CN102099550A - 涡轮用叶片 - Google Patents

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桥本朋子
由里雅则
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Abstract

本发明提供一种涡轮用叶片，其能够减少冷却空气(冷却介质)量，并且能够防止低温冷却空气从薄膜冷却孔吹出。对位于叶片主体(11)的腹侧的内周面(17)紊流冷却后的冷却介质的一部分对位于所述叶片主体(11)的背侧的内周面(17)进一步紊流冷却后，从位于所述叶片主体(11)的背侧的薄膜冷却孔(13)被吹出。

Description

涡轮用叶片
技术领域
本发明涉及一种燃气轮机，更详细而言涉及燃气轮机的涡轮用叶片(静叶片、动叶片)。
背景技术
作为燃气轮机的涡轮部中的涡轮用叶片(例如第二级静叶片)，已知的为例如在专利文献1中公开的涡轮用叶片。
专利文献1日本特开平3-253701号公报
然而，在所述专利文献1公开的涡轮用叶片中，为了更高效率地冷却叶片主体的内壁面(内周面)，必须以紊流孔尽可能位于靠近叶片主体的内壁面的位置处的方式配置插入件的壁面。由此，插入件的流路截面积必然性地增大，出现冷却空气量变多，燃气轮机的性能降低的问题。
另外，导入至插入件内部的冷却空气在通过形成在插入件上的多个紊流孔对叶片主体的内壁进行紊流冷却后，从叶片主体上形成的多个薄膜冷却孔被吹出。即，导入到插入件内部的冷却空气总共仅进行一次紊流冷却后就从薄膜冷却孔向叶片主体的外部流出。由此，存在低温的冷却空气从薄膜冷却孔被吹出，燃气轮机的气体温度下降，而燃气轮机的热效率降低的可能性。
发明内容
本发明鉴于上述问题而提出，其目的为提供一种涡轮用叶片，该涡轮用叶片能够减少冷却空气(冷却介质)量，而且能够防止低温的冷却空气从薄膜冷却孔被吹出。
本发明为了解决所述技术问题，采用以下的技术手段。
本发明涉及的涡轮用叶片具备：叶片主体，其设有多个薄膜冷却孔，并且通过设有至少一个板状肋而在内部形成至少两个空腔，所述肋在与竖立设置方向的轴线大致正交的截面内与连结前缘和后缘的中心线大致正交；中空的插入件，其以在自身外周面与所述叶片主体的内周面之间形成冷却空间的方式配置在所述各空腔内，并且设有多个紊流冷却孔，所述涡轮用叶片的特征在于，该涡轮用叶片构成为，对位于所述叶片主体腹侧的内周面紊流冷却的冷却介质的一部分，进一步对位于所述叶片主体背侧的内周面进行紊流冷却后，从位于所述叶片主体的背侧的薄膜冷却孔被吹出。
根据本发明涉及的涡轮用叶片，由于空腔内的插入件的流路截面积减小，因此能够降低总体冷却空气量(冷却空气的消耗量)。
另外，导入至插入件内部的冷却空气的一部分被导入至插入件的内部，对叶片主体的背侧内壁面进行紊流冷却，并且能够用来对叶片主体的背侧外壁面(外周面)进行薄膜冷却。
由此，能够使导入插入件内部的冷却空气量减少，或者能够成为极少量，能够进一步降低总体冷却空气量(与现有技术相比减少10％左右)，并且能够防止低温冷却空气从薄膜冷却孔被吹出。
本发明涉及的涡轮用叶片具备：叶片主体，其设有多个薄膜冷却孔，并且通过设有至少一个板状肋而在内部形成至少两个空腔，所述肋在与竖立设置方向的轴线大致正交的截面内与连结前缘和后缘的中心线大致正交；中空的插入件，其以在自身外周面与所述叶片主体的内周面之间形成冷却空间的方式配置在所述各空腔内，并且设有多个紊流冷却孔，所述涡轮用叶片的特征在于，该涡轮用叶片构成为，所述插入件在所述空腔的腹侧和背侧各配置一个，从配置在腹侧的插入件的紊流冷却孔向位于所述叶片主体的腹侧的内周面吹出的冷却介质的一部分，暂时通过所述冷却空间被导入到配置在背侧的插入件的内部后，从配置在背侧的插入件的紊流冷却孔向位于所述叶片主体的背侧的内周面被吹出。
根据本发明涉及的涡轮用叶片，例如如图2所示，由于空腔内的插入件的流路截面积减小，因此能够降低总体冷却空气量(冷却空气消耗量)。
另外，导入至插入件内部的冷却空气的一部分被导入至插入件的内部，用来对叶片主体的背侧内壁面进行紊流冷却，并且对叶片主体的背侧外壁面(外周面)进行薄膜冷却。
由此，能够使导入插入件内部的冷却空气量减少，或者能够成为极少量，能够进一步降低整体冷却空气量(与现有技术相比减少10％左右)，并且能够防止低温冷却空气从薄膜冷却孔被吹出。
本发明涉及的涡轮用叶片具备：叶片主体，其设有多个薄膜冷却孔，并且通过设有至少一个板状肋而在内部形成至少两个空腔，所述肋在与竖立设置方向的轴线大致正交的截面内与连结前缘和后缘的中心线大致正交；中空的插入件，其以在自身外周面与所述叶片主体的内周面之间形成冷却空间的方式配置在所述各空腔内，并且设有多个紊流冷却孔，所述涡轮用叶片的特征在于，该涡轮用叶片构成为，在所述空腔的背侧设有紊流板，所述紊流板将位于所述空腔的背侧的外周面与位于所述叶片主体的背侧的内周面之间所形成的冷却空间沿着位于所述空腔的背侧的外周面以及位于所述叶片主体的背侧的内周面分成两部分，且设有多个紊流冷却孔。
根据本发明涉及的涡轮用叶片，例如如图3所示，由于空腔内的插入件的流路截面积减小，因此能够降低总体冷却空气量(冷却空气消耗量)。
另外，导入至插入件内部的冷却空气的一部分从形成在紊流板上的紊流孔被吹出至冷却空间内，用来对叶片主体的背侧内壁面进行紊流冷却，并且对叶片主体的背侧外壁面(外周面)进行薄膜冷却，因此能够防止低温冷却空气从薄膜冷却孔被吹出。
本发明涉及的燃气轮机具备涡轮用叶片，其能够减少总体冷却空气量并且防止低温冷却空气从薄膜冷却孔被吹出。
根据本发明涉及的燃气轮机，由于能够减少总体冷却空气量，因此能够提高燃气轮机的性能，并且由于能够防止来自于薄膜冷却孔的低温的冷却空气的吹出，因此能够提高燃气轮机的热效率。
根据本发明，能够获取减少冷却空气(冷却介质)量，并且防止从薄膜冷却孔吹出低温冷却空气的效果。
附图说明
图1是表示具备本发明涉及的涡轮用叶片的燃气轮机的图，为表示拆下轮室上半部的状态的示意立体图。
图2是将本发明的一个实施方式的涡轮用叶片的大致中央部由相对于其竖立设置方向的轴线大致正交的面剖切后的主要部分的剖面图。
图3是将本发明的其他实施方式的涡轮用叶片的大致中央部由对于其竖立设置方向的轴线大致正交的面剖切后的主要部分的剖面图。
符号说明
1燃气轮机 10涡轮用叶片 11叶片主体 12a插入件 12b插入件 12c插入件 13薄膜冷却孔 14肋 15紊流冷却孔 16外壁面(外周面) 17内壁面(内周面) 20涡轮用叶片 21插入件22紊流板 24外壁面(外周面) C1空腔 C2空腔 L.E.前缘
具体实施方式
以下，参照图1和图2说明本发明涉及的涡轮用叶片的一个实施方式。
图1是表示具备本发明的涡轮用叶片10的燃气轮机1，为表示拆下轮室上半部的状态的示意立体图，图2是将本实施方式的涡轮用叶片10的大致中央部由相对于其竖立设置方向的轴线大致正交的面剖切后的主要部分的剖面图。
如图1所示，燃气轮机1主要包括：压缩燃烧用空气的压缩部2、将燃料喷射到从该压缩部2送来的高压空气中并使其燃烧而产生高温燃烧气体的燃烧部3、位于该燃烧部3的下游侧并被燃烧部3吹出的燃烧气体驱动的涡轮部4。
如图2所示，本实施方式涉及的涡轮用叶片10例如为能够应用在涡轮部4的第二级静叶片上的叶片，并具备叶片主体11和多个插入件12a，12b，12c…。
在叶片主体11上，设有多个薄膜冷却孔13；板状肋14，其在与叶片主体11的竖立设置方向的轴线大致正交的截面中，相对于连结前缘L.E.和后缘(未图示)的中心线(未图示)大致正交设置并将叶片主体11的内部划分为多个空腔C1、C2、…；将位于最后缘侧的空腔内的冷却空气(冷却介质)向叶片主体11的外部引导并具有多个销状翼(未图示)的空气孔(未图示)。
插入件12a、12b、12c为分别设有多个紊流冷却孔15的中空状部件，在位于最前缘侧的空腔C1中设有两个插入件12a、12b，而在其他空腔C2内分别设有一个插入件12c。
插入件12a配置在空腔C1内的腹侧，插入件12b配置在空腔C1内的背侧，插入件12a、12b的外周面16与叶片主体11的内壁面(内周面)17之间、插入件12a、12b的外周面16与肋14的壁面18之间、以及插入件12a的外周面16与插入件12b的外周面16之间分别形成了冷却空间即冷却空气通路。
另一方面，其他的空腔C2内配置的插入件12c的外周面16与叶片主体11的内壁面17之间、以及插入件12c的外周面16与肋14的壁面18之间也分别形成了冷却空间即冷却空气通路。
在如上所述构成的涡轮用叶片10中，冷却空气通过未图示的机构导入至插入件12a、12b、12c的内部，通过多个紊流孔15吹出至冷却空间内，叶片主体11的内壁面17被紊流冷却。
另外，将叶片主体11的内壁面17冷却紊流后的冷却空气从叶片主体11的多个薄膜冷却孔13吹出，在叶片主体11的周围通过冷却空气形成薄膜层，叶片主体11被薄膜冷却。
并且，从叶片主体11的后缘，冷却空气通过空气孔(未图示)吹出，此时冷却销状翼(未图示)，而冷却叶片主体11的后缘附近。
另外，在本实施方式涉及的涡轮用叶片10中，如图2的实线箭头所示，导入至插入件12a内部的、从向叶片主体11的腹侧内壁面17开口的紊流孔15吹出至冷却空间内并对叶片主体11的腹侧内壁面17进行紊流冷却后的冷却空气的一部分，通过形成在插入件12a的外周面16与叶片主体11的内壁面17之间的冷却空间，流进在插入件12a的外周面16与插入件12b的外周面16之间形成的冷却空间内。然后，流进在插入件12a的外周面16与插入件12b的外周面16之间形成的冷却空间内的冷却空气从向插入件12a(更具体的位于插入件12a的背侧的壁面)开口的紊流孔15流入插入件12b的内部，与通过未图示的结构导入插入件12b的内部的冷却空气一起从向叶片主体11的背侧的内壁面17开口的紊流孔15吹出至冷却空间内，并将叶片主体11的背侧内壁面17紊流冷却后从薄膜冷却孔13吹出。
根据本实施方式涉及的涡轮用叶片10，由于空腔C1中的插入件12a、12b的流路截面积减小，因此能够降低总体冷却空气量(冷却空气消耗量)。
另外，导入至插入件12a内部的冷却空气的一部分被导入至插入件12b的内部，在对叶片主体11的背侧内壁面17进行紊流冷却的同时，能够用来对叶片主体11的背侧外壁面(外周面)进行薄膜冷却。
由此，能够使导入插入件12b内部的冷却空气量减少，或者能够成为极少量，能够进一步降低总体冷却空气量(与现有技术相比减少10％左右)，与此同时能够防止低温冷却空气从薄膜冷却孔13被吹出。
另外，根据具备本实施方式涉及的涡轮用叶片10的燃气轮机1，由于能够减少总体冷却空气量，因此能够提高燃气轮机的性能，与此同时由于能够防止从薄膜冷却孔13吹出低温的冷却空气，因此能够提高燃气轮机的热效率。
对于本发明涉及的涡轮用叶片的其他实施方式，参照图3进行说明。
图3为将本实施方式涉及的涡轮用叶片20的大致中央部由相对于其竖立设置方向的轴线大致正交的面剖切后的主要部分的剖面图。
本实施方式涉及的涡轮用叶片20与前述第一实施方式不同点在于，代替插入件12a设有插入件21，代替插入件12b设有紊流板22。由于其他的构成要素与第一实施方式中相同，因此在此省略对这些构成要素的说明。
插入件21为设有多个紊流冷却孔15的中空状部件，紊流板22为设有多个紊流冷却孔15的板状部件，该插入件21和紊流板22被容纳(收容)在位于最前缘侧的空腔C1内。
紊流板22配置为其内壁面(内周面23)与位于插入件21背侧的外壁面(外周面)24对置，并且紊流板22的外壁面(外周面25)与位于叶片主体11的背侧的内壁面17对置。
另外，插入件21的外壁面24与位于叶片主体11的腹侧的内壁面17之间、插入件21的外壁面24与肋14的壁面18之间、插入件21的外壁面24与紊流板22的内壁面23之间、以及紊流板22的外壁面25与位于叶片主体11的背侧的内周面17之间分别形成了冷却空间，即冷却空气通路。
在如上所述构成的涡轮用叶片20中，冷却空气通过未图示的机构导入到插入件21、12c的内部，通过多个紊流孔15吹出至冷却空间内，叶片主体11的内壁面17被紊流冷却。
另外，将叶片主体11的内壁面17紊流冷却后的冷却空气从叶片主体11的多个薄膜冷却孔13吹出，在叶片主体11的周围通过冷却空气形成薄膜层，叶片主体11被薄膜冷却。
而且，从叶片主体11的后缘，冷却空气通过空气孔(未图示)被吹出，此时冷却销状翼(未图示)，而冷却叶片主体11的后缘附近。
另外，在本实施方式涉及的涡轮用叶片20中，如图3中的实线箭头所示，导入至插入件21内部的、从向叶片主体11的腹侧内壁面17开口的紊流孔15吹出至冷却空间内并对叶片主体11的腹侧内壁面17进行紊流冷却后的冷却空气的一部分，通过在插入件21的外壁面24与叶片主体11的内壁面17之间形成的冷却空间，以及在插入件21的外壁面24与肋14的壁面18之间形成的冷却空间，流进在插入件21的外壁面24与紊流板22的内壁面23之间形成的冷却空间。然后，流进在插入件21的外壁面24与紊流板22的内壁面23之间形成的冷却空间的冷却空气，从向叶片主体11的背侧的内壁面17开口的紊流孔15吹出至冷却空间内，将叶片主体11的背侧内壁面17紊流冷却后从薄膜冷却孔13被吹出。
根据本实施方式涉及的涡轮用叶片20，由于空腔C1中的插入件21的流路截面积减小，因此能够降低总体冷却空气量(冷却空气消耗量)。
另外，由于导入至插入件21内部的冷却空气的一部分从形成在紊流板22上的紊流孔15被吹出至冷却空间内，在对叶片主体11的背侧内壁面17进行紊流冷却的同时，能够用来对叶片主体11的背侧外壁面(外周面)进行薄膜冷却，因此能够防止低温冷却空气从薄膜冷却孔13被吹出。
另外，根据具备本实施方式涉及的涡轮用叶片20的燃气轮机1，由于能够减少总体冷却空气量，因此能够提高燃气轮机的性能，与此同时由于能够防止从薄膜冷却孔13吹出低温的冷却空气，因此能够提高燃气轮机的热效率。
而且，本发明不仅可应用在第二级静叶片，也能够应用在其他级的静叶片或者动叶片。
另外，本发明不仅可应用在位于最前缘侧的空腔C1内，还可应用在其他的空腔C2内。

Claims (4)

1.一种涡轮用叶片，具备：
叶片主体，其设有多个薄膜冷却孔，并且通过设有至少一个板状肋而在内部形成至少两个空腔，所述肋在与竖立设置方向的轴线大致正交的截面内与连结前缘和后缘的中心线大致正交；
中空的插入件，其以在自身外周面与所述叶片主体的内周面之间形成冷却空间的方式配置在所述各空腔内，并且设有多个紊流冷却孔，
所述涡轮用叶片的特征在于，
该涡轮用叶片构成为，对位于所述叶片主体腹侧的内周面紊流冷却的冷却介质的一部分，进一步对位于所述叶片主体背侧的内周面进行紊流冷却后，从位于所述叶片主体的背侧的薄膜冷却孔被吹出。
2.一种涡轮用叶片，具备：
叶片主体，其设有多个薄膜冷却孔，并且通过设有至少一个板状肋而在内部形成至少两个空腔，所述肋在与竖立设置方向的轴线大致正交的截面内与连结前缘和后缘的中心线大致正交；
中空的插入件，其以在自身外周面与所述叶片主体的内周面之间形成冷却空间的方式配置在所述各空腔内，并且设有多个紊流冷却孔，
所述涡轮用叶片的特征在于，
该涡轮用叶片构成为，所述插入件在所述空腔的腹侧和背侧各配置一个，从配置在腹侧的插入件的紊流冷却孔向位于所述叶片主体的腹侧的内周面吹出的冷却介质的一部分，暂时通过所述冷却空间被导入到配置在背侧的插入件的内部后，从配置在背侧的插入件的紊流冷却孔向位于所述叶片主体的背侧的内周面被吹出。
3.一种涡轮用叶片，具备：
叶片主体，其设有多个薄膜冷却孔，并且通过设有至少一个板状肋而在内部形成至少两个空腔，所述肋在与竖立设置方向的轴线大致正交的截面内与连结前缘和后缘的中心线大致正交；
中空的插入件，其以在自身外周面与所述叶片主体的内周面之间形成冷却空间的方式配置在所述各空腔内，并且设有多个紊流冷却孔，
所述涡轮用叶片的特征在于，
该涡轮用叶片构成为，在所述空腔的背侧设有紊流板，所述紊流板将位于所述空腔的背侧的外周面与位于所述叶片主体的背侧的内周面之间所形成的冷却空间沿着位于所述空腔的背侧的外周面以及位于所述叶片主体的背侧的内周面分成两部分，且设有多个紊流冷却孔。
4.一种燃气轮机，其特征在于，具备权利要求1至3中任一项所述的涡轮用叶片。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107152313A (zh) * 2017-06-13 2017-09-12 西安交通大学 一种基于3d打印的蒸汽轮机末级空心叶片及其制备方法
CN112943384A (zh) * 2021-05-14 2021-06-11 成都中科翼能科技有限公司 一种用于涡轮导向叶片的冷气导管结构

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5931351B2 (ja) 2011-05-13 2016-06-08 三菱重工業株式会社 タービン静翼
USD753590S1 (en) * 2014-03-12 2016-04-12 Mitsubishi Electric Corporation Turbine generator
US10190420B2 (en) * 2015-02-10 2019-01-29 United Technologies Corporation Flared crossovers for airfoils
US9915151B2 (en) * 2015-05-26 2018-03-13 Rolls-Royce Corporation CMC airfoil with cooling channels
US10024171B2 (en) * 2015-12-09 2018-07-17 General Electric Company Article and method of cooling an article
US10138743B2 (en) 2016-06-08 2018-11-27 General Electric Company Impingement cooling system for a gas turbine engine
US20190309631A1 (en) * 2018-04-04 2019-10-10 United Technologies Corporation Airfoil having leading edge cooling scheme with backstrike compensation
US11767766B1 (en) * 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4252501A (en) * 1973-11-15 1981-02-24 Rolls-Royce Limited Hollow cooled vane for a gas turbine engine
JPS59113204A (ja) * 1982-12-20 1984-06-29 Hitachi Ltd 冷却翼
CN85107949A (zh) * 1984-10-15 1986-04-10 株式会社日立制作所 汽轮机的蒸汽导入部件结构

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1605194A (en) * 1974-10-17 1983-04-07 Rolls Royce Rotor blade for gas turbine engines
CH584833A5 (zh) * 1975-05-16 1977-02-15 Bbc Brown Boveri & Cie
US4063851A (en) * 1975-12-22 1977-12-20 United Technologies Corporation Coolable turbine airfoil
JPS6483825A (en) 1987-09-26 1989-03-29 Toshiba Corp Blade for gas turbine
JPH03253701A (ja) 1990-03-02 1991-11-12 Hitachi Ltd ガスタービン翼
JPH04123301U (ja) * 1991-04-23 1992-11-09 石川島播磨重工業株式会社 空冷タービン翼の構造
US5660524A (en) * 1992-07-13 1997-08-26 General Electric Company Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling
JP3186576B2 (ja) 1996-04-17 2001-07-11 株式会社日立製作所 ガスタービン静翼
JP3234793B2 (ja) 1997-03-27 2001-12-04 株式会社東芝 ガスタービン静翼
US5762471A (en) * 1997-04-04 1998-06-09 General Electric Company turbine stator vane segments having leading edge impingement cooling circuits
JPH11257003A (ja) * 1998-03-06 1999-09-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd インピンジメント冷却装置
US6183198B1 (en) 1998-11-16 2001-02-06 General Electric Company Airfoil isolated leading edge cooling
US6431824B2 (en) 1999-10-01 2002-08-13 General Electric Company Turbine nozzle stage having thermocouple guide tube
JP2001140602A (ja) 1999-11-12 2001-05-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン静翼
JP4176273B2 (ja) * 2000-02-01 2008-11-05 三菱重工業株式会社 ガスタービン蒸気冷却静翼
US7497665B2 (en) * 2006-11-02 2009-03-03 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
JP5022097B2 (ja) 2007-05-07 2012-09-12 三菱重工業株式会社 タービン用翼

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4252501A (en) * 1973-11-15 1981-02-24 Rolls-Royce Limited Hollow cooled vane for a gas turbine engine
JPS59113204A (ja) * 1982-12-20 1984-06-29 Hitachi Ltd 冷却翼
CN85107949A (zh) * 1984-10-15 1986-04-10 株式会社日立制作所 汽轮机的蒸汽导入部件结构

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107152313A (zh) * 2017-06-13 2017-09-12 西安交通大学 一种基于3d打印的蒸汽轮机末级空心叶片及其制备方法
CN107152313B (zh) * 2017-06-13 2019-05-24 西安交通大学 一种基于3d打印的蒸汽轮机末级空心叶片及其制备方法
CN112943384A (zh) * 2021-05-14 2021-06-11 成都中科翼能科技有限公司 一种用于涡轮导向叶片的冷气导管结构

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Publication number Publication date
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