JP3192854B2 - タービン冷却翼 - Google Patents
タービン冷却翼Info
- Publication number
- JP3192854B2 JP3192854B2 JP33545793A JP33545793A JP3192854B2 JP 3192854 B2 JP3192854 B2 JP 3192854B2 JP 33545793 A JP33545793 A JP 33545793A JP 33545793 A JP33545793 A JP 33545793A JP 3192854 B2 JP3192854 B2 JP 3192854B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling
- blade
- flow path
- flow
- ventral
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
Classifications
-
- 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
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F3/00—Plate-like or laminated elements; Assemblies of plate-like or laminated elements
- F28F3/02—Elements or assemblies thereof with means for increasing heat-transfer area, e.g. with fins, with recesses, with corrugations
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/127—Vortex generators, turbulators, or the like, for mixing
-
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Description
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は、タービン冷却翼に関す
る。
る。
【0002】
【従来の技術】一般にガスタービンエンジンでは、燃焼
ガスにより駆動されるタービン自体が燃焼器へ空気を供
給する送風機または圧縮機を駆動するようにした自力的
駆動方式が採用されている。このような方式を採用して
いるものでのタービン出力効率を高める有効な方法とし
ては、タービン入口における燃焼ガス温度を高めること
である。
ガスにより駆動されるタービン自体が燃焼器へ空気を供
給する送風機または圧縮機を駆動するようにした自力的
駆動方式が採用されている。このような方式を採用して
いるものでのタービン出力効率を高める有効な方法とし
ては、タービン入口における燃焼ガス温度を高めること
である。
【0003】しかし、この燃焼ガス温度は、タービンの
翼、特に第1段の動翼および静翼を構成する材料の耐熱
応力性、あるいは高温下での酸化、腐食等の耐性により
上限が制限されている。そこで従来から翼を冷却して用
いることでガス温度を上げるようにし、例えば翼内部を
冷却媒体を用いて強制的に冷却等することにより翼表面
平均温度を800℃〜900℃程度に保つようにして、
1000℃〜1300℃程度の主流ガス温度でタービン
の運転が行われている。
翼、特に第1段の動翼および静翼を構成する材料の耐熱
応力性、あるいは高温下での酸化、腐食等の耐性により
上限が制限されている。そこで従来から翼を冷却して用
いることでガス温度を上げるようにし、例えば翼内部を
冷却媒体を用いて強制的に冷却等することにより翼表面
平均温度を800℃〜900℃程度に保つようにして、
1000℃〜1300℃程度の主流ガス温度でタービン
の運転が行われている。
【0004】以下、従来技術について図11及び図12
を参照して説明する。図11はタービン動翼の横断面図
であり、図12は図11に示すタービン動翼の縦断面図
である。
を参照して説明する。図11はタービン動翼の横断面図
であり、図12は図11に示すタービン動翼の縦断面図
である。
【0005】図11及び図12において動翼1は、翼前
縁部2で翼根元部3から供給される冷却媒体が翼スパン
方向に伸びる冷却通路4に導かれて翼前縁5内壁面をイ
ンピンジメント冷却すると共に、冷却通路4の翼背部及
び腹側部の翼面6,7に形成されたフィルム孔8から放
出されてフィルム冷却を行う。また、翼前縁5もシャワ
ーヘッド9が形成されフィルム冷却を行う。
縁部2で翼根元部3から供給される冷却媒体が翼スパン
方向に伸びる冷却通路4に導かれて翼前縁5内壁面をイ
ンピンジメント冷却すると共に、冷却通路4の翼背部及
び腹側部の翼面6,7に形成されたフィルム孔8から放
出されてフィルム冷却を行う。また、翼前縁5もシャワ
ーヘッド9が形成されフィルム冷却を行う。
【0006】同様に翼の中間から後縁にかけては、リタ
ーンフロー流路10、ピンフィン11による強制対流冷
却が行われる。つまり冷却媒体が翼スパン方向に伸びる
冷却通路12に導かれ、さらに冷却通路12と平行して
翼後縁側に形成されたリターンフロー流路10を順次通
過し、最終流路13の壁面に形成されているオリフィス
孔14を通過して、ピンフィン11が設けられた翼後縁
部15に流入する。
ーンフロー流路10、ピンフィン11による強制対流冷
却が行われる。つまり冷却媒体が翼スパン方向に伸びる
冷却通路12に導かれ、さらに冷却通路12と平行して
翼後縁側に形成されたリターンフロー流路10を順次通
過し、最終流路13の壁面に形成されているオリフィス
孔14を通過して、ピンフィン11が設けられた翼後縁
部15に流入する。
【0007】冷却媒体はさらにピンフィン11において
対流冷却をした後、翼後縁端16から吹き出される。な
お、17は最終流路の腹側翼面に形成されたフィルム孔
であり、18は冷却通路4,12及びリターンフロー流
路10の内壁面に複数形成されたリブである。
対流冷却をした後、翼後縁端16から吹き出される。な
お、17は最終流路の腹側翼面に形成されたフィルム孔
であり、18は冷却通路4,12及びリターンフロー流
路10の内壁面に複数形成されたリブである。
【0008】このような構成であると、主流ガス温度が
1000℃〜1300℃程度のタービン冷却翼の場合、
主流ガス流量の数パーセントの冷却空気量により翼表面
平均温度を850℃に保つことが可能である。ところが
近年は熱効率をより大きくするため主流ガス温度が13
00℃〜1500℃級、さらに高効率型水素燃焼タービ
ンにあっては1500℃〜2000℃級程度の雰囲気で
動作させることが考えられるようになってきた。
1000℃〜1300℃程度のタービン冷却翼の場合、
主流ガス流量の数パーセントの冷却空気量により翼表面
平均温度を850℃に保つことが可能である。ところが
近年は熱効率をより大きくするため主流ガス温度が13
00℃〜1500℃級、さらに高効率型水素燃焼タービ
ンにあっては1500℃〜2000℃級程度の雰囲気で
動作させることが考えられるようになってきた。
【0009】そして上述の構成で翼表面平均温度を85
0℃に保つようにして主流ガス温度を上げるためには冷
却空気量が多大になり、システム全体の熱効率を著しく
低下し、実現が困難なものとなっていた。
0℃に保つようにして主流ガス温度を上げるためには冷
却空気量が多大になり、システム全体の熱効率を著しく
低下し、実現が困難なものとなっていた。
【0010】また上述の構成以外にも、少ない冷却媒体
で効率の良い冷却が行える構造が考えられている。例え
ば、翼の回転にともなって働くコリオリ力注目した冷却
構造がUSP5165852号公報に見られる。
で効率の良い冷却が行える構造が考えられている。例え
ば、翼の回転にともなって働くコリオリ力注目した冷却
構造がUSP5165852号公報に見られる。
【0011】これによると翼内部を流れる冷却媒体には
翼の回転によって遠心力とともにコリオリ力が作用す
る。半径方向外向きの流れにおいてはコリオリ力は回転
方向とは逆方向にかかり、一方半径方向内向きの流れに
おいては回転方向と同方向にコリオリ力が作用する。そ
してそれぞれ2次流れが誘起され、コリオリ力の方向に
向かう壁に流れの衝突部分が発生し、この部分の熱伝達
率が上昇することが示されている。
翼の回転によって遠心力とともにコリオリ力が作用す
る。半径方向外向きの流れにおいてはコリオリ力は回転
方向とは逆方向にかかり、一方半径方向内向きの流れに
おいては回転方向と同方向にコリオリ力が作用する。そ
してそれぞれ2次流れが誘起され、コリオリ力の方向に
向かう壁に流れの衝突部分が発生し、この部分の熱伝達
率が上昇することが示されている。
【0012】そして、これをタービン動翼内の冷却通路
にあてはめたものでは、半径方向外向きの流れで翼腹側
壁に2次流れの衝突部分が発生し熱伝達率が高くなる。
同様に半径方向内向きの流れで翼背側壁の熱伝達率が高
くなる。しかし、この構造によってもより高い主流ガス
温度に対応できる冷却効率のよいタービン翼を実現する
ことが困難なものとなっていた。
にあてはめたものでは、半径方向外向きの流れで翼腹側
壁に2次流れの衝突部分が発生し熱伝達率が高くなる。
同様に半径方向内向きの流れで翼背側壁の熱伝達率が高
くなる。しかし、この構造によってもより高い主流ガス
温度に対応できる冷却効率のよいタービン翼を実現する
ことが困難なものとなっていた。
【0013】
【発明が解決しようとする課題】上記のように、コリオ
リ力を利用した冷却構造では翼腹側は半径方向外向き、
翼背側は半径方向内向きの流れであることが必要であ
る。しかしリターンフロー流路の最終通路は冷却媒体の
滞留や圧損による圧力低下のため主流からの逆流が発生
することを防ぐため、遠心力を利用する半径方向外向き
の流れにすることが多い。またフィルム冷却を行う場合
にはリターンフロー流路の最終通路にフィルム孔を設け
るのが一般的である。このときには翼背側流路が最終通
路となり、この最終通路では半径方向外向きの流れとな
りコリオリ力の効果のない流路ができることとなる。
リ力を利用した冷却構造では翼腹側は半径方向外向き、
翼背側は半径方向内向きの流れであることが必要であ
る。しかしリターンフロー流路の最終通路は冷却媒体の
滞留や圧損による圧力低下のため主流からの逆流が発生
することを防ぐため、遠心力を利用する半径方向外向き
の流れにすることが多い。またフィルム冷却を行う場合
にはリターンフロー流路の最終通路にフィルム孔を設け
るのが一般的である。このときには翼背側流路が最終通
