JPS59160007A - ガスタ−ビンの静翼 - Google Patents
ガスタ−ビンの静翼Info
- Publication number
- JPS59160007A JPS59160007A JP3270283A JP3270283A JPS59160007A JP S59160007 A JPS59160007 A JP S59160007A JP 3270283 A JP3270283 A JP 3270283A JP 3270283 A JP3270283 A JP 3270283A JP S59160007 A JPS59160007 A JP S59160007A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- cooling air
- boundary surface
- wing
- gas turbine
- 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.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- 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
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/284—Selection of ceramic materials
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は主として高温ガスタービン等に使用される静翼
に関するものである。
に関するものである。
近年ガスタービンは、そのタービンの性能同上および出
力上昇のためにますます高温化する傾向にある。したが
って、このようなガスの高温下において、タービン翼の
強度を如何にして保持させるようにするかということが
大きな技術課題となっている。このような課題を解決す
るため翼を冷却する方法が採用され、また静翼において
主流ガスをせき止めるため最も高温となる翼頭部を翼本
体と分け、かつ耐熱性の高い材料で構成し、このｉ部を
翼本体あるいは翼の他の構成要素によシ支持するように
構成することが考えられる。しかし、この構成の静翼で
は、部材が異なることによる熱膨張率のちがいにより頭
部の支持部に間隙が発生したり、製作誤差により翼頭部
が翼本体とずれる可能性があるが、翼頭部が翼本体と僅
かでもずれ、翼本体側が外側に突出して段差を形成する
ようなことがあると、この段差によシ翼面を流れる主流
ガスが剥離して空力性能を低下させ、延いてはガスター
ビンの性能を低下させてしまうという問題を発生するこ
とになる。
力上昇のためにますます高温化する傾向にある。したが
って、このようなガスの高温下において、タービン翼の
強度を如何にして保持させるようにするかということが
大きな技術課題となっている。このような課題を解決す
るため翼を冷却する方法が採用され、また静翼において
主流ガスをせき止めるため最も高温となる翼頭部を翼本
体と分け、かつ耐熱性の高い材料で構成し、このｉ部を
翼本体あるいは翼の他の構成要素によシ支持するように
構成することが考えられる。しかし、この構成の静翼で
は、部材が異なることによる熱膨張率のちがいにより頭
部の支持部に間隙が発生したり、製作誤差により翼頭部
が翼本体とずれる可能性があるが、翼頭部が翼本体と僅
かでもずれ、翼本体側が外側に突出して段差を形成する
ようなことがあると、この段差によシ翼面を流れる主流
ガスが剥離して空力性能を低下させ、延いてはガスター
ビンの性能を低下させてしまうという問題を発生するこ
とになる。
本発明の目的は、上述のような問題を解消し、翼を別部
材の組合せによシ構５成する場合において主流ガスの剥
離現象を起すようなことがなく、翼構造として有効に使
用できそれによりガスタービンの性能を向上するように
したガスタービンの静翼を提供せんとするものである。
材の組合せによシ構５成する場合において主流ガスの剥
離現象を起すようなことがなく、翼構造として有効に使
用できそれによりガスタービンの性能を向上するように
したガスタービンの静翼を提供せんとするものである。
上記目的を達成する本発明によるガスタービンの静翼は
、互いに別部材で構成した数頭部と翼本体とにより構成
され、その境界面に沿って冷却空気の吹出通路を設ける
と共に、その境界面における翼本体側の翼幅を数頭部側
の翼幅よりも小さくしたことを特徴とするものである。
、互いに別部材で構成した数頭部と翼本体とにより構成
され、その境界面に沿って冷却空気の吹出通路を設ける
と共に、その境界面における翼本体側の翼幅を数頭部側
の翼幅よりも小さくしたことを特徴とするものである。
以下、図に示す本発明の実施例により欽明する。
第１″図は、本発明の実施例によるガスタービンの静翼
を示すものである。この図において、１は静翼であり、
この複数個が環状に配列されている。このように配列さ
れた静翼群に対し、高温ガスは矢印で示すように供給さ
れるように左っている。
を示すものである。この図において、１は静翼であり、
この複数個が環状に配列されている。このように配列さ
れた静翼群に対し、高温ガスは矢印で示すように供給さ
れるように左っている。
この静翼１は、耐熱合金からなる翼本体２と主流ガスを
せき止める前縁側のセラミックからなる数頭部６とから
構成されている。この翼本体２と数頭部６との境界面は
、翼本体２側が凸状となるようになっている。この凸面
の境界面を形成する断面の線は曲線でもよく、あるいは
」力線でもよい。さらに、両側の翼側面に延長する境界
面の延長線は、それぞれ翼側面の接線に対し鋭角α、α
′をなすようになっている。
せき止める前縁側のセラミックからなる数頭部６とから
構成されている。この翼本体２と数頭部６との境界面は
、翼本体２側が凸状となるようになっている。この凸面
の境界面を形成する断面の線は曲線でもよく、あるいは
」力線でもよい。さらに、両側の翼側面に延長する境界
面の延長線は、それぞれ翼側面の接線に対し鋭角α、α
′をなすようになっている。
一方、翼本体２の内部には、図示しない冷却空気供給源
（ガスタービンのタービン部により駆動される圧縮機）
に連通した二つの中空部４゜５が仕切壁６により区切ら
れて形成されている。
（ガスタービンのタービン部により駆動される圧縮機）
に連通した二つの中空部４゜５が仕切壁６により区切ら
れて形成されている。
一方の中空部４は冷却空気の吹出用孔７，７に連通し、
さらにこの吹出用孔７，７を介して、翼本体２と数頭部
６との間の境界面に沿って設けた冷却空気の吹出通路８
，８に連通し、それぞれ翼の両側面側に開口するように
なっている。
さらにこの吹出用孔７，７を介して、翼本体２と数頭部
６との間の境界面に沿って設けた冷却空気の吹出通路８
，８に連通し、それぞれ翼の両側面側に開口するように
なっている。
前記境界面において、第２図に示すように翼本体側の翼
幅ｌが、切欠部１００分だけ数頭部側の翼幅りよりも小
さくなるように構成されている。
幅ｌが、切欠部１００分だけ数頭部側の翼幅りよりも小
さくなるように構成されている。
この中空部４に供給された冷却空気は吹出用孔７．７を
介し、上記吹出通路８，８から翼の外側へ吹出すように
なっている。また、他方の中空部５は冷却空気の吹出用
孔９を介して翼後縁に開口するようになっている。した
がって、この中空部５に供給された冷却孕気は内部を対
流冷却し、しかる後、吹出用孔９から翼後縁側へ吹き出
されるようになっている。
介し、上記吹出通路８，８から翼の外側へ吹出すように
なっている。また、他方の中空部５は冷却空気の吹出用
孔９を介して翼後縁に開口するようになっている。した
がって、この中空部５に供給された冷却孕気は内部を対
流冷却し、しかる後、吹出用孔９から翼後縁側へ吹き出
されるようになっている。
上述した静翼によると、数頭部と翼本体との境界面にお
いて、翼本体側の翼幅が数頭部の翼幅よりも小さくなる
ように形成されているため、数頭部６がずれても翼本体
２が主流ガス通路に突出し凸状の段差を形成するような
ことがなく、そのため主流ガスが剥離するようなことは
起らない。ここで、上記構成により境界面には凹状の段
差が形成されることになるが、この凹状の段差部分から
は冷却空気が吹出しているため、この段差に基つく主流
ガスの剥離現象は起らない。したがって、この静翼を装
備したガスタービンでは、主流ガスの剥離による空力性
能の低下ということはない。
いて、翼本体側の翼幅が数頭部の翼幅よりも小さくなる
ように形成されているため、数頭部６がずれても翼本体
２が主流ガス通路に突出し凸状の段差を形成するような
ことがなく、そのため主流ガスが剥離するようなことは
起らない。ここで、上記構成により境界面には凹状の段
差が形成されることになるが、この凹状の段差部分から
は冷却空気が吹出しているため、この段差に基つく主流
ガスの剥離現象は起らない。したがって、この静翼を装
備したガスタービンでは、主流ガスの剥離による空力性
能の低下ということはない。
捷だ、上述した実施例の構成の静翼では、主流ガスをせ
き止める静翼のうちでも最も高温となる前縁部が、金属
よりも耐熱性の高いセラミックからなる頭部６によ、り
形成さ゛れているため、この前縁部には従来の静翼の前
線部のように冷却空気の吹出用孔を設はフィルム冷却す
る必要がないことになる。一方、翼本体２は前縁部はど
高温とはならずその先端はセラミック製の数頭部３によ
り、主流ガスの熱を遮断されると共に、両者の境界面に
設けた吹出通路８によって熱伝達を防止されるため、こ
の翼本体２自身の冷却のために、従来の機構の静翼はど
に多量の冷却空気を必要としなくなる。その結果、主流
ガス中に混合する冷却空気量が減少して平均ガス温度の
低下は抑制されガスタービンの効率は向上し、壕だ圧縮
機を駆動するための所要動力も少なくなるためガスター
ビンの効率を一層向上することになる。捷た、吹出通路
８は従来の静翼のように前縁部に開口するのではなく、
翼側面に開口させたものであるので、従来の静翼の場合
のように主流ガスの動圧が直接作用するようなことがな
く、逆に主流ガスの速度が増し圧力が下がっているため
、冷却空気の吹出しを可能にするために高温ガスとの圧
力差を考慮して、高温ガス圧力をわざわざ下げるという
ような処置も必要でなくなるので、この面からもガスタ
ービン効率の向上に寄与することになる。。
き止める静翼のうちでも最も高温となる前縁部が、金属
よりも耐熱性の高いセラミックからなる頭部６によ、り
形成さ゛れているため、この前縁部には従来の静翼の前
線部のように冷却空気の吹出用孔を設はフィルム冷却す
る必要がないことになる。一方、翼本体２は前縁部はど
高温とはならずその先端はセラミック製の数頭部３によ
り、主流ガスの熱を遮断されると共に、両者の境界面に
設けた吹出通路８によって熱伝達を防止されるため、こ
の翼本体２自身の冷却のために、従来の機構の静翼はど
に多量の冷却空気を必要としなくなる。その結果、主流
ガス中に混合する冷却空気量が減少して平均ガス温度の
低下は抑制されガスタービンの効率は向上し、壕だ圧縮
機を駆動するための所要動力も少なくなるためガスター
ビンの効率を一層向上することになる。捷た、吹出通路
８は従来の静翼のように前縁部に開口するのではなく、
翼側面に開口させたものであるので、従来の静翼の場合
のように主流ガスの動圧が直接作用するようなことがな
く、逆に主流ガスの速度が増し圧力が下がっているため
、冷却空気の吹出しを可能にするために高温ガスとの圧
力差を考慮して、高温ガス圧力をわざわざ下げるという
ような処置も必要でなくなるので、この面からもガスタ
ービン効率の向上に寄与することになる。。
また、上記実施例では、吹出通路８の延長線が翼体面の
接線に対し鋭角となっているだめ、たとえ冷却空気の圧
力が主流ガスの圧力よりも大きくなって勢いよく吹出す
ようなことがあっても、翼１μｍ１面には良好な冷却空
気のフィルム層が形成されることになり、冷却性能や空
力性能が損なわれ゛るようなことはない。
接線に対し鋭角となっているだめ、たとえ冷却空気の圧
力が主流ガスの圧力よりも大きくなって勢いよく吹出す
ようなことがあっても、翼１μｍ１面には良好な冷却空
気のフィルム層が形成されることになり、冷却性能や空
力性能が損なわれ゛るようなことはない。
また、上記実施例の静翼では、主流ガスの動圧を受ける
前縁部に冷却空気の吹出用孔を設けていないため、主流
ガスの圧力分布に応じて冷却空気を吹出すだめの翼構造
を、従来の前線部から吹出すようにした静翼に比べ簡単
にすることができる。
前縁部に冷却空気の吹出用孔を設けていないため、主流
ガスの圧力分布に応じて冷却空気を吹出すだめの翼構造
を、従来の前線部から吹出すようにした静翼に比べ簡単
にすることができる。
さらに、セラミックは金属に比べて構造強度が劣るため
、従来はガスタービンの静翼に利用することは難しいと
されていたが、上述の実施例では、このセラミックを頭
部３のみにし、その翼の構造強度は金属の翼本体２でも
つように構成し、かつ頭部６にかかる空気力も翼本体２
で支えるようにしたことにより、セラミックの利用を可
能にしている。これに伴い、ガスタービン効率の一層の
向上を可能にする。しかも、実施例のようにセラミック
の真頭部３を翼本体２側が凸となるようにすれば、数頭
部乙に作用する主流ガスの力の方向が変化しても、この
力を本体２で支えることができる。捷だ、真頭部３と翼
本体２とが凹凸の組合せであれば、伺んらかの原因によ
りセラミックの頭部が破損したとしても、翼本体２との
接合面が凸であるため、ある程度の空力性能は維持する
ことができ、また簡単に交換ができる。
、従来はガスタービンの静翼に利用することは難しいと
されていたが、上述の実施例では、このセラミックを頭
部３のみにし、その翼の構造強度は金属の翼本体２でも
つように構成し、かつ頭部６にかかる空気力も翼本体２
で支えるようにしたことにより、セラミックの利用を可
能にしている。これに伴い、ガスタービン効率の一層の
向上を可能にする。しかも、実施例のようにセラミック
の真頭部３を翼本体２側が凸となるようにすれば、数頭
部乙に作用する主流ガスの力の方向が変化しても、この
力を本体２で支えることができる。捷だ、真頭部３と翼
本体２とが凹凸の組合せであれば、伺んらかの原因によ
りセラミックの頭部が破損したとしても、翼本体２との
接合面が凸であるため、ある程度の空力性能は維持する
ことができ、また簡単に交換ができる。
上述したように、本発明によるガスタービンの静翼は、
互いに別部材で真頭部と翼本体とを構成し、その境界面
に沿って冷却空気の吹出通路を設けると共に、その境界
面における翼本体側の翼幅を数頭部側の翼幅よシも小さ
くしたので、真頭部が翼本体とずれても翼面に段差がで
き主流ガスの剥離減少を起すようなことがなくなり、そ
れによりガスタービンの性−能が低下することを防止す
ることができる。
互いに別部材で真頭部と翼本体とを構成し、その境界面
に沿って冷却空気の吹出通路を設けると共に、その境界
面における翼本体側の翼幅を数頭部側の翼幅よシも小さ
くしたので、真頭部が翼本体とずれても翼面に段差がで
き主流ガスの剥離減少を起すようなことがなくなり、そ
れによりガスタービンの性−能が低下することを防止す
ることができる。
第１図は本発明の実施例によるガスタービンの静翼を示
す縦断面図、第２図は同齢翼の要部の断面図である。 １・・・静翼、２・・・翼本体、３・・・真頭部、４，
５・・・中空部、７，９・・・吹出用孔、８・・・吹出
通路、１０・・・切欠部。 出願人 工業技術院長 石板 誠− 第１図 ■ ／
す縦断面図、第２図は同齢翼の要部の断面図である。 １・・・静翼、２・・・翼本体、３・・・真頭部、４，
５・・・中空部、７，９・・・吹出用孔、８・・・吹出
通路、１０・・・切欠部。 出願人 工業技術院長 石板 誠− 第１図 ■ ／
Claims (1)
- 互いに別部材で翼頭部と翼本体とを構成し、その境界面
に沿って冷却空気の吹゛出通路を設けると共に、その境
界面における翼本体側の翼幅を数頭部側の翼幅よりも小
さくしたことを特徴とするガスタービンのｎ翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3270283A JPS59160007A (ja) | 1983-03-01 | 1983-03-01 | ガスタ−ビンの静翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3270283A JPS59160007A (ja) | 1983-03-01 | 1983-03-01 | ガスタ−ビンの静翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59160007A true JPS59160007A (ja) | 1984-09-10 |
| JPS6360202B2 JPS6360202B2 (ja) | 1988-11-22 |
Family
ID=12366177
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3270283A Granted JPS59160007A (ja) | 1983-03-01 | 1983-03-01 | ガスタ−ビンの静翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59160007A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0806546A1 (de) * | 1996-05-02 | 1997-11-12 | Asea Brown Boveri Ag | Thermisch belastete Strömungsmaschinenschaufel mit keramischen Vorderkanteneinsatz |
-
1983
- 1983-03-01 JP JP3270283A patent/JPS59160007A/ja active Granted
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0806546A1 (de) * | 1996-05-02 | 1997-11-12 | Asea Brown Boveri Ag | Thermisch belastete Strömungsmaschinenschaufel mit keramischen Vorderkanteneinsatz |
| CN1097140C (zh) * | 1996-05-02 | 2002-12-25 | 阿尔斯通公司 | 流体机械受热负荷的叶片 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6360202B2 (ja) | 1988-11-22 |
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