JPH112102A - ガスタービン冷却翼 - Google Patents
ガスタービン冷却翼Info
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- JPH112102A JPH112102A JP9155124A JP15512497A JPH112102A JP H112102 A JPH112102 A JP H112102A JP 9155124 A JP9155124 A JP 9155124A JP 15512497 A JP15512497 A JP 15512497A JP H112102 A JPH112102 A JP H112102A
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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
-
- 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
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- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービン冷却翼に関し、前縁のシャワー
ヘッド冷却のための空気吹き出し穴まわりの熱応力を低
減し、クラックの発生を防ぐ。 【解決手段】 冷却翼１の前縁２には空気吹き出し穴４
を多数あけて翼内部の冷却空気通路１５から冷却空気を
吹き出し、冷却翼１の前縁２の表面をシャワーヘッド冷
却する。空気吹き出し穴４は従来は斜めに設けており、
穴出入口に鋭角部が形成され、熱応力により穴４の周囲
にクラックが発生したが、本発明では（ｂ）図のように
翼１の表面に対してほぼ直交するように設けるので鋭角
部がなくなり、熱応力を低減し、クラックの発生を回避
できる。
ヘッド冷却のための空気吹き出し穴まわりの熱応力を低
減し、クラックの発生を防ぐ。 【解決手段】 冷却翼１の前縁２には空気吹き出し穴４
を多数あけて翼内部の冷却空気通路１５から冷却空気を
吹き出し、冷却翼１の前縁２の表面をシャワーヘッド冷
却する。空気吹き出し穴４は従来は斜めに設けており、
穴出入口に鋭角部が形成され、熱応力により穴４の周囲
にクラックが発生したが、本発明では（ｂ）図のように
翼１の表面に対してほぼ直交するように設けるので鋭角
部がなくなり、熱応力を低減し、クラックの発生を回避
できる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン冷却翼
に関し、翼の前縁部に設けるシャワーヘッド冷却のため
の空気吹き出し穴部分のクラックの発生を防止する構造
としたものである。
に関し、翼の前縁部に設けるシャワーヘッド冷却のため
の空気吹き出し穴部分のクラックの発生を防止する構造
としたものである。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンの静翼、動翼は高温の燃焼
ガスに晒されるために翼内部に冷却空気通路を設け、冷
却空気を流して翼内部を冷却し、翼の前縁部には空気吹
き出し穴を多数設けて冷却空気通路からの冷却空気を吹
き出し、シャワーヘッド冷却を行っている。
ガスに晒されるために翼内部に冷却空気通路を設け、冷
却空気を流して翼内部を冷却し、翼の前縁部には空気吹
き出し穴を多数設けて冷却空気通路からの冷却空気を吹
き出し、シャワーヘッド冷却を行っている。
【０００３】図４は従来のガスタービン冷却翼の斜視
図、図５（ａ）は図４のＣ−Ｃ断面図、図５（ｂ）はそ
のＤ−Ｄ断面図である。これら図において、１１は冷却
翼であり、１２がその前縁、１３がその後縁である。前
縁１２には多数の空気吹き出し穴１４があけられてお
り、翼内部の冷却空気通路１５からの冷却空気を翼表面
へ吹き出し、翼表面をシャワーヘッド冷却している。
図、図５（ａ）は図４のＣ−Ｃ断面図、図５（ｂ）はそ
のＤ−Ｄ断面図である。これら図において、１１は冷却
翼であり、１２がその前縁、１３がその後縁である。前
縁１２には多数の空気吹き出し穴１４があけられてお
り、翼内部の冷却空気通路１５からの冷却空気を翼表面
へ吹き出し、翼表面をシャワーヘッド冷却している。
【０００４】空気吹き出し穴１４は図５（ｂ）に示すよ
うに前縁１２の翼面に対して傾けて設けられている。空
気吹き出し穴１４から吹き出た冷却空気は穴が斜めに設
けられているので、翼表面に沿って流れ、翼面の冷却を
効果的に行うようにしている。しかし、空気吹き出し穴
１４は斜めに傾いており、その出入口には鋭角部３０が
形成され、熱応力がこの穴周囲に発生すると鋭角部３０
の応力集中により穴周囲にクラックが発生しやすい構造
となっている。
うに前縁１２の翼面に対して傾けて設けられている。空
気吹き出し穴１４から吹き出た冷却空気は穴が斜めに設
けられているので、翼表面に沿って流れ、翼面の冷却を
効果的に行うようにしている。しかし、空気吹き出し穴
１４は斜めに傾いており、その出入口には鋭角部３０が
形成され、熱応力がこの穴周囲に発生すると鋭角部３０
の応力集中により穴周囲にクラックが発生しやすい構造
となっている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】従来のガスタービンの
冷却翼は、前述のように空気吹き出し穴１４が前縁１２
に斜めにあけられており、斜めにあけられていると、図
５（ｂ）にも示すようにその壁面の出入口に鋭角な個所
が形成され、穴の周囲に生じた熱応力がこの鋭角部３０
に応力が集中し、穴の周囲に高い熱応力が生じ、クラッ
クの発生の原因となっていた。
冷却翼は、前述のように空気吹き出し穴１４が前縁１２
に斜めにあけられており、斜めにあけられていると、図
５（ｂ）にも示すようにその壁面の出入口に鋭角な個所
が形成され、穴の周囲に生じた熱応力がこの鋭角部３０
に応力が集中し、穴の周囲に高い熱応力が生じ、クラッ
クの発生の原因となっていた。
【０００６】そこで、本発明はガスタービンの冷却翼の
空気吹き出し穴の角度を変更し、空気吹き出し穴の周囲
に高い熱応力が発生しないようにして冷却翼前縁部のク
ラック発生を防止することを課題としてなされたもので
ある。
空気吹き出し穴の角度を変更し、空気吹き出し穴の周囲
に高い熱応力が発生しないようにして冷却翼前縁部のク
ラック発生を防止することを課題としてなされたもので
ある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は前述の課題を解
決するために、次の手段を提供する。
決するために、次の手段を提供する。
【０００８】翼内部に冷却空気通路を有し、同通路に冷
却空気を流して翼内部を冷却すると共に、翼前縁部に空
気吹き出し穴を多数穿設して前記冷却空気通路からの冷
却空気を吹き出し、シャワーヘッド冷却するガスタービ
ン冷却翼において、前記空気吹き出し穴は前縁部の翼面
に対してほぼ直交するように穿設されていることを特徴
とするガスタービン冷却翼。
却空気を流して翼内部を冷却すると共に、翼前縁部に空
気吹き出し穴を多数穿設して前記冷却空気通路からの冷
却空気を吹き出し、シャワーヘッド冷却するガスタービ
ン冷却翼において、前記空気吹き出し穴は前縁部の翼面
に対してほぼ直交するように穿設されていることを特徴
とするガスタービン冷却翼。
【０００９】本発明のガスタービン冷却翼は、空気吹き
出し穴が前縁部の翼面に対してほぼ直交するようにあけ
られている。従来の空気吹き出し穴は翼面に対し、斜め
にあけられており、空気吹き出し穴出入口に鋭角部が形
成され、この部分に応力が集中し、クラックの発生しや
すい構造であったが、本発明では穴は直交するようにあ
けられ、空気吹き出し穴の周囲はほぼ直交部が形成され
るので鋭角な個所がなくなり、応力集中を小さくして熱
応力を低減させてクラックの発生を回避できる。
出し穴が前縁部の翼面に対してほぼ直交するようにあけ
られている。従来の空気吹き出し穴は翼面に対し、斜め
にあけられており、空気吹き出し穴出入口に鋭角部が形
成され、この部分に応力が集中し、クラックの発生しや
すい構造であったが、本発明では穴は直交するようにあ
けられ、空気吹き出し穴の周囲はほぼ直交部が形成され
るので鋭角な個所がなくなり、応力集中を小さくして熱
応力を低減させてクラックの発生を回避できる。
【００１０】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実
施の一形態に係るガスタービン冷却翼の斜視図、図２
（ａ）は図１におけるＡ−Ａ断面図、図２（ｂ）はＢ−
Ｂ断面図である。これら図において、１は冷却翼であ
り、２がその前縁、３がその後縁である。冷却翼１の内
部には冷却空気通路１５が設けられ、冷却空気を流して
冷却される。前縁２には多数の空気吹き出し穴４が設け
られており、翼内部の冷却空気通路１５から冷却空気を
吹き出し、前縁部のシャワーヘッド冷却を行う。
て図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実
施の一形態に係るガスタービン冷却翼の斜視図、図２
（ａ）は図１におけるＡ−Ａ断面図、図２（ｂ）はＢ−
Ｂ断面図である。これら図において、１は冷却翼であ
り、２がその前縁、３がその後縁である。冷却翼１の内
部には冷却空気通路１５が設けられ、冷却空気を流して
冷却される。前縁２には多数の空気吹き出し穴４が設け
られており、翼内部の冷却空気通路１５から冷却空気を
吹き出し、前縁部のシャワーヘッド冷却を行う。
【００１１】空気吹き出し穴４は図２（ｂ）に示すよう
に前縁２の翼面に対してほぼ直交するように設けられて
おり、穴出入口に鋭角な個所をなくし、空気吹き出し穴
４まわりに発生する応力集中の影響を小さくし、熱応力
を低減させる。
に前縁２の翼面に対してほぼ直交するように設けられて
おり、穴出入口に鋭角な個所をなくし、空気吹き出し穴
４まわりに発生する応力集中の影響を小さくし、熱応力
を低減させる。
【００１２】図３は空気吹き出し穴４の従来例との比較
を示し、（ａ）が従来の翼の前縁部の縦断面図、（ｂ）
が本実施の形態の翼の縦断面図である。図に示すように
従来は空気吹き出し穴４が斜めにあけられているので、
図中丸印で示すように空気吹き出し穴１４の出入口に鋭
角部３０が形成される。
を示し、（ａ）が従来の翼の前縁部の縦断面図、（ｂ）
が本実施の形態の翼の縦断面図である。図に示すように
従来は空気吹き出し穴４が斜めにあけられているので、
図中丸印で示すように空気吹き出し穴１４の出入口に鋭
角部３０が形成される。
【００１３】これに対し、本実施の形態の図３（ｂ）に
おいては、空気吹き出し穴４が前縁２の翼面に対し、ほ
ぼ直角にあけられており、図中丸印で示すように空気吹
き出し穴４の出入口には従来の鋭角部に代り、直交部２
０が形成される。
おいては、空気吹き出し穴４が前縁２の翼面に対し、ほ
ぼ直角にあけられており、図中丸印で示すように空気吹
き出し穴４の出入口には従来の鋭角部に代り、直交部２
０が形成される。
【００１４】上記のように、本実施の形態においては空
気吹き出し穴４が前縁２の翼面に対してほぼ直交するよ
うに設けられ、穴４出入口の周囲には鋭角部がなくな
り、直交部２０となるので発生する熱応力を従来の斜め
に設けた空気吹き出し穴１４と比べて大幅に低減するこ
とができ、前縁２の空気吹き出し穴４まわりのクラック
発生を回避することができる。
気吹き出し穴４が前縁２の翼面に対してほぼ直交するよ
うに設けられ、穴４出入口の周囲には鋭角部がなくな
り、直交部２０となるので発生する熱応力を従来の斜め
に設けた空気吹き出し穴１４と比べて大幅に低減するこ
とができ、前縁２の空気吹き出し穴４まわりのクラック
発生を回避することができる。
【００１５】上記に説明の実施の形態では空気吹き出し
穴４を翼面に対してほぼ直交するように設ける例で説明
したが、従来の空気吹き出し穴１４の傾斜よりもゆるや
かに設定すればする程熱応力の集中を回避する効果があ
るものであり、直交するようにすることが最も好ましい
ものである。このような空気吹き出し穴の角度は翼の形
状や燃焼ガス温度、冷却空気の圧力等によりシャワーヘ
ッド冷却の効果を加味して従来の空気吹き出し穴１４の
傾斜角と翼面に対する直交との間でクラックの発生を回
避できる範囲で決定しても良いものである。
穴４を翼面に対してほぼ直交するように設ける例で説明
したが、従来の空気吹き出し穴１４の傾斜よりもゆるや
かに設定すればする程熱応力の集中を回避する効果があ
るものであり、直交するようにすることが最も好ましい
ものである。このような空気吹き出し穴の角度は翼の形
状や燃焼ガス温度、冷却空気の圧力等によりシャワーヘ
ッド冷却の効果を加味して従来の空気吹き出し穴１４の
傾斜角と翼面に対する直交との間でクラックの発生を回
避できる範囲で決定しても良いものである。
【００１６】なお、本発明のガスタービン冷却翼は動
翼、静翼のいずれに適用しても同様の効果が得られるこ
とはもちろんである。
翼、静翼のいずれに適用しても同様の効果が得られるこ
とはもちろんである。
【００１７】
【発明の効果】以上、具体的に説明したように、本発明
は、翼内部に冷却空気通路を有し、同通路に冷却空気を
流して翼内部を冷却すると共に、翼前縁部に空気吹き出
し穴を多数穿設して前記冷却空気通路からの冷却空気を
吹き出し、シャワーヘッド冷却するガスタービン冷却翼
において、前記空気吹き出し穴は前縁部の翼面に対して
ほぼ直交するように穿設されていることを特徴としてい
る。このような空気吹き出し穴の構造により前縁部の空
気吹き出し穴まわりに鋭角部をなくし、穴まわりに発生
する熱応力の応力集中も低減することができ、クラック
発生を回避することができる。
は、翼内部に冷却空気通路を有し、同通路に冷却空気を
流して翼内部を冷却すると共に、翼前縁部に空気吹き出
し穴を多数穿設して前記冷却空気通路からの冷却空気を
吹き出し、シャワーヘッド冷却するガスタービン冷却翼
において、前記空気吹き出し穴は前縁部の翼面に対して
ほぼ直交するように穿設されていることを特徴としてい
る。このような空気吹き出し穴の構造により前縁部の空
気吹き出し穴まわりに鋭角部をなくし、穴まわりに発生
する熱応力の応力集中も低減することができ、クラック
発生を回避することができる。
【図１】本発明の実施の一形態に係るガスタービン冷却
翼の斜視図である。
翼の斜視図である。
【図２】図１における断面図で、（ａ）がＡ−Ａ断面
図、（ｂ）がＢ−Ｂ断面図である。
図、（ｂ）がＢ−Ｂ断面図である。
【図３】本発明の実施の一形態に係るガスタービン冷却
翼と従来例との断面図の比較を示し、（ａ）が従来例、
（ｂ）が本実施の形態を示す。
翼と従来例との断面図の比較を示し、（ａ）が従来例、
（ｂ）が本実施の形態を示す。
【図４】従来のガスタービン冷却翼の斜視図である。
【図５】図４における断面図で、（ａ）がＣ−Ｃ断面
図、（ｂ）がＤ−Ｄ断面図である。
図、（ｂ）がＤ−Ｄ断面図である。
１ 冷却翼 ２ 前縁 ３ 後縁 ４ 空気吹き出し穴 １５ 冷却空気通路 ２０ 直交部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 橋本 幸弘 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者 末永 潔 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内
Claims (1)
- 【請求項１】 翼内部に冷却空気通路を有し、同通路に
冷却空気を流して翼内部を冷却すると共に、翼前縁部に
空気吹き出し穴を多数穿設して前記冷却空気通路からの
冷却空気を吹き出し、シャワーヘッド冷却するガスター
ビン冷却翼において、前記空気吹き出し穴は前縁部の翼
面に対してほぼ直交するように穿設されていることを特
徴とするガスタービン冷却翼。
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15512497A JP3615907B2 (ja) | 1997-06-12 | 1997-06-12 | ガスタービン冷却翼 |
| US09/242,330 US6196798B1 (en) | 1997-06-12 | 1998-06-12 | Gas turbine cooling blade |
| CA002263516A CA2263516C (en) | 1997-06-12 | 1998-06-12 | Cooled gas turbine blade |
| PCT/JP1998/002594 WO1998057041A1 (fr) | 1997-06-12 | 1998-06-12 | Aube de refroidissement de turbine a gaz |
| EP98924593A EP0931910A4 (en) | 1997-06-12 | 1998-06-12 | COOLED GAS TURBINE SHOVEL |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15512497A JP3615907B2 (ja) | 1997-06-12 | 1997-06-12 | ガスタービン冷却翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH112102A true JPH112102A (ja) | 1999-01-06 |
| JP3615907B2 JP3615907B2 (ja) | 2005-02-02 |
Family
ID=15599091
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15512497A Expired - Lifetime JP3615907B2 (ja) | 1997-06-12 | 1997-06-12 | ガスタービン冷却翼 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6196798B1 (ja) |
| EP (1) | EP0931910A4 (ja) |
| JP (1) | JP3615907B2 (ja) |
| CA (1) | CA2263516C (ja) |
| WO (1) | WO1998057041A1 (ja) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7351036B2 (en) * | 2005-12-02 | 2008-04-01 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil cooling system with elbowed, diffusion film cooling hole |
| US7878761B1 (en) * | 2007-09-07 | 2011-02-01 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with a showerhead film cooling hole arrangement |
| KR101565452B1 (ko) * | 2013-12-17 | 2015-11-04 | 한국항공우주연구원 | 가스 터빈 엔진의 에어포일 |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5177710A (ja) | 1974-03-15 | 1976-07-06 | Nat Aerospace Lab | Gasutaabinyokoonbuzaino reikyakusochi |
| GB2066372A (en) * | 1979-12-26 | 1981-07-08 | United Technologies Corp | Coolable wall element |
| US4601638A (en) * | 1984-12-21 | 1986-07-22 | United Technologies Corporation | Airfoil trailing edge cooling arrangement |
| GB2227965B (en) * | 1988-10-12 | 1993-02-10 | Rolls Royce Plc | Apparatus for drilling a shaped hole in a workpiece |
| US5184459A (en) * | 1990-05-29 | 1993-02-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Variable vane valve in a gas turbine |
| US5813835A (en) * | 1991-08-19 | 1998-09-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Air-cooled turbine blade |
| FR2715693B1 (fr) * | 1994-02-03 | 1996-03-01 | Snecma | Aube fixe ou mobile refroidie de turbine. |
| JPH07279612A (ja) | 1994-04-14 | 1995-10-27 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 重質油焚き用ガスタービン冷却翼 |
| US5997251A (en) * | 1997-11-17 | 1999-12-07 | General Electric Company | Ribbed turbine blade tip |
-
1997
- 1997-06-12 JP JP15512497A patent/JP3615907B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
1998
- 1998-06-12 CA CA002263516A patent/CA2263516C/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-06-12 WO PCT/JP1998/002594 patent/WO1998057041A1/ja not_active Application Discontinuation
- 1998-06-12 EP EP98924593A patent/EP0931910A4/en not_active Withdrawn
- 1998-06-12 US US09/242,330 patent/US6196798B1/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2263516C (en) | 2004-08-24 |
| WO1998057041A1 (fr) | 1998-12-17 |
| JP3615907B2 (ja) | 2005-02-02 |
| EP0931910A1 (en) | 1999-07-28 |
| US6196798B1 (en) | 2001-03-06 |
| EP0931910A4 (en) | 2001-02-28 |
| CA2263516A1 (en) | 1998-12-17 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
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