JP3453268B2 - ガスタービン翼 - Google Patents

ガスタービン翼

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JP3453268B2 JP04903197A JP4903197A JP3453268B2 JP 3453268 B2 JP3453268 B2 JP 3453268B2 JP 04903197 A JP04903197 A JP 04903197A JP 4903197 A JP4903197 A JP 4903197A JP 3453268 B2 JP3453268 B2 JP 3453268B2
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turbine blade
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    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type

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  • Mechanical Engineering (AREA)
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Description

【発明の詳細な説明】 【０００１】 【発明の属する技術分野】本発明は、翼先端部を効果的
に冷却するようにしたガスタービン翼に関する。 【０００２】 【従来の技術】高温ガスタービンに用いる冷却翼では、
図４に示すように、ガスタービン翼１０２の先端部に突
起部１０１ａを設けている。この突起部１０１ａは、図
５及び図６に示されるタービン翼環１０３との間に生じ
る隙間を最小限にし、この隙間をもれてタービン損失と
なる主流ガス量を最小に抑えるシール効果とともに、か
りに熱変形等によるタービン翼環との接触時にも、翼を
損傷して翼冷却通路からの冷却媒体の放出が発生し、翼
の焼損が起こらないよう接触時の削り代として設けられ
ている。この従来の突起部１０１ａは、図４及び図５に
示すように、翼先端部の端面の外表面の全周にわたって
翼プロファイルの延長線上に設けられており、翼１０２
と同じ形状を有している。 【０００３】 【発明が解決しようとする課題】翼内部の冷却通路に冷
却媒体を流すようにして冷却を行なうガスタービンの冷
却翼が採用されているが、ガスタービン性能向上のため
タービン入口温度・圧力は年々増加している。このため
に、ガスタービンの冷却翼にかかる熱負荷も増大し、翼
面メタル温度を焼損しないよう低下させるようにしてい
るために、翼メタル内では非常に大きな温度勾配が生じ
る結果となっている。このため図４に示すような突起を
ガスタービン翼先端に設けた場合、翼内部の冷却通路の
表面に形成される冷却面からの距離が大きいので突起先
端部のメタル温度は非常に高温となり、焼損や冷却部と
の温度差によって発生する熱応力によるクラック発生の
恐れが生じる。 【０００４】このため、図６に示すように、この部分に
ガスタービン翼１０２内に設けられた冷却通路１０４か
ら冷却媒体１０６をフィルム冷却孔１０５から翼外の側
方において翼の先端部とタービン翼環１０３へ向うよう
に吹き出し、低温の冷却媒体膜を形成してガスタービン
翼１０２の冷却を行っているが、この吹き出す冷却媒体
１０６がタービン性能を低下させる結果となりこの量を
抑える必要がある。 【０００５】本発明は、以上の従来のガスタービン翼の
もつ問題点を解決しようとするものである。 【０００６】 【課題を解決するための手段】本発明は、内部に冷却通
路を備えたガスタービン翼において、翼の先端部外表面
に翼プロファイルの延長線上には突起を設けず、翼プロ
ファイルの延長線上より内側だけに突起を設け、かつ、
同翼の先端部に冷却媒体吹出し用の冷却孔を設けていな
いことを特徴とする。 【０００７】本発明では、翼の先端部外表面に翼プロフ
ァイルの延長線上には突起を設けず、翼プロファイルの
延長線上より内側だけに突起が設けられており、同突起
はガスタービン翼内の冷却通路の上方において同冷却通
路に近ずくように移動したこととなり、従来のものに比
べて冷却面である翼冷却通路からの距離が短くなり、同
突起先端部のメタル温度は低下する。この温度低下によ
りガスタービン翼のメタルの焼損は回避され、また、材
料強度は従来のものに比べて相対的に増加し、かつ、翼
冷却部とのメタル温度差の減少により熱応力は低下し翼
先端部のクラックも回避することが可能となる。それに
加え、翼の先端部に冷却媒体吹出し用の冷却孔を設けて
いないので、先端部から冷却媒体を吹き出すことにより
生ずるタービン性能の低下を抑えることができる。 【０００８】 【発明の実施の形態】本発明の実施の第一の形態を、図
１及び図２によって説明する。本実施の形態において、
ガスタービン翼１０２内には、図４及び図５に示される
従来のガスタービン翼と同様な冷却通路１０４が設けら
れており、ガスタービン翼１０２の先端部の端面の外表
面には、タービン翼環１０３へ向って突出する突起部１
０１が設けられている。 【０００９】前記突起部１０１は、翼プロファイルとほ
ぼ相似形をなして翼１０２の先端部を周回するように設
けられているが、翼プロファイルの延長線上より内側に
位置している。また、前記突起部１０１は、タービン翼
環１０３との隙間を最小にするようにその高さが決定さ
れている。 【００１０】本実施の形態では、翼プロファイルとほぼ
相似形をなす突起部１０１が、翼先端部の端面の外表面
において翼プロファイルの延長線上より内側に位置する
ように設けられているために、同突起部は冷却通路１０
４の上方において同冷却通路１０４に近くに位置するこ
ととなり、同突起部１０１のメタル温度を低下させるこ
とができる。 【００１１】本実施の形態と、図４及び図５に示す従来
例との突起部付近の翼先端におけるメタル温度を図７に
示す。図７に示すように、本実施の形態では、ガスター
ビン翼１０２の先端部と突起部１０１のメタル温度を低
くすることができ、ガスタービン翼１０２の焼損を回避
し、材料強度を相対的に増加させ、かつ、熱応力を低下
させてガスタービン翼１０２の先端部のクラックを回避
すことができる。 【００１２】本発明の実施の第二の形態を、図３によっ
て説明する。本実施の形態は、前記本発明の実施の第一
の形態における突起部１０１に代えて、ガスタービン翼
１０２の端面の外表面において翼幅中央に沿ってタービ
ン翼環１０３へ向って突出する一条の線状の突起部１０
１′を設けた。 【００１３】本実施の形態も、前記本発明の実施の第一
の形態と同様な作用及び効果を奏することができる。 【００１４】なお、前記本発明の実施の第二の形態で
は、ガスタービン翼１０２の端面の外表面の翼幅中央に
沿って一本の線状の突起部１０１′を設けているが、ガ
スタービン翼１０２の端面の外表面上において、翼プロ
ファイルの延長線より内側において、翼幅に沿うように
複数条の突起部を設けるようにすることもできる。 【００１５】 【発明の効果】本発明によるガスタービン翼によれば、
翼先端部の外表面に翼プロファイルの延長線上には突起
を設けず、翼プロファイルの延長線より内側だけに設け
た突起部によって、ガスタービン翼の冷却性能を高める
ことができ、また、これに加え翼の先端部に冷却媒体吹
出し用の冷却孔を設けていないので、先端部から冷却媒
体を吹き出すことにより生ずるタービン性能の低下を抑
えることができるので、プラント全体の性能を損ねるこ
となく信頼性の向上に寄与することができる。
【図面の簡単な説明】 【図１】図１（ａ）は本発明の実施の第一の形態の斜視
図、図１（ｂ）はガスタービン翼の先端部の平面図であ
る。 【図２】図１（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図である。 【図３】本発明の実施の第二の形態のガスタービン翼の
先端部の断面図である。 【図４】従来のガスタービン翼を示し、図４（ａ）はそ
の斜視図、図４（ｂ）はガスタービン翼の先端部の平面
図である。 【図５】前記従来のガスタービン翼の先端部の断面図で
ある。 【図６】フィルム冷却孔を備えた従来のガスタービン翼
の先端部の断面図である。 【図７】本発明の実施の第一の形態と図４及び図５に示
す従来のガスタービン翼の翼先端部と突起部のメタル温
度を示す図である。 【符号の説明】 １０１，１０１′，１０１ａ 突起部 １０２ ガスタービン翼 １０３ タービン翼環 １０４ 冷却通路 １０５ フィルム冷却孔 １０６ 冷却媒体
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭60−206903（ＪＰ，Ａ) 特開 昭56−162207（ＪＰ，Ａ) 特開 昭62−142805（ＪＰ，Ａ) 特開 平１−195902（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−10102（ＪＰ，Ａ) 実開 昭59−97205（ＪＰ，Ｕ) 米国特許4682933（ＵＳ，Ａ) 欧州特許出願公開661415（ＥＰ，Ａ １) ***国特許出願公開1576953（ＤＥ, Ａ１) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 1/00 - 11/10 F02C 1/00 - 8/58

Claims (1)

  1. (57)【特許請求の範囲】 【請求項１】 内部に冷却通路を備えたガスタービン翼
    において、翼の先端部外表面に翼プロファイルの延長線
    上には突起を設けず、翼プロファイルの延長線上より内
    側だけに突起を設け、かつ、同翼の先端部に冷却媒体吹
    出し用の冷却孔を設けていないことを特徴とするガスタ
    ービン翼。
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US09/034,130 US6039531A (en) 1997-03-04 1998-03-03 Gas turbine blade
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