JPH0517361B2 - - Google Patents
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- JPH0517361B2 JPH0517361B2 JP59125418A JP12541884A JPH0517361B2 JP H0517361 B2 JPH0517361 B2 JP H0517361B2 JP 59125418 A JP59125418 A JP 59125418A JP 12541884 A JP12541884 A JP 12541884A JP H0517361 B2 JPH0517361 B2 JP H0517361B2
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- angle
- centerline
- turbine blade
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Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
この発明は全般的にタービン羽根、更に具体的
に云えば、こういう羽根の内部冷却通路の設計に
関する。
[発明の背景]
ガスタービン機関では、燃焼器からの高温ガス
を用いてタービンを駆動する。回転子に対して半
径方向に接続されたタービン羽根に対してガスが
差し向けられる。こういうガスは比較的高温であ
る。機関の容量は大部分、この高温ガスに起因す
る熱応力にタービン羽根の材料が耐える能力によ
つて制限される。羽根の温度を下げ、こうして熱
的な能力を改善する為に、羽根の内部の中空の空
所に冷却空気を供給することが知られている。典
型的には、羽根の内部に1つ又は更に多くの通路
が形成され、羽根の根元にある開口を介して空気
を供給し、羽根の表面に計画的に配置された冷却
孔を介して出て行くことが出来る様にする。こう
いう構成は羽根の内側での対流冷却及び羽根の表
面上の境界膜冷却を行なうのに有効である。羽根
の内部での冷却空気に対する伝熱性を改善する為
に、いろいろな相異なる形状の空所が用いられて
来た。例えば米国特許第3628885号及び同第
4353679号に内部冷却装置が記載されている。
伝熱性を改善する1つの方法は、羽根の内部の
空所の壁に沿つて多数の突出するリブを設けるこ
とである。リブの近辺では乱流を作ることによ
り、伝熱性がよくなる。従来、この様な乱流促進
リブは冷却空気流に対して直角に配置されてい
た。リブをこういう向きにしたものが例えば米国
特許第4257737号記載されている。空気流に対し
て直角な乱流促進リブを使うことに伴なう1つの
問題は、冷却空気内のごみがリブの背後に溜まる
傾向を持つことである。この様にごみが溜まる
と、伝熱性が低下する。
乱流促進リブは羽根の内部の圧力及び流量にも
影響する。冷却孔を出る時の冷却空気の圧力が、
羽根の上を流れる高温ガスの圧力より高いことが
絶対条件である。この圧力の差が逆流の余裕と呼
ばれている。逆流の余裕が正に保たれていない
と、冷却空気は孔から流れ出さず、高温ガスが冷
却孔を介して羽根の中に入ることがあり、こうし
て羽根の寿命を短かくする。出口孔を出る時の圧
力が高いことは、逆流の余裕を正に保つという利
点以上に、こういう孔から出る時の冷却空気に比
較的高い速度を与えるという利点がある。大部分
のこういう孔は下流側へのベクトル成分を持つて
いるから、空気速度の大きさに応じて、2つの空
気流の混合によるエネルギ損失が一層小さくなる
か或いは、一層大きなエネルギ利得が得られ、こ
うして機関の効率を改善する。
出口圧力が十分高くなる様に保証する為には、
2つの条件を充たさなければならない。第1に、
羽根に対する冷却空気の入口に供給される圧力を
高くしなければならない、第2に、入口と出口の
間の圧力低下小さくしなければならない。この2
番目の条件は、圧力降下又は△pで表わされる
が、羽根の内側の摩擦係数と流量の自乗とに比例
する。△pは摩擦係数で低下すると改善される。
摩擦係数は冷却通路の壁の形状によつても部分的
に影響を受ける。例えば、乱流促進リブは、剪断
応力を増加し、それによつてリブ背後に渦を作り
出すことより、摩擦係数を大きくする。
従つて、乱流促進リブは伝熱性を改善すると同
時に圧力降下を悪化させる。
[発明の目的]
この発明の目的はタービン羽根を冷却する新規
で改良された手段を提供することである。
この発明の別の目的はごみが溜まるのを減らす
様な新規で改良された乱流促進リブをタービン羽
根の内部に設けることである。
この発明の別の目的は、冷却空気の圧力降下を
小さくする様な新規で改良された乱流促進リブを
タービン羽根の内部に設けることである。
この発明の別の目的は、伝熱性を高める新規で
改良された乱流促進リブをタービン羽根の内部に
設けることである。
この発明の別の目的は、伝熱性を高める新規で
改良された乱流促進ピンの配列をタービン羽根の
内部に設けることである。
この発明の別の目的は、タービン羽根に対する
新規で改良された成形用中子を提供することであ
る。
この発明の目的は、曲げ応力に対する抵抗を強
めたタービン羽根に対する新規で改良された成形
用中子を提供することである。
[発明の概要]
この発明の1形式では、略向いあつた2つの壁
を持つ内部冷却通路を有するガスタービン羽根
が、一体に接続された複数個のリブを持つてい
る。一方の壁のリブはこの壁の中心線に対して第
1の角度に配置され、向い合つた他方の壁のリブ
はその壁の中心線に対して第2の角度に配置され
ている。各々のリブは乱流促進すき間によつて少
なくとも2つのリブ部材に分けられている。
[発明の詳しい説明]
この明細書で言う「タービン羽根」と言う言葉
は、タービンの静翼、タービンの回転羽根並びに
その他の冷却される翼形構造を含むことを承知さ
れたい。
第1図は軸部(shank)12及び翼形部分14
を持つタービン羽根の断面図を示す。複数個の内
部通路16が羽根10の内部に冷却空気17の流
れを通す。各々の通路16は1端で軸部12内に
ある冷却空気入口18に接続される。通路16に
沿っつてその他端に近い種々場所で、複数個の冷
却孔20が設けられている。こういう孔は通路1
6内の冷却空気から羽根の外側のガス流への流路
となる。通路16の内側には複数個の角度をつけ
た乱流促進リブ22も示されている。隣合つた通
路16にあるリブ22の向きが全体的に同じであ
ることに注意されたい。この為、冷却空気17の
旋回が、冷却空気が1つの通路から次の通路に流
れる時、同じ向きに保たれる。
リブ22が第2図、第3図及び第4図に更に詳
しく示されている。第2図は第1図の線2−2で
切つた断面図である。リブ22が通路16a,1
6b,16c,16d,16e,16f内に配置
されている。通路16a乃至16fの各々は、通
路16bに於ける大体の矩形から通路16dに於
ける台形に近い形まで、夫々独特の断面を持てい
る。然し、一般的に言うと、通路16は略四辺形
であつて、2対の向い合つた壁を持つている。第
1の1対の向い合つた壁24,26は夫々羽根の
吸込み側の面28及び羽根の圧力側の面30と
夫々方向が大体一致している。第2の1対の向い
合つた壁32,34は壁24,26とつながつ
て、各々通路16を形成する。
第3図は第2図の線3−3で切つた壁24の部
分的な断面図である。第3図は、リブ22の形
と、通路16の中心線38に対するこれらのリブ
の向きを詳しく示している。壁32,34の間を
伸びていて、壁24と一体である各々のリブ22
は略矩形の断面を持つている。各々のリブ22
は、中心線38からリブ22へ反時計廻りに測定
して、第1の角度αの向きである。αの値は40°
と90°との間の値であることが好ましく、1実施
例では、60°の値である。各々のリブ22はすき
間36によつてリブ部材22a,22bに分けら
れている。同じ流路にある隣接したリブは、全体
として同じ角度の向きであるが、すき間36は中
心線38に対して互い違いになつていてよい。
第4図は、第2図の線4−4で切つた壁26の
部分的な断面図である。第4図は壁26の中心線
41に対するリブ22の向きを示している。各々
のリブ22は、中心線41からリブ22への時計
廻りに測つて第2の角度βの向きである。βの値
は90°と140°との間の値であることが好ましく、
1実施例では120°の値である。
第5図は壁34の部分的な断面図である。リブ
22が夫々壁24,26から伸びる。更に具体的
に云うと、リブ部材22bが壁24から壁34ま
で伸び、リブ部材22cが壁26から壁34まで
伸びる。各々のリブ部材22b,22cは、中心
線39の方向に対して略垂直である。図示の実施
例では、リブ部材22bもリブ部材22cも、壁
34の中心線39を越えない。壁34に設けたリ
ブ22の前述の向きは、壁32のリブ22でも同
じである。詳しく云うと、好ましい実施例では、
リブ部材22a,22dが、壁32の中心線に対
