JP2000282804A - ガスタービン翼 - Google Patents

ガスタービン翼

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JP2000282804A
JP2000282804A JP11090292A JP9029299A JP2000282804A JP 2000282804 A JP2000282804 A JP 2000282804A JP 11090292 A JP11090292 A JP 11090292A JP 9029299 A JP9029299 A JP 9029299A JP 2000282804 A JP2000282804 A JP 2000282804A
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heat transfer
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gas turbine
edge
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Yoshiki Niizeki
良樹 新関
Takanari Okamura
隆成 岡村
Akinori Koga
昭紀 古閑
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Toshiba Corp
Toshiba Industrial Technology Corp
Original Assignee
Toshiba Corp
Toshiba Industrial Technology Corp
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Abstract

(57)【要約】 【課題】中空の翼有効部の冷却通路に冷却媒体を流す
際、冷却媒体の熱伝達率係数の向上を図ったガスタービ
ン翼を提供する。 【解決手段】本発明に係るガスタービン翼は、翼有効部
２内に前縁通路１１、前縁中間通路１４，１７、前縁戻
り通路１０、後縁戻り通路２２、後縁通路２０を形成
し、各通路１１，１４，１７，１９，２０，２２に三角
錐状の伝熱促進エレメント２５ａ、四辺形状の伝熱促進
エレメント２５ｃ、半曲面状の伝熱促進エレメント２５
ｂのうち、少なくとも一つ以上を設けたものである。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン翼に
係り、特に、翼内に設けた伝熱促進体により冷却媒体に
強制的に二次流れを与えて熱伝達率を向上させ、熱伝達
率の高くなった冷却媒体で翼を効果的に冷却させるガス
タービン翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】最近のガスタービンプラントは、高温化
の進歩・発展が目覚ましく、ガスタービン入口燃焼ガス
温度をひところの１０００℃から１３００℃を経て１５
００℃以上に移行しつつある。
【０００３】ガスタービンの入口燃焼ガス温度を１５０
０℃以上にする場合、耐熱材料が開発されているとは言
え、ガスタービン静翼やガスタービン動翼で代表される
ガスタービン翼の許容熱応力は既に限界に達しており、
起動・停止回数の多い運転や長時間に亘る連続運転のと
きに材料の亀裂・破損などの事故につながる可能性があ
る。このため、ガスタービンの入口燃焼ガス温度を上昇
させても、ガスタービン翼を許容熱応力値以内に維持さ
せる代替技術として空気を用いてその翼内を冷却するこ
とが行われている。
【０００４】さらに、最近の別の冷却手段には、ガスタ
ービンの入口燃焼ガス温度をより一層高温化して高出力
を確保する必要上、冷却媒体に蒸気を用い、ガスタービ
ン翼内に供給した蒸気を循環させる技術が検討されてい
る。
【０００５】このように、最近のガスタービンプラント
では、ガスタービン翼内に冷却媒体として空気または蒸
気を用い、ガスタービンの入口燃焼ガス温度を上昇させ
る研究が進められているので、ガスタービンのより一層
の高出力化が期待されている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】ガスタービン翼内に冷
却媒体を供給する場合、その冷却媒体は、翼内を循環さ
せて冷却後、他の機器への熱利用に供給するので、従来
のように翼内冷却後の冷却媒体をガスタービン駆動ガス
（主流）に合流させるのと異なってプラント熱効率をよ
り一層向上させることができる点で魅力的である。ま
た、冷却媒体は、翼内を冷却後、回収させているので、
ガスタービン駆動ガス（主流）の流線を乱すことがな
く、翼効率の点からも魅力的である。
