JPH0719003A - Hollow cooling bucket of gas turbine - Google Patents
Hollow cooling bucket of gas turbineInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンの中空冷
却動翼に関し、更に詳細には、その冷却空気通路を形成
する中空壁に設けられた冷却フィンの形状に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a hollow cooling blade of a gas turbine, and more particularly to a shape of cooling fins provided in a hollow wall forming a cooling air passage thereof.
【０００２】[0002]
【従来の技術】図２は、従来の代表的なガスタービンの
中空冷却動翼を破断して示す斜視図である。図２におい
て、中空冷却動翼１の翼根１Ａの底部から流入した冷却
空気２Ａ，２Ｂは、矢印の方向に流れて動翼１を冷却す
る。すなわち、前縁側の冷却空気通路３Ａから流入した
冷却空気２Ａは、冷却フィン４Ａを有する冷却空気通路
を流れて翼を冷却し、チップシンニング（ｔｉｐ ｔｈ
ｉｎｎｉｎｇ）５が設けられた翼頂部１Ｂの穴６から流
出して主ガス流れに合流する。また、後縁側の冷却空気
通路３Ｂから流入した冷却空気２Ｂは、冷却フィン４Ｂ
が設けられた冷却空気通路を矢印の方向に流れ、ピンフ
ィン７で翼後縁を冷却したのち、穴８から流出して主ガ
ス流れに合流する。2. Description of the Related Art FIG. 2 is a perspective view showing a hollow cooling blade of a typical gas turbine of the related art in a broken manner. In FIG. 2, the cooling air 2A, 2B flowing from the bottom of the blade root 1A of the hollow cooling blade 1 flows in the direction of the arrow to cool the blade 1. That is, the cooling air 2A flowing from the cooling air passage 3A on the leading edge side flows through the cooling air passage having the cooling fins 4A to cool the blades, and tip thinning (tip th
(inning) 5 is provided and flows out from the hole 6 of the blade top portion 1B and joins with the main gas flow. Further, the cooling air 2B flowing from the cooling air passage 3B on the trailing edge side is cooled by the cooling fins 4B.
Flows in the direction of the arrow in the cooling air passage provided with the above to cool the blade trailing edge by the pin fins 7, then flows out from the hole 8 and joins with the main gas flow.
【０００３】図３は、図２のＡ−Ａ線に沿って動翼頂部
を示す平面図で、図示していないケーシング側との接触
に備えて、チップシンニング５が翼プロフィルに沿って
薄肉に形成されている。FIG. 3 is a plan view showing the moving blade apex along the line AA in FIG. 2. In preparation for contact with the casing side (not shown), the tip thinning 5 is thin along the blade profile. Has been formed.
【０００４】ところで、冷却空気通路に設けられる多数
の冷却フィン４Ａ，４Ｂは、一般にタービュレンスプロ
モータ（Ｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅ Ｐｒｏｍｏｔｅｒ）と
呼ばれ、冷却空気流れに乱れを与えることによって伝達
特性を向上させ、高い熱伝達率は少ない空気量で効率良
く冷却を行なって、ガスタービン熱効率を向上させるも
のである。By the way, a large number of cooling fins 4A, 4B provided in the cooling air passage are generally called turbulence promoters, and improve the transfer characteristics by giving turbulence to the cooling air flow, thereby achieving high heat transfer. The rate is to cool the gas turbine efficiently with a small amount of air to improve the thermal efficiency of the gas turbine.
【０００５】そして、このような冷却フィンの種類とし
て、従来、図４に示すようなものがあり、設計仕様に応
じて、直交リブ、傾斜リブ、山形リブ、谷形リブ、直交
スタッガード、山形スタッガード及び谷形スタッガード
等が使い分けられる。なお、矢印は冷却空気の流れ方向
を示す。また、図２に示されている冷却フィン４Ａ，４
Ｂは直交リブである。As a type of such a cooling fin, there is a conventional one as shown in FIG. 4, and depending on design specifications, orthogonal ribs, inclined ribs, chevron ribs, valley ribs, orthogonal staggered, chevron-shaped. The staggered and valley staggered can be used properly. The arrows indicate the flow direction of the cooling air. Further, the cooling fins 4A, 4 shown in FIG.
B is an orthogonal rib.
【０００６】図５はこれら冷却フィンの伝熱特性を示
し、また図６はこれら冷却フィンの圧力損失係数の実験
結果に基づく特性を示している。FIG. 5 shows heat transfer characteristics of these cooling fins, and FIG. 6 shows characteristics of pressure loss coefficients of these cooling fins based on experimental results.
【０００７】すなわち、図５において、横軸はレイノル
ズ数Ｒｅ、縦軸はヌセルト数Ｎｕで、それぞれ、Ｒｅ＝
（ｕ・ｄ）／ν，Ｎｕ＝（α・ｄ）／λで表される。た
だし、ｕは流速（ｍ／ｓｅｃ），ｄは代表長（ｍ）、ν
は動粘性係数（ｍ2／ｓｅｃ）、αは熱伝達率（Ｋｃａ
ｌ／ｍ2ｈ℃）、λは熱伝導率（Ｋｃａｌ／ｍｈ℃）
で、いずれも無次元数である。That is, in FIG. 5, the horizontal axis is the Reynolds number Re, the vertical axis is the Nusselt number Nu, and Re =
It is represented by (u · d) / ν, Nu = (α · d) / λ. Where u is the flow velocity (m / sec), d is the representative length (m), ν
Is the kinematic viscosity coefficient (m 2 / sec), α is the heat transfer coefficient (Kca
1 / m 2 h ° C), λ is thermal conductivity (Kcal / mh ° C)
And all are dimensionless numbers.
【０００８】そして、この図５に示されているように、
ヌセルト数Ｎｕすなわち熱伝達率αはレイノルズ数Ｒｅ
が大きい程高く、またその順序は、レイノルズ数Ｒｅが
大きいときには、谷形スタッガード、直交スタッガー
ド、山形スタッガード、谷形リブ、山形リブ、傾斜リブ
及び直交リブの順である。一方、Ｒｅが小さいときに
は、谷形スタッガード、直交スタッガード、山形リブ、
山形スタッガード、傾斜リブ、谷形リブ及び直交リブの
順である。Then, as shown in FIG.
Nusselt number Nu, that is, heat transfer coefficient α is Reynolds number Re
Is higher, the order is higher when the Reynolds number Re is higher, and the order is valley staggered, orthogonal staggered, chevron staggered, trough rib, chevron rib, inclined rib, and orthogonal rib. On the other hand, when Re is small, valley staggered, orthogonal staggered, angled rib,
The mountain staggered, the inclined ribs, the valley ribs and the orthogonal ribs are in this order.
【０００９】また、図６に示されているように、圧力損
失係数は、直交スタッガード、谷形スタッガード、ほと
んど変わらない山形スタッガード、傾斜、山形、谷形リ
ブの４形式及び直交リブの順に低くなる。Further, as shown in FIG. 6, the pressure loss coefficient has four types, that is, the orthogonal staggered, the valley staggered, the angled staggered, the inclined, the angled, and the valley rib, and the orthogonal rib. It becomes lower in order.
【００１０】そして、これらの図から明らかなように、
谷形スタッガードは圧力損失係数は高いが、伝熱特性は
最も優れている。動翼の冷却に用いられる空気のＲｅ
は、通常、図５、図６に示すように大きな範囲にあり、
この域では谷形スタッガードのヌセルト数Ｎｕすなわち
熱伝達率は平滑面の約６倍、直交リブの約２.５倍に達
する。And, as is clear from these figures,
Although the valley staggered has a high pressure loss coefficient, it has the best heat transfer characteristics. Re of air used for cooling blades
Is usually in a large range as shown in FIGS.
In this region, the Nusselt number Nu of the valley staggered, that is, the heat transfer coefficient reaches about 6 times that of the smooth surface and about 2.5 times that of the orthogonal rib.
【００１１】[0011]
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように、ガ
スタービンの中空冷却動翼において、その冷却空気通路
に設けられる冷却フィンは冷却空気流れに乱れを与える
ことによって伝達特性を向上させ、高い熱伝達率は少な
い空気量で効率良く冷却を行なって、ガスタービン熱効
率を向上させるものであるが、乱れが激しいほど圧力損
失が大きくなり、狭い冷却通路を冷却空気が流れず、適
切な冷却が行われずに翼がクリープ破損する場合があっ
た。As described above, in the hollow cooling blade of the gas turbine, the cooling fins provided in the cooling air passage improve turbulence in the cooling air flow to improve the transfer characteristics, and The heat transfer coefficient is to cool the gas turbine efficiently with a small amount of air to improve the thermal efficiency of the gas turbine.However, the more the turbulence is, the larger the pressure loss is. If it was not done, the wing would sometimes creep.
【００１２】本発明は、このような従来技術の課題を解
決するためになされたもので、谷形スタッガードの冷却
フィンが前述した如く圧力損失係数は高いが、伝熱特性
は最も優れていることに注目し、この谷形スタッガード
形冷却フィンに圧力損失を増大させることなく、更に高
伝熱域を付与するようにして、伝熱特性をより一層向上
させるようにしたガスタービン中空冷却動翼の冷却フィ
ンを提供することを目的とする。The present invention has been made in order to solve the problems of the prior art, and the cooling fins of the valley staggered have a high pressure loss coefficient as described above, but have the best heat transfer characteristics. With this in mind, the valley staggered cooling fins are provided with a higher heat transfer area without increasing the pressure loss and the heat transfer characteristics are further improved. It is intended to provide a cooling fin for a wing.
【００１３】[0013]
【課題を解決するための手段】上記の課題を解決するた
めに、本発明は、冷却空気通路に谷形スタッガード形冷
却フィンを有する、ガスタービンの中空冷却動翼におい
て、上記谷形スタッガード形冷却フィンにその上流側端
から冷却空気流れ方向に沿って後流側に延びる冷却フィ
ンを一体に形成して、チェック印形冷却フィンの形状と
したものである。In order to solve the above problems, the present invention provides a hollow cooling moving blade of a gas turbine having valley staggered cooling fins in a cooling air passage. A check fin cooling fin is formed by integrally forming a cooling fin extending from the upstream end of the cooling fin to the downstream side along the cooling air flow direction.
【００１４】[0014]
【作用】上記の手段によれば、谷形スタッガード冷却フ
ィンに新たに冷却フィンを付加して、チェック印形冷却
フィンとしたので、これら冷却フィン間の結合部分の後
流側に高伝熱域が生じ、この高伝熱域が谷形スタッガー
ドがもつ本来の優れた伝熱特性に付与される結果、伝熱
特性はより一層向上される。そして、付加される冷却フ
ィンは冷却空気流れの方向に沿って後流側に延びている
ので、圧力損失は増大しない。According to the above means, the cooling fins are newly added to the valley staggered cooling fins to form check mark type cooling fins. Therefore, high heat transfer to the wake side of the joint between the cooling fins is achieved. A region is generated, and this high heat transfer region is added to the original excellent heat transfer property of the valley staggered, so that the heat transfer property is further improved. Further, since the added cooling fin extends to the wake side along the direction of the cooling air flow, the pressure loss does not increase.
【００１５】[0015]
【実施例】以下、図１を参照して本発明の実施例につい
て詳細に説明する。図１は、本発明に係るガスタービン
の中空冷却動翼の一実施例を示す、冷却フィン部分の斜
視図である。Embodiments of the present invention will be described in detail below with reference to FIG. FIG. 1 is a perspective view of a cooling fin portion showing an embodiment of a hollow cooling moving blade of a gas turbine according to the present invention.
【００１６】図１において、ガスタービン中空冷却動翼
の冷却空気通路１１に設けられる冷却フィン１２は谷形
スタッガードの形とされている。そして、本発明によれ
ば、各谷形スタッガード形冷却フィン１２の上流側端１
３から、冷却空気流れ方向１４に沿って後流側に延びる
冷却フィン１５が一体に形成され、これによりチェック
印形冷却フィン１６の形状とされている。In FIG. 1, the cooling fins 12 provided in the cooling air passage 11 of the gas turbine hollow cooling blade are in the form of a valley staggered. And according to the present invention, the upstream end 1 of each valley staggered cooling fin 12
3, the cooling fins 15 extending in the wake side along the cooling air flow direction 14 are integrally formed, and have the shape of the check mark type cooling fins 16.
【００１７】このように、谷形スタッガード形冷却フィ
ン１２に新たに冷却フィン１５を付加して、チェック印
形冷却フィン１６の形状とすることにより、上流側端１
３から下流側端１７に向って、側壁の効果により促進さ
れた２次流れ１８が発生する。このため、上流側端１３
の後流側に、すなわち冷却フィン１２，１５間の結合部
分の後流側には局所的に激しい３次元流れ域１９が生
じ、この区域１９は熱伝達率が極めて高い高伝熱域とな
る。したがって、この高伝熱域１９が谷形スタッガード
冷却フィン１２がもつ本来の優れた伝熱特性に付与され
るので、伝熱特性はより一層向上される。As described above, the cooling fins 15 are newly added to the valley staggered cooling fins 12 to form the check mark type cooling fins 16, whereby the upstream end 1 is formed.
From 3 to the downstream end 17, a secondary flow 18 is generated, which is promoted by the side wall effect. Therefore, the upstream end 13
On the wake side, that is, on the wake side of the joint between the cooling fins 12 and 15, a violent three-dimensional flow region 19 locally occurs, and this region 19 becomes a high heat transfer region having an extremely high heat transfer coefficient. . Therefore, since the high heat transfer area 19 is given to the original excellent heat transfer characteristics of the valley-shaped staggered cooling fin 12, the heat transfer characteristics are further improved.
【００１８】そして、谷形スタッガード形冷却フィン１
２に付加される冷却フィン１５は、冷却空気流れ方向１
４に沿って後流側に延びているので、圧力損失は増大し
ない。好適には、図示するように、冷却フィン１５はそ
の頂面が冷却空気流れ方向１４の後流側に向ってしだい
に低くなる滑らかなくさび状とし、圧力損失の増大をよ
り確実になくすようにすることができる。The valley staggered cooling fin 1
The cooling fins 15 added to the second cooling fin 15 have the cooling air flow direction 1
The pressure loss does not increase because it extends to the wake side along the line 4. Preferably, as shown, the cooling fin 15 has a smooth wedge shape whose top surface is gradually lowered toward the wake side of the cooling air flow direction 14 so as to more surely eliminate the increase in pressure loss. can do.
【００１９】また、経験上の所産から、チェック印形冷
却フィン１６のピッチｐと高さｈの比（ｐ／ｈ）は４〜
６、また谷形スタッガード形冷却フィン１１の傾斜角α
は５０°〜７０°が好適である。Further, as a result of experience, the ratio (p / h) of the pitch p and the height h of the check mark type cooling fin 16 is 4 to 4.
6. Also, the inclination angle α of the valley staggered cooling fin 11
Is preferably 50 ° to 70 °.
【００２０】[0020]
【発明の効果】以上述べたように、本発明によれば、冷
却空気通路に谷形スタッガード形冷却フィンを有する、
ガスタービンの中空冷却動翼において、上記谷形スタッ
ガード形冷却フィンにその上流側端から冷却空気流れ方
向に沿って後流側に延びる冷却フィンを一体に形成し
て、チェック印形冷却フィンの形状としたことにより、
本来優れた伝熱特性を有する谷形スタッガード形冷却フ
ィンに、圧力損失を増大させることなく、更に高伝熱域
を付与して、伝熱特性をより一層向上させることができ
るので、冷却空気量を減少させてガスタービン熱効率を
向上させることができると共に、適切な冷却を行って翼
がクリープ破損するのを防止することができる。As described above, according to the present invention, the cooling air passage has the valley-shaped staggered cooling fins.
In a hollow cooling blade of a gas turbine, a cooling fin extending from the upstream end to the wake side along the cooling air flow direction is integrally formed with the valley staggered cooling fin to form a check mark type cooling fin. By having a shape,
The valley-shaped staggered cooling fins, which originally have excellent heat transfer characteristics, can be provided with a higher heat transfer area without increasing the pressure loss to further improve the heat transfer characteristics. The amount can be reduced to improve the gas turbine thermal efficiency, and appropriate cooling can be provided to prevent creep damage to the blades.
【図１】本発明に係るガスタービン中空冷却動翼の一実
施例を示す、冷却フィン部分の斜視図である。FIG. 1 is a perspective view of a cooling fin portion showing an embodiment of a gas turbine hollow cooling blade according to the present invention.
【図２】従来の代表的なガスタービンの中空冷却動翼を
破断して示す斜視図である。FIG. 2 is a perspective view showing a hollow conventional cooling blade of a typical gas turbine in a broken manner.
【図３】図２のＡ−Ａ線に沿って動翼頂部を示す平面図
である。FIG. 3 is a plan view showing a blade top portion taken along line AA of FIG.
【図４】従来の各種冷却フィンの形状を示す図である。FIG. 4 is a view showing shapes of various conventional cooling fins.
【図５】従来の各種冷却フィンの伝熱特性を示す図であ
る。FIG. 5 is a diagram showing heat transfer characteristics of various conventional cooling fins.
【図６】従来の各種冷却フィンの圧損特性を示す図であ
る。FIG. 6 is a diagram showing pressure loss characteristics of various conventional cooling fins.
１１ 冷却空気通路 １２ 谷形スタッガード形冷却フィン １３ 上流側端 １４ 冷却空気流れ方向 １５ 冷却フィン １６ チェック印形冷却フィン １７ 下流側端 １８ ２次流れ １９ 高伝熱域 ｐ フィンピッチ ｈ フィン高さ α フィン傾斜角 11 Cooling Air Passage 12 Valley Staggered Cooling Fin 13 Upstream End 14 Cooling Air Flow Direction 15 Cooling Fin 16 Checked Cooling Fin 17 Downstream End 18 Secondary Flow 19 High Heat Transfer Area p Fin Pitch h Fin Height α fin tilt angle
Claims (3)
ィンを有する、ガスタービンの中空冷却動翼において、
上記谷形スタッガード形冷却フィンにその上流側端から
冷却空気流れ方向に沿って後流側に延びる冷却フィンを
一体に形成して、チェック印形冷却フィンの形状とした
ことを特徴とする中空冷却動翼。1. A hollow cooling blade of a gas turbine having valley staggered cooling fins in a cooling air passage,
A hollow characterized in that the valley-shaped staggered cooling fin is integrally formed with a cooling fin extending from the upstream side end to the wake side along the cooling air flow direction to form a check mark type cooling fin. Cooling blades.
比を４〜６としたことを特徴とする請求項１記載の中空
冷却動翼。2. A hollow cooling rotor blade according to claim 1, wherein the check mark type cooling fins have a pitch / height ratio of 4 to 6.
角を５０°〜７０°としたことを特徴とする請求項１記
載の中空冷却動翼。3. The hollow cooling blade according to claim 1, wherein the angle of inclination of the valley portion of the check-shaped cooling fin is 50 ° to 70 °.
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| JP18446293A JP3268070B2 (en) | 1993-06-29 | 1993-06-29 | Hollow cooling blade of gas turbine |
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|---|---|---|---|
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Publications (2)
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| JPH0719003A true JPH0719003A (en) | 1995-01-20 |
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1993
- 1993-06-29 JP JP18446293A patent/JP3268070B2/en not_active Expired - Fee Related
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Also Published As
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