して直角に、壁32に配置されていて、夫々壁2
4,26から伸びるが、壁32の中心線を越えな
い。
第6図は内部冷却通路の略図であつて、その中
に設けられたリブの形を示している。壁24に設
けられたリブ22は壁26に設けられたリブ22
と平行ではない。前に述べた様に、壁24に設け
られた各々のリブ22は、中心線38を通り且つ
壁24に対して直角な平面に対し、第1の角度α
に配置されている。角度αは、圧力側30から見
た時、この平面からリブ22へ反時計廻りに測定
する。壁26に設けられた各々のリブ22は、壁
26の中心線41を通り且つ壁26に対して直角
な平面に対して第2の角度βに配置されている。
角度βは、吸込み側28から見た時、この平面か
らリブ22へ時計廻りに測定する。この代わり
に、角度α及びβは前述の平面から夫々時計廻り
及び反時計廻りに測定してもよい。壁32、34
に設けたリブ22は略平行である。
この発明は上に述べた実施例に制約されない。
いろいろな変更が可能である。例えば隣接するリ
ブ22のすき間36は、それらの通路の壁の中心
線に対して互い違いである必要はない。更に、
各々のリブに2つ以上のすき間を設けてもよい。
リブ22の1端又は両端にすき間を設けてもよ
い。
第11図はこの発明の別の形式のタービン羽根
10の横断面図を示す。第11図並びに更に詳し
く第12図に示す様に、各々のリブ22は複数個
のすき間36a,36b等により複数個のリブ部
材23a,23b等に分かれている。すき間36
a,36b等の最大の数並びにリブ23a,23
b等の最小の幅はキヤステイング又は成形の際の
制約によつて決定される。
第11図及び第12図に示した四辺形のリブ部
材23a,23b等の代りに、この他のいろいろ
な幾何学的な形をとることも出来る。例えば、第
13図はリブ部材23a,23b等に代る円形の
ピン50を示している。整合しているが突き合わ
さらないピン50の各々の列がピンの配列52を
形成する。リブ22と同じく、各々の配列52は
壁24又は26と一体であつて、何れも壁24又
は26の中心線38又は41に対して角度α又は
βに位置されている。
壁32,34に設けられるリブ22の向きと、
これらの壁に設けられるリブ部材22a,22
b,22c,22dの長さの両方が、成形の際の
制約によつて影響を受ける。例えば、典型的なタ
ービン羽根を成形する為のセラミツクの中子を成
形するには、中子の型を分離することが必要であ
る。一般的に中子の型部分は大体吸込み側28と
圧力側30の間の分離線に沿つて分離されている
から、壁24,26に対して垂直な平面内で、即
ち、壁32,34でリブの型に凹みがあれば、そ
のみ凹みは分離方向に平行でなければならない。
更に、中子型が合さる2つの部分で構成されるこ
とにより、壁32,34に1個のリブを精密鋳造
することが困難である。この理由で、リブ部材2
2b,22cは、中子型の分離線でもある中心線
39の直前まで伸びる。
リブの別の配置が通路16を略図で示す第7図
に示されている。リブ22は壁24,26に局限
されていて、壁34,32まで伸びない。リブ2
2が壁32,34に向つて伸びる程度は、第7図
に示す様に延長していない場合から、これらの壁
の間を一杯に伸びる状態まで変わる。冷却空気の
通路は必ずしも矩形断面である必要はないことを
承知されたい。例えば、不規則な四辺形及び3角
形からそれ程明確でない形までに及ぶ種々の断面
をとることが出来、それもこの発明の範囲内であ
る。
第8図は第1図に示す様なタービン羽根10の
製造に使われる典型的な成形した成形用中子40
の側面図を示す。中子40の組成物はセラミツク
又は公知のこの他の任意の材料であつてよい。角
度をつけたリブ22は、通路の中子部分44の面
48で角度をつけた溝42として示されている。
すき間36は溝42を中断する壁46となつて現
われる。面48に設けられる各々のリブ22は、
中子部分44の中心線に対して第1の角度に配置
される。面48と向い合つた面に設けられるリブ
22(図に示していない)は、中子部分44の中
心線に対して第2の角度に配置される。溝42を
こういう角度にし且つ2つに分けることにより、
中子40は曲げ応力に対する抵抗が大きくなるよ
うに強められる。
第14図は第13図に示す様なピンの配列を持
つタービン羽根の製造に使うことの出来る成形さ
れた成形用中子56の側面図を示す。各々のピン
50は通路の中子部分60の面58の孔64とな
つて示されている。各々のピンの配列は孔の配列
62となつて現われ、中子部分60の中心線に対
して第1の角度に配置される。中子部分60の向
い合つた面には第2組の孔の配列(図に示してい
ない)が配置される。第2の孔の配列の各々は、
この向い合つた面の中心線に対して第2の角度に
配置される。
動作について説明すると、冷却空気17が第1
図に示したタービン羽根10の軸部12の所で通
路16に入る。この冷却空気は冷却通路16を通
過する時、角度をつけた乱流促進リブ22に当た
る。冷却空気17内にごみがあれば、それは角度
をつけたリブに沿つて送られ、各々のリブ22の
すき間36を通過する傾向を持ち、この為、それ
が溜まることはない。通路16を通過した後、空
気17が冷却孔20から出て、ガス流に入る。
他の点では機関を変更せずに、この発明の羽根
を現存の機関に取入れる為には、この発明を用い
た各々の羽根を通る流量は、現在の羽根と同じで
なければならない。角度をつけたリブ22は流量
を増加する傾向があり、この為冷却孔20の直径
並びに/又は数を少なくして、流量を一定に保
つ。
羽根の設計で非常に重要なのは、圧力降下△p
を出来るだけ小さく抑えると共に、伝熱率を出来
るだけ高くすることである。この角度をつけたリ
ブにより、△pの改善、即ち、その減少を期待し
得る。△pは摩擦係数に比例するから、リブの角
度を90°から小さくすれば、流れ抵抗又は摩擦が
減少し、こうして△pが小さくなる。平行な板に
角度をつけたリブを設けることによる改良が、イ
ンターナシヨナル・ジヤーナル・オブ・ヒート・
マス・トランスフアー(International Jouranl
of Heat Transfer)誌、第21巻、第1143頁乃至
第1156頁所載の論文「リブで粗面化した面の伝熱
及び摩擦の研究」に述べられている。この研究の
結果を第9図に再現してある。
リブの角度を90°から減少することにより、伝
熱率の低下も予測される。第10図はスタントン
数付リブの角度に対し、前述の研究による経験的
な結果を示している。スタントン数(Stanton
Number)は伝熱に比例することに注意された
い。リブを90°から離すにつれて、伝熱率が低下
する。この様に有効な冷却作用が劣化すること
は、羽根の設計では受入れることが出来ない。
然し、この発明のモデルに対して行なつた試験
では、対照的に圧力降下並びに伝熱率の両方の改
善が測定された。この試験は、流路に対して60°
の角度のリブを持ち、すき間を持たないモデル
と、90°の角度の同様なリブを持つモデルとを比
較したものである。更に、角度が60°のリブを持
つていて、各々のリブにすき間を設けたモデルを
90°ですき間なしのモデルとも比較した。試験結
果は驚くべきものであり、予想外であつた。こう
いう結果を下記の表にまとめてある。
This invention relates generally to turbine blades and, more particularly, to the design of internal cooling passages for such blades. BACKGROUND OF THE INVENTION Gas turbine engines use hot gas from a combustor to drive a turbine. Gas is directed to turbine blades that are radially connected to the rotor. These gases have relatively high temperatures. Engine capacity is limited in large part by the ability of the turbine blade material to withstand the thermal stress caused by this hot gas. In order to reduce the temperature of the blades and thus improve their thermal performance, it is known to supply cooling air to hollow cavities inside the blades. Typically, one or more passageways are formed within the vane, supplying air through openings at the root of the vane and exiting through cooling holes strategically placed on the surface of the vane. Make sure you can go. Such a configuration is effective in providing convective cooling inside the vane and boundary film cooling on the surface of the vane. A variety of differently shaped cavities have been used to improve heat transfer to cooling air within the vane. For example, U.S. Patent No. 3,628,885 and
