JP2961065B2 - ガスタービン動翼 - Google Patents

ガスタービン動翼

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JP2961065B2 JP7058711A JP5871195A JP2961065B2 JP 2961065 B2 JP2961065 B2 JP 2961065B2 JP 7058711 A JP7058711 A JP 7058711A JP 5871195 A JP5871195 A JP 5871195A JP 2961065 B2 JP2961065 B2 JP 2961065B2
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幸弘 橋本
弘治 多田
一郎 福江
敬三 塚越
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    • 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
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    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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  • Architecture (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
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Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンプラントや
ジェットエンジンのガスタービン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンの構成は、図５に示すよう
に、圧縮機（１）で空気を圧縮し、燃焼器（２）で燃料
を挿入して燃焼ガスを作成し、それをタービン部（３）
に導入して発電機（４）を回転させる構成となってい
る。タービン部（３）は、図６に示すように、静翼
（５）と動翼（６）から成り立っており、その動翼
（６）は燃焼器（２）から出た高温ガスに耐えるため、
空冷動翼が開発されてきている。
【０００３】図７は従来の空冷動翼の一例を示す縦断面
図、図８は同じく水平断面図、図９は同じく斜視図、図
１０は同じく水平断面で切断し図９とは異なる方向から
見た斜視図である。圧縮機（１）から吐出した高圧空気
（７）を空冷動翼（６）の翼根底部（８）より導入し、
シャンク部（９）やプラットホーム（１０）および翼プ
ロファイル部（１１）を冷却した後、翼表面に設けた細
穴(12)や翼先端の細穴（１３）および翼後縁部のピンフ
ィン部（１４）より流出させて、動翼のメタル温度が上
昇するのを抑える冷却技術を採用している。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】空冷動翼ではシャンク
部やプラットホームと翼プロファイル部では質量（肉
厚）に大きな違いがある。それでも、定常運転時にはプ
ラットホームと翼プロファイル部には大きな温度差が生
じず、熱応力も小さい。ところが停止時等の非定常時に
は、翼プロファイル部は早く温度が下がるのに比べ、プ
ラットホームは質量があるため温度の下がりが遅く、両
者間に大きな温度差が生じて、温度的に非常に大きな熱
応力が発生する。その一番きびしい箇所として翼後縁の
プラットホームとの付根部が予測される。そこで、非定
常時（起動・停止時）に翼後縁のプラットホームとの付
根部で高い熱応力が発生するのを防ぐ構造が必要とな
る。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明者は、前記従来の
課題を解決するために、プラットホームの翼後縁がわ端
面で高温ガスに接触しない領域に、翼荷重の力線の流れ
の中に入らない深さで丸味を持った溝を回転軸線に直交
する円周方向に沿って設けたことを特徴とするガスター
ビン動翼を提案するものである。
【０００６】
【作用】本発明は前記構成を有し、プラットホームの翼
後縁がわ端面で高温ガスに接触しない領域に、丸味を持
った溝を回転軸線に直交する円周方向に沿って設けたの
で、高温ガスにさらされるプラットホーム後流側の質量
が小さく、したがって非定常時（起動・停止時）の翼後
縁側プロファイル部とプラットホーム後流側の温度差は
従来よりも小さくなる。その結果、発生する熱応力も小
さい。更に、プラットホーム後流側の剛性を溝を設けた
ことによって大幅に低減させているので、プラットホー
ム後流側での両者間の熱変形差を逃がすことができ、大
きな熱応力の発生を防げる。そしてプラットホーム後流
側に設ける溝の深さを翼荷重の力線の流れの中まで入れ
ていないので、翼の遠心力による荷重に対しても溝底に
は大きな応力は発生しない。
【０００７】
【実施例】図１は本発明の一実施例を示す縦断面図、図
２は同じく水平断面図、図３は同じく斜視図、図４は同
じく水平断面で切断し図３とは異なる方向から見た斜視
図である。
【０００８】前記のとおり、燃焼器（２）から送られた
高温の燃焼ガスはタービン部（３）で仕事をする。その
タービン部（３）は静翼（５）と動翼（６）から成り立
っており、その動翼（６）は燃焼器（２）から出た高温
ガスに耐えるため、圧縮機（１）から吐出した高圧空気
（７）を空冷動翼（６）の翼根底部（８）より導入し、
シャンク部（９）やプラットホーム（１０）および翼プ
ロファイル部（１１）を冷却した後、翼表面に設けた細
穴（１２）や翼先端の細穴（１３）および翼後縁部のピ
ンフィン部（１４）より流出させて、動翼のメタル温度
が上昇するのをおさえる冷却技術を採用している。
【０００９】そしてプラットホーム（１０）と翼プロフ
ァイル部（１１）を比べるとプラットホーム（１０）は
厚肉であるので、本実施例ではプラットホーム後流側に
翼荷重の力線の流れの中に入らない深さに丸味を持った
溝（１５）を回転軸線に直交する円周方向に沿って設
け、プラットホーム後流側の質量を減らすとともに、プ
ラットホーム後流側の剛性を大幅に低減するものであ
る。
【００１０】
【発明の効果】従来の空冷動翼では翼後縁プロファイル
部とプラットホーム後流側の質量（肉厚）差が大きかっ
たため、非定常時（起動・停止時）に翼後縁プロファイ
ル部とプラットホーム後流側で大きな温度差が生じて翼
後縁のプラットホームとの付根部に大きな熱応力が発生
し、き裂発生が懸念された。本発明ではプラットホーム
後流側に翼荷重の力線の流れの中に入らない深さで、丸
味を持った溝を設けた結果、高温ガスにさらされるプラ
ットホーム後流側の質量（肉厚）は小さくなり、非定常
時の温度差も従来よりは小さくなるし、またプラットホ
ーム後流側の剛性を大幅に低減させているので、翼後縁
とプラットホーム後流側の熱変形差を逃がすことがで
き、翼後縁のプラットホームとの付根部に大きな熱応力
の発生するのを防ぐことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は本発明の一実施例を示す縦断面図であ
る。
【図２】図２は上記実施例の水平断面図である。
【図３】図３は上記実施例の斜視図である。
【図４】図４は上記実施例を水平断面で切断し図３とは
異なる方向から見た斜視図である。
【図５】図５はガスタービンの一般的な構成を示す図で
ある。
【図６】図６はガスタービンのタービン部の一般的な構
成を示す図である。
【図７】図７は従来の空冷動翼の一例を示す縦断面図で
ある。
【図８】図８は上記従来の空冷動翼の水平断面図であ
る。
【図９】図９は上記従来の空冷動翼の斜視図である。
【図１０】図１０を上記従来の空冷動翼を水平断面で切
断し図９とは異なる方向から見た斜視図である。
【符号の説明】
（１） 圧縮機 （２） 燃焼器 （３） タービン （４） 発電機 （５） 静翼 （６） 動翼 （７） 高圧空気 （８） 翼根底部 （９） シャンク部 （１０） プラットホーム （１１） 翼プロファイル部 （１２） 翼表面に設けた細穴 （１３） 翼先端の細穴 （１４） 翼後縁部のピンフィン部 （１５） 溝
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 福江 一郎 兵庫県高砂市荒井町新浜二丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者 塚越 敬三 兵庫県高砂市荒井町新浜二丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者 正田 淳一郎 兵庫県高砂市荒井町新浜二丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (56)参考文献 特開 昭54−150508（ＪＰ，Ａ) 特開 平３−149301（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F01D 5/00 - 9/02

Claims (1)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 プラットホームの翼後縁がわ端面で高温
    ガスに接触しない領域に、翼荷重の力線の流れの中に入
    らない深さで丸味を持った溝を回転軸線に直交する円周
    方向に沿って設けたことを特徴とするガスタービン動
    翼。
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