【０００７】このように、有望視されている冷却媒体回
収式のガスタービンプラントであっても、翼内に冷却媒
体を供給して循環させる場合、いくつかの問題点があ
り、その一つに冷却媒体の熱伝達率の向上がある。
【０００８】通常、ガスタービン翼の前縁や後縁は、ガ
スタービン駆動ガスの高い熱負荷を受けているにもかか
わらず流力性能向上のために薄肉が要求され、さらに曲
率の大きい流線形状のものが要求されているので、冷却
面積が翼中央に較べて必然的に小さくなっている。冷却
面積が小さいと、冷却媒体回収式の場合、翼壁にガスタ
ービン駆動ガスに合流させる吹き出し口を設けることが
できず、このため冷却媒体をただ単に循環させるだけの
対流冷却だけでは設計値通りに冷却効果を高めることが
できない問題点がある。また、冷却面積が小さいと、冷
却媒体の圧力損失が大きくなり、これに伴って流速の低
下や淀みができ、局所的に過加熱を引き起す等の問題点
がある。
【０００９】最近、冷却媒体の熱伝達率を向上させる技
術として、翼内に設けた冷却通路に棒状リブを設けたガ
スタービン翼が数多く開示されている。
【００１０】しかし、翼内の冷却通路に伝熱促進エレメ
ントとしてのリブを設ける場合、その伝熱促進エレメン
トを適正な位置に設置しておかないと、圧力損失が増加
する結果、むやみに冷却媒体の流量が増加し、設計値通
りの熱伝達率を向上させることができず、ガスタービン
翼を効果的に冷却できない問題点がある。
【００１１】本発明は、このような事情に基づいてなさ
れたもので、冷却面積をより多く確保できなくとも伝熱
促進エレメントを適切な形状にして適正位置に配置し、
冷却媒体の熱伝達率をより一層向上させて効果的な冷却
を行うことができるように図ったガスタービン翼を提供
することを目的とする。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明に係るガスタービ
ン翼は、上記目的を達成するために、請求項１に記載し
たように、中空の翼有効部の翼前縁側に、翼植込部の供
給通路からの冷却媒体を案内する前縁通路と、翼チップ
部側および翼植込部側に形成する前縁曲り部を介して冷
却媒体をサーペンタイン状に流す前縁中間通路と、上記
翼植込部の回収通路に上記前縁中間通路からの冷却媒体
を回収させる前縁戻り通路と、上記翼有効部の翼後縁側
に、上記翼植込部の供給通路からの冷却媒体を案内する
後縁通路と、翼チップ部側に形成する後縁曲り部を介し
て冷却媒体を上記翼植込部の回収通路に回収させる後縁
戻り通路と、上記前縁通路、前縁中間通路、前縁戻り通
路に設けられ、三角錐状の伝熱促進エレメント、四辺形
状の伝熱促進エレメント、半曲面状の伝熱促進エレメン
トのうち、少なくとも二つ以上を組み合せた伝熱促進エ
レメントと、上記後縁通路および上記後縁戻り通路に設
けられた半曲面状の伝熱促進エレメントとを備えたもの
である。
【００１３】本発明に係るガスタービン翼は、上記目的
を達成するために、請求項２に記載したように、前縁通
路、前縁中間通路、前縁戻り通路、後縁通路および後縁
戻り通路のそれぞれに備えた伝熱促進エレメントを、冷
却媒体の流れ方向に対し、傾斜させて配置したものであ
る。
【００１４】本発明に係るガスタービン翼は、上記目的
を達成するために、請求項３に記載したように、前縁通
路、前縁中間通路、前縁戻り通路に設けられた伝熱促進
エレメントのうち、三角錐状の伝熱促進エレメントを上
記各通路を画成する隔壁に備えたものである。
【００１５】本発明に係るガスタービン翼は、上記目的
を達成するために、請求項４に記載したように、前縁通
路、前縁中間通路、前縁戻り通路、後縁戻り通路および
後縁通路に設けられた伝熱促進エレメントのうち、四辺
形状の伝熱促進エレメントおよび半曲面状の伝熱促進エ
レメントの少なくともいずれか一方を腹側および背側に
備えたものである。
【００１６】本発明に係るガスタービン翼は、上記目的
を達成するために、請求項５に記載したように、腹側お
よび背側に備えた四辺形状の伝熱促進エレメントは、一
方の側縁辺の幅を他方の側縁辺の幅よりも小さく設定し
たものである。
【００１７】本発明に係るガスタービン翼は、上記目的
を達成するために、請求項６に記載したように、腹側お
よび背側に備えた四辺形状の伝熱促進エレメントは、冷
却媒体の上流側に向う前縁辺の隔壁に対する角度を上記
冷却媒体の下流側に向う後縁辺の隔壁に対する角度より
も大きく設定したものである。
【００１８】本発明に係るガスタービン翼は、上記目的
を達成するために、請求項７に記載したように、腹側お
よび背側に備えた四辺形状の伝熱促進エレメントは、一
方の側縁辺の高さを他方の側縁辺の高さよりも高く設定
したものである。
【００１９】本発明に係るガスタービン翼は、上記目的
を達成するために、請求項８に記載したように、腹側お
よび背側に備えた四辺形状の伝熱促進エレメントは、複
数の列状に配置する一方、各列間を隙間を設けて千鳥状
に配置したものである。
【００２０】本発明に係るガスタービン翼は、上記目的
を達成するために、請求項９に記載したように、腹側お
よび背側に備えた四辺形状の伝熱促進エレメントは、通
路を画成する隔壁のアスペクト比が０．５以下のとき、
冷却媒体の流れ方向に対し、傾斜させ、かつ同一向きに
列状配置する一方、上記隔壁のアスペクト比が１を超え
るとき、上記各通路の中心線を境に対象に列状配置した
ものである。
【００２１】本発明に係るガスタービン翼は、上記目的
を達成するために、請求項１０に記載したように、腹側
および背側に備えた半曲面状の伝熱促進エレメントは、
冷却媒体の上流側に向う前縁辺を直線に形成し、冷却媒
体の下流側に向う後縁辺を半曲面状に形成したものであ
る。
【００２２】本発明に係るガスタービン翼は、上記目的
を達成するために、請求項１１に記載したように、腹側
および背側に備えた半曲面状の伝熱促進エレメントは、
その横断面における前縁辺が腹側および背側に対し、傾
斜させるとともに、その横断面における後縁辺が腹側お
よび背側に対し、傾斜させたものである。
【００２３】本発明に係るガスタービン翼は、上記目的
を達成するために、請求項１２に記載したように、横断
面における前縁辺を傾斜させる角度を、横断面における
後縁辺を傾斜させる角度よりも小さく設定したものであ
る。
【００２４】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係るガスタービン
翼の実施形態を図面および図中に付した符号を引用して
説明する。
【００２５】図１は、本発明に係るガスタービン翼の第
１実施形態を示す概略縦断面図である。
【００２６】全体を符号１で示すガスタービン翼は、ガ
スタービン駆動ガス（主流）Ｇを通過させ、膨張仕事を
させる翼有効部２と、タービン軸（図示せず）に植設す
る翼植込部３とを備えている。
【００２７】また、ガスタービン翼１は、翼有効部２と
翼植込部３とを互いに一体に接続させる翼シャンク部４
および翼プラットホーム５とから構成されている。
【００２８】翼有効部２は、冷却媒体ＣＳ、例えば空気
または蒸気の通路を形成するための中空形状になってお
り、その翼内部に翼冷却通路６が形成される。また、翼
植込部３には、ガスタービン翼１の半径方向（翼高さ方
向）に延びる二つの通路７，８が形成される。通路７，
８のうち、一方は、冷却媒体ＣＳの供給通路７で、ガス
タービン翼１の翼前縁９側に、他方は、冷却媒体ＣＳの
回収通路８で、ガスタービン翼１の翼後縁１０側にそれ
ぞれ独立して設けられる。
【００２９】冷却媒体ＣＳの供給通路７は、翼植込部３
の底部からガスタービン翼１の半径方向（翼高さ方向）
に延び、翼シャンク部４で、二股に分かれ、冷却媒体Ｃ
Ｓを翼植込部２の翼前縁９および翼後縁１０に供給でき
るように前縁側供給通路７ａと後縁側供給通路７ｂに分
かれている。後縁側供給通路７ｂは、翼シャンク部４で
冷却媒体ＣＳの回収通路８と立体交差し、供給通路７と
回収通路８とを独立させている。
【００３０】前縁側供給通路７ａは、翼有効部２の翼前
縁９を半径方向（翼高さ方向）に延びる翼冷却通路６の
前縁通路１１に通じている。この前縁通路１１は、翼有
効部２の翼先端である翼チップ部１２の前縁第１曲り部
１３で、向きを１８０゜反転させて前縁第１中間通路１
４に通じている。
【００３１】前縁第１中間通路１４は、内径方向（翼プ
ラットホーム側）に向って前縁第２曲り部１５まで真直
ぐに延び、ここで案内板１６を介して再び向きを１８０
゜反転させて前縁第２中間通路１７に通じ、さらに前縁
第２中間通路１７を翼チップ部１２の前縁第３曲り部１
８で向きを１８０゜反転させてサーペンタイン状に形成
し、前縁戻り通路１９に連通される。
【００３２】この前縁戻り通路１９は翼前縁９と翼後縁
１０との間の翼中央部付近である翼有効部２の内径方向
に向って延びており、翼プラットホーム５である翼ルー
ト部で回収通路８に連通される。
【００３３】一方、後縁側供給通路７ｂも同様に、翼有
効部２の翼後縁１０を半径方向（翼高さ方向）に向って
延びる翼冷却通路６の後縁通路２０に通じている。この
後縁通路２０は、翼有効部２の翼チップ部１２の後縁曲
り部２１で向きを１８０゜反転させて後縁戻り通路２２
の内径方向（翼プラットホーム側）に向ってサーペンタ
イン状に延び、翼プラットホーム５の翼ルート部で回収
通路８に連通される。
【００３４】また、翼有効部２内の翼前縁９側と翼後縁
１０側との間に独立して形成した翼前縁側冷却通路２３
および翼後縁側冷却通路２４には、図１および図２に示
すように、翼プラットホーム５である翼ルート部から翼
チップ部１２に向い、かつ腹側２６および背側２７のそ
れぞれの翼壁に沿い、冷却媒体ＣＳの進行流れ方向に対
し、角度θの傾斜状に設置した伝熱促進エレメント２５
ａ，２５ｂ，２５ｃ、具体的には三角錐状、四辺形状、
半曲面状のものが各通路１１，１４，１７，１９，２
０，２２を画成する隔壁２８から隣りの隔壁２８までに
亘ってランダムに設けられる。
【００３５】伝熱促進エレメント２５ａ，２５ｂ，２５
ｃのうち、前縁通路１１、前縁第１中間通路１４、前縁
第２中間通路１７、前縁戻り通路１９のそれぞれに設け
られた三角錐状の伝熱促進エレメント２５ａは、図３お
よび図４に示すように隔壁２８に設けられ、冷却媒体Ｃ
Ｓの上流側に向って角度α１の傾斜に形成するととも
に、その下流側に向って角度α２（ほぼ９０℃）に形成
し、冷却媒体に強制的な渦を発生させ、熱伝達率係数を
高めている。
【００３６】また、前縁第１中間通路１４、前縁第２中
間通路１７、前縁戻り通路１９のそれぞれに設けられた
四辺形状の伝熱促進エレメント２５ｃは、腹側２６およ
び背側２７で、かつ冷却媒体ＣＳの流れに対し傾斜させ
て設け、冷却媒体ＣＳを衝突させ、渦ＶＴを発生させて
熱伝達率係数を高めている。特に、前縁第１中間通路１
４、前縁第２中間通路１７、前縁戻り通路１９には、隔
壁２８に三角錐状の伝熱促進エレメント２５ａのほか
に、腹側２６および背側２７のそれぞれに四辺形状の伝
熱促進エレメント２５ｃをそれぞれ設けて冷却媒体ＣＳ
の渦ＶＴをより多く発生させているので、図５に示すよ
うに、破線で示す従来の熱伝達率係数分布ＨＴ１に較べ
て実線で示す本実施形態による熱伝達率係数ＨＴ２の方
がより大きくすることができる。
【００３７】また、前縁通路１１、後縁通路２０、後縁
戻り通路２２の腹側２６および背側２７のそれぞれに設
けた伝熱促進エレメント２５ｂは、その形状を半曲面状
にして冷却媒体を衝突させて熱伝達率係数を高める際、
その曲面を巧みに利用して圧力損失を比較的少なくさせ
ている。特に、冷却面積が構造上の制約から確保でき
ず、流れの淀みができ、圧力損失の大きくなる翼前縁９
や翼後縁１０に、半曲面状の伝熱促進エレメント２５ｂ
を適用することは効果的な冷却をすることができる。
【００３８】このように、本実施形態は、各通路１１，
１４，１７，１９，２０，２２のそれぞれの冷却面積に
対応させた形状の伝熱促進エレメント２５ａ，２５ｂ，
２５ｃを冷却媒体の流れに対して傾斜させて備えたの
で、熱伝達率係数を高め、圧力損失を少なくさせガスタ
ービン翼を効果的に冷却させることができる。
【００３９】図６は、前縁第１中間通路、前縁第２中間
通路および前縁戻り通路のそれぞれに四辺形状の伝熱促
進エレメントが適用される本発明に係るガスタービン翼
の第２実施形態を示す概略斜視図である。
【００４０】本実施形態は、前縁第１中間通路１４、前
縁第２中間通路１７および前縁戻り通路１９の腹側２６
および背側２７のそれぞれに固設する四辺形状の伝熱促
進エレメント２５ｃを、冷却媒体ＣＳの上流側に向う前
縁辺２９と冷却媒体ＣＳの下流側に向う後縁辺３０とを
隔壁２８に対し、ともに傾斜させるとともに、前縁辺２
９の傾斜角β１を後縁辺３０の傾斜角β２よりも大きく
し、一方の側縁辺３１ａの幅Ｗ１を他の側縁辺３１ｂの
幅Ｗ２よりも大きくし、一方の側縁辺３１ａや他方の側
縁辺３１ｂから渦ＶＴ１，ＶＴ２を発生させ、冷却媒体
ＣＳの熱伝達率係数を向上させたものである。
【００４１】このように、本実施形態は、伝熱促進エレ
メント２５ｃの前縁辺２９の取付角β１を、その後縁辺
３０の取付角β２よりも大きくし、側縁辺３１ａや後縁
辺３０からの渦ＶＴ１，ＶＴ２を発生させ、図７に示す
ように、高熱伝達率係数領域Ｌ，Ｍを形成させたので、
ガスタービン翼に効果的な冷却を行わせることができ
る。
【００４２】図８は、前縁第１中間通路、前縁第２中間
通路および前縁戻り通路のそれぞれに四辺形状の伝熱促
進エレメントが適用される本発明に係るガスタービン翼
の第３実施形態を示す概略斜視図である。
【００４３】本実施形態は、前縁第１中間通路１４、前
縁第２中間通路１７および前縁戻り通路１９の腹側２６
および背側２７のそれぞれに固設する四辺形状の伝熱促
進エレメント２５ｃの、一方の側縁辺３１ａの高さＨ１
を他方の側縁辺３１ｂの高さＨ２より高くし、一方の側
縁辺３１ａから発生する渦ＶＴ１を他方の側縁辺３１ｂ
から発生する渦ＶＴ２よりも大きくし、冷却媒体ＣＳの
熱伝達率係数のより一層の向上を図ったものである。
【００４４】また、本実施形態は、一方の側縁辺３１ａ
の高さＨ１を、他方の側縁辺３１ｂの高さＨ２よりも高
くした伝熱促進エレメント２５ｃを、図９に示すよう
に、冷却媒体ＣＳの流れに対し、傾斜させるとともに、
互いが重ならないように隙間Ｃ １，Ｃ２を設けて千鳥状
に配置し、高熱伝達率係数領域Ｌ，Ｍを形成させ、ガス
タービン翼に効果的な冷却を行わせたものである。な
お、前縁第１中間通路１４、前縁第２中間通路１７およ
び前縁戻り通路１９のそれぞれの隔壁２８，２８間のア
スペクト比（隔壁２８，２８間の距離に対する隔壁２
８，２８の高さの比）が０．５以下の場合、全ての伝熱
促進エレメント２５ｃは、冷却媒体ＣＳの流れに対し、
傾斜させた同一向きに配置することが好ましい。全ての
伝熱促進エレメント２５ｃを冷却媒体ＣＳの流れに対
し、同一向きに配置するのは、アスペクト比が０．５を
下廻ると、隔壁２８，２８間の中央部分で発生する渦が
小さくなったとき、冷却媒体ＣＳが腹側２６および背側
２７のそれぞれまで届かなくなり、冷却性能を向上させ
ることができなくなるからである。
【００４５】このように、本実施形態は、伝熱促進エレ
メント２５ｃの一方の側縁辺３１ａの高さＨ１を他方の
側縁辺３１ｂの高さＨ２よりも高くするとともに、伝熱
促進エレメント２５ｃを冷却媒体ＣＳの流れ方向に対し
て傾斜させ、かつ同一向きに配置し、さらに互いを隙間
Ｃ１，Ｃ２を設けて千鳥状に配置したので、冷却媒体Ｃ
Ｓの熱伝達率係数を高くしてガスタービン翼を効果的に
冷却させることができる。
【００４６】図１０は、前縁第１中間通路、前縁第２中
間通路および前縁戻り通路のそれぞれに四辺形状の伝熱
促進エレメントが適用される本発明に係るガスタービン
翼の第４実施形態を示す概略縦断面図である。
【００４７】本実施形態は、前縁第１中間通路１４、前
縁第２中間通路１７および前縁戻り通路１９のそれぞれ
のアスペクト比が１を超えるとき、腹側２６および背側
２７に固設した四辺形状の伝熱促進エレメント２５ｃ
を、冷却媒体ＣＳの流れに対し、傾斜状に配置するとと
もに、隔壁２８，２８の中心線ＣＬを境に対象に列状の
配置にし、隔壁２８，２８と伝熱促進エレメント２５ｃ
との隙間をＣ１にし、伝熱促進エレメント２５ｃの列間
の隙間をＣ２に設定したものである。また、隔壁２８，
２８には、図３で示した三角錐状の伝熱促進エレメント
２５ａが設けられる。
【００４８】このように、本実施形態は、隔壁２８，２
８に三角錐状の伝熱促進エレメント２５ａを設けるとと
もに、腹側２６および背側２７に固設させ、かつ冷却媒
体ＣＳに対して傾斜させ、さらに隔壁２８，２８の中心
線ＣＬに対し対象配置の四辺形状の伝熱促進エレメント
２５ｃを備えたので、図１１に示すように、各通路１
４，１７，１９のそれぞれを向って反転する渦ＶＴ１，
ＶＴ２，ＶＴ３，ＶＴ４を発生させて冷却媒体ＣＳの熱
伝達率係数をより一層向上させることができる。
【００４９】したがって、本実施形態によれば、冷却媒
体ＣＳの熱伝達率係数を向上させてガスタービン翼を効
果的に冷却させることができ、ガスタービン翼の高温化
に余裕をもって対応することができる。
【００５０】図１２は、前縁通路、後縁戻り通路および
後縁通路のそれぞれに半曲面状の伝熱促進エレメントが
適用される本発明に係るガスタービン翼の第５実施形態
を示す概略断面図である。
【００５１】本実施形態は、隔壁２８，２８で形成され
た前縁通路１１、後縁戻り通路２２および後縁通路２０
の腹側２６および背側２７のそれぞれに固設する半曲面
状の伝熱促進エレメント２５ｂを、冷却媒体ＣＳの上流
側に向う前縁辺２９を直線にし、冷却媒体ＣＳの下流側
に向う後縁辺３０を半曲面状に形成するとともに、前縁
辺２９を冷却媒体ＣＳの流れ方向に対し、角度α１の傾
斜にして腹側２６および背側２７のいずれか一方に固設
させ、後縁辺３０の半曲面状を利用して渦ＶＴを発生さ
せ冷却媒体の熱伝達率係数の向上を図ったものである。
【００５２】また、本実施形態に係る半曲面状の伝熱促
進エレメント２５ｂの横断面は、図１３に示すように、
前縁辺２９が腹側２６および背側２７のいずれか一方に
対し、角度β１の緩かな傾斜に形成し、後縁辺３０側が
腹側２６および背側２７のいずれか一方に対し、角度β
２の傾斜に形成し、後縁辺３０側の角度β２を前縁辺２
９側の角度β１よりも大きく設定し、前縁辺２９を流れ
る冷却媒体ＣＳの圧力損失を少なくさせるとともに、後
縁辺３０を流れる冷却媒体ＣＳにより大きな渦ＶＴを発
生させ、冷却媒体ＣＳの熱伝達率係数をより一層増加さ
せたものである。
【００５３】また、本実施形態に係る半曲面形状の伝熱
促進エレメント２５ｂの腹側２６および背側２７のいず
れか一方に固設する底面は、図１４の斜線で示すよう
に、前縁辺２９を直線にし、かつ冷却媒体ＣＳの流れ方
向に対し角度α１に傾斜させるとともに、後縁辺３０を
半曲面状に形成し、冷却媒体ＣＳの圧力損失を少なくさ
せるようになっている。
【００５４】このように、本実施形態は、伝熱促進エレ
メント２５ｂの前縁辺２９を冷却媒体ＣＳの流れに対し
傾斜角α１にして直線に形成するとともに、後縁辺３０
を半曲面状に形成する一方、横断面の前縁辺２９側を角
度β１の緩かな傾斜にし、後縁辺３０側を角度β２の鋭
角にし、後縁辺３０側の角度β２を前縁辺２９側の角度
β１よりも大きく設定し、冷却媒体ＣＳの流れの圧力損
失を少なくさせたので、冷却媒体の流速が比較的速く、
広い冷却面積の確保が難しく、かつ比較的淀みが発生し
易い前縁通路１１、後縁戻り通路２２および後縁通路２
０であっても冷却媒体ＣＳを良好に流すことができ、ガ
スタービン翼に効果的な冷却を行わせることができる。
【００５５】
【発明の効果】以上の説明のとおり、本発明に係るガス
タービン翼は、翼内に複数の蛇行状の通路を形成し、各
通路を流れる冷却媒体の挙動に見合うように伝熱促進エ
レメントの形状を選定し、冷却媒体の熱伝達率係数をよ
り一層向上させたので、限られた冷却媒体であっても翼
内を良好に冷却することができ、ガスタービンの高温化
に対し、余裕をもって対応することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るガスタービン翼の第１実施形態を
示す概略縦断面図。
【図２】図１のＡ−Ａ矢視方向から切断した断面図。
【図３】図１における前縁通路、前縁第１中間通路、前
縁第２中間通路、前縁戻り通路を示す一部切欠部分斜視
図。
【図４】図３における三角錐状の伝熱促進エレメントを
示す概略断面図。
【図５】図３で示した前縁通路、前縁第１中間通路、前
縁第２中間通路、前縁戻り通路における冷却媒体の熱伝
達率係数を従来の分布と本発明による分布とを対比させ
た模式図。
【図６】前縁第１中間通路、前縁第２中間通路、前縁戻
り通路のそれぞれに四辺形状の伝熱促進エレメントが適
用される本発明に係るガスタービン翼の第２実施形態を
示す概略斜視図。
【図７】図６における四辺形状の伝熱促進エレメントの
配列を示す図。
【図８】前縁第１中間通路、前縁第２中間通路、前縁戻
り通路のそれぞれに四辺形状の伝熱促進エレメントが適
用される本発明に係るガスタービン翼の第３実施形態を
示す概略斜視図。
【図９】図７における四辺形状の伝熱促進エレメントの
配列を示す図。
【図１０】前縁第１中間通路、前縁第２中間通路、前縁
戻り通路のそれぞれに四辺形状の伝熱促進エレメントが
適用される本発明に係るガスタービン翼の第４実施形態
を示す概略斜視図。
【図１１】図１０のＢ−Ｂ矢視方向から切断した切断断
面図。
【図１２】前縁通路、後縁戻り通路、後縁通路のそれぞ
れに半曲面状の伝熱促進エレメントが適用される本発明
に係るガスタービン翼の第５実施形態を示す概略斜視
図。
【図１３】図１２のＣ−Ｃ矢視方向から切断した切断断
面図。
【図１４】図１３のＤ−Ｄ矢視方向から切断した切断断
面図。
【符号の説明】
１ ガスタービン翼 ２ 翼有効部 ３ 翼植込部 ４ 翼シャンク部 ５ 翼プラットホーム ６ 翼冷却通路 ７ 供給通路 ７ａ 前縁側供給通路 ７ｂ 後縁側供給通路 ８ 回収通路 ９ 翼前縁 １０ 翼後縁 １１ 前縁通路 １２ 翼チップ部 １３ 前縁第１曲り部 １４ 前縁第１中間通路 １５ 前縁第２曲り部 １６ 案内板 １７ 前縁第２中間通路 １８ 前縁第３曲り部 １９ 前縁戻り通路 ２０ 後縁通路 ２１ 後縁曲り部 ２２ 後縁戻り通路 ２３ 翼前縁側冷却通路 ２４ 翼後縁側冷却通路 ２５ａ，２５ｂ，２５ｃ 伝熱促進エレメント ２６ 腹側 ２７ 背側 ２８ 隔壁 ２９ 前縁辺 ３０ 後縁辺 ３１ａ，３０ｂ 側縁辺
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 岡村 隆成 神奈川県横浜市鶴見区末広町二丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内 (72)発明者 古閑 昭紀 神奈川県横浜市鶴見区末広町二丁目４番地 東芝アイテック株式会社内 Ｆターム(参考） 3G002 CA07 CA08 CB05 GA08 GB01

Claims (12)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 中空の翼有効部の翼前縁側に、翼植込部
    の供給通路からの冷却媒体を案内する前縁通路と、翼チ
    ップ部側および翼植込部側に形成する前縁曲り部を介し
    て冷却媒体をサーペンタイン状に流す前縁中間通路と、
    上記翼植込部の回収通路に上記前縁中間通路からの冷却
    媒体を回収させる前縁戻り通路と、上記翼有効部の翼後
    縁側に、上記翼植込部の供給通路からの冷却媒体を案内
    する後縁通路と、翼チップ部側に形成する後縁曲り部を
    介して冷却媒体を上記翼植込部の回収通路に回収させる
    後縁戻り通路と、上記前縁通路、前縁中間通路、前縁戻
    り通路に設けられ、三角錐状の伝熱促進エレメント、四
    辺形状の伝熱促進エレメント、半曲面状の伝熱促進エレ
    メントのうち、少なくとも二つ以上を組み合せた伝熱促
    進エレメントと、上記後縁通路および上記後縁戻り通路
    に設けられた半曲面状の伝熱促進エレメントとを備えた
    ことを特徴とするガスタービン翼。
  2. 【請求項２】 前縁通路、前縁中間通路、前縁戻り通
    路、後縁通路および後縁戻り通路のそれぞれに備えた伝
    熱促進エレメントを、冷却媒体の流れ方向に対し、傾斜
    させて配置したことを特徴とするガスタービン翼。
  3. 【請求項３】 前縁通路、前縁中間通路、前縁戻り通路
    に設けられた伝熱促進エレメントのうち、三角錐状の伝
    熱促進エレメントを上記各通路を画成する隔壁に備えた
    ことを特徴とする請求項１記載のガスタービン翼。
  4. 【請求項４】 前縁通路、前縁中間通路、前縁戻り通
    路、後縁戻り通路および後縁通路に設けられた伝熱促進
    エレメントのうち、四辺形状の伝熱促進エレメントおよ
    び半曲面状の伝熱促進エレメントの少なくともいずれか
    一方を腹側および背側に備えたことを特徴とする請求項
    １記載のガスタービン翼。
  5. 【請求項５】 腹側および背側に備えた四辺形状の伝熱
    促進エレメントは、一方の側縁辺の幅を他方の側縁辺の
    幅よりも小さく設定したことを特徴とする請求項４記載
    のガスタービン翼。
  6. 【請求項６】 腹側および背側に備えた四辺形状の伝熱
    促進エレメントは、冷却媒体の上流側に向う前縁辺の隔
    壁に対する角度を上記冷却媒体の下流側に向う後縁辺の
    隔壁に対する角度よりも大きく設定したことを特徴とす
    る請求項４記載のガスタービン翼。
  7. 【請求項７】 腹側および背側に備えた四辺形状の伝熱
    促進エレメントは、一方の側縁辺の高さを他方の側縁辺
    の高さよりも高く設定したことを特徴とする請求項４記
    載のガスタービン翼。
  8. 【請求項８】 腹側および背側に備えた四辺形状の伝熱
    促進エレメントは、複数の列状に配置する一方、各列間
    を隙間を設けて千鳥状に配置したことを特徴とする請求
    項４記載のガスタービン翼。
  9. 【請求項９】 腹側および背側に備えた四辺形状の伝熱
    促進エレメントは、通路を画成する隔壁のアスペクト比
    が０．５以下のとき、冷却媒体の流れ方向に対し、傾斜
    させ、かつ同一向きに列状配置する一方、上記隔壁のア
    スペクト比が１を超えるとき、上記各通路の中心線を境
    に対象に列状配置したことを特徴とする請求項４記載の
    ガスタービン翼。
  10. 【請求項１０】 腹側および背側に備えた半曲面状の伝
    熱促進エレメントは、冷却媒体の上流側に向う前縁辺を
    直線に形成し、冷却媒体の下流側に向う後縁辺を半曲面
    状に形成したことを特徴とする請求項４記載のガスター
    ビン翼。
  11. 【請求項１１】 腹側および背側に備えた半曲面状の伝
    熱促進エレメントは、その横断面における前縁辺が腹側
    および背側に対し、傾斜させるとともに、その横断面に
    おける後縁辺が腹側および背側に対し、傾斜させたこと
    を特徴とする請求項４記載のガスタービン翼。
  12. 【請求項１２】 横断面における前縁辺を傾斜させる角
    度を、横断面における後縁辺を傾斜させる角度よりも小
    さく設定したことを特徴とする請求項１１記載のガスタ
    ービン翼。
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Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006312931A (ja) * 2005-04-04 2006-11-16 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有する部材
JP2007211670A (ja) * 2006-02-09 2007-08-23 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有する部材、及び内部に冷却通路を有する部材の冷却方法
JP2009250239A (ja) * 2008-04-03 2009-10-29 General Electric Co <Ge> 機械加工された曲線輪郭通路を有するノズル用翼形部
US7980818B2 (en) 2005-04-04 2011-07-19 Hitachi, Ltd. Member having internal cooling passage
JP2012002228A (ja) * 2011-08-30 2012-01-05 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有する部材
WO2013076110A1 (de) * 2011-11-21 2013-05-30 Siemens Aktiengesellschaft Kühlrippensystem für einen kühlkanal einer turbinenschaufel
US8807945B2 (en) 2011-06-22 2014-08-19 United Technologies Corporation Cooling system for turbine airfoil including ice-cream-cone-shaped pedestals
JP2017141825A (ja) * 2016-02-13 2017-08-17 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンエンジン用の翼形部

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006312931A (ja) * 2005-04-04 2006-11-16 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有する部材
US7980818B2 (en) 2005-04-04 2011-07-19 Hitachi, Ltd. Member having internal cooling passage
JP2012002229A (ja) * 2005-04-04 2012-01-05 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有する部材
US8419365B2 (en) 2005-04-04 2013-04-16 Hitachi, Ltd. Member having internal cooling passage
JP2007211670A (ja) * 2006-02-09 2007-08-23 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有する部材、及び内部に冷却通路を有する部材の冷却方法
US8292578B2 (en) 2006-02-09 2012-10-23 Hitachi, Ltd. Material having internal cooling passage and method for cooling material having internal cooling passage
JP2009250239A (ja) * 2008-04-03 2009-10-29 General Electric Co <Ge> 機械加工された曲線輪郭通路を有するノズル用翼形部
US8807945B2 (en) 2011-06-22 2014-08-19 United Technologies Corporation Cooling system for turbine airfoil including ice-cream-cone-shaped pedestals
JP2012002228A (ja) * 2011-08-30 2012-01-05 Hitachi Ltd 内部に冷却通路を有する部材
WO2013076110A1 (de) * 2011-11-21 2013-05-30 Siemens Aktiengesellschaft Kühlrippensystem für einen kühlkanal einer turbinenschaufel
EP2599957A1 (de) * 2011-11-21 2013-06-05 Siemens Aktiengesellschaft Kühlrippensystem für einen Kühlkanal einer Turbinenschaufel
JP2017141825A (ja) * 2016-02-13 2017-08-17 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンエンジン用の翼形部

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