JPS60187701A - ガスタ−ビン冷却翼 - Google Patents
ガスタ−ビン冷却翼Info
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- JPS60187701A JPS60187701A JP4125184A JP4125184A JPS60187701A JP S60187701 A JPS60187701 A JP S60187701A JP 4125184 A JP4125184 A JP 4125184A JP 4125184 A JP4125184 A JP 4125184A JP S60187701 A JPS60187701 A JP S60187701A
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- blade
- insert
- cooling
- cooling air
- gas turbine
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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】
〔発明の属する技術分野〕
本発明（ｄガスタービン冷却翼に１３１」する。
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、り仔相、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、り仔相、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。
また筒効率化と合わせて、使用燃料も天然ガスのように
クリーンなものから、石炭ガスのように燃料排ガス成分
中に不純物が多く、翼の酸化や興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料排ガス成分
中に不純物が多く、翼の酸化や興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。
このため現在使われている天然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４等より冷却空
気を吹出し翼表面を冷却空気でおおい篩部の燃料ガスよ
り洲を保護するような構成を採っているが、石炭ガスの
ような燃料で長時間運転すると吹出孔に固形物が付着し
冷却性能の低下をきたし、翼金属温度が許容レベルを越
えてし壕いガスタービンの運転に支障をきたしてしヰう
。
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４等より冷却空
気を吹出し翼表面を冷却空気でおおい篩部の燃料ガスよ
り洲を保護するような構成を採っているが、石炭ガスの
ような燃料で長時間運転すると吹出孔に固形物が付着し
冷却性能の低下をきたし、翼金属温度が許容レベルを越
えてし壕いガスタービンの運転に支障をきたしてしヰう
。
このだめ翼表面ｊ（固形物の付着しやすい前細部、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Ｖこなる。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。
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Ｖこなる。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。
このため興内部での冷却を従来に増して強化しないとガ
スタービンの入口燃焼ガス温度を同等に保てなくなり、
効率の低下をまねいてしまう。
スタービンの入口燃焼ガス温度を同等に保てなくなり、
効率の低下をまねいてしまう。
この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
高効率のガスタービン冷却翼を提供することを目的とす
る。
改良したもので、長期間安定して作動することのできる
高効率のガスタービン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だめにガスクーピンの
翼内に設けたインサートと翼内面のギャップをせまくし
、同一冷却空気流量であっても冷却空気が冷却具内面を
高速で流れるため、冷却性能が向上する。このためイン
サートと翼内面とのギヤソゲを適正に保たないと冷却性
能が大巾に低下してしまうので、インサートを翼最大厚
み付近で２分割し、熱による変形を防止することにより
ギャップの適正化を計り信頼性を高めた。
翼内に設けたインサートと翼内面のギャップをせまくし
、同一冷却空気流量であっても冷却空気が冷却具内面を
高速で流れるため、冷却性能が向上する。このためイン
サートと翼内面とのギヤソゲを適正に保たないと冷却性
能が大巾に低下してしまうので、インサートを翼最大厚
み付近で２分割し、熱による変形を防止することにより
