JP7389574B2 - 航空機用ガスタービン - Google Patents
航空機用ガスタービン Download PDFInfo
- Publication number
- JP7389574B2 JP7389574B2 JP2019121448A JP2019121448A JP7389574B2 JP 7389574 B2 JP7389574 B2 JP 7389574B2 JP 2019121448 A JP2019121448 A JP 2019121448A JP 2019121448 A JP2019121448 A JP 2019121448A JP 7389574 B2 JP7389574 B2 JP 7389574B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine
- stage
- rotor blade
- upstream
- blade
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 107
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 15
- 229910010038 TiAl Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 6
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 46
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 13
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 10
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 8
- 239000011295 pitch Substances 0.000 description 4
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 3
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 2
- UQZIWOQVLUASCR-UHFFFAOYSA-N alumane;titanium Chemical compound [AlH3].[Ti] UQZIWOQVLUASCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 230000012447 hatching Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
しかしながら、動翼の後縁損失は、動翼枚数の増加に伴い増加してしまう。さらに、振動に対する強度の観点では、動翼枚数を少なくした方が翼型を太くできるため有利となる。
つまり、動翼の枚数(言い換えれば、重量)と、航空機用ガスタービンの性能及び振動に対する強度とは、トレードオフの関係にあり、更なる航空機用ガスタービンの軽量化が困難になっている。
この発明の第一態様によれば、航空機用ガスタービンは、離陸時推力が15000から40000lbsの航空機用ガスタービンであって、軸線回りに回転するロータ軸と、タービン動翼段と、タービンケーシングと、第一上流側静翼段と、下流側静翼段と、を備える。タービン動翼段は、前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数のタービン動翼を有する。タービンケーシングは、前記ロータ軸を外周側から覆う。第一上流側静翼段は、タービン動翼段の前記軸線方向上流側に配置されている。第一上流側静翼段は、複数のタービン静翼本体を有するタービン静翼段である。第一上流側静翼段の複数の静翼本体は、前記タービンケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置されている。前記タービン動翼は、前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有する。前記タービン動翼段は、前記周方向で隣り合う前記タービン動翼のシュラウド同士が連結されて、50枚以上で且つ、72枚以下の前記動翼本体を備える。前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記下流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、1以上で且つ3以下である。
このように構成することで、いわゆるインテグラルシュラウド翼である動翼において、動翼本体が大型化して重量増加することを抑制できる。
このように構成することで、軸線方向で隣り合う静翼段である第一上流側静翼段と第二上流側静翼段とにおける静翼本体の枚数差が大きくなることで振動が励起されることを抑制できる。
このようにすることで、振動強度を確保しつつ、動翼の更なる軽量化を図ることができる。
このようにすることで、中実に形成された動翼と比較して動翼の更なる軽量化を図ることができる。
このようにすることで、中実に形成された動翼と比較して動翼の更なる軽量化を図ることができる。
次に、この発明の実施形態における航空機用ガスタービンを図面に基づき説明する。
図1は、この発明の実施形態の航空機用ガスタービンの概略構成を示す構成図である。図2は、図1のタービン動翼段及びタービン静翼段を拡大した図である。
この実施形態に係る航空機用ガスタービン100は、中小型の航空機用のガスタービンである。この航空機用ガスタービン100は、中小型の航空機の離陸時推力(例えば、15000から40000lbs程度)を得るためのガスタービンである。図1に示すように、この航空機用ガスタービン100は、主に、圧縮機1と、燃焼室2と、タービン3と、を備えている。
図3に示すように、上述したタービン動翼段23のタービン動翼24は、いわゆるインテグラルシュラウド翼(ISB)であって、動翼本体32と、シュラウド33と、を備えている。
動翼本体32は、正圧面と負圧面とを有する翼型断面を有し、径方向Drに延びている。この実施形態で例示する動翼本体32は、タービン動翼24のプラットフォーム34から径方向Drの外側に向かって延びている。このタービン動翼24は、プラットフォーム34よりも軸線Amに近い側に形成された翼根(図示せず)を介してタービンロータ軸21に固定されている。
ここで、図4に示す軸コード長C1は、翼端の軸コード長である。この軸コード長C1は、軸線方向Daにおける動翼本体32の前縁32fから後縁32eまでの長さである。図4に示す「100」、「90」という数字は、前縁32fと後縁32eとにおける翼高さ方向の位置を百分率(%)で示したものである。つまり、軸コード長C1は、前縁32fの翼端である100%の高さ位置と、後縁32eの翼端である100%の高さ位置とにおける軸コード長である。同様に、軸コード長C2は、前縁32fの90%の高さ位置と、後縁32eの90%の高さ位置とにおける軸コード長である。なお、軸コード長Cxは、前縁32fの50%の高さ位置と後縁32eの50%の高さ位置との軸コード長を用いてもよい。
図5では、一つのタービン動翼段23に設ける動翼本体32の枚数をそれぞれ72枚、60枚、50枚としたときのタービン動翼24の一次モードの固有振動周波数をそれぞれ実線で示している。また、図5では、離陸時推力が15000から40000lbsの航空機用ガスタービン100における、主要運転範囲の回転速度(rpm)を網掛けで示している。
また、動翼本体32がホロー翼であるため、動翼本体が中実に形成された場合と比較して、タービン動翼24の更なる軽量化を図ることができる。
この発明は、上述した実施形態に限定されるものではなく、この発明の趣旨を逸脱しない範囲において、上述した実施形態に種々の変更を加えたものを含む。すなわち、実施形態で挙げた具体的な形状や構成等は一例にすぎず、適宜変更が可能である。
例えば、他の態様として、離陸時推力が15000から40000lbsのいわゆる中小型の航空機用ガスタービン100において、タービン動翼24がインテグラルシュラウド翼であり、第三タービン動翼段(動翼段)23Cが50枚以上で且つ72枚以下の動翼本体32を備え、第一タービン静翼段25Aの静翼本体42の枚数と、第二タービン静翼段25Bの静翼本体42の枚数との差の絶対値が、1以上で且つ3以下であるようにしてもよい。この場合、第二タービン動翼段23Bの動翼本体32の枚数は50枚以上で且つ72枚以下に限られない。
上述した実施形態においては、タービン動翼24が翼高さ方向の全域に空洞Cが形成されたホロー翼である場合を例示した。しかし、タービン動翼24は、ホロー翼に限られるものではない。
例えば、図6に示すように、タービン動翼24の翼高さ方向の一部に空洞c2が形成されるようにしてもよい。このようにすることで、動翼本体が中実に形成された場合と比較すれば、タービン動翼24の更なる軽量化を図ることができる。なお、動翼本体32の翼高さ方向の少なくとも一部が中空に形成される構成であれば、空洞c2の位置、形状、大きさは、図6に例示した位置、形状、大きさに限られない。
上記実施形態では、軸線方向Daで隣り合うタービン静翼段25の各静翼本体42の枚数の差の絶対値が3以下の場合を例示したが、この差の絶対値は3よりも大きくしてもよい。
2 燃焼室
3 タービン
4 排気ノズル
10 吸気ダクト
11 圧縮機ロータ軸
12 圧縮機ケーシング
13 圧縮機動翼段
14 圧縮機動翼
15 圧縮機静翼段
16 圧縮機静翼
21 タービンロータ軸(ロータ軸)
22 タービンケーシング(ケーシング)
23 タービン動翼段
23A 第一タービン動翼段(上流側動翼段)
23B 第二タービン動翼段(動翼段)
23C 第三タービン動翼段(動翼段)
24 タービン動翼(動翼)
25 タービン静翼段(静翼段)
25A 第一タービン静翼段(第二上流側静翼段)
25B 第二タービン静翼段(第一上流側静翼段)
25C 第三タービン静翼段(下流側静翼段)
26 タービン静翼
27 噴射口
32 動翼本体
32e 後縁
32f 前縁
33 シュラウド
34 プラットフォーム
42 静翼本体
91 ガスタービンロータ
92 ガスタービンケーシング
100 航空機用ガスタービン
Claims (9)
- 離陸時推力が15000から40000lbsの航空機用ガスタービンであって、
軸線回りに回転するロータ軸と、
前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数のタービン動翼を有するタービン動翼段と、
前記ロータ軸を外周側から覆うタービンケーシングと、
前記タービン動翼段の前記軸線方向上流側に配置され、前記タービンケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有するタービン静翼段である第一上流側静翼段と、
前記タービン動翼段の前記軸線方向下流側に配置され、前記タービンケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有するタービン静翼段である下流側静翼段と、を備え、
前記タービン動翼は、
前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有し、
前記タービン動翼段は、
前記周方向で隣り合う前記タービン動翼のシュラウド同士が連結されて、50枚以上で且つ、72枚以下の前記動翼本体を備え、
前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記下流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、1以上で且つ3以下である航空機用ガスタービン。 - 前記動翼本体の高さを「H」、前記動翼本体の軸コード長を「Cx」とすると、H/Cxの値が2以上且つ6以下である請求項1に記載の航空機用ガスタービン。
- 離陸時推力が15000から40000lbsの航空機用ガスタービンであって、
軸線回りに回転するロータ軸と、
前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数のタービン動翼を有するタービン動翼段と、
前記ロータ軸を外周側から覆うタービンケーシングと、
前記タービン動翼段の前記軸線方向上流側に配置され、前記タービンケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有するタービン静翼段である第一上流側静翼段と、
前記タービン動翼段の前記軸線方向下流側に配置され、前記タービンケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有するタービン静翼段である下流側静翼段と、を備え、
前記タービン動翼は、
前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有し、
前記動翼本体の高さを「H」、前記動翼本体の軸コード長を「Cx」とすると、H/Cxの値が2以上且つ6以下であり、
前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記下流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、1以上で且つ3以下である航空機用ガスタービン。 - 前記第一上流側静翼段の前記軸線方向上流側に配置された前記タービン動翼段としての上流側動翼段と、
前記上流側動翼段の前記軸線方向上流側に配置された前記タービン静翼段としての第二上流側静翼段と、を備え、
前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記第二上流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、1以上で且つ3以下である請求項1から請求項3の何れか一項に記載の航空機用ガスタービン。 - 前記タービン動翼は、TiAl合金である請求項1から請求項4の何れか一項に記載の航空機用ガスタービン。
- 前記動翼本体は、ホロー翼である請求項1から請求項5の何れか一項に記載の航空機用ガスタービン。
- 前記動翼本体は、翼高さ方向の少なくとも一部が中空に形成されている請求項1から請求項5の何れか一項に記載の航空機用ガスタービン。
- 離陸時推力が15000から40000lbsの航空機用ガスタービンであって、
軸線回りに回転するロータ軸と、
前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数のタービン動翼を有するタービン動翼段と、
前記ロータ軸を外周側から覆うタービンケーシングと、
前記タービン動翼段の前記軸線方向上流側に配置され、前記タービンケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有するタービン静翼段である第一上流側静翼段と、
前記第一上流側静翼段の前記軸線方向上流側に配置されたタービン動翼段である上流側動翼段と、
前記上流側動翼段の前記軸線方向上流側に配置されたタービン静翼段である第二上流側静翼段と、を備え、
前記タービン動翼は、
前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有し、
前記タービン動翼段は、
前記周方向で隣り合う前記タービン動翼のシュラウド同士が連結されて、50枚以上で且つ、72枚以下の前記動翼本体を備え、
前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記第二上流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、1以上で且つ3以下である航空機用ガスタービン。 - 離陸時推力が15000から40000lbsの航空機用ガスタービンであって、
軸線回りに回転するロータ軸と、
前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数のタービン動翼を有するタービン動翼段と、
前記ロータ軸を外周側から覆うタービンケーシングと、
前記タービン動翼段の前記軸線方向上流側に配置され、前記タービンケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有するタービン静翼段である第一上流側静翼段と、
前記第一上流側静翼段の前記軸線方向上流側に配置されたタービン動翼段である上流側動翼段と、
前記上流側動翼段の前記軸線方向上流側に配置されたタービン静翼段である第二上流側静翼段と、を備え、
前記タービン動翼は、
前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有し、
前記動翼本体の高さを「H」、前記動翼本体の軸コード長を「Cx」とすると、H/Cxの値が2以上且つ6以下であり、
前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記第二上流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、1以上で且つ3以下である航空機用ガスタービン。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2019121448A JP7389574B2 (ja) | 2019-06-28 | 2019-06-28 | 航空機用ガスタービン |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2019121448A JP7389574B2 (ja) | 2019-06-28 | 2019-06-28 | 航空機用ガスタービン |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2021008820A JP2021008820A (ja) | 2021-01-28 |
JP7389574B2 true JP7389574B2 (ja) | 2023-11-30 |
Family
ID=74199614
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2019121448A Active JP7389574B2 (ja) | 2019-06-28 | 2019-06-28 | 航空機用ガスタービン |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP7389574B2 (ja) |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2005315178A (ja) | 2004-04-28 | 2005-11-10 | Toshiba Corp | 軸流タービン |
JP2010156339A (ja) | 2008-12-29 | 2010-07-15 | General Electric Co <Ge> | タービンエーロフォイルのクロッキング |
JP2013148086A (ja) | 2012-01-20 | 2013-08-01 | General Electric Co <Ge> | ターボ機械ブレード先端シュラウド |
JP2013256961A (ja) | 2007-07-31 | 2013-12-26 | General Electric Co <Ge> | ロータブレード |
JP2013541668A5 (ja) | 2011-10-03 | 2013-12-26 | ||
US20140000281A1 (en) | 2012-07-02 | 2014-01-02 | Timothy Charles Nash | Gas turbine engine turbine blade airfoil profile |
JP2017096269A (ja) | 2015-11-17 | 2017-06-01 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ガスタービンエンジンファン |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8515711B2 (en) | 2010-10-21 | 2013-08-20 | Siemens Energy, Inc. | Diagnostic system and method for monitoring operating conditions of components of a turbine machine |
-
2019
- 2019-06-28 JP JP2019121448A patent/JP7389574B2/ja active Active
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2005315178A (ja) | 2004-04-28 | 2005-11-10 | Toshiba Corp | 軸流タービン |
JP2013256961A (ja) | 2007-07-31 | 2013-12-26 | General Electric Co <Ge> | ロータブレード |
JP2010156339A (ja) | 2008-12-29 | 2010-07-15 | General Electric Co <Ge> | タービンエーロフォイルのクロッキング |
JP2013541668A5 (ja) | 2011-10-03 | 2013-12-26 | ||
JP2013148086A (ja) | 2012-01-20 | 2013-08-01 | General Electric Co <Ge> | ターボ機械ブレード先端シュラウド |
US20140000281A1 (en) | 2012-07-02 | 2014-01-02 | Timothy Charles Nash | Gas turbine engine turbine blade airfoil profile |
JP2017096269A (ja) | 2015-11-17 | 2017-06-01 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ガスタービンエンジンファン |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2021008820A (ja) | 2021-01-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10718216B2 (en) | Airfoil for gas turbine engine | |
CN106894847B (zh) | 涡轮机及其涡轮喷嘴 | |
EP2631491B1 (en) | Transonic blade | |
CN109538352B (zh) | 外鼓转子组件和燃气涡轮发动机 | |
JP6025961B2 (ja) | タービン動翼 | |
RU2638495C2 (ru) | Сопловая лопатка турбины, турбина и аэродинамическая часть сопловой лопатки турбины | |
CN106894843B (zh) | 涡轮机及其涡轮叶片 | |
JP5297540B2 (ja) | タービン動翼及びターボ機械 | |
US10253638B2 (en) | Turbomachine blade tip shroud | |
US20120272663A1 (en) | Centrifugal compressor assembly with stator vane row | |
CN109838281A (zh) | 用于燃气涡轮发动机的护罩 | |
JP3306788B2 (ja) | 燃焼タービン用翼形 | |
JP4269723B2 (ja) | タービンノズル | |
JP2019007478A (ja) | ロータブレード先端部 | |
JP2017089629A (ja) | ディフューザ性能を最適にするための最終段エーロフォイルの設計 | |
CN110778367B (zh) | 带有肋的叶片节段 | |
US11067277B2 (en) | Component assembly for a gas turbine engine | |
JP7389574B2 (ja) | 航空機用ガスタービン | |
WO2019187435A1 (ja) | 航空機用ガスタービン | |
CN112943383A (zh) | 带有具有曲线形后缘的翼片的涡轮机喷嘴 | |
JP7460510B2 (ja) | 静翼セグメント | |
JP7264685B2 (ja) | タービン静翼、及びタービン | |
CA2827566C (en) | Airfoil with tip extension for gas turbine engine | |
US20230073422A1 (en) | Stator with depressions in gaspath wall adjacent trailing edges | |
US20230258088A1 (en) | Stator vane for a turbomachine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A625 | Written request for application examination (by other person) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A625 Effective date: 20220427 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20230125 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20230131 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20230403 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20230627 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20230821 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20231107 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20231117 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 7389574 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |