JPS5841203A - ガスタ−ビン冷却翼 - Google Patents

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】 本発明は、衝撃波による空力損失を低減するように工夫
したガスタービン冷却翼に関するものである。

近年、ガスターピ／の効率を向上させるためにタービン
内に流入する燃焼ガスを高温化する手段が採用され、こ
れに伴って、タービン翼を保護するために翼内部に冷却
用空気を導入するガスタービン冷却翼が使用されている
。

第１図は従来用いられているガスタービン冷却静翼の一
部断面図で、図の上方が翼先端、下方が翼根元である。

第２図は上記ガスタービン冷却静翼のＸ−Ｘ断面を示す
。

静翼１は中空状に形成され、冷却空気流４は翼先端側に
設けられた冷却空気通路３から翼内空洞２に導かれ、翼
の後縁７の側にスパン方向に列設された冷却空気吹出し
孔５．訃・・がら主流ガス中に吹出される。

上記の翼後縁７の厚さは空力性能の面からは薄くするこ
とが望ましいが、冷却空気吹出し孔５を設ける場合は若
干厚ぐせざるを得ない。そして、翼後縁が厚くかつ翼出
口における主流ガスの流速がマツハ１を越えるときは第
３図について後述するような衝撃波を発生することが知
られている。

第３図において１ａ、１ｂは静翼列中の２枚の静翼を示
している。１１．１１．１１は衝撃波であり、静翼１ａ
の後縁７付近で発生した衝撃波の一部は静翼１ｂの翼背
面８に達しイいる。このように衝撃波が翼表面に到達す
ると、その到達点Ａから境界層が厚くなって空力損失が
増加する。そして、この衝撃波が強いものであるときは
境界層が翼から完全に剥離して空力損失が著しく増加す
る。

本発明は、第４図乃至第８図について後述するような翼
付近の流れ状態の特性に基づき、翼の後縁から吹出させ
る冷却空気の流量を合理的に配分することによって衝撃
波による空力損失の少ないガスタービン冷却翼を提供し
ようとするものである。

第４図は後縁から吹出す冷却空気の速度と流量が比較的
小さい場合の流れの状態を示し、第５図は第４図のＢ−
Ｂ線上の流速分布を示している。

第６図は後縁から吹出す冷却空気の速度と流量が比較的
大きい場合の流れの状態を示し、第７図は第６図のＢ’
−Ｂ’縁線上流速分布を示している。

翼の後縁から吹出す空気量、空気流速が比較的小さいと
きは、第５図のように翼後方のＢ−Ｂ線における流速分
布に翼の後方の中央部０点付近の流速の個所の流速より
も著しく低くなる。このため、第４図に見られるように
、翼表面に沿って流れてきたガスの流線１２．１２が集
合する位置りと翼後方の中央部Ｃとの距離ｔが小さくな
り、これに伴って横向θが大きくなるので強い衝撃波１
１を発生する。

上記のように横向θが大きいことは、衝撃波１１が隣接
する静翼に到達する可能性が大きいことを意味し、衝撃
波１１が強いことは空力損失を大ならしめるので、第４
．第５図のように冷却空気の噴出速度が翼付近の主流ガ
ス流速に比して著しく低く、かつ冷却空気の噴出流量が
比較的少ない状態は空力損失防止の面から見て望ましく
ない。

上述の状態と反対に、翼の後縁から吹出す空気量、空気
流速が比較的大きく、第７図に示すように翼の後方にお
けるＢ’−Ｂ’縁線上流速分布が゛比較的二様で、第５
図の場合のような著しい変化が無いと１！は第６図に示
すように翼表面に沿って流れてきたガスの流線１２．１
２の集合点Ｄ′と翼後縁との間の距離ｔ′が比較的大き
く、横向θ′が小さくなり、衝撃波１１は第４図の場合
に比して弱くなる。このように横向θが小さくなると衝
撃波１１が隣接する翼に到達する虞れが無くなり、空力
損失が小さくなる。従って第６図、第７図のように冷却
空気の流速が翼付近の主流ガス流速に比して著しく小さ
くは無く、冷却空気流量が適変であることは空力損失軽
減のために望ましい状態である。

以上の考察により、翼後端の冷却空気噴出流速および同
流量を該翼付近の主流ガス流速と／（ランスさせること
が、空力損失低減のために有効であることを理解し得る
。

しかして、静翼出口付近における空気流速の分布は第８
図に示すように翼根元付近において大きく翼先端に近づ
くにつれて小さくなっている。

本発明は、上述のような翼付近の流れ特性に着目し、こ
れを利用して前述の目的（空力損失軽減）を達成するた
め、翼後縁部に複数個の冷却空気吹出し孔を列設した型
式のタービン冷却翼において、前記複数個の冷却空気吹
出し孔から吹出す空気の流量を翼根元部に近づくに従っ
て大きく、翼先端に近づくに従って小さくするように配
分するととを特徴とする。

次に、本発明の一実施例を第９図について説明する。本
図および後述の第１０図においては、さきに説明した第
１図と同じく、図の下方が静翼ｌの根元側、図の上方が
同じく先端側であり、冷却空気４Ｆｓ、静翼の先端側か
ら冷却空気通路３を経て翼内空洞２の中に導かれ、冷却
空気吹出し孔５゜５．５・・・を通って翼の後縁７から
主流ガス中に吹き出される。

第９図の実施例では、スパン方向に列設した冷却空気吹
出し孔５，５．５・・・のうち、翼先端（上端）に近い
ものほどその断面積を小さくシ、翼根元側（下方）に近
づくにつれて断面積を大きくしである。このため、冷却
空気の吹出し流量は翼先端でに小さく、翼根元側に近づ
くにつれて大きくなる。上記の空気吹出し孔５．５・・
・の長さは吹出し空気の流速がマツノ・数１を越えない
ように設定しである。

以上のように構成すると、主流ガスの流速（マツハ数）
が高くて強い衝撃波を発生する虞れの大きい翼根元部に
多量の冷却空気を吹出し、主流ガスの流速が低くて強い
衝撃波を発生する虞れの少ない翼先端部の冷却空気量が
抑制され、かつ、翼先端部から翼根元部筒での間におい
て順次に冷却空気流量が変化するように冷却空気流量が
配分される。そして吹出し空気の流速は、吹出し空気の
流量に伴って、翼端において小、翼根元において大とな
るように分布する。

上述のような作用により、第９図の実施例を第１図の従
来型のタービン冷却静翼に比較した場合。

１個の静翼から吹出す冷却空気総量を等しくすると本例
の静翼（第９図）は従来形の静翼（第１図。

よりも発生する衝撃波の楔角θが小さくて隣接する静翼
に到達する虞れが無く、その上衝撃波が弱くて空力損失
が少ない。このように、本例に冷却空気の流量を合理的
に配分することにより、一定量の冷却空気量を最大限に
有効に利用して衝撃波による空力損失の低減効果を奏す
ることができる１第１０図は前記と異なる実施例を示す
。

本例においてスパン方向に列設した冷却空気吹出し孔５
，５．５・・・は全部同一断面積とし、その上流側に流
量制御用のフィン１４，１４．１４・・・を設けである
。そして、上記のフィン１４．１４・・・のスパン方向
の間隔が翼先端部において小翼根元部において犬となる
ように配設しである。これにより、冷却空気の吹出し流
量・流速が翼先端において小、翼根元において犬となる
ように流量が配分され、前述の実施例（第９図）と同様
の効果を生じる。第１０図の実施例における冷却空気吹
出し孔５およびフィン１４の形状寸法は、翼根元部にお
ける冷却空気吹出し流速がマツハ数１となるように設定
しである。これにより、翼根元部以外の冷却空気吹出し
流速はマツハ数１未満となる。

以上説明したように、本発明は、翼後縁部に複数個の冷
却空気吹出し孔をスパン方向に列設してなるタービン冷
却翼において、前記複数個の冷却空気吹出し孔から吹出
す空気の流量が翼根元部に近づくに従って大きくなり、
翼先端に近づくに従って小さくなるように流量を配分す
ることにより、衝撃波の発生を防止し、空力損失を軽減
することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は従来一般に用いられているタービン冷却翼の一
部断面正面図、第２図は同断面側面図、第３図は翼後縁
近傍で発生する衝撃波を模式的に描いた説明図、第４図
は翼後縁から吹出す空気流量が少い場合の衝撃波を模式
的に描いた説明図、第５図は第４図の場合における流速
分布を示す図表、第６図は翼後縁から吹出す空気流量が
多い場合の衝撃波を模式的に描いた説明図、第７図は第
６図の場合における流速分布を示す図表、第８図は静翼
出口における主流ガスの流速分布を示す図表、第９図は
本発明に係るガスタービン冷却翼の一実施例の一部断面
正面図、第１ｏ図は上記と異なる実施例の一部断面正面
図である。 ｌ・・・静翼、４・・・冷却空気、５・・・冷却空気吹
出し孔、第２１２１ ８３２ 葛　４ａ。 箋　６　図 ９０ ま０７１．／７、ｆ文

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １、翼後縁部に複数個の冷却空気吹出し孔を列設してな
   るタービン冷却翼において、前記複数個の冷却空気吹出
   し孔から吹出す空気の流量が、翼根元部に近づくに従っ
   て大きく、翼先端に近づくに従って小さくなるように空
   気流量を配分したことを特徴とするガスタービン冷却翼
   。