(57)【要約】  【課題】  簡単な構成で、動翼前縁ハブ側更には動翼プラットフォーム前部の冷却効率を向上させ、動翼の長寿命化を図ることが可能な動翼プラットフォームを提供する。  【解決手段】  動翼プラットフォーム２のシールフィン２ｂ上縁部に切欠部２ｃを設け、この部分のみハニカムシール８とのクリアランスが大きくなるようにしている。これにより、切欠部２ｃから冷却空気をキャビティー９へ積極的に導入し、この冷却空気をホットスポットが生じやすい部位、即ち動翼１の前縁部前方のキャビティー面２ａ上に吹き付けるようにしている。この場合、導入された冷却空気は矢印Ａで示す如く、動翼１の前縁部前方のキャビティー面２ａから動翼前縁ハブ側１ａを経て、動翼１の腹側（正圧側）へと流れ込む。【選択図】      図１
2006077658.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンの回転部と静止部との間のシールを行うシールフィンをプラットフォーム前端に備えた動翼プラットフォームにおいて、
前記シールフィンに切欠部を設け、該切欠部から冷却空気をプラットフォーム前部のキャビティーに導入し、そのキャビティー面に吹き付けるようにしたことを特徴とする動翼プラットフォーム。
【請求項２】
以下の条件式を満足することを特徴とする請求項１に記載の動翼プラットフォーム；
０≦ｌ＜０．５Ｐ
但し、
ｌ：動翼前縁部と切欠部中央とのタービン周方向距離
Ｐ：動翼のタービン周方向配列ピッチ
である。
【請求項３】
前記切欠部の面積の方が、前記シールフィンとタービン静止部側のシール部材とのクリアランス面積よりも大きいことを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の動翼プラットフォーム。
【請求項４】
前記切欠部はその前側が開いたベルマウス形状であることを特徴とする請求項１〜請求項３のいずれかに記載の動翼プラットフォーム。
【請求項５】
以下の条件式を満足することを特徴とする請求項１〜請求項４に記載の動翼プラットフォーム；
δ／Ｌａ＞０．１
但し、
δ  ：動翼プラットフォーム上面からハブ側の静翼シュラウド上面までのタービン半径方向高さ
Ｌａ：ハブ側の静翼シュラウド後端から動翼プラットフォーム前部のキャビティー面までのタービン軸方向距離
である。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン動翼の冷却を効果的に行うための、動翼プラットフォームの構造に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来より、ガスタービンにおいては、例えば冷却空気によりタービン回転部の冷却を行っている。図８は、ガスタービンにおける回転部と静止部との間のシール構造を模式的に示す縦断面図である。同図において、１は動翼であり、ケーシング４内部に設けられている。また、動翼１の下部即ちハブ側には動翼プラットフォーム２が固定されている。そして、動翼１に動翼プラットフォーム２が固定された各ブロックが、タービンディスク３外周に配設され、全周に渡って取り付けられている。
【０００３】
一方、静翼５は動翼１に対して、タービンを駆動する高温・高圧ガスの上流側に設けられている。また、静翼５の上下部には静翼シュラウド６，７がそれぞれ固定されている。そして、動翼プラットフォーム２と静翼シュラウド７の間には、タービンの全周に渡ってハニカムシール８が静止部側に配置されている。なお、図９は動翼及びシール部の平面図である。同図に示すように、ハニカムシール８は動翼プラットフォーム２前端のシールフィン２ｂを上から覆うように配置されている。また、動翼１に動翼プラットフォーム２が固定された各ブロックは、そのブロック毎に分割され配設されているのが分かる。
【０００４】
図８に示したように、高温・高圧ガスの主流は、矢印ａの如く静翼５を通過して所定の流れとなり、更に矢印ｂの如く動翼１に吹き付けられてこれを駆動し、タービンディスク３に回転力を与える。一方、冷却空気（シール空気）は矢印ｃで示したように、ハニカムシール８とシールフィン２ｂとの間を通過し、動翼プラットフォーム２前部に設けられたキャビティー９を経て動翼プラットフォーム２さらには動翼１を冷却する。
【０００５】
その他、シールエアの必要供給量を低減させてタービンの効率を向上させながら、効率的に動翼およびロータ・ディスクの冷却がなし得るガスタービンのシール方法およびシール構造が、特許文献１に開示されている。これは、タービン・ロータとステータとの間に有するラビリンスシールのシールリングにシールエア衝突部を形成し、そのシールエア衝突部にロータ・ディスク・ブレナムからのシールエアを衝突させてシールをなすものである。
【０００６】
また、軸流タービン翼の空力性能を向上できる軸流タービン静動翼の翼列間構造が、特許文献２に開示されている。これは、軸流タービンの静翼列と動翼列との間に形成されているキャビティに突き出した抑制板が静翼の内周環に設けられており、且つ抑制板同士が静翼の配列方向へ向かって間隔をあけて、静翼の配列ピッチ内に複数配置されているものである。
【０００７】
また、部分送入段の下流において、蒸気流量の周方向の不均一性を低減または除去した部分送入軸流タービンが、特許文献３に開示されている。これは、周方向に作動流体の送入部と非送入部とを有して作動流体を部分送入する調速段ノズルと、ノズルの下流側に配設されたキャビティと、高圧第１段ノズルとを具備した構成において、キャビティ内において非送入部の下流に位置する部分に配置された流路面積調整板を具備するものである。
【特許文献１】特開２００３−３４３２０６号公報
【特許文献２】特開２００３−１４８１０６号公報
【特許文献３】特開２００３−２５４００５号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
しかしながら、上述したような従来からの構成では、動翼１前縁の圧力場の影響で、キャビティー９からの冷却空気は動翼１を避けて通過する。このため、動翼前縁ハブ側１ａは高温ガスに曝されることとなり、動翼１の耐久性に悪影響を及ぼす。また特に、動翼プラットフォーム２前部に設けられたキャビティー９において、冷却空気に高温ガスが混入し、キャビティー面２ａが局所的に高温となるので（いわゆるホットスポット）、これが高温酸化や熱応力の原因となる。
【０００９】
図１０は、このようなホットスポットが生じる原因を示す図であり、従来の動翼の構成を模式的に示す斜視図である。同図（ａ）に示すように、動翼１の前縁部付近におけるガスパスのよどみ点ｄの周囲には、等圧線ｅで示すような静圧分布が生じる。このような静圧分布の存在により、上記冷却空気は同図（ｂ）の矢印ｃで示したように、静圧分布領域中の圧力の高い部分を避けて流れ、隣接する動翼（不図示）の背側（負圧側）へと流入する。
【００１０】
その結果、同図（ｃ）に示すように、動翼１の前縁部前方のキャビティー面２ａ上には、斜線で示す領域ｆで示すようなホットスポットが生じる。このようなホットスポットが生じると、これが動翼プラットフォーム２の高温酸化や熱応力の原因となり、動翼プラットフォーム２が欠損更には破損するおそれが出てくる。本発明は、以上のような問題点に鑑み、簡単な構成で、動翼前縁ハブ側更には動翼プラットフォーム前部の冷却効率を向上させ、動翼の長寿命化を図ることが可能な動翼プラットフォーム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】
上記目的を達成するために、本発明では、タービンの回転部と静止部との間のシールを行うシールフィンをプラットフォーム前端に備えた動翼プラットフォームにおいて、前記シールフィンに切欠部を設け、その切欠部から冷却空気をプラットフォーム前部のキャビティーに導入し、そのキャビティー面に吹き付けるようにしたことを特徴とする。ここではガスパス上流側を前側としている。
【００１２】
また、以下の条件式を満足することを特徴とする。
０≦ｌ＜０．５Ｐ
但し、
ｌ：動翼前縁部と切欠部中央とのタービン周方向距離
Ｐ：動翼のタービン周方向配列ピッチ
である。
【００１３】
また、前記切欠部の面積の方が、前記シールフィンとタービン静止部側のシール部材とのクリアランス面積よりも大きいことを特徴とする。また、前記切欠部はその前側が開いたベルマウス形状であることを特徴とする。
【００１４】
また、以下の条件式を満足することを特徴とする。
δ／Ｌａ＞０．１
但し、
δ  ：動翼プラットフォーム上面からハブ側の静翼シュラウド上面までのタービン半径方向高さ
Ｌａ：ハブ側の静翼シュラウド後端から動翼プラットフォーム前部のキャビティー面までのタービン軸方向距離
である。
【発明の効果】
【００１５】
本発明によれば、簡単な構成で、動翼前縁ハブ側更には動翼プラットフォーム前部の冷却効率を向上させ、動翼の長寿命化を図ることが可能な動翼プラットフォームを提供することができる。
【００１６】
具体的には、シールフィンに切欠部を設け、その切欠部から冷却空気をプラットフォーム前部のキャビティーに導入し、そのキャビティー面に吹き付ける構成とすることにより、高温部の温度低減が可能となる。
【００１７】
また、条件式０≦ｌ＜０．５Ｐを満足させて切欠部の位置を規定する構成により、冷却空気をホットスポットが生じやすい部位に正確に吹き付けることが可能となる。
【００１８】
また、切欠部の面積の方がシールフィンとタービン静止部側のシール部材とのクリアランス面積よりも大きい構成とすることにより、十分な冷却空気をホットスポットが生じやすい部位に吹き付けることが可能となる。
【００１９】
また、切欠部はその前側が開いたベルマウス形状である構成とすることにより、切欠部における圧力損失を低減し、冷却空気が切欠部より導入されやすくなる。
【００２０】
また、条件式δ／Ｌａ＞０．１を満足する構成により、ガスパスからの高温ガスのシール部への巻き込みそのものを低減し、更には高温ガスが動翼プラットフォーム前部に設けられたキャビティーに入り込むことを低減することが可能となる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２１】
以下、本発明の実施の形態について、図面を参照しながら説明する。本発明では、動翼プラットフォーム前端からキャビティーへ流入する冷却空気を、ホットスポットが生じやすい部位へ積極的に吹き付ける構成としている。
【実施例１】
【００２２】
図１は、本発明の実施例１に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す斜視図である。同図に示すように、本実施例では、動翼プラットフォーム２のシールフィン２ｂ上縁部に切欠部２ｃを設け、この部分のみ上記ハニカムシール８とのクリアランスが大きくなるようにしている。これにより、切欠部２ｃから冷却空気をキャビティー９へ積極的に導入し、この冷却空気をホットスポットが生じやすい部位、即ち動翼１の前縁部前方のキャビティー面２ａ上に吹き付けるようにしている。この場合、導入された冷却空気は同図の矢印Ａで示す如く、動翼１の前縁部前方のキャビティー面２ａから動翼前縁ハブ側１ａを経て、動翼１の腹側（正圧側）へと流れ込む。
【００２３】
なお、動翼プラットフォーム２のシールフィン２ｂ上縁部において、切欠部２ｃを設けない部分はハニカムシール８とのクリアランスが殆ど０となる場合がある。このとき、冷却空気は切欠部２ｃから導入されるのみとなるので、キャビティー９全体には行き渡らず、幾らかの領域が高温ガスに曝されて、不具合が生じるおそれがある。そこで、これを予防するためには、切欠部２ｃの他にもシールフィン２ｂ上縁部において幾つかの切欠部を設け、全体として複数の切欠部とするか、若しくは切欠部２ｃの開口を十分に大きくして、冷却空気がキャビティー９全体に行き渡るようにすれば良い。
【実施例２】
【００２４】
図２は、本発明の実施例２に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す斜視図である。本実施例では、冷却空気をホットスポットが生じやすい部位に正確に吹き付けるため、上記実施例１における切欠部２ｃの位置を規定する構成としている。具体的には、動翼１の前縁部からのタービン周方向の距離を規定するべく、以下の条件式を満足するようにしている。
【００２５】
０≦ｌ＜０．５Ｐ
但し、
ｌ：動翼前縁部と切欠部中央とのタービン周方向距離
Ｐ：動翼のタービン周方向配列ピッチ（図９参照）
である。なお、ｌの値は翼の形状等により異なるものであり、例えばＣＦＤ（Computed Fluid Dynamics）を用いた解析等により特定することができる。
【実施例３】
【００２６】
図３は、本発明の実施例３に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す図であり、動翼プラットフォーム前端のシールフィンをガスパスの上流側より見た図である。本実施例では、同図に斜線で示すように、シールフィン２ｂの切欠部２ｃの面積（ガスの通過可能面積）をＢとおき、シールフィン２ｂとハニカムシール８との元のクリアランス面積をＣとおくと、Ｂ＞Ｃの関係となるようにしている。
【００２７】
これにより、十分な冷却空気をホットスポットが生じやすい部位に吹き付け、高温部の温度低減を図るようにしている。なお、切欠部２ｃは同図に示したような形状（半円状）や位置に限定されるものでは勿論なく、例えば矩形状としたり、またシールフィン２ｂのタービン周方向端部を切除した構成としても良い。要するに、切欠部の面積が元のクリアランス面積より大きく、またホットスポットが生じやすい部位に冷却空気が吹き付けられるように、切欠部の位置が定められていれば良い。
【実施例４】
【００２８】
図４は、本発明の実施例４に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す図である。同図（ａ）は切欠部及びその近傍をガスパスの上流側より見た図であり、同図（ｂ）は切欠部の拡大断面図、同図（ｃ）はシールフィン上縁部の拡大断面図である。本実施例では、切欠部２ｃの前側であるガスパス上流側内周縁部を、朝顔形或いはラッパ形等のように開いたいわゆるベルマウス形状とした構成としている。
【００２９】
具体的には、同図（ａ）に示す切欠部２ｃのタービン半径方向断面ＥＥやタービン周方向断面ＦＦ等、ガスパス上流側内周縁部全体を、同図（ｂ）で示すようなベルマウス形状としている。これにより、切欠部２ｃにおける圧力損失を低減し、冷却空気が切欠部２ｃより導入されやすいようにしている。なお、このようなベルマウス形状には限定されるものではなく、例えばＲ面形状若しくはＣ面形状としても良い。要するに、切欠部２ｃのガスパス上流側内周縁部を、できるだけ滑らかに開いた形状とし、冷却空気がスムーズに導入されるようにすれば良い。
【００３０】
加えて、同図（ａ）に示すシールフィン２ｂのガスパス上流側上縁部の断面ＧＧを、同図（ｃ）で示すような直角に代表されるシャープエッジとして、シールフィン２ｂ上縁部とハニカムシール８との隙間における圧力損失を高くし、この部分を冷却空気が通過しにくくすれば尚良い。これにより、冷却空気が切欠部２ｃから更に優先的に導入されるので、高温部の温度低減を更に効率良く行うことができる。
【実施例５】
【００３１】
図５は、本発明の実施例５に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す縦断面図である。本実施例では、噴流理論により、上記シールフィン２ｂの切欠部２ｃの開口と同等の噴出口を有するノズルを想定し、その図示しない噴出口の直径Ｄ（等価直径）と、シールフィン２ｂ後面からキャビティー面２ａまでのタービン軸方向距離（即ちキャビティー９の溝幅）Ｌとの関係を、以下の条件式により規定している。
【００３２】
Ｌ／Ｄ≦５〜１０
但し、
Ｌ：シールフィン後面からキャビティー面までのタービン軸方向距離
Ｄ：切欠部の開口と同等の噴出口を有するノズルの、その噴出口の直径（等価直径）
である。
【００３３】
ここで距離Ｌは、等価直径Ｄのノズルから出た噴流の、いわゆるポテンシャルコアが残存する距離と同等のものを想定しており、上記条件式を満足することにより、冷却空気をホットスポットが生じやすい部位に十分に吹き付け、高温部の温度低減を図ることが可能となる。
【実施例６】
【００３４】
図６は、本発明の実施例６に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す図であり、タービン回転部と静止部との関係を模式的に示す縦断面図である。本実施例では、静翼シュラウドと動翼プラットフォームとの段差、即ちタービン中心からの半径差を規定し、上記切欠部から導入される冷却空気の効果を更に有効にする構成としている。具体的には、同図において、ガスパス上流側に位置する静翼５におけるハブ側の静翼シュラウド７を、動翼プラットフォーム２より高い位置、即ちタービンのより外側となるように配置し、その位置関係を以下の条件式により規定している。
【００３５】
δ／Ｌａ＞０．１
但し、
δ  ：動翼プラットフォーム上面からハブ側の静翼シュラウド上面までのタービン半径方向高さ
Ｌａ：ハブ側の静翼シュラウド後端から動翼プラットフォーム前部のキャビティー面（２ａ）までのタービン軸方向距離
である。
【００３６】
上記条件式を満足することにより、ガスパスからの高温ガスのシール部への巻き込みそのものを低減し、更には高温ガスが動翼プラットフォーム２前部に設けられたキャビティー９に入り込むことを低減することができる。なお、δ，Ｌａの値は翼の形状等により異なるものであり、例えばＣＦＤ（Computed Fluid Dynamics）を用いた解析等により特定することができる。
【実施例７】
【００３７】
図７は、本発明の実施例７に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す図であり、タービン回転部と静止部との関係を模式的に示す縦断面図である。本実施例は、上記実施例５を発展させたものであり、同図の矢印Ａで示す冷却空気（切欠部からのシール空気）の吹き出し量ＧLよりも、同図の矢印Ｈで示す静翼シュラウド７後端からの冷却空気の吹き出し量ＧCの方が多い場合、即ちＧC＞ＧLの場合、静翼シュラウド７後端における冷却空気の吹き出し口の等価直径ＤCと、ハブ側の静翼シュラウド７後端から動翼プラットフォーム２前部のキャビティー面２ａまでの距離との関係を、以下の条件式により規定している。
【００３８】
Ｌａ／ＤC≦５〜１０
但し、
ＤC ：ハブ側の静翼シュラウド後端における冷却空気の吹き出し口の等価直径
Ｌａ：ハブ側の静翼シュラウド後端から動翼プラットフォーム前部のキャビティー面までのタービン軸方向距離
である。
【００３９】
上記条件式を満足することにより、シール空気に頼らずとも、ハブ側の静翼シュラウド後端からの冷却空気を、ホットスポットが生じやすい部位に十分に吹き付け、高温部の温度低減を図ることが可能となる。
【００４０】
なお、請求項３で言うタービン静止部側のシール部材は、実施例におけるハニカムシール８に対応している。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１】本発明の実施例１に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す斜視図。
【図２】本発明の実施例２に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す斜視図。
【図３】本発明の実施例３に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す図。
【図４】本発明の実施例４に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す図。
【図５】本発明の実施例５に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す縦断面図。
【図６】本発明の実施例６に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す図。
【図７】本発明の実施例７に係る動翼プラットフォームの構成を模式的に示す図。
【図８】ガスタービンにおける回転部と静止部との間のシール構造を模式的に示す縦断面図。
【図９】動翼及びシール部の平面図。
【図１０】ホットスポットが生じる原因を示す図。
【符号の説明】
【００４２】
１    動翼
１ａ    動翼前縁ハブ側
２    動翼プラットフォーム
２ａ    キャビティー面
２ｂ    シールフィン
２ｃ    切欠部
３    タービンディスク
４    ケーシング
５    静翼
６    静翼シュラウド（ケーシング側）
７    静翼シュラウド（ハブ側）
８    ハニカムシール
９    キャビティー面
【図１】
2006077658.tif 000003
【図２】
2006077658.tif 000004
【図３】
2006077658.tif 000005
【図４】
2006077658.tif 000006
【図５】
2006077658.tif 000007
【図６】
2006077658.tif 000008
【図７】
2006077658.tif 000009
【図８】
2006077658.tif 000010
【図９】
2006077658.tif 000011
【図１０】
2006077658.tif 000012