No. 4353679 describes an internal cooling system. One way to improve heat transfer is to provide a number of protruding ribs along the walls of the interior cavity of the vane. By creating turbulence near the ribs, heat transfer is improved. Traditionally, such turbulence-enhancing ribs have been placed at right angles to the cooling airflow. A device in which the ribs are oriented in this manner is described, for example, in US Pat. No. 4,257,737. One problem with using turbulence promoting ribs perpendicular to the airflow is that debris in the cooling air tends to collect behind the ribs. When dust accumulates in this way, heat transfer performance decreases. The turbulence-enhancing ribs also affect the pressure and flow rate inside the vane. The pressure of the cooling air when it exits the cooling hole is
The absolute condition is that the pressure be higher than the pressure of the hot gas flowing above the blade. This pressure difference is called the backflow margin. If the backflow margin is not maintained positive, cooling air will not flow out of the holes and hot gases may enter the blades through the cooling holes, thus shortening the life of the blades. In addition to the advantage of keeping the backflow margin positive, the high pressure exiting the exit holes has the advantage of imparting a relatively high velocity to the cooling air as it exits such holes. Most such holes have a downstream vector component, so depending on the magnitude of the air velocity, the mixing of the two air streams results in either less energy loss or greater energy gain. , thus improving the efficiency of the institution. To ensure that the outlet pressure is high enough,
Two conditions must be met. Firstly,
The pressure supplied to the inlet of the cooling air to the vanes must be high; second, the pressure drop between the inlet and the outlet must be low. This 2
The second condition, expressed as pressure drop or Δp, is proportional to the coefficient of friction inside the vane and the square of the flow rate. Δp is improved by decreasing the friction coefficient.
The coefficient of friction is also partially influenced by the shape of the walls of the cooling passages. For example, turbulence-enhancing ribs increase shear stress, thereby increasing the coefficient of friction by creating vortices behind the ribs. Thus, the turbulence-enhancing ribs improve heat transfer while at the same time worsening pressure drop. OBJECTS OF THE INVENTION It is an object of this invention to provide a new and improved means of cooling turbine blades. Another object of the invention is to provide a new and improved turbulence promoting rib within a turbine blade to reduce debris buildup. Another object of the invention is to provide new and improved turbulence promoting ribs within the interior of a turbine blade that reduce the pressure drop of the cooling air. Another object of the invention is to provide new and improved turbulence promoting ribs within the turbine blade to enhance heat transfer. Another object of the invention is to provide a new and improved turbulence promoting pin arrangement within a turbine blade to enhance heat transfer. Another object of the invention is to provide a new and improved molding core for turbine blades. It is an object of this invention to provide a new and improved molding core for turbine blades that has increased resistance to bending stresses. SUMMARY OF THE INVENTION In one form of the invention, a gas turbine blade having an internal cooling passage with two generally opposing walls has a plurality of integrally connected ribs. The ribs on one wall are disposed at a first angle relative to the centerline of that wall, and the ribs on the opposing wall are disposed at a second angle relative to the centerline of that wall. Each rib is separated into at least two rib members by a turbulence promoting gap. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION It should be appreciated that references to "turbine blades" in this specification include turbine stator blades, turbine rotating blades, as well as other cooled airfoil structures. FIG. 1 shows a shank 12 and an airfoil section 14.
1 shows a cross-sectional view of a turbine blade with . A plurality of internal passageways 16 conduct a flow of cooling air 17 within the vane 10 . Each passageway 16 is connected at one end to a cooling air inlet 18 within the shaft 12. A plurality of cooling holes 20 are provided at various locations along the passageway 16 near the other end. This kind of hole is passage 1
6 provides a flow path from the cooling air inside the vane to the gas flow outside the vane. A plurality of angled turbulence-enhancing ribs 22 are also shown inside the passageway 16. Note that the orientation of the ribs 22 in adjacent passageways 16 is generally the same. Thus, the swirl of the cooling air 17 is kept in the same direction as the cooling air flows from one passage to the next. Rib 22 is shown in more detail in FIGS. 2, 3, and 4. FIG. 2 is a cross-sectional view taken along line 2--2 in FIG. The rib 22 is the passage 16a, 1
6b, 16c, 16d, 16e, and 16f. Each of passageways 16a-16f has a unique cross-section, ranging from a roughly rectangular shape in passageway 16b to a near-trapezoidal shape in passageway 16d. Generally speaking, however, passageway 16 is generally quadrilateral and has two pairs of opposing walls. The first pair of opposing walls 24, 26 are generally aligned in orientation with the suction side 28 of the vane and the pressure side 30 of the vane, respectively. A second pair of opposing walls 32, 34 connect with walls 24, 26 to each form a passageway 16. FIG. 3 is a partial cross-sectional view of wall 24 taken along line 3--3 in FIG. FIG. 3 details the shape of the ribs 22 and their orientation relative to the centerline 38 of the passageway 16. each rib 22 extending between walls 32, 34 and being integral with wall 24;
has a roughly rectangular cross section. each rib 22
is oriented at a first angle α, measured counterclockwise from centerline 38 to rib 22. The value of α is 40°
and 90°, in one embodiment a value of 60°. Each rib 22 is divided by a gap 36 into rib members 22a and 22b. Adjacent ribs in the same flow path may have the same overall angular orientation, but the gaps 36 may be staggered about the centerline 38. FIG. 4 is a partial cross-sectional view of wall 26 taken along line 4--4 of FIG. FIG. 4 shows the orientation of rib 22 with respect to centerline 41 of wall 26. FIG. Each rib 22 is oriented at a second angle β measured clockwise from centerline 41 to rib 22. Preferably, the value of β is between 90° and 140°;
In one embodiment, the value is 120°. FIG. 5 is a partial cross-sectional view of wall 34. FIG. Ribs 22 extend from walls 24, 26, respectively. More specifically, rib member 22b extends from wall 24 to wall 34, and rib member 22c extends from wall 26 to wall 34. Each rib member 22b, 22c is substantially perpendicular to the direction of the centerline 39. In the illustrated embodiment, neither rib members 22b nor rib members 22c extend beyond the centerline 39 of wall 34. The aforementioned orientation of the ribs 22 on the wall 34 is the same for the ribs 22 on the wall 32. Specifically, in a preferred embodiment,
Rib members 22a and 22d are disposed on the wall 32 at right angles to the centerline of the wall 32, respectively.
