JPS59113204A - 冷却翼 - Google Patents
冷却翼Info
- Publication number
- JPS59113204A JPS59113204A JP22182082A JP22182082A JPS59113204A JP S59113204 A JPS59113204 A JP S59113204A JP 22182082 A JP22182082 A JP 22182082A JP 22182082 A JP22182082 A JP 22182082A JP S59113204 A JPS59113204 A JP S59113204A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- cooling
- wall
- vane
- grooves
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/24—Three-dimensional ellipsoidal
- F05D2250/241—Three-dimensional ellipsoidal spherical
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、ガスタービン翼に係り１％に高温での運転に
好適な、空冷動翼及び、空冷静翼に関するものである。
好適な、空冷動翼及び、空冷静翼に関するものである。
従来技術の一例を第１図に示す。
従来の空冷翼の冷却方式としては、中空翼１内部に挿入
されたインサート２に多数あけられた冷却孔より、＊内
壁に冷却空気ａ（ｌ−吹きつける形式のインピンジメン
ト冷却、及び冷却空気ａを冷却孔３より翼列表面へ吹き
出して冷却するフィルム冷却を併用する方式が多く用い
られている。本方式においては、翼内壁のインビンジメ
ント冷却による熱伝達率は、翼内壁の境界層厚さに大き
く依存し、境界層厚さが薄いほど大きな熱伝達率を持つ
こととなる。冷却空気吹付は孔のごく近傍で冷却空気の
ジェットが直接衝突する、ごく狭い領域では、この境界
層厚きは小さくなっているが、それ以外の領域では、境
界層は、冷却空気流路のよどみ点を起点として、流れ方
向に向かって発達するためかなり厚くなっている。その
ため、従来の方式においては翼内壁の平均熱伝達率は、
境界層の発達が原因となって、増大させるのが困難であ
るため、翼全体の冷却効率の増大も難しいという欠点が
あった。
されたインサート２に多数あけられた冷却孔より、＊内
壁に冷却空気ａ（ｌ−吹きつける形式のインピンジメン
ト冷却、及び冷却空気ａを冷却孔３より翼列表面へ吹き
出して冷却するフィルム冷却を併用する方式が多く用い
られている。本方式においては、翼内壁のインビンジメ
ント冷却による熱伝達率は、翼内壁の境界層厚さに大き
く依存し、境界層厚さが薄いほど大きな熱伝達率を持つ
こととなる。冷却空気吹付は孔のごく近傍で冷却空気の
ジェットが直接衝突する、ごく狭い領域では、この境界
層厚きは小さくなっているが、それ以外の領域では、境
界層は、冷却空気流路のよどみ点を起点として、流れ方
向に向かって発達するためかなり厚くなっている。その
ため、従来の方式においては翼内壁の平均熱伝達率は、
境界層の発達が原因となって、増大させるのが困難であ
るため、翼全体の冷却効率の増大も難しいという欠点が
あった。
本発明の目的は、ガスタービン空冷翼の冷却効率を増大
せしめ、高いガス温度においても、少量の冷却空気で良
好な冷却を行ない得る空冷翼を提供するにある。
せしめ、高いガス温度においても、少量の冷却空気で良
好な冷却を行ない得る空冷翼を提供するにある。
本発明は、ガスタービン空冷翼の冷却効率を増大させる
手段として、インビンジメント冷却及びフィルム冷却を
行なう翼の内壁に、翼高さ方向に走る複数個の溝を設け
、フィルム冷却孔をこの溝の底部より、翼列表面へ開口
する位置に設置することにより、翼内壁の境界層の発達
を減少せしめ、これにより内壁熱伝達率を増大させるこ
とにより、空冷翼につき高い冷却効率の達成を可能なら
しめたものである。
手段として、インビンジメント冷却及びフィルム冷却を
行なう翼の内壁に、翼高さ方向に走る複数個の溝を設け
、フィルム冷却孔をこの溝の底部より、翼列表面へ開口
する位置に設置することにより、翼内壁の境界層の発達
を減少せしめ、これにより内壁熱伝達率を増大させるこ
とにより、空冷翼につき高い冷却効率の達成を可能なら
しめたものである。
第２図に本発明の実施例を示す。
第２図において、中空部が前後に分割された中空ＸＩの
内部に、インピンジメント冷却用のインサート２が設置
されている。中空翼１の内壁には、冷却溝４が翼高さ方
向に設けられ、冷却溝４の溝底より、翼列表面に開口す
るフィルム冷却用冷却孔３が設けられている。
内部に、インピンジメント冷却用のインサート２が設置
されている。中空翼１の内壁には、冷却溝４が翼高さ方
向に設けられ、冷却溝４の溝底より、翼列表面に開口す
るフィルム冷却用冷却孔３が設けられている。
インサート２内に流入した冷却空気ａは、インサート側
面に多数あけられた冷却孔を通って、翼内壁に吹きつけ
られる。冷却空気ａは、その後、翼内壁、インサート間
のギャップを流れ、内壁に多数設けられた冷却溝４及び
冷却孔３を通って、翼外部に流出する。翼外部に流出し
た冷却空気ａは、翼列表面に沿って流れ、外表面が直接
高温の燃焼カスｂに触れるのを防ぐことによシ、フィル
ム冷却を行なう。フィルム冷却孔３は必要に応じて直径
及び数が選ばれており１本実施例においては、直径の大
きく、数の多い冷却孔３′が１カ所有り、他は直径が小
さく、数も少ない冷却孔となっている。そのため、翼前
側中空部を流れる冷却空気は、その手分程度が冷却孔３
′を通って流出し、インサート、翼内壁間ギャップにお
いては。
面に多数あけられた冷却孔を通って、翼内壁に吹きつけ
られる。冷却空気ａは、その後、翼内壁、インサート間
のギャップを流れ、内壁に多数設けられた冷却溝４及び
冷却孔３を通って、翼外部に流出する。翼外部に流出し
た冷却空気ａは、翼列表面に沿って流れ、外表面が直接
高温の燃焼カスｂに触れるのを防ぐことによシ、フィル
ム冷却を行なう。フィルム冷却孔３は必要に応じて直径
及び数が選ばれており１本実施例においては、直径の大
きく、数の多い冷却孔３′が１カ所有り、他は直径が小
さく、数も少ない冷却孔となっている。そのため、翼前
側中空部を流れる冷却空気は、その手分程度が冷却孔３
′を通って流出し、インサート、翼内壁間ギャップにお
いては。
各部より冷却孔３′に向って流れる冷却空気流れが生ず
ることとなる。また、翼後側中空部においても、冷却空
気は、その半分以上が翼後縁部スリットより流出するた
め、インサート、翼内壁間ギャップにおいては、各部よ
り後縁部スリットへ向う冷却空気流が生じることとなる
。このギヤツブ向流れにおいて翼内壁の境界層厚さを小
さくする事が、内壁熱伝達率を増大させ、空冷翼の冷却
効率を向上させる上で重要である。本実施例においては
、ギヤツブ向流れに沿って境界層が発達しない様、冷却
溝及び冷却孔で境界層を吸い取ってしまい、同時に、そ
の冷却空気を外表面に吹き出してフィルム冷却に使う構
造となっている。
ることとなる。また、翼後側中空部においても、冷却空
気は、その半分以上が翼後縁部スリットより流出するた
め、インサート、翼内壁間ギャップにおいては、各部よ
り後縁部スリットへ向う冷却空気流が生じることとなる
。このギヤツブ向流れにおいて翼内壁の境界層厚さを小
さくする事が、内壁熱伝達率を増大させ、空冷翼の冷却
効率を向上させる上で重要である。本実施例においては
、ギヤツブ向流れに沿って境界層が発達しない様、冷却
溝及び冷却孔で境界層を吸い取ってしまい、同時に、そ
の冷却空気を外表面に吹き出してフィルム冷却に使う構
造となっている。
第３図は冷却溝及び冷却孔の無い場合の翼内壁に沿った
境界層の発達及び熱伝達率の変化を示したものである。
境界層の発達及び熱伝達率の変化を示したものである。
境界層は、ギャップ内よどみ点を起点として、流れ方向
に沿って発達し、厚さが増加していく。それに従って１
図中に示した様に熱伝達係数は減小することとなる。
に沿って発達し、厚さが増加していく。それに従って１
図中に示した様に熱伝達係数は減小することとなる。
第４図は、本実施例における翼内壁に沿った境界層厚畑
の変化と熱伝達係数の変化を示したものである。流れと
直角方向に冷却溝が所定の間隔で並び、溝底に設置され
た冷却孔より冷却空気が吸出されるため、翼内壁の境界
層は発達する前に吸出されてしまうこととなり、図中に
示したごとく。
の変化と熱伝達係数の変化を示したものである。流れと
直角方向に冷却溝が所定の間隔で並び、溝底に設置され
た冷却孔より冷却空気が吸出されるため、翼内壁の境界
層は発達する前に吸出されてしまうこととなり、図中に
示したごとく。
境界層厚さは、常に薄い状態を保つこととなる。
このため、内壁熱伝達率は第３図の場合と比べて大きな
値となり、翼の冷却効率を増大させる。また、冷却孔よ
シ流出した冷却空気は、翼列表面のフィルム冷却を行な
うため、翼の内外で効率良く冷却を行なうことが可能で
、本実施例において、きわめて高い冷却効率の空冷翼を
得ることができる。
値となり、翼の冷却効率を増大させる。また、冷却孔よ
シ流出した冷却空気は、翼列表面のフィルム冷却を行な
うため、翼の内外で効率良く冷却を行なうことが可能で
、本実施例において、きわめて高い冷却効率の空冷翼を
得ることができる。
ガスタービンの効率を上げるためには、タービン入口ガ
ス温度を上げることが必須の条件である。
ス温度を上げることが必須の条件である。
本発明によれば、高いガス温度においても、翼を十分に
冷却することができ、また、冷却空気量が減少させられ
ることにより、高温で作動する高性能のガスタービンの
製造が可能である。
冷却することができ、また、冷却空気量が減少させられ
ることにより、高温で作動する高性能のガスタービンの
製造が可能である。
第１図は従来技術を示す断面図、第２図は本発明の一実
施例を示す断面図、第３図は従来技術における翼内壁境
界層厚さ及び熱伝達率を示すグラフ、第４図は１本発明
における翼内壁境界層厚さ及び熱伝達率を示すグラフで
ある。 １・・・中空翼、２・・・インサート、３・・・冷却孔
、４・・・冷却溝％ ａ・・・冷却空気、ｂ・・・燃焼
ガス。 略（国 １Ｘ０− 第 ２区
施例を示す断面図、第３図は従来技術における翼内壁境
界層厚さ及び熱伝達率を示すグラフ、第４図は１本発明
における翼内壁境界層厚さ及び熱伝達率を示すグラフで
ある。 １・・・中空翼、２・・・インサート、３・・・冷却孔
、４・・・冷却溝％ ａ・・・冷却空気、ｂ・・・燃焼
ガス。 略（国 １Ｘ０− 第 ２区
Claims (1)
- １、 ガスタービンに用いる冷却翼において、興高さ方
向に貫通した空間を有する中空翼の内部に、翼内壁に対
して所定の間隔を保ち、空冷用の孔を有する薄肉筒が固
定され、さらに、翼内壁に、翼高さ方向の複数の溝を有
し、この溝の底部より翼列表面へ開口した小孔を有する
