WO1998059157A1 - Tip shroud for cooled blade of gas turbine - Google Patents

Tip shroud for cooled blade of gas turbine Download PDF

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Hiroki Fukuno
Yasuoki Tomita
Eisaku Ito
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Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine cooling blade tip shroud, and more particularly to cooling a chip shroud of a lighter moving blade after a gas turbine, not only from the inside but also from the outside.
  • the temperature and output of gas turbines have been increasing, and the moving blades have also tended to become longer.
  • the length of the rear-stage moving blades has become remarkably large, for example, 50 to 60 cm.
  • Class wings have appeared.
  • the weight of the rotor blade itself increases and the vibration also increases, so that the stress generated by the centrifugal force during rotation becomes much larger than before. Therefore, in such a moving blade, the thickness of the blade cross section is made as thin as possible to reduce the weight, and the width of the blade is tapered toward the tip of the blade so as to be reduced.
  • FIG. 6 shows a conventional example of a moving blade associated with such a high temperature.
  • A is a longitudinal sectional view
  • (b) is a DD sectional view thereof.
  • 50 is a rotor blade
  • 51 is a blade root
  • 53 is a hub.
  • Numeral 54 denotes a hub portion, which forms a cavity 55 up to 25% of the wing length.
  • Reference numeral 56 denotes a number of pin fins projecting into the interior or connected to both walls
  • reference numeral 57 denotes a rib for supporting the core.
  • Numeral 58 denotes a multihole through which cooling air flows, and is arranged in a large number as shown in (b) from 25% of the blade length, and is drilled up to the blade tip 59.
  • 60 is a tip shroud at the tip.
  • FIG. 7A and 7B show the tip shroud, wherein FIG. 7A is a view as seen from the arrow E--E in FIG. 6, and FIG. 7B is a view as seen from the arrow FF in FIG.
  • 61 is a number of air passages provided along the inner surface of the chip shroud 60, and 62 is an opening thereof.
  • the cooling air flowing from the blade root 51 enters the cavity 55 and becomes turbulent by the pin fins 56.
  • Fig. 8 is an improvement of the rotor blade 50 shown in Figs. 6 and 7 above, improving the workability by eliminating multi-hole drilling and improving the cooling efficiency by improving the hollow ratio.
  • An example of a moving blade is a moving blade according to the prior art for which a patent application has been filed by the present applicant.
  • 40 is a rotor blade
  • 41 is a blade root
  • 42 is a hub.
  • the inside of the rotor blade 40 is a cavity, and a large number of core support ribs 43 are provided in the blade length direction to support the cavity inside.
  • there are multi-tiered slopes 44 around the inner wall of the cavity.
  • FIG. 9 is a cross-sectional view taken along line GG of FIG.
  • Reference numeral 45 denotes an opening provided around the tip shroud 46 at the tip, and serves as an outlet for cooling air. 46 is the tip shroud at the tip.
  • the cooling air 30 flows into the rotor blade 40 from the lower part of the blade root 41 and flows toward the tip in the internal cavity.
  • the cooling effect is increased, heat is taken inside the rotor blade 40, and flows out into the combustion gas passage from the opening 45 at the tip shroud 46.
  • the chip shroud 46 is the same as that shown in FIG.
  • FIG. 10 is a longitudinal sectional view of the rotor blade
  • FIG. 11 is a sectional view taken along line HH of FIG.
  • 30 is a rotor blade
  • 31 is a blade root
  • 32 is a hub
  • the inside of the rotor blade 30 is also a cavity
  • the internal cavity is supported by core support ribs 33. I have.
  • the cooling air 30 flows from the lower portion of the blade root portion 31 to the rotor blade.
  • the chip shroud 36 has the same structure as that of FIG.
  • the thinner and lighter blades installed downstream of the conventional gas turbine have pin fins in the cavity at a height of 25% from the blade root, and multi-holes from 25% to the tip shroud. Cooling air supplied from the root of the blade, cools the inside of the blade and flows to the tip, cools the inner surface of the tip shroud at the tip, and flows out to the combustion gas passage through openings provided on the front and rear side surfaces. .
  • the chip shroud is cooled, but the high stress part of the chip shroud (the X and Y parts shown in Fig. 7 (a)) is sufficiently cooled. Although this is not the case, this area is where cooling is particularly needed. However, these parts cannot be air vented to avoid stress concentration. For this reason, cooling air cannot be cooled by flowing cooling air directly, which is a cooling bottleneck. Disclosure of the invention
  • the present invention provides a thin-walled and light-weight blade for a rotor blade at the subsequent stage of a gas turbine.
  • the first task of the shroud is to improve the cooling effect of the chip shroud by improving the opening of the cooling air flowing out from both sides of the chip shroud.
  • the present invention provides a tip shroud of a thinner and lighter moving blade at a later stage of a gas turbine, wherein a cooling air hole is provided in a portion to be a high stress portion, in particular, to allow cooling air to flow and to cool efficiently.
  • the second issue is to provide a chip shroud.
  • a gas turbine cooling blade capable of flowing the cooling air over the entire surface of the chip shroud over a wide area and, at the same time, allowing the cooling air to flow particularly in a high-stress area to efficiently cool the chip shroud comprehensively and efficiently.
  • the present invention provides the following means (1) to (3) to solve the first to third problems.
  • a gas nozzle which is attached to the tip of a moving blade, has a plurality of cooling air holes on both side surfaces, receives cooling air flowing from the blade root to the tip inside the moving blade, and flows out from the cooling air hole.
  • a gas turbine cooling blade tip shroud characterized in that the cooling air hole is a long hole along the surface of the chip shroud.
  • a gas turbine attached to a tip of a moving blade having a plurality of cooling air holes on both side surfaces, receiving cooling air flowing from a blade root portion to a tip portion inside the moving blade, and flowing out from the cooling air hole
  • a cooling air hole communicating with the inside of the rotor blade is provided on an upper surface of the chip shroud, and the cooling air hole on the upper surface is provided on a high pressure side of the combustion gas passage.
  • the cooling air holes on both side surfaces of the chip shroud have a long hole shape, and the flow passage area is larger than that of a conventional circular hole. Since more cooling air can be flowed over a wide area, the cooling effect of the tip shroud increases.
  • the cooling air flows along the upper surface of the shroud from the high pressure side to the low pressure side due to the pressure difference, and in the course of this flow, the above-mentioned curved high-stress portion becomes the cooling air. Since it is cooled by touch, it can be cooled without providing a hole in the high stress part.
  • the cooling air holes on both sides of the shroud are formed in a long hole shape, and the cooling air holes are also provided on the high pressure side on the upper surface of the chip shroud. Having both functions, the entire surface of the tip shroud can be effectively cooled.
  • FIG. 1 is a plan view of a gas turbine cooling blade tip shadow according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a view taken in the direction of arrows AA in FIG.
  • FIG. 3 is a view taken in the direction of arrows BB in FIG.
  • FIG. 4 is a view illustrating the operation of the gas shroud tip blade according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a view taken in the direction of arrows CC in FIG.
  • Fig. 6 shows an example of a conventional gas turbine blade provided with pin fins and multi-holes
  • (a) is a longitudinal sectional view
  • (b) is a DD sectional view thereof.
  • Fig. 7 shows the tip shroud of the gas jet bin rotor blade shown in Fig. 6,
  • (a) is a view from arrow E-E in Fig. 6,
  • (b) is a view from arrow F-F in (a).
  • FIG. 8 is a longitudinal sectional view of a moving blade provided with a tilted one-view blade in a gas turbine moving blade according to the prior art of the present invention.
  • FIG. 9 is a sectional view taken along line GG in FIG.
  • FIG. 10 is a longitudinal sectional view of a moving blade provided with pin fins in a gas turbine moving blade according to the prior art of the present invention.
  • FIG. 11 is a sectional view taken along line HH of FIG. BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
  • FIG. 1 is a plan view of a gas turbine cooling blade tip shroud according to an embodiment of the present invention
  • FIG. 2 is a view along arrow AA
  • FIG. 3 is a view along arrow BB.
  • 10 is a rotor blade
  • 11 is a tip shroud at its tip
  • 12 is an upper fin.
  • 13, 14, 15, 16 are cooling air holes opened on both side surfaces of the tip shroud 11, and have a shape of an elongated hole or an ellipse as described later.
  • a passage having the same width as the cooling air holes 13 to 16 is formed as in FIG. 7 (a).
  • Reference numeral 20 denotes a cooling air hole, which is provided on the upper surface of the moving blade 10 on the high pressure side (upstream side) of the combustion gas flow direction R with respect to the fin 12 of the tip shroud 11. 0 Allows cooling air to flow out from inside
  • FIG. 2 is a view taken in the direction of arrows AA in FIG. 1 and shows the arrangement of the upstream cooling air holes 13 to 16 in the combustion gas flow direction R.
  • the cooling air holes 13 to 16 are elongated holes, and the cooling air flow is wider than the conventional circular holes, and the surface of the chip shroud 11 is wider. To increase the cooling effect.
  • the cooling air holes 13 to 16 are shown as an example of a long hole shape, they may have an oval shape.
  • FIG. 3 is a view taken in the direction of arrows B--B in FIG.
  • the downstream cooling air holes 13 to 16 are shown, and their arrangement is the same as in FIG. In this way, the cooling air 30 flowing from the rotor blades 10 toward the tip flows out to both ends of the chip shroud 11 and, furthermore, because the width of the flow path is wide, the surface of the chip shroud 11 is effectively cooled. be able to.
  • the cooling blade tip shroud according to the present embodiment described above includes the conventional pin fin 56 shown in FIG. 6 and the rotor blade 50 having the multi-hole 58 shown in FIG.
  • the present invention can be applied to both the tip shroud of the bucket 40 having only the evening water 44 and the bucket 30 having only the pin fins 34 shown in FIG. 10 and has the same effect.
  • FIG. 4 is a plan view of the tip shroud for explaining its operation, and shows tip shrouds 11-1 and 11-2 adjacent to each other in the circumferential direction.
  • Fig. 5 is a view taken along the line C-C, and shows the flow of cooling air on the shroud surface.
  • tip shrouds 1 1-1 and 1 1-2 are arranged adjacent to each other in the circumferential direction, and the cooling air 30 from the rotor blades 10 is cooled by the tip shroud 1 1-1 1-2 While cooling the inside of the tubing, it passes through the cooling air holes 13 to 16 in the shape of a long hole, and flows out into the combustion gas passages from both sides thereof.
  • the cooling air from the rotor blades 10 flows from the cooling air hole 20 on the high pressure side with respect to the combustion gas flow direction R on the upper surface of the chip shroud 1 1—1, 1 1—2.
  • 1 1 — 1, 1 1 — 2 flows out, but flows out to the high pressure side in the combustion gas flow direction R, so the cooling air is pushed by the gas flow and V i goes to the low pressure side as shown in the figure. , And then flows downstream beyond the fins 12 like V 2 . Cooling air V flowing toward the low pressure side! Part of the chip shroud 1 1-1 mentions that the cooling air V!
  • V 2 cool the surface of the high stress portion X
  • the surface of the high-stress area Y on the high-pressure side of the shroud 1 1 1 1 cools and flows. Therefore, the high stress portions X and Y of the tip shroud 1 1-1 are cooled by the cooling air flow V, of the own cooling air hole 20 for Y, and the cooling from the adjacent chip shroud for X. since the cooling by V 3 of the flow of air, an effective cooling is achieved.
