JPS60135605A - タ−ビン冷却翼 - Google Patents
タ−ビン冷却翼Info
- Publication number
- JPS60135605A JPS60135605A JP24099883A JP24099883A JPS60135605A JP S60135605 A JPS60135605 A JP S60135605A JP 24099883 A JP24099883 A JP 24099883A JP 24099883 A JP24099883 A JP 24099883A JP S60135605 A JPS60135605 A JP S60135605A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- cooling
- flow path
- turbine
- cooling fluid
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
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
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】
〔発明の属する技術分野〕
本発明は、タービンの翼に係り、特に工業用タービンエ
ンジンの第１段に使用されるような冷却を必要とするタ
ービン冷却翼に関する。
ンジンの第１段に使用されるような冷却を必要とするタ
ービン冷却翼に関する。
タービンエンジン等では、一般に燃焼するガスによって
駆動されるタービン自身が燃焼器へ空気を供給する送風
機または圧縮機を駆動する自刃的駆動方式が採用されて
いる。かかるタービンの出力効率を高めるために、最も
有効な方法はタービン入口における燃焼ガス温度を高め
ることであるが、上記温度は、タービンの翼を構成する
材料の耐熱応力性あるいは高温酸化・腐食等に耐える能
力によシ制限される。
駆動されるタービン自身が燃焼器へ空気を供給する送風
機または圧縮機を駆動する自刃的駆動方式が採用されて
いる。かかるタービンの出力効率を高めるために、最も
有効な方法はタービン入口における燃焼ガス温度を高め
ることであるが、上記温度は、タービンの翼を構成する
材料の耐熱応力性あるいは高温酸化・腐食等に耐える能
力によシ制限される。
そこで従来は、翼内部に冷却流体を通流させる流路を備
えた対流冷却方式のタービン翼が用いられ、燃焼ガス温
度は冷却性能内に制限されている。
えた対流冷却方式のタービン翼が用いられ、燃焼ガス温
度は冷却性能内に制限されている。
このような方式の冷却翼においてざらに燃焼ガス温度を
高めるためには、対流冷却性能を向上させる必要がある
。そのための方法として、冷却流体の温度を低くする、
あるいは冷却流体の流量を増やす等が上げられる。しか
し、これらは翼の冷却性は向上するものの、ガスタービ
ンとしての出力は低下する。
高めるためには、対流冷却性能を向上させる必要がある
。そのための方法として、冷却流体の温度を低くする、
あるいは冷却流体の流量を増やす等が上げられる。しか
し、これらは翼の冷却性は向上するものの、ガスタービ
ンとしての出力は低下する。
本発明の目的は、以上の事情を鑑みてなされたもので、
その目的とするところは、燃焼ガスの高温化に対して、
冷却流体の低温化あるいは増量によらずに、内部の対流
冷却効率を上昇させることにより対応することの可能な
タービン冷却翼を提供するところにある。
その目的とするところは、燃焼ガスの高温化に対して、
冷却流体の低温化あるいは増量によらずに、内部の対流
冷却効率を上昇させることにより対応することの可能な
タービン冷却翼を提供するところにある。
本発明に係るタービン翼は、従来の冷却翼の冷却流路構
成はそのままで、各流路を仕切っているリプ壁を凸形状
とし、流路断面積を減少させる構成となっている。
成はそのままで、各流路を仕切っているリプ壁を凸形状
とし、流路断面積を減少させる構成となっている。
前述の構成にすることにより、冷却流体の温度および流
量は従来のタービン冷却翼と同じであっても、流速が上
昇するため強制対流熱伝達率は向上し、発明の目的を達
成することが可能である。
量は従来のタービン冷却翼と同じであっても、流速が上
昇するため強制対流熱伝達率は向上し、発明の目的を達
成することが可能である。
第１図および第２図は、本発明をタービン動翼に適用し
た一実施例を示す。それぞれ縦断面図、横断面図である
。
た一実施例を示す。それぞれ縦断面図、横断面図である
。
従来このような冷却翼の製作方法として、精密鋳造法の
一つであるロストワックス法が用いられている。この場
合、内部流路を形成するために、中子が必要となる。し
かし、本実施例の場合この中子の形状が複雑になり、製
作が困難になる。そこで本実施例においては、翼をキャ
ンバ−ライン上で２分割した状態で個別に精密鋳造によ
り製作し、後で拡散接合等で接合する方法により製作す
るととも可能である。この方法によれば、内部流路の形
状がかなり複雑であっても、中子を用いずに鋳造するこ
とができ、本実施例においては、この方法の方が有利で
ある。
一つであるロストワックス法が用いられている。この場
合、内部流路を形成するために、中子が必要となる。し
かし、本実施例の場合この中子の形状が複雑になり、製
作が困難になる。そこで本実施例においては、翼をキャ
ンバ−ライン上で２分割した状態で個別に精密鋳造によ
り製作し、後で拡散接合等で接合する方法により製作す
るととも可能である。この方法によれば、内部流路の形
状がかなり複雑であっても、中子を用いずに鋳造するこ
とができ、本実施例においては、この方法の方が有利で
ある。
本冷却翼は大きく分けて、翼有効部１、プラットホーム
部２Ｒ根部３の３つから構成されている。
部２Ｒ根部３の３つから構成されている。
冷却流体は、翼根部３から冷却流体入口穴４を通って翼
内部に流入する。流入した冷却流体の一部は、前縁部流
路５に入り翼の高さ方向に流れながら内部を対流冷却す
る。そして高さ方向に流れながら、リプ壁７に穿設され
たインピンジ孔１１より前縁部内壁に噴出してインビン
ジン冷却し、さらにフィルム冷却孔１２から真性部に吹
き出し、翼表面をフィルム冷却する。次に真中央部流路
６は、流路側に出っばった凸形状断面を有するリプ壁８
，９．１０により仕切られた３つの流路から形成されて
おり、それぞれは上、下の折返しベンド１３．１４で連
通している。いわゆる蛇行流路となっている。したがっ
て、真中央部に流入した冷却流体は、この蛇行流路を流
れながら、内部を対流冷却している。まだ、との流路の
最終流路においては、後縁部に向って細孔１５が高さ方
向に設けられており、翼中央部流部６に流入した冷却流
体は、最終的には、この後縁部の細孔１５より、真性に
放出される。この時、同時に後縁部の冷却も行なう。こ
こで、前述した各流路を仕切っているリプ壁８，９．１
０を図の如く、キャンバ−ライン上で肉厚を厚くした形
状とすることにより、各流路の断面積は減少し、冷却流
体の流速は増大する。
内部に流入する。流入した冷却流体の一部は、前縁部流
路５に入り翼の高さ方向に流れながら内部を対流冷却す
る。そして高さ方向に流れながら、リプ壁７に穿設され
たインピンジ孔１１より前縁部内壁に噴出してインビン
ジン冷却し、さらにフィルム冷却孔１２から真性部に吹
き出し、翼表面をフィルム冷却する。次に真中央部流路
６は、流路側に出っばった凸形状断面を有するリプ壁８
，９．１０により仕切られた３つの流路から形成されて
おり、それぞれは上、下の折返しベンド１３．１４で連
通している。いわゆる蛇行流路となっている。したがっ
て、真中央部に流入した冷却流体は、この蛇行流路を流
れながら、内部を対流冷却している。まだ、との流路の
最終流路においては、後縁部に向って細孔１５が高さ方
向に設けられており、翼中央部流部６に流入した冷却流
体は、最終的には、この後縁部の細孔１５より、真性に
放出される。この時、同時に後縁部の冷却も行なう。こ
こで、前述した各流路を仕切っているリプ壁８，９．１
０を図の如く、キャンバ−ライン上で肉厚を厚くした形
状とすることにより、各流路の断面積は減少し、冷却流
体の流速は増大する。
したがって、対流による冷却性能は向上し、この効果に
より燃焼ガスの入口温度はさらに上昇することが可能で
ある。
より燃焼ガスの入口温度はさらに上昇することが可能で
ある。
第１図は、本発明の一実施例を示すタービン動翼の縦断
面図、第２図は、第１図のｒ−１線に沿う横断面図であ
る。 １・・・翼有効部、５・・・前線部流路、６・・・中央
部流路、８，９．１０・・・リプ壁、１３．１４・・・
折り返しペンド。 代理人 弁理士 則 近 憲 佑 （ほか１名）
面図、第２図は、第１図のｒ−１線に沿う横断面図であ
る。 １・・・翼有効部、５・・・前線部流路、６・・・中央
部流路、８，９．１０・・・リプ壁、１３．１４・・・
折り返しペンド。 代理人 弁理士 則 近 憲 佑 （ほか１名）
Claims (1)
- 冷却流体が翼根部から翼内部に流入し、リブ壁により形
成された翼内部流路を通流し、翼有効部を対流冷却して
、真性部に流出する形式の中空構造を有するタービン冷
却翼において、前記翼内部流路を仕切っている前記リプ
壁がそれぞれの流路に出っばらせた凸形状断面を有する
ことを特徴とするタービン冷却翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24099883A JPS60135605A (ja) | 1983-12-22 | 1983-12-22 | タ−ビン冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24099883A JPS60135605A (ja) | 1983-12-22 | 1983-12-22 | タ−ビン冷却翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60135605A true JPS60135605A (ja) | 1985-07-19 |
Family
ID=17067802
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24099883A Pending JPS60135605A (ja) | 1983-12-22 | 1983-12-22 | タ−ビン冷却翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS60135605A (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH01277602A (ja) * | 1988-04-30 | 1989-11-08 | Showa Alum Corp | ターボチャージャ用インペラの製造方法 |
| US4940388A (en) * | 1988-12-07 | 1990-07-10 | Rolls-Royce Plc | Cooling of turbine blades |
| EP1630353A2 (en) | 2004-08-25 | 2006-03-01 | Rolls-Royce Plc | Internally cooled gas turbine aerofoil |
| JP2014005812A (ja) * | 2012-06-27 | 2014-01-16 | Hitachi Ltd | ガスタービン翼 |
| JP2018529046A (ja) * | 2015-08-28 | 2018-10-04 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ | 流れ押退け特徴を備える内部で冷却されるタービン翼 |
| US10626734B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-21 | United Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10626733B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-21 | United Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10633980B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-28 | United Technologies Coproration | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10704398B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-07-07 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
-
1983
- 1983-12-22 JP JP24099883A patent/JPS60135605A/ja active Pending
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH01277602A (ja) * | 1988-04-30 | 1989-11-08 | Showa Alum Corp | ターボチャージャ用インペラの製造方法 |
| US4940388A (en) * | 1988-12-07 | 1990-07-10 | Rolls-Royce Plc | Cooling of turbine blades |
| EP1630353A2 (en) | 2004-08-25 | 2006-03-01 | Rolls-Royce Plc | Internally cooled gas turbine aerofoil |
| US8052389B2 (en) | 2004-08-25 | 2011-11-08 | Rolls-Royce Plc | Internally cooled airfoils with load carrying members |
| JP2014005812A (ja) * | 2012-06-27 | 2014-01-16 | Hitachi Ltd | ガスタービン翼 |
| JP2018529046A (ja) * | 2015-08-28 | 2018-10-04 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ | 流れ押退け特徴を備える内部で冷却されるタービン翼 |
| US10494931B2 (en) | 2015-08-28 | 2019-12-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Internally cooled turbine airfoil with flow displacement feature |
| US10626734B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-21 | United Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10626733B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-21 | United Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10633980B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-28 | United Technologies Coproration | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10704398B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-07-07 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US11649731B2 (en) | 2017-10-03 | 2023-05-16 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
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