JPH0953406A - インピンジメント冷却装置及びガスタービン翼 - Google Patents
インピンジメント冷却装置及びガスタービン翼Info
- Publication number
- JPH0953406A JPH0953406A JP20698595A JP20698595A JPH0953406A JP H0953406 A JPH0953406 A JP H0953406A JP 20698595 A JP20698595 A JP 20698595A JP 20698595 A JP20698595 A JP 20698595A JP H0953406 A JPH0953406 A JP H0953406A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling
- blade
- gas turbine
- impingement
- gap
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- Pending
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- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 71
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 abstract description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービン冷却翼等のインピンジメント冷
却装置において、多孔板インサートと被冷却物内面との
間の隙間を流れる冷却空気流れの流速を一定にしてイン
ピンジメント冷却効率を増大させるようにする。 【解決手段】 冷却空気が内部の中空部に供給される多
孔板のインサート１２と被冷却物（翼１１）内面との間
の隙間１５を、冷却空気流れの下流側に向うにしたがっ
て大きくし、冷却空気流れの流速を上流側から下流側へ
わたって一定にし、下流側におけるインピンジメント冷
却効率の低下を防止するようにした。また、前記インピ
ンジメント冷却装置を、ガスタービン翼の中空冷却部分
に適用した。
却装置において、多孔板インサートと被冷却物内面との
間の隙間を流れる冷却空気流れの流速を一定にしてイン
ピンジメント冷却効率を増大させるようにする。 【解決手段】 冷却空気が内部の中空部に供給される多
孔板のインサート１２と被冷却物（翼１１）内面との間
の隙間１５を、冷却空気流れの下流側に向うにしたがっ
て大きくし、冷却空気流れの流速を上流側から下流側へ
わたって一定にし、下流側におけるインピンジメント冷
却効率の低下を防止するようにした。また、前記インピ
ンジメント冷却装置を、ガスタービン翼の中空冷却部分
に適用した。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、インピンジメント
冷却装置及びこの冷却装置を用いたガスタービン翼に関
する。
冷却装置及びこの冷却装置を用いたガスタービン翼に関
する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービン冷却翼は、圧縮空気の一部
を用いて冷却されている。ガスタービン冷却翼では、翼
入口ガス温度に応じて、一般に対流冷却、インピンジメ
ント冷却、フィルム冷却といった冷却が単独又は組合せ
て用いられている。
を用いて冷却されている。ガスタービン冷却翼では、翼
入口ガス温度に応じて、一般に対流冷却、インピンジメ
ント冷却、フィルム冷却といった冷却が単独又は組合せ
て用いられている。
【０００３】その内の一であるインピンジメント冷却
は、翼の流通面に冷却空気を吹き出して翼面を覆うこと
によって冷却効率を向上させるもので、高温ガスタービ
ン空冷静翼においては欠かすことのできない技術であ
る。
は、翼の流通面に冷却空気を吹き出して翼面を覆うこと
によって冷却効率を向上させるもので、高温ガスタービ
ン空冷静翼においては欠かすことのできない技術であ
る。
【０００４】図３はインピンジメント冷却を施した従来
のガスタービン冷却翼の断面図である。翼１１の内部
に、内部が中空部１２ａとなっている多孔板のインサー
ト１２を挿入し、翼内部に鋳出しされているシールダム
１３にインサート１２を密着させて固定している。な
お、１２ｂは前記多孔板のインサート１２に設けられた
孔である。
のガスタービン冷却翼の断面図である。翼１１の内部
に、内部が中空部１２ａとなっている多孔板のインサー
ト１２を挿入し、翼内部に鋳出しされているシールダム
１３にインサート１２を密着させて固定している。な
お、１２ｂは前記多孔板のインサート１２に設けられた
孔である。
【０００５】冷却空気は、インサート１２の内部の中空
部１２ａから多孔板の孔１２ｂを通ってインサート１２
と翼内面とで形成される隙間１５内に流出し、翼１１に
設けられたフィルム冷却穴１４を通って翼冷却面に均一
かつ効果的に吹き出される。
部１２ａから多孔板の孔１２ｂを通ってインサート１２
と翼内面とで形成される隙間１５内に流出し、翼１１に
設けられたフィルム冷却穴１４を通って翼冷却面に均一
かつ効果的に吹き出される。
【０００６】図２は、従来のインピンジメント冷却翼の
部分斜視図であり、インサート１２と翼内面１１とで形
成される隙間１５は、隙間内を流れる冷却空気流れの上
流側と下流側とも同じ大きさＺ3 になっている。
部分斜視図であり、インサート１２と翼内面１１とで形
成される隙間１５は、隙間内を流れる冷却空気流れの上
流側と下流側とも同じ大きさＺ3 になっている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】インピンジメント冷却
においては、インサートと翼内面とで形成される隙間を
流れる冷却空気流れ（クロスフロー）の上流側から下流
に向うに従って図２に示されるように流量Ｗc が増加す
るため、下流側では冷却空気流れの流速が大きくなる。
においては、インサートと翼内面とで形成される隙間を
流れる冷却空気流れ（クロスフロー）の上流側から下流
に向うに従って図２に示されるように流量Ｗc が増加す
るため、下流側では冷却空気流れの流速が大きくなる。
【０００８】本発明者の研究の結果、インサートと翼内
面の隙間の大きさがある一定範囲以内であれば、インピ
ンジメント冷却は冷却空気流れの流速に大きく影響さ
れ、冷却空気流れの流速が大きいときにはインピンジメ
ント冷却の効率が低下することが判明した。
面の隙間の大きさがある一定範囲以内であれば、インピ
ンジメント冷却は冷却空気流れの流速に大きく影響さ
れ、冷却空気流れの流速が大きいときにはインピンジメ
ント冷却の効率が低下することが判明した。
【０００９】従って、インサートと翼内面で形成される
隙間を流れる冷却空気流れの流速が下流に向うに従って
大きくなる前記の従来のガスタービン冷却翼では、冷却
空気流れの下流側でインピンジメント冷却を効率よく行
うことができないという問題点がある。
隙間を流れる冷却空気流れの流速が下流に向うに従って
大きくなる前記の従来のガスタービン冷却翼では、冷却
空気流れの下流側でインピンジメント冷却を効率よく行
うことができないという問題点がある。
【００１０】本発明は、以上の問題点を解決するために
なされたものである。
なされたものである。
【００１１】
（１）本発明のインピンジメント冷却装置は、冷却空気
が内部の中空部に供給される多孔板のインサートと被冷
却物内面との隙間を冷却空気流れ下流側に向うにしたが
って大きくなるように形成したことを特徴とする。
が内部の中空部に供給される多孔板のインサートと被冷
却物内面との隙間を冷却空気流れ下流側に向うにしたが
って大きくなるように形成したことを特徴とする。
【００１２】（２）また本発明のガスタービン翼は、前
記本発明（１）のインピンジメント冷却装置をガスター
ビン翼の中空冷却部分に適用したことを特徴とする。
記本発明（１）のインピンジメント冷却装置をガスター
ビン翼の中空冷却部分に適用したことを特徴とする。
【００１３】本発明では、インサートとガスタービン翼
等の被冷却物内面とで形成される隙間を、同隙間内を流
れる冷却空気流れの下流側に向うにしたがって大きくし
たことによって、下流側において冷却空気流れの流路面
積が大きくなる。従って、冷却空気流れの流量が下流側
で増加しても流速は上流側と同様に保たれる。それによ
って下流側でもインピンジメント冷却の効果が低減する
ことはない。
等の被冷却物内面とで形成される隙間を、同隙間内を流
れる冷却空気流れの下流側に向うにしたがって大きくし
たことによって、下流側において冷却空気流れの流路面
積が大きくなる。従って、冷却空気流れの流量が下流側
で増加しても流速は上流側と同様に保たれる。それによ
って下流側でもインピンジメント冷却の効果が低減する
ことはない。
【００１４】
【発明の実施の形態】本発明の実施の一形態を、図１に
よって説明する。図１はインピンジメント冷却を施した
ガスタービン冷却翼の部分斜視図である。本実施の形態
は、図３に示されるインピンジメント冷却を施したガス
タービン冷却翼の翼の内面と多孔板のインサートで形成
される隙間を次のように構成したものである。
よって説明する。図１はインピンジメント冷却を施した
ガスタービン冷却翼の部分斜視図である。本実施の形態
は、図３に示されるインピンジメント冷却を施したガス
タービン冷却翼の翼の内面と多孔板のインサートで形成
される隙間を次のように構成したものである。
【００１５】即ち、翼１１の内面と多孔板のインサート
１２とで形成される隙間１５を、隙間１５を流れる冷却
空気流れ（クロスフロー）の上流側と下流側とで異なら
せていて、下流側の隙間の大きさＺ2 を上流側の隙間の
大きさＺ1 より大きくしている。
１２とで形成される隙間１５を、隙間１５を流れる冷却
空気流れ（クロスフロー）の上流側と下流側とで異なら
せていて、下流側の隙間の大きさＺ2 を上流側の隙間の
大きさＺ1 より大きくしている。
【００１６】隙間１５を流れる冷却空気流れの流量Ｗc
は下流に向うに従って増加するが、下流側の方が隙間１
５が大きく流路面積が大きいため、流速Ｖc は上流側と
同じに保たれる。これによって、下流側においてインピ
ンジメント冷却の効果が低減することを防止することが
できる。
は下流に向うに従って増加するが、下流側の方が隙間１
５が大きく流路面積が大きいため、流速Ｖc は上流側と
同じに保たれる。これによって、下流側においてインピ
ンジメント冷却の効果が低減することを防止することが
できる。
【００１７】なお、前記本発明の実施の一形態は、イン
ピンジメント冷却を施したガスタービン冷却翼に係るも
のであるが、本発明は、ガスタービン翼のシュラウド等
の高温な被冷却物のインピンジメント冷却装置に広く適
用することができる。
ピンジメント冷却を施したガスタービン冷却翼に係るも
のであるが、本発明は、ガスタービン翼のシュラウド等
の高温な被冷却物のインピンジメント冷却装置に広く適
用することができる。
【００１８】
【発明の効果】本発明のインピンジメント冷却装置及び
同インピンジメント冷却装置を中空冷却部分に適用した
ガスタービン翼によれば、多孔板のインサートと被冷却
物の内面とで形成される隙間を冷却空気流れの下流側で
大きくし、その流速を上流側と下流側とも同様に保つこ
とができる。従って、流速の変化に伴う下流側における
インピンジメント冷却効率の低下を防止することができ
る。
同インピンジメント冷却装置を中空冷却部分に適用した
ガスタービン翼によれば、多孔板のインサートと被冷却
物の内面とで形成される隙間を冷却空気流れの下流側で
大きくし、その流速を上流側と下流側とも同様に保つこ
とができる。従って、流速の変化に伴う下流側における
インピンジメント冷却効率の低下を防止することができ
る。
【図１】本発明の実施の一形態に係るガスタービン冷却
翼のインピンジメント冷却装置の部分斜視図である。
翼のインピンジメント冷却装置の部分斜視図である。
【図２】従来のインピンジメント冷却を施したガスター
ビン冷却翼の部分斜視図である。
ビン冷却翼の部分斜視図である。
【図３】従来のインピンジメント冷却を施したガスター
ビン冷却翼の断面図である。
ビン冷却翼の断面図である。
１１ 翼 １２ インサート １２ａ 中空部 １２ｂ 孔 １５ 隙間
Claims (2)
- 【請求項１】 冷却空気が内部の中空部に供給される多
孔板のインサートと被冷却物内面との間の隙間を冷却空
気流れ下流側に向うにしたがって大きくなるように形成
したことを特徴とするインピンジメント冷却装置。 - 【請求項２】 請求項１のインピンジメント冷却装置を
ガスタービン翼の中空冷却部分に適用したことを特徴と
するガスタービン翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20698595A JPH0953406A (ja) | 1995-08-14 | 1995-08-14 | インピンジメント冷却装置及びガスタービン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20698595A JPH0953406A (ja) | 1995-08-14 | 1995-08-14 | インピンジメント冷却装置及びガスタービン翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0953406A true JPH0953406A (ja) | 1997-02-25 |
Family
ID=16532275
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP20698595A Pending JPH0953406A (ja) | 1995-08-14 | 1995-08-14 | インピンジメント冷却装置及びガスタービン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0953406A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008111441A (ja) * | 2006-10-30 | 2008-05-15 | Snecma | ターボ機械のタービンのリングセクタ |
| JP2010038141A (ja) * | 2008-08-08 | 2010-02-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン高温部の冷却装置 |
| US11220916B2 (en) | 2020-01-22 | 2022-01-11 | General Electric Company | Turbine rotor blade with platform with non-linear cooling passages by additive manufacture |
| US11242760B2 (en) | 2020-01-22 | 2022-02-08 | General Electric Company | Turbine rotor blade with integral impingement sleeve by additive manufacture |
| US11248471B2 (en) | 2020-01-22 | 2022-02-15 | General Electric Company | Turbine rotor blade with angel wing with coolant transfer passage between adjacent wheel space portions by additive manufacture |
| US11492908B2 (en) | 2020-01-22 | 2022-11-08 | General Electric Company | Turbine rotor blade root with hollow mount with lattice support structure by additive manufacture |
-
1995
- 1995-08-14 JP JP20698595A patent/JPH0953406A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008111441A (ja) * | 2006-10-30 | 2008-05-15 | Snecma | ターボ機械のタービンのリングセクタ |
| JP2010038141A (ja) * | 2008-08-08 | 2010-02-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン高温部の冷却装置 |
| US11220916B2 (en) | 2020-01-22 | 2022-01-11 | General Electric Company | Turbine rotor blade with platform with non-linear cooling passages by additive manufacture |
| US11242760B2 (en) | 2020-01-22 | 2022-02-08 | General Electric Company | Turbine rotor blade with integral impingement sleeve by additive manufacture |
| US11248471B2 (en) | 2020-01-22 | 2022-02-15 | General Electric Company | Turbine rotor blade with angel wing with coolant transfer passage between adjacent wheel space portions by additive manufacture |
| US11492908B2 (en) | 2020-01-22 | 2022-11-08 | General Electric Company | Turbine rotor blade root with hollow mount with lattice support structure by additive manufacture |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20000919 |