JPS59218302A - ガスタ−ビン空冷翼 - Google Patents
ガスタ−ビン空冷翼Info
- Publication number
- JPS59218302A JPS59218302A JP9155783A JP9155783A JPS59218302A JP S59218302 A JPS59218302 A JP S59218302A JP 9155783 A JP9155783 A JP 9155783A JP 9155783 A JP9155783 A JP 9155783A JP S59218302 A JPS59218302 A JP S59218302A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- film cooling
- air
- cooled
- cooling holes
- 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.)
- Granted
Links
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (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、ガスタービン空冷翼に関Ｊる。
［光明の技術的背堕とその問題点］
ガスクーじンにおいては、燃焼ガスによって駆動される
タービンが、バーナに燃焼用空気を供給するための迂縮
機を駆動り−る。かかるタービンは、比較的高温度にて
運転されるが、その熱効率＋ ＋ｒｊ＋上させるため、
そのタービン人［１渇度を高温化Ｊ−る等の手段がとら
れる。
タービンが、バーナに燃焼用空気を供給するための迂縮
機を駆動り−る。かかるタービンは、比較的高温度にて
運転されるが、その熱効率＋ ＋ｒｊ＋上させるため、
そのタービン人［１渇度を高温化Ｊ−る等の手段がとら
れる。
しかし、特にタービン入口温度が１０００°Ｃを越すよ
うになると、タービン翼に使用される耐熱金属の使用限
界温度を上まわるため、冷却用空気を流すための中空構
造を持つ空冷翼が使用される。
うになると、タービン翼に使用される耐熱金属の使用限
界温度を上まわるため、冷却用空気を流すための中空構
造を持つ空冷翼が使用される。
このような中空構造の空冷翼は、一般に複雑な内部流路
を有している。第１図は従来使用されているガスタービ
ン空冷翼のキャンバ線におりる断面を模式的に示す図、
第２図は第１図のへ一人断面図である。図示されるよう
に、Ｖ！根部１から翼高さ方向流路２内に導入された冷
ｆ，ＩＩ用空気（図中矢印で承り）は、翼右効部３の前
縁部４Ｊ３よび後縁部５に買高さ方向にそって各々形成
されたフィルム冷却孔列６にお【プる複数のフィルム冷
却孔６ａを通して買外に吹出し、そのほとんどが翼外表
面を冷却覆る。翼右効部３の中間部７（外表面）にれに
よって冷７ｉ１１される。
を有している。第１図は従来使用されているガスタービ
ン空冷翼のキャンバ線におりる断面を模式的に示す図、
第２図は第１図のへ一人断面図である。図示されるよう
に、Ｖ！根部１から翼高さ方向流路２内に導入された冷
ｆ，ＩＩ用空気（図中矢印で承り）は、翼右効部３の前
縁部４Ｊ３よび後縁部５に買高さ方向にそって各々形成
されたフィルム冷却孔列６にお【プる複数のフィルム冷
却孔６ａを通して買外に吹出し、そのほとんどが翼外表
面を冷却覆る。翼右効部３の中間部７（外表面）にれに
よって冷７ｉ１１される。
このような構造の空冷翼では、フィルム冷１１孔６ａを
通して冷去１１用空気が興外に吹き出して、翼高さ方向
流路２内を冷却用空気が流通づることににす、翼全体が
その内部から対流冷却される。さらに、タービン入口温
度がより高い場合には、翼右効部３の背側８ Ｊ３よび
腹側９に、その高さ方向にそってフィルム冷ｋｌ孔列１
０を各々形成し、各列１０における複数のフィル１１冷
７Ｊ］孔１０ａに基づくフィルム冷却を併用することに
よって、空冷Ｗの冷７Ｊ］能を一段ど向１−さけでいる
。
通して冷去１１用空気が興外に吹き出して、翼高さ方向
流路２内を冷却用空気が流通づることににす、翼全体が
その内部から対流冷却される。さらに、タービン入口温
度がより高い場合には、翼右効部３の背側８ Ｊ３よび
腹側９に、その高さ方向にそってフィルム冷ｋｌ孔列１
０を各々形成し、各列１０における複数のフィル１１冷
７Ｊ］孔１０ａに基づくフィルム冷却を併用することに
よって、空冷Ｗの冷７Ｊ］能を一段ど向１−さけでいる
。
しかしながら、このように翼高さ方向に冷却用空気の流
路を持つ従来の冷却Ｗにおいては、以下のような問題が
あった。すなわら、晃根部１から翼高さ方向流路２内に
導入された冷却用空気は、■高さ方向流路２内を高さ方
向にそって流動する間に、翼根部１に近い方のフィルム
冷ｆｊｌ孔６ａ。
路を持つ従来の冷却Ｗにおいては、以下のような問題が
あった。すなわら、晃根部１から翼高さ方向流路２内に
導入された冷却用空気は、■高さ方向流路２内を高さ方
向にそって流動する間に、翼根部１に近い方のフィルム
冷ｆｊｌ孔６ａ。
１０ａから徐々に閾外に排出される。そのため、買高さ
方向流路２内の冷却用空気用は、翼先端部１１付近に至
ると非常に少なくなる。その結果、対流冷却の効果を定
める、翼内部の熱伝）Ｙ宇αＣは、第３図の点線１２に
示すように、翼先端イ」近では、はとんどＯに近くなっ
てしまう（ただし第３図中、横軸は、第１図に示Ｊよう
に翼有効部３の下端部１３から異光端部１１に向って、
翼高さ方向にそってとった座標１１であり、Ｗ有効部３
における翼高さ方向流路２の長さを１−１どしている）
。
方向流路２内の冷却用空気用は、翼先端部１１付近に至
ると非常に少なくなる。その結果、対流冷却の効果を定
める、翼内部の熱伝）Ｙ宇αＣは、第３図の点線１２に
示すように、翼先端イ」近では、はとんどＯに近くなっ
てしまう（ただし第３図中、横軸は、第１図に示Ｊよう
に翼有効部３の下端部１３から異光端部１１に向って、
翼高さ方向にそってとった座標１１であり、Ｗ有効部３
における翼高さ方向流路２の長さを１−１どしている）
。
したがって、翼先端部１１イ」近が翼の中で最も温度の
高い部分となる傾向があり、そのため、この部分の温度
が空冷翼に使用される耐熱全屈の使用限界温度を越えて
しまうおそれがあるので、タービン人Ｌｌ ｇＡ度を上
げることが困ｔ１１でｉ１５った。
高い部分となる傾向があり、そのため、この部分の温度
が空冷翼に使用される耐熱全屈の使用限界温度を越えて
しまうおそれがあるので、タービン人Ｌｌ ｇＡ度を上
げることが困ｔ１１でｉ１５った。
［発明の目的］
本発明は、翼高さ方向流路を右りるガスタービン空冷Ｗ
におりる以上のような問題を解演ずべくなされたもので
、翼先端部付近の冷ムＩＩ １ｌｌｉを向上さけたがス
タービン空冷翼を捉供づることを目的としている。
におりる以上のような問題を解演ずべくなされたもので
、翼先端部付近の冷ムＩＩ １ｌｌｉを向上さけたがス
タービン空冷翼を捉供づることを目的としている。
［発明の概要］
本発明は、買有効部に複数のフィルム冷１４１孔からな
る複数のフィルム冷却孔列を有し、前記フィルム冷却孔
列にＪ３ける前記複数のフィルム冷却孔が、翼有効部の
高さ方向にそってその全体にわたって配されているガス
タービン空冷翼において、前記シフ有効部の先端部に、
複数の補助フィルム冷ｌｄｌ孔からなる少なくどし１つ
の補助フィルム冷却孔列を形成し、前記補助フィルム冷
却孔列にお【ノる前記複数の補助フィルム冷ｌＪＪ孔は
、貿有効部の高さ方向にそって配されていることを特徴
どするガスタービン空冷翼である。
る複数のフィルム冷却孔列を有し、前記フィルム冷却孔
列にＪ３ける前記複数のフィルム冷却孔が、翼有効部の
高さ方向にそってその全体にわたって配されているガス
タービン空冷翼において、前記シフ有効部の先端部に、
複数の補助フィルム冷ｌｄｌ孔からなる少なくどし１つ
の補助フィルム冷却孔列を形成し、前記補助フィルム冷
却孔列にお【ノる前記複数の補助フィルム冷ｌＪＪ孔は
、貿有効部の高さ方向にそって配されていることを特徴
どするガスタービン空冷翼である。
［ざｔ明の実施例］
第４図は本発明にかかる刀スタービン空冷翼のキＶンバ
線にお＋ｊる断面を模式的に承り図、第５図は第４図の
Ｂ−Ｂ断面図である。図中第１図おＪ、び第２図と同一
部分（，１同一部号で示づ。図示されるにうに、空冷翼
は、高さ方向に長い中空の３゛つの貿高さ方向流路２を
右している。蔚右効部３の前縁部４ ｄ３よび後縁部５
にＧ、Ｌ、複数のフィルム冷１．ＩＩ孔６ａからなるフ
ィルム冷）Ｊ孔列６が１列ずつ、背側８および腹側９に
は、複数のフィルム冷７Ｊ］孔１０ａからなるフィル１
１冷１Ｊ１１孔列１ｏが各々１列ずつ形成されている。
線にお＋ｊる断面を模式的に承り図、第５図は第４図の
Ｂ−Ｂ断面図である。図中第１図おＪ、び第２図と同一
部分（，１同一部号で示づ。図示されるにうに、空冷翼
は、高さ方向に長い中空の３゛つの貿高さ方向流路２を
右している。蔚右効部３の前縁部４ ｄ３よび後縁部５
にＧ、Ｌ、複数のフィルム冷１．ＩＩ孔６ａからなるフ
ィルム冷）Ｊ孔列６が１列ずつ、背側８および腹側９に
は、複数のフィルム冷７Ｊ］孔１０ａからなるフィル１
１冷１Ｊ１１孔列１ｏが各々１列ずつ形成されている。
各列にお（）る複数のフィルム冷却孔（３ａ、１０ａは
、翼イｊ効部３のｉ！″ｌｌさ方向にイってその全体に
ねたっ〔配置されている。
、翼イｊ効部３のｉ！″ｌｌさ方向にイってその全体に
ねたっ〔配置されている。
翼有効部３の先端部には、各々複数の補助フィルム冷７
Ｊ１孔１４ａからなる４列の補助ノイルム冷７ＪＩ孔列
１４が形成されている。各列の複数の補助フィルム冷却
孔′１／Ｉａは、閾右効部３の高さ方向にそって配され
Ｃいる。また、補助フィルム冷７．ＩＩ孔列１４は、翼
有効部３の背側８であって後縁部５寄りに１列、そして
腹側９であっＣ前縁部４寄り、中間部おにび後縁部５寄
りに各々１列形成されている。
Ｊ１孔１４ａからなる４列の補助ノイルム冷７ＪＩ孔列
１４が形成されている。各列の複数の補助フィルム冷却
孔′１／Ｉａは、閾右効部３の高さ方向にそって配され
Ｃいる。また、補助フィルム冷７．ＩＩ孔列１４は、翼
有効部３の背側８であって後縁部５寄りに１列、そして
腹側９であっＣ前縁部４寄り、中間部おにび後縁部５寄
りに各々１列形成されている。
したがって、以、トのような構成にょっ（−翼根部１か
ら各翼高さ方向流路２内に導入されｌこ冷７Ｊ１１１１
空気は、翼イｊ効部３の先端部（＝Ｊ近で翼外に比較的
多く吹き出される。？ｌなわら、翼右効部３の先端部に
は、フィルム冷７ｊ１７Ｌ６ａ 、１０ａ （１）他に
、補助フィルム冷１．ＩＩ孔１４ａがあるの゛（、そこ
がらも冷ＪＪＩ用空気が貿外に吹き出されるからである
。その結果、翼内部の熱伝達率αＣは、第３図の実線１
！５に示づｊ；うに、’ｌ喘部イ」近ｒ （＞ （ＩＫ
下しない。
ら各翼高さ方向流路２内に導入されｌこ冷７Ｊ１１１１
空気は、翼イｊ効部３の先端部（＝Ｊ近で翼外に比較的
多く吹き出される。？ｌなわら、翼右効部３の先端部に
は、フィルム冷７ｊ１７Ｌ６ａ 、１０ａ （１）他に
、補助フィルム冷１．ＩＩ孔１４ａがあるの゛（、そこ
がらも冷ＪＪＩ用空気が貿外に吹き出されるからである
。その結果、翼内部の熱伝達率αＣは、第３図の実線１
！５に示づｊ；うに、’ｌ喘部イ」近ｒ （＞ （ＩＫ
下しない。
したがってその凸さ１′Ｊ向に比較的均一に空冷翼全体
が冷Ｎ１される。なＪ３、凶金屈は、補助フイルムン０
］１１１孔１／Ｉａ内の冷却用空気の３Ｊ ＹＡＫ冷ノ
４１にＪ、ッ”Ｃも冷ノＪｌされる。
が冷Ｎ１される。なＪ３、凶金屈は、補助フイルムン０
］１１１孔１／Ｉａ内の冷却用空気の３Ｊ ＹＡＫ冷ノ
４１にＪ、ッ”Ｃも冷ノＪｌされる。
さらに、第４図、第５図に示７Ｊ’ Ｊｉｉ造の空冷翼
にＪ３いて、相対的に前縁部４に３ｊＥい側のＮ有効部
３の先端ｉｌ＋に、複数の補助フィルム冷却孔を（ｑ加
することによってフィルム冷ｆ、Ｉ］が翼先端部に限っ
て強化される。そのため、空冷翼の冷ｆＪＩ能が一層均
一化、強化される。
にＪ３いて、相対的に前縁部４に３ｊＥい側のＮ有効部
３の先端ｉｌ＋に、複数の補助フィルム冷却孔を（ｑ加
することによってフィルム冷ｆ、Ｉ］が翼先端部に限っ
て強化される。そのため、空冷翼の冷ｆＪＩ能が一層均
一化、強化される。
［発明の効果］
以上説明したように、本発明によれば、翼先端部の冷７
ＪＩ能を向上さμることができ、その結果、一段とター
ビン入［１温度を上げてガスタービンの熱効率を向上さ
けることができる。
ＪＩ能を向上さμることができ、その結果、一段とター
ビン入［１温度を上げてガスタービンの熱効率を向上さ
けることができる。
第１図は従来使用されているガスタービン空冷翼のキャ
ンバ線におｌジる断面を模式的に示す図、第２図は第１
図のＡ−△断面図、第３図はＷ高さ方向流路内部の熱伝
達率αＣの翼高さ方向にＪ５ける分布を示す図、第４図
は本発明にかかるガスタービン空冷翼のキャンバ線にお
りる…ｉ而を模式的に承り図、Ｉ′！５図は第４図のＢ
−８断面図である。 ３・・・翼有効部 ６．１０・・・フィルム冷月１孔
列５ａ、１０ａ・・・フィルム冷ｆｉｌｌ孔 １４・
・・補助フィルム冷却孔列 １４ａ・・・補助フィル
ム冷却孔 出願代理人 弁理士 菊池 五部
ンバ線におｌジる断面を模式的に示す図、第２図は第１
図のＡ−△断面図、第３図はＷ高さ方向流路内部の熱伝
達率αＣの翼高さ方向にＪ５ける分布を示す図、第４図
は本発明にかかるガスタービン空冷翼のキャンバ線にお
りる…ｉ而を模式的に承り図、Ｉ′！５図は第４図のＢ
−８断面図である。 ３・・・翼有効部 ６．１０・・・フィルム冷月１孔
列５ａ、１０ａ・・・フィルム冷ｆｉｌｌ孔 １４・
・・補助フィルム冷却孔列 １４ａ・・・補助フィル
ム冷却孔 出願代理人 弁理士 菊池 五部
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 翼有効部に複数のフィルム冷却孔からなる複数のフィル
ム冷却孔列を有し、前記フィルム冷却孔列における前記
複数のフィルム冷却孔が、翼有効部の高さ方向にそって
その全体にわたって配されているガスタービン空冷翼に
おいて、前記翼有効部の先端部に、複数の補助フィルム
冷Ｊｄｌ孔からなる少なくとも１つの補助フィルム冷７
ＪＩ孔列を形成し、前記補助フィルム冷７１１孔列にお
ける１１を記複数の補助ノイルｌ＼冷７ＪＩ孔【３１、
翼有効部の高さ方向にそって配されでいることを特徴ど
づるガスタービン空冷翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58091557A JPH0660562B2 (ja) | 1983-05-26 | 1983-05-26 | ガスタ−ビン空冷翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58091557A JPH0660562B2 (ja) | 1983-05-26 | 1983-05-26 | ガスタ−ビン空冷翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59218302A true JPS59218302A (ja) | 1984-12-08 |
| JPH0660562B2 JPH0660562B2 (ja) | 1994-08-10 |
Family
ID=14029806
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58091557A Expired - Lifetime JPH0660562B2 (ja) | 1983-05-26 | 1983-05-26 | ガスタ−ビン空冷翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0660562B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH01277603A (ja) * | 1988-04-28 | 1989-11-08 | Matsushita Electric Ind Co Ltd | 羽根車の翼型ブレードの製造方法 |
| WO2008031395A1 (de) * | 2006-09-12 | 2008-03-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbine einer gasturbine |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2851216A (en) * | 1954-01-13 | 1958-09-09 | Schwarzkopf Dev Co | Device adapted for respiration cooling and process of making same |
-
1983
- 1983-05-26 JP JP58091557A patent/JPH0660562B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2851216A (en) * | 1954-01-13 | 1958-09-09 | Schwarzkopf Dev Co | Device adapted for respiration cooling and process of making same |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH01277603A (ja) * | 1988-04-28 | 1989-11-08 | Matsushita Electric Ind Co Ltd | 羽根車の翼型ブレードの製造方法 |
| WO2008031395A1 (de) * | 2006-09-12 | 2008-03-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbine einer gasturbine |
| US9103216B2 (en) | 2006-09-12 | 2015-08-11 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbine of a gas turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0660562B2 (ja) | 1994-08-10 |
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