JP6943706B2 - タービン翼及びガスタービン - Google Patents
タービン翼及びガスタービン Download PDFInfo
- Publication number
- JP6943706B2 JP6943706B2 JP2017182753A JP2017182753A JP6943706B2 JP 6943706 B2 JP6943706 B2 JP 6943706B2 JP 2017182753 A JP2017182753 A JP 2017182753A JP 2017182753 A JP2017182753 A JP 2017182753A JP 6943706 B2 JP6943706 B2 JP 6943706B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- platform
- wing
- trailing edge
- turbine
- 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
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
他方、翼部のプラットフォームへの接続部における応力を低減するための方策として、フィレット部近傍の後縁部に冷却孔を設けることも考えられるが、冷却孔の開口位置近傍における応力集中が問題になり得る。
翼部と、
少なくとも前記翼部の内部において前記翼部の翼高さ方向に沿って延在する冷却通路と、
前記翼高さ方向に沿って配列するように前記翼部の後縁部に形成され、前記冷却通路に連通するとともに前記後縁部における前記翼部の表面に開口する複数の冷却孔と、
前記翼部の基端部に形成されたフィレット部に接続されるプラットフォームと、
を備え、
前記複数の冷却孔は、
前記翼高さ方向における前記フィレット部の延在範囲内にて前記冷却通路の内壁面に開口する一端と、前記フィレット部よりも前記翼部の先端側において前記後縁部における前記翼部の前記表面に開口する他端と、を有する少なくとも1つの基端側冷却孔と、
前記翼高さ方向において前記フィレット部の前記延在範囲よりも前記翼部の先端側に位置する冷却孔のうち少なくとも一つである先端側冷却孔と、
を含み、
前記基端側冷却孔は、
(a)前記先端側冷却孔に比べて、前記翼高さ方向において開口密度が大きい;
(b)前記先端側冷却孔に比べて、前記翼高さ方向に直交する平面に対する傾斜角度が大きい;又は
(c)前記先端側冷却孔に比べて、直径が小さい
ことを特徴とする。
また、上述の(b)の場合、上述の基端側冷却孔は、上述の先端側冷却孔に比べて、翼高さ方向に直交する平面に対する傾斜角度が大きい。このため、基端側冷却孔を翼高さ方向においてフィレット部により近づいた位置に形成し、フィレット部の冷却をより効果的に行うことができる。
また、上述の(c)の場合、上述の基端側冷却孔は、上述の先端側冷却孔に比べて直径が小さい。このため、基端側冷却孔における冷却流体の流速が増大する結果、境界層が薄くなることにより冷却流体と翼部との間の熱伝達率を大きくすることができる。よって、フィレット部の冷却をより効果的に行うことができる。
前記プラットフォームは、該プラットフォームの後方端に向かって開口するように形成されたぬすみ部を有し、
前記冷却通路は、前記翼部及び前記プラットフォームの内部において前記翼部の翼高さ方向に沿って延在し、
前記ぬすみ部の最奥部は、前記プラットフォームの平面視において、少なくとも前記翼部の後縁における前記プラットフォームの幅方向位置において、前記翼部の圧力面側に向かうにつれて前方に近づくように、前記プラットフォームの幅方向に対して斜めに延在している。
前記ぬすみ部の前記最奥部は、前記プラットフォームの平面視において、前記冷却通路の後縁端と前記後縁との間を通って延在している。
前記ぬすみ部の前記最奥部は、前記冷却通路の後縁端に対して前記翼部の負圧面側における前記プラットフォームの幅方向領域の少なくとも一部において、前記冷却通路の前記後縁端から離れるにつれて後方に向かうように前記幅方向に対して斜めに延在している。
前記ぬすみ部の前記最奥部は、前記プラットフォームの幅方向における全領域に亘って、前記翼部の圧力面側に向かうにつれて前方に近づくように、前記プラットフォームの幅方向に対して斜めに延在している。
前記タービン翼は、ガスタービンの動翼である。
上記(1)乃至(6)の何れかのタービン翼と、
前記タービン翼が設けられる燃焼ガス流路を流れる燃焼ガスを生成するための燃焼器と、を備える。
圧縮機2には、空気取入口12から取り込まれた空気が送られるようになっており、この空気は、複数の静翼16及び複数の動翼18を通過して圧縮されることで高温高圧の圧縮空気となる。
静翼24はタービン車室22側に固定されており、ロータ8の周方向に沿って配列される複数の静翼24が静翼列を構成している。また、動翼26はロータ8に植設されており、ロータ8の周方向に沿って配列される複数の動翼26が動翼列を構成している。静翼列と動翼列とは、ロータ8の軸方向において交互に配列されている。
タービン6では、燃焼ガス流路28に流れ込んだ燃焼器4からの燃焼ガスが複数の静翼24及び複数の動翼26を通過することでロータ8が回転駆動され、これにより、ロータ8に連結された発電機が駆動されて電力が生成されるようになっている。タービン6を駆動した後の燃焼ガスは、排気室30を介して外部へ排出される。
図2及び図3に示すように、一実施形態に係るタービン翼40である動翼26は、翼部42と、プラットフォーム32と、翼根部34と、を備えている。翼根部34は、ロータ8(図1参照)に埋設され、動翼26は、ロータ8と共に回転する。プラットフォーム32は、翼根部34と一体的に構成されている。
また、動翼26の翼部42は、基端50から先端48にかけて前縁44及び後縁46を有し、該翼部42の翼面は、基端50と先端48との間において翼高さ方向に沿って延在する圧力面(腹面)56と負圧面(背面)58とを含む。
