(57)【要約】【課題】ジェットエンジンの稼働中にアーム５９の先端縁とフロントストッパ３１の内縁近傍部分との間に隙間が生じることなく、複数のタービン動翼１９の内部に所定流量の冷却空気を供給して、複数のタービン動翼１９を十分な冷却を継続して行う。【解決手段】ウェブ４７の一部分であって、ガスタービンエンジンの稼働中におけるアーム５９とタービンディスク１３との間の経時的な温度差によって高い熱応力が生じる傾向にある高応力部分ＰＡ以外の選択した選択部分ＰＢの肉厚中心が、ボア５７の肉厚中心に対してロータ軸方向へオフセットするように構成された。【選択図】    図１
2005009383.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンに用いられるタービンロータにおいて、
外周面に複数のダブテール溝が等間隔に形成され、ロータ軸心を中心として回転可能なタービンディスクと、
各ダブテール溝に嵌合してそれぞれ設けられ、ハブ側に対応する前記ダブテール溝に嵌合可能なダブテールがそれぞれ形成され、翼面に冷却空気を吹出す吹出孔がそれぞれ形成され、各ダブテール溝の底部と対応する前記ダブテールの頂部との間に区画された冷却通路と前記吹出孔が連通するように中空構造にそれぞれ構成されたタービン動翼と、
前記タービンディスクの前側に固定されかつロータ径方向へ延びた環状のウェブと、前記ウェブの内縁に一体的に形成されかつ厚肉により構成された環状のボアと、前記ボアの外縁に一体的に形成されかつ後方に向かって拡がるように延びたラッパ状のアームとを備えてあって、前記アームの先端縁が前記タービンディスクの一部分であって前記冷却通路よりも外縁側に寄った外縁側部分に予圧をかけた状態で当接しかつ前記ロータ径方向へ僅かに移動できるように構成されたシールディスクとを具備してあって、
前記ウェブの一部分であって、前記ガスタービンエンジンの稼働中における前記アームと前記タービンディスクとの間の経時的な温度差によって高い熱応力が生じる傾向にある高応力部分以外の選択した選択部分の肉厚中心が、前記ボアの肉厚中心に対して前記ロータ軸方向へオフセットするように構成されたことを特徴とするタービンロータ。
【請求項２】
ガスタービンエンジンに用いられ、冷却空気を主流路側へ逃がさないようにしつつ、タービン動翼の内部に連通した被導入部に導くシールディスクにおいて、
ディスク径方向へ延びた環状のウェブと、
前記ウェブの内縁に一体的に形成され、厚肉により構成された環状のボアと、
前記ウェブの外縁に一体的に形成され、先端縁が前記タービンディスクの一部分であって前記被導入部よりも外縁側に寄った外縁側部分に予圧をかけた状態で当接しかつディスク径方向へ僅かに移動できるように構成され、後方に向かって拡がるように延びたラッパ状のアームとを具備してあって、
前記ウェブの一部分であって、前記ガスタービンエンジンの稼働中における前記アームと前記タービンディスクとの間の経時的な温度差によって高い熱応力が生じる傾向にある高応力部分以外の選択した選択部分の肉厚中心が、前記ボアの肉厚中心に対して前記ディスク軸方向へオフセットするように構成されたことを特徴とするシールディスク。
【請求項３】
ガスタービンエンジンに用いられるタービンにおいて、
タービンケースと、
前記タービンケース内に設けられ、複数のタービン静翼を周方向へ等間隔に備えたタービンステータと、
前記タービンケース内における前記記タービンステータの後方に設けられ、請求項１に記載の発明特定事項からなるタービンロータと、
を具備してなることを特徴とするタービン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ジェットエンジン等のガスタービンエンジンに用いられるタービンロータ、シールディスク、及びタービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ジェットエンジン等のガスタービンエンジンに用いられる一般的なタービンロータについて説明すると、次のようになる。
【０００３】
即ち、前記ガスタービンエンジンにおけるタービンケースには、タービンディスクがロータ軸心を中心として回転可能に設けられており、前記タービンディスクの外周面には、複数のダブテール溝が等間隔に形成されている。
【０００４】
各ダブテール溝には、タービン動翼が嵌合してそれぞれ設けられており、各タービン動翼のハブ側には、対応する前記ダブテール溝に嵌合可能なダブテールがそれぞれ形成されてあって、各ダブテール溝の底部と対応する前記ダブテールの頂部との間には、冷却通路が区画されている。また、各タービン動翼の翼面には、冷却空気を吹出す複数の吹出孔がそれぞれ形成されており、前記冷却通路と複数の前記吹出孔が連通するように各タービン動翼は中空構造によりそれぞれ構成されている。
【０００５】
前記タービンディスクの前側中央には、冷却空気を主流路側へ逃がさないようにしつつ複数の前記冷却通路（換言すれば被導入部）に導くシールディスクが設けられている。前記シールディスクは、前記タービンディスクに固定されかつ前記ロータ径方向（換言すればディスク径方向）へ延びた環状のウェブと、前記ウェブの内縁に一体的に形成されかつ厚肉により構成された環状のボブと、前記ウェブの外縁に一体的に形成されかつ後方に向かって拡がるように延びたラッパ状のアームとを備えている。ここで、前記アームの先端縁が前記タービンディスクの一部分であって前記冷却通路よりも外縁側に寄った外縁側部分に予圧をかけた状態で当接しかつ前記ロータ径方向へ僅かに移動できるように構成されている。
【０００６】
従って、前記ガスタービンエンジンを稼働させると、前記ガスタービンエンジンにおける燃焼器から燃焼ガスの膨張によって複数の前記タービン動翼及び前記タービンディスク、換言すればタービンロータを回転させることができる。なお、前記タービンロータの回転によって前記ガスタービンエンジンおける圧縮機が駆動される。
【０００７】
また、前記ガスタービンエンジンの稼働中において、前記シールディスクによって冷却空気を主流路側へ逃がさないようにしつつ複数の前記冷却通路に導くことにより、複数の前記タービン動翼の内部に冷却空気を供給して、複数の前記吹出孔から冷却空気を吹出させる。これによって、複数の前記タービン動翼を冷却して、複数の前記タービン動翼の劣化を抑制することができる。
【０００８】
なお、本発明に関連する先行技術として、特許文献１に示すものがある。
【０００９】
【特許文献１】
特開平８−２９６４５５号公報
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、前記ガスタービンエンジンの稼働中においては前記タービンロータ全体としての経時的な温度変化が大きく、それに伴って、前記タービンロータの部品間の経時的な温度差も大きくなる。そして、前記アームと前記タービンディスクとの間の経時的な温度差が大きくなると、前記タービンディスクの一部分（例えば前記ウェブの中央部分）の熱応力が局所的に降伏点を超えて、前記シールディスクの一部分に塑性変形が生じる。そのため、前述のように、前記アームの先端縁が前記タービンディスクの前記外縁側部分に予圧をかけた状態で当接するように構成されてあっても、前記ガスタービンエンジンの稼働中に前記アームと前記タービンディスクの前記外縁側部分との間に隙間が生じることがあって、複数の前記タービン動翼の内部に所定流量の冷却空気を供給することができず、複数の前記タービン動翼の十分な冷却を継続して行うことができなくなるという問題がある。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンに用いられるタービンロータにおいて、
外周面に複数のダブテール溝が等間隔に形成され、ロータ軸心を中心として回転可能なタービンディスクと、
各ダブテール溝に嵌合してそれぞれ設けられ、ハブ側に対応する前記ダブテール溝に嵌合可能なダブテールがそれぞれ形成され、翼面に冷却空気を吹出す複数の吹出孔がそれぞれ形成され、各ダブテール溝の底部と対応する前記ダブテールの頂部との間に区画された冷却通路と複数の前記吹出孔が連通するように中空構造にそれぞれ構成されたタービン動翼と、
前記タービンディスクの前側に固定されかつロータ径方向へ延びた環状のウェブと、前記ウェブの内縁に一体的に形成されかつ厚肉により構成された環状のボアと、前記ボアの外縁に一体的に形成されかつ後方に向かって拡がるように延びたラッパ状のアームとを備えてあって、前記アームの先端縁が前記タービンディスクの一部分であって前記冷却通路よりも外縁側に寄った外縁側部分に予圧をかけた状態で当接しかつ前記ロータ径方向へ僅かに移動できるように構成されたシールディスクとを具備してあって、
前記ウェブの一部分であって、前記ガスタービンエンジンの稼働中における前記アームと前記タービンディスクとの間の経時的な温度差によって高い熱応力が生じる傾向にある高応力部分以外の選択した選択部分の肉厚中心が、前記ボアの肉厚中心に対して前記ロータ軸方向へオフセットするように構成されたことを特徴とする。
【００１２】
請求項１に記載の発明特定事項によると、前記ガスタービンエンジンを稼働させると、前記ガスタービンエンジンにおける燃焼器から燃焼ガスの膨張によって複数の前記タービン動翼及び前記タービンディスク、換言すれば前記タービンロータを回転させることができる。なお、前記タービロータの回転によって前記ガスタービンエンジンおける圧縮機が駆動される。
【００１３】
また、前記ガスタービンエンジンの稼働中において、前記シールディスクによって冷却空気を主流路側へ逃がさないようにしつつ複数の前記冷却通路に導くことにより、複数の前記タービン動翼の内部に冷却空気を供給して、複数の前記吹出孔から冷却空気を吹出させる。これによって、複数の前記タービン動翼を冷却して、複数の前記タービン動翼の劣化を抑制することができる。
【００１４】
更に、前記ウェブの前記選択部分の肉厚中心が前記ボアの肉厚中心に対して前記ロータ軸方向へオフセットするように構成されているため、前記シールディスク全体としての剛性の低下を抑制しつつ、前記ウェブの前記選択部分に応力集中を意図的に生じさせて、換言すれば、前記高応力部分に生じる傾向にある高い熱応力の一部を前記ウェブの前記選択部分に分散させることができる。これによって、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、前記高応力部分の熱応力が局所的に降伏点を超えて、前記高応力部分の塑性変形を回避することができる。
【００１５】
請求項２に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンに用いられ、冷却空気を主流路側へ逃がさないようにしつつ、タービン動翼の内部に連通した被導入部に導くシールディスクにおいて、
ディスク径方向へ延びた環状のウェブと、
前記ウェブの内縁に一体的に形成され、厚肉により構成された環状のボアと、
前記ウェブの外縁に一体的に形成され、先端縁が前記タービンディスクの一部分であって前記被導入部よりも外縁側に寄った外縁側部分に予圧をかけた状態で当接しかつディスク径方向へ僅かに移動できるように構成され、後方に向かって拡がるように延びたラッパ状のアームとを具備してあって、
前記ウェブの一部分であって、前記ガスタービンエンジンの稼働中における前記アームと前記タービンディスクとの間の経時的な温度差によって高い熱応力が生じる傾向にある高応力部分以外の選択した選択部分の肉厚中心が、前記ボアの肉厚中心に対して前記ディスク軸方向へオフセットするように構成されたことを特徴とする。
【００１６】
請求項２に記載の発明特定事項によると、前記ガスタービンエンジンの稼働中において、前記シールディスクによって冷却空気を主流路側へ逃がさないようにしつつ前記被導入部に導くことにより、前記タービン動翼の内部に冷却空気を供給して、前記タービン動翼の表面に形成された吹出孔から冷却空気を吹出させる。これによって、複数の前記タービン動翼を冷却して、複数の前記タービン動翼の劣化を抑制することができる。
【００１７】
更に、前記ウェブの前記選択部分の肉厚中心が前記ボアの肉厚中心に対して前記ディスク軸方向へオフセットするように構成されているため、前記シールディスク全体としての剛性の低下を抑制しつつ、前記ウェブの前記選択部分に応力集中を意図的に生じさせて、換言すれば、前記高応力部分に生じる傾向にある高い熱応力の一部を前記ウェブの前記選択部分に分散させることができる。これによって、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、前記高応力部分の熱応力が局所的に降伏点を超えて、前記高応力部分の塑性変形を回避することができる。
【００１８】
請求項３に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンに用いられるタービンにおいて、
タービンケースと、
前記タービンケース内に設けられ、複数のタービン静翼を周方向へ等間隔に備えたタービンステータと、
前記タービンケース内における前記記タービンステータの後方に設けられ、請求項１に記載の発明特定事項からなるタービンロータと、
を具備してなることを特徴とする。
【００１９】
請求項３に記載の発明特定事項によると、請求項１に記載の発明特定事項による作用と同様の作用を奏する。
【００２０】
【発明の実施の形態】
本発明の実施の形態について図１から図３を参照して説明する。
【００２１】
図１は、本発明の実施の形態に係わる高圧タービンの一部分の断面図であって、図２は、本発明の実施の形態に係わるタービンディスクの一部分の正面図であって、図３は、ウェブの選択部分の肉厚中心がボアの肉厚中心に対してディスク軸方向へオフセットした状態における、フロントシールディスクの無次元化した熱応力の分布を示した図であって、図４は、ウェブの選択部分の肉厚中心がボアの肉厚中心に対してディスク軸方向へオフセットする前の状態における、フロントシールディスクの無次元化した熱応力の分布を示した図である。
【００２２】
ここで、「前後」とは、図１において左右，図２において紙面に向かって表裏のことである。
【００２３】
図２に示すように、本発明の実施の形態に係わる高圧タービン１は、ジェットエンジン（ガスタービンエンジンの一例）に用いられるものであって、高圧タービンケース３と、この高圧タービンケース３内に設けられかつ周方向に複数のタービン静翼５（図２には、１つのタービン静翼５のみ図示）を等間隔に備えた高圧タービンステータ７と、高圧タービンケース３内における高圧タービンケース３の後方に設けられかつ燃焼器９からの燃焼ガスの膨張によって回転する高圧タービンロータ１１とを具備している。以下、本発明の実施の形態の特徴部分である高圧タービンロータ１１について詳細に説明する。
【００２４】
図１及び図２に示すように、高圧タービンケース３には、タービンディスク１３の本体であるディスク本体１５（換言すればタービンロータ１１のロータ本体）がディスク軸心（換言すればロータ軸心）を中心として回転可能に設けられており、このディスク本体１５の外周面には、複数のダブテール溝１７が等間隔に形成されている。
【００２５】
各ダブテール溝１７には、タービン動翼１９がそれぞれ嵌合して設けられており、各タービン動翼１９のハブ側には、対応するダブテール溝１７に嵌合可能なダブテール２１がそれぞれ形成されてあって、各ダブテール溝１７の底部と対応するダブテール２１の頂部との間には、冷却通路２３がそれぞれ区画されている。また、各タービン動翼１９の翼面には、冷却空気を吹出す複数の吹出孔２５がそれぞれ形成されており、冷却通路２３と複数の吹出孔２５が連通するように各タービン動翼１９は特開平２００２−３０３１０１号公報に示すように中空構造に構成されている。
【００２６】
ディスク本体１５の前面縁部には、タービンディスク１３の一部を構成する本体側フロント嵌合部２７が形成されており、この本体側フロント嵌合部２７には、ダブテール２１が挿入可能な複数の挿入溝２９が周方向へ等間隔に形成されている。また、ディスク本体１５の前面縁部には、複数のタービン動翼１９のダブテール２１を前方向から保持する環状のフロントストッパ３１が一体的に設けられており、このフロントストッパ３１は、タービンディスク１３の一部を構成するものであって、本体側フロント嵌合部２７に嵌合可能なストッパ側フロント嵌合部３３を有している。
【００２７】
ディスク本体１５の後面には、タービンディスク１３の一部を構成する本体側リア嵌合部３５が形成されている。また、ディスク本体１５の後面には、複数のタービン動翼１９のダブテール２１を後方向から保持する環状のリアストッパ３７が一体的に設けられており、このリアストッパ３７は、本体側リア嵌合部３５に嵌合可能なストッパ側リア嵌合部３９を有している。なお、リアストッパ３７は、ディスク本体１５の後側に設けられたリアシールディスク（大部分について図示省略）の一部を構成している。
【００２８】
ディスク本体１５の前側には、冷却空気を主流路４１側へ逃がさないようにしつつ複数の冷却通路２３に導くフロントシールディスク４３が設けられている。
【００２９】
即ち、ディスク本体１５の前側には、環状のウェブ４５が固定されており、このウェブ４５の外縁には、リム部４５ａを有している。ウェブ４５の外縁付近には、前方向から冷却空気が流入可能な複数の流入孔４７（図１には、１つの流入孔４７のみ図示）が適宜間隔に形成されており、ウェブ４５の中央部には、冷却空気の流量を調節するインナーラビリンスシール４９のシールフィン５１が一体的に設けられてあって、ウェブ４５のリム部４５ａには、冷却空気の流量を調節するアウターラビリンスシール５３のシールフィン５５が設けられている。
【００３０】
ウェブ４５の内縁には、環状のボア５７が一体的に形成されており、このボア５７は厚肉により構成されている。また、ウェブ４５のリム部（外縁）４５ａには、後方に向かって拡がるように延びたラッパ状のアーム５９が一体的に形成されており、このアーム５９の先端縁はフロントストッパ３１の内縁近傍部分（換言すればタービンディスク１３における冷却通路２３よりも外縁側に寄った外縁側部分）に予圧をかけた状態で当接しかつディスク径方向へ僅かに移動できるように構成されている。
【００３１】
更に、図１及び図３に示すように、ウェブ４５の一部分であって高応力部分ＰＡ以外の選択した選択部分ＰＢの肉厚中心４５ｓが、ボア５７の肉厚中心５７ｓに対してディスク軸方向（換言すればロータ軸方向、本発明の実施の形態にあっては後方向）へオフセット（オフセット量ｅ）するように構成されている。ここで、高応力部分ＰＡとは、前記ジェットエンジンの稼働中におけるアーム５９とタービンディスク１３との間の経時的な温度差によって高い熱応力が生じる傾向にある部分のことであって、本発明の実施の形態に係わるフロントシールディスク４３にあってはウェブ４５の後面中央部である。また、選択部分ＰＢは、図３において示した部分に限られず、適宜に変更を行うことができる。
【００３２】
なお、高圧タービンロータ１１と高圧圧縮機における高圧圧縮機ロータ（図示省略）はパイプ状の高圧タービン軸６１によって連動連結されている。
【００３３】
次に、本発明の実施の形態の作用について説明する。
【００３４】
前記ジェットエンジンを稼働させると、燃焼器９から燃焼ガスの膨張によって複数のタービン動翼１９及びタービンディスク１３（換言すれば高圧タービンロータ１１）を回転させることができる。なお、高圧タービンロータ１１の回転によって前記高圧圧縮機ロータを回転させて、前記高圧圧縮を駆動させる。
【００３５】
また、前記ジェットエンジンの稼働中において、フロントシールディスク４３によって冷却空気を主流路４１側へ逃がさないようにしつつ複数の冷却通路２３に導くことにより、複数のタービン動翼１９の内部に冷却空気を供給して、複数の吹出孔２５から冷却空気を吹出させる。これによって、複数のタービン動翼１９を冷却して、複数のタービン動翼１９の劣化を抑制できる。
【００３６】
更に、ウェブ４５の選択部分ＰＢの肉厚中心４５ｓがボア５７の肉厚中心５７ｓに対して前記ディスク軸方向へオフセットするように構成されているため、フロントシールディスク４３全体としての剛性の低下を抑制しつつ、図３に示すようにウェブ４５の選択部分ＰＢに応力集中を意図的に生じさせて、高応力部分ＰＡに生じる傾向にある高い熱応力の一部をウェブ４５の選択部分ＰＢに分散させることができる（図４に示す熱応力の分布から図３に示す熱応力の分布への変化を参照）。これによって、前記ジェットエンジンの稼動中に、高応力部分ＰＡの熱応力が局所的に降伏点を超えて、高応力部分ＰＡの塑性変形を回避することができる。なお、図３及び図４に示される無次元化した熱応力の分布は、有限要素法によって適宜に解析される。
【００３７】
以上の如き、本発明の実施の形態によれば、前記ジェットエンジンの稼動中に、応力部分ＰＡの熱応力が局所的に降伏点を超えて、高応力部分ＰＡの塑性変形を回避できるため、前記ジェットエンジンの稼働中にアーム５９の先端縁とフロントストッパ３１の内縁近傍部分との間に隙間が生じることなく、複数のタービン動翼１９の内部に所定流量の冷却空気を供給して、複数のタービン動翼１９を十分な冷却を継続して行うことができる。
【００３８】
なお、本発明は、前述の発明の実施の形態の説明に限るものではなく、適宜の変更を行うことにより、その他種々の態様で実施可能である。
【００３９】
【発明の効果】
請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載の発明によれば、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、前記高応力部分の熱応力が局所的に降伏点を超えて、前記高応力部分の塑性変形を回避できるため、前記ガスタービンエンジンの稼働中に前記アームの先端縁と前記タービンディスクの前記外縁側部分との間に隙間が生じることなく、複数の前記タービン動翼の内部に所定流量の冷却空気を供給して、複数の前記タービン動翼を十分な冷却を継続して行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態に係わる高圧タービンの一部分の断面図である。
【図２】本発明の実施の形態に係わるタービンディスクの一部分の正面図である。
【図３】ウェブの選択部分の肉厚中心がボアの肉厚中心に対してディスク軸方向へオフセットした状態における、フロントシールディスクの無次元化した熱応力の分布を示した図である。
【図４】ウェブの選択部分の肉厚中心がボアの肉厚中心に対してディスク軸方向へオフセットする前の状態における、フロントシールディスクの無次元化した熱応力の分布を示した図である。
【符号の説明】
１          高圧タービン
３          高圧タービンケース
５          タービン静翼
７          高圧タービンステータ
１１          高圧タービンロータ
１３          タービンディスク
１５          ディスク本体
１７          ダブテール溝
１９          タービン動翼
２１          ダブテール
３１          フロントストッパ
４１          主流路
４３          フロントシールディスク
４５          ウェブ
５７          ボア
５９          アーム
【図１】
2005009383.tif 000003
【図２】
2005009383.tif 000004
【図３】
2005009383.tif 000005
【図４】
2005009383.tif 000006