JPS61118504A - ガスタ−ビン空冷案内羽根 - Google Patents
ガスタ−ビン空冷案内羽根Info
- Publication number
- JPS61118504A JPS61118504A JP23948184A JP23948184A JPS61118504A JP S61118504 A JPS61118504 A JP S61118504A JP 23948184 A JP23948184 A JP 23948184A JP 23948184 A JP23948184 A JP 23948184A JP S61118504 A JPS61118504 A JP S61118504A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- insert
- blade
- gas turbine
- guide vane
- vane
- 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〕
この発明は強制対流冷却されるガスタービン空冷案内羽
根に関する。
根に関する。
〔発明の技術的背景とその間照点３
聞知のように、ガスタービンは往復Ｐａ関に比較して小
型＠量で大馬力が得られるなどの多くの利、点を有して
いる。
型＠量で大馬力が得られるなどの多くの利、点を有して
いる。
このようなガスタービン、たとえば等圧燃焼式のものを
例（二とると、通常第７図（二示すようＣ二部状のケー
シング１内（二＠２を回転自在に設け、この軸２の両端
部とケーシング１との間（；それぞれ圧縮機３とパワー
タービン４とを構成し、圧縮機ａで圧縮された高圧臣気
で燃焼器５内の圧力を高め、この状態で燃料を噴射させ
て燃焼させ、この燃焼（二上って生じた高圧の高温ガス
をパワータービン４（二環いて膨張させることＣ二より
、帽２の回転動力を得るよう（二構成されている。そし
て圧縮機３は、凶の場゛合では案内羽根６と回転羽根７
とを噛方同へ配列して細流凰とし、またパワータービン
４は軸２に固定された動翼８とケーシング１（；固定さ
れたタービン案内羽根１８、静翼９とを軸方向へ交互感
；配列して構成されている。
例（二とると、通常第７図（二示すようＣ二部状のケー
シング１内（二＠２を回転自在に設け、この軸２の両端
部とケーシング１との間（；それぞれ圧縮機３とパワー
タービン４とを構成し、圧縮機ａで圧縮された高圧臣気
で燃焼器５内の圧力を高め、この状態で燃料を噴射させ
て燃焼させ、この燃焼（二上って生じた高圧の高温ガス
をパワータービン４（二環いて膨張させることＣ二より
、帽２の回転動力を得るよう（二構成されている。そし
て圧縮機３は、凶の場゛合では案内羽根６と回転羽根７
とを噛方同へ配列して細流凰とし、またパワータービン
４は軸２に固定された動翼８とケーシング１（；固定さ
れたタービン案内羽根１８、静翼９とを軸方向へ交互感
；配列して構成されている。
ところで、上記のようなガスタービン（二おいて、効率
を向上させる為にはパワータービン４の入口におけるガ
ス温度を高めることが最も有効な手段であると云われて
いる。しかし、パワータービン４を構成する金属材料の
許容温度は、一般的（二８５０Ｃ＠度であり、これ以上
にガス温度を上げるにはパワータービン４を構成する部
材、特哄温度条件が最もきびしい案内羽根を効率良く冷
却する必要がある。
を向上させる為にはパワータービン４の入口におけるガ
ス温度を高めることが最も有効な手段であると云われて
いる。しかし、パワータービン４を構成する金属材料の
許容温度は、一般的（二８５０Ｃ＠度であり、これ以上
にガス温度を上げるにはパワータービン４を構成する部
材、特哄温度条件が最もきびしい案内羽根を効率良く冷
却する必要がある。
従来用いられている空気冷却方式を採用した代衣的な案
内羽根の例を弗５図、第６図（二示す。ここでは羽根本
体１０と挿入体１１から成り、この挿入体１１は羽根本
体ｌＯの内壁に存在する突出部１６４二接合し、突出部
１６の間には冷却通路１５が形成され、挿入体１１（−
設けられた通路孔１２を経て挿入体１１の内部空所１４
と連絡している。従って冷却空気は挿入体１１の内部空
所１４から通過孔１２．冷却逼路１５を遡り羽根の後縁
部１３から吹き出すこと（二より強制対流冷却方式によ
って酢却される構造となっている。
内羽根の例を弗５図、第６図（二示す。ここでは羽根本
体１０と挿入体１１から成り、この挿入体１１は羽根本
体ｌＯの内壁に存在する突出部１６４二接合し、突出部
１６の間には冷却通路１５が形成され、挿入体１１（−
設けられた通路孔１２を経て挿入体１１の内部空所１４
と連絡している。従って冷却空気は挿入体１１の内部空
所１４から通過孔１２．冷却逼路１５を遡り羽根の後縁
部１３から吹き出すこと（二より強制対流冷却方式によ
って酢却される構造となっている。
このような翼（二おいては羽根本体の内壁形状の複雑さ
から高度の技術を持って精密鋳造される為高価なものと
なっている。又、燃焼器出口Ｃ；最も近い部分Ｃ二股け
られる案内羽根（二あってはその主流ガス温度が高いば
かりではなく温度分布も大きく変化しており、案内羽根
全面を均一な温度分布≦二保つＣ二は羽根本体内壁Ｃ：
設けられている突出部の羽根高さ方向ピッチの変更及び
挿入体（二設けられている通過孔の孔径９羽根高さ方向
ピッチの変更等を容易Ｃ二変えられる必要があるが、こ
の問題（二対して従来羽根構造では柔軟Ｃ：対応するこ
とは不可能であった。
から高度の技術を持って精密鋳造される為高価なものと
なっている。又、燃焼器出口Ｃ；最も近い部分Ｃ二股け
られる案内羽根（二あってはその主流ガス温度が高いば
かりではなく温度分布も大きく変化しており、案内羽根
全面を均一な温度分布≦二保つＣ二は羽根本体内壁Ｃ：
設けられている突出部の羽根高さ方向ピッチの変更及び
挿入体（二設けられている通過孔の孔径９羽根高さ方向
ピッチの変更等を容易Ｃ二変えられる必要があるが、こ
の問題（二対して従来羽根構造では柔軟Ｃ：対応するこ
とは不可能であった。
近年高効率のガスタービン装置の開発が進められており
、増々主流ガス温度が上昇してきており、安価かつ冷却
性能の優れたガスタービン空冷案内羽根の出現が強く望
まれている。
、増々主流ガス温度が上昇してきており、安価かつ冷却
性能の優れたガスタービン空冷案内羽根の出現が強く望
まれている。
この発明はこのような事情Ｃ；！！みてなされたもので
、その目的とするところは、高温のガス（二さらされる
ガスタービン空零案内羽根の冷却性能向上及び羽根構成
の単純化を計ったガスタービン空冷案内羽根を提供する
こと（二ある。
、その目的とするところは、高温のガス（二さらされる
ガスタービン空零案内羽根の冷却性能向上及び羽根構成
の単純化を計ったガスタービン空冷案内羽根を提供する
こと（二ある。
この発明は、高温高圧のガス（二さらされるガスタービ
ン９４案内羽根（；おいて、羽根本体と挿入体から成り
、この挿入体の外周ＩｊＩｉ（：設けられた羽根コード
方向の突出部が羽根本体内壁と接合して冷却通路を形成
する。冷却空気は上記挿入体の内部空所から挿入体（二
設けられた通過孔を通り上記冷却通路を経て羽根後縁部
から羽根外へ吹き抜ける構造となっている為（二羽根本
体の製作は非常に簡単な中空の形状のもので良く、又挿
入体においては羽根高さ方向へ分割して収納することが
可能であり羽根本体内部の複雑な形状を比較同系に構成
できるよう（ニし、安価かつ冷却性能を向上させたガス
タービン空冷案内羽根。
ン９４案内羽根（；おいて、羽根本体と挿入体から成り
、この挿入体の外周ＩｊＩｉ（：設けられた羽根コード
方向の突出部が羽根本体内壁と接合して冷却通路を形成
する。冷却空気は上記挿入体の内部空所から挿入体（二
設けられた通過孔を通り上記冷却通路を経て羽根後縁部
から羽根外へ吹き抜ける構造となっている為（二羽根本
体の製作は非常に簡単な中空の形状のもので良く、又挿
入体においては羽根高さ方向へ分割して収納することが
可能であり羽根本体内部の複雑な形状を比較同系に構成
できるよう（ニし、安価かつ冷却性能を向上させたガス
タービン空冷案内羽根。
この発明によって得られる効果は羽根本体製作Ｃ二当っ
ては単純な形状をした薄肉の中空体を鋳造するだけで良
い為製作費用は従来と較べ飛躍的（；低減できる。一方
挿入体は羽根高さ方向（；冷却流路毎Ｃ二要素を構成し
てゆく為（二羽根高さ方向の突出部の配列間隔を自在Ｃ
二変更可能であり、このことが各冷却流路を流れる冷却
空気流量を調節町罷ζ二し、主流ガスの羽根高さ方向の
温度分布変化（二も対応し羽根本体を均一な温度分布Ｃ
二することが簡単（二できる。又このような構造の案内
羽根は種々の主流ガス条件に応じ、羽根本体は変えず、
挿入体Ｃ二段けられる突出部間隔だけを変えれば良く量
産品になれば価格の面、生産速度の面かうさらＣ；いっ
そうの効果が上がる。
ては単純な形状をした薄肉の中空体を鋳造するだけで良
い為製作費用は従来と較べ飛躍的（；低減できる。一方
挿入体は羽根高さ方向（；冷却流路毎Ｃ二要素を構成し
てゆく為（二羽根高さ方向の突出部の配列間隔を自在Ｃ
二変更可能であり、このことが各冷却流路を流れる冷却
空気流量を調節町罷ζ二し、主流ガスの羽根高さ方向の
温度分布変化（二も対応し羽根本体を均一な温度分布Ｃ
二することが簡単（二できる。又このような構造の案内
羽根は種々の主流ガス条件に応じ、羽根本体は変えず、
挿入体Ｃ二段けられる突出部間隔だけを変えれば良く量
産品になれば価格の面、生産速度の面かうさらＣ；いっ
そうの効果が上がる。
この発明の実施例を！Ｊ１１図乃至第４図（二示す。
第１図は本発明Ｃ二係る一部を取り出して示す斜視図で
あり、羽根本体１０と挿入体１１から成っておりこの挿
入体１１の外周面−二は羽根コード方間（−突出部１６
が羽根本体１１内壁と接合して構成されている。なお冷
却空気は矢印Ｘで示しである。
あり、羽根本体１０と挿入体１１から成っておりこの挿
入体１１の外周面−二は羽根コード方間（−突出部１６
が羽根本体１１内壁と接合して構成されている。なお冷
却空気は矢印Ｘで示しである。
第２図は本発明Ｃ二よる案内羽根の断面を示すものであ
り、挿入体１１の内部空所１４へ供給された冷却空気は
挿入体１１に設けられた通過孔１２を通り突出部１６と
羽根本体１０ 、挿入体１１で形成された冷却通路１５
を経過して羽根後縁部１３から羽根外部へ吐き出され強
制対流冷却法によって効率よく冷却される。
り、挿入体１１の内部空所１４へ供給された冷却空気は
挿入体１１に設けられた通過孔１２を通り突出部１６と
羽根本体１０ 、挿入体１１で形成された冷却通路１５
を経過して羽根後縁部１３から羽根外部へ吐き出され強
制対流冷却法によって効率よく冷却される。
ｓａ図は第２図におけるん−にで示す位置の案内羽根の
断面構成の一例を示すものであり、−Ｗな薄肉の羽根本
体１０ｉ二対し板金加工Ｃ二よって仕上げられた挿入体
１１と突出部１６および冷却通路１５の構成様子がわか
る。突出部１６と挿入体１１は冷却通路１５毎にひとつ
の要素１８を構成しており羽根高さ方向の突出部１６の
配列間隔を変える為（二は挿入体１１各要素１８の長さ
を変えるだけで良い。第４図は挿入体（二関する他の実
施例を示すものであり第２図（二おける人−に断面で示
す位置の案内羽根の断面構成である。ここではスリープ
状の挿入体１１の６要ｇ１９とリング状の突出部１６が
突出部１６のはめあい溝１７によって嵌合構成されてい
るものであり冷却堰路１５の寸法構成の変更さら（−は
組立ての谷易さが計られる構造となっている。
断面構成の一例を示すものであり、−Ｗな薄肉の羽根本
体１０ｉ二対し板金加工Ｃ二よって仕上げられた挿入体
１１と突出部１６および冷却通路１５の構成様子がわか
る。突出部１６と挿入体１１は冷却通路１５毎にひとつ
の要素１８を構成しており羽根高さ方向の突出部１６の
配列間隔を変える為（二は挿入体１１各要素１８の長さ
を変えるだけで良い。第４図は挿入体（二関する他の実
施例を示すものであり第２図（二おける人−に断面で示
す位置の案内羽根の断面構成である。ここではスリープ
状の挿入体１１の６要ｇ１９とリング状の突出部１６が
突出部１６のはめあい溝１７によって嵌合構成されてい
るものであり冷却堰路１５の寸法構成の変更さら（−は
組立ての谷易さが計られる構造となっている。
なお、この発明によるガスタービン案内羽根は特に高温
高圧のガス≦二さらされるガスタービン回転動翼、靜楓
（−も適用できることは云うまでもない。
高圧のガス≦二さらされるガスタービン回転動翼、靜楓
（−も適用できることは云うまでもない。
ｔ、回向の簡単な説明
第１図は本発明（−係るガスタービン空冷案内羽根の一
実施例の内部構造の概略を示す斜視図、第２図は第１図
に示す本発明（二よるガスタービン案内羽根の内部構造
を示す横断面図、！＠３図は＊２図Ｃ二おける人−にで
示す位置での縦断面図、第４図は本発明の他の実施例の
Ｍｋ２図Ｃ二おけるＡ−にで示す位置と同位置での縦断
面図、第６図は従来用いられているガスタービン案内羽
根の内部構造を示す横断面図、第６図は第６図（二おけ
るＢ−ぎで示す位置での縦断面図、′ｓ７図はガスター
ビン装置の要部なＩＩｒｔｉ示す平面図である。
実施例の内部構造の概略を示す斜視図、第２図は第１図
に示す本発明（二よるガスタービン案内羽根の内部構造
を示す横断面図、！＠３図は＊２図Ｃ二おける人−にで
示す位置での縦断面図、第４図は本発明の他の実施例の
Ｍｋ２図Ｃ二おけるＡ−にで示す位置と同位置での縦断
面図、第６図は従来用いられているガスタービン案内羽
根の内部構造を示す横断面図、第６図は第６図（二おけ
るＢ−ぎで示す位置での縦断面図、′ｓ７図はガスター
ビン装置の要部なＩＩｒｔｉ示す平面図である。
１・・・ケーシング、２・・・軸、８・・・圧縮機、４
・・・パワータービン、６・・・燃焼器、６・・・案内
羽根、７・・・回転羽根、８・・・動翼、９・・・静翼
、１０・・・案内羽根本体、１１・・・挿入体、１２・
・・通過孔、１３・・・羽根後縁部、１４・・・挿入体
内部空所、１５・・・ 却造路、 １６・・・突出部、
１７・・・はめあい溝、１８・・・ガスタービン案内羽
根。
・・・パワータービン、６・・・燃焼器、６・・・案内
羽根、７・・・回転羽根、８・・・動翼、９・・・静翼
、１０・・・案内羽根本体、１１・・・挿入体、１２・
・・通過孔、１３・・・羽根後縁部、１４・・・挿入体
内部空所、１５・・・ 却造路、 １６・・・突出部、
１７・・・はめあい溝、１８・・・ガスタービン案内羽
根。
代理人弁理士 則 近 憲 佑 （ほか１名）第１図
第２図
１乙
第８図
第５図
第６図
第７図
１？
Claims (3)
- （１）中空の羽根本体と、この羽根本体の中に挿入体を
有し、この挿入体の外周面に設けられた羽根コード方向
の突出部が羽根本体内壁と接合して冷却通路が形成され
ており、前記冷却通路は挿入体の通過孔を経て挿入体の
内部空所と連絡して成ることを特徴とするガスタービン
空冷案内羽根。 - （２）挿入体が、冷却通路毎に構成されたカギ状の要素
が板金加工によつてつながれて構成されていることを特
徴とする特許請求の範囲第１項記載のガスタービン空冷
案内羽根。 - （３）挿入体が冷却通路毎に突出リブ板とスリープが上
記突出リブ板に設けられたかみあい溝へ嵌合されて構成
されることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載のガ
スタービン空冷案内羽根。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23948184A JPS61118504A (ja) | 1984-11-15 | 1984-11-15 | ガスタ−ビン空冷案内羽根 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23948184A JPS61118504A (ja) | 1984-11-15 | 1984-11-15 | ガスタ−ビン空冷案内羽根 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61118504A true JPS61118504A (ja) | 1986-06-05 |
Family
ID=17045413
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23948184A Pending JPS61118504A (ja) | 1984-11-15 | 1984-11-15 | ガスタ−ビン空冷案内羽根 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS61118504A (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0693801A (ja) * | 1992-09-17 | 1994-04-05 | Hitachi Ltd | ガスタービン翼 |
| US5813828A (en) * | 1997-03-18 | 1998-09-29 | Norris; Thomas R. | Method and apparatus for enhancing gas turbo machinery flow |
| GB2386926A (en) * | 2002-03-27 | 2003-10-01 | Alstom | Two part impingement tube for a turbine blade or vane |
| JP2008101601A (ja) * | 2006-09-25 | 2008-05-01 | General Electric Co <Ge> | Ｃｍｃベーンインシュレータ及びベーン組立体 |
| CN103061827A (zh) * | 2013-01-06 | 2013-04-24 | 北京航空航天大学 | 一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片 |
| WO2014131696A1 (de) * | 2013-02-28 | 2014-09-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlkanalsegment, kühlkanal, turbomaschine und montageverfahren |
| EP3816400A1 (en) * | 2019-10-28 | 2021-05-05 | Rolls-Royce plc | Turbine vane assembly and corresponding method |
| US11396819B2 (en) | 2019-04-18 | 2022-07-26 | Raytheon Technologies Corporation | Components for gas turbine engines |
-
1984
- 1984-11-15 JP JP23948184A patent/JPS61118504A/ja active Pending
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0693801A (ja) * | 1992-09-17 | 1994-04-05 | Hitachi Ltd | ガスタービン翼 |
| US5813828A (en) * | 1997-03-18 | 1998-09-29 | Norris; Thomas R. | Method and apparatus for enhancing gas turbo machinery flow |
| GB2386926A (en) * | 2002-03-27 | 2003-10-01 | Alstom | Two part impingement tube for a turbine blade or vane |
| WO2003083267A1 (en) * | 2002-03-27 | 2003-10-09 | Alstom (Switzerland) Ltd | Impingement cooling of gas turbine blades or vanes |
| US7056083B2 (en) | 2002-03-27 | 2006-06-06 | Alstom (Switzerland) Ltd | Impingement cooling of gas turbine blades or vanes |
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| EP3816400A1 (en) * | 2019-10-28 | 2021-05-05 | Rolls-Royce plc | Turbine vane assembly and corresponding method |
| US11268392B2 (en) | 2019-10-28 | 2022-03-08 | Rolls-Royce Plc | Turbine vane assembly incorporating ceramic matrix composite materials and cooling |
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