JPH112101A - ガスタービン冷却動翼 - Google Patents

ガスタービン冷却動翼

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JPH112101A JP9155123A JP15512397A JPH112101A JP H112101 A JPH112101 A JP H112101A JP 9155123 A JP9155123 A JP 9155123A JP 15512397 A JP15512397 A JP 15512397A JP H112101 A JPH112101 A JP H112101A
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 ガスタービン冷却動翼に関し、翼基部におけ
る熱応力を低減し、クラック発生を防ぐ。 【解決手段】 動翼１はプラットフォーム２に固定され
ており、翼内部には冷却空気通路３が設けられ、サーペ
ンタイン流路を形成し、冷却空気により冷却される。動
翼１の基部形状は楕円の曲面１１と直線部１２とから形
成され、直線部１２は熱応力が大きいハブ部に設けられ
る。従来の１１，１２の形状は楕円フィレットＲで形成
されていたが直線部１２を設けることにより円弧状の分
だけ翼断面積が増加し、その分熱容量が従来より大きく
なり、熱応力による温度差も小さくなるので従来より熱
応力を低減できる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン冷却動
翼に関し、翼基部とプラットフォーム間の熱応力を低減
するような翼形状としたものである。
【０００２】
【従来の技術】図５は従来のガスタービン冷却動翼の斜
視図である。図において、１は動翼、２はそのプラット
フォーム、３は動翼内部に設けられた冷却空気通路であ
り、図示していない翼根部より冷却空気を導き、前縁部
の内側より翼内部に供給し、冷却空気通路３は前縁から
後縁に順次上下に連通させてサーペンタイン流路を形成
し、冷却空気通路３を通った空気は後縁側の穴より吹き
出すように構成されている。４は動翼の曲面、５は後述
する翼基部のフィレット楕円Ｒである。
【０００３】図６は図５におけるＢ部詳細であり、動翼
１の基部の翼形状を示している。動翼１の基部は楕円６
に接する曲面であり、翼上部の曲面形状に連続するよう
にフィレット楕円Ｒ５を形成している。この楕円形状は
動翼の基部全周に形成されており、高温燃焼ガスにより
発生する熱応力を低減するような形状にしている。
【０００４】この翼基部とプラットフォーム２との間に
は特に大きな熱応力が発生するが、この理由は、ガスタ
ービン停止時には動翼１はプラットフォーム２と比べて
熱容量が小さく、起動時には動翼１はプラットフォーム
２より短時間で温度上昇し、又、逆に短時間で温度降下
するため大きな温度差が生じ、この温度差により熱応力
が発生する。そのためにこの翼基部はフィレット楕円Ｒ
の曲面として熱応力を低減させる形状としている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】前述のように、従来の
ガスタービンの動翼においては、翼基部とプラットフォ
ームとの間の翼面形状はフィレット楕円Ｒの曲面となっ
ており、この間に発生する大きな熱応力を低減するよう
にしている。しかし、近年、ガスタービンの効率を高め
るために高温の燃焼ガスを用いるようになってきてお
り、この構造のみでは熱応力の低減には不充分となって
きており、大きな熱応力の発生する翼基部にクラックが
発生する頻度が増加している。そのため更に、熱応力を
低減するような構造が望まれていた。
【０００６】そこで、本発明は、動翼の基部とプラット
フォーム間のフィレット楕円Ｒの形状を１部変更し、従
来よりも更に熱応力を低減できる翼形状を有するガスタ
ービン冷却動翼を提供することを基本的な課題としてな
されたものである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は前述の課題を解
決するために次の（１）乃至（３）の手段を提供する。
【０００８】（１）ロータ周囲に配設されたプラットフ
