JPS5847102A - ガスタ−ビン冷却翼 - Google Patents
ガスタ−ビン冷却翼Info
- Publication number
- JPS5847102A JPS5847102A JP14228481A JP14228481A JPS5847102A JP S5847102 A JPS5847102 A JP S5847102A JP 14228481 A JP14228481 A JP 14228481A JP 14228481 A JP14228481 A JP 14228481A JP S5847102 A JPS5847102 A JP S5847102A
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- JP
- Japan
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- blade
- core
- section
- rotor blade
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- Pending
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 33
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims 1
- 238000002513 implantation Methods 0.000 description 7
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 239000007943 implant Substances 0.000 description 3
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 2
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 2
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000004575 stone Substances 0.000 description 1
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
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
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】
本発明社、ガスタービン冷却翼Ｋｆｉｊ１．４１ＫＩＩ
ｌ翼の中空部内に動翼の冷却を行なう中手を備え九ガス
タービン冷却翼に関す石。
ｌ翼の中空部内に動翼の冷却を行なう中手を備え九ガス
タービン冷却翼に関す石。
一般ｋ、ガスタービン０熱効率を向上させるためＫはタ
ービン入口温度を上昇させるが、そのた、め動翼辻亀的
Ｋｗ酷な条件下にさらされる。そ仁で、動翼の内外面を
冷却空気でもって冷却する各種の冷却装装置が考えられ
てい蚤が、中でも特に動翼内部に中子を設置し、その中
子のｌ！面に設けられた多数Ｏ細孔から動翼の直面に向
うて冷却空気の高速の噴流を衝突さ゛せて冷却するイン
ピンジ冷却方式は冷却性能が優れているため、タービン
効率を上昇させる有力表冷却方式であった。。
ービン入口温度を上昇させるが、そのた、め動翼辻亀的
Ｋｗ酷な条件下にさらされる。そ仁で、動翼の内外面を
冷却空気でもって冷却する各種の冷却装装置が考えられ
てい蚤が、中でも特に動翼内部に中子を設置し、その中
子のｌ！面に設けられた多数Ｏ細孔から動翼の直面に向
うて冷却空気の高速の噴流を衝突さ゛せて冷却するイン
ピンジ冷却方式は冷却性能が優れているため、タービン
効率を上昇させる有力表冷却方式であった。。
ヒのような冷却方式を採用した従来のガスタービン冷却
翼は第１図乃至第１ｒｌｌＪＫ示されている。
翼は第１図乃至第１ｒｌｌＪＫ示されている。
側１図において、符号１社中空状の動翼であシ。
その動翼ｌは先端に設けられる翼部２と、中央に設けら
れるプラットホ一本部３と、後端に設けられるシャンク
部゛ダ及び翼植込み部ｊとから構成されている。これら
各部の中心は第１図に示すように動翼ｌの軸方向の軸２
上に来るように構成され。
れるプラットホ一本部３と、後端に設けられるシャンク
部゛ダ及び翼植込み部ｊとから構成されている。これら
各部の中心は第１図に示すように動翼ｌの軸方向の軸２
上に来るように構成され。
高速ガスの流れ方向の軸Ｘと上記軸２とのプラットホー
ム部Ｊ上の交点を原点Ｏと定める。
ム部Ｊ上の交点を原点Ｏと定める。
上記動翼ｌの翼ｌ！２社、第２図に示す如く、根、元翼
断面ｔから先端真断面７に−かけてひねシを有している
。＃Ｉ−図中、原点０を過シ 軸ＸｆＣ直交する接線方
向の軸をＹで示している。
断面ｔから先端真断面７に−かけてひねシを有している
。＃Ｉ−図中、原点０を過シ 軸ＸｆＣ直交する接線方
向の軸をＹで示している。
上記動翼ｌの内部には、第３図に示す如。く、中子ｌが
挿入固定されている。また、翼部λの後縁ＩＩＫはビン
フインタが複数設けられている。
挿入固定されている。また、翼部λの後縁ＩＩＫはビン
