JP2014005812A - Gas turbine blade - Google Patents
Gas turbine blade Download PDFInfo
- Publication number
- JP2014005812A JP2014005812A JP2012143675A JP2012143675A JP2014005812A JP 2014005812 A JP2014005812 A JP 2014005812A JP 2012143675 A JP2012143675 A JP 2012143675A JP 2012143675 A JP2012143675 A JP 2012143675A JP 2014005812 A JP2014005812 A JP 2014005812A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine blade
- cooling medium
- cooling
- communication hole
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
本発明はガスタービンに使用されるガスタービン翼に係わり、特に翼の内部に冷却媒体を流通させる冷却媒体流路を有するガスタービン翼に関する。 The present invention relates to a gas turbine blade used in a gas turbine, and more particularly to a gas turbine blade having a cooling medium flow path for circulating a cooling medium inside the blade.
ガスタービンは、主として圧縮機、燃焼器及びタービンとから構成されており、圧縮機で圧縮された圧縮空気を燃焼器にて燃料とともに燃焼して高温かつ高圧の燃焼ガスを発生させ、この燃焼ガスを複数のタービン静翼とタービン動翼を備えたタービンに導いてタービンを駆動させて回転動力を得る原動機である。 A gas turbine mainly includes a compressor, a combustor, and a turbine. The compressed air compressed by the compressor is combusted with fuel in the combustor to generate a high-temperature and high-pressure combustion gas. Is a prime mover that obtains rotational power by guiding the turbine to a turbine having a plurality of turbine stationary blades and turbine blades to drive the turbine.
ガスタービン翼を形成する金属材料には耐酸化性・耐腐食性・熱応力などの観点から許容温度が定められているが、運転中、ガスタービン翼はこの許容値を超える高温の燃焼ガスに曝されている。 The allowable temperature is determined for the metal material that forms the gas turbine blades from the viewpoint of oxidation resistance, corrosion resistance, thermal stress, etc., but during operation, the gas turbine blades are heated to high-temperature combustion gases that exceed this allowable value. Have been exposed.
そこで、ガスタービン翼の内部に冷却媒体を流通させる冷却媒体流路を形成し、この冷却媒体流路に冷却媒体を流通させて冷却することで、ガスタービン翼の材料許容温度を超えないようにしている。なお、一般的には圧縮機から抽気した一部の空気が冷却媒体として利用されている。 Therefore, a cooling medium flow path for circulating the cooling medium is formed inside the gas turbine blade, and the cooling medium is flowed through the cooling medium flow path for cooling, so that the allowable material temperature of the gas turbine blade is not exceeded. ing. In general, a part of the air extracted from the compressor is used as a cooling medium.
ガスタービン翼の後縁部を冷却する方法として、翼内部に冷却媒体の流入口を有し、後縁表面に流出口を有する冷却媒体流路を翼弦方向に形成し、この冷却媒体流路に冷却媒体を流して冷却を行う方法がある。この方法を採用したガスタービン翼の例として特許文献１に記載されたガスタービン翼が挙げられる。 As a method for cooling the trailing edge of the gas turbine blade, a cooling medium flow path having a cooling medium inlet in the blade and an outlet on the trailing edge surface is formed in the chord direction. There is a method of cooling by flowing a cooling medium. An example of a gas turbine blade employing this method is the gas turbine blade described in Patent Document 1.
しかしながら、冷却媒体として圧縮機抽気空気を使用する場合、冷却用空気の増大はタービンを通過する作動流体の減少を意味し、ガスタービンの熱効率の低下を招く。すなわち、冷却用空気の使用量は少ないことが望ましい。 However, when compressor bleed air is used as a cooling medium, an increase in cooling air means a decrease in working fluid passing through the turbine, leading to a reduction in thermal efficiency of the gas turbine. That is, it is desirable that the amount of cooling air used is small.
ガスタービン高効率化のためには、適量の冷却媒体で効果的にガスタービン翼を冷却することが重要である。 In order to increase the efficiency of the gas turbine, it is important to effectively cool the gas turbine blades with an appropriate amount of cooling medium.
本発明の目的は、適量の冷却媒体で効果的に冷却できるガスタービン翼を提供することである。 An object of the present invention is to provide a gas turbine blade that can be effectively cooled with an appropriate amount of cooling medium.
本発明は、内部に冷却媒体流路が形成された翼部を備えたガスタービン翼であって、前記冷却媒体流路に開口した冷却媒体の流入口と前記翼部の表面に開口した前記冷却媒体の流出口とを持つ、前記流入口と前記流出口とをつなぐ前記翼部の翼弦方向に延びた複数の対流冷却孔と、隣接する前記対流冷却孔の間に設けられた、前記流入口から前記流出口にかけて前記翼弦方向に延びた隔壁とを有し前記隔壁にこの隔壁を挟んで隣接する前記対流冷却孔同士を連通する連通孔が少なくとも１つ存在し、前記連通孔が前記隔壁の延伸方向に対して斜交していることを特徴とする。 The present invention is a gas turbine blade having a blade portion in which a cooling medium flow path is formed, wherein the cooling medium inlet opening in the cooling medium flow channel and the cooling opening in the surface of the blade portion are provided. A plurality of convection cooling holes extending in the chord direction of the wing portion connecting the inlet and the outlet and having a medium outlet, and the flow provided between the adjacent convection cooling holes. There is a partition wall extending in the direction of the chord from the inlet to the outlet, and there is at least one communication hole communicating the convection cooling holes adjacent to each other across the partition wall, and the communication hole is the It is characterized by crossing with respect to the extending direction of the partition walls.
本発明によれば、適量の冷却媒体で効果的に冷却できるガスタービン翼を提供することができる。 According to the present invention, it is possible to provide a gas turbine blade that can be effectively cooled with an appropriate amount of cooling medium.
以下、実施例について図面を用いて説明する。 Hereinafter, embodiments will be described with reference to the drawings.
本発明の第１実施例となる冷却媒体流路を有するガスタービン翼について図１から図４を用いて説明する。 A gas turbine blade having a cooling medium flow path according to a first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
図１から図４は本発明を適用した第１実施例である冷却媒体流路を有するガスタービン翼１ａの構造を示したものである。図１はガスタービン翼１ａをガスタービン回転軸に垂直な半径方向線と平行に矢視を取って見た時の断面図である。図２はガスタービン翼１ａをガスタービン回転周方向線と平行に矢視を取って見た時の断面図である。図１の断面図は図２中の線Ｂ−Ｂをガスタービン回転軸で回転してできる回転面で切断した時の切り口である。また、図２の断面図は図１中の線Ａ−Ａを半径方向に移動してできる面で切断した時の切り口である。図３は後縁を図２の矢視Ｃから見た図である。図４は図２中の後縁付近の部分拡大図である。 1 to 4 show the structure of a gas turbine blade 1a having a cooling medium flow path according to a first embodiment to which the present invention is applied. FIG. 1 is a cross-sectional view of the gas turbine blade 1a as viewed in the direction of an arrow parallel to a radial line perpendicular to the gas turbine rotation axis. FIG. 2 is a cross-sectional view of the gas turbine blade 1a as viewed in the direction of the arrow parallel to the gas turbine rotation circumferential direction line. The cross-sectional view of FIG. 1 is a cut when the line BB in FIG. 2 is cut by a rotating surface formed by rotating the gas turbine rotating shaft. Further, the cross-sectional view of FIG. 2 is a cut when the line AA in FIG. 1 is cut along a plane formed by moving in the radial direction. FIG. 3 is a view of the rear edge as seen from the direction C of FIG. 4 is a partially enlarged view of the vicinity of the rear edge in FIG.
なお、前記した図１から図４に示した第１実施例のガスタービン翼１ａは、ガスタービンの動翼に適用した例であるが、動翼に限定されるものではなく同じ構造の冷却媒体流路をガスタービン静翼にも適用できる。 The gas turbine blade 1a of the first embodiment shown in FIGS. 1 to 4 is an example applied to a moving blade of a gas turbine, but is not limited to the moving blade, and has the same structure. The flow path can also be applied to a gas turbine stationary blade.
図１から図４に示した本実施例のガスタービン翼１ａおいて、ガスタービンのロータの外周に環状に複数個配列される前記ガスタービン翼１ａは、翼根元側のシャンク部２と、この翼根元側との境界から翼先端に至る翼部３とから形成されており、この翼部３がガスタービンのガスパスを流下する高温かつ高圧の燃焼ガスに曝されている。図１及び図２においては、燃焼ガスは左から右に向かって流れている。また、ガスタービン翼１ａはガスタービンのロータの外周に環状に複数個配列されるが、図２においては、下側が半径内側に該当し、上側が半径外側に該当する。 In the gas turbine blade 1a of the present embodiment shown in FIGS. 1 to 4, the gas turbine blade 1a arranged in a ring shape on the outer periphery of the rotor of the gas turbine includes a shank portion 2 on the blade root side, The blade portion 3 is formed from the boundary with the blade root side to the blade tip, and the blade portion 3 is exposed to high-temperature and high-pressure combustion gas flowing down the gas path of the gas turbine. 1 and 2, the combustion gas flows from left to right. Further, a plurality of gas turbine blades 1a are arranged in an annular shape on the outer periphery of the rotor of the gas turbine. In FIG. 2, the lower side corresponds to the radially inner side, and the upper side corresponds to the radially outer side.
ここで、図２に着目して説明する。ガスタービン翼１ａは、図示するように内部に冷却媒体流路が形成された中空構造となっている。ガスタービン翼１ａは、その半径内側面に冷却媒体の供給口５ｉを持ち、半径外側に向かって延びている冷却媒体流路５が形成されている。冷却媒体流路５のガスタービン主流方向上流側には、冷却媒体流路４が形成されている。この冷却媒体流路４は、複数個の噴出孔９を介して冷却媒体流路５と接続している。また、冷却媒体流路４はフィルム冷却噴出孔７と接続している。 Here, description will be given with reference to FIG. As shown in the figure, the gas turbine blade 1a has a hollow structure in which a cooling medium flow path is formed. The gas turbine blade 1a has a cooling medium supply port 5i on the inner surface of the radius thereof, and a cooling medium flow path 5 extending toward the outer side of the radius is formed. A cooling medium flow path 4 is formed on the upstream side of the cooling medium flow path 5 in the gas turbine main flow direction. The cooling medium flow path 4 is connected to the cooling medium flow path 5 through a plurality of ejection holes 9. The cooling medium flow path 4 is connected to the film cooling ejection hole 7.
同様に、ガスタービン翼１ａは、その半径内側面に冷却媒体の供給口６ｉを持ち、半径外側に向かって延びている冷却媒体流路６が形成されている。なお、冷却媒体流路６は半径外側に向かって延びガスタービン翼１ａの端面に達した後、半径内側に向かって延び、また翼部３の内側半径に達した後、再度、半径外側に向かって延びた蛇行形状となっている。また、この冷却媒体流路６は対流冷却孔８ａと接続している。図３に示すように、本実施例では対流冷却孔８ａの冷却媒体の主流に垂直な面で切断した時の切り口の形状は円または楕円である。 Similarly, the gas turbine blade 1a has a cooling medium supply port 6i on the inner surface of the radius thereof, and a cooling medium flow path 6 extending toward the outer side of the radius is formed. The cooling medium flow path 6 extends toward the radially outer side, reaches the end surface of the gas turbine blade 1a, extends toward the radially inner side, and reaches the inner radius of the blade part 3, and then again toward the radially outer side. It has a meandering shape extending. The cooling medium flow path 6 is connected to the convection cooling hole 8a. As shown in FIG. 3, in this embodiment, the shape of the cut surface when cut along a plane perpendicular to the main flow of the cooling medium in the convection cooling hole 8a is a circle or an ellipse.
次に動作について説明する。 Next, the operation will be described.
ガスタービン運転中は、冷却媒体としてガスタービンを構成する圧縮機から一部抽気した空気が前記した冷却媒体の供給口５ｉ及び供給口６ｉに導かれる。供給口５ｉに導かれた冷却媒体は冷却媒体流路５に沿って流れる。その際、冷却媒体は壁面から熱を奪う。すなわちガスタービン翼１ａを冷却する。その後、噴出孔９を通過して冷却流路４に導かれる。冷却流路５から噴出孔９を通過する際の流路面積の絞り効果によって流れは加速され、噴出孔９に対向した冷媒流路４の壁面に衝突する。つまりインピンジメント冷却する。インピンジメント冷却後の冷却媒体は、噴出孔７を通過してガスパス中に噴出される。なお、噴出された冷却媒体は翼面を沿うように流れ、高温かつ高圧の燃焼ガスが直接翼面に触れないようにする効果がある。これをフィルム冷却と呼んでいる。 During the operation of the gas turbine, the air partially extracted from the compressor constituting the gas turbine as the cooling medium is guided to the cooling medium supply port 5i and the supply port 6i. The cooling medium guided to the supply port 5 i flows along the cooling medium flow path 5. At that time, the cooling medium takes heat away from the wall surface. That is, the gas turbine blade 1a is cooled. Thereafter, it passes through the ejection hole 9 and is guided to the cooling flow path 4. The flow is accelerated by the restriction effect of the channel area when passing through the ejection hole 9 from the cooling channel 5, and collides with the wall surface of the refrigerant channel 4 facing the ejection hole 9. That is, impingement cooling is performed. The cooling medium after impingement cooling passes through the ejection hole 7 and is ejected into the gas path. The jetted cooling medium flows along the blade surface, and has an effect of preventing the high-temperature and high-pressure combustion gas from directly touching the blade surface. This is called film cooling.
