JPH0756201B2 - ガスタービン翼 - Google Patents
ガスタービン翼Info
- Publication number
- JPH0756201B2 JPH0756201B2 JP59047544A JP4754484A JPH0756201B2 JP H0756201 B2 JPH0756201 B2 JP H0756201B2 JP 59047544 A JP59047544 A JP 59047544A JP 4754484 A JP4754484 A JP 4754484A JP H0756201 B2 JPH0756201 B2 JP H0756201B2
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- JP
- Japan
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- gas turbine
- turbine blade
- air duct
- cooling
- flow rate
- 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
- 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】 ［発明の技術分野］ 本発明は冷却構造を備えたガスタービン翼に係り、とり
わけ翼前縁の内面などに高速の流体噴流を吹き付けて冷
却効果を上げる衝突冷却方式を採用したガスタービン翼
に関する。
わけ翼前縁の内面などに高速の流体噴流を吹き付けて冷
却効果を上げる衝突冷却方式を採用したガスタービン翼
に関する。
［発明の技術的背景とその問題点］ ガスタービン翼の冷却方法として、圧縮機の出口空気に
よる冷却方式が採用されているが、この冷却方式とし
て、翼内部に挿入し、挿入体を挿入体先端部から翼前縁
の内面に向けて高速の空気噴流を吹き付け、内面熱伝達
率を高くすることにより冷却効果を上げる、いわゆる衝
突冷却方式が知られている（例えば、特開昭51−69708
号公報）。
よる冷却方式が採用されているが、この冷却方式とし
て、翼内部に挿入し、挿入体を挿入体先端部から翼前縁
の内面に向けて高速の空気噴流を吹き付け、内面熱伝達
率を高くすることにより冷却効果を上げる、いわゆる衝
突冷却方式が知られている（例えば、特開昭51−69708
号公報）。
この衝突冷却方式を採用したガスタービン翼は、内壁面
に冷気ダクトを形成する複数のリブ状突出部（以下「リ
ブ」と称する）が翼弦方向に形成されている中空翼形の
外被と、この外被内にリブに接合して挿着された中空状
の挿入体の組合せからなり、外被の前縁内面と挿入体の
先端部との間に乱流室が形成されるとともに、挿入体の
先端部に乱流室に向けて冷却空気噴出用の空気孔が穿設
されている。
に冷気ダクトを形成する複数のリブ状突出部（以下「リ
ブ」と称する）が翼弦方向に形成されている中空翼形の
外被と、この外被内にリブに接合して挿着された中空状
の挿入体の組合せからなり、外被の前縁内面と挿入体の
先端部との間に乱流室が形成されるとともに、挿入体の
先端部に乱流室に向けて冷却空気噴出用の空気孔が穿設
されている。
挿入体の内部に送られた圧縮機の出口空気は、先端部の
空気孔から乱流室内に噴き出され、外被前縁内表面への
衝突により翼前縁内部を強力に冷却し、さらに外被内表
面と挿入体との間に形成された冷気ダクトを通って、外
被内表面全体を冷却しつつ後縁から流出する。
空気孔から乱流室内に噴き出され、外被前縁内表面への
衝突により翼前縁内部を強力に冷却し、さらに外被内表
面と挿入体との間に形成された冷気ダクトを通って、外
被内表面全体を冷却しつつ後縁から流出する。
このような冷却構造を備えた従来のガスタービン翼にお
いては、翼の温度を許容値以下に保つためには多くの冷
却空気を必要としていた。冷却空気の流量が多いと、翼
の温度を低下させる能力は向上するが、反面、ガスター
ビン翼に作用するガスの温度が低下し、タービンの出力
効率を低下させてしまう。そのため、少ない冷却空気に
より翼を良好に冷却することのできるものが望まれてい
る。
いては、翼の温度を許容値以下に保つためには多くの冷
却空気を必要としていた。冷却空気の流量が多いと、翼
の温度を低下させる能力は向上するが、反面、ガスター
ビン翼に作用するガスの温度が低下し、タービンの出力
効率を低下させてしまう。そのため、少ない冷却空気に
より翼を良好に冷却することのできるものが望まれてい
る。
［発明の目的］ 本発明はこのような点を考慮してなされたものであり、
翼の外側の温度が高い場合でも、少量の冷却流体で、翼
のすべての範囲において均等かつ十分な冷却を達成する
ことのできるガスタービン翼を提供することを目的とす
る。
翼の外側の温度が高い場合でも、少量の冷却流体で、翼
のすべての範囲において均等かつ十分な冷却を達成する
ことのできるガスタービン翼を提供することを目的とす
る。
［発明の概要］ 本発明は、翼弦方向に延びる複数のリブ状突出部が形成
された内壁面を有する中空翼形の外被と、前記リブ状突
出部に当接するように前記外被内に挿着される中空状の
挿入体と、前記外被の前縁部の内壁と前記挿入体の前縁
部の外壁との間に形成される乱流室と、この乱流室に向
けて冷却流体を噴出させるため前記挿入体の前縁部に穿
設される流体孔とから構成されるガスタービン翼におい
て、 前記リブ状突出部の表面、前記外被の内壁面、及び前記
挿入体の外壁面により囲まれてなり、前記乱流室から翼
弦方向に延びる複数の独立した冷気ダクトと、前記乱流
室から前記冷気ダクトを通って流れる冷却流体の流量が
翼外表面温度の高い部分では多く、低い部分では少なく
なるように分配調整するため、該冷気ダクトの途中に設
けられる流量調整部とを有することを特徴としている。
された内壁面を有する中空翼形の外被と、前記リブ状突
出部に当接するように前記外被内に挿着される中空状の
挿入体と、前記外被の前縁部の内壁と前記挿入体の前縁
部の外壁との間に形成される乱流室と、この乱流室に向
けて冷却流体を噴出させるため前記挿入体の前縁部に穿
設される流体孔とから構成されるガスタービン翼におい
て、 前記リブ状突出部の表面、前記外被の内壁面、及び前記
挿入体の外壁面により囲まれてなり、前記乱流室から翼
弦方向に延びる複数の独立した冷気ダクトと、前記乱流
室から前記冷気ダクトを通って流れる冷却流体の流量が
翼外表面温度の高い部分では多く、低い部分では少なく
なるように分配調整するため、該冷気ダクトの途中に設
けられる流量調整部とを有することを特徴としている。
また、本発明は、流量調整部よりも前縁側の外被に冷気
ダクトと連通するように穿設される層状冷却用流体孔を
有することを特徴としている。
ダクトと連通するように穿設される層状冷却用流体孔を
有することを特徴としている。
本発明によれば、挿入体の側壁に流体孔を穿設したこと
により、この流体孔から冷却流体が噴出して外被の内壁
面に衝突し、衝突冷却を行うとともに、先端部に形成さ
れた乱流室から冷気ダクトを通って流れる冷却流体の対
流冷却作用が組合わされる。これにより、外被の内壁面
において、少量の冷却流体により十分な冷却を行うこと
が可能となる。
により、この流体孔から冷却流体が噴出して外被の内壁
面に衝突し、衝突冷却を行うとともに、先端部に形成さ
れた乱流室から冷気ダクトを通って流れる冷却流体の対
流冷却作用が組合わされる。これにより、外被の内壁面
において、少量の冷却流体により十分な冷却を行うこと
が可能となる。
また、冷却ダクトの内部に流量調整部を設けたことによ
り、翼外表面の温度の高いところは多くの冷却流体を送
り、温度の低いところには少量の冷却流体を送るという
流量の調整を行うことができ、少量の冷却流体を効率良
く用いて翼のすべての範囲において十分な冷却を行うこ
とができる。
り、翼外表面の温度の高いところは多くの冷却流体を送
り、温度の低いところには少量の冷却流体を送るという
流量の調整を行うことができ、少量の冷却流体を効率良
く用いて翼のすべての範囲において十分な冷却を行うこ
とができる。
さらに、外被の側壁部表面に層状冷却用流体孔が穿設さ
れているので、外被の外表面を層状冷却しつつ、内表面
を衝突冷却及び対流冷却することができ、少量の冷却流
体を効率良く用いることができる。
れているので、外被の外表面を層状冷却しつつ、内表面
を衝突冷却及び対流冷却することができ、少量の冷却流
体を効率良く用いることができる。
［発明の実施例］ 第１図は本発明によるガスタービン翼の一実施例を示す
横断面図である。図において符号11は、タービン翼とし
て要求される形状と強度とを有する中空翼形の外被であ
る。外被11の内部には、同様の翼形をした中空状の挿入
体12が、外被11の内壁面と所定の隙間を有して挿着され
ている。外被11の内壁面には、外被の翼形に沿って延び
る複数のリブ13が形成されている。挿入体12は、外被11
の外方から半径方向にこのリブ13に接合する状態で挿入
され、下方端部が翼カバー（図示せず）に固着されてい
る。相隣れるリブ13、外被11及び挿入体12とにより、外
被11の内壁面全体にわたって冷気ダクト14が形成され、
外被11の後端部11bにおいて合流し、後端部11bに設けら
れた空気排出孔16に接続されている。外被11の前縁部11
aの内側には、挿入体12の先端部12aとリブ13とを離間さ
せて乱流室18が形成されている。この乱流室18は冷気ダ
クト14に連通接続されている。
横断面図である。図において符号11は、タービン翼とし
て要求される形状と強度とを有する中空翼形の外被であ
る。外被11の内部には、同様の翼形をした中空状の挿入
体12が、外被11の内壁面と所定の隙間を有して挿着され
ている。外被11の内壁面には、外被の翼形に沿って延び
る複数のリブ13が形成されている。挿入体12は、外被11
の外方から半径方向にこのリブ13に接合する状態で挿入
され、下方端部が翼カバー（図示せず）に固着されてい
る。相隣れるリブ13、外被11及び挿入体12とにより、外
被11の内壁面全体にわたって冷気ダクト14が形成され、
外被11の後端部11bにおいて合流し、後端部11bに設けら
れた空気排出孔16に接続されている。外被11の前縁部11
aの内側には、挿入体12の先端部12aとリブ13とを離間さ
せて乱流室18が形成されている。この乱流室18は冷気ダ
クト14に連通接続されている。
挿入体12の先端部12aには、乱流室18に連通する空気孔1
9が穿設され、挿入体12の内部に送られた冷却空気を乱
流室18内に噴き出し得るようになっている。また、挿入
体12の側壁部12cには、外被11の側壁部11cの表面温度の
高いと考えられる位置に対応させて、冷気ダクト14に連
通する空気孔21が穿設されている。空気孔21は外被11の
内側壁部11cに向けて穿設され、冷却空気が挿入体12内
から空気孔21を通って外被11の内壁部11cに噴き出し衝
突し得るようになっている。
9が穿設され、挿入体12の内部に送られた冷却空気を乱
流室18内に噴き出し得るようになっている。また、挿入
体12の側壁部12cには、外被11の側壁部11cの表面温度の
高いと考えられる位置に対応させて、冷気ダクト14に連
通する空気孔21が穿設されている。空気孔21は外被11の
内側壁部11cに向けて穿設され、冷却空気が挿入体12内
から空気孔21を通って外被11の内壁部11cに噴き出し衝
突し得るようになっている。
次にこのような構成からなる本実施例の作用について説
明する。
明する。
圧縮機側から挿入体12の内部に送られた冷却空気は、第
１図に矢印で示すように、空気孔19から乱流室18内に噴
出され、いわゆる衝突冷却により翼の前縁部を内側から
強力に冷却する。乱流室18内の冷却空気は、さらに冷気
ダクト14を通って流れ、外被11の側壁部11cを内面側か
ら対流冷却により冷却する。さらに外被11の内側壁部11
cには、挿入体12の側壁部12cに穿設された空気孔21から
冷却空気が噴き付けられ、衝突冷却により冷却される。
したがって外被11の内側壁部11cは、冷気ダクト14を流
れる対流冷却と、空気孔21から噴き出される衝突冷却と
の両冷却作用により強力に冷却される。冷却後の冷却空
気は、後縁部11bの空気排出孔16から排出される。
１図に矢印で示すように、空気孔19から乱流室18内に噴
出され、いわゆる衝突冷却により翼の前縁部を内側から
強力に冷却する。乱流室18内の冷却空気は、さらに冷気
ダクト14を通って流れ、外被11の側壁部11cを内面側か
ら対流冷却により冷却する。さらに外被11の内側壁部11
cには、挿入体12の側壁部12cに穿設された空気孔21から
冷却空気が噴き付けられ、衝突冷却により冷却される。
したがって外被11の内側壁部11cは、冷気ダクト14を流
れる対流冷却と、空気孔21から噴き出される衝突冷却と
の両冷却作用により強力に冷却される。冷却後の冷却空
気は、後縁部11bの空気排出孔16から排出される。
このように、本実施例によれば、翼の側壁部の温度が高
いと考えられる位置を、対流冷却と衝突冷却の組合せに
より強力に冷却することができ、少量の冷却空気で十分
な冷却が可能となる。
いと考えられる位置を、対流冷却と衝突冷却の組合せに
より強力に冷却することができ、少量の冷却空気で十分
な冷却が可能となる。
次に第２図を参照して本発明の他の実施例について説明
する。なお、第１図に示した実施例と同一の部分につい
ては、同一の符号を用いて示してある。
する。なお、第１図に示した実施例と同一の部分につい
ては、同一の符号を用いて示してある。
本実施例によるタービン翼も、内壁面に複数のリブ13が
翼弦方向に延びるように形成されている中空翼形の外被
11と、外被11内にリブ13に接合して挿着された中空状の
挿入体12とからなり、挿入体12の先端部12aに、外被11
と挿入体12との間に形成された乱流室18に連通する空気
孔19が穿設され、また、挿入体12の側壁部12cに、冷気
ダクト14に連通する空気孔21が穿設されている。
翼弦方向に延びるように形成されている中空翼形の外被
11と、外被11内にリブ13に接合して挿着された中空状の
挿入体12とからなり、挿入体12の先端部12aに、外被11
と挿入体12との間に形成された乱流室18に連通する空気
孔19が穿設され、また、挿入体12の側壁部12cに、冷気
ダクト14に連通する空気孔21が穿設されている。
本実施例においては、さらに空気ダクト14内に流量調整
部31が設けられている。この流量調整部31は、翼外表面
の温度の高いところには多くの冷却空気を流し、温度の
低いところには少量の冷却空気を流すように空気流量を
調整するためのものであり、冷気ダクト14内の流れ断面
積を減少させる絞り構造をしている。
部31が設けられている。この流量調整部31は、翼外表面
の温度の高いところには多くの冷却空気を流し、温度の
低いところには少量の冷却空気を流すように空気流量を
調整するためのものであり、冷気ダクト14内の流れ断面
積を減少させる絞り構造をしている。
流量調整部31は、第２図及び第３図に示すように、冷気
ダクト14を部分的にしゃ断する壁部に、オリフィス31a
を穿設することにより構成されている。
ダクト14を部分的にしゃ断する壁部に、オリフィス31a
を穿設することにより構成されている。
本実施例によれば、外被11の内壁部11cが、空気孔21か
ら噴き出される冷却空気により衝突冷却されるととも
に、乱流室18から冷気ダクト14を通って流れる冷却空気
が、外表面温度の高い部分には多く、温度の低い部分に
は少量流れるよう分配調整されるので、少量の冷却空気
を効率良く利用することができ、翼のすべての範囲につ
いて十分な冷却が可能となる。
ら噴き出される冷却空気により衝突冷却されるととも
に、乱流室18から冷気ダクト14を通って流れる冷却空気
が、外表面温度の高い部分には多く、温度の低い部分に
は少量流れるよう分配調整されるので、少量の冷却空気
を効率良く利用することができ、翼のすべての範囲につ
いて十分な冷却が可能となる。
第４図は本発明の他の実施例であり、以下これについて
説明する。第４図に示した実施例においては、第２図に
示したガスタービン翼の冷却構造に対して、部分的にい
わゆる層状冷却（フィルム冷却）方式を追加したもので
ある。第２図に示した実施例と同一の部分については、
同一の符号を用いて示す。
説明する。第４図に示した実施例においては、第２図に
示したガスタービン翼の冷却構造に対して、部分的にい
わゆる層状冷却（フィルム冷却）方式を追加したもので
ある。第２図に示した実施例と同一の部分については、
同一の符号を用いて示す。
本実施例によりタービン翼は、内壁面に複数のリブ13が
形成されている中空翼形の外被11と、外被11内にリブ13
に接合して挿着された中空状の挿入体12からなり、挿入
体12の先端部12aに、外被11と挿入体12との間に形成さ
れた乱流室18に連通する空気孔19が穿設され、挿入体12
の側壁部12cに、冷却ダクト14に連通する空気孔21が穿
設されているとともに、冷気ダクト14内に流量調整部31
が設けられている点で、上記した第２図に示す実施例と
同様である。
形成されている中空翼形の外被11と、外被11内にリブ13
に接合して挿着された中空状の挿入体12からなり、挿入
体12の先端部12aに、外被11と挿入体12との間に形成さ
れた乱流室18に連通する空気孔19が穿設され、挿入体12
の側壁部12cに、冷却ダクト14に連通する空気孔21が穿
設されているとともに、冷気ダクト14内に流量調整部31
が設けられている点で、上記した第２図に示す実施例と
同様である。
本実施例においては、さらに、外被11の側壁部11cの表
面に冷気ダクト14と連通する層状冷却（フィルタ冷却）
用空気孔33が穿設されている。この層状冷却用空気33
は、流量調整部31のすぐ前方の位置に設けることが望ま
しい。本実施例によれば、挿入体12の先端部12aの空気
孔19から噴き出される冷却空気により、翼の前縁部が内
部から強力に冷却され、さらに、冷気ダクト14に流量を
分配調整されて導かれた冷却空気の一部を、層状冷却用
空気孔33から外被11の側壁部11cの外表面に流出させ
て、いわゆる層状冷却を行うことができる。また、冷気
ダクト14内には、挿入体12の側壁部12cの空気孔21から
冷却空気が噴き出され、外被11の側壁部11cの内面を、
対流冷却と衝突冷却により強力に冷却することができ
る。
面に冷気ダクト14と連通する層状冷却（フィルタ冷却）
用空気孔33が穿設されている。この層状冷却用空気33
は、流量調整部31のすぐ前方の位置に設けることが望ま
しい。本実施例によれば、挿入体12の先端部12aの空気
孔19から噴き出される冷却空気により、翼の前縁部が内
部から強力に冷却され、さらに、冷気ダクト14に流量を
分配調整されて導かれた冷却空気の一部を、層状冷却用
空気孔33から外被11の側壁部11cの外表面に流出させ
て、いわゆる層状冷却を行うことができる。また、冷気
ダクト14内には、挿入体12の側壁部12cの空気孔21から
冷却空気が噴き出され、外被11の側壁部11cの内面を、
対流冷却と衝突冷却により強力に冷却することができ
る。
したがって本実施例によれば、少量の冷却空気を、翼の
各位置に対しその温度に応じて最適な流量だけ分配する
ことができ、きわめて効率良く利用することができる。
各位置に対しその温度に応じて最適な流量だけ分配する
ことができ、きわめて効率良く利用することができる。
第５図は本発明の他の実施例を示す部分断面図である。
この実施例においては、外被11の前縁部11a内側にリブ1
3が設けられておらず、より広い乱流室18が形成されて
いる。これにより、外被11の前縁部11aの内面には、空
気孔19からの冷却空気が直接衝突し、より効率良く冷却
を行うことができる。
この実施例においては、外被11の前縁部11a内側にリブ1
3が設けられておらず、より広い乱流室18が形成されて
いる。これにより、外被11の前縁部11aの内面には、空
気孔19からの冷却空気が直接衝突し、より効率良く冷却
を行うことができる。
第６図は本発明の他の実施例を示す部分断面図である。
この実施例においては、外被11の後縁部11bの内側にピ
ンフィン35が設けられ、冷気ダクト14からの冷却空気
が、このピンフィン35の設けられている箇所を通過して
空気排出孔16から排出される。ピンフィン35を設けたこ
とにより、冷却空気の流れに乱れが発生し、外被11の後
縁部11bをより効果的に冷却することができる。
この実施例においては、外被11の後縁部11bの内側にピ
ンフィン35が設けられ、冷気ダクト14からの冷却空気
が、このピンフィン35の設けられている箇所を通過して
空気排出孔16から排出される。ピンフィン35を設けたこ
とにより、冷却空気の流れに乱れが発生し、外被11の後
縁部11bをより効果的に冷却することができる。
［発明の効果］ 以上説明したように、本発明によれば、外被の側壁部を
少量の冷却流体で効率良く冷却することができる。した
がって、翼の外側の温度が高い場合でも、少量の冷却流
体で翼のすべての範囲について十分な冷却を達成するこ
とができる。
少量の冷却流体で効率良く冷却することができる。した
がって、翼の外側の温度が高い場合でも、少量の冷却流
体で翼のすべての範囲について十分な冷却を達成するこ
とができる。
第１図は本発明によるガスタービン翼の第一の実施例を
示す横断面図、第２図は本発明の第二の実施例を示す横
断面図、第３図は第２図III−III線断面図、第４図は本
発明の第三の実施例を示す横断面図、第５図及び第６図
は本発明の他の実施例を示す横断面図である。 11……外被、11a……前縁部、11b……後縁部、11c……
外壁部、12……挿入体、12a……先端部、12c……側壁
部、13……リブ、14……冷気ダクト、18……乱流室、19
……空気孔、21……空気孔、31……流量調整部、33……
層状冷却用流体孔。
示す横断面図、第２図は本発明の第二の実施例を示す横
断面図、第３図は第２図III−III線断面図、第４図は本
発明の第三の実施例を示す横断面図、第５図及び第６図
は本発明の他の実施例を示す横断面図である。 11……外被、11a……前縁部、11b……後縁部、11c……
外壁部、12……挿入体、12a……先端部、12c……側壁
部、13……リブ、14……冷気ダクト、18……乱流室、19
……空気孔、21……空気孔、31……流量調整部、33……
層状冷却用流体孔。
Claims (6)
- 【請求項１】翼弦方向に延びる複数のリブ状突出部が形
成された内壁面を有する中空翼形の外被と、前記リブ状
突出部に当接するように前記外被内に挿着される中空状
の挿入体と、前記外被の前縁部の内壁と前記挿入体の前
縁部の外壁との間に形成される乱流室と、この乱流室に
向けて冷却流体を噴出させるため前記挿入体の前縁部に
穿設される流体孔とから構成されるガスタービン翼にお
いて、 前記リブ状突出部の表面、前記外被の内壁面、及び前記
挿入体の外壁面により囲まれてなり、前記乱流室から翼
弦方向に延びる複数の独立した冷気ダクトと、前記乱流
室から前記冷気ダクトを通って流れる冷却流体の流量が
翼外表面温度の高い部分では多く、低い部分では少なく
なるように分配調整するため、該冷気ダクトの途中に設
けられる流量調整部とを有することを特徴とするガスタ
ービン翼。 - 【請求項２】前記流量調整部は、前記冷気ダクトの流れ
の断面積を減少させる絞り構造を有していることを特徴
とする特許請求の範囲第１項記載のガスタービン翼。 - 【請求項３】前記流量調整部は、オリフィス絞りである
ことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載のガスター
ビン翼。 - 【請求項４】翼弦方向に延びる複数のリブ状突出部が形
成された内壁面を有する中空翼形の外被と、前記リブ状
突出部に当接するように前記外被内に挿着される中空状
の挿入体と、前記外被の前縁部の内壁と前記挿入体の前
縁部の外壁との間に形成される乱流室と、この乱流室に
向けて冷却流体を噴出させるため前記挿入体の前縁部に
穿設される流体孔とから構成されるガスタービン翼にお
いて、 前記リブ上突出部の表面、前記外被の内壁面、及び前記
挿入体の外壁面により囲まれてなり、前記乱流室から翼
弦方向に延びる複数の独立した冷気ダクトと、前記乱流
室から前記冷気ダクトを通って流れる冷却流体の流量が
翼外表面温度の高い部分では多く、低い部分では少なく
なるように分配調整するため、該冷気ダクトの途中に設
けられる流量調整部と、この流量調整部よりも前縁側の
前記外被に前記冷気ダクトと連通するように穿設される
層状冷却用流体孔とを有することを特徴とするガスター
ビン翼。 - 【請求項５】前記流量調整部は、前記冷気ダクトの流れ
の断面積を減少させる絞り構造を有していることを特徴
とする特許請求の範囲第４項記載のガスタービン翼。 - 【請求項６】前記流量調整部は、オリフィス絞りである
ことを特徴とする特許請求の範囲第４項記載のガスター
ビン翼。
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|---|---|---|---|
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| DE8585102191T DE3569780D1 (en) | 1984-03-13 | 1985-02-27 | Gas turbine vane |
| US06/708,801 US4697985A (en) | 1984-03-13 | 1985-03-06 | Gas turbine vane |
Applications Claiming Priority (1)
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| JP59047544A JPH0756201B2 (ja) | 1984-03-13 | 1984-03-13 | ガスタービン翼 |
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| Publication Number | Publication Date |
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