(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
シャンク部（１６）及び前縁（１３）と後縁（１５）と正圧面（１７）と負圧面（１９）とを有する翼形部（１２）を有するガスタービン動翼（１０）において、内部冷却回路が複数の半径方向外向き流路（３０，３４，３８）及び複数の半径方向内向き流路（３２，３６，４０）を含む蛇行形状を有し、上記内部冷却回路において冷却媒体入口通路（２６）が上記半径方向外向き流路のうちの上記後縁（１５）に沿う第１流路（３０）と連通し、この第１流路（３０）は半径方向に延在しかつ互いに半径方向に離隔した複数の細長いリブセグメント（５６）を有し、これらのリブセグメント（５６）は上記第１半径方向外向き流路（３０）における上記正圧面（１７）と上記負圧面（１９）の膨れを防止すべく上記第１半径方向外向き流路（３０）の中央部で上記正圧面（１７）と上記負圧面（１９）の間に延在してそれらを連結しており、第１流路（３０）はさらに、該第１流路（３０）の半径方向外端部に、上記正圧面（１７）と上記負圧面（１９）の間に延在してそれらを連結する転向羽根（５８）を有しており、該転向羽根（５８）は、第１流路（３０）の上記複数のリブセグメント（５６）のうちの半径方向に最も外側のリブセグメントと上記後縁（１７）との間に位置していて、第１流路（３０）と流路（３２）の間で冷却媒体を分割して冷却媒体の流れを後縁翼先端の隅に導く、ガスタービン動翼（１０）。
【請求項２】
前記内部冷却回路が前記複数の半径方向外向き及び内向き流路の各流路内のタービュレータ（５２，５４）を含む、請求項１記載のガスタービン動翼。
【請求項３】
前記タービュレータ（５２）が前記複数の半径方向外向き及び内向き流路のうちの１つを除く他の全てにおいて冷却媒体流の方向に対して鋭角をなして延在する、請求項２記載のガスタービン動翼。
【請求項４】
前記複数の半径方向外向き及び内向き流路のうちの前記１つの流路が前記前縁（１３）に沿う半径方向内向き流路（４０）からなる、請求項３記載のガスタービン動翼。
【請求項５】
前記前縁に沿う前記半径方向内向き流路（４０）内の前記タービュレータ（５４）が冷却媒体流の前記方向に対して実質的に垂直に延在する、請求項４記載のガスタービン動翼。
【請求項６】
前記タービュレータ（５２，５４）が前記正圧面と前記負圧面の一方から延在しかつそれぞれの半径方向内向き及び外向き流路内に部分的にのみ延在する、請求項２乃至請求項５のいずれか１項記載のガスタービン動翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】
本発明はガスタービンにおける第２段動翼用の内部冷却回路に関する。
【０００２】
ガスタービン機械において高出力及び高効率を得るには高いガス流路温度が必要である。ガスタービン内では、エネルギーを高温ガス流路から抽出するため、各種高温用合金で製造された数列（数段）の動翼が使用される。第１及び第２段動翼の温度を材料設計限度内に保つため内部冷却が必要である。先進ガスタービンエンジンにおいて期待される高いガス流路温度に対して、冷却空気は、圧縮機の吐出空気を使用することに付随する多大なサイクル効率低下のため魅力的ではない。蒸気は、熱容量が高く、蒸気タービン及びガスタービンを含む複合サイクル装置に利用できるので、実用可能な代替冷却媒体として魅力的である。本発明は、ガスタービンエンジン内の閉回路蒸気冷却式第２段動翼用の内部冷却回路の設計に関するものである。
【０００３】
【発明の概要】
本発明による第２段動翼用の内部冷却回路は動翼の翼形部内部の閉ループ蛇行通路を含んでおり、この通路は多数の１８０度転向部を有し、動翼の半径方向内方ダブテール部内の入口通路及び出口通路に接続されている。冷却通路は冷却媒体（好ましい実施形態では蒸気）を動翼内を循環するように導くために使用され、かくして動翼壁から熱を奪い去る。蛇行通路には半径方向内方通路と半径方向外方通路が交互に配設され、動翼の根元から翼先端まで延在し、次いで転向した後、翼先端から根元に戻るように延在する。タービン寸法、温度要件等に基づいて蛇行通路内に多数の転向部を設け得る。
【０００４】
動翼壁から冷却媒体への熱伝達を促進するとともに、流れを後縁通路のさもなければ到達し難い翼先端部内に導くために、タービュレータが使用される。加えて、流れを翼先端後縁の隅に向けるための転向案内羽根が半径方向外方又は翼先端の後縁通路内で使用される。通路縦横比（様々な通路の長さ対幅断面寸法）は、外向き流路内の浮力数を最少にするように設計され、これにより回転による熱伝達促進を最大にする。適当な縦横比及び浮力数の説明は、本願出願人の米国特許第５５３６１４３号に記載されている。
【０００５】
従って、本発明は、一つの形態において、シャンク部及び前縁と後縁と正圧面と負圧面とを有する翼形部を有するガスタービン動翼に内部冷却回路を提供するが、この内部冷却回路は複数の半径方向外向き流路及び複数の半径方向内向き流路を含む蛇行形状を有し、内部冷却回路において冷却媒体入口通路が半径方向外向き流路のうちの後縁に沿う第１流路と連通し、この第１半径方向外向き流路は半径方向に延在しかつ互いに半径方向に離隔した複数の細長いリブセグメントを有し、これらのリブセグメントは第１半径方向外向き流路における正圧面と負圧面の膨れを防止すべく第１半径方向外向き流路の中央部で正圧面と負圧面の間に延在してそれらを連結している。
【０００６】
本発明は、もう一つの形態において、シャンク部及び前縁と後縁と正圧面と負圧面とを有する翼形部を有するガスタービン動翼に内部冷却回路を提供するが、この内部冷却回路は、複数の半径方向外向き流路及び複数の半径方向内向き流路を含む蛇行形状を有し、内部冷却回路において冷却媒体入口通路が半径方向外向き流路のうちの後縁に沿う第１流路と連通し、内部冷却回路は前記複数の半径方向外向き及び内向き流路の各流路内のタービュレータリブを含み、これらのタービュレータリブは前縁に沿った１つの半径方向内向き流路を除く他の全ての流路内で冷却媒体流の方向に対して鋭角をなして延在する。
【０００７】
タービュレータ及び翼先端転向案内羽根を有する閉回路蛇行設計の利点は、例えば、高容量冷却媒体すなわち蒸気の使用による動翼から蒸気への優れた熱伝達及び、従来の空冷動翼の場合より高い総合タービンサイクル効率である。蒸気が蒸気タービンのトップサイクルから抽出され、動翼の冷却に用いられ、次いで閉ループにおいて蒸気タービンのボトムサイクルに戻されるからである。その結果、圧縮機の吐出空気を冷却に使用した後高温ガス流路内に排出するような従来の構成に比べて改善された総合タービンサイクル効率が得られる。
【０００８】
【好ましい実施の形態】
図１及び図２について説明すると、本発明による第２段動翼１０において翼形部１２が翼台部１４に取付けられており、この翼台部は、動翼のシャンク１６を燃焼流路内の高温ガスから遮断する。シャンク１６は従来のダブテール１８によりロータディスクに取付けられる。エンゼルウイング形シール２０，２２がホイール間空洞の密封をなす。図６についても説明すると、ダブテール１８はその下方に延長部２４を有し、この延長部は、軸方向配設通路２６，２８により冷却用蒸気を動翼に供給しかつそれから排出するように作用し、両軸方向通路は軸方向ロータ通路（図示せず）と連通する。翼形部１２は前縁１３と後縁１５と正圧面１７と負圧面１９を有する。
【０００９】
特に図２について説明すると、第２段動翼内の内部冷却通路は蛇行閉回路を構成し、この回路は全部で６つの半径方向延在通路３０，３２，３４，３６，３８，４０を有し、半径方向内方通路と半径方向外方通路が交互に配設され、動翼の根元における１次半径方向供給通路２７から動翼先端まで延在し、１８０度転向し、次いで翼先端から延在し、最終的に根元に戻って１次戻り通路２９に達する。図２は翼形部１２の半径方向外端を密閉する翼先端キャップ４１も示していることに注意されたい。
【００１０】
図示した実施形態では、３つの半径方向外側翼先端転向部及び２つの半径方向内側根元転向部が存在していて、６つの通路、すなわち、３つの半径方向外方通路（３０，３４，３８）及び３つの半径方向内方通路（３２，３６，４０）を形成している。これらの様々な通路は、翼先端転向部及び根元転向部を形成する５つの半径方向延在リブ又は内部隔壁４２，４４，４６，４８，５０によって分離されている。これらのリブは翼形部の全幅にわたって、すなわち、翼形部の負圧面から正圧面まで延在する。図示した通り、蒸気が最初後縁通路３０を通って上方すなわち半径方向外方に流れ、最後に前縁通路４０を半径方向下方すなわち内方に通流する。蒸気はまず通路２６，２７を経て後縁冷却通路３０に導入される。動翼の後縁は通例最も冷却し難い箇所だからである。
【００１１】
タービュレータ５２が通路３２〜３８内で用いられて動翼壁から冷却媒体への熱伝達を促進する。これらのタービュレータは、図３及び図４及び図５に明示した通り、通路の対向壁から外向きに延在する。タービュレータ５２はただ冷却通路内に向かって延在し、冷却媒体流を制限するほどではなく、動翼壁から冷却媒体への熱伝達を促進するに十分なだけ延在する。好ましい実施形態では、タービュレータ５２は流れの方向に対して４５度の角度で配設される。タービュレータは半径方向に千鳥形に（すなわち、タービュレータが互いに直接対向しないように）配設することができ、あるいは所望に応じて横方向に整合（すなわち互いに直接対向）するようにしてもよい。
【００１２】
通路４０内には、タービュレータ５４が冷却流の方向に対して９０度の角度で配設されており、残りの通路内の千鳥形の重なり合うタービュレータ５２と比べて前縁通路内に優れた熱伝達をもたらす。タービュレータ５４は、図３に明示した通り、前縁内壁に沿って設けられている。通路３０は動翼の後縁に沿って延在し、大きな縦横比を有し、動翼の対向壁間に延在するリブセグメント５６を必要とする。これは、動翼壁の膨れを防止するとともに通路３０の前部から同通路の翼先端後縁部への蒸気の自由な分布を可能にするためである。
【００１３】
加えて、転向案内羽根５８が後縁通路３０の半径方向最外部に配置される。この湾曲案内羽根は、通路３０，３２間の翼先端転向部で転向する冷却媒体を分割して所要冷却媒体流を後縁翼先端の隅に導くように配置される。案内羽根５８は三日月形のものが流れ損失の極めて少ない最善の分流をもたらすということが判明している。案内羽根５８は動翼の対向側面壁間に完全に延在することにより冷却流を羽根の両側面に完全に分割するということに注意されたい。この案内羽根５８は、従来式のインベストメント鋳造工程において動翼の内部冷却通路を画成するために用いたセラミックコアに含まれる鋳造部（タービュレータ５２，５４と同様）である。タービュレータの配置、寸法、高さ対幅比、ピッチ、配向及びコーナ半径は全て動翼壁から冷却媒体への最高効率の熱伝達をもたらすように選定される。
【００１４】
以上、本発明の最適な実施形態と考えられるものについて説明したが、本発明は開示した実施形態に限定されるものではなく、本発明の範囲内で様々な改変及び均等な構成が可能であることを理解されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明による第２段動翼の平面図である。
【図２】  図１の線２−２に沿う断面図であるが、翼形部先端キャップが付いている。
【図３】  図２の線３−３に沿う断面図である。
【図４】  本発明による第２段動翼内の冷却通路の対向側面壁に設けたタービュレータを例示する拡大詳細図である。
【図５】  本発明によるタービュレータプロフィールの部分断面図である。
【図６】  図１に示した動翼の下部の部分側面図で、冷却媒体の入口及び出口を示す。
【符号の説明】
１０  ガスタービンの第２段動翼
１２  翼形部
１３  前縁
１５  後縁
１６  シャンク
１７  正圧面
１９  負圧面
２７  供給通路
２９  戻り通路
３０，３４，３８  半径方向外向き流路
３２，３６，４０  半径方向内向き流路
５２，５４  タービュレータ（タービュレータリブ）
５６  リブセグメント
５８  転向案内羽根
【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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