JPH07189602A - タービン冷却翼 - Google Patents

タービン冷却翼

Info

Publication number
JPH07189602A
JPH07189602A JP5335454A JP33545493A JPH07189602A JP H07189602 A JPH07189602 A JP H07189602A JP 5335454 A JP5335454 A JP 5335454A JP 33545493 A JP33545493 A JP 33545493A JP H07189602 A JPH07189602 A JP H07189602A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
blade
cooling
turbine
wall
film
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.)
Granted
Application number
JP5335454A
Other languages
English (en)
Other versions
JP3651490B2 (ja
Inventor
Fumio Otomo
文雄 大友
Yoshitaka Fukuyama
佳孝 福山
Yuji Nakada
裕二 中田
Asako Inomata
麻子 猪亦
Hisashi Matsuda
寿 松田
Katsuyasu Ito
勝康 伊藤
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Toshiba Corp
Original Assignee
Toshiba Corp
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Toshiba Corp filed Critical Toshiba Corp
Priority to JP33545493A priority Critical patent/JP3651490B2/ja
Priority to US08/364,686 priority patent/US5624231A/en
Publication of JPH07189602A publication Critical patent/JPH07189602A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3651490B2 publication Critical patent/JP3651490B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

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
    • 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
    • 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
    • F01D5/186—Film 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
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【目的】 効率的に冷却が行えるタービン冷却翼を提供
する。 【構成】 翼有効部４２を多数の仕切板４３で仕切って
翼スパン方向に対流冷却を行う冷却通路４４を形成し、
また冷却通路４４の翼面にフィルム冷却を行うフィルム
孔４７を形成すると共に、冷却通路４４に面する仕切板
４３の総伝熱面積Ａｆと翼内側壁面４６の総伝熱面積Ａ
ｏとの比Ａｆ／Ａｏを１．５以上にとって伝熱量Ｑｆを
最適なものとしている。これにより、タービン冷却翼４
１の温度をより下げることができると共に翼面温度分布
を均一なものとすることができ、冷却効率を高くするこ
とができる。そしてタービン冷却翼を動作させるガス温
度を高いものとすることができて、システム全体の熱効
率を向上させることができる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、冷却媒体を翼内に流通
させて冷却するようにしたガスタービンや水素燃焼ター
ビン等のタービン冷却翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】一般にガスタービンエンジンでは、燃焼
ガスにより駆動されるタービン自体が燃焼器へ空気を供
給する送風機または圧縮機を駆動するようにした自力的
駆動方式が採用されている。このような方式を採用して
いるものでのタービン出力効率を高める有効な方法とし
ては、タービン入口における燃焼ガス温度を高めること
である。
【０００３】しかし、この燃焼ガス温度は、タービンの
翼、特に第１段の動翼および静翼を構成する材料の耐熱
応力性、あるいは高温下での酸化、腐食等の耐性により
上限が制限されている。例えば高温で強度の高い材料
（耐熱性超合金材料）が使用されるが、現状では、ガス
タービンの使用条件でこれら耐熱性超合金材料の使用限
界温度は、８００℃〜９００℃で、高温ガスタービンの
タービン入口燃焼ガス温度は約１３００℃程度に達して
いる。
【０００４】そこで従来から翼を冷却して用いることで
ガス温度を上げるようにし、例えば翼内部を冷却媒体を
用いて強制的に冷却等することにより翼表面平均温度を
８００℃〜９００℃程度に保つようにして、１０００℃
〜１３００℃程度の主流ガス温度でタービンの運転が行
われている。
【０００５】以下、従来技術について図面を参照して説
明する。先ず、第１の従来技術を図３１及び図３２によ
り説明する。図３１は横断面図であり、図３２は縦断面
図である。
【０００６】図３１及び図３２においてタービン冷却翼
１は、翼前縁部２で翼根元部３から供給される冷却媒体
が翼スパン方向に伸びる冷却通路４に導かれて翼前縁５
内壁面をインピンジメント冷却すると共に、冷却通路４
の翼背部及び腹側部の翼面６，７に形成されたフィルム
孔８から放出されてフィルム冷却を行う。また、翼前縁
５もシャワーヘッド９が形成されフィルム冷却を行う。
【０００７】同様に翼の中間から後縁にかけては、リタ
ーンフロー流路１０、ピンフィン１１による強制対流冷
却が行われる。つまり冷却媒体が翼スパン方向に伸びる
冷却通路１２に導かれ、さらに冷却通路１２と平行して
翼後縁側に形成されたリターンフロー流路１０を順次通
過し、最終流路１３の壁面に形成されているオリフィス
孔１４を通過して、ピンフィン１１が設けられた翼後縁
部１５に流入する。
【０００８】冷却媒体はさらにピンフィン１１において
対流冷却をした後、翼後縁端１６から吹き出される。な
お、１７は最終流路の腹側翼面に形成されたフィルム孔
であり、１８は冷却通路４，１２及びリターンフロー流
路１０の内壁面に複数形成されたリブである。
【０００９】このような構成であると、主流ガス温度が
１０００℃〜１３００℃程度のタービン冷却翼の場合、
主流ガス流量の数パーセントの冷却空気量により翼表面
平均温度を８５０℃に保つことが可能である。ところが
近年は熱効率をより大きくするため主流ガス温度が１３
００℃〜１５００℃級、さらに高効率型水素燃焼タービ
ンにあっては１５００℃〜２０００℃級程度の雰囲気で
動作させることが考えられるようになってきた。
【００１０】そして上述の構成で翼表面平均温度を８５
０℃に保つようにして主流ガス温度を上げるためには冷
却空気量が多大になり、システム全体の熱効率を著しく
低下し、実現が困難なものとなっていた。
【００１１】また、最近では冷却空気を抽気して強制冷
却させることが考えられているが、１５００℃を越える
ような超高温タービンにあっては従来の冷却翼で冷却設
計条件を満たすことは不可能である。
【００１２】また一方、多列フィルム冷却法、全面フィ
ルム冷却法を積極的に用いたり、従来冷却媒体として用
いてきた空気から冷却性能の優れた水や蒸気、水噴霧空
気、不活性ガスなどの冷却媒体に変えたり、また空気冷
却であっても強制冷却させて翼の冷却に用いることで１
５００℃を越えるような超高温タ―ビンの翼を冷却でき
るようになった。しかし、翼の冷却は十分に行なえるよ
うになったが、翼の冷却効率が大きくなるため、これが
翼メタルを通過する熱流束を大きくし、翼メタル部に大
きな熱応力を発生させるという問題も新たに出てきた。
【００１３】いずれにしても従来の冷却構造をしたタ―
ビン冷却翼では、冷却媒体が通過する翼内部の流路では
充分な熱交換ができず有効的な対流冷却が成されていな
い、フィルム冷却効果が充分に発揮されていない、翼メ
タル部に発生する大きな熱応力を緩和できないなどの問
題があった。
【００１４】次に、第２の従来技術を図３３により説明
する。図３３は横断面図であり、これはガスタービンの
主に静翼に採用されている、インサートインピンジメン
トフィルム冷却翼構造の一例である。
【００１５】図３３においてタービン冷却翼２１は、中
空翼本体２２にインピンジメント冷却用のインサート２
３ａ，２３ｂを収納し冷却媒体により翼を内部からイン
ピンジメント冷却２４するとともに、翼表面に小孔列２
５を構成し、冷却媒体を吹出して翼表面を燃焼ガスに比
較して低温の冷却媒体の膜で覆う、いわゆるフィルム冷
却を併用する方法で材料温度を限界温度以下に保持し、
しかも、翼に発生する熱応力を低減する構造となってい
る。
【００１６】インサート２３ａ，２３ｂと中空翼本体２
２の間は特に細かく区切られているものではなく、翼高
さ方向に延在する小数のシール部材２６を設置し冷却媒
体の流量配分を維持する構成となっている。
【００１７】また、翼後縁部分２７は後縁端２８に至る
まで翼厚みを減少し、前部と中間部のインサート２３
ａ，２３ｂと同様の形状のインサートが挿入できないた
め、ピンフィン２９列が設置されるか、翼高さ方向に延
在するタービュレンスプロモータ列３０を設置するか又
は図示しないが翼面に沿った方向の多数の小孔を翼高さ
方向に配置する構造が使用される。そして、後縁部分を
内部から対流冷却する冷却媒体は後縁端の開口部３１か
ら翼列下流に放出される。
【００１８】しかしながら、発電熱効率の向上を目指し
てガスタービン入口温度を上昇しようとする場合、図３
３に示す構成で同じ材料を使用するならば、当然ながら
必要となる冷却媒体量が増大する。ガスタービン入口温
度が１３００℃以上となるとガスタービン部分全体で必
要となる冷却媒体は著しく増大し、空気冷却の場合、空
気圧縮機入口空気量の１０％以上にも達するが、冷却媒
体使用量の増大は発電熱効率とガスタービン動力出力の
低下に結びつく問題でありできるだけ少ない冷却媒体量
で所定の設計条件を満たす冷却方法が要求される。
【００１９】上記した様にガスタービン冷却翼の寿命は
材料温度と共に材料に発生する熱応力に依存する。翼内
部の対流冷却を増進する方法だけでは、翼材料を通過す
る熱流束は燃焼ガスと翼面許容温度の差に比例するた
め、ガスタービン入口温度の上昇に伴い増加し、翼材料
に発生する熱応力の増大を招くため、前記した従来例の
様に翼表面に形成した小孔から翼外面に沿って冷却空気
を吹出すフィルム冷却方式を併用する必要が生じる。
【００２０】このように高温ガスタービンの冷却翼にフ
ィルム冷却方式を用いることは翼寿命の観点から非常に
有効であり、近い将来の開発目標である１５００℃〜１
７００℃級ガスタービン冷却翼では、翼面のほぼ全面に
フィルム冷却孔が配置されるＦＣＦＣ（FULL COVERAGE
FILM COOLING）方式を採用する必要があると考えられて
いる。
【００２１】さて、ＦＣＦＣ冷却翼においては従来型フ
ィルム冷却翼に比較して大幅に冷却媒体吹き出し孔数が
増加する。しかし、冷却空気使用量は無制限に増加を許
される訳ではなく前記した通りできるだけ少ない冷却空
気量で効率の良い冷却を行う必要がある。よって、フィ
ルム冷却性能と配置の最適化とともにフィルム冷却孔内
部やインピンジメント冷却、タービュレンスプロモータ
の対流冷却効果やフィン効果を狙った拡大伝熱面の利用
等総合的に冷却性能向上を考える必要がある。
【００２２】フィルム冷却では、密度比、質量流速比、
運動量比、冷却孔形状等の主流への吹き出し条件によ
り、冷却効率と分布が大きく変化する。タービン翼では
翼表面位置によって翼外表面静圧や熱伝達率が変化する
為、局所局所でフィルム冷却には最適な条件が存在し、
少ない冷却空気で高いフィルム冷却性能を発揮させよう
とするならばフィルム吹き出し条件の翼面分布を外部条
件に沿ってきめ細かに制御する必要がある。
【００２３】それにもかかわらず、上記したような従来
技術の内部冷却構造では、フィルム冷却孔の数だけを増
加したとしても、インサートと中空翼本体内面によって
成る空気室の圧力をフィルム冷却孔位置によって変わる
最適な値に調整することが不可能であるため、翼全面に
