JP2006329203A - ガスタービンディスクスロット並びに、それを用いたガスタービン・エンジン - Google Patents
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Abstract
【課題】従来のディスクスロットの輪郭形状に起因する空気流を急激に変化させる形状の入口に起因するインレットの圧力損失等の欠点を克服するガスタービン・エンジンのタービンディスクを提供する。
【解決手段】ガスタービン・エンジンは圧縮機セクション、圧縮機セクションの下流に配置される燃焼セクション、及び燃焼セクションの下流に配置されるタービンセクションを含んでなる。タービンセクションは、タービンブレードを収容するための複数のタービンディスクスロットを画定するタービンディスクを備える。複数のタービンディスクスロットはそれぞれが、底部において角に丸みを持った、曲線状の外周部を有するインレットを備える。
【選択図】図4
【解決手段】ガスタービン・エンジンは圧縮機セクション、圧縮機セクションの下流に配置される燃焼セクション、及び燃焼セクションの下流に配置されるタービンセクションを含んでなる。タービンセクションは、タービンブレードを収容するための複数のタービンディスクスロットを画定するタービンディスクを備える。複数のタービンディスクスロットはそれぞれが、底部において角に丸みを持った、曲線状の外周部を有するインレットを備える。
【選択図】図4
Description
本発明は、概して、ガスタービン・エンジンに関し、より詳細には、ガスタービンディスクスロットに関する。
ガスタービン・エンジンのディスクは、共通して、通常軸方向に配向されるブレードを取り付けるためのスロットを有する。これらのスロットは、ブレードの根元に整合する輪郭形状を有し、又、エンジン運転時にかかる遠心力を受けた状態下でブレードを保持するような形態を有する。スロットの輪郭形状は、負荷を支えるスロットの領域を増大するよう「もみの木形」形態である場合が多いが、他の形態も採用される。
タービンブレードを取り付けるためのタービンディスクスロットは、通常、空気流に対してその流れを急に変化させる(sharp edged)入口を形成する、角に丸みのない鋭い輪郭形状を有する。鋭い輪郭形状の入口により、スロットのインレットで好ましくない空気流の分離が生じるため、空気流の再付着に起因して熱伝導率が増大して好ましくない。
前述の問題を考慮して、本発明の目的は、前述の欠点や不利点を克服又は最小限にする形態のタービンディスクスロットを有する、ガスタービン・エンジンのタービンディスクアッセンブリを提供することにある。
本発明の第1の形態において、ガスタービンディスクアッセンブリは、タービンブレードを収容するための複数のタービンディスクスロットを画定するタービンディスクを含んでなる。複数のタービンディスクスロットは、それぞれが、底部において角に丸みを持った、曲線状の外周部を有するインレットを備える。
本発明の第2の態様において、ガスタービン・エンジンは、圧縮機セクション、圧縮機セクションの下流に配置される燃焼セクション、及び燃焼セクションの下流に配置されるタービンセクションを含んでなる。タービンセクションは、タービンブレードを収容するための複数のタービンディスクスロットを画定するタービンディスクを備える。複数のタービンディスクスロットはそれぞれが、底部において角に丸みを持った、曲線状の外周部を有するインレットを備える。
図1は、ガスタービン・エンジン10の一例を簡略的に示す側面図である。この図は、エンジン内部の構成要素を図示するために、構造の一部が剥離されている。エンジン10は、圧縮機セクション12、燃焼セクション14及びタービンセクション16を備える。作動媒体ガスのための空気流路18が、エンジン10を軸方向に通って延在する。エンジン10は、第1の低圧ロータアッセンブリ22と、第2の高圧ロータアッセンブリ24を具備する。高圧ロータアッセンブリ24は、軸28によって高圧タービン32に接続された高圧圧縮機26を備える。低圧ロータアッセンブリ22は、ファンと、軸36によって低圧タービン38に接続された低圧圧縮機34を備える。エンジン10の運転中、作動媒体ガスは空気流路18に沿って、低圧圧縮機26と高圧圧縮機34を通って流れる。ガスは、燃焼セクション14で燃料と混合されて、ガスにエネルギーを加えるために燃焼される。高圧作動媒体ガスは、燃焼セクション14からタービンセクション16へ排気される。低圧タービン38と高圧タービン32からのエネルギーは、それぞれの軸36,28を通って、低圧圧縮機34と高圧圧縮機26へ移動する。
図2を参照すると、概して符号40で示されるタービンセクションの部分的な断面図である。円42で囲まれた領域内で、タービンセクションは、タービンディスクスロットに取り付けられた複数のタービンブレードを具備している。図3の拡大図を参照すると、タービンブレードを取り付けるための、従来のタービンディスクスロット44は、通常、底部48において、空気流を急激に変化させる空気流の入口を生じる角に丸みを持たない、つまり鋭い(sharp−edged)外周部46を有する。鋭い形状の入口により、スロットのインレットで好ましくない空気流の分離が生じるため、空気流の再付着に起因して熱伝導率が増大して好ましくない。
図4を参照すると、タービンディスク50は、本発明による複数のタービンディスクスロット52を画定する。タービンディスク50で画定される各タービンディスクスロット52は、底部58において、角に丸みを持った曲線状の外周部56を有するインレット50を具備する。インレット54の角に丸みを持った外周部56を形成するために追加の機械工程を採用する。曲線状の外周部56の径が及び範囲(radius (r))は、スロット52の水力直径(Dh)に基づいており、この水力直径は、スロット52の底部58とタービンブレードの底部の間の冷却空気流域に基づくものである。曲線状の外周部56を有するインレット54の効率を最大にするには、r/Dh比が0.16であることが好ましいが、r/Dh比は、本発明の範囲を逸脱しない限り、0.16よりも大きくても、又小さくてもよい。設計上、スロット52のインレット54の端部全ての角に丸みを有する曲線状にすることはできない。その代わり、曲線状の外周部56の径が及ぶ全範囲は、図4に示すように、おおよそ180度まで延在しており、かつ点60に向かって先細りしている。
図5は、本発明によるタービンディスク70の断面図を図示している。タービンディスク70は、前方カバープレート78(図示せず)の後方面76に隣接する、タービンディスクスロットの入口に曲線状の外周部74を有するスロット72を画定する。タービンディスク70は、スロット72に相対してタービンディスク70の反対側に配置される複数のブレード冷却通路80をさらに画定する。
タービンディスクスロットの曲線状の外周部によって、以下の利点がもたらされることが発見された。
(1)空気流を急激に変化させる形状の入口に起因するインレットの圧力損失を低減する
(2)インレットにおける流れの分離を最小限化及び/又は排除する
(3)流れの再付着による熱伝導率の増大を低減する
当業者等により認められるように、本発明の範囲を逸脱することなく、前述の本発明の実施態様を種々に変更したり置き換えたりすることは可能である。従って、本明細書における前述の説明は、本発明を限定するものではなく、単なる例示と見なすべきである。
(1)空気流を急激に変化させる形状の入口に起因するインレットの圧力損失を低減する
(2)インレットにおける流れの分離を最小限化及び/又は排除する
(3)流れの再付着による熱伝導率の増大を低減する
当業者等により認められるように、本発明の範囲を逸脱することなく、前述の本発明の実施態様を種々に変更したり置き換えたりすることは可能である。従って、本明細書における前述の説明は、本発明を限定するものではなく、単なる例示と見なすべきである。
Claims (8)
- タービンブレードを収容するための複数のタービンディスクスロットを画定するタービンディスクを含み、その複数のタービンディスクスロットは、それぞれが底部において曲線状の外周部を有するインレットを備えることを特徴とする、ガスタービンディスクアッセンブリ。
- 前記曲線状の外周部が、おおよそ180度に延在していることを特徴とする、請求項1記載のガスタービンディスクアッセンブリ。
- 前記曲線状の外周部の半径(r)が、スロットの水力直径(Dh)の関数であることを特徴とする、請求項1記載のガスタービンディスクアッセンブリ。
- 前記半径(r)と(Dh)の比r/Dhが、おおよそ0.16であることを特徴とする、請求項3記載のガスタービンディスクアッセンブリ。
- 圧縮機セクションと、
圧縮機セクションの下流に配置される燃焼セクションと、
燃焼セクションの下流に配置されるタービンセクションを含み、タービンセクションは、タービンブレードを収容するための複数のタービンディスクスロットを画定するタービンディスクを備え、その複数のタービンディスクスロットは、それぞれがその底部において曲線状の外周部を有するインレットを備えることを特徴とする、ガスタービン・エンジン。 - 前記曲線状の外周部が、おおよそ180度に延在していることを特徴とする、請求項5記載のガスタービン・エンジン。
- 前記曲線状の外周部の半径(r)が、スロットの水力直径(Dh)の関数であることを特徴とする、請求項5記載のガスタービン・エンジン。
- 前記半径(r)と(Dh)の比r/Dhが、おおよそ0.16であることを特徴とする、請求項7記載のガスタービン・エンジン。
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Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2013058220A1 (ja) * | 2011-10-20 | 2013-04-25 | 三菱重工業株式会社 | 動翼支持構造 |
JP2022505360A (ja) * | 2018-11-15 | 2022-01-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 半径方向支持体を有するタービンブレード、シム、および関連するタービンロータ |
Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20090110561A1 (en) * | 2007-10-29 | 2009-04-30 | Honeywell International, Inc. | Turbine engine components, turbine engine assemblies, and methods of manufacturing turbine engine components |
US8162615B2 (en) * | 2009-03-17 | 2012-04-24 | United Technologies Corporation | Split disk assembly for a gas turbine engine |
US8689441B2 (en) | 2011-12-07 | 2014-04-08 | United Technologies Corporation | Method for machining a slot in a turbine engine rotor disk |
US10309232B2 (en) * | 2012-02-29 | 2019-06-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with stage dependent material selection for blades and disk |
US8959738B2 (en) | 2012-03-21 | 2015-02-24 | General Electric Company | Process of repairing a component, a repair tool for a component, and a component |
US9091173B2 (en) | 2012-05-31 | 2015-07-28 | United Technologies Corporation | Turbine coolant supply system |
US9366145B2 (en) | 2012-08-24 | 2016-06-14 | United Technologies Corporation | Turbine engine rotor assembly |
US9803647B2 (en) | 2015-07-21 | 2017-10-31 | General Electric Company | Method and system for repairing turbomachine dovetail slots |
US10047611B2 (en) | 2016-01-28 | 2018-08-14 | United Technologies Corporation | Turbine blade attachment curved rib stiffeners |
US10077665B2 (en) * | 2016-01-28 | 2018-09-18 | United Technologies Corporation | Turbine blade attachment rails for attachment fillet stress reduction |
FR3064667B1 (fr) * | 2017-03-31 | 2020-05-15 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de refroidissement d'un rotor de turbomachine |
US11203944B2 (en) | 2019-09-05 | 2021-12-21 | Raytheon Technologies Corporation | Flared fan hub slot |
Family Cites Families (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3565547A (en) * | 1969-02-24 | 1971-02-23 | Carrier Corp | Turbomachine rotor construction |
US3936222A (en) | 1974-03-28 | 1976-02-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine construction |
US4203705A (en) | 1975-12-22 | 1980-05-20 | United Technologies Corporation | Bonded turbine disk for improved low cycle fatigue life |
US4191509A (en) * | 1977-12-27 | 1980-03-04 | United Technologies Corporation | Rotor blade attachment |
JPS58167807A (ja) * | 1982-03-29 | 1983-10-04 | Hitachi Ltd | タ−ボ機械のブレ−ド取付構造 |
US4813848A (en) | 1987-10-14 | 1989-03-21 | United Technologies Corporation | Turbine rotor disk and blade assembly |
DE4323705A1 (de) | 1993-07-15 | 1995-01-19 | Abb Management Ag | Turbine |
US5415526A (en) * | 1993-11-19 | 1995-05-16 | Mercadante; Anthony J. | Coolable rotor assembly |
US5430936A (en) | 1993-12-27 | 1995-07-11 | United Technologies Corporation | Method for making gas turbine engine blade attachment slots |
US5846054A (en) * | 1994-10-06 | 1998-12-08 | General Electric Company | Laser shock peened dovetails for disks and blades |
US5511945A (en) * | 1994-10-31 | 1996-04-30 | Solar Turbines Incorporated | Turbine motor and blade interface cooling system |
US5800124A (en) * | 1996-04-12 | 1998-09-01 | United Technologies Corporation | Cooled rotor assembly for a turbine engine |
EP1041246A1 (de) * | 1999-03-29 | 2000-10-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlmitteldurchströmte, gegossene Gasturbinenschaufel sowie Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung eines Verteilerraums der Gasturbinenschaufel |
US6254333B1 (en) | 1999-08-02 | 2001-07-03 | United Technologies Corporation | Method for forming a cooling passage and for cooling a turbine section of a rotary machine |
US6315298B1 (en) | 1999-11-22 | 2001-11-13 | United Technologies Corporation | Turbine disk and blade assembly seal |
US6302651B1 (en) | 1999-12-29 | 2001-10-16 | United Technologies Corporation | Blade attachment configuration |
US6837685B2 (en) * | 2002-12-13 | 2005-01-04 | General Electric Company | Methods and apparatus for repairing a rotor assembly of a turbine |
US20090110561A1 (en) * | 2007-10-29 | 2009-04-30 | Honeywell International, Inc. | Turbine engine components, turbine engine assemblies, and methods of manufacturing turbine engine components |
-
2005
- 2005-05-27 US US11/140,632 patent/US7690896B2/en active Active
-
2006
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Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2013058220A1 (ja) * | 2011-10-20 | 2013-04-25 | 三菱重工業株式会社 | 動翼支持構造 |
JP2013087714A (ja) * | 2011-10-20 | 2013-05-13 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 動翼支持構造 |
US9677406B2 (en) | 2011-10-20 | 2017-06-13 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Rotor blade support structure |
JP2022505360A (ja) * | 2018-11-15 | 2022-01-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 半径方向支持体を有するタービンブレード、シム、および関連するタービンロータ |
JP7532352B2 (ja) | 2018-11-15 | 2024-08-13 | ゼネラル エレクトリック テクノロジー ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング | 半径方向支持体を有するタービンブレード、シム、および関連するタービンロータ |
Also Published As
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EP1726784A2 (en) | 2006-11-29 |
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