JPH04301101A - ガスタービンエンジンのディスクポストの熱的保護装置及び方法 - Google Patents
ガスタービンエンジンのディスクポストの熱的保護装置及び方法Info
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- JPH04301101A JPH04301101A JP3349458A JP34945891A JPH04301101A JP H04301101 A JPH04301101 A JP H04301101A JP 3349458 A JP3349458 A JP 3349458A JP 34945891 A JP34945891 A JP 34945891A JP H04301101 A JPH04301101 A JP H04301101A
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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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
Landscapes
- 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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】この発明はガスタービンエンジン
に関し、特にタービンロータのディスクポストの熱的影
響およびクリープを軽減する方法および装置に関する。
に関し、特にタービンロータのディスクポストの熱的影
響およびクリープを軽減する方法および装置に関する。
【0002】
【従来の技術】ガスタービンエンジンなどのターボ機関
ロータアセンブリでは、複数のブレード(回転羽根、動
翼)がロータホイールまたはディスク(回転翼円板)か
ら半径方向に延在する。各ブレードは、エアーホイル部
分(翼形部分)と、ブレードをロータディスクに取り付
けるためのルート部分(翼根部分)とを含む。エアーホ
イル部分とルート部分とはプラットホーム部分で分離さ
れている。ロータディスクに複数のスロットを形成して
、ブレードのルート部分を収容する。各ルート部分は、
通常シャンクを含み、このシャンクにより、ロータディ
スクのスロットにはまる部分をブレードのプラットホー
ムにつなぐ。ルート部分からのシャンクの延長と隣り合
うブレードのプラットホームとは、通常、ロータディス
クの上に小さなキャビティを形成する。同様に、隣接す
る1対のスロットが、1対の隣接するブレードルート部
分間にディスクポストを形成する。通常、隣接するブレ
ードのシャンク部分の間に形成されたキャビティを通し
て、ロータディスクの頂部に沿って燃焼ガスが流れるの
を防止するのに、シールが必要である。このキャビティ
を通って燃焼ガスが流れると、それはブレードのエアー
ホイル部分を通る燃焼ガスの損失を意味するので、エン
ジン効率が下がる。さらに重大なことに、このような燃
焼ガスはロータディスクに熱的ダメージを与える。 キャビティを通ってロータディスクの上に流れる燃焼ガ
スの流れを遮断するのに用いるシールに、ダンパを設け
て振動を少なくしている。
ロータアセンブリでは、複数のブレード(回転羽根、動
翼)がロータホイールまたはディスク(回転翼円板)か
ら半径方向に延在する。各ブレードは、エアーホイル部
分(翼形部分)と、ブレードをロータディスクに取り付
けるためのルート部分(翼根部分)とを含む。エアーホ
イル部分とルート部分とはプラットホーム部分で分離さ
れている。ロータディスクに複数のスロットを形成して
、ブレードのルート部分を収容する。各ルート部分は、
通常シャンクを含み、このシャンクにより、ロータディ
スクのスロットにはまる部分をブレードのプラットホー
ムにつなぐ。ルート部分からのシャンクの延長と隣り合
うブレードのプラットホームとは、通常、ロータディス
クの上に小さなキャビティを形成する。同様に、隣接す
る1対のスロットが、1対の隣接するブレードルート部
分間にディスクポストを形成する。通常、隣接するブレ
ードのシャンク部分の間に形成されたキャビティを通し
て、ロータディスクの頂部に沿って燃焼ガスが流れるの
を防止するのに、シールが必要である。このキャビティ
を通って燃焼ガスが流れると、それはブレードのエアー
ホイル部分を通る燃焼ガスの損失を意味するので、エン
ジン効率が下がる。さらに重大なことに、このような燃
焼ガスはロータディスクに熱的ダメージを与える。 キャビティを通ってロータディスクの上に流れる燃焼ガ
スの流れを遮断するのに用いるシールに、ダンパを設け
て振動を少なくしている。
【0003】本出願人に譲渡された米国特許第3,75
1,183号に開示されたロータアセンブリは、1対の
軸線方向に離れた端板を軸線方向に延在する連結部材で
相互連結したシール兼ダンパアセンブリを含む。前部端
板が隣り合うブレードシャンク間のキャビティを閉じ、
一方、連結部材は1つ以上のダンパウエイトを受け入れ
るようになっており、ダンパウエイトが隣接するブレー
ドプラットホームの下側を支えて所望の減衰作用を与え
る位置で、ダンパウエイトを連結部材に調節自在に取り
付ける。前部端板は、プラットホーム表面に沿い、ブレ
ードシャンクに隣接するブレード間キャビティを大体シ
ールする。しかし、通常キャビティの後端には多少のク
リアランスがあるので、キャビティに入るガスは後部シ
ール板のまわりから流れ出る。シール板はキャビティを
大体シールするように設計されているにもかかわらず、
キャビティへの高熱燃焼ガスのある程度の漏れが起こる
。さらに、高熱のブレードプラットホームからの輻射に
よる熱伝達によっても、追加の熱がディスクポストの頂
部に導入される。高熱ガスの漏れと輻射熱とが組み合わ
さる結果として、ディスクポストへの熱的影響が過剰に
なったり、タービンディスクのクリープ寿命が短くなっ
たりすることがある。一般に、プラットホーム下キャビ
ティ内のガス温度は、強制循環なしの場合、第1段ター
ビンブレード・ロータアセンブリで1500°F以上と
なる。
1,183号に開示されたロータアセンブリは、1対の
軸線方向に離れた端板を軸線方向に延在する連結部材で
相互連結したシール兼ダンパアセンブリを含む。前部端