路となり、この最終通路では半径方向外向きの流れとな
りコリオリ力の効果のない流路ができることとなる。
【0014】このような状況に鑑みてなされた本発明の
目的とするところは、コリオリ力を利用しながら、より
冷却効率を向上させたタービン冷却翼を提供することに
ある。
目的とするところは、コリオリ力を利用しながら、より
冷却効率を向上させたタービン冷却翼を提供することに
ある。
【0015】
【課題を解決するための手段】本発明のタービン冷却翼
は、中空に形成された翼内を隔壁と背腹分離壁で仕切り
冷却媒体の複数の流路を形成し、且つ流路の少なくとも
一部に、連通するリターンフロー流路を構成しているも
のであって、リターンフロー流路が腹側冷却流路と複数
の背側冷却流路を備え、冷却媒体が、腹側冷却流路を半
径方向外向きに流れた後に背側冷却流路の一つを半径方
向内向きに流れ、さらに該背側冷却流路の最下流の冷却
流路を半径方向外向きに流れると共に最下流の冷却流路
からフィルム冷却孔を介して吹き出すものであることを
特徴とするものであり、また、中空に形成された翼内を
隔壁と背腹分離壁とで仕切り冷却媒体の複数の流路を形
成し、且つ流路の少なくとも一部に、連通する腹側冷却
流路と背側冷却流路とを有するリターンフロー流路を設
けて構成したものであって、腹側冷却流路と背側冷却流
路が、翼回転方向に対し略平行な壁と略直交する壁とで
仕切られてなると共に、冷却媒体が、腹側冷却流路を半
径方向外向きに流れた後に背側冷却流路を半径方向内向
きに流れるように構成したことを特徴とするものであ
る。
は、中空に形成された翼内を隔壁と背腹分離壁で仕切り
冷却媒体の複数の流路を形成し、且つ流路の少なくとも
一部に、連通するリターンフロー流路を構成しているも
のであって、リターンフロー流路が腹側冷却流路と複数
の背側冷却流路を備え、冷却媒体が、腹側冷却流路を半
径方向外向きに流れた後に背側冷却流路の一つを半径方
向内向きに流れ、さらに該背側冷却流路の最下流の冷却
流路を半径方向外向きに流れると共に最下流の冷却流路
からフィルム冷却孔を介して吹き出すものであることを
特徴とするものであり、また、中空に形成された翼内を
隔壁と背腹分離壁とで仕切り冷却媒体の複数の流路を形
成し、且つ流路の少なくとも一部に、連通する腹側冷却
流路と背側冷却流路とを有するリターンフロー流路を設
けて構成したものであって、腹側冷却流路と背側冷却流
路が、翼回転方向に対し略平行な壁と略直交する壁とで
仕切られてなると共に、冷却媒体が、腹側冷却流路を半
径方向外向きに流れた後に背側冷却流路を半径方向内向
きに流れるように構成したことを特徴とするものであ
る。
【0016】
【作用】上記のように構成されたタービン冷却翼は、背
腹冷却流路のリターンフロー流路をもち、コリオリ力が
利用できる方向、すなわち腹側冷却流路では半径方向外
向きに、背側冷却流路では半径方向内向きに冷却媒体が
流れる流路が形成され、翼内壁面の熱伝達率が上がり冷
却効率が高くなり、さらにコリオリ力の効果が得られな
い流路からはフィルム冷却孔からの吹き出しによるフィ
ルム冷却効果によって冷却効率がより高くなる。また、
冷却流路を回転方向に略平行な壁と略直交する壁で構成
することにより、二次流れの発生を効率良く行うと共に
二次流れの衝突部分が壁に発生しコリオリ力によって内
部熱伝達が上昇し、冷却効率がより高くなる。
腹冷却流路のリターンフロー流路をもち、コリオリ力が
利用できる方向、すなわち腹側冷却流路では半径方向外
向きに、背側冷却流路では半径方向内向きに冷却媒体が
流れる流路が形成され、翼内壁面の熱伝達率が上がり冷
却効率が高くなり、さらにコリオリ力の効果が得られな
い流路からはフィルム冷却孔からの吹き出しによるフィ
ルム冷却効果によって冷却効率がより高くなる。また、
冷却流路を回転方向に略平行な壁と略直交する壁で構成
することにより、二次流れの発生を効率良く行うと共に
二次流れの衝突部分が壁に発生しコリオリ力によって内
部熱伝達が上昇し、冷却効率がより高くなる。
【0017】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照して説明
する。
する。
【0018】先ず、第1の実施例を図1乃至図5により
説明する。図1はタービン冷却翼の横断面図であり、図
2は図1におけるA−A矢方向視の縦断面図であり、図
3は図1におけるB−B矢方向視の縦断面図であり、図
4は図1のC部分に対応する第1の変形例の横断面図で
あり、図5は図1のC部分に対応する第2の変形例の横
断面図である。
説明する。図1はタービン冷却翼の横断面図であり、図
2は図1におけるA−A矢方向視の縦断面図であり、図
3は図1におけるB−B矢方向視の縦断面図であり、図
4は図1のC部分に対応する第1の変形例の横断面図で
あり、図5は図1のC部分に対応する第2の変形例の横
断面図である。
【0019】図1乃至図5において、タービン冷却翼3
1は翼前部32から翼中間部33、翼後部34にかけて
の内部を複数に仕切る隔壁35と、翼中間部33を背側
と腹側に仕切る背腹分離壁36により、翼スパン方向に
伸びる複数の冷却流路が内部に構成されている。なお、
タービン冷却翼31は矢印Rを翼回転方向としている。
1は翼前部32から翼中間部33、翼後部34にかけて
の内部を複数に仕切る隔壁35と、翼中間部33を背側
と腹側に仕切る背腹分離壁36により、翼スパン方向に
伸びる複数の冷却流路が内部に構成されている。なお、
タービン冷却翼31は矢印Rを翼回転方向としている。
【0020】また各冷却流路は、翼前部32を除き3つ
のリターンフロー流路を形成しており、翼中間部33に
形成された冷却流路は、翼先端部37や翼根元部38の
リターン部39でリターンして連通する一続きのリター
ンフロー流路を形成する。そして各冷却流路には、内径
側の翼根元部38から4つの供給部40,41,42,
43に分けて供給される。
のリターンフロー流路を形成しており、翼中間部33に
形成された冷却流路は、翼先端部37や翼根元部38の
リターン部39でリターンして連通する一続きのリター
ンフロー流路を形成する。そして各冷却流路には、内径
側の翼根元部38から4つの供給部40,41,42,
43に分けて供給される。
【0021】翼前部32では、供給部40から供給され
た冷却媒体が翼スパン方向に伸びる冷却通路44に導か
れて翼前縁45内壁面をインピンジメント冷却すると共
に、冷却通路44の背側及び腹側の翼面46,47に形
成されているフィルム孔48から放出されてフィルム冷
却を行う。また、翼前縁45もシャワーヘッド49が形
成されフィルム冷却を行う。
た冷却媒体が翼スパン方向に伸びる冷却通路44に導か
れて翼前縁45内壁面をインピンジメント冷却すると共
に、冷却通路44の背側及び腹側の翼面46,47に形
成されているフィルム孔48から放出されてフィルム冷
却を行う。また、翼前縁45もシャワーヘッド49が形
成されフィルム冷却を行う。
【0022】また翼中間部33のC部分は、3つの冷却
流路で一つのリターンフロー流路を形成している。すな
わち、背腹分離壁36よって腹側に形成された第1流路
50には翼根元部38の供給部41から供給された冷却
媒体が半径方向外向き流れ、続いて冷却媒体は翼先端部
37のリターン部39でリターンし、背側の第2流路5
1を半径方向内向きに流れる。その後、冷却媒体は翼根
元部38のリターン部39で再度リターンし背側の第3
流路52を流れ、途中、フィルム孔48からの放出によ
るフィルム冷却や、吹出し孔53からの放出による翼先
端部37の冷却を行い、すべて主流中に放出される。
流路で一つのリターンフロー流路を形成している。すな
わち、背腹分離壁36よって腹側に形成された第1流路
50には翼根元部38の供給部41から供給された冷却
媒体が半径方向外向き流れ、続いて冷却媒体は翼先端部
37のリターン部39でリターンし、背側の第2流路5
1を半径方向内向きに流れる。その後、冷却媒体は翼根
元部38のリターン部39で再度リターンし背側の第3
流路52を流れ、途中、フィルム孔48からの放出によ
るフィルム冷却や、吹出し孔53からの放出による翼先
端部37の冷却を行い、すべて主流中に放出される。
【0023】このように第1流路50と第2流路51で
はコリオリ力による熱伝達率上昇を利用し、翼壁を冷却
し、第3流路52はコリオリ力利用の流れ方向ではない
ためフィルム吹き出し用流路としてフィルム孔48を多
数設けている。なお、第3流路52に設けたフィルム孔
48を第1流路50と第2流路51にも設けてフィルム
冷却を行うようにしてもよい。
はコリオリ力による熱伝達率上昇を利用し、翼壁を冷却
し、第3流路52はコリオリ力利用の流れ方向ではない
ためフィルム吹き出し用流路としてフィルム孔48を多
数設けている。なお、第3流路52に設けたフィルム孔
48を第1流路50と第2流路51にも設けてフィルム
冷却を行うようにしてもよい。
【0024】またリターンフロー流路は冷却媒体の温度
が上昇したり、途中のフィルム孔48によるフィルム吹
き出しにより冷却媒体流量が減少するため、徐々に冷却
効率が低下する。それを防ぐため第1、第2、第3流路
50,51,52は下流方向に向かって順にその断面積
が減じるよう構成し、流速を高くするようにして冷却効
率の低下を防いでいる。
が上昇したり、途中のフィルム孔48によるフィルム吹
き出しにより冷却媒体流量が減少するため、徐々に冷却
効率が低下する。それを防ぐため第1、第2、第3流路
50,51,52は下流方向に向かって順にその断面積
が減じるよう構成し、流速を高くするようにして冷却効
率の低下を防いでいる。
【0025】さらに翼中間部33のD部分では、翼根元
部38の供給部42から腹側第4流路54に供給された
冷却媒体は半径方向外向きに流れ、次に背側第5流路5
5を半径方向内向きに、次に腹側第6流路56を半径方
向外向きに流れ、続いて背側第7流路57を半径方向内
向きに流れ、最後に背側のフィルム孔48が設けられた
第8流路58を流れ、フィルム冷却を行いながら主流中
に放出される。
部38の供給部42から腹側第4流路54に供給された
冷却媒体は半径方向外向きに流れ、次に背側第5流路5
5を半径方向内向きに、次に腹側第6流路56を半径方
向外向きに流れ、続いて背側第7流路57を半径方向内
向きに流れ、最後に背側のフィルム孔48が設けられた
第8流路58を流れ、フィルム冷却を行いながら主流中
に放出される。
【0026】またさらに、翼後部34では翼根元部38
の供給部43から供給された冷却媒体が半径方向外向き
流れた後、これに平行して翼後縁59側に形成されたリ
ターンフロー流路を順次通過し、最終流路60の隔壁3
5に形成されているオリフィス孔61を通過して、ピン
フィン62が設けられた翼後縁部63に流入する。
の供給部43から供給された冷却媒体が半径方向外向き
