JPH02223602A - タービン翼構造 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分ｆＦ］ 本発明はタービン翼の冷却効率を高めるためのタービン
翼構造の改良に関する。

［従来の技術］ 一般に、航空機のジェットエンジンをはじめとするガス
タービンは高温の作動ガスで駆動されるようになってい
る。そして、このガスタービンの動翼や静翼は高温の作
動ガスと接触されるところから、これらの翼体が所定以
上の高温になるのを防ぐため、翼体内に冷却ガスを流通
させて冷却することが知られている。

この冷却流体には圧１機からの圧縮空気が用いられてい
るが、この圧縮空気はタービンの効率や出力に直接ｒｗ
ｊ係するところから、できるだζ゛ｊ少ない圧縮空気を
効率よく翼体と接触させて冷却を行う必要がある。その
ため、翼体内に冷却カスを流通させる折り返された流路
を形成して翼体全面を冷却するとともに、この流路に乱
流を与えるための突起部材が設けられている。

従来、第６図および第７図に示すように、この翼体１に
は、翼根元部５から翼頭部近傍に設けられた多数の排出
孔３に至る間に複数回折り返された一連の流路２が形成
されており、この流路２に冷却ガスが流通されるように
なっている。そして、この流路２の側壁７とこの側壁７
の相対する側の側壁７ａに、流通される冷却ガスに乱流
を与えるための突起部材８が設けられている。

この突起部材８は断面が方形の直往部材でなり、冷却ガ
スの流れ方向と角度αで、その前部側８ａから後部側８
ｂに向けて傾斜されて、側ｕ７に適宜間隔をもって多段
に設けられている。この突起部材８の所定箇所には冷却
ガス４のダストの集積を防ぐ間隙６が形成されている。

この側壁７．７ａに設けられた突起部材８で、流路２に
流通される冷却ガスは、その流れが乱れ、側！７．７ａ
および７ｂと接触される度合いが高められ、翼体１の冷
却効率が上げにられるようになっている。（例えば米国
特許第４，５１４゜１４４号明細書） また、上述の突起部材８が側壁７．７ａの一方向に向け
て傾斜されて設けられているのに対し、第８図に示すよ
うに、Ｉｌｌ壁７，７ａの中心線に向けてそれぞれ角度
αで傾斜され、この中心線で接合されている２つの部材
９ａ、９ｂで構成された突起部材９が設けられたタービ
ン翼構造も知られている。

［発明が解決しようとする課題］ 上述のタービン翼構造では、突起部材８を側壁７．７ａ
に設けたことで、冷却ガスに乱流を与えることができる
が、この突起部材８に接した側壁７．７ａの下流側に冷
却ガスの２次流が生じることになる。この２次流は冷却
ガスをｍｅから剥離させ、これらが接触するのを妨げ、
翼体の冷却効果を下げるように作用する。

第９図および第１０図に示すように、突起部材８の前部
側８ａに生じた２次流は、冷却ガスの流れとともに、突
起部材８の後部側８ｂに向けて押し流され、この後部側
８ｂに集積されるようになる。このため、突起部材８の
前部０１！１８ａの下流の側壁７，７ａには２次流が生
じるものの、この２次流が集積されることが少なく、冷
却ガスはこの側壁７，７ａとよく接触されて熱伝達率の
高い付着域Ａが生じ、この部分の翼体１は冷却される。

しかしながら、突起部材８の前部側８　ａに生じた２次
流は冷却ガスの流れとともに後部側８ｂに向けて流され
、この後部ＩＮｔＩ８ｂで生じた２次流とともに後部側
８ｂの下流側に集積されることになる。このため、この
後部側８ｂの下流側に集積された２次流は冷却ガスと翼
体１との接触を妨げる熱伝達率の低い剥離域Ｂが生じ、
この剥離域Ｂの翼体１部分の冷却が充分行われないこと
になる。

このなめ、流路２の側壁７，７ａに突起部材８を傾斜さ
せて設けることで、流通される冷却ガス４に乱流を生じ
させることができるものの、高温の翼体１から均一に熱
を吸収することが離しかった。したがって、翼体１の冷
却に高低部分が生じて一部分に冷却不足するポットスポ
ットが発生し、流路２に送入される冷却ガスによる冷却
効率が高められないばかりでなく、翼体１の耐熱寿命を
短くするという問題点があった。

また、第８図に示したような、側壁７，７ａに２つの部
材９ａ、９ｂを側壁７，７ａの中心線で接合された突起
部材９では、この突起部材９の接合部である頂部１０に
向けて２次流が集積して大きな剥離域Ｃが生じ、上述の
突起部材８と同じような問題点を有していた。

本発明は上記問題点を解決すべくなされたものであって
、その目的とするところは翼体の流路に設けられた突起
部材の下流側に冷却ガスの剥離域が生じるのを抑制して
、翼体の全体に冷却ガスを接触させるようにし、この翼
体を均一に冷却することのできる翼体構造を提供するに
ある。

［課題を解決するための手段］ 上記目的を達成するために本発明は、タービン翼内にこ
れを冷却するための冷却ガスを通過させる冷却ガス通路
を形成すると共にタービン翼の前後部に上記通路から冷
却後のガスを排出するための排出孔を形成し、かつ上記
通路内側壁に所定の間隔を隔てて、通過する冷却ガスに
乱流を与えるために上記冷却ガスの下流側に隆起した円
弧面を有するフィンを形成して構成される。

［作用］ 高温の作動ガスと接触され、高温になった翼体に圧縮機
からの圧縮空気が冷却ガスとして流通される。

この冷却ガスは、翼体の根元部から翼体に冷却ガスの通
路に送入され、翼体を冷却するように流通され、冷却後
のガスは翼体の前後部に設けられている排出孔から排出
される。これとともに、この冷却ガスは通路の側壁に設
けられたフィンに接触され、乱流が与えられ、翼体の側
壁との接触が高められる。

この冷却ガスがフィンに接触される際に、このフィンに
接した下流側に、冷却ガスの２次流が生じ、この２次流
で冷却ガスが側壁と剥離し、翼体の冷却作用が阻害され
ようとする。

この側壁に設けられているフィンは、通路の中心線に対
称に設けられるとともに冷却ガスの下流側に隆起した円
弧面が形成されているので、このフィンに接した下流側
に生じる２次流は、他のフィンの下流側部分に流出した
り、集積されることがなく、下流側のごく狭い部分に留
まり、冷却ガスのｉｌｌ離域の広がりが抑制される。

このことにより、通路の側壁に設けられたフィンの下流
側には、側壁と冷却ガスとの接触を妨げる２次流が生じ
るものの、この２次流が集積して広がることが抑制され
、冷却ガスが翼体全体に接触させることができ、少ない
冷却ガス量で効率よく翼体を冷却することができる。

［実施例］ 本発明の好適な一実施例を図面に従って説明する。

本実施例にかかる翼体１１には、第１図ないし第３図に
示すように、このｇ＃１１を冷却するための冷却ガスの
通路１３が形成されている。この通路１３は、翼体１１
の根元部１２の冷却ガスの送入孔２０から送入される冷
却ガスを真前縁部１４に多数形成された前排出孔１５と
頂部排出孔１６に流通させる通路部分１３ａと、根元部
１２の送入孔２１から送入される冷却ガスを翼後縁部１
８に多数形成された後排出孔１９と多段に折り返されて
頂部排出孔１６とに流通させる通路部分１３ｂとで形成
されている。これらの通路１３は１ｍ壁２４を蔭てて断
面の縦横比が任意な矩形に形成されている。このフィン
２６は通路１３を形成する４面の側壁２４の、１ないし
４面上に、その全長にわたって間隔ｐで多段にフィンが
設けられている。

このフィン２６は曲率半径ｒの円弧面が形成された断面
が方形の部材で、この円弧面Ｒを通路１３の下流側に位
置させて側壁２４の全幅にわたるよう設けられている。

このフィン２６の断面形状は方形に限られず、他の形状
でもよい。

このフィン２６の高さｅは通路１３の幅と高さと曲率半
径ｒとで決められ、上記フィン２６の間隔ｐはフィン２
６の高さｅの５ないし２０倍が好適である。

そして、このフィン２６のそれぞれの両端部２７は、側
ｕ２４の中心線Ｘと直交する面と接触角度αで側壁２４
上に設けられる。したがって、フィン２６はｒｐＪを２
６の中心線で左右対称となるように設けられる。この接
触角度αは０°く１α１≦４５°の範囲で選択される。

またこのフィン２６には、第４図に示すように、所定箇
所に冷却ガス中のダストがフィン２６に蓄積されるのを
防ぐため、切欠された間隙３０が設けられてもよい。

つぎに本実施例の作用について説明する。

高温の作動ガスと接触されて高温になった翼体１１を冷
却するため、圧縮機からの圧縮空気が冷却ガスとして翼
体１１の通路１３に流通される。

この冷却ガスは、翼体の根元部１２の冷却ガスの送入孔
２０から翼体１１の翼前縁部１４の前排出孔１５と頂部
排出孔１６に連通された通路部分１３ａに流通され、ま
た送入孔２１から翼体１１の後縁部１８の後排出孔１つ
と頂部排出孔Ｉ６に連通された通路部分１３ｂに流通さ
れる。この流通される冷却ガスが側壁２４に接触され、
翼体１１が冷却される。これとともに、冷却ガスは通路
１３の側壁２４に設けられた冷却ガスの下流側に隆起さ
れた円弧面Ｒが形成されたフィン２６に接触される。こ
のフィン２６との接触で、冷却ガスの流れには乱流が与
えられ、翼体１１の側壁２４が冷却されるための接触が
高められる。

この冷却ガスがフィン２６に接触された際に。

このフィン２６に接した下流側に、渦巻状の２次流が発
生する。この２次流は冷却ガスの流れと側壁２４との間
に存在し、冷却ガスをｌｌｌ壁２４から制能させるため
、翼体１１の冷却が阻害されるように作用しようとする
。したがって、２次流がフィン２６の下流側に集積した
場合、広い剥離域が生じ翼体１１の冷却にムラを生じさ
せることになる。

本実施例における側壁２４に設けられたフィン２６は、
通路１３の中心線Ｘに対称に設けられるとともに冷却ガ
スの下流側に隆起した円弧面Ｒが形成されているので、
第５図に示すように、このフィン２６に接して下流側に
生じた２次流は、冷却ガスの流通方向から偏向されて流
れることがない、したがって、この２次流がフィン２６
の下流側の一部分に集積されて冷却ガスの剥離域が拡大
されることが抑制される。

これにより、通路１３の中心線Ｘの両側に熱伝達の高い
冷却ガスの付着域りが生成され、側壁２４全体として平
均的に広い付着域を有するこしになり、すぐれた冷却効
果が得られる。

［発明の効果］ 本発明によれば、翼体の通路側壁にフィンで生じる２次
流が集積して拡大されることが抑制され、冷却ガスが翼
体全体的に平均してに接触させることができ、少ない冷
却ガス量で効率よく翼体を冷却することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明にかかる一実施例の翼体の断面図、第２
図は第１図の冷却ガスの通路の拡大説明図、第３図は第
２図のＸ−Ｘ線矢視図、第４図は変形例の説明図、第５
図は本発明にかかるフィンの説明図、第６図は従来技術
にかかる翼体の断面図、第７図は第６図の要部拡大図、
第８図は他の従来技術の説明図、第９図および第１０図
は第７図の作用説明図である。 図中、１１はタービン翼体、１３は冷却ガス通路、１５
は前排出孔、１９は後排出孔、２４は側壁、２６はフィ
ンである。 ＼１ 〜

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １、タービン翼内にこれを冷却するための冷却ガスを通
   過させる冷却ガス通路を形成すると共にタービン翼の前
   後部に上記通路から冷却後のガスを排出するための排出
   孔を形成し、かつ上記通路内側壁に所定の間隔を隔てて
   、通過する冷却ガスに乱流を与えるために上記冷却ガス
   の下流側に隆起した円弧面を有するフィンを形成したこ
   とを特徴とするタービン翼構造。