(57)【要約】【課題】既存の前縁冷却設計の欠点を回避する、タービンブレードの前縁のための冷却機構を提供する。【解決手段】内部ウェブ１６，１６’は、半径方向に分配された冷却媒体供給孔１８，１９の２つの列を有し、冷却媒体供給孔を通って冷却媒体は第２のキャビティ１７にインピンジジェットの形式で進入し、冷却媒体供給孔１８，１９は、一方の列のジェットの方向が他方の列の前記ジェットの方向と交差するように向けられている。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービン（１０）のタービンブレード（１２）であって、吸込側（２６）と圧力側（２７）とを有する半径方向に延びた翼（２９）を備え、前記吸込側及び前記圧力側はそれぞれ、前記翼（２９）の前縁（２４）と後縁との間に軸方向に延びており、前記前縁（２４）は、該前縁（２４）の内側に衝突する冷却媒体の半径方向に分配されたジェットの列によってインピンジ冷却によって冷却され、前記半径方向に分配されたジェットの列は、前記翼（２９）の中空の内部を第１のキャビティ（１５）と第２のキャビティ（１７）とに分割する内部ウェブ（１６，１６’）において生成され、前記第２のキャビティ（１７）は前記前縁（２４）に配置されている、ガスタービン（１０）のタービンブレード（１２）において、前記内部ウェブ（１６，１６’）は、半径方向に分配された冷却媒体供給孔（１８，１９）の２つの列を有し、前記冷却媒体供給孔を通って冷却媒体は前記第２のキャビティ（１７）にインピンジジェットの形式で進入し、前記冷却媒体供給孔（１８，１９）は、一方の列の前記ジェットの方向が他方の列の前記ジェットの方向と交差するように向けられていることを特徴とする、ガスタービンのタービンブレード。
【請求項２】
前記内部ウェブ（１６，１６’）は、前記第２のキャビティ（１７）に関して凸面状の、湾曲した横断面輪郭を有する、請求項１記載のタービンブレード。
【請求項３】
前記内部ウェブ（１６’）は、一定の曲率半径（Ｒ１，Ｒ２）を有する湾曲した横断面輪郭を有する、請求項２記載のタービンブレード。
【請求項４】
前記内部ウェブ（１６）は、“スネークヘッド”形状を有する湾曲した横断面輪郭を有する、請求項２記載のタービンブレード。
【請求項５】
前記半径方向に分配された冷却媒体供給孔（１８）の第１列は、前記翼の前記吸込側（２６）の近くに配置されており、前記孔（１８）によって形成されたジェットは、前記前縁（２４）の前記圧力側（２７）に衝突し、半径方向に分配された冷却媒体供給孔（１９）の第２列は、前記翼の前記圧力側（２７）の近くに配置されており、前記孔（１９）によって形成されたジェットは、前記前縁（２４）の前記吸込側（２６）に衝突する、請求項１記載のタービンブレード。
【請求項６】
前記第１列の前記孔（１８）と、前記第２列の前記孔（１９）とは、半径方向で互いにずらされている、請求項１記載のタービンブレード。
【請求項７】
前記前縁（２４）は、複数の冷却孔（２０，２１，２２）を備えるシャワーヘッド構成を有しており、前記冷却孔（２０，２１，２２）を通じて、インピンジ冷却媒体が前記翼（２９）の外部へ噴射される、請求項１記載のタービンブレード。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
発明の背景
本発明は、ガスタービンの技術に関する。本発明は、請求項１の前提部に記載のガスタービンのタービンブレードに関する。
【背景技術】
【０００２】
図６は、ＧＴ２４型又はＧＴ２６型の本出願人のガスタービンの形式のターボ機械の一例を部分断面図で示している。図６のガスタービン３０は、機械軸線を中心にして回転しかつ（内側）ケーシング３２によって包囲されたロータ３１を有する。ガスタービン３０は、機械軸線に沿って配置された吸気部３３と、圧縮機３４と、第１の燃焼器３５と、第１の高圧（ＨＰ）タービン３６と、第２の燃焼器３７と、第２の低圧（ＬＰ）タービン３８と、排ガス出口３９とを有する。
