(57)【要約】【課題】圧力損失を低減することができるガスタービン翼体およびガスタービンを提供すること。【解決手段】内部にサーペンタイン冷却流路３５を有するガスタービンの動翼（翼体）において、このサーペンタイン冷却流路３５が、複数の仕切体３６ａ〜３６ｆにより仕切られて蛇行流路とされているとともに、翼体のタービン外径側と内径側にそれぞれ仕切体３６ｂ，３６ｃ，３６ｅ，３６ｆの端縁にて流路が約１８０度転回されるＵターン部５５〜５７が設けられ、各仕切体３６ｂ，３６ｃ，３６ｅ，３６ｆの端縁に、流れのＵターン方向に膨らむ膨径部４５が設けられる構成を採用した。【選択図】　　　図１
2004132218.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
内部にサーペンタイン冷却流路を有するガスタービンの翼体において、
前記サーペンタイン流路が、一つ以上の仕切体により区分されて蛇行流路とされていると共に、
前記蛇行流路を形成する前記仕切体のうちの一つ以上の仕切体の端縁に、流れのＵターン方向に膨らむ膨径部が設けられている
ことを特徴とするタービン翼体。
【請求項２】
請求項１に記載のタービン翼体において、
前記膨径部に中空部または凹部が設けられていることを特徴とするタービン翼体。
【請求項３】
請求項１または２に記載のタービン翼体において、
前記膨径部によって形成されるＵターン部の流路断面積は、上流側が下流側より狭くなっていることを特徴とするタービン翼体。
【請求項４】
請求項１から３のいずれかに記載のタービン翼体において、
前記膨径部と前記仕切体とが滑らかに接続され、前記膨径部上流側の流路断面積の急変が緩和されていることを特徴とするタービン翼体。
【請求項５】
請求項１から４のいずれかに記載のタービン翼体において、
前記膨径部を持つ仕切体の端縁には、流路幅方向端部に凹部が形成されていることを特徴とするタービン翼体。
【請求項６】
請求項１から５のいずれかに記載のタービン翼体を備えていることを特徴とするガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンの動翼または静翼に関し、特にその冷却構造に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
図９は従来のガスタービンの１段動翼の代表的な断面図である。図において、符号１は動翼であり、２は翼根部、３はプラットフォームである。動翼１の内部には、冷却通路４ａ，５ａ，５ｂ，５ｃ，６ａ，６ｂ，６ｃからなるサーペンタイン冷却流路が形成されている。翼根部２には冷却通路４，５，６、７がそれぞれ独立して設けられている。冷却通路４は前縁側（図面左側）に位置し、翼内の冷却通路４ａに連通している。冷却通路４には冷却空気１０がロータ側から流入し、冷却通路４ａを通過する過程で前縁部を冷却した後、冷却孔１９から流出して前縁部をシャワーヘッドフィルム冷却する。冷却通路５には冷却空気１１が流入し、翼内の冷却通路５ａを通り、タービン外径側（図面上方）のＵターン部１５で１８０°転回して冷却通路５ｂに流入する。そして、タービン内径側（図面下方）のＵターン部１６で再び上方に転回して冷却通路５ｃに流入し、先端部より流出する。この過程において後述する冷却穴１９より翼表面へ流出してフィルム冷却を行う。
【０００３】
冷却通路６には冷却空気１２が、冷却通路７には冷却空気４３がそれぞれ流入し、合流して冷却通路６ａを流れる。そして、外径側のＵターン部１７にて１８０°転回した後、冷却通路６ｂに入り、そして、内径側のＵターン部１８にて再び上方に転回して冷却流路６ｃに流入する。冷却通路６ｃを流れる過程において後述する冷却穴２３より表面に流出してフィルム冷却を行い、残りの空気は後縁２０の冷却穴２１より流出してピンフィン冷却を行う。
図１０は図９におけるＥ−Ｅ断面図であり、図示のように前縁の冷却通路４ａ内の冷却空気の一部は冷却穴１９から翼外に流出し、シャワーヘッドフィルム冷却を行い、前縁部を冷却している。また、冷却通路５ｃ内を流れる冷却空気の一部は流れる過程において冷却穴２２より斜めに流出し、表面のフィルム冷却を行い、同様に、通路６ｃを流れる過程において冷却穴２３からも斜め方向に翼表面に流出し、後縁部をフィルム冷却している。なお、図示の例では冷却穴は１９、２２、２３の箇所のみ示したが、冷却穴はこれ以外に多数設けられている。なお、この種の従来冷却通路の公知文献としては、下記特許文献１が挙げられる。
【０００４】
【特許文献１】
特開２０００−２６５８０２号公報
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、冷却空気がサーペンタイン冷却流路を蛇行する際に、図１１に示すようにＵターン部で急激にその流れ方向が転回されてしまう。このため、圧力損失が生じてしまうという問題があった。
【０００６】
本発明は上記事情に鑑みて成されたものであり、圧力損失を低減することができるガスタービン翼体およびガスタービンを提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載の発明は、内部にサーペンタイン冷却流路を有するガスタービンの翼体において、前記サーペンタイン流路が、一つ以上の仕切体により区分されて蛇行流路とされていると共に、前記蛇行流路を形成する前記仕切体のうちの一つ以上の仕切体の端縁に、流れのＵターン方向に膨らむ膨径部が設けられていることを特徴とする。
【０００８】
本発明においては、膨径部によって冷却空気がガイドされてその旋回半径が大きくなるため、圧力損失が低減する。
なお、端縁が膨径状とされたサーペンタイン冷却流路の仕切板としては、特開２０００−２６５８０２にも認めることができる。しかし、当該文献においては図面にのみ膨径状の構成が記載されているものであり、この膨径状の構成の作用効果については不明である。したがって、当該図面のみからは、本発明の膨径部を導くことは困難である。
【０００９】
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載のガスタービン翼体において、前記膨径部に中空部または凹部が設けられていることを特徴とする。
【００１０】
この発明においては、翼を軽量化することができるため、特に動翼に適用した場合に翼根部の遠心応力を低減することができる。
【００１１】
請求項３に記載の発明は、請求項１または２に記載のタービン翼体において、前記膨径部によって形成されるＵターン部の流路断面積が、上流側が下流側より狭くなっていることを特徴とする。
【００１２】
この発明においては、さらに圧力損失を低減することができる。
【００１３】
請求項４に記載の発明は、請求項１から３のいずれかに記載のタービン翼体において、前記膨径部と前記仕切体とが滑らかに接続され、前記膨径部上流側の流路断面積の急変が緩和されていることを特徴とする。
【００１４】
この発明においては、冷却空気は滑らかに流動するから、さらに圧力損失を低減することができる。
【００１５】
請求項５に記載の発明は、請求項１から４のいずれかに記載のタービン翼体において、前記膨径部を持つ仕切体の端縁は、流路幅方向端部に凹部が形成されていることを特徴とする。
【００１６】
この発明においては、空気の流動性の悪い仕切体の両端の壁部周囲において、Ｕターン部の流路を広げることで、冷却空気が滑らかに流動するようになる。
【００１７】
請求項６に記載のガスタービンは、請求項１から５のいずれかに記載のタービン翼体を備えていることを特徴とする。
【００１８】
本ガスタービンにおいては、上記に示したタービン翼体を備えているから、圧力損失を低減することができる。
【００１９】
【発明の実施の形態】
次に、本発明の実施形態について、図面を参照して説明する。
図１は本発明の第１実施形態に係るガスタービンの１段動翼（ガスタービン翼体）の代表的な断面図である。図において、３０は動翼であり、３１は翼根部、３２はプラットフォームである。翼内にはサーペンタイン冷却流路３５が形成されている。サーペンタイン冷却流路３５は、タービン主軸と垂直であり、互いに略平行な複数の仕切体３６ａ〜３６ｆにより、複数の冷却通路３８ａ、３９ａ、３９ｂ、３９ｃ、４０ａ、４０ｂ、４０ｃに分割されている。
翼根部３１には冷却通路３８，３９，４０、４１がそれぞれ独立して設けられている。冷却通路３８は前縁側の通路で冷却通路３８ａに連通している。
冷却通路３９は冷却通路３９ａと連続し、この冷却通路３９ａは、仕切体の外径側端部のＵターン部５５において１８０度転回して冷却通路３９ｂと連続している。冷却通路３９ｂは、仕切体３６ｃの内径側端部のＵターン部５６において１８０°転回して冷却通路３９ｃと連続している。
冷却通路４０，４１は、合流した後に、同様に冷却通路４０ａ、Ｕターン部５７、冷却通路４０ｂ、Ｕターン部５８、冷却通路４０ｃと連続している。
各仕切体３６ｂ，３６ｃ，３６ｅ，３６ｆの外径側および内径側端縁には、各Ｕターン部５５〜５８に位置して、前記各端縁に沿って図２に示すように断面視略円形となるように、膨径部４５が形成されている（なお、図では仕切体３６ｂについて示したが、他の仕切体３６ｃ，３６ｅ，３６ｆも同様の構成となっている）。この膨径部４５の直径は、仕切体３６ｂ，３６ｃ，３６ｅ，３６ｆの板厚よりも大きく形成されている。すなわち、この膨径部４５は、流れのＵターン方向に丸く膨らんでいる。
【００２０】
以上のように構成されたガスタービンにおいては、以下のように冷却空気が流動する。
冷却空気５０がロータ側から冷却通路３８に流入し、次いで冷却通路３８ａに流入する。この冷却通路３８ａを通過する際に前縁部を冷却しながら冷却孔５９から流出し前縁部をシャワーヘッドフィルム冷却する。冷却通路３９には冷却空気５１が流入し、続いて翼内の冷却通路３９ａに流入する。そして、外径側のＵターン部５５にて１８０度転回し、冷却通路３９ｂに流入する。冷却通路３９ｂから内径側のＵターン部５６で再び転回して冷却通路３９ｃに流入し、先端部より流出する。この過程において、不図示の冷却穴より翼表面へ流出してフィルム冷却を行う。
【００２１】
冷却通路４０には冷却空気５２が、冷却通路４１には冷却空気５３がそれぞれ流入し、合流して冷却通路４０ａに流入する。冷却空気５２は外径側のＵターン部５７で１８０度転回し、冷却通路４０ｂに流入する。そして内径側のＵターン部５８にて再び転回して冷却通路４０ｃに流入する。冷却通路４０ｃを流れる過程において不図示の冷却穴より表面に流出してフィルム冷却を行い、残りの空気は後縁６０の冷却穴６１より流出してピンフィン冷却を行う。
【００２２】
ここで、冷却空気が冷却通路３９ａから冷却通路３９ｂに流入する際に、図２に示すように冷却空気が膨径部４５によりガイドされることで、大きな旋回半径にて転回される。したがって、圧力損失の低減を実現することができる。
同様に、冷却通路３９ｂから冷却通路３９ｃに流入する際と、冷却通路４０ａから冷却通路４０ｂに流入する際と、冷却通路４０ｂから冷却通路４０ｃに流入する際にも、冷却空気は膨径部４５によってガイドされて転回されることで圧力損失の低減を実現することができる。
【００２３】
なお、以下のように構成してもよい。
図３に示したものは、変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大図である。なお、本例では特徴的な部分のみ示し、上記実施形態と同一の構成については同一の符号を用い、その説明を省略する。
図において、符号４５’は膨径部である（なお、図では仕切体３６ｂについて示したが、他の仕切体３６ｃ，３６ｅ，３６ｆも同様の構成となっている）。この膨径部４５’の直径は、仕切体３６ｂ，３６ｃ，３６ｅ，３６ｆの板厚よりも大きく形成されている。この膨径部４５’は、仕切体３６ｂと滑らかに接続されており、前記膨径部４５’上流側および下流側の流路断面積の急変を緩和されている。
このように形成されていることで、冷却空気は滑らかに流動するから、さらに圧力損失を低減することができる。
なお、膨径部４５’の上流側のみを仕切体３６ｂと滑らかに接続するようにしても、圧力損失を低減することができる。
【００２４】
図４に示したものは、変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大図である。なお、本例では特徴的な部分のみ示し、上記実施形態と同一の構成については同一の符号を用い、その説明を省略する。
各Ｕターン部５５〜５８に位置して、各仕切体３６ｂ，３６ｃ，３６ｅ，３６ｆの外径側および内径側端縁には、該端縁に沿って、その断面視の外形が略円形となるように膨径部６５が形成されている。膨径部６５の内部には中空部６６が形成されているとともに、膨径部６５の頂部に開口部６７が設けられていることで前記中空部６６は開口状態となっている。
このように形成されていることで、上記実施形態と同様の作用効果が得られるほか、動翼を軽量化することができる。したがって、翼根部の遠心応力を低減することができる。
【００２５】
図５に示したものは、変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大図である。なお、本例では特徴的な部分のみ示し、上記実施形態と同一の構成については同一の符号を用い、その説明を省略する。
各Ｕターン部５５〜５８に位置して、各仕切体３６ｂ，３６ｃ，３６ｅ，３６ｆの外径側および内径側端縁には、該端縁に沿って、その断面視の外形が略円形となるように膨径部６５’が形成されている。膨径部６５’の内部には中空部６６が形成されているとともに、膨径部６５’の頂部に開口部６７が設けられていることで前記中空部６６は開口状態となっている。
膨径部６５’は、上流側より下流側の方が径が大きく、そのためＵターン部５６の流路は、上流側が下流側より狭くなっている。
このように形成されていることで、冷却空気がさらに円滑に流動し、圧力損失を低減することができる。
【００２６】
図６に示したものは、他の実施形態としてのタービン翼体断面図である。なお、上記実施形態と同一の構成については同一の符号を用い、その説明を省略する。また、図において矢印は冷却空気の流れを示している。
図において符号６２ａ〜６２ｄは仕切体である。サーペンタイン冷却流路３５が複数の仕切体６２ａ〜６２ｄにより仕切られて蛇行流路とされていると共に、翼体のタービン外径側と内径側にそれぞれ仕切体６２ｂ、６２ｃの端縁にて流路が約１８０度転回されるＵターン部６３，６４が設けられている。
図３と同様に、膨径部４５’は、仕切体６２ｂと滑らかに接続されており、前記膨径部４５’上流側および下流側の流路断面積の急変を緩和されている。
また、Ｕターン部６３、６４の流路は、上流側が下流側より狭くなっている。
なお、図７は膨径部を図５の例とした場合の拡大図である。
図８は図６のＡ−Ａ断面図である。仕切体６２ｂの端縁には、流路幅方向両端部に、凹部４６が設けられている。
このように、空気の流動性の悪い仕切体の両端の壁部周囲において、凹部４６を設けてＵターン部の流路を広げることで、冷却空気が滑らかに流動するようになる。したがって、さらに圧力損失を低減することができる。
【００２７】
なお、上記各例においては動翼について説明したが、もちろん静翼に適用してもよいのは言うまでもない。また、上記各実施形態を組み合わせて用いても良いのはもちろんである。
さらに、上記実施形態が適用されたガスタービンにおいては、タービン翼体内における冷却空気の圧力損失を低減することができる。
【００２８】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明においては、以下の効果を得ることができる。
請求項１に記載の発明によれば、膨径部により冷却空気がガイドされてその旋回半径が大きくなる。したがって、圧力損失を低減することができる。
請求項２に記載の発明によれば、膨径部が中空部または凹部が設けられているから、翼を軽量化することができ、特に動翼に適用した場合に翼根部の遠心応力を低減することができる。
請求項３に記載の発明によれば、冷却空気の圧力損失をさらに低減することができる。
請求項４に記載の発明によれば、冷却空気は滑らかに流動するから、さらに圧力損失を低減することができる。
請求項５に記載の発明によれば、空気の流動性の悪い仕切体の両端の壁部周囲において、Ｕターン部の流路を広げることで、冷却空気が滑らかに流動するようになる。したがって、圧力損失をさらに低減することができる。
請求項６に記載の発明によれば、請求項１から５いずれかに記載のタービン翼体を備えているから、圧力損失を低減するガスタービンとすることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施形態として示したガスタービンの動翼を示す縦断面図である
【図２】同動翼の部分拡大図である。
【図３】本発明の変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大断面図である。
【図４】本発明の変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大断面図である。
【図５】本発明の変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大断面図である。
【図６】本発明の他の実施形態と指定のガスタービンの動翼の縦断面図である。
【図７】本発明の変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大断面図である。
【図８】図６のＡ−Ａ断面図である。
【図９】従来のガスタービンの動翼を示す縦断面図である。
【図１０】図９におけるＥ−Ｅ断面図である。
【図１１】従来のガスタービンにおけるＵターン部の拡大図である。
【符号の説明】
３５　サーペンタイン冷却流路
３６ａ〜３６ｆ　仕切体
４５、６５　膨径部
５５〜５７　Ｕターン部
【図１】
2004132218.tif 000003
【図２】
2004132218.tif 000004
【図３】
2004132218.tif 000005
【図４】
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【図５】
2004132218.tif 000007
【図６】
2004132218.tif 000008
【図７】
2004132218.tif 000009
【図８】
2004132218.tif 000010
【図９】
2004132218.tif 000011
【図１０】
2004132218.tif 000012
【図１１】
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