JPS60135606A - ガスタ−ビン空冷翼 - Google Patents
ガスタ−ビン空冷翼Info
- Publication number
- JPS60135606A JPS60135606A JP24100183A JP24100183A JPS60135606A JP S60135606 A JPS60135606 A JP S60135606A JP 24100183 A JP24100183 A JP 24100183A JP 24100183 A JP24100183 A JP 24100183A JP S60135606 A JPS60135606 A JP S60135606A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- gas turbine
- cooling
- cooling air
- cooled
- Prior art date
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- Granted
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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
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】
〔発明の属する技術分野〕
本発明はガスタービン空冷翼に係り、特に冷却性能を向
上させた翼に関する。
上させた翼に関する。
周知のように、ガスタービンは往復機関に比較して小型
軽量で大馬力が得られるなどの多くの利点を有している
。
軽量で大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、たとえば等圧燃焼式のものを
例にとると、通常第１図に示すように筒状のケーシング
１内に軸２を回転自在に設け、この軸２の両端部とケー
シング１との間にそれぞれ圧縮機３とパワータービン４
とを構成し、圧縮機３で圧縮された高圧空気で燃焼器５
内の圧力を高め、この状態で燃料を噴射させて燃焼させ
、この燃焼によって生じた超高圧の高温ガスをパワータ
ービン４に導いて膨張させることにより、軸２の回転動
力を得るように構成されている。そして、圧縮機３は、
図の場合では案内羽根６と回転羽根７とを軸方向へ配列
して軸流型とし、甘た、パワータービン４は軸２に固定
された動翼８とケーシング１に固定された静翼９とを軸
方向へ交互に配列して構成されている。
例にとると、通常第１図に示すように筒状のケーシング
１内に軸２を回転自在に設け、この軸２の両端部とケー
シング１との間にそれぞれ圧縮機３とパワータービン４
とを構成し、圧縮機３で圧縮された高圧空気で燃焼器５
内の圧力を高め、この状態で燃料を噴射させて燃焼させ
、この燃焼によって生じた超高圧の高温ガスをパワータ
ービン４に導いて膨張させることにより、軸２の回転動
力を得るように構成されている。そして、圧縮機３は、
図の場合では案内羽根６と回転羽根７とを軸方向へ配列
して軸流型とし、甘た、パワータービン４は軸２に固定
された動翼８とケーシング１に固定された静翼９とを軸
方向へ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、効率を
向上させる為にはパワータービン４０入口におけるガス
温度を高めることが最も有効な手段であると云われてい
る。しかし、パワータービン４を構成する金属材料の許
容温度は、一般的に８５０°Ｃ程度であり、これ以上に
ガス温度上げるにはパワータービン４を構成する部材１
％に翼を効率よく冷却する必要がある。
向上させる為にはパワータービン４０入口におけるガス
温度を高めることが最も有効な手段であると云われてい
る。しかし、パワータービン４を構成する金属材料の許
容温度は、一般的に８５０°Ｃ程度であり、これ以上に
ガス温度上げるにはパワータービン４を構成する部材１
％に翼を効率よく冷却する必要がある。
従来用いられている空気冷却方式を採用した代表的な例
を第２図、第３図に示す。ここでは翼根光１０から供給
される冷却空気は、ひとつは翼前縁部１１へ供給され、
