JP6462332B2 - タービン動翼及びガスタービン - Google Patents
タービン動翼及びガスタービン Download PDFInfo
- Publication number
- JP6462332B2 JP6462332B2 JP2014235422A JP2014235422A JP6462332B2 JP 6462332 B2 JP6462332 B2 JP 6462332B2 JP 2014235422 A JP2014235422 A JP 2014235422A JP 2014235422 A JP2014235422 A JP 2014235422A JP 6462332 B2 JP6462332 B2 JP 6462332B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- squealer
- rib
- turbine
- squealer rib
- edge
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/28—Arrangement of seals
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/307—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the tip of a rotor blade
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/19—Two-dimensional machined; miscellaneous
- F05D2250/192—Two-dimensional machined; miscellaneous bevelled
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Architecture (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
Description
しかしながら、ガスタービンの運転時、タービン動翼の腹側と背側の圧力差に起因して、燃焼ガスの主流の一部がこのクリアランスを通って腹側から背側へ仕事をせずに漏れ出てしまう。クリアランスにおけるリーク流れは、タービンの翼列へ仕事をしないだけでなく、クリアランスの出口側でロールアップして縦渦を形成するため、主流とのミキシングにより圧力損失の発生原因となる。クリアランスのリーク流れに起因した損失は、タービン効率低下の主要な要因となっている。
タービンに用いられるタービン動翼であって、
腹面及び背面によって形成される翼型を有する翼型部と、
前記タービン動翼の先端面において、前縁側から後縁側に向かって延在する一本以上のスキーラリブと、を備え、
前記スキーラリブのうち少なくとも一本は、前記スキーラリブの延在方向に連なる稜線を有し、
前記先端面に対向する前記タービンのケーシング内壁面と前記先端面の間の隙間は、前記稜線上において極小値を有し、
前記スキーラリブの幅方向における前記稜線の両側において、前記隙間は前記極小値よりも大きくなることを特徴とする。
さらに、スキーラリブは、稜線の両側において、ケーシング内壁面とタービン動翼の先端面との間の隙間が極小値よりも大きくなるように構成されている。すなわち、スキーラリブは、スキーラリブの稜線の両側において、タービン動翼の先端面とケーシング内壁面との間における極小の隙間を形成する平面を有していない。そのため、スキーラリブの稜線を通過する際にスキーラリブから剥離した流体の流れがスキーラリブの稜線の後流側においてスキーラリブに再付着しようとしても、極小の隙間を形成する平面がスキーラリブの稜線の後流側に存在するわけではないから、流体の流れのスキーラリブへの再付着を抑制できる。これにより、流れの再付着に起因したスキーラリブの縮流効果の低下を抑制し、リーク流れに起因した損失(クリアランスロス)を一層低減できる。
このように、腹側エッジから稜線に向かって前記隙間を単調減少させる絞り面を設けることによって、絞り面に沿って半径方向外方へ向かう流体の流れを形成することができ、縮流効果を高めることができる。なお、半径方向外方とは、タービンの半径方向において内側から外側へ向かう方向をいう。
この場合、タービン動翼の先端面とケーシング内壁面との間の隙間が背側エッジに向かって単調増加する後退面が稜線から背側エッジにわたって延在することになり、稜線で剥離した流体の流れのスキーラリブ(後退面)への再付着がより一層起こりにくくなる。よって、流れの再付着に起因したスキーラリブの縮流効果の低下を効果的に抑制できる。
腹面側に設けられる第1スキーラリブと、
前記第1スキーラリブと間隔をあけて、背面側に設けられる第2スキーラリブと、を含み、
前記第1スキーラリブ又は前記第2スキーラリブの少なくとも一方が、前記隙間が極小値となる前記稜線を有する。
このように、腹面側及び背面側にそれぞれスキーラリブ(第1スキーラリブ及び第2スキーラリブ)を設けることで、リーク流量の低減効果が向上する。その上、少なくとも一方のスキーラリブが、上記(1)乃至(3)の何れかに記載の稜線を含むようにしたので、上記(1)で述べた理由からも、優れたリーク流量の低減効果を享受することができる。
上記実施形態では、第1スキーラリブにおいて第1の縮流効果が得られる。第1スキーラリブの絞り面に沿った第1の縮流は第1スキーラリブの稜線の後流側で拡散するが、この拡散した流れの少なくとも一部は第2スキーラリブの絞り面によって捕捉され、第2スキーラリブの絞り面による第2の縮流効果が得られる。こうして、第1スキーラリブ及び第2スキーラリブによって、リーク流量を効果的に低減することが可能となる。
これにより、第1スキーラリブの稜線の後流側で拡散した流れを第2スキーラリブの絞り面においてより広い範囲で捕捉することができ、第2スキーラリブによる縮流効果を高めることができる。
前記第2スキーラリブの前記絞り面は、前記第1スキーラリブの前記絞り面に比べて、前記ケーシング内壁面に対する傾斜角が大きい。