渡って最適な吹き出し条件を得ることができない。
【００２４】また、インサートコアからのインピンジメ
ントジェットで翼内壁を冷却する場合、ジェット流に対
してほぼ直角方向に、インサートコアと翼内壁の間を流
れるクロスフローが多くなるに従い、インピンジメント
冷却の効果は急速に減少する事が知られている。従来技
術の内部冷却構造では、フィルム冷却孔が存在しても翼
前縁から後縁に至るに従い、下流側のインピンジメント
状列に行くに従い、上流でインピンジメントした冷却空
気のクロスフローが必然的に多くなり、インピンジメン
ト冷却の効果が得られなくなる難点がある。
【００２５】さらに、翼後縁部分では翼厚さが前縁や中
間部分に比較して大幅に薄くなる為、従来の冷却翼では
前縁や中間部分では冷却効果の高いインサートインピン
ジメントフィルム冷却方法を活用できても後縁部分に関
してはピンフィン冷却方式や細孔冷却方式を併用する事
が多く、異なった冷却方式の繋ぎの部分で冷却性能の低
下が発生する原因ともなっていた。これは従来型の冷却
翼では後縁流路に図３３で示すような略矩形状のインサ
ートが設置できない為であり、この後縁部分にもでき得
る限りインサートインピンジメントフィルム冷却を適用
すればより高い冷却性能を得ることが可能である。
【００２６】この様にインサートインピンジメントフィ
ルム冷却翼はインピンジメント冷却とフィルム冷却をペ
アとした制御可能な隔室構造を翼内部に形成する方法で
高い冷却性能を実現する可能性が考えられるが、インサ
ートと翼内面で構成される隔室隔壁の気密性の悪化が適
切な冷却媒体の流量配分を困難とする問題点を有する。
上記の様なシール構造は一見翼高さ方向に線状のシール
構造が実現される様に考えがちであるが翼の熱変形が生
じる場合必ずしも翼高さ方向全ての場所で十分なシール
性能を有する保証はない。
【００２７】
【発明が解決しようとする課題】上記のような状況に鑑
みて本発明はなされたもので、その目的とするところ
は、１つは、少ない冷却媒体により効率的に冷却が行
え、局所冷却も充分に行うようにして冷却効率を高めて
システム全体の熱効率の向上を可能にしたタービン冷却
翼を提供することを目的とし、また１つは、少ない冷却
媒体により効率的に冷却が行え、局所冷却も充分に行う
ようにして冷却効率を高めてシステム全体の熱効率の向
上を可能にし、さらに翼メタル部に発生する大きな熱応
力を低減できるようにしたタービン冷却翼を提供するこ
とを目的とし、さらに１つは、（１）フィルム冷却を多
用したインサートインピンジメント型のガスタービン冷
却翼のフィルム冷却性能を局所的に制御・向上し、さら
に気密性の高い隔室に分割されクロスフローの影響の少
ないインピンジメント冷却とフィルム冷却とフィルム冷
却孔内部の対流冷却効果を利用し翼の冷却効果を高め、
（２）翼後縁部分に特徴的な狭い冷却流路を、インサー
トインピンジメント冷却を利用し、冷却効果を高め、
（３）インサートと翼本体内面間のシール性能を向上す
る事でより高いガス温度の条件でも良好な冷却を行える
タービン冷却翼を提供し、冷却媒体の増加を抑えること
でタービンの作動温度の高温化と併せて発電システムで
の熱効率の向上を実現するタービン冷却翼を提供するこ
とにある。
【００２８】
【課題を解決するための手段】本発明のタービン冷却翼
は、１つは、翼内部を仕切板で仕切って冷却媒体の複数
の冷却通路を翼スパン方向に形成したタービン冷却翼に
おいて、冷却通路に面する仕切板の総伝熱面積が、仕切
板の板厚部分を含む翼内側壁面の総伝熱面積の１．５倍
以上であることを特徴とするものであり、さらに、冷却
通路の腹側と背側の少なくとも一方の翼壁に冷却媒体吹
出孔が形成されていることを特徴とするものであり、さ
らにまた、冷却通路で複数の冷却通路を順次屈曲して形
成させる場合は冷却媒体吹出孔は少なくとも連通する冷
却通路の１か所以上に設けたことを特徴とし、さらに、
冷却通路にあっては翼内側壁面に伝熱促進体を設けたこ
とを特徴とし、さらに、冷却通路を仕切る仕切板にあっ
ては冷却通路に伸びる複数の突起を少なくとも１か所以
上設けたことを特徴とし、さらに、冷却通路を仕切る仕
切板にあっては翼内部中央部に向かって板厚を徐々に厚
くすることにより翼内側壁面に近い部分の断面積を大き
くしたことを特徴とし、さらに、冷却通路を仕切る仕切
板にあっては仕切板内部に翼スパン方向に伸びる冷却媒
体の流れない空隙を少なくとも１か所以上設けたことを
特徴とし、また、翼内部の翼スパン方向に形成した冷却
通路とこの通路を仕切る仕切板とで構成される翼本体
と、冷却通路の一部を形成する翼根元より挿入される挿
入体とで結合、製造されることを特徴とし、さらに、翼
上部シュラウドに設けられた冷却媒体供給口とこれに連
通する空隙から翼有効部のスパン方向に形成される冷却
通路と、翼下部シュラウドに設けられた冷却媒体供給口
とこれに連通する空隙から翼有効部のスパン方向に形成
される冷却通路とがほぼ直交するように配置して形成さ
れることを特徴とし、さらに、翼有効部のスパン方向に
形成される冷却通路にあっては少なとも１か所以上に冷
却媒体の流れに沿って冷却通路断面積を徐々に狭くした
ことを特徴とし、また１つは、翼内部に冷却媒体の複数
の冷却通路を翼スパン方向に形成したタービン冷却翼に
おいて、冷却通路が、翼内部の翼中心線方向に略周期的
に配置された複数の主冷却通路と、隣接する前記主冷却
通路の近傍に少なくとも１つ設けられた副冷却流路とを
備え、副冷却流路での冷却媒体が主冷却通路より少ない
流量、もしくは該副冷却流路内に滞留するものであるこ
とを特徴とするものであり、さらに１つは、内部に空洞
が形成された翼本体表面の翼高さ方向に形成された複数
列のフィルム冷却孔と、空洞内に設置され内部側に案内
した冷却媒体を冷却孔から空洞内壁面に向けて噴出して
インピンジメント冷却を行うインサートとを備えたター
ビン冷却翼において、翼本体内面にインサートを保持す
るよう翼高さ方向に延在する突起壁を形成し、且つ翼本
体とインサートとの間に略独立した隔室を構成し、隔室
から翼外面に冷却媒体を吹き出すフィルム冷却孔の少な
くとも一部が突起壁の近傍から翼表面に貫通するよう形
成されていることを特徴とするものであり、さらに、突
起壁がインサートとの当接面に延在方向のシール凹部を
有することを特徴とするものであり、さらにまた、翼本
体内面に略翼高さ方向に延在する突起壁のフィルム冷却
孔の翼内部の開口部を翼前縁方向に設け、開口部を形成
する壁面を翼内面に対して略直角に形成し、インサート
を保持するための略平面部分を持ち、略平面部分より後
縁部分が、フィルム冷却孔の翼本体内部の傾きと略平行
になるように突起壁を形成したことを特徴とし、さら
に、少なくとも翼本体内面の一部に、翼本体内面に略翼
高さ方向に延在する突起壁を形成し、翼本体内面の略翼
面に沿った方向に延びる突起壁構造を形成し、少なくと
も二つの翼本体内面に形成され翼高さ方向に延びる突起
壁を結合することにより、インサートと翼本体と翼本体
内面に翼高さ方向に延在する突起壁で形成された隔室
を、翼高さ方向で複数に分割することを特徴とし、さら
に、翼本体内面の略翼面に沿った方向に延びる突起壁構
造の形成位置を隣あった隔室で互い違いに形成したこと
を特徴とし、さらに、少なくとも翼本体内面の一部に、
翼本体内面に形成され翼高さ方向に延びる突起壁から、
翼本体内面略翼面に沿って翼後縁方向に延在する三角形
又は矩形の櫛の歯状突起構造を形成し、隔室の翼前縁方
向一部を翼高さ方向で複数に分割することを特徴とし、
さらに、少なくとも翼本体内面の一部に、翼本体内面に
形成され翼高さ方向に延びる突起壁から、翼本体内面略
翼面に沿って翼前縁方向に延在する三角形又は矩形の櫛
の歯状突起壁構造を形成し、隔室の翼後縁方向一部を翼
高さ方向で複数に分割することを特徴とし、さらに、翼
本体内面に形成され翼高さ方向に延びる突起部から、翼
本体内面略翼面に沿って翼前縁方向と翼後縁方向に延在
する、それぞれ三角形又は矩形の櫛の歯状突起壁構造を
形成し、翼前縁方向に延在する突起構造と後縁方向に延
在する突起構造を、隔室内部に互い違いに配置したこと
を特徴とし、さらに、前記翼本体に設置されるフィルム
冷却孔を翼高さ方向に傾けて形成したことを特徴とし、
さらに、翼本体に設置されるフィルム冷却孔を翼高さ方
向に傾けて形成し、この角度に概略一致させて、翼本体
内面に形成され翼方向に延びる突起部から、翼本体内面
略翼面に沿った方向に延びる矩形状突起壁構造を形成し
たことを特徴とし、また、内部に空洞が形成された翼本
体表面の翼高さ方向に形成された複数列のフィルム冷却
孔と、空洞内に設置され内部側に案内した冷却媒体を冷
却孔から空洞内壁面に向けて噴出してインピンジメント
冷却を行うインサートとを備えたタービン冷却翼におい
て、翼後側のインサートが翼後縁側部分に後縁方向に延
長して小孔を形成した延長部を有し、この延長部によっ
て翼後縁部の背側あるいは腹側の一方をインピンジメン
ト冷却もしくはインピンジメントフィルム冷却し、他方
を対流冷却もしくは対流フィルム冷却するようにしたこ
とを特徴とするものであり、さらにまた、翼本体内面に
略翼高さ方向に延在する矩形状突起を形成し、インサー
トを保持し、かつ、翼本体とインサートとの間に略独立
した隔室を構成し、隔室から翼外面に冷却媒体を吹き出
すフィルム冷却孔の少なくとも一部が突起部を貫通して
形成されることを特徴とし、また、内部に空洞が形成さ
れた翼本体表面の翼高さ方向に形成された複数列のフィ
ルム冷却孔と、空洞を翼前側と翼後側とに仕切る仕切壁
と、この仕切壁によって仕切られた空洞内に設置され内
部側に案内した冷却媒体を冷却孔から空洞内壁面に向け
て噴出してインピンジメント冷却を行う複数のインサー
トとを備えたタービン冷却翼において、仕切壁が中央部
に翼高さ方向に延在するインサートを気密支持する突起
部を有することを特徴とするものであり、さらにまた、
仕切壁に接するインサート部分に仕切壁の長手方向に略
直角の複数の切り込みを形成したことを特徴としてい
る。
【００２９】
【作用】上記のように構成されたタービン冷却翼は、１
つにおいては、翼有効部を冷却するために翼スパン方向
に形成した冷却通路に供給された冷却媒体は、翼内壁面
および冷却通路間を仕切っている多数の仕切板とで対流
冷却した後、翼面に形成したフィルム孔から吹き出して
翼面をフィルム冷却していて、冷却通路に面する仕切板
の総伝熱面積Ａｆと翼内側壁面の総伝熱面積Ａｏとの比
Ａｆ／Ａｏを１．５以上にとって伝熱量Ｑｆを最適なも
のとしている。このため、タービン冷却翼の温度をより
下げることができると共に翼面温度分布を均一なものと
することができ、冷却効率を高くすることができる。そ
してタービン冷却翼を動作させるガス温度を高いものと
することができて、システム全体の熱効率を向上させる
ことができる。
【００３０】また１つにおいては、タービン冷却翼の冷
却通路が、翼内部の翼中心線方向に略周期的に配置され
た複数の主冷却通路と、隣接する前記主冷却通路の近傍
に少なくとも１つ設けられた副冷却流路とを備え、副冷
却流路での冷却媒体が主冷却通路より少ない流量、もし
くは該副冷却流路内に滞留するものであり、これによっ
て翼温度分布が均一となり冷却効率の大きいタービン冷
却翼が提供できると共に、このタービン冷却翼の翼表面
近傍に発生する熱変形を空隙として機能する副冷却通路
で吸収し大きな熱応力発生を抑えることができる。
【００３１】さらに１つにおいては、タービン冷却翼を
翼表面下を翼面に沿った方向に複数の隔室に分けそれぞ
れをインピンジメント冷却とフィルム冷却する構成で
は、インピンジメント冷却孔とフィルム冷却孔形状や数
を場所により最適化することにより、主に翼面上流れ方
向に生じる翼面静圧分布や熱伝達率分布に対応して、冷
却媒体の吹き出し量や速度を調整し、最大限のフィルム
冷却効果を得ることが可能となり、同時に、隔壁がクロ
スフローによるインピンジメント冷却の冷却性能低下を
防止する働きを持つ。さらに、隔室を構成するに当たり
翼本体から延在する突起により隔室を形成する構成は、
この部分が冷却媒体に面する伝熱表面積を増加し、イン
ピンジメント冷却の効果を高め、肉厚となった突起部分
内部にフィルム冷却孔を形成すること及びこのフィルム
冷却孔を翼高さ方向にも傾斜させることは、フィルム冷
却孔内部の伝熱面積を増大しこの部分の対流冷却性能を
向上する働きを持つ。また、翼高さ方向に隔室を分割す
る構成では、上記の作用に加えてガス温度の翼高さ方向
分布に対応したフィルム冷却の最適化を計る効果が得ら
れる。またさらに、フィルム冷却孔を内部に持つ矩形突
起を市松状に配置した構成ではインピンジメント冷却フ
ィルム冷却部分が互いの冷却性能の低い部分を補う形で
配置されるため全体として高い冷却性能が維持でき、各
隔室が独立しているためそれぞれへ供給される冷却媒体
の流量制御も容易となる。また、翼後縁部分では従来の
インサート形状ではインピンジメント冷却は不可能であ