対流冷却並びに翼前縁１２に設けられたフィルム孔１３
から冷却空気を吹き出し、フィルム冷却がなされる。真
中央部１４に供給される冷却空気は翼後縁から翼前縁方
向へ向ってのリターン７０流路が形成され対流冷却がな
される。当然ながら途中、翼の腹側、背側に設けられた
フィルム孔１５．１６からは冷却空気が吹き出され、フ
ィルム冷却がなされる。翼内壁には熱伝達を促進させる
為の突起であるターヒンレンスグロモータ１７が流れに
対向して設けられている。
を第２図、第３図に示す。ここでは翼根光１０から供給
される冷却空気は、ひとつは翼前縁部１１へ供給され、
対流冷却並びに翼前縁１２に設けられたフィルム孔１３
から冷却空気を吹き出し、フィルム冷却がなされる。真
中央部１４に供給される冷却空気は翼後縁から翼前縁方
向へ向ってのリターン７０流路が形成され対流冷却がな
される。当然ながら途中、翼の腹側、背側に設けられた
フィルム孔１５．１６からは冷却空気が吹き出され、フ
ィルム冷却がなされる。翼内壁には熱伝達を促進させる
為の突起であるターヒンレンスグロモータ１７が流れに
対向して設けられている。
翼後縁部１８へ供給される冷却空気は内部流れに対向し
て設けられたビンフィン１７によるビンフィン対流冷却
がなされ、翼後縁２０から吹き抜ける構造となっている
。
て設けられたビンフィン１７によるビンフィン対流冷却
がなされ、翼後縁２０から吹き抜ける構造となっている
。
このような翼においては、特に真中央部のリターンフロ
一部で翼内部を通過する冷却空気温度は流れに沿って徐
々に上昇する為に最後のリターン流路部では適切な冷却
効果が得られない等の問題があった。これは第４図、第
５図の真性周部の熱伝達率分布に示すように、翼の背側
で最終のリターン流路に位置するＳ領域では熱伝達率の
値がかなり高くなっており、従って真性面からの熱移動
が大きく、特に翼内部冷却が必要とされるにもかかわら
ず、上述の理由から翼内部での対流冷却が悪化し翼金属
温度が局所的に高くなってしまうからである。仮にこの
ような問題を取徐く為に翼内部流路を逆方向に流すとす
ると、今度は翼の腹側に位置するＰ領域の翼金属温度が
上述と同理由から局所的に高くなり、翼母材を一様な温
度に保つのが困難になる。又、翼先端キャップにおいて
も、翼内部からの有効な冷却効果が得られない等の問題
もあった。
一部で翼内部を通過する冷却空気温度は流れに沿って徐
々に上昇する為に最後のリターン流路部では適切な冷却
効果が得られない等の問題があった。これは第４図、第
５図の真性周部の熱伝達率分布に示すように、翼の背側
で最終のリターン流路に位置するＳ領域では熱伝達率の
値がかなり高くなっており、従って真性面からの熱移動
が大きく、特に翼内部冷却が必要とされるにもかかわら
ず、上述の理由から翼内部での対流冷却が悪化し翼金属
温度が局所的に高くなってしまうからである。仮にこの
ような問題を取徐く為に翼内部流路を逆方向に流すとす
ると、今度は翼の腹側に位置するＰ領域の翼金属温度が
上述と同理由から局所的に高くなり、翼母材を一様な温
度に保つのが困難になる。又、翼先端キャップにおいて
も、翼内部からの有効な冷却効果が得られない等の問題
もあった。
近年高効率のガスタービン装置の開発が進められており
、ますます主流ガス温度が上昇する傾向にあり、冷却効
果の優れたガスタービン冷却翼の出現が強く望まれてい
る。
、ますます主流ガス温度が上昇する傾向にあり、冷却効
果の優れたガスタービン冷却翼の出現が強く望まれてい
る。
本発明は、このような事情に鑑みてなσれたもので、そ
の目的とするところは、高温のガスにさらされるガスタ
ービン翼の冷却性能の向上にあり、特に翼の背側、腹側
共翼内で効率の良い対流冷却を行ない、翼母材の温度低
減、温度分布の一様化を計ったガスタービン空冷翼を提
供することにある。
の目的とするところは、高温のガスにさらされるガスタ
ービン翼の冷却性能の向上にあり、特に翼の背側、腹側
共翼内で効率の良い対流冷却を行ない、翼母材の温度低
減、温度分布の一様化を計ったガスタービン空冷翼を提
供することにある。
本発明は高温、高圧のガスにさらされるガスタービン空
冷翼において翼内部中央のリターン７０−流路を有する
翼にあっては、その冷却空気供給部を翼の腹側と翼の背