  • FIG. 5 is a view taken in the direction of arrows C-C in FIG. 4, and shows the cooling air flow on the upper surface of the chip shroud 111. Cooling air as shown in the figure moving blade 1 0 inside portion from the tip shroud 1 1 - flows to the high pressure side of the second combustion gas flow than the air cooling holes 2 0, the fins 1 2 as shown from the flow V by V 2 Over the tip, the tip shroud flows along the upper surface to the low pressure side due to the pressure difference. Therefore, even when the supply pressure of the cooling air is low, the cooling air can be supplied to the high stress portions X and Y by the pressure difference on the upper surface of the chip shroud.
  • the chip shroud 11 is provided with elongated cooling air holes 13 to 16 opened on both side surfaces,
  • a cooling air hole 20 communicating with the inside of the moving blade 10 is provided on the high pressure side (upstream side) of the upper surface of the shroud 11 in the gas flow direction, so that the cooling air flows inside the chip shroud 11 over a wide area.
  • the cooling effect is enhanced, and the cooling air holes 20 also contact the high-stress portions X and Y of the chip shroud 11 with the cooling air outside the top surface of the chip shroud to effectively cool these portions and increase the stress This is to prevent the occurrence of blemishes. Therefore, the high-stress portions X and Y of the chip shutter 11 in which the cooling air holes cannot be machined can also flow the cooling air by utilizing the pressure difference on the upper surface.

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Description

明 細 書
ガスタービン冷却翼チップシュラウド 技術分野
本発明はガスタービン冷却翼チップシュラウドに関し、 特にガスター ビンの後段の軽量化した動翼のチップシュラウドの冷却を内側だけでな く、 外側からも冷却するようにしたものである。 背景技術
