JPH1181906A - Hybrid buffer body of turbine rotor blade - Google Patents
Hybrid buffer body of turbine rotor bladeInfo
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- JPH1181906A JPH1181906A JP23976397A JP23976397A JPH1181906A JP H1181906 A JPH1181906 A JP H1181906A JP 23976397 A JP23976397 A JP 23976397A JP 23976397 A JP23976397 A JP 23976397A JP H1181906 A JPH1181906 A JP H1181906A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、セラミックスガス
タービンのセラミックス製タービン動翼をタービンディ
スクに取り付ける際に、燃焼ガスのリークやタービン動
翼の振動を防止するために用いられるハイブリット緩衝
体に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a hybrid shock absorber used to prevent combustion gas leakage and vibration of a turbine blade when a ceramic turbine blade of a ceramic gas turbine is mounted on a turbine disk. It is.
【０００２】[0002]
【従来の技術】近年、ガスタービンのタービン動翼に
は、軽量で耐熱性・耐食性に優れたセラミックス製のも
のが採用されてきているが、一般に、セラミックスは脆
く、かつ金属のように伸びが殆ど期待できないため、局
所的に過大な応力が集中すると一気に破壊に及んでしま
うといった欠点がある。このため、セラミックス製のタ
ービン動翼を採用する場合には、高速回転時に発生する
セラミックス製タービン動翼への応力集中による破壊を
未然に防止するために種々の緩衝材（ダンパー）を用い
る必要がある。2. Description of the Related Art In recent years, turbine blades of gas turbines have been made of ceramics which are lightweight and have excellent heat resistance and corrosion resistance. However, in general, ceramics are fragile and stretch like metal. Since it can hardly be expected, there is a drawback that if excessive stress concentrates locally, it will be destroyed at once. Therefore, when using a ceramic turbine blade, it is necessary to use various cushioning materials (dampers) in order to prevent damage caused by stress concentration on the ceramic turbine blade which occurs during high-speed rotation. is there.
【０００３】例えば、図５に示すように、タービン動翼
ａは一般に円板状をした金属製タービンディスクｂの外
周面に所定のピッチで多数、放射状に取り付けられてい
るが、このタービン動翼ａは、タービンディスクｂの外
周部に形成された断面フラスコ状の取付溝ｃ内にタービ
ン動翼ａの底部から延びる同じく断面フラスコ状の植込
部ｄをタービンディスクｂの軸方向からスライド嵌合さ
せて植え込んで取り付けられるようになっている。その
ため、タービンディスクｂの回転に伴ってタービン動翼
ａに遠心力が加わると、タービン動翼ａが外側に飛び出
すように移動し、これによってその植込部ｄの肩部ｅが
取付溝ｃのくびれ部ｆに強烈に押し付けられてこの肩部
ｅとくびれ部ｆとの接触面に大きな応力が集中する。For example, as shown in FIG. 5, a number of turbine blades a are generally radially mounted on a peripheral surface of a disk-shaped metal turbine disk b at a predetermined pitch. a slide-fitting, from the axial direction of the turbine disk b, an insertion portion d having the same flask shape from the bottom of the turbine blade a into a mounting groove c having a flask-shaped cross section formed on the outer peripheral portion of the turbine disk b. It can be implanted and attached. Therefore, when a centrifugal force is applied to the turbine blade a with the rotation of the turbine disk b, the turbine blade a moves so as to protrude outward, thereby causing the shoulder e of the implanted portion d to be in the mounting groove c. A large stress is concentrated on the contact surface between the shoulder portion e and the constricted portion f, being strongly pressed against the constricted portion f.
【０００４】ところが、これらの接触面は、タービン動
翼ａを組み込む前に、予め可能な限り完全な面接触とな
るよう極めて精密に加工されているものの、僅かの加
工、組み立て誤差は避けられないため、応力集中による
肩部ｅからの破壊を招くおそれがある。そのため、例え
ば、この肩部ｅとくびれ部ｆとの両接触面にニッケルな
どの比較的軟らかい金属板からなる緩衝材ｈ，ｈを介在
させることで、応力を均一に分散させて、応力集中によ
る破壊を未然に防止するようにしている（実願平５−３
５２１９号等）。However, these contact surfaces are extremely precisely machined before the turbine blade a is assembled so as to have as complete a surface contact as possible, but slight machining and assembly errors are unavoidable. Therefore, there is a possibility that the stress concentration may cause breakage from the shoulder e. Therefore, for example, by interposing buffer members h, h made of a relatively soft metal plate such as nickel on both contact surfaces of the shoulder portion e and the constricted portion f, the stress is uniformly dispersed, and the stress concentration is increased. The destruction is to be prevented beforehand.
No. 5219).
【０００５】一方、図５及び図６に示すように、運転中
のタービン動翼ａは、静翼ｊから送られる燃焼ガスＧの
圧力変動等によって、いわゆるノズルウェイクと呼ばれ
る周方向の振動が発生するが、この振動はタービン動翼
ａの肩部ｅを支点として発生するため、上述したような
緩衝材ｈ，ｈのみでは応力集中による破壊を効果的に予
防することができない。そのため、図示するように、タ
ービンディスクｂと、タービン動翼ａのプラットフォー
ムｐとの間で隣り合うプラットフォームｐの裏面部を架
け渡すボックス状のダンパーｋを配設し、遠心力によっ
てこのダンパーｋをプラットフォームｐの裏面部に密着
させ、隣り合うタービン動翼ａ，ａ間に摩擦力を付与す
ることで振動を抑制すると共に、それらの接触部分に振
動の支点を移動させることで肩部ｅへの負担を緩和する
ようにしている（特願平４−５６０８９号等）。On the other hand, as shown in FIGS. 5 and 6, the turbine blade a during operation generates a so-called nozzle wake in the circumferential direction due to pressure fluctuation of the combustion gas G sent from the stationary blade j. However, since this vibration is generated with the shoulder e of the turbine rotor blade a as a fulcrum, breakage due to stress concentration cannot be effectively prevented only by the cushioning materials h and h described above. Therefore, as shown in the drawing, a box-shaped damper k is provided to bridge the back surface of the adjacent platform p between the turbine disk b and the platform p of the turbine blade a, and the damper k is moved by centrifugal force. Vibration is suppressed by closely adhering to the back surface of the platform p and applying a frictional force between the adjacent turbine blades a, a, and a fulcrum of the vibration is moved to a contact portion between the turbine blades a. The burden is eased (Japanese Patent Application No. 4-56089).
【０００６】さらに、このダンパーｋはプラットフォー
ムｐとタービンディスクｂとの隙間を埋めてプラットフ
ォームｐからの燃焼ガスＧのリークを防止すると共に、
ディスクカバーｍの導入口ｎから流れ込むタービンディ
スク用冷却ガスｇの吹き抜けを防止すべくシール機能も
発揮してタービン熱効率の低下を防止するといった重要
な働きも成している。Further, the damper k fills a gap between the platform p and the turbine disk b to prevent the leakage of the combustion gas G from the platform p,
An important function of preventing a drop in turbine thermal efficiency by also exerting a sealing function to prevent blow-through of the turbine disk cooling gas g flowing from the inlet n of the disk cover m.
【０００７】[0007]
【発明が解決しようとする課題】ところで、上述したよ
うに従来、これらダンパーｋと緩衝材ｈは別部材であ
り、それぞれ独立して組み込まれていたため、タービン
ディスクｂに装着する際に、タービン動翼ａと共に両者
を１セットとして別々に装着しなければならず、組立て
作業が困難であり、熟練度が要求されるといった欠点が
あった。By the way, as described above, the damper k and the cushioning member h are conventionally separate members and are incorporated independently of each other. The two must be mounted separately as one set together with the wing a, which is disadvantageous in that the assembling work is difficult and skill is required.
【０００８】また、緩衝材ｈの緩衝効果を充分発揮させ
るためには、ガスタービンの起動時においてタービンデ
ィスクｂの取付溝ｃとタービン動翼ａの植込部ｄ相互の
界面で積極的に滑りを発生させて緩衝材ｈの初期馴染み
を発生させる必要があるが、従来の方式では緩衝材ｈが
移動し難いため、このような滑りが生じ難く充分な初期
馴染みによる緩衝作用を得難かった。Further, in order to sufficiently exert the buffer effect of the buffer material h, when the gas turbine is started, it slides positively at the interface between the mounting groove c of the turbine disk b and the implanted portion d of the turbine blade a. It is necessary to generate the initial adaptation of the buffer material h by causing the shock absorbing material h. However, in the conventional method, since the buffer material h is difficult to move, it is difficult for such a slip to occur and it is difficult to obtain a sufficient buffering action by the initial familiarity.
【０００９】そこで、本発明はこのような課題を有効に
解決するために案出されたものであり、その目的は、タ
ービンディスクへの組み込みが容易で、かつ良好な緩衝
作用を発揮することができる新規なタービン動翼のハイ
ブリット緩衝体を提供するものである。Therefore, the present invention has been devised in order to effectively solve such a problem, and an object of the present invention is to easily incorporate the turbine disk into a turbine disk and to exhibit a good cushioning effect. The present invention is to provide a novel turbine rotor blade hybrid shock absorber.
【００１０】[0010]
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
に本発明は、タービン動翼のプラットフォームとタービ
ンディスクとの隙間に配置され、遠心力によって上記プ
ラットフォームの裏面に密着して隣接するタービン動翼
を制振すると共に上記隙間からの燃焼ガスのリークを防
止すべくボックス状をしたシールダンパー部と、このシ
ールダンパー部の下端部両側にそれぞれ一体的に設けら
れ、上記プラットフォーム下面から延びる植込部と上記
タービンディスクの取付溝との間に介在してこの植込部
に加わる応力集中を緩和すべく板状をした一対の緩衝部
とからなるものである。SUMMARY OF THE INVENTION In order to solve the above-mentioned problems, the present invention provides a turbine rotor which is disposed in a gap between a platform of a turbine rotor blade and a turbine disk and is closely attached to a back surface of the platform by centrifugal force. A box-shaped seal damper for damping the wings and preventing the leakage of combustion gas from the gap, and implants that are integrally provided on both sides of the lower end of the seal damper and extend from the lower surface of the platform. And a pair of plate-shaped buffer portions interposed between the portion and the mounting groove of the turbine disk to reduce the concentration of stress applied to the implanted portion.
【００１１】すなわち、本発明は、従来別個に形成して
組み込まれていたシールダンパーと緩衝体とを一体的に
形成して一部材としたものである。That is, according to the present invention, the seal damper and the buffer, which have conventionally been separately formed and incorporated, are integrally formed as one member.
【００１２】従って、従来、別々に行われていたシール
ダンパーと緩衝体との組込みを同時に行うことができる
ため、組込み作業を容易に行うことができる。Therefore, since the seal damper and the buffer, which have been conventionally performed separately, can be simultaneously mounted, the mounting operation can be easily performed.
【００１３】また、両者を一部材とすることにより、タ
ービン起動においてシールダンパー部の移動に伴って緩
衝部が必ず移動することになるため、緩衝部と界面にお
いて積極的な滑りが発生してタービン動翼の植込部との
界面における摩擦力が小さくなって両者の初期馴染みが
起きやすくなる。従って、その界面に加わる応力集中が
緩和されて良好な緩衝作用が発揮されるため、タービン
動翼の信頼性を向上させることができる。Further, since the two members are formed as one member, the buffer portion always moves with the movement of the seal damper portion when the turbine is started. The frictional force at the interface between the moving blade and the implanted portion is reduced, and the initial familiarity between the two is easily caused. Therefore, the concentration of stress applied to the interface is relieved and a good buffering action is exhibited, so that the reliability of the turbine blade can be improved.
【００１４】[0014]
【発明の実施の形態】次に、本発明を実施する好適一形
態を添付図面を参照しながら説明する。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Next, a preferred embodiment of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.
