JP3040590B2 - ガスタービン翼 - Google Patents
ガスタービン翼Info
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- JP3040590B2 JP3040590B2 JP4117461A JP11746192A JP3040590B2 JP 3040590 B2 JP3040590 B2 JP 3040590B2 JP 4117461 A JP4117461 A JP 4117461A JP 11746192 A JP11746192 A JP 11746192A JP 3040590 B2 JP3040590 B2 JP 3040590B2
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- blade
- gas
- cooling air
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、火力発電などに適用さ
れるガスタービンにおけるガスタービン翼に関する。
れるガスタービンにおけるガスタービン翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】図３および図４は火力発電に使用されて
いる従来のガスタービンの中空動翼の説明図である。図
において、本動翼には冷却空気が翼根１の底部から流入
し、矢印の方向に流れて本動翼を内部から冷却するよう
になっており、前縁側の入口２ａから流入した冷却空気
は冷却通路を通り堰状のフィン３により冷却効果が増大
されて対流冷却を行った後、チップシンニング（tip th
inning）４が設けられている翼頂部の出口５から流出し
て主ガス流れに合流する。また、後縁側の入口２ｂから
流入した冷却空気はフィン３が設けられている冷却通路
を矢印の方向に流れて対流冷却を行った後、円柱状のピ
ンフィン６を介して翼後縁を冷却し、出口Ａから流出し
て主ガス流れに合流する。
いる従来のガスタービンの中空動翼の説明図である。図
において、本動翼には冷却空気が翼根１の底部から流入
し、矢印の方向に流れて本動翼を内部から冷却するよう
になっており、前縁側の入口２ａから流入した冷却空気
は冷却通路を通り堰状のフィン３により冷却効果が増大
されて対流冷却を行った後、チップシンニング（tip th
inning）４が設けられている翼頂部の出口５から流出し
て主ガス流れに合流する。また、後縁側の入口２ｂから
流入した冷却空気はフィン３が設けられている冷却通路
を矢印の方向に流れて対流冷却を行った後、円柱状のピ
ンフィン６を介して翼後縁を冷却し、出口Ａから流出し
て主ガス流れに合流する。
【０００３】フィン３は冷却空気の流れに対してほぼ直
角に精密鋳造によって冷却通路と一体に形成されてい
る。冷却空気の流れはフィン３によって二次元的に湾曲
し、その後流側にはほぼ二次元の渦７が発生する。これ
により、冷却通路の壁面における層流境界層が消滅して
乱流が発生し、熱伝達が冷却空気の層流伝熱から乱流伝
熱に移行して行われ、冷却通路の壁面から冷却空気への
熱伝達率が向上して動翼メタルの冷却効果を促進させて
いる。
角に精密鋳造によって冷却通路と一体に形成されてい
る。冷却空気の流れはフィン３によって二次元的に湾曲
し、その後流側にはほぼ二次元の渦７が発生する。これ
により、冷却通路の壁面における層流境界層が消滅して
乱流が発生し、熱伝達が冷却空気の層流伝熱から乱流伝
熱に移行して行われ、冷却通路の壁面から冷却空気への
熱伝達率が向上して動翼メタルの冷却効果を促進させて
いる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上記のような従来のガ
スタービンの中空動翼において、最近のガスタービンは
高温化に伴って冷却空気量が逐次増加してきており、冷
却空気量の増加はガスタービンにおける熱効率を低下さ
せる原因となり、またフィン３が冷却通路の面積を減少
させるために空気速度が増大して冷却空気における圧力
損失の原因となるなど、これらはともにガスタービンに
おける高温化に対して障害となっている。
スタービンの中空動翼において、最近のガスタービンは
高温化に伴って冷却空気量が逐次増加してきており、冷
却空気量の増加はガスタービンにおける熱効率を低下さ
せる原因となり、またフィン３が冷却通路の面積を減少
させるために空気速度が増大して冷却空気における圧力
損失の原因となるなど、これらはともにガスタービンに
おける高温化に対して障害となっている。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明に係るガスタービ
ン翼は上記課題の解決を目的にしており、内部に設けら
れた冷却通路に冷却気体を流して翼メタルの冷却を行う
ガスタービン翼において、上記冷却通路の壁面に突設さ
れ上記冷却気体の上流に向けて低く傾斜するとともに下
流側の端部が立面をなす渦発生体を備えた構成を特徴と
する。
ン翼は上記課題の解決を目的にしており、内部に設けら
れた冷却通路に冷却気体を流して翼メタルの冷却を行う
ガスタービン翼において、上記冷却通路の壁面に突設さ
れ上記冷却気体の上流に向けて低く傾斜するとともに下
