【課題】冷却が著しく改善された、ガスタービンに用いられる翼を提供する。
【解決手段】ガスタービンに用いられる翼１０であって、該翼１０が、翼形部１１を有しており、該翼形部１１の翼壁１８が、内室１７を取り囲んでおり、翼壁１８内に、該翼壁１８を冷却するための冷却装置１９が配置されており、該冷却装置１９が、翼長手方向に延びる１つの半径方向通路２０を有しており、該半径方向通路２０から、横方向で翼壁１８内に延びる複数の冷却通路２１，２２が分岐しており、また、半径方向通路２０から、横方向で外向きに複数のフィルム冷却孔２３が延設されており、半径方向通路２０に沿ったフィルム冷却孔２３の分配が、半径方向通路２０に沿った冷却通路２１，２２の分配に依存せずに選択されている。 （もっと読む）

【課題】高温部材全体の冷却効果を向上する高温部材の冷却構造を提供する。
【解決手段】動翼１のプラットフォーム１２の内部に、冷却空気Ｗを流通させてプラットフォーム１２の冷却を行うプラットフォーム１２の冷却構造であって、プラットフォーム１２の外面に一端部２３が開口するとともに、他端部２４が冷却空気Ｗの供給源に連通する主冷却孔３２と、プラットフォーム１２の外面で主冷却孔３２の開口を閉塞する閉塞部材３５と、主冷却孔３２よりも小径に形成され、主冷却孔３２から分岐する分岐冷却孔３３と、主冷却孔３２の一端部２３に連通し、冷却空気Ｗをプラットフォーム１２の外部に案内する端部淀防止用孔３４とを備える。 （もっと読む）

【課題】ガスタービンプラントの燃料ガス及び冷却空気の温度制御をすること。
【解決手段】圧縮機１から排出され、タービン３側の冷却に用いられる冷却空気と冷却空気よりも低温の第１作動流体とを熱交換し、熱交換後の冷却空気をタービン３に供給する第１熱交換器５と、第１熱交換器５に流入させる第１作動流体の流量を調整する第１流量調整弁４とを備えるガスタービンプラント２０に適用され、タービン３の冷却を制御できるタービン冷却制御装置１００であって、第１流量調整弁４の上流側の第１作動流体の流量に基づいて、第１熱交換器５に流入させる第１作動流体の流量と、第１熱交換器５に流入させずに第１熱交換器５の出力側にバイパスさせる第１バイパス経路１５に流通させる第１作動流体の流量との第１比率を決定し、第１比率に基づいて決定される第１流量調整弁４の第１指令値を出力する調整制御部１０を備える。 （もっと読む）

【課題】フィルム冷却用の冷却空気が隣接する区画へ漏出することを防止する仕切部材のシール性を増し、かつ、３次元設計翼にも適用可能な仕切部材を備えたガスタービン静翼を提供する。
【解決手段】外部に連通するフィルム冷却孔２５を有する中空の翼型部２０と、表面に複数の貫通孔を有し、翼型部２０の空洞部２１に挿入されるインサート２３と、翼型部２０の中空内壁面２１ａ及びインサート２３の外表面によって画定される空間を２以上に仕切る仕切部材３０と、を有するガスタービン静翼であって、仕切部材３０の少なくとも一部が弾性体によって構成されている。 （もっと読む）

【課題】航空機ガスタービンおよび航空機を冷却するシステムを提供する。
【解決手段】航空機複合冷却システム５１は、構成要素１６を冷却する出力熱管理システム１２と、空気サイクルシステム２７、蒸気サイクルシステム２９、ブリード空気５８を冷却し且つ高圧タービンにおけるタービン構成要素を冷却するタービン冷却回路７８を含む。空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０はＦＬＡＤＥダクト３に配置され、バルブ調整装置１２５は空気−空気ＦＬＡＤＥダクト熱交換器４０をタービン冷却回路７８と空気サイクルシステム２７との間で切り換える。蒸気サイクルシステムは空気サイクルシステム２７と蒸気サイクルシステム凝縮器３２を含む。空気サイクルシステム熱交換器３０及び蒸気サイクルシステム凝縮器３２におけるエンジン燃焼燃料−空気熱交換器４９は、蒸気サイクルシステムの冷却ループ８３において作動流体７９を冷却するのに用いる。 （もっと読む）

【課題】タービン翼列の上流側の流路面に対して冷却空気を供給するガスタービンエンジンにおいて、流路面における冷却効率の均一化を図る。
【解決手段】タービン翼が立設される基準面３２に連続すると共に当該タービン翼列の上流側に位置する流路面３１は、タービン軸Ｌ方向から見てタービン翼７ｂの前縁７ｂ１に重なる領域の少なくとも一部であって基準面３２に対して窪む窪み領域３１ａと、タービン軸Ｌ方向から見てタービン翼７ｂの前縁７ｂ１間に位置する領域の少なくとも一部であって基準面３２に対して突出する突出領域３１ｂとを有する。 （もっと読む）

【課題】
翼部の内部に冷却構造を有するガスタービン静翼の翼後縁部に損傷が生じた場合、冷却性能を維持しつつ簡便に補修することを可能とする。
【解決手段】
ガスタービン静翼は、鋳造により一体成型された外周側エンドウォール９、翼部７及び内周側エンドウォール１０と、ピンフィン冷却構造１４が形成された翼後縁部品１５とから構成され、外周側エンドウォール９に、翼後縁部品１５の断面形状に相当する貫通した切欠き部分１１を形成し、外周側エンドウォール９から翼後縁部品１５を差し込んで外周側エンドウォールに固定する。 （もっと読む）

【課題】タービン静翼及びガスタービンにおいて、翼構造部や端壁構造部を均一に冷却することで変形や損傷の発生を抑制可能とする。
【解決手段】中空形状をなす翼本体４４における一端部に外側シュラウド４５を固定し、他端部に内側シュラウド４６を固定し、この翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内側に仕切板５５を固定することで、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６と仕切板５５との間に連続するキャビティ６１を形成し、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６に多数の冷却孔５２を形成すると共に、仕切板５５に多数の貫通孔６５を形成している。 （もっと読む）

【課題】ガスタービンの効率を低下させることなく、ストラットや軸受まわりを冷却すること。
【解決手段】開口部１８から流入した空気を、ストラット１４とストラットカバー１５との間に形成される第１の空間、および前記第１の空間と軸受部１２との間に形成される第２の空間を介して、タービン部４における最終段動翼の下流側において、前記タービン部４とガスパス部７との間に形成された開口部に導き、前記開口部１８から流入した空気により、前記軸受部１２を直接冷却する冷却流路１７が設けられている。 （もっと読む）

【課題】２５，０００ｋＷｅクラス以下の発電領域で従来型の発電システムや、単なる超臨界圧ＣＯ_２ガスタービンサイクルよりもさらに発電効率が高い発電システムを提供し、さらに、それに加えて熱電可変型の発電システムを提供する。
【解決手段】従来型ガスタービン１の排ガスダクト１７内に、排ガスの熱回収を行う煙道ＣＯ_２加熱部２１と蒸気発生器３を配置し、当該煙道ＣＯ_２加熱部２１が、（場合によってはコンバスタ内に設けられた冷却壁管１９と共に、）超臨界圧ＣＯ_２ガスタービンサイクル２のＣＯ_２加熱器として使用され、蒸気発生器３で発生した蒸気が従来型ガスタービン内に注入され、需要に応じ熱供給も行う、超臨界圧ＣＯ_２ガスタービンとガスタービンの複合発電システム。 （もっと読む）