JPS59160004A - ガスタ−ビンの静翼 - Google Patents
ガスタ−ビンの静翼Info
- Publication number
- JPS59160004A JPS59160004A JP3269983A JP3269983A JPS59160004A JP S59160004 A JPS59160004 A JP S59160004A JP 3269983 A JP3269983 A JP 3269983A JP 3269983 A JP3269983 A JP 3269983A JP S59160004 A JPS59160004 A JP S59160004A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- cooling air
- blade body
- gas
- gas turbine
- Prior art date
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- Pending
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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
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/284—Selection of ceramic materials
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Materials Engineering (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】
本発明は主として高温ガスタービン等に使用される静翼
に関するものである。
に関するものである。
近年ガスタービンは、そのタービンの性能向上および出
力上昇のためにますます高温化する傾向にある。したが
って、このようなガスの高温下において、タービン翼の
強度を如何にして保持させるようにするかということが
大きな技術課題となっている。このような課題を解決す
るため、翼を冷却する方法として静翼を中空に構成し、
その中空部を冷却空気゛供給源に連通させて、冷却空気
を導き内部を対流冷却する方法、翼の中空部内に中子を
設け、該中子内に冷却空気を導き中子先端の吹出用孔よ
り翼内面に吹出し、局所的に熱伝達率を高め、強制冷却
する方法、翼の中空部内に冷却空気を導き前縁部の吹出
用孔から冷却空気を吹き出し、翼の外表面を冷却空気層
でおおい、高温の燃焼ガスから熱を遮断するフィルム冷
却の方法等が採用されガスタービンが高温化するにつれ
てこれらの冷却方法を組合せて使用するに至っている。
力上昇のためにますます高温化する傾向にある。したが
って、このようなガスの高温下において、タービン翼の
強度を如何にして保持させるようにするかということが
大きな技術課題となっている。このような課題を解決す
るため、翼を冷却する方法として静翼を中空に構成し、
その中空部を冷却空気゛供給源に連通させて、冷却空気
を導き内部を対流冷却する方法、翼の中空部内に中子を
設け、該中子内に冷却空気を導き中子先端の吹出用孔よ
り翼内面に吹出し、局所的に熱伝達率を高め、強制冷却
する方法、翼の中空部内に冷却空気を導き前縁部の吹出
用孔から冷却空気を吹き出し、翼の外表面を冷却空気層
でおおい、高温の燃焼ガスから熱を遮断するフィルム冷
却の方法等が採用されガスタービンが高温化するにつれ
てこれらの冷却方法を組合せて使用するに至っている。
ここで、静翼の前−縁部は、高温ガスがせき止められる
部分であり、翼のうちでも最も高温となるところである
ため、この部分の冷却が重要宇あり、ガスタービンの高
温化にともなってフィルム冷却を併用し、またこの部分
を冷却するに必要な冷却空気量も多くなっている。しが
しながら、この冷却空気は、一般にガスタービンのター
ビン部により駆動される圧縮機より抽気して供給するた
め、上述のように冷却空気の供給量が増加することは、
それだけ圧縮機で圧縮するための所要動力が大きくなり
、その分、ｐスタービンの効率低下を招くことになる。
部分であり、翼のうちでも最も高温となるところである
ため、この部分の冷却が重要宇あり、ガスタービンの高
温化にともなってフィルム冷却を併用し、またこの部分
を冷却するに必要な冷却空気量も多くなっている。しが
しながら、この冷却空気は、一般にガスタービンのター
ビン部により駆動される圧縮機より抽気して供給するた
め、上述のように冷却空気の供給量が増加することは、
