JP3124109B2 - ガスタービンの静翼 - Google Patents
ガスタービンの静翼Info
- Publication number
- JP3124109B2 JP3124109B2 JP04162795A JP16279592A JP3124109B2 JP 3124109 B2 JP3124109 B2 JP 3124109B2 JP 04162795 A JP04162795 A JP 04162795A JP 16279592 A JP16279592 A JP 16279592A JP 3124109 B2 JP3124109 B2 JP 3124109B2
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- JP
- Japan
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- cooling
- gas turbine
- hole
- insert
- hollow
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- Expired - Lifetime
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、火力発電などに適用さ
れるガスタービンの静翼に関する。
れるガスタービンの静翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】図２および図３は火力発電などに使用さ
れている従来のガスタービンの中空静翼の説明図であ
る。図において、本静翼は翼プロフイル１が内側シュラ
ウド２と図示しない外側シュラウドと一体に精密鋳造に
よって製作されている。本静翼内の中空部Ａには多数の
穴３を有する板金製のインサート４が挿入されており、
このインサート４には外側シュラウドを通じてインサー
ト４の頂部から内部へ冷却用空気が圧縮機により供給さ
れるようになっている。なお、インサート４は前後２つ
に分けて設けられている場合もある。
れている従来のガスタービンの中空静翼の説明図であ
る。図において、本静翼は翼プロフイル１が内側シュラ
ウド２と図示しない外側シュラウドと一体に精密鋳造に
よって製作されている。本静翼内の中空部Ａには多数の
穴３を有する板金製のインサート４が挿入されており、
このインサート４には外側シュラウドを通じてインサー
ト４の頂部から内部へ冷却用空気が圧縮機により供給さ
れるようになっている。なお、インサート４は前後２つ
に分けて設けられている場合もある。
【０００３】インサート４の内部へ供給された冷却用空
気は穴３から本静翼内の中空部Ａへ流出し、プロフィル
１の内壁に衝突してインピンジメント冷却（impingemen
t cooling ）を行う。そして、この空気の一部は翼プロ
フイル１に設けられている穴５から翼プロフイル１外面
に沿って流出してフィルム冷却（film cooling）を行
い、残りの空気は翼後縁のスリット６を流れる間に翼後
縁をコンベクション冷却（convection cooling）した
後、後縁端から流出して燃焼ガスに合流する。このコン
ベクション冷却を促進するため、翼後縁にピンフィン７
が設けられている場合もある。また、翼前縁にも穴８が
設けられている場合があり、この穴８からも冷却用空気
が流出してシャワーヘッド冷却（shower head cooling
）を行う。
気は穴３から本静翼内の中空部Ａへ流出し、プロフィル
１の内壁に衝突してインピンジメント冷却（impingemen
t cooling ）を行う。そして、この空気の一部は翼プロ
フイル１に設けられている穴５から翼プロフイル１外面
に沿って流出してフィルム冷却（film cooling）を行
い、残りの空気は翼後縁のスリット６を流れる間に翼後
縁をコンベクション冷却（convection cooling）した
後、後縁端から流出して燃焼ガスに合流する。このコン
ベクション冷却を促進するため、翼後縁にピンフィン７
が設けられている場合もある。また、翼前縁にも穴８が
設けられている場合があり、この穴８からも冷却用空気
が流出してシャワーヘッド冷却（shower head cooling
）を行う。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上記のように従来のガ
スタービンの静翼においては、インサート４の内部へ供
給された冷却用空気が穴３から本静翼内の中空部Ａへ流
出し、プロフィル１の内壁に衝突してインピンジメント
冷却を行うが、このインピンジメント冷却は単にインサ
ート４の穴３から流出する冷却用空気が翼プロフイル１
の滑らかな内面に衝突し、インサート４と翼プロフイル
１との間の中空部Ａを翼後縁側へ流れて行くだけであ
る。このため、インピンジメント冷却の効率が低く、ガ
スタービンの高温化に伴って静翼のメタル温度を許容範
囲内に保持するためには多量の冷却用空気を必要とし、
ガスタービンの熱効率を低下させている。
スタービンの静翼においては、インサート４の内部へ供
給された冷却用空気が穴３から本静翼内の中空部Ａへ流
出し、プロフィル１の内壁に衝突してインピンジメント
冷却を行うが、このインピンジメント冷却は単にインサ
ート４の穴３から流出する冷却用空気が翼プロフイル１
の滑らかな内面に衝突し、インサート４と翼プロフイル
１との間の中空部Ａを翼後縁側へ流れて行くだけであ
る。このため、インピンジメント冷却の効率が低く、ガ
スタービンの高温化に伴って静翼のメタル温度を許容範
囲内に保持するためには多量の冷却用空気を必要とし、
ガスタービンの熱効率を低下させている。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明に係るガスタービ
ンの静翼は上記課題の解決を目的にしており、内部が中
空でその中空部へインサートを挿入し、同インサートに
設けたインピンジメント冷却を行う穴を通して上記中空
部へ流出する冷却用気体が外部から供給されるガスター
ビンの静翼において、上記中空部の内壁に、後流側へ流
れる冷却用気体の流れを横切る方向に延伸した断面半円
形状長方フインを、上記インサートに設けたインピンジ
メント冷却を行う穴に対峙して突設した構成を特徴とす
る。
ンの静翼は上記課題の解決を目的にしており、内部が中
空でその中空部へインサートを挿入し、同インサートに
設けたインピンジメント冷却を行う穴を通して上記中空
部へ流出する冷却用気体が外部から供給されるガスター
ビンの静翼において、上記中空部の内壁に、後流側へ流
れる冷却用気体の流れを横切る方向に延伸した断面半円
形状長方フインを、上記インサートに設けたインピンジ
メント冷却を行う穴に対峙して突設した構成を特徴とす
る。
【０００６】
【０００７】
【作用】即ち、本発明に係るガスタービンの静翼におい
ては、内部が中空でその中空部へ冷却用気体が外部から
供給されるガスタービンの静翼における中空部の内壁
に、後流側へ流れる冷却用気体の流れを横切る方向に延
伸する断面半円形状長方フインが突設されており、中空
部の内壁における伝熱面積がフインの表面積に相当する
分だけ増えるとともに中空部を流れる冷却用気体の流れ
がフインによって乱されてフインの後流側に渦が発生し
熱伝達係数が高くなることにより中空部におけるインピ
ンジメント冷却の効率が向上する。
ては、内部が中空でその中空部へ冷却用気体が外部から
供給されるガスタービンの静翼における中空部の内壁
に、後流側へ流れる冷却用気体の流れを横切る方向に延
伸する断面半円形状長方フインが突設されており、中空
部の内壁における伝熱面積がフインの表面積に相当する
分だけ増えるとともに中空部を流れる冷却用気体の流れ
がフインによって乱されてフインの後流側に渦が発生し
熱伝達係数が高くなることにより中空部におけるインピ
ンジメント冷却の効率が向上する。
【０００８】しかも本発明は上記した様に、中空部の内
壁に、後流側へ流れる冷却用気体の流れを横切る方向に
延伸して設けた断面半円形状長方フインは、インサート
に設けたインピンジメント冷却を行う穴に対峙して突設
されているので、中空部の内壁における伝熱面積がフイ
ンの表面積に相当する分だけ増えるとともに中空部を流
れる冷却用気体の流れがフインによって大きく乱されて
フインの後流側に強力な渦が発生し熱伝達係数が非常に
高くなることにより中空部におけるインピンジメント冷
却の効率が極めて向上する。
壁に、後流側へ流れる冷却用気体の流れを横切る方向に
延伸して設けた断面半円形状長方フインは、インサート
に設けたインピンジメント冷却を行う穴に対峙して突設
されているので、中空部の内壁における伝熱面積がフイ
ンの表面積に相当する分だけ増えるとともに中空部を流
れる冷却用気体の流れがフインによって大きく乱されて
フインの後流側に強力な渦が発生し熱伝達係数が非常に
高くなることにより中空部におけるインピンジメント冷
却の効率が極めて向上する。
【０００９】
【実施例】図１は本発明の一実施例に係るガスタービン
の中空静翼の説明図である。図において、本実施例に係
るガスタービンの中空静翼は火力発電などに使用される
ガスタービンの中空静翼で、図２における従来のガスタ
ービンの中空静翼と同様に翼プロフィール１が内側シュ
ラウド２に図示しない外側シュラウドと一体に精密鋳造
によって製作されている。本静翼内の中空部Ａには多数
の穴３を有する板金製のインサート４が挿入されてお
り、このインサート４には外側シュラウドを通じて頂部
から内部へ冷却用空気が圧縮機により供給されるように
なっている。なお、インサート４は前後２つに分けて設
けられていてもよい。
の中空静翼の説明図である。図において、本実施例に係
るガスタービンの中空静翼は火力発電などに使用される
ガスタービンの中空静翼で、図２における従来のガスタ
ービンの中空静翼と同様に翼プロフィール１が内側シュ
ラウド２に図示しない外側シュラウドと一体に精密鋳造
によって製作されている。本静翼内の中空部Ａには多数
の穴３を有する板金製のインサート４が挿入されてお
り、このインサート４には外側シュラウドを通じて頂部
から内部へ冷却用空気が圧縮機により供給されるように
なっている。なお、インサート４は前後２つに分けて設
けられていてもよい。
【００１０】インサート４の内部へ供給された冷却用空
気は穴３から本静翼内の中空部Ａへ流出し、翼プロフィ
ール１の内壁に衝突してインピンジメント冷却（imping
ement cooling ）を行う。そして、この空気の一部は翼
プロフィール１に設けられている穴５から翼プロフィー
ル１外面に沿って流出してフィルム冷却（film coolin
g）を行い、残りの空気は翼後縁のスリット６を流れる
間に翼後縁をコンベクション冷却（convection coolin
g）した後、後縁端から流出して燃焼ガスに合流する。
このコンベクション冷却を促進するため、翼後縁にピン
フィン７を設けてもよい。また、翼前縁にも穴８を設け
てもよく、この穴８からも冷却用空気が流出してシャワ
ーヘッド冷却（shower head cooling ）を行う。
気は穴３から本静翼内の中空部Ａへ流出し、翼プロフィ
ール１の内壁に衝突してインピンジメント冷却（imping
ement cooling ）を行う。そして、この空気の一部は翼
プロフィール１に設けられている穴５から翼プロフィー
ル１外面に沿って流出してフィルム冷却（film coolin
g）を行い、残りの空気は翼後縁のスリット６を流れる
間に翼後縁をコンベクション冷却（convection coolin
g）した後、後縁端から流出して燃焼ガスに合流する。
このコンベクション冷却を促進するため、翼後縁にピン
フィン７を設けてもよい。また、翼前縁にも穴８を設け
てもよく、この穴８からも冷却用空気が流出してシャワ
ーヘッド冷却（shower head cooling ）を行う。
【００１１】しかしながら、単にインサート４の穴３か
ら流出する冷却用空気が翼プロフィール１の滑らかな内
面に衝突し、インサート４と翼プロフィール１内壁との
間の中空室Ａを後縁側へ流れてゆくだけではインピンジ
メント冷却の効率が低いため、本ガスタービンの中空静
翼においては、図１に明示されるように翼プロフィール
１の内壁にフイン９がインサート４のインピンジメント
冷却を行う穴３と対峙し、かつ、同フイン９は後流側へ
流れる冷却用空気の流れを横切る方向に延伸する断面半
円形状長方フインとして中空静翼１と一体に形成されて
おり、このフイン９によって翼プロフィール１の内壁に
沿う冷却用空気の流れが乱されて矢印の方向に湾曲し、
フイン９の後流側に渦を発生させるようになっている。
ら流出する冷却用空気が翼プロフィール１の滑らかな内
面に衝突し、インサート４と翼プロフィール１内壁との
間の中空室Ａを後縁側へ流れてゆくだけではインピンジ
メント冷却の効率が低いため、本ガスタービンの中空静
翼においては、図１に明示されるように翼プロフィール
１の内壁にフイン９がインサート４のインピンジメント
冷却を行う穴３と対峙し、かつ、同フイン９は後流側へ
流れる冷却用空気の流れを横切る方向に延伸する断面半
円形状長方フインとして中空静翼１と一体に形成されて
おり、このフイン９によって翼プロフィール１の内壁に
沿う冷却用空気の流れが乱されて矢印の方向に湾曲し、
フイン９の後流側に渦を発生させるようになっている。
【００１２】このように翼プロフィール１の内壁にフイ
ン９が翼プロフィール１と一体に形成されていることに
より、翼プロフィール１の内壁における伝熱面積がフイ
ン９の表面積分だけ増えるとともに、本静翼内の中空部
Ａを後縁側へ流れる冷却用空気がフイン９によって乱さ
れ、フイン９の後流側に渦が発生して熱伝達係数が高く
なり、これら伝熱面積の増加と熱伝達係数の向上とによ
って翼プロフィール１におけるインピンジメント冷却の
効率が向上する。特に、フイン９がインピンジメント冷
却を行う穴３と対峙して突設されていることにより、冷
却用空気の流れがフイン９により大きく乱されてフイン
９の後流側に強力な渦が発生し、熱伝達係数が極めて高
くなる。これらにより、ガスタービンの中空静翼に対す
る信頼性が増大するとともに、冷却用空気量が減少して
ガスタービンの熱効率が向上する。
ン９が翼プロフィール１と一体に形成されていることに
より、翼プロフィール１の内壁における伝熱面積がフイ
ン９の表面積分だけ増えるとともに、本静翼内の中空部
Ａを後縁側へ流れる冷却用空気がフイン９によって乱さ
れ、フイン９の後流側に渦が発生して熱伝達係数が高く
なり、これら伝熱面積の増加と熱伝達係数の向上とによ
って翼プロフィール１におけるインピンジメント冷却の
効率が向上する。特に、フイン９がインピンジメント冷
却を行う穴３と対峙して突設されていることにより、冷
却用空気の流れがフイン９により大きく乱されてフイン
９の後流側に強力な渦が発生し、熱伝達係数が極めて高
くなる。これらにより、ガスタービンの中空静翼に対す
る信頼性が増大するとともに、冷却用空気量が減少して
ガスタービンの熱効率が向上する。
【００１３】
【発明の効果】本発明に係るガスタービン静翼は前記の
ように構成されており、中空部におけるインピンジメン
ト冷却の効率が向上するので、冷却用空気量が減少して
ガスタービンの熱効率が向上する。
ように構成されており、中空部におけるインピンジメン
ト冷却の効率が向上するので、冷却用空気量が減少して
ガスタービンの熱効率が向上する。
【図１】図１（ａ）は本発明の一実施例に係るガスター
ビンの中空静翼の要部断面図、同図（ｂ）は同図（ａ）
におけるｂ−ｂ矢視図である。
ビンの中空静翼の要部断面図、同図（ｂ）は同図（ａ）
におけるｂ−ｂ矢視図である。
【図２】図２（ａ）は従来のガスタービンの中空静翼の
一部破断斜視図、同図（ｂ）は断面図である。
一部破断斜視図、同図（ｂ）は断面図である。
【図３】図３（ａ）はその要部断面図、同図（ｂ）は同
図（ａ）におけるｂ−ｂ矢視図である。
図（ａ）におけるｂ−ｂ矢視図である。
１ 翼プロフィール ２ 内側シュラウド ３ 穴 ４ インサート ５ 穴 ６ スリット ７ ピンフィン ８ 穴 ９ フイン
Claims (1)
- 【請求項１】 内部が中空でその中空部へインサートを
挿入し、同インサートに設けたインピンジメント冷却を
行う穴を通して上記中空部へ流出する冷却用気体が外部
から供給されるガスタービンの静翼において、上記中空
部の内壁に、後流側へ流れる冷却用気体の流れを横切る
方向に延伸した断面半円形状長方フインを、上記インサ
ートに設けたインピンジメント冷却を行う穴に対峙して
突設したことを特徴とするガスタービンの静翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP04162795A JP3124109B2 (ja) | 1992-06-22 | 1992-06-22 | ガスタービンの静翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP04162795A JP3124109B2 (ja) | 1992-06-22 | 1992-06-22 | ガスタービンの静翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH062502A JPH062502A (ja) | 1994-01-11 |
| JP3124109B2 true JP3124109B2 (ja) | 2001-01-15 |
Family
ID=15761357
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP04162795A Expired - Lifetime JP3124109B2 (ja) | 1992-06-22 | 1992-06-22 | ガスタービンの静翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3124109B2 (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 (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002221005A (ja) * | 2001-01-26 | 2002-08-09 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 冷却タービン翼 |
| JP5791405B2 (ja) * | 2011-07-12 | 2015-10-07 | 三菱重工業株式会社 | 回転機械の翼体 |
| JP5791406B2 (ja) * | 2011-07-12 | 2015-10-07 | 三菱重工業株式会社 | 回転機械の翼体 |
| 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 |
| FR3108363B1 (fr) * | 2020-03-18 | 2022-03-11 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbine comportant trois types d’orifices de refroidissement du bord de fuite |
-
1992
- 1992-06-22 JP JP04162795A patent/JP3124109B2/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 |
| 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 |
| 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 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH062502A (ja) | 1994-01-11 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
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