JP4831816B2 - Gas turbine blade cooling structure - Google Patents
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Description
本発明は、ガスタービンの翼冷却構造に関する。 The present invention relates to a blade cooling structure for a gas turbine.
ガスタービンは、発電等の一般産業用からヘリコプター等の航空機用まで様々な用途に数多く使用されている。一般に、ガスタービンでは、燃焼筒内において圧縮機で高温に圧縮した空気に燃料を噴射し、これを燃焼させて燃焼ガスを発生させ、この燃焼ガスを静翼で整流して動翼に導くことで、タービンを回転させて動力を得るようにしている。そして、近年のガスタービンにおいては、高出力化及び高効率化が求められており、静翼及び動翼に導かれる燃焼ガスの温度はますます高くなる傾向にあった。 Gas turbines are used in various applications ranging from general industries such as power generation to aircrafts such as helicopters. In general, in a gas turbine, fuel is injected into air compressed to a high temperature by a compressor in a combustion cylinder, and this is combusted to generate combustion gas. The combustion gas is rectified by a stationary blade and guided to a moving blade. The turbine is rotated to obtain power. In recent gas turbines, higher output and higher efficiency have been demanded, and the temperature of the combustion gas led to the stationary blades and the moving blades tended to become higher.
しかし、静翼及び動翼を始めとする燃焼ガスに晒される各部材の耐熱性能は、その材料の特性によって制限があるため、単純に燃焼ガスの温度を高めて高出力化及び高効率化を図ろうとすると、静翼及び動翼等の各部材に強度低下を招くおそれがある。これにより、従来では、空気または蒸気等の冷却媒体を流すための冷却通路を静翼及び動翼の内部に設けることで、静翼及び動翼を冷却しつつ、耐熱性を確保すると共に、燃焼ガスの高温化を図り、出力及び効率を高めるようにしている。 However, the heat resistance performance of each member exposed to combustion gas, including stationary blades and moving blades, is limited by the characteristics of the material, so simply increase the temperature of the combustion gas to increase output and efficiency. Attempts to reduce the strength of each member such as a stationary blade and a moving blade may occur. Thus, conventionally, by providing a cooling passage for flowing a cooling medium such as air or steam inside the stationary blade and the moving blade, while ensuring the heat resistance while cooling the stationary blade and the moving blade, combustion The temperature of the gas is increased to increase the output and efficiency.
そして、上記の冷却通路には熱伝達率を向上させるためのタービュレータが設けられている。このタービュレータは、冷却通路の延設方向に対して所定角度に傾斜して多段に配置、即ち、冷却媒体の流れ方向に対して交差するように配置されることにより、冷却通路に流入する冷却媒体に乱流を生じさせると共に、タービュレータに沿って流れる２次流れを発生させるものである。このようなタービュレータの作用により、冷却通路の壁面との熱交換量を大きくして熱伝達率を向上させ、翼の冷却を効率的に行うようにしている。 A turbulator for improving the heat transfer coefficient is provided in the cooling passage. The turbulator is arranged in multiple stages inclined at a predetermined angle with respect to the extending direction of the cooling passage, that is, the cooling medium flowing into the cooling passage by being arranged so as to intersect the flow direction of the cooling medium. And a secondary flow that flows along the turbulator. By such an action of the turbulator, the amount of heat exchange with the wall surface of the cooling passage is increased to improve the heat transfer coefficient, and the blade is efficiently cooled.
このような、従来のガスタービンの翼冷却構造は、例えば、特許文献１に開示されている。 Such a conventional blade cooling structure for a gas turbine is disclosed in Patent Document 1, for example.
しかしながら、従来のガスタービンの翼冷却構造においては、更なる熱伝達率の向上を目的として、冷却通路にタービュレータに加えてピンやディンプルを設けているので、冷却媒体の圧力損失が増加するおそれがある。つまり、従来の構造においては、冷却媒体の圧力損失については、何ら対策を講じておらず、ピンやディンプルを設けることにより伝熱を向上させているが、その反面、冷却媒体の圧力損失は増加されることになり、この結果、翼の冷却性能が低下するおそれがある。 However, in the conventional gas turbine blade cooling structure, in order to further improve the heat transfer coefficient, the cooling passage is provided with pins and dimples in addition to the turbulators, which may increase the pressure loss of the cooling medium. is there. In other words, in the conventional structure, no measures are taken for the pressure loss of the cooling medium, and heat transfer is improved by providing pins and dimples, but on the other hand, the pressure loss of the cooling medium increases. As a result, the cooling performance of the blades may be reduced.
