JP2012225211A - Gas turbine moving blade and method of manufacturing the same - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ガスタービン動翼及びその製造方法に関し、特に、ガスタービン動翼のチップシュラウドの冷却構造に関する。 The present invention relates to a gas turbine blade and a manufacturing method thereof, and more particularly to a cooling structure for a tip shroud of a gas turbine blade.
ガスタービン動翼の先端には、しばしば、ガスタービン動翼の先端から軸方向及び周方向に突出するチップシュラウドと呼ばれる構造物が取り付けられる。チップシュラウドには概略的には2つの役割がある。1つは、燃焼器からの高温ガスをより多くガスタービン動翼の翼面に誘導してエネルギー効率を向上させることである。もう1つは、ガスタービンが運転されてガスタービン動翼が高速回転している時に、隣接するガスタービン動翼のチップシュラウドが互いに当接され、これにより、ガスタービン動翼の振動を抑制することである。 A structure called a tip shroud is often attached to the tip of the gas turbine blade that protrudes axially and circumferentially from the tip of the gas turbine blade. The chip shroud generally has two roles. One is to introduce more hot gas from the combustor to the blade surface of the gas turbine blade to improve energy efficiency. The other is that when the gas turbine is operated and the gas turbine blades are rotating at high speed, the tip shrouds of adjacent gas turbine blades are brought into contact with each other, thereby suppressing vibration of the gas turbine blades. That is.
ガスタービンの運転中にはガスタービン動翼が高温になるので、ガスタービン動翼の内部空間に冷却空気を供給することでガスタービン動翼が冷却される。このとき、チップシュラウドも同様に、その内部空間に冷却空気を供給することで冷却空気によって冷却される。 During operation of the gas turbine, the temperature of the gas turbine rotor blade becomes high, so that the gas turbine rotor blade is cooled by supplying cooling air to the internal space of the gas turbine rotor blade. At this time, the chip shroud is similarly cooled by the cooling air by supplying the cooling air to the internal space.
特開平11−13402号公報及び特許第3403051号は、チップシュラウドに冷却通路を設けることでチップシュラウドを冷却する技術を開示している。また、特開2009−168017号公報は、チップシュラウドの内部に冷却空洞を設けることでチップシュラウドを冷却する技術を開示している。 Japanese Patent Application Laid-Open No. 11-13402 and Japanese Patent No. 3340301 disclose a technique for cooling a chip shroud by providing a cooling passage in the chip shroud. Japanese Unexamined Patent Publication No. 2009-168017 discloses a technique for cooling a chip shroud by providing a cooling cavity inside the chip shroud.
これらの特許文献に開示されているガスタービン動翼は高温ガスを受けて特定の回転方向に回転する。これらの3つの特許文献のガスタービン動翼の構造では、チップシュラウドから放出される冷却空気が回転方向の速度成分を持つ向き、及び、回転方向と反対方向の速度成分を持つ向きの両方に放出されるように構成されている。 The gas turbine rotor blades disclosed in these patent documents receive high-temperature gas and rotate in a specific rotation direction. In the structure of the gas turbine rotor blades of these three patent documents, the cooling air discharged from the tip shroud is discharged in both the direction having the velocity component in the rotation direction and the direction having the velocity component in the opposite direction to the rotation direction. It is configured to be.
しかしながら、発明者の検討によれば、上記の特許文献に開示されたチップシュラウドの構造には、ガスタービンの出力、エネルギー効率の改良の余地がある。 However, according to the inventors' investigation, the structure of the chip shroud disclosed in the above patent document has room for improvement in the output and energy efficiency of the gas turbine.
なお、特開2007−77986号公報、特開2006−105084号公報、及び、特開2008−95695号公報は、ガスタービン動翼の先端部の冷却構造を開示している。しかしながら、これらの特許文献は、チップシュラウドを備えるガスタービン動翼の冷却に関するものではない。 JP 2007-77986 A, JP 2006-105084 A, and JP 2008-95695 A disclose a cooling structure of a tip portion of a gas turbine rotor blade. However, these patent documents do not relate to cooling of a gas turbine blade provided with a tip shroud.
したがって、本発明の目的は、チップシュラウドを冷却空気で冷却する構造を有するガスタービン動翼について、ガスタービンの出力及び/又はエネルギー効率を向上させるための技術を提供することにある。 Accordingly, an object of the present invention is to provide a technique for improving the output and / or energy efficiency of a gas turbine for a gas turbine rotor blade having a structure for cooling a tip shroud with cooling air.
本発明の一の観点では、高温ガスを受けて特定の回転方向に回転するガスタービン動翼が提供される。当該ガスタービン動翼は、翼面が形成された翼形部と、翼形部の先端に接合された内周面と、内周面に対向する外周面を有するチップシュラウドとを具備する。翼形部は、チップシュラウドに冷却空気を供給するように構成されている。チップシュラウドは、その内部空間を介して供給された冷却空気をチップシュラウドの外部に放出するように構成されている。チップシュラウドは、供給された冷却空気の全量のうち、50%よりも多い流量の冷却空気を回転方向と反対方向の速度成分を持つように放出されるように構成されている。このようなガスタービン動翼では、チップシュラウドから冷却空気が放出される反作用がガスタービン動翼に仕事をすることにより、ガスタービンの出力及び/又はエネルギー効率を向上させることができる。 In one aspect of the present invention, a gas turbine rotor blade that receives a high-temperature gas and rotates in a specific rotation direction is provided. The gas turbine rotor blade includes an airfoil portion having a blade surface formed thereon, an inner peripheral surface joined to a tip of the airfoil portion, and a tip shroud having an outer peripheral surface facing the inner peripheral surface. The airfoil is configured to supply cooling air to the tip shroud. The chip shroud is configured to discharge cooling air supplied through its internal space to the outside of the chip shroud. The chip shroud is configured to discharge cooling air having a flow rate of more than 50% of the total amount of supplied cooling air so as to have a velocity component in the direction opposite to the rotation direction. In such a gas turbine blade, the reaction of releasing cooling air from the chip shroud works on the gas turbine blade, thereby improving the output and / or energy efficiency of the gas turbine.
ガスタービンの出力及び/又はエネルギー効率を向上させるためには、チップシュラウドが、供給された冷却空気の全量のうち、70%以上の流量の冷却空気を回転方向と反対方向の速度成分を持つように放出されるように構成されていることがより好ましい。また、ガスタービンの出力及び/又はエネルギー効率を一層に向上させるためには、チップシュラウドが、それに供給された冷却空気の全量を回転方向と反対方向の速度成分を持つように放出するように構成されていることが一層に好ましい。 In order to improve the output and / or energy efficiency of the gas turbine, the chip shroud is configured so that the cooling air having a flow rate of 70% or more of the total amount of supplied cooling air has a velocity component in the direction opposite to the rotation direction. It is more preferable that it is configured to be released into the water. Further, in order to further improve the output and / or energy efficiency of the gas turbine, the chip shroud is configured to discharge the entire amount of the cooling air supplied thereto so as to have a velocity component in the direction opposite to the rotation direction. It is even more preferred that
一実施形態では、翼形部がチップシュラウドに冷却空気を供給する冷却通路を有し、チップシュラウドが冷却通路から供給された冷却空気を放出する冷却空気孔を有している。 In one embodiment, the airfoil has a cooling passage for supplying cooling air to the tip shroud, and the tip shroud has a cooling air hole for discharging the cooling air supplied from the cooling passage.
他の実施形態では、翼形部がチップシュラウドに冷却空気を供給する空洞を有しており、チップシュラウドが空洞から供給された冷却空気を放出する複数の冷却空気孔を有している。 In another embodiment, the airfoil has a cavity for supplying cooling air to the tip shroud, and the tip shroud has a plurality of cooling air holes for discharging cooling air supplied from the cavity.
更に他の実施形態では、翼形がチップシュラウドに冷却空気を供給する複数の冷却通路を有し、チップシュラウドが、複数の冷却通路に連通するキャビティと、キャビティに接続されて冷却空気を放出する冷却空気孔とを有している。 In yet another embodiment, the airfoil has a plurality of cooling passages for supplying cooling air to the tip shroud, and the tip shroud is connected to the plurality of cooling passages and connected to the cavities for discharging the cooling air. And cooling air holes.
更に他の実施形態では、チップシュラウドが、翼形部から供給される位置から回転方向の成分を有する方向に延伸して特定位置に到達し、特定位置から回転方向と反対方向の成分を有するように延伸して冷却空気を放出する開口に到達する流路を有している。 In yet another embodiment, the tip shroud extends from a position supplied from the airfoil in a direction having a component in the rotational direction to reach a specific position, and has a component in the direction opposite to the rotational direction from the specific position. And has a flow path that reaches the opening through which the cooling air is discharged.
本発明の他の観点では、ガスタービン動翼の製造方法が、チップシュラウドを貫通する貫通穴を作製する工程と、貫通穴の回転方向の前方側の開口を閉塞して冷却空気孔を形成する工程とを具備する。 In another aspect of the present invention, a method for manufacturing a gas turbine rotor blade includes a step of producing a through hole penetrating a tip shroud, and a cooling air hole is formed by closing a front opening in the rotation direction of the through hole. A process.
本発明の更に他の観点では、ガスタービン動翼の製造方法が、チップシュラウドを貫通する複数の貫通穴と、貫通穴を連通する連通部を形成する工程と、連通部の回転方向の前方側の開口を閉塞して冷却空気孔を形成する工程とを具備する。この場合、貫通穴と連通部は、複数の放電棒とそれを支持する根元部分とで構成されている放電電極をチップシュラウドに挿入することで形成されてもよい。 In still another aspect of the present invention, a method for manufacturing a gas turbine rotor blade includes a step of forming a plurality of through holes penetrating a tip shroud, a communication portion communicating the through holes, and a front side in a rotation direction of the communication portion. Forming a cooling air hole by closing the opening. In this case, the through hole and the communication portion may be formed by inserting a discharge electrode composed of a plurality of discharge rods and a root portion supporting the discharge rod into the chip shroud.
本発明によれば、チップシュラウドを冷却空気で冷却する構造を有するガスタービン動翼について、ガスタービンの出力及び/又はエネルギー効率を向上させることができる。 ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the output and / or energy efficiency of a gas turbine can be improved about the gas turbine rotor blade which has a structure which cools a chip | tip shroud with cooling air.
図1は、本発明の一実施形態のガスタービン動翼の構造を示す側面図である。ガスタービン動翼1は、概略的には、ガスタービンのロータディスク(図示されない)に接続される翼根部2と、翼面が形成されている翼形部3と、翼形部3の先端に接合されているチップシュラウド4と、チップシュラウド4の外周面(翼形部3が接合されている面(内周面)と対向する面)に接合されているフィン5とを備えている。フィン5は、チップシュラウド4の外周面からロータディスクの半径方向外側に突出するように設けられている。
FIG. 1 is a side view showing the structure of a gas turbine blade according to an embodiment of the present invention. The gas
図2は、チップシュラウド4及びそれに接合されたフィン5の構造を示す上面図である。ガスタービン動翼1は、ロータディスクの周方向に並んで配置されている。隣接するガスタービン動翼1のチップシュラウド4は互いに近接しており、ガスタービンの運転時には、隣接するチップシュラウド4のA部が、ガスタービン動翼1が高速回転することによって自律的に当接する。これは、運転時のガスタービン動翼1の振動を低減することに貢献する。また、フィン5は、その周方向に延伸するように設けられている。フィン5を挟んで高温ガスが流れてくる上流側は相対的に高圧の領域であり、その反対側(下流側)は相対的に低圧の領域である。
FIG. 2 is a top view showing the structure of the tip shroud 4 and the
図3は、図1のガスタービン動翼1の構造を示す断面図である。ガスタービン動翼1は、翼根部2に供給された冷却空気7で冷却されるような構造を有している。詳細には、翼形部3のうち翼根部2に近い部分には空洞11が設けられており、その空洞11の内部にはピンフィン12が設けられている。翼形部3の翼根部2に近い部分は、ピンフィン12によって冷却空気7の流れが乱されることによって効果的に冷却される。一方、ガスタービン動翼1の先端に近い部分には、ロータディスクの半径方向に略平行な方向に延伸する冷却流路13が設けられている。冷却流路13は、翼形部3の先端に設けられたチップシュラウド4の内部にまで延伸しており、冷却空気7は、冷却流路13を介してチップシュラウド4の内部に導入される。
FIG. 3 is a cross-sectional view showing the structure of the gas
図4A、図4Bは、本発明の一実施形態におけるチップシュラウド4の構造を示す平面図であり、図5は、図4A、図4BのB−B断面における断面図である。ガスタービン動翼1は、タービンシャフトの周方向に回転する。図4A、図4Bには、ガスタービン動翼1の回転方向が矢印によって図示されている。
4A and 4B are plan views showing the structure of the tip shroud 4 in one embodiment of the present invention, and FIG. 5 is a cross-sectional view taken along the line BB in FIGS. 4A and 4B. The gas
チップシュラウド4の内部には、翼形部3の冷却流路13に連通する冷却空気孔6が設けられている。冷却空気7は、冷却流路13から冷却空気孔6に導入され、これにより、チップシュラウド4が冷却される。
Inside the tip shroud 4, a cooling
本実施形態のガスタービン動翼1の一つの特徴は、チップシュラウド4の冷却空気孔6から冷却空気7が放出される態様にある。本実施形態のガスタービン動翼1では、冷却空気孔6から冷却空気7が放出される方向とガスタービン動翼1の回転方向との関係が最適化され、これにより、ガスタービンの出力及び/又はエネルギー効率を向上させている。
One feature of the gas
より具体的には、本実施形態では、チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量のうち、50%よりも多い流量の冷却空気7が回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出されるか、又は、チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量がガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出される。このような方向に冷却空気7が放出されると、反作用によってガスタービン動翼1に対して仕事をするので、ガスタービンの出力及び/又はエネルギー効率を向上させることができる。
More specifically, in this embodiment, of the total amount of cooling
ここで、図4Aは、チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量のうち、50%よりも多い流量の冷却空気7が回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出されるような構造の一例を示している。図4Aのチップシュラウド4では、複数の冷却空気孔6のうち冷却空気孔6aのみが冷却空気7を回転方向と同一方向の速度成分を持つように放出しており、他の冷却空気孔6は、冷却空気7を回転方向と反対方向の速度成分を持つように放出している。一方、図4Bは、チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量が、ガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出されるような構造を図示している。
Here, FIG. 4A shows that the cooling
ガスタービンの出力及び/又はエネルギー効率の向上の観点では、ガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出される冷却空気7の流量が多いことが有利である。例えば、チップシュラウド4に供給される冷却空気7の全量を100%とした場合に、ガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出される冷却空気7の流量の占める割合が70%以上であることが好ましい。また、ガスタービンの出力及び/又はエネルギー効率の向上の観点では、チップシュラウド4に供給される冷却空気7の全量がガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出されることが最も有利である。
From the viewpoint of improving the output and / or energy efficiency of the gas turbine, it is advantageous that the flow rate of the cooling
