JPS60182302A - ガスタ−ビン冷却翼 - Google Patents
ガスタ−ビン冷却翼Info
- Publication number
- JPS60182302A JPS60182302A JP3517184A JP3517184A JPS60182302A JP S60182302 A JPS60182302 A JP S60182302A JP 3517184 A JP3517184 A JP 3517184A JP 3517184 A JP3517184 A JP 3517184A JP S60182302 A JPS60182302 A JP S60182302A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- insert
- cooling
- cold air
- air duct
- 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
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
- F01D5/187—Convection cooling
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
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】
〔発明の技術分野〕
本発明は、タービンの翼に係り、特に工業用タービン・
エンジンの第１段に使用されるような冷却を必要とする
タービンの翼に関する。
エンジンの第１段に使用されるような冷却を必要とする
タービンの翼に関する。
タービン・エンジン等では、一般に燃焼するガスによっ
て駆動されるタービン自身が、燃焼器へ空気を供給する
送風機又は圧縮機を駆動する、自刃的駆動方式が採用さ
れている。かかるタービンの出力効率を高めるために、
最も有効な方法は、タービン入口における燃焼ガス温度
を高めることであるが、上記温度は、タービンの翼を構
成する材料の耐熱応力性或いは、高温酸化・腐食等に耐
える能力により制限される。
て駆動されるタービン自身が、燃焼器へ空気を供給する
送風機又は圧縮機を駆動する、自刃的駆動方式が採用さ
れている。かかるタービンの出力効率を高めるために、
最も有効な方法は、タービン入口における燃焼ガス温度
を高めることであるが、上記温度は、タービンの翼を構
成する材料の耐熱応力性或いは、高温酸化・腐食等に耐
える能力により制限される。
そこで、従来よシ翼の内部に冷却流体を通流させる流路
を備えた対流式のタービンの翼が用いられている。しか
し、この従来からのタービンの翼にあっては所定のター
ビン入口ガス温度に対して、タービン翼の温度を許容値
以内に保つために使用される冷却流体の量が過大であり
、満足できるものではなかった。すなわち、冷却流体の
量が多いと翼の温度は明らかに低下するが、逆に翼の空
力損失が増大し、また、タービン出力効率も低下する。
を備えた対流式のタービンの翼が用いられている。しか
し、この従来からのタービンの翼にあっては所定のター
ビン入口ガス温度に対して、タービン翼の温度を許容値
以内に保つために使用される冷却流体の量が過大であり
、満足できるものではなかった。すなわち、冷却流体の
量が多いと翼の温度は明らかに低下するが、逆に翼の空
力損失が増大し、また、タービン出力効率も低下する。
このため、少ない冷却流体で翼を良好に冷却できるもの
の出現が望まれているのが実状である。
の出現が望まれているのが実状である。
また、不純物が混在する粗悪燃料を使用した場合にも良
好々冷却性能を保持できるよう翼表面、特に前縁部には
いわゆるフィルム冷却孔を設けない、主に対流式の高い
冷却性能をもつ冷却翼が望まれている。
好々冷却性能を保持できるよう翼表面、特に前縁部には
いわゆるフィルム冷却孔を設けない、主に対流式の高い
冷却性能をもつ冷却翼が望まれている。
従来のフィルム冷却孔を設け々い対流冷却を主にした冷
却翼は翼内部に挿入体を設け、挿入体外被と翼内壁との
間に冷気ダクトを設け、冷却流体を挿入体の一ケ所ある
いは数ケ所から挿入体と翼内壁とで構成する乱流室を介
しあるいは直接、冷気ダクトに流し翼外へ流出させる構
造をとる例が多く考えられている。しかし、これらの構
造では冷却ダクトに沿って流れるにしたがい、冷却流体
の温度上昇により、翼面温度の不均一をまねきやすい。
却翼は翼内部に挿入体を設け、挿入体外被と翼内壁との
間に冷気ダクトを設け、冷却流体を挿入体の一ケ所ある
いは数ケ所から挿入体と翼内壁とで構成する乱流室を介
しあるいは直接、冷気ダクトに流し翼外へ流出させる構
造をとる例が多く考えられている。しかし、これらの構
造では冷却ダクトに沿って流れるにしたがい、冷却流体
の温度上昇により、翼面温度の不均一をまねきやすい。
また、挿入体と翼内壁との接合は冷却ダクトを形成する
目的が主であシ、また挿入体内の冷却流路は比較的流路
断面積が大きなブレナムとなっているため熱伝達率が小
さく、挿入体の突出部と翼内壁の接合による熱伝導の冷
却効果が小さいという欠点がある。
目的が主であシ、また挿入体内の冷却流路は比較的流路
断面積が大きなブレナムとなっているため熱伝達率が小
さく、挿入体の突出部と翼内壁の接合による熱伝導の冷
却効果が小さいという欠点がある。
さらに、従来の挿入体は弾力性があるもので材質が翼と
は異なり、製作も別々であり、組立に際しても一つ一つ
翼に挿入体を挿入するという工程をとっている例が多い
。
は異なり、製作も別々であり、組立に際しても一つ一つ
翼に挿入体を挿入するという工程をとっている例が多い
。
本発明は、このような事情を鑑みてなされたもので、そ
の目的とするところは高度な冷却性能を有し、また、比
較的製作が容易なガスタービンの冷却翼を提供すること
にある。
の目的とするところは高度な冷却性能を有し、また、比
較的製作が容易なガスタービンの冷却翼を提供すること
にある。
本発明は、従来から知られている翼内部に挿入体を有し
、挿入体外被の突出部と翼内壁とで冷気ダクトを形成す
る型の冷却翼に属するものであるが、挿入体の構成にい
ちじるしい特徴を有する。
、挿入体外被の突出部と翼内壁とで冷気ダクトを形成す
る型の冷却翼に属するものであるが、挿入体の構成にい
ちじるしい特徴を有する。
すなわち、従来のものでは挿入体内の冷却流路は比較的
断面積が大きく、プレナムとなっており、挿入体内の熱
伝達率が小さく、また挿入体の突出部と翼内壁との接合
も冷気ダクトを形成する目的が主であり、挿入体突出部
と翼内壁との接合による熱伝導の冷却効果がほとんどな
い。これに対し本発明では、挿入体内の冷却流路は翼高
き方向に少なくとも一度往復するリターン・フロー流路
となっており、冷却流体は挿入体内のリターン・フロー
の冷却流路を流れた後、挿入体先端部あるいは他の場所
の穿孔を通して挿入体外被の突出部と翼内壁よ多構成さ
れる冷気ダクトに通じる乱流室に流れる構造となってい
る。
断面積が大きく、プレナムとなっており、挿入体内の熱
伝達率が小さく、また挿入体の突出部と翼内壁との接合
も冷気ダクトを形成する目的が主であり、挿入体突出部
と翼内壁との接合による熱伝導の冷却効果がほとんどな
い。これに対し本発明では、挿入体内の冷却流路は翼高
き方向に少なくとも一度往復するリターン・フロー流路
となっており、冷却流体は挿入体内のリターン・フロー
の冷却流路を流れた後、挿入体先端部あるいは他の場所
の穿孔を通して挿入体外被の突出部と翼内壁よ多構成さ
れる冷気ダクトに通じる乱流室に流れる構造となってい
る。
本発明によれば、冷却流体はまず挿入体内のリターンフ
ローする冷却流路内を流れるが、この際従来のプレナム
型の冷却流路と異なり、挿入体内の冷却流路で大きな熱
伝達率を実現することができ、挿入体外被の突出部と翼
内壁との接合による熱伝導の冷却効果がいちじるしく増
大する。
ローする冷却流路内を流れるが、この際従来のプレナム
型の冷却流路と異なり、挿入体内の冷却流路で大きな熱
伝達率を実現することができ、挿入体外被の突出部と翼
内壁との接合による熱伝導の冷却効果がいちじるしく増
大する。
さらに、挿入体内の冷却流路を流れる冷却流体の流れの
方向と挿入体外被の突出部と翼内壁とで構成される冷気
ダクトを流れる冷却流体の流れ方向を逆方向にすれば、
冷却流路内の冷却流体と冷気ダクト内の冷却流体の間で
熱交換がおこり、翼を均一に冷却せしめることが可能と
なる。
方向と挿入体外被の突出部と翼内壁とで構成される冷気
ダクトを流れる冷却流体の流れ方向を逆方向にすれば、
冷却流路内の冷却流体と冷気ダクト内の冷却流体の間で
熱交換がおこり、翼を均一に冷却せしめることが可能と
なる。
以下、本発明の実施例について説明する。第１図はコー
ド方向の断面図、第２図は第１図１−Ｉ断面の図、第３
図はスパン方向断面図、第４図は挿入体の見取シ図であ
る。
ド方向の断面図、第２図は第１図１−Ｉ断面の図、第３
図はスパン方向断面図、第４図は挿入体の見取シ図であ
る。
この実施例は、挿入体内の冷却流路がスパン方向に５本
ある５リターンでアシ、冷却流体は後縁側よシ流入し、
乱流室を前縁に設け、冷気ダクトを流れ、最終的に翼後
縁に設けられた穿孔よシ翼外に流出する形式のものであ
る。
ある５リターンでアシ、冷却流体は後縁側よシ流入し、
乱流室を前縁に設け、冷気ダクトを流れ、最終的に翼後
縁に設けられた穿孔よシ翼外に流出する形式のものであ
る。
冷却流体は、第３図に示すように冷却流体流入口１０よ
シ流入し、挿入体２の中の冷却流路３を通シ、リターン
部４を流れ、矢印で示したごとく前縁にむかってリター
ンしながら流れ、挿入体２に設けられた穿孔５より乱流
室６に流出する。しかる後第１図に示すように冷却ダク
ト７を流れ、後縁に設けられた冷却孔８を通り翼列へ流
出する。
シ流入し、挿入体２の中の冷却流路３を通シ、リターン
部４を流れ、矢印で示したごとく前縁にむかってリター
ンしながら流れ、挿入体２に設けられた穿孔５より乱流
室６に流出する。しかる後第１図に示すように冷却ダク
ト７を流れ、後縁に設けられた冷却孔８を通り翼列へ流
出する。
ところで冷気ダクト７は翼１の内壁と挿入体２の突出部
９の接合により、第２図のように構成はれている。翼１
の内壁と突出部９の接合は良好な熱伝導効果があるよう
に接合した構造としておく。
９の接合により、第２図のように構成はれている。翼１
の内壁と突出部９の接合は良好な熱伝導効果があるよう
に接合した構造としておく。
これは拡散接合、精密鋳造技術で充分可能な技術である
。
。
発明の他の実施例としては、第５図に示すように、挿入
体２の中の冷却流路を２つ以上の部分にわけることも可
能である。この例では、冷却流体流入口が２ケ所あシ、
一方は前縁に向って流れ穿孔５を介し乱流室６に流出し
、しかる後冷気ダクトを通り後縁よυ流出する系統と、
他の系統は挿入体２の後縁側にも穿孔５を設け、直接後
縁より流出する系統より成っている。この例では後縁に
ピン・フィン１１をもつ構造となっている。
体２の中の冷却流路を２つ以上の部分にわけることも可
能である。この例では、冷却流体流入口が２ケ所あシ、
一方は前縁に向って流れ穿孔５を介し乱流室６に流出し
、しかる後冷気ダクトを通り後縁よυ流出する系統と、
他の系統は挿入体２の後縁側にも穿孔５を設け、直接後
縁より流出する系統より成っている。この例では後縁に
ピン・フィン１１をもつ構造となっている。
さらに、挿入体２から冷気ダクト７につながる穿孔５ば
、挿入体２の前縁側および後縁側ばかりではなく、翼の
冷却性能に応じて遍在適所に設けることも可能である。
、挿入体２の前縁側および後縁側ばかりではなく、翼の
冷却性能に応じて遍在適所に設けることも可能である。
また挿入体２の突出部９をピン・フィン構造とすること
も可能である。
も可能である。
第１図は、本発明による冷却翼の一実施例のコード方向
の断面図、第２図は第１図の冷気ダクトのスパン方向の
断面図、第３図は第１図のスパン方向の断面図、第４図
は本発明の挿入体の斜視図、第５図は竿発明の他の実施
例の断面図である。 １・・・翼、２・・・挿入体、３・・・挿入体の中の冷
却流路、４・・・挿入体の中のリターン部、５・・・挿
入体の穿孔、６・・・乱流室、７・・・冷気ダクト、８
・・冷却孔、９・・・突出部、１０・・・冷却流体流入
口、１１・・・ピン・フィン。 代理人 弁理士 則 近 憲 佑 （ほか１名）第 ２
図 ム 特開昭ＧＯ−１８２３０２（４） 第 ５ 図 ノ １１
の断面図、第２図は第１図の冷気ダクトのスパン方向の
断面図、第３図は第１図のスパン方向の断面図、第４図
は本発明の挿入体の斜視図、第５図は竿発明の他の実施
例の断面図である。 １・・・翼、２・・・挿入体、３・・・挿入体の中の冷
却流路、４・・・挿入体の中のリターン部、５・・・挿
入体の穿孔、６・・・乱流室、７・・・冷気ダクト、８
・・冷却孔、９・・・突出部、１０・・・冷却流体流入
口、１１・・・ピン・フィン。 代理人 弁理士 則 近 憲 佑 （ほか１名）第 ２
図 ム 特開昭ＧＯ−１８２３０２（４） 第 ５ 図 ノ １１
Claims (2)
- （１）冷却流体が翼根部から翼内部に流入し、翼有効部
内部を通過して翼外に流出する形式の中空構造をもつガ
スタービン冷却翼において、翼内部に挿入体を有し、該
挿入体外被には多数の突出部を有し、該突出部は翼内壁
と接合し、冷気ダクトを形成し、該挿入体の先端部ある
いは他の場所には穿孔を設け、該翼内壁と該挿入体との
間に前記冷気ダクトに通じる乱流室を構成し、前記冷気
ダクトは翼後縁あるいは他の場所に設けられた穿孔を通
し翼外に通じ、前記挿入体は翼高さ方向に少なくとも一
度は往復する冷却流路を有し、該挿入体先端部あるいは
他の場所に設けられた穿孔を通し前記乱流室に通じるこ
とを特徴としたガスタービン冷却翼。 - （２）冷気ダクトを構成すべく、翼内壁に突出部を有す
ることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載のガスタ
ービン冷却翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3517184A JPS60182302A (ja) | 1984-02-28 | 1984-02-28 | ガスタ−ビン冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3517184A JPS60182302A (ja) | 1984-02-28 | 1984-02-28 | ガスタ−ビン冷却翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60182302A true JPS60182302A (ja) | 1985-09-17 |
Family
ID=12434406
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3517184A Pending JPS60182302A (ja) | 1984-02-28 | 1984-02-28 | ガスタ−ビン冷却翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS60182302A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH03264706A (ja) * | 1990-03-14 | 1991-11-26 | Toshiba Corp | タービン静翼 |
| US5281084A (en) * | 1990-07-13 | 1994-01-25 | General Electric Company | Curved film cooling holes for gas turbine engine vanes |
| US6174134B1 (en) * | 1999-03-05 | 2001-01-16 | General Electric Company | Multiple impingement airfoil cooling |
| WO2003085235A1 (de) * | 2002-04-08 | 2003-10-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel |
| US20190078446A1 (en) * | 2017-09-11 | 2019-03-14 | MTU Aero Engines AG | Blade of a turbomachine, including a cooling channel and a displacement body situated therein, as well as a method for manufacturing |
| US10260359B2 (en) | 2015-03-18 | 2019-04-16 | Rolls-Royce Plc | Vane |
-
1984
- 1984-02-28 JP JP3517184A patent/JPS60182302A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH03264706A (ja) * | 1990-03-14 | 1991-11-26 | Toshiba Corp | タービン静翼 |
| US5281084A (en) * | 1990-07-13 | 1994-01-25 | General Electric Company | Curved film cooling holes for gas turbine engine vanes |
| US6174134B1 (en) * | 1999-03-05 | 2001-01-16 | General Electric Company | Multiple impingement airfoil cooling |
| WO2003085235A1 (de) * | 2002-04-08 | 2003-10-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel |
| US10260359B2 (en) | 2015-03-18 | 2019-04-16 | Rolls-Royce Plc | Vane |
| US20190078446A1 (en) * | 2017-09-11 | 2019-03-14 | MTU Aero Engines AG | Blade of a turbomachine, including a cooling channel and a displacement body situated therein, as well as a method for manufacturing |
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