【００１５】図１及び図２に示すように、円板状をした
タービンディスク１の外周面には複数のタービン動翼
２，２…が所定のピッチで埋め込まれて放射状に取り付
けられている。このタービンディスク１は従来と同様、
インコネルやレニウムなどの耐熱金属から成り、他方の
タービン動翼２は窒化珪素や炭化珪素などのセラミック
スから一体的に形成されている。As shown in FIGS. 1 and 2, a plurality of turbine blades 2, 2... Are embedded at a predetermined pitch and radially attached to the outer peripheral surface of a disk-shaped turbine disk 1. This turbine disk 1 is similar to the conventional one.
The turbine blade 2 is made of a heat-resistant metal such as Inconel or rhenium, and the other turbine blade 2 is integrally formed of ceramics such as silicon nitride or silicon carbide.
【００１６】このタービンディスク１の外周部には開口
部がくびれた断面フラスコ状の取付溝３が多数形成され
ており、これら各取付溝３内に同じく断面フラスコ状に
形成されたタービン動翼２の植込部４がタービンディス
ク１の軸方向からスライド嵌合されることでタービン動
翼２がタービンディスク１側に取り付けられるようにな
っている。尚、このタービン動翼２の植込部４と、この
植込部４がスライド嵌合されるタービンディスク１の取
付溝３との間には、組込みを容易とする等のために、例
えば、０．数ｍｍ程度の適当な隙間ｈ1 が植込部４の周
囲に沿って形成されている。On the outer periphery of the turbine disk 1, there are formed a large number of mounting grooves 3 each having a necked opening and having a flask-shaped cross section. The turbine blade 2 is attached to the turbine disk 1 by slidingly fitting the implanted portion 4 of the turbine disk 1 in the axial direction of the turbine disk 1. In order to facilitate installation, for example, between the implanted portion 4 of the turbine blade 2 and the mounting groove 3 of the turbine disk 1 into which the implanted portion 4 is slid, for example, 0. Suitable gap h 1 is formed along the periphery of the implanting portion 4 about several mm.
【００１７】また、このタービン動翼２は植込部４の上
部に首部５を有すると共に、この首部５の上部には略平
板状のプラットフォーム６が形成され、さらにその上部
にはタービンディスク１の径方向に延びる羽根７が形成
されている。さらに、図３に示すように、このプラット
フォーム６とタービンディスク１の外周面との間には例
えば、高さが数ｍｍ〜十数ｍｍ程度の一定の隙間ｈ2 が
形成されていると共に、隣り合うプラットフォーム６，
６の間にも同様に例えば、０．１〜０．３ｍｍ程度の一
定の隙間ｈ3 が形成されている。The turbine blade 2 has a neck portion 5 at the upper portion of the implant portion 4 and a substantially flat platform 6 is formed at the upper portion of the neck portion 5. A blade 7 extending in the radial direction is formed. Furthermore, as shown in FIG. 3, between the platform 6 and the outer peripheral surface of the turbine disc 1 for example, the fixed gap h 2 of several mm~ tens several mm height are formed, next Fit Platform 6,
6 Likewise for example, even during constant gap h 3 of about 0.1~0.3mm is formed.
【００１８】そして、このプラットフォーム６下部の隙
間ｈ2 と、上述した植込部４と取付溝３の隙間ｈ1 との
間には、これらの隙間ｈ2 ，ｈ1 を一体的に埋めるよう
に本発明に係るハイブリット緩衝体８が設けられてい
る。The gap h 2 below the platform 6 and the gap h 1 between the implant portion 4 and the mounting groove 3 are integrally filled with the gaps h 2 and h 1. A hybrid buffer 8 according to the present invention is provided.
【００１９】このハイブリット緩衝体８は、図３及び図
４に示すように、タービン動翼ａのプラットフォーム６
とタービンディスク１の外周面との隙間ｈ2 に介在され
るボックス状のシールダンパー部９と、このシールダン
パー部９の両側に設けられ、取付溝３のくびれ部１１と
植込部４の肩部１２との隙間ｈ1 に介在されるべくその
植込部４に沿って屈曲された板状の緩衝部１０，１０と
から構成されている。As shown in FIGS. 3 and 4, the hybrid shock absorber 8 is provided on the platform 6 of the turbine blade a.
And box-like sealing damper portion 9 interposed in the gap h 2 between the outer peripheral surface of the turbine disk 1, provided on both sides of the seal damper unit 9, neck portion 11 of the mounting groove 3 and the implanting portion 4 of the shoulder is constructed from the implanting portion is a plate-shaped bent along the four buffer portions 10 Metropolitan to be interposed in the gap h 1 between the parts 12.
【００２０】すなわち、タービンディスク１が回転して
タービン動翼２に遠心力が加わってその植込部４の肩部
１２が緩衝部１０を強く押し付けると、この緩衝部１０
が肩部１２及びくびれ部１１の互いの面形状に合わせて
塑性変形し、これによって肩部１２の応力集中が緩和さ
れるようになっている。一方、シールダンパー部９は底
部（プラットフォーム６側）が開口すると共に、隣り合
うプラットフォーム６，６の裏面部を架け渡すように配
置されており、遠心力によってこのシールダンパー部９
がプラットフォーム６，６の裏面部に押し付けられ、隣
り合うタービン動翼２，２間に摩擦力を付与することで
振動を抑制すると共に、プラットフォーム６下部の隙間
ｈ2 を埋めてプラットフォーム６下部からの燃焼ガスの
リークを防止するようになっている。尚、これらシール
ダンパー部９と緩衝部１０は従来と同様、ニッケルなど
の比較的軟らかい金属で一体的に形成されており、適度
に塑性変形するようになっている。That is, when the turbine disk 1 rotates and a centrifugal force is applied to the turbine rotor blade 2 and the shoulder portion 12 of the implanted portion 4 strongly presses the buffer portion 10, the buffer portion 10
Are plastically deformed in accordance with the surface shapes of the shoulder portion 12 and the constricted portion 11, whereby stress concentration on the shoulder portion 12 is reduced. On the other hand, the seal damper portion 9 is arranged so that the bottom portion (platform 6 side) is open and bridges the back surface portions of the adjacent platforms 6 and 6, and the seal damper portion 9 is formed by centrifugal force.
Is pressed against the back surfaces of the platforms 6, 6 and suppresses vibration by applying a frictional force between the adjacent turbine blades 2, 2, and fills a gap h 2 at the lower portion of the platform 6 to reduce the vibration from the lower portion of the platform 6. Leakage of combustion gas is prevented. Note that the seal damper portion 9 and the buffer portion 10 are integrally formed of a relatively soft metal such as nickel, as in the related art, and are appropriately plastically deformed.
【００２１】そして、このハイブリット緩衝体８及びタ
ービン動翼２は、図２に示すように、タービンディスク
１の径方向内側に位置する端面部分が、タービンディス
ク１の両面に取り付けられる一対のカバー１４，１５に
係止されるようになっている。すなわち、このカバー１
４，１５は略円盤状に形成され、その嵌合部１６，１６
がタービンディスク１両面の凹部１７，１７に焼嵌め等
により固定されると共に、その外周部１９，１９内側の
突起部１８，１８が、タービン動翼２の植込部４及びハ
イブリット緩衝体８のシールダンパー部８に当接してそ
のスライド移動によるずれや脱落を防止するようになっ
ている。さらに、このカバー１４，１５の外周部１９，
１９はタービンディスク１及びタービン動翼２との空間
を区画して冷却空気ｇの通路を形成するようになってお
り、カバー１５側に設けられた導入口２０から導入した
冷却空気ｇをカバー１４側に設けられた排気口２１から
排気することでタービンディスク１の冷却を行うように
なっている。また、燃焼ガスＧの流れ方向上流側に位置
するカバー１５の外周部１９には、リング状のシール部
２２が突出するように形成されており、タービン静翼２
３を通過してきた燃焼ガスＧがタービンディスク１の径
方向内方に流れ込まないようにシールするようになって
いる。As shown in FIG. 2, the hybrid shock absorber 8 and the turbine blade 2 have a pair of covers 14 whose end faces located radially inside the turbine disk 1 are attached to both surfaces of the turbine disk 1. , 15. That is, this cover 1
4 and 15 are formed in a substantially disk shape, and their fitting portions 16 and 16 are formed.
Are fixed to the recesses 17, 17 on both surfaces of the turbine disk 1 by shrink fitting or the like, and the projections 18, 18 inside the outer peripheral portions 19, 19 serve as the implanted portion 4 of the turbine blade 2 and the hybrid buffer 8. It comes into contact with the seal damper portion 8 to prevent displacement and dropping due to its sliding movement. Further, the outer peripheral portions 19,
Reference numeral 19 designates a space between the turbine disk 1 and the turbine rotor blade 2 to form a passage for cooling air g. The cooling air g introduced from an inlet 20 provided on the cover 15 side is covered by the cover 14. The turbine disk 1 is cooled by exhausting air from an exhaust port 21 provided on the side. A ring-shaped seal portion 22 is formed on the outer peripheral portion 19 of the cover 15 located on the upstream side in the flow direction of the combustion gas G so as to protrude therefrom.
The combustion gas G that has passed through 3 is sealed so as not to flow inward in the radial direction of the turbine disk 1.
【００２２】以上において、本実施の作用を説明する。The operation of the present embodiment will be described above.
【００２３】先ず、ガスタービンの組込み時において、
タービン動翼２のプラットフォーム６は中心部が盛り上
がった中高形状をしているため、このハイブリット緩衝
体８の挿入はタービン動翼２の挿入（スライド嵌合）と
同時に行う必要がある。その際、従来はタービン動翼２
と共にシールダンパーと緩衝材を少しづつ挿入していた
が、緩衝層の植込部は捻れ角を有するために挿入角度を
誤ると、傷つき易かった。しかしながら、本発明のハイ
ブリット緩衝体８はシールダンパー部９と緩衝部１０が
一体であることから捻り角に沿って挿入することができ
るため、組込みが容易、確実にできると共に、組込みの
際に緩衝部１０に曲げ傷などが発生することがなくな
り、応力の不均一によるタービン動翼２の破損も未然に
防止することができる。First, when assembling the gas turbine,
Since the platform 6 of the turbine rotor blade 2 has a mid-high shape with a raised central portion, it is necessary to insert the hybrid buffer 8 simultaneously with the insertion (slide fitting) of the turbine rotor blade 2. At that time, the conventional turbine blade 2
At the same time, the seal damper and the cushioning material were inserted little by little. However, the implanted portion of the buffer layer had a twist angle, so that if the insertion angle was incorrect, the implant was easily damaged. However, since the hybrid shock absorber 8 of the present invention can be inserted along the twist angle because the seal damper portion 9 and the shock absorber 10 are integrated, the assembly can be easily and reliably performed, and the shock absorber can be easily assembled. Bending scratches and the like do not occur in the portion 10, and damage to the turbine blade 2 due to uneven stress can be prevented.
【００２４】次に、このようにして本発明のハイブリッ
ト緩衝体８を組込んだガスタービンの運転を開始して、
タービンディスク１が回転すると、ハイブリット緩衝体
８はタービン動翼２と共に遠心力により、タービンディ
スク１の径方向外方に移動してタービン動翼２のプラッ
トフォーム６の裏面部に強く押し付けられる。これによ
って、プラットフォーム６の下部に位置するハイブリッ
ト緩衝体８のシールダンパー部９が隣り合ったプラット
フォーム６の裏面間を架け渡すように押さえ付けられる
ため、ノズルウェーク等によるタービン動翼２，２の振
動を効果的に抑制することになる。また、このハイブリ
ット緩衝体８は上述したように比較的軟らかい金属から
なるものであるため、この押付け力によって適度に塑性
変形してプラットフォーム６の裏面に密着する。これに
よってプラットフォーム６の裏面部に多少の凹凸があっ
ても、シールダンパー部９がプラットフォーム６に点接
触することなく効果的に応力が分散されるため、応力集
中によるプラットフォーム６の破壊を効果的に防止する
ことができる。また、プラットフォーム６とシールダン
パー部９との接触面積も増大するため、シールダンパー
部９の軽量化により押し付け力が小さくても高い防振効
果を発揮することができる。Next, the operation of the gas turbine incorporating the hybrid buffer body 8 of the present invention in this way is started,
When the turbine disk 1 rotates, the hybrid buffer 8 moves radially outward of the turbine disk 1 together with the turbine blade 2 by centrifugal force and is strongly pressed against the back surface of the platform 6 of the turbine blade 2. As a result, the seal damper portion 9 of the hybrid cushioning member 8 located at the lower portion of the platform 6 is pressed so as to bridge between the back surfaces of the adjacent platforms 6, so that the vibration of the turbine blades 2 and 2 due to nozzle wake and the like. Is effectively suppressed. Further, since the hybrid buffer 8 is made of a relatively soft metal as described above, it is appropriately plastically deformed by the pressing force and adheres to the back surface of the platform 6. As a result, even if the back surface of the platform 6 has some irregularities, the stress is effectively dispersed without the seal damper portion 9 being in point contact with the platform 6, so that the destruction of the platform 6 due to stress concentration is effectively prevented. Can be prevented. In addition, since the contact area between the platform 6 and the seal damper portion 9 is increased, the weight of the seal damper portion 9 is reduced, so that a high vibration damping effect can be exhibited even if the pressing force is small.
