JPH1047003A - タービンエンジンの被冷却ロータアッセンブリー - Google Patents
タービンエンジンの被冷却ロータアッセンブリーInfo
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- JPH1047003A JPH1047003A JP9095633A JP9563397A JPH1047003A JP H1047003 A JPH1047003 A JP H1047003A JP 9095633 A JP9095633 A JP 9095633A JP 9563397 A JP9563397 A JP 9563397A JP H1047003 A JPH1047003 A JP H1047003A
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- JP
- Japan
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- air
- platform
- cooling
- cover plate
- conduit
- Prior art 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
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
- F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
-
- 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
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
- F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2240/00—Components
- F05B2240/80—Platforms for stationary or moving blades
- F05B2240/801—Platforms for stationary or moving blades cooled platforms
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
- F05D2240/81—Cooled platforms
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 冷却空気流路から漏れているタービン冷却空
気を再び向けるとともに、エンジンの主ガス通路を通る
熱ガスにさらされる機械要素を冷却するために再び向け
られた漏れ空気を使用する。 【解決手段】 ガスタービンエンジン用の被冷却ロータ
アッセンブリーは、ロータ羽根板４８と、ロータディス
ク３０の羽根板取付け溝３４に支持された複数のカバー
板８６ａを含んでいる。各羽根板は後縁（５８）を備え
るプラットホーム４６を有し、各カバー板はディスクの
前のプレナム１０２からの漏れ空気を後縁を冷やすため
に抽出するとともにその空気をプラットホーム後縁５８
に衝突させるための少なくとも一つの導管１２０，１２
６を含んでいる。実施例では、各導管１２０は、羽根板
ルート４０の前面と、カバー板に加工させた溝１２２に
よって規定される。本発明は、むしろ漏れ空気をプラッ
トホーム前縁（５６）の近くにおけるエンジンガス通路
内に無益に流させるよりも、プラットホーム後縁を冷や
すためにその空気を使用することによって漏れ空気を生
産的に使用する。
気を再び向けるとともに、エンジンの主ガス通路を通る
熱ガスにさらされる機械要素を冷却するために再び向け
られた漏れ空気を使用する。 【解決手段】 ガスタービンエンジン用の被冷却ロータ
アッセンブリーは、ロータ羽根板４８と、ロータディス
ク３０の羽根板取付け溝３４に支持された複数のカバー
板８６ａを含んでいる。各羽根板は後縁（５８）を備え
るプラットホーム４６を有し、各カバー板はディスクの
前のプレナム１０２からの漏れ空気を後縁を冷やすため
に抽出するとともにその空気をプラットホーム後縁５８
に衝突させるための少なくとも一つの導管１２０，１２
６を含んでいる。実施例では、各導管１２０は、羽根板
ルート４０の前面と、カバー板に加工させた溝１２２に
よって規定される。本発明は、むしろ漏れ空気をプラッ
トホーム前縁（５６）の近くにおけるエンジンガス通路
内に無益に流させるよりも、プラットホーム後縁を冷や
すためにその空気を使用することによって漏れ空気を生
産的に使用する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンに係り、特に冷却ガス流路から必然的に逃げる冷却
空気がエンジンの主ガス流路を介して流れる熱ガスにさ
らされるエンジンの被冷却ロータアッセンブリーに関す
る。
ジンに係り、特に冷却ガス流路から必然的に逃げる冷却
空気がエンジンの主ガス流路を介して流れる熱ガスにさ
らされるエンジンの被冷却ロータアッセンブリーに関す
る。
【０００２】
【従来の技術】近年のタービンエンジンにおいては、多
量の圧縮空気が、エンジンのコンプレッサ部から抽出さ
れるとともに、羽根板が羽根のようなこれらの機械要素
を冷却するために使用されるエンジンのタービン部に通
される。また、圧縮された空気は、エンジンの主ガス流
路を介して流れる熱い燃焼ガス、にさらされる。タービ
ン機械要素を冷却することにより、より高いガス流路温
度の設定が可能になり、かつエンジンのバワー出力を改
良することが出来る。しかしながら、タービンが空気を
圧縮するために消費したエネルギーを完全に回収するこ
とができないので、コンプレッサからの空気の抽出は非
効率性を導出する。それ故に、コンプレッサから抽出さ
れた空気を冷却する量を少なくすることと、抽出された
その空気を充分に使用することが重要である。
量の圧縮空気が、エンジンのコンプレッサ部から抽出さ
れるとともに、羽根板が羽根のようなこれらの機械要素
を冷却するために使用されるエンジンのタービン部に通
される。また、圧縮された空気は、エンジンの主ガス流
路を介して流れる熱い燃焼ガス、にさらされる。タービ
ン機械要素を冷却することにより、より高いガス流路温
度の設定が可能になり、かつエンジンのバワー出力を改
良することが出来る。しかしながら、タービンが空気を
圧縮するために消費したエネルギーを完全に回収するこ
とができないので、コンプレッサからの空気の抽出は非
効率性を導出する。それ故に、コンプレッサから抽出さ
れた空気を冷却する量を少なくすることと、抽出された
その空気を充分に使用することが重要である。
【０００３】冷却空気は、一つ又はそれ以上の冷却流路
を経由して、コンプレッサからタービンまで空気が通さ
れる。代表的な冷却空気流路は多くのシールを含んでお
り、流路からの冷却空気の漏れを小さくするために効率
の低下が科せられる。それにも拘わらず、冷却空気は流
路から必然的に漏れる。コンプレッサから抽出されたこ
の空気に関連する効率低下が有するので、この漏れ空気
を、出来るだけ使用しかつ複雑さを生じることなく使用
するために、エンジンに導入させることが望ましい。同
様にして、エンジン製作のコストが増すことを避けるこ
とが望ましい。
を経由して、コンプレッサからタービンまで空気が通さ
れる。代表的な冷却空気流路は多くのシールを含んでお
り、流路からの冷却空気の漏れを小さくするために効率
の低下が科せられる。それにも拘わらず、冷却空気は流
路から必然的に漏れる。コンプレッサから抽出されたこ
の空気に関連する効率低下が有するので、この漏れ空気
を、出来るだけ使用しかつ複雑さを生じることなく使用
するために、エンジンに導入させることが望ましい。同
様にして、エンジン製作のコストが増すことを避けるこ
とが望ましい。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上述した漏れの問題を
蒙むるタービンエンジンの特殊な例として、冷却空気
は、冷却空気流路から逃げタービンディスクの前のプレ
ナムに入る。この漏れ空気の多くは、プレナムから、タ
ービン羽根板プラットホームの前縁のまわりと主ガス路
内に流れる。この漏れ空気はプラットホーム前縁を冷や
すけれども、後縁を冷やすことがより一層大切なことで
ある。かくして、漏れ空気はできるだけ使用されない。
さらに、漏れ空気は、むしろ、タービンが空気からエネ
ルギーを有効に回収する（コンプレッサからの抽出され
た空気に関連する非効率性を小さくする）ためにタービ
ンにとって必要とされる軸方向速度成分よりも、大きな
径方向成分で、ガス通路に流れる。漏れ空気の小さい部
分は、もちろん、羽根板プラットホームの後縁に近くの
ガス通路に漏れる。しかしながら、この後縁漏れは、空
気の量が少なくかつガス通路への受け入れが管理できな
いので、後縁を冷却するためには効果的ではない。
蒙むるタービンエンジンの特殊な例として、冷却空気
は、冷却空気流路から逃げタービンディスクの前のプレ
ナムに入る。この漏れ空気の多くは、プレナムから、タ
ービン羽根板プラットホームの前縁のまわりと主ガス路
内に流れる。この漏れ空気はプラットホーム前縁を冷や
すけれども、後縁を冷やすことがより一層大切なことで
ある。かくして、漏れ空気はできるだけ使用されない。
さらに、漏れ空気は、むしろ、タービンが空気からエネ
ルギーを有効に回収する（コンプレッサからの抽出され
た空気に関連する非効率性を小さくする）ためにタービ
ンにとって必要とされる軸方向速度成分よりも、大きな
径方向成分で、ガス通路に流れる。漏れ空気の小さい部
分は、もちろん、羽根板プラットホームの後縁に近くの
ガス通路に漏れる。しかしながら、この後縁漏れは、空
気の量が少なくかつガス通路への受け入れが管理できな
いので、後縁を冷却するためには効果的ではない。
【０００５】それ故に、本発明の目的は、冷却空気流路
から漏れているタービン冷却空気を再び向けるととも
に、エンジンの主ガス通路を通る熱ガスにさらされる機
械要素を冷却するために再び向けられた漏れ空気を使用
することである。
から漏れているタービン冷却空気を再び向けるととも
に、エンジンの主ガス通路を通る熱ガスにさらされる機
械要素を冷却するために再び向けられた漏れ空気を使用
することである。
【０００６】さらに本発明の目的は、漏れ空気の再向と
有益な使用を完成することである。
有益な使用を完成することである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、冷却空
気流路から漏れており、かつロータディスクの前面によ
って一部が区画されるプレナムに入る冷却空気は、プレ
ナムから引き出されるとともに、タービン羽根板の後縁
に衝突する。
気流路から漏れており、かつロータディスクの前面によ
って一部が区画されるプレナムに入る冷却空気は、プレ
ナムから引き出されるとともに、タービン羽根板の後縁
に衝突する。
【０００８】本発明の一つの実施例においては、複数の
タービン羽根板と後カバー板は、タービンロータディス
クの取付け溝に取付けられる。タービン羽根板基部の背
面のまわりのカバー板は、一連の径方向の溝を含んでい
る。溝は羽根板基部の背面と共働してカバー板に導管を
形成する。導管はロータディスクの前のプレナムに漏れ
ている空気をプレナムから、冷却空気空洞を介して後方
と羽根板基部の径方向内方に流される。漏れ空気は、導
管に入り、タービン羽根板プラットホームの後縁にしみ
出される。
タービン羽根板と後カバー板は、タービンロータディス
クの取付け溝に取付けられる。タービン羽根板基部の背
面のまわりのカバー板は、一連の径方向の溝を含んでい
る。溝は羽根板基部の背面と共働してカバー板に導管を
形成する。導管はロータディスクの前のプレナムに漏れ
ている空気をプレナムから、冷却空気空洞を介して後方
と羽根板基部の径方向内方に流される。漏れ空気は、導
管に入り、タービン羽根板プラットホームの後縁にしみ
出される。
【０００９】本発明の特徴と動作は、次の説明を実施す
るための最良な形態の詳細な説明と添付図面に鑑みて、
より明らかになる。
るための最良な形態の詳細な説明と添付図面に鑑みて、
より明らかになる。
【００１０】
【発明の実施の形態】図１と２を参照すると、ガスター
ビンエンジンのタービン１０は、回転しないステータア
ッセンブリー１２と、中心軸１６のまわりに回転可能な
冷却されたロータアッセンブリー１４を含んでいる。気
体力学的に取付けられた羽根と羽根板、例えば羽根２０
と羽根板２２は主ガス流路２４を介して径方向に伸び
る。羽根と羽根板は、ガス流路を介して流れる高温度燃
焼生成物２６からのエネルギーを、共働して回収する。
燃焼生成物からのエネルギーを回収することにより、ロ
ータアッセンブリーを軸のまわりに回転させ、回転運動
は伝達され、回転しないコンプレッサを励起する。
ビンエンジンのタービン１０は、回転しないステータア
ッセンブリー１２と、中心軸１６のまわりに回転可能な
冷却されたロータアッセンブリー１４を含んでいる。気
体力学的に取付けられた羽根と羽根板、例えば羽根２０
と羽根板２２は主ガス流路２４を介して径方向に伸び
る。羽根と羽根板は、ガス流路を介して流れる高温度燃
焼生成物２６からのエネルギーを、共働して回収する。
燃焼生成物からのエネルギーを回収することにより、ロ
ータアッセンブリーを軸のまわりに回転させ、回転運動
は伝達され、回転しないコンプレッサを励起する。
【００１１】ロータアッセンブリーをより詳しく調べる
と、ロータディスク３０は、外部リム３２と、外部リム
から内部リム３６まで伸びる複数のモミの木状の取付け
溝３４を持っている。各ロータ羽根板２２はルート４０
を有し、ルート４０はモミの木状の取付け具４２とネッ
ク４４によって構成されている。モミの木状の取付け具
は、羽根板を径方向に保持するために、ディスクにおけ
る取付け溝に係合する。また、各羽根板は、主ガス通路
の内部境界を形成するためのプラットホーム４６と、ガ
ス通路を介して伸びるエアホイル４８を、含んでいる。
各プラットホームは、前縁５６と、後縁５８、および前
縁から後縁まで伸びる横縁６０を持っている。
と、ロータディスク３０は、外部リム３２と、外部リム
から内部リム３６まで伸びる複数のモミの木状の取付け
溝３４を持っている。各ロータ羽根板２２はルート４０
を有し、ルート４０はモミの木状の取付け具４２とネッ
ク４４によって構成されている。モミの木状の取付け具
は、羽根板を径方向に保持するために、ディスクにおけ
る取付け溝に係合する。また、各羽根板は、主ガス通路
の内部境界を形成するためのプラットホーム４６と、ガ
ス通路を介して伸びるエアホイル４８を、含んでいる。
各プラットホームは、前縁５６と、後縁５８、および前
縁から後縁まで伸びる横縁６０を持っている。
【００１２】各羽根板ルート（基部）の内部肢６６は、
ディスクに取付けられたとき、取付け溝の側壁６８およ
び内部リム３６と共働して部屋７０を形成する。さら
に、内部リム３２と、羽根板のネック４４、および隣り
合う羽根板のプラットホーム４６は空洞７４を形成し、
空洞７４は羽根板の不要な振動を減衰させるためのダン
パー（図示せず）を含んでいる。
ディスクに取付けられたとき、取付け溝の側壁６８およ
び内部リム３６と共働して部屋７０を形成する。さら
に、内部リム３２と、羽根板のネック４４、および隣り
合う羽根板のプラットホーム４６は空洞７４を形成し、
空洞７４は羽根板の不要な振動を減衰させるためのダン
パー（図示せず）を含んでいる。
【００１３】また、ロータアッセンブリーは円周状に伸
びる前後側板７６，７８を含み、これらの側板は、取付
け溝の羽根板を保持するために、羽根板ルートに設けら
れている。前側板は、円筒状のシールランド８０と、側
板と羽根板ルートの前面間のインタフェースで円周方向
に伸びるワイヤーシール８２を含んでいる。ブラシシー
ル８０はステータアッセンブリーの肩９２とシールリテ
イナー９４間でせきとめられ、シール刺毛９６はシール
ランド８０に係合する。複数の非気密なウインデイジカ
バー８４はディスクの前面に固設されている。各々、モ
ミの木状のベース８８を有する複数の前カバー板８６は
ディスク取付け溝の羽根板に隣接して保持される。
びる前後側板７６，７８を含み、これらの側板は、取付
け溝の羽根板を保持するために、羽根板ルートに設けら
れている。前側板は、円筒状のシールランド８０と、側
板と羽根板ルートの前面間のインタフェースで円周方向
に伸びるワイヤーシール８２を含んでいる。ブラシシー
ル８０はステータアッセンブリーの肩９２とシールリテ
イナー９４間でせきとめられ、シール刺毛９６はシール
ランド８０に係合する。複数の非気密なウインデイジカ
バー８４はディスクの前面に固設されている。各々、モ
ミの木状のベース８８を有する複数の前カバー板８６は
ディスク取付け溝の羽根板に隣接して保持される。
【００１４】ディスク，側板７６およびワイヤーシール
８２はプレナム１００を区画する。シールリテイナー９
４，側板７６，羽根板プラットホーム４６，および羽根
板ルートの前面は円環状の外部フレナム１０２を区画す
る。
８２はプレナム１００を区画する。シールリテイナー９
４，側板７６，羽根板プラットホーム４６，および羽根
板ルートの前面は円環状の外部フレナム１０２を区画す
る。
【００１５】最も高い可能な操作温度と最高の可能なエ
ンジンパワーを得るために、熱い燃焼生成物に直接さら
されるこれらのタービン構成要素を冷却することは、通
常のことである。冷却空気は、コンプレッサ（図示せ
ず）から抽出され、かつ一つ又はそれ以上の冷却空気流
路を経由してタービン羽根板と羽根に供給される。これ
らの流路の一つは、ブラシシール９０によって一部が区
画され、かつ、前側板の穴１０６の近くに冷却空気を注
入する一連のノズル１０４を含んでいる。流路は穴，内
部フレナム１００，および部屋７０を通して伸び、冷却
空気は各羽根板の通路１０８に供給される。通路はエア
ホイルと羽根板プラットホーム内に伸び、通路を通して
流れる冷却空気は羽根板とプラットホームを冷却する。
良く知られているように、冷却空気はエアホイルとプラ
ットホームの冷却空気穴（図示せず）を通して放出さ
れ、羽根板とプラットホーム面にわたって保護冷却膜を
形成する。
ンジンパワーを得るために、熱い燃焼生成物に直接さら
されるこれらのタービン構成要素を冷却することは、通
常のことである。冷却空気は、コンプレッサ（図示せ
ず）から抽出され、かつ一つ又はそれ以上の冷却空気流
路を経由してタービン羽根板と羽根に供給される。これ
らの流路の一つは、ブラシシール９０によって一部が区
画され、かつ、前側板の穴１０６の近くに冷却空気を注
入する一連のノズル１０４を含んでいる。流路は穴，内
部フレナム１００，および部屋７０を通して伸び、冷却
空気は各羽根板の通路１０８に供給される。通路はエア
ホイルと羽根板プラットホーム内に伸び、通路を通して
流れる冷却空気は羽根板とプラットホームを冷却する。
良く知られているように、冷却空気はエアホイルとプラ
ットホームの冷却空気穴（図示せず）を通して放出さ
れ、羽根板とプラットホーム面にわたって保護冷却膜を
形成する。
【００１６】ノズル１０４から放出された空気の一部
は、必然的にブラシシールから漏れ外部プレナム１０２
に入る。外部プレナムからの空気のほとんどは、羽根板
プラットホームの前縁５６の径方向外方に流れる前縁漏
れ空気１１２であり、大きな径方向成分で主ガス通路内
に放出する。この前縁漏れ空気の径方向速度成分はそこ
からのエネルギーの回収を妨害する。外部プレナムから
の空気のバランスは前縁漏れ空気１１４であり、前縁漏
れ空気１１４は、ウインデイジカバー８４，空洞７４を
通過し、後カバー板８６と羽根板ルート４０の後面間の
インターフェースに沿って径方向外方にしみでる。
は、必然的にブラシシールから漏れ外部プレナム１０２
に入る。外部プレナムからの空気のほとんどは、羽根板
プラットホームの前縁５６の径方向外方に流れる前縁漏
れ空気１１２であり、大きな径方向成分で主ガス通路内
に放出する。この前縁漏れ空気の径方向速度成分はそこ
からのエネルギーの回収を妨害する。外部プレナムから
の空気のバランスは前縁漏れ空気１１４であり、前縁漏
れ空気１１４は、ウインデイジカバー８４，空洞７４を
通過し、後カバー板８６と羽根板ルート４０の後面間の
インターフェースに沿って径方向外方にしみでる。
【００１７】平均して、燃焼ガス２６の温度は羽根の上
流よりも低い羽根板の下流である。燃焼ガスはもちろん
径方向の温度勾配を持っており、この温度勾配は、ガス
が羽根板２２を径方向に通過して流れるにつれて、ガス
流の径方向成分のために変化する。結局、ガス通路温度
はプラットホーム前縁５６の近くよりも、プラットホー
ム後縁５８の近くが高い。それ故に、プラットホーム前
縁の囲りを流れる前縁漏れ空気１１２はある程度の冷却
を行うけれども、後縁を冷却することが最も重要であ
る。プラットホーム後縁の近くにしみこむ後縁漏れ空気
は、あまりにも量が不充分であるとともに、後縁を冷や
すためにはあまりにも否効果的である。
流よりも低い羽根板の下流である。燃焼ガスはもちろん
径方向の温度勾配を持っており、この温度勾配は、ガス
が羽根板２２を径方向に通過して流れるにつれて、ガス
流の径方向成分のために変化する。結局、ガス通路温度
はプラットホーム前縁５６の近くよりも、プラットホー
ム後縁５８の近くが高い。それ故に、プラットホーム前
縁の囲りを流れる前縁漏れ空気１１２はある程度の冷却
を行うけれども、後縁を冷却することが最も重要であ
る。プラットホーム後縁の近くにしみこむ後縁漏れ空気
は、あまりにも量が不充分であるとともに、後縁を冷や
すためにはあまりにも否効果的である。
【００１８】図３〜５（主に図３と４）を参照すると、
本発明による被冷却されたロータアッセンブリーは、外
部プレナム１０２からの大パーセンテージの漏れ空気を
抽出するとともに、それを羽根プラットホームの後縁５
８に対して衝突するための少なくとも一つの導管１２０
を有する複数のカバー板８６ａを含んでいる。好ましい
実施例においては、プラットホームの一つの横縁から他
の横縁まで後縁に衝突するための多くの導管が有るとと
もに、各導管は羽根板ルート４０と溝１２２（図４に良
く示されている）によって形成され、カバー板８６ａの
突合面１２４に加工される。また、代りに、導管は、図
５に示すようにカバー板の内部を通して加工（例えば放
電加工又はレーザ穴開け）された通路を充分に区切るこ
とが出来る。この他の実施例では、優れた冷却が得られ
るが、前述した実施例の加工された溝を有するカバー板
よりも生産コストがかなり高くなる。
本発明による被冷却されたロータアッセンブリーは、外
部プレナム１０２からの大パーセンテージの漏れ空気を
抽出するとともに、それを羽根プラットホームの後縁５
８に対して衝突するための少なくとも一つの導管１２０
を有する複数のカバー板８６ａを含んでいる。好ましい
実施例においては、プラットホームの一つの横縁から他
の横縁まで後縁に衝突するための多くの導管が有るとと
もに、各導管は羽根板ルート４０と溝１２２（図４に良
く示されている）によって形成され、カバー板８６ａの
突合面１２４に加工される。また、代りに、導管は、図
５に示すようにカバー板の内部を通して加工（例えば放
電加工又はレーザ穴開け）された通路を充分に区切るこ
とが出来る。この他の実施例では、優れた冷却が得られ
るが、前述した実施例の加工された溝を有するカバー板
よりも生産コストがかなり高くなる。
【００１９】また、カバープレート８６ａは、空洞７４
と連通する各導管の取り入れ口端１３０を置くためのカ
バー板に加工されたマニホールド１２８を含んでいる。
マニホールドは導管の間に漏れ空気を均等に分配すると
ともに、もしエンジンが航空機用に使用されると、カバ
ー板の重量をかなり軽減する。重量軽減は、重量軽減さ
れた空洞をカバー板のベース１３６中に加工することに
よって、実現される。
と連通する各導管の取り入れ口端１３０を置くためのカ
バー板に加工されたマニホールド１２８を含んでいる。
マニホールドは導管の間に漏れ空気を均等に分配すると
ともに、もしエンジンが航空機用に使用されると、カバ
ー板の重量をかなり軽減する。重量軽減は、重量軽減さ
れた空洞をカバー板のベース１３６中に加工することに
よって、実現される。
【００２０】動作において、導管１２０は空洞７４と補
助ガス通路領域１３４間の流通をプラットホーム後縁の
径方向内方に確立する。ガス圧が前縁近くよりも後縁近
くの方が低いので、外部プレナム１０２（図１）は径方
向外方に流れることと、プラットホーム前縁の近くにお
いてガス通路に無益に入ること、によって消勢される。
代りに、圧力差によって、ほとんどの空気は、励起さ
れ、空洞７４を通して後方に流れるとともに、それから
導管１２０を通して径方向外方に流れる。漏れ空気は、
プラットホームの内部通路によって供給された冷却を増
すために、プラットホーム後縁に強制的に衝突される。
結果として、プラットホーム内部冷却流は、エンジン効
率の改良にともなって、減少される。限界において、内
部冷却通路で完全に消費し、それにより、カバー板に溝
を加工するために消費するよりも、羽根板製造コストを
かなり減少させることができる。
助ガス通路領域１３４間の流通をプラットホーム後縁の
径方向内方に確立する。ガス圧が前縁近くよりも後縁近
くの方が低いので、外部プレナム１０２（図１）は径方
向外方に流れることと、プラットホーム前縁の近くにお
いてガス通路に無益に入ること、によって消勢される。
代りに、圧力差によって、ほとんどの空気は、励起さ
れ、空洞７４を通して後方に流れるとともに、それから
導管１２０を通して径方向外方に流れる。漏れ空気は、
プラットホームの内部通路によって供給された冷却を増
すために、プラットホーム後縁に強制的に衝突される。
結果として、プラットホーム内部冷却流は、エンジン効
率の改良にともなって、減少される。限界において、内
部冷却通路で完全に消費し、それにより、カバー板に溝
を加工するために消費するよりも、羽根板製造コストを
かなり減少させることができる。
【００２１】要するに、本発明によるロータアッセンブ
リーは、プレナム１０２からの漏れ空気のほとんどを放
散する導管を有する後カバー板を特徴とし、残っている
比較的に少ない漏れ空気をプラットホーム前縁の近くに
流すことを特徴とする。さらに、導管は、羽根板プラッ
トホームに対して、放散された漏れた空気を衝突させ、
その冷却を改善し、漏れ空気をできるだけ有益に試用す
る。逆に、従来のロータアッセンブリーにおいて導管が
無ければ、前縁漏れ空気１１２の量が後縁漏れ空気１１
４の量を莫大に越すことになる。結果として、多くの漏
れ空気は、後縁が高温度にさらされている領域であって
も、プラットホームの前縁を冷却することになる。
リーは、プレナム１０２からの漏れ空気のほとんどを放
散する導管を有する後カバー板を特徴とし、残っている
比較的に少ない漏れ空気をプラットホーム前縁の近くに
流すことを特徴とする。さらに、導管は、羽根板プラッ
トホームに対して、放散された漏れた空気を衝突させ、
その冷却を改善し、漏れ空気をできるだけ有益に試用す
る。逆に、従来のロータアッセンブリーにおいて導管が
無ければ、前縁漏れ空気１１２の量が後縁漏れ空気１１
４の量を莫大に越すことになる。結果として、多くの漏
れ空気は、後縁が高温度にさらされている領域であって
も、プラットホームの前縁を冷却することになる。
【００２２】
【発明の効果】本発明の主な利点は、プラットホーム前
縁の近くのガス通路に無益に流れ込むであろう冷却空気
が、より多く冷却する必要がある後縁に放散される、こ
とである。
縁の近くのガス通路に無益に流れ込むであろう冷却空気
が、より多く冷却する必要がある後縁に放散される、こ
とである。
【００２３】本発明の第２の利点は、後縁の内部におけ
る小さな通路を通して漏れ空気を流すとともに冷却膜と
してのその空気を後縁外部表面にわたって放出すること
により、プラットホーム後縁を冷却する必要性を減らす
か又は除却することである。この内部および膜冷却空気
の量を減らすことによってエンジン効率が改良される。
内部および膜冷却が完全に不要になると、内部冷却通路
を設ける必要がなくなり羽根板の製造費用が節減され
る。
る小さな通路を通して漏れ空気を流すとともに冷却膜と
してのその空気を後縁外部表面にわたって放出すること
により、プラットホーム後縁を冷却する必要性を減らす
か又は除却することである。この内部および膜冷却空気
の量を減らすことによってエンジン効率が改良される。
内部および膜冷却が完全に不要になると、内部冷却通路
を設ける必要がなくなり羽根板の製造費用が節減され
る。
【図１】タービン羽根板プラットホームの前および後縁
の近くにおけるエンジンの主ガス通路内の冷却の漏れを
示す、ガスタービンエンジンのタービン部の破断側面
図。
の近くにおけるエンジンの主ガス通路内の冷却の漏れを
示す、ガスタービンエンジンのタービン部の破断側面
図。
【図２】ロータディスクに支持されている２つの代表的
なタービン羽根板を示す、図１の線２−２に沿ってとら
れたエンジン軸に平行な図。
なタービン羽根板を示す、図１の線２−２に沿ってとら
れたエンジン軸に平行な図。
【図３】図１と同様に、羽根板ルートの後面とカバー板
の突合面における溝によって形成された、本発明の冷却
空気導管を示す拡大図。
の突合面における溝によって形成された、本発明の冷却
空気導管を示す拡大図。
【図４】羽根板ルートとロータディスクとの関連におい
て、図３のカバー板を示す、エンジン軸に平行な図。
て、図３のカバー板を示す、エンジン軸に平行な図。
【図５】充分に区画された空気通路の他の実施の側面
図。
図。
１０…タービン １２…ステータアッセンブリー １４…ロータアッセンブリー １６…軸 ２０…羽根 ２２…翼板 ２４…主ガス通路 ２６…燃焼生成物 ３０…ロータディスク ３２…外部リム ３４…取り付け溝 ３６…内部リム ４０…ルート（基部） ４２…取付け具 ４４…ネック ４６…プラットホーム ４８…エアホイル ５６…前縁 ５８…後部縁 ６０…横縁 ６６…内部肢 ６８…側壁 ７０…部屋 ７４…空洞 ７６，７８…側板 ８０…シールランド ８２…ワイヤーシール ８４…ウインデイジカバー ８６…後カバー板 ８６ａ…カバー板 ８８…ベース ９０…ブラシシール ９２…肩 ９４…シールリテイナー ９６…シール刺毛 １００…内部プレナム １０２…外部プレナム １０４…ノズル １０６…穴 １０８…通路 １１２…前縁漏れ空気 １１４…後縁漏れ空気 １２０…導管 １２２…溝 １２４…突合面 １２６…通路 １２８…マニホールド １３０…取り入れ口端 １３２…空洞 １３４…補助ガス通路 １３６…ベース
Claims (3)
- 【請求項１】 外部リムと、内部リム、および外部リム
から内部リムまで伸びる複数の羽根板取り付け溝を有す
るディスクと、 各々、ルートと、前縁，外縁および前縁から後縁まで伸
びる横縁を有するとともに、外部リム，羽根板ルートお
よび羽根板プラットホームが複数の冷却空気空洞を形成
するように取付け溝に支持されている、複数のロータ羽
根板、および羽根板溝に支持され、関連する羽根板基部
に突合する、複数のカバー板を含み、 各カバー板が、ディスクの前のプレナムから漏れ空気を
抽出するとともに羽根板プラットホームの後縁に対して
漏れ空気を衝突させる、ことを特徴とする、被冷却ロー
タアッセンブリー。 - 【請求項２】 各導管が、一つの羽根板基部と、カバー
板の突合面における溝によって、規定されていることを
特徴とする、請求項１に記載の被冷却アッセンブリー。 - 【請求項３】 カバー板が、導管を空洞と流通するよう
に配置するためのマニホールドを含むことを特徴とす
る、請求項１又は２に記載の被冷却ロータアッセンブリ
ー。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/631,506 US5800124A (en) | 1996-04-12 | 1996-04-12 | Cooled rotor assembly for a turbine engine |
| US08/631506 | 1996-04-12 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1047003A true JPH1047003A (ja) | 1998-02-17 |
Family
ID=24531501
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9095633A Ceased JPH1047003A (ja) | 1996-04-12 | 1997-04-14 | タービンエンジンの被冷却ロータアッセンブリー |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5800124A (ja) |
| EP (1) | EP0801208B1 (ja) |
| JP (1) | JPH1047003A (ja) |
| DE (1) | DE69717528T2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001207862A (ja) * | 1999-09-30 | 2001-08-03 | General Electric Co <Ge> | タービンホイール空洞をパージする方法と装置 |
| KR100785541B1 (ko) * | 2000-12-27 | 2007-12-12 | 제너럴 일렉트릭 캄파니 | 가스 터빈 블레이드 |
| JP2013536910A (ja) * | 2010-08-31 | 2013-09-26 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ロータコンポーネントのテーパコレット接続 |
Families Citing this family (45)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19705442A1 (de) * | 1997-02-13 | 1998-08-20 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Turbinen-Laufradscheibe mit Kühlluftkanälen |
| DE69830026T2 (de) * | 1997-07-11 | 2005-09-29 | Rolls-Royce Plc | Schmierung einer Gasturbine während des Starts |
| US6077035A (en) * | 1998-03-27 | 2000-06-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deflector for controlling entry of cooling air leakage into the gaspath of a gas turbine engine |
| US6179555B1 (en) * | 1998-10-06 | 2001-01-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Sealing of T.O.B.I feed plenum |
| EP1087102B1 (en) * | 1999-09-24 | 2010-09-29 | General Electric Company | Gas turbine bucket with impingement cooled platform |
| DE19950109A1 (de) * | 1999-10-18 | 2001-04-19 | Asea Brown Boveri | Rotor für eine Gasturbine |
| DE50009497D1 (de) * | 2000-11-16 | 2005-03-17 | Siemens Ag | Filmkühlung von Gasturbinenschaufeln mittels Schlitzen für Kühlluft |
| DE10295864D2 (de) * | 2001-12-14 | 2004-11-04 | Alstom Technology Ltd Baden | Gasturbinenanordnung |
| US6832893B2 (en) | 2002-10-24 | 2004-12-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade passive cooling feature |
| US7600972B2 (en) * | 2003-10-31 | 2009-10-13 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies |
| US6984112B2 (en) * | 2003-10-31 | 2006-01-10 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades |
| US7175386B2 (en) * | 2003-12-17 | 2007-02-13 | United Technologies Corporation | Airfoil with shaped trailing edge pedestals |
| GB0405679D0 (en) * | 2004-03-13 | 2004-04-21 | Rolls Royce Plc | A mounting arrangement for turbine blades |
| US7186089B2 (en) | 2004-11-04 | 2007-03-06 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system for a platform of a turbine blade |
| US7690896B2 (en) * | 2005-05-27 | 2010-04-06 | United Technologies Corporation | Gas turbine disk slots and gas turbine engine using same |
| US7581923B2 (en) * | 2005-06-23 | 2009-09-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with purge air pump and guide |
| US7371044B2 (en) * | 2005-10-06 | 2008-05-13 | Siemens Power Generation, Inc. | Seal plate for turbine rotor assembly between turbine blade and turbine vane |
| US7387492B2 (en) * | 2005-12-20 | 2008-06-17 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling turbine blade trailing edges |
| FR2908153B1 (fr) * | 2006-11-07 | 2011-05-13 | Snecma | Dispositif d'accrochage d'un distributeur (8) d'une turbine, turbine les comportant, et moteur d'aeronef en etant equipe |
| US8152436B2 (en) * | 2008-01-08 | 2012-04-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade under platform pocket cooling |
| US8727702B2 (en) * | 2008-05-30 | 2014-05-20 | United Technologies Corporation | Hoop snap spacer |
| EP2146055B2 (en) * | 2008-07-17 | 2022-01-19 | Ansaldo Energia S.P.A. | Sealing element for a gas turbine, a gas turbine including said sealing element and method for cooling said sealing element |
| US8292587B2 (en) * | 2008-12-18 | 2012-10-23 | Honeywell International Inc. | Turbine blade assemblies and methods of manufacturing the same |
| US8393869B2 (en) * | 2008-12-19 | 2013-03-12 | Solar Turbines Inc. | Turbine blade assembly including a damper |
| US8206119B2 (en) * | 2009-02-05 | 2012-06-26 | General Electric Company | Turbine coverplate systems |
| EP2236758A1 (de) * | 2009-03-26 | 2010-10-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Laufschaufelsystem mit Dichtplatten, die eine Stegstruktur aufweisen |
| EP2233692A1 (de) * | 2009-03-27 | 2010-09-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Axialturbomaschinenrotor mit Schaufelkühlung |
| US8007230B2 (en) * | 2010-01-05 | 2011-08-30 | General Electric Company | Turbine seal plate assembly |
| US8459953B2 (en) * | 2010-01-19 | 2013-06-11 | General Electric Company | Seal plate and bucket retention pin assembly |
| US9133855B2 (en) * | 2010-11-15 | 2015-09-15 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor for a turbo machine |
| US8951014B2 (en) | 2011-03-15 | 2015-02-10 | United Technologies Corporation | Turbine blade with mate face cooling air flow |
| US8876479B2 (en) | 2011-03-15 | 2014-11-04 | United Technologies Corporation | Damper pin |
| GB201113893D0 (en) * | 2011-08-12 | 2011-09-28 | Rolls Royce Plc | Oil mist separation in gas turbine engines |
| US9243500B2 (en) | 2012-06-29 | 2016-01-26 | United Technologies Corporation | Turbine blade platform with U-channel cooling holes |
| FR2995003B1 (fr) * | 2012-09-03 | 2014-08-15 | Snecma | Rotor de turbine pour une turbomachine |
| US9605552B2 (en) | 2013-06-10 | 2017-03-28 | General Electric Company | Non-integral segmented angel-wing seal |
| US10184345B2 (en) * | 2013-08-09 | 2019-01-22 | United Technologies Corporation | Cover plate assembly for a gas turbine engine |
| WO2015038605A1 (en) | 2013-09-12 | 2015-03-19 | United Technologies Corporation | Disk outer rim seal |
| EP3034795B1 (en) | 2014-12-17 | 2019-02-27 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Lock plate with radial grooves |
| US10378379B2 (en) | 2015-08-27 | 2019-08-13 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling air manifolds with spoolies |
| US10066485B2 (en) * | 2015-12-04 | 2018-09-04 | General Electric Company | Turbomachine blade cover plate having radial cooling groove |
| US11021962B2 (en) * | 2018-08-22 | 2021-06-01 | Raytheon Technologies Corporation | Turbulent air reducer for a gas turbine engine |
| US11220916B2 (en) | 2020-01-22 | 2022-01-11 | General Electric Company | Turbine rotor blade with platform with non-linear cooling passages by additive manufacture |
| US11492908B2 (en) | 2020-01-22 | 2022-11-08 | General Electric Company | Turbine rotor blade root with hollow mount with lattice support structure by additive manufacture |
| US11248471B2 (en) * | 2020-01-22 | 2022-02-15 | General Electric Company | Turbine rotor blade with angel wing with coolant transfer passage between adjacent wheel space portions by additive manufacture |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2988325A (en) * | 1957-07-18 | 1961-06-13 | Rolls Royce | Rotary fluid machine with means supplying fluid to rotor blade passages |
| BE792286A (fr) * | 1971-12-06 | 1973-03-30 | Gen Electric | Dispositif de retenue d'aubes sans boulon pour un rotor de turbomachin |
| US3834831A (en) * | 1973-01-23 | 1974-09-10 | Westinghouse Electric Corp | Blade shank cooling arrangement |
| US3989410A (en) * | 1974-11-27 | 1976-11-02 | General Electric Company | Labyrinth seal system |
| US4265590A (en) * | 1978-05-20 | 1981-05-05 | Rolls-Royce Limited | Cooling air supply arrangement for a gas turbine engine |
| US4348157A (en) * | 1978-10-26 | 1982-09-07 | Rolls-Royce Limited | Air cooled turbine for a gas turbine engine |
| GB2095763A (en) * | 1980-12-29 | 1982-10-06 | Rolls Royce | Enhancing turbine blade coolant seal force |
| US4439107A (en) * | 1982-09-16 | 1984-03-27 | United Technologies Corporation | Rotor blade cooling air chamber |
| US4505640A (en) * | 1983-12-13 | 1985-03-19 | United Technologies Corporation | Seal means for a blade attachment slot of a rotor assembly |
| US4626169A (en) * | 1983-12-13 | 1986-12-02 | United Technologies Corporation | Seal means for a blade attachment slot of a rotor assembly |
| GB8705216D0 (en) * | 1987-03-06 | 1987-04-08 | Rolls Royce Plc | Rotor assembly |
| US4820116A (en) * | 1987-09-18 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Turbine cooling for gas turbine engine |
| US5143512A (en) * | 1991-02-28 | 1992-09-01 | General Electric Company | Turbine rotor disk with integral blade cooling air slots and pumping vanes |
| US5211533A (en) * | 1991-10-30 | 1993-05-18 | General Electric Company | Flow diverter for turbomachinery seals |
| US5310319A (en) * | 1993-01-12 | 1994-05-10 | United Technologies Corporation | Free standing turbine disk sideplate assembly |
| US5415526A (en) * | 1993-11-19 | 1995-05-16 | Mercadante; Anthony J. | Coolable rotor assembly |
-
1996
- 1996-04-12 US US08/631,506 patent/US5800124A/en not_active Expired - Lifetime
-
1997
- 1997-04-11 EP EP97302503A patent/EP0801208B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-04-11 DE DE69717528T patent/DE69717528T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1997-04-14 JP JP9095633A patent/JPH1047003A/ja not_active Ceased
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001207862A (ja) * | 1999-09-30 | 2001-08-03 | General Electric Co <Ge> | タービンホイール空洞をパージする方法と装置 |
| JP4610710B2 (ja) * | 1999-09-30 | 2011-01-12 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービンホイール空洞をパージする方法と装置 |
| KR100785541B1 (ko) * | 2000-12-27 | 2007-12-12 | 제너럴 일렉트릭 캄파니 | 가스 터빈 블레이드 |
| JP2013536910A (ja) * | 2010-08-31 | 2013-09-26 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ロータコンポーネントのテーパコレット接続 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0801208A3 (en) | 1999-07-14 |
| EP0801208B1 (en) | 2002-12-04 |
| DE69717528T2 (de) | 2003-08-14 |
| DE69717528D1 (de) | 2003-01-16 |
| US5800124A (en) | 1998-09-01 |
| EP0801208A2 (en) | 1997-10-15 |
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| US20050163608A1 (en) | Gas turbine engine |
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