JPH0953405A - 中空ガスタービン翼 - Google Patents

中空ガスタービン翼

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JPH0953405A
JPH0953405A JP20324495A JP20324495A JPH0953405A JP H0953405 A JPH0953405 A JP H0953405A JP 20324495 A JP20324495 A JP 20324495A JP 20324495 A JP20324495 A JP 20324495A JP H0953405 A JPH0953405 A JP H0953405A
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Japan
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blade
trailing edge
gas turbine
rear edge
hollow gas
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JP20324495A
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Masanori Yuri
雅則 由里
Yukihiro Hashimoto
幸弘 橋本
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 翼後縁の出口スロット部にペデスタルのある
中空のガスタービンの動静翼において、翼後縁端面の応
力集中を避け、クラックの発生等を防ぐようにする。 【解決手段】 翼後縁の出口スロット部のペデスタル１
６の出口端を所定長さｌだけ翼後端面から翼側に離して
設け、翼後縁端を薄肉の部分として熱応力の集中が生じ
ることがないようにした。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、翼後縁端における
熱応力を緩和することができるようにした中空のガスタ
ービン翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】図２に、従来の中空ガスタービン動翼の
一例を示す。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１２
Ａから流入した冷却空気は、タービュレンスプロモータ
を形成する冷却フィン１３を有する冷却空気通路を流れ
て翼を冷却し翼頭部（シャワーヘッド）及び翼側（フィ
ルム冷却）を冷却して主ガス流れに合流する。また、後
縁部１２Ｂから流入した冷却空気は、冷却空気通路を矢
印の方向に流れピンフィン１４で翼後縁を冷却したの
ち、翼後縁の出口スロット部において、ペデスタル１６
とペデスタル１６との間に形成される穴（スロット）１
５から流出して主ガス流れに合流する。
【０００３】図３は翼後縁端部の前記出口スロット部の
部分図であり、図３に示すように、翼後縁端にペデスタ
ル１６の端面が面一に設けられていて、ペデスタル１６
とペデスタル１６との間の隙間で形成される穴１５を、
矢印に示すように、冷却空気が流出して主ガス流れに合
流する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】前記の従来の中空ター
ビンの翼の後縁端面においては、ペデスタルとペデスタ
ル間の隙間に形成される穴によって、厚肉部と薄肉部が
交互に形成されている。そのため温度変化が生じた場
合、放熱又は加熱速度に差異が生じ、翼後縁端面の薄肉
部に局所的な応力集中が生じ、翼の後縁端にクラック等
の発生するおそれがある。
【０００５】本発明はこの問題点を解消するためになさ
れたものである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の中空ガスタービ
ン翼は、翼後縁の出口スロット部にあるペデスタルの出
口端を所定長さだけ翼の後縁端面から翼側に離して設け
ている。
【０００７】本発明においては、以上のように、ペデス
タルが翼後縁端面から翼側に移されているので、ペデス
タルの周囲は薄肉部によって囲まれており、また翼後縁
端面はすべて薄肉部で形成されている。従って、薄肉部
がフレキシブルに作用して翼後縁部に発生する応力集中
が緩和され、翼後縁端面におけるクラック等の発生を防
止することができる。
【０００８】
【発明の実施の形態】本発明の実施の一形態を図１によ
って説明する。本実施の形態は、図２及び図３に示され
る従来の中空ガスタービン動翼を次のように改良したも
のである。即ち、出口スロット部にあるペデスタル１６
の出口端は所定の長さｌだけ翼の後縁端面２０から翼側
に離されている。
【０００９】このようにすることによって、ペデスタル
の周囲に薄肉部によって囲まれ、かつ翼後縁端面２０は
薄肉部で形成されることになる。この薄肉部はフレキシ
ブルに作用して翼後縁端面２０における局所的な応力集
中の発生が緩和され、翼後縁端面２０にクラック等が発
生することを防止することができる。
【００１０】前記長さｌは実際は１〜数mm程度とするこ
とが望ましい。本実施の形態は、前記のように、翼後縁
端面で高い応力を発生させないこと、つまり、翼後縁端
面より内側で高い応力を発生させることにより、翼後縁
端面からのクラック発生を防止するようにしたものであ
り、この作用を発揮することができるように長さｌが選
択される。
【００１１】なお、前記の本発明の実施の形態は、中空
ガスタービン動翼に係るものであるが、本発明は中空ガ
スタービン静翼に適用することもできる。
【００１２】
【発明の効果】本発明になる中空タービン翼によれば、
翼後縁端面における局所的な応力集中が緩和され、熱応
力を低減して、翼後縁端面におけるクラックの発生等を
防止することができる。従って、翼の信頼性の向上に寄
与する効果は大きい。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１（ａ）は本発明の実施の一形態の出口スロ
ット部の部分図、図１（ｂ）は図１（ａ）のＡ−Ａ矢視
断面図である。
【図２】従来の中空ガスタービン動翼の断面図である。
【図３】図３（ａ）は従来の中空ガスタービン動翼の出
口スロット部の部分図、図３（ｂ）は図３（ａ）のＢ−
Ｂ矢視断面図である。
【符号の説明】
１４ ピンフィン １５ 穴 １６ ペデスタル ２０ 翼後縁端面

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 翼後縁の出口スロット部にあるペデスタ
    ルの出口端を所定長さだけ翼の後縁端面から翼側に離し
    て設けたことを特徴とする中空ガスタービン翼。
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