(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼の基端から先端に向けて冷却媒体を流す冷却通路と、
前記冷却通路の対向する両壁面において冷却媒体の流れ方向に対して傾斜して配置される複数のタービュレータと、
隣接する前記タービュレータ間の前記冷却通路の壁面において、冷却媒体の前記タービュレータへの衝突時に当該タービュレータの下流側に発生する渦の下流側で、且つ、冷却媒体の前記タービュレータへの衝突時に当該タービュレータの延設方向に沿うように流れる２次流れが発生する流域のみに形成される複数のディンプルとを備える
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンの翼冷却構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンは、発電等の一般産業用からヘリコプター等の航空機用まで様々な用途に数多く使用されている。一般に、ガスタービンでは、燃焼筒内において圧縮機で高温に圧縮した空気に燃料を噴射し、これを燃焼させて燃焼ガスを発生させ、この燃焼ガスを静翼で整流して動翼に導くことで、タービンを回転させて動力を得るようにしている。そして、近年のガスタービンにおいては、高出力化及び高効率化が求められており、静翼及び動翼に導かれる燃焼ガスの温度はますます高くなる傾向にあった。
【０００３】
しかし、静翼及び動翼を始めとする燃焼ガスに晒される各部材の耐熱性能は、その材料の特性によって制限があるため、単純に燃焼ガスの温度を高めて高出力化及び高効率化を図ろうとすると、静翼及び動翼等の各部材に強度低下を招くおそれがある。これにより、従来では、空気または蒸気等の冷却媒体を流すための冷却通路を静翼及び動翼の内部に設けることで、静翼及び動翼を冷却しつつ、耐熱性を確保すると共に、燃焼ガスの高温化を図り、出力及び効率を高めるようにしている。
【０００４】
そして、上記の冷却通路には熱伝達率を向上させるためのタービュレータが設けられている。このタービュレータは、冷却通路の延設方向に対して所定角度に傾斜して多段に配置、即ち、冷却媒体の流れ方向に対して交差するように配置されることにより、冷却通路に流入する冷却媒体に乱流を生じさせると共に、タービュレータに沿って流れる２次流れを発生させるものである。このようなタービュレータの作用により、冷却通路の壁面との熱交換量を大きくして熱伝達率を向上させ、翼の冷却を効率的に行うようにしている。
【０００５】
このような、従来のガスタービンの翼冷却構造は、例えば、特許文献１に開示されている。
【０００６】
【特許文献１】特開２００５−１４７１３２号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
しかしながら、従来のガスタービンの翼冷却構造においては、更なる熱伝達率の向上を目的として、冷却通路にタービュレータに加えてピンやディンプルを設けているので、冷却媒体の圧力損失が増加するおそれがある。つまり、従来の構造においては、冷却媒体の圧力損失については、何ら対策を講じておらず、ピンやディンプルを設けることにより伝熱を向上させているが、その反面、冷却媒体の圧力損失は増加されることになり、この結果、翼の冷却性能が低下するおそれがある。
【０００８】
従って、タービュレータを備えたガスタービンの翼冷却構造を設ける場合には、熱伝達率の向上と圧力損失の低減という相反する作用を同時に改善しなくてはならず、この両方を考慮してタービュレータ及びディンプル等の冷却要素の配置を最適化する必要があると考えられる。
【０００９】
そこで、本発明は上記課題を解決するものであって、熱伝達率を低下させることなく、冷却媒体の圧力損失を低減させることができるガスタービンの翼冷却構造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】
【００１０】
上記課題を解決する本発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
翼の基端から先端に向けて冷却媒体を流す冷却通路と、
前記冷却通路の対向する両壁面において冷却媒体の流れ方向に対して傾斜して配置される複数のタービュレータと、
隣接する前記タービュレータ間の前記冷却通路の壁面において、冷却媒体の前記タービュレータへの衝突時に当該タービュレータの下流側に発生する渦の下流側で、且つ、冷却媒体の前記タービュレータへの衝突時に当該タービュレータの延設方向に沿うように流れる２次流れが発生する流域のみに形成される複数のディンプルとを備える
ことを特徴とする。
【発明の効果】
【００１２】
本発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、翼の基端から先端に向けて冷却媒体を流す冷却通路と、前記冷却通路の対向する両壁面において冷却媒体の流れ方向に対して傾斜して配置される複数のタービュレータと、隣接する前記タービュレータ間の前記冷却通路の壁面において冷却媒体の流れ方向上流側から略５分の２の位置よりも下流側の領域に形成される複数のディンプルとを備えることにより、熱伝達率を低下させることなく、冷却媒体の圧力損失を低減させることができる。
【００１３】
本発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、前記ディンプルを冷却媒体の前記タービュレータへの衝突時に発生する２次流れの流域のみに形成させることにより、２次流れに対して容易に渦を発生させることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
以下、本発明に係るガスタービンの翼冷却構造を図面に基づき詳細に説明する。図１は本発明の一実施例に係るガスタービンの翼冷却構造を備えたガスタービン動翼の縦断面図、図２は図１のＩ−Ｉ矢視断面図、図３は冷却通路の概略図、図４（ａ）は本発明の一実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の基本となる構造の概略図と、この基本構造における冷却時の温度分布を示した模式図、同図（ｂ）は本発明の一実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の概略図と、この構造における冷却時の温度分布を示した模式図、同図（ｃ）は本発明の他の実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の概略図と、この構造における冷却時の温度分布を示した模式図、図５は図４（ａ）〜（ｃ）の各構造における熱伝達率を示した図、図６は図４（ａ）〜（ｃ）の各構造における圧力損失を示した図である。
【００１５】
図１乃至３に示す動翼１１は、図示しないガスタービンに回転可能に設けられるロータに支持されるものであり、燃焼器からタービン内に導入された高温・高圧の燃焼ガスＧがこの前縁側から供給されることにより、動翼１１はロータを中心に回転される。
【００１６】
動翼１１は、ロータに支持される基端部１２と、この基端部１２に基台１３を介して一体に形成される翼部１４とから構成されている。また、この動翼１１の内部には、基端部１２から翼部１４に亘り延設すると共に、互いに連通する３列の通路からなる冷却通路１５が設けられている。
【００１７】
冷却通路１５は、ロータ内に形成されると共に冷却空気Ａを供給する流体通路（図示省略）に連通される入口１６と、翼部１４の先端に開口する出口１７とを有している。また、冷却通路１５の全長は、翼部１４を構成する背側壁部１８、腹側壁部１９及び仕切り壁２０から形成されており、その幅方向の長さはＷで形成されると共に、その高さ方向の長さはＨで形成されている。
【００１８】
そして、冷却通路１５の背側壁部１８及び腹側壁部１９の両壁面には、複数のタービュレータ２１が冷却通路１５の延設方向（冷却空気Ａの流れ方向）に沿って多段に等ピッチＰで設けられている。このタービュレータ２１は、冷却通路１５の壁面から所定の突出量（高さ）ｅで突出すると共に、冷却通路１５の延設方向に対して所定角度αを有して冷却通路１５の幅Ｗ全域に亘り延設されている。つまり、タービュレータ２１は冷却空気Ａの流れ方向に対して交差するように設けられている。
【００１９】
また、冷却通路１５の壁面には複数の円形をなすディンプル２２が設けられている。これらのディンプル２２は、隣接するタービュレータ２１間の冷却通路１５の壁面において流れ方向（冷却通路１５の延設方向）の中心位置Ｏ、即ち、ピッチＰの中心位置Ｏから下流側の領域Ｎ（以下、下流領域Ｎと記す）に形成されている。なお、中心位置Ｏの上流側の領域をＭ（以下、上流領域Ｍと記す）と示す。
【００２０】
従って、上述した構成をなすことにより、ロータ内の流体通路から冷却通路１５の入口１６に導入された冷却空気Ａは、翼部１４側に流れ、翼部１４の先端近傍で旋回して基端部１２側に流れる。そして、基台１３近傍で再び旋回して翼部１４側に流れ、出口１７から排出された後、動翼１１の外周縁に沿って流れる燃焼ガスＧと合流する。このように、冷却空気Ａが冷却通路１５を流れることにより、冷却通路１５の壁面との熱交換が行われ、動翼１１が冷却される。
【００２１】
また、上述したように、冷却空気Ａが冷却通路１５を流れると、冷却空気Ａは各タービュレータ２１に衝突することになる。このように、冷却空気Ａがタービュレータ２１に衝突すると、タービュレータ２１の下流側では渦（渦流）が発生する一方、タービュレータ２１間ではタービュレータ２１の延設方向に沿うように流れる２次流れａが発生する。つまり、２次流れａは冷却空気Ａの渦が発生する領域の下流側において、冷却空気Ａの流れ方向と交差するように流れるものであって、主流の流れである冷却空気Ａの流量よりも少ない流量で、且つ低速で流れるものである。そして、この２次流れａはディンプル２２上を流れることになるので、ディンプル２２のくぼみにより渦が発生し、２次流れａの流れも乱されることになる。この結果、冷却通路１５の壁面との熱交換量が増加され、冷却通路１５を流れる冷却空気Ａ及び２次流れａの熱伝達率が向上される。
【００２２】
次に、上述した本発明に係るガスタービンの翼冷却構造における熱伝達率及び圧力損失について図４乃至図６を用いて説明する。具体的には、図４（ａ）〜（ｃ）に示すように、ピッチＰの長さを段階的に変更する（Ｐ1＜Ｐ2＜Ｐ3）と共に、角度α、冷却通路１５の幅Ｗ及び高さＨ、タービュレータ２１の突出量ｅを一定にした構造を設け、図５，６に示すように、これら各構造における熱伝達率及び圧力損失を示して比較検討する。
【００２３】
先ず、図４（ａ）に示す構造は、タービュレータ２１を冷却通路１５の延設方向に沿って多段に等ピッチＰ1で設けたものである。中心位置Ｏ1はピッチＰ1の中心であり、この中心位置Ｏ1の上流側の領域を上流領域Ｍ1と示す一方、下流側の領域を下流領域Ｎ1と示している。そして、この構成おける冷却時の冷却通路１５の壁面温度分布をみてみると、中心位置Ｏ1から外方に向けて徐々に高くなるような温度分布になっている。つまり、タービュレータ２１により発生した冷却空気Ａの渦が、上流領域Ｍ1から中心位置Ｏ1間に発生したことがわかる。
【００２４】
また、図４（ｂ）に示す構造は、タービュレータ２１を冷却通路１５の延設方向に沿って多段に等ピッチＰ2で設けると共に、このピッチＰ2の中心位置Ｏ2の下流側の下流領域Ｎ2にディンプル２２を複数設けたものである。なお、中心位置Ｏ2の上流側は上流領域Ｍ2と示す。そして、この構成おける冷却時の冷却通路１５の壁面温度分布をみてみると、上流領域Ｍ2の略中央から外方に向けて徐々に高くなると共に、下流領域Ｎ2の略中央から外方に向けて徐々に高くなるような温度分布になっている。つまり、タービュレータ２１により発生した冷却空気Ａの渦が上流領域Ｍ2に発生すると共に、ディンプル２２により発生した２次流れａの渦が下流領域Ｎ2に発生したことがわかる。
【００２５】
更に、図４（ｃ）に示す構造は、タービュレータ２１を冷却通路１５の延設方向に沿って多段に等ピッチＰ3で設けると共に、このピッチＰ3の中心位置Ｏ3の下流側の下流領域Ｎ3にディンプル２２を複数設けたものである。なお、中心位置Ｏ3の上流側は上流領域Ｍ3と示す。そして、この構成おける冷却時の冷却通路１５の壁面温度分布をみてみると、上流領域Ｍ3の略中央から外方に向けて徐々に高くなると共に、下流領域Ｎ3の略中央から外方に向けて徐々に高くなるような温度分布になっている。つまり、タービュレータ２１により発生した冷却空気Ａの渦が上流領域Ｍ3に発生すると共に、ディンプル２２により発生した２次流れａの渦が下流領域Ｎ3に発生したことがわかる。
【００２６】
そして、図４（ａ）〜（ｃ）の各構造における熱伝達率を図５に示してみる。図５は面上の平均的な熱伝達率を示している。このとき、図４（ａ）の構造での熱伝達率を基準（＝１．０）とすると、図４（ｂ），（ｃ）の構造での熱伝達率と殆ど変わらないことがわかる。つまり、図４（ａ）〜（ｂ）の構造における温度分布は中心位置Ｏ１，Ｏ２，Ｏ３を中心に上流側及び下流側で同じように略対称となっているので、熱伝達率はどの構造においても変わらない。これは、ピッチＰを長くしても、２次流れａが発生する下流領域Ｎ2，Ｎ3にディンプル２２を設けることにより、隣接するタービュレータ２１間の冷却通路１５の壁面を略一定の温度に保持することができるので、略均一な熱伝達率を得ることができる。
【００２７】
