JPH06102963B2 - ガスタ−ビン空冷翼 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 ［発明の属する技術分野］ 本発明はガスタービン空冷翼に係り、特に冷却性能を向
上させた翼に関する。

［従来技術とその問題点］ 周知のように、ガスタービンは往復機関に比較して小型
軽量で大馬力が得られるなどの多くの利点を有してい
る。

このようなガスタービン、たとえば等圧燃焼式のものを
例にとると、通常第１図に示すように筒状のケーシング
１内に軸２を回転自在に設け、この軸２の両端部とケー
シンズ１との間にそれぞれ圧縮機３とパワータービン４
とを構成し、圧縮機３で圧縮された高圧空気で燃焼器５
内の圧力を高め、この状態で燃料を噴射させて燃焼さ
せ、この燃焼によって生じた超高圧の高温ガスをパワー
タービン４に導いて膨張させることにより、軸２の回転
動力を得るように構成されている。そして、圧縮機３
は、図の場合では案内羽根６と回転羽根７とを軸方向へ
配列して軸流型とし、また、パワータービン４は軸２に
固定された動翼８とケーシング１に固定された静翼９と
を軸方向へ交互に配列して構成されている。

ところで、上記のようなガスタービンにおいて、効率を
向上させる為にはパワータービン４の入口におけるガス
温度を高めることが最も有効な手段であると云われてい
る。しかし、パワータービン４を構成する金属材料の許
容温度は、一般的に、850℃程度であり、これ以上にガ
ス温度を上げるにはパワータービン４を構成する部材、
特に翼を効率よく冷却する必要がある。

従来用いられている空気冷却方式を採用した代表的な例
を第２図，第３図に示す。ここでは翼根元10から供給さ
れる冷却空気は、ひとつは翼前縁部11へ供給され、対流
冷却並びに翼前縁12に設けられたフィルム孔13から冷却
空気を吹き出し、フィルム冷却がなされる。翼中央部14
に供給される冷却空気は翼後縁から翼前縁方向へ向かっ
てのリターンフロー流路が形成され対流冷却がなされ
る。当然ながら途中、翼の腹側、背側に設けられたフィ
ルム孔15,16からは冷却空気が吹き出され、フィルム冷
却がなされる。翼内壁には熱伝達を促進させる為の突起
であるタービュレンスプロモータ17が流れに対向して設
けられている。翼後縁部18へ供給される冷却空気は内部
流れに対向して設けられたピンフィン19によるピンフィ
ン対流冷却がなされ、翼後縁20から吹き抜ける構造とな
っている。

このような翼においては、特に翼中央部のリターンフロ
ー部で翼内部を通過する冷却空気温度は流れに沿って徐
々に上昇する為に最後のリターン流路部では適切な冷却
効果が得られない等の問題があった。これは第４図，第
５図の翼外周部の熱伝達率分布に示すように、翼の背側
で最後のリターン流路に位置するＳ領域では熱伝達率の
値がかなり高くなっており、従って翼外面からの熱移動
が大きく、特に翼内部冷却が必要とされるにもかかわら
ず、上述の理由から翼内部での対流冷却が悪化し翼金属
温度が局所的に高くなってしまうからである。仮にこの
ような問題を取除く為に翼内部流路を逆方向に流すとす
ると、今度は翼の腹側に位置するＰ領域の翼金属温度が
上述と同理由から局所的に高くなり、翼母材を一様な温
度に保つのが困難になる。又、翼先端キャップにおいて
も、翼内部からの有効な冷却効果が得られない等の問題
もあった。

近年高効率のガスタービン装置の開発が進められてお
り、ますます主流ガス温度が上昇する傾向にあり、冷却
効果の優れたガスタービン冷却翼の出現が強く望まれて
いる。

［発明の目的］ 本発明は、このような事情に鑑みてなされたもので、そ
の目的とするところは、高温のガスにさらされるガスタ
ービン翼の冷却性能の向上にあり、特に翼の背側、腹側
共翼内で効率の良い対流冷却を行い、翼母材の温度低
減、温度分布の一様化を図ったガスタービン空冷翼を提
供することにある。

［発明の概要］ 本発明は高温、高圧ガスにさらされるガスタービン空冷
翼において翼内部中央のリターンフロー流路を有する翼
にあっては、その冷却空気供給部を翼の腹側と翼の背側
で独自に設け、翼腹側部では翼後縁方向から翼前縁方向
に向かって冷却空気が流動し、翼背側部では翼前縁方向
から翼後縁方向へ向かって冷却空気が流動するように構
成するとともに、いずれか一方のリターンフロー流路の
終端部を翼先端内部に設けられたセルへ導き、さらに翼
先端キャップの腹側に設けられた小孔から冷却空気を吹
き出すことによって翼母材の温度低減、温度分布を均一
化させたことを特徴とするガスタービン空冷翼を提供す
る。

［発明の効果］ 本発明によれば、リターンフロー冷却方式による翼背
側、腹側の翼母材温度分布の均一化並びに温度低減化さ
らには翼先端部付近の冷却性能の向上、翼先端とケーシ
ングからの主流ガスリークによる翼列性能低下の防止が
施されたガスタービン空冷翼を提供することが可能とな
る。

［発明の実施例］ 本発明の実施例を図面により説明する。

第６図は本発明による翼コード方向の断面図を示すもの
であり、翼中央部に位置するリターンフロー部は翼の背
側、腹側で二分され、それぞれ独自に冷却空気が供給、
流通される。そして、翼外周面の熱伝達率が高いとされ
る位置を冷却空気供給口21,22とし、翼の背側では翼の
前縁方向から翼後縁方向へ、翼の腹側ではその逆にして
互いに対向して流れるようになっている。第７図は第６
図における線A-B-C-Dで結ぶ半径方向の翼背側の断面を
示すものであり、翼中央部の冷却空気供給口21へ供給さ
れた冷却空気は翼後縁方向へ向かってリターンフロー流
路を辿り、翼先端内部に設けられたセル23へ導かれる。
又、ここでは翼内側の熱伝達率を促進させるためのター
ビュレンスプロモータの突起24が流れに対向して設けら
れている。さらに翼先端キャップ25には第９図に示すよ
うに翼腹側に沿って複数個のフィルム孔26が設けられて
おり、この部分から冷却空気が吹き出され、翼先端部の
冷却並びに翼先端とケーシング間のエアーシールも合せ
て行われる。第８図は第６図における線A-E-C-Dで結ば
れる半径方向の翼腹側の断面図を示すものであり、翼中
央部の冷却空気供給口22に供給される冷却空気は翼後縁
部から翼前縁方向に向かってフィルム冷却を行いながら
リターンフロー流路を辿る。

以上のような構造にすることにより、従来困難であった
リターンフロー冷却方式による翼背側、腹側の翼金属温
度分布の均一化並びに温度低減化さらには翼先端部付近
の冷却性能向上、翼先端とケーシング間からの主流ガス
リークによる翼列性能低下の防止が施された優れたガス
タービン空冷翼を提供することが可能となった。

［発明の他の実施例］ 本発明による冷却翼内部構造は特に翼背側へ供給された
冷却空気の一部が翼先端部の冷却に使用されているが翼
内部流動条件から翼腹側へ供給される冷却空気の一部を
翼先端部の冷却に用いてもいっこうにかまわない。

又、本発明に係る翼は高温、高圧用のガスタービン装置
において、高圧段動、静翼の冷却を必要とされる翼に広
く適用できる。

【図面の簡単な説明】

第１図はガスタービンを一部切欠して示す側面図、第２
図は従来用いられる空冷タービン翼の構造図、第３図は
第２図におけるZ-Z断面図、第４図は翼外周面での熱伝
達率分布を説明する為に示す図、第５図は翼外周面を説
明するために示す図、第６図は本発明におけるガスター
ビン空冷翼の一実施例の断面図、第７図は第６図におけ
るA-B-C-D断面を示す縦断面図、第８図は第６図におけ
るA-E-C-D断面を示す縦断面図、第９図は第７図，第８
図におけるX-X断面を示す横断面図である。 21,22……冷却空気供給口、23……セル、25……キャッ
プ

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】翼根元から冷却空気が供給され、リターン
   フローによって冷却されるガスタービン空冷翼におい
   て、翼内部のリターンフロー流路が翼の腹側部と背側部
   とに独立して設けられ、翼腹側部では翼後縁方向から翼
   前縁方向に向かって冷却空気が流動し、翼背側部では翼
   前縁方向から翼後縁方向へ向かって冷却空気が流動する
   ように構成されていることを特徴とするガスタービン空
   冷翼。
2. 【請求項２】翼内部のリターンフロー流路における翼腹
   側及び翼背側のどちらか一方のリターンフロー流路の終
   端部は、翼先端の内部空間へ導かれ、さらに翼先端部の
   翼腹側に面して設けられた複数個の小孔から冷却空気を
   吹き出すように構成されてい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空冷翼。