JPS5896103A - タ−ビン冷却翼 - Google Patents
タ−ビン冷却翼Info
- Publication number
- JPS5896103A JPS5896103A JP19182781A JP19182781A JPS5896103A JP S5896103 A JPS5896103 A JP S5896103A JP 19182781 A JP19182781 A JP 19182781A JP 19182781 A JP19182781 A JP 19182781A JP S5896103 A JPS5896103 A JP S5896103A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- air
- insert
- cooling
- 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.)
- 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
- 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
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】
本発明はタービン冷却翼に係り、特に少量の空気で高い
冷却効率を得ることができ、しかも翼のメタルｌＪｉ＆
を均一にすることができるようにし逢タービン冷却鶴に
関する。
冷却効率を得ることができ、しかも翼のメタルｌＪｉ＆
を均一にすることができるようにし逢タービン冷却鶴に
関する。
一般に高温条件で使用されるタービンＩＩ＆は、＾温ガ
ス中に長時間曝露されるので劣化が激しく、これを防ぐ
ため空気圧ｌｌ５ｆＩＡの吐出空気によって冷却を行っ
ている。このような冷却間では少量の空気で翼のメタル
温度を十分に低下させることが要求され、また熱応力を
小さくするためにできるだけメタル温度分布を均一にす
ることが要祷される。
ス中に長時間曝露されるので劣化が激しく、これを防ぐ
ため空気圧ｌｌ５ｆＩＡの吐出空気によって冷却を行っ
ている。このような冷却間では少量の空気で翼のメタル
温度を十分に低下させることが要求され、また熱応力を
小さくするためにできるだけメタル温度分布を均一にす
ることが要祷される。
このような要求への対策として、タービンｍｅ薄肉の中
空構造とし、翼内にインサー）１−設けて翼本体とイン
サートとの間に空気通路を形成し、この空気通路へイン
サート内から冷却空気を吹出すことにより翼を冷却する
手段が一般に用いられていた。このような従来のタービ
ン冷却翼の例を示す第１図および第２図において、符号
１はガスタービンの冷却静翼の１枚の翼本体を便宜的に
示したもので、この中空の翼本体１の内部に横断面形状
がほぼ翼形のインサート２を設け、この翼本体１とイン
サート２との間に空気通路３を形成している。このイン
サート２の前縁４に空気吹出口５が設けられ、インサー
ト２円に送られた冷却用空気はこの吹出口５から吹出さ
れ、上記空気通路３内を翼背１１６と翼腹［１７とに分
れて後縁１１８に至り、空気流出口９から主流ガス中に
吹出すようになっている。
空構造とし、翼内にインサー）１−設けて翼本体とイン
サートとの間に空気通路を形成し、この空気通路へイン
サート内から冷却空気を吹出すことにより翼を冷却する
手段が一般に用いられていた。このような従来のタービ
ン冷却翼の例を示す第１図および第２図において、符号
１はガスタービンの冷却静翼の１枚の翼本体を便宜的に
示したもので、この中空の翼本体１の内部に横断面形状
がほぼ翼形のインサート２を設け、この翼本体１とイン
サート２との間に空気通路３を形成している。このイン
サート２の前縁４に空気吹出口５が設けられ、インサー
ト２円に送られた冷却用空気はこの吹出口５から吹出さ
れ、上記空気通路３内を翼背１１６と翼腹［１７とに分
れて後縁１１８に至り、空気流出口９から主流ガス中に
吹出すようになっている。
しかしながら、このような構造の翼では冷却効果が不十
分でありメタル温度分布が不均一になり易いので、作動
ガスの高温化が進むと翼の熱疲労による損傷・寿命の低
下等の問題が生じる。それで、翼本体の前縁や背側に多
数の孔を穿設して冷却空気を主流中に吹出し、翼本体表
面に冷却空気の膜を作り翼表面を覆う方法もあるが、冷
却空気を大量に要し不経済であるから、特に高温ガス中
で用いる場合以外は不適当である。
分でありメタル温度分布が不均一になり易いので、作動
ガスの高温化が進むと翼の熱疲労による損傷・寿命の低
下等の問題が生じる。それで、翼本体の前縁や背側に多
数の孔を穿設して冷却空気を主流中に吹出し、翼本体表
面に冷却空気の膜を作り翼表面を覆う方法もあるが、冷
却空気を大量に要し不経済であるから、特に高温ガス中
で用いる場合以外は不適当である。
そこで、本発明の目的は、従来のタービン冷却源が有す
る上記の問題点ｔ−解決し、少量′の冷却空気で高い冷
却効率を得ることができ、しかも翼のメタル温度の分布
を均一化することのできるタービン冷却域を提供するこ
とにある。
る上記の問題点ｔ−解決し、少量′の冷却空気で高い冷
却効率を得ることができ、しかも翼のメタル温度の分布
を均一化することのできるタービン冷却域を提供するこ
とにある。
上記目的を達成するため、本発明によるタービン冷却翼
は、中空にしたタービン属の内部にインサー）を設け、
このインサートを包むようにタービン輿とインサートと
の闇に空気通ＮＩｔ−形成し、この空気通路にインサー
ト内部から空気を吹出してタービン減を冷却するように
したものにおいて、複数のインサートに穿設した多数の
インピンジ孔から翼背側と翼前縁側の空気通路にのみ空
気を吹出し、この吹出した空気を翼腹側の空気通路を経
て翼後縁側へ向うようにしたことｔ−特徴としている。
は、中空にしたタービン属の内部にインサー）を設け、
このインサートを包むようにタービン輿とインサートと
の闇に空気通ＮＩｔ−形成し、この空気通路にインサー
ト内部から空気を吹出してタービン減を冷却するように
したものにおいて、複数のインサートに穿設した多数の
インピンジ孔から翼背側と翼前縁側の空気通路にのみ空
気を吹出し、この吹出した空気を翼腹側の空気通路を経
て翼後縁側へ向うようにしたことｔ−特徴としている。
以下ご本発明によるタービン冷却翼の実施例を第１図お
よび第２図と同一部分には同一符号を付して示した第３
図ないし第５図を参照して説明する。第３図および第４
図は図示を省略し次ガスタービンケーシングに突設され
た多数の靜減のうちの１枚を便宜的に示したものであり
、符号１は中空に裏作された翼本体を示し、この翼本体
１の内部に舅の前縁４から後縁８の方向に直列に２４１
のイｙｇ−ト２ｍ、２ｂ１ｒＷｋけ、この２１１のイン
サー１２ｍ、２ｂｔ−それぞれ包むように翼本体ｌとイ
ンサート２ｍ、２ｂとの間に−に間隙の空気通路３を形
成している。この空気通路３のうち翼背−の部分は、イ
ンサート２ｍ 、２ｂのそれぞれのｔｉｋ縁部の翼背側
内壁に設は念縦方向の突起１０ａ。
よび第２図と同一部分には同一符号を付して示した第３
図ないし第５図を参照して説明する。第３図および第４
図は図示を省略し次ガスタービンケーシングに突設され
た多数の靜減のうちの１枚を便宜的に示したものであり
、符号１は中空に裏作された翼本体を示し、この翼本体
１の内部に舅の前縁４から後縁８の方向に直列に２４１
のイｙｇ−ト２ｍ、２ｂ１ｒＷｋけ、この２１１のイン
サー１２ｍ、２ｂｔ−それぞれ包むように翼本体ｌとイ
ンサート２ｍ、２ｂとの間に−に間隙の空気通路３を形
成している。この空気通路３のうち翼背−の部分は、イ
ンサート２ｍ 、２ｂのそれぞれのｔｉｋ縁部の翼背側
内壁に設は念縦方向の突起１０ａ。
ｔｏｂにより仕切られて流路３ａと３ｂとに分画されて
袋状になっている。そして、上記インサート２ａの翼背
側６および翼前縁１１４ならびにインサー）２ｂの翼背
側６には全面にわたって多数のインピンジ孔１１が穿設
されている。また、翼本体１の翼背１４１１６と翼腹１
１７とは、インサー）２ｍと２ｂとの間に設けられた連
結棒１２で結合されており、翼本体の後縁側８には翼背
側６と翼腹側７との間に多数のビン１３が設けられてい
る。
袋状になっている。そして、上記インサート２ａの翼背
側６および翼前縁１１４ならびにインサー）２ｂの翼背
側６には全面にわたって多数のインピンジ孔１１が穿設
されている。また、翼本体１の翼背１４１１６と翼腹１
１７とは、インサー）２ｍと２ｂとの間に設けられた連
結棒１２で結合されており、翼本体の後縁側８には翼背
側６と翼腹側７との間に多数のビン１３が設けられてい
る。
本発明はこのように構成されているので、図示を省略し
た圧縮機からインサート２ｍ 、２ｂへ送られた冷却用
空気は、インサー）２ｍの前縁＠４と翼背［６およびイ
ンサー）２ｂの翼背Ｉ１６に設けられた多数のインピン
ジ孔１１がら空気通路３ａおよび３ｂ内に吹出され、翼
本体１の前縁４と翼背１１４１１６との内面に吹付けら
れて＃ｌを効果的に冷却する。この吹付けられた冷却空
気は、突起１０ｍ。
た圧縮機からインサート２ｍ 、２ｂへ送られた冷却用
空気は、インサー）２ｍの前縁＠４と翼背［６およびイ
ンサー）２ｂの翼背Ｉ１６に設けられた多数のインピン
ジ孔１１がら空気通路３ａおよび３ｂ内に吹出され、翼
本体１の前縁４と翼背１１４１１６との内面に吹付けら
れて＃ｌを効果的に冷却する。この吹付けられた冷却空
気は、突起１０ｍ。
１０ｂがあるために空気通路３ｍ、３ｂｔ−通って前縁
方向に流れ、矢印で図示するように［１１１１４１７へ
向う。多数のインピンジ孔１１から吹出された空気は、
空気通路３ｍ、３ｂｔ−通過する過程で合流し、次第に
高速になって翼腹側の空気通路３ｅｆｒｆｉれ効果的な
対流冷却を行う、ｉた、インサー）２ｍと２ｂとに２分
されて吹出され、血縁方向に向った空気は、ＫＩ１１１
７の連結棒１２の取付部付近で合流し、この合流した空
気は後縁部の多数のピン１３の間を通過することによっ
て乱され高速となり冷却効果を高め、主流ガス中に流出
する。
方向に流れ、矢印で図示するように［１１１１４１７へ
向う。多数のインピンジ孔１１から吹出された空気は、
空気通路３ｍ、３ｂｔ−通過する過程で合流し、次第に
高速になって翼腹側の空気通路３ｅｆｒｆｉれ効果的な
対流冷却を行う、ｉた、インサー）２ｍと２ｂとに２分
されて吹出され、血縁方向に向った空気は、ＫＩ１１１
７の連結棒１２の取付部付近で合流し、この合流した空
気は後縁部の多数のピン１３の間を通過することによっ
て乱され高速となり冷却効果を高め、主流ガス中に流出
する。
なお、インサートの分割数は２個に限足されるものでは
なく、第５図における他の実施例のように３個以上にし
ても同様の効果ｔ−得ることができるのはもちろんであ
る。
なく、第５図における他の実施例のように３個以上にし
ても同様の効果ｔ−得ることができるのはもちろんであ
る。
以上の説明から明らかなように、本発明のタービン冷却
翼によれば、複数のインサー）ｆ設けて冷却用空気をイ
ンサート内から４背鴫と前緻貴にのみ吹出してインピン
ジ冷却を行い、翼腹側は対流冷却を行うようにしたから
、冷却ｇ！気が極めて自助に使用される。また、インピ
ンジ孔の配列およびそれぞれのインサートの流量配分の
調整上行うことにエリ、翼のメタル温度が均一になるよ
うに冷却することがでＩＩ、 したがってタービン翼の
耐久性を増加させ、故障頻度を低下させることができる
などの大龜な利点がある。
翼によれば、複数のインサー）ｆ設けて冷却用空気をイ
ンサート内から４背鴫と前緻貴にのみ吹出してインピン
ジ冷却を行い、翼腹側は対流冷却を行うようにしたから
、冷却ｇ！気が極めて自助に使用される。また、インピ
ンジ孔の配列およびそれぞれのインサートの流量配分の
調整上行うことにエリ、翼のメタル温度が均一になるよ
うに冷却することがでＩＩ、 したがってタービン翼の
耐久性を増加させ、故障頻度を低下させることができる
などの大龜な利点がある。
第１図は従来のタービン冷却静翼な示す縦断面図、第２
図は第１図のＡ−ム線に沿う横断面図、第３図は本発明
の実施例を示すタービン冷却靜具の縦断面図、＠４図は
第３図のＢ−Ｂ線に沿う横断面図、＄５図は本発明の他
の実施例な示す横断面図である。 １ ・・・翼本体、２．２ｍ、２ｂ、２ｃｍ＝インサー
ト＊、 ３ ｗ ３ ａ ｇ ３ ｂ ｓ ３
ｇ ・・・空気通路、４・・・前縁、６・・・翼背備、
７・・・翼腹側、８・・・後縁、 １０ｍ、 １０１ｅ
。 １０ ｃ・・・突起、１１・・・インピンジ孔、１２・
・・連ＭＩＩ１．１３・・・ビン。 第１゛囚 躬２図 へ 第３図 躬４図 ８５図
図は第１図のＡ−ム線に沿う横断面図、第３図は本発明
の実施例を示すタービン冷却靜具の縦断面図、＠４図は
第３図のＢ−Ｂ線に沿う横断面図、＄５図は本発明の他
の実施例な示す横断面図である。 １ ・・・翼本体、２．２ｍ、２ｂ、２ｃｍ＝インサー
ト＊、 ３ ｗ ３ ａ ｇ ３ ｂ ｓ ３
ｇ ・・・空気通路、４・・・前縁、６・・・翼背備、
７・・・翼腹側、８・・・後縁、 １０ｍ、 １０１ｅ
。 １０ ｃ・・・突起、１１・・・インピンジ孔、１２・
・・連ＭＩＩ１．１３・・・ビン。 第１゛囚 躬２図 へ 第３図 躬４図 ８５図
Claims (1)
- 中空のタービン翼の内部にインサートを設け、このイン
サートを囲むようにタービン翼とインサートとの間に空
気通路を形成し、この空気通路にインサート内部から空
気を吹出してタービン翼を冷却するようにしたものにお
いて、複数のインナートに穿設し九多数のインピンジ孔
から翼背側と鴫前縁側の空気通路にのみ空気を吹出し、
この吹出し九空気を翼腹側の空気通路を経て翼後縁側へ
向うようにしたことを特徴とするタービン冷却翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19182781A JPS5896103A (ja) | 1981-12-01 | 1981-12-01 | タ−ビン冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19182781A JPS5896103A (ja) | 1981-12-01 | 1981-12-01 | タ−ビン冷却翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5896103A true JPS5896103A (ja) | 1983-06-08 |
| JPS6148606B2 JPS6148606B2 (ja) | 1986-10-24 |
Family
ID=16281174
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP19182781A Granted JPS5896103A (ja) | 1981-12-01 | 1981-12-01 | タ−ビン冷却翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5896103A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60192803A (ja) * | 1984-03-13 | 1985-10-01 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン翼 |
| JPH02241902A (ja) * | 1989-03-13 | 1990-09-26 | Toshiba Corp | タービンの冷却翼および複合発電プラント |
| WO1998057043A1 (fr) * | 1997-06-13 | 1998-12-17 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Structure et procede permettant de maintenant des pieces rapportees pour aubes fixes de turbine a gaz |
| EP1283326A1 (de) * | 2001-08-09 | 2003-02-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlung einer Turbinenschaufel |
| EP3269931A1 (en) * | 2012-10-03 | 2018-01-17 | Rolls-Royce plc | Gas turbine engine component |
| CN108868897A (zh) * | 2017-05-11 | 2018-11-23 | 通用电气公司 | 涡轮发动机翼型件的插入件 |
-
1981
- 1981-12-01 JP JP19182781A patent/JPS5896103A/ja active Granted
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60192803A (ja) * | 1984-03-13 | 1985-10-01 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン翼 |
| JPH02241902A (ja) * | 1989-03-13 | 1990-09-26 | Toshiba Corp | タービンの冷却翼および複合発電プラント |
| WO1998057043A1 (fr) * | 1997-06-13 | 1998-12-17 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Structure et procede permettant de maintenant des pieces rapportees pour aubes fixes de turbine a gaz |
| EP0926313A1 (en) * | 1997-06-13 | 1999-06-30 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Structure and method for holding inserts for stationary blades of gas turbine |
| US6120244A (en) * | 1997-06-13 | 2000-09-19 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Structure and method for inserting inserts in stationary blade of gas turbine |
| EP0926313A4 (en) * | 1997-06-13 | 2000-12-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | STRUCTURE AND METHOD FOR MAINTAINING INSERTS FOR FIXED GAS TURBINE BLADES |
| EP1283326A1 (de) * | 2001-08-09 | 2003-02-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlung einer Turbinenschaufel |
| EP3269931A1 (en) * | 2012-10-03 | 2018-01-17 | Rolls-Royce plc | Gas turbine engine component |
| CN108868897A (zh) * | 2017-05-11 | 2018-11-23 | 通用电气公司 | 涡轮发动机翼型件的插入件 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6148606B2 (ja) | 1986-10-24 |
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