JPH07233702A - ガスタービン中空動翼 - Google Patents
ガスタービン中空動翼Info
- Publication number
- JPH07233702A JPH07233702A JP2538494A JP2538494A JPH07233702A JP H07233702 A JPH07233702 A JP H07233702A JP 2538494 A JP2538494 A JP 2538494A JP 2538494 A JP2538494 A JP 2538494A JP H07233702 A JPH07233702 A JP H07233702A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbulators
- moving blade
- turbulator
- turbine hollow
- 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.)
- Pending
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 冷却用空気のサーペンタイン流路（Ｃ）を有
するガスタービン中空動翼の流路リターン部の冷却効果
を促進して、リターン部や動翼チップ（４）のメタル温
度を下げること。 【構成】 サーペンタイン流路（Ｃ）のリターン部にも
背側と腹側の両壁面にタービュレータ（３）を動翼と一
体に形成する。また上記タービュレータの両壁面の配置
は、流れ方向にスタッガード配置とする。更に上記ター
ビュレータ（３）と流路を形成するリブ先端との間にす
きま（Ｓ）を設ける。
するガスタービン中空動翼の流路リターン部の冷却効果
を促進して、リターン部や動翼チップ（４）のメタル温
度を下げること。 【構成】 サーペンタイン流路（Ｃ）のリターン部にも
背側と腹側の両壁面にタービュレータ（３）を動翼と一
体に形成する。また上記タービュレータの両壁面の配置
は、流れ方向にスタッガード配置とする。更に上記ター
ビュレータ（３）と流路を形成するリブ先端との間にす
きま（Ｓ）を設ける。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は冷却用空気のサーペンタ
イン流路を有するガスタービン中空動翼の流路リターン
部の冷却構造に関する。
イン流路を有するガスタービン中空動翼の流路リターン
部の冷却構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】図４は従来の代表的なガスタービン中空
動翼の一例を示す斜視破断図、図５は同じく動翼チップ
の平面図である。まず図４において、翼根（１）の底部
から流入した冷却空気は、矢印の方向に流れて動翼を冷
却する。すなわち前縁側入口（２Ａ）から流入した冷却
空気は、タービュレータ（turbulator）（３）を有する
曲りくねった流路（サーペンタイン（serpentine）流路
と呼ばれる）を流れて翼を冷却し、チップシニング（ti
p thinning）（４）が設けられた翼頂部の穴（Ａ）から
流出して主ガス流れに合流する。また後縁側入口（２
Ｂ）から流入した冷却空気は、タービュレータ（３）が
設けられた冷却通路を矢印の方向に流れ、リターン部
（Ｘ），（Ｙ）を経てピンフィン（５）で翼後縁を冷却
した後、穴またはスリット（Ｂ）から流出して主ガス流
れに合流する。動翼の先端部では、図５に示されるよう
に、静止側との接触に備えて、翼プロフイルに沿いチッ
プシニング（４）が薄肉状に形成されている。
動翼の一例を示す斜視破断図、図５は同じく動翼チップ
の平面図である。まず図４において、翼根（１）の底部
から流入した冷却空気は、矢印の方向に流れて動翼を冷
却する。すなわち前縁側入口（２Ａ）から流入した冷却
空気は、タービュレータ（turbulator）（３）を有する
曲りくねった流路（サーペンタイン（serpentine）流路
と呼ばれる）を流れて翼を冷却し、チップシニング（ti
p thinning）（４）が設けられた翼頂部の穴（Ａ）から
流出して主ガス流れに合流する。また後縁側入口（２
Ｂ）から流入した冷却空気は、タービュレータ（３）が
設けられた冷却通路を矢印の方向に流れ、リターン部
（Ｘ），（Ｙ）を経てピンフィン（５）で翼後縁を冷却
した後、穴またはスリット（Ｂ）から流出して主ガス流
