JPH0740642Y2 - Cooling air supply structure for gas turbine blades - Google Patents
Cooling air supply structure for gas turbine bladesInfo
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- JPH0740642Y2 JPH0740642Y2 JP1986056815U JP5681586U JPH0740642Y2 JP H0740642 Y2 JPH0740642 Y2 JP H0740642Y2 JP 1986056815 U JP1986056815 U JP 1986056815U JP 5681586 U JP5681586 U JP 5681586U JP H0740642 Y2 JPH0740642 Y2 JP H0740642Y2
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Description
【考案の詳細な説明】 産業上の利用分野 本考案は、ガスタービン動翼への冷却空気供給構造に関
する。The present invention relates to a cooling air supply structure for a gas turbine rotor blade.
従来の技術 第10図は、冷却空気によって動翼内部が強制冷却される
ガスタービン動翼の一例を示す。2. Description of the Related Art FIG. 10 shows an example of a gas turbine blade in which the inside of the blade is forcibly cooled by cooling air.
このガスタービン動翼20は、超耐熱合金の精密鍛造又は
鋳造により作られ、動翼プロフィル部１、プラットフォ
ーム部２、伝熱減少部３およびクリスマスツリー形のデ
ィスク植込部４によって構成されている。そして、動翼
内部には冷却空気21を通過させる多数の小孔５が設けら
れ、翼根部から矢印方向に流入した冷却空気21はこれら
の小孔５を半径方向に流れて動翼を冷却した後、翼頂部
から流出して、ガスタービンのガス流れに合流する。The gas turbine rotor blade 20 is made by precision forging or casting of a super heat-resistant alloy, and is composed of a rotor blade profile portion 1, a platform portion 2, a heat transfer reducing portion 3, and a Christmas tree-shaped disc implanting portion 4. . A large number of small holes 5 for passing the cooling air 21 are provided inside the moving blade, and the cooling air 21 flowing in the direction of the arrow from the blade root portion flows in the small holes 5 in the radial direction to cool the moving blade. After that, it flows out from the blade top and joins the gas flow of the gas turbine.
なお、この冷却空気21には通常圧縮機の吐出空気であっ
て、フィルタとクーラとを通過した低温の清浄空気が使
われる。The cooling air 21 is usually the discharge air of the compressor, which is low-temperature clean air that has passed through the filter and the cooler.
次に、第９図は第10図に示したガスタービン動翼20の各
小孔５へ冷却空気21を供給する従来の構造を示す。Next, FIG. 9 shows a conventional structure for supplying the cooling air 21 to each small hole 5 of the gas turbine rotor blade 20 shown in FIG.
第９図において、タービンロータは、各段独立したター
ビンディスク６をカービックカップリング７でかみ合わ
せ、ボルト８によって締結した構成とされている。ま
た、各隣接するタービンディスク６間にはシール片9,10
が挿着され、漏洩が防止されている。In FIG. 9, the turbine rotor has a structure in which turbine disks 6 that are independent of each stage are engaged with a curvic coupling 7 and fastened with bolts 8. In addition, sealing pieces 9 and 10 are provided between the adjacent turbine disks 6.
Is attached to prevent leakage.
そして、このようなガスタービンにおいて、従来は、タ
ービンディスク６の一方側の室Ａに流入した冷却空気21
を、タービンディスク６に穿設した複数の軸方向穴Ｂを
通してタービンディスク６の他方側の室Ｃへ流し、この
他方側の室Ｃに流入した冷却空気21の一部を、それか
ら、同じくタービンディスク６に穿設した複数の冷却空
気穴Ｄを通して、ガスタービン動翼20の底部下に形成し
た冷却空気室Ｅに流し、この冷却空気室Ｅに流入した冷
却空気21を前述したガスタービン動翼20の各小孔５へ流
すようにして、動翼内部の強制冷却を行っている。In such a gas turbine, conventionally, the cooling air 21 flowing into the chamber A on one side of the turbine disk 6
Through a plurality of axial holes B formed in the turbine disk 6 to the chamber C on the other side of the turbine disk 6, and a part of the cooling air 21 flowing into the chamber C on the other side is then supplied to the turbine disk 6 as well. 6 through a plurality of cooling air holes D, flowing into a cooling air chamber E formed under the bottom of the gas turbine moving blade 20, and the cooling air 21 flowing into the cooling air chamber E is supplied to the gas turbine moving blade 20 described above. In this way, the inside of the moving blade is forcibly cooled by flowing into each of the small holes 5.
