JPH1162507A - フィルム冷却孔 - Google Patents
フィルム冷却孔Info
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- JPH1162507A JPH1162507A JP21680997A JP21680997A JPH1162507A JP H1162507 A JPH1162507 A JP H1162507A JP 21680997 A JP21680997 A JP 21680997A JP 21680997 A JP21680997 A JP 21680997A JP H1162507 A JPH1162507 A JP H1162507A
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- Japan
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- film
- cooling hole
- film cooling
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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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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 冷却空気の薄膜を構造部材の表面に向けて付
勢するような渦の発生を促進する。 【解決手段】 燃焼ガスＧの流れの上流側に対応するフ
ィルム冷却孔１２の内壁面部分１２ａを、該燃焼ガスＧ
の流れの下流側に突出するように断面円弧状に形成し
た。これにより、冷却空気１６の薄膜１７を構造部材１
１の表面１１Ａに向けて付勢する渦１５の発生が促進さ
れる。その結果、冷却空気１６の薄膜１７が該表面１１
Ａ近傍に沿って形成され、部分的な過熱または過冷却を
防止して効果的な冷却を行う。
勢するような渦の発生を促進する。 【解決手段】 燃焼ガスＧの流れの上流側に対応するフ
ィルム冷却孔１２の内壁面部分１２ａを、該燃焼ガスＧ
の流れの下流側に突出するように断面円弧状に形成し
た。これにより、冷却空気１６の薄膜１７を構造部材１
１の表面１１Ａに向けて付勢する渦１５の発生が促進さ
れる。その結果、冷却空気１６の薄膜１７が該表面１１
Ａ近傍に沿って形成され、部分的な過熱または過冷却を
防止して効果的な冷却を行う。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、タービン翼や燃焼
筒等のような燃焼ガスの流路に面するガスタービンエン
ジンの構造部材に形成され、冷却空気を噴出させて該構
造部材を冷却するフィルム冷却孔に関する。
筒等のような燃焼ガスの流路に面するガスタービンエン
ジンの構造部材に形成され、冷却空気を噴出させて該構
造部材を冷却するフィルム冷却孔に関する。
【０００２】
【従来の技術】例えば、ガスタービンエンジンにおいて
は、燃焼ガスの流路に面するタービン翼や燃焼筒等の構
造部材を冷却することにより、該構造部材の使用温度よ
り高い入口温度が採用でき、その結果、ガスタービンの
性能が向上することが知られている。
は、燃焼ガスの流路に面するタービン翼や燃焼筒等の構
造部材を冷却することにより、該構造部材の使用温度よ
り高い入口温度が採用でき、その結果、ガスタービンの
性能が向上することが知られている。
【０００３】このため、例えば、タービン翼を冷却する
場合には、通常の対流冷却以外に、インピンジ冷却，フ
ィルム冷却，トランスピレーション冷却等の冷却手段が
従来から用いられていた。
場合には、通常の対流冷却以外に、インピンジ冷却，フ
ィルム冷却，トランスピレーション冷却等の冷却手段が
従来から用いられていた。
【０００４】このような冷却手段のうち、フィルム冷却
は、タービン翼の背側および腹側にフィルム冷却孔を設
け、このフィルム冷却孔から冷却空気を噴出させてター
ビン翼の表面に冷却空気の薄膜を形成するものであり、
該フィルム冷却孔の形状としては、丸孔または矩形孔が
採用されている。
は、タービン翼の背側および腹側にフィルム冷却孔を設
け、このフィルム冷却孔から冷却空気を噴出させてター
ビン翼の表面に冷却空気の薄膜を形成するものであり、
該フィルム冷却孔の形状としては、丸孔または矩形孔が
採用されている。
【０００５】しかし、フィルム冷却では、タービン翼の
表面が部分的に過熱または過冷却されることがあった
り、また、冷却に必要な冷却空気量が過大になってガス
タービンの効率が低下するという欠点を有していた。
表面が部分的に過熱または過冷却されることがあった
り、また、冷却に必要な冷却空気量が過大になってガス
タービンの効率が低下するという欠点を有していた。
【０００６】この対策としては、特開平８−２８２０３
号公報に開示されるように、矩形断面を有するフィルム
冷却孔のアスペクト比（縦横比）の設定を変えたり、タ
ービン翼の表面に向かうに従い断面積の広がるディフュ
ーザ部分を設ける、というように断面形状を種々改良し
たものが知られている。
号公報に開示されるように、矩形断面を有するフィルム
冷却孔のアスペクト比（縦横比）の設定を変えたり、タ
ービン翼の表面に向かうに従い断面積の広がるディフュ
ーザ部分を設ける、というように断面形状を種々改良し
たものが知られている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、フィル
ム冷却孔の断面形状と冷却性能との関係は不明な点が多
く、前記改良によっても冷却性能をある程度向上させる
ことができるものの、更に冷却性能を高め、ガスタービ
ン効率を向上させるには一定の限界があった。
ム冷却孔の断面形状と冷却性能との関係は不明な点が多
く、前記改良によっても冷却性能をある程度向上させる
ことができるものの、更に冷却性能を高め、ガスタービ
ン効率を向上させるには一定の限界があった。
【０００８】一方、発明者らは、図５に示すように、フ
ィルム冷却孔１の矩形断面のアスペクト比を側部側の内
壁面１ａ，１ａよりも燃焼ガスＧの流れの上下流側に対
応する内壁面１ｂ，１ｂの方を大きく設定した場合に
は、冷却空気２によって構造部材の表面３に形成される
薄膜が、上向きおよび下向きに付勢されていることを確
認している。
ィルム冷却孔１の矩形断面のアスペクト比を側部側の内
壁面１ａ，１ａよりも燃焼ガスＧの流れの上下流側に対
応する内壁面１ｂ，１ｂの方を大きく設定した場合に
は、冷却空気２によって構造部材の表面３に形成される
薄膜が、上向きおよび下向きに付勢されていることを確
認している。
【０００９】すなわち、構造部材の表面３近傍における
側部側の内壁面１ａ，１ａの周辺には渦４，４が、ま
た、構造部材の表面３における内壁面１ｂ，１ｂの長さ
方向中央部周辺から上方に離間した上層域には、これら
渦４，４とは反対の方向に回転する渦５，５が形成され
ている。
側部側の内壁面１ａ，１ａの周辺には渦４，４が、ま
た、構造部材の表面３における内壁面１ｂ，１ｂの長さ
方向中央部周辺から上方に離間した上層域には、これら
渦４，４とは反対の方向に回転する渦５，５が形成され
ている。
【００１０】この渦４，４は、内壁面１ｂ，１ｂの長さ
方向中央部付近で流向を同じくして上向きの流れを強め
合い、これにより、前記薄膜は構造部材の表面３から離
されるように上向きに付勢される。
方向中央部付近で流向を同じくして上向きの流れを強め
合い、これにより、前記薄膜は構造部材の表面３から離
されるように上向きに付勢される。
【００１１】また、渦５，５は内壁面１ｂ，１ｂの長さ
方向中央部付近で流向を同じくして下向きの流れを強め
合い、これにより、前記薄膜は構造部材の表面３に押し
付けられるように下向きに付勢される。
方向中央部付近で流向を同じくして下向きの流れを強め
合い、これにより、前記薄膜は構造部材の表面３に押し
付けられるように下向きに付勢される。
【００１２】そして、発明者らは、この渦５，５による
下向きの付勢力が、渦４，４による上向きの付勢力と比
べると弱く、その結果、渦４，４によって構造部材の表
面３に沿う薄膜の形成が阻害されているということを確
認している。
下向きの付勢力が、渦４，４による上向きの付勢力と比
べると弱く、その結果、渦４，４によって構造部材の表
面３に沿う薄膜の形成が阻害されているということを確
認している。
【００１３】本発明は、上記事情に鑑みてなされたもの
で、冷却空気の薄膜を構造部材の表面に向けて付勢する
ような渦の発生を促進することにより、冷却性能の向上
を図ることのできるフィルム冷却孔を提供することを目
的とする。
で、冷却空気の薄膜を構造部材の表面に向けて付勢する
ような渦の発生を促進することにより、冷却性能の向上
を図ることのできるフィルム冷却孔を提供することを目
的とする。
【００１４】
【課題を解決するための手段】本発明は、前記課題を解
決するために以下の構成を採用した。すなわち、請求項
１記載のフィルム冷却孔は、燃焼ガスの流路に面する構
造部材に形成され、かつ冷却空気を噴出させるフィルム
冷却孔であって、前記燃焼ガスの流れの上流側に対応す
る内壁面部分が、該流れの下流側に突出して形成されて
いることを特徴とするものである。
決するために以下の構成を採用した。すなわち、請求項
１記載のフィルム冷却孔は、燃焼ガスの流路に面する構
造部材に形成され、かつ冷却空気を噴出させるフィルム
冷却孔であって、前記燃焼ガスの流れの上流側に対応す
る内壁面部分が、該流れの下流側に突出して形成されて
いることを特徴とするものである。
【００１５】また、請求項２記載のフィルム冷却孔は、
請求項１記載のフィルム冷却孔において、前記内壁面部
分の突出部が、断面円弧状に形成されていることを特徴
とするものである。
請求項１記載のフィルム冷却孔において、前記内壁面部
分の突出部が、断面円弧状に形成されていることを特徴
とするものである。
【００１６】
【発明の実施の形態】以下、本発明の構造部材としてタ
ービン翼を用いた場合の一実施形態について、図１から
図４を参照しながら説明する。これらの図において、符
号１１はタービン翼、１２はフィルム冷却孔、１３は突
出部である。
ービン翼を用いた場合の一実施形態について、図１から
図４を参照しながら説明する。これらの図において、符
号１１はタービン翼、１２はフィルム冷却孔、１３は突
出部である。
【００１７】このタービン翼１１は、図４に示すよう
に、その内部にスパン方向に沿って形成された冷却空気
流路１４と、この冷却空気流路１４と翼表面１１Ａとを
連通するフィルム冷却孔１２とを備えている。このフィ
ルム冷却孔１２の配置および個数は、所望の冷却性能お
よびタービン効率に応じて適宜設定される。
に、その内部にスパン方向に沿って形成された冷却空気
流路１４と、この冷却空気流路１４と翼表面１１Ａとを
連通するフィルム冷却孔１２とを備えている。このフィ
ルム冷却孔１２の配置および個数は、所望の冷却性能お
よびタービン効率に応じて適宜設定される。
【００１８】また、フィルム冷却孔１２は、図１および
図２に示すように、長辺部が燃焼ガスＧの流れの上流側
および下流側に対応する略矩形断面に形成され、また、
図３に示すように、タービン翼１１の内側から翼表面１
１Ａに向かうに従い燃焼ガスＧの流れの下流側に傾斜す
る方向に穿孔されている。
図２に示すように、長辺部が燃焼ガスＧの流れの上流側
および下流側に対応する略矩形断面に形成され、また、
図３に示すように、タービン翼１１の内側から翼表面１
１Ａに向かうに従い燃焼ガスＧの流れの下流側に傾斜す
る方向に穿孔されている。
【００１９】さらに、フィルム冷却孔１２には、燃焼ガ
スＧの流れの上流側に対応する内壁面部分１２ａが、該
流れの下流側に突出するように形成されている。また、
この内壁面部分１２ａに形成された突出部１３は、フィ
ルム冷却孔１２を翼表面１１Ａに沿う平面で切断した横
断面が円弧状となるように形成されている。
スＧの流れの上流側に対応する内壁面部分１２ａが、該
流れの下流側に突出するように形成されている。また、
この内壁面部分１２ａに形成された突出部１３は、フィ
ルム冷却孔１２を翼表面１１Ａに沿う平面で切断した横
断面が円弧状となるように形成されている。
【００２０】このような突出部１３を内壁面部分１２ａ
に形成すると、翼表面１１Ａ近傍における突出部１３の
壁面部１３ａの周辺では、図５に示した渦６，６と同じ
方向に回転する渦１５，１５が形成されて冷却空気１６
の薄膜１７が下向きに付勢され、図３に示すように、翼
表面１１Ａに沿うような薄膜１７の形成が促進される。
に形成すると、翼表面１１Ａ近傍における突出部１３の
壁面部１３ａの周辺では、図５に示した渦６，６と同じ
方向に回転する渦１５，１５が形成されて冷却空気１６
の薄膜１７が下向きに付勢され、図３に示すように、翼
表面１１Ａに沿うような薄膜１７の形成が促進される。
【００２１】また、突出部１３の前記横断面を円弧状に
形成したのは、前記渦１５，１５が強過ぎると、燃焼ガ
スＧを巻き込んで、かえって冷却性能の低下を来すおそ
れが生じる場合があるので、このようなことをなくすた
めである。
形成したのは、前記渦１５，１５が強過ぎると、燃焼ガ
スＧを巻き込んで、かえって冷却性能の低下を来すおそ
れが生じる場合があるので、このようなことをなくすた
めである。
【００２２】上記構成のフィルム冷却孔１２によれば、
図３に示すように、ガスタービンエンジン本体内に取り
込まれて冷却空気流路１４に送り込まれた冷却空気１６
は、フィルム冷却孔１２から翼表面１１Ａに噴出される
と、燃焼ガスＧの噴流によって該翼表面１１Ａに沿って
薄膜１７を形成する方向に向きを変える。
図３に示すように、ガスタービンエンジン本体内に取り
込まれて冷却空気流路１４に送り込まれた冷却空気１６
は、フィルム冷却孔１２から翼表面１１Ａに噴出される
と、燃焼ガスＧの噴流によって該翼表面１１Ａに沿って
薄膜１７を形成する方向に向きを変える。
【００２３】ここで、フィルム冷却孔１２の矩形断面に
おいて短辺部分に対応する側壁部１２ｂ，１２ｂ周辺で
は、前記薄膜１７を上向きに付勢する渦１８，１８が形
成されているが、突出部１３の壁面部１３ａの周辺に形
成される渦１５，１５の発生が促進され、これにより薄
膜１７は下向きに強く付勢されている。
おいて短辺部分に対応する側壁部１２ｂ，１２ｂ周辺で
は、前記薄膜１７を上向きに付勢する渦１８，１８が形
成されているが、突出部１３の壁面部１３ａの周辺に形
成される渦１５，１５の発生が促進され、これにより薄
膜１７は下向きに強く付勢されている。
【００２４】したがって、本実施形態のフィルム冷却孔
１２によれば、冷却空気１６による薄膜１７がタービン
翼１１の翼表面１１Ａに沿って形成されることになり、
部分的な過熱または過冷却を防止して効果的な冷却を行
うことができる。
１２によれば、冷却空気１６による薄膜１７がタービン
翼１１の翼表面１１Ａに沿って形成されることになり、
部分的な過熱または過冷却を防止して効果的な冷却を行
うことができる。
【００２５】また、冷却性能の向上に伴って、タービン
翼１１の入口温度を高めることができ、しかも、冷却に
必要な冷却空気量を低減することができるので、ガスタ
ービンの効率を飛躍的に向上させることができる。
翼１１の入口温度を高めることができ、しかも、冷却に
必要な冷却空気量を低減することができるので、ガスタ
ービンの効率を飛躍的に向上させることができる。
【００２６】
【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
によれば、次のような効果を奏することができる。すな
わち、燃焼ガスの流れの上流側に対応する内壁面部分
を、該流れの下流側に突出するように形成したことによ
り、冷却空気の薄膜を構造部材の表面に向けて付勢する
渦の発生が促進され、部分的な過熱または過冷却を防止
して効果的な冷却を行うことができる。
によれば、次のような効果を奏することができる。すな
わち、燃焼ガスの流れの上流側に対応する内壁面部分
を、該流れの下流側に突出するように形成したことによ
り、冷却空気の薄膜を構造部材の表面に向けて付勢する
渦の発生が促進され、部分的な過熱または過冷却を防止
して効果的な冷却を行うことができる。
【００２７】よって、冷却性能の向上に伴って、燃焼ガ
スの構造部材への入口温度を高めることができるととも
に、冷却に必要な冷却空気量も低減することもでき、ガ
スタービンの効率を飛躍的に向上させることができる。
スの構造部材への入口温度を高めることができるととも
に、冷却に必要な冷却空気量も低減することもでき、ガ
スタービンの効率を飛躍的に向上させることができる。
【００２８】また、内壁面部分の突出部を断面円弧状に
形成すれば、冷却空気の薄膜を構造部材の表面に向けて
付勢する渦が強過ぎることによって生じ得る該渦への燃
焼ガスの巻き込みを抑制して、冷却性能の低下を効果的
に防止することができる。
形成すれば、冷却空気の薄膜を構造部材の表面に向けて
付勢する渦が強過ぎることによって生じ得る該渦への燃
焼ガスの巻き込みを抑制して、冷却性能の低下を効果的
に防止することができる。
【図１】 本発明のフィルム冷却孔の一実施形態から噴
出した冷却空気によって発生した渦の状態を示す斜視図
である。
出した冷却空気によって発生した渦の状態を示す斜視図
である。
【図２】 同フィルム冷却孔を示す平面図である。
【図３】 同フィルム冷却孔が形成されたタービン翼の
一部を拡大した断面図である。
一部を拡大した断面図である。
【図４】 同フィルム冷却孔が形成されたタービン翼の
断面図である。
断面図である。
【図５】 従来のフィルム冷却孔の一例から噴出した冷
却空気によって発生した渦の状態を示す斜視図である。
却空気によって発生した渦の状態を示す斜視図である。
Ｇ 燃焼ガス １１ タービン翼（構造部材） １２ フィルム冷却孔 １２ａ 燃焼ガスの流れの上流側に対応する内壁面部分 １３ 突出部 １６ 冷却空気
Claims (2)
- 【請求項１】 燃焼ガスの流路に面する構造部材に形成
され、かつ冷却空気を噴出させるフィルム冷却孔であっ
て、 前記燃焼ガスの流れの上流側に対応する内壁面部分が、
該流れの下流側に突出して形成されていることを特徴と
するフィルム冷却孔。 - 【請求項２】 前記内壁面部分の突出部が、断面円弧状
に形成されていることを特徴とする請求項１記載のフィ
