JPS585404A - 液冷ガスタ−ビン翼 - Google Patents
液冷ガスタ−ビン翼Info
- Publication number
- JPS585404A JPS585404A JP10116981A JP10116981A JPS585404A JP S585404 A JPS585404 A JP S585404A JP 10116981 A JP10116981 A JP 10116981A JP 10116981 A JP10116981 A JP 10116981A JP S585404 A JPS585404 A JP S585404A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- coolant
- liquid
- cooling
- porous layer
- 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
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】
本発明はガスタービン用液冷却翼に係り、特に薄液膜蒸
発冷却翼の構造に関するものである。
発冷却翼の構造に関するものである。
ガスタービン翼の冷却方法には、大きく分類して空冷、
液冷があシ、それぞれについてさらに各種の冷却方法、
構造が考案されている。それらの中で、多孔質材料を用
いた空冷翼としては第１図に示すようなものがある。こ
の空冷翼では圧縮機からの冷却空気が冷却空気ヘッダー
４へ導入され、多孔質層１から主流ガス中へ吹き出され
、その際主流ガスと翼壁との間に温度の低い空気層を作
り、翼を高温ガスから保護する。しかし、多孔質層１を
通る冷却空気にゴミ、ホコリが含まれている場合、目づ
まりを発生し、冷却空気流がさえぎられ、その部分の異
常温度上昇によシ翼に重大な欠陥を生じ、ガスタービン
翼のものの運転が不可能となるという欠点がある。また
、多孔質層の強度を増すために骨材２を用いることは上
記と同様な問題を発生する可能性があシ、信頼性の点で
問題がある。
液冷があシ、それぞれについてさらに各種の冷却方法、
構造が考案されている。それらの中で、多孔質材料を用
いた空冷翼としては第１図に示すようなものがある。こ
の空冷翼では圧縮機からの冷却空気が冷却空気ヘッダー
４へ導入され、多孔質層１から主流ガス中へ吹き出され
、その際主流ガスと翼壁との間に温度の低い空気層を作
り、翼を高温ガスから保護する。しかし、多孔質層１を
通る冷却空気にゴミ、ホコリが含まれている場合、目づ
まりを発生し、冷却空気流がさえぎられ、その部分の異
常温度上昇によシ翼に重大な欠陥を生じ、ガスタービン
翼のものの運転が不可能となるという欠点がある。また
、多孔質層の強度を増すために骨材２を用いることは上
記と同様な問題を発生する可能性があシ、信頼性の点で
問題がある。
第２図は液冷却に関する従来例の代表的なものを示す。
この液冷具ではタービン動翼の根元から導入された液冷
媒、例えば水が耐熱金属板１７と良伝導金属層２０との
間に設けられた冷媒通路２３へ送られて薄い水膜を形成
し、蒸発冷却しながら翼先端から放出される。Ｃかし、
動翼の場合−には大きな遠心力とコリオリカとが薄い水
腹を作ることになるが、動翼の背側と腹側とではコリオ
リカの作用が翼表面に対して反対となる。翼腹側の冷媒
通路内では水膜は翼表面側へ形成されるが、翼背側では
翼芯材１８側へ水膜が形成され、翼表面の冷却性能が著
しく低下することになる。また、第２図の液冷翼のよう
に半径方向に設けられた冷媒通路２３が複数個ある場合
、−各冷媒通路２３に対する主流ガスからの熱負荷が異
なるため、各通路内で発生する蒸気流量に差が生じ、圧
力損失にも差が生じる。そのため、各冷媒通路２３を流
通する冷却水量にバラツキが生れる。この冷却水量と冷
却性能とは密接に関連しているため、上記し） だ
圧力損失の違いが原因となシ、各冷却通路の冷却水量が
常に変動し、安定した冷却性能が得られない。そして最
悪の場合、冷却翼の焼損に至る恐れがある。
媒、例えば水が耐熱金属板１７と良伝導金属層２０との
間に設けられた冷媒通路２３へ送られて薄い水膜を形成
し、蒸発冷却しながら翼先端から放出される。Ｃかし、
動翼の場合−には大きな遠心力とコリオリカとが薄い水
腹を作ることになるが、動翼の背側と腹側とではコリオ
リカの作用が翼表面に対して反対となる。翼腹側の冷媒
通路内では水膜は翼表面側へ形成されるが、翼背側では
翼芯材１８側へ水膜が形成され、翼表面の冷却性能が著
しく低下することになる。また、第２図の液冷翼のよう
に半径方向に設けられた冷媒通路２３が複数個ある場合
、−各冷媒通路２３に対する主流ガスからの熱負荷が異
なるため、各通路内で発生する蒸気流量に差が生じ、圧
力損失にも差が生じる。そのため、各冷媒通路２３を流
通する冷却水量にバラツキが生れる。この冷却水量と冷
却性能とは密接に関連しているため、上記し） だ
圧力損失の違いが原因となシ、各冷却通路の冷却水量が
常に変動し、安定した冷却性能が得られない。そして最
悪の場合、冷却翼の焼損に至る恐れがある。
一本発明の目的は冷却効果が大きく、温度分布の均一な
液冷ガスタービン翼を提供することにある。
液冷ガスタービン翼を提供することにある。
本発明の特徴とするところは、多孔質層と、それを覆う
耐熱金属板とから翼を構成し、多孔質材と耐熱金属板と
の間に液状の冷媒を流通させる冷媒通路を形成する仁と
によシ、少ない冷媒流量で、冷却性能の良い、しかも温
度分布の均一なガスタービン翼が得られるようにしたこ
とにある。
耐熱金属板とから翼を構成し、多孔質材と耐熱金属板と
の間に液状の冷媒を流通させる冷媒通路を形成する仁と
によシ、少ない冷媒流量で、冷却性能の良い、しかも温
度分布の均一なガスタービン翼が得られるようにしたこ
とにある。
以下、本発明の一実施例である液冷ガスタービン翼を図
を用いて説明する。第３図は本発明によるガスタービン
動翼の一例であり、第４図は第３図（ｐｌＶ−Ｗ所内を
示す。図において、ガスタービン冷却翼ば、多孔質層３
０と、その外面を覆う耐熱金属板１７と、両者の間に位
置し翼長方向に伸延した冷媒通路２３と、多孔質層３０
の内側に形成される真中空部２５と、該中空部２５と燃
焼ガス主流とを連通ずる翼先端に設けられた吹き出し孔
３１とから構成されている。そして冷媒である冷却水３
４はホイール４０に設けられた冷媒通路４１を流れ、シ
ャンク部の冷却水ヘッダー３８に入シ、その後、動翼３
を構成する耐熱金属板１７゛ と多孔質層３０との間に
半径方向に複数個形成された冷媒通路２３へ流れ込む。
を用いて説明する。第３図は本発明によるガスタービン
動翼の一例であり、第４図は第３図（ｐｌＶ−Ｗ所内を
示す。図において、ガスタービン冷却翼ば、多孔質層３
０と、その外面を覆う耐熱金属板１７と、両者の間に位
置し翼長方向に伸延した冷媒通路２３と、多孔質層３０
の内側に形成される真中空部２５と、該中空部２５と燃
焼ガス主流とを連通ずる翼先端に設けられた吹き出し孔
３１とから構成されている。そして冷媒である冷却水３
４はホイール４０に設けられた冷媒通路４１を流れ、シ
ャンク部の冷却水ヘッダー３８に入シ、その後、動翼３
を構成する耐熱金属板１７゛ と多孔質層３０との間に
半径方向に複数個形成された冷媒通路２３へ流れ込む。
冷媒通路２３へ導入された冷媒（水）はタービンの回転
による遠心力とコリオリカとにより壁面に液膜を形成す
る。
による遠心力とコリオリカとにより壁面に液膜を形成す
る。
この液膜は冷媒通路２３内で蒸発しながら翼面を冷却す
るものはもちろんであるが、多孔質層３０内の毛細管作
用によシ、冷媒通路２３以外の伝熱面へ流れ込み、蒸発
冷却を行う。蒸発した蒸気は多孔質層３０で囲まれた翼
中央の空洞２５へ流出し、翼先端のキャップ３５に設け
られた吹き出し孔３１から主流ガス中へ放出される。こ
のような構造にすることにより、タービンの回転により
形成される液膜が、多孔質層３０の毛細管作用により冷
媒通路以外にも形成されるため、コリオリカによる翼の
背、腹側における冷却性能差が解消できるとともに、翼
全面にわたって一様な冷却性能が得られるため温度分布
が一様になり、熱応力を小さくできる。また、翼中央に
設けた中空部へ発生した蒸気を放出することによシ、各
冷媒通路間の圧力損失を均一にすることができ、冷媒流
量分布は常に一定となシ、安定した冷却性能が得られる
。
るものはもちろんであるが、多孔質層３０内の毛細管作
用によシ、冷媒通路２３以外の伝熱面へ流れ込み、蒸発
冷却を行う。蒸発した蒸気は多孔質層３０で囲まれた翼
中央の空洞２５へ流出し、翼先端のキャップ３５に設け
られた吹き出し孔３１から主流ガス中へ放出される。こ
のような構造にすることにより、タービンの回転により
形成される液膜が、多孔質層３０の毛細管作用により冷
媒通路以外にも形成されるため、コリオリカによる翼の
背、腹側における冷却性能差が解消できるとともに、翼
全面にわたって一様な冷却性能が得られるため温度分布
が一様になり、熱応力を小さくできる。また、翼中央に
設けた中空部へ発生した蒸気を放出することによシ、各
冷媒通路間の圧力損失を均一にすることができ、冷媒流
量分布は常に一定となシ、安定した冷却性能が得られる
。
本発明による効果としては、タービン冷却翼を多孔質層
とそれを覆う耐熱金属板、およびそれらの間の液体の冷
媒通路とから構成して液体の蒸発冷却を用いることによ
シ、少ない冷媒流量で冷却効率の大きな、しかも温度分
布の一様な冷却性能が得られる液冷ガスタービン翼が実
現できる。また実施例によれば、更に翼中央に多孔質層
に囲まれた中空部を設けた構造とし、翼表面下で発生し
た蒸気をその中空部へ放出することにより各冷媒通路の
圧力を均一となるため、冷媒流量分布が一定となり、安
定した冷却性能が得られ、翼の信頼性、寿命が増大する
という効果も得られる。
とそれを覆う耐熱金属板、およびそれらの間の液体の冷
媒通路とから構成して液体の蒸発冷却を用いることによ
シ、少ない冷媒流量で冷却効率の大きな、しかも温度分
布の一様な冷却性能が得られる液冷ガスタービン翼が実
現できる。また実施例によれば、更に翼中央に多孔質層
に囲まれた中空部を設けた構造とし、翼表面下で発生し
た蒸気をその中空部へ放出することにより各冷媒通路の
圧力を均一となるため、冷媒流量分布が一定となり、安
定した冷却性能が得られ、翼の信頼性、寿命が増大する
という効果も得られる。
第１図は従来の多孔質材料を用いた空冷ガスタービン翼
の斜視図、第２図は従来の液体冷却構造の液冷ガスター
ビン翼の断面図、第３図は本発明の一実施例であるガス
タービン冷却翼の断面図、第４図は第３図のＩＶ−Ｗ断
面図である。。 ３・・・ガスタービン翼、１７・・・耐熱金属板、２３
・・・冷却通路、２５・・・真中空部、５０・・・多孔
質層、３１・・・吹き出し孔。 第１ｄ ！ ”４ｓ（ｆＪ 第４０ ｎ
の斜視図、第２図は従来の液体冷却構造の液冷ガスター
ビン翼の断面図、第３図は本発明の一実施例であるガス
タービン冷却翼の断面図、第４図は第３図のＩＶ−Ｗ断
面図である。。 ３・・・ガスタービン翼、１７・・・耐熱金属板、２３
・・・冷却通路、２５・・・真中空部、５０・・・多孔
質層、３１・・・吹き出し孔。 第１ｄ ！ ”４ｓ（ｆＪ 第４０ ｎ
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、燃焼ガスに接するガスタービン翼が、多孔質層と、
該外孔質層の外面を覆う耐熱金属板並びにこれらの間に
設けられた液状の冷媒を流通させる複数個の冷媒通路と
から構成されることを特徴とする液冷ガスタービン翼。 ２、特許請求の範囲第１項記載の液冷ガスタービン翼に
おいて、前記多孔質層の内側に中空部を形成し、その中
空部が燃焼ガス主流に連通するように翼外面に吹き出し
孔を設けたことを特徴とする液冷ガスタービン翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10116981A JPS585404A (ja) | 1981-07-01 | 1981-07-01 | 液冷ガスタ−ビン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10116981A JPS585404A (ja) | 1981-07-01 | 1981-07-01 | 液冷ガスタ−ビン翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS585404A true JPS585404A (ja) | 1983-01-12 |
Family
ID=14293515
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10116981A Pending JPS585404A (ja) | 1981-07-01 | 1981-07-01 | 液冷ガスタ−ビン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS585404A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5484258A (en) * | 1994-03-01 | 1996-01-16 | General Electric Company | Turbine airfoil with convectively cooled double shell outer wall |
| WO2008070089A1 (en) * | 2006-12-05 | 2008-06-12 | Berry Metal Company | Apparatus for injecting gas into a vessel |
| CN113027538A (zh) * | 2021-03-24 | 2021-06-25 | 北京航空航天大学 | 航空发动机涡轮导向器叶片的高效冷却装置 |
| CN114673563A (zh) * | 2022-03-29 | 2022-06-28 | 北京航空航天大学 | 一种航空发动机涡轮组件 |
-
1981
- 1981-07-01 JP JP10116981A patent/JPS585404A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5484258A (en) * | 1994-03-01 | 1996-01-16 | General Electric Company | Turbine airfoil with convectively cooled double shell outer wall |
| WO2008070089A1 (en) * | 2006-12-05 | 2008-06-12 | Berry Metal Company | Apparatus for injecting gas into a vessel |
| CN113027538A (zh) * | 2021-03-24 | 2021-06-25 | 北京航空航天大学 | 航空发动机涡轮导向器叶片的高效冷却装置 |
| CN114673563A (zh) * | 2022-03-29 | 2022-06-28 | 北京航空航天大学 | 一种航空发动机涡轮组件 |
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