JPS62135603A - ガスタ−ビン動翼 - Google Patents
ガスタ−ビン動翼Info
- Publication number
- JPS62135603A JPS62135603A JP27328185A JP27328185A JPS62135603A JP S62135603 A JPS62135603 A JP S62135603A JP 27328185 A JP27328185 A JP 27328185A JP 27328185 A JP27328185 A JP 27328185A JP S62135603 A JPS62135603 A JP S62135603A
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- JP
- Japan
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- blade
- cooling holes
- cooling
- holes
- gas turbine
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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動翼を効率よく冷却できるよう
にしたガスタービン動翼に関するものである。
にしたガスタービン動翼に関するものである。
ガスタービンのタービン入口温度は、その機関出力およ
び効率を増加させる目的で年をおうどとに高温化されて
きた。その結果今日では、無冷」タービンでは耐熱材料
の制限からタービン入口温度は９００℃前後とされてい
るが、買冷却を採用した航空エンジンでは、離陸時に
１，４００℃程１．Ｉ！に達し、また産業用ガスタービ
ンでも１，２００°Ｃ前後まで達している。
び効率を増加させる目的で年をおうどとに高温化されて
きた。その結果今日では、無冷」タービンでは耐熱材料
の制限からタービン入口温度は９００℃前後とされてい
るが、買冷却を採用した航空エンジンでは、離陸時に
１，４００℃程１．Ｉ！に達し、また産業用ガスタービ
ンでも１，２００°Ｃ前後まで達している。
タービン入口温度の高温化現象で設計上屋も困難な部品
はガスタービン動翼である。すなわち、ガスタービン動
翼は、遠心応力、熱応力、熱疲労、高温クリープ、高１
腐蝕および振動応力などの要素の川合せにおいて一番（
メしい条件のもとにおかれている。
はガスタービン動翼である。すなわち、ガスタービン動
翼は、遠心応力、熱応力、熱疲労、高温クリープ、高１
腐蝕および振動応力などの要素の川合せにおいて一番（
メしい条件のもとにおかれている。
そこで、特に高温ガスにさらされるガスタービン動翼の
初段＼５第２段段落には、タービン翼の内部に冷？、ｒ
ｌ空気を導入するための冷却流路または冷７Ｊ１孔を設
けることが行なわれている。これらの冷ＩＪＩ流路や冷
却孔には冷却空気を絶えず流し、流路内面から熱を酵う
ことにより舅メタル温度を低減させる。
初段＼５第２段段落には、タービン翼の内部に冷？、ｒ
ｌ空気を導入するための冷却流路または冷７Ｊ１孔を設
けることが行なわれている。これらの冷ＩＪＩ流路や冷
却孔には冷却空気を絶えず流し、流路内面から熱を酵う
ことにより舅メタル温度を低減させる。
このようにして動翼のメタル温度を低減させることによ
り胃材料の耐力を高めるとともに、熱疲労おＪ：び高温
クリープによる疲労を低下させ、野語面で翼を使用でき
る期間を長くしている。
り胃材料の耐力を高めるとともに、熱疲労おＪ：び高温
クリープによる疲労を低下させ、野語面で翼を使用でき
る期間を長くしている。
さて、ガスタービン動翼の冷却構造のひとつとして第８
図に示すように、冷却孔１が藺２の植込部２ａ底面から
買の先端部２ｂにかけて、翼の内部をその高さ方向に直
線的に貫通しているものがある。第９図はこれらの冷却
孔の翼内部における横方向の位置関係を示し、第１０図
は高さ方向の位置関係を示づ。
図に示すように、冷却孔１が藺２の植込部２ａ底面から
買の先端部２ｂにかけて、翼の内部をその高さ方向に直
線的に貫通しているものがある。第９図はこれらの冷却
孔の翼内部における横方向の位置関係を示し、第１０図
は高さ方向の位置関係を示づ。
ここで、冷却空気は矢印１１のようにｇ ｈｂ込郡部２
ａ底面側から導入ざ机、翼内部を通過した後、翼先端部
２ｂから排出される。冷却空気は翼内部を通過するｉ祭
に冷却孔１の内壁面から熱を奪うので、翼のメタル温度
は冷却孔の近（力を中心にして低下してゆく。
ａ底面側から導入ざ机、翼内部を通過した後、翼先端部
２ｂから排出される。冷却空気は翼内部を通過するｉ祭
に冷却孔１の内壁面から熱を奪うので、翼のメタル温度
は冷却孔の近（力を中心にして低下してゆく。
第１１図における断面Ｄ−Ｄの買メタルの温喰分布の一
例を第１２図に示す。一般に冷却孔１に対し、翼の背側
と腹側では翼メタル記度に差が生じる。これは翼の背側
と腹側では主流ガスの温度分布と熱伝達率分布が大きく
異なっているからである。
例を第１２図に示す。一般に冷却孔１に対し、翼の背側
と腹側では翼メタル記度に差が生じる。これは翼の背側
と腹側では主流ガスの温度分布と熱伝達率分布が大きく
異なっているからである。
一般的なガスタービン動翼の翼面メタル温度分布を第１
３図に示す。同図の横軸は翼の背側２Ｓおよび腹側２ｐ
の外面の位ｉｘｓ 、ｘｐを、背側２Ｓまたは腹側２ｐ
の全体長３ｓ 、ｓｐで割った無次元長さで示している
。なお、第１３図の横軸中央の０点は翼の前縁部を示し
ている。
３図に示す。同図の横軸は翼の背側２Ｓおよび腹側２ｐ
の外面の位ｉｘｓ 、ｘｐを、背側２Ｓまたは腹側２ｐ
の全体長３ｓ 、ｓｐで割った無次元長さで示している
。なお、第１３図の横軸中央の０点は翼の前縁部を示し
ている。
この図からも明らかなように、翼の前縁部近傍から約５
０％無次元艮に対して翼の背側２Ｓの方が翼の腹側２ｐ
に対して高温になる傾向がある。
０％無次元艮に対して翼の背側２Ｓの方が翼の腹側２ｐ
に対して高温になる傾向がある。
金属は一般に、温度に比例して膨張する性質があため、
翼の背側２Ｓ、腹側２ｐに温度差があると、膨張する割
合いが異なる結果になる。すなわら、高温側（翼の背側
２ｓ）では金属が膨張しようとし、これに対し低温側（
翼の腹側２ｐ）では高温側はど膨張しないので、翼内部
では高温側に圧縮応力が、また低温側に引張り応力が生
じる。 熱応力による引張応力は、タービン動翼の回転
によって生じる遠心応力と重なって、引張応力と助長し
合い、タービン画材の高温クリープ’ｉｐ 命を低下さ
せるとともに低サイクル疲労をも促ｊ１（させることに
なる。
翼の背側２Ｓ、腹側２ｐに温度差があると、膨張する割
合いが異なる結果になる。すなわら、高温側（翼の背側
２ｓ）では金属が膨張しようとし、これに対し低温側（
翼の腹側２ｐ）では高温側はど膨張しないので、翼内部
では高温側に圧縮応力が、また低温側に引張り応力が生
じる。 熱応力による引張応力は、タービン動翼の回転
によって生じる遠心応力と重なって、引張応力と助長し
合い、タービン画材の高温クリープ’ｉｐ 命を低下さ
せるとともに低サイクル疲労をも促ｊ１（させることに
なる。
本発明は青石技術における上ｊホのごとき欠点を除去す
べくなされたもので、貿の背側と腹側の翼メタル温度の
均一化を図ることにより苦に作用する熱応力を低減させ
、翼の運転１吏用万命を長くさじだがスタービン勤１；
りを提供することを目的とする。
べくなされたもので、貿の背側と腹側の翼メタル温度の
均一化を図ることにより苦に作用する熱応力を低減させ
、翼の運転１吏用万命を長くさじだがスタービン勤１；
りを提供することを目的とする。
本発明のガスタービン動翼は、ガスタービンの勤貿内に
、その植込部から先端部にかけて冷却孔を透設したガス
タービン動翼において、前記冷７ＪＩ孔が翼有効部内に
おいて多数本の分岐冷却孔に分岐されており、かつ、こ
れらの分岐冷７Ｊ］孔が動Ｎ′才の腹側よりも背側にお
いて高密度に分布していることを特徴とする。
、その植込部から先端部にかけて冷却孔を透設したガス
タービン動翼において、前記冷７ＪＩ孔が翼有効部内に
おいて多数本の分岐冷却孔に分岐されており、かつ、こ
れらの分岐冷７Ｊ］孔が動Ｎ′才の腹側よりも背側にお
いて高密度に分布していることを特徴とする。
以下、図面を参照して本発明の詳細な説明−する。
第１図は翼の有効部内に翼の高さ方向に設けられた冷却
孔１の横ＩＩｉ面内における分子ｉを示し、第２図は翼
の全体図を示ず。また第３図〜第５図はそれぞれに図中
の■−■線、［Ｖ −ＩＶ線およびＶ−Ｖ線に沿う断面
図を示している。
孔１の横ＩＩｉ面内における分子ｉを示し、第２図は翼
の全体図を示ず。また第３図〜第５図はそれぞれに図中
の■−■線、［Ｖ −ＩＶ線およびＶ−Ｖ線に沿う断面
図を示している。
第１図に示すように、冷却孔１は翼２の肉厚の中央部近
１力に中央部冷却孔１ａとして設定づ°るだけでなく、
岡２の背側２Ｓ近傍に背側冷ｆＪＩ孔１ｂとして過密に
設定されている。また、第２図に示すように、翼の植込
部２ａには主流冷却孔３が数本設けられており、これら
の主流冷却孔は嬰有効部内で分岐して、多数本の分岐冷
却孔１ａ、１ｂとなり、更に翼の先端よりやや下方にお
いて、再び合流して合流冷却孔４となる。
１力に中央部冷却孔１ａとして設定づ°るだけでなく、
岡２の背側２Ｓ近傍に背側冷ｆＪＩ孔１ｂとして過密に
設定されている。また、第２図に示すように、翼の植込
部２ａには主流冷却孔３が数本設けられており、これら
の主流冷却孔は嬰有効部内で分岐して、多数本の分岐冷
却孔１ａ、１ｂとなり、更に翼の先端よりやや下方にお
いて、再び合流して合流冷却孔４となる。
上述のように構成したガスタービンｆＪＪ Ｈにおいて
、冷却空気は第２図の矢印１１の方向に流れ、主流冷却
孔３から分岐冷却孔１ａ、１ｂ内に分流する。ここで、
分岐冷却孔１ａ、１ｂは分岐後、閾の背側２Ｓで密にな
っており、またこの領域では冷却孔の内壁面積が大きく
なっているので、冷却空気との熱交換面積が増加し、冷
却空気と翼内部メタル５との熱交換が翼の背側２ｓで盛
んになるため買メタル温度は低減する。
、冷却空気は第２図の矢印１１の方向に流れ、主流冷却
孔３から分岐冷却孔１ａ、１ｂ内に分流する。ここで、
分岐冷却孔１ａ、１ｂは分岐後、閾の背側２Ｓで密にな
っており、またこの領域では冷却孔の内壁面積が大きく
なっているので、冷却空気との熱交換面積が増加し、冷
却空気と翼内部メタル５との熱交換が翼の背側２ｓで盛
んになるため買メタル温度は低減する。
従来の構造では背側２Ｓの買メタル温度が腹側２ｐ１７
）Ｍメタル温度よりも高くなるため翼内部に熱応力を生
じたが、本発明によれば、翼の背側２Ｓ、復側２ｐでメ
タル温度が均一化され、翼内部の熱応力が減少する効果
をもたらす。
）Ｍメタル温度よりも高くなるため翼内部に熱応力を生
じたが、本発明によれば、翼の背側２Ｓ、復側２ｐでメ
タル温度が均一化され、翼内部の熱応力が減少する効果
をもたらす。
更に、一般に主流ガス（２度は翼有効部の高さ方向の中
央部近１労で高くなっているが、婆内部の分岐冷却孔１
ａ、１ｂが苦有効部の高さ方向の中央部近傍で密集して
いることから、菌の高さ方向の翼メタル温度の均一化を
も同時に図れる。
央部近１労で高くなっているが、婆内部の分岐冷却孔１
ａ、１ｂが苦有効部の高さ方向の中央部近傍で密集して
いることから、菌の高さ方向の翼メタル温度の均一化を
も同時に図れる。
以上のように、本発明によれば、翼メタル温度の均一化
が促進され、翼内部に生じる熱応力は軽減される。
が促進され、翼内部に生じる熱応力は軽減される。
上述した実施例では分岐冷却孔が翼の高さ方向に直線的
な場合を示したが、第６図に示すＪ、う（こ分岐冷却孔
のうち翼のメタル温度が高くなるとｐ測される領域（一
般的には黄の背側２３）で蛇１テする蛇行分岐冷却孔９
を形成されてらよい。符号１０は直線状の分岐冷却孔を
示す。この蛇行分岐冷却孔９により分岐内壁面積が増加
され、また冷却空気がこの蛇行分岐冷却孔９内に保持さ
れる１１１間が長くなるため、苦メタルど熱交換づるｕ
・１間が長くなり、冷部性能が向上する。
な場合を示したが、第６図に示すＪ、う（こ分岐冷却孔
のうち翼のメタル温度が高くなるとｐ測される領域（一
般的には黄の背側２３）で蛇１テする蛇行分岐冷却孔９
を形成されてらよい。符号１０は直線状の分岐冷却孔を
示す。この蛇行分岐冷却孔９により分岐内壁面積が増加
され、また冷却空気がこの蛇行分岐冷却孔９内に保持さ
れる１１１間が長くなるため、苦メタルど熱交換づるｕ
・１間が長くなり、冷部性能が向上する。
第７図は、分岐冷却孔の一部が翼有効部の表面にフィル
ム冷却孔１２として開口している実施例を示す。この場
合、冷却流路の一部は翼表面に設けられたフィルム冷却
孔１２から主流ガス中に吹き出され、その後、矢印１３
で示すように翼有効部の表面近（力を流れて翼の後縁に
向かってゆく。
ム冷却孔１２として開口している実施例を示す。この場
合、冷却流路の一部は翼表面に設けられたフィルム冷却
孔１２から主流ガス中に吹き出され、その後、矢印１３
で示すように翼有効部の表面近（力を流れて翼の後縁に
向かってゆく。
この冷却空気のフィルム効果により苦面回りの主流ガス
温度を低減でさる。
温度を低減でさる。
以上述べたように、本発明によれば、翼の背側２Ｓ、腹
側２ｐおよび藺の高さ方向に生じる翼メタル温度を均一
化することかで・きるので、従来の翼内部で生じていた
熱応力はおｉ和され、従って、熱疲労および高温クリー
プ等の要因による翼！？命の低下を効果的に改善できる
。
側２ｐおよび藺の高さ方向に生じる翼メタル温度を均一
化することかで・きるので、従来の翼内部で生じていた
熱応力はおｉ和され、従って、熱疲労および高温クリー
プ等の要因による翼！？命の低下を効果的に改善できる
。
第１図は本発明のガスタービン動翼における冷却孔の横
断面分伍例を示す説明図、第２図は本発明のガスタービ
ン動翼の斜視図、第３図〜））５図はそれぞれの第２図
中の■−■線イｃいしＶ−ｖ線に沿う横断面図、第６図
と第７図はそれぞれ本発明のガスタービン勤貿の他の実
施例を示す斜視図、第８図は従来のガスタービン動翼を
例示する斜視図、第９図は第８図における冷却孔の横方
向配列を説明する説明図、第１０図は第８図における冷
却孔の縦方向配列を説明する説明図、第１１図は翼表面
にｒｔｆう位置関係を説明する説明図、第１２図は第１
１図のＤ−ＤＩ！Ｉ’ｉ面における温度分布を例示する
グラフ、第１３図は第１１図のＸＳ 、 ｘｐ力方向買
メタル温度を例示するグラフである。 １．１０・・・冷却孔 １ａ、１ｂ・・・分岐冷却孔 ２・・・・・・・・・翼 ２ａ・・・・・・植込部 ２ｂ・・・・・・先端部 ３・・・・・・・・・主流冷却孔 ４・・・・・・・・・合流冷却孔９ ・・・・・・・・・蛇行分岐冷却孔１ １・・・・・・・・・冷ＩＪ］空気流１２・・・・・・
・・・フィルムンＣ１９了Ｌ１３・・・・・・・・・フ
ィルム冷却空気流第１図 第２図 第５０ 第６図 第７図 ａ 第８図 第９図 第１０図 第１１図 第１２図 第１３図
断面分伍例を示す説明図、第２図は本発明のガスタービ
ン動翼の斜視図、第３図〜））５図はそれぞれの第２図
中の■−■線イｃいしＶ−ｖ線に沿う横断面図、第６図
と第７図はそれぞれ本発明のガスタービン勤貿の他の実
施例を示す斜視図、第８図は従来のガスタービン動翼を
例示する斜視図、第９図は第８図における冷却孔の横方
向配列を説明する説明図、第１０図は第８図における冷
却孔の縦方向配列を説明する説明図、第１１図は翼表面
にｒｔｆう位置関係を説明する説明図、第１２図は第１
１図のＤ−ＤＩ！Ｉ’ｉ面における温度分布を例示する
グラフ、第１３図は第１１図のＸＳ 、 ｘｐ力方向買
メタル温度を例示するグラフである。 １．１０・・・冷却孔 １ａ、１ｂ・・・分岐冷却孔 ２・・・・・・・・・翼 ２ａ・・・・・・植込部 ２ｂ・・・・・・先端部 ３・・・・・・・・・主流冷却孔 ４・・・・・・・・・合流冷却孔９ ・・・・・・・・・蛇行分岐冷却孔１ １・・・・・・・・・冷ＩＪ］空気流１２・・・・・・
・・・フィルムンＣ１９了Ｌ１３・・・・・・・・・フ
ィルム冷却空気流第１図 第２図 第５０ 第６図 第７図 ａ 第８図 第９図 第１０図 第１１図 第１２図 第１３図
Claims (4)
- （１）ガスタービンの動翼の植込部から先端部にかけて
冷却孔を透設したガスタービン動翼において、前記冷却
孔が翼有効部内において多数本の分岐冷却孔に分岐され
ており、かつ、これらの分岐冷却孔が動翼の腹側よりも
背側において高密度に分布していることを特徴とするガ
スタービン動翼。 - （２）冷却孔が翼の植込部内に透設された主流冷却孔と
、この主流冷却孔から分岐され、翼有効部内に透設され
たた多数本の分岐冷却孔と、これらの分岐冷却孔を合流
し、翼先端部に開口する合流冷却孔とからなることを特
徴とする特許請求の範囲第１項記載のガスタービン動翼
。 - （３）分岐冷却孔の一部が蛇行していることを特徴とす
る特許請求の範囲第２項記載のガスタービン動翼。 - （４）分岐冷却孔の一部が翼有効部の側面に開口し、フ
ィルム冷却孔を形成していることを特徴とする特許請求
の範囲第２項記載のガスタービン動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27328185A JPS62135603A (ja) | 1985-12-06 | 1985-12-06 | ガスタ−ビン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27328185A JPS62135603A (ja) | 1985-12-06 | 1985-12-06 | ガスタ−ビン動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62135603A true JPS62135603A (ja) | 1987-06-18 |
Family
ID=17525659
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP27328185A Pending JPS62135603A (ja) | 1985-12-06 | 1985-12-06 | ガスタ−ビン動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS62135603A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006083851A (ja) * | 2004-09-15 | 2006-03-30 | General Electric Co <Ge> | タービンバケット翼形部の後縁のための冷却システム |
| US7201564B2 (en) * | 2000-08-16 | 2007-04-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine vane system |
| US20110236178A1 (en) * | 2010-03-29 | 2011-09-29 | Devore Matthew A | Branched airfoil core cooling arrangement |
| JP2014058985A (ja) * | 2014-01-06 | 2014-04-03 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 翼体及びガスタービン |
| JP2014177943A (ja) * | 2013-03-14 | 2014-09-25 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンのタービン動翼の冷却通路 |
| CN105019950A (zh) * | 2015-06-25 | 2015-11-04 | 西安理工大学 | 透平叶片前缘仿生微细通道内冷结构及其成形方法 |
| CN106907181A (zh) * | 2015-12-18 | 2017-06-30 | 通用电气公司 | 涡轮转子叶片中的内部冷却构造 |
-
1985
- 1985-12-06 JP JP27328185A patent/JPS62135603A/ja active Pending
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7201564B2 (en) * | 2000-08-16 | 2007-04-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine vane system |
| JP2006083851A (ja) * | 2004-09-15 | 2006-03-30 | General Electric Co <Ge> | タービンバケット翼形部の後縁のための冷却システム |
| US20110236178A1 (en) * | 2010-03-29 | 2011-09-29 | Devore Matthew A | Branched airfoil core cooling arrangement |
| US8449254B2 (en) * | 2010-03-29 | 2013-05-28 | United Technologies Corporation | Branched airfoil core cooling arrangement |
| JP2014177943A (ja) * | 2013-03-14 | 2014-09-25 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンのタービン動翼の冷却通路 |
| JP2014058985A (ja) * | 2014-01-06 | 2014-04-03 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 翼体及びガスタービン |
| CN105019950A (zh) * | 2015-06-25 | 2015-11-04 | 西安理工大学 | 透平叶片前缘仿生微细通道内冷结构及其成形方法 |
| CN106907181A (zh) * | 2015-12-18 | 2017-06-30 | 通用电气公司 | 涡轮转子叶片中的内部冷却构造 |
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