【０００３】
作動中、空気は吸気部３３を通じて機械に進入し、圧縮機３４によって圧縮され、第１の燃焼器３５へ供給され、燃料を燃焼させるために使用される。その結果生じる高温ガスがＨＰタービン３６を駆動する。高温ガスはまだ空気を含んでいるので、高温ガスは次いで、燃料が高温ガス流へ噴射される第２の燃焼器３７によって再熱される。再熱された高温ガスは、次いで、ＬＰタービン３８を駆動し、排ガス出口３９において機械から出る。
【０００４】
このようなガスタービンのタービン段は、極めて高い温度に曝され、したがって、有効に冷却されなければならない。図１は、固定ベーン１３のリングと回転するタービンブレード１２のリングとを備えるガスタービン１０のタービン段２８を示している。高温ガス１４の流れが前記タービン段２８を通流するとき、特にブレード１２の前縁２４が高温ガスに曝され、冷却されなければならない。
【０００５】
既存の解決手段は、（１）冷却媒体が半径方向に流れた後、シャワーヘッド冷却を行うことによって（通常の鋳造プロセス）又は（２）一列の空気供給孔を通じたインピンジ冷却によって（通常の鋳造）又は（３）２列の孔を通じたインピンジ冷却によって（溶解可能コアが適用される）提供される、ブレード前縁（ＬＥ）冷却を開示している。
【０００６】
解決手段（１）は、（インピンジと比較して）高い有効な対流冷却を提供せず、特に翼先端部における圧力マージンの観点から弱い。
【０００７】
解決手段（２）は、対流冷却の観点から有効であるが、シャワーヘッドが既に必要な壁温度を提供しているよどみ点の領域において最も高い対流ＨＴＣを提供する。
【０００８】
解決手段（３）は、解決手段（１）及び（２）の欠点を回避するが、製造（鋳造）があまりに高価であり、冷却ジェットと翼壁部内面との間の最適な角度を依然として提供しない。
【０００９】
米国特許第３８０６２７５号明細書は、中空の空冷式タービンブレードを開示している。このタービンブレードは、ブレードの面から面へ延びるウェブを有しており、ブレードの内部をスパン方向に延びる２つのチャンバに分割している。薄い金属薄板ライナが各チャンバに配置されており、ライナは、その表面にわたって分配されたパーフォレーションを有し、かつライナをブレード壁部から離間させるための突出部を有している。ライナは柔軟であり、ブレードの端部に挿入するためにほぼ平らに折り畳まれてもよい。ブレードの前縁において、ライナ壁部は再び湾曲させられており、これにより、ブレードのスパン方向に延びるほぼ平行な壁部のスロットノズルを形成している。付加的な孔がこのノズルからの出口に沿って配置されており、スロットノズルから出るジェットによって搬送されるための付加的な空気を流し、これにより、前縁の冷却を高める。冷却された空気は、ブレードストークを通じてライナに進入し、好適にはブレードの先端部及び後縁を通じて排出される。
【００１０】
欧州特許出願公開第２２２８５１７号明細書は、内部冷却式翼用のバッフルインサートに関する。バッフルインサートは、ライナと、切り取られたセグメントと、複数の冷却孔とを有する。ライナは、第１の端部及び第２の端部を有する中空体の形状に合わせて形成された連続的な周縁部を有する。中空体の切り取られたセグメントは、第１の端部と第２の端部との間に配置されている。複数の冷却孔は、バッフルインサートから出た冷却空気を共通の位置へ向けるために、切り取られたセグメントに配置されている。
【００１１】
