(57)【要約】予めセグメント化したスキーラチップ（３５）を有するタービン翼（９）が提供される。スキーラチップ（３５）のセグメント部またはスロット（４６、４８、５０）は、最大応力領域に位置し、スキーラチップ（３５）の割れ及び割れの翼形部（２２）への伝播を減少させる。スロット（４６、４８、５０）には、ベース合金よりも高い延性を有する耐腐食性材料を充填するのが好ましい。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形部（２２）が、ロータ軸（６）上に固定するように設計された根元部（２０）から先端部（３５）へ半径方向に延びるタービン翼（９）であって、先端部（３５）の端部には１またはそれ以上のスロット（４８）が機械加工により形成されており、スロット（４８）は先端部上の最大応力点に実質的に位置しているタービン翼（９）。
【請求項２】
スロットには、ベース合金よりも高い延性及び耐酸化・耐腐食性を有する材料が充填されている請求項１の翼。
【請求項３】
耐酸化・耐腐食性材料はＭＣｒＡｌＹである請求項２の翼。
【請求項４】
耐酸化・耐腐食性材料とベース合金とが結合されている請求項２の翼。
【請求項５】
結合はベース合金上に耐酸化・耐腐食性材料を溶射することにより形成される請求項４の翼。
【請求項６】
スロットの幅は約１０００分の１０乃至１０００分の２５インチである請求項１の翼。
【請求項７】
スロットの幅は約１０００分の２０インチである請求項１の翼。
【請求項８】
燃焼ガスタービンの翼である請求項１の翼。
【請求項９】
翼形部（２２）が、ロータ軸（６）上に固定するように設計された根元部（２０）から先端部（３５）へ半径方向に延びるタービン翼（９）を有するタービンエンジンであって、先端部（３５）の端部には１またはそれ以上のスロット（４８）が機械加工により形成されており、スロット（４８）は先端部上の最大応力点に実質的に位置しているタービンエンジン。
【請求項１０】
スロットには、ベース合金よりも高い延性及び耐酸化・耐腐食性を有する材料が充填されている請求項９のタービンエンジン。
【請求項１１】
耐酸化・耐腐食性材料はＭＣｒＡｌＹである請求項１０のタービンエンジン。
【請求項１２】
耐酸化・耐腐食性材料とベース合金とが結合されている請求項１０のタービンエンジン。
【請求項１３】
結合はベース合金上に耐酸化・耐腐食性材料を溶射することにより形成される請求項１２のタービンエンジン。
【請求項１４】
スロットの幅は約１０００分の１０乃至１０００分の２５インチである請求項９のタービンエンジン。
【請求項１５】
スロットの幅は約１０００分の２０インチである請求項９のタービンエンジン。
【請求項１６】
燃焼ガスタービンエンジンである請求項９のタービンエンジン。
【請求項１７】
請求項９のタービンエンジンを有する発電所。
【発明の詳細な説明】
【背景技術】
【０００１】
【技術分野】
【０００２】
本発明は、一般的に、スキーラチップを有するタービン翼に関し、さらに詳細には、最大応力点にセグメント部またはスロットを形成したタービン翼スキーラチップに関する。
【従来技術の説明】
【０００３】
燃焼タービン発電所は、一般的に、３つの主要な装置、即ち、圧縮機、燃焼器及びタービンを有する。燃焼器とタービンの間には移行部がある。動作については、エンジンに取り込まれる周囲空気が圧縮機によって圧縮され、圧縮された空気が燃焼器へ送られて燃料と混合された後、圧縮状態の空気−燃料混合物が点火されて、加熱状態の作動ガスとなる。加熱状態の作動ガスは、移行部を通ってタービンへ流入する。
【０００４】
エンジンの圧縮機及びタービン段は、共通の回転軸に取り付けられた複数のタービン翼を有する。各タービン翼は、ロータディスク上に固定され、半径方向外方へ延びて、翼リムに近接する先端部で終端する。圧縮機及びタービン段はさらに１またはそれ以上の静翼またはステータを備えており、これらは、回転軸上に取り付けられたタービン翼と協働して空気を圧縮し高速ガスから機械的エネルギーを取り出すためのタービン静翼を有する。タービンの動翼及び静翼は、機械的応力、熱的応力また回転による応力を発生させる高応力環境にさらされる。多くの場合、タービン翼のチップまたは先端部にかかる熱的応力は、過渡時に発生する高い温度勾配による最も重大な応力である。
【０００５】
エンジン効率を増加させるには温度を高くする必要があるが、動作温度を制限するファクタとして、タービン翼及び他のコンポーネントの材料及びこれらコンポーネントを冷却する能力が含まれる。従って、タービン翼は、冷媒を通過させる中空チャンネルを形成するように鋳造される。これらの中空チャンネルはタービン翼のコアを形成する。燃焼エンジンの動作時、中空の空洞部は、冷却空気を受けてタービン翼を冷却し、動作温度を制御する。
【０００６】
タービン翼コア部分のチップまたは先端部近くには端部キャップがあり、この先端部は周壁により取り囲まれている。この先端部の外側表面は翼形部の延長部を形成し、その内側表面上には溝が画定される。翼形部の周壁は、一般的に、スキーラチップ(squealer top)と呼ばれる。スキーラチップは、一般的に、第１及び第２段のタービン翼上にあり、タービン翼の先端部を通過する高温ガスの損失を減少して効率を増加するために使用される。スキーラチップは、高温ガスの損失を減少するためタービン翼とそれを囲むリングセグメントとの間の距離が最小になるように設計されている。
【０００７】
しかしながら、スキーラチップは、翼形部内の空洞の冷却空気が先端部に到達できないため冷却するのが容易でない。現在設計のタービンを分析すると、スキーラチップは運転中に割れを生じやすいことがわかっている。これらの割れは半径方向に生じ、その伝播速度は遅い。先端部に半径方向の割れが多少あってもそれは受け入れ可能であるが、先端部の半径方向の割れが限界にくるとタービン翼を取り外すのが慣例である。割れにより内部の冷却チャンネルが破壊されると、冷却空気が漏れてタービン翼の初期冷却に悪影響を与える可能性がある。
【０００８】
高性能の高温部タービンコンポーネントは高価であるため、かかるコンポーネントを交換せずに修理して翼先端部及びそれぞれの翼の寿命をできるだけ延ばすのが望ましい。スキーラチップの割れを防止すると、これらの割れの翼形部への伝播を最終的に防止できる。これは、コアの空洞内に割れが延びるとタービン翼の修理は非常に高コストになるため、極めて望ましい。これらの割れを防止するための種々の方法が現在存在する。
【０００９】
米国特許第５，９０２，０９３号は、運転時に冷却空気を送り込んでタービン翼を冷却するために翼形部の内部を延びる蛇状の冷却回路を備えた翼形部を開示している。
【００１０】
米国特許第５，９７２，４２４号は、断熱被覆を有するガスタービンエンジンコンポーネントの修理方法を開示している。この被覆は、セラミックの上層被覆に生じる割れが翼内に伝播するのを防止する意図がある。
【００１１】
米国特許第５，７３３，１０２号及び５，６６０，５２３号は、タービン翼の内部から端部キャップを介して冷却空気が流れるように端部キャップに冷却用孔部を備えたタービン翼スキーラチップに関する。この米国特許第５，７３３，１０２号は、オプションとして、スキーラチップの外側に燃焼ガスに対する断熱性を与える断熱被覆を提供する。
【００１２】
さらに、スキーラチップの最大応力領域における半径方向の割れを防止し、これらの割れが翼形部本体内へ伝播するのを防止する適当な方法が求められている。
【発明の概要】
【００１３】
本発明は、タービン翼スキーラチップの半径方向の割れが生じやすい領域において応力を除去することにより上記問題を解消するものである。応力除去は、運転時、熱的応力が高いと判定される領域に製造時に機械加工によりセグメント部またはスロットを形成することにより行う。このようにスキーラチップを予めセグメント化するかスロットを設けたタービン翼は、スキーラチップにかかるセグメント部またはスロットのない同様なタービン翼と比べると長期間運転を続けることが可能である。さらに、予めセグメント化したスキーラチップを有するタービン翼を修理に出すと、修理範囲は、スキーラチップにかかるセグメント部のないタービン翼に比べると小さい。本発明によると、ガスタービンの運転停止時間及びそれに起因するコストが減少すると共に製造コストの減少及び歩留まりの増加が得られ、タービン翼の修理が終わった後、より多くのタービン翼を使用状態に戻すことができる。本発明はまた、運転時に受け入れ不可の割れが翼形部へ伝播する危険性が減少する。
