JP3422611B2 - ガスタービン動翼 - Google Patents
ガスタービン動翼Info
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- JP3422611B2 JP3422611B2 JP386096A JP386096A JP3422611B2 JP 3422611 B2 JP3422611 B2 JP 3422611B2 JP 386096 A JP386096 A JP 386096A JP 386096 A JP386096 A JP 386096A JP 3422611 B2 JP3422611 B2 JP 3422611B2
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- JP
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- blade
- thinning
- gas turbine
- tip
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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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は動翼先端部にシンニ
ング部を設けたガスタービン動翼に関する。 【０００２】 【従来の技術】従来のタービン動翼の翼先端部構造を図
６，図７に示す。図６は動翼先端部におけるシンニング
部の外観斜視図、図７は図６のＢ−Ｂ線に沿う断面図で
ある。図６，図７に示すように、ガスタービン動翼の翼
先端は、静止部２と萬が一接触を生じても動翼本体３に
損傷を生じないように、先端は翼型をしているが、内側
をくりぬき部４によって薄くしてシンニング７を形成し
ている。 【０００３】一方、動翼腹側５から動翼背側６に向って
図のように高温の主流ガス１がリークする。動翼本体３
は冷却空気によって内面から冷却されその冷却空気を冷
却孔１０から吹き出し、シンニング部をも冷却しようと
しているが、この翼先端のシンニング７は、実質上、動
翼本体３と接続している部分の熱伝導で冷却されるのみ
で、高温の主流ガス１に３方を囲れている事から高温に
なり易い。この温度が翼材料の酸化限界を越えると、シ
ンニング７は酸化し、流体力によって摩耗し、高さを減
じ、高温の主流ガス１のリークをシールする役割を減じ
てしまう。 【０００４】また、従来のガスタービン動翼におけるシ
ンニングでは、シンニング部が高温となり、一方、翼部
は冷却されていてメタル温度は低く、この大きな温度差
のためシンニング部には引張の熱応力が働き、クラック
を生じる危険があった。 【０００５】 【発明が解決しようとする課題】この為、前記したよう
に動翼本体３を冷却する空気を、冷却孔１０から吹き出
し、シンニング部７を冷い冷却空気でおおう事により酸
化を防止する方法がとられるが、冷却空気は、先端のへ
こみ部で主流高温ガス１と混合し、冷却空気を多く流す
割りには、翼先端を効果的に冷却する事が困難であっ
た。 【０００６】本発明は、従来のガスタービン動翼に見ら
れたように、翼先端が高温になって酸化し摩耗し、翼腹
側から翼背側に主流ガスがリークするのを防止するよう
翼先端を効果的に冷却可能なガスタービン動翼を提供す
ることを課題としている。 【０００７】 【課題を解決するための手段】本発明は、ガスタービン
動翼における前記課題を解決するため、動翼先端部にお
互いの間に小隙をもって形成されたフィンを有するシン
ニング部を設けた構成のガスタービン動翼を提供する。 【０００８】本発明のガスタービン動翼に設けるフィン
は、図６及び図７で説明したような従来のシンニングか
ら放電加工で作ってもよいし、また、精密鋳造で翼部と
同時に製作してもよい。或いはまた、別途フィンを製作
したものをロー付け等で動翼先端に取り付けても良い。 【０００９】本発明によってガスタービン動翼先端部に
設けるフィンはシンニング部の厚さに依存するが２〜３
列設けた構造とするのが好ましい。また、フィンはお互
いの間に小隙を有するように列をなして形成する。な
お、フィン単体の形状は限定されない。 【００１０】本発明によるガスタービン動翼では、動翼
先端部に２〜３列のフィンを有するシンニング部を設け
ているので、主流ガスが翼腹側から翼背側にリークする
場合、流体抵抗が大きくなりリークしにくくなる。そし
て、翼の腹側から吹き出した冷却空気は、フィン形状の
シンニング部を流れフィンの側面を効果的に冷却する。 【００１１】このように、本発明のガスタービン動翼で
は、翼先端が高温になって酸化し摩耗を生じて翼腹側か
ら翼背側に主流ガスがリークするような事態が生ずるの
を防止することができる。 【００１２】 【発明の実施の形態】以下、本発明によるガスタービン
動翼について図１〜図３に示した実施の形態に基づいて
具体的に説明する。なお、以下の実施の形態において、
図６及び図７に示した従来の装置と同じ構成の部分には
説明を簡単にするため同じ符号を付してある。図１に本
発明の実施の一形態によるガスタービン動翼のシンニン
グ部の外観斜視図を、図２には、図１のＡ−Ａ線に沿う
断面図を、図３には同じく図１のＣ矢視の概略図を示
す。 【００１３】本実施の形態によるガスタービン動翼で
は、動翼先端に、２列フィン構造からなるシンニング９
を構成してあり、フィルム冷却孔１０より吹き出した冷
却空気８によってこのフィン構造のシンニング９を冷却
する。このように、フィン形状のシンニング９はフィン
の側面をフィルム冷却空気で冷却する事が出来る。 【００１４】このシンニング９部分が萬が一、静止部と
接触が生じても、フィンの剛性を小さく設計しておくこ
とによって、シンニング９部の損傷を減らすことができ
る。更に、シンニング９はフィン構造であって一体でな
いため、たとえシンニング９部と動翼本体３の間に大き
な温度差が生じたとしても、フィン部に作用する熱応力
は非常に小さいものとなり、クラック等を生じる恐れが
無くなる。 【００１５】なお、本発明に基づいてガスタービン動翼
に設けるフィンは、従来のシンニング（図６）から放電
加工で作ってもよいし、また、精密鋳造で翼部と同時に
製作してもよい。或いはまた、別途フィンを製作したも
のをロー付け等で動翼先端に取り付けても良い。 【００１６】次に、本発明のガスタービン動翼に設けた
シンニング部を構成するフィンの具体例を図４及び図５
により説明する。図４は丸棒型のフィンを設けたもの
で、ａは０．１mm，ｂは０．５mmである。また、図５は
方型のフィンを設けたもので、ｃは０．１mm，ｄは１mm
である。 【００１７】以上、本発明を図示した実施形態に基づい
て具体的に説明したが、本発明がこれらの実施形態に限
定されず特許請求の範囲に示す本発明の範囲内で、その
具体的構造に種々の変更を加えてよいことはいうまでも
ない。例えば、上記実施の形態ではシンニングを構成す
るフィンを２列設けているが、これはシンニング部の厚
さに応じて適宜の数を選択してよい。 【００１８】 【発明の効果】以上説明したように、本発明によるガス
タービン動翼では、動翼先端部にお互いの間に小隙をも
って形成されたフィン構造のシンニング部を設けている
ので、これによって翼腹側から翼背側への主流高温ガス
のリークを効率的に防止する。また、本発明は、接触に
対して安全で、かつ、冷却され易く酸化減肉の少ないク
ラックの入らない信頼性の高いシンニングをもつガスタ
ービン動翼を提供することができる。
ング部を設けたガスタービン動翼に関する。 【０００２】 【従来の技術】従来のタービン動翼の翼先端部構造を図
６，図７に示す。図６は動翼先端部におけるシンニング
部の外観斜視図、図７は図６のＢ−Ｂ線に沿う断面図で
ある。図６，図７に示すように、ガスタービン動翼の翼
先端は、静止部２と萬が一接触を生じても動翼本体３に
損傷を生じないように、先端は翼型をしているが、内側
をくりぬき部４によって薄くしてシンニング７を形成し
ている。 【０００３】一方、動翼腹側５から動翼背側６に向って
図のように高温の主流ガス１がリークする。動翼本体３
は冷却空気によって内面から冷却されその冷却空気を冷
却孔１０から吹き出し、シンニング部をも冷却しようと
しているが、この翼先端のシンニング７は、実質上、動
翼本体３と接続している部分の熱伝導で冷却されるのみ
で、高温の主流ガス１に３方を囲れている事から高温に
なり易い。この温度が翼材料の酸化限界を越えると、シ
ンニング７は酸化し、流体力によって摩耗し、高さを減
じ、高温の主流ガス１のリークをシールする役割を減じ
てしまう。 【０００４】また、従来のガスタービン動翼におけるシ
ンニングでは、シンニング部が高温となり、一方、翼部
は冷却されていてメタル温度は低く、この大きな温度差
のためシンニング部には引張の熱応力が働き、クラック
を生じる危険があった。 【０００５】 【発明が解決しようとする課題】この為、前記したよう
に動翼本体３を冷却する空気を、冷却孔１０から吹き出
し、シンニング部７を冷い冷却空気でおおう事により酸
化を防止する方法がとられるが、冷却空気は、先端のへ
こみ部で主流高温ガス１と混合し、冷却空気を多く流す
割りには、翼先端を効果的に冷却する事が困難であっ
た。 【０００６】本発明は、従来のガスタービン動翼に見ら
れたように、翼先端が高温になって酸化し摩耗し、翼腹
側から翼背側に主流ガスがリークするのを防止するよう
翼先端を効果的に冷却可能なガスタービン動翼を提供す
ることを課題としている。 【０００７】 【課題を解決するための手段】本発明は、ガスタービン
動翼における前記課題を解決するため、動翼先端部にお
互いの間に小隙をもって形成されたフィンを有するシン
ニング部を設けた構成のガスタービン動翼を提供する。 【０００８】本発明のガスタービン動翼に設けるフィン
は、図６及び図７で説明したような従来のシンニングか
ら放電加工で作ってもよいし、また、精密鋳造で翼部と
同時に製作してもよい。或いはまた、別途フィンを製作
したものをロー付け等で動翼先端に取り付けても良い。 【０００９】本発明によってガスタービン動翼先端部に
設けるフィンはシンニング部の厚さに依存するが２〜３
列設けた構造とするのが好ましい。また、フィンはお互
いの間に小隙を有するように列をなして形成する。な
お、フィン単体の形状は限定されない。 【００１０】本発明によるガスタービン動翼では、動翼
先端部に２〜３列のフィンを有するシンニング部を設け
ているので、主流ガスが翼腹側から翼背側にリークする
場合、流体抵抗が大きくなりリークしにくくなる。そし
て、翼の腹側から吹き出した冷却空気は、フィン形状の
シンニング部を流れフィンの側面を効果的に冷却する。 【００１１】このように、本発明のガスタービン動翼で
は、翼先端が高温になって酸化し摩耗を生じて翼腹側か
ら翼背側に主流ガスがリークするような事態が生ずるの
を防止することができる。 【００１２】 【発明の実施の形態】以下、本発明によるガスタービン
動翼について図１〜図３に示した実施の形態に基づいて
具体的に説明する。なお、以下の実施の形態において、
図６及び図７に示した従来の装置と同じ構成の部分には
説明を簡単にするため同じ符号を付してある。図１に本
発明の実施の一形態によるガスタービン動翼のシンニン
グ部の外観斜視図を、図２には、図１のＡ−Ａ線に沿う
断面図を、図３には同じく図１のＣ矢視の概略図を示
す。 【００１３】本実施の形態によるガスタービン動翼で
は、動翼先端に、２列フィン構造からなるシンニング９
を構成してあり、フィルム冷却孔１０より吹き出した冷
却空気８によってこのフィン構造のシンニング９を冷却
する。このように、フィン形状のシンニング９はフィン
の側面をフィルム冷却空気で冷却する事が出来る。 【００１４】このシンニング９部分が萬が一、静止部と
接触が生じても、フィンの剛性を小さく設計しておくこ
とによって、シンニング９部の損傷を減らすことができ
る。更に、シンニング９はフィン構造であって一体でな
いため、たとえシンニング９部と動翼本体３の間に大き
な温度差が生じたとしても、フィン部に作用する熱応力
は非常に小さいものとなり、クラック等を生じる恐れが
無くなる。 【００１５】なお、本発明に基づいてガスタービン動翼
に設けるフィンは、従来のシンニング（図６）から放電
加工で作ってもよいし、また、精密鋳造で翼部と同時に
製作してもよい。或いはまた、別途フィンを製作したも
のをロー付け等で動翼先端に取り付けても良い。 【００１６】次に、本発明のガスタービン動翼に設けた
シンニング部を構成するフィンの具体例を図４及び図５
により説明する。図４は丸棒型のフィンを設けたもの
で、ａは０．１mm，ｂは０．５mmである。また、図５は
方型のフィンを設けたもので、ｃは０．１mm，ｄは１mm
である。 【００１７】以上、本発明を図示した実施形態に基づい
て具体的に説明したが、本発明がこれらの実施形態に限
定されず特許請求の範囲に示す本発明の範囲内で、その
具体的構造に種々の変更を加えてよいことはいうまでも
ない。例えば、上記実施の形態ではシンニングを構成す
るフィンを２列設けているが、これはシンニング部の厚
さに応じて適宜の数を選択してよい。 【００１８】 【発明の効果】以上説明したように、本発明によるガス
タービン動翼では、動翼先端部にお互いの間に小隙をも
って形成されたフィン構造のシンニング部を設けている
ので、これによって翼腹側から翼背側への主流高温ガス
のリークを効率的に防止する。また、本発明は、接触に
対して安全で、かつ、冷却され易く酸化減肉の少ないク
ラックの入らない信頼性の高いシンニングをもつガスタ
ービン動翼を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一形態に係るガスタービン動翼
におけるシンニング部の外観斜視図。 【図２】図１のＡ−Ａ線に沿う拡大断面図。 【図３】図１のＣ矢視図。 【図４】本発明によるガスタービン動翼におけるシンニ
ング部の具体例の平面図。 【図５】本発明によるガスタービン動翼におけるシンニ
ング部の他の具体例の平面図。 【図６】従来のガスタービン動翼におけるシンニング部
を示す外観斜視図。 【図７】図６のＢ−Ｂ線に沿う拡大断面図。 【符号の説明】 １ 主流高温ガス ２ 静止部 ３ 動翼本体 ４ 動翼先端くりぬき部 ５ 動翼腹側 ６ 動翼背側 ７ シンニング部 ８ 冷却空気 ９ フィン構造のシンニング １０ フィルム冷却孔
におけるシンニング部の外観斜視図。 【図２】図１のＡ−Ａ線に沿う拡大断面図。 【図３】図１のＣ矢視図。 【図４】本発明によるガスタービン動翼におけるシンニ
ング部の具体例の平面図。 【図５】本発明によるガスタービン動翼におけるシンニ
ング部の他の具体例の平面図。 【図６】従来のガスタービン動翼におけるシンニング部
を示す外観斜視図。 【図７】図６のＢ−Ｂ線に沿う拡大断面図。 【符号の説明】 １ 主流高温ガス ２ 静止部 ３ 動翼本体 ４ 動翼先端くりぬき部 ５ 動翼腹側 ６ 動翼背側 ７ シンニング部 ８ 冷却空気 ９ フィン構造のシンニング １０ フィルム冷却孔
フロントページの続き
(56)参考文献 特開 平７−229403（ＪＰ，Ａ)
特開 平７−243303（ＪＰ，Ａ)
特開 昭62−186004（ＪＰ，Ａ)
特開 平７−293202（ＪＰ，Ａ)
特開 平６−229204（ＪＰ，Ａ)
特開 昭57−13201（ＪＰ，Ａ)
特開 昭63−41603（ＪＰ，Ａ)
実開 昭57−107802（ＪＰ，Ｕ)
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
F01D 1/00 - 11/10
Claims (1)
- (57)【特許請求の範囲】 【請求項１】 ガスタービン動翼において、動翼先端部
にお互いの間に小隙をもって形成されたフィンを有する
シンニング部を設けたことを特徴とするガスタービン動
翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP386096A JP3422611B2 (ja) | 1996-01-12 | 1996-01-12 | ガスタービン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP386096A JP3422611B2 (ja) | 1996-01-12 | 1996-01-12 | ガスタービン動翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09195704A JPH09195704A (ja) | 1997-07-29 |
| JP3422611B2 true JP3422611B2 (ja) | 2003-06-30 |
Family
ID=11568956
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP386096A Expired - Fee Related JP3422611B2 (ja) | 1996-01-12 | 1996-01-12 | ガスタービン動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3422611B2 (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9273561B2 (en) * | 2012-08-03 | 2016-03-01 | General Electric Company | Cooling structures for turbine rotor blade tips |
-
1996
- 1996-01-12 JP JP386096A patent/JP3422611B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH09195704A (ja) | 1997-07-29 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
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