【００２５】さらに、このときシールダンパー部９は遠
心力によって広がり方向にも変形し、タービン動翼２の
首部５に密着して更なる防振効果を発揮すると同時に、
カバー１４，１５の内面側にも密着して、プラットフォ
ーム６底部からの燃焼ガスＧの吹き抜けは勿論、冷却空
気ｇのシールも確実に行うことができる。従って、燃焼
ガスＧの吹き抜けやタービンディスク１の冷却悪化等に
起因するガスタービン全体の熱効率低下も効果的に防止
することもできる。Further, at this time, the seal damper portion 9 is also deformed in the spreading direction by the centrifugal force, and comes into close contact with the neck portion 5 of the turbine rotor blade 2 so as to exhibit a further vibration-proof effect.
By tightly contacting the inner surfaces of the covers 14 and 15, not only the combustion gas G can be blown from the bottom of the platform 6 but also the cooling air g can be reliably sealed. Accordingly, it is also possible to effectively prevent a decrease in the thermal efficiency of the entire gas turbine due to blow-by of the combustion gas G, deterioration of the cooling of the turbine disk 1, and the like.
【００２６】一方、このシールダンパー部９に設けられ
た緩衝部１０，１０は、遠心力によってシールダンパー
部９が径方向外方に移動することにより、これに引っ張
られてタービン動翼２と共に必ず移動する。このため、
タービン動翼２の植込部４と、タービンディスク１の取
付溝３との界面に発生する摩擦力が小さくなって両界面
の初期馴染みが起こり易くなるため、タービン動翼２の
植込部４に加わる応力集中を効果的に防止することが可
能となる。On the other hand, the cushioning portions 10 provided on the seal damper portion 9 are necessarily pulled together with the turbine blade 2 by the radial movement of the seal damper portion 9 radially outward due to centrifugal force. Moving. For this reason,
Since the frictional force generated at the interface between the implanted portion 4 of the turbine rotor blade 2 and the mounting groove 3 of the turbine disk 1 is reduced and the initial adaptation of both interfaces is more likely to occur, the implanted portion 4 of the turbine rotor blade 2 is increased. It is possible to effectively prevent the concentration of stress applied to the substrate.
【００２７】従って、タービン動翼２の植込部４とター
ビンディスク１の取付溝３相互の界面の初期馴染みを確
実に発生することができるため、良好な緩衝作用を発揮
されてタービン動翼２の破損等を確実に防止することが
できる。Therefore, the initial fitting of the interface between the implanted portion 4 of the turbine blade 2 and the mounting groove 3 of the turbine disk 1 can be reliably generated, so that a good damping action is exhibited and the turbine blade 2 Can be reliably prevented.
【００２８】[0028]
【発明の効果】以上要するに本発明によれば、タービン
ディスクへの組み込みが容易となって組立て作業効率が
向上すると共に、タービン動翼に対して良好な緩衝作用
を発揮することができるため、信頼性の高いガスタービ
ンを提供することができる等といった優れた効果を発揮
することができる。As described above, according to the present invention, incorporation into a turbine disk is facilitated, and assembling work efficiency is improved, and a good damping action can be exerted on turbine blades. It is possible to exhibit excellent effects such as providing a highly reliable gas turbine.