4,26, but does not extend beyond the centerline of wall 32. FIG. 6 is a schematic diagram of the internal cooling passageway showing the shape of the ribs provided therein. The rib 22 provided on the wall 24 is similar to the rib 22 provided on the wall 26.
is not parallel to As previously mentioned, each rib 22 on wall 24 is at a first angle α with respect to a plane passing through centerline 38 and perpendicular to wall 24.
It is located in The angle α is measured counterclockwise from this plane toward the rib 22 when viewed from the pressure side 30. Each rib 22 on wall 26 is disposed at a second angle β with respect to a plane passing through centerline 41 of wall 26 and perpendicular to wall 26 .
The angle β is measured clockwise from this plane towards the rib 22 when viewed from the suction side 28. Alternatively, angles α and β may be measured clockwise and counterclockwise, respectively, from the aforementioned plane. walls 32, 34
The ribs 22 provided are substantially parallel. The invention is not restricted to the embodiments described above.
Various modifications are possible. For example, the gaps 36 between adjacent ribs 22 need not be staggered with respect to the centerlines of their passage walls. Furthermore,
Two or more gaps may be provided in each rib.
A gap may be provided at one end or both ends of the rib 22. FIG. 11 shows a cross-sectional view of another type of turbine blade 10 of the present invention. As shown in FIG. 11 and in more detail in FIG. 12, each rib 22 is divided into a plurality of rib members 23a, 23b, etc. by a plurality of gaps 36a, 36b, etc. Gap 36
a, 36b, etc., and the ribs 23a, 23
The minimum width such as b is determined by constraints during casting or molding. Instead of the quadrilateral rib members 23a, 23b, etc. shown in FIGS. 11 and 12, various other geometric shapes may be used. For example, FIG. 13 shows a circular pin 50 in place of the rib members 23a, 23b, etc. Each row of aligned but non-abutting pins 50 forms an array 52 of pins. Like the ribs 22, each array 52 is integral with the wall 24 or 26, each positioned at an angle α or β with respect to the centerline 38 or 41 of the wall 24 or 26. the orientation of the ribs 22 provided on the walls 32, 34;
Rib members 22a, 22 provided on these walls
Both lengths b, 22c, 22d are affected by molding constraints. For example, molding ceramic cores for molding typical turbine blades requires separating the core molds. Generally, the mold parts of the core are separated approximately along the separation line between the suction side 28 and the pressure side 30, so that in a plane perpendicular to the walls 24, 26, i.e., the walls 32, 34 If the rib mold has a recess, the recess must be parallel to the separation direction.
Furthermore, because the core mold is constructed of two parts that fit together, it is difficult to precisely cast a single rib on the walls 32,34. For this reason, the rib member 2
2b and 22c extend to just before the center line 39, which is also the separation line of the core mold. Another arrangement of ribs is shown in FIG. 7, which schematically shows the passageway 16. Ribs 22 are confined to walls 24, 26 and do not extend to walls 34, 32. rib 2
The extent to which 2 extends toward walls 32, 34 varies from no extension, as shown in FIG. 7, to full extension between these walls. It should be appreciated that the cooling air passages do not necessarily have to be rectangular in cross section. For example, a variety of cross-sections ranging from irregular quadrilaterals and triangular shapes to less well-defined shapes can be taken and are within the scope of this invention. FIG. 8 shows a typical molded molding core 40 used in manufacturing a turbine blade 10 such as that shown in FIG.
shows a side view. The composition of core 40 may be ceramic or any other known material. The angled ribs 22 are shown as angled grooves 42 in the face 48 of the tang portion 44 of the passageway.
The gap 36 appears as a wall 46 that interrupts the groove 42. Each rib 22 provided on the surface 48 is
The core portion 44 is disposed at a first angle relative to the centerline. Ribs 22 (not shown) on the surface opposite surface 48 are disposed at a second angle relative to the centerline of core portion 44 . By making the groove 42 at this angle and dividing it into two,
Core 40 is strengthened to provide greater resistance to bending stresses. FIG. 14 shows a side view of a molded molding core 56 that can be used to manufacture turbine blades having a pin arrangement as shown in FIG. Each pin 50 is shown as an aperture 64 in the face 58 of the channel core portion 60. Each array of pins appears as an array of holes 62 and is disposed at a first angle relative to the centerline of core portion 60 . A second set of hole arrays (not shown) are disposed on opposite sides of the core portion 60. Each of the second array of holes is
The opposing surfaces are disposed at a second angle relative to the centerline. To explain the operation, the cooling air 17
It enters the passage 16 at the shaft 12 of the turbine blade 10 shown in the figure. As this cooling air passes through cooling passage 16, it encounters angled turbulence promoting ribs 22. If there is debris in the cooling air 17, it will tend to be directed along the angled ribs and pass through the gaps 36 in each rib 22 so that it does not accumulate. After passing through passage 16, air 17 exits through cooling holes 20 and enters the gas stream. In order to incorporate the vane of this invention into an existing engine without otherwise modifying the engine, the flow rate through each vane using this invention must be the same as the current vane. Angled ribs 22 tend to increase the flow rate, thus reducing the diameter and/or number of cooling holes 20 to keep the flow rate constant. What is very important in blade design is the pressure drop △p
The aim is to keep the heat transfer rate as low as possible and to make the heat transfer rate as high as possible. This angled rib can be expected to improve Δp, that is, reduce it. Since Δp is proportional to the coefficient of friction, reducing the rib angle from 90° reduces flow resistance or friction and thus reduces Δp. The International Journal of Heat was improved by adding angled ribs to parallel plates.
Mass Transfer (International Jouranl)
This is described in the article ``Study of heat transfer and friction on surfaces roughened with ribs'' published in the Journal of Heat Transfer, Vol. 21, pp. 1143-1156. The results of this study are reproduced in Figure 9. By decreasing the rib angle from 90°, a decrease in heat transfer rate is also expected. FIG. 10 shows the empirical results of the above-mentioned research regarding the angle of the Stanton rib. Stanton number
Note that Number) is proportional to heat transfer. As the ribs are moved away from 90°, the heat transfer rate decreases. This degradation of effective cooling cannot be accommodated in the design of the vane. However, in tests conducted on the model of the present invention, improvements in both pressure drop as well as heat transfer rate were measured in contrast. This test is performed at 60° to the flow path.
This is a comparison of a model with ribs at an angle of , with no gaps, and a model with similar ribs at a 90° angle. Furthermore, we have a model with ribs with a 60° angle and a gap between each rib.
A comparison was also made with a model with no gap at 90°. The test results were surprising and unexpected. These results are summarized in the table below.
【表】
この表から明らかな様に、すき間を設けた角度
60°のリブでは、圧力降下が4乃至10%改善され
ると共に、伝熱率が12乃至20%改善される。更
に、リブの背後に溜まるごみは、各々のリブに設
けたすき間によつて減少すると予測される。この
表に示した数値の範囲は、相異なる流量で行なわ
れた試験結果を表わすものであることに注意され
たい。
現在では、第11図に示した形のピンの配列に
対するデータはないが、伝熱性が改善されると予
想される。更に、事実上ごみが溜まることはない
と思われる。
当業者であれば、この発明がこゝに具体的に図
示し且つ説明した実施例に制約されないことは明
らかであろう。この発明はタービン羽根及びその
成形中子の製造にも制約されるものではなく、タ
ービンの静翼や、一般的に内部の冷却通路を持つ
ターボ流体機械及びこういう物品を製造する為の
中子にも同じく用いることが出来る。
図面に示した寸法、割合及び構造的な関係は例
にすぎず、こういう例示をこの発明のタービン羽
根に使われる実際の寸法、割合又は構造的な関係
と解釈されるべきではない。
この発明の範囲内で種々の変更を加えることが
出来ることは云うまでもない、この発明は特許請
求の範囲の記載によつて限定されるものである。[Table] As is clear from this table, angles with gaps
60° ribs improve pressure drop by 4-10% and improve heat transfer by 12-20%. Additionally, debris that accumulates behind the ribs is expected to be reduced due to the gaps provided in each rib. It should be noted that the numerical range shown in this table represents test results conducted at different flow rates. Although there is currently no data for a pin arrangement of the type shown in FIG. 11, it is expected that heat transfer will be improved. Furthermore, virtually no debris is expected to accumulate. It will be apparent to those skilled in the art that the invention is not limited to the embodiments particularly shown and described. The present invention is not limited to the manufacture of turbine blades and molded cores thereof, but is also applicable to turbine vanes, turbofluid machines generally having internal cooling passages, and cores for manufacturing such articles. can also be used in the same way. The dimensions, proportions, and structural relationships shown in the drawings are exemplary only, and such illustrations should not be construed as actual dimensions, proportions, or structural relationships used in the turbine blades of the present invention. It goes without saying that various modifications can be made within the scope of the invention, but the invention is limited by the scope of the claims.
第1図はこの発明の1形式のタービン羽根の断
面図、第2図は第1図の線2−2で切つた断面
図、第3図は第2図の線3−3で切つた部分的な
断面図、第4図は第2図の線4−4で切つた部分
的な断面図、第5図は第2図の線5−5で切つた
部分的な断面図、第6図はこの発明の1形式の乱
流促進リブを持つタービン羽根の内部冷却通路を
図式的に示す部分的な斜視図、第7図はこの発明
の別の形式の乱流促進リブを持つタービン羽根の
内部冷却通路を図式的に示す部分的な斜視図、第
8図は第1図に示したタービン羽根に対する成形
用中子の側面図、第9図はリブに対する流れの進
入角の関数として2つの平行なリブつき板の間の
空気流の摩擦係数を示すグラフ、第10図は2つ
の平行なリブつき板の間の空気流に対して、流れ
の進入角の関数としてスタントン数を示すグラ
フ、第11図はこの発明の別の形式のタービン羽
根の断面図、第12図は第11図の羽根の1つの
通路の壁を示す部分断面図、第13図はこの発明
の別の形式の羽根の通路の壁を示す部分断面図、
第14図は第13図に示す様な通路の壁を持つタ
ービン羽根に対する成形用中子の側面図である。
主な符号の説明、16……通路、22……リ
ブ、24,26……向い合つた壁、36……すき
間。
Fig. 1 is a sectional view of one type of turbine blade of the present invention, Fig. 2 is a sectional view taken along line 2-2 in Fig. 1, and Fig. 3 is a section taken along line 3-3 in Fig. 2. 4 is a partial sectional view taken along line 4--4 in FIG. 2; FIG. 5 is a partial sectional view taken along line 5--5 in FIG. 2; FIG. FIG. 7 is a partial perspective view schematically showing an internal cooling passage of a turbine blade having one type of turbulence-promoting rib of the present invention, and FIG. 8 is a side view of the molding core for the turbine blade shown in FIG. 1; FIG. 9 is a partial perspective view schematically showing the internal cooling passages; FIG. Figure 10 is a graph showing the coefficient of friction for airflow between two parallel ribbed plates; Figure 11 is a graph showing the Stanton number as a function of the angle of approach of the flow for airflow between two parallel ribbed plates; 12 is a partial sectional view showing the wall of one passage of the blade of FIG. 11; FIG. 13 is a passage wall of another type of blade of the invention; FIG. A partial cross-sectional view showing
FIG. 14 is a side view of a molding core for a turbine blade having passage walls as shown in FIG. 13. Explanation of main symbols: 16... passage, 22... rib, 24, 26... facing walls, 36... gap.
Claims (1)
第2の乱流促進リブを持つ少なくとも1つの内部
冷却通路を有するタービン羽根に於て、前記第1
のリブが前記通路の第1の壁と一体であつて前記
第1の壁の中心線に対して第1の角度に配置され
ており、前記第2のリブが前記通路の第2の壁と
一体であつて前記第2の壁の中心線に対して第2
の角度に配置されており、前記第1及び第2のリ
ブの各々は乱流促進すき間によつて隔てられた2
つのリブ部材で構成されているタービン羽根。 2 特許請求の範囲第1項に記載したタービン羽
根に於て、前記第1の角度が40°と90°の間の角度
であり、前記第2の角度が90°と140°の間の角度
であるタービン羽根。 3 特許請求の範囲第2項に記載したタービン羽
根に於て、前記第1の角度が約60°であり、前記
第2の角度が約120°であり、各々の壁の隣接する
リブのすき間がその壁の中心線の一方および他方
の側に交互に配置されているタービン羽根。 4 第1及び第2の向い合つた壁を第3及び第4
の壁によつて接続した、4つの壁によつて構成さ
れる少なくとも1つの内部冷却通路と、前記壁と
一体の複数個の第1及び第2の乱流促進リブとを
有するタービン羽根に於て、前記第1のリブが前
記第3の壁の中心線から該第3の壁の中心線に対
して直角に伸び、続いて前記第1の壁の中心線に
対して第1の角度で前記第1の壁を横切つて伸
び、さらに続いて前記第4の壁の中心線まで該第
4の壁の中心線に対して直角に伸びており、ま
た、前記第2のリブが前記第3の壁の中心線から
該第3の壁の中心線に対して直角に伸び、続いて
前記第2の壁の中心線に対して第2の角度で前記
第2の壁を横切つて伸び、さらに続いて前記第4
の壁の中心線まで該第4の壁の中心線に対して直
角に伸びており、そして各々の第1のリブが前記
第1の壁の上に設けられたすき間で隔てられた2
つのリブ部材で構成されており、各々の第2のリ
ブが前記第2の壁の上に設けられたすき間によつ
て隔てられた2つのリブ部材で構成されているタ
ービン羽根。 5 特許請求の範囲第4項に記載したタービン羽
根に於て、前記第1の角度が40°と90°の間の角度
であり、前記第2の角度が90°と140°の間の角度
であるタービン羽根。 6 特許請求の範囲第5項に記載したタービン羽
根に於て、前記第1の角度が約60°であり、前記
第2の角度が約120°であり、隣接するリブの前記
すき間が夫々前記第1の壁及び第2の壁の中心線
の一方および他方の側に交互に配置されているタ
ービン羽根。 7 第1及び第2の向い合つた面を持つ少なくと
も1つの通路用中子部分を持つ、中空のタービン
羽根を成形する為に使うセラミツクの中子に於
て、前記第1の面の中心線に対して第1の角度で
前記第1の面に設けられた複数個の第1の溝と、
前記第2の面の中心線に対して第2の角度で前記
第2の面に設けられた複数個の第2の溝とを有
し、前記第1の角度が90°未満であり、前記第2
の角度が90°より大きいセラミツクの中子。 8 特許請求の範囲第7項に記載したセラミツク
の中子に於て、各々の溝が前記面と一体の壁によ
つて中断されているセラミツクの中子。 9 特許請求の範囲第8項に記載したセラミツク
の中子に於て、前記第1の角度が60°であり、前
記第2の角度が120°であるセラミツクの中子。 10 第1及び第2の向い合つた壁及び複数個の
第1及び第2の乱流促進リブを持つ少なくとも1
つの内部冷却通路を有するタービン羽根に於て、
前記第1のリブが前記通路の第1の壁と一体であ
つて該第1の壁の中心線に対して第1の角度に配
置されており、前記第2のリブが前記通路の第2
の壁と一体であつて該第2の壁の中心線に対して
第2の角度に配置されており、前記第1及び第2
のリブの各々は乱流促進すき間によつて隔てられ
た複数個のリブ部材で構成されているタービン羽
根。 11 第1及び第2の向い合つた壁ならびに複数
個の第1及び第2の乱流促進ピンの配列を持つ少
なくとも1つの内部冷却通路を有するタービン羽
根に於て、前記第1及び第2のピンの配列の各々
が、整合しているが突合わさらない複数個のピン
で構成されており、前記複数個の第1の配列は前
記通路の第1の壁と一体であつて、その各々の配
列が該第1の壁の中心線に対して第1の角度に配
置されており、また、前記複数個の第2の配列は
前記通路の第2の壁と一体であつて、その各々の
配列が該第2の壁の中心線に対して第2の角度に
配置されているタービン羽根。 12 第1及び第2の向い合つた面を持つ少なく
とも1つの通路用中子部分を持つていて、その中
に複数個の第1及び第2の孔の配列が配置されて
いる様な、中空のタービン羽根の成形に使うセラ
ミツクの中子に於て、前記第1及び第2の孔の配
列の各々が、整合しているが、突合わさらない複
数個の孔で構成されており、前記第1の孔の配列
の各々が前記第1の面の中心線に対して第1の角
度に配置され、前記第2の孔の配列の各々が前記
第2の面の中心線に対して第2の角度に配置され
ているセラミツクの中子。Claims: 1. A turbine blade having at least one internal cooling passage having first and second opposing walls and first and second turbulence promoting ribs, comprising:
a rib is integral with the first wall of the passageway and is disposed at a first angle with respect to a centerline of the first wall, and the second rib is integral with the second wall of the passageway. a second wall with respect to the centerline of the second wall;
and each of the first and second ribs is arranged at an angle of 2.degree.
A turbine blade consisting of two rib members. 2. In the turbine blade according to claim 1, the first angle is between 40° and 90°, and the second angle is between 90° and 140°. turbine blade. 3. In the turbine blade according to claim 2, the first angle is about 60°, the second angle is about 120°, and the gap between adjacent ribs of each wall is The turbine blades are arranged alternately on one side and the other side of the centerline of its wall. 4. Connect the first and second facing walls to the third and fourth walls.
A turbine blade having at least one internal cooling passage formed by four walls connected by a wall, and a plurality of first and second turbulence promoting ribs integral with the wall. the first rib extends from a centerline of the third wall at a right angle to the centerline of the third wall and subsequently at a first angle to the centerline of the first wall; extending across the first wall and subsequently to the centerline of the fourth wall, and the second rib extends perpendicularly to the centerline of the fourth wall; extending from the centerline of the third wall at a right angle to the centerline of the third wall and subsequently extending across the second wall at a second angle to the centerline of the second wall. , and then the fourth
two ribs extending perpendicularly to the centerline of the fourth wall to the centerline of the wall, and each first rib being separated by a gap provided on the first wall;
A turbine blade comprising two rib members, each second rib being comprised of two rib members separated by a gap provided on said second wall. 5. In the turbine blade according to claim 4, the first angle is between 40° and 90°, and the second angle is between 90° and 140°. turbine blade. 6. In the turbine blade according to claim 5, the first angle is about 60 degrees, the second angle is about 120 degrees, and the gaps between adjacent ribs are each about 60 degrees. Turbine blades are alternately arranged on one side and the other side of the centerline of the first wall and the second wall. 7. In a ceramic core used for forming a hollow turbine blade having at least one passage core portion having first and second opposing surfaces, the centerline of the first surface. a plurality of first grooves provided in the first surface at a first angle with respect to the first groove;
a plurality of second grooves provided in the second surface at a second angle with respect to a centerline of the second surface, the first angle being less than 90°; Second
A ceramic core whose angle is greater than 90°. 8. A ceramic core according to claim 7, wherein each groove is interrupted by a wall integral with the surface. 9. The ceramic core according to claim 8, wherein the first angle is 60° and the second angle is 120°. 10 at least one having first and second opposing walls and a plurality of first and second turbulence promoting ribs.
In a turbine blade having two internal cooling passages,
the first rib is integral with the first wall of the passageway and is disposed at a first angle relative to the centerline of the first wall; and the second rib is integral with the first wall of the passageway;
and is disposed at a second angle with respect to the centerline of the second wall, and is disposed at a second angle with respect to the centerline of the second wall;
A turbine blade comprising a plurality of rib members, each of the ribs being separated by a turbulence promoting gap. 11 in a turbine blade having at least one internal cooling passage having first and second opposing walls and an array of a plurality of first and second turbulence promoting pins; each of the arrays of pins is comprised of a plurality of aligned but non-butting pins, the first array of the plurality being integral with the first wall of the passageway; are disposed at a first angle relative to the centerline of the first wall, and the plurality of second arrays are integral with the second wall of the passageway, each of the plurality of second arrays being integral with the second wall of the passage. a turbine blade, wherein the array is disposed at a second angle relative to a centerline of the second wall. 12 A hollow body having at least one passageway tang portion having first and second opposing surfaces and having a plurality of first and second arrays of holes disposed therein. In a ceramic core used for molding a turbine blade, each of the first and second hole arrays is composed of a plurality of holes that are aligned but do not abut each other; Each of the first arrays of holes is disposed at a first angle relative to the centerline of the first surface, and each of the second arrays of holes is disposed at a first angle relative to the centerline of the second surface. Ceramic core placed at an angle of 2.
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Legal Events
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