第1スキーラリブの稜線の後流側で拡散した流れの翼高さ方向における捕捉範囲を広げるためには、第2スキーラリブの絞り面をスキーラリブの幅方向において拡大するか、第2スキーラリブの絞り面のケーシング内壁面に対する傾斜角を大きくするか、という2通りの工夫が考えられる。後者の場合、前者の場合に比べて、第2スキーラリブの絞り面で捕捉した流れを第2スキーラリブの絞り面によって変向し、半径方向外方に向かう速度成分を強めることができる。
この点、上記(7)の構成では、第2スキーラリブの絞り面のケーシング内壁面に対する傾斜角を、第1スキーラリブの絞り面のケーシング内壁面に対する傾斜角よりも大きくしている。よって、第1スキーラリブの絞り面と第2スキーラリブの絞り面とが同一角度でケーシング内壁面に対して傾斜している場合に比べて、第2スキーラリブの絞り面に沿って流れる流体の半径方向外方に向かう速度成分が強くなり、第2スキーラリブによる縮流効果を向上させることができる。
前記第2スキーラリブの前記絞り面は、前記第1スキーラリブの前記絞り面と同じ平面上に存在する。
これにより、第1スキーラリブの絞り面で半径方向外側への速度成分を強めた流れを、第1スキーラリブの絞り面と同一平面上に存在する第2スキーラリブの絞り面に送ることができ、第2スキーラリブにおける縮流効果を向上させることができる。
前記第2スキーラリブは、腹面側の腹側エッジと、前記腹側エッジよりも背面側に位置する前記稜線との間において、前記腹側エッジから前記稜線に向かって前記隙間を単調減少させる絞り面を有する。
上記実施形態によれば、第1スキーラリブにおいて稜線の後流側で流体の第1スキーラリブへの再付着を抑制できるため、第1スキーラリブによる第1の縮流効果を高めることができる。また、第1スキーラリブを通過した流れは稜線の後流側で拡散するが、この拡散した流れの少なくとも一部は第2スキーラリブの絞り面によって捕捉され、第2スキーラリブの絞り面による第2の縮流効果を得ることができる。
これにより、第1スキーラリブの稜線の後流側で拡散した流れを第2スキーラリブの絞り面においてより広い範囲で捕捉することができ、第2スキーラリブによる縮流効果を高めることができる。
前記第2スキーラリブの前記絞り面は、前記第1スキーラリブの前記後退面に比べて、前記ケーシング内壁面に対する傾斜角の絶対値が大きい。
これにより、第2スキーラリブの絞り面に沿って流れる流体の半径方向外方に向かう速度成分を強めて、第2スキーラリブによる縮流効果を向上させることができる。
これにより、角部の酸化減肉を低減でき、タービン動翼の信頼性を向上させることができる。
タービンに用いられるタービン動翼であって、
腹面及び背面によって形成される翼型を有する翼型部と、
前記タービン動翼の先端面のうち背面側又は腹面側の縁部に設けられ、前縁側から後縁側に向かって延在するスキーラリブと、を備え、
前記先端面のうち前記スキーラリブ以外の領域は、前記先端面に対向する前記タービンのケーシング内壁面に対して傾斜しており、
前記領域における前記先端面と前記ケーシング内壁面との間の隙間が、前記スキーラリブの幅方向において、前記スキーラリブから離れるにつれて大きくなるように傾斜していることを特徴とする。
このため、スキーラリブがタービン動翼の先端面のうち背面側の縁部に設けられている場合、スキーラリブよりも腹面側に位置する傾斜面(タービン動翼の先端面のうちスキーラリブ以外の領域)によって、半径方向外方へ向かう流体の流れを形成することができ、スキーラリブにおける縮流効果を高めることができる。したがって、スキーラリブによる高い縮流効果によりリーク流量を低減し、リーク流れに起因した損失(クリアランスロス)を低減できる。
一方、スキーラリブがタービン動翼の先端面のうち腹面側の縁部に設けられている場合、スキーラリブの後流側において、スキーラリブよりも背面側に位置する傾斜面(タービン動翼の先端面のうちスキーラリブ以外の領域)への流れの再付着を抑制できる。よって、流れの再付着に起因したスキーラリブの縮流効果の低下を抑制し、リーク流れに起因した損失(クリアランスロス)を低減できる。
上記(14)の構成を有するタービン動翼によれば、上記(1)又は(13)で述べたように、タービン動翼の先端面とケーシング内壁面との間の隙間を介したリーク流れに起因した損失(クリアランスロス)を低減可能であるため、このタービン動翼の適用対象であるガスタービンの効率を向上させることができる。
上記(14)の構成を有するタービン動翼が周方向に取り付けられたロータシャフトと、前記ロータシャフトを収容するタービンケーシングと、を有する前記タービンと、
前記タービンケーシング内に形成されて前記タービン動翼が存在する燃焼ガス通路に燃焼ガスを供給するための燃焼器と、
前記タービンによって駆動され、前記燃焼器に供給される圧縮空気を生成するように構成された圧縮機と、を備えることを特徴とする。
上記(15)の構成によれば、上記(14)で述べたタービン動翼を備えるため、ガスタービンの効率を向上させることができる。
圧縮機2は、圧縮機車室10と、圧縮機車室10の入口側に設けられ、空気を取り込むための空気取入口12と、圧縮機車室10及び後述するタービン車室22を共に貫通するように設けられたロータシャフト8と、圧縮機車室10内に配置された各種の翼と、を備える。各種の翼は、空気取入口12側に設けられた入口案内翼14と、圧縮機車室10側に固定された複数の圧縮機静翼16と、圧縮機静翼16に対して交互に配列されるようにロータシャフト8に植設された複数の圧縮機動翼18と、を含む。なお、圧縮機2は、不図示の抽気室等の他の構成要素を備えていてもよい。このような圧縮機2において、空気取入口12から取り込まれた空気は、複数の圧縮機静翼16及び複数の圧縮機動翼18を通過して圧縮されることで圧縮空気が生成される。そして、圧縮空気は圧縮機2から後段の燃焼器4に送られる。
タービン車室22の下流側には、排気車室28を介して排気室29が連結されている。タービン6を駆動した後の燃焼ガスは、排気車室28及び排気室29を通って外部へ排出される。
タービン動翼26の半径方向外側の端部には、ケーシング22の内壁面に対向する先端面35が形成されている。なお、タービン動翼26の先端面35は、翼型部30で形成される部位およびスキーラリブ40で形成される部位を含む。また、先端面35は、ケーシング22の内壁面23に対して、平行に又は傾斜して対向している領域を含む。
各実施形態を表す図4乃至図9において、同一の部材については同一の符号を付している。ただし、同一の部材であっても各実施形態においてその構成が部分的に相違する場合もあり、相違点については各実施形態ごとに後に説明する。
なお、スキーラリブ42,44の外周側の側面が、腹面31又は背面32と同一の面をなし、且つ、スキーラリブ42,44の外周側の側面上に稜線43,45が設けられている場合、幅方向における稜線43,45の外周側には隙間100は存在しないことになるが、本実施形態に係るタービン動翼26は、この構成も含む。例えば、図4Bにおいて、第2スキーラリブ44の外周側の側面は背面32と同一の面をなし、第2スキーラリブ44の稜線45は外周側の側面上に設けられている。この場合、稜線45の外周側(図面において右側)には隙間100は存在しないが、本実施形態に係るタービン動翼26はこの構成をも含むものである。
この点、上記実施形態によれば、稜線43,45の両側に、極小の隙間100が幅方向に続くような平面が存在しないため、流体の流れが前記平面に引き寄せられて半径方向外方への速度成分が弱まることがなく、よってスキーラリブ40(42,44)による高い縮流効果を維持できる。
また、スキーラリブ40(42,44)は、腹側エッジ51,55から稜線43,45に向かって、ケーシング22の内壁面23とタービン動翼26の先端面35との間の隙間100を単調減少する絞り面53,57を有している。例えば、絞り面53,57は、図示されるように断面が直線状の傾斜面であってもよいし、図示されないが断面が曲率を有した湾曲面(半径方向外方に凸または半径方向内方に凸の湾曲面)であってもよい。
この場合、タービン動翼26の先端面35とケーシング22の内壁面23との間の隙間100が背側エッジ52,56に向かって単調増加する後退面54が稜線43,45から背側エッジ52,56にわたって延在することになり、稜線43,45で剥離した流体の流れの後退面54への再付着がより一層起こりにくくなる。よって、流れの再付着に起因したスキーラリブ40(42,44)の縮流効果の低下を効果的に抑制できる。
また、スキーラリブ40(42,44)は、背側エッジ52,56から稜線43,45に向かって、ケーシング22の内壁面23とタービン動翼26の先端面35との間の隙間100を単調増加する後退面54を有している。例えば、後退面54は、図示されるように断面が直線状の傾斜面であってもよいし、図示されないが断面が曲率を有した湾曲面(半径方向外方に凸または半径方向内方に凸の湾曲面)であってもよい。図示した例では、図6及び図8において、第1スキーラリブ42が後退面54を有する構成を示しているが、第2スキーラリブ44が後退面を有していてもよい。
一実施形態において、タービン動翼26の先端面35の上面視において、スキーラリブ40(42,44)の絞り面53,57又は後退面54のうち少なくとも一部(スキーラリブ延在方向における少なくとも一部の領域)の法線がリーク流れ102に沿っている。
これにより、スキーラリブ40(42,44)に向かってくるリーク流れ102に絞り面53,57又は後退面54を正対させ、絞り面53,57又は後退面54によるリーク流量低減作用を効果的に発揮させることができる。
この場合、スキーラリブ40(42,44)の絞り面53,57又は後退面54の加工が容易である。
この実施形態によれば、第1スキーラリブ42及び第2スキーラリブ44において縮流効果が得られるとともに、第1スキーラリブ42が絞り面53を有するので、絞り面53に沿って半径方向外方へ向かう流体の流れを形成することができ、縮流効果を高めることができる。
この実施形態によれば、第1スキーラリブ42及び第2スキーラリブ44において縮流効果が得られるとともに、第2スキーラリブ44が絞り面57を有するので、絞り面57に沿って半径方向外方へ向かう流体の流れを形成することができ、縮流効果を高めることができる。
これにより、第1スキーラリブ42又は第2スキーラリブ44の角部の酸化減肉を低減でき、タービン動翼26の信頼性を向上させることができる。
図5Aは、第1スキーラリブ42の背側エッジ52に稜線43が設けられたタービン動翼26(図4A参照)のクリアランス量を示しており、稜線43の位置x1において、タービン動翼26の先端面35とケーシング22の内壁面23との間のクリアランス量が極小値Clmとなっている。図5Bは、第2スキーラリブ44の背側エッジ56に稜線45が設けられたタービン動翼26(図4B参照)のクリアランス量を示しており、稜線45の位置x3において、タービン動翼26の先端面35とケーシング22の内壁面23との間のクリアランス量が極小値Clmとなっている。なお、C1は、稜線43,45を含む絞り面53,57のうちケーシング22の内壁面23と最も離れた位置におけるクリアランス量である。
ここで、本明細書において、極小値Clmとは、位置x1(又はx3)におけるクリアランス量C(x1)と、その近傍の任意の位置xにおけるクリアランス量C(x)とが、C(x)>C(x1)の関係を満たすときのクリアランス量C(x1)をいう。そのため、例えば図7Cに示すように、第1スキーラリブ42の稜線43の位置におけるクリアランス量が、第2スキーラリブ44の稜線45の位置におけるクリアランス量よりも大きい場合であっても、稜線43,45の各位置にて、クリアランス100は上記のように定義された極小値をとるため、稜線43,45の両方において、縮流効果を高める効果が期待できる。
図6に示す実施形態では、第1スキーラリブ42が、背面32側の背側エッジ52と、背側エッジ52よりも腹面31側に位置する稜線43との間において、稜線43から背側エッジ52に向かって隙間100を単調増加させる後退面54を有する。第2スキーラリブ44は、稜線や絞り面を有しない。
この実施形態によれば、第1スキーラリブ42及び第2スキーラリブ44において縮流効果が得られるとともに、第1スキーラリブ42が後退面54を有するので、稜線43で剥離した流体の流れの後退面54への再付着がより一層起こりにくくなる。よって、流れの再付着に起因した縮流効果の低下を効果的に抑制できる。
また、ケーシング22の内壁面23に対する第1スキーラリブ42の絞り面53の角度θ1と、ケーシング22の内壁面23に対する第2スキーラリブ44の絞り面57の角度θ2とが、同一である。
これにより、第1スキーラリブ42の稜線43の後流側で拡散した流れを第2スキーラリブ44の絞り面57においてより広い範囲で捕捉することができ、第2スキーラリブ44による縮流効果を高めることができる。
この場合、第1スキーラリブ42の絞り面53および第2スキーラリブ44の絞り面57は、それぞれ、ケーシング22の内壁面23に対して傾斜しており、ケーシング22の内壁面23に対する、第2スキーラリブ44の絞り面57の角度θ2は、第1スキーラリブ42の絞り面53の角度θ1に比べて大きくてもよい。
これにより、第1スキーラリブ42の絞り面53と第2スキーラリブ44の絞り面57とが同一角度でケーシング22の内壁面23に対して傾斜している場合に比べて、第2スキーラリブ44の絞り面57に沿って流れる流体の半径方向外方に向かう速度成分が強くなり、第2スキーラリブ44による縮流効果を向上させることができる。なお、背面32側に設けられた第2スキーラリブ44は、高温の燃焼ガスと冷却空気とが混合して温度が低下しているため、第2スキーラリブ44の絞り面57の角度θ2を大きくしても第2スキーラリブ44の稜線43周辺の酸化減肉のリスクは小さい。
これにより、第1スキーラリブ42の絞り面53で半径方向外側への速度成分を強めた流れを、第1スキーラリブ42の絞り面53と同一の平面M上に存在する第2スキーラリブ44の絞り面57に送ることができ、第2スキーラリブ44における縮流効果を向上させることができる。
図8に示す実施形態において、第1スキーラリブ42は、背面32側の背側エッジ52と、背側エッジ52よりも腹面31側に位置する稜線43との間において、稜線43から背側エッジ52に向かって隙間100を単調増加させる後退面54を有する。また、第2スキーラリブ44は、腹面31側の腹側エッジ55と、腹側エッジ55よりも背面32側に位置する稜線45との間において、腹側エッジ55から稜線45に向かって隙間100を単調減少させる絞り面57を有する。すなわち、第1スキーラリブ42の後退面54と、第2スキーラリブ44の絞り面57とが角度を有するように対向して配置される。この場合、ケーシング22の内壁面23に対する第1スキーラリブ42の後退面54の角度θ3と、ケーシング22の内壁面23に対する第2スキーラリブ44の絞り面57の角度θ2とは同一であってもよいし、異なってもよい。
上記実施形態によれば、第1スキーラリブ42において稜線43の後流側で流体の第1スキーラリブ42への再付着を抑制できるため、第1スキーラリブ42による第1の縮流効果を高めることができる。また、第1スキーラリブ42を通過した流れは稜線43の後流側で拡散するが、この拡散した流れの少なくとも一部は第2スキーラリブ44の絞り面57によって捕捉され、第2スキーラリブ44の絞り面57による第2の縮流効果を得ることができる。
これにより、第1スキーラリブ42の稜線43の後流側で拡散した流れを第2スキーラリブ44の絞り面57においてより広い範囲で捕捉することができ、第2スキーラリブ44による縮流効果を高めることができる。
さらに、第1スキーラリブ42の後退面54および第2スキーラリブ44の絞り面57は、それぞれ、ケーシング22の内壁面23に対して傾斜しており、第2スキーラリブ44の絞り面57は、第1スキーラリブ42の後退面54に比べて、ケーシング22の内壁面23に対する傾斜角の絶対値が大きくてもよい。すなわち、第2スキーラリブ44の絞り面57の角度θ2は、第1スキーラリブ42の後退面54の角度θ3より大きくてもよい。
これにより、第2スキーラリブ44の絞り面57に沿って流れる流体の半径方向外方に向かう速度成分を強めて、第2スキーラリブ44による縮流効果を向上させることができる。なお、背面32側に設けられた第2スキーラリブ44は、高温の燃焼ガスと冷却空気とが混合して温度が低下しているため、第2スキーラリブ44の絞り面57の傾斜角度(θ2)を大きくしても第2スキーラリブ44の稜線43周辺の酸化減肉のリスクは小さい。
これにより、スキーラリブ40の後流側において、スキーラリブ40よりも背面32側に位置する傾斜面(タービン動翼26の先端面のうちスキーラリブ以外の領域)63への流れの再付着を抑制できる。よって、流れの再付着に起因したスキーラリブ40の縮流効果の低下を抑制し、リーク流れ102に起因した損失(クリアランスロス)を低減できる。
これにより、スキーラリブ40よりも腹面31側に位置する傾斜面(タービン動翼26の先端面のうちスキーラリブ以外の領域)64によって、半径方向外方へ向かう流体の流れを形成することができ、スキーラリブ40における縮流効果を高めることができる。したがって、スキーラリブ40による高い縮流効果によりリーク流量を低減し、リーク流れ102に起因した損失(クリアランスロス)を低減できる。
上述した各実施形態に係るタービン動翼26によれば、タービン動翼26の先端面35とケーシング22の内壁面23との間の隙間100を介したリーク流れ102に起因した損失(クリアランスロス)を低減可能であるため、このタービン動翼26の適用対象であるガスタービン1の効率を向上させることができる。
上述した各実施形態に係るタービン動翼26によれば、タービン動翼26の先端面35とケーシング22の内壁面23との間の隙間100を介したリーク流れ102に起因した損失(クリアランスロス)を低減可能であるため、上記ガスタービン1の効率を向上させることができる。
例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
一方、一の構成要素を「備える」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
2 圧縮機
4 燃焼器
6 タービン
8 ロータシャフト
10 圧縮機車室
16 圧縮機静翼
18 圧縮機動翼
20 ケーシング(燃焼器車室)
22 ケーシング(タービン車室)
23 内壁面
24 タービン静翼
26 タービン動翼
28 排気車室
30 翼型部
31 腹面
32 背面
33 前縁
34 後縁
35 先端面
40 スキーラリブ
42 第1スキーラリブ
43,45 稜線
44 第2スキーラリブ
51,55 腹側エッジ
52,56 背側エッジ
53,57 絞り面
54 後退面
61,62 縁部
63,64 傾斜面
100 隙間(クリアランス)
102 リーク流れ
Claims (15)
- タービンに用いられるタービン動翼であって、
腹面及び背面によって形成される翼型を有する翼型部と、
前記タービン動翼の先端面において、前縁側から後縁側に向かって延在する一本以上のスキーラリブと、を備え、
前記スキーラリブのうち少なくとも一本は、前記スキーラリブの延在方向に連なる稜線を有し、
前記先端面に対向する前記タービンのケーシング内壁面と前記先端面の間の隙間は、前記稜線上において極小値を有し、
前記スキーラリブの幅方向における前記稜線の両側において、前記隙間は前記極小値よりも大きくなるとともに、
前記スキーラリブのうち少なくとも一本は、腹面側の腹側エッジと、前記腹側エッジよりも背面側に位置する前記稜線との間において、前記腹側エッジから前記稜線に向かって前記隙間を単調減少させる絞り面を有することを特徴とするタービン動翼。 - 前記スキーラリブのうち少なくとも一本は、背面側の背側エッジと、前記背側エッジよりも腹面側に位置する前記稜線との間において、前記稜線から前記背側エッジに向かって前記隙間を単調増加させる後退面を有することを特徴とする請求項1に記載のタービン動翼。
- 前記一本以上のスキーラリブは、
腹面側に設けられる第1スキーラリブと、
前記第1スキーラリブと間隔をあけて、背面側に設けられる第2スキーラリブと、を含み、
前記第1スキーラリブ又は前記第2スキーラリブの少なくとも一方が、前記隙間が極小値となる前記稜線を有することを特徴とする請求項1又は2に記載のタービン動翼。 - 前記第1スキーラリブ及び前記第2スキーラリブは、それぞれ、腹面側の腹側エッジと、前記腹側エッジよりも背面側に位置する前記稜線との間において、前記腹側エッジから前記稜線に向かって前記隙間を単調減少させる絞り面を有することを特徴とする請求項3に記載のタービン動翼。
- 前記第2スキーラリブの前記絞り面は、前記第1スキーラリブの前記絞り面に比べて、前記タービン動翼の翼高さ方向において広い範囲に設けられていることを特徴とする請求項4に記載のタービン動翼。
- 前記第1スキーラリブの前記絞り面および前記第2スキーラリブの前記絞り面は、それぞれ、前記ケーシング内壁面に対して傾斜しており、
前記第2スキーラリブの前記絞り面は、前記第1スキーラリブの前記絞り面に比べて、前記ケーシング内壁面に対する傾斜角が大きいことを特徴とする請求項5に記載のタービン動翼。 - 前記第1スキーラリブの前記絞り面および前記第2スキーラリブの前記絞り面は、それぞれ、前記ケーシング内壁面に対して傾斜しており、
前記第2スキーラリブの前記絞り面は、前記第1スキーラリブの前記絞り面と同じ平面上に存在することを特徴とする請求項4に記載のタービン動翼。 - 前記第1スキーラリブは、背面側の背側エッジと、前記背側エッジよりも腹面側に位置する前記稜線との間において、前記稜線から前記背側エッジに向かって前記隙間を単調増加させる後退面を有し、
前記第2スキーラリブは、腹面側の腹側エッジと、前記腹側エッジよりも背面側に位置する前記稜線との間において、前記腹側エッジから前記稜線に向かって前記隙間を単調減少させる絞り面を有することを特徴とする請求項3に記載のタービン動翼。 - 前記第2スキーラリブの前記絞り面は、前記第1スキーラリブの前記後退面に比べて、前記タービン動翼の翼高さ方向において広い範囲に設けられていることを特徴とする請求項8に記載のタービン動翼。
- 前記第1スキーラリブの前記後退面および前記第2スキーラリブの前記絞り面は、それぞれ、前記ケーシング内壁面に対して傾斜しており、
前記第2スキーラリブの前記絞り面は、前記第1スキーラリブの前記後退面に比べて、前記ケーシング内壁面に対する傾斜角の絶対値が大きいことを特徴とする請求項9に記載のタービン動翼。 - 前記スキーラリブのうち少なくとも一本は、前記稜線を含む角部が面取りされていることを特徴とする請求項1乃至10の何れか一項に記載のタービン動翼。
- 前記第1スキーラリブの前記稜線上における前記隙間の前記極小値と、前記第2スキーラリブの前記稜線上における前記隙間の前記極小値とが一致していることを特徴とする請求項3乃至10の何れか一項に記載のタービン動翼。
- 前記スキーラリブは、前記先端面において、前記翼型部の外周に沿って、少なくとも部分的に設けられていることを特徴とする請求項1乃至12の何れか一項に記載のタービン動翼。
- 前記タービンがガスタービンであることを特徴とする請求項1乃至13の何れか一項に記載のタービン動翼。
- 請求項14に記載のタービン動翼が周方向に取り付けられたロータシャフトと、前記ロータシャフトを収容するタービンケーシングと、を有する前記タービンと、
前記タービンケーシング内に形成されて前記タービン動翼が存在する燃焼ガス通路に燃焼ガスを供給するための燃焼器と、
前記タービンによって駆動され、前記燃焼器に供給される圧縮空気を生成するように構成された圧縮機と、を備えることを特徴とするガスタービン。
Priority Applications (6)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2014235422A JP6462332B2 (ja) | 2014-11-20 | 2014-11-20 | タービン動翼及びガスタービン |
DE112015003538.9T DE112015003538B4 (de) | 2014-11-20 | 2015-10-20 | Turbinenschaufel und Gasturbine |
CN201580043797.6A CN106661947B (zh) | 2014-11-20 | 2015-10-20 | 涡轮动叶以及燃气轮机 |
