JPH1122489A - タービン冷却翼 - Google Patents
タービン冷却翼Info
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- JPH1122489A JPH1122489A JP18012797A JP18012797A JPH1122489A JP H1122489 A JPH1122489 A JP H1122489A JP 18012797 A JP18012797 A JP 18012797A JP 18012797 A JP18012797 A JP 18012797A JP H1122489 A JPH1122489 A JP H1122489A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】冷却媒体により翼内を効果的に冷却させるター
ビン冷却翼を提供する。 【解決手段】本発明に係るタービン冷却翼は、翼通路2
3を流れる冷却媒体CFの横断方向に伝熱促進リブ24
を設け、この伝熱促進リブ24の両側壁22a,22b
のうちの少なくとも一方の間に隙間26を形成したもの
である。
ビン冷却翼を提供する。 【解決手段】本発明に係るタービン冷却翼は、翼通路2
3を流れる冷却媒体CFの横断方向に伝熱促進リブ24
を設け、この伝熱促進リブ24の両側壁22a,22b
のうちの少なくとも一方の間に隙間26を形成したもの
である。
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は、タービン冷却翼に
係り、特に翼内を流れる冷却媒体の冷却能力の向上を図
ったタービン冷却翼に関する。
係り、特に翼内を流れる冷却媒体の冷却能力の向上を図
ったタービン冷却翼に関する。
【0002】
【従来の技術】例えば発電プラントに適用されるガスタ
ービンプラントは、図8に示すように、ガスタービン1
と軸直結した空気圧縮機2の駆動力により空気を高圧化
し、その高圧空気をガスタービン燃焼器3に供給し、ガ
スタービン燃焼器3の内筒4で燃料を燃焼させ、その燃
焼による高温の燃焼ガスをトランジションピース5およ
びガスタービン1のタービン静翼6を経てタービン動翼
7に案内し、このタービン動翼7を回転駆動させてガス
タービン1に膨張仕事をさせる構成になっている。
ービンプラントは、図8に示すように、ガスタービン1
と軸直結した空気圧縮機2の駆動力により空気を高圧化
し、その高圧空気をガスタービン燃焼器3に供給し、ガ
スタービン燃焼器3の内筒4で燃料を燃焼させ、その燃
焼による高温の燃焼ガスをトランジションピース5およ
びガスタービン1のタービン静翼6を経てタービン動翼
7に案内し、このタービン動翼7を回転駆動させてガス
タービン1に膨張仕事をさせる構成になっている。
【0003】ガスタービンプラントの熱効率を向上させ
るには、ガスタービン燃焼器3からガスタービン1に供
給される入口燃焼ガス温度を高温にすると良いことが知
られており、そのために、ガスタービン1の入口燃焼ガ
ス温度の上昇が図られている。ガスタービン1の入口燃
焼ガス温度の上昇に伴い、ガスタービン燃焼器3、ター
ビン静翼6、タービン動翼7等のガスタービン構成部品
は高温燃焼ガスに耐えることのできるタービン材の必要
性が高まり、耐熱性超合金材が現在適用されている。
るには、ガスタービン燃焼器3からガスタービン1に供
給される入口燃焼ガス温度を高温にすると良いことが知
られており、そのために、ガスタービン1の入口燃焼ガ
ス温度の上昇が図られている。ガスタービン1の入口燃
焼ガス温度の上昇に伴い、ガスタービン燃焼器3、ター
ビン静翼6、タービン動翼7等のガスタービン構成部品
は高温燃焼ガスに耐えることのできるタービン材の必要
性が高まり、耐熱性超合金材が現在適用されている。
【0004】現在、ガスタービン1の高温材として適用
されている耐熱性超合金材の限界温度は、800℃〜9
00℃になっているのに対し、ガスタービン1の入口燃
焼ガス温度は1300℃以上に達しており、耐熱性超合
金材料の限界温度を遥かに超えている。したがって、ガ
スタービン1のタービン静翼6やタービン動翼7を限界
温度内に維持し、ガスタービン1の信頼性を確保するに
は、タービン静翼6やタービン動翼7の内部を冷却構造
にする、いわゆるタービン冷却翼の適用が必須となって
いる。
されている耐熱性超合金材の限界温度は、800℃〜9
00℃になっているのに対し、ガスタービン1の入口燃
焼ガス温度は1300℃以上に達しており、耐熱性超合
金材料の限界温度を遥かに超えている。したがって、ガ
スタービン1のタービン静翼6やタービン動翼7を限界
温度内に維持し、ガスタービン1の信頼性を確保するに
は、タービン静翼6やタービン動翼7の内部を冷却構造
にする、いわゆるタービン冷却翼の適用が必須となって
いる。
【0005】一般に、タービン静翼6やタービン動翼7
の内部を、冷却構造にするタービン冷却翼は、空気圧縮
機2途中段落または吐出側の高圧空気の一部を抽出し、
冷却空気としてガスタービン燃焼器3をバイパスさせ、
温度の低い状態で冷却することが多い。ガスタービン燃
焼器3からガスタービン1に供給する入口燃焼ガス温度
が高くなればなるほど冷却空気が必要となる。このた
め、冷却空気は、ガスタービン燃焼器3をバイパスさせ
ている関係上、タービン冷却翼を冷却後、ガスタービン
駆動ガスG(主流)に混合させるまでガスタービン出力
に全く寄与していない。
の内部を、冷却構造にするタービン冷却翼は、空気圧縮
機2途中段落または吐出側の高圧空気の一部を抽出し、
冷却空気としてガスタービン燃焼器3をバイパスさせ、
温度の低い状態で冷却することが多い。ガスタービン燃
焼器3からガスタービン1に供給する入口燃焼ガス温度
が高くなればなるほど冷却空気が必要となる。このた
め、冷却空気は、ガスタービン燃焼器3をバイパスさせ
ている関係上、タービン冷却翼を冷却後、ガスタービン
駆動ガスG(主流)に混合させるまでガスタービン出力
に全く寄与していない。
【0006】したがって、冷却空気のタービン冷却翼へ
の供給量が多いほど、ガスタービン燃焼器3への供給量
がその分だけ減少し、ガスタービンプラントの熱効率は
低下し、ひっかく入口燃焼ガス温度の上昇で得られた、
より高いプラント熱効率が冷却空気の増加で相殺する。
の供給量が多いほど、ガスタービン燃焼器3への供給量
がその分だけ減少し、ガスタービンプラントの熱効率は
低下し、ひっかく入口燃焼ガス温度の上昇で得られた、
より高いプラント熱効率が冷却空気の増加で相殺する。
【0007】このように、ガスタービンプラントの熱効
率を向上させるには、できるだけ少ない冷却空気で効果
的なタービン冷却翼を冷却することが重要になってい
る。
率を向上させるには、できるだけ少ない冷却空気で効果
的なタービン冷却翼を冷却することが重要になってい
る。
【0008】現在、入口燃焼ガス温度1300℃以上に
適用されるタービン冷却翼としてのタービン動翼7は、
図9に示すように、翼有効部8、翼植込み部9、シャン
ク部10、プラットホーム11(翼台)とを備えた構成
になっている。冷却空気ARは、翼植込み部9内を仕切
12に区画された供給通路13a,13b,13cから
供給されている。各供給通路13a,13b,13c
は、翼有効部8の方向に向って絞り通路14a,14
b,14cを形成して冷却空気ARの流速を高めるとと
もに、伝熱促進リブ20を設けて流れの乱れを促進さ
せ、対流冷却を効果的に発揮させることにより冷却能力
を高めている。
適用されるタービン冷却翼としてのタービン動翼7は、
図9に示すように、翼有効部8、翼植込み部9、シャン
ク部10、プラットホーム11(翼台)とを備えた構成
になっている。冷却空気ARは、翼植込み部9内を仕切
12に区画された供給通路13a,13b,13cから
供給されている。各供給通路13a,13b,13c
は、翼有効部8の方向に向って絞り通路14a,14
b,14cを形成して冷却空気ARの流速を高めるとと
もに、伝熱促進リブ20を設けて流れの乱れを促進さ
せ、対流冷却を効果的に発揮させることにより冷却能力
を高めている。
【0009】タービン動翼7の前縁15側の絞り通路1
4aに流入した冷却空気ARは、翼有効部8の内径側か
ら外径側の方向に向って流れながら、対流冷却を行いつ
つ吹き出し孔16からタービン駆動ガスG側に吹き出
し、前縁15にフィルム膜をつくってタービン駆動ガス
Gからタービン動翼7の保護を図っている。また、ター
ビン動翼7の中間部に位置する絞り通路14bに流入し
た冷却空気ARは、翼有効部8の内径側から外径側に流
れた後、反転して再び内径側にリターンする、いわゆる
サーペインタイン状に流れる間に対流冷却を行い、吹き
出し口17からタービン駆動ガスG側に吹き出してい
る。タービン動翼7の後縁18側の絞り通路14cに流
入した冷却空気ARも、翼有効部8の内径側から外径側
の方向に向って流れながら、対流冷却を行いつつ吹き出
し孔19からタービン駆動ガスG側に吹き出している。
4aに流入した冷却空気ARは、翼有効部8の内径側か
ら外径側の方向に向って流れながら、対流冷却を行いつ
つ吹き出し孔16からタービン駆動ガスG側に吹き出
し、前縁15にフィルム膜をつくってタービン駆動ガス
Gからタービン動翼7の保護を図っている。また、ター
