JPH03141801A - ガスタービンの冷却翼 - Google Patents
ガスタービンの冷却翼Info
- Publication number
- JPH03141801A JPH03141801A JP24749990A JP24749990A JPH03141801A JP H03141801 A JPH03141801 A JP H03141801A JP 24749990 A JP24749990 A JP 24749990A JP 24749990 A JP24749990 A JP 24749990A JP H03141801 A JPH03141801 A JP H03141801A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling
- blade
- trailing edge
- cooling air
- air blowing
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- Pending
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 67
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 11
- 238000007664 blowing Methods 0.000 abstract description 10
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 5
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 5
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000001737 promoting effect Effects 0.000 description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
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。
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の冷却翼の改良に係り、特に冷却
翼の翼後縁部に冷却空気の吹出口を有する冷却翼の改良
に関するものである。
翼の翼後縁部に冷却空気の吹出口を有する冷却翼の改良
に関するものである。
ガスタービンにおいてはタービン入口温度を高めること
によるガスタービン性能の向上が追求されている。ガス
温度を高くすると、主翼ガス中にある翼を材料と寿命か
ら定まる許容温度以下にするための冷却強化が必要とな
る。翼部においては最も薄肉となる後縁部の冷却が冷却
通路を形成しにくいため難しく、後縁部の金属の高温腐
食による減肉の影響を小さくするため、後縁厚さを厚く
設計したいと要求がある。しかし、第４図に示すように
隣接する翼部１の最小距離であるスロート幅０と後縁厚
さｔとの比ｔ ／ ｏが大きくなると翼列の空力損失が
急増しタービンの性能低下の大きな原因となる。
によるガスタービン性能の向上が追求されている。ガス
温度を高くすると、主翼ガス中にある翼を材料と寿命か
ら定まる許容温度以下にするための冷却強化が必要とな
る。翼部においては最も薄肉となる後縁部の冷却が冷却
通路を形成しにくいため難しく、後縁部の金属の高温腐
食による減肉の影響を小さくするため、後縁厚さを厚く
設計したいと要求がある。しかし、第４図に示すように
隣接する翼部１の最小距離であるスロート幅０と後縁厚
さｔとの比ｔ ／ ｏが大きくなると翼列の空力損失が
急増しタービンの性能低下の大きな原因となる。
そこで、後縁厚さを薄くし翼の空力性能を確保し、かつ
高温腐食による減肉の影響を小さくするため、翼後縁部
の冷却に対しては、「メカニカルエンジニアリング １
９８２年４月第５８頁〜第６０頁（Ｍｅｃｈａｎｉｃａ
ｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ａｐｒｉｌ、 １９８２
。
高温腐食による減肉の影響を小さくするため、翼後縁部
の冷却に対しては、「メカニカルエンジニアリング １
９８２年４月第５８頁〜第６０頁（Ｍｅｃｈａｎｉｃａ
ｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ａｐｒｉｌ、 １９８２
。
ｐｐ５８〜６０）に論じられてる。これを第５図にて説
明すると、第５図（ａ）は冷却翼の後縁部４を冷却した
冷却空気を後縁中央位置の冷却空気吹出部６より吹き出
すの１呉対し、第５図（ｂ）は、後縁部を冷却した冷却
空気を翼腹側位置に設けた冷却空気吹出部６より吹き出
し、吹き出し位置より下流の後縁部に沿って冷却空気を
流す方法である。第５図（ｂ）の方法によれば（ａ）の
場合に対して後縁厚さを薄くできる他（ｔ ｅｘ＜ ｔ
ａｔ）、高温腐食による減肉限界厚さを実質的に大き
くとれる（ ｔ Ｃ２＞ ｔ ｅｌ）効果があり、空力
的後縁厚さ損失をへらし、高温腐食寿命が長い冷却翼を
提供できる。
明すると、第５図（ａ）は冷却翼の後縁部４を冷却した
冷却空気を後縁中央位置の冷却空気吹出部６より吹き出
すの１呉対し、第５図（ｂ）は、後縁部を冷却した冷却
空気を翼腹側位置に設けた冷却空気吹出部６より吹き出
し、吹き出し位置より下流の後縁部に沿って冷却空気を
流す方法である。第５図（ｂ）の方法によれば（ａ）の
場合に対して後縁厚さを薄くできる他（ｔ ｅｘ＜ ｔ
ａｔ）、高温腐食による減肉限界厚さを実質的に大き
くとれる（ ｔ Ｃ２＞ ｔ ｅｌ）効果があり、空力
的後縁厚さ損失をへらし、高温腐食寿命が長い冷却翼を
提供できる。
しかしながら上記従来技術は、第５図（ｂ）における冷
却空気吹出位置６より下流の後縁部に関しては、吹出さ
れた冷却空気が吹出口下流で拡散するため冷却効果が低
下する。このため後縁４の下流端部の翼メタル温度が上
昇してしまう問題点があった。
却空気吹出位置６より下流の後縁部に関しては、吹出さ
れた冷却空気が吹出口下流で拡散するため冷却効果が低
下する。このため後縁４の下流端部の翼メタル温度が上
昇してしまう問題点があった。
本発明の目的は、腹側後縁吹出冷却翼において冷却空気
吹出位置より下流の後縁部の冷却効果が低下するのを防
止することにある。
吹出位置より下流の後縁部の冷却効果が低下するのを防
止することにある。
Ｃ問題点を解決するための手段〕
上記目的は、吹出位置下流で冷却空気が後縁部に沿って
流れる部分の熱伝達率を促進することによって遠戚され
る。
流れる部分の熱伝達率を促進することによって遠戚され
る。
冷却空気吹出孔位置より下流の後縁部は、吹出された冷
却空気の対流冷却効果とフィルム冷却効果の両者によっ
て冷却される。そこで冷却空気が沿って流れていく後縁
部壁面に突起を設け、冷却空気の乱れを促進させる。こ
れによって上記後縁部断面図の熱伝達率が向上するので
、下流の後綾部は冷却が改善される。
却空気の対流冷却効果とフィルム冷却効果の両者によっ
て冷却される。そこで冷却空気が沿って流れていく後縁
部壁面に突起を設け、冷却空気の乱れを促進させる。こ
れによって上記後縁部断面図の熱伝達率が向上するので
、下流の後綾部は冷却が改善される。
以下、本発明の一実施例を第１図と第２図により説明す
る。第１図は、冷却翼の翼部立体図を示し、第２図は、
本発明になる冷却翼の後縁部断面図を示す。翼部１を冷
却するため翼部↓の内部にコアプラグ２が挿入されてお
り、コアプラグに設けた径の小さい多数個の冷却孔３よ
り吹き出され翼内壁面を冷却するいわゆるインビンジメ
ント冷却翼の例を示す。冷却孔３より吹出された流れは
、翼の後縁方向へ流れ、例えばピンフィン５の間を通り
翼壁面を冷却しながら、翼後縁部腹側に設けられた、冷
却空気吹出部６より噴出する。本発明はこの冷却空気吹
出部６から後縁４の下流端までの間には、その腹側位置
にタービュレンスプロモータとしての作用のある突起８
が設けられていることを特徴とする。
る。第１図は、冷却翼の翼部立体図を示し、第２図は、
本発明になる冷却翼の後縁部断面図を示す。翼部１を冷
却するため翼部↓の内部にコアプラグ２が挿入されてお
り、コアプラグに設けた径の小さい多数個の冷却孔３よ
り吹き出され翼内壁面を冷却するいわゆるインビンジメ
ント冷却翼の例を示す。冷却孔３より吹出された流れは
、翼の後縁方向へ流れ、例えばピンフィン５の間を通り
翼壁面を冷却しながら、翼後縁部腹側に設けられた、冷
却空気吹出部６より噴出する。本発明はこの冷却空気吹
出部６から後縁４の下流端までの間には、その腹側位置
にタービュレンスプロモータとしての作用のある突起８
が設けられていることを特徴とする。
第３図は、翼腹側より見た、翼後縁部を示し、後縁部に
設けた本発明になる突起８の形状の例を示したもので、
７ａは冷却空気流れ方向に直交するよう配置した突起の
例、７ｂは冷却空気流れ方向に斜めに配置し流れが両側
に広がる様流れるよう配列した突起、７ｃは円柱状の突
起の例を示している。ここで８は従来の平坦な後縁部壁
面形状を比較のために示しである。
設けた本発明になる突起８の形状の例を示したもので、
７ａは冷却空気流れ方向に直交するよう配置した突起の
例、７ｂは冷却空気流れ方向に斜めに配置し流れが両側
に広がる様流れるよう配列した突起、７ｃは円柱状の突
起の例を示している。ここで８は従来の平坦な後縁部壁
面形状を比較のために示しである。
なお突起の高さは、突起の上面が高温の主流ガス中に突
出しないような高さに制限すべきである。
出しないような高さに制限すべきである。
本発明によれば、突起により冷却空気に乱れが促進され
、冷却空気吹出部から後縁下流端までの冷却が改善され
る効果がある。
、冷却空気吹出部から後縁下流端までの冷却が改善され
る効果がある。
本発明によれば、翼の後縁厚さを薄くシ、冷却空気を後
縁の腹側位置より吹出すことによって空力損失の低減と
、高温腐食による寿命の向上を目的とした冷却翼におい
て問題となる後縁吹出部の下流の翼後縁部を沿って流れ
る冷却空気の乱れを促進することにより冷却空気と翼壁
面との熱伝達率を向上できるので、翼後縁部の冷却効果
を向上させる効果がある。
縁の腹側位置より吹出すことによって空力損失の低減と
、高温腐食による寿命の向上を目的とした冷却翼におい
て問題となる後縁吹出部の下流の翼後縁部を沿って流れ
る冷却空気の乱れを促進することにより冷却空気と翼壁
面との熱伝達率を向上できるので、翼後縁部の冷却効果
を向上させる効果がある。
第１図は本発明の冷却翼の一実施例を示す立体図、第２
図は本発明になる冷却翼後縁部分の断面図、第３図は本
発明になる冷却翼後縁部の翼腹側から見た正面図、第４
図はガスタービンの翼列を示す平面図、第５図は従来の
翼後縁部の冷却構造を示す断面図である。 １・・・翼部、４・・・後縁、６・・・冷却空気吹出部
、７妬 図 笛 図 某 鑓 ■ 案 ■ （α）
図は本発明になる冷却翼後縁部分の断面図、第３図は本
発明になる冷却翼後縁部の翼腹側から見た正面図、第４
図はガスタービンの翼列を示す平面図、第５図は従来の
翼後縁部の冷却構造を示す断面図である。 １・・・翼部、４・・・後縁、６・・・冷却空気吹出部
、７妬 図 笛 図 某 鑓 ■ 案 ■ （α）
Claims (1)
- １、冷却翼の後縁部の腹側位置に、冷却空気の吹出口を
有するガスタービン冷却翼において、前記冷却空気吹出
口から後縁に至る、翼後縁部の腹側表面に、後縁から吹
き出された冷却空気に乱れを与える突起を設けたことを
特徴とするガスタービンの冷却翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24749990A JPH03141801A (ja) | 1990-09-19 | 1990-09-19 | ガスタービンの冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24749990A JPH03141801A (ja) | 1990-09-19 | 1990-09-19 | ガスタービンの冷却翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03141801A true JPH03141801A (ja) | 1991-06-17 |
Family
ID=17164378
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24749990A Pending JPH03141801A (ja) | 1990-09-19 | 1990-09-19 | ガスタービンの冷却翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH03141801A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5368441A (en) * | 1992-11-24 | 1994-11-29 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil including diffusing trailing edge pedestals |
| JP2008248733A (ja) * | 2007-03-29 | 2008-10-16 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン用高温部材 |
| JP2010043568A (ja) * | 2008-08-11 | 2010-02-25 | Ihi Corp | タービン翼及びタービン翼後縁部の放熱促進部品 |
| WO2012124578A1 (ja) * | 2011-03-11 | 2012-09-20 | 株式会社Ihi | タービン翼 |
| WO2017082907A1 (en) * | 2015-11-12 | 2017-05-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil with a cooled trailing edge |
| EP3346096A1 (en) * | 2017-01-10 | 2018-07-11 | Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. | Blade of a gas turbine and according cut-back of a blade or vane in a gas turbine |
| CN112343666A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-02-09 | 北京航空航天大学 | 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的波纹型肋导流结构 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5145727A (ja) * | 1974-10-18 | 1976-04-19 | Fumio Iwasaki | Kokandobunkatsutetsushingatareisohenryuki |
| JPS5918204A (ja) * | 1982-07-21 | 1984-01-30 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンの翼 |
| JPS61118503A (ja) * | 1984-11-15 | 1986-06-05 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン冷却翼 |
| JPS61205301A (ja) * | 1985-03-06 | 1986-09-11 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン翼 |
-
1990
- 1990-09-19 JP JP24749990A patent/JPH03141801A/ja active Pending
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| US20180195396A1 (en) * | 2017-01-10 | 2018-07-12 | Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. | Blade, cut-back of blade or vane and gas turbine having the same |
| JP2018112187A (ja) * | 2017-01-10 | 2018-07-19 | ドゥサン ヘヴィー インダストリーズ アンド コンストラクション カンパニー リミテッド | ブレード、ブレードまたはベーンのカットバック及びこれを含むガスタービン |
| US10443394B2 (en) | 2017-01-10 | 2019-10-15 | DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD | Blade, cut-back of blade or vane and gas turbine having the same |
| CN112343666A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-02-09 | 北京航空航天大学 | 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的波纹型肋导流结构 |
| CN112343666B (zh) * | 2020-12-14 | 2021-08-24 | 北京航空航天大学 | 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的波纹型肋导流结构 |
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