JPH0868343A - ガスタービン空冷翼 - Google Patents
ガスタービン空冷翼Info
- Publication number
- JPH0868343A JPH0868343A JP20474194A JP20474194A JPH0868343A JP H0868343 A JPH0868343 A JP H0868343A JP 20474194 A JP20474194 A JP 20474194A JP 20474194 A JP20474194 A JP 20474194A JP H0868343 A JPH0868343 A JP H0868343A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling
- blade
- gas turbine
- passage
- flow
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 冷却性能の良い冷却構造を提供し、熱効率の
良いガスタービン空冷動翼を提供することである。 【構成】 冷却通路に取り付けられたタービュランス・
プロモータに切り欠き部を設け、該タービュランス・プ
ロモータの切り欠き部を流れ方向に食い違い配設する。
また、前記内部冷却通路において、流路内壁面に回転場
で生じる２次流れ成分を流路中央部に流動する様に整流
体に配置する。
良いガスタービン空冷動翼を提供することである。 【構成】 冷却通路に取り付けられたタービュランス・
プロモータに切り欠き部を設け、該タービュランス・プ
ロモータの切り欠き部を流れ方向に食い違い配設する。
また、前記内部冷却通路において、流路内壁面に回転場
で生じる２次流れ成分を流路中央部に流動する様に整流
体に配置する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービン空冷翼に
係わり、その冷却通路の内壁面に伝熱促進用のタービュ
ランス・プロモータを有している冷却構造、ならびにリ
ターンフロー方式冷却の冷却性能向上に関する。
係わり、その冷却通路の内壁面に伝熱促進用のタービュ
ランス・プロモータを有している冷却構造、ならびにリ
ターンフロー方式冷却の冷却性能向上に関する。
【０００２】
【従来の技術】一般に、自力的駆動方式のガスタービン
の出力効率を高める最も有効な方法は、ガスタービン入
口部での燃焼ガス温度を高めることである。ガスタービ
ンの作動ガス温度は、タービン翼を構成する材料の耐熱
応力性、高温下での酸化、腐食などに耐え得る能力によ
って制限される。
の出力効率を高める最も有効な方法は、ガスタービン入
口部での燃焼ガス温度を高めることである。ガスタービ
ンの作動ガス温度は、タービン翼を構成する材料の耐熱
応力性、高温下での酸化、腐食などに耐え得る能力によ
って制限される。
【０００３】従来のガスタービン動翼には、リターンフ
ロー方式の冷却構造が採用されている。そのリターンフ
ロー方式の空冷動翼を図６、図７によって説明する。図
６は、従来例のリターンフロー方式の空冷動翼の縦断面
図、図７は、空冷動翼の横断面図である。動翼１は超耐
熱合金材からなり、中空構造になっており、ここに空気
を流し翼内面を冷却する。空気冷却通路２は、翼根元部
３に２箇所設けられており、冷却通路Ａ，Ｄに通じてい
る。冷却通路Ａに流れ込んだ冷却空気は、翼チップのリ
ターン部４で折り返し、冷却通路Ｂに流れ込み、根元部
で再び折り返し、冷却通路Ｃに流れ込んだ冷却空気は、
チップ部に設けられている孔５から、動翼外に流出す
る。また同様に、冷却通路Ｄに流れ込んだ冷却空気は、
翼チップのリターン部６で折り返し、流路Ｅに流れ込
み、再び、根元部で折り返し、後縁部に設けられている
ピンフィン冷却通路７に導かれ、翼外に流出する。ま
た、冷却空気は、外面熱伝達率の高い箇所には、フィル
ム孔８が形成されてあり、フィルム孔８から外部に吹き
出る冷却経路もある。この冷却通路内には、熱伝達率を
促進するための突起であるタービュランス・プロモータ
９が設けられている。
ロー方式の冷却構造が採用されている。そのリターンフ
ロー方式の空冷動翼を図６、図７によって説明する。図
６は、従来例のリターンフロー方式の空冷動翼の縦断面
図、図７は、空冷動翼の横断面図である。動翼１は超耐
熱合金材からなり、中空構造になっており、ここに空気
を流し翼内面を冷却する。空気冷却通路２は、翼根元部
３に２箇所設けられており、冷却通路Ａ，Ｄに通じてい
る。冷却通路Ａに流れ込んだ冷却空気は、翼チップのリ
ターン部４で折り返し、冷却通路Ｂに流れ込み、根元部
で再び折り返し、冷却通路Ｃに流れ込んだ冷却空気は、
チップ部に設けられている孔５から、動翼外に流出す
る。また同様に、冷却通路Ｄに流れ込んだ冷却空気は、
翼チップのリターン部６で折り返し、流路Ｅに流れ込
み、再び、根元部で折り返し、後縁部に設けられている
ピンフィン冷却通路７に導かれ、翼外に流出する。ま
た、冷却空気は、外面熱伝達率の高い箇所には、フィル
ム孔８が形成されてあり、フィルム孔８から外部に吹き
出る冷却経路もある。この冷却通路内には、熱伝達率を
促進するための突起であるタービュランス・プロモータ
９が設けられている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上記したようにタービ
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。したがってガスタービンの冷却にはな
るべく少ない空気量で効率良く冷却することが重要とな
る。前記従来のガスタービン動翼の冷却構造では作動ガ
ス温度の更なる高温化に対しては冷却空気量を増加させ
て対処する必要があり、ガスタービン熱効率の改善効果
が小さくなってしまう嫌いがあった。
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。したがってガスタービンの冷却にはな
るべく少ない空気量で効率良く冷却することが重要とな
る。前記従来のガスタービン動翼の冷却構造では作動ガ
ス温度の更なる高温化に対しては冷却空気量を増加させ
て対処する必要があり、ガスタービン熱効率の改善効果
が小さくなってしまう嫌いがあった。
【０００５】また、図８に示したように回転場下にある
動翼のリターンフロー型の冷却通路10内には、回転中心
軸11に対して半径方向内向き流れ12と外向き流れ13では
コリオリ力14の方向が逆になるため、遠心力15とコリオ
リ力14との相互作用により流路断面内に誘起される２次
流れ方向16，17が異なる。そのため後縁面（翼腹側）18
と前縁面（翼背側）19とでは熱伝達率に差が生じ、両面
の冷却性能が異なっており、翼メタル温度の不均一化に
も繋がる。
動翼のリターンフロー型の冷却通路10内には、回転中心
軸11に対して半径方向内向き流れ12と外向き流れ13では
コリオリ力14の方向が逆になるため、遠心力15とコリオ
リ力14との相互作用により流路断面内に誘起される２次
流れ方向16，17が異なる。そのため後縁面（翼腹側）18
と前縁面（翼背側）19とでは熱伝達率に差が生じ、両面
の冷却性能が異なっており、翼メタル温度の不均一化に
も繋がる。
【０００６】本発明は、上記の従来技術における課題を
解決するためになされたものであり、その目的は、冷却
性能の良い冷却構造を提供し、熱効率のよいガスタービ
ン動翼を提供することである。
解決するためになされたものであり、その目的は、冷却
性能の良い冷却構造を提供し、熱効率のよいガスタービ
ン動翼を提供することである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明では、内部にタービュランス・プロモータを
取り付けたガスタービンの内部冷却通路において、前記
タービュランス・プロモータに切り欠き部を設けるか壁
面から隙間を設けてタービュランス・プロモータを配設
したことを特徴とする。
に、本発明では、内部にタービュランス・プロモータを
取り付けたガスタービンの内部冷却通路において、前記
タービュランス・プロモータに切り欠き部を設けるか壁
面から隙間を設けてタービュランス・プロモータを配設
したことを特徴とする。
【０００８】また、ガスタービンのリターンフロー式空
冷動翼において、前記空冷動翼内軸方向の冷却通路内に
仕切板を設け、翼背側と翼腹側に近い流路の二つの連続
した流路に分割し、翼背側に近い冷却通路には半径方向
内向きに流し、翼腹側に近い冷却通路には、外向きに流
すようにしたことを特徴とする。また、前記内部冷却通
路において、流路内壁面に回転場で生じる２次流れ成分
を流路中央部に流動する様に整流体を配置したことを特
徴とする。
冷動翼において、前記空冷動翼内軸方向の冷却通路内に
仕切板を設け、翼背側と翼腹側に近い流路の二つの連続
した流路に分割し、翼背側に近い冷却通路には半径方向
内向きに流し、翼腹側に近い冷却通路には、外向きに流
すようにしたことを特徴とする。また、前記内部冷却通
路において、流路内壁面に回転場で生じる２次流れ成分
を流路中央部に流動する様に整流体を配置したことを特
徴とする。
【０００９】
【作用】以上にして構成される本発明のタービュランス
・プロモータ付き冷却通路では、タービュランス・プロ
モータと冷却空気の実質伝熱面積が増大し、しかも、切
り欠き部を流れ方向にずらして配置することにより、３
次元的な乱流構造を発生させることができ、タービュラ
ンス・プロモータ後流部の再付着点までの循環流領域の
熱伝達率を向上することができる。また、壁面からスペ
ースをとってタービュランス・プロモータを配設する事
により、管摩擦係数を低下させることができる。
・プロモータ付き冷却通路では、タービュランス・プロ
モータと冷却空気の実質伝熱面積が増大し、しかも、切
り欠き部を流れ方向にずらして配置することにより、３
次元的な乱流構造を発生させることができ、タービュラ
ンス・プロモータ後流部の再付着点までの循環流領域の
熱伝達率を向上することができる。また、壁面からスペ
ースをとってタービュランス・プロモータを配設する事
により、管摩擦係数を低下させることができる。
【００１０】また、回転場の効果を考慮して、回転場で
誘起される２次流れ外向き流れの冷却通路では熱伝達率
が大きくなる翼腹側の冷却を強化し、内向き流れの冷却
通路では熱伝達率が大きくなる翼背側の冷却を強化する
ことができる。流路内壁面に回転場で生じる２次流れ成
分を流路中央部に流動する様に整流体を配置してあるた
め、加熱壁面近傍の温度が高くなった冷却空気を温度の
低い流路中央部に導くことができる。これにより冷却空
気のミキシングが促進され、壁面近傍の冷却空気温度を
低下させる効果により、冷却性能を向上させることがで
きる。
誘起される２次流れ外向き流れの冷却通路では熱伝達率
が大きくなる翼腹側の冷却を強化し、内向き流れの冷却
通路では熱伝達率が大きくなる翼背側の冷却を強化する
ことができる。流路内壁面に回転場で生じる２次流れ成
分を流路中央部に流動する様に整流体を配置してあるた
め、加熱壁面近傍の温度が高くなった冷却空気を温度の
低い流路中央部に導くことができる。これにより冷却空
気のミキシングが促進され、壁面近傍の冷却空気温度を
低下させる効果により、冷却性能を向上させることがで
きる。
【００１１】
【実施例】以下、本発明によるガスタービン空冷動翼の
実施例を、図面に基づき説明する。 （実施例の構成）図１は、本発明を実施例したガスター
ビン冷却通路内の、部分拡大図を示す。また、図２と図
３はそれぞれ、図１のａ，ｂ断面の部分拡大図を示す。
冷却通路20内に設けられたタービュランス・プロモータ
21には三角形形状の切り欠き22が設けられており、流れ
方向に該切り欠き部22が食い違い様に配設されている。
切り欠きを設けたことにより、伝熱面積が増大する効果
とともに３次元的乱流渦の発生により、タービュランス
・プロモータ後流の再付着点までの再循環流部における
伝熱性能を向上することができる。尚、この切り欠き部
の形状は、矩形や円弧形でも構わない。
実施例を、図面に基づき説明する。 （実施例の構成）図１は、本発明を実施例したガスター
ビン冷却通路内の、部分拡大図を示す。また、図２と図
３はそれぞれ、図１のａ，ｂ断面の部分拡大図を示す。
冷却通路20内に設けられたタービュランス・プロモータ
21には三角形形状の切り欠き22が設けられており、流れ
方向に該切り欠き部22が食い違い様に配設されている。
切り欠きを設けたことにより、伝熱面積が増大する効果
とともに３次元的乱流渦の発生により、タービュランス
・プロモータ後流の再付着点までの再循環流部における
伝熱性能を向上することができる。尚、この切り欠き部
の形状は、矩形や円弧形でも構わない。
【００１２】また、タービュランス・プロモータを流路
に設けると、タービュランス・プロモータ取付面以外の
面の熱伝達率も向上する。一般に、ガスタービンの場
合、翼背側・腹側部の冷却面にタービュランス・プロモ
ータは配設されるが、タービュランス・プロモータが設
けていない面は、余り冷却する必要がない。そのため、
タービュランス・プロモータを壁面からスペース23を設
けて配設する事により、タービュランス・プロモータ取
付面の熱伝達率を余り低下させることなく、圧力損失を
下げることができる。
に設けると、タービュランス・プロモータ取付面以外の
面の熱伝達率も向上する。一般に、ガスタービンの場
合、翼背側・腹側部の冷却面にタービュランス・プロモ
ータは配設されるが、タービュランス・プロモータが設
けていない面は、余り冷却する必要がない。そのため、
タービュランス・プロモータを壁面からスペース23を設
けて配設する事により、タービュランス・プロモータ取
付面の熱伝達率を余り低下させることなく、圧力損失を
下げることができる。
【００１３】図４は本発明のリターンフロー方式のガス
タービン空冷動翼の横断面図を示す。動翼25内部に設け
られた冷却通路内Ｌ，Ｍは、仕切板26により、２つの連
続した冷却通路に分割されている。それぞれの冷却通路
には、回転場で誘起される２次流れにより、伝熱性能が
向上する方向に冷却空気を流す。つまり、翼背側に近い
冷却通路Ｌｉ，Ｍｉには、半径方向内向き流れ、翼腹側
に近い冷却通路Ｌｏ，Ｍｏには、外向き流れになるよう
に冷却空気を流す。この様な冷却通路の構成により、回
転場で誘起される２次流れによる熱伝達への効果は、冷
却したい面を向上させることができる。
タービン空冷動翼の横断面図を示す。動翼25内部に設け
られた冷却通路内Ｌ，Ｍは、仕切板26により、２つの連
続した冷却通路に分割されている。それぞれの冷却通路
には、回転場で誘起される２次流れにより、伝熱性能が
向上する方向に冷却空気を流す。つまり、翼背側に近い
冷却通路Ｌｉ，Ｍｉには、半径方向内向き流れ、翼腹側
に近い冷却通路Ｌｏ，Ｍｏには、外向き流れになるよう
に冷却空気を流す。この様な冷却通路の構成により、回
転場で誘起される２次流れによる熱伝達への効果は、冷
却したい面を向上させることができる。
【００１４】また、図５には、回転場の冷却通路内に設
けた整流体の実施例を示す。図８で説明したように回転
場の冷却通路27には２次流れが発生するが、非加熱面28
には、整流体29が配設されている為、熱伝達により加熱
された冷却空気は、冷却空気温度の低い冷却通路中央部
に流れ込むようになる。そのため、冷却空気と加熱面30
（翼背側ならびに腹側に相当）近傍部の加熱された冷却
空気とのミキシングが促進され、壁面近傍部の冷却空気
温度が下がる為、翼内壁面の冷却性能が向上する。
けた整流体の実施例を示す。図８で説明したように回転
場の冷却通路27には２次流れが発生するが、非加熱面28
には、整流体29が配設されている為、熱伝達により加熱
された冷却空気は、冷却空気温度の低い冷却通路中央部
に流れ込むようになる。そのため、冷却空気と加熱面30
（翼背側ならびに腹側に相当）近傍部の加熱された冷却
空気とのミキシングが促進され、壁面近傍部の冷却空気
温度が下がる為、翼内壁面の冷却性能が向上する。
【００１５】
【発明の効果】以上説明してきたように、本発明は前記
のとおり構成されているので、空冷動翼において、高い
冷却性能が得られ、したがって少ない冷却空気量でガス
タービン翼を効率良く冷却することができる。
のとおり構成されているので、空冷動翼において、高い
冷却性能が得られ、したがって少ない冷却空気量でガス
タービン翼を効率良く冷却することができる。
【図１】本発明のガスタービン冷却通路部分拡大図
【図２】図１の要部拡大断面図
【図３】図１の要部拡大断面図
【図４】本発明のガスタービンリターンフロー方式の空
冷動翼横断面図
冷動翼横断面図
【図５】本発明のガスタービン冷却通路断面拡大図
【図６】従来技術のガスタービンリターンフロー方式の
空冷動翼縦断面図
空冷動翼縦断面図
【図７】従来技術のガスタービンリターンフロー方式の
空冷動翼横断面図
空冷動翼横断面図
【図８】回転場で誘起される二次流れの模式図
１．動翼 ２．冷却通路 ３．翼根元 ４．チップリターン
部 ５．チップ部孔 ６．チップリターン
部 ７．後縁ピンフィン冷却通路 ８．フィルム孔 ９．タービュランス・プロモータ 10．冷却通路 11．回転軸 12．内向き流れ 13．外向き流れ 14. コリオリ力 15．遠心力 16．２次流れ方向 17．２次流れ方向 18．後縁面（翼腹
側） 19．前縁面（翼背側） 20．冷却通路 21．タービュランス・プロモータ 22．切り欠き 23．スペース 24． 25．動翼 26．仕切板 27．冷却通路 29．整流体 30．加熱面
部 ５．チップ部孔 ６．チップリターン
部 ７．後縁ピンフィン冷却通路 ８．フィルム孔 ９．タービュランス・プロモータ 10．冷却通路 11．回転軸 12．内向き流れ 13．外向き流れ 14. コリオリ力 15．遠心力 16．２次流れ方向 17．２次流れ方向 18．後縁面（翼腹
側） 19．前縁面（翼背側） 20．冷却通路 21．タービュランス・プロモータ 22．切り欠き 23．スペース 24． 25．動翼 26．仕切板 27．冷却通路 29．整流体 30．加熱面
Claims (4)
- 【請求項１】 ガスタービンの内部冷却通路に取り付け
たタービュランス・プロモータガスタービン空冷翼にお
いて、前記タービュランス・プロモータの表面に切り欠
き部を設けたことを特徴とするガスタービン空冷翼。 - 【請求項２】 ガスタービンの内部冷却通路に取り付け
たタービュランス・プロモータガスタービン空冷翼にお
いて、前記タービュランス・プロモータを、壁面から隙
間を設けて配設したことを特徴とするガスタービン空冷
翼。 - 【請求項３】 ガスタービンのリターンフロー方式空冷
翼において、前記空冷翼内軸方向の冷却通路内に仕切板
を設け、翼背側と翼腹側に近い流路の二つの連続した流
路に分割し、冷却空気を翼背側に近い冷却通路には半径
方向内向きに流し、翼腹側に近い冷却通路には、外向き
に流すようにしたことを特徴とするガスタービン空冷
翼。 - 【請求項４】 ガスタービンの内部冷却通路の流路内壁
面に回転場で生じる２次流れ成分を流路中央部に流動す
る整流体に配置したことを特徴とする請求項１または請
求項２記載のガスタービン空冷翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20474194A JPH0868343A (ja) | 1994-08-30 | 1994-08-30 | ガスタービン空冷翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20474194A JPH0868343A (ja) | 1994-08-30 | 1994-08-30 | ガスタービン空冷翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0868343A true JPH0868343A (ja) | 1996-03-12 |
Family
ID=16495559
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP20474194A Pending JPH0868343A (ja) | 1994-08-30 | 1994-08-30 | ガスタービン空冷翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0868343A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114215609A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-03-22 | 华中科技大学 | 一种可强化冷却的叶片内冷通道及其应用 |
-
1994
- 1994-08-30 JP JP20474194A patent/JPH0868343A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114215609A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-03-22 | 华中科技大学 | 一种可强化冷却的叶片内冷通道及其应用 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4063938B2 (ja) | ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造 | |
| JP3367697B2 (ja) | タービン用の動翼 | |
| JP3316405B2 (ja) | ガスタービン冷却静翼 | |
| US7955053B1 (en) | Turbine blade with serpentine cooling circuit | |
| CN1690364B (zh) | 涡轮叶片末端转弯部分的下侧上的湍流器及相关方法 | |
| US5924843A (en) | Turbine blade cooling | |
| JP4063937B2 (ja) | ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造 | |
| EP0735240B1 (en) | Gas turbine bucket | |
| JP3316415B2 (ja) | ガスタービン冷却静翼 | |
| US6533547B2 (en) | Turbine blade | |
| JP3844324B2 (ja) | ガスタービンエンジンタービンブレード用スクイーラ及びガスタービンエンジンタービンブレード | |
| JPH0370084B2 (ja) | ||
| JP3238344B2 (ja) | ガスタービン静翼 | |
| JP2006132536A (ja) | エーロフォイルとこれを含んだタービンブレードおよびガスタービンエンジン | |
| CN101358545A (zh) | 一种旋转状态下具有非对称肋片参数的涡轮叶片内冷通道 | |
| JP3124109B2 (ja) | ガスタービンの静翼 | |
| JP3276305B2 (ja) | ガスタービンの冷却静翼 | |
| JPH0868343A (ja) | ガスタービン空冷翼 | |
| JPH08338202A (ja) | ガスタービン動翼 | |
| JPS60135605A (ja) | タ−ビン冷却翼 | |
| JPH0463901A (ja) | ガスタービン冷却翼 | |
| JP3396360B2 (ja) | ガスタービン冷却動翼 | |
| JPS60182302A (ja) | ガスタ−ビン冷却翼 | |
| JPH0510102A (ja) | ガスタービン翼及びガスタービン装置 | |
| CN110894795A (zh) | 一种用于涡轮叶片前缘内冷通道的弯曲肋结构 |