なお、冷却空気室Ｅはガスタービン動翼20の翼根部底面
とタービンディスク６の外周面との間にシール板（側面
仕切板）11,12によって環状に形成されている。The cooling air chamber E is formed in an annular shape by seal plates (side partition plates) 11 and 12 between the blade root bottom surface of the gas turbine rotor blade 20 and the outer peripheral surface of the turbine disk 6.
考案が解決しようとする課題 ところで、第９図に示した従来例にあっては、タービン
ディスク６の一方側の室Ａから軸方向穴Ｂを通してター
ビンディスク６の他方側の室Ｃに流れた冷却空気21の一
部を、ガスタービン動翼20の底部下に形成した冷却空気
室Ｅに供給する冷却空気穴Ｄが、タービンディスク６の
側壁部から外周面中央部に向ってタービンディスク６の
内部を斜めに延びるように穿設されているため、タービ
ンディスク６に作用する応力がこの冷却空気穴Ｄに集中
し、タービンディスク６が破損する恐れがあった。DISCLOSURE OF THE INVENTION Problems to be Solved by the Invention In the conventional example shown in FIG. 9, cooling that flows from the chamber A on one side of the turbine disk 6 to the chamber C on the other side of the turbine disk 6 through the axial hole B. A cooling air hole D for supplying a part of the air 21 to a cooling air chamber E formed below the bottom of the gas turbine rotor blade 20 is provided inside the turbine disk 6 from the side wall of the turbine disk 6 toward the center of the outer peripheral surface. Since the holes are formed so as to extend obliquely, the stress acting on the turbine disk 6 concentrates on the cooling air holes D, which may damage the turbine disk 6.
特に、最近は、ガスタービンの性能をあげるとともに、
タービン段数を減少することによって、高性能で低コス
トのガスタービンを目指しており、このためにガスター
ビン動翼の周速を従来以上にあげると、タービンディス
クに作用する応力の値も必然的に増大することになる。In particular, recently, while improving the performance of gas turbines,
By reducing the number of turbine stages, we are aiming for a high-performance, low-cost gas turbine.For this reason, if the peripheral speed of the gas turbine blade is increased above the conventional value, the stress value acting on the turbine disk will inevitably increase. Will increase.
しかし、上記した従来例では、前述した如く、タービン
ディスク６に作用する応力値の最も高い個所が応力集中
が生じる冷却空気穴Ｄの部分となることから、ガスター
ビン動翼20の周速をほとんどあげることができず、だか
らといってディスク材料を高い応力値に耐え得る高級材
料とするとコストが高くなる問題がある。However, in the above-described conventional example, as described above, since the portion having the highest stress value acting on the turbine disk 6 is the portion of the cooling air hole D where the stress concentration occurs, the peripheral speed of the gas turbine rotor blade 20 is almost the same. However, if the disk material is made of a high-grade material capable of withstanding a high stress value, the cost will increase.
本考案は、このような従来技術の課題を解決するために
なされたもので、タービンディスクに作用する応力がタ
ービンディスクに穿設される冷却空気穴に集中しないよ
うに改良して、低コストでガスタービンの性能をあげる
ことができるガスタービン動翼への冷却空気供給構造を
提供することを目的とする。The present invention has been made in order to solve the problems of the prior art as described above, and the stress acting on the turbine disk is improved so as not to concentrate on the cooling air holes drilled in the turbine disk, and at low cost. An object of the present invention is to provide a cooling air supply structure for a gas turbine rotor blade that can improve the performance of the gas turbine.
課題を解決するための手段 上記の課題を解決するために、本考案は、冷却空気を翼
根部から流入して翼頂部から流出する多数の小孔を動翼
内部に設けてなるガスタービン動翼へ冷却空気を供給す
る構造であって、タービンディスクにそれぞれ穿設さ
れ、冷却空気を該タービンディスクの一方側の室から他
方側の室へ流す複数の軸方向穴と、このタービンディス
クの他方側の室に流入した冷却空気の一部を前記ガスタ
ービン動翼の底部下に形成した冷却空気室に流す複数の
冷却空気穴とを備えるものにおいて、前記冷却空気穴を
タービンディスクの片側または両側の側壁に沿って前記
軸方向穴の近傍から前記冷却空気室の近傍まで穿設し、
更に前記冷却空気穴の出口と前記冷却空気室との間に環
状の冷却空気通路を限定する複数のシール板を円周方向
に隣接して配置し、これらシール板は前記タービンディ
スクからガスタービン動翼まで内向きに斜めに延びて、
遠心力によりその外周側端がガスタービン動翼にまたそ
の内周側端がタービンディスクにそれぞれ互いに逆向き
の方向で押し付けられて密着し、かつこれらシール板の
隣接する端同志は重なり合っているようにしたものであ
る。Means for Solving the Problems In order to solve the above problems, the present invention is directed to a gas turbine rotor blade having a large number of small holes for cooling air flowing in from the blade root portion and flowing out from the blade top portion. Cooling air to the turbine disk, and a plurality of axial holes for allowing the cooling air to flow from the chamber on one side of the turbine disk to the chamber on the other side, and the other side of the turbine disk. A plurality of cooling air holes that flow a part of the cooling air that has flowed into the chamber of the gas turbine moving blade to the cooling air chamber formed below the bottom of the gas turbine blade, and the cooling air holes are provided on one side or both sides of the turbine disk. Drilled along the side wall from the vicinity of the axial hole to the vicinity of the cooling air chamber,
Further, a plurality of sealing plates that define an annular cooling air passage are circumferentially adjacent to each other between the outlet of the cooling air hole and the cooling air chamber, and these sealing plates are arranged from the turbine disk to the gas turbine operation. Extending diagonally inward to the wings,
Due to centrifugal force, the outer peripheral side end is pressed against the gas turbine rotor blade and the inner peripheral side end is pressed against the turbine disk in mutually opposite directions so that they are in close contact with each other, and the adjacent ends of these seal plates overlap each other. It is the one.
作用 上記の手段によれば、冷却空気穴はタービンディスクの
高大応力部分（動翼が取付けられている部分）ではなく
て応力の低いディスク側壁に沿って穿設されているた
め、高速時ディスク破損の原因となる冷却空気穴部分で
の応力集中がなくなり、従来と同じディスク材料を使用
して、より高速のロータを設計することができる。Action According to the above means, the cooling air hole is not formed in the high-stress portion (the portion where the blades are attached) of the turbine disk but along the side wall of the disk with low stress. The stress concentration at the cooling air hole portion that causes the above is eliminated, and a higher speed rotor can be designed using the same disk material as the conventional one.
また、各シール板の外周及び内周側端がそれぞれガスタ
ービン動翼及びタービンディスクに遠心力によってしっ
かりと密着しているとともに、各シール板の隣接する端
同志が重なり合って、下側の端が遠心力により上向きに
変形するのを上側の端が押え付ける結果、互いにしっか
りと密着するので、冷却空気通路のシールを完全なもの
とし、冷却空気の漏洩を確実に防止することができる。The outer and inner edges of each seal plate are firmly adhered to the gas turbine rotor blade and turbine disk by centrifugal force, and the adjacent ends of each seal plate overlap each other, so that the lower end As a result of the upper end pressing down the upward deformation due to the centrifugal force, they firmly adhere to each other, so that the cooling air passage can be completely sealed and the leakage of cooling air can be reliably prevented.
実施例 以下、図面を参照して本考案の実施例について詳細に説
明する。Embodiment Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
第１図は本考案の第１実施例を示し、第９図に示したも
のと同一の部分には同一の符号を付して、重複する説明
は省略する。FIG. 1 shows a first embodiment of the present invention. The same parts as those shown in FIG. 9 are designated by the same reference numerals, and the duplicated description will be omitted.
第１図において、タービンディスク６の一方側の室Ａか
ら軸方向穴Ｂを通してタービンディスク６の他方側の室
Ｃへ流れる冷却空気21の一部を、ガスタービン動翼20の
底部下に形成した冷却空気室Ｅに供給する冷却空気穴Ｄ
は、第９図に示した従来例と異なり、タービンディスク
６の側壁に沿って軸方向穴Ｂの近傍から冷却空気室Ｅの
近傍まで半径方向に延びるように穿設されている。In FIG. 1, a part of the cooling air 21 flowing from the chamber A on one side of the turbine disk 6 to the chamber C on the other side of the turbine disk 6 through the axial hole B is formed below the bottom of the gas turbine rotor blade 20. Cooling air holes D to be supplied to the cooling air chamber E
Unlike the conventional example shown in FIG. 9, is formed so as to extend in the radial direction along the side wall of the turbine disk 6 from the vicinity of the axial hole B to the vicinity of the cooling air chamber E.
そして、この冷却空気穴Ｄの出口と冷却空気室Ｅとの間
に環状の冷却空気通路Ｆを形成するように、シール板12
の内周側端がピン14によってタービンディスク６の突起
部Ｊに取外し自在に固定されていると共に、シール板12
の外周側端がガスタービン動翼20のディスク植込部４に
密着している。The sealing plate 12 is formed so as to form an annular cooling air passage F between the outlet of the cooling air hole D and the cooling air chamber E.
The inner peripheral side end of the seal plate 12 is detachably fixed to the projection J of the turbine disk 6 by the pin 14, and the seal plate 12
The outer peripheral side end of the is closely attached to the disk implanting portion 4 of the gas turbine blade 20.
このように冷却空気穴Ｄは、タービンディスク６に作用
する応力の流れから外れて、すなわち、タービンディス
ク６の高応力部分（動翼20が取付けられている部分）で
はなくて応力の低いディスク側壁に沿って穿設されてい
るため、高速時ディスク破損の原因となる冷却空気穴部
分での応力集中がなくなり、従来と同じディスク材料を
使用して、より高速のロータを設計することができる。As described above, the cooling air hole D is deviated from the flow of the stress acting on the turbine disk 6, that is, not the high stress portion of the turbine disk 6 (the portion where the moving blades 20 are mounted) but the low stress side wall of the disk. Since the holes are drilled along with, the stress concentration at the cooling air hole portion that causes the disc damage at high speed is eliminated, and a higher speed rotor can be designed by using the same disk material as the conventional one.
なお、第１図では、冷却空気穴Ｄをタービンディスク６
の片側にのみ設けているが、必要に応じては反対側にも
設け、シール板11によってシール板12と同様に冷却空気
通路Ｆを形成するようにすることもできる。In addition, in FIG. 1, the cooling air hole D is indicated by the turbine disk 6
However, the cooling air passage F may be formed by the seal plate 11 in the same manner as the seal plate 12 by providing it on the opposite side, if necessary.
次に、第2a図、第2b図及び第2c図は第１図に示したシー
ル板12の詳細を示し、シール板12円周方向に交互に配置
される２種類のシール板12Aと12Bとから成っている。Next, FIGS. 2a, 2b and 2c show the details of the seal plate 12 shown in FIG. 1, and two kinds of seal plates 12A and 12B alternately arranged in the circumferential direction of the seal plate 12 are shown. Made of.
各シール板12（12A,12B）は、第2c図に詳細に示すよう
に、タービンディスク６からガスタービン動翼のディス
ク植込部４まで内向きに斜めに延びて、シール板12に作
用する遠心力ｆの分力f1,f2によってその外周側端がガ
スタービン動翼のディスク植込部４の角部Ｑの面にまた
その内周端側がタービンディスク６の突起部Ｊの側面に
それぞれ互いに逆向きの方向で押し付けられてしっかり
と密着する。As shown in detail in FIG. 2c, each sealing plate 12 (12A, 12B) extends inwardly obliquely from the turbine disk 6 to the disk implanting portion 4 of the gas turbine rotor blade, and acts on the sealing plate 12. Due to the component forces f 1 and f 2 of the centrifugal force f, the outer peripheral side end thereof is the surface of the corner Q of the disk implanting portion 4 of the gas turbine rotor blade, and the inner peripheral end side thereof is the side surface of the protrusion J of the turbine disk 6. They are pressed in the opposite directions and firmly adhere to each other.
すなわち、シール板12Aを例にして説明すれば、第2a図
に示すシール板12Aの内周側端の面Ｈが、シール板に作
用する遠心力ｆの分力f1によってタービンディスク６の
突起部Ｊの側面に密着する面である。また、第2a図に示
すシール板12Aの外周側端の断面形状Ｇの部分が第2c図
に示すガスタービン動翼20のディスク植込部４の角部Ｑ
の面に係合するが、遠心力ｆの分力f2によってシール板
の外周側端の面Ｐが該角部Ｑの面に押し付けられてしっ
かりと密着する。更に、第2a図及び第2b図に示すよう
に、各シール板12A,12Bの隣接する端L,K同志は重なり合
っており、これにより下側の端Ｋが遠心力により点線矢
印Ｒで示すように上向きに変形するのを上側の端Ｌが押
え付ける結果、互いにしっかりと密着する。また、各シ
ール板12A,12Bは、その内周側中央部分に円弧状に形成
した溝Ｍに挿入されるピン14（第１図参照）によって、
前述したタービンディスク６の突起部Ｊに取外し自在に
固定される。That is, if the seal plate 12A is taken as an example, the surface H at the inner peripheral side end of the seal plate 12A shown in FIG. 2a is projected by the component force f 1 of the centrifugal force f acting on the seal plate to the turbine disk 6. This is a surface that comes into close contact with the side surface of the portion J. Further, the portion of the cross-sectional shape G at the outer peripheral side end of the seal plate 12A shown in FIG. 2a is a corner portion Q of the disk implanting portion 4 of the gas turbine rotor blade 20 shown in FIG.
The surface P of the outer peripheral side end of the seal plate is pressed against the surface of the corner portion Q by the component force f 2 of the centrifugal force f and firmly adheres thereto. Further, as shown in FIGS. 2a and 2b, the adjacent ends L and K of the respective seal plates 12A and 12B overlap each other, so that the lower end K is indicated by a dotted arrow R due to centrifugal force. As a result of the upper end L pressing down the upward deformation, they firmly adhere to each other. In addition, each seal plate 12A, 12B, by the pin 14 (see FIG. 1) inserted into the groove M formed in the arc-shaped central portion on the inner peripheral side,
It is detachably fixed to the projection J of the turbine disk 6 described above.
なお、シール板12（12A,12B）の個数がガスタービン動
翼の枚数に対応し、かつシール板間のシール面を少なく
するため、複数の動翼に対して２枚のシール板を配置す
るようにするとよい。In addition, in order to reduce the number of sealing plates 12 (12A, 12B) corresponding to the number of gas turbine moving blades and reduce the sealing surface between the sealing plates, two sealing plates are arranged for a plurality of moving blades. It is good to do so.
次に、第３図及び第４図は本考案の第２実施例を示し、
第１図に示したものと同一の部分には同一の符号を付し
て、重複する説明は省略する。Next, FIGS. 3 and 4 show a second embodiment of the present invention.
The same parts as those shown in FIG. 1 are designated by the same reference numerals, and overlapping description will be omitted.
本実施例は、第１図に示した本考案の第１実施例におけ
る冷却空気穴Ｄの入口部に冷却空気流量調節金具31を取
外し自在に設けたものである。In this embodiment, the cooling air flow rate adjusting fitting 31 is detachably provided at the inlet of the cooling air hole D in the first embodiment of the present invention shown in FIG.
したがって、異なる内径の調節穴32を有する幾つかの種
類の冷却空気流量調節金具31を用意しておき、これらの
金具31を適当に代えて設けることにより、ガスタービン
動翼20の冷却効果を容易に変更することができ、動翼を
適正温度に保つことによって寿命の延長、信頼性の向上
が計られ、また過剰冷却による熱効率の低下を防ぐこと
ができる。Therefore, some types of cooling air flow rate adjusting fittings 31 having the adjusting holes 32 having different inner diameters are prepared, and these fittings 31 are appropriately replaced to facilitate the cooling effect of the gas turbine rotor blade 20. Can be changed to, and by keeping the moving blade at an appropriate temperature, the life can be extended and the reliability can be improved, and the reduction in thermal efficiency due to excessive cooling can be prevented.
なお、本実施例によれば、第４図に示されるように、多
数の冷却空気流量調節金具31によって一円周を形成する
ように、該金具31を１個づつタービンディスク６の側壁
の溝33部から挿入し、円周方向に移動させ、最終の金具
31A（又は全ての金具31）を止ねじ34によって固定する
ようにしている。また、各金具31は２個の調節穴32を有
している。In addition, according to the present embodiment, as shown in FIG. 4, one metal fitting 31 is provided on each side of the turbine disk 6 so that a plurality of cooling air flow rate adjusting fittings 31 form one circumference. Insert from 33 parts, move in the circumferential direction, and final metal fittings
31A (or all fittings 31) is fixed by a set screw 34. Further, each metal fitting 31 has two adjusting holes 32.
次に、第５図は本考案の第３実施例を示す。本実施例
は、第１図に示した本考案の第１実施例における冷却空
気穴Ｄの出口部に中央穴35を有するねじの形の冷却空気
流量調節金具36を取外し自在に螺入したものである。Next, FIG. 5 shows a third embodiment of the present invention. In this embodiment, the cooling air flow rate adjusting fitting 36 in the form of a screw having a central hole 35 at the outlet of the cooling air hole D in the first embodiment of the present invention shown in FIG. 1 is detachably screwed. Is.
したがって、異なる径の中空穴（調節穴）35を有する幾
つかの種類の冷却空気流量調節金具（ねじ）36を用意し
ておき、これらの金具36を適当に代えて設けることによ
り、第３図及び第４図に示した第２実施例と同様な作用
効果が得られる。Therefore, several kinds of cooling air flow rate adjusting fittings (screws) 36 having hollow holes (adjusting holes) 35 of different diameters are prepared, and these fittings 36 are appropriately replaced to provide them. Also, the same effect as the second embodiment shown in FIG. 4 can be obtained.
最後に、第６図、第７図及び第８図は本考案の第４実施
例を示し、第１図に示したものと同一の部分には同一の
符号を付して、重複する説明は省略する。Finally, FIGS. 6, 7, and 8 show a fourth embodiment of the present invention, in which the same parts as those shown in FIG. Omit it.
本実施例は、第１図に示した本考案の第１実施例にける
シール板12において、ガスタービン動翼20のディスク植
込部４と密着する面Ｐにくさび状溝41を設け、このくさ
び状溝41にシール用の金属線42を挿入したものである。In this embodiment, in the seal plate 12 according to the first embodiment of the present invention shown in FIG. 1, a wedge-shaped groove 41 is provided on the surface P that is in close contact with the disk implant portion 4 of the gas turbine rotor blade 20. A metal wire 42 for sealing is inserted into the wedge-shaped groove 41.
すなわち、第７図及び第８図に示すように、この金属線
42は、ガスタービン停止時にはくさび状溝41にはまり込
まない仮想線で示す位置にあるが、運転時にはロータの
回転による遠心力によってくさび状溝41にきつくはまり
込み、実線で位置に移動して冷却空気通路Ｆから冷却空
気21が濡れるのを防止する。That is, as shown in FIG. 7 and FIG.
42 is in a position indicated by an imaginary line that does not fit into the wedge-shaped groove 41 when the gas turbine is stopped, but during operation, it is tightly fitted into the wedge-shaped groove 41 by the centrifugal force due to the rotation of the rotor and moves to the position in the solid line to cool. It prevents the cooling air 21 from getting wet from the air passage F.
したがって、本実施例によれば、熱膨張差によってシー
ル板12の面Ｐとガスタービン動翼20のディスク植込部４
との間に隙間Ｓ（第７図参照）が生じても、これら金属
線42によって冷却空気21が冷却空気通路Ｆから漏れるの
を防止し、これによりガスタービン動翼20の寿命を長く
し、熱効率の低下を防ぐことができる。Therefore, according to the present embodiment, the surface P of the seal plate 12 and the disk implanting portion 4 of the gas turbine rotor blade 20 are caused by the difference in thermal expansion.
Even if there is a gap S (see FIG. 7) between the cooling air 21 and the cooling air passage F, the metal wire 42 prevents the cooling air 21 from leaking from the cooling air passage F, thereby extending the life of the gas turbine rotor blade 20. It is possible to prevent a decrease in thermal efficiency.
なお、本実施例においても、第６図に示すように、第３
図に示した冷却空気流量調節金具31を設けることもでき
る。In this embodiment also, as shown in FIG.
The cooling air flow rate adjusting fitting 31 shown in the drawing may be provided.
考案の効果 以上述べたように、本考案に係るガスタービン動翼への
冷却空気供給構造によれば、冷却空気穴はタービンディ
スクの高大応力部分（動翼が取付けられている部分）で
はなくて応力の低いディスク側面に沿って穿設されてい
るため、高速時ディスク破損の原因となる冷却空気穴部
分での応力集中がなくなり、従来と同じディスク材料を
使用して、より高速のロータを設計することができるの
で、低コストでガスタービンの性能をあげることがで
き、かつ検査が困難であったタービンディスク内部の冷
却空気穴がなくなって信頼性が向上する効果が奏され
る。Effects of the Invention As described above, according to the cooling air supply structure for the gas turbine rotor blade of the present invention, the cooling air hole is not the high stress portion of the turbine disk (the portion where the rotor blade is attached). Since it is drilled along the side surface of the disk with low stress, stress concentration in the cooling air hole part that causes disk damage at high speed is eliminated, and the higher speed rotor is designed using the same disk material as before Therefore, the performance of the gas turbine can be improved at low cost, and the cooling air holes inside the turbine disk, which were difficult to inspect, are eliminated, and the reliability is improved.
そして、各シール板の外周及び内周側端がそれぞれガス
タービン動翼及びタービンディスクに遠心力によってし
っかりと密着しているとともに、各シール板の隣接する
端同志が重なり合って、下側の端が遠心力により上向き
に変形するのを上側の端が押え付ける結果、互いにしっ
かりと密着するので、冷却空気通路のシールを完全なも
のとし、冷却空気の漏洩を確実に防止できる効果が奏さ
れる。The outer and inner ends of each seal plate are firmly adhered to the gas turbine rotor blade and turbine disk by centrifugal force, and the adjacent ends of each seal plate overlap each other, so that the lower end As a result of the upper end pressing down the upward deformation due to the centrifugal force, the upper ends firmly adhere to each other, so that the cooling air passage is completely sealed and the leakage of the cooling air can be reliably prevented.
また、シール板がガスタービン動翼と密着する面にくさ
び状溝を設け、このくさび状溝にシール用の金属線を挿
入することによって、シール板とガスタービン動翼との
密着面に熱膨張差により隙間が生じても冷却空気が漏れ
るのを防止することができるので、ガスタービン動翼の
寿命を長くし、熱効率の低下を防止できる効果が奏され
る。In addition, a wedge-shaped groove is provided on the surface where the seal plate is in close contact with the gas turbine rotor blade, and a metal wire for sealing is inserted into this wedge-shaped groove to allow thermal expansion of the contact surface between the seal plate and the gas turbine rotor blade. Even if a gap is created due to the difference, it is possible to prevent the cooling air from leaking, so that the life of the gas turbine rotor blade can be extended and the reduction in thermal efficiency can be prevented.
更に、冷却空気穴の入口又は出口に冷却空気流量調節金
具を取外し自在に装着することによって、ガスタービン
動翼の冷却効果を容易に変更することができるので、動
翼を適正温度に保つことによって寿命の延長、信頼性の
向上を計り、また過剰冷却による熱効率の低下を防ぐこ
とができる効果が奏される。Furthermore, the cooling effect of the gas turbine rotor blade can be easily changed by detachably mounting the cooling air flow rate adjusting metal fitting at the inlet or outlet of the cooling air hole, so that by keeping the rotor blade at an appropriate temperature. The effect of extending the life, improving the reliability, and preventing a decrease in thermal efficiency due to excessive cooling is exhibited.
第１図は本考案に係るガスタービン動翼への冷却空気供
給構造の一例を示す断面図、第2a図は第１図中のシール
板を詳細に示す分解斜視図、第2b図は第2a図のIIb-IIb
に沿ってシール板同志が接続されている状態を示す図、
第2c図は第１図のIIc部の拡大図である。 第３図は本考案に係るガスタービン動翼への冷却空気供
給構造の他の例示す断面図、第４図は第３図のIV-IV線
断面図である。 第５図は本考案に係るガスタービン動翼への冷却空気供
給構造の更に他の例を示す要部の断面図である。 第６図は本考案に係るガスタービン動翼への冷却空気供
給構造の更に他の例を示す断面図、第７図は第６図のVI
I部の拡大図、第８図は第７図のVIII-VIII線断面図であ
る。 第９図は従来のガスタービン動翼への冷却空気供給構造
を示す断面図である。 第10図は冷却空気が供給されるガスタービン動翼の一例
を、一部切欠きにして示す斜視図である。 ５……小孔、６……タービンディスク、12……シール
板、20……ガスタービン動翼、21……冷却空気、31,36
……冷却空気流量調節金具、41……くさび状溝、42……
金属線、Ａ……室、Ｂ……軸方向穴、Ｃ……室、Ｄ……
冷却空気穴、Ｅ……冷却空気室、Ｆ……冷却空気通路。FIG. 1 is a sectional view showing an example of a cooling air supply structure for a gas turbine rotor blade according to the present invention, FIG. 2a is an exploded perspective view showing in detail a sealing plate in FIG. 1, and FIG. IIb-IIb in the figure
Figure showing the state where the seal plates are connected along the
FIG. 2c is an enlarged view of the IIc portion in FIG. FIG. 3 is a sectional view showing another example of a cooling air supply structure for a gas turbine rotor blade according to the present invention, and FIG. 4 is a sectional view taken along line IV-IV in FIG. FIG. 5 is a sectional view of a main part showing still another example of the cooling air supply structure for a gas turbine rotor blade according to the present invention. FIG. 6 is a sectional view showing still another example of a cooling air supply structure for a gas turbine rotor blade according to the present invention, and FIG. 7 is a VI of FIG.
FIG. 8 is an enlarged view of part I, and FIG. 8 is a sectional view taken along the line VIII-VIII in FIG. FIG. 9 is a cross-sectional view showing a conventional cooling air supply structure for a gas turbine rotor blade. FIG. 10 is a perspective view showing an example of a gas turbine rotor blade to which cooling air is supplied, with a part thereof being cut away. 5 ... small hole, 6 ... turbine disk, 12 ... sealing plate, 20 ... gas turbine rotor blade, 21 ... cooling air, 31,36
...... Cooling air flow rate adjustment fitting, 41 ...... wedge-shaped groove, 42 ......
Metal wire, A ... Room, B ... Axial hole, C ... Room, D ...
Cooling air hole, E ... Cooling air chamber, F ... Cooling air passage.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)考案者 青山 邦明 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂研究所内 (56)参考文献 特開 昭58−70004（ＪＰ，Ａ) 特公 昭48−26087（ＪＰ，Ｂ１) 特公 昭46−29934（ＪＰ，Ｂ１) ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (72) Kuniaki Aoyama 2-1 1-1 Niihama, Arai-cho, Takasago-shi, Hyogo Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Takasago Research Laboratory (56) Reference JP-A-58-70004 (JP, A) JP 48-26087 (JP, B1) JP 46-29934 (JP, B1)
Claims (3)
流出する多数の小孔を動翼内部に設けてなるガスタービ
ン動翼へ冷却空気を供給する構造であって、タービンデ
ィスクにそれぞれ穿設され、冷却空気を該タービンディ
スクの一方側の室から他方側の室へ流す複数の軸方向穴
と、このタービンディスクの他方側の室に流入した冷却
空気の一部を前記ガスタービン動翼の底部下に形成した
冷却空気室に流す複数の冷却空気穴とを備えるものにお
いて、前記冷却空気穴をタービンディスクの片側または
両側の側壁に沿って前記軸方向穴の近傍から前記冷却空
気室の近傍まで穿設し、更に前記冷却空気穴の出口と前
記冷却空気室との間に環状の冷却空気通路を限定する複
数のシール板を円周方向に隣接して配置し、これらシー
ル板は前記タービンディスクからガスタービン動翼まで
内向きに斜めに延びて、遠心力によりその外周側端がガ
スタービン動翼にまたその内周側端がタービンディスク
にそれぞれ互いに逆向きの方向で押し付けられて密着
し、かつこれらシール板の隣接する端同志は重なり合っ
ていることを特徴とするガスタービン動翼への冷却空気
供給構造。1. A structure for supplying cooling air to a gas turbine rotor blade having a large number of small holes inside the rotor blade for allowing cooling air to flow in from the blade root portion and to flow out from the blade tip portion, each of which is provided in a turbine disk. A plurality of axial holes that are bored to allow cooling air to flow from one chamber of the turbine disk to the other chamber of the turbine disk, and a portion of the cooling air that has flowed into the other chamber of the turbine disk A plurality of cooling air holes that flow into a cooling air chamber formed below the bottom of the blade, wherein the cooling air holes are provided along one or both side walls of the turbine disk from the vicinity of the axial hole to the cooling air chamber. A plurality of sealing plates that define an annular cooling air passage between the outlet of the cooling air hole and the cooling air chamber are circumferentially adjacent to each other. Turbine It extends obliquely inward from the disc to the gas turbine rotor blade, and its outer peripheral side end is pressed against the gas turbine rotor blade by centrifugal force, and its inner peripheral side end is pressed against the turbine disk in mutually opposite directions, and adheres closely. Further, the cooling air supply structure for a gas turbine rotor blade is characterized in that adjacent ends of these seal plates are overlapped with each other.
にくさび状溝を設け、このくさび状溝にシール用の金属
線を挿入したことを特徴とする実用新案登録請求の範囲
第１項記載のガスタービン動翼への冷却空気供給構造。2. A utility model registration claim 1 characterized in that a wedge-shaped groove is provided on the surface of the seal plate which is in close contact with the gas turbine rotor blade, and a metal wire for sealing is inserted into the wedge-shaped groove. A cooling air supply structure for the gas turbine rotor blade described.
調節金具を取外し自在に装着したことを特徴とする実用
新案登録請求の範囲第１項記載のガスタービン動翼への
冷却空気供給構造。3. A cooling air supply structure for a gas turbine rotor blade according to claim 1, wherein a cooling air flow rate adjusting metal fitting is detachably attached to an inlet or an outlet of the cooling air hole. .
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1986056815U JPH0740642Y2 (en) | 1986-04-17 | 1986-04-17 | Cooling air supply structure for gas turbine blades |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1986056815U JPH0740642Y2 (en) | 1986-04-17 | 1986-04-17 | Cooling air supply structure for gas turbine blades |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62169201U JPS62169201U (en) | 1987-10-27 |
| JPH0740642Y2 true JPH0740642Y2 (en) | 1995-09-20 |
Family
ID=30885966
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1986056815U Expired - Lifetime JPH0740642Y2 (en) | 1986-04-17 | 1986-04-17 | Cooling air supply structure for gas turbine blades |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0740642Y2 (en) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JP5129633B2 (en) * | 2008-03-28 | 2013-01-30 | 三菱重工業株式会社 | Cover for cooling passage, method for manufacturing the cover, and gas turbine |
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| JPS4826087A (en) * | 1971-08-04 | 1973-04-05 | ||
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-
1986
- 1986-04-17 JP JP1986056815U patent/JPH0740642Y2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS62169201U (en) | 1987-10-27 |
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