【００１４】
従って、本発明の目的は、割れの形成及び伝播を防止できるタービン翼の予めセグメント化したスキーラチップを提供することにある。
【００１５】
本発明の別の目的は、最大応力領域にスロットを設けたタービン翼の予めセグメント化したスキーラチップを提供することにある。
【００１６】
本発明のさらに別の目的は、損傷を受けたタービン翼の修理コストが減少するタービン翼の予めセグメント化したスキーラチップを提供することにある。
【００１７】
本発明の上記及び他の目的は、以下の添付図面及び頭書の特許請求の範囲から明らかになるであろう。
【実施例】
【００１８】
本発明は、延長軸上に形成されたロータディスク上に固定されるように設計された根元部から先端部へ半径方向に延びる翼形部を備えた燃焼タービン翼を提供する。先端部の端縁部には１またはそれ以上のスロットが機械加工により形成されているが、これらのスロットは先端部上のほぼ最大応力点に位置する。本発明はまた、先端部で大きな応力を受けるタービン翼を組み込んだ他の種類のタービンにも利用可能である。
【００１９】
当該技術分野でよく知られているように、また図１に示すように、燃焼タービンは、圧縮機２、複数の燃焼器３、各燃焼器について１個の移行部４、及びタービン５より成る。流路１０は、圧縮機２、燃焼器３、移行部４、タービン５を通って延びる。タービン５は、中心軸６により圧縮機２に機械的に結合されている。外側ケーシング７は、通常、複数の燃焼器３及び移行部４を取り囲んでいる。外側ケーシング７は圧縮空気プレナム８を形成する。燃焼器３及び移行部４は、中心軸６の周りの圧縮空気プレナム８内にある。
【００２０】
動作については、圧縮機２が周囲空気を取り込んで圧縮し、圧縮された空気は流路１０を通ってケーシング７により画定される圧縮空気プレナム８へ流入する。圧縮空気プレナム８内の圧縮空気は燃焼器３へ流入し、そこで燃料と混合され、点火されて、作動ガスが発生する。作動ガスは、燃焼器３から移行部４を通ってタービン５へ流入する。作動ガスは、タービン５内では、中心軸６に固着された一連の動翼９と、静翼１１との間を通る間に膨張する。作動ガスがタービン５を通過すると、動翼９と中心軸６とが回転して機械的な力を発生させる。タービン５の中心軸は発電機に結合可能である。
【００２１】
図２は、参照番号９で示すタービンエンジンの中空ロータ翼である。この翼９は、翼形部２２と、エンジンのロータに翼形部２２を取り付ける基部１５とを有する。基部１５は、翼形部２２を剛性的に取り付けるためのプラットフォーム２５と、翼形部２２をロータに固着するための鳩尾形の根元部２０とを有する。
【００２２】
翼９の翼形部２２の外端部３０には、スキーラチップ３５がある。スキーラチップ３５は、翼９の中空部分のコアの外端部３０を閉じる端部キャップ４０と、端部キャップ４０と共に空洞部４１を画定するように端部キャップに固着され、そのキャップの周囲部２２Ａに沿ってそれから外方に延びる端壁４５とを有する。スキーラチップ３５の端部キャップ４０には、最大応力領域にスロット４６、４８、５０が設けられている。
【００２３】
翼製造前の初期設計時に、ＰＡＴＲＡＮ、ＡＮＳＹＳまたは他の同様な市販のプログラムのような有限三次元応力分析用コンピュータープログラムを用いて詳細な応力分析を行うと、運転時にどの領域に高い熱的応力が発生する可能が高いかがわかる。翼の寸法、材料及び他の特性を特定して、翼のコンピューターモデルを作成する。翼の種々の部分が経験する温度と共に曲げ荷重及び遠心力荷重のような境界条件もこのモデルに入力する。翼の先端部領域に特に注意を向けて、このモデルによる応力分析を行う。その結果、出力として、先端部の高い応力領域を示す等応力線図が得られる。高い応力は、熱的応力が翼のベース合金の降伏応力の８０％またはそれ以上である領域または場所として定義する。
【００２４】
初期分析の後、以前高い応力領域として特定した先端部の領域に少数のスロットを含めるようにコンピューターモデルを修正することができる。その分析を再び行ってスロットによる応力の減少を確かめる。応力の減少度合いが所望の大きさよりも小さければ、さらに別のスロットをモデルに取り込んで、再び分析を行う。分析中にこのような繰り返しプロセスを実行して、スロットの最適な数及び間隔を求める。さらに、翼の寿命が尽きるまでに割れが生じることが知られる先端部領域にスロットを配置することができる。
【００２５】
スキーラチップにおけるスロットの機械加工による形成は、分析の結果判明した高い応力領域に、翼の製造時に、ＥＤＭ、ウォータージェット、機械研削または当業者に知られた他の任意の方法を含む任意適当な方法を用いて行うことができる。スロットの間隔及び数は、翼の種類、高い熱的応力領域の場所及び分析の結果判明した予想される応力減少の程度により異なる。スロットの機械加工は、スキーラチップの深さに対応するが、端部キャップ４０の外側表面に対応する高さを超えない最大深さまで行う。従って、この深さは特定の翼のスキーラチップの高さにより異なる。スロットの幅は、約１０００分の１０インチ乃至１０００分の２５インチの範囲にあり、好ましくは約１０００分の２０インチである。好ましい幅は、製造技術及び能力並びに応力分析の結果による。タービン翼の高い応力領域の数が多ければ、その数が少ないタービン翼よりも多くのスロットを形成する必要がある。スロットの間隔は必ずしも均等である必要はなく、翼及びスキーラチップの幾何学的形状、製造能力及び分析結果により決定される。
【００２６】
ノッチを充填し作動ガスのバイパス量を最小限に抑えるためには、ＭＣｒＡｌＹまたは他の材料のような耐酸化・耐腐食性の充填材料を用いるのが好ましい。このＭＣｒＡｌＹはベース合金と比べると延性及びコンプライアンスが大きく、ベース合金に比べて高い熱的応力に耐えることができる。かかる充填材料はまた、スキーラチップに柔軟性を与え、割れの形成及び伝播を阻止する先端部の能力を向上させる。この充填材料はまた、翼先端部を通過する作動流体の損失を少なくスる障壁を与える。ＭＣｒＡｌＹの被覆は、プラズマ溶射、低圧プラズマ溶射、ＨＶＯＦ及び他の受け入れ可能な方法のような現在業界で標準的方法として受け入れられている方法により施すことができる。
【００２７】
スロットの機械加工による形成は、高い応力が発生する可能性のある翼のスキーラチップ上の任意の場所でよい。例えば、図３に示すように、ある特定の翼はその高圧側に高い応力を受ける。図３は、スキーラチップ３５の端壁４５にスロット４６、４８、５０を有する本発明の翼９の仮想例を示す上面図である。
【００２８】
他の翼は、図４に示すようなスロットの構成を有するが、翼の低圧側に最大応力点がある。図４は、本発明の予めセグメント化したスキーラチップの別の実施例であり、仮想翼９の上面図からわかるように、スキーラチップ３５の端壁４５にスロット５２−７２が設けられている。当業者であればわかるように、他の手段をスロットの代わりに設けることが可能であるが、これらも本発明の範囲内に含まれると考えられる。
【００２９】
図５は、ＭＣｒＡｌＹのような延性及び耐腐食性材料を充填したスロットの側面図である。ＭＣｒＡｌＹまたは同様な材料によりスロットを充填した後、翼にさらに断熱被覆を施すことができる。
【００３０】
本発明の特定の実施例を詳細に説明したが、当業者は、本願の開示全体に鑑みて種々の変形例及び設計変更を想到できるであろうことがわかる。従って、図示説明した特定の実施例は例示的なものにすぎず、本発明を限定するものではなく、本発明の範囲は頭書の特許請求の範囲及びその任意且つ全ての均等物の全幅を与えられるべきであろう。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】燃焼ガスタービンの概略図である。
【図２】端部キャップにスロットを形成したスキーラチップを有するタービン翼の斜視図である。
【図３】予めセグメント化した本発明の実施例によるタービン翼スキーラチップの上面図であり、スロットの位置を示す。
【図４】スロットを異なる場所に形成した、予めセグメント化したスキーラチップの別の実施例を示す上面図である。
【図５】スキーラチップの端壁のスロットを示す部分側面図である。
【国際公開パンフレット】
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【国際調査報告】
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