JPH0240001A - ガスタービン冷却翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明はガスタービン冷却翼に係り、特に、衝突冷却構
造の翼前半部と対流冷却流路をもつ翼後縁部との中間領
域の冷却を強化し、翼全体を最適に冷却するのに好適な
構造のガスタービンの冷却静翼に関する。

〔従来の技術〕

ガスタービンにおいて、タービンには燃焼器で発生され
た高温ガスが作動流体として導入され１駆動されている
。全体の熱効率を向」ニさせるため、作動流体の温度は
既にタービン部材の耐熱温度をかなり」１回るレベルに
あり、今後もさらに上昇してゆく傾向にある。タービン
翼では、高温の作動流体中に外表面が長時間さらされる
状況でも、翼各部の温度および温度勾配が翼材の耐酸化
・腐食性や耐熱応力性に問題がないレベルまで低くなる
ように、圧縮機から抽気した冷却空気により翼内部を冷
却することが行われている。これまで翼材料の耐熱性改
良とともに、上記の目的がより少量の冷却空気で達成で
きるように各種の高性能な冷却翼が開発されてきた。

タービンの静翼に対しては、静止部品であるため複雑な
内部構造が可能であり、かつ、非較的高い冷却性能が要
求されるため、例えば、特公昭４８２６０８６号公報、
特開昭４８−２２８１．６号公報および特開昭５０−４
８３０９号公報に示されるような、衝突・対流方式の複
合冷却翼構造が一般に採用されている。この構造は、第
２図の典型的な例のように、翼前半部へを薄肉の翼外被
１て形成された中空構造とし、１つ以−Ｌの内部空温そ
れぞれに多数の噴出孔２を側面にもつ中空の冷却用中子
３を翼夕）被」の内表面と所定の間隔を置いて配設し、
さらに、翼後縁部Ｃには、翼厚み中心線付近を上記の翼
中空部の後端から翼後縁に向かってＲ弦方向に貫通する
対流冷却流路４を設けたものである。冷却空気５は冷却
用中子３の内部にまず導入され、噴出孔２を通って翼外
被」の内表面に衝突させられ、翼前半部Ａを衝突冷却す
る。次いで冷却空気５ば、翼外被］の内表面と冷却用中
子３の側面との間の翼背・腹側の内部冷却流路６を１ｇ
弦方向に流れ、大部分は中間領域Ｂで合流した後、翼後
縁部の対流冷却流路４を対流冷却作用を行いながら通過
し、翼後縁から外部に排出される。また−・部の冷却構
気５は、内部冷却流路６の途中から、翼外被１を貫通す
るフィルム孔７を通って外部に吹出され、孔下流部分の
高温ガス流８に拡散して低温化するフィルム冷却作用を
行う。

このような冷却構造をもつ静翼では、被冷却面に冷却空
気を垂直に衝突させるという伝熱的に有利な衝突冷却構
造である翼前半部Ａと、比較的大きな流路前後の圧力差
が許容されるために、伝熱促進要素８を設置したスリン
１−状流路や微小な円孔列流路として対流冷却を強化て
きる翼後縁部Ｃについては、外表面の熱負荷に対応させ
た十分に、高い冷却性能を設定することかできる。しか
し、中間領域Ｂについては、冷却用中子３の後端直後で
内部冷却流路６が合流して急拡大するため、この合流部
６′での冷却空気５の平均流速は大幅に減少し、また、
最後列の噴出孔２による壁噴流の流速も孔配列の１ピツ
チ下流ではかなり減少しており、この部分ては前後の部
分に比へ内表面の熱伝達、即ち、冷却性能かかなり低く
なる。第３図にその状況が破線で示されている。

冷却」二の欠点となる中間領域Ｂは次のような、製作」
二の制約から形成される。冷却用中子３は一般に、予め
噴出孔２を加工した板材を曲げ加工し、溶接により袋状
に仕上げられている。このような加工法では、冷却用中
子３の形状精度を限度以上（例えば中子の板厚以下）に
することが難しく、また、板厚も中子全体の強度および
溶接性の点から全体的・局所的にもそれ程薄くできない
。また精紡などの精度の高い製作法による場合でも、板
厚に対する制約は同様である。従って、最後列の噴出孔
２は、中子の内部および両側の内部冷却流路６の各々の
高さが中子の板厚とほぼ同等となる翼弦方向位置より前
にしな□ければならず、冷却用中子３の後端も、そのわ
ずか後方となるものの、翼全体からみてそれ程後方にす
ることができない。

また、翼後縁部Ｃの対流冷却流路４については、後縁で
の出口圧が低いために比較的大きな流路前後の圧力差が
許容されるものの、流動損失の増大をもたらす伝熱促進
要素８の設置や流路の微小化により必要なレベルまで冷
却性能を高めているため、流路をそれ程延長することは
できない。さらに、列部熱負荷の大きい翼腹側後半部に
フィルム孔７を対流冷却流路４の」１流で適正な圧力差
どなる位置に加工する必要があるため、対流冷却流路４
の入口を翼全体からみてそれ程前方にすることができな
い。以上のことから、冷却用中子３の後端と対流冷却流
路４の入口との間の中間領域Ｂに、効果的な冷却構造の
採用できない急拡大した合流部６′が形成される。

冷却用中子３の後端の構造は、他に、第４図のように後
方への噴出孔２′をもつ足利１１を固定したものや、第
５図のように延長接合部］２のＭｉｆ半の斜面部に斜め
後方への噴出孔２″を加工したものも採用されている。

これらの場合、第２図の例に比へ冷却用中子３の後端が
厚くなるため、最後列の噴出孔２や後端の位置は前方に
移動しており、中間領域Ｂが長くなっている。ぞのため
、追加された噴出孔２’　、２ｎで内部冷却流路の合流
部６′の平均流速や壁噴流の流速かある程度聖人される
としても、この領域の内表面の熱伝達、即ち、冷却性能
が前後の部分に比べて低いという状況はそれ程改善でき
ない。

中間領域Ｂの長さか翼外被］の厚さと同等か最大でも二
倍程度以下であれば、翼外被１内の熱伝導により翼材温
度分布が一様化されるため、この領域の局所的な冷却性
能低下の影響は少ないと考えられる。従来の冷却静翼で
はこの限度ぎりぎりか多少超える程度のものが多かった
が、今後、空力特性を重視して翼後半がより請い翼形状
を採用する場合、この限度を超えて中間領域Ｂがかなり
長くなり冷却」二の問題がクローズアップされることが
予想される。

〔発明が解決しようとする課題〕

このように、従来構造のガスタービン冷却翼では、衝突
冷却構造の翼前半部と対流冷却流路をもつ翼後縁部との
中間領域に対して有効な冷却構造がとれず、この領域の
冷却性能が局所的に低下し翼材温度が高くなるという問
題点があった。

本発明の目的は、中間領域に有効な冷却構造を設（づて
、局所的な冷却性能の低下を解消し、翼全体を最適に冷
却することが可能な静翼の冷却構造を提供することにあ
る。

〔課題を解決するための手段〕

」−北口的は、翼前半部の最後方の冷却用中子の後端と
翼後縁部の対流冷却流路の入口との中間領域における翼
外被内部の空洞内に、翼外被の内表面に対向する側面に
複数の突起をもつ延長部材を、側面と内表面との間の内
部冷却流路が複数の突起により縮小または反復的な縮小
・拡大を受けるように、配設することにより達成される
。さらに、このような延長部材の配設とともに、中間領
域の内表面に複数の突起を成形し、二種の突起が共同し
て内部冷却流路に対し上述と同様の作用を行うようにし
ても、同様の目的が達成される。

〔作用〕

このような構成で、延長部材自体により中間領域の内部
冷却流路の急拡大がかなり抑えられ、延長部材の側面の
複数の突起が、単独または、翼外被の内表面に成形され
た複数の突起と共同で、内部冷却流路の冷却空気流の流
速や乱れを増大させる（各々、突起が流路を縮小あるい
は反復的に縮小・拡大する構造の場合に対応する）ため
、この領域の内表面の熱伝達、即ち、冷却性能を前後の
部分と同程度近くまで向」ニさせることができる。

また、この場合、延長部材は冷却用中子とは別工程のよ
り高精度な加工法で製作することができるため、最適形
状の突起を精度よく成形できる。内表面の突起について
も、一般に、精紡により翼外被が製作されるため、同様
に精度よく成形することが可能である。