流れた後、これに平行して翼後縁59側に形成されたリ
ターンフロー流路を順次通過し、最終流路60の隔壁3
5に形成されているオリフィス孔61を通過して、ピン
フィン62が設けられた翼後縁部63に流入する。
【0027】そして冷却媒体はピンフィン62において
対流冷却をした後、翼後縁59から主流中に吹き出され
る。なお、64は冷却流路の翼内壁面に流路方向に交差
するよう多数突出させたリブで、これにより流通する冷
却媒体は乱流状態となって翼壁の冷却が促進される。
対流冷却をした後、翼後縁59から主流中に吹き出され
る。なお、64は冷却流路の翼内壁面に流路方向に交差
するよう多数突出させたリブで、これにより流通する冷
却媒体は乱流状態となって翼壁の冷却が促進される。
【0028】このように本実施例は構成されているた
め、コリオリ力が利用できる方向、すなわち翼腹側の第
1、第4、第6流路50,54,56では半径方向外向
きに、翼背側の第2、第5、第7流路51,55,57
では半径方向内向きに冷却媒体が流れる流路が多くな
り、高い内部熱伝達を持つ領域が増加し、第3、第8流
路52,58でのフィルム冷却との併用でより冷却効率
が高いものとなる。
め、コリオリ力が利用できる方向、すなわち翼腹側の第
1、第4、第6流路50,54,56では半径方向外向
きに、翼背側の第2、第5、第7流路51,55,57
では半径方向内向きに冷却媒体が流れる流路が多くな
り、高い内部熱伝達を持つ領域が増加し、第3、第8流
路52,58でのフィルム冷却との併用でより冷却効率
が高いものとなる。
【0029】なお、翼中間部33のC部分の流路の構成
は上記したものに限定されるものではなく、図4及び図
5に示すように構成しても上記のものと同様の効果が得
られる。すなわち、図4の第1の変形例においては、第
2流路51を翼後縁側に配置し、第3流路52を翼前縁
側に配置してもよく、さらに図4では第2流路51にフ
ィルム孔48を第3流路52よりも少なく設けるように
しているが、これはなくてもよい。
は上記したものに限定されるものではなく、図4及び図
5に示すように構成しても上記のものと同様の効果が得
られる。すなわち、図4の第1の変形例においては、第
2流路51を翼後縁側に配置し、第3流路52を翼前縁
側に配置してもよく、さらに図4では第2流路51にフ
ィルム孔48を第3流路52よりも少なく設けるように
しているが、これはなくてもよい。
【0030】また、図5の第2の変形例においては、上
記における第3流路52を2つの第3流路52a,52
bに分け、第2流路51の翼前縁側と翼後縁側の両側に
配置している。そしてこれらの流路51,52a,52
bには、冷却冷媒が第1の流路50から翼先端部37で
リターンして第2流路51を半径方向内向きに流れ、さ
らに翼根元部38でリターンすると共に2つに分流し、
2つの第3流路52a,52bを半径方向外向きに流
れ、途中、フィルム孔48からの放出によるフィルム冷
却を行う。この図5では第1流路51にフィルム孔48
を2つの第3流路52a,52bよりも少なく設けるよ
うにしているが、これはなくてもよい。また第3流路を
2つに分流するようにしたものとしたが、さらに多く分
流するようにしてもよい。
記における第3流路52を2つの第3流路52a,52
bに分け、第2流路51の翼前縁側と翼後縁側の両側に
配置している。そしてこれらの流路51,52a,52
bには、冷却冷媒が第1の流路50から翼先端部37で
リターンして第2流路51を半径方向内向きに流れ、さ
らに翼根元部38でリターンすると共に2つに分流し、
2つの第3流路52a,52bを半径方向外向きに流
れ、途中、フィルム孔48からの放出によるフィルム冷
却を行う。この図5では第1流路51にフィルム孔48
を2つの第3流路52a,52bよりも少なく設けるよ
うにしているが、これはなくてもよい。また第3流路を
2つに分流するようにしたものとしたが、さらに多く分
流するようにしてもよい。
【0031】次に、第2の実施例を図6乃至図8により
説明する。図6はタービン冷却翼の横断面図であり、図
7は図6におけるE−E矢方向視の縦断面図であり、図
8は図6におけるF−F矢方向視の縦断面図である。
説明する。図6はタービン冷却翼の横断面図であり、図
7は図6におけるE−E矢方向視の縦断面図であり、図
8は図6におけるF−F矢方向視の縦断面図である。
【0032】図6乃至図8において、タービン冷却翼6
5は翼前部32から翼中間部33、翼後部34にかけて
の内部が、翼回転方向Rに対し平行な隔壁66と、同じ
く翼回転方向Rに対し垂直な背腹分離壁67によって仕
切られ、多数の翼スパン方向に伸びる冷却流路が翼内部
に形成されている。
5は翼前部32から翼中間部33、翼後部34にかけて
の内部が、翼回転方向Rに対し平行な隔壁66と、同じ
く翼回転方向Rに対し垂直な背腹分離壁67によって仕
切られ、多数の翼スパン方向に伸びる冷却流路が翼内部
に形成されている。
【0033】これらのうち、翼中間部33に形成された
冷却流路は、背腹分離壁67よって腹側に形成された冷
却媒体が半径方向外向きに流れる複数の腹側流路68
と、背側に形成された冷却媒体が半径方向内向きに流れ
る複数の背側流路69とで構成される。このように構成
された腹側流路68と背側流路69とは、翼先端部37
のリターン部39でリターンするようにして連通するリ
ターンフロー流路を形成する。
冷却流路は、背腹分離壁67よって腹側に形成された冷
却媒体が半径方向外向きに流れる複数の腹側流路68
と、背側に形成された冷却媒体が半径方向内向きに流れ
る複数の背側流路69とで構成される。このように構成
された腹側流路68と背側流路69とは、翼先端部37
のリターン部39でリターンするようにして連通するリ
ターンフロー流路を形成する。
【0034】そして内径側の翼根元部38から供給され
た冷却媒体は、翼前部32、翼中間部33、翼後部34
に分配されて流通する。そして翼前部32では、供給さ
れた冷却媒体が翼スパン方向に伸びる冷却通路70に導
かれてシャワーヘッド49が形成された翼前縁45のフ
ィルム冷却を行う。
た冷却媒体は、翼前部32、翼中間部33、翼後部34
に分配されて流通する。そして翼前部32では、供給さ
れた冷却媒体が翼スパン方向に伸びる冷却通路70に導
かれてシャワーヘッド49が形成された翼前縁45のフ
ィルム冷却を行う。
【0035】また翼中間部33では、供給された冷却媒
体が腹側流路68を半径方向外向きに流れ、翼先端部3
7のリターン部39でリターンして背側流路69を半径
方向内向きに流れる。そして冷却媒体は腹側流路68及
び背側流路69の背側及び腹側の翼面46,47に形成
されたフィルム孔48から放出されてフィルム冷却を行
いながら、また背側流路69の翼先端部37の吹出し孔
53からの放出によって主流中に放出される。なお、腹
側流路68及び背側流路69の翼内壁面には流路方向に
交差するよう多数突出させたリブ64が設けられてい
る。
体が腹側流路68を半径方向外向きに流れ、翼先端部3
7のリターン部39でリターンして背側流路69を半径
方向内向きに流れる。そして冷却媒体は腹側流路68及
び背側流路69の背側及び腹側の翼面46,47に形成
されたフィルム孔48から放出されてフィルム冷却を行
いながら、また背側流路69の翼先端部37の吹出し孔
53からの放出によって主流中に放出される。なお、腹
側流路68及び背側流路69の翼内壁面には流路方向に
交差するよう多数突出させたリブ64が設けられてい
る。
【0036】さらに翼後部34では、供給された冷却媒
体がピンフィン62が設けられた翼後縁部63に流入
し、この翼後縁部63を半径方向外向き流れピンフィン
62において対流冷却をした後、翼後縁59から主流中
に吹き出される。
体がピンフィン62が設けられた翼後縁部63に流入
し、この翼後縁部63を半径方向外向き流れピンフィン
62において対流冷却をした後、翼後縁59から主流中
に吹き出される。
【0037】このように構成されているため、翼中間部
33ではコリオリ力が利用できる方向に多数形成された
冷却流路、すなわち翼腹側では半径方向外向きに冷却媒
体が流れる腹側流路68、また翼背側では半径方向内向
きに冷却媒体が流れる背側流路69が翼回転方向Rに平
行な隔壁66で仕切られることになる。これによりコリ
オリ力による2次流れの衝突部分は必ず隔壁66ではな
く翼内壁に生じ、コリオリ力による熱伝達率上昇効果を
無駄無く冷却に利用でき、高い内部熱伝達が行われる。
33ではコリオリ力が利用できる方向に多数形成された
冷却流路、すなわち翼腹側では半径方向外向きに冷却媒
体が流れる腹側流路68、また翼背側では半径方向内向
きに冷却媒体が流れる背側流路69が翼回転方向Rに平
行な隔壁66で仕切られることになる。これによりコリ
オリ力による2次流れの衝突部分は必ず隔壁66ではな
く翼内壁に生じ、コリオリ力による熱伝達率上昇効果を
無駄無く冷却に利用でき、高い内部熱伝達が行われる。
【0038】さらに、腹側流路68及び背側流路69は
翼回転方向Rに対して垂直な背腹分離壁67で背側と腹
側に分けられているので、コリオリ力による2次流れの
発生がより確実に行われ、より熱伝達率上昇効果が高い
ものとなる。
翼回転方向Rに対して垂直な背腹分離壁67で背側と腹
側に分けられているので、コリオリ力による2次流れの
発生がより確実に行われ、より熱伝達率上昇効果が高い
ものとなる。
【0039】なお、翼中間部33のリターンフロー流路
は翼先端部37のリターン部39で行う1回のリターン
であるが、翼根元部38にもリターン部を設け、さらに
リターンさせるようにして腹側の流路に導くなど、複数
回リターンするように構成してもよい。
は翼先端部37のリターン部39で行う1回のリターン
であるが、翼根元部38にもリターン部を設け、さらに
リターンさせるようにして腹側の流路に導くなど、複数
回リターンするように構成してもよい。
【0040】次に、第3の実施例を図9及び図10によ
り説明する。図9はタービン冷却翼の横断面図であり、
図10は図9におけるG−G矢方向視の縦断面図であ
る。
り説明する。図9はタービン冷却翼の横断面図であり、
図10は図9におけるG−G矢方向視の縦断面図であ
る。
【0041】図9及び図10において、タービン冷却翼
71は翼前部32から翼中間部33、翼後部34にかけ
ての内部が、翼回転方向Rに対し平行な隔壁66,72
と、同じく翼回転方向Rに対し垂直な背腹分離壁67に
よって仕切られ、多数の翼スパン方向に伸びる冷却流路
が翼内部に形成されている。
71は翼前部32から翼中間部33、翼後部34にかけ
ての内部が、翼回転方向Rに対し平行な隔壁66,72
と、同じく翼回転方向Rに対し垂直な背腹分離壁67に
よって仕切られ、多数の翼スパン方向に伸びる冷却流路
が翼内部に形成されている。
【0042】これらのうち、翼中間部33に形成された
冷却流路は、背腹分離壁67よって腹側に形成された冷
却媒体が半径方向外向きに流れる第2の実施例と略同様
に形成された複数の腹側流路68と、背側に形成された
冷却媒体が半径方向内向きに流れる複数の第1の背側流
路73及び第1の背側流路73に隔壁72で隣接する半
径方向外向きに流れる第2の背側流路74で構成され
る。このように構成された腹側流路68と第1の背側流
路73、第2の背側流路74とは、翼先端部37及び翼
根元部38のリターン部39とでリターンするようにし
て連通するリターンフロー流路を形成する。
冷却流路は、背腹分離壁67よって腹側に形成された冷
却媒体が半径方向外向きに流れる第2の実施例と略同様
に形成された複数の腹側流路68と、背側に形成された
冷却媒体が半径方向内向きに流れる複数の第1の背側流
路73及び第1の背側流路73に隔壁72で隣接する半
径方向外向きに流れる第2の背側流路74で構成され
る。このように構成された腹側流路68と第1の背側流
路73、第2の背側流路74とは、翼先端部37及び翼
根元部38のリターン部39とでリターンするようにし
て連通するリターンフロー流路を形成する。
【0043】すなわち、翼中間部33の前側部分では腹
側流路68と第1の背側流路73とが翼先端部37のリ
ターン部39で、さらに第1の背側流路73とこれより
後縁側の第2の背側流路74とが翼根元部38のリター
ン部39で連通している。
側流路68と第1の背側流路73とが翼先端部37のリ
ターン部39で、さらに第1の背側流路73とこれより
後縁側の第2の背側流路74とが翼根元部38のリター
ン部39で連通している。
【0044】また翼中間部33の中間部分では腹側流路
68と第1の背側流路73とが翼先端部37のリターン
部39で、さらに第1の背側流路73とこれより前縁側
の第2の背側流路74とが翼根元部38のリターン部3
9で連通している。
68と第1の背側流路73とが翼先端部37のリターン
部39で、さらに第1の背側流路73とこれより前縁側
の第2の背側流路74とが翼根元部38のリターン部3
9で連通している。
【0045】またさらに翼中間部33の後側部分では腹
側流路68と第1の背側流路73とが翼先端部37のリ
ターン部39で、さらに第1の背側流路73とこれのよ
り前縁側及び後縁側に設けられた2つのの第2の背側流
路74とが翼根元部38のリターン部39で連通してい
る。
側流路68と第1の背側流路73とが翼先端部37のリ
ターン部39で、さらに第1の背側流路73とこれのよ
り前縁側及び後縁側に設けられた2つのの第2の背側流
路74とが翼根元部38のリターン部39で連通してい
る。
【0046】なお、腹側流路68と第2の背側流路74
には背側及び腹側の翼面46,47にフィルム孔48が
形成されており、第1の背側流路73及び第2の背側流
路74の翼先端部37に吹出し孔53形成されている。
また腹側流路68と第1の背側流路73の翼内壁面には
流路方向に交差するよう多数突出させたリブ64が設け
られている。
には背側及び腹側の翼面46,47にフィルム孔48が
形成されており、第1の背側流路73及び第2の背側流
路74の翼先端部37に吹出し孔53形成されている。
また腹側流路68と第1の背側流路73の翼内壁面には
流路方向に交差するよう多数突出させたリブ64が設け
られている。
【0047】そして内径側の翼根元部38から供給され
た冷却媒体は、翼前部32、翼中間部33、翼後部34
に分配されて流通する。
た冷却媒体は、翼前部32、翼中間部33、翼後部34
に分配されて流通する。
【0048】翼中間部33では、供給された冷却媒体が
腹側流路68を半径方向外向きに流れ、翼先端部37の
リターン部39でリターンして第1の背側流路73を半
径方向内向きに流れ、翼根元部38のリターン部39で
リターンして第2の背側流路74を半径方向外向きに流
れる。そして冷却媒体は腹側流路68及び第2の背側流
路74に形成されたフィルム孔48から放出されてフィ
ルム冷却を行いながら、また第1の背側流路73及び第
2の背側流路74の吹出し孔53からの放出によって主
流中に放出される。
腹側流路68を半径方向外向きに流れ、翼先端部37の
リターン部39でリターンして第1の背側流路73を半
径方向内向きに流れ、翼根元部38のリターン部39で
リターンして第2の背側流路74を半径方向外向きに流
れる。そして冷却媒体は腹側流路68及び第2の背側流
路74に形成されたフィルム孔48から放出されてフィ
ルム冷却を行いながら、また第1の背側流路73及び第
2の背側流路74の吹出し孔53からの放出によって主
流中に放出される。
【0049】このように構成されているため、第2の実
施例と同様に翼回転方向Rに平行な隔壁66,72で仕
切られ、垂直な背腹分離壁67で背側と腹側に分けられ
ている腹側流路68と第1の背側流路73でコリオリ力
による熱伝達率上昇効果を無駄無く冷却に利用でき、高
い内部熱伝達が行われる。さらに翼の背側はフィルム冷
却用流路の第2の背側流路74のフィルム孔48によっ
てフィルム冷却される。
施例と同様に翼回転方向Rに平行な隔壁66,72で仕
切られ、垂直な背腹分離壁67で背側と腹側に分けられ
ている腹側流路68と第1の背側流路73でコリオリ力
による熱伝達率上昇効果を無駄無く冷却に利用でき、高
い内部熱伝達が行われる。さらに翼の背側はフィルム冷
却用流路の第2の背側流路74のフィルム孔48によっ
てフィルム冷却される。
【0050】以上、本発明は上記の各実施例のみに限定
されるものではなく、それぞれを組み合わせて使用する
ことも可能であり、要旨を逸脱しない範囲内で適宜変更
して実施し得るものである。
されるものではなく、それぞれを組み合わせて使用する
ことも可能であり、要旨を逸脱しない範囲内で適宜変更
して実施し得るものである。
【0051】
【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
によれば、コリオリ力を利用しながら、より冷却効率を
向上させることができる等の効果を奏する。
によれば、コリオリ力を利用しながら、より冷却効率を
向上させることができる等の効果を奏する。
【図1】本発明の第1の実施例を示すタービン冷却翼の
横断面図である。
横断面図である。
【図2】図1におけるA−A矢方向視の縦断面図であ
る。
る。
【図3】図1におけるB−B矢方向視の縦断面図であ
る。
る。
【図4】図1のC部分に対応する第1の変形例の横断面
図である。
図である。
【図5】図1のC部分に対応する第2の変形例の横断面
図である。
図である。
【図6】本発明の第2の実施例を示すタービン冷却翼の
横断面図である。
横断面図である。
【図7】図6におけるE−E矢方向視の縦断面図であ
る。
る。
【図8】図6におけるF−F矢方向視の縦断面図であ
る。
る。
【図9】本発明の第3の実施例を示すタービン冷却翼の
横断面図である。
横断面図である。
【図10】図9におけるG−G矢方向視の縦断面図であ
る。
る。
【図11】従来技術を示すタービン動翼の横断面図であ
る。
る。
【図12】図11に示すタービン動翼の縦断面図であ
る。
る。
31…タービン冷却翼 33…翼中間部 35…隔壁 36…背腹分離壁 39…リターン部 48…フィルム冷却孔 50,51,52,54,55,56,57,58…流
路 53…吹出し孔 R…翼回転方向
路 53…吹出し孔 R…翼回転方向
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 大友 文雄 神奈川県川崎市幸区小向東芝町1番地 株式会社東芝 研究開発センター内 (72)発明者 中田 裕二 神奈川県川崎市幸区小向東芝町1番地 株式会社東芝 研究開発センター内 (72)発明者 野本 秀雄 神奈川県横浜市鶴見区末広町2丁目4番 地 株式会社東芝 京浜事業所内 (56)参考文献 特開 平5−263660(JP,A) 特開 平5−195704(JP,A) 特開 昭60−198305(JP,A) 特開 平1−134003(JP,A) 特開 平5−179902(JP,A) 特開 平4−103802(JP,A) 特開 昭60−101202(JP,A) 米国特許5165852(US,A) (58)調査した分野(Int.Cl.7,DB名) F01D 5/18
Claims (2)
- 【請求項1】 中空に形成された翼内を隔壁と背腹分離
壁で仕切り冷却媒体の複数の流路を形成し、且つ前記流
路の少なくとも一部に、連通するリターンフロー流路を
構成しているものであって、前記リターンフロー流路が
腹側冷却流路と複数の背側冷却流路を備え、前記冷却媒
体が、前記腹側冷却流路を半径方向外向きに流れた後に
前記背側冷却流路の一つを半径方向内向きに流れ、さら
に該背側冷却流路の最下流の冷却流路を半径方向外向き
に流れると共に前記最下流の冷却流路からフィルム冷却
孔を介して吹き出すものであることを特徴とするタービ
ン冷却翼。 - 【請求項2】 中空に形成された翼内を隔壁と背腹分離
壁とで仕切り冷却媒体の複数の流路を形成し、且つ前記
流路の少なくとも一部に、連通する腹側冷却流路と背側
冷却流路とを有するリターンフロー流路を設けて構成し
たものであって、前記腹側冷却流路と前記背側冷却流路
が、翼回転方向に対し略平行な壁と略直交する壁とで仕
切られてなると共に、前記冷却媒体が、前記腹側冷却流
路を半径方向外向きに流れた後に前記背側冷却流路を半
径方向内向きに流れるように構成したことを特徴とする
タービン冷却翼。
Priority Applications (6)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP33545793A JP3192854B2 (ja) | 1993-12-28 | 1993-12-28 | タービン冷却翼 |
EP94120722A EP0661414B1 (en) | 1993-12-28 | 1994-12-27 | A cooled turbine blade for a gas turbine |
DE69433749T DE69433749T2 (de) | 1993-12-28 | 1994-12-27 | Vorrichtung zum Steigern des Wärmeübergangs |
EP98100858A EP0845580B1 (en) | 1993-12-28 | 1994-12-27 | A heat transfer promoting structure |
DE69412056T DE69412056T2 (de) | 1993-12-28 | 1994-12-27 | Gekühlte Gasturbinenschaufel |
