JPS6123362B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はタービン翼に関する。

ガスタービンエンジンにおいては、寿命を長く
すると共に冷却効果を低減させる事なく冷媒流を
減少させる様にして翼冷却を最適化する必要があ
る。しかし、タービン翼は、エンジン作動の各段
階において種々の温度条件に耐えなければならな
い。エンジンの定常運転における翼冷却条件はエ
ンジンの加速時と減速時の場合と非常に相異して
いる。またエンジンの運転状態の変動に伴つて熱
環境が変動するだけでなく、タービン翼の断面プ
ロフイルの各区域の伝熱条件も区域ごとに大巾に
相異する。

そして、このような運転状態の過渡期において
は、従来のタービン翼では、最高温度領域が過熱
状態になつてしまい、それを解消するために極め
て多量の冷却空気を供給しなければならなかつ
た。

本発明の目的は、エンジンの運転中、壁部全体
に実質均一な温度を得る事のできるガスタービン
エンジン用中空タービン翼を提供するにある。

本発明によれば、使用時に断面区域ごとに相異
する熱束に対して露出される翼形断面のタービン
翼において、このタービン翼は中空であつて厚さ
が異なる壁部を有し、この壁部は、エンジン使用
中に低熱束に露出される区域よりも高熱束に露出
される区域において厚く、この壁部はその長手方
に延びる冷却導溝を備え、壁部の少くとも厚い区
域における導溝は壁部の外面から内面に向う方向
に細長く、またこれらの細長い導溝は、タービン
翼の構成素材より伝熱性のライニングを備える様
にしたタービン翼が提供される。所定値以上の熱
束に露出される区域の導溝のみが細長い事が好ま
しい。細長い導溝の一部は、それぞれの導溝の作
動温度で液化する金属（例えばナトリウム）等の
伝熱媒質を含む閉鎖室とする事ができる。

以下、本発明を図面に示す実施例について詳細
に説明する。

付図について説明すれば、ガスタービン航空エ
ンジンの軸流タービン用タービン翼１０が図示さ
れている。このタービン翼１０は、翼形部分１
１、プラツトフオーム部１２、およびこのタービ
ン翼をタービンデイスク１４の外周に固定するた
めの根部１３とを有する。後縁シールプレート１
６中に配置されたフツク部１５は、タービン翼が
デイスク１４のリムの中のタービン翼固定みぞ穴
から脱出する事を防止する。

タービン翼１０は、翼先端において閉じた大き
な中心ボイド１７を有する中空構造である。ター
ビン翼の翼形部分１１の壁部１８は厚さが異なる
部分を有する。この壁部は、使用中にタービン翼
プロフイルの他の部分より高い熱束に露出される
区域において厚い。例えば、翼形プロフイルの前
縁区域１９、および後縁２１の高圧側区域２０、
および高圧側の先端部において厚く形成され、こ
の厚い部分の温度変化率が他の部分より小さくな
るようにしている。

タービン翼の壁部の中に冷却導溝２２が備えら
れている。これらの導溝は、タービン翼の長手方
に延び、根部の底面とタービンデイスクの翼固定
みぞ穴の底面との間に形成されたキヤビテイ２３
から冷却用空気を送入するために備えられてい
る。この冷却用空気はタービン翼の先端から脱出
する。

厚い区域１９と２０における冷却導溝２２は、
全体として壁部の外面から内面に向つて細長い断
面を示す。すなわち、上記冷却導溝２２は、ター
ビン翼外面からほぼ垂直方向に延びている。ま
た、各区域１９と２０における導溝２２は、銅、
アルミニウム等の伝熱性ライニング２４を備えて
いる。これらの細長い導溝は、壁部断面の熱流を
導溝間の狭い流路に限定して、翼外面から内方へ
向つて熱流を積極的に導く作用を有するととも
に、冷却導溝の冷却表面を実質的に増大させ、冷
却導溝内へ熱流を効率良く集中させる作用を有す
る。また伝熱ライニング２４は、タービン翼の外
面と導溝間の狭い流路とからの伝熱効率をタービ
ン翼の素材そのものの伝熱効率よりも改良するに
ある。

タービン翼壁部の各部の熱応答を変化させるた
めにこの翼壁部の厚さが変化されている。すなわ
ち過渡運転条件において、例えばエンジンの加速
時と減速時に、タービン翼壁部の厚い区域は伝熱
減速体として作用し、これらの区域の温度変化率
を翼断面の他の区域の温度変化率と類似の値まで
低下させる。これにより、過渡運転条件において
翼形プロフイル全体で温度が実質的に均一に止
る。翼形プロフイルの任意点における厚さは実験
的計算と展開計算によつて決定され、また最終設
計の厚さは製造容易さと適当に釣合わされる。翼
形断面の後縁区域においては、この翼形によつて
決定される壁厚は有効な伝熱減速を生じるには薄
すぎる。

