(57)【要約】本発明は、翼の背側壁（２６）と、後縁部位（２１）において翼の背側壁（２６）に向けて延びる翼の腹側壁（２４）とを有し、翼の背側壁（２６）が後縁部位（２１）の少なくとも部分区域において翼の腹側壁（２４）の端縁を越えて突出する後縁突出尾部（２８）を有するガスタービン（１）のタービン翼（１５）に関し、このタービン翼（１５）を少ない必要冷却空気量でも特に長い寿命となるように設計する。そのために本発明に基づいて、後縁突出尾部（２８）の翼の腹側面が複数の盆状くぼみ（３２）を有し、その各くぼみ（３２）がそれぞれ冷却空気（Ｋ）を局所的に渦巻かせ、これにより後縁突出尾部（２８）からの熱伝達を増大させる。
2008520890.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼の背側壁（２６）と、後縁部位（２１）において翼の背側壁（２６）に向けて延びる翼の腹側壁（２４）とを有し、翼の背側壁（２６）が後縁部位（２１）の少なくとも部分区域において翼の腹側壁（２４）の端縁を越えて突出する後縁突出尾部（２８）を有し、該後縁突出尾部（２８）の翼の腹側面が複数の盆状くぼみ（３２）を有しているガスタービン（１）のタービン翼において、各くぼみ（３２）がそれぞれ後縁突出尾部（２８）の専ら翼の腹側面に環状の周縁（３４）を有していることを特徴とするガスタービン（１）のタービン翼（１５）。
【請求項２】
複数のくぼみ（３２）がそれぞれ楕円形、特に円形の周縁（３４）を有していることを特徴とする請求項１に記載のタービン翼（１５）。
【請求項３】
複数のくぼみ（３２）がそれぞれ球の一部を切り欠いた形状を有していることを特徴とする請求項２に記載のタービン翼（１５）。
【請求項４】
周縁（３４）により形成された円の半径がそれぞれ後縁突出尾部（２８）の幅（ｘ）の１／１０〜１／４であることを特徴とする請求項３に記載のタービン翼（１５）。
【請求項５】
球の一部を切り欠いた形状の深さがそれぞれ球半径の約１／３であることを特徴とする請求項３又は４に記載のタービン翼（１５）。
【請求項６】
複数のくぼみ（３２）が規則的に配置されていることを特徴とする請求項１ないし５のいずれか１つに記載のタービン翼（１５）。
【請求項７】
それぞれ同じ寸法をしたくぼみ（３２）が規則的に配置され、それぞれ隣り合うくぼみ（３２）の周縁（３４）間の距離が、球直径の１〜１．５倍であることを特徴とする請求項３ないし５のいずれか１つに記載のタービン翼（１５）。
【請求項８】
後縁突出尾部（２８）に沿って流れる冷却空気（Ｋ）が、後縁突出尾部（２８）に配置された複数のくぼみ（３２）によって局所的に渦巻かされることを特徴とする請求項１ないし７のいずれか１つに記載のタービン翼（１５）の冷却方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はガスタービンのタービン翼に関する。また本発明はかかるタービン翼を備えたガスタービンと、そのタービン翼の冷却方法に関する。
【０００２】
ガスタービンは発電機や作動機械を駆動するために多くの分野で採用されている。その場合、燃料の含有エネルギがタービン軸の回転運動を発生するために利用される。そのため、燃料が複数のバーナで燃焼され、その際、圧縮機で圧縮された空気が導入される。燃料の燃焼によって、高温高圧の作動媒体Ｍが発生される。その作動媒体Ｍは後置接続されたタービン装置に導かれ、そこで、仕事をしながら膨張する。
【０００３】
ガスタービンのタービン装置は、作動媒体をタービン軸に衝撃伝達するために、タービン軸に結合された複数の動翼を有している。これらの動翼はタービン軸に円環状に配置され、これにより、複数の動翼輪あるいは動翼列を形成している。タービンと圧縮機は、タービンロータとも呼ばれる共通のタービン軸上に配置され、このタービン軸に発電機ないし作業機械も結合され、その中心軸線を中心として回転可能に支持されている。
【０００４】