US08/365,430 US5538394A (en) | 1993-12-28 | 1994-12-28 | Cooled turbine blade for a gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP33545793A JP3192854B2 (ja) | 1993-12-28 | 1993-12-28 | タービン冷却翼 |
Related Child Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2000356118A Division JP2001173403A (ja) | 2000-11-22 | 2000-11-22 | 冷却部材 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH07189603A JPH07189603A (ja) | 1995-07-28 |
JP3192854B2 true JP3192854B2 (ja) | 2001-07-30 |
Family
ID=18288778
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP33545793A Expired - Fee Related JP3192854B2 (ja) | 1993-12-28 | 1993-12-28 | タービン冷却翼 |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5538394A (ja) |
EP (2) | EP0845580B1 (ja) |
JP (1) | JP3192854B2 (ja) |
DE (2) | DE69433749T2 (ja) |
Families Citing this family (114)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE69625147T2 (de) * | 1995-09-22 | 2003-09-11 | Toshiba Kawasaki Kk | Kraftanlage mit kombiniertem Kreislauf |
US5829245A (en) * | 1996-12-31 | 1998-11-03 | Westinghouse Electric Corporation | Cooling system for gas turbine vane |
US5797726A (en) * | 1997-01-03 | 1998-08-25 | General Electric Company | Turbulator configuration for cooling passages or rotor blade in a gas turbine engine |
US5738493A (en) * | 1997-01-03 | 1998-04-14 | General Electric Company | Turbulator configuration for cooling passages of an airfoil in a gas turbine engine |
WO1999067539A1 (en) * | 1998-06-01 | 1999-12-29 | The Penn State Research Foundation | Oscillator fin as a novel heat transfer augmentation device |
WO2000015961A1 (en) * | 1998-09-16 | 2000-03-23 | Lm Glasfiber A/S | Wind turbine blade with vortex generator |
US6176677B1 (en) * | 1999-05-19 | 2001-01-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Device for controlling air flow in a turbine blade |
JP3794868B2 (ja) * | 1999-06-15 | 2006-07-12 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
US6273682B1 (en) * | 1999-08-23 | 2001-08-14 | General Electric Company | Turbine blade with preferentially-cooled trailing edge pressure wall |
US6283708B1 (en) * | 1999-12-03 | 2001-09-04 | United Technologies Corporation | Coolable vane or blade for a turbomachine |
DE19963374B4 (de) * | 1999-12-28 | 2007-09-13 | Alstom | Vorrichtung zur Kühlung einer, einen Strömungskanal umgebenden Strömungskanalwand mit wenigstens einem Rippenelement |
JP4586265B2 (ja) * | 2000-12-07 | 2010-11-24 | 株式会社Ihi | タービン翼のトランスピレーション冷却伝熱促進構造 |
US6595748B2 (en) * | 2001-08-02 | 2003-07-22 | General Electric Company | Trichannel airfoil leading edge cooling |
FR2829175B1 (fr) * | 2001-08-28 | 2003-11-07 | Snecma Moteurs | Circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz |
DE10217390A1 (de) * | 2002-04-18 | 2003-10-30 | Siemens Ag | Turbinenschaufel |
DE10248548A1 (de) * | 2002-10-18 | 2004-04-29 | Alstom (Switzerland) Ltd. | Kühlbares Bauteil |
US20040115059A1 (en) * | 2002-12-12 | 2004-06-17 | Kehl Richard Eugene | Cored steam turbine bucket |
US6890154B2 (en) * | 2003-08-08 | 2005-05-10 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling for a turbine blade |
US6955525B2 (en) | 2003-08-08 | 2005-10-18 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooling system for an outer wall of a turbine blade |
US6929446B2 (en) * | 2003-10-22 | 2005-08-16 | General Electric Company | Counterbalanced flow turbine nozzle |
US7128533B2 (en) * | 2004-09-10 | 2006-10-31 | Siemens Power Generation, Inc. | Vortex cooling system for a turbine blade |
US7066716B2 (en) * | 2004-09-15 | 2006-06-27 | General Electric Company | Cooling system for the trailing edges of turbine bucket airfoils |
US7156619B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled gas turbine airfoil and method |
US7156620B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled gas turbine airfoil and method |
US7413407B2 (en) * | 2005-03-29 | 2008-08-19 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber |
JP2007085724A (ja) * | 2005-09-23 | 2007-04-05 | Pierburg Gmbh | 熱交換器 |
WO2007036238A1 (de) * | 2005-09-23 | 2007-04-05 | Pierburg Gmbh | Wärmetauscher |
US7300242B2 (en) * | 2005-12-02 | 2007-11-27 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil with integral cooling system |
US7296973B2 (en) * | 2005-12-05 | 2007-11-20 | General Electric Company | Parallel serpentine cooled blade |
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 |
CN101454564B (zh) | 2006-04-02 | 2014-04-23 | 考特能源有限公司 | 具有细长叶片的风力涡轮机 |
JP2007292006A (ja) * | 2006-04-27 | 2007-11-08 | Hitachi Ltd | 内部に冷却通路を有するタービン翼 |
US7481622B1 (en) | 2006-06-21 | 2009-01-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with a serpentine flow path |