側で独自に設け、そのいずれか一方はリターンフロー最
終部を翼先端内部に設けられたセルへ導き、ざらに翼先
端キャップの腹側に設けられた小孔から冷却空気を吹き
出すことによって翼母材の温度低減、温度分布の均一化
させたことを特徴とするガスタービン空冷翼。
冷翼において翼内部中央のリターン７０−流路を有する
翼にあっては、その冷却空気供給部を翼の腹側と翼の背
側で独自に設け、そのいずれか一方はリターンフロー最
終部を翼先端内部に設けられたセルへ導き、ざらに翼先
端キャップの腹側に設けられた小孔から冷却空気を吹き
出すことによって翼母材の温度低減、温度分布の均一化
させたことを特徴とするガスタービン空冷翼。
本発明の実施例を図面により説明する。
＠６図は本発明による翼コード方向の断面図を示すもの
であり、真中央部に位置するリターンフロ一部は翼の背
側、腹側で二分され、それぞれ独自に冷却空気が供給、
流通される、真性周面の熱伝達率が高いとされる位置を
冷却空気供給口２１゜２２とし、翼の背側では翼の前縁
方向から翼後縁方向へ、翼の腹側ではその逆にして互い
に対向して流れるようになっている。第７図は第６図に
おける線Ａ−Ｂ−Ｃ−Ｄで結ぶ半径方向の翼背側の断面
を示すものであり、翼中央部の冷却空気供給口２１へ供
給された冷却空気は翼後縁方向へ向かってリターンフロ
ー流路を辿り、翼先端内部に設けられたセル２３へ導か
れる。又、ここでは翼内側の熱伝達率を促進させる為の
タービ、レンスプロモータの突起２４が流れた対向して
設けられている。さらに翼先端キャップ２５には第９図
に示すように翼腹側に沿って？！！数個のフィルム孔２
６が設けられており、この部分から冷却空気が吹き出さ
れ、翼先端部の冷却並びに翼先端とケーシング間のエア
ーシールも合せて行なわれる。第８図は第６図における
線Ａ−Ｃ−Ｃ−Ｄで結ばれる半径方向の翼腹側の断面図
を示すものであわ、翼中央部の冷却空気供給口２２に供
給される冷却空気は翼後縁部から翼前縁方向へ同かつて
フィルム冷却を行ないながらリターンフロー流路を辿る
。
であり、真中央部に位置するリターンフロ一部は翼の背
側、腹側で二分され、それぞれ独自に冷却空気が供給、
流通される、真性周面の熱伝達率が高いとされる位置を
冷却空気供給口２１゜２２とし、翼の背側では翼の前縁
方向から翼後縁方向へ、翼の腹側ではその逆にして互い
に対向して流れるようになっている。第７図は第６図に
おける線Ａ−Ｂ−Ｃ−Ｄで結ぶ半径方向の翼背側の断面
を示すものであり、翼中央部の冷却空気供給口２１へ供
給された冷却空気は翼後縁方向へ向かってリターンフロ
ー流路を辿り、翼先端内部に設けられたセル２３へ導か
れる。又、ここでは翼内側の熱伝達率を促進させる為の
タービ、レンスプロモータの突起２４が流れた対向して
設けられている。さらに翼先端キャップ２５には第９図
に示すように翼腹側に沿って？！！数個のフィルム孔２
６が設けられており、この部分から冷却空気が吹き出さ
れ、翼先端部の冷却並びに翼先端とケーシング間のエア
ーシールも合せて行なわれる。第８図は第６図における
線Ａ−Ｃ−Ｃ−Ｄで結ばれる半径方向の翼腹側の断面図
を示すものであわ、翼中央部の冷却空気供給口２２に供
給される冷却空気は翼後縁部から翼前縁方向へ同かつて
フィルム冷却を行ないながらリターンフロー流路を辿る
。
以上のような構造にすることによ沙、従来困難であった
リターンフロー冷却方式による翼背側、腹側の翼金属温
度分布の均−化並びに温度低減化さらには真先端部付近
の冷却性能の向上、翼先端とケーシング間からの主流ガ
スリークによる翼列性能低下や防止が施こされた優れた
ガスタービン冷却翼を提供することが可能となった。
リターンフロー冷却方式による翼背側、腹側の翼金属温
度分布の均−化並びに温度低減化さらには真先端部付近
の冷却性能の向上、翼先端とケーシング間からの主流ガ
スリークによる翼列性能低下や防止が施こされた優れた
ガスタービン冷却翼を提供することが可能となった。
本発明による冷却翼内部構造は特に翼背側へ供給された
冷却空気の一部が翼先端部の冷却に使用されているが翼
内部流動条件から翼腹側へ供給される冷却空気の一部を
翼先端部の冷却に用いてもいっこうにかまわない。
冷却空気の一部が翼先端部の冷却に使用されているが翼
内部流動条件から翼腹側へ供給される冷却空気の一部を
翼先端部の冷却に用いてもいっこうにかまわない。
又、本発明に係る翼は高温、高圧用のガスタービン装置
において、高圧段動、静翼の冷却を必要とされる翼に広
く適用できる。
において、高圧段動、静翼の冷却を必要とされる翼に広
く適用できる。
第１図はガスタービンを一部切欠して示す側面図、第２
図は従来用いられている空冷タービン翼の構造図、第３
図は第２図におけるｚ−２断面図、第４図は翼外周面で
の熱伝達率分布を説明する為に示す図、第５図は翼外周
面を説明する為に示す図、笛６図は本発明におけるガス
タービン空冷翼の一実施例の断面図、第７図は第６図に
おけるＡ−Ｂ−Ｃ−Ｄ断面図示す縦断面図、第８図は第
６図におけるＡ−Ｅ−Ｃ−Ｄ断面を示す縦断面図、第９
図は第７図、第８図におけるＸ−Ｘ断面を示す横断面図
である。 ２１．２２・・・冷却空気供給口、２３・・・セル、２
５・・・キャッグ 第１図 第２図 ７ 第８図 Ｘ 第４図 第５図 已託へ絢 第６図 ！ 第７図 第８図 第９図
図は従来用いられている空冷タービン翼の構造図、第３
図は第２図におけるｚ−２断面図、第４図は翼外周面で
の熱伝達率分布を説明する為に示す図、第５図は翼外周
面を説明する為に示す図、笛６図は本発明におけるガス
タービン空冷翼の一実施例の断面図、第７図は第６図に
おけるＡ−Ｂ−Ｃ−Ｄ断面図示す縦断面図、第８図は第
６図におけるＡ−Ｅ−Ｃ−Ｄ断面を示す縦断面図、第９
図は第７図、第８図におけるＸ−Ｘ断面を示す横断面図
である。 ２１．２２・・・冷却空気供給口、２３・・・セル、２
５・・・キャッグ 第１図 第２図 ７ 第８図 Ｘ 第４図 第５図 已託へ絢 第６図 ！ 第７図 第８図 第９図
Claims (3)
- （１）翼根光から冷却空気が供給され、リターンフロー
、多列フィルムの吹き出しによって冷却されるガスター
ビン空冷翼において、翼内部のリターンフロー流路が翼
の腹側部と背側部に独立して設けられて成ることを特徴
とするガスタービン空冷翼。 - （２）翼内部リターンフロー流路は翼の腹側では翼後縁
方向から翼前縁方向へ向かって流路を構成し、翼の背側
部では翼前縁方向から翼後方向へ向かって流路を構成す
ることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載のガスタ
ービン空冷翼。 - （３）翼内部リターンフロー流路における翼背側及び翼
腹側のどちらか一方のリターンフロー最後の流路部は、
翼先端内部セルへ導びかれ、さらに翼先端キャップの翼
腹側に面して設けられた複数個の小孔から冷却空気を吹
き出して成ることを特徴とする特許請求の範囲第１項記
載のガスタービン空冷翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58241001A JPH06102963B2 (ja) | 1983-12-22 | 1983-12-22 | ガスタ−ビン空冷翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58241001A JPH06102963B2 (ja) | 1983-12-22 | 1983-12-22 | ガスタ−ビン空冷翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60135606A true JPS60135606A (ja) | 1985-07-19 |
| JPH06102963B2 JPH06102963B2 (ja) | 1994-12-14 |
Family
ID=17067848
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58241001A Expired - Lifetime JPH06102963B2 (ja) | 1983-12-22 | 1983-12-22 | ガスタ−ビン空冷翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06102963B2 (ja) |
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