同様に供給口６ｉに導かれた冷却媒体は冷却媒体流路６に沿って流れる。その際、冷却媒体は壁面から熱を奪う。すなわちガスタービン翼１ａを冷却する。最終的に冷却媒体は対流冷却孔８ａに到達する。これらの対流冷却孔８ａは、翼内部に設けられた冷却媒体流路６に開口した冷却媒体の流入口を有し、流出口を図１と図３に示すように翼部３の後縁表面に有しており、流入口から流出口まで翼弦方向に延びた隔壁１０ａを挟む形で半径方向に複数本存在する。これらの隔壁１０ａにはそれぞれの隔壁を挟んで隣接する対流冷却孔８ａ同士を連通する連通孔１１ａが存在する。この連通孔１１ａは隔壁１０ａの延伸方向に対して斜交して形成されており、本実施例では、半径外側へ向かって約４５度の角度を成すように形成されている。本実施例ではすべて連通孔１１ａは半径外側へ向かって角度がついているが、逆に半径内側へ向かうように形成しても構わない。また、角度が混在しても構わない。対流冷却孔８ａに導かれた冷却媒体は対流冷却孔８ａに沿って流れるが、連通孔１１ａに差し掛かると冷却媒体の一部が隔壁１０ａと隣接する対流冷却孔８ａに流れる。本実施例では、半径内側の対流冷却孔８ａから隣接する半径外側の対流冷却孔８ａへ流れる。最終的に冷却媒体は流出口からガスパス中へ放出される。対流冷却孔８ａを通過する際も冷却媒体は壁面から熱を奪いガスタービン翼１ａを冷却する。 Similarly, the cooling medium guided to the supply port 6 i flows along the cooling medium flow path 6. At that time, the cooling medium takes heat away from the wall surface. That is, the gas turbine blade 1a is cooled. Finally, the cooling medium reaches the convection cooling hole 8a. These convection cooling holes 8a have a cooling medium inlet opening into a cooling medium flow path 6 provided inside the blade, and the outlet is the trailing edge surface of the blade portion 3 as shown in FIGS. And there are a plurality of them in the radial direction so as to sandwich the partition wall 10a extending in the chord direction from the inlet to the outlet. These partition walls 10a have communication holes 11a that connect adjacent convection cooling holes 8a with each partition wall interposed therebetween. The communication hole 11a is formed obliquely with respect to the extending direction of the partition wall 10a. In this embodiment, the communication hole 11a is formed to form an angle of about 45 degrees toward the radially outer side. In the present embodiment, all the communication holes 11a are angled toward the radially outer side, but may be formed so as to be opposed to the radially inner side. Also, the angles may be mixed. The cooling medium guided to the convection cooling hole 8a flows along the convection cooling hole 8a, but when reaching the communication hole 11a, a part of the cooling medium flows to the convection cooling hole 8a adjacent to the partition wall 10a. In this embodiment, the air flows from the convection cooling hole 8a inside the radius to the adjacent convection cooling hole 8a outside the radius. Eventually, the cooling medium is discharged from the outlet into the gas path. When passing through the convection cooling hole 8a, the cooling medium takes heat from the wall surface and cools the gas turbine blade 1a.
本実施例の優位点を、従来技術と比較して説明する。それに先立ち、まず、図５から図８を用いて従来技術について説明する。 The advantages of the present embodiment will be described in comparison with the prior art. Prior to that, first, the prior art will be described with reference to FIGS.
図５から図８は従来技術である冷却媒体流路を有するガスタービン翼１ｚの構造を示したものである。図５はガスタービン翼１ｚをガスタービン回転軸に垂直な半径方向線と平行に矢視を取って見た時の断面図である。図６はガスタービン翼１ｚをガスタービン回転周方向線と平行に矢視を取って見た時の断面図である。図５の断面図は図６中の線Ｂ−Ｂをガスタービン回転軸で回転してできる回転面で切断した時の切り口である。また、図６の断面図は図５中の線Ａ−Ａを半径方向に移動してできる面で切断した時の切り口である。図７は後縁を図６の矢視Ｃから見た図である。図８は図６中の後縁付近の部分拡大図である。なお、図１から図４に示す符号と同一の符号を持つ要素は同一機能を有するものとする。 FIGS. 5 to 8 show the structure of a gas turbine blade 1z having a cooling medium flow path according to the prior art. FIG. 5 is a cross-sectional view of the gas turbine blade 1z as viewed in the direction parallel to the radial line perpendicular to the gas turbine rotation axis. FIG. 6 is a cross-sectional view of the gas turbine blade 1z as viewed in the direction of the arrow parallel to the circumferential line of the gas turbine. The cross-sectional view of FIG. 5 is a cut when the line BB in FIG. 6 is cut by a rotating surface formed by rotating the rotating shaft of the gas turbine. Further, the cross-sectional view of FIG. 6 is a cut when the line AA in FIG. 5 is cut along a plane formed by moving in the radial direction. FIG. 7 is a view of the rear edge as seen from the direction C of FIG. FIG. 8 is a partially enlarged view of the vicinity of the trailing edge in FIG. Elements having the same reference numerals as those shown in FIGS. 1 to 4 have the same functions.
ガスタービン翼１ｚにおいて、第１実施例と同様に供給口６ｉに導かれた冷却媒体は冷却媒体流路６に沿って流れる。その際、冷却媒体は壁面から熱を奪う。すなわちガスタービン翼１ｚを冷却する。最終的に冷却媒体は対流冷却孔８ｚに到達する。これらの対流冷却孔８ｚは、冷却媒体の流入口を翼内部に有し、流出口を図７に示すように後縁表面に有しており、流入口から流出口まで翼弦方向に延びた隔壁１０ｚを挟む形で半径方向に複数本存在する。一方、第１実施例とは異なり、これらの隔壁１０ｚには連通孔は存在しない。対流冷却孔８ｚに導かれた冷却媒体は対流冷却孔８ｚに沿って流れ、最終的に冷却媒体は流出口からガスパス中へ放出される。対流冷却孔８ｚを通過する際も冷却媒体は壁面から熱を奪いガスタービン翼１ｚを冷却する。 In the gas turbine blade 1z, the cooling medium guided to the supply port 6i flows along the cooling medium flow path 6 as in the first embodiment. At that time, the cooling medium takes heat away from the wall surface. That is, the gas turbine blade 1z is cooled. Finally, the cooling medium reaches the convection cooling hole 8z. These convection cooling holes 8z have a cooling medium inlet inside the blade, an outlet at the trailing edge surface as shown in FIG. 7, and extend in the chord direction from the inlet to the outlet. There are a plurality in the radial direction with the partition wall 10z interposed therebetween. On the other hand, unlike the first embodiment, these partition walls 10z have no communication holes. The cooling medium guided to the convection cooling hole 8z flows along the convection cooling hole 8z, and finally the cooling medium is discharged from the outlet into the gas path. When passing through the convection cooling hole 8z, the cooling medium takes heat from the wall surface and cools the gas turbine blade 1z.
このような従来技術に対し、本実施例の優位点は次の点に認められる。 The advantages of the present embodiment over the prior art are recognized as follows.
本発明を適用すると、連通孔１１ａにより冷却媒体の一部が隣の対流冷却孔８ａへ冷却媒体の主流に垂直な速度成分を持って合流する。これにより隣の対流冷却孔８ａの連通孔１１ａの合流部から下流の流れが従来技術に比べて乱される。これによりタービン翼１ａの壁面と冷却媒体間の熱伝達率が向上し、冷却媒体が従来技術よりも多くの熱量をタービン翼から奪うことができる。すなわち従来技術よりもタービン翼を効率よく冷却することが可能となる。この冷却性能の効率向上により、従来技術よりも少ない冷却媒体流量で同じ冷却効果を得ることができる。冷却媒体流量の減少はガスタービンの熱効率向上につながる。或いは、同じ冷却媒体流量を使用する場合には、タービン翼のメタル温度を従来技術より低下させることができる。メタル温度の低下はタービン翼の寿命延長に寄与し、ガスタービンの信頼性向上につながる。 When the present invention is applied, a part of the cooling medium joins to the adjacent convection cooling hole 8a through the communication hole 11a with a velocity component perpendicular to the main flow of the cooling medium. As a result, the downstream flow from the merging portion of the communication hole 11a of the adjacent convection cooling hole 8a is disturbed as compared with the prior art. Thereby, the heat transfer coefficient between the wall surface of the turbine blade 1a and the cooling medium is improved, and the cooling medium can take more heat from the turbine blade than in the prior art. That is, it is possible to cool the turbine blade more efficiently than in the prior art. By improving the efficiency of this cooling performance, the same cooling effect can be obtained with a cooling medium flow rate smaller than that of the prior art. A decrease in the coolant flow rate leads to an improvement in the thermal efficiency of the gas turbine. Alternatively, when the same coolant flow rate is used, the metal temperature of the turbine blade can be lowered as compared with the prior art. The decrease in the metal temperature contributes to the extension of the life of the turbine blade, leading to an improvement in the reliability of the gas turbine.