EP1882818B1 (en) * | 2006-07-18 | 2013-06-05 | United Technologies Corporation | Serpentine microcircuit vortex turbulators for blade cooling |
US7699583B2 (en) * | 2006-07-21 | 2010-04-20 | United Technologies Corporation | Serpentine microcircuit vortex turbulatons for blade cooling |
US7534089B2 (en) | 2006-07-18 | 2009-05-19 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil with near wall multi-serpentine cooling channels |
US7695243B2 (en) * | 2006-07-27 | 2010-04-13 | General Electric Company | Dust hole dome blade |
US7481623B1 (en) * | 2006-08-11 | 2009-01-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Compartment cooled turbine blade |
US7690894B1 (en) * | 2006-09-25 | 2010-04-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Ceramic core assembly for serpentine flow circuit in a turbine blade |
US7611330B1 (en) * | 2006-10-19 | 2009-11-03 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with triple pass serpentine flow cooling circuit |
US7530789B1 (en) | 2006-11-16 | 2009-05-12 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with a serpentine flow and impingement cooling circuit |
US7914257B1 (en) * | 2007-01-17 | 2011-03-29 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine rotor blade with spiral and serpentine flow cooling circuit |
US7862299B1 (en) * | 2007-03-21 | 2011-01-04 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Two piece hollow turbine blade with serpentine cooling circuits |
US7901181B1 (en) * | 2007-05-02 | 2011-03-08 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with triple spiral serpentine flow cooling circuits |
US7845907B2 (en) * | 2007-07-23 | 2010-12-07 | United Technologies Corporation | Blade cooling passage for a turbine engine |
WO2009016744A1 (ja) * | 2007-07-31 | 2009-02-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | タービン用翼 |
JP4929097B2 (ja) * | 2007-08-08 | 2012-05-09 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン翼 |
US8083485B2 (en) | 2007-08-15 | 2011-12-27 | United Technologies Corporation | Angled tripped airfoil peanut cavity |
FR2920035B1 (fr) * | 2007-08-17 | 2013-09-06 | Airbus France | Turbomoteur a emission de bruit reduite pour aeronef |
US10286407B2 (en) | 2007-11-29 | 2019-05-14 | General Electric Company | Inertial separator |
JP5189406B2 (ja) | 2008-05-14 | 2013-04-24 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン |
EP2143883A1 (de) * | 2008-07-10 | 2010-01-13 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel und entsprechender Gusskern |
DE102008036222B3 (de) * | 2008-08-02 | 2009-08-06 | Pierburg Gmbh | Wärmeübertragungseinheit für eine Verbrennungskraftmaschine |
KR20110063541A (ko) | 2008-09-19 | 2011-06-10 | 코트에너지 비브이 | 낮은 유도 팁을 사용한 윈드 터빈 |
US8167558B2 (en) * | 2009-01-19 | 2012-05-01 | Siemens Energy, Inc. | Modular serpentine cooling systems for turbine engine components |
US8671696B2 (en) * | 2009-07-10 | 2014-03-18 | Leonard M. Andersen | Method and apparatus for increasing thrust or other useful energy output of a device with a rotating element |
DE102010037688A1 (de) * | 2009-09-24 | 2011-03-31 | General Electric Co. | Fastback-Turbulatorstruktur und ein dieselbe enthaltender Turbinenleitapparat |
US8408872B2 (en) | 2009-09-24 | 2013-04-02 | General Electric Company | Fastback turbulator structure and turbine nozzle incorporating same |
US8439628B2 (en) * | 2010-01-06 | 2013-05-14 | General Electric Company | Heat transfer enhancement in internal cavities of turbine engine airfoils |
EP2423435A1 (en) * | 2010-08-30 | 2012-02-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade for a turbo machine |
US8556584B2 (en) * | 2011-02-03 | 2013-10-15 | General Electric Company | Rotating component of a turbine engine |
US8807945B2 (en) | 2011-06-22 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Cooling system for turbine airfoil including ice-cream-cone-shaped pedestals |
EP2548800A1 (en) * | 2011-07-22 | 2013-01-23 | LM Wind Power A/S | Method for retrofitting vortex generators on a wind turbine blade |
US8944763B2 (en) | 2011-08-18 | 2015-02-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber |
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 |
US9255491B2 (en) | 2012-02-17 | 2016-02-09 | United Technologies Corporation | Surface area augmentation of hot-section turbomachine component |
EP3722593A3 (en) | 2012-03-13 | 2021-03-03 | Wobben Properties GmbH | Twisted blade root |
JP5496263B2 (ja) * | 2012-06-18 | 2014-05-21 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン |
US20140064983A1 (en) * | 2012-08-31 | 2014-03-06 | General Electric Company | Airfoil and method for manufacturing an airfoil |
US20140069108A1 (en) * | 2012-09-07 | 2014-03-13 | General Electric Company | Bucket assembly for turbomachine |
