JPS60192804A - ガスタ−ビン翼 - Google Patents
ガスタ−ビン翼Info
- Publication number
- JPS60192804A JPS60192804A JP4754684A JP4754684A JPS60192804A JP S60192804 A JPS60192804 A JP S60192804A JP 4754684 A JP4754684 A JP 4754684A JP 4754684 A JP4754684 A JP 4754684A JP S60192804 A JPS60192804 A JP S60192804A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling air
- outer sheath
- cold air
- blade
- wall
- 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
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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
- F01D5/14—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】
（発明の技術分野）
本発明は冷却構造を備えＩＣガスタービン翼に係り、と
りわ＜ＪＩ ＯＮ縁の内面などに高速の空気噴流を吹き
何【プて冷却効果を」：げる仲ｊ突冷却方式を採用した
ガスタービン翼に関する。
りわ＜ＪＩ ＯＮ縁の内面などに高速の空気噴流を吹き
何【プて冷却効果を」：げる仲ｊ突冷却方式を採用した
ガスタービン翼に関する。
ガスタービン翼の冷１ａ１方法として、圧縮機の出口空
気による冷却方式が採用されているが、この冷却方式と
しで、翼内部に挿入体を挿入し、挿入体先端部から翼前
縁の内面に向りで高速の空気噴流を吹きイ４す、内面熱
伝達率を高くづることにより冷却効果を上げる、いわゆ
葛袷突冷却方式が知られている（例えば、特開昭５１−
６９７０８号公報）。
気による冷却方式が採用されているが、この冷却方式と
しで、翼内部に挿入体を挿入し、挿入体先端部から翼前
縁の内面に向りで高速の空気噴流を吹きイ４す、内面熱
伝達率を高くづることにより冷却効果を上げる、いわゆ
葛袷突冷却方式が知られている（例えば、特開昭５１−
６９７０８号公報）。
この衝突冷却り式を採用し／ｊガスタービン翼は、内壁
面に冷気ダクトを形成する複数のリブ状突出部（以下「
リブ」と称する）が翼弦方向に形成されている中空翼形
の外被と、この外被内にリブに接合して挿着された中空
状の挿入体の組合μからなり、外被の前縁内面と挿入体
の先端部との間に乱流室に向りて冷却流体を噴出する空
気孔が穿設されている。
面に冷気ダクトを形成する複数のリブ状突出部（以下「
リブ」と称する）が翼弦方向に形成されている中空翼形
の外被と、この外被内にリブに接合して挿着された中空
状の挿入体の組合μからなり、外被の前縁内面と挿入体
の先端部との間に乱流室に向りて冷却流体を噴出する空
気孔が穿設されている。
挿入体の内部に送られた冷却流体（空気）は、先端部の
空気孔から乱流室内に噴き出され、外被前縁内表面への
衝突により翼前線内部を強力に冷却し、さらに外波内表
面と挿入体どの間に形成された翼の背側および腹側の冷
気ダクトを通って、外被内表面の全体を冷却しつつ後縁
から流出する。
空気孔から乱流室内に噴き出され、外被前縁内表面への
衝突により翼前線内部を強力に冷却し、さらに外波内表
面と挿入体どの間に形成された翼の背側および腹側の冷
気ダクトを通って、外被内表面の全体を冷却しつつ後縁
から流出する。
このような冷却構造を備えたガスタービン翼においては
、翼の温度を許容値以１・に保つためには多くの冷却空
気を必要としＣいた。冷却空気の流傷が多いと、翼の温
度を低下させる能力は向上するが、反面、ガスタービン
翼に作用づるガスの渇疫が低−トし、タービンの出力効
率を低下させてしまう。そのため、少ない冷却空気にＪ
、り悶を良好に冷１４１することのできるものが望まれ
ている。
、翼の温度を許容値以１・に保つためには多くの冷却空
気を必要としＣいた。冷却空気の流傷が多いと、翼の温