ことを特徴とする冷却翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22182082A JPS59113204A (ja) | 1982-12-20 | 1982-12-20 | 冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22182082A JPS59113204A (ja) | 1982-12-20 | 1982-12-20 | 冷却翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59113204A true JPS59113204A (ja) | 1984-06-29 |
Family
ID=16772694
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP22182082A Pending JPS59113204A (ja) | 1982-12-20 | 1982-12-20 | 冷却翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59113204A (ja) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5102299A (en) * | 1986-11-10 | 1992-04-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Airfoil trailing edge cooling configuration |
| JPH0655256A (ja) * | 1992-02-18 | 1994-03-01 | General Motors Corp <Gm> | 合金構造体、その製造方法及び合金鋳造モールド |
| US5743708A (en) * | 1994-08-23 | 1998-04-28 | General Electric Co. | Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits |
| US6283708B1 (en) * | 1999-12-03 | 2001-09-04 | United Technologies Corporation | Coolable vane or blade for a turbomachine |
| US6589600B1 (en) * | 1999-06-30 | 2003-07-08 | General Electric Company | Turbine engine component having enhanced heat transfer characteristics and method for forming same |
| US7153096B2 (en) | 2004-12-02 | 2006-12-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Stacked laminate CMC turbine vane |
| US7198458B2 (en) | 2004-12-02 | 2007-04-03 | Siemens Power Generation, Inc. | Fail safe cooling system for turbine vanes |
| US7255535B2 (en) | 2004-12-02 | 2007-08-14 | Albrecht Harry A | Cooling systems for stacked laminate CMC vane |
| CN102099550A (zh) * | 2008-11-07 | 2011-06-15 | 三菱重工业株式会社 | 涡轮用叶片 |
| JP2014066224A (ja) * | 2012-09-27 | 2014-04-17 | Hitachi Ltd | ガスタービン翼 |
| CN104088673A (zh) * | 2008-11-07 | 2014-10-08 | 三菱重工业株式会社 | 涡轮用叶片 |
-
1982
- 1982-12-20 JP JP22182082A patent/JPS59113204A/ja active Pending
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5102299A (en) * | 1986-11-10 | 1992-04-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Airfoil trailing edge cooling configuration |
| JPH0655256A (ja) * | 1992-02-18 | 1994-03-01 | General Motors Corp <Gm> | 合金構造体、その製造方法及び合金鋳造モールド |
| US5743708A (en) * | 1994-08-23 | 1998-04-28 | General Electric Co. | Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits |
| US6589600B1 (en) * | 1999-06-30 | 2003-07-08 | General Electric Company | Turbine engine component having enhanced heat transfer characteristics and method for forming same |
| US6283708B1 (en) * | 1999-12-03 | 2001-09-04 | United Technologies Corporation | Coolable vane or blade for a turbomachine |
| US7198458B2 (en) | 2004-12-02 | 2007-04-03 | Siemens Power Generation, Inc. | Fail safe cooling system for turbine vanes |
| US7153096B2 (en) | 2004-12-02 | 2006-12-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Stacked laminate CMC turbine vane |
| US7255535B2 (en) | 2004-12-02 | 2007-08-14 | Albrecht Harry A | Cooling systems for stacked laminate CMC vane |
| CN102099550A (zh) * | 2008-11-07 | 2011-06-15 | 三菱重工业株式会社 | 涡轮用叶片 |
| EP2351909A1 (en) * | 2008-11-07 | 2011-08-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade |
| EP2351909A4 (en) * | 2008-11-07 | 2012-03-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | TURBINE BLADE |
| US8596976B2 (en) | 2008-11-07 | 2013-12-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade |
| CN104088673A (zh) * | 2008-11-07 | 2014-10-08 | 三菱重工业株式会社 | 涡轮用叶片 |
| JP2014066224A (ja) * | 2012-09-27 | 2014-04-17 | Hitachi Ltd | ガスタービン翼 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5215431A (en) | Cooled turbine guide vane | |
| US8162609B1 (en) | Turbine airfoil formed as a single piece but with multiple materials | |
| EP1600604B1 (en) | Cooler rotor blade and method for cooling a rotor blade | |
| US4474532A (en) | Coolable airfoil for a rotary machine | |
| US8052392B1 (en) | Process for cooling a turbine blade trailing edge | |
| EP0753097B1 (en) | Turbine vane with a platform cavity having a double feed for cooling fluid | |
| EP1607578B1 (en) | Cooled rotor blade | |
| JPS58126402A (ja) | 冷却可能なエ−ロフオイル | |
| JP2005264934A (ja) | タービンエアフォイルおよび冷却回路の入口の配置方法 | |
| JP2006144800A (ja) | 補助冷却チャンネルを備えたエーロフォイルおよびこれを含んだガスタービンエンジン | |
| JP2005061407A (ja) | タービンロータブレードおよび冷却回路の入口の配置方法 | |
| JPH10220203A (ja) | ガスタービン冷却静翼 | |
| JPS59113204A (ja) | 冷却翼 | |
| JP2010502872A (ja) | 冷却形タービン動翼 | |
| JP3124109B2 (ja) | ガスタービンの静翼 | |
| JPH11193701A (ja) | タービン翼 | |
| JPS62153504A (ja) | シユラウドセグメント | |
| JP3095633B2 (ja) | ガスタービンの高温部の冷却装置 | |
| US5073083A (en) | Turbine vane with internal cooling circuit | |
| JPS5979006A (ja) | ガスタ−ビン空冷翼 | |
| JPS6148606B2 (ja) | ||
| JPH03141801A (ja) | ガスタービンの冷却翼 | |
| JP3615907B2 (ja) | ガスタービン冷却翼 | |
| JPH0291402A (ja) | ガスタービンシュラウドの冷却構造 | |
| JPH0953405A (ja) | 中空ガスタービン翼 |