JP2003056301A - タービン翼部品 - Google Patents
タービン翼部品Info
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- JP2003056301A JP2003056301A JP2001241783A JP2001241783A JP2003056301A JP 2003056301 A JP2003056301 A JP 2003056301A JP 2001241783 A JP2001241783 A JP 2001241783A JP 2001241783 A JP2001241783 A JP 2001241783A JP 2003056301 A JP2003056301 A JP 2003056301A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 より少ない空気流量でタービン翼の後縁を冷
却できる冷却構造をもったタービン翼部品を提供しよう
とする。 【解決手段】従来のタービン翼部品にかわって、腹側外
壁と前縁外壁と背側外壁とで翼の外周形状を形成する翼
壁部と、腹側外壁の後縁部と背側外壁の後縁部との間を
仕切る後縁隔壁部とを備え、翼座開口が前記内部冷却通
路に連通し、前記内部冷却通路が腹側外壁の後縁部に設
けられた腹側開口に連通し、腹側開口が前方腹側開口と
後方腹側開口とを有するものとした。
却できる冷却構造をもったタービン翼部品を提供しよう
とする。 【解決手段】従来のタービン翼部品にかわって、腹側外
壁と前縁外壁と背側外壁とで翼の外周形状を形成する翼
壁部と、腹側外壁の後縁部と背側外壁の後縁部との間を
仕切る後縁隔壁部とを備え、翼座開口が前記内部冷却通
路に連通し、前記内部冷却通路が腹側外壁の後縁部に設
けられた腹側開口に連通し、腹側開口が前方腹側開口と
後方腹側開口とを有するものとした。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンのタ
ービン翼の後縁の構造に係る。特に後縁の冷却構造に特
徴の有るガスタービンのタービン翼の後縁の構造に関す
る。
ービン翼の後縁の構造に係る。特に後縁の冷却構造に特
徴の有るガスタービンのタービン翼の後縁の構造に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンでは、円周方向に配列され
た複数の静翼と複数の動翼とが軸方向に交互に並び、そ
の翼の隙間に燃焼ガスを流して動力を発生する。高温の
燃焼ガスが静翼や動翼のタービン翼の間を流れるので、
タービン翼は高温環境に晒される。タービン翼は、高温
環境下で所定の機械性能を発揮するために、内部を空気
冷却している。内部冷却通路が、タービン翼の内部に設
けられ、空気が内部冷却通路を循環している。ところ
で、タービン翼の後縁部は、空力翼性能を確保するため
に翼の厚みが小さく、十分な内部冷却通路を設けにくい
構造をしている。内部冷却通路を流れる空気のみによる
冷却では、タービン翼の後縁部の冷却が不十分であるの
で、内部冷却通路を流れる空気の一部または全部を後縁
部に設けた長穴（スロットという）から外部へ噴出させ
る。例えば、タービン翼の腹側の外壁（以下、腹側外壁
という）の後端部とタービン翼の背側の外壁（以下、背
側外壁という）の後端部との間に僅かの寸法の隙間を設
け、その隙間から内部冷却通路を流れる空気を吹き出
す。複数の結合部材が、その隙間の長手方向に所定の間
隔で配置され、腹側外壁と背側外壁を結合している。
た複数の静翼と複数の動翼とが軸方向に交互に並び、そ
の翼の隙間に燃焼ガスを流して動力を発生する。高温の
燃焼ガスが静翼や動翼のタービン翼の間を流れるので、
タービン翼は高温環境に晒される。タービン翼は、高温
環境下で所定の機械性能を発揮するために、内部を空気
冷却している。内部冷却通路が、タービン翼の内部に設
けられ、空気が内部冷却通路を循環している。ところ
で、タービン翼の後縁部は、空力翼性能を確保するため
に翼の厚みが小さく、十分な内部冷却通路を設けにくい
構造をしている。内部冷却通路を流れる空気のみによる
冷却では、タービン翼の後縁部の冷却が不十分であるの
で、内部冷却通路を流れる空気の一部または全部を後縁
部に設けた長穴（スロットという）から外部へ噴出させ
る。例えば、タービン翼の腹側の外壁（以下、腹側外壁
という）の後端部とタービン翼の背側の外壁（以下、背
側外壁という）の後端部との間に僅かの寸法の隙間を設
け、その隙間から内部冷却通路を流れる空気を吹き出
す。複数の結合部材が、その隙間の長手方向に所定の間
隔で配置され、腹側外壁と背側外壁を結合している。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上述の構造を採用した
タービン翼の場合、冷却効果に限界があり、タービン翼
の後縁部の温度が翼全体の各所の温度の内で最も高温で
ある。そのため、タービン翼の後縁部の温度が、タービ
ン翼の内部冷却通路を流す空気流量を決定する主要ファ
クターとなっていた。内部冷却通路を流す空気は、ガス
タービンの圧縮機から抽気されるので、空気流量が増加
するとガスタービンの圧縮効率が低下する。また、ター
ビン翼の後縁から噴出した空気はガスタービンのガス通
路に流れるので、空気流量が増加するとタービン効率が
低下する。そのため、空気流量が増加するとガスタービ
ンの全体効率が低下する。従来以上にガスタービンの全
体効率を上げるために、少ない空気流量でタービン翼の
後縁を冷却できる冷却構造が望まれていた。
タービン翼の場合、冷却効果に限界があり、タービン翼
の後縁部の温度が翼全体の各所の温度の内で最も高温で
ある。そのため、タービン翼の後縁部の温度が、タービ
ン翼の内部冷却通路を流す空気流量を決定する主要ファ
クターとなっていた。内部冷却通路を流す空気は、ガス
タービンの圧縮機から抽気されるので、空気流量が増加
するとガスタービンの圧縮効率が低下する。また、ター
