JP4183287B2 - 衝撃流によって冷却されるタービン翼壁部 - Google Patents

Description

本発明は、請求項１の上位概念部に記載した、衝撃流によって冷却されるタービン翼壁部に関する。
対流式の冷却法及び加熱法によれば、衝撃式冷却若しくは衝撃式加熱によって最大の熱伝達率が得られる。衝撃流は、冷却流体又は加熱流体（例えば空気、水、水蒸気、液状のナトリウムその他）が壁部に設けられた１つ又は多数の開口を貫流して、対抗面に多かれ少なかれ直角に衝突することによって得られる。衝撃面にぶつかるさいに、自由流が変向され、衝撃面に対して平行な流れが形成され、これによって流れと壁部との間の高い熱伝達が得られる。熱伝達面を増大するために、この熱伝達面に粗目部材若しくは凹凸部材例えばリブを設けることが知られている。
従来の技術
冒頭に述べた形式の装置はアメリカ合衆国特許第５３２１９５１号明細書により公知である。この公知の装置によれば、衝撃負荷される面は、規則的な間隔を保って配置された複数の隆起部を備えている。各隆起部の直径は少なくとも隆起部の高さと同じ大きさである。隆起部は一般に、公知のリブ又はピンよりも小さく、対流面の凸部と共に付加的な渦流を生ぜしめるように働く。隆起部の直径は衝撃流の直径と比較して小さいので、衝撃流は同時に多数の隆起部を負荷する。支持体に設けられた多数の衝撃孔が不規則に配置されていることによって、隆起部が規則的に配置されている場合と比較して、隆起部を有する衝撃面の負荷における場所的な差が生じる。
別の衝撃式冷却はドイツ連邦共和国特許第４４３０３０２号明細書により公知である。この公知の方法は、多数の衝撃管が設けられていることを特徴としており、この多数の衝撃管は、その流入部が面状に、平らな又は湾曲した支持体上に配置されていて、その開口部が、冷却しようとする壁部に向けられており、この場合、支持体が壁部に対して間隔を保って配置されている。冷却しようとする壁部の衝撃面は、１実施例（図３）によれば起伏面（レリーフ;Relief）として構成されており、この場合、流れは、突起する隆起部に直接ぶつかる。これによって非均一な熱伝達が衝撃流内で補償され、壁部の熱い側で均一な温度分布が得られる。このような構成においては、隆起部は、製造によって制限された丸味のつけられた縁部を備えたほぼ円筒状に構成されている。別の実施例（図４）によれば、隆起部はリブの形状を有している。これら２つの幾何学形状は、熱伝達に関連して有利な熱的な縁部条件（Randbedingung）を有していない。冷却しようとする壁部から突き出る部材の表面を介して放出される熱は、まずこの部材の基礎面及び材料を通って表面に伝達される。これによって部材の材料に温度の層が生じる。この温度の層によって、材料及び幾何学形状に応じて、部材の基底部から最も遠い箇所における流体と部材との間の温度差が小さくなり、それによって熱の伝達が事実上行われないようになる。
発明の開示
本発明の課題は、複数の隆起部を有する凹凸部材が製造プロセス及び熱的な有効性に関連して最適であるような衝撃装置を提供することである。また、前記公知の隆起部から出発して、自由流に対して相対的な幾何学形状と、その大きさ及び配置とが考慮されなければならない。
この課題は本発明によれば、請求項１の特徴部を有する冒頭に述べた形式の衝撃装置において得られる。本発明の良好な変化実施例は従属請求に記載されている。
本発明による手段の利点は特に、ほぼ等温線の表面によって、高いピン効果（Pin-Effektivitaet）が得られ、衝撃流によって負荷される壁部に対して平行でない面でも高い熱伝達が行われる。さらにまた、鋭い縁部及び小さい曲率半径がないために、簡単かつ安価な製造が可能である。このような幾何学形状は容易に成形することができ、ひいては良好に鋳造可能であって、欠陥が少なく、大きい寸法許容誤差を有している。隆起部が対称に構成されていることによって、隆起部の配置は、変向された衝撃部材を通る流入とは無関係である。また本発明の隆起部は圧力損失も少ない。
さらに隆起部は、流れを生ぜしめるプレートが隆起部上に載っていれば、このプレートのための間隔保持部材として使用することができる。このような手段は公知ではあるが、隆起部の頂部の特別な構成に基づいて、熱伝達面に損失は殆ど生じない。
【図面の簡単な説明】
図面には本発明の複数の実施例が簡単に説明されている。
図１は衝撃流式装置の縦断面図、
図２は隆起部の幾何学形状を示す図、
図３は多数配置された隆起部を示す図、
図４は多数の６角形に配置された隆起部を示す図、
図５は多数の３角形に配置された隆起部を示す図、
図６は図５に示した３角形に配置された隆起部の変化実施例を示す図、
図７は衝撃冷却されたガスタービン翼を示す図、
図８は、衝撃開口の代わりに衝撃管を備えた実施例を示す図である。
本発明を理解するために重要な部分だけが示されている。すべての図面において機能的に同じ部材には同一の符号を記した。媒体の流れ方向は矢印で示されている。
発明を実施するための形態
以下では衝撃流は衝撃冷却として記載されている。衝撃冷却は、例えばガスタービン翼又は燃焼室壁等の環流する高熱のタービン機械構成部材を冷却するために使用される。
図１に示されているように、例えば冷却空気５によって冷却しようとする壁部（タービン翼壁部）は符号３で示されている。この壁部３は、平らな壁部であって、この平らな壁部の外側が、矢印６によって示された高熱の媒体によって環流される。冷却空気側の支持体１も相応に平らに構成されている。支持体１は、図示の実施例の場合、同じ間隔２０を保って、図示していない適当な手段によって壁部に固定されている。支持体は、多数の衝撃開口２を有していて、簡単な孔付き金属薄板として構成することができる。冷却しようとする壁部の内側には、衝撃流の衝撃面を巡って多数の隆起部４が配置されている。これらの隆起部４は有利な形式で壁部と一緒に鋳造成形されている。これらの隆起部４を、冷却しようとする壁部と支持体との間の間隔保持部材として使用することもできることは明らかである。この場合、これらの隆起部の高さ（図２のＨ）は間隔２０に相当し、隆起部の頂部は有利な形式でその最も外側の箇所が支持体１に結合されている。
隆起部の基底部は、隣接し合う隆起部が丁度接触し合うような大きさに選定されている。これによって、本発明による隆起部は公知の凹凸部材とは決定的に異なっている。公知の凹凸部材においては、このような配置は不可能である。何故ならばそうでなければ、強制的に生じる横方向流が不都合な影響を受けるからである。しかも、以下に記載する本発明による幾何学形状によれば、同じ構造高さで、有効な上側面が、公知の部材におけるのと同じ程度だけ高められる。
図２を用いて、このような隆起部を有する部材の幾何学形状について説明する。この部材は、対称的に構成されている限りにおいて、衝撃流側に向けられた面だけが互いに移行し合う最大湾曲（曲率）区分Ｋ１，Ｋ２より成っているのではなく、それぞれ任意の長手方向横断面もこれらの湾曲区分Ｋ１，Ｋ２より成っている。選択された幾何学形状は、熱流に次のような影響を与える。つまり、基底部からの間隔が大きくなるにつれて、表面温度はわずかしか低下せず、それによってほぼ一定の熱流が表面全体を通って流れるようになっている。
隆起部の頂部の湾曲区分Ｋ２の半径Ｒ２は、実現可能な最小の半径と同じでなければならない。これは結局は選択された製造形式に基づいている。これに対して、壁部部分３の冷却しようとする衝撃面に移行する湾曲区分Ｋ１の半径はできるだけ大きく選定する必要がある。隆起部の頂部の湾曲区分Ｋ２がそれぞれ選択された製造形式に従って、可能な最小の半径Ｒ２を有していて、この頂部の湾曲区分Ｋ２は、壁部の衝撃面内に角度αで移行する前記湾曲区分Ｋ１との交点Ｂにおいて、壁部３に対して垂直線と角度βを成す共通の接線を有している。この角度βの値は、基底部における箇所Ａで終了する湾曲部が、基底面と共に角度αを形成するように、できるだけ小さく選定されなければならない。この角度αの値は、隆起部の高さＨが与えられていて、基底部直径Ｄのための値ができるだけ大きく選定されていれば、前記基準を満たす構造から得られる。これは、隣接し合う隆起部４が箇所Ａにおける基底部に接触する場合である。
この幾何学形状に従って、あらゆる箇所で十分な温度差が保証されるので、全表面が熱を伝達することができる。さらにまた、表面の熱伝達率は、隆起部なしの状態の基底面上の熱伝達率とほぼ同じである。これは公知の部材とは異なり壁部に対して垂直に延びる面によって得られる。この面においては著しく減少された熱伝達率が考慮される。
本発明による隆起部の新たな幾何学形状に基づいて、多くの異なる配置構成の可能性が得られる。この配置構成は、所望の熱伝達率の機能及び／又は許容される圧力損失の機能で選択されなければならない。
基底部の領域における横方向流に関連して、基本的に２つの配置構成を区別することができる。これは、衝撃流の冒頭に述べた公知の解決策とは異なって、隆起部に直接ぶつからないことを前提としている。
複合体（Verbund）に設けられる衝撃開口２は、図３に示されているように並んで配置されるか、又は図４に示したように半分だけ互いにずらして配置することができる。これによって、図３若しくは図４で破線で示したように正方形又は６角形の、衝撃流毎に１つの熱伝達式の面部分が得られる。
有利には、隆起部４は、これらの破線の交点に配置される。図３に示されているように、列状配置において、各衝撃流は最大で４つの隆起部によって取り囲まれている。ずらした配置において、自由流を取り囲む最大で６つの隆起部が得られる。２つの場合において隆起部の大きさが正確に同じであるとすれば、図４に示されているように、６つの隆起部において、これらの隆起部は基底部で接触するようになっている。
列状配置においては、全部で４つの交点が１つの自由流を取り囲むようにするとよい。６つの交点を有するずらした配置においては、２つの変化実施例が有利である。これらの変化実施例においては、交点のそれぞれ半分だけに、３角形を形成するために隆起部が設けられている。この３角形の中央で自由流が壁部にぶつかる。この場合、それぞれの必要に応じて、３角形の先端部が横方向流の方向つまり流出方向に位置しており、次いで横方向流は、図５に示されているように下流側の隆起部に直接ぶつかる。しかしながら３角形の先端部は横方向流つまり流出方向とは逆方向であってより。つまり横方向流がまず２つの隆起部の間の間隙を通って貫流する、これは図６に示されている。
図７には、例えば冷却しようとする構成部材の１実施例としてガスタービン翼１６が示されている。衝撃開口２を備えた支持体は、多数の又は少数の管状のインサート（Einsatz）１７Ａ，１８Ｂ，１７Ｃとして構成されていて、翼の中空の内部内に配置されている。インサート並びに、隆起部４を備えた翼壁は、鋳造部分として構成されている。これらのインサートは、内圧のための圧力を有する構造体（drucktragenes Gebilde）として構成することができる。この内圧は、本来の衝撃ゾーン内に形成される圧力の２倍までになる。
静翼の場合には、インサート内への冷却剤の流入は一般的に、翼基部から翼先端に向かって行われる。衝撃開口２と隆起部４とは、翼高さ及び翼外周部に亘って互いに必要な間隔を保って段付けされている。インサート１７Ａ，１７，１７Ｃには、冷却剤が個別に貫流するか又はまとまって貫流する。
ガス状の又は蒸気状の冷却剤は、多数のインサート内で閉じた回路で循環される。つまり冷却剤は完全な冷却後に再び翼基部を介して流出される。しかしながら、冷却された壁部から流出する冷却剤は、翼から流れ通路内に吐出することができる。これは有利には、最も低い外部力が支配する、翼の箇所において行われる。一般的に、冷却剤はこれによって翼の後縁部１８で吐出される。
図８に示した実施例においては、支持体は同様に面状に構成されていて、多数の、図示の実施例では等間隔で並んで配置された衝撃管２１を備えている。衝撃管２１の流入部２２は衝撃開口に相当し、支持体表面と同一面を成している。衝撃管は、流れ方向で常に狭くなる円錐形の内部通路を有している。これによって衝撃管の最も狭い横断面は、開口２３に位置している。この開口２３で、衝撃管は、冷却しようとする壁部に対して垂直に向けられている。この開口は、壁部に対して衝撃間隔２５を保って配置されている。図示の実施例では、衝撃管の最も狭い直径に対する衝撃間隔の比は、約１である。衝撃後に変向された冷却空気は、衝撃管２１間の自由な中間室内に流入し、この際に隣接する衝撃流を破壊することはない。中間室の隙間のない寸法（lichtfreie Mass）は、衝撃管を鉛直方向で整列させた場合に、衝撃管の長さによって与えられる。孔付き金属薄板を介して生ぜしめられる冷却空気流とは異なり、この解決策は、流れの直径に対する流れ間隔の比（完全に０．１乃至４の範囲を越えていてよい）を自由に構成できるという利点を提供する。
勿論、本発明は図示の実施例のみに限定されるものではない。必要に応じて、衝撃開口２又は衝撃管２１の数及び分割形式、並びに長さ及び形状を場合によっては最適にすることもできる。冷却剤の選定及び、冷却剤の圧力の選定、並びに冷却剤を冷却機能後にさらに使用することに関しても、本発明には制限はない。
専門家にとっては、本発明が、機械、装置又は一般的な設備の壁部を冷却するためにだけ使用するのではなく、これらを加熱するためにも適していることは明らかである。本発明を例えば面状の加熱体に使用した場合、紙の乾燥、プラスチックの溶融及び接着、飛行機の主翼における氷除去その他が行われる。

Claims (8)

1. 衝撃流によって冷却されるタービン翼壁部（３）であって、多数の衝撃開口（２）が扁平な又は湾曲された支持体（１）内に面状に配置されており、該支持体（１）が壁部に対して間隔を保って配置されていて、壁部（３）の冷却しようとする衝撃面が多数の隆起部を有する起伏面として構成されており、この場合、隆起部（４）が回転体であって、該回転体を形成する湾曲部材が、互いに移行し合う２つの湾曲区分（Ｋ１，Ｋ２）より主になっている形式のものにおいて、
   隆起部（４）が衝撃流の衝撃面を巡って配置されていることを特徴とする、衝撃流によって冷却されるタービン翼壁部。
2. 壁部（３）の衝撃面内に角度（α）で移行する、隆起部の湾曲区分（Ｋ１）が所定の半径（Ｒ１）を有する円セグメントを形成している、請求項１記載のタービン翼壁部。
3. 隆起部の頂部の湾曲区分（Ｋ２）がそれぞれ選択された製造形式に従って、可能な最小の半径（Ｒ２）を有していて、この頂部の湾曲区分（Ｋ２）は、壁部の衝撃面内に角度（α）で移行する前記湾曲区分（Ｋ１）との交点（Ｂ）において、壁部（３）に対して垂直線と角度（β）を成す共通の接線を有している、請求項１記載のタービン翼壁部。
4. 隆起部（４）の基底部（Ｄ）は、隣接し合う隆起部が基底部で接触するように設計されている、請求項１記載のタービン翼壁部。
5. 隆起部の頂部がその最も外側の箇所で支持体（１）に結合されている、請求項３記載のタービン翼壁部。
6. 冷却しようとする壁部（３）が、隆起部（４）と共に鋳造部分として構成されている、請求項１記載のタービン翼壁部。
7. 衝撃開口（２）が衝撃管（２１）の流入口（２２）を形成しており、該衝撃管（２１）の開口（２３）が、冷却しようとする壁部（３）に向けられている、請求項１記載のタービン翼壁部。
8. 多数の隆起部（４）が衝撃流を巡って対称的に分配配置されている、請求項１又は７記載のタービン翼壁部。

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