(57)【要約】  【課題】  フィルム冷却空気入口部での剥離領域を小さくして、圧力損失を減らし、冷却空気の供給源の動力を削減でき、また、フィルム冷却効率を向上させることができるガスタービン翼を提供する。  【解決手段】  フィルム冷却孔の圧力が高い入口側に円錐形状の入口部を設ける。例えば、ガスタービン翼の翼形部、翼形部の外周側又は内周側のエンドウォール部に設置され、冷却空気を誘導し、翼形部等の表面に冷却空気を誘導するように設置されているフィルム冷却孔の圧力の高い側の壁面に底面を持つように定義された円錐形状を有する。【選択図】  図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンに用いられるガスタービン翼であって、
冷却流路が内部に形成された翼形部を備え、
前記翼形部には、内部から外部に冷却空気を噴出する冷却孔が形成され、
前記冷却孔の翼形部内部側に、翼形部内部の面を底面とする円錐形状の入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２】
請求項１において、
前記冷却孔は楕円形状に形成され、前記円錐形状の底面の直径を、前記楕円形状の冷却孔の短軸よりも大きくしたことを特徴とするガスタービン翼。
【請求項３】
請求項２において、
前記円錐形状の入口部は、前記底面が、前記楕円形状の冷却孔の全面を覆う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】
ガスタービンに用いられるガスタービン翼であって、
冷却流路が内部に形成された翼形部と、
前記翼形部の内周側に位置する内周側エンドウォールと、
前記翼形部の外周側に位置する外周側エンドウォール部を備え、
前記翼形部、前記内周側エンドウォール部又は前記外周側エンドウォール部には、冷却空気を誘導し、前記翼形部、前記内周側エンドウォール部又は前記外周側エンドウォール部翼形部の表面に前記冷却空気を誘導するように設置された冷却空気孔が形成され、
前記冷却孔の前記冷却空気の入口が形成される面に、円錐形状の入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５】
請求項１〜４の何れかにおいて、
前記円錐形状の円錐の頂角が120°から150°になるように設定され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、ガスタービン翼に係り、特にフィルム冷却孔を有するガスタービン翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンのタービン翼は高温ガスに曝される。従って、高温ガスによる高温酸化や減肉損傷を防ぐため、翼形部、翼形部の内周側や外周側のエンドウォール部を冷却する必要がある。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冷却流路壁が対流冷却されるようにし、また、ガスタービン翼表面に複数の貫通孔（フィルム冷却孔）を設定して冷却流路から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ている。
【０００３】
冷却空気は主流ガスと混合し、混合損失を発生させる。これによりタービンの熱効率は減少する。従来は、冷却空気を削減するために、フィルム冷却孔の圧力が低い出口側の形状を工夫し冷却効率を上げる工夫が多くなされている。
【０００４】
フィルム冷却孔の圧力が高い入口側の形状については、これまで余り検討されていない。フィルム冷却孔の圧力が高い入口側の形状について工夫したものとしては、例えば、特許文献１や特許文献２に提案されたものがある。特許文献１には、冷却空気孔が低温側の壁に対し垂直になるように構成し、冷却空気孔密度を高温側よりも低温側を小さくして、低温側の対流冷却量を制限し、壁材料内の熱的応力を低減することが提案されている。また、特許文献２には、翼内壁に翼高さ方向に溝を設け、溝の底部から翼外表面に開口する冷却孔を設け、溝により翼内壁の境界層の発達を減少させて、内壁熱伝達率を増大させ、冷却効率を高めることが提案されている。また、フィルム冷却孔の圧力が高い側から低い側の全体を工夫したものとして、特許文献３には、フィルム冷却孔を噴出口に向かうに従い断面積が減少する先細り形状として、空気がフィルム冷却孔を通る過程で加速されるようにして、主流との速度差を減少させ、混合損失を低減するようにしたものが提案されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開昭57-309号公報
【特許文献２】特開昭59-113204号公報
【特許文献３】特開2008-215233号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明者等の検討によれば、フィルム冷却孔の圧力が高い入口側では、冷却空気プレナムからの流れの不均一性が原因となり、流れ場に剥離領域が存在することが見出された。この剥離領域により圧力損失が生じフィルム冷却孔の入口と出口間の圧力差の増大を招き、フィルム冷却効率低下の原因となる。また、フィルム冷却空気を供給する装置の動力増にも繋がる。
【０００７】
上述の特許文献１〜３では、フィルム冷却孔の圧力が高い入口側に生じる剥離領域については何ら考慮されておらず、特許文献１〜３の構成によってもフィルム冷却孔の圧力が高い入口側に生じる剥離領域を小さくすることができない。
【０００８】
本発明は、フィルム冷却空気入口部での剥離領域を小さくすることが可能な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】
【０００９】
本発明は、フィルム冷却孔の圧力が高い入口側に円錐形状の入口部を設けたことを特徴とする。
【発明の効果】
【００１０】
本発明によれば、フィルム冷却空気入口部での剥離領域を小さくすることができる。この結果、圧力損失を減らし、冷却空気の供給源の動力を削減でき、また、フィルム冷却効率を向上させることができる。
【００１１】
上記した以外の課題、構成及び効果は、以下の実施形態の説明により明らかにされる。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明が適用されるガスタービンの概略構成を示す断面図。
【図２】ガスタービン動翼における冷却構造の一例を説明する図。
【図３】ガスターン翼の翼形部の断面形状を示す図。
【図４】フィルム冷却孔の機能を説明するフィルム冷却孔断面図。
【図５】フィルム冷却孔内部で発生する剥離現象を説明する図。
【図６】本発明の実施例におけるフィルム冷却孔断面図。
【図７】本発明の実施例におけるフィルム冷却孔を冷却空気加圧側からみた説明図。
【図８】本発明の他の実施例におけるフィルム冷却孔断面図である。
【図９】本発明の他の実施例におけるフィルム冷却孔を冷却空気加圧側からみた説明図。
【図１０】翼表面のフィルム冷却孔に本発明の実施例を適用した説明図。
【図１１】本発明の実施例における圧縮機動力の削減効果を説明する図。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、図面を用いて本発明の実施例を詳細に説明する。
【００１４】
先ず、図１を用いて本発明が適用されるガスタービンの概略構成について説明する。
【００１５】
ガスタービンは大きく分けて、圧縮機、燃焼器、およびタービンから構成されている。圧縮機５は大気から吸い込んだ空気を作動流体として圧縮し、燃焼器６は圧縮機５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する。高温高圧のガスは、静翼８と動翼４で構成されるタービンに導入される。動翼４は、静翼８とともに交互に配置され、ローター１のホイール部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。静翼８はケーシング７に支持されている。高温高圧のガスは静翼８を介して動翼４に吹きつけられ動翼４を介してローター１を駆動する。ローター１には圧縮機５の動翼も備えており、圧縮機５はローター１を介してタービンによって駆動される。
【００１６】
ガスタービンは効率向上のために高温化の傾向にあり、高温の燃焼ガスに曝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（動翼４、静翼８）の冷却が必要とされる。図２及び図３を用いて翼冷却構造の一例について説明する。
【００１７】
図２に示すように、動翼４は、タービンローター側に位置する内周側エンドウォール部と、内周側エンドウォール部の内面１０から半径位置が大きくなる方向に延びる翼形部１２とを有している。翼形部１２の半径が最も大きくなる翼先端とガス流路面を形成する静翼の外周側エンドウォール部外面１６との間に流体が流れる間隙１７が形成されている。また、翼形部１２は中空部を有し、中空部に冷却媒体を流して翼を内部から冷却するように構成されている。冷却媒体（冷却空気）供給源としては圧縮機５が用いられることが多い。圧縮機５の中間段や出口等から抽気された冷却空気は、ローター１に設けられた冷却空気導入孔を用いて動翼４に導入される。図２では冷却空気入口９から翼形部１２の内部に冷却空気が導入され、矢印の方向に冷却空気が流れ翼形部を冷却する仕組みになっている。図２では、ピンフィン９ｃや乱流促進リブ９ｄが翼内部に設けられ、対流冷却性能を向上させている。翼内部を冷却後の冷却空気は内周壁に設けられた排出孔１５より排出され、やがてはガスパス路に排出される。また、ローター１も冷却されており、ローター１を冷却した空気は、内周側の静翼１３，１４と動翼４との隙間から矢印１８，１９のようにガスパス路に流入する。
【００１８】
図３に翼形部１２の断面形状を示す。翼形部は、翼弦方向に凹形状をなす圧力面１０b（翼腹側部）と、翼弦方向に凸形状をなす負圧面１０a（翼背側部）と、翼前縁１２aと、翼後縁１２bとを有し、翼厚みが前縁側より中央側に向かうにしたがい徐々に大きくなり、かつその途中より後縁側に向かうにしたがい徐々に翼厚み小さくなるように形成されている。この翼形部の内部に空気冷却室を構成する中空部が設けられ、中空部に冷却媒体を流して翼を内部から冷却するように構成されている。図３では、翼内面をインピンジメント冷却するためにインピンジ冷却孔が形成されたインサート部材９a，９bが設けられている。図示省略しているが、冷却後の冷却空気は内周壁に設けられた排出孔より排出され、やがてはガスパス路に排出される。
【００１９】
タービン翼の冷却構造には対流冷却や他の冷却手段などいろいろ用いられるが、本発明は、翼内部冷却後の冷却空気を主流ガスが流れるガスパスに供給する冷却孔の加圧側の形状に関するものである。即ち、翼内部から翼外部に噴出した冷却空気により翼表面を覆いフィルム冷却を行うためのフィルム冷却孔の加圧側（翼内部側）の形状に関するものである。
【００２０】
図４は、タービン翼の翼メタル部３０に設置されたフィルム冷却孔２０の概念図である。フィルム冷却孔２０は、圧力が高い加圧側と圧力が低い主流ガス側に分けられる。この時、図４の矢印の様に冷却空気は冷却孔を通過し主流ガスと混合する。フィルム冷却孔は、効果的に冷却フィルムが形成されるように、即ち、冷却空気が翼のメタル部分に出来るだけ沿うようにフィルム冷却孔の角度が壁に対して鋭角をなすように設定されている。また、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、フィルム冷却孔は楕円形状などに形成されている（図７参照）。このようなフィルム冷却孔は、熱負荷がかかる部分に設けられ、冷却空気を熱負荷がかかる部分の表面に這わせることで高温ガスから翼形部などに移動する熱の流入を減少させる。従って、動翼や静翼の翼形部や、内周側又は外周側エンドウォール部に設けられ、本発明はこれらの何れかに形成されたフィルム冷却孔に適用できる。
【００２１】
図５は、図４のようなフィルム冷却孔内部での問題点を示した図である。図５に示すように冷却空気が誘導するフィルム冷却孔の加圧側で流れ場が剥離する（剥離領域４０）。これは、冷却空気が誘導される経路において断面積が急激に変化するからである。特に、冷却孔の鋭角をなす部分側に剥離が生ずる。この剥離領域の存在により、フィルム冷却孔での圧力損失は増大する。また、剥離領域を通過する冷却空気は剥離領域を通過後、変動する流れ場となり、主流ガス側に誘導された際、主流ガスとの混合が促進される。これにより、フィルム冷却空気の温度が上昇し、フィルム効率低下に繋がる。
【００２２】
また、このようにフィルム冷却孔内部で発生した変動するフィルム空気は、主流ガスと混合した場合に混合損失を発生させ、主流ガスがもつエネルギーを削減するためタービン効率の低下を招く。
【００２３】
本発明では、フィルム冷却孔の圧力が高くなる入口側でのフィルム空気を誘導する経路の流路断面積変化を小さくするため円錐形状の入口部を設け、この入口部形状により、冷却空気が誘導される流路断面積変化を緩やかとし、フィルム冷却孔入口部での剥離領域を抑制させている。
【００２４】
図６を用いて本発明の実施例における加圧側のフィルム冷却孔形状を説明する。
【００２５】
本実施例では加圧側のフィルム冷却孔形状を円錐型にすることで剥離領域の削減を図っている。円錐型にすることでフィルム空気が流れる際、フィルム冷却孔（本孔）への断面積変化を小さくすることで流れ場の急激な増速を抑制する。言い換えれば、本実施例では、フィルム冷却孔は、主流ガス側の本孔と、加圧側の円錐型入口部で形成され、主流ガス側にむけて断面積変化を小さくすることで流れ場の急激な増速を抑制している。これにより、フィルム冷却孔入口壁面での急激な圧力変化を抑制する。結果、フィルム冷却孔入口での流れ場の剥離を抑制し、本実施例を適用しない場合と比較し、整流化された冷却空気をフィルム冷却孔に誘導することができる。
【００２６】
整流化された冷却空気がフィルム冷却孔に誘導されることで、フィルム冷却孔内部での流れ場の変動が抑えられ、フィルム空気が主流ガスと混合することによって生ずる温度上昇は小さくなり、フィルム効率に繋がる。
【００２７】
また、整流化された冷却空気が主流ガスへと供給されるため、主流ガスの混合損失は削減される。また、剥離領域が削減されることでフィルム冷却孔の全圧損失が削減されフィルム冷却孔内部の差圧は小さくなり、マッハ数は減少する。この効果により、壁面での熱伝達率が小さくなり主流ガスから翼メタル部分への熱流束も抑制される。
【００２８】
この円錐形状の入口部は、円筒形状のフイルム冷却孔（本孔）の後加工として設置することが可能である。
【００２９】
図７に、図６の実施例における、フィルム冷却孔（本孔）と円錐型入口部の位置関係を示す。円錐形状に加工したフィルム冷却孔の円錐型入口部５０を破線で示している。図６の実施例では、加圧側のメタル部分とフィルム冷却孔（本孔）のなす角が鋭角である領域に円錐の頂点が存在する。この頂点の存在位置により、円錐形状の入口部を後加工した後、冷却空気が剥離する領域が削減され、フィルム効率，タービン効率向上が得られる。
【００３０】
また、本実施例では、フィルム冷却孔（本孔）が楕円形状となっており、円錐型入口部の底面の直径が楕円形状のフィルム冷却孔の短軸よりも大きく、また、円錐型入口部の底面がフィルム冷却孔の鋭角側を覆うように設けられている。このように円錐型入口部を構成することよって、フィルム冷却孔の鋭角側に特に生じ易い剥離を効果的に抑制することが可能となる。
【００３１】
タービン翼に設置されたフィルム冷却孔の入口で発生する剥離領域を削減できるため、剥離領域によって発生する冷却空気の変動を抑制することができる。また、剥離領域の削減はフィルム冷却孔の圧力損失削減につながるため、フィルム空気を供給する差圧を小さくすることが出来る。圧力損失が削減されるため、冷却空気を供給する装置の動力削減が可能になる。通常のガスタービン設備の場合、圧縮機から抽気をして冷却空気を供給している。本発明を適用することで圧縮機の入口に近い段から圧縮空気を抽気し冷却空気とすることができるため圧縮機効率向上につながる。
【００３２】
次に、図８及び図９を用いて本発明の他の実施例を説明する。
【００３３】
本発明では、加圧側のフィルム冷却孔形状を円錐型にすることで剥離領域の削減を図るものであるが、本実施例では、図８及び図９に示すように、楕円形状のフィルム冷却孔２０（本孔）の全領域を覆うように円錐型入口部５０の底面が位置するようにしている。また、本実施例では、円錐の頂点がフィルム冷却孔上に位置する。
【００３４】
本実施例においても、先の実施例と同様に、フィルム冷却孔の入口で発生する剥離領域を削減できる。特に、本実施例では、円錐型入口部の領域がフィルム冷却孔（本孔）の加圧側全領域に及び、剥離領域の削減を効果的に行うことができる。
【００３５】
円錐の頂角については、図６，図７の実施例及び図８，図９の実施例においても、120°から150°で設定することが望ましい。フィルム冷却孔は冷却空気を這わせる翼面に対して３０°前後で設定されることが多い。この場合、円錐の頂角を120°から150°になるように円錐型入口部を形成することにより、効果的に剥離領域を削減できる。
【００３６】
図１０に、上述の実施例のフィルム冷却孔を適用したガスタービン翼を示す。図１０では、翼表面上に設けられるフィルム冷却孔２０に上述の実施例が適用されている。図１０で、負圧面１０a（翼背側部）に設けたフィルム冷却孔２０について記載しているが、圧力面１０b（翼腹側部）に設けたフィルム冷却孔にも同様に適用できる。
【００３７】
本実施例では、翼内部のフィルム冷却孔内に円錐型入口部が設定される。本実施例のように、翼内部のフィルム冷却孔内に円錐型入口部を設定する場合、精密鋳造により製作可能である。翼内部の加圧側の剥離領域が抑えられることにより、フィルム冷却孔内部での流れ場の整流化、また、全圧損失削減が達成される。この効果により、圧縮機動力の削減にも寄与し、ガスタービン設備全体としての効率向上に寄与する。
【００３８】
また、上述の実施例ではガスタービン翼の翼形部に適用した場合について説明したが、外周側又は内周側エンドウォール部に形成するフィルム冷却孔にも同様に適用することができ、同様の効果が得られる。
【００３９】
図１１を用いて本発明を適用した際の圧縮機動力削減効果について説明する。本発明を適用しない場合の加圧側の圧力をＡとする。本発明を適用することでフィルム冷却孔内部での全圧損失が削減されるのでフィルム冷却孔の入口出口間での差圧（フィルム冷却孔の主流ガス側の圧力と加圧側の圧力の差）が小さくなる。この効果により、少ない差圧で本発明適用前と同程度の冷却空気を主流ガス側に提供できることになる。本発明を適用した場合の圧力はＢのようにＡよりも小さくてよい。従って、圧縮機の段数の低い側から冷却空気を抽気することができ、これにより、圧縮機効率を向上させることが可能になる。
【００４０】
なお、本発明は上記した実施例に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。例えば、上記した実施例は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。また、ある実施例の構成の一部を他の実施例の構成に置き換えることが可能であり、また、ある実施例の構成に他の実施例の構成を加えることも可能である。また、各実施例の構成の一部について、他の構成の追加，削除，置換をすることが可能である。
【符号の説明】
【００４１】
１…ローター、３…回転軸、４…動翼、５…圧縮機、６…燃焼器、７…ケーシング、８…静翼、９…冷却空気入口、１２…翼型部、３０…翼メタル部、２０…フィルム冷却孔、４０…剥離領域、５０…円錐型入口部。
【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】
2014066224.tif 000011
【図１０】
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【図１１】
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