ルム冷却孔。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21680997A JPH1162507A (ja) | 1997-08-11 | 1997-08-11 | フィルム冷却孔 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21680997A JPH1162507A (ja) | 1997-08-11 | 1997-08-11 | フィルム冷却孔 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1162507A true JPH1162507A (ja) | 1999-03-05 |
Family
ID=16694236
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP21680997A Pending JPH1162507A (ja) | 1997-08-11 | 1997-08-11 | フィルム冷却孔 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1162507A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008163942A (ja) * | 2006-12-26 | 2008-07-17 | General Electric Co <Ge> | 後縁スロット流量を減少させた翼形及び翼形の製造方法 |
| JP2013083272A (ja) * | 2005-03-30 | 2013-05-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン用高温部材 |
| JP2014148938A (ja) * | 2013-02-01 | 2014-08-21 | Siemens Ag | ターボ機械のためのフィルム冷却されるタービンブレード |
| CN104364581A (zh) * | 2012-06-13 | 2015-02-18 | 通用电气公司 | 燃气涡轮发动机壁 |
| JP2017082617A (ja) * | 2015-10-26 | 2017-05-18 | 三菱重工業株式会社 | ロケットノズル及びこれを備えたロケットエンジン |
-
1997
- 1997-08-11 JP JP21680997A patent/JPH1162507A/ja active Pending
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013083272A (ja) * | 2005-03-30 | 2013-05-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン用高温部材 |
| JP2008163942A (ja) * | 2006-12-26 | 2008-07-17 | General Electric Co <Ge> | 後縁スロット流量を減少させた翼形及び翼形の製造方法 |
| CN104364581A (zh) * | 2012-06-13 | 2015-02-18 | 通用电气公司 | 燃气涡轮发动机壁 |
| CN104364581B (zh) * | 2012-06-13 | 2016-05-18 | 通用电气公司 | 燃气涡轮发动机壁 |
| US10386069B2 (en) | 2012-06-13 | 2019-08-20 | General Electric Company | Gas turbine engine wall |
| JP2014148938A (ja) * | 2013-02-01 | 2014-08-21 | Siemens Ag | ターボ機械のためのフィルム冷却されるタービンブレード |
| JP2017082617A (ja) * | 2015-10-26 | 2017-05-18 | 三菱重工業株式会社 | ロケットノズル及びこれを備えたロケットエンジン |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Effective date: 20040604 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Effective date: 20061010 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Effective date: 20061016 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Effective date: 20070306 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 |