JPS60198305A - ガスタ−ビン動翼の冷却構造 - Google Patents
ガスタ−ビン動翼の冷却構造Info
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- JPS60198305A JPS60198305A JP5437284A JP5437284A JPS60198305A JP S60198305 A JPS60198305 A JP S60198305A JP 5437284 A JP5437284 A JP 5437284A JP 5437284 A JP5437284 A JP 5437284A JP S60198305 A JPS60198305 A JP S60198305A
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- cooling
- flow path
- gas turbine
- wing
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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
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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〕
この発明はガスタービンのタービン動翼に係り、特にガ
スタービン動翼の冷却構造の改良に関する。
スタービン動翼の冷却構造の改良に関する。
一般に、ガスタービン（ν、口温度を上昇させるとター
ビン効率が向上することが知られており、そのタービン
効率を向上させるため、タービン入口温度の上昇が図ら
れている。タービン入口温度を上昇させた場合、°その
分だけガスタービン入口部周辺の温度が上昇してタービ
ン材料の強度が低下し、タービン機器の寿命に悪影響を
及ぼす恐れがある。このことから、ガスタービン、特に
タービン動翼の材料強度を保持するため、初段乃至２段
のタービン動翼は冷却空気で積極的に冷却されるように
なっている。
ビン効率が向上することが知られており、そのタービン
効率を向上させるため、タービン入口温度の上昇が図ら
れている。タービン入口温度を上昇させた場合、°その
分だけガスタービン入口部周辺の温度が上昇してタービ
ン材料の強度が低下し、タービン機器の寿命に悪影響を
及ぼす恐れがある。このことから、ガスタービン、特に
タービン動翼の材料強度を保持するため、初段乃至２段
のタービン動翼は冷却空気で積極的に冷却されるように
なっている。
従来のガスタービンのタービン動翼の冷却には、リター
ンフロ一方式の冷却構造が採用され、この冷却構造が最
も効果的な冷却方式であると認識されている。この代表
的な冷却構造は、第１図に示すようにガスタービン動翼
のタービン翼１内にそり線方向に適宜間隔をおいた仕切
壁２を設け、この仕切壁２により翼の高さ方向に延びる
複数のチャンバが画成される。各チャンバのうち、中央
部に位置する２つのチャンバ３．３は翼頂部（または翼
根元部）に形成される連通路４を介して典リード縁側チ
ャンバ５ａおよび翼テイル縁側チャンバ５ｂに連通され
る。一方、上記中央部に位置する両チャンバ３，３は翼
植込部を介して冷却空気供給源（図示せず）に接続され
、タービン翼１内にリターンフロ一方式の２つの冷却流
路系７．８が対をなして形成される。
ンフロ一方式の冷却構造が採用され、この冷却構造が最
も効果的な冷却方式であると認識されている。この代表
的な冷却構造は、第１図に示すようにガスタービン動翼
のタービン翼１内にそり線方向に適宜間隔をおいた仕切
壁２を設け、この仕切壁２により翼の高さ方向に延びる
