JP2015090134A - ガスタービン翼 - Google Patents
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Abstract
【課題】ガスタービン翼において、翼端部に設けられた先端シュラウドの高応力部や変形しやすい部位を効果的に補強することにより、先端シュラウドに発生する応力を大幅に低減し、先端シュラウドの変形を抑制する構造を提供する。【解決手段】ガスタービン翼先端から翼の周方向および翼の回転軸方向に伸びるカバー15と、翼の回転半径方向に沿ってカバーから翼の反対側に伸びる複数のフィン16とで構成される先端シュラウド10を有するガスタービン翼において、カバーのフィンを有する面において、後縁側フィン16bの背側周方向端部より後縁側に位置するカバー背側周方向端部と、翼面延長面の背側前縁側を通り前縁側フィン16aとを連結する第一の補強部21と、前縁側フィンの腹側周方向端部より前縁側に位置するカバー腹側周方向端部と、翼面延長面の腹側後縁側を通り後縁側フィンとを連結する第二の補強部22とを備える。【選択図】図1
Description
本発明は、翼端部にシュラウドが設けられたガスタービン翼に関するものである。
ガスタービン発電に用いられるタービンは複数の動翼および静翼が交互に配置される動静翼列で構成されており、タービンの後段側すなわちタービン駆動ガス流の下流側ほど動翼および静翼の翼長は長いものとなっている。翼長の長い後段側の動翼には、1枚の翼が単独で回転する状態いわゆる単翼状態においてタービンの前段側すなわちタービン駆動ガス流の上流側の翼に比べて高い振動応力が発生する。そのため、翼先端部にシュラウドすなわち先端シュラウドを設け、運転時に隣接する翼の先端シュラウドと接合させることにより、振動に対する剛性を高め動翼に生じる応力の低減を図っている。
また、動翼の先端においては、翼先端とケーシングの間隙に燃焼ガスが漏れてしまい、タービン仕事に損失が生じることを防ぐために、前述の先端シュラウドの外周面に翼の回転半径方向および周方向すなわち翼の回転方向に伸びるフィンを設け、運転中の遠心力によってガスタービン動翼が伸長した際にガスタービン動翼とケーシングの間隙が最小となるように設計がなされている。
ところで、近年ガスタービン発電の高効率化、高出力化の要求が高まり、ガスタービン翼はより長翼化する傾向にある。翼の長翼化に伴い、翼先端部に設けられた先端シュラウドが受ける遠心力が増大し、先端シュラウドを構成するカバー部が受ける応力が増加することにより、カバー部が変形しやすい状態となる。また、先端シュラウドが受ける遠心力と隣接するガスタービン翼の先端シュラウドから受ける応力により、翼部とカバー部の連結部にも集中的に応力が発生する。特に、翼背側ではフィンより前縁側、翼腹側ではフィンより後縁側の位置に高応力が生じる。さらには、燃焼温度の上昇に伴って、先端シュラウドの温度も上昇し、一定の応力下で時間と共に進行する永久変形いわゆるクリープ変形に対する懸念も高まっている。従って、先端シュラウドに対し、これらの応力を低減する補強構造が求められている。その一方で、翼に発生する振動応力や遠心応力を低減するために、先端シュラウドに対する軽量化も必要となっている。
先端シュラウドの補強構造については、例えば特許文献1のような技術が提案されている。特許文献1には、カバー周方向端部に設けられた、隣接する翼との接触部をフィンと連結する補強部を設けることやカバーに発生する高応力部に補強部を設けることにより応力を低減する技術が開示されている。
前記特許文献1によれば、先端シュラウドの剛性が高められ、部分的に応力の低減が期待されるものの、翼前縁側のフィンよりも前縁側に位置するカバー部、および翼後縁側のフィンよりも後縁側に位置するカバー部においては、遠心力によりカバーが外径方向に捲れあがる変形は抑制されない。つまり、カバーの外径方向への変形は翼面を中心として翼面から離れるほど大きくなるものと考えられるが、翼とカバーの形状によっては、カバーの面上において翼面から最も離れた位置が翼前縁側のフィンよりも前縁側、あるいは翼後縁側のフィンよりも後縁側となる可能性があり、それらの翼面から最も離れた位置の変形を防止することができない。また、補強により先端シュラウドの重量は増すため、翼部に発生する振動応力や遠心応力は増大し、強度の確保が課題となると同時に翼形に制約が生じることとなる。
そこで、本発明は、低応力で、変形し難い先端シュラウド構造を備えたガスタービン翼を提供することを目的とする。
上記の課題を克服するために、本発明は、ガスタービン発電に用いるガスタービン翼において、ガスタービン翼先端から翼の周方向および翼の回転軸方向に伸びるカバーと、翼の回転半径方向に沿って前記カバーから翼の反対側に伸びる複数のフィンとで構成される先端シュラウドと、前記カバーの前記フィンを有する面において、後縁側フィンの背側周方向端部より後縁側に位置するカバー背側周方向端部と、翼面延長面の背側前縁側を通り前縁側フィンとを連結する第一の補強部と、前縁側フィンの腹側周方向端部より前縁側に位置するカバー腹側周方向端部と、前記翼面延長面の腹側後縁側を通り後縁側フィンとを連結する第二の補強部とを備える。
本発明によれば、低応力で、変形し難い先端シュラウド構造を備えたガスタービン翼を提供することができる。
上記した以外の課題、構成及び効果は、以下の実施形態の説明により明らかにされる。
以下、実施例を図面を用いて説明する。
ガスタービンの代表的な構造断面図を図16に、先端シュラウドを有するガスタービン翼の構造例を図15に示す。ガスタービンは大きく分けて、圧縮機1、燃焼器2、およびタービン3から構成されている。圧縮機1は大気から吸い込んだ空気を作動流体として断熱圧縮し、燃焼器2は圧縮機1から供給された圧縮空気に燃料を混合して燃焼することで高温高圧のガスを生成し、タービン3は燃焼器2から導入した燃焼ガスの膨張の際に回転動力を発生する。タービン3からの排気は大気中に放出される。
ガスタービンの動翼4については、静翼5とともに交互に配置され、ホイール6の外周側に設けられた溝に植え込まれる構造が一般的である。動翼4は、図15に示すように、翼部7、プラットフォーム8、ダブテイル9、先端シュラウド10から構成される。翼部7は、燃焼ガスを最初に受ける前縁11と燃焼ガスが出ていく後縁12を境に、凹形状の腹側13と凸形状の背側14に分けられる。先端シュラウド10は、翼部7の先端に接続し、翼の周方向すなわち翼の回転方向および翼の回転軸方向に伸びるカバー15と、翼の周方向すなわち翼の回転方向および翼の回転半径方向に沿ってカバーから翼の反対側に伸びる1つ以上のフィン16とで構成される。
本発明の実施例1に係るガスタービン翼の先端シュラウド構造を図1から図3Bに示す。本実施例におけるガスタービン翼4は、ガスタービン翼先端から翼の周方向すなわち翼の回転方向および翼の回転軸方向に伸びるカバー15と、翼の周方向すなわち翼の回転方向および翼の回転半径方向に沿ってカバーから翼の反対側に伸びる2つのフィン16aおよび16bとで構成される先端シュラウド10を有している。先端シュラウド10は、カバー15の外側面すなわち翼と連結する面の反対側の面において、後縁側フィン16bの背側周方向端部より後縁側に位置するカバー背側周方向端部19と、翼面延長面20の背側前縁側20aを通り前縁側フィン16aとを連結する第一の補強部21と、前縁側フィン16aの腹側周方向端部より前縁側に位置するカバー腹側周方向端部18と、翼面延長面20の腹側後縁側20bを通り後縁側フィン16bとを連結する第二の補強部22とを備えている。ここで翼面延長面20とは、翼部7とカバー15との連結部における翼部7の横断面、すなわちカバー15を翼の回転半径方向に沿って翼の方向に向かって平面視した場合の翼部7とカバー15との仮想的な連結面を指している。
カバー15、2つのフィン16aおよび16b、第一の補強部21、第二の補強部22を有する先端シュラウド10は、翼部7と一体で鋳造成型することが可能であるし、また各部を個別に鋳造成型した後に溶接により成型しても良い。但し、先端シュラウド10の剛性の点では一体鋳造成型の方が有利である。
カバー背側周方向端部19と前縁側フィン16aとをつなぐ中心線21aに直交する第一の補強部21の断面形状は、必要とする剛性と重量のバランスに応じて矩形、半円形等に設定することができる。
図3Aおよび図3Bは、図2における第一の補強部21および第二の補強部22の縦断面形状すなわち翼の回転半径方向に沿った第一の補強部21のA−A’断面および第二の補強部22のB−B’断面を示している。図3Aおよび図3Bのように、中心線21aに沿って第一の補強部21の断面形状を変化させることもできる。つまり、第一の補強部21の翼の回転半径方向において、前縁側フィン16aと連結する側からカバー背側周方向端部19に向かって高さが低くなるような傾斜を有するように設けても良い。第二の補強部22の断面形状についても、第一の補強部21と同様の考えに基づいて設定することができる。
実施例1によれば、2つのフィンを有する先端シュラウド10に第一の補強部21と第二の補強部22とを備えることにより、カバー15の外側面上において翼面延長面20から最も離れたカバー部が受ける遠心力によりカバー15が外径方向に捲れあがる変形を抑制し、翼部7とカバー15の連結部すなわち翼面延長面20の近傍に発生する応力を低減することができる。また、図3Aおよび図3Bに示すように第一の補強部21と第二の補強部22が傾斜を有するような断面形状とすることにより、より応力が集中しやすい翼面延長面20の近傍すなわち翼部7とカバー15との連結面近傍の剛性を高めることが可能であると同時に、先端シュラウド10を必要以上に重量を増やすことなくカバー背側周方向端部19が捲れあがる変形を抑制することができる。また、第一の補強部21および第二の補強部22を設けることにより、前縁側フィン16aおよび後縁側フィン16bの補強もできるため、前縁側フィン16aおよび後縁側フィン16bを薄くすることも可能である。これにより、翼部7とカバー15の連結部のクリープ変形や疲労亀裂の発生を抑制し、ガスタービン翼の長寿命化が可能となる。
なお、ここでは2つのフィンを有する先端シュラウド10の例を示しているが、翼先端とケーシングの間隙の燃焼ガスの漏れをより効果的に防ぐために、2つ以上のフィン、例えば3つのフィンあるいは4つのフィンを有する先端シュラウド10の場合であっても、2つのフィンを有する先端シュラウド10の場合と同様に翼面延長面20の近傍からカバー背側周方向端部19およびカバー腹側周方向端部18において第一の補強部21および第二の補強部22を設けることにより同様の効果を得ることができる。
また、実施例1では、図2に示すように第一の補強部21を前縁側フィン16aと連結するように設け、第二の補強部22を後縁側フィン16bと連結するように設けているが、第一の補強部21が前縁側フィン16aを突き抜けて前縁側フィン16aより前縁側に延在するように設け、第二の補強部22が後縁側フィン16bを突き抜けて後縁側フィン16bより後縁側に延在するように設けても良い。但し、剛性的にはメリットは少なく、重量が増加してしまう点でデメリットとなる。
本発明の実施例2に係るガスタービン翼の先端シュラウド構造を図4に示す。本実施例においては、実施例1において、第一の補強部の中心線21aは、カバー背側周方向端部19から翼面延長面20の背側に伸ばした垂線23と、カバー背側周方向端部19から前縁側フィン16aの中心線と翼面延長面20の背側との交点に伸ばした直線24との間に位置し、第二の補強部の中心線22aは、カバー腹側周方向端部18から翼面延長面20の腹側に伸ばした垂線25と、カバー腹側周方向端部18から後縁側フィン16bの中心線と翼面延長面20の腹側の交点に伸ばした直線26との間に位置するように第一の補強部21および第二の補強部22を備えている。
実施例2によれば、垂線23は翼面延長面20に対して最も剛性の高い角度すなわち90°で交わる線であることから、垂線23に沿って第一の補強部21を設けることにより、最も高い剛性を得ることができる。また、直線24は前縁側フィン16aと翼面延長面20の背側との交点を通り、カバー背側周方向端部19と翼面延長面20とを最短距離で結ぶ線であるため、直線24に沿って第一の補強部21を設けることにより、より軽量で補強の効果を得ることができる。従って、垂線23と直線24の間に第一の補強部21を設けることにより、効果的な補強を実現することが期待できる。第二の補強部22についても、第一の補強部21と同様の考えに基づいて設定することができる。
本発明の実施例3に係るガスタービン翼の先端シュラウド構造を図5から図6Bに示す。本実施例におけるガスタービン翼4は、ガスタービン翼先端から翼の周方向および翼の回転軸方向に伸びるカバー15と、翼の回転半径方向に沿ってカバー15から翼の反対側に伸びる1つのフィン16とで構成される先端シュラウド10と、カバー15のフィン16を有する面において、フィン16の背側周方向端部より後縁側に位置するカバー背側周方向端部19とフィン16とを連結する第一の補強部21と、フィン16の腹側周方向端部より前縁側に位置するカバー腹側周方向端部18とフィン16とを連結する第二の補強部22とを備えている。
カバー15、フィン16、第一の補強部21、第二の補強部22を有する先端シュラウド10は、翼部7と一体で鋳造成型することが可能であるし、また各部を個別に鋳造成型した後に溶接により成型しても良い。但し、先端シュラウド10の剛性の点では一体鋳造成型の方が有利である。