従って、タービュレータを備えたガスタービンの翼冷却構造を設ける場合には、熱伝達率の向上と圧力損失の低減という相反する作用を同時に改善しなくてはならず、この両方を考慮してタービュレータ及びディンプル等の冷却要素の配置を最適化する必要があると考えられる。 Therefore, in the case of providing a blade cooling structure for a gas turbine equipped with a turbulator, it is necessary to simultaneously improve the contradictory actions of improving the heat transfer coefficient and reducing the pressure loss. It is considered necessary to optimize the arrangement of cooling elements such as dimples.
そこで、本発明は上記課題を解決するものであって、熱伝達率を低下させることなく、冷却媒体の圧力損失を低減させることができるガスタービンの翼冷却構造を提供することを目的とする。 Therefore, the present invention solves the above-described problems, and an object thereof is to provide a blade cooling structure for a gas turbine that can reduce the pressure loss of the cooling medium without reducing the heat transfer coefficient.
上記課題を解決する本発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
翼の基端から先端に向けて冷却媒体を流す冷却通路と、
前記冷却通路の対向する両壁面において冷却媒体の流れ方向に対して傾斜して配置される複数のタービュレータと、
隣接する前記タービュレータ間の前記冷却通路の壁面において、冷却媒体の前記タービュレータへの衝突時に当該タービュレータの下流側に発生する渦の下流側で、且つ、冷却媒体の前記タービュレータへの衝突時に当該タービュレータの延設方向に沿うように流れる２次流れが発生する流域のみに形成される複数のディンプルとを備える
ことを特徴とする。
A blade cooling structure for a gas turbine according to the present invention that solves the above problems is as follows.
A cooling passage for flowing a cooling medium from the base end of the blade toward the tip,
A plurality of turbulators that are arranged to be inclined with respect to the flow direction of the cooling medium on both opposing wall surfaces of the cooling passage;
On the wall surface of the cooling passage between the adjacent turbulators, on the downstream side of the vortex generated downstream of the turbulator when the cooling medium collides with the turbulator and when the cooling medium collides with the turbulator. And a plurality of dimples formed only in a basin where a secondary flow that flows along the extending direction is generated.
本発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、翼の基端から先端に向けて冷却媒体を流す冷却通路と、前記冷却通路の対向する両壁面において冷却媒体の流れ方向に対して傾斜して配置される複数のタービュレータと、隣接する前記タービュレータ間の前記冷却通路の壁面において冷却媒体の流れ方向上流側から略５分の２の位置よりも下流側の領域に形成される複数のディンプルとを備えることにより、熱伝達率を低下させることなく、冷却媒体の圧力損失を低減させることができる。 According to the blade cooling structure for a gas turbine according to the present invention , the cooling passage for flowing the cooling medium from the base end to the tip end of the blade and the both wall surfaces facing the cooling passage are inclined with respect to the flow direction of the cooling medium. A plurality of turbulators disposed on the wall surface of the cooling passage between the adjacent turbulators, and a plurality of dimples formed in a region downstream of the approximately two-fifths from the upstream side in the flow direction of the cooling medium. The pressure loss of the cooling medium can be reduced without reducing the heat transfer coefficient.
本発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、前記ディンプルを冷却媒体の前記タービュレータへの衝突時に発生する２次流れの流域のみに形成させることにより、２次流れに対して容易に渦を発生させることができる。 According to blade cooling structure of a gas turbine according to the present invention, by forming only the basin of secondary flow generated during a collision of the front Symbol dimple to the turbulators of the cooling medium, readily vortex to the secondary flow Can be generated.
以下、本発明に係るガスタービンの翼冷却構造を図面に基づき詳細に説明する。図１は本発明の一実施例に係るガスタービンの翼冷却構造を備えたガスタービン動翼の縦断面図、図２は図１のＩ−Ｉ矢視断面図、図３は冷却通路の概略図、図４（ａ）は本発明の一実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の基本となる構造の概略図と、この基本構造における冷却時の温度分布を示した模式図、同図（ｂ）は本発明の一実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の概略図と、この構造における冷却時の温度分布を示した模式図、同図（ｃ）は本発明の他の実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の概略図と、この構造における冷却時の温度分布を示した模式図、図５は図４（ａ）〜（ｃ）の各構造における熱伝達率を示した図、図６は図４（ａ）〜（ｃ）の各構造における圧力損失を示した図である。 Hereinafter, a blade cooling structure for a gas turbine according to the present invention will be described in detail with reference to the drawings. FIG. 1 is a longitudinal sectional view of a gas turbine rotor blade having a blade cooling structure for a gas turbine according to an embodiment of the present invention, FIG. 2 is a sectional view taken along the line II in FIG. 1, and FIG. FIG. 4A is a schematic diagram showing a basic structure of a blade cooling structure for a gas turbine according to an embodiment of the present invention, a schematic diagram showing a temperature distribution during cooling in this basic structure, and FIG. (b) is a schematic diagram of a blade cooling structure of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, a schematic diagram showing a temperature distribution during cooling in this structure, and (c) is another embodiment of the present invention. Schematic of the gas turbine blade cooling structure, a schematic diagram showing the temperature distribution during cooling in this structure, FIG. 5 is a diagram showing the heat transfer coefficient in each structure of FIGS. FIG. 6 is a view showing pressure loss in each structure of FIGS. 4 (a) to 4 (c).
図１乃至３に示す動翼１１は、図示しないガスタービンに回転可能に設けられるロータに支持されるものであり、燃焼器からタービン内に導入された高温・高圧の燃焼ガスＧがこの前縁側から供給されることにより、動翼１１はロータを中心に回転される。 1 to 3 is supported by a rotor that is rotatably provided in a gas turbine (not shown), and high-temperature and high-pressure combustion gas G introduced from the combustor into the turbine is on the leading edge side. The rotor blades 11 are rotated around the rotor.
動翼１１は、ロータに支持される基端部１２と、この基端部１２に基台１３を介して一体に形成される翼部１４とから構成されている。また、この動翼１１の内部には、基端部１２から翼部１４に亘り延設すると共に、互いに連通する３列の通路からなる冷却通路１５が設けられている。 The moving blade 11 includes a base end portion 12 supported by the rotor and a blade portion 14 formed integrally with the base end portion 12 via a base 13. In addition, a cooling passage 15 including three rows of passages that extend from the base end portion 12 to the blade portion 14 and communicate with each other is provided inside the rotor blade 11.
冷却通路１５は、ロータ内に形成されると共に冷却空気Ａを供給する流体通路（図示省略）に連通される入口１６と、翼部１４の先端に開口する出口１７とを有している。また、冷却通路１５の全長は、翼部１４を構成する背側壁部１８、腹側壁部１９及び仕切り壁２０から形成されており、その幅方向の長さはＷで形成されると共に、その高さ方向の長さはＨで形成されている。 The cooling passage 15 has an inlet 16 that is formed in the rotor and communicates with a fluid passage (not shown) that supplies cooling air A, and an outlet 17 that opens at the tip of the blade portion 14. The entire length of the cooling passage 15 is formed by the back side wall portion 18, the abdominal side wall portion 19, and the partition wall 20 that constitute the wing portion 14. The length in the vertical direction is H.
そして、冷却通路１５の背側壁部１８及び腹側壁部１９の両壁面には、複数のタービュレータ２１が冷却通路１５の延設方向（冷却空気Ａの流れ方向）に沿って多段に等ピッチＰで設けられている。このタービュレータ２１は、冷却通路１５の壁面から所定の突出量（高さ）ｅで突出すると共に、冷却通路１５の延設方向に対して所定角度αを有して冷却通路１５の幅Ｗ全域に亘り延設されている。つまり、タービュレータ２１は冷却空気Ａの流れ方向に対して交差するように設けられている。 A plurality of turbulators 21 are formed on both wall surfaces of the back side wall portion 18 and the abdominal side wall portion 19 of the cooling passage 15 at equal pitches P along the extending direction of the cooling passage 15 (the flow direction of the cooling air A). Is provided. The turbulator 21 protrudes from the wall surface of the cooling passage 15 with a predetermined protrusion amount (height) e and has a predetermined angle α with respect to the extending direction of the cooling passage 15 over the entire width W of the cooling passage 15. It is extended. That is, the turbulator 21 is provided so as to intersect the flow direction of the cooling air A.
また、冷却通路１５の壁面には複数の円形をなすディンプル２２が設けられている。これらのディンプル２２は、隣接するタービュレータ２１間の冷却通路１５の壁面において流れ方向（冷却通路１５の延設方向）の中心位置Ｏ、即ち、ピッチＰの中心位置Ｏから下流側の領域Ｎ（以下、下流領域Ｎと記す）に形成されている。なお、中心位置Ｏの上流側の領域をＭ（以下、上流領域Ｍと記す）と示す。 A plurality of circular dimples 22 are provided on the wall surface of the cooling passage 15. These dimples 22 are located on the wall surface of the cooling passage 15 between the adjacent turbulators 21 in the center position O in the flow direction (the extending direction of the cooling passage 15), that is, in the region N (hereinafter referred to as the center position O of the pitch P) , Described as a downstream region N). A region upstream of the center position O is denoted as M (hereinafter referred to as upstream region M).
従って、上述した構成をなすことにより、ロータ内の流体通路から冷却通路１５の入口１６に導入された冷却空気Ａは、翼部１４側に流れ、翼部１４の先端近傍で旋回して基端部１２側に流れる。そして、基台１３近傍で再び旋回して翼部１４側に流れ、出口１７から排出された後、動翼１１の外周縁に沿って流れる燃焼ガスＧと合流する。このように、冷却空気Ａが冷却通路１５を流れることにより、冷却通路１５の壁面との熱交換が行われ、動翼１１が冷却される。 Accordingly, with the above-described configuration, the cooling air A introduced from the fluid passage in the rotor to the inlet 16 of the cooling passage 15 flows to the wing portion 14 side and swirls in the vicinity of the tip of the wing portion 14 to rotate to the base end. It flows to the part 12 side. Then, it swirls again in the vicinity of the base 13, flows to the blade 14 side, is discharged from the outlet 17, and then merges with the combustion gas G flowing along the outer peripheral edge of the moving blade 11. Thus, when the cooling air A flows through the cooling passage 15, heat exchange with the wall surface of the cooling passage 15 is performed, and the moving blade 11 is cooled.
また、上述したように、冷却空気Ａが冷却通路１５を流れると、冷却空気Ａは各タービュレータ２１に衝突することになる。このように、冷却空気Ａがタービュレータ２１に衝突すると、タービュレータ２１の下流側では渦（渦流）が発生する一方、タービュレータ２１間ではタービュレータ２１の延設方向に沿うように流れる２次流れａが発生する。つまり、２次流れａは冷却空気Ａの渦が発生する領域の下流側において、冷却空気Ａの流れ方向と交差するように流れるものであって、主流の流れである冷却空気Ａの流量よりも少ない流量で、且つ低速で流れるものである。そして、この２次流れａはディンプル２２上を流れることになるので、ディンプル２２のくぼみにより渦が発生し、２次流れａの流れも乱されることになる。この結果、冷却通路１５の壁面との熱交換量が増加され、冷却通路１５を流れる冷却空気Ａ及び２次流れａの熱伝達率が向上される。 Further, as described above, when the cooling air A flows through the cooling passage 15, the cooling air A collides with each turbulator 21. As described above, when the cooling air A collides with the turbulator 21, a vortex (vortex) is generated on the downstream side of the turbulator 21, while a secondary flow a flowing along the extending direction of the turbulator 21 is generated between the turbulators 21. To do. That is, the secondary flow a flows so as to intersect the flow direction of the cooling air A on the downstream side of the region where the vortex of the cooling air A is generated, and is larger than the flow rate of the cooling air A which is the main flow. It flows at a low flow rate and at a low speed. Since the secondary flow a flows on the dimple 22, a vortex is generated by the depression of the dimple 22, and the flow of the secondary flow a is disturbed. As a result, the amount of heat exchange with the wall surface of the cooling passage 15 is increased, and the heat transfer coefficient of the cooling air A and the secondary flow a flowing through the cooling passage 15 is improved.
次に、上述した本発明に係るガスタービンの翼冷却構造における熱伝達率及び圧力損失について図４乃至図６を用いて説明する。具体的には、図４（ａ）〜（ｃ）に示すように、ピッチＰの長さを段階的に変更する（Ｐ1＜Ｐ2＜Ｐ3）と共に、角度α、冷却通路１５の幅Ｗ及び高さＨ、タービュレータ２１の突出量ｅを一定にした構造を設け、図５，６に示すように、これら各構造における熱伝達率及び圧力損失を示して比較検討する。 Next, the heat transfer coefficient and pressure loss in the above-described gas turbine blade cooling structure according to the present invention will be described with reference to FIGS. Specifically, as shown in FIGS. 4A to 4C, the length of the pitch P is changed stepwise (P 1 <P 2 <P 3 ), the angle α, and the width of the cooling passage 15. A structure in which W, height H, and protrusion amount e of the turbulator 21 are made constant is provided, and the heat transfer coefficient and pressure loss in each structure are shown and compared as shown in FIGS.