ギャップの適正化を計り信頼性を高めた。
前記したインサートの２分割を行うことによシ、翼とイ
ンサートのギャップがガスタービンの運転状態にかかわ
らす常に一定に保てるので、ギャップをせまくした対流
冷却強化翼において非常に安定した性能が保持できる。
ンサートのギャップがガスタービンの運転状態にかかわ
らす常に一定に保てるので、ギャップをせまくした対流
冷却強化翼において非常に安定した性能が保持できる。
このため、Ｒ表面に冷却空気を吹出すタイプの 。
冷却翼と同一かそれ以上の冷却性能を持った翼を構成で
き、石炭ガスを燃料としたガスタービンに適用すること
ができ、長期間安定した性能を保てる。
き、石炭ガスを燃料としたガスタービンに適用すること
ができ、長期間安定した性能を保てる。
域だインサートを２分割することによりインサートの製
作が容易で、なおかつ精密に作る事が可能となり、安価
に冷却性能の安定したものを提供できる。
作が容易で、なおかつ精密に作る事が可能となり、安価
に冷却性能の安定したものを提供できる。
第３図は本発明をガスタービンの冷却翼に適用した例を
示すもので第５図は要部拡大図である。
示すもので第５図は要部拡大図である。
すなわち図中の５と６が前縁側、後縁側インサートで、
翼最大厚み部の負圧側の部材８部分と圧力側の部材９部
分で各々分割されている。インサートと翼内向とのギャ
ップは図中の部材８，９，１０゜１１の４ケ所で保持さ
れ、このスペーサーに相当、 する部材８，９，１０．
１１は尻側に精密鋳造法により作成されても、スペーサ
ー側に作成されても良い。安定するので冷却翼の設計が
大変容易となる。
翼最大厚み部の負圧側の部材８部分と圧力側の部材９部
分で各々分割されている。インサートと翼内向とのギャ
ップは図中の部材８，９，１０゜１１の４ケ所で保持さ
れ、このスペーサーに相当、 する部材８，９，１０．
１１は尻側に精密鋳造法により作成されても、スペーサ
ー側に作成されても良い。安定するので冷却翼の設計が
大変容易となる。
冷却空気は圧着部材１ケ所に供給し前縁側インンサート
５と後縁側インサート６へ所要量を分配しても良いし、
直接＠縁側インサート５と後縁側インサート６へ供給し
ても良いので、冷却空気の流量配分は容易となる。
５と後縁側インサート６へ所要量を分配しても良いし、
直接＠縁側インサート５と後縁側インサート６へ供給し
ても良いので、冷却空気の流量配分は容易となる。
狭いギャップを冷却空気を高速で流すためには、冷却空
気の翼への供給圧力と冷却空気吹出部との間に大きな圧
力差が必要で、翼の後縁部より吹出せば圧力差も大きく
、吹出部への不純物の付着が少ないため流量も常に安定
している。そしてインサートと翼の冷却空気通路部の壁
面圧力が低下するので冷却空気圧によりインサートを自
動的に圧着できるので常に一足のギャッ！を保てる。こ
のことにより冷却空気通路断面積が一定し局所的な変化
も無いため異温度を常に健全な値に保持しておくことが
できる。
気の翼への供給圧力と冷却空気吹出部との間に大きな圧
力差が必要で、翼の後縁部より吹出せば圧力差も大きく
、吹出部への不純物の付着が少ないため流量も常に安定
している。そしてインサートと翼の冷却空気通路部の壁
面圧力が低下するので冷却空気圧によりインサートを自
動的に圧着できるので常に一足のギャッ！を保てる。こ
のことにより冷却空気通路断面積が一定し局所的な変化
も無いため異温度を常に健全な値に保持しておくことが
できる。
このように冷却空気速度を高め安定して流動させえた事
により翼表面に吹出孔を多数設けて冷却空気を翼まわシ
に吹出さなくても良い冷却翼が構成でき、穴つまり等の
発生しない長期間安定したガスタービン冷却翼を構成で
きた。
により翼表面に吹出孔を多数設けて冷却空気を翼まわシ
に吹出さなくても良い冷却翼が構成でき、穴つまり等の
発生しない長期間安定したガスタービン冷却翼を構成で
きた。
第４図及び要部を第６図に示した他の実施例のように前
縁側インサート５′と後縁側インサート６′の２分割し
た部分の部材８′及び９′でインサート５′と６′を重
ね、冷却空気のシール効果を高めた構造とし、スペーサ
一部材は第３図の部材８．９のように凸起を２つ設けず
に平面状で良いので圧着部材７の位置精度を要求されな
くなるのでコスト低下が計れる。
縁側インサート５′と後縁側インサート６′の２分割し
た部分の部材８′及び９′でインサート５′と６′を重
ね、冷却空気のシール効果を高めた構造とし、スペーサ
一部材は第３図の部材８．９のように凸起を２つ設けず
に平面状で良いので圧着部材７の位置精度を要求されな
くなるのでコスト低下が計れる。
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−Ａ’矢視の断面図、第３図は本発明のガスタービン
冷却翼の一実施例を示す横断面図。 私図はＡトを洋間ノア７佼ターＤンメ極町門ｐ力他の爽
２斤シ蔓り上ｊ亡１オ娶欧藺ｂ４、第５図は第３図の分
割部を拡大した断面図、第６図は第４し」の分割部を拡
大して示す断面図である。 ■・・・前縁部、２・・・圧力面だ３・・・負圧面、４
