JPH07332004A - ガスタービン動翼プラットフォームの冷却機構 - Google Patents
ガスタービン動翼プラットフォームの冷却機構Info
- Publication number
- JPH07332004A JPH07332004A JP12343294A JP12343294A JPH07332004A JP H07332004 A JPH07332004 A JP H07332004A JP 12343294 A JP12343294 A JP 12343294A JP 12343294 A JP12343294 A JP 12343294A JP H07332004 A JPH07332004 A JP H07332004A
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- Japan
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- gas turbine
- cooling mechanism
- air flow
- moving blade
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】プラットフォーム表面を効果的に冷却すると共
に、プラットフォームの上面と下面との温度差による熱
応力も緩和できる信頼性の高いガスタービン動翼プラッ
トフォーム冷却機構を提供する。 【構成】 ガスタービン動翼のプラットフォームの冷却
機構において、プラットフォーム１に半径方向に向けて
貫通する複数のシール空気流路孔２を設けると共に、同
空気流路孔２の各々の上面（プラットフォーム上面）に
シェイプトフィルム吹出口３を設けたことを特徴とす
る。
に、プラットフォームの上面と下面との温度差による熱
応力も緩和できる信頼性の高いガスタービン動翼プラッ
トフォーム冷却機構を提供する。 【構成】 ガスタービン動翼のプラットフォームの冷却
機構において、プラットフォーム１に半径方向に向けて
貫通する複数のシール空気流路孔２を設けると共に、同
空気流路孔２の各々の上面（プラットフォーム上面）に
シェイプトフィルム吹出口３を設けたことを特徴とす
る。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービン動翼におけ
るプラットフォームの熱応力緩和構造を有する冷却機構
に関するものである。
るプラットフォームの熱応力緩和構造を有する冷却機構
に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図４に代表的な従来のガスタービン中空
動翼の斜視断面図を示す。図において翼根１１の底部か
ら流入した冷却空気は、矢印の方向に流れて動翼を冷却
する。即ち、前縁側１２Ａから流入した冷却空気は、フ
ィン１３を有する曲がりくねった流路を流れて翼を冷却
し、チップシンニング１４が設けられた翼頂部の穴Ａか
ら流出して主ガス流れに合流する。また後縁側１２Ｂか
ら流入した冷却空気は、フィン１３が設けられた冷却通
路を矢印方向に流れ、ピンフィン１５によって翼後縁を
冷却した後、穴又はスリットＢから翼外へ流出して主ガ
ス流れに合流する。このような高度な冷却構造をもつ動
翼が円周方向に互いにプラットフォーム１６を隣接させ
てディスク１７に植え込まれている。
動翼の斜視断面図を示す。図において翼根１１の底部か
ら流入した冷却空気は、矢印の方向に流れて動翼を冷却
する。即ち、前縁側１２Ａから流入した冷却空気は、フ
ィン１３を有する曲がりくねった流路を流れて翼を冷却
し、チップシンニング１４が設けられた翼頂部の穴Ａか
ら流出して主ガス流れに合流する。また後縁側１２Ｂか
ら流入した冷却空気は、フィン１３が設けられた冷却通
路を矢印方向に流れ、ピンフィン１５によって翼後縁を
冷却した後、穴又はスリットＢから翼外へ流出して主ガ
ス流れに合流する。このような高度な冷却構造をもつ動
翼が円周方向に互いにプラットフォーム１６を隣接させ
てディスク１７に植え込まれている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ところがこのような中
空動翼は、翼根や翼に内部冷却を行う高度な冷却構造を
有するものであるが、冷却部位から突出した形状となっ
ている動翼プラットフォームについては殆ど無冷却であ
り、充分な冷却構造となっていない。このため高温ガス
タービン動翼プラットフォームの冷却が必要となるが、
これを効果的に冷却する際に発生する熱応力を緩和する
必要が生ずる。因にプラットフォームのガス流路側とプ
ラットフォーム下側のローター側では、１０００℃以上
のガスとシール空気との温度差が生じている。本発明は
前記従来の問題点を解消するためになされたもので、プ
ラットフォーム表面を効果的に冷却すると共に、プラッ
トフォームの上面と下面との温度差による熱応力も緩和
できる信頼性の高いガスタービン動翼プラットフォーム
冷却機構を提供しようとするものである。
空動翼は、翼根や翼に内部冷却を行う高度な冷却構造を
有するものであるが、冷却部位から突出した形状となっ
ている動翼プラットフォームについては殆ど無冷却であ
り、充分な冷却構造となっていない。このため高温ガス
タービン動翼プラットフォームの冷却が必要となるが、
これを効果的に冷却する際に発生する熱応力を緩和する
必要が生ずる。因にプラットフォームのガス流路側とプ
ラットフォーム下側のローター側では、１０００℃以上
のガスとシール空気との温度差が生じている。本発明は
前記従来の問題点を解消するためになされたもので、プ
ラットフォーム表面を効果的に冷却すると共に、プラッ
トフォームの上面と下面との温度差による熱応力も緩和
できる信頼性の高いガスタービン動翼プラットフォーム
冷却機構を提供しようとするものである。
【０００４】
【課題を解決するための手段】このため本発明は、ガス
タービン動翼のプラットフォームの冷却機構において、
プラットフォームの半径方向に向けて貫通する複数のシ
ール空気流路孔を設けると共に、同空気流路孔の各々の
上面（プラットフォーム上面）にシェイプトフィルム吹
出口を設けたことを特徴とするもので、これを課題解決
のための手段とするものである。また本発明は、前記ガ
スタービン動翼のプラットフォームの冷却機構におい
て、シール空気流路孔からプラットフォームの円周方向
端面に至るスリットを設けたことを特徴とするもので、
これを課題解決のための手段とするものである。
タービン動翼のプラットフォームの冷却機構において、
プラットフォームの半径方向に向けて貫通する複数のシ
ール空気流路孔を設けると共に、同空気流路孔の各々の
上面（プラットフォーム上面）にシェイプトフィルム吹
出口を設けたことを特徴とするもので、これを課題解決
のための手段とするものである。また本発明は、前記ガ
スタービン動翼のプラットフォームの冷却機構におい
て、シール空気流路孔からプラットフォームの円周方向
端面に至るスリットを設けたことを特徴とするもので、
これを課題解決のための手段とするものである。
【０００５】
【作用】本発明ではプラットフォームの半径方向に向け
て貫通するシール空気流路孔を設けると共に、同空気流
路孔の上面にシェイプトフィルム吹出口を設けたことに
よって、プラットフォーム下面を流れるシール空気は半
径方向のシール空気孔を通ってプラットフォーム上面に
流出するが、流出の際同空気孔の上面（プラットフォー
ム上面）に設けられたシェイプトフィルム吹出口によっ
て、プラットフォームの上面を拡がりながら這うように
流れて、プラットフォーム上表面を冷却する。またシー
ル空気流路孔からプラットフォームの円周方向端面に至
るスリットを設けたことにより、プラットフォームの上
下の温度差によって生じた熱応力はスリットの伸縮によ
って緩和され、プラットフォームは緊張から解放され
る。
て貫通するシール空気流路孔を設けると共に、同空気流
路孔の上面にシェイプトフィルム吹出口を設けたことに
よって、プラットフォーム下面を流れるシール空気は半
径方向のシール空気孔を通ってプラットフォーム上面に
流出するが、流出の際同空気孔の上面（プラットフォー
ム上面）に設けられたシェイプトフィルム吹出口によっ
て、プラットフォームの上面を拡がりながら這うように
流れて、プラットフォーム上表面を冷却する。またシー
ル空気流路孔からプラットフォームの円周方向端面に至
るスリットを設けたことにより、プラットフォームの上
下の温度差によって生じた熱応力はスリットの伸縮によ
って緩和され、プラットフォームは緊張から解放され
る。
【０００６】
【実施例】以下本発明を図面の実施例について説明する
と、図１〜図３は本発明の実施例を示し、図１は動翼プ
ラットフォーム部の斜視図である。図において１はプラ
ットフォームで、半径方向に向けて貫通する複数のシー
ル空気流路孔２が穿設されている。シール空気流路孔２
の各々の上面、即ちプラットフォーム１の上面には、シ
ェイプトフィルム吹出口３が設けられている。またシー
ル空気流路孔２からプラットフォーム１の円周方向端面
には、スリット４がプラットフォーム１の全厚さに対し
て切り込まれている。これによってプラットフォーム１
の下面Ａ部を流れるシール空気は、シール空気流路孔２
を矢印の半径方向に流れてプラットフォーム１の上面に
流出し、シェイプトフィルム吹出口３によってプラット
フォーム１の上面を拡がりながら這うように、太矢印の
方向に流れてプラットフォーム１の上面を冷却する。シ
ェイプトフィルム吹出口３の向きは、図１のように軸方
向でも良いし、また円周方向（圧力の高い腹側から圧力
の低い背側）へ向かうように形成しても良いし、これら
の中間でも良い。またスリット４は、プラットフォーム
１の上下面の温度差及び上下面の温度差の他に、プロフ
ァイル部とシュラウド端部との温度差（プロファイル部
は冷却されており、シュラウド円周端は冷却されていな
い）によって生じた熱応力は、スリット４の伸縮によっ
て緩和され、プラットフォーム１は緊張から解放され
る。図２はプラットフォームのスリット部の平面図を示
しており、図３はその側面図を示している。
と、図１〜図３は本発明の実施例を示し、図１は動翼プ
ラットフォーム部の斜視図である。図において１はプラ
ットフォームで、半径方向に向けて貫通する複数のシー
ル空気流路孔２が穿設されている。シール空気流路孔２
の各々の上面、即ちプラットフォーム１の上面には、シ
ェイプトフィルム吹出口３が設けられている。またシー
ル空気流路孔２からプラットフォーム１の円周方向端面
には、スリット４がプラットフォーム１の全厚さに対し
て切り込まれている。これによってプラットフォーム１
の下面Ａ部を流れるシール空気は、シール空気流路孔２
を矢印の半径方向に流れてプラットフォーム１の上面に
流出し、シェイプトフィルム吹出口３によってプラット
フォーム１の上面を拡がりながら這うように、太矢印の
方向に流れてプラットフォーム１の上面を冷却する。シ
ェイプトフィルム吹出口３の向きは、図１のように軸方
向でも良いし、また円周方向（圧力の高い腹側から圧力
の低い背側）へ向かうように形成しても良いし、これら
の中間でも良い。またスリット４は、プラットフォーム
１の上下面の温度差及び上下面の温度差の他に、プロフ
ァイル部とシュラウド端部との温度差（プロファイル部
は冷却されており、シュラウド円周端は冷却されていな
い）によって生じた熱応力は、スリット４の伸縮によっ
て緩和され、プラットフォーム１は緊張から解放され
る。図２はプラットフォームのスリット部の平面図を示
しており、図３はその側面図を示している。
【０００７】
【発明の効果】以上詳細に説明した如く本発明によれ
ば、プラットフォームは半径方向のシール空気流路孔か
らシェイプトフィルム吹出口を通ってシール空気が吹き
出されて、プラットフォームの上表面を這うように拡が
って流れ、プラットフォームの上表面を無駄なく効果的
に冷却する。またシール空気流路孔からプラットフォー
ム円周方向端面に入れたスリットが、プラットフォーム
上面と下面との温度差による熱応力を緩和し、プラット
フォームを緊張から解放する。従って動翼の信頼性が一
層向上すると共に、高温化に向けての対応の道が開かれ
る効果は大きい。
ば、プラットフォームは半径方向のシール空気流路孔か
らシェイプトフィルム吹出口を通ってシール空気が吹き
出されて、プラットフォームの上表面を這うように拡が
って流れ、プラットフォームの上表面を無駄なく効果的
に冷却する。またシール空気流路孔からプラットフォー
ム円周方向端面に入れたスリットが、プラットフォーム
上面と下面との温度差による熱応力を緩和し、プラット
フォームを緊張から解放する。従って動翼の信頼性が一
層向上すると共に、高温化に向けての対応の道が開かれ
る効果は大きい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施例に係る冷却機構におけるプラッ
トフォーム部の斜視図である。
トフォーム部の斜視図である。
【図２】同プラットフォームスリット部の平面図であ
る。
る。
【図３】同プラットフォームスリット部の正面図であ
る。
る。
【図４】従来の代表的なガスタービン中空動翼を示す斜
視図である。
視図である。
１ プラットフォーム ２ シール空気流路孔 ３ シェイプトフィルム吹出口 ４ スリット
Claims (2)
- 【請求項１】 ガスタービン動翼のプラットフォームの
冷却機構において、プラットフォームに半径方向に向け
て貫通する複数のシール空気流路孔を設けると共に、同
空気流路孔の各々の上面（プラットフォーム上面）にシ
ェイプトフィルム吹出口を設けたことを特徴とするガス
タービン動翼プラットフォーム冷却機構。 - 【請求項２】 シール空気流路孔からプラットフォーム
の円周方向端面に至るスリットを設けたことを特徴とす
る請求項１記載のガスタービン動翼プラットフォーム冷
却機構。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6123432A JP3040660B2 (ja) | 1994-06-06 | 1994-06-06 | ガスタービン動翼プラットフォームの冷却機構 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6123432A JP3040660B2 (ja) | 1994-06-06 | 1994-06-06 | ガスタービン動翼プラットフォームの冷却機構 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07332004A true JPH07332004A (ja) | 1995-12-19 |
| JP3040660B2 JP3040660B2 (ja) | 2000-05-15 |
Family
ID=14860432
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6123432A Expired - Fee Related JP3040660B2 (ja) | 1994-06-06 | 1994-06-06 | ガスタービン動翼プラットフォームの冷却機構 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3040660B2 (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6071075A (en) * | 1997-02-25 | 2000-06-06 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooling structure to cool platform for drive blades of gas turbine |
| DE19810066C2 (de) * | 1997-03-10 | 2001-03-01 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gasturbinenlaufschaufel |
| WO2005049970A1 (ja) * | 2003-11-21 | 2005-06-02 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | ガスタービンエンジンのタービン冷却翼 |
| EP1630351A1 (fr) * | 2004-08-23 | 2006-03-01 | Snecma | Aube de compresseur ou de turbine à gaz |
| JP2006070899A (ja) * | 2004-09-02 | 2006-03-16 | General Electric Co <Ge> | 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 |
| DE102004037331A1 (de) * | 2004-07-28 | 2006-03-23 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenrotor |
| JP2012077745A (ja) * | 2010-09-30 | 2012-04-19 | General Electric Co <Ge> | タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置及び方法 |
| US8550783B2 (en) | 2011-04-01 | 2013-10-08 | Alstom Technology Ltd. | Turbine blade platform undercut |
| JP2017532493A (ja) * | 2014-09-16 | 2017-11-02 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | タービンブレード及びタービン |
-
1994
- 1994-06-06 JP JP6123432A patent/JP3040660B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6071075A (en) * | 1997-02-25 | 2000-06-06 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooling structure to cool platform for drive blades of gas turbine |
| DE19807563B4 (de) * | 1997-02-25 | 2007-07-19 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Kühlkonstruktion zum Kühlen der Plattform einer Turbinenschaufel |
| DE19810066C2 (de) * | 1997-03-10 | 2001-03-01 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gasturbinenlaufschaufel |
| US7300251B2 (en) | 2003-11-21 | 2007-11-27 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine cooling vane of gas turbine engine |
| WO2005049970A1 (ja) * | 2003-11-21 | 2005-06-02 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | ガスタービンエンジンのタービン冷却翼 |
| US7874803B2 (en) | 2004-07-28 | 2011-01-25 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gas turbine rotor |
| DE102004037331A1 (de) * | 2004-07-28 | 2006-03-23 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenrotor |
| EP1630351A1 (fr) * | 2004-08-23 | 2006-03-01 | Snecma | Aube de compresseur ou de turbine à gaz |
| JP2006070899A (ja) * | 2004-09-02 | 2006-03-16 | General Electric Co <Ge> | 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 |
| JP2012077745A (ja) * | 2010-09-30 | 2012-04-19 | General Electric Co <Ge> | タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置及び方法 |
| US8550783B2 (en) | 2011-04-01 | 2013-10-08 | Alstom Technology Ltd. | Turbine blade platform undercut |
| JP2017532493A (ja) * | 2014-09-16 | 2017-11-02 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | タービンブレード及びタービン |
| US10287892B2 (en) | 2014-09-16 | 2019-05-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade and turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3040660B2 (ja) | 2000-05-15 |
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| JPH07332004A (ja) | ガスタービン動翼プラットフォームの冷却機構 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20000201 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |