JPS60206903A - タービン動翼 - Google Patents
タービン動翼Info
- Publication number
- JPS60206903A JPS60206903A JP60034268A JP3426885A JPS60206903A JP S60206903 A JPS60206903 A JP S60206903A JP 60034268 A JP60034268 A JP 60034268A JP 3426885 A JP3426885 A JP 3426885A JP S60206903 A JPS60206903 A JP S60206903A
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- Japan
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- wall
- airfoil
- turbine rotor
- rotor blade
- shroud
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Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 11
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 6
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 3
- 230000005465 channeling Effects 0.000 claims description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 13
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 238000005219 brazing Methods 0.000 description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 241001164374 Calyx Species 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
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- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
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
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- 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
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (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】
本発明はタービン機械の動翼特にガスタービンエンジン
に用いるタービン動翼における翼端みぞに関する。
に用いるタービン動翼における翼端みぞに関する。
ガスタービンエンジンのローター各段の効率はローター
段に伝達されるエネルギの量に左右され。
段に伝達されるエネルギの量に左右され。
特にシュラウドなしの動翼においてはローター翼端を超
えて流れる作動流体すなわち空気またはカスの洩れ流に
より制限される。動典々端を超える空気またはガスの洩
れ流を制御することにより各ローター段の効率を増すこ
とが可能である。
えて流れる作動流体すなわち空気またはカスの洩れ流に
より制限される。動典々端を超える空気またはガスの洩
れ流を制御することにより各ローター段の効率を増すこ
とが可能である。
本発明はシュラウドなしの動翼々端を超身る空気または
カスの洩れ流を減するタービン動翼を与えることを目的
とする。
カスの洩れ流を減するタービン動翼を与えることを目的
とする。
本発明は、翼形部分を含むシュラウドなしのタービン動
翼であって、翼形部分の半径方向外方端が周囲壁により
画成されるみぞを有し、該みそを横断し又延在し平均翼
弦線と交差する少なくとも１個の壁が少なくとも２つの
室を形成し、該みそを横断して延在する壁と、該室と、
協働する静止シュラウドとが翼形の半径方向外方端とシ
ュラウドの間の高温ガスの洩れ流を制御するラビリンス
シールな形成しているタービン動翼を提供する。
翼であって、翼形部分の半径方向外方端が周囲壁により
画成されるみぞを有し、該みそを横断し又延在し平均翼
弦線と交差する少なくとも１個の壁が少なくとも２つの
室を形成し、該みそを横断して延在する壁と、該室と、
協働する静止シュラウドとが翼形の半径方向外方端とシ
ュラウドの間の高温ガスの洩れ流を制御するラビリンス
シールな形成しているタービン動翼を提供する。
みそを横断して延在し平均翼弦線と交差する少なくとも
１個の壁は翼形の半径方向外方端とシーラウドの間の高
温ガスの洩れ流の方向に実質的に垂直である。
１個の壁は翼形の半径方向外方端とシーラウドの間の高
温ガスの洩れ流の方向に実質的に垂直である。
韓形はその半径方向外方端にあるみぞを横断して延在す
る２個または３個の壁を有することもできる。
る２個または３個の壁を有することもできる。
萼形は冷却空気流の通路の内部配置を有することもでき
る。
る。
輯形は中空であり、翼形の形状を画成する外壁と中空翼
形ケ内室および外室に分割する内壁とを有し、内壁は外
壁から延びる複数の張出しにより外壁から隔置され、内
壁は内室の中の冷却空気な外室へ流して外壁の内面に衝
突させるための複数の窓を有することもできる。
形ケ内室および外室に分割する内壁とを有し、内壁は外
壁から延びる複数の張出しにより外壁から隔置され、内
壁は内室の中の冷却空気な外室へ流して外壁の内面に衝
突させるための複数の窓を有することもできる。
翼形の外壁は外室の中の冷却空気を外壁の外面上へ流す
ための複数の窓を有する。
ための複数の窓を有する。
代りに翼形は実質的に中実であることもできる。
以下に添付図面を参照しつつ１本発明の詳細な説明する
。
。
第１図に示すガスタービンエンジン１０ ＆’！、流れ
の順にファン１２．圧縮ｅｏ４．燃焼系１６．タービン
部１８およびノズル加を有する。タービン部１８は１１
？のローター２２および静翼２６を有し、各ローター２
２は半径方向に延びる複数のタービン動翼２４を有する
。
の順にファン１２．圧縮ｅｏ４．燃焼系１６．タービン
部１８およびノズル加を有する。タービン部１８は１１
？のローター２２および静翼２６を有し、各ローター２
２は半径方向に延びる複数のタービン動翼２４を有する
。
第２図はローター２２の−っ、それに取付けられたター
ビン動翼２４の一つ、および隣接する静翼２６を示す。
ビン動翼２４の一つ、および隣接する静翼２６を示す。
タービン動翼２４は翼根２８．プラットホーム３０およ
び翼形３２を含み、翼根２８と翼形３２はプラットホー
ム３０の反対側に取付けられる。
び翼形３２を含み、翼根２８と翼形３２はプラットホー
ム３０の反対側に取付けられる。
翼形３２はプラットホーム３０から遠い方の端に翼端３
４を有し、翼端３４はみぞ３６を有する。シュラウド３
８は円周方向に延在し、ローター２２および半径方向に
延在するタービン動翼２４からすき間４０により隔置さ
れる。
４を有し、翼端３４はみぞ３６を有する。シュラウド３
８は円周方向に延在し、ローター２２および半径方向に
延在するタービン動翼２４からすき間４０により隔置さ
れる。
卯、３図および第４図は翼形３２の翼端３４にあるみぞ
３６を示す。翼形３２はそれぞれ前縁４２および後縁４
４を有し翼形の半径方向外方端における周囲壁４６はみ
ぞ３６を画成する。みぞ３６は、みぞ３６を横断して延
在し翼形の平均翼弦線と交差する数個の壁５６．５８．
６０によりそれぞれ数個の室４８、５０．５２．５４に
分割される。
３６を示す。翼形３２はそれぞれ前縁４２および後縁４
４を有し翼形の半径方向外方端における周囲壁４６はみ
ぞ３６を画成する。みぞ３６は、みぞ３６を横断して延
在し翼形の平均翼弦線と交差する数個の壁５６．５８．
６０によりそれぞれ数個の室４８、５０．５２．５４に
分割される。
第５図はタービン動翼２４の翼端３４を横切る洩れ流の
方向を示す。シュラウドなしのタービン動翼を有するタ
ービンにおいて、゛タービンを通して流れる作動流体の
小部分が翼形の凹形正圧面から凸形負圧面へ、翼形先端
と静止シュラウドの間のすき間４０を通っ粗移動しよう
とする。この洩れ流ハ興形の正圧面と負圧面の間に存在
する圧力差のために生じ、この洩れ流はまた翼形の高さ
の大きな部分にわたって乱流を生じ、これがタービンの
効率損失を増加させる。
方向を示す。シュラウドなしのタービン動翼を有するタ
ービンにおいて、゛タービンを通して流れる作動流体の
小部分が翼形の凹形正圧面から凸形負圧面へ、翼形先端
と静止シュラウドの間のすき間４０を通っ粗移動しよう
とする。この洩れ流ハ興形の正圧面と負圧面の間に存在
する圧力差のために生じ、この洩れ流はまた翼形の高さ
の大きな部分にわたって乱流を生じ、これがタービンの
効率損失を増加させる。
第６図、第７図および第８図は翼端３４のみぞ３６を横
切って延びる壁の数が異っている翼端のみそを示し、ま
た輯形３２の内部構造を示す。翼形はそれぞれ前縁６２
および後縁６４を有し、ｇ形の半径方向外方端における
周囲壁６６がみぞ３６を画成する。みぞ３６を横切って
延び翼形の平均翼弦線と交差する数個の壁７４．７６に
よりみぞ３６はそれぞれ数個の室６８．７０．７２に分
割される、翼形の内部構造が示され、この特定実施例は
内壁８２により相互に分離される内室８０および外室７
８ヲ有する。内壁８２は内室８０と外室７８を接続する
数個の窓８４を有し、内室８０内の冷却空気が窓８４を
通って流れて翼形外壁８６の内面に衝突して冷却を助け
るようになっている。、、翼形の外壁にあって外壁の外
面にフィルム冷却を与える窓（８８）の如き他の型式の
冷却も設けられることができろ。
切って延びる壁の数が異っている翼端のみそを示し、ま
た輯形３２の内部構造を示す。翼形はそれぞれ前縁６２
および後縁６４を有し、ｇ形の半径方向外方端における
周囲壁６６がみぞ３６を画成する。みぞ３６を横切って
延び翼形の平均翼弦線と交差する数個の壁７４．７６に
よりみぞ３６はそれぞれ数個の室６８．７０．７２に分
割される、翼形の内部構造が示され、この特定実施例は
内壁８２により相互に分離される内室８０および外室７
８ヲ有する。内壁８２は内室８０と外室７８を接続する
数個の窓８４を有し、内室８０内の冷却空気が窓８４を
通って流れて翼形外壁８６の内面に衝突して冷却を助け
るようになっている。、、翼形の外壁にあって外壁の外
面にフィルム冷却を与える窓（８８）の如き他の型式の
冷却も設けられることができろ。
図示のタービン動翼２４は一般に翼根、プラットホーム
および翼形外壁を鋳造し、外壁８６の内面から延びる数
個の張出しに内壁８２をろう付けして製作される。つぎ
にろう付けまたは他の冶金学的装置または機械的装置に
より翼端３４が翼形の半径方向外方端に取付けられる。
および翼形外壁を鋳造し、外壁８６の内面から延びる数
個の張出しに内壁８２をろう付けして製作される。つぎ
にろう付けまたは他の冶金学的装置または機械的装置に
より翼端３４が翼形の半径方向外方端に取付けられる。
運転中、空気はガスタービンエンジン１０に入り。
ファン１２および圧縮機１４を通つ℃圧縮される。燃焼
系１６の中で燃料が圧縮された空気と共に燃焼され、燃
料と空気の燃焼により生じた高温ガスはタービン部１８
およびノズル加を通つ１太気中へ流れる。
系１６の中で燃料が圧縮された空気と共に燃焼され、燃
料と空気の燃焼により生じた高温ガスはタービン部１８
およびノズル加を通つ１太気中へ流れる。
高温カスはタービンを駆動し、タービンは次に軸を介し
てファン１２および圧縮機１４を駆動する。
てファン１２および圧縮機１４を駆動する。
タービン部１８は交互に配置された静翼２６および動翼
２４を有し、各静翼２６は高温ガスを動翼２４の翼形３
２上に最適角度にて振向ける。各動翼２４はファン１２
および圧縮機１４を駆動するためにタービン部を通過す
る高温ガスから運動エネルギを受取る。
２４を有し、各静翼２６は高温ガスを動翼２４の翼形３
２上に最適角度にて振向ける。各動翼２４はファン１２
および圧縮機１４を駆動するためにタービン部を通過す
る高温ガスから運動エネルギを受取る。
ＮＩＪ’Ｎ２４が高温ガスから運動エネルギを受取る際
の効率はタービンの効率を決定し、これは幾分かｂｔ、
Ｈ形３２の禰端３４と円周方向に延在するシュラウド
３８の間の高温ガスの洩れ流に左右される。
の効率はタービンの効率を決定し、これは幾分かｂｔ、
Ｈ形３２の禰端３４と円周方向に延在するシュラウド
３８の間の高温ガスの洩れ流に左右される。
翼形３２の翼端３４と円周方向に延在するシーラウド３
８の間の洩れ流を制御することによりタービンの効率を
向上させることができる。
８の間の洩れ流を制御することによりタービンの効率を
向上させることができる。
翼端３４を横切る洩れ流は輯端３４にみぞ３６を設ける
ことにより減少させることができ、このみぞ３６はみぞ
３６を横切って延びて翼形の平均翼弦線と交差する数個
の壁５６．’５８．６０を有して第３図および第４図に
示すように数個の室４８．５０．５２゜５４を形成する
。壁５６．５８．６０は洩れ流を最適に減少させるため
に洩れ流の方向にほぼ老ＩＭに配置される。
ことにより減少させることができ、このみぞ３６はみぞ
３６を横切って延びて翼形の平均翼弦線と交差する数個
の壁５６．’５８．６０を有して第３図および第４図に
示すように数個の室４８．５０．５２゜５４を形成する
。壁５６．５８．６０は洩れ流を最適に減少させるため
に洩れ流の方向にほぼ老ＩＭに配置される。
壁５６．５８．６０および周囲壁４６は円周方向に延在
するシュラウド３８と共にラビリンスシールな形成する
。室４８．５０．５２．５４の各々に捕捉された渦流が
生じ、これらの捕捉渦流がタービン＠翼Ｕの翼端３４と
シュラウド３８０間の洩れ流を減すると信ぜられる。
するシュラウド３８と共にラビリンスシールな形成する
。室４８．５０．５２．５４の各々に捕捉された渦流が
生じ、これらの捕捉渦流がタービン＠翼Ｕの翼端３４と
シュラウド３８０間の洩れ流を減すると信ぜられる。
洩れ流は流路な直接に横切って延びる幾つかの壁５６．
５８．６０を超えて流れなければならず、そのためにこ
れらの室４８．５０．５２．５４の各々に捕捉された関
連渦流によっ℃各室の中で洩れ流が減殺される。
５８．６０を超えて流れなければならず、そのためにこ
れらの室４８．５０．５２．５４の各々に捕捉された関
連渦流によっ℃各室の中で洩れ流が減殺される。
同様に第６図および第７図において壁７４．７６および
周囲壁６６は円周方向に延びるシュラウド３８と共にラ
ビリンスシールな形成し、室６８．７０゜７２に生じた
捕捉渦流はタービン動翼２４の翼端３４とシュラウド３
８の間の洩れ流を減する。
周囲壁６６は円周方向に延びるシュラウド３８と共にラ
ビリンスシールな形成し、室６８．７０゜７２に生じた
捕捉渦流はタービン動翼２４の翼端３４とシュラウド３
８の間の洩れ流を減する。
翼端におけろみそに形成された室は各室に１個以上の渦
流を生じろ程充分に大きくなければならない。例えば多
数の室を有するハニカム型式の翼端が用いられる場合に
は、ハニカム材の室の中に渦流が生じないから、翼端と
シュラウドの間の洩れ流の減少は得られない。
流を生じろ程充分に大きくなければならない。例えば多
数の室を有するハニカム型式の翼端が用いられる場合に
は、ハニカム材の室の中に渦流が生じないから、翼端と
シュラウドの間の洩れ流の減少は得られない。
翼端のみそと、みそを横切っ又延びる壁とは中実のター
ビン動翼または内部冷却通路の配置を有するタービン動
翼にも適用されることができる。
ビン動翼または内部冷却通路の配置を有するタービン動
翼にも適用されることができる。
第１図はタービン部を示すために部分的に切断されたガ
スタービンエンジンの略図。 第２図は第１図に示すタービン部の拡大断面図。 第３図は第２図に示すタービン動翼の翼端の一実施例の
拡大図。 第４図は第３図のＡ−Ａ線にそう断面図。 第５図は第２図のタービン動翼の貿端ｆ！ｆ横切る洩れ
流の方向を拡大して示す図。 第６図は第２図のタービン動歓の翼端の代替実施例の拡
大図。 第７図は第６図のＢ−Ｂ線にそう断面図。 第８図は第７図のＣ−Ｃ線にそう断面図。 ３２・・・翼形部分 ３４・・・翼端 ３６・・・みぞ
３８・・・シュラウド ５６．５８．６０・・・壁７４
、７６・・・壁 ７８・自外室 ８０・・・外室８２・
・・内壁 ８４・・・窓 ８６・・・外壁８８・・・窓 特許出願人 ロールス・ロイス・リミテッドｈり・４・ す・８・ 泳 〔 ８２
スタービンエンジンの略図。 第２図は第１図に示すタービン部の拡大断面図。 第３図は第２図に示すタービン動翼の翼端の一実施例の
拡大図。 第４図は第３図のＡ−Ａ線にそう断面図。 第５図は第２図のタービン動翼の貿端ｆ！ｆ横切る洩れ
流の方向を拡大して示す図。 第６図は第２図のタービン動歓の翼端の代替実施例の拡
大図。 第７図は第６図のＢ−Ｂ線にそう断面図。 第８図は第７図のＣ−Ｃ線にそう断面図。 ３２・・・翼形部分 ３４・・・翼端 ３６・・・みぞ
３８・・・シュラウド ５６．５８．６０・・・壁７４
、７６・・・壁 ７８・自外室 ８０・・・外室８２・
・・内壁 ８４・・・窓 ８６・・・外壁８８・・・窓 特許出願人 ロールス・ロイス・リミテッドｈり・４・ す・８・ 泳 〔 ８２
Claims (9)
- （１）翼形部分を含むシュラウドなしのタービン動翼で
あって、該翼形部分の半径方向外方端が周囲壁により画
成されるみぞを有し、少なくとも１個の壁が前記みぞを
超えて延在して少なくとも２つの室を形成し、前記周囲
壁と、前記少なくとも１個の前記みぞを横切つ℃延在す
る壁と、前記少なくとも２つの壁と、協働する静止シュ
ラウド、とが前記翼形部分の半径方向外方端と前記シュ
ラウドの間の高温ガスの洩れ流を制御するために、運転
中ラビリンスシールを形成しており、前記少なくとも１
個の壁（５６，５８，６０）が前記みぞ（３６）を横切
る方向に延在して前記翼形部分の平均翼弦線と交差する
ことを特徴とするシュラウドなしのタービン動翼。 - （２）前記みぞ（３６）を横切る方向に延在して前記翼
形の平均翼弦線と交差する前記少なくとも１個の壁（５
６，５８，６０）が前記翼形部分（３２）の半径方向外
方端（３４）と前記シュラウド（３８）の間の高温ガス
の洩れ流の方向にほぼ垂直であることを特徴とする特許
請求の範囲第（１）項に記載のシーラウドなしのタービ
ン動翼。 - （３）前記翼形部分（３２）がその半径方向外方端（３
４）にあるみぞ（３６）を横切って延在する２個の壁（
７４，７６）を有することを特徴とする特許請求の範囲
第（１１項または第（２）項に記載のシュラウドなしの
タービン動翼。 - （４）前記翼形部分（３２）がその半径方向外方端（３
４）にあるみぞ（３６）を横切って延在する３個の壁（
５６，５８，６０）を有することを特徴とする特許請求
の範囲第（１）項または第（２）項に記載のシーラウド
なしのタービン＠翼。 - （５）前記翼形部分（３２）が冷却空気流のための通路
の内部配置（７８，８０，８４）を有することを特徴と
する特許請求の範囲第（１１項から第（４）項までのい
づれか１項に記載のシュラウドなしのタービン動翼。 - （６）前記翼形部分（３２）が中空であって該翼形部分
の形状を画成する外壁（８６）と該中空翼形部分（３２
）を内室（８０）および外室（７８）に分割する内壁（
８２）とを有し、該内壁（８２）は該外壁（８６）から
延在する複数の張出しにより該外壁（８６）から隔置さ
れ、運転中冷却空気を前記内室（８０）から前記外室（
７８）に流して前記外壁（８６）の内面に衝突させるた
めの複数の窓（８４）を前記内！（８２）が有すること
を特徴とする特許請求の範囲第（５）項に記載のシュラ
ウドなしのタービン動翼。 - （７）前記翼形部分（３２）の前記外壁（８６）が運転
中前記外室（７８）内の冷却空気を前記外壁（８６）の
外面上に流すための複数の窓（８８）を有することケ特
徴とする特許請求の範囲第（６）項に記載のシュラウド
なしのタービン動翼。 - （８）前記翼形部分（３２）が実質的に中実であること
を特徴とする特許請求の範囲第（６）項に記載のシュラ
ウドなしのタービン動翼。 - （９）特許請求の範囲第（１）項から第（８）項までの
いずれか１項に記載の複数のシュラウドなしのタービン
動翼を有するタービンローター。 αＯ％許請求の範囲第（９）項に記載の少なくとも１個
のｏ−ターな有するガスタービンエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB08406324A GB2155558A (en) | 1984-03-10 | 1984-03-10 | Turbomachinery rotor blades |
| GB8406324 | 1984-03-10 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60206903A true JPS60206903A (ja) | 1985-10-18 |
Family
ID=10557888
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60034268A Pending JPS60206903A (ja) | 1984-03-10 | 1985-02-22 | タービン動翼 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS60206903A (ja) |
| DE (1) | DE3507578A1 (ja) |
| FR (1) | FR2560929A1 (ja) |
| GB (1) | GB2155558A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008051096A (ja) * | 2006-08-21 | 2008-03-06 | General Electric Co <Ge> | カスケード先端部バッフルエーロフォイル |
| JP2008051102A (ja) * | 2006-08-21 | 2008-03-06 | General Electric Co <Ge> | 相似形先端部バッフルエーロフォイル |
| JP2008051098A (ja) * | 2006-08-21 | 2008-03-06 | General Electric Co <Ge> | 逆先端バッフル式翼形部 |
| JP2008128247A (ja) * | 2006-11-20 | 2008-06-05 | General Electric Co <Ge> | トリフォリアル先端空洞翼形部 |
| US10107108B2 (en) | 2015-04-29 | 2018-10-23 | General Electric Company | Rotor blade having a flared tip |
Families Citing this family (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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