JPS5960002A - タ−ビンの翼 - Google Patents
タ−ビンの翼Info
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- JPS5960002A JPS5960002A JP17140482A JP17140482A JPS5960002A JP S5960002 A JPS5960002 A JP S5960002A JP 17140482 A JP17140482 A JP 17140482A JP 17140482 A JP17140482 A JP 17140482A JP S5960002 A JPS5960002 A JP S5960002A
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- flow path
- bent
- cooling fluid
- blade
- cooling
- Prior art date
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- Pending
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- 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
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- 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】
〔発明の技術分野〕
本発明は、タービンの翼に係シ、特に、流体冷却構造を
備えた翼の改良に関する。
備えた翼の改良に関する。
一般的に、ガスタービンは往復機関に比較して小型軽量
で犬馬力が得られるなどの多くの利点を有している。こ
のようなガスタービンは、通常、１つの軸に圧縮機とパ
ワータービンとを連結し、圧縮機で圧縮された高圧空気
で燃焼器内の圧力を高め、この状態で燃焼器内に燃料を
噴射して燃焼させ、この燃焼によって生じた高温、高圧
のガスをパワータービンに一導いて膨張させることによ
シ回転動力を得るように構成されている。圧縮機は、通
常、案内翼と回転翼とを軸方向に配列した軸流型に構成
され、また、ｉ９ワータービンも動翼と静翼とを軸方向
に交互に配列して構成されている。
で犬馬力が得られるなどの多くの利点を有している。こ
のようなガスタービンは、通常、１つの軸に圧縮機とパ
ワータービンとを連結し、圧縮機で圧縮された高圧空気
で燃焼器内の圧力を高め、この状態で燃焼器内に燃料を
噴射して燃焼させ、この燃焼によって生じた高温、高圧
のガスをパワータービンに一導いて膨張させることによ
シ回転動力を得るように構成されている。圧縮機は、通
常、案内翼と回転翼とを軸方向に配列した軸流型に構成
され、また、ｉ９ワータービンも動翼と静翼とを軸方向
に交互に配列して構成されている。
ところで、上記のようなガスタービンにおいて、出力効
率を高めるには、ノ臂ワータービンの入口における燃焼
ガス温度を高めることが最も有効であると云われている
。しかし、パワータービンの入口ガス温度を高めていく
と、高温の燃焼ガスによって翼温度が上昇することにな
る。
率を高めるには、ノ臂ワータービンの入口における燃焼
ガス温度を高めることが最も有効であると云われている
。しかし、パワータービンの入口ガス温度を高めていく
と、高温の燃焼ガスによって翼温度が上昇することにな
る。
翼を構成する現用の耐熱金属では９００℃を越えると長
時間運転が不能となる。しだがって、翼の運転寿命を長
くするには、何らかの手段で翼温度を低下させるより外
ない。
時間運転が不能となる。しだがって、翼の運転寿命を長
くするには、何らかの手段で翼温度を低下させるより外
ない。
上述°した理由から、従来、冷却構造を備えたガスター
ビンの翼が種々提案されている。第１図および第２図は
その代表的な翼の内部構造を示すものである。すなわち
、図中１は、翼本体２と、この翼本体２に一体的に連結
された翼根部３とからなる翼であり、この翼１内の前縁
部Ｆ１中間部Ｎおよび後縁部Ｒにそれぞれ冷却系統Ｉ
Ｊ 、 １２ 、１．９を設けている。
ビンの翼が種々提案されている。第１図および第２図は
その代表的な翼の内部構造を示すものである。すなわち
、図中１は、翼本体２と、この翼本体２に一体的に連結
された翼根部３とからなる翼であり、この翼１内の前縁
部Ｆ１中間部Ｎおよび後縁部Ｒにそれぞれ冷却系統Ｉ
Ｊ 、 １２ 、１．９を設けている。
冷却系統１ノは、前縁壁１４と仕切壁１５とによって翼
根部３から翼本体２の先端部近傍まで高さ方向へ延びる
ように形成された流路１６と、前縁壁１４を貫通し、か
つ高さ方向に亘って複数設けられたフィルム冷却用の小
孔１７とで構成されている。したがって、この冷却系統
１１は、流路１６内を冷却流体が図中矢印で示すように
通流することによる対流冷却効果、各小孔１７内を冷却
流体が通流することによる対流冷却効果ならびに各小孔
１７から吹出した冷却流体が前線壁１４の外面に沿って
流れることによるフィルム冷却効果で翼本体２の前縁部
Ｆを冷却している。なお、図中１８は流路１６を構成す
る壁で翼本体２の腹側および背側に位置する内面に高さ
方向に亘って複数突設され通流する冷却流体を積極的に
攪拌するタービュレンスプロモータを示している。
根部３から翼本体２の先端部近傍まで高さ方向へ延びる
ように形成された流路１６と、前縁壁１４を貫通し、か
つ高さ方向に亘って複数設けられたフィルム冷却用の小
孔１７とで構成されている。したがって、この冷却系統
１１は、流路１６内を冷却流体が図中矢印で示すように
通流することによる対流冷却効果、各小孔１７内を冷却
流体が通流することによる対流冷却効果ならびに各小孔
１７から吹出した冷却流体が前線壁１４の外面に沿って
流れることによるフィルム冷却効果で翼本体２の前縁部
Ｆを冷却している。なお、図中１８は流路１６を構成す
る壁で翼本体２の腹側および背側に位置する内面に高さ
方向に亘って複数突設され通流する冷却流体を積極的に
攪拌するタービュレンスプロモータを示している。
しかして、冷却系統１２は、仕切壁１９と２０とによっ
て翼根部３から翼本体２の先端部近傍まで高さ方向へ延
び、上記先端部近傍において仕切壁１９と２１とによっ
て前縁部側回シに１８０度方向変換して翼本体２の根元
部近傍まで延び、続いて、仕切壁２１と１５とによって
前縁部側回シに１８０度方向変換して再び翼本体２の先
端部近傍まで延びるように形成された屈折流路２２と、
この屈折流路２２の前記仕切壁１９と２１との間の部分
で翼本体２の腹側に位置する壁および仕切壁１９と２１
との間、仕切壁２ノと１５との間の部分で翼本体２の腹
側ならびに背側に位置する壁をそれぞれ貫通し、かつ高
さ方向に亘って複数形成されたフィルム冷５− 加用の小孔２３とで構成されている。したがって、この
冷却系統１２も、前記同様に冷却流体が図中矢印で示す
ように屈折流路２２と小孔２３とを通流することによる
対流冷却効果および各小孔２３から吹出した冷却流体が
翼本体２の腹側外面および背側外面に沿って流れること
によるフィルム冷却効果で翼本体２の中間部Ｎを冷却す
るようにしている。なお、図中２４はターげユレンスグ
ロモータを示している。
て翼根部３から翼本体２の先端部近傍まで高さ方向へ延
び、上記先端部近傍において仕切壁１９と２１とによっ
て前縁部側回シに１８０度方向変換して翼本体２の根元
部近傍まで延び、続いて、仕切壁２１と１５とによって
前縁部側回シに１８０度方向変換して再び翼本体２の先
端部近傍まで延びるように形成された屈折流路２２と、
この屈折流路２２の前記仕切壁１９と２１との間の部分
で翼本体２の腹側に位置する壁および仕切壁１９と２１
との間、仕切壁２ノと１５との間の部分で翼本体２の腹
側ならびに背側に位置する壁をそれぞれ貫通し、かつ高
さ方向に亘って複数形成されたフィルム冷５− 加用の小孔２３とで構成されている。したがって、この
冷却系統１２も、前記同様に冷却流体が図中矢印で示す
ように屈折流路２２と小孔２３とを通流することによる
対流冷却効果および各小孔２３から吹出した冷却流体が
翼本体２の腹側外面および背側外面に沿って流れること
によるフィルム冷却効果で翼本体２の中間部Ｎを冷却す
るようにしている。なお、図中２４はターげユレンスグ
ロモータを示している。
一方、冷却系統１３は、翼根部３から翼本体２の先端部
近傍まで、翼本体２の部分が、いわゆる２つ割シとなる
関係に高さ方向に延びる流路２５と、翼本体２０部分の
腹側に位置する壁の内面と背側に位置する壁の内面とを
複数個所に亘って連結するピンフィン２６とで構成され
てお９図中矢印で示すように導かれた冷却流体をピンフ
ィン２６等に接触させることによって後縁部Ｒを冷却す
るようにしている。
近傍まで、翼本体２の部分が、いわゆる２つ割シとなる
関係に高さ方向に延びる流路２５と、翼本体２０部分の
腹側に位置する壁の内面と背側に位置する壁の内面とを
複数個所に亘って連結するピンフィン２６とで構成され
てお９図中矢印で示すように導かれた冷却流体をピンフ
ィン２６等に接触させることによって後縁部Ｒを冷却す
るようにしている。
しかしながら、上記のように構成された従来の翼にあっ
ては、次のような理由から、特に、６− 翼本体２の中間部Ｎでの冷却性能が低いと云う問題があ
った。すなわち、従来の翼では、中間部Ｎを、冷却流体
が屈折流路２２と各小孔２３とを通流することによる対
流冷却効果および各小孔２３から吹出した冷却流体が翼
本体２の外面に沿って流れることによるフィルム冷却効
果で冷却するようにしているが、屈折流路２２の各部、
たとえば図中Ａ、Ｂ、Ｃで示す部分を流れる冷却流体の
量は、途中において各小孔２３から其処へ流出させてい
るため、第３図に示すようにＡ −＋ Ｂ −＋ Ｃの
順に減少する。また、屈折流路２２の各部を流れる冷却
流体は、熱交換によって昇温するので、第４図に示すよ
うにＡ→Ｂ −＋ Ｃの順に高温化する。このため、特
に屈折流路２２の下流域における冷却特性が悪く、ガス
温度を所要値まで上げることができない問題があった。
ては、次のような理由から、特に、６− 翼本体２の中間部Ｎでの冷却性能が低いと云う問題があ
った。すなわち、従来の翼では、中間部Ｎを、冷却流体
が屈折流路２２と各小孔２３とを通流することによる対
流冷却効果および各小孔２３から吹出した冷却流体が翼
本体２の外面に沿って流れることによるフィルム冷却効
果で冷却するようにしているが、屈折流路２２の各部、
たとえば図中Ａ、Ｂ、Ｃで示す部分を流れる冷却流体の
量は、途中において各小孔２３から其処へ流出させてい
るため、第３図に示すようにＡ −＋ Ｂ −＋ Ｃの
順に減少する。また、屈折流路２２の各部を流れる冷却
流体は、熱交換によって昇温するので、第４図に示すよ
うにＡ→Ｂ −＋ Ｃの順に高温化する。このため、特
に屈折流路２２の下流域における冷却特性が悪く、ガス
温度を所要値まで上げることができない問題があった。
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、冷却流体を用いて、特に、翼本
体の一部を屈折流路を用いた、いわゆるリクー／７０一
方式とフィルム冷却方式とで冷却するようにしたものに
あって、特に、屈折流路の下流域における冷却特性を向
上でき、もって、たとえばガスタービンの効率向上化に
寄与できるタービンの興奮提供することにある。
の目的とするところは、冷却流体を用いて、特に、翼本
体の一部を屈折流路を用いた、いわゆるリクー／７０一
方式とフィルム冷却方式とで冷却するようにしたものに
あって、特に、屈折流路の下流域における冷却特性を向
上でき、もって、たとえばガスタービンの効率向上化に
寄与できるタービンの興奮提供することにある。
本発明は、前述した屈折流路の少なくとも下流域に上記
流路を腹側流路と背側流路とに２分する薄肉の金属製の
筒体を装着したことを特徴としている。
流路を腹側流路と背側流路とに２分する薄肉の金属製の
筒体を装着したことを特徴としている。
また、本発明は、上記筒体として筒体構成壁に複数の孔
を有したものを用いるとともに上記筒体内に上記屈折流
路とは独立させて冷却流体を導く案内路を設けてなるこ
とｆ：特徴としている。
を有したものを用いるとともに上記筒体内に上記屈折流
路とは独立させて冷却流体を導く案内路を設けてなるこ
とｆ：特徴としている。
上記のように、屈折流路の少なくとも下流域に筒体を装
着し、これによって上記流路を腹側流路と背側流路とに
２分するように構成すると、筒体が装着されている部分
の流路断面積は筒体がない場合に較べて狭くなる。一般
に流路の内面における熱伝達率αとレイノルズ数Ｒｅと
の間には、αｃＸ−Ｒ６の関係がある。また、レイノル
ズ数Ｒ６と流速τとの間には、Ｒ，ｏｃでの関係がある
。したがって、熱伝達率αを大きくするには、流速τを
増加させればよい。一方、流速Ｖを大きくするには流路
断面積を小さくすればよい。
着し、これによって上記流路を腹側流路と背側流路とに
２分するように構成すると、筒体が装着されている部分
の流路断面積は筒体がない場合に較べて狭くなる。一般
に流路の内面における熱伝達率αとレイノルズ数Ｒｅと
の間には、αｃＸ−Ｒ６の関係がある。また、レイノル
ズ数Ｒ６と流速τとの間には、Ｒ，ｏｃでの関係がある
。したがって、熱伝達率αを大きくするには、流速τを
増加させればよい。一方、流速Ｖを大きくするには流路
断面積を小さくすればよい。
したがって、上記のように筒体を装着することによって
流路断面積を小さくすれば、流速υを大きくでき、この
結果、熱伝達率αを大きくでき、従来の翼に較べて冷却
特性を向上でき、これによって、屈折流路の下流域で冷
却流体の量が減少化したシ高温化することによる冷却特
性の低下を防止することができる。また、一般に、翼本
体の背側と腹側とでは侵入する熱量が異なシ、この侵入
熱量に応じた冷却を行なう必要があるが、上記のように
筒体を装着して腹側流路と背側流路とに２分する方式で
あると、筒体の９− 位置の設定によって腹側流路と背側流路とを流れる冷却
流体の流量配分を任意に設定でき、侵入熱量に対応した
配分でフィルム冷却用の小孔から冷却流体を吹出させる
ことができ、この点からも良好な冷却特性を発揮させる
ことができる。また、仕切要素として、薄肉の金属製筒
体を用いているので、熱伝導性を阻害させることなく、
シかも大重量化を招くことなしに上述した機能を発揮さ
せることができる。
流路断面積を小さくすれば、流速υを大きくでき、この
結果、熱伝達率αを大きくでき、従来の翼に較べて冷却
特性を向上でき、これによって、屈折流路の下流域で冷
却流体の量が減少化したシ高温化することによる冷却特
性の低下を防止することができる。また、一般に、翼本
体の背側と腹側とでは侵入する熱量が異なシ、この侵入
熱量に応じた冷却を行なう必要があるが、上記のように
筒体を装着して腹側流路と背側流路とに２分する方式で
あると、筒体の９− 位置の設定によって腹側流路と背側流路とを流れる冷却
流体の流量配分を任意に設定でき、侵入熱量に対応した
配分でフィルム冷却用の小孔から冷却流体を吹出させる
ことができ、この点からも良好な冷却特性を発揮させる
ことができる。また、仕切要素として、薄肉の金属製筒
体を用いているので、熱伝導性を阻害させることなく、
シかも大重量化を招くことなしに上述した機能を発揮さ
せることができる。
また、筒体として孔付きのものを用い、しかもむの筒体
内に案内路を介して冷却流体を導入することによって、
前述した効果は勿論のこと、背側流路および腹側流路へ
の配分の容易化、途中のフィルム冷却用小孔から流出し
た分の補充ならびに途中において昇温した冷却流体の冷
却、さらにはインピンソ冷却を行なわせることができる
ので同一層冷却特性を向上させることができる。
内に案内路を介して冷却流体を導入することによって、
前述した効果は勿論のこと、背側流路および腹側流路へ
の配分の容易化、途中のフィルム冷却用小孔から流出し
た分の補充ならびに途中において昇温した冷却流体の冷
却、さらにはインピンソ冷却を行なわせることができる
ので同一層冷却特性を向上させることができる。
以下、本発明の実施例を図面を参照しながら１０−
説明する。
第５図および第６図は本発明の一実施例に係る翼の縦断
面および翼本体の横断面を示すもので、第１図および第
２図と同一部分は同一符号で示しである。したがって、
重複する部分の説明は省略する。
面および翼本体の横断面を示すもので、第１図および第
２図と同一部分は同一符号で示しである。したがって、
重複する部分の説明は省略する。
この実施例においては、屈折流路２２の仕切壁１９と２
１との間に位置する部分および仕切壁２１と１５との間
に位置する部分に、これらの部分をそれぞれ翼本体２の
腹側に位置する流路３１．３２と背側に位置する流路３
３，３４とに２分するように筒体、９５．３６が装着さ
れている。
１との間に位置する部分および仕切壁２１と１５との間
に位置する部分に、これらの部分をそれぞれ翼本体２の
腹側に位置する流路３１．３２と背側に位置する流路３
３，３４とに２分するように筒体、９５．３６が装着さ
れている。
筒体３５．３６は、翼本体２の先端壁３ρ７を拡散接合
等によって接合する前に装着されたもので、たとえば第
７図（ａ）に示すように熱伝導性に勝れた薄肉の金属板
３７ａ、３７ｂを接合して角筒状に形成されている。そ
して、必要に応じて開口部を第７図（ｂ）に示すような
キャップ３８で閉塞した状態で接合によって形成された
リブ３９ａ、３９ｂを第６図に示すように仕切壁の内′
面に形成された溝４０内に滑動嵌入させることによって
固定されている。
等によって接合する前に装着されたもので、たとえば第
７図（ａ）に示すように熱伝導性に勝れた薄肉の金属板
３７ａ、３７ｂを接合して角筒状に形成されている。そ
して、必要に応じて開口部を第７図（ｂ）に示すような
キャップ３８で閉塞した状態で接合によって形成された
リブ３９ａ、３９ｂを第６図に示すように仕切壁の内′
面に形成された溝４０内に滑動嵌入させることによって
固定されている。
このような構成であると、屈折流路２２の下流域、すな
わち、仕切壁１９と２１との間の部分および仕切壁２ノ
と１５との間の部分は、筒体３５．３６の存在によって
、たとえ２つの流路断面積を合計したとしても筒体３５
、３６が存在していない場合の流路断面積にはおよげ
ない狭い流路断面積の腹側の流路３１．３２と背側の流
路３３．３４とに２分されることになる。
わち、仕切壁１９と２１との間の部分および仕切壁２ノ
と１５との間の部分は、筒体３５．３６の存在によって
、たとえ２つの流路断面積を合計したとしても筒体３５
、３６が存在していない場合の流路断面積にはおよげ
ない狭い流路断面積の腹側の流路３１．３２と背側の流
路３３．３４とに２分されることになる。
したがって、流路３１，３２’、３３．３４を通流する
冷却流体の流速τは筒体、９５ 、３６が存在していな
い場合、つマシ従来のものに較べて大幅に増加する。こ
のように流速τが増加すると、前述した理由で熱伝達率
αが増加する。したがって、第９図に実線で示すように
屈折流路２２の、特に下流域における熱伝達率αが悪い
従来例に較べて、筒体３５．３６の装着によって、同図
中破線に示すように熱伝達率αの低下を抑制することが
でき、これによって良好な冷却特性を発揮させることが
できる。また、筒体。
冷却流体の流速τは筒体、９５ 、３６が存在していな
い場合、つマシ従来のものに較べて大幅に増加する。こ
のように流速τが増加すると、前述した理由で熱伝達率
αが増加する。したがって、第９図に実線で示すように
屈折流路２２の、特に下流域における熱伝達率αが悪い
従来例に較べて、筒体３５．３６の装着によって、同図
中破線に示すように熱伝達率αの低下を抑制することが
でき、これによって良好な冷却特性を発揮させることが
できる。また、筒体。
３５．３６の形状の選択によって、流路３１゜３２．３
３．３４の通流断面積を任意に設定でき、これによって
各流路に冷却流体を適正に配分することができる。した
がって、侵入熱量に応じて冷却流体を配分できるので、
さらに良好な冷却特性を発揮させることができる。また
、筒体３５ 、３６を薄肉の金属材で形成しているので
、加工、装着の容易化を図れるはかりか熱交換性の低下
や翼本体の大重量化を防止でき、結局、前述した効果が
得られる。
３．３４の通流断面積を任意に設定でき、これによって
各流路に冷却流体を適正に配分することができる。した
がって、侵入熱量に応じて冷却流体を配分できるので、
さらに良好な冷却特性を発揮させることができる。また
、筒体３５ 、３６を薄肉の金属材で形成しているので
、加工、装着の容易化を図れるはかりか熱交換性の低下
や翼本体の大重量化を防止でき、結局、前述した効果が
得られる。
なお、本発明は、上述した実施例に限定されるものでは
々い。すなわち、筒体として第８図に示すように、側壁
部に小孔４１を複数崩した筒体３５ｈ、（３６ａ）を用
いるとともに、これら筒体の内部を第５図に示す仕切壁
４２内に形成された案内路（図示せず）を介して冷却流
体供給源に接続するようにすると、同一層冷却特性を向
上させることができる。すなわち、屈折１３− 流路２２を構成している壁には前述の如くフィルム冷却
用の小孔が複数設けられている。したがって、屈折流路
２２内を通流する冷却流体の流ｌ°は下流に向うにした
がって減少しようとするが、上記のように筒体３５ａ（
３６ａ）の小孔４１から冷却流体を吹出させるととによ
って上述した減少分を補充することができ、この結果、
屈折流路２２の下流域の壁に設けられたフィルム冷却用
の小孔２３から十分な量の冷却流体を吹出させることが
できる。また、小孔４１から低温の冷却流体を吹出させ
ることによって流路３ Ｊ 、 Ｊ ２ 、．９３ 、
３４内を通流している冷却流体の温度を結果的に下げる
ことができる。したがって、一層、冷却特性を向上させ
ることができる。
々い。すなわち、筒体として第８図に示すように、側壁
部に小孔４１を複数崩した筒体３５ｈ、（３６ａ）を用
いるとともに、これら筒体の内部を第５図に示す仕切壁
４２内に形成された案内路（図示せず）を介して冷却流
体供給源に接続するようにすると、同一層冷却特性を向
上させることができる。すなわち、屈折１３− 流路２２を構成している壁には前述の如くフィルム冷却
用の小孔が複数設けられている。したがって、屈折流路
２２内を通流する冷却流体の流ｌ°は下流に向うにした
がって減少しようとするが、上記のように筒体３５ａ（
３６ａ）の小孔４１から冷却流体を吹出させるととによ
って上述した減少分を補充することができ、この結果、
屈折流路２２の下流域の壁に設けられたフィルム冷却用
の小孔２３から十分な量の冷却流体を吹出させることが
できる。また、小孔４１から低温の冷却流体を吹出させ
ることによって流路３ Ｊ 、 Ｊ ２ 、．９３ 、
３４内を通流している冷却流体の温度を結果的に下げる
ことができる。したがって、一層、冷却特性を向上させ
ることができる。
なお、筒体の形状および支持子段は実施例のものに限定
されるものではない。同様に小孔４１の形状も円形に限
られるものではない。
されるものではない。同様に小孔４１の形状も円形に限
られるものではない。
第１図は従来の翼をキャンバ線に沿って切断１４−
した縦断面図、第２図は同翼を第１図における２−２線
に沿って切断し矢印方向にみた横断面図、第３図および
第４図は従来の翼の問題点を説明するだめの図、第５図
は本発明の一実施例に係る翼をキャンバ線に沿って切断
した縦断面図、第６図は同翼を第５図におけるＹ−Ｙ線
に沿って切断し矢印方向にみた横断面図、第７図（ａ）
、 （ｂ）は同翼内に組込まれた筒体およびこれに装
着されたキャップの斜視図、第８図は本発明の別の実施
例に係る翼に組込まれた筒体の斜視図、第９図は本発明
に係る翼の冷却特性を従来の翼のそれと比較して示す図
でおる。 ２・・・翼本体、２２・・・屈折流路、ｒ５．ｚ９゜２
θ、２ノ・・・仕切壁１．９５．３６．３５ｔｈ。 ３６ａ・・・筒体。 出願人代理人 弁理士 鈴 江 武 彦１５− 第１図 第２図 Ｍ３図 ＣＢＡ 頁白都仇ｉ 第４図 翼 内 千］Ｓ ４イフニ装置 ｓ５図 第６ 図 舛 ６２２ ７３２ ４０３１ ２４ ４０２３ あ ＪＩ７ｒｌ！Ｊ Ｃａ） １１８図
に沿って切断し矢印方向にみた横断面図、第３図および
第４図は従来の翼の問題点を説明するだめの図、第５図
は本発明の一実施例に係る翼をキャンバ線に沿って切断
した縦断面図、第６図は同翼を第５図におけるＹ−Ｙ線
に沿って切断し矢印方向にみた横断面図、第７図（ａ）
、 （ｂ）は同翼内に組込まれた筒体およびこれに装
着されたキャップの斜視図、第８図は本発明の別の実施
例に係る翼に組込まれた筒体の斜視図、第９図は本発明
に係る翼の冷却特性を従来の翼のそれと比較して示す図
でおる。 ２・・・翼本体、２２・・・屈折流路、ｒ５．ｚ９゜２
θ、２ノ・・・仕切壁１．９５．３６．３５ｔｈ。 ３６ａ・・・筒体。 出願人代理人 弁理士 鈴 江 武 彦１５− 第１図 第２図 Ｍ３図 ＣＢＡ 頁白都仇ｉ 第４図 翼 内 千］Ｓ ４イフニ装置 ｓ５図 第６ 図 舛 ６２２ ７３２ ４０３１ ２４ ４０２３ あ ＪＩ７ｒｌ！Ｊ Ｃａ） １１８図
Claims (1)
- （１）翼本体内に上記翼本体の高さ方向に屈折しながら
延びる屈折流路を設けるとともに上記屈折流路を構成す
る翼本体の腹側および背側に位置する壁を貫通させて上
記屈折流路に連通ずる複数の小孔を設け、上記屈折流路
内に冷却流体を通流させることによる対流冷却効果なら
びに上記冷却流体が上記小孔から吹出すことによるフィ
ルム冷却効果で上記翼本体の一部を冷却するようにした
タービンの翼において、前記屈折流路の少なくとも下流
域に上記流路を腹側流路と背側流路とに２分する薄肉の
金属製の筒体を装着してなることを特徴とするタービン
の翼。 （２ン 翼本体内に上記翼本体の高さ方向に屈折しな
がら延びる屈折流路を設けるとともに上記屈折流路を構
成する翼本体の腹側および背側に位置する壁を貫通させ
て上記屈折流路に連通する複数の小孔を設け、上記屈折
流路内に冷却流体を通流させることによる対流冷却効果
ならびに上記冷却流体が上記小孔から吹出すことによる
フィルム冷却効果で上記翼本体の一部を冷却するように
したタービンの翼において、前記屈折流路の少なくとも
下流域に上記流路を腹側流路と背側流路とに２分し、か
つこれら両流路と内部とを連通させる複数の孔を有した
薄肉の金属製の筒体を装着するとともに上記筒体内に上
記屈折流路とは独立させて冷却流体を導く案内路を設け
てなることを特徴とするタービンの翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17140482A JPS5960002A (ja) | 1982-09-30 | 1982-09-30 | タ−ビンの翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17140482A JPS5960002A (ja) | 1982-09-30 | 1982-09-30 | タ−ビンの翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5960002A true JPS5960002A (ja) | 1984-04-05 |
Family
ID=15922519
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17140482A Pending JPS5960002A (ja) | 1982-09-30 | 1982-09-30 | タ−ビンの翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5960002A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20190078446A1 (en) * | 2017-09-11 | 2019-03-14 | MTU Aero Engines AG | Blade of a turbomachine, including a cooling channel and a displacement body situated therein, as well as a method for manufacturing |
-
1982
- 1982-09-30 JP JP17140482A patent/JPS5960002A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20190078446A1 (en) * | 2017-09-11 | 2019-03-14 | MTU Aero Engines AG | Blade of a turbomachine, including a cooling channel and a displacement body situated therein, as well as a method for manufacturing |
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