〔実施例〕

以下、本発明の一実施例を第１図により説明する。翼前
半部Ａと翼後縁部Ｃの冷却構造・作用は、従来のものと
基本的に同一である。この実施例では、中間領域Ｂの翼
外被１゜の内部の空洞内に、延長部材９が冷却用中子３
の後端に溶接などにより固定され、両側の翼外被］の内
表面と隔絶して配設される。内表面と対向する延長部材
９の両側面には、内表面までの高さより低い翼高さ方向
の板状の突起１０が剥離成形されている。延長部材９が
中間領域Ｂの内部空洞に挿入されることで従来より狭い
内部冷却流路の延長部６＃が形成され、側面の突起１０
が流路を反復的に縮小・拡大させるために、この延長部
６“を通る冷却空気５の流速・乱れの増大と内表面への
偏流が発生し、内表面の熱伝達、即ち、冷却性能を第３
図のように前後の部分と同程度近くまで向上させること
ができる。延長部材９の後端と対流冷却流路４の入口と
の距離は、翼外被１の厚さ程度以下であれば、延長部材
９の効果を損なうことはない。

第６図に本発明の第二の実施例を示す。延長部材９は冷
却用中子３の後端に固定されておらず、別の手段（部材
の側面、または、翼外被の内表面上に成形されたスペー
サや、部Ｈの翼高さ方向端面の翼外被への固定など）に
より中間領域Ｂの翼外被］の内部の空洞内に、内表面と
隔絶して配設されている。延長部材９の側面上の突起１
０は実施例と同様のものであり、この場合も実施例と同
じ機構により、中間領域Ｂの冷却性能の向上が達成され
る。延長部材９の先端と冷却用中子３の後端との距離も
、延長部材９の後端と同様に、翼外被１の厚さ程度以下
であれば効果への実質的な影響はない。

第７図に示した本発明の第三の実施例では、延長部材９
は冷却用中子３の後端に固定されており、その側面の突
起１０は、翼外被１の内表面までの高さより低く翼弦方
向のほぼ長円形状のものが翼高さ方向に並へられている
。延長部材９自体と突起１０により、内部冷却流路６が
この中間領域Ｂの延長部６′では大幅に縮小されており
、冷却空気５の平均流速が高められ、突起１０の周辺に
乱れが引起こされるため、この領域の内表面の熱伝達、
即ち、冷却性能を前後の部分と同程度近くまで向上する
ことができる。延長部材９の後端と対流冷却流路４の入
口との距離は、既に説明した程度に保たれていればよい
。

上記の実施例の延長部材９を、第８図に示した本発明の
第四の実施例のように、冷却用中子３から分離し、突起
１０を翼外被１の内表面にほぼ接する高さとしてもよい
。この場合、上記の実施例１］ とほぼ同様の機構により中間領域Ｂの冷却性能向」二が
達成され、突起１０が延長部材９を内表面から隔絶する
スペーサの役割も行うため、延長部材９の位置決め・固
定が容易になる。

第９図に本発明の第五の実施例を示す。この場合、延長
部材９は冷却用中子３の後端に固定され、その両側面に
は翼外被１の内表面までの高さより低く千鳥状に配列さ
れた円柱状の突起１ｏが成形されている。内部冷却流路
の延長部６″を通る冷却空気５の流れに対し、突起１０
は、流路を反街的に縮小・拡大させることにより乱れを
増大し、かつ突起先端の隙間に一部の流れを導くことで
内表面への偏流を発生させて内表面付近の流速を増大さ
せる作用も行う。従って、このような突起１０をもつ延
長部材９によっても、中間領域Ｂの内表面の熱伝達、即
ち、冷却性能を前後の部分と同程度近くまで向上させる
ことができる。また、この場合も、延長部材９は冷却用
中子３の後端に固定されていなくても、その距離が既に
説明した範囲内であれば、冷却上の効果に実質的な影響
はない。

第１０図、第１１図に、本発明の第六、第七の実施例と
して、延長部材９の側面上の突起１０とともに、翼外被
１の内表面上にも突起１３を成形し、それらが共同して
冷却空気５の流れに作用する構造とした場合を示す。第
１０図では、延長部材９の側面上の突起１０は、翼弦方
向のほぼ長円形状のものが並べられており、一方、翼外
被１の内表面上の突起１３は、突起１０の先端までの高
さより低い翼高さ方向の板状のものが並べられている。

