JPH0233843B2 - Gasutaabindoyokunoreikyakukozo - Google Patents
GasutaabindoyokunoreikyakukozoInfo
- Publication number
- JPH0233843B2 JPH0233843B2 JP5437284A JP5437284A JPH0233843B2 JP H0233843 B2 JPH0233843 B2 JP H0233843B2 JP 5437284 A JP5437284 A JP 5437284A JP 5437284 A JP5437284 A JP 5437284A JP H0233843 B2 JPH0233843 B2 JP H0233843B2
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- blade
- cooling
- flow path
- gas turbine
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- Expired - Lifetime
Links
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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
- F01D5/187—Convection cooling
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
この発明はガスタービンのガスタービン動翼に
係り、特にガスタービン動翼の冷却構造の改良に
関する。
係り、特にガスタービン動翼の冷却構造の改良に
関する。
一般に、ガスタービンは入口温度を上昇させる
とタービン効率が向上することが知られており、
そのタービン効率を向上させるため、タービン入
口温度の上昇が図られている。タービン入口温度
を上昇させた場合、その分だけガスタービン入口
部周辺の温度が上昇してタービン材料の強度が低
下し、タービン機器の寿命に悪影響を及ぼす恐れ
がある。このことから、ガスタービン、特にター
ビン動翼の材料強度を保持するため、初段乃至２
段のタービン動翼は冷却空気で積極的に冷却され
るようになつている。
とタービン効率が向上することが知られており、
そのタービン効率を向上させるため、タービン入
口温度の上昇が図られている。タービン入口温度
を上昇させた場合、その分だけガスタービン入口
部周辺の温度が上昇してタービン材料の強度が低
下し、タービン機器の寿命に悪影響を及ぼす恐れ
がある。このことから、ガスタービン、特にター
ビン動翼の材料強度を保持するため、初段乃至２
段のタービン動翼は冷却空気で積極的に冷却され
るようになつている。
従来のガスタービンのタービン動翼の冷却に
は、リターンフロー方式の冷却構造が採用され、
この冷却構造が最も効果的な冷却方式であると認
識されている。この代表的な冷却構造は、第１図
に示すようにガスタービン動翼のタービン翼１内
にそり線方向に適宜間隔をおいた仕切壁２を設
け、この仕切壁２により翼の高さ方向に延びる複
数のチヤンバが画成される。各チヤンバのうち、
中央部に位置する２つのチヤンバ３，３は翼頂部
（または翼根元部）に形成される連通路４を介し
て翼リード縁側チヤンバ５ａおよび翼テイル縁側
チヤンバ５ｂに連通される。一方、上記中央部に
位置する両チヤンバ３，３は翼植込部を介して冷
却空気供給源（図示せず）に接続され、タービン
翼１内にリターンフロー方式の２つの冷却流路系
７，８が対をなして形成される。
は、リターンフロー方式の冷却構造が採用され、
この冷却構造が最も効果的な冷却方式であると認
識されている。この代表的な冷却構造は、第１図
に示すようにガスタービン動翼のタービン翼１内
にそり線方向に適宜間隔をおいた仕切壁２を設
け、この仕切壁２により翼の高さ方向に延びる複
数のチヤンバが画成される。各チヤンバのうち、
中央部に位置する２つのチヤンバ３，３は翼頂部
（または翼根元部）に形成される連通路４を介し
