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1. WO2020246413 - タービン翼およびタービン翼の製造方法並びにガスタービン

公開番号 WO/2020/246413
公開日 10.12.2020
国際出願番号 PCT/JP2020/021536
国際出願日 01.06.2020
IPC
F01D 5/18 2006.1
F機械工学;照明;加熱;武器;爆破
01機械または機関一般;機関設備一般;蒸気機関
D非容積形機械または機関,例.蒸気タービン
5ブレード;ブレード支持部材;ブレード等に装着した加熱,断熱,冷却または振動防止手段
12ブレード
14形状または構造
18中空ブレード;ブレードの加熱,断熱または冷却手段
B23H 9/10 2006.1
B処理操作;運輸
23工作機械;他に分類されない金属加工
H工具としての電極を使用し,工作物に高密度の電流を作用させることにより行う金属加工;このような加工と他の形式の金属加工とを複合させたもの
9特定の金属対象物を取扱うかまたは金属対象物に特別の効果または結果を達成するために特に適用される加工
10タービンブレードまたはノズルの加工
B23H 9/14 2006.1
B処理操作;運輸
23工作機械;他に分類されない金属加工
H工具としての電極を使用し,工作物に高密度の電流を作用させることにより行う金属加工;このような加工と他の形式の金属加工とを複合させたもの
9特定の金属対象物を取扱うかまたは金属対象物に特別の効果または結果を達成するために特に適用される加工
14孔あけ
F01D 9/02 2006.1
F機械工学;照明;加熱;武器;爆破
01機械または機関一般;機関設備一般;蒸気機関
D非容積形機械または機関,例.蒸気タービン
9固定子(ケーシングの面に流通案内のないもの,調速,制御,安全装置は関連するグループを参照)
02ノズル;ノズル箱;静止羽根;案内管
F01D 25/00 2006.1
F機械工学;照明;加熱;武器;爆破
01機械または機関一般;機関設備一般;蒸気機関
D非容積形機械または機関,例.蒸気タービン
25他のグループに分類されない構成部品,細部または付属品
F02C 7/00 2006.1
F機械工学;照明;加熱;武器;爆破
02燃焼機関;熱ガスまたは燃焼生成物を利用する機関設備
Cガスタービン設備;ジェット推進設備のための空気の取り入れ;空気吸込ジェット推進設備における燃料供給制御
7グループF02C1/00~F02C6/00に分類されない,またはそれにはない注目すべき特微,構成部品,細部または付属品;ジェット推進設備のための空気の取り入れ
CPC
B23H 9/10
BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
23MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
HWORKING OF METAL BY THE ACTION OF A HIGH CONCENTRATION OF ELECTRIC CURRENT ON A WORKPIECE USING AN ELECTRODE WHICH TAKES THE PLACE OF A TOOL; SUCH WORKING COMBINED WITH OTHER FORMS OF WORKING OF METAL
9Machining specially adapted for treating particular metal objects or for obtaining special effects or results on metal objects
10Working turbine blades or nozzles
B23H 9/14
BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
23MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
HWORKING OF METAL BY THE ACTION OF A HIGH CONCENTRATION OF ELECTRIC CURRENT ON A WORKPIECE USING AN ELECTRODE WHICH TAKES THE PLACE OF A TOOL; SUCH WORKING COMBINED WITH OTHER FORMS OF WORKING OF METAL
9Machining specially adapted for treating particular metal objects or for obtaining special effects or results on metal objects
14Making holes
F01D 25/00
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
25Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
F01D 5/18
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
5Blades; Blade-carrying members
12Blades
14Form or construction
18Hollow blades, ; i.e. blades with cooling or heating channels or cavities
F01D 9/02
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
9Stators
02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits ; , e.g. individual nozzles
F02C 7/00
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
7Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
出願人
  • 三菱パワー株式会社 MITSUBISHI POWER, LTD. [JP]/[JP]
発明者
  • 八田 将佳 HATTA, Masayoshi
  • ▲高▼村 啓太 TAKAMURA, Keita
  • 若園 進 WAKAZONO, Susumu
  • 藤井 崇 FUJII, Takashi
  • 大友 宏之 OTOMO, Hiroyuki
  • 向井 洋介 MUKAI, Yosuke
  • 田村 和久 TAMURA, Kazuhisa
  • 小田 貴章 ODA, Takaaki
  • 川▲崎▼ 洋 KAWASAKI, Hiroshi
  • 岸原 宏幸 KISHIHARA, Hiroyuki
代理人
  • 特許業務法人酒井国際特許事務所 SAKAI INTERNATIONAL PATENT OFFICE
優先権情報
2019-10544005.06.2019JP
2019-23358124.12.2019JP
公開言語 (言語コード) 日本語 (ja)
出願言語 (言語コード) 日本語 (JA)
指定国 (国コード)
発明の名称
(EN) TURBINE BLADE, TURBINE BLADE PRODUCTION METHOD AND GAS TURBINE
(FR) AUBE DE TURBINE, PROCÉDÉ DE PRODUCTION D'AUBE DE TURBINE ET TURBINE À GAZ ASSOCIÉE
(JA) タービン翼およびタービン翼の製造方法並びにガスタービン
要約
(EN) The present invention provides a turbine blade, a turbine blade production method, and a gas turbine. The turbine blade has a cooling passageway provided along the blade height direction. The cooling passageway has: a first cooling hole having one end opening to the tip side and having the same inner diameter along the blade height direction; and a second cooling hole having one end connected to the other end of the first cooling hole, without any step therebetween, and having an inner diameter that increases towards the base end side thereof. The length from one end of the first cooling hole to the connection position between the first cooling hole and the second cooling hole is 40%–60% of the length from the one end of the first cooling hole to a gas path surface on the base end side.
(FR) La présente invention concerne une aube de turbine, un procédé de production de l'aube de turbine et une turbine à gaz associée. L'aube de turbine comporte un passage de refroidissement agencé le long de la direction de la hauteur de l'aube. Le passage de refroidissement comprend : un premier trou de refroidissement comportant une extrémité ouverte vers le côté pointe et présentant le même diamètre interne le long de la direction de la hauteur de l'aube ; et un second trou de refroidissement comportant une extrémité reliée à l'autre extrémité du premier trou de refroidissement, sans pas entre les deux, et présentant un diamètre interne qui augmente vers son côté d'extrémité de base. La longueur à partir d'une extrémité du premier trou de refroidissement, jusqu'à la position de liaison entre le premier trou de refroidissement et le second trou de refroidissement, est égale à 40 % à 60 % de la longueur à partir d'une extrémité du premier trou de refroidissement jusqu'à une surface d'un circuit de gaz sur le côté d'extrémité de base.
(JA) タービン翼およびタービン翼の製造方法並びにガスタービンにおいて、翼高さ方向に沿って冷却通路が設けられるタービン翼において、冷却通路は、一端が先端側に開口して翼高さ方向に沿って内径が同じである第1冷却孔と、一端が第1冷却孔の他端に段差なく連通して基端側に向けて内径が大きくなる第2冷却孔と、を有し、第1冷却孔の一端から第1冷却孔と第2冷却孔との連通位置までの長さは、第1冷却孔の一端から基端側におけるガスパス面までの長さの40%~60%である。
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