ォームに取付けられ、同取付部の基部周囲の翼が楕円形
状の翼面を有し、同楕円形状翼面に続いて所定の曲面で
先端まで伸びると共に、内部に冷却空気流路を有するガ
スタービン冷却動翼において、前記楕円形状翼面に続く
前記曲面に代えて所定の長さだけ直線部の翼面を形成し
たことを特徴とするガスタービン冷却動翼。
【０００９】（２）上記（１）の発明において、前記プ
ラットフォーム内部に前記動翼の冷却空気流路と連通す
る冷却空気穴を設けたことを特徴とするガスタービン冷
却動翼。
【００１０】（３）上記（１）又は（２）の発明におい
て、前記動翼の翼面及び前記プラットフォーム表面には
耐熱材料をコーティングしたことを特徴とするガスター
ビン冷却動翼。
【００１１】本発明の（１）においては、動翼のプラッ
トフォームへの取付部の基部周囲は楕円曲線に接する曲
面を有しており、この曲面に続いて直線部を有する翼面
が形成される。従って、従来曲面であった翼面が直線部
になると、従来円弧状となっている部分が直線となり、
翼断面がその分外側に広がることになり、この直線部を
有する翼の断面積は従来のものより大きくなり、従って
その熱容量も従来のものよりも大きくなる。そのため翼
の熱容量が大きくなった分だけプラットフォームとの温
度差も小さくなり、熱応力も従来より小さくすることが
でき、又翼断面積も大きくなるので応力値も低下し、ク
ラックの発生する頻度も少くすることができる。なお、
上記の直線部の長さは、特に熱応力が大きくなるハブ部
を含むように設けると効果的となる。
【００１２】本発明の（２）においては、上記（１）の
発明の動翼を用いたプラットフォーム内に冷却空気穴を
通し、動翼の冷却空気の１部を冷却空気通路から導き、
プラットフォームを冷却した後、プラットフォーム端部
より燃焼ガス通路に放出するようにする。従って、上記
（１）の発明に加えて更にプラットフォームも冷却され
るので冷却効果が増し、クラックの発生を防止すること
ができる。
【００１３】本発明の（３）においては、上記（１）又
は（２）の発明において、動翼とプラットフォームの表
面が耐熱材料、例えばセラミックス等のコーティングを
施すので高温燃焼ガスからの熱の影響から保護され、そ
の熱応力を小さくするようにし、上記（１），（２）の
発明による効果がより一層高まるものである。
【００１４】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基いて具体的に説明する。図１は本発明の実施
の第１形態に係るガスタービン冷却動翼の斜視図、図２
はそのＡ部詳細で翼基部の形状を示している。
【００１５】図１において、１は動翼で、２はそのプラ
ットフォーム、３は翼内部の冷却空気通路であり、サー
ペンタイン冷却路を形成している。４は翼の曲面であ
り、その表面及びプラットフォーム２にはセラミックス
等の耐熱材料を用いてＴＢＣ（Thermal Barrier Coatin
g ）施行がなされている。１１は翼基部の楕円曲面、１
２は直線部である。
【００１６】図２は翼基部の形状を示しており、プラッ
トフォーム２に接する部分は楕円６に接する楕円曲面１
１であり、１２はその楕円曲面１１から連続する直線部
となっている。この部分は従来は曲線であったが本発明
では直線部１２としており、直線部１２は、特に熱応力
が大きくなる翼基部のハブ部の範囲に設けるようにす
る。
【００１７】図３は本発明の実施の第１形態における冷
却翼の翼基部形状を示し、プラットフォーム２に固定さ
れる動翼１の基部は楕円曲面１１とし、その曲面に続い
て上部のハブ部を直線部１２としている。従って、点線
で示す従来の翼面１２’とはδだけ寸法差が生じる。本
実施の形態のような直線部１２を設ける形状にすると、
翼の断面積がδ分だけ大きくなり、その分動翼１の熱容
量が大きくなり、その差に応じて熱による温度差も小さ
くすることができ、又断面積が拡大した分、熱応力を従
来より低減することができるものである。
【００１８】図４は本発明の実施の第２形態のガスター
ビン冷却動翼の斜視図である。図において実施の第１形
態と異る部分は、プラットフォーム２の両側に冷却空気
穴２１，２２を設け、動翼１の前縁側の冷却空気通路３
から冷却空気の１部を抽出して取入れ、プラットフォー
ム２側端部内に流し、後縁側へ放出し、プラットフォー
ム２を冷却するようにしたものである。それ以外の構造
は実施の第１形態と同じである。このようにプラットフ
ォーム２も冷却することにより、動翼１のハブ部に設け
た直線部１２の形状による効果と相伴ってより一層熱応
力の低減がなされ、クラックの発生が防止される。
【００１９】以上説明の実施の第１，第２形態によれ
ば、動翼１のハブ部に直線部１２を設ける形状とし、あ
るいは、この形状の動翼１を有したプラットフォーム２
に冷却空気穴２１，２２を併設することにより、高温ガ
スによる翼基部に発生する熱応力を低減することがで
き、クラックの発生を回避できるものである。又、ハブ
部に直線部を設けたり、プラットフォーム２に冷却空気
穴２１，２２を設けると共に、ＴＢＣを施すことを組み
合わせて高温燃焼ガスからの熱の影響から保護するの
で、熱応力の低減が一層高まるものである。
【００２０】
【発明の効果】本発明の（１）は、ロータ周囲に配設さ
れたプラットフォームに取付けられ、同取付部の基部周
囲の翼が楕円形状の翼面を有し、同楕円形状翼面に続い
て所定の曲面で先端まで伸びると共に、内部に冷却空気
流路を有するガスタービン冷却動翼において、前記楕円
形状翼面に続く前記曲面に代えて所定の長さだけ直線部
の翼面を形成したことを特徴としており、又（２）の発
明では上記（１）の発明において、前記プラットフォー
ム内部に前記動翼の冷却空気流路と連通する冷却空気穴
を設けたことを特徴とし、更に（３）の発明では、上記
（１）又は（２）において、前記動翼の翼面及び前記プ
ラットフォーム表面には耐熱材料をコーティングしたこ
とを特徴としている。
【００２１】上記のような構成により、動翼のプラット
フォーム取付基部に発生する熱応力を従来よりも低減す
ることができ、クラックの発生する頻度を小さくするこ
とができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の第１形態に係るガスタービン冷
却動翼の斜視図である。
【図２】図１におけるＡ部詳細で、翼基部の形状を示
す。
【図３】本発明の実施の第１形態に係るガスタービン冷
却動翼の形状を示す図である。
【図４】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン冷
却動翼の斜視図である。
【図５】従来のガスタービン冷却動翼の斜視図である。
【図６】図５におけるＢ部詳細で、翼基部の形状を示
す。
【符号の説明】
１ 動翼 ２ プラットフォーム ３ 冷却空気通路 ６ 楕円 １１ 楕円曲面 １２ 直線部 ２１，２２ 冷却空気穴
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 橋本 幸弘 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者 末永 潔 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内

Claims (3)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ロータ周囲に配設されたプラットフォー
    ムに取付けられ、同取付部の基部周囲の翼が楕円形状の
    翼面を有し、同楕円形状翼面に続いて所定の曲面で先端
    まで伸びると共に、内部に冷却空気流路を有するガスタ
    ービン冷却動翼において、前記楕円形状翼面に続く前記
    曲面に代えて所定の長さだけ直線部の翼面を形成したこ
    とを特徴とするガスタービン冷却動翼。
  2. 【請求項２】 前記プラットフォーム内部に前記動翼の
    冷却空気流路と連通する冷却空気穴を設けたことを特徴
    とする請求項１記載のガスタービン冷却動翼。
  3. 【請求項３】 前記動翼の翼面及び前記プラットフォー
    ム表面には耐熱材料をコーティングしたことを特徴とす
    る請求項１又は２記載のガスタービン冷却動翼。
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