JPH09144503A - ガスタービン翼 - Google Patents
ガスタービン翼Info
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- JPH09144503A JPH09144503A JP7302788A JP30278895A JPH09144503A JP H09144503 A JPH09144503 A JP H09144503A JP 7302788 A JP7302788 A JP 7302788A JP 30278895 A JP30278895 A JP 30278895A JP H09144503 A JPH09144503 A JP H09144503A
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- 238000013459 approach Methods 0.000 abstract 3
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- 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
-
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-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- 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
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービン翼のフィルム冷却のうち、シャ
ワーヘッド冷却では、冷却孔がチップ側からハブ側にか
けて直線上に配列されている為に、スワールによる旋回
流との関係で、夫々の冷却孔位置における圧力がそれぞ
れ異なり、フィルム冷却を均一に行い得ないという不具
合がある。本発明はこのような不具合を解消し、シャワ
ーヘッド冷却孔位置の全てに亘り圧力を均一として、均
一なフィルム冷却を行い得るものを提供することを課題
とする。 【解決手段】 翼先端部に穿孔される複数のシャワーヘ
ッド冷却孔を、燃焼器のスワール旋回方向が右旋回の場
合とその逆の左旋回の場合の夫々に対応させ、前者の場
合には翼の背側に寄せたチップ側から翼の腹側に寄せた
ハブ側に至る線上に配置し、後者の場合にはその逆の線
上に配置してスワール旋回流による影響から脱却し、各
冷却孔位置で圧力を一定にして均一な冷却を達成した。
ワーヘッド冷却では、冷却孔がチップ側からハブ側にか
けて直線上に配列されている為に、スワールによる旋回
流との関係で、夫々の冷却孔位置における圧力がそれぞ
れ異なり、フィルム冷却を均一に行い得ないという不具
合がある。本発明はこのような不具合を解消し、シャワ
ーヘッド冷却孔位置の全てに亘り圧力を均一として、均
一なフィルム冷却を行い得るものを提供することを課題
とする。 【解決手段】 翼先端部に穿孔される複数のシャワーヘ
ッド冷却孔を、燃焼器のスワール旋回方向が右旋回の場
合とその逆の左旋回の場合の夫々に対応させ、前者の場
合には翼の背側に寄せたチップ側から翼の腹側に寄せた
ハブ側に至る線上に配置し、後者の場合にはその逆の線
上に配置してスワール旋回流による影響から脱却し、各
冷却孔位置で圧力を一定にして均一な冷却を達成した。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はシャワーヘッド冷却
機構を備えたガスタービン翼に関する。
機構を備えたガスタービン翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】フィルム冷却は、高温ガスタービンの空
冷翼においては、いまや欠かせない技術となっている。
図３及び図４により従来のこの種技術を説明する。図３
は空冷翼の断面図、図４はシャワーヘッド冷却孔の配列
を示す斜視図である。
冷翼においては、いまや欠かせない技術となっている。
図３及び図４により従来のこの種技術を説明する。図３
は空冷翼の断面図、図４はシャワーヘッド冷却孔の配列
を示す斜視図である。
【０００３】一般に高温ガスタービンの翼には図３に示
すように、その先端縁にシャワーヘッド冷却孔が、翼背
面の上流側と翼腹面の下流側にはフィルム冷却孔が、ま
た、翼の後端縁にはピンフィン冷却孔が設けられてい
る。
すように、その先端縁にシャワーヘッド冷却孔が、翼背
面の上流側と翼腹面の下流側にはフィルム冷却孔が、ま
た、翼の後端縁にはピンフィン冷却孔が設けられてい
る。
【０００４】このうちシャワーヘッド冷却孔は、図４に
示すように、翼２の先端縁でチップ側からハブ側にかけ
て直線的に配列され、幾何学的にガスの流れの方向に向
けて穿孔されている。
