(57)【要約】【課題】再利用時でも高温運転前と同等の冷却性能を維持でき、かつ再利用のための溶接補修作業が比較的容易であるタービン冷却翼を提供することにある。【解決手段】翼高さ方向に延びる前縁及び後線と、前記前縁から前記後縁まで延びる背側部分および腹側部分の翼壁と、前記翼壁により形成される中空部分とを備えた翼形部を有するタービン冷却翼であって、前記中空部分に通風した冷却空気の少なくとも一部を前記後縁から噴出するための、前記中空部分から前記後縁へ貫通した円孔流路を、前記翼高さ方向に複数備え、前記円孔流路を通過する冷却空気により冷却される前記翼壁の外側表面にのみ、被覆層を有する。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼高さ方向に延びる前縁及び後縁と、前記前縁から前記後縁まで延びる背側部分および腹側部分の翼壁と、前記翼壁により形成される中空部分とを備えた翼形部を有するタービン冷却翼であって、
前記中空部分に通風した冷却空気の少なくとも一部を前記後縁から噴出するための、前記中空部分から前記後縁へ貫通した単一の断面形状を有する貫通流路を、前記翼高さ方向に複数備え、
前記貫通流路を通過する冷却空気により冷却される前記翼壁の外側表面にのみ、被覆層を有することを特徴とした被覆タービン冷却翼。
【請求項２】
請求項１に記載の被覆タービン冷却翼において、背側部分もしくは腹側部分の前記翼壁のうち、いずれか一方の外側表面にのみ、前記被覆層を有することを特徴とする被覆タービン冷却翼。
【請求項３】
請求項１または２に記載の被覆タービン冷却翼において、前記翼壁の外側表面における前記被覆層の被覆開始位置に、前記被覆層の厚さと同等のくぼみを設けたことを特徴とする請求項１または２に記載の被覆タービン冷却翼。
【請求項４】
請求項１または２に記載の被覆タービン冷却翼の補修方法であって、高温運転後の再利用のための補修作業の際に、前記翼高さ方向に複数設けられた前記貫通流路を、補修前と同じ断面形状に復元することを特徴とした被覆タービン冷却翼の補修方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、補修して再使用する翼内部冷却を施したタービン冷却翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
燃焼ガス温度が素材許容限界温度を超えて使用される従来のタービン冷却翼には、例えば特許文献１および特許文献２に記載のものがある。
【０００３】
特許文献１に記載のタービン冷却翼は、流れを乱して熱伝達を促進させるための伝熱促進リブやピンフィンを後縁冷却流路に設けることにより、後縁部分の冷却性能を向上している。
【０００４】
また、特許文献２に記載のセラミック断熱層で表面を被覆されたタービン冷却翼は、その被膜層の厚さを部位によって異なるよう施工することにより、材料温度分布を均一化してタービン翼の寿命を長くしている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２００１−１９３４０８号公報
【特許文献２】特開２００８−５１１０４号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
特許文献１および２に記載されているようなタービン冷却翼は、高温運転で使用した後に溶接補修して再利用される場合が一般である。
【０００７】
しかし、特許文献１に記載のタービン冷却翼を再利用するために溶接補修する場合、後縁冷却流路に設けられた伝熱促進リブやピンフィンは、形状が複雑なために、高温運転前と同じ形状に復元することは困難である。このため、特許文献１に記載のタービン冷却翼の再利用時には、伝熱促進リブやピンフィンが最適な形状とならず、後縁部分の冷却性能が高温運転前に比べて低下する可能性がある。
【０００８】
また、特許文献２に記載のセラミック断熱層で表面を被覆されたタービン冷却翼を再利用するために溶接補修する場合、補修前に翼表面のセラミック断熱層を除去しなければならい。したがって、特許文献２に記載のタービン冷却翼の再利用には、翼表面全体へのセラミック断熱層の除去・再施工作業が必要となるため、補修コストが増加する可能性がある。
【０００９】
