JPS6032902A - ガスタ−ビンの翼 - Google Patents
ガスタ−ビンの翼Info
- Publication number
- JPS6032902A JPS6032902A JP13934983A JP13934983A JPS6032902A JP S6032902 A JPS6032902 A JP S6032902A JP 13934983 A JP13934983 A JP 13934983A JP 13934983 A JP13934983 A JP 13934983A JP S6032902 A JPS6032902 A JP S6032902A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- cooling fluid
- passage
- fluid passage
- gas turbine
- 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】
〔発明の技術分野〕
本発明は、ガスタービンの翼に係り、特に、翼本体内に
冷却流体通路を備えてなるガスタービンの翼に関する。
冷却流体通路を備えてなるガスタービンの翼に関する。
ガスタービンでは、タービン入口のガス温度を高めるほ
ど効率が向上する。ガス温度はガスタービンの翼を構成
している材料の耐熱性能によって制限される。このため
、一般には対流冷却方式、フィルム冷却方式まだはこれ
らの併用によって翼を冷却し、これによってガス温度を
上げる方式が採用されている。
ど効率が向上する。ガス温度はガスタービンの翼を構成
している材料の耐熱性能によって制限される。このため
、一般には対流冷却方式、フィルム冷却方式まだはこれ
らの併用によって翼を冷却し、これによってガス温度を
上げる方式が採用されている。
ところで、対流冷却方式とフィルム冷却方式とを併用し
たガスタービンの翼は、通常、第１図〜第３図に示すよ
うに構成されている。
たガスタービンの翼は、通常、第１図〜第３図に示すよ
うに構成されている。
すなわち、翼本体１およびこれを支持する翼根部２から
なる翼内に第２図に示すように、翼の高さ方向に延びる
第１の冷却流体通路３と第２の冷却流体通路４とを設け
ている。上記第１の冷却流体通路３は、翼の中間部で後
縁部側位置を翼根部２から翼本体１の先端部近傍まで高
さ方向に延びた部分５と、この部分５の上端部から前縁
部側口シに１８０度方向変換して翼根部２の近傍まで延
びた部分６と、この部分６の下端部から前縁部側口りに
１８０度方向変換して翼本体１の先端部近傍まで延びた
部分７と、翼本体１の前縁部８と上記部分７との間罠設
けられた空洞９と、この空洞９と部分７との間に存在す
る壁１０に高さ方向に亘って複数設けられた小孔１ノと
、前縁部８と空洞９との間に存在する壁１２に高さ方向
に亘って複数設けられた小孔１３とで構成されている。
なる翼内に第２図に示すように、翼の高さ方向に延びる
第１の冷却流体通路３と第２の冷却流体通路４とを設け
ている。上記第１の冷却流体通路３は、翼の中間部で後
縁部側位置を翼根部２から翼本体１の先端部近傍まで高
さ方向に延びた部分５と、この部分５の上端部から前縁
部側口シに１８０度方向変換して翼根部２の近傍まで延
びた部分６と、この部分６の下端部から前縁部側口りに
１８０度方向変換して翼本体１の先端部近傍まで延びた
部分７と、翼本体１の前縁部８と上記部分７との間罠設
けられた空洞９と、この空洞９と部分７との間に存在す
る壁１０に高さ方向に亘って複数設けられた小孔１ノと
、前縁部８と空洞９との間に存在する壁１２に高さ方向
に亘って複数設けられた小孔１３とで構成されている。
一方、前記第２の冷却流体通路４は、翼の後縁部側位置
に翼根部２から翼本体１の先端部近傍まで高さ方向に延
びた部分１４と、この部分１４と翼本体１の後縁部１５
との間に存在する壁１６に高さ方向に亘って複数設けら
れたゾ」一孔１７とで構成されている。
に翼根部２から翼本体１の先端部近傍まで高さ方向に延
びた部分１４と、この部分１４と翼本体１の後縁部１５
との間に存在する壁１６に高さ方向に亘って複数設けら
れたゾ」一孔１７とで構成されている。
すなわち、この翼は、第１、第２の冷却流体通路３，４
に翼根部２側から冷却流体を導き、これを第１の冷却流
体通路３側では、図中実線矢印で示すように部分５，６
．７の順にリターンフローさせ、この間に対流によって
翼を冷却し、その後、上記冷却流体を小孔１１から壁１
２の内面に向けて噴射してインビンノ冷却し、続いて上
記冷却流体を小孔１３から噴出させて翼本体１の外周部
をフィルム冷却させており、また、第２の冷却流体通路
４側では、図中実線矢印で示すように部分１４内を通流
させ、この間に対流冷却を行わせた後、小孔１７から噴
出させて翼本体１の後縁部を対流冷却するようにしてい
る。
に翼根部２側から冷却流体を導き、これを第１の冷却流
体通路３側では、図中実線矢印で示すように部分５，６
．７の順にリターンフローさせ、この間に対流によって
翼を冷却し、その後、上記冷却流体を小孔１１から壁１
２の内面に向けて噴射してインビンノ冷却し、続いて上
記冷却流体を小孔１３から噴出させて翼本体１の外周部
をフィルム冷却させており、また、第２の冷却流体通路
４側では、図中実線矢印で示すように部分１４内を通流
させ、この間に対流冷却を行わせた後、小孔１７から噴
出させて翼本体１の後縁部を対流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、次のような問題があった。すこで翼内に形成され
る冷却流体通路の通流断面積を小さくすることにより対
流速度を速めることが考えられる。しかし、このように
冷却流体通路の逆流断面積を小さくすると、必然的に上
記通路と翼本体の外面との間に存在する壁の肉厚が増加
する。このような肉厚の増加は同時に翼の熱応力の増加
をも引き起こす。このため、ガスタービンの起動／停止
の繰り返しによる金属疲労が顕著になるという問題があ
る。そこで、従来は熱応力を許容範囲内に抑え得るよう
に、まず第１に上述した壁の肉厚を設定する方式がとら
れている０このため、冷却流体通路の通流断面積を小さ
くするには、おのずと限界があり、効果的な対流冷却が
できないという問題があった。
ては、次のような問題があった。すこで翼内に形成され
る冷却流体通路の通流断面積を小さくすることにより対
流速度を速めることが考えられる。しかし、このように
冷却流体通路の逆流断面積を小さくすると、必然的に上
記通路と翼本体の外面との間に存在する壁の肉厚が増加
する。このような肉厚の増加は同時に翼の熱応力の増加
をも引き起こす。このため、ガスタービンの起動／停止
の繰り返しによる金属疲労が顕著になるという問題があ
る。そこで、従来は熱応力を許容範囲内に抑え得るよう
に、まず第１に上述した壁の肉厚を設定する方式がとら
れている０このため、冷却流体通路の通流断面積を小さ
くするには、おのずと限界があり、効果的な対流冷却が
できないという問題があった。
本発明は、上記問題点に鑑みなされたものであり、その
目的とするところは、翼の熱応力を増加させることなく
冷却流体通路の熱伝達率を向上させることができ、もっ
てガス高温化に寄与できるガスタービンの翼を提供する
ことにあるＯ 〔発明の概要〕 本発明は、翼内部に形成された冷却流体通路の少なくと
も一部分に上記通路の通流断面積を減少させる薄肉の筒
状体を挿設したことを特徴としている。
目的とするところは、翼の熱応力を増加させることなく
冷却流体通路の熱伝達率を向上させることができ、もっ
てガス高温化に寄与できるガスタービンの翼を提供する
ことにあるＯ 〔発明の概要〕 本発明は、翼内部に形成された冷却流体通路の少なくと
も一部分に上記通路の通流断面積を減少させる薄肉の筒
状体を挿設したことを特徴としている。
本発明によれば、翼の壁厚を増すことなく、筒状体の存
在によって冷却流体通路の通流断面積を減少させること
ができる。したがって、翼の熱応力を高めることなく翼
を内部から良好に冷却することができる。しかも、上記
筒状体を薄肉部材で形成しているので、翼全体のｉｔ増
加や耐遠心力性能の低下を招くようなこともない。
在によって冷却流体通路の通流断面積を減少させること
ができる。したがって、翼の熱応力を高めることなく翼
を内部から良好に冷却することができる。しかも、上記
筒状体を薄肉部材で形成しているので、翼全体のｉｔ増
加や耐遠心力性能の低下を招くようなこともない。
以下、図面を参照して本発明の詳細な説明する。
第４図および第５図は本発明の一実施例に係るガスター
ビンの翼を示す図であり、第２図および第３図と同一部
分は同一符号で示しである。
ビンの翼を示す図であり、第２図および第３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詳しい説明は省くことにする
。
。
本実施例が従来例と異なる点は、第１の冷却流体通路３
の部分６と７とに、これら部分６゜７の内面とは非接触
に、つまり部分６，７を構成する壁に沿った横断面環状
の通路が形成されるように筒状体２０．２１を挿設した
点にある。
の部分６と７とに、これら部分６゜７の内面とは非接触
に、つまり部分６，７を構成する壁に沿った横断面環状
の通路が形成されるように筒状体２０．２１を挿設した
点にある。
筒状体２０．２１は第６図に示す如く薄板を角筒状に加
工して形成されたもので、それぞれの一端側が部分６と
７とを翼根部側において連通させる連通路２２の内面に
接着されている。すなわち、この種の翼は、翼内に冷却
流体通路を設ける関係上、一般に精密鋳造によって翼内
に冷却流体通路を形成した後、翼本体１の先端壁２３を
溶接等によって取付ける方式が採用されているが、先端
壁２３を取付ける前に上述した筒状体２０．２１を接着
固定したものとなっている。
工して形成されたもので、それぞれの一端側が部分６と
７とを翼根部側において連通させる連通路２２の内面に
接着されている。すなわち、この種の翼は、翼内に冷却
流体通路を設ける関係上、一般に精密鋳造によって翼内
に冷却流体通路を形成した後、翼本体１の先端壁２３を
溶接等によって取付ける方式が採用されているが、先端
壁２３を取付ける前に上述した筒状体２０．２１を接着
固定したものとなっている。
このような構成であると、第１の冷却流体通路３におけ
る部分６，７を流れる冷却流体の流速は従来例に比較し
て だけ増加する。これに比例して部分６．７を構成してい
る壁の熱伝達率も増加するので、結局、壁厚を増すこと
なく翼の冷却効果を格段に向上させることができる。
る部分６，７を流れる冷却流体の流速は従来例に比較し
て だけ増加する。これに比例して部分６．７を構成してい
る壁の熱伝達率も増加するので、結局、壁厚を増すこと
なく翼の冷却効果を格段に向上させることができる。
なお、本実施例では、両端を開口した角筒状の筒状体を
挿設しているが、特にこの形状に限定されるものではな
く、たとえば第７図および第８図に示すように、両端を
閉塞した筒状体２５．２６を用いてもよい。この場合（
ｒｃは、筒状体の内外圧力を等しくして、筒状体の変形
を防止するだめ、図に示すように、少なくとも１ケ所バ
ランスホール２７を設ける必要がある。
挿設しているが、特にこの形状に限定されるものではな
く、たとえば第７図および第８図に示すように、両端を
閉塞した筒状体２５．２６を用いてもよい。この場合（
ｒｃは、筒状体の内外圧力を等しくして、筒状体の変形
を防止するだめ、図に示すように、少なくとも１ケ所バ
ランスホール２７を設ける必要がある。
また、筒状体を部分５，１４にも設けるようにしてもよ
い。
い。
第１図は従来のガスタービンの翼を示す斜視図、第２図
は第１図におけるＡ−Ａ線に沿って切断し矢印方向にみ
た断面図、第３図は同じくＢ−Ｂ線に沿って切断し矢印
方向にみた断面図、第４図は本発明の一実施例に係るガ
スタービン翼の縦断面図、第５図は同翼の横断面図、第
６図は同翼内に組込まれた筒状体の斜視図、嬉７図およ
び鉱８図は筒状体の変形例をそれぞれ示す斜視図である
。 １・・・翼本体、２・・・翼根部、３，４・・・冷却流
体通路、５ 、６ 、７ 、’１４・・・部分、８・・
・前縁部、９・・・空洞、１０，１２．）６・・・壁、
１１，１３゜１７・・・小孔、１５・・・後縁部、２０
．２１・・・筒状体、２２・・連通路、２３・・・先端
壁、２５．２６・・・ｆｍ状体、２７・・・バランスホ
ール。 出願人 工業技術院長 川 １）裕 部第１図 第４図 第５図 １ 第６図 第７図 第８図
は第１図におけるＡ−Ａ線に沿って切断し矢印方向にみ
た断面図、第３図は同じくＢ−Ｂ線に沿って切断し矢印
方向にみた断面図、第４図は本発明の一実施例に係るガ
スタービン翼の縦断面図、第５図は同翼の横断面図、第
６図は同翼内に組込まれた筒状体の斜視図、嬉７図およ
び鉱８図は筒状体の変形例をそれぞれ示す斜視図である
。 １・・・翼本体、２・・・翼根部、３，４・・・冷却流
体通路、５ 、６ 、７ 、’１４・・・部分、８・・
・前縁部、９・・・空洞、１０，１２．）６・・・壁、
１１，１３゜１７・・・小孔、１５・・・後縁部、２０
．２１・・・筒状体、２２・・連通路、２３・・・先端
壁、２５．２６・・・ｆｍ状体、２７・・・バランスホ
ール。 出願人 工業技術院長 川 １）裕 部第１図 第４図 第５図 １ 第６図 第７図 第８図
Claims (1)
- 翼本体内に冷却流体通路を設け、この通路に冷却流体を
通流させて上記翼本体を冷却するようにしたガスタービ
ンの翼において、上記冷却流体通路の少なくとも一部分
の通路に、この通路を、上記通路の内周面に沿って前記
冷却流体を通流させる横断面環状の通路に変更する薄肉
の筒状体を挿設してなることを特徴とするガスタービン
の翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13934983A JPS6032902A (ja) | 1983-08-01 | 1983-08-01 | ガスタ−ビンの翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13934983A JPS6032902A (ja) | 1983-08-01 | 1983-08-01 | ガスタ−ビンの翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6032902A true JPS6032902A (ja) | 1985-02-20 |
Family
ID=15243254
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13934983A Pending JPS6032902A (ja) | 1983-08-01 | 1983-08-01 | ガスタ−ビンの翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6032902A (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 |
-
1983
- 1983-08-01 JP JP13934983A patent/JPS6032902A/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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