それだけ圧縮機で圧縮するための所要動力が大きくなり
、その分、ｐスタービンの効率低下を招くことになる。
さらにしま、上述のように冷却空気の供給量が増加する
こ・としまそれたけ主流ガスに混合する冷却空気の量が
増し、主流ガスの平均ガス温度が低下することにもなり
、ガスタービンのサイクル効率が低下してしまうことに
なる。また、静翼の前縁部は主流ガスをせき止めるため
、その動圧が加わるが冷却空気の吹出を完全にするため
には冷却空気の圧力が主流ガスの動圧分を含む圧力より
大きい必要があり、このため主流ガス側の流路に絞り抵
抗等を設けて主流ガス圧力を低下する場合もある。しか
しこの場合は、このように圧力を下げた分だけガスター
ビンの仕事に関与しないことになるので、結局この場合
もガスタービンの出力低下を招くことは避けられないこ
とになる０ 本発明の目的は、上述のような問題を解消し、ガスター
ビンの効率向上を可能とするガスタービン□の静翼を提
供せんとするものである。
こ・としまそれたけ主流ガスに混合する冷却空気の量が
増し、主流ガスの平均ガス温度が低下することにもなり
、ガスタービンのサイクル効率が低下してしまうことに
なる。また、静翼の前縁部は主流ガスをせき止めるため
、その動圧が加わるが冷却空気の吹出を完全にするため
には冷却空気の圧力が主流ガスの動圧分を含む圧力より
大きい必要があり、このため主流ガス側の流路に絞り抵
抗等を設けて主流ガス圧力を低下する場合もある。しか
しこの場合は、このように圧力を下げた分だけガスター
ビンの仕事に関与しないことになるので、結局この場合
もガスタービンの出力低下を招くことは避けられないこ
とになる０ 本発明の目的は、上述のような問題を解消し、ガスター
ビンの効率向上を可能とするガスタービン□の静翼を提
供せんとするものである。
上記目的を達成する本発明によるガスタービンの静翼は
、翼頭部の熱伝達率の高い範囲を翼本体と分けると共に
セラミックで構成し、この翼頭部と翼本体の境界面を翼
本体側が凸面となるようにするか、又はキャンバ−ライ
ンに垂直な面とし、前記翼本体は中空に形成して冷却空
気により冷却するようにしたことを特徴とするものであ
る。
、翼頭部の熱伝達率の高い範囲を翼本体と分けると共に
セラミックで構成し、この翼頭部と翼本体の境界面を翼
本体側が凸面となるようにするか、又はキャンバ−ライ
ンに垂直な面とし、前記翼本体は中空に形成して冷却空
気により冷却するようにしたことを特徴とするものであ
る。
以下、図に示す本発明の実施例により説明する。
第１図は、本発明の実施例によるガスタービンの静翼を
示すものである。この図において、１は静翼であり、こ
の複数個が環状に配列されている。
示すものである。この図において、１は静翼であり、こ
の複数個が環状に配列されている。
このように配列された静翼群に対し、高温ガスは矢印で
示すように供給されるようになっている。
示すように供給されるようになっている。
この静翼１は、耐熱合金からなる翼本体２と主流ガスを
せき止める前縁側のセラミックからなる翼頭部６とから
構成されている。この翼本体２と翼頭部６は、翼本体２
側が凸状となるような形状で境界面を形成している。こ
の凸面の境界面を形成する断面の線は曲線でもよく、あ
るいは折線でもよい。このセラミ°７り製の翼頭部２の
長さは、熱伝達率の高い範囲となるようにし、具体的に
はキャンノく一ライン長さの約３０％以内とするのが適
当である。
せき止める前縁側のセラミックからなる翼頭部６とから
構成されている。この翼本体２と翼頭部６は、翼本体２
側が凸状となるような形状で境界面を形成している。こ
の凸面の境界面を形成する断面の線は曲線でもよく、あ
るいは折線でもよい。このセラミ°７り製の翼頭部２の
長さは、熱伝達率の高い範囲となるようにし、具体的に
はキャンノく一ライン長さの約３０％以内とするのが適
当である。
一方、翼本体２の内部は中空部４となるように形成され
、この中空部４は、図示しない冷却空気供Ｍ＃ｉ（ガス
タービンのタービン部により駆動される圧縮機）に連通
している。この中空部４の後部は吹出用孔５により静翼
１の後縁に開口するようになっている。したがって、中
空部４に供給された冷却空気は翼本体２を内部で対流冷
却した後、後部の吹出用孔５から高温ガス中に吹き出さ
れるようになっている。
、この中空部４は、図示しない冷却空気供Ｍ＃ｉ（ガス
タービンのタービン部により駆動される圧縮機）に連通
している。この中空部４の後部は吹出用孔５により静翼
１の後縁に開口するようになっている。したがって、中
空部４に供給された冷却空気は翼本体２を内部で対流冷
却した後、後部の吹出用孔５から高温ガス中に吹き出さ
れるようになっている。
なお翼本体２と翼頭部３の境界面は第１図の実施例では
翼本体２側が凸状となるような形状で形成しているが、
第２図に示すようにキャンバ−ラインＬに垂直な形状で
形成してもよい。
翼本体２側が凸状となるような形状で形成しているが、
第２図に示すようにキャンバ−ラインＬに垂直な形状で
形成してもよい。
第３図は、本発明の他め実施例を示すものである。この
実施例では、翼本体２の中空部４の中に中子６が設けら
れ、その中子６の先端に多数の吹出用孔７が設けられた
構成となっており、この吹出用孔７は中空部４の内面に
向けて、冷却空気を局所的に噴出するようになっている
。
実施例では、翼本体２の中空部４の中に中子６が設けら
れ、その中子６の先端に多数の吹出用孔７が設けられた
構成となっており、この吹出用孔７は中空部４の内面に
向けて、冷却空気を局所的に噴出するようになっている
。
したがって、中子６に供給された冷却空気は先端の吹出
用孔７から中空部４の内面に向けて吹き出し、局所的に
熱伝達を高め強制冷却し、次いで中子６の外壁と中空部
４の内壁との間の間隙８を通りながら翼本体２の側面を
冷却し、後縁の吹出用孔５から高温ガス中に吹き出され
る。
用孔７から中空部４の内面に向けて吹き出し、局所的に
熱伝達を高め強制冷却し、次いで中子６の外壁と中空部
４の内壁との間の間隙８を通りながら翼本体２の側面を
冷却し、後縁の吹出用孔５から高温ガス中に吹き出され
る。
第４図は本発明のさらに他の実施例からなる静翼を示す
ものである。
ものである。
この実施例では、中子６の後端が中空部４の内壁に接合
されて吹出用孔５と連通する構成となっており、一方中
空部４の後部に翼本体２の外側面に抜ける吹出用孔９が
設けられる構成となっている。したがって、この静翼で
は、中子６に供給された冷却空気の一部は後部の吹出用
孔５から本体２の後端に吹き出し、また他の一部は先端
の吹出用孔７から中空部４の内面を局剛的な強制冷却を
した後、後部の吹出用孔９から吹き出して翼側面に冷却
空気のフィルム層を形成して冷却を行うようになってい
る。また、第５図のように翼頭部６と翼本体２との境界
面に沿って翼の両側面に開口する吹出通路１１ 、１１
を設け、この吹出通路１１．１１をそれぞれ吹出用孔１
２．１２により中空部４と連通ずるようにすると、吹出
通路１１ 、１１より吹き出した冷却空気により翼本体
２の側面をフィルム冷却することができる。
されて吹出用孔５と連通する構成となっており、一方中
空部４の後部に翼本体２の外側面に抜ける吹出用孔９が
設けられる構成となっている。したがって、この静翼で
は、中子６に供給された冷却空気の一部は後部の吹出用
孔５から本体２の後端に吹き出し、また他の一部は先端
の吹出用孔７から中空部４の内面を局剛的な強制冷却を
した後、後部の吹出用孔９から吹き出して翼側面に冷却
空気のフィルム層を形成して冷却を行うようになってい
る。また、第５図のように翼頭部６と翼本体２との境界
面に沿って翼の両側面に開口する吹出通路１１ 、１１
を設け、この吹出通路１１．１１をそれぞれ吹出用孔１
２．１２により中空部４と連通ずるようにすると、吹出
通路１１ 、１１より吹き出した冷却空気により翼本体
２の側面をフィルム冷却することができる。
上述した各実施例の静翼は、静翼のうちでも最も高温と
なる前縁部の熱伝達率の高い範囲が、金属よりも耐熱性
の高いセラミックからなる頭部６により形成されている
ため、この前縁部には、従来の静翼の前縁部のように冷
却空気の吹出用孔を設はフィルム冷却する必要がないこ
とになる。一方、翼本体２は前縁部はと高温とはならず
、その先端の熱伝達率の高い範囲がセラミック製の翼頭
部６により、主流ガスの熱を遮断されると共に、翼頭部
６がらの熱伝達も少ないため、この翼本体２自身の一冷
却のために、従来の機構の静翼はとに多量の冷却空気を
必要としなくなり、中空内部の対流冷却程度で十分に冷
却可能となる。その結果、主流ガス中に混合する冷却空
気量が減少して平均ガス温度の低下は抑制されガスター
ビンの効率は向上し、また圧縮機を駆動するための所要
動力も少なくなるためガスタービンの効率を一層向上す
ることになる。また、従来の静翼のように主流ガスの動
圧が直接作用する前縁部に吹出用孔を設ける必要がない
ため、冷却空気の吹出しを可能にするために主流ガスと
の圧力差を考慮して主流ガスの圧力をわざわざ下げると
いうような処置も必要でなくなるので、この面からもガ
スタービン・効率の向上に寄与することとなる。
なる前縁部の熱伝達率の高い範囲が、金属よりも耐熱性
の高いセラミックからなる頭部６により形成されている
ため、この前縁部には、従来の静翼の前縁部のように冷
却空気の吹出用孔を設はフィルム冷却する必要がないこ
とになる。一方、翼本体２は前縁部はと高温とはならず
、その先端の熱伝達率の高い範囲がセラミック製の翼頭
部６により、主流ガスの熱を遮断されると共に、翼頭部
６がらの熱伝達も少ないため、この翼本体２自身の一冷
却のために、従来の機構の静翼はとに多量の冷却空気を
必要としなくなり、中空内部の対流冷却程度で十分に冷
却可能となる。その結果、主流ガス中に混合する冷却空
気量が減少して平均ガス温度の低下は抑制されガスター
ビンの効率は向上し、また圧縮機を駆動するための所要
動力も少なくなるためガスタービンの効率を一層向上す
ることになる。また、従来の静翼のように主流ガスの動
圧が直接作用する前縁部に吹出用孔を設ける必要がない
ため、冷却空気の吹出しを可能にするために主流ガスと
の圧力差を考慮して主流ガスの圧力をわざわざ下げると
いうような処置も必要でなくなるので、この面からもガ
スタービン・効率の向上に寄与することとなる。
また、上述の静翼では、主流ガスの動圧を受ける前縁部
に冷却空気の吹出用孔を設けてぃな１／）ため、主流ガ
スの圧力分布に応じて冷却空気、を吹き出すための翼構
造を、従来の前縁部がら１吹出すようにした静翼に比べ
簡単にすることができる。
に冷却空気の吹出用孔を設けてぃな１／）ため、主流ガ
スの圧力分布に応じて冷却空気、を吹き出すための翼構
造を、従来の前縁部がら１吹出すようにした静翼に比べ
簡単にすることができる。
さらに、セラミックは金属に比べて構造強度が劣るため
、従来はガスタービンの静翼に利用することは難しいと
されていたが、上述のようにこのセラミックを頭部６の
みにし、その翼の構造強度は金属の翼本体２でもつよう
に構成し、かつ頭部６にかかる空気力も翼本体２で支え
るようにしたことにより、セラミックの利用を可能にし
ている。ここで翼頭部６を熱伝達率の高い範囲とすれば
必然的に翼全体の１／３程度の大きさとなり剛性が上が
りこわれにくくなる。また逆に翼本体２は剛性が下がる
が、翼１の複数枚を１組とするセグメント翼構造にすれ
ばよい。
、従来はガスタービンの静翼に利用することは難しいと
されていたが、上述のようにこのセラミックを頭部６の
みにし、その翼の構造強度は金属の翼本体２でもつよう
に構成し、かつ頭部６にかかる空気力も翼本体２で支え
るようにしたことにより、セラミックの利用を可能にし
ている。ここで翼頭部６を熱伝達率の高い範囲とすれば
必然的に翼全体の１／３程度の大きさとなり剛性が上が
りこわれにくくなる。また逆に翼本体２は剛性が下がる
が、翼１の複数枚を１組とするセグメント翼構造にすれ
ばよい。
しかも、セラミックの翼頭部６と翼本体２を第１図等に
示すように翼本体２側が凸となるような形状で境界面を
形成しであるため、翼頭部６に作用する主流ガスのカの
方向が変化しても、力を本体２で支えることができ、ま
た、Ｒ頭部６と翼本体２とは四面の組合せとなるので、
両者の間のずれ（より段差ができガス流れが翼面から剥
離して空力性能を低下するようなことも防止することが
できる。
示すように翼本体２側が凸となるような形状で境界面を
形成しであるため、翼頭部６に作用する主流ガスのカの
方向が変化しても、力を本体２で支えることができ、ま
た、Ｒ頭部６と翼本体２とは四面の組合せとなるので、
両者の間のずれ（より段差ができガス流れが翼面から剥
離して空力性能を低下するようなことも防止することが
できる。
上述したように、本発明によるガスタービンｉの静翼は
、翼頭部の熱伝達率の高い範囲を翼本１体と分けると共
にセラミックで構成し、この翼頭部と翼本体の境界面を
翼本体側が凸面となるようにするか、又はキャンバ−ラ
インに垂直な面とし、前記翼本体は中空に形成して冷却
空気により冷却するようにした構成としたので、冷却空
気量を低減でき、冷却空気の吹出路を翼前縁部に設けな
い構成にしたので主流ガスの圧力を下げる必要がなくな
り、ガスタービンの効率向上を行うことができる。
、翼頭部の熱伝達率の高い範囲を翼本１体と分けると共
にセラミックで構成し、この翼頭部と翼本体の境界面を
翼本体側が凸面となるようにするか、又はキャンバ−ラ
インに垂直な面とし、前記翼本体は中空に形成して冷却
空気により冷却するようにした構成としたので、冷却空
気量を低減でき、冷却空気の吹出路を翼前縁部に設けな
い構成にしたので主流ガスの圧力を下げる必要がなくな
り、ガスタービンの効率向上を行うことができる。
第１図は本発明の実施例によるガスタービンの静翼を示
す縦断面図、第２図、第３図及び第４図はそれぞれ本発
明の他の実施例による静翼の縦断面図、第５図はさらに
他の実施例にょる静翼の要部断面図である。 １・・・静翼、２・・・翼本体、６・・・翼頭部、４・
・・中空部、５・・・吹出用孔、６・・中子。 出願人 工業技術院長 石板 誠− 第 １ 図 第３図
す縦断面図、第２図、第３図及び第４図はそれぞれ本発
明の他の実施例による静翼の縦断面図、第５図はさらに
他の実施例にょる静翼の要部断面図である。 １・・・静翼、２・・・翼本体、６・・・翼頭部、４・
・・中空部、５・・・吹出用孔、６・・中子。 出願人 工業技術院長 石板 誠− 第 １ 図 第３図
Claims (1)
- 翼頭部の熱伝達率の高い範囲を翼本体と分けると共にセ
ラミックで構成し、この翼頭部と翼本体の境界面を翼本
体側が凸面となるようにするか、又はキャンバ−ライン
に垂直な面とし、前記翼本体は中空に形成して冷却空気
により冷却ｒるようにしたことを特徴とするガスタービ
ンの静翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3269983A JPS59160004A (ja) | 1983-03-01 | 1983-03-01 | ガスタ−ビンの静翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3269983A JPS59160004A (ja) | 1983-03-01 | 1983-03-01 | ガスタ−ビンの静翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59160004A true JPS59160004A (ja) | 1984-09-10 |
Family
ID=12366095
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3269983A Pending JPS59160004A (ja) | 1983-03-01 | 1983-03-01 | ガスタ−ビンの静翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59160004A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61175502U (ja) * | 1985-04-22 | 1986-11-01 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3215511A (en) * | 1962-03-30 | 1965-11-02 | Union Carbide Corp | Gas turbine nozzle vane and like articles |
| US3619077A (en) * | 1966-09-30 | 1971-11-09 | Gen Electric | High-temperature airfoil |
| US4314442A (en) * | 1978-10-26 | 1982-02-09 | Rice Ivan G | Steam-cooled blading with steam thermal barrier for reheat gas turbine combined with steam turbine |
-
1983
- 1983-03-01 JP JP3269983A patent/JPS59160004A/ja active Pending
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3215511A (en) * | 1962-03-30 | 1965-11-02 | Union Carbide Corp | Gas turbine nozzle vane and like articles |
| US3619077A (en) * | 1966-09-30 | 1971-11-09 | Gen Electric | High-temperature airfoil |
| US4314442A (en) * | 1978-10-26 | 1982-02-09 | Rice Ivan G | Steam-cooled blading with steam thermal barrier for reheat gas turbine combined with steam turbine |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61175502U (ja) * | 1985-04-22 | 1986-11-01 |
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