JP2684936B2 - ガスタービン及びガスタービン翼 - Google Patents
ガスタービン及びガスタービン翼Info
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- JP2684936B2 JP2684936B2 JP4249933A JP24993392A JP2684936B2 JP 2684936 B2 JP2684936 B2 JP 2684936B2 JP 4249933 A JP4249933 A JP 4249933A JP 24993392 A JP24993392 A JP 24993392A JP 2684936 B2 JP2684936 B2 JP 2684936B2
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- Japan
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- blade
- edge side
- arc
- trailing edge
- gas turbine
- Prior art date
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-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、内部より冷却媒体によ
り冷却されるように形成されている翼を備えたガスター
ビン及びその翼の改良に関するものである。
り冷却されるように形成されている翼を備えたガスター
ビン及びその翼の改良に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンの性能を向上させ
るために、最近益々の燃焼ガスの温度を上げることが行
われ、ガスタービンの翼は熱的に非常に苛酷な環境下に
おいて作動している。
るために、最近益々の燃焼ガスの温度を上げることが行
われ、ガスタービンの翼は熱的に非常に苛酷な環境下に
おいて作動している。
【０００３】従ってこれらの翼は何らかの冷却手段によ
り充分な冷却が行われなければならない。
り充分な冷却が行われなければならない。
【０００４】一般にこの種タービン翼の冷却は、圧縮さ
れた燃焼用空気の一部を翼内部の空洞部に流通させるこ
とにより冷却するようにしたものが広く採用されてい
る。その代表的な翼の冷却例は、例えば特開昭2−24190
2 号公報にも示されている。
れた燃焼用空気の一部を翼内部の空洞部に流通させるこ
とにより冷却するようにしたものが広く採用されてい
る。その代表的な翼の冷却例は、例えば特開昭2−24190
2 号公報にも示されている。
【０００５】一方この種翼の形状は、翼型の中心である
矢高線が円弧，放物線の弧、或いは滑らかに変わる他の
曲線の一部として与えられ、この矢高線に沿って翼形が
設定されている。この場合厚みは翼の前縁から後縁に向
かうにしたがい徐々に厚くして最大厚みをとり、その後
後縁側に向かって薄くなるように形成されている。
矢高線が円弧，放物線の弧、或いは滑らかに変わる他の
曲線の一部として与えられ、この矢高線に沿って翼形が
設定されている。この場合厚みは翼の前縁から後縁に向
かうにしたがい徐々に厚くして最大厚みをとり、その後
後縁側に向かって薄くなるように形成されている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】ガスタービン翼はこの
ように形成され、かつ前述したようにその内部から冷却
されるわけであるが、ガスタービンの場合この冷却に用
いられる空気は燃焼用空気の一部を取り出して用いてい
るのが普通である。このため冷却空気の消費量が多いと