れに合流する。動翼の先端部では、図５に示されるよう
に、静止側との接触に備えて、翼プロフイルに沿いチッ
プシニング（４）が薄肉状に形成されている。
【０００３】なおタービュレータは、タービュレンスプ
ロモータ（turbulence promotor ）とも呼ばれ、壁面近
くの冷却空気流れを乱して、伝熱効果を促進する。
ロモータ（turbulence promotor ）とも呼ばれ、壁面近
くの冷却空気流れを乱して、伝熱効果を促進する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】前記従来のガスタービ
ン中空動翼は、サーペンタイン流路リターン部（Ｘ），
（Ｙ）における冷却が不十分であった。特に動翼チップ
側のリターン部（Ｘ）では、冷却不足のためにメタル温
度が上がり、ガスタービンの高温化と共に、翼先端部が
焼損したり、クリープ強度を低下させて、高価なガスタ
ービン動翼の寿命を低下させるようになってきた。
ン中空動翼は、サーペンタイン流路リターン部（Ｘ），
（Ｙ）における冷却が不十分であった。特に動翼チップ
側のリターン部（Ｘ）では、冷却不足のためにメタル温
度が上がり、ガスタービンの高温化と共に、翼先端部が
焼損したり、クリープ強度を低下させて、高価なガスタ
ービン動翼の寿命を低下させるようになってきた。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明者は、前記従来の
課題を解決するために、 １） 冷却空気のサーペンタイン流路を有するガスター
ビン中空動翼において、上記サーペンタイン流路のリタ
ーン部の両壁面にタービュレータを翼と一体に形成した
ことを特徴とするガスタービン中空動翼； ２） 上記要件に加えて、上記両壁面の上記タービュレ
ータの配置を冷却空気の流れ方向にスタッガード配置と
したことを特徴とするガスタービン中空動翼；ならびに ３） 上記１）の要件に加えて、上記リターン部におい
て上記タービュレータと上記サーペンタイン流路を形成
するリブの先端との間に隙間を設けたことを特徴とする
中空動翼を提案するものである。
課題を解決するために、 １） 冷却空気のサーペンタイン流路を有するガスター
ビン中空動翼において、上記サーペンタイン流路のリタ
ーン部の両壁面にタービュレータを翼と一体に形成した
ことを特徴とするガスタービン中空動翼； ２） 上記要件に加えて、上記両壁面の上記タービュレ
ータの配置を冷却空気の流れ方向にスタッガード配置と
したことを特徴とするガスタービン中空動翼；ならびに ３） 上記１）の要件に加えて、上記リターン部におい
て上記タービュレータと上記サーペンタイン流路を形成
するリブの先端との間に隙間を設けたことを特徴とする
中空動翼を提案するものである。
【０００６】
【作用】前記第１の解決手段によれば、サーペンタイン
流路のリターン部両壁面にタービュレータを設けるの
で、リターン部の冷却空気流れに乱れが与えられて伝熱
特性が向上し、高い熱伝達率が得られる。
流路のリターン部両壁面にタービュレータを設けるの
で、リターン部の冷却空気流れに乱れが与えられて伝熱
特性が向上し、高い熱伝達率が得られる。
【０００７】また前記第２の解決手段によれば、サーペ
ンタイン流路両壁面でタービュレータをスタッガード
（staggered : 食い違い）配置とするので、シンメトリ
ック（symmetric ：対称的）配置に比べて、熱伝達率が
高く且つ圧力損失が少ない。
ンタイン流路両壁面でタービュレータをスタッガード
（staggered : 食い違い）配置とするので、シンメトリ
ック（symmetric ：対称的）配置に比べて、熱伝達率が
高く且つ圧力損失が少ない。
【０００８】更に前記第３の解決手段によれば、リター
ン部のタービュレータとリブ先端間に隙間が設けられる
ので、中空動翼を精密鋳造によって製作する際、鋳造ひ
け巣による内部欠陥が防止され、鋳造歩止まりが向上す
る。
ン部のタービュレータとリブ先端間に隙間が設けられる
ので、中空動翼を精密鋳造によって製作する際、鋳造ひ
け巣による内部欠陥が防止され、鋳造歩止まりが向上す
る。
【０００９】
【実施例】図１は本発明の一実施例に係るガスタービン
中空動翼のサーペンタイン流路リターン部構造を示す断
面図、図２はタービュレータ配置の説明図、図３はター
ビュレータ配置の相違による熱伝達率の差異を比較して
示す特性図である。
中空動翼のサーペンタイン流路リターン部構造を示す断
面図、図２はタービュレータ配置の説明図、図３はター
ビュレータ配置の相違による熱伝達率の差異を比較して
示す特性図である。
【００１０】図１に示されるように、本実施例ではサー
ペンタイン流路（Ｃ）のリターン部両壁面に複数のター
ビュレータ（３）が鋳造によって一体に形成される。そ
れらタービュレータ（３）は 4５°間隔でリブ（６）の
先端から放射状に配置され、かつリブ（６）の先端との
間に隙間（Ｓ）が設けられる。
ペンタイン流路（Ｃ）のリターン部両壁面に複数のター
ビュレータ（３）が鋳造によって一体に形成される。そ
れらタービュレータ（３）は 4５°間隔でリブ（６）の
先端から放射状に配置され、かつリブ（６）の先端との
間に隙間（Ｓ）が設けられる。
【００１１】翼の背側壁面と腹側壁面における上記ター
ビュレータの配置関係を説明すると、本実施例では図２
（ａ）に示されるようなスタッガード配置とする。すな
わち背側のタービュレータと腹側のタービュレータを、
互いに１／２ピッチずつずらして対向させている。この
場合、ピッチ（ｐ）はタービュレータの高さ（ｅ）の１
０倍程度、フローパス（ｄ）と同程度に形成される。ま
た、リターン部のタービュレータの高さおよび中央での
ピッチは、ストレート部と一般に同一とする。
ビュレータの配置関係を説明すると、本実施例では図２
（ａ）に示されるようなスタッガード配置とする。すな
わち背側のタービュレータと腹側のタービュレータを、
互いに１／２ピッチずつずらして対向させている。この
場合、ピッチ（ｐ）はタービュレータの高さ（ｅ）の１
０倍程度、フローパス（ｄ）と同程度に形成される。ま
た、リターン部のタービュレータの高さおよび中央での
ピッチは、ストレート部と一般に同一とする。
【００１２】本実施例ではサーペンタイン流路（Ｃ）の
リターン部にもタービュレータ（３）を設けるので、リ
ターン部で冷却空気流れに乱れが与えられて伝熱特性が
向上し、高い熱伝達率が得られる。本実施例ではまた、
タービュレータとリブ（６）先端との間に隙間（Ｓ）が
設けられるので、中空動翼を精密鋳造によって製作する
際、鋳造ひけ巣による内部欠陥が防止され、鋳造歩止ま
りが向上する。本実施例では更に、サーペンタイン流路
両壁面でタービュレータを図２（ａ）に示されるスタッ
ガード（staggered ：食い違い）配置としたので、図２
（ｂ）に示されるシンメトリック（symmetric ：対称
的）配置に比べて、熱伝達率が高く且つ圧力損失が少な
い。
リターン部にもタービュレータ（３）を設けるので、リ
ターン部で冷却空気流れに乱れが与えられて伝熱特性が
向上し、高い熱伝達率が得られる。本実施例ではまた、
タービュレータとリブ（６）先端との間に隙間（Ｓ）が
設けられるので、中空動翼を精密鋳造によって製作する
際、鋳造ひけ巣による内部欠陥が防止され、鋳造歩止ま
りが向上する。本実施例では更に、サーペンタイン流路
両壁面でタービュレータを図２（ａ）に示されるスタッ
ガード（staggered ：食い違い）配置としたので、図２
（ｂ）に示されるシンメトリック（symmetric ：対称
的）配置に比べて、熱伝達率が高く且つ圧力損失が少な
い。
【００１３】図３は実験結果の一例であって、サーペン
タイン流路における冷却空気のレイノルズ数Ｒe に対す
る熱伝達率の無次元数スタントン数Ｓt の関係につい
て、上記２種類のタービュレータ配置を比較して示す。
スタッガード配置がシンメトリック配置に比べて優れた
伝熱特性をもつことが、この図から判る。なお、レイノ
ルズ数Ｒe 、スタントン数Ｓt の定義は次のとおりであ
る。
タイン流路における冷却空気のレイノルズ数Ｒe に対す
る熱伝達率の無次元数スタントン数Ｓt の関係につい
て、上記２種類のタービュレータ配置を比較して示す。
スタッガード配置がシンメトリック配置に比べて優れた
伝熱特性をもつことが、この図から判る。なお、レイノ
ルズ数Ｒe 、スタントン数Ｓt の定義は次のとおりであ
る。
【００１４】
【数１】
【００１５】
【発明の効果】本発明によれば、ガスタービン中空動翼
のサーペンタイン流路リターン部における熱伝達率が向
上して冷却効果が促進され、リターン部や動翼チップの
メタル温度が低下して、高価なガスタービン動翼の寿命
が延び、その信頼性が向上する。
のサーペンタイン流路リターン部における熱伝達率が向
上して冷却効果が促進され、リターン部や動翼チップの
メタル温度が低下して、高価なガスタービン動翼の寿命
が延び、その信頼性が向上する。
【図１】図１は本発明の一実施例に係るガスタービン中
空動翼のサーペンタイン流路リターン部構造を示す断面
図である。
空動翼のサーペンタイン流路リターン部構造を示す断面
図である。
【図２】図２はタービュレータ配置を説明する図であ
る。
る。
【図３】図３はタービュレータ配置の相違による熱伝達
率の差異を比較して示す特性図である。
率の差異を比較して示す特性図である。
【図４】図４は従来の代表的なガスタービン中空動翼の
一例を示す斜視破断面である。
一例を示す斜視破断面である。
【図５】図５は図４の上記動翼のチップ形状を示す平面
図である。
図である。
（１） 翼根 （２Ａ），（２Ｂ） 冷却空気入口 （３） タービュレータ （４） チップシニング （５） ピンフィン （６） リブ （Ａ），（Ｂ） 空気出口穴 （Ｃ） サーペンタイン流路 （Ｓ） すきま （Ｘ），（Ｙ） リターン部
Claims (3)
- 【請求項１】 冷却空気のサーペンタイン流路を有する
ガスタービン中空動翼において、上記サーペンタイン流
路のリターン部の両壁面にタービュレータを翼と一体に
形成したことを特徴とするガスタービン中空動翼。 - 【請求項２】 上記両壁面の上記タービュレータの配置
を冷却空気の流れ方向にスタッガード配置としたことを
特徴とする請求項１記載のガスタービン中空動翼。 - 【請求項３】 上記リターン部において上記タービュレ
ータと上記サーペンタイン流路を形成するリブの先端と
の間に隙間を設けたことを特徴とする請求項１記載のガ
スタービン中空動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2538494A JPH07233702A (ja) | 1994-02-23 | 1994-02-23 | ガスタービン中空動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2538494A JPH07233702A (ja) | 1994-02-23 | 1994-02-23 | ガスタービン中空動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07233702A true JPH07233702A (ja) | 1995-09-05 |
Family
ID=12164381
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2538494A Pending JPH07233702A (ja) | 1994-02-23 | 1994-02-23 | ガスタービン中空動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07233702A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007132347A (ja) * | 2005-11-07 | 2007-05-31 | Snecma | タービンブレードの冷却レイアウト、内包されたタービンブレード、それらを備えるタービンエンジンおよび航空機用エンジン |
| JP2007263112A (ja) * | 2006-03-28 | 2007-10-11 | United Technol Corp <Utc> | 冷却通路およびタービンエンジン構成要素 |
-
1994
- 1994-02-23 JP JP2538494A patent/JPH07233702A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007132347A (ja) * | 2005-11-07 | 2007-05-31 | Snecma | タービンブレードの冷却レイアウト、内包されたタービンブレード、それらを備えるタービンエンジンおよび航空機用エンジン |
| JP2007263112A (ja) * | 2006-03-28 | 2007-10-11 | United Technol Corp <Utc> | 冷却通路およびタービンエンジン構成要素 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Effective date: 20040706 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 |