板が隣り合うブレードシャンク間のキャビティを閉じ、
一方、連結部材は1つ以上のダンパウエイトを受け入れ
るようになっており、ダンパウエイトが隣接するブレー
ドプラットホームの下側を支えて所望の減衰作用を与え
る位置で、ダンパウエイトを連結部材に調節自在に取り
付ける。前部端板は、プラットホーム表面に沿い、ブレ
ードシャンクに隣接するブレード間キャビティを大体シ
ールする。しかし、通常キャビティの後端には多少のク
リアランスがあるので、キャビティに入るガスは後部シ
ール板のまわりから流れ出る。シール板はキャビティを
大体シールするように設計されているにもかかわらず、
キャビティへの高熱燃焼ガスのある程度の漏れが起こる
。さらに、高熱のブレードプラットホームからの輻射に
よる熱伝達によっても、追加の熱がディスクポストの頂
部に導入される。高熱ガスの漏れと輻射熱とが組み合わ
さる結果として、ディスクポストへの熱的影響が過剰に
なったり、タービンディスクのクリープ寿命が短くなっ
たりすることがある。一般に、プラットホーム下キャビ
ティ内のガス温度は、強制循環なしの場合、第1段ター
ビンブレード・ロータアセンブリで1500°F以上と
なる。
【0004】タービンディスクポストへの熱的影響の恐
れを緩和する方法が米国特許第4,457,668号に
開示されている。この装置は、前述したようにキャビテ
ィをシールするのではなく、キャビティをディスクの前
面を上向きに流れる空気でパージする。この装置は、本
質的には、空気をディスクポストの頂部に導くスクープ
からなる。この装置は振動ダンパとしても作用する。キ
ャビティ全体をパージするので、かなりの量の空気を使
わなければならない。また、その空気は燃焼ガスより高
圧でなければならないので、空気は実際上ディスクより
高温で、その熱伝達係数が比較的高く、空気からディス
クへの熱入力が起こる可能性がある。上記装置はブレー
ドおよびプラットホームにぴったりはまるとされており
、実際、キャビティの前端をシールすること、空気の使
用量を制御するのに後端開口に依拠することをしない。
れを緩和する方法が米国特許第4,457,668号に
開示されている。この装置は、前述したようにキャビテ
ィをシールするのではなく、キャビティをディスクの前
面を上向きに流れる空気でパージする。この装置は、本
質的には、空気をディスクポストの頂部に導くスクープ
からなる。この装置は振動ダンパとしても作用する。キ
ャビティ全体をパージするので、かなりの量の空気を使
わなければならない。また、その空気は燃焼ガスより高
圧でなければならないので、空気は実際上ディスクより
高温で、その熱伝達係数が比較的高く、空気からディス
クへの熱入力が起こる可能性がある。上記装置はブレー
ドおよびプラットホームにぴったりはまるとされており
、実際、キャビティの前端をシールすること、空気の使
用量を制御するのに後端開口に依拠することをしない。
【0005】
【発明の目的】この発明の目的は、ターボ機関のタービ
ンディスクポストへの熱災害の可能性を軽減する方法お
よび装置を提供することにある。
ンディスクポストへの熱災害の可能性を軽減する方法お
よび装置を提供することにある。
【0006】この発明の別の目的は、タービンディスク
ポストの半径方向外面に絶縁空気層を形成することによ
り、ターボ機関のタービンディスクポストへの熱災害の
可能性を軽減する方法および装置を提供することにある
。
ポストの半径方向外面に絶縁空気層を形成することによ
り、ターボ機関のタービンディスクポストへの熱災害の
可能性を軽減する方法および装置を提供することにある
。
【0007】
【発明の概要】この発明の上記および他の目的、構成お
よび効果を達成するシステムでは、1対の軸線方向に離
れた端板を連結部材で相互連結し、タービンディスクポ
ストの半径方向外面に沿って、1対の隣接するタービン
ブレードシャンク間に形成されたキャビティに配置する
。両端板のうち前部の端板に小さな開口(アパーチャ)
を設けて、制御された量の空気がロータディスクポスト
の上のキャビティに流れるようにする。連結部材に含ま
れる1対の離れた部材がディスクポストの頂部に沿って
延在してチャンネルを形成する。上記開口に入る空気を
このチャンネルに導く。開口は前部端板を貫通してディ
フューザに達し、ディフューザは空気の流れを減速して
低速の絶縁空気層をディスクポストの上に形成する。空
気は高速であると熱伝達係数が高いので、空気の低速流
れは、空気とディスクポストの上面との間の熱伝達係数
を比較的低い値に維持する。チャンネル形成部材は、プ
ラットホームとディスクポストとの間に物理的な視界隔
離線を与えて、絶縁をさらに高めるとともに、ブレード
プラットホームからの輻射による熱伝達を少なくする。
よび効果を達成するシステムでは、1対の軸線方向に離
れた端板を連結部材で相互連結し、タービンディスクポ
ストの半径方向外面に沿って、1対の隣接するタービン
ブレードシャンク間に形成されたキャビティに配置する
。両端板のうち前部の端板に小さな開口(アパーチャ)
を設けて、制御された量の空気がロータディスクポスト
の上のキャビティに流れるようにする。連結部材に含ま
れる1対の離れた部材がディスクポストの頂部に沿って
延在してチャンネルを形成する。上記開口に入る空気を
このチャンネルに導く。開口は前部端板を貫通してディ
フューザに達し、ディフューザは空気の流れを減速して
低速の絶縁空気層をディスクポストの上に形成する。空
気は高速であると熱伝達係数が高いので、空気の低速流
れは、空気とディスクポストの上面との間の熱伝達係数
を比較的低い値に維持する。チャンネル形成部材は、プ
ラットホームとディスクポストとの間に物理的な視界隔
離線を与えて、絶縁をさらに高めるとともに、ブレード
プラットホームからの輻射による熱伝達を少なくする。
【0008】この発明をさらによく理解できるように、
以下に添付の図面を参照しながらこの発明を具体的に説
明する。
以下に添付の図面を参照しながらこの発明を具体的に説
明する。
【0009】
【実施例の記載】まず図1および図2に示すターボ機関
ロータアセンブリについて説明すると、このアセンブリ
10は、複数の半径方向に延在するブレード14を支持
するロータホイールまたはディスク12を含む。各ブレ
ード14はエアーホイル部分16、プラットホーム部分
