JPH01195902A - 動翼先端 - Google Patents

動翼先端

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JPH01195902A
JPH01195902A JP63287895A JP28789588A JPH01195902A JP H01195902 A JPH01195902 A JP H01195902A JP 63287895 A JP63287895 A JP 63287895A JP 28789588 A JP28789588 A JP 28789588A JP H01195902 A JPH01195902 A JP H01195902A
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JP
Japan
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blade tip
cooling
blade
diffusion
rotor blade
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JP63287895A
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English (en)
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Ching-Pang Lee
チン・パン・リー
Eugene T Vaughn
ユージン・トマス・バウン
Nicholas C Palmer
ニコラス・チャールズ・パルマー
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General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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Publication date
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    • 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
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • 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
    • 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
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/231—Three-dimensional prismatic cylindrical
    • 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
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 発明の技術分野 本発明は全般的にガスタービンエンジンの動翼、特に動
翼の先端に拡散冷却用の孔を備えた改良形スキーラ先端
形（Ｓｇｕｅａｌｅｒ　ｔｉｐ−ｔｙｐｅ　）動翼に関
する。
発明の背景 本発明はガスタービンエンジンの動翼、特に冷却式ター
ビン動翼用の改良形光端キヤ・ンプ構造に関する。ガス
タービンエンジンの効率は、少くとも幾分かは、タービ
ンの高温膨脂燃焼ガスがタービン動翼とそれを囲むシー
ルまたはシュラウドとの隙間を通る漏洩の程度に関係す
る。高温および遠心負荷のため、そのような協働する部
材の間の密封の問題は、タービン部分においてきわめて
困難である。タービン動翼とシールまたはシュラウドと
の間の密封を改良する１つの方法は米国特許第４．５４
０，３３９号または同第４，２４７゜２５４号に記載の
ようなスキーラ先端を使用することである。シュラウド
に向合う動翼先端に平らな面を備えた構造等の他の先端
構造も使用されている。動翼先端は、エンジン運転中摩
擦により磨り減るため、残りの動翼部分の寿命を延長す
るため着脱可能にされた。現代のガスタービンエンジン
においては、そのきわめて高温のため、タービン動翼の
冷却が必要である。したがって、種々の形の中空動翼ま
たは内部に空気通路を備えた動翼がタービン動翼の壁を
冷却するため設計された。
現代のガスタービンエンジンに使用する中空形タービン
動翼の先端キャップ用に種々の構造が開発された。ガス
タービンエンジンの運転中、そのような相対的に回転す
る動翼先端と周囲のシュラウドまたはシールとの干渉は
動翼先端の加熱を生じ、動翼先端およびシュラウドまた
はシールに過度の摩耗または損傷を生じた。過度変化は
回転子およびシュラウドに熱的膨張、収縮で異った割合
を生じ、これが動翼先端とシュラウドとの擦れをもたら
した。動翼に作用する遠心力とシュラウドに作用する構
造的力とはこれらに変形を生じ、これもまた擦れの原因
となった。したがって、動翼先端を冷却することが望ま
しい。スキーラ先端の場合には、スキーラ先端の壁の間
の空洞に加熱が増加し、−層の冷却が必要になる。動翼
の交換または修理の複雑さと比較的高い費用とのため、
動翼先端およびその動翼の寿命をできるだけ延長するこ
とが望ましい。動翼先端の冷却孔は米国特許第４，２４
７，２５４号に示されたようにまた同第４，５４０，３
３９号のスキーラ先端に適用されたように、この分野に
おいて公知である。タービン動翼の設計者および技術者
はつねにタービン動翼先端を冷却する一層有効な手段を
求めて努力してきた。これを達成するのに使用される冷
却空気は、燃料消費全体の点から見て高価であり、した
がって−層有効な冷却手段はエンジンの効率を改善して
エンジンの運転経費を減少する。タービン動翼設計者お
よび技術者はまた、タービン動翼の寿命を延長しエンジ
ン運転コストを低下するためタービン動翼を冷却する一
層有効な手段を設計するため努力してきた。
発明の目的 本発明の目的は、新規な改良形回転動翼先端を提供する
ことである。
本発明の別の目的は、改良形の冷却孔を備えた回転子動
翼先端を提供することである。
本発明の別の目的は改良形の冷却孔を備えたスキーラ形
回転動翼先端を提供することである。
本発明のさらに別の目的は、冷却を改良しかつその寿命
を延長する構造の改良形回転動翼先端を提供することで
ある。
本発明のなお別の目的は、比較的容易に製造される改良
形回転動翼先端を提供することにある。
発明の要約 本発明において、中空の回転動翼は端壁に拡散冷却孔を
もつ改良形動翼先端を備えている。本発明の１形式によ
れば、拡散冷却孔は円筒形計量部分および円錐形拡散部
分を備えている。本発明の別の形式によれば動翼先端は
スキーラ形のものである。
実施例の記載 第１図は本発明の１形式による中空の回転動翼２を図示
し、該動翼はエンジン中心線（図示せず）の周りを矢印
方向に回転可能である。動翼２は前縁６、後縁７および
動翼２の半径力、内外端にスキーラ形動翼先端１２を備
えている。動翼先端１２は、その先端の半径方向外周の
周りに設けられた半径方向に延びるスキーラ先端壁１４
を備えている。出口１７を有する拡散冷却孔１６は、端
壁３０および先端壁１４によって形成された空洞２０を
冷却するため使用される。
第２図は第１図に示すスキーラ形先端１２の破断断面図
である。動翼先端１２は、内面２２、外面２４および頂
面２６を有する、スキーラ先端壁１４を備えている。動
翼先端１２は、動翼２の中空部分の冷却空気プレナム２
８を半径方向におおうとともに全体的に平らな端壁外表
面３２を有する、端壁３０を備えている。一般に動翼先
端の端壁３０は冷却動翼の中空部分をおおい、中空部分
はブレナムまたは複雑な冷却空気通路とすることができ
る。第１図および第２図から判るように、スキーラ先端
壁１４および端壁外表面３２は、空洞２０の加熱面を備
えている。シュラウド５ｏは通路を囲み、その内部で動
１２が回転し先端壁１４の頂面２６に対してきわめて小
さい隙間を維持することにより流路を密封している。
第３図は本発明の漏斗形拡散冷却孔１６の実施例を示し
、鎖孔１６は半径方向内側円筒形部分３６および半径方
向外側円錐形部分３８を有する。
円錐形部分３８は、重要なパラメータである、その円錐
角２Ａによって画定され、冷却流の剥離を制御する。円
錐形部分３８は冷却面４２を形成し、これが動翼先端の
冷却を改善する。作用において、動Ｗ２はシールとも称
せられるシュラウド５０に対して、第１図の矢印の方向
に回転可能である。
スキーラ先端壁１４とシュラウド５０との先端間隙“ｔ
”は、最少にされ且つ常時制御される重要な運転パラメ
ータである。動翼先端区域はきわめて高い温度に加熱さ
れ、特に空洞２０の区域においてそうである。粘性力の
作用のため、増大した加熱作用が空洞において生じ、動
翼３０およびスキーラ先端壁１４を一層加熱する。さら
に、スキーラ先端壁１４とシュラウドとの間の予定のま
たは予定外の擦れか、スキーラ先端壁１４を摩擦のため
に加熱する。拡散冷却孔１６は、冷却空気を動翼先端の
加熱された外部区域に供給して、スキーラ先端壁１４お
よび動翼端壁３０を冷却する。
拡散冷却孔は、冷却孔を通る冷却空気を拡散または速度
を低下するように設計されている。拡散冷却孔１６の効
率は、拡散冷却孔の漏斗形形状によってさらに向上する
。円筒形部分３６は冷却空気を計量する。円錐形部分３
８は冷却空気を拡散し、かつ円筒形部分と円錐形部分と
の交点またはその近傍における冷却空気流の剥離を防止
するため十分小さい角度に設計されている。本願発明者
は、計量部分３６および拡散部分３８の長さの間に重要
な関係が存在すること、並びに計量部分を拡散部分より
３０乃至６３％の好適範囲内で短くするのが好ましいこ
とを発見した。円錐形部分３８の広い開口１７は、通常
スミアリングと称せられる、冷却孔１６ヘシユラウド材
料が沈積して冷却孔を完全に詰まらせることを防止する
。スミアリングは擦れの間に生じ、本発明は冷却孔がひ
どく詰まるような有害な結果を防止する。円錐形部分の
形状はまた、端壁３０に一層大きい冷却面積を形成し、
それにより動翼先端１２の全体的性能および寿命を向上
する。端壁３０における冷却効果を最大にするため、第
３図の円錐角２Ａは、円錐部分３８の面４２に沿う内部
冷却流の剥離を生じない様にしながら、できるだけ大き
くすべきである。本願発明者は、端壁冷却を改善する円
錐角２人として２３〜５３″の好適範囲が存在すること
を発見した。剥離は、拡散過程によって得られる効果お
よび端壁３０および空洞２０の関連した冷却を減少させ
または消滅させる。異った断面形状を有する他の拡散冷
却孔も使用することができる。この実施例おける漏斗形
冷却孔は製造が容易で、そのことは本発明の特徴の１つ
であるから本発明の重要な特徴である。
本発明の別の形式が第４図に示されている。半径方向に
向いた動翼先端冷却孔１６は、第２図のスキーラ壁が無
い動翼先端の端壁３０に設けられる。動翼先端の拡散冷
却孔１６は、非スキーラ形動翼の先端を冷却するために
使用され、拡散冷却は動翼先端の冷却を改善し、こうし
てエンジンの運転と動翼先端の寿命を改善する。拡散冷
却孔は従来技術より一層有効に動翼先端を冷却する。
当業者には、本発明がニーで説明しかつ図示した特定の
実施例に限定されるものでないことが明らかであろう。
本発明はタービン動翼に限定されるものでもない。むし
ろ、本発明はいかなる冷却動翼にも等しく適用しうるち
のである。
これらの図面に図示された寸法および比例的並びに構造
的関係は、単に例示のためのものであって、それらの図
面は本発明の動翼先端に使用される実際の寸法または比
例的構造関係と解すべきでない。
添付の特許請求の範囲の精神および記載の範囲のみによ
って限定される本発明から離れることなく、数多くの修
正、変更および全体的なまたは部分的な均等物を実施し
うる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の１形式によるスキーラ形先端を備えた
冷却タービン回転動翼の斜視図である。 第２図は第１図の２−２線に沿う動翼先端の断面図であ
る。 第３図は漏斗形拡散冷却孔の概略図である。 第４図は本発明の別の形式による、スキーラ先端の無い
動翼先端の断面図である。 主な符号の説明 ２・・・動翼、２Ａ・・・円錐角、６・・・前縁、７・
・・後縁、１２・・・動翼先端、１４・・・スキーラ先
端壁、１６・・・拡散冷却孔、１７・・・開口、２０・
・・空洞、２２・・・内面、２４・・・外面、２６・・
・頂面、３０・・・端壁、３６・・・円筒形部分、３８
・・・円錐形部分、４２・・・冷却面

