JPH1172005A - 中空のガスタービン羽根の前方縁部領域のための冷却機構 - Google Patents
中空のガスタービン羽根の前方縁部領域のための冷却機構Info
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- JPH1172005A JPH1172005A JP10200528A JP20052898A JPH1172005A JP H1172005 A JPH1172005 A JP H1172005A JP 10200528 A JP10200528 A JP 10200528A JP 20052898 A JP20052898 A JP 20052898A JP H1172005 A JPH1172005 A JP H1172005A
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- Japan
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- blade
- passage
- cooling mechanism
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- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims description 24
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 13
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 230000001771 impaired effect Effects 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F01D5/187—Convection cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【解決手段】 中空のガスタービン羽根の前方縁部領域
のための冷却機構において、厚肉の羽根前方縁部５の内
部を羽根基部から羽根先端まで延びる通路１０が羽根高
さにわたって縦方向に流過されるようになっていてか
つ、変化した横断面を有するように形成されている。 【効果】 通路の横断面の選択、孔の数及び寸法によ
り、前方縁部における熱伝達係数に任意に影響を及ぼす
手段が得られる。
のための冷却機構において、厚肉の羽根前方縁部５の内
部を羽根基部から羽根先端まで延びる通路１０が羽根高
さにわたって縦方向に流過されるようになっていてか
つ、変化した横断面を有するように形成されている。 【効果】 通路の横断面の選択、孔の数及び寸法によ
り、前方縁部における熱伝達係数に任意に影響を及ぼす
手段が得られる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は中空のガスタービン
羽根の前方縁部領域のための冷却機構であって、厚肉の
羽根前方縁部の内部を通路が羽根基部から羽根先端まで
通路が延びていてかつ、羽根前方縁部内に設けられた多
数の孔を介して、冷却媒体により流過される主通路に連
通している形式のものに関する。
羽根の前方縁部領域のための冷却機構であって、厚肉の
羽根前方縁部の内部を通路が羽根基部から羽根先端まで
通路が延びていてかつ、羽根前方縁部内に設けられた多
数の孔を介して、冷却媒体により流過される主通路に連
通している形式のものに関する。
【０００２】
【従来の技術】冷却媒体として液体、蒸気又は空気を使
用する中空の内部冷却式タービン羽根は公知である。問
題点が特に羽根の前方縁部領域の冷却にある。
用する中空の内部冷却式タービン羽根は公知である。問
題点が特に羽根の前方縁部領域の冷却にある。
【０００３】冒頭に述べた形式の冷却機構はドイツ連邦
共和国特許公開Ａ１２７０３８１５号公報から公知であ
る。この場合、羽根が前方縁部領域内に主通路を有して
おり、主通路が羽根の内壁に支持された挿入体により形
成されている。前方縁部領域（前方縁部部分）は厚肉(v
erdickt)に形成されていて、中空室を取り囲んでいる。
厚肉の前方縁部領域は羽根基部にも、羽根先端にも結合
されていて、特にねじりに対する補強に役立っている。
中空室は高さにわたって複数の孔を介して、縦方向に流
過される主通路から冷却媒体を供給される。この場合、
前方縁部の内壁は中空室の領域内で衝突冷却(prallkueh
len)される。中空室は本来の前方縁部に外壁へ通じる貫
通孔を備えている。従って、該貫通孔を介してタービン
通路内へ流出する冷却媒体が、前方縁部領域のフィルム
冷却(Filmkuehlung)を生ぜしめる。主通路から中空室へ
