(57)【要約】【課題】  ガスタービン翼において、先端部の均一な冷却により温度差の発生を抑制するとともに、冷却孔の加工に伴う局所的な応力の上昇を抑制し、運転中の先端部の損傷を低減する冷却構造を提供する。【解決手段】  内部に冷却流路１６が形成され、その先端側に冷却流路１６を外部と隔離する隔離部１４を備えたガスタービン翼において、隔離部１４は、ガスタービン翼の先端より径方向内側となる位置で翼部７と一体に形成すると共に、隔離部１４の径方向外側で且つ翼部７の延長に形成した先端壁１５の内側に隔離部１４と先端壁１５とを接続する補強部１９を備え、冷却流路１６から先端壁の外面１５ａに連通する外面冷却孔１７と、冷却流路１６から隔壁部１４を通り先端壁の内面１５ｂに連通する内面冷却孔１８を形成する。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービン翼内部に冷却流路が形成され、その先端側に前記冷却流路を翼外部と隔離する隔離部を備えたガスタービン翼において、
翼部の先端から径方向外側に延長して形成される先端壁と、
前記隔離部の外面と前記先端壁の内面の境界部に沿って設けられ、その各々が離間して配置される複数個の補強部と、
前記冷却流路から前記翼部の外面に連通する複数の外面冷却孔と、
前記冷却流路から前記隔壁部を通り前記先端壁の内面に連通する複数の内面冷却孔を備えたことを特徴とするガスタービン翼。
【請求項２】
請求項１に記載のガスタービン翼において、
前記内面冷却孔は、隣り合う前記補強部間で前記冷却流路と翼外部空間とが連通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、
前記内面冷却孔は、前記先端壁の内面に沿って、或は前記先端壁の内面に向かって冷却媒体が噴出するように形成されていることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項４】
請求項１に記載のガスタービン翼において、
前記外面冷却孔は、前記翼部を径方向外側から見たときに、その一部が前記補強部の配設領域と重複するように配置されていることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項５】
請求項４に記載のガスタービン翼において、
前記外面冷却孔は、前記先端壁の外面に開口部が形成されていることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項６】
請求項１に記載のガスタービン翼において、
隣り合う前記外面冷却孔の中心軸の間隔が、前記内面冷却孔の直径と、前記補強部と前記隔壁部が交わる位置における前記補強部の幅の和に等しい、またはより大きいことを特徴とするガスタービン翼。
【請求項７】
請求孔１から６のいずれかに記載のガスタービン翼において、
前記補強部は、前記外面冷却孔の中心軸と同軸の円柱形状であることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項８】
請求項５に記載のガスタービン翼において、
前記外面冷却孔の中心軸は前記先端壁の内面を形成する面と前記隔壁部の外面を形成する面の交線より外径方向に位置し、前記外面冷却孔の中心軸よりも外径方向に位置する前記補強部を円柱形状、前記外面冷却孔の中心軸よりも内径方向に位置する前記補強部を矩形状としたことを特徴とするガスタービン翼。
【請求項９】
請求項１から請求項８のいずれかに記載のガスタービン翼において、
前記外面冷却孔と前記内面冷却孔のいずれか、または全ての中心軸が、翼後縁方向に傾斜してい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、ガスタービンに関し、特に冷却構造を有するガスタービン翼に関わる。
【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。現状のガスタービンの燃焼器出口温度は１５００℃に達し、高温の燃焼ガスに晒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。しかしながら、翼形状や製造等の制約により、フィルム冷却孔を効果的に配置することが困難な箇所が存在する。
【０００４】
ガスタービン翼先端においては、翼先端とケーシングの径方向内面の間隙に燃焼ガスが漏れ、タービン仕事に損失が生じることを低減するために、間隙は最小とするよう設計される。しかし、ガスタービンの起動時、停止時におけるガスタービン翼とケーシングの温度差に起因する熱膨張差等により、翼先端がケーシングに接触し、摩耗することがある。そのため、ガスタービン翼先端部は一般に、内部に形成された冷却流路と外部とを隔離する隔離部から外径方向に翼部が延長されて先端壁を形成し、摩耗代となっている。
【０００５】
しかし、先端壁はガスタービン翼の内部に形成された冷却流路から離れているため、冷却流路から翼先端に向けてフィルム冷却孔を設けた場合であっても、翼先端の冷却は困難である。特に、隣接する孔の間の表面を冷却することは難しい。また、翼先端とケーシングの径方向の間隙を最小とするよう設計したものの、先端壁の摩耗の進行により間隙が生じ、燃焼ガスが先端壁の内面側に侵入した場合には、先端壁の内面も燃焼ガスに曝され、酸化等による損傷が生じることとなる。
【０００６】
それに対して、特許文献１においては、先端壁の内面側に補強部を設けることにより、先端壁にフィルム冷却孔を設けた際の局所的な応力の発生を抑制した構造が記載されている（特許文献１）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特開２００５−５４７９９号公報（図４）
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
上記特許文献１により、先端壁の外面の冷却が期待されるものの、内面側に補強部を一様に設けた場合には先端壁の板厚が増すため、先端壁の熱容量が増大し、内面の温度上昇の抑制にとっては不利になる。また、フィルム冷却孔の位置に対応して補強部を周期的に設けた場合には、内面側の表面積が増大するため、内面からの熱伝達が促進される。そのため、先端壁の内外面での温度差が増大し、熱応力が生じる可能性がある。
【０００９】
また、翼先端に向けてフィルム冷却孔を設けた場合には、隣接する孔の間の翼外面には冷却空気が接触しないため、翼前縁から後縁に渡る先端壁の均一な冷却は難しく、今後の高温化に向けた技術開発が必要である。
【００１０】
本発明は、冷却孔を設けることによる局所的な応力の発生を抑制するとともに、先端壁の内外面の温度差の発生を抑制するガスタービン翼を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
上記の課題を解決するために、本発明では、ガスタービン翼内部に冷却流路が形成され、その先端側に前記冷却流路を翼外部と隔離する隔離部を備えたガスタービン翼において、翼部の先端から径方向外側に延長して形成される先端壁と、前記隔離部の外面と前記先端壁の内面の境界部に沿って設けられ、その各々が離間して配置される複数個の補強部と、前記冷却流路から前記翼部の外面に連通する複数の外面冷却孔と、前記冷却流路から前記隔壁部を通り前記先端壁の内面に連通する複数の内面冷却孔を備えたことを特徴とする。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、冷却孔を設けることによる局所的な応力の発生を抑制するとともに、先端壁の内外面の温度差の発生を抑制する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】
【００１３】
【図１】本発明の実施の形態１を示す斜視図である。
【図２】本発明の実施の形態１を、腹側先端壁内面を背側先端壁内面から見た斜視図である。
【図３】図２に示した断面Ａ−Ａを示す断面図である。
【図４】図２に示した断面Ｂ−Ｂを示す断面図である。
【図５】発明の実施の形態２を示す斜視図である。
【図６】本発明の実施の形態２を、腹側先端壁内面を背側先端壁内面から見た斜視図である。
【図７】図６に示した断面Ｃ−Ｃを示す断面図である。
【図８】発明の実施の形態２を示す斜視図である。
【図９】本発明の実施の形態２を、腹側先端壁内面を背側先端壁内面から見た斜視図である。
【図１０】図９に示した断面Ｄ−Ｄを示す断面図である。
【図１１】発明の実施の形態３を示す斜視図である。
【図１２】発明の実施の形態４を示す、腹側先端壁内面を背側先端壁内面から見た斜視図である。
【図１３】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１４】代表的なガスタービンの構造例を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
ガスタービンの代表的な構造断面図を図１４に、冷却孔を有するガスタービン翼の構造例を図１３に示す。
【００１５】
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。
【００１６】
ガスタービンの動翼４については、静翼５とともにタービン軸方向に交互に配置され、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。図１３に示す動翼４は、翼部７、プラットフォーム８、ダブテイル９から構成される。翼部７は、燃焼ガスを最初に受ける前縁１０と燃焼ガスが出ていく後縁１１を境に、凹形状の腹側１２と凸形状の背側１３に分けられる。先端部には、翼内部と外部とを隔離する隔離部１４があり、隔離部から翼の腹側および背側を延長する形で先端壁（後述）が設けられる。
【００１７】
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、翼部７に翼内部の冷却流路と翼外部を繋ぐ冷却孔が施工され、この冷却孔から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。
【００１８】
フィルム冷却孔は、翼部７の前縁部１１、腹側１２、背側１３、先端部、プラットフォーム８等に設けられる。しかしながら、先端部に設けられる先端壁は翼内部に形成された冷却流路から離れているため、冷却流路１６から先端に向けてフィルム冷却孔１７を設けた場合であっても、先端の冷却は困難である。また、先端壁内面側に補強部を設けることにより、フィルム冷却孔の開口部を先端に近付けることが強度上可能となるが、先端の冷却を促進するためには、補強部の形状やフィルム冷却孔の配置が課題となる。
【００１９】
以下、本発明の実施の形態を、図面を用いて説明する。
【００２０】
本発明の特徴を最もよく表すガスタービン翼先端部の冷却構造を図１から図４に示す。本実施例のタービン翼４においては、翼部７の先端から径方向外側に延長して形成される先端壁１５を備えており、ガスタービン翼の内部に形成された冷却流路１６から先端壁外面１５ａ（翼外部空間）に連通する外面冷却孔１７と、冷却流路１６から隔壁部１４を通り先端壁内面１５ｂに連通する内面冷却孔１８を有する。内面冷却孔１８は、外面冷却孔１７と等間隔で形成された隣り合う２つの補強部１９の間で、先端壁内面１５ｂ（翼外部空間）に連通する。補強部１９は、隔離部１４の外面と先端壁１５の内面の境界部に沿って複数個設けられるとともに、その各々を離間させて配置される。内面冷却孔１８の開口部は、隔離部１４に設けられ、先端壁１５の内面に沿って或は先端壁１５の内面に向かって冷却媒体が噴出するように形成されている。外面冷却孔１７の開口部は、先端壁外面１５ａに設けられる。また、外面冷却孔１７は、翼部７を径方向外側から見たときに、その一部（隔離部１４を貫通する孔部分）が補強部１９の配設領域と重複するように配置されている。
【００２１】
補強部１９と隔離部１４は、翼部７と一体で鋳造成形することが可能である。または、隔離部１４については、補強部１９および翼部７とは別体で製作し、後に溶接等の方法により接合することが可能である。外面冷却孔１７および内面冷却孔１８は、翼成形後に放電加工等により加工される。
【００２２】
また、図１では腹側１２における設定を示したが、背側１３においても同様に設定することが可能である。
【００２３】
以上の実施の形態によれば、補強部１９の形成により、外面冷却孔１７を翼先端に近付けることが可能であることに加え、内面冷却孔１８を同時に設定することにより、先端壁１５の温度をさらに低下させ、燃焼ガスによる先端壁１５の酸化による損傷を抑制する。また、内面冷却孔１８を補強部１９の中間に配置し、先端壁内面１５ｂに連通させることにより、冷却が困難な外面冷却孔１７の中間部分を内面側から冷却することが可能となり、先端壁内外面の温度差を減少させ、均一な温度分布に近付けることができる。上記を実現するためには、図２において、外面冷却孔１７の中心軸の間隔をＰ、補強部１９の幅をＤ、内面冷却孔１８の直径をｄｉとすると、Ｐ≧Ｄ＋ｄｉを満たす必要がある。このことにより、局所的な温度分布により発生する熱応力を低減することができ、外面冷却孔１７および内面冷却孔１８からのき裂の発生を抑制することができる。
【００２４】
以上により、酸化やき裂の発生による先端壁１５の損傷を低減し、翼寿命の低下、およびタービン性能の低下を抑えることが可能となる。
【００２５】
本発明の実施の形態２である、ガスタービン翼先端部の冷却構造を図５から図７に示す。本実施例においては、ガスタービン翼の内部に形成された冷却流路１６から先端壁外面１５ａに連通する外面冷却孔１７と、冷却流路１６から隔壁部１４を通り先端壁内面１５ｂに連通する内面冷却孔１８を有するタービン翼４において、補強部１９は外面冷却孔１７の中心軸と同軸の円柱状とし、内面冷却孔１８は補強部１９の中間に連通する。
【００２６】
円柱状の補強部１９に関して、図１０に示すように、外面冷却孔１７の中心軸が先端壁１５の内面１５ｂを形成する面と隔壁部１４の外面１４ａを形成する面の交線より外径方向に位置する場合には、図８から図１０に示すように、外面冷却孔１７の中心軸よりも外径方向に位置する補強部１９は円柱形状であり、外面冷却孔１７の中心軸よりも内径方向に位置する補強部１９は矩形状である。
【００２７】
以上の実施の形態によれば、補強部１９の形状を円柱状としたことにより、補強部１９の設定による先端壁１５の体積増加、および熱容量の増加を最小限に抑えることが可能となり、フィルム冷却による表面からの冷却の効果が、先端壁１５の内部に及ぶことが期待できる。また、補強部１９の設定による先端壁１５の表面積の増加を抑えることも可能となり、補強部１５の表面からの熱伝達を抑制することができる。これらの特徴により、実施の形態１の効果は増幅される。
【００２８】
本発明の実施の形態３である、ガスタービン翼先端部の冷却構造を図１１に示す。本実施例においては、ガスタービン翼の内部に形成された冷却流路１６から先端壁外面１５ａに連通する外面冷却孔１７と、冷却流路１６から隔壁部１４を通り先端壁内面１５ｂに連通する内面冷却孔１８を有するタービン翼４において、冷却流路１６から隔壁部１４を通り、補強部１９に連通する内面冷却孔２０を形成する。
【００２９】
以上の実施の形態によれば、外面冷却孔１７、内面冷却孔１８に加え、熱容量および表面積の大きい補強部１９の表面に冷却空気を連通することにより、先端壁１５の冷却を強化し、先端壁の温度分布をより均一に近付けることができる。
【００３０】
本発明の実施の形態４である、ガスタービン翼先端部の冷却構造を図１２に示す。本実施例においては、ガスタービン翼の内部に形成された冷却流路１６から補強部１９の内部を通り先端壁外面１５ａに連通する外面冷却孔１７と、冷却流路１６から隔壁部１４を通り先端壁内面１５ｂに連通する内面冷却孔１８を有するタービン翼４において、外面冷却孔１７の先端壁外面１５ａの開口部および内面冷却孔１８の隔壁部外面１４ａの開口部は、冷却流路１６の開口部よりも後縁側に位置する。
【００３１】
以上の実施の形態によれば、フィルム冷却を後縁方向に噴き出すことにより、先端壁１５の表面において、後縁方向の冷却空気の流れを形成することができる。これにより、冷却孔を設けることが困難な翼外面の後縁部まで冷却空気を送ることが可能となり、後縁部の酸化による損傷を抑制することができる。
【００３２】
上述した各実施例によれば、先端壁の内面側に補強部を設けたことにより、外面冷却孔の開口部を先端壁の先端に近付けることが可能となる。なお、補強部を周期的に配置した円柱状とすることにより、先端壁の板厚の増加、および先端壁内面の表面積の増加を最小限に抑え、先端壁の内外面における温度差の発生を抑制できる。
【００３３】
また、先端壁の内面側に開口する内面冷却孔を設け、先端壁の内外面をともに冷却することにより、内外面の温度差の発生を抑制できる。特に、内面冷却孔の開口位置を、外面冷却孔の開口位置の中間とすることにより、隣接する外面冷却孔の間の領域の冷却が促進され、先端壁の温度分布を均一なものに近付けることができる。
【００３４】
以上により、燃焼ガスによる先端壁の酸化による損傷を抑制するとともに、冷却孔の形成および先端壁の温度分布に伴う局所的な応力の発生を抑制し、冷却孔からのき裂発生を抑制できる。
【符号の説明】
【００３５】
１  圧縮機
２  燃焼器
３  タービン
４  タービン動翼
５  タービン静翼
６  タービンホイール
７  翼部
８  プラットフォーム
９  ダブテイル
１０  前縁
１１  後縁
１２  腹側
１３  背側
１４  隔壁部
１５  先端壁
１５ａ  先端壁外面
１５ｂ  先端壁内面
１６  冷却流路
１７  外面冷却孔
１８  内面冷却孔
１９  補強部
２０  内面冷却孔
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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