示すように、翼２の先端縁でチップ側からハブ側にかけ
て直線的に配列され、幾何学的にガスの流れの方向に向
けて穿孔されている。
【０００５】シャワーヘッド冷却やフィルム冷却は、ガ
ス流通面に冷却空気を吹き出して翼面を覆うことにより
冷却効率を向上させる方法である。
ス流通面に冷却空気を吹き出して翼面を覆うことにより
冷却効率を向上させる方法である。
【０００６】しかし冷却空気を強く吹き出しすぎると冷
却空気が翼面から剥離して主流ガスと混合してしまいフ
ィルム冷却本来の効果を発揮できないし、吹き出しが弱
いと冷却空気量の不足から、この場合も冷却効果を発揮
し得ない。従って翼面をフィルムが最適に覆うように考
慮しなければならないものである。
却空気が翼面から剥離して主流ガスと混合してしまいフ
ィルム冷却本来の効果を発揮できないし、吹き出しが弱
いと冷却空気量の不足から、この場合も冷却効果を発揮
し得ない。従って翼面をフィルムが最適に覆うように考
慮しなければならないものである。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】前述したようにシャワ
ーヘッド冷却孔を幾何学的に流れ方向に向けて位置させ
ると、燃焼器のスワール旋回方向によって翼のチップ側
とハブ側とでは、圧力分布の相異が生ずる。
ーヘッド冷却孔を幾何学的に流れ方向に向けて位置させ
ると、燃焼器のスワール旋回方向によって翼のチップ側
とハブ側とでは、圧力分布の相異が生ずる。
【０００８】一方フィルム冷却空気圧は一定に供給され
るため差圧が僅かしか取れない部位（チップとハブとの
中間部位）が生ずる。このため冷却孔から吹き出す冷却
空気流速が低下し冷却効果が損なわれるという問題があ
る。
るため差圧が僅かしか取れない部位（チップとハブとの
中間部位）が生ずる。このため冷却孔から吹き出す冷却
空気流速が低下し冷却効果が損なわれるという問題があ
る。
【０００９】本発明はこの問題点を解消し、冷却孔の位
置にかかわらず圧力を一定にして、均一な冷却を行うよ
うにしたものを提供することを課題とする。
置にかかわらず圧力を一定にして、均一な冷却を行うよ
うにしたものを提供することを課題とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】本発明は、前記課題を解
決するべくなされたもので、翼先端部に穿孔される複数
のシャワーヘッド冷却孔を、燃焼器のスワール旋回方向
が右旋回の場合とその逆の場合とに応じて、翼の背側に
寄せたチップ側から翼の腹側に寄せたハブ側に至る線上
とその逆の線上に配置したガスタービン翼を提供し、こ
のようにシャワーヘッド冷却孔を燃焼器のスワール旋回
方向に合せてずらせたことにより、即ち、スワール旋回
方向が右旋回の場合には翼の背側に寄せたチップ側の位
置から翼の腹側に寄せたハブ側の位置に至る線上にシャ
ワーヘッド冷却孔を配列し、また逆に、スワール旋回方
向が左旋回の場合には翼の腹側に寄せたチップ側の位置
から翼の背側に寄せたハブ側の位置に至る線上にシャワ
ーヘッド冷却孔を配列することにより、各冷却孔位置の
圧力が一定となり、冷却空気圧力との差圧も一定とな
り、均一な冷却が達成しうるものである。
決するべくなされたもので、翼先端部に穿孔される複数
のシャワーヘッド冷却孔を、燃焼器のスワール旋回方向
が右旋回の場合とその逆の場合とに応じて、翼の背側に
寄せたチップ側から翼の腹側に寄せたハブ側に至る線上
とその逆の線上に配置したガスタービン翼を提供し、こ
のようにシャワーヘッド冷却孔を燃焼器のスワール旋回
方向に合せてずらせたことにより、即ち、スワール旋回
方向が右旋回の場合には翼の背側に寄せたチップ側の位
置から翼の腹側に寄せたハブ側の位置に至る線上にシャ
ワーヘッド冷却孔を配列し、また逆に、スワール旋回方
向が左旋回の場合には翼の腹側に寄せたチップ側の位置
から翼の背側に寄せたハブ側の位置に至る線上にシャワ
ーヘッド冷却孔を配列することにより、各冷却孔位置の
圧力が一定となり、冷却空気圧力との差圧も一定とな
り、均一な冷却が達成しうるものである。
【００１１】
【発明の実施の形態】本発明の実施の一形態を図１及び
図２に基づいて説明する。図１はガスタービン空冷翼の
斜視図、図２は本実施の形態における冷却孔の穿孔位置
を従来のものと対比した比較図である。
図２に基づいて説明する。図１はガスタービン空冷翼の
斜視図、図２は本実施の形態における冷却孔の穿孔位置
を従来のものと対比した比較図である。
【００１２】１はシャワーヘッド冷却孔で、翼２の先端
縁でチップ側からハブ側にかけて一線上に列になって複
数個穿孔されている。そしてこのシャワーヘッド冷却孔
１は、図中矢印Ｃで示すような燃焼器のスワール旋回方
向に合せて穿孔位置がずれている。
縁でチップ側からハブ側にかけて一線上に列になって複
数個穿孔されている。そしてこのシャワーヘッド冷却孔
１は、図中矢印Ｃで示すような燃焼器のスワール旋回方
向に合せて穿孔位置がずれている。
【００１３】即ち、前記矢印Ｃのようにスワール旋回方
向が右旋回の場合には、チップ側のシャワーヘッド冷却
孔１位置を翼の背側Ａに寄せてあり、ハブ側に来るに従
ってシャワーヘッド冷却孔１は翼の腹側Ｂに寄せられて
いる。なお、特に図示しないが、燃焼器スワール旋回方
向が左旋回の場合は、これと逆に寄せて穿孔する。
向が右旋回の場合には、チップ側のシャワーヘッド冷却
孔１位置を翼の背側Ａに寄せてあり、ハブ側に来るに従
ってシャワーヘッド冷却孔１は翼の腹側Ｂに寄せられて
いる。なお、特に図示しないが、燃焼器スワール旋回方
向が左旋回の場合は、これと逆に寄せて穿孔する。
【００１４】本実施の形態は、前記したようにシャワー
ヘッド冷却孔１をスワール旋回方向に対応させてずらせ
ている。この場合の空気の流れと圧力変化の状況を従来
装置のように冷却孔を直線状に配列したものと対比して
みると図２のようになる。
ヘッド冷却孔１をスワール旋回方向に対応させてずらせ
ている。この場合の空気の流れと圧力変化の状況を従来
装置のように冷却孔を直線状に配列したものと対比して
みると図２のようになる。
【００１５】即ち、図２の左側でＸの位置に示すよう
に、従来装置でチップ側からハブ側にかけて直線状に穿
孔された冷却孔の場合には、ガス流れの圧力分布Ｐ1 の
変化に対し冷却空気圧Ｐ2 は一定でしかも定位置にある
ので、その差圧ΔＰは翼２の高さ方向で異る位置Ｈ1 ，
Ｈ2 ，Ｈ3 において夫々異る差異を生じ、流れの性状が
夫々相違して均一な冷却効果が得られなく、特に翼位置
Ｈ2 部では冷却空気流速の低下により冷却効果が損なわ
れるものである。
に、従来装置でチップ側からハブ側にかけて直線状に穿
孔された冷却孔の場合には、ガス流れの圧力分布Ｐ1 の
変化に対し冷却空気圧Ｐ2 は一定でしかも定位置にある
ので、その差圧ΔＰは翼２の高さ方向で異る位置Ｈ1 ，
Ｈ2 ，Ｈ3 において夫々異る差異を生じ、流れの性状が
夫々相違して均一な冷却効果が得られなく、特に翼位置
Ｈ2 部では冷却空気流速の低下により冷却効果が損なわ
れるものである。
【００１６】それに対しスワール旋回方向を考慮して本
実施の形態のように穿孔されたシャワーヘッド冷却孔１
は、穿孔の位置が圧力分布に対応してずらされているの
で、図中中央部のＹの位置に示すように高さ方向の各位
置Ｈ1 ，Ｈ2 ，Ｈ3 において冷却空気圧Ｐ2 に対し一定
の差圧ΔＰが得られている。従ってどの位置でも流れの
性状は一定であり均一な冷却ができ、冷却効率は一段と
向上する。
実施の形態のように穿孔されたシャワーヘッド冷却孔１
は、穿孔の位置が圧力分布に対応してずらされているの
で、図中中央部のＹの位置に示すように高さ方向の各位
置Ｈ1 ，Ｈ2 ，Ｈ3 において冷却空気圧Ｐ2 に対し一定
の差圧ΔＰが得られている。従ってどの位置でも流れの
性状は一定であり均一な冷却ができ、冷却効率は一段と
向上する。
【００１７】以上、本発明を図示の実施の形態について
説明したが、本発明はかかる実施の形態に限定されず、
本発明の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えて
よいことはいうまでもない。
説明したが、本発明はかかる実施の形態に限定されず、
本発明の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えて
よいことはいうまでもない。
【００１８】
【発明の効果】以上、本発明によれば、高温のガスター
ビン翼において、シャワーヘッド冷却孔から冷却空気を
噴出してフィルム冷却を行うに際し、翼のチップからハ
ブに至るまで冷却孔の位置における圧力が一定となるの
で、この位置での流体の流れの性状はみんな同じとな
り、均一なフィルム冷却が行なわれることになる。
ビン翼において、シャワーヘッド冷却孔から冷却空気を
噴出してフィルム冷却を行うに際し、翼のチップからハ
ブに至るまで冷却孔の位置における圧力が一定となるの
で、この位置での流体の流れの性状はみんな同じとな
り、均一なフィルム冷却が行なわれることになる。
【００１９】従って、高いフィルム冷却効率が得られ、
翼の信頼性を一段と向上することができたものである。
翼の信頼性を一段と向上することができたものである。
【図１】本発明の実施の一形態に係るガスタービン翼の
シャワーヘッド冷却孔を示す斜視図。
シャワーヘッド冷却孔を示す斜視図。
【図２】図１のシャワーヘッド冷却孔の圧力状況を従来
のものにおける圧力状況と比較して示す説明図。
のものにおける圧力状況と比較して示す説明図。
【図３】従来のガスタービン翼の空冷構造を示す断面
図。
図。
【図４】従来のガスタービン翼のシャワーヘッド冷却孔
を示す斜視図。
を示す斜視図。
１ シャワーヘッド冷却孔 ２ 翼 Ａ 翼背側 Ｂ 翼腹側 Ｃ 旋回流
Claims (1)
- 【請求項１】 翼先端部に穿孔される複数のシャワーヘ
ッド冷却孔を、燃焼器のスワール旋回方向が右旋回の場
合とその逆の場合とに応じて、翼の背側に寄せたチップ
側から翼の腹側に寄せたハブ側に至る線上とその逆の線
上に配置したことを特徴とするガスタービン翼。
Priority Applications (8)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP30278895A JP3477296B2 (ja) | 1995-11-21 | 1995-11-21 | ガスタービン翼 |
| EP96938510A EP0805263B1 (en) | 1995-11-21 | 1996-11-20 | Vane for gas turbine |
| PCT/JP1996/003397 WO1997019257A1 (fr) | 1995-11-21 | 1996-11-20 | Aube pour turbine a gaz |
| US08/875,176 US5897294A (en) | 1995-11-21 | 1996-11-20 | Vane for gas turbine |
| DE69628818T DE69628818T2 (de) | 1995-11-21 | 1996-11-20 | Gasturbinenschaufel |
| CA002209851A CA2209851C (en) | 1995-11-21 | 1996-11-20 | Gas turbine blade |
| CN96191546A CN1076782C (zh) | 1995-11-21 | 1996-11-20 | 燃气轮机叶片 |
| KR1019970704951A KR100234467B1 (ko) | 1995-11-21 | 1996-11-20 | 가스터빈날개 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP30278895A JP3477296B2 (ja) | 1995-11-21 | 1995-11-21 | ガスタービン翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09144503A true JPH09144503A (ja) | 1997-06-03 |
| JP3477296B2 JP3477296B2 (ja) | 2003-12-10 |
Family
ID=17913135
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP30278895A Expired - Fee Related JP3477296B2 (ja) | 1995-11-21 | 1995-11-21 | ガスタービン翼 |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5897294A (ja) |
| EP (1) | EP0805263B1 (ja) |
| JP (1) | JP3477296B2 (ja) |
| KR (1) | KR100234467B1 (ja) |
| CN (1) | CN1076782C (ja) |
| CA (1) | CA2209851C (ja) |
| DE (1) | DE69628818T2 (ja) |
| WO (1) | WO1997019257A1 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US5657655A (en) * | 1992-02-14 | 1997-08-19 | Hitachi, Ltd. | Tandem mill system and work roll crossing mill |
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| JP5189406B2 (ja) | 2008-05-14 | 2013-04-24 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン |
| EP3094823B8 (en) | 2014-01-16 | 2021-05-19 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component and corresponding gas turbine engine |
| CN104832218A (zh) * | 2015-04-20 | 2015-08-12 | 西北工业大学 | 一种用于涡轮叶片前缘气膜冷却的错位对冲气膜孔排结构 |
| CN113217462B (zh) * | 2021-06-08 | 2022-11-29 | 西北工业大学 | 亚声速旋涡吹气式压气机叶片 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US3619082A (en) * | 1968-07-05 | 1971-11-09 | Gen Motors Corp | Turbine blade |
| US3554663A (en) * | 1968-09-25 | 1971-01-12 | Gen Motors Corp | Cooled blade |
| US3644060A (en) * | 1970-06-05 | 1972-02-22 | John K Bryan | Cooled airfoil |
| GB1426049A (en) * | 1972-10-21 | 1976-02-25 | Rolls Royce | Rotor blade for a gas turbine engine |
| JPS5177710A (ja) * | 1974-03-15 | 1976-07-06 | Nat Aerospace Lab | Gasutaabinyokoonbuzaino reikyakusochi |
| GB2087980B (en) * | 1980-11-20 | 1984-03-14 | Rolls Royce | Liquid cooled aerofoil for a gas turbine engine and a method of making the aerofoil |
| JPS6032903A (ja) * | 1983-08-01 | 1985-02-20 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンの翼 |
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| US5779437A (en) * | 1996-10-31 | 1998-07-14 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Cooling passages for airfoil leading edge |
-
1995
- 1995-11-21 JP JP30278895A patent/JP3477296B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
1996
- 1996-11-20 CN CN96191546A patent/CN1076782C/zh not_active Expired - Fee Related
- 1996-11-20 WO PCT/JP1996/003397 patent/WO1997019257A1/ja active IP Right Grant
- 1996-11-20 EP EP96938510A patent/EP0805263B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1996-11-20 DE DE69628818T patent/DE69628818T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1996-11-20 KR KR1019970704951A patent/KR100234467B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1996-11-20 US US08/875,176 patent/US5897294A/en not_active Expired - Lifetime
- 1996-11-20 CA CA002209851A patent/CA2209851C/en not_active Expired - Fee Related
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|---|---|---|---|---|
| US5657655A (en) * | 1992-02-14 | 1997-08-19 | Hitachi, Ltd. | Tandem mill system and work roll crossing mill |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| KR19980701560A (ko) | 1998-05-15 |
| JP3477296B2 (ja) | 2003-12-10 |
| DE69628818T2 (de) | 2004-05-19 |
| EP0805263A4 (en) | 1999-10-20 |
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