JPS61205301A - ガスタ−ビン翼 - Google Patents
ガスタ−ビン翼Info
- Publication number
- JPS61205301A JPS61205301A JP60042678A JP4267885A JPS61205301A JP S61205301 A JPS61205301 A JP S61205301A JP 60042678 A JP60042678 A JP 60042678A JP 4267885 A JP4267885 A JP 4267885A JP S61205301 A JPS61205301 A JP S61205301A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- cooling
- gas turbine
- turbine blade
- 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】
〔発明の利用分野〕
本発明は内部に冷却構造をもつガスタービン翼に係シ、
特に冷却効果にすぐれた冷却流体の通路を備えたガスタ
ービン翼に関するものでおる。
特に冷却効果にすぐれた冷却流体の通路を備えたガスタ
ービン翼に関するものでおる。
カスタービンの翼は高温の状態で作動し、翼に使用する
材料の許容温度範囲内で用いるために翼の冷却か必要を
なっている。その際に要求されることは、少ない冷却流
体の流量で翼の最高温度および平均温度を翼の材料の許
容温度範囲内に保つこと、興の内部の温度差を小さくす
ること％かめる。
材料の許容温度範囲内で用いるために翼の冷却か必要を
なっている。その際に要求されることは、少ない冷却流
体の流量で翼の最高温度および平均温度を翼の材料の許
容温度範囲内に保つこと、興の内部の温度差を小さくす
ること％かめる。
今日ガスタービン翼の冷却方法として採用されている中
で、インピンジメント冷却は冷却流体を絞って被冷却面
に衝突させるため平均的な冷却効果は大きいものの冷却
流路全体の圧力損失も大きく、更に衝突流の中心と周囲
の被冷却面上で冷却効果かかなシネ均一になる欠点があ
る。またフィルム冷却は翼外表面に開口した吹出し孔が
燃焼ガス中の不純物により閉１されることが、１、使用
する燃料によっては冷却効果が著しく損われる欠点かあ
る。それに対して対流冷却は翼内部の冷却流路に沿って
冷却流体を流すことによって翼の冷却をはかるものでフ
ィルム冷却のような翼外部への吹出し孔かないため燃料
の性質によシ冷却効果か低下することなく、また翼の製
造技術の進歩によシ微細な内部冷却流路を製造すること
が可能になったためインビジ、メント冷却よりも小さな
圧力損失で大きな冷却効果を得られることから、多様な
燃料の使用に対応できる対流冷却を基本とした内部冷却
構造を有する翼の開発が進められている。
で、インピンジメント冷却は冷却流体を絞って被冷却面
に衝突させるため平均的な冷却効果は大きいものの冷却
流路全体の圧力損失も大きく、更に衝突流の中心と周囲
の被冷却面上で冷却効果かかなシネ均一になる欠点があ
る。またフィルム冷却は翼外表面に開口した吹出し孔が
燃焼ガス中の不純物により閉１されることが、１、使用
する燃料によっては冷却効果が著しく損われる欠点かあ
る。それに対して対流冷却は翼内部の冷却流路に沿って
冷却流体を流すことによって翼の冷却をはかるものでフ
ィルム冷却のような翼外部への吹出し孔かないため燃料
の性質によシ冷却効果か低下することなく、また翼の製
造技術の進歩によシ微細な内部冷却流路を製造すること
が可能になったためインビジ、メント冷却よりも小さな
圧力損失で大きな冷却効果を得られることから、多様な
燃料の使用に対応できる対流冷却を基本とした内部冷却
構造を有する翼の開発が進められている。
対流冷却によってタービン挑を冷却するモノトして特開
昭５８−１１９９０２号公報があげられる。
昭５８−１１９９０２号公報があげられる。
これは冷却通路に沿って冷却流体の温度が上昇し、それ
Ｋよって冷却効果が下がることから冷却流路出口の断面
積を入口よりも小さくすることによシ冷却流路出ロ付近
の流速を高め、冷却効果が下がるのを防いでいる。これ
を第９図、第１０図によって説明する。第９図はガスタ
ービン翼の横断面図、第１０図はその縦断面図を示す。
Ｋよって冷却効果が下がることから冷却流路出口の断面
積を入口よりも小さくすることによシ冷却流路出ロ付近
の流速を高め、冷却効果が下がるのを防いでいる。これ
を第９図、第１０図によって説明する。第９図はガスタ
ービン翼の横断面図、第１０図はその縦断面図を示す。
第１０図において、冷却流路２２は翼状のけた材２１の
周囲にある薄板状の殻材２５の間で翼外表面付近に配置
されている。冷却流体は冷却流路入口２４から加圧中空
内部２６に送られ、翼根元部２Ｂ付近でけた材２１を貫
通する孔２７から冷却流路２２へ導びかれている。この
ような冷却流路を設けることにより、比較的長さの短い
冷却流路に高速で冷却流体を送る九め、限られた圧力損
失・流量で効果的な対流冷却か可能となシ、更に冷却流
路出口付近の断面積を小さくして冷却流路出口付近の流
速を上げているため、冷却流路に沿って温度上昇する冷
却流体による冷却効果が下がるのを防ぐことはできる。
周囲にある薄板状の殻材２５の間で翼外表面付近に配置
されている。冷却流体は冷却流路入口２４から加圧中空
内部２６に送られ、翼根元部２Ｂ付近でけた材２１を貫
通する孔２７から冷却流路２２へ導びかれている。この
ような冷却流路を設けることにより、比較的長さの短い
冷却流路に高速で冷却流体を送る九め、限られた圧力損
失・流量で効果的な対流冷却か可能となシ、更に冷却流
路出口付近の断面積を小さくして冷却流路出口付近の流
速を上げているため、冷却流路に沿って温度上昇する冷
却流体による冷却効果が下がるのを防ぐことはできる。
しかしながら、ガスタービン翼の冷却流路の出口付近の
温度が最も高いわけではなく第４図に示したように真中
央部の温度が高く、翼端部の万が低い状態にある。第４
図においてガス温度の具体的な数値をあげれば真中央部
のＴ、、！は１３９０Ｃ翼の平均温度Ｔ ａ ｖは１２
６０Ｃ，翼端部のＴム。
温度が最も高いわけではなく第４図に示したように真中
央部の温度が高く、翼端部の万が低い状態にある。第４
図においてガス温度の具体的な数値をあげれば真中央部
のＴ、、！は１３９０Ｃ翼の平均温度Ｔ ａ ｖは１２
６０Ｃ，翼端部のＴム。
Ｔｃは１０００Ｃでめる。このような翼内部の温度分布
を考慮していなかった従来のガスタービンの冷却翼では
、翼の温度の不均一を解消することはできず、翼の最高
温度を材料の許容温度以下にするためには多量の冷却流
体を必要としなければならなかつ九。更に、翼の最高温
度と最低温度の温度差が大きいと材料の熱ひずみか大き
くなり、材料の強度上の問題があった。
を考慮していなかった従来のガスタービンの冷却翼では
、翼の温度の不均一を解消することはできず、翼の最高
温度を材料の許容温度以下にするためには多量の冷却流
体を必要としなければならなかつ九。更に、翼の最高温
度と最低温度の温度差が大きいと材料の熱ひずみか大き
くなり、材料の強度上の問題があった。
本発明の目的は、ガスタービン翼の最高温度を材料の許
容温度以下にするとともに、少ない流量で真の温度の不
均一を解消することのできる冷却効果のすぐれた内部冷
却構造を備え九ガスタービン翼を提供することにある。
容温度以下にするとともに、少ない流量で真の温度の不
均一を解消することのできる冷却効果のすぐれた内部冷
却構造を備え九ガスタービン翼を提供することにある。
本発明の特徴とするところは、ガスタービン翼の内部に
冷却流体を流す冷却流路と、竺却痺体を翼端部から冷却
流路へ送る導入流路と冷却流路からの冷却流体を真端部
または翼外部へ流出させる排出流路を備え、冷却流路の
側面金属の外殻と隔壁で構成されたガスタービン翼にお
いて、翼の外殻の外表面から内面に至る伝熱通路の熱伝
達抵抗をほは一定にして、かつ翼の中央部の冷却流路断
面積を翼の根元部および翼の先端部よりも小さくしたこ
とにある。
冷却流体を流す冷却流路と、竺却痺体を翼端部から冷却
流路へ送る導入流路と冷却流路からの冷却流体を真端部
または翼外部へ流出させる排出流路を備え、冷却流路の
側面金属の外殻と隔壁で構成されたガスタービン翼にお
いて、翼の外殻の外表面から内面に至る伝熱通路の熱伝
達抵抗をほは一定にして、かつ翼の中央部の冷却流路断
面積を翼の根元部および翼の先端部よりも小さくしたこ
とにある。
以上のような構造にしたことによシ、冷却流路の断面積
が翼の根元部では大きく、翼の中央部で小さくなり、翼
の先端部で再び大きくなる。よって冷却流体の流速およ
び流速とほぼ比例関係をもつ熱伝達率は興の根元部で小
さく、舅の中央部で大きく、翼の中央部で大きくなり、
異の先端部で小さくなる。このようにして翼の中央部付
近の冷却効果を高めることができる。その際に翼内面の
伝熱面積や翼の外殻の厚さを変化させることは上述した
効果を弱めることにつながるため冷却流路断面積の変化
は、隔壁を突出させることによって行っている。
が翼の根元部では大きく、翼の中央部で小さくなり、翼
の先端部で再び大きくなる。よって冷却流体の流速およ
び流速とほぼ比例関係をもつ熱伝達率は興の根元部で小
さく、舅の中央部で大きく、翼の中央部で大きくなり、
異の先端部で小さくなる。このようにして翼の中央部付
近の冷却効果を高めることができる。その際に翼内面の
伝熱面積や翼の外殻の厚さを変化させることは上述した
効果を弱めることにつながるため冷却流路断面積の変化
は、隔壁を突出させることによって行っている。
この構造よシ、少ない冷却流体で翼の中央部の温度を下
げることかでき、翼の温度の均一化がはかれる。
げることかでき、翼の温度の均一化がはかれる。
本発明の一実施例を第１図および第２図に示す。
これはリターンフロ一対流冷却翼に適用した例である。
ガスタービン翼ｌの断面内には中心線に沿って４本の翼
高さ方向の冷却流路２〜５が配設され、各流路の側面は
翼の外殻による翼内面６と隔壁７で得成されている。冷
却流路２・３へは翼根元部８内部の導入流路９から冷却
流体１０が供給され、冷却流路２では翼先端部１１へ向
って単純に通過し排出孔１２から排出される（第１の系
統）が、冷却流路３では翼先端部１１まで通過後折返し
て冷却流路４・５を順に迎向きに流れ排出流路１３から
排出される（第２の系統）。冷却流路２〜４の隔壁７に
は突出部１４が設けられ、諷高さ中央（Ｂ−Ｂ〜［面）
の流路断面積をｈ根元部付近（Ｃ−Ｃ断面）や真先端部
付近（Ａ−Ａ断面）よりも小さくするとともに、熱交換
を行う翼内面６の表面積は流路断面積変化の影響を受け
ないようにしている。そのため各冷却流路２〜４内の冷
却流体１０の流速は翼の中央部が翼根元部、先端部付近
よりも犬きくなシ、同様に冷却側熱伝達率も翼の中央部
が高くなる。このように冷却流路の断面積変化による冷
却側の熱伝達率への影響は大きく、翼内面６に設置され
た板・柱状の小突起１５によって渦流を発生させて冷却
効果を高めることと併用することで、翼の温度の均一と
冷却効果を更に向上させることができる。従来用いられ
ていた板・柱状の小突起なる慎熱促進簀累たけを用いて
冷却効果を高めようとすることは冷却流体の流れによど
み等が発生したシする九め冷却能力には限界がアシ、ガ
スタービン翼内の温度差が１０００程度までしか縮める
ことかできなかったか、本発明を用い九場合は、ガスタ
ービン翼内の温度差を８０Ｃ以下に抑えることができた
。
高さ方向の冷却流路２〜５が配設され、各流路の側面は
翼の外殻による翼内面６と隔壁７で得成されている。冷
却流路２・３へは翼根元部８内部の導入流路９から冷却
流体１０が供給され、冷却流路２では翼先端部１１へ向
って単純に通過し排出孔１２から排出される（第１の系
統）が、冷却流路３では翼先端部１１まで通過後折返し
て冷却流路４・５を順に迎向きに流れ排出流路１３から
排出される（第２の系統）。冷却流路２〜４の隔壁７に
は突出部１４が設けられ、諷高さ中央（Ｂ−Ｂ〜［面）
の流路断面積をｈ根元部付近（Ｃ−Ｃ断面）や真先端部
付近（Ａ−Ａ断面）よりも小さくするとともに、熱交換
を行う翼内面６の表面積は流路断面積変化の影響を受け
ないようにしている。そのため各冷却流路２〜４内の冷
却流体１０の流速は翼の中央部が翼根元部、先端部付近
よりも犬きくなシ、同様に冷却側熱伝達率も翼の中央部
が高くなる。このように冷却流路の断面積変化による冷
却側の熱伝達率への影響は大きく、翼内面６に設置され
た板・柱状の小突起１５によって渦流を発生させて冷却
効果を高めることと併用することで、翼の温度の均一と
冷却効果を更に向上させることができる。従来用いられ
ていた板・柱状の小突起なる慎熱促進簀累たけを用いて
冷却効果を高めようとすることは冷却流体の流れによど
み等が発生したシする九め冷却能力には限界がアシ、ガ
スタービン翼内の温度差が１０００程度までしか縮める
ことかできなかったか、本発明を用い九場合は、ガスタ
ービン翼内の温度差を８０Ｃ以下に抑えることができた
。
本発明における第２の実施例を第３図、第４図および第
５図に示す。
５図に示す。
これは上記の実施例と同様なリターンフロ一対流冷却翼
であるが、隔壁を突出させるかわシに翼中央壁１６を突
出させることで真性表面付近に配設され九冷却流路２〜
４の断面積を変化させている。上記の実施例と同様の原
理によシ、第４図のように不均一なガス温度分布（Ｔ、
、、：最高温度、Ｔａｖ：平均温度、ＴＡ 、 Ｔｍ
、 Ｔｃ ：各断面位置での温度）による翼高さ方向の
外部熱負荷変化に対し、翼高さ中央の冷却流路断面積ｔ
−挑根元・先端部付近よシ小さくすることで真中央部を
流れる冷却流体の流速を高められ、ガスタービン翼内部
における温度の均一化を達成することかできる。
であるが、隔壁を突出させるかわシに翼中央壁１６を突
出させることで真性表面付近に配設され九冷却流路２〜
４の断面積を変化させている。上記の実施例と同様の原
理によシ、第４図のように不均一なガス温度分布（Ｔ、
、、：最高温度、Ｔａｖ：平均温度、ＴＡ 、 Ｔｍ
、 Ｔｃ ：各断面位置での温度）による翼高さ方向の
外部熱負荷変化に対し、翼高さ中央の冷却流路断面積ｔ
−挑根元・先端部付近よシ小さくすることで真中央部を
流れる冷却流体の流速を高められ、ガスタービン翼内部
における温度の均一化を達成することかできる。
第６図および第７図に本発明の第３の実施例を示す。こ
れは翼高さ方向を用いている冷却流路を興外表面付近に
配設し九対流冷却翼（シェル・スパ一対流冷却翼も含ま
れる）に適用した例である。
れは翼高さ方向を用いている冷却流路を興外表面付近に
配設し九対流冷却翼（シェル・スパ一対流冷却翼も含ま
れる）に適用した例である。
ガスタービン翼１は内部空洞１８をもつ中空構造になっ
ておシ、薄い翼壁１７内に翼高さ方向の微細な冷却流路
２が並べられて翼前手部分を冷却し、内部空洞１８から
後縁部に通ずる翼弦方向の排出流路１３で後縁部が冷却
される。翼高さ方向の冷却流路２は翼高さ中央（Ｂ−Ｂ
断面）の断面積（または高さ）か翼根光・先端部付近（
Ｃ−Ｃ断面・Ａ−Ａ断面）よシ小さくなっている。これ
によシ、この部分での冷却流体の流速そして熱伝達率を
大きくして、上記の説明の第４図のようなガス温度不均
一による翼高さ方向の外部熱負荷変化に対応し、温度の
高い真中央部の冷却効果を高めることかでき翼の温度の
均一化を達成することができる。
ておシ、薄い翼壁１７内に翼高さ方向の微細な冷却流路
２が並べられて翼前手部分を冷却し、内部空洞１８から
後縁部に通ずる翼弦方向の排出流路１３で後縁部が冷却
される。翼高さ方向の冷却流路２は翼高さ中央（Ｂ−Ｂ
断面）の断面積（または高さ）か翼根光・先端部付近（
Ｃ−Ｃ断面・Ａ−Ａ断面）よシ小さくなっている。これ
によシ、この部分での冷却流体の流速そして熱伝達率を
大きくして、上記の説明の第４図のようなガス温度不均
一による翼高さ方向の外部熱負荷変化に対応し、温度の
高い真中央部の冷却効果を高めることかでき翼の温度の
均一化を達成することができる。
以上のように本発明によれば、カスタービン翼の冷却効
果を向上することができるー、方、翼の温度分布を均一
化することかできた、具体的な数値をあければ翼内部の
最大温度と最小温度の差が従来では１０００程度あった
ものが本発明を用いることによシ温度差を８０Ｃ以下に
することができた。本発明は翼の内部において温度の高
い部分を下げることによって温度の均一化をはかつてい
るため、冷却流体の流量を増やすことなく目的か達成で
き、更に、翼の温夏差が１１、ｊ ＜なったことによシ
、材料の一部に熱負荷が大きくかかるようなことかなく
なシ、材料の熱ひずみか小さくなるとともに材料の長寿
命化につ危がる。
果を向上することができるー、方、翼の温度分布を均一
化することかできた、具体的な数値をあければ翼内部の
最大温度と最小温度の差が従来では１０００程度あった
ものが本発明を用いることによシ温度差を８０Ｃ以下に
することができた。本発明は翼の内部において温度の高
い部分を下げることによって温度の均一化をはかつてい
るため、冷却流体の流量を増やすことなく目的か達成で
き、更に、翼の温夏差が１１、ｊ ＜なったことによシ
、材料の一部に熱負荷が大きくかかるようなことかなく
なシ、材料の熱ひずみか小さくなるとともに材料の長寿
命化につ危がる。
第１図は本発明のガスタービン翼の内部冷却構造の本発
明による第１の実施例における翼の横断面図、第２図は
その翼断面中心線に沿った縦断面図、第３図は本発明の
第２の実施例における興の横断面図、第４図は翼高さ方
向の温度分布図、第５図は第２の実施例の翼の正面図、
第６図は本発明の第３の実施例における翼の横断面図、
第７図はその流路形状を示すため拡大した部分横断面図
、第８図は第３の実施例の翼の正面図、第９図、第１０
図は従来例を示す。 １・・・カスタービン具、２〜５・・・冷却流路、６・
・・翼内面、７・・・隔壁、９・・・導入流路、１０・
・・冷却流体、゛・−−−Ｉ 番Ｉ目 蓼３０ 第しい 寮９０
明による第１の実施例における翼の横断面図、第２図は
その翼断面中心線に沿った縦断面図、第３図は本発明の
第２の実施例における興の横断面図、第４図は翼高さ方
向の温度分布図、第５図は第２の実施例の翼の正面図、
第６図は本発明の第３の実施例における翼の横断面図、
第７図はその流路形状を示すため拡大した部分横断面図
、第８図は第３の実施例の翼の正面図、第９図、第１０
図は従来例を示す。 １・・・カスタービン具、２〜５・・・冷却流路、６・
・・翼内面、７・・・隔壁、９・・・導入流路、１０・
・・冷却流体、゛・−−−Ｉ 番Ｉ目 蓼３０ 第しい 寮９０
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、ガスタービン翼の内部に冷却流体を流す冷却流路と
、冷却流体を翼端部から前記冷却流路へ送る導入流路と
、前記冷却流路からの冷却流体を翼端部または翼外部へ
流出させる排出流路を備え、前記冷却流路の側面は外殻
と隔壁で構成されたガスタービン翼において、前記外殻
の外表面から内面に至る伝熱通路の熱伝達抵抗をほぼ一
定にし、翼の根元部および翼の先端部よりも翼の中央部
の前記冷却流路の断面積を小さくしたことを特徴とする
ガスタービン翼。 ２、特許請求の範囲第１項において、翼の中央部の前記
隔壁を冷却通路に突出させることにより前記冷却流路の
断面積を小さくしたことを特徴とするガスタービン翼。 ３、特許請求の範囲第１項において、前記冷却流路の側
面は外殻と隔壁と翼中央壁で構成し、翼の中央部の前記
翼中央壁を冷却通路に突出させることにより前記冷却流
路の断面積を小さくしたことを特徴とするガスタービン
翼。 ４、特許請求の範囲第１項において、前記冷却流路の側
面に板あるいは柱状の突起部を設けたことを特徴とする
ガスタービン翼。 ５、ガスタービン翼の内部に冷却流体を流す第１の冷却
流路と、冷却流体を翼端部から前記第１の冷却流路へ送
る導入流路と、前記第１の冷却流路からの冷却流体を翼
端部または翼外部へ流出させる排出流路を備え、前記第
１の冷却流路を構成する外殻の中に多数の第２の冷却流
路をもつガスタービン翼において、翼の根元部および翼
の先端部よりも翼の中央部の前記第２の冷却流路の断面
積を小さくしたことを特徴とするガスタービン翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60042678A JPS61205301A (ja) | 1985-03-06 | 1985-03-06 | ガスタ−ビン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60042678A JPS61205301A (ja) | 1985-03-06 | 1985-03-06 | ガスタ−ビン翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61205301A true JPS61205301A (ja) | 1986-09-11 |
Family
ID=12642685
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60042678A Pending JPS61205301A (ja) | 1985-03-06 | 1985-03-06 | ガスタ−ビン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS61205301A (ja) |
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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-
1985
- 1985-03-06 JP JP60042678A patent/JPS61205301A/ja active Pending
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