(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼前縁部の中空部内面に向けてインピンジ冷却媒体を噴射するインピンジ穴を、翼内部において翼背側と翼腹側とを結ぶ隔壁に設けた翼の冷却構造において、前記インピンジ冷却媒体の噴射先が前記翼前縁部の翼腹側寄りの高温ガスよどみ点に向くように前記インピンジ穴の位置を前記隔壁の翼背側と翼腹側の中間より翼腹側に配置してなることを特徴とする翼の冷却構造。
【請求項２】
翼前縁部の中空部内面に向けてインピンジ冷却媒体を噴射するインピンジ穴を、翼内部において翼背側と翼腹側とを結ぶ隔壁に設けた翼の冷却構造において、前記インピンジ冷却媒体の噴射先が前記翼前縁部の翼腹側寄りになるように前記インピンジ穴の冷媒噴射方向を翼背側と翼腹側の中間より翼腹側の高温ガスよどみ点に向くように傾斜して配置してなることを特徴とする翼の冷却構造。
【請求項３】
請求項１または請求項２に記載の翼の冷却構造を備えてなることを特徴とするガスタービン設備。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン冷却翼の冷却構造及びガスタービン設備に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービン設備は、図４にその一般的構成図を示すように、圧縮機２５で空気を圧縮し、燃焼器２６で別途投入した燃料を燃焼して燃焼ガスを発生させ、それをタービン部２７に導入して発電機２８を回転させる構成となっている。タービン部２７は、静翼と動翼から成り立っており、燃焼器２６から出た高温ガスに耐え得るよう冷却構造を有している。
【０００３】
図５に基づき従来のガスタービン冷却翼の冷却構造を説明する。図５（ａ）は翼の断面図、（ｂ）はその前縁側要部拡大図である。従来のガスタービン冷却翼１６では前縁２に内面インピンジ冷却を採用する場合、インピンジ穴１７はガスタービン冷却翼１６内部の冷却空気通路を形成し翼背側３０と翼腹側３１とを結ぶ隔壁２０における翼背側３０と翼腹側３１とのほぼ中央にあけられている。
【０００４】
インピンジ冷却空気１８は図５中に図示するその速度ベクトルのようにインピンジ穴１７から翼の前縁２の中空部内面の翼背側３０と翼腹側３１とのほぼ中央となるインピンジ内面冷却部分１９を冷却し、前縁２側の冷却空気通路から腹側フィルム冷却穴４を通り腹側フィルム冷却空気８として、又、背側フィルム冷却穴５を通り背側フィルム冷却空気９として、図示する速度ベクトルのように流出する。
【０００５】
一方、翼外部の高温ガス１０はその速度ベクトルを図示するように空力的に若干翼腹側３１（５ｄｅｇ．〜２５ｄｅｇ．）から流入し、高温ガスのよどみ点１１は、翼中央よりやや翼腹側に位置する。
【０００６】
図６により高温ガスよどみ点１１の位置について説明すると、上記のことからキャンバーライン３３より翼腹側３１で、タービン軸方向先端から翼のアキシャルコード（又は、タービン軸方向長さ）ＣＡＸの０．１５倍程度の領域が高温ガスよどみ点１１が位置する範囲Ａとなる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
上述のように、高温ガスよどみ点１１は翼の外面の熱伝達率が翼外表面で最も高くなる位置であるが、従来のガスタービン冷却翼ではインピンジ冷却によるインピンジ内面冷却部分１９は翼の前縁２の中央に位置し、高温ガスよどみ点１１との位置がずれているため、高温ガスよどみ点１１部にホットスポットが生じるという問題があった。
【０００８】
本発明はかかる問題を解消し、インピンジ内面冷却部分と翼外面の熱伝達率の高い高温ガスよどみ点１１との位置を一致させ翼の前縁部分を効果的に冷却でき、ホットスポットを無くすることのできる翼の冷却構造及びガスタービン設備を提供することを課題とするものである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
（１）本発明は上記の課題を解決するためになされたものであり、その第１の手段として、翼前縁部の中空部内面に向けてインピンジ冷却媒体を噴射するインピンジ穴を、翼内部において翼背側と翼腹側とを結ぶ隔壁に設けた翼の冷却構造において、前記インピンジ冷却媒体の噴射先が前記翼前縁部の翼腹側寄りの高温ガスよどみ点に向くように前記インピンジ穴の位置を前記隔壁の翼背側と翼腹側の中間より翼腹側に配置してなることを特徴とする翼の冷却構造を提供するものである。
【００１０】
第１の手段によれば、インピンジ穴を翼腹側に近くあけることに伴って、インピンジ冷却空気の速度ベクトルも翼腹側に移動することになり、インピンジ内部冷却部を翼の前縁外面の熱伝達率の高い、高温ガスよどみ点とほぼ一致した位置に設定できる。
（２）また、第２の手段として、翼前縁部の中空部内面に向けてインピンジ冷却媒体を噴射するインピンジ穴を、翼内部において翼背側と翼腹側とを結ぶ隔壁に設けた翼の冷却構造において、前記インピンジ冷却媒体の噴射先が前記翼前縁部の翼腹側寄りになるように前記インピンジ穴の冷媒噴射方向を翼背側と翼腹側の中間より翼腹側の高温ガスよどみ点に向くように傾斜して配置してなることを特徴とする翼の冷却構造を提供する。
【００１１】
第２の手段によれば、翼の前縁部を内面から冷却するためのインピンジ穴を吹き出し方向が翼腹側寄りに向くように傾斜して設けることによって、インピンジ冷却空気の速度ベクトルが翼腹側寄りに傾斜して吹き出され、インピンジ内面冷却部分を翼外面の熱伝達率の高い、高温ガスよどみ点とほぼ一致した位置に設定することができる。
【００１２】
（３）第３の手段としては、第１の手段または第２の手段の翼の冷却構造を備えてなることを特徴とするガスタービン設備を提供するものである。
【００１３】
第３の手段によれば、第１の手段または第２の手段の翼の冷却構造の特徴を有するので、冷却翼の前縁部分を効果的に冷却できるガスタービン設備となる。
【００１４】
【発明の実施の形態】
図１および図２に基づき本発明の実施の第１形態にかかる翼の冷却構造及びガスタービン設備を説明する。
【００１５】
図１は本発明の翼の冷却構造を備えるガスタービン設備の要部説明図であり、タービン部の一部の縦断面を示すものである。図２は本発明の実施の第１形態の翼の冷却構造の説明図であり、（ａ）は翼の断面図、（ｂ）はその前縁側要部拡大図である。
【００１６】
なお、前記した従来のものと同一部分については、図１、図２においても同一の符号を付して示し、相互の関連を明確にして本実施の形態の理解を容易にするとともに、説明を省略する。また、このことは後述の実施の第２形態の図３において同様とする。
【００１７】
図１に示すように、ガスタービンのタービン部２７は、一般的な構成として、ケーシング２１に取り付けられた静翼２２と、ロータ回転中心軸２３回りに回転する動翼２４とが、軸方向に交互に配列されており、燃焼器から出た高温ガス２９に晒されるため冷却翼構造とする必要がある。
【００１８】
そこで、本実施の形態は、図２に示すようにガスタービン冷却翼１の前縁２に対して翼中空部の内面からインピンジメント冷却を行うものにおいて、ガスタービン冷却翼１の内部の前縁側から一番目の冷却空気通路と二番目の冷却空気通路との間を区切り翼背側３０と翼腹側３１とを結ぶ隔壁２０に設けられるインピンジ穴３の位置を、翼背側３０と翼腹側３１との中間より翼腹側３１に近く配置し、インピンジ穴３からのインピンジ冷却空気６の噴射先が図中にその速度ベクトルを示すように前縁２の翼背側３０と翼腹側３１との中間より翼腹側３１となり、丁度高温ガスよどみ点１１に向くようにしたものである。
【００１９】
すなわち、本実施の形態においては、インピンジ穴３が若干翼腹側３１に近くあけることに伴って、インピンジ冷却空気６の速度ベクトルも翼腹側３１に移動することになり、インピンジ内部冷却部７を翼の前縁２外面の熱伝達率の高い、高温ガスよどみ点１１とほぼ一致した位置に設定できる。これによって、ガスタービン冷却翼１の翼の前縁２部分を効果的に冷却することができ、ホットスポットを無くすことができる。
【００２０】
従って、本実施の形態のガスタービン冷却翼の冷却構造を備えたガスタービン設備は翼冷却構造上のトラブルが低減するものとなる。
【００２１】
図３は本発明の実施の第２形態の翼の冷却構造の説明図であり、（ａ）は翼の断面図、（ｂ）はその前縁側要部拡大図である。
【００２２】
なお、図１に基づき上記説明したことは、本実施の形態においても同じであり、省略する。また、以下、前述の実施の第１形態と異なる点を中心に説明し、同様のことは説明省略する。
【００２３】
図３に示すように、本実施の形態においては、ガスタービン冷却翼１２の前縁２部を中空部内面から冷却するため翼背側３０と翼腹側３１とを結ぶ隔壁２０に設けたインピンジ穴１３を、インピンジ冷却空気１４の噴射先が前記翼前縁２部の翼腹側３１寄りになるようにインピンジ穴１３のインピンジ冷却空気１４の噴射方向を前縁２の翼背側３０と翼腹側３１との中間より翼腹側３１寄りに向くよう傾斜して設けたものであり、さらに好ましくは翼外面の高温ガスよどみ点１１に向くように設けたものである。
【００２４】
本実施の形態においては、翼の前縁２部を内面から冷却するためのインピンジ穴１３を吹き出し方向が翼腹側３１寄りに向くように傾斜して設けることによって、インピンジ冷却空気１４の速度ベクトルが翼腹側寄りに傾斜して吹き出され、インピンジ内面冷却部分１５を翼外面の熱伝達率の高い、高温ガスよどみ点１１とほぼ一致した位置に設定することができる。これによってガスタービン冷却翼１２の翼の前縁２部分を効果的に冷却することが可能となり、ホットスポットを無くすことができる。
【００２５】
従って、本実施の形態のガスタービン冷却翼の冷却構造を備えたガスタービン設備は翼冷却構造上のトラブルが低減するものとなる。
【００２６】
なお、以上本発明の実施の形態を説明したが、上記実施の形態に限定されるものではなく、本発明の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えてもよいことは言うまでもない。
【００２７】
また、上記実施の形態において、冷却媒体としては、冷却空気を例に説明したが、空気に限られることはなく他の適宜な冷却用気体であってよい。
【００２８】
【発明の効果】
（１）請求項１の発明によれば、翼の冷却構造を、翼前縁部の中空部内面に向けてインピンジ冷却媒体を噴射するインピンジ穴を、翼内部において翼背側と翼腹側とを結ぶ隔壁に設けた翼の冷却構造において、前記インピンジ冷却媒体の噴射先が前記翼前縁部の翼腹側寄りの高温ガスよどみ点に向くように前記インピンジ穴の位置を前記隔壁の翼背側と翼腹側の中間より翼腹側に配置してなるように構成したので、インピンジ内部冷却部を翼の前縁外面の熱伝達率の高い、高温ガスよどみ点とほぼ一致した位置に設定でき、翼の前縁部分を効果的に冷却することができ、ホットスポットを無くすことができる。
（２）また、請求項２の発明によれば、翼の冷却構造を、翼前縁部の中空部内面に向けてインピンジ冷却媒体を噴射するインピンジ穴を、翼内部において翼背側と翼腹側とを結ぶ隔壁に設けた翼の冷却構造において、前記インピンジ冷却媒体の噴射先が前記翼前縁部の翼腹側寄りになるように前記インピンジ穴の冷媒噴射方向を翼背側と翼腹側の中間より翼腹側の高温ガスよどみ点に向くように傾斜して配置してなるように構成したので、インピンジ内面冷却部分を翼外面の熱伝達率の高い、高温ガスよどみ点とほぼ一致した位置に設定することができ、翼の前縁部分を効果的に冷却することが可能となり、ホットスポットを無くすことができる。
【００２９】
（３）請求項３の発明によれば、ガスタービン設備を請求項１または請求項２に記載の翼の冷却構造を備えてなるように構成したので、ガスタービン設備は冷却翼が請求項１または請求項２の効果を奏するため、翼冷却構造上のトラブルが低減するものとなる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の翼の冷却構造を備えるガスタービン設備の要部説明図である。
【図２】本発明の実施の第１形態に係る翼の冷却構造の説明図であり、（ａ）は翼の断面図、（ｂ）はその前縁側要部拡大図である。
【図３】本発明の実施の第２形態に係る翼の冷却構造の説明図であり、（ａ）は翼の断面図、（ｂ）はその前縁側要部拡大図である。
【図４】ガスタービン設備の一般的構成図である。
【図５】従来の翼の冷却構成の説明図であり、（ａ）は翼の断面図、（ｂ）はその前縁側要部拡大図である。
【図６】ガスタービン翼における高温ガスよどみ点の説明図である。
【符号の説明】
１      ガスタービン冷却翼
２      前縁
３      インピンジ穴
４      腹側フィルム冷却穴
５      背側フィルム冷却穴
６      インピンジ冷却空気
７      インピンジ内面冷却部分
８      腹側フィルム冷却空気
９      背側フィルム冷却空気
１０    高温ガス
１１    高温ガスよどみ点
１２    ガスタービン冷却翼
１３    インピンジ穴
１４    インピンジ冷却空気
１５    インピンジ内面冷却部分
２０    隔壁
２１    ケーシング
２２    静翼
２３    ロータ回転中心軸
２４    動翼
２５    圧縮機
２６    燃焼器
２７    タービン部
２８    発電機
２９    高温ガス
３０    翼背側
３１    翼腹側
【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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