WO2011145326A1 - Turbine of gas turbine engine - Google Patents
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Definitions
- a turbine of a gas turbine engine includes an upstream moving blade stage, a stationary blade stage positioned downstream of the upstream moving blade stage, and a downstream side positioned downstream of the stationary blade stage.
- the ratio of the number of moving blades constituting the upstream moving blade stage to the number of stationary blades constituting the stationary blade stage is not less than 1.25 and is 1.75. It is as follows. According to such a configuration, the timing of the change in the velocity of the combustion gas differs between the stationary blades, and the maximum value of the velocity of the combustion gas downstream of the stationary blades is also reduced.
- the influence of the relative positions of the upstream moving blades and the downstream moving blades on the performance of the gas turbine engine is reduced, thereby suppressing variations in the performance of the gas turbine engine. can do.
- FIG. 1 It is a partial fracture side view showing a gas turbine engine provided with a turbine concerning one embodiment of the present invention. It is sectional drawing which expands and shows the principal part of FIG. It is sectional drawing which shows typically operation
- the type of the compressor 3 is not particularly limited, but an axial flow type compressor is adopted in this embodiment.
- the compressor 3 has a plurality of compressor blades 13 and a plurality of compressor vanes 17. Each compressor blade 13 is disposed on the outer peripheral surface of the compressor rotor 11. Each compressor vane 17 is disposed on the inner peripheral surface of the housing 15.
- the compressor 3 compresses the air IA sucked from the intake cylinder 19.
- the compressed air CA is supplied to the combustor 5 through a diffuser 23 formed on the downstream side of the compressor 3.
- the number ratio r is preferably 1.25 or more and 1.75 or less, more preferably 1.40 or more and 1.60 or less, and more preferably 1.45 or more and 1. More preferably, it is 55 or less.
Abstract
The disclosed turbine of a gas turbine engine is provided with: an upstream-side stage of rotor blades; a stage of stator blades positioned downstream from the upstream-side stage of rotor blades; and a downstream-side stage of rotor blades positioned downstream from the stage of stator blades. Also, the ratio of the number of rotor blades that configure the upstream-side stage of rotor blades to the number of stator blades that configure the stage of stator blades is at least 1.25 and no greater than 1.75.
Description
本発明は、発電機や航空機エンジンなどに用いられるガスタービンエンジンのタービンの構造に関する。
The present invention relates to a turbine structure of a gas turbine engine used for a generator or an aircraft engine.
ガスタービンエンジンのタービンは、軸流型の場合、軸方向に交互に配設された複数の静翼段と複数の動翼段とを備えている。各静翼段は、ハウジングの内周に設けられた複数の静翼によって構成されている。また、各動翼段は、ロータの外周に設けられた複数の動翼によって構成されている。
In the case of the axial flow type, the turbine of the gas turbine engine includes a plurality of stationary blade stages and a plurality of moving blade stages arranged alternately in the axial direction. Each stationary blade stage is constituted by a plurality of stationary blades provided on the inner periphery of the housing. Each blade stage is constituted by a plurality of blades provided on the outer periphery of the rotor.
動翼段の下流における燃焼ガスのある瞬間をとらえた速度分布では、動翼の枚数に応じた数だけ速度のピークが存在する。この速度分布は動翼の回転に伴って回転するため、下流の静翼の間を通過した燃焼ガスの速度は周期的に変化する。特に、動翼と静翼の枚数が同じである場合には、いずれの静翼間においても同じタイミングで燃焼ガスの速度が変化する。この場合、速度が大きくなるタイミングで、燃焼ガスが下流側の動翼間に流入すれば、ガスタービンエンジンの効率は良い。逆に、速度が大きくなるタイミングで、燃焼ガスが下流側の動翼の前縁部に向かって流れれば、ガスタービンエンジンの効率は悪い。そして、速度の大きい燃焼ガスが下流側の動翼のどこに向かって流れるかは、上流側の動翼と下流側の動翼の相対位置によって決まる。
In the velocity distribution that captures a certain moment of combustion gas downstream of the blade stage, there are velocity peaks corresponding to the number of blades. Since this velocity distribution rotates as the rotor blades rotate, the velocity of the combustion gas that has passed between the downstream stationary vanes changes periodically. In particular, when the number of moving blades and stationary blades is the same, the speed of the combustion gas changes at the same timing between any stationary blades. In this case, if the combustion gas flows between the moving blades on the downstream side at the timing when the speed increases, the efficiency of the gas turbine engine is good. On the contrary, if the combustion gas flows toward the front edge of the moving blade on the downstream side at the timing when the speed increases, the efficiency of the gas turbine engine is poor. The direction of the downstream moving blade to which the high-velocity combustion gas flows is determined by the relative position of the upstream moving blade and the downstream moving blade.
