JPS62126208A

JPS62126208A - ガスタ−ビン冷却翼

Info

Publication number: JPS62126208A
Application number: JP26485985A
Authority: JP
Inventors: Mitsutaka Shizutani; 静谷　光隆; Kazuhiko Kawaike; 川池　和彦
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 1985-11-27
Filing date: 1985-11-27
Publication date: 1987-06-08

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。

Description

【発明の詳細な説明】〔発明の利用分野〕本発明はガスタービン冷却翼に係り、特に、冷却性能が
優れたガスタービン冷却翼に関する。

〔発明の背景〕

最近のガスタービンでは、タービンの静翼・動翼は非常
に高温な燃焼ガスにさらされて運転されるため、圧縮機
から抽気した低温の冷却空気を翼内部通路に流し、翼を
材料の耐熱温度以下に保持する翼冷却構造が採用されて
いる。

現在実用化されているタービン冷却翼の典型的な例をあ
げると、静翼に対しては、特開昭５４−１６０９１１号
公報に示されたインピンジメント冷却翼が、動翼に対し
ては、特開昭５８−１１．７３０２号公報に示されたリ
ターンフロ一対流冷却翼がある。前者では、中空の翼本
体と翼内部に設置された板金製の冷却用挿入体とが組合
わされた二重構造となっている。冷却流体は、主に、冷
却用挿入体の内部から表面の噴出孔を通って供給され、
翼内面に衝突してインピンジメント冷却を行ない、さら
に、翼後縁や翼面に設けられた翼外部への吹出し孔に流
出する過程で、通路に沿った翼内面を対流冷却する。翼
内面には冷却効果を高めるため、突起（リブ）や柱（ピ
ンフィン）を設けることもある。

一部の冷却流体は翼内面に沿った通路に直接導入され、
このような対流冷却を行なうとともに、翼外部への吹出
し孔から流出して、翼外表面のガス温度を下げるフィル
ム冷却を行なう。一方、後者のリターンフロ一対流冷却
翼では、翼根本から始まり翼高さ方向に通過、または、
往復する対流冷却通路が、形成され、それらが翼弦方向
に生んだ中空構造となっている。そして、この冷却通路
でも、対流冷却性の向上のため、リブやピンフィンの設
置や、翼面のフィルム冷却が採用されることが多い。こ
れらの冷却翼の製作では、中空の翼本体と冷却通路の主
要部分を精＠鋳造で形成し、翼外部への吹出しなど細部
を放電・電解加工などで形成することが現在一般的に行
われている。

このように、翼冷却に採用される冷却方式はインピンジ
メント冷却、対流冷却およびフィルム冷却の三種類に限
られる。将来のガスタービンに要求される高温化と燃料
の低質化に対応する翼冷却方式としては、フィルム冷却
には低質燃料使用時に翼面吹出し孔の目詰りの問題があ
って適用部分が限られ、インピンジメント冷却には冷却
用挿入体から噴出に伴う圧力損失が大きいことや、噴出
点周囲に冷却効果がかなり不均一になるという欠点があ
る。対流冷却には以上のような欠点は少ないが、平均的
な冷却効果がリブやピンフィンなどの向上築を採用して
もインピンジメント冷却より低いという問題がある。こ
れは、現在実用化されている′Ｒ製作法では、精密鋳造
の際に冷却通路の大部分をセラミック中子により翼本体
から中空に鋳抜くことで形成するため、中空部分の成形
性が低く、ある限度以上に複雑・微細な冷却通路は形成
できないことに起因している。従って、このような翼製
作上の難点を解決し、今まで以上に冷却通路を複雑・微
細に形成し、冷却効果を向上させることができるのなら
ば、対流冷却が翼冷却方式の主流になると考えられる。

そのような方針に沿うものとして、特開昭５６−１４８
６０１号公報には拡散接合を大幅し；採用し、成形性を
高めた新しい翼腹作法が示されており、冷却通路の複雑
・微細化に有効な技術であることが確認されている。し
かし、このような新技術がタービン冷却翼の製作に実用
化されるのはかなり先のことと考えられている。従って
、現在化されている翼製作技術の範囲内で製作法や冷却
構造を改良することにより、対流冷却通路の成形性と複
雑・１′Ｊａ度を高めることが、当面重要な課題である
。

〔発明の目的〕

本発明の目的は、現在実用化されている翼裏作技術の範
囲内で、対流冷却通路の成形性と複雑・微細度を高める
ことにより、高い冷却性能をもつガスタービン冷却翼を
提供することにある。

〔発明の概要〕

本発明の特徴は、内部に対流冷却通路が区画された中空
の翼本体からなるガスタービン冷却翼において、冷却通
路を交差方向に貫通するが、または、冷却通路を区画す
るように、翼本体の溝または孔に嵌合・保持される挿入
体を挿入したことにある。

このような冷却翼では、挿入体は冷却通路の流れを乱し
たり区画する要素として、従来翼体化と一体に成形され
ていたリブ・ピンフィン・隔壁などの一部分、あるいは
、大部分と置換えて使われる。挿入体は翼本体とは別に
成形され、成形後の翼本体に溝・孔を加工して挿入され
るため、挿入体設置状態の冷却通路は従来より　　化す
ることができる。また、翼本体内部に形成する冷却通路
は、挿入体に代用された要素の分だけ単純な形状にでき
るため成形性が向上し、より微細化することができる。

翼本体や挿入体の成形および挿入用の溝・孔の加工は、
現在実用化されている精密鋳造や放電・電解加工などの
機械加工で可能であり、冷却通路に挿入体を挿入して複
雑・微細化する際も製作技術面の問題は少ない。

〔発明の実施例〕本発明の一実施例を、第１図および第２図に示す。これ
はインピンジメント冷却翼の後縁流路部分に本発明を適
用したもので、第１図が翼断面を、第２図が後縁流路の
詳細を示している。中空の翼本体ｌの前半空洞部にイン
ビンジメント冷却用の冷却挿入体２が聞直され、冷却流
体３は翼前半部分をインピンジメント冷却した後、後縁
流路４を対流冷却しながら翼外部に排出される構造とな
っている。後縁流路４は、上翼壁５と上翼壁６および隔
壁７で区画された複数の翼弦方向冷却通路として成形さ
れており、これに各々の隔壁７を翼高上方向に貫通する
孔８にはめ込むように丸棒の挿入体９が並列に保持され
ている。挿入体９の直径は保持位置での流路高さより小
さく、上・上翼壁５・６の両内面から離すように配置さ
れている。

そのため、冷却流体３の流れは、挿入体９による流路の
縮小・拡大で乱されるとともに、翼壁の内面に偏る傾向
をもつようになり、高い対流冷却効果が得られる。また
、挿入体９よりも保持する孔８が大きければ、挿入体９
の振動や孔８間の流量交換によっても流れの乱れが引き
起こされ、同様な効果が発生する。

このような後縁流路４の製作は、例えば１次のような手
順で行なわれる。まず、翼弦方向の冷却通路は、翼本体
１の精密鋳造時にセラミック中子により最初から中空に
鋳抜いて成形されるか、中実に鋳造された後縁に機械加
工で後から穴あけするかにより形成される。次に、翼本
体１に翼高さ方向の孔８が機械加工で穴あけされ、別工
程で製作された挿入体９を翼端部から孔８に挿入し、翼
端部で挿入体９を封止・固定して完成する。以上の工程
で、製作技術上で特に新しい技術は必要としない。挿入
体９は、従来翼体１と一体に形成されていたリブ・ビン
フィンと同様な乱流促進要素として作用するが、翼本体
ｌとは別に製作し組込む形式のため要素の個数・位置・
寸法に製作上の制約が従来より少なく、最終的に冷通路
を複雑化し易い。また、挿入体９が流路を複雑化する主
要な役割を果すため、冷却通路は円形・短形断面の直線
流路など比較的単純な形状にできて成形し易くなり、従
来より微細化が可能である。さらに、冷却通路が直線状
であれば、通路部の破損に対し、挿入体９をはずして通
路を肉盛溶接・機械加工で再形成できるようになるため
、翼の補修性も改善される。

従来技術によるガスタービン冷却翼の例として、後縁流
路にピンフィンを採用したインピンジ冷却翼を第３図お
よび第４図に示す。第３図が翼断面を、第４図が後縁流
路の詳細を示している。この実例における挿入体と同様
に、ピンフィン＋０は冷却流体３の流れを乱す要素とし
て作用し、対流冷却効果を向上させる。しかし、翼本体
１の精密鋳造の際には、ビンフィン■０は上・上翼壁５
・６と一体の中実部材として残し、残りの複雑な通路部
分を中空となるようセラミック中子により鋳抜かなけれ
ばならないため、鋳造の歩留り・精度の点から流路の複
雑・微細化に制約がある。

本発明の第二および第三の実施例を、第５図および第６
図に示す。これらは挿入体が切欠きをもった帯板の場合
で、後縁流路に適用した例である６第５図に示した第二
の実施例では、挿入体９には上・上翼壁５・６側に開口
した切欠き１２が交互にあけられており、冷却流体３は
翼弦方向に並んだ挿入体９の切欠き１２間を上下、横方
向に蛇行して流れる。そのため、流れが乱され、程路が
長くなって、対流冷却効果が高められる。第６図に示す
第三の実施例では、挿入体９の切欠き１２は両側の隔壁
７に交互にくるようにあけられており、冷却流体３は横
方向に蛇行して流れながら切欠き１２前後で縮小・拡大
を受けるため、第二の実施例と同様に、対流冷却効果が
高められる。これらの例でも、挿入体９は流れを乱した
り区画する要素として冷却通路に付加されるため、冷却
通路は単純な形状になり、成形性が上がり、また、最終
的な冷却通路の複雑・微細度も向上し、さらに製作技術
も現在実用化されているもので対応できる。

図中１１は溝。

第７図に本発明の第四の実施例として、翼周囲己複数の
翼高さ方向冷却通路をもつ対流冷却翼を票す、冷却通路
は翼本体１の翼周囲に隔壁７で六系統に区画されている
。各系統の冷却通路は外・内周端部１３・１４から翼高
さ方向に延びた帯板の挿入体９で区画され、内周端部１
４から翼高さ方向に一往復半して外周端部に抜ける経路
が形成されている。この冷却翼では１Ｍ密紡造や機械加
工などにより形成された六系統の冷却通路が、区画要素
として追加された挿入体９によって、さらに、長く細分
化された経路をもつようになり、冷却流体３の流速が太き（なり、対流冷却効果が高くなる。

この例でも、製作技術上は現在実用化されている範囲内
で、対流冷却通路の成形性を上げ複雑、微細化が可能に
なっている。

本発明の実施に際し、挿入体の材質は翼本体と同一でな
くともよく９例えば、硬度・耐熱性に優れたセラミック
材を採用してもよい。

〔発明の効果〕

本発明によれば、現在実用化されている製作技術の範囲
内で、対流冷却通路の成形性と複雑・微′細度を高める
ことにより、高い冷却性能をもつガスタービン冷却翼を
実現できる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例のガスタービン冷却翼の断面
図、第２図は第１図の後縁流路部分の斜視図、第３図は
従来のガスタービン冷却翼の断面図、第４図は第３図の
後縁流路部分の斜視図、第５図、第６図は本発明の第二
、第三の実施例によるガスタービン冷却翼の後縁流路部
分の斜視図。第７図は本発明の第四の実施例によるガスタービン冷却
翼の冷却通路の斜視図である。１・・・翼本体、２・・・冷却挿入体、３・・・冷却流
体、４・・・後縁流路。　　　　　　　　　　　　　　
　　７′−′−＼。（罰代理人　弁理士　小川勝男゛、）′ ｈＪ　口め４目、５６５の第ら圀３　　７　　（ｆ

Claims

【特許請求の範囲】１、内部に冷却通路が区画された中空の翼本体からなる
ガスタービン冷却翼において、前記冷却通路を交差方向に貫通するか、または、前記冷
却通路を区画するように、前記翼本体の溝または孔に嵌
合・保持される挿入体を挿入したことを特徴とするガス
タービン冷却翼。２、前記挿入体がセラミック材で作られていることを特
徴とする特許請求の範囲第１項に記載のガスタービン冷
却翼。