JP2001152802A - 高温ガスタービン動翼冷却構造 - Google Patents
高温ガスタービン動翼冷却構造Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 本発明は高温ガスタービン動翼を冷却する高
温ガスタービン動翼冷却構造に関する。従来の動翼は冷
却強化のために内部にサーペンタイン冷却流路を設けて
おり、冷却空気の高圧化が必要となり被冷却部への供給
前の高圧空気のリークによる問題が生じる不具合があっ
た。本発明は、この不具合を解消する冷却構造の提供を
課題とする。 【解決手段】 本発明の高温ガスタービン動翼冷却構造
は、ガスタービン動翼６内の冷却流路１０を通り、前縁
部、中央前方部分を冷却した後、動翼６の後流側に冷却
空気２５を放出する冷却系Ａと、動翼６の冷却流路１０
を通り、中央後方部分の冷却と共に、冷却流路１０の後
方のフィルム冷却孔１８から後縁部１２に冷却空気２６
を放出する冷却系Ｂとからなる。これにより、上述の不
具合が解消でき、さらに冷却のための動力損失を少くで
きる。
温ガスタービン動翼冷却構造に関する。従来の動翼は冷
却強化のために内部にサーペンタイン冷却流路を設けて
おり、冷却空気の高圧化が必要となり被冷却部への供給
前の高圧空気のリークによる問題が生じる不具合があっ
た。本発明は、この不具合を解消する冷却構造の提供を
課題とする。 【解決手段】 本発明の高温ガスタービン動翼冷却構造
は、ガスタービン動翼６内の冷却流路１０を通り、前縁
部、中央前方部分を冷却した後、動翼６の後流側に冷却
空気２５を放出する冷却系Ａと、動翼６の冷却流路１０
を通り、中央後方部分の冷却と共に、冷却流路１０の後
方のフィルム冷却孔１８から後縁部１２に冷却空気２６
を放出する冷却系Ｂとからなる。これにより、上述の不
具合が解消でき、さらに冷却のための動力損失を少くで
きる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン、特
に、ヘリコプタ用ガスタービンに適用されて好適な高温
タービン動翼冷却構造に関する。
に、ヘリコプタ用ガスタービンに適用されて好適な高温
タービン動翼冷却構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンは、一般的構成図である図
２に示すように圧縮機１で空気を圧縮し、圧縮された圧
縮空気を燃焼機に導入すると共に、燃焼機２内に燃料を
投入して燃焼ガスを作り、それをタービン部３に導入し
て、発電機４および圧縮機１を回転させる構成となって
いる。また、ヘリコプタ用ガスタービンの高圧タービン
部は、図３に示すように、タービン静翼５とタービン動
翼６から成り立ち、それらは燃焼機２から出た高温ガス
に耐えうるよう、内部に冷却空気７を供給し、これらの
翼５，６を内部から冷却する冷却構造となっている。
２に示すように圧縮機１で空気を圧縮し、圧縮された圧
縮空気を燃焼機に導入すると共に、燃焼機２内に燃料を
投入して燃焼ガスを作り、それをタービン部３に導入し
て、発電機４および圧縮機１を回転させる構成となって
いる。また、ヘリコプタ用ガスタービンの高圧タービン
部は、図３に示すように、タービン静翼５とタービン動
翼６から成り立ち、それらは燃焼機２から出た高温ガス
に耐えうるよう、内部に冷却空気７を供給し、これらの
翼５，６を内部から冷却する冷却構造となっている。
【０００３】このような、高温ガスに耐えうるようにし
た従来の高圧タービン翼のうち、ロータの外周に植設さ
れロータと共に回動するガスタービン動翼６の冷却は、
図４に示すように、圧縮機１出口付近から抽気した冷却
空気７を、冷却空気供給管１９を介してガスタービン動
翼６の内部に設けられたタービュレータ８もしくはピン
フィン９が配設された冷却流路１０に供給し、冷却空気
７によってガスタービン動翼６を内部から冷却した後、
翼チップ部１１からガスタービン動翼６の翼外部、すな
わち、ガスタービン動翼６の周辺を流れる燃焼ガス中に
放出するようにしている。
た従来の高圧タービン翼のうち、ロータの外周に植設さ
れロータと共に回動するガスタービン動翼６の冷却は、
図４に示すように、圧縮機１出口付近から抽気した冷却
空気７を、冷却空気供給管１９を介してガスタービン動
翼６の内部に設けられたタービュレータ８もしくはピン
フィン９が配設された冷却流路１０に供給し、冷却空気
７によってガスタービン動翼６を内部から冷却した後、
翼チップ部１１からガスタービン動翼６の翼外部、すな
わち、ガスタービン動翼６の周辺を流れる燃焼ガス中に
放出するようにしている。
【０００４】このような冷却構造にされたガスタービン
動翼６においては、高速で回転するガスタービン動翼６
の回転により発生する、遠心力のポンプ効果のみの強制
対流冷却方法でガスタービン動翼６の冷却を行うように
しており、冷却空気供給管１９から供給される冷却空気
７が、比較的低い供給圧力であっても冷却可能である。
しかしながら、冷却効率が低く、特に、運転効率を上げ
るために薄肉構造にされている後縁部１２については、
冷却空気７による冷却効果が小さく、殆ど無冷却状態と
なるため、タービン入口の燃焼ガス温度の上昇に伴い、
耐酸化限界温度（ＬＣＦ（Ｌｏｗ Ｃｙｃｌｅ Ｆａｔ
ｉｇｕｅ））になることに伴う問題が深刻となる。
動翼６においては、高速で回転するガスタービン動翼６
の回転により発生する、遠心力のポンプ効果のみの強制
対流冷却方法でガスタービン動翼６の冷却を行うように
しており、冷却空気供給管１９から供給される冷却空気
７が、比較的低い供給圧力であっても冷却可能である。
しかしながら、冷却効率が低く、特に、運転効率を上げ
るために薄肉構造にされている後縁部１２については、
冷却空気７による冷却効果が小さく、殆ど無冷却状態と
なるため、タービン入口の燃焼ガス温度の上昇に伴い、
耐酸化限界温度（ＬＣＦ（Ｌｏｗ Ｃｙｃｌｅ Ｆａｔ
ｉｇｕｅ））になることに伴う問題が深刻となる。
【０００５】このような問題を回避するため、図５に示
すように、ガスタービン動翼５の翼端チップ部１１と翼
根部１３の２箇所にリターン部１４、１５を設けたター
ビュレータ１６付きサーペンタイン流路１７を設け、冷
却空気７によりガスタービン動翼６の前縁部、中央部を
冷却すると共に、後縁部１２の冷却のためのフィルム冷
却孔１８を最後方側に配置されたサーペンタイン流路１
７に設け、フィルム冷却孔１８から後縁部１２に向けて
冷却空気７を吹き出し冷却して、後縁部１２の高塩化を
防止する冷却構造が考えられている。
すように、ガスタービン動翼５の翼端チップ部１１と翼
根部１３の２箇所にリターン部１４、１５を設けたター
ビュレータ１６付きサーペンタイン流路１７を設け、冷
却空気７によりガスタービン動翼６の前縁部、中央部を
冷却すると共に、後縁部１２の冷却のためのフィルム冷
却孔１８を最後方側に配置されたサーペンタイン流路１
７に設け、フィルム冷却孔１８から後縁部１２に向けて
冷却空気７を吹き出し冷却して、後縁部１２の高塩化を
防止する冷却構造が考えられている。
【０００６】しかしながら、このような冷却構造の冷却
では、サーペンタイン流路１７を翼端チップ部１１から
翼根部１３へ流れる冷却空気７の流れが形成されるた
め、ガスタービン動翼５の回転によって発生する遠心力
によるポンプ効果があまり期待できず、このため冷却空
気供給圧力を高くする必要があり、この供給圧力の高圧
化のために、ガスタービン動翼５に供給する前の冷却空
気７のリークが深刻な問題となる。
では、サーペンタイン流路１７を翼端チップ部１１から
翼根部１３へ流れる冷却空気７の流れが形成されるた
め、ガスタービン動翼５の回転によって発生する遠心力
によるポンプ効果があまり期待できず、このため冷却空
気供給圧力を高くする必要があり、この供給圧力の高圧
化のために、ガスタービン動翼５に供給する前の冷却空
気７のリークが深刻な問題となる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、高温の燃焼
ガスで作動させるガスタービンで生じるＬＣＦの問題を
回避するための冷却構造において、冷却空気を高圧化す
ることにより深刻な問題となる、ガスタービン動翼に供
給する前の冷却空気のリークの問題を解消するため、比
較的に低い冷却空気の供給圧力によっても冷却率を充分
上昇させることができ、タービン入口温度の高温化に対
しても、充分対応できる高圧タービン動翼冷却構造を提
供することを課題とする。
ガスで作動させるガスタービンで生じるＬＣＦの問題を
回避するための冷却構造において、冷却空気を高圧化す
ることにより深刻な問題となる、ガスタービン動翼に供
給する前の冷却空気のリークの問題を解消するため、比
較的に低い冷却空気の供給圧力によっても冷却率を充分
上昇させることができ、タービン入口温度の高温化に対
しても、充分対応できる高圧タービン動翼冷却構造を提
供することを課題とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】このため、本発明の高温
ガスタービン動翼冷却構造は、次の手段とした。圧縮機
から抽気された冷却空気を冷却空気供給管を介して高温
ガスタービン動翼の内部に導入して、内部から冷却を行
なうようにした高温ガスタービン動翼の内部に形成され
る冷却流路が、次の冷却系Ａおよび冷却系Ｂからなるも
のとした。
ガスタービン動翼冷却構造は、次の手段とした。圧縮機
から抽気された冷却空気を冷却空気供給管を介して高温
ガスタービン動翼の内部に導入して、内部から冷却を行
なうようにした高温ガスタービン動翼の内部に形成され
る冷却流路が、次の冷却系Ａおよび冷却系Ｂからなるも
のとした。
【０００９】（１）圧縮機から抽気され冷却空気供給管
により供給された冷却空気の一部を導入し、高温ガスタ
ービン動翼の前縁部及び中央前方部分を翼幅方向に穿設
された冷却流路内を通過させて、前縁部及び中央前方部
分を内部から冷却した後、高温ガスタービン動翼の後流
側から外部に放出するようにした冷却系Ａ。
により供給された冷却空気の一部を導入し、高温ガスタ
ービン動翼の前縁部及び中央前方部分を翼幅方向に穿設
された冷却流路内を通過させて、前縁部及び中央前方部
分を内部から冷却した後、高温ガスタービン動翼の後流
側から外部に放出するようにした冷却系Ａ。
【００１０】なお、冷却系Ａに設ける冷却流路内には冷
却空気と高温ガスタービン動翼の前縁部及び中央前方部
分との熱伝達効率を向上させるために、冷却流路内を流
れる冷却空気の流れを乱流状態にする、タービュレータ
を冷却空気の流れに略直交させて設けることが好まし
い。さらに、冷却した後の冷却空気を高温ガスタービン
動翼の後流側から外部に放出するために、高温ガスター
ビン動翼の中央前方部分の翼根部から後縁部側の翼根部
にかけて翼根部流路を穿設し、高温ガスタービン動翼の
中央前方部分を冷却した後の冷却空気を、この翼根部流
路により翼根部を冷却させながら高温ガスタービン動翼
の後流側に放出するようにすることが好ましい。
却空気と高温ガスタービン動翼の前縁部及び中央前方部
分との熱伝達効率を向上させるために、冷却流路内を流
れる冷却空気の流れを乱流状態にする、タービュレータ
を冷却空気の流れに略直交させて設けることが好まし
い。さらに、冷却した後の冷却空気を高温ガスタービン
動翼の後流側から外部に放出するために、高温ガスター
ビン動翼の中央前方部分の翼根部から後縁部側の翼根部
にかけて翼根部流路を穿設し、高温ガスタービン動翼の
中央前方部分を冷却した後の冷却空気を、この翼根部流
路により翼根部を冷却させながら高温ガスタービン動翼
の後流側に放出するようにすることが好ましい。
【００１１】（２）また、圧縮機から抽気された冷却空
気のうち、冷却系Ａに導入した残りの冷却空気を導入
し、高温ガスタービン動翼の中央後方部分を翼幅方向に
穿設された冷却流路内を通過させて、高温ガスタービン
動翼の中央後方部分を冷却するとともに、この冷却空気
を高温ガスタービン動翼の後縁部に放出して、後縁部表
面に冷却フィルムを形成するために冷却流路の翼幅方向
に間隔をおいて配置したフィルム冷却孔を設けた冷却系
Ｂ。
気のうち、冷却系Ａに導入した残りの冷却空気を導入
し、高温ガスタービン動翼の中央後方部分を翼幅方向に
穿設された冷却流路内を通過させて、高温ガスタービン
動翼の中央後方部分を冷却するとともに、この冷却空気
を高温ガスタービン動翼の後縁部に放出して、後縁部表
面に冷却フィルムを形成するために冷却流路の翼幅方向
に間隔をおいて配置したフィルム冷却孔を設けた冷却系
Ｂ。
【００１２】なお、冷却系Ｂに設ける冷却流路内にも、
冷却系Ａの冷却流路内と同様に、冷却空気と高温ガスタ
ービン動翼の中央後方部分との熱伝達効率を向上させる
ために、冷却流路内を流れる冷却空気の流れを乱流状態
にする、タービュレータを冷却空気の流れに略直交させ
て設けることが好ましい。また、フィルム冷却孔は、冷
却流路内を流れる冷却空気が後縁部表面に沿って放出さ
れ、後縁部表面に冷却空気のフィルムを形成するような
開口形状にすることが好ましい。
冷却系Ａの冷却流路内と同様に、冷却空気と高温ガスタ
ービン動翼の中央後方部分との熱伝達効率を向上させる
ために、冷却流路内を流れる冷却空気の流れを乱流状態
にする、タービュレータを冷却空気の流れに略直交させ
て設けることが好ましい。また、フィルム冷却孔は、冷
却流路内を流れる冷却空気が後縁部表面に沿って放出さ
れ、後縁部表面に冷却空気のフィルムを形成するような
開口形状にすることが好ましい。
【００１３】これにより、高温ガスタービン動翼の前縁
部及び中央前方部分を冷却した冷却空気は、冷却後圧力
が低くくなった高温ガスタービン動翼の後流側から外部
に放出されるので、冷却系Ａの冷却空気は翼幅方向に往
復する冷却流路内を流れるようにしたにも拘わらず、高
温ガスタービン動翼の後流側における燃焼ガスの低圧化
により、吸引力が働き圧力の低いものにできる。さら
に、高温ガスタービン動翼の中央後方部分を冷却する冷
却空気、および後縁部表面に冷却フィルムを形成するフ
ィルム冷却孔から外部へ流出する冷却空気は、高温ガス
タービン動翼の高速回転で発生する遠心力のポンプ効果
のみによる強制対流方式の採用により、冷却流路から後
縁部表面に沿って外部に放出できるので、冷却系Ｂの冷
却空気は、さらに圧力の低いものにできる。
部及び中央前方部分を冷却した冷却空気は、冷却後圧力
が低くくなった高温ガスタービン動翼の後流側から外部
に放出されるので、冷却系Ａの冷却空気は翼幅方向に往
復する冷却流路内を流れるようにしたにも拘わらず、高
温ガスタービン動翼の後流側における燃焼ガスの低圧化
により、吸引力が働き圧力の低いものにできる。さら
に、高温ガスタービン動翼の中央後方部分を冷却する冷
却空気、および後縁部表面に冷却フィルムを形成するフ
ィルム冷却孔から外部へ流出する冷却空気は、高温ガス
タービン動翼の高速回転で発生する遠心力のポンプ効果
のみによる強制対流方式の採用により、冷却流路から後
縁部表面に沿って外部に放出できるので、冷却系Ｂの冷
却空気は、さらに圧力の低いものにできる。
【００１４】従って、高温ガスタービン動翼を内部から
冷却する冷却空気の圧力を、冷却効果を向上させるにも
拘わらず高くする必要がなくなるために、冷却空気の圧
力の高圧化で生じていた、高温ガスタービン動翼に供給
する前に生じる冷却空気のリークに伴う問題を解消する
ことができる。さらに、圧縮機から抽気される冷却空気
が圧力の低いもので良くなるために、高温ガスタービン
動翼の冷却のために生じる動力損失を低減することがで
き、ガスタービンの効率を向上させることができる。
冷却する冷却空気の圧力を、冷却効果を向上させるにも
拘わらず高くする必要がなくなるために、冷却空気の圧
力の高圧化で生じていた、高温ガスタービン動翼に供給
する前に生じる冷却空気のリークに伴う問題を解消する
ことができる。さらに、圧縮機から抽気される冷却空気
が圧力の低いもので良くなるために、高温ガスタービン
動翼の冷却のために生じる動力損失を低減することがで
き、ガスタービンの効率を向上させることができる。
【００１５】また、冷却流路内にタービュレータを設け
るようにすれば、冷却流路内を流れる冷却空気の流れ
は、熱伝達効率が向上する乱流状態になり、冷却空気と
高温ガスタービン動翼の前縁部及び中央前方部分、特
に、高温化し易い前縁部の高温化を防止することがで
き、ＬＣＦの問題を解消することができる。さらに、高
温ガスタービン動翼の中央前方部分を冷却した後の冷却
系Ａの冷却空気を翼根部流路を通過させて、高温ガスタ
ービン動翼の後流側に放出するようにすれば、翼根部に
設けた冷却流路を流れる冷却空気により、翼根部の高温
化を防止することができる。
るようにすれば、冷却流路内を流れる冷却空気の流れ
は、熱伝達効率が向上する乱流状態になり、冷却空気と
高温ガスタービン動翼の前縁部及び中央前方部分、特
に、高温化し易い前縁部の高温化を防止することがで
き、ＬＣＦの問題を解消することができる。さらに、高
温ガスタービン動翼の中央前方部分を冷却した後の冷却
系Ａの冷却空気を翼根部流路を通過させて、高温ガスタ
ービン動翼の後流側に放出するようにすれば、翼根部に
設けた冷却流路を流れる冷却空気により、翼根部の高温
化を防止することができる。
【００１６】
【発明の実施の形態】以下、本発明の高圧タービン動翼
冷却構造の実施の一形態を図面にもとづき説明する。な
お、図２ないし図５において説明した部材と同一部材若
しくは類似の部材については同一符号を付して説明は省
略する。
冷却構造の実施の一形態を図面にもとづき説明する。な
お、図２ないし図５において説明した部材と同一部材若
しくは類似の部材については同一符号を付して説明は省
略する。
【００１７】図１は本発明の高圧タービン動翼冷却構造
の実施の第１形態としての、ヘリコプタ用ガスタービン
に使用される高圧タービン動翼冷却構造の縦断面図であ
る。図に示すように、圧縮機１出口近傍から抽気された
冷却空気７は、冷却空気供給管１９を通り、一部の冷却
空気２５は分岐して、ガスタービン動翼６の前縁部に翼
幅方向に穿設された第１冷却流路２０に流入し、翼根部
１３から翼端チップ部１１に向けて翼幅方向に流れ、前
縁部の対流冷却を行う。
の実施の第１形態としての、ヘリコプタ用ガスタービン
に使用される高圧タービン動翼冷却構造の縦断面図であ
る。図に示すように、圧縮機１出口近傍から抽気された
冷却空気７は、冷却空気供給管１９を通り、一部の冷却
空気２５は分岐して、ガスタービン動翼６の前縁部に翼
幅方向に穿設された第１冷却流路２０に流入し、翼根部
１３から翼端チップ部１１に向けて翼幅方向に流れ、前
縁部の対流冷却を行う。
【００１８】第１冷却流路２０内を翼端チップ部１１ま
で流れ前縁部を冷却した冷却空気２５は、翼幅チップ部
１１近傍のリターン部１４でリターンして、第１冷却流
路２０の後方を翼幅方向に穿設された第２冷却流路２１
に流入し、翼端チップ部１１から翼根部１３に向けて流
れ、ガスタービン動翼６の中央前方部分の対流冷却を行
った後、後述する第３冷却流路２３に冷却空気２５を供
給するために、第２冷却流路２１の出口側に配設された
冷却空気供給管１９の外周を迂回して、翼根部１３に穿
設された翼根部冷却流路２２に流入し、翼根部１３の上
部を冷却したのち、翼根部１３後端に開口させたプラッ
トフォーム下面出口２４からガスタービン動翼６後方の
外部へ放出される。
で流れ前縁部を冷却した冷却空気２５は、翼幅チップ部
１１近傍のリターン部１４でリターンして、第１冷却流
路２０の後方を翼幅方向に穿設された第２冷却流路２１
に流入し、翼端チップ部１１から翼根部１３に向けて流
れ、ガスタービン動翼６の中央前方部分の対流冷却を行
った後、後述する第３冷却流路２３に冷却空気２５を供
給するために、第２冷却流路２１の出口側に配設された
冷却空気供給管１９の外周を迂回して、翼根部１３に穿
設された翼根部冷却流路２２に流入し、翼根部１３の上
部を冷却したのち、翼根部１３後端に開口させたプラッ
トフォーム下面出口２４からガスタービン動翼６後方の
外部へ放出される。
【００１９】すなわち、第１冷却流路２０、第２冷却流
路２１および翼根部冷却流路２２を連通して流れ、ガス
タービン動翼６の前縁部、中央前方部分および翼根部１
３の上部の冷却する冷却空気１７を流すようにした冷却
流路１０により、冷却系Ａを形成するようにしている。
路２１および翼根部冷却流路２２を連通して流れ、ガス
タービン動翼６の前縁部、中央前方部分および翼根部１
３の上部の冷却する冷却空気１７を流すようにした冷却
流路１０により、冷却系Ａを形成するようにしている。
【００２０】一方、冷却空気供給管１９で供給される冷
却空気７のうち、冷却系Ａに流すようにした冷却空気７
の残りである、残部の冷却空気２６は、冷却空気供給管
１９の後端部の開口からガスタービン動翼６の中央部後
方部分の内部を翼幅方向に穿設された第３冷却流路２３
に流入し、ガスタービン動翼６の中央後方部分を冷却し
ながら、翼根部１３から翼端チップ部１１に向けて流れ
る。
却空気７のうち、冷却系Ａに流すようにした冷却空気７
の残りである、残部の冷却空気２６は、冷却空気供給管
１９の後端部の開口からガスタービン動翼６の中央部後
方部分の内部を翼幅方向に穿設された第３冷却流路２３
に流入し、ガスタービン動翼６の中央後方部分を冷却し
ながら、翼根部１３から翼端チップ部１１に向けて流れ
る。
【００２１】また、この第３冷却流路２３の後端部側に
は、翼幅方向に間隔を設けて後縁部１２の冷却を行うた
めのフィルム冷却孔１８が設けられ、フィルム冷却孔１
８から後縁部１２の外表面に残部の冷却空気２６を吹き
出し、後縁部１２の外表面に冷却空気フィルム膜２８を
形成して、後縁部１２を冷却するようにしている。この
フィルム冷却孔１５は、第３冷却流路２３とともに冷却
系Ｂを形成するようにしている。
は、翼幅方向に間隔を設けて後縁部１２の冷却を行うた
めのフィルム冷却孔１８が設けられ、フィルム冷却孔１
８から後縁部１２の外表面に残部の冷却空気２６を吹き
出し、後縁部１２の外表面に冷却空気フィルム膜２８を
形成して、後縁部１２を冷却するようにしている。この
フィルム冷却孔１５は、第３冷却流路２３とともに冷却
系Ｂを形成するようにしている。
【００２２】また、第１、第２および第３冷却流路に
は、すべてタービュレータ２７を設けるようにしてい
る。なお、タービュレータ２７としては、図４に示すタ
ービュレータ８又は図５に示すＶ字形のタービュレータ
１６を採用するようにしても良く、さらには、図４に示
すピンフィン９と同様のものを設けるようにしても良
い。
は、すべてタービュレータ２７を設けるようにしてい
る。なお、タービュレータ２７としては、図４に示すタ
ービュレータ８又は図５に示すＶ字形のタービュレータ
１６を採用するようにしても良く、さらには、図４に示
すピンフィン９と同様のものを設けるようにしても良
い。
【００２３】本実施の形態の高圧タービン動翼冷却構造
は、上述の構成にされているので、冷却空気供給管１９
から第１冷却流路２０に流入した一部の冷却空気２５
は、タービュレータ２７の効果と相俟って、ガスタービ
ン動翼６の前縁部を対流冷却した後、第１冷却流路２０
から第２冷却流路２１ヘリターンし、同様にガスタービ
ン動翼６の中央前方部分を冷却する冷却構造にしたこと
により、ガスタービン動翼６の前縁部および中央前方部
分の冷却効率が向上する。また、ガスタービン動翼６の
中央前方部分を冷却した一部の冷却空気２５は、第２冷
却流路２１を出たのち、翼根部冷却流路２２に流入し、
翼根部冷却流路２２の通過時に翼根部１３を冷却する。
は、上述の構成にされているので、冷却空気供給管１９
から第１冷却流路２０に流入した一部の冷却空気２５
は、タービュレータ２７の効果と相俟って、ガスタービ
ン動翼６の前縁部を対流冷却した後、第１冷却流路２０
から第２冷却流路２１ヘリターンし、同様にガスタービ
ン動翼６の中央前方部分を冷却する冷却構造にしたこと
により、ガスタービン動翼６の前縁部および中央前方部
分の冷却効率が向上する。また、ガスタービン動翼６の
中央前方部分を冷却した一部の冷却空気２５は、第２冷
却流路２１を出たのち、翼根部冷却流路２２に流入し、
翼根部冷却流路２２の通過時に翼根部１３を冷却する。
【００２４】さらに、冷却空気供給管１９の端部から第
３冷却流路２３に流入した残部の冷却空気２６は、ター
ビュレータ２７の効果と相俟ってガスタービン動翼６の
中央後方部分を冷却するとともに、第３冷却流路２３の
後端部に翼幅方向に間隔を設けて配置したフィルム冷却
孔１８を設けたことにより、第３冷却流路２３に流入し
た残部の冷却空気２６はフィルム冷却孔１８から後縁部
１２に放出され、後縁部１２表面に残部の冷却空気２６
による冷却フィルム膜２８を形成し、このフィルム冷却
効果により、後縁部１２を冷却することができる。
３冷却流路２３に流入した残部の冷却空気２６は、ター
ビュレータ２７の効果と相俟ってガスタービン動翼６の
中央後方部分を冷却するとともに、第３冷却流路２３の
後端部に翼幅方向に間隔を設けて配置したフィルム冷却
孔１８を設けたことにより、第３冷却流路２３に流入し
た残部の冷却空気２６はフィルム冷却孔１８から後縁部
１２に放出され、後縁部１２表面に残部の冷却空気２６
による冷却フィルム膜２８を形成し、このフィルム冷却
効果により、後縁部１２を冷却することができる。
【００２５】また、第１冷却流路２０〜第２冷却流路２
１〜翼根部冷却流路２２からなる冷却系Ａは、圧力の低
い高温ガスタービン動翼６出口側に配置され周辺の燃焼
ガス圧力が低下している、プラットフォーム下面出口２
４から１部の冷却空気２５が吸引されて、ガスタービン
動翼６の外部に放出され、さらに、第３冷却流路２３お
よびフィルム冷却孔１８からなる冷却系Ｂを流れる残部
の冷却空気２６は、ガスタービン動翼６の回転によって
発生する遠心力のポンプ効果のみの強制対流方式によ
り、ガスタービン動翼６の外部に放出することができ
る。
１〜翼根部冷却流路２２からなる冷却系Ａは、圧力の低
い高温ガスタービン動翼６出口側に配置され周辺の燃焼
ガス圧力が低下している、プラットフォーム下面出口２
４から１部の冷却空気２５が吸引されて、ガスタービン
動翼６の外部に放出され、さらに、第３冷却流路２３お
よびフィルム冷却孔１８からなる冷却系Ｂを流れる残部
の冷却空気２６は、ガスタービン動翼６の回転によって
発生する遠心力のポンプ効果のみの強制対流方式によ
り、ガスタービン動翼６の外部に放出することができ
る。
【００２６】したがって、冷却空気供給管１９によって
冷却系Ａおよび冷却系Ｂに供給される冷却空気７は、比
較的低い供給圧力でも、高温になるガスタービン動翼６
を冷却可能にする多量の冷却空気７を冷却通路１０に流
すことができ、ガスタービン動翼６に供給する冷却空気
７を高圧化することにより、被冷却部分に供給する前の
冷却空気７のリークに伴う問題を生じさせていた、従来
の高温ガスタービン動翼冷却構造の不具合を解消するこ
とができる。さらに、圧縮機１から抽気する冷却空気７
が低圧のものにできるため、ガスタービン動翼６の冷却
のための高圧空気の抽気が不要になり、これにより動力
損失を低減することができ、ひいては、ガスタービンの
効率向上に寄与することができる。
冷却系Ａおよび冷却系Ｂに供給される冷却空気７は、比
較的低い供給圧力でも、高温になるガスタービン動翼６
を冷却可能にする多量の冷却空気７を冷却通路１０に流
すことができ、ガスタービン動翼６に供給する冷却空気
７を高圧化することにより、被冷却部分に供給する前の
冷却空気７のリークに伴う問題を生じさせていた、従来
の高温ガスタービン動翼冷却構造の不具合を解消するこ
とができる。さらに、圧縮機１から抽気する冷却空気７
が低圧のものにできるため、ガスタービン動翼６の冷却
のための高圧空気の抽気が不要になり、これにより動力
損失を低減することができ、ひいては、ガスタービンの
効率向上に寄与することができる。
【００２７】
【発明の効果】以上説明したように、本発明の高温ガス
タービン動力冷却構造によれば、圧縮機から抽気された
冷却空気を高温ガスタービン動翼の内部に導入する冷却
流路が、圧縮機からの冷却空気の一部を導入し、高温ガ
スタービン動翼の前縁部及び中央前方部分に穿設された
冷却流路内を通過させて、前縁部及び中央前方部分を内
部から冷却した後、高温ガスタービン動翼の後流側から
外部に放出する冷却系Ａと、冷却系Ａに導入した残りの
冷却空気を導入し、高温ガスタービン動翼の中央後方部
分に穿設された冷却流路内を通過させて、高温ガスター
ビン動翼の中央後方部分を冷却するとともに、冷却空気
を高温ガスタービン動翼の後縁部に放出し後縁部表面に
冷却フィルムを形成する翼幅方向に間隔を設け配設され
たフィルム冷却孔を設けた冷却系Ｂとからなるものとし
た。
タービン動力冷却構造によれば、圧縮機から抽気された
冷却空気を高温ガスタービン動翼の内部に導入する冷却
流路が、圧縮機からの冷却空気の一部を導入し、高温ガ
スタービン動翼の前縁部及び中央前方部分に穿設された
冷却流路内を通過させて、前縁部及び中央前方部分を内
部から冷却した後、高温ガスタービン動翼の後流側から
外部に放出する冷却系Ａと、冷却系Ａに導入した残りの
冷却空気を導入し、高温ガスタービン動翼の中央後方部
分に穿設された冷却流路内を通過させて、高温ガスター
ビン動翼の中央後方部分を冷却するとともに、冷却空気
を高温ガスタービン動翼の後縁部に放出し後縁部表面に
冷却フィルムを形成する翼幅方向に間隔を設け配設され
たフィルム冷却孔を設けた冷却系Ｂとからなるものとし
た。
【００２８】これにより、高温ガスタービン動翼の前縁
部及び中央前方部分を冷却した冷却空気は、冷却後圧力
の低い高温ガスタービン動翼の後流側から外部に放出さ
れるので、冷却系Ａの冷却空気は圧力の低いものにで
き、さらに、高温ガスタービン動翼の中央後方部分を冷
却するとともに、後縁部表面に冷却フィルムを形成する
フィルム冷却孔から放出される冷却系Ｂの冷却空気は、
高温ガスタービン動翼の高速回転で発生する遠心力のポ
ンプ効果のみの強制対流方式により、後縁部表面に沿っ
て外部に放出されるので、冷却系Ｂの冷却空気は、さら
に圧力の低いものにできる。
部及び中央前方部分を冷却した冷却空気は、冷却後圧力
の低い高温ガスタービン動翼の後流側から外部に放出さ
れるので、冷却系Ａの冷却空気は圧力の低いものにで
き、さらに、高温ガスタービン動翼の中央後方部分を冷
却するとともに、後縁部表面に冷却フィルムを形成する
フィルム冷却孔から放出される冷却系Ｂの冷却空気は、
高温ガスタービン動翼の高速回転で発生する遠心力のポ
ンプ効果のみの強制対流方式により、後縁部表面に沿っ
て外部に放出されるので、冷却系Ｂの冷却空気は、さら
に圧力の低いものにできる。
【００２９】従って、高温ガスタービン動翼を内部から
冷却する冷却空気の圧力を高くする必要がなくなるため
に、冷却空気の圧力の高圧化で生じていた、高温ガスタ
ービン動翼に供給する前の冷却空気のリークに伴う問題
を解消することができる。さらに、圧縮機から抽気され
る冷却空気が圧力の低いもので良くなるために、高温ガ
スタービン動翼の冷却のための動力損失を低減すること
ができ、ガスタービンの効率を向上させることができ
る。
冷却する冷却空気の圧力を高くする必要がなくなるため
に、冷却空気の圧力の高圧化で生じていた、高温ガスタ
ービン動翼に供給する前の冷却空気のリークに伴う問題
を解消することができる。さらに、圧縮機から抽気され
る冷却空気が圧力の低いもので良くなるために、高温ガ
スタービン動翼の冷却のための動力損失を低減すること
ができ、ガスタービンの効率を向上させることができ
る。
【図１】本発明の高温ガスタービン動翼冷却構造の実施
の第１形態を示すガスタービン動翼の縦断面図、
の第１形態を示すガスタービン動翼の縦断面図、
【図２】ガスタービンの一般的な構成を示す模式図、
【図３】ヘリコプタ用ガスタービンの高圧タービン部を
示す縦断面図、
示す縦断面図、
【図４】従来のガスタービン動翼の冷却構造を示す縦断
面図、
面図、
【図５】従来の改良されたガスタービン動翼の冷却構造
を示す縦断面図である。
を示す縦断面図である。
１ 圧縮機 ２ 燃焼機 ３ タービン部 ４ 発電機 ５ ガスタービン静翼 ６ ガスタービン動翼 ７ 冷却空気 ８ タービュレータ ９ ピンフィン １０ 冷却流路 １１ 翼端チップ部 １２ 後縁部 １３ 翼根部 １４，１５ リターン部 １６ タービュレータ １７ サーペンタイン流路 １８ フィルム冷却孔 １９ 冷却空気供給管 ２０ 第１冷却流路 ２１ 第２冷却流路 ２２ 翼根部冷却流路 ２３ 第３冷却流路 ２４ プラットフォーム下面出口 ２５ 一部の冷却空気 ２６ 残部の冷却空気 ２７ タービュレータ ２８ 冷却空気フィルム膜
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 清水 邦弘 愛知県小牧市大字東田中1200番地 三菱重 工業株式会社名古屋誘導推進システム製作 所内 Ｆターム(参考） 3G002 CA06 CA08 CB01 CB05
Claims (1)
- 【請求項１】 圧縮機から抽気された冷却空気を構造ガ
スタービン動翼の内部に導入して、内部から冷却を行う
高温ガスタービン動翼冷却構造において、前記高温ガス
タービン動翼の内部に形成される冷却流路が、前記圧縮
機から抽気された冷却空気の一部を導入し前記高温ガス
タービン動翼の前縁部及び中央前方部分を冷却して、前
記高温ガスタービン動翼の後流側から外部に放出する冷
却系Ａと、冷却空気の残部を導入し前記高温ガスタービ
ン動翼の中央後方部分を冷却するとともに、前記高温ガ
スタービン動翼の後縁部に放出して後縁部表面に冷却フ
ィルムを形成する冷却孔を設けた冷却系Ｂとからなるこ
とを特徴とする高温ガスタービン動翼冷却構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP33264799A JP2001152802A (ja) | 1999-11-24 | 1999-11-24 | 高温ガスタービン動翼冷却構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP33264799A JP2001152802A (ja) | 1999-11-24 | 1999-11-24 | 高温ガスタービン動翼冷却構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001152802A true JP2001152802A (ja) | 2001-06-05 |
Family
ID=18257307
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP33264799A Pending JP2001152802A (ja) | 1999-11-24 | 1999-11-24 | 高温ガスタービン動翼冷却構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2001152802A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20190111120A (ko) | 2017-03-10 | 2019-10-01 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 터빈 날개, 터빈 및 터빈 날개의 냉각 방법 |
-
1999
- 1999-11-24 JP JP33264799A patent/JP2001152802A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20190111120A (ko) | 2017-03-10 | 2019-10-01 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 터빈 날개, 터빈 및 터빈 날개의 냉각 방법 |
| US11313232B2 (en) | 2017-03-10 | 2022-04-26 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade, turbine, and method for cooling turbine blade |
| DE112018001275B4 (de) | 2017-03-10 | 2022-12-08 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbinenschaufel, turbine und verfahren zum kühlen einer turbinenschaufel |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20040712 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20040810 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20041207 |