複数のチャンバが画成される。各チャンバのうち、中央
部に位置する２つのチャンバ３．３は翼頂部（または翼
根元部）に形成される連通路４を介して典リード縁側チ
ャンバ５ａおよび翼テイル縁側チャンバ５ｂに連通され
る。一方、上記中央部に位置する両チャンバ３，３は翼
植込部を介して冷却空気供給源（図示せず）に接続され
、タービン翼１内にリターンフロ一方式の２つの冷却流
路系７．８が対をなして形成される。
しかして、翼リード縁側チャンバ５ａおよび翼テイル縁
側チャンバ５ｂは最終冷却流路として形成され、この最
終冷却流路５ａ 、５ｂから翼す−ド緑および翼テイル
縁側にそれぞれ複数の吹出孔９ａ、９ｂが翼外部に向っ
て穿設されており、各冷却流路系７，８を通って案内さ
れた冷却空気は、上記各吹出孔９ａ、９ｂより吹き出さ
れるようになっている。
側チャンバ５ｂは最終冷却流路として形成され、この最
終冷却流路５ａ 、５ｂから翼す−ド緑および翼テイル
縁側にそれぞれ複数の吹出孔９ａ、９ｂが翼外部に向っ
て穿設されており、各冷却流路系７，８を通って案内さ
れた冷却空気は、上記各吹出孔９ａ、９ｂより吹き出さ
れるようになっている。
このように、ガスタービン動翼の冷却構造をリターンフ
ロ一方式とすることにより、各冷却流路系７．８の全流
路長が長くなるため、冷却望気を翼外部に吹き出すまで
に高温な翼壁部を冷却空気により充分に（対向流により
）冷却させることができる。そして、冷却空気が吹出孔
９ ａ ＊ ９ ｂから吹き出される際、吹田冷却も行
なうことができるので、ガスタービン動翼の冷却効率を
向上させることができる。
ロ一方式とすることにより、各冷却流路系７．８の全流
路長が長くなるため、冷却望気を翼外部に吹き出すまで
に高温な翼壁部を冷却空気により充分に（対向流により
）冷却させることができる。そして、冷却空気が吹出孔
９ ａ ＊ ９ ｂから吹き出される際、吹田冷却も行
なうことができるので、ガスタービン動翼の冷却効率を
向上させることができる。
ところで、ガスタービン動翼は、一般にタービン翼の翼
形状に起因して、タービン翼の背側と腹側とでは異なる
熱負荷を受け、タービン翼背側の熱負荷が腹側の熱負荷
より大きいことが知られている。
形状に起因して、タービン翼の背側と腹側とでは異なる
熱負荷を受け、タービン翼背側の熱負荷が腹側の熱負荷
より大きいことが知られている。
しかしながら、従来のガスタービン動翼の冷却構造では
、タービン翼内部の冷却効果が翼背側と菌膜側で同等に
なるため、翼背側と翼腹側の翼材温度が不均一になり、
タービン翼寿命に悪影響を及ぼす恐れがあった。
、タービン翼内部の冷却効果が翼背側と菌膜側で同等に
なるため、翼背側と翼腹側の翼材温度が不均一になり、
タービン翼寿命に悪影響を及ぼす恐れがあった。
また、翼のり−ｒ縁、テイル縁側の最終冷却流路５ ａ
＋ ５ ｂから吹出孔９ａ 、９ｂを通って翼外部に
冷却空気が吹き出されるが、との吹出速度は最終冷却流
路５ａ 、５ｂの下流側に向って次第に小さくなり、均
一でない。このため、最終冷却流路５ ａ ｅ ５ ｂ
下流側の対向流冷却効果および吹出冷却効果が低減して
翼材温度が上昇し、タービン翼寿命を損う恐れがあった
。
＋ ５ ｂから吹出孔９ａ 、９ｂを通って翼外部に
冷却空気が吹き出されるが、との吹出速度は最終冷却流
路５ａ 、５ｂの下流側に向って次第に小さくなり、均
一でない。このため、最終冷却流路５ ａ ｅ ５ ｂ
下流側の対向流冷却効果および吹出冷却効果が低減して
翼材温度が上昇し、タービン翼寿命を損う恐れがあった
。
この発明は上述した事情を考慮し、タービン翼全面を効
果的かつ均一に冷却して冷却性能を向上させ、タービン
翼の寿命を長期間にわたって保証し得るようにしたガス
タービン動翼の冷却構造を提供することを目的とする。
果的かつ均一に冷却して冷却性能を向上させ、タービン
翼の寿命を長期間にわたって保証し得るようにしたガス
タービン動翼の冷却構造を提供することを目的とする。
上述した目的を達成するために、この発明に係るガスタ
ービン動翼の冷却構造は、タービン翼内にリターンフロ
一方式の冷却流路系を構成し、上記冷却流路系の興り一
ド縁側および翼テイル縁側最終冷却流路にその側面に沿
って複数の吹出孔を形成し、上記各吹出孔から翼外部に
冷却空気を吹き出すようにしたものにおいて、前記ター
ビン翼内部にそり線に沿う仕切壁を設けて翼背側冷却流
路系と翼腹側冷却流路系とを区画するとともに、上記各
冷却流路系は、翼リード縁側および翼テイル縁側最終冷
却流路内で冷却空気が対向流となるように設定したもの
である。□ 〔発明の実施例〕 以下、この発明に係るガスタービン動翼の冷却構造の一
実施例について添付図面を参照して説明する。
ービン動翼の冷却構造は、タービン翼内にリターンフロ
一方式の冷却流路系を構成し、上記冷却流路系の興り一
ド縁側および翼テイル縁側最終冷却流路にその側面に沿
って複数の吹出孔を形成し、上記各吹出孔から翼外部に
冷却空気を吹き出すようにしたものにおいて、前記ター
ビン翼内部にそり線に沿う仕切壁を設けて翼背側冷却流
路系と翼腹側冷却流路系とを区画するとともに、上記各
冷却流路系は、翼リード縁側および翼テイル縁側最終冷
却流路内で冷却空気が対向流となるように設定したもの
である。□ 〔発明の実施例〕 以下、この発明に係るガスタービン動翼の冷却構造の一
実施例について添付図面を参照して説明する。
第２図はタービン翼の一部を切り欠いたこの発明のガス
タービン動翼の冷却構造を示す斜視図であり、図中符号
ｌＯはガスタービンの初段乃至数段に至る各段のガスタ
ービン動翼のタービン翼の一例を示す。タービン翼ｌＯ
は翼本体１１および翼植込部１２を一体あるいは一体的
に有し、翼植込部１２ヲタービンロータ（図示せず）に
植設することにより、固定される。
タービン動翼の冷却構造を示す斜視図であり、図中符号
ｌＯはガスタービンの初段乃至数段に至る各段のガスタ
ービン動翼のタービン翼の一例を示す。タービン翼ｌＯ
は翼本体１１および翼植込部１２を一体あるいは一体的
に有し、翼植込部１２ヲタービンロータ（図示せず）に
植設することにより、固定される。
タービン翼ｌＯの翼本体ｌｌ内には翼背面と翼腹面の中
央を結ぶそり線（骨格線）に沿って仕切壁１３が設けら
れる。仕切壁１３は翼の高さ方向に延び、翼本体１１内
を翼背側と翼腹側チャンバ々とに区画している。上記翼
背側チャンバおよび翼腹側チャンバは、そり線に沿って
適宜間隔をおいた複数の小仕切壁１４により仕切られ、
複数の小チャンバが画成される。
央を結ぶそり線（骨格線）に沿って仕切壁１３が設けら
れる。仕切壁１３は翼の高さ方向に延び、翼本体１１内
を翼背側と翼腹側チャンバ々とに区画している。上記翼
背側チャンバおよび翼腹側チャンバは、そり線に沿って
適宜間隔をおいた複数の小仕切壁１４により仕切られ、
複数の小チャンバが画成される。
り゛−ピン翼１０の翼背側および翼腹側に形成される各
小チャンバのうち、中央部に位置する各々２つの小チャ
ンバは、翼リード側および翼テイル側において隣接する
小チャンバに、翼頂部側連通路１５ｆｌ−介して連通さ
れ、これらの隣接率チャンバは続いてこの小チャンバに
隣接する小チャンバに、翼根元側連通路１６ヲ介して連
通される。このようにして、タービン翼ｌＯの翼背側お
よび翼腹側の、各小チャンバはジグザグ状に連通され、
リターンフロ一方式（対向流方式）の冷却流路１７ 、
１８が形成され、それぞれ対をなす翼背側冷却流路系２
０ａ。
小チャンバのうち、中央部に位置する各々２つの小チャ
ンバは、翼リード側および翼テイル側において隣接する
小チャンバに、翼頂部側連通路１５ｆｌ−介して連通さ
れ、これらの隣接率チャンバは続いてこの小チャンバに
隣接する小チャンバに、翼根元側連通路１６ヲ介して連
通される。このようにして、タービン翼ｌＯの翼背側お
よび翼腹側の、各小チャンバはジグザグ状に連通され、
リターンフロ一方式（対向流方式）の冷却流路１７ 、
１８が形成され、それぞれ対をなす翼背側冷却流路系２
０ａ。
２０ｂおよび翼腹側冷却流路系２１ａ、２１ｂが構成さ
れる。各冷却流路系２０ ａ ＊ ２０ ｂ ； ２１
ａ ＋ ２１ ｂは翼リード縁側最終冷却流路（小チ
ャンバ）２２および翼テイル縁側最終冷却流路（小チャ
ンバ）２３ヲ互いに共有しており、両最終冷却流路ｎ、
２３には翼リード縁および翼テイル縁の翼外部に連通ず
る吹出孔’ｚ４ ｔ ２５゛が側面に沿って多数形′成
される。その際、各最終冷却流路２２ 、２３の途中に
補強を兼ねた仕切りプ２６ヲ設け、最終冷却流路ｘ、ｚ
３’ｉ翼頂部側流路と呉根元側流路とに区画することが
望ましい。
れる。各冷却流路系２０ ａ ＊ ２０ ｂ ； ２１
ａ ＋ ２１ ｂは翼リード縁側最終冷却流路（小チ
ャンバ）２２および翼テイル縁側最終冷却流路（小チャ
ンバ）２３ヲ互いに共有しており、両最終冷却流路ｎ、
２３には翼リード縁および翼テイル縁の翼外部に連通ず
る吹出孔’ｚ４ ｔ ２５゛が側面に沿って多数形′成
される。その際、各最終冷却流路２２ 、２３の途中に
補強を兼ねた仕切りプ２６ヲ設け、最終冷却流路ｘ、ｚ
３’ｉ翼頂部側流路と呉根元側流路とに区画することが
望ましい。
この場合、タービン翼１０の翼背側および翼腹側冷却流
路系２０ ａ ？ ２０ ｂ ； ２１ ａ ＊ ２１
ｂに形成される小チャンバ数は異なり、１方が他方よ
り１つ多い。
路系２０ ａ ？ ２０ ｂ ； ２１ ａ ＊ ２１
ｂに形成される小チャンバ数は異なり、１方が他方よ
り１つ多い。
このため、最終冷却流路ｎ、２３には翼背側冷却流路系
２０ ａ 、 ２０ ｂが翼頂部側から連通されるとす
ると、翼腹側冷却流路系２１ ａ ＋ ２１ ｂは翼根
元部側から連通され、両冷却流路系２０ ａ 、 ２０
ｂ ； ２１ ａ、２１ ｂを通った冷却空気は最終
冷却流路ｎ、２３内において対向流となる。
２０ ａ 、 ２０ ｂが翼頂部側から連通されるとす
ると、翼腹側冷却流路系２１ ａ ＋ ２１ ｂは翼根
元部側から連通され、両冷却流路系２０ ａ 、 ２０
ｂ ； ２１ ａ、２１ ｂを通った冷却空気は最終
冷却流路ｎ、２３内において対向流となる。
一方、翼背側および翼腹側冷却流路系２０ ａ 、２０
ｂ；２１ａ、２１ｂに形成される各小チャンバ９のう
ち、中央部に位置する各々２つの小チャンバ々は連通流
路２８ヲ介して図示しない冷却空気供給源に接続される
。各連通流路路は翼植込部１２を貫いて図示しないター
ビンロータ内流路に連通される一方、各連通流路あの入
口側に冷却空気量調節用絞り加が設けられる。
ｂ；２１ａ、２１ｂに形成される各小チャンバ９のう
ち、中央部に位置する各々２つの小チャンバ々は連通流
路２８ヲ介して図示しない冷却空気供給源に接続される
。各連通流路路は翼植込部１２を貫いて図示しないター
ビンロータ内流路に連通される一方、各連通流路あの入
口側に冷却空気量調節用絞り加が設けられる。
次に、この発明の冷却作用について説明する。
この発明のガスタービン動翼の冷却構造はタービン翼ｌ
Ｏ内にリターンフロ一方式の４つの冷却流路系２０ａ、
２０ｂ：２１ａ、２１ｂを備えており、各冷却流路系は
そ９線に沿う仕切壁１３により翼背側冷却流路系加ａ、
加すと翼腹側冷却流路系２１ ａ 、２１ ｂとに区画
されている。しかも、図示しない冷却空気供給源から供
給される冷却空気量は調節用絞り（資）により、′翼背
側および翼腹側冷却流路系２０ａ。
Ｏ内にリターンフロ一方式の４つの冷却流路系２０ａ、
２０ｂ：２１ａ、２１ｂを備えており、各冷却流路系は
そ９線に沿う仕切壁１３により翼背側冷却流路系加ａ、
加すと翼腹側冷却流路系２１ ａ 、２１ ｂとに区画
されている。しかも、図示しない冷却空気供給源から供
給される冷却空気量は調節用絞り（資）により、′翼背
側および翼腹側冷却流路系２０ａ。
２０ｂ；２１ａ、２１ｂ毎に調節される。
しかして、冷却空気は調節用絞りにより冷却空気量が調
節されて翼背側および翼腹側冷却流路系２０ ａ 、
２０ ｂ ； ２ｉ ａ 、 ２１ ｂに個別に案内さ
れる。
節されて翼背側および翼腹側冷却流路系２０ ａ 、
２０ ｂ ； ２ｉ ａ 、 ２１ ｂに個別に案内さ
れる。
案内された冷却空気はリターンフロ一方式の各冷却流路
系２０ ａ 、 ２０ ｂ ； ２１ ｍ 、 ２１
ｂ ’ｅ通って最終冷却流路ｎ、２３に導かれ、その間
にタービン翼１０の翼壁を内側から積極的に冷却する。
系２０ ａ 、 ２０ ｂ ； ２１ ｍ 、 ２１
ｂ ’ｅ通って最終冷却流路ｎ、２３に導かれ、その間
にタービン翼１０の翼壁を内側から積極的に冷却する。
その際、冷却流路系は翼背側および翼腹側で区画されて
おり、翼背側および翼腹側冷却流路系２０ ａ 、 ２
０ ｂ ；２１ａ 。
おり、翼背側および翼腹側冷却流路系２０ ａ 、 ２
０ ｂ ；２１ａ 。
２１ｂに案内される冷却空気量は、空気量調節用絞り蜀
により個別に調節が可能である。このため、タービン翼
１０の翼背側、翼腹側、および翼リード縁、翼テイル縁
で異なる外部熱負荷に対応した対流冷却効果が得られ、
タービン翼ｉｏの冷却性能（翼材温度）が翼全体にわた
り均一化される。
により個別に調節が可能である。このため、タービン翼
１０の翼背側、翼腹側、および翼リード縁、翼テイル縁
で異なる外部熱負荷に対応した対流冷却効果が得られ、
タービン翼ｉｏの冷却性能（翼材温度）が翼全体にわた
り均一化される。
また、各冷却流路系の最終冷却流路ｎ。２３内には冷却
空気が対向流となって流れ込むので、その流路全長にわ
たり圧力がほぼ均一になる。その際、最終冷却流路ｎ、
詔を仕切りプあによって２分割した場合、各冷却流路系
２０ａ 、２０ｂ ；２１ｇ 、２１ｂの最終冷却流路
長が短くなり、冷却望気の圧力損失が小さくなる。この
ため、最終冷却流路ｎ、２３から吹き出される冷却空気
量が翼の高さ方向全体にわたってほぼ均一化され、その
分だけ翼の高さ方向に対する吹出冷却効果が改善される
。
空気が対向流となって流れ込むので、その流路全長にわ
たり圧力がほぼ均一になる。その際、最終冷却流路ｎ、
詔を仕切りプあによって２分割した場合、各冷却流路系
２０ａ 、２０ｂ ；２１ｇ 、２１ｂの最終冷却流路
長が短くなり、冷却望気の圧力損失が小さくなる。この
ため、最終冷却流路ｎ、２３から吹き出される冷却空気
量が翼の高さ方向全体にわたってほぼ均一化され、その
分だけ翼の高さ方向に対する吹出冷却効果が改善される
。
この場合において、最終冷却流路ｎ、２３から翼外部に
冷却空気を吹き出す吹出孔２４．２５’ｉ複数個列状に
穿設すれば、吹出孔２／ｌ 、 ２５から吹出された冷
却空気がタービン翼ｉｏの翼背側面および翼腹側面に沿
って流線形に流れ、冷却空気膜（フィルム膜）を形成す
るので、タービン翼の冷却効果１一層高めることができ
る。
冷却空気を吹き出す吹出孔２４．２５’ｉ複数個列状に
穿設すれば、吹出孔２／ｌ 、 ２５から吹出された冷
却空気がタービン翼ｉｏの翼背側面および翼腹側面に沿
って流線形に流れ、冷却空気膜（フィルム膜）を形成す
るので、タービン翼の冷却効果１一層高めることができ
る。
第３図はこの発明の変形例を示すものである。
この変形例に示されたガスタービン動翼の冷却構造は、
タービン翼１０Ａの翼リード縁側および翼テイル縁側最
終冷却流路２２Ａ、２３Ａｋ仕切りズ２６Ａで上下に２
分割する一方、分割された一方の最終冷却流路２２Ａｔ
Ｚ３Ａを、翼背側冷却流路系２０＆、。
タービン翼１０Ａの翼リード縁側および翼テイル縁側最
終冷却流路２２Ａ、２３Ａｋ仕切りズ２６Ａで上下に２
分割する一方、分割された一方の最終冷却流路２２Ａｔ
Ｚ３Ａを、翼背側冷却流路系２０＆、。
２０ｂの隣接する小チャンバに、他方の最終冷却流路を
翼腹側冷却流路系２１ ａ ｖ ２１ ｂの隣接する小
チーヤンバに、複数のインピンジ孔３３ 、３４で連通
したものである。インピンジ孔３３．３４は小仕切壁に
列状に穿設される。この場合にも、第２図に示すものと
同様な冷却効果が得られる。
翼腹側冷却流路系２１ ａ ｖ ２１ ｂの隣接する小
チーヤンバに、複数のインピンジ孔３３ 、３４で連通
したものである。インピンジ孔３３．３４は小仕切壁に
列状に穿設される。この場合にも、第２図に示すものと
同様な冷却効果が得られる。
なお、タービン翼の翼背側冷却流路系や翼腹側冷却流路
系からタービン翼の背側および腹側に冷却空気を吹き出
させる側孔を形成することもでき、この側孔を形成した
場合には、側孔から吹き出された冷却空気がタービン翼
外表面に冷却空気層を積極的に形成するので、冷却効果
をより一層高めることができる。
系からタービン翼の背側および腹側に冷却空気を吹き出
させる側孔を形成することもでき、この側孔を形成した
場合には、側孔から吹き出された冷却空気がタービン翼
外表面に冷却空気層を積極的に形成するので、冷却効果
をより一層高めることができる。
以上述べたように、この発明に係るガスタービン動翼の
冷却構造は、ターピン翼内部にそシ線に沿う仕切壁を設
けてリターンフロ一方式の翼背側冷却流路系と翼腹側冷
却流路系とを区画するとともに、上記各冷却流路系は、
翼リード縁側および翼テイル縁側最終冷却流路内で冷却
空気が対向流となるように設定したので、タービン翼の
背側および腹側で異なる熱負荷を考慮した均一な対流冷
却効果および良好な吹出冷却効果が得られ、タービン翼
の冷却性能を向上させることができ、タービン翼の寿命
を長期間にわたって保証し得る等の効果を奏する。
冷却構造は、ターピン翼内部にそシ線に沿う仕切壁を設
けてリターンフロ一方式の翼背側冷却流路系と翼腹側冷
却流路系とを区画するとともに、上記各冷却流路系は、
翼リード縁側および翼テイル縁側最終冷却流路内で冷却
空気が対向流となるように設定したので、タービン翼の
背側および腹側で異なる熱負荷を考慮した均一な対流冷
却効果および良好な吹出冷却効果が得られ、タービン翼
の冷却性能を向上させることができ、タービン翼の寿命
を長期間にわたって保証し得る等の効果を奏する。
第１図は従来のガスタービン動翼の冷却構造を示す斜視
図、第２図はこの発明に係るガスタービン動翼の冷却構
造を示す斜視図、第３図はこの発明の変形例を示す図で
ある。 １０、ＩＯＡ・・・タービン翼、１１・・・翼本体、１
２・・・翼植込部、１３・・・仕切壁、１４・・・小仕
切壁、１５．１６・・・連通路、１７・・・冷却流路、
２０ａ ｗ２０ｂ・・・翼背側冷却流路系、２１ ａ
ｖ ２１ ｂ ’・’翼腹側冷却流路系、０，２２Ａ。 Ｚ３，２３Ａ・・・最終冷却流路、あ、２５・・・吹出
孔、あ。 ２６Ａ・・・仕切りズ、（資）・・・冷却空気量調節用
絞り、弼、３４・・・インピンジ孔。 特許出願人 工業技術院長 第１図 ４
図、第２図はこの発明に係るガスタービン動翼の冷却構
造を示す斜視図、第３図はこの発明の変形例を示す図で
ある。 １０、ＩＯＡ・・・タービン翼、１１・・・翼本体、１
２・・・翼植込部、１３・・・仕切壁、１４・・・小仕
切壁、１５．１６・・・連通路、１７・・・冷却流路、
２０ａ ｗ２０ｂ・・・翼背側冷却流路系、２１ ａ
ｖ ２１ ｂ ’・’翼腹側冷却流路系、０，２２Ａ。 Ｚ３，２３Ａ・・・最終冷却流路、あ、２５・・・吹出
孔、あ。 ２６Ａ・・・仕切りズ、（資）・・・冷却空気量調節用
絞り、弼、３４・・・インピンジ孔。 特許出願人 工業技術院長 第１図 ４
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、タービン翼内にリターン７０一方式の冷却流路系を
構成し、上記冷却流路系の興り−ＩＦ縁側最終冷却流路
および翼ティル縁側最終冷却流路に、その側面に沿って
複数の吹出孔を形成し、上記各吹出孔から冷却空気を吹
き出すようにしたガスタービン動翼の冷却構造において
、前記タービン翼内部にそり線に沿う仕切壁を設けて翼
背側冷却流路系と翼腹側冷却流路系とを区画するととも
に、上記各冷却流路系は興り一ド縁側および翼テイル縁
側最終冷却流路内で冷却空気が対向流となるように設定
したことｔ−特徴とするガスタービン動翼の冷却構造。 ２、 ＠背側冷却流路系の翼リード縁側および翼テイル
縁側最終冷却流路は翼腹側冷却流路系の翼１） Ｆ％縁
側および翼テイル縁側最終冷却流路と共有関係に形成さ
れた特許請求の範囲第１項に記載のガスタービン動翼の
冷却構造。 ３、タービン翼の翼リード縁側および翼テイル縁側に形
成される最終冷却流路は仕切りズにより翼頂部側流路と
翼根元側流路とに区画され、その一方が翼背側冷却空気
系に、他方が翼腹側冷却空気系に連通された特許請求の
範囲第１項に記載のガスタービン動翼の冷却構造。 ４、最終冷却流路内に区画される翼頂側流路および翼根
元側流路の一方は、連通路あるいは複数のインピンジ孔
を介して翼背側冷却流路系に、その他方も連通路あるい
はインピンジ孔を介して翼腹側冷却流路系にそれぞれ連
通された特許請求の範囲第３項に記載のガスタービン動
翼の冷却構造。
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|---|---|---|---|
| JP5437284A JPH0233843B2 (ja) | 1984-03-23 | 1984-03-23 | Gasutaabindoyokunoreikyakukozo |
Applications Claiming Priority (1)
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| JP5437284A JPH0233843B2 (ja) | 1984-03-23 | 1984-03-23 | Gasutaabindoyokunoreikyakukozo |
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| JPS60198305A true JPS60198305A (ja) | 1985-10-07 |
| JPH0233843B2 JPH0233843B2 (ja) | 1990-07-31 |
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ID=12968837
Family Applications (1)
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| JP5437284A Expired - Lifetime JPH0233843B2 (ja) | 1984-03-23 | 1984-03-23 | Gasutaabindoyokunoreikyakukozo |
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