て翼リード縁側チヤンバ５ａおよび翼テイル縁側
チヤンバ５ｂに連通される。一方、上記中央部に
位置する両チヤンバ３，３は翼植込部を介して冷
却空気供給源（図示せず）に接続され、タービン
翼１内にリターンフロー方式の２つの冷却流路系
７，８が対をなして形成される。
しかして、翼リード縁側チヤンバ５ａおよび翼
テイル縁側チヤンバ５ｂは最終冷却流路として形
成され、この最終冷却流路５ａ，５ｂから翼リー
ド縁および翼テイル縁側にそれぞれ複数の吹出孔
９ａ，９ｂが翼外部に向つて穿設されており、各
冷却流路系７，８を通つて案内された冷却空気
は、上記各吹出孔９ａ，９ｂより吹き出されるよ
うになつている。
テイル縁側チヤンバ５ｂは最終冷却流路として形
成され、この最終冷却流路５ａ，５ｂから翼リー
ド縁および翼テイル縁側にそれぞれ複数の吹出孔
９ａ，９ｂが翼外部に向つて穿設されており、各
冷却流路系７，８を通つて案内された冷却空気
は、上記各吹出孔９ａ，９ｂより吹き出されるよ
うになつている。
このように、ガスタービン動翼の冷却構造をリ
ターンフロー方式とすることにより、各冷却流路
系７，８の全流路長が長くなるため、冷却空気を
翼外部に吹き出すまでに高温な翼壁部を冷却空気
により充分に（対向流により）冷却させることが
できる。そして、冷却空気が吹出孔９ａ，９ｂか
ら吹き出される際、吹出冷却も行なうことができ
るので、ガスタービン動翼の冷却効率を向上させ
ることができる。
ターンフロー方式とすることにより、各冷却流路
系７，８の全流路長が長くなるため、冷却空気を
翼外部に吹き出すまでに高温な翼壁部を冷却空気
により充分に（対向流により）冷却させることが
できる。そして、冷却空気が吹出孔９ａ，９ｂか
ら吹き出される際、吹出冷却も行なうことができ
るので、ガスタービン動翼の冷却効率を向上させ
ることができる。
ところで、ガスタービン動翼は、一般にタービ
ン翼の翼形状に起因して、タービン翼の背側と腹
側とでは異なる熱負荷を受け、タービン翼背側の
熱負荷が腹側の熱負荷より大きいことが知られて
いる。
ン翼の翼形状に起因して、タービン翼の背側と腹
側とでは異なる熱負荷を受け、タービン翼背側の
熱負荷が腹側の熱負荷より大きいことが知られて
いる。
しかしながら、従来のガスタービン動翼の冷却
構造では、タービン翼内部の冷却効果が翼背側と
翼腹側で同等になるため、翼背側と翼腹側の翼材
温度が不均一になり、タービン翼寿命に悪影響を
及ぼす恐れがあつた。
構造では、タービン翼内部の冷却効果が翼背側と
翼腹側で同等になるため、翼背側と翼腹側の翼材
温度が不均一になり、タービン翼寿命に悪影響を
及ぼす恐れがあつた。
また、翼のリード縁、テイル縁側の最終冷却流
路５ａ，５ｂから吹出孔９ａ，９ｂを通つて翼外
部に冷却空気が吹き出されるが、この吹出速度は
最終冷却流路５ａ，５ｂの下流側に向つて次第に
小さくなり、均一でない。このため、最終冷却流
路５ａ，５ｂ下流側の対向流冷却効果および吹出
冷却効果が低減して翼材温度が上昇し、タービン
翼寿命を損う恐れがあつた。
路５ａ，５ｂから吹出孔９ａ，９ｂを通つて翼外
部に冷却空気が吹き出されるが、この吹出速度は
最終冷却流路５ａ，５ｂの下流側に向つて次第に
小さくなり、均一でない。このため、最終冷却流
路５ａ，５ｂ下流側の対向流冷却効果および吹出
冷却効果が低減して翼材温度が上昇し、タービン
翼寿命を損う恐れがあつた。
この発明は上述した事情を考慮し、タービン翼
全面を効果的かつ均一に冷却して冷却性能を向上
させ、タービン翼の寿命を長期間にわたつて保証
し得るようにしたガスタービン動翼の冷却構造を
提供することを目的とする。
全面を効果的かつ均一に冷却して冷却性能を向上
させ、タービン翼の寿命を長期間にわたつて保証
し得るようにしたガスタービン動翼の冷却構造を
提供することを目的とする。
上述した目的を達成するために、この発明に係
るガスタービン動翼の冷却構造は、タービン翼内
にリターンフロー方式の冷却流路系を構成し、上
記冷却流路系の翼リード縁側および翼テイル縁側
最終冷却流路にその側面に沿つて複数の吹出孔を
形成し、上記各吹出孔から翼外部に冷却空気を吹
き出すようにしたものにおいて、前記タービン翼
内部にそり線に沿う仕切壁を設けて翼背側冷却流
路系と翼腹側冷却流路系とを区画するとともに、
上記各冷却流路系は、翼リード縁側および翼テイ
ル縁側最終冷却流路内で冷却空気が対向流となる
ように設定したものである。
るガスタービン動翼の冷却構造は、タービン翼内
にリターンフロー方式の冷却流路系を構成し、上
記冷却流路系の翼リード縁側および翼テイル縁側
最終冷却流路にその側面に沿つて複数の吹出孔を
形成し、上記各吹出孔から翼外部に冷却空気を吹
き出すようにしたものにおいて、前記タービン翼
内部にそり線に沿う仕切壁を設けて翼背側冷却流
路系と翼腹側冷却流路系とを区画するとともに、
上記各冷却流路系は、翼リード縁側および翼テイ
ル縁側最終冷却流路内で冷却空気が対向流となる
ように設定したものである。
以下、この発明に係るガスタービン動翼の冷却
構造の一実施例について添付図面を参照して説明
する。
構造の一実施例について添付図面を参照して説明
する。
第２図はタービン翼の一部を切り欠いたこの発
明のガスタービン動翼の冷却構造を示す斜視図で
あり、図中符号１０はガスタービンの初段乃至数
段に至る各段のガスタービン動翼のタービン翼の
一例を示す。タービン翼１０は翼本体１１および
翼植込部１２を一体あるいは一体的に有し、翼植
込部１２をタービンロータ（図示せず）に植設す
ることにより、固定される。
明のガスタービン動翼の冷却構造を示す斜視図で
あり、図中符号１０はガスタービンの初段乃至数
段に至る各段のガスタービン動翼のタービン翼の
一例を示す。タービン翼１０は翼本体１１および
翼植込部１２を一体あるいは一体的に有し、翼植
込部１２をタービンロータ（図示せず）に植設す
ることにより、固定される。
タービン翼１０の翼本体１１内には翼背面と翼
腹面の中央を結ぶそり線（骨格線）に沿つて仕切
壁１３が設けられる。仕切壁１３は翼の高さ方向
に延び、翼本体１１内を翼背側と翼腹側チヤンバ
とに区画している。上記翼背側チヤンバおよび翼
腹側チヤンバは、そり線に沿つて適宜間隔をおい
た複数の小仕切壁１４により仕切られ、複数の小
チヤンバが画成される。
腹面の中央を結ぶそり線（骨格線）に沿つて仕切
壁１３が設けられる。仕切壁１３は翼の高さ方向
に延び、翼本体１１内を翼背側と翼腹側チヤンバ
とに区画している。上記翼背側チヤンバおよび翼
腹側チヤンバは、そり線に沿つて適宜間隔をおい
た複数の小仕切壁１４により仕切られ、複数の小
チヤンバが画成される。
タービン翼１０の翼背側および翼腹側に形成さ
れる各小チヤンバのうち、中央部に位置する各々
２つの小チヤンバは、翼リード側および翼テイル
側において隣接する小チヤンバに、翼頂部側連通
路１５を介して連通され、これらの隣接小チヤン
バは続いてこの小チヤンバに隣接する小チヤンバ
に、翼根元側連通路１６を介して連通される。こ
のようにして、タービン翼１０の翼背側および翼
腹側の、各小チヤンバはジグザグ状に連通され、
リターンフロー方式（対向流方式）の冷却流路１
７，１８が形成され、それぞれ対をなす翼背側冷
却流路系２０ａ，２０ｂおよび翼腹側冷却流路系
２１ａ，２１ｂが構成される。各冷却流路系２０
ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂは翼リード縁側最終
冷却流路（小チヤンバ）２２および翼テイル縁側
最終冷却流路（小チヤンバ）２３を互いに共有し
ており、両最終冷却流路２２，２３には翼リード
縁および翼テイル縁の翼外部に連通する吹出孔２
４，２５が側面に沿つて多数形成される。その
際、各最終冷却流路２２，２３の途中に補強を兼
ねた仕切リブ２６を設け、最終冷却流路２２，２
３を翼頂部側流路と翼根元側流路とに区画するこ
とが望ましい。
れる各小チヤンバのうち、中央部に位置する各々
２つの小チヤンバは、翼リード側および翼テイル
側において隣接する小チヤンバに、翼頂部側連通
路１５を介して連通され、これらの隣接小チヤン
バは続いてこの小チヤンバに隣接する小チヤンバ
に、翼根元側連通路１６を介して連通される。こ
のようにして、タービン翼１０の翼背側および翼
腹側の、各小チヤンバはジグザグ状に連通され、
リターンフロー方式（対向流方式）の冷却流路１
７，１８が形成され、それぞれ対をなす翼背側冷
却流路系２０ａ，２０ｂおよび翼腹側冷却流路系
２１ａ，２１ｂが構成される。各冷却流路系２０
ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂは翼リード縁側最終
冷却流路（小チヤンバ）２２および翼テイル縁側
最終冷却流路（小チヤンバ）２３を互いに共有し
ており、両最終冷却流路２２，２３には翼リード
縁および翼テイル縁の翼外部に連通する吹出孔２
４，２５が側面に沿つて多数形成される。その
際、各最終冷却流路２２，２３の途中に補強を兼
ねた仕切リブ２６を設け、最終冷却流路２２，２
３を翼頂部側流路と翼根元側流路とに区画するこ
とが望ましい。
この場合、タービン翼１０の翼背側および翼腹
側冷却流路系２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂに
形成される小チヤンバ数は異なり、１方が他方よ
り１つ多い。このため、最終冷却流路２２，２３
には翼背側冷却流路系２０ａ，２０ｂが翼頂部側
から連通されるとすると、翼腹側冷却流路系２１
ａ，２１ｂは翼根元部側から連通され、両冷却流
路系２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂを通つた冷
却空気は最終冷却流路２２，２３内において対向
流となる。
側冷却流路系２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂに
形成される小チヤンバ数は異なり、１方が他方よ
り１つ多い。このため、最終冷却流路２２，２３
には翼背側冷却流路系２０ａ，２０ｂが翼頂部側
から連通されるとすると、翼腹側冷却流路系２１
ａ，２１ｂは翼根元部側から連通され、両冷却流
路系２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂを通つた冷
却空気は最終冷却流路２２，２３内において対向
流となる。
一方、翼背側および翼腹側冷却流路系２０ａ，
２０ｂ；２１ａ，２１ｂに形成される各チヤンバ
のうち、中央部に位置する各々２つの小チヤンバ
は連通流路２８を介して図示しない冷却空気供給
源に接続される。各連通流路２８は翼植込部１２
を貫いて図示しないタービンロータ内流路に連通
される一方、各連通流路２８の入口側に冷却空気
量調節用絞り３０が設けられる。
２０ｂ；２１ａ，２１ｂに形成される各チヤンバ
のうち、中央部に位置する各々２つの小チヤンバ
は連通流路２８を介して図示しない冷却空気供給
源に接続される。各連通流路２８は翼植込部１２
を貫いて図示しないタービンロータ内流路に連通
される一方、各連通流路２８の入口側に冷却空気
量調節用絞り３０が設けられる。
次に、この発明の冷却作用について説明する。
この発明のガスタービン動翼の冷却構造はター
ビン翼１０内にリターンフロー方式の４つの冷却
流路系２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂを備えて
おり、各冷却流路系はそり線に沿う仕切壁１３に
より翼背側冷却流路系２０ａ，２０ｂと翼腹側冷
却流路系２１ａ，２１ｂとに区画されている。し
かも、図示しない冷却空気供給源から供給される
冷却空気量は調節用絞り３０により、翼背側およ
び翼腹側冷却流路系２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２
１ｂ毎に調節される。
ビン翼１０内にリターンフロー方式の４つの冷却
流路系２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂを備えて
おり、各冷却流路系はそり線に沿う仕切壁１３に
より翼背側冷却流路系２０ａ，２０ｂと翼腹側冷
却流路系２１ａ，２１ｂとに区画されている。し
かも、図示しない冷却空気供給源から供給される
冷却空気量は調節用絞り３０により、翼背側およ