先ず、図４（ａ）に示す構造は、タービュレータ２１を冷却通路１５の延設方向に沿って多段に等ピッチＰ1で設けたものである。中心位置Ｏ1はピッチＰ1の中心であり、この中心位置Ｏ1の上流側の領域を上流領域Ｍ1と示す一方、下流側の領域を下流領域Ｎ1と示している。そして、この構成おける冷却時の冷却通路１５の壁面温度分布をみてみると、中心位置Ｏ1から外方に向けて徐々に高くなるような温度分布になっている。つまり、タービュレータ２１により発生した冷却空気Ａの渦が、上流領域Ｍ1から中心位置Ｏ1間に発生したことがわかる。 First, in the structure shown in FIG. 4A, the turbulators 21 are provided in multiple stages along the extending direction of the cooling passage 15 at equal pitches P 1 . The center position O 1 is the center of the pitch P 1, while indicating upstream region of the center position O 1 and the upstream region M 1, it indicates a region on the downstream side of the downstream region N 1. When looking at the wall surface temperature distribution of the cooling passage 15 during cooling in this configuration, the temperature distribution gradually increases from the center position O 1 toward the outside. That is, it can be seen that the vortex of the cooling air A generated by the turbulator 21 is generated between the upstream region M 1 and the center position O 1 .
また、図４（ｂ）に示す構造は、タービュレータ２１を冷却通路１５の延設方向に沿って多段に等ピッチＰ2で設けると共に、このピッチＰ2の中心位置Ｏ2の下流側の下流領域Ｎ2にディンプル２２を複数設けたものである。なお、中心位置Ｏ2の上流側は上流領域Ｍ2と示す。そして、この構成おける冷却時の冷却通路１５の壁面温度分布をみてみると、上流領域Ｍ2の略中央から外方に向けて徐々に高くなると共に、下流領域Ｎ2の略中央から外方に向けて徐々に高くなるような温度分布になっている。つまり、タービュレータ２１により発生した冷却空気Ａの渦が上流領域Ｍ2に発生すると共に、ディンプル２２により発生した２次流れａの渦が下流領域Ｎ2に発生したことがわかる。 In the structure shown in FIG. 4B, the turbulators 21 are provided in multiple stages along the extending direction of the cooling passage 15 at an equal pitch P 2 , and the downstream region downstream of the center position O 2 of the pitch P 2. N 2 is provided with a plurality of dimples 22. Note that the upstream side of the center position O 2 denotes the upstream region M 2. When looking at the wall surface temperature distribution of the cooling passage 15 at the time of cooling in this configuration, it gradually increases from the approximate center of the upstream region M 2 to the outside, and from the approximate center of the downstream region N 2 to the outside. It has a temperature distribution that gradually becomes higher. That is, it can be understood that the vortex of the cooling air A generated by the turbulator 21 is generated in the upstream region M 2 and the vortex of the secondary flow a generated by the dimple 22 is generated in the downstream region N 2 .
更に、図４（ｃ）に示す構造は、タービュレータ２１を冷却通路１５の延設方向に沿って多段に等ピッチＰ3で設けると共に、このピッチＰ3の中心位置Ｏ3の下流側の下流領域Ｎ3にディンプル２２を複数設けたものである。なお、中心位置Ｏ3の上流側は上流領域Ｍ3と示す。そして、この構成おける冷却時の冷却通路１５の壁面温度分布をみてみると、上流領域Ｍ3の略中央から外方に向けて徐々に高くなると共に、下流領域Ｎ3の略中央から外方に向けて徐々に高くなるような温度分布になっている。つまり、タービュレータ２１により発生した冷却空気Ａの渦が上流領域Ｍ3に発生すると共に、ディンプル２２により発生した２次流れａの渦が下流領域Ｎ3に発生したことがわかる。 Furthermore, in the structure shown in FIG. 4C, the turbulators 21 are provided at multiple equal pitches P 3 along the extending direction of the cooling passage 15 and the downstream region downstream of the center position O 3 of the pitch P 3. N 3 is provided with a plurality of dimples 22. Note that the upstream side of the center position O 3 illustrates an upstream region M 3. When looking at the wall surface temperature distribution of the cooling passage 15 at the time of cooling in this configuration, it gradually increases from the approximate center of the upstream region M 3 to the outside, and from the approximate center of the downstream region N 3 to the outside. It has a temperature distribution that gradually becomes higher. That is, it can be seen that the vortex of the cooling air A generated by the turbulator 21 is generated in the upstream region M 3 and the vortex of the secondary flow a generated by the dimple 22 is generated in the downstream region N 3 .
そして、図４（ａ）〜（ｃ）の各構造における熱伝達率を図５に示してみる。図５は面上の平均的な熱伝達率を示している。このとき、図４（ａ）の構造での熱伝達率を基準（＝１．０）とすると、図４（ｂ），（ｃ）の構造での熱伝達率と殆ど変わらないことがわかる。つまり、図４（ａ）〜（ｂ）の構造における温度分布は中心位置Ｏ１，Ｏ２，Ｏ３を中心に上流側及び下流側で同じように略対称となっているので、熱伝達率はどの構造においても変わらない。これは、ピッチＰを長くしても、２次流れａが発生する下流領域Ｎ 2 ，Ｎ 3 にディンプル２２を設けることにより、隣接するタービュレータ２１間の冷却通路１５の壁面を略一定の温度に保持することができるので、略均一な熱伝達率を得ることができる。 And the heat transfer coefficient in each structure of Fig.4 (a)-(c) is shown in FIG. FIG. 5 shows the average heat transfer coefficient on the surface. At this time, if the heat transfer coefficient in the structure of FIG. 4A is the reference (= 1.0), it can be seen that the heat transfer coefficient in the structure of FIGS. 4B and 4C is almost the same. That is, the temperature distribution in the structure of FIGS. 4A to 4B is substantially symmetrical on the upstream side and the downstream side with respect to the center positions O1, O2, and O3. There is no change. This is because even if the pitch P is lengthened, the wall surface of the cooling passage 15 between the adjacent turbulators 21 is brought to a substantially constant temperature by providing the dimples 22 in the downstream regions N 2 and N 3 where the secondary flow a is generated. Since it can hold | maintain, a substantially uniform heat transfer rate can be obtained.
ここで、図４（ａ）の構造のようにディンプル２２を形成させない場合を考えてみると、このような構成では、２次流れａは発生するものの、この２次流れａは主流の流れである冷却空気Ａの流量よりも少ない流量で、且つ低速で流れているので、冷却通路１５の壁面との熱交換量が少なく、下流領域Ｎ 1 での熱伝達率は低下してしまう。従って、隣接するタービュレータ２１間の冷却通路１５の壁面における熱伝達率は不均一なものになってしまう。 Here, considering the case where the dimples 22 are not formed as in the structure of FIG. 4A, in such a configuration, although the secondary flow a is generated, the secondary flow a is a main flow. Since the flow rate is lower than the flow rate of a certain cooling air A and flows at a low speed, the amount of heat exchange with the wall surface of the cooling passage 15 is small , and the heat transfer coefficient in the downstream region N 1 is lowered. Therefore, the heat transfer coefficient on the wall surface of the cooling passage 15 between the adjacent turbulators 21 becomes uneven.
次いで、図４（ａ）〜（ｃ）の各構造における冷却空気Ａの圧力損失を図６に示してみる。このとき、図４（ａ）の構造での圧力損失を基準（＝１．０）とすると、図４（ｂ）の構造での圧力損失は約０．８になると共に、図４（ｃ）の構造での圧力損失は約０．６になっていることがわかる。つまり、ピッチＰを長くした分だけ圧力損失が低減されることになり、例え、ディンプル２２を形成させたとしても、流量が少なく、且つ低速の２次流れが発生する下流領域Ｎ2，Ｎ3に形成させているので、圧力損失が増加することを防止できる。 Next, the pressure loss of the cooling air A in each structure of FIGS. 4A to 4C will be shown in FIG. At this time, if the pressure loss in the structure of FIG. 4A is a reference (= 1.0), the pressure loss in the structure of FIG. 4B is about 0.8, and FIG. It can be seen that the pressure loss in this structure is about 0.6. That is, the pressure loss is reduced by increasing the pitch P. For example, even if the dimple 22 is formed, the downstream regions N 2 and N 3 where the flow rate is small and the low-speed secondary flow is generated. Therefore, the pressure loss can be prevented from increasing.
