JPS62223402A - タ−ビン動翼の先端冷却構造 - Google Patents
タ−ビン動翼の先端冷却構造Info
- Publication number
- JPS62223402A JPS62223402A JP6412986A JP6412986A JPS62223402A JP S62223402 A JPS62223402 A JP S62223402A JP 6412986 A JP6412986 A JP 6412986A JP 6412986 A JP6412986 A JP 6412986A JP S62223402 A JPS62223402 A JP S62223402A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- cooling air
- cooling
- rotor blade
- slit
- 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.)
- Pending
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 47
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 7
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 12
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 238000005219 brazing Methods 0.000 description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 239000011800 void material Substances 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明はタービン動翼の先端冷却構造に係り、特に翼先
端の全周にわたる冷却に関する。
端の全周にわたる冷却に関する。
（従来技術とその問題点〕
例えばガスタービン装買にあけるタービン動翼におって
は高温高圧の燃焼カスにざらされる為に各動翼は冷却空
気が供給され翼内部より冷却されて翼本体の温度を低下
させている。ここで特に問題となるのは親元端部の効率
良い冷却法である。
は高温高圧の燃焼カスにざらされる為に各動翼は冷却空
気が供給され翼内部より冷却されて翼本体の温度を低下
させている。ここで特に問題となるのは親元端部の効率
良い冷却法である。
動翼先端はタービンケーシング側に設けられる周囲シュ
ラウドと近接して構成することにより動翼先端部を通過
する燃焼ガスの動作流体を最小限にしてタービン効率を
向上させている。従来用いられている動翼先端部の冷却
構造を第４図に示す。
ラウドと近接して構成することにより動翼先端部を通過
する燃焼ガスの動作流体を最小限にしてタービン効率を
向上させている。従来用いられている動翼先端部の冷却
構造を第４図に示す。
ここでは動翼先端部周囲壁２を冷却する為に先端部から
引き込んだ位置に翼先端蓋１を設け、この蓋１に設けら
れた孔３から冷却空気が動翼５内部から吹き出され、上
記翼先端蓋外面２と翼先端蓋１で構成される空所４に供
給され、翼先端蓋外面２を冷却するようになっている。
引き込んだ位置に翼先端蓋１を設け、この蓋１に設けら
れた孔３から冷却空気が動翼５内部から吹き出され、上
記翼先端蓋外面２と翼先端蓋１で構成される空所４に供
給され、翼先端蓋外面２を冷却するようになっている。
上記翼先端蓋外面２が翼先端蓋１より半径方向に伸びて
いるのは動作流体の翼腹側から翼背側への漏洩を防ぐ為
に翼先端蓋外面２をラビリンスシールとしての効果を持
たせる為でもあり上記周囲シュラウド面との接触も考え
て翼先端蓋１から半径方向へ伸ばしておる。従って、こ
のような構造の翼先端部分ではその冷却が難しく、特に
上記周囲壁２の先端部が一番問題となる。近年タービン
のプラント効率を上げる為にクーヒン入ロガス温度が１
３００ ［°Ｃ］以上に引き上げられるようになってあ
り増々翼先端部の冷却が困難となっている。従来の構造
買をこのようなタービンに採用するに当っては翼内部か
ら１バ給される冷却空気量を増大することによりある程
度対処可能ではあるが、これはプラント効率の低下を招
き、望ましくない。従って、高温高圧のガスタービン装
置においても少ない冷却空気量で効率良い冷却性能を示
すタービン動翼の先端冷却構造を持つ冷却翼の田川が強
く望まれている。
いるのは動作流体の翼腹側から翼背側への漏洩を防ぐ為
に翼先端蓋外面２をラビリンスシールとしての効果を持
たせる為でもあり上記周囲シュラウド面との接触も考え
て翼先端蓋１から半径方向へ伸ばしておる。従って、こ
のような構造の翼先端部分ではその冷却が難しく、特に
上記周囲壁２の先端部が一番問題となる。近年タービン
のプラント効率を上げる為にクーヒン入ロガス温度が１
３００ ［°Ｃ］以上に引き上げられるようになってあ
り増々翼先端部の冷却が困難となっている。従来の構造
買をこのようなタービンに採用するに当っては翼内部か
ら１バ給される冷却空気量を増大することによりある程
度対処可能ではあるが、これはプラント効率の低下を招
き、望ましくない。従って、高温高圧のガスタービン装
置においても少ない冷却空気量で効率良い冷却性能を示
すタービン動翼の先端冷却構造を持つ冷却翼の田川が強
く望まれている。
（発明の目的）
本発明は、このような事情に鑑みてなされたもので、そ
の目的とするところは、高温高圧の高効率なガスタービ
ン装置に適用可能なタービン動翼の先端冷却構造を提供
することにある。
の目的とするところは、高温高圧の高効率なガスタービ
ン装置に適用可能なタービン動翼の先端冷却構造を提供
することにある。
〔発明の概）２〕
本発明は翼本体内部を冷却空気が流れ、上記冷却空気の
一部を翼先端蓋に設けられた孔から吹き出して上記翼先
端蓋の周囲部より半径方向に伸びる周囲壁を冷却するタ
ービン動翼において、上記周囲壁内側と翼先端器外面で
形成される空所に上記翼先端蓋に設けられた孔から吹き
出してくる冷却空気を集める空洞が構成されこの部分は
周囲壁内側で要コード方向に連通しており冷却空気が充
満する。一方上記周囲壁内側から先端へ向って冷却空気
が通過するスリット状の狭路を構成し、上記空洞からの
冷却空気が上記スリット状の狭路を半径方向に通過する
ことにより翼先端部の周囲壁の全周に渡って効率良く対
流冷却させたことを特徴とするタービン動翼の先端冷却
構造。
一部を翼先端蓋に設けられた孔から吹き出して上記翼先
端蓋の周囲部より半径方向に伸びる周囲壁を冷却するタ
ービン動翼において、上記周囲壁内側と翼先端器外面で
形成される空所に上記翼先端蓋に設けられた孔から吹き
出してくる冷却空気を集める空洞が構成されこの部分は
周囲壁内側で要コード方向に連通しており冷却空気が充
満する。一方上記周囲壁内側から先端へ向って冷却空気
が通過するスリット状の狭路を構成し、上記空洞からの
冷却空気が上記スリット状の狭路を半径方向に通過する
ことにより翼先端部の周囲壁の全周に渡って効率良く対
流冷却させたことを特徴とするタービン動翼の先端冷却
構造。
（発明の効果）
この発明によって得られる効果は、高温高圧高効率のガ
スタービン装置にあける空冷動翼について、翼先端冷却
の為の冷却空気量を可能なかぎり少ない量にして効果的
に冷却し、プラント効率を低下させることなく駆動でき
るということでおる。
スタービン装置にあける空冷動翼について、翼先端冷却
の為の冷却空気量を可能なかぎり少ない量にして効果的
に冷却し、プラント効率を低下させることなく駆動でき
るということでおる。
（発明の実施例）
この発明の実施例を第１図乃至第３図に示す。
第１図は本発明の実施例に係るガスタービン空冷翼第１
段部の組立図を示すものであり高圧１段静翼６、＾圧１
段動翼７及びケーシング側に固定される周囲シュラウド
９と高圧第２段静翼８で構成される。第２図は本発明に
係るガスタービン動翼７の翼先端部を示す縦断面図であ
り、動翼先端部周囲壁２が翼先端Ｍ１より半径方向に伸
び、上記翼先端蓋１面には翼先端方向に向かう冷却流路
構成部材１１がろう付により接合されている（拡散接合
、溶接接合でも良い）。翼先端蓋１面に設けられた孔３
からは動翼５内部からの冷却空気の一部が吹き出し、上
記動翼先端部周囲壁２と上記冷却流路構成部材１１とで
構成される空洞１０に冷却空気が充満し、その後周囲壁
２の内側に構成されるスリット状の狭路１２に上記空洞
１０から冷却空気が送り込まれ、このスリット状の狭路
１２内で強制対流冷却が行なわれるように成っている。
段部の組立図を示すものであり高圧１段静翼６、＾圧１
段動翼７及びケーシング側に固定される周囲シュラウド
９と高圧第２段静翼８で構成される。第２図は本発明に
係るガスタービン動翼７の翼先端部を示す縦断面図であ
り、動翼先端部周囲壁２が翼先端Ｍ１より半径方向に伸
び、上記翼先端蓋１面には翼先端方向に向かう冷却流路
構成部材１１がろう付により接合されている（拡散接合
、溶接接合でも良い）。翼先端蓋１面に設けられた孔３
からは動翼５内部からの冷却空気の一部が吹き出し、上
記動翼先端部周囲壁２と上記冷却流路構成部材１１とで
構成される空洞１０に冷却空気が充満し、その後周囲壁
２の内側に構成されるスリット状の狭路１２に上記空洞
１０から冷却空気が送り込まれ、このスリット状の狭路
１２内で強制対流冷却が行なわれるように成っている。
又上記冷却流路構成部材１１の上記狭路１２を構成する
部分を半径方向に伸ばし動翼先端蓋外面２と同等の高さ
に保つことにより二重のラビリンスの効果も得ることが
できる。第３図は第３図によるＡ−Ａ断面を示すもので
おり、上記周囲壁２と冷却流路構成部材１１及び両省に
よって形成されるスリット状の狭路１２がみられる。１
３で示す点線部分は翼先端蓋１と冷却流路構成部材１１
がろう付によって接合される境界面を示している。
部分を半径方向に伸ばし動翼先端蓋外面２と同等の高さ
に保つことにより二重のラビリンスの効果も得ることが
できる。第３図は第３図によるＡ−Ａ断面を示すもので
おり、上記周囲壁２と冷却流路構成部材１１及び両省に
よって形成されるスリット状の狭路１２がみられる。１
３で示す点線部分は翼先端蓋１と冷却流路構成部材１１
がろう付によって接合される境界面を示している。
このような構造の翼先端冷却法を採用することにより高
温高圧、高効率のガスタービン装置翼を提供することが
可能となった。
温高圧、高効率のガスタービン装置翼を提供することが
可能となった。
この発明によるガスタービン動翼先端冷却構造は高温高
圧ガスにざらされるターボ成域の動翼に広く適用できる
。
圧ガスにざらされるターボ成域の動翼に広く適用できる
。
第１図は本発明の一実施例を適用したガスタービン空冷
動翼取付部を示す断面図、第２図は本発明によるガスタ
ービン動翼先端の冷却構造を示ずｌｉｔ面図、第３図は
第２図のＡ−△で示す横断面図、第４図は従来用いられ
ている動翼先端の冷却３・・・孔 ４・・・空所
５・・・動翼６・・・高圧１段静翼 ７・・・高圧
１段動翼８・・・高圧２段静翼 ９・・・周囲シュ
ラウド１０・・・空洞 １１・・・冷却流
路構成部材１２・・・スリット状の狭路 １３・・・接
合境界面代理人 弁理士 則 近 憲 佑 同 竹 花 喜久男 第１図 第 ２ 図
動翼取付部を示す断面図、第２図は本発明によるガスタ
ービン動翼先端の冷却構造を示ずｌｉｔ面図、第３図は
第２図のＡ−△で示す横断面図、第４図は従来用いられ
ている動翼先端の冷却３・・・孔 ４・・・空所
５・・・動翼６・・・高圧１段静翼 ７・・・高圧
１段動翼８・・・高圧２段静翼 ９・・・周囲シュ
ラウド１０・・・空洞 １１・・・冷却流
路構成部材１２・・・スリット状の狭路 １３・・・接
合境界面代理人 弁理士 則 近 憲 佑 同 竹 花 喜久男 第１図 第 ２ 図
Claims (1)
- 中空の翼本体内部を冷却空気が流れ、上記冷却空気の一
部を翼先端蓋に設けられた孔から吹き出して上記翼先端
蓋の周囲部より半径方向に伸びる周囲壁を冷却するター
ビン動翼において、上記周囲壁内側と翼先端蓋外面で形
成される空所に上記翼先端蓋に設けられた孔から吹き出
してくる冷却空気を集める空洞と上記周囲壁内側に冷却
空気が通過するスリット状の狭路で構成し、上記空洞か
らの冷却空気が上記スリット状の狭路を通過して対流冷
却されることを特徴とするタービン動翼の先端冷却構造
。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6412986A JPS62223402A (ja) | 1986-03-24 | 1986-03-24 | タ−ビン動翼の先端冷却構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6412986A JPS62223402A (ja) | 1986-03-24 | 1986-03-24 | タ−ビン動翼の先端冷却構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62223402A true JPS62223402A (ja) | 1987-10-01 |
Family
ID=13249151
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6412986A Pending JPS62223402A (ja) | 1986-03-24 | 1986-03-24 | タ−ビン動翼の先端冷却構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS62223402A (ja) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5564902A (en) * | 1994-04-21 | 1996-10-15 | Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha | Gas turbine rotor blade tip cooling device |
| US6039531A (en) * | 1997-03-04 | 2000-03-21 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine blade |
| EP1057970A2 (en) * | 1999-06-01 | 2000-12-06 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil tip |
| JP2001050004A (ja) * | 1999-07-29 | 2001-02-23 | General Electric Co <Ge> | 先端を断熱した翼形部 |
| JP2005201079A (ja) * | 2004-01-13 | 2005-07-28 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービン翼及びその製造方法 |
| GB2413160A (en) * | 2004-04-17 | 2005-10-19 | Rolls Royce Plc | A rotor blade tip cooling arrangement |
| JP2006118503A (ja) * | 2004-10-21 | 2006-05-11 | General Electric Co <Ge> | タービンブレード先端スキーラ及びその再生方法 |
| FR3027951A1 (fr) * | 2014-11-04 | 2016-05-06 | Snecma | Baignoire de sommet d'aubes d'une turbine de turbomachine |
| EP3088673A1 (de) * | 2015-04-28 | 2016-11-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Laufschaufel für eine Gasturbine, zugehöriger Rotor, Gasturbine und Kraftwerksanlage |
| WO2017056997A1 (ja) * | 2015-09-29 | 2017-04-06 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 動翼及びこれを備えるガスタービン |
-
1986
- 1986-03-24 JP JP6412986A patent/JPS62223402A/ja active Pending
Cited By (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5564902A (en) * | 1994-04-21 | 1996-10-15 | Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha | Gas turbine rotor blade tip cooling device |
| US6039531A (en) * | 1997-03-04 | 2000-03-21 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine blade |
| EP1057970A2 (en) * | 1999-06-01 | 2000-12-06 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil tip |
| EP1057970A3 (en) * | 1999-06-01 | 2002-10-30 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil tip |
| JP2001050004A (ja) * | 1999-07-29 | 2001-02-23 | General Electric Co <Ge> | 先端を断熱した翼形部 |
| JP2005201079A (ja) * | 2004-01-13 | 2005-07-28 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービン翼及びその製造方法 |
| GB2413160A (en) * | 2004-04-17 | 2005-10-19 | Rolls Royce Plc | A rotor blade tip cooling arrangement |
| GB2413160B (en) * | 2004-04-17 | 2006-08-09 | Rolls Royce Plc | Turbine rotor blades |
| US7632062B2 (en) | 2004-04-17 | 2009-12-15 | Rolls-Royce Plc | Turbine rotor blades |
| JP2006118503A (ja) * | 2004-10-21 | 2006-05-11 | General Electric Co <Ge> | タービンブレード先端スキーラ及びその再生方法 |
| FR3027951A1 (fr) * | 2014-11-04 | 2016-05-06 | Snecma | Baignoire de sommet d'aubes d'une turbine de turbomachine |
| WO2016071620A1 (fr) * | 2014-11-04 | 2016-05-12 | Snecma | Aube de turbine avec capuchon d'extrémité |
| US10408076B2 (en) | 2014-11-04 | 2019-09-10 | Safran Aircraft Engines | Turbine blade having an end cap |
| EP3088673A1 (de) * | 2015-04-28 | 2016-11-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Laufschaufel für eine Gasturbine, zugehöriger Rotor, Gasturbine und Kraftwerksanlage |
| CN106089315A (zh) * | 2015-04-28 | 2016-11-09 | 西门子股份公司 | 用于燃气涡轮的转子叶片 |
| JP2016211556A (ja) * | 2015-04-28 | 2016-12-15 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | ガスタービンのためのロータブレード |
| WO2017056997A1 (ja) * | 2015-09-29 | 2017-04-06 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 動翼及びこれを備えるガスタービン |
| JPWO2017056997A1 (ja) * | 2015-09-29 | 2018-07-26 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 動翼及びこれを備えるガスタービン |
| US10641101B2 (en) | 2015-09-29 | 2020-05-05 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Blade and gas turbine provided with same |
| DE112016004421B4 (de) | 2015-09-29 | 2021-10-21 | Mitsubishi Power, Ltd. | Laufschaufel und damit ausgestattete gasturbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5927946A (en) | Turbine blade having recuperative trailing edge tip cooling | |
| JP4762524B2 (ja) | 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 | |
| US5660523A (en) | Turbine blade squealer tip peripheral end wall with cooling passage arrangement | |
| US5183385A (en) | Turbine blade squealer tip having air cooling holes contiguous with tip interior wall surface | |
| US6179556B1 (en) | Turbine blade tip with offset squealer | |
| US10119405B2 (en) | Cooling circuit for a multi-wall blade | |
| US7857587B2 (en) | Turbine blades and turbine blade cooling systems and methods | |
| US9926788B2 (en) | Cooling circuit for a multi-wall blade | |
| EP1178182B1 (en) | Gas turbine split ring | |
| JP4948797B2 (ja) | ガスタービンエンジンロータブレードを冷却するための方法及び装置 | |
| US10053989B2 (en) | Cooling circuit for a multi-wall blade | |
| US6506022B2 (en) | Turbine blade having a cooled tip shroud | |
| US4168938A (en) | Blade or vane for a gas turbine engine | |
| CN107035417B (zh) | 用于多壁叶片的冷却回路 | |
| US5203873A (en) | Turbine blade impingement baffle | |
| JP2002364306A (ja) | ガスタービンエンジン構成部品 | |
| JPH02108801A (ja) | タービン動翼 | |
| JPS6056883B2 (ja) | ガスタ−ビンの動翼 | |
| JPS62223402A (ja) | タ−ビン動翼の先端冷却構造 | |
| WO2018004583A1 (en) | Stator vane assembly having mate face seal with cooling holes | |
| JP2955252B2 (ja) | ガスタービン動翼チップシュラウド | |
| EP1094200A1 (en) | Gas turbine cooled moving blade | |
| CN111886087A (zh) | 包括通过增材制造生产的内部冷却壁的涡轮定子叶片 | |
| JP3472531B2 (ja) | ガスタービン動翼の製造方法 | |
| JPH0463901A (ja) | ガスタービン冷却翼 |