前者の突起１ｏは内部冷却流路の延長部６“の流路を縮
小し、後者の突起１３は延長部６″の流路を反復的に縮
小・拡大させるため、結果として、この部分の冷却空気
５の流れの流速・乱れが効果的に増大し、中間領域Ｂの
内表面の熱伝達、即ち、冷却性能が前後の部分と同程度
近くまで向上する。

また、第１１図の実施例では、延長部材９の側面上の突
起１０は、対向する突起の先端にほぼ接する翼高さ方向
の板状のものが並べられており、一方、翼外被１の内表
面に成形された突起１３は、翼弦方向のほぼ長円形状の
ものが並へら九、先端が互いにほぼ接している。前者の
突起］Ｏは、内部冷却流路の延長部６″の流路を反復的
に縮小・拡大させて冷却空気５の流れを乱すとともに、
内表面に向かう偏流を起こさせて内表面付近の流速を高
め、また、後者の突起１３も延長部６″のｄε路を縮小
して流速を高める。その結果、この例でも中間領域Ｂの
内表面の熱伝達、即ち、冷却性能が前後の部分と同程度
近くまで向」ニする。また、両者の突起の先端がほぼ接
触してスペーサの役割をするため、延長部材９の位置決
め・固定が比較的容易になる。

」―記の二側では、延長部材９が冷却用中子３の後端に
それぞれ固定・分離されていたが、分離されている場合
にも部材先端の間隔を既に示した範囲内にすれば、どち
らの形式でも冷却上の効果にほとんど差はない。

また、本発明の実施例として示した延長部材９の側面上
の突起１０、および、それらと翼外被コの内表面上の突
起１３の組合せ以外でも、内部冷却流路の延長部６ｎを
縮小、または、反復的に縮小・拡大させる作用を行う形
状の突起であれば、同様な効果が期待できるのはもちろ
んである。

〔発明の効果〕

本発明によれば、ガスタービンの冷却静翼の衝突冷却構
造の翼前半部と対流冷却流路をもつ翼後縁部との中間領
域の冷却性能が前後の部分と同程度近くまで向上される
ため、翼全体を最適に冷却することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例を示す翼の横断面図、第２図
は従来例を示す翼の横断面図、第３図は翼内表面の冷却
状態を示す説明図、第４図、第５図は従来例を示す翼の
横断面図、第６図ないし第１１図は本発明の他の実施例
の翼の横断面図である。 １・・・翼外被、３・冷却用中子、４・・対流冷却流路
、６・・・内部冷却流路、６″・・延長部、１０．１３
・・・突起、Ａ・・・翼前半部、Ｂ・・・中間領域、Ｃ
・・翼後縁部。 ７一

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、複数の噴出孔を側面にもつ中空の冷却用中子が翼外
   被内部の空洞内に隔絶されて配設された衝突冷却構造の
   翼前半部と、翼厚み中心線付近を翼弦方向に貫通する対
   流冷却流路をもつ翼後縁部とからなるガスタービン冷却
   翼において、最後方の前記冷却用中子の後端と前記対流
   冷却流路の入口との中間領域の空洞内に、翼外被の内表
   面に対向する側面に複数の突起をもつ延長部材を、前記
   延長部材の側面と前記内表面との間の内部冷却流路が複
   数の突起により縮小または反復的な縮小・拡大を受ける
   ように、配設したことを特徴とするガスタービン冷却翼
   。 ２、前記延長部材が最後方の前記冷却用中子の後端に固
   定され、前記延長部材の後端と前記翼後縁部の前記対流
   冷却流路の入口との距離が翼外被の厚さ以下であること
   を特徴とする特許請求の範囲第１項記載のガスタービン
   冷却翼。 ３、前記延長部材が最後方の前記冷却用中子から分離し
   て配設され、前記冷却用中子の後端と前記延長部材の先
   端との距離、および前記延長部材の後端と翼後縁部の対
   流冷却流路の入口との距離がともに翼外被の厚さ以下で
   あることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載のガス
   タービン冷却翼。 ４、特許請求の範囲第１項記載のガスタービン冷却翼に
   おいて、 前記中間領域の前記翼外被の内表面に複数の突起を成形
   し、内部冷却流路を縮小または反復的に縮小・拡大させ
   るように、前記複数の突起が延長部材の複数の突起と共
   同して作用するように配設されたことを特徴とするガス
   タービン冷却翼。