幾つかの実施形態では、図4に示すように、冷却通路60は、翼部42及びプラットフォーム32の少なくとも一部を含む翼高さ方向の範囲にわたって延在している。
なお、図3に示すように、タービン翼40は、複数の冷却通路60を有していてもよい。また冷却通路60はさらに、翼根部34にわたって延在していてもよい。
なお、翼部42の内部に複数の冷却通路60が形成されている場合、上述の冷却孔72,76は、複数の冷却通路60のうち最も後縁46側に位置する冷却通路60に連通するように設けられる。
例えば、燃焼ガス流路28においては、翼部42の圧力面56側と負圧面58側とで圧力差が生じるので、翼部42の後縁部47には、該圧力差に応じた曲げ荷重が作用する。また、タービン翼40としての動翼26は、ロータ8とともに回転するので、該タービン翼40に遠心力が作用する。さらに、タービン翼40において、燃焼ガス流路28に露出している翼部42及びプラットフォーム32は高温の燃焼ガス流れに曝される一方、ロータ8に植設される翼根部34は、燃焼ガスに曝されず比較的低温であるため、タービン翼40には、翼高さ方向において温度差が生じ、これによりタービン翼40において熱変形が生じ得る。
これらの要因により、タービン翼40に応力が生じ、特に、タービン翼40の形状に起因して、後縁部47における翼部42とプラットフォーム32との接続部には応力集中が生じやすい。
そこで、上述の接続部にフィレット部36を形成することにより、翼部42とプラットフォーム32との接続部における応力集中の緩和を図っている。
上述したように、翼部42の後縁部47に形成される複数の冷却孔72,76は、少なくとも1つの基端側冷却孔72と、少なくとも1つの先端側冷却孔76と、を含む。
先端側冷却孔76は、翼高さ方向においてフィレット部36の延在範囲RFよりも翼部42の先端48側に位置する。すなわち、先端側冷却孔76は、翼高さ方向においてフィレット部36の延在範囲RFよりも翼部42の先端48側において、一端が冷却通路60の内壁面に開口し、かつ、他端が後縁部47における翼部42の表面に開口している。
すなわち、翼高さ方向において基端側冷却孔72及び先端側冷却孔76のそれぞれの存在範囲内において、翼高さ方向における単位長さあたりの冷却孔の個数は、基端側冷却孔72のほうが、先端側冷却孔76よりも多い。
なお、繰り返し応力は、タービンの運転中に時間的に変動する応力であり、例えば、燃焼ガス流路28を流れる燃焼ガスに起因する曲げ応力である。また、静応力は、タービンの運転中に時間的な変動を実質的に伴わない応力であり、例えば、タービン翼40における温度差に起因する熱応力や、遠心力に起因する応力である。
よって、上述のように、応力集中を緩和するためのフィレット部36近傍を効果的に冷却することにより、接続部(フィレット部36)近傍の材料強度を高めることができる。
タービン翼40内部の温度差による熱変形の例として、プラットフォーム32の熱反りが挙げられる。プラットフォーム32に熱反りが生じると、プラットフォーム32に接続される翼部42の後縁部47においても応力が生じる。そこで、プラットフォーム32に上述のぬすみ部80を設けることにより、該ぬすみ部80を設けた部位においては、プラットフォーム32と翼部42の後縁部47とが翼高さ方向において物理的に切り離れるので、翼部42の後縁部47における応力を低減することができる。
なお、図3に示す例示的な実施形態では、ぬすみ部80の最奥部82は、冷却通路60の後縁端61に対して翼部42の負圧面58側におけるプラットフォーム32の幅方向の全領域において、冷却通路60の後縁端61から離れるにつれて後方に向かうようにプラットフォーム32の幅方向に対して斜めに延在している。
よって、上述のように、プラットフォーム32にぬすみ部80を設けて接続部近傍の応力を低減させることにより、接続部(フィレット部36)近傍の材料強度を高めることができる。
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。
また、本明細書において、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。
また、本明細書において、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
10 圧縮機車室
12 空気取入口
16 静翼
18 動翼
20 ケーシング
22 タービン車室
24 静翼
26 動翼
28 燃焼ガス流路
30 排気室
31 前方端
32 プラットフォーム
33 後方端
34 翼根部
36 フィレット部
40 タービン翼
42 翼部
44 前縁
46 後縁
47 後縁部
48 先端
50 基端
51 基端部
56 圧力面
58 負圧面
60 冷却通路
61 後縁端
72 基端側冷却孔
73 一端
74 他端
76 先端側冷却孔
80 ぬすみ部
82 最奥部
85 壁面
Claims (7)
- 翼部と、
少なくとも前記翼部の内部において前記翼部の翼高さ方向に沿って延在する冷却通路と、
前記翼高さ方向に沿って配列するように前記翼部の後縁部に形成され、前記冷却通路に連通するとともに前記後縁部における前記翼部の表面に開口する複数の冷却孔と、
前記翼部の基端部に形成されたフィレット部に接続されるプラットフォームと、
を備え、
前記複数の冷却孔は、
前記翼高さ方向における前記フィレット部の延在範囲内にて前記冷却通路の内壁面に開口する一端と、前記フィレット部よりも前記翼部の先端側において前記後縁部における前記翼部の前記表面に開口する他端と、を有する少なくとも1つの基端側冷却孔と、
前記翼高さ方向において前記フィレット部の前記延在範囲よりも前記翼部の先端側に位置する冷却孔のうち少なくとも一つである先端側冷却孔と、
を含み、
前記基端側冷却孔は、
(a)前記先端側冷却孔に比べて、前記翼高さ方向において開口密度が大きい;
(b)前記先端側冷却孔に比べて、前記翼高さ方向に直交する平面に対する傾斜角度が大きい;又は
(c)前記先端側冷却孔に比べて、直径が小さい
ことを特徴とするタービン翼。 - 前記プラットフォームは、該プラットフォームの後方端に向かって開口するように形成されたぬすみ部を有し、
前記冷却通路は、前記翼部及び前記プラットフォームの内部において前記翼部の翼高さ方向に沿って延在し、
前記ぬすみ部の最奥部は、前記プラットフォームの平面視において、少なくとも前記翼部の後縁における前記プラットフォームの幅方向位置において、前記翼部の圧力面側に向かうにつれて前方に近づくように、前記プラットフォームの幅方向に対して斜めに延在している
ことを特徴とする請求項1に記載のタービン翼。 - 前記ぬすみ部の前記最奥部は、前記プラットフォームの平面視において、前記冷却通路の後縁端と前記後縁との間を通って延在している
ことを特徴とする請求項2に記載のタービン翼。 - 前記ぬすみ部の前記最奥部は、前記冷却通路の後縁端に対して前記翼部の負圧面側における前記プラットフォームの幅方向領域の少なくとも一部において、前記冷却通路の前記後縁端から離れるにつれて後方に向かうように前記幅方向に対して斜めに延在している
ことを特徴とする請求項2又は3に記載のタービン翼。 - 前記ぬすみ部の前記最奥部は、前記プラットフォームの幅方向における全領域に亘って、前記翼部の圧力面側に向かうにつれて前方に近づくように、前記プラットフォームの幅方向に対して斜めに延在している
ことを特徴とする請求項2乃至4の何れか一項に記載のタービン翼。 - 前記タービン翼は、ガスタービンの動翼である
ことを特徴とする請求項1乃至5の何れか一項に記載のタービン翼。 - 請求項1乃至6の何れか一項に記載のタービン翼と、
前記タービン翼が設けられる燃焼ガス流路を流れる燃焼ガスを生成するための燃焼器と、を備えることを特徴とするガスタービン。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2017182753A JP6943706B2 (ja) | 2017-09-22 | 2017-09-22 | タービン翼及びガスタービン |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2017182753A JP6943706B2 (ja) | 2017-09-22 | 2017-09-22 | タービン翼及びガスタービン |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2019056359A JP2019056359A (ja) | 2019-04-11 |
JP6943706B2 true JP6943706B2 (ja) | 2021-10-06 |
Family
ID=66106230
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2017182753A Active JP6943706B2 (ja) | 2017-09-22 | 2017-09-22 | タービン翼及びガスタービン |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP6943706B2 (ja) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP7477284B2 (ja) * | 2019-11-14 | 2024-05-01 | 三菱重工業株式会社 | タービン翼及びガスタービン |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0814001A (ja) * | 1994-06-29 | 1996-01-16 | Toshiba Corp | ガスタービン翼 |
EP0959228B1 (de) * | 1998-05-20 | 2003-06-25 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Gestaffelte Anordnung von Filmkühlungsbohrungen |
JP2001234703A (ja) * | 2000-02-23 | 2001-08-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼 |
JP2001271603A (ja) * | 2000-03-24 | 2001-10-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼 |
JP2004137958A (ja) * | 2002-10-17 | 2004-05-13 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼 |
US7147440B2 (en) * | 2003-10-31 | 2006-12-12 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies |
US7217094B2 (en) * | 2004-10-18 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Airfoil with large fillet and micro-circuit cooling |
US7220103B2 (en) * | 2004-10-18 | 2007-05-22 | United Technologies Corporation | Impingement cooling of large fillet of an airfoil |
US7217096B2 (en) * | 2004-12-13 | 2007-05-15 | General Electric Company | Fillet energized turbine stage |
JP5558627B2 (ja) * | 2011-03-11 | 2014-07-23 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼およびガスタービン |
CN103502575B (zh) * | 2011-06-09 | 2016-03-30 | 三菱日立电力系统株式会社 | 涡轮动叶 |
US10066488B2 (en) * | 2015-12-01 | 2018-09-04 | General Electric Company | Turbomachine blade with generally radial cooling conduit to wheel space |
-
2017
- 2017-09-22 JP JP2017182753A patent/JP6943706B2/ja active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2019056359A (ja) | 2019-04-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4762524B2 (ja) | ガスタービンエンジンロータ組立体を冷却するための方法及び装置 | |
CN108884717B (zh) | 在冷壁上具有湍流特征的涡轮翼型件 | |
US7147440B2 (en) | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies | |
US7303376B2 (en) | Turbine airfoil with outer wall cooling system and inner mid-chord hot gas receiving cavity | |
JP4063938B2 (ja) | ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造 | |
US20190106992A1 (en) | Gas turbine engines with improved leading edge airfoil cooling | |
KR101433433B1 (ko) | 터빈 날개 및 가스 터빈 | |
JP6239163B2 (ja) | 前縁インピンジメント冷却システム及び隣接壁インピンジメントシステムを備えたタービン翼冷却システム | |
JP4572405B2 (ja) | ガスタービンロータブレードを冷却するための方法及び装置 | |
JP6132546B2 (ja) | タービンロータブレードのプラットフォームの冷却 | |
JP5778946B2 (ja) | シール・スロット経路によるガス・タービン構成部品の冷却 | |
US7160084B2 (en) | Blade of a turbine | |
KR102364543B1 (ko) | 터빈 블레이드 및 가스 터빈 | |
EP3184743B1 (en) | Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit | |
EP2634370B1 (en) | Turbine bucket with a core cavity having a contoured turn | |
US20180073370A1 (en) | Turbine blade cooling | |
JP6943706B2 (ja) | タービン翼及びガスタービン | |
JP2012057616A (ja) | タービンブレードプラットフォーム冷却システム | |
US20170370231A1 (en) | Turbine airfoil cooling system with integrated airfoil and platform cooling system | |
JP6996947B2 (ja) | タービン翼及びガスタービン | |
WO2015195088A1 (en) | Turbine airfoil cooling system with leading edge impingement cooling system | |
JP6745012B1 (ja) | タービン翼及びこれを備えたガスタービン | |
US10900361B2 (en) | Turbine airfoil with biased trailing edge cooling arrangement | |
JP7224928B2 (ja) | タービン動翼及びガスタービン | |
JP2019085973A5 (ja) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A625 | Written request for application examination (by other person) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A625 Effective date: 20200619 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20210601 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20210726 |
|
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: 20210831 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20210909 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 6943706 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |