JP2011021542A - ガスタービンの動翼冷却構造 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】二次空気6を旋回流7に変換してフロントシール側に噴射するプレスワールダクト12と、プレスワールダクト12とフロントシール3との間に静止して位置し、旋回流7の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する加速ダクト14とを備え、角運動量保存の法則によって、旋回半径を減少させた分に相当して旋回流7の周方向速度をエネルギロスなしに増速する。
【選択図】図6
Description
プレスワールダクト(Pre−swirl duct)は、高圧の圧縮機(図示せず)から供給される二次空気6を旋回させてフロントシール3に供給するダクトである。
図2において、フロントシール3において二次空気6を取り込む貫通穴3aの形状は、圧力損失を少なくするために通常円形穴3aが採用される。また、エンジン定格点で二次空気6と貫通穴3aの相対角度がゼロ、すなわち周方向速度が同一になるように、プレスワールダクト5の噴射穴5aから二次空気6を流出させることが理想的である。
図3のガイド翼構造の場合、二次空気6の流れ角を与える構造は板金のガイド翼5bであり、製造上加工できるガイド翼5bの最小の高さh、幅bが制限される。
また、図4の斜め穴構造の場合、二次空気6の流れ角を与える構造は機械加工による斜め穴5cによって形成され、製造上加工できる斜め穴5cの最小の穴径dが制限される。
従って、従来のプレスワールダクト5では、流れ角を与える設定角度と断面積に制約があり、流出速度に制約があった。
この図において、Vx0はプレスワールダクト入口速度、Va1はプレスワールダクトの出口絶対速度、Vx1はプレスワールダクトの出口軸方向速度、Vt1はプレスワールダクトの出口周方向速度、Vt2はフロントシールの周方向速度、mは二次空気の質量流量である。
すなわち、プレスワールダクト出口での周方向運動エネルギE1とフロントシール穴位置での周方向運動エネルギE2は、式(1)(2)で表される。
E2=1/2・m・Vt2 2・・・(2)
言い換えれば、周方向速度が遅い二次空気6が、周方向速度が速いフロントシール3へ流入するためには、フロントシール3と同じ速度まで加速する必要があり、この差に相当する運動エネルギ分だけ、回転系が余分な仕事をしなければならならず、エネルギロスが発生する。
二次空気を旋回流に変換してフロントシール側に噴射するプレスワールダクトと、
該プレスワールダクトとフロントシールとの間に静止して位置し、前記旋回流の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する加速ダクトと、を備えることを特徴とするガスタービンの動翼冷却構造が提供される。
この図において、回転系は動翼1、ディスク2及びフロントシール3からなり、静止系は、静翼4、プレスワールダクト12及び加速ダクト14からなる。
本発明のガスタービンの動翼冷却構造は、二次空気6を高圧の圧縮機最終段(図示せず)から導き、回転系のフロントシール3を介してディスク前側に二次空気6を供給するようになっている。
また図8は、本発明によるプレスワールダクト12と加速ダクト14の説明図であり、(A)は側面図、(B)はそのB−B矢視図、(C)は斜視図である。
また、加速ダクト14は、不要な加減速が発生しないように、流入口14aから流出口14bまでの流路面積がほぼ一定の流路を有する。このとき、流路面積がほぼ一定になるように、流出口の流路高さが流入口の流路高さより大きいことが望ましい。なお加速ダクト内には抵抗になるような構造を設けない。
さらに、加速ダクト14の流入口14a及び流出口14bは、フロントシール3との距離を最短にするため、ガスタービンの回転軸Z−Zに対して平行に位置することが望ましい。
このプレスワールダクト12では、角運動量保存の法則(半径×速度=一定)によって、旋回半径を減少させた分に相当して旋回流7の周方向速度をエネルギロスなしに増速することができる。
ここでVt1’=Vt1+Vα・・・(5)のため、速度増加(Vα)の運動エネルギに相当するエネルギロス(1/2・m・Vα 2)が改善される。
従って、これによりプレスワールダクト出口とフロントシールの周方向速度差が小さくなり、エネルギロスを大幅に低減することができる。
4 静翼、6 二次空気、7 旋回流、
12 プレスワールダクト、
14 加速ダクト、
14a 流入口、14b 流出口
Claims (2)
- 二次空気を圧縮機から導き、回転系のフロントシールを介してディスク前側に二次空気を供給するガスタービンの動翼冷却構造であって、
二次空気を旋回流に変換してフロントシール側に噴射するプレスワールダクトと、
該プレスワールダクトとフロントシールとの間に静止して位置し、前記旋回流の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する加速ダクトと、を備えることを特徴とするガスタービンの動翼冷却構造。 - 前記加速ダクトの流入口及び流出口は、ガスタービンの回転軸に対して平行に位置する、ことを特徴とする請求項1に記載のガスタービンの動翼冷却構造。
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