近年、 ガスタービンの高温、 高出力化が進み、 動翼も長大化となる傾 向にあり、 特に後方段動翼の長大化が著しくなつており、 一例をあげれ ば、 5 0〜6 0 c m級の翼が出現している。 このような長大動翼では、 動翼自体の重量が大きくなり、 また振動も大きくなるので回転時の遠心 力により発生する応力は従来より格段に大きくなる。 従って、 このよう な動翼では翼断面の厚さを極力薄くして軽量化し、 また翼の幅も翼端部 にいくに従いテーパを付けて小さくするようになってきている。
図 6はこのような高温化に伴う動翼の従来例を示し、 （a ) は縦断面 図、 （b ) はその D— D断面図である。 図 6において、 5 0は動翼、 5 1は翼根部で 5 3はハブである。 5 4はハブ部であり、 翼長の 2 5 %ま での間で、 内部は空胴 5 5を形成している。 5 6はこの内部に突出する か、 又は両壁部に連結した多数のピンフィン、 5 7はコア支持用のリブ である。 5 8は冷却空気を流すマルチホールであり、 翼長の 2 5 %の部 分から （b ) に示すように多数配列し、 翼端 5 9まで穿設されている。 6 0は先端のチップシュラウドである。
図 7はチップシュラウドを示し、 （a ) は図 6における E— E矢視図、 ( b ) は （a ) における F— F矢視図である。 図において 6 1はチップ シュラウド 6 0の内側の面に沿って設けられた多数の空気通路であり、 6 2がその開口である。 上記構成の動翼において、 翼根部 5 1から流 入した冷却空気は空胴 5 5内に入り、 ピンフィン 5 6で乱流状態として 冷却効果を高めてハブ部 5 4を冷却し、 マルチホール 5 8を通って翼を 冷却しながらチップシユラウド 6 0の空気通路 6 1を通り、 チップシュ ラウド 6 0を内側から冷却して左右の開口 6 2から燃焼ガス通路へ放出 される。
図 8は上記の図 6、 図 7に示す動翼 5 0を改良したものであり、 マル チホールの穴加工をなくして加工性を良くし、 かつ、 中空率を向上させ て冷却効率を良くした動翼の例で、 本出願人により、 特許出願されてい る先行技術に係る動翼である。 図 8において、 4 0は動翼、 4 1は翼根 部、 4 2はハブである。 動翼 4 0内部は空胴となっており、 翼長方向に コア支持リブ 4 3が多数設けられて内部の空胴を支持している。 又、 空 胴内壁周囲には、 傾斜タ一ビユレ一夕 4 4が多段に設けられている。 図 9は図 8における G— G断面図であり、 この傾斜タ一ビユレ一夕 4 4を 示し、 内壁より突出して周囲に設けられ、 流入する冷却空気の流れを乱 し、 冷却効率を高めるものである。 4 5は先端部のチップシュラウド 4 6前後に設けられた開口であり、 冷却空気の出口となっている。 4 6は 先端のチップシュラウドである。
上記構成の動翼において、 冷却空気 3 0は翼根部 4 1下部より動翼 4 0内に流入し、 内部の空胴内を先端に向って流れる過程において、 傾斜 タービュレー夕 4 4で流れが乱されて冷却効果を増すようにし、 動翼 4 0内部で熱を奪い、 チップシュラウド 4 6先端の開口 4 5より燃焼ガス 通路へ流出する。 なお、 チップシュラウド 4 6は図 7に示すものと同様 であるので説明は省略する。
図 1 0， 図 1 1は同じく図 6、 図 7に示す従来の動翼 5 0を改良した ものであり、 マルチホールの穴加工をなくして加工性を良くし、 かつ中 空率を向上させたものである。 図 1 0に示す例も本出願人により特許出 願されている先行技術に係る動翼である。 図 1 0は動翼の縦断面図、 図 1 1は、 図 1 0における H— H断面図である。 これら図において、 3 0 は動翼、 3 1は翼根部、 3 2はハブであり、 動翼 3 0内は同様に空胴で あり、 内部の空胴はコア支持リブ 3 3で支持されている。 3 4は空胴内 部に設けられた多数のピンフィンであり、 図 1 1に示すように空胴内の 両壁間に連結して設けられ、 図 8、 図 9に示す動翼 4 0に設けられた傾 斜タービュレータ 4 4と同じく冷却空気の流れを乱すと共に、 伝熱面積 も多くして冷却効率を高めるものである。
上記構成の動翼において、 冷却空気 3 0は翼根部 3 1の下部から動翼