び翼腹側冷却流路系２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２
１ｂ毎に調節される。
しかして、冷却空気は調節用絞りにより冷却空
気量が調節されて翼背側および翼腹側冷却流路系
２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂに個別に案内さ
れる。案内された冷却空気はリターンフロー方式
の各冷却流路系２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂ
を通つて最終冷却流路２２，２３に導かれ、その
間にタービン翼１０の翼壁を内側から積極的に冷
却する。その際、冷却流路系は翼背側および翼腹
側で区画されており、翼背側および翼腹側冷却流
路系２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂに案内され
る冷却空気量は、冷却量調節用絞り３０により個
別に調節が可能である。このため、タービン翼１
０の翼背側、翼腹側、および翼リード縁、翼テイ
ル縁で異なる外部熱負荷に対応した対流冷却効果
が得られ、タービン翼１０の冷却性能（翼材温
度）が翼全体にわたり均一化される。
気量が調節されて翼背側および翼腹側冷却流路系
２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂに個別に案内さ
れる。案内された冷却空気はリターンフロー方式
の各冷却流路系２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂ
を通つて最終冷却流路２２，２３に導かれ、その
間にタービン翼１０の翼壁を内側から積極的に冷
却する。その際、冷却流路系は翼背側および翼腹
側で区画されており、翼背側および翼腹側冷却流
路系２０ａ，２０ｂ；２１ａ，２１ｂに案内され
る冷却空気量は、冷却量調節用絞り３０により個
別に調節が可能である。このため、タービン翼１
０の翼背側、翼腹側、および翼リード縁、翼テイ
ル縁で異なる外部熱負荷に対応した対流冷却効果
が得られ、タービン翼１０の冷却性能（翼材温
度）が翼全体にわたり均一化される。
また、各冷却流路系の最終冷却流路２２，２３
内には冷却空気が対向流となつて流れ込むので、
その流路全長にわたり圧力がほぼ均一になる。そ
の際、最終冷却流路２２，２３を仕切リブ２６に
よつて２分割した場合、各冷却流路系２０ａ，２
０ｂ；２１ａ，２１ｂの最終冷却流路長が短くな
り、冷却空気の圧力損失が小さくなる。このた
め、最終冷却流路２２，２３から吹き出される冷
却空気量が翼の高さ方向全体にわたつてほぼ均一
化され、その分だけ翼の高さ方向に対する吹出冷
却効果が改善される。
内には冷却空気が対向流となつて流れ込むので、
その流路全長にわたり圧力がほぼ均一になる。そ
の際、最終冷却流路２２，２３を仕切リブ２６に
よつて２分割した場合、各冷却流路系２０ａ，２
０ｂ；２１ａ，２１ｂの最終冷却流路長が短くな
り、冷却空気の圧力損失が小さくなる。このた
め、最終冷却流路２２，２３から吹き出される冷
却空気量が翼の高さ方向全体にわたつてほぼ均一
化され、その分だけ翼の高さ方向に対する吹出冷
却効果が改善される。
この場合において、最終冷却流路２２，２３か
ら翼外部に冷却空気を吹き出す吹出孔２４，２５
を複数個列状に穿設すれば、吹出孔２４，２５か
ら吹出された冷却空気がタービン翼１０の翼背側
面および翼腹側面に沿つて流線形に流れ、冷却空
気膜（フイルム膜）を形成するので、タービン翼
の冷却効果を一層高めることができる。
ら翼外部に冷却空気を吹き出す吹出孔２４，２５
を複数個列状に穿設すれば、吹出孔２４，２５か
ら吹出された冷却空気がタービン翼１０の翼背側
面および翼腹側面に沿つて流線形に流れ、冷却空
気膜（フイルム膜）を形成するので、タービン翼
の冷却効果を一層高めることができる。
第３図はこの発明の変形例を示すものである。
この変形例に示されたガスタービン動翼の冷却
構造は、タービン翼１０Ａの翼リード縁側および
翼テイル縁側最終冷却流路２２Ａ，２３Ａを仕切
リブ２６Ａで上下に２分割する一方、分割された
一方の最終冷却流路２２Ａ，２３Ａを、翼背側冷
却流路系２０ａ，２０ｂの隣接する小チヤンバ
に、他方の最終冷却流路を翼腹側冷却流路系２１
ａ，２１ｂの隣接する小チヤンバに、複数のイン
ピンジ孔３３，３４で連通したものである。イン
ピンジ孔３３，３４は小仕切壁に列状に穿設され
る。この場合にも、第２図に示すものと同様な冷
却効果が得られる。
構造は、タービン翼１０Ａの翼リード縁側および
翼テイル縁側最終冷却流路２２Ａ，２３Ａを仕切
リブ２６Ａで上下に２分割する一方、分割された
一方の最終冷却流路２２Ａ，２３Ａを、翼背側冷
却流路系２０ａ，２０ｂの隣接する小チヤンバ
に、他方の最終冷却流路を翼腹側冷却流路系２１
ａ，２１ｂの隣接する小チヤンバに、複数のイン
ピンジ孔３３，３４で連通したものである。イン
ピンジ孔３３，３４は小仕切壁に列状に穿設され
る。この場合にも、第２図に示すものと同様な冷
却効果が得られる。
なお、タービン翼の翼背冷却流路系や翼腹側冷
却流路系からタービン翼の背側および腹側に冷却
空気を吹き出させる側孔を形成することもでき、
この側孔を形成した場合には、側孔から吹き出さ
れた冷却空気がタービン翼外表面に冷却空気層を
積極的に形成するので、冷却効果をより一層高め
ることができる。
却流路系からタービン翼の背側および腹側に冷却
空気を吹き出させる側孔を形成することもでき、
この側孔を形成した場合には、側孔から吹き出さ
れた冷却空気がタービン翼外表面に冷却空気層を
積極的に形成するので、冷却効果をより一層高め
ることができる。
以上述べたように、この発明に係るガスタービ
ン動翼の冷却構造は、タービン翼内部にそり線に
沿う仕切壁を設けてリターンフロー方式の翼背側
冷却流路系と翼腹側冷却流路系とを区画するとと
もに、上記各冷却流路系は、翼リード縁側および
翼テイル縁側最終冷却流路内で冷却空気が対向流
となるように設定したので、タービン翼の背側お
よび腹側で異なる熱負荷を考慮した均一な対流冷
却効果および良好な吹出冷却効果が得られ、ター
ビン翼の冷却性能を向上させることができ、ター
ビン翼の寿命を長期間にわたつて保証し得る等の
効果を奏する。
ン動翼の冷却構造は、タービン翼内部にそり線に
沿う仕切壁を設けてリターンフロー方式の翼背側
冷却流路系と翼腹側冷却流路系とを区画するとと
もに、上記各冷却流路系は、翼リード縁側および
翼テイル縁側最終冷却流路内で冷却空気が対向流
となるように設定したので、タービン翼の背側お
よび腹側で異なる熱負荷を考慮した均一な対流冷
却効果および良好な吹出冷却効果が得られ、ター
ビン翼の冷却性能を向上させることができ、ター
ビン翼の寿命を長期間にわたつて保証し得る等の
効果を奏する。
第１図は従来のガスタービン動翼の冷却構造を
示す斜視図、第２図はこの発明に係るガスタービ
ン動翼の冷却構造を示す斜視図、第３図はこの発
明の変形例を示す図である。 １０，１０Ａ……タービン翼、１１……翼本
体、１２……翼植込部、１３……仕切壁、１４…
…小仕切壁、１５，１６……連通路、１７……冷
却流路、２０ａ，２０ｂ……翼背側冷却流路系、
２１ａ，２１ｂ……翼腹側冷却流路系、２２，２
２Ａ，２３，２３Ａ……最終冷却流路、２４，２
５……吹出孔、２６，２６Ａ……仕切リブ、３０
……冷却空気量調節絞り、３３，３４……インピ
ンジ孔。
示す斜視図、第２図はこの発明に係るガスタービ
ン動翼の冷却構造を示す斜視図、第３図はこの発
明の変形例を示す図である。 １０，１０Ａ……タービン翼、１１……翼本
体、１２……翼植込部、１３……仕切壁、１４…
…小仕切壁、１５，１６……連通路、１７……冷
却流路、２０ａ，２０ｂ……翼背側冷却流路系、
２１ａ，２１ｂ……翼腹側冷却流路系、２２，２
２Ａ，２３，２３Ａ……最終冷却流路、２４，２
５……吹出孔、２６，２６Ａ……仕切リブ、３０
……冷却空気量調節絞り、３３，３４……インピ
ンジ孔。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ タービン翼内にリターンフロー方式の冷却流
路系を構成し、上記冷却流路系の翼リード縁側最
終冷却流路および翼テイル縁側最終冷却流路に、
その側面に沿つて複数の吹出孔を形成し、上記各
吹出孔から冷却空気を吹き出すようにしたガスタ
ービン動翼の冷却構造において、前記タービン翼
内部にそり線に沿う仕切壁を設けて翼背側冷却流
路系と翼腹側冷却流路系とを区画するとともに、
上記各冷却流路系は翼リード縁側および翼テイル
縁側最終冷却流路内で冷却空気が対向流となるよ
うに設定したことを特徴とするガスタービン動翼
の冷却構造。 ２ 翼背側冷却流路系の翼リード縁側および翼テ
イル縁側最終冷却流路は翼腹側冷却流路系の翼リ
ード縁側および翼テイル縁側最終冷却流路と共有
関係に形成された特許請求の範囲第１項に記載の
ガスタービン動翼の冷却構造。 ３ タービン翼の翼リード縁側および翼テイル縁
側に形成される最終冷却流路は仕切リブにより翼
頂部側流路と翼根元側流路とに区画され、その一
方が翼背側冷却空気系に、他方が翼腹側冷却空気
系に連通された特許請求の範囲第１項に記載のガ
スタービン動翼の冷却構造。 ４ 最終冷却流路内に区画される翼頂側流路およ
び翼根元側流路の一方は、連通路あるいは複数の
インピンジ孔を介して翼背側冷却流路系に、その
他方も連通路あるいはインピンジ孔を介して翼腹
側冷却流路系にそれぞれ連通された特許請求の範
囲第３項に記載のガスタービン動翼の冷却構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5437284A JPH0233843B2 (ja) | 1984-03-23 | 1984-03-23 | Gasutaabindoyokunoreikyakukozo |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5437284A JPH0233843B2 (ja) | 1984-03-23 | 1984-03-23 | Gasutaabindoyokunoreikyakukozo |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60198305A JPS60198305A (ja) | 1985-10-07 |
| JPH0233843B2 true JPH0233843B2 (ja) | 1990-07-31 |
Family
ID=12968837
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5437284A Expired - Lifetime JPH0233843B2 (ja) | 1984-03-23 | 1984-03-23 | Gasutaabindoyokunoreikyakukozo |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0233843B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH06220871A (ja) * | 1993-01-28 | 1994-08-09 | Natl House Ind Co Ltd | Ｐｃ基礎構築方法 |
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-
1984
- 1984-03-23 JP JP5437284A patent/JPH0233843B2/ja not_active Expired - Lifetime
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|---|---|---|---|---|
| JPH06220871A (ja) * | 1993-01-28 | 1994-08-09 | Natl House Ind Co Ltd | Ｐｃ基礎構築方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS60198305A (ja) | 1985-10-07 |
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