JPH0112921B2 - - Google Patents
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- JPH0112921B2 JPH0112921B2 JP58060109A JP6010983A JPH0112921B2 JP H0112921 B2 JPH0112921 B2 JP H0112921B2 JP 58060109 A JP58060109 A JP 58060109A JP 6010983 A JP6010983 A JP 6010983A JP H0112921 B2 JPH0112921 B2 JP H0112921B2
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- JP
- Japan
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- insert
- wall
- turbine blade
- aft
- cooling
- Prior art date
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- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 claims description 6
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000005219 brazing Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
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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
-
- 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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- 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
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は翼形状のタービン羽根の改良に関する
ものであり、特に、冷却を促進するための構造を
有するタービン羽根に関するものである。
ものであり、特に、冷却を促進するための構造を
有するタービン羽根に関するものである。
タービン技術においては、静止羽根即ち静翼の
各段を異なるレベルで冷却する必要のあることが
知られており、本発明が関係する羽根構造は、こ
のタービン技術を知つている者が適度な冷却レベ
ルに対して低いと認めている特性を有するタービ
ン段のものである。また、ある羽根では、その各
位置で必要とする冷却の度合が異なる場合がある
ことも、当業者は知つている。即ち、羽根の先導
縁領域は相対的に大きな熱負荷を有し、一方、羽
根に沿つた下流側では熱負荷が実質的に小さい場
合がある。
各段を異なるレベルで冷却する必要のあることが
知られており、本発明が関係する羽根構造は、こ
のタービン技術を知つている者が適度な冷却レベ
ルに対して低いと認めている特性を有するタービ
ン段のものである。また、ある羽根では、その各
位置で必要とする冷却の度合が異なる場合がある
ことも、当業者は知つている。即ち、羽根の先導
縁領域は相対的に大きな熱負荷を有し、一方、羽
根に沿つた下流側では熱負荷が実質的に小さい場
合がある。
本発明は、冷却設計の条件に高度に適合すると
同時に、冷却系の熱効率を無理なく可及的に高め
る冷却技術を取り入れた羽根構造を提供するもの
である。熱効率という用語は、この明細書では、
達成された冷却のレベルに対する冷却材の温度上
昇を示すために使用されていることを理解された
い。この意味から言うと、高熱効率とは相対的に
少量の冷却材流量を指しており、これはタービン
特性の改良になる。従つて、本発明の構造は、最
高の熱効率を出すために最少量の冷却材で最大の
熱量の吸収を可能とする冷却技術を提供せんとす
るものである。
同時に、冷却系の熱効率を無理なく可及的に高め
る冷却技術を取り入れた羽根構造を提供するもの
である。熱効率という用語は、この明細書では、
達成された冷却のレベルに対する冷却材の温度上
昇を示すために使用されていることを理解された
い。この意味から言うと、高熱効率とは相対的に
少量の冷却材流量を指しており、これはタービン
特性の改良になる。従つて、本発明の構造は、最
高の熱効率を出すために最少量の冷却材で最大の
熱量の吸収を可能とする冷却技術を提供せんとす
るものである。
本発明が開示する中空構造のタービン羽根はそ
の中空部即ち空胴内に２つのインサートを使用し
ており、該インサートが冷却を改良する構造的特
徴を持つている。タービン羽根の空胴内で１つだ
けのインサートを使用することは幾つかの見地か
ら望ましくない。例えば第１に、羽根の非直線部
分の成長は単一インサート構造でないことを要求
しており、第２に、２つのインサートなら長さ方
向の歪を避けるように別個に組み込みが可能なこ
とである。
の中空部即ち空胴内に２つのインサートを使用し
ており、該インサートが冷却を改良する構造的特
徴を持つている。タービン羽根の空胴内で１つだ
けのインサートを使用することは幾つかの見地か
ら望ましくない。例えば第１に、羽根の非直線部
分の成長は単一インサート構造でないことを要求
しており、第２に、２つのインサートなら長さ方
向の歪を避けるように別個に組み込みが可能なこ
とである。
本発明による構造での２つのインサートは、高
熱負荷領域における非常に効果的な衝突冷却と低
熱負荷領域における一様なチヤンネル流冷却とを
使用しうる能力がある。各タービン羽根の空胴内
に流入する冷却空気が循環して２回の熱抽出を行
なうことによつて、高熱効率を達成している。タ
ービン羽根の上流部は前部インサートからの冷却
空気の衝突によつて冷却され、使用済みの衝突流
はその後タービン羽根の壁と後部インサートとの
間の制限された間隔の空間内を貫流して、タービ
ン羽根の中間部を冷却する。最後に、通常の後続
縁にある溝を冷却空気が通過することにより、タ
ービン羽根の残部の冷却が行なわれる。
熱負荷領域における非常に効果的な衝突冷却と低
熱負荷領域における一様なチヤンネル流冷却とを
使用しうる能力がある。各タービン羽根の空胴内
に流入する冷却空気が循環して２回の熱抽出を行
なうことによつて、高熱効率を達成している。タ
ービン羽根の上流部は前部インサートからの冷却
空気の衝突によつて冷却され、使用済みの衝突流
はその後タービン羽根の壁と後部インサートとの
間の制限された間隔の空間内を貫流して、タービ
ン羽根の中間部を冷却する。最後に、通常の後続
縁にある溝を冷却空気が通過することにより、タ
ービン羽根の残部の冷却が行なわれる。
広義の形態での本発明は、空胴を有する実質的
に中空の構造からなる翼形状のタービン羽根であ
つて、先導縁壁と、空気出口溝のある後続縁壁
と、加圧側側壁と、吸引側側壁と、前記空気出口
溝に連通する内部空胴と、該内部空胴にある前部
インサート及び後部インサートと、該内部空胴に
位置すると共に多数の衝突ポートを含む、衝突空
気の流入領域とを備えており、該ポートを通る冷
却空気が運転中に前記前部インサートに入つてか
ら前記の先導縁壁と吸引側側壁と加圧側側壁とに
対して噴出されており、前記内部空胴において前
部インサートと空気出口溝との間の空間に配設さ
れる後部インサートは、前記タービン羽根の対向
壁に関して締りばめの状態で後部インサートの外
面にあつて後部インサートと対向壁との間に非常
に限定された幅のチヤンネルを形成するスペーサ
装置と、非常に限定された幅の前記チヤンネルを
有効に維持するべく前記後部インサートの壁を前
記タービン羽根の対向壁に向かつて外方へ保持す
る保持装置と、吸引側側壁及び加圧側側壁の冷却
がチヤンネル流の効果で実質的に完全に行なわれ
るように、後部インサートの前方部に位置決めさ
れ且つ後部インサートに入つた空気を大体前方の
方向に向けるべく配向された複数の衝突ポートと
を備えており、更に、前部インサート及び後部イ
ンサートからの衝突冷却空気の全てが後部インサ
ートの側面に沿うチヤンネル流冷却空気に変わる
ように、前部インサートと後部インサートとの間
のタービン羽根の内部空胴には障害がなく且つ先
導縁壁と吸引側側壁と加圧側側壁とは無孔であ
る、翼形状のタービン羽根に存するものである。
に中空の構造からなる翼形状のタービン羽根であ
つて、先導縁壁と、空気出口溝のある後続縁壁
と、加圧側側壁と、吸引側側壁と、前記空気出口
溝に連通する内部空胴と、該内部空胴にある前部
インサート及び後部インサートと、該内部空胴に
位置すると共に多数の衝突ポートを含む、衝突空
気の流入領域とを備えており、該ポートを通る冷
却空気が運転中に前記前部インサートに入つてか
ら前記の先導縁壁と吸引側側壁と加圧側側壁とに
対して噴出されており、前記内部空胴において前
部インサートと空気出口溝との間の空間に配設さ
れる後部インサートは、前記タービン羽根の対向
壁に関して締りばめの状態で後部インサートの外
面にあつて後部インサートと対向壁との間に非常
に限定された幅のチヤンネルを形成するスペーサ
装置と、非常に限定された幅の前記チヤンネルを
有効に維持するべく前記後部インサートの壁を前
記タービン羽根の対向壁に向かつて外方へ保持す
る保持装置と、吸引側側壁及び加圧側側壁の冷却
がチヤンネル流の効果で実質的に完全に行なわれ
るように、後部インサートの前方部に位置決めさ
れ且つ後部インサートに入つた空気を大体前方の
方向に向けるべく配向された複数の衝突ポートと
を備えており、更に、前部インサート及び後部イ
ンサートからの衝突冷却空気の全てが後部インサ
ートの側面に沿うチヤンネル流冷却空気に変わる
ように、前部インサートと後部インサートとの間
のタービン羽根の内部空胴には障害がなく且つ先
導縁壁と吸引側側壁と加圧側側壁とは無孔であ
る、翼形状のタービン羽根に存するものである。
本発明の好適な実施例においては、内部空胴を
有する中空翼形状のタービン羽根は中空の前部イ
ンサートと、該インサートとは別体の中空の後部
インサートとを備えており、２つのインサートは
共に冷却空気を受け入れる。前部インサートは多
数の衝突ポートが設けられた衝突インサートとし
て機能しており、これ等の衝突ポートを通る冷却
空気がタービン羽根の先導縁壁と吸引側側壁及び
加圧側側壁の前方部とに対して噴出される。前部
インサートにはその前方部に限定された衝突ポー
トがあり、内部空胴内で大体前方方向に冷却空気
を向けるように配向されている。後部インサート
は、その外面に、タービン羽根の対向壁に関して
締りばめの状態で設けられたスペーサ装置を有し
ており、これが後部インサートと対向壁との間に
非常に限定された幅のチヤンネルを形成するの
で、後部インサートに面するタービン羽根壁の冷
却はチヤンネル流の効果によつて実質的に完全で
ある。また、後続縁の空気出口溝を除いてタービ
ン羽根壁は無孔であるので、前部インサート及び
後部インサートからの衝突冷却空気の全てが、後
続縁にある空気出口溝を通るチヤンネル流冷却と
同様に、後部インサートの側面に沿つてチヤンネ
ル流冷却のために使用される。
有する中空翼形状のタービン羽根は中空の前部イ
ンサートと、該インサートとは別体の中空の後部
インサートとを備えており、２つのインサートは
共に冷却空気を受け入れる。前部インサートは多
数の衝突ポートが設けられた衝突インサートとし
て機能しており、これ等の衝突ポートを通る冷却
空気がタービン羽根の先導縁壁と吸引側側壁及び
加圧側側壁の前方部とに対して噴出される。前部
インサートにはその前方部に限定された衝突ポー
トがあり、内部空胴内で大体前方方向に冷却空気
を向けるように配向されている。後部インサート
は、その外面に、タービン羽根の対向壁に関して
締りばめの状態で設けられたスペーサ装置を有し
ており、これが後部インサートと対向壁との間に
非常に限定された幅のチヤンネルを形成するの
で、後部インサートに面するタービン羽根壁の冷
却はチヤンネル流の効果によつて実質的に完全で
ある。また、後続縁の空気出口溝を除いてタービ
ン羽根壁は無孔であるので、前部インサート及び
後部インサートからの衝突冷却空気の全てが、後
続縁にある空気出口溝を通るチヤンネル流冷却と
同様に、後部インサートの側面に沿つてチヤンネ
ル流冷却のために使用される。
本発明は、添付図面に一例としてだけで示した
好適な実施例に関する以下の記載から一層容易に
理解しうるであろう。
好適な実施例に関する以下の記載から一層容易に
理解しうるであろう。
第１図において、図示の１枚のタービン羽根
は、その半径方向の外端で、当業者にとつて周知
の方法で外側囲い構造１０に接続されている。
は、その半径方向の外端で、当業者にとつて周知
の方法で外側囲い構造１０に接続されている。
この中空タービン羽根は、先導縁部１２と、凹
状側壁１４と、凸状側壁１６と、これ等の側壁の
下流部である後続縁部１８とで画成されており、
後続縁部１８内には溝２０がある。高温ガスは、
凹状側壁１４がタービン羽根の加圧側となり凸状
側壁１６が吸引側となる方向に、タービン羽根を
通過する。タービン羽根に画成された内部空胴
は、この明細書では、前方部２２と後方部２４と
に分割されているものと考える。
状側壁１４と、凸状側壁１６と、これ等の側壁の
下流部である後続縁部１８とで画成されており、
後続縁部１８内には溝２０がある。高温ガスは、
凹状側壁１４がタービン羽根の加圧側となり凸状
側壁１６が吸引側となる方向に、タービン羽根を
通過する。タービン羽根に画成された内部空胴
は、この明細書では、前方部２２と後方部２４と
に分割されているものと考える。
第２図において、タービン羽根の前方部２２及
びその鼻部即ち先導縁部１２はそれ等の下流部よ
りも大きな熱負荷を受ける。従つて、タービン羽
根の前方部内には、多数の衝突ポート２８を備え
た中空の前部インサート２６が組み込まれてい
る。これ等の衝突ポートは、前部インサートの外
形の回りに配設され、前部インサートの端から端
まで複数の列になつて延びている。図示の例で
は、３つのポートがタービン羽根の鼻部に向か
い、２つのポートが吸引側側壁に向かい、１つの
ポートが加圧側側壁に向かい、２つのポートがタ
ービン羽根の後部に向かうものとして示されてい
る。冷却空気は頂板２９にある開口を通つて前部
インサート２６に導入され、前述したポートから
噴出して、タービン羽根の両側壁及び鼻部で該ポ
ートに対向するタービン羽根の諸部分の冷却を行
なう。前部インサート２６は、その壁面上の計画
的な位置にある一連のスペーサ３０によつて、タ
ービン羽根の壁面から隔置されている。前述のよ
うに、タービン羽根の鼻部即ち先導縁部は相対的
に大きな熱負荷を受ける。従つて、図示の実施例
においては、前部インサートはチヤンネル効果の
冷却とは対照的に、専ら衝突冷却をもたらすよう
に設計されている。衝突冷却は高熱負荷領域にお
いて具合よく機能するが、低熱負荷領域において
は、冷却空気の使用効率のために衝突ポートをも
つと離間させておくべきである。しかし、衝突ポ
ートをこのように離間させると、タービン羽根の
壁に望ましくない温度勾配が生じる。
びその鼻部即ち先導縁部１２はそれ等の下流部よ
りも大きな熱負荷を受ける。従つて、タービン羽
根の前方部内には、多数の衝突ポート２８を備え
た中空の前部インサート２６が組み込まれてい
る。これ等の衝突ポートは、前部インサートの外
形の回りに配設され、前部インサートの端から端
まで複数の列になつて延びている。図示の例で
は、３つのポートがタービン羽根の鼻部に向か
い、２つのポートが吸引側側壁に向かい、１つの
ポートが加圧側側壁に向かい、２つのポートがタ
ービン羽根の後部に向かうものとして示されてい
る。冷却空気は頂板２９にある開口を通つて前部
インサート２６に導入され、前述したポートから
噴出して、タービン羽根の両側壁及び鼻部で該ポ
ートに対向するタービン羽根の諸部分の冷却を行
なう。前部インサート２６は、その壁面上の計画
的な位置にある一連のスペーサ３０によつて、タ
ービン羽根の壁面から隔置されている。前述のよ
うに、タービン羽根の鼻部即ち先導縁部は相対的
に大きな熱負荷を受ける。従つて、図示の実施例
においては、前部インサートはチヤンネル効果の
冷却とは対照的に、専ら衝突冷却をもたらすよう
に設計されている。衝突冷却は高熱負荷領域にお
いて具合よく機能するが、低熱負荷領域において
は、冷却空気の使用効率のために衝突ポートをも
つと離間させておくべきである。しかし、衝突ポ
ートをこのように離間させると、タービン羽根の
壁に望ましくない温度勾配が生じる。
従つて、第３図に関連してこれから説明するよ
うに、後部インサートに面するタービン羽根の壁
面の冷却作用をチヤンネル流冷却によつて実質的
に全て行なう。符号３２で示された別個の後部イ
ンサートは、前部インサート２６と後続縁部の溝
２０との間にある内部空胴に配設されていて、そ
の前方部又は鼻部に複数の衝突ポート３４を有す
る。該衝突ポートは、後部インサートの両端間に
延びる複数の列になつて配設されると共に、全て
の衝突ポートは、頂板３５にある開口を通つて後
部インサートの内部に入つた冷却空気をほぼ前方
に指向させるように配向されている。
うに、後部インサートに面するタービン羽根の壁
面の冷却作用をチヤンネル流冷却によつて実質的
に全て行なう。符号３２で示された別個の後部イ
ンサートは、前部インサート２６と後続縁部の溝
２０との間にある内部空胴に配設されていて、そ
の前方部又は鼻部に複数の衝突ポート３４を有す
る。該衝突ポートは、後部インサートの両端間に
延びる複数の列になつて配設されると共に、全て
の衝突ポートは、頂板３５にある開口を通つて後
部インサートの内部に入つた冷却空気をほぼ前方
に指向させるように配向されている。
後部インサート３２はその吸引側に沿つては単
一の壁３６で形成されているが、加圧側は外壁３
８及び内壁４０からなる二重壁部分を有する。内
壁４０は、第３図に符号４２で示す位置で外壁３
８の前端に例えばろう付けにより取着されてお
り、そして該内壁の有する斜行部４４は、位置４
６にある吸引側の壁３６まで延びてそこで一緒に
ろう付けされ、その後、部分４８において逆方向
に斜めに延びて、符号５０で示す加圧側外壁３８
の後端に達する。この内壁４０は他の壁とのどの
接触点においてもろう付け等により接続しうる。
吸引側の壁３６及び加圧側の壁３８はいずれも、
壁の外側方向に突出部を生じさせるべく打出した
スペーサ装置としての複数の凹部５２を有する。
また、外壁３８は、内壁４０に近接している前方
部の一部に、内方に打出した凹部５４を有する。
一の壁３６で形成されているが、加圧側は外壁３
８及び内壁４０からなる二重壁部分を有する。内
壁４０は、第３図に符号４２で示す位置で外壁３
８の前端に例えばろう付けにより取着されてお
り、そして該内壁の有する斜行部４４は、位置４
６にある吸引側の壁３６まで延びてそこで一緒に
ろう付けされ、その後、部分４８において逆方向
に斜めに延びて、符号５０で示す加圧側外壁３８
の後端に達する。この内壁４０は他の壁とのどの
接触点においてもろう付け等により接続しうる。
吸引側の壁３６及び加圧側の壁３８はいずれも、
壁の外側方向に突出部を生じさせるべく打出した
スペーサ装置としての複数の凹部５２を有する。
また、外壁３８は、内壁４０に近接している前方
部の一部に、内方に打出した凹部５４を有する。
前述した後部インサートの構造は、タービン羽
根の空胴に挿入した際に前記凹部と対向壁との間
に締りばめをもたらすものであるから、該後部イ
ンサートの両側において、後部インサートの壁と
タービン羽根の対向壁との間に非常に限定された
幅を持つチヤンネルが形成される。後部インサー
トのこのチヤンネル幅（間隔）は、前部インサー
トの冷却が衝突によつているので、もつとルーズ
でよい前部インサートの間隔よりも重要な意味を
もつている。現在好ましいとされている間隔の比
率は、後部インサートに関して前部インサートが
約21／２〜１の程度である。
根の空胴に挿入した際に前記凹部と対向壁との間
に締りばめをもたらすものであるから、該後部イ
ンサートの両側において、後部インサートの壁と
タービン羽根の対向壁との間に非常に限定された
幅を持つチヤンネルが形成される。後部インサー
トのこのチヤンネル幅（間隔）は、前部インサー
トの冷却が衝突によつているので、もつとルーズ
でよい前部インサートの間隔よりも重要な意味を
もつている。現在好ましいとされている間隔の比
率は、後部インサートに関して前部インサートが
約21／２〜１の程度である。
また、後部インサートの加圧側で効果的なばね
懸架状の“波打ち板”として機能する外壁を持つ
二重壁部分によつて、後部インサートの両側での
チヤンネル幅をより厳しく統制することができ
る。運転中には、後部インサートに流入する冷却
空気に由来する後部インサートの内圧により内壁
４０が撓むが、該内壁は、凹部５４を介して、外
壁３８をタービン羽根の対向壁に対してしつかり
保持するように機能しながら、反対の壁３６がタ
ービン羽根の吸引側の壁に対して密接した状態で
しつかり保持されるようにしている。従つて内壁
４０は、非常に限定された幅のチヤンネルを有効
に維持するべく前記後部インサートの壁を前記タ
ービン羽根の対向壁に向かつて外方へ保持する保
持装置として機能する。
懸架状の“波打ち板”として機能する外壁を持つ
二重壁部分によつて、後部インサートの両側での
チヤンネル幅をより厳しく統制することができ
る。運転中には、後部インサートに流入する冷却
空気に由来する後部インサートの内圧により内壁
４０が撓むが、該内壁は、凹部５４を介して、外
壁３８をタービン羽根の対向壁に対してしつかり
保持するように機能しながら、反対の壁３６がタ
ービン羽根の吸引側の壁に対して密接した状態で
しつかり保持されるようにしている。従つて内壁
４０は、非常に限定された幅のチヤンネルを有効
に維持するべく前記後部インサートの壁を前記タ
ービン羽根の対向壁に向かつて外方へ保持する保
持装置として機能する。
運転中、冷却空気は、前部インサートに多く約
２：１の比率で前部インサート２６と後部インサ
ート３２とに導入されている。前部インサートに
導入された空気は衝突ポート２８から出て、高熱
負荷領域における衝突冷却を行なう。一方、後部
インサートに導入された空気は衝突ポート３４を
出て前部インサートからの空気と合流し、後部イ
ンサートの両側に沿つて流れてこの低熱負荷領域
におけるチヤンネル流冷却を行ない、しかる後、
全ての空気はチヤンネル流効果による後続縁の冷
却を行なうべく溝２０から出る。その結果、前述
した構造における冷却流は、衝突と、後部インサ
ートに沿つたチヤンネル流冷却と、後続縁のチヤ
ンネル流冷却とで効果的に３回使用される。
２：１の比率で前部インサート２６と後部インサ
ート３２とに導入されている。前部インサートに
導入された空気は衝突ポート２８から出て、高熱
負荷領域における衝突冷却を行なう。一方、後部
インサートに導入された空気は衝突ポート３４を
出て前部インサートからの空気と合流し、後部イ
ンサートの両側に沿つて流れてこの低熱負荷領域
におけるチヤンネル流冷却を行ない、しかる後、
全ての空気はチヤンネル流効果による後続縁の冷
却を行なうべく溝２０から出る。その結果、前述
した構造における冷却流は、衝突と、後部インサ
ートに沿つたチヤンネル流冷却と、後続縁のチヤ
ンネル流冷却とで効果的に３回使用される。
米国特許第4297077号明細書で明らかなように、
２部品からなるインサート構造、即ち別個の前部
インサート及び後部インサートからなる構造自体
は新規ではない。しかし、この別個のインサート
の構造は、もし１部品からなるインサートを２つ
の別個のインサートの代りに設けねばならないと
したら、スパン方向に関して捩られているとある
意味で考えることのできるタービン羽根の前方部
の形状が、内部空胴を占める単一インサートの挿
入を妨害するであろう、という組立て上の問題を
解決する。
２部品からなるインサート構造、即ち別個の前部
インサート及び後部インサートからなる構造自体
は新規ではない。しかし、この別個のインサート
の構造は、もし１部品からなるインサートを２つ
の別個のインサートの代りに設けねばならないと
したら、スパン方向に関して捩られているとある
意味で考えることのできるタービン羽根の前方部
の形状が、内部空胴を占める単一インサートの挿
入を妨害するであろう、という組立て上の問題を
解決する。
また、２つのインサート間の領域における空胴
内部には障害がなく且つタービン羽根の鼻部と吸
引側側壁と加圧側側壁とは無孔であるから、両イ
ンサートに入る冷却空気の全ては、結局、後部イ
ンサートのチヤンネル流冷却と後続縁のチヤンネ
ル流冷却とに使用される。
内部には障害がなく且つタービン羽根の鼻部と吸
引側側壁と加圧側側壁とは無孔であるから、両イ
ンサートに入る冷却空気の全ては、結局、後部イ
ンサートのチヤンネル流冷却と後続縁のチヤンネ
ル流冷却とに使用される。
第１図は本発明を含むタービン羽根（静翼）の
平面図、第２図は前部インサートを含んだタービ
ン羽根の前方部の平面図、第３図は後部インサー
トを含んだタービン羽根の後方部の平面図、第４
図は後部インサートの側面図である。 図中、１２は先導縁壁又は先導縁部、１４は加
圧側側壁、１６は吸引側側壁、１８は後続縁壁又
は後続縁部、２０は空気出口溝、２２は前方部、
２４は後方部、２６は前部インサート、２８は前
部インサートの衝突ポート、３２は後部インサー
ト、３４は後部インサートにある衝突ポート、４
０は保持装置（内壁）、５２はスペーサ装置（凹
部）である。
平面図、第２図は前部インサートを含んだタービ
ン羽根の前方部の平面図、第３図は後部インサー
トを含んだタービン羽根の後方部の平面図、第４
図は後部インサートの側面図である。 図中、１２は先導縁壁又は先導縁部、１４は加
圧側側壁、１６は吸引側側壁、１８は後続縁壁又
は後続縁部、２０は空気出口溝、２２は前方部、
２４は後方部、２６は前部インサート、２８は前
部インサートの衝突ポート、３２は後部インサー
ト、３４は後部インサートにある衝突ポート、４
０は保持装置（内壁）、５２はスペーサ装置（凹
部）である。
Claims (1)
- １ 空胴を有する実質的に中空の構造からなる翼
形状のタービン羽根であつて、先導縁壁と、空気
出口溝のある後続縁壁と、加圧側側壁と、吸引側
側壁と、前記空気出口溝に連通する内部空胴と、
該内部空胴にある前部インサート及び後部インサ
ートと、該内部空胴の前方部に位置すると共に多
数の衝突ポートを含む、衝突空気の流入領域とを
備えており、該ポートを通る冷却空気が運転中に
前記前部インサートに入つてから前記の先導縁壁
と吸引側側壁と加圧側側壁とに対して噴出されて
おり、前記内部空胴において前部インサートと空
気出口溝との間の空間に配設される後部インサー
トは、前記タービン羽根の対向壁に関して締りば
めの状態で後部インサートの外面にあつて後部イ
ンサートと対向壁との間に非常に限定された幅の
チヤンネルを形成するスペーサ装置と、非常に限
定された幅の前記チヤンネルを有効に維持するべ
く前記後部インサートの壁を前記タービン羽根の
対向壁に向かつて外方へ保持する保持装置と、吸
引側側壁及び加圧側側壁の冷却がチヤンネル流の
効果で実質的に完全に行なわれるように、後部イ
ンサートの前方部に位置決めされ且つ後部インサ
ートに入つた空気を大体前方の方向に向けるべく
配向された複数の衝突ポートとを備えており、更
に、前記インサート及び後部インサートからの衝
突冷却空気の全てが後部インサートの側面に沿う
チヤンネル流冷却空気に変わるように、前部イン
サートと後部インサートとの間のタービン羽根の
内部空胴には障害がなく且つ先導縁壁と吸引側側
壁と加圧側側壁とは無孔である、翼形状のタービ
ン羽根。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/366,625 US4482295A (en) | 1982-04-08 | 1982-04-08 | Turbine airfoil vane structure |
| US366625 | 1982-04-08 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58187502A JPS58187502A (ja) | 1983-11-01 |
| JPH0112921B2 true JPH0112921B2 (ja) | 1989-03-02 |
Family
ID=23443811
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58060109A Granted JPS58187502A (ja) | 1982-04-08 | 1983-04-07 | 翼形状のタ−ビン羽根 |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4482295A (ja) |
| EP (1) | EP0091799B1 (ja) |
| JP (1) | JPS58187502A (ja) |
| KR (1) | KR910010084B1 (ja) |
| AR (1) | AR230321A1 (ja) |
| CA (1) | CA1201983A (ja) |
| DE (1) | DE3377373D1 (ja) |
| IT (1) | IT1194562B (ja) |
Families Citing this family (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2862536B2 (ja) * | 1987-09-25 | 1999-03-03 | 株式会社東芝 | ガスタービンの翼 |
| US5405242A (en) * | 1990-07-09 | 1995-04-11 | United Technologies Corporation | Cooled vane |
| US5516260A (en) * | 1994-10-07 | 1996-05-14 | General Electric Company | Bonded turbine airfuel with floating wall cooling insert |
| US6004366A (en) | 1994-11-23 | 1999-12-21 | Donaldson Company, Inc. | Reverse flow air filter arrangement and method |
| US5507621A (en) * | 1995-01-30 | 1996-04-16 | Rolls-Royce Plc | Cooling air cooled gas turbine aerofoil |
| US5976337A (en) * | 1997-10-27 | 1999-11-02 | Allison Engine Company | Method for electrophoretic deposition of brazing material |
| US8353668B2 (en) * | 2009-02-18 | 2013-01-15 | United Technologies Corporation | Airfoil insert having a tab extending away from the body defining a portion of outlet periphery |
| US8109724B2 (en) | 2009-03-26 | 2012-02-07 | United Technologies Corporation | Recessed metering standoffs for airfoil baffle |
| US8348613B2 (en) * | 2009-03-30 | 2013-01-08 | United Technologies Corporation | Airflow influencing airfoil feature array |
| EP2469029A1 (en) * | 2010-12-22 | 2012-06-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement cooling of gas turbine blades or vanes |
| EP2540969A1 (en) * | 2011-06-27 | 2013-01-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement cooling of turbine blades or vanes |
| US20140093379A1 (en) * | 2012-10-03 | 2014-04-03 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine component |
| EP2921649B1 (en) * | 2014-03-19 | 2021-04-28 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Airfoil portion of a rotor blade or guide vane of a turbo-machine |
| US10253986B2 (en) * | 2015-09-08 | 2019-04-09 | General Electric Company | Article and method of forming an article |
| GB2555632A (en) * | 2016-11-07 | 2018-05-09 | Rolls Royce Plc | Self-sealing impingement cooling tube for a turbine vane |
| RU2740069C1 (ru) * | 2017-12-01 | 2020-12-31 | Сименс Энерджи, Инк. | Впаянный теплопередающий элемент для охлаждаемых компонентов турбины |
| US10815794B2 (en) * | 2018-12-05 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Baffle for components of gas turbine engines |
| US11280201B2 (en) | 2019-10-14 | 2022-03-22 | Raytheon Technologies Corporation | Baffle with tail |
| US11085374B2 (en) * | 2019-12-03 | 2021-08-10 | General Electric Company | Impingement insert with spring element for hot gas path component |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2920866A (en) * | 1954-12-20 | 1960-01-12 | A V Roe Canada Ltd | Hollow air cooled sheet metal turbine blade |
| US3540810A (en) * | 1966-03-17 | 1970-11-17 | Gen Electric | Slanted partition for hollow airfoil vane insert |
| US3475107A (en) * | 1966-12-01 | 1969-10-28 | Gen Electric | Cooled turbine nozzle for high temperature turbine |
| US3715170A (en) * | 1970-12-11 | 1973-02-06 | Gen Electric | Cooled turbine blade |
| GB1587401A (en) * | 1973-11-15 | 1981-04-01 | Rolls Royce | Hollow cooled vane for a gas turbine engine |
| US4257734A (en) * | 1978-03-22 | 1981-03-24 | Rolls-Royce Limited | Guide vanes for gas turbine engines |
| US4297077A (en) * | 1979-07-09 | 1981-10-27 | Westinghouse Electric Corp. | Cooled turbine vane |
-
1982
- 1982-04-08 US US06/366,625 patent/US4482295A/en not_active Expired - Lifetime
-
1983
- 1983-03-24 CA CA000424414A patent/CA1201983A/en not_active Expired
- 1983-03-29 AR AR292555A patent/AR230321A1/es active
- 1983-03-30 IT IT20366/83A patent/IT1194562B/it active
- 1983-04-07 JP JP58060109A patent/JPS58187502A/ja active Granted
- 1983-04-08 KR KR1019830001464A patent/KR910010084B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1983-04-08 EP EP83301981A patent/EP0091799B1/en not_active Expired
- 1983-04-08 DE DE8383301981T patent/DE3377373D1/de not_active Expired
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US4482295A (en) | 1984-11-13 |
| IT8320366A0 (it) | 1983-03-30 |
| EP0091799A2 (en) | 1983-10-19 |
| CA1201983A (en) | 1986-03-18 |
| KR840004475A (ko) | 1984-10-15 |
| IT1194562B (it) | 1988-09-22 |
| EP0091799B1 (en) | 1988-07-13 |
| AR230321A1 (es) | 1984-03-01 |
| EP0091799A3 (en) | 1984-09-12 |
| JPS58187502A (ja) | 1983-11-01 |
| DE3377373D1 (en) | 1988-08-18 |
| KR910010084B1 (ko) | 1991-12-14 |
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