KR1020177004086A KR101930651B1 (ko) | 2014-11-20 | 2015-10-20 | 터빈 동익 및 가스 터빈 |
US15/514,649 US10697311B2 (en) | 2014-11-20 | 2015-10-20 | Turbine blade and gas turbine |
PCT/JP2015/079555 WO2016080136A1 (ja) | 2014-11-20 | 2015-10-20 | タービン動翼及びガスタービン |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2014235422A JP6462332B2 (ja) | 2014-11-20 | 2014-11-20 | タービン動翼及びガスタービン |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2016098695A JP2016098695A (ja) | 2016-05-30 |
JP2016098695A5 JP2016098695A5 (ja) | 2017-12-28 |
JP6462332B2 true JP6462332B2 (ja) | 2019-01-30 |
Family
ID=56013693
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2014235422A Active JP6462332B2 (ja) | 2014-11-20 | 2014-11-20 | タービン動翼及びガスタービン |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10697311B2 (ja) |
JP (1) | JP6462332B2 (ja) |
KR (1) | KR101930651B1 (ja) |
CN (1) | CN106661947B (ja) |
DE (1) | DE112015003538B4 (ja) |
WO (1) | WO2016080136A1 (ja) |
Families Citing this family (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3065482B1 (fr) * | 2017-04-20 | 2019-07-05 | Safran Aircraft Engines | Element d'anneau d'etancheite pour turbine comportant une cavite inclinee dans un materiau abradable |
US11168702B2 (en) * | 2017-08-10 | 2021-11-09 | Raytheon Technologies Corporation | Rotating airfoil with tip pocket |
CN108374693B (zh) * | 2018-03-15 | 2019-06-04 | 哈尔滨工业大学 | 一种带有组合棱台结构的涡轮动叶片叶顶 |
EP3546702A1 (de) * | 2018-03-29 | 2019-10-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenlaufschaufel für eine gasturbine |
FR3085993B1 (fr) * | 2018-09-17 | 2020-12-25 | Safran Aircraft Engines | Aube mobile pour une roue d'une turbomachine |
US11225874B2 (en) * | 2019-12-20 | 2022-01-18 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine engine rotor blade with castellated tip surface |
US11299991B2 (en) | 2020-04-16 | 2022-04-12 | General Electric Company | Tip squealer configurations |
US11692513B2 (en) * | 2021-11-01 | 2023-07-04 | Yuriy Radzikh | Electric jet engine |
US20240178731A1 (en) * | 2021-11-01 | 2024-05-30 | Yuriy Radzikh | Electric jet engine |
WO2023242949A1 (ja) * | 2022-06-14 | 2023-12-21 | 三菱重工業株式会社 | 圧縮機の動翼及び圧縮機 |
EP4311914A1 (en) * | 2022-07-26 | 2024-01-31 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Turbine blade |
Family Cites Families (27)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR370215A (fr) * | 1905-10-30 | 1907-02-01 | Charles Algernon Parsons | Perfectionnements aux turbines, compresseurs rotatifs et machines analogues |
GB1107024A (en) * | 1965-11-04 | 1968-03-20 | Parsons C A & Co Ltd | Improvements in and relating to blades for turbo-machines |