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １、冷却流を通す少くとも一つの拡散冷却孔を有する端
    壁を備えた、ガスタービンエンジン冷却動翼先端。 ２、前記拡散冷却孔が前記冷却孔内の冷却流の剥離を防
    止するのに有効な断面を有する請求項１記載の動翼先端
    。 ３、前記拡散冷却孔が半径方向内側の計量部分と半径方
    向外側の拡散部分とを備えた請求項２記載の動翼先端。 ４、前記拡散冷却孔が漏斗形である請求項３記載の動翼
    先端。 ５、前記拡散冷却孔が全体的に円筒形の計量部分と全体
    的に円錐形の拡散部分とを備えた請求項４記載の動翼先
    端。 ６、前記計量部分の長さが前記拡散部分の長さの或る百
    分率である請求項４記載の動翼先端。 ７、前記百分率が３２％ないし６２．５％の範囲内にあ
    る請求項６記載の動翼先端。 ８、前記円錐形拡散部分が２３゜ないし５３゜の範囲の
    円錐角を有する請求項５記載の動翼先端。
JP63287895A 1987-12-08 1988-11-16 動翼先端 Pending JPH01195902A (ja)

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US07/130,597 US4893987A (en) 1987-12-08 1987-12-08 Diffusion-cooled blade tip cap
US130,597 1993-10-01

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