JPS59196902A - ガスタ−ビンの静翼 - Google Patents
ガスタ−ビンの静翼Info
- Publication number
- JPS59196902A JPS59196902A JP6910183A JP6910183A JPS59196902A JP S59196902 A JPS59196902 A JP S59196902A JP 6910183 A JP6910183 A JP 6910183A JP 6910183 A JP6910183 A JP 6910183A JP S59196902 A JPS59196902 A JP S59196902A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- cooling air
- gas turbine
- leading edge
- gas
- 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
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 40
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims abstract description 11
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 37
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 4
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- 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
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/284—Selection of ceramic materials
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は主として高温ガスタービン等に使用される静翼
に関するものである。
に関するものである。
近年ガスタービンは、そのタービンの性能向」−および
出力上昇のために１すます高温化する傾向にある。した
がって、このようなガスの高温下において、タービン翼
の強度を如何にして保持させるようにするかということ
が大きな技術課題となっている。このような課題を解決
するため、翼を冷却する方法として静翼を中空に構成し
、その中空部を冷却空気供給源に連通させて冷却空気を
導き内部を対流冷却する方法、翼の中空部内に中子を設
け、該中子内に冷却空気を導き中子先端の吹出用孔より
翼内面に吹出し、局所的に熱伝達率を高め、強制冷却す
る方法、翼の中空部内に冷却空気を導き前縁部の吹出用
孔から冷却空気を吹き出し翼の外表面を冷却空気層でお
おい、高温の燃焼ガスから熱を遮断するフィルム冷却の
方法等が採用され、ガスタービンが高温化するにつれて
これらの冷却方法を組合せて使用するに至っている。
出力上昇のために１すます高温化する傾向にある。した
がって、このようなガスの高温下において、タービン翼
の強度を如何にして保持させるようにするかということ
が大きな技術課題となっている。このような課題を解決
するため、翼を冷却する方法として静翼を中空に構成し
、その中空部を冷却空気供給源に連通させて冷却空気を
導き内部を対流冷却する方法、翼の中空部内に中子を設
け、該中子内に冷却空気を導き中子先端の吹出用孔より
翼内面に吹出し、局所的に熱伝達率を高め、強制冷却す
る方法、翼の中空部内に冷却空気を導き前縁部の吹出用
孔から冷却空気を吹き出し翼の外表面を冷却空気層でお
おい、高温の燃焼ガスから熱を遮断するフィルム冷却の
方法等が採用され、ガスタービンが高温化するにつれて
これらの冷却方法を組合せて使用するに至っている。
ここで、静翼の前線部は、高温カスがせき止められる部
分であシ、翼のうちでも最も高温となるところであるた
め、この部分の冷却が重要でありガスタービンの高温化
にともなってフィルム冷却を併用し、またこの部分を冷
却するに必要な冷却空気量も多くなっている。しかしな
がら、この冷却空気は、一般にガスタービンのタービン
部によシ駆動される圧縮機より抽気して供給するため、
上述のように冷却空気の供給量が増加することは、それ
だけ圧縮機で圧扁するための所要動力が犬きくな）、そ
の分、ガスタービンの効率低下を招くことになる。さら
には、上述のように冷却空気の供給量が増加することは
それだけ主流ガスに混合する冷却空気の量が増し、主流
ガスの平均ガス温度が低下することにもなり、ガスター
ビンのザイクル効率が低下してし甘うことになる。捷だ
、静翼の前縁部は主流ガスをせき止めるためその動圧が
加わるが冷却空気の吹出しを完全にするためには、冷却
生気の圧力が主流ガスの動圧分を含む圧力より大きい必
要があシ、このため主流ガス側の流路に絞り抵抗等を設
けて主流ガス圧力を低下する場合もある。しかしこの場
合は、このように圧力を下けた分たけガスタービンの仕
事に関与しないことになるので、結局この場合もガスタ
ービンの出力低下を招くことは避けられないことになる
。
分であシ、翼のうちでも最も高温となるところであるた
め、この部分の冷却が重要でありガスタービンの高温化
にともなってフィルム冷却を併用し、またこの部分を冷
却するに必要な冷却空気量も多くなっている。しかしな
がら、この冷却空気は、一般にガスタービンのタービン
部によシ駆動される圧縮機より抽気して供給するため、
上述のように冷却空気の供給量が増加することは、それ
だけ圧縮機で圧扁するための所要動力が犬きくな）、そ
の分、ガスタービンの効率低下を招くことになる。さら
には、上述のように冷却空気の供給量が増加することは
それだけ主流ガスに混合する冷却空気の量が増し、主流
ガスの平均ガス温度が低下することにもなり、ガスター
ビンのザイクル効率が低下してし甘うことになる。捷だ
、静翼の前縁部は主流ガスをせき止めるためその動圧が
加わるが冷却空気の吹出しを完全にするためには、冷却
生気の圧力が主流ガスの動圧分を含む圧力より大きい必
要があシ、このため主流ガス側の流路に絞り抵抗等を設
けて主流ガス圧力を低下する場合もある。しかしこの場
合は、このように圧力を下けた分たけガスタービンの仕
事に関与しないことになるので、結局この場合もガスタ
ービンの出力低下を招くことは避けられないことになる
。
上記目的を達成する本発明によるガスタービンの静翼は
、板頭部を翼本体と分けると共にセラミックで構成する
と共に、翼本体を中空に形成して冷却空気により冷却す
るようにしたことを特徴とするものである。
、板頭部を翼本体と分けると共にセラミックで構成する
と共に、翼本体を中空に形成して冷却空気により冷却す
るようにしたことを特徴とするものである。
以下、図に示す本発明の実施例により説明する。
図は、本発明の実施例によるガスタービンの静翼を示す
ものである。この図において、１は静翼であり、複数個
が環状に配列されている。
ものである。この図において、１は静翼であり、複数個
が環状に配列されている。
このように配列された静翼群に対し、高温ガスは矢印で
示すように供給されるようになっている。
示すように供給されるようになっている。
との静翼１は、耐熱合金からなる翼本体２と高温ガスを
せき止める前縁側のセラミックからなる板頭部３とから
構成されている。この翼本体２と板頭部６は、翼本体２
側が凸状となるような形状で境界面を形成している。こ
の凸面の境界面を形成する断面の線は曲線でもよく、あ
るいは折線でもよい。さらに両側の翼側面に延長する境
界面の延長線は、それぞれ翼側面の接線に対し鋭角α、
α′をなすようになっている。
せき止める前縁側のセラミックからなる板頭部３とから
構成されている。この翼本体２と板頭部６は、翼本体２
側が凸状となるような形状で境界面を形成している。こ
の凸面の境界面を形成する断面の線は曲線でもよく、あ
るいは折線でもよい。さらに両側の翼側面に延長する境
界面の延長線は、それぞれ翼側面の接線に対し鋭角α、
α′をなすようになっている。
ここで板頭部の範囲は、主流ガスがせき止められる範囲
から熱伝達率の高い範囲までとし、具体的にはキャンバ
−ライン長さの５〜３０％程度とするのが透光である。
から熱伝達率の高い範囲までとし、具体的にはキャンバ
−ライン長さの５〜３０％程度とするのが透光である。
一方、翼本体２の内部には、図示しない冷却空気供給源
（ガスタービンのタービン部によシ駆動される圧縮機）
に連通した二つの中空部４゜５が仕切壁乙により区切ら
れて形成されている。
（ガスタービンのタービン部によシ駆動される圧縮機）
に連通した二つの中空部４゜５が仕切壁乙により区切ら
れて形成されている。
一方の中空部４は冷却空気の吹出用孔７，７に連通し、
さらにこの吹出用孔７，７を介して、翼本体２と板頭部
６との間の境界面に沿って設けた冷却空気の吹出通路８
，８に連通し、それぞれ翼の両側面側に開口するように
なっている。
さらにこの吹出用孔７，７を介して、翼本体２と板頭部
６との間の境界面に沿って設けた冷却空気の吹出通路８
，８に連通し、それぞれ翼の両側面側に開口するように
なっている。
したがって、中空部４に供給された冷却空気は、吹出用
孔７，７を介し吹出通路８，８から翼本体２０両側面に
沿って吹き出され、その翼本体をフィルム冷却すること
になる。才だ、他方の中空部５は冷却空気の吹出用孔９
を介して翼後縁に開口するようになっている。したがっ
て、この中空部５に供給された冷却空気は内部を対流冷
却し、しかる後、吹出用孔９から翼後縁側へ吹き出され
るようになっている。
孔７，７を介し吹出通路８，８から翼本体２０両側面に
沿って吹き出され、その翼本体をフィルム冷却すること
になる。才だ、他方の中空部５は冷却空気の吹出用孔９
を介して翼後縁に開口するようになっている。したがっ
て、この中空部５に供給された冷却空気は内部を対流冷
却し、しかる後、吹出用孔９から翼後縁側へ吹き出され
るようになっている。
・上述した実施例の静翼は、主流ガスをせき止める静翼
のうちでも最も高温となる前縁部が、金属よりも耐熱性
の高いセラミックからなる頭部６により形成されている
ため、この前線部には、従来の静翼の前縁部のように冷
却空気の吹出用孔を設はフィルム冷却する必要がないこ
とになる。一方、翼本体２は前縁部はど高温とはならず
、その先端はセラミック製の板頭部６により、主流ガス
の熱を遮断されると共に、両者の境界面に設けた吹出通
路８によって熱伝達を防止されるため、この翼本体２自
身の冷却のために、従来の機構の静翼はどに多量の冷却
空気を必要としなくなる。その結果、主流ガス中に混合
する冷却空気量が減少して平均ガス温度の低下は抑制さ
れ、ガスタービンの効率は向上し、また圧縮機を駆動す
るだめの動力損失も少なくなるためガスタービンの効率
を一層向上することになる。また、吹出通路８は従来の
静翼のように前縁部に開口するのではなく、翼側面に開
口させたものであるので、従来の静翼の場合のように主
流ガスの動圧が直接作用するようなことがなく、逆に主
流ガスの速度が増し圧力が下がっているため、冷却空気
の吹出しを可能にするために主流ガスとの圧力差を考慮
して主流ガス圧力をわざわさ下けるというような処置も
必要でなくなるので、この面からもガスタービン効率の
向上に寄与することになる。
のうちでも最も高温となる前縁部が、金属よりも耐熱性
の高いセラミックからなる頭部６により形成されている
ため、この前線部には、従来の静翼の前縁部のように冷
却空気の吹出用孔を設はフィルム冷却する必要がないこ
とになる。一方、翼本体２は前縁部はど高温とはならず
、その先端はセラミック製の板頭部６により、主流ガス
の熱を遮断されると共に、両者の境界面に設けた吹出通
路８によって熱伝達を防止されるため、この翼本体２自
身の冷却のために、従来の機構の静翼はどに多量の冷却
空気を必要としなくなる。その結果、主流ガス中に混合
する冷却空気量が減少して平均ガス温度の低下は抑制さ
れ、ガスタービンの効率は向上し、また圧縮機を駆動す
るだめの動力損失も少なくなるためガスタービンの効率
を一層向上することになる。また、吹出通路８は従来の
静翼のように前縁部に開口するのではなく、翼側面に開
口させたものであるので、従来の静翼の場合のように主
流ガスの動圧が直接作用するようなことがなく、逆に主
流ガスの速度が増し圧力が下がっているため、冷却空気
の吹出しを可能にするために主流ガスとの圧力差を考慮
して主流ガス圧力をわざわさ下けるというような処置も
必要でなくなるので、この面からもガスタービン効率の
向上に寄与することになる。
さらに、セラミックは金属に比べて構造強度が劣るため
、従来はカスタービンの翼に利用することは難しいとさ
れていたが、上述のように仁のセラミックを最も必要と
する翼構成の一部−犬けに使用し、その翼の構造強度は
金属の板本＃２により持つように構成するとともに、翼
頭部６にかかる空気力も翼本体２で支えるようにするこ
とによりセラミックの利用を可能にした。
、従来はカスタービンの翼に利用することは難しいとさ
れていたが、上述のように仁のセラミックを最も必要と
する翼構成の一部−犬けに使用し、その翼の構造強度は
金属の板本＃２により持つように構成するとともに、翼
頭部６にかかる空気力も翼本体２で支えるようにするこ
とによりセラミックの利用を可能にした。
にれに伴い、上述のようにガスタービン効率の一層の向
上を可能にしている。
上を可能にしている。
上述したように、本発明によるガスタービンの静翼ば、
翼頭部を翼本体と分けると共にセラミックで構成すると
共に、この翼本体を中空に形成、し・て冷却空気により
冷却するようにしたので、冷却空気の使用量を低減し、
ガスタービンの効率向上を行うことができる。
翼頭部を翼本体と分けると共にセラミックで構成すると
共に、この翼本体を中空に形成、し・て冷却空気により
冷却するようにしたので、冷却空気の使用量を低減し、
ガスタービンの効率向上を行うことができる。
図は本発明の実施例によるカスタービンの静翼を示す縦
断面図である。 １・・・静翼、２・・・翼本体、６・・・翼頭部、４，
５ハ（ｅ 畑 をψ
断面図である。 １・・・静翼、２・・・翼本体、６・・・翼頭部、４，
５ハ（ｅ 畑 をψ
Claims (1)
- 翼頭部を翼本体と分けると共にセラミックで構成し、翼
本体を中空に形成して冷却空気により冷却するようにし
たことを特徴とするガスタービンの静翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6910183A JPS59196902A (ja) | 1983-04-21 | 1983-04-21 | ガスタ−ビンの静翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6910183A JPS59196902A (ja) | 1983-04-21 | 1983-04-21 | ガスタ−ビンの静翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59196902A true JPS59196902A (ja) | 1984-11-08 |
Family
ID=13392891
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6910183A Pending JPS59196902A (ja) | 1983-04-21 | 1983-04-21 | ガスタ−ビンの静翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59196902A (ja) |
-
1983
- 1983-04-21 JP JP6910183A patent/JPS59196902A/ja active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4509263B2 (ja) | 側壁インピンジメント冷却チャンバーを備えた後方流動蛇行エーロフォイル冷却回路 | |
| US4604031A (en) | Hollow fluid cooled turbine blades | |
| EP1467064B1 (en) | Cooled Hollow airfoil | |
| EP2071126B1 (en) | Turbine blades and methods of manufacturing | |
| US9797261B2 (en) | Internal cooling of engine components | |
| JP4184323B2 (ja) | ガスタービンエンジンのタービン用の中空回転翼 | |
| US7980821B1 (en) | Turbine blade with trailing edge cooling | |
| EP2148042A2 (en) | A blade for a rotor having a squealer tip with a partly inclined surface | |
| US3994622A (en) | Coolable turbine blade | |
| GB2498551A (en) | Cooled aerofoil with helical passage | |
| US6629817B2 (en) | System and method for airfoil film cooling | |
| JPH0370084B2 (ja) | ||
| JP2007002843A (ja) | ターボ機械の可動な翼のための冷却回路 | |
| JP2015521706A (ja) | 鋳造されたプラットフォーム冷却回路を有するタービン翼形部 | |
| CN109790754A (zh) | 包括冷却回路的涡轮叶片 | |
| GB2438861A (en) | Film-cooled component, eg gas turbine engine blade or vane | |
| JP7523471B2 (ja) | 翼型用の壁面近傍前縁冷却チャネル | |
| JP3642537B2 (ja) | ガスタービン冷却翼 | |
| EP1362982B1 (en) | Turbine airfoil with single aft flowing three pass serpentine cooling circuit | |
| JPS59196902A (ja) | ガスタ−ビンの静翼 | |
| JP2938506B2 (ja) | タービン静翼 | |
| JPS6360204B2 (ja) | ||
| JPS59173501A (ja) | ガスタ−ビンの静翼 | |
| JPS6359003B2 (ja) | ||
| JPS59160004A (ja) | ガスタ−ビンの静翼 |