JPH11247612A - 動翼のチップシンニング - Google Patents
動翼のチップシンニングInfo
- Publication number
- JPH11247612A JPH11247612A JP4943898A JP4943898A JPH11247612A JP H11247612 A JPH11247612 A JP H11247612A JP 4943898 A JP4943898 A JP 4943898A JP 4943898 A JP4943898 A JP 4943898A JP H11247612 A JPH11247612 A JP H11247612A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- thinning
- tip
- rotor blade
- blade
- moving blade
- 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.)
- Withdrawn
Links
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
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【課題】 ガスタービン等の動翼のチップシンニングに
関し、シンニング部を設けて、チップケーシングとの衝
突による破損がシンニング部に止めることができ、又、
翼長の長さ調整が容易に出来る等の利点がある反面、作
動流体の漏洩流が増え、作動効率の低下があった。この
不具合を解消できるチップシンニングを提供する。 【解決手段】 チップシンニング１２は、動翼先端中央
部に、先端側から本体側に向けて所定の深さのくりぬき
部７を設け、シンニング部４の先端とチップケーシング
内面３との間に形成される間隙を、動翼の前縁８側の動
翼腹側５から後縁９側の動翼背側６に流れる漏洩流１１
の流れを横切る形状にしたフィン形状のシンニングを、
少なくとも１個、くりぬき部内に設ける。シンニング部
により得られる利点に加えて、動翼の先端面とチップケ
ーシング内周面との間隙からの、作動流体の漏洩流量を
少なくでき、動翼の作動効率を向上させる。
関し、シンニング部を設けて、チップケーシングとの衝
突による破損がシンニング部に止めることができ、又、
翼長の長さ調整が容易に出来る等の利点がある反面、作
動流体の漏洩流が増え、作動効率の低下があった。この
不具合を解消できるチップシンニングを提供する。 【解決手段】 チップシンニング１２は、動翼先端中央
部に、先端側から本体側に向けて所定の深さのくりぬき
部７を設け、シンニング部４の先端とチップケーシング
内面３との間に形成される間隙を、動翼の前縁８側の動
翼腹側５から後縁９側の動翼背側６に流れる漏洩流１１
の流れを横切る形状にしたフィン形状のシンニングを、
少なくとも１個、くりぬき部内に設ける。シンニング部
により得られる利点に加えて、動翼の先端面とチップケ
ーシング内周面との間隙からの、作動流体の漏洩流量を
少なくでき、動翼の作動効率を向上させる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、動翼の先端中央部
にくりぬき部を凹設したシンニング部の先端面とチップ
ケーシング内周面との間に形成された間隙に生じる、作
動流体の漏洩流の流量を低減するようにした、ガスター
ビン動翼、ガスタービン圧縮機、または蒸気タービン等
のターボ機械の動翼のチップシンニングに関する。
にくりぬき部を凹設したシンニング部の先端面とチップ
ケーシング内周面との間に形成された間隙に生じる、作
動流体の漏洩流の流量を低減するようにした、ガスター
ビン動翼、ガスタービン圧縮機、または蒸気タービン等
のターボ機械の動翼のチップシンニングに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のターボ機械の動翼においては、回
転する動翼の先端面と静止しているチップケーシング内
面との間に形成される間隙に生じる、動翼の作動に寄与
しない作動流体の漏洩流の流量を可能な限り低減して、
チップクリアランス損失を少なくし、ターボ機械の性能
を向上させる試みがなされている。
転する動翼の先端面と静止しているチップケーシング内
面との間に形成される間隙に生じる、動翼の作動に寄与
しない作動流体の漏洩流の流量を可能な限り低減して、
チップクリアランス損失を少なくし、ターボ機械の性能
を向上させる試みがなされている。
