JPH0418121B2 - - Google Patents

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JPH0418121B2
JPH0418121B2 JP61007926A JP792686A JPH0418121B2 JP H0418121 B2 JPH0418121 B2 JP H0418121B2 JP 61007926 A JP61007926 A JP 61007926A JP 792686 A JP792686 A JP 792686A JP H0418121 B2 JPH0418121 B2 JP H0418121B2
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JP
Japan
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cooling
wall
leading edge
blade
columnar
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JP61007926A
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Mitsutaka Shizutani
Kazuhiko Kawaike
Sadao Umezawa
Katsuo Wada
Nobuyuki Iizuka
Satoru Sato
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Hitachi Ltd
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Hitachi Ltd
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Publication date
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Priority to EP87100459A priority patent/EP0230917B1/en
Priority to DE3789514T priority patent/DE3789514T2/de
Priority to US07/005,239 priority patent/US4786233A/en
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Publication of JPH0418121B2 publication Critical patent/JPH0418121B2/ja
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    • 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
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • 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
    • 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
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • 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
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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  • 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、ガスタービンの内部対流冷却翼に関
する。
〔従来の技術〕
ガスタービンでは、圧縮機・燃焼器を経た高
温・高圧の燃焼ガスによりタービンを駆動してい
るが、近年の機関熱効率向上に沿つて、そのガス
温度は翼も含めたタービン高温部品の材料の耐熱
限度を超えるようになつてきた。このような高温