3 0の内部に流入し内部の空胴内を先端に向って流れる過程において、 ピンフィン 3 4で流れが乱されると共にピンフィン 3 4からも熱を奪い 翼内部を冷却して先端から流出する。 なお、 チップシュラウド 3 6は図 7と同様な構造であるので説明は省略する。
前述のように従来のガスタービン後段に設けられる薄肉軽量化した動 翼は、 翼根部から 2 5 %の高さの空胴内にはピンフィンを、 2 5 %から チップシユラウドまではマルチホールを設け、 翼根部から供給された冷 却空気を流し、 翼内部を冷却して先端部へ流れ、 先端のチップシュラウ ド内面を冷却し、 その前後側面に設けられた開口より燃焼ガス通路へ流 出する。
又、 上記のマルチホールタイプの動翼を改良した先行技術に係る動翼 では、 動翼の空胴内壁周囲に傾斜夕一ビユレ一夕のみを設け、 あるいは ピンフィンのみを配列した構成とし、 これらも翼根部から冷却空気を流 して内部を冷却し、 同様にチップシュラウド内面を冷却してその側面の 開口より燃焼ガス通路へ流出している。
しかし、 上記の従来の動翼及び先行技術に係る動翼においては、 チッ ブシュラウドは冷却されるものの、 チップシュラウドの高応力部 （図 7 ( a ) に示す X, Y部） は充分に冷却されるとはいえず、 この部分は特 に冷却を必要とする個所である。 ところが、 これらの部分は応力集中も 避けるために空気穴があけられない。 このめに冷却空気を直接流して冷 却することができず、 冷却のネックとなっている。 発明の開示
そこで、 本発明は、 ガスタービンの後段の薄肉軽量化された動翼のチ ップシュラウドにおいて、 チップシュラウド両側面から流出する冷却空 気の開口部を改良してチップシュラウドの冷却効果を高めることを第 1 の課題としている。
又、 本発明は、 ガスタービンの後段の薄肉軽量化された動翼のチップ シュラウドにおいて、 その高応力部となる部分に、 特に冷却空気を流し て効率良く冷却できるような冷却空気穴を設けたチップシュラウドを提 供することを第 2の課題としている。
更に、 第 3の課題として上記のチップシュラウドの全面に冷却空気を 広範囲に流すと共に、 特に高応力部分にも冷却空気を流し、 チップシュ ラウドを総合的に効率良く冷却することのできるガスタービン冷却翼チ ップシュラウドを提供することにある。
本発明は前述の第 1乃至第 3の課題を解決するために、 それぞれ次の ( 1 ) 乃至 （3 ) の手段を提供する。
( 1 ) 動翼の先端に取付けられ、 両側面に複数の冷却空気穴を有し、 前記動翼内部で翼根部から先端部へ流れる冷却空気を受け、 前記冷却空 気穴から流出させるガス夕一ビン冷却翼チップシュラウドにおいて、 前 記冷却空気穴はチップシュラウドの面に沿った長穴形状であることを特 徵とするガスタービン冷却翼チップシュラウド。
( 2 ) 動翼の先端に取付けられ、 両側面に複数の冷却空気穴を有し、 前記動翼内部で翼根部から先端部へ流れる冷却空気を受け、 前記冷却空 気穴から流出させるガスタービン冷却翼チップシュラウドにおいて、 前 記チップシュラウドの上面には前記動翼内部と連通し、 開口する冷却空 気穴を設け、 同上面の冷却空気穴は燃焼ガス通路の高圧側に設けたこと を特徴とするガスタービン冷却翼チップシュラウド。
( 3 ) 上記 （2 ) において、 前記両側面の冷却空気穴はチップシユラ ゥドの面に沿つた長穴形状であることを特徴とするガスタ一ビン冷却翼 チップシュラウド。
本発明の （ 1 ) においては、 チップシュラウド両側面の冷却空気穴は 長穴形状であり、 従来の円形状の穴と比べてその流路面積が大きくなり、 広範囲にわたりより多くの冷却空気を流すことができるためチップシュ ラウドの冷却効果が増す。
本発明の （2 ) においては、 チップシュラウドの上面で燃焼ガス通路 の高圧側に冷却空気穴を開口させたので、 動翼内部からチップシュラウ ド上面に流出した冷却空気は、 上面に沿って低圧側に流れる。 チップシ ュラウドの円周方向両端部にはわん曲形状の周辺部があり、 この部分は 特に熱による高応力が集中する部分であり、 特に冷却を必要とする部分 であるが、 この部分に空気穴を設けると応力集中が発生しやすいため穴 加工ができなかった。 本発明の （2 ) では上記のように高圧側から低圧 側へ、 その圧力差によりシュラウド上面に沿って冷却空気が流れ、 この 流れの過程で上記のわん曲形状の高応力部が冷却空気に触れて冷却され るので高応力部に穴を設けなくても冷却を行うことができる。
本発明の （3 ) においては、 シュラウド両側面の冷却空気穴を長穴形 状とし、 かつ、 チップシュラウド上面の高圧側にも冷却空気穴を設け、 上記 （ 1 ) と （2 ) の発明の両方の機能を有するのでチップシュラウド の全面が効果的に冷却することができる。 図面の簡単な説明
図 1は本発明の実施の一形態に係るガスタービン冷却翼チップシユラ ウドの平面図である。
図 2は図 1における A— A矢視図である。
図 3は図 1における B— B矢視図である。
図 4は本発明の実施の一形態に係るガス夕一ビン冷却翼チップシユラ ウドを示し、 作用の説明図である。
図 5は図 4における C - C矢視図である。
図 6は従来のガスタービン動翼でピンフィンとマルチホールを備えた 例を示し、 （a ) は縦断面図、 （b ) はその D— D断面図である。 図 7は図 6に示すガス夕一ビン動翼のチップシュラウドを示し、 （ a ) は図 6における E— E矢視図、 （b ) は （a ) における F— F矢視 図である。
図 8は本発明の先行技術に係るガスタービン動翼で傾斜夕一ビュレー 夕を備えた動翼の縦断面図である。
図 9は図 8における G - G断面図である。
図 1 0は本発明の先行技術に係るガスタービン動翼でピンフィンを備 えた動翼の縦断面図である。
図 1 1は図 1 0における H— H断面図である。 発明を実施するための最良の形態
以下、 本発明の実施の形態について図面に基づいて具体的に説明する。 図 1は本発明の実施の一形態に係るガスタービン冷却翼チップシュラウ ドの平面図、 図 2はその A— A矢視図、 図 3は B— B矢視図である。 図 2において 1 0は動翼であり、 1 1はその先端部のチップシュラウド、 1 2は上部のフィンである。 1 3 , 1 4 , 1 5 , 1 6はチップシュラウ ド 1 1の両側面に開口した冷却空気穴であり、 その形状は後述するよう に長穴形状もしくは楕円形状をしている。 チップシュラウド 1 1の内側 には図 7 ( a ) と同様に冷却空気穴 1 3〜1 6の幅と同じ通路が形成さ れている。 2 0は同じく冷却空気穴であり、 チップシュラウド 1 1のフ ィン 1 2に対し、 燃焼ガス流れ方向 Rの高圧側 （上流側） となる動翼 1 0の上面に設けられ、 動翼 1 0内部から冷却空気を流出させるものであ o
図 2は図 1における A— A矢視図であり、 燃焼ガス流れ方向 Rに対す る上流側の冷却空気穴 1 3〜1 6の配置を示している。 図示のように冷 却空気穴 1 3〜1 6の形状は長穴形状であり、 従来の単なる円形の穴よ りは流路面積を広くしてチップシュラウド 1 1の面も広く冷却空気が流 れるようにして冷却効果を増すようにしている。 なお、 この冷却空気穴 1 3〜1 6は長穴形状の例で図示しているが、 楕円形状でも良いもので あ 0
図 3は図 1における B— B矢視図であり、 燃焼ガス流れ方向 Rに対し て後流の冷却空気穴 1 3〜1 6を示し、 それらの配置は図 2と同様であ る。 このように動翼 1 0から先端に向って流れてきた冷却空気 3 0はチ ップシユラウド 1 1の両端に流出し、 しかもその流路の幅が広いのでチ ップシユラウド 1 1の面を有効に冷却することができる。
なお、 上記に説明の本実施の形態における冷却翼チップシュラウドは、 先に説明した図 6に示す従来のピンフィン 5 6とマルチホール 5 8を有 する動翼 5 0、 図 8に示す傾斜タービユレ一夕 4 4のみを有する動翼 4 0及び図 1 0に示すピンフィン 3 4のみを有する動翼 3 0のいずれのチ ップシュラウドとしても適用されることができ、 同様の効果を奏するも のである。
次に上記に説明の実施の形態におけるガスタービン冷却翼チップシュ ラウドの作用を説明する。 図 4はその作用を説明するためのチップシュ ラウドの平面図で、 周方向に互に隣接するチップシュラウド 1 1 — 1、 1 1 — 2を示している。 図 5はその C一 C矢視図であり、 冷却空気のシ ュラウド表面の流れを示している。
図 4において、 円周方向にはチップシュラウド 1 1 — 1、 1 1— 2が 隣接して配置されており、 動翼 1 0からの冷却空気 3 0はチップシユラ ウド 1 1一し 1 1 - 2の内側を冷却しながら、 長穴形状の冷却空気穴 1 3〜1 6を通り、 それらの両側面からそれぞれ燃焼ガス通路へ流出す る。
—方、 チップシュラウド 1 1— 1、 1 1 — 2の上面の燃焼ガス流れ方 向 Rに対して高圧側にあけられた冷却空気穴 2 0からは動翼 1 0からの 冷却空気がチップシュラウド 1 1 — 1、 1 1 — 2の表面に流出するが、 燃焼ガス流れ方向 Rに対し高圧側に流出するので、 冷却空気はガス流れ に押されて図示のように低圧側に向って V i のように流れ、 更にフィン 1 2を超えて下流側へ V 2 のように流れる。 低圧側に向って流出する 冷却空気 V！ の一部は、 チップシュラウド 1 1 — 1について述べると、 チップのフィンを越えた冷却空気 V！ ， V 2 は高応力部 Xの表面を冷却 し、 更にチップシュラウド 1 1 一 2から流出した冷却空気 V 3 はチップ シュラウド 1 1 一 1の高圧側の高応力部 Yの表面を冷却して流れる。 従 つて、 チップシュラウド 1 1 — 1の高応力部 X， Yは、 Yについては自 己の冷却空気穴 2 0の冷却空気の流れ V , で冷却され、 Xについては隣 接するチップシュラウドからの冷却空気の流れる V 3 で冷却されるので、 有効な冷却がなされる。
図 5は図 4における C一 C矢視図であり、 チップシュラウド 1 1 一 2 上面の冷却空 流れを示している。 図示のように冷却空気は動翼 1 0内 部よりチップシュラウド 1 1 — 2の空気冷却穴 2 0より燃焼ガス流れの 高圧側に流出し、 流れ V から V 2 で示すようにフィン 1 2をのり越え、 チップシュラウド 1 1 一 2上面に沿ってその圧力差によって低圧側へ流 れてゆく。 従って、 冷却空気の供給圧が低い場合でも、 チップシュラウ ド上面の圧力差により高応力部 X， Yに冷却空気を供給することができ る。
以上、 説明のように本発明の実施の形態のガスタービン冷却翼チップ シュラウドにおいては、 チップシュラウド 1 1には両側面に開口する長 穴形状の冷却空気穴 1 3〜1 6を設けると共に、 チップシュラウド 1 1 の上面のガス流れ方向高圧側 （上流側） に動翼 1 0内部と連通する冷却 空気穴 2 0を設けたので、 チップシュラウド 1 1の内部を冷却空気が広 い面積で流れて冷却効果を高め、 更に冷却空気穴 2 0によりチップシュ ラウド 1 1の高応力部 X , Yの部分にもチップシュラウド上面外側にお いて冷却空気に接触させ、 この部分を有効に冷却し、 高応力の発生を防 止するものである。 従って、 冷却空気穴の加工ができないチップシユラ ウド 1 1の高応力部 X , Yも冷却空気を上面の圧力差を利用して流すこ とができる。

Claims

請 求 の 範 囲
1 . 動翼の先端に取付けられ、 両側面に複数の冷却空気穴を有し、 前記 動翼内部で翼根部から先端部へ流れる冷却空気を受け、 前記冷却空気穴 から流出させるガス夕一ビン冷却翼チップシュラウドにおいて、 前記冷 却空気穴はチップシュラウドの面に沿つた長穴形状であることを特徴と するガスタービン冷却翼チップシュラウド。
2 . 動翼の先端に取付けられ、 両側面に複数の冷却空気穴を有し、 前記 動翼内部で翼根部から先端部へ流れる冷却空気を受け、 前記冷却空気穴 から流出させるガス夕一ビン冷却翼チップシュラウドにおいて、 前記チ ップシュラウドの上面には前記動翼内部と連通し、 開口する冷却空気穴 を設け、 同上面の冷却空気穴は燃焼ガス通路の高圧側に設けたことを特 徴とするガス夕一ビン冷却翼チップシュラウド。
3 . 前記両側面の冷却空気穴はチップシュラウドの面に沿った長穴形状 であることを特徴とする請求項 2記載のガスタービン冷却翼チップシュ ラウド。
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