JP2013181543A - Rotating turbomachine component having tip leakage flow guide - Google Patents
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Abstract
Description
本明細書で開示される主題は、ターボ機械の分野に関し、より詳細には、先端漏洩流れガイドを有する回転ターボ機械部品に関する。 The subject matter disclosed herein relates to the field of turbomachines and, more particularly, to rotating turbomachine components having a tip leakage flow guide.
多くのターボ機械は、共通の圧縮機／タービンシャフト又はロータを通じてタービン部分に連結された圧縮機部分及び燃焼器アセンブリを含む。圧縮機部分は、複数の連続する段を通って加圧空気流を燃焼器アセンブリに誘導する。燃焼器アセンブリでは、加圧空気流が燃料と混合して可燃性混合気を形成する。可燃性混合気は、燃焼器アセンブリにおいて燃焼され、高温ガスを形成する。高温ガスは、トランジションピースを通ってタービン部分に誘導される。高温ガスは、タービン回転タービンブレードを通って膨張して仕事を生成し、これが出力されて、例えば、発電機又はポンプを駆動し、又は車両に動力を提供する。燃焼用に加圧空気を提供することに加えて、加圧空気流の一部は、冷却の目的でタービン部分を通過する。 Many turbomachines include a compressor portion and a combustor assembly coupled to a turbine portion through a common compressor / turbine shaft or rotor. The compressor section directs a flow of pressurized air through a plurality of successive stages to the combustor assembly. In the combustor assembly, the pressurized air stream mixes with the fuel to form a combustible mixture. The combustible mixture is combusted in the combustor assembly to form hot gas. Hot gas is directed through the transition piece to the turbine section. The hot gas expands through the turbine rotating turbine blades to produce work, which is output, for example, to drive a generator or pump or provide power to the vehicle. In addition to providing pressurized air for combustion, a portion of the pressurized air stream passes through the turbine portion for cooling purposes.
場合によっては、タービン部分を通って膨張する高温ガスは、タービンブレードの先端部を越えて漏洩又は通過する。漏洩を低減するために、製造者らは、ターボ機械の先端部と固定部品との間の緊密なクリアランスを維持している。一般に、固定部品又はタービンシュラウド上にシールが設けられる。既存のシールは、効果的ではあるが、高温ガス又は漏洩ガスの一部が依然として先端部を越えて通過することが可能である。リールによって確立される緊密なクリアランスにより、ターボ機械ロータにより定められる軸線と略平行な角度で漏洩ガスが流出する。対照的に、ガス経路に沿って通過する高温ガスは、ある角度でロータブレードから流出する。漏洩ガスとガス経路に沿って流れる高温ガスとの相互作用は、局所的な圧力低下をもたらし、ターボ機械性能に悪影響を及ぼす。 In some cases, the hot gas expanding through the turbine portion leaks or passes beyond the tip of the turbine blade. To reduce leakage, manufacturers maintain a tight clearance between the tip of the turbomachine and the stationary part. Generally, a seal is provided on a stationary component or turbine shroud. Existing seals are effective, but some of the hot or leaking gas can still pass past the tip. Due to the tight clearance established by the reel, the leakage gas flows out at an angle substantially parallel to the axis defined by the turbomachine rotor. In contrast, hot gas passing along the gas path exits the rotor blade at an angle. The interaction between the leaking gas and the hot gas flowing along the gas path results in a local pressure drop and adversely affects turbomachine performance.
例示的な実施形態の一態様では、回転ターボ機械部品は、ベース部と、ベース部から延在する翼形部とを含む。翼形部は、ベース部と接続する第１の端部とベース部から片持ち支持される先端部とを含む。翼形部の先端部に先端漏洩流れガイドが設けられる。先端漏洩流れガイドは、回転ターボ機械部品から下流側に流れるガスの流れ角と実質的に一致する流れ角で先端部からの漏洩流を誘導するよう構成及び配置された１以上の転向羽根部材を含む。 In one aspect of the exemplary embodiment, the rotating turbomachine component includes a base portion and an airfoil portion extending from the base portion. The airfoil includes a first end connected to the base and a tip that is cantilevered from the base. A tip leakage flow guide is provided at the tip of the airfoil. The tip leakage flow guide includes one or more turning vane members configured and arranged to induce a leakage flow from the tip at a flow angle that substantially matches a flow angle of gas flowing downstream from the rotating turbomachine component. Including.
例示的な実施形態の別の態様では、ターボ機械を作動する方法は、燃焼器アセンブリから複数のバケットに向けて高温ガスを流すステップと、高温ガスを複数のバケットに誘導するステップと、高温ガスをガス経路に沿って複数のバケットに対して下流側に第１の流れ角で配向させるステップと、第１の流れ角とは異なる第２の流れ角で高温ガスの一部を複数のバケットの先端部を越えて通過させるステップと、第１の流れ角と実質的に一致する第３の流れ角で複数のバケットの先端部から高温ガスの一部を誘導するステップとを含む。 In another aspect of the exemplary embodiment, a method of operating a turbomachine includes flowing hot gas from a combustor assembly toward a plurality of buckets, directing hot gas to the plurality of buckets, and hot gas. Orienting at a first flow angle downstream of the plurality of buckets along the gas path with a second flow angle different from the first flow angle, a portion of the hot gas from the plurality of buckets Passing through the tip and directing a portion of the hot gas from the tips of the plurality of buckets at a third flow angle substantially coincident with the first flow angle.
例示的な実施形態のさらに別の態様では、ターボ機械は、圧縮機部分と、圧縮機部分と流体接続した燃焼器アセンブリと、圧縮機部分と機械的に連結されかつ燃焼器アセンブリと流体接続したタービン部分とを含む。タービン部分は、ベース部と、ベース部から延在する翼形部とを有する回転部品を含む。翼形部は、ベース部と接続する第１の端部とベース部から片持ち支持される先端部とを含む。翼形部の先端部に先端漏洩流れガイドが設けられる。先端漏洩流れガイドは、回転部品から下流側に流れるガスの流れ角と実質的に一致する流れ角で先端部からの漏洩流を誘導するよう構成及び配置された１以上の転向羽根部材を含む。転向羽根支持部材が先端部に位置付けられる。転向羽根支持部材は、上流端と下流端とを含む。１以上の転向羽根部材は、転向羽根支持部材から外向きに突出している。 In yet another aspect of the exemplary embodiment, a turbomachine includes a compressor portion, a combustor assembly fluidly connected to the compressor portion, mechanically coupled to the compressor portion, and fluidly connected to the combustor assembly. A turbine portion. The turbine portion includes a rotating component having a base portion and an airfoil portion extending from the base portion. The airfoil includes a first end connected to the base and a tip that is cantilevered from the base. A tip leakage flow guide is provided at the tip of the airfoil. The tip leakage flow guide includes one or more turning vane members configured and arranged to induce leakage flow from the tip at a flow angle that substantially matches the flow angle of the gas flowing downstream from the rotating component. A turning vane support member is positioned at the tip. The turning vane support member includes an upstream end and a downstream end. The one or more turning blade members protrude outward from the turning blade support member.
本発明とみなされる対象については、本明細書に続く特許請求の範囲に具体的かつ明瞭に記載されている。本発明の上記その他の特徴、態様及び利点については、図面と併せて以下の詳細な説明を参照することによって理解を深めることができるであろう。 The subject matter regarded as the invention is specifically and clearly described in the claims that follow this specification. These and other features, aspects and advantages of the present invention may be better understood by reference to the following detailed description taken in conjunction with the drawings in which:
以下の詳細な説明では、図面を参照しながら、本発明の実施形態について、効果及び特徴と併せて説明する。 In the following detailed description, embodiments of the present invention will be described together with effects and features with reference to the drawings.
