(57)【要約】  【課題】  インシデンス特性が改善されることにより、タービン効率の向上が可能な軸流タービン翼を提供する。  【解決手段】  作動流体が流入する側の前縁部と、作動流体が流出する側の後縁部と、前記前縁部と前記後縁部の間に延在する圧力面と、前記圧力面の反対側に位置し、前記前縁部と前記後縁部の間に延在する負圧面と、を備え、前記前縁部は、前記後縁部よりも熱膨張率が高い材料で形成されていることを特徴とする。【選択図】  図８
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
作動流体が流入する側の前縁部と、
作動流体が流出する側の後縁部と、
前記前縁部と前記後縁部の間に延在する圧力面と、
前記圧力面の反対側に位置し、前記前縁部と前記後縁部の間に延在する負圧面と、を備え、
前記前縁部は、前記後縁部よりも熱膨張率が高い材料で形成されていることを特徴とする軸流タービン翼。
【請求項２】
請求項１に記載の軸流タービン翼であって、
前記前縁部および前記後縁部の各々の内部に、冷却媒体が流れる冷却流路が少なくとも１系統ずつ設けられていることを特徴とする軸流タービン翼。
【請求項３】
請求項２に記載の軸流タービン翼であって、
前記前縁部および前記後縁部は、多孔質材料で形成されており、
前記多孔質材料の各孔内を冷却媒体が流れることで、前記前縁部および前記後縁部が冷却されることを特徴とする軸流タービン翼。
【請求項４】
請求項２または３に記載の軸流タービン翼であって、
前記冷却流路から前記負圧面に冷却媒体を放出する複数の冷却孔が設けられていることを特徴とする軸流タービン翼。
【請求項５】
作動流体が流入する側の前縁部と、
作動流体が流出する側の後縁部と、
前記前縁部と前記後縁部の間に延在する圧力面と、
前記圧力面の反対側に位置し、前記前縁部と前記後縁部の間に延在する負圧面と、を備え、
前記前縁部、前記後縁部、前記負圧面は、前記圧力面よりも熱膨張率が高い材料で形成されていることを特徴とする軸流タービン翼。
【請求項６】
請求項５に記載の軸流タービン翼であって、
前記前縁部および前記圧力面、前記負圧面の各々の内部に、冷却媒体が流れる冷却流路が少なくとも１系統ずつ設けられていることを特徴とする軸流タービン翼。
【請求項７】
請求項６に記載の軸流タービン翼であって、
前記前縁部と前記圧力面の界面、前記後縁部と前記圧力面の界面の少なくともいずれか一方の界面に、前記圧力面に冷却媒体を放出する複数の冷却孔が設けられていることを特徴とする軸流タービン翼。
【請求項８】
作動流体が流入する側の前縁部と、
作動流体が流出する側の後縁部と、
前記前縁部と前記後縁部の間に延在する圧力面と、
前記圧力面の反対側に位置し、前記前縁部と前記後縁部の間に延在する負圧面と、を備え、
前記前縁部、前記後縁部、前記圧力面は、前記負圧面よりも熱膨張率が高い材料で形成されていることを特徴とする軸流タービン翼。
【請求項９】
請求項８に記載の軸流タービン翼であって、
前記前縁部および前記圧力面、前記負圧面の各々の内部に、冷却媒体が流れる冷却流路が少なくとも１系統ずつ設けられていることを特徴とする軸流タービン翼。
【請求項１０】
請求項９に記載の軸流タービン翼であって、
前記冷却流路から前記負圧面に冷却媒体を放出する複数の冷却孔が設けられていることを特徴とする軸流タービン翼。
【請求項１１】
請求項１０に記載の軸流タービン翼であって、
前記前縁部と前記負圧面の界面、前記後縁部と前記負圧面の界面の少なくともいずれか一方の界面に、前記負圧面に冷却媒体を放出する複数の冷却孔が設けられていることを特徴とする軸流タービン翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、軸流タービン翼の構造に関し、特に、タービン効率改善に有効な技術に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンならびに蒸気タービンなどの軸流タービンにおいては、性能向上を目的とした種々の技術が採用されており、近年は高効率を実現している。タービンの性能向上を実現するためには、タービン内部の圧力、段落、排気、機械等の各損失を低減させること、さらに使用する作動流体によっては、タービン翼に対する高温対策が必要不可欠となる。
【０００３】
はじめにタービンにおける損失について述べる。損失は大きく分けて、二次流れ損失、翼形損失、漏れ損失などがある。これらの損失はタービンの各段落に共通する損失であり、全体の損失の中でも大きな割合を占める。
【０００４】
ここでは、二次流れ損失と翼形損失について説明する。二次流れ損失は翼間の圧力差で生じる二次流れの影響により、翼前縁より発生する渦が翼間にて発達し、流路渦を形成することが主な原因である。特に、翼長の短いタービン翼では、二次流れ損失の影響が非常に大きいことが知られている。
【０００５】
一方、翼形損失は二次元翼素に関する損失である。この場合、翼形損失の低減策としては、主に翼形を高性能化すること、作動流体の流入角を適正化する方法などが知られている。例えば、作動流体の流入角については、軸流タービンの起動／停止時と定格運転時の流入角が大きく異なる場合がある。このため、タービン翼の設計では、翼の入口角と作動流体の流入角の差であるインシデンスと呼ばれる指標を用い、インシデンスが大きくなっても翼性能が低下しないように翼形を設計する方法が取られる。
【０００６】
以上に述べた損失低減方法に加え、タービン翼に対して、耐熱対策を施す必要がある場合もある。特にガスタービンにおいては、作動流体として千数百℃に達する高温高圧ガスを使用するため、タービン翼を冷却する必要がある。タービン翼の冷却方法として、例えばタービン翼内部に冷却空気を供給する方法と、タービン翼表面に冷却孔と呼ばれる孔を設け、翼表面上に冷却空気を送り込む方法に大別される。特に後者の方法は、一般にフィルム冷却法と呼ばれている。冷却孔はタービン静翼の背側および腹側に設けられており、この孔より冷却空気がタービン翼表面に供給される。
【０００７】
上記に述べた方法により、タービン翼の冷却を実現しているが、冷却孔の幾何学形状の影響を受けるため、冷却効率の面を考えると、冷却孔付近と比較して、冷却孔下流側の冷却効率が低くなる課題を有している。このため、冷却孔と冷却効率に関しては、翼面上の孔の位置、形状、壁に対する吹き出し角度、作動流体に対する吹き出し角度など、多くの幾何学的パラメータに依存することが知られている。
【０００８】
作動流体の流入角を適正化する例として、例えば特許文献１のような技術がある。特許文献１には、複数の燃焼器を備えたガスタービンにおいて、タービン入口における流れ分布の不均一性に対処することを目的に、タービン静翼の上流側に案内羽根を設けることで、タービン静翼に均一化した作動流体を供給するアイデアが開示されている。
【０００９】
また、特許文献２では、タービン静翼の構造について、燃焼ガスの流れ方向に対するタービン静翼の角度を変更するために、タービン静翼を回転させるために必要なリンク機構やアクチュエータ等を用いずに燃焼ガスの旋回流速が変更できるよう、熱膨張の異なる耐熱金属板を用いたタービン静翼構造が提案されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１０】
【特許文献１】特開２００８−１７５２０７号公報
【特許文献２】特開平８−１６５９５３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
ところで、タービン静翼は後段にあるタービン動翼に所定の角度でガスを流入させるよう整流化および加速する役割を担っている。タービン静翼で整流化されたガスは、タービン静翼の下流に設けられたタービン動翼に流入する。従って、タービン静翼でのインシデンス特性を改善して、損失を可能な限り抑制することは、タービン効率を向上する上で重要な課題である。
【００１２】
上記特許文献１では、タービン入口における流れ分布の不均一性に着目し、これに対処する目的でタービン静翼の上流側に案内羽根を設けているが、案内羽根を別途設置するために使用する端板を用いることで、タービン静翼全体の損失が増加する可能性が考えられる。
【００１３】
また、上記特許文献２では、タービン側の高温ガスによる焼き付きや摩耗の影響に着目し、タービン静翼に角度調整機構を使用せず、自動的にガスの旋回流速が変更できる構造が提案されている。しかしながら、熱源が主にガス温度に依存する受動的な制御となる可能性がある。
【００１４】
そこで、本発明の目的は、インシデンス特性が改善されることにより、タービン効率の向上が可能な軸流タービン翼を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
上記の課題を解決するために、本発明は、作動流体が流入する側の前縁部と、作動流体が流出する側の後縁部と、前記前縁部と前記後縁部の間に延在する圧力面と、前記圧力面の反対側に位置し、前記前縁部と前記後縁部の間に延在する負圧面と、を備え、前記前縁部は、前記後縁部よりも熱膨張率が高い材料で形成されていることを特徴とする。
【００１６】
また、本発明は、作動流体が流入する側の前縁部と、作動流体が流出する側の後縁部と、前記前縁部と前記後縁部の間に延在する圧力面と、前記圧力面の反対側に位置し、前記前縁部と前記後縁部の間に延在する負圧面と、を備え、前記前縁部、前記後縁部、前記負圧面は、前記圧力面よりも熱膨張率が高い材料で形成されていることを特徴とする。
【００１７】
また、本発明は、作動流体が流入する側の前縁部と、作動流体が流出する側の後縁部と、前記前縁部と前記後縁部の間に延在する圧力面と、前記圧力面の反対側に位置し、前記前縁部と前記後縁部の間に延在する負圧面と、を備え、前記前縁部、前記後縁部、前記圧力面は、前記負圧面よりも熱膨張率が高い材料で形成されていることを特徴とする。
【発明の効果】
【００１８】
本発明によれば、タービン翼の前縁部を熱膨張により変形させることで、部分負荷運転時において発生するタービン静翼に対して角度のついた作動流体に対するインシデンス特性を改善することができ、二次流れ損失の低減が見込まれる。
【００１９】
また、翼部に二種類以上の材料を組み合わせて採用し、熱膨張率の高い材料をタービン翼に選択的に適用することで、タービン静翼を翼列として構成した場合に生じるスロート長を調整することが可能となる。
【００２０】
また、二種類以上の材料を用いることで生じるタービン静翼の材料境界面に冷却孔を設けることで、単一材料を使用した場合と比較して冷却孔が熱膨張により相対的に大きくなる効果がある。これにより、部分負荷運転時の冷却流量を従来よりも抑制する効果をもたらし、タービン効率を向上することができる。
【００２１】
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】
【００２２】
【図１】ガスタービン静翼の概略構成を示す図である。
【図２】ガスタービン静翼とガスタービン動翼の位置関係を示す図である。
【図３】ガスタービン翼列間に発生する渦およびインシデンスを概念的に示す斜視図である。
【図４】本発明の一実施形態に係るタービン静翼の斜視図である。
【図５】本発明の一実施形態に係るタービン静翼の斜視図である。
【図６】本発明の一実施形態に係るタービン静翼の斜視図である。
【図７】ガスタービンの運転条件と圧力比の関係を示す図である。
【図８】本発明の一実施形態に係るタービン静翼の斜視図である。
【図９】ガスタービンの運転条件と冷却流量の関係を示す図である。
【図１０】本発明の一実施形態に係るタービン静翼の斜視図である。
【図１１】本発明の一実施形態に係るタービン静翼の斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
以下、図面を用いて本発明の実施例を説明する。なお、各図面において、同一の構成については同一の符号を付し、重複する部分についてはその詳細な説明は省略する。
【実施例１】
【００２４】
先ず、図１から図３を用いて、軸流タービン翼の概略構成と課題について説明する。なお、本明細書では、軸流タービンの代表例としてガスタービンを例に説明する。図1にガスタービンで使用される静翼の模式図を示す。タービン静翼の外壁１とタービン静翼の内壁２との間には、形成される流路内に複数のタービン静翼３が設置される。タービン静翼３は、静翼の根元部および先端部が静翼の外壁１と静翼の内壁２に固定された構成となっている。
【００２５】
タービン静翼３は翼枚数から決定される隣り合う翼の周方向長さ（ピッチ長ｔ）を用いて等間隔に設置される。タービン静翼３の後縁部１０から隣接する翼の圧力面までの最短距離ｓはスロート長と呼ばれ、翼形の性能を評価するためのパラメータの一つとなっている。また、ガスタービンの場合、タービン静翼３の表面には冷却孔４が備え付けられている。タービン静翼３の冷却条件により冷却孔４の位置および個数、形状は様々であり、図１ではその一例を示す。
【００２６】
図２にガスタービンで使用する静翼３および動翼５の位置関係を示す。静翼３は静翼の外壁１と静翼の内壁２との間に固定されている。静翼３の先端側は静翼の外壁１に、静翼３の根元側は静翼の内壁２に、動翼５は静翼３の下流側にそれぞれ設置される。動翼５の根元側はタービンロータ６に固定され、先端側にはシュラウド７が設置されている。作動流体の主流８は静翼前縁部９より静翼翼間を通過し、静翼後縁部１０から流出する。この流出した作動流体が動翼５に衝突することで、タービンロータ６が回転し、タービンロータ６の端部に据え付けられた発電機（図示せず）を回転させる。
【００２７】
図３は、タービン静翼の翼列間の流動状態を示す斜視図である。タービン翼列内部にはタービン静翼圧力面１１（以下、圧力面と記す）およびタービン静翼負圧面１２（以下、負圧面と記す）が存在する。作動流体の主流８はタービン静翼前縁部９側より供給され、圧力面１１と負圧面１２内で構成されるタービン翼間を通過し、タービン静翼後縁部１０へと流出する。作動流体が翼間流路１３を通過する時、タービン翼間に圧力勾配が生じる。このため、圧力面１１から負圧面１２に向かう二次流れ１４が生じる。
【００２８】
また、タービン静翼前縁部９より作動流体の主流８が衝突し、圧力面１１と負圧面１２に渦が発生する。この渦は、タービン翼列内部の流路内で発達しながら、流路渦１５を形成する。流路渦１５は根元部および先端部それぞれに存在する。タービン翼の段落効率を考えると、二次流れ１４、流路渦１５は、タービン翼間に存在することで、本来タービン翼が行うべき仕事の効率低下を招き、二次流れ損失の大きな要因となる。
【００２９】
ここで、二次流れ損失に影響を及ぼすインシデンスについて説明する。図３には作動流体がインシデンス０で流入する場合を例に示す。なお、ここでは作動流体の主流８が翼の圧力面側１１より流入する場合は正のインシデンス、翼の負圧面側１２より流入する場合は負のインシデンスとする。インシデンスを大きく持って作動流体が静翼列に流入した場合、正のインシデンスの条件下では、作動流体は翼の圧力面１１に衝突し、負のインシデンスの条件下では、翼の負圧面１２に衝突する。翼面に衝突した作動流体は渦を形成し、インシデンスが０の場合と比較して早期に流路渦１５が形成され、二次流れ損失が大きくなる傾向にある。
【００３０】
一般的にタービン翼のインシデンス特性を向上させる方法として、タービン翼前縁部を鈍頭化する方法がある。タービン翼前縁を鈍頭化することで、インシデンスを大きく持って作動流体が流入したとしてもタービン翼そのものの抵抗は小さくて済み、作動流体が前縁部に衝突した後に翼の負圧面側、圧力面側に作動流体をスムーズに流入させることができる。
【００３１】
図４に、本実施例の熱膨張率の異なる翼（材料）を組み合わせたタービン静翼を示す。本実施例では、タービン静翼の前縁部９に材料Ａ１８を適用し、後縁部１０に材料Ｂ１９を適用している。材料Ａ１８と材料Ｂ１９の熱膨張率の関係は、材料Ｂ１９＜材料Ａ１８としている。なお、本実施例では、材料Ａ１８と材料Ｂ１９のそれぞれの材料を冷却するための冷却流路１６および冷却孔４を設けている。高温のガスが本タービン翼に接触すると、材料の熱膨張率の差により、材料Ａ１８を適用している前縁側（タービン静翼前縁部９側）が大きくなる。材料の初期形状にもよるが、熱により前縁部が熱膨張することで、タービン静翼の前縁部は鈍頭化し、ガスの流入角に対する性能の影響が小さいタービン翼とすることができる。
【００３２】
つまり、タービン静翼に熱膨張率の異なる二種類以上の材料を用いることで、熱膨張によりタービン翼の前縁部を変形させてインシデンス特性を改善し、二次流れ損失を低減することができる。
【実施例２】
【００３３】
図５に、図４のタービン静翼に対し、翼冷却流路部として多孔状の冷却流路を追加した他の実施例を示す。多孔状の流路を設けることで、タービン翼を効率よく冷却することができる他に、翼冷却に使用する冷却流量を制御する事で、タービン静翼の熱膨張を能動的に制御する事ができる。例えば、インシデンスが比較的大きい状態でタービン静翼に流入する部分負荷運転中は、冷却流量を減らしてタービン翼を熱膨張により鈍頭翼化することができ、また、インシデンスが比較的小さくなる定格運転時には、冷却流量を増やしてタービン翼を冷やすことで熱膨張による鈍頭翼化を抑えることができる。なお、この時に使用する冷却媒体は、空気や蒸気などタービン翼を冷却できる媒体であれば、種別は問わない。
【実施例３】
【００３４】
図６に、熱膨張率の異なる材料を組み合わせたタービン静翼において、材料の適用部位を変えた実施例を示す。本実施例では、熱膨張率の高い材料Ａ１８を前縁部９、翼負圧面側１２、翼後縁部１０に適用し、材料Ｂ１９を翼圧力面側１１に適用している。このような構造とすることで、タービン翼に熱が加わることで、前縁部９が熱膨張することに加えて、翼後縁部１０も膨張する効果を持たせることができる。このため、タービン翼が翼列を形成した際に生じるスロート長が短くなり、タービン翼入口の全圧とタービン翼出口全圧の比である圧力比を高くする効果がある。
【００３５】
図７に、ガスタービンの運転状態と圧力比の関係を示す。例えば、一軸のガスタービンの場合、圧力比が向上することで熱効率は上昇する。タービン翼を通過する流量はスロート長によらず一定と仮定すると、スロート長が短くなることは、翼列を形成する流路抵抗が増す方向に作用する。流路抵抗が増すことにより、タービン入口の圧力が上昇し、圧力比が上昇し、熱効率は上昇する。部分負荷運転時は、特に本実施例（本発明）によりスロート長を短くすることができるため、部分負荷運転時の効率を向上することができる。
【００３６】
なお、一例として、材料Ａ１８はＮｉ基ベース等の線膨張係数の大きな材料であり、材料Ｂ１９は炭素複合材等の線膨張係数の小さい材料を想定し、材料Ａ１８と材料Ｂ１９の線膨張係数の差が１０×１０−６／Ｋと仮定する。高温耐熱材タービン翼の翼前縁部と翼後縁部を結ぶ翼弦長が約１６０ｍｍ、スロート長／翼弦長の比を０．９、タービン翼に加わる温度上昇を６００℃と仮定した場合、スロート長は約１ｍｍ短くなると想定される。この場合、スロート長が１ｍｍ短くなることで、圧力比は０．７％上昇することが想定される。
【実施例４】
【００３７】
図８に、図６に示すタービン静翼において、翼の腹側（圧力面１１側）にある材料Ａ１８および材料Ｂ１９の材料境界面にタービン静翼を冷却するための冷却孔４を設けた例を示す。このような構造とした場合、部分負荷運転時にタービン翼冷却に使用する流量の低減が期待される。材料境界面に冷却孔を設けることで、従来の冷却孔よりも熱膨張による冷却孔の開口面積の調整が可能となる。なお、本実施例では、冷却孔として円形また楕円形状の例を記載しているが、翼高さ方向にスリット状の冷却孔を設けるなどの方法も考えられる。
【００３８】
図９に、図８のタービン静翼を用いた場合の運転状態とタービン翼冷却に使用する冷却流量の関係を示す。従来の方法では、単一材料に冷却孔を設けているため、材料の熱膨張による冷却孔の拡大率は小さい。一方、本発明では、材料の材料境界面部に冷却孔を設けることで材料同士の相対的な熱膨張の差を大きくすることができる。このため、運転停止時における冷却孔の大きさを「本発明の冷却孔の開口面積＜従来の冷却孔の開口面積」とし、定格運転時における冷却孔の大きさを「本発明の冷却孔の開口面積＝従来の冷却孔の開口面積」とすることができ、部分負荷運転時の冷却流量の節約につながり、タービン効率を向上することができる。
【実施例５】
【００３９】
図１０および図１１を用いて、本実施例のガスタービン静翼を説明する。図１０は図６（実施例３）の変形例であり、図１１は図８（実施例４）の変形例である。上記で説明した実施例３および実施例４では、熱膨張率の高い材料Ａ１８を前縁部９、翼負圧面側１２、翼後縁部１０に適用し、材料Ｂ１９を翼圧力面側１１に適用しているが、図１０のように熱膨張率の高い材料Ａ１８を翼前縁部９、翼圧力面側１１、翼後縁部１０に適用し、材料Ｂ１９を翼負圧面側１２に適用することもできる。なお、図１１は図１０の実施例において、材料の材料境界面部に冷却孔を設けた実施例である。
【００４０】
以上、ここで示した本発明の各実施例は、タービン静翼に使用する材料を２種類とした場合を示したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲であれば２種類以上の材料を使用することも可能である。
【００４１】
また、各実施例では、主にガスタービンのタービン静翼に適用した場合の例を用いて説明しているが、例えば、蒸気タービンなどの他の軸流タービンや、ガスタービンや蒸気タービンのタービン動翼にも適用することができる。但し、タービン動翼に適用する場合は、翼の強度の関係で、材料を適用する場所を考慮した設計を行うことが望ましい。
【００４２】
また、各実施例において、熱膨張率の異なる二種類以上の材料を接合する方法についての詳細な説明は省略しているが、加圧接合など一般的な接合方法を用いてもよく、複数の種類の金属粉末を用いた３Ｄプリンターによる一体成型などの方法を用いてもよい。
【００４３】
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】
【００４４】
１…タービン静翼の外壁
２…タービン静翼の内壁
３…タービン静翼
４…タービン静翼の冷却孔
５…タービン動翼
６…タービンロータ
７…シュラウド
８…作動流体の主流
９…タービン静翼前縁部
１０…タービン静翼後縁部
１１…タービン静翼圧力面（腹側）
１２…タービン静翼負圧面（背側）
１３…翼間流路
１４…二次流れ
１５…流路渦
１６…冷却流路
１７…冷却流路（多孔質）
１８…材料Ａ（材料Ｂよりも熱膨張率の高い材料）
１９…材料Ｂ（材料Ａよりも熱膨張率の低い材料）。
【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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