ったものが、後縁に近い部分までインピンジメント冷却
が利用でき対流冷却やフィルム冷却と併用する構成でよ
り高い冷却性能が得られる。さらに、上記のようなイン
サートインピンジメントフィルム冷却のタービン冷却翼
において、インサートと翼内部仕切構造間のリークを低
減する構造は、特に、翼面の背側と腹側で翼面静圧に相
違の大きい部分で設計された冷却空気の流量配分を確実
にする効果が高い。この結果、例えばタービン入口温度
１３００℃以上の高温ガスタービンにも適用できる十分
な冷却性能が実現できる。
【００３２】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照して説明
する。なお、図中の矢印は冷却媒体の概略の流れを示
す。
【００３３】先ず、本発明の１つについて、それに係る
第１の実施例を図１乃至図３により説明する。図１は横
断面図であり、図２は縦断面図であり、図３は仕切板の
総伝熱面積と翼内側壁面の総伝熱面積との比に対する伝
熱量を示す特性図である。
【００３４】図１及び図２において、４１は動翼として
用いられるタービン冷却翼で、このタービン冷却翼４１
は翼有効部４２の翼内部が翼スパン方向に伸びる仕切板
４３によって区画され、多数の冷却通路４４が形成され
ている。そしてタービン冷却翼４１は翼根元部４５に供
給された冷却媒体が冷却通路４４を通過することにより
対流冷却される。
【００３５】仕切板４３は、その冷却通路４４に面する
総伝熱面積Ａｆと、仕切板４３の翼内側壁面４６に固着
されている部位の板厚ｔを含む翼内側壁面４６の総伝熱
面積Ａｏとの比Ａｆ／Ａｏの１．５倍以上に形成されて
いる。これは図３に横軸に冷却通路４４に面する仕切板
の総伝熱面積Ａｆと仕切板４３の板厚ｔを含む翼内側壁
面４６の総伝熱面積Ａｏとの比Ａｆ／Ａｏを取り、縦軸
に伝熱量Ｑｆを取って示す特性曲線Ｘのようになってい
ることに基づいて設定している。
【００３６】すなわち、特性曲線Ｘによれば伝熱量Ｑｆ
が総伝熱面積の比Ａｆ／Ａｏが増加するにしたがい小さ
い状態では増加率が小さく、増加するにしたがい急激に
増し、さらに大きい状態では増加率は鈍化するが増加傾
向を示す。このため伝熱量Ｑｆを大きくするためには仕
切板４３の枚数を増加させればよいが、伝熱量Ｑｆの増
加は線形でなく最適な総伝熱面積の比Ａｆ／Ａｏが存在
し、それ故、仕切板４３による冷却効果を効率的に得、
それ水準以上の伝熱量Ｑｆを維持するには総伝熱面積の
比Ａｆ／Ａｏを１．５以上とすることが必要となる。
【００３７】さらに翼面には冷却通路４４の内壁面側よ
り貫通して設けられるフィルム孔４７が１つの冷却通路
４４に対し少なくとも１か所以上設けられており、また
翼後縁には吹き出し孔４８が設けられていて、これらか
ら冷却媒体が吹き出され超多列のフィルム冷却および対
流冷却が行われる。
【００３８】これによりタービン冷却翼４１の温度をよ
り下げることができると共に翼面温度分布を均一なもの
とすることができ、冷却効率を高くすることができる。
これによりタービン冷却翼４１を動作させるガス温度を
高いものとすることができて、システム全体の熱効率を
向上させることができる。
【００３９】さらに、タービン冷却翼４１の内部を多数
の仕切板４３で区画したことにより、剛性が増し、稼働
中の熱応力や遠心力に対する耐性が大幅に増すため大
型、高温、高負荷タービンに広く適用可能である。
【００４０】なお、図示してないが複数の冷却通路４４
を翼先端部分や翼根元側部分で順次屈曲して形成させた
場合には、冷却媒体の吹き出し部は少なとも連通する冷
却通路４４の１か所以上に形成されて対流冷却される。
また翼内側壁面４６には伝熱促進体であるリブ４９が冷
却媒体の流通方向に交差するように設けられていて対流
冷却が行われる。
【００４１】さらに本実施例の冷却構造の変形構成とし
ては、他の冷却要素を持つタービン冷却翼と部分的に組
み合わせるように構成してもよい。
【００４２】また、冷却通路４４を翼の背側と腹側とに
区画する翼中心線方向の隔壁を設けるよう変形構成する
ことで、翼内部の対流冷却効果をより一層高めることが
できる。
【００４３】また実施例は動翼について示したが、静翼
についても同様に適用できるものであり、冷却媒体につ
いても空気以外の水蒸気、不活性ガス、液体、その他の
媒体であっても良い。
【００４４】さらには、上記の各変形構成を組み合わせ
ることで、他の各種タービン冷却翼を組み合わせること
ができる。
【００４５】次に、第２の実施例を図４により説明す
る。図４は横断面図であり、図４においてタービン冷却
翼５０は翼有効部５１の翼内部が翼スパン方向に伸びる
仕切板５２によって区画され、多数の冷却通路５３が形
成されている。
【００４６】仕切板５２には冷却通路５３に伸びる突起
５４が多数突出していて、翼根元部側から供給されてフ
ィルム孔４７から吹き出すよう流通する冷却媒体と交差
し対流冷却が行われる。
【００４７】また仕切板５２は、第１の実施例と同様
に、その冷却通路５３に面する総伝熱面積と、仕切板５
２の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む
翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上とな
るように形成されている。
【００４８】これにより、本実施例においても第１の実
施例と同様の作用・効果が得られ、突起５４により仕切
板５２の総伝熱面積が増すと共に対流冷却が促進され、
さらに効果的に冷却が行われる。
【００４９】次に、第３の実施例を図５により説明す
る。図５は横断面図であり、図５においてタービン冷却
翼５５は翼有効部５６の翼内部が翼スパン方向に伸びる
仕切板５７によって区画され、多数の冷却通路５８が形
成されている。
【００５０】仕切板５７には冷却通路５８に突出し翼ス
パン方向に伸びる突条５９が多数設けられていて、翼根
元部側から供給されてフィルム孔４７から吹き出すよう
流通する流通する冷却媒体による対流冷却が行われる。
【００５１】また仕切板５７は、第１の実施例と同様
に、その冷却通路５８に面する総伝熱面積と、仕切板５
７の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む
翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上とな
るように形成されている。
【００５２】これにより、本実施例においても第１の実
施例と同様の作用・効果が得られ、突条５９により仕切
板５７の総伝熱面積が増すと共に対流冷却が促進され、
さらに効果的に冷却が行われる。
【００５３】次に、第４の実施例を図６により説明す
る。図６は横断面図であり、図６においてタービン冷却
翼６０は翼有効部６１の翼内部が翼スパン方向に伸びる
仕切板６２によって区画され、多数の冷却通路６３が形
成されている。
【００５４】仕切板６２には冷却通路６３に突出し冷却
媒体の流れとほぼ直交して配置されるピンフィン６４が
多数設けられていて、翼根元部側から供給されてフィル
ム孔４７から吹き出すよう流通する冷却媒体による対流
冷却が行われる。
【００５５】また仕切板６２は、第１の実施例と同様
に、その冷却通路６３に面する総伝熱面積と、仕切板６
２の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む
翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上とな
るように形成されている。
【００５６】これにより、本実施例においても第１の実
施例と同様の作用・効果が得られ、ピンフィン６４によ
り仕切板６２の総伝熱面積が増すと共に対流冷却が促進
され、さらに効果的に冷却が行われる。
【００５７】次に、第５の実施例を図７により説明す
る。図７は横断面図であり、図７においてタービン冷却
翼６５は翼有効部６６の翼内部が翼スパン方向に伸びる
仕切板６７によって区画され、多数の冷却通路６８が形
成されている。
【００５８】仕切板６７には、その板厚が翼内部中央部
分に向かって徐々に厚くなっていると共に、中央部分に
冷却媒体が流れず内部に滞留する翼根元側が開放された
空胴６９が翼スパン方向に延在するように形成されてい
る。これにより冷却通路６８の翼スパン方向の断面積
は、翼内部中央部分で狭く翼内側壁面に近い部分で大き
くなるようになっている。そして、このような冷却通路
６８を翼根元部側から供給されてフィルム孔４７から吹
き出すよう流通する冷却媒体によって対流冷却が行われ
る。
【００５９】また仕切板６７は、第１の実施例と同様
に、その冷却通路６８に面する総伝熱面積と、仕切板６
７の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む
翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上とな
るように形成されている。
【００６０】これにより、本実施例においても第１の実
施例と同様の作用・効果が得られ、仕切板６７の板厚を
空胴６９を設けて見掛上厚くしているので、熱応力の集
中が軽減され軽量化が図れる。
【００６１】次に、第６の実施例を図８により説明す
る。図８は縦断面図であり、図８においてタービン冷却
翼７０は翼有効部７１の翼内部が翼スパン方向に伸びる
仕切板７２によって区画され、リターン流路を構成する
ようにして多数の冷却通路７３が形成されている。また
翼面には多数のフィルム孔４７が形成されている。
【００６２】また仕切板７２は、第１の実施例と同様
に、その冷却通路７３に面する総伝熱面積と、仕切板７
２の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む
翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上とな
るように形成されている。
【００６３】また上記のように構成されたタービン冷却
翼７０は、翼有効部７１と翼根元部７４を形成する翼形
筒状の翼本体７５の先端部分を先端部材７６で閉塞し、
ここに翼根元部７４側から仕切板７２によって区画し冷
却通路７３を形成する本体内部部材７７を収納し、その
後、同じく翼根元部７４側から冷却媒体の供給口７８が
形成された挿入体７９を挿入し固着して翼本体７５の翼
根元部分を閉塞するようにして製造される。
【００６４】そして、冷却通路７３には翼根元部７４の
供給口７８から供給され、フィルム孔４７から吹き出す
よう流通する冷却媒体によってタービン冷却翼７０の対
流冷却が行われる。
【００６５】このように製造され構成された本実施例に
おいても第１の実施例と同様の作用・効果が得られる。
【００６６】次に、第７の実施例を図９及び図１０によ
り説明する。図９は縦断面図であり、図１０は本実施例
の変形例の縦断面図である。
【００６７】図９において８０は動翼であるタービン冷
却翼であり、これは翼有効部８１を間に挟むように翼上
部シュラウド８２と翼下部シュラウド８３とを備え、翼
有効部８１内部は翼スパン方向に伸びる仕切板８４によ
って区画され、翼面に多数のフィルム孔４７を有する多
数の冷却通路８５が形成されている。
【００６８】これらの冷却通路８５には、翼上部シュラ
ウド８２の冷却媒体供給口８６から空隙８７を介し、ま
た翼下部シュラウド８３の冷却媒体供給口８８から空隙
８９を介して冷却媒体が供給される。そして冷却通路８
５に供給された冷却媒体はフィルム孔４７から吹き出す
よう流通して対流冷却が行われる。
【００６９】また仕切板８４は、第１の実施例と同様
に、その冷却通路８５に面する総伝熱面積と、仕切板８
４の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む
翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上とな
るように形成されている。
【００７０】これにより、本実施例においても第１の実
施例と同様の作用・効果が得られる。
【００７１】なお、図９に示したものでは冷却通路８５
は冷却通路断面積が一定のものであるが、図１０に示す
ようにタービン冷却翼８０ａにおける仕切板９０によっ
て区画される冷却通路９１が、冷却媒体の流れに沿って
冷却通路断面積を徐々に狭くなるよう形成してもよい。
ただし、この場合においても仕切板９０は、冷却通路９
１に面する総伝熱面積と、仕切板９０の翼内側壁面４６
に固着されている部位の板厚を含む翼内側壁面４６の総
伝熱面積との比が１．５倍以上となるように形成されて
いる。
【００７２】この変形例では、冷却通路９１が冷却媒体
の流れに沿って冷却通路断面積を徐々に狭くするもので
あるため、フィルム冷却等の冷却媒体の翼面からの吹き
出しで冷却媒体流量低下による翼内部流速低下を抑えら
れるため冷却通路の広い範囲に渡って十分な対流冷却効
果が得られる。
【００７３】次に、本発明の他の１つについて、それに
係る第８の実施例を図１１乃至図１９により説明する。
図１１は横断面図であり、図１２乃至図１９は各変形例
の部分拡大して示す横断面図である。
【００７４】図１１において、タービン冷却翼１０１は
冷却媒体を供給するために翼内部に翼スパン方向に延在
する複数の主冷却通路１０２，１０３，１０４が翼面に
沿ってほぼ周期的に配置されており、ここを冷却媒体が
流れることにより対流冷却され、さらにフィルム孔１０
５，１０６から翼外面に冷却媒体を吹き出すことにより
フィルム冷却される。翼後端部の主冷却通路１０３から
は吹出し孔１０７からの冷却媒体の吹き出しが行われ
る。
【００７５】さらにタービン冷却翼１０１には、主冷却
通路１０２，１０３，１０４の間に、どの主冷却通路１
０２，１０３，１０４よりも少ない冷却流量とした、ま
たは冷却媒体を流さない、さらにまたは冷却媒体は流さ
ないが冷却媒体が充満・滞留している副冷却通路１０
８，１０９が複数平行に設けられている。
【００７６】このように構成されているため、翼温度分
布が均一となり冷却効率の大きいタービン冷却翼１０１
が提供できると共に、このタービン冷却翼１０１の翼表
面近傍に発生する熱変形を空隙として機能する副冷却通
路１０８，１０９で吸収し、大きな熱応力発生を抑える
ことができる。また、このような翼内部構造は比較的単
純であり、従来技術で十分製作可能である。
【００７７】さらに、副冷却通路１０８，１０９が多く
形成されることになり、例えば動翼に採用した場合、翼
有効部の質量増加を抑えることができるので回転による
遠心応力の低減が可能となる。
【００７８】なお、図１１に示すものに限ることなく、
図１２に示す本実施例の第１の変形例のようにフィルム
孔を有しない通路断面形状が円形の主冷却通路１０４ａ
同志の間の翼内部側に、翼表面１２０側に略三角形状の
通路断面の頂点側が位置するようにした副冷却通路１０
８ａが設けられるようにしたタービン冷却翼１０１ａ
や、図１３に示す本実施例の第２の変形例のようにフィ
ルム孔１０５ｂを有する通路断面形状が円形の主冷却通
路１０４ｂ同志の間の翼内部側に、翼表面１２０側に略
三角形状の通路断面の頂点側が位置するようにした副冷
却通路１０８ｂが設けられるようにしたタービン冷却翼
１０１ｂでもよい。
【００７９】また、図１４に示す本実施例の第３の変形
例のようにフィルム孔を有しない通路断面形状が楕円形
の主冷却通路１０４ｃ同志の間の翼表面１２０側に、円
形の通路断面を有する副冷却通路１０８ｃが設けられる
ようにしたタービン冷却翼１０１ｃや、図１５に示す本
実施例の第４の変形例のようにフィルム孔１０５ｄを有
する通路断面形状が楕円形の主冷却通路１０４ｄ同志の
間の翼表面１２０側に、円形の通路断面を有する副冷却
通路１０８ｄが設けられるようにしたタービン冷却翼１
０１ｄでもよい。
【００８０】さらに、図１６に示す本実施例の第５の変
形例のように、主冷却通路１０４ｅがフィルム孔を有し
ない通路断面形状が長楕円形で長軸が翼表面１２０に沿
う様に設けられ、主冷却通路１０４ｅと翼表面１２０と
の間に円形の通路断面を有する副冷却通路１０８ｅが設
けられるようにしたタービン冷却翼１０１ｅや、図１７
に示す本実施例の第６の変形例のように、主冷却通路１
０４ｆがフィルム孔１０５ｆを有する通路断面形状が長
楕円形で、長軸が翼表面１２０に沿う様に設けられ、主
冷却通路１０４ｆと翼表面１２０との間に円形の通路断
面を有する副冷却通路１０８ｆが設けられるようにした
タービン冷却翼１０１ｆでもよい。
【００８１】またさらに、図１８に示す本実施例の第７
の変形例のようにフィルム孔を有しない通路断面形状が
円形の主冷却通路１０４ｇ同志の間に、略同径の円形の
通路断面を有する副冷却通路１０８ｇが設けられるよう
にしたタービン冷却翼１０１ｇや、図１９に示す本実施
例の第８の変形例のようにフィルム孔１０５ｈを有する
通路断面形状が円形の主冷却通路１０４ｄ同志の間に、
略同径の円形の通路断面を有する副冷却通路１０８ｈが
設けられるようにしたタービン冷却翼１０１ｈでもよ
い。
【００８２】次に、本発明のさらに他の１つについて、
それに係る第９の実施例を図２０乃至図２７により説明
する。図２０は翼中央の横断面図であり、図２１は部分
拡大斜視図であり、図２２乃至図２７は各変形例を示す
部分拡大斜視図である。
【００８３】図２０及び図２１において、タービン冷却
翼１２１は中空翼本体１２２内が翼スパン方向に設けら
れた仕切壁１２３によって翼前部１２４側と翼中間部１
２５側とに仕切られている。仕切られた各部１２４、１
２５内にはインピンジメント冷却用のインサート１２６
ａ，１２６ｂが翼内壁面に対し所定間隔をおくようにし
て収納されている。
【００８４】そして、例えば翼根元部からインサート１
２６ａ，１２６ｂ内に供給された冷却媒体により中空翼
本体１２２を内部側からインサート１２６ａ，１２６ｂ
に形成された小孔１２７によってインピンジメント冷却
１２８するとともに、翼表面に貫通するように穿設され
た小孔列１２９を通じて冷却媒体である冷却空気を吹出
して翼表面を燃焼ガスに比較して低温の冷却媒体の膜で
覆う、いわゆるフィルム冷却１３０を併用する方法で材
料温度を限界温度以下に保持し、しかも、翼に発生する
熱応力を低減する構造となっている。
【００８５】翼内壁面に対しインサート１２６ａ，１２
６ｂを所定間隔をおくようにして収納するために、中空
翼本体１２２の内壁からは断面形状が略台形状（上流側
が内壁に対し垂直で、下流側が傾斜している）で翼高さ
方向に延在する多数の突起壁１３１が突出するように設
けられており、その平坦に形成された頂部１３２でイン
サート１２６ａ，１２６ｂをその対向面を圧接するよう
にして保持するようになっている。これにより隣接する
突起壁１３１間に隔室１３３が翼面方向に沿って多数形
成され、各隔室１３３は隣接する隔室１３３との間での
冷却媒体の流通が少なくなるように形成される。
【００８６】そして各隔室１３３に対応する中空翼本体
１２２内面は、それぞれの隔室１３３に隔てられた小孔
１２７によりインピンジメント冷却１２８され、冷却媒
体は各隔室１３３に設けられたフィルム冷却孔１２９か
ら翼外部に吹き出される。フィルム冷却１３０では、冷
却媒体の吹き出し方向を翼表面に平行に近づけることが
冷却効果の向上に有効であることが知られており、本実
施例でもフィルム冷却孔１２９は翼外面ガス流れの下流
方向に斜めに噴出させる。
【００８７】またフィルム冷却孔１２９は、隔室１３３
内の突起壁１３１の一方の翼内面に略垂直な側壁１３４
から突起壁１３１内部を貫通し、翼外面方向に開口する
ように穿設されている。このため、フィルム冷却孔１２
９内の内部伝熱表面積が大きくなっており、ここを流通
する冷却媒体による対流冷却能力が高いものとなってい
る。さらに隔室１３３内の他方の突起壁１３１の傾斜壁
１３５によってインピンジメント冷却１２８で隔室１３
３内に吹き出された冷却媒体は、一方の略垂直な側壁１
３４方向に反射し、フィルム冷却孔１２９に効率よく供
給される。
【００８８】なお、フィルム冷却１３０の吹き出しに影
響の大きい翼面静圧分布や熱伝率分布は主に翼面に沿っ
た方向に変化するため、本実施例のように中空翼本体１
２２下部に翼面に沿った方向の分割された隔室１３３を
設ける構造は各隔室１３３から噴出させるフィルム冷却
１３０を行う冷却媒体の分布をきめ細かく制御すること
ができ、結果として高い冷却性能と冷却媒体の有効利用
に寄与することになる。
【００８９】またさらに本実施例では翼内部に２個のイ
ンサート１２６ａ，１２６ｂを設置し、翼後部１３６は
後縁端１３９に至るまでの翼厚みが減少する部分にピン
フィン列１４０を設置し冷却しているが、翼高さ方向に
延在するタービュレンスプロモータ列又は翼面に沿った
方向の多数の小孔を翼高さ方向に配置する構造でももち
ろん良い。後端部分の対流冷却媒体は本実施例では後縁
端１３９の開口部１４１から翼列下流に放出される。
【００９０】次いで本実施例の変形例を説明する。図２
２はインサート１２６ａ，１２６ｂを省略して示す第１
の変形例で、これは中空翼本体１２２ａ内部の突起壁１
３１間に、略翼面に沿った方向に延在する突条壁１４２
を付加した構造となっている。突条壁１４２を付加する
ことによって翼高さ方向に分割された隔室１３３ａが形
成される。そして、フィルム冷却１３０の吹き出しに影
響の大きい翼面静圧分布や熱伝達率分布は主に翼面に沿
った方向に変化するが、ガス温度は翼高さ方向に数１０
０℃の強い分布を有する。よって、このような翼高さ方
向の分割を実現する突条壁１４２を加えて利用すればよ
りきめ細かな冷却媒体流量配分を実現できる冷却媒体使
用量のさらなる減少に寄与する。
【００９１】また、突条壁１４２は同時に翼表面から隔
室１３３ａに延びる拡大伝熱面（フィン）としても機能
するから、隔室１３３ａ内面からの対流冷却効果の向上
に寄与することは明白である。突条壁１４２はもちろん
必要な部分にだけ設ければ良く、設置位置も翼高さ方向
に一定の位置とする必要はなく図示するように互い違い
の位置に配置しても良い。
【００９２】さらに、１つの隔室１３３ａに３個のフィ
ルム冷却孔１２９を有するが、この数はもちろんこれに
限定されるものではなく、最も細かい構成では各隔室１
３３ａに１個のフィルム冷却孔を有する構成でもよい。
また、図示していないが中空翼本体１２２ａ表面で突起
壁１３１が存在しない場所にも、フィルム冷却孔１２９
を形成し、フィルム冷却孔１２９の数を増加することが
もちろん可能である。この様な場合においても中空翼本
体１２２ａ内面を複数の隔室１３３ａに仕切った冷却構
造であれば翼の他の部分（隔室）の冷却性能への影響を
最小限とする設計が容易に行える。言い替えればフィル
ム冷却孔１２９の数を翼面の一部分だけ増加する構成
で、この一部分の冷却性能を簡単に向上することが可能
となる。
【００９３】図２３は同じくインサート１２６ａ，１２
６ｂを省略して示す第２の変形例で、中空翼本体１２２
ｂの内壁からは主部の断面形状が略矩形状で翼高さ方向
に延在する多数の突起壁１３１ｂが突出するように設け
られていて、突起壁１３１ｂには、さらに翼面に沿った
後縁方向に三角形状の櫛歯状部１４３，１４４が形成さ
れている。櫛歯状部１４３は突起壁１３１ｂの主部から
下流に向けての高さは同じであるが、櫛歯状部１４４は
高さを減じるものとなっている。
【００９４】そして突起壁１３１ｂ内部にフィルム冷却
孔１２９を構成している。この構成によれば隔室１３３
ａを形成する中空翼本体１２２ｂの表面部材の肉厚が突
起壁１３１ｂの近くまで薄く形成でき、翼部材の熱抵抗
が減少する。また、これはフィルム冷却孔１２９の形成
密度が低くインピンジメント冷却の冷却効果が高い場合
に有効な構成である。
【００９５】さらに、櫛歯状部１４３，１４４が形成さ
れていることで中空翼本体１２２ｂの表面部材の拡大伝
熱面（フィン）としても機能する。つまり、図示しない
インピンジメント冷却孔１２９を櫛歯状部１４３，１４
４に挟まれた部分を中心に配置すれば、中空翼本体１２
２ｂの表面部材の翼内表面に衝突した冷却媒体は櫛歯状
部１４３，１４４に導かれ図中右側に流れ、櫛歯状部１
４３，１４４に衝突した後フィルム冷却孔１２９から翼
外部へ噴出され、図中右側に流れ、突起壁１３１ｂの主
部に衝突した後フィルム冷却孔１２９から翼外部へ噴出
され、突起壁１３１ｂの主部及び櫛歯状部１４３，１４
４はいずれも良好な拡大伝熱面となることは明らかであ
る。
【００９６】図２４は同じくインサート１２６ａ，１２
６ｂを省略して示す第３の変形例で、中空翼本体１２２
ｃの内壁からは主部の断面形状が略台形状（上流側が内
壁に対し垂直で、下流側が傾斜している）で翼高さ方向
に延在する多数の突起壁１３１ｃが突出するように設け
られていて、突起壁１３１ｃには、翼面に沿った前縁方
向に三角形状の櫛歯状部１４５，１４６が形成されてい
る。櫛歯状部１４５は突起壁１３１ｃの主部から上流に
向けての高さは同じであるが、櫛歯状部１４６は高さを
減じるものとなっている。
【００９７】そして突起壁１３１ｃ内部にフィルム冷却
孔１２９を構成していて、さらに櫛歯状部１４５，１４
６に挟まれた部分にフィルム冷却孔１２９が開口してい
る。このため、冷却媒体の流れを確実にフィルム冷却孔
１２９に導入流入する効果があり、さらに、加速しなが
らフィルム冷却孔１２９に流入する高速の流れで比較的
フィルム冷却効率が低下しているフィルム冷却孔１２９
の直上流の部分を櫛歯状部１４５，１４６のフィン効果
を加味して冷却する作用がある。
【００９８】図２５は同じくインサート１２６ａ，１２
６ｂを省略して示す第４の変形例で、中空翼本体１２２
ｄの内壁からは主部の断面形状が略矩形状で翼高さ方向
に延在する多数の突起壁１３１ｄが突出するように設け
られていて、突起壁１３１ｄには翼面に沿った後縁方向
に三角形状の櫛歯状部１４３，１４４が形成されてお
り、また前縁方向に三角形状の櫛歯状部１４５，１４６
が形成されている。
【００９９】このため、第２、第３の変形例と同様の効
果が得られる。
【０１００】図２６は第５の変形例で、中空翼本体１２
２ｅに形成した突起壁１３１を貫通するフィルム冷却孔
１２９ｅを、隔室１３３内の突起壁１３１の一方の翼内
面に略垂直な側壁１３４から突起壁１３１内部を翼高さ
方向に傾けて貫通し、翼外面方向に開口するように穿設
されている。
【０１０１】そしてＦＣＦＣに代表される多数のフィル
ム冷却孔１２９ｅを有するタービン冷却翼ではフィルム
冷却孔１２９ｅの内部表面積が増加するため対流冷却効
果を高め，より高い冷却性能を実現する構成が重要であ
る。本構成によればフィルム冷却孔１２９ｅを翼高さ方
向に４５度傾斜させることにより内部伝熱表面積は約４
０％増加し、結果としてフィルム冷却孔１２９ｅ直上流
のフィルム冷却効果の比較的低い部分の冷却性能を向上
する効果がある。
【０１０２】図２７は第６の変形例で、中空翼本体１２
２ｆの内壁からは断面形状が略台形状（上流側が内壁に
対し垂直で、下流側が傾斜している）で翼高さ方向に延
在する多数の突起壁１３１ｆが突出するように設けられ
ており、その頂部１４７には多数条の微細な溝、窪み等
で形成されるシール凹部１４８が延在方向に形成されて
いて、この頂部１４７でインサート１２６ａ，１２６ｂ
をその対向面を圧接するようにして保持するようになっ
ている。これにより隣接する突起壁１３１ｆ間に隔室１
３３が翼面方向に沿って多数形成され、各隔室１３３は
隣接する隔室１３３との間でのシール性能が向上し冷却
媒体の流通が少なくなるように形成される。
【０１０３】シール凹部１４８を形成することにより突
起壁１３１ｆとインサート１２６ａ，１２６ｂの間の微
小空間を通した冷却媒体のリークを低減する構造を実現
している。このシール凹部１４８はリーク流れの発生し
易い方向に直角に形成した微細なもので、リーク流れが
発生しようとする場合に流れを剥離させ圧力損失を増大
することでリーク流量を低減する効果がある。
【０１０４】次に、本発明の第１０の実施例を図２８に
より説明する。図２８は要部の横断面図であり、図２８
においてタービン冷却翼１５１は中空翼本体１５２の図
示しない翼前部と翼中間部１５３は、例えば上述の第９
の実施例と同様に夫々インピンジメント冷却用のインサ
ートが収納されて構成され、インピンジメント冷却及び
フィルム冷却が行われている。
【０１０５】また、翼後部１５４は仕切壁１５５によっ
て翼中間部１５３と隔離でされている。隔離された翼後
部１５４には後縁端１５６に至るまで厚みが減少する中
空部分が形成されていて、その中空部分にはインサート
１５７が、翼内壁に翼高さ方向に延在する多数の突起壁
１３１によって、翼内壁面に対し所定間隔を設け突起壁
１３１間に隔室１３３を設けるようにして収納されてい
る。
【０１０６】そして、インサート１５７内に冷却媒体が
翼根元部から供給され、冷却媒体により中空翼本体１５
２の翼後部１５４で肉厚が厚い翼前方側の一部は翼背側
１５８と翼腹側１５９が内部側からインサート１５７に
形成された図示しない小孔によってインピンジメント冷
却１２８するとともに、翼表面に貫通するように穿設さ
れた小孔列１２９を通じて翼表面をフィルム冷却１３０
を行うようになっている。
【０１０７】さらに、インサート１５７は、翼腹側１５
９の面を後縁方向に延長した延長部１６０を有し、途中
でインサート１５７が途切れる翼背側１５８の方向か
ら、略矩形状のインサート１５７の後縁端に形成した冷
却媒体通路１６１を通して後縁端のインピンジメント通
路１６２に冷却媒体を供給するようになっている。そし
てインピンジメント通路１６２に供給された冷却媒体に
よって、インサート１５７の延長部１６０に形成された
図示しない小孔を通してインピンジメント冷却１２８が
施される。なお、翼後部の腹側にインピンジメント通路
１６２にはクロスフローが形成される虞があり、その場
合冷却媒体の一部を表面に形成したフィルム冷却孔１２
９から翼外面に噴出させても良い。
【０１０８】また、翼後部の腹側インピンジメント冷却
通路１６２に供給された冷却媒体、冷却された冷却媒体
の一部又は全部は後縁端吹き出し口１４１から翼列後流
に放出される。本実施例ではこの後縁端部分に一列のピ
ンフィン列１４０を設置しインサート１５７の位置決め
を行っている。さらに翼背側後縁部分に形成するインピ
ンジメント通路１６２の内部壁面には、例えば突起状の
タービュレンスプロモータ１６３を設置し、対流伝熱の
促進を行っている。
【０１０９】この結果、タービン冷却翼１５１は翼後部
１５４もインピンジメント冷却１２８を行うことがで
き、より冷却効果が向上したものとなる。
【０１１０】次に、本発明の第１１の実施例を図２９及
び図３０により説明する。図２９は翼中央の横断面図で
あり、図３０は要部の拡大斜視図である。
【０１１１】図２９及び図３０において、タービン冷却
翼１７１は中空翼本体１７２内が翼スパン方向に設けら
れた仕切壁１７３によって翼前部１２４側と翼中間部１
２５側とに仕切られている。仕切られた各部１２４、１
２５内にはインピンジメント冷却用のインサート１７４
ａ，１７４ｂが翼内壁面に対し所定間隔をおくようにし
て収納されている。
【０１１２】そして仕切壁１７３には、その中央部分に
翼高さ方向に延在する平滑な凹曲面部１７５をもって突
出する突起１７６が翼前部１２４側と翼中間部１２５側
とに設けられている。また一方、仕切壁１７３に接する
インサート１７４ａ，１７４ｂの先端部分１７７は、そ
の弾性変形と復元力及びインサート１７４ａ，１７４ｂ
内部に供給される冷却媒体の圧力と、この圧力より低い
隔室１３３内部の圧力差で凹曲面部１７５に押しつけら
れて気密なシール構造を実現するようなっている。これ
によりタービン冷却翼１７１は、その材料温度が使用条
件では最高８００℃〜９００℃に達するがインサート１
７４ａ，１７４ｂは冷却媒体温度に近い低温に保たれ、
結果として中空翼本体１７２とインサート１７４ａ，１
７４ｂの間には熱膨張差によるギャップが生じ易くなる
が、このギャップの形成が防止される。
【０１１３】また先端部分１７７には、翼面に沿った方
向の切り込み１７８が多数設けられている。これにより
仕切壁１７３が何らかの３次元的変形を生じても、イン
サート１７４ａ，１７４ｂの先端部分１７７は切り込み
１７８により短い部分毎に変形に追従でき、よって、先
端部分１７７と凹曲面部１７５の接する部分に発生する
予期できない冷却媒体のリークを防止する働きを持ち、
結果として冷却媒体の有効利用につながる。なお、中空
翼本体１７２の熱変形が少ない条件ではインサート１７
４ａ，１７４ｂの先端部分１７７に切り込み１７８がな
くても、十分なシール性能が得られる。
【０１１４】以上説明したように、第９、第１０、第１
１の実施例に係る本発明のさらに他の１つによれば、フ
ィルム冷却、インピンジメント冷却と対流冷却効果をそ
れぞれ確実に実現でき、例えばガスタービンの高温化に
おいても、翼温度と熱応力は充分低く抑えることがで
き、冷却媒体の使用量の少ない高温ガスタービンの製造
が可能になる。また、当該ガスタービンを用いた単純サ
イクル或いはコンバインサイクルの発電プラント等のシ
ステムの熱効率も向上する。
【０１１５】
【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
は次のような効果が得られる。すなわち、本発明の１つ
によれば、より少ない冷却媒体によって効率的に冷却が
行え、且つ局所冷却を充分に行うことができ、また冷却
効率も高くできてシステム全体の熱効率を向上させるこ
とが可能となり、本発明の他の１つによれば、より少な
い冷却媒体によって効率的に冷却が行え、且つ局所冷却
を充分に行うようにして冷却効率を高めシステム全体の
熱効率の向上を可能にし、さらに翼メタル部に発生する
熱応力を低減できものであり、本発明のさらに他の１つ
によれば、（１）フィルム冷却を多用したインサートイ
ンピンジメント型のガスタービン冷却翼のフィルム冷却
性能を局所的に制御・向上し、さらに気密性の高い隔室
に分割されクロスフローの影響の少ないインピンジメン
ト冷却とフィルム冷却とフィルム冷却孔内部の対流冷却
効果を利用し翼の冷却効果を高め、（２）翼後縁部分に
特徴的な狭い冷却流路を、インサートインピンジメント
冷却を利用し、冷却効果を高め、（３）インサートと翼
本体内面間のシール性能を向上することで、より高いガ
ス温度の条件でも良好な冷却を行え、また、冷却媒体の
増加を抑えることでタービンの作動温度の高温化と併せ
て発電システムでの熱効率の向上が実現できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施例を示すタービン冷却翼の
横断面図である。
【図２】本発明の第１の実施例を示すタービン冷却翼の
縦断面図である。
【図３】本発明の第１の実施例に係る仕切板の総伝熱面
積と翼内側壁面の総伝熱面積との比に対する伝熱量を示
す特性図である。
【図４】本発明の第２の実施例を示すタービン冷却翼の
横断面図である。
【図５】本発明の第３の実施例を示すタービン冷却翼の
横断面図である。
【図６】本発明の第４の実施例を示すタービン冷却翼の
横断面図である。
【図７】本発明の第５の実施例を示すタービン冷却翼の
横断面図である。
【図８】本発明の第６の実施例を示すタービン冷却翼の
縦断面図である。
【図９】本発明の第７の実施例を示すタービン冷却翼の
縦断面図である。
【図１０】本発明の第７の実施例に係るタービン冷却翼
の変形例を示す縦断面図である。
【図１１】本発明の第８の実施例を示すタービン冷却翼
の横断面図である。
【図１２】本発明の第８の実施例に係るタービン冷却翼
の第１の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１３】本発明の第８の実施例に係るタービン冷却翼
の第２の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１４】本発明の第８の実施例に係るタービン冷却翼
の第３の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１５】本発明の第８の実施例に係るタービン冷却翼
の第４の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１６】本発明の第８の実施例に係るタービン冷却翼
の第５の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１７】本発明の第８の実施例に係るタービン冷却翼
の第６の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１８】本発明の第８の実施例に係るタービン冷却翼
の第７の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１９】本発明の第８の実施例に係るタービン冷却翼
の第８の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図２０】本発明の第９の実施例を示すタービン冷却翼
の翼中央の横断面図である。
【図２１】本発明の第９の実施例を示すタービン冷却翼
の部分拡大斜視図である。
【図２２】本発明の第９の実施例に係るタービン冷却翼
の第１の変形例を示す部分拡大斜視図である。
【図２３】本発明の第９の実施例に係るタービン冷却翼
の第２の変形例を示す部分拡大斜視図である。
【図２４】本発明の第９の実施例に係るタービン冷却翼
の第３の変形例を示す部分拡大斜視図である。
【図２５】本発明の第９の実施例に係るタービン冷却翼
の第４の変形例を示す部分拡大斜視図である。
【図２６】本発明の第９の実施例に係るタービン冷却翼
の第５の変形例を示す部分拡大斜視図である。
【図２７】本発明の第９の実施例に係るタービン冷却翼
の第６の変形例を示す部分拡大斜視図である。
【図２８】本発明の第１０の実施例を示すタービン冷却
翼の要部横断面図である。
【図２９】本発明の第１１の実施例を示すタービン冷却
翼の翼中央の横断面図である。
【図３０】本発明の第１１の実施例を示すタービン冷却
翼の要部の拡大斜視図である。
【図３１】第１の従来技術を示すタービン冷却翼の横断
面図である。
【図３２】第１の従来技術を示すタービン冷却翼の縦断
面図である。
【図３３】第２の従来技術を示すタービン冷却翼の横断
面図である。
【符号の説明】
４２…翼有効部 ４３…仕切板 ４４…冷却通路 ４６…翼内側壁面 ４７…フィルム孔
フロントページの続き (72)発明者 猪亦 麻子 神奈川県川崎市幸区小向東芝町１番地 株 式会社東芝研究開発センター内 (72)発明者 松田 寿 神奈川県川崎市幸区小向東芝町１番地 株 式会社東芝研究開発センター内 (72)発明者 伊藤 勝康 神奈川県横浜市鶴見区末広町２丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内