米国特許第６１６８３８０号明細書によれば、中空のガスタービンブレードの前縁領域のための冷却システムにおいて、ダクトは、厚みを増したブレード前縁内でブレード根元部からブレード先端部まで延びている。ダクトは、ブレード前縁に形成された複数のボアを通じて主ダクトと連通しており、この主ダクトを通じて冷却媒体が長手方向に流れ、ダクトを通る流れは、ブレード高さにわたって長手方向に生じ、ダクトは、変化する横断面を備えて形成されている。ダクトの横断面は、ブレード根元部からブレード先端部への冷却媒体の流れ方向に連続的に増大している。カバープレートを有するブレードの場合、ダクトはその上端部においてチャンバへ通じており、チャンバはカバープレートの下側に取り付けられていて、圧力源と作動的に接続されており、チャンバの圧力は主ダクト内の圧力よりも低い。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１２】
【特許文献１】米国特許第３８０６２７５号明細書
【特許文献２】欧州特許出願公開第２２２８５１７号明細書
【特許文献３】米国特許第６１６８３８０号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１３】
本発明の課題は、既存の前縁冷却設計の欠点を回避する、タービンブレードの前縁のための冷却機構を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
この課題及びその他の課題は、請求項１に係るタービンブレードによって解決される。
【００１５】
本発明によるタービンブレードは、吸込側と圧力側とを有する半径方向に延びた翼を備え、吸込側及び圧力側はそれぞれ、翼の前縁と後縁との間に軸方向に延びており、前縁は、前縁の内側に衝突する冷却媒体の半径方向に分配されたジェットの列によってインピンジ冷却によって冷却され、半径方向に分配されたジェットの列は、翼の中空の内部を第１のキャビティと第２のキャビティとに分割する内部ウェブにおいて発生され、第２のキャビティは前縁に配置されている。
【００１６】
本発明は、内部ウェブが、半径方向に分配された冷却媒体供給孔の２つの列を有し、冷却媒体供給孔を通って冷却媒体は第２のキャビティにインピンジジェットの形式で進入し、冷却媒体供給孔は、一方の列のジェットの方向が他方の列のジェットの方向と交差するように向けられていることを特徴とする。
【００１７】
発明の１つの実施の形態によれば、内部ウェブは、第２のキャビティに関して凸面状の、湾曲した横断面輪郭を備える。
【００１８】
特に、ウェブは、一定の曲率半径（Ｒ１，Ｒ２）を有する湾曲した横断面輪郭を備える。
【００１９】
これに代えて、ウェブは、“スネークヘッド（蛇の頭）”形状を有する湾曲した横断面輪郭を備える。
【００２０】
発明の別の実施の形態によれば、半径方向に分配された冷却媒体供給孔の第１列は、翼の吸込側の近くに配置されており、孔によって形成されたジェットは、前縁の圧力側に衝突し、半径方向に分配された冷却媒体供給孔の第２列は、翼の圧力側の近くに配置されており、孔によって形成されたジェットは、前縁の吸込側に衝突する。
【００２１】
発明の別の実施の形態によれば、第１列の孔と、第２列の孔とは、半径方向で互いにずらされている。
【００２２】
発明の別の実施の形態によれば、前縁は、複数の冷却孔を備えるシャワーヘッド構成を有し、複数の冷却を通ってインピンジ冷却媒体が翼の外側へ噴射される。
【００２３】
ここで様々な実施の形態によって、添付の図面を参照しながら発明をより詳細に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】固定ベーンのリングと回転するタービンブレードのリングとを備えるガスタービンのタービン段を示している。
【図２】発明の１つの実施の形態による前縁冷却機構を備えた、図１に示した回転するタービンブレードの翼の横断面図を示している。
【図３】図２の前縁冷却機構をより詳細に示している。
【図４】図３の前縁冷却機構の変化形を示しており、この設計は、可溶性コアを使用することなく通常の鋳造プロセスにおいて導入することが可能である。
【図５】吸込側インピンジ孔と圧力側インピンジ孔との間の半径方向ずれを示す、図２又は図３の翼の縦断面図を示している。
