JPH06330702A - Turbine disc - Google Patents
Turbine discInfo
- Publication number
- JPH06330702A JPH06330702A JP12415793A JP12415793A JPH06330702A JP H06330702 A JPH06330702 A JP H06330702A JP 12415793 A JP12415793 A JP 12415793A JP 12415793 A JP12415793 A JP 12415793A JP H06330702 A JPH06330702 A JP H06330702A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine
- circumferential direction
- transmit parts
- rotation center
- secondary air
- 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.)
- Pending
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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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明はタービンディスクに関す
るものである。FIELD OF THE INVENTION The present invention relates to turbine disks.
【０００２】[0002]
【従来の技術】図５は従来のガスタービンエンジンの部
分断面図であり、１はタービン部分、２はタービンディ
スクを示している。2. Description of the Related Art FIG. 5 is a partial cross-sectional view of a conventional gas turbine engine, wherein 1 is a turbine portion and 2 is a turbine disk.
【０００３】タービンディスク２は、外周に周方向へ略
等間隔に設けられた複数のタービン動翼３を有し、且つ
軸芯を貫通しているテンションシャフト４によりバラン
スピストン５を介して圧縮機のインペラ６と一体に締結
されている。The turbine disk 2 has a plurality of turbine rotor blades 3 provided on the outer periphery at substantially equal intervals in the circumferential direction, and a tension shaft 4 penetrating the axial center of the turbine disk 2 passes a balance piston 5 through a compressor. It is fastened integrally with the impeller 6.
【０００４】そして、タービンディスク２とバランスピ
ストン５及び圧縮機のインペラ６とは、それらの長手方
向端部に設けられているカービックカップリング７によ
り互いに接続されており、バランスピストン５はその内
周とテンションシャフト４の外周とに設けられたスプラ
イン部８を介して前記テンションシャフト４に連結され
ている。The turbine disk 2, the balance piston 5 and the impeller 6 of the compressor are connected to each other by a curvic coupling 7 provided at the longitudinal ends thereof, and the balance piston 5 therein. It is connected to the tension shaft 4 via a spline portion 8 provided on the circumference and the outer circumference of the tension shaft 4.
【０００５】図示していない燃焼器で発生させた燃焼ガ
ス（矢印ａ）をノズル９を介してタービン部分１へ導い
てタービン動翼３を駆動回転させることにより発生させ
たトルクは、前記タービン動翼３を有するタービンディ
スク２にバランスピストン５を介して連結されているテ
ンションシャフト４に伝達され、該テンションシャフト
４の先端部に接続されている出力軸（図示していない）
に動力が発生する。The torque generated by guiding the combustion gas (arrow a) generated in a combustor (not shown) to the turbine portion 1 through the nozzle 9 to drive and rotate the turbine rotor blade 3 is the turbine motion. An output shaft (not shown) that is transmitted to a tension shaft 4 connected to a turbine disk 2 having blades 3 through a balance piston 5 and is connected to a tip end portion of the tension shaft 4.
Power is generated in.
【０００６】このとき、圧縮機のインペラ６の外周部か
ら該インペラ６とバランスピストン５とを接続している
カービックカップリング７の間隙を通ってテンションシ
ャフト４のまわりに侵入した二次空気（矢印ｂ）がター
ビンディスク２の回転中心部２ａを冷却する。At this time, the secondary air that has entered around the tension shaft 4 from the outer peripheral portion of the impeller 6 of the compressor through the gap of the curbic coupling 7 connecting the impeller 6 and the balance piston 5 ( The arrow b) cools the center of rotation 2a of the turbine disk 2.
【０００７】[0007]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、前記の
タービン部分１では、回転中心部２ａの周辺を流通する
二次空気（矢印ｂ）によりタービンディスク２を冷却す
るように形成されてはいるが、燃焼ガス（矢印ａ）の高
熱に曝されるタービン動翼３と一体のタービンディスク
２の高温化は避けられず、近年のガスタービンエンジン
の高性能化、高出力化に伴う燃焼ガス（矢印ａ）の高温
化に対応することができないという問題がある。However, although the turbine portion 1 is formed so as to cool the turbine disk 2 by the secondary air (arrow b) flowing around the rotation center portion 2a, Increasing the temperature of the turbine disk 3 integrated with the turbine rotor blade 3 exposed to the high heat of the combustion gas (arrow a) is inevitable, and the combustion gas (arrow a There is a problem that it is not possible to cope with the high temperature of (1).
【０００８】本発明は、前述の実情に鑑み、二次空気の
流通路を設けることにより効果的な冷却をなし得るター
ビンディスクを提供することを目的としてなしたもので
ある。The present invention has been made in view of the above circumstances, and an object of the present invention is to provide a turbine disk capable of effective cooling by providing a flow passage for secondary air.
【０００９】[0009]
【課題を解決するための手段】本発明は、出力軸に連結
される回転中心部と、該回転中心部の外周に周方向へ略
等間隔に設けられて放射状に延びるトルク伝達部と、該
トルク伝達部の先端を周方向に連結し且つ外周に周方向
へ略等間隔に配設されたタービン動翼を有する環状の動
翼支持部とからなる構成としている。According to the present invention, there is provided a rotation center portion which is connected to an output shaft, a torque transmission portion which is provided on the outer periphery of the rotation center portion and which extends radially at substantially equal intervals in the circumferential direction. The torque transmitting portion has a configuration in which the tip end of the torque transmitting portion is connected in the circumferential direction and an annular moving blade supporting portion having turbine moving blades arranged on the outer circumference at substantially equal intervals in the circumferential direction.
【００１０】[0010]
【作用】従って、本発明では、回転中心部から放射状に
延びるトルク伝達部の間を二次空気が通過するようにな
り、該二次空気がタービンディスクを冷却する。Therefore, according to the present invention, the secondary air passes between the torque transmitting portions radially extending from the center of rotation, and the secondary air cools the turbine disk.
【００１１】[0011]
【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照しつつ説
明する。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings.
【００１２】図１から図４は本発明のタービンディスク
の概略を示すもので、図中、図５と同じものには同じ符
号を付してある。1 to 4 schematically show a turbine disk according to the present invention. In the drawings, the same parts as those in FIG. 5 are designated by the same reference numerals.
【００１３】本実施例のタービンディスク１０は、テン
ションシャフト４に外嵌し得る大きめの透孔１１を有す
る環状で、且つ長手方向両端部にカービックカップリン
グ７を備え、前記カービックカップリング７によりバラ
ンスピストン５、テンションシャフト４などを介して図
示していない出力軸に連結され得る回転中心部１２と、
該回転中心部１２の外周に周方向へ略等間隔に設けられ
て放射状に延びる複数のアーム１３を有するトルク伝達
部１４と、該トルク伝達部１４の先端を周方向に連結
し、且つ外周に周方向へ略等間隔に配設されたタービン
動翼１５を有する環状の動翼支持部１６とにより形成さ
れている。The turbine disk 10 of this embodiment has an annular shape having a large through hole 11 which can be fitted onto the tension shaft 4, and is provided with carbic couplings 7 at both ends in the longitudinal direction. A center of rotation 12 that can be connected to an output shaft (not shown) via a balance piston 5, a tension shaft 4, etc.
A torque transmission portion 14 having a plurality of arms 13 radially extending at the outer circumference of the rotation center portion 12 at substantially equal intervals in the circumferential direction and a tip end of the torque transmission portion 14 are circumferentially connected to each other, and It is formed by an annular moving blade support portion 16 having turbine moving blades 15 arranged at substantially equal intervals in the circumferential direction.
【００１４】そして、前記トルク伝達部１４のアーム１
３の周方向の側面を、図３に示すようにタービン動翼１
５の回転方向へ傾けて（図３に示す角度αをつける）形
成し、タービンディスク１０の回転に伴って、タービン
ディスク１０付近の二次空気に前方から後方への流れを
起こさせるようにしている。The arm 1 of the torque transmission unit 14
3, the side surface in the circumferential direction of the turbine rotor blade 1 as shown in FIG.
5 is formed by inclining in the rotation direction of 5 (angle α shown in FIG. 3) so that the secondary air in the vicinity of the turbine disk 10 is caused to flow from the front side to the rear side as the turbine disk 10 rotates. There is.
【００１５】図５に示す従来のタービンと同様にしてタ
ービン動翼１５が回転駆動されると、カービックカップ
リング７の間隙を通ってテンションシャフト４のまわり
に流入した二次空気（矢印ｂ）はタービンディスク１０
の回転中心部１２を冷却し、さらにタービンディスク１
０のトルク伝達部１４の前面に流入した二次空気（矢印
ｂ）がトルク伝達部１４のアーム１３の間を通過してタ
ービンディスク１０のトルク伝達部１４を冷却し、ター
ビンディスク１０全体の高温化を防止する。その際、ア
ーム１３の周方向側面に設けた斜面が二次空気（矢印
ｂ）の流通を促進する。When the turbine rotor blade 15 is rotationally driven in the same manner as in the conventional turbine shown in FIG. 5, the secondary air (arrow b) flowing around the tension shaft 4 through the gap of the curvic coupling 7. Is the turbine disk 10
Cooling the rotation center 12 of the
The secondary air (arrow b) flowing into the front surface of the torque transmission unit 14 of 0 passes between the arms 13 of the torque transmission unit 14 to cool the torque transmission unit 14 of the turbine disk 10, and the high temperature of the turbine disk 10 as a whole. Prevent aging. At that time, the slope provided on the circumferential side surface of the arm 13 promotes the circulation of the secondary air (arrow b).
【００１６】本実施例においては、タービンディスク１
０のトルク伝達部１４を放射状に延びるアーム１３によ
り形成し、該アーム１３の間を二次空気（矢印ｂ）が流
通し得るように形成し、さらに前記アーム１３の周方向
の側面をタービン動翼１５の回転方向へ傾けて形成した
ので、タービンディスク１０付近の二次空気（矢印ｂ）
の流れを促進することができ、能動的な自己冷却を図り
得る。In this embodiment, the turbine disk 1
The torque transmission portion 14 of 0 is formed by radially extending arms 13, the secondary air (arrow b) is allowed to flow between the arms 13, and the side surface of the arms 13 in the circumferential direction is driven by a turbine. The secondary air near the turbine disk 10 (arrow b) is formed by inclining to the rotation direction of the blades 15.
Flow can be promoted and active self-cooling can be achieved.
【００１７】なお、本発明は前述の実施例にのみ限定さ
れるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内に
おいて種々変更を加え得ることは勿論である。The present invention is not limited to the above-mentioned embodiments, and it goes without saying that various modifications can be made without departing from the gist of the present invention.
【００１８】[0018]
【発明の効果】本発明のタービンディスクによれば、タ
ービンディスク付近に流入した二次空気がタービンディ
スクのトルク伝達部の間を通過することができるので、
タービンディスクを効果的に冷却することが可能とな
り、その結果ガスタービンエンジンの高性能化に寄与で
きるという優れた効果を奏し得る。According to the turbine disk of the present invention, the secondary air flowing into the vicinity of the turbine disk can pass between the torque transmitting portions of the turbine disk.
It is possible to effectively cool the turbine disk, and as a result, it is possible to exert an excellent effect of contributing to high performance of the gas turbine engine.
【図１】本発明のタービンディスクの概略を表す正面図
である。FIG. 1 is a front view showing the outline of a turbine disk of the present invention.
【図２】図１のＩＩ−ＩＩ矢視図である。FIG. 2 is a view taken along the line II-II of FIG.
【図３】図１のＩＩＩ−ＩＩＩ矢視図である。FIG. 3 is a view on arrow III-III in FIG. 1.
【図４】図１のタービンディスクを適用したガスタービ
ンエンジンの部分断面図である。4 is a partial cross-sectional view of a gas turbine engine to which the turbine disk of FIG. 1 is applied.
【図５】従来のガスタービンエンジンの一例の部分断面
図である。FIG. 5 is a partial cross-sectional view of an example of a conventional gas turbine engine.
１０ タービンディスク １２ 回転中心部 １４ トルク伝達部 １５ タービン動翼 １６ 動翼支持部 10 Turbine Disk 12 Rotation Center Part 14 Torque Transmission Part 15 Turbine Moving Blade 16 Moving Blade Supporting Part
Claims (1)
転中心部の外周に周方向へ略等間隔に設けられて放射状
に延びるトルク伝達部と、該トルク伝達部の先端を周方
向に連結し且つ外周に周方向へ略等間隔に配設されたタ
ービン動翼を有する環状の動翼支持部とからなることを
特徴とするタービンディスク。1. A rotation center portion connected to an output shaft, a torque transmission portion extending radially around the outer circumference of the rotation center portion at substantially equal intervals in the circumferential direction, and a tip end of the torque transmission portion in the circumferential direction. And a ring-shaped rotor blade support portion having turbine rotor blades arranged on the outer periphery at substantially equal intervals in the circumferential direction.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12415793A JPH06330702A (en) | 1993-05-26 | 1993-05-26 | Turbine disc |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12415793A JPH06330702A (en) | 1993-05-26 | 1993-05-26 | Turbine disc |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06330702A true JPH06330702A (en) | 1994-11-29 |
Family
ID=14878356
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12415793A Pending JPH06330702A (en) | 1993-05-26 | 1993-05-26 | Turbine disc |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06330702A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1997049901A1 (en) * | 1996-06-21 | 1997-12-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine shaft and process for cooling it |
-
1993
- 1993-05-26 JP JP12415793A patent/JPH06330702A/en active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1997049901A1 (en) * | 1996-06-21 | 1997-12-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine shaft and process for cooling it |
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