US9546554B2 (en) | 2012-09-27 | 2017-01-17 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine components with blade tip cooling |
KR101411347B1 (ko) * | 2012-11-16 | 2014-06-27 | 연세대학교 산학협력단 | 회전 블레이드에서 냉각성능 향상을 위한 블레이드 내부 유로 구조 |
US10670268B2 (en) * | 2013-05-23 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor liner panel |
CN103303469B (zh) * | 2013-07-05 | 2015-05-27 | 上海交通大学 | 控制高马赫数激波与附面层干扰流动分离的装置 |
JP6245740B2 (ja) * | 2013-11-20 | 2017-12-13 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン翼 |
EP2886797B1 (en) * | 2013-12-20 | 2018-11-28 | Ansaldo Energia Switzerland AG | A hollow cooled gas turbine rotor blade or guide vane, wherein the cooling cavities comprise pins interconnected with ribs |
US20150204237A1 (en) * | 2014-01-17 | 2015-07-23 | General Electric Company | Turbine blade and method for enhancing life of the turbine blade |
US9273558B2 (en) * | 2014-01-21 | 2016-03-01 | Siemens Energy, Inc. | Saw teeth turbulator for turbine airfoil cooling passage |
JP6166201B2 (ja) * | 2014-03-13 | 2017-07-19 | 竹田 眞司 | 圧縮回転羽がそれぞれ逆回転して燃焼排出回転羽がそれぞれ逆回転して、圧縮を強くして燃焼を強めるジェットエンジンとガスタ−ビンエンジン、 |
FR3020402B1 (fr) * | 2014-04-24 | 2019-06-14 | Safran Aircraft Engines | Aube pour turbine de turbomachine comprenant un circuit de refroidissement a homogeneite amelioree |
WO2016025056A2 (en) | 2014-05-29 | 2016-02-18 | General Electric Company | Turbine engine and particle separators therefore |
US10364684B2 (en) | 2014-05-29 | 2019-07-30 | General Electric Company | Fastback vorticor pin |
WO2015184294A1 (en) | 2014-05-29 | 2015-12-03 | General Electric Company | Fastback turbulator |
US9915176B2 (en) | 2014-05-29 | 2018-03-13 | General Electric Company | Shroud assembly for turbine engine |
US11033845B2 (en) | 2014-05-29 | 2021-06-15 | General Electric Company | Turbine engine and particle separators therefore |
EP3149310A2 (en) | 2014-05-29 | 2017-04-05 | General Electric Company | Turbine engine, components, and methods of cooling same |
US10280785B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-05-07 | General Electric Company | Shroud assembly for a turbine engine |
US10036319B2 (en) | 2014-10-31 | 2018-07-31 | General Electric Company | Separator assembly for a gas turbine engine |
US10167725B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-01-01 | General Electric Company | Engine component for a turbine engine |
US10233775B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-03-19 | General Electric Company | Engine component for a gas turbine engine |
US10190420B2 (en) * | 2015-02-10 | 2019-01-29 | United Technologies Corporation | Flared crossovers for airfoils |
US9995147B2 (en) | 2015-02-11 | 2018-06-12 | United Technologies Corporation | Blade tip cooling arrangement |
US10156157B2 (en) * | 2015-02-13 | 2018-12-18 | United Technologies Corporation | S-shaped trip strips in internally cooled components |
US9988936B2 (en) | 2015-10-15 | 2018-06-05 | General Electric Company | Shroud assembly for a gas turbine engine |
US10174620B2 (en) | 2015-10-15 | 2019-01-08 | General Electric Company | Turbine blade |
US10428664B2 (en) | 2015-10-15 | 2019-10-01 | General Electric Company | Nozzle for a gas turbine engine |
US10830051B2 (en) * | 2015-12-11 | 2020-11-10 | General Electric Company | Engine component with film cooling |
US10450874B2 (en) * | 2016-02-13 | 2019-10-22 | General Electric Company | Airfoil for a gas turbine engine |
US9982915B2 (en) | 2016-02-23 | 2018-05-29 | Gilles Savard | Air heating unit using solar energy |
US10711619B2 (en) | 2016-03-31 | 2020-07-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall |
US10830061B2 (en) * | 2016-03-31 | 2020-11-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil with internal cooling channels having flow splitter feature |
US10190422B2 (en) * | 2016-04-12 | 2019-01-29 | Solar Turbines Incorporated | Rotation enhanced turbine blade cooling |
US10704425B2 (en) | 2016-07-14 | 2020-07-07 | General Electric Company | Assembly for a gas turbine engine |
EP3276128A1 (en) * | 2016-07-25 | 2018-01-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Coolable wall element |
US10724391B2 (en) * | 2017-04-07 | 2020-07-28 | General Electric Company | Engine component with flow enhancer |
FR3067388B1 (fr) * | 2017-04-10 | 2020-01-17 | Safran | Aube a circuit de refroidissement perfectionne |
US10370976B2 (en) * | 2017-08-17 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Directional cooling arrangement for airfoils |
US10815791B2 (en) | 2017-12-13 | 2020-10-27 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade cooling system with upper turning vane bank |
GB201806821D0 (en) * | 2018-04-26 | 2018-06-13 | Rolls Royce Plc | Coolant channel |
