JPH0379522B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPH0379522B2 JPH0379522B2 JP60248171A JP24817185A JPH0379522B2 JP H0379522 B2 JPH0379522 B2 JP H0379522B2 JP 60248171 A JP60248171 A JP 60248171A JP 24817185 A JP24817185 A JP 24817185A JP H0379522 B2 JPH0379522 B2 JP H0379522B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- chamber
- impingement
- leading edge
- rear chamber
- insert
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 16
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 8
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 3
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000004941 influx Effects 0.000 description 1
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
-
- 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、燃焼タービンに関し、より詳しく
は、前縁の壁部を備えた翼形の中空タービン羽根
に関するものである。この翼形のタービン羽根
は、羽根を空冷するための構造を全体として備え
たインサートを有している。
は、前縁の壁部を備えた翼形の中空タービン羽根
に関するものである。この翼形のタービン羽根
は、羽根を空冷するための構造を全体として備え
たインサートを有している。
周知のように、固定子羽根即ち静翼の各段は、
異なつたレベルの冷却を必要としている。羽根
は、その構造上から、低レベル又は緩徐なレベル
の冷却を必要とし、この冷却レベルは、羽根の内
壁に向けられる衝突ジエツトを用いて実現され
る。高レベルの冷却を必要としない羽根の場合に
も、羽根のいろいろの場所に必要とされる冷却の
度合は異なることがあり、例えば羽根の前縁領域
は、典型的には、比較的熱負荷が高いのに、羽根
の下流側の、即ち後縁側の領域の熱負荷は相当に
低くなつていることがある。
異なつたレベルの冷却を必要としている。羽根
は、その構造上から、低レベル又は緩徐なレベル
の冷却を必要とし、この冷却レベルは、羽根の内
壁に向けられる衝突ジエツトを用いて実現され
る。高レベルの冷却を必要としない羽根の場合に
も、羽根のいろいろの場所に必要とされる冷却の
度合は異なることがあり、例えば羽根の前縁領域
は、典型的には、比較的熱負荷が高いのに、羽根
の下流側の、即ち後縁側の領域の熱負荷は相当に
低くなつていることがある。
本発明の目的は、単一の内部空洞を備えた羽根
が、単一の一体形中空インサートを有し、該イン
サートが、外部の熱負荷に壁部の衝突冷却を関連
付けるように形成された室及びジエツト用衝突ポ
ートを有するようにした、羽根・インサート構造
を提供することにある。
が、単一の一体形中空インサートを有し、該イン
サートが、外部の熱負荷に壁部の衝突冷却を関連
付けるように形成された室及びジエツト用衝突ポ
ートを有するようにした、羽根・インサート構造
を提供することにある。
本発明は、前縁部、空気排出スロツトを備えた
後縁部、及び該空気排出スロツトに連通する単一
の内部空洞を画定する押込み側及び吸引側の側壁
を備えた翼形の中空タービン羽根と、該内部空洞
中に配設され、該内部空洞の実質的に全長に亘り
翼弦方向に延長していて、実質的に相補の翼形の
断面形状を備えている、単一の一体形空冷用中空
インサートと、該中空インサートの内部を、前記
中空タービン羽根の前記前縁部中の前部室及びこ
れよりも順次後方にあつて互いに連通している少
なくとも２つの別々の後部室に区画しており、前
記前部室及び後部室の一方の半径方向端部が冷却
空気源と連通している、前記中空インサート内に
おいて半径方向に延長する複数の仕切り手段と、
該中空インサートの全前部室及び後部室の壁部に
形成された複数の衝突ポートと、前記後部室への
流量を絞る絞り手段とを有し、該絞り手段は、前
記後部室の半径方向外端にある前記中空インサー
トの半径方向外向きの延長部分と、該延長部分に
形成された複数の絞り孔とを含んでいて、前記前
部室が前記後部室に比べて高い圧力にあることに
より、該前部室の前記衝突ポートを通り該前縁部
の内壁部に衝突する衝突ジエツトが該後部室の前
記衝突ポートからの衝突ジエツトよりも著しく高
速となるようにした燃焼タービンを提供する。
後縁部、及び該空気排出スロツトに連通する単一
の内部空洞を画定する押込み側及び吸引側の側壁
を備えた翼形の中空タービン羽根と、該内部空洞
中に配設され、該内部空洞の実質的に全長に亘り
翼弦方向に延長していて、実質的に相補の翼形の
断面形状を備えている、単一の一体形空冷用中空
インサートと、該中空インサートの内部を、前記
中空タービン羽根の前記前縁部中の前部室及びこ
れよりも順次後方にあつて互いに連通している少
なくとも２つの別々の後部室に区画しており、前
記前部室及び後部室の一方の半径方向端部が冷却
空気源と連通している、前記中空インサート内に
おいて半径方向に延長する複数の仕切り手段と、
該中空インサートの全前部室及び後部室の壁部に
形成された複数の衝突ポートと、前記後部室への
流量を絞る絞り手段とを有し、該絞り手段は、前
記後部室の半径方向外端にある前記中空インサー
トの半径方向外向きの延長部分と、該延長部分に
形成された複数の絞り孔とを含んでいて、前記前
部室が前記後部室に比べて高い圧力にあることに
より、該前部室の前記衝突ポートを通り該前縁部
の内壁部に衝突する衝突ジエツトが該後部室の前
記衝突ポートからの衝突ジエツトよりも著しく高
速となるようにした燃焼タービンを提供する。
次に本発明の好ましい実施例を示した図面を参
照して詳述する。
照して詳述する。
第１図に、前縁部、凹面の側壁１４及び凹面の
側壁１６によつて画定された中空の単一内部空洞
を有する中空タービン羽根１２が図示され、これ
らの対向する側壁の下流部分は、（空気排出）ス
ロツト２０を備えた後縁部１８を画定している。
羽根を通る高温ガスの全体的な方向は、第１図に
破線の矢印で示したようになる。
側壁１６によつて画定された中空の単一内部空洞
を有する中空タービン羽根１２が図示され、これ
らの対向する側壁の下流部分は、（空気排出）ス
ロツト２０を備えた後縁部１８を画定している。
羽根を通る高温ガスの全体的な方向は、第１図に
破線の矢印で示したようになる。
単一の一体形空冷中空インサート２２は、羽根
の翼形の形状と相補の翼形断面形状を有し、羽根
の内部空洞のほぼ全体に亘つて、翼弦方向に延長
している。インサート２２の全体的な形状は、翼
形ではないが、第１図からわかるように、前縁部
２４のところで多少膨らんだ形状になつており、
後縁部２６も同様に多少膨らんだ形状になつてい
る。中間部２８の壁部は、前方及び後方の膨らん
だ部分の間の中間域を通じて、基本的に、羽根の
壁部から一様に隔だてられている。
の翼形の形状と相補の翼形断面形状を有し、羽根
の内部空洞のほぼ全体に亘つて、翼弦方向に延長
している。インサート２２の全体的な形状は、翼
形ではないが、第１図からわかるように、前縁部
２４のところで多少膨らんだ形状になつており、
後縁部２６も同様に多少膨らんだ形状になつてい
る。中間部２８の壁部は、前方及び後方の膨らん
だ部分の間の中間域を通じて、基本的に、羽根の
壁部から一様に隔だてられている。
インサート２２の内部は、構造的な締結機能も
する半径方向の仕切り部材（仕切り手段）３８，
４０，４２によつて、前部室３０と、それから順
に後部側の後部室３８，４０，４２とに区画され
ている。
する半径方向の仕切り部材（仕切り手段）３８，
４０，４２によつて、前部室３０と、それから順
に後部側の後部室３８，４０，４２とに区画され
ている。
全部の室３０，３２，３４，３６の半径方向内
端は閉鎖され、半径方向外端は、冷却空気源と連
通している。第２図から最もよくわかるように、
半径方向外端４４は、完全に開放しているため、
冷却空気は、第２図に矢印４６によつて示すよう
に、前部室３０に直接流入する。後部室３２，３
４，３６も冷却空気源と連通しているが、これら
の室への流れは、インサート２２の半径方向延長
部分（絞り手段）４８によつて絞られる。延長部
分４８は、板体５２によつて覆われた向かい合う
壁部５０から成り、この板体は、前部室３０が空
気を受け入れているような方法で冷却空気が後部
３２，３４，３６に直接流入することを阻止す
る。即ち、冷却空気は、壁部５０に図示のように
形成された複数の絞り孔５４により絞られてい
る。後部室３２，３４，３６には、絞り作用のた
め、前部室３０に比べて低い圧力が発生する。
端は閉鎖され、半径方向外端は、冷却空気源と連
通している。第２図から最もよくわかるように、
半径方向外端４４は、完全に開放しているため、
冷却空気は、第２図に矢印４６によつて示すよう
に、前部室３０に直接流入する。後部室３２，３
４，３６も冷却空気源と連通しているが、これら
の室への流れは、インサート２２の半径方向延長
部分（絞り手段）４８によつて絞られる。延長部
分４８は、板体５２によつて覆われた向かい合う
壁部５０から成り、この板体は、前部室３０が空
気を受け入れているような方法で冷却空気が後部
３２，３４，３６に直接流入することを阻止す
る。即ち、冷却空気は、壁部５０に図示のように
形成された複数の絞り孔５４により絞られてい
る。後部室３２，３４，３６には、絞り作用のた
め、前部室３０に比べて低い圧力が発生する。
第１，２図を参照すると、全部の室３０，３
２，３４，３６の側壁には、衝突ポートが形成さ
れている。前部室の側壁に設けられた衝突ポート
は、第１図に最もよく示すように、符号５６によ
り示されている。後部室３２，３４，３６のため
にインサート２２の凸面状の側壁に形成された衝
突ポートは、符号５８により、凹面状の側部壁に
形成された衝突ポートは、符号６０により、それ
ぞれ図示されている。全ての衝突ポートは、ほぼ
半径方向に延長する複数の列に配列されている。
前部室３０の衝突ポート５６の列間隔は、凸面側
にある後部室の衝突ポート列及び凹面側の大部分
の衝突ポート列の列間隔よりも大きい（例外は、
最初の低圧の後部室３２の凹面側の衝突ポート列
の列間隔である）。３つの後部室３２，３４，３
６は、仕切り部材４０，４２に一連のポート６２
が形成してあることによつて、互いに対し開放さ
れている。後部室３２，３４，３６は、仕切り部
材４０，４２が後部室３２，３４，３６の半径方
向外端の空所６４の手前で終端していることによ
つて、後部室３２，３４，３６の半径方向外端に
おいても相互に連通している。
２，３４，３６の側壁には、衝突ポートが形成さ
れている。前部室の側壁に設けられた衝突ポート
は、第１図に最もよく示すように、符号５６によ
り示されている。後部室３２，３４，３６のため
にインサート２２の凸面状の側壁に形成された衝
突ポートは、符号５８により、凹面状の側部壁に
形成された衝突ポートは、符号６０により、それ
ぞれ図示されている。全ての衝突ポートは、ほぼ
半径方向に延長する複数の列に配列されている。
前部室３０の衝突ポート５６の列間隔は、凸面側
にある後部室の衝突ポート列及び凹面側の大部分
の衝突ポート列の列間隔よりも大きい（例外は、
最初の低圧の後部室３２の凹面側の衝突ポート列
の列間隔である）。３つの後部室３２，３４，３
６は、仕切り部材４０，４２に一連のポート６２
が形成してあることによつて、互いに対し開放さ
れている。後部室３２，３４，３６は、仕切り部
材４０，４２が後部室３２，３４，３６の半径方
向外端の空所６４の手前で終端していることによ
つて、後部室３２，３４，３６の半径方向外端に
おいても相互に連通している。
インサート２２は、その壁部を羽根の壁部に対
する適切な間隔に保持するために、インサート前
縁部と後縁部とに打出し状に突部６６，６８を備
えている。
する適切な間隔に保持するために、インサート前
縁部と後縁部とに打出し状に突部６６，６８を備
えている。
前述した構成によれば、前部室３０は、後部室
３２，３４，３６よりも高い圧力に保たれるた
め、前部室３０からの冷却ジエツト流は、後部室
３２，３４，３６の衝突ポートから排出されるジ
エツト流よりも高速で放出される。そのため、熱
負荷の高い羽根の前縁部及び前部突面領域のとこ
ろには、より高速のジエツト流が放出され、より
低圧の後部室３２，３４，３６からは、翼形の羽
根の比較的低熱負荷の領域を冷却するために、比
較的低速のジエツト流が放出される。翼弦の中間
領域では衝突ポート列の間隔が比較的狭くなつて
いるため、相互の間隔の広い高速ジエツト流につ
いて得られる冷却よりも均等な冷却が行なわれ
る。
３２，３４，３６よりも高い圧力に保たれるた
め、前部室３０からの冷却ジエツト流は、後部室
３２，３４，３６の衝突ポートから排出されるジ
エツト流よりも高速で放出される。そのため、熱
負荷の高い羽根の前縁部及び前部突面領域のとこ
ろには、より高速のジエツト流が放出され、より
低圧の後部室３２，３４，３６からは、翼形の羽
根の比較的低熱負荷の領域を冷却するために、比
較的低速のジエツト流が放出される。翼弦の中間
領域では衝突ポート列の間隔が比較的狭くなつて
いるため、相互の間隔の広い高速ジエツト流につ
いて得られる冷却よりも均等な冷却が行なわれ
る。
各室について保持すべき典型的な圧力は、前部
室３０については、163Kg／cm2（160psig.1102E＋
03PA）、後部室３２，３４，３６については158
Kg／cm2（155psig.1068E＋03PA）、インサート２
２と羽根の向かい合う壁部との間の圧力は、153
Kg／cm2（150psig.1033E＋03PA）である。
室３０については、163Kg／cm2（160psig.1102E＋
03PA）、後部室３２，３４，３６については158
Kg／cm2（155psig.1068E＋03PA）、インサート２
２と羽根の向かい合う壁部との間の圧力は、153
Kg／cm2（150psig.1033E＋03PA）である。
第１図は、羽根及びインサートを示す、第２図
の−線に沿つた翼弦方向の断面図、第２図
は、羽根及びインサートを第１図の−線に沿
つて部分的に断面で示した側面図である。 １２……中空タービン羽根、１４……側壁、１
６……側壁、１８……後縁部、２０……空気排出
スロツト、２２……中空インサート、２４……前
縁部、３０……前部室、３２，３４，３６……後
部室、３８，４０，４２……仕切り部材（仕切り
手段）、４４……後部室の半径方向外端、４８…
…延長部分（絞り手段）、５４……絞り孔（絞り
手段）、５６……前部室の衝突ポート、５８，６
０……後部室の衝突ポート。
の−線に沿つた翼弦方向の断面図、第２図
は、羽根及びインサートを第１図の−線に沿
つて部分的に断面で示した側面図である。 １２……中空タービン羽根、１４……側壁、１
６……側壁、１８……後縁部、２０……空気排出
スロツト、２２……中空インサート、２４……前
縁部、３０……前部室、３２，３４，３６……後
部室、３８，４０，４２……仕切り部材（仕切り
手段）、４４……後部室の半径方向外端、４８…
…延長部分（絞り手段）、５４……絞り孔（絞り
手段）、５６……前部室の衝突ポート、５８，６
０……後部室の衝突ポート。
Claims (1)
- １ 前縁部、空気排出スロツトを備えた後縁部、
及び該空気排出スロツトに連通する単一の内部空
洞を画定する押込み側及び吸引側の側壁を備えた
翼形の中空タービン羽根と、前記内部空洞中に配
設され、該内部空洞の実質的に全長に亙り翼弦方
向に延長していて、実質的に相補の翼形の断面形
状を備えている、単一の一体形空冷用中空インサ
ートと、該中空インサートの内部を、前記中空タ
ービン羽根の前記前縁部中の前部室及びこれより
も順次後方にあつて互いに連通している少なくと
も２つの別々の後部室に区画しており、前記前部
室及び後部室の半径方向端部の一方が冷却空気源
と連通している、前記中空インサート内において
半径方向に延長する複数の仕切り手段と、該中空
インサートの全前部室及び後部室の壁部に形成さ
れた複数の衝突ポートと、前記後部室への流量を
絞る絞り手段とを有し、該絞り手段は、前記後部
室の半径方向外端にある前記中空インサートの半
径方向外向きの延長部分と、該延長部分に形成さ
れた複数の絞り孔とを含んでいて、前記前部室が
前記後部室に比べて高い圧力にあることにより、
該前部室の前記衝突ポートを通り前記前縁部の内
壁部に衝突する衝突ジエツトが該後部室の前記衝
突ポートからの衝突ジエツトよりも著しく高速と
なるようにした燃焼タービン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US67184684A | 1984-11-15 | 1984-11-15 | |
| US671846 | 1984-11-15 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61126302A JPS61126302A (ja) | 1986-06-13 |
| JPH0379522B2 true JPH0379522B2 (ja) | 1991-12-19 |
Family
ID=24696102
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60248171A Granted JPS61126302A (ja) | 1984-11-15 | 1985-11-07 | 燃焼タービン |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0182588B1 (ja) |
| JP (1) | JPS61126302A (ja) |
| KR (1) | KR860004224A (ja) |
| CN (1) | CN1004291B (ja) |
| CA (1) | CA1221915A (ja) |
| DE (1) | DE3565298D1 (ja) |
| IN (1) | IN163070B (ja) |
| IT (1) | IT1186049B (ja) |
| MX (1) | MX161444A (ja) |
Families Citing this family (30)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2189553B (en) * | 1986-04-25 | 1990-05-23 | Rolls Royce | Cooled vane |
| US5212940A (en) * | 1991-04-16 | 1993-05-25 | General Electric Company | Tip clearance control apparatus and method |
| US5207556A (en) * | 1992-04-27 | 1993-05-04 | General Electric Company | Airfoil having multi-passage baffle |
| US6183192B1 (en) * | 1999-03-22 | 2001-02-06 | General Electric Company | Durable turbine nozzle |
| DE10004128B4 (de) | 2000-01-31 | 2007-06-28 | Alstom Technology Ltd. | Luftgekühlte Turbinenschaufel |
| US6609880B2 (en) * | 2001-11-15 | 2003-08-26 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
| US6652220B2 (en) * | 2001-11-15 | 2003-11-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
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| US7871246B2 (en) * | 2007-02-15 | 2011-01-18 | Siemens Energy, Inc. | Airfoil for a gas turbine |
| CN104088673B (zh) * | 2008-11-07 | 2016-03-09 | 三菱日立电力系统株式会社 | 涡轮用叶片 |
| CN101825115B (zh) * | 2010-03-31 | 2011-09-28 | 北京航空航天大学 | 一种内置排骨架式气动阻尼的叶片 |
| US20130104567A1 (en) * | 2011-10-31 | 2013-05-02 | Douglas Gerard Konitzer | Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades |
| US9004866B2 (en) * | 2011-12-06 | 2015-04-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade incorporating trailing edge cooling design |
| US9506351B2 (en) * | 2012-04-27 | 2016-11-29 | General Electric Company | Durable turbine vane |
| EP2706195A1 (en) * | 2012-09-05 | 2014-03-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement tube for gas turbine vane with a partition wall |
| WO2016036366A1 (en) * | 2014-09-04 | 2016-03-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Internal cooling system with insert forming nearwall cooling channels in an aft cooling cavity of a gas turbine airfoil |
| GB201417476D0 (en) | 2014-10-03 | 2014-11-19 | Rolls Royce Plc | Internal cooling of engine components |
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