しかしながら、その一方で、ガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出される冷却空気7の流量を多くすることは冷却空気孔6の配置に制約を加えることになるため、特に、チップシュラウド4の、回転方向における先端4aの近傍の部分の冷却が不十分になる場合があり得る。図6は、チップシュラウド4に供給される冷却空気7の全流量を特定値で一定とした時における、ガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出される冷却空気7の流量の占める割合と、チップシュラウド4の、回転方向における先端4aの近傍の最も温度が上昇する部分の部材の温度上昇の関係を示すグラフである。温度上昇は、ガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つように放出された冷却空気7の流量の占める割合が50%である場合に0であるとして定義されている。強度の観点からチップシュラウド4において部材の温度上昇は20℃以下とすることが好ましく、この場合には、図6によると、温度上昇の観点から、ガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出される冷却空気7の流量の占める割合が70%以下に制限されることになる。この場合、ガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出される冷却空気7の流量の占める割合が70%であることが好ましい。
However, on the other hand, increasing the flow rate of the cooling
しかしながら、後述のように、複数設けられている冷却空気孔6のうちの少なくとも一本が、翼形部3からの冷却空気7が供給される位置からガスタービン動翼1の回転方向の成分を有する方向に延伸する部分を持つように構成されている場合には、チップシュラウド4の、回転方向における先端4aの近傍の部分の冷却の問題は小さい。この場合には、ガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出される冷却空気7の流量の占める割合を増大させることができ、設計によっては冷却空気孔6から放出される冷却空気7の全量がガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つように放出される構造を採用することもできる。
However, as described later, at least one of the plurality of cooling
上述の実施形態において、ガスタービン動翼1の翼形部3の内部の冷却構造は、図3に図示されている冷却構造以外にも様々に変更可能である。図7は、他の冷却構造の一例である。図7の翼形部3の冷却構造では、翼形部3の内部の空洞16に、コア支持リブ14と傾斜タービュレータ15とが設けられている。コア支持リブ14は、翼形部3の構造を保持するための構造部材である。空洞16は、冷却空気7が翼形部3の内面を冷却しながら流れて翼形部3の先端に到達するように構成されており、傾斜タービュレータ15が冷却空気7の流れを乱すことで、翼形部3が効果的に冷却される。
In the above-described embodiment, the cooling structure inside the
翼形部3の冷却構造が変更される場合には、その変更に応じて冷却空気孔6の構造も変更され得る。例えば、図7の冷却構造が採用される場合には、図8に図示されているように、冷却空気孔6は、翼形部3の内部の空洞16に連通するように構成される。
When the cooling structure of the
図9は、本発明の他の実施形態におけるチップシュラウド4の構造を示す平面図であり、図10は、図9のJ−J断面における断面図である。図9、図10のチップシュラウド4の構造では、チップシュラウド4の内部に、翼形部3の複数の冷却流路13に連通するキャビティ8が設けられ、チップシュラウド4の冷却空気孔6は、そのキャビティ8に接続される。キャビティ8は、冷却空気7の配分の自由度を向上し、冷却空気7の適正な配分を実現することに寄与する。例えば、チップシュラウド4のうち大きい熱応力が作用する部分に多くの冷却空気7を供給する一方で、熱応力が小さい部分には相対的に少量の冷却空気7を供給するというような冷却空気7の配分が実現できる。
FIG. 9 is a plan view showing a structure of a chip shroud 4 according to another embodiment of the present invention, and FIG. 10 is a cross-sectional view taken along the line JJ of FIG. In the structure of the tip shroud 4 of FIGS. 9 and 10, a
図11は、本発明の更に他の実施形態におけるチップシュラウド4の構造を示す平面図である。例えば図4Bに図示されているように、チップシュラウド4に供給される冷却空気7の全量をガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つように放出する構造では、チップシュラウド4の回転方向における先端4aの近傍の部分の冷却が不十分になる場合があり得る。そこで、図11のチップシュラウド4は、チップシュラウド4の回転方向における先端4aの近傍の部分の冷却に関する問題に対処するための構造を有している。
FIG. 11 is a plan view showing a structure of a tip shroud 4 in still another embodiment of the present invention. For example, as shown in FIG. 4B, in the structure in which the entire amount of the cooling
図11のチップシュラウド4では、冷却空気孔6の少なくとも一つ(図11では符号6bで図示されている冷却空気孔)が、翼形部3からの冷却空気7が供給される位置(図11では、冷却流路13の位置)からガスタービン動翼1の回転方向の成分を有する方向に延伸して特定位置に到達し、更に、その特定位置からガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の成分を有するように延伸して冷却空気7を放出する開口に到達するような構造を有している。このような構造では、たとえチップシュラウド4に供給される冷却空気7の多くの割合(最も端的には全量)をガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つように放出する構造であっても、チップシュラウド4の回転方向における先端4aの近傍の部分を十分に冷却することができる。
In the tip shroud 4 of FIG. 11, at least one of the cooling air holes 6 (cooling air hole indicated by
上述されたようなチップシュラウド4の冷却空気孔6の構造は、その製作工程が複雑になり得る。チップシュラウド4の冷却空気孔6は、放電加工によって形成され得る。放電加工は、金属の構造体に貫通穴を設ける最も典型的な方法である。しかしながら、この放電加工によって冷却空気孔6を製作する場合には、図4A、図4Bに図示されているようなチップシュラウド4を貫通していない冷却空気孔6を精度よく作製することは困難な場合がある。図11に図示されているような屈曲した形状の冷却空気孔6は、その作製は一層に困難になる。以下では、貫通していない冷却空気孔6や屈曲した形状の冷却空気孔6を製作するための製作工程について述べる。
The structure of the cooling
図12A、図12Bは、本発明の一実施形態における冷却空気孔6の製作工程を示す平面図である。まず、図12Aに図示されているように、チップシュラウド4を貫通する貫通穴21が形成される。この貫通穴21は、例えば、放電加工で形成することが簡便である。ここで、後の工程により、翼形部3からの冷却空気7が供給される位置からガスタービン動翼1の回転方向の成分を有する方向に延伸して特定位置に到達し、更に、その特定位置からガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の成分を有するように延伸して冷却空気7を放出する開口に到達するような構造を有している冷却空気孔6に加工される貫通穴21については、隣接する貫通穴21を連通させる連通部22が形成され、その連通部22に接続するように貫通穴21が形成される。連通部22は、チップシュラウド4に設けられた開口として形成されている。貫通穴21を放電加工するために使用される放電電極が複数の放電棒とそれを支持する根元部分とで構成されている場合には、このような連通部22は、放電電極の根元部分までチップシュラウド4に挿入することで容易に形成できる。
12A and 12B are plan views showing a manufacturing process of the cooling
続いて、図12Bに図示されているように、貫通穴21及び連通部22の不必要な開口が閉塞され、冷却空気孔6の製作が完了する。本実施形態では、貫通穴21及び連通部22の、ガスタービン動翼1の回転方向の前方側の開口を閉塞して冷却空気孔6が形成される。開口の閉塞は、例えば、閉止板23をチップシュラウド4に溶接することで行ってもよく、ろう付けによって金属ろう24を貫通穴21の開口付近に充填することで行ってもよい。このときに重要なことは、チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量のうち、50%よりも多い流量の冷却空気7が回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出されるか、又は、チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量がガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出される構造を実現することである。
Subsequently, as shown in FIG. 12B, unnecessary openings of the through
図4A、図4B、及び図5に図示されている構造では、チップシュラウド4の側面(即ち、翼形部3が接合されている内周面4b及びフィン5が接合されている外周面4cとを連結する面)に冷却空気孔6が開口されている。しかしながら、冷却空気孔6は、フィン5が接合されている外周面4cに開口されてもよい。
In the structure shown in FIGS. 4A, 4B, and 5, the side surface of the tip shroud 4 (that is, the inner peripheral surface 4b to which the
図13は、冷却空気孔6が外周面4cに設けられたチップシュラウド4の構造を示す平面図であり、図14は、図13のK−K断面におけるチップシュラウド4の構造を示す断面図である。冷却空気孔6が、チップシュラウド4の側面に開口しているか、外周面4cに開口しているかは、ガスタービンの出力及び/又はエネルギー効率の向上の観点では本質的には重要でない。上述のように、重要なことは、チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量のうち、50%よりも多い流量の冷却空気7が回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出されるか、又は、チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量がガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出される構造を実現することである。
13 is a plan view showing the structure of the tip shroud 4 in which the cooling
加えて、図13のように冷却空気孔6が外周面4cに設けられた構造では、冷却空気孔6の形状の自由度が高くなり、チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量のうち回転方向と反対方向の速度成分を持つように放出される割合を増加させることができる。例えば、図13において、チップシュラウド4の先端4aに最も近い冷却流路13に接続された冷却空気孔6cについて考えよう。冷却空気孔6cは、回転方向の成分を持つ方向に延伸する流路部分6dと、回転方向と反対方向の成分を持つ方向に延伸する流路部分6eとを備えている。流路部分6eは、図14に図示されているように、チップシュラウド4の外周面4cに開口(6f)している。このような構造では、チップシュラウド4の先端4aの近傍の部分を十分に冷却できる。一方、冷却空気孔6がチップシュラウド4の側面に開口している構造では、図13に図示されているような配置の冷却空気孔6cを実現することは困難である。
In addition, in the structure in which the cooling
上記では、冷却空気孔6が、翼形部3の冷却流路13(又は空洞16)から延伸する流路として構成されている実施形態について記載されているが、チップシュラウド4の冷却構造及びチップシュラウド4から冷却空気7を放出する構造はこれに限定されない。チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量のうち、50%よりも多い流量の冷却空気7が回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出されるか、又は、チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量がガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出される構造は、様々な構造で実現され得る。例えば、図15乃至図18に図示されているように、内部に空洞30が設けられるような冷却構造を採用するチップシュラウド4についても、本発明は適用可能である。
In the above description, the embodiment in which the cooling
詳細には、図15に図示されているチップシュラウド4の構造では、翼形部3の冷却流路13は、チップシュラウド4の空洞30に連通しており、冷却空気7が冷却流路13から空洞30の内部に導入される。空洞30にはピンフィン31が設けられており、そのピンフィン31に冷却空気7が接触することでチップシュラウド4が冷却される。チップシュラウド4の内部の空洞30に導入された冷却空気7は、チップシュラウド4の端に設けられた開口33から放出される。ここで、図15に図示されているチップシュラウド4の構造では、開口33の近傍に設けられた隔壁32によって冷却空気7が整流され、これにより、チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量がガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出される。
Specifically, in the structure of the tip shroud 4 shown in FIG. 15, the
図16乃至図18に図示されているチップシュラウド4の構造では、翼形部3の内部に設けられた空洞16が、チップシュラウド4の空洞30に連通しており、冷却空気7が空洞16から空洞30の内部に導入される。空洞30の内部にはピンフィン31が設けられており、そのピンフィン31によって冷却空気7の流れが乱されることでチップシュラウド4が効果的に冷却される。チップシュラウド4の冷却に用いられた冷却空気7は、チップシュラウド4の端に設けられた開口33(図17参照)から放出されると共に、空洞30からチップシュラウド4の外周面4cに連通するように設けられたスリット34から放出される(図16及び図18参照)。図16及び図17のL−L断面におけるチップシュラウド4の構造を示す断面図である図18に図示されているように、スリット34は、チップシュラウド4に供給された冷却空気7の全量がガスタービン動翼1の回転方向と反対方向の速度成分を持つようにチップシュラウド4から放出されるような構造を有している。
In the structure of the tip shroud 4 shown in FIGS. 16 to 18, the
以上には本発明の実施形態が具体的に記述されているが、本発明は、上記の実施形態に限定されると解釈してはならず、当業者に自明的な様々な変更がなされて実施され得る。また、上記の実施形態は、技術的に相反しない限り、複数が組み合わせて実施され得ることに留意されたい。 Although the embodiments of the present invention have been specifically described above, the present invention should not be construed as being limited to the above-described embodiments, and various modifications obvious to those skilled in the art have been made. Can be implemented. In addition, it should be noted that a plurality of the above embodiments may be implemented in combination as long as there is no technical conflict.
1:ガスタービン動翼
2:翼根部
3:翼形部
4:チップシュラウド
4a:先端
4b:内周面
4c:外周面
5:フィン
6、6a、6b、6c:冷却空気孔
6d、6e:流路部分
6f:開口
7:冷却空気
8:キャビティ
11:空洞
12:ピンフィン
13:冷却流路
14:コア支持リブ
15:傾斜タービュレータ
16:空洞
21:貫通穴
22:連通部
23:閉止板
24:金属ろう
30:空洞
31:ピンフィン
32:隔壁
33:開口
34:スリット
35:流路
1: Gas turbine rotor blade 2: Blade root portion 3: Airfoil portion 4:
Claims (10)
翼面が形成された翼形部と、
前記翼形部の先端に接合された内周面と、前記内周面に対向する外周面を有するチップシュラウド
とを具備し、
前記翼形部は、前記チップシュラウドに冷却空気を供給するように構成され、
前記チップシュラウドは、供給された前記冷却空気をその内部空間を介して前記チップシュラウドの外部に放出するように構成され、
前記チップシュラウドが、前記供給された前記冷却空気の全量のうち、50%よりも多い流量の前記冷却空気を前記回転方向と反対方向の速度成分を持つように放出するように構成された
ガスタービン動翼。 A gas turbine rotor blade that receives a high-temperature gas and rotates in a specific rotation direction,
An airfoil with a wing surface formed;
An inner peripheral surface joined to the tip of the airfoil, and a tip shroud having an outer peripheral surface facing the inner peripheral surface,
The airfoil is configured to supply cooling air to the tip shroud;
The tip shroud is configured to discharge the supplied cooling air to the outside of the tip shroud through its internal space.
The tip shroud is configured to discharge the cooling air having a flow rate of more than 50% of the total amount of the supplied cooling air so as to have a velocity component in a direction opposite to the rotation direction. Rotor blade.
前記チップシュラウドが、前記供給された前記冷却空気の全量のうち、70%以上の流量の前記冷却空気を前記回転方向と反対方向の速度成分を持つように放出するように構成された
ガスタービン動翼。 The gas turbine rotor blade according to claim 1,
The tip shroud is configured to discharge the cooling air having a flow rate of 70% or more out of the total amount of the supplied cooling air so as to have a velocity component in a direction opposite to the rotation direction. Wings.
翼面が形成された翼形部と、
前記翼形部の先端に接合された内周面と、前記内周面に対向する外周面を有するチップシュラウド
とを具備し、
前記翼形部は、前記チップシュラウドに冷却空気を供給するように構成され、
前記チップシュラウドは、供給された前記冷却空気を、その内部空間を介して前記チップシュラウドの外部に放出するように構成され、
前記チップシュラウドが、前記供給された前記冷却空気の全量を回転方向と反対方向の速度成分を持つように放出するように構成された
ガスタービン動翼。 A gas turbine rotor blade that receives a high-temperature gas and rotates in a specific rotation direction,
An airfoil with a wing surface formed;
An inner peripheral surface joined to the tip of the airfoil, and a tip shroud having an outer peripheral surface facing the inner peripheral surface,
The airfoil is configured to supply cooling air to the tip shroud;
The tip shroud is configured to discharge the supplied cooling air to the outside of the tip shroud through its internal space.
A gas turbine rotor blade configured such that the tip shroud discharges the entire amount of the supplied cooling air so as to have a velocity component in a direction opposite to a rotation direction.
前記翼形部は、前記チップシュラウドに前記冷却空気を供給する冷却通路を有し、
前記チップシュラウドは、前記冷却通路から供給された前記冷却空気を放出する冷却空気孔を有する
ガスタービン動翼。 A gas turbine rotor blade according to any one of claims 1 to 3,
The airfoil has a cooling passage for supplying the cooling air to the tip shroud,
The tip shroud has a cooling air hole for discharging the cooling air supplied from the cooling passage.
前記翼形部は、前記チップシュラウドに前記冷却空気を供給する空洞を有し、
前記チップシュラウドは、前記空洞から供給された前記冷却空気を放出する複数の冷却空気孔を有する
ガスタービン動翼。 A gas turbine rotor blade according to any one of claims 1 to 3,
The airfoil has a cavity for supplying the cooling air to the tip shroud;
The tip shroud has a plurality of cooling air holes for discharging the cooling air supplied from the cavity.
前記翼形部は、前記チップシュラウドに前記冷却空気を供給する複数の冷却通路を有し、
前記チップシュラウドは、前記複数の冷却通路に連通するキャビティと、前記キャビティに接続されて前記冷却空気を放出する冷却空気孔とを有する
ガスタービン動翼。 A gas turbine rotor blade according to any one of claims 1 to 3,
The airfoil has a plurality of cooling passages for supplying the cooling air to the tip shroud,
The tip shroud includes a cavity that communicates with the plurality of cooling passages, and a cooling air hole that is connected to the cavity and discharges the cooling air.
前記チップシュラウドは、前記翼形部から前記供給される位置から前記回転方向の成分を有する方向に延伸して特定位置に到達し、前記特定位置から前記回転方向と反対方向の成分を有するように延伸して冷却空気を放出する開口に到達する流路を有している
ガスタービン動翼。 A gas turbine rotor blade according to any one of claims 1 to 6,
The tip shroud extends from the position supplied from the airfoil in a direction having a component in the rotational direction to reach a specific position, and has a component in the direction opposite to the rotational direction from the specific position. A gas turbine blade having a flow path that reaches an opening that extends and discharges cooling air.
前記チップシュラウドを貫通する貫通穴を作製する工程と、
前記貫通穴の前記回転方向の前方側の開口を閉塞して前記冷却空気孔を形成する工程
とを具備する
ガスタービン動翼の製造方法。 A manufacturing method for manufacturing the gas turbine rotor blade according to claim 4 or 5,
Producing a through hole penetrating the chip shroud;
And a step of closing the opening on the front side in the rotational direction of the through hole to form the cooling air hole.
前記チップシュラウドを貫通する複数の貫通穴と、前記貫通穴を連通する連通部を形成する工程と、
前記連通部の前記回転方向の前方側の開口を閉塞して前記冷却空気孔を形成する工程
とを具備する
ガスタービン動翼の製造方法。 A manufacturing method for manufacturing the gas turbine rotor blade according to claim 8,
Forming a plurality of through holes penetrating the chip shroud and a communicating portion communicating with the through holes;
And a step of closing the opening on the front side in the rotation direction of the communication portion to form the cooling air hole.
前記貫通穴と前記連通部は、複数の放電棒とそれを支持する根元部分とで構成されている放電電極を前記チップシュラウドに挿入することで形成される
ガスタービン動翼の製造方法。 It is a manufacturing method of Claim 9, Comprising:
The method of manufacturing a gas turbine rotor blade, wherein the through hole and the communication portion are formed by inserting a discharge electrode configured of a plurality of discharge rods and a root portion supporting the discharge rod into the tip shroud.
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Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2017082783A (en) * | 2015-10-27 | 2017-05-18 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Turbine bucket having outlet path in shroud |
JP2017198202A (en) * | 2016-04-14 | 2017-11-02 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | System for cooling seal rails of tip shroud of turbine blade |
JP2017210959A (en) * | 2016-05-24 | 2017-11-30 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Cooling passage for gas turbine rotor blade |
JP2019023462A (en) * | 2017-06-07 | 2019-02-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Turbomachine rotor blade |
US10577945B2 (en) * | 2017-06-30 | 2020-03-03 | General Electric Company | Turbomachine rotor blade |
CN114555912A (en) * | 2019-11-14 | 2022-05-27 | 三菱重工业株式会社 | Turbine blade and gas turbine |
Citations (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5847104A (en) * | 1981-09-11 | 1983-03-18 | Agency Of Ind Science & Technol | Turbine rotor blade in gas turbine |
JPH02108801A (en) * | 1988-09-30 | 1990-04-20 | Rolls Royce Plc | Turbine moving blade |
US5282721A (en) * | 1991-09-30 | 1994-02-01 | United Technologies Corporation | Passive clearance system for turbine blades |
JPH10513242A (en) * | 1995-01-31 | 1998-12-15 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | Structure of curved part of jammonite cooling channel for turbine shoulder |
JPH1113403A (en) * | 1997-06-26 | 1999-01-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Tip shroud for gas turbine moving blade |
JP2000297604A (en) * | 1999-04-01 | 2000-10-24 | General Electric Co <Ge> | Cooling circuit for gas turbine bucket and chip shroud |
US20020098078A1 (en) * | 2000-12-22 | 2002-07-25 | Alexander Beeck | Device and method for cooling a platform of a turbine blade |
US20020182074A1 (en) * | 2001-05-31 | 2002-12-05 | Bunker Ronald Scott | Film cooled blade tip |
US20060153680A1 (en) * | 2005-01-07 | 2006-07-13 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade tip cooling system |
JP2006316750A (en) * | 2005-05-16 | 2006-11-24 | Hitachi Ltd | Gas turbine moving blade, gas turbine using the same, and its power generation plant |
JP2008202547A (en) * | 2007-02-21 | 2008-09-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Platform cooling structure of gas turbine moving blade |
US20100290921A1 (en) * | 2009-05-15 | 2010-11-18 | Mhetras Shantanu P | Extended Length Holes for Tip Film and Tip Floor Cooling |
JP2011001919A (en) * | 2009-06-21 | 2011-01-06 | Toshiba Corp | Turbine moving blade |
-
2011
- 2011-04-18 JP JP2011091984A patent/JP5916294B2/en active Active
Patent Citations (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5847104A (en) * | 1981-09-11 | 1983-03-18 | Agency Of Ind Science & Technol | Turbine rotor blade in gas turbine |
JPH02108801A (en) * | 1988-09-30 | 1990-04-20 | Rolls Royce Plc | Turbine moving blade |
US5282721A (en) * | 1991-09-30 | 1994-02-01 | United Technologies Corporation | Passive clearance system for turbine blades |
JPH10513242A (en) * | 1995-01-31 | 1998-12-15 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | Structure of curved part of jammonite cooling channel for turbine shoulder |
JPH1113403A (en) * | 1997-06-26 | 1999-01-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Tip shroud for gas turbine moving blade |
JP2000297604A (en) * | 1999-04-01 | 2000-10-24 | General Electric Co <Ge> | Cooling circuit for gas turbine bucket and chip shroud |
US20020098078A1 (en) * | 2000-12-22 | 2002-07-25 | Alexander Beeck | Device and method for cooling a platform of a turbine blade |
US20020182074A1 (en) * | 2001-05-31 | 2002-12-05 | Bunker Ronald Scott | Film cooled blade tip |
US20060153680A1 (en) * | 2005-01-07 | 2006-07-13 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade tip cooling system |
JP2006316750A (en) * | 2005-05-16 | 2006-11-24 | Hitachi Ltd | Gas turbine moving blade, gas turbine using the same, and its power generation plant |
JP2008202547A (en) * | 2007-02-21 | 2008-09-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Platform cooling structure of gas turbine moving blade |
US20100290921A1 (en) * | 2009-05-15 | 2010-11-18 | Mhetras Shantanu P | Extended Length Holes for Tip Film and Tip Floor Cooling |
JP2011001919A (en) * | 2009-06-21 | 2011-01-06 | Toshiba Corp | Turbine moving blade |
Cited By (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2017082783A (en) * | 2015-10-27 | 2017-05-18 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Turbine bucket having outlet path in shroud |
JP2017198202A (en) * | 2016-04-14 | 2017-11-02 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | System for cooling seal rails of tip shroud of turbine blade |
CN107435561A (en) * | 2016-04-14 | 2017-12-05 | 通用电气公司 | System for the sealing guide rail of the sophisticated integral shroud of cooling turbine bucket |
CN107435561B (en) * | 2016-04-14 | 2022-04-12 | 通用电气公司 | System for cooling seal rails of tip shroud of turbine blade |
JP7237441B2 (en) | 2016-04-14 | 2023-03-13 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | System for Cooling Seal Rails of Turbine Blade Tip Shrouds |
JP2017210959A (en) * | 2016-05-24 | 2017-11-30 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Cooling passage for gas turbine rotor blade |
JP7220976B2 (en) | 2016-05-24 | 2023-02-13 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Cooling passages for gas turbine rotor blades and method of manufacturing rotor blades |
JP2019023462A (en) * | 2017-06-07 | 2019-02-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Turbomachine rotor blade |
JP7271093B2 (en) | 2017-06-07 | 2023-05-11 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | turbomachinery rotor blades |
US10577945B2 (en) * | 2017-06-30 | 2020-03-03 | General Electric Company | Turbomachine rotor blade |
CN114555912A (en) * | 2019-11-14 | 2022-05-27 | 三菱重工业株式会社 | Turbine blade and gas turbine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP5916294B2 (en) | 2016-05-11 |
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