JPS60182304A - ガスタ−ビンの冷却翼 - Google Patents
ガスタ−ビンの冷却翼Info
- Publication number
- JPS60182304A JPS60182304A JP3620984A JP3620984A JPS60182304A JP S60182304 A JPS60182304 A JP S60182304A JP 3620984 A JP3620984 A JP 3620984A JP 3620984 A JP3620984 A JP 3620984A JP S60182304 A JPS60182304 A JP S60182304A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- gas turbine
- insert
- cooling
- spacer
- 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
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の冷却翼に関スル。
ガスタービンの熱機関としてのすぐれた点をあげると、
小型、軽量、大出力、起動停止が早い等があるが、近年
化石燃料の高価格化が急で、熱機関としてのガスタービ
ンも高効率化が要求されている。
小型、軽量、大出力、起動停止が早い等があるが、近年
化石燃料の高価格化が急で、熱機関としてのガスタービ
ンも高効率化が要求されている。
また高効率化と合わせて、使用燃料も天燃ガスのように
クリーンなものから、石炭ガスのように燃焼排ガス成分
中に不純物が多く、翼の酸化や翼面に固形物の付着する
燃料まで使用できるようなガスタービンの開発が行なわ
れている。
クリーンなものから、石炭ガスのように燃焼排ガス成分
中に不純物が多く、翼の酸化や翼面に固形物の付着する
燃料まで使用できるようなガスタービンの開発が行なわ
れている。
このだめ現在使われている天燃ガス等を使用したガスタ
ービン冷却翼構造は、第１図に示したように翼前縁部１
や、翼の圧力面２、翼の負圧面３、後縁部等より冷却空
気を吹出し、翼表面を冷却空気でおおい高温の燃焼ガス
より翼を保護するような構成を採っている。このような
翼を天燃ガスのように燃焼ガスがクリーンなものを燃料
として使用する場合は特に問題とならないが、石炭ガス
を燃料として用いた場合は、燃焼ガス中に含まれる成分
により冷却空気吹出孔に固形物が付着し、冷却性能の低
下、あるいは冷却が不可能となり翼がガスタービンの運
転に支障を招くことが多い。
ービン冷却翼構造は、第１図に示したように翼前縁部１
や、翼の圧力面２、翼の負圧面３、後縁部等より冷却空
気を吹出し、翼表面を冷却空気でおおい高温の燃焼ガス
より翼を保護するような構成を採っている。このような
翼を天燃ガスのように燃焼ガスがクリーンなものを燃料
として使用する場合は特に問題とならないが、石炭ガス
を燃料として用いた場合は、燃焼ガス中に含まれる成分
により冷却空気吹出孔に固形物が付着し、冷却性能の低
下、あるいは冷却が不可能となり翼がガスタービンの運
転に支障を招くことが多い。
このため翼表面に固形物の付着しゃすい前縁部、圧力面
、負圧面に設けた吹出孔より冷却空気を流さないで、翼
の後縁部から吹出す方式にすれば冷却空気は所要の量が
、長期的に安定して流通し信頼性の高い翼になる７、 しかし翼表面をおおう冷却空気が無くなるので冷却性能
が低下し翼部材の温度が上昇してしまうので、いままで
と同一の翼部材温度に保とうとすると燃焼ガスのガスタ
ービン翼部への流入温度を低くしなければならず、天燃
ガスを燃料として用いた場合よりガスタービンの効率が
低下してし一、Ｆい発電等に用いた場合は発電単価のと
昇を来だ【７てしまり。
、負圧面に設けた吹出孔より冷却空気を流さないで、翼
の後縁部から吹出す方式にすれば冷却空気は所要の量が
、長期的に安定して流通し信頼性の高い翼になる７、 しかし翼表面をおおう冷却空気が無くなるので冷却性能
が低下し翼部材の温度が上昇してしまうので、いままで
と同一の翼部材温度に保とうとすると燃焼ガスのガスタ
ービン翼部への流入温度を低くしなければならず、天燃
ガスを燃料として用いた場合よりガスタービンの効率が
低下してし一、Ｆい発電等に用いた場合は発電単価のと
昇を来だ【７てしまり。
このため翼内面での冷却を従来にも増して強化しなけれ
ば石炭ガスを用いると効率の低下を招いてしまう。
ば石炭ガスを用いると効率の低下を招いてしまう。
本発明は上述した従来のガスタービン冷却翼の欠点を改
良したもので、長期間安定して作動することのできる高
効率ガスタービンの冷却翼を提供することを目的とする
。
良したもので、長期間安定して作動することのできる高
効率ガスタービンの冷却翼を提供することを目的とする
。
本発明は前記した目的を達成するために、ガスタービン
の翼内面冷却空気通路部例タービーレンスブロモータを
設け、対流冷却効果を一ヒげて、冷却空気を翼表面に吹
出した翼と同等、まだはそれ以上の性能を持つように構
成したことを特徴とするガスタービンの冷却翼である。
の翼内面冷却空気通路部例タービーレンスブロモータを
設け、対流冷却効果を一ヒげて、冷却空気を翼表面に吹
出した翼と同等、まだはそれ以上の性能を持つように構
成したことを特徴とするガスタービンの冷却翼である。
前記したタービュレンスプロモータを翼内面の冷却空気
の流れに対し直角方向に設けることにより、翼より冷却
空気への熱伝達が倍程度に向上し、しかも冷却空気の流
量を限定してしまう要因である冷却空気圧力損失も問題
になるほど増えないので、冷却空気流量の低下をきたす
こともなく、石炭ガスのような燃料でもタービン効率を
低下させることなく、長期間安定して作動することので
きる冷却翼が提供できる。
の流れに対し直角方向に設けることにより、翼より冷却
空気への熱伝達が倍程度に向上し、しかも冷却空気の流
量を限定してしまう要因である冷却空気圧力損失も問題
になるほど増えないので、冷却空気流量の低下をきたす
こともなく、石炭ガスのような燃料でもタービン効率を
低下させることなく、長期間安定して作動することので
きる冷却翼が提供できる。
次に本発明の実施例を図面を用いて詳細に説明する。第
３図は本発明の一実施例であるガスタービンの冷却翼に
適用した例を、示すものである。すなわち図中の５がイ
ンサートで、翼内被との間に冷却通路６が構成され、イ
ンサートと内被のギャップを適正に保持するためにスペ
ーサ７が設けであるっ第３図中のＢ −Ｂ’断面の拡大
図が第４図で図中８で示したタービュレンスプロモータ
（例えば丸棒を内被に固定して設けた凸起）をスペーサ
と内被の間に構成し、冷却通路での伝熱を促進させる。
３図は本発明の一実施例であるガスタービンの冷却翼に
適用した例を、示すものである。すなわち図中の５がイ
ンサートで、翼内被との間に冷却通路６が構成され、イ
ンサートと内被のギャップを適正に保持するためにスペ
ーサ７が設けであるっ第３図中のＢ −Ｂ’断面の拡大
図が第４図で図中８で示したタービュレンスプロモータ
（例えば丸棒を内被に固定して設けた凸起）をスペーサ
と内被の間に構成し、冷却通路での伝熱を促進させる。
インサート内にはタービーレンスブロモータが翼内被に
接触するよう圧接部材９を設けている。なお１４はイン
サート５に設けられた冷却空気の吹出孔で、ここから翼
根部からインサート５内に供給された冷却空気を冷却通
路６に吹き出し、翼を内被から冷却する。
接触するよう圧接部材９を設けている。なお１４はイン
サート５に設けられた冷却空気の吹出孔で、ここから翼
根部からインサート５内に供給された冷却空気を冷却通
路６に吹き出し、翼を内被から冷却する。
第５図は第３図の６部の拡大図である。図中７で示した
スペーサは１０で示した切欠き部分を設けることにより
圧接部材によるタービーレンスプロモータの接触が、圧
接部材によるパネカが小さくても翼内被全面に渡り達成
されるよう設けた。前縁部圧接部材１１は前記したター
ビュレンスブロモータの接触が、ガスタービン作動中の
翼温度とインサートの温度差により発生する翼側の伸び
に対して接触が保たれるように圧接するものである。
スペーサは１０で示した切欠き部分を設けることにより
圧接部材によるタービーレンスプロモータの接触が、圧
接部材によるパネカが小さくても翼内被全面に渡り達成
されるよう設けた。前縁部圧接部材１１は前記したター
ビュレンスブロモータの接触が、ガスタービン作動中の
翼温度とインサートの温度差により発生する翼側の伸び
に対して接触が保たれるように圧接するものである。
圧接部材には各種考えられ、円形、楕円、三角形から多
角形と圧接効果を発するものなら形状を限定するもので
はない。また翼断面形状が１枚の翼でも設計により変化
しない場合と変化する場合があり、前者は第６図に示し
た部材９で良いし変化する場合は第７図のように７：、
次元形状の部材９′となる。
角形と圧接効果を発するものなら形状を限定するもので
はない。また翼断面形状が１枚の翼でも設計により変化
しない場合と変化する場合があり、前者は第６図に示し
た部材９で良いし変化する場合は第７図のように７：、
次元形状の部材９′となる。
また第８図のように間隔をおいて圧接した部材９”でも
よい。
よい。
このように冷却空気通路部の翼内波に接するようにター
ビュレンスプロモータを設けると翼内波より冷却空気へ
伝達する熱量が２倍程度増加し、高温の燃焼ガス中でも
安定に長時間作動する真温度に冷却することができる。
ビュレンスプロモータを設けると翼内波より冷却空気へ
伝達する熱量が２倍程度増加し、高温の燃焼ガス中でも
安定に長時間作動する真温度に冷却することができる。
またタービーレンスプロモータを設けてないガスタービ
ンの翼に本発明の翼を用いれば、少い冷却空気端でもっ
て真温度を同一の値に保持できるのでガスタービンの効
率を高めることができる。
ンの翼に本発明の翼を用いれば、少い冷却空気端でもっ
て真温度を同一の値に保持できるのでガスタービンの効
率を高めることができる。
また翼の周囲より冷却空気を吹出さなくて済むので翼の
形状損失に相当する翼列損失が低減されるのでガスター
ビンの効率が高くなる。
形状損失に相当する翼列損失が低減されるのでガスター
ビンの効率が高くなる。
本発明の他の実施例としては次の形態がある。
第９図に示したようにスペーサ７に、タービーレンスプ
ロモータ８を一部、あるいは全部挿入した形にしたもの
で、タービュレンスプロモータの間隔がセツティングし
やすくしたもの、第１０図に示したように後縁部をビン
フィン１１で構成した冷却翼、第１１図に示すように後
縁部と負圧面の比較的口づまりのしにくい位置の両方か
ら冷却空気が吹出し、流路の流れ方向調整用の仕切板１
３を設けた冷却翼。
ロモータ８を一部、あるいは全部挿入した形にしたもの
で、タービュレンスプロモータの間隔がセツティングし
やすくしたもの、第１０図に示したように後縁部をビン
フィン１１で構成した冷却翼、第１１図に示すように後
縁部と負圧面の比較的口づまりのしにくい位置の両方か
ら冷却空気が吹出し、流路の流れ方向調整用の仕切板１
３を設けた冷却翼。
第１図はガスタービンの翼の斜視図、第２図は第１図の
Ａ−に矢視断面図、第３図は本発明のガスタービンの冷
却翼の横断面図、第４図は第３図のＢ −Ｂ’断面の部
分拡大した断面図、第５図は第３図の０部拡大して示す
断面図、第６図、第７図、第８図は本発明に係る圧接部
材の斜視図、第９図は本発明の他の実施例における要部
の断面図、第１０図は本発明に係る後縁部の他の実施例
を示した断面図、第１１図は本発明に係るさらに他の実
施例の横断面図、第１２図は本発明に係るインサートに
タービーレンスプロモータを取付けた状態を示す部分拡
大の平面図である。 １・・・前縁部、２・・・圧力面、３・・・負圧面、４
・・・後 緑、５・・・インサート、６・・・冷却通路
、７・・・スペーサ、 ８・・・タービュレンスプロモ
ータ、９・・・圧接部材、１０・・・切欠き、 １１・
・・ビンフィン、１２・・・吹出流路、１３・・・仕切
板 Ａ・・吹出孔。 第 １ 図 第 ３ 図 ワ 本 第 ５ 図 第４図 第 ６ 図 第 ７ 図
Ａ−に矢視断面図、第３図は本発明のガスタービンの冷
却翼の横断面図、第４図は第３図のＢ −Ｂ’断面の部
分拡大した断面図、第５図は第３図の０部拡大して示す
断面図、第６図、第７図、第８図は本発明に係る圧接部
材の斜視図、第９図は本発明の他の実施例における要部
の断面図、第１０図は本発明に係る後縁部の他の実施例
を示した断面図、第１１図は本発明に係るさらに他の実
施例の横断面図、第１２図は本発明に係るインサートに
タービーレンスプロモータを取付けた状態を示す部分拡
大の平面図である。 １・・・前縁部、２・・・圧力面、３・・・負圧面、４
・・・後 緑、５・・・インサート、６・・・冷却通路
、７・・・スペーサ、 ８・・・タービュレンスプロモ
ータ、９・・・圧接部材、１０・・・切欠き、 １１・
・・ビンフィン、１２・・・吹出流路、１３・・・仕切
板 Ａ・・吹出孔。 第 １ 図 第 ３ 図 ワ 本 第 ５ 図 第４図 第 ６ 図 第 ７ 図
Claims (7)
- （１）ガスタービンの冷却翼において、翼内にインサー
トを備え、インサートと翼内被の間にスペーサヲ複数具
備し、スペーサの周囲にターピュＬ／ンスプロモータを
複数取付け、インサート自洗ある圧接部材により、ター
ビュレンスブロモータが翼内被に接するととを特徴とす
るガスタービンの冷却翼。 - （２）スペーサに切欠きを設けたと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の冷却翼０ - （３）スヘーサにタービーレンズプロモータ収納用切欠
きを設け、前記切欠きにタービーレンスプロモータを取
付けたことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載のガ
スタービンの冷却翼。 - （４）後縁部処ビンフィン流路を設けたことを特徴とす
る特許請求の範囲第１項記載のガスター・ビンの冷却翼
。 - （５）後縁部と負圧面に吹出す流路を構成したことを特
徴とする特許請求の範囲第１項記載のガスタービメ肇却
翼・ - （６）翼高さ方向に仕切板を設けた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冷却翼。 - （７）インサートに小穴を多数設けたことを特徴とする
特許請求の範囲第１項記載のガスタービンの冷却翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3620984A JPS60182304A (ja) | 1984-02-29 | 1984-02-29 | ガスタ−ビンの冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3620984A JPS60182304A (ja) | 1984-02-29 | 1984-02-29 | ガスタ−ビンの冷却翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60182304A true JPS60182304A (ja) | 1985-09-17 |
Family
ID=12463356
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3620984A Pending JPS60182304A (ja) | 1984-02-29 | 1984-02-29 | ガスタ−ビンの冷却翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS60182304A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5468125A (en) * | 1994-12-20 | 1995-11-21 | Alliedsignal Inc. | Turbine blade with improved heat transfer surface |
| CN1293285C (zh) * | 2000-03-22 | 2007-01-03 | 西门子公司 | 涡轮叶片的冷却装置 |
| EP2942489A1 (en) * | 2014-05-09 | 2015-11-11 | Ott, Joe | Shrouded conduit for arranging in a fluid flowpath and corresponding method of manufacturing |
-
1984
- 1984-02-29 JP JP3620984A patent/JPS60182304A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5468125A (en) * | 1994-12-20 | 1995-11-21 | Alliedsignal Inc. | Turbine blade with improved heat transfer surface |
| CN1293285C (zh) * | 2000-03-22 | 2007-01-03 | 西门子公司 | 涡轮叶片的冷却装置 |
| EP2942489A1 (en) * | 2014-05-09 | 2015-11-11 | Ott, Joe | Shrouded conduit for arranging in a fluid flowpath and corresponding method of manufacturing |
| US10934890B2 (en) | 2014-05-09 | 2021-03-02 | Raytheon Technologies Corporation | Shrouded conduit for arranging a fluid flowpath |
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