JPH05133245A - タービン動翼の衝突邪魔板 - Google Patents

タービン動翼の衝突邪魔板

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JPH05133245A
JPH05133245A JP4095722A JP9572292A JPH05133245A JP H05133245 A JPH05133245 A JP H05133245A JP 4095722 A JP4095722 A JP 4095722A JP 9572292 A JP9572292 A JP 9572292A JP H05133245 A JPH05133245 A JP H05133245A
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JP
Japan
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blade
collision
turbine
baffle
airfoil
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JP4095722A
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English (en)
Inventor
Robert J Corsmeier
ロバート・ジエームス・コースメイア
Harvey M Maclin
ハーベイ・マイケル・マツクリン
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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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

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  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【目的】大きな引張荷重と圧縮荷重を事実上除去し、大
きな振動応力を生じないガスタービンエンジンのタービ
ン動翼衝突冷却用邪魔板を提供する。 【構成】タービン動翼は３つの主要部分、すなわち、動
翼前部１２と動翼後部１２Ａと管形衝突邪魔板１４とで
構成される。衝突邪魔板１４は、冷却空気２１が噴出す
る衝突孔２０を有する部分的に翼形の多孔衝突部１６と
実質的に平らな邪魔板支持板１８とから成る。衝突邪魔
板１４は動翼両部１２，１２Ａ間に配置され、両部は支
持板１８に形成した横方向フランジを介して互に接合さ
れる。接合部は、動翼の底部からタブテールと翼台３３
を経て翼端３５まで延在する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンエンジンに
関し、特に、エンジン運転中衝突邪魔板（衝突冷却用邪
魔板）の引張荷重および（または）圧縮荷重を事実上除
去するように衝突邪魔板をタービン動翼内に装着するこ
とに関する。
【０００２】
【従来の技術】タービン動翼とタービン静翼のようなガ
スタービンエンジン構成部は極めて高い運転温度にさら
される。効率の高い冷却を行わなければ、これらの構成
部は過熱により故障するおそれがある。このような構成
部を冷却する公知の最善方法の一つは衝突冷却であり、
この冷却方法では多数の冷却空気噴流が多孔邪魔板を通
って冷却すべき表面に衝突する。衝突冷却は非常に高い
熱伝達率をもつので、事実上全ての公知タービンノズル
静翼と幾種かの高圧タービン動翼が現在衝突冷却により
冷却される。
【０００３】衝突冷却は一般に信頼しうる冷却方法であ
るとわかっているが、ガスタービンエンジン動翼の内部
に衝突邪魔板を装着することに関連して特別な問題が存
在した。特に、エンジン運転中に衝突邪魔板にかかる高
い引張荷重により、時々、衝突邪魔板とタービン動翼と
の間の継手が損傷する。このような損傷は通例衝突邪魔
板の根部に生じ、この根部は通常、タービン動翼の翼台
の直下または半径方向内方の位置でタービン動翼にろう
付け継手により固定されている。タービン動翼とその内
部に装着した衝突邪魔板が回転すると、大きな遠心力が
生じてタービン動翼と衝突邪魔板とそのろう付け継手と
を重大な引張状態にする。
【０００４】大きな引張荷重の問題に加えて、従来の衝
突邪魔板と関連する他の問題は、エンジン運転中に邪魔
板にかかる大きな振動力と関係する。このような振動力
は、邪魔板と、内部に邪魔板を固定したタービン動翼翼
形部との振動数の差によって生ずる。振動ダンパを衝突
邪魔板と翼壁との間に配置しても、大きな引張荷重と大