Claims (7)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 翼内部を仕切板で仕切って冷却媒体の複
    数の冷却通路を翼スパン方向に形成したタービン冷却翼
    において、前記冷却通路に面する前記仕切板の総伝熱面
    積が、前記仕切板の板厚部分を含む翼内側壁面の総伝熱
    面積の１．５倍以上であることを特徴とするタービン冷
    却翼。
  2. 【請求項２】 冷却通路の腹側と背側の少なくとも一方
    の翼壁に冷却媒体吹出孔が形成されていることを特徴と
    する請求項１記載のタービン冷却翼。
  3. 【請求項３】 翼内部に冷却媒体の複数の冷却通路を翼
    スパン方向に形成したタービン冷却翼において、前記冷
    却通路が、翼内部の翼中心線方向に略周期的に配置され
    た複数の主冷却通路と、隣接する前記主冷却通路の近傍
    に少なくとも１つ設けられた副冷却流路とを備え、前記
    副冷却流路での冷却媒体が前記主冷却通路より少ない流
    量、もしくは該副冷却流路内に滞留するものであること
    を特徴とするタービン冷却翼。
  4. 【請求項４】 内部に空洞が形成された翼本体表面の翼
    高さ方向に形成された複数列のフィルム冷却孔と、前記
    空洞内に設置され内部側に案内した冷却媒体を冷却孔か
    ら前記空洞内壁面に向けて噴出してインピンジメント冷
    却を行うインサートとを備えたタービン冷却翼におい
    て、前記翼本体内面に前記インサートを保持するよう翼
    高さ方向に延在する突起壁を形成し、且つ前記翼本体と
    前記インサートとの間に略独立した隔室を構成し、前記
    隔室から翼外面に冷却媒体を吹き出す前記フィルム冷却
    孔の少なくとも一部が前記突起壁の近傍から翼表面に貫
    通するよう形成されていることを特徴とするタービン冷
    却翼。
  5. 【請求項５】 前記突起壁がインサートとの当接面に延
    在方向のシール凹部を有することを特徴とする請求項４
    記載のタービン冷却翼。
  6. 【請求項６】 内部に空洞が形成された翼本体表面の翼
    高さ方向に形成された複数列のフィルム冷却孔と、前記
    空洞内に設置され内部側に案内した冷却媒体を冷却孔か
    ら前記空洞内壁面に向けて噴出してインピンジメント冷
    却を行う複数のインサートとを備えたタービン冷却翼に
    おいて、翼後側の前記インサートが翼後縁側部分に後縁
    方向に延長して小孔を形成した延長部を有し、この延長
    部によって翼後縁部の背側あるいは腹側の一方をインピ
    ンジメント冷却もしくはインピンジメントフィルム冷却
    し、他方を対流冷却もしくは対流フィルム冷却するよう
    にしたことを特徴とするタービン冷却翼。
  7. 【請求項７】 内部に空洞が形成された翼本体表面の翼
    高さ方向に形成された複数列のフィルム冷却孔と、前記
    空洞を翼前側と翼後側とに仕切る仕切壁と、この仕切壁
    によって仕切られた前記空洞内に設置され内部側に案内
    した冷却媒体を冷却孔から前記空洞内壁面に向けて噴出
    してインピンジメント冷却を行う複数のインサートとを
    備えたタービン冷却翼において、前記仕切壁が中央部に
    翼高さ方向に延在する前記インサートを気密支持する突
    起部を有することを特徴とするタービン冷却翼。
JP33545493A 1993-12-28 1993-12-28 タービン冷却翼 Expired - Fee Related JP3651490B2 (ja)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP33545493A JP3651490B2 (ja) 1993-12-28 1993-12-28 タービン冷却翼
US08/364,686 US5624231A (en) 1993-12-28 1994-12-28 Cooled turbine blade for a gas turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP33545493A JP3651490B2 (ja) 1993-12-28 1993-12-28 タービン冷却翼

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2004357603A Division JP2005069236A (ja) 2004-12-10 2004-12-10 タービン冷却翼

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH07189602A true JPH07189602A (ja) 1995-07-28
JP3651490B2 JP3651490B2 (ja) 2005-05-25

Family

ID=18288743

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP33545493A Expired - Fee Related JP3651490B2 (ja) 1993-12-28 1993-12-28 タービン冷却翼

Country Status (2)

Country Link
US (1) US5624231A (ja)
JP (1) JP3651490B2 (ja)

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001107704A (ja) * 1999-10-05 2001-04-17 United Technol Corp <Utc> 冷却可能なエアフォイル及び冷却回路及び壁の冷却方法
JP2002174102A (ja) * 2000-12-07 2002-06-21 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン翼のトランスピレーション冷却伝熱促進構造
WO2005049970A1 (ja) * 2003-11-21 2005-06-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. ガスタービンエンジンのタービン冷却翼
JP2010174688A (ja) * 2009-01-28 2010-08-12 Ihi Corp タービン翼
JPWO2010109954A1 (ja) * 2009-03-26 2012-09-27 三菱重工業株式会社 タービン翼およびガスタービン
JP2013181535A (ja) * 2012-03-01 2013-09-12 General Electric Co <Ge> 輪郭成形内側リブを有するタービンバケット
JP2016200144A (ja) * 2015-04-13 2016-12-01 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービン翼形部
KR101704292B1 (ko) * 2015-11-19 2017-02-08 한국항공우주연구원 가스 터빈의 에어포일
WO2017078122A1 (ja) * 2015-11-05 2017-05-11 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼及びガスタービン、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法
JP2019501329A (ja) * 2015-12-03 2019-01-17 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト 速度型機関用の構成要素および方法
JP2019023460A (ja) * 2017-05-31 2019-02-14 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 適応的に開口する補助冷却通路
WO2020202866A1 (ja) * 2019-03-29 2020-10-08 三菱重工業株式会社 高温部品及び高温部品の製造方法
CN112282855A (zh) * 2020-09-27 2021-01-29 哈尔滨工业大学 涡轮叶片

Families Citing this family (62)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6287075B1 (en) * 1997-10-22 2001-09-11 General Electric Company Spanwise fan diffusion hole airfoil
DE19845805C1 (de) * 1998-09-30 2000-04-27 Tacr Turbine Airfoil Coating A Verfahren und Behandlungseinrichtung zum Abkühlen von hocherwärmten Metallbauteilen
US6099252A (en) * 1998-11-16 2000-08-08 General Electric Company Axial serpentine cooled airfoil
US6283708B1 (en) 1999-12-03 2001-09-04 United Technologies Corporation Coolable vane or blade for a turbomachine
US6435814B1 (en) * 2000-05-16 2002-08-20 General Electric Company Film cooling air pocket in a closed loop cooled airfoil
US6634858B2 (en) * 2001-06-11 2003-10-21 Alstom (Switzerland) Ltd Gas turbine airfoil
GB0114503D0 (en) * 2001-06-14 2001-08-08 Rolls Royce Plc Air cooled aerofoil
GB0202619D0 (en) * 2002-02-05 2002-03-20 Rolls Royce Plc Cooled turbine blade
DE10215375A1 (de) * 2002-04-08 2003-10-16 Siemens Ag Turbinenlaufschaufel
DE10217389A1 (de) * 2002-04-18 2003-10-30 Siemens Ag Turbinenschaufel
US6918742B2 (en) * 2002-09-05 2005-07-19 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine with airfoil having multi-section diffusion cooling holes and methods of making same
GB0405322D0 (en) * 2004-03-10 2004-04-21 Rolls Royce Plc Impingement cooling arrangement
US7156619B2 (en) * 2004-12-21 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7416390B2 (en) * 2005-03-29 2008-08-26 Siemens Power Generation, Inc. Turbine blade leading edge cooling system
US7371049B2 (en) 2005-08-31 2008-05-13 United Technologies Corporation Manufacturable and inspectable microcircuit cooling for blades
US7311497B2 (en) 2005-08-31 2007-12-25 United Technologies Corporation Manufacturable and inspectable microcircuits
US7351036B2 (en) * 2005-12-02 2008-04-01 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil cooling system with elbowed, diffusion film cooling hole
EP1843007A1 (de) * 2006-04-06 2007-10-10 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit separatem Abschlusselement
US7997867B1 (en) * 2006-10-17 2011-08-16 Iowa State University Research Foundation, Inc. Momentum preserving film-cooling shaped holes
US7717676B2 (en) * 2006-12-11 2010-05-18 United Technologies Corporation High aspect ratio blade main core modifications for peripheral serpentine microcircuits
JP2009162119A (ja) * 2008-01-08 2009-07-23 Ihi Corp タービン翼の冷却構造
GB0800361D0 (en) * 2008-01-10 2008-02-20 Rolls Royce Plc Blade cooling
US8671696B2 (en) * 2009-07-10 2014-03-18 Leonard M. Andersen Method and apparatus for increasing thrust or other useful energy output of a device with a rotating element
US8616845B1 (en) * 2010-06-23 2013-12-31 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip cooling circuit
EP2426317A1 (de) * 2010-09-03 2012-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine Gasturbine
US9376933B2 (en) * 2011-04-29 2016-06-28 Leonard M. Andersen Apparatus for distributing fluid into a gas turbine
EP2584148A1 (de) * 2011-10-21 2013-04-24 Siemens Aktiengesellschaft Filmgekühlte Turbinenschaufel für eine Strömungsmaschine
EP2584147A1 (de) * 2011-10-21 2013-04-24 Siemens Aktiengesellschaft Filmgekühlte Turbinenschaufel für eine Strömungsmaschine
GB201120273D0 (en) 2011-11-24 2012-01-04 Rolls Royce Plc Aerofoil cooling arrangement
GB201120269D0 (en) * 2011-11-24 2012-01-04 Rolls Royce Plc Aerofoil cooling arrangement
US9151173B2 (en) 2011-12-15 2015-10-06 General Electric Company Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components
EP2867474A1 (en) * 2012-05-31 2015-05-06 General Electric Company Airfoil cooling circuit and corresponding airfoil
BR112014031176A2 (pt) 2012-06-13 2017-06-27 Gen Electric paredes de motor de turbina a gás
US9328616B2 (en) * 2013-02-01 2016-05-03 Siemens Aktiengesellschaft Film-cooled turbine blade for a turbomachine
CN103967531A (zh) * 2013-02-01 2014-08-06 西门子公司 用于流体机械的、薄膜冷却的涡轮叶片
US9932837B2 (en) 2013-03-11 2018-04-03 United Technologies Corporation Low pressure loss cooled blade
EP3004558B1 (en) * 2013-06-04 2021-08-25 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil trailing edge suction side cooling
JP6245740B2 (ja) * 2013-11-20 2017-12-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン翼
ITCO20130063A1 (it) * 2013-11-28 2015-05-29 Nuovo Pignone Srl Strumento per misurare l'angolo di impilamento radiale di pale, metodo di misura e pala.
CN103806951A (zh) * 2014-01-20 2014-05-21 北京航空航天大学 一种缝气膜冷却加扰流柱的组合式涡轮叶片
WO2015171145A1 (en) * 2014-05-08 2015-11-12 Siemens Energy, Inc. Airfoil cooling with internal cavity displacement features
US9957814B2 (en) 2014-09-04 2018-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with film cooling hole with accumulator
JP6407414B2 (ja) 2014-09-04 2018-10-17 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ ガスタービン翼の後方冷却キャビティ内に壁近傍冷却通路を形成する挿入体を有する内部冷却システム
JP6407413B2 (ja) 2014-09-04 2018-10-17 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ ガスタービンエンジン用のタービン翼
US10982552B2 (en) * 2014-09-08 2021-04-20 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component with film cooling hole
US9963982B2 (en) 2014-09-08 2018-05-08 United Technologies Corporation Casting optimized to improve suction side cooling shaped hole performance
US10190420B2 (en) * 2015-02-10 2019-01-29 United Technologies Corporation Flared crossovers for airfoils
EP3271554B1 (en) 2015-03-17 2020-04-29 Siemens Energy, Inc. Internal cooling system with converging-diverging exit slots in trailing edge cooling channel for an airfoil in a turbine engine
US10830051B2 (en) 2015-12-11 2020-11-10 General Electric Company Engine component with film cooling
US10450874B2 (en) 2016-02-13 2019-10-22 General Electric Company Airfoil for a gas turbine engine
CN105952496B (zh) * 2016-05-26 2018-06-26 沈阳航空航天大学 一种大倾斜孔和小垂直孔交错排布的涡轮叶片
US10494930B2 (en) * 2016-06-16 2019-12-03 General Electric Company Ceramic matrix composite component cooling
DE102016214208B4 (de) * 2016-08-02 2018-03-29 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung einer Kanalstruktur und Komponente
US11149555B2 (en) * 2017-06-14 2021-10-19 General Electric Company Turbine engine component with deflector
US11098596B2 (en) * 2017-06-15 2021-08-24 General Electric Company System and method for near wall cooling for turbine component
US10577944B2 (en) * 2017-08-03 2020-03-03 General Electric Company Engine component with hollow turbulators
US10570748B2 (en) 2018-01-10 2020-02-25 United Technologies Corporation Impingement cooling arrangement for airfoils
US11480059B2 (en) * 2019-08-20 2022-10-25 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with rib having connector arms
EP4269754A3 (en) * 2019-11-13 2024-04-10 RTX Corporation Airfoil with ribs defining shaped cooling channel
US11454124B2 (en) * 2019-11-18 2022-09-27 Raytheon Technologies Corporation Airfoil turn channel with split and flow-through
US11927111B2 (en) 2022-06-09 2024-03-12 General Electric Company Turbine engine with a blade
US11898460B2 (en) 2022-06-09 2024-02-13 General Electric Company Turbine engine with a blade

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4118146A (en) * 1976-08-11 1978-10-03 United Technologies Corporation Coolable wall
US4474532A (en) * 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4676719A (en) * 1985-12-23 1987-06-30 United Technologies Corporation Film coolant passages for cast hollow airfoils
GB2189553B (en) * 1986-04-25 1990-05-23 Rolls Royce Cooled vane
JP3142850B2 (ja) * 1989-03-13 2001-03-07 株式会社東芝 タービンの冷却翼および複合発電プラント
US5405242A (en) * 1990-07-09 1995-04-11 United Technologies Corporation Cooled vane
US5419681A (en) * 1993-01-25 1995-05-30 General Electric Company Film cooled wall
GB9305010D0 (en) * 1993-03-11 1993-04-28 Rolls Royce Plc A cooled turbine nozzle assembly and a method of calculating the diameters of cooling holes for use in such an assembly
US5374162A (en) * 1993-11-30 1994-12-20 United Technologies Corporation Airfoil having coolable leading edge region

Cited By (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001107704A (ja) * 1999-10-05 2001-04-17 United Technol Corp <Utc> 冷却可能なエアフォイル及び冷却回路及び壁の冷却方法
JP2002174102A (ja) * 2000-12-07 2002-06-21 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン翼のトランスピレーション冷却伝熱促進構造
WO2005049970A1 (ja) * 2003-11-21 2005-06-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. ガスタービンエンジンのタービン冷却翼
US7300251B2 (en) 2003-11-21 2007-11-27 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine cooling vane of gas turbine engine
JP2010174688A (ja) * 2009-01-28 2010-08-12 Ihi Corp タービン翼
JPWO2010109954A1 (ja) * 2009-03-26 2012-09-27 三菱重工業株式会社 タービン翼およびガスタービン
JP2013181535A (ja) * 2012-03-01 2013-09-12 General Electric Co <Ge> 輪郭成形内側リブを有するタービンバケット
JP2016200144A (ja) * 2015-04-13 2016-12-01 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービン翼形部
JP2017089432A (ja) * 2015-11-05 2017-05-25 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼及びガスタービン、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法
WO2017078122A1 (ja) * 2015-11-05 2017-05-11 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼及びガスタービン、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法
US11384643B2 (en) 2015-11-05 2022-07-12 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade, gas turbine, intermediate product of turbine blade, and method of manufacturing turbine blade
KR101704292B1 (ko) * 2015-11-19 2017-02-08 한국항공우주연구원 가스 터빈의 에어포일
JP2019501329A (ja) * 2015-12-03 2019-01-17 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト 速度型機関用の構成要素および方法
US11047242B2 (en) 2015-12-03 2021-06-29 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Component for a fluid flow engine and method
JP2019023460A (ja) * 2017-05-31 2019-02-14 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 適応的に開口する補助冷却通路
WO2020202866A1 (ja) * 2019-03-29 2020-10-08 三菱重工業株式会社 高温部品及び高温部品の製造方法
TWI737188B (zh) * 2019-03-29 2021-08-21 日商三菱動力股份有限公司 高溫零件及高溫零件的製造方法
US11920486B2 (en) 2019-03-29 2024-03-05 Mitsubishi Power, Ltd. High-temperature component and method of producing the high-temperature component
CN112282855A (zh) * 2020-09-27 2021-01-29 哈尔滨工业大学 涡轮叶片
CN112282855B (zh) * 2020-09-27 2022-08-16 哈尔滨工业大学 涡轮叶片

Also Published As

Publication number Publication date
US5624231A (en) 1997-04-29
JP3651490B2 (ja) 2005-05-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH07189602A (ja) タービン冷却翼
EP1445424B1 (en) Hollow airfoil provided with an embedded microcircuit for tip cooling
JP4341248B2 (ja) クロスオーバ冷却式の翼形部後縁
JP5325664B2 (ja) クロスフロータービンエアフォイル
JP4498508B2 (ja) 軸方向蛇行冷却エーロフォイル
JP4509263B2 (ja) 側壁インピンジメント冷却チャンバーを備えた後方流動蛇行エーロフォイル冷却回路
US4297077A (en) Cooled turbine vane
EP1637699B1 (en) Offset coriolis turbulator blade
US5915923A (en) Gas turbine moving blade
US7137776B2 (en) Film cooling for microcircuits
US20050025623A1 (en) Cooling circuits for a gas turbine blade
JP2004308658A (ja) エーロフォイルの冷却方法とその装置
KR20030030849A (ko) 증대된 열 전달을 갖는 터빈 에어포일
US6183198B1 (en) Airfoil isolated leading edge cooling
JP2000161003A (ja) 直列インピンジメント冷却エ―ロフォイル
KR20050079212A (ko) 진동 감쇄 장치를 구비한 냉각 회전자 블레이드
JP2013124663A (ja) ガスタービン構成要素の熱伝達特性を向上させるための多面形のインピンジメント開口部の使用法
JP2005069236A (ja) タービン冷却翼
JPH0112921B2 (ja)
JPH09195705A (ja) 軸流タービン翼
JP2017166475A (ja) ガスタービン用のステータヒートシールド、及びこのようなステータヒートシールドを備えたガスタービン、及びステータヒートシールドを冷却する方法
JPH04358701A (ja) ガスタービン冷却翼
JP3642537B2 (ja) ガスタービン冷却翼
JPH11200805A (ja) 構造要素の冷却方法、冷却用流路付構造要素および冷却用流路付ガスタービン翼
JP5182931B2 (ja) タービン用翼

Legal Events

Date Code Title Description
A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20041210

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A821

Effective date: 20041213

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20050215

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees