JPS61118502A - タ−ビン冷却翼 - Google Patents
タ−ビン冷却翼Info
- Publication number
- JPS61118502A JPS61118502A JP23948284A JP23948284A JPS61118502A JP S61118502 A JPS61118502 A JP S61118502A JP 23948284 A JP23948284 A JP 23948284A JP 23948284 A JP23948284 A JP 23948284A JP S61118502 A JPS61118502 A JP S61118502A
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- JP
- Japan
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- blade
- cooling fluid
- cooling
- flow path
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- 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
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- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 18
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 2
- 238000005192 partition Methods 0.000 abstract description 5
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- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 5
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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
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- 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)
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、タービンの翼に係り、特に工業用タービンエ
ンジンの第１段に使用されるタービン冷却翼に関する。
ンジンの第１段に使用されるタービン冷却翼に関する。
［発明の技術的背景とその問題点］
タービンエンジン等では、一般に燃焼ガスによって駆動
されるタービン自身が燃焼器へ空気を供給する送風機ま
念は、圧縮機を駆動する自刃的駆動方式が採用されてい
る。
されるタービン自身が燃焼器へ空気を供給する送風機ま
念は、圧縮機を駆動する自刃的駆動方式が採用されてい
る。
かかるタービンの出力効率を高めるために、最も有効な
方法はタービン入口における燃焼ガス温度を高めること
であるが、上記温度タービンの翼を構成する材料の耐熱
応力性あるいは高温酸化。
方法はタービン入口における燃焼ガス温度を高めること
であるが、上記温度タービンの翼を構成する材料の耐熱
応力性あるいは高温酸化。
腐食等に耐える能力により制限される。まｆｃ翼を冷却
するために、翼内部に流入させた冷却流体を表外表面に
吹き出し、翼全体を冷却流体の膜でつつむ冷却方法にお
いては、冷却流体を吹き出す細孔が、不純物が混在する
粗悪燃料を用いた場合には、目詰りなどの不具合が生ず
る可能性がある。
するために、翼内部に流入させた冷却流体を表外表面に
吹き出し、翼全体を冷却流体の膜でつつむ冷却方法にお
いては、冷却流体を吹き出す細孔が、不純物が混在する
粗悪燃料を用いた場合には、目詰りなどの不具合が生ず
る可能性がある。
そこで、従来は第２図および第３図に示すよう：：、翼
外表外表面冷却流体を吹き出す細孔は設けず、翼内部を
対流のみで冷却し、翼後縁Ｓあるいは先端部から玉流に
吹き出す方式が用いられている。第２図に示す第１の従
来例において、翼根部３から流入した冷却流体に、前縁
部内表面１３を対流冷却しながら、翼先端部１５に達し
、そこで流れ方向を１８０°反転させて、翼プラットホ
ーム２方向に流れ、さらに流れを反転させて、もう１度
先端方向に流れる。′！几、高さ方向に流れながら、仕
切り壁１６に穿設された細孔１７より後縁部方向に分流
する。分流し次冷却流体は、ビンフィン１８を通って翼
コード方向に流れ後縁部より表外に流出する。第３図に
示す第２の従来例においては、翼根部３から流入した冷
却流体は、同じように翼高さ方向に流れるが、仕切壁１
１に穿設され次組孔１２より一部を前縁部内表面１３に
インピンジし冷却する。
外表外表面冷却流体を吹き出す細孔は設けず、翼内部を
対流のみで冷却し、翼後縁Ｓあるいは先端部から玉流に
吹き出す方式が用いられている。第２図に示す第１の従
来例において、翼根部３から流入した冷却流体に、前縁
部内表面１３を対流冷却しながら、翼先端部１５に達し
、そこで流れ方向を１８０°反転させて、翼プラットホ
ーム２方向に流れ、さらに流れを反転させて、もう１度
先端方向に流れる。′！几、高さ方向に流れながら、仕
切り壁１６に穿設された細孔１７より後縁部方向に分流
する。分流し次冷却流体は、ビンフィン１８を通って翼
コード方向に流れ後縁部より表外に流出する。第３図に
示す第２の従来例においては、翼根部３から流入した冷
却流体は、同じように翼高さ方向に流れるが、仕切壁１
１に穿設され次組孔１２より一部を前縁部内表面１３に
インピンジし冷却する。
冷却の終った流体は先端壁１５に設は友流出孔１９より
表外に流出する残った冷却流体に関しては、前記第１の
従来例と同一である。
表外に流出する残った冷却流体に関しては、前記第１の
従来例と同一である。
前縁部は熱的に最も厳しい箇所でおるため一般的には前
縁部の冷却方法に最も力を入れる。シ友がって第２図に
示す従来例においては、冷却流体全量を前縁部の冷却に
使用し；ている。しかし、このような方法の場合流路の
流速分布は第４図のごとくでアリ、思ったほど冷却効果
は大きくない。
縁部の冷却方法に最も力を入れる。シ友がって第２図に
示す従来例においては、冷却流体全量を前縁部の冷却に
使用し；ている。しかし、このような方法の場合流路の
流速分布は第４図のごとくでアリ、思ったほど冷却効果
は大きくない。
ま友、第３図に示す従来例においては、冷却流体流量当
りの冷却効果の大きいインピンジ冷却な用いているが、
インピンジした冷却流体を翼先端部から、表外に流出す
る方式であるため、流入した冷却流体の１部しか冷却に
用いることができず、要求される冷却性能は満足されて
いない。
りの冷却効果の大きいインピンジ冷却な用いているが、
インピンジした冷却流体を翼先端部から、表外に流出す
る方式であるため、流入した冷却流体の１部しか冷却に
用いることができず、要求される冷却性能は満足されて
いない。
［発明の目的］
本発明は１以上の事情を鑑みてなされたもので。
その目的とするところは、翼表面に膜冷却用の吹出し孔
を設ける事なく、流入し次冷却流体を効率良く使用する
事により、熱的に最も厳しい前縁部および翼全体を効果
的に冷却することの可能なタービン翼を提供することに
心る。
を設ける事なく、流入し次冷却流体を効率良く使用する
事により、熱的に最も厳しい前縁部および翼全体を効果
的に冷却することの可能なタービン翼を提供することに
心る。
［発明の概要］
本発明に係るタービン翼は、冷却流体が供給されて翼の
高さ方向に流れる第１の流路を翼先端途中までとして上
限壁を設け、さらにこの上限壁と翼先端壁により第３の
流路を構成するとともに。
高さ方向に流れる第１の流路を翼先端途中までとして上
限壁を設け、さらにこの上限壁と翼先端壁により第３の
流路を構成するとともに。
前記第１の流路の前縁側仕切り壁には、冷却流体０を第
２の流路に導く几めの細孔が穿設されている。
２の流路に導く几めの細孔が穿設されている。
第２の流路に流入し次冷却流体はＭ３の流路に流入する
構成となっている。
構成となっている。
［発明の効果］
本発明によれば、翼根部から流入し念冷却流体の全流量
は、第１の流路を翼高さ方向に流れながら、前縁部をイ
ンピンジ冷却して第２の流路から第３流路に導ひかれ、
さらに、中間部および後縁部を通って表外に流出される
友め効果的に前縁部は冷却される。
は、第１の流路を翼高さ方向に流れながら、前縁部をイ
ンピンジ冷却して第２の流路から第３流路に導ひかれ、
さらに、中間部および後縁部を通って表外に流出される
友め効果的に前縁部は冷却される。
［発明の実施例］
次に本発明の実施例を図面を用いて説明する０第１図は
本発明をタービンの動翼に適用した１実施例を示すもの
で第１図（ａ）はその縦断面画、第１図（ｂ） Ｈその
横断面図である。本実施例におけるタービン冷却ｌｔは
大きく・分けて、翼有効部１．プラットホーム部２．翼
根部３の３つから構成される。また内部の冷却流路は冷
却流体の流れ（図中の矢印）に従って第１流路４〜第７
流路ｌＯより成る。翼根部３から流入した冷却流体の全
流量は、第１の流路４を翼先端方向に流れる。そして、
第１の流路４と第２の流路５の仕切壁１１に穿設され次
組孔１２から順次に第２の流路５に導かれる。第２の流
路５に導びかれる際前縁部内表面１３をインピンジ冷却
する。第２の流路５に流入した冷却流体は、前記第１の
流路上限壁１４と翼先端壁１５より成る第３の流路６を
通って流れ方向を１８０°反転させて第４の流路７に導
びかれる。以後の冷却流体の流れは従来例と同様第４の
流路７を翼プラットホーム２方向に流れ、第５の流路８
により、さらに流れ方向をもう１度反転させて第６の流
路９を先端方向に向って流れる０この時、冷却流体は。
本発明をタービンの動翼に適用した１実施例を示すもの
で第１図（ａ）はその縦断面画、第１図（ｂ） Ｈその
横断面図である。本実施例におけるタービン冷却ｌｔは
大きく・分けて、翼有効部１．プラットホーム部２．翼
根部３の３つから構成される。また内部の冷却流路は冷
却流体の流れ（図中の矢印）に従って第１流路４〜第７
流路ｌＯより成る。翼根部３から流入した冷却流体の全
流量は、第１の流路４を翼先端方向に流れる。そして、
第１の流路４と第２の流路５の仕切壁１１に穿設され次
組孔１２から順次に第２の流路５に導かれる。第２の流
路５に導びかれる際前縁部内表面１３をインピンジ冷却
する。第２の流路５に流入した冷却流体は、前記第１の
流路上限壁１４と翼先端壁１５より成る第３の流路６を
通って流れ方向を１８０°反転させて第４の流路７に導
びかれる。以後の冷却流体の流れは従来例と同様第４の
流路７を翼プラットホーム２方向に流れ、第５の流路８
により、さらに流れ方向をもう１度反転させて第６の流
路９を先端方向に向って流れる０この時、冷却流体は。
第６の流路９と第７の流路１０の仕切壁１６に穿設され
た孔１７より順次第７の流路ｌＯに導かれる。第７の流
路１０はビン１８を千鳥目状に配置しており、冷却流体
はビン群の間を通って後縁部方向に流れ、表外に流出す
る。
た孔１７より順次第７の流路ｌＯに導かれる。第７の流
路１０はビン１８を千鳥目状に配置しており、冷却流体
はビン群の間を通って後縁部方向に流れ、表外に流出す
る。
第１図は本発明の一実施例を示すタービン冷却翼の断面
図、第２図および第３図はそれぞれ従来例を示すタービ
ン翼の断面図、第４図Ｆｉ第２図におけるＡ部での流速
分布を示す図である。 １・・・翼有効部 ４．５．６．７．８．９．１０・・
・流路ｌ２゜１７・・・細孔 １３・・・前縁部
内表面１４・・・流路上限壁 代理人 弁理士 則 近 憲 佑（ほか１名）第１図 第２図 １＜ 第８図
図、第２図および第３図はそれぞれ従来例を示すタービ
ン翼の断面図、第４図Ｆｉ第２図におけるＡ部での流速
分布を示す図である。 １・・・翼有効部 ４．５．６．７．８．９．１０・・
・流路ｌ２゜１７・・・細孔 １３・・・前縁部
内表面１４・・・流路上限壁 代理人 弁理士 則 近 憲 佑（ほか１名）第１図 第２図 １＜ 第８図
Claims (1)
- 冷却流体が翼根部から翼内部に流入し、翼有効部を対流
冷却して、翼外部に流出する形式で、かつ翼の上下方向
の流れが主な対流冷却方式であるタービン冷却翼におい
て、冷却流体が供給されて翼の高さ方向に流れる第１の
流路を、翼先端途中までとして上限壁を設け、さらにこ
の上限壁と翼先端壁により流路を構成することを特徴と
するタービン冷却翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23948284A JPS61118502A (ja) | 1984-11-15 | 1984-11-15 | タ−ビン冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23948284A JPS61118502A (ja) | 1984-11-15 | 1984-11-15 | タ−ビン冷却翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61118502A true JPS61118502A (ja) | 1986-06-05 |
Family
ID=17045428
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23948284A Pending JPS61118502A (ja) | 1984-11-15 | 1984-11-15 | タ−ビン冷却翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS61118502A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0426273U (ja) * | 1990-06-26 | 1992-03-02 | ||
| JPH0624591U (ja) * | 1992-07-24 | 1994-04-05 | 永大産業株式会社 | 収納家具 |
| EP1327747A2 (en) * | 2002-01-11 | 2003-07-16 | General Electric Company | Crossover cooled airfoil trailing edge |
| GB2443638A (en) * | 2006-11-09 | 2008-05-14 | Rolls Royce Plc | An air-cooled component |
| CN103527261A (zh) * | 2012-07-02 | 2014-01-22 | 阿尔斯通技术有限公司 | 用于燃气涡轮的受冷却叶片 |
| US9995148B2 (en) | 2012-10-04 | 2018-06-12 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades |
-
1984
- 1984-11-15 JP JP23948284A patent/JPS61118502A/ja active Pending
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0426273U (ja) * | 1990-06-26 | 1992-03-02 | ||
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| EP1327747A2 (en) * | 2002-01-11 | 2003-07-16 | General Electric Company | Crossover cooled airfoil trailing edge |
| EP1327747A3 (en) * | 2002-01-11 | 2005-01-26 | General Electric Company | Crossover cooled airfoil trailing edge |
| GB2443638A (en) * | 2006-11-09 | 2008-05-14 | Rolls Royce Plc | An air-cooled component |
| GB2443638B (en) * | 2006-11-09 | 2008-11-26 | Rolls Royce Plc | An air-cooled aerofoil |
| US7976277B2 (en) | 2006-11-09 | 2011-07-12 | Rolls-Royce, Plc | Air-cooled component |
| CN103527261A (zh) * | 2012-07-02 | 2014-01-22 | 阿尔斯通技术有限公司 | 用于燃气涡轮的受冷却叶片 |
| CN103527261B (zh) * | 2012-07-02 | 2015-11-18 | 阿尔斯通技术有限公司 | 用于燃气涡轮的受冷却叶片 |
| US9382804B2 (en) | 2012-07-02 | 2016-07-05 | General Electric Technology Gmbh | Cooled blade for a gas turbine |
| US9995148B2 (en) | 2012-10-04 | 2018-06-12 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades |
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