燃焼用の空気が制約されることになり、ガスタービン高
温化によるサイクル上のメリットを損なうことになる。
このため、翼の冷却に用いられる冷却空気の量はできる
だけ少量であることが望ましい。
ように形成され、かつ前述したようにその内部から冷却
されるわけであるが、ガスタービンの場合この冷却に用
いられる空気は燃焼用空気の一部を取り出して用いてい
るのが普通である。このため冷却空気の消費量が多いと
燃焼用の空気が制約されることになり、ガスタービン高
温化によるサイクル上のメリットを損なうことになる。
このため、翼の冷却に用いられる冷却空気の量はできる
だけ少量であることが望ましい。
【０００７】本発明はこれに鑑みなされたものでその目
的とするところは、使用冷却空気量少なくして翼の冷却
が充分有効に行われるガスタービンの翼及び充分高温化
が可能なこの種ガスタービンを提供するにある。
的とするところは、使用冷却空気量少なくして翼の冷却
が充分有効に行われるガスタービンの翼及び充分高温化
が可能なこの種ガスタービンを提供するにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】すなわち本発明は、翼厚
が前縁側より後縁側にかけて徐々に小さくなるように形
成され、かつ内部に冷却媒体流通路を有している翼にお
いて、翼前縁側の横断面形状を円弧状にするとともに、
翼の最大厚み部分がこの円弧の中心部分に位置するよう
に形成し所期の目的を達成するようにしたものである。
が前縁側より後縁側にかけて徐々に小さくなるように形
成され、かつ内部に冷却媒体流通路を有している翼にお
いて、翼前縁側の横断面形状を円弧状にするとともに、
翼の最大厚み部分がこの円弧の中心部分に位置するよう
に形成し所期の目的を達成するようにしたものである。
【０００９】
【作用】すなわちこのように形成された翼であると、主
流ガスが、翼の腹側と滑らかに接続した前縁円弧上の一
端点部分および翼の背側と滑らかに接続した前縁円弧上
の一端点部分に沿って流れるため、前縁部の急激な高温
ガスの加速が抑制される。すなわち翼表面の高温ガスの
流速を小さくすることができるので、ガス側の熱伝達率
が下がり、したがって翼内部を流通させる冷却空気の量
を少なくすることができるのである。
流ガスが、翼の腹側と滑らかに接続した前縁円弧上の一
端点部分および翼の背側と滑らかに接続した前縁円弧上
の一端点部分に沿って流れるため、前縁部の急激な高温
ガスの加速が抑制される。すなわち翼表面の高温ガスの
流速を小さくすることができるので、ガス側の熱伝達率
が下がり、したがって翼内部を流通させる冷却空気の量
を少なくすることができるのである。
【００１０】
【実施例】以下図示した実施例に基づいて本発明を詳細
に説明する。
に説明する。
【００１１】図３にはそのガスタービンが一部断面して
示されている。図中１はローター、２はステーターであ
る。ローター１は主として回転軸３、この回転軸に配置
された動翼４および圧縮機５の動翼とを備え、又ステー
ター２は主としてケーシング７、このケーシングに支持
され前記動翼に対向するように配置されている燃焼器
８、それに燃焼器のノズルの役をなす静翼９を備えてい
る。
示されている。図中１はローター、２はステーターであ
る。ローター１は主として回転軸３、この回転軸に配置
された動翼４および圧縮機５の動翼とを備え、又ステー
ター２は主としてケーシング７、このケーシングに支持
され前記動翼に対向するように配置されている燃焼器
８、それに燃焼器のノズルの役をなす静翼９を備えてい
る。
【００１２】このように構成されているガスタービンの
概略動作は、まず圧縮機５からの圧縮空気と燃料が燃焼
器８に与えられ、この燃焼器内でこれら燃料が燃焼し高