ガス雰囲気中で顕著となる熱応力・腐食などに対
し部品の強度・信頼性を保持するため、耐熱合
金・コーテイングなど材料の改良とともに、高温
部品を冷却することが一般的に行われている。特
にタービン翼は燃焼ガス中に直接さらされて高い
冷却性能が必要なため、翼を中空化して内部冷却
通路や外部への吹出し流路を形成し、それらに圧
縮機からの抽気などの低温の冷却流体を導入する
複雑な翼冷却構造が採用されている。高温化によ
る熱効率向上のメリツトを十分に達成するには、
効率低下につながる冷却流量、特に配分の多い翼
冷却流量の増加を極力抑えることが必要で、これ
まで翼製作技術の発展と並行して種々の高性能冷
却翼が開発・改良されてきた。
従来開発された冷却翼として、特開昭56−9623
に示されたインピンジメント冷却翼がある。中空
の翼本体とその内部に設置された冷却用挿入体か
らなる２重構造になつており、冷却流体は冷却挿
入体内部から表面の噴出孔群を通つて翼内面に衝
突し、インピンジメント冷却を行う。このような
冷却構造は、冷却用挿入体を翼本体と別工程で製
作するという製作上の不利はあるものの、噴出孔
群の寸法・配列を調整することで外部熱負荷分布
に応じた冷却効果の設定が容易で、また平均的な
冷却性能が高いという利点がある。
従来開発された他の冷却翼として、特開昭58−
117303号公報および特開昭60−101202号公報に示
されたリターンフロー対流冷却翼がある。この翼
では、内部に翼根元から始まり翼高方向に通過ま
たは往復する１系統以上の冷却通路が形成されて
おり、冷却流体は伝熱促進用の突起・ピンフイン
などが設置された各翼壁内面を強制対流冷却す
る。このような冷却構造には、翼本体と冷却通路
の大部分を精密鋳造で一括成形できる製作上の利
点があるが、平均的な冷却性能や外部熱負荷に応
じた冷却効果の調節性がインピンジメント冷却翼
に比べると多少低いという欠点もある。そのた
め、伝熱促進要素の活用や冷却通路の微細化によ
り冷却性能を改善するため、新しい翼製作法の適
用も含めた技術的改良が続けられている。
また、翼面から冷却流体を吹出して翼外表面の
ガス温度を下げるフイルム冷却方式もある。これ
は使用燃料が低質でなく吹出し孔の目詰り発生が
ない航空用エンジンなどの限られた状況では、上
記の冷却構造と併用する形式で採用されている。
以下の説明では、燃料低質化にも対応可能な主
に動翼の冷却構造を対象とするので、フイルム冷
却を併用しない条件でのインピンジメント冷却翼
とリターンフロー対流冷却翼について検討する。
〔発明が解決しようとする問題点〕
最近のタービン翼の空力設計においては、空力
性能を重視して従来翼よりも翼厚さの薄い翼外形
状が採用されつつあり、これに伴つて前縁は楕円
に近い外形状に、後縁は極力薄くなるように設計
される。また、動翼では、翼高方向の周速度差に
基づく流動条件の違いに合わせて各断面の空力設
計が行われるため、翼高方向にねじれた翼外形状
となる傾向にある。以上のような空力性能に優れ
た翼外形状をもつ動翼の冷却設計を行う場合、強
度・信頼性の面から必要な壁厚さを確保して翼冷
却構造を決めると、特に前縁の冷却が難しくな
る。これは、基本的には、前縁外表面の曲率半径
が小さくなるために、外部熱負荷が増加するとと
もに前縁内外面の伝熱面積比が小さくなることに
起因するが、各冷却翼に対しても次のような悪影
響を及ぼす。インピンジメント冷却翼では、翼外
形状に合わせて薄くねじれた冷却用挿入体を設
計・成形することがかなり難しい。また空力性能
を多少犠性にして翼外形状を修正し挿入可能にし
た場合でも、前縁壁内面と冷却用挿入体前面の噴
出孔との距離が大きくなり、噴流の拡散のためイ
ンピンジメント冷却効果が十分上がらないという
問題がでてくる。従つて電力・冷却・製作面に関
する評価では動翼の冷却構造としてインピンジメ
ント冷却翼は一長一短があり、実用化の例では次
のリターンフロー対流冷却翼の方が一般的であ
る。リターンフロー対流冷却翼では、空力設計や
翼製作上の制約はそれ程大きくないが、冷却面で
次のような問題が発生する。ほぼ三角形断面をも
つ前縁冷却通路の中で前縁壁内面は鋭角の頂点に
相当する凹面となり、前縁壁内面への冷却流体の
分配が減り実質的な流速が低くなるため、伝熱促
進リブを設置しても十分な対流冷却効果を上げる
ことができないというものである。先に示したリ
ターンフロー対流冷却翼の従来例では、伝熱促進
リブによる対流冷却効果の改良法を提案してい
る。特開昭58−117303号公報は、前縁壁内面に向
けて背・腹側壁上の伝熱促進リブを流れに対し斜
めに設置し、偏流を起こさせて前縁壁内面の冷却
強化を行うものであり、特開昭60−10202号公報
は、流れに対し斜めに設置された伝熱促進リブに
すき間を設けて、伝熱促進増大と流動抵抗減少の
効果を達成するものである。しかしながら、これ
らの伝熱促進リブによる冷却改良法は、主に翼壁
内面付近の冷却流体の環境層を偏流・乱して伝熱
促進をはかるものであり、その効果、特に前縁壁
内面の冷却強化に適用した場合の効果には限度が
ある。従つて、動翼の冷却構造として空力・製作
上の制約が少なく総合評価で優れるリターンフロ
ー対流冷却翼に対し、今後の高冷却性能化のため
に重点を置いて改良すべき部分が前縁冷却通路で
あり、特にその前縁壁内面の冷却強化であるとい
える。
本発明の目的は、上記の課題の解決策、即ちリ
ターンフロー対流冷却翼の前縁冷却通路の冷却性
能改善、特に前縁壁内面の効果的な冷却強化を可
能とする冷却通路構造を提供することにある。
〔問題点を解決するための手段〕
上記目的は、前縁壁と背側壁と腹側壁と内部隔
壁とで区画された対流方式の前縁冷却通路におい
て、冷却通路内の内部隔壁寄りの位置に背・腹側
壁から列状に対向面付近まで延びた柱状突起また
は冷却通路を貫通する柱状体を突出させて設置す
ることにより、達成される。このような構造にす
ることで、従来例では前縁壁内面の冷却にそれ程
寄与せず「素通り」していた冷却流体の主流が活
用できるため、各壁の外部熱負荷に応じた対流冷
却効果の調節幅が大きくなり、前縁冷却通路全体
としての冷却性能が改善される。
〔作用〕
前縁冷却通路に上記のように突出させた柱状突
起または柱状体は、内部隔壁付近の冷却流体の主
流を前縁壁と内部隔壁の両方向に乱すとともに偏
らせる。内部隔壁への偏流は、柱状突起または柱
状体の設置位置が近く、また流れ方向に密に配列
されているためそれ程大きくならない。しかしな
がら、前縁壁への偏流は、通路の横断面が前縁壁
を頂点、背・腹側壁と内部隔壁を３辺とする三角
形に近い形状をしているため、前縁壁に接近する
につれ背・腹側壁内面付近の境界層に合流しなが
ら加速され、また乱れもそれ程減衰されない。そ
のため、柱状突起または柱状体により引き起こさ
れた冷却流体の主流の偏流・乱れが前縁壁内面に
集中し、この部分の冷却が効果的に強化されるの
である。前縁壁以外の各壁の冷却効果も偏流・乱
れにより前縁壁ほどでないが高められるため、各
壁の外部熱負荷に対応した適正な冷却効果分布に
近づけることが可能で、前縁冷却通路全体の冷却
性能が改善される。前縁壁内面に集中する偏流・
乱れの大きさおよびその冷却効果は、柱状突起ま
たは柱状体や通路の横断面などの形状に左右され
るが、適切に設定すれば従来の伝熱促進リブによ
る境界層の偏流・乱れより大きくでき、またそれ
と併用してさらに大きな効果を得ることもでき
る。
〔実施例〕
以下、本発明の実施例について図面を用いて説
明する。
第１図および第２図に、本発明を適用したリタ
ーンフロー対流冷却翼の縦断面図と、第１図の線
Ａ−Ａで切つた横断面図を示す。冷却翼は翼高方
向にシヤンク部１とブレード部２とが一体化さ
れ、それらの内部に一系統の冷却通路が形成され
ている。冷却流体３は、シヤンク部１の根元の導
入口４から内部を貫通する導入通路５を経て、ブ
レード部２の翼根元６の内部へ供給される。ブレ
ード部２の内部の冷却通路は、翼前縁７の内側に
相当する翼前半部分を翼高方向上向きに進む前縁
冷却通路８と、翼先端９の内部に位置する第１の
転換通路１０と、翼中央部分を翼高方向下向きに
進む中央冷却通路１１と、翼中央の翼根元６の内
部に位置する第２の転換通路１２と、翼後半部分
を翼高方向上向きに進む後半冷却通路１３と、こ
の後半冷却通路１３の途中から翼弦方向に連続的
に分岐して翼後縁１４に通ずる後縁冷却通路１５
とが順に連結されており、冷却流体３は各通路を
対流冷却しながら流れ、最終的に翼後縁１４から
翼外部へ排出される。前縁冷却通路８は、前縁壁
１６と背側壁１７と腹側壁１８、およびシヤンク
部１から翼高方向上向きに延在する（第１の）内
部隔壁１９とで区画されている。前縁壁１６とそ
の付近の内面に伝熱促進リブ２０が、また内部隔
壁１８の近傍に両端を背・腹側壁１７，１８に一
体化された複数個の円形断面の柱状体２１が流れ
に正対するように配列されており、これらが冷却
流体に偏流３′や乱れを生じて伝熱促進を行う。
第１の転換通路１０は、内部隔壁１９の先端で内
周が、翼先端壁２２で外周が区画され、通路内に
整流用の転換ベーン２３をもつ。また中央冷却通
路１１は、内部隔壁１９と背・腹側壁１７，１８
および翼先端壁２２から翼高方向下向きに延在す
る第２の内部隔壁２４により区画され、背・腹側
壁１７，１８の内面には伝熱促進リブ２５が配列
されている。第２の転換通路１２は、第２の内部
隔壁２４の先端で内周が、内部隔壁１９の根元壁
２６で外周が区画されている。後半冷却通路１３
は、第２の内部隔壁２４と背・腹側壁１７，１８
とで区画され、一端は後縁冷却通路１５に通じて
おり、背・腹側壁１７，１８の内面に伝熱促進リ
ブ２７が設置されている。後縁冷却通路１５は、
背・腹側壁１７，１８で区画され、両側壁を連結
する複数個のピンフイン２８が通路内に突出し、
伝熱促進作用を行う。また、シヤンク部１の後半
部には第２の転換通路１２に通じる補強通路２９
が貫通しているが、これは翼精鋳時のセラミツク
中子の補強部に相当するもので、根元部は封止さ
れ冷却流体の導入には用いられない。
前縁冷却通路８を第３図ないし第５図に詳しく
示す。第３図はその図式的な部分斜視図、第４図
および第５図は第３図の平面Ｂ−Ｂおよび平面Ｃ
−Ｃで切つた部分横断面図である。第３図では見
易さのため、各壁は内面の輪郭だけを示し、また
伝熱促進リブ２０は省略してある。冷却流体の主
流３ａは、内部隔壁１９寄りに突出した柱状体２
１の作用により、次のように前縁壁１６の内面に
偏流と乱れを集中して対流冷却効果を増大させ
る。平面Ｂ−Ｂで示した柱状体２１が含まれる通
路断面では、冷却流体の主流３ａは柱状体２１に
より両側へ排除され、柱状体２１と内部隔壁１９
とが接近しているため、前縁壁１６方向に内部隔
壁１９方向より大きな偏流を発生する。前縁壁１
６方向へ向つた偏流は、第４図のように柱状体２
１の中心軸となす角度が背側壁１７で鋭角、腹側
壁１８で鈍角となる場合には、背側壁１７内面に
沿い前縁壁１６内面に向う境界層内の背側の偏流
３ｂと、腹側壁１８内面に沿い前縁壁１６内面か
ら遠ざかる境界層内の腹側の偏流３ｃとを形成
し、凹面である前縁壁１６内面に背側の偏流３ｂ
が増幅されて流入する。一方、平面Ｃ−Ｃで示し
た隣接する柱状体２１の中間の通路断面では、冷
却流体の主流３ａにより偏流は上記の場合と逆方
向で小さい（柱状体２１間に低速の後流領域が形
成されるため逆方向の偏流は小さくなる）ため、
前縁壁１６内面に沿つた高速の背側の偏流３ｂは
方向転換できずにはく離し、付近の腹側の偏流３
ｃも巻込んでこの部分に大きな乱れを発生する。
このようにして、前縁壁１６内面に偏流と乱れが
集中するため、大きな伝熱促進効果が得られる。
また、他の各壁内面についても、通路全体として
乱れが増大されるため、前縁壁１６内面ほどでは
ないが伝熱促進効果が得られる。
タービン翼の翼面の外部熱負荷（「ガス側熱伝
達率」と「外表面ガス温度−外表面メタル温度」
との積で表される）分布を示した第６図によれ
ば、高温ガス流３０のよどみ点になる翼前縁７で
外部熱負荷は最も厳しく、次いで背側３１、腹側
３２の順になつている。また、前縁冷却通路８の
各翼壁の中で前縁壁１６は最も曲率半径が小さ
く、翼壁厚さも強度・信頼性から決まる最小値以
上に保つ必要があるため、前縁壁１６は内外伝熱
面積比が最も小さくなる。以上のことから、前縁
冷却通路８の各内面で必要とされる冷却効果は、
前縁壁１６が特に大きく、以下順に背側壁１７・
腹側壁１８・内部隔壁１９で、内部隔壁１９に対
しては過冷却状態になり熱応力が大きくなりすぎ
ないよう調整が必要である。
以上のような条件は、既に示した本発明の一実
施例の作用に関する説明から、伝熱促進法として
本発明を適用すればよいことが明らかであろう。
従つて、本発明の一実施例により、リターンフロ
ー対流冷却翼の前縁冷却通路の冷却性能の改善、
特に前縁壁内面の効果的な冷却強化を可能とする
冷却通路構造を得ることができる。
第７図および第８図に本発明の第２および第３
の実施例として、柱状突起を設置したガスタービ
ン冷却翼の前縁冷却通路の部分横断面図を示す。
第７図の実施例では、柱状突起３３が腹側壁１８
に固定された状態で内部隔壁１９寄りに背側側壁
１７付近まで突出しており、第８図の実施例で
は、腹側壁１８から柱状突起３３が、背側壁１７
から別の柱状突起３４がそれぞれ対向面付近まで
突出している。本発明の最初の実施例のような
背・腹側壁１７，１８間を連結するような柱状体
でないため、冷却流体の主流３ａの偏流の大き
さ・方向などが多少変わつてくるが、前縁壁１６
内面への偏流・乱れの集中により対流冷却効果が
強化される結果は同等である。
第９図に本発明の第４の実施例として、柱状体
を突出させるとともに、内部隔壁の表面に整流リ
ブを設置したガスタービン冷却翼の前縁冷却通路
の部分縦断面図を示す。整流リブ３５は隣り合う
柱状体２１の中間位置に相当する内部隔壁１９の
表面に設置され、柱状体２１による内部隔壁１９
方向の主流３ａの偏流を減少させる。その結果、
前縁壁１６方向への主流３ａの偏流が増えて最終
的な前縁壁１６内面の対流冷却効果が強化される
とともに、内部隔壁１９の伝熱促進が抑えられ、
他の翼壁に比べ熱負荷の小さい内部隔壁１９が過
冷却になるのを防ぐことができる。
第１０図ないし第１２図に本発明の第５および
第６の実施例として、柱状体が翼形断面や大きさ
の変化する断面をもつたガスタービン冷却翼の前
縁冷却通路を示す。第１０図は柱状体が翼形断面
をもつ場合の前縁冷却通路の部分縦断面図を示
し、第１１図は大きさの変化する断面形状を柱状
体がもつ場合の前縁冷却通路の部分縦断面図を、
第１２図は第１１図の線Ｄ−Ｄで切つた部分横断
面図を示している。第１０図の実施例では、翼形
断面をもつ柱状体２１が冷却流体の主流３ａを前
縁壁１６方向に導くように傾斜させて設置されて
いるため、冷却流体の主流３ａの偏流が内部隔壁
１９方向よりも前縁壁１６方向に大きく発生す
る。従つて、第４の実施例と同様に、前縁壁１６
内面の対流冷却効果が強化されるとともに、内部
隔壁１９の過冷却を防ぐことができる。第１１図
および第１２図の実施例では、柱状体２１の断面
が背側壁１７に近づく程大きくなつているため、
冷却流体の主流３ａの前縁壁１６方向の偏流が背
側寄りに大きくなる。その結果、背側の偏流３ｂ
が大きくなつて、前縁壁１６内面への偏流・乱れ
の集中が発生し易く、この部分の冷却効果が強化
される。
第１３図に本発明の第６の実施例によるガスタ
ービン冷却翼の前縁冷却通路の縦断面図を、また
第１４図に上記の実施例に対応する前縁冷却通路
に沿つた前縁壁の外表面ガス温度・内面熱伝達
率・外表面メタル温度の各分布を示す。第１３図
の実施例では、柱状体２１の大きさが翼高方向に
変化し、中央で最大となつている。このため冷却
流体３の偏流３′の大きさが翼高方向中央で大き
くなり、前縁壁１６内面の冷却効果も同様な分布
を示す。第１４図に示すように、翼高方向の翼前
縁外表面のガス温度は翼先端９や翼根元６に比べ
翼高中央が高くなる傾向をもち、前縁冷却通路８
内面の冷却効果も翼壁温度を一様に近づけるため
に翼高方向中央で最大となるように調整すること
が望ましい。第１３図の実施例を適用すれば、第
１４図の中央に一点鎖線で示すように前縁壁１６
内面の熱伝達率、即ち冷却効果は上記のような分
布をもち、従つて第１４図右に示す前縁外表面温
度は翼高方向に漸増する一様に近い分布をもつ。
同図には柱状体２１を設置しない場合の熱伝達
率・外表面温度分布も破線で示してあるが、本発
明により前縁冷却通路８の横断面内の冷却効果が
適正化されるとともに、翼高方向の冷却効果も望
ましい傾向になることがわかる。
第１５図に、モデル伝熱試験により柱状体の有
無による前縁冷却通路各面のヌツセルト数の差を
冷却通路のレイノルズ数の関数として実測した結
果を示す。図には前縁壁内面と内部隔壁内面の冷
却効果に相当するヌツセルト数を、柱状体がなく
伝熱促進リブだけの場合と、円形またはだ円形断
面の柱状体と内部隔壁上の整流リブを組合せて設
置した場合とを示してある。柱状体なしの場合に
比べ、柱状体を設置した場合ではヌツセルト数が
前縁壁内面ａ○では200程度、内部隔壁内面では100
程度増加し、両者の比率も２：１に拡大してい
る。また柱状体の断面形がだ円形の場合は、円形
断面より前縁壁内面ａ○と内部隔壁内面ｂ○の比率が
拡大しており、前縁壁の冷却強化と内部隔壁の過
冷却防止を両立させて、前縁冷却通路の冷却性能
の改善がより効果的になされることがわかる。こ
の試験装置では、前縁冷却通路の横断積に占める
各部分の割合が、柱状体が30％、通路の内部隔壁
寄り部分が20％、前縁壁寄り部分が50％である
が、以上の結果から、それらの比率として各々20
〜50％、20％以下、30〜60％程度が冷却性能の改
善に適正な範囲と推定される。また、柱状突起の
場合、その長さは冷却流体の主流に干渉できる程
度として対向面までの距離の50％以上にとる必要
がある。
〔発明の効果〕
以上の説明から、本発明によれば、リターンフ
ロー対流冷却翼の前縁冷却通路の冷却性能の改
善、特に前縁壁内面の効果的な冷却強化が可能と
なる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の一実施例のガスタービン冷却
翼の縦断面図、第２図は第１図の線Ａ−Ａで切つ
た横断面図、第３図はその前縁冷却通路を図式的
に示した部分斜視図、第４図および第５図は第３
図の平面Ｂ−Ｂおよび平面Ｃ−Ｃで切つた部分横
断面図、第６図は翼面の外部熱負荷分布を示すグ
ラフ、第７図および第８図は本発明の第２および
第３の実施例によるガスタービン冷却翼の前縁冷
却通路の部分横断面図、第９図ないし第１１図
は、本発明の第４ないし第６の実施例によるガス
タービン冷却翼の前縁冷却通路の部分縦断面図、
第１２図は第１１図の線Ｄ−Ｄで切つた部分横断
面図、第１３図は本発明の第７の実施例によるガ
スタービン冷却翼の前縁冷却通路の縦断面図、第
１４図は前縁冷却通路に沿つた前縁壁の外表面ガ
ス温度・内面熱伝達率・外表面メタル温度の各分
布を示したグラフ、第１５図はモデル伝熱試験結
果として柱状体の有無による前縁冷却通路各面の
ヌツセルト数を冷却通路のレイノルズ数の関数と
して示したグラフである。 ８…前縁冷却通路、１６…前縁壁、１７…背側
壁、１８…腹側壁、１９…（第１の）内部隔壁、
２０…伝熱促進リブ、２１…柱状体、３３，３４
…柱状突起、３５…整流リブ。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 翼前縁領域の前縁壁と背側壁と腹側壁および
    内部隔壁により区画された内部対流冷却方式の冷
    却通路を有するガスタービン冷却翼において、前
    記冷却通路内に前記前縁壁よりも前記内部隔壁に
    近接する位置に冷却流体の流れに正対するように
    配列され、かつ前記背側壁と前記腹側壁の一方あ
    るいは両方から対向面付近まで突出する複数個の
    一端固定の柱状突起または前記冷却通路を貫通す
    る複数個の両端固定の柱状体を設置したことを特
    徴とするガスタービン冷却翼。 ２ 特許請求の範囲第１項に記載したガスタービ
    ン冷却翼において、前記柱状突起または前記柱状
    体が長方形またはだ円形または翼形の断面形状を
    もち、前記冷却流体の流れを前記前縁壁に導くよ
    うに傾斜させて設置されているガスタービン冷却
    翼。 ３ 特許請求の範囲第１項に記載したガスタービ
    ン冷却翼において、前記柱状突起または前記柱状
    体の大きさが翼高方向の中央位置で最大になるよ
    うに変化しているガスタービン冷却翼。 ４ 特許請求の範囲第１項に記載したガスタービ
    ン冷却翼において、前記冷却通路の横断面積に対
    し、前記柱状突起または前記柱状体の投影横断面
    積が20〜50％、前記冷却通路の前記内部隔壁寄り
    部分の投影横断面積が20％以下、また前記柱状突
    起の長さが対向面までの距離の50％以上になるよ
    う構成されているガスタービン冷却翼。 ５ 翼前縁領域の前縁壁と背側壁と腹側壁および
    内部隔壁により区画された内部対流冷却方式の冷
    却通路を有するガスタービン冷却翼において、前
    記冷却通路内に前記前縁壁よりも前記内部隔壁に
    近接する位置に冷却流体の流れに正対するように
    配列され、かつ前記背側壁と前記腹側壁の一方あ
    るいは両方から突出する複数個の一端固定の柱状
    突起または前記冷却通路を貫通する複数個の両端
    固定の柱状体と、さらに前記内部隔壁の表面上の
    隣り合う前記柱状突起または前記柱状体の中間位
    置に、前記背側壁から前記腹側壁まで達する複数
    個の整流リブとを設置したことを特徴とするガス
    タービン冷却翼。
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