【０００３】特に、作動中に、高温の作動流体である主
流高温ガスに曝されるガスタービン動翼においては、動
翼の先端面とチップケーシングとの接触時に生じる動翼
の破損を、動翼の先端部にのみに止め、内部が圧縮空気
等で冷却される構造にされ、破損の影響が大きい動翼本
体に破損が及ぶのを防止するため、又は動翼の先端面と
チップケーシング内面との間に形成される間隙を、所定
の隙間にするために行われる動翼の翼長の調整を容易に
するため、又は高速回転時に動翼に生じる遠心力を低減
し、翼根部に生じる負荷を低減するため等の目的で、動
翼の先端中央部分を動翼本体側に向けて、所定深さにく
りぬいたくりぬき部を設け、厚みが薄くされたチップシ
ンニング部を設けるようにしている。
流高温ガスに曝されるガスタービン動翼においては、動
翼の先端面とチップケーシングとの接触時に生じる動翼
の破損を、動翼の先端部にのみに止め、内部が圧縮空気
等で冷却される構造にされ、破損の影響が大きい動翼本
体に破損が及ぶのを防止するため、又は動翼の先端面と
チップケーシング内面との間に形成される間隙を、所定
の隙間にするために行われる動翼の翼長の調整を容易に
するため、又は高速回転時に動翼に生じる遠心力を低減
し、翼根部に生じる負荷を低減するため等の目的で、動
翼の先端中央部分を動翼本体側に向けて、所定深さにく
りぬいたくりぬき部を設け、厚みが薄くされたチップシ
ンニング部を設けるようにしている。
【０００４】図２は、上述したように、動翼先端にチッ
プシンニング部を設けるようにした、従来のターボ機械
の動翼としてのガスタービン動翼（以下単に動翼とい
う）の先端部を示す外観斜視図、図３は図２に示すガス
タービン動翼のチップシンニング部の詳細を示す図で、
図３（ａ）は、チップシンニング部を腹側から見た正面
図、図３（ｂ）は、図２に示す矢視Ｂ−Ｂにおける横断
面図、図３（ｃ）は、チップシンニング部を上方から見
た平面図である。
プシンニング部を設けるようにした、従来のターボ機械
の動翼としてのガスタービン動翼（以下単に動翼とい
う）の先端部を示す外観斜視図、図３は図２に示すガス
タービン動翼のチップシンニング部の詳細を示す図で、
図３（ａ）は、チップシンニング部を腹側から見た正面
図、図３（ｂ）は、図２に示す矢視Ｂ−Ｂにおける横断
面図、図３（ｃ）は、チップシンニング部を上方から見
た平面図である。
【０００５】図に示すように、動翼本体２の先端部に
は、動翼１を包囲して設けられ、作動流体である主流高
温ガス１０の流路外周面を形成する静止部であるチップ
ケーシング３と動翼１の先端部とが万一衝突するような
ことが生じても、上述したように、動翼本体２に破損が
及ぶのを防止するため等の目的で、動翼１を精密鋳造に
より成形するとき、動翼１の先端部をくりぬいたくりぬ
き部７を設けて、肉厚を薄くしたシンニング部４を形成
するようにしている。
は、動翼１を包囲して設けられ、作動流体である主流高
温ガス１０の流路外周面を形成する静止部であるチップ
ケーシング３と動翼１の先端部とが万一衝突するような
ことが生じても、上述したように、動翼本体２に破損が
及ぶのを防止するため等の目的で、動翼１を精密鋳造に
より成形するとき、動翼１の先端部をくりぬいたくりぬ
き部７を設けて、肉厚を薄くしたシンニング部４を形成
するようにしている。
【０００６】このシンニング部４は、外表面が動翼本体
２の動翼腹側５および動翼背側６の外表面と連続する外
周面で形成されて、動翼１の先端部を形成し、動翼１の
先端面とチップケーシング３内周面との間に形成される
間隙を、漏洩流１１の少ない所定の隙間にするととも
に、動翼１の中央部に先端から動翼本体２側に向けて所
定の深さのくりぬき部７を設けて、厚みを薄くした薄板
状の軽構造にして、上述の目的を達成できるようにして
いる。
２の動翼腹側５および動翼背側６の外表面と連続する外
周面で形成されて、動翼１の先端部を形成し、動翼１の
先端面とチップケーシング３内周面との間に形成される
間隙を、漏洩流１１の少ない所定の隙間にするととも
に、動翼１の中央部に先端から動翼本体２側に向けて所
定の深さのくりぬき部７を設けて、厚みを薄くした薄板
状の軽構造にして、上述の目的を達成できるようにして
いる。
【０００７】しかしながら、このようなシンニング部４
を設けるようにした動翼１では、上述した目的が達成で
きる利点がある反面、動翼１の先端面とチップケーシン
グ３との間の間隙を、図３に示すように、動翼１の前縁
８側の動翼腹側５から後縁９側の動翼背側６に向けて流
れる主流高温ガス１０の漏洩流１１が、シンニング部４
にくりぬき部７を凹設したことにより増大し、チップク
リアランス損失が大きくなり、ガスタービンの効率が低
下するという不具合が生じることがある。
を設けるようにした動翼１では、上述した目的が達成で
きる利点がある反面、動翼１の先端面とチップケーシン
グ３との間の間隙を、図３に示すように、動翼１の前縁
８側の動翼腹側５から後縁９側の動翼背側６に向けて流
れる主流高温ガス１０の漏洩流１１が、シンニング部４
にくりぬき部７を凹設したことにより増大し、チップク
リアランス損失が大きくなり、ガスタービンの効率が低
下するという不具合が生じることがある。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、このよう
な、動翼の先端面とチップケーシング内周面との接触時
に生じることのある破損を、動翼の先端部にのみに止
め、動翼の翼長の調整を容易にでき、動翼の先端面とチ
ップケーシング内面との間隙の調整が容易になり、もし
くは、高速回転時の翼根部に生じる負荷を低減する等の
利点のある、先端部にシンニング部を設けるようにした
動翼に生じる、上述した不具合を解消するため、上述し
た利点を得るためシンニング部を動翼の先端に設けるよ
うにしても、動翼の先端面とチップケーシング内面との
間隙からの作動流体の漏洩流量を少なくでき、チップク
リアランス損失を小さくでき、ガスタービンの効率の低
下を低減できる動翼のチップシンニングを提供すること
を課題とする。
な、動翼の先端面とチップケーシング内周面との接触時
に生じることのある破損を、動翼の先端部にのみに止
め、動翼の翼長の調整を容易にでき、動翼の先端面とチ
ップケーシング内面との間隙の調整が容易になり、もし
くは、高速回転時の翼根部に生じる負荷を低減する等の
利点のある、先端部にシンニング部を設けるようにした
動翼に生じる、上述した不具合を解消するため、上述し
た利点を得るためシンニング部を動翼の先端に設けるよ
うにしても、動翼の先端面とチップケーシング内面との
間隙からの作動流体の漏洩流量を少なくでき、チップク
リアランス損失を小さくでき、ガスタービンの効率の低
下を低減できる動翼のチップシンニングを提供すること
を課題とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】このため、本発明の動翼
のチップシンニングは、次の手段とした。動翼の先端中
央部に、動翼の先端から動翼本体に向けて所定の深さく
りぬいて、くりぬき部を設けるようにした、シンニング
部の先端とチップケーシング内面との間に形成される間
隙に生じる、動翼の前縁側の動翼腹側から後縁側の動翼
背側に流れる作動流体の漏洩流の流れの方向を横切る形
状のフィン形状にされたシンニングを、少なくとも１個
くりぬき部内に設けるようにした。
のチップシンニングは、次の手段とした。動翼の先端中
央部に、動翼の先端から動翼本体に向けて所定の深さく
りぬいて、くりぬき部を設けるようにした、シンニング
部の先端とチップケーシング内面との間に形成される間
隙に生じる、動翼の前縁側の動翼腹側から後縁側の動翼
背側に流れる作動流体の漏洩流の流れの方向を横切る形
状のフィン形状にされたシンニングを、少なくとも１個
くりぬき部内に設けるようにした。
【００１０】なお、動翼の先端から動翼本体に向けて所
定の深さくりぬいて、くりぬき部を設けることは、必ず
しも機械加工等によるくりぬきのみを、意味するもので
はなく、動翼の加工、製作時に精密鋳造により所定の深
さくりぬかれたくりぬき部を設けることをも、含むもの
である。
定の深さくりぬいて、くりぬき部を設けることは、必ず
しも機械加工等によるくりぬきのみを、意味するもので
はなく、動翼の加工、製作時に精密鋳造により所定の深
さくりぬかれたくりぬき部を設けることをも、含むもの
である。
【００１１】このように、シンニング部に設けられたく
りぬき部内にシンニングを設けるようにしたことによ
り、くりぬき部を設けることによってシンニング部の先
端とチップケーシング内面との間に形成される間隙が大
きくなり、増大する作動流体の漏洩流が、くりぬき部内
へのシンニングの設置により阻止若しくは低減し、間隙
からの漏洩流量を少なくでき、チップクリアランス損失
を小さくでき、動翼の先端部にシンニング部に設け、上
述した利点が得られるような動翼を採用するようにして
も、ガスタービンの効率が低下するのを低減できる。
りぬき部内にシンニングを設けるようにしたことによ
り、くりぬき部を設けることによってシンニング部の先
端とチップケーシング内面との間に形成される間隙が大
きくなり、増大する作動流体の漏洩流が、くりぬき部内
へのシンニングの設置により阻止若しくは低減し、間隙
からの漏洩流量を少なくでき、チップクリアランス損失
を小さくでき、動翼の先端部にシンニング部に設け、上
述した利点が得られるような動翼を採用するようにして
も、ガスタービンの効率が低下するのを低減できる。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下、本発明の動翼のチップシン
ニングの実施の一形態を図面にもとづき説明する。図１
は、本発明の動翼のチップシンニングの実施の第１形態
を示す図で、図１（ａ）は、動翼の周方向腹側から見た
動翼の先端側の部分正面図、図１（ｂ）は、図１（ａ）
のシンニング部を上方から見た平面図、図１（ｃ）は、
図１（ｂ）の矢視Ａ−Ａにおける横断面図である。な
お、図において、図２、図３に示す部材と同一部材、も
しくは類似の部材には、同一符号を付して、説明は省略
する。
ニングの実施の一形態を図面にもとづき説明する。図１
は、本発明の動翼のチップシンニングの実施の第１形態
を示す図で、図１（ａ）は、動翼の周方向腹側から見た
動翼の先端側の部分正面図、図１（ｂ）は、図１（ａ）
のシンニング部を上方から見た平面図、図１（ｃ）は、
図１（ｂ）の矢視Ａ−Ａにおける横断面図である。な
お、図において、図２、図３に示す部材と同一部材、も
しくは類似の部材には、同一符号を付して、説明は省略
する。
【００１３】図に示すように、動翼本体２の先端部に
は、動翼２０の翼端面から動翼本体２側に向けてくりぬ
き部７を設けて、薄板状にされたシンニング部４が設け
られている。このくりぬき部７は、動翼２０の大きさに
よっても異るが、動翼２０の翼端面から、１〜５ｍ／ｍ
程度の深さ、動翼２０の中央部をくりぬいて形成された
もので、このくりぬき部７を設けることにより、シンニ
ング部４は外表面が動翼本体２の動翼腹側５および動翼
背側６の外表面と連続する外周面を有する薄板状の外皮
で形成された軽構造のものにされる。
は、動翼２０の翼端面から動翼本体２側に向けてくりぬ
き部７を設けて、薄板状にされたシンニング部４が設け
られている。このくりぬき部７は、動翼２０の大きさに
よっても異るが、動翼２０の翼端面から、１〜５ｍ／ｍ
程度の深さ、動翼２０の中央部をくりぬいて形成された
もので、このくりぬき部７を設けることにより、シンニ
ング部４は外表面が動翼本体２の動翼腹側５および動翼
背側６の外表面と連続する外周面を有する薄板状の外皮
で形成された軽構造のものにされる。
【００１４】さらに、くりぬき部７の底面を形成する、
動翼本体２との間に形成される底板１３には、動翼本体
２を内部から冷却するように、動翼本体２内部に流すよ
うにした、高圧空気等の冷却媒体の一部をシンニング部
４にも導入して、冷却するようにした貫通孔を設けるよ
うにしている。
動翼本体２との間に形成される底板１３には、動翼本体
２を内部から冷却するように、動翼本体２内部に流すよ
うにした、高圧空気等の冷却媒体の一部をシンニング部
４にも導入して、冷却するようにした貫通孔を設けるよ
うにしている。
【００１５】また、シンニング部４の動翼腹側５後縁部
には、切欠き部１４が設けられ、くりぬき部７がこの切
欠き部１４を介して、主流高温ガス１０が流れる流路と
連通するようにしている。なお、この切欠き部１４は、
動翼２０の作動中にシンニング部４先端面がチップケー
シング３の内周面に当接するようなことが生じても、く
りぬき部７に流入した冷却媒体の閉塞が防止され、常
時、動翼本体２の冷却通路からくりぬき部７にも冷却媒
体が供給されるようにして、シンニング部４が過熱され
るのを回避するために設けるようにしている。
には、切欠き部１４が設けられ、くりぬき部７がこの切
欠き部１４を介して、主流高温ガス１０が流れる流路と
連通するようにしている。なお、この切欠き部１４は、
動翼２０の作動中にシンニング部４先端面がチップケー
シング３の内周面に当接するようなことが生じても、く
りぬき部７に流入した冷却媒体の閉塞が防止され、常
時、動翼本体２の冷却通路からくりぬき部７にも冷却媒
体が供給されるようにして、シンニング部４が過熱され
るのを回避するために設けるようにしている。
【００１６】このようにして、動翼２０の先端部に設け
られたシンニング部４の先端とチップケーシング３の内
周面との間に形成される隙間には、図３で示したものと
同様に、流量の大きい主流高温ガス１０の漏洩流１１が
発生してチップクリアランス損失が大きくなり、ガスタ
ービンの効率が低下するという不具合が生じる。しか
も、このシンニング部４の上方の漏洩流１１の流れの方
向は、図１（ｂ）に示すように一様でなく種々の方向に
流れる。このため、くりぬき部７内に漏洩流１１の流れ
を横切る方向、より好ましくは、本実施の形態で示すよ
うに、漏洩流１１の流れの方向と直交する方向に側面が
配置されるようにしたフィン形状のシンニング１２を設
けるようにした。
られたシンニング部４の先端とチップケーシング３の内
周面との間に形成される隙間には、図３で示したものと
同様に、流量の大きい主流高温ガス１０の漏洩流１１が
発生してチップクリアランス損失が大きくなり、ガスタ
ービンの効率が低下するという不具合が生じる。しか
も、このシンニング部４の上方の漏洩流１１の流れの方
向は、図１（ｂ）に示すように一様でなく種々の方向に
流れる。このため、くりぬき部７内に漏洩流１１の流れ
を横切る方向、より好ましくは、本実施の形態で示すよ
うに、漏洩流１１の流れの方向と直交する方向に側面が
配置されるようにしたフィン形状のシンニング１２を設
けるようにした。
【００１７】このシンニング１２のくりぬき部７内への
設置は、動翼２０の翼端面に精密鋳造でくりぬき部７を
形成する時に、くりぬき部７と同時に形成するようにし
ても良く、又はくりぬき部７を形成した後にシンニング
１２を溶接等により、くりぬき部７内に固着して設ける
ようにしても良い。
設置は、動翼２０の翼端面に精密鋳造でくりぬき部７を
形成する時に、くりぬき部７と同時に形成するようにし
ても良く、又はくりぬき部７を形成した後にシンニング
１２を溶接等により、くりぬき部７内に固着して設ける
ようにしても良い。
【００１８】このようにして、シンニング部４に設けら
れたくりぬき部７内にフィン形状のシンニング１２を設
けるようにしたことにより、くりぬき部７を設けること
によるシンニング部４の先端とチップケーシング３内面
との間に形成される間隙が大きくなることによる、増大
する主流高温ガス１０の漏洩流１１が、くりぬき部７内
へのシンニング１２の設置により阻止、若しくは低減で
きるようになり、間隙からの漏洩流量を大幅に少なくで
き、チップクリアランス損失を小さくでき、ガスタービ
ンの性能を向上させることができる。
れたくりぬき部７内にフィン形状のシンニング１２を設
けるようにしたことにより、くりぬき部７を設けること
によるシンニング部４の先端とチップケーシング３内面
との間に形成される間隙が大きくなることによる、増大
する主流高温ガス１０の漏洩流１１が、くりぬき部７内
へのシンニング１２の設置により阻止、若しくは低減で
きるようになり、間隙からの漏洩流量を大幅に少なくで
き、チップクリアランス損失を小さくでき、ガスタービ
ンの性能を向上させることができる。
【００１９】さらに、動翼２０の先端面とチップケーシ
ング３との接触時に破損が生じる場合においても、軽構
造にされたシンニング部４は、従来のものに比較して、
薄板形状のシンニング１２が付加されただけの、依然と
して軽構造のものにされているので、破損は動翼２０の
先端部のシンニング部４だけの破損のみに止めることが
でき、内部から圧縮空気等で冷却される複雑な構造にさ
れており、破損の影響が大きい動翼本体２に破損が及ぶ
のを防止することができるとともに、動翼２０の先端面
とチップケーシング３内周面との間に形成される間隙
を、所定の好ましい隙間にするために行われる動翼２０
の翼長の調整が容易になる。
ング３との接触時に破損が生じる場合においても、軽構
造にされたシンニング部４は、従来のものに比較して、
薄板形状のシンニング１２が付加されただけの、依然と
して軽構造のものにされているので、破損は動翼２０の
先端部のシンニング部４だけの破損のみに止めることが
でき、内部から圧縮空気等で冷却される複雑な構造にさ
れており、破損の影響が大きい動翼本体２に破損が及ぶ
のを防止することができるとともに、動翼２０の先端面
とチップケーシング３内周面との間に形成される間隙
を、所定の好ましい隙間にするために行われる動翼２０
の翼長の調整が容易になる。
【００２０】また、シンニング部４は、高さ１〜５ｍ／
ｍ幅の薄板形状のシンニング１２を設置するだけで、動
翼２０の翼端部の重量増大は微小であり、高速回転時に
動翼２０に生じる遠心力は、従来のシンニング部４を設
けた動翼１と同様に低減し、翼根部に生じる負荷は、従
来同様に小さいものにすることができる。
ｍ幅の薄板形状のシンニング１２を設置するだけで、動
翼２０の翼端部の重量増大は微小であり、高速回転時に
動翼２０に生じる遠心力は、従来のシンニング部４を設
けた動翼１と同様に低減し、翼根部に生じる負荷は、従
来同様に小さいものにすることができる。
【００２１】
【発明の効果】以上、説明したように本発明の動翼のチ
ップシンニングによれば、動翼の先端中央部に、動翼の
先端側から動翼本体側に向けて所定の深さくりぬいて、
くりぬき部を設けるようにしたシンニング部の先端とチ
ップケーシング内面との間に形成される間隙に生じる、
動翼の前縁側の動翼腹側から後縁側の動翼背側に流れる
作動流体の漏洩流の流れを横切る形状にされたフィン形
状のシンニングを、少なくとも１個くりぬき部内に設け
るようにした。
ップシンニングによれば、動翼の先端中央部に、動翼の
先端側から動翼本体側に向けて所定の深さくりぬいて、
くりぬき部を設けるようにしたシンニング部の先端とチ
ップケーシング内面との間に形成される間隙に生じる、
動翼の前縁側の動翼腹側から後縁側の動翼背側に流れる
作動流体の漏洩流の流れを横切る形状にされたフィン形
状のシンニングを、少なくとも１個くりぬき部内に設け
るようにした。
【００２２】これにより、動翼の先端にシンニング部を
設けることにより得られる利点に加えて、シンニング部
を動翼の先端に設けることにより、増大することのあっ
た、動翼の先端面とチップケーシング内面との間隙から
の作動流体の漏洩流量を少なくでき、チップクリアラン
ス損失を小さくでき、動翼の作動効率を向上させること
ができる。
設けることにより得られる利点に加えて、シンニング部
を動翼の先端に設けることにより、増大することのあっ
た、動翼の先端面とチップケーシング内面との間隙から
の作動流体の漏洩流量を少なくでき、チップクリアラン
ス損失を小さくでき、動翼の作動効率を向上させること
ができる。
【図１】本発明の動翼のチップシンニングの実施の第１
形態を示す図で、図１（ａ）は、動翼の周方向腹側から
見た動翼の先端側の部分正面図、図１（ｂ）は、図１
（ａ）のシンニング部を上方から見た平面図、図１
（ｃ）は、図１（ｂ）の矢視Ａ−Ａにおける横断面図、
形態を示す図で、図１（ａ）は、動翼の周方向腹側から
見た動翼の先端側の部分正面図、図１（ｂ）は、図１
（ａ）のシンニング部を上方から見た平面図、図１
（ｃ）は、図１（ｂ）の矢視Ａ−Ａにおける横断面図、
【図２】動翼先端にチップシンニング部を設けるように
した、従来のターボ機械の動翼としてのガスタービン動
翼の先端部を示す外観斜視図、
した、従来のターボ機械の動翼としてのガスタービン動
翼の先端部を示す外観斜視図、
【図３】図２に示すガスタービン動翼のチップシンニン
グ部の詳細を示す図で、図３（ａ）は、チップシンニン
グ部を腹側から見た正面図、図３（ｂ）は、図２に示す
矢視Ｂ−Ｂにおける横断面図、図３（ｃ）は、チップシ
ンニング部を上方から見た平面図である。
グ部の詳細を示す図で、図３（ａ）は、チップシンニン
グ部を腹側から見た正面図、図３（ｂ）は、図２に示す
矢視Ｂ−Ｂにおける横断面図、図３（ｃ）は、チップシ
ンニング部を上方から見た平面図である。
１ 動翼 ２ 動翼本体 ３ チップケーシング ４ シンニング部 ５ 動翼腹側 ６ 動翼背側 ７ くりぬき部 ８ 前縁 ９ 後縁 １０ 主流高温ガス １１ 漏洩流 １２ シンニング １３ 底板 １４ 切欠き部 ２０ 動翼
Claims (1)
- 【請求項１】 翼先端中央部にくりぬき部を凹設して、
シンニング部を設けたようにした動翼のチップシンニン
グにおいて、前記シンニング部の先端面とチップケーシ
ング内周面との間に形成される間隙を流れる作動流体の
漏洩流の流れの方向を横切るように、前記くりぬき部内
にフィン形状にされたシンニングを少なくとも１個配置
したことを特徴とする動翼のチップシンニング。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4943898A JPH11247612A (ja) | 1998-03-02 | 1998-03-02 | 動翼のチップシンニング |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4943898A JPH11247612A (ja) | 1998-03-02 | 1998-03-02 | 動翼のチップシンニング |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11247612A true JPH11247612A (ja) | 1999-09-14 |
Family
ID=12831126
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4943898A Withdrawn JPH11247612A (ja) | 1998-03-02 | 1998-03-02 | 動翼のチップシンニング |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11247612A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007085344A (ja) * | 2005-09-19 | 2007-04-05 | General Electric Co <Ge> | 翼端漏れ損失低減のための蒸気冷却型ガスタービン動翼 |
| EP1895099A2 (en) | 2006-08-21 | 2008-03-05 | General Electric Company | Cascade tip baffle airfoil |
| EP1895101A2 (en) | 2006-08-21 | 2008-03-05 | General Electric Company | Counter tip baffle airfoil |
| EP1895100A2 (en) * | 2006-08-21 | 2008-03-05 | General Electric Company | Conformal tip baffle airfoil |
| JP2008128247A (ja) * | 2006-11-20 | 2008-06-05 | General Electric Co <Ge> | トリフォリアル先端空洞翼形部 |
| US10107108B2 (en) | 2015-04-29 | 2018-10-23 | General Electric Company | Rotor blade having a flared tip |
-
1998
- 1998-03-02 JP JP4943898A patent/JPH11247612A/ja not_active Withdrawn
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007085344A (ja) * | 2005-09-19 | 2007-04-05 | General Electric Co <Ge> | 翼端漏れ損失低減のための蒸気冷却型ガスタービン動翼 |
| JP2008051098A (ja) * | 2006-08-21 | 2008-03-06 | General Electric Co <Ge> | 逆先端バッフル式翼形部 |
| EP1895099A3 (en) * | 2006-08-21 | 2010-10-06 | General Electric Company | Cascade tip baffle airfoil |
| EP1895100A2 (en) * | 2006-08-21 | 2008-03-05 | General Electric Company | Conformal tip baffle airfoil |
| JP2008051096A (ja) * | 2006-08-21 | 2008-03-06 | General Electric Co <Ge> | カスケード先端部バッフルエーロフォイル |
| JP2008051102A (ja) * | 2006-08-21 | 2008-03-06 | General Electric Co <Ge> | 相似形先端部バッフルエーロフォイル |
| EP1895099A2 (en) | 2006-08-21 | 2008-03-05 | General Electric Company | Cascade tip baffle airfoil |
| US8500396B2 (en) | 2006-08-21 | 2013-08-06 | General Electric Company | Cascade tip baffle airfoil |
| EP1895101A2 (en) | 2006-08-21 | 2008-03-05 | General Electric Company | Counter tip baffle airfoil |
| EP1895100A3 (en) * | 2006-08-21 | 2010-10-13 | General Electric Company | Conformal tip baffle airfoil |
| EP1895101A3 (en) * | 2006-08-21 | 2010-10-27 | General Electric Company | Counter tip baffle airfoil |
| JP2012163103A (ja) * | 2006-08-21 | 2012-08-30 | General Electric Co <Ge> | カスケード先端部バッフルエーロフォイル |
| US8425183B2 (en) | 2006-11-20 | 2013-04-23 | General Electric Company | Triforial tip cavity airfoil |
| JP2008128247A (ja) * | 2006-11-20 | 2008-06-05 | General Electric Co <Ge> | トリフォリアル先端空洞翼形部 |
| US10107108B2 (en) | 2015-04-29 | 2018-10-23 | General Electric Company | Rotor blade having a flared tip |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5261789A (en) | Tip cooled blade | |
| US5927946A (en) | Turbine blade having recuperative trailing edge tip cooling | |
| US7351035B2 (en) | Hollow rotor blade for the turbine of a gas turbine engine, the blade being fitted with a “bathtub” | |
| EP1762701B1 (en) | Skewed tip hole turbine blade | |
| EP2434097B1 (en) | Turbine blade | |
| JP4070856B2 (ja) | スロット冷却翼端を有するタービン動翼 | |
| US9605545B2 (en) | Gas turbine blade with tip sections offset towards the pressure side and with cooling channels | |
| US4515526A (en) | Coolable airfoil for a rotary machine | |
| US6234754B1 (en) | Coolable airfoil structure | |
| US7160084B2 (en) | Blade of a turbine | |
| JP4184323B2 (ja) | ガスタービンエンジンのタービン用の中空回転翼 | |
| EP1057972A2 (en) | Turbine blade tip with offset squealer | |
| JPH10274001A (ja) | ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造 | |
| US20080050243A1 (en) | Turbine airfoil cooling system with bifurcated and recessed trailing edge exhaust channels | |
| JP2005337258A (ja) | ロータブレード | |
| JP2000291404A (ja) | テーパ付先端リブを備えたタービン羽根 | |
| KR20040041664A (ko) | 터빈 블레이드 포켓 슈라우드 | |
| JP2003027962A (ja) | ガスタービンエンジン、その翼形部およびその製造方法 | |
| JP2010112374A (ja) | シュラウド冷却に関連する方法及び装置 | |
| US10465524B2 (en) | Turbine blade | |
| JPH10266804A (ja) | チップシュラウド翼キャビティ | |
| GB2438861A (en) | Film-cooled component, eg gas turbine engine blade or vane | |
| KR20170128127A (ko) | 에어포일 선행 에지 통로의 후미에서 외벽에 걸쳐 있는 중간 중앙 통로 | |
| JPH11247612A (ja) | 動翼のチップシンニング | |
| EP1213442B1 (en) | Rotor blade |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20050510 |