きな振動応力が共に発生する場合、衝突冷却をタービン
動翼、特に、ろう付けにより内部に衝突邪魔板を設けた
高圧タービン動翼に適用することは従来不可能であっ
た。
【０００５】また、製造上の問題が、従来のタービン動
翼と衝突邪魔板との組立体の製造中に発生する。衝突邪
魔板をタービン動翼の翼形部の内壁から所定距離だけ離
して配置して有効な衝突冷却を達成するために、離間ボ
スが邪魔板の外面に設けられる。これらのボスはまたタ
ービン動翼内の邪魔板の振動を減らすにも役立つ。離間
ボスとタービン動翼翼形部の内面との良好な係合は困難
でありかつ念入りな機械加工を必要とする。
【０００６】加えて、幾種かの現用高負荷タービン動翼
は、翼端近くのピッチ部上方の位置で動翼の回転方向に
向かってまたは回転方向から離れる向きに傾斜した翼形
部前縁を有する。従来の衝突邪魔板をこのような動翼内
に翼端または翼根から設置しうることはあり得ない。衝
突邪魔板をタービン動翼の翼形部先端の内側面に着座さ
せることによりエンジン運転中邪魔板を圧縮状態に置く
ことが従来考えられている。残念ながら、この方策は実
行できないとわかった。なぜなら、翼形部は遠心荷重を
受けた邪魔板の重量を支えうるほど強くないからであ
る。さらに、この装着方式では邪魔板をその根部でろう
付けできないので、冷却空気の一部分が邪魔板根部内に
流入する代わりにその周りに漏れてしまう。
【０００７】従って、翼端に過大な荷重をかけることな
く衝突邪魔板の大きな引張荷重を事実上除去するような
信頼しうる衝突冷却式タービン動翼が必要である。ま
た、別々の振動ダンパを用いる必要なしにあらゆる振動
荷重に耐えうる衝突邪魔板が必要である。さらに、位置
づけ用離間ボスを用いなくてすむ衝突邪魔板が必要であ
る。さらに、傾斜するかまたは曲がった翼形部を有する
先進高負荷タービン動翼内に装着しやすい衝突邪魔板が
必要である。
【０００８】
【発明の目的】本発明は上述の必要を満たすために開発
されたものであり、従って、その目的は、衝突邪魔板の
引張荷重と圧縮荷重を事実上除去するガスタービンエン
ジン動翼用衝突邪魔板設計を提供することである。本発
明の他の目的は、大きな振動応力を生じない衝突邪魔板
を提供することである。
【０００９】本発明の他の目的は、離間ボスと振動ダン
パを必要としない衝突邪魔板を提供することである。本
発明の他の目的は、動翼の回転方向から離れる向きに傾
斜するか曲がった前縁を有する高負荷タービン動翼内に
装着しやすい衝突邪魔板を提供することである。
【００１０】
【発明の概要】簡単に述べると、本発明によれば、衝突
邪魔板がタービン動翼の前部とタービン動翼の中央部ま
たは後部との間に挟まれ接合される。この衝突邪魔板は
タービン動翼の全幅と全高にわたって延在し、そして運
転中その全長に沿ってせん断荷重を受け、引張荷重と圧
縮荷重を受けない。衝突邪魔板とタービン動翼間の接合
部の大きな表面積と充分な範囲の故に、衝突邪魔板は振
動ダンパを加える必要のないほど充分に支持される。
【００１１】さらに、衝突邪魔板はせん断力だけを受け
るので、使用中に損傷するおそれは、引張荷重と圧縮荷
重を受けた従来の邪魔板より少ない。せん断力は邪魔板
の全長に沿い、動翼ダブテールから翼端までにわたる邪
魔板接合部の近辺に分布する。邪魔板はタービン動翼内
に配置されるが、動翼外部の一部分を形成しそして実際
に動翼構造体の一部として働くので、動翼と邪魔板自体
の支持に役立つ。
【００１２】衝突邪魔板は、組立て中、タービン動翼の
２つの部分間に挟まれるので、衝突邪魔板を翼根または
翼端から挿入する必要はない。この組立て方式によれ
ば、動翼の回転方向から離れる向きに傾斜した前縁を有
する高負荷タービン動翼に衝突邪魔板を使用できる。本
発明を適用すれば、視線挿入間隙はもはや組立て上の問
題とはならない。
【００１３】本発明の前述の目的と特徴と利点は、添付
図面と関連する以下の詳述からさらに明らかとなろう。
【００１４】
【実施例の記載】添付図面の全図において同符号は同部
分を表す。本発明の改良点の理解を高めるために、先行
技術により形成した衝突冷却されるタービン動翼の代表
例の以下の概説を参考にされたい。このようなタービン
動翼は図１と図２に示してあり、タービン動翼１１に設
けた衝突邪魔板１３の根本１５がろう付け線１７に沿っ
てタービン動翼１１にろう付けされている。
【００１５】衝突邪魔板１３は離間ボス１９とともにタ
ービン動翼１１内に配置されている。冷却空気２１がタ
ービン動翼の根部に入りそして半径方向に衝突邪魔板１
３を通流し、その際横方向または周方向に衝突孔２３を
通ってタービン動翼１１の内壁２５を周知のように冷却
する。運転中、衝突邪魔板全体が遠心力による引張荷重
を受ける。離間ボス１９の振動減衰効果があっても、衝
突邪魔板１３は依然として振動により誘起される比較的
大きな応力を受ける。
【００１６】図１と図２のタービン動翼設計と関連する
引張り、振動および他の前述の欠点は本発明により克服
され、その一例を図３〜図７に示す。これらの図に見ら
れるように、タービン動翼１１は３つの主要部分、すな
わち、動翼前部１２と動翼後部１２Ａと管形衝突邪魔板
部１４とで構成されている。衝突邪魔板１４の部分的に
翼形の多孔衝突部１６が、実質的に平らな邪魔板支持板
１８と一体に結合されている。
【００１７】衝突邪魔板１４は鋳物とするのが最適であ
るが、それを加工してもよい。もし邪魔板支持板１８の
鋳造表面が平坦度について許容できないものであれば、
そのような表面に機械加工を施すのは容易である。衝突
孔２０を邪魔板１４に形成した後、邪魔板をただちに組
立てうる。タービン動翼前部１２とタービン動翼後部１
２Ａは２つの個別部分として鋳造されても、あるいは一
体の動翼として鋳造され次いで図７に示すように切除部
２２の所で切り離されてもよい。切除部２２の幅は邪魔
板支持板１８の厚さに等しくすべきである。こうする
と、切削パスは１回だけでよい。
【００１８】動翼を２つの部分に切断した後、あるいは
動翼が既に二分されていればそのまま、冷却空気用のス
ロット２４と孔２６を動翼翼形部に機械加工により形成
できる。動翼は開いておりそして翼形部の内壁は露出し
ているので、スロット２４は様々な断面と形状をもつよ
うに形成可能であり、そして冷却孔周囲の鋭いコーナを
グリットブラストまたはビードブラストにより除去でき
る。加えて、後に衝突邪魔板１４により分離される２つ
の前方空洞の翼形部壁厚をただちに検査できる。
【００１９】衝突邪魔板１４は動翼両部１２、１２Ａ間
に設置され、両部は支持板１８に形成した横方向フラン
ジ２７を介して互いに接合される。従来の接合技術、例
えば、拡散接合、溶接またはろう付けを用いて突出フラ
ンジ２７とタービン動翼両部１２、１２Ａとの間に所望
接合部を形成できる。接合部は動翼の底部からダブテー
ル２９と翼台３３を経て翼端３５まで延在しうる。
【００２０】邪魔板支持板１８の外周面は動翼の輪郭よ
り少し大きいか広くすべきである。そうすると、接合後
その外周面を仕上げ削りして動翼の翼形部、翼台および
シャンクの外面と滑らかに合うようにしうる。次いで、
ダブテール２９を３部分全てに同時に機械加工により形
成できる。衝突面積を増すために、図８と図９に示すよ
うに後ろ空洞２８を衝突邪魔板に一体的に加えることが
できる。。冷却空気２１は前空洞３０を通って上方に流
れるとともに翼形部前縁に衝突し、次いで開口３２を通
って後方に流れた後、空洞２８を下方に流れるとともに
翼形部の中央スパン部に衝突する。この構造に対する代
替構造は、開口３２を閉ざしそして空洞２８の底部で３
４の箇所に開口を加えることである。この場合、両空洞
内で上方の流れが発生する。
【００２１】図３と図８に見られるように、冷却空気２
１はタービン動翼の底部からただちに衝突邪魔板に入る
のではなく、緩やかな前方曲り部３１を通流した後、邪
魔板の翼形多孔部に入る。さらにこれらの図に見られる
ように、図３の邪魔板支持板１８と、図８の後ろ空洞２
８の後面は、後ろ側冷却空気通路の一部分を形成する。
【００２２】以上、本発明の実施例を詳述したが、これ
らに対し本発明の範囲内で多様な改変が可能であること
はもちろんである。
【図面の簡単な説明】
【図１】先行技術により衝突邪魔板を組み込んだガスタ
ービンエンジン動翼の断面図である。
【図２】図１の線Ａ−Ａに沿う断面図である。
【図３】本発明により形成したタービン動翼の断面平面
図である。
【図４】図３の線Ｂ−Ｂに沿って前方に見た衝突邪魔板
の背面図である。
【図５】図３の線Ｃ−Ｃに沿って下方または半径方向内
方に見た断面図で、翼台と翼根の断面とを示す。
【図６】図３の線Ｄ−Ｄに沿う断面図で、動翼の翼形部
ピッチ部分の断面を示す。
【図７】図６と同様の断面図であるが、半径方向に分割
または切断される前の翼形部を示す。
【図８】図３と同様の図であるが、本発明の代替実施例
を示す。
【図９】図８の線Ｅ−Ｅに沿う断面図である。
【符号の説明】
１１ タービン動翼 １２ 動翼前部 １２Ａ 動翼後部 １４ 衝突邪魔板 １６ 翼形多孔衝突部 １８ 邪魔板支持板 ２７ フランジ ２８ 後ろ空洞 ２９ ダブテール ３０ 前空洞 ３３ 翼台 ３５ 翼端
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ハーベイ・マイケル・マツクリン アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ イ、ステイープルチエイス・ドライブ、 9266番

Claims (12)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 動翼前部と、 動翼後部と、 前記動翼前部と前記動翼後部との間に一体的に接合され
    そして両部を分離する管形衝突邪魔板とからなる衝突冷
    却されるタービン動翼。
  2. 【請求項２】 前記衝突邪魔板は翼形多孔衝突部と、こ
    の衝突部と一体に結合した邪魔板支持板とからなる、請
    求項１記載のタービン動翼。
  3. 【請求項３】 前記邪魔板支持板は前記衝突部から横方
    向に突出した１対のフランジを含む、請求項２記載のタ
    ービン動翼。
  4. 【請求項４】 翼端部とダブテール部を含み、そして前
    記衝突邪魔板が前記ダブテール部から前記翼端部まで延
    在する請求項１記載のタービン動翼。
  5. 【請求項５】 ガスタービンエンジン動翼で用いる衝突
    邪魔板であって、翼形多孔前部と、この前部の後部と一
    体に結合した支持板とを有する管形本体を含み、前記支
    持板は、前記管形本体の両側から横方向に突出して衝突
    邪魔板を前記タービンエンジン動翼に結合する結合手段
    を含むようにした衝突邪魔板。
  6. 【請求項６】 前記管形本体は前空洞と、後ろ空洞とを
    有し、そして前記支持板は前後両空洞間に配置されてい
    る、請求項５記載の衝突邪魔板。
  7. 【請求項７】 前記衝突邪魔板の一端に形成したダブテ
    ール部をさらに含む請求項５記載の衝突邪魔板。
  8. 【請求項８】 衝突冷却されるタービン動翼であって、
    ダブテール部と、翼台部と、翼形部と、タービン動翼内
    に配置されそして前記ダブテール部と前記翼台部と前記
    翼形部の各々に沿って接合された衝突邪魔板とからなる
    タービン動翼。
  9. 【請求項９】 前記衝突邪魔板は翼形多孔部と、この翼
    形多孔部と一体に結合した支持板とからなる、請求項８
    記載のタービン動翼。
  10. 【請求項１０】 前記支持板は前記衝突邪魔板を前記タ
    ービン動翼内に装着するための結合手段を含む、請求項
    ９記載のタービン動翼。
  11. 【請求項１１】 前記結合手段は、前記翼形多孔部の両
    側から突出した１対のフランジからなる、請求項１０記
    載のタービン動翼。
  12. 【請求項１２】 前記フランジを前記タービン動翼の前
    記翼形部に拡散接合した請求項１１記載のタービン動
    翼。
JP4095722A 1991-08-29 1992-04-16 タービン動翼の衝突邪魔板 Pending JPH05133245A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US752141 1991-08-29
US07/752,141 US5203873A (en) 1991-08-29 1991-08-29 Turbine blade impingement baffle

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPH05133245A true JPH05133245A (ja) 1993-05-28

Family

ID=25025067

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP4095722A Pending JPH05133245A (ja) 1991-08-29 1992-04-16 タービン動翼の衝突邪魔板

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US (1) US5203873A (ja)
EP (1) EP0534586A1 (ja)
JP (1) JPH05133245A (ja)
CA (1) CA2072386A1 (ja)

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