ビン翼の後縁から噴出した空気はガスタービンのガス通
路に流れるので、空気流量が増加するとタービン効率が
低下する。そのため、空気流量が増加するとガスタービ
ンの全体効率が低下する。従来以上にガスタービンの全
体効率を上げるために、少ない空気流量でタービン翼の
後縁を冷却できる冷却構造が望まれていた。
【０００４】本発明は以上に述べた問題点に鑑み案出さ
れたもので、従来のタービン翼部品にかわって、より少
ない空気流量でタービン翼の後縁を冷却できる冷却構造
をもったタービン翼部品を提供しようとする。
れたもので、従来のタービン翼部品にかわって、より少
ない空気流量でタービン翼の後縁を冷却できる冷却構造
をもったタービン翼部品を提供しようとする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、本発明に係るガスタービンのタービン翼として使用
されるタービン翼部品は、腹側外壁と前縁外壁と背側外
壁とが順に連なって翼の外周形状を形成し内部冷却通路
を内部に形成し長手方向に延びる翼壁部と、前記翼壁部
の長手方向の一端と結合した翼座部と、前記翼壁部の長
手方向の他端を閉止する先端キャップ部と、前記腹側外
壁の後縁部と前記背側外壁の後縁部との間を仕切って長
手方向に延びる後縁隔壁部と、を備え、前記翼座部に設
けられた翼座開口が前記内部冷却通路に連通し、前記内
部冷却通路が前記腹側外壁の後縁部と前記背側外壁の後
縁部との隙間に連通し、前記腹側外壁の後縁部と前記背
側外壁の後縁部との隙間が前記腹側外壁の後縁部に設け
られた腹側開口に連通するものとした。
め、本発明に係るガスタービンのタービン翼として使用
されるタービン翼部品は、腹側外壁と前縁外壁と背側外
壁とが順に連なって翼の外周形状を形成し内部冷却通路
を内部に形成し長手方向に延びる翼壁部と、前記翼壁部
の長手方向の一端と結合した翼座部と、前記翼壁部の長
手方向の他端を閉止する先端キャップ部と、前記腹側外
壁の後縁部と前記背側外壁の後縁部との間を仕切って長
手方向に延びる後縁隔壁部と、を備え、前記翼座部に設
けられた翼座開口が前記内部冷却通路に連通し、前記内
部冷却通路が前記腹側外壁の後縁部と前記背側外壁の後
縁部との隙間に連通し、前記腹側外壁の後縁部と前記背
側外壁の後縁部との隙間が前記腹側外壁の後縁部に設け
られた腹側開口に連通するものとした。
【０００６】上記本発明の構成により、後縁隔壁部が腹
側外壁の後縁部と背側外壁の後縁部の間を仕切り、冷却
用の空気が、翼座開口から入って、先端キャップ部に遮
られ、内部冷却通路を経由して、腹側開口から吹き出す
ので、腹側外壁の後縁部と背側外壁の後縁部との間で後
縁隔壁部に仕切られて多層となって吹き出した空気が、
翼壁部の後縁を効率良く冷却する。
側外壁の後縁部と背側外壁の後縁部の間を仕切り、冷却
用の空気が、翼座開口から入って、先端キャップ部に遮
られ、内部冷却通路を経由して、腹側開口から吹き出す
ので、腹側外壁の後縁部と背側外壁の後縁部との間で後
縁隔壁部に仕切られて多層となって吹き出した空気が、
翼壁部の後縁を効率良く冷却する。
【０００７】さらに、本発明に係るタービン翼部品は、
前記腹側開口が前方腹側開口と後方腹側開口とを有し、
前記腹側外壁と前記後縁隔壁部との隙間が該前方腹側開
口に連通し、前記後縁隔壁部と前記背側外壁との隙間が
該後方腹側開口に連通するものとした。上記本発明の構
成により、腹側外壁の後縁部と背側外壁の後縁部との間
で後縁隔壁部に仕切られて多層となって吹き出した空気
が、前方腹側開口と後方腹側開口とから別個に吹き出す
ので、別個に吹き出した空気が多層の流れとなって腹側
外壁の後縁部に流れ、翼壁部の後縁をより効率良く冷却
する。
前記腹側開口が前方腹側開口と後方腹側開口とを有し、
前記腹側外壁と前記後縁隔壁部との隙間が該前方腹側開
口に連通し、前記後縁隔壁部と前記背側外壁との隙間が
該後方腹側開口に連通するものとした。上記本発明の構
成により、腹側外壁の後縁部と背側外壁の後縁部との間
で後縁隔壁部に仕切られて多層となって吹き出した空気
が、前方腹側開口と後方腹側開口とから別個に吹き出す
ので、別個に吹き出した空気が多層の流れとなって腹側
外壁の後縁部に流れ、翼壁部の後縁をより効率良く冷却
する。
【０００８】さらに、本発明に係るタービン翼部品は、
前記腹側外壁と前記後縁隔壁部とを長手方向に所定の間
隔で結合する複数の腹側結合部と、前記後縁隔壁部と前
記背側外壁とを長手方向に所定の間隔で結合する複数の
背側結合部と、を備えたものとした。上記本発明の構成
により、長手方向に並んだ背側結合部が背側外壁と後縁
隔壁部とを結合し、長手方向に並んだ腹側結合部が後縁
隔壁部と前記腹側外壁とを結合するので、後縁隔壁部が
支持される。
前記腹側外壁と前記後縁隔壁部とを長手方向に所定の間
隔で結合する複数の腹側結合部と、前記後縁隔壁部と前
記背側外壁とを長手方向に所定の間隔で結合する複数の
背側結合部と、を備えたものとした。上記本発明の構成
により、長手方向に並んだ背側結合部が背側外壁と後縁
隔壁部とを結合し、長手方向に並んだ腹側結合部が後縁
隔壁部と前記腹側外壁とを結合するので、後縁隔壁部が
支持される。
【０００９】さらに、本発明に係るタービン翼部品は、
背側結合部と腹側結合部とが長手方向に交互に配置され
たものとした。上記本発明の構成により、背側結合部と
腹側結合部とが長手方向に交互に配置されるので、背側
外壁と後縁隔壁部の隙間から吹き出す空気と後縁隔壁部
と腹側外壁の隙間から吹き出す空気が千鳥に重なり合っ
て、均一な空気が翼壁部の後縁に流れ、後縁を均一に冷
却する。
背側結合部と腹側結合部とが長手方向に交互に配置され
たものとした。上記本発明の構成により、背側結合部と
腹側結合部とが長手方向に交互に配置されるので、背側
外壁と後縁隔壁部の隙間から吹き出す空気と後縁隔壁部
と腹側外壁の隙間から吹き出す空気が千鳥に重なり合っ
て、均一な空気が翼壁部の後縁に流れ、後縁を均一に冷
却する。
【００１０】
【発明の実施の形態】以下、本発明の好ましい第一の実
施形態を、図面を参照して説明する。なお、各図におい
て、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明
を省略する。
施形態を、図面を参照して説明する。なお、各図におい
て、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明
を省略する。
【００１１】本発明の第一の実施形態に係るタービン翼
部品の構造を説明する。図１は、本発明の第一の実施形
態の斜視図である。図２は、本発明の第一の実施形態の
側面断面図である。図３は、本発明の第一の実施形態の
平面断面図である。第一の実施形態に係るタービン翼部
品は、本発明を動翼に適用したものである。
部品の構造を説明する。図１は、本発明の第一の実施形
態の斜視図である。図２は、本発明の第一の実施形態の
側面断面図である。図３は、本発明の第一の実施形態の
平面断面図である。第一の実施形態に係るタービン翼部
品は、本発明を動翼に適用したものである。
【００１２】タービン翼部品１は、翼壁部１０と後縁隔
壁部２０と腹側結合部２１と背側結合部２２と翼座部３
０と先端キャップ部４０とを備える。翼壁部１０は、タ
ービン翼部品の主要構造部であって、翼形状をした外周
が長手方向に連続した外形を有する。その翼壁部１０
は、腹側外壁１１と前縁外壁１２と背側外壁１３とが順
に連なった壁である。腹側外壁１１と前縁外壁１２と背
側外壁１３とは、明確な境がなく順に繋がり一連の構造
をし、その外周が翼の外周形状を構成する。腹側外壁１
１は、正圧力を受ける翼外面を有する翼壁部であり、凹
形状の断面を有する。腹側外壁１０の後縁部には、腹側
開口が設けられる。腹部開口は、前方腹側開口と後方腹
側開口とを有する。前方腹側開口は、後述する複数の前
方スロット２が長手方向に並んだ構造を有する。後方腹
側開口は、後述する複数の後方スロット３が長手方向に
並んだ構造を有する。前方腹側開口と後方腹側開口とは
長手方向に直交する向きに並んでおり、後方腹側開口が
翼壁部の後端に近い位置に設けられ、前方腹側開口が、
その後方腹側開口の横に並んでいる。前縁外壁１２は、
円弧形状をし、腹側外壁１１と背側外壁１３とを繋ぐ。
背側外壁１３は、負圧力を受ける翼外面を有する翼壁部
であり、凸形状の断面を有する。背側外壁１３の後端
は、円みを帯びており、翼の後端を構成する。
壁部２０と腹側結合部２１と背側結合部２２と翼座部３
０と先端キャップ部４０とを備える。翼壁部１０は、タ
ービン翼部品の主要構造部であって、翼形状をした外周
が長手方向に連続した外形を有する。その翼壁部１０
は、腹側外壁１１と前縁外壁１２と背側外壁１３とが順
に連なった壁である。腹側外壁１１と前縁外壁１２と背
側外壁１３とは、明確な境がなく順に繋がり一連の構造
をし、その外周が翼の外周形状を構成する。腹側外壁１
１は、正圧力を受ける翼外面を有する翼壁部であり、凹
形状の断面を有する。腹側外壁１０の後縁部には、腹側
開口が設けられる。腹部開口は、前方腹側開口と後方腹
側開口とを有する。前方腹側開口は、後述する複数の前
方スロット２が長手方向に並んだ構造を有する。後方腹
側開口は、後述する複数の後方スロット３が長手方向に
並んだ構造を有する。前方腹側開口と後方腹側開口とは
長手方向に直交する向きに並んでおり、後方腹側開口が
翼壁部の後端に近い位置に設けられ、前方腹側開口が、
その後方腹側開口の横に並んでいる。前縁外壁１２は、
円弧形状をし、腹側外壁１１と背側外壁１３とを繋ぐ。
背側外壁１３は、負圧力を受ける翼外面を有する翼壁部
であり、凸形状の断面を有する。背側外壁１３の後端
は、円みを帯びており、翼の後端を構成する。
【００１３】内部冷却通路５０が、翼壁部１０の内部に
形成される。内部冷却通路５０は、翼壁部の内部を、前
縁寄りの部屋５１と中央の部屋５２と後縁寄りの部屋５
３に分割する。前縁寄りの部屋５１と中央の部屋５２と
は、翼壁部１０の先端部分で連通する。中央の部屋５２
と後縁寄りの部屋５３とは、翼壁部１０の根元で連通す
る。その内部冷却通路５０の後縁寄りの部屋５３は、腹
側外壁１１の後縁部と背側外壁１３の後縁部との隙間に
連通する。
形成される。内部冷却通路５０は、翼壁部の内部を、前
縁寄りの部屋５１と中央の部屋５２と後縁寄りの部屋５
３に分割する。前縁寄りの部屋５１と中央の部屋５２と
は、翼壁部１０の先端部分で連通する。中央の部屋５２
と後縁寄りの部屋５３とは、翼壁部１０の根元で連通す
る。その内部冷却通路５０の後縁寄りの部屋５３は、腹
側外壁１１の後縁部と背側外壁１３の後縁部との隙間に
連通する。
【００１４】後縁隔壁部２０は、腹側外壁１１の後縁部
と背側外壁１３の後縁部との間を仕切って長手方向に延
びる壁である。腹側結合部２１は、腹側外壁１１と後縁
隔壁部２０とを長手方向に所定の間隔で結合する複数の
壁である。腹側結合部２１と腹側外壁１１と後縁隔壁部
２０とで囲まれた穴（以下、前方スロット２という）
が、長手方向に連なる。背側結合部２２は、後縁隔壁部
２０と背側外壁１３とを長手方向に所定の間隔で結合す
る複数の壁である。背側結合部２２と後縁隔壁部２０と
背側外壁１３とで囲まれた穴（以下、後方スロット３と
いう）が、長手方向に連なる。腹側結合部２１と背側結
合部２２とは長手方向に交互に配置される。したがっ
て、前方スロット２と後方スロット３とが長手方向に千
鳥に並ぶ。
と背側外壁１３の後縁部との間を仕切って長手方向に延
びる壁である。腹側結合部２１は、腹側外壁１１と後縁
隔壁部２０とを長手方向に所定の間隔で結合する複数の
壁である。腹側結合部２１と腹側外壁１１と後縁隔壁部
２０とで囲まれた穴（以下、前方スロット２という）
が、長手方向に連なる。背側結合部２２は、後縁隔壁部
２０と背側外壁１３とを長手方向に所定の間隔で結合す
る複数の壁である。背側結合部２２と後縁隔壁部２０と
背側外壁１３とで囲まれた穴（以下、後方スロット３と
いう）が、長手方向に連なる。腹側結合部２１と背側結
合部２２とは長手方向に交互に配置される。したがっ
て、前方スロット２と後方スロット３とが長手方向に千
鳥に並ぶ。
【００１５】翼座部３０は、翼壁部１０の長手方向の根
元部と結合した座であり、ガスタービンの軸に結合する
構造を有する。開口（以下、翼座開口という）３１が、
その翼座部の翼先縁部分に設けられる。翼座開口３１
は、前記内部冷却通路５０の前縁寄りの部屋５１に連通
する。先端キャップ部４０は、翼壁部の長手方向の先端
部を閉止する壁である。
元部と結合した座であり、ガスタービンの軸に結合する
構造を有する。開口（以下、翼座開口という）３１が、
その翼座部の翼先縁部分に設けられる。翼座開口３１
は、前記内部冷却通路５０の前縁寄りの部屋５１に連通
する。先端キャップ部４０は、翼壁部の長手方向の先端
部を閉止する壁である。
【００１６】次に、タービン翼部品の空気冷却の作用を
説明する。冷却用の空気が、翼座部３０の翼座開口３１
を通過して、前縁寄りの部屋５１に入る。冷却空気は、
翼壁部１０を冷却しながら長手方向の先端部分でＵター
ンして、前縁寄りの部屋５１から中央の部屋５２へ入
る。冷却空気は、翼壁部１０を冷却しながら長手方向の
根元部分でＵターンして、中央の部屋５２から後縁寄り
の部屋５３へ入る。冷却空気は、後縁寄りの部屋５３か
ら腹側外壁１１の後縁部と背側外壁１３の後縁部との隙
間に入る。冷却空気は、後縁隔壁部２０で２つの流れに
分けられ、前方スロット２と後方スロット３とから翼壁
部の外部へ吹き出す。前方スロット２から吹き出した空
気が後方スロット３から吹き出した空気を覆って流れる
ので、タービン翼の周囲を流れる燃焼ガスの熱が後方ス
ロット３から吹き出した空気に伝わるのを抑制する。そ
の後方スロット３から吹き出した空気が、翼壁部１０の
後縁部（特に後縁外壁１４）を効果的に冷却する。
説明する。冷却用の空気が、翼座部３０の翼座開口３１
を通過して、前縁寄りの部屋５１に入る。冷却空気は、
翼壁部１０を冷却しながら長手方向の先端部分でＵター
ンして、前縁寄りの部屋５１から中央の部屋５２へ入
る。冷却空気は、翼壁部１０を冷却しながら長手方向の
根元部分でＵターンして、中央の部屋５２から後縁寄り
の部屋５３へ入る。冷却空気は、後縁寄りの部屋５３か
ら腹側外壁１１の後縁部と背側外壁１３の後縁部との隙
間に入る。冷却空気は、後縁隔壁部２０で２つの流れに
分けられ、前方スロット２と後方スロット３とから翼壁
部の外部へ吹き出す。前方スロット２から吹き出した空
気が後方スロット３から吹き出した空気を覆って流れる
ので、タービン翼の周囲を流れる燃焼ガスの熱が後方ス
ロット３から吹き出した空気に伝わるのを抑制する。そ
の後方スロット３から吹き出した空気が、翼壁部１０の
後縁部（特に後縁外壁１４）を効果的に冷却する。
【００１７】次に、本発明の好ましい第二の実施形態
を、図面を参照して説明する。なお、各図において、共
通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略
する。
を、図面を参照して説明する。なお、各図において、共
通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略
する。
【００１８】本発明の第二の実施形態に係るタービン翼
部品の構造を説明する。図４は、本発明の第二の実施形
態の斜視図である。図５は、本発明の第二の実施形態の
側面断面図である。図６は、本発明の第二の実施形態の
平面断面図である。第二の実施形態に係るタービン翼部
品が、本発明を静翼に適用したものである。
部品の構造を説明する。図４は、本発明の第二の実施形
態の斜視図である。図５は、本発明の第二の実施形態の
側面断面図である。図６は、本発明の第二の実施形態の
平面断面図である。第二の実施形態に係るタービン翼部
品が、本発明を静翼に適用したものである。
【００１９】タービン翼部品１は、翼壁部１０と後縁隔
壁部２０と腹側結合部２１と背側結合部２２と翼座部３
０ａ、３０ｂと先端キャップ部４０とを備える。翼壁部
１０の構造は]、第一の実施例の構造と同じなので、説
明を省略する。
壁部２０と腹側結合部２１と背側結合部２２と翼座部３
０ａ、３０ｂと先端キャップ部４０とを備える。翼壁部
１０の構造は]、第一の実施例の構造と同じなので、説
明を省略する。
【００２０】内部冷却通路５０が、翼壁部１０の内部に
形成される。内部冷却通路５０は、翼壁部の内部の一つ
の部屋で構成される。その内部冷却通路５０の部屋は、
腹側外壁１１の後縁部と背側外壁１３の後縁部との隙間
に連通する。
形成される。内部冷却通路５０は、翼壁部の内部の一つ
の部屋で構成される。その内部冷却通路５０の部屋は、
腹側外壁１１の後縁部と背側外壁１３の後縁部との隙間
に連通する。
【００２１】後縁隔壁部２０は、腹側外壁１１の後縁部
と背側外壁１３の後縁部との間を仕切って長手方向に延
びる壁である。腹側結合部２１は、腹側外壁１１と後縁
隔壁部２０とを長手方向に所定の間隔で結合する複数の
壁である。腹側結合部２１と腹側外壁１１と後縁隔壁部
２０とで囲まれた穴（以下、前方スロット２という）
が、長手方向に連なる。背側結合部２２は、後縁隔壁部
２０と背側外壁１３とを長手方向に所定の間隔で結合す
る複数の壁である。背側結合部２２と後縁隔壁部２０と
背側外壁１３とで囲まれた穴（以下、後方スロット３と
いう）が、長手方向に連なる。腹側結合部２１と背側結
合部２２とは長手方向に交互に配置される。したがっ
て、前方スロット３と後方スロット２とが長手方向に千
鳥に並ぶ。
と背側外壁１３の後縁部との間を仕切って長手方向に延
びる壁である。腹側結合部２１は、腹側外壁１１と後縁
隔壁部２０とを長手方向に所定の間隔で結合する複数の
壁である。腹側結合部２１と腹側外壁１１と後縁隔壁部
２０とで囲まれた穴（以下、前方スロット２という）
が、長手方向に連なる。背側結合部２２は、後縁隔壁部
２０と背側外壁１３とを長手方向に所定の間隔で結合す