・・・後縁、５・・・前縁仙］インサート、６・・後縁
側インサート、７・・・圧着部材、８・・・負圧面スペ
ーサ一部材、９・・・圧力面スペーサ部材、 １０・・・前縁スペーサ部材、１１・・・後縁スペーサ
部材、１２・・・ビンフィン流路。 代理人 弁理士 則 近 ′Ａ巽 佑 （ほか１名） 第 １ 凶 ？ 第２図 第 ３ 図 第 ５ 図 ？ ゾ ２ 第６図 手続補正書（自発） １．事件の表示 特願昭５９’−４１２５１号 ２、発明の名称 ガスタービン冷却翼 ３、補正をする者 事件との関係 特許出願人 （３０７）株式会社 来夏 ４、代理人 〒１０５ 東京都港区芝浦−丁目１番１号 株式会社東芝 本社事務所内 明 細 書 １、発明の名称 ガスタービン冷却翼 ２、特許請求の範囲 （１）翼内面に沿わしたインサートを翼の最大厚み近傍
で分割し１分割部インサートを連接する部材を挿入した
事を特徴とす“るガスタービン冷却翼。 （２）翼の最大厚み近傍の薄板分割部番重ね合わせ、重
ね合わせ部に内接するよう部材を挿入した事を特徴とす
る特許請求の範囲第１項記載のガスタービン冷却翼。 ３、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冷却翼に関する。 〔従来技術と問題点〕 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。 また高効率化と合わせて、使角燃料も天然ガスのように
クリーンなものから、石炭ガスのように燃料排ガス成分
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。 このため現在使われている天然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工
や翼の圧力面２．翼の負圧面３゜後縁部４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料ガスよ
り翼を保護するような構成を採っているが、石炭ガスの
ような燃料で長時間運転すると吹出孔に固形物が付着し
冷却性能の低下をきたし、翼金属温度が許容レベルを越
えてしまいガスタービンの運転に支障をきたしてしまう
。 このため翼表面に固形物の付着しやすい前縁部、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。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。 このため翼内部での冷却を従来に増して強化しないとガ
スタービンの入口燃焼ガス温度を同等に保てなくなり、
効率の低下をまねいてしまう。 〔発明の目的〕 この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
高効率のガスタービン冷却翼を提供するととを目的とす
る。 〔発明の概要〕 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
翼内に設けたインサートと翼内面のギャップをせまくし
、同一冷却空気流量であっても冷却空気が冷却翼内面を
高速で流れるため、冷却性能が向上する。このためイン
サートと翼内面とのギャップを適正に保たないと冷却性
能が大巾に低下してしまうので、インサートを翼最大厚
み付近で２分割し、熱による変形を防止することＫより
ギャップの適正化を計り信頼性を高めたち〔発明の効果
〕 前記したインサートの２分割を行うことにより翼とイン
サートのギャップがガスタービンの運転状態にかかわら
ず常に一定に保てるので、ギャップをせまくした対流冷
却強化翼において非常（（安定した性能が保持できる。 このため、翼表面に冷却空気を吹出すタイプの冷却翼と
同一かそれ以上の冷却性能を持った翼を構成でき１石炭
ガスを燃料としたガスタービンに適用することができ、
長期間安定した性能を保てる。 またインサートを２分割することによりインサートの製
作が容易で、なおかつ精密に作る事が可能となり、安価
に冷却性能の安定したものを提供できる。 〔発明の実施例〕 第３図は本発明をガスタービンの冷却翼に適用した例を
示すもので第５図は要部拡大図である。 すなわち図中の５と６が前縁側、後縁側インサートで、
翼最大厚み部の負圧側の部材８部分と圧力側の部材９部
分で各々分割されている。インサートと翼内面とのギャ
ップは図中の部材８，９，１０゜１１の４ケ所で保持さ
れ、このスペーサーに相当スる部材８ 、９ 、１０
、１１は尻側に精密鋳造法により作成されても、スペー
サー側に作成されても良い。 まだ８ 、９ 、１０ 、１１は必要最小限であり冷却
翼の設計に応じて増ぐしても良い。 翼内面とインサートのギャップを適正に保つため２分割
したすきまより冷却空気が吹き出て、全体に悪影響をお
よぼさないよう、冷却空気シールを行うため図中７で示
した圧着部材をインサート内側に挿入するっ実施例では
断面円形のものを挿入し楕円形となり圧接した例を図示
したが円形とは限定されず多角形状等、圧接効果のある
もので良い。 冷却空気は２分割したインサート内側に供給され、イン
サートに設けられた孔やスリット等より吹出し翼内面を
高速で流動し後縁部に設けられたピンフィン部通路１２
で翼の負圧側内面を流れ冷却をした空気と、圧力側内面
を流れ冷却した空気が合流し、冷却空気が倍加し後縁部
を冷却し４より高温燃焼ガス中に吹出す。 なおスペーサ８．’９．１０は翼高さ方向に連続せず間
隔を開けて配備し、冷却空気の流通をさまたげないもの
や、冷却空気を流さないよう通路をふさいだ形状のもの
でも、冷却空気の流通方式により決定すればよい。 このような２分割インザート方式を採ることにより、翼
とインサートの伸縮を補償することができるため翼内面
とインナートとのギャップを小さくし、冷却空気の高速
化が計れ、なおかつギャップ寸法が安定しているため、
冷却能力が翼温度が変化し°Ｃも安定するので冷却翼の
設計が大変容易となる。 冷却空気は圧着部材１ケ所に供給し前縁側インサート５
と後縁側インサート６へ所並量を分配しても良いし、直
接前縁ｆｕｌｌインサート５と後縁側イーンザート６へ
供給しても良いので、冷却空気の流量配分は容易となる
。 狭いギャップを冷却空気を高速で流すためには冷却空気
の翼への供給圧力と冷却空気吹出部との間に大きな圧力
差が必要で、翼の後縁部より吹出せば圧力差も大きく、
吹出部への不純物の付着が少ないため流量も常に安定し
ている。そしてインサートと翼の冷却空気通路部の壁面
圧力が低下するので冷却空気圧によジインサートを自動
的に圧着できるので常に一定のギャップを保てる０この
ことにより冷却空気通路断面積が一定し局所的な変化も
無いため翼温度を常に健全な値に保持しておくことがで
きる。 このように冷却空気速度を高め安定して流動させえた事
により翼表面に吹出孔を多数設けて冷却空気を翼まわり
に吹出さなくても良い冷却具が構成でき、穴つまり等の
発生しない長期間安定したガスタービン冷却翼を構成で
きた。 〔発明の他の実施例〕 第４図及び要部を第６図に示した他の実施例のように前
縁側インサート５′と後縁側インサート６′の２分割し
た部分の部材８′及び９′でインサート５′とｄ′を重
ね、冷却空気のシール効果を高めた構造とし、スペーサ
一部材は第３図の部材８，９のように凸起を２つ設け□
ずに平面状で良いので圧着部材７の位置精度を要求され
なくなるのでコスト低下が計れる。 ４、図面の簡単な説明 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 −Ａ’矢視の断面図、第３図は本発明のガスタービ
ン冷却翼の一実施例を示す横断面図、第４図は本発明の
ガスタービン冷却翼の他の実施例を示す横断面図、第５
図は第３図の分割部を拡大した断面図、第６図は第４図
の分割部を拡大して示す断面図である。 １・・・前縁部、２ 圧力面、二３・・負川面、４・・
後縁、５・・・前縁側インサート、６ ・後縁側インサ
ート、７ ・上着部材、８・・・負圧面スペーサ一部材
、 ９・・圧力面スペーサ部材、 １０・・前線スペーサ部材、 １１・・・後縁スペーサ部材 １２・・ビンフィン流路。 代理人 弁理士 則 近 憲 佑
Ａ−Ａ’矢視の断面図、第３図は本発明のガスタービン
冷却翼の一実施例を示す横断面図。 私図はＡトを洋間ノア７佼ターＤンメ極町門ｐ力他の爽
２斤シ蔓り上ｊ亡１オ娶欧藺ｂ４、第５図は第３図の分
割部を拡大した断面図、第６図は第４し」の分割部を拡
大して示す断面図である。 ■・・・前縁部、２・・・圧力面だ３・・・負圧面、４
・・・後縁、５・・・前縁仙］インサート、６・・後縁
側インサート、７・・・圧着部材、８・・・負圧面スペ
ーサ一部材、９・・・圧力面スペーサ部材、 １０・・・前縁スペーサ部材、１１・・・後縁スペーサ
部材、１２・・・ビンフィン流路。 代理人 弁理士 則 近 ′Ａ巽 佑 （ほか１名） 第 １ 凶 ？ 第２図 第 ３ 図 第 ５ 図 ？ ゾ ２ 第６図 手続補正書（自発） １．事件の表示 特願昭５９’−４１２５１号 ２、発明の名称 ガスタービン冷却翼 ３、補正をする者 事件との関係 特許出願人 （３０７）株式会社 来夏 ４、代理人 〒１０５ 東京都港区芝浦−丁目１番１号 株式会社東芝 本社事務所内 明 細 書 １、発明の名称 ガスタービン冷却翼 ２、特許請求の範囲 （１）翼内面に沿わしたインサートを翼の最大厚み近傍
で分割し１分割部インサートを連接する部材を挿入した
事を特徴とす“るガスタービン冷却翼。 （２）翼の最大厚み近傍の薄板分割部番重ね合わせ、重
ね合わせ部に内接するよう部材を挿入した事を特徴とす
る特許請求の範囲第１項記載のガスタービン冷却翼。 ３、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冷却翼に関する。 〔従来技術と問題点〕 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。 また高効率化と合わせて、使角燃料も天然ガスのように
クリーンなものから、石炭ガスのように燃料排ガス成分
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。 このため現在使われている天然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工
や翼の圧力面２．翼の負圧面３゜後縁部４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料ガスよ
り翼を保護するような構成を採っているが、石炭ガスの
ような燃料で長時間運転すると吹出孔に固形物が付着し
冷却性能の低下をきたし、翼金属温度が許容レベルを越
えてしまいガスタービンの運転に支障をきたしてしまう
。 このため翼表面に固形物の付着しやすい前縁部、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。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。 このため翼内部での冷却を従来に増して強化しないとガ
スタービンの入口燃焼ガス温度を同等に保てなくなり、
効率の低下をまねいてしまう。 〔発明の目的〕 この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
高効率のガスタービン冷却翼を提供するととを目的とす
る。 〔発明の概要〕 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
翼内に設けたインサートと翼内面のギャップをせまくし
、同一冷却空気流量であっても冷却空気が冷却翼内面を
高速で流れるため、冷却性能が向上する。このためイン
サートと翼内面とのギャップを適正に保たないと冷却性
能が大巾に低下してしまうので、インサートを翼最大厚
み付近で２分割し、熱による変形を防止することＫより
ギャップの適正化を計り信頼性を高めたち〔発明の効果
〕 前記したインサートの２分割を行うことにより翼とイン
サートのギャップがガスタービンの運転状態にかかわら
ず常に一定に保てるので、ギャップをせまくした対流冷
却強化翼において非常（（安定した性能が保持できる。 このため、翼表面に冷却空気を吹出すタイプの冷却翼と
同一かそれ以上の冷却性能を持った翼を構成でき１石炭
ガスを燃料としたガスタービンに適用することができ、
長期間安定した性能を保てる。 またインサートを２分割することによりインサートの製
作が容易で、なおかつ精密に作る事が可能となり、安価
に冷却性能の安定したものを提供できる。 〔発明の実施例〕 第３図は本発明をガスタービンの冷却翼に適用した例を
示すもので第５図は要部拡大図である。 すなわち図中の５と６が前縁側、後縁側インサートで、
翼最大厚み部の負圧側の部材８部分と圧力側の部材９部
分で各々分割されている。インサートと翼内面とのギャ
ップは図中の部材８，９，１０゜１１の４ケ所で保持さ
れ、このスペーサーに相当スる部材８ 、９ 、１０
、１１は尻側に精密鋳造法により作成されても、スペー
サー側に作成されても良い。 まだ８ 、９ 、１０ 、１１は必要最小限であり冷却
翼の設計に応じて増ぐしても良い。 翼内面とインサートのギャップを適正に保つため２分割
したすきまより冷却空気が吹き出て、全体に悪影響をお
よぼさないよう、冷却空気シールを行うため図中７で示
した圧着部材をインサート内側に挿入するっ実施例では
断面円形のものを挿入し楕円形となり圧接した例を図示
したが円形とは限定されず多角形状等、圧接効果のある
もので良い。 冷却空気は２分割したインサート内側に供給され、イン
サートに設けられた孔やスリット等より吹出し翼内面を
高速で流動し後縁部に設けられたピンフィン部通路１２
で翼の負圧側内面を流れ冷却をした空気と、圧力側内面
を流れ冷却した空気が合流し、冷却空気が倍加し後縁部
を冷却し４より高温燃焼ガス中に吹出す。 なおスペーサ８．’９．１０は翼高さ方向に連続せず間
隔を開けて配備し、冷却空気の流通をさまたげないもの
や、冷却空気を流さないよう通路をふさいだ形状のもの
でも、冷却空気の流通方式により決定すればよい。 このような２分割インザート方式を採ることにより、翼
とインサートの伸縮を補償することができるため翼内面
とインナートとのギャップを小さくし、冷却空気の高速
化が計れ、なおかつギャップ寸法が安定しているため、
冷却能力が翼温度が変化し°Ｃも安定するので冷却翼の
設計が大変容易となる。 冷却空気は圧着部材１ケ所に供給し前縁側インサート５
と後縁側インサート６へ所並量を分配しても良いし、直
接前縁ｆｕｌｌインサート５と後縁側イーンザート６へ
供給しても良いので、冷却空気の流量配分は容易となる
。 狭いギャップを冷却空気を高速で流すためには冷却空気
の翼への供給圧力と冷却空気吹出部との間に大きな圧力
差が必要で、翼の後縁部より吹出せば圧力差も大きく、
吹出部への不純物の付着が少ないため流量も常に安定し
ている。そしてインサートと翼の冷却空気通路部の壁面
圧力が低下するので冷却空気圧によジインサートを自動
的に圧着できるので常に一定のギャップを保てる０この
ことにより冷却空気通路断面積が一定し局所的な変化も
無いため翼温度を常に健全な値に保持しておくことがで
きる。 このように冷却空気速度を高め安定して流動させえた事
により翼表面に吹出孔を多数設けて冷却空気を翼まわり
に吹出さなくても良い冷却具が構成でき、穴つまり等の
発生しない長期間安定したガスタービン冷却翼を構成で
きた。 〔発明の他の実施例〕 第４図及び要部を第６図に示した他の実施例のように前
縁側インサート５′と後縁側インサート６′の２分割し
た部分の部材８′及び９′でインサート５′とｄ′を重
ね、冷却空気のシール効果を高めた構造とし、スペーサ
一部材は第３図の部材８，９のように凸起を２つ設け□
ずに平面状で良いので圧着部材７の位置精度を要求され
なくなるのでコスト低下が計れる。 ４、図面の簡単な説明 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 −Ａ’矢視の断面図、第３図は本発明のガスタービ
ン冷却翼の一実施例を示す横断面図、第４図は本発明の
ガスタービン冷却翼の他の実施例を示す横断面図、第５
図は第３図の分割部を拡大した断面図、第６図は第４図
の分割部を拡大して示す断面図である。 １・・・前縁部、２ 圧力面、二３・・負川面、４・・
後縁、５・・・前縁側インサート、６ ・後縁側インサ
ート、７ ・上着部材、８・・・負圧面スペーサ一部材
、 ９・・圧力面スペーサ部材、 １０・・前線スペーサ部材、 １１・・・後縁スペーサ部材 １２・・ビンフィン流路。 代理人 弁理士 則 近 憲 佑
Claims (2)
- （１）翼内面に沿わしたインサートを翼の最大厚み近傍
で分割し、分割部インサートを連接する部材を挿入した
事を特徴とするガスタービン冷却翼。 - （２）翼の最大厚み近傍の薄板分割部をコｉ、ね合わせ
、重ね合わせ部に内接するよう部材を挿入した事を特徴
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
。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4125184A JPS60187701A (ja) | 1984-03-06 | 1984-03-06 | ガスタ−ビン冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4125184A JPS60187701A (ja) | 1984-03-06 | 1984-03-06 | ガスタ−ビン冷却翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60187701A true JPS60187701A (ja) | 1985-09-25 |
Family
ID=12603216
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4125184A Pending JPS60187701A (ja) | 1984-03-06 | 1984-03-06 | ガスタ−ビン冷却翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS60187701A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4805595A (en) * | 1987-04-28 | 1989-02-21 | Olympus Optical Co., Ltd. | Flexible tube assembly for endoscope |
| JP2001227302A (ja) * | 2000-02-18 | 2001-08-24 | General Electric Co <Ge> | 後縁ブロックが冷却されるセラミックタービン翼形部 |
| EP2492442A3 (en) * | 2011-02-28 | 2017-03-29 | Rolls-Royce plc | Turbine vane with impingement insert |
-
1984
- 1984-03-06 JP JP4125184A patent/JPS60187701A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4805595A (en) * | 1987-04-28 | 1989-02-21 | Olympus Optical Co., Ltd. | Flexible tube assembly for endoscope |
| JP2001227302A (ja) * | 2000-02-18 | 2001-08-24 | General Electric Co <Ge> | 後縁ブロックが冷却されるセラミックタービン翼形部 |
| EP2492442A3 (en) * | 2011-02-28 | 2017-03-29 | Rolls-Royce plc | Turbine vane with impingement insert |
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