また、タービン装置は、通常、複数の静翼を有している。これらの静翼も同様に円環状に静翼輪ないし静翼列を形成してタービンの内部車室ないしステータに取り付けられている。その場合、動翼はタービンを貫流する作動媒体の衝撃伝達によってタービン軸を駆動するために使われる。これに対して静翼は作動媒体の流れ方向に連続する２つの動翼列あるいは動翼輪間において作動媒体の流れを案内するために使われる。1つの静翼輪あるいは1つの静翼列と、1つの動翼輪あるいは1つの動翼列とから構成され互いに相前後して位置する一対の翼列は、タービン段とも呼ばれる。
【０００５】
各静翼は一般に翼脚とも呼ばれる翼台座を有し、この翼台座は静翼をタービンの内部車室に固定するために壁要素として配置され、タービンを貫流する作動媒体に対する燃焼ガス通路の外側境界部を形成する。静翼列に続く動翼列の方向に作動媒体の流れを効果的に案内するために、静翼列に付属された静翼は、通常、湾曲した羽根状の断面形状を有し、これにより、それぞれの静翼においてできるだけ小さくされた摩擦損失で所定の流れ案内が生じ、これにより、静翼列ないしそれに付属されたタービン段はできる限り高い効率を有する。そのために静翼の前縁は丸い断面形状を有し、静翼の尖った後縁まで徐々に薄肉になっている。動翼も同じように形成され、その場合、一般に例えば前縁における最大翼厚や曲率半径などのような特有の仕様が使用目的に適合され、即ち、作動媒体からそれぞれの動翼への特に効果的な衝撃伝達のために最適化されている。
【０００６】
上述したガスタービンの設計時、最大出力に加えて、通常、特に高い効率が設計目標となっている。その効率向上は熱力学的理由から基本的に作動媒体が燃焼器から出てタービン装置に流入する温度の増大によって達成される。従って、かかるガスタービンに対して約１２００℃〜１５００℃の温度が努めて求められ、また達成されている。
【０００７】
しかし、作動媒体のそのような高い温度の場合、この作動媒体に曝される構成要素および部品が大きな熱的負荷を受ける。当該構成要素の長い寿命を大きな信頼性のもとで保証するために、通常、当該構成要素特にタービン翼の冷却が必要である。その構成要素の寿命を制限する材料の熱応力を防止するために、一般に、構成要素のできるだけ一様な冷却を達成することが努めて求められる。その冷却材として、通常、冷却空気が利用され、冷却すべき部品の熱がその冷却空気に伝達される。その冷却空気は、いわゆる衝突冷却の場合には、冷却すべき面に対してほぼ垂直に導かれ、あるいはいわゆる膜冷却の場合には、冷却すべき面に沿って、即ち、その面に対してほぼ接線方向に導かれる。また、タービン構成要素の対流冷却のために、タービン構成要素に組合された冷却通路が設置される。さらに、種々の冷却方式を互いに組み合わせることもできる。
【０００８】
熱的に大きく負荷されるタービン翼特に静翼を冷却するために、通常、冷却空気はその内部に導かれ、これにより、それぞれのタービン翼の壁が内部から冷却される。冷却空気の少なくとも一部がタービン翼の後縁から出口開口を通して翼空洞から作動媒体の流れ方向において後方に吹き出される。その後縁を空力学的に良好に形成するため、ないし、吹き出された冷却空気により比較的薄肉の後縁の効果的冷却を可能にするために、翼の背側において空力学的に良好な輪郭を維持した状態で、元来、後縁部位において翼の背側壁にくさび状に合わさる翼の腹側壁が、翼の腹側壁の端縁から突出する翼の背側壁の部分が小さな厚さをしたいわゆる後縁突出尾部を形成するほどにずらされている。この後縁形状は「カットバック（Cut Back）後縁」とも呼ばれている。製造業者に応じて、例えば「プレッシャ  サイド  ブリード（Pressure Side Bleed）のような別の呼び名も普及している。後縁突出尾部は翼の腹側壁の端縁と翼の背側壁の後縁突出尾部との間の隙間から流出する冷却空気による膜冷却によって冷却される。後縁突出尾部の自由端部分が「ランド（Land）」と呼ばれる補強部分によって、あるいは翼の腹側壁がタービン翼を強固にするために後縁部位においてそれぞれ後縁突出尾部まで延長されている帯板によって中断されているとき、それによって後縁はそこが比較的頑丈に保たれる。
【０００９】
ここで、後縁突出尾部の上述した冷却にもかかわらず、その部位に構造上から過熱が生ずる、という問題がある。特に、それにより引き起こされるクラック（割れ）発生が当該タービン翼に対する寿命を制限する。そのような損耗破損の除去にとって必要な点検作業の際、通常、ガスタービンないしタービン装置の大部分が分解され、続いて再び組み立てられねばならないので、代替部品の製造と組立に対する費用のほかに、非常に長い運転休止時間も生ずる。タービン翼特にその後縁の部位における浸食は、冷却空気の多量の使用によって対抗できるが、これはガスタービンの総合効率を低下させる。
【００１０】
本発明の課題は、少ない必要冷却空気量で長い寿命を有するガスタービンのタービン翼を提供することにある。他の課題はかかるタービン翼の利用にある。さらに本発明の課題は、そのタービン翼の冷却方法を提供することにある。
【００１１】
タービン翼に関する課題は、本発明に基づいて、後縁突出尾部の翼の腹側面が複数の盆状くぼみを有していることによって解決される。
【００１２】
本発明は、後縁突出尾部の部位において、翼の腹側面に沿って流れる作動媒体ないし燃焼ガスが翼内部から流出する冷却空気と混合され、これにより、その薄肉構造のために特に敏感な後縁突出尾部が比較的暖かく従って冷却能力の比較的小さな冷却空気を受ける、という考えから出発している。これによって、後縁端部に過熱が生じる可能性があり、この過熱が恐らくクラック（割れ）を発生させ、そのタービン翼の寿命を低下させてしまう。さらに本発明は、ガスタービンの効率を高めるために冷却空気を多量には使用しない、という考えから出発している。その代わりに、後縁部位を冷却するための構造を、高温作動媒体との混合後も冷却空気の有する冷却能力ができるだけ完全に利用し尽くされるように形成しようとしている。そのため、後縁ないし後縁突出尾部からそれに沿って流れる燃焼ガス／冷却空気・混合気への熱伝達が高められるようになされている。
【００１３】
その場合、後縁突出尾部における適切な要素は、一方では、流体的な効果、すなわち、後縁突出尾部に沿って流れる燃焼ガス／冷却空気・混合気の大きな熱伝達作用を生じさせる渦流、が生ずるようにすることである。他方では、その流体的な効果は、冷却すべき面からの冷却膜の剥離ないし転向が生じないように設計される。この目的のために、後縁突出尾部に沿って流れる冷却膜の乱流を高めるが後縁突出尾部から冷却膜が転向するまでには至らないような複数の盆状くぼみ、いわゆる「ディンプル」が設けられている。これによって排出可能な熱量が増大し、他方で、望ましくない圧力損失が防止される。それらのくぼみは各くぼみがそれぞれ後縁突出尾部の専ら翼の腹側面に環状の周縁を有するように形成されている。
【００１４】
後縁突出尾部に設けられた複数のくぼみがそれぞれ楕円形、特に円形の周縁を有していることが有利である。平滑な後縁突出尾部に比べてほんの僅かな流れ抵抗増大しか生じさせない特に適切な実施態様では、各くぼみがそれぞれ球の一部を切り欠いた形状を有していることによって、そのような周縁が実現される。
【００１５】
後縁に沿って流れる作動媒体／冷却空気・混合気の速度と流量およびタービン翼の大きさに適切に適合する方式として、円形周縁を備えたくぼみの場合、その半径は好適には後縁突出尾部の幅の約１／１０〜１／４にされる。球の一部を切り欠いた形状の（最大）深さがその球半径の約１／３に相当していることが有利である。円形と僅かに異なる周縁例えば僅かに偏心した楕円形周縁を有するくぼみは、その深さとその平面的広がりについて、円形周縁ないし球の一部を切り欠いた形状をしたくぼみと同じように寸法づけられるのが有利である。
【００１６】
後縁に沿って流れる作動媒体／冷却空気・混合気が特に一様に影響を受けるようにするために、くぼみが後縁突出尾部の翼の腹側面に規則的に分布されているのが好適であり、そのくぼみが球の一部を切り欠いた形状をしている場合、それぞれ隣り合うくぼみの周縁間の距離が球直径の１〜１．５倍にされるのが有利である。
【００１７】
上述したタービン翼の利用についての課題を解決するために、後縁突出尾部が盆状くぼみを有する本発明に基づくタービン翼が本発明に基づいて定置形ガスタービンに利用される。特に対象となるタービン翼は静翼である。これらの静翼は複数の静翼列の形にまとめられている。このことは動翼の場合にも当てはまる。特に、従来型のタービン翼が装備されたガスタービンはその効率を高めるために後縁冷却について改善されたタービン翼を追加装備することが可能である。
【００１８】
方法についての課題は、後縁突出尾部に沿って流れる冷却空気が後縁突出尾部に配置されたくぼみによって局所的に渦巻かされる、ことによって解決される。
【００１９】
本発明によって得られる利点は特に、いわゆるカットバック後縁を備えたタービン翼において、後縁突出尾部の翼の腹側面にゴルフボールの表面のように比較的小さくて浅いくぼみ（“ディンプル”）を有する的確な表面構造を適用することによってそのそばを通り過ぎる冷却空気への熱伝達が向上されることにある。これにより、この特に危険な部位において熱的負荷が減少され、従って、後縁端部の損傷が防止され、あるいは少なくとも遅らされ、これによって、後縁端部ないし当該タービン翼の寿命が長くなり、および／又は、より高温下で運転できる。また、平滑な後縁突出尾部を備えたタービン翼に比べてディンプルによって流れ抵抗は高められず、従って、冷却空気噴射流ないし作動媒体が圧力損失を生じないのでタービン翼の空力学的性能データは維持され、冷却空気使用量の節約に基づいてそのタービン装置の総合効率の増大が達成される。この表面構造は相応した鋳型を形成することにより比較的安価にタービン翼の鋳造時に直接造ることができる。
【００２０】
以下図を参照して本発明の実施例を詳細に説明する。なお各図において同一部分には同一符号が付されている。
【００２１】
図１におけるガスタービン１は、燃焼空気用の圧縮機２、燃焼器４、および圧縮機２と発電機あるいは作業機械（図示せず）とを駆動するためのタービン６を有している。そのためにタービン６および圧縮機２はタービンロータとも呼ばれる共通のタービン軸８上に配置されている。このタービン軸８はその中心軸線９を中心に回転可能に支持され発電機ないし作業機械が結合されている。
【００２２】
環状燃焼器の形に形成された燃焼器４には液体燃料あるいは気体燃料を燃焼するための複数のバーナ１０が装備されている。燃焼器４はさらにその内壁に熱シールド要素（図示せず）が設けられている。
【００２３】
タービン６はタービン軸８に取り付けられた複数の動翼１２を有している。これらの動翼１２はタービン軸８に輪状に配置され、これによって、複数の動翼列を形成している。またタービン６は複数の静翼１４を有し、これらの静翼１４も同様に輪状に配置されて複数の静翼列を形成し、タービン６の内部車室１６に取り付けられている。その動翼１２はタービン６を貫流する作動媒体Ｍの衝撃伝達によってタービン軸８を駆動するために使われる。これに対して静翼１４は作動媒体Ｍの流れ方向に相前後して位置する２つの動翼列あるいは動翼輪の間において作動媒体Ｍの流れを案内するために使われる。静翼輪あるいは静翼列と、動翼輪あるいは動翼列とから構成され相前後して位置する一対の翼列は、タービン段とも呼ばれる。
【００２４】
各静翼１４は翼脚とも呼ばれる翼台座１８を有し、この翼台座１８は静翼１４をタービン６の内部車室１６に固定するために壁要素として配置される。その翼台座１８はタービン６を貫流する作動媒体Ｍに対する燃焼ガス通路の外側境界部を形成し、熱的に非常に大きく負荷される部品である。各動翼１２も同じように翼脚とも呼ばれる翼台座２０を介してタービン軸８に取り付けられている。
【００２５】
比較的高い効率を得るためにガスタービン１は燃焼器４から約１２００℃〜１５００℃で流出する作動媒体Ｍの非常に高い出口温度に対して設計されている。その場合でもガスタービン１の長い寿命あるいは長い運転期間を保証にするためにその主要な構成要素、特にタービン翼１５（即ち、静翼１４および／又は動翼１２）が冷却可能に形成されている。
【００２６】
タービン翼１５、特に静翼１４を冷却するために冷却空気Ｋが利用される。この冷却空気Ｋは特にその外側壁を内側から冷却するためにタービン翼１５の内部に導入される。この冷却空気Ｋの一部は、後縁２２を備えた特に熱に敏感な後縁部位２１を冷却するためにタービン翼１５の終端側に配置された流出開口から吹き出される。
【００２７】
タービン翼１５の後縁２２の部位における冷却系を詳細に説明するために、図２および図３にタービン翼１５が示され、図２にはタービン翼１５の部分破断斜視図が、図３には翼形部（羽根部）の横断面図が示されている。これらの図から理解できるようにタービン翼１５は両側面が作動媒体Ｍで後縁２２に向けて洗流され、その際、翼形部は作動媒体Ｍに関して、翼の腹側壁２４およびその反対側壁すなわち翼の背側壁２６により境界づけられている。高い空力学的効率とともに冷却にも適した後縁部位２１の形状とするために、タービン翼１５はいわゆるカットバック後縁を有し、翼の背側壁２６が翼の腹側壁２４の端縁２７から突出する後縁突出尾部２８を形成するように腹側壁２４が後縁２２からずらされている。両側が作動媒体Ｍに曝される後縁突出尾部（自由端部）２８を備えたこの部分は安定化のための支え要素３０だけで中断され、このいわゆる「ランド（Land）」部分において、後縁２２まで延長された翼の腹側壁２４と共に後縁部位２１が形成されている。しかし、短縮されたランド部分あるいは尖っていないランド部分も考えられる。
【００２８】
このカットバック後縁の場合、後縁突出尾部２８ないし翼の腹側に対向した壁すなわち翼の背側壁２６は、タービン翼１５の空洞から流出する冷却空気Ｋから成る冷却膜で冷却される。その冷却空気Ｋは後縁突出尾部２８の領域で翼の腹側に流入する作動媒体Ｍと混合され、これにより翼の腹側に対向する翼壁２６の内側面に沿って流れる冷却膜の温度が後縁突出尾部２８の領域において連続的に増大する。
【００２９】
クラック（割れ）を生じさせるタービン翼１５の後縁突出尾部２８の過熱が生ずることを防止するために、後縁突出尾部２８が高温作動媒体Ｍとの接触により既に予熱された冷却空気Ｋへの特に効果的な熱伝達をなすべく特別に設計されている。この目的のために後縁突出尾部２８の翼の腹側面に複数の盆状くぼみ３２が設けられている。これらのくぼみ３２は冷却空気層の後縁突出尾部からの剥離あるいは排除を引き起こすことなしに、冷却空気層の内部にうず流を発生する。これにより、後縁突出尾部２８から冷却膜への熱伝達増大が達成できる。従って、圧力損失を小さく維持した状態で大きな冷却作用が可能となる。
【００３０】
各くぼみ３２はその各周縁３４が後縁突出尾部２８の専ら翼の腹側面に設けられるように形成されている。実施例では、くぼみ３２はそれぞれ球の一部を切り欠いた形状を有している。従って、くぼみ３２は後縁突出尾部２８の幅ｘの約１０分の１に相当する半径をした円形周縁３４を有している。球の一部を切り欠いた形状の深さは球半径の約３分の１に相当している。これにより空気流の良好な流体的な効果が保証され、他方で、後縁突出尾部２８の機械的強度がほんの僅かしか減少されない。これらのくぼみ３２は規則的配置パターンを形成し、これにより、上述した冷却効果は（もともと高い熱的負荷に対して設計されている支え要素３０で中断された部分を除いて）後縁突出尾部２８の翼の腹側全面に一様に生ずる。特に一様な冷却効果を得るためには、配置パターンで予め位置が与えられるが、後縁突出尾部２８の端部における場所不足のために残留面に完全には適合しないような複数のくぼみ３２が加工される。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】ガスタービンの縦断面図。
【図２】図１におけるガスタービンのタービン翼の部分破断斜視図。
【図３】図２のタービン翼の横断面図。
【符号の説明】
【００３２】
１    ガスタービン
１５    タービン翼
２１    後縁部位
２４    翼の腹側壁
２６    翼の背側壁
２７    後縁端部
２８    後縁突出尾部
３２    くぼみ（ディンプル）
３４    周縁
【図１】
2008520890.tif 000003
【図２】
2008520890.tif 000004
【図３】
2008520890.tif 000005
【国際調査報告】
2008520890.tif 000006
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2008520890.tif 000008
2008520890.tif 000009
2008520890.tif 000010
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