(57)【要約】【課題】  本発明は、アキシャルエントリー方式を採用する第１段動翼において、従来の翼形を改良し、翼面腹側での剥離を解消し、空力的に最適な翼形プロファイルを提供することを目的とする。【解決手段】  本発明は、翼根元断面の翼間流路幅について、出口スロート幅にて無次元化した流路幅比が、翼入口から翼出口に向けて実質的に単調に減少するように翼形プロファイルを構成するものであり、任意の翼形プロファイル部表面位置に対して法線方向に±２.０mm の範囲内にある包絡面の翼形プロファイル形状を有する動翼であって、翼形プロファイル部は、表１〜７に記載したＸ，Ｙ，Ｚのデカルト座標で表される基準輪郭を有し、Ｚは翼プロファイル部の根元からの断面高さを表す距離であり、各断面ＺにおいてＸ，Ｙで表される輪郭が、翼高さ方向に互いに滑らかに結合されて完全な翼形プロファイル部形状を形成するようにしたものである。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
任意の翼形プロファイル部表面位置に対して法線方向に±２.０mmの範囲内にある包絡面の翼形プロファイル形状を有する動翼であって、前記翼形プロファイル部は、表１〜表７に記載したＸ，Ｙ，Ｚのデカルト座標で表される基準翼形輪郭を有し、またＸ，Ｙ，Ｚはミリメートルで表した距離であり、前記Ｚは翼プロファイル部の根元からの断面高さを表す距離であり、各断面ＺにおいてＸ，Ｙで表される輪郭が、翼高さ方向に互いに滑らかに結合されて完全な翼形プロファイル部形状を形成するようになっていることを特徴とするタービン動翼。
【表１】
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【表２】
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【表３】
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【表４】
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【表５】
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【表６】
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【表７】
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【請求項２】
表１〜表７に記載したＸ，Ｙ，Ｚのデカルト座標で表される被覆されていない基準翼形輪郭部を有するタービン動翼であって、翼形プロファイル部は、表１〜表７に記載したＸ，Ｙ，Ｚのデカルト座標で表される基準輪郭を有し、またＸ，Ｙ，Ｚはミリメートルで表した距離であり、前記Ｚは翼プロファイル部の根元からの断面高さを表す距離であり、各断面ＺにおいてＸ，Ｙで表される輪郭が、翼高さ方向に互いに滑らかに結合されて完全な翼形プロファイル部形状を形成し、前記Ｘ，Ｙ及びＺが同一の定数または数値の関数として拡大又は縮小されていることを特徴とするタービン動翼。
【表１】
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【表２】
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【表３】
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【表４】
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【表５】
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【表６】
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【表７】
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【請求項３】
請求項１又は２において、前記動翼は、第１段タービン動翼であることを特徴とするタービン動翼。
【請求項４】
請求項３に記載の動翼を用いて形成されたタービン回転体であって、前記翼プロファイル部の根元半径が４９３.９mm であり、また該根元半径からの前記動翼の翼形プロファイル部の高さが７７.１mmであり、前記根元半径と前記翼形プロファイル部の高さは±２.０mmの公差を有しており、前記動翼が翼枚数８２枚で第１段タービン動翼のタービン回転体を形成することを特徴とするタービン回転体。
【請求項５】
請求項１又は２において、前記動翼のプラットホームの分割面が、タービン回転軸方向にほぼ平行に形成されていることを特徴とするタービン動翼。
【請求項６】
動翼の翼根元断面の翼間流路幅が翼入口から翼出口に向けて実質的に単調に減少するように翼形プロファイル部を構成したタービン動翼であって、
前記翼形プロファイル部は、表１〜表７に記載したＸ，Ｙ，Ｚのデカルト座標で表される基準翼形輪郭を有し、またＸ，Ｙ，Ｚはミリメートルで表した距離であり、前記Ｚは翼プロファイル部の根元からの断面高さを表す距離であり、
各断面ＺにおいてＸ，Ｙで表される輪郭が、翼高さ方向に互いに滑らかに結合されて翼形プロファイル部形状を形成するようになっており、
前記翼形プロファイル部を形成する各点が前記基準翼形輪郭の任意の翼形プロファイル部表面位置に対して法線方向に±２.０mm の範囲内にあることを特徴とするタービン動翼。
【表１】
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【表２】
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【表３】
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【表４】
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【表５】
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【表６】
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【表７】
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【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動翼に係り、特に第１段タービン動翼の翼形部プロファイルの改良に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来一般に採用されているこの種のガスタービンは、圧縮機で圧縮した作動流体に燃料を加えて燃焼し、高温高圧の作動流体を得てタービンを駆動するように構成されている。駆動されたタービンの回転エネルギーは、通常、タービンに結合されている発電機により電気エネルギーに変換される。
【０００３】
最近においては、ガスタービンと蒸気タービンを組み合わせたコンバインドサイクルの効率向上に大きな期待が寄せられており、その一手段として作動ガスの更なる高温高圧比化が図られている。
【０００４】
ここで、タービン高温部の部品、特にタービン第１段動翼については、高温高圧力比化に対応するために、冷却構造を強化するのはもとより、空力性能も最適な形状となるように努力がなされて来ている。例えば、非特許文献１には第１段動翼の翼プロファイル高さ中央断面の形状が開示されている。
【０００５】
なお、ガスタービン動翼の第１段の翼形部プロファイルに関するものとして特許文献１に記載のものがある。
【０００６】
【特許文献１】特開２００４−１０８３６９号公報
【非特許文献１】K. Kawaike, et. al.：Integrated CAE System for Cooled       Turbine Blade Design and Verification Tests of Analytical Codes：R.J.       Goldstein,et al., Proceedings of International Symposium Heat Transfer in   Turbomachinery, Begall House, Inc. 1992
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
図６に、非特許文献１に観察される第１段動翼の翼形プロファイルにより構成された場合の翼根元断面の翼間流路幅について、後縁スロート幅（出口スロート幅）にて無次元化したものを示す。一般に、このような翼形で構成される翼間流路幅は、翼入口から一度単調に増加し、頂点を境に今度は出口に向けて単調に減少するように形成されている。流体力学的に流路幅が一番狭い箇所をスロートと呼ぶが、前記翼間流路幅においては、流路入口と出口に流路幅が狭くなる箇所が２箇所存在し、流体力学的にはダブルスロートと呼ばれるが、流れを乱す要因となっている。
【０００８】
ここで、動翼の周方向セグメントの分割面は、動翼を固定するロータディスク回転軸に対して平行に形成する方が、挿入溝も回転軸に平行に形成されるため、加工上容易となる。このような方式をアキシャルエントリー方式と呼ぶ。また、動翼組込み作業面においても最も容易となる。
【０００９】
しかしながら、図７に示す動翼の周方向セグメント分割面９０をロータディスク回転軸（タービン回転軸）５０に対して平行に形成させるには、翼根元断面の翼形背側プロファイルの頂点７１と隣に位置する翼形腹側プロファイルの最下点７２とが互いにラップしないように形成せねばならず、翼形設計において大きな制限を与える。一般に、前記制限により翼形プロファイルの断面は、背側の頂点がセグメント分割面９０を超えないように抑えられることにより、猫背状の三日月に近い形となり、ダブルスロートを形成し易くなる。
【００１０】
図８は、従来の第１段動翼の翼形プロファイルにより構成された翼間流路について、流れ解析を行った結果を示したものである。流路幅が翼入口から単調増加するために流れが膨張することにより拘束が弱まり、翼形プロファイル６１ｃの腹側面６７ｂで流れの剥離８０が広範囲で発生し、空力損失を増加させている。なお、６５ｂは前縁、６６ｂは背側面、６８ｂは後縁を示す。
【００１１】
本発明の目的は、タービン動翼の第１段動翼において、翼の腹側面での剥離を抑制し、空力的に最適な翼形プロファイルを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明は、翼根元断面の翼間流路幅について、後縁スロート幅（出口スロート幅）にて無次元化した流路幅比が、翼入口から翼出口に向けて実質的に単調に減少するように翼形プロファイルを構成するようにしたものである。ここで、実質的にとは、翼入口での流路幅比に対する翼間におけるピーク流路幅比の比が１.０５以下としたものであり、翼間流路幅が翼入口側で一度単調増加することによる影響を避けるようにしたものである。
【００１３】
具体的には、本発明のタービン動翼は、任意の翼形プロファイル部表面位置に対して法線方向に±２.０mm の範囲内にある包絡面の翼形プロファイル形状を有する動翼であって、前記翼形プロファイル部は、表１〜表７に記載したＸ，Ｙ，Ｚのデカルト座標で表される基準輪郭を有し、またＸ，Ｙ，Ｚはミリメートルで表した距離であり、前記Ｚは翼プロファイル部の根元からの断面高さを表す距離であり、各断面ＺにおいてＸ，Ｙで表される輪郭が、翼高さ方向に互いに滑らかに結合されて完全な翼形プロファイル部形状を形成するようにしたものである。
【００１４】
また、本発明は、表１〜表７に記載したＸ，Ｙ，Ｚのデカルト座標で表される被覆されていない基準翼形輪郭部を有するタービン動翼であって、翼形プロファイル部は、表１〜表７に記載したＸ，Ｙ，Ｚのデカルト座標で表される基準輪郭を有し、またＸ，Ｙ，Ｚはミリメートルで表した距離であり、前記Ｚは翼プロファイル部の根元からの断面高さを表す距離であり、各断面ＺにおいてＸ，Ｙで表される輪郭が、翼高さ方向に互いに滑らかに結合されて完全な翼形プロファイル部形状を形成したものである。そして、前記Ｘ，Ｙ及びＺが拡大または縮小された翼形プロファイル部を得るために、同一の定数または数値の関数として拡大縮小して形成されたものである。
【００１５】
さらに、前記動翼の翼プロファイル部の前記根元半径が４９３.９mmであり、また該翼根元半径からの前記動翼の翼形プロファイルの高さが７７.１mmであり、前記根元半径と前記翼形プロファイルの高さは±２.０mmの公差を有しており、前記動翼が翼枚数８２枚で第１段のタービン回転体を形成するようにしたものである。
【発明の効果】
【００１６】
本発明によれば、ガスタービン全体の性能向上が可能となる空力的に最適な翼形プロファイルを得ることができる。即ち、タービン動翼の第１段動翼において、翼間流路幅が翼入口から翼出口に向けて実質的に単調に減少するように構成されているので、翼入口から単調増加して流れが膨張することにより拘束が弱まり翼形プロファイルの腹側面で流れの剥離が生ずるのを抑制することができ、空力損失を低減することができる。特に、本発明は、アキシャルエントリー方式を採用する第１段動翼において、翼面腹側での剥離を解消し、空力的に最適な翼形プロファイルが得られる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
以下、図に基づいて本発明の実施例を詳細に説明する。図１は、本発明が適用されるガスタービンの基本構成を示すもので、圧縮機１０１で圧縮された空気は燃焼器１０２に供給される。燃焼器１０２では、この圧縮空気と共に供給された燃料を燃焼して高温，高圧の駆動流体を生成し、この駆動流体によってタービン１０３を駆動して負荷である発電機１０４から電気出力を取り出すようになっている。タービン１０３で仕事をした駆動流体は外部に排ガスとして排出される。また、タービン１０３の静翼及び動翼を圧縮機１０１から取り出した空気１０５により強制的に冷却して翼材のメタル温度を許容値以下に下げるようにしている。
【００１８】
図２は、このタービン１０３の要部（翼段落部）を断面で示したものである。燃焼器
１０２の出口からタービン１０３の内部に導かれた高温、高圧の駆動流体である主流ガスは、第１段静翼１１及び第１段動翼１２からなる第１段落，第２段静翼１３及び第２段動翼１４からなる第２段落を、順次流下して第１段動翼１２，第２段動翼１４を駆動するようになっている。
【００１９】
第１段動翼１２は第１段ロータディスク１９に、第２段動翼１４は第２段ロータディスク２０にそれぞれ固定されている。第１段ロータディスク１９と第２段ロータディスク
２０との間には第２段静翼１３の位置に対応してディスクスペーサ２１が配置されている。そして、ディスタントピース２５が、第１段ロータディスク１９，ディスクスペーサ
２１，第２段ロータディスク２０と、スタブシャフト３０により一体的に固定されており、これらのタービン部品がロータ部材として回転体を形成している。
【００２０】
ガスタービンの作動原理について簡単に説明すると、圧縮機１０１と燃焼器１０２により高温・高圧となった駆動流体、すなわち主流ガスは、タービン１０３を構成する第１段静翼１１及び第２段静翼１３によりその高圧エネルギーを流速のエネルギーに変換し、第１段動翼１２及び第２段動翼１４を回転させる。この回転エネルギーによって発電機104を駆動して電気出力を得ているが、回転エネルギーの一部は圧縮機１０１の駆動にも用いられる。一般に、タービン１０３の燃焼温度は、ガスタービンの耐熱材の温度によっても異なるが、蒸気タービンとのコンバインドで高効率を達成できるように設定され、通常の発電用ガスタービンでは１２００〜１５００℃、一方圧力比は１５〜２０程度が選定される。この場合、主流ガスは、第１段静翼１１，第２段静翼１３、並びに第１段動翼１２，第２段動翼１４の翼材許容温度以上であるため、圧縮機１０１から取り出した空気１０５により強制的に冷却して、翼材のメタル温度を許容値以下に下げることが必要である。
【００２１】
図３に本実施例の第１段動翼１２を示す。第１段動翼１２は主流ガスのパスに位置する翼形プロファイル部６１とシャンク部６２と動翼を第１段ロータディスク１９に保持するダブテイル部６３とで構成されている。また、図示していないが、第１段動翼１２は内部に冷却流路が形成され冷却されるようになっている。ここで、翼形プロファイル部６１は、主流ガス流入方向５２から見て最上流に前縁６５，左側の凸面を背側６６，右側の凹面を腹側６７，最下流の後縁６８により形成されている。第１段動翼１２は、第１段ロータディスク１９の周方向に８２枚取付けられて第１段動翼ロータを構成する。ここで、第１段動翼１２の動翼セグメント分割面９２はロータディスク回転軸に平行に形成され、第１段動翼１２のロータディスクへの挿入方向もロータディスク回転軸に平行に形成されたアキシャルエントリー方式となっている。
【００２２】
ここで、翼形プロファイル部６１については、高温及び高圧の主流ガスにて最適に仕事をさせるために駆動流体の向きを変える転向角９５は大きくなる傾向にある。また、半径方向の周方向速度の分布により転向角は翼先端から翼根元にかけて増加するため、一般には翼根元断面で転向角が一番大きくなり、アキシャルエントリー方式を採用する場合は、ダブルスロートを回避した翼形の設計の難易度が高い。
【００２３】
次に本実施例の第１段動翼１２の翼形プロファイルにより構成された場合の翼根元断面の翼間流路幅について、後縁スロート幅にて無次元化したもの図４を示す。本実施例の動翼では、翼間流路幅は一度単調増加した後に減少に転ずるのは従来例と同様であるが、ピーク値自体が抑えられている。即ち、翼入口から翼出口に向けて翼間流路幅は実質的に単調減少している。ここで、翼入口における翼間流路幅比４１に対する翼間におけるピーク翼間流路幅比４２の比は、翼プロファイル腹側における剥離を抑制するのに実験的に1.05以下が望ましい。本実施例の動翼では１.０４ 程度に抑えられており、条件を満足している。
【００２４】
図５には本実施例の動翼の翼形プロファイル６１ｂにより構成された翼間流路について、流れ解析を行った結果を示したものである。流路幅比を適正化することにより、翼形プロファイルの腹側面６７ｂの剥離が抑制されているのがわかる。このことにより、本実施例の動翼の翼形プロファイルを用いることで従来発生していた空力損失を低減し、空力性能を向上させることが可能となる。
【００２５】
次に上述の技術思想に基づき定められた本発明の具体的な翼形プロファイルを表１〜表７に示す。
【００２６】
【表１】
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【００２７】
【表２】
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【００２８】
【表３】
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【００２９】
【表４】
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【００３０】
