(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービン翼の外表面に冷却媒体を噴出させるガスタービン翼フィルム冷却孔の設定方法において、
ガスタービンの運転条件に基づき境界条件を設定された前記ガスタービン翼の有限要素法解析モデルを用いて、伝熱解析と構造解析によりフィルム冷却孔部における主ひずみ方向を算出し、
前記フィルム冷却孔の長軸方向を前記算出した主ひずみ方向と１５°の範囲で一致させることを特徴とするガスタービン翼フィルム冷却孔の設定方法。
【請求項２】
請求項１に記載のガスタービン翼フィルム冷却孔の設定方法を用いて設定されたフィルム冷却孔を有することを特徴とするガスタービン翼。
【請求項３】
請求項２に記載のガスタービン翼において、
前記フィルム冷却孔は、翼内部に形成された冷却流路の表面上の孔面積よりも翼表面上の孔面積の方が大きいことを特徴とするガスタービン翼。
【請求項４】
請求項２に記載のガスタービン翼において、
前記冷却孔が翼部前縁または後縁の翼高さ方向に複数個が配列されたものであることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項５】
請求項２に記載のガスタービン翼において、
前記冷却孔が翼部先端の翼弦方向に複数個が配列されたものであることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項６】
請求項２に記載のガスタービン翼において、
前記冷却孔が翼部腹側の翼高さ方向に複数個が配列されたものであることを特徴とするガスタービン翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン翼フィルム冷却孔の設定方法及びガスタービン翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンの効率は、燃焼器出口温度もしくはタービン入口温度の上昇とともに向上する。しかしながら、現状のガスタービンの燃焼器出口温度は１５００℃に達し、高温の燃焼ガスにさらされるガスタービン翼表面の温度は使用される耐熱合金の限界温度を超えるため、ガスタービン翼の冷却が必要とされる。
【０００３】
そこで、圧縮機から抽気した空気をガスタービン翼の内部に形成された冷却流路に供給して対流冷却させるとともに、冷却流路からガスタービン翼表面に複数の貫通孔を設定して空気をガスタービン翼表面に噴出させ表面上を流すフィルム冷却によりガスタービン翼の温度上昇を抑制し、限界温度以下にしている。
【０００４】
フィルム冷却構造に関しては、ガスタービン翼表面に広く冷却空気の層が形成されることを意図して、楕円形状などの孔形状が提案されている（例えば特許文献１、２）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開平７−６３００２号公報
【特許文献２】特開２００６−８３８５１号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
上述の技術により、ガスタービン翼表面の温度上昇を抑制する効果が期待されるものの、ガスタービン翼表面と内部の冷却流路表面との間には温度差が存在する。そのため、ガスタービン翼表面と冷却流路表面とでは熱膨張に差が生じ、結果として平均的にはガスタービン翼表面には圧縮応力、冷却流路表面には引張応力が発生する。
【０００７】
とりわけ、複数の貫通孔を有するフィルム冷却構造は応力集中部となるため、材料の降伏応力に相当する応力、および塑性ひずみが発生する可能性がある。上記特許文献２においては、楕円形輪郭を有する孔により応力集中が軽減されることを記載しているが、応力場と楕円の軸の関係によっては、必ずしも応力集中が軽減されるとは限らない。
【０００８】
本発明の目的は、貫通孔を有するフィルム冷却構造における応力集中を抑制し、孔周りに発生する応力、およびひずみを低減するガスタービン翼フィルム冷却孔の設定方法及びガスタービン翼を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上記の目的を達成するために、本発明では、ガスタービンの運転条件に基づき境界条件を設定されたガスタービン翼の有限要素法解析モデルを用いて、伝熱解析と構造解析によりフィルム冷却孔部における主ひずみ方向を算出し、フィルム冷却孔の長軸方向を算出した主ひずみ方向と１５°の範囲で一致させることを特徴とする。
【発明の効果】
【００１０】
本発明によれば、貫通孔を有するフィルム冷却構造における応力集中を抑制し、孔周りに発生する応力、およびひずみを低減するガスタービン翼フィルム冷却孔の設定方法及びガスタービン翼を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】代表的なガスタービンの構造例を示す図である。
【図２】フィルム冷却孔を有するガスタービン翼の構造例を示す図である。
【図３】本発明の実施の形態１における、冷却孔の設定方法を示す図である。
【図４】本発明の実施の形態１を実施する手順を示す図である。
【図５】ガスタービン翼（動翼）の有限要素法解析モデルを示す図である。
【図６】冷却孔の長軸方向とひずみの関係を示す図である。
【図７】本発明の実施の形態２を示す図である。
【図８】本発明の実施の形態３を示す図である。
【図９】本発明の実施の形態４を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
ガスタービンの代表的な構造断面図を図１に、冷却孔を有するガスタービン翼の構造例を図２に示す。
【００１３】
ガスタービンは大きく分けて、圧縮機１、燃焼器２、およびタービン３から構成されている。圧縮機１は大気から吸い込んだ空気を作動流体として断熱圧縮し、燃焼器２は圧縮機１から供給された圧縮空気に燃料を混合して燃焼することで高温高圧のガスを生成し、タービン３は燃焼器２から導入した燃焼ガスの膨張の際に回転動力を発生する。タービン３からの排気は大気中に放出される。
【００１４】
ガスタービンの動翼４については、静翼５とともに交互に配置され、ホイール６の外周側に設けられた溝に植え込まれる構造が一般的である。
【００１５】
ガスタービンは効率向上のために高温化の傾向にあり、高温の燃焼ガスにさらされるガスタービン翼の表面温度は使用される耐熱合金の限界温度を超えるため、ガスタービン翼の冷却が必要とされる。ガスタービン翼の冷却方法の一つとして、圧縮機１の中間段や出口等から抽気された空気を翼内部に形成された冷却流路に誘導し、流路壁からの対流伝熱により冷却が行われる。また、別の冷却方法として、図２に示すように、翼部９と翼内部の冷却流路とを繋ぐ冷却孔１０が施工され、冷却空気を噴出して翼表面を覆うフィルム冷却が行われている。
【００１６】
対流冷却により、ガスタービンの起動・定常・停止サイクルにおいて、翼外面と流路壁の間には温度差が生じ、熱応力が発生する。また、ガスタービン動翼においては、遠心応力が重畳するため、複雑な応力分布となる。さらに、フィルム冷却孔は応力集中部であるため、複数の冷却孔を連続して設ける場合には、過大な応力、ひずみが発生しない施工方法が重要である。
【００１７】
今後、さらなるガスタービンの高温化により燃焼温度もさらなる上昇が予想され、冷却孔の増加も見込まれるため、より信頼性の高いガスタービン翼が求められる。
【００１８】
以下、本発明の実施の形態を、図面を用いて説明する。
【００１９】
本発明の特徴を最もよく表すガスタービン翼（動翼）の前縁部における冷却孔の設定方法を図３に示す。図３（ａ）に示すように、ガスタービン翼前縁１１には、翼根元から翼先端にかけて複数の冷却孔１０が設定されている。冷却孔１０は、図３（ｂ）に示す前縁部断面図のように、ガスタービン翼の内部に形成された冷却流路に貫通している。本実施例においては、図３（ｃ）に示す前縁部冷却流路面拡大図のように、ガスタービン翼前縁１１に翼高さ方向に配列された冷却孔１０の長軸方向と接する孔部分の曲率半径を、短軸方向と接する孔部分の曲率半径より大きくし、その長軸方向１５と、ガスタービン翼前縁１１の主ひずみ方向１４とを、１５°の範囲で一致させることを特徴とする。ガスタービン翼前縁部冷却流路面においては、矢印１４で示すように、主に翼高さ方向の引張り応力、ひずみ成分が発生する。そのため、主ひずみ方向１４が翼高さ方向から１５°以内であれば、翼高さ方向を冷却孔の長軸方向とすることにより、冷却孔を丸孔とした場合と比較して応力、ひずみを低減することができる。また、図３（ｄ）に示すように、主ひずみ方向１４の変化に応じて冷却孔１０の長軸方向１５を変化させることにより、応力、ひずみを最小化することができる。ガスタービン翼前縁１１中央部はガスタービン翼において特に高温になる部位であり、冷却流路との温度差によりガスタービンの運転サイクルにおいて大きな圧縮・引張ひずみが発生する。したがって、本実施形態により、効果的にフィルム冷却構造部のひずみを低減することができ、ガスタービン翼の長寿命化に貢献する。
【００２０】
図４に本実施形態の実施手順を示す。ガスタービンの運転条件に基づき境界条件を設定されたガスタービン翼の有限要素法解析モデルを用いて伝熱解析と構造解析によりフィルム冷却構造部における主ひずみ方向を算出することができる。境界条件の設定は、従来機の実測に基づいて、あるいは運転条件に基づく熱流体計算により行うことができる。有限要素法解析モデルは、冷却孔を省略したガスタービン翼単体でよい。図５にガスタービン翼（動翼）の有限要素法解析モデルを示す。有限要素法解析モデルで用いる境界条件は、伝熱解析ではガス温度、熱伝達率、輻射率などの熱条件であり、構造解析では、圧力、遠心力、加速度などの荷重条件、および伝熱解析で得られた物体温度である。これらの境界条件の下で主ひずみ方向を算出し、冷却孔の長軸方向を決定することができる。冷却孔の寸法、数、配置については、冷却性能の観点から別途決定することができる。
【００２１】
冷却孔の設定が完了した後、冷却孔を含めたガスタービン翼単体の有限要素法解析モデルを作製し、伝熱解析、構造解析を実施してフィルム冷却構造部における主ひずみ方向を算出し、冷却孔の長軸方向を調整することもできる。
【００２２】
図６は、ガスタービン翼に使用されるニッケル基超合金の平板に一つの孔を加工し、面内引張り変位負荷を作用させた有限要素解析を実施して得られた、孔形状と弾性ひずみ集中係数の関係を示す。孔形状は、丸孔および長孔とし、長孔の長軸方向については負荷方向に対して０°、１５°、３０°、４５°、６０°、７５°、９０°とした。これより、長軸方向が負荷方向に一致した場合にもっとも弾性ひずみ集中係数は低くなり、その角度差が大きくなるほど弾性ひずみ集中係数は大きくなることが分かる。短軸に対する長軸の比が２倍の場合には、角度差が約１５°以上となると丸孔よりも大きなひずみが発生する。
【００２３】
したがって、長軸方向と接する孔部分の曲率半径を、短軸方向と接する孔部分の曲率半径より大きくした冷却孔において、その長軸方向と主ひずみ方向とを１５°の範囲で、一致させる本実施形態によりガスタービン翼において、フィルム冷却孔を起点とするき裂発生を抑制し、ガスタービン翼を長寿命化することができる。
【００２４】
なお、ガスタービン翼前縁１１と同様に翼高さ方向の主ひずみが発生するガスタービン翼後縁の翼高さ方向に冷却孔１０を配列した場合も、冷却孔１０の長軸方向は同様の思想に基づく。
【００２５】
本実施例によれば、フィルム冷却構造部の主ひずみ方向の応力集中を抑制し、応力、およびひずみを低減する。長孔とした場合、長軸方向の負荷に対する応力集中係数は短軸長さに対する長軸長さの比が大きくなるほど低下し、丸孔の場合の０.６倍に漸近する。これにより、フィルム冷却孔を起点とするき裂発生を抑制し、タービン翼を長寿命化することができる。
【００２６】
図７は本発明の実施の形態２である、前縁部における冷却孔を示す図である。本実施形態では、ガスタービン翼前縁１１において翼高さ方向に配列された冷却孔１０の長軸方向をガスタービン翼前縁１１の主ひずみ方向に一致させ、長軸方向と接する孔部分の曲率半径を、短軸方向と接する孔部分の曲率半径より大きくし、冷却流路表面１２上の孔面積よりもガスタービン翼外表面１３上の孔面積の方が大きいことを特徴とする。孔面積は、図７（ｂ）に示すように、冷却流路表面からガスタービン翼表面に向かって不連続的に拡大してもよい。また、孔面積は、図７（ｃ）に示すように、冷却流路表面からタービン翼表面に向かって連続的に拡大してもよい。主流ガス方向に沿う方向に孔面積を拡大することにより、ガスタービンの主流ガスの流れの乱れを抑制し、冷却空気を効率的に翼表面に流すことが可能となる。そのため、ガスタービン翼の表面温度を許容値以下に保つために必要とする冷却空気量を減らし、ガスタービンの効率を向上させることが可能となる。
【００２７】
図８は本発明の実施の形態３である、ガスタービン翼の先端部における冷却孔の設定方法を示す図である。本実施形態では、図８（ａ）に示すようにガスタービン翼先端において翼弦方向に配列された冷却孔１０は、図８（ｂ）に示すタービン翼先端部断面図のようにガスタービン翼の内部に形成された冷却流路に貫通し、図８（ｃ）に示すガスタービン翼先端部拡大図のように冷却孔１０の長軸方向と接する孔部分の曲率半径を、短軸方向と接する孔部分の曲率半径より大きくし、その長軸方向と、ガスタービン翼先端の主ひずみ方向とを、１５°の範囲で一致させることを特徴とする。ガスタービン翼先端においては、矢印で示すように、主に翼弦方向の応力、ひずみ成分が発生する。そのため、主ひずみ方向が翼弦方向から１５°以内であれば、翼弦方向を冷却孔の長軸方向とすることにより、冷却孔を丸孔とした場合と比較して応力、ひずみを低減することができる。また、図８（ｄ）に示すように、主ひずみ方向の変化に応じて冷却孔１０の長軸方向を変化させることにより、応力、ひずみを最小化することができる。
【００２８】
ガスタービン翼先端は、ガスタービン翼前縁１１とともにタービン翼において特に高温になる部位であるため、冷却流路との温度差によりガスタービンの運転サイクルにおいて大きな圧縮・引張ひずみが発生する。したがって、本実施形態により、効果的にフィルム冷却構造部のひずみを低減することができ、ガスタービン翼の長寿命化に貢献する。
【００２９】
なお、翼根元や翼中央部などガスタービン翼先端以外の箇所の翼弦方向に冷却孔１０を配列した場合も、長孔形状とする冷却孔１０の長軸方向は同様の思想に基づく。
【００３０】
図９は本発明の実施の形態４である、ガスタービン翼の腹側面における冷却孔の設定方法を示す図である。本実施形態では、図９（ａ）に示すようにガスタービン翼腹側面において翼高さ方向に配列された冷却孔１０は、図９（ｂ）に示す断面図のようにガスタービン翼の内部に形成された冷却流路に貫通し、図９（ｃ）に示す腹側面拡大図のように冷却孔１０の長軸方向と接する孔部分の曲率半径を、短軸方向と接する孔部分の曲率半径より大きくし、その長軸方向と、ガスタービン翼腹側面の主ひずみ方向とを、１５°の範囲で一致させることを特徴とする。なお、翼背側面の翼弦方向に冷却孔１０を配列した場合も、長孔形状とする冷却孔１０の長軸方向は同様の思想に基づく。
【００３１】
なお、上述した実施形態では、ガスタービン動翼に冷却孔を設定したものについて説明したが、冷却孔を備えた静翼についても同様の構成とすることができる。
【００３２】
また、異方性を有する材料で構成されたガスタービン翼を対象とする場合には、異方性を考慮した材料特性を用いて有限要素解析を実施する。
【符号の説明】
【００３３】
１  圧縮機
２  燃焼器
３  タービン
４  動翼
５  静翼
６  ホイール
７  翼高さ方向負荷
８  翼弦方向負荷
９  翼部
１０  冷却孔
１１  ガスタービン翼前縁
１２  冷却流路表面
１３  ガスタービン翼外表面
【図１】
0005536001.tif 000002
【図２】
0005536001.tif 000003
【図３】
0005536001.tif 000004
【図４】
0005536001.tif 000005
【図５】
0005536001.tif 000006
【図６】
0005536001.tif 000007
【図７】
0005536001.tif 000008
【図８】
0005536001.tif 000009
【図９】
0005536001.tif 000010