JP4446150B2 - ガスタービンパージエアの吹き出し方法及び吹き出し構造 - Google Patents
ガスタービンパージエアの吹き出し方法及び吹き出し構造 Download PDFInfo
- Publication number
- JP4446150B2 JP4446150B2 JP2003276900A JP2003276900A JP4446150B2 JP 4446150 B2 JP4446150 B2 JP 4446150B2 JP 2003276900 A JP2003276900 A JP 2003276900A JP 2003276900 A JP2003276900 A JP 2003276900A JP 4446150 B2 JP4446150 B2 JP 4446150B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- purge air
- hole
- platform
- radially
- gas turbine
- 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.)
- Expired - Lifetime
Links
- 238000010926 purge Methods 0.000 title claims description 56
- 238000007664 blowing Methods 0.000 title claims description 26
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 9
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 25
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 claims description 21
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 claims 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
本発明は、ガスタービンパージエアの吹き出し方法及び吹き出し構造に関する。
図３はターボジェットエンジンの模式的構成図であり、空気取入口１０１、圧縮機１０２、燃焼器１０３、ガスタービン１０４、アフターバーナ１０５、ジェットノズル１０６、等を備えている。かかるターボジェットエンジンでは、空気を空気取入口１０１から導入し、圧縮機１０２でこの空気を圧縮し、燃焼器１０３内で燃料を燃焼させて高温の燃焼ガスを発生させ、発生した燃焼ガスでガスタービン１０４を駆動し、このガスタービン１０４で圧縮機１０２を駆動し、アフターバーナ１０５でタービンを出た排ガスにより燃料を再度燃焼させ、高温の燃焼排ガスをジェットノズル１０６で膨張させて後方に噴き出し、推力を発生するようになっている。この構成は、ターボジェットエンジン以外のジェットエンジンでも同様である。
図４は、図３のガスタービン１０４の部分拡大図である。この図に示すように、ジェットエンジンのガスタービンは、静翼１を周方向に複数配置してなる静翼列と、軸１０７と共に回転する動翼３を周方向に複数配置してなる動翼列とからなる。静翼１と動翼３の径方向内方端には、それぞれ静翼インナーバンド２、動翼インナーバンド４が接続されており、この静翼インナーバンド２と動翼インナーバンド４との間には、パージエアを吹き出すための隙間１０が全周にわたり形成されている。また、動翼インナーバンド４は、燃焼ガス流路に面するプラットフォーム４ａと、該プラットフォーム４ａ先端部の径方向内側に位置し軸方向に延びる突出部４ｃと、前記プラットフォーム４ａ先端部と前記突出部４ｃの後端部とを連結する連結部４ｂと有している。
このように構成されたガスタービンでは、燃焼器１０３で発生した燃焼ガスの流れ方向を静翼１で動翼３に適した方向に向け、この燃焼ガスで動翼３を回転駆動する。また、燃焼ガスの主流９ａに対して、タービンディスクフロント等を冷却する冷却空気９ｂ（パージエア）が径方向内方から供給され流路２１を通過して隙間１０から吹き出し、主流９ａと混合して下流側の動翼３に流入する。なお、この図では、静翼１と動翼３を一列ずつ示しているが、通常最上段を含めて２列以上の静翼と動翼を備える。なお、上述したようなガスタービンパージエアの吹き出し技術については、例えば下記特許文献１に開示されている。
近年、タービン入口の高温化・高負荷化に伴い、冷却空気量（パージエア９ｂ）が増大する傾向にある。しかし、パージエア９ｂは図４に示すように軸方向に対して比較的大きな角度φをもって主流と混合するため、この混合によりミキシングロスと呼ばれるエネルギー損失が生じ、タービンの空力性能が低下する。
すなわち、冷却空気の一部であるタービンディスクフロントのパージエア９ｂは、主流９ａの流れが超音速（マッハ数１以上）であるタービン静翼出口に主流９ａの流れ方向に対して比較的大きな角度で吹き出しているため、他の部分の冷却空気と比べて流量あたりのミキシングロスが大きく、タービンの空力性能への悪影響も大きい問題点があった。このような問題を解決する手段として、パージエア９ｂの供給量を少なくすることにより、ミキシングロスを低減させることが可能となるが、上述したようにパージエア９ｂの必要性は大きいため、その供給量を少なくすることは困難である。
本発明は、かかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、静翼インナーバンドと動翼インナーバンドの間（タービンディスクフロント）から吹き出し、主流と混合するパージエアによるミキシングロスをパージエアの供給量を少なくすることなく低減し、タービンの空力性能を向上させることができるガスタービンパージエアの吹き出し方法及び吹き出し構造を提供することにある。
上記目的を達成するため、本発明によれば、静翼インナーバンドと動翼インナーバンドの間からパージエアを吹き出して燃焼ガス流路の主流と混合させるガスタービンパージエアの吹き出し方法であって、前記動翼インナーバンドは、燃焼ガス流路に面するプラットフォームと、該プラットフォームの先端から半径方向内側に延びるフロント部と、前記プラットフォーム先端部の径方向内側であって前記フロント部の半径方向内側端よりも径方向外側に位置し前記フロント部から軸方向前方に突出する突出部とを有し、前記フロント部は、前記プラットフォームの先端から前記突出部の付け根部までの部分を構成する連結部と、前記突出部の付け根部から当該フロント部の径方向内側端部までの部分を構成する内方形成部とからなり、前記プラットフォームと前記連結部との接続部表面を曲面形状とし、前記突出部の付け根部に径方向内方から供給されるパージエアを通過させる貫通孔を設け、該貫通孔の全体が前記突出部の付け根部に位置するとともに、該貫通孔を区画する該貫通孔の外周面が閉じており、かつ、該貫通孔は、前記付け根部において、径方向内方側から径方向外方側へ、前記内方形成部の表面および前記連結部の表面に沿う方向に前記付け根部を貫通しており、前記内方形成部の表面に沿って径方向内方から流れてくるパージエアを前記貫通孔を通して半径方向外方に吹き出させて前記連結部の表面に沿って流し、吹き出したパージエアをコアンダ効果により前記接続部表面に沿って燃焼ガス流路の主流と混合させる、ことを特徴とするガスタービンパージエアの吹き出し方法が提供される。
また、本発明によれば、静翼インナーバンドと動翼インナーバンドの間からパージエアを吹き出して燃焼ガス流路の主流と混合させるガスタービンパージエアの吹き出し構造であって、前記動翼インナーバンドは、燃焼ガス流路に面するプラットフォームと、該プラットフォームの先端から半径方向内側に延びるフロント部と、前記プラットフォーム先端部の径方向内側であって前記フロント部の半径方向内側端よりも径方向外側に位置し前記フロント部から軸方向前方に突出する突出部とを有し、前記フロント部は、前記プラットフォームの先端から前記突出部の付け根部までの部分を構成する連結部と、前記突出部の付け根部から当該フロント部の径方向内側端部までの部分を構成する内方形成部とからなり、前記プラットフォームと前記連結部との接続部表面は曲面形状をなし、前記突出部の付け根部は、前記内方形成部の表面に沿って径方向内方から供給されるパージエアを通過させ前記連結部の表面に沿って流す貫通孔を有し、該貫通孔の全体が前記突出部の付け根部に位置するとともに、該貫通孔を区画する該貫通孔の外周面が閉じており、かつ、該貫通孔は、前記付け根部において、径方向内方側から径方向外方側へ、前記内方形成部の表面および前記連結部の表面に沿う方向に前記付け根部を貫通している、ことを特徴とするガスタービンパージエアの吹き出し構造が提供される。
このような本発明によれば、プラットフォームと連結部との接続部表面を曲面形状とし、突出部の付け根部に径方向内方から供給されるパージエアを通過させる貫通孔を設け、貫通孔から連結部の表面に沿ってパージエアを吹き出すようにしたので、吹き出したパージエアは、コアンダ効果により接続部表面に沿って燃焼ガス流路の主流と混合される。すなわち、パージエアはプラットフォームに沿う方向に吹き出され、パージエアと主流の混合角度を小さくすることができる。したがって、主流と混合するパージエアによるミキシングロスを低減し、タービン空力性能を改善することができる。
以下、本発明の好適な実施の形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。
主流９ａとパージエア９ｂとが混合する際に生じるミキシングロスは、（数１）で表わすことができる。この式で添字ｇは主流、添字ｃは冷却空気（パージエア）、添字ｔはミキシングロスであり、Ｐ，Ｍ，Ｗ，Ｔ，Ｖは、それぞれ圧力、マッハ数、質量流量、絶対温度、流速である。また、κは比熱比、φは吹き出し角度を示している。吹き出し角度φは、図４に示すようにガスタービンの回転軸とパージエア吹き出し方向とのなす角である。
（数１）から吹き出し角度φが０度に近いほど、ミキシングロスΔＰｔは小さくなり、吹き出し角度φが大きい（９０度に近い）ほど、ミキシングロスΔＰｔは大きくなることが分かる。すなわち、パージエア全体の質量流量Ｗｃ、絶対温度Ｔｃ、流速Ｖｃが同一である限り、吹き出し角度φを小さくすることができればミキシングロスを低減することができる。
一方、図４に示した従来のガスタービンパージエアの吹き出し手段では、バージエアを主流に対して大きな角度で吹き出していたため、大きなミキシングロスが発生することが（数１）からも明らかである。
図1及び図２は、本発明によるガスタービンパージエアの吹き出し方法およびその構造の実施形態を説明する図である。図１に示すように、燃焼ガス（主流９ａ）の流れ方向に静翼１と動翼３が配置され、静翼１と動翼３の径方向内方端にそれぞれ接続される静翼インナーバンド２と動翼インナーバンド４との間には、パージエアを吹き出すための隙間１０が全周にわたり形成されている。
図２は動翼３及び動翼インナーバンド４の斜視図であり、以下、図１と併せて図２も参照して説明する。動翼インナーバンド４は、燃焼ガス流路に面するプラットフォーム４ａと、該プラットフォーム４ａ先端部の径方向内側に位置し軸方向に延びる突出部４ｃと、前記プラットフォーム４ａ先端部と前記突出部４ｃの後端部とを連結する連結部４ｂとを備えている。この点については、図４と同様である。
また、図１及び図２に示すように、プラットフォーム４ａと連結部４ｂとの接続部表面は曲面形状をなしており、この曲面形状の部分は少なくともその表面上を流体が流れたときにコアンダ効果を生じさせるに足る曲率を有している。また、突出部４ｃの付け根部（後端部）には径方向内方から供給されるパージエア９ｂを通過させる貫通孔１１が２つ設けられており、この貫通孔１１は、その通過したパージエア９ｂが連結部４ｂの表面を沿って流れるように形成される。なお、本実施形態では貫通孔１１は２つ設けられているが、特に２つに限定されるものではない。
ガスタービン運転時には、図１に示すように、径方向内方からパージエアが供給される。供給されたパージエアは、貫通孔１１を通過するものと流路２１を通過するものとに分かれる。このうち、貫通孔１１を通過したパージエア９ｂは、連結部９ｂの表面に沿って流れ、プラットフォーム９ａと連結部９ｂとの接続部まで到達すると、コアンダ効果により接続部の表面に沿って曲げられる。すなわち、パージエア９ｂはプラットフォーム４ａに沿う方向に吹き出される。したがって、本発明によれば、燃焼ガス流路２０を流れる主流９ａとバージエア９ｂの混合角度が小さくなり、主流と混合するパージエアによるミキシングロスを低減し、タービン空力性能を改善することができる。なお、貫通孔１１を通過せず流路２１を通過したパージエア９ｂは、図４における吹き出し角度と同じ角度で隙間１０から吹き出されることになるが、貫通孔１１の大きさや数、及び流路２１の流路面積を調整して貫通孔１１を通過するパージエアの流量をできるだけ多くするように設計することで、全体としてミキシングロスを低減させることができる。
なお、本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更し得ることは勿論である。
１ 静翼
２ 静翼インナーバンド
３ 動翼
４ 動翼インナーバンド
４ａ プラットフォーム
４ｂ 連結部
４ｃ 突出部
９ａ 主流（燃焼ガス）
９ｂ パージエア
１１ 貫通孔
２０ 燃焼ガス流路
２１ 流路
１０１ 空気取入口
１０２ 圧縮機
１０３ 燃焼器
１０４ ガスタービン
１０５ アフターバーナ
１０７ 軸
２ 静翼インナーバンド
３ 動翼
４ 動翼インナーバンド
４ａ プラットフォーム
４ｂ 連結部
４ｃ 突出部
９ａ 主流（燃焼ガス）
９ｂ パージエア
１１ 貫通孔
２０ 燃焼ガス流路
２１ 流路
１０１ 空気取入口
１０２ 圧縮機
１０３ 燃焼器
１０４ ガスタービン
１０５ アフターバーナ
１０７ 軸
Claims (2)
- 静翼インナーバンドと動翼インナーバンドの間からパージエアを吹き出して燃焼ガス流路の主流と混合させるガスタービンパージエアの吹き出し方法であって、
前記動翼インナーバンドは、燃焼ガス流路に面するプラットフォームと、該プラットフォームの先端から半径方向内側に延びるフロント部と、前記プラットフォーム先端部の径方向内側であって前記フロント部の半径方向内側端よりも径方向外側に位置し前記フロント部から軸方向前方に突出する突出部とを有し、前記フロント部は、前記プラットフォームの先端から前記突出部の付け根部までの部分を構成する連結部と、前記突出部の付け根部から当該フロント部の径方向内側端部までの部分を構成する内方形成部とからなり、
前記プラットフォームと前記連結部との接続部表面を曲面形状とし、前記突出部の付け根部に径方向内方から供給されるパージエアを通過させる貫通孔を設け、該貫通孔の全体が前記突出部の付け根部に位置するとともに、該貫通孔を区画する該貫通孔の外周面が閉じており、かつ、該貫通孔は、前記付け根部において、径方向内方側から径方向外方側へ、前記内方形成部の表面および前記連結部の表面に沿う方向に前記付け根部を貫通しており、
前記内方形成部の表面に沿って径方向内方から流れてくるパージエアを前記貫通孔を通して半径方向外方に吹き出させて前記連結部の表面に沿って流し、吹き出したパージエアをコアンダ効果により前記接続部表面に沿って燃焼ガス流路の主流と混合させる、ことを特徴とするガスタービンパージエアの吹き出し方法。 - 静翼インナーバンドと動翼インナーバンドの間からパージエアを吹き出して燃焼ガス流路の主流と混合させるガスタービンパージエアの吹き出し構造であって、
前記動翼インナーバンドは、燃焼ガス流路に面するプラットフォームと、該プラットフォームの先端から半径方向内側に延びるフロント部と、前記プラットフォーム先端部の径方向内側であって前記フロント部の半径方向内側端よりも径方向外側に位置し前記フロント部から軸方向前方に突出する突出部とを有し、
前記フロント部は、前記プラットフォームの先端から前記突出部の付け根部までの部分を構成する連結部と、前記突出部の付け根部から当該フロント部の径方向内側端部までの部分を構成する内方形成部とからなり、
前記プラットフォームと前記連結部との接続部表面は曲面形状をなし、前記突出部の付け根部は、前記内方形成部の表面に沿って径方向内方から供給されるパージエアを通過させ前記連結部の表面に沿って流す貫通孔を有し、該貫通孔の全体が前記突出部の付け根部に位置するとともに、該貫通孔を区画する該貫通孔の外周面が閉じており、かつ、該貫通孔は、前記付け根部において、径方向内方側から径方向外方側へ、前記内方形成部の表面および前記連結部の表面に沿う方向に前記付け根部を貫通している、ことを特徴とするガスタービンパージエアの吹き出し構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2003276900A JP4446150B2 (ja) | 2003-07-18 | 2003-07-18 | ガスタービンパージエアの吹き出し方法及び吹き出し構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2003276900A JP4446150B2 (ja) | 2003-07-18 | 2003-07-18 | ガスタービンパージエアの吹き出し方法及び吹き出し構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2005036772A JP2005036772A (ja) | 2005-02-10 |
| JP4446150B2 true JP4446150B2 (ja) | 2010-04-07 |
Family
ID=34213080
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2003276900A Expired - Lifetime JP4446150B2 (ja) | 2003-07-18 | 2003-07-18 | ガスタービンパージエアの吹き出し方法及び吹き出し構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4446150B2 (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10626727B2 (en) * | 2015-01-22 | 2020-04-21 | General Electric Company | Turbine bucket for control of wheelspace purge air |
-
2003
- 2003-07-18 JP JP2003276900A patent/JP4446150B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2005036772A (ja) | 2005-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109668174B (zh) | 燃气涡轮发动机的驻涡燃烧器及其操作方法 | |
| CA2650511C (en) | Fan rotating blade for turbofan engine | |
| JP5181114B2 (ja) | 高圧力比後方ファン組立体及びガスタービンエンジン | |
| US6609884B2 (en) | Cooling of gas turbine engine aerofoils | |
| CN108930557B (zh) | 用于压缩机导叶前缘辅助导叶的方法及系统 | |
| JP5507828B2 (ja) | 非対称流れ抽出システム | |
| EP2138675A2 (en) | A rotor blade | |
| EP2230382B1 (en) | Gas turbine rotor stage | |
| CN107084004B (zh) | 用于涡轮发动机部件的冲击孔 | |
| JP2017072128A (ja) | ステータ部品 | |
| JP4920228B2 (ja) | ガスタービンエンジンを組み立てるための方法及び装置 | |
| US20060060334A1 (en) | Heat transfer augmentation in a compact heat exchanger pedestal array | |
| JP2014509710A (ja) | タービン燃焼システムの冷却スクープ | |
| CN114753889A (zh) | 具有一组凹痕的翼型件的涡轮发动机 | |
| JP2017141832A (ja) | 表面輪郭 | |
| JP2007107516A (ja) | タービンシュラウドセクション、タービンエンジンおよびタービンシュラウド冷却方法 | |
| JP5264058B2 (ja) | 固定タービン翼形部 | |
| JP2017141828A (ja) | ガスタービンエンジンのための構成部品冷却 | |
| CA2567940C (en) | Methods and apparatuses for gas turbine engines | |
| EP2821622B1 (en) | Gas turbine engine | |
| JP2017141825A (ja) | ガスタービンエンジン用の翼形部 | |
| JP4446150B2 (ja) | ガスタービンパージエアの吹き出し方法及び吹き出し構造 | |
| JP2017141823A (ja) | 構成要素の熱応力緩和 | |
| JP2017150477A (ja) | ガスタービンエンジン翼形部のアクセラレータインサート | |
| JP2015514920A (ja) | 耐久性があるタービンベーン |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20060628 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20090220 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090224 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20090417 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20091008 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20091127 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20091224 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20100106 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130129 Year of fee payment: 3 |
|
| R151 | Written notification of patent or utility model registration |
Ref document number: 4446150 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130129 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140129 Year of fee payment: 4 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |