JPS6032903A - ガスタ−ビンの翼 - Google Patents
ガスタ−ビンの翼Info
- Publication number
- JPS6032903A JPS6032903A JP13935083A JP13935083A JPS6032903A JP S6032903 A JPS6032903 A JP S6032903A JP 13935083 A JP13935083 A JP 13935083A JP 13935083 A JP13935083 A JP 13935083A JP S6032903 A JPS6032903 A JP S6032903A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- cooling fluid
- large diameter
- center line
- diameter part
- 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
- F01D5/186—Film 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】
〔発明の技術分野〕
本発明は、ガスタービンの累に係シ、特に、翼本体の外
面部を冷却流体によってフィルム冷却するようにしたガ
スタービンの興に関する。
面部を冷却流体によってフィルム冷却するようにしたガ
スタービンの興に関する。
Ｉガスタービンはタービン人口の〃スｍ１ＩＪＩ高める
１１ど効率が向上する。ガス温度はガ゛スタービンの興
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、従来より、ヌ］侃冷却方式、フィルム冷却方式
またはこれらの併用によって翼を冷却し、これによって
力゛ス温丸を上げる試みがなされている。
１１ど効率が向上する。ガス温度はガ゛スタービンの興
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、従来より、ヌ］侃冷却方式、フィルム冷却方式
またはこれらの併用によって翼を冷却し、これによって
力゛ス温丸を上げる試みがなされている。
ところで、対流冷却方式とフィルム冷却方式とを併用し
たガースタービンの翼は、一般に第１図〜第３図に示す
如く、翼本体１およびこれを支持する翼根部２からなる
鼻内に、累の商さ方向に延びる冷却流体Ｊ１！１路Ｊ
ａ ｒ ３ｂ ｒ ３ｃを設け、これら通路３ａ、３ｂ
、３ｃ内に図中実線矢印で示すように冷却流体を褥い
て翼の内部から興を対流冷却するとともに、上ｄ己７Ｔ
却流体を通路３ａと前線部４との間に存在する壁５、通
路３ｂと腹面６および背ｉＩＪ］７との間に存イゴユす
る壁８．９および通路３ｃと後縁部１０との間に存在す
る壁１１にそれぞれ仮数設けられた一様径の吹出孔１２
から吹出させ、これら吹出された流体で翼本体ｌの外面
に冷却流体のフィルムを形成することによって翼本体１
の外面部を冷却するようにしている。
たガースタービンの翼は、一般に第１図〜第３図に示す
如く、翼本体１およびこれを支持する翼根部２からなる
鼻内に、累の商さ方向に延びる冷却流体Ｊ１！１路Ｊ
ａ ｒ ３ｂ ｒ ３ｃを設け、これら通路３ａ、３ｂ
、３ｃ内に図中実線矢印で示すように冷却流体を褥い
て翼の内部から興を対流冷却するとともに、上ｄ己７Ｔ
却流体を通路３ａと前線部４との間に存在する壁５、通
路３ｂと腹面６および背ｉＩＪ］７との間に存イゴユす
る壁８．９および通路３ｃと後縁部１０との間に存在す
る壁１１にそれぞれ仮数設けられた一様径の吹出孔１２
から吹出させ、これら吹出された流体で翼本体ｌの外面
に冷却流体のフィルムを形成することによって翼本体１
の外面部を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ものにあっては
、次のような問題があった。すなわち、翼の背面側と腹
面側とではガス圧力が著しく異なるうえ、上記背面側お
よび腹面側の各部位によってもガス圧力に差異が存在す
る。したがって、上記の如く一様な形状の吹出孔１２を
設けたガスタービンの翼にあっては、各吹出孔１２にフ
ィルム冷却効果が適切となるように冷却流体を配分する
ことが困難であり、この結果、翼外表面部の温度が均一
となるように冷却することができないという問題があっ
た。
、次のような問題があった。すなわち、翼の背面側と腹
面側とではガス圧力が著しく異なるうえ、上記背面側お
よび腹面側の各部位によってもガス圧力に差異が存在す
る。したがって、上記の如く一様な形状の吹出孔１２を
設けたガスタービンの翼にあっては、各吹出孔１２にフ
ィルム冷却効果が適切となるように冷却流体を配分する
ことが困難であり、この結果、翼外表面部の温度が均一
となるように冷却することができないという問題があっ
た。
本発明は、上記問題点を解決すべくなされたものであり
、その目的とするところは、翼本体の外面部温度が一様
となるように上記外面部を冷却できる機能を備えたガス
タービンの翼を提供することにある。
、その目的とするところは、翼本体の外面部温度が一様
となるように上記外面部を冷却できる機能を備えたガス
タービンの翼を提供することにある。
本発明は、フィルム冷却用の吹出孔の形状に特徴を有し
ている。すなわち、吹出孔の少なくとも一部は、翼外面
側に位置する部分が翼内面側に位置する部分に比して大
径となる如く設けられており、しかも、その中心線方向
が翼内面側に位置する小径部の中心線方向に対しその設
置位置によって決まる特定の角度に設定されている。
ている。すなわち、吹出孔の少なくとも一部は、翼外面
側に位置する部分が翼内面側に位置する部分に比して大
径となる如く設けられており、しかも、その中心線方向
が翼内面側に位置する小径部の中心線方向に対しその設
置位置によって決まる特定の角度に設定されている。
本発明によれば、吹出孔を小径部と大径部とを直列接続
した構成としているので大径部分の径、中心線方向を変
えることによって流量係数を変え、これによって吹き出
される冷ノ」け５体の流量、流速は勿論のこと、吠出し
方向を修めて容易に変えることができる。したがって、
パ本体の各部に設けられる個々の吹出孔の大径部の径お
よび中心庫方向を、その場所に対応させて設定すること
により、各吹出孔から、フィルム冷却を適切に行い得る
流量、流速および方向の冷却流体を吹出させることがで
きる。この結果、翼本体の外面部各部を均一に冷却する
ことができる。しかも、上記大径部分は翼外面から僅か
に掘シ下げるだけの極めて簡単な後加工によって容易に
形成することができ、製作の面倒化を招くようなことも
ない。
した構成としているので大径部分の径、中心線方向を変
えることによって流量係数を変え、これによって吹き出
される冷ノ」け５体の流量、流速は勿論のこと、吠出し
方向を修めて容易に変えることができる。したがって、
パ本体の各部に設けられる個々の吹出孔の大径部の径お
よび中心庫方向を、その場所に対応させて設定すること
により、各吹出孔から、フィルム冷却を適切に行い得る
流量、流速および方向の冷却流体を吹出させることがで
きる。この結果、翼本体の外面部各部を均一に冷却する
ことができる。しかも、上記大径部分は翼外面から僅か
に掘シ下げるだけの極めて簡単な後加工によって容易に
形成することができ、製作の面倒化を招くようなことも
ない。
以下、図面を参照して本発明の実施例について説明する
。
。
第４図は、本発明の一実施例に係るガスタービンの興に
おける腹側に設けられたフィルム冷却用の１つの吹出孔
部分だけを取り出して拡大して示す断面図である。
おける腹側に設けられたフィルム冷却用の１つの吹出孔
部分だけを取り出して拡大して示す断面図である。
すなわち、同図において１５は吹出孔で１、この空気吹
出孔１５は翼内に形成された冷却流体通路３ｂに通じる
小径部１６と、翼本体１の腹側外面に通じる大径部１７
とから構成されている。上記小径部１６の中心線１８の
方向は、腹面に沿りて流れるガス流、すなわち主流１９
の向きに対して直角に近い角度に傾斜しており、上記大
径部１７の中心８２０の方向は、上記小径部１６の中心
線１８よυ更に主流１９の向きに近づくように傾斜して
いる。また、他の位１４に設けられた吹出孔すは、たと
えば第５図（ａ）（ｂ）に示すように、大径部１７の中
Ｉし勝２０が主流１９の向きに対して直角な向きでかつ
、翼先端側へ向って傾斜するように設けられている。
出孔１５は翼内に形成された冷却流体通路３ｂに通じる
小径部１６と、翼本体１の腹側外面に通じる大径部１７
とから構成されている。上記小径部１６の中心線１８の
方向は、腹面に沿りて流れるガス流、すなわち主流１９
の向きに対して直角に近い角度に傾斜しており、上記大
径部１７の中心８２０の方向は、上記小径部１６の中心
線１８よυ更に主流１９の向きに近づくように傾斜して
いる。また、他の位１４に設けられた吹出孔すは、たと
えば第５図（ａ）（ｂ）に示すように、大径部１７の中
Ｉし勝２０が主流１９の向きに対して直角な向きでかつ
、翼先端側へ向って傾斜するように設けられている。
このような構造の吹出孔を設けておけば、吹出孔二から
吹き出される冷却流体のｖＩＬ量および流速は大径部１
７の径によって決定される。
吹き出される冷却流体のｖＩＬ量および流速は大径部１
７の径によって決定される。
さらに、大径部１７の中心１ｖ３１２０の方向と主匝１
９の方向との角度の程度が、吹き出された冷却流体の翼
外面への密着程度を決定する。したがって、翼外部のガ
ス圧力等の外部条件を８１ｔｊに入れて、前記大使部１
７の径を設置してあ・けば、冷却に必要な景の冷却ηＣ
体を吹き出させることができる。
９の方向との角度の程度が、吹き出された冷却流体の翼
外面への密着程度を決定する。したがって、翼外部のガ
ス圧力等の外部条件を８１ｔｊに入れて、前記大使部１
７の径を設置してあ・けば、冷却に必要な景の冷却ηＣ
体を吹き出させることができる。
さらに、前記大径部１７の中心線２０の主流１９の方向
に対する傾斜程度を適切に選定すれば吹き出された冷却
流体の翼本体外面への密着性を高めることができる。ま
た、第５図の場合には、吹き出された冷却流体の主流１
９の向きに対する分速度を調整できる。しだがって、こ
れら吹出孔星を組み合わせることによって翼本体の全体
を均一に冷却することができる。しかも、吹出孔１５の
大径部１７の形成も、放電加工、レーザ加工等を用いて
容易に行えることからして、製作の困難化を招くような
こともない。
に対する傾斜程度を適切に選定すれば吹き出された冷却
流体の翼本体外面への密着性を高めることができる。ま
た、第５図の場合には、吹き出された冷却流体の主流１
９の向きに対する分速度を調整できる。しだがって、こ
れら吹出孔星を組み合わせることによって翼本体の全体
を均一に冷却することができる。しかも、吹出孔１５の
大径部１７の形成も、放電加工、レーザ加工等を用いて
容易に行えることからして、製作の困難化を招くような
こともない。
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図は四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
ービンの翼における吹出孔近傍だけを取シ出して示す断
面図、第５図（、）は同翼の異なる吹出孔近傍だけを取
り出して示す断面図、第５図（ｂ）は同図（ａ）におけ
るＣ−Ｃ線に沿って切断し矢印の方向にみた断面図であ
る。 ノ・・・翼本体、２・・・翼根部、３ａ、３ｂ、３ｃ・
・・冷却流体通路、４・・・前縁部、６・・・腹面、７
・・背面、１０・・後縁部、１２．１５・・・吹出孔、
１６・・・小径部、１７・・・大径部、１９ ・主流。 出願人 工業技術院長用田裕部 第 ４ 図 ９ 第５図 （ａ） （ｂ）
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図は四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
ービンの翼における吹出孔近傍だけを取シ出して示す断
面図、第５図（、）は同翼の異なる吹出孔近傍だけを取
り出して示す断面図、第５図（ｂ）は同図（ａ）におけ
るＣ−Ｃ線に沿って切断し矢印の方向にみた断面図であ
る。 ノ・・・翼本体、２・・・翼根部、３ａ、３ｂ、３ｃ・
・・冷却流体通路、４・・・前縁部、６・・・腹面、７
・・背面、１０・・後縁部、１２．１５・・・吹出孔、
１６・・・小径部、１７・・・大径部、１９ ・主流。 出願人 工業技術院長用田裕部 第 ４ 図 ９ 第５図 （ａ） （ｂ）
Claims (1)
- 翼本体内に冷却流体通路を設け、この通路に導かれた冷
却流体を上記通路と上記翼本体の外面との間の壁に設け
られた複数の吹出孔から吹出させて上記翼本体の外面部
をフィルム冷却するようにしたガスタービンの翼におい
て、前記吹出孔の少なくとも一部は、前記冷却流体通路
に通じる小径部と前記翼本体の外面に通じる大径部とを
直列に接続した形状に形成されるとともに上記小径部の
中心醐方向に対して上記大径部の中心線方向が傾斜して
なることを特徴とするガ゛スタービンの夾。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13935083A JPS6032903A (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 |
|---|---|---|---|
| JP13935083A JPS6032903A (ja) | 1983-08-01 | 1983-08-01 | ガスタ−ビンの翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6032903A true JPS6032903A (ja) | 1985-02-20 |
Family
ID=15243277
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13935083A Pending JPS6032903A (ja) | 1983-08-01 | 1983-08-01 | ガスタ−ビンの翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6032903A (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4773395A (en) * | 1987-05-12 | 1988-09-27 | Olympus Optical Co., Ltd. | Endoscope |
| FR2662782A1 (fr) * | 1990-06-05 | 1991-12-06 | Rolls Royce Plc | Feuille perforee et procede pour la realiser. |
| WO1997019257A1 (fr) * | 1995-11-21 | 1997-05-29 | Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha | Aube pour turbine a gaz |
| EP0851098A2 (en) * | 1996-12-23 | 1998-07-01 | General Electric Company | A method for improving the cooling effectiveness of film cooling holes |
| EP0992654A2 (en) * | 1998-10-06 | 2000-04-12 | Rolls-Royce Plc | Coolant passages for gas turbine components |
| US6383602B1 (en) * | 1996-12-23 | 2002-05-07 | General Electric Company | Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture |
| JP2012087809A (ja) * | 2005-03-30 | 2012-05-10 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン用高温部材 |
| DE102013214487A1 (de) * | 2013-07-24 | 2015-01-29 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Brennkammerschindel einer Gasturbine |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5235406B2 (ja) * | 1974-02-06 | 1977-09-09 |
-
1983
- 1983-08-01 JP JP13935083A patent/JPS6032903A/ja active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5235406B2 (ja) * | 1974-02-06 | 1977-09-09 |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US4773395A (en) * | 1987-05-12 | 1988-09-27 | Olympus Optical Co., Ltd. | Endoscope |
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| US5897294A (en) * | 1995-11-21 | 1999-04-27 | Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha | Vane for gas turbine |
| WO1997019257A1 (fr) * | 1995-11-21 | 1997-05-29 | Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha | Aube pour turbine a gaz |
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| EP0851098A3 (en) * | 1996-12-23 | 2000-09-13 | General Electric Company | A method for improving the cooling effectiveness of film cooling holes |
| EP0851098A2 (en) * | 1996-12-23 | 1998-07-01 | General Electric Company | A method for improving the cooling effectiveness of film cooling holes |
| EP0992654A2 (en) * | 1998-10-06 | 2000-04-12 | Rolls-Royce Plc | Coolant passages for gas turbine components |
| EP0992654A3 (en) * | 1998-10-06 | 2001-10-10 | Rolls-Royce Plc | Coolant passages for gas turbine components |
| EP1043480A3 (en) * | 1999-04-05 | 2002-10-16 | General Electric Company | Film cooling of hot walls |
| JP2012087809A (ja) * | 2005-03-30 | 2012-05-10 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン用高温部材 |
| DE102013214487A1 (de) * | 2013-07-24 | 2015-01-29 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Brennkammerschindel einer Gasturbine |
| US9696036B2 (en) | 2013-07-24 | 2017-07-04 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gas turbine combustion chamber tile having effusion cooling holes including straight and offset sections |
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