JPS58170801A - タ−ビンの翼 - Google Patents
タ−ビンの翼Info
- Publication number
- JPS58170801A JPS58170801A JP5350882A JP5350882A JPS58170801A JP S58170801 A JPS58170801 A JP S58170801A JP 5350882 A JP5350882 A JP 5350882A JP 5350882 A JP5350882 A JP 5350882A JP S58170801 A JPS58170801 A JP S58170801A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling
- blade
- cooling fluid
- flow path
- blade body
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
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
-
- 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
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- 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
-
- 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
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明は、タービンの翼に係り、特に工業用タービン・
エンジンの第１段に使用されるような冷却を必要とする
タービンの翼に関する。
エンジンの第１段に使用されるような冷却を必要とする
タービンの翼に関する。
タービン台エンノン等では、一般に、燃焼するガスによ
って駆動されるタービン１青が、燃焼器へ空気を供給す
る送風機又は圧縮機を駆動する、自刃的駆動方式が採用
されている。かかるタービンの出力効率を高めるために
、最も有効な゛方法は、タービン入口における燃焼ガス
温ｔを高めることであるが、上記温度は、タービンの翼
を構成する材料の耐熱応力性或いは、高温酸化―腐貴等
に耐える能力により制限される。
って駆動されるタービン１青が、燃焼器へ空気を供給す
る送風機又は圧縮機を駆動する、自刃的駆動方式が採用
されている。かかるタービンの出力効率を高めるために
、最も有効な゛方法は、タービン入口における燃焼ガス
温ｔを高めることであるが、上記温度は、タービンの翼
を構成する材料の耐熱応力性或いは、高温酸化―腐貴等
に耐える能力により制限される。
そこで、従来は翼の内部に冷却流体を通流させる流路を
備え走対流式のタービンの翼が用いられている。しかし
、この対流式のタービンの翼にあっては所定のタービン
入口ガス温度に対して、タービン翼の温度を詐容値以内
に保つために使用される冷却流体の量が過大であ塾、満
足できるものではなかった。すなわち、冷却流体の量が
多いと、翼の温度は明らかに低下するが、逆に、翼の空
力損失が増大し、また、タービン出力効率も低下する７
、この丸め、少ない冷却流体で翼を良好に冷却できるも
のの出現が望まれているのが実状である。
備え走対流式のタービンの翼が用いられている。しかし
、この対流式のタービンの翼にあっては所定のタービン
入口ガス温度に対して、タービン翼の温度を詐容値以内
に保つために使用される冷却流体の量が過大であ塾、満
足できるものではなかった。すなわち、冷却流体の量が
多いと、翼の温度は明らかに低下するが、逆に、翼の空
力損失が増大し、また、タービン出力効率も低下する７
、この丸め、少ない冷却流体で翼を良好に冷却できるも
のの出現が望まれているのが実状である。
本発明は、このような事情に鑑みてなされたもので、そ
の目的とするところは、高度な冷却性能を有し７、また
、比較的安価に製造可能なタービンの翼を提供すること
にある。
の目的とするところは、高度な冷却性能を有し７、また
、比較的安価に製造可能なタービンの翼を提供すること
にある。
本発明に係るタービンの翼は、翼本体内に冷却流体を通
流させる独立した３つの冷却系統を有している。すなわ
ち、翼本体の前縁部側に設けられ良路１の冷却系統と、
中間部に設けられ良路２の冷却系統と、稜縁部側に設け
られ良路３の冷却系統とを有している。そして、各冷却
系統を通流し九冷却流体は、翼本体内を通流することに
よって翼本体から熱を奪った後、翼外へと排出される。
流させる独立した３つの冷却系統を有している。すなわ
ち、翼本体の前縁部側に設けられ良路１の冷却系統と、
中間部に設けられ良路２の冷却系統と、稜縁部側に設け
られ良路３の冷却系統とを有している。そして、各冷却
系統を通流し九冷却流体は、翼本体内を通流することに
よって翼本体から熱を奪った後、翼外へと排出される。
この排出に際して、特に第１、第２の冷却系統では、翼
本体の外面にフィルム状の冷却流体膜を形成する如く排
出する構成となっている。また、第３の冷却系統では、
翼本体の後縁部内を後縁部の＾さ方向に亘って冷却流体
をほぼ一様に通流させた後、後縁部外へ排出する構成と
なっている 〔発明の効果〕 上記のように３つの冷却系統に区分していゐので、各系
統への冷却流体供給圧力を一定とした場合、従来の翼の
ように１つの冷却系統だけを設けたものに較べて冷却流
体の流速を増加させることができ、この結果、従来の翼
に比較して対流による冷却効果を十分高めることができ
る。し友がって、結果的に従来の翼に較べて冷却流体の
供給圧力を低下でき、冷却流体の量の減少を図ることが
でき、空力損失の減少化ならびに効率の向上化を図るこ
とができる。また、第１および第２の冷却系統によって
翼の前縁部外面および中間部外面にフィルム状の冷却流
体膜を形成するようにしているので、上記膜によって翼
外函を直接冷却でき、また高温ガスが直接的に翼構成材
料に接触するのを抑制できる。
本体の外面にフィルム状の冷却流体膜を形成する如く排
出する構成となっている。また、第３の冷却系統では、
翼本体の後縁部内を後縁部の＾さ方向に亘って冷却流体
をほぼ一様に通流させた後、後縁部外へ排出する構成と
なっている 〔発明の効果〕 上記のように３つの冷却系統に区分していゐので、各系
統への冷却流体供給圧力を一定とした場合、従来の翼の
ように１つの冷却系統だけを設けたものに較べて冷却流
体の流速を増加させることができ、この結果、従来の翼
に比較して対流による冷却効果を十分高めることができ
る。し友がって、結果的に従来の翼に較べて冷却流体の
供給圧力を低下でき、冷却流体の量の減少を図ることが
でき、空力損失の減少化ならびに効率の向上化を図るこ
とができる。また、第１および第２の冷却系統によって
翼の前縁部外面および中間部外面にフィルム状の冷却流
体膜を形成するようにしているので、上記膜によって翼
外函を直接冷却でき、また高温ガスが直接的に翼構成材
料に接触するのを抑制できる。
し九がって、翼構成材料を良好に冷却できるので、冷却
流体の量を一層減少でき、崗一層の効率向上を図ること
ができる。
流体の量を一層減少でき、崗一層の効率向上を図ること
ができる。
嬉１図は本発明をタービンの動翼に適用した一実施例の
外観を示すものである。すなわち、この動翼は、大きく
分けて、翼本体１と、この翼本体１を支持する翼根部２
と、！ラットホーム部３とから構成されている１、 上記翼本体１、翼根部２、および！ラットホーム部１は
、翼本体ｌの先端壁Ｘ（第２図参ｊｌｌ）だけを残して
精密鋳造によって一体的に形成されたもので、上記先端
壁Ｘは連接あるいは拡散接合によって接合されている。
外観を示すものである。すなわち、この動翼は、大きく
分けて、翼本体１と、この翼本体１を支持する翼根部２
と、！ラットホーム部３とから構成されている１、 上記翼本体１、翼根部２、および！ラットホーム部１は
、翼本体ｌの先端壁Ｘ（第２図参ｊｌｌ）だけを残して
精密鋳造によって一体的に形成されたもので、上記先端
壁Ｘは連接あるいは拡散接合によって接合されている。
しかして、翼本体１内とＸ根部ｚ内とには、第２図およ
び第３図に示すように翼本体ｌの高さ方向に延びる３つ
の冷却流体系統１’ｌ 、 １ ｘ。
び第３図に示すように翼本体ｌの高さ方向に延びる３つ
の冷却流体系統１’ｌ 、 １ ｘ。
１３が仕切壁１４．１５によって形成されておｐｌこれ
ら冷却流体系統１１，１２，１３０翼根部１内に仁愛す
る端部は、図示しない回転軸に設けられ要冷却流体供給
路に接続されている。
ら冷却流体系統１１，１２，１３０翼根部１内に仁愛す
る端部は、図示しない回転軸に設けられ要冷却流体供給
路に接続されている。
上記仕切壁１４は、翼本体１の根本部近傍において２つ
の分岐！１１４ ｍ ＋ １４ ｂに分岐し、これら分
岐壁１４ｍ、１４ｂは前述した先端壁ＸＯ内画近くまで
延びている。そして、分岐壁１４ｍ、１４ｂ間には、こ
の分岐壁１４１゜１４にの間ＫＵ字形の流路１６ｔ１″
構成する壁１７が設けられている。
の分岐！１１４ ｍ ＋ １４ ｂに分岐し、これら分
岐壁１４ｍ、１４ｂは前述した先端壁ＸＯ内画近くまで
延びている。そして、分岐壁１４ｍ、１４ｂ間には、こ
の分岐壁１４１゜１４にの間ＫＵ字形の流路１６ｔ１″
構成する壁１７が設けられている。
しかして、前記第１の冷却系統１１は、翼根ｌ１ｌｌ１
２から翼本体１の先端部近傍まで嬌びるように前記仕切
＠１４と前縁＠Ｆの近傍に設けられ九仕切８１８とによ
って形成され圧電線状の流路１＃と、上記仕切壁１ｊと
前縁部ｙの外面との間に形成された空洞２０と、上記仕
切壁１１Ｋ複数設けられ九小孔２ノと、上記空洞２０と
前縁部Ｖの外面との間に存在する＠２２に複数設けられ
たフィルム冷却用の排出孔１３とで構成されている。し
たがって、゛この第１の冷却系統１１に供給され九冷却
流体は、翼機部２から流入し、流路１ｐを翼高さ方向に
流れ、先端壁Ｘ付近に適するが、その間に、仕切壁１ｇ
に設けられ九複数の小孔２１から空洞２０内に徐々に流
入し、さらに、壁２２に設けられた複数の排出孔２３を
通過して、翼列部に流出する。なお図中２４は流＄１９
の翼背側の内面および真腹側の内面の両者にそれぞれ突
設され、対流冷却効果を増進させるための攪拌ストリッ
プを示している、この第１図の冷却系統１１の冷却性能
は、主に、流路１９における対流冷却効果、冷却流体が
流路１９から小孔２１を通過し壁２２の内面に噴流とし
て衝央することによるインビンゾ冷却効果、排出孔２２
０内面の対流冷却効果、および上記排出孔２３を介して
翼列に吹出した冷却流体が、翼列表面すなわち、前縁部
ｒならびにこの前線部ｒの背側、腹側に沿って流れるこ
とによるフィルム冷却効果の相乗効果で与えられる。
２から翼本体１の先端部近傍まで嬌びるように前記仕切
＠１４と前縁＠Ｆの近傍に設けられ九仕切８１８とによ
って形成され圧電線状の流路１＃と、上記仕切壁１ｊと
前縁部ｙの外面との間に形成された空洞２０と、上記仕
切壁１１Ｋ複数設けられ九小孔２ノと、上記空洞２０と
前縁部Ｖの外面との間に存在する＠２２に複数設けられ
たフィルム冷却用の排出孔１３とで構成されている。し
たがって、゛この第１の冷却系統１１に供給され九冷却
流体は、翼機部２から流入し、流路１ｐを翼高さ方向に
流れ、先端壁Ｘ付近に適するが、その間に、仕切壁１ｇ
に設けられ九複数の小孔２１から空洞２０内に徐々に流
入し、さらに、壁２２に設けられた複数の排出孔２３を
通過して、翼列部に流出する。なお図中２４は流＄１９
の翼背側の内面および真腹側の内面の両者にそれぞれ突
設され、対流冷却効果を増進させるための攪拌ストリッ
プを示している、この第１図の冷却系統１１の冷却性能
は、主に、流路１９における対流冷却効果、冷却流体が
流路１９から小孔２１を通過し壁２２の内面に噴流とし
て衝央することによるインビンゾ冷却効果、排出孔２２
０内面の対流冷却効果、および上記排出孔２３を介して
翼列に吹出した冷却流体が、翼列表面すなわち、前縁部
ｒならびにこの前線部ｒの背側、腹側に沿って流れるこ
とによるフィルム冷却効果の相乗効果で与えられる。
しかして、前記第２の冷却系統１２は、仕切壁１４と１
ｊとの間に形成きれ真根部ｌから翼本体１の先端壁Ｘの
近傍まで延びた後、前記Ｕ字形の流路に通じた屈折流路
１１と、この屈折流路１ノを構成する翼本体ノの腹側の
壁に複数設けられ圧排出孔３２とを主体にして構成され
ている。したがって、この第２の冷却系統１２に導かれ
た冷却流体は、仕切壁１４と１５との間を真根部から翼
本体１の先端部へ向けて流れた後、前縁部儒回シにｉｓ
ｏ度リクリターン分岐壁１４ｂと壁１１との間を流れ、
その彼、翼本体１０機本部分において再び前縁部側口り
に１８０１ｊリターンして分岐壁１４ａと壁１７との間
を真先端部付近まで流れる。この間に、この屈折流路Ｊ
１を構成する翼本体１の腹側の壁に設けられた排出孔３
２から翼列へと流れる。
ｊとの間に形成きれ真根部ｌから翼本体１の先端壁Ｘの
近傍まで延びた後、前記Ｕ字形の流路に通じた屈折流路
１１と、この屈折流路１ノを構成する翼本体ノの腹側の
壁に複数設けられ圧排出孔３２とを主体にして構成され
ている。したがって、この第２の冷却系統１２に導かれ
た冷却流体は、仕切壁１４と１５との間を真根部から翼
本体１の先端部へ向けて流れた後、前縁部儒回シにｉｓ
ｏ度リクリターン分岐壁１４ｂと壁１１との間を流れ、
その彼、翼本体１０機本部分において再び前縁部側口り
に１８０１ｊリターンして分岐壁１４ａと壁１７との間
を真先端部付近まで流れる。この間に、この屈折流路Ｊ
１を構成する翼本体１の腹側の壁に設けられた排出孔３
２から翼列へと流れる。
なお、図中３３は＠１の冷却系統１１と同様に設けられ
友攪拌ストリップを示し、また３４は先端壁Ｘに設けら
れ圧排出孔を示している。この第２〜の冷却系統１２の
冷却性能は、屈折流路３１での対流冷却効果、排出孔１
２．１４内での対流冷却効果、排出孔３１．３４から吹
出し九冷却流体が翼の腹側外面および先端部外面に沿っ
て流れることによるフィルム冷却効果によつて与えられ
る。
友攪拌ストリップを示し、また３４は先端壁Ｘに設けら
れ圧排出孔を示している。この第２〜の冷却系統１２の
冷却性能は、屈折流路３１での対流冷却効果、排出孔１
２．１４内での対流冷却効果、排出孔３１．３４から吹
出し九冷却流体が翼の腹側外面および先端部外面に沿っ
て流れることによるフィルム冷却効果によつて与えられ
る。
なお、上記屈折流路３１は途中の複数個所におい′て、
排出孔３２から冷却流体を翼列へ排出しているので下流
に向かうにし九がって通過する冷却流体の量が徐々に減
少し、対流冷却効果が低下する虞れがあるので、この実
施例では、下流に向かうにしたがって通路断面積を減少
させ、これによって流速をほは一定に保つようにしてい
る。また流路の圧力損失を少くするという観点から２つ
のリターン部はなめらかな一率で変化する曲率路に形成
されている。
排出孔３２から冷却流体を翼列へ排出しているので下流
に向かうにし九がって通過する冷却流体の量が徐々に減
少し、対流冷却効果が低下する虞れがあるので、この実
施例では、下流に向かうにしたがって通路断面積を減少
させ、これによって流速をほは一定に保つようにしてい
る。また流路の圧力損失を少くするという観点から２つ
のリターン部はなめらかな一率で変化する曲率路に形成
されている。
しかして、前記第３の冷却系統１３は、翼の後縁部側を
冷却するためのもので、前記仕切壁１１ｒと翼本体１の
後縁部側に設けられた仕切壁４１との間に翼根部２から
翼本体１の先端壁Ｘの近辺に至るまで高さ方向に延びる
流路４２と、上記仕切壁４１と翼本体１の後縁部Ｒとの
間に形成された空洞４３と、前記仕切壁４１に設けられ
九複数の小孔４４と、上記空洞４３と後縁部Ｒとの間に
存在する壁４５に設けられ九複数の排出孔４６とで構成
されている。し九がって、この第３の冷却系統１３に導
かれた冷却流体は、翼機部２から流路４２内を翼本体１
の先端部側へと流れ友後、小孔４４を通って空洞４３内
に流れ込み、次に排出孔４６を通って翼列へと流れる。
冷却するためのもので、前記仕切壁１１ｒと翼本体１の
後縁部側に設けられた仕切壁４１との間に翼根部２から
翼本体１の先端壁Ｘの近辺に至るまで高さ方向に延びる
流路４２と、上記仕切壁４１と翼本体１の後縁部Ｒとの
間に形成された空洞４３と、前記仕切壁４１に設けられ
九複数の小孔４４と、上記空洞４３と後縁部Ｒとの間に
存在する壁４５に設けられ九複数の排出孔４６とで構成
されている。し九がって、この第３の冷却系統１３に導
かれた冷却流体は、翼機部２から流路４２内を翼本体１
の先端部側へと流れ友後、小孔４４を通って空洞４３内
に流れ込み、次に排出孔４６を通って翼列へと流れる。
なお、図中４７は、攪拌ストリップを示している、そし
て、この第３の冷却系統１３の冷却性能は、流路４２で
の対流冷却効果、小孔４４を通過し九冷却流体が噴流と
なって壁４５の内面に衝央することによるインピンジ冷
却効果および排出孔４Ｃの内面における対流冷却効果に
よって与えられる。
て、この第３の冷却系統１３の冷却性能は、流路４２で
の対流冷却効果、小孔４４を通過し九冷却流体が噴流と
なって壁４５の内面に衝央することによるインピンジ冷
却効果および排出孔４Ｃの内面における対流冷却効果に
よって与えられる。
一方、第１１第２、第３の冷却系統１１，１２゜１１１
Ｄ前記翼根部２に位置する冷却流体導入口には、各冷却
系統１１，１２．１３に流入する冷却流体Ｏ流量を細か
に調整するオリフィスプレート５１が着脱自在に設けら
れている。これは次のような通出に基づく。すなわち、
上記構成の翼は、翼の内部から外部へ冷却流体を吹出す
、いわゆるフィルム冷却用の排出孔を多用している丸め
、各冷却系統間の流量配分を厳ｗｉＫ行なう必要がある
。この配分を行なう手段として、製造加工時の精度を上
げることも考えられるが、上記精度を上げることは実際
問題として困難である１、そこで、この実施例では、流
量調整機構、つまりオリフィスプレート５１を付加して
製作後に流量配分を適正値に保つようにしているのであ
る。
Ｄ前記翼根部２に位置する冷却流体導入口には、各冷却
系統１１，１２．１３に流入する冷却流体Ｏ流量を細か
に調整するオリフィスプレート５１が着脱自在に設けら
れている。これは次のような通出に基づく。すなわち、
上記構成の翼は、翼の内部から外部へ冷却流体を吹出す
、いわゆるフィルム冷却用の排出孔を多用している丸め
、各冷却系統間の流量配分を厳ｗｉＫ行なう必要がある
。この配分を行なう手段として、製造加工時の精度を上
げることも考えられるが、上記精度を上げることは実際
問題として困難である１、そこで、この実施例では、流
量調整機構、つまりオリフィスプレート５１を付加して
製作後に流量配分を適正値に保つようにしているのであ
る。
このように、タービンの翼の内部を複数の細長い流路に
区切り、内部を通過する冷却流体の速度を上昇させて対
流冷却効果を高めると同時に、フィルム冷却用の排出孔
を多数配置し、フィルム冷却の重ね合わされ九効果をも
併用しているので少ない冷却流体で冷却性能を飛躍的に
向上させることができる。
区切り、内部を通過する冷却流体の速度を上昇させて対
流冷却効果を高めると同時に、フィルム冷却用の排出孔
を多数配置し、フィルム冷却の重ね合わされ九効果をも
併用しているので少ない冷却流体で冷却性能を飛躍的に
向上させることができる。
なお、本発明は、上述し九実施例に限定されるものでは
ない。すなわち、館２０冷却系統１ｊの屈折流路３ノに
おけるリターン部に第５図に示すようにガイド６１を設
けることＫよって、この部分での流動抵抗を減少させる
ようにしてもよいＴｌ ｔた、第３の冷却系統１３にお
いて、翼後縁部ｌの両面の冷却を強化するために流路４
２および空洞４３と翼列とを連通させるフィルム冷却用
の排出孔を設けてもよいっさらに、最後縁部の流路形状
としては、第６図（、） （ｂ）に示すようにスリット
状流路７１としてもよいし、ま良路７図（＆）伽）に示
すように空洞４３内に熱交換面を増加させるためにピン
フィン１２を設けるようにしてもよい。
ない。すなわち、館２０冷却系統１ｊの屈折流路３ノに
おけるリターン部に第５図に示すようにガイド６１を設
けることＫよって、この部分での流動抵抗を減少させる
ようにしてもよいＴｌ ｔた、第３の冷却系統１３にお
いて、翼後縁部ｌの両面の冷却を強化するために流路４
２および空洞４３と翼列とを連通させるフィルム冷却用
の排出孔を設けてもよいっさらに、最後縁部の流路形状
としては、第６図（、） （ｂ）に示すようにスリット
状流路７１としてもよいし、ま良路７図（＆）伽）に示
すように空洞４３内に熱交換面を増加させるためにピン
フィン１２を設けるようにしてもよい。
さらに、各冷却系統において、翼本体１の先端ＩＩＸに
フィルム冷却用の排出孔を設けてもよい。
フィルム冷却用の排出孔を設けてもよい。
第１図は本発明の一実施例に係るタービンの翼の外観図
、第２図は第１図におけるＰ−Ｐ線に沿って切断し矢印
方向に見た断面図、第３図は第１図におけゐＱ−Ｑ＊に
沿って切断し矢印方向に見た断面図、第４図は第１図に
おけるＳ−８線に沿って切断し矢印方向に見た局部的な
断面図、第５図は本発明に係るタービンの真の変形例を
局部的に示す断面図、第６図（１）は本発明の別の実施
例における要部の縦断面図、−図（ｂ）は同要部の横断
面図、１８７図（＆）は本発明のさらに別の実施例にお
ける要部の縦断面図、同図（ｂ）は同要部の横断面図で
ある。 １・・・翼本体、２・・・翼根部、３・−・プラットホ
ーム部、１１・・・第１の冷却系統、１２・・・第２０
冷却系統、１３・・・第３の冷却系統。 出願人代理人 弁理士 鈴 江 武 門第１゛図 １、事件の表示 特願昭５７−５３５０８号 ２、発明の名称 タービンの翼 ３、補正をする者 事件との関係 特許出願人 （３０７）東京芝浦電気株式会社 ４、代理人 住所 東京都港区虎ノ門１丁目部番５号 第１７森ビル
７、補正の内容
、第２図は第１図におけるＰ−Ｐ線に沿って切断し矢印
方向に見た断面図、第３図は第１図におけゐＱ−Ｑ＊に
沿って切断し矢印方向に見た断面図、第４図は第１図に
おけるＳ−８線に沿って切断し矢印方向に見た局部的な
断面図、第５図は本発明に係るタービンの真の変形例を
局部的に示す断面図、第６図（１）は本発明の別の実施
例における要部の縦断面図、−図（ｂ）は同要部の横断
面図、１８７図（＆）は本発明のさらに別の実施例にお
ける要部の縦断面図、同図（ｂ）は同要部の横断面図で
ある。 １・・・翼本体、２・・・翼根部、３・−・プラットホ
ーム部、１１・・・第１の冷却系統、１２・・・第２０
冷却系統、１３・・・第３の冷却系統。 出願人代理人 弁理士 鈴 江 武 門第１゛図 １、事件の表示 特願昭５７−５３５０８号 ２、発明の名称 タービンの翼 ３、補正をする者 事件との関係 特許出願人 （３０７）東京芝浦電気株式会社 ４、代理人 住所 東京都港区虎ノ門１丁目部番５号 第１７森ビル
７、補正の内容
Claims (4)
- （１） 翼本体に連設され九翼機部から冷却流体を導
入し、上記冷却流体を上記翼本体内に通流させ死後、部
外へ排出させる冷却流路を備え九タービンの翼において
、前記冷却流路は、真前縁部に設けられた第１の冷却系
統と、真中間部に設けられ九第２の冷却系統と、翼後縁
部に設けられた第３の冷却系統とからなる３系統で構成
されてお〉、前記ｊ１１０冷却系統は、主として冷却流
鰍な前記翼根部から前記翼本体の高さ方向先端部近傍に
至る経路で導く流路と、この＃ｌ路と上記翼本体Ｏ前縁
部外面との間に形成され九空調と、ζＯ空濶と前記流路
とを仕切る仕切壁に設けられ上記流路によって案内され
た冷却流体を上記翼本体の前縁部外函と上記空洞との関
に存在する壁ＩＩＯ内１１に向けて噴射させる複数の小
孔と、上記壁部に設けられ上記空洞内の冷却流体を上記
翼本体の前縁部外面に沿ってフィルム状に排出させる複
数の排出孔とで構成され、前記第２の冷却系統は、主と
して冷却流体を前記真横部から前記翼本体の゛高さ方向
先端部近傍に至る経路で導いた後、上記翼本体の前縁部
個目りにリターンさせて上記翼本体の基端部近傍まで案
内し、さらに上記基端部近傍から上記翼本体の前縁部１
１ｉｌＦｇ１りにリターンさせて上記翼本体の高さ方向
端部近傍まで案内する屈折流路と、この屈折流路の少な
くとも最下流領域に案内された冷却流体を上記翼本体の
中間部外画に沿わせてフィルム状に排出させる複数の排
出孔とで構成され、前記第３の冷却系統は、主として冷
却流体を前記翼根部から前記翼本体の高さ方向先端部近
傍に至る経路で導く流路と、この流路に案内され要冷却
流体を上記翼本体の最後縁部内を通して排出させる流路
とで構成されてなることを特徴とするタービンの興。 - （２）前記菖ｌ、第２、第３の冷却系統の前記翼根部に
位置する冷却流体導入部には、各系統に流入する冷却流
体の流量を調整する流量調整機構が設けられてなること
を特徴とする特許請求の範囲第１項記載のタービンの翼
。 - （３）前記第１、第２、第３の冷却系統を構成する流路
は、前記翼本体の高さ方向先端部外面に沿って冷却流体
を翼外へ排出させる排出孔を備えてなることを特徴とす
る特許請求の範囲第１項記載のタービンの翼。 - （４）前記第２の冷却系統における前記屈折流路の２Ｉ
Ｉ所のリターン部は、なめらかな−率で変化する曲率路
に構成されてなることを特徴とする特許請求の範囲第１
項記載のタービンの翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5350882A JPS58170801A (ja) | 1982-03-31 | 1982-03-31 | タ−ビンの翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5350882A JPS58170801A (ja) | 1982-03-31 | 1982-03-31 | タ−ビンの翼 |
Related Child Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5202287A Division JP2645209B2 (ja) | 1993-08-16 | 1993-08-16 | タービンの翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58170801A true JPS58170801A (ja) | 1983-10-07 |
| JPH0451641B2 JPH0451641B2 (ja) | 1992-08-19 |
Family
ID=12944756
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5350882A Granted JPS58170801A (ja) | 1982-03-31 | 1982-03-31 | タ−ビンの翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS58170801A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4738587A (en) * | 1986-12-22 | 1988-04-19 | United Technologies Corporation | Cooled highly twisted airfoil for a gas turbine engine |
| US4753575A (en) * | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| US4767268A (en) * | 1987-08-06 | 1988-08-30 | United Technologies Corporation | Triple pass cooled airfoil |
| US5674050A (en) * | 1988-12-05 | 1997-10-07 | United Technologies Corp. | Turbine blade |
| EP1314855A2 (en) * | 2001-11-21 | 2003-05-28 | ROLLS-ROYCE plc | Gas turbine engine aerofoil |
| EP1923537A2 (en) * | 2006-11-20 | 2008-05-21 | General Electric Company | Double feeding for the serpentine of a cooled blade |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5255536U (ja) * | 1975-10-21 | 1977-04-21 | ||
| JPS5399116A (en) * | 1977-02-10 | 1978-08-30 | Westinghouse Electric Corp | Cooling type gas turbine blade |
| JPS5520041A (en) * | 1978-07-29 | 1980-02-13 | Noto Denshi Kogyo Kk | Piezoelectric device |
| JPS5713201A (en) * | 1980-06-30 | 1982-01-23 | Hitachi Ltd | Air cooled gas turbine blade |
-
1982
- 1982-03-31 JP JP5350882A patent/JPS58170801A/ja active Granted
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5255536U (ja) * | 1975-10-21 | 1977-04-21 | ||
| JPS5399116A (en) * | 1977-02-10 | 1978-08-30 | Westinghouse Electric Corp | Cooling type gas turbine blade |
| JPS5520041A (en) * | 1978-07-29 | 1980-02-13 | Noto Denshi Kogyo Kk | Piezoelectric device |
| JPS5713201A (en) * | 1980-06-30 | 1982-01-23 | Hitachi Ltd | Air cooled gas turbine blade |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4738587A (en) * | 1986-12-22 | 1988-04-19 | United Technologies Corporation | Cooled highly twisted airfoil for a gas turbine engine |
| US4753575A (en) * | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| US4767268A (en) * | 1987-08-06 | 1988-08-30 | United Technologies Corporation | Triple pass cooled airfoil |
| WO1989001564A1 (en) * | 1987-08-06 | 1989-02-23 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| JPH01134003A (ja) * | 1987-08-06 | 1989-05-26 | United Technol Corp <Utc> | タービンブレード |
| EP0325654A1 (en) * | 1987-08-06 | 1989-08-02 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| EP0325654B1 (en) * | 1987-08-06 | 1992-06-03 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| US5674050A (en) * | 1988-12-05 | 1997-10-07 | United Technologies Corp. | Turbine blade |
| EP1314855A2 (en) * | 2001-11-21 | 2003-05-28 | ROLLS-ROYCE plc | Gas turbine engine aerofoil |
| EP1314855A3 (en) * | 2001-11-21 | 2004-09-01 | ROLLS-ROYCE plc | Gas turbine engine aerofoil |
| EP1923537A2 (en) * | 2006-11-20 | 2008-05-21 | General Electric Company | Double feeding for the serpentine of a cooled blade |
| EP1923537A3 (en) * | 2006-11-20 | 2012-11-28 | General Electric Company | Double feeding for the serpentine of a cooled blade |
| US8591189B2 (en) | 2006-11-20 | 2013-11-26 | General Electric Company | Bifeed serpentine cooled blade |
| EP1923537B1 (en) | 2006-11-20 | 2016-07-13 | General Electric Company | Double feeding for the serpentine of a cooled blade |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0451641B2 (ja) | 1992-08-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP3486191B2 (ja) | 冷却流体を二重に供給するプラットフォームキャビティを有するタービン・ベーン | |
| EP0992654B1 (en) | Coolant passages for gas turbine components | |
| KR100572299B1 (ko) | 중공형 에어포일 | |
| US4859147A (en) | Cooled gas turbine blade | |
| JP2556349Y2 (ja) | エーロフォイル | |
| KR100553295B1 (ko) | 터빈블레이드 | |
| US6616406B2 (en) | Airfoil trailing edge cooling construction | |
| US5378108A (en) | Cooled turbine blade | |
| EP0924382B1 (en) | Leading edge cooling for a gas turbine blade | |
| EP0670953B1 (en) | Coolable airfoil structure | |
| JP4801513B2 (ja) | ターボ機械の可動な翼のための冷却回路 | |
| JPH0353442B2 (ja) | ||
| JP4256704B2 (ja) | ガスタービンエンジンのノズル組立体を冷却する方法及び装置 | |
| EP0945595A2 (en) | Gas turbine cooled blade | |
| US7059834B2 (en) | Turbine blade | |
| JP2000186504A (ja) | 中空エアフォイル | |
| JPH0370084B2 (ja) | ||
| JP2005337258A (ja) | ロータブレード | |
| EP0924384A2 (en) | Airfoil with leading edge cooling | |
| GB2127105A (en) | Improvements in cooled gas turbine engine aerofoils | |
| KR100612175B1 (ko) | 냉각 가능한 가스 터빈 에어포일 | |
| JPS58170801A (ja) | タ−ビンの翼 | |
| EP1213442A1 (en) | Coolable airfoil structure | |
| JPH0421042B2 (ja) | ||
| GB2107405A (en) | Nozzle guide vane for a gas turbine engine |