カバー背側周方向端部19とフィン16とをつなぐ中心線21aに直交する第一の補強部21の断面形状は、必要とする剛性と重量のバランスに応じて矩形、半円形等に設定することができる。図6Aおよび図6Bは、図5における第一の補強部21および第二の補強部22の縦断面形状すなわち翼の回転半径方向に沿った第一の補強部21のA−A’断面および第二の補強部22のB−B’断面を示している。図6Aおよび図6Bに示すように、中心線21aに沿って第一の補強部21の断面形状を変化させることもできる。つまり、第一の補強部21の翼の回転半径方向において、フィン16と連結する側からカバー背側周方向端部19に向かって高さが低くなるような傾斜を有するように第一の補強部21を設けても良い。第二の補強部22についても、第一の補強部21と同様の考えに基づいて設定することができる。
実施例3によれば、1つのフィン16を有する先端シュラウド10に第一の補強部21と第二の補強部22とを備えることにより、カバー15の外側面上において翼面延長面20から最も離れたカバー部が受ける遠心力によりカバー15が外径方向に捲れあがる変形を抑制し、翼部7とカバー15の連結部すなわち翼面延長面20の近傍に発生する応力を低減することができる。また、図6Aおよび図6Bに示すように第一の補強部21と第二の補強部22が傾斜を有するような断面形状とすることにより、より応力が集中しやすい翼面延長面20の近傍すなわち翼部7とカバー15との連結面近傍の剛性を高めることが可能であると同時に、先端シュラウド10を必要以上に重量を増やすことなくカバー背側周方向端部19およびカバー腹側周方向端部18が捲れあがる変形を抑制することができる。これにより、翼部7とカバー15の連結部のクリープ変形や疲労亀裂の発生を抑制し、ガスタービン翼の長寿命化が可能となる。
本発明の実施例4に係るガスタービン翼の先端シュラウド構造を図7に示す。本実施例においては、実施例3において、第一の補強部21は、カバー背側周方向端部19から翼面延長面20の背側に伸ばした垂線23と、カバー背側周方向端部19からフィン16の中心線と翼面延長面20の背側との交点に伸ばした直線24との間を第一の補強部の中心線21aが通るように設けられ、前記第二の補強部22は、カバー腹側周方向端部18から翼面延長面20の腹側に伸ばした垂線25と、カバー腹側周方向端部18からフィン16の中心線と翼面延長面20の腹側との交点に伸ばした直線26との間を第二の補強部の中心線22aが通るように設けられている。
実施例4によれば、第一の補強部21について、垂線23はカバー背側周方向端部19と翼面延長面20との最短距離であることから、垂線23に沿って第一の補強部21を設けることにより小重量で剛性を確保することができる。また、フィン16の中心線と翼面延長面20の背側との交点は剛性が高い箇所であるため、直線24に沿って第一の補強部21を設けることにより補強の効果を高めることができる。従って、垂線23と直線24の間に第一の補強部21を設けることにより、効果的な補強を実現することが期待できる。第二の補強部22についても、第一の補強部21と同様の考えに基づいて設定することができる。
本発明の実施例5に係るガスタービン翼の先端シュラウド構造を図8に示す。本実施例においては、実施例1から4のいずれかにおいて、カバー15のフィン16を有する面において、第一の補強部21の中心線21aと翼面延長面20の背側との交点から、翼面延長面20の背側とカバー15の翼の回転半径方向外側面との交線に沿って伸びる第三の補強部27と、第二の補強部22の中心線22aと翼面延長面20の腹側との交点から、翼面延長面20の腹側とカバー15の翼の回転半径方向外側面との交線に沿って伸びる第四の補強部28とを備えている。
翼面延長面20の背側とカバー15の翼の回転半径方向外側面との交線に沿う第三の補強部27の長さは、翼部7とカバー15の連結部に発生する高応力部の範囲に応じて設定することができる。また、翼面延長面20の背側とカバー15の翼の回転半径方向外側面との交線に直交する第三の補強部27の断面形状は、応力の低減に必要とする断面積と重量のバランスに応じて、矩形、三角形等に設定することができる。また、断面形状は、翼面延長面20の背側とカバー15の翼の回転半径方向外側面との交線に沿って変化させることもできる。第四の補強部28についても、第三の補強部27と同様の考えに基づいて設定することができる。
実施例5によれば、先端シュラウド10に第三の補強部27と第四の補強部28とを備えることにより、翼部7とカバー15の連結部の断面積を増し、応力を低減することができる。これにより、連結部のクリープ変形や疲労亀裂の発生を抑制し、ガスタービン翼の長寿命化が可能となる。
