JPS58197402A - ガスタ−ビン翼 - Google Patents
ガスタ−ビン翼Info
- Publication number
- JPS58197402A JPS58197402A JP7985282A JP7985282A JPS58197402A JP S58197402 A JPS58197402 A JP S58197402A JP 7985282 A JP7985282 A JP 7985282A JP 7985282 A JP7985282 A JP 7985282A JP S58197402 A JPS58197402 A JP S58197402A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- jet
- cooling
- insert
- wall
- gas turbine
- 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.)
- Pending
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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/126—Baffles or ribs
-
- 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
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
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】
この発明はインピン７メント冷却構輩のガスタービン翼
に関する。
に関する。
近年、カスタービンでは効率向上を図るために、タービ
ンに流入する燃焼ガスａｔｅ高くする傾向にある。しか
し、タービン翼の温＃Ｌは使用１−る材料の寿命や強度
の点ρ・ら決まる許容限１以−ドに保定なけれにならな
い。そのため、タービンｌＬには４”Ｊらかの方法で冷
却が厖さｎており、こｒｔまでに種々の冷却技術が開発
され、現在も盛んに研究、開発が行われている。ガスタ
ービン翼の空気冷却では、圧＃ｉ憬からの空気ｔ一部抽
気し、種々の冷却方法、例えば対流冷却、フィルム冷却
およびインピン７メント冷却などの方法がいろいろの冷
却倫造萬で使用さｎている。なかでも冷却性能の優ｊし
たインビンジメント冷却し１燃焼ガス温度の土性に伴っ
てよく使用さｎるようになって１！友。
ンに流入する燃焼ガスａｔｅ高くする傾向にある。しか
し、タービン翼の温＃Ｌは使用１−る材料の寿命や強度
の点ρ・ら決まる許容限１以−ドに保定なけれにならな
い。そのため、タービンｌＬには４”Ｊらかの方法で冷
却が厖さｎており、こｒｔまでに種々の冷却技術が開発
され、現在も盛んに研究、開発が行われている。ガスタ
ービン翼の空気冷却では、圧＃ｉ憬からの空気ｔ一部抽
気し、種々の冷却方法、例えば対流冷却、フィルム冷却
およびインピン７メント冷却などの方法がいろいろの冷
却倫造萬で使用さｎている。なかでも冷却性能の優ｊし
たインビンジメント冷却し１燃焼ガス温度の土性に伴っ
てよく使用さｎるようになって１！友。
インピン７メント冷却を使用した冷却翼の従来慣造ｔ７
第１図に示す。圧縮機から抽気された冷却受電はインサ
ート２によって作らｎるブレナム室５に導入され、イン
サート２にあけられた多数の噴出孔３から翼壁１に向か
って噴出さｔし、翼壁ｌＶこ慟突した後、翼壁１とイン
サート２によって形成さｎる冷却空気ｆｉ％４ｔｌｌｔ
ｌ縁側から恢縁貴に向かって流ｊＬ、後縁部の冷却空気
吹き出し孔６から主流ガス中へ放出さｎる一インサート
にあけらｎる噴出孔の寸法や間隔などはガスタービン翼
のガス協熱伝運率の分布によって決まり、熱伝達率の高
い、すなわち熱負荷の大きな部分については噴出孔の間
隔を狭くし、冷却構の性能を良くする必要がある。
第１図に示す。圧縮機から抽気された冷却受電はインサ
ート２によって作らｎるブレナム室５に導入され、イン
サート２にあけられた多数の噴出孔３から翼壁１に向か
って噴出さｔし、翼壁ｌＶこ慟突した後、翼壁１とイン
サート２によって形成さｎる冷却空気ｆｉ％４ｔｌｌｔ
ｌ縁側から恢縁貴に向かって流ｊＬ、後縁部の冷却空気
吹き出し孔６から主流ガス中へ放出さｎる一インサート
にあけらｎる噴出孔の寸法や間隔などはガスタービン翼
のガス協熱伝運率の分布によって決まり、熱伝達率の高
い、すなわち熱負荷の大きな部分については噴出孔の間
隔を狭くし、冷却構の性能を良くする必要がある。
インビンジメント冷却の部分【拡大して示したのが１＠
２図である。インビンジメント冷却では冷却空気がイン
サート２にめけらｉした噴出孔３がら噴出し、真壁１に
衝突することと、衛突扱の冷却空気がインサート２とＸ
壁１で形作らｎた冷却空気流路４を下流へ流３ることに
よって冷却が行わｊＬる。つ１す、噴ｆｉ８の衝突によ
る冷却と排出流９０強制対流による冷却が合わせて行ね
ｎでいる。
２図である。インビンジメント冷却では冷却空気がイン
サート２にめけらｉした噴出孔３がら噴出し、真壁１に
衝突することと、衛突扱の冷却空気がインサート２とＸ
壁１で形作らｎた冷却空気流路４を下流へ流３ることに
よって冷却が行わｊＬる。つ１す、噴ｆｉ８の衝突によ
る冷却と排出流９０強制対流による冷却が合わせて行ね
ｎでいる。
−個の噴出孔３についてみると、噴出孔３がら噴出した
冷却空気は噴ｆｉ８となってＸ壁１に衝突し、その恢よ
とみ点を中心にＸ＊１に沿って放射状（Ｃムがる。この
ためよとみ点の付近では高速な流ｔとなり、温度境界層
の発達も少ないため＾い熱伝達率が得られるが、よどみ
点から遠ざρ・るにつｆして、流速が遅くなり、熱伝達
率も悪くなる。この結果、Ｘ壁１の冷却は不均一となり
、真壁１の温部は、噴ｆＬ８の衝突部で低く、噴流８の
衝突部と偽突部の間で＾くなる。
冷却空気は噴ｆｉ８となってＸ壁１に衝突し、その恢よ
とみ点を中心にＸ＊１に沿って放射状（Ｃムがる。この
ためよとみ点の付近では高速な流ｔとなり、温度境界層
の発達も少ないため＾い熱伝達率が得られるが、よどみ
点から遠ざρ・るにつｆして、流速が遅くなり、熱伝達
率も悪くなる。この結果、Ｘ壁１の冷却は不均一となり
、真壁１の温部は、噴ｆＬ８の衝突部で低く、噴流８の
衝突部と偽突部の間で＾くなる。
インビンジメント冷却の噴出孔の代表的な配列である基
盤目配列と千鳥目配列のときの翼壁の温度分布會第３図
と絡４図にそｎぞれ示す。
盤目配列と千鳥目配列のときの翼壁の温度分布會第３図
と絡４図にそｎぞれ示す。
第３図において、（４）は噴出孔の基盤目配列を表わし
、（Ｂ）、（０）はそれぞｊＬ囚のＡ−Ａ断面、Ｂ−Ｂ
断面のＸ＊温度分布を示す。
、（Ｂ）、（０）はそれぞｊＬ囚のＡ−Ａ断面、Ｂ−Ｂ
断面のＸ＊温度分布を示す。
同じく第４図において、囚は噴出孔の千鳥目配列２表わ
し、（ｆｉｔ、（０）はそｎそｒＬ（Ａ）ＩＩＤＡ−Ａ
ｌｌｉｆｆｍｌｂ−ｂ断面の翼壁温度分布を示す。
し、（ｆｉｔ、（０）はそｎそｒＬ（Ａ）ＩＩＤＡ−Ａ
ｌｌｉｆｆｍｌｂ−ｂ断面の翼壁温度分布を示す。
このような冷却の不均一に起因するタービン集り１鼓の
不均一は、興の最＾温度の部分を材料のれ容限度以下に
押えるのに必要な冷却空気蓋の増大、すなわちタービン
の効率低下を招＜シ、熱応力の原因ともなり寿砧や信相
性の低下ｔもたらすという問題点がわる。
不均一は、興の最＾温度の部分を材料のれ容限度以下に
押えるのに必要な冷却空気蓋の増大、すなわちタービン
の効率低下を招＜シ、熱応力の原因ともなり寿砧や信相
性の低下ｔもたらすという問題点がわる。
本発明の目的と１．す、るところは、少ない冷却空気蓋
で＾い冷却性能を得るとともに、温度分布の均一性から
タービン翼の寿命と信頼性を向上させることｆｒＩＴ能
にし次ガスタービンＸｔ−提供することにある。
で＾い冷却性能を得るとともに、温度分布の均一性から
タービン翼の寿命と信頼性を向上させることｆｒＩＴ能
にし次ガスタービンＸｔ−提供することにある。
インビンジメント冷却奮うけるタービン翼の真壁の温度
は、インサートにあけられた噴出孔からの噴流の衝突部
で低く、噴流の衝突部と衝突部の間で高くなり、温度分
布は不均一となる。興の冷却は、ｔＩｋ？＃６温凝の部
分が材料の許容限度以下になるように行わなけｎばなら
ないので、少ない冷却空気量で冷却ケ行うには、温良の
高い部分の冷却性能紫向上させる必要がある。冷却性能
を向上させる方法としては、熱伝達率ケ良くすめ方法と
伝熱面積を増大させる方法とが考えらする。この発明で
は、真壁の温度の＾くなる噴流のｌ１ｌＩ突部と衡突部
の間に、′冷却空気ｆｆ略に突き出す形で突起物會設け
、冷却空気に接する伝熱面積ケ大きくし、冷却上問題と
なる＾湿部の冷却性能を向上さぞ、温度を低下さぜゐこ
とにより、より少ない冷却空気量で冷却を行うことが可
能となる。また、諷の温度分布が一様分布に近くなるこ
とに工り熱応力が小さくなり鍔命、信頼性の向上もはか
ることができる。
は、インサートにあけられた噴出孔からの噴流の衝突部
で低く、噴流の衝突部と衝突部の間で高くなり、温度分
布は不均一となる。興の冷却は、ｔＩｋ？＃６温凝の部
分が材料の許容限度以下になるように行わなけｎばなら
ないので、少ない冷却空気量で冷却ケ行うには、温良の
高い部分の冷却性能紫向上させる必要がある。冷却性能
を向上させる方法としては、熱伝達率ケ良くすめ方法と
伝熱面積を増大させる方法とが考えらする。この発明で
は、真壁の温度の＾くなる噴流のｌ１ｌＩ突部と衡突部
の間に、′冷却空気ｆｆ略に突き出す形で突起物會設け
、冷却空気に接する伝熱面積ケ大きくし、冷却上問題と
なる＾湿部の冷却性能を向上さぞ、温度を低下さぜゐこ
とにより、より少ない冷却空気量で冷却を行うことが可
能となる。また、諷の温度分布が一様分布に近くなるこ
とに工り熱応力が小さくなり鍔命、信頼性の向上もはか
ることができる。
この発明の一実施例ｔ−纂５〜７図により説明する。タ
ービン翼の真壁１の外側は＾温ガスにさらさｊしており
、内部の中空部分には１ｊｔ壁１ｔ−冷却するために真
壁１七の閾に間隔ｔおいてインサート２がＷｉｆｆらｆ
ている。インサー）２Ｆｉ興壁ｌの内側形状とほぼ相似
で、内部の中空部は圧縮機がら冷却空気を導入するプレ
ナム室５となっている。
ービン翼の真壁１の外側は＾温ガスにさらさｊしており
、内部の中空部分には１ｊｔ壁１ｔ−冷却するために真
壁１七の閾に間隔ｔおいてインサート２がＷｉｆｆらｆ
ている。インサー）２Ｆｉ興壁ｌの内側形状とほぼ相似
で、内部の中空部は圧縮機がら冷却空気を導入するプレ
ナム室５となっている。
インサート２の壁面には適当な間隔で多数の噴出孔３が
あけら扛、各噴出孔３から冷却空気が翼壁１に向かって
噴出さｎる工うになっている。翼壁ｌの内側には、簀壁
１とインサート２によって形成さ１しる冷却空気流路４
に突き出す形で、高さがｆＭｋ−とほとんど等しい板状
の突起物１１が取り＋１けられている。板状の突起物１
１は第６図（４）。
あけら扛、各噴出孔３から冷却空気が翼壁１に向かって
噴出さｎる工うになっている。翼壁ｌの内側には、簀壁
１とインサート２によって形成さ１しる冷却空気流路４
に突き出す形で、高さがｆＭｋ−とほとんど等しい板状
の突起物１１が取り＋１けられている。板状の突起物１
１は第６図（４）。
（均わるいは第７図（Ａ）、（Ｂ）に示すように、排出
ｆＬ９と平行でインサート２にあけらｎた噴出孔３の間
にくる工うに配置されている。
ｆＬ９と平行でインサート２にあけらｎた噴出孔３の間
にくる工うに配置されている。
この冷却構造において、冷却空気は圧縮機から抽気さ扛
、プレナム室５へ導入さ扛、インサート２にありらｊし
た多数の噴出孔３から翼壁１に向かつて噴出さ扛る。興
＠１の冷却は、噴流８が翼壁１に衝突し、よどみ点を中
心に真壁１に沿って放射状に広がる過程で行わｎる。先
述のように、この冷却方法では、よどみ点から遠ざかる
につれて冷却空気の流速が遅くなり、熱伝達率が急くな
るが、熱体ｉ１率の患い部分に板状の突起物１１が配置
されており、冷却空気に振する伝熱面積が大、きく摩っ
ている１、この几め、熱伝達率の低下による冷却性能の
低下は伝熱面積の増大で桶われ、従来構造に比べて良好
な冷却性能が得らｎる。この結果この考案の冷却構造で
は少ない冷却空気量で温紋分布が一様分布に近い冷却性
能のよい冷却効果が得られる。
、プレナム室５へ導入さ扛、インサート２にありらｊし
た多数の噴出孔３から翼壁１に向かつて噴出さ扛る。興
＠１の冷却は、噴流８が翼壁１に衝突し、よどみ点を中
心に真壁１に沿って放射状に広がる過程で行わｎる。先
述のように、この冷却方法では、よどみ点から遠ざかる
につれて冷却空気の流速が遅くなり、熱伝達率が急くな
るが、熱体ｉ１率の患い部分に板状の突起物１１が配置
されており、冷却空気に振する伝熱面積が大、きく摩っ
ている１、この几め、熱伝達率の低下による冷却性能の
低下は伝熱面積の増大で桶われ、従来構造に比べて良好
な冷却性能が得らｎる。この結果この考案の冷却構造で
は少ない冷却空気量で温紋分布が一様分布に近い冷却性
能のよい冷却効果が得られる。
第８図（Ａ）、（Ｂ）では板状の突起物１１ｔ−排出ｆ
ｉ９の流れ方向と４５°ｔ−成し、ρ・つ１列ごとに方
向を叢える↓うに配置したものである。この−造では、
伝熱面積の増大による冷却性能の向上とともに、排出ｆ
ｆｔ９が、板状の突起物１１により制御さｎ１波打つよ
うなａｒｔとなる。このため板状の突起物１１における
伝熱性能の促進が図らｎ、より良好な冷却性能が得らｎ
る。
ｉ９の流れ方向と４５°ｔ−成し、ρ・つ１列ごとに方
向を叢える↓うに配置したものである。この−造では、
伝熱面積の増大による冷却性能の向上とともに、排出ｆ
ｆｔ９が、板状の突起物１１により制御さｎ１波打つよ
うなａｒｔとなる。このため板状の突起物１１における
伝熱性能の促進が図らｎ、より良好な冷却性能が得らｎ
る。
第９図（４）、 （ＢＪ及び第１０図体）、ＣＢ）は棒
状の突起物１２ｔ−インサート２にあけらｒした噴出孔
３０間に設けた実施例である。冷却性能の改善は伝熱面
積の増大によって行わｎ１考え方としては第６図。
状の突起物１２ｔ−インサート２にあけらｒした噴出孔
３０間に設けた実施例である。冷却性能の改善は伝熱面
積の増大によって行わｎ１考え方としては第６図。
第７図のものと同じであるが、突起−の形状から噴１５
１１．８あるいは排出流９の流ｎを乱丁ことが板状の突
起物に比べて少ないため、必要な一所へ自由に配置でき
、温度分布の均一化がより一層図ｎることになる。
１１．８あるいは排出流９の流ｎを乱丁ことが板状の突
起物に比べて少ないため、必要な一所へ自由に配置でき
、温度分布の均一化がより一層図ｎることになる。
本発明によｊＬば、ガスタービン翼のインビンシメ／ト
冷却−造において熱伝達率が悪く、温度が筒くなるＸ壁
の噴流の衝突部と衝突部の間に、馬毛が冷却空気Ｒ路幅
とほとんど等しい突起＊１−配直することにＬす、熱伝
達率の患い部分の冷却性能が伝熱（３）積の増大で改善
され、少ない冷却空気。
冷却−造において熱伝達率が悪く、温度が筒くなるＸ壁
の噴流の衝突部と衝突部の間に、馬毛が冷却空気Ｒ路幅
とほとんど等しい突起＊１−配直することにＬす、熱伝
達率の患い部分の冷却性能が伝熱（３）積の増大で改善
され、少ない冷却空気。
量で高い冷却性能が得られ、その結果カスタービンの効
率を同上させることができる。また、興の１度分布が一
様分布に近づくことによって、発生する熱応力が小さく
なり、ｘＯ痔命や信軸性が向上する。
率を同上させることができる。また、興の１度分布が一
様分布に近づくことによって、発生する熱応力が小さく
なり、ｘＯ痔命や信軸性が向上する。
＃！１図はガスタービン翼の従来構造の＃ｄＩｉ図、第
２図は従来構造を拡大した斜視−１第３図、第４図は従
来構造噴出口配列と真壁の温度分布を示すもので第３図
（４）は噴出口の基盤目配列ｔ（Ｂ）、 （ＯＪはそ扛
そ３体）のＡ−Ａ、Ｂ−Ｂｍ面方向の真壁温度分布１８
ｆｔ示し第４図（４）は噴出口の千鳥目配夕ｕｒ（Ｂ）
、 （０）はそｎそｎ（Ａ）ノーＡ−Ａ、 Ｂ−Ｂ断面
方向の職微温度分布図【示し、第５図は今回の発明ｆ：
遍用したガスタービン翼の断面図、第６図は本発明の第
１の実施例を示すカスタービン真壁構造であって（Ａ）
は上面図、（Ｂ）は横断向、第７図乃至第１０図は本発
明の他の実施例を示すカスタービン真壁構造であってそ
ｎそｔＬ（Ａ）は上山図、（旬は横断面図である。 １・・・ガスタービン真壁、２・・・、インサート、３
・・・噴出孔、４・・・冷却空気流路、５・・・プレナ
ム室、６・・・吹き出し孔、７・・・冷却空気の流れ、
訃・・噴流、９・・・排出流、ｌＯ・・・インサートに
あけられた噴出孔の位置、１１・・・板状の突起物、１
２川棒状の突起物。 巽乏７ｒ ｈｕ！１１ め２閏 （、− （ハ） ＡＡＡｌ １Ｂ） ８− （Ｃ） 君曳 砧ｔ５ 口 Ｊ！７ｔ−の ζ＝＝＝コ ζ＝＝＝コ Ｃ＝＝＝コ
Ｃ＝＝＝コ（８） 第７口 （ｌｌ （Ｂ） １／！、ｔ■ （６） ｔ９ 酌 （ハ） ｏ ｏ ｏ 。 ０００００００００００００００００ ０００ｏＯｏＯ０００ｏｏ００００゜ ０ ０ ０ ０ｅＤ ｏ
＠ ｏ ＠ ｏ Ｏｏ Ｏ（Ｂ）
２図は従来構造を拡大した斜視−１第３図、第４図は従
来構造噴出口配列と真壁の温度分布を示すもので第３図
（４）は噴出口の基盤目配列ｔ（Ｂ）、 （ＯＪはそ扛
そ３体）のＡ−Ａ、Ｂ−Ｂｍ面方向の真壁温度分布１８
ｆｔ示し第４図（４）は噴出口の千鳥目配夕ｕｒ（Ｂ）
、 （０）はそｎそｎ（Ａ）ノーＡ−Ａ、 Ｂ−Ｂ断面
方向の職微温度分布図【示し、第５図は今回の発明ｆ：
遍用したガスタービン翼の断面図、第６図は本発明の第
１の実施例を示すカスタービン真壁構造であって（Ａ）
は上面図、（Ｂ）は横断向、第７図乃至第１０図は本発
明の他の実施例を示すカスタービン真壁構造であってそ
ｎそｔＬ（Ａ）は上山図、（旬は横断面図である。 １・・・ガスタービン真壁、２・・・、インサート、３
・・・噴出孔、４・・・冷却空気流路、５・・・プレナ
ム室、６・・・吹き出し孔、７・・・冷却空気の流れ、
訃・・噴流、９・・・排出流、ｌＯ・・・インサートに
あけられた噴出孔の位置、１１・・・板状の突起物、１
２川棒状の突起物。 巽乏７ｒ ｈｕ！１１ め２閏 （、− （ハ） ＡＡＡｌ １Ｂ） ８− （Ｃ） 君曳 砧ｔ５ 口 Ｊ！７ｔ−の ζ＝＝＝コ ζ＝＝＝コ Ｃ＝＝＝コ
Ｃ＝＝＝コ（８） 第７口 （ｌｌ （Ｂ） １／！、ｔ■ （６） ｔ９ 酌 （ハ） ｏ ｏ ｏ 。 ０００００００００００００００００ ０００ｏＯｏＯ０００ｏｏ００００゜ ０ ０ ０ ０ｅＤ ｏ
＠ ｏ ＠ ｏ Ｏｏ Ｏ（Ｂ）
Claims (1)
- １、燃焼ガスに接するガスタービン翼の翼壁の内部中空
部分に翼壁と間隔を隔ててインサートが配置さｎ、その
インサートの内部の中！２ｓに圧＃ｉ機から抽気した冷
却仝電音導入し、インサート壁面に適当な間隔てあけら
ｎた多数の噴出口ρ・ら翼壁に向かって噴出おせ、その
噴流ｔＸＩｉＫＴｈ突させて冷却を行す構造のガスター
ビン翼において、翼壁の内側の噴流の衝突部と衝突部の
間に突起−倉設けたことｔ−％倣とするガスタービン翼
。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7985282A JPS58197402A (ja) | 1982-05-14 | 1982-05-14 | ガスタ−ビン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7985282A JPS58197402A (ja) | 1982-05-14 | 1982-05-14 | ガスタ−ビン翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58197402A true JPS58197402A (ja) | 1983-11-17 |
Family
ID=13701722
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7985282A Pending JPS58197402A (ja) | 1982-05-14 | 1982-05-14 | ガスタ−ビン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS58197402A (ja) |
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60192802A (ja) * | 1984-03-13 | 1985-10-01 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン翼 |
| JPS629157A (ja) * | 1985-05-14 | 1987-01-17 | ゼネラル・エレクトリツク・カンパニイ | 衝突冷却装置 |
| JPH04265403A (ja) * | 1991-02-19 | 1992-09-21 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 伝熱促進構造 |
| US5152667A (en) * | 1991-07-16 | 1992-10-06 | General Motors Corporation | Cooled wall structure especially for gas turbine engines |
| US5288207A (en) * | 1992-11-24 | 1994-02-22 | United Technologies Corporation | Internally cooled turbine airfoil |
| US5352091A (en) * | 1994-01-05 | 1994-10-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine airfoil |
| US5816777A (en) * | 1991-11-29 | 1998-10-06 | United Technologies Corporation | Turbine blade cooling |
| WO1998045577A1 (de) * | 1997-04-07 | 1998-10-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur kühlung einer turbinenschaufel |
| EP1043479A2 (en) * | 1999-04-06 | 2000-10-11 | General Electric Company | Internally grooved turbine wall |
| EP1039096A3 (en) * | 1999-03-22 | 2003-03-05 | General Electric Company | Turbine nozzle |
| CN103206262A (zh) * | 2012-01-13 | 2013-07-17 | 通用电气公司 | 翼型件 |
| JP2018096376A (ja) * | 2016-12-08 | 2018-06-21 | ドゥサン ヘヴィー インダストリーズ アンド コンストラクション カンパニー リミテッド | ベーンの冷却構造 |
| WO2021193628A1 (ja) * | 2020-03-25 | 2021-09-30 | 三菱パワー株式会社 | タービン翼及びこのタービン翼を製造する方法 |
-
1982
- 1982-05-14 JP JP7985282A patent/JPS58197402A/ja active Pending
Cited By (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60192802A (ja) * | 1984-03-13 | 1985-10-01 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン翼 |
| JPS629157A (ja) * | 1985-05-14 | 1987-01-17 | ゼネラル・エレクトリツク・カンパニイ | 衝突冷却装置 |
| JPH0524337B2 (ja) * | 1985-05-14 | 1993-04-07 | Gen Electric | |
| JPH04265403A (ja) * | 1991-02-19 | 1992-09-21 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 伝熱促進構造 |
| US5152667A (en) * | 1991-07-16 | 1992-10-06 | General Motors Corporation | Cooled wall structure especially for gas turbine engines |
| US5816777A (en) * | 1991-11-29 | 1998-10-06 | United Technologies Corporation | Turbine blade cooling |
| US5288207A (en) * | 1992-11-24 | 1994-02-22 | United Technologies Corporation | Internally cooled turbine airfoil |
| US5352091A (en) * | 1994-01-05 | 1994-10-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine airfoil |
| WO1995018916A1 (en) * | 1994-01-05 | 1995-07-13 | United Technologies Corporation | Gas turbine airfoil |
| WO1998045577A1 (de) * | 1997-04-07 | 1998-10-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur kühlung einer turbinenschaufel |
| EP1039096A3 (en) * | 1999-03-22 | 2003-03-05 | General Electric Company | Turbine nozzle |
| EP1043479A2 (en) * | 1999-04-06 | 2000-10-11 | General Electric Company | Internally grooved turbine wall |
| EP1043479A3 (en) * | 1999-04-06 | 2002-10-02 | General Electric Company | Internally grooved turbine wall |
| CN103206262A (zh) * | 2012-01-13 | 2013-07-17 | 通用电气公司 | 翼型件 |
| JP2018096376A (ja) * | 2016-12-08 | 2018-06-21 | ドゥサン ヘヴィー インダストリーズ アンド コンストラクション カンパニー リミテッド | ベーンの冷却構造 |
| WO2021193628A1 (ja) * | 2020-03-25 | 2021-09-30 | 三菱パワー株式会社 | タービン翼及びこのタービン翼を製造する方法 |
| JPWO2021193628A1 (ja) * | 2020-03-25 | 2021-09-30 | ||
| CN114761667A (zh) * | 2020-03-25 | 2022-07-15 | 三菱重工业株式会社 | 涡轮叶片及制造该涡轮叶片的方法 |
| US11713683B2 (en) | 2020-03-25 | 2023-08-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and method for manufacturing the turbine blade |
| CN114761667B (zh) * | 2020-03-25 | 2024-06-21 | 三菱重工业株式会社 | 涡轮叶片及制造该涡轮叶片的方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10655474B2 (en) | Turbo-engine component having outer wall discharge openings | |
| US4297077A (en) | Cooled turbine vane | |
| JP4001795B2 (ja) | ガスタービンブレード冷却回路の改良 | |
| US4529358A (en) | Vortex generating flow passage design for increased film cooling effectiveness | |
| JP4553285B2 (ja) | 高圧及び低圧タービン複合式シュラウドのエンドレール冷却法 | |
| US5281084A (en) | Curved film cooling holes for gas turbine engine vanes | |
| US7033136B2 (en) | Cooling circuits for a gas turbine blade | |
| EP0971095B1 (en) | A coolable airfoil for a gas turbine engine | |
| US6132169A (en) | Turbine airfoil and methods for airfoil cooling | |
| US6955522B2 (en) | Method and apparatus for cooling an airfoil | |
| US4040767A (en) | Coolable nozzle guide vane | |
| US20170030198A1 (en) | Method for cooling a turbo-engine component and turbo-engine component | |
| US3045965A (en) | Turbine blades, vanes and the like | |
| JPS58197402A (ja) | ガスタ−ビン翼 | |
| EP1445424A2 (en) | Microcircuit cooling for a turbine blade tip | |
| US20030068222A1 (en) | Turbine airfoil with enhanced heat transfer | |
| EP0330601B1 (en) | Cooled gas turbine blade | |
| KR20050019008A (ko) | 마이크로회로 에어포일 본체 | |
| KR20060043297A (ko) | 터빈 에어 포일용 미세 회로 냉각 | |
| KR20050018594A (ko) | 터빈 블레이드용 마이크로회로 냉각 | |
| US7001141B2 (en) | Cooled nozzled guide vane or turbine rotor blade platform | |
| US7387492B2 (en) | Methods and apparatus for cooling turbine blade trailing edges | |
| CA2513036A1 (en) | Airfoil cooling passage trailing edge flow restriction | |
| JP2000337102A (ja) | 蒸気・空気冷却タービンノズル段用の冷却回路 | |
| US3561882A (en) | Turbine blade cooling |