JPH10274001A - ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造 - Google Patents
ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造Info
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- JPH10274001A JPH10274001A JP9353964A JP35396497A JPH10274001A JP H10274001 A JPH10274001 A JP H10274001A JP 9353964 A JP9353964 A JP 9353964A JP 35396497 A JP35396497 A JP 35396497A JP H10274001 A JPH10274001 A JP H10274001A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F13/00—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing
- F28F13/06—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing by affecting the pattern of flow of the heat-exchange media
- F28F13/12—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing by affecting the pattern of flow of the heat-exchange media by creating turbulence, e.g. by stirring, by increasing the force of circulation
-
- 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
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- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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Abstract
(57)【要約】
【課題】ガスタービンエンジンの動翼内の冷却通路壁の
内面に沿う熱境界層の厚さを減らし、これにより、コア
ダイが部分的に摩耗している時でもこのような冷却通路
内に過大圧力降下を生じることなく乱流の発生を保つこ
とができるような乱流促進構造を提供する。 【解決手段】ガスタービンエンジン内の動翼の冷却通路
は上流端と下流端とそれを貫通する縦軸線とを有する。
乱流促進構造は、特定の高さと長さを有し冷却通路壁に
沿って熱境界層を乱して冷却媒体と冷却通路壁との間の
熱伝達を促進する第１組の縦方向に相隔たる乱流促進体
と、特定の高さと長さを有し冷却通路のコア流域内で乱
流を発生してその下流の熱境界層の厚さを減らす第２組
の縦方向に相隔たる乱流促進体とを含んでいる。
内面に沿う熱境界層の厚さを減らし、これにより、コア
ダイが部分的に摩耗している時でもこのような冷却通路
内に過大圧力降下を生じることなく乱流の発生を保つこ
とができるような乱流促進構造を提供する。 【解決手段】ガスタービンエンジン内の動翼の冷却通路
は上流端と下流端とそれを貫通する縦軸線とを有する。
乱流促進構造は、特定の高さと長さを有し冷却通路壁に
沿って熱境界層を乱して冷却媒体と冷却通路壁との間の
熱伝達を促進する第１組の縦方向に相隔たる乱流促進体
と、特定の高さと長さを有し冷却通路のコア流域内で乱
流を発生してその下流の熱境界層の厚さを減らす第２組
の縦方向に相隔たる乱流促進体とを含んでいる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は一般的にはガスタービン
エンジンにおける翼の内部冷却に関し、特に、このよう
な翼内に冷却通路を画成する少なくとも一つの壁の内面
に沿って配設された乱流促進構造に関する。
エンジンにおける翼の内部冷却に関し、特に、このよう
な翼内に冷却通路を画成する少なくとも一つの壁の内面
に沿って配設された乱流促進構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジン、例えば航空機ジ
ェットエンジンは、翼を有する構成部（例えばタービ
ン、圧縮機、ファン等）を備えている。例えば、動翼用
の翼は、回転するタービンロータディスクに取付けたシ
ャンク部と、エンジンの燃焼器を出た高温ガスから有用
仕事を抽出するために用いられる翼形部とを有する。翼
形部はシャンクに取付けた翼根と、翼形部の自由端であ
る翼端とを含んでいる。最新の航空機ジェットエンジン
は、タービン動翼の内部冷却を用いて翼形部温度をある
設計限度内に保つ。通例、タービン動翼の翼形部は、縦
方向に延在する内部通路を通流する空気（通常エンジン
圧縮機からの抽気）により冷却され、この空気は翼根近
くで流入しそして翼端近くで流出する。公知のタービン
動翼冷却通路は、複数の接続されない縦方向向きの通路
からなる冷却回路を含み、この回路の各通路は翼根近く
から冷却空気を受入れそしてその空気を縦方向に翼端の
方に導く。また、公知の冷却通路には蛇行冷却回路が含
まれ、直列に接続されて蛇行流を生成する複数の縦方向
通路からなる。いずれの冷却回路でも、幾らかの空気が
翼形部前縁近くのフィルム冷却孔を通って翼形部を出る
とともに幾らかの空気が後縁冷却孔を通って翼形部を出
る。
ェットエンジンは、翼を有する構成部（例えばタービ
ン、圧縮機、ファン等）を備えている。例えば、動翼用
の翼は、回転するタービンロータディスクに取付けたシ
ャンク部と、エンジンの燃焼器を出た高温ガスから有用
仕事を抽出するために用いられる翼形部とを有する。翼
形部はシャンクに取付けた翼根と、翼形部の自由端であ
る翼端とを含んでいる。最新の航空機ジェットエンジン
は、タービン動翼の内部冷却を用いて翼形部温度をある
設計限度内に保つ。通例、タービン動翼の翼形部は、縦
方向に延在する内部通路を通流する空気（通常エンジン
圧縮機からの抽気）により冷却され、この空気は翼根近
くで流入しそして翼端近くで流出する。公知のタービン
動翼冷却通路は、複数の接続されない縦方向向きの通路
からなる冷却回路を含み、この回路の各通路は翼根近く
から冷却空気を受入れそしてその空気を縦方向に翼端の
方に導く。また、公知の冷却通路には蛇行冷却回路が含
まれ、直列に接続されて蛇行流を生成する複数の縦方向
通路からなる。いずれの冷却回路でも、幾らかの空気が
翼形部前縁近くのフィルム冷却孔を通って翼形部を出る
とともに幾らかの空気が後縁冷却孔を通って翼形部を出
る。
【０００３】乱流促進体は動翼の冷却流路において通常
用いられる装置で、熱境界層を破りそして冷却通路壁近
くで乱流を発生し、こうして、冷却媒体と壁との間の熱
伝達を良くする。乱流促進体（従来、冷却通路に鋳造さ
れ断面と間隔が同じである複数の長方形または正方形リ
ブ）の高さと形状は乱流発生の効果を得るのに重要であ
ることは理解されている。特に、乱流促進体の高さは熱
境界層を乱すために同層の厚さより大きくなければなら
ない。
用いられる装置で、熱境界層を破りそして冷却通路壁近
くで乱流を発生し、こうして、冷却媒体と壁との間の熱
伝達を良くする。乱流促進体（従来、冷却通路に鋳造さ
れ断面と間隔が同じである複数の長方形または正方形リ
ブ）の高さと形状は乱流発生の効果を得るのに重要であ
ることは理解されている。特に、乱流促進体の高さは熱
境界層を乱すために同層の厚さより大きくなければなら
ない。
【０００４】新しいコアダイ（core die）から製造され
たセラミックコアで鋳造された翼は、通常、図４に示す
ように所望の高さと鋭いコーナを持つ乱流促進体を有す
ることがわかっている。この例では、冷却媒体と冷却通
路との間の熱伝達は、乱流促進体を持たない滑らかな表
面と比べ、２〜３倍改善され得る。しかし、冷却通路に
形成した乱流促進体の高さとコーナは、コアダイが部分
的に摩耗した後あるいは冷却媒体に含有される粒子によ
る連続的な衝突により（図５に見られるように）壊食さ
れ、こうしてこのような乱流促進体の効果に悪影響を及
ぼす。コアダイは新しいコアダイと交換される前に数回
磨き直され得るが、これは費用と時間がかかる。
たセラミックコアで鋳造された翼は、通常、図４に示す
ように所望の高さと鋭いコーナを持つ乱流促進体を有す
ることがわかっている。この例では、冷却媒体と冷却通
路との間の熱伝達は、乱流促進体を持たない滑らかな表
面と比べ、２〜３倍改善され得る。しかし、冷却通路に
形成した乱流促進体の高さとコーナは、コアダイが部分
的に摩耗した後あるいは冷却媒体に含有される粒子によ
る連続的な衝突により（図５に見られるように）壊食さ
れ、こうしてこのような乱流促進体の効果に悪影響を及
ぼす。コアダイは新しいコアダイと交換される前に数回
磨き直され得るが、これは費用と時間がかかる。
【０００５】また、乱流促進体は、熱境界層を乱すのに
必要な高さより大きな高さを有してコアダイの寿命を延
ばすように設計され得るが、このような乱流促進体は冷
却流体に過大な望ましくない圧力降下を生じるおそれが
ある。冷却孔での冷却空気の出口圧力は動翼面上を流れ
る高温ガスの圧力より高いことが肝要である（この圧力
差は逆流余裕として知られている）。もし確実な逆流余
裕が保たれなければ、冷却空気は動翼から流出せずそし
て高温ガスが冷却孔を通って動翼に流入し動翼の寿命を
減らすおそれがある。乱流促進体は冷却媒体と冷却通路
表面との間の熱伝達を増すが冷却通路の入口と出口との
間の圧力降下を増すので、これらの競い合う要因の適当
な均衡を保つ乱流促進構造の開発が重要である。
必要な高さより大きな高さを有してコアダイの寿命を延
ばすように設計され得るが、このような乱流促進体は冷
却流体に過大な望ましくない圧力降下を生じるおそれが
ある。冷却孔での冷却空気の出口圧力は動翼面上を流れ
る高温ガスの圧力より高いことが肝要である（この圧力
差は逆流余裕として知られている）。もし確実な逆流余
裕が保たれなければ、冷却空気は動翼から流出せずそし
て高温ガスが冷却孔を通って動翼に流入し動翼の寿命を
減らすおそれがある。乱流促進体は冷却媒体と冷却通路
表面との間の熱伝達を増すが冷却通路の入口と出口との
間の圧力降下を増すので、これらの競い合う要因の適当
な均衡を保つ乱流促進構造の開発が重要である。
【０００６】従って、ガスタービンエンジンの動翼内の
冷却通路と一体の乱流促進構造として、冷却通路壁の少
なくとも一つの壁の内面に沿う熱境界層の厚さを減ら
し、これにより、コアダイが部分的に摩耗している時で
もこのような冷却通路内に過大圧力降下を生じることな
く乱流の発生を保つことができるような乱流促進構造の
開発が望まれる。
冷却通路と一体の乱流促進構造として、冷却通路壁の少
なくとも一つの壁の内面に沿う熱境界層の厚さを減ら
し、これにより、コアダイが部分的に摩耗している時で
もこのような冷却通路内に過大圧力降下を生じることな
く乱流の発生を保つことができるような乱流促進構造の
開発が望まれる。
【０００７】
【発明の概要】本発明の一態様によれば、ガスタービン
エンジン内の動翼の冷却通路の少なくとも一つの壁の内
面に形成した乱流促進構造が開示され、冷却通路は上流
端と下流端とそれを貫通する縦軸線とを有する。冷却媒
体の流れが、冷却通路の概して中央域内に位置するコア
流域と、冷却通路を形成する壁の内面に概して隣接する
熱境界層とを画成するように冷却通路を通る。乱流促進
構造は、特定の高さと長さを有し冷却通路壁に沿って熱
境界層を乱して冷却媒体と冷却通路壁との間の熱伝達を
促進する第１組の縦方向に相隔たる乱流促進体と、特定
の高さと長さを有し冷却通路のコア流域内で乱流を発生
してその下流の熱境界層の厚さを減らす第２組の縦方向
に相隔たる乱流促進体とを含んでいる。従って、第２組
の乱流促進体の高さと長さは第１組の乱流促進体の高さ
と長さより大きい。また、第１および第２組の乱流促進
体の相互間隔は最適にされる。第１および第２乱流促進
体の形状は変えることができ、２次元と３次元の形状を
含み得る。
エンジン内の動翼の冷却通路の少なくとも一つの壁の内
面に形成した乱流促進構造が開示され、冷却通路は上流
端と下流端とそれを貫通する縦軸線とを有する。冷却媒
体の流れが、冷却通路の概して中央域内に位置するコア
流域と、冷却通路を形成する壁の内面に概して隣接する
熱境界層とを画成するように冷却通路を通る。乱流促進
構造は、特定の高さと長さを有し冷却通路壁に沿って熱
境界層を乱して冷却媒体と冷却通路壁との間の熱伝達を
促進する第１組の縦方向に相隔たる乱流促進体と、特定
の高さと長さを有し冷却通路のコア流域内で乱流を発生
してその下流の熱境界層の厚さを減らす第２組の縦方向
に相隔たる乱流促進体とを含んでいる。従って、第２組
の乱流促進体の高さと長さは第１組の乱流促進体の高さ
と長さより大きい。また、第１および第２組の乱流促進
体の相互間隔は最適にされる。第１および第２乱流促進
体の形状は変えることができ、２次元と３次元の形状を
含み得る。
【０００８】本発明の第２態様によれば、ガスタービン
エンジン用の動翼がシャンク部と翼形部とを含むものと
して開示される。翼形部は圧力側と吸引側とを有し、圧
力側と吸引側は互いに接合されて翼形をなしている。翼
形部はさらに、シャンク部に取付けた翼根と、翼端と、
翼端に向かって外方にそして翼根に向かって内方に延在
する縦軸線とを有する。加えて、一つ以上の壁が翼形部
内に少なくとも一つの縦方向に延在する冷却通路を画成
し、壁はその内面と一体の複数の第１および第２乱流促
進体を有する。第１乱流促進体は第１特定高さを有しそ
して第２乱流促進体は第１乱流促進体の特定高さより大
きな第２特定高さを有し、従って第２乱流促進体は冷却
通路内で第１乱流促進体よりさらに半径方向内方に延在
する。
エンジン用の動翼がシャンク部と翼形部とを含むものと
して開示される。翼形部は圧力側と吸引側とを有し、圧
力側と吸引側は互いに接合されて翼形をなしている。翼
形部はさらに、シャンク部に取付けた翼根と、翼端と、
翼端に向かって外方にそして翼根に向かって内方に延在
する縦軸線とを有する。加えて、一つ以上の壁が翼形部
内に少なくとも一つの縦方向に延在する冷却通路を画成
し、壁はその内面と一体の複数の第１および第２乱流促
進体を有する。第１乱流促進体は第１特定高さを有しそ
して第２乱流促進体は第１乱流促進体の特定高さより大
きな第２特定高さを有し、従って第２乱流促進体は冷却
通路内で第１乱流促進体よりさらに半径方向内方に延在
する。
【０００９】本発明は添付図面と関連する以下の説明か
らさらに良く理解されよう。
らさらに良く理解されよう。
【００１０】
【実施例の記載】添付図面の全図を通じて同符号は同要
素を表す。図１はガスタービンエンジン動翼１０（例え
ば航空機ジェットエンジンタービン動翼）を示す。動翼
１０はシャンク１２と翼形部１４とを含んでいる。シャ
ンク１２はさらに、タービン空気流に半径方向に面する
翼台１６と、タービンロータディスク（図示せず）に取
付けるダブテール１８とを含んでいる。翼形部１４は凹
形の圧力側２０と凸形の吸引側２２とを有し、両側は相
互に接合されて翼形をなしている。縦軸線２４が、翼端
２６に向かって半径方向外方に、そしてシャンク１２に
取付けた翼根２８に向かって半径方向内方に延在する。
動翼１０は翼形部圧力側２０が翼形部吸引側２２に追従
するような方向に回転する。すなわち、図１に示した状
態では、動翼１０は紙面の裏側に向かって回動する。
素を表す。図１はガスタービンエンジン動翼１０（例え
ば航空機ジェットエンジンタービン動翼）を示す。動翼
１０はシャンク１２と翼形部１４とを含んでいる。シャ
ンク１２はさらに、タービン空気流に半径方向に面する
翼台１６と、タービンロータディスク（図示せず）に取
付けるダブテール１８とを含んでいる。翼形部１４は凹
形の圧力側２０と凸形の吸引側２２とを有し、両側は相
互に接合されて翼形をなしている。縦軸線２４が、翼端
２６に向かって半径方向外方に、そしてシャンク１２に
取付けた翼根２８に向かって半径方向内方に延在する。
動翼１０は翼形部圧力側２０が翼形部吸引側２２に追従
するような方向に回転する。すなわち、図１に示した状
態では、動翼１０は紙面の裏側に向かって回動する。
【００１１】図２と図３に示すように、翼形部１４は複
数の概して縦方向に延在する内部冷却通路３０を含み、
冷却通路３０は冷却空気または冷却媒体３２の流れを通
す（その方向は符号を付けない矢印で示してある）。冷
却通路３０は好ましくは１列に配置され、隣合う通路が
互いに接続されて蛇行冷却回路３４の少なくとも一部分
を画成している。図３に見られるように、通路３０ａ〜
３０ｈはそれぞれ、実質的に長方形から台形に近い形ま
での範囲で独特な断面を有するが、このような冷却通路
３０の断面は任意の形状を有し得る。しかし、説示した
本翼形部では、冷却通路３０は実質的に四辺形で、２対
の対向壁を有する。第１対の対向壁３６、３８は方向が
翼形部１４の圧力側２０と吸引側２２それぞれにほぼ合
致している。第２対の対向壁４０、４２は各通路３０を
形成するように壁３６、３８と接合している。蛇行冷却
回路３４の冷却通路３０はシャンク１２における入口４
４から冷却媒体を受入れることを認識されたい。冷却媒
体は冷却通路３０を通った後、翼端２６の穴４６を通っ
て翼形部１４を出る。
数の概して縦方向に延在する内部冷却通路３０を含み、
冷却通路３０は冷却空気または冷却媒体３２の流れを通
す（その方向は符号を付けない矢印で示してある）。冷
却通路３０は好ましくは１列に配置され、隣合う通路が
互いに接続されて蛇行冷却回路３４の少なくとも一部分
を画成している。図３に見られるように、通路３０ａ〜
３０ｈはそれぞれ、実質的に長方形から台形に近い形ま
での範囲で独特な断面を有するが、このような冷却通路
３０の断面は任意の形状を有し得る。しかし、説示した
本翼形部では、冷却通路３０は実質的に四辺形で、２対
の対向壁を有する。第１対の対向壁３６、３８は方向が
翼形部１４の圧力側２０と吸引側２２それぞれにほぼ合
致している。第２対の対向壁４０、４２は各通路３０を
形成するように壁３６、３８と接合している。蛇行冷却
回路３４の冷却通路３０はシャンク１２における入口４
４から冷却媒体を受入れることを認識されたい。冷却媒
体は冷却通路３０を通った後、翼端２６の穴４６を通っ
て翼形部１４を出る。
【００１２】図４と図５に見られるように、複数の乱流
促進体が通例各冷却通路３０用の壁３６、３８、４０、
４２の一つ以上に配設される。さらなる例はリー（Lee)
の米国特許第４５１４１４４号である（この例はまた本
発明の譲受人すなわち本件出願人により所有されるもの
で、参照によりここに包含される）。この例に開示され
ている乱流促進構造では、複数の縦方向に相隔たる乱流
促進体が動翼の冷却通路内の１対の対向壁に配設され、
そして冷却通路を貫通する中心線に対して傾斜してい
る。しかし、本例に見られるように、各乱流促進体は実
質的に一定の高さを有し、従って冷却通路内に実質的に
一定の程度突出している。また、このような乱流促進体
は実質的に一定の形と長さを有する。リーの特許におけ
る傾斜した乱流促進体は意図した目的に適するものであ
るが、翼形部１４の内部構造の形成に利用されるコアダ
イの寿命を延ばしそして壊食の影響を補うために新しい
乱流促進構造が必要であることがわかった。
促進体が通例各冷却通路３０用の壁３６、３８、４０、
４２の一つ以上に配設される。さらなる例はリー（Lee)
の米国特許第４５１４１４４号である（この例はまた本
発明の譲受人すなわち本件出願人により所有されるもの
で、参照によりここに包含される）。この例に開示され
ている乱流促進構造では、複数の縦方向に相隔たる乱流
促進体が動翼の冷却通路内の１対の対向壁に配設され、
そして冷却通路を貫通する中心線に対して傾斜してい
る。しかし、本例に見られるように、各乱流促進体は実
質的に一定の高さを有し、従って冷却通路内に実質的に
一定の程度突出している。また、このような乱流促進体
は実質的に一定の形と長さを有する。リーの特許におけ
る傾斜した乱流促進体は意図した目的に適するものであ
るが、翼形部１４の内部構造の形成に利用されるコアダ
イの寿命を延ばしそして壊食の影響を補うために新しい
乱流促進構造が必要であることがわかった。
【００１３】本発明によれば、総体的に符号４８で示す
新規乱流促進構造が、冷却通路３０ａ〜３０ｈの一つ以
上の壁に、そして好ましくは壁３６、３８、４０、４２
のおのおのに設けられる（ただし図では通路３０ｂ〜３
０ｇの壁３６、３８だけに示されている）。さらに詳述
すると、図６と図７に明示のように、乱流促進構造４８
は少なくとも２組の縦方向に相隔たる乱流促進体５０、
５２からなる（ただし所望に応じて別の組の乱流促進体
も設け得る）。第１乱流促進体５０は好ましくは特定高
さh1（約１０〜２０ミル程度）を有することに注意され
たい。これにより、第１乱流促進体５０は、各冷却通路
壁の内面（図６には壁３６、３８の内面５６、５８を示
す）に沿って延在する熱境界層５４を乱すように冷却通
路３０内に内向きに延在し得る。従って、第１乱流促進
体５０の高さh1は、冷却空気と冷却通路壁との間の熱伝
達を増すために、熱境界層５４の厚さと少なくとも同じ
でなければならず、好ましくはそれよりわずかに大き
い。第１乱流促進体５０はまた好ましくは特定長さl1を
有し、この長さだけ各冷却通路壁の内面に沿って縦方向
に延在し得る。図７に見られるように、第１乱流促進体
５０は適用可能な壁の内面（壁３８の内面５８を図示）
を実質的に横切って延在する２次元リブの形態を取り得
る。代替的に、第１乱流促進体５０は複数の縦方向に相
隔たる２次元または３次元の要素（例えば、図８と図１
０に示すリブまたは図１２に示す柱体）からなり得る。
新規乱流促進構造が、冷却通路３０ａ〜３０ｈの一つ以
上の壁に、そして好ましくは壁３６、３８、４０、４２
のおのおのに設けられる（ただし図では通路３０ｂ〜３
０ｇの壁３６、３８だけに示されている）。さらに詳述
すると、図６と図７に明示のように、乱流促進構造４８
は少なくとも２組の縦方向に相隔たる乱流促進体５０、
５２からなる（ただし所望に応じて別の組の乱流促進体
も設け得る）。第１乱流促進体５０は好ましくは特定高
さh1（約１０〜２０ミル程度）を有することに注意され
たい。これにより、第１乱流促進体５０は、各冷却通路
壁の内面（図６には壁３６、３８の内面５６、５８を示
す）に沿って延在する熱境界層５４を乱すように冷却通
路３０内に内向きに延在し得る。従って、第１乱流促進
体５０の高さh1は、冷却空気と冷却通路壁との間の熱伝
達を増すために、熱境界層５４の厚さと少なくとも同じ
でなければならず、好ましくはそれよりわずかに大き
い。第１乱流促進体５０はまた好ましくは特定長さl1を
有し、この長さだけ各冷却通路壁の内面に沿って縦方向
に延在し得る。図７に見られるように、第１乱流促進体
５０は適用可能な壁の内面（壁３８の内面５８を図示）
を実質的に横切って延在する２次元リブの形態を取り得
る。代替的に、第１乱流促進体５０は複数の縦方向に相
隔たる２次元または３次元の要素（例えば、図８と図１
０に示すリブまたは図１２に示す柱体）からなり得る。
【００１４】第２乱流促進体５２も同様に好ましくは特
定高さh2（約２０〜１５０ミル程度）を有し、従って、
冷却通路３０を通流する冷却媒体のコア流域６０内で乱
流を発生するように冷却通路３０内に内向きに延在し得
る。コア流域６０の寸法は幾つかの要因（例えば熱境界
層５４の厚さ）により変動するが概して冷却通路３０の
中央域を包含することを理解されたい。しかし、第２乱
流促進体５２の高さh2は、第２乱流促進体５２が少なく
とも部分的にコア流域６０内に延在するように十分大き
くなければならない。コア流域６０内の乱流発生によ
り、熱境界層５４の厚さはその下流で減少する。熱境界
層５４の厚さのこの減少は、その時、第１乱流促進体５
０の形成に使用されたコアダイのある量の摩耗と、コア
ダイのある程度の他の壊食とを補償する。
定高さh2（約２０〜１５０ミル程度）を有し、従って、
冷却通路３０を通流する冷却媒体のコア流域６０内で乱
流を発生するように冷却通路３０内に内向きに延在し得
る。コア流域６０の寸法は幾つかの要因（例えば熱境界
層５４の厚さ）により変動するが概して冷却通路３０の
中央域を包含することを理解されたい。しかし、第２乱
流促進体５２の高さh2は、第２乱流促進体５２が少なく
とも部分的にコア流域６０内に延在するように十分大き
くなければならない。コア流域６０内の乱流発生によ
り、熱境界層５４の厚さはその下流で減少する。熱境界
層５４の厚さのこの減少は、その時、第１乱流促進体５
０の形成に使用されたコアダイのある量の摩耗と、コア
ダイのある程度の他の壊食とを補償する。
【００１５】第２乱流促進体５２はまた好ましくは特定
の縦方向長さl2を有し、従って冷却通路３０の壁に沿っ
て縦方向に延在する。第１乱流促進体５０と同様に、第
２乱流促進体５２は壁の内面（図７では壁３８の内面５
８を示す）を実質的に横切って延在する２次元リブを有
し得る。代替的に、第２乱流促進体５２は（図８〜図１
３に示すような）３次元形状を有し得るもので、好まし
くは内面に沿って千鳥形に配設される。
の縦方向長さl2を有し、従って冷却通路３０の壁に沿っ
て縦方向に延在する。第１乱流促進体５０と同様に、第
２乱流促進体５２は壁の内面（図７では壁３８の内面５
８を示す）を実質的に横切って延在する２次元リブを有
し得る。代替的に、第２乱流促進体５２は（図８〜図１
３に示すような）３次元形状を有し得るもので、好まし
くは内面に沿って千鳥形に配設される。
【００１６】第１および第２乱流促進体５０、５２の相
対的な高さと長さと間隔は所定の用途に対して重要であ
ることがさらに理解されよう。第１および第２乱流促進
体５０、５２の高さh1、h2は主として熱境界層５４の厚
さとコア流域６０の位置とにより定められるが、高さh2
は概して高さh1より約２〜４倍大きいことに注意された
い。同様に、第１および第２乱流促進体５０、５２の縦
方向長さl1、l2は好ましくは同様の関係をもち、縦方向
長さl2は縦方向長さl1より約２〜４倍大きい。
対的な高さと長さと間隔は所定の用途に対して重要であ
ることがさらに理解されよう。第１および第２乱流促進
体５０、５２の高さh1、h2は主として熱境界層５４の厚
さとコア流域６０の位置とにより定められるが、高さh2
は概して高さh1より約２〜４倍大きいことに注意された
い。同様に、第１および第２乱流促進体５０、５２の縦
方向長さl1、l2は好ましくは同様の関係をもち、縦方向
長さl2は縦方向長さl1より約２〜４倍大きい。
【００１７】第１および第２乱流促進体５０、５２の相
互間隔に関しては、図６において壁３８の内面５８に見
られるように、所定数の第１乱流促進体５０が好ましく
は隣合う第２乱流促進体５２間に配置される。また、隣
合う第２乱流促進体５２間に配置される第１乱流促進体
５０の数は、冷却通路３０を通流する冷却媒体の速度の
ような条件により変わるが、概して約２〜５の範囲にあ
る。加えて、対向壁３６、３８の内面５６、５８上の第
２乱流促進体５２の配置は千鳥形である（すなわち、ほ
ぼ１８０度位相がずれている）ことに注意されたい。
互間隔に関しては、図６において壁３８の内面５８に見
られるように、所定数の第１乱流促進体５０が好ましく
は隣合う第２乱流促進体５２間に配置される。また、隣
合う第２乱流促進体５２間に配置される第１乱流促進体
５０の数は、冷却通路３０を通流する冷却媒体の速度の
ような条件により変わるが、概して約２〜５の範囲にあ
る。加えて、対向壁３６、３８の内面５６、５８上の第
２乱流促進体５２の配置は千鳥形である（すなわち、ほ
ぼ１８０度位相がずれている）ことに注意されたい。
【００１８】図８〜図１１に３次元の第２乱流促進体５
２を２次元第１乱流促進体５０と共に示したが、第１お
よび第２乱流促進体５０、５２の他の代替構成を図１２
と図１３に示す。両図に見られるように、第２乱流促進
体５２は３次元形（例えば円柱形）であり、１群６２の
３次元第１乱流促進体５０が各第２乱流促進体の下流に
配設されている。第１および第２乱流促進体５０、５２
の相対的な高さにより、第２乱流促進体５２は適用可能
な冷却通路壁の内面に千鳥形に配設され、そして各第２
乱流促進体５２と関連する１群６２の第１乱流促進体５
０は第２乱流促進体５２と直接整合しないように配置さ
れることが好ましい。さもなければ、１群６２の第１乱
流促進体５０が熱境界層５４に及ぼす効果は最少にな
る。
２を２次元第１乱流促進体５０と共に示したが、第１お
よび第２乱流促進体５０、５２の他の代替構成を図１２
と図１３に示す。両図に見られるように、第２乱流促進
体５２は３次元形（例えば円柱形）であり、１群６２の
３次元第１乱流促進体５０が各第２乱流促進体の下流に
配設されている。第１および第２乱流促進体５０、５２
の相対的な高さにより、第２乱流促進体５２は適用可能
な冷却通路壁の内面に千鳥形に配設され、そして各第２
乱流促進体５２と関連する１群６２の第１乱流促進体５
０は第２乱流促進体５２と直接整合しないように配置さ
れることが好ましい。さもなければ、１群６２の第１乱
流促進体５０が熱境界層５４に及ぼす効果は最少にな
る。
【００１９】本発明の一部分ではないが、動翼１０はま
た後縁冷却回路と前縁冷却回路を備え、冷却媒体は後縁
導流路６４に入りそして後縁開口６６を通って流出し、
また冷却媒体は前縁導流路６８に入りそして前縁フィル
ム冷却開孔７０を通って流出する。以上、本発明の好適
実施例を説示したが、本発明の範囲内で当業者による適
当な改変により翼内の冷却通路の乱流促進構造のさらな
る適用を達成できる。
た後縁冷却回路と前縁冷却回路を備え、冷却媒体は後縁
導流路６４に入りそして後縁開口６６を通って流出し、
また冷却媒体は前縁導流路６８に入りそして前縁フィル
ム冷却開孔７０を通って流出する。以上、本発明の好適
実施例を説示したが、本発明の範囲内で当業者による適
当な改変により翼内の冷却通路の乱流促進構造のさらな
る適用を達成できる。
【図１】ガスタービンエンジン用動翼の斜視図である。
【図２】図１に示した動翼の縦断面図である。
【図３】図１に示した動翼の翼形部の図２の線３−３に
沿う断面図である。
沿う断面図である。
【図４】図３に示した翼形部の線４−４に沿う部分断面
図で、新しいコアダイで形成した従来の乱流促進構造を
示す。
図で、新しいコアダイで形成した従来の乱流促進構造を
示す。
【図５】図３に示した翼形部の線４−４に沿う部分断面
図で、摩耗したコアダイで形成されているかあるいは冷
却媒体内の粒子により壊食された場合の図４の従来の乱
流促進構造を示す。
図で、摩耗したコアダイで形成されているかあるいは冷
却媒体内の粒子により壊食された場合の図４の従来の乱
流促進構造を示す。
【図６】図３に示した翼形部の線４−４に沿う拡大部分
断面図で、本発明の乱流促進構造を示す。
断面図で、本発明の乱流促進構造を示す。
【図７】図３に示した翼形部の図６の線７−７に沿う拡
大部分断面図である。
大部分断面図である。
【図８】図３に示した翼形部の線４−４に沿う拡大部分
断面図で、本発明の乱流促進構造の第２実施例を示す。
断面図で、本発明の乱流促進構造の第２実施例を示す。
【図９】図８に示した乱流促進構造の拡大部分側面斜視
図である。
図である。
【図１０】図３に示した翼形部の線４−４に沿う拡大部
分断面図で、本発明の乱流促進構造の第３実施例を示
す。
分断面図で、本発明の乱流促進構造の第３実施例を示
す。
【図１１】図１０に示した乱流促進構造の拡大部分側面
斜視図である。
斜視図である。
【図１２】図３に示した翼形部の線４−４に沿う拡大部
分断面図で、本発明の乱流促進構造の第４実施例を示
す。
分断面図で、本発明の乱流促進構造の第４実施例を示
す。
【図１３】図１２に示した乱流促進構造の拡大部分側面
斜視図である。
斜視図である。
１０ タービン動翼 １４ 翼形部 ２４ 縦軸線 ３０ 内部冷却通路 ３６、３８ 冷却通路壁 ４０、４２ 冷却通路壁 ４８ 乱流促進構造 ５０ 第１乱流促進体 ５２ 第２乱流促進体 ５４ 熱境界層 ５６、５８ 内壁面 ６０ コア流域 ６２ 第１乱流促進体の１群
Claims (5)
- 【請求項１】 動翼（１０）の冷却通路（３０）が上流
端と下流端とそれを貫通する縦軸線（２４）とを有し、
冷却媒体（３２）の流れが、該冷却通路（３０）の概し
て中央域内に位置するコア流域（６０）と、該冷却通路
（３０）を形成する各壁（３６、３８）の内面（５６、
５８）に概して隣接する熱境界層（５４）とを画成する
ように該冷却通路（３０）を通るような冷却通路（３
０）において、前記冷却通路内面（５６、５８）の少な
くとも一つに形成された乱流促進構造（４８）であっ
て、（ａ）特定の高さと長さを有し前記冷却通路内面
（５６、５８）に沿って前記熱境界層（５４）を乱して
前記冷却媒体（３２）と前記冷却通路壁（３６、３８）
との間の熱伝達を促進する第１組の縦方向に相隔たる乱
流促進体（５０）と、（ｂ）特定の高さと長さを有し前
記冷却通路（３０）の前記コア流域（６０）内で乱流を
発生してその下流の前記熱境界層（５４）の厚さを減ら
す第２組の縦方向に相隔たる乱流促進体（５２）とから
なる乱流促進構造（４８）。 - 【請求項２】 前記第２組の乱流促進体（５２）の前記
高さは前記第１組の乱流促進体（５０）の前記高さより
約２〜４倍大きい請求項１記載の乱流促進構造。 - 【請求項３】 前記第２組の乱流促進体（５２）の前記
長さは前記第１組の乱流促進体（５０）の前記長さより
約２〜４倍大きい請求項１記載の乱流促進構造。 - 【請求項４】 前記第１組の乱流促進体（５０）はそれ
ぞれさらに３次元形状を有する請求項１記載の乱流促進
構造。 - 【請求項５】 前記第２組の乱流促進体（５０）はそれ
ぞれさらに３次元形状を有する請求項１記載の乱流促進
構造。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/778596 | 1997-01-03 | ||
| US08/778,596 US5738493A (en) | 1997-01-03 | 1997-01-03 | Turbulator configuration for cooling passages of an airfoil in a gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10274001A true JPH10274001A (ja) | 1998-10-13 |
| JP4063937B2 JP4063937B2 (ja) | 2008-03-19 |
Family
ID=25113862
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP35396497A Expired - Fee Related JP4063937B2 (ja) | 1997-01-03 | 1997-12-24 | ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5738493A (ja) |
| EP (1) | EP0852284B1 (ja) |
| JP (1) | JP4063937B2 (ja) |
| DE (1) | DE69723663T2 (ja) |
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