ビン動翼7の中間部に位置する絞り通路14bに流入し
た冷却空気ARは、翼有効部8の内径側から外径側に流
れた後、反転して再び内径側にリターンする、いわゆる
サーペインタイン状に流れる間に対流冷却を行い、吹き
出し口17からタービン駆動ガスG側に吹き出してい
る。タービン動翼7の後縁18側の絞り通路14cに流
入した冷却空気ARも、翼有効部8の内径側から外径側
の方向に向って流れながら、対流冷却を行いつつ吹き出
し孔19からタービン駆動ガスG側に吹き出している。
【0010】
【発明が解決しようとする課題】最近のガスタービンプ
ラントでは、今以上の入口燃焼ガスの高温化を求めて開
発が行われており、これに伴って限られた冷却空気でタ
ービン動翼7を効果的に冷却させるには、その翼内の冷
却性能を再度見直す必要がある。その一つに、冷却空気
に乱流を与えて熱伝達係数を高める伝熱促進リブ20が
ある。この伝熱促進リブ20は、図9に示すように、翼
有効部8の各絞り通路14a,14b,14cの内径側
から外径側に向う冷却空気ARの流れに対し、横断的に
設置し、その流れに積極的に乱れを与えて冷却能力を高
めようとしているが、冷却空気ARの流れを子細に観察
してみると、特異な流れが発生している。すなわち、伝
熱促進リブ20は、その後流側の隣りの伝熱促進リブ2
0bとの関係において、一方の伝熱促進リブ20aを飛
び超えて流れてきた冷却空気が隣りの伝熱促進リブ20
bの中間部分の壁面に再び付着する際に熱伝達係数を高
めて冷却能力をより一層発揮させるのに対し、一方の伝
熱促進リブ20aの後流側端縁周辺およびその横断方向
の壁面との端縁周辺で循環流れが発生し、冷却空気の流
れを悪くしており、循環流れの影響を受けて冷却空気の
熱伝達係数を低くしている。
ラントでは、今以上の入口燃焼ガスの高温化を求めて開
発が行われており、これに伴って限られた冷却空気でタ
ービン動翼7を効果的に冷却させるには、その翼内の冷
却性能を再度見直す必要がある。その一つに、冷却空気
に乱流を与えて熱伝達係数を高める伝熱促進リブ20が
ある。この伝熱促進リブ20は、図9に示すように、翼
有効部8の各絞り通路14a,14b,14cの内径側
から外径側に向う冷却空気ARの流れに対し、横断的に
設置し、その流れに積極的に乱れを与えて冷却能力を高
めようとしているが、冷却空気ARの流れを子細に観察
してみると、特異な流れが発生している。すなわち、伝
熱促進リブ20は、その後流側の隣りの伝熱促進リブ2
0bとの関係において、一方の伝熱促進リブ20aを飛
び超えて流れてきた冷却空気が隣りの伝熱促進リブ20
bの中間部分の壁面に再び付着する際に熱伝達係数を高
めて冷却能力をより一層発揮させるのに対し、一方の伝
熱促進リブ20aの後流側端縁周辺およびその横断方向
の壁面との端縁周辺で循環流れが発生し、冷却空気の流
れを悪くしており、循環流れの影響を受けて冷却空気の
熱伝達係数を低くしている。
【0011】このように、タービン動翼7内では、伝熱
促進リブ20の冷却空気ARの流れに対し、乱流促進効
果を高め、一見、翼内全域の均一な冷却化が図られてい
るのように見えていても、実は場所毎に冷却化のレベル
が異なり、メタル(翼壁面)温度にアンバランスが出て
いた。このアンバランスは、メタルの均一な冷却化を図
る上で過量な冷却空気の供給を強いることになり、また
場所毎の熱応力の相違からもたらす熱応力差を招き、材
力強度の低下を引き起す要因になっていた。
促進リブ20の冷却空気ARの流れに対し、乱流促進効
果を高め、一見、翼内全域の均一な冷却化が図られてい
るのように見えていても、実は場所毎に冷却化のレベル
が異なり、メタル(翼壁面)温度にアンバランスが出て
いた。このアンバランスは、メタルの均一な冷却化を図
る上で過量な冷却空気の供給を強いることになり、また
場所毎の熱応力の相違からもたらす熱応力差を招き、材
力強度の低下を引き起す要因になっていた。
【0012】本発明は、このような技術的背景に基づい
てなされたもので、冷却媒体にメタル温度を均一化させ
る効果的な冷却を行わせるとともに、限られた冷却媒体
の消費をより一層少なくしてプラント熱効率の向上を図
ったタービン冷却翼を提供することを目的とする。
てなされたもので、冷却媒体にメタル温度を均一化させ
る効果的な冷却を行わせるとともに、限られた冷却媒体
の消費をより一層少なくしてプラント熱効率の向上を図
ったタービン冷却翼を提供することを目的とする。
【0013】
【課題を解決するための手段】本発明に係るタービン冷
却翼は、上述の目的を達成するために、請求項1に記載
したように、翼内に翼通路を形成したタービン冷却翼に
おいて、翼通路を流れる冷却媒体の横断方向に伝熱促進
リブを設け、この伝熱促進リブの両側壁のうちの少なく
とも一方の間に隙間を形成したものである。
却翼は、上述の目的を達成するために、請求項1に記載
したように、翼内に翼通路を形成したタービン冷却翼に
おいて、翼通路を流れる冷却媒体の横断方向に伝熱促進
リブを設け、この伝熱促進リブの両側壁のうちの少なく
とも一方の間に隙間を形成したものである。
【0014】本発明に係るタービン冷却翼は、上述の目
的を達成するために、請求項2に記載したように、隙間
は、側壁との間の幅をtとし、翼通路の幅をLとすると
き、その隙間幅比t/Lを、
的を達成するために、請求項2に記載したように、隙間
は、側壁との間の幅をtとし、翼通路の幅をLとすると
き、その隙間幅比t/Lを、
【数3】t/L=0.05〜0.2 の範囲に設定したものである。
【0015】本発明に係るタービン冷却翼は、上述の目
的を達成するために、請求項3に記載したように、伝熱
促進リブは、山形状に形成したものである。
的を達成するために、請求項3に記載したように、伝熱
促進リブは、山形状に形成したものである。
【0016】本発明に係るタービン冷却翼は、上述の目
的を達成するために、請求項4に記載したように、山形
状の伝熱促進リブは、冷却媒体の上流側および下流側の
いずれか一方の流れの向きに設置したものである。
的を達成するために、請求項4に記載したように、山形
状の伝熱促進リブは、冷却媒体の上流側および下流側の
いずれか一方の流れの向きに設置したものである。
【0017】本発明に係るタービン冷却翼は、上述の目
的を達成するために、請求項5に記載したように、伝熱
促進リブは、分割片に形成したものである。
的を達成するために、請求項5に記載したように、伝熱
促進リブは、分割片に形成したものである。
【0018】本発明に係るタービン冷却翼は、上述の目
的を達成するために、請求項6に記載したように、分割
片に形成した伝熱促進リブは、翼通路の軸線に対する傾
き角度をαとするとき、
的を達成するために、請求項6に記載したように、分割
片に形成した伝熱促進リブは、翼通路の軸線に対する傾
き角度をαとするとき、
【数4】α=30°〜90° の範囲で翼壁に固設したものである。
【0019】本発明に係るタービン冷却翼は、上述の目
的を達成するために、請求項7に記載したように、分割
片に形成した伝熱促進リブは、両側壁のうちの少なくと
も一方の間に隙間を形成するとともに、上記分割片の中
間部分との間にも隙間を形成したものである。
的を達成するために、請求項7に記載したように、分割
片に形成した伝熱促進リブは、両側壁のうちの少なくと
も一方の間に隙間を形成するとともに、上記分割片の中
間部分との間にも隙間を形成したものである。
【0020】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係るタービン冷却
翼の実施形態を図面を参照して説明する。
翼の実施形態を図面を参照して説明する。
【0021】図1は、本発明に係るタービン冷却翼の実
施形態を示す一部切欠概略斜視図である。なお、図1
は、既に図8で示した翼有効部8内の各絞り通路14
a,14b,14cのうちの一つに対応させている。
施形態を示す一部切欠概略斜視図である。なお、図1
は、既に図8で示した翼有効部8内の各絞り通路14
a,14b,14cのうちの一つに対応させている。
【0022】本実施形態に係るタービン冷却翼21は、
例えば腹側としての翼壁21a、例えば背側としての翼
壁21b、例えば仕切または前縁としての側壁22a、
例えば仕切または後縁としての側壁22bでボックス状
に形成された翼通路23を、その内径側(翼植込み部
側)から外径側(翼頂部側)に向って流れる冷却媒体C
F、例えば空気に対し、横断方向に伝熱促進リブ24を
備えた構成になっている。
例えば腹側としての翼壁21a、例えば背側としての翼
壁21b、例えば仕切または前縁としての側壁22a、
例えば仕切または後縁としての側壁22bでボックス状
に形成された翼通路23を、その内径側(翼植込み部
側)から外径側(翼頂部側)に向って流れる冷却媒体C
F、例えば空気に対し、横断方向に伝熱促進リブ24を
備えた構成になっている。
【0023】この伝熱促進リブ24は、翼壁21a,2
1bに固設し、その端縁25a,25bと側壁22a,
22bのうちの少なくとも一方との間に隙間26を形成
するようになっている。この隙間26は、その幅をtと
し、翼通路23の幅をLとするとき、t=(0.05〜
0.2)×Lの範囲に設定される。
1bに固設し、その端縁25a,25bと側壁22a,
22bのうちの少なくとも一方との間に隙間26を形成
するようになっている。この隙間26は、その幅をtと
し、翼通路23の幅をLとするとき、t=(0.05〜
0.2)×Lの範囲に設定される。
【0024】このように、伝熱促進リブ24の両端縁2
5a,25bを、側壁22a,22bのうちの少なくと
も一方との間に隙間26を形成すると、冷却媒体CF
は、今迄、伝熱促進リブ24を飛び超えていた流線F1
のほかに隙間26を通る流線F2 を発生させる。この流
線F2 は、図2に示すように、今迄、伝熱促進リブ24
の入口端縁E1 側の流線F1 の衝突により生成されてい
た入口側循環流C1 の一部を引き寄せ、その渦度を低く
する。さらに、この流線F2 は、流線F1 の上流側に較
べて相対的に圧力レベルが低くなっている出口端縁E2
で、流線F1 が伝熱促進リブ24を飛び超える際、エネ
ルギの消耗により生成された出口側循環流C2 の渦度を
低くするとともにその一部を引き寄せて上昇流線F3 と
なって一方の伝熱促進リブ24aと隣りの伝熱促進リブ
24bとの中間部分の翼壁21a,21bに再び付着す
る流線F1 と混合させる。
5a,25bを、側壁22a,22bのうちの少なくと
も一方との間に隙間26を形成すると、冷却媒体CF
は、今迄、伝熱促進リブ24を飛び超えていた流線F1
のほかに隙間26を通る流線F2 を発生させる。この流
線F2 は、図2に示すように、今迄、伝熱促進リブ24
の入口端縁E1 側の流線F1 の衝突により生成されてい
た入口側循環流C1 の一部を引き寄せ、その渦度を低く
する。さらに、この流線F2 は、流線F1 の上流側に較
べて相対的に圧力レベルが低くなっている出口端縁E2
で、流線F1 が伝熱促進リブ24を飛び超える際、エネ
ルギの消耗により生成された出口側循環流C2 の渦度を
低くするとともにその一部を引き寄せて上昇流線F3 と
なって一方の伝熱促進リブ24aと隣りの伝熱促進リブ
24bとの中間部分の翼壁21a,21bに再び付着す
る流線F1 と混合させる。
【0025】このように、本実施形態では、伝熱促進リ
ブ24の両縁端のうち、少なくとも一方に隙間26を形
成し、隙間26を通る流線F2 により入口側循環流C1
および出口側循環流C2 の渦度を低くさせるとともに、
出口側循環流C2 の一部を上昇流線F3 として流線F1
に混合させたので、流線F1 の流れを円滑にさせ、これ
に伴って冷却媒体CFの熱伝達係数を従来よりも大幅に
向上させることができる。
ブ24の両縁端のうち、少なくとも一方に隙間26を形
成し、隙間26を通る流線F2 により入口側循環流C1
および出口側循環流C2 の渦度を低くさせるとともに、
出口側循環流C2 の一部を上昇流線F3 として流線F1
に混合させたので、流線F1 の流れを円滑にさせ、これ
に伴って冷却媒体CFの熱伝達係数を従来よりも大幅に
向上させることができる。
【0026】したがって、本実施形態によれば、冷却媒
体CFの熱伝達係数を従来よりも大幅に向上させたの
で、翼内のメタル温度を均一化させることができ、入口
燃焼ガス温度の高温化に充分に対処することができる。
体CFの熱伝達係数を従来よりも大幅に向上させたの
で、翼内のメタル温度を均一化させることができ、入口
燃焼ガス温度の高温化に充分に対処することができる。
【0027】図3は、伝熱促進リブ24の両端縁25
a,25bを、側壁22a,22bのうち、少なくとも
一方との間に隙間26を形成した場合の平均熱伝達係数
と、隙間がない場合の平均熱伝達係数とを対比させたグ
ラフである。隙間がない場合、平均熱伝達係数を1.0
の基準に置いたとき、このグラフでは、隙間26の翼通
路23の幅に対する幅比(t/L)をt/L=0.05
〜0.2の範囲にするとき、最も好まくしい適用範囲で
あることを示している。
a,25bを、側壁22a,22bのうち、少なくとも
一方との間に隙間26を形成した場合の平均熱伝達係数
と、隙間がない場合の平均熱伝達係数とを対比させたグ
ラフである。隙間がない場合、平均熱伝達係数を1.0
の基準に置いたとき、このグラフでは、隙間26の翼通
路23の幅に対する幅比(t/L)をt/L=0.05
〜0.2の範囲にするとき、最も好まくしい適用範囲で
あることを示している。
【0028】図4は、本発明に係るタービン冷却翼の第
2実施形態を示す概略斜視図である。なお、第1実施形
態の構成部品と同一または対応する部分には同一符号を
付す。
2実施形態を示す概略斜視図である。なお、第1実施形
態の構成部品と同一または対応する部分には同一符号を
付す。
【0029】本実施形態は、伝熱促進リブ24を、冷却
媒体CFの上流側および後流側のいずれか一方に向って
山形状に形成するとともに、その両端縁25a,25b
を、側壁22a,22bのうち、少なくとも一方との間
に隙間26を形成する一方、隙間26の幅tの翼通路2
3の幅Lに対する幅比(t/L)を、t/L=0.05
〜0.2の範囲に設定したものである。
媒体CFの上流側および後流側のいずれか一方に向って
山形状に形成するとともに、その両端縁25a,25b
を、側壁22a,22bのうち、少なくとも一方との間
に隙間26を形成する一方、隙間26の幅tの翼通路2
3の幅Lに対する幅比(t/L)を、t/L=0.05
〜0.2の範囲に設定したものである。
【0030】本実施形態では、伝熱促進リブ24を山形
状に形成したので、冷却媒体CFとの衝突面積が増加す
る。
状に形成したので、冷却媒体CFとの衝突面積が増加す
る。
【0031】したがって、本実施形態によれば、冷却媒
体CFの衝突面積を増加させているので、冷却媒体CF
の乱れが従来よりも多くなり、冷却媒体CFの熱伝達係
数を従来より向上させることができる。
体CFの衝突面積を増加させているので、冷却媒体CF
の乱れが従来よりも多くなり、冷却媒体CFの熱伝達係
数を従来より向上させることができる。
【0032】図5は、本発明に係るタービン冷却翼の第
3実施形態を示す概略斜視図である。なお、第1実施形
態の構成部品と同一または対応する部分には同一符号を
付す。
3実施形態を示す概略斜視図である。なお、第1実施形
態の構成部品と同一または対応する部分には同一符号を
付す。
【0033】本実施形態は、伝熱促進リブ24を、分割
片24c,24dにし、各分割片24c,24dを冷却
媒体CFの上流側および下流側のいずれかに向い、かつ
翼通路23の軸線Pに対し、角度αの傾きをもたせて翼
壁21a,21bに固設したものである。
片24c,24dにし、各分割片24c,24dを冷却
媒体CFの上流側および下流側のいずれかに向い、かつ
翼通路23の軸線Pに対し、角度αの傾きをもたせて翼
壁21a,21bに固設したものである。
【0034】また、本実施形態は、第1実施形態と同様
に、各分割片24c,24dを、側壁22a,22bの
うち、少なくとも一方との間に隙間26を形成する一
方、隙間26の幅tの翼通路23の幅Lに対する幅比
(t/L)を、t/L=0.05〜0.2の範囲に設定
したものである。
に、各分割片24c,24dを、側壁22a,22bの
うち、少なくとも一方との間に隙間26を形成する一
方、隙間26の幅tの翼通路23の幅Lに対する幅比
(t/L)を、t/L=0.05〜0.2の範囲に設定
したものである。
【0035】さらに、本実施形態では、各分割片24
c,24dの翼通路23の軸線Pに対する傾き角度α
を、α=30°〜90°の範囲に設定している。
c,24dの翼通路23の軸線Pに対する傾き角度α
を、α=30°〜90°の範囲に設定している。
【0036】この傾き角度αは、図6に示すモデル試験
データによれば、その角度αがα=30°〜90°の範
囲であれば、伝熱促進リブ24がない場合に較べてヌセ
ルト数Nuが全て高いことが認められている。
データによれば、その角度αがα=30°〜90°の範
囲であれば、伝熱促進リブ24がない場合に較べてヌセ
ルト数Nuが全て高いことが認められている。
【0037】したがって、本実施形態では、各分割片2
4c,24dの翼通路23の軸線Pに対する傾き角度α
を、α=30°〜90°の範囲に設定することにより、
冷却媒体CFの熱伝達係数を向上させることができ、冷
却媒体CFの冷却能力を充分に発揮させることができ
る。
4c,24dの翼通路23の軸線Pに対する傾き角度α
を、α=30°〜90°の範囲に設定することにより、
冷却媒体CFの熱伝達係数を向上させることができ、冷
却媒体CFの冷却能力を充分に発揮させることができ
る。
【0038】図7は、本発明に係るタービン冷却翼の第
4実施形態を示す概略斜視図である。なお、第1実施形
態の構成部品と同一または対応する部分には同一符号を
付す。
4実施形態を示す概略斜視図である。なお、第1実施形
態の構成部品と同一または対応する部分には同一符号を
付す。
【0039】本実施形態は、伝熱促進リブ24を、分割
片24c,24dとし、各分割片24c,24dを、側
壁22a,22bのうち、少なくとも一方との間に隙間
26を形成するとともに、各分割片24c,24dの中
間部分にも隙間26を形成したものである。
片24c,24dとし、各分割片24c,24dを、側
壁22a,22bのうち、少なくとも一方との間に隙間
26を形成するとともに、各分割片24c,24dの中
間部分にも隙間26を形成したものである。
【0040】各隙間26,26の幅tは、翼通路23の
幅Lに対する幅比(t/L)は、t/L=0.05〜
0.2の範囲に設定している。
幅Lに対する幅比(t/L)は、t/L=0.05〜
0.2の範囲に設定している。
【0041】このように、本実施形態では、各隙間2
6,26の幅tの翼通路23の幅Lに対する幅比(t/
L)を、t/L=0.05〜0.2の範囲に設定したの
で、第1実施形態と同様に、入口側循環流C1 および出
口側循環流C2 の渦度を低くすることができ、冷却媒体
CFの流れを円滑化でき、これに伴って冷却媒体CFの
熱伝達係数を従来よりも大幅に向上させることができ
る。
6,26の幅tの翼通路23の幅Lに対する幅比(t/
L)を、t/L=0.05〜0.2の範囲に設定したの
で、第1実施形態と同様に、入口側循環流C1 および出
口側循環流C2 の渦度を低くすることができ、冷却媒体
CFの流れを円滑化でき、これに伴って冷却媒体CFの
熱伝達係数を従来よりも大幅に向上させることができ
る。
【0042】
【発明の効果】以上の説明の通り、本発明に係るタービ
ン冷却翼は、翼通路を形成する翼壁に伝熱促進リブを固
設し、伝熱促進リブの端縁を、両側壁のうち、少なくと
も一方との間に隙間を形成するとともに、隙間の幅tの
翼通路の幅Lに対する幅比(t/L)を、t/L=0.
05〜0.2の範囲に設定したので、冷却媒体の熱伝達
係数を従来よりも大幅に向上させることができ、限られ
た冷却媒体でもその冷却能力を充分に発揮させることが
できる等の優れた効果を奏する。
ン冷却翼は、翼通路を形成する翼壁に伝熱促進リブを固
設し、伝熱促進リブの端縁を、両側壁のうち、少なくと
も一方との間に隙間を形成するとともに、隙間の幅tの
翼通路の幅Lに対する幅比(t/L)を、t/L=0.
05〜0.2の範囲に設定したので、冷却媒体の熱伝達
係数を従来よりも大幅に向上させることができ、限られ
た冷却媒体でもその冷却能力を充分に発揮させることが
できる等の優れた効果を奏する。
【図1】本発明に係るタービン冷却翼の第1実施形態を
示す一部切欠概略斜視図。
示す一部切欠概略斜視図。
【図2】図1のA−A矢視方向から観察した冷却媒体の
流線の挙動を説明する図。
流線の挙動を説明する図。
【図3】従来のタービン冷却翼内を流れる冷却媒体平均
熱伝達係数を1.0にした場合、その基準値に対する本
発明に係るタービン冷却翼内を流れる冷却媒体の熱伝達
係数を示すグラフ。
熱伝達係数を1.0にした場合、その基準値に対する本
発明に係るタービン冷却翼内を流れる冷却媒体の熱伝達
係数を示すグラフ。
【図4】本発明に係るタービン冷却翼の第2実施形態を
示す一部切欠概略斜視図。
示す一部切欠概略斜視図。
【図5】本発明に係るタービン冷却翼の第3実施形態を
示す一部切欠概略斜視図。
示す一部切欠概略斜視図。
【図6】本発明に係るタービン冷却翼内に伝達促進リブ
を設け、伝熱促進リブを分割片にし、各分割片の翼壁に
固設する傾き角度を変化させた場合のヌセルト数を示す
グラフ。
を設け、伝熱促進リブを分割片にし、各分割片の翼壁に
固設する傾き角度を変化させた場合のヌセルト数を示す
グラフ。
【図7】本発明に係るタービン冷却翼の第4実施形態を
示す一部切欠概略斜視図。
示す一部切欠概略斜視図。
【図8】一般的なガスタービンプラントを示す一部切欠
部分断面図。
部分断面図。
【図9】従来のガスタービンに適用するタービン動翼の
縦断面図。
縦断面図。
1 ガスタービン 2 空気圧縮機 3 ガスタービン燃焼器 4 内筒 5 トランジションピース 6 タービン静翼 7 タービン動翼 8 翼有効部 9 翼植込み部 10 シャンク部 11 プラットホーム 12 仕切 13a,13b,13c 供給通路 14a,14b,14c 絞り通路 15 前縁 16 吹き出し孔 17 吹き出し口 18 後縁 19 吹き出し孔 20 伝熱促進リブ 21 タービン冷却翼 21a,21b 翼壁 22a,22b 側壁 23 翼通路 24 伝熱促進リブ 25a,25b 端縁 26 隙間
Claims (7)
- 【請求項1】 翼内に翼通路を形成したタービン冷却翼
において、翼通路を流れる冷却媒体の横断方向に伝熱促
進リブを設け、この伝熱促進リブの両側壁のうちの少な
くとも一方の間に隙間を形成したことを特徴とするター
ビン冷却翼。 - 【請求項2】 隙間は、側壁との間の幅をtとし、翼通
路の幅をLとするとき、その隙間幅比t/Lを、 【数1】t/L=0.05〜0.2 の範囲に設定したことを特徴とする請求項1記載のター
ビン冷却翼。 - 【請求項3】 伝熱促進リブは、山形状に形成したこと
を特徴とする請求項1記載のタービン冷却翼。 - 【請求項4】 山形状の伝熱促進リブは、冷却媒体の上
流側および下流側のいずれか一方の流れの向きに設置し
たことを特徴とする請求項3記載のタービン冷却翼。 - 【請求項5】 伝熱促進リブは、分割片に形成したこと
を特徴とする請求項1記載のタービン冷却翼。 - 【請求項6】 分割片に形成した伝熱促進リブは、翼通
路の軸線に対する傾き角度をαとするとき、 【数2】α=30°〜90° の範囲で翼壁に固設したことを特徴とする請求項5記載
のタービン冷却翼。 - 【請求項7】 分割片に形成した伝熱促進リブは、両側
壁のうちの少なくとも一方の間に隙間を形成するととも
に、上記分割片の中間部分との間にも隙間を形成したこ
とを特徴とする請求項5記載のタービン冷却翼。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP18012797A JPH1122489A (ja) | 1997-07-04 | 1997-07-04 | タービン冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP18012797A JPH1122489A (ja) | 1997-07-04 | 1997-07-04 | タービン冷却翼 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH1122489A true JPH1122489A (ja) | 1999-01-26 |
Family
ID=16077899
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP18012797A Pending JPH1122489A (ja) | 1997-07-04 | 1997-07-04 | タービン冷却翼 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH1122489A (ja) |
Cited By (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2000291406A (ja) * | 1999-03-05 | 2000-10-17 | General Electric Co <Ge> | 多重衝突翼冷却 |
JP2001132406A (ja) * | 1999-09-07 | 2001-05-15 | General Electric Co <Ge> | 内部冷却式動翼先端シュラウド |
KR20020089137A (ko) * | 2001-05-21 | 2002-11-29 | 조형희 | 내부유로에 복합각도의 경사요철을 지닌 가스 터빈의 터빈블레이드 |
JP2006312931A (ja) * | 2005-04-04 | 2006-11-16 | Hitachi Ltd | 内部に冷却通路を有する部材 |
JP2007182777A (ja) * | 2006-01-05 | 2007-07-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 冷却翼 |
JP2008002465A (ja) * | 2006-06-22 | 2008-01-10 | United Technol Corp <Utc> | タービンエンジン構成部品 |
US7355358B2 (en) | 2003-10-23 | 2008-04-08 | Hewlett-Packard Development Company, L.P. | Configurable H-bridge circuit |
JP2010043568A (ja) * | 2008-08-11 | 2010-02-25 | Ihi Corp | タービン翼及びタービン翼後縁部の放熱促進部品 |
KR20150056378A (ko) * | 2013-11-15 | 2015-05-26 | 삼성테크윈 주식회사 | 터빈 |
JP2016503850A (ja) * | 2012-12-14 | 2016-02-08 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | サーペンタイン冷却回路及びアキシアル方向先端部冷却回路が組み込まれたタービンブレード |
-
1997
- 1997-07-04 JP JP18012797A patent/JPH1122489A/ja active Pending
Cited By (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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