US11015454B2 (en) | 2018-05-01 | 2021-05-25 | Raytheon Technologies Corporation | Coriolis optimized U-channel with root flag |
US11459897B2 (en) * | 2019-05-03 | 2022-10-04 | Raytheon Technologies Corporation | Cooling schemes for airfoils for gas turbine engines |
CN112943380A (zh) * | 2021-02-04 | 2021-06-11 | 大连理工大学 | 一种采用丁字形隔墙的回转式冷却通道涡轮叶片 |
US11603765B1 (en) * | 2021-07-16 | 2023-03-14 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil assembly with fiber-reinforced composite rings and toothed exit slot |
US11549378B1 (en) | 2022-06-03 | 2023-01-10 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil assembly with composite rings and sealing shelf |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
BE557503A (ja) * | 1956-05-15 | |||
DE1601613A1 (de) * | 1967-08-03 | 1970-12-17 | Motoren Turbinen Union | Turbinenschaufel,insbesondere Turbinenleitschaufel fuer Gasturbinentriebwerke |
US4515526A (en) * | 1981-12-28 | 1985-05-07 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
JPS60101202A (ja) * | 1983-06-20 | 1985-06-05 | ゼネラル・エレクトリツク・カンパニイ | 角度をつけた乱流促進装置 |
JPH06102963B2 (ja) * | 1983-12-22 | 1994-12-14 | 株式会社東芝 | ガスタ−ビン空冷翼 |
JPH0233843B2 (ja) * | 1984-03-23 | 1990-07-31 | Kogyo Gijutsuin | Gasutaabindoyokunoreikyakukozo |
GB8829792D0 (en) * | 1988-12-21 | 1989-07-05 | Marconi Co Ltd | Noise reduction method |
US5052889A (en) * | 1990-05-17 | 1991-10-01 | Pratt & Whintey Canada | Offset ribs for heat transfer surface |
JPH0720872B2 (ja) * | 1990-09-25 | 1995-03-08 | 旭メディカル株式会社 | 白血球除去フィルターおよび白血球除去方法 |
US5165852A (en) * | 1990-12-18 | 1992-11-24 | General Electric Company | Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways |
FR2672338B1 (fr) * | 1991-02-06 | 1993-04-16 | Snecma | Aube de turbine munie d'un systeme de refroidissement. |
JP3006174B2 (ja) * | 1991-07-04 | 2000-02-07 | 株式会社日立製作所 | 内部に冷却通路を有する部材 |
JP3016103B2 (ja) * | 1992-03-19 | 2000-03-06 | 石川島播磨重工業株式会社 | ブレードの冷却構造 |
US5299418A (en) * | 1992-06-09 | 1994-04-05 | Jack L. Kerrebrock | Evaporatively cooled internal combustion engine |
US5356265A (en) * | 1992-08-25 | 1994-10-18 | General Electric Company | Chordally bifurcated turbine blade |
US5361828A (en) * | 1993-02-17 | 1994-11-08 | General Electric Company | Scaled heat transfer surface with protruding ramp surface turbulators |
-
1993
- 1993-12-28 JP JP33545793A patent/JP3192854B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
1994
- 1994-12-27 EP EP98100858A patent/EP0845580B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-12-27 DE DE69433749T patent/DE69433749T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1994-12-27 EP EP94120722A patent/EP0661414B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-12-27 DE DE69412056T patent/DE69412056T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1994-12-28 US US08/365,430 patent/US5538394A/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0845580B1 (en) | 2004-04-28 |
DE69412056D1 (de) | 1998-09-03 |
EP0845580A3 (en) | 2000-12-06 |
US5538394A (en) | 1996-07-23 |
EP0661414A1 (en) | 1995-07-05 |
DE69412056T2 (de) | 1999-01-28 |
EP0845580A2 (en) | 1998-06-03 |
EP0661414B1 (en) | 1998-07-29 |
DE69433749T2 (de) | 2004-10-07 |
DE69433749D1 (de) | 2004-06-03 |
JPH07189603A (ja) | 1995-07-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP3192854B2 (ja) | タービン冷却翼 | |
US5704763A (en) | Shear jet cooling passages for internally cooled machine elements | |
US6609884B2 (en) | Cooling of gas turbine engine aerofoils | |
JP4063938B2 (ja) | ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造 | |
TWI257447B (en) | Microcircuit cooling for a turbine blade tip | |
US6099252A (en) | Axial serpentine cooled airfoil | |
US4515526A (en) | Coolable airfoil for a rotary machine | |
US6607355B2 (en) | Turbine airfoil with enhanced heat transfer | |
JP3459579B2 (ja) | 後方流動多段エーロフォイル冷却回路 | |
US9151173B2 (en) | Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components | |
JP4627840B2 (ja) | 圧力補償タービン・ノズル | |
US7632062B2 (en) | Turbine rotor blades | |
US5498133A (en) | Pressure regulated film cooling | |
US5690473A (en) | Turbine blade having transpiration strip cooling and method of manufacture | |
US5387085A (en) | Turbine blade composite cooling circuit | |
EP3006670B1 (en) | Turbine blades having lifted rib turbulator structures | |
US7118326B2 (en) | Cooled gas turbine vane | |
JP2000161003A (ja) | 直列インピンジメント冷却エ―ロフォイル | |
JP4436500B2 (ja) | エーロフォイルの前縁隔離冷却 | |
IL35196A (en) | Fluid cooled vane assembly | |
JPH0259281B2 (ja) | ||
JP2005299636A (ja) | カスケードインピンジメント冷却式翼形部 | |
WO1996013653A1 (en) | Gas turbine blade with a cooled platform | |
JP2006077767A (ja) | オフセットされたコリオリタービュレータブレード | |
BR102016023911A2 (pt) | aerofólio e pá para um motor de turbina a gás |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |