JP2000345804A - オフセットスクイーラ付きのタービン翼端を備えたタービン組立体 - Google Patents
オフセットスクイーラ付きのタービン翼端を備えたタービン組立体Info
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- B63H—MARINE PROPULSION OR STEERING
- B63H3/00—Propeller-blade pitch changing
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
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- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
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- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
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- Ocean & Marine Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 タービン翼端とこれに隣接するシュラウドと
の間のクリアランスギャップを最小限に維持することに
よりタービンの空力学的及び熱力学的性能を向上する。 【解決手段】 工業用のタービン組立体は固定シュラウ
ドとある間隔をおいて配置されている回転翼部を含む。
回転翼には、根元部と、外周を画する圧力側壁および吸
引側壁を有するエーロフォイルと、そして翼端キャップ
を有する翼端部とが含まれる。オフセットスクイーラは
翼端キャップに配置されている。このオフセットスクイ
ーラは回転翼の外周より内に入った所に設けられる。オ
フセットスクイーラはタービンの効率全体を改善するた
めに、流動抵抗を増大させ、そして翼端部全体にわたっ
て一定の差圧に対する熱いガス流漏出の流れを減少させ
る。
の間のクリアランスギャップを最小限に維持することに
よりタービンの空力学的及び熱力学的性能を向上する。 【解決手段】 工業用のタービン組立体は固定シュラウ
ドとある間隔をおいて配置されている回転翼部を含む。
回転翼には、根元部と、外周を画する圧力側壁および吸
引側壁を有するエーロフォイルと、そして翼端キャップ
を有する翼端部とが含まれる。オフセットスクイーラは
翼端キャップに配置されている。このオフセットスクイ
ーラは回転翼の外周より内に入った所に設けられる。オ
フセットスクイーラはタービンの効率全体を改善するた
めに、流動抵抗を増大させ、そして翼端部全体にわたっ
て一定の差圧に対する熱いガス流漏出の流れを減少させ
る。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はタービン翼に関し、
そして特に改良されたタービン翼端の間隙特性に関する
ものである。
そして特に改良されたタービン翼端の間隙特性に関する
ものである。
【０００２】本発明は、エネルギー省（ＤＯＥ）によっ
て付与された行政府契約番号ＤＥＦＣ２１−９５−ＭＣ
３１１７６の下に米国政府の援助を受けてなされたもの
である。米国政府は本発明について一定の権利を有す
る。
て付与された行政府契約番号ＤＥＦＣ２１−９５−ＭＣ
３１１７６の下に米国政府の援助を受けてなされたもの
である。米国政府は本発明について一定の権利を有す
る。
【０００３】
【従来の技術】タービンエンジンには、燃焼ガスを生成
するために燃焼室内で燃料と混合され点火される空気を
圧縮するためのコンプレッサが備えられている。熱い燃
焼ガスを１つのまたは１連の翼付きロータ組立体に衝突
させることによって、燃焼室内で発生した熱エネルギー
がタービン内で機械的エネルギーに変換されるように、
燃焼ガスはタービン内に流入する。
するために燃焼室内で燃料と混合され点火される空気を
圧縮するためのコンプレッサが備えられている。熱い燃
焼ガスを１つのまたは１連の翼付きロータ組立体に衝突
させることによって、燃焼室内で発生した熱エネルギー
がタービン内で機械的エネルギーに変換されるように、
燃焼ガスはタービン内に流入する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】タービンエンジンの性
能および効率は、タービン内における回転部品と静止部
品との間に存在する間隙によって決定的な影響をこうむ
る。翼付きロータ組立体とシュラウドのような静止部品
組立体との間隙が増大すると、タービンの効率が低下す
る。
能および効率は、タービン内における回転部品と静止部
品との間に存在する間隙によって決定的な影響をこうむ
る。翼付きロータ組立体とシュラウドのような静止部品
組立体との間隙が増大すると、タービンの効率が低下す
る。
【０００５】したがって、ロータ組立体の回転を妨げ
ず、またロータもしくはシュラウドの構造上の完全性に
影響を与えずに、タービン設計者は、翼付きロータ組立
体とシュラウドとの間隙（以後は「クリアランスギャッ
プ」と呼ぶ）を最小限に維持することが望ましい。しか
しながら、高度な間隙制御方法を用いても、クリアラン
スギャップを完全に除去することはできない。
ず、またロータもしくはシュラウドの構造上の完全性に
影響を与えずに、タービン設計者は、翼付きロータ組立
体とシュラウドとの間隙（以後は「クリアランスギャッ
プ」と呼ぶ）を最小限に維持することが望ましい。しか
しながら、高度な間隙制御方法を用いても、クリアラン
スギャップを完全に除去することはできない。
【０００６】ロータの翼端とこれに隣接する静止シュラ
ウドとのクリアランスギャップは翼の圧力側と吸引側と
の間に狭い流路を形成し、その結果熱いガス流が漏出し
て、翼の空力学的な性能を害することになる。その結果
生じる漏出流は望ましくはないが、クリアランスギャッ
プは動作中における翼の膨張全体に対応できるものでな
くてはならない。翼の膨張全体はロータの熱膨張を含む
幾つかの構成部品の膨張の結果であって、こうした膨張
は、ロータが一般的にはシュラウドより冷却が困難であ
ることから生じる。このような冷却の難しさは、ロータ
の翼の半径方向の距離が比較的に長くそしてその多くの
部分が熱膨張するからであるが、これに比してシュラウ
ドはずっと小さな部品である。
ウドとのクリアランスギャップは翼の圧力側と吸引側と
の間に狭い流路を形成し、その結果熱いガス流が漏出し
て、翼の空力学的な性能を害することになる。その結果
生じる漏出流は望ましくはないが、クリアランスギャッ
プは動作中における翼の膨張全体に対応できるものでな
くてはならない。翼の膨張全体はロータの熱膨張を含む
幾つかの構成部品の膨張の結果であって、こうした膨張
は、ロータが一般的にはシュラウドより冷却が困難であ
ることから生じる。このような冷却の難しさは、ロータ
の翼の半径方向の距離が比較的に長くそしてその多くの
部分が熱膨張するからであるが、これに比してシュラウ
ドはずっと小さな部品である。
【０００７】上述のように、翼端の漏出流の主たる悪影
響は翼の空力学的性能に対するものであるが、次に重要
であるのにあまり認識されていない影響は漏出流に伴う
対流熱伝達に関するものである。翼端において熱い作用
ガスと接触している表面域は翼に対して更なる熱負荷と
なり、この負荷は、吸引側および圧力側の表面域への熱
伝達と共に、翼の内部冷却流によって除去しなければな
らない。この更なる熱負荷はエンジン性能に熱力学的な
損失をもたらし、そしてタービン性能全体を低下させ
る。
響は翼の空力学的性能に対するものであるが、次に重要
であるのにあまり認識されていない影響は漏出流に伴う
対流熱伝達に関するものである。翼端において熱い作用
ガスと接触している表面域は翼に対して更なる熱負荷と
なり、この負荷は、吸引側および圧力側の表面域への熱
伝達と共に、翼の内部冷却流によって除去しなければな
らない。この更なる熱負荷はエンジン性能に熱力学的な
損失をもたらし、そしてタービン性能全体を低下させ
る。
【０００８】その結果生じる翼端における熱負荷は相当
に大きくなり、そして翼端の耐性、特に翼の内部冷却流
によって適宜に冷却するのが難しい、後縁に近い翼端部
分の耐性を損なうこともあり得る。その結果として、翼
端は従来から構造的な損傷を最も受けやすいタービン域
の１つであった。翼端の構造的な損傷はタービンの性能
に深刻な影響を及ぼし得る。翼端からその素材の一部を
失うことはクリアランスギャップを増大させ、漏出流と
翼端全体への熱伝達とを増加させ、そして一般的には上
記諸問題全てを悪化させることになる。
に大きくなり、そして翼端の耐性、特に翼の内部冷却流
によって適宜に冷却するのが難しい、後縁に近い翼端部
分の耐性を損なうこともあり得る。その結果として、翼
端は従来から構造的な損傷を最も受けやすいタービン域
の１つであった。翼端の構造的な損傷はタービンの性能
に深刻な影響を及ぼし得る。翼端からその素材の一部を
失うことはクリアランスギャップを増大させ、漏出流と
翼端全体への熱伝達とを増加させ、そして一般的には上
記諸問題全てを悪化させることになる。
【０００９】従来における多くの翼端設計は、固定シュ
ラウドとの間隙を最小にすると共に、適切な翼の圧力側
および吸引側の流れ面を翼端のキャップに維持してい
た。また多くの冷却形態も、望ましくない侵食を起こさ
ないで翼の有効寿命を得る目的で翼端のキャップを冷却
する多くの構造も提供されている。翼端を含む翼の冷却
は基本的にはガスタービンコンプレッサよりの圧縮空気
の一部を利用するので、この空気はエンジンの燃焼室内
における燃焼には利用できず、そのためタービンエンジ
ンの効率全体を低下させる。したがって、翼端を含む翼
の冷却は、タービンの効率の損失を最小限に抑えるよう
に、できるだけ圧縮空気を使用しないでなされるべきで
ある。ただし、タービンの翼は蒸気冷却かまたはこれと
同様なものによる冷却でよく、そして開回路冷却でも閉
回路冷却でもよい。
ラウドとの間隙を最小にすると共に、適切な翼の圧力側
および吸引側の流れ面を翼端のキャップに維持してい
た。また多くの冷却形態も、望ましくない侵食を起こさ
ないで翼の有効寿命を得る目的で翼端のキャップを冷却
する多くの構造も提供されている。翼端を含む翼の冷却
は基本的にはガスタービンコンプレッサよりの圧縮空気
の一部を利用するので、この空気はエンジンの燃焼室内
における燃焼には利用できず、そのためタービンエンジ
ンの効率全体を低下させる。したがって、翼端を含む翼
の冷却は、タービンの効率の損失を最小限に抑えるよう
に、できるだけ圧縮空気を使用しないでなされるべきで
ある。ただし、タービンの翼は蒸気冷却かまたはこれと
同様なものによる冷却でよく、そして開回路冷却でも閉
回路冷却でもよい。
【００１０】したがって、当該技術では、タービン翼端
の漏出流特性に関して改良の必要性があることは、上述
によって明らかである。
の漏出流特性に関して改良の必要性があることは、上述
によって明らかである。
【００１１】
【課題を解決するための手段】工業用のタービン組立体
は静止シュラウドとある間隔をおいて配置されている幾
つかの回転翼部分を備えている。この回転翼は、根元部
分と、それぞれ外周を画する圧力側壁および吸引側壁を
有するエーロフォイルと、そして翼端キャップを有する
翼端部とを有する。この翼端キャップにオフセットスク
イーラが配置されている。このオフセットスクイーラは
回転翼の外周から内側に入った所に設置されている。オ
フセットスクイーラは、流動抵抗を増大させそしてター
ビン全体の効率を改善するために、翼端部全体にわたっ
て所定の差圧に対する熱いガス流の漏出流を減少させ
る。
は静止シュラウドとある間隔をおいて配置されている幾
つかの回転翼部分を備えている。この回転翼は、根元部
分と、それぞれ外周を画する圧力側壁および吸引側壁を
有するエーロフォイルと、そして翼端キャップを有する
翼端部とを有する。この翼端キャップにオフセットスク
イーラが配置されている。このオフセットスクイーラは
回転翼の外周から内側に入った所に設置されている。オ
フセットスクイーラは、流動抵抗を増大させそしてター
ビン全体の効率を改善するために、翼端部全体にわたっ
て所定の差圧に対する熱いガス流の漏出流を減少させ
る。
【００１２】
【発明の実施の形態】タービン組立体１０は、図１に示
されているように、幾つかのロータ翼部１２と、このロ
ータ翼部１２に同軸になるように設置されている外側の
シュラウド１４とから成る。ロータ翼部分１２は内側の
根元部１６と、エーロフォイル１８とそして外側の翼端
部２０とから成る。本発明は当文書ではタービン組立体
１０と関連して記述されているが、本発明はタービン組
立体１０における応用に限定される訳ではない。本発明
は他の多くの形態と関連して具体化され、利用されるこ
とが可能である。したがって、タービン組立体１０は本
発明を具体化しそして利用できる組立体の１例である。
されているように、幾つかのロータ翼部１２と、このロ
ータ翼部１２に同軸になるように設置されている外側の
シュラウド１４とから成る。ロータ翼部分１２は内側の
根元部１６と、エーロフォイル１８とそして外側の翼端
部２０とから成る。本発明は当文書ではタービン組立体
１０と関連して記述されているが、本発明はタービン組
立体１０における応用に限定される訳ではない。本発明
は他の多くの形態と関連して具体化され、利用されるこ
とが可能である。したがって、タービン組立体１０は本
発明を具体化しそして利用できる組立体の１例である。
【００１３】エーロフォイル１８は、作用媒体ガスがそ
の表面に原動力を作用させるタービンの作用媒体流動経
路内へ外側に延びている。エーロフォイル１８には、前
縁２６（図１）および後縁２８において連結して一体に
なっている圧力側壁２２と反対側の吸引側壁２４（図
２）とがある。外側の翼端部２０は、図２に示されてい
るように、外側の翼端キャップ３０を備えている。
の表面に原動力を作用させるタービンの作用媒体流動経
路内へ外側に延びている。エーロフォイル１８には、前
縁２６（図１）および後縁２８において連結して一体に
なっている圧力側壁２２と反対側の吸引側壁２４（図
２）とがある。外側の翼端部２０は、図２に示されてい
るように、外側の翼端キャップ３０を備えている。
【００１４】図１に最もよく示されているように、外側
のシュラウド１４は翼端部２０からある間隔だけ離れ
て、両者間にクリアランスギャップ３２を形成する。上
記「発明が解決しようとする課題」に一般的に説明され
ているように、タービンの性能および効率はクリアラン
スギャップ３２によって決定的な影響をこうむる。この
クリアランスギャップ３２を通る漏出流の量が多くなれ
ばなるほど、タービンの非効率性が増大する。漏出流は
翼面に原動力を働かせることはなく、したがって仕事を
なすこともないからである。
のシュラウド１４は翼端部２０からある間隔だけ離れ
て、両者間にクリアランスギャップ３２を形成する。上
記「発明が解決しようとする課題」に一般的に説明され
ているように、タービンの性能および効率はクリアラン
スギャップ３２によって決定的な影響をこうむる。この
クリアランスギャップ３２を通る漏出流の量が多くなれ
ばなるほど、タービンの非効率性が増大する。漏出流は
翼面に原動力を働かせることはなく、したがって仕事を
なすこともないからである。
【００１５】本発明の一実施の形態に基づき、図２に
は、圧力側壁２２、吸引側壁２４、前縁２６、後縁２８
および翼端キャップ３０によって画されている翼端部２
０が示されている。ロータ翼部１２（図１）の回転方向
は一般的には図２の矢印Ａによって示されている。
は、圧力側壁２２、吸引側壁２４、前縁２６、後縁２８
および翼端キャップ３０によって画されている翼端部２
０が示されている。ロータ翼部１２（図１）の回転方向
は一般的には図２の矢印Ａによって示されている。
【００１６】翼端キャップ３０にはオフセットスクイー
ラ５０が配置されている。このオフセットスクイーラ５
０は、翼端部２０と外側のシュラウド１４との間に流動
抵抗を作ることによって、上記翼端部２０とシュラウド
１４との間の漏出流を弱めそして逸らせるために、クリ
アランスギャップ３２に突き出している（図１）。
ラ５０が配置されている。このオフセットスクイーラ５
０は、翼端部２０と外側のシュラウド１４との間に流動
抵抗を作ることによって、上記翼端部２０とシュラウド
１４との間の漏出流を弱めそして逸らせるために、クリ
アランスギャップ３２に突き出している（図１）。
【００１７】オフセットスクイーラ５０（図２）はクリ
アランスギャップ３２（図１）を通る流動抵抗を高め、
その結果としてタービンの効率全体を改善するために所
定の差圧に対する熱いガスの漏出流を減少させる。
アランスギャップ３２（図１）を通る流動抵抗を高め、
その結果としてタービンの効率全体を改善するために所
定の差圧に対する熱いガスの漏出流を減少させる。
【００１８】図３に示されているように、オフセットス
クイーラ５０の幅（圧力側壁２２に最も近い部分では
「ｅ」でしめされ、吸引側壁２４に最も近い部分では
「ｆ」で表されている）は、最高の性能を発揮させるた
めに、基本的にはタービン組立体全体の寸法に応じて変
化する。ある実施例では、幅（ｅ）、（ｆ）は約０．０
２インチ〜約０．１５インチの範囲にあり、そして工業
用の動力タービンでは、幅（ｅ）、（ｆ）は約０．０５
インチ〜０．１５０インチの範囲内にある。幅（ｅ）と
（ｆ）は基本的には等しいが、必ずしも等しくなくても
よい。しかし、幅（ｅ）と（ｆ）は翼端キャップ３０の
周縁付近では異なることもあり得る。
クイーラ５０の幅（圧力側壁２２に最も近い部分では
「ｅ」でしめされ、吸引側壁２４に最も近い部分では
「ｆ」で表されている）は、最高の性能を発揮させるた
めに、基本的にはタービン組立体全体の寸法に応じて変
化する。ある実施例では、幅（ｅ）、（ｆ）は約０．０
２インチ〜約０．１５インチの範囲にあり、そして工業
用の動力タービンでは、幅（ｅ）、（ｆ）は約０．０５
インチ〜０．１５０インチの範囲内にある。幅（ｅ）と
（ｆ）は基本的には等しいが、必ずしも等しくなくても
よい。しかし、幅（ｅ）と（ｆ）は翼端キャップ３０の
周縁付近では異なることもあり得る。
【００１９】オフセットスクイーラ５０の高さ（圧力側
壁２２に最も近い部分では「ａ」でしめされ、吸引側壁
２４に最も近い部分では「ｂ」で表されている）は、最
高の性能を発揮させるために、基本的にはタービン組立
体全体の寸法に応じてて変化する。ある実施の形態で
は、高さ（ａ）、（ｂ）は約０．０３インチ〜約０．３
インチの範囲にある。例えば航空機エンジンのためのあ
る実施の形態では、高さ（ａ）、（ｂ）は約０．０３イ
ンチ〜０．１００インチの範囲内にあり、そして工業用
の動力タービンでは、高さ（ａ）、（ｂ）は約０．０５
インチ〜約０．３インチの範囲に含まれる。高さ（ａ）
と（ｂ）は基本的には等しいが、必ずしもそうでなくて
もよい。しかし、高さ（ａ）と（ｂ）は翼端キャップ３
０の周縁周りでは異なることもあり得る。
壁２２に最も近い部分では「ａ」でしめされ、吸引側壁
２４に最も近い部分では「ｂ」で表されている）は、最
高の性能を発揮させるために、基本的にはタービン組立
体全体の寸法に応じてて変化する。ある実施の形態で
は、高さ（ａ）、（ｂ）は約０．０３インチ〜約０．３
インチの範囲にある。例えば航空機エンジンのためのあ
る実施の形態では、高さ（ａ）、（ｂ）は約０．０３イ
ンチ〜０．１００インチの範囲内にあり、そして工業用
の動力タービンでは、高さ（ａ）、（ｂ）は約０．０５
インチ〜約０．３インチの範囲に含まれる。高さ（ａ）
と（ｂ）は基本的には等しいが、必ずしもそうでなくて
もよい。しかし、高さ（ａ）と（ｂ）は翼端キャップ３
０の周縁周りでは異なることもあり得る。
【００２０】オフセットスクイーラ５０は翼端キャップ
３０の外周５２から内側に入った所に設置されている。
オフセットスクイーラ５０は、翼端キャップ３０の内部
に張り出している先端状のリム、フェンスまたはシール
帯板を形成している。このオフセットスクイーラは翼端
キャップ３０の全周囲に段５４または棚を作る。通常で
は周囲をめぐって翼の圧力側にある翼端のクリアランス
ギャップ３２に流れこむはずの漏出流は、分離流動域
（低熱伝達域）を含む、引っ込んだ段５４を流動するこ
とになる。段５４はまた流動抵抗要素としての作用があ
る。
３０の外周５２から内側に入った所に設置されている。
オフセットスクイーラ５０は、翼端キャップ３０の内部
に張り出している先端状のリム、フェンスまたはシール
帯板を形成している。このオフセットスクイーラは翼端
キャップ３０の全周囲に段５４または棚を作る。通常で
は周囲をめぐって翼の圧力側にある翼端のクリアランス
ギャップ３２に流れこむはずの漏出流は、分離流動域
（低熱伝達域）を含む、引っ込んだ段５４を流動するこ
とになる。段５４はまた流動抵抗要素としての作用があ
る。
【００２１】オフセットスクイーラ５０の内方の位置
（圧力側壁２２に最も近い部分では「ｃ」でしめされ、
吸引側壁２４に最も近い部分では「ｄ」で表されてい
る）は、最高の性能を発揮させるために、基本的にはタ
ービン組立体全体の寸法に応じて変化する。ある例で
は、内方の位置（ｃ）、（ｄ）は約０．０５インチ〜約
０．５インチの範囲にある。例えば航空機エンジンのタ
ービンためのある実施の形態では、内方の位置（ｃ）、
（ｄ）は約０．０５０インチ〜０．１５０インチの範囲
内にあり、そして動力タービンのためには、内方の位置
（ｃ）、（ｄ）は約０．０５インチ〜約０．５０インチ
の範囲にある。内方の位置（ｃ）と（ｄ）は基本的には
等しいが、必ずしも等しくなくてもよい。しかし、内方
の位置（ｃ）と（ｄ）は翼端キャップ３０の周縁周りで
は異なることもあり得る。
（圧力側壁２２に最も近い部分では「ｃ」でしめされ、
吸引側壁２４に最も近い部分では「ｄ」で表されてい
る）は、最高の性能を発揮させるために、基本的にはタ
ービン組立体全体の寸法に応じて変化する。ある例で
は、内方の位置（ｃ）、（ｄ）は約０．０５インチ〜約
０．５インチの範囲にある。例えば航空機エンジンのタ
ービンためのある実施の形態では、内方の位置（ｃ）、
（ｄ）は約０．０５０インチ〜０．１５０インチの範囲
内にあり、そして動力タービンのためには、内方の位置
（ｃ）、（ｄ）は約０．０５インチ〜約０．５０インチ
の範囲にある。内方の位置（ｃ）と（ｄ）は基本的には
等しいが、必ずしも等しくなくてもよい。しかし、内方
の位置（ｃ）と（ｄ）は翼端キャップ３０の周縁周りで
は異なることもあり得る。
【００２２】更に、吸引側壁２４から出て来る流れは巡
回して、分離域を含む背面の段５４に戻ることになる。
翼端キャップ３０の周縁からのオフセットスクイーラ５
０の張出しはまた、翼端空洞の幅対深さの比を小さく
し、したがって空洞フロアの熱伝達を低下させる。オフ
セットスクイーラはまた、翼端空洞の冷却材を外に出す
ために、後縁２８の近くに少なくとも１つのスロット５
６を設けることができる。スロット５６の位置は、その
寸法および方向と同様に、必要に応じて変えることがで
きる。吸引側の分離段の存在はまた、主流における翼端
の巻き上げ吸引渦の減少をもたらしてもいる。
回して、分離域を含む背面の段５４に戻ることになる。
翼端キャップ３０の周縁からのオフセットスクイーラ５
０の張出しはまた、翼端空洞の幅対深さの比を小さく
し、したがって空洞フロアの熱伝達を低下させる。オフ
セットスクイーラはまた、翼端空洞の冷却材を外に出す
ために、後縁２８の近くに少なくとも１つのスロット５
６を設けることができる。スロット５６の位置は、その
寸法および方向と同様に、必要に応じて変えることがで
きる。吸引側の分離段の存在はまた、主流における翼端
の巻き上げ吸引渦の減少をもたらしてもいる。
【００２３】オフセットスクイーラ５０は翼のより効果
的な内部冷却域に位置している。したがって、オフセッ
トスクイーラ５０はよりよく下部から冷却されている。
図４、５および６は、実験室規模の試験によって調べら
れた３種の構造の外部翼端部に関する対流熱伝達率分布
を示している〔これら全ての率はＢｔｕ（英熱量単位）
／ｈｒ／ｆｔ2 ／Ｆの単位で表されている）。これら翼
端構造の各々は、寸法以外では典型的なタービン翼と同
等な流動と温度とそして翼端の空隙とに関する同一条件
下で試験された。これらの試験標本は内部冷却されなか
った。
的な内部冷却域に位置している。したがって、オフセッ
トスクイーラ５０はよりよく下部から冷却されている。
図４、５および６は、実験室規模の試験によって調べら
れた３種の構造の外部翼端部に関する対流熱伝達率分布
を示している〔これら全ての率はＢｔｕ（英熱量単位）
／ｈｒ／ｆｔ2 ／Ｆの単位で表されている）。これら翼
端構造の各々は、寸法以外では典型的なタービン翼と同
等な流動と温度とそして翼端の空隙とに関する同一条件
下で試験された。これらの試験標本は内部冷却されなか
った。
【００２４】図４は滑らかで平坦な翼端上の熱伝達を示
している。この翼端は翼端漏出流の減少を意図する機構
を有していないので、その試験結果は翼端外面への最高
の熱負荷を示した。
している。この翼端は翼端漏出流の減少を意図する機構
を有していないので、その試験結果は翼端外面への最高
の熱負荷を示した。
【００２５】図５には、太くて黒い輪郭線で表されてい
る外周スクイーラリムを付加された滑らかな翼端につい
ての熱伝達が示されている。スクイーラリム周縁の内部
における、この翼端上の熱伝達はその度合いにおいて、
非スクイーラの場合と比較して相当に低い。スクイーラ
リムの付加は、翼端間隙を通る漏出流に対する抵抗を増
加させ、その結果翼端表面上の熱負荷を減少させるのに
役立っている。スクイーラリム自体の表面における熱伝
達は測定されなかったが、公刊された他の文献データ
（例えば、Ｄ．Ｅ．メッツア、Ｒ．Ｓ．バンカー、Ｍ．
Ｋ．チュー共著の論文『狭い流路内における横溝付き壁
における空洞熱伝達』，１９８９年、熱伝達誌の第 III
巻、７３〜７９頁参照）によれば、これらの面は、スク
イーラ外周内部の翼端表面に比して、同じかまたはより
大きな熱伝達レベルを示している。このスクイーラリム
は翼端の周縁に位置しているので、翼の内部冷却路から
冷却されるには、そこからあまりにも離れ過ぎている。
る外周スクイーラリムを付加された滑らかな翼端につい
ての熱伝達が示されている。スクイーラリム周縁の内部
における、この翼端上の熱伝達はその度合いにおいて、
非スクイーラの場合と比較して相当に低い。スクイーラ
リムの付加は、翼端間隙を通る漏出流に対する抵抗を増
加させ、その結果翼端表面上の熱負荷を減少させるのに
役立っている。スクイーラリム自体の表面における熱伝
達は測定されなかったが、公刊された他の文献データ
（例えば、Ｄ．Ｅ．メッツア、Ｒ．Ｓ．バンカー、Ｍ．
Ｋ．チュー共著の論文『狭い流路内における横溝付き壁
における空洞熱伝達』，１９８９年、熱伝達誌の第 III
巻、７３〜７９頁参照）によれば、これらの面は、スク
イーラ外周内部の翼端表面に比して、同じかまたはより
大きな熱伝達レベルを示している。このスクイーラリム
は翼端の周縁に位置しているので、翼の内部冷却路から
冷却されるには、そこからあまりにも離れ過ぎている。
【００２６】図６には、これもまた太くて黒い輪郭線に
よって大体が示されている本発明のオフセットスクイー
ラを備えている滑らかな翼端上の熱伝達が示されてい
る。この場合、オフセットスクイーラの外周内における
熱伝達度は、外周スクイーラの場合よりも更に低く、そ
の結果、より低い翼端熱負荷にもなる。オフセットスク
イーラの外側域に示されている熱伝達レベルは、オフセ
ットスクイーラの外周内の最高レベルに劣らない。この
場合、オフセットスクイーラは翼端よりはるかに離れて
いる外周にある訳ではないので、翼内部の冷却路の上に
直接配置されている。この位置は、延長されたスクイー
ラリムの冷却に非常な改善をもたらし、低温とより長い
寿命を得ることになる。そのうえ、流動再循環域がオフ
セットスクイーラによりリム外周の外側域に形成される
はずであるので、スクイーラリム表面上の熱伝達レベル
はまた、外周スクイーラリム上のそれよりも低くなると
予想される。
よって大体が示されている本発明のオフセットスクイー
ラを備えている滑らかな翼端上の熱伝達が示されてい
る。この場合、オフセットスクイーラの外周内における
熱伝達度は、外周スクイーラの場合よりも更に低く、そ
の結果、より低い翼端熱負荷にもなる。オフセットスク
イーラの外側域に示されている熱伝達レベルは、オフセ
ットスクイーラの外周内の最高レベルに劣らない。この
場合、オフセットスクイーラは翼端よりはるかに離れて
いる外周にある訳ではないので、翼内部の冷却路の上に
直接配置されている。この位置は、延長されたスクイー
ラリムの冷却に非常な改善をもたらし、低温とより長い
寿命を得ることになる。そのうえ、流動再循環域がオフ
セットスクイーラによりリム外周の外側域に形成される
はずであるので、スクイーラリム表面上の熱伝達レベル
はまた、外周スクイーラリム上のそれよりも低くなると
予想される。
【００２７】本発明は何らかの適宜な製造方法を用いて
利用することができる。このオフセットスクイーラは、
例えば、翼端または翼全体との一体鋳造によって、翼端
への流動減少装置の電子ビーム溶接によって、翼端への
素材の物理蒸着法によって、または素材をろう付けする
ことによって、形成することができる。代替手段として
は、翼端を大きめな寸法に鋳造し、例えばレーザ切断の
ような様々な方法によって余分な素材を除去し、オフセ
ットスクイーラを形成することもできる。
利用することができる。このオフセットスクイーラは、
例えば、翼端または翼全体との一体鋳造によって、翼端
への流動減少装置の電子ビーム溶接によって、翼端への
素材の物理蒸着法によって、または素材をろう付けする
ことによって、形成することができる。代替手段として
は、翼端を大きめな寸法に鋳造し、例えばレーザ切断の
ような様々な方法によって余分な素材を除去し、オフセ
ットスクイーラを形成することもできる。
【００２８】図７〜１０は、本発明のオフセットスクイ
ーラのための翼端冷却孔の利用の幾つかを示している。
内部冷却に加えて、エーロフォイルの圧力側の側壁２２
の孔または翼端表面の孔を通して、または両者を組み合
わせて、翼端の外に冷却空気の一部を逸らせて送り出す
ことが通常なされている。これらの冷却孔は、熱いガス
から翼端の表面を保護する役割と、そして翼端の熱いガ
ス漏出を減少させる追加流体シーリングを提供する役割
とを有している。このような冷却材は、両オフセットス
クイーラリム間の孔（図７）か、またはこれらの孔とそ
してオフセットスクイーラリム外側の周縁域内の孔（図
８）か、または翼端の近くのエーロフォイル表面の孔
（図９）を通って放出される。また、これらの孔の直径
がリムの幅より小さい場合に限り、図１０に示されてい
るように、冷却孔をオフセットスクイーラリムを貫通し
て設けることもできる。こうした冷却孔は様々な形状、
寸法、位置、そして角度を有することができることを理
解して欲しい。
ーラのための翼端冷却孔の利用の幾つかを示している。
内部冷却に加えて、エーロフォイルの圧力側の側壁２２
の孔または翼端表面の孔を通して、または両者を組み合
わせて、翼端の外に冷却空気の一部を逸らせて送り出す
ことが通常なされている。これらの冷却孔は、熱いガス
から翼端の表面を保護する役割と、そして翼端の熱いガ
ス漏出を減少させる追加流体シーリングを提供する役割
とを有している。このような冷却材は、両オフセットス
クイーラリム間の孔（図７）か、またはこれらの孔とそ
してオフセットスクイーラリム外側の周縁域内の孔（図
８）か、または翼端の近くのエーロフォイル表面の孔
（図９）を通って放出される。また、これらの孔の直径
がリムの幅より小さい場合に限り、図１０に示されてい
るように、冷却孔をオフセットスクイーラリムを貫通し
て設けることもできる。こうした冷却孔は様々な形状、
寸法、位置、そして角度を有することができることを理
解して欲しい。
【００２９】当文書においては本発明の幾つかの特徴し
か図示できずまた説明できなかったが、当該技術に熟達
している専門家には、多くの修正や変更が可能であるこ
とは明らかであろう。したがって、添付の請求の範囲に
は本発明の精神の枠内においてこのような修正および変
更の全てが含まれていると解すべきである。
か図示できずまた説明できなかったが、当該技術に熟達
している専門家には、多くの修正や変更が可能であるこ
とは明らかであろう。したがって、添付の請求の範囲に
は本発明の精神の枠内においてこのような修正および変
更の全てが含まれていると解すべきである。
【図１】代表的なタービン翼の立面略図である。
【図２】本発明の１実施例にしたがった図１の翼端断面
２−２の上部平面図である。
２−２の上部平面図である。
【図３】本発明の１実施例にしたがった図２の断面３−
３にそって切断されたタービン翼の部分的な破断図であ
る。
３にそって切断されたタービン翼の部分的な破断図であ
る。
【図４】平翼端に関する翼端表面の熱伝達率分布を表す
実験室におけるカスケードデータの図である。
実験室におけるカスケードデータの図である。
【図５】スクイーラ翼端に関する翼端表面の熱伝達率分
布を表す実験室におけるカスケードデータの図である。
布を表す実験室におけるカスケードデータの図である。
【図６】本発明による偏りスクイーラに関する翼端表面
の熱伝達率分布を表す実験室におけるカスケードデータ
の図である。
の熱伝達率分布を表す実験室におけるカスケードデータ
の図である。
【図７】本発明のもう１つの実施例にしたがった、図２
の断面３−３にそって切断されたタービン翼のもう１つ
の部分的な破断図である。
の断面３−３にそって切断されたタービン翼のもう１つ
の部分的な破断図である。
【図８】本発明の更にもう１つの実施例にしたがった、
図２の断面３−３にそって切断されたタービン翼の別の
部分的な破断図である。
図２の断面３−３にそって切断されたタービン翼の別の
部分的な破断図である。
【図９】本発明のもう１つの実施例にしたがった、図２
の断面３−３にそって切断されたタービン翼のもう１つ
の部分的な破断図である。
の断面３−３にそって切断されたタービン翼のもう１つ
の部分的な破断図である。
【図１０】本発明のまたもう１つの実施例にしたがっ
た、図２の断面３−３にそって切断されたタービン翼の
またもう１つの部分的な破断図である。
た、図２の断面３−３にそって切断されたタービン翼の
またもう１つの部分的な破断図である。
１０ タービン組立体 １２ ロータ翼部 １４ 外側のシュラウド １６ 内側の根元部 １８ エーロフォイル ２０ 外側の翼端部 ２２ 圧力側壁 ２４ 吸引側壁 ２６ 前縁 ２８ 後縁 ３０ 翼端キャップ ３２ クリアランスギャップ ５０ オフセットスクイーラ ５２ 翼端キャップの外周 ５４ 段または棚 ５６ スロット
Claims (12)
- 【請求項１】 根元部と、外周を画する圧力側壁および
吸引側壁を有するエーロフォイルと、翼端キャップを有
する翼端部とを有する少なくとも１つのロータ翼と、 前記少なくとも１つのロータ翼にそって同軸に配置され
ている外側のシュラウドであって、前記翼端部と共にそ
の間にクリアランスギャップを画する外側のシュラウド
と、 前記翼端部の前記翼端キャップに配置されているオフセ
ットスクイーラであって、前記クリアランスギャップを
通る熱いガス流漏出を減少させるために前記少なくとも
１つのロータ翼の前記外周の内方に配置されているオフ
セットスクイーラとからなるタービン組立体。 - 【請求項２】 オフセットスクイーラの幅が約０．０２
〜０．１５０インチの範囲内にある請求項１に記載のタ
ービン組立体。 - 【請求項３】 前記幅が約０．０２〜０．０５インチの
範囲内にある請求項１に記載のタービン組立体。 - 【請求項４】 前記幅が約０．０５〜０．１５０インチ
の範囲内にある請求項１に記載のタービン組立体。 - 【請求項５】 オフセットスクイーラの高さが約０．０
３〜０．３インチの範囲内にある請求項１に記載のター
ビン組立体。 - 【請求項６】 前記高さが約０．０３〜０．１００イン
チの範囲内にある請求項１に記載のタービン組立体。 - 【請求項７】 前記高さが約０．０５〜０．３インチの
範囲内にある請求項１に記載のタービン組立体。 - 【請求項８】 オフセットスクイーラの高さと幅がほぼ
等しい請求項１に記載のタービン組立体。 - 【請求項９】 オフセットスクイーラが翼端キャップの
外周より約０．０５〜０．５インチ内方に設けられてい
る請求項１に記載のタービン組立体。 - 【請求項１０】 オフセットスクイーラが翼端キャップ
の前記外周より約０．０５０〜０．１５０インチ内方に
設けられている請求項１に記載のタービン組立体。 - 【請求項１１】 更に幾つかの散在する翼端冷却孔を有
する請求項１に記載のタービン組立体。 - 【請求項１２】 回転翼と固定シュラウドとの間にある
クリアランスギャップを通る熱いガス流漏出を減少させ
る方法であって、該方法には、分離流動域および流動抵
抗要素を作る前記回転翼の周縁にそった棚を形成するよ
うに前記回転翼の外周の内方にオフセットスクイーラを
設置する段階が含まれる回転翼と固定シュラウドとの間
にあるクリアランスギャップを通る熱いガス流漏出を減
少させる方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/323375 | 1999-06-01 | ||
| US09/323,375 US6179556B1 (en) | 1999-06-01 | 1999-06-01 | Turbine blade tip with offset squealer |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000345804A true JP2000345804A (ja) | 2000-12-12 |
Family
ID=23258958
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000162992A Pending JP2000345804A (ja) | 1999-06-01 | 2000-05-31 | オフセットスクイーラ付きのタービン翼端を備えたタービン組立体 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6179556B1 (ja) |
| EP (1) | EP1057972A3 (ja) |
| JP (1) | JP2000345804A (ja) |
| KR (1) | KR20010039613A (ja) |
| TW (1) | TW446790B (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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