JPH1162504A - タービン翼の二重壁冷却構造 - Google Patents
タービン翼の二重壁冷却構造Info
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- JPH1162504A JPH1162504A JP21867997A JP21867997A JPH1162504A JP H1162504 A JPH1162504 A JP H1162504A JP 21867997 A JP21867997 A JP 21867997A JP 21867997 A JP21867997 A JP 21867997A JP H1162504 A JPH1162504 A JP H1162504A
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- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 72
- 238000005495 investment casting Methods 0.000 claims description 4
- 239000010408 film Substances 0.000 description 16
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 239000010409 thin film Substances 0.000 description 2
- 239000013078 crystal Substances 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 description 1
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- 239000007921 spray Substances 0.000 description 1
- 230000005068 transpiration Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 タービン翼の冷却効率を大幅に向上させると
ともに、タービン翼の翼厚を薄くできる、タービン翼の
二重壁冷却構造を提供する。 【解決手段】 フィルム冷却孔３を有する翼外壁１と、
インピンジ孔４を有する翼内壁２とが間隙Ｓをおいて配
置され、かつこれらが複数のピン５により連結されてい
る。多数のピン５の表面やそれに接続する翼内壁２の表
面が熱を放出する伝熱面積として寄与し、また、翼外壁
１および翼内壁２間の間隙Ｓを小さくすることにより、
インピンジ孔４から噴出する高速冷却空気流（矢印Ａ参
照）の広がりがピン５により拘束されて、この高速冷却
空気が翼内壁２の外表面２ａに当り、熱伝達が向上す
る。翼外壁１の他に、この翼外壁１に多数のピン５によ
り連結された翼内壁２も強度部材を構成するので、翼外
壁１の壁厚Ｄを薄くすることができ、これと上記の間隙
Ｓの減少が翼厚Ｃの薄肉化に寄与される。
ともに、タービン翼の翼厚を薄くできる、タービン翼の
二重壁冷却構造を提供する。 【解決手段】 フィルム冷却孔３を有する翼外壁１と、
インピンジ孔４を有する翼内壁２とが間隙Ｓをおいて配
置され、かつこれらが複数のピン５により連結されてい
る。多数のピン５の表面やそれに接続する翼内壁２の表
面が熱を放出する伝熱面積として寄与し、また、翼外壁
１および翼内壁２間の間隙Ｓを小さくすることにより、
インピンジ孔４から噴出する高速冷却空気流（矢印Ａ参
照）の広がりがピン５により拘束されて、この高速冷却
空気が翼内壁２の外表面２ａに当り、熱伝達が向上す
る。翼外壁１の他に、この翼外壁１に多数のピン５によ
り連結された翼内壁２も強度部材を構成するので、翼外
壁１の壁厚Ｄを薄くすることができ、これと上記の間隙
Ｓの減少が翼厚Ｃの薄肉化に寄与される。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、例えば航空用ガス
タービン・エンジンやロケットエンジン等のタービン翼
に関し、特に、タービン翼の冷却技術に関する。
タービン・エンジンやロケットエンジン等のタービン翼
に関し、特に、タービン翼の冷却技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来より、例えば航空用ガスタービン・
エンジンにおいて、燃焼ガスを吹き付けられるタービン
のタービン翼を、少ない圧力損失のもとで効率よく冷却
するには、薄膜冷却（film cooling）方式およびイン
ピンジメント冷却（impingementcooling）方式を組み合
わせたシャワーヘッドタイプが採用されていた。
エンジンにおいて、燃焼ガスを吹き付けられるタービン
のタービン翼を、少ない圧力損失のもとで効率よく冷却
するには、薄膜冷却（film cooling）方式およびイン
ピンジメント冷却（impingementcooling）方式を組み合
わせたシャワーヘッドタイプが採用されていた。
【０００３】すなわち、図４に示すように、翼壁１０の
内部から多数のフィルム冷却孔１１を通って冷却空気
（矢印Ｂ参照）を翼壁１０の外側面に導き、翼壁１０の
特に前縁部を冷却空気の薄膜で覆い、一方、翼壁１０の
内側に挿入されたインサート１２の前縁にスパン方向に
多数のインピンジ孔１３が開いていて、そこから出た高
速冷却空気（矢印Ａ参照）が翼壁１０を内側に吹き付け
られて、翼壁１０を冷やす。
内部から多数のフィルム冷却孔１１を通って冷却空気
（矢印Ｂ参照）を翼壁１０の外側面に導き、翼壁１０の
特に前縁部を冷却空気の薄膜で覆い、一方、翼壁１０の
内側に挿入されたインサート１２の前縁にスパン方向に
多数のインピンジ孔１３が開いていて、そこから出た高
速冷却空気（矢印Ａ参照）が翼壁１０を内側に吹き付け
られて、翼壁１０を冷やす。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】ところで、ガスタービ
ン全体の熱効率を向上させるためには、燃焼ガスのター
ビン入口温度の上昇や冷却空気量の削減が不可欠であ
り、上述した従来の冷却構造では既に冷却効率の限界に
達しており、冷却性能のさらなる向上が強く望まれてい
る。
ン全体の熱効率を向上させるためには、燃焼ガスのター
ビン入口温度の上昇や冷却空気量の削減が不可欠であ
り、上述した従来の冷却構造では既に冷却効率の限界に
達しており、冷却性能のさらなる向上が強く望まれてい
る。
【０００５】さらに、従来、翼壁１０およびインサート
１２のうち、翼壁１０のみが強度部材を構成していたの
で、強度上、翼壁１０の壁厚Ｄ’を０．８〜１．５ｍｍ
程度に厚くしなければならず、また、インサート１２の
インピンジ孔１３から吹き出た高速冷却空気を翼壁１０
の内面に広範囲に吹き付けるには、翼壁１０およびイン
サート１２間の間隙Ｓ’を０．８〜１．５ｍｍ程度に大
きくする必要があり、結果的に、タービン翼の翼厚Ｃ’
が２〜３ｍｍ程度に厚くなるという問題点もある。
１２のうち、翼壁１０のみが強度部材を構成していたの
で、強度上、翼壁１０の壁厚Ｄ’を０．８〜１．５ｍｍ
程度に厚くしなければならず、また、インサート１２の
インピンジ孔１３から吹き出た高速冷却空気を翼壁１０
の内面に広範囲に吹き付けるには、翼壁１０およびイン
サート１２間の間隙Ｓ’を０．８〜１．５ｍｍ程度に大
きくする必要があり、結果的に、タービン翼の翼厚Ｃ’
が２〜３ｍｍ程度に厚くなるという問題点もある。
【０００６】本発明は、上記従来技術の有する問題点に
鑑みてなされたものであり、タービン翼の冷却効率を大
幅に向上させるとともに、タービン翼の翼厚を薄くで
き、空力性能の向上を図れる、タービン翼の二重壁冷却
構造を提供することを目的としている。
鑑みてなされたものであり、タービン翼の冷却効率を大
幅に向上させるとともに、タービン翼の翼厚を薄くで
き、空力性能の向上を図れる、タービン翼の二重壁冷却
構造を提供することを目的としている。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
の本発明のタービン翼の二重壁冷却構造は、多数のフィ
ルム冷却孔を有するタービン翼外壁と、多数のインピン
ジ孔を有するタービン翼内壁とが間隙をおいて配置さ
れ、かつこれらが複数のピンにより連結されてなること
を特徴とするものである。
の本発明のタービン翼の二重壁冷却構造は、多数のフィ
ルム冷却孔を有するタービン翼外壁と、多数のインピン
ジ孔を有するタービン翼内壁とが間隙をおいて配置さ
れ、かつこれらが複数のピンにより連結されてなること
を特徴とするものである。
【０００８】また、前記間隙は、前記フィルム冷却孔の
直径の０．５〜１．５倍に設定されている。さらに、前
記二重壁冷却構造が前記フィルム冷却孔および前記イン
ピンジ孔を含めて精密鋳造により一体成形されたもので
ある。
直径の０．５〜１．５倍に設定されている。さらに、前
記二重壁冷却構造が前記フィルム冷却孔および前記イン
ピンジ孔を含めて精密鋳造により一体成形されたもので
ある。
【０００９】本発明の作用としては、多数のピンの表面
やそれに接続するタービン翼内壁の表面が熱を放出する
伝熱面積として寄与し、また、タービン翼外壁およびタ
ービン翼内壁間の間隙を小さくすることにより、インピ
ンジ孔から噴出する高速冷却空気流の広がりがピンによ
り拘束されて、この高速冷却空気がタービン翼内壁の外
面に当り、熱伝達が向上する。また、タービン翼外壁の
他に、この外壁に多数のピンにより連結されたタービン
翼内壁も強度部材を構成するので、タービン翼外壁の壁
厚を薄くすることができ、これと上記間隙の減少によ
り、翼厚の薄肉化を図ることができる。
やそれに接続するタービン翼内壁の表面が熱を放出する
伝熱面積として寄与し、また、タービン翼外壁およびタ
ービン翼内壁間の間隙を小さくすることにより、インピ
ンジ孔から噴出する高速冷却空気流の広がりがピンによ
り拘束されて、この高速冷却空気がタービン翼内壁の外
面に当り、熱伝達が向上する。また、タービン翼外壁の
他に、この外壁に多数のピンにより連結されたタービン
翼内壁も強度部材を構成するので、タービン翼外壁の壁
厚を薄くすることができ、これと上記間隙の減少によ
り、翼厚の薄肉化を図ることができる。
【００１０】
【発明の実施の形態】次に、本発明の一実施形態につい
て図面を参照して説明する。図１は本発明のタービン翼
の二重壁冷却構造の一実施形態を説明するための、ター
ビン翼の前縁部の断面図、図２は図１の左側面図であ
り、２つの例を示している。
て図面を参照して説明する。図１は本発明のタービン翼
の二重壁冷却構造の一実施形態を説明するための、ター
ビン翼の前縁部の断面図、図２は図１の左側面図であ
り、２つの例を示している。
【００１１】図１および図２に示すように、本実施形態
のタービン翼の二重壁冷却構造では、多数のフィルム冷
却孔３を有するタービン翼外壁１と、多数のインピンジ
孔４を有するタービン翼内壁２とが間隙Ｓをおいて配置
され、かつこれらが多数のピン５により連結されてな
る。
のタービン翼の二重壁冷却構造では、多数のフィルム冷
却孔３を有するタービン翼外壁１と、多数のインピンジ
孔４を有するタービン翼内壁２とが間隙Ｓをおいて配置
され、かつこれらが多数のピン５により連結されてな
る。
【００１２】タービン翼内壁２は従来例のインサートに
相当するものであるが、多数のピン５によりタービン翼
外壁１に連結されているので、強度部材を構成し、この
点で従来例と相違する。したがって、強度部材であるタ
ービン翼外壁１の壁厚Ｄを０．４〜０．８ｍｍ（フィル
ム冷却孔３の直径の０．５〜１．５倍）程度に薄くする
ことができる。なお、図２（ａ）では、ピン５がインピ
ンジ孔４に対して千鳥状に配置されているが、これに限
らず、図２（ｂ）に示すように、ピン５およびインピン
ジ孔４を列状に配置してもよい。従来と同様に、タービ
ン翼外壁１の内部から多数のフィルム冷却孔３を通って
冷却空気（矢印Ｂ参照）をタービン翼外壁１の外側面に
導き、タービン翼外壁１の特に前縁部を冷却空気の薄膜
で覆う。なお、本例では、フィルム冷却孔３の傾斜角度
θは３０゜になっているが、これに限らない。
相当するものであるが、多数のピン５によりタービン翼
外壁１に連結されているので、強度部材を構成し、この
点で従来例と相違する。したがって、強度部材であるタ
ービン翼外壁１の壁厚Ｄを０．４〜０．８ｍｍ（フィル
ム冷却孔３の直径の０．５〜１．５倍）程度に薄くする
ことができる。なお、図２（ａ）では、ピン５がインピ
ンジ孔４に対して千鳥状に配置されているが、これに限
らず、図２（ｂ）に示すように、ピン５およびインピン
ジ孔４を列状に配置してもよい。従来と同様に、タービ
ン翼外壁１の内部から多数のフィルム冷却孔３を通って
冷却空気（矢印Ｂ参照）をタービン翼外壁１の外側面に
導き、タービン翼外壁１の特に前縁部を冷却空気の薄膜
で覆う。なお、本例では、フィルム冷却孔３の傾斜角度
θは３０゜になっているが、これに限らない。
【００１３】本実施形態では、多数のピン５の表面やそ
れに接続するタービン翼内壁２の表面が熱を放出する伝
熱面積として寄与し、また、タービン翼外壁１およびタ
ービン翼内壁２間の間隙Ｓを例えば０．４〜０．８ｍｍ
程度に小さくすることにより、インピンジ孔４から噴出
する高速冷却空気流（矢印Ａ参照）の広がりをピン５に
より拘束して、この高速冷却空気がタービン翼内壁２の
外面２ａに当り、熱伝達が向上する。結果的に、冷却効
率が大幅に向上する。なお、本例では、タービン翼外壁
１の壁厚Ｄを薄くした分、フィルム冷却孔３の表面積は
減少するが、上述のように、多数のピン５の表面やター
ビン翼内壁２の表面が伝熱面積として寄与するので、全
伝熱面積は従来例よりも５０パーセント程度大きくな
る。
れに接続するタービン翼内壁２の表面が熱を放出する伝
熱面積として寄与し、また、タービン翼外壁１およびタ
ービン翼内壁２間の間隙Ｓを例えば０．４〜０．８ｍｍ
程度に小さくすることにより、インピンジ孔４から噴出
する高速冷却空気流（矢印Ａ参照）の広がりをピン５に
より拘束して、この高速冷却空気がタービン翼内壁２の
外面２ａに当り、熱伝達が向上する。結果的に、冷却効
率が大幅に向上する。なお、本例では、タービン翼外壁
１の壁厚Ｄを薄くした分、フィルム冷却孔３の表面積は
減少するが、上述のように、多数のピン５の表面やター
ビン翼内壁２の表面が伝熱面積として寄与するので、全
伝熱面積は従来例よりも５０パーセント程度大きくな
る。
【００１４】上述のように、本実施形態のような二重壁
トランスピレーションタイプでは、タービン翼外壁１の
壁厚Ｄを、従来例よりも大幅に薄くすることができ、こ
れと上記の間隙Ｓの減少により、翼厚Ｃを例えば１〜２
ｍｍ程度に薄くすることができる。さらに、二重壁構造
のタービン翼をフィルム冷却孔３やインピンジ孔４を含
めて、例えば単結晶材を用いて精密鋳造により一体成形
することにより、各孔３，４の加工が省かれる等により
タービン翼の生産性の向上や製造コストの大幅な低減を
図れる。
トランスピレーションタイプでは、タービン翼外壁１の
壁厚Ｄを、従来例よりも大幅に薄くすることができ、こ
れと上記の間隙Ｓの減少により、翼厚Ｃを例えば１〜２
ｍｍ程度に薄くすることができる。さらに、二重壁構造
のタービン翼をフィルム冷却孔３やインピンジ孔４を含
めて、例えば単結晶材を用いて精密鋳造により一体成形
することにより、各孔３，４の加工が省かれる等により
タービン翼の生産性の向上や製造コストの大幅な低減を
図れる。
【００１５】図３は本発明の二重壁冷却構造と従来の冷
却構造とにおける冷却性能の比較を説明するためのグラ
フである。すなわち、横軸および縦軸にそれぞれ冷却空
気の平均流量および平均冷却効率をとり、実験条件とし
ては、例えば、フィルム冷却孔３のスパン方向のピッチ
Ｐ（図２参照）がフィルム冷却孔３の直径φの３倍およ
び４倍であり、また、燃焼ガスのタービン入口温度が１
７００℃である。この図３によれば、本発明では従来例
と比較して、冷却効率が０．０３〜０．０４程度向上し
ていることがわかる。また、フィルム冷却孔３のスパン
方向のピッチＰ（図２参照）がフィルム冷却孔３の直径
φの３倍の場合において、冷却空気の平均流量が約０．
８であるときの本発明の平均冷却効率と、冷却空気の平
均流量が約１．７であるときの従来例の平均冷却効率と
がほぼ等しくなっている。すなわち、本発明は、冷却空
気の平均流量が半分でも従来例と同様な平均冷却効率を
達成できる。
却構造とにおける冷却性能の比較を説明するためのグラ
フである。すなわち、横軸および縦軸にそれぞれ冷却空
気の平均流量および平均冷却効率をとり、実験条件とし
ては、例えば、フィルム冷却孔３のスパン方向のピッチ
Ｐ（図２参照）がフィルム冷却孔３の直径φの３倍およ
び４倍であり、また、燃焼ガスのタービン入口温度が１
７００℃である。この図３によれば、本発明では従来例
と比較して、冷却効率が０．０３〜０．０４程度向上し
ていることがわかる。また、フィルム冷却孔３のスパン
方向のピッチＰ（図２参照）がフィルム冷却孔３の直径
φの３倍の場合において、冷却空気の平均流量が約０．
８であるときの本発明の平均冷却効率と、冷却空気の平
均流量が約１．７であるときの従来例の平均冷却効率と
がほぼ等しくなっている。すなわち、本発明は、冷却空
気の平均流量が半分でも従来例と同様な平均冷却効率を
達成できる。
【００１６】さらに加えて、本発明によれば、燃ガスの
タービン入口温度が１７００℃の場合、メタル温度（タ
ービン翼外壁の外表面の温度）を従来例よりも３０〜４
０℃程度低減できることが判明した。なお、冷却空気の
流量特性（圧力損失等）は従来例と同様である。
タービン入口温度が１７００℃の場合、メタル温度（タ
ービン翼外壁の外表面の温度）を従来例よりも３０〜４
０℃程度低減できることが判明した。なお、冷却空気の
流量特性（圧力損失等）は従来例と同様である。
【００１７】
【発明の効果】本発明は、以上説明したとおりに構成さ
れているので、以下に記載するような効果を奏する。多
数のピンの表面やそれに接続するタービン翼内壁の表面
が伝熱面積として寄与し、また、タービン翼外壁および
タービン翼内壁間の間隙を小さくすることにより、イン
ピンジ孔から噴出する高速冷却空気流の広がりをピンに
より拘束して、この高速冷却空気をタービン翼内壁の外
面に当てることにより、熱伝達が向上する。結果的に、
冷却効率が大幅に向上する。
れているので、以下に記載するような効果を奏する。多
数のピンの表面やそれに接続するタービン翼内壁の表面
が伝熱面積として寄与し、また、タービン翼外壁および
タービン翼内壁間の間隙を小さくすることにより、イン
ピンジ孔から噴出する高速冷却空気流の広がりをピンに
より拘束して、この高速冷却空気をタービン翼内壁の外
面に当てることにより、熱伝達が向上する。結果的に、
冷却効率が大幅に向上する。
【００１８】また、タービン翼外壁の他に、このタービ
ン翼外壁に多数のピンにより連結されたタービン翼内壁
も強度部材を構成するので、タービン翼外壁の壁厚を薄
くすることができ、これと上記間隙の減少により、翼厚
の薄肉化を図ることができる。結果的に、空力性能の向
上を図れる。さらに、二重壁構造のタービン翼をフィル
ム冷却孔やインピンジ孔を含めて精密鋳造により一体成
形することにより、各孔の加工が省かれる等によりター
ビン翼の生産性の向上や製造コストの低減を図れる。
ン翼外壁に多数のピンにより連結されたタービン翼内壁
も強度部材を構成するので、タービン翼外壁の壁厚を薄
くすることができ、これと上記間隙の減少により、翼厚
の薄肉化を図ることができる。結果的に、空力性能の向
上を図れる。さらに、二重壁構造のタービン翼をフィル
ム冷却孔やインピンジ孔を含めて精密鋳造により一体成
形することにより、各孔の加工が省かれる等によりター
ビン翼の生産性の向上や製造コストの低減を図れる。
【図１】 本発明のタービン翼の二重壁冷却構造の一実
施形態を説明するための、タービン翼の前縁部の断面図
である。
施形態を説明するための、タービン翼の前縁部の断面図
である。
【図２】 図１の左側面図であり、２つの例を示してい
る。
る。
【図３】 本発明の二重壁冷却構造と従来の冷却構造と
における冷却性能の比較を説明するためのグラフであ
る。
における冷却性能の比較を説明するためのグラフであ
る。
【図４】 従来のタービン翼の冷却構造を説明するため
の、タービン翼の前縁部の断面図である。
の、タービン翼の前縁部の断面図である。
１ タービン翼外壁 ２ タービン翼内壁 ３ フィルム冷却孔 ４ インピンジ孔 ５ ピン
Claims (3)
- 【請求項１】 多数のフィルム冷却孔を有するタービン
翼外壁と、多数のインピンジ孔を有するタービン翼内壁
とが間隙をおいて配置され、かつこれらが複数のピンに
より連結されてなることを特徴とするタービン翼の二重
壁冷却構造。 - 【請求項２】 前記間隙は、前記フィルム冷却孔の直径
の０．５〜１．５倍に設定されている請求項１に記載の
タービン翼の二重壁冷却構造。 - 【請求項３】 前記二重壁冷却構造が前記フィルム冷却
孔および前記インピンジ孔を含めて精密鋳造により一体
成形されている請求項１または請求項２に記載のタービ
ン翼の二重壁冷却構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21867997A JPH1162504A (ja) | 1997-08-13 | 1997-08-13 | タービン翼の二重壁冷却構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21867997A JPH1162504A (ja) | 1997-08-13 | 1997-08-13 | タービン翼の二重壁冷却構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1162504A true JPH1162504A (ja) | 1999-03-05 |
Family
ID=16723728
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP21867997A Pending JPH1162504A (ja) | 1997-08-13 | 1997-08-13 | タービン翼の二重壁冷却構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1162504A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SG90121A1 (en) * | 1999-04-05 | 2002-07-23 | Gen Electric | A method for improving the cooling effectiveness of a geseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture |
| GB2401915A (en) * | 2003-05-23 | 2004-11-24 | Rolls Royce Plc | Cooled turbine blade |
| WO2012133630A1 (ja) * | 2011-03-31 | 2012-10-04 | 株式会社Ihi | ガスタービンエンジン用燃焼器及びガスタービン |
| EP2770260A3 (de) * | 2013-02-26 | 2015-09-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Prall-effusionsgekühlte Schindel einer Gasturbinenbrennkammer mit verlängerten Effusionsbohrungen |
| KR20200003029A (ko) | 2017-06-29 | 2020-01-08 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 터빈 날개 및 가스 터빈 |
| JP2020097927A (ja) * | 2018-11-06 | 2020-06-25 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 複数の壁および内部遮熱コーティングを備えるタービン翼形部 |
| CN116335770A (zh) * | 2023-02-17 | 2023-06-27 | 江苏科技大学 | 一种高温涡轮叶片前缘的曲面双层壁双旋流冷却结构 |
-
1997
- 1997-08-13 JP JP21867997A patent/JPH1162504A/ja active Pending
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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