図１及び図２を参照すると、例示的な実施形態に従って構成されたターボ機械を全体として符号２で示す。ターボ機械２は、タービン部分６に動作可能に接続された圧縮機部分４を含む。燃焼器アセンブリ８は、圧縮機部分４及びタービン部分６に流体接続される。燃焼器アセンブリ８は、複数の円周方向に間隔を置いて配置された燃焼器から形成される（符号１０で示す。）。燃焼器アセンブリ８が他の燃焼器構成を含んでいてもよいことはいうまでもない。圧縮機部分４はまた、共通の圧縮機／タービンシャフト１２を通ってタービン部分６にリンクされる。この構成では、圧縮機部分４は、加圧空気を燃焼器アセンブリ８に送給する。加圧空気は、可燃性流体と混合して可燃性混合気を形成する。可燃性混合気は、燃焼室１０にて燃焼して燃焼生成物を形成し、これがトランジションピース（図示せず）を通ってタービン部分６に送給される。燃焼生成物は、タービン部分６のガス経路１８に沿って膨張し、例えば、発電機、ポンプ、又は車両もしくは同様のもの（図示せず）に動力を供給する。 With reference to FIGS. 1 and 2, a turbomachine configured in accordance with an exemplary embodiment is indicated generally by the numeral 2. Turbomachine 2 includes a compressor portion 4 operably connected to a turbine portion 6. The combustor assembly 8 is fluidly connected to the compressor portion 4 and the turbine portion 6. The combustor assembly 8 is formed from a plurality of circumferentially spaced combustors (denoted by reference numeral 10). Of course, the combustor assembly 8 may include other combustor configurations. The compressor portion 4 is also linked to the turbine portion 6 through a common compressor / turbine shaft 12. In this configuration, the compressor portion 4 delivers pressurized air to the combustor assembly 8. The pressurized air mixes with the combustible fluid to form a combustible mixture. The combustible air-fuel mixture burns in the combustion chamber 10 to form combustion products, which are fed to the turbine portion 6 through a transition piece (not shown). The combustion products expand along the gas path 18 of the turbine section 6 and power, for example, a generator, pump, or vehicle or the like (not shown).
図示の例示的な実施形態では、タービン部分６は、第１段２０及び第２段２１を収容し、ガス経路１８を定めるハウジング１９を含む。第１段２０は、複数の第１段ステータ又はノズルを含み（符号３０で示す。）、ノズルプラットフォーム３１を通ってタービンハウジング１９に支持される。第１段２０はまた、複数の第１段バケット又はブレードを含み（符号３２で示す。）、第１段ロータホイール３４に装着されている。ブレード３２は、固定シュラウド部材３５から間隔を置いて配置される。ブレード３２は、ベース部３８及び翼形部４０を含む。翼形部４０は、ベース部３８に結合された第１の端部４２と、固定シュラウド部材３５から間隔を置いて配置された第２の端部又は先端部４４とを含む。第２段２１は、複数の第２段ステータ又はノズルを含み（符号４８で示す。）、ノズルプラットフォーム４９を通ってタービンハウジング１９に支持される。第２段２１はまた、複数の第２段バケット又はブレードを含む（符号５０で示す。）。この点に関して、タービン部分の段数は変わることができる点を理解されたい。 In the illustrated exemplary embodiment, the turbine portion 6 includes a housing 19 that houses a first stage 20 and a second stage 21 and that defines a gas path 18. The first stage 20 includes a plurality of first stage stators or nozzles (denoted by reference numeral 30) and is supported on the turbine housing 19 through a nozzle platform 31. The first stage 20 also includes a plurality of first stage buckets or blades (denoted by reference numeral 32) and is attached to the first stage rotor wheel. The blade 32 is spaced from the stationary shroud member 35. The blade 32 includes a base portion 38 and an airfoil portion 40. The airfoil 40 includes a first end 42 coupled to the base 38 and a second end or tip 44 spaced from the stationary shroud member 35. The second stage 21 includes a plurality of second stage stators or nozzles (indicated by reference numeral 48) and is supported on the turbine housing 19 through a nozzle platform 49. Second stage 21 also includes a plurality of second stage buckets or blades (denoted 50). In this regard, it should be understood that the number of stages in the turbine portion can vary.
例示的な実施形態によれば、ターボ機械２は、ブレード３２の先端部を越えて通過する先端漏洩流を調整する先端漏洩流れガイド６０を含む。図３で最もよく分かるように、先端漏洩流れガイド６０は、ブレード３２の先端部４４に装着された転向羽根支持部材６４を含む。転向羽根支持部材６４は、実質的に平坦な面７０を通って下流端６８に延在する上流端６６を含む。シール要素７４は、実質的に平坦な面７０から固定シュラウド部材３５のポケット（独立して番号で表記していない）に延在する。シールセグメント７４は、ガス経路１８からブレード３６の先端部４４を越えて通過する流れを制限する。しかしながら低減はされるが、一部の漏洩流は、シール要素７４が存在するにも関わらず先端部４４を越えて流れる。漏洩流に伴う損失を低減するために、転向羽根支持部材６４上に１以上の転向羽根部材８０が位置付けられる。図示の例示的な態様において、転向羽根部材８０は、下流端６８に隣接して配列される。転向羽根部材８０は、漏洩流の流路を変更する。 According to an exemplary embodiment, turbomachine 2 includes a tip leakage flow guide 60 that regulates tip leakage flow passing beyond the tip of blade 32. As best seen in FIG. 3, the tip leakage flow guide 60 includes a turning vane support member 64 attached to the tip 44 of the blade 32. The turning vane support member 64 includes an upstream end 66 that extends to a downstream end 68 through a substantially flat surface 70. The sealing element 74 extends from the substantially flat surface 70 to a pocket (not independently numbered) in the stationary shroud member 35. Seal segment 74 restricts the flow from gas path 18 beyond the tip 44 of blade 36. Although reduced, however, some leakage flow will flow beyond the tip 44 despite the presence of the sealing element 74. One or more turning vane members 80 are positioned on the turning vane support member 64 to reduce losses associated with leakage flow. In the illustrated exemplary embodiment, the turning vane member 80 is arranged adjacent to the downstream end 68. The turning vane member 80 changes the flow path of the leakage flow.
燃焼ガスは、ガス経路１８に沿って流れ、ノズル３０を通過してブレード３２に向けて誘導される。第１又は主流８５がブレード３２を通過し、第２又は漏洩流８８は、ガス経路１８に沿って先端部４４を通過する。主流８５は、ブレード３６との相互作用の結果として第１の流れ角で流れる。漏洩流８８は、第１の流れ角とは異なる、シャフト１２と略平行に延びる第２の流れ角で流れる。転向羽根部材８０は、先端部４４から流出する漏洩流８８を調整又は転向し、ブレード３２から下流側に流れる主流の第１の流れ角と実質的に一致する第３の流れ角でガス経路１８まで戻る転向流９１を生成するよう構成される。第３の流れ角を第１の流れ角と一致させることにより、転向流９１と主流８５との間の望ましくない相互作用が低減される。このようにして、転向羽根部材８０は、漏洩流８８と主流８５との間の望ましくない相互作用から生じる。ガス経路１８に沿った圧力変動に伴うタービン部分６内の損失を低減する。ノズル３０が、タービン部分６の最終段（独立して番号で表記していない）の一部を形成している場合、転向羽根８０は、タービン部分６に向かって下流側に流れ且つタービン部分６の半径方向拡散セクション（図示せず）に沿って流れるガスの流れ角に略一致する角度で漏洩流ガスを誘導し、圧力回復を向上させるよう構成することができる。 Combustion gas flows along gas path 18, passes through nozzle 30 and is directed toward blade 32. A first or main flow 85 passes through the blade 32, and a second or leakage flow 88 passes through the tip 44 along the gas path 18. Main flow 85 flows at a first flow angle as a result of interaction with blade 36. The leakage flow 88 flows at a second flow angle that extends substantially parallel to the shaft 12, which is different from the first flow angle. The turning vane member 80 adjusts or turns the leakage flow 88 that flows out from the tip portion 44, and the gas path 18 has a third flow angle that substantially matches the first flow angle of the main flow that flows downstream from the blade 32. Is configured to produce a diverted flow 91 returning to By matching the third flow angle with the first flow angle, undesirable interaction between the diverted flow 91 and the main flow 85 is reduced. In this way, turning vane member 80 results from an undesirable interaction between leakage flow 88 and main flow 85. Reduce losses in the turbine section 6 due to pressure fluctuations along the gas path 18. When the nozzle 30 forms part of the final stage (not independently numbered) of the turbine section 6, the turning vanes 80 flow downstream toward the turbine section 6 and the turbine section 6. The leakage flow gas can be induced at an angle that approximately matches the flow angle of the gas flowing along the radial diffusion section (not shown) of the gas to improve pressure recovery.
図４に示す例示的な実施形態の一態様では、転向羽根部材８０は、複数の実質的に直線状の羽根部材９７の形態をとる。各羽根部材９７は、第１の端部９９及び第２の端部１００を含む。第２の端部１００は、第１の端部９９に対してオフセットされ、羽根部材９７が例えば、シャフト１２に対して角度が付けられるようにする。より具体的には、羽根部材９７は、翼形部４０の翼形部輪郭１０２に略一致するように角度が付けられる。例示的な実施形態の一態様では、羽根部材９７の角度は、翼形部輪郭１０２の後縁角θに実質的に等しいか又はその±３０°である。図５は、例示的な実施形態の一態様による転向羽根１０６を示す。転向羽根１０６は、第１及び第２の曲面１１２及び１１３を有する複数の曲線羽根部材１１０の形態をとる。上述と同様にして、羽根部材１１０は、翼形部４０の翼形部輪郭１０２に略一致するように角度が付けられる。例示的な実施形態の一態様では、羽根部材１１０の角度は、翼形部輪郭１０２の後縁角θに実質的に等しいか、その±３０°である。５は、例示的な実施形態の別の態様による転向羽根１１７を示す。転向羽根１１７は、複雑な幾何形状の羽根部材１２１の形態をとる。複雑な幾何形状の羽根部材１２１は、第１の羽根部材１２３及び第２の羽根部材１２４を含む。第１の羽根部材１２３は、第２の端部セクション１２７に延在する第１の端部セクション１２６を含む。第２の羽根部材１２４は、第１の羽根部材１２３の第２の端部セクション１２７から第２の端部部分１３０に延在する第１の端部部分１２９を含む。第２の端部部分１３０は、第１の羽根部材１２３の第１の端部セクション１２６に対してオフセットされ、翼形部４０の翼形部輪郭１０２に略一致するような角度が付けられる。例示的な実施形態の一態様では、第２の端部部分１３０の角度は、翼形部輪郭１０２の後縁角θに実質的に等しいか又はその±３０°である。形態に関係なく、転向羽根は、漏洩流を調整し、主流と実質的に一致する角度でガス経路に戻され、望ましくない相互作用を低減する。 In one aspect of the exemplary embodiment shown in FIG. 4, turning vane member 80 takes the form of a plurality of substantially straight vane members 97. Each blade member 97 includes a first end 99 and a second end 100. The second end 100 is offset relative to the first end 99 so that the vane member 97 is angled with respect to the shaft 12, for example. More specifically, the vane member 97 is angled to substantially match the airfoil profile 102 of the airfoil 40. In one aspect of the exemplary embodiment, the angle of the vane member 97 is substantially equal to or ± 30 ° of the trailing edge angle θ of the airfoil profile 102. FIG. 5 illustrates turning vanes 106 according to one aspect of an exemplary embodiment. The turning vane 106 takes the form of a plurality of curved vane members 110 having first and second curved surfaces 112 and 113. In the same manner as described above, the vane member 110 is angled to substantially match the airfoil profile 102 of the airfoil 40. In one aspect of the exemplary embodiment, the angle of the vane member 110 is substantially equal to, or ± 30 ° of, the trailing edge angle θ of the airfoil profile 102. 5 illustrates a turning vane 117 according to another aspect of the exemplary embodiment. The turning vane 117 takes the form of a complex geometrically shaped vane member 121. The complicated geometrically shaped blade member 121 includes a first blade member 123 and a second blade member 124. The first vane member 123 includes a first end section 126 that extends to a second end section 127. The second vane member 124 includes a first end portion 129 that extends from the second end section 127 of the first vane member 123 to the second end portion 130. The second end portion 130 is offset with respect to the first end section 126 of the first vane member 123 and is angled to substantially match the airfoil profile 102 of the airfoil 40. In one aspect of the exemplary embodiment, the angle of the second end portion 130 is substantially equal to or ± 30 ° of the trailing edge angle θ of the airfoil profile 102. Regardless of configuration, the turning vanes regulate the leakage flow and are returned to the gas path at an angle substantially coincident with the main flow, reducing undesirable interactions.
この点に関して、例示的な実施形態は、主流との望ましくない相互作用を低減するため先端漏洩流をガス経路に戻すよう再配向するためのシステムを提供する点は理解されたい。主流との望ましくない相互作用を低減することにより、タービン性能が損なわれる可能性がある圧力損失の軽減がもたらされる。また、ガスターボ機械と共に図示しているが、例示的な実施形態は、蒸気ターボ機械においても利用できる点を理解されたい。 In this regard, it should be understood that the exemplary embodiments provide a system for reorienting the tip leakage flow back into the gas path to reduce undesirable interactions with the mainstream. By reducing undesirable interactions with the mainstream, pressure loss mitigation is provided that can compromise turbine performance. Also, although illustrated with a gas turbomachine, it should be understood that the exemplary embodiments can also be utilized in a steam turbomachine.
限られた数の実施形態に関して本発明を詳しく説明してきたが、本発明がこれらの開示された実施形態に限定されないことは明らかであろう。本発明には、本明細書に記載されていない数多くの変更、修正、置換又は均等な構成を組み込むことができ、これらは本発明の技術的思想及び技術的範囲に属する。さらに、本発明の様々な実施形態について説明してきたが、本発明の態様によっては、その一部しか含んでいないこともある。したがって、本発明は、以上の記載によって限定されるものではなく、特許請求の範囲に記載された範囲にしか限定されない。 Although the invention has been described in detail with respect to a limited number of embodiments, it will be apparent that the invention is not limited to these disclosed embodiments. The present invention can incorporate many changes, modifications, substitutions or equivalent configurations not described in the present specification, and these belong to the technical idea and technical scope of the present invention. Furthermore, although various embodiments of the invention have been described, some aspects of the invention may be included. Therefore, the present invention is not limited to the above description, and is limited only to the scope described in the claims.
２ ターボ機械
４ 圧縮機部分
６ タービン部分
８ 燃焼器アセンブリ
１０ 複数の円周方向に間隔を置いて配置された燃焼器
１２ 圧縮機／タービンシャフト
１８ ガス経路
１９ ハウジング
２０ 第１段
２１ 第２段
３０ 第１段ステータ又はノズル
３１ ノズルプラットフォーム
３２ 第１段バケットブレード
３４ 第１段ロータホイール
３８ ベース部
４０ 翼形部
４２ 第１の端部
４４ 第２の端部又は先端部
４８ 第２段 ステータ又はノズル
４９ ノズルプラットフォーム
５０ 第２段バケット又はブレード
６０ 先端漏洩流ガイド
６４ ベーン支持部材
６６ 上流端
６８ 下流端
７０ 実質的に平坦な面
７４ シール要素
８０ 羽根部材
８５ 第１の又は主流
８８ 第２の又は漏洩流
８８ 漏洩流
９１ 転向流
９７ 複数の実質的に直線状の羽根部材
９９ 第１の端部
１００ 第２の端部
１０２ 翼形部輪郭
１０６ 転向羽根
１１０ 複数の曲線羽根部材
１１２ 第１の曲面
１１３ 第２の曲面
１１７ 転向羽根
１２１ 複雑な幾何形状の羽根部材
１２３ 第１の羽根部材
１２４ 第２の羽根部材
１２６ 第１の端部セクション
１２７ 第２の端部セクション
１２９ 第１の端部部分
１３０ 第２の端部部分
2 Turbomachine 4 Compressor part 6 Turbine part 8 Combustor assembly 10 Multiple circumferentially spaced combustors 12 Compressor / turbine shaft 18 Gas path 19 Housing 20 First stage 21 Second stage 30 First stage stator or nozzle 31 Nozzle platform 32 First stage bucket blade 34 First stage rotor wheel 38 Base part 40 Airfoil part 42 First end 44 Second end or tip 48 Second stage Stator or nozzle 49 nozzle platform 50 second stage bucket or blade 60 tip leakage flow guide 64 vane support member 66 upstream end 68 downstream end 70 substantially flat surface 74 sealing element 80 vane member 85 first or main flow 88 second or leakage Flow 88 Leakage flow 91 Reverse flow 97 A plurality of substantially linear vane members 99 First end 100 Second end 102 Airfoil profile 106 Turning blade 110 Plural curved blade member 112 First curved surface 113 Second curved surface 117 Turning blade 121 Complex geometric shaped blade member 123 First blade member 124 Second blade Member 126 first end section 127 second end section 129 first end portion 130 second end portion
Claims (20)
ベース部から延在する翼形部であって、ベース部と接続する第１の端部とベース部から片持ち支持される先端部とを含む翼形部と、
翼形部の先端部に設けられた先端漏洩流れガイドと
を備える回転ターボ機械部品であって、先端漏洩流れガイドが、回転ターボ機械部品から下流側に流れるガスの流れ角と実質的に一致する流れ角で先端部からの漏洩流を誘導するよう構成及び配置された１以上の転向羽根部材を含む、回転ターボ機械部品。 A base part;
An airfoil portion extending from the base portion, the airfoil portion including a first end portion connected to the base portion and a tip portion cantilevered from the base portion;
A rotary turbomachine component comprising a tip leakage flow guide provided at the tip of the airfoil, wherein the tip leakage flow guide substantially coincides with a flow angle of gas flowing downstream from the rotation turbomachine component. A rotating turbomachine component comprising one or more turning vane members configured and arranged to induce a leakage flow from a tip at a flow angle.
第２の端部セクションに延在する第１の端部セクションを有する第１の羽根部材と、
第１の羽根部材の第２の端部セクションから第２の端部部分に延在する第１の端部部分を有する第２の羽根部材と
を含んでいて、第２の端部部分が第１の端部部分に対してオフセットしている、請求項６記載の回転ターボ機械部品。 Each of the plurality of complex geometric blade members is
A first vane member having a first end section extending to the second end section;
And a second vane member having a first end portion extending from the second end section of the first vane member to the second end portion, wherein the second end portion is the first end portion. The rotating turbomachine component according to claim 6, wherein the rotating turbomachine component is offset with respect to one end portion.
燃焼器アセンブリから複数のバケットに向けて高温ガスを流すステップと、
高温ガスを複数のバケットに誘導するステップと、
高温ガスをガス経路に沿って複数のバケットに対して下流側に第１の流れ角で配向させるステップと、
第１の流れ角とは異なる第２の流れ角で高温ガスの一部を複数のバケットの先端部を越えて通過させるステップと、
第１の流れ角と実質的に一致する第３の流れ角で複数のバケットの先端部から高温ガスの一部を誘導するステップと
を含む、方法。 A method of operating a turbomachine,
Flowing hot gas from the combustor assembly toward the plurality of buckets;
Directing hot gas into a plurality of buckets;
Orienting hot gas at a first flow angle downstream with respect to the plurality of buckets along the gas path;
Passing a portion of the hot gas past the tips of the plurality of buckets at a second flow angle different from the first flow angle;
Inducing a portion of the hot gas from the tips of the plurality of buckets at a third flow angle substantially coincident with the first flow angle.
圧縮機部分と流体接続した燃焼器アセンブリと、
圧縮機部分と機械的に連結されかつ燃焼器アセンブリと流体接続したタービン部分と
を備えるターボ機械であって、タービン部分が、
ベース部と、ベース部から延在する翼形部であってベース部と接続する第１の端部とベース部から片持ち支持される先端部とを含む翼形部と、翼形部の先端部に設けられた先端漏洩流れガイドと、先端部に配置された転向羽根支持部であって上流端と下流端とを有する転向羽根支持部材とを備える回転部品
を含んでおり、先端漏洩流れガイドが、回転部品から下流側に流れるガスの流れ角と実質的に一致する流れ角で先端部からの漏洩流を誘導するよう構成及び配置された１以上の転向羽根部材を含んでおり、１以上の転向羽根部材が転向羽根支持部材から外向きに突出している、ターボ機械。 A compressor part;
A combustor assembly fluidly connected to the compressor portion;
A turbomachine comprising a turbine portion mechanically coupled to a compressor portion and fluidly connected to a combustor assembly, the turbine portion comprising:
An airfoil portion including a base portion, an airfoil portion extending from the base portion and connected to the base portion, and a tip portion cantilevered from the base portion; and a tip end of the airfoil portion A tip leakage flow guide including a rotating part including a tip leakage flow guide provided at a portion and a turning blade support member disposed at the tip and having a upstream and downstream ends. Includes one or more turning vane members configured and arranged to induce a leakage flow from the tip at a flow angle that substantially matches the flow angle of the gas flowing downstream from the rotating component. A turbomachine in which the turning vane member of the present invention protrudes outward from the turning vane support member.
第２の端部セクションに延在する第１の端部セクションを有する第１の羽根部材と、
第１の羽根部材の第２の端部セクションから第２の端部部分に延在する第１の端部部分を有する第２の羽根部材と
を含み、第２の端部部分が第１の端部部分に対してオフセットしている、請求項１９記載のターボ機械。 Each of the plurality of complex geometric blade members is
A first vane member having a first end section extending to the second end section;
And a second vane member having a first end portion extending from the second end section of the first vane member to the second end portion, wherein the second end portion is the first end portion. The turbomachine according to claim 19, wherein the turbomachine is offset with respect to the end portion.
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