流側の端部が立面をなす渦発生体を備えた構成を特徴と
する。
【０００６】また、本発明に係るガスタービン翼におい
ては、内部に設けられた冷却通路に冷却気体を流して翼
メタルの冷却を行うガスタービン翼において、く字状に
上記冷却通路の両側壁から折れ曲がって突設され上記冷
却気体の上流に向けて迎え角４５〜４０度の範囲で張り
出したピンフィンを備えた構成を特徴とする。
ては、内部に設けられた冷却通路に冷却気体を流して翼
メタルの冷却を行うガスタービン翼において、く字状に
上記冷却通路の両側壁から折れ曲がって突設され上記冷
却気体の上流に向けて迎え角４５〜４０度の範囲で張り
出したピンフィンを備えた構成を特徴とする。
【０００７】
【作用】即ち、本発明に係るガスタービン翼において
は、内部に設けられた冷却通路に冷却気体を流して翼メ
タルの冷却を行うガスタービン翼における冷却通路の壁
面に冷却気体の上流に向けて低く傾斜するとともに下流
側の端部が立面をなす渦発生体が突設されており、冷却
通路の壁面に沿って渦が冷却気体の流れ方向および流れ
と直角方向に発生することにより乱流伝熱が三次元的な
渦運動により行われ、冷却通路の壁面から冷却気体への
熱伝達率が向上する。また、渦発生体は従来の堰状のフ
ィンに比べて小形で摩擦係数が小さい形状をしており、
冷却気体に対する流れ抵抗が減少する。
は、内部に設けられた冷却通路に冷却気体を流して翼メ
タルの冷却を行うガスタービン翼における冷却通路の壁
面に冷却気体の上流に向けて低く傾斜するとともに下流
側の端部が立面をなす渦発生体が突設されており、冷却
通路の壁面に沿って渦が冷却気体の流れ方向および流れ
と直角方向に発生することにより乱流伝熱が三次元的な
渦運動により行われ、冷却通路の壁面から冷却気体への
熱伝達率が向上する。また、渦発生体は従来の堰状のフ
ィンに比べて小形で摩擦係数が小さい形状をしており、
冷却気体に対する流れ抵抗が減少する。
【０００８】また、本発明に係るガスタービン翼におい
ては、内部に設けられた冷却通路に冷却気体を流して翼
メタルの冷却を行うガスタービン翼における冷却通路の
両側壁からピンフィンがく字状に折れ曲がって突設され
冷却気体の上流に向けて迎え角４５〜４０度の範囲で張
り出しており、ピンフィンの先端から下流側に冷却通路
の両側壁に向かって乱流境界層の剥離による渦が発生
し、冷却通路の壁面から冷却気体への熱伝達率が向上す
る。また、ピンフィンの形状は従来の円柱状のピンフィ
ンに比べて摩擦係数が小さく、冷却気体に対する流れ抵
抗が減少する。
ては、内部に設けられた冷却通路に冷却気体を流して翼
メタルの冷却を行うガスタービン翼における冷却通路の
両側壁からピンフィンがく字状に折れ曲がって突設され
冷却気体の上流に向けて迎え角４５〜４０度の範囲で張
り出しており、ピンフィンの先端から下流側に冷却通路
の両側壁に向かって乱流境界層の剥離による渦が発生
し、冷却通路の壁面から冷却気体への熱伝達率が向上す
る。また、ピンフィンの形状は従来の円柱状のピンフィ
ンに比べて摩擦係数が小さく、冷却気体に対する流れ抵
抗が減少する。
【０００９】
【実施例】図１は本発明の一実施例に係るガスタービン
の中空動翼の説明図、図２はその応用例に係るガスター
ビンの中空動翼の説明図である。図において、本実施例
に係るガスタービンの中空動翼は火力発電に使用される
ガスタービンの中空動翼で、本動翼には図３における従
来のガスタービンの中空動翼と同様に冷却空気が翼根１
の底部から流入し、矢印の方向に流れて本動翼を内部か
ら冷却するようになっており、前縁側の入口２ａから流
入した冷却空気は冷却通路を通り対流冷却を行った後、
チップシンニング（tip thinning）４が設けられている
翼頂部の出口５から流出して主ガス流れに合流する。ま
た、後縁側の入口２ｂから流入した冷却空気は冷却通路
を矢印の方向に流れて対流冷却を行った後、ピンフィン
６を介して翼後縁を冷却し、出口Ａから流出して主ガス
流れに合流する。
の中空動翼の説明図、図２はその応用例に係るガスター
ビンの中空動翼の説明図である。図において、本実施例
に係るガスタービンの中空動翼は火力発電に使用される
ガスタービンの中空動翼で、本動翼には図３における従
来のガスタービンの中空動翼と同様に冷却空気が翼根１
の底部から流入し、矢印の方向に流れて本動翼を内部か
ら冷却するようになっており、前縁側の入口２ａから流
入した冷却空気は冷却通路を通り対流冷却を行った後、
チップシンニング（tip thinning）４が設けられている
翼頂部の出口５から流出して主ガス流れに合流する。ま
た、後縁側の入口２ｂから流入した冷却空気は冷却通路
を矢印の方向に流れて対流冷却を行った後、ピンフィン
６を介して翼後縁を冷却し、出口Ａから流出して主ガス
流れに合流する。
【００１０】最近のガスタービンは高温化に伴って冷却
空気量が逐次増加してきており、この冷却空気の増加は
ガスタービンにおける熱効率を低下させる原因となり、
また冷却空気の圧力損失の原因となるため、本動翼にお
いては図１に示すように冷却通路の壁面に多数の渦発生
体８が壁面と一体に形成されている。この渦発生体８は
タービュレンスプロモータ（turbulence promoter ）と
称ばれ、上面が三角形状で流れに対して先端が鋭角をな
して低く冷却空気の流れの方向に高くなるように傾斜
