JP5311101B2 - タービン流路面のフィルム冷却構造 - Google Patents
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Description
そこでこのような高温部品の冷却性能を高めるため、種々の研究が従来から行われている(例えば、非特許文献1)。また、本発明に関連する先行技術として本発明の発明者らから特許文献1が既に提案されている。
そのため、この発明による軸流機械の壁形状では、図7に示すように壁31には、翼列30における翼14同士の間の領域で、翼列30の軸方向に延在する溝40が形成されている。溝40の形成領域は、軸方向に関し、翼14の前縁20と後縁21の間であり、溝40の中心線形状は、翼40の反り線22と同方向の反りを有する。溝40の最深部は、軸方向に関し、翼14の中央付近又は翼14の中央と前縁20との間に位置するものである。
なお、この図で。23は腹面、24は背面、29は弦、41は溝の中心線、43は最深部、44a,44bは最浅部である。
しかし、このような軸対称のエンドウォールにフィルム冷却を適用しても、主流と違う方向に壁際近傍で流れる、通路横断流れ、二次渦等の二次流れにより冷却が不均一になり、フィルム効率が低く、多量の冷却ガス(例えば冷却空気)を必要とする問題点があった。
前記タービン流路面は、2次流れによる損失を低減するように、翼列における翼同士の間の領域に、ほぼタービンの回転軸方向に延びる溝を有しており、
さらに、翼列間にタービン流路面に沿って冷却ガスを流す複数のフィルム冷却孔を備え、
前記フィルム冷却孔のピッチは、翼弦長の上流側60%未満の領域においてフィルム冷却孔の直径の6〜7倍であり、上流側60%〜80%の領域でフィルム冷却孔の直径の3〜4倍である、ことを特徴とするタービン流路面のフィルム冷却構造が提供される。
溝の中心線形状は、翼の反り線と同じ方向の反りを有し、
溝の最深部は、軸方向に関し、翼の中央付近に位置する。
また、エンドウォールと翼の接合部の隅肉形状は、翼の全周にほぼ均一に設けられ、流路スパン高さの5〜10%の円弧半径である。
なお、エンドウォールと翼の接合部の隅肉形状は、翼の全周に均一に設けられ、流路スパン高さの5〜10%の円弧半径であるのが、好ましい。
以下、軸対称の内側エンドウォール1を「基準形」(baseline)、非対称の内側エンドウォール2を「非対称形」(asymmetric)と呼ぶ。
この図において、横軸は前縁(LE)から翼面に沿った距離sと前縁から後縁(TE)までの翼面に沿った距離Csとの比s/Cs、縦軸は静圧係数Cp、図中の実線は基準エンドウォール1(baseline)、破線は非対称エンドウォール2(asymmetric)である。
この図から、翼中央部における静圧係数は、両者ともほぼ一致しており、翼の基本性能に及ぼすエンドウォールの形状の相違は少ないことがわかる。
噴射した冷却ガスは、通路横断流れにより背面(suction surface)に向かって移動する。次いで後縁に近づき、流路渦によって混入され、背面方向にそらされる。第7列の冷却ガス流れは、流路渦によって最も影響される。
図5から、x/Cx>0.6の領域において、非対称エンドウォール(asymmetric)が有利であることがわかる。翼弦長の上流側60%内では、両者に大きな差はない。反対に、第2,3,4列の冷却孔出口付近(x/Cx=0.0、0.15、0.3)では、非対称エンドウォール(asymmetric)はわずかに低い効果値を示す。非対称エンドウォール(asymmetric)では、第6列(x/Cx=0.6)の直後に最大値に達し、この値は基準エンドウォール(baseline)とほぼ同じであるが、全体として効率レベルは高い。また、非対称エンドウォール(asymmetric)では、第6列の下流側での効率の低減は基準エンドウォール(baseline)と比較して穏やかである。従って、この領域の効率分布の比較から、非対称エンドウォール(asymmetric)はエンドウォールの保護と冷却ガスの流量低減の両方に効果的であることがわかる。
非対称エンドウォール(asymmetric)は、基準エンドウォール(baseline)と比較して、特に流路の後部において、流路を横断して均一にフィルム冷却することができる。
両方とも、翼弦長(axial chord)の60%で最大のフィルム効率が得られるが、非対称エンドウォール(asymmetric)の方が高い。さらに、非対称エンドウォール(asymmetric)では、下流側でのフィルム効率の低減がより穏やかである。
2 非対称の内側エンドウォール(非対称エンドウォール)、
3 溝、4 前縁、5 後縁、6 フィルム冷却孔
Claims (5)
- 外面に翼列を有するタービン流路面のフィルム冷却構造であって、
前記タービン流路面は、2次流れによる損失を低減するように、翼列における翼同士の間の領域に、ほぼタービンの回転軸方向に延びる溝を有しており、
さらに、翼列間にタービン流路面に沿って冷却ガスを流す複数のフィルム冷却孔を備え、
前記フィルム冷却孔のピッチは、翼弦長の上流側60%未満の領域においてフィルム冷却孔の直径の6〜7倍であり、上流側60%〜80%の領域でフィルム冷却孔の直径の3〜4倍である、ことを特徴とするタービン流路面のフィルム冷却構造。 - 前記フィルム冷却孔の分布は、タービン流路面の静圧分布と流線が流路を横断する圧力勾配を低減し、2次渦を低減するように設定する、ことを特徴とする請求項1に記載のタービン流路面のフィルム冷却構造。
- 前記溝が形成される領域は、軸方向に関し、翼の前縁と後縁の間であり、
溝の中心線形状は、翼の反り線と同じ方向の反りを有し、
溝の最深部は、軸方向に関し、翼の中央付近に位置する、ことを特徴とする請求項1に記載のタービン流路面のフィルム冷却構造。 - 前記溝は、翼の中心から後縁に向かって、翼の背面に近づき、
溝の中心線と翼の背面の間隔は、後縁付近で最短である、ことを特徴とする請求項3に記載のタービン流路面のフィルム冷却構造。 - エンドウォールと翼の接合部の隅肉形状は、翼の全周にほぼ均一に設けられ、流路スパン高さの5〜10%の円弧半径である、ことを特徴とする請求項1に記載のタービン流路面のフィルム冷却構造。
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JP2008145339A JP5311101B2 (ja) | 2008-06-03 | 2008-06-03 | タービン流路面のフィルム冷却構造 |
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