本発明の実施例6に係るガスタービン翼の先端シュラウド構造を図9に示す。本実施例においては、実施例5において、第三の補強部27は、第一の補強部21の中心線21aと翼面延長面20の背側との交点から、翼面延長面20の背側とカバー15の翼の回転半径方向外側面との交線に沿って前縁方向に伸びて設けられている。また、第四の補強部28は、第二の補強部22の中心線22aと翼面延長面20の腹側との交点から、翼面延長面20の腹側とカバー15の翼の回転半径方向外側面との交線に沿って後縁方向に伸びて設けられている。
実施例6によれば、第三の補強部27を、第一の補強部21の中心線21aと翼面延長面20の背側との交点から前縁方向に設けることにより、高応力が発生する翼部7とカバー15の連結部の前縁側フィン16aより前縁側の断面積を増し、先端シュラウド10の重量を必要以上に増やすことなく、効果的に応力を低減することができる。また、第四の補強部28を、第二の補強部22の中心線22aと翼面延長面20の腹側との交点から後縁方向に設けることにより、高応力が発生する翼部7とカバー15の連結部の後縁側フィン16bより後縁側の断面積を増し、先端シュラウド10の重量を必要以上に増やすことなく、効果的に応力を低減することができる。
本発明の実施例7に係るガスタービン翼の先端シュラウド構造を図10に示す。本実施例においては、実施例1と実施例2のいずれかにおいて、翼面延長面20の背側と前縁側フィン16aの前縁側面との交線に沿って延びる第五の補強部29と、翼面延長面20の背側と前縁側フィン16aの後縁側面との交線に沿って延びる第六の補強部30と、翼面延長面20の腹側と後縁側フィン16bの前縁側面との交線に沿って延びる第七の補強部31と、翼面延長面20の腹側と後縁側フィン16bの後縁側面との交線に沿って延びる第八の補強部32とを備えている。
翼面延長面20の背側と前縁側フィン16aの前縁側面との交線に直交する第五の補強部29の断面形状は、必要とする剛性と重量のバランスに応じて矩形、半円形等に設定することができる。また、断面形状は、交線に沿って変化させることもできる。第六の補強部30、第七の補強部31、第八の補強部32についても、第五の補強部29と同様の考えに基づいて設定することができる。
実施例7によれば、複数のフィンを有する先端シュラウド10に第五の補強部29、第六の補強部30、第七の補強部31、第八の補強部32とを備えることにより、高応力が発生する連結部の前縁側フィン16a近傍および後縁側フィン16b近傍の断面積を増し、効果的に応力を低減することができる。
本発明の実施例8に係るガスタービン翼の先端シュラウド構造を図11Aおよび図11Bに示す。本実施例においては、図11Aおよび図11BのC−C’断面に示すように、実施例1と実施例2のいずれかにおいて、カバー15の前縁側フィン16aと後縁側フィン16bとで挟まれる領域において、第一の補強部21と第二の補強部22とで囲まれる領域の板厚は、第一の補強部21より背側の領域の板厚、および第二の補強部22より腹側の領域の板厚よりも薄くなっている。
実施例8によれば、カバー15の前縁側フィン16aと後縁側フィン16bとで挟まれる領域において、隣接するガスタービン翼の先端シュラウドとの接触面積を確保するために、第一の補強部21より背側の領域の板厚、および第二の補強部22より腹側の領域の板厚を確保した上で、比較的応力の低い第一の補強部21と第二の補強部22とで囲まれる領域の板厚を薄くすることにより、先端シュラウド10に発生する最大応力を上昇させることなく重量を低減することができ、翼部に発生する振動応力、遠心応力を低減することができる。
本発明の実施例9に係るガスタービン翼の先端シュラウド構造を図12Aおよび図12Bに示す。図12Aおよび図12Bは、図11AにおけるD−D’断面およびE−E’断面を示している。本実施例においては、実施例1と実施例2のいずれかにおいて、カバー15の前縁側端部近傍における板厚は、前縁側フィン16a近傍のカバー15の板厚よりも薄く、カバー15の後縁側端部近傍における板厚は、後縁側フィン16b近傍のカバー15の板厚よりも薄くなっている。
実施例9によれば、カバー15において、翼面延長面20すなわち翼部7とカバー15との連結部に近いため変形の小さい前縁側端部近傍および後縁側端部近傍の板厚を、前縁側フィン16a近傍および後縁側フィン16b近傍の板厚よりも薄くすることにより、先端シュラウド10に発生する最大応力を上昇させることなく、また翼面延長面20から最も離れた位置の捲れあがり量を大きくすることなく重量を低減することができ、翼部に発生する振動応力、遠心応力を低減することができる。