ここで、タービンを構成する各回転部品は、重量や重心位置にわずかな個体差があるため、回転時の振動が小さくなるよう適切な角度位置で組み付けが行われる。つまり、ガスタービンエンジンの組立において、上流側の動翼と下流側の動翼との相対位置は一定でなく、その相対位置はガスタービンエンジンによって異なる。そのため、燃焼ガスが速度の大きいときに下流側の動翼のどこに向かって流れるかは、個々のガスタービンエンジンによって異なり、ガスタービンエンジンの性能にばらつきが生じることになる。
Here, since each rotating component constituting the turbine has slight individual differences in weight and center of gravity, the rotating parts are assembled at an appropriate angular position so that vibration during rotation is reduced. That is, in the assembly of the gas turbine engine, the relative position between the upstream moving blade and the downstream moving blade is not constant, and the relative position varies depending on the gas turbine engine. Therefore, where the combustion gas flows toward the downstream blades when the velocity is high differs depending on the individual gas turbine engine, and the performance of the gas turbine engine varies.
本発明は、ガスタービンエンジンの性能のばらつきを抑制することを目的としている。
The object of the present invention is to suppress variation in performance of a gas turbine engine.
本発明のある形態に係るガスタービンエンジンのタービンは、上流側の動翼段と、前記上流側の動翼段の下流に位置する静翼段と、前記静翼段の下流に位置する下流側の動翼段と、を備え、前記静翼段を構成する静翼の枚数に対する前記上流側の動翼段を構成する動翼の枚数の枚数比が、１．２５以上であって１．７５以下である。かかる構成によれば、静翼間ごとに燃焼ガスの速度の変化のタイミングが異なることとなり、また、静翼の下流における燃焼ガスの速度の最大値も小さくなる。
A turbine of a gas turbine engine according to an embodiment of the present invention includes an upstream moving blade stage, a stationary blade stage positioned downstream of the upstream moving blade stage, and a downstream side positioned downstream of the stationary blade stage. The ratio of the number of moving blades constituting the upstream moving blade stage to the number of stationary blades constituting the stationary blade stage is not less than 1.25 and is 1.75. It is as follows. According to such a configuration, the timing of the change in the velocity of the combustion gas differs between the stationary blades, and the maximum value of the velocity of the combustion gas downstream of the stationary blades is also reduced.
本発明に係るガスタービンエンジンのタービンによれば、上流側の動翼と下流側の動翼の相対位置によるガスタービンエンジンの性能への影響が小さくなるため、ガスタービンエンジンの性能のばらつきを抑制することができる。
According to the gas turbine engine turbine of the present invention, the influence of the relative positions of the upstream moving blades and the downstream moving blades on the performance of the gas turbine engine is reduced, thereby suppressing variations in the performance of the gas turbine engine. can do.
以下、本発明に係る実施形態を図面に従って説明する。図１は、本発明の一実施形態に係るガスタービンエンジン（以下、単に「ガスタービン」と称する。）の部分破断側面図である。図１に示すように、ガスタービン１は、圧縮機３と、燃焼器５と、タービン７とを備えている。以下、これらの構成要素について順に説明する。なお、以下の説明において、ガスタービン１の軸心方向の圧縮機３側を「前側」と呼び、タービン７側を「後側」と呼ぶ場合がある。
Hereinafter, embodiments according to the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 is a partially cutaway side view of a gas turbine engine (hereinafter simply referred to as “gas turbine”) according to an embodiment of the present invention. As shown in FIG. 1, the gas turbine 1 includes a compressor 3, a combustor 5, and a turbine 7. Hereinafter, these components will be described in order. In the following description, the compressor 3 side in the axial direction of the gas turbine 1 may be referred to as “front side” and the turbine 7 side may be referred to as “rear side”.
圧縮機３の形式は特に限定されないが、本実施形態では軸流型の圧縮機を採用している。圧縮機３は、複数の圧縮機動翼１３と、複数の圧縮機静翼１７とを有している。各圧縮機動翼１３は、圧縮機ロータ１１の外周面に配置されている。各圧縮機静翼１７は、ハウジング１５の内周面に配置されている。圧縮機３は、吸気筒１９から吸入した空気ＩＡを圧縮する。圧縮された空気ＣＡは、圧縮機３の下流側に形成されたディフューザ２３を介して燃焼器５に供給される。
The type of the compressor 3 is not particularly limited, but an axial flow type compressor is adopted in this embodiment. The compressor 3 has a plurality of compressor blades 13 and a plurality of compressor vanes 17. Each compressor blade 13 is disposed on the outer peripheral surface of the compressor rotor 11. Each compressor vane 17 is disposed on the inner peripheral surface of the housing 15. The compressor 3 compresses the air IA sucked from the intake cylinder 19. The compressed air CA is supplied to the combustor 5 through a diffuser 23 formed on the downstream side of the compressor 3.
燃焼器５の形式は特に限定されないが、本実施形態ではアニュラー型の燃焼器を採用している。燃焼器５には、ガスタービン１の周方向に沿って複数の燃焼噴射ユニットが等間隔に設けられている。燃焼器５では、圧縮機３から送給された圧縮空気ＣＡと、燃料噴射ユニットによって噴射された燃料Ｆとを混合し、これを燃焼させる。この燃焼により得られた高温高圧の燃焼ガスＧは、タービンノズル（第１段静翼）２５からタービン７内に供給される。
Although the form of the combustor 5 is not particularly limited, an annular combustor is employed in the present embodiment. In the combustor 5, a plurality of combustion injection units are provided at equal intervals along the circumferential direction of the gas turbine 1. In the combustor 5, the compressed air CA supplied from the compressor 3 and the fuel F injected by the fuel injection unit are mixed and burned. The high-temperature and high-pressure combustion gas G obtained by this combustion is supplied from the turbine nozzle (first stage stationary blade) 25 into the turbine 7.
本実施形態に係るタービン７は、軸流型のタービンであって、高圧タービンロータ３１Ａと、低圧タービンロータ３１Ｂと、これら両タービンロータ３１Ａ，３１Ｂを覆うタービンケーシング３３とを備えている。高圧タービンロータ３１Ａは、圧縮機ロータ１１と一体に回転するよう連結されており、低圧タービンロータ３１Ｂには連結されていない。軸心方向の３箇所に設けられた軸受３２のうち、前側の２箇所の軸受３２により圧縮機ロータ１１および高圧タービンロータ３１Ａが支持されている。また、後側の１箇所の軸受３２により低圧タービンロータ３１Ｂが支持されている。
The turbine 7 according to the present embodiment is an axial-flow turbine, and includes a high-pressure turbine rotor 31A, a low-pressure turbine rotor 31B, and a turbine casing 33 that covers both the turbine rotors 31A and 31B. The high pressure turbine rotor 31A is connected to rotate integrally with the compressor rotor 11, and is not connected to the low pressure turbine rotor 31B. The compressor rotor 11 and the high-pressure turbine rotor 31 </ b> A are supported by the two bearings 32 on the front side among the bearings 32 provided at three locations in the axial direction. Further, the low-pressure turbine rotor 31B is supported by a single bearing 32 on the rear side.
ここで、タービンロータ３１Ａ，３１Ｂを説明するにあたり、以下では代表して高圧タービンロータ３１Ａについて説明する。図２は、高圧タービンロータ３１Ａの周辺部分の拡大図である。高圧タービンロータ３１Ａは、軸心Ｃ方向に重ねて連結された上流側と下流側の２つのタービンロータ段３９を有している。各タービンロータ段３９は、その径方向内側部分を形成するディスク４１と、ディスク４１の外周部において周方向に等間隔に取り付けられた複数のタービン動翼４３からなるタービン動翼段４５とを有している。なお、上流側のタービン動翼段４５を構成するタービン動翼４３と下流側のタービン動翼段４５を構成するタービン動翼４３の枚数は同じである。上流側のタービン動翼段４５と下流側のタービン動翼段４５の間には、タービン静翼段３７が設けられている。タービン静翼段３７は、周方向に等間隔に配置されたタービン静翼３５によって構成されている。
Here, in describing the turbine rotors 31A and 31B, the high-pressure turbine rotor 31A will be described below as a representative. FIG. 2 is an enlarged view of a peripheral portion of the high-pressure turbine rotor 31A. The high-pressure turbine rotor 31 </ b> A has two turbine rotor stages 39 on the upstream side and the downstream side that are connected to each other in the axial center C direction. Each turbine rotor stage 39 has a disk 41 forming a radially inner portion thereof, and a turbine rotor blade stage 45 composed of a plurality of turbine rotor blades 43 attached at equal intervals in the circumferential direction on the outer periphery of the disk 41. is doing. The number of turbine blades 43 constituting the upstream turbine blade stage 45 and the number of turbine blades 43 constituting the downstream turbine blade stage 45 are the same. A turbine stationary blade stage 37 is provided between the upstream turbine blade stage 45 and the downstream turbine blade stage 45. The turbine stationary blade stage 37 is constituted by turbine stationary blades 35 arranged at equal intervals in the circumferential direction.
上流側のタービンロータ段３９と下流側のタービンロータ段３９は、連結ボルト４７および連結ナット４９を用いて連結されている。連結ボルト４７は、両タービンロータ段３９の軸心方向に貫通しており、周方向に等間隔に複数本配置されている。この連結ボルト４７の先端部に連結ナット４９を締め付けることで、両タービンロータ段３９は互いに固定される。このように構成されているため、上流側のタービン動翼段４５と下流側のタービン動翼段４５は周方向の相対位置が一定のままで、同じ回転速度で回転する。
The upstream turbine rotor stage 39 and the downstream turbine rotor stage 39 are connected using a connecting bolt 47 and a connecting nut 49. The connecting bolts 47 penetrate in the axial direction of both turbine rotor stages 39, and a plurality of connecting bolts 47 are arranged at equal intervals in the circumferential direction. Both turbine rotor stages 39 are fixed to each other by tightening a connecting nut 49 to the tip of the connecting bolt 47. Due to such a configuration, the upstream turbine blade stage 45 and the downstream turbine blade stage 45 rotate at the same rotational speed while the circumferential relative position remains constant.
ここで、図３は上流側および下流側のタービン動翼段４５と、それらの間に位置するタービン静翼段３７の模式図である。図３のうち、タービン静翼段３７と下流側のタービン動翼段４５との間に示した曲線は、タービン静翼段３７の下流における燃焼ガスＧの速度分布を示している。この速度分布のうち、下流のタービン動翼段４５側に突出した箇所は、燃焼ガスＧの速度が最も大きい箇所であることを示している。
Here, FIG. 3 is a schematic view of the upstream and downstream turbine rotor blade stages 45 and the turbine stationary blade stage 37 positioned therebetween. In FIG. 3, a curve shown between the turbine stationary blade stage 37 and the downstream turbine blade stage 45 indicates the velocity distribution of the combustion gas G downstream of the turbine stationary blade stage 37. In this velocity distribution, the portion protruding toward the downstream turbine blade stage 45 indicates that the velocity of the combustion gas G is the highest.
ガスタービン１の性能のばらつきを抑制するには、上流側のタービン動翼段４５とタービン静翼段３７を通過した燃焼ガスＧの最大速度と最小速度との差Ｐを小さくすること（最大速度を小さくすること）、および最大速度が発生するタイミングを周方向位置によってずらすことが重要である。つまり、速度分布を可能な限り位置的および時間的に均一化することが重要である。そして、本実施形態では、燃焼ガスＧの速度分布を均一化する方法として、上流側のタービン静翼３５の枚数ｍと、その下流のタービン動翼４３の枚数ｎとの関係に着目している。
In order to suppress variations in the performance of the gas turbine 1, the difference P between the maximum speed and the minimum speed of the combustion gas G that has passed through the upstream turbine blade stage 45 and the turbine stationary blade stage 37 is reduced (maximum speed). It is important that the timing at which the maximum speed is generated is shifted depending on the circumferential position. In other words, it is important to make the velocity distribution as uniform as possible in terms of position and time. In this embodiment, as a method for equalizing the velocity distribution of the combustion gas G, attention is paid to the relationship between the number m of the upstream turbine vanes 35 and the number n of the downstream turbine blades 43. .
具体的には、本実施形態では、上流側のタービン静翼３５の枚数ｍに対する下流のタービン動翼４３の枚数ｎの枚数比ｒ（＝ｎ／ｍ）が１．５０となるように構成している。この枚数比ｒは、１．２５以上であって１．７５以下であることが好ましく、１．４０以上であって１．６０以下であることがより好ましく、１．４５以上であって１．５５以下であることがさらに好ましい。枚数比ｒをこのように設定することにより、上流側のタービン動翼段４５およびタービン静翼段３７を通過した燃焼ガスＧの速度が平均化される。このことは、数値計算により確認されている。
Specifically, in this embodiment, the number ratio r (= n / m) of the number n of the downstream turbine rotor blades 43 to the number m of the turbine stationary blades 35 on the upstream side is configured to be 1.50. ing. The number ratio r is preferably 1.25 or more and 1.75 or less, more preferably 1.40 or more and 1.60 or less, and more preferably 1.45 or more and 1. More preferably, it is 55 or less. By setting the number ratio r in this way, the velocity of the combustion gas G that has passed through the upstream turbine blade stage 45 and the turbine stationary blade stage 37 is averaged. This has been confirmed by numerical calculations.
図４は、枚数比（静翼・動翼の枚数比）ｒとクロッキング効果（Clocking Effect）との関係を示したグラフである。このグラフの横軸は枚数比ｒを、縦軸はクロッキング効果の値を表している。ここで、「クロッキング効果」とは、タービン静翼段３７とタービン動翼段４５との周方向の相対位置を変化させたときのガスタービン効率の最大値と最小値の差のことである。すなわち、クロッキング効果の値が大きければ、ガスタービン１の個体間の性能のばらつきが大きく、クロッキング効果の値が小さければ、ガスタービン１の個体間の性能のばらつきが小さいことを意味する。
FIG. 4 is a graph showing the relationship between the number ratio (number ratio of stationary blades / moving blades) r and the clocking effect. In this graph, the horizontal axis represents the number ratio r, and the vertical axis represents the value of the clocking effect. Here, the “clocking effect” is a difference between the maximum value and the minimum value of the gas turbine efficiency when the circumferential relative positions of the turbine stationary blade stage 37 and the turbine rotor blade stage 45 are changed. . That is, if the value of the clocking effect is large, the variation in performance between the individual gas turbines 1 is large, and if the value of the clocking effect is small, the variation in performance between the individual gas turbines 1 is small.
図４に示すように、枚数比ｒの値がガスタービンの設計上実用的な値である１．００から２．００において、枚数比ｒが１．５０のときクロッキング効果の値が最小となる。また、枚数比ｒが１．００および２．００付近ではクロッキング効果の値が大きくなる。この数値計算により、枚数比が１．２５以上であって１．７５以下において十分に低いクロッキング効果の値が得られること、つまり、ガスタービン１の個体間の性能ばらつきが十分に抑制されることが確認された。
As shown in FIG. 4, when the number ratio r is 1.00 to 2.00, which is a practical value in the design of the gas turbine, the value of the clocking effect is minimum when the number ratio r is 1.50. Become. Further, when the number ratio r is around 1.00 and 2.00, the value of the clocking effect increases. By this numerical calculation, a sufficiently low clocking effect value can be obtained when the number ratio is 1.25 or more and 1.75 or less, that is, the performance variation among the individual gas turbines 1 is sufficiently suppressed. It was confirmed.
なお、枚数比ｒが１．５０の近傍であることが好ましい理由は次のとおりである。つまり、枚数比ｒが１．００の場合、上流側のタービン動翼段４５の複数箇所で生成された速度の大きい燃焼ガスＧの全てが、同じタイミングで各タービン静翼３５の間を通過する。この燃焼ガスＧが、下流側のタービン動翼４３の間に流入するように両タービン動翼段４５、４５が配置されている場合には、動力損失は少ない。一方、上記の燃料ガスＧが、下流側のタービン動翼４３の前縁部に向かって流れるように両タービン動翼段４５、４５が配置されている場合には、動力損失は大きい。このように、枚数比ｒが１．００の場合、両タービン動翼段４５、４５の相対位置によって、動力損失の差が大きくなる。つまり、枚数比が１．００の場合、ガスタービン１の個体間の性能にばらつきが生じる。
Note that the reason why the number ratio r is preferably in the vicinity of 1.50 is as follows. That is, when the number ratio r is 1.00, all of the combustion gas G generated at a plurality of locations in the upstream turbine rotor blade stage 45 passes between the turbine stationary blades 35 at the same timing. . When both the turbine rotor blade stages 45 and 45 are arranged so that the combustion gas G flows between the turbine rotor blades 43 on the downstream side, the power loss is small. On the other hand, when both the turbine rotor blade stages 45 and 45 are arranged so that the fuel gas G flows toward the front edge of the downstream turbine rotor blade 43, the power loss is large. Thus, when the number ratio r is 1.00, the difference in power loss increases depending on the relative positions of the two turbine blade stages 45 and 45. That is, when the number ratio is 1.00, the performance among the individual gas turbines 1 varies.
また、枚数比が２．００の場合は、上流側のタービン動翼段４５の複数箇所で生成された速度の大きい燃焼ガスＧのうち、隣接する２箇所の燃焼ガスＧがそれぞれ一対になって、同じタイミングで各タービン静翼３５の間を通過する。そのため、枚数比ｒが１．００の場合に比べて若干クロッキング効果の値が小さくなるものの、枚数比ｒが１．００の場合と同様の理由から、ガスタービン１の個体間の性能にばらつきが生じる。
Further, when the number ratio is 2.00, two adjacent combustion gases G of the high speed combustion gas G generated at a plurality of locations in the upstream turbine blade stage 45 are paired. , It passes between the turbine stationary blades 35 at the same timing. Therefore, although the value of the clocking effect is slightly smaller than when the number ratio r is 1.00, the performance among the individual gas turbines 1 varies due to the same reason as when the number ratio r is 1.00. Occurs.
これに対し、枚数比ｒが１．５０の近傍である場合、上流側のタービン動翼段４５の複数箇所で生成された速度の大きい燃料ガスＧの全てが、同時にタービン静翼３５の間を通過することはない。また、速度の大きい箇所と速度の小さい箇所の燃焼ガスＧが同じタービン静翼３５間を通過するため、タービン静翼３５の下流における最大速度が小さく抑えられる。よって、枚数比ｒが１．５０の近傍である場合、上流側のタービン動翼段４５と下流側のタービン動翼段４５との相対位置によるガスタービン１の性能への影響が小さくなり、ガスタービン１の個体間の性能のばらつきを抑えることができる。
On the other hand, when the number ratio r is in the vicinity of 1.50, all of the high-speed fuel gas G generated at a plurality of locations in the upstream turbine blade stage 45 passes between the turbine stationary blades 35 at the same time. Never pass. Further, since the combustion gas G at the high speed portion and the low speed portion passes between the same turbine stationary blades 35, the maximum speed downstream of the turbine stationary blade 35 can be suppressed small. Therefore, when the number ratio r is in the vicinity of 1.50, the relative position between the upstream turbine blade stage 45 and the downstream turbine blade stage 45 has less influence on the performance of the gas turbine 1, and the gas Variations in performance among the individual turbines 1 can be suppressed.
以上のとおり、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態を説明したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能である。したがって、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。
As described above, the preferred embodiments of the present invention have been described with reference to the drawings, but various additions, modifications, or deletions can be made without departing from the spirit of the present invention. Therefore, such a thing is also included in the scope of the present invention.
１ ガスタービンエンジン
３ 圧縮機
５ 燃焼器
７ タービン
３１Ａ 高圧タービンロータ（タービンロータ）
３１Ｂ 低圧タービンロータ（タービンロータ）
３３ タービンケーシング
３５ タービン静翼
３７ タービン静翼段
３９ タービンロータ段
４３ タービン動翼
４５ タービン動翼段 DESCRIPTION OFSYMBOLS 1 Gas turbine engine 3 Compressor 5 Combustor 7 Turbine 31A High-pressure turbine rotor (turbine rotor)
31B Low pressure turbine rotor (turbine rotor)
33Turbine casing 35 Turbine stator blade 37 Turbine stator blade stage 39 Turbine rotor stage 43 Turbine rotor blade 45 Turbine rotor blade stage
３ 圧縮機
５ 燃焼器
７ タービン
３１Ａ 高圧タービンロータ（タービンロータ）
３１Ｂ 低圧タービンロータ（タービンロータ）
３３ タービンケーシング
３５ タービン静翼
３７ タービン静翼段
３９ タービンロータ段
４３ タービン動翼
４５ タービン動翼段 DESCRIPTION OF
31B Low pressure turbine rotor (turbine rotor)
33
Claims (4)
- 上流側の動翼段と、
前記上流側の動翼段の下流に位置する静翼段と、
前記静翼段の下流に位置する下流側の動翼段と、を備え、
前記静翼段を構成する静翼の枚数に対する前記上流側の動翼段を構成する動翼の枚数の枚数比が、１．２５以上であって１．７５以下である、ガスタービンエンジンのタービン。 Upstream blade stage,
A stationary blade stage located downstream of the upstream blade stage;
A downstream blade stage located downstream of the stationary blade stage, and
A turbine of a gas turbine engine, wherein a ratio of the number of moving blades constituting the upstream moving blade stage to the number of stationary blades constituting the stationary blade stage is 1.25 or more and 1.75 or less . - 前記枚数比が、１．４０以上であって１．６０以下である、請求項１に記載のガスタービンエンジンのタービン。 The turbine of a gas turbine engine according to claim 1, wherein the number ratio is 1.40 or more and 1.60 or less.
- 前記枚数比が、１．４５以上であって１．５５以下である、請求項２に記載のガスタービンエンジンのタービン。 The gas turbine engine turbine according to claim 2, wherein the number ratio is 1.45 or more and 1.55 or less.
- 上流側の動翼段と、
前記上流側の動翼段の下流に位置する静翼段と、
前記静翼段の下流に位置する下流側の動翼段と、を備え、
前記静翼段を構成する静翼の枚数に対する前記上流側の動翼段を構成する動翼の枚数の枚数比が、前記静翼段を通過した前記燃焼ガスの速度分布におけるピーク値が最小になるように設定されている、ガスタービンエンジンのタービン。 Upstream blade stage,
A stationary blade stage located downstream of the upstream blade stage;
A downstream blade stage located downstream of the stationary blade stage, and
The ratio of the number of moving blades constituting the upstream moving blade stage to the number of stationary blades constituting the stationary blade stage minimizes the peak value in the velocity distribution of the combustion gas passing through the stationary blade stage. A turbine of a gas turbine engine that is set to be.
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