US3899267A (en) * | 1973-04-27 | 1975-08-12 | Gen Electric | Turbomachinery blade tip cap configuration |
US4589823A (en) * | 1984-04-27 | 1986-05-20 | General Electric Company | Rotor blade tip |
JPS62186004A (ja) * | 1986-02-10 | 1987-08-14 | Toshiba Corp | 軸流タ−ビン |
FR2615254A1 (fr) * | 1987-05-13 | 1988-11-18 | Snecma | Aube mobile de soufflante comportant une depouille en extremite |
US5997251A (en) | 1997-11-17 | 1999-12-07 | General Electric Company | Ribbed turbine blade tip |
US6059530A (en) | 1998-12-21 | 2000-05-09 | General Electric Company | Twin rib turbine blade |
US6086328A (en) * | 1998-12-21 | 2000-07-11 | General Electric Company | Tapered tip turbine blade |
US6190129B1 (en) * | 1998-12-21 | 2001-02-20 | General Electric Company | Tapered tip-rib turbine blade |
US6602052B2 (en) * | 2001-06-20 | 2003-08-05 | Alstom (Switzerland) Ltd | Airfoil tip squealer cooling construction |
US6672829B1 (en) | 2002-07-16 | 2004-01-06 | General Electric Company | Turbine blade having angled squealer tip |
US6994514B2 (en) | 2002-11-20 | 2006-02-07 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
US6971851B2 (en) * | 2003-03-12 | 2005-12-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Multi-metered film cooled blade tip |
US7473073B1 (en) * | 2006-06-14 | 2009-01-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with cooled tip rail |
US7494319B1 (en) * | 2006-08-25 | 2009-02-24 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade tip configuration |
US8206108B2 (en) | 2007-12-10 | 2012-06-26 | Honeywell International Inc. | Turbine blades and methods of manufacturing |
FR2928405B1 (fr) | 2008-03-05 | 2011-01-21 | Snecma | Refroidissement de l'extremite d'une aube. |
EP2309097A1 (en) | 2009-09-30 | 2011-04-13 | Siemens Aktiengesellschaft | Airfoil and corresponding guide vane, blade, gas turbine and turbomachine |
JP2011163123A (ja) * | 2010-02-04 | 2011-08-25 | Ihi Corp | タービン動翼 |
US8684691B2 (en) * | 2011-05-03 | 2014-04-01 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade with chamfered squealer tip and convective cooling holes |
US10408066B2 (en) * | 2012-08-15 | 2019-09-10 | United Technologies Corporation | Suction side turbine blade tip cooling |
EP2932046A1 (en) * | 2012-12-17 | 2015-10-21 | General Electric Company | Robust turbine blades |
GB201222973D0 (en) | 2012-12-19 | 2013-01-30 | Composite Technology & Applic Ltd | An aerofoil structure |
GB201223193D0 (en) * | 2012-12-21 | 2013-02-06 | Rolls Royce Plc | Turbine blade |
US9771870B2 (en) * | 2014-03-04 | 2017-09-26 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Sealing features for a gas turbine engine |
US10876415B2 (en) * | 2014-06-04 | 2020-12-29 | Raytheon Technologies Corporation | Fan blade tip as a cutting tool |
-
2014
- 2014-11-20 JP JP2014235422A patent/JP6462332B2/ja active Active
-
2015
- 2015-10-20 KR KR1020177004086A patent/KR101930651B1/ko active IP Right Grant
- 2015-10-20 WO PCT/JP2015/079555 patent/WO2016080136A1/ja active Application Filing
- 2015-10-20 US US15/514,649 patent/US10697311B2/en active Active
- 2015-10-20 CN CN201580043797.6A patent/CN106661947B/zh active Active
- 2015-10-20 DE DE112015003538.9T patent/DE112015003538B4/de active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US10697311B2 (en) | 2020-06-30 |
KR20170030629A (ko) | 2017-03-17 |
US20170226866A1 (en) | 2017-08-10 |
WO2016080136A1 (ja) | 2016-05-26 |
CN106661947B (zh) | 2018-08-28 |
DE112015003538B4 (de) | 2022-01-05 |
CN106661947A (zh) | 2017-05-10 |
JP2016098695A (ja) | 2016-05-30 |
DE112015003538T5 (de) | 2017-04-27 |
KR101930651B1 (ko) | 2018-12-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6462332B2 (ja) | タービン動翼及びガスタービン | |
JP5848876B2 (ja) | タービンブレード冷却システム | |
JP5289694B2 (ja) | 翼端棚を有するタービンエーロフォイル湾曲スクイーラ翼端 | |
JP5433793B2 (ja) | 遷音速翼 | |
JP2017528632A (ja) | ガスタービンエンジン用のエンドウォール構成 | |
JP2017115862A (ja) | タービン翼形部に対するフィレット最適化 | |
JP2010156335A (ja) | 改良型タービン翼プラットフォームの輪郭に関する方法および装置 | |
US20130094945A1 (en) | Seal structure, turbine machine having the same, and power generating plant equipped with the same | |
US20140030101A1 (en) | Turbine bucket with squealer tip | |
WO2018124068A1 (ja) | タービン及びガスタービン | |
JP6624653B2 (ja) | ガスタービン用プレスワーラ装置 | |
JP6227572B2 (ja) | タービン | |
US20220170373A1 (en) | Airfoil and gas turbine having same | |
JP5010507B2 (ja) | 軸流式ターボ機械のタービン段、及びガスタービン | |
JP2012082826A (ja) | タービンバケットシュラウドテール | |
US11293288B2 (en) | Turbine blade with tip trench | |
US10982566B2 (en) | Turbine and gas turbine | |
KR102496125B1 (ko) | 터빈을 위한 제어식 유동 러너 | |
JP2019178636A (ja) | 航空機用ガスタービン | |
EP3196411A2 (en) | Flow alignment devices to improve diffuser performance | |
EP2778346B1 (en) | Rotor for a gas turbine engine, corresponding gas turbine engine and method of improving gas turbine engine rotor efficiency | |
JP2015229981A (ja) | 軸流タービン静翼 | |
JP6086583B2 (ja) | タービン動翼 | |
JP7232034B2 (ja) | タービン翼及びこれを備えた蒸気タービン | |
JP2020159275A (ja) | タービン静翼、及びタービン |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20171114 |
|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20171114 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20181005 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20181120 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20181207 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20181227 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 6462332 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |