JPS6215724B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPS6215724B2 JPS6215724B2 JP12561782A JP12561782A JPS6215724B2 JP S6215724 B2 JPS6215724 B2 JP S6215724B2 JP 12561782 A JP12561782 A JP 12561782A JP 12561782 A JP12561782 A JP 12561782A JP S6215724 B2 JPS6215724 B2 JP S6215724B2
- Authority
- JP
- Japan
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- passage
- cooling fluid
- blade
- cooling
- height direction
- Prior art date
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Links
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 claims description 30
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 26
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims description 9
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 7
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 7
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
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- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
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に係り、特に、
流体冷却構造を備えた動翼の改良に関する。
流体冷却構造を備えた動翼の改良に関する。
一般的に、ガスタービンは往復機関に比較して
小型軽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は、通常、
１つの軸に圧縮機とパワータービンとを連結し、
圧縮機で圧縮された高圧空気で燃焼器内の圧力を
高め、この状態で燃焼器内に燃料を噴射して燃焼
させ、この燃焼によつて生じた高温、高圧のガス
をパワータービンに導いて膨張させることにより
回転動力を得るように構成されている。圧縮機
は、通常、案内翼と回転翼とを軸方向に配列した
軸流型に構成され、また、パワータービンも動翼
と静翼とを軸方向に交互に配列して構成されてい
る。
小型軽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は、通常、
１つの軸に圧縮機とパワータービンとを連結し、
圧縮機で圧縮された高圧空気で燃焼器内の圧力を
高め、この状態で燃焼器内に燃料を噴射して燃焼
させ、この燃焼によつて生じた高温、高圧のガス
をパワータービンに導いて膨張させることにより
回転動力を得るように構成されている。圧縮機
は、通常、案内翼と回転翼とを軸方向に配列した
軸流型に構成され、また、パワータービンも動翼
と静翼とを軸方向に交互に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におい
て、出力効率を高めるには、パワータービンの入
口における燃焼ガス温度を高めることが最も有効
であると云われている。しかし、パワータービン
の入口ガス温度を高めていくと、高温の燃焼ガス
によつて翼温度が上昇することになる。翼を構成
する現用の耐熱金属では900℃を越えると長時間
運転が不能となる。したがつて、翼の運転寿命を
長くするには、何らかの手段で翼温度を低下させ
るより外ない。
て、出力効率を高めるには、パワータービンの入
口における燃焼ガス温度を高めることが最も有効
であると云われている。しかし、パワータービン
の入口ガス温度を高めていくと、高温の燃焼ガス
によつて翼温度が上昇することになる。翼を構成
する現用の耐熱金属では900℃を越えると長時間
運転が不能となる。したがつて、翼の運転寿命を
長くするには、何らかの手段で翼温度を低下させ
るより外ない。
上述した理由から、従来、冷却構造を備えたガ
スタービンの翼が種々提案されている。これら冷
却構造を備えた翼は、通常、翼本体内に上記翼本
体の高さ方向に沿つて冷却流体の通路を設けると
ともに上記通路に導かれた冷却流体を上記通路を
構成する壁を貫通し、かつ翼本体の高さ方向に亘
つて複数設けられた小孔を介して翼外へ流出させ
る構造となつている。すなわち、上記翼は、冷却
流体が上記通路を流通することによつて起こる対
流冷却効果、同じく各小孔を流通することによつ
て起こる対流冷却効果および小孔から流出した冷
却流体が翼の外面に沿つてフイルム状に流れるこ
とによつて起こるフイルム冷却効果によつて冷却
するようにしている。
スタービンの翼が種々提案されている。これら冷
却構造を備えた翼は、通常、翼本体内に上記翼本
体の高さ方向に沿つて冷却流体の通路を設けると
ともに上記通路に導かれた冷却流体を上記通路を
構成する壁を貫通し、かつ翼本体の高さ方向に亘
つて複数設けられた小孔を介して翼外へ流出させ
る構造となつている。すなわち、上記翼は、冷却
流体が上記通路を流通することによつて起こる対
流冷却効果、同じく各小孔を流通することによつ
て起こる対流冷却効果および小孔から流出した冷
却流体が翼の外面に沿つてフイルム状に流れるこ
とによつて起こるフイルム冷却効果によつて冷却
するようにしている。
しかしながら、上述した冷却構造を動翼に適用
したものにあつては次のような問題があつた。す
なわち、動翼では、この動翼内に設けられた通路
に存在する冷却流体に遠心力が作用する。この結
果、通路内の圧力は、翼本体の根元部側に位置す
る部分が最も低く、翼本体の先端部（テイプ部）
に位置する部分が最も高くなる。このため、上記
通路を構成する壁を貫通し、かつ翼本体の高さ方
向に亘つて複数設けられた前記各小孔からの冷却
流体流出量の分布が翼本体の高さ方向に不均一と
なり、必然的に冷却むらが発生する。そこで、従
来の翼では、上述した冷却むらの発生を防止する
ために冷却流体の量を増加させる方式が採られて
いる。しかし、このように冷却流体の量を増加さ
せると、増加に応じて空力損失も増加するので、
これが原因して効率を向上させることができない
問題があつた。
したものにあつては次のような問題があつた。す
なわち、動翼では、この動翼内に設けられた通路
に存在する冷却流体に遠心力が作用する。この結
果、通路内の圧力は、翼本体の根元部側に位置す
る部分が最も低く、翼本体の先端部（テイプ部）
に位置する部分が最も高くなる。このため、上記
通路を構成する壁を貫通し、かつ翼本体の高さ方
向に亘つて複数設けられた前記各小孔からの冷却
流体流出量の分布が翼本体の高さ方向に不均一と
なり、必然的に冷却むらが発生する。そこで、従
来の翼では、上述した冷却むらの発生を防止する
ために冷却流体の量を増加させる方式が採られて
いる。しかし、このように冷却流体の量を増加さ
せると、増加に応じて空力損失も増加するので、
これが原因して効率を向上させることができない
問題があつた。
本発明は、このような事情に鑑みてなされたも
ので、その目的とするところは、翼本体の高さ方
向に亘つて複数設けられる各小孔からの冷却流体
流出量の均一化を簡単な構成で実現することがで
き、もつて、少ない冷却流体量で翼本体全体を均
一にかつ良好に冷却でき、ガスタービンの効率向
上化に寄与できるガスタービンの動翼を提供する
ことにある。
ので、その目的とするところは、翼本体の高さ方
向に亘つて複数設けられる各小孔からの冷却流体
流出量の均一化を簡単な構成で実現することがで
き、もつて、少ない冷却流体量で翼本体全体を均
一にかつ良好に冷却でき、ガスタービンの効率向
上化に寄与できるガスタービンの動翼を提供する
ことにある。
本発明に係るガスタービンの動翼は、動翼本体
内に動翼本体の高さ方向に沿つて設けられる冷却
流体の通路に、上記通路の通流断面積を局部的に
絞つて前述した各小孔からの冷却流体流出量を均
一化させる絞り機構を上記通路に沿つて複数設け
たことを特徴としている。
内に動翼本体の高さ方向に沿つて設けられる冷却
流体の通路に、上記通路の通流断面積を局部的に
絞つて前述した各小孔からの冷却流体流出量を均
一化させる絞り機構を上記通路に沿つて複数設け
たことを特徴としている。
上記構成であると、絞り機構によつて、上記絞
り機構が位置する部分の流動抵抗を調整すること
ができる。したがつて、予め、上記絞り機構の通
流断面積を所定に設定しておきさえすれば、遠心
力によつて冷却流体通路内に大きな圧力差が生じ
るのを防止でき、この結果、翼本体の高さ方向に
亘つて複数設けられた前記各小孔からの冷却流体
流出量をほぼ均一にすることができる。このた
め、必要最少限度の冷却流体量で翼本体の各部を
ほぼ一様な温度に冷却でき、効率を低下させるこ
となく良好な冷却性能を発揮させることができ
る。
り機構が位置する部分の流動抵抗を調整すること
ができる。したがつて、予め、上記絞り機構の通
流断面積を所定に設定しておきさえすれば、遠心
力によつて冷却流体通路内に大きな圧力差が生じ
るのを防止でき、この結果、翼本体の高さ方向に
亘つて複数設けられた前記各小孔からの冷却流体
流出量をほぼ均一にすることができる。このた
め、必要最少限度の冷却流体量で翼本体の各部を
ほぼ一様な温度に冷却でき、効率を低下させるこ
となく良好な冷却性能を発揮させることができ
る。
以下、本発明の一実施例を図面を参照しながら
説明する。
説明する。
第１図は本発明の一実施例に係る動翼をキヤン
バ線に沿つて切断して示す縦断面図である。
バ線に沿つて切断して示す縦断面図である。
この動翼は、大きく分けて、翼本体１と、この
翼本体１を図示しない回転軸に固定するための翼
根部２と、この翼根部２内および翼本体１内に設
けられた冷却機構３とで構成されている。
翼本体１を図示しない回転軸に固定するための翼
根部２と、この翼根部２内および翼本体１内に設
けられた冷却機構３とで構成されている。
上記冷却機構３は、翼根部２内に翼の高さ方向
に形成された冷却流体導入路１１と、この冷却流
体導入路１１にそれぞれ通じる関係に翼本体１内
の前縁部、中間部および後縁部に設けられた第
１、第２、第３の冷却系統１２，１３，１４とで
構成されている。
に形成された冷却流体導入路１１と、この冷却流
体導入路１１にそれぞれ通じる関係に翼本体１内
の前縁部、中間部および後縁部に設けられた第
１、第２、第３の冷却系統１２，１３，１４とで
構成されている。
第１の冷却系統１２は、翼本体１の前縁壁１５
と仕切壁１６とによつて翼本体１の高さ方向に沿
つて形成された通路１７と、第２図にも示すよう
に上記前縁壁１５に高さ方向に亘つて複数設けら
れ上記通路１７内へ導かれた冷却流体を翼本体１
の前縁部外面へ流出させるフイルム冷却用の小孔
１８と、通路１７を構成する壁でかつ翼本体１の
腹側および背側に位置する内面に複数突設された
熱伝達効果を上げるリブ１９と、通路１７を構成
する壁の内面に高さ方向に亘つて複数突設され通
路１７の通流断面積を局部的に絞る絞り機構とし
ての環状突壁２０とで構成されている。
と仕切壁１６とによつて翼本体１の高さ方向に沿
つて形成された通路１７と、第２図にも示すよう
に上記前縁壁１５に高さ方向に亘つて複数設けら
れ上記通路１７内へ導かれた冷却流体を翼本体１
の前縁部外面へ流出させるフイルム冷却用の小孔
１８と、通路１７を構成する壁でかつ翼本体１の
腹側および背側に位置する内面に複数突設された
熱伝達効果を上げるリブ１９と、通路１７を構成
する壁の内面に高さ方向に亘つて複数突設され通
路１７の通流断面積を局部的に絞る絞り機構とし
ての環状突壁２０とで構成されている。
上記第２の冷却系統１３は、仕切壁２１と２２
とによつて翼本体１の高さ方向に延び、翼本体１
の先端部において上記仕切壁２２と２３とによつ
て前縁部側回りに180゜方向変換して翼本体１の
根元部まで延び、さらに上記根元部において仕切
壁２３と１６とによつて前縁部側回りに180゜方
向変換して翼本体１の先端部まで延びる屈曲通路
２４と、この屈曲通路２４の仕切壁２１と２２と
が位置する部分および仕切壁２３と１６とが位置
する部分で翼本体１の腹側に位置する壁を第２図
に示すように貫通し、かつ翼本体１の高さ方向に
亘つて複数設けられたフイルム冷却用の小孔２５
と、屈曲通路２４を構成する壁でかつ翼本体１の
腹側および背側に位置する内面に突設された熱伝
達効果を上げるためのリブ２６と、屈曲通路２４
を構成する壁で、かつ前記小孔２５が設けられて
いる部分の内面に第１の冷却系統と同様に通路断
面積を局部的に絞る関係に高さ方向に沿つて複数
突設された環状突壁２７とで構成されている。
とによつて翼本体１の高さ方向に延び、翼本体１
の先端部において上記仕切壁２２と２３とによつ
て前縁部側回りに180゜方向変換して翼本体１の
根元部まで延び、さらに上記根元部において仕切
壁２３と１６とによつて前縁部側回りに180゜方
向変換して翼本体１の先端部まで延びる屈曲通路
２４と、この屈曲通路２４の仕切壁２１と２２と
が位置する部分および仕切壁２３と１６とが位置
する部分で翼本体１の腹側に位置する壁を第２図
に示すように貫通し、かつ翼本体１の高さ方向に
亘つて複数設けられたフイルム冷却用の小孔２５
と、屈曲通路２４を構成する壁でかつ翼本体１の
腹側および背側に位置する内面に突設された熱伝
達効果を上げるためのリブ２６と、屈曲通路２４
を構成する壁で、かつ前記小孔２５が設けられて
いる部分の内面に第１の冷却系統と同様に通路断
面積を局部的に絞る関係に高さ方向に沿つて複数
突設された環状突壁２７とで構成されている。
しかして、前記第３の冷却系統１４は、仕切壁
２１と後縁壁２８とによつて翼本体１の高さ方向
に沿つて形成された通路２９と、この通路２９を
構成する壁で、かつ翼本体１の腹側に位置する壁
を第２図に示すように貫通し高さ方向に亘つて複
数設けられたフイルム冷却用の小孔３０と、後縁
壁２８に高さ方向に亘つて複数形成され通路２９
に導かれた冷却流体を翼外へ流出させる小孔３１
と、通路２９を構成する壁の内面で翼本体１の腹
側および背側に位置する部分に複数突設された熱
伝達効果を上げるためのリブ３２と、同じく通路
２９を構成する壁の内面に高さ方向に亘つて複数
突設され通路２９の流通断面積を局部的に絞る環
状突壁３３とで構成されている。
２１と後縁壁２８とによつて翼本体１の高さ方向
に沿つて形成された通路２９と、この通路２９を
構成する壁で、かつ翼本体１の腹側に位置する壁
を第２図に示すように貫通し高さ方向に亘つて複
数設けられたフイルム冷却用の小孔３０と、後縁
壁２８に高さ方向に亘つて複数形成され通路２９
に導かれた冷却流体を翼外へ流出させる小孔３１
と、通路２９を構成する壁の内面で翼本体１の腹
側および背側に位置する部分に複数突設された熱
伝達効果を上げるためのリブ３２と、同じく通路
２９を構成する壁の内面に高さ方向に亘つて複数
突設され通路２９の流通断面積を局部的に絞る環
状突壁３３とで構成されている。
上記のような構成であると、図中太矢印で示す
ように冷却流体導入路１１へ導かれた冷却流体
は、翼本体１内の根元部において３つに分流し、
第１、第２、第３の冷却系統１２，１３，１４へ
と流れる。
ように冷却流体導入路１１へ導かれた冷却流体
は、翼本体１内の根元部において３つに分流し、
第１、第２、第３の冷却系統１２，１３，１４へ
と流れる。
第１の冷却系統１２へ流れ込んだ冷却流体は、
通路１７内を翼先端方向へと流れ、この間に通路
１７を構成している壁の内面から熱を奪い、最終
的に小孔１８から噴出して翼本体１の前縁部を冷
却する。また、第２の冷却系統１３へ流れ込んだ
冷却流体は屈曲通路２４を通流する間に通路２４
を構成する壁の内面から熱を奪い、最終的に小孔
２５から噴出して翼本体１の中間部腹側外面を冷
却する。さらに、第３の冷却系統１４へ流れ込ん
だ冷却流体は、通路２９の通流する間に通路２９
を構成する壁の内面から熱を奪い、最終的に小孔
３０から噴出して翼本体１の後縁部腹側外面を冷
却するとともに小孔３１から噴出して後縁部を冷
却する。
通路１７内を翼先端方向へと流れ、この間に通路
１７を構成している壁の内面から熱を奪い、最終
的に小孔１８から噴出して翼本体１の前縁部を冷
却する。また、第２の冷却系統１３へ流れ込んだ
冷却流体は屈曲通路２４を通流する間に通路２４
を構成する壁の内面から熱を奪い、最終的に小孔
２５から噴出して翼本体１の中間部腹側外面を冷
却する。さらに、第３の冷却系統１４へ流れ込ん
だ冷却流体は、通路２９の通流する間に通路２９
を構成する壁の内面から熱を奪い、最終的に小孔
３０から噴出して翼本体１の後縁部腹側外面を冷
却するとともに小孔３１から噴出して後縁部を冷
却する。
そして、この場合には、各冷却系統１２，１
３，１４の通路で翼本体１の高さ方向に延びる部
分の内面に通路の通流断面積を局部的に絞る環状
突壁２０，２７，３３を高さ方向に亘つて複数設
けているので、各環状突壁２０，２７，３３の内
径を高さ方向に所定に設定することによつて各環
状突壁２０，２７，３３に流量制御機能を発揮さ
せることができ、この流量制御機能で遠心力によ
る圧力増加を抑制させることができる。したがつ
て、各通路の各部圧力をほぼ均一にすることがで
きるので、各小孔１８，２５，３０，３１から流
出する冷却流体量を高さ方向に亘つて均一化する
ことができる。このため、必要最少限度の冷却流
体量で翼本体１の各部をほぼ均一な温度に冷却す
ることができる。
３，１４の通路で翼本体１の高さ方向に延びる部
分の内面に通路の通流断面積を局部的に絞る環状
突壁２０，２７，３３を高さ方向に亘つて複数設
けているので、各環状突壁２０，２７，３３の内
径を高さ方向に所定に設定することによつて各環
状突壁２０，２７，３３に流量制御機能を発揮さ
せることができ、この流量制御機能で遠心力によ
る圧力増加を抑制させることができる。したがつ
て、各通路の各部圧力をほぼ均一にすることがで
きるので、各小孔１８，２５，３０，３１から流
出する冷却流体量を高さ方向に亘つて均一化する
ことができる。このため、必要最少限度の冷却流
体量で翼本体１の各部をほぼ均一な温度に冷却す
ることができる。
なお、上述した実施例においては、絞り機構と
しての環状突壁を通路構成壁と一体的に設けてい
るが別体に形成されたものを装着するようにして
もよい。また、環状でなくてもよい。
しての環状突壁を通路構成壁と一体的に設けてい
るが別体に形成されたものを装着するようにして
もよい。また、環状でなくてもよい。
第１図は本発明の一実施例に係る動翼をキヤン
バ線に沿つて切断して示す縦断面図、第２図は同
動翼を第１図におけるＡ−Ａ線に沿つて切断し矢
印方向に見た横断面図である。 １……翼本体、２……翼根部、１７，２４，２
９……通路、１８，２５，３０，３１……小孔、
２０，２７，３３……環状突壁。
バ線に沿つて切断して示す縦断面図、第２図は同
動翼を第１図におけるＡ−Ａ線に沿つて切断し矢
印方向に見た横断面図である。 １……翼本体、２……翼根部、１７，２４，２
９……通路、１８，２５，３０，３１……小孔、
２０，２７，３３……環状突壁。
Claims (1)
- １ 動翼本体内に上記翼本体の高さ方向に沿つて
冷却流体の通路を設けるとともに上記通路に導か
れた冷却流体を上記通路を構成する壁を貫通しか
つ上記翼本体の高さ方向に亘つて複数設けられた
小孔を介して翼外へ流出させるようにした冷却構
造を備えてなるガスタービンの動翼において、前
記冷却流体の通路に、上記通路の通流断面積を局
部的に絞つて前記各小孔からの冷却流体流出量を
均一化させる絞り機構を上記通路に沿つて複数設
けてなることを特徴とするガスタービンの動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12561782A JPS5918205A (ja) | 1982-07-21 | 1982-07-21 | ガスタ−ビンの動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12561782A JPS5918205A (ja) | 1982-07-21 | 1982-07-21 | ガスタ−ビンの動翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5918205A JPS5918205A (ja) | 1984-01-30 |
| JPS6215724B2 true JPS6215724B2 (ja) | 1987-04-09 |
Family
ID=14914506
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12561782A Granted JPS5918205A (ja) | 1982-07-21 | 1982-07-21 | ガスタ−ビンの動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5918205A (ja) |
-
1982
- 1982-07-21 JP JP12561782A patent/JPS5918205A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5918205A (ja) | 1984-01-30 |
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