温ガスを発生する。そして発生した高温ガスは静翼９を
介して動翼４に吹きつけられ動翼を介してローターを駆
動する。
概略動作は、まず圧縮機５からの圧縮空気と燃料が燃焼
器８に与えられ、この燃焼器内でこれら燃料が燃焼し高
温ガスを発生する。そして発生した高温ガスは静翼９を
介して動翼４に吹きつけられ動翼を介してローターを駆
動する。
【００１３】この場合高温ガス中にさらされている動翼
４や静翼９は冷却する必要があり、その冷却媒体には前
記圧縮機５の圧縮空気の一部が用いられている。
４や静翼９は冷却する必要があり、その冷却媒体には前
記圧縮機５の圧縮空気の一部が用いられている。
【００１４】図４はその静翼の冷却の一例を示したもの
である。この図は静翼９と動翼４の部分、すなわち段落
部を示したもので、静翼９が断面して示されている。
である。この図は静翼９と動翼４の部分、すなわち段落
部を示したもので、静翼９が断面して示されている。
【００１５】静翼９は外周壁１０と内周壁１１の間にこ
れらの壁に固着されて設けられている。内周壁１１には
回転子３との間隙に上流側と下流側とを隔てる仕切装置
１２が設けられている。冷却空気は外周壁１０に設けら
れた冷却空気導入孔１０ａより、冷却空気供給源、すな
わち圧縮機５（図３参照）から翼内の空気冷却室９ｆに
導かれる。
れらの壁に固着されて設けられている。内周壁１１には
回転子３との間隙に上流側と下流側とを隔てる仕切装置
１２が設けられている。冷却空気は外周壁１０に設けら
れた冷却空気導入孔１０ａより、冷却空気供給源、すな
わち圧縮機５（図３参照）から翼内の空気冷却室９ｆに
導かれる。
【００１６】冷却後の冷却空気は内周壁に設けられた排
出孔１１ａより排出され、やがてはガスパス路に排出さ
れる。
出孔１１ａより排出され、やがてはガスパス路に排出さ
れる。
【００１７】尚図中線矢印は冷却空気の流れを示し、枠
どり矢印は高温ガス、すなわち主流作動ガスの流れを示
している。
どり矢印は高温ガス、すなわち主流作動ガスの流れを示
している。
【００１８】静翼９はこのように内部から冷却されるわ
けであるが、この静翼は特に次のような形状に形成され
ている。図１にはその静翼が横断面で示され、図２には
その線図が示されている。
けであるが、この静翼は特に次のような形状に形成され
ている。図１にはその静翼が横断面で示され、図２には
その線図が示されている。
【００１９】これらの図において、９ａはその前縁、９
ｂは翼背側部、９ｃは翼腹側部、９ｄは後縁部である。
図中９ｆが前述した空気冷却室である。この空気冷却室
は外被および隔壁により３個の空洞、すなわち空気冷却
室９ｆ１，９ｆ２，９ｆ３に分割されている。この場合
翼の前部の空気冷却室９ｆ１，９ｆ２には熱変換を良好
にするためにフィン９ｈが設けられ、翼後縁部の空気冷
却室９ｆ３にはピンフィン９ｇが配設されている。なお
この冷却構造は対流冷却や他の冷却手段であっても構わ
ない。
ｂは翼背側部、９ｃは翼腹側部、９ｄは後縁部である。
図中９ｆが前述した空気冷却室である。この空気冷却室
は外被および隔壁により３個の空洞、すなわち空気冷却
室９ｆ１，９ｆ２，９ｆ３に分割されている。この場合
翼の前部の空気冷却室９ｆ１，９ｆ２には熱変換を良好
にするためにフィン９ｈが設けられ、翼後縁部の空気冷
却室９ｆ３にはピンフィン９ｇが配設されている。なお
この冷却構造は対流冷却や他の冷却手段であっても構わ
ない。
【００２０】翼の冷却構造は以上のようであるが、ここ
で最も重要なことはこの翼自体の全体の形は次のように
形成されていることである。すなわち前縁１側の横断面
形状が円弧状（直径Ｄ２）に形成されており、そしてこ
の円弧の最大太り部分より後縁側に向かうにしたがいそ
の翼厚みを徐々に小さくなるように形成されている。な