ここで、図４（ａ）の構造のようにディンプル２２を形成させない場合を考えてみると、このような構成では、２次流れａは発生するものの、この２次流れａは主流の流れである冷却空気Ａの流量よりも少ない流量で、且つ低速で流れているので、冷却通路１５の壁面との熱交換量が少なく、下流領域Ｎ1での熱伝達率は低下してしまう。従って、隣接するタービュレータ２１間の冷却通路１５の壁面における熱伝達率は不均一なものになってしまう。
【００２８】
次いで、図４（ａ）〜（ｃ）の各構造における冷却空気Ａの圧力損失を図６に示してみる。このとき、図４（ａ）の構造での圧力損失を基準（＝１．０）とすると、図４（ｂ）の構造での圧力損失は約０．８になると共に、図４（ｃ）の構造での圧力損失は約０．６になっていることがわかる。つまり、ピッチＰを長くした分だけ圧力損失が低減されることになり、例え、ディンプル２２を形成させたとしても、流量が少なく、且つ低速の２次流れが発生する下流領域Ｎ2，Ｎ3に形成させているので、圧力損失が増加することを防止できる。
【００２９】
従って、本発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、２次流れａの発生する流域にディンプル２２を設けたことにより、２次流れａに強制的に渦を発生させることができるので、熱伝達率を低下させることなく、タービュレータ２１のピッチＰを長くして圧力損失を低減させることができる。
【００３０】
なお、本実施例においては、ディンプル２２を隣接するタービュレータ２１間の冷却通路１５の壁面における中心位置Ｏよりも下流側に形成させているが、２次流れａの流域幅の余裕を考え、隣接するタービュレータ２１間の冷却通路１５の壁面において冷却空気Ａの流れ方向上流側から略５分の２の位置よりも下流側の領域に形成させても構わない。また、ディンプル２２は、該５分の２の位置よりも下流側にあればよく、その数量、位置、形状、深さは本実施例に限定されることはない。更に、２次流れａの流量や速度に応じて、その数量、位置、形状、深さを変更し、所望の熱伝達率に設定することも可能である。
そして、本発明に係るガスタービンの翼冷却構造はガスタービン静翼にも適用することができる。
【産業上の利用可能性】
【００３１】
冷却媒体の熱伝達率の向上を図る冷却装置に適用可能である。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
【図１】本発明の一実施例に係るガスタービンの翼冷却構造を備えたガスタービン動翼の縦断面図である。
【図２】図１のＩ−Ｉ矢視断面図である。
【図３】冷却通路の概略図である。
【図４】（ａ）は本発明の一実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の基本となる構造の概略図と、この基本構造における冷却時の温度分布を示した模式図、（ｂ）は本発明の一実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の概略図と、この構造における冷却時の温度分布を示した模式図、（ｃ）は本発明の他の実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の概略図と、この構造における冷却時の温度分布を示した模式図である。
【図５】図４（ａ）〜（ｃ）の各構造における熱伝達率を示した図である。
【図６】図４（ａ）〜（ｃ）の各構造における圧力損失を示した図である。
【符号の説明】
【００３３】
１１    動翼
１２    基端部
１３    基台
１４    翼部
１５    冷却通路
１８    背側壁部
１９    腹側壁部
２０    仕切り壁
２１    タービュレータ
２２    ディンプル
Ｇ    燃焼ガス
Ａ    冷却空気
ａ    ２次流れ
α    角度
Ｐ    ピッチ
ｅ    突出量
Ｗ    幅
Ｈ    高さ
Ｏ    中心位置
Ｍ    上流領域
Ｎ    下流領域
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図５】
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【図６】
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【図４】
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