JPH07332005A - フィルム冷却式構造体 - Google Patents
フィルム冷却式構造体Info
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- JPH07332005A JPH07332005A JP14249094A JP14249094A JPH07332005A JP H07332005 A JPH07332005 A JP H07332005A JP 14249094 A JP14249094 A JP 14249094A JP 14249094 A JP14249094 A JP 14249094A JP H07332005 A JPH07332005 A JP H07332005A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 冷却用媒体のタービン翼面や燃焼器壁などの
構造体壁への付着性が改善されることにより冷却促進が
図られてなるフィルム冷却式構造体を提供する。 【構成】 本発明はフィルム冷却式構造体において、冷
却媒体が噴射の際に、例えば翼面１または壁面２から剥
離するのを抑制する誘導速度抑制手段、例えばガス流れ
の下流側から見てＶ字状の噴射孔３，４が設けられてい
るものである。
構造体壁への付着性が改善されることにより冷却促進が
図られてなるフィルム冷却式構造体を提供する。 【構成】 本発明はフィルム冷却式構造体において、冷
却媒体が噴射の際に、例えば翼面１または壁面２から剥
離するのを抑制する誘導速度抑制手段、例えばガス流れ
の下流側から見てＶ字状の噴射孔３，４が設けられてい
るものである。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はフィルム冷却式構造体に
関する。さらに詳しくは、冷却効率が向上されてなるフ
ィルム冷却式構造体に関する。
関する。さらに詳しくは、冷却効率が向上されてなるフ
ィルム冷却式構造体に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来よりガスタービンやジェットエンジ
ンにおけるタービン翼は、図７に示すように、タービン
翼ａに冷却用空気の噴射孔ｂを設けて、この孔ｂから冷
却用空気を噴射させてタービン翼ａの冷却をなす、いわ
ゆるフィルム冷却式構造体とされている。ちなみに、こ
の噴射孔ｂの形状は円形あるいは長円形とされている。
ンにおけるタービン翼は、図７に示すように、タービン
翼ａに冷却用空気の噴射孔ｂを設けて、この孔ｂから冷
却用空気を噴射させてタービン翼ａの冷却をなす、いわ
ゆるフィルム冷却式構造体とされている。ちなみに、こ
の噴射孔ｂの形状は円形あるいは長円形とされている。
【０００３】しかしながら、かかる従来の円形や長円形
の噴射孔ｂから噴射された冷却用空気は、かなりの噴射
速度で噴射孔ｂから噴射されること、および主流との干
渉により噴射孔ｂから生じる１対の渦にはそれらの相互
作用によりタービン翼ａ表面から離れる方向に流体力が
作用する、すなわち剥離を促進する誘導速度が生成され
るために、冷却用空気はタービン翼ａ面に沿って流れて
いる燃焼ガスを貫通する。そのため、冷却用空気のフィ
ルムがタービン翼ａ表面に形成されず、必要な冷却がな
されていないという問題がある。
の噴射孔ｂから噴射された冷却用空気は、かなりの噴射
速度で噴射孔ｂから噴射されること、および主流との干
渉により噴射孔ｂから生じる１対の渦にはそれらの相互
作用によりタービン翼ａ表面から離れる方向に流体力が
作用する、すなわち剥離を促進する誘導速度が生成され
るために、冷却用空気はタービン翼ａ面に沿って流れて
いる燃焼ガスを貫通する。そのため、冷却用空気のフィ
ルムがタービン翼ａ表面に形成されず、必要な冷却がな
されていないという問題がある。
【０００４】かかる問題に対処すべく、噴射孔ｂから噴
射される冷却用空気の噴射速度を下げて冷却用空気の運
動量を小さくするように、噴射孔ｂの出口面積を大きく
するような試みもなされている。しかしながら、この場
合においても冷却用空気の噴射量が多くなると付着性が
悪くなり、これによっても抜本的な解決がなされていな
いという問題がある。
射される冷却用空気の噴射速度を下げて冷却用空気の運
動量を小さくするように、噴射孔ｂの出口面積を大きく
するような試みもなされている。しかしながら、この場
合においても冷却用空気の噴射量が多くなると付着性が
悪くなり、これによっても抜本的な解決がなされていな
いという問題がある。
【０００５】あるいは、噴射された冷却用空気の付着性
をよくするために、噴射孔ｂが翼面にできるだけ沿うよ
うに、翼面の傾斜に近い角度に傾斜させる試みもなされ
ている（図７のｂ1参照）。しかしながら、翼の前縁な
どの曲率の小さいところでは、傾斜がつけにくいという
問題がある。また、板厚が薄い場合にはそれによる効果
は期待できないという問題がある。なお、前縁部におけ
る冷却用空気の噴射孔ｂについては、特開平４ー２３２
３３６号公報に提案がなされているが、翼面全体におけ
る前記冷却用空気の付着性の改善については提案はなさ
れていない。
をよくするために、噴射孔ｂが翼面にできるだけ沿うよ
うに、翼面の傾斜に近い角度に傾斜させる試みもなされ
ている（図７のｂ1参照）。しかしながら、翼の前縁な
どの曲率の小さいところでは、傾斜がつけにくいという
問題がある。また、板厚が薄い場合にはそれによる効果
は期待できないという問題がある。なお、前縁部におけ
る冷却用空気の噴射孔ｂについては、特開平４ー２３２
３３６号公報に提案がなされているが、翼面全体におけ
る前記冷却用空気の付着性の改善については提案はなさ
れていない。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の問題点に鑑みなされたものであって、冷却用媒体の
構造体表面への付着性が改善されることにより冷却促進
が図られてなるフィルム冷却式構造体を提供することを
目的とする。
術の問題点に鑑みなされたものであって、冷却用媒体の
構造体表面への付着性が改善されることにより冷却促進
が図られてなるフィルム冷却式構造体を提供することを
目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明はフィルム冷却式
構造体において、冷却媒体が噴射の際に構造体表面から
剥離するのを抑制する誘導速度抑制手段が設けられてい
ることを特徴とする。
構造体において、冷却媒体が噴射の際に構造体表面から
剥離するのを抑制する誘導速度抑制手段が設けられてい
ることを特徴とする。
【０００８】ここで、前記誘導速度抑制手段は、例え
ば、構造体面に沿って流れる主流の下流側から見てＶ字
状の噴射孔とされる。このＶ字の開き角度は４０度〜１
７０度の範囲にあるのが好ましく、またＶ字の角部に丸
みが設けられているのが好ましい。
ば、構造体面に沿って流れる主流の下流側から見てＶ字
状の噴射孔とされる。このＶ字の開き角度は４０度〜１
７０度の範囲にあるのが好ましく、またＶ字の角部に丸
みが設けられているのが好ましい。
【０００９】また、前記フィルム冷却式構造体として
は、例えば、ガスタービンまたはジェットエンジンのタ
ービン翼または燃焼器があげられる。
は、例えば、ガスタービンまたはジェットエンジンのタ
ービン翼または燃焼器があげられる。
【００１０】
【作用】本発明のフィルム冷却構造体は、前記のごとく
構成されているので、噴射された冷却用媒体の構造体表
面からの剥離が抑制されて、冷却用媒体の構造体表面へ
の付着性が向上される。そのため、構造体壁の冷却促進
が図られる。
構成されているので、噴射された冷却用媒体の構造体表
面からの剥離が抑制されて、冷却用媒体の構造体表面へ
の付着性が向上される。そのため、構造体壁の冷却促進
が図られる。
【００１１】
【実施例】以下、添付図面を参照しながら本発明を実施
例に基づいて説明するが、本発明はかかる実施例のみに
限定されるものではない。
例に基づいて説明するが、本発明はかかる実施例のみに
限定されるものではない。
【００１２】本発明の一実施例にかかわるフィルム冷却
式構造体の要部を図１に示し、同実施例はガスタービン
のタービン翼に具体化したものであって、冷却用空気が
噴射される際に、翼面１や壁面２から剥離するのを抑制
する誘導速度抑制手段、例えば、翼面１や壁面２を沿っ
て流れる主流の下流側から見てＶ字状の噴射孔３，４が
設けられてなるものである。すなわち、このＶ字状の噴
射孔３，４から噴射された冷却用空気に対して、タービ
ン翼面１や壁面２から剥離する方向に作用する流体力を
発生させる渦の強さが抑制されてなるものである。その
ため、噴射された冷却用空気は、タービン翼面１や壁面
２に付着してタービン翼や壁に沿って流れる。すなわ
ち、冷却用空気によるフィルムがタービン翼面１上や壁
面２上に形成され、タービン翼や壁の冷却を促進でき
る。しかして、このＶ字状の噴射孔３，４は、例えば放
電加工やレーザ加工により容易に形成できるので、翼の
前縁などの曲率半径が小さい個所、あるいは板厚が薄い
個所においても設けることができる。なお、このＶ字状
の噴射孔３，４の角部は、明瞭には図示されていない
が、無用の応力集中を避けるために角部に丸みが付けら
れている。
式構造体の要部を図１に示し、同実施例はガスタービン
のタービン翼に具体化したものであって、冷却用空気が
噴射される際に、翼面１や壁面２から剥離するのを抑制
する誘導速度抑制手段、例えば、翼面１や壁面２を沿っ
て流れる主流の下流側から見てＶ字状の噴射孔３，４が
設けられてなるものである。すなわち、このＶ字状の噴
射孔３，４から噴射された冷却用空気に対して、タービ
ン翼面１や壁面２から剥離する方向に作用する流体力を
発生させる渦の強さが抑制されてなるものである。その
ため、噴射された冷却用空気は、タービン翼面１や壁面
２に付着してタービン翼や壁に沿って流れる。すなわ
ち、冷却用空気によるフィルムがタービン翼面１上や壁
面２上に形成され、タービン翼や壁の冷却を促進でき
る。しかして、このＶ字状の噴射孔３，４は、例えば放
電加工やレーザ加工により容易に形成できるので、翼の
前縁などの曲率半径が小さい個所、あるいは板厚が薄い
個所においても設けることができる。なお、このＶ字状
の噴射孔３，４の角部は、明瞭には図示されていない
が、無用の応力集中を避けるために角部に丸みが付けら
れている。
【００１３】ここでは、Ｖ字状の噴射孔をタービン翼に
形成した場合について説明したが、このＶ字状の噴射孔
は、タービン翼だけでなく燃焼器壁の各所に形成するこ
とができ、また板厚が薄くても形成することができる。
そのため、タービン翼や燃焼器壁の所望位置に設けるこ
とができる。したがって、このＶ字状の噴射孔を適宜配
置すれば、タービン翼全面および燃焼器壁全面に渡って
冷却用空気のフィルムを有効に形成できるので、タービ
ン翼および燃焼器壁の冷却を促進できる。
形成した場合について説明したが、このＶ字状の噴射孔
は、タービン翼だけでなく燃焼器壁の各所に形成するこ
とができ、また板厚が薄くても形成することができる。
そのため、タービン翼や燃焼器壁の所望位置に設けるこ
とができる。したがって、このＶ字状の噴射孔を適宜配
置すれば、タービン翼全面および燃焼器壁全面に渡って
冷却用空気のフィルムを有効に形成できるので、タービ
ン翼および燃焼器壁の冷却を促進できる。
【００１４】以下、より具体的な実施例に基づいて本発
明を詳細に説明する。
明を詳細に説明する。
【００１５】実施例 ガスタービンのタービン翼に、図２に示すように、ガス
流れの下流側からみてＶ字状の噴射孔３を形成して、冷
却用空気の流れのシミュレーションを行った。その結果
を図２に併せて模式図的に示す。図２より明らかなよう
に、渦Ａ、Ｂからの誘導速度が抑制され、それによりタ
ービン翼面からの剥離が抑制された冷却用空気のフィル
ムが形成されているのがわかる。
流れの下流側からみてＶ字状の噴射孔３を形成して、冷
却用空気の流れのシミュレーションを行った。その結果
を図２に併せて模式図的に示す。図２より明らかなよう
に、渦Ａ、Ｂからの誘導速度が抑制され、それによりタ
ービン翼面からの剥離が抑制された冷却用空気のフィル
ムが形成されているのがわかる。
【００１６】比較例１ タービン翼に、図３に示すように、円形の噴射孔を形成
して、冷却用空気の流れのシミュレーションを行った。
その結果を図３に併せて模式図的に示す。図３より明ら
かなように、冷却用空気のタービン翼面からの剥離を促
進するように渦Ａ，Ｂが形成されているのがわかる。
して、冷却用空気の流れのシミュレーションを行った。
その結果を図３に併せて模式図的に示す。図３より明ら
かなように、冷却用空気のタービン翼面からの剥離を促
進するように渦Ａ，Ｂが形成されているのがわかる。
【００１７】比較例２ タービン翼に、図４に示すように、ガス流れの下流側か
らみて逆Ｖ字状の噴射孔を形成して、冷却用空気の流れ
のシミュレーションを行った。その結果を図４に併せて
模式図的に示す。図４より明らかなように、冷却用空気
のタービン翼面からの剥離を大きく促進するように渦
Ａ，Ｂが形成されているのがわかる。
らみて逆Ｖ字状の噴射孔を形成して、冷却用空気の流れ
のシミュレーションを行った。その結果を図４に併せて
模式図的に示す。図４より明らかなように、冷却用空気
のタービン翼面からの剥離を大きく促進するように渦
Ａ，Ｂが形成されているのがわかる。
【００１８】比較例３ タービン翼に、図５に示すように、長方形の噴射孔を形
成して、冷却用空気の流れのシミュレーションを行っ
た。その結果を図５に併せて模式図的に示す。図５より
明らかなように、一応、渦Ａ，Ｂからの誘導速度が抑制
され、タービン翼面からの剥離が抑制された冷却用空気
のフィルムが形成されているのが認められるが、その効
果の小さいことがわかる。
成して、冷却用空気の流れのシミュレーションを行っ
た。その結果を図５に併せて模式図的に示す。図５より
明らかなように、一応、渦Ａ，Ｂからの誘導速度が抑制
され、タービン翼面からの剥離が抑制された冷却用空気
のフィルムが形成されているのが認められるが、その効
果の小さいことがわかる。
【００１９】次に、Ｖ字の開き角度θを変えてフィルム
冷却効率ηを調査した。その結果を図６に示す。図６か
ら明らかなように、４０度〜１７０度の範囲でフィルム
冷却効率が高くなっているのがわかる。なお、図６の縦
軸は、角度が１８０度のときの冷却効率を１として無次
元化してある。
冷却効率ηを調査した。その結果を図６に示す。図６か
ら明らかなように、４０度〜１７０度の範囲でフィルム
冷却効率が高くなっているのがわかる。なお、図６の縦
軸は、角度が１８０度のときの冷却効率を１として無次
元化してある。
【００２０】ここで、フィルム冷却効率ηとは、次式で
定義されるものをいう。
定義されるものをいう。
【００２１】η＝（Ｔg−Ｔf）／（Ｔg−Ｔc） ただし、Ｔg 、Ｔf 、Ｔc は、それぞれ主流ガス温
度、断熱壁温度、冷却媒体温度を示す。
度、断熱壁温度、冷却媒体温度を示す。
【００２２】以上、本発明を主にガスタービンのタービ
ン翼に適用した場合を例にとり説明してきたが、本発明
はかかる実施例のみに限定されるものではなく、各種の
フィルム冷却式構造体を有する機器に適用できる。ま
た、冷却媒体としても空気に限定されるものではなく、
その他の冷却媒体も好適に用いることができる。
ン翼に適用した場合を例にとり説明してきたが、本発明
はかかる実施例のみに限定されるものではなく、各種の
フィルム冷却式構造体を有する機器に適用できる。ま
た、冷却媒体としても空気に限定されるものではなく、
その他の冷却媒体も好適に用いることができる。
【００２３】
【発明の効果】以上説明してきたように、本発明によれ
ば、冷却媒体が噴射される際に、冷却媒体はタービン翼
面や燃焼器壁面からの剥離が抑制されるので、冷却媒体
はタービン翼面や燃焼器壁面などの構造体壁に沿って流
れ、それにより冷却媒体のフィルムが有効に壁面に形成
でき、冷却促進を図ることができるという優れた効果が
得られる。本発明の好ましい態様によれば、ガス流れの
下流側からみてＶ字状の噴射孔を形成するだけで、噴射
される冷却媒体の剥離を抑制することができるので、構
造体の曲率半径の小さな個所、例えば翼前縁や板厚が薄
い個所、例えば燃焼器壁の冷却促進を図ることができる
という優れた効果が得られる。
ば、冷却媒体が噴射される際に、冷却媒体はタービン翼
面や燃焼器壁面からの剥離が抑制されるので、冷却媒体
はタービン翼面や燃焼器壁面などの構造体壁に沿って流
れ、それにより冷却媒体のフィルムが有効に壁面に形成
でき、冷却促進を図ることができるという優れた効果が
得られる。本発明の好ましい態様によれば、ガス流れの
下流側からみてＶ字状の噴射孔を形成するだけで、噴射
される冷却媒体の剥離を抑制することができるので、構
造体の曲率半径の小さな個所、例えば翼前縁や板厚が薄
い個所、例えば燃焼器壁の冷却促進を図ることができる
という優れた効果が得られる。
【図１】本発明の一実施例の要部斜視図である。
【図２】実施例における冷却用空気の流れの模式図であ
る。
る。
【図３】比較例１における冷却用空気の流れの模式図で
ある。
ある。
【図４】比較例２における冷却用空気の流れの模式図で
ある。
ある。
【図５】比較例３における冷却用空気の流れの模式図で
ある。
ある。
【図６】Ｖ字の開き角度を変化させた場合のフィルム効
率のグラフである。
率のグラフである。
【図７】従来のフィルム冷却型タービン翼の断面図であ
る。
る。
１ 翼面 ２ 壁面 ３，４ Ｖ字状の噴射孔 ５ 主流 Ａ，Ｂ 渦
Claims (5)
- 【請求項１】 フィルム冷却式構造体において、冷却媒
体が噴射の際に構造体表面から剥離するのを抑制する誘
導速度抑制手段が設けられていることを特徴とするフィ
ルム冷却式構造体。 - 【請求項２】 前記誘導速度抑制手段が、構造体面に沿
って流れる主流の下流側から見てＶ字状の噴射孔とされ
てなることを特徴とする請求項１記載のフィルム冷却式
構造体。 - 【請求項３】 前記Ｖ字の開き角度が、４０度〜１７０
度の範囲にあることを特徴とする請求項２記載のフィル
ム冷却式構造体。 - 【請求項４】 前記Ｖ字の角部に丸みが設けられている
ことを特徴とする請求項２または３記載のフィルム冷却
式構造体。 - 【請求項５】 前記フィルム冷却式構造体が、ガスター
ビンまたはジェットエンジンのタービン翼または燃焼器
であることを特徴とする請求項１、２、３または４記載
のフィルム冷却式構造体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6142490A JP2613560B2 (ja) | 1994-05-31 | 1994-05-31 | フィルム冷却式構造体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6142490A JP2613560B2 (ja) | 1994-05-31 | 1994-05-31 | フィルム冷却式構造体 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07332005A true JPH07332005A (ja) | 1995-12-19 |
| JP2613560B2 JP2613560B2 (ja) | 1997-05-28 |
Family
ID=15316540
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6142490A Expired - Fee Related JP2613560B2 (ja) | 1994-05-31 | 1994-05-31 | フィルム冷却式構造体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2613560B2 (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006307842A (ja) * | 2005-03-30 | 2006-11-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン用高温部材 |
| JPWO2007052337A1 (ja) * | 2005-11-01 | 2009-04-30 | 株式会社Ihi | タービン部品 |
| EP2343435A1 (en) * | 2009-11-25 | 2011-07-13 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine components with improved film cooling |
| US8371814B2 (en) | 2009-06-24 | 2013-02-12 | Honeywell International Inc. | Turbine engine components |
| US8628293B2 (en) | 2010-06-17 | 2014-01-14 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine components with cooling hole trenches |
| US9650900B2 (en) | 2012-05-07 | 2017-05-16 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine components with film cooling holes having cylindrical to multi-lobe configurations |
| US10113433B2 (en) | 2012-10-04 | 2018-10-30 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine components with lateral and forward sweep film cooling holes |
| US11021965B2 (en) | 2016-05-19 | 2021-06-01 | Honeywell International Inc. | Engine components with cooling holes having tailored metering and diffuser portions |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60216022A (ja) * | 1984-02-15 | 1985-10-29 | ナシヨナル・エアロノ−テイツクス・アンド・スペ−ス・アドミニストレイシヨン | 冷気膜流による表面の冷却装置 |
-
1994
- 1994-05-31 JP JP6142490A patent/JP2613560B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60216022A (ja) * | 1984-02-15 | 1985-10-29 | ナシヨナル・エアロノ−テイツクス・アンド・スペ−ス・アドミニストレイシヨン | 冷気膜流による表面の冷却装置 |
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| US11021965B2 (en) | 2016-05-19 | 2021-06-01 | Honeywell International Inc. | Engine components with cooling holes having tailored metering and diffuser portions |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2613560B2 (ja) | 1997-05-28 |
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