JPS5918203A - ガスタ−ビンの翼 - Google Patents
ガスタ−ビンの翼Info
- Publication number
- JPS5918203A JPS5918203A JP12561582A JP12561582A JPS5918203A JP S5918203 A JPS5918203 A JP S5918203A JP 12561582 A JP12561582 A JP 12561582A JP 12561582 A JP12561582 A JP 12561582A JP S5918203 A JPS5918203 A JP S5918203A
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- Japan
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- blade
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- blade main
- gas turbine
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- Pending
Links
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims abstract description 30
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 claims abstract description 12
- 238000013459 approach Methods 0.000 claims description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 16
- 238000005495 investment casting Methods 0.000 abstract description 9
- 239000002184 metal Substances 0.000 abstract description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 abstract description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 12
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 7
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
- B23P15/02—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from one piece
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明は、ガスタービンの翼に係シ、特に、内部に冷却
流体流路を備えた翼の改良に関する。
流体流路を備えた翼の改良に関する。
一般的に、ガスタービシは往復機関に比較して小型軽量
で犬馬力が得られるなどの多くの利点を有している。こ
のようなガスタービンは、通常、１つの軸に圧縮機とノ
９ワータービンとを連結し、圧縮機で圧縮された高圧空
気で燃焼器内の圧力を高め、この状態で燃焼器内に燃料
を噴射して燃焼させ、この燃焼によって生じた高温、高
圧のガスをパワータービンに導いてｊｌ張させることに
よシ回転動力を得るように構成されている。圧縮機は、
通常、案内翼と回転翼とを軸方向に配列した軸流型に構
成され、また、パワータービンも動翼と静翼とを軸方向
に交互に配列して構成されている。
で犬馬力が得られるなどの多くの利点を有している。こ
のようなガスタービンは、通常、１つの軸に圧縮機とノ
９ワータービンとを連結し、圧縮機で圧縮された高圧空
気で燃焼器内の圧力を高め、この状態で燃焼器内に燃料
を噴射して燃焼させ、この燃焼によって生じた高温、高
圧のガスをパワータービンに導いてｊｌ張させることに
よシ回転動力を得るように構成されている。圧縮機は、
通常、案内翼と回転翼とを軸方向に配列した軸流型に構
成され、また、パワータービンも動翼と静翼とを軸方向
に交互に配列して構成されている。
ところで、上記のようなガスタービンにおいＴ１出力効
率を高めるには、パワータービンの広口における燃焼ガ
ス温度を高めることが最も有効であると云われている。
率を高めるには、パワータービンの広口における燃焼ガ
ス温度を高めることが最も有効であると云われている。
しかし、パワータービンの入口ガス温度を高めていくと
、高温の燃焼カスによって翼温度が上昇することになる
。
、高温の燃焼カスによって翼温度が上昇することになる
。
翼を構成する現用の耐熱金属では９００’Ｃを越えると
長時間運転が不能となる。したがって、翼の運転寿命を
長くするには、何らかの手段で翼温度を低下させるよシ
外ない。
長時間運転が不能となる。したがって、翼の運転寿命を
長くするには、何らかの手段で翼温度を低下させるよシ
外ない。
上述した理由から、従来、冷却構造を備えたガスタービ
ンの翼が種々提案されている。第１図および第２図はそ
の代表的な翼の内部構造を示すものである。すなわち、
図中１は、翼本体２と、この翼本体２に一体的に連結さ
れた翼根部３とからなる翼であり、この翼１内に２つの
冷却流体流路１１．１２を設けている。
ンの翼が種々提案されている。第１図および第２図はそ
の代表的な翼の内部構造を示すものである。すなわち、
図中１は、翼本体２と、この翼本体２に一体的に連結さ
れた翼根部３とからなる翼であり、この翼１内に２つの
冷却流体流路１１．１２を設けている。
冷却流体流路１１は、翼１の高さ方向に延びる仕切壁１
３と前縁壁１４との間に冷却流体を図中矢印で示すよう
に導き、その後、上記冷却流体を前縁壁Ｉ４に設けられ
た複数の小孔１５から吹出させることによって前縁部の
冷却に供される。また、冷却流体流路１２は、上記仕切
ｆｌｉ１３と仕切壁１６とによって冷却流体を翼根部３
から翼本体２の先端部近傍まで導いた後、上記仕切壁１
６と仕切壁１７とによって後縁部供回シに１８０度方向
変換させて翼本体２の根元部近傍まで導き、続いて、上
記仕切壁１７と後縁壁１８とによって後縁部何回りに１
８０度方向変換させて翼本体２の先端部側へ導き、その
間に後縁壁１８に設けられた複数の小孔１９から翼外へ
吹出させることによって翼本体２の中間部と後縁部との
冷却に供される。その他にも種々提案されているが、何
れのものも翼内に翼の高さ方向に延びる仕切壁を翼のコ
ード方向へ複数設け、これら仕切壁で冷却流体流路を構
成するようにしている。
３と前縁壁１４との間に冷却流体を図中矢印で示すよう
に導き、その後、上記冷却流体を前縁壁Ｉ４に設けられ
た複数の小孔１５から吹出させることによって前縁部の
冷却に供される。また、冷却流体流路１２は、上記仕切
ｆｌｉ１３と仕切壁１６とによって冷却流体を翼根部３
から翼本体２の先端部近傍まで導いた後、上記仕切壁１
６と仕切壁１７とによって後縁部供回シに１８０度方向
変換させて翼本体２の根元部近傍まで導き、続いて、上
記仕切壁１７と後縁壁１８とによって後縁部何回りに１
８０度方向変換させて翼本体２の先端部側へ導き、その
間に後縁壁１８に設けられた複数の小孔１９から翼外へ
吹出させることによって翼本体２の中間部と後縁部との
冷却に供される。その他にも種々提案されているが、何
れのものも翼内に翼の高さ方向に延びる仕切壁を翼のコ
ード方向へ複数設け、これら仕切壁で冷却流体流路を構
成するようにしている。
しかしながら、上記のように構成された従来の翼にあっ
ては次のような問題があった。すなわち、従来の翼にあ
っては何れのものも冷却性能の設計上の観点から、第２
図に示すように各仕切壁１３，１６．１７の翼１の高さ
方向と直交する断面の厚み方向中心線Ｐ１１Ｐ２＋Ｐ３
をキャンバ線Ｃに対してほぼ直交するように設定してい
る。このため、製作が面倒化するばかりか高価格化する
問題があった。すなわち、この種の翼を製造するときに
は、一般に、先端壁Ｘだけを除いて翼本体２と翼根部３
とを精密鋳造で一体的に製作し、最終的に先端壁Ｘを溶
接等で接合する方法が採られている。精密鋳造で製作す
るときには、各流路に対応する空洞を形成するために中
子を必要とするが、第２図に示すような仕切壁の配置で
あると中子Ｎの製作時に第３図に示すように４つの金型
２１ ｍ 、２１．ｂ。
ては次のような問題があった。すなわち、従来の翼にあ
っては何れのものも冷却性能の設計上の観点から、第２
図に示すように各仕切壁１３，１６．１７の翼１の高さ
方向と直交する断面の厚み方向中心線Ｐ１１Ｐ２＋Ｐ３
をキャンバ線Ｃに対してほぼ直交するように設定してい
る。このため、製作が面倒化するばかりか高価格化する
問題があった。すなわち、この種の翼を製造するときに
は、一般に、先端壁Ｘだけを除いて翼本体２と翼根部３
とを精密鋳造で一体的に製作し、最終的に先端壁Ｘを溶
接等で接合する方法が採られている。精密鋳造で製作す
るときには、各流路に対応する空洞を形成するために中
子を必要とするが、第２図に示すような仕切壁の配置で
あると中子Ｎの製作時に第３図に示すように４つの金型
２１ ｍ 、２１．ｂ。
２１ｅ 、２１ｄを必要とする。そして、金型２１ａ、
２１ｂ 、２１ｅ 、２１ｄを抜き取るときにはそれぞ
れの金型を図中矢印Ａ、Ｂ、Ｃ。
２１ｂ 、２１ｅ 、２１ｄを抜き取るときにはそれぞ
れの金型を図中矢印Ａ、Ｂ、Ｃ。
Ｄで示す方向へ移動させる必要がある。この場合、まず
金型２１ｅ 、２１ｄをＣ，Ｄで示す方向へ抜き、次に
金型２１１，２１ｂをＡ、Ｂで示す方向へ抜き取る手順
が必要となる。
金型２１ｅ 、２１ｄをＣ，Ｄで示す方向へ抜き、次に
金型２１１，２１ｂをＡ、Ｂで示す方向へ抜き取る手順
が必要となる。
このように神子ＮＯ製作に際して高価な金型を多数組合
せて使用する必要があるので、必然的に翼そのものが高
価格化する問題があった。
せて使用する必要があるので、必然的に翼そのものが高
価格化する問題があった。
本発明は、このような事情に鑑みてなされたもので、そ
の目的とするところは、冷却性能を損なわずに、しかも
精密鋳造による製作の容易化を図れるガスタービンの翼
を提供することにある。
の目的とするところは、冷却性能を損なわずに、しかも
精密鋳造による製作の容易化を図れるガスタービンの翼
を提供することにある。
本発明に係るガスタービンの翼は、翼本体内に翼本体の
高さ方向に延びる仕切壁を翼本体のコード方向へ複数設
け、これら仕切壁で冷却流体流路を形成するようＫした
ものにあって、各仕切壁の翼本体の高さ方向と直交する
断面の厚み方向中心線が互いに平行するように各仕切壁
を設けたことを特徴としている。
高さ方向に延びる仕切壁を翼本体のコード方向へ複数設
け、これら仕切壁で冷却流体流路を形成するようＫした
ものにあって、各仕切壁の翼本体の高さ方向と直交する
断面の厚み方向中心線が互いに平行するように各仕切壁
を設けたことを特徴としている。
〔発明の効果〕
上記のような構成であると、各仕切壁の厚み方向中心線
がキャンバ線とは無関係に全て平行しているので、精密
鋳造時に必要な中子を製作するときには、従来のものと
は違って２つの金型だけで製作でき、しかも金型を抜き
取るときには２つの金型を１８０度異なる方向へ移動さ
せるだけでよいことになる。したがって、従来の翼に較
べて製造の容易化を図れ、また、中子および金型の製造
費用の減少によって翼の低価格化を図ることができる。
がキャンバ線とは無関係に全て平行しているので、精密
鋳造時に必要な中子を製作するときには、従来のものと
は違って２つの金型だけで製作でき、しかも金型を抜き
取るときには２つの金型を１８０度異なる方向へ移動さ
せるだけでよいことになる。したがって、従来の翼に較
べて製造の容易化を図れ、また、中子および金型の製造
費用の減少によって翼の低価格化を図ることができる。
また、冷却性能を高めるために冷却流体の流路数を増す
場合であっても２つの金型で中子を製造できるので、流
路数の増加によって製造費が増加するのを抑制すること
もできる。さらに、上記のような構成であると、各仕切
壁の厚みがキャンバ線を中心にして翼本体の背側および
腹側に近づくにしたか９てテーパ状に増加する断面形状
に設定するこ鴫 とによって、中子製作時における金型の抜き取シの容易
化を図れるばかりか、冷却性能の設計が容易な流路断面
形状とすることができる。
場合であっても２つの金型で中子を製造できるので、流
路数の増加によって製造費が増加するのを抑制すること
もできる。さらに、上記のような構成であると、各仕切
壁の厚みがキャンバ線を中心にして翼本体の背側および
腹側に近づくにしたか９てテーパ状に増加する断面形状
に設定するこ鴫 とによって、中子製作時における金型の抜き取シの容易
化を図れるばかりか、冷却性能の設計が容易な流路断面
形状とすることができる。
第４図は本発明の一実施例に係るガスタービンの翼を第
２図に対応させて示す横断面図である。
２図に対応させて示す横断面図である。
この実施例においては、流路１ノおよび１２を形成する
ために翼本体２の高さ方向に延びて設けられる仕切壁１
３ｍ、１６ｍ、１７ａが、翼本体２の高さ方向と直交す
る断面の厚み方向中心線Ｐｌ’ ｖ Ｐ２’ ＊ ｐ、
／を相互に平行させて設けてあり、しかも各仕切壁１３
＊、１６ａ。
ために翼本体２の高さ方向に延びて設けられる仕切壁１
３ｍ、１６ｍ、１７ａが、翼本体２の高さ方向と直交す
る断面の厚み方向中心線Ｐｌ’ ｖ Ｐ２’ ＊ ｐ、
／を相互に平行させて設けてあり、しかも各仕切壁１３
＊、１６ａ。
１７ｍはキャンバ線Ｃを中心にして翼本体２の背側およ
び腹側に近づくにしたがってテーパ状に厚みが増加する
断面形状に形成されている。
び腹側に近づくにしたがってテーパ状に厚みが増加する
断面形状に形成されている。
このような構成であると、この翼を精密鋳造で製造する
ときに必要な中子Ｎａを製作するときには、各仕切壁１
３１Ｌ、１６ｍ、１７＆の中心線Ｐ １’ ＋ Ｐ ｊ
！’ ＊ Ｐ Ｓ’が互いに平行であることからして第
５図に示すように２つの金型３１ｓ。
ときに必要な中子Ｎａを製作するときには、各仕切壁１
３１Ｌ、１６ｍ、１７＆の中心線Ｐ １’ ＋ Ｐ ｊ
！’ ＊ Ｐ Ｓ’が互いに平行であることからして第
５図に示すように２つの金型３１ｓ。
３１ｂだけを用いて製作することができ、また金型３１
ｍ 、３１ｂを抜き取るときには、図中恢印で示すよう
に金型３１１１，３１ｂを相反す・る方向へ移動させれ
ばよいことになる。したがって、中子Ｎａの製作を従来
のものに較べて容易化でき、結局、翼の低価格化を図る
ことができる。また、実施例のように各仕切壁１３ａ。
ｍ 、３１ｂを抜き取るときには、図中恢印で示すよう
に金型３１１１，３１ｂを相反す・る方向へ移動させれ
ばよいことになる。したがって、中子Ｎａの製作を従来
のものに較べて容易化でき、結局、翼の低価格化を図る
ことができる。また、実施例のように各仕切壁１３ａ。
１６ａ 、 １７ ｍの厚みがキャンバ線を中心にして
両側に向うにしたがって増加する断面形状であると、第
５図から明らかなように中子Ｎ、の製作時に金型３１ｍ
、３１ｂの抜き取シを容易化でき、また、流路設計の容
易な流路断面形状とすることができる。
両側に向うにしたがって増加する断面形状であると、第
５図から明らかなように中子Ｎ、の製作時に金型３１ｍ
、３１ｂの抜き取シを容易化でき、また、流路設計の容
易な流路断面形状とすることができる。
第１図は冷却構造を施した従来のガスタービン翼をキャ
ンバ線に沿って切断して示す縦断面図、第２図は同翼を
第１図における２−２線に沿って切断し矢印方向にみた
横断面図、第３図は同翼を精密鋳造で製作するときに必
要な中子の製造方法を説明するだめの図、第４図は本発
明の一実施例に係るガスタービンの翼を第２図に対応さ
せて示す横断面図、第５図は同実施例は係る翼を精密鋳
造によって製作するときに必埴な中子の製造方法を説明
するだめの図である。 １・・・翼、２・・・翼本体、３・・・翼根部、１１゜
２・・・流路、１３ｍ、１６ａ、１７ｍ・・・仕切壁、
・・・キャンバ線。 第１図 第３図 第５図
ンバ線に沿って切断して示す縦断面図、第２図は同翼を
第１図における２−２線に沿って切断し矢印方向にみた
横断面図、第３図は同翼を精密鋳造で製作するときに必
要な中子の製造方法を説明するだめの図、第４図は本発
明の一実施例に係るガスタービンの翼を第２図に対応さ
せて示す横断面図、第５図は同実施例は係る翼を精密鋳
造によって製作するときに必埴な中子の製造方法を説明
するだめの図である。 １・・・翼、２・・・翼本体、３・・・翼根部、１１゜
２・・・流路、１３ｍ、１６ａ、１７ｍ・・・仕切壁、
・・・キャンバ線。 第１図 第３図 第５図
Claims (2)
- （１）翼本体内に上記翼本体の高さ方向に延びる仕切壁
を上記翼本体のコード方向へ複数設け、これら仕切壁で
冷却流体流路を形成してなるガスタービンの翼において
、前記各仕切壁は、前記翼本体の高さ方向と直交する断
面の厚み方向中心線が互いに平行する関係に設けられて
なることを特徴とするガスタービンの翼。 - （２）前記各仕切壁は、前記翼本体の高さ方向と直交す
る断面の肉厚がキャンバ線を中心にして上記翼本体の背
側および腹側に近づくにしたがってテーパ状九増加する
断面形状に形成されてなることを特徴とする特許請求の
範囲第１項記載のガスタービンの翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12561582A JPS5918203A (ja) | 1982-07-21 | 1982-07-21 | ガスタ−ビンの翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12561582A JPS5918203A (ja) | 1982-07-21 | 1982-07-21 | ガスタ−ビンの翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5918203A true JPS5918203A (ja) | 1984-01-30 |
Family
ID=14914462
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12561582A Pending JPS5918203A (ja) | 1982-07-21 | 1982-07-21 | ガスタ−ビンの翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5918203A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2016513203A (ja) * | 2013-02-06 | 2016-05-12 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ | ねじれリブを有するねじれガスタービンエンジンエアフォイルのための鋳造コア |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5399116A (en) * | 1977-02-10 | 1978-08-30 | Westinghouse Electric Corp | Cooling type gas turbine blade |
| JPS5713201A (en) * | 1980-06-30 | 1982-01-23 | Hitachi Ltd | Air cooled gas turbine blade |
-
1982
- 1982-07-21 JP JP12561582A patent/JPS5918203A/ja active Pending
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5399116A (en) * | 1977-02-10 | 1978-08-30 | Westinghouse Electric Corp | Cooling type gas turbine blade |
| JPS5713201A (en) * | 1980-06-30 | 1982-01-23 | Hitachi Ltd | Air cooled gas turbine blade |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2016513203A (ja) * | 2013-02-06 | 2016-05-12 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ | ねじれリブを有するねじれガスタービンエンジンエアフォイルのための鋳造コア |
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