本発明の実施例10に係るガスタービン翼の先端シュラウド構造を図13に示す。本実施例においては、実施例3と実施例4のいずれかにおいて、翼面延長面20と1つのフィン16の前縁側面との交線に沿って延びる第五の補強部29と、翼面延長面20とフィン16の後縁側面との交線に沿って延びる第六の補強部30とを備えている。
翼面延長面20の背側とフィン16の前縁側面との交線に直交する第五の補強部29の断面形状は、必要とする剛性と重量のバランスに応じて矩形、半円形等に設定することができる。また、断面形状は、交線に沿って変化させることもできる。第六の補強部30についても、第五の補強部29と同様の考えに基づいて設定することができる。
実施例10によれば、1つのフィンを有する先端シュラウド10に第五の補強部29と第六の補強部30とを備えることにより、高応力が発生する翼部7とカバー15との連結部のフィン16近傍の断面積を増し、効果的に応力を低減することができる。
本発明の実施例11に係るガスタービン翼の先端シュラウド構造を図14Aおよび図14Bに示す。本実施例においては、図14Aおよび図14BのF−F’断面図に示すように、実施例3と実施例4のいずれかにおいて、カバー15の前縁側端部近傍における板厚は、フィン16近傍の板厚よりも薄く、カバー15の後縁側端部近傍における板厚は、フィン16近傍の板厚よりも薄くなっている。
実施例11によれば、カバー15において、翼面に近いため変形の小さい前縁側端部近傍および後縁側端部近傍の板厚を、フィン16近傍の板厚よりも薄くすることにより、先端シュラウド10に発生する最大応力を上昇させることなく、また翼面延長面20から最も離れた位置の捲れあがり量を大きくすることなく重量を低減することができ、翼部に発生する振動応力、遠心応力を低減することができる。
なお、本発明は上記した実施例に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。例えば、上記した実施例は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。また、ある実施例の構成の一部を他の実施例の構成に置き換えることが可能であり、また、ある実施例の構成に他の実施例の構成を加えることも可能である。また、各実施例の構成の一部について、他の構成の追加・削除・置換をすることが可能である。
1…圧縮機、2…燃焼器、3…タービン、4…動翼、5…静翼、6…タービンホイール、
7…翼部、8…プラットフォーム、9…ダブテイル、10…先端シュラウド、11…前縁、
12…後縁、13…腹側、14…背側、15…カバー、16…フィン、16a…前縁側フィン、16b…後縁側フィン、18…カバー腹側周方向端部、19…カバー背側周方向端部、20…翼面延長面、21…第一の補強部、21a…第一の補強部の中心線、22…第二の補強部、22a…第二の補強部の中心線、23…カバー背側周方向端部19から翼面延長面20の背側に伸ばした垂線、24…カバー背側周方向端部19からフィンの中心線と翼面延長面20の背側との交点に伸ばした直線、25…カバー腹側周方向端部18から翼面延長面20の腹側に伸ばした垂線、26…カバー腹側周方向端部18からフィンの中心線と翼面延長面20の腹側との交点に伸ばした直線、27…第三の補強部、28…第四の補強部、29…第五の補強部、30…第六の補強部、31…第七の補強部、32…第八の補強部。
7…翼部、8…プラットフォーム、9…ダブテイル、10…先端シュラウド、11…前縁、
12…後縁、13…腹側、14…背側、15…カバー、16…フィン、16a…前縁側フィン、16b…後縁側フィン、18…カバー腹側周方向端部、19…カバー背側周方向端部、20…翼面延長面、21…第一の補強部、21a…第一の補強部の中心線、22…第二の補強部、22a…第二の補強部の中心線、23…カバー背側周方向端部19から翼面延長面20の背側に伸ばした垂線、24…カバー背側周方向端部19からフィンの中心線と翼面延長面20の背側との交点に伸ばした直線、25…カバー腹側周方向端部18から翼面延長面20の腹側に伸ばした垂線、26…カバー腹側周方向端部18からフィンの中心線と翼面延長面20の腹側との交点に伸ばした直線、27…第三の補強部、28…第四の補強部、29…第五の補強部、30…第六の補強部、31…第七の補強部、32…第八の補強部。
Claims (15)
- ガスタービン翼先端から翼の周方向および翼の回転軸方向に伸びるカバーと、
翼の回転半径方向に沿って前記カバーから翼の反対側に伸びる複数のフィンとで構成される先端シュラウドと、
前記カバーの前記フィンを有する面において、
後縁側フィンの背側周方向端部より後縁側に位置するカバー背側周方向端部と、
翼面延長面の背側前縁側を通り前記前縁側フィンとを連結する第一の補強部と、
前縁側フィンの腹側周方向端部より前縁側に位置するカバー腹側周方向端部と、
前記翼面延長面の腹側後縁側を通り前記後縁側フィンとを連結する第二の補強部と、
を備えることを特徴とするガスタービン翼。 - 前記第一の補強部は翼の回転半径方向において、前記前縁側フィンと連結する側から前記カバー背側周方向端部側に向かって高さが低くなるような傾斜を有し、
前記第二の補強部は翼の回転半径方向において、前記後縁側フィンと連結する側から前記カバー腹側周方向端部側に向かって高さが低くなるような傾斜を有することを特徴とする請求項1に記載のガスタービン翼。 - 前記第一の補強部は、前記カバー背側周方向端部から前記翼面延長面の背側に伸ばした垂線と、前記カバー背側周方向端部から前縁側フィンと前記翼面延長面の背側との交点に伸ばした直線との間を前記第一の補強部の中心線が通るように設けられ、
前記第二の補強部は、前記カバー腹側周方向端部から前記翼面延長面の腹側に伸ばした垂線と、前記カバー腹側周方向端部から後縁側フィンと翼面延長面の腹側との交点に伸ばした直線との間を前記第二の補強部の中心線が通るように設けられていることを特徴とする請求項1または2に記載のガスタービン翼。 - 前記フィンは2つのフィンからなることを特徴とする請求項1から3のいずれかに記載のガスタービン翼。
- ガスタービン翼先端から翼の周方向および翼の回転軸方向に伸びるカバーと、
翼の回転半径方向に沿って前記カバーから翼の反対側に伸びる1つのフィンとで構成される先端シュラウドと、
前記カバーの前記フィンを有する面において、
前記フィンの背側周方向端部より後縁側に位置するカバー背側周方向端部と前記フィンとを連結する第一の補強部と、
前記フィンの腹側周方向端部より前縁側に位置するカバー腹側周方向端部と前記フィンとを連結する第二の補強部と、
を備えることを特徴とするガスタービン翼。 - 前記第一の補強部は翼の回転半径方向において、前記フィンと連結する側から前記カバー背側周方向端部側に向かって高さが低くなるような傾斜を有し、
前記第二の補強部は翼の回転半径方向において、前記フィンと連結する側から前記カバー腹側周方向端部側に向かって高さが低くなるような傾斜を有することを特徴とする請求項5に記載のガスタービン翼。 - 前記第一の補強部は、前記カバー背側周方向端部から前記翼面延長面の背側に伸ばした垂線と、前記カバーの背側周方向端部から前記フィンと前記翼面延長面の背側との交点に伸ばした直線との間を前記第一の補強部の中心線が通るように設けられ、
前記第二の補強部は、前記カバー腹側周方向端部から前記翼面延長面の腹側に伸ばした垂線と、前記カバー腹側周方向端部から前記フィンと前記翼面延長面の腹側との交点に伸ばした直線との間を前記第二の補強部の中心線が通るように設けられていることを特徴とする請求項5または6に記載のガスタービン翼。 - 前記カバーの前記フィンを有する面において、
前記第一の補強部の中心線と翼面延長面の背側との交点から、前記翼面延長面の背側とカバーの翼の回転半径方向外側面との交線に沿って延びる第三の補強部と、
前記第二の補強部の中心線と翼面延長面の腹側との交点から、前記翼面延長面の腹側とカバーの翼の回転半径方向外側面との交線に沿って延びる第四の補強部とを備えることを特徴とする請求項1から7のいずれかに記載のガスタービン翼。 - 前記第三の補強部は、前記第一の補強部の中心線と前記翼面延長面の背側との交点から、前記翼面延長面の背側とカバーの翼の回転半径方向外側面との交線に沿って前縁方向に延びるように設けられていることを特徴とする請求項8に記載のガスタービン翼。
- 前記第四の補強部は、前記第二の補強部の中心線と前記翼面延長面の腹側との交点から、前記翼面延長面の腹側とカバーの翼の回転半径方向外側面との交線に沿って後縁方向に延びるように設けられていることを特徴とする請求項8に記載のガスタービン翼。
- 前記翼面延長面の背側と前記前縁側フィンの前縁側面との交線に沿って延びる第五の補強部と、
前記翼面延長面の背側と前記前縁側フィンの後縁側面との交線に沿って延びる第六の補強部と、
前記翼面延長面の腹側と前記後縁側フィンの前縁側面との交線に沿って延びる第七の補強部と、
前記翼面延長面の腹側と前記後縁側フィンの後縁側面との交線に沿って延びる第八の補強部とを備えることを特徴とする請求項1から4に記載のガスタービン翼。 - 前記前縁側フィンと前記後縁側フィンとで挟まれる前記カバー部において、
前記第一の補強部と前記第二の補強部とで囲まれるカバー部の板厚が、第一の補強部より背側のカバーの板厚、および第二の補強部より腹側のカバーの板厚より薄いことを特徴とする請求項1から4に記載のガスタービン翼。 - 前記カバーの前縁側端部の厚さが、前記前縁側フィン近傍のカバーの厚さよりも薄く、前記カバーの後縁側端部の厚さが、前記後縁側フィン近傍のカバーの厚さよりも薄いことを特徴とする請求項1から4のいずれかに記載のガスタービン翼。
- 前記翼面延長面と前記フィンの前縁側面との交線に沿って延びる第五の補強部と、
前記翼面延長面と前記フィンの後縁側面との交線に沿って延びる第六の補強部とを備えることを特徴とする請求項5から7のいずれかに記載のガスタービン翼。 - 前記カバーの前縁側端部および後縁側端部の厚さが、前記フィン近傍のカバーの厚さよりも薄いことを特徴とする請求項5から7のいずれかに記載のガスタービン翼。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2013231143A JP2015090134A (ja) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | ガスタービン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2013231143A JP2015090134A (ja) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | ガスタービン翼 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2015090134A true JP2015090134A (ja) | 2015-05-11 |
Family
ID=53193781
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2013231143A Pending JP2015090134A (ja) | 2013-11-07 | 2013-11-07 | ガスタービン翼 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2015090134A (ja) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110312846A (zh) * | 2017-02-23 | 2019-10-08 | 三菱日立电力系统株式会社 | 涡轮动叶以及燃气轮机 |
CN113107613A (zh) * | 2020-01-10 | 2021-07-13 | 三菱重工业株式会社 | 动叶以及轴流旋转机 |
FR3125085A1 (fr) * | 2021-07-12 | 2023-01-13 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine |
-
2013
- 2013-11-07 JP JP2013231143A patent/JP2015090134A/ja active Pending
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110312846A (zh) * | 2017-02-23 | 2019-10-08 | 三菱日立电力系统株式会社 | 涡轮动叶以及燃气轮机 |
US11215116B2 (en) | 2017-02-23 | 2022-01-04 | Mitsubishi Power, Ltd. | Turbine moving blade and gas turbine |
CN110312846B (zh) * | 2017-02-23 | 2022-05-10 | 三菱动力株式会社 | 涡轮动叶以及燃气轮机 |
CN113107613A (zh) * | 2020-01-10 | 2021-07-13 | 三菱重工业株式会社 | 动叶以及轴流旋转机 |
CN113107613B (zh) * | 2020-01-10 | 2022-12-02 | 三菱重工业株式会社 | 动叶以及轴流旋转机 |
FR3125085A1 (fr) * | 2021-07-12 | 2023-01-13 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine |
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