[发明专利]涡轮叶片的冷却构造

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于航空或者工业上的燃气涡轮中的涡轮叶片的冷却构造。

背景技术

用于航空或者工业上的燃气涡轮的涡轮叶片由于在运行中外表面暴露在高温气体(例如1000℃以上)中，所以为了防止涡轮叶片的过热，有时要在其内侧流通冷却气体(例如冷却用空气)，从内侧对涡轮叶片进行冷却。

因此，为了提高涡轮叶片的冷却性能，已提出了各种方案(例如专利文献1～3)。

在专利文献1的燃气涡轮叶片中，如图1A、图1B、以及图1C所示，从叶片50内的管56供给冷却空气。管56的流路开口68朝向叶片内表面54送出冷却空气69。细长小片形态的突起部61设置在至少与与叶片内表面54的流路开口68相同的位置。管56和叶片内表面54之间的流路58的流路面积是在出口60一侧更大。

专利文献2的燃气涡轮叶片如图2A以及图2B所示，具有由前缘75和后缘76联结的第一侧面70以及第二侧面72，和在其间被隔壁分离的第一空洞77以及第二空洞78。后部桥架80沿着第一空洞77延伸，在此处具有出口孔84的列。隔壁88具有入口孔82的列。在第一空洞77的内侧以列状配置有紊流促进体86并从第一侧面朝向第二侧面延伸。紊流促进体86相对于入口孔82倾斜，进行多冲击冷却。

专利文献3的燃气涡轮叶片如图3所示，具有面对燃烧气体90的外表面91和冷却空气碰撞的内表面92。在内表面92上设有多个凸槽94和凹槽96，使冲击冷却的热传递增大。

专利文献1：美国专利第5352091号说明书、“GAS TURBINEAIRFOIL”

专利文献2：美国专利第6174134号说明书、“MULTIPLEIMPINGEMENT AIRFOIL COOLING”

专利文献3：美国专利第6142734号说明书、“INTERNALLY GROOVEDTURBINE WALL”

一般来说，燃气涡轮的涡轮叶片的前缘部由于其大的曲率而相对于暴露在高温气体中的高温侧面积而言，与冷却气体相接触的冷却侧面积要小。因此，在叶片前缘部仅通过冷却侧面处的对流冷却大多不能够获得必要的冷却效果，通常是设置多个从涡轮叶片的表面喷出冷却空气的气膜孔，通过孔处的吸热效果来进行冷却。

通过吸热效果来进行冷却要开出相当量的孔，另一方面，如果孔的开口面积过大则容易产生孔处的逆流。因此，到目前为止，是增加冲击孔的开口面积，确保相对于逆流适当的压力差。但是，在这种情况下，冷却空气流量增加，存在发动机性能降低的问题。

发明内容

本发明是鉴于上述问题而提出的。即，本发明的目的在于提供一种涡轮叶片的冷却构造，能够有效地对涡轮叶片(特别是叶片的前缘部)进行冷却，并且与以往相比能够削减冷却空气量。

根据本发明，提供一种通过温度低于高温气体的低温的冷却空气对暴露在高温气体中的涡轮叶片进行冷却的涡轮叶片的冷却构造，

前述涡轮叶片具有：暴露在高温气体中的外表面，与该外表面的内侧相对置并被前述冷却空气冷却的内表面，从前述内表面贯通到外表面并从内表面向外面喷出冷却空气来进行气膜冷却的多个气膜冷却孔，以及与内表面一体形成并向内侧突出的多个导热促进突起部，

具备位于涡轮叶片的前述内表面的内侧、冷却空气供给到内部的中空筒形的插件，该插件具有用于对前述内表面进行冲击冷却的多个冲击孔。

根据本发明的优选实施方式，前述导热促进突起部是圆筒形或者角部形成为圆弧状的圆筒形。

前述气膜冷却孔沿着高温气体的流向以所希望的间距P2设置，

前述冲击孔沿着高温气体的流向以所希望的间距P1设置在位于沿着高温气体的流向邻接的气膜冷却孔的中间，

前述导热促进突起部沿着高温气体的流向以所希望的间距P3设置在不与从冲击孔流向与其邻接的气膜冷却孔的流路干涉的位置。

而且，前述气膜冷却孔的间距P2是冲击孔的间P1的1～2倍，

前述导热促进突起部的间距P3是冲击孔的间距P1的一半以下，并且位于从冲击孔沿着高温气体的流向偏离半个间距以上的位置。

根据本发明的结构，通过冷却空气穿过插件的冲击孔而与涡轮叶片的内表面碰撞，能够对涡轮叶片的内表面进行冲击冷却。

而且，从气膜冷却孔向涡轮叶片的外表面喷出冷却空气，通过吸热效果对孔进行冷却，同时能够对外表面进行气膜冷却。

另外，由于导热促进突起部是与涡轮叶片的内表面一体形成并向内侧突出，所以能够相应地扩大内表面(冷却一侧的面)的导热面积，削减气膜孔的必要数量。