従って、本発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、２次流れａの発生する流域にディンプル２２を設けたことにより、２次流れａに強制的に渦を発生させることができるので、熱伝達率を低下させることなく、タービュレータ２１のピッチＰを長くして圧力損失を低減させることができる。 Therefore, according to the blade cooling structure of the gas turbine according to the present invention, by providing the dimple 22 in the flow area where the secondary flow a is generated, a vortex can be forcibly generated in the secondary flow a. Without decreasing the heat transfer rate, the pitch P of the turbulators 21 can be increased to reduce the pressure loss.
なお、本実施例においては、ディンプル２２を隣接するタービュレータ２１間の冷却通路１５の壁面における中心位置Ｏよりも下流側に形成させているが、２次流れａの流域幅の余裕を考え、隣接するタービュレータ２１間の冷却通路１５の壁面において冷却空気Ａの流れ方向上流側から略５分の２の位置よりも下流側の領域に形成させても構わない。また、ディンプル２２は、該５分の２の位置よりも下流側にあればよく、その数量、位置、形状、深さは本実施例に限定されることはない。更に、２次流れａの流量や速度に応じて、その数量、位置、形状、深さを変更し、所望の熱伝達率に設定することも可能である。
そして、本発明に係るガスタービンの翼冷却構造はガスタービン静翼にも適用することができる。
In the present embodiment, the dimple 22 is formed on the downstream side of the center position O on the wall surface of the cooling passage 15 between the adjacent turbulators 21. The wall surface of the cooling passage 15 between the turbulators 21 may be formed in a region downstream of the position approximately two-fifths from the upstream side in the flow direction of the cooling air A. The dimple 22 only needs to be downstream of the two-fifth position, and the quantity, position, shape, and depth are not limited to those of the present embodiment. Furthermore, the quantity, position, shape, and depth of the secondary flow a can be changed according to the flow rate and speed of the secondary flow a and set to a desired heat transfer coefficient.
The blade cooling structure for a gas turbine according to the present invention can also be applied to a gas turbine stationary blade.
冷却媒体の熱伝達率の向上を図る冷却装置に適用可能である。 The present invention is applicable to a cooling device that improves the heat transfer coefficient of the cooling medium.
１１ 動翼
１２ 基端部
１３ 基台
１４ 翼部
１５ 冷却通路
１８ 背側壁部
１９ 腹側壁部
２０ 仕切り壁
２１ タービュレータ
２２ ディンプル
Ｇ 燃焼ガス
Ａ 冷却空気
ａ ２次流れ
α 角度
Ｐ ピッチ
ｅ 突出量
Ｗ 幅
Ｈ 高さ
Ｏ 中心位置
Ｍ 上流領域
Ｎ 下流領域
DESCRIPTION OF SYMBOLS 11 Rotating blade 12 Base end part 13 Base 14 Wing part 15 Cooling passage 18 Back side wall part 19 Abdominal side wall part 20 Partition wall 21 Turbulator 22 Dimple G Combustion gas A Cooling air a Secondary flow α Angle P Pitch e Projection amount W Width H Height O Center position M Upstream area N Downstream area
Claims (1)
前記冷却通路の対向する両壁面において冷却媒体の流れ方向に対して傾斜して配置される複数のタービュレータと、
隣接する前記タービュレータ間の前記冷却通路の壁面において、冷却媒体の前記タービュレータへの衝突時に当該タービュレータの下流側に発生する渦の下流側で、且つ、冷却媒体の前記タービュレータへの衝突時に当該タービュレータの延設方向に沿うように流れる２次流れが発生する流域のみに形成される複数のディンプルとを備える
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。 A cooling passage for flowing a cooling medium from the base end of the blade toward the tip,
A plurality of turbulators that are arranged to be inclined with respect to the flow direction of the cooling medium on both opposing wall surfaces of the cooling passage;
On the wall surface of the cooling passage between the adjacent turbulators, on the downstream side of the vortex generated downstream of the turbulator when the cooling medium collides with the turbulator and when the cooling medium collides with the turbulator. A blade cooling structure for a gas turbine, comprising: a plurality of dimples formed only in a flow area where a secondary flow that flows along the extending direction is generated.
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