(57)【要約】【課題】  静翼インナーバンドと動翼インナーバンドの間（タービンディスクフロント）から吹き出し、主流と混合するパージエアによるミキシングロスをパージエアの供給量を少なくすることなく低減し、タービンの空力性能を向上させることができるガスタービンパージエアの吹き出し方法及び吹き出し構造を提供する。【解決手段】  プラットフォームと連結部との接続部表面を曲面形状とし、突出部の付け根部に径方向内方から供給されるパージエアを通過させる貫通孔を設け、貫通孔から連結部の表面に沿ってパージエアを吹き出すようにし、吹き出したパージエアがコアンダ効果により接続部表面に沿って燃焼ガス流路の主流と混合されるようにした。【選択図】    図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
静翼インナーバンドと動翼インナーバンドの間からパージエアを吹き出して燃焼ガス流路の主流と混合させるガスタービンパージエアの吹き出し方法であって、
燃焼ガス流路に面するプラットフォームと、該プラットフォーム先端部の径方向内側に位置し軸方向に延びる突出部と、前記プラットフォーム先端部と前記突出部の後端部とを連結する連結部とを有する動翼インナーバンドの前記プラットフォームと前記連結部との接続部表面を曲面形状とし、前記突出部の付け根部に径方向内方から供給されるパージエアを通過させる貫通孔を設け、該貫通孔から前記連結部の表面に沿ってパージエアを吹き出させ、吹き出したパージエアをコアンダ効果により前記接続部表面に沿って燃焼ガス流路の主流と混合させる、ことを特徴とするガスタービンパージエアの吹き出し方法。
【請求項２】
静翼インナーバンドと動翼インナーバンドの間からパージエアを吹き出して燃焼ガス流路の主流と混合させるガスタービンパージエアの吹き出し構造であって、
前記動翼インナーバンドは、燃焼ガス流路に面するプラットフォームと、該プラットフォーム先端部の径方向内側に位置し軸方向に延びる突出部と、前記プラットフォーム先端部と前記突出部の後端部とを連結する連結部とを有し、前記プラットフォームと前記連結部との接続部表面は曲面形状をなし、前記突出部の付け根部は径方向内方から供給されるパージエアを通過させ前記連結部の表面に沿って流す貫通孔を有する、ことを特徴とするガスタービンパージエアの吹き出し構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンパージエアの吹き出し方法及び吹き出し構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
図３はターボジェットエンジンの模式的構成図であり、空気取入口１０１、圧縮機１０２、燃焼器１０３、ガスタービン１０４、アフターバーナ１０５、ジェットノズル１０６、等を備えている。かかるターボジェットエンジンでは、空気を空気取入口１０１から導入し、圧縮機１０２でこの空気を圧縮し、燃焼器１０３内で燃料を燃焼させて高温の燃焼ガスを発生させ、発生した燃焼ガスでガスタービン１０４を駆動し、このガスタービン１０４で圧縮機１０２を駆動し、アフターバーナ１０５でタービンを出た排ガスにより燃料を再度燃焼させ、高温の燃焼排ガスをジェットノズル１０６で膨張させて後方に噴き出し、推力を発生するようになっている。この構成は、ターボジェットエンジン以外のジェットエンジンでも同様である。
【０００３】
図４は、図３のガスタービン１０４の部分拡大図である。この図に示すように、ジェットエンジンのガスタービンは、静翼１を周方向に複数配置してなる静翼列と、軸１０７と共に回転する動翼３を周方向に複数配置してなる動翼列とからなる。静翼１と動翼３の径方向内方端には、それぞれ静翼インナーバンド２、動翼インナーバンド４が接続されており、この静翼インナーバンド２と動翼インナーバンド４との間には、パージエアを吹き出すための隙間１０が全周にわたり形成されている。また、動翼インナーバンド４は、燃焼ガス流路に面するプラットフォーム４ａと、該プラットフォーム４ａ先端部の径方向内側に位置し軸方向に延びる突出部４ｃと、前記プラットフォーム４ａ先端部と前記突出部４ｃの後端部とを連結する連結部４ｂと有している。
【０００４】
このように構成されたガスタービンでは、燃焼器１０３で発生した燃焼ガスの流れ方向を静翼１で動翼３に適した方向に向け、この燃焼ガスで動翼３を回転駆動する。また、燃焼ガスの主流９ａに対して、タービンディスクフロント等を冷却する冷却空気９ｂ（パージエア）が径方向内方から供給され流路２１を通過して隙間１０から吹き出し、主流９ａと混合して下流側の動翼３に流入する。なお、この図では、静翼１と動翼３を一列ずつ示しているが、通常最上段を含めて２列以上の静翼と動翼を備える。なお、上述したようなガスタービンパージエアの吹き出し技術については、例えば下記特許文献１に開示されている。