ここで、ガスタービン翼の製造方法について説明する。一般的に、内部に冷却媒体流路を有するガスタービン翼は精密鋳造によって製作される。ガスタービン翼の外形に沿ってくり抜いた金型に、材料となる耐熱合金を流し込んで鋳込む。冷却媒体流路部分は鋳込まずに中空にする必要がある。そのため、この冷却媒体流路に相当する部分の中子を製作し、金型に挿入して鋳込んだ際に冷却媒体流路に金属が流れ込まないようにする。一般にはこの中子はセラミックスなどで製作される。金属が凝固した後に中子は特殊な溶液で溶かして取り去られ、内部に冷却媒体流路が形成される。金属は粘性が高いために流体抵抗が大きく、金型に金属を鋳込む際に中子には大きな力が作用する。この力によって、中子が破損したり、変形したりすることがある。破損はもちろん許容以上に変形した場合も、製品として成立しなくなるために失敗作となる。つまり歩留まりが低下する。よって、この流体抵抗に耐えられる強度が中子には要求される。また、鋳込み時だけでなく、中子自体の製造時もセラミックスを高温炉で焼いたりして製造するため、熱応力や熱変形に伴う応力が作用する。これらの力にも耐え得る強度が中子には要求される。 Here, the manufacturing method of a gas turbine blade is demonstrated. Generally, a gas turbine blade having a cooling medium flow path therein is manufactured by precision casting. A heat-resistant alloy as a material is poured into a die cut out along the outer shape of the gas turbine blade and cast. The cooling medium flow path portion must be hollow without being cast. Therefore, a core corresponding to this cooling medium flow path is manufactured, and metal is prevented from flowing into the cooling medium flow path when inserted into a mold and cast. Generally, this core is made of ceramics. After the metal has solidified, the core is melted away with a special solution and a cooling medium flow path is formed inside. Since metal is highly viscous, fluid resistance is large, and a large force acts on the core when casting metal into a mold. This force may damage or deform the core. Of course, even if the damage is deformed more than allowable, it will fail as it will not be a product. That is, the yield decreases. Therefore, the core is required to be strong enough to withstand this fluid resistance. Further, since the ceramic is baked in a high temperature furnace not only during casting but also during the production of the core itself, thermal stress and stress accompanying thermal deformation act. The core is required to be strong enough to withstand these forces.
本実施例の対流冷却孔８ａを形成するための中子と従来技術である対流冷却孔８ｚを形成するための中子とを比較すると、本実施例の対流冷却孔８ａを形成するための中子の方が、連通孔１１ａを形成する部分が存在する分、構造的強度が高くなる。よって、製造時及び鋳込み時の双方での歩留まりが向上する。これによりガスタービン全体のコスト低減が可能となる。 Comparing the core for forming the convection cooling hole 8a of this embodiment with the core for forming the convection cooling hole 8z according to the prior art, the core for forming the convection cooling hole 8a of this embodiment is compared. The child has higher structural strength because there is a portion that forms the communication hole 11a. Therefore, the yield in both manufacturing and casting is improved. As a result, the cost of the entire gas turbine can be reduced.
または、構造強度が増すため従来技術と同じ歩留まりをより薄い対流冷却孔で実現することが可能となる（もちろん、冷却可能な範囲であることが前提となる）。対流冷却孔が薄くできるとタービン翼の後縁部の厚みを薄くすることが可能となる。これによりタービン翼の空力性能が向上し、ガスタービンの熱効率が向上する。 Or, since the structural strength is increased, the same yield as that of the prior art can be realized with a thinner convection cooling hole (of course, it is assumed that the cooling range is available). If the convection cooling hole can be made thin, the thickness of the trailing edge of the turbine blade can be reduced. This improves the aerodynamic performance of the turbine blades and improves the thermal efficiency of the gas turbine.
また、中子の強度が増すため、鋳込み時の中子の変形が、連通孔がない場合よりも緩和される。これにより後縁部の厚みを薄くできる、或いはより薄い後縁終端まで冷却孔を延ばすことができる。 Further, since the strength of the core is increased, the deformation of the core at the time of casting is more relaxed than when there is no communication hole. Thereby, the thickness of the trailing edge can be reduced, or the cooling hole can be extended to a thinner trailing edge.
以上、本実施例のタービン冷却構造を適用すれば、適量の冷却媒体で効果的に冷却できるガスタービン翼を提供することができる。そして、冷却効率の向上により熱効率の向上或いは信頼性の向上を図ることが可能である。また、中子強度向上により製造歩留まり向上に伴うコスト低減を図ることが可能である。また、中子強度向上によりタービン翼後縁薄肉化が可能となり、タービン翼の空力性能向上し熱効率の向上を図ることが可能である。 As described above, by applying the turbine cooling structure of this embodiment, it is possible to provide a gas turbine blade that can be effectively cooled with an appropriate amount of cooling medium. And it is possible to improve thermal efficiency or reliability by improving the cooling efficiency. Moreover, it is possible to reduce the cost accompanying the improvement of the manufacturing yield by improving the core strength. Further, the turbine blade trailing edge can be thinned by improving the core strength, so that the aerodynamic performance of the turbine blade can be improved and the thermal efficiency can be improved.
本発明の第２実施例について、図９から図１２を用いて説明する。 A second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
図９から図１２は本発明を適用した第２実施例である冷却媒体流路を有するガスタービン翼１ｂの構造を示したものである。図９はガスタービン翼１ｂをガスタービン回転軸に垂直な半径方向線と平行に矢視を取って見た時の断面図である。図１０はガスタービン翼１ｂをガスタービン回転周方向線と平行に矢視を取って見た時の断面図である。図９の断面図は図１０中の線Ｂ−Ｂをガスタービン回転軸で回転してできる回転面で切断した時の切り口である。また、図１０の断面図は図９中の線Ａ−Ａを半径方向に移動してできる面で切断した時の切り口である。図１１は後縁を図１０の矢視Ｃから見た図である。図１２は図１０中の後縁付近の部分拡大図である。なお、図１から図４に示す符号と同一の符号を持つ要素は同一機能を有するものとする。 9 to 12 show the structure of a gas turbine blade 1b having a cooling medium flow path according to a second embodiment to which the present invention is applied. FIG. 9 is a cross-sectional view of the gas turbine blade 1b as viewed in the direction parallel to the radial line perpendicular to the gas turbine rotation axis. FIG. 10 is a cross-sectional view of the gas turbine blade 1b as viewed in the direction of the arrow parallel to the circumferential line of the gas turbine. The cross-sectional view of FIG. 9 is a cut when the line BB in FIG. 10 is cut by a rotating surface formed by rotating the gas turbine rotating shaft. Further, the cross-sectional view of FIG. 10 is a cut when the line AA in FIG. 9 is cut along a plane formed by moving in the radial direction. FIG. 11 is a view of the rear edge as viewed from the direction C of FIG. 12 is a partially enlarged view of the vicinity of the rear edge in FIG. Elements having the same reference numerals as those shown in FIGS. 1 to 4 have the same functions.
第１実施例と同様に、ガスタービン翼１ｂの半径内側面に冷却媒体の供給口６ｉを持ち、半径外側に向かって延びている冷却媒体流路６が形成されている。なお、冷却媒体流路６は半径外側に向かって延びガスタービン翼１ｂの端面に達した後、半径内側に向かって延び、また翼部３の内側半径に達した後、再度、半径外側に向かって延びた蛇行形状となっている。また、この冷却媒体流路６は対流冷却孔８ｂと接続している。本実施例では対流冷却孔８ｂの冷却媒体の主流に垂直な面で切断した時の切り口の形状は矩形である。 Similar to the first embodiment, the coolant supply port 6i is formed on the radially inner side surface of the gas turbine blade 1b, and the coolant flow path 6 extending toward the radially outer side is formed. The cooling medium flow path 6 extends outward in the radial direction, reaches the end surface of the gas turbine blade 1b, then extends inward in the radial direction, and after reaching the inner radius of the blade part 3, it again goes outward in the radial direction. It has a meandering shape extending. The cooling medium flow path 6 is connected to the convection cooling hole 8b. In the present embodiment, the shape of the cut surface when the convection cooling hole 8b is cut along a plane perpendicular to the main flow of the cooling medium is rectangular.
これらの対流冷却孔８ｂは、冷却媒体の流入口を翼内部に有し、流出口を図９と図１１に示すように正圧面に有しており、流入口から流出口まで翼弦方向に延びた隔壁１０ｂを挟む形で半径方向に複数本存在する。これらの隔壁１０ｂには連通孔１１ｂが存在する。この連通孔１１ｂは隔壁１０ｂの延伸方向に対して半径外側へ向かって約４５度の角度を成すように形成されている。本実施例ではすべて連通孔１０ｂは半径外側へ向かって角度がついているが、逆に半径内側へ向かうように形成しても構わない。また、角度が混在しても構わない。対流冷却孔８ｂに導かれた冷却媒体は対流冷却孔８ｂに沿って流れるが、連通孔１１ｂに差し掛かると冷却媒体の一部が隔壁１０ｂと隣接する対流冷却孔８ｂに流れる。本実施例では、半径内側の対流冷却孔８ｂから隣接する半径外側の対流冷却孔８ｂへ流れる。最終的に冷却媒体は流出口からガスパス中へ放出される。対流冷却孔８ｂを通過する際も冷却媒体は壁面から熱を奪いガスタービン翼１ｂを冷却する。 These convection cooling holes 8b have a cooling medium inflow port in the blade, an outflow port on the pressure surface as shown in FIGS. 9 and 11, and the chord direction from the inflow port to the outflow port. There are a plurality in the radial direction across the extending partition 10b. These partition walls 10b have communication holes 11b. The communication hole 11b is formed at an angle of about 45 degrees toward the radially outer side with respect to the extending direction of the partition wall 10b. In this embodiment, all the communication holes 10b are angled toward the radially outer side, but conversely, they may be formed so as to be directed toward the radially inner side. Also, the angles may be mixed. The cooling medium guided to the convection cooling hole 8b flows along the convection cooling hole 8b, but when reaching the communication hole 11b, a part of the cooling medium flows to the convection cooling hole 8b adjacent to the partition wall 10b. In this embodiment, the air flows from the convection cooling hole 8b inside the radius to the adjacent convection cooling hole 8b outside the radius. Eventually, the cooling medium is discharged from the outlet into the gas path. Even when passing through the convection cooling hole 8b, the cooling medium takes heat from the wall surface and cools the gas turbine blade 1b.
本実施例の優位点は次の点に認められる。 The advantages of this embodiment are recognized in the following points.
本発明を適用すると、連通孔１１ｂにより冷却媒体の一部が隣の対流冷却孔８ｂへ冷却媒体の主流に垂直な速度成分を持って合流する。これにより隣の対流冷却孔８ｂの連通孔１１ｂの合流部から下流の流れが従来技術に比べて乱される。これによりタービン翼１ｂの壁面と冷却媒体間の熱伝達率が向上し、冷却媒体が従来技術よりも多くの熱量をタービン翼から奪うことができる。すなわち従来技術よりもタービン翼を冷却することが可能となる。この冷却性能の効率により、従来技術よりも少ない冷却媒体流量で同じ冷却効果を得ることができる。冷却媒体流量の減少はガスタービンの熱効率向上につながる。或いは、同じ冷却媒体流量を使用する場合には、タービン翼のメタル温度を従来技術より低下させることができる。メタル温度の低下はタービン翼の寿命延長に寄与し、ガスタービンの信頼性向上につながる。 When the present invention is applied, a part of the cooling medium joins the adjacent convection cooling hole 8b with a velocity component perpendicular to the main flow of the cooling medium through the communication hole 11b. As a result, the downstream flow from the joining portion of the communication hole 11b of the adjacent convection cooling hole 8b is disturbed as compared with the prior art. Thereby, the heat transfer coefficient between the wall surface of the turbine blade 1b and the cooling medium is improved, and the cooling medium can take more heat from the turbine blade than in the prior art. That is, the turbine blade can be cooled more than in the prior art. Due to the efficiency of this cooling performance, the same cooling effect can be obtained with a smaller coolant flow rate than in the prior art. A decrease in the coolant flow rate leads to an improvement in the thermal efficiency of the gas turbine. Alternatively, when the same coolant flow rate is used, the metal temperature of the turbine blade can be lowered as compared with the prior art. The decrease in the metal temperature contributes to the extension of the life of the turbine blade, leading to an improvement in the reliability of the gas turbine.
本発明を適用した対流冷却孔８ｂと従来技術である対流冷却孔８ｚの中子部分を比較すると、明らかに本発明の方が連通孔１１ｂの存在によって構造的強度が高くなる。よって、製造時及び鋳込み時の双方での歩留まりが向上する。これによりガスタービン全体のコスト低減が可能となる。 Comparing the convection cooling hole 8b to which the present invention is applied and the core portion of the convection cooling hole 8z according to the prior art, the structural strength of the present invention is clearly higher due to the presence of the communication hole 11b. Therefore, the yield in both manufacturing and casting is improved. As a result, the cost of the entire gas turbine can be reduced.
または、構造強度が増すため従来技術と同じ歩留まりをより薄い対流冷却孔で実現することが可能となる（もちろん、冷却可能な範囲であることが前提となる）。対流冷却孔が薄くできるとタービン翼の後縁部の厚みを薄くすることが可能となる。これによりタービン翼の空力性能が向上し、ガスタービンの熱効率が向上する。 Or, since the structural strength is increased, the same yield as that of the prior art can be realized with a thinner convection cooling hole (of course, it is assumed that the cooling range is available). If the convection cooling hole can be made thin, the thickness of the trailing edge of the turbine blade can be reduced. This improves the aerodynamic performance of the turbine blades and improves the thermal efficiency of the gas turbine.
本実施例では対流冷却孔８ｂの冷却媒体の主流に垂直な面で切断した時の切り口の形状を円ではなく矩形としている。断面形状が円形の場合は、隣接する対流冷却孔との間隔を少なくとも直径程度設けることが必要である。さもないと隣接する孔間に亀裂が発生しやすくなる。信頼性の観点から必要な間隔を確保しつつ、タービン翼の後縁に半径内側から外側まで対流冷却孔を設ける必要がある。 In the present embodiment, the shape of the cut surface when cut along a plane perpendicular to the main flow of the cooling medium in the convection cooling hole 8b is not a circle but a rectangle. When the cross-sectional shape is circular, it is necessary to provide at least a distance between adjacent convection cooling holes. Otherwise, cracks are likely to occur between adjacent holes. It is necessary to provide a convection cooling hole from the inner side to the outer side at the trailing edge of the turbine blade while ensuring a necessary interval from the viewpoint of reliability.
一方、矩形断面を採用すると、隣接する対流冷却孔との間隔を信頼性の観点から必要な値としても、前述した円孔の場合に比べて冷媒流路の断面積を大きくすることが可能である。これにより冷却部位における冷却のための伝熱面積を円孔の場合に比べて大きくすることができ冷却性能を向上させることができる。 On the other hand, if a rectangular cross section is adopted, the cross-sectional area of the refrigerant flow path can be increased compared to the circular hole described above, even if the distance between adjacent convection cooling holes is a necessary value from the viewpoint of reliability. is there. Thereby, the heat transfer area for cooling in the cooling part can be increased as compared with the case of the circular hole, and the cooling performance can be improved.
また、後縁厚みを小さくすると、作動ガスの空力的損失を低減できることが知られている。円孔の場合、後縁厚みを小さくすると直径を小さくしなければならず、必然的に円孔数が増え、対応して連通孔も増え、構造が複雑化する。一方、矩形孔の場合は、矩形の一辺の長さが小さくなるのみで、孔数は増えない。すなわち冷却構造を複雑化することなく容易に後縁厚みを小さくして空力性能を向上させることが可能である。 It is also known that reducing the trailing edge thickness can reduce the aerodynamic loss of the working gas. In the case of a circular hole, if the trailing edge thickness is reduced, the diameter must be reduced, which inevitably increases the number of circular holes, correspondingly increases the number of communication holes, and complicates the structure. On the other hand, in the case of a rectangular hole, only the length of one side of the rectangle is reduced, and the number of holes is not increased. That is, it is possible to easily reduce the trailing edge thickness and improve the aerodynamic performance without complicating the cooling structure.
また、冷却媒体の流出口がタービン正圧面に存在する場合には、後縁表面にある場合よりも半径方向の静圧変化率が大きく、それに対応して各冷却孔を流れる冷却媒体流量の差が大きくなる。しかしながら、本発明によれば、静圧勾配の影響を考慮して連通孔を配備することができ、冷却媒体流量の偏りを緩和することが可能である。これにより冷却効果を均一化することが可能となる。 In addition, when the outlet of the cooling medium is present on the turbine pressure surface, the rate of change of the static pressure in the radial direction is larger than when it is on the trailing edge surface, and the difference in the flow rate of the cooling medium flowing through each cooling hole correspondingly Becomes larger. However, according to the present invention, the communication hole can be provided in consideration of the influence of the static pressure gradient, and the deviation of the cooling medium flow rate can be reduced. This makes it possible to make the cooling effect uniform.
以上、本実施例のタービン冷却構造を適用すれば、冷却効率の向上により熱効率の向上或いは信頼性の向上を図ることが可能である。また、中子強度向上により製造歩留まり向上に伴うコスト低減を図ることが可能である。また、中子強度向上によりタービン翼後縁薄肉化が可能となり、タービン翼の空力性能を向上し熱効率の向上を図ることが可能である。 As described above, when the turbine cooling structure of the present embodiment is applied, it is possible to improve the thermal efficiency or the reliability by improving the cooling efficiency. Moreover, it is possible to reduce the cost accompanying the improvement of the manufacturing yield by improving the core strength. Moreover, the turbine blade trailing edge can be thinned by improving the core strength, so that the aerodynamic performance of the turbine blade can be improved and the thermal efficiency can be improved.
本発明の第３実施例について、図１３を用いて説明する。 A third embodiment of the present invention will be described with reference to FIG.
図１３は第２実施例で示した後縁付近の対流冷却孔８ｂと隔壁１０ｂと連通孔１１ｂとを別形にしたものである。ここで連通孔１１ｃに着目する。ここでは、隔壁１０ｃのうち、連通孔１１ｃの上流側を上流側隔壁と呼び、下流側を下流側隔壁と呼ぶ。上流側隔壁の連通孔１１ｃ側端は第２実施例の隔壁１０ｂと同一形状であるが、下流側隔壁の連通孔１１ｃ側端には対流冷却孔８ｃ内に突き出る突起２１ｃが形成されている。この突起２１ｃにより連通孔１１ｃを通過して半径外側の対流冷却孔８ｃに合流する冷却媒体量を増大させることができる。すなわち、主流に垂直な速度成分がより大きくなり、合流部での流れの乱れが大きくなる。これにより熱伝達率が増し冷却性能が向上する。また、突起部の下流では流れが剥離し渦が発生することが知られている。この渦の発生によって熱伝達率が増し、冷却性能が向上する。 FIG. 13 shows the convection cooling hole 8b, the partition wall 10b, and the communication hole 11b in the vicinity of the trailing edge shown in the second embodiment in different shapes. Here, attention is paid to the communication hole 11c. Here, in the partition wall 10c, the upstream side of the communication hole 11c is referred to as an upstream partition wall, and the downstream side is referred to as a downstream partition wall. The end of the upstream partition wall on the side of the communication hole 11c has the same shape as that of the partition wall 10b of the second embodiment. The amount of the cooling medium that passes through the communication hole 11c and merges with the convection cooling hole 8c outside the radius can be increased by the protrusion 21c. That is, the velocity component perpendicular to the main flow becomes larger, and the turbulence in the merging portion becomes larger. This increases the heat transfer rate and improves the cooling performance. Further, it is known that the flow is separated and a vortex is generated downstream of the protrusion. The generation of this vortex increases the heat transfer rate and improves the cooling performance.
本発明の第４実施例について、図１４を用いて説明する。 A fourth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG.
図１４は第３実施例で示した後縁付近の対流冷却孔８ｃと隔壁１０ｃと連通孔１１ｃとを別形にしたものである。ここで隔壁１０ｄに着目する。第３実施例では隔壁１０ｃに突起２１ｃを形成したが、本実施例では突起２１ｃが存在していた側をテーパ形状とし、対流冷却孔８ｄの間の隔壁１０ｄの厚みを連通孔１１ｄの前後で変化させている。そして、連通孔１１ｄの後ろ側（対流冷却孔８ｄの下流側）を形成する隔壁１０ｄの厚みが、前側（対流冷却孔８ｄの上流側）を形成する隔壁１０ｄの厚みよりも厚くなるよう構成している。 FIG. 14 shows the convection cooling hole 8c, the partition wall 10c, and the communication hole 11c in the vicinity of the trailing edge shown in the third embodiment in different shapes. Here, attention is paid to the partition wall 10d. In the third embodiment, the protrusion 21c is formed on the partition wall 10c. In this embodiment, the side where the protrusion 21c was present is tapered, and the thickness of the partition wall 10d between the convection cooling holes 8d is set before and after the communication hole 11d. It is changing. The partition wall 10d that forms the rear side of the communication hole 11d (downstream side of the convection cooling hole 8d) is thicker than the partition wall 10d that forms the front side (upstream side of the convection cooling hole 8d). ing.
このような構成を備えた本実施例によれば、第３実施例と同様に、連通孔１１ｄを通過して半径外側の対流冷却孔８ｄに合流する冷却媒体量を増大させることができる。すなわち、主流に垂直な速度成分がより大きくなり、合流部での流れの乱れが大きくなる。これにより熱伝達率が増し冷却性能が向上する。なお、本実施例では上流側連通孔から下流側連通孔までを結ぶテーパとしたが、テーパ部分は一部分でも構わない。 According to the present embodiment having such a configuration, similarly to the third embodiment, the amount of the cooling medium that passes through the communication hole 11d and merges with the convection cooling hole 8d outside the radius can be increased. That is, the velocity component perpendicular to the main flow becomes larger, and the turbulence in the merging portion becomes larger. This increases the heat transfer rate and improves the cooling performance. In this embodiment, the taper is formed from the upstream communication hole to the downstream communication hole, but the taper portion may be a part.
一方、第３実施例で示した構造と比べると、突起２１ｃが存在しないため、下流側における剥離渦の発生が抑制される。よって、本実施例のテーパ部分の熱伝達率は、第３実施例の突起２１ｃの下流域の熱伝達率よりも小さくなる。しかしながら、流れの圧力損失は本実施例の方が小さく、合流する直前の冷却媒体の主流に垂直な速度成分を大きくすることができる。そのため、連通孔１１ｄと対流冷却孔８ｄとの合流部での流れの乱れが大きくなり、熱伝達率が増す。第３実施例と本実施例の総合的な熱伝達率及び圧力損失の大小関係は形状により変化する。製造のし易さは、起伏の少ない本実施例の方が優れる。 On the other hand, compared with the structure shown in the third embodiment, since the protrusion 21c does not exist, the generation of the separation vortex on the downstream side is suppressed. Therefore, the heat transfer coefficient of the tapered portion of the present embodiment is smaller than the heat transfer coefficient in the downstream area of the protrusion 21c of the third embodiment. However, the flow pressure loss is smaller in this embodiment, and the velocity component perpendicular to the main flow of the cooling medium just before joining can be increased. Therefore, the turbulence of the flow at the junction of the communication hole 11d and the convection cooling hole 8d increases, and the heat transfer rate increases. The magnitude relationship between the overall heat transfer coefficient and the pressure loss in the third embodiment and this embodiment varies depending on the shape. The ease of manufacture is superior in the present embodiment with less undulations.
また、図１６に示すような、突起型とテーパ型を組み合わせた形状としても良い。この場合、突起の大きさ、テーパの長さと角度により、熱伝達率と圧力損失を調整することが可能である。 Moreover, it is good also as a shape which combined the protrusion type and the taper type as shown in FIG. In this case, the heat transfer coefficient and the pressure loss can be adjusted by the size of the protrusion, the length and angle of the taper.
本発明の第５実施例について、図１５を用いて説明する。 A fifth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG.
図１５は第２実施例で示した後縁付近の対流冷却孔８ｂと隔壁１０ｂと連通孔１１ｂとを別形にしたものである。ここで隔壁１０ｅに着目する。隔壁１０ｅの連通孔１１ｅの合流側の対抗する壁面に突起２１ｅが形成されている。この突起２１ｅは連通孔１１ｅと対流冷却孔８ｅとの合流部の流路面積を縮小するように形成されており、主流が突起２１ｅを流れる際には縮流が起こり流速が増大し静圧が低下する。すなわち連通孔１１ｅの合流部の静圧が低下する。これにより連通孔１１ｅの流入部との静圧差が大きくなるため、連通孔１１ｅを通過して半径外側の対流冷却孔８ｅに合流する冷却媒体量を増大させることができる。すなわち、主流に垂直な速度成分がより大きくなり、合流部での流れの乱れが大きくなる。これにより熱伝達率が増し冷却性能が向上する。また、突起部の下流では流れが剥離し渦が発生することが知られている。この渦の発生によって熱伝達率が増し冷却性能が向上する。 FIG. 15 shows the convection cooling hole 8b, the partition wall 10b, and the communication hole 11b in the vicinity of the trailing edge shown in the second embodiment. Here, attention is paid to the partition wall 10e. A protrusion 21e is formed on the opposing wall surface of the connecting hole 11e of the partition wall 10e. The protrusion 21e is formed so as to reduce the flow area of the joining portion of the communication hole 11e and the convection cooling hole 8e. When the main flow flows through the protrusion 21e, the contraction occurs, the flow velocity increases, and the static pressure is increased. descend. That is, the static pressure at the junction of the communication hole 11e is reduced. As a result, the static pressure difference from the inflow portion of the communication hole 11e is increased, so that the amount of the cooling medium that passes through the communication hole 11e and merges with the convection cooling hole 8e outside the radius can be increased. That is, the velocity component perpendicular to the main flow becomes larger, and the turbulence in the merging portion becomes larger. This increases the heat transfer rate and improves the cooling performance. Further, it is known that the flow is separated and a vortex is generated downstream of the protrusion. The generation of this vortex increases the heat transfer rate and improves the cooling performance.
以上、第３実施例から第５実施例に示したように隔壁に突起やテーパを形成し連通孔を通過する冷却媒体流路を増大させると合流部における流れの乱れが増し、冷却性能を向上させることができる。これによりガスタービンの熱効率或いは信頼性を向上させることが可能となる。 As described above, as shown in the third to fifth embodiments, when the cooling medium flow path that passes through the communication hole is formed by forming protrusions or taper on the partition wall, the flow disturbance at the junction increases and the cooling performance is improved. Can be made. Thereby, it becomes possible to improve the thermal efficiency or reliability of a gas turbine.
なお、各図に示す各ガスタービン翼については角の面取り等は図示していないが、実際の製作では適切な面取りがなされる。また、図１７に、突起のみを設けた隔壁と、突起とテーパとを組み合わせた隔壁を混在させた場合の例を示すが、このように、各実施例で説示した種々の隔壁を混在させても構わない。複数の隔壁を組み合わせて必要な熱伝達率と圧力損失に対応させることにより、冷却効果の均一化を計ることが可能となる。 In addition, for each gas turbine blade shown in each figure, corner chamfering and the like are not shown, but appropriate chamfering is performed in actual production. FIG. 17 shows an example in which a partition wall provided with only protrusions and a partition wall in which protrusions and tapers are combined are mixed. In this way, various partition walls described in each embodiment are mixed. It doesn't matter. By combining a plurality of partition walls to correspond to the required heat transfer coefficient and pressure loss, the cooling effect can be made uniform.
１ａ、１ｂ ガスタービン翼
８ａ、８ｂ、８ｃ、８ｄ、８ｅ 対流冷却孔
１０ａ、１０ｂ、１０ｃ、１０ｄ、１０ｅ 隔壁
１１ａ、１１ｂ、１１ｃ、１１ｄ、１１ｅ 連通孔
２１ｃ、２１ｅ 突起
1a, 1b Gas turbine blades 8a, 8b, 8c, 8d, 8e Convection cooling holes 10a, 10b, 10c, 10d, 10e Bulkheads 11a, 11b, 11c, 11d, 11e Communication holes 21c, 21e Projections
Claims (7)
前記冷却媒体流路に開口した冷却媒体の流入口と前記翼部の表面に開口した前記冷却媒体の流出口とを持つ、前記流入口と前記流出口とをつなぐ前記翼部の翼弦方向に延びた複数の対流冷却孔と、
隣接する前記対流冷却孔の間に設けられた、前記流入口から前記流出口にかけて前記翼弦方向に延びた隔壁とを有し、
前記隔壁にこの隔壁を挟んで隣接する前記対流冷却孔同士を連通する連通孔が少なくとも１つ存在し、
前記連通孔が前記隔壁の延伸方向に対して斜交していることを特徴とするガスタービン翼。 A gas turbine blade including a blade portion in which a cooling medium flow path is formed;
A cooling medium inlet opening in the cooling medium flow path and a cooling medium outlet opening in the surface of the wing portion, and in a chord direction of the wing portion connecting the inlet and the outlet. A plurality of extended convection cooling holes;
A partition wall provided between adjacent convection cooling holes and extending in the chord direction from the inlet to the outlet,
There is at least one communication hole that connects the convection cooling holes adjacent to each other with the partition interposed between the partition walls,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein the communication hole is oblique to the extending direction of the partition wall.
冷却媒体の流出口が、前記翼部の後縁表面に存在することを特徴とするガスタービン翼。 The gas turbine blade of claim 1,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein an outlet of the cooling medium is present on a rear edge surface of the blade portion.
冷却媒体の流出口が、前記翼部の正圧面に存在することを特徴とするガスタービン翼。 The gas turbine blade of claim 1,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein an outlet of the cooling medium is present on a pressure surface of the blade portion.
前記隔壁に、前記対流冷却孔内に突き出る突起を有することを特徴とするガスタービン翼。 In the gas turbine blade according to any one of claims 1 to 3,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein the partition wall has a protrusion protruding into the convection cooling hole.
前記突起の少なくとも１つが、前記隔壁の前記連通孔よりも下流側の部分である下流側隔壁の前記連通孔側端に形成されていることを特徴とするガスタービン翼。 The gas turbine blade of claim 4,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein at least one of the protrusions is formed at the communication hole side end of the downstream partition wall, which is a portion downstream of the communication hole of the partition wall.
前記突起の少なくとも１つが、前記連通孔と前記対流冷却孔との合流部の流路面積を縮小する位置に形成されていることを特徴とするガスタービン翼。 The gas turbine blade of claim 4,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein at least one of the protrusions is formed at a position to reduce a flow path area of a joining portion between the communication hole and the convection cooling hole.
前記隔壁に上流側の連通孔から下流の連通孔に向かって少なくとも一区間に隔壁厚みにテーパが形成されていることを特徴とするガスタービン翼。 The gas turbine blade according to any one of claims 1 to 6,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein the partition wall is tapered in at least one section from the upstream communication hole toward the downstream communication hole.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2012143675A JP2014005812A (en) | 2012-06-27 | 2012-06-27 | Gas turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2012143675A JP2014005812A (en) | 2012-06-27 | 2012-06-27 | Gas turbine blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2014005812A true JP2014005812A (en) | 2014-01-16 |
Family
ID=50103747
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2012143675A Pending JP2014005812A (en) | 2012-06-27 | 2012-06-27 | Gas turbine blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2014005812A (en) |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4970018A (en) * | 1972-09-21 | 1974-07-06 | ||
| JPS60135605A (en) * | 1983-12-22 | 1985-07-19 | Toshiba Corp | Turbine cooling blade |
| JPH10311203A (en) * | 1997-02-20 | 1998-11-24 | Westinghouse Electric Corp <We> | Blade part used in turbo machine and manufacture thereof |
| JP2002188406A (en) * | 2000-12-01 | 2002-07-05 | United Technol Corp <Utc> | Rotor blade for axial flow rotary machine |
| JP2004197740A (en) * | 2002-12-17 | 2004-07-15 | General Electric Co <Ge> | Turbine aerofoil profile part having venturi outlet |
| JP2006177347A (en) * | 2004-12-23 | 2006-07-06 | United Technol Corp <Utc> | Turbine vane of gas turbine engine, turbomachine element, and reconstitution method for form |
| JP2008157238A (en) * | 2006-12-21 | 2008-07-10 | General Electric Co <Ge> | Method for preventing backflow and forming cooling layer in airfoil |
| US20110171023A1 (en) * | 2009-10-20 | 2011-07-14 | Ching-Pang Lee | Airfoil incorporating tapered cooling structures defining cooling passageways |
-
2012
- 2012-06-27 JP JP2012143675A patent/JP2014005812A/en active Pending
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4970018A (en) * | 1972-09-21 | 1974-07-06 | ||
| JPS60135605A (en) * | 1983-12-22 | 1985-07-19 | Toshiba Corp | Turbine cooling blade |
| JPH10311203A (en) * | 1997-02-20 | 1998-11-24 | Westinghouse Electric Corp <We> | Blade part used in turbo machine and manufacture thereof |
| JP2002188406A (en) * | 2000-12-01 | 2002-07-05 | United Technol Corp <Utc> | Rotor blade for axial flow rotary machine |
| JP2004197740A (en) * | 2002-12-17 | 2004-07-15 | General Electric Co <Ge> | Turbine aerofoil profile part having venturi outlet |
| JP2006177347A (en) * | 2004-12-23 | 2006-07-06 | United Technol Corp <Utc> | Turbine vane of gas turbine engine, turbomachine element, and reconstitution method for form |
| JP2008157238A (en) * | 2006-12-21 | 2008-07-10 | General Electric Co <Ge> | Method for preventing backflow and forming cooling layer in airfoil |
| US20110171023A1 (en) * | 2009-10-20 | 2011-07-14 | Ching-Pang Lee | Airfoil incorporating tapered cooling structures defining cooling passageways |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4845957B2 (en) | Impingement cooling structure | |
| US8414263B1 (en) | Turbine stator vane with near wall integrated micro cooling channels | |
| JP6073351B2 (en) | Gas turbine blade with tip and cooling channel offset toward the pressure side | |
| EP2412925B1 (en) | Turbine blade and gas turbine | |
| JP4785507B2 (en) | Turbine nozzle with bull nose step | |
| US9328616B2 (en) | Film-cooled turbine blade for a turbomachine | |
| EP2469035B1 (en) | Turbine engine component comprising a leading edge airfoil-to-platform fillet cooling tube | |
| EP3708272B1 (en) | Casting core for a cooling arrangement for a gas turbine component | |
| EP2912274B1 (en) | Cooling arrangement for a gas turbine component | |
| US20140023497A1 (en) | Cooled turbine blade tip shroud with film/purge holes | |
| US9896942B2 (en) | Cooled turbine guide vane or blade for a turbomachine | |
| US9181807B2 (en) | Blade member and rotary machine | |
| US9587494B2 (en) | Gas turbine, gas turbine blade, and manufacturing method of gas turbine blade | |
| US10082031B2 (en) | Rotor of a turbine of a gas turbine with improved cooling air routing | |
| JP2010196563A (en) | Transonic blade | |
| EP2597263B1 (en) | Bucket assembly for turbine system | |
| KR20120058600A (en) | Structure for connecting a combustor to a turbine unit, and gas turbine | |
| JP6345319B1 (en) | Turbine blade and gas turbine | |
| EP2518269B1 (en) | Stator vane assembly for a gas turbine | |
| JP6347893B2 (en) | Turbine blade cooling system with a flow blocker extending in the blade length direction | |
| EP3106615B1 (en) | Axial turbine | |
| JP7523471B2 (en) | Near-wall leading edge cooling channels for airfoils. | |
| JP5331743B2 (en) | Gas turbine blade | |
| US10655478B2 (en) | Turbine blade and gas turbine | |
| JP5524137B2 (en) | Gas turbine blade |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| RD02 | Notification of acceptance of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7422 Effective date: 20140123 |
|
| RD04 | Notification of resignation of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424 Effective date: 20140224 |
|
| RD04 | Notification of resignation of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424 Effective date: 20140225 |
|
| RD04 | Notification of resignation of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424 Effective date: 20140227 |
|
| A711 | Notification of change in applicant |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A712 Effective date: 20140827 |
|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20150115 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20150916 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20151020 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20160531 |