JPS6237201B2 - - Google Patents

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JPS6237201B2
JPS6237201B2 JP54103222A JP10322279A JPS6237201B2 JP S6237201 B2 JPS6237201 B2 JP S6237201B2 JP 54103222 A JP54103222 A JP 54103222A JP 10322279 A JP10322279 A JP 10322279A JP S6237201 B2 JPS6237201 B2 JP S6237201B2
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JP
Japan
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airfoil
recess
radially
extending
cooling
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JP54103222A
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English (en)
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JPS5584803A (en
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Teron Buradei Buruusu
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General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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Publication date
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Publication of JPS6237201B2 publication Critical patent/JPS6237201B2/ja
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    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はターボ機械に関し、特に、ガスタービ
ンエンジンと関連する膜冷却翼形体に関する。
ガスタービンエンジンの高温ガス環境において
働くタービン羽根のような翼形体は、エンジンの
寿命を延ばしてエンジン整備費を安くするには、
流体媒体によつて冷却されなければならない。空
気をエンジンの圧縮機部から翼形体内の空洞に導
き、そこから、翼形体の壁を貫通する一連の通路
に通すことが普通行われている。通路から出た空
気は、翼形体の表面と、エンジン内を流れる高温
ガスとの間を移動する冷却空気の膜を形成する。
この冷却空気の移動膜は高温ガスと翼形体表面と
の間の障害物となつて、ガスから翼形体表面への
熱伝達を妨げる。その結果、翼形体の寿命は長く
なる。
従来の装置と関連する冷却通路は翼形体の表面
に広い間隔を置いて配設されてきた。従つて、冷
却空気は、冷却通路から流出する際、冷却空気に
欠ける伴流によつて分離された複数の個別噴流の
形をとる。その結果、エンジン内を流れる高温ガ
ス流が翼形体の表面と接触し得る伴流域に細長い
高温帯条が出現する。翼形体表面には高温域と低
温域が交互に存在するようになり、その結果、熱
応力勾配と過熱点とが発生し、翼形体の寿命が短
くなる。従来の幾種かの冷却方式ではこれらの欠
点を除去することが試みられた。例えば、米国特
許第3527543号に示されている装置は、互いに先
細となる個別の冷却空気噴流を放出するような末
広冷却通路を用いる。しかし、この引例の装置で
は、冷却通路の出口における通路相互間隔は通路
の幅より実質的に大きい。したがつて、冷却通路
にテーパがついていても伴流は除去されず、翼形
体は依然として前述の欠点をもつことになる。本
発明は冷却空気膜を翼形体表面に形成する複数の
冷却空気通路を有する従来の翼形体と関連する伴
流を除去することを主眼とする。
従つて、本発明の目的は冷却空気が翼形体表面
上に連続膜の形態をなして導かれるような膜冷却
翼形体を提供することである。
簡略に述べると、以下の説明と添付の図面から
明らかになるはずの上記および他の目的を達成す
るために、本発明は、一態様において、凹形と凸
形の外壁をもつ１対の相隔たる壁体を有する膜冷
却翼形体を提供する。少なくとも１対の相隔たる
隣接冷却通路が、冷却空気の空洞と連通する入口
と、冷却空気を両外壁面の一つに沿う薄い連続膜
として放出する出口とを有する。通路間には隔壁
が配設され、通路の各々の一部を画成する１対の
逆向きの通路壁面を有する。通路壁面の相互間隔
は下流方向に向かつて第１上流値から通路出口に
おける第２下流値まで減少する。上述の間隔は通
路出口の幅より実質的に小さく、従つて、膜内の
伴流形成を防止する。
次に添付の図面を参照して本発明の好適実施例
を説明する。
第１図は本発明による翼形体を総体的に１０で
示す斜視図である。本発明を説明するため、「半
径方向」または同様の用語は第１図における垂直
向きの線に概して沿う方向を意味する。「軸方
向」または同様の語は、高温ガスが翼形体１０を
前縁から後縁に向かつて通路する方向の線に概し
て沿う方向を意味する。半径方向と軸方向の両用
語は、翼形体がガスタービンエンジンにおいて占
める正常な位置に対して翼形体を記述するにふさ
わしいように選択されている。「上流」および
「下流」という用語は、本明細書では、流体の流
れに関するある箇所の他の箇所に対する相対的な
位置を示すために用いられている。
従つて、翼形体１０は半径方向および軸方向に
延在する１対の相隔たる薄い壁体１２，１４から
成り両壁体は上流端で合体して翼形体１０の前縁
部１６を形成し、また下流端で合体して翼形体１
０の後縁１８を形成する。翼形体１０はさらに半
径方向内端１３と半径方向外端１５を有する。
翼形体１０は凹面２０と凸面２２を有し両面は
それぞれ壁体１２，１４の外壁面からなり、前縁
部１６と後縁部１８とを構成する壁体１２，１４
の部分を含む。翼形体１０はまた複数の空洞２
４，２６，２８を有し、これらの空洞は内端１３
から外端１５まで半径方向に延在する。空洞２
４，２６，２８は相隔たる壁体１２，１４間およ
び前縁部１６と後縁部１８との間に軸方向に相隔
たつて互いに隣接している。圧縮空気源（図示せ
ず）からの冷却空気、例えば、ガスタービンエン
ジンの圧縮機からの冷却空気は空洞２４，２６，
２８に流入する。複数の空洞２４，２６，２８を
図示してあるが、本発明の一部を構成する膜冷却
構造として以下に述べるものは、空洞２８と関連
するものである。しかし、空洞２４，２６も同様
にこのような膜冷却構造と協働し得ることを理解
されたい。
第２図は第１図の線２―２に沿う翼形体１０の
断面図であり、第３図は第２図の線３―３に沿う
翼形体１０の部分断面図である。両図を参照する
に、翼形体１０は壁体１２に形成された凹み３０
を有し、この凹みは後縁部１８において外側凹面
２０の一部をなす。凹み３０は翼形体１０の半径
方向外端１５から半径方向内端１３まで翼形体１
０を実質的に半径方向に横切つて延在する。凹み
３０は、半径方向に延在する面３２と、底面３３
と、相隔たる側壁３４，３６とによつて画成さ
れ、面３２は下流方向に面し且つ翼形体１０を実
質的に半径方向に横切つて延在する。凹み３０は
軸方向にテーパがついている。すなわち、凹み３
０の深さは下流方向に向かつて減少し、底面３３
は最後には凹み３０の最下流部において凹面２０
と合している。
壁体１２には複数の細長い、半径方向に相隔た
る個別の冷却通路３８が配設され、空洞２８から
壁体１２を通る冷却空気流の通路として働く。各
通路３８はそれを空洞２８と連通させる入口４０
を有する。また、各通路３８は、翼形体１０を通
過する高温ガス流にほぼ平行な方向に冷却空気を
放出する出口４２を有する。通路３８の出口４２
は、あらかじめ選定された大きさｂの半径方向出
口幅を有する。
個別の冷却通路３８は複数の隔壁４４によつて
相隔てられている。各隔壁４４は隣接冷却通路３
８間に設けられ、１対の概して逆向きの通路壁面
４６，４８を有する。両面は半径方向に相隔た
り、離隔隣接冷却通路３８の一部を形成する。さ
らに詳述すると、各隔壁４４は、一つの通路３８
の半径方向に面する片側を画成する通路壁面４６
を有し、また、同一隔壁４４は、隣接通路３８の
半径方向に面する片側を画成する逆向きの通路壁
面４８を有する。
隔壁４４は下流方向に向かつて先細になつてい
る。すなわち、各隔壁４４の通路表面４６，４８
は、離隔幅ｃだけ半径方向に相隔たつており、こ
の離隔幅ｃは上流の入口４０の近辺で第１上流値
を有する。通路入口４０と通路出口４２の間に存
する位置５０から始まつて、表面４６，４８間の
離隔幅ｃは下流方向に向かつて前記第１上流値か
ら第２下流値へと減少する。すなわち、位置５０
の下流の任意の点における表面４６，４８間の離
隔幅ｃは位置５０の上流における表面４６，４８
間の離隔幅ｃより小さい。隔壁４４はこのように
先細になつているので、逆向きの両表面４６，４
８は通路３８の出口４２近辺で互いに交接して隔
壁４４の下流縁５２を形成する。出口４２におけ
る両表面４６，４８間の離隔幅ｃは通路出口４２
の半径方向幅の大きさｂより実質的に小さい。す
なわち、出口４２近辺の通路３８の相互間隔は通
路幅より実質的に小さく、従つて、伴流を形成す
る傾向は従来の装置に比べて大いに減少する。好
適態様において、両表面４６，４８は出口近くで
交接してナイフ状の端縁５２を形成し、従つて、
端縁５２における表面４６，４８間の前述の間隔
は実質的にゼロである。
端縁５２はナイフ形であるから、従来の装置と
関連する有害な伴流は形成されない。
ナイフ状端縁５２と通路出口４２は凹み３０の
面３２と実質的に同一面上にあり、従つて、通路
３８は凹み３０に開通している。隔壁４４は先細
になつてナイフ状の下流縁５２で終つているの
で、通路３８から出口４２を通つて流出する冷却
空気は半径方向に実質的に連続しており、従来装
置と関連する伴流は存在しないことが観察され
る。従つて、冷却空気の連続膜が凹み３０の底面
に付着し、翼形体１０を通過して流れる高温ガス
から表面３３を保護する移動障壁膜となる。こう
して、翼形体１０の後縁部１８が膜冷却される。
第４図は第１図に示した本発明の好適実施例を
少し改変したものを示す。第４図において、凹み
３０は第１図の実施例に示したものよりさらに上
流に設けられている。他のすべての点では、第４
図に示した構造は第１，２，３図の好適実施例の
構造と同じである。凹み３０をこのように設ける
と、冷却空気は出口４２から流出し、底面３３に
沿つて下流方向に連続膜として流れて凹み３０の
下流端に達し、凹面２０に付着する。それから冷
却空気は表面２０上を連続膜として前縁部１６か
ら遠ざかる方向に流れる。従つて、表面２０は翼
形体１０を通過する高温ガスから保護される。ま
た、ここで述べておくべきことは、一連の軸方向
に続く凹み３０を利用し得ることであり、この場
合、各凹み３０は、それを内部空洞２４，２６，
２８の一つと連結する通路と関連する。このよう
な構造では、各凹み３０は、直前の上流凹み３０
が高温ガスに対する保護障害膜としての効果を失
い始める箇所に近接する軸方向位置に設けられ
る。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明による翼形体の斜視図、第２図
は第１図の線２―２に沿う翼形体の断面図、第３
図は第２図の線３―３に沿う翼形体の部分断面
図、第４図は本発明の代替実施例を示す断面図で
ある。 １０…翼形体、１２，１４…壁体、２０…凹
面、２２…凸面、２８…空洞、３８…冷却通路、
４０…通路入口、４２…通路出口、４４…隔壁、
４６，４８…隔壁表面、５２…下流縁。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 高温ガス流が内部を流れるガスタービンエン
    ジン用の膜冷却翼形体であつて、 半径方向および軸方向に延在する翼形体と、半
    径方向に延在する内部空洞と、前記翼形体に配置
    されたテーパ付き凹みと、半径方向に相隔たる複
    数個の隣接冷却通路と、軸方向に延在する隔壁と
    を含み、 前記翼形体は前縁部と、後縁部と、軸方向およ
    び半径方向に延在する凹形および凸形外壁面を有
    する１対の相隔たる壁体とを有し、 前記内部空洞は前記相隔たる壁体の間に有り、
    圧縮空気源から冷却空気を受入れ、 前記凹みは膜冷却空気を運び且つ前記後縁部で
    １つの前記外壁面の１部をなし、該凹みは前記翼
    形体を略半径方向に横切つて延在し且つ凹みの深
    さは下流方向に向つて減少するように下流方向に
    向つてテーパがついており、該凹みは最上流部で
    前記翼形体を略横切つて半径方向に延在し且つ下
    流方向に面している面によつて少なくとも部分的
    に画成され、更に前記高温ガス流に面し且つ１つ
    の前記外壁面の１部をなす半径方向且つ軸方向延
    在の凹み底面によつて画成され、 各々の前記隣接冷却通路は該冷却通路を前記空
    洞に連通させる入口と、前記半径方向に延在する
    面に出口とを有し、該出口は前記凹み底面に沿つ
    て前記冷却空気を薄い連続膜にして吐出し、該連
    続膜は前記凹み底面と前記高温ガス流の間の障壁
    膜を作り、前記出口は所定の寸法の出口幅を有
    し、 各々の前記隔壁は隣接冷却通路間に配置され、
    前記空洞から前記凹みに延びて前記半径方向延在
    面と同一平面のナイフ形端縁で終端し、各々の前
    記隔壁は前記隣接通路の少なくとも１部を画成す
    る一対の略逆向きの離隔通路壁面を含み、該一対
    の壁面は前記入口の第１上流値から前記ナイフ形
    端縁の第２下流値へ減少する離隔幅を有し、該先
    細の離隔幅により該隔壁の略軸方向範囲全体にわ
    たつてテーパが付けられ、こうして吐出冷却空気
    が伴流を形成しないで冷却空気を膜状に吐出でき
    る膜冷却翼形体。
JP10322279A 1978-12-15 1979-08-15 Membrane cooling wing body Granted JPS5584803A (en)

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US05/969,914 US4303374A (en) 1978-12-15 1978-12-15 Film cooled airfoil body

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JPS5584803A JPS5584803A (en) 1980-06-26
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DE (1) DE2930949A1 (ja)
FR (1) FR2444158A1 (ja)
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