JP3377563B2 - ガスタービンの空気冷却動翼 - Google Patents
ガスタービンの空気冷却動翼Info
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- JP3377563B2 JP3377563B2 JP22332493A JP22332493A JP3377563B2 JP 3377563 B2 JP3377563 B2 JP 3377563B2 JP 22332493 A JP22332493 A JP 22332493A JP 22332493 A JP22332493 A JP 22332493A JP 3377563 B2 JP3377563 B2 JP 3377563B2
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- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
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Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンの動翼の
冷却空気通路に設けられたタービュレンスプロモータを
改良したガスタービンの空気冷却動翼に関する。 【０００２】 【従来の技術】図３（ｂ）は、従来のガスタービン動翼
の一例の破断斜視図である。翼根１の底部からガスター
ビン動翼内へ流入した冷却空気は、矢印の方向に流れて
動翼を冷却する。すなわち前縁側の空気入口２Ａから流
入した冷却空気は、タービュレンスプロモータを形成す
る冷却フィン３Ａを有する冷却空気通路を流れて翼を冷
却し、図３（ａ）及び図３（ｂ）に示すチップシニング
（ｔｉｐ ｔｈｉｎｎｉｇ）４が設けられた翼頂部の空
気出口穴５から流出して、主ガス流れに合流する。また
後縁側の空気入口２Ｂから流入した冷却空気は、タービ
ュレンスプロモータを形成する冷却フィン３Ａが設けら
れた冷却空気通路を矢印の方向に流れ、ピンフィン６で
翼後縁を冷却したのち空気出口穴７から流出して、主ガ
ス流れに合流する。 【０００３】図４は冷却フィン３Ａの断面図である。冷
却フィン３Ａは、断面矩形状の形状を有しており、伝熱
面積を増して熱通過量を増大させると共に流れに乱れを
与えて熱伝達率を向上させ、タービュレンスプロモータ
（ｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅ ｐｒｏｍｏｔｏｒ）として冷
却効果を促進する。 【０００４】図５はタービュレンスプロモータの原理説
明図である。冷却フィン３Ａの下流では、流れは強制的
にはく離し、流線は、図に示すように壁側に向かうと共
に、冷却フィン３Ａの下流には、うずが誘導される。こ
のうずの端Ａは、流線が下流につながるか、又は上流に
もどるかの境界となっており、この箇所で流れが再付着
するため一般に再付着点と呼ばれる。熱伝達率は、ター
ビュレンスプロモータ直後のうず域では低いが再付着点
以降で上昇する。すなわち、図のＢ域に比べて、Ｃ域で
の熱通過量は大きく、冷却効果に大きな差が発生する。 【０００５】 【発明が解決しようとする課題】前記従来のガスタービ
ンの空気冷却動翼では、次の問題点がある。 （１）タービュレンスプロモータ後流で再付着点に達す
るまでの冷却面熱伝達率が低く、この域の面積が大きい
ため冷却効果が比較的低かった。 （２）このため動翼メタル温度が高く、また温度を下げ
るために大量の冷却空気を必要としていた。前者は翼の
寿命を短縮し、後者はガスタービン効率を低下させてい
た。 【０００６】本発明は、以上の問題点を解決することが
できるガスタービンの空気冷却動翼を提供しようとする
ものである。 【０００７】 【課題を解決するための手段】本発明のガスタービンの
空気冷却動翼は、冷却通路に設けられたタービュレンス
プロモータを円錐部と同円錐部に連設された半球部より
なる涙滴形状に形成し、かつ、前記円錐部を冷却空気通
路の上流側に位置させたことを特徴とする。 【０００８】 【作用】本発明では、冷却空気通路に設けられたタービ
ュレンスプロモータを円錐部と同円錐部に連設された半
球部よりなる涙滴形状に形成し、かつ、前記円錐部を冷
却空気通路の上流側に位置させているために、タービュ
レンスプロモータによるうず域が減少し、うずの端すな
わち再付着点が上流側に移行する。従って、高熱伝達域
が増大して、低熱伝達域が減少する。 【０００９】 【実施例】本発明の一実施例を、図１及び図２によって
説明する。図１は同実施例に係るガスタービンの空気冷
却翼のタービュレンスプロモータの断面図、図２は同実
施例における流線と熱伝達率の説明図である。 【００１０】図１において、タービン空気冷却動翼内の
冷却空気通路に設けられたタービュレンスプロモータ３
は、後方の断面積が拡大する円錐部Ｄとその後部に半球
部Ｅが連設されるように冷却空気通路を削除して涙滴形
状に形成され、円錐部Ｄを冷却空気通路の上流側に位置
させている。このような涙滴形状のタービュレンスプロ
モータ３が冷却空気通路の上流側から下流側へわたって
複数個連設されている。 【００１１】本実施例では、上流側の円錐部Ｄと下流側
の半球部Ｅで涙滴形状のタービュレンスプロモータ３を
設けているために、図２に示すように、タービュレンス
プロモータによって発生するうず域は従来に比べて著し
く減少し、うずの端すなわち再付着点Ａは上流側に移行
している。これに伴って低熱伝達域Ｂが減少し、高熱伝
達域Ｃが増大する。従って、本実施例では、伝熱効果を
上げることができ、冷却空気量を少なくして動翼メタル
の温度上昇を防止することができる。 【００１２】 【発明の効果】本発明は、ガスタービンの空気冷却動翼
の冷却空気通路に設けられたタービュレンスプロモータ
を、円錐部と同円錐部に連設された半球部で涙滴形状に
形成し、かつ、前記円錐部を冷却空気通路の上流側に位
置させているので、タービュレンスプロモータの伝熱効
果が向上し、少ない冷却空気で効果的な冷却を行うこと
ができる。従ってガスタービン効率が向上し、翼の寿命
の延長を図ることができる。
冷却空気通路に設けられたタービュレンスプロモータを
改良したガスタービンの空気冷却動翼に関する。 【０００２】 【従来の技術】図３（ｂ）は、従来のガスタービン動翼
の一例の破断斜視図である。翼根１の底部からガスター
ビン動翼内へ流入した冷却空気は、矢印の方向に流れて
動翼を冷却する。すなわち前縁側の空気入口２Ａから流
入した冷却空気は、タービュレンスプロモータを形成す
る冷却フィン３Ａを有する冷却空気通路を流れて翼を冷
却し、図３（ａ）及び図３（ｂ）に示すチップシニング
（ｔｉｐ ｔｈｉｎｎｉｇ）４が設けられた翼頂部の空
気出口穴５から流出して、主ガス流れに合流する。また
後縁側の空気入口２Ｂから流入した冷却空気は、タービ
ュレンスプロモータを形成する冷却フィン３Ａが設けら
れた冷却空気通路を矢印の方向に流れ、ピンフィン６で
翼後縁を冷却したのち空気出口穴７から流出して、主ガ
ス流れに合流する。 【０００３】図４は冷却フィン３Ａの断面図である。冷
却フィン３Ａは、断面矩形状の形状を有しており、伝熱
面積を増して熱通過量を増大させると共に流れに乱れを
与えて熱伝達率を向上させ、タービュレンスプロモータ
（ｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅ ｐｒｏｍｏｔｏｒ）として冷
却効果を促進する。 【０００４】図５はタービュレンスプロモータの原理説
明図である。冷却フィン３Ａの下流では、流れは強制的
にはく離し、流線は、図に示すように壁側に向かうと共
に、冷却フィン３Ａの下流には、うずが誘導される。こ
のうずの端Ａは、流線が下流につながるか、又は上流に
もどるかの境界となっており、この箇所で流れが再付着
するため一般に再付着点と呼ばれる。熱伝達率は、ター
ビュレンスプロモータ直後のうず域では低いが再付着点
以降で上昇する。すなわち、図のＢ域に比べて、Ｃ域で
の熱通過量は大きく、冷却効果に大きな差が発生する。 【０００５】 【発明が解決しようとする課題】前記従来のガスタービ
ンの空気冷却動翼では、次の問題点がある。 （１）タービュレンスプロモータ後流で再付着点に達す
るまでの冷却面熱伝達率が低く、この域の面積が大きい
ため冷却効果が比較的低かった。 （２）このため動翼メタル温度が高く、また温度を下げ
るために大量の冷却空気を必要としていた。前者は翼の
寿命を短縮し、後者はガスタービン効率を低下させてい
た。 【０００６】本発明は、以上の問題点を解決することが
できるガスタービンの空気冷却動翼を提供しようとする
ものである。 【０００７】 【課題を解決するための手段】本発明のガスタービンの
空気冷却動翼は、冷却通路に設けられたタービュレンス
プロモータを円錐部と同円錐部に連設された半球部より
なる涙滴形状に形成し、かつ、前記円錐部を冷却空気通
路の上流側に位置させたことを特徴とする。 【０００８】 【作用】本発明では、冷却空気通路に設けられたタービ
ュレンスプロモータを円錐部と同円錐部に連設された半
球部よりなる涙滴形状に形成し、かつ、前記円錐部を冷
却空気通路の上流側に位置させているために、タービュ
レンスプロモータによるうず域が減少し、うずの端すな
わち再付着点が上流側に移行する。従って、高熱伝達域
が増大して、低熱伝達域が減少する。 【０００９】 【実施例】本発明の一実施例を、図１及び図２によって
説明する。図１は同実施例に係るガスタービンの空気冷
却翼のタービュレンスプロモータの断面図、図２は同実
施例における流線と熱伝達率の説明図である。 【００１０】図１において、タービン空気冷却動翼内の
冷却空気通路に設けられたタービュレンスプロモータ３
は、後方の断面積が拡大する円錐部Ｄとその後部に半球
部Ｅが連設されるように冷却空気通路を削除して涙滴形
状に形成され、円錐部Ｄを冷却空気通路の上流側に位置
させている。このような涙滴形状のタービュレンスプロ
モータ３が冷却空気通路の上流側から下流側へわたって
複数個連設されている。 【００１１】本実施例では、上流側の円錐部Ｄと下流側
の半球部Ｅで涙滴形状のタービュレンスプロモータ３を
設けているために、図２に示すように、タービュレンス
プロモータによって発生するうず域は従来に比べて著し
く減少し、うずの端すなわち再付着点Ａは上流側に移行
している。これに伴って低熱伝達域Ｂが減少し、高熱伝
達域Ｃが増大する。従って、本実施例では、伝熱効果を
上げることができ、冷却空気量を少なくして動翼メタル
の温度上昇を防止することができる。 【００１２】 【発明の効果】本発明は、ガスタービンの空気冷却動翼
の冷却空気通路に設けられたタービュレンスプロモータ
を、円錐部と同円錐部に連設された半球部で涙滴形状に
形成し、かつ、前記円錐部を冷却空気通路の上流側に位
置させているので、タービュレンスプロモータの伝熱効
果が向上し、少ない冷却空気で効果的な冷却を行うこと
ができる。従ってガスタービン効率が向上し、翼の寿命
の延長を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例に係るガスタービンの空気冷
却動翼のタービュレンスプロモータの断面図である。 【図２】同実施例における流線と熱伝達率の説明図であ
る。 【図３】従来のガスタービンの空気冷却動翼を示し、図
３（ａ）はその端面図、図３（ｂ）はその破断斜視図で
ある。 【図４】従来のガスタービンの空気冷却動翼のタービュ
レンスプロモータの断面図である。 【図５】同従来のタービュレンスプロモータにおける流
線と熱伝達率の説明図である。 【符号の説明】 １ 翼根 ２Ａ，２Ｂ 冷却空気入口 ３ タービュレンスプロモータ ３Ａ 冷却フィン ４ チップシニング ５，７ 空気出口穴 ６ ピンフィン Ａ 再付着点 Ｂ 低熱伝達域 Ｃ 高熱伝達域 Ｄ 円錐部 Ｅ 半球部
却動翼のタービュレンスプロモータの断面図である。 【図２】同実施例における流線と熱伝達率の説明図であ
る。 【図３】従来のガスタービンの空気冷却動翼を示し、図
３（ａ）はその端面図、図３（ｂ）はその破断斜視図で
ある。 【図４】従来のガスタービンの空気冷却動翼のタービュ
レンスプロモータの断面図である。 【図５】同従来のタービュレンスプロモータにおける流
線と熱伝達率の説明図である。 【符号の説明】 １ 翼根 ２Ａ，２Ｂ 冷却空気入口 ３ タービュレンスプロモータ ３Ａ 冷却フィン ４ チップシニング ５，７ 空気出口穴 ６ ピンフィン Ａ 再付着点 Ｂ 低熱伝達域 Ｃ 高熱伝達域 Ｄ 円錐部 Ｅ 半球部
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(56)参考文献 特開 平４−103802（ＪＰ，Ａ)
特開 平５−10101（ＪＰ，Ａ)
特開 昭61−1805（ＪＰ，Ａ)
特開 昭59−231102（ＪＰ，Ａ)
特開 昭59−113204（ＪＰ，Ａ)
特開 平５−312002（ＪＰ，Ａ)
特開 平７−19003（ＪＰ，Ａ)
特開 平２−168697（ＪＰ，Ａ)
米国特許5070937（ＵＳ，Ａ)
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
F01D 5/18
Claims (1)
- (57)【特許請求の範囲】 【請求項１】 冷却空気通路にタービュレンスプロモー
タを有するガスタービンの空気冷却動翼において、ター
ビュレンスプロモータを円錐部と同円錐部に連設された
半球部よりなる涙滴形状に形成し、かつ、前記円錐部を
冷却空気通路の上流側に位置させたことを特徴とするガ
スタービンの空気冷却動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22332493A JP3377563B2 (ja) | 1993-09-08 | 1993-09-08 | ガスタービンの空気冷却動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22332493A JP3377563B2 (ja) | 1993-09-08 | 1993-09-08 | ガスタービンの空気冷却動翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0777006A JPH0777006A (ja) | 1995-03-20 |
| JP3377563B2 true JP3377563B2 (ja) | 2003-02-17 |
Family
ID=16796373
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP22332493A Expired - Lifetime JP3377563B2 (ja) | 1993-09-08 | 1993-09-08 | ガスタービンの空気冷却動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3377563B2 (ja) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6098397A (en) * | 1998-06-08 | 2000-08-08 | Caterpillar Inc. | Combustor for a low-emissions gas turbine engine |
| US20100247328A1 (en) * | 2006-06-06 | 2010-09-30 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling for blades |
| US8128366B2 (en) | 2008-06-06 | 2012-03-06 | United Technologies Corporation | Counter-vortex film cooling hole design |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5070937A (en) | 1991-02-21 | 1991-12-10 | American Standard Inc. | Internally enhanced heat transfer tube |
-
1993
- 1993-09-08 JP JP22332493A patent/JP3377563B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5070937A (en) | 1991-02-21 | 1991-12-10 | American Standard Inc. | Internally enhanced heat transfer tube |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0777006A (ja) | 1995-03-20 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
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