の孔は、引き続き行われるフィルム冷却のために必要な
圧力降下を生じるように寸法決めされている。
共和国特許公開Ａ１２７０３８１５号公報から公知であ
る。この場合、羽根が前方縁部領域内に主通路を有して
おり、主通路が羽根の内壁に支持された挿入体により形
成されている。前方縁部領域（前方縁部部分）は厚肉(v
erdickt)に形成されていて、中空室を取り囲んでいる。
厚肉の前方縁部領域は羽根基部にも、羽根先端にも結合
されていて、特にねじりに対する補強に役立っている。
中空室は高さにわたって複数の孔を介して、縦方向に流
過される主通路から冷却媒体を供給される。この場合、
前方縁部の内壁は中空室の領域内で衝突冷却(prallkueh
len)される。中空室は本来の前方縁部に外壁へ通じる貫
通孔を備えている。従って、該貫通孔を介してタービン
通路内へ流出する冷却媒体が、前方縁部領域のフィルム
冷却(Filmkuehlung)を生ぜしめる。主通路から中空室へ
の孔は、引き続き行われるフィルム冷却のために必要な
圧力降下を生じるように寸法決めされている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は、冒頭
に述べた形式の冷却機構を改善して、前方縁部が付加的
なフィルム冷却なしに純粋な対流により冷却されるよう
にすることである。
に述べた形式の冷却機構を改善して、前方縁部が付加的
なフィルム冷却なしに純粋な対流により冷却されるよう
にすることである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】前記課題を解決するため
に本発明に基づく構成では、通路が羽根高さにわたって
縦方向に流過されるようになっていてかつ、変化した横
断面(variabler Querschnitt)を有するように形成され
ている。
に本発明に基づく構成では、通路が羽根高さにわたって
縦方向に流過されるようになっていてかつ、変化した横
断面(variabler Querschnitt)を有するように形成され
ている。
【０００６】
【発明の効果】通路が羽根高さにわたって縦方向に流過
されるようになっていてかつ、変化した横断面を有する
ように形成されていることに基づき、横断面の選択並び
に、孔の数及び寸法により、前方縁部における熱伝達係
数に任意に影響を及ぼすことができる。
されるようになっていてかつ、変化した横断面を有する
ように形成されていることに基づき、横断面の選択並び
に、孔の数及び寸法により、前方縁部における熱伝達係
数に任意に影響を及ぼすことができる。
【０００７】シュラウドリングを備えた羽根の場合に
は、通路が上側の端部で、シュラウドリングの下側に設
けられた室内へ移行しており、該室が、主通路内の圧力
に比べて低い圧力の圧力源に作用接続されていると有利
である。
は、通路が上側の端部で、シュラウドリングの下側に設
けられた室内へ移行しており、該室が、主通路内の圧力
に比べて低い圧力の圧力源に作用接続されていると有利
である。
【０００８】
【発明の実施の形態】次に、内部冷却式ガスタービン羽
根につき本発明の１実施例を図面に則して説明する。
根につき本発明の１実施例を図面に則して説明する。
【０００９】図面には本発明の理解にとって重要なエレ
メントだけが示されている。関与する媒体の流れ方向は
矢印をもって示されている。
メントだけが示されている。関与する媒体の流れ方向は
矢印をもって示されている。
【００１０】図１に示す鋳造された羽根は３つの内室
ａ，ｂ，ｃを備えており、これらの内室は冷却媒体、例
えば空気により図平面に対して垂直方向に貫流される。
この場合、羽根輪郭を形成する壁Ｗ（該壁の外側に沿っ
て熱ガスが流過する）の内面が冷却媒体により流過さ
れ、熱を冷却媒体に放出する。通常は、少なくとも前方
の２つの室ａ，ｂ内に、ここには図示してない多数の補
助手段、例えば案内リブ、流れ通路、衝突冷却のための
挿入体及び類似のものが壁冷却の改善のために設けられ
ていてよい。シュラウドリング(Deckplatte)１１を備え
た回転羽根の実施例では、冷却媒体が複数の経路で内室
ａ，ｂ，ｃを通って循環して、例えば図示してない羽根
後方縁部を介してタービン通路内へ排出される。前方の
室ａ内には、本来の前方縁部(Vorderkante)の問題の領
域があり、該前方縁部は熱ガスの流れを直接に受け、従
って特別に周到な冷却を必要とする。
ａ，ｂ，ｃを備えており、これらの内室は冷却媒体、例
えば空気により図平面に対して垂直方向に貫流される。
この場合、羽根輪郭を形成する壁Ｗ（該壁の外側に沿っ
て熱ガスが流過する）の内面が冷却媒体により流過さ
れ、熱を冷却媒体に放出する。通常は、少なくとも前方
の２つの室ａ，ｂ内に、ここには図示してない多数の補
助手段、例えば案内リブ、流れ通路、衝突冷却のための
挿入体及び類似のものが壁冷却の改善のために設けられ
ていてよい。シュラウドリング(Deckplatte)１１を備え
た回転羽根の実施例では、冷却媒体が複数の経路で内室
ａ，ｂ，ｃを通って循環して、例えば図示してない羽根
後方縁部を介してタービン通路内へ排出される。前方の
室ａ内には、本来の前方縁部(Vorderkante)の問題の領
域があり、該前方縁部は熱ガスの流れを直接に受け、従
って特別に周到な冷却を必要とする。
【００１１】図２乃至図５は中空のガスタービン羽根の
前方縁部領域(Vorderkantenbereich)のための冷却機構
を示している。羽根基部１から羽根先端２まで、縦方向
に流過される主通路(Hauptkanal)３を延在させてあり、
該主通路が図１の室ａに対応している。主通路３は羽根
ブレード４の領域内で前方縁部５の内壁、吸込側６の内
壁、吐出側７の内壁及び、吐出側を吸込側に結合するウ
エブ８により制限されている。
前方縁部領域(Vorderkantenbereich)のための冷却機構
を示している。羽根基部１から羽根先端２まで、縦方向
に流過される主通路(Hauptkanal)３を延在させてあり、
該主通路が図１の室ａに対応している。主通路３は羽根
ブレード４の領域内で前方縁部５の内壁、吸込側６の内
壁、吐出側７の内壁及び、吐出側を吸込側に結合するウ
エブ８により制限されている。
【００１２】羽根の厚肉の前方縁部５の内部を通路(Kan
al)１０が羽根基部から羽根先端まで延びている。明ら
かなように、該通路は必要に応じて羽根基部まで達して
いなくてよい。通路１０の下端部が半径方向外側へいく
らか離れて位置し、例えば羽根の中央の高さのちょうど
下側から始まっていてよく、そこでは通常は羽根の最も
強い熱負荷が生じる。
al)１０が羽根基部から羽根先端まで延びている。明ら
かなように、該通路は必要に応じて羽根基部まで達して
いなくてよい。通路１０の下端部が半径方向外側へいく
らか離れて位置し、例えば羽根の中央の高さのちょうど
下側から始まっていてよく、そこでは通常は羽根の最も
強い熱負荷が生じる。
【００１３】通路１０は羽根先端で、シュラウドリング
１１の下側を延びる室１２に移行している。該室は図示
してない羽根後方縁部まで達しており、羽根後方縁部は
少なくとも室領域で、流過されるガスタービン通路へ向
かって開いている。羽根後方縁部に生じる圧力は、いか
なる場合にも、縦方向に流過される主通路３内の圧力に
比べて小さく、通路１０内に作用している。このような
圧力差に基づき、通路１０内に存在する媒体が羽根後方
縁部へ向かって流出する。
１１の下側を延びる室１２に移行している。該室は図示
してない羽根後方縁部まで達しており、羽根後方縁部は
少なくとも室領域で、流過されるガスタービン通路へ向
かって開いている。羽根後方縁部に生じる圧力は、いか
なる場合にも、縦方向に流過される主通路３内の圧力に
比べて小さく、通路１０内に作用している。このような
圧力差に基づき、通路１０内に存在する媒体が羽根後方
縁部へ向かって流出する。
【００１４】もちろん媒体を駆動する圧力差のために、
後方縁部圧力が通路１０に作用させられる必要は必ずし
もない。室１２が、一般的に２つのシュラウドリングセ
レーション又はシール条片間でシュラウドリングの上側
のラビリンスシール内に設けられた渦室(Wirbelkammer)
と作用接続されていてもよい。
後方縁部圧力が通路１０に作用させられる必要は必ずし
もない。室１２が、一般的に２つのシュラウドリングセ
レーション又はシール条片間でシュラウドリングの上側
のラビリンスシール内に設けられた渦室(Wirbelkammer)
と作用接続されていてもよい。
【００１５】通路１０は、羽根前方縁部の内部領域内に
設けられた多数の孔９を介して、冷却媒体により縦方向
に流過される主通路３に連通している。このことによっ
て、主通路３内を羽根前方縁部に沿って流れる媒体の一
部が、前述の圧力差により助成されて、孔９を介して通
路１０内へ流入し、そこで衝突噴流(Prallstrahl)とし
て通路内壁にぶつかる。半径方向外側に進むのに伴っ
て、ますます多くの冷却空気(Kuehlluft)が通路１０内
に達する。羽根ブレードの高さにわたってある程度均一
な金属温度を達成するために、通路１０の縦方向で流過
する冷却媒体(Kuehlmittel)の少なくともほぼ一様な速
度を可能にする手段が講じられる。このために通路が半
径方向で拡大される。
設けられた多数の孔９を介して、冷却媒体により縦方向
に流過される主通路３に連通している。このことによっ
て、主通路３内を羽根前方縁部に沿って流れる媒体の一
部が、前述の圧力差により助成されて、孔９を介して通
路１０内へ流入し、そこで衝突噴流(Prallstrahl)とし
て通路内壁にぶつかる。半径方向外側に進むのに伴っ
て、ますます多くの冷却空気(Kuehlluft)が通路１０内
に達する。羽根ブレードの高さにわたってある程度均一
な金属温度を達成するために、通路１０の縦方向で流過
する冷却媒体(Kuehlmittel)の少なくともほぼ一様な速
度を可能にする手段が講じられる。このために通路が半
径方向で拡大される。
【００１６】図３、図４及び図５から明らかなように、
流過される通路の横断面（流過横断面）が羽根基部から
羽根先端まで次第に、それもそれぞれ新たに流入する衝
突噴流に関連して増大している。孔９のピッチ、数及び
寸法の選択に応じて、横断面の増大は連続的若しくは非
連続的であってよい。横断面の増大にとって重要なこと
は、いかなる場合にも通路１０内の縦方向流れの速度に
対するそれぞれの衝突噴流の速度の比が大きくなってい
ることである。これによって、流出する空気が衝突噴流
の作用に悪影響を及ぼすことが避けられる。
流過される通路の横断面（流過横断面）が羽根基部から
羽根先端まで次第に、それもそれぞれ新たに流入する衝
突噴流に関連して増大している。孔９のピッチ、数及び
寸法の選択に応じて、横断面の増大は連続的若しくは非
連続的であってよい。横断面の増大にとって重要なこと
は、いかなる場合にも通路１０内の縦方向流れの速度に
対するそれぞれの衝突噴流の速度の比が大きくなってい
ることである。これによって、流出する空気が衝突噴流
の作用に悪影響を及ぼすことが避けられる。
【００１７】図５から明らかなように、羽根先端領域内
では同じ半径平面に複数の孔９を互いに並べて設けて、
前方縁部の比較的広い領域にわたって衝突作用(Prallwi
rkung)を生ぜしめてよい。
では同じ半径平面に複数の孔９を互いに並べて設けて、
前方縁部の比較的広い領域にわたって衝突作用(Prallwi
rkung)を生ぜしめてよい。
【００１８】実験から明らかなように、本発明に基づく
新規な手段によって、熱伝達係数が平らで平滑な基準通
路に比べて１０ｘまで増大できる。本発明に基づく新規
な手段を有しない三角形通路(Dreieckskanal)ａに比べ
て、熱伝達係数はさらに高められる。このような状況に
より、前方縁部における、相応の流動損失を伴う公知の
フィルム冷却が多くの場合に省略できる。
新規な手段によって、熱伝達係数が平らで平滑な基準通
路に比べて１０ｘまで増大できる。本発明に基づく新規
な手段を有しない三角形通路(Dreieckskanal)ａに比べ
て、熱伝達係数はさらに高められる。このような状況に
より、前方縁部における、相応の流動損失を伴う公知の
フィルム冷却が多くの場合に省略できる。
【００１９】前述の高められた熱伝達係数が、縦方向流
及び衝突流によって対流式に冷却されるノーズにとって
適している。高められた熱伝達係数は、前方縁部の後方
領域内でも主通路３から孔９内への流出流によって前方
縁部の後方領域内の流れの強さを増大させることに基づ
き達成される。新規な手段を有しない平滑な三角形通路
ａに比べて、著しく多量の冷却媒体が、孔を備える通路
壁に沿って流れて、相応に効果的な冷却を行う。
及び衝突流によって対流式に冷却されるノーズにとって
適している。高められた熱伝達係数は、前方縁部の後方
領域内でも主通路３から孔９内への流出流によって前方
縁部の後方領域内の流れの強さを増大させることに基づ
き達成される。新規な手段を有しない平滑な三角形通路
ａに比べて、著しく多量の冷却媒体が、孔を備える通路
壁に沿って流れて、相応に効果的な冷却を行う。
【００２０】前方縁部の、異物の衝突による万一の損傷
の場合にも、主通路３の機能は損なわれない。この場
合、損傷を受けた部分は隣接の孔９を介してフィルム冷
却される。
の場合にも、主通路３の機能は損なわれない。この場
合、損傷を受けた部分は隣接の孔９を介してフィルム冷
却される。
【００２１】例えば羽根輪郭形状に相応する形の室１２
の上側で、シュラウドリングの内壁がリブを備えていて
よい。このような手段により、流出する空気がシュラウ
ドリングの冷却のためにも寄与する。
の上側で、シュラウドリングの内壁がリブを備えていて
よい。このような手段により、流出する空気がシュラウ
ドリングの冷却のためにも寄与する。
【図１】羽根の横断面図
【図２】前方縁部領域の縦断面図
【図３】図１の羽根の前方縁部領域の羽根基部の横断面
図
図
【図４】前方縁部の中央の羽根高さの横断面図
【図５】前方縁部の羽根先端の横断面図
１ 羽根基部、 ２ 羽根先端、 ３ 主通路、 ４
羽根ブレード、 ５前方縁部、 ６ 吸込側、 ７ 吐
出側、 ８ ウエブ、 ａ，ｂ，ｃ 羽根の内室、 Ｗ
羽根壁
羽根ブレード、 ５前方縁部、 ６ 吸込側、 ７ 吐
出側、 ８ ウエブ、 ａ，ｂ，ｃ 羽根の内室、 Ｗ
羽根壁
Claims (5)
- 【請求項１】 中空のガスタービン羽根の前方縁部領域
のための冷却機構であって、厚肉の羽根前方縁部（５）
の内部を通路（１０）が羽根基部（１）から羽根先端
（２）まで延びていてかつ、羽根前方縁部内に設けられ
た多数の孔（９）を介して、冷却媒体により流過される
主通路（３）に連通している形式のものにおいて、通路
（１０）が羽根高さにわたって縦方向に流過されるよう
になっていてかつ、変化した横断面を有するように形成
されていることを特徴とする、中空のガスタービン羽根
の前方縁部領域のための冷却機構。 - 【請求項２】 通路（１０）の横断面が冷却媒体の流れ
方向で羽根基部から羽根先端まで連続的に増大している
請求項１記載の冷却機構。 - 【請求項３】 主通路（３）が直接に、前方縁部（５）
の内壁、吸込側（６）の内壁及び吐出側（７）の内壁並
びに、吐出側を吸込側に結合するウエブ（８）により制
限されている請求項１記載の冷却機構。 - 【請求項４】 羽根がシュラウドリング（１１）を備え
ており、通路（１０）が上側の端部で、シュラウドリン
グの下側に設けられた室（１２）内へ移行しており、該
室が、主通路内の圧力に比べて低い圧力の圧力源に作用
接続されている請求項１記載の冷却機構。 - 【請求項５】 シュラウドリング（１１）が室（１２）
に面した側にリブを備えている請求項４記載の冷却機
構。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP97810492A EP0892151A1 (de) | 1997-07-15 | 1997-07-15 | Kühlsystem für den Vorderkantenbereich einer hohlen Gasturbinenschaufel |
| CH97810492.5 | 1997-07-15 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1172005A true JPH1172005A (ja) | 1999-03-16 |
Family
ID=8230305
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10200528A Pending JPH1172005A (ja) | 1997-07-15 | 1998-07-15 | 中空のガスタービン羽根の前方縁部領域のための冷却機構 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6168380B1 (ja) |
| EP (1) | EP0892151A1 (ja) |
| JP (1) | JPH1172005A (ja) |
| CN (1) | CN1113153C (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002004804A (ja) * | 2000-05-10 | 2002-01-09 | General Electric Co <Ge> | 衝突冷却翼形 |
| US20170114648A1 (en) * | 2015-10-27 | 2017-04-27 | General Electric Company | Turbine bucket having cooling passageway |
| US9885243B2 (en) | 2015-10-27 | 2018-02-06 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
| US10508554B2 (en) | 2015-10-27 | 2019-12-17 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
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| DE102007008319A1 (de) | 2007-02-16 | 2008-08-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren zur Prallluftkühlung für Gasturbinen |
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| CN102146810A (zh) * | 2010-02-10 | 2011-08-10 | 中国科学院工程热物理研究所 | 利用工质的超临界特性对高温涡轮叶片进行冷却的方法 |
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