【表５】
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【００３１】
【表６】
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【００３２】
【表７】
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【００３３】
表１〜表７に示したＸ，Ｙ値のデカルト座標により、各断面における翼形プロファイル
６１を定める。各断面の翼形プロファイルの根元からの高さについてはＺを用いて示す。Ｘ及びＹ座標及びＺについての値は表１〜表７にミリメートルで記載されているが、他の寸法単位を用いることもできる。本実施例の動翼の好ましい実施形態における翼根元半径は４９３.９mmであり、翼プロファイル部の翼根元からの高さは７７.１mmである。製作における許容される公差としては、翼根元半径及び翼プロファイル部の高さ共に±２.０mm 程度である。
【００３４】
Ｘ，Ｙ平面に垂直なＺ方向の選定された位置におけるＸ及びＹ座標を定めることによって翼形プロファイル６１の基準輪郭を確定することができる。Ｘ及びＹ値を滑らかな連続する円弧で結合することにより、各断面高さＺにける各輪郭断面が決定される。各断面間の翼形プロファイル輪郭は、隣接する断面を互いに滑らかに結合することにより決定されて、翼形部を形成する。これらの値は、周囲温度、非作動または非高温状態での翼形プロファイル部の輪郭を表すものであり、また被覆されていない翼形部のためのものである。
【００３５】
表１〜表７の値は、翼形プロファイル部の輪郭を決定するために生成され、小数点第２位まで示されている。翼形プロファイル部の実際の輪郭において、考慮しなければならない一般的な製作公差及び被覆がある。従って、表１に示した輪郭の値は、基準翼形部に対するものである。従って、翼形プロファイル部輪郭に沿った任意の表面位置に対して法線方向に±２mmの距離が、この特定の動翼翼形プロファイル部設計及びタービンに対する翼形プロファイル部輪郭を形成する。
【００３６】
上記の表に開示された翼形プロファイル部は、他の類似のタービン設計に用いるために、幾何学的に拡大または縮小することができることも理解されたい。その結果、表１〜表７に記載した座標値は、翼形プロファイル部断面形状が変改しない状態に維持されるようにし、率に応じて拡大または縮小することができる。
【００３７】
本実施例において動翼のプラットホーム分割角度の形成については、本実施例ではディスクロータ回転軸に平行としたが、必ずしも完全に平行である場合に限定されるものではなく、ほぼ平行に形成される場合もあり得る。
【００３８】
以上、本実施例ついて、現在最も実用的かつ好ましい実施形態であると考えられるものに関して説明してきたが、本発明は、特に開示した実施形態にのみ限定されるものではない。また、ガスタービンのタービン第１段動翼をはじめ、条件が適合する動翼であれば適用可能である。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】本発明の動翼を搭載するガスタービン全体の系統を示すである。
【図２】本発明の動翼を搭載するタービンの要部断面図である。
【図３】本発明の動翼の斜視図である。
【図４】本発明の動翼の翼間流路幅比を示した図である。
【図５】本発明の動翼の翼間流れ解析結果を示した図である。
【図６】従来の動翼の翼間流路幅比を示した図である。
【図７】動翼のセグメント分割について示した図である。
【図８】従来の動翼の翼間流れ解析結果を示した図である。
【符号の説明】
【００４０】
１１  第１段静翼
１２  第１段動翼
１３  第２段静翼
１４  第２段動翼
１９  第１段ロータディスク
２０  第２段ロータディスク
２１  ディスクスペーサ
２５  ディスタントピース
３０  スタブシャフト
４１  翼入口における翼間流路幅比
４２  翼間におけるピーク翼間流路幅比
５０  タービン回転軸
５２  主流ガス流入方向
６１  翼形プロファイル部
６１ｂ，６１ｃ  翼形プロファイル
６２  シャンク部
６３  ダブテイル部
６５，６５ｂ  前縁
６６  背側
６６ｂ  背側面
６７  腹側
６７ｂ  腹側面
６８，６８ｂ  後縁
７１  翼形背側プロファイルの頂点
７２  翼形腹側プロファイルの最下点
９２  動翼セグメント分割面
９５  転向角
１０１  圧縮機
１０２  燃焼器
１０３  タービン
１０５  冷却空気
【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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