おこの場合、円弧の最大太り部といっても次第に厚みが
小さく部分と結合されるので、正確には多少ずれる、す
なわち図中Ｓ１，Ｐ１となる。
で最も重要なことはこの翼自体の全体の形は次のように
形成されていることである。すなわち前縁１側の横断面
形状が円弧状（直径Ｄ２）に形成されており、そしてこ
の円弧の最大太り部分より後縁側に向かうにしたがいそ
の翼厚みを徐々に小さくなるように形成されている。な
おこの場合、円弧の最大太り部といっても次第に厚みが
小さく部分と結合されるので、正確には多少ずれる、す
なわち図中Ｓ１，Ｐ１となる。
【００２１】また後縁に向かうにしたがい厚みが薄くな
ると云っても翼後縁部は機械的な強度の問題もあり、あ
まり薄くはできないので後縁には小さな円弧部が設けら
れている。換言すればこの翼形状（横断面）は概略的に
は人玉状に形成されるということである。
ると云っても翼後縁部は機械的な強度の問題もあり、あ
まり薄くはできないので後縁には小さな円弧部が設けら
れている。換言すればこの翼形状（横断面）は概略的に
は人玉状に形成されるということである。
【００２２】静翼９はこのように形成されているわけで
あるが、次にこの翼の作用について従来の翼と比較しな
がら説明する。
あるが、次にこの翼の作用について従来の翼と比較しな
がら説明する。
【００２３】図５，図６は夫々翼を線図で表わし並設し
たもので、Ｎ1 が従来の翼、Ｎ2 が本発明の翼である。
Ｎ1 翼，Ｎ2 翼は同一性能のもので、回転軸の周囲に設
けられる数も同じ、すなわちピッチＳ１は同一である。
たもので、Ｎ1 が従来の翼、Ｎ2 が本発明の翼である。
Ｎ1 翼，Ｎ2 翼は同一性能のもので、回転軸の周囲に設
けられる数も同じ、すなわちピッチＳ１は同一である。
【００２４】体格的には、最大コード長はＮ1 翼の方が
Ｎ2 翼より大きい、すなわちＣ１＞Ｃ２となる。この比
較の値が表１に示されている。
Ｎ2 翼より大きい、すなわちＣ１＞Ｃ２となる。この比
較の値が表１に示されている。
【００２５】
【表１】
【００２６】すなわち表面積はコード長が短いＮ2 翼が
Ｎ1 翼の９１％、前縁径はＮ２翼がＮ1 翼の１.６ 倍、
段面積はＮ2 翼がＮ1 翼の８９％である。
Ｎ1 翼の９１％、前縁径はＮ２翼がＮ1 翼の１.６ 倍、
段面積はＮ2 翼がＮ1 翼の８９％である。
【００２７】この２つの翼の全圧損失係数と、翼メタル
温度を材料の許容温度まで冷却するのに必要な空気流量
を求めたのが表２である。
温度を材料の許容温度まで冷却するのに必要な空気流量
を求めたのが表２である。
【００２８】
【表２】
【００２９】全圧損失係数はＮ1 翼，Ｎ2 翼とも変わら
ず同じ翼じ値であった。又実験の結果では冷却空気の消
費量はＮ2 翼が従来のＮ1 翼より８％少なかった。これ
は翼表面積が減少したことと、前縁径が円弧状をなし大
きいことによる。次に前縁径が大きくなれば冷却空気の
消費量が低減することについて説明する。
ず同じ翼じ値であった。又実験の結果では冷却空気の消
費量はＮ2 翼が従来のＮ1 翼より８％少なかった。これ
は翼表面積が減少したことと、前縁径が円弧状をなし大
きいことによる。次に前縁径が大きくなれば冷却空気の
消費量が低減することについて説明する。
【００３０】翼前縁ガス側の熱伝達率αg は
【００３１】
【数１】
【００３２】 ｋ1，ｋ2；定数 Ｒｅ；レイノルズ数 Ｐｒ；プラントル数 Ｖ；ガス流速 Ｄ；前縁径 λ；熱伝導率 ν；動粘性係数 で表される。ガス側の条件が同じであれば
【００３３】
【数２】
【００３４】となる。従ってＮ2 翼とＮ1 翼のガス側熱
伝達率の比は
伝達率の比は
【００３５】
【数３】
【００３６】となり、Ｎ2 翼は従来のＮ1 翼よりも２１