導溝２２の中の伝熱ライニング２４は、エンジ
ンの定常運転中と過渡運転中に翼形プロフイルの
温度グラジエントが断面のすべての点で低くなる
様な断面伝熱性を保証するものである。これらの
冷却導溝の寸法、数、間隔および形状は、壁部断
面の温度準位とグラジエントを所定の限界内に限
定する様に選定される。

また、冷却用空気流路は、冷却用空気を中心ボ
イド１７から翼壁を通して翼外側面の孔から脱出
させて境膜冷却を成す様に備えられる。これらの
外側面孔は、翼の前縁区域１９または後縁区域に
備える事ができる。

本発明によるタービン翼の他の実施態様におい
て、冷却導溝２２をタービン翼１０の先端におい
て閉鎖し、これらの導溝２２を中心ボイド１７に
接続する流路を備える事ができる。

本発明によるタービン翼の更に他の実施態様に
おいては、第１図と第２図のタービン翼の冷却導
溝の一部を各端において閉鎖する事ができる。例
えば、１つ置きの導溝２２を締切る事ができる。
この場合、例えばタービン翼の使用中に液化する
ナトリウム、その他、タービン翼素材よりも伝熱
性の高い適当な伝熱性流体または充填材を閉鎖さ
れた導溝２２に充填する。

更に他のタービン翼実施態様においては、冷却
導溝２２は、翼の長手方ではなく翼に対して横方
向に延びる事ができる。例えば、冷却導溝２２は
翼の前縁から後縁に向つて延びる事ができる。

本発明は、先端部にシユラウドを備えるにせ
よ、スナツバーを備えるにせよ、あらゆる型のタ
ービン翼に応用可能である。

【図面の簡単な説明】

第１図は第２図の−線に沿つて取られた本
発明によるタービン翼の縦断面図、第２図は第１
図の−線に沿つて取られた第１図のタービン
翼の横断面図、また第３図は第１図のタービン翼
の１つの冷媒導溝の拡大断面図である。 １０……タービン翼、１１……翼形部分、１２
……プラツトフオーム部、１３……翼根部、１７
……ボイド、１８……壁部、１９，２０……厚壁
区域、２２……冷却導溝、２３……キヤビテイ、
２４……ライニング。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 使用時に断面の各区域ごとに相異する熱束に
   対して露出される翼形断面の中空タービン翼にお
   いて、このタービン翼は厚さが異なる壁部を有
   し、この壁部は、使用時に低熱束を受ける区域よ
   りも高い熱束を受ける区域１９，２０において厚
   く、また壁部はその長手方向に延びる冷却導溝２
   ２を備え、壁部の少くとも前記厚い区域１９，２
   ０における導溝２２は熱流伝導路を狭小にするよ
   うに壁部の外面から内面に向う方向に細長く互い
   に密接して形成され、またこれらの細長い導溝
   は、タービン翼の構成素材より伝熱性のライニン
   グ２４を備える事を特徴とする翼形断面の中空タ
   ービン翼。 ２ 所定値以上の熱束を受ける区域１９，２０に
   おける導溝２２のみが細長い事を特徴とする特許
   請求の範囲第１項記載のタービン翼。 ３ 前記の細長い導溝の一部は熱交換媒質を含む
   閉鎖室である事を特徴とする特許請求の範囲第１
   項または第２項記載のタービン翼。 ４ 前記の熱交換媒質はそれぞれの導溝の作動温
   度で液化する金属である事を特徴とする特許請求
   の範囲第３項記載のタービン翼。 ５ 前記金属はナトリウムである事を特徴とする
   特許請求の範囲第４項記載のタービン翼。 ６ 冷媒が流通する導溝２２はタービン翼の根部
   端のキヤビテイ２３から出て、タービン翼先端に
   開く事を特徴とする特許請求の範囲第１項から第
   ５項までのうちいずれか１つに記載のタービン
   翼。 ７ 冷媒が流通する導溝２２はタービン翼の中心
   ボイド１７と連通し、このボイド１７からタービ
   ン翼の外面の孔まで冷媒を誘導する冷媒流路が備
   えられている事を特徴とする特許請求の範囲第１
   項から第５項までのうちいずれか１つに記載のタ
   ービン翼。 ８ 翼形断面の前縁区域に厚壁部区域１９が備え
   られる事を特徴とする特許請求の範囲第１項から
   第７項までのうちいずれか１つに記載のタービン
   翼。 ９ 翼形断面の高圧側の後縁に厚壁部区域２０が
   備えられる事を特徴とする特許請求の範囲第１項
   から第８項までのうちいずれか１つの記載のター
   ビン翼。