JPS6189901A - 中空流体冷却タービン動翼 - Google Patents

中空流体冷却タービン動翼

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JPS6189901A
JPS6189901A JP60208543A JP20854385A JPS6189901A JP S6189901 A JPS6189901 A JP S6189901A JP 60208543 A JP60208543 A JP 60208543A JP 20854385 A JP20854385 A JP 20854385A JP S6189901 A JPS6189901 A JP S6189901A
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JP
Japan
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wall
passageway
passage
cooling fluid
turning
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Application number
JP60208543A
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English (en)
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ロジヤー・ウイリアム・モス
マイケル・ハーヴエイ・コウニー
デービツド・アンソニー・リチヤードソン
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Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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Publication date
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    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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  • 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。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は特にガスタービンエンジンに使用する中空流体
冷却タービン動翼に関する。
中空冷却タービン動翼は一般にタービン動翼の壁から熱
を拾って発散させるためにタービン動翼を通して、（溶
解金属の如き他の流体も使用されたが）通常は空気の冷
却流体を運ぶ、縦方向に延びる通路を有する。
中空冷却タービン動翼の多くの設計において、冷却流体
は隣接する縦方向に延びる通路を上下に通り、縦方向に
延びる通路を接続する転向通路にて約１８０°の角度を
旋回しなければならない。本発明はこの最新型式のター
ビン動翼に関する。
一般に「多重流路型動翼」と称するこれらの型式のター
ビン動翼は転向通路および縦向き通路に問題を有する。
冷却流体が第１の縦向き通路を通過して転向通路に入る
時に、冷却流体は１８０°転向して隣シの縦向き通路に
入らなければならず、２つの隣接する縦向き通路全分離
する壁に形成される冷却流体の境界層は転向通路および
第２の縦向き通路の壁から剥離して渦流および乱流を生
じ圧力損失を増す。
この問題を克服する試みとして、１個以上の転路および
第２の縦向き通路で渦流および乱流が生ずるので、あま
シ効来が無かった。
本発明はタービン動翼θる冷却流体流の圧力損失を減す
るために境界層の剥離を少なくすることによシ転向通路
および第２の縦向き通路に発、生する乱流を減すること
を目的とする。
よって本発明は翼根、プラットホームおよび翼形部を有
する中空流体冷却タービン動翼を与え、翼形部は冷却流
体を流すための少なくとも２つの縦向き通路と、第１の
縦向き通路から第２の縦向き通路へ冷却流体を転向させ
る少なくとも１つの転向通路とを有し、縦向き通路の間
にそれらを分離するように壁が配置され、膣壁は転向通
路に隣接して空力形状の端末部分を有し、該空力形状の
壁端末部分は膣壁の残り部分に対して旋回半径を増すよ
うな角度にて配置され、該空力形状の端末部分は前記第
１の通路の反対側の境界を画成する椰２の壁に向って延
び、比較的大きな曲率半径を有する１枚の転向翼が前記
空力形状の壁端末部分から隔置されて間に通路全画成し
、該空力形状の壁端末部分と該転向静翼の間の該通路は
前記第１の縦向き通路から第２の縦向き通路への流れの
向きに収縮しており、前記転向翼は前記空力形状の壁端
末部分を廻って前記第２の縦向き通路に向って延在して
該空力形状の壁端末部と該転向翼との間に形成される前
記収縮通路を通って前記第１の通路から第２の通路に流
れる冷却流体を前記壁にほぼ平行に方向付けるようにし
ており、前記転向翼は該翼を廻って流れる冷却流体を前
記収縮通路から離れる冷却流体にほぼ平行に方向付けて
、前記転向通路における圧力損失を減するために冷却流
体の境界層の剥離を減するようにしている。
前記空力形状の壁端末部分と転向翼の間に形成される収
縮通路を離れる冷却流体を前記壁にほぼ平行に方向付け
るために転向翼は第２の通路内に前記壁に平行に動翼の
縦方向に延びる尾部金有することができる。
翼形部は圧力側壁および吸込み側壁により画成され、吸
込み側壁に抽気孔が設けられ、１個の抽気孔は収縮通路
で空力形状の壁端末部分の前縁近くに設けられ、１個の
抽気孔は転向通路で転向具の前縁近くに設けられること
ができる。
壁および転向具は翼形部の圧力側壁および吸込み側壁に
対してほぼ９０’の角度をなして、吸込み側壁において
前記壁および転向具から流動流が剥離するのを少なくす
ることができる。
以下に添付図面全参照しつつ本発明をより充分に記載す
る。
第１図はガスタービンエンジン１０ヲ示し、これはこの
場合、ターボファンエンジンであり、流れの順序に吸気
口１２、ファンおよび中圧圧７１１１１１！！！１４、
高圧圧縮機１８、燃焼系２０、タービン部２２ならびに
排気ノズル２４ヲ有する。このガスタービンエンジンは
公知のやシ方で作動する、つまシ空気は１　　　　　　
ファン／中圧圧縮機１４および高圧圧縮機１８によシ圧
縮された後、燃焼系２０に供給される。燃料が燃焼系内
に噴射され圧縮空気の中で燃焼されて高温ガスを発生し
、ガスはタービン部２２内のタービンを駆動した後、排
気ノズル２４を通ってガスタービンエンジン１０ヲ離れ
る。タービンは軸（図示せず）ｆｃ介してファン、中圧
および高圧圧縮機を駆動する。ファンはまたコアエンジ
ン回りにファンダクト１６全通して空気を駆動して付加
的な推力を生ずる。
タービン部２２はケーシング２８ヲ有するステータ組立
体２６ヲ含み、ケーシングは高温ガス流の境界を形成し
、静翼３０を担持し１組以上の動翼のためのシュラウド
を形成する。ロータ組立体３２は半径方向に延在するタ
ービン動Ｊ＠３６の円周方向翼列を担持する１個以上の
タービンディスク３４を含む。
タービンディスク３４は軸３８ヲ介して圧縮機に連結さ
れる。
タービン動翼３６は第２図に、よシ明らかに示され、多
重流路型の中空冷却タービン動翼である。
タービン動翼３６は翼根４０、プラットホーム４２およ
び翼形部分４４ヲ有する。翼形部分４４は前縁４６およ
び後縁４８ヲ有し、吸込み側壁５０および圧力側壁５２
が前縁から後縁に延在して翼形部を画成する。翼形部は
またプラットホーム４２から離れた縦方向端末に翼端壁
５４を有する。プラットホーム４２または翼端壁５４か
ら翼形部の縦方向に延在する複数の内壁５６．５８．６
０．６２．６４があって、複数の縦方向に延びる通路６
６．６８．７０．７２．７４．７６に翼形部を分割する
。翼形部４４の縦方向の端末に転向通路７８．８０．８
２．８４があり、これらが冷却流体の流路を形成する通
路７６．７４．７２．７０．６８を接１読する。翼端５
４は通路６６．６８．８２からそれぞれ延びる数個の窓
８６．８８．９０を有し、冷却のために冷却流体全翼端
上に流し、また翼端とそれぞれのシュラウド構造の間の
動力流体の漏れを減する。
翼形部４４の後縁近くで縦方向に延在する内壁６４は転
向通路７８の近くに空力形状の端末部分９２を有する。
壁６４の空力形状の端末部分９２は壁６４の残シ部分に
対して角２’２なして配置され、圧力側壁５２および吸
込み側壁５０の後縁４８に向って延びている。
比較的曲率半径の大きい転向具９４が転向ｉＪ！路７路
内８内置され、壁６４の空力形状の端末部分９２から隔
置されてそれとの間に収縮通路９６を画成する。転向静
翼９４は壁６４の空力形状の端末部分９２の回シに延び
て、転向具９４の前縁が空力形状の壁端末部分９２の前
縁に隣接しており、転向具９４の後縁は通路７４の中に
延びて、空力形状端末部分９２が壁６４の残りの部分に
接ながる空力形状端末部分９２の後縁に近接している。
収縮通路９６は転向具９４の前縁から後縁に向って収縮
する。翼形部４４の後縁４８にはフィルム冷却のために
翼形部４４の後縁４８にわたって通路７６から冷却用流
体を放出するだめの複数の放出孔９８または窓が設けら
れる。翼根４０およびプラットホーム４２は、圧縮機１
４または１８からタービン動翼３６の翼形部４４にある
内部の縦方向に延在する通路６６．７６に供給される冷
却流体、通常は空気、を供給する通路１００．１０２．
１０４ヲ有する。
第３図は転向通路７８、関連する転向具９４および縦方
向に延在する壁６４の空力形状の端末部分９２の拡大図
である。滑らかな形状の空力端末部分９２と転向具９４
の間に収縮通路９６が形成されていることが判る。
運転中は、圧縮機１４または１８から供給される冷却空
気は翼形部４４のそれぞれの縦方向に延びる通路６６．
７６に通路１００．１’０２．１ｏ４から流れる。
翼形部４４の前縁４６における通路６６内の冷却空気は
翼形部４４の縦方向に翼端まで流れ、そこで窓８６を通
って流出する。
通路７６内の冷却空気は翼形部４４にそって縦方向に翼
端まで流れ、そこで転向通路７８に流れ１８０°濶って
通路７４に入る。つぎに冷却空気は通路７４にそって流
れ再び転向通路８０の中で１８００廻って通路７２に入
シ、同様に冷却空気は転向通路８２．８４の中で１８０
％って通路７ｏ、６８にそれぞれ流れる。転向通路８２
中の冷却空気の或る量は窓９０を通って流れ、また通路
６８を流れる冷却空気は窓８８を通って流れて翼形部４
４の翼端壁５４を冷却する。
前述の如く、転向適格ヲ逼って流れる冷却空気は縦方向
に延在する壁の端末部分金廻る時、端末部分から剥離し
て乱流金主じて通路内の圧力損失を招く。タービン動翼
の転向通路内に在来技術の転向具を用いることはあまり
効果がなかった。
本発明は縦方向に延在する壁６４に壁６４の残部に対し
て角度を有する空力形状の端末部分９２ｉ与えることに
より転向通路７８内の圧力損失を減じているが、この空
力形状の端末部分は壁６４の端末部分９２を廻る冷却空
気流の旋回半径を、増し、冷却空気流に対して滑らかな
彎曲表面を与えて境界層の剥離を減するのを助ける。転
向具９４は壁６４の空力形状の端末部分９２の回りに延
在し、転向具９４は通路９６の縦方向幅に対して比較的
大きな曲率半径と比較的大きな表面面積を有し、これが
転向具９４上に冷却空気の境界層を保持するのを助ける
。
転向具を廻って流れる冷却空気は通路７４に入る時に壁
６４にほぼ平行に流れるように転向具９４によシ方向付
けされる。
壁６４の空力形状の端末部分９２と転向具９４の間にあ
る収縮通路９６ヲ通って流れる冷却空気も通路７４に入
る時に壁６４にほぼ平行に流れるように転向具９４によ
り方向付けされる。収縮通路９６の使用により９６４の
空力形状の端末部分から冷却空気の境界層が剥離するの
を減する。
収縮通路９６ヲ離れる冷却空気および転向具９４を廻っ
て流れる冷却空気を壁６４に、また相互にほぼ平行に方
向付けることにより冷却空気の乱れおよび壁６４からの
剥離が減する。それはこれら２つの冷却空気流が相互に
衝突し、妨害し合って冷却空気が壁６４から離れる方向
に向かうことがなくなるからである。
転向通路７８はまた通路７６から通路７４への冷却空気
の流れの方向に収縮して、これも剥離を防止または制限
する助けとなる。
第４図は用３図に示す転向通路７８の代替実施例を示す
。転向静翼９４は通路７４内で壁６４に平行に転向具９
４から延在する尾部１０６が設けられていて、収縮通路
９６内を流れる冷却空気が壁６４に平行に通路７４にそ
って方向付けされることを保証する。
第５図は第３図に示す転向通路７８のいま一つの実施例
を示す。転向通路７８には翼形部４４の吸込み側壁５０
に配置される抽気孔１０８．１１０が設けられる。抽気
孔１０８は転向具９４と空力形状の端末部分９２の間の
収縮通路９６内に端末部分９２の前縁近くに配置され、
抽気孔１１０は転向具９４の上方で前縁近くに配置され
る。抽気孔１０８．１１０は空力形状の端末部分９２お
よび転方翼９４からのそれらの前縁にて起る剥離全滅じ
て、その個所にて剥離が滑らかな流れを与え始める。
第６図は縦方向に延在する通路６６．６８．７０，７２
．７４．７６および壁５６．５８．６ｏ、６２．６４全
断面図で示す。壁５６．５８．６０．６２．６４は吸込
み壁５０および圧力壁５２にほぼ垂直である。も１．も
壁５６．５８．６ｏ、６２．６４が側壁に対する垂直線
からがなり異る角度に配置されるならば、冷却空気の剥
離が生ずるから、壁はこの角度に配置されることが望ま
しい。壁５６．５８．６０．６２．６４が側壁に対して
２７〜３０°　の範囲の角度に配置されているならば、
転向具９４、端末部分９２および他の壁５６．５８．６
０゜６２の上を流れる冷却空気は吸込み側の吸込み側壁
５０から稚れて圧力側の圧力側壁５２に流れ込む。
形状の端末部分９２の上を流れる冷却空気流の吸込み側
壁５０からの剥離と見做すことができる。
内壁の他の部分に対して傾けて収縮通路を生ずるように
転向具および空力形状の端末部公金使用することは例示
の後縁近くの内壁のみならず翼形部の他の内壁にも適用
することができる。
内壁の残り部分に対して傾けた転向具および空力形状の
端末部分は、一つの壁により分離された少なくとも２つ
の縦方向に延在する通路を有する任意の中空タービン動
翼の翼形部に適用されることができる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明による中空の流体冷却タービン動翼を示
す、ガスタービンエンジンの部分断面を示す全体図、 第２図は第１図に示す中空の流体冷却タービン動翼の拡
大図、 第３図は第２図に示す中空の流体冷却タービン動翼の転
向通路の拡大図、 第４図は第２図に示す中空の流体冷却タービン動翼の転
向通路の代替実施例の拡大図、第５図は第２図に示す流
体冷却タービン動翼の転向通路のいま一つの実施例の拡
大図、第６図は第２図のＡ−Ａ線にそう断面図。

Claims (4)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）翼根、プラットホームおよび翼形部を有し、該翼
    形部は冷却流体を流すための少なくとも２つの縦方向に
    延在する通路と、第１の縦方向に延在する通路から第２
    の縦方向に延在する通路へ前記冷却流体が回流する少な
    くとも１つの転向通路と、前記縦方向に延在する通路の
    間に配置されて該通路を分離する壁と、を有している中
    空の流体冷却タービン動翼であって、前記壁６４は前記
    転向通路７８に隣接して空力形状の端末部分９２を有し
    、該壁の空力形状の端末部分９２は旋回半径を増すよう
    に壁６４の残りの部分に対して或る角度にて配置され、
    該壁６４の空力形状の端末部分９２は前記第１の通路７
    ６の対向境界を画成する第２の壁４８に向って延在し、
    比較的大きな曲率半径を有する転向翼９４が前記壁６４
    の空力形状の端末部分９２から隔置されて間に通路９６
    を形成し、、該空力形状の端末部分９２と該転向翼９４
    の間の該通路９６は前記第１の縦方向に延在する通路７
    ６から前記第２の縦方向に延在する通路７４への流れの
    方向に収縮しており、前記転向翼９４は前記壁の空力形
    状の端末部分９２を廻って前記第２の縦方向に延在する
    通路７４に向って延在して前記収縮通路９６を流れる冷
    却流体を前記壁６４に対してほぼ平行になるように方向
    付けており、前記転向翼９４は該転向翼９４を廻って流
    れる冷却流体を前記収縮通路９６から離れる冷却流体に
    ほぼ平行になるように方向付けし、それにより前記壁６
    ４からの冷却流体の境界層の剥離を減じて前記転向通路
    ７８内の圧力損失を減ずるようにしてあることを特徴と
    する中空の流体冷却タービン動翼。
  2. （２）前記転向翼９４は前記第２の通路７４内でタービ
    ン動翼の縦方向に前記壁に平行に延在する尾部１０６を
    有して、前記壁６４の空力形状端末部分９２と前記転向
    翼９４の間に形成される前記通路９６を離れる冷却流体
    を前記壁６４にほぼ平行に方向付けしていることを特徴
    とする、特許請求の範囲第（１）項に記載の中空の流体
    冷却タービン動翼。
  3. （３）前記翼形部が吸込側壁と圧力側壁により画成され
    、該吸込み側壁には抽気孔が設けられ、１個の抽気孔１
    ０８は前記収縮通路９６内に前記壁６４の空力形状の端
    末部分９２の前縁近くに設けられ、１個の抽気孔１１０
    は前記転向通路７８内に前記転向翼９４の前縁近くに設
    けられていることを特徴とする特許請求の範囲第（１）
    項または第（２）項に記載の中空の流体冷却タービン動
    翼。
  4. （４）前記壁６４と前記転向翼９４は前記翼形部の前記
    圧力側壁５２および前記吸込み側壁５０に対しほぼ９０
    °の角度をなして、前記吸込み側壁５０における前記壁
    ６４および前記転向翼９４からの冷却流体の剥離を減じ
    ていることを特徴とする、特許請求の範囲第（１）項か
    ら第（３）項までのいづれか１項に記載の中空の流体冷
    却タービン動翼。
JP60208543A 1984-10-04 1985-09-20 中空流体冷却タービン動翼 Pending JPS6189901A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB8425092 1984-10-04
GB08425092A GB2165315B (en) 1984-10-04 1984-10-04 Improvements in or relating to hollow fluid cooled turbine blades

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPS6189901A true JPS6189901A (ja) 1986-05-08

Family

ID=10567701

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP60208543A Pending JPS6189901A (ja) 1984-10-04 1985-09-20 中空流体冷却タービン動翼

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4604031A (ja)
JP (1) JPS6189901A (ja)
DE (1) DE3534905C2 (ja)
FR (1) FR2571428B1 (ja)
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