縁（５４）まで前記プラットフォ
ームの第１側縁（４８）の上を下流側に通すようにした
ことを特徴する請求項１６に記載のブレード。 - 【請求項１８】 前記プラットフォームの第１側縁（４
８）を、そこから内側の前記プラットフォーム（３２）
より半径方向に高くし、前記プラットフォームの第２側
縁（５０）を、そこから内側の前記プラットフォームよ
り半径方向に低くしたことを特徴とする請求項１７に記
載のブレード。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US10/040660 | 2002-01-07 | ||
| US10/040,660 US6672832B2 (en) | 2002-01-07 | 2002-01-07 | Step-down turbine platform |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003227301A true JP2003227301A (ja) | 2003-08-15 |
| JP2003227301A5 JP2003227301A5 (ja) | 2006-02-16 |
| JP4152184B2 JP4152184B2 (ja) | 2008-09-17 |
Family
ID=21912228
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2002380103A Expired - Fee Related JP4152184B2 (ja) | 2002-01-07 | 2002-12-27 | 下降段を有するタービンのプラットフォーム |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6672832B2 (ja) |
| EP (1) | EP1326005B1 (ja) |
| JP (1) | JP4152184B2 (ja) |
| DE (1) | DE60206129T2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006077773A (ja) * | 2004-09-09 | 2006-03-23 | General Electric Co <Ge> | 先端に溝を備えたタービン動翼 |
| JP2011074837A (ja) * | 2009-09-30 | 2011-04-14 | Toshiba Corp | ターボ機械 |
| JPWO2020179383A1 (ja) * | 2019-03-01 | 2021-12-16 | 株式会社パンフォーユー | 冷凍食品包装製品の製造方法、食品包装用フィルムおよび冷凍食品包装製品 |
Families Citing this family (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7238008B2 (en) * | 2004-05-28 | 2007-07-03 | General Electric Company | Turbine blade retainer seal |
| US7195454B2 (en) * | 2004-12-02 | 2007-03-27 | General Electric Company | Bullnose step turbine nozzle |
| US7189056B2 (en) * | 2005-05-31 | 2007-03-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade and disk radial pre-swirlers |
| US7244104B2 (en) * | 2005-05-31 | 2007-07-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deflectors for controlling entry of fluid leakage into the working fluid flowpath of a gas turbine engine |
| US7189055B2 (en) * | 2005-05-31 | 2007-03-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Coverplate deflectors for redirecting a fluid flow |
| US7465152B2 (en) * | 2005-09-16 | 2008-12-16 | General Electric Company | Angel wing seals for turbine blades and methods for selecting stator, rotor and wing seal profiles |
| US7798768B2 (en) * | 2006-10-25 | 2010-09-21 | Siemens Energy, Inc. | Turbine vane ID support |
| JP5283855B2 (ja) * | 2007-03-29 | 2013-09-04 | 株式会社Ｉｈｉ | ターボ機械の壁、及びターボ機械 |
| US8459956B2 (en) * | 2008-12-24 | 2013-06-11 | General Electric Company | Curved platform turbine blade |
| US8439643B2 (en) * | 2009-08-20 | 2013-05-14 | General Electric Company | Biformal platform turbine blade |
| US8312729B2 (en) * | 2009-09-21 | 2012-11-20 | Honeywell International Inc. | Flow discouraging systems and gas turbine engines |
| DE102009060315A1 (de) * | 2009-12-23 | 2011-06-30 | Siemens Aktiengesellschaft, 80333 | Zählender Röntgendetektor |
| US8356975B2 (en) * | 2010-03-23 | 2013-01-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured vane platform |
| US9976433B2 (en) | 2010-04-02 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured rotor blade platform |
| US8961135B2 (en) * | 2011-06-29 | 2015-02-24 | Siemens Energy, Inc. | Mateface gap configuration for gas turbine engine |
| US9267386B2 (en) | 2012-06-29 | 2016-02-23 | United Technologies Corporation | Fairing assembly |
| SG11201407843UA (en) | 2012-08-17 | 2015-03-30 | United Technologies Corp | Contoured flowpath surface |
| US20140154068A1 (en) * | 2012-09-28 | 2014-06-05 | United Technologies Corporation | Endwall Controuring |
| GB201406822D0 (en) * | 2014-04-16 | 2014-05-28 | Rolls Royce Plc | Method of designing guide vane formations |
| US10480333B2 (en) * | 2017-05-30 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Turbine blade including balanced mateface condition |
| US10577955B2 (en) | 2017-06-29 | 2020-03-03 | General Electric Company | Airfoil assembly with a scalloped flow surface |
| US20210079799A1 (en) * | 2019-09-12 | 2021-03-18 | General Electric Company | Nozzle assembly for turbine engine |
| US11415010B1 (en) * | 2021-07-05 | 2022-08-16 | Doosan Enerbility Co., Ltd. | Turbine nozzle and gas turbine including the same |
| US11885498B2 (en) * | 2022-01-31 | 2024-01-30 | General Electric Company | Turbine engine with fuel system including a catalytic reformer |
Family Cites Families (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB868100A (en) * | 1957-09-12 | 1961-05-17 | Bbc Brown Boveri & Cie | Blading for axial flow turbines |
| US3577735A (en) * | 1969-11-05 | 1971-05-04 | Bolkow Ges Mit Beschrankter | Liquid fuel rocket engine construction |
| JPS5267404A (en) * | 1975-12-01 | 1977-06-03 | Hitachi Ltd | Blades structure |
| US4135857A (en) | 1977-06-09 | 1979-01-23 | United Technologies Corporation | Reduced drag airfoil platforms |
| GB2042675A (en) * | 1979-02-15 | 1980-09-24 | Rolls Royce | Secondary Flow Control in Axial Fluid Flow Machine |
| JPS5688901A (en) * | 1979-12-19 | 1981-07-18 | Hitachi Ltd | Staged turbine construction |
| DE3023466C2 (de) * | 1980-06-24 | 1982-11-25 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Einrichtung zur Verminderung von Sekundärströmungsverlusten in einem beschaufelten Strömungskanal |
| JPS58162702A (ja) | 1982-03-23 | 1983-09-27 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 軸流タ−ボ機械 |
| US4583914A (en) * | 1982-06-14 | 1986-04-22 | United Technologies Corp. | Rotor blade for a rotary machine |
| US4741667A (en) * | 1986-05-28 | 1988-05-03 | United Technologies Corporation | Stator vane |
| US5020970A (en) | 1989-07-13 | 1991-06-04 | Dresser-Rand Company | Fluid-handling, bladed rotor |
| EP0902167B1 (de) | 1997-09-15 | 2003-10-29 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Kühlvorrichtung für Gasturbinenkomponenten |
| JPH11193701A (ja) | 1997-10-31 | 1999-07-21 | General Electric Co <Ge> | タービン翼 |
| US5993160A (en) * | 1997-12-11 | 1999-11-30 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Cover plate for gas turbine rotor |
| US6077035A (en) * | 1998-03-27 | 2000-06-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deflector for controlling entry of cooling air leakage into the gaspath of a gas turbine engine |
| US6158961A (en) * | 1998-10-13 | 2000-12-12 | General Electric Compnay | Truncated chamfer turbine blade |
| DE19856199A1 (de) * | 1998-12-05 | 2000-06-08 | Abb Alstom Power Ch Ag | Kühlung in Gasturbinen |
-
2002
- 2002-01-07 US US10/040,660 patent/US6672832B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-12-23 EP EP02258822A patent/EP1326005B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-12-23 DE DE60206129T patent/DE60206129T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-12-27 JP JP2002380103A patent/JP4152184B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006077773A (ja) * | 2004-09-09 | 2006-03-23 | General Electric Co <Ge> | 先端に溝を備えたタービン動翼 |
| JP2011074837A (ja) * | 2009-09-30 | 2011-04-14 | Toshiba Corp | ターボ機械 |
| JPWO2020179383A1 (ja) * | 2019-03-01 | 2021-12-16 | 株式会社パンフォーユー | 冷凍食品包装製品の製造方法、食品包装用フィルムおよび冷凍食品包装製品 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1326005A3 (en) | 2003-12-10 |
| US20030129055A1 (en) | 2003-07-10 |
| US6672832B2 (en) | 2004-01-06 |
| DE60206129D1 (de) | 2005-10-20 |
| JP4152184B2 (ja) | 2008-09-17 |
| DE60206129T2 (de) | 2006-06-22 |
| EP1326005A2 (en) | 2003-07-09 |
| EP1326005B1 (en) | 2005-09-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4152184B2 (ja) | 下降段を有するタービンのプラットフォーム | |
| JP4785507B2 (ja) | ブルノーズ段部付きタービンノズル | |
| US7249933B2 (en) | Funnel fillet turbine stage | |
| USRE39479E1 (en) | Durable turbine nozzle | |
| US8292573B2 (en) | Flange cooled turbine nozzle | |
| US7578653B2 (en) | Ovate band turbine stage | |
| EP1939397B1 (en) | Turbine nozzle with bullnose step-down platform | |
| JP4785511B2 (ja) | タービン段 | |
| EP1231359B1 (en) | Method and apparatus for reducing turbine blade tip region temperatures | |
| CA2645778C (en) | Divergent turbine nozzle | |
| CA2528049C (en) | Airfoil platform impingement cooling | |
| JP5264058B2 (ja) | 固定タービン翼形部 | |
| EP2374997B1 (en) | Component for a gas turbine engine | |
| EP1431513B1 (en) | Gas turbine nozzle and gas turbine engine comprising a gas turbine nozzle | |
| US20040120814A1 (en) | Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles | |
| EP2597260B1 (en) | Bucket assembly for turbine system | |
| US6382908B1 (en) | Nozzle fillet backside cooling | |
| JP2003106101A (ja) | ガスタービンエンジン用のタービン翼形部 | |
| EP3650639A1 (en) | Shield for a turbine engine airfoil | |
| US4433955A (en) | Turbine arrangement | |
| CN110735664A (zh) | 用于具有冷却孔的涡轮发动机的部件 | |
| USRE32238E (en) | Turbine arrangement |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20051221 |
|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20051221 |
|
| 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: 20080603 |
|
| 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: 20080701 |
|
| 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: 20110711 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110711 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120711 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120711 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130711 Year of fee payment: 5 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |