JPH0663442B2 - タービン翼 - Google Patents
タービン翼Info
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- JPH0663442B2 JPH0663442B2 JP1227386A JP22738689A JPH0663442B2 JP H0663442 B2 JPH0663442 B2 JP H0663442B2 JP 1227386 A JP1227386 A JP 1227386A JP 22738689 A JP22738689 A JP 22738689A JP H0663442 B2 JPH0663442 B2 JP H0663442B2
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- cooling medium
- jetty
- cooling
- blade body
- Prior art date
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Classifications
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/186—Film cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明はガスタービンにおけるタービン翼の改良に係
り、特にその冷却構造に関するものである。
り、特にその冷却構造に関するものである。
ガスタービンは圧縮機により圧縮された高圧空気を酸化
剤として燃料を燃焼させ、発生した高温高圧ガスにより
タービンを駆動し、たとえば電力等のエネルギーに変換
するものである。ガスタービンの性能向上を図かる手段
の一つとして作動ガス条件の高温高圧化が進められてい
る。作動ガス温度の高温化のためには、タービン翼材の
耐用温度を満足させるため、タービン翼を冷却する必要
がある。従来のタービン冷却翼構造は、例えばエー・エ
ス・エム・イー,84−ジー・テイー−114,カスケード
ヒート トランスフアー テエスト オブ ザ エアー
コールド ダブリユ・501・デイ フアスト ステー
ジ ベーン（1984年）図２（ASME84−GT−114 Cascade
Heat Transfer Tests of The Air Cooled W501D First
Stage Vane（1984）Figure2）に記載されている。
剤として燃料を燃焼させ、発生した高温高圧ガスにより
タービンを駆動し、たとえば電力等のエネルギーに変換
するものである。ガスタービンの性能向上を図かる手段
の一つとして作動ガス条件の高温高圧化が進められてい
る。作動ガス温度の高温化のためには、タービン翼材の
耐用温度を満足させるため、タービン翼を冷却する必要
がある。従来のタービン冷却翼構造は、例えばエー・エ
ス・エム・イー,84−ジー・テイー−114,カスケード
ヒート トランスフアー テエスト オブ ザ エアー
コールド ダブリユ・501・デイ フアスト ステー
ジ ベーン（1984年）図２（ASME84−GT−114 Cascade
Heat Transfer Tests of The Air Cooled W501D First
Stage Vane（1984）Figure2）に記載されている。
上記タービン翼冷却構造は、翼を二重構造すなわち翼体
を中空となしその中空部に内部構造体（以下コアプラグ
と記す）を配置し、そしてこのコアプラグに数多くの小
孔を設け、かかる小孔（以下インピンジメント孔と記
す）より圧縮機から通気した圧縮空気を翼体の内面に吹
出し、空気の強い衝突流によるインピンジメント冷却を
行つている。タービン翼を内面から冷却した空気は、翼
の背側、腹側あるいは後縁より主流ガス側に放出され
る。主流ガス側の流動伝熱条件に対応させてこのインピ
ンジメント孔の数は配分され、翼温度がほぼ一様温度に
なるように調整されている。特に翼前縁近傍は高温ガス
に晒されておりガス側熱伝達率が高く、冷却上も曲率が
大きく翼内面の冷却面積が翼外面の加熱面に比らべ相対
的に小さくなるため、数多くのインピンジメント孔を配
置し多量の冷却空気を使用している。特に最近の高温度
化に対して、ますますその傾向にある。
を中空となしその中空部に内部構造体（以下コアプラグ
と記す）を配置し、そしてこのコアプラグに数多くの小
孔を設け、かかる小孔（以下インピンジメント孔と記
す）より圧縮機から通気した圧縮空気を翼体の内面に吹
出し、空気の強い衝突流によるインピンジメント冷却を
行つている。タービン翼を内面から冷却した空気は、翼
の背側、腹側あるいは後縁より主流ガス側に放出され
る。主流ガス側の流動伝熱条件に対応させてこのインピ
ンジメント孔の数は配分され、翼温度がほぼ一様温度に
なるように調整されている。特に翼前縁近傍は高温ガス
に晒されておりガス側熱伝達率が高く、冷却上も曲率が
大きく翼内面の冷却面積が翼外面の加熱面に比らべ相対
的に小さくなるため、数多くのインピンジメント孔を配
置し多量の冷却空気を使用している。特に最近の高温度
化に対して、ますますその傾向にある。
また従来の高温ガスタービンのタービン冷却翼構造例に
は、エー・エス・エム・イー、85−ジイー・テイー−12
0、デイベロツプメント オブ ア デイザイン モデ
ル フオア エアー フオイル リーデイング エツジ
フイルム クーリング（1985年）図１（ASME,85−GT
−120,Development of a Disign Model for Airfoil Le
ading Edge Film Cooling（1985）Figure1）に記載され
ている方法もある。この冷却方法は前記従来例と同様に
翼を二重構造とし、内部コアプラグのインピンジメント
孔から冷却空気を吹出すインピンジメント冷却を行な
い、その空気の一部を翼前縁近傍に設けた多数の小孔
（以下フイルム孔と記す）より主流ガス側に放出するフ
イルム冷却との併用方式である。
は、エー・エス・エム・イー、85−ジイー・テイー−12
0、デイベロツプメント オブ ア デイザイン モデ
ル フオア エアー フオイル リーデイング エツジ
フイルム クーリング（1985年）図１（ASME,85−GT
−120,Development of a Disign Model for Airfoil Le
ading Edge Film Cooling（1985）Figure1）に記載され
ている方法もある。この冷却方法は前記従来例と同様に
翼を二重構造とし、内部コアプラグのインピンジメント
孔から冷却空気を吹出すインピンジメント冷却を行な
い、その空気の一部を翼前縁近傍に設けた多数の小孔
（以下フイルム孔と記す）より主流ガス側に放出するフ
イルム冷却との併用方式である。
前記したごとくタービン翼の冷却空気には圧縮機からの
抽気空気を使用するため、冷却空気消費量の増加はガス
タービンとしての熱効率を低下させる。したがつてガス
タービンの冷却は少ない空気量で効率良く冷却すること
は肝要であるが、前述したように従来のタービン翼冷却
方式は作動ガス温度の高温化に対して冷却空気消費量を
増加させて対処しており、高温化による熱効率の改善効
果が小さい欠点がある。
抽気空気を使用するため、冷却空気消費量の増加はガス
タービンとしての熱効率を低下させる。したがつてガス
タービンの冷却は少ない空気量で効率良く冷却すること
は肝要であるが、前述したように従来のタービン翼冷却
方式は作動ガス温度の高温化に対して冷却空気消費量を
増加させて対処しており、高温化による熱効率の改善効
果が小さい欠点がある。
前記第２の従来例の冷却効果は前記第１の従来例の冷却
効果より良いが、冷却空気を多量に使用することは第１
の従来例と同じである。
効果より良いが、冷却空気を多量に使用することは第１
の従来例と同じである。
又インピンジメント孔から噴出される冷却空気によつて
翼本体を内壁から冷却するに際し、翼先端部側の内壁周
辺に噴出された冷却空気が淀みがちであること、噴流を
横切る空気流により衝突速度を弱める影響があることに
より、最も高温で最も冷却しなければならない翼先端が
充分冷却されない嫌いがあつた。
翼本体を内壁から冷却するに際し、翼先端部側の内壁周
辺に噴出された冷却空気が淀みがちであること、噴流を
横切る空気流により衝突速度を弱める影響があることに
より、最も高温で最も冷却しなければならない翼先端が
充分冷却されない嫌いがあつた。
本発明はこれにかんがみなされたもので、その目的とす
るところは、翼先端を重点にして少量の冷却空気で効果
的に冷却されるタービン翼を提供するにある。
るところは、翼先端を重点にして少量の冷却空気で効果
的に冷却されるタービン翼を提供するにある。
すなわち本発明は、翼本体の前縁側の内壁面に、翼の長
手方向にのびた突堤を設けるとともに、この突堤の根元
部分にインピンジメント孔からの噴射冷却媒体を衝突さ
せるようになし所期の目的を達成するようにしたもので
ある。
手方向にのびた突堤を設けるとともに、この突堤の根元
部分にインピンジメント孔からの噴射冷却媒体を衝突さ
せるようになし所期の目的を達成するようにしたもので
ある。
すなわちこのように形成すると、最も高温となり最も冷
却が必要な翼前縁側の内壁周辺に噴出冷却媒体が淀むこ
となく、すなわち噴出冷却媒体はこの突堤に案内されて
排出方向に向うので、噴出冷却媒体同志が互いに干渉す
ることがなくなり、したがつて少量の冷却媒体でこの高
温となりがちな翼前縁部を効果的に冷却することができ
る。
却が必要な翼前縁側の内壁周辺に噴出冷却媒体が淀むこ
となく、すなわち噴出冷却媒体はこの突堤に案内されて
排出方向に向うので、噴出冷却媒体同志が互いに干渉す
ることがなくなり、したがつて少量の冷却媒体でこの高
温となりがちな翼前縁部を効果的に冷却することができ
る。
以下本発明の一実施例を第１図から第３図に基づき説明
する。第１図は、ガスタービン翼の断面構造を示すもの
で、図中２は中空のタービン翼本体、３は翼本体内部に
収納された中空のコアプラグ（冷却冷媒噴射体）、４は
コアプラグ３に設けられた冷却空気噴出インピンジメン
ト孔、5a,5b,5cは翼本体２に設けられた冷却空気延出フ
イルム孔、６は翼後縁に伝熱ピン７を有する空気噴出し
スリツトである。９はタービン翼前縁８近傍の内側に、
翼長方向にのびて設けられた縦フイン突起（突堤）、10
はコアプラグ３の前縁部に、かつ縦フイン突起９の両側
の位置に設けられたインピンジメント孔で、詳しくは後
述する。
する。第１図は、ガスタービン翼の断面構造を示すもの
で、図中２は中空のタービン翼本体、３は翼本体内部に
収納された中空のコアプラグ（冷却冷媒噴射体）、４は
コアプラグ３に設けられた冷却空気噴出インピンジメン
ト孔、5a,5b,5cは翼本体２に設けられた冷却空気延出フ
イルム孔、６は翼後縁に伝熱ピン７を有する空気噴出し
スリツトである。９はタービン翼前縁８近傍の内側に、
翼長方向にのびて設けられた縦フイン突起（突堤）、10
はコアプラグ３の前縁部に、かつ縦フイン突起９の両側
の位置に設けられたインピンジメント孔で、詳しくは後
述する。
このように形成された翼１の翼前縁部が拡大されて第２
図に示されている。またその破断斜視図が第３図に示さ
れている。ここで重要なことは、図からも明らかなよう
に、コアプラグ３のインピンジメント孔10が、そこから
吹出された冷却空気噴流（以下インピンジメント空気と
示す）が縦フイン突起９の根元に衝突するような位置
に、かつ翼長方向に複数個設けられることである。コア
プラグ３の前縁部外側に設けられている溝11は、縦フイ
ン突起９の先端に嵌合され、翼本体２に対するコアプラ
グ３の位置決めが行なわれる。
図に示されている。またその破断斜視図が第３図に示さ
れている。ここで重要なことは、図からも明らかなよう
に、コアプラグ３のインピンジメント孔10が、そこから
吹出された冷却空気噴流（以下インピンジメント空気と
示す）が縦フイン突起９の根元に衝突するような位置
に、かつ翼長方向に複数個設けられることである。コア
プラグ３の前縁部外側に設けられている溝11は、縦フイ
ン突起９の先端に嵌合され、翼本体２に対するコアプラ
グ３の位置決めが行なわれる。
次にこのように形成された翼の動作を説明する。圧縮機
（図示なし）から圧縮空気の一部が抽気され、冷却空気
としてタービン翼１のコアプラグ３内に供給される。こ
の冷却空気はコアプラグ３のインピンジメント孔10よ
り、翼本体２の前縁に設けられた縦フイン突起９の根元
に高速のインピンジメント流12として吹出される。イン
ピンジメント空気は、同様にインピンジメント孔４から
噴射された空気とともに翼本体２とコアプラグ３との間
の通路13を通つて翼後流側に流れ、フイルム孔5a,5b,5c
より翼本体２の表面に沿つて主流ガス側に吹出され、あ
るいは翼後縁の空気噴出スリツト６より吹出される。
（図示なし）から圧縮空気の一部が抽気され、冷却空気
としてタービン翼１のコアプラグ３内に供給される。こ
の冷却空気はコアプラグ３のインピンジメント孔10よ
り、翼本体２の前縁に設けられた縦フイン突起９の根元
に高速のインピンジメント流12として吹出される。イン
ピンジメント空気は、同様にインピンジメント孔４から
噴射された空気とともに翼本体２とコアプラグ３との間
の通路13を通つて翼後流側に流れ、フイルム孔5a,5b,5c
より翼本体２の表面に沿つて主流ガス側に吹出され、あ
るいは翼後縁の空気噴出スリツト６より吹出される。
しかして本発明により、作動ガス側熱的条件の激しい、
すなわち最も高温となる翼前縁部において、インピンジ
メント孔10からの冷却空気噴流12は縦フイン突起９によ
り互いに干渉するのが防止されて冷却効果の向上がはか
れ、かつ衝突流による冷却によりさらに高い冷却効果が
得られる。又縦フイン突起９は伝熱フインとしても作用
し、より冷却効果が向上する。しかして本発明により少
ない冷却空気量でタービン翼の最も高い温度となる部分
を効果的に冷却出来、ひいてはガスタービン熱効率を向
上させることが出来る。
すなわち最も高温となる翼前縁部において、インピンジ
メント孔10からの冷却空気噴流12は縦フイン突起９によ
り互いに干渉するのが防止されて冷却効果の向上がはか
れ、かつ衝突流による冷却によりさらに高い冷却効果が
得られる。又縦フイン突起９は伝熱フインとしても作用
し、より冷却効果が向上する。しかして本発明により少
ない冷却空気量でタービン翼の最も高い温度となる部分
を効果的に冷却出来、ひいてはガスタービン熱効率を向
上させることが出来る。
かかる本発明の冷却効果を計算により確認したその結果
が第４図（ｃ）に示されている。尚第４図（ａ），
（ｂ）はその比較構成を示すものである。計算条件は、
主流作動ガス条件を圧力14ata、温度1580℃、流側104m
／ｓとし、冷却側条件を圧力14.5ata、温度400℃、イン
ピンジメント空気流速110m／ｓとした。翼前縁の形状は
翼長120mm直径25mmの円弧を想定し、翼本体肉厚3mm、コ
アプラグと翼本体との間隙2.5mm、インピンジメント孔
径1mmとした。又縦フイン突起の形状は巾1.63mm、高さ
2.5mmとし翼本体の熱伝導率を20kcal／mh℃とした。ま
た翼前縁部の範囲を前縁円弧に対して90度とし、その部
分を受け持つインピンジメント孔のピツチを変え、冷却
空気消費量と翼温度を計算し、本発明の実施例と従来例
との計算結果を比較した。
が第４図（ｃ）に示されている。尚第４図（ａ），
（ｂ）はその比較構成を示すものである。計算条件は、
主流作動ガス条件を圧力14ata、温度1580℃、流側104m
／ｓとし、冷却側条件を圧力14.5ata、温度400℃、イン
ピンジメント空気流速110m／ｓとした。翼前縁の形状は
翼長120mm直径25mmの円弧を想定し、翼本体肉厚3mm、コ
アプラグと翼本体との間隙2.5mm、インピンジメント孔
径1mmとした。又縦フイン突起の形状は巾1.63mm、高さ
2.5mmとし翼本体の熱伝導率を20kcal／mh℃とした。ま
た翼前縁部の範囲を前縁円弧に対して90度とし、その部
分を受け持つインピンジメント孔のピツチを変え、冷却
空気消費量と翼温度を計算し、本発明の実施例と従来例
との計算結果を比較した。
タービン翼表面、すなわち作動ガス側の熱伝達率は、シ
ユミツト（Schmidt）らの実験式（１）で与え、インピ
ンジメント冷却熱伝達率はメエツガア（Metzger）らの
実験式（２）により与え、差分法により計算した。
ユミツト（Schmidt）らの実験式（１）で与え、インピ
ンジメント冷却熱伝達率はメエツガア（Metzger）らの
実験式（２）により与え、差分法により計算した。
ここで Nud:ヌセルト数（＝α・ｄ／λ） Red:レイノルズ数（＝ｖ・ｄ／ν） Pr:プラントル数 φ：前縁円弧角度 α：熱伝達率 λ：熱伝導率 ν：動粘性係数 d:前縁直径 v:主流流速 St＝0.355Reb− 0.27（ｌ／ｂ）− 0.52 …（２） ここで St:スタントン数（α／ρ・cp・vc） Reb:レイノルズ数（２・vc・ｂ／ν） l:伝熱半区間長 b:インピンジメント孔等価スリツト巾 d:インピンジメント孔径 cp:比熱 vc:インピンジメント空気流速 ρ：密度 ν：動粘性係数 第４図（ｃ）は上記計算により、横軸をインピンジメン
ト孔配列ピツチとして、翼前縁よどみ点の表面温度およ
び冷却空気消費量を示す。この図において表示線Ａは従
来のものの翼温度、表示線Ｂは本発明による翼温度を示
す。一方表示線Ｃは従来のものにおける翼前縁部の翼１
枚当りの冷却空気消費量、表示線Ｄは本発明による冷却
空気消費量を示す。本図により本発明の効果が明らかで
ある。例えば従来のものにおいてインピンジメント孔配
列ピツチを2mmとしたとき、冷却空気消費量Ｃ１点（0.0
285kg／Ｓ）翼温度Ａ点（969℃）に対し、冷却空気消費
量を同量（表示線Ｄ上のＤ１点）とした場合本発明で
は、インピンジメント孔配列ピツチ4mmにおいて翼温度
Ｂ１点（938℃）に出来る。また翼温度を従来のものと
同温度、すなわち969℃まで許した場合（Ｂ２点）、本
発明におけるインピンジメント孔配列ピツチ7.8mmとな
り、そのときの冷却空気量はＤ２点（0.0138kg／Ｓ）と
なる。すなわち本発明では、同一冷却空気消費量のもと
では従来のものより約31℃と翼温度を低く出来、従来の
ものと同温度まで許した場合従来の約１／２の冷却空気
量で十分である。この相間関係は、他の配列ピツチでも
同様である。
ト孔配列ピツチとして、翼前縁よどみ点の表面温度およ
び冷却空気消費量を示す。この図において表示線Ａは従
来のものの翼温度、表示線Ｂは本発明による翼温度を示
す。一方表示線Ｃは従来のものにおける翼前縁部の翼１
枚当りの冷却空気消費量、表示線Ｄは本発明による冷却
空気消費量を示す。本図により本発明の効果が明らかで
ある。例えば従来のものにおいてインピンジメント孔配
列ピツチを2mmとしたとき、冷却空気消費量Ｃ１点（0.0
285kg／Ｓ）翼温度Ａ点（969℃）に対し、冷却空気消費
量を同量（表示線Ｄ上のＤ１点）とした場合本発明で
は、インピンジメント孔配列ピツチ4mmにおいて翼温度
Ｂ１点（938℃）に出来る。また翼温度を従来のものと
同温度、すなわち969℃まで許した場合（Ｂ２点）、本
発明におけるインピンジメント孔配列ピツチ7.8mmとな
り、そのときの冷却空気量はＤ２点（0.0138kg／Ｓ）と
なる。すなわち本発明では、同一冷却空気消費量のもと
では従来のものより約31℃と翼温度を低く出来、従来の
ものと同温度まで許した場合従来の約１／２の冷却空気
量で十分である。この相間関係は、他の配列ピツチでも
同様である。
以上説明のごとく本発明は、従来のものに比べて少ない
冷却空気量で効率良く冷却することが可能である。また
前記第２図から明らかなごとく縦フイン突起９をコアプ
ラグ３の保持構造にしたことにより、翼本体２の冷却面
とコアプラグ３との間隙距離及びインピンジメント孔と
空気の衝突位置の関係を一定に出来、冷却作用において
翼個別差の少ない、信頼性の高いガスタービン翼を得る
ことが出来る。
冷却空気量で効率良く冷却することが可能である。また
前記第２図から明らかなごとく縦フイン突起９をコアプ
ラグ３の保持構造にしたことにより、翼本体２の冷却面
とコアプラグ３との間隙距離及びインピンジメント孔と
空気の衝突位置の関係を一定に出来、冷却作用において
翼個別差の少ない、信頼性の高いガスタービン翼を得る
ことが出来る。
なお、ガスタービンの作動ガス温度は、一般にタービン
翼長方向に対して翼中央部が高温度となる分布となるの
が普通であり、そのような場合本発明では、インピンジ
メント孔10の配列ピツチを翼長方向に対して変化させ、
すなわち翼中央付近の配列ピツチを密にして翼温度を一
様化させることも可能である。
翼長方向に対して翼中央部が高温度となる分布となるの
が普通であり、そのような場合本発明では、インピンジ
メント孔10の配列ピツチを翼長方向に対して変化させ、
すなわち翼中央付近の配列ピツチを密にして翼温度を一
様化させることも可能である。
尚前記実施例においてインピンジメント孔10、４から吹
出された冷却空気は、フイルム孔5a,5b,5cから翼本体２
の表面に沿つて吹出されるが、かかるフイルム孔5a,5b,
5cインピンジメント孔４の位置および配置は、作動ガス
側の熱的条件により決められるものであり、種々考えら
れる。又第１図に示した実施例では翼本体２を一室の中
空体として図示したが、二室以上の中空体構造でも良
く、またフイルム冷却をしないで冷却空気の全てを翼後
縁あるいは翼先端から放出する構成としても良いであろ
う。また翼本体の縦フイン突起は精密鋳造、放電加工、
レーザ加工、機械加工などにより翼本体製造過程の中で
製作してもよいであろう。
出された冷却空気は、フイルム孔5a,5b,5cから翼本体２
の表面に沿つて吹出されるが、かかるフイルム孔5a,5b,
5cインピンジメント孔４の位置および配置は、作動ガス
側の熱的条件により決められるものであり、種々考えら
れる。又第１図に示した実施例では翼本体２を一室の中
空体として図示したが、二室以上の中空体構造でも良
く、またフイルム冷却をしないで冷却空気の全てを翼後
縁あるいは翼先端から放出する構成としても良いであろ
う。また翼本体の縦フイン突起は精密鋳造、放電加工、
レーザ加工、機械加工などにより翼本体製造過程の中で
製作してもよいであろう。
以上は本発明を一つの実施例に基づいて説明したが、こ
の他にも種々の実施例、応用例、変形例が考えられよ
う。
の他にも種々の実施例、応用例、変形例が考えられよ
う。
第５図および第６図にはもう一つの実施例が示されてい
る、これらの図において前記実施例と同一部品には同一
の番号が付してある。21は翼本体２の前縁よどみ点近傍
の内側の縦フイン突起９の両側に設けられた複数の横フ
イン突起で、その一端は縦フイン突起９に接し、縦フイ
ン突起９と横フイン突起21とはあたかも串型形状（魚骨
状）を形成している。コアプラグ３の前縁部インピンジ
メント孔10は、縦フイン突起９と横フイン突起21で形成
されるコの字形の伝熱要素内部、かつ縦フイン突起９の
根元にインピンジメント冷却空気流が吹付けられる位置
に設けられる。
る、これらの図において前記実施例と同一部品には同一
の番号が付してある。21は翼本体２の前縁よどみ点近傍
の内側の縦フイン突起９の両側に設けられた複数の横フ
イン突起で、その一端は縦フイン突起９に接し、縦フイ
ン突起９と横フイン突起21とはあたかも串型形状（魚骨
状）を形成している。コアプラグ３の前縁部インピンジ
メント孔10は、縦フイン突起９と横フイン突起21で形成
されるコの字形の伝熱要素内部、かつ縦フイン突起９の
根元にインピンジメント冷却空気流が吹付けられる位置
に設けられる。
冷却空気は前述の実施例同様コアプラグ３内に供給さ
れ、インピンジメント孔10,4より翼冷却面に吹付けら
れ、間隙13を通りフイルム冷却孔5a等から主流ガス側に
排出される。しかして翼前縁側のインピンジメント孔10
より翼本体２の縦フイン突起９の根元に吹出された空気
流は、縦フイン突起９および横フイン突起21により相互
干渉が防止されることにより高いインピンジメント効果
が得られるとともにフイン効果により高い冷却効果が得
られる。
れ、インピンジメント孔10,4より翼冷却面に吹付けら
れ、間隙13を通りフイルム冷却孔5a等から主流ガス側に
排出される。しかして翼前縁側のインピンジメント孔10
より翼本体２の縦フイン突起９の根元に吹出された空気
流は、縦フイン突起９および横フイン突起21により相互
干渉が防止されることにより高いインピンジメント効果
が得られるとともにフイン効果により高い冷却効果が得
られる。
第７図および第８図はさらに他の実施例が示されてい
る。この第７図には、より高温用のガスタービンのター
ビン翼冷却翼構造として、前記第１図に示した実施例
に、フイルム冷却を併用した構造である。この図におい
て22,23は翼本体２の前縁に設けられたフイルム冷却孔
であり、その一方のフイルム孔22は縦フイン突起９の一
方側より前縁よどみ点方向に傾斜させ、他の一方のフイ
ルム孔23は縦フイン突起９の他の一方側より前縁よどみ
点方向に傾斜させ、かつフイルム孔22,23とは翼長方向
に同位置にならないように、すなわちフイルム孔22,23
は翼長方向に対して交互に設けられている。冷却空気は
インピンジメント孔10より縦フイン突起９の根元に吹出
し、その冷却空気の一部は前縁フイルム孔22,23より主
流ガス側に吹出される。しかして本応用例では、翼内面
の高い冷却効果と翼表面における熱遮蔽効果により、よ
り高温ガスに耐える冷却翼を提供出来るし、前述した第
２の従来例よりフイルム冷却孔の数を少なく出来ること
から、従来のごとくフイルム孔が目詰りする危険性が少
ない。
る。この第７図には、より高温用のガスタービンのター
ビン翼冷却翼構造として、前記第１図に示した実施例
に、フイルム冷却を併用した構造である。この図におい
て22,23は翼本体２の前縁に設けられたフイルム冷却孔
であり、その一方のフイルム孔22は縦フイン突起９の一
方側より前縁よどみ点方向に傾斜させ、他の一方のフイ
ルム孔23は縦フイン突起９の他の一方側より前縁よどみ
点方向に傾斜させ、かつフイルム孔22,23とは翼長方向
に同位置にならないように、すなわちフイルム孔22,23
は翼長方向に対して交互に設けられている。冷却空気は
インピンジメント孔10より縦フイン突起９の根元に吹出
し、その冷却空気の一部は前縁フイルム孔22,23より主
流ガス側に吹出される。しかして本応用例では、翼内面
の高い冷却効果と翼表面における熱遮蔽効果により、よ
り高温ガスに耐える冷却翼を提供出来るし、前述した第
２の従来例よりフイルム冷却孔の数を少なく出来ること
から、従来のごとくフイルム孔が目詰りする危険性が少
ない。
さらに第８図は、本発明をタービン翼全体の冷却に応用
したものである。第８図において24a,24b,24c…は翼本
体２の背側および腹側の内面に設けられた複数個の縦フ
イン突起であり、縦フイン突起24a,24b,24c…の先端は
コアプラグ３に接している。コアプラグ３には縦フイン
突起24a,24b,24c…の両側の根元にインピンジメント空
気を吹付けられる位置にインピンジメント孔25が設けら
れる。翼本体２には２つの縦フイン突起と翼本体２およ
びコアプラグ３で形成される空気室26a,26b…から冷却
空気を翼外表面に吹出すフイルム孔27a,27b…が設けら
れる。本応用例では、冷却空気の一部はインピンジメン
ト孔10より前縁縦フイン突起９の根元に吹出し、さらに
前縁フイルム孔22,23より翼外表面に沿つて吹出すこと
により翼前縁部を冷却すると同時に、冷却空気の他の一
部はインピンジメント孔25より縦フイン突起24a,24b,24
c,…の根元に吹出し、さらに空気室26a,26b,…よりフイ
ルム孔27a,27b,…より翼外表面に沿つて吹出すことによ
り翼背側および翼腹側を冷却する。インピンジメント空
気の一部は、翼後縁のスリツト６より翼外に吹出し、翼
後縁をも冷却する。しかして本応用例では、タービン翼
全面において高い冷却効果が得られ、より高温度ガスに
耐えるタービン冷却翼が得られる。
したものである。第８図において24a,24b,24c…は翼本
体２の背側および腹側の内面に設けられた複数個の縦フ
イン突起であり、縦フイン突起24a,24b,24c…の先端は
コアプラグ３に接している。コアプラグ３には縦フイン
突起24a,24b,24c…の両側の根元にインピンジメント空
気を吹付けられる位置にインピンジメント孔25が設けら
れる。翼本体２には２つの縦フイン突起と翼本体２およ
びコアプラグ３で形成される空気室26a,26b…から冷却
空気を翼外表面に吹出すフイルム孔27a,27b…が設けら
れる。本応用例では、冷却空気の一部はインピンジメン
ト孔10より前縁縦フイン突起９の根元に吹出し、さらに
前縁フイルム孔22,23より翼外表面に沿つて吹出すこと
により翼前縁部を冷却すると同時に、冷却空気の他の一
部はインピンジメント孔25より縦フイン突起24a,24b,24
c,…の根元に吹出し、さらに空気室26a,26b,…よりフイ
ルム孔27a,27b,…より翼外表面に沿つて吹出すことによ
り翼背側および翼腹側を冷却する。インピンジメント空
気の一部は、翼後縁のスリツト６より翼外に吹出し、翼
後縁をも冷却する。しかして本応用例では、タービン翼
全面において高い冷却効果が得られ、より高温度ガスに
耐えるタービン冷却翼が得られる。
なおフイルム孔27a,27b,…翼外表面の熱遮蔽をより効果
的に行なわせるために空気室26a,26b,…の上流側に設
け、インピンジメント冷却効果の少なくなる空気室27a,
27b,…の中央部の翼表面を重点にフイルム熱遮蔽がかか
るようにした方が良い。また縦フイン突起24a,24b,24c,
…の設置位置、数、間隔、インピンジメント孔25の数、
間隔、さらにフイルム冷却孔27a,27b,…の数、間隔など
は、主流作動ガス側の熱的条件により、翼温度が目標温
度になるように適宜設けられる。
的に行なわせるために空気室26a,26b,…の上流側に設
け、インピンジメント冷却効果の少なくなる空気室27a,
27b,…の中央部の翼表面を重点にフイルム熱遮蔽がかか
るようにした方が良い。また縦フイン突起24a,24b,24c,
…の設置位置、数、間隔、インピンジメント孔25の数、
間隔、さらにフイルム冷却孔27a,27b,…の数、間隔など
は、主流作動ガス側の熱的条件により、翼温度が目標温
度になるように適宜設けられる。
さらに本発明の変形例を第９図から第11図により説明す
る。この第９図から第11図は、翼前縁部に注目してコア
プラグ３のインピンジメント孔の形状、開け方を示した
ものである。第９図は、縦長円スリツト形インピンジメ
ント孔32を縦フイン突起９の両側に位置した構造、第10
図は前記第１図における実施例において縦フイン突起両
側のインピンジメント孔10の翼長方向に対して交互に位
置させた構造、第11図は第９図に示した縦長円スリツト
形インピンジメント孔32を翼長方向に対して交互に位置
した構造であり、いずれの変形例もインピンジメント冷
却空気流を縦フイン突起９の両側の根元に吹付けること
を基本とするものであり、前記同様に高い冷却効果を得
ることが出来る。
る。この第９図から第11図は、翼前縁部に注目してコア
プラグ３のインピンジメント孔の形状、開け方を示した
ものである。第９図は、縦長円スリツト形インピンジメ
ント孔32を縦フイン突起９の両側に位置した構造、第10
図は前記第１図における実施例において縦フイン突起両
側のインピンジメント孔10の翼長方向に対して交互に位
置させた構造、第11図は第９図に示した縦長円スリツト
形インピンジメント孔32を翼長方向に対して交互に位置
した構造であり、いずれの変形例もインピンジメント冷
却空気流を縦フイン突起９の両側の根元に吹付けること
を基本とするものであり、前記同様に高い冷却効果を得
ることが出来る。
以上種々述べてきたように本発明は翼本体の前縁側内壁
面に、翼の長手方向にのびた突堤を設けるとともに、こ
の突堤の根元部分に、コアプラグのインピンジメント孔
より噴出した冷却媒体が衝突するように形成したので、
最も高温となる翼先端側の内壁周辺に噴出冷却媒体が淀
むことがなく、すなわち噴出冷却媒体はこの突堤に案内
されて排出方向に向うので、噴出冷却媒体同志がからみ
合うことがなく、したがつて少量の冷却媒体でこの高温
となりがちな翼先端を効果的に冷却することができる。
面に、翼の長手方向にのびた突堤を設けるとともに、こ
の突堤の根元部分に、コアプラグのインピンジメント孔
より噴出した冷却媒体が衝突するように形成したので、
最も高温となる翼先端側の内壁周辺に噴出冷却媒体が淀
むことがなく、すなわち噴出冷却媒体はこの突堤に案内
されて排出方向に向うので、噴出冷却媒体同志がからみ
合うことがなく、したがつて少量の冷却媒体でこの高温
となりがちな翼先端を効果的に冷却することができる。
第１図は本発明の一実施例を示すガスタービン翼の断面
図、第２図は第１図のタービン翼前縁部の拡大図、第３
図は第２図の斜め断面視図、第４図（a,b,c）は翼の表
面温度とインピンジメント孔の関係を示す曲線図、第５
図は本発明の他の実施例を示すタービン翼前縁部の拡大
断面図、第６図はその斜め断面視図、第７図はさらに他
の実施例を示す翼断面図、第８図はさらに他の実施例を
示す翼断面図、第９図から第11図はさらに本発明の実施
例を示すもので、翼本体とコアプラグの要部を示す断面
斜視図である。 １……タービン翼、２……翼本体、３……コアプラグ、
４……インピンジメント孔、5a,5b,5c……フイルム孔、
６……スリツト、７……ピンフイン、８……翼前縁、９
……縦フイン突起、10……インピンジメント孔、11……
溝、21……横フイン突起、32……縦長円スリツト形イン
ピンジメント孔。
図、第２図は第１図のタービン翼前縁部の拡大図、第３
図は第２図の斜め断面視図、第４図（a,b,c）は翼の表
面温度とインピンジメント孔の関係を示す曲線図、第５
図は本発明の他の実施例を示すタービン翼前縁部の拡大
断面図、第６図はその斜め断面視図、第７図はさらに他
の実施例を示す翼断面図、第８図はさらに他の実施例を
示す翼断面図、第９図から第11図はさらに本発明の実施
例を示すもので、翼本体とコアプラグの要部を示す断面
斜視図である。 １……タービン翼、２……翼本体、３……コアプラグ、
４……インピンジメント孔、5a,5b,5c……フイルム孔、
６……スリツト、７……ピンフイン、８……翼前縁、９
……縦フイン突起、10……インピンジメント孔、11……
溝、21……横フイン突起、32……縦長円スリツト形イン
ピンジメント孔。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 野田 雅美 茨城県土浦市神立町502番地 株式会社日 立製作所機械研究所内 (72)発明者 笹田 哲男 茨城県日立市幸町３丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内 (72)発明者 竹原 勲 茨城県日立市幸町３丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内 (72)発明者 漆谷 春雄 茨城県日立市幸町３丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内 (56)参考文献 特公 昭55−4932（ＪＰ，Ｂ２) 特公 昭54−43123（ＪＰ，Ｂ２) 米国特許4565490（ＵＳ，Ａ) 米国特許4545197（ＵＳ，Ａ)
Claims (4)
- 【請求項１】中空状に形成された翼本体と、前記翼本体
の内壁面と所定の間隔を保って翼本体内に配置され、そ
れ自体が中空状に形成されると共にその側壁にインピン
ジメント孔を有するコアプラグと、前記コアプラグの中
空部分に供給される冷却媒体が、前記インピンジメント
孔より翼本体の内壁面へ噴出衝突し、翼本体の冷却を行
うタービン翼において、 前記翼本体の前縁側内壁面に、翼の長手方向に伸びた突
堤を形成し、 前記コアプラグに、前記突堤の根元部分に前記冷却媒体
が衝突するよう、前記突堤の両根元部分にそれぞれ対向
させてインピンジメント孔を設けたことを特徴とするタ
ービン翼。 - 【請求項２】前記突堤の両根元部分に対向して前記コア
プラグに配置されたインピンジメント孔が、その両根元
部分間で互いに翼の長手方向にずれて配置されたことを
特徴とする請求項１記載のタービン翼。 - 【請求項３】中空状に形成され、内壁面側より冷却され
るように形成された翼本体と、前記翼本体の中空部分内
に配置され、その表面より冷却媒体を噴出するように形
成された冷却媒体噴出体と、を備え、 前記冷却媒体が、前記翼本体の内壁面に衝突して翼本体
の冷却を行うタービン翼において、 前記翼本体の前縁側内壁面に、翼の長手方向に伸びた魚
骨状突堤を形成し、前記突堤の根元部分に前記冷却媒体
が直接衝突するように、前記冷却媒体噴出体に噴出孔を
形成したことを特徴とするタービン翼。 - 【請求項４】中空状に形成された翼本体と、前記翼本体
の内壁面と所定の間隔を保って翼本体内に配置され、そ
れ自体が中空状に形成されると共にその側壁に冷却媒体
噴出孔を有するコアプラグと、前記コアプラグの中空部
分に供給される冷却媒体が、前記冷却媒体噴出孔より翼
本体の内壁面へ噴出衝突し、翼本体の冷却を行うタービ
ン翼において、 前記翼本体の前縁側内壁面に、翼の長手方向に伸び、か
つ前記コアプラグの表面にその頂点が接合した突堤を形
成し、 前記突堤の頂点と対向している前記コアプラグの表面
に、翼の長手方向に伸びた凹溝を設けて、前記凹溝へ前
記突堤の頂点が嵌合するようになし、 前記突堤の両根元部分に前記冷却媒体が衝突するように
前記コアプラグに冷却媒体噴出孔を設けたことを特徴と
するタービン翼。
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1227386A JPH0663442B2 (ja) | 1989-09-04 | 1989-09-04 | タービン翼 |
| US07/573,798 US5100293A (en) | 1989-09-04 | 1990-08-28 | Turbine blade |
| DE69006433T DE69006433T4 (de) | 1989-09-04 | 1990-09-04 | Turbinenschaufel. |
| DE90116990A DE69006433D1 (de) | 1989-09-04 | 1990-09-04 | Turbinenschaufel. |
| EP90116990A EP0416542B2 (en) | 1989-09-04 | 1990-09-04 | Turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1227386A JPH0663442B2 (ja) | 1989-09-04 | 1989-09-04 | タービン翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0392504A JPH0392504A (ja) | 1991-04-17 |
| JPH0663442B2 true JPH0663442B2 (ja) | 1994-08-22 |
Family
ID=16860007
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1227386A Expired - Lifetime JPH0663442B2 (ja) | 1989-09-04 | 1989-09-04 | タービン翼 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5100293A (ja) |
| EP (1) | EP0416542B2 (ja) |
| JP (1) | JPH0663442B2 (ja) |
| DE (2) | DE69006433D1 (ja) |
Families Citing this family (69)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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