し、後端には壁面に対して垂直な面が形成されており、
冷却空気の流れはこの渦発生体８により壁面に沿って冷
却空気の流れ方向及び流れの直角方向に湾曲され、渦発
生体８の後縁に２種類の渦を発生するようになってい
る。符号９ａは冷却空気の流れ方向に発生する渦、符号
９ｂは冷却空気の流れの直角方向に発生する渦である。
なお、渦発生体８の先端には或る程度の丸みが設けられ
ていてもよい。
空気量が逐次増加してきており、この冷却空気の増加は
ガスタービンにおける熱効率を低下させる原因となり、
また冷却空気の圧力損失の原因となるため、本動翼にお
いては図１に示すように冷却通路の壁面に多数の渦発生
体８が壁面と一体に形成されている。この渦発生体８は
タービュレンスプロモータ（turbulence promoter ）と
称ばれ、上面が三角形状で流れに対して先端が鋭角をな
して低く冷却空気の流れの方向に高くなるように傾斜
し、後端には壁面に対して垂直な面が形成されており、
冷却空気の流れはこの渦発生体８により壁面に沿って冷
却空気の流れ方向及び流れの直角方向に湾曲され、渦発
生体８の後縁に２種類の渦を発生するようになってい
る。符号９ａは冷却空気の流れ方向に発生する渦、符号
９ｂは冷却空気の流れの直角方向に発生する渦である。
なお、渦発生体８の先端には或る程度の丸みが設けられ
ていてもよい。
【００１１】このように、渦発生体８により従来はフィ
ンにより冷却通路の流れ方向にのみ発生している渦が流
れの直角方向にも発生するようになり、従来は二次元的
な渦運動に支配されている乱流伝熱が三次元の渦運動に
より行われるように移行し、冷却通路の壁面から冷却空
気への熱伝達率が向上して少ない冷却空気量で動翼メタ
ルの温度が低減される。また、渦発生体８は従来のフィ
ンに比べて小形で冷却空気の通路面積が大きくなるとと
もに摩擦係数の小さい形状をしているので、冷却空気の
流れに対する抵抗が減少して圧力損失が低下する。これ
らにより、ガスタービンの高温化が行われるとともに、
ガスタービンにおける熱効率が向上する。なお、図２に
示すように冷却通路の壁面に従来のフィンと同様のフィ
ン３を渦発生体８とともに壁面と一体に併設してもよ
く、冷却空気と壁面との間の熱伝達率をさらに向上させ
ることができる。
ンにより冷却通路の流れ方向にのみ発生している渦が流
れの直角方向にも発生するようになり、従来は二次元的
な渦運動に支配されている乱流伝熱が三次元の渦運動に
より行われるように移行し、冷却通路の壁面から冷却空
気への熱伝達率が向上して少ない冷却空気量で動翼メタ
ルの温度が低減される。また、渦発生体８は従来のフィ
ンに比べて小形で冷却空気の通路面積が大きくなるとと
もに摩擦係数の小さい形状をしているので、冷却空気の
流れに対する抵抗が減少して圧力損失が低下する。これ
らにより、ガスタービンの高温化が行われるとともに、
ガスタービンにおける熱効率が向上する。なお、図２に
示すように冷却通路の壁面に従来のフィンと同様のフィ
ン３を渦発生体８とともに壁面と一体に併設してもよ
く、冷却空気と壁面との間の熱伝達率をさらに向上させ
ることができる。
【００１２】図３は本発明の他の実施例に係るガスター
ビンの中空動翼の説明図である。図において、本実施例
に係るガスタービンの中空動翼は上記の実施例に係るガ
スタービンの中空動翼と用途、構造ともに略同一である
が、図に示すようにピンフィン６が冷却通路の両側壁７
ａ，７ｂから対称的にく字状に折れ曲がって突出し、冷
却空気の流れと対峙する方向に迎え角αで前傾して張り
出すように設けられており、この迎え角αは４５〜４０
°となっている。
ビンの中空動翼の説明図である。図において、本実施例
に係るガスタービンの中空動翼は上記の実施例に係るガ
スタービンの中空動翼と用途、構造ともに略同一である
が、図に示すようにピンフィン６が冷却通路の両側壁７
ａ，７ｂから対称的にく字状に折れ曲がって突出し、冷
却空気の流れと対峙する方向に迎え角αで前傾して張り
出すように設けられており、この迎え角αは４５〜４０
°となっている。
【００１３】このようにピンフィン６を傾斜させてその
先端を冷却空気の流れ内におくことにより、両側壁７
ａ，７ｂから冷却空気への熱伝達率が上昇する。実験結
果によると、ピンフィン６を迎え角４５〜４０°で前傾
させることにより熱伝達率は従来の中空動翼においてピ
ンフィンを直立させた場合に比べて１.７〜１.３倍とな
る。従って、同じ冷却空気量を流した場合に冷却効果は
略１.５倍となるが、このように熱伝達率が上昇するの
はピンフィン６の下流側にピンフィン６の先端から下流
の両側壁７ａ，７ｂに向けて略対称的に乱流境界層の剥
離による渦が発生して冷却通路の壁面から熱を奪って伝
達するためで、これにより冷却空気量を増やしてガスタ
ービンの熱効率を低下させることなく、少ない冷却空気
量で動翼メタルの温度を低下させることができる。ま
た、ピンフィン６は従来の円柱状のピンフィンに比べて
摩擦係数の小さい形状をしているので、冷却空気の流れ
に対する抵抗が減少して冷却空気の圧力損失が低下す
る。これらにより、ガスタービンの高温化と熱効率の向
上を図ることができる。
先端を冷却空気の流れ内におくことにより、両側壁７
ａ，７ｂから冷却空気への熱伝達率が上昇する。実験結
果によると、ピンフィン６を迎え角４５〜４０°で前傾
させることにより熱伝達率は従来の中空動翼においてピ
ンフィンを直立させた場合に比べて１.７〜１.３倍とな
る。従って、同じ冷却空気量を流した場合に冷却効果は
略１.５倍となるが、このように熱伝達率が上昇するの
はピンフィン６の下流側にピンフィン６の先端から下流
の両側壁７ａ，７ｂに向けて略対称的に乱流境界層の剥
離による渦が発生して冷却通路の壁面から熱を奪って伝
達するためで、これにより冷却空気量を増やしてガスタ
ービンの熱効率を低下させることなく、少ない冷却空気
量で動翼メタルの温度を低下させることができる。ま
た、ピンフィン６は従来の円柱状のピンフィンに比べて
摩擦係数の小さい形状をしているので、冷却空気の流れ
に対する抵抗が減少して冷却空気の圧力損失が低下す
る。これらにより、ガスタービンの高温化と熱効率の向
上を図ることができる。
【００１４】
【発明の効果】本発明に係るガスタービン翼は前記のよ
うに構成されており、冷却通路の壁面から冷却気体への
熱伝達率が向上するので、少ない冷却気体量で翼メタル
の温度が低減される。また、冷却気体に対する流れ抵抗
が減少するので、冷却気体の圧力損失が低下する。これ
らにより、ガスタービンにおける高温化が促進される。
うに構成されており、冷却通路の壁面から冷却気体への
熱伝達率が向上するので、少ない冷却気体量で翼メタル
の温度が低減される。また、冷却気体に対する流れ抵抗
が減少するので、冷却気体の圧力損失が低下する。これ
らにより、ガスタービンにおける高温化が促進される。
【図１】図１（ａ）は本発明の一実施例に係るガスター
ビンの中空動翼における冷却通路の斜視図、同図（ｂ）
は断面図である。
ビンの中空動翼における冷却通路の斜視図、同図（ｂ）
は断面図である。
【図２】図２（ａ）はその応用例に係るガスタービンの
中空動翼における冷却通路の斜視図、同図（ｂ）は断面
図である。
中空動翼における冷却通路の斜視図、同図（ｂ）は断面
図である。
【図３】図３は本発明の他の実施例に係るガスタービン
の中空動翼における冷却通路の断面図である。
の中空動翼における冷却通路の断面図である。
【図４】図４（ａ）は従来のガスタービンの中空動翼の
一部破断斜視図、同図（ｂ）は同図（ａ）におけるｂ−
ｂ矢視図である。
一部破断斜視図、同図（ｂ）は同図（ａ）におけるｂ−
ｂ矢視図である。
【図５】図５（ａ）はその冷却通路の斜視図、同図
（ｂ），（ｃ）は断面図である。
（ｂ），（ｃ）は断面図である。
１ 翼根 ２ａ 入口 ２ｂ 入口 ３ フィン ４ チップシンニング ５ 出口 ６ ピンフィン ７ａ 側壁 ７ｂ 側壁 ８ 渦発生体 ９ａ 渦 ９ｂ 渦 Ａ 出口
フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 5/18 F01D 9/00
Claims (2)
- 【請求項１】 内部に設けられた冷却通路に冷却気体を
流して翼メタルの冷却を行うガスタービン翼において、
上記冷却通路の壁面に突設され上記冷却気体の上流に向
けて低く傾斜するとともに下流側の端部が立面をなす渦
発生体を備えたことを特徴とするガスタービン翼。 - 【請求項２】 内部に設けられた冷却通路に冷却気体を
流して翼メタルの冷却を行うガスタービン翼において、
く字状に上記冷却通路の両側壁から折れ曲がって突設さ
れ上記冷却気体の上流に向けて迎え角４５〜４０度の範
囲で張り出したピンフィンを備えたことを特徴とするガ
スタービン翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4117461A JP3040590B2 (ja) | 1992-05-11 | 1992-05-11 | ガスタービン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4117461A JP3040590B2 (ja) | 1992-05-11 | 1992-05-11 | ガスタービン翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05312002A JPH05312002A (ja) | 1993-11-22 |
| JP3040590B2 true JP3040590B2 (ja) | 2000-05-15 |
Family
ID=14712255
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4117461A Expired - Lifetime JP3040590B2 (ja) | 1992-05-11 | 1992-05-11 | ガスタービン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3040590B2 (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9957816B2 (en) | 2014-05-29 | 2018-05-01 | General Electric Company | Angled impingement insert |
| US10233775B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-03-19 | General Electric Company | Engine component for a gas turbine engine |
| US10280785B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-05-07 | General Electric Company | Shroud assembly for a turbine engine |
| US10364684B2 (en) | 2014-05-29 | 2019-07-30 | General Electric Company | Fastback vorticor pin |
| US10422235B2 (en) | 2014-05-29 | 2019-09-24 | General Electric Company | Angled impingement inserts with cooling features |
| US10563514B2 (en) | 2014-05-29 | 2020-02-18 | General Electric Company | Fastback turbulator |
| US10690055B2 (en) | 2014-05-29 | 2020-06-23 | General Electric Company | Engine components with impingement cooling features |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4887812B2 (ja) * | 2006-02-09 | 2012-02-29 | 株式会社日立製作所 | 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 |
| US8439628B2 (en) * | 2010-01-06 | 2013-05-14 | General Electric Company | Heat transfer enhancement in internal cavities of turbine engine airfoils |
| JP5041093B2 (ja) * | 2011-08-30 | 2012-10-03 | 株式会社日立製作所 | 内部に冷却通路を有する部材 |
| US9995148B2 (en) | 2012-10-04 | 2018-06-12 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades |
| US9850762B2 (en) | 2013-03-13 | 2017-12-26 | General Electric Company | Dust mitigation for turbine blade tip turns |
| WO2015077017A1 (en) * | 2013-11-25 | 2015-05-28 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling passage turbulator |
| CN106988790A (zh) * | 2017-06-08 | 2017-07-28 | 哈尔滨工业大学 | 一种高温涡轮动叶顶部对转涡的冷却结构 |
-
1992
- 1992-05-11 JP JP4117461A patent/JP3040590B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9957816B2 (en) | 2014-05-29 | 2018-05-01 | General Electric Company | Angled impingement insert |
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| US10422235B2 (en) | 2014-05-29 | 2019-09-24 | General Electric Company | Angled impingement inserts with cooling features |
| US10563514B2 (en) | 2014-05-29 | 2020-02-18 | General Electric Company | Fastback turbulator |
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| US10280785B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-05-07 | General Electric Company | Shroud assembly for a turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH05312002A (ja) | 1993-11-22 |
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