る複数の壁である。背側結合部２２と後縁隔壁部２０と
背側外壁１３とで囲まれた穴（以下、後方スロット３と
いう）が、長手方向に連なる。腹側結合部２１と背側結
合部２２とは長手方向に交互に配置される。したがっ
て、前方スロット３と後方スロット２とが長手方向に千
鳥に並ぶ。
【００２２】翼座部３０ａは、翼壁部１０の長手方向の
一端と結合した座であり、ガスタービンのハウジング側
固定部に結合する構造を有する。開口（以下、翼座開口
という）３１が、その翼座部３０ａの翼先縁部分に設け
られる。翼座開口は、前記内部冷却通路の部屋に連通す
る。翼座部３０ｂは、翼壁部１０の長手方向の他端と結
合した座であり、ガスタービンの軸側固定部に結合する
構造を有する。先端キャップ部４０は、翼壁部の翼座部
３０ｂ側の端を閉止する壁である。
一端と結合した座であり、ガスタービンのハウジング側
固定部に結合する構造を有する。開口（以下、翼座開口
という）３１が、その翼座部３０ａの翼先縁部分に設け
られる。翼座開口は、前記内部冷却通路の部屋に連通す
る。翼座部３０ｂは、翼壁部１０の長手方向の他端と結
合した座であり、ガスタービンの軸側固定部に結合する
構造を有する。先端キャップ部４０は、翼壁部の翼座部
３０ｂ側の端を閉止する壁である。
【００２３】次に、タービン翼部品の空気冷却の作用を
説明する。冷却用の空気が、翼座部３０ａの翼座開口３
１を通過して、内部冷却通路５０の部屋に入る。冷却空
気は、翼壁部１０を冷却した後、部屋から腹側外壁１１
の後縁部と背側外壁１３の後縁部との隙間に入る。冷却
空気は、後縁隔壁部２０で２つの流れに分けられ、前方
スロット２と後方スロット３から翼壁部の外部で吹き出
す。前方スロット２から吹き出した空気が後方スロット
３から吹き出した空気を覆って流れるので、タービン翼
の周囲を流れる燃焼ガスの熱が後方スロット３から吹き
出した空気に伝わるのを抑制する。その後方スロット３
から吹き出した空気が、翼壁部１０の後縁部（特に後縁
外壁１４）を効果的に冷却する。
説明する。冷却用の空気が、翼座部３０ａの翼座開口３
１を通過して、内部冷却通路５０の部屋に入る。冷却空
気は、翼壁部１０を冷却した後、部屋から腹側外壁１１
の後縁部と背側外壁１３の後縁部との隙間に入る。冷却
空気は、後縁隔壁部２０で２つの流れに分けられ、前方
スロット２と後方スロット３から翼壁部の外部で吹き出
す。前方スロット２から吹き出した空気が後方スロット
３から吹き出した空気を覆って流れるので、タービン翼
の周囲を流れる燃焼ガスの熱が後方スロット３から吹き
出した空気に伝わるのを抑制する。その後方スロット３
から吹き出した空気が、翼壁部１０の後縁部（特に後縁
外壁１４）を効果的に冷却する。
【００２４】上述の実施形態のタービン翼部品を用いれ
ば、前方スロットから吹き出した空気と後方スロットか
ら吹き出した空気とが、タービン翼の後縁部を２つの重
なった空気層となって流れる。前方スロットから吹き出
した空気の層が後方スロットから吹き出した空気の層を
覆い、周囲の高温の燃焼ガスが後方スロットから吹き出
した空気に直接接しない。後方スロットから吹き出した
空気がタービン翼の後縁を効率良く冷却するので、後方
スロットと前方スロットから吹き出す空気量を少なくす
ることができ、ガスタービンの圧縮機の効率の低下を防
ぐことが出来る。また、タービンのガス通路に流れ出る
空気の量を減らすことができるので、タービンの効率を
向上させることが出来る。また、後方スロットと前方ス
ロットを千鳥に配置することが出来るので、空気の流れ
を均一化することができ、タービン翼の後縁を均等に冷
却することができる。
ば、前方スロットから吹き出した空気と後方スロットか
ら吹き出した空気とが、タービン翼の後縁部を２つの重
なった空気層となって流れる。前方スロットから吹き出
した空気の層が後方スロットから吹き出した空気の層を
覆い、周囲の高温の燃焼ガスが後方スロットから吹き出
した空気に直接接しない。後方スロットから吹き出した
空気がタービン翼の後縁を効率良く冷却するので、後方
スロットと前方スロットから吹き出す空気量を少なくす
ることができ、ガスタービンの圧縮機の効率の低下を防
ぐことが出来る。また、タービンのガス通路に流れ出る
空気の量を減らすことができるので、タービンの効率を
向上させることが出来る。また、後方スロットと前方ス
ロットを千鳥に配置することが出来るので、空気の流れ
を均一化することができ、タービン翼の後縁を均等に冷
却することができる。
【００２５】本発明は以上に述べた実施形態に限られる
ものではなく、発明の要旨を逸脱しない範囲で各種の変
更が可能である。後縁隔壁部を一枚であるとして説明し
たがこれに限定されず、例えば、２枚の後縁隔壁部が腹
側外壁の後縁部と背側外壁の後縁部との間を仕切っても
よく、この場合は、３行のスロット列が後縁に設けられ
ることとなる。また、後縁隔壁部は平板であるとして図
示したがこれに限定されず、例えば、長手方向に波打っ
た板面をしていても良い。また、背側結合部と腹側結合
部を交互に配置したがこれに限定されず、例えば背側結
合部と腹側結合部の数が異なっていても良い。
ものではなく、発明の要旨を逸脱しない範囲で各種の変
更が可能である。後縁隔壁部を一枚であるとして説明し
たがこれに限定されず、例えば、２枚の後縁隔壁部が腹
側外壁の後縁部と背側外壁の後縁部との間を仕切っても
よく、この場合は、３行のスロット列が後縁に設けられ
ることとなる。また、後縁隔壁部は平板であるとして図
示したがこれに限定されず、例えば、長手方向に波打っ
た板面をしていても良い。また、背側結合部と腹側結合
部を交互に配置したがこれに限定されず、例えば背側結
合部と腹側結合部の数が異なっていても良い。
【００２６】
【発明の効果】以上説明したように本発明のガスタービ
ンのタービン翼として使用されるタービン翼部品は、そ
の構成により、以下の効果を有する。後縁隔壁部が腹側
外壁の後縁部と背側外壁の後縁部の間を仕切り、冷却用
の空気が、翼座開口から入って、先端キャップ部に遮ら
れ、内部冷却通路を経由して、腹側開口から吹き出すの
で、腹側外壁の後縁部と背側外壁の後縁部との間で後縁
隔壁部に仕切られて多層となって吹き出した空気が、翼
壁部の後縁を効率良く冷却する。また、腹側外壁の後縁
部と背側外壁の後縁部との間で後縁隔壁部に仕切られて
多層となって吹き出した空気が、前方腹側開口と後方腹
側開口とから別個に吹き出すので、別個に吹き出した空
気が多層の流れとなって腹側外壁の後縁部に流れ、翼壁
部の後縁をより効率良く冷却する。また、長手方向に並
んだ背側結合部が背側外壁と後縁隔壁部とを結合し、長
手方向に並んだ腹側結合部が後縁隔壁部と前記腹側外壁
とを結合するので、後縁隔壁部がしっかりと支持され
る。また、背側結合部と腹側結合部とが長手方向に交互
に配置されるので、背側外壁と後縁隔壁部の隙間から吹
き出す空気と後縁隔壁部と腹側外壁の隙間から吹き出す
空気が千鳥に重なり合って、均一な空気が翼壁部の後縁
に流れ、後縁を均一に冷却する。従って、より少ない空
気流量でタービン翼の後縁を冷却できる冷却構造をもっ
たタービン翼部品を提供できる。
ンのタービン翼として使用されるタービン翼部品は、そ
の構成により、以下の効果を有する。後縁隔壁部が腹側
外壁の後縁部と背側外壁の後縁部の間を仕切り、冷却用
の空気が、翼座開口から入って、先端キャップ部に遮ら
れ、内部冷却通路を経由して、腹側開口から吹き出すの
で、腹側外壁の後縁部と背側外壁の後縁部との間で後縁
隔壁部に仕切られて多層となって吹き出した空気が、翼
壁部の後縁を効率良く冷却する。また、腹側外壁の後縁
部と背側外壁の後縁部との間で後縁隔壁部に仕切られて
多層となって吹き出した空気が、前方腹側開口と後方腹
側開口とから別個に吹き出すので、別個に吹き出した空
気が多層の流れとなって腹側外壁の後縁部に流れ、翼壁
部の後縁をより効率良く冷却する。また、長手方向に並
んだ背側結合部が背側外壁と後縁隔壁部とを結合し、長
手方向に並んだ腹側結合部が後縁隔壁部と前記腹側外壁
とを結合するので、後縁隔壁部がしっかりと支持され
る。また、背側結合部と腹側結合部とが長手方向に交互
に配置されるので、背側外壁と後縁隔壁部の隙間から吹
き出す空気と後縁隔壁部と腹側外壁の隙間から吹き出す
空気が千鳥に重なり合って、均一な空気が翼壁部の後縁
に流れ、後縁を均一に冷却する。従って、より少ない空
気流量でタービン翼の後縁を冷却できる冷却構造をもっ
たタービン翼部品を提供できる。
【００２７】
【図１】本発明の第一の実施形態の斜視図である。
【図２】本発明の第一の実施形態の側面断面図である。
【図３】本発明の第一の実施形態の平面断面図である。
【図４】本発明の第二の実施形態の斜視図である。
【図５】本発明の第二の実施形態の側面断面図である。
【図６】本発明の第二の実施形態の平面断面図である。
１ タービン翼部品（動翼用、静翼用）
２ 前方スロット（前方腹側開口）
３ 後方スロット（後方腹側開口）
１０ 翼壁部
１１ 腹側外壁
１２ 前縁外壁
１３ 背側外壁
２０ 後縁隔壁部
２１ 腹側結合部
２２ 背側結合部
３０ 翼座部（動翼用）
３０ａ 翼座部（静翼用）
３０ｂ 翼座部（静翼用）
３１ 翼座開口
４０ 先端キャップ部
５０ 内部冷却通路
５１ 前縁寄りの部屋
５２ 中央の部屋
５３ 後縁寄りの部屋
Claims (4)
- 【請求項１】 ガスタービンのタービン翼として使用さ
れるタービン翼部品であって、腹側外壁と前縁外壁と背
側外壁とが順に連なって翼の外周形状を形成し内部冷却
通路を内部に形成し長手方向に延びる翼壁部と、前記翼
壁部の長手方向の一端と結合した翼座部と、前記翼壁部
の長手方向の他端を閉止する先端キャップ部と、前記腹
側外壁の後縁部と前記背側外壁の後縁部との間を仕切っ
て長手方向に延びる後縁隔壁部と、を備え、前記翼座部
に設けられた翼座開口が前記内部冷却通路に連通し、前
記内部冷却通路が前記腹側外壁の後縁部と前記背側外壁
の後縁部との隙間に連通し、前記腹側外壁の後縁部と前
記背側外壁の後縁部との隙間が前記腹側外壁の後縁部に
設けられた腹側開口に連通する、ことを特徴とするター
ビン翼部品 - 【請求項２】前記腹側開口が前方腹側開口と後方腹側開
口とを有し、前記腹側外壁と前記後縁隔壁部との隙間が
該前方腹側開口に連通し、前記後縁隔壁部と前記背側外
壁との隙間が該後方腹側開口に連通する、ことを特徴と
する請求項１に記載のタービン翼部品 - 【請求項３】前記腹側外壁と前記後縁隔壁部とを長手方
向に所定の間隔で結合する複数の腹側結合部と、前記後
縁隔壁部と前記背側外壁とを長手方向に所定の間隔で結
合する複数の背側結合部と、を備えた事を特徴とする請
求項１または請求項２の一つに記載のタービン翼部品 - 【請求項４】前記背側結合部と前記腹側結合部とが長手
方向に交互に配置されたことを特徴とする請求項４に記
載のタービン翼部品
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001241783A JP4798416B2 (ja) | 2001-08-09 | 2001-08-09 | タービン翼部品 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001241783A JP4798416B2 (ja) | 2001-08-09 | 2001-08-09 | タービン翼部品 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003056301A true JP2003056301A (ja) | 2003-02-26 |
| JP4798416B2 JP4798416B2 (ja) | 2011-10-19 |
Family
ID=19072160
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001241783A Expired - Lifetime JP4798416B2 (ja) | 2001-08-09 | 2001-08-09 | タービン翼部品 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4798416B2 (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1826361A3 (en) * | 2006-02-24 | 2012-07-25 | Rolls-Royce plc | Gas turbine engine aerofoil |
| WO2012124578A1 (ja) | 2011-03-11 | 2012-09-20 | 株式会社Ihi | タービン翼 |
| EP2267276A3 (en) * | 2009-06-26 | 2014-05-21 | United Technologies Corporation | Airfoil with hybrid drilled and cutback trailing edge |
| JP2014111901A (ja) * | 2012-12-05 | 2014-06-19 | Hitachi Ltd | ガスタービン冷却翼およびガスタービン冷却翼の補修方法 |
| CN107013255A (zh) * | 2017-06-01 | 2017-08-04 | 西北工业大学 | 一种带有连续直肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构 |
| WO2021019156A1 (fr) * | 2019-07-30 | 2021-02-04 | Safran Aircraft Engines | Aube mobile de turbomachine a circuit de refroidissement ayant une double rangee de fentes d'evacuation |
| FR3102794A1 (fr) * | 2019-10-31 | 2021-05-07 | Safran Aircraft Engines | Composant de turbomachine comportant des orifices de refroidissement ameliores |
| CN114776388A (zh) * | 2022-05-26 | 2022-07-22 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构 |
| RU2810173C2 (ru) * | 2019-07-30 | 2023-12-22 | Сафран Эркрафт Энджинз | Рабочая лопатка газотурбинного двигателя с контуром охлаждения, содержащим двойной ряд выпускных щелей |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60192804A (ja) * | 1984-03-13 | 1985-10-01 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン翼 |
| JPS61155601A (ja) * | 1984-12-21 | 1986-07-15 | ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン | ガスタ−ビンエンジン |
| JPH01147103A (ja) * | 1987-10-27 | 1989-06-08 | United Technol Corp <Utc> | ガスタービンロータのバランシング装置 |
| US5215431A (en) * | 1991-06-25 | 1993-06-01 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Cooled turbine guide vane |
| JPH05280301A (ja) * | 1991-06-24 | 1993-10-26 | General Electric Co <Ge> | 冷却用溝をフォトエッチした拡散結合エアーホイル |
| US5342172A (en) * | 1992-03-25 | 1994-08-30 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Cooled turbo-machine vane |
| JP2001055901A (ja) * | 1999-07-26 | 2001-02-27 | General Electric Co <Ge> | 耐塵性にすぐれたエーロフォイル冷却構造 |
-
2001
- 2001-08-09 JP JP2001241783A patent/JP4798416B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60192804A (ja) * | 1984-03-13 | 1985-10-01 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン翼 |
| JPS61155601A (ja) * | 1984-12-21 | 1986-07-15 | ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン | ガスタ−ビンエンジン |
| JPH01147103A (ja) * | 1987-10-27 | 1989-06-08 | United Technol Corp <Utc> | ガスタービンロータのバランシング装置 |
| JPH05280301A (ja) * | 1991-06-24 | 1993-10-26 | General Electric Co <Ge> | 冷却用溝をフォトエッチした拡散結合エアーホイル |
| US5215431A (en) * | 1991-06-25 | 1993-06-01 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Cooled turbine guide vane |
| US5342172A (en) * | 1992-03-25 | 1994-08-30 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Cooled turbo-machine vane |
| JP2001055901A (ja) * | 1999-07-26 | 2001-02-27 | General Electric Co <Ge> | 耐塵性にすぐれたエーロフォイル冷却構造 |
Cited By (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1826361A3 (en) * | 2006-02-24 | 2012-07-25 | Rolls-Royce plc | Gas turbine engine aerofoil |
| EP2267276A3 (en) * | 2009-06-26 | 2014-05-21 | United Technologies Corporation | Airfoil with hybrid drilled and cutback trailing edge |
| US9422816B2 (en) | 2009-06-26 | 2016-08-23 | United Technologies Corporation | Airfoil with hybrid drilled and cutback trailing edge |
| WO2012124578A1 (ja) | 2011-03-11 | 2012-09-20 | 株式会社Ihi | タービン翼 |
| CN103403299A (zh) * | 2011-03-11 | 2013-11-20 | 株式会社Ihi | 涡轮叶片 |
| EP2685049A1 (en) * | 2011-03-11 | 2014-01-15 | IHI Corporation | Turbine blade |
| EP2685049A4 (en) * | 2011-03-11 | 2014-10-01 | Ihi Corp | TURBINE DAWN |
| JP2014111901A (ja) * | 2012-12-05 | 2014-06-19 | Hitachi Ltd | ガスタービン冷却翼およびガスタービン冷却翼の補修方法 |
| CN107013255A (zh) * | 2017-06-01 | 2017-08-04 | 西北工业大学 | 一种带有连续直肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构 |
| WO2021019156A1 (fr) * | 2019-07-30 | 2021-02-04 | Safran Aircraft Engines | Aube mobile de turbomachine a circuit de refroidissement ayant une double rangee de fentes d'evacuation |
| FR3099522A1 (fr) * | 2019-07-30 | 2021-02-05 | Safran Aircraft Engines | Aube mobile de turbomachine à circuit de refroidissement ayant une double rangée de fentes d’évacuation |
| CN114207249A (zh) * | 2019-07-30 | 2022-03-18 | 赛峰航空器发动机 | 具有带有双排排放槽的冷却回路的涡轮发动机移动叶片 |
| RU2810173C2 (ru) * | 2019-07-30 | 2023-12-22 | Сафран Эркрафт Энджинз | Рабочая лопатка газотурбинного двигателя с контуром охлаждения, содержащим двойной ряд выпускных щелей |
| US11913354B2 (en) | 2019-07-30 | 2024-02-27 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine moving blade with cooling circuit having a double row of discharge slots |
| CN114207249B (zh) * | 2019-07-30 | 2024-03-29 | 赛峰航空器发动机 | 具有带有双排排放槽的冷却回路的涡轮发动机移动叶片 |
| FR3102794A1 (fr) * | 2019-10-31 | 2021-05-07 | Safran Aircraft Engines | Composant de turbomachine comportant des orifices de refroidissement ameliores |
| CN114776388A (zh) * | 2022-05-26 | 2022-07-22 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 航空发动机涡轮叶片尾缘主动强化冷却结构 |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
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