更に、特許文献２に記載のタービン冷却翼は、セラミック断熱層の厚さが局所的に異なるため、一度で均一厚さのセラミック断熱層を被覆する溶射で施工する場合、施工回数増加に伴いセラミック断熱層施工コストが増加する可能性がある。結果として、補修コストとしては更に増加することとなり、特許文献２に記載のタービン冷却翼は、補修して再利用するには好適でない可能性がある。
【００１０】
本発明は、このような実状に鑑みなされたものであり、その目的は、再利用時も高温運転前と同等の冷却性能を保持でき、かつ再利用のための溶接補修作業が比較的容易であるタービン冷却翼を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
上記目的を達成するために、本発明のタービン冷却翼は、翼高さ方向に延びる前縁及び後縁と、前記前縁から前記後縁まで延びる背側部分および腹側部分の翼壁と、前記翼壁により形成される中空部分とを備え、前記中空部分に通風した冷却空気の少なくとも一部を前記後縁から噴出するための、前記中空部分から前記後縁へ貫通した単一の断面形状を有する貫通流路を、前記翼高さ方向に複数備え、前記貫通流路を通過する冷却空気により冷却される前記翼壁の外側表面にのみ、被覆層を有する。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、再利用時も高温運転前と同等の冷却性能を保持でき、かつ再利用のための補修作業が比較的容易であるタービン冷却翼を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の第１実施例に係るタービン冷却翼の横断面図である。
【図２】本発明の第２実施例に係るタービン冷却翼の横断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、本発明を実施するための形態について２つの実施例を挙げ、図１および図２を参照して詳細に説明する。なお、ここで挙げた２つの実施例は軸流タービンを例に挙げて説明するが、類似構造を有する半径流タービンなどにも本発明は適用可能である。
【実施例１】
【００１５】
図１には、本実施例に係るタービン冷却翼１の翼形部（羽根部）１０が横断面図で示されている。このタービン冷却翼１は、定置形や航空機ガスタービンで使用され、高温ガスを作動媒体として運転される。翼形部１０は、図１の奥行き方向である翼高さ方向に延びる前縁（入口縁）１４および後縁（出口縁）１３と、前縁１４から後縁１３まで延びた背側部分１１および腹側部分１２で形成されている。
【００１６】
また、翼形部１０の内部には、支持リブで仕切られた第一および第二冷却流路２１、２２が設けられており、第二冷却流路２２は後縁冷却流路２３と繋がっている。作動媒体である高温ガスより低温の冷却空気を、第一および第二冷却流路２１、２２へ供給することにより、背側部分１１および腹側部分１２は冷却される。第二冷却流路２２へ供給された冷却空気は、後縁冷却流路２３を通過する際、背側部分１１および腹側部分１２の後縁側を主に冷却した後、後縁１３より作動媒体中へ噴出される。
【００１７】
本実施例の後縁冷却流路２３は、その入口から出口までを単一の円形断面によって構成された円孔流路を翼の高さ方向に複数個並べた単純な構造により形成されている。そのため、後縁１３から放電加工などの貫通孔を加工する方法で比較的容易に製作できる。一方で、この後縁冷却流路２３は、熱伝達を促進するための伝熱促進リブやピンフィンを設けた冷却流路と比較して、伝熱を促進する手段を設けていない分、冷却性能が低くなる傾向がある。このため、タービン冷却翼１を高温運転する際、後縁冷却流路２３の冷却効果が不十分となり、タービン冷却翼１の寿命が期待より短くなる場合が生じる可能性がある。
【００１８】
このような場合に備え、本実施例に係るタービン冷却翼１では、後縁冷却流路２３の冷却効果が不十分な部分として、前縁から後縁に延びる翼壁のうち後縁側の約３０％の領域に限定して、背側部分１１および腹側部分１２のそれぞれの作動媒体側の外側表面１１０、１２０に断熱性に優れた被覆層３１を被覆させている。これにより、翼外表面１１０、１２０における金属温度を低下させ寿命を延長することができる。また、被覆層３１を被覆させる領域を翼壁の後縁側の約３０％の領域に限定することで、熱負荷の低減に加え、施工時および補修時におけるコストの低減が可能となる。この被覆層３１は、たとえばプラズマ溶射法などで施工できる均一厚さのセラミック断熱層とすることが好ましい。
【００１９】
タービン冷却翼１を一定期間の高温運転後、再利用するために溶接補修をする場合において、被覆層３１を有する場合は、まず被覆層３１を除去して翼表面１１０、１２０の金属面を露出させる必要がある。次に、高温運転で損傷した部分が在る場合、損傷箇所を切削除去して翼材料と同種材料の肉盛り溶接により、翼形部１０の形状を高温運転前と同一形状に復元する。後縁冷却流路２３において、肉盛り溶接により円孔流路が塞がってしまった場合には、貫通孔を加工する方法により、高温運転前と同一の円孔形状に復元することが可能である。同一の円孔形状に復元することで、高温運転前と同等の冷却性能を維持しつつ、次回の補修作業を比較的容易なものとすることができる。被覆層３１を有する場合は、最後に、高温運転前と同一の範囲に、高温運転前と同一な厚さの被覆層３１を再施工する。
【００２０】
以上に説明したように、本実施例のタービン冷却翼１は、従来に比べて比較的容易な補修作業により、再利用時も高温運転前と同等の後縁冷却性能を維持することができる。
【００２１】
なお、翼外表面１１０、１２０のうち、どちらか片側のみの金属温度を低下させれば良い場合には、被覆層３１の施工範囲は、必要最小限の範囲に留めた方が、被覆層３１の施工コストを低減できるので、翼外表面１１０、１２０の必要な側のみに施工範囲を限定した方が良い。
【実施例２】
【００２２】
図２には、本実施例に係るタービン冷却翼１の翼形部（羽根部）１０が横断面図で示されている。このタービン冷却翼１は、基本的には実施例１に記載のタービン冷却翼と同じであり、実施例１と異なる部分のみ以下に詳細に説明する。
【００２３】
本実施例のタービン冷却翼１は、被覆層３１の被覆開始部分において、被覆する被覆層３１の厚さの分だけ翼外表面１１０、１２０をあらかじめ削り、くぼみ３２を設けている。これにより、被覆層３１を被覆した部分が被覆していない部分に対して段差を生じないように翼面を形成することができる。したがって、被覆層を翼表面の一部分にしか被覆していないにも関わらず、翼表面に外側へ出張った段差が無いことにより、その段差で生じる流れの剥離を抑えることができ、空力性能の損失を低減できる。また、本実施例の後縁冷却流路２３は、単一の四角形断面によって構成されており、より高い冷却性能を得ることができる。すなわち、本実施例に係るタービン冷却翼は翼外表面１１０、１２０における金属温度を実施例１と同等以下に保ったうえで、より高い空力性能を得ることができる。
【００２４】
以上で説明したように、実施例１及び実施例２に係るタービン冷却翼では、その後縁冷却流路が単一の断面形状を有する貫通流路を翼高さ方向に複数個並べた比較的単純な構造により形成されているので、高温運転後に再利用するための溶接補修する場合に、高温運転前と同じ形状に復元できる。したがって、本発明によれば、タービン冷却翼の再利用時も高温運転前と同等の後縁冷却性能を保持することができる。
【００２５】
また、均一厚さのセラミック断熱層による翼表面を被覆する部分を、主にその後縁冷却流路により冷却される部分のみに限定することにより、再利用のための溶接補修する場合に必要となるセラミック断熱層の除去・再施工作業範囲を最小限の範囲に止めることができる。したがって、本発明によれば、タービン冷却翼の再利用のための溶接補修作業を比較的容易に行うことができる。
【００２６】
さらに、特に高い空力性能が要求される場合を考慮し、実施例２に係るタービン冷却翼では、セラミック断熱層による被覆開始部分において、被覆するセラミック断熱層厚さの分だけ翼表面をあらかじめ削っておき、セラミック断熱層被覆部分が非被覆部分に対して段差が生じないように翼面を形成することができる。したがって、特に高い空力性能が要求される場合にも、補修性を維持したまま要求を満足するタービン冷却翼を提供することができる。
【符号の説明】
【００２７】
１  タービン冷却翼
１０  翼形部（羽根部）
１１  背側部分
１２  腹側部分
１３  後縁（出口縁）
１４  前縁（入口縁）
２１  第一冷却流路
２２  第二冷却流路
２３  後縁冷却流路
３１  被覆層
３２  くぼみ
１１０  背側部分の外側表面
１２０  腹側部分の外側表面
【図１】
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【図２】
2013076346.tif 000004