【図６】ＧＴ２４型（多段燃焼を行う）の、本出願人の高温ガスタービンの一例を透視図で示している。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
発明の様々な実施の形態の詳細な説明
本発明は、インピンジ冷却機構の適用によってタービンブレード前縁領域における冷却熱伝達向上を提供し、これにより、冷却媒体（例えば空気）熱容量を利用する。
【００２６】
図２は、発明の１つの実施の形態による前縁冷却機構を備えた、図１に示した回転するタービンブレード１２の翼２９の断面図を示している。翼２９は、前縁２４及び後縁２５を有する。翼２９は、さらに、吸込側２６及び圧力側２７を有する。翼弦４０は、翼２９の輪郭を特徴付ける。翼２９の中空内部は、内部ウェブ１６によって第１のキャビティ１５と第２のキャビティ１７とにそれぞれ分割されている。冷却媒体は、ブレード１２の根元部から半径方向Ｒに第１のキャビティ１５に進入する（図５参照）。
【００２７】
内部ウェブ１６には、２列の冷却媒体供給孔１８及び１９がそれぞれ設けられており、これらの冷却媒体供給孔を通って冷却媒体は第１のキャビティ１５から第２のキャビティ１７へ流れ、これにより、圧力側２７及び吸込側２６それぞれに向かって交差方向のインピンジジェットを発生する。孔１８及び１９の向きは、翼２９の吸込側２６の近くに配置された、半径方向に分配された冷却媒体供給孔１８の第１の列が、前縁２４の圧力側２７に衝突するジェットを形成し、半径方向に分配された冷却媒体供給孔１９の第２の列は、翼の圧力側２７の近くに配置されており、前縁２４の吸込側２６に衝突するジェットを形成する。
【００２８】
図２及び図３に示された実施の形態によれば、これらの孔１８及び１９が配置された内部ウェブ１６は、“スネークヘッド（蛇の頭）”の形状の横断面輪郭を有する。孔１８及び１９は、翼弦４０の両側に配置されている。この場合の孔１８及び１９からのインピンジ流と壁部内面との間の角度は、冷却効果の観点から最適に近い。“スネークヘッド”形状は、金属レーザ焼結プロセス（ＳＬＭ）によって容易に製造することができる。しかしながら、通常の鋳造プロセスによって製造することはできない。
【００２９】
図４は、一定の曲率半径Ｒ１及びＲ２を有する円筒状壁部の一区分の形式の横断面輪郭を有する変化形を示している。このような設計は、可溶性コアを使用する必要がない通常の鋳造プロセスに導入することができる。
【００３０】
図５によれば、インピンジ孔１８とインピンジ孔１９との半径方向のずれが好ましく、吸込側２６の近くに配置された列における全ての孔１８は、圧力側２７の近くの列に配置された孔１９に対して半径方向のずれを有している。前縁２４は、複数の冷却孔２０，２１及び２２を備えるシャワーヘッド構成２３を有しており、冷却孔２０，２１及び２２を通じて、インピンジ冷却媒体が翼２９の外部へ噴射される。
【符号の説明】
【００３１】
１０  ガスタービン
１１  ロータ
１２  タービンブレード
１３  ベーン
１４  高温ガス
１５，１７  キャビティ
１６，１６’  ウェブ
１８，１９  インピンジ孔
２０−２２  冷却孔
２３  シャワーヘッド
２４  前縁（ＬＥ）
２５  後縁（ＴＥ）
２６  吸込側
２７  圧力側
２８  タービン段
２９  翼
３０  ガスタービン（例えばＧＴ２４型）
３１  ロータ
３２  （内側）ケーシング
３３  吸気部
３４  圧縮機
３５  燃焼器（例えばＥＶ）
３６  タービン（ＨＰ）
３７  燃焼器（例えばＳＥＶ）
３８  タービン（ＬＰ）
３９  排ガス出口
４０  （翼の）弦
Ｒ  半径方向
Ｒ１，Ｒ２  （曲率の）半径
【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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【外国語明細書】
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