度を低下させる能力は向上するが、反面、ガスタービン
翼に作用づるガスの渇疫が低−トし、タービンの出力効
率を低下させてしまう。そのため、少ない冷却空気にＪ
、り悶を良好に冷１４１することのできるものが望まれ
ている。
（発明の目的）
本発明はこのような魚を考＊、１．てなされたものであ
り、少量の冷却空気で、翼の寸べ（の範囲において均等
かつ十分な冷却を行うことのできるガスタービン翼を提
供することを目的とする。
り、少量の冷却空気で、翼の寸べ（の範囲において均等
かつ十分な冷却を行うことのできるガスタービン翼を提
供することを目的とする。
（発明の概要）
本発明は、内壁面に翼弦方向に延びる複数のリブが形成
されでいる中空翼形の外被と、この外被内にリブに接合
して挿着され、先端部に、外被との間に形成された乱流
室に向番ノで冷却流体の噴出用孔が穿設されている中空
状の挿入体とからなり、リブ、外被および挿入体とによ
り、挿入体の背側および腹側に乱流室から連通ずる冷気
ダクトの形成されているガスタービン翼であって、背側
および腹側の冷気ダクトのうちのいずれか一方は、外被
後縁部内に設けられたしやｌｌｉ壁によりし１！＋ １
９ｉされ、しゃ断された冷気ダクト側の外被後縁部に番
Ｊ１しゃ新壁より上流側の位置にフィルム冷却用空気孔
が冷気ダクトに連通して穿設されていることを特徴とし
ている。
されでいる中空翼形の外被と、この外被内にリブに接合
して挿着され、先端部に、外被との間に形成された乱流
室に向番ノで冷却流体の噴出用孔が穿設されている中空
状の挿入体とからなり、リブ、外被および挿入体とによ
り、挿入体の背側および腹側に乱流室から連通ずる冷気
ダクトの形成されているガスタービン翼であって、背側
および腹側の冷気ダクトのうちのいずれか一方は、外被
後縁部内に設けられたしやｌｌｉ壁によりし１！＋ １
９ｉされ、しゃ断された冷気ダクト側の外被後縁部に番
Ｊ１しゃ新壁より上流側の位置にフィルム冷却用空気孔
が冷気ダクトに連通して穿設されていることを特徴とし
ている。
本発明によれば、挿入体より翼前線内部の乱流室に噴き
出された冷却空気は、翼前縁内部を冷ｕ１した後、一部
は翼の背側あるいは腹側の冷気ダクトを流れて翼の背側
あるいは腹側を内面から冷却して翼後縁部から排出され
、残りの一部は翼の他側の冷気ダクトを流れて翼の他側
を内面から冷却し、Ｎ後縁部の前流位置でフィルム冷却
用空気孔から噴き出し、翼後縁部外側の熱伝達率の高い
部分を外面から効果的に冷却することができる。
出された冷却空気は、翼前縁内部を冷ｕ１した後、一部
は翼の背側あるいは腹側の冷気ダクトを流れて翼の背側
あるいは腹側を内面から冷却して翼後縁部から排出され
、残りの一部は翼の他側の冷気ダクトを流れて翼の他側
を内面から冷却し、Ｎ後縁部の前流位置でフィルム冷却
用空気孔から噴き出し、翼後縁部外側の熱伝達率の高い
部分を外面から効果的に冷却することができる。
これにより、比較的少ない冷却空気により、翼のずべて
の範囲にＪ３いて均等かつ十分な冷却を行うことができ
る。また、特に翼後縁部外側の熱伝達率の高い部分を効
果的に冷却することができる。
の範囲にＪ３いて均等かつ十分な冷却を行うことができ
る。また、特に翼後縁部外側の熱伝達率の高い部分を効
果的に冷却することができる。
（発明の実施例）
以下、図面を参照して本発明の実施例について説明する
。
。
第１図は本発明によるガスタービン翼の一実施例を示す
横断面図である。図において符号１１は、タービン翼と
して要求される形状と強度とを有する中空翼形の外被で
ある。外被１１の内部には、同様の翼形をした中空状の
挿入体１２が、外被１１の内壁面と所定の隙間を有して
挿着されている。
横断面図である。図において符号１１は、タービン翼と
して要求される形状と強度とを有する中空翼形の外被で
ある。外被１１の内部には、同様の翼形をした中空状の
挿入体１２が、外被１１の内壁面と所定の隙間を有して
挿着されている。
外被１１の内壁面には、外被１１の翼形に沿って延びる
複数のリブ１３が形成され−Ｃいる。挿入体１２は、こ
のリブ１３に接合する状態で外被１１内に挿入固定され
、相隣れるリブ１３、外被１１および挿入体１２とによ
り、第２図に示すように、外被１１の内壁面の背側およ
び腹側の全体にわたって冷気ダクト１４が形成されてい
る。
複数のリブ１３が形成され−Ｃいる。挿入体１２は、こ
のリブ１３に接合する状態で外被１１内に挿入固定され
、相隣れるリブ１３、外被１１および挿入体１２とによ
り、第２図に示すように、外被１１の内壁面の背側およ
び腹側の全体にわたって冷気ダクト１４が形成されてい
る。
また、外被１１の前縁部１１ａの内側には、挿入体１２
の先端部１２ａとリブ１３とを離間させて乱流室１５が
形成され、この乱流室１５は翼の背側および腹側の冷気
ダクト１４にそれぞれ連通されている。
の先端部１２ａとリブ１３とを離間させて乱流室１５が
形成され、この乱流室１５は翼の背側および腹側の冷気
ダクト１４にそれぞれ連通されている。
外被１１の後縁部１１ｂの内側には、冷気ダクト１４の
うちの腹側の冷気ダクトをしゃ断するし１５断壁１Ｇが
設けられでいる。このしやｆｌｌｉ壁１６は、挿入体１
２の後端部１２ｂを外被１１の後縁部内壁に向は又延長
させることにより形成されている。
うちの腹側の冷気ダクトをしゃ断するし１５断壁１Ｇが
設けられでいる。このしやｆｌｌｉ壁１６は、挿入体１
２の後端部１２ｂを外被１１の後縁部内壁に向は又延長
させることにより形成されている。
挿入体１２の前端部１２ａには、挿入体内部と乱流室１
５とを連通さＵる冷気孔１８が穿設されている。また、
しヤＩｆＪｉ壁１Ｇの設りられていない側の′冷気ダク
ト（本実施例では、背側の冷気ダクト）は、外被゛後縁
部端に設Ｕられた初出孔１９と連通している。
５とを連通さＵる冷気孔１８が穿設されている。また、
しヤＩｆＪｉ壁１Ｇの設りられていない側の′冷気ダク
ト（本実施例では、背側の冷気ダクト）は、外被゛後縁
部端に設Ｕられた初出孔１９と連通している。
しかして、本実施例によれば、挿入体１２の内部から空
気孔１８を通って乱流室１５へ噴出した冷却空気は、矢
印で示すように、外被前縁部１１ａの内面を冷却した後
、背側および腹側のそれぞれの冷気ダクト１４に分岐し
、冷気ダクト１４内を後縁部１１ｂ方向に流れることに
より、外被１１の側壁を内側から冷却する。ｆツ側の冷
気ダク１〜１４を流れた冷却空気は排出孔１９からその
まま排出される。腹側の冷気ダクト１４°を流れた冷却
空気は、フィルム冷却用空気孔１７から流出し、翼後縁
部腹側の冷却を行う。
気孔１８を通って乱流室１５へ噴出した冷却空気は、矢
印で示すように、外被前縁部１１ａの内面を冷却した後
、背側および腹側のそれぞれの冷気ダクト１４に分岐し
、冷気ダクト１４内を後縁部１１ｂ方向に流れることに
より、外被１１の側壁を内側から冷却する。ｆツ側の冷
気ダク１〜１４を流れた冷却空気は排出孔１９からその
まま排出される。腹側の冷気ダクト１４°を流れた冷却
空気は、フィルム冷却用空気孔１７から流出し、翼後縁
部腹側の冷却を行う。
このように本実施例によれば、衝突冷却、対流冷却に加
えて、熱伝達率の高い翼後縁部腹側をフィルム冷却によ
り効果的に冷却することができるので、少ない流部の冷
却空気です、９ｇのすべての範囲にわたって均等かつ十
分に冷却することができる。
えて、熱伝達率の高い翼後縁部腹側をフィルム冷却によ
り効果的に冷却することができるので、少ない流部の冷
却空気です、９ｇのすべての範囲にわたって均等かつ十
分に冷却することができる。
なお、本実施例の説明においては、しゃ前壁を腹側の冷
気ダクトに設り／、：例を示したが、その逆にしゃ前壁
を背側の冷気ダクトに設（プ、かつフィルム冷却用空気
孔を外被の背側後縁部に穿設してもよい。
気ダクトに設り／、：例を示したが、その逆にしゃ前壁
を背側の冷気ダクトに設（プ、かつフィルム冷却用空気
孔を外被の背側後縁部に穿設してもよい。
第４図は本発明の他の実施例を示１“部分拡大断面図で
ある。本実施例において番よ、フィルム冷却用空気孔の
上流側に隔１３１１壁２３を設置）、冷気ダクト１４内
を通ってフィルム冷却用空気孔１７の（＝Ｊ近まで流れ
てぎた冷却空気を、そのままフィルム冷却用空気孔１７
から流出させないようにしである。す４Ｔわち、第５図
および第６図に示寸Ｊこうに、フィルム冷却用空気孔１
７の上流側に、略り字形をした隔離壁２３をリブ１３の
側壁と連続させて、フィルム冷却用空気孔１７を冷却空
気の上流側からの流れおよびリブ１３に沿った流れに対
し隔離°するよう２方向から取囲むように配設しである
。
ある。本実施例において番よ、フィルム冷却用空気孔の
上流側に隔１３１１壁２３を設置）、冷気ダクト１４内
を通ってフィルム冷却用空気孔１７の（＝Ｊ近まで流れ
てぎた冷却空気を、そのままフィルム冷却用空気孔１７
から流出させないようにしである。す４Ｔわち、第５図
および第６図に示寸Ｊこうに、フィルム冷却用空気孔１
７の上流側に、略り字形をした隔離壁２３をリブ１３の
側壁と連続させて、フィルム冷却用空気孔１７を冷却空
気の上流側からの流れおよびリブ１３に沿った流れに対
し隔離°するよう２方向から取囲むように配設しである
。
換８！ｌ°れば、フィルム冷却用空気孔１７の付近の冷
気ダクＩ〜１４内に略り字形の隔離壁２３を設ｉ）で冷
気ダクト１４を２分割し、上流側からの流れをそ６まま
流れを変えず直接フィルム冷却用空気孔１７からυ１出
させることがないようにしである。
気ダクＩ〜１４内に略り字形の隔離壁２３を設ｉ）で冷
気ダクト１４を２分割し、上流側からの流れをそ６まま
流れを変えず直接フィルム冷却用空気孔１７からυ１出
させることがないようにしである。
本実施例によれば、第６図に矢印で示Ｊように、上流側
から流れてきた冷却空気は、隔離壁２３により、フィル
ム冷却用空気孔１７に達する前に、一旦後縁部方向に流
れてしやｌｌｉ壁１６に衝突し、ここで反転して再び隔
離壁２３の内側を逆方向に流れ、フィルム冷却用空気孔
１７から翼列に排出される。
から流れてきた冷却空気は、隔離壁２３により、フィル
ム冷却用空気孔１７に達する前に、一旦後縁部方向に流
れてしやｌｌｉ壁１６に衝突し、ここで反転して再び隔
離壁２３の内側を逆方向に流れ、フィルム冷却用空気孔
１７から翼列に排出される。
したがって本実施例によれば、後縁部１１ｂ内においτ
冷却空気の流路を長くすることができ、翼後縁部の冷却
をより効果的に行うことができる。
冷却空気の流路を長くすることができ、翼後縁部の冷却
をより効果的に行うことができる。
以上説明したにうに、本発明によれば、背側および腹側
にそれぞれ設けられた冷気ダクトのうち、いずれか一方
の側の冷気ダクト中を流れる冷却空気が、翼後縁部に設
けられたフィルム冷却用空気孔から排出され、翼後縁部
の外表面をフィルム冷却づ“るので、比較的熱伝達率の
高い翼後縁部を効果的に冷７Ｊ＋−４Ｊることかできる
。したがって、少ない流樋の冷却空気であっても、翼の
ＪｏべＣの範囲において均等かつ」分に冷却することが
できる。
にそれぞれ設けられた冷気ダクトのうち、いずれか一方
の側の冷気ダクト中を流れる冷却空気が、翼後縁部に設
けられたフィルム冷却用空気孔から排出され、翼後縁部
の外表面をフィルム冷却づ“るので、比較的熱伝達率の
高い翼後縁部を効果的に冷７Ｊ＋−４Ｊることかできる
。したがって、少ない流樋の冷却空気であっても、翼の
ＪｏべＣの範囲において均等かつ」分に冷却することが
できる。
また、フィルム冷却用空気孔は、裂の前縁部には設けら
れてい’Ｊいので、フィルム冷Ｎ１用空気孔の目詰まり
を生ずるおそれが少ない。
れてい’Ｊいので、フィルム冷Ｎ１用空気孔の目詰まり
を生ずるおそれが少ない。
第１図は本発明によるガスタービン翼の一実施例を示づ
゛横断面図、第２図は第１図■−■線断面図、第３図は
第１図■−■線断面図、第４図は本発明の他の実施例を
示す部分拡大断面図、第５図【よ第４図Ｖ−Ｖｅｓｔ断
面図、第６ Ｈｔ、Ｌ第４ 図ＶＩ −Ｖｌ線断面図で
ある。 １１・・・外被、１２・・・挿入体、１３・・・リブ（
突出部）、１４・・・冷気ダクト、１５・・・乱流室、
１６・・・しｆｌｌ堅壁１７・・・フィルム冷却用空気
孔、２３・・・隔離壁。 出願人代理人 猪 股 清 弗 ２ 図 ２ 弗 ３ 図
゛横断面図、第２図は第１図■−■線断面図、第３図は
第１図■−■線断面図、第４図は本発明の他の実施例を
示す部分拡大断面図、第５図【よ第４図Ｖ−Ｖｅｓｔ断
面図、第６ Ｈｔ、Ｌ第４ 図ＶＩ −Ｖｌ線断面図で
ある。 １１・・・外被、１２・・・挿入体、１３・・・リブ（
突出部）、１４・・・冷気ダクト、１５・・・乱流室、
１６・・・しｆｌｌ堅壁１７・・・フィルム冷却用空気
孔、２３・・・隔離壁。 出願人代理人 猪 股 清 弗 ２ 図 ２ 弗 ３ 図
Claims (2)
- （１） 内壁面に翼弦方向に延びる複数の突出部が形成
されている中空翼形の外被ど、前記外被内に前記突出部
に接合して挿着され、先端部に、前記外被どの間に形成
された乱流室に向【ノて冷ＪＪ］流体噴出用孔が穿設さ
れている中空状の挿入体とからなり、前記突出部、外被
および挿入体とにより、前記挿入体の背側ａ３よび腹側
に前記乱流室から連続り゛る冷気ダクＩ〜の形成されＣ
いるガスタービン翼において、前記背側Ｊ３よび腹側の
冷気ダクトのうちのいずれか−プフは、外被復縁部内に
設りられたしゃＶｆ＋壁によりしゃ断され、前記しゃ断
された冷気ダクト側の外被後縁部には、前記しゃ新壁よ
り上流側の位「Ｉにフィルム冷却用空気孔が前記冷気ダ
ク１−に連通して穿設されでいることを特徴とするガス
タービン翼。 - （２）シゃ新壁の設けられた冷気ダクト内のフィルム冷
却用空気孔の上流側には、前記フィルム冷却用空気孔を
その上流側の流れおよび突出部に沿った流れから隔離す
る略［字形の隔離壁が設りらねていることを特徴とする
特許請求の範囲第１拍記載のガスタービン翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4754684A JPS60192804A (ja) | 1984-03-13 | 1984-03-13 | ガスタ−ビン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4754684A JPS60192804A (ja) | 1984-03-13 | 1984-03-13 | ガスタ−ビン翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60192804A true JPS60192804A (ja) | 1985-10-01 |
Family
ID=12778146
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4754684A Pending JPS60192804A (ja) | 1984-03-13 | 1984-03-13 | ガスタ−ビン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS60192804A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5611662A (en) * | 1995-08-01 | 1997-03-18 | General Electric Co. | Impingement cooling for turbine stator vane trailing edge |
| JP2003056301A (ja) * | 2001-08-09 | 2003-02-26 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービン翼部品 |
| JP2005299636A (ja) * | 2004-04-08 | 2005-10-27 | General Electric Co <Ge> | カスケードインピンジメント冷却式翼形部 |
-
1984
- 1984-03-13 JP JP4754684A patent/JPS60192804A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5611662A (en) * | 1995-08-01 | 1997-03-18 | General Electric Co. | Impingement cooling for turbine stator vane trailing edge |
| EP0757159A3 (en) * | 1995-08-01 | 1999-03-24 | General Electric Company | Stator vane cooling |
| JP2003056301A (ja) * | 2001-08-09 | 2003-02-26 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービン翼部品 |
| JP2005299636A (ja) * | 2004-04-08 | 2005-10-27 | General Electric Co <Ge> | カスケードインピンジメント冷却式翼形部 |
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