(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
圧縮機から供給された圧縮空気と燃料ノズルから噴射された燃料を燃焼筒内で燃焼し、その燃焼ガスを静翼を介して動翼に導き動力を得るガスタービンの、圧縮空気の一部を冷却空気として静翼、および、または、動翼内に導き静翼、および、または、動翼の冷却する翼冷却構造であって、
前縁と後縁を結ぶ方向を翼幅方向、翼幅方向に直角に軸心側端部と反軸心側の翼端を結ぶ方向を翼長さ方向、背側と腹側を結ぶ方向を翼厚さ方向としたときに、
翼の内部に、背側部材と腹側部材を結びつつ翼長さ方向に延伸する１以上の隔壁部材を設けて、翼長さ方向に冷却空気を流すことができる冷却空気通路を形成し、
背側部材内面と腹側部材内面の少なくとも一方から翼厚さ方向中心に向かって突出する複数の突起を、冷却空気通路の一対の隔壁部材の双方からそれぞれ他方に向けて冷却空気流れの上流側に傾斜させて延伸させながら、翼長さ方向に互いに離間させて略平行に配設して成り、
突起が、翼幅方向の長さが冷却空気通路の半分を越える長い突起と、翼幅方向の長さが冷却空気通路の半分未満である短い突起の２種類とされ、
一対の隔壁部材の一方から長い突起が配設された場合は、同じ翼長さ位置で他方から延伸する突起は短い突起とされ、かつ、それぞれの隔壁部材の側で長い突起と短い突起が、翼長さ方向で、交互に配設されている、ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
【請求項２】
突起の隔壁部材との成す角をα、翼の幅をＬ、突起の翼長さ方向の配列ピッチをＰ、短い突起の翼幅方向の長さをＬ１、長い突起の翼幅方向の長さをＬ２、突起の翼厚さ方向の厚さをｅとしたときに、
４０°＜α＜９０°、
Ｐ／ｅ＝５〜１０、
Ｌ１／Ｌ＝０．２〜０．４、
Ｌ２／Ｌ＝０．５５〜０．７、
とされていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンの翼冷却構造。
【請求項３】
突起の延伸方向に直角な断面が四角形、三角形、半月形の内の一つまたは複数であることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンの翼冷却構造。
【請求項４】
前縁部材と後縁部材の、一方、または、両方が、隔壁部材の役を成していることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンの翼冷却構造。
【請求項５】
隔壁部材で仕切られた複数の冷却空気通路が、翼長さ方向の端部で連通されていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンの翼冷却構造。
【請求項６】
冷却空気取り入れ口が前縁部材を一方の隔壁部材とする冷却空気通路の翼長さ方向の軸心側端部または翼端に設けられ、冷却空気排出口が後縁部材を一方の隔壁部材とする冷却空気通路の後縁部材に設けられていることを特徴とする請求項６に記載のガスタービンの翼冷却構造。
【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の翼の冷却構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンが発電や、その他、色々な用途のために数多く使用されている。このガスタービンは圧縮機で高温に圧縮された空気に燃料を噴射して燃焼筒内で燃焼して燃焼ガスを発生し、この燃焼ガスを静翼で整流して動翼に導き、タービンを回転せしめて動力を得るものである。そして、ガスタービンの効率を上げるためには動翼へ導く燃焼ガス温度はできるだけ高い方がよく、静翼、および、動翼にあたる燃焼ガスの温度はますます高くなる傾向にある。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
このような、燃焼ガスの高温化を実現させるためには、静翼、および、動翼の冷却を燃焼ガスの高温化に耐えられるように向上することが必要である。その場合に、冷却は圧縮空気の一部を冷却空気として導いておこなっているが、この冷却用空気を増量してしまうと燃焼用空気が減り、燃焼ガスの温度を向上することができなくなる。
そこで、これら、翼の冷却効率を向上する翼冷却構造が色々と提案されており、その一つの方法として、特開平５−１０１０１号公報に記載のものがある。
【０００４】
上記公報に記載の翼冷却構造は、翼の前縁と後縁を結ぶ方向を翼幅方向、軸心側端部と翼端を結ぶ方向を翼長さ方向、翼の腹と背を結ぶ方向を翼厚さ方向、とすると、翼内に長さ方向に延びる一対の隔壁部材を設けて冷却空気通路を形成し、翼の厚さ方向に突出し、一対の隔壁部材の一方から他方に向かい、上流に向けて傾斜して延伸する突起を設けて、この突起の先端から渦を発生せしめて、翼の冷却性の向上を図ったものが提案されている。ところが、上記公報の装置では、左右の突起の長さが同じであり、渦の発生する幅がせまく充分に効果を発揮できないという問題がある。
本発明は上記に鑑み、翼内の冷却空気通路の広い幅にわたって渦を発生し、冷却性能を向上できるガスタービンの翼冷却構造を提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
請求項１の発明によれば、圧縮機から供給された圧縮空気と燃料ノズルから噴射された燃料を燃焼筒内で燃焼し、その燃焼ガスを静翼を介して動翼に導き動力を得るガスタービンの、圧縮空気の一部を冷却空気として静翼、および、または、動翼内に導き静翼、および、または、動翼の冷却する翼冷却構造であって、
前縁と後縁を結ぶ方向を翼幅方向、翼幅方向に直角に軸心側端部と反軸心側の翼端を結ぶ方向を翼長さ方向、背側と腹側を結ぶ方向を翼厚さ方向としたときに、
翼の内部に、背側部材と腹側部材を結びつつ翼長さ方向に延伸する１以上の隔壁部材を設けて、翼長さ方向に冷却空気を流すことができる冷却空気通路を形成し、
背側部材内面と腹側部材内面の少なくとも一方から翼厚さ方向中心に向かって突出する複数の突起を、冷却空気通路の一対の隔壁部材の双方からそれぞれ他方に向けて冷却空気流れの上流側に傾斜させて延伸させながら、翼長さ方向に互いに離間させて略平行に配設して成り、
突起が、翼幅方向の長さが冷却空気通路の半分を越える長い突起と、翼幅方向の長さが冷却空気通路の半分未満である短い突起の２種類とされ、
一対の隔壁部材の一方から長い突起が配設された場合は、同じ翼長さ位置で他方から延伸する突起は短い突起とされ、かつ、それぞれの隔壁部材の側で長い突起と短い突起が、翼長さ方向で、交互に配設されている、ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造が提供される。
【０００６】
このように構成されたガスタービンの翼冷却構造では、冷却空気通路の翼幅方向で４つの異なる位置から渦が発生し、この渦が、腹側および背側に４つの異なる位置で当たる。
【０００７】
請求項２の発明によれば、請求項１の発明において、突起の隔壁部材との成す角をα、翼の幅をＬ、突起の翼長さ方向の配列ピッチをＰ、短い突起の翼幅方向の長さをＬ１、長い突起の翼幅方向の長さをＬ２、突起の翼厚さ方向の厚さをｅとしたときに、
４０°＜α＜９０°、
Ｐ／ｅ＝５〜１０、
Ｌ１／Ｌ＝０．２〜０．４、
Ｌ２／Ｌ＝０．５５〜０．７、
とされているガスタービンの翼冷却構造が提供される。
【０００８】
請求項３の発明によれば請求項１の発明において、突起の延伸方向に直角な断面が四角形、三角形、半月形の内の一つまたは複数であるガスタービンの翼冷却構造が提供される。
【０００９】
請求項４の発明によれば請求項１の発明において、前縁部材と後縁部材の、一方、または、両方が、隔壁部材の役を成しているガスタービンの翼冷却構造が提供される。
請求項５の発明によれば請求項１の発明において、隔壁部材で仕切られた複数の冷却空気通路が、翼長さ方向の端部で連通されているガスタービンの翼冷却構造が提供される。
請求項６の発明によれば請求項５の発明において、冷却空気取り入れ口が前縁部材を一方の隔壁部材とする冷却空気通路の翼長さ方向の軸心側端部または翼端に設けられ、冷却空気排出口が後縁部材を一方の隔壁部材とする冷却空気通路の後縁部材に設けられている翼冷却構造が提供される。
【００１０】
【発明の実施の形態】
以下、添付の図面を参照しながら、本発明の各実施の形態について説明する。
先ず、本発明が適用されるガスタービンの、燃焼器の周辺部分の、基本的な構造を図７を参照して説明する。
ケーシング１で形成される車室２内に燃焼器３が配設されていて、また車室２内には圧縮機４（一部のみ図示）で圧縮された高温の空気が矢印５０で示されるように導入される。燃焼器３は、燃料と空気を燃焼して燃焼ガスを発生する燃焼筒６と、燃焼筒６に燃料と空気を燃焼筒６に導く導入部５から成り、燃焼筒６の後端は静翼シール７を介して静翼８に結合され、静翼８の後流側には動翼９が配設されている。
【００１１】
導入部５は内筒１０の内部に１つのパイロットノズル１１と複数のメインノズル１２を配設して構成されている。圧縮機４から車室２内に導入された高温の圧縮空気は矢印５１で示されるように内筒１０の周りを通って上流側に向かい、内筒１０の上流端部に形成された燃焼空気入口１３から矢印５２で示されるように内筒１０の内側に導入される。内筒１０の内側に導入された空気は複数のそれぞれスワラー１４を有して成るスワール流路１５でスワール空気とされてから、メインノズル１２から噴射される燃料が混合されて予混合気となって燃焼筒６に送られる。
【００１２】
また、内筒１０の内側に導入された空気の一部はパイロットノズル１１の周りの空気通路１１ａを通り、パイロットノズル１１の下流でパイロットノズル１１から噴射された燃料とともに拡散燃焼してパイロット火炎を生成する。このパイロット火炎が、スワール流路１５から排出された予混合気を着火し、それにより、燃焼ガスが生成される。
なお、パイロットノズル１１の先端部１６はメガホン状に広がるパイロットコーン１７内に配置されている。
【００１３】
以下、上記のようなガスタービンに適用される本発明のガスタービンの翼冷却構造について、動翼に適用した場合を例に説明する。
図１は、動翼９の前縁と後縁の間を翼厚さ方向の中心を通る面で切って、例えば、翼の背側から見た断面図である。
前縁部材９０ｆと後縁部材９０ｒの間に、翼の厚さ方向において、すなわち紙面の表から裏方向に翼の背側内面（図示せず）から腹側内面９０ａまで達する、第１、２、３、４、５隔壁部材９１、９２、９３、９４、９５が配設されて、第１、２、３、４、５、６冷却空気通路１０１、１０２、１０３、１０４、１０５、１０６が形成されている。
【００１４】
第１、３、５隔壁部材９１、９３、９５は軸心側において軸心部材９６に結合されているが翼端側は翼端部材９７に結合されおらず、第２、４隔壁部材９２、９４は翼端側において翼端部材９７に結合されているが軸心側は軸心部材９６に結合されおらず、その結果、第１〜６冷却空気通路１０１〜１０６は全て連通している。
【００１５】
そして、冷却空気は軸心部材に設けた、冷却空気導入穴９８から、第１冷却空気通路１０１の軸心側に供給される、そして、第１〜６冷却空気通路１０１〜１０６を順に通過した後に、後縁部材９０ｒに形成された複数の冷却空気排出穴９９から排出される。
【００１６】
第１〜６冷却空気通路１０１〜１０６には、それぞれの腹面９０ａ部分から紙面の表側に向かって突出する第１突起１１０と第２突起１２０が複数配設されている。
図示されるように、第１突起１１０と第２突起１２０は、前縁部材９０ｆ、第１、２、３、４、５隔壁部材９１、９２、９３、９４、９５、後縁部材９０ｒの各々から、対向する、各隔壁部材、前、後縁部材に向かって、冷却空気の流れの上流側に傾斜して延伸しているが第１突起１１０は延伸長さは短く中心線Ｘ１〜Ｘ６を超えないようにされ、第２突起１２０は延伸長さが長く中心線Ｘ１〜Ｘ６を超えるようにされている。
【００１７】
また、前縁部材９０ｆ、第１、２、３、４、５隔壁部材９１、９２、９３、９４、９５、後縁部材９０ｒの各１つから延伸する第１突起１１０と第２突起１２０は、冷却空気の流れの方向にそって、第１突起１１０と第２突起１２０が交互に配設されるようにされている。また、対向する各部材から配設される第１突起１１０と第２突起１２０は、翼長さ方向の略同等の位置から、長さの異なる方のものとされている、すなわち、ある翼長さ方向位置において、一方の隔壁部材、あるいは、前、後縁部材から、第１突起１１０が延伸している場合には、これに対向する一方の隔壁部材、あるいは、前、後縁部材の翼長さ方向の略同等の位置から、第２突起１２０が延伸している。
【００１８】
図２は、上記のように構成された、冷却通路内における渦の発生の様子を第２冷却空気通路１０２を例にとって、説明する図であって、第１隔壁９１から延伸する第１突起１１０、第２突起１２０の先端の下流側の角Ｃ１，Ｃ２からそれぞれ、渦Ｖ１，Ｖ２が発生し、第２隔壁９２から延伸する第２突起１２０、第１突起１１０の先端の下流側の角Ｃ３，Ｃ４からそれぞれ、からそれぞれ、渦Ｖ３、Ｖ４が発生する。
【００１９】
図３は、図２のＩＩＩ−ＩＩＩ  線に沿って見た断面図であって、図１、２には示されていなかった、背側部材９０ｂも示されているが、図をわかりやすくするために、上述の角Ｃ１〜Ｃ４の位置のみ示し、第１突起１１０、第２突起１２０は省略してある。
図３に示されるように、角Ｃ１〜Ｃ４から発生した渦Ｖ１〜Ｖ４は、腹面９０ａ、背面９０ｂに当たり、冷却が促進される。
ここで、図２、３から明らかなように、渦Ｖ１〜Ｖ４は４つの異なる翼幅方向位置で発生し、それに応じて、４つの異なる横幅方向位置で腹面９０ａ、背面９０ｂに当たるので、広い幅にわたって冷却が促進される。
【００２０】
一方、図４、５は特開平５−１０１０１号公報に記載の冷却構造の内、最も広い幅で冷却が促進されると思われるもの（添付の図１４のもの）における、渦の発生の様子を、図２、３と同様に示したものである。なお、突起と突起の角と渦には符号を付してあるが、隔壁部材等には、付していない。
図４、５から明らかなように、突起１３０が全て同じ翼幅方向長さを有しているため、渦Ｖ１’〜Ｖ４’の内、Ｖ１’とＶ２’が同じ翼幅方向位置にある角Ｃ１’とＣ２’で発生し、Ｖ３’とＶ４’が同じ翼幅方向位置にある角Ｃ３’とＣ４’で発生している。したがって、この渦が当たる場所は、翼幅方向で２ヶ所しかない。
図２、３と図４、５の比較から、本発明は上記従来技術に対して、約２倍の冷却効率を有することがわかる。
【００２１】
なお、第１、２突起１１０、１２０の各隔壁部材、および、前、後縁部材に対する傾きαは４０度以上９０度以下にすることが好ましく、また、冷却空気通路の翼幅方向の長さをＬ、各突起の翼長さ方向の離間距離（ピッチ）をＰ、第１突起１１０の翼幅方向の長さをＬ１、第２突起１２０の翼幅方向の長さをＬ２としたときに、突起の翼厚さ方向の厚さをｅとしたときに、
Ｐ／ｅ＝５〜１０、
Ｌ１／Ｌ＝０．２〜０．４、
Ｌ２／Ｌ＝０．５５〜０．７、
とすることが好ましい。
【００２２】
図６は、第１、２突起１１０、１２０の断面形状の例を示す図であって、（Ａ）は断面が正方形のもの、（Ｂ）は三角形のもの、（Ｃ）は半月形のものであって、三角形のものは正方形のものよりも圧力損失が小さく、半月形のものは三角形のものよりも圧力損失が小さい。各種断面形状のものを適宜組み合わせて使用することも勿論可能である。
【００２３】
以上、動翼の場合を例にとって、説明してきたが、静翼の場合に同じように適用できる。
なお、前縁部材９０ｆと後縁部材９０ｒは厚さ方向の長さが小さいので、第１、２突起１１０、１２０は、腹側部材９０ａと背側部材９０ｂのいずれかに一方に設けるようにしてもよい。
また、腹側部材９０ａに配設される第１、２突起１１０、１２０と、背側部材９０ｂに配設される第１、２突起１１０、１２０を、全く同じように、配列してもよいし、同じ翼長さ方向位置で互いに異なるようにしてもよいし、あるいは、同じ翼長さ方向位置には配設せず翼長さ方向にずらしてもよい。
【００２４】
【発明の効果】
各請求項に記載の発明は、圧縮機から供給された圧縮空気と燃料ノズルから噴射された燃料を燃焼筒内で燃焼し、その燃焼ガスを静翼を介して動翼に導き動力を得るガスタービンの、圧縮空気の一部を冷却空気として静翼、および、または、動翼内に導き静翼、および、または、動翼の冷却する翼冷却構造であるが、前縁と後縁を結ぶ方向を翼幅方向、翼幅方向に直角に軸心側端部と反軸心側の翼端を結ぶ方向を翼長さ方向、背側と腹側を結ぶ方向を翼厚さ方向としたときに、
翼の内部に、背側部材と腹側部材を結びつつ翼長さ方向に延伸する１以上の隔壁部材を設けて、翼長さ方向に冷却空気を流すことができる冷却空気通路を形成し、背側部材内面と腹側部材内面の少なくとも一方から翼厚さ方向中心に向かって突出する複数の突起を、冷却空気通路の一対の隔壁部材の双方からそれぞれ他方に向けて冷却空気流れの上流側に傾斜させて延伸させながら、翼長さ方向に互いに離間させて略平行に配設して成り、
突起が、翼幅方向の長さが冷却空気通路の半分を越える長い突起と、翼幅方向の長さが冷却空気通路の半分未満である短い突起の２種類とされ、
一対の隔壁部材の一方から長い突起が配設された場合は、同じ翼長さ位置で他方から延伸する突起は短い突起とされ、かつ、それぞれの隔壁部材の側で長い突起と短い突起が、翼長さ方向で、交互に配設されている。
したがって、冷却空気通路の翼幅方向で４つの異なる位置から渦が発生し、この渦が、腹側および背側に４つの異なる位置で当たるので冷却効率がよい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のガスタービンの翼冷却構造を概略的に示す図である。
【図２】図１の翼冷却構造における渦の発生を説明する図である。
【図３】図２のＩＩＩ−ＩＩＩ  線にそって見た断面図である。
【図４】従来技術における渦の発生を説明する図である。
【図５】図４のｖ−ｖ線にそって見た断面図である。
【図６】突起の断面の形状を示す図であって、
（Ａ）は四角形断面のものを示し、
（Ｂ）は三角形断面のものを示し、
（Ｃ）は半月形断面のものを示している。
【図７】ガスタービンの燃焼器の周辺の構造を説明する図である。
【符号の説明】
９…動翼
９０ａ…腹側部材
９０ｂ…背側部材
９０ｆ…前縁部材
９０ｒ…後縁部材
９１、９２、９３、９４、９５…第１、２、３、４、５隔壁部材
９６…軸心側部材
９７…翼端部材
９８…冷却空気取り入れ口
９９…冷却空気排出口
１０１、１０２、１０３、１０４、１０５、１０６  第１、２、３、４、５、６…冷却空気通路
１１０、１２０…第１、２突起
【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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