％ガス側の熱伝達率が下がるので高温ガスから翼への伝
熱量も減少し、その結果として少ない冷却空気で翼前縁
を冷却することができるということである。
％ガス側の熱伝達率が下がるので高温ガスから翼への伝
熱量も減少し、その結果として少ない冷却空気で翼前縁
を冷却することができるということである。
【００３７】冷却空気の消費量が低減すれば単にガスタ
ービンのサイクル効率が向上するだけでなく冷却空気と
主流ガスの混合損失も減少するので、ガスタービンの性
能改善効果は大きい。また翼断面積も１１％減少してい
るので、翼材料費が低減するという効果もある。
ービンのサイクル効率が向上するだけでなく冷却空気と
主流ガスの混合損失も減少するので、ガスタービンの性
能改善効果は大きい。また翼断面積も１１％減少してい
るので、翼材料費が低減するという効果もある。
【００３８】本発明の他の実施例を図６を用いて説明す
る。
る。
【００３９】図６において、図１と同一記号であれば、
図１と同一構成，機能を有する。
図１と同一構成，機能を有する。
【００４０】Ｎ3 翼は前縁径がＤ3（＞Ｄ2＞Ｄ1）であ
り、翼厚み分布は図２のＮ2翼と同じように翼前縁から
翼後縁に至るまで単調に減少している。
り、翼厚み分布は図２のＮ2翼と同じように翼前縁から
翼後縁に至るまで単調に減少している。
【００４１】翼最大コード長は従来のＮ1 翼と同じ値と
なっているのが、ピッチＳ3 は、従来よりも広くしてあ
る。この形状を比較して表３に示す。
なっているのが、ピッチＳ3 は、従来よりも広くしてあ
る。この形状を比較して表３に示す。
【００４２】
【表３】
【００４３】翼１枚当りの表面積はＮ3 翼，Ｎ1 翼同一
である。しかしＮ3 翼は翼枚数をＮ 1 翼よりも２４％削
減しているので、翼列全体で考えると、全表面積は２４
％減少したことになる。このＮ3 ，Ｎ1 翼の全圧損失係
数と冷却空気の消費量を求め表４に示した。
である。しかしＮ3 翼は翼枚数をＮ 1 翼よりも２４％削
減しているので、翼列全体で考えると、全表面積は２４
％減少したことになる。このＮ3 ，Ｎ1 翼の全圧損失係
数と冷却空気の消費量を求め表４に示した。
【００４４】
【表４】
【００４５】全圧損失係数はＮ3 翼が従来のＮ1 翼の７
７％であり、２３％減少している。これは、Ｎ3 翼の後
縁厚みは、Ｎ1 翼と同一であるが、翼枚数が２４％減少
したことにより、ピッチＳ3 が従来翼のピッチＳ1 の
１.３１ 倍となり相対的な後縁厚み（後縁厚／ピッチ）
が小さくなり、後縁損失が低減したことによる。
７％であり、２３％減少している。これは、Ｎ3 翼の後
縁厚みは、Ｎ1 翼と同一であるが、翼枚数が２４％減少
したことにより、ピッチＳ3 が従来翼のピッチＳ1 の
１.３１ 倍となり相対的な後縁厚み（後縁厚／ピッチ）
が小さくなり、後縁損失が低減したことによる。
【００４６】冷却空気の消費量は、翼全表面積が２４％
減少したことと、前縁径Ｄ3 が従来翼Ｎ1 の２.１ 倍に
なったことにより、２０％減少している。先に説明した
ガス側の熱伝達率を比較すると
減少したことと、前縁径Ｄ3 が従来翼Ｎ1 の２.１ 倍に
なったことにより、２０％減少している。先に説明した
ガス側の熱伝達率を比較すると
【００４７】
【数４】
【００４８】と、３１％も減少している。
【００４９】このようにＮ3 翼は従来翼Ｎ1 にくらべ冷
却空気の消費量だけでなく全圧損失係数も小さくなって
いるので、ガスタービン効率の向上効果は大きい。
却空気の消費量だけでなく全圧損失係数も小さくなって
いるので、ガスタービン効率の向上効果は大きい。
【００５０】次に前縁と翼背側及び翼腹側とを接続する
２つの端点について図７を用いて説明する。
２つの端点について図７を用いて説明する。