フインタが複数設けられている。
かかる動翼ＩＯ冷却は、第３図及び第参図に示す如く、
圧縮機から抽気された冷却空気が中子を内に矢印＆に沿
って吹き込まれ、中子ｔの中を通って中子ｔのチャンバ
ｂから中子ｒＫ設けられた多数の細孔を通って高速で噴
出し、翼部コの翼内面０に衝突して翼部コを冷却すると
とＫよシ行われる。翼部コを冷却した冷却空気は、ピン
フィンを通って翼部λの後縁ｄから高温主流中に吹き出
される。
圧縮機から抽気された冷却空気が中子を内に矢印＆に沿
って吹き込まれ、中子ｔの中を通って中子ｔのチャンバ
ｂから中子ｒＫ設けられた多数の細孔を通って高速で噴
出し、翼部コの翼内面０に衝突して翼部コを冷却すると
とＫよシ行われる。翼部コを冷却した冷却空気は、ピン
フィンを通って翼部λの後縁ｄから高温主流中に吹き出
される。
翼部−の翼内面Ｃを十分冷却するためｋは冷却空気の噴
流が衝突する面積が大きくなければならない丸め、中子
ｌは、ある所定の大きさ会もって翼部コ内に固定されね
ばならない。
流が衝突する面積が大きくなければならない丸め、中子
ｌは、ある所定の大きさ会もって翼部コ内に固定されね
ばならない。
第５図は根元翼断面４と先端翼断面７とが互いに共有す
る面積が最大となるように平行移動させた場合を示し、
この場合には根元翼断面６の重心０と先端翼断面７０重
心Ｐとは位置がずれることになる。その場合において根
元翼断面６と先端無断面７とに中子を描けば、動ｌＩＬ
／に挿入固定できる最も大きい中子ｔｔ−表わせるとと
Ｋなる。
る面積が最大となるように平行移動させた場合を示し、
この場合には根元翼断面６の重心０と先端翼断面７０重
心Ｐとは位置がずれることになる。その場合において根
元翼断面６と先端無断面７とに中子を描けば、動ｌＩＬ
／に挿入固定できる最も大きい中子ｔｔ−表わせるとと
Ｋなる。
第を図は、その場合における根元翼断面６と先端無断面
７に挿入固定しうる最も大きいφ子ｒを取り出して示し
たもので、根元翼断面６に対応する位置の中子断面ＩＯ
に対して先端無断面７に対応する位置の中子断面ｉｉは
上記中子断面１０の中に包含されなければならない。
７に挿入固定しうる最も大きいφ子ｒを取り出して示し
たもので、根元翼断面６に対応する位置の中子断面ＩＯ
に対して先端無断面７に対応する位置の中子断面ｉｉは
上記中子断面１０の中に包含されなければならない。
第７図は、動翼ｌの先端部分の断面を示し、動′翼／内
に挿入固定された中子ｔは翼部コの根元翼１断面６と先
端翼断面゛７における部分にあっては中子断面ＩＯと中
子断面ｌ／を有し、根元から先端まで直線的なテーパで
構成されている。
に挿入固定された中子ｔは翼部コの根元翼１断面６と先
端翼断面゛７における部分にあっては中子断面ＩＯと中
子断面ｌ／を有し、根元から先端まで直線的なテーパで
構成されている。
その中子ｌを動［／の真植込み部ｊの底面から翼部コの
先端に向けて挿入する場合、その中子ｔの挿入方向は、
第５図における根元無断面ｔの重心０と先端翼断面７の
重心Ｐを通シ、その高さの変化量に対し、接線方向の軸
Ｙに対する変化量ΔＹの勾配をもって動翼ｌの軸力向の
軸２と傾きａをなし、且つ高さ変化に対してガスの流れ
る方向の軸Ｘの変化量）Ｘの勾配を有する軸の方向とな
る。
先端に向けて挿入する場合、その中子ｔの挿入方向は、
第５図における根元無断面ｔの重心０と先端翼断面７の
重心Ｐを通シ、その高さの変化量に対し、接線方向の軸
Ｙに対する変化量ΔＹの勾配をもって動翼ｌの軸力向の
軸２と傾きａをなし、且つ高さ変化に対してガスの流れ
る方向の軸Ｘの変化量）Ｘの勾配を有する軸の方向とな
る。
このような中子ｔの挿入方向によりて第を図に示すよう
な動翼ｌの真植込み部ｊにおいては、ガスの流れる方陣
の軸Ｘに対して角度βの傾きを生じるために、−植込み
部ｊの強度に寄与する植込。
な動翼ｌの真植込み部ｊにおいては、ガスの流れる方陣
の軸Ｘに対して角度βの傾きを生じるために、−植込み
部ｊの強度に寄与する植込。
み巾輩は巾ＬＫ減少するため十分な強度が得られなくな
るとい”う欠点があった。
るとい”う欠点があった。
そして、動翼ｌの翼部λのひねシが大きくなれば増々翼
植込み部１０傾きが増して真植込み部ｊは十分な強度が
得られなくなるという、欠点がありた。
植込み部１０傾きが増して真植込み部ｊは十分な強度が
得られなくなるという、欠点がありた。
本発明は上記の欠点を解消し、−翼の真植込み部の傾き
を最小にして真植込み部に十分な強縦を確保し、十分な
冷却性能が得られるようにしたタービン冷却翼を提供す
るととを１的とする。
を最小にして真植込み部に十分な強縦を確保し、十分な
冷却性能が得られるようにしたタービン冷却翼を提供す
るととを１的とする。
以下、図面を参照して本発明や実施例について説明する
。 １、 、 一本実施例の動
Ｒ１内に挿入固定される中子／−は、動翼／の軸方向の
軸２に対して動翼／の翼部コが根元翼断面１から先端翼
断面７にかけてひねりを有しているのと同様のひねシを
もった形状に構成されている。
。 １、 、 一本実施例の動
Ｒ１内に挿入固定される中子／−は、動翼／の軸方向の
軸２に対して動翼／の翼部コが根元翼断面１から先端翼
断面７にかけてひねりを有しているのと同様のひねシを
もった形状に構成されている。
第り図は、本実施例の中子ｌコの翼部−の根元翼１断面
６に対応する位置における中子断面／３と、先端翼断面
７に対応する位置におけ、る、中子−面／４’をそれぞ
れ別個に示し、点ＯＦｉ根元真断面を及び先端真新−７
の重心位置を表わし、てやる。
６に対応する位置における中子断面／３と、先端翼断面
７に対応する位置におけ、る、中子−面／４’をそれぞ
れ別個に示し、点ＯＦｉ根元真断面を及び先端真新−７
の重心位置を表わし、てやる。
第ｔｏ＠＊上記中子断面／３及び〈ダ、を点０が一致す
るよ、う重ね合わせた場合を示し、ている、。
るよ、う重ね合わせた場合を示し、ている、。
かかる中子ｌコを、動ｇ／の真植込゛み部ｊの底面から
挿入するときには点０を中心にそれを時計回シに回転さ
せながら、動ｌＸ／の軸方向に挿みする。。
挿入するときには点０を中心にそれを時計回シに回転さ
せながら、動ｌＸ／の軸方向に挿みする。。
転ロータ（図示せず）に取シ付けられる仁とになる。こ
の角度γは従２来のグービン冷却翼に訃ける動翼／の真
植込み部！のガスの流れ方向Ｏ軸ＸＫ対する角度ｇよシ
も小さく、真植込み郁２１０＠度に寄与する植込み巾の
減少を最小限にしている。
の角度γは従２来のグービン冷却翼に訃ける動翼／の真
植込み部！のガスの流れ方向Ｏ軸ＸＫ対する角度ｇよシ
も小さく、真植込み郁２１０＠度に寄与する植込み巾の
減少を最小限にしている。
第１−図は、本発明の変形実施例を示し、点Ｒを中心に
して回転をさせて中子ｌ−を動翼ｌに挿入した場合の中
子ｌコＯｊ１部コの根元翼断面４に対応する位置におけ
る中子断Ｉｉｉ／Ｊと、先端翼断面７に対応する位置に
おける中子断面／４１をそれぞれ表わしている。点０は
根元翼断面／Ｊの重心であシ、点ｑねシをもった形状に
形成されているので、中子を動翼の真植込み部底面から
回転を与えながら動翼の軸方向に挿入することができる
と共に植込み部の傾き番最小限にできるため、植込み部
の強度を十分確保し、且つ十分な冷却性能が得られると
いう効果を奏する。
して回転をさせて中子ｌ−を動翼ｌに挿入した場合の中
子ｌコＯｊ１部コの根元翼断面４に対応する位置におけ
る中子断Ｉｉｉ／Ｊと、先端翼断面７に対応する位置に
おける中子断面／４１をそれぞれ表わしている。点０は
根元翼断面／Ｊの重心であシ、点ｑねシをもった形状に
形成されているので、中子を動翼の真植込み部底面から
回転を与えながら動翼の軸方向に挿入することができる
と共に植込み部の傾き番最小限にできるため、植込み部
の強度を十分確保し、且つ十分な冷却性能が得られると
いう効果を奏する。
また、中子が動翼のひねシに応じた形状としているので
、任意の大きさの中子形状に選定でき、動翼の真植込み
部の傾きを零に近・づけることができる、従って、従来
のもの以上に動翼の形状を自由に変え得るという効果も
奏する。
、任意の大きさの中子形状に選定でき、動翼の真植込み
部の傾きを零に近・づけることができる、従って、従来
のもの以上に動翼の形状を自由に変え得るという効果も
奏する。
第１図は従来のガスタービン冷却具の正面図。
第１図は同ガー′／−″′：／竺却翼０平面図・第１図
は同ガスタービン冷却翼の縦断面図、館１図は第１図の
ｍＶ−ｍＶ線線断断面図第１図は同ガスタービン冷却翼
における根元翼断面と先端翼断面を重ね合わせた状態を
示す説明図、第６図は同ガスタービン冷却翼における根
元翼断面及び先端翼断面での中子の各中子断面を重ね合
わせた断面図、第７図は第コ因の■−■線縦線面断面図
２図は＃Ｉ７図 ゛の■−■線横線面断面図２図は
本発明のタービン冷却翼における轡元翼断面と先端−断
面での各中子断面を示す断面図、第１Ｏ図は同タービン
冷却翼における根元翼断面と先端翼断面での中子断面を
、重ね合わせた断面図、第１１図は同ガスタービン冷却
翼における真植込み部の横断面図、第１−図は本弛−の
タービン冷却翼の変形実施例で根元具ＭＩＩと先端翼断
面での各中子断面を重ね会わせえ断面図である。 ハ・・動翼、／Ｊ・・・中子。 特許出願人 工業技術院長 石 坂 賊 − 第 ５ 図
は同ガスタービン冷却翼の縦断面図、館１図は第１図の
ｍＶ−ｍＶ線線断断面図第１図は同ガスタービン冷却翼
における根元翼断面と先端翼断面を重ね合わせた状態を
示す説明図、第６図は同ガスタービン冷却翼における根
元翼断面及び先端翼断面での中子の各中子断面を重ね合
わせた断面図、第７図は第コ因の■−■線縦線面断面図
２図は＃Ｉ７図 ゛の■−■線横線面断面図２図は
本発明のタービン冷却翼における轡元翼断面と先端−断
面での各中子断面を示す断面図、第１Ｏ図は同タービン
冷却翼における根元翼断面と先端翼断面での中子断面を
、重ね合わせた断面図、第１１図は同ガスタービン冷却
翼における真植込み部の横断面図、第１−図は本弛−の
タービン冷却翼の変形実施例で根元具ＭＩＩと先端翼断
面での各中子断面を重ね会わせえ断面図である。 ハ・・動翼、／Ｊ・・・中子。 特許出願人 工業技術院長 石 坂 賊 − 第 ５ 図
Claims (1)
- 半径方向のひね）をもつ動翼の中空部内に冷却空気の噴
流を興内画に衝突させて上記動翼の冷却を行なうインピ
ンジ冷却用の中千會備えてなるガスタービン冷却翼Ｋｓ
Ｐいて、上記中子紘動翼の半径方向のひね〉Ｋ応じたび
ねシをもつ丸形状に形成されていることを特徴とするガ
スタービン冷却翼・
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14228481A JPS5847102A (ja) | 1981-09-11 | 1981-09-11 | ガスタ−ビン冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14228481A JPS5847102A (ja) | 1981-09-11 | 1981-09-11 | ガスタ−ビン冷却翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5847102A true JPS5847102A (ja) | 1983-03-18 |
Family
ID=15311787
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP14228481A Pending JPS5847102A (ja) | 1981-09-11 | 1981-09-11 | ガスタ−ビン冷却翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5847102A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5516260A (en) * | 1994-10-07 | 1996-05-14 | General Electric Company | Bonded turbine airfuel with floating wall cooling insert |
| GB2407136A (en) * | 2003-10-15 | 2005-04-20 | Alstom | A rotor blade for a gas turbine engine |
| EP3128130A1 (en) * | 2015-08-05 | 2017-02-08 | United Technologies Corporation | Partial cavity baffles for airfoils in gas turbine engines |
| DE102009044408B4 (de) | 2008-11-06 | 2023-07-06 | General Electric Co. | System zum Verringern von Schaufelspitzenverlusten |
-
1981
- 1981-09-11 JP JP14228481A patent/JPS5847102A/ja active Pending
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5516260A (en) * | 1994-10-07 | 1996-05-14 | General Electric Company | Bonded turbine airfuel with floating wall cooling insert |
| GB2407136A (en) * | 2003-10-15 | 2005-04-20 | Alstom | A rotor blade for a gas turbine engine |
| EP1524405A2 (en) | 2003-10-15 | 2005-04-20 | Alstom Technology Ltd | Turbine rotor blade for gas turbine engine |
| US7217101B2 (en) | 2003-10-15 | 2007-05-15 | Alstom Technology Ltd. | Turbine rotor blade for gas turbine engine |
| GB2407136B (en) * | 2003-10-15 | 2007-10-03 | Alstom | Turbine rotor blade for gas turbine engine |
| EP1524405A3 (en) * | 2003-10-15 | 2012-06-13 | Alstom Technology Ltd | Turbine rotor blade for gas turbine engine |
| DE102009044408B4 (de) | 2008-11-06 | 2023-07-06 | General Electric Co. | System zum Verringern von Schaufelspitzenverlusten |
| EP3128130A1 (en) * | 2015-08-05 | 2017-02-08 | United Technologies Corporation | Partial cavity baffles for airfoils in gas turbine engines |
| US9982543B2 (en) | 2015-08-05 | 2018-05-29 | United Technologies Corporation | Partial cavity baffles for airfoils in gas turbine engines |
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