【図１】本発明の実施の一形態を示す正面図である。FIG. 1 is a front view showing an embodiment of the present invention.
【図２】本発明の実施の一形態を示す側面図である。FIG. 2 is a side view showing one embodiment of the present invention.
【図３】図１中Ｓ部を示す部分拡大図である。FIG. 3 is a partially enlarged view showing an S part in FIG. 1;
【図４】本発明に係るハイブリット緩衝体の実施の一形
態を示す斜視図である。FIG. 4 is a perspective view showing an embodiment of a hybrid buffer according to the present invention.
【図５】従来のシールダンパーの一例を示す正面図であ
る。FIG. 5 is a front view showing an example of a conventional seal damper.
【図６】従来のシールダンパーの一例を示す側面図であ
る。FIG. 6 is a side view showing an example of a conventional seal damper.
１ タービンディスク ２ タービン動翼 ３ 取付溝 ４ 植込部 ６ プラットフォーム ８ ハイブリット緩衝体 ９ シールダンパー部 10 緩衝部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Turbine disk 2 Turbine rotor blade 3 Mounting groove 4 Implanted part 6 Platform 8 Hybrid buffer 9 Seal damper part 10 Buffer part
Claims (1)
ビンディスクとの隙間に配置され、遠心力によって上記
プラットフォームの裏面に密着して隣接するタービン動
翼を制振すると共に上記隙間からの燃焼ガスのリークを
防止すべくボックス状をしたシールダンパー部と、この
シールダンパー部の下端部両側にそれぞれ一体的に設け
られ、上記プラットフォーム下面から延びる植込部と上
記タービンディスクの取付溝との間に介在して上記植込
部に加わる応力集中を緩和すべく板状をした一対の緩衝
部とからなることを特徴とするタービン動翼のハイブリ
ット緩衝体。1. A turbine blade is disposed in a gap between a platform of a turbine blade and a turbine disk. The turbine blade is in close contact with a back surface of the platform by centrifugal force to dampen an adjacent turbine blade and to reduce a leak of combustion gas from the gap. A seal damper part having a box shape to prevent it, and a seal damper part provided integrally on both sides of a lower end part of the seal damper part, interposed between an implant part extending from the lower surface of the platform and a mounting groove of the turbine disk. A hybrid shock absorber for a turbine rotor blade, comprising a pair of plate-shaped shock absorbers for reducing stress concentration applied to the implanted portion.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23976397A JPH1181906A (en) | 1997-09-04 | 1997-09-04 | Hybrid buffer body of turbine rotor blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23976397A JPH1181906A (en) | 1997-09-04 | 1997-09-04 | Hybrid buffer body of turbine rotor blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1181906A true JPH1181906A (en) | 1999-03-26 |
Family
ID=17049560
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23976397A Pending JPH1181906A (en) | 1997-09-04 | 1997-09-04 | Hybrid buffer body of turbine rotor blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1181906A (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7121800B2 (en) | 2004-09-13 | 2006-10-17 | United Technologies Corporation | Turbine blade nested seal damper assembly |
| US10378378B2 (en) | 2015-04-07 | 2019-08-13 | Ihi Corporation | Shield member and jet engine using the same |
| CN113606000A (en) * | 2021-07-28 | 2021-11-05 | 中国科学院工程热物理研究所 | Disc rotor system with vibration damping and weight reducing functions |
-
1997
- 1997-09-04 JP JP23976397A patent/JPH1181906A/en active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7121800B2 (en) | 2004-09-13 | 2006-10-17 | United Technologies Corporation | Turbine blade nested seal damper assembly |
| US10378378B2 (en) | 2015-04-07 | 2019-08-13 | Ihi Corporation | Shield member and jet engine using the same |
| CN113606000A (en) * | 2021-07-28 | 2021-11-05 | 中国科学院工程热物理研究所 | Disc rotor system with vibration damping and weight reducing functions |
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