【００５１】この図においてＮ3 翼の背側の端点Ｓ
3 は、腹側の端点Ｐ3 と前縁１の中心Ｏを結ぶ直線より
も下流側（後縁側）に位置している。この関係は先に説
明したＮ2 翼でも保たれている。Ｎ4 翼は翼背側２と前
縁１の接続点Ｓ4 が、腹側の接続点Ｐ3 と前縁円弧中心
Ｏを結ぶ直線よりも上流側に位置している。この２つの
翼の空力性能を比較して図８に示す。
3 は、腹側の端点Ｐ3 と前縁１の中心Ｏを結ぶ直線より
も下流側（後縁側）に位置している。この関係は先に説
明したＮ2 翼でも保たれている。Ｎ4 翼は翼背側２と前
縁１の接続点Ｓ4 が、腹側の接続点Ｐ3 と前縁円弧中心
Ｏを結ぶ直線よりも上流側に位置している。この２つの
翼の空力性能を比較して図８に示す。
【００５２】この図は翼面のマッハ数分布を示すもので
あり、横軸は翼の軸方向位置（前縁からの軸方向距離／
軸コード長）をとっている。
あり、横軸は翼の軸方向位置（前縁からの軸方向距離／
軸コード長）をとっている。
【００５３】翼背側の最大マッハ数はＮ4 翼の方がＮ3
翼よりも大きく、最大マッハ数位置翼後縁に至るまで急
激に減速しており、翼背側で流れの剥離が観察された。
その結果、全圧損失係数はＮ3 翼の１.９ 倍となり空力
損失の大きいことが分かった。これはＮ4 翼において、
円弧形状の前縁からＳ4 点で背側を形成する曲線に接続
する際の曲率半径の変化の大きいことが原因となってい
ることが分かった。この翼背側の急激な加速流れと減速
流れを防止するためには、図７に示したように腹側の端
点Ｐ3 と前縁円弧中心Ｏとを結ぶ直線よりも下流側に、
背側の端点Ｓ3を位置させればよいことを、翼間流れ計
算により見出した。
翼よりも大きく、最大マッハ数位置翼後縁に至るまで急
激に減速しており、翼背側で流れの剥離が観察された。
その結果、全圧損失係数はＮ3 翼の１.９ 倍となり空力
損失の大きいことが分かった。これはＮ4 翼において、
円弧形状の前縁からＳ4 点で背側を形成する曲線に接続
する際の曲率半径の変化の大きいことが原因となってい
ることが分かった。この翼背側の急激な加速流れと減速
流れを防止するためには、図７に示したように腹側の端
点Ｐ3 と前縁円弧中心Ｏとを結ぶ直線よりも下流側に、
背側の端点Ｓ3を位置させればよいことを、翼間流れ計
算により見出した。
【００５４】尚以上の説明では翼前縁を正円の円弧状に
したものについて述べてきたが、この円弧は常に正円で
なければならないわけではなく、例えば楕円形であって
も同様な効果が得られるであろうし、またこの楕円形も
縦の楕円形でも横の楕円形でもほぼ同様な効果が得られ
るであろう。
したものについて述べてきたが、この円弧は常に正円で
なければならないわけではなく、例えば楕円形であって
も同様な効果が得られるであろうし、またこの楕円形も
縦の楕円形でも横の楕円形でもほぼ同様な効果が得られ
るであろう。
【００５５】
【発明の効果】以上説明してきたように本発明は、翼前
縁側の横断面形状を円弧状にするとともに、翼の最大厚
み部分がこの円弧の中心部分に位置するようになしたか
ら、主流ガスが、翼の腹側と滑らかに接続した前縁円弧
上の一端点部分および翼の背側と滑らかに接続した前縁
円弧上の一端点部分に沿って流れるため、前縁部の急激
な高温ガスの加速が抑制され、翼表面の高温ガスの流速
を小さくすることができるので、ガス側の熱伝達率が下
がり、したがって翼内部を流通させる冷却空気の量を少
なくすることができる。
縁側の横断面形状を円弧状にするとともに、翼の最大厚
み部分がこの円弧の中心部分に位置するようになしたか
ら、主流ガスが、翼の腹側と滑らかに接続した前縁円弧
上の一端点部分および翼の背側と滑らかに接続した前縁
円弧上の一端点部分に沿って流れるため、前縁部の急激
な高温ガスの加速が抑制され、翼表面の高温ガスの流速
を小さくすることができるので、ガス側の熱伝達率が下
がり、したがって翼内部を流通させる冷却空気の量を少
なくすることができる。
【図１】本発明の一実施例を示すものにしてその静翼を
示す横断面図。
示す横断面図。
【図２】本発明静翼の線図。
【図３】本発明静翼を含むガスタービンの一部破断側面
図。
図。
【図４】本発明静翼を含む段落装置の断面図。
【図５】静翼の線図。
【図６】静翼の線図。
【図７】静翼の線図。
【図８】本発明を適用した翼の翼面マッハ数分布を示す
図。
図。
３…回転子、４…動翼、５…圧縮機、８…燃焼器、９…
静翼。
静翼。
フロントページの続き (72)発明者 川池 和彦 茨城県土浦市神立町502番地 株式会社 日立製作所 機械研究所内 (72)発明者 竹原 勲 茨城県日立市幸町三丁目１番１号 株式 会社 日立製作所 日立工場内 (56)参考文献 特開 平３−138404（ＪＰ，Ａ) 特開 昭58−18565（ＪＰ，Ａ) 実開 昭63−191204（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭49−98601（ＪＰ，Ｕ) 「タービン・発電機講座」、昭和53年 ４月発行、（社）火力発電技術協会
Claims (9)
- 【請求項１】翼厚が前縁側より中央側に向かうにしたが
い徐々に大きくなり、かつその途中より後縁側に向かう
にしたがい徐々に小さくなるように形成され、かつ内部
に中空部を有し、該中空部に冷却媒体を流通せしめて翼
を内部から冷却するようになしたガスタービンの翼にお
いて、 前記翼前縁側の横断面形状を円弧状にするとともに、 該円弧の最大太り部分より後縁側に向かうにしたがいそ
の翼厚みを徐々に小さくするように該円弧の最大太り部
分から後縁までの領域を形成することを特徴とするガス
タービンの翼。 - 【請求項２】翼厚が前縁側より中央側に向かうにしたが
い徐々に大きくなり、かつその途中より後縁側に向かう
にしたがい徐々に小さくなるように形成され、かつ内部
に中空部を有し、該中空部に冷却媒体を流通せしめて翼
を内部から冷却するようになしたガスタービンの翼にお
いて、 前記翼前縁側の横断面形状を円弧状にするとともに、翼
の最大厚み部分がこの円弧の中心部分に位置するように
形成し、該円弧の最大厚み部分より後縁側に向かうにし
たがいその翼厚みを徐々に小さくするように該円弧の最
大厚み部分から後縁までの領域を形成することを特徴と
するガスタービンの翼。 - 【請求項３】翼厚が前縁側より中央側に向かうにしたが
い徐々に大きくなり、かつその途中より後縁側に向かう
にしたがい徐々に小さくなるように形成され、かつ内部
に中空部を有し、該中空部に冷却媒体を流通せしめて翼
を内部から冷却するようになしたガスタービンの翼にお
いて、 前記翼前縁側の横断面形状を略円弧状にするとともに、
該円弧の最大太り部分より後縁側に向かうにしたがい、
該円弧の最大太り部分から後縁に至る間の翼厚みを徐々
に小さくするようにしたことを特徴とするガスタービン
の翼。 - 【請求項４】翼前縁が円弧状に形成されて翼厚が該円弧
部より中央側に向かうにしたがい徐々に大きくなって最
大厚みを有し、かつこの最大厚みの部分より後縁側に向
かうにしたがい徐々に小さくなるように形成され、かつ
内部に中空部を有し、該中空部に冷却媒体を流通せしめ
て翼を内部から冷却するようになしたガスタービンの翼
において、 前記翼前縁側の円弧の直径を翼の最大厚みと等しく形成
し、該円弧の最大厚み部分より後縁側に向かうにしたが
い、該円弧の最大厚み部分から後縁に至る間の翼厚みを
徐々に小さくするようにしたことを特徴とするガスター
ビンの翼。 - 【請求項５】翼厚が前縁側より中央側に向かうにしたが
い徐々に大きくなり、かつその途中より後縁側に向かう
にしたがい徐々に小さくなるように形成され、かつ内部
に中空部を有し、該中空部に冷却媒体を流通せしめて翼
を内部から冷却するようになしたガスタービンの翼にお
いて、 前記翼前縁側の横断面形状を円弧状にするとともに、該
円弧の端部より後縁までの間の翼厚みを該円弧の端部よ
り後縁側に向かうにしたがい徐々に小さくするようにし
たことを特徴とするガスタービンの翼。 - 【請求項６】翼厚が前縁側より中央側に向かうにしたが
い徐々に大きくなり、かつその途中より後縁側に向かう
にしたがい徐々に小さくなるように形成され、かつ内部
に中空部を有し、該中空部に冷却媒体を流通せしめて翼
を内部から冷却するようになしたガスタービンの翼にお
いて、 前記翼の横断面形状を、翼前縁側及び翼後縁側が夫々円
弧状に形成され、かつその両円弧端部同志が直線的に連
結された形に形成するようにしたことを特徴とするガス
タービンの翼。 - 【請求項７】翼厚が前縁側より中央側に向かうにしたが
い徐々に大きくなり、かつその途中より後縁側に向かう
にしたがい徐々に小さくなるように形成され、かつ内部
に中空部を有し、該中空部に冷却媒体を流通せしめて翼
を内部から冷却するようになしたガスタービンの翼にお
いて、 前記翼の横断面形状を、翼前縁側及び翼後縁側が夫々円
弧状に形成され、かつその両円弧端部同志が彎曲線にて
連結された形に形成するようにしたことを特徴とするガ
スタービンの翼。 - 【請求項８】翼厚が前縁側より中央側に向かうにしたが
い徐々に大きくなり、かつその途中より後縁側に向かう
にしたがい徐々に小さくなるように形成され、かつ内部
に中空部を有し、該中空部に冷却媒体を流通せしめて翼
を内部から冷却するようになしたガスタービンの翼にお
いて、前記翼前縁側の横断面形状を円弧状にするとともに、翼
の腹側部分と前記前縁側の円弧状の領域との端部から前
記円弧の中心を通り延長する直線は翼背側において前記
円弧状の領域に交わるよう構成されていることを特徴と
するガスタービンの翼。 - 【請求項９】タービンに結合された圧縮機の圧縮空気に
より冷却され、かつ内部から冷却される翼を有するガス
タービンにおいて、 前記翼を、その前縁側の横断面形状が円弧状に形成され
るとともに、該円弧の最大太り部分より後縁までの翼厚
みを該円弧の最大太り部分より後縁側に向かうにしたが
い徐々に小さくなるように形成したことを特徴とするガ
スタービン。
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|---|---|---|---|
| JP4249933A JP2684936B2 (ja) | 1992-09-18 | 1992-09-18 | ガスタービン及びガスタービン翼 |
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| JP4249933A JP2684936B2 (ja) | 1992-09-18 | 1992-09-18 | ガスタービン及びガスタービン翼 |
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-
1993
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Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 「タービン・発電機講座」、昭和５３年４月発行、（社）火力発電技術協会 |
Also Published As
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