【０００５】
【特許文献１】特開２００２−２２１００１
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
近年、タービン入口の高温化・高負荷化に伴い、冷却空気量（パージエア９ｂ）が増大する傾向にある。しかし、パージエア９ｂは図４に示すように軸方向に対して比較的大きな角度φをもって主流と混合するため、この混合によりミキシングロスと呼ばれるエネルギー損失が生じ、タービンの空力性能が低下する。
【０００７】
すなわち、冷却空気の一部であるタービンディスクフロントのパージエア９ｂは、主流９ａの流れが超音速（マッハ数１以上）であるタービン静翼出口に主流９ａの流れ方向に対して比較的大きな角度で吹き出しているため、他の部分の冷却空気と比べて流量あたりのミキシングロスが大きく、タービンの空力性能への悪影響も大きい問題点があった。このような問題を解決する手段として、パージエア９ｂの供給量を少なくすることにより、ミキシングロスを低減させることが可能となるが、上述したようにパージエア９ｂの必要性は大きいため、その供給量を少なくすることは困難である。
【０００８】
本発明は、かかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、静翼インナーバンドと動翼インナーバンドの間（タービンディスクフロント）から吹き出し、主流と混合するパージエアによるミキシングロスをパージエアの供給量を少なくすることなく低減し、タービンの空力性能を向上させることができるガスタービンパージエアの吹き出し方法及び吹き出し構造を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上記目的を達成するため、本発明によれば、静翼インナーバンドと動翼インナーバンドの間からパージエアを吹き出して燃焼ガス流路の主流と混合させるガスタービンパージエアの吹き出し方法であって、燃焼ガス流路に面するプラットフォームと、該プラットフォーム先端部の径方向内側に位置し軸方向に延びる突出部と、前記プラットフォーム先端部と前記突出部の後端部とを連結する連結部とを有する動翼インナーバンドの前記プラットフォームと前記連結部との接続部表面を曲面形状とし、前記突出部の付け根部に径方向内方から供給されるパージエアを通過させる貫通孔を設け、該貫通孔から前記連結部の表面に沿ってパージエアを吹き出させ、吹き出したパージエアをコアンダ効果により前記接続部表面に沿って燃焼ガス流路の主流と混合させる、ことを特徴とするガスタービンパージエアの吹き出し方法が提供される。
【００１０】
また、本発明によれば、静翼インナーバンドと動翼インナーバンドの間からパージエアを吹き出して燃焼ガス流路の主流と混合させるガスタービンパージエアの吹き出し構造であって、前記動翼インナーバンドは、燃焼ガス流路に面するプラットフォームと、該プラットフォーム先端部の径方向内側に位置し軸方向に延びる突出部と、前記プラットフォーム先端部と前記突出部の後端部とを連結する連結部とを有し、前記プラットフォームと前記連結部との接続部表面は曲面形状をなし、前記突出部の付け根部は径方向内方から供給されるパージエアを通過させ前記連結部の表面に沿って流す貫通孔を有する、ことを特徴とするガスタービンパージエアの吹き出し構造が提供される。
【発明の効果】
【００１１】
このような本発明によれば、プラットフォームと連結部との接続部表面を曲面形状とし、突出部の付け根部に径方向内方から供給されるパージエアを通過させる貫通孔を設け、貫通孔から連結部の表面に沿ってパージエアを吹き出すようにしたので、吹き出したパージエアは、コアンダ効果により接続部表面に沿って燃焼ガス流路の主流と混合される。すなわち、パージエアはプラットフォームに沿う方向に吹き出され、パージエアと主流の混合角度を小さくすることができる。したがって、主流と混合するパージエアによるミキシングロスを低減し、タービン空力性能を改善することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
以下、本発明の好適な実施の形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。
【００１３】
主流９ａとパージエア９ｂとが混合する際に生じるミキシングロスは、（数１）で表わすことができる。この式で添字ｇは主流、添字ｃは冷却空気（パージエア）、添字ｔはミキシングロスであり、Ｐ，Ｍ，Ｗ，Ｔ，Ｖは、それぞれ圧力、マッハ数、質量流量、絶対温度、流速である。また、κは比熱比、φは吹き出し角度を示している。吹き出し角度φは、図４に示すようにガスタービンの回転軸とパージエア吹き出し方向とのなす角である。
【００１４】
【数１】
2005036772.tif 000003
【００１５】
（数１）から吹き出し角度φが０度に近いほど、ミキシングロスΔＰｔは小さくなり、吹き出し角度φが大きい（９０度に近い）ほど、ミキシングロスΔＰｔは大きくなることが分かる。すなわち、パージエア全体の質量流量Ｗｃ、絶対温度Ｔｃ、流速Ｖｃが同一である限り、吹き出し角度φを小さくすることができればミキシングロスを低減することができる。
【００１６】
一方、図４に示した従来のガスタービンパージエアの吹き出し手段では、バージエアを主流に対して大きな角度で吹き出していたため、大きなミキシングロスが発生することが（数１）からも明らかである。
【００１７】
図1及び図２は、本発明によるガスタービンパージエアの吹き出し方法およびその構造の実施形態を説明する図である。図１に示すように、燃焼ガス（主流９ａ）の流れ方向に静翼１と動翼３が配置され、静翼１と動翼３の径方向内方端にそれぞれ接続される静翼インナーバンド２と動翼インナーバンド４との間には、パージエアを吹き出すための隙間１０が全周にわたり形成されている。
【００１８】
図２は動翼３及び動翼インナーバンド４の斜視図であり、以下、図１と併せて図２も参照して説明する。動翼インナーバンド４は、燃焼ガス流路に面するプラットフォーム４ａと、該プラットフォーム４ａ先端部の径方向内側に位置し軸方向に延びる突出部４ｃと、前記プラットフォーム４ａ先端部と前記突出部４ｃの後端部とを連結する連結部４ｂとを備えている。この点については、図４と同様である。
【００１９】
また、図１及び図２に示すように、プラットフォーム４ａと連結部４ｂとの接続部表面は曲面形状をなしており、この曲面形状の部分は少なくともその表面上を流体が流れたときにコアンダ効果を生じさせるに足る曲率を有している。また、突出部４ｃの付け根部（後端部）には径方向内方から供給されるパージエア９ｂを通過させる貫通孔１１が２つ設けられており、この貫通孔１１は、その通過したパージエア９ｂが連結部４ｂの表面を沿って流れるように形成される。なお、本実施形態では貫通孔１１は２つ設けられているが、特に２つに限定されるものではない。
【００２０】
ガスタービン運転時には、図１に示すように、径方向内方からパージエアが供給される。供給されたパージエアは、貫通孔１１を通過するものと流路２１を通過するものとに分かれる。このうち、貫通孔１１を通過したパージエア９ｂは、連結部９ｂの表面に沿って流れ、プラットフォーム９ａと連結部９ｂとの接続部まで到達すると、コアンダ効果により接続部の表面に沿って曲げられる。すなわち、パージエア９ｂはプラットフォーム４ａに沿う方向に吹き出される。したがって、本発明によれば、燃焼ガス流路２０を流れる主流９ａとバージエア９ｂの混合角度が小さくなり、主流と混合するパージエアによるミキシングロスを低減し、タービン空力性能を改善することができる。なお、貫通孔１１を通過せず流路２１を通過したパージエア９ｂは、図４における吹き出し角度と同じ角度で隙間１０から吹き出されることになるが、貫通孔１１の大きさや数、及び流路２１の流路面積を調整して貫通孔１１を通過するパージエアの流量をできるだけ多くするように設計することで、全体としてミキシングロスを低減させることができる。
【００２１】
なお、本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更し得ることは勿論である。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明の実施形態を示す図である。
【図２】動翼及び動翼インナーバンドの斜視図である。
【図３】ターボジェットエンジンの模式的構成図である。
【図４】図３のガスタービンの部分拡大図である。
【符号の説明】
【００２３】
１  静翼
２  静翼インナーバンド
３  動翼
４  動翼インナーバンド
４ａ  プラットフォーム
４ｂ  連結部
４ｃ  突出部
９ａ  主流（燃焼ガス）
９ｂ  パージエア
１１  貫通孔
２０  燃焼ガス流路
２１  流路
１０１  空気取入口
１０２  圧縮機
１０３  燃焼器
１０４  ガスタービン
１０５  アフターバーナ
１０７  軸
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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