18、シャンク部分19およびルート部分20を含む。 ロータディスク12には、それぞれ各ブレード14のル
ート部分20と協動的にはまる設計の複数の軸線方向に
延在するスロットが形成されている。図示の実施例では
、スロットおよびルート部分20は特徴的なクリスマス
ツリー形状をもつように形成されているが、他の形態の
、当業界で周知の形式の互いにロックするルート部分お
よびスロットを利用することもできる。スロットはロー
タディスク12のまわりに円周方向に均等な間隔で配置
されているので、ブレード14を組立状態の配向に配置
したとき、プラットホーム部分18それぞれがとなりの
プラットホーム部分18に当接して、ブレードエアーホ
イル部分16を横切って流れる原動流体に対する実質的
に連続な環状内側境界を形成する。シール(図示せず)
が、当接接合部で各ブレードプラットホームの下側に延
在してプラットホーム下側のキャビティを密封する。
ロータアセンブリについて説明すると、このアセンブリ
10は、複数の半径方向に延在するブレード14を支持
するロータホイールまたはディスク12を含む。各ブレ
ード14はエアーホイル部分16、プラットホーム部分
18、シャンク部分19およびルート部分20を含む。 ロータディスク12には、それぞれ各ブレード14のル
ート部分20と協動的にはまる設計の複数の軸線方向に
延在するスロットが形成されている。図示の実施例では
、スロットおよびルート部分20は特徴的なクリスマス
ツリー形状をもつように形成されているが、他の形態の
、当業界で周知の形式の互いにロックするルート部分お
よびスロットを利用することもできる。スロットはロー
タディスク12のまわりに円周方向に均等な間隔で配置
されているので、ブレード14を組立状態の配向に配置
したとき、プラットホーム部分18それぞれがとなりの
プラットホーム部分18に当接して、ブレードエアーホ
イル部分16を横切って流れる原動流体に対する実質的
に連続な環状内側境界を形成する。シール(図示せず)
が、当接接合部で各ブレードプラットホームの下側に延
在してプラットホーム下側のキャビティを密封する。
【0010】各1対の隣接するロータディスクスロット
が両者間にディスクポスト24を形成する。さらに、各
1対の隣接するブレードシャンク部分19が、ブレード
プラットホーム部分18およびディスクポスト24の頂
面とともに、キャビティ26を形成する。このキャビテ
ィ26にシール体アセンブリ28を配置して、燃焼ガス
がブレードシャンク部分19の区域でディスクポスト2
4を軸線方向に横切って漏れるのを防止する。シール体
アセンブリ28に、減衰手段(図示せず)を設けて、前
記米国特許第3,751,183号に示されているよう
に振動の減衰を促進してもよい。
が両者間にディスクポスト24を形成する。さらに、各
1対の隣接するブレードシャンク部分19が、ブレード
プラットホーム部分18およびディスクポスト24の頂
面とともに、キャビティ26を形成する。このキャビテ
ィ26にシール体アセンブリ28を配置して、燃焼ガス
がブレードシャンク部分19の区域でディスクポスト2
4を軸線方向に横切って漏れるのを防止する。シール体
アセンブリ28に、減衰手段(図示せず)を設けて、前
記米国特許第3,751,183号に示されているよう
に振動の減衰を促進してもよい。
【0011】キャビティ26はシールされるように設計
されているが、ブレードプラットホーム部分18のまわ
りで高熱燃焼ガスのある程度の漏れが起こるので、燃焼
ガスがキャビティに入り、ロータディスクポスト24の
対流加熱に寄与する。さらに、隣接するハードウェア要
素からの熱伝導やブレードプラットホーム部分18から
キャビティ26への輻射もディスクポストへの有意な熱
入力に寄与する。この発明は、ディスクポストとブレー
ドプラットホームとの間に熱遮断シールドおよび低速空
気絶縁層を設けることにより、タービンディスクポスト
への熱伝達を減らし、ディスクポスト温度を下げる。キ
ャビティシール本体アセンブリ28の前部端板36の前
面34に開口(アパーチャ)32を形成する。開口32
は、拡散部分に開口し、そして空気がキャビティ26に
入る際に、制御された量の空気を与え、減速を行って、
タービンディスクポスト24の頂部に低速空気の絶縁層
を確立するような寸法になっている。空気は、エンジン
燃焼段の上流の高圧圧縮機吐出し部から抽出され、通常
第1段タービンブレードに入る燃焼ガスより高圧である
。この圧縮機吐出し空気の温度は通常、第1段タービン
ディスクの温度より高い。図2の軸線方向断面図、図3
の斜視図および図4の断面図に示すように、シール本体
アセンブリ28は、互いに反対側の端板36および40
間に連結部材38を備える。連結部材38は好適な実施
例では、三方ビーム、すなわち3つの軸線方向に延在す
るセグメントをビームの中心を大体軸線方向に通る直線
に沿って接合したビームである。2つの半径方向内側の
セグメントが1対の対向レッグ42、44を形成し、こ
れらのレッグが下方へディスクポスト24の両側まで延
びて、ディスクポストの頂部に沿ってチャンネル46を
形成する。前部端板36の開口32に入る空気(矢印3
0で示す)が、ディスクポスト24の頂部に沿ってチャ
ンネル46に流れる。矢印30で示す空気を、ブレード
エアーホイル部分16に衝突する作動流体または燃焼ガ
スより高圧の、上流の高圧圧縮機吐出し部から供給する
のが好ましく、その空気は、ディスクポスト温度より熱
いが、ブレードプラットホーム温度およびブレード間キ
ャビティ内の漏洩ガスの温度より冷たい。高熱の燃焼ガ
スが侵入する、レッグ42、44より上かつブレードプ
ラットホーム部分18より下の空間は、チャンネル46
からレッグ42、44で隔離されており、したがってレ
ッグ42、44はチャンネル空気を絶縁し、プラットホ
ーム部分18から放射される熱を遮断する。前部端板3
6の開口32は拡散開口48に開口し、拡散開口48は
開口32に入ってくる空気の速度を減速し、これにより
チャンネル空気とディスクポスト上面との間の熱伝達係
数を比較的低い値に維持する。連結部材38のレッグ4
2、44を適切に加工して、それぞれの先端50、52
と隣接するディスクポスト24との間のクリアランスが
比較的小さく、先端50、52のまわりでの空気漏洩度
を制御された値とする。
されているが、ブレードプラットホーム部分18のまわ
りで高熱燃焼ガスのある程度の漏れが起こるので、燃焼
ガスがキャビティに入り、ロータディスクポスト24の
対流加熱に寄与する。さらに、隣接するハードウェア要
素からの熱伝導やブレードプラットホーム部分18から
キャビティ26への輻射もディスクポストへの有意な熱
入力に寄与する。この発明は、ディスクポストとブレー
ドプラットホームとの間に熱遮断シールドおよび低速空
気絶縁層を設けることにより、タービンディスクポスト
への熱伝達を減らし、ディスクポスト温度を下げる。キ
ャビティシール本体アセンブリ28の前部端板36の前
面34に開口(アパーチャ)32を形成する。開口32
は、拡散部分に開口し、そして空気がキャビティ26に
入る際に、制御された量の空気を与え、減速を行って、
タービンディスクポスト24の頂部に低速空気の絶縁層
を確立するような寸法になっている。空気は、エンジン
燃焼段の上流の高圧圧縮機吐出し部から抽出され、通常
第1段タービンブレードに入る燃焼ガスより高圧である
。この圧縮機吐出し空気の温度は通常、第1段タービン
ディスクの温度より高い。図2の軸線方向断面図、図3
の斜視図および図4の断面図に示すように、シール本体
アセンブリ28は、互いに反対側の端板36および40
間に連結部材38を備える。連結部材38は好適な実施
例では、三方ビーム、すなわち3つの軸線方向に延在す
るセグメントをビームの中心を大体軸線方向に通る直線
に沿って接合したビームである。2つの半径方向内側の
セグメントが1対の対向レッグ42、44を形成し、こ
れらのレッグが下方へディスクポスト24の両側まで延
びて、ディスクポストの頂部に沿ってチャンネル46を
形成する。前部端板36の開口32に入る空気(矢印3
0で示す)が、ディスクポスト24の頂部に沿ってチャ
ンネル46に流れる。矢印30で示す空気を、ブレード
エアーホイル部分16に衝突する作動流体または燃焼ガ
スより高圧の、上流の高圧圧縮機吐出し部から供給する
のが好ましく、その空気は、ディスクポスト温度より熱
いが、ブレードプラットホーム温度およびブレード間キ
ャビティ内の漏洩ガスの温度より冷たい。高熱の燃焼ガ
スが侵入する、レッグ42、44より上かつブレードプ
ラットホーム部分18より下の空間は、チャンネル46
からレッグ42、44で隔離されており、したがってレ
ッグ42、44はチャンネル空気を絶縁し、プラットホ
ーム部分18から放射される熱を遮断する。前部端板3
6の開口32は拡散開口48に開口し、拡散開口48は
開口32に入ってくる空気の速度を減速し、これにより
チャンネル空気とディスクポスト上面との間の熱伝達係
数を比較的低い値に維持する。連結部材38のレッグ4
2、44を適切に加工して、それぞれの先端50、52
と隣接するディスクポスト24との間のクリアランスが
比較的小さく、先端50、52のまわりでの空気漏洩度
を制御された値とする。
【0012】チャンネル46への空気の流れにより、シ
ール体前部端板36およびシール体アセンブリ28の隣
接リテイナ(図示せず)の温度が有意に低下する。ディ
スクポスト24の頂部を通過する空気は、レッグ(脚部
)42、44の上の高温のプラットホーム下部キャビテ
ィ54からの保護をなし、ディスクポスト24への熱伝
達を減らす、絶縁バリヤとして作用する。チャンネル4
6内の空気の一部は、矢印47で示すように、レッグ4
2、44の先端50、52のまわりを通って、レッグ4
2、44の上、プラットホーム部分18の下のキャビテ
ィ54に流れ、そのキャビティ54の温度を下げるのに
役立つ。残りの空気はチャンネル46の端部まで流れ、
後部端板40のそばに出る。チャンネル46内の減速空
気からプラットホーム下部キャビティ54への空気の流
れにより、プラットホーム下部キャビティ54内の圧力
が、キャビティ54への燃焼ガスの取り込みに対する保
護を増大するような態様で、増加する。
ール体前部端板36およびシール体アセンブリ28の隣
接リテイナ(図示せず)の温度が有意に低下する。ディ
スクポスト24の頂部を通過する空気は、レッグ(脚部
)42、44の上の高温のプラットホーム下部キャビテ
ィ54からの保護をなし、ディスクポスト24への熱伝
達を減らす、絶縁バリヤとして作用する。チャンネル4
6内の空気の一部は、矢印47で示すように、レッグ4
2、44の先端50、52のまわりを通って、レッグ4
2、44の上、プラットホーム部分18の下のキャビテ
ィ54に流れ、そのキャビティ54の温度を下げるのに
役立つ。残りの空気はチャンネル46の端部まで流れ、
後部端板40のそばに出る。チャンネル46内の減速空
気からプラットホーム下部キャビティ54への空気の流
れにより、プラットホーム下部キャビティ54内の圧力
が、キャビティ54への燃焼ガスの取り込みに対する保
護を増大するような態様で、増加する。
【0013】シール本体アセンブリ28それぞれは、軸
線方向に向かい合う端板36および40を軸線方向に延
在する連結部材38で相互連結した構成である。連結部
材38から懸垂した1対のレッグ部分42、44が、タ
ービンディスクポスト24の上に軸線方向に延在するチ
ャンネル46を形成する。シール本体アセンブリ28に
は1つ以上のダブテール56を設けるか、適当な形状の
リテイナ手段を設けることができ、これらを、タービン
ロータディスク12の半径方向外側の区域で円周方向に
隣接するブレード14のシャンク部分19両方から突出
する1つ以上の軸線方向コルゲーション58により協動
的に形成されたロック用スロットに係合させる。ロック
用スロットは上記ダブテールまたはリテイナ手段と係合
し、シール本体アセンブリをその隣接ブレードシャンク
にロックする寸法である。連結部材38それぞれにダン
パ手段(図示せず)を設けてもよい。この場合、ダンパ
手段を連結部材に移動自在に取付け、その形状および位
置を適切にすれば、シール本体アセンブリ28を図1お
よび図2に示す通りに装着したとき、遠心力による持ち
上げが原因で、ダンパ手段が半径方向外方へ移動し、隣
接するブレードプラットホーム部分18の下側に接触す
る。ダンパ手段の使用に関する詳しい説明は、前記米国
特許第3,751,183号を参照されたい。
線方向に向かい合う端板36および40を軸線方向に延
在する連結部材38で相互連結した構成である。連結部
材38から懸垂した1対のレッグ部分42、44が、タ
ービンディスクポスト24の上に軸線方向に延在するチ
ャンネル46を形成する。シール本体アセンブリ28に
は1つ以上のダブテール56を設けるか、適当な形状の
リテイナ手段を設けることができ、これらを、タービン
ロータディスク12の半径方向外側の区域で円周方向に
隣接するブレード14のシャンク部分19両方から突出
する1つ以上の軸線方向コルゲーション58により協動
的に形成されたロック用スロットに係合させる。ロック
用スロットは上記ダブテールまたはリテイナ手段と係合
し、シール本体アセンブリをその隣接ブレードシャンク
にロックする寸法である。連結部材38それぞれにダン
パ手段(図示せず)を設けてもよい。この場合、ダンパ
手段を連結部材に移動自在に取付け、その形状および位
置を適切にすれば、シール本体アセンブリ28を図1お
よび図2に示す通りに装着したとき、遠心力による持ち
上げが原因で、ダンパ手段が半径方向外方へ移動し、隣
接するブレードプラットホーム部分18の下側に接触す
る。ダンパ手段の使用に関する詳しい説明は、前記米国
特許第3,751,183号を参照されたい。
【0014】端板36、40、連結部材38および保持
部材またはダブテール56を一体の鋳造部材として形成
するのが好都合であり、あるいは別個に形成し、溶接ま
たは他の手段で連結してシール本体アセンブリ28を形
成してもよい。上述したようにこの発明では、連結部材
38の対向するレッグ42、44により形成されたチャ
ンネル46に冷却空気の制御された流れを与えるために
、開口(アパーチャ)32および拡散開口(ホール)4
8を機械加工する必要がある。開口32は第1段タービ
ンディスクでは直径約0.075インチとすればよく、
拡散開口48は開口32の直径の約3倍とすればよい。 チャンネル46への空気流れは、コアエンジンに流れる
全質量流れの約0.2%である。
部材またはダブテール56を一体の鋳造部材として形成
するのが好都合であり、あるいは別個に形成し、溶接ま
たは他の手段で連結してシール本体アセンブリ28を形
成してもよい。上述したようにこの発明では、連結部材
38の対向するレッグ42、44により形成されたチャ
ンネル46に冷却空気の制御された流れを与えるために
、開口(アパーチャ)32および拡散開口(ホール)4
8を機械加工する必要がある。開口32は第1段タービ
ンディスクでは直径約0.075インチとすればよく、
拡散開口48は開口32の直径の約3倍とすればよい。 チャンネル46への空気流れは、コアエンジンに流れる
全質量流れの約0.2%である。
【0015】以上、ガスタービンエンジンにおけるディ
スクポスト24の熱的影響およびクリープを軽減するた
めのシール本体アセンブリ28を説明した。広義には、
この発明は、ディスクポスト24の上に形成されたチャ
ンネル46中に絶縁空気の制御された流れを送り込む方
法および装置を提供し、絶縁空気を拡散させてその速度
を効果的に減速し、絶縁空気の熱伝達係数を比較的低い
レベルに保ち、ディスクポスト24の頂面に伝達される
熱を最小限にする。さらに、この発明は、高熱のプラッ
トホーム下側のガスをディスクポストの頂部から分離し
、プラットホームからディスクポストへの放射熱を遮断
する方法および装置を包含する。この方法および装置に
より、ディスクポスト温度を所望の限度内に維持するの
に必要な空気の容量が著しく少なくなる。この発明によ
り、内部ディスクポスト温度が、機械的ブレード荷重に
反力を生じる区域で約44°F下がることを確かめた。 チャンネル46内の空気温度は1300°F程度であり
、すなわち従来のシステムにおける漏洩ガスの温度より
200°F以上低い。流れるガスの熱伝達係数は滞留ガ
スのそれより大きいが、温度差が大きいので、ディスク
ポストに伝達される実際の熱は少なくなる。拡散なしで
は空気速度が速くなり、その結果、熱伝達係数が大きく
なり、ディスクポストへの熱入力も多くなる。
スクポスト24の熱的影響およびクリープを軽減するた
めのシール本体アセンブリ28を説明した。広義には、
この発明は、ディスクポスト24の上に形成されたチャ
ンネル46中に絶縁空気の制御された流れを送り込む方
法および装置を提供し、絶縁空気を拡散させてその速度
を効果的に減速し、絶縁空気の熱伝達係数を比較的低い
レベルに保ち、ディスクポスト24の頂面に伝達される
熱を最小限にする。さらに、この発明は、高熱のプラッ
トホーム下側のガスをディスクポストの頂部から分離し
、プラットホームからディスクポストへの放射熱を遮断
する方法および装置を包含する。この方法および装置に
より、ディスクポスト温度を所望の限度内に維持するの
に必要な空気の容量が著しく少なくなる。この発明によ
り、内部ディスクポスト温度が、機械的ブレード荷重に
反力を生じる区域で約44°F下がることを確かめた。 チャンネル46内の空気温度は1300°F程度であり
、すなわち従来のシステムにおける漏洩ガスの温度より
200°F以上低い。流れるガスの熱伝達係数は滞留ガ
スのそれより大きいが、温度差が大きいので、ディスク
ポストに伝達される実際の熱は少なくなる。拡散なしで
は空気速度が速くなり、その結果、熱伝達係数が大きく
なり、ディスクポストへの熱入力も多くなる。
【0016】以上、この発明を現在のところ好適な実施
例と考えられるものについて説明したが、当業者には他
の変形や変更が明らかであろう。したがって、この発明
は、開示した特定の実施例に限定されず、特許請求の範
囲内でのみ解釈されるべきである。
例と考えられるものについて説明したが、当業者には他
の変形や変更が明らかであろう。したがって、この発明
は、開示した特定の実施例に限定されず、特許請求の範
囲内でのみ解釈されるべきである。
【図1】この発明によるシール本体アセンブリを組み込
んだターボ機関ロータアセンブリを一部断面にて示す立
面図である。
んだターボ機関ロータアセンブリを一部断面にて示す立
面図である。
【図2】図1のタービンロータの軸線に平行に見たシー
ル本体アセンブリの部分的断面図である。
ル本体アセンブリの部分的断面図である。
【図3】この発明によるシール本体アセンブリの斜視図
である。
である。
【図4】前部端板をはずして図2の4−4線方向に見た
断面図である。
断面図である。
10 ロータアセンブリ
12 ロータディスク
14 ブレード
18 プラットホーム部分
19 シャンク部分
20 ルート部分
24 ディスクポスト
26 キャビティ
28 シール本体アセンブリ
32 開口
36、40 端板
38 連結部材
42、44 レッグ
46 チャンネル
48 拡散開口
50、52 レッグの先端
54 プラットホーム下キャビティ
Claims (4)
- 【請求項1】ガスタービンエンジンにおいて、ディスク
ポストがタービンロータディスクの隣接スロットにより
形成され、各スロットがタービンロータブレードのルー
ト部を受け入れるようになっており、各ブレードはルー
ト部から半径方向外方へ延在するシャンクと、シャンク
上のプラットホームとを有する構成で、ディスクポスト
を熱から保護装置において、ディスクポストの頂部、デ
ィスクポストの両側面のロータブレードのシャンク、お
よびシャンクの上側のプラットホームにより形成された
、ディスクポストの上の開口の前端を略おおう寸法の第
1端板と、大体上記開口の後端内に配置された第2端板
と、第1端板と第2端板との間に延在して、これらの端
板を所定の配向および間隔に維持する連結部材であって
、そこから延在してディスクポストの頂部にチャンネル
を形成する第1および第2レッグを含む連結部材と、第
1端板に形成され、上記チャンネルに形成した開口とを
備え、この開口から空気の制御された流れをチャンネル
に導入してディスクポストの頂部に空気の絶縁層を形成
するガスタービンエンジンのディスクポストの熱的保護
装置。 - 【請求項2】さらに、第1端板に形成され、連結部材の
少なくとも一部に延在するディフューザを含み、第1端
板の開口がディフューザへの入口を形成し、ディフュー
ザはディスクポストの頂部に沿った空気の速度を減速し
て、空気とディスクポストとの間に比較的低い熱伝達係
数を確立する請求項1に記載の装置。 - 【請求項3】ガスタービンエンジンにおいて、ディスク
ポストがタービンディスクの各1対のタービンブレード
の各1対の隣接するブレードルート部間に形成され、ブ
レードルート部はタービンディスクから半径方向外方へ
延在し、それぞれブレードプラットホームで終端して、
ディスクポストの上にキャビティを形成し、シール手段
がこのキャビティを大体おおって、ディスクポストの上
に燃焼ガスが流れるのを防止し、シール手段がディスク
ポストの半径方向外面上にチャンネルを形成する手段を
含み、絶縁空気の流れをディスクポストの上に形成され
たチャンネルに送り、絶縁空気の流れを拡散させてその
速度を減速し、絶縁空気の熱伝達係数を比較的低いレベ
ルに維持する工程を含むディスクポストの熱的影響およ
びクリープを軽減する方法。 - 【請求項4】上記シール手段が開口を含み、絶縁空気の
流れをチャンネルに送る工程が空気を開口を通してチャ
ンネルに流す工程を含む請求項3に記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/639,842 US5201849A (en) | 1990-12-10 | 1990-12-10 | Turbine rotor seal body |
US639,842 | 1990-12-10 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH04301101A true JPH04301101A (ja) | 1992-10-23 |
JPH073161B2 JPH073161B2 (ja) | 1995-01-18 |
Family
ID=24565781
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP3349458A Expired - Lifetime JPH073161B2 (ja) | 1990-12-10 | 1991-12-09 | ガスタービンエンジンのディスクポストの熱的保護装置及び方法 |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5201849A (ja) |
EP (1) | EP0490522A1 (ja) |
JP (1) | JPH073161B2 (ja) |
CA (1) | CA2048805A1 (ja) |
Families Citing this family (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5339619A (en) * | 1992-08-31 | 1994-08-23 | United Technologies Corporation | Active cooling of turbine rotor assembly |
US5388962A (en) * | 1993-10-15 | 1995-02-14 | General Electric Company | Turbine rotor disk post cooling system |
US5630703A (en) * | 1995-12-15 | 1997-05-20 | General Electric Company | Rotor disk post cooling system |
DE19705441A1 (de) * | 1997-02-13 | 1998-08-20 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Turbinen-Laufradscheibe |
US6042336A (en) * | 1998-11-25 | 2000-03-28 | United Technologies Corporation | Offset center of gravity radial damper |
US6273683B1 (en) | 1999-02-05 | 2001-08-14 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade platform seal |
JP2002201913A (ja) * | 2001-01-09 | 2002-07-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンの分割壁およびシュラウド |
US7097429B2 (en) * | 2004-07-13 | 2006-08-29 | General Electric Company | Skirted turbine blade |
US7121802B2 (en) * | 2004-07-13 | 2006-10-17 | General Electric Company | Selectively thinned turbine blade |
US20080044284A1 (en) * | 2006-08-16 | 2008-02-21 | United Technologies Corporation | Segmented fluid seal assembly |
US7762780B2 (en) * | 2007-01-25 | 2010-07-27 | Siemens Energy, Inc. | Blade assembly in a combustion turbo-machine providing reduced concentration of mechanical stress and a seal between adjacent assemblies |
US8137072B2 (en) * | 2008-10-31 | 2012-03-20 | Solar Turbines Inc. | Turbine blade including a seal pocket |
US8393869B2 (en) * | 2008-12-19 | 2013-03-12 | Solar Turbines Inc. | Turbine blade assembly including a damper |
EP2236759A1 (de) * | 2009-03-27 | 2010-10-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Laufschaufelsystem |
US8226365B2 (en) * | 2009-04-22 | 2012-07-24 | General Electric Company | Systems, methods, and apparatus for thermally isolating a turbine rotor wheel |
US9650901B2 (en) | 2012-05-31 | 2017-05-16 | Solar Turbines Incorporated | Turbine damper |
US9279332B2 (en) | 2012-05-31 | 2016-03-08 | Solar Turbines Incorporated | Turbine damper |
US9347325B2 (en) * | 2012-10-31 | 2016-05-24 | Solar Turbines Incorporated | Damper for a turbine rotor assembly |
US9303519B2 (en) * | 2012-10-31 | 2016-04-05 | Solar Turbines Incorporated | Damper for a turbine rotor assembly |
JP5358031B1 (ja) * | 2013-03-22 | 2013-12-04 | 三菱重工業株式会社 | タービンロータ、タービン、及びシール板の取外方法 |
US10301958B2 (en) | 2013-09-17 | 2019-05-28 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with seal having protrusions |
US9920627B2 (en) | 2014-05-22 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Rotor heat shield |
FR3031136B1 (fr) * | 2014-12-26 | 2019-11-01 | Safran Aircraft Engines | Rotor de turbomachine a surfaces d'appui optimisees |
US10533445B2 (en) * | 2016-08-23 | 2020-01-14 | United Technologies Corporation | Rim seal for gas turbine engine |
DE102018200832A1 (de) * | 2018-01-19 | 2019-07-25 | MTU Aero Engines AG | Rotor, insbesondere Blisk einer Gasturbine, mit aufgelöstem Rim und Verfahren zum Herstellen desselben |
Family Cites Families (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3112915A (en) * | 1961-12-22 | 1963-12-03 | Gen Electric | Rotor assembly air baffle |
US3266770A (en) * | 1961-12-22 | 1966-08-16 | Gen Electric | Turbomachine rotor assembly |
US3318573A (en) * | 1964-08-19 | 1967-05-09 | Director Of Nat Aerospace Lab | Apparatus for maintaining rotor disc of gas turbine engine at a low temperature |
CH494896A (de) * | 1968-08-09 | 1970-08-15 | Sulzer Ag | Halterung von Laufschaufeln im Rotor einer Turbomaschine |
US3709631A (en) * | 1971-03-18 | 1973-01-09 | Caterpillar Tractor Co | Turbine blade seal arrangement |
GB1350471A (en) * | 1971-05-06 | 1974-04-18 | Secr Defence | Gas turbine engine |
BE791375A (fr) * | 1971-12-02 | 1973-03-01 | Gen Electric | Deflecteur et amortisseur pour ailettes de turbomachines |
US3834831A (en) * | 1973-01-23 | 1974-09-10 | Westinghouse Electric Corp | Blade shank cooling arrangement |
IT1025260B (it) * | 1973-11-16 | 1978-08-10 | Mtu Muenchen Gmbh | Turbina a raffreddamento interno della corona e con posizioni prescritte di rottura |
US3887298A (en) * | 1974-05-30 | 1975-06-03 | United Aircraft Corp | Apparatus for sealing turbine blade damper cavities |
US4101245A (en) * | 1976-12-27 | 1978-07-18 | United Technologies Corporation | Interblade damper and seal for turbomachinery rotor |
GB2043796B (en) * | 1979-03-10 | 1983-04-20 | Rolls Royce | Bladed rotor for gas turbine engine |
US4344740A (en) * | 1979-09-28 | 1982-08-17 | United Technologies Corporation | Rotor assembly |
US4280795A (en) * | 1979-12-26 | 1981-07-28 | United Technologies Corporation | Interblade seal for axial flow rotary machines |
FR2503247B1 (fr) * | 1981-04-07 | 1985-06-14 | Snecma | Perfectionnements aux etages de turbine a gaz de turboreacteurs munis de moyens de refroidissement par air du disque de la roue de la turbine |
US4422827A (en) * | 1982-02-18 | 1983-12-27 | United Technologies Corporation | Blade root seal |
US4523890A (en) * | 1983-10-19 | 1985-06-18 | General Motors Corporation | End seal for turbine blade base |
US4505642A (en) * | 1983-10-24 | 1985-03-19 | United Technologies Corporation | Rotor blade interplatform seal |
US4536129A (en) * | 1984-06-15 | 1985-08-20 | United Technologies Corporation | Turbine blade with disk rim shield |
US4659285A (en) * | 1984-07-23 | 1987-04-21 | United Technologies Corporation | Turbine cover-seal assembly |
US4743166A (en) * | 1984-12-20 | 1988-05-10 | General Electric Company | Blade root seal |
US4743164A (en) * | 1986-12-29 | 1988-05-10 | United Technologies Corporation | Interblade seal for turbomachine rotor |
GB8705216D0 (en) * | 1987-03-06 | 1987-04-08 | Rolls Royce Plc | Rotor assembly |
US4872810A (en) * | 1988-12-14 | 1989-10-10 | United Technologies Corporation | Turbine rotor retention system |
-
1990
- 1990-12-10 US US07/639,842 patent/US5201849A/en not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-08-08 CA CA002048805A patent/CA2048805A1/en not_active Abandoned
- 1991-11-27 EP EP91310922A patent/EP0490522A1/en not_active Withdrawn
- 1991-12-09 JP JP3349458A patent/JPH073161B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0490522A1 (en) | 1992-06-17 |
CA2048805A1 (en) | 1992-06-11 |
US5201849A (en) | 1993-04-13 |
JPH073161B2 (ja) | 1995-01-18 |
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---|---|---|---|
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