(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼本体内部の空間が、前縁及び後縁を結ぶ中心線と略直交するように設けられたリブ部材により仕切られて複数のキャビティに区画されているタービン用翼構造において、
翼前縁側及び翼後縁側を除く翼中央部に位置する前記キャビティの内部を、前記中心線に略沿って翼腹側と翼背側とに仕切る仕切壁部材を備え、
該仕切壁部材の翼前縁側端部及び翼後縁側端部が、前記リブ部材に形成された嵌合溝に沿って、一方のシュラウド面側から他方のシュラウド面側へ向けて挿入されることを特徴とするタービン用翼構造。
【請求項２】
前記仕切壁部材がばね構造を備えていることを特徴とする請求項１に記載のタービン用翼構造。
【請求項３】
前記仕切壁部材と前記嵌合溝との間にシール機構が設けられていることを特徴とする請求項１または２に記載のタービン用翼構造。
【請求項４】
前記仕切壁部材と前記嵌合溝との間がろう付けされていることを特徴とする請求項１から３のいずれかに記載のタービン用翼構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンのタービン用翼（動翼・静翼）構造に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来、発電等に用いられるガスタービンは、タービン部を高温高圧の燃焼ガスが通過するため、安定した運転を継続するためにはタービン静翼等の冷却が重要となる。
ガスタービンのタービン動翼については、空冷による高い冷却能力を発揮できる空気通路断面形状が提案されている。この場合、冷却空気が翼先端向きに流れる空気通路断面形状は、翼形腹面側の辺が長い形状とされ、冷却空気が翼根元側に流れ得る空気通路断面形状は、翼形背側の辺が長い形状とされる。（たとえば、特許文献１参照）
【０００３】
ガスタービンのタービン静翼については、タービン静翼が高温に耐えられるようにするため、インサート挿入構造が採用されている。この場合の翼断面は、シールブロックにより翼長方向が分割されている。（たとえば、特許文献２参照）
【０００４】
また、ガスタービンの運転時において、タービン用翼の環境は、翼本体の背側（凸部側）と腹側（凹部側）とで異なっている。すなわち、翼腹側は熱負荷が高く冷却を必要とするが、翼背側は熱負荷が小さく冷却の必要性が翼腹側に比較して相対的に小さい。
一方、翼本体表面における雰囲気の圧力は、翼背側が翼腹側に比べて低いため、翼本体内部に導入された冷却空気は圧力の高い腹側よりは圧力の低い背側に多く流れる。このような翼本体内部の冷却空気流の偏りを改善するため、翼前縁側及び翼後縁側を除く翼中央部に位置するキャビティの内部を翼中心線に沿って翼腹側と翼背側とに仕切る仕切壁部材を備え、翼腹側冷却空気流と翼背側冷却空気流の縁を切るタービン翼構造が提案されている。（たとえば、特許文献３参照）
【特許文献１】特開平６−４２３０１号公報
【特許文献２】特開平１１−２１０３号公報
【特許文献３】特開平９−４１９０３号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ところで、タービン翼は精密鋳造により製作するのが一般的である。その場合、鋳型に注入された溶湯が凝固する過程で、翼の構造によっては溶湯の冷却速度の違いにより、鋳造品の品質にばらつきが生ずる場合がある。特に、特許文献３に示すタービン翼構造の場合、翼中心線に沿って翼前縁側から翼後縁側にかけて設けた中央仕切壁と翼腹側から翼背側に向かって複数のキャビティに仕切るために設けたリブ部材とが交差する部分（たとえば、十字形状部やＴ字形状部）は、周辺の他の翼壁部に比較して壁厚みが相対的に大きくなるので、冷却速度が遅くなり、鋳造品の品質が不均一になるという問題がある。
【０００６】
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、タービン翼製作時の鋳造品の品質のばらつきを抑えることができるタービン用翼構造の提供を目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明は、上記の課題を解決するため、下記の手段を採用した。
本発明に係るタービン用翼構造は、翼本体内部の空間が、前縁及び後縁を結ぶ中心線と略直交するように設けられたリブ部材により仕切られて複数のキャビティに区画されているタービン用翼構造において、翼前縁側及び翼後縁側を除く翼中央部に位置する前記キャビティの内部を、前記中心線に略沿って翼腹側と翼背側とに仕切る仕切壁部材を備え、該仕切壁部材の翼前縁側端部及び翼後縁側端部が、前記リブ部材に形成された嵌合溝に沿って、一方のシュラウド面側から他方のシュラウド面側へ向けて挿入されることを特徴とするものである。
【０００８】
このようなタービン用翼構造によれば、翼前縁側及び翼後縁側を除く翼中央部に位置する前記キャビティの内部を、中心線に略沿って翼腹側と翼背側とに仕切る仕切壁部材を備え、該仕切壁部材の翼前縁側端部及び翼後縁側端部が、リブ部材に形成された嵌合溝に沿って、一方のシュラウド面側から他方のシュラウド面側へ向けて挿入されるので、キャビティ内を仕切る仕切壁部材とリブ部材を含めた翼本体とは別体で製作され、別体で製作された仕切壁部材を後付けする構造となり、精密鋳造により同様の機能を有する仕切壁が一体成形されるタービン用翼構造と比較して、タービン翼を製作する際の品質のばらつきを小さくすることができる。
この場合、前記仕切壁部材はばね構造を備えていることが好ましく、これにより、キャビティ内外の温度差により生じる熱応力や圧力変動を吸収することができる。
【０００９】
上記の発明において、前記仕切壁部材と前記嵌合溝との間については、シール機構を設けて内部圧力が異なる翼腹側と翼背側との間を着脱可能な構造としてもよいし、あるいは、ろう付けにより接合させてシールできる構造としてもよい。
【発明の効果】
【００１０】
上述した本発明によれば、仕切壁部材をリブ部材の嵌合溝に挿入して後付けする別体構造としたので、タービン翼を製作する際の品質のばらつきを小さくすることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
以下、本発明に係るタービン用翼の一実施形態を図面に基づいて説明する。
図６に示すように、ガスタービン１は、燃焼用空気を圧縮する圧縮部（圧縮機）２と、この圧縮部２から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部（燃焼器）３と、この燃焼部３の下流側に位置し、燃焼部３を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部（タービン）４とを主たる要素とするものである。
【００１２】
本実施形態に係るタービン用翼構造は、たとえばタービン部４における第１段静翼等に適用され得るものである。
図１は、第１の実施形態に係るタービン用翼構造の一例を示している。すなわち、図１は、タービン部４の第１段静翼（以下、「静翼」と省略する）１０について、内部構造の横断面を示したものである。この横断面は、静翼１０の略中央部において、その立設方向軸線に対して略直交する面で切ったものである。
【００１３】
図示の静翼１０は、翼本体１１の内部に形成された空間が、前縁ＬＥ及び後縁ＴＥを結ぶ中心線（不図示）と略直交するように設けられたリブ部材１２と、後述する仕切壁部材２０により仕切られて、複数のキャビティに区画されている。すなわち、翼本体１１の内部空間は、中心線と略直交するように仕切る３枚のリブ部材１２により４つのキャビティＣ１，Ｃ２，Ｃ３，Ｃ４に分割され、さらに、コード長方向の中央部に位置している２つのキャビティＣ２，Ｃ３については、各々が仕切壁部材２０により、翼腹側キャビティＣ２ａ，Ｃ３ａ及び翼背側キャビティＣ２ｂ，Ｃ３ｂに２分割されている。
【００１４】
ところで、図示の実施形態においては、上述した中心線方向が４つのキャビティＣ１，Ｃ２，Ｃ３，Ｃ４に分割されているので、最も前縁ＬＥ側に位置するキャビティＣ１及び最も後縁ＴＥ側に位置するキャビティＣ４を除く中央部のキャビティＣ２，Ｃ３に対し、仕切壁部材２０を設けて２分割している。しかし、中心線方向の分割数が変更された場合においても、最も前縁ＬＥ側及び最も後縁ＴＥ側に位置する両端部のキャビティを除く中央部のキャビティに対して、仕切壁部材２０を設けて２分割することに変わりはない。
従って、たとえば中心線方向が３つに分割された場合には、中央部となる１つのキャビティにのみ仕切部材２０が設けられ、中心線方向が５つに分割された場合には、中央部となる３つのキャビティに仕切部材２０が設けられる。
【００１５】
仕切壁部材２０は、翼中央部に位置するキャビティＣ２，Ｃ３の内部を、前縁ＬＥと後縁ＴＥとを結ぶ中心線に略沿って、翼腹側キャビティＣ２ａ，Ｃ３ａと、翼背側キャビティＣ２ｂ，Ｃ３ｂとに仕切る板状部材とされる。すなわち、仕切壁部材２０は、翼腹側及び翼背側間で冷却用空気が流通するのを阻止する板状部材とされる。
この仕切壁部材２０は、翼前縁側端部２１及び翼後縁側端部２２が、リブ部材１２に形成された嵌合溝１３に沿って、静翼１０における一方のシュラウド面側から他方のシュラウド面側へ向けて挿入して取り付けられる。
【００１６】
嵌合溝１３は、一方のシュラウド面側から他方のシュラウド面側へ向けて、すなわち外側シュラウド面から内側シュラウド面へ向けて延びるガイド溝であり、キャビティＣ２，Ｃ３を形成して対向するリブ部材１２に各々設けられている。
図示の嵌合溝１３は、仕切壁部材２０の翼前縁側端部２１に設けた断面略コ字状の係止部２１ａがスムーズに挿入可能な矩形断面形状を有し、かつ、仕切壁部材２０を通す貫通部１３ａを備えている。すなわち、仕切壁部材２０の係止部２１ａを外側シュラウド面側から挿入すると、貫通部１３ａの幅より大きい係止部２１ａが中心線方向へ通り抜けできないようになっている。
なお、翼後縁側端部２２についても、上述した翼前縁側端部２１と同様に構成された嵌合溝１３を備えている。
【００１７】
また、上述した嵌合溝１３と係止部２１ａとは、たとえば図１（ｂ）に示すように、仕切壁部材２０により分割された翼腹側キャビティＣ２ａと翼背側キャビティＣ２ｂとの間で冷却空気が流通することを阻止するシール機構３０としても機能する。
図示のシール機構３０は、断面コ字状の係止部２１ａとリブ部材１２に設けた１または複数の突起部１４とにより構成されたラビリンスシール機構である。このシール機構３０は、ガスタービン１の運転時に翼本体１１及びその周囲等の温度が上昇すると、翼本体１１の外側に比べてキャビティ内部の温度は低い状態になるので、弾性率や熱膨張率の設定により仕切壁部材２０が相対的に外側へ延びたようになる。この結果、係止部２１ａの先端部がリブ部材１２の壁面に当接するようになるので、シール機構３０によるラビリンスシール機能が発揮されて、翼腹側キャビティＣ２ａと翼背側キャビティＣ２ｂとの間に生じる差圧を維持することができる。
【００１８】
また、図２に示す第２の実施形態では、上述した板状部材の仕切壁部材２０に代えて、ばね構造部材とした仕切壁部材２０′が採用されている。なお、上述した第１の実施形態と同様の部分には同じ符号を付し、その詳細な説明は省略する。
この仕切壁部材２０′は、翼中心線方向に伸縮する弾性を有し、かつ、翼腹側及び翼背側間で冷却用空気が流通するのを阻止する板状のばね構造とされる。このようなばね構造を備える仕切壁部材２０′は、翼本体構造部材に温度分布が生じ、熱伸びの差に伴う熱応力が仕切壁部材に働いた場合でも、ばね構造部材が熱伸びの差を吸収して熱応力の発生を抑制できる。
【００１９】
図３は、図１（ｂ）に示すシール機構３０の第１変形例として、仕切壁部材２０Ａをばね構造部材とした場合を示しているが、板状部材としてもよい。この場合のシール機構３０Ａは、仕切壁部材２０Ａの前縁側端部２１及び後縁側端部２２に設けた略円形断面の係止リング２３と、リブ部材１２に設けた嵌合溝１３Ａとにより構成される。
この場合の嵌合溝１３Ａは、係止リング２３がスムーズに挿入可能な略円形断面形状を有し、かつ、仕切壁部材２０Ａを通す貫通部１３ａを備えている。すなわち、仕切壁部材２０Ａの係止リング２３を外側シュラウド面側から挿入すると、貫通部１３ａの幅より大きい係止リング２３が中心線方向へ通り抜けできないようになっている。
【００２０】
このシール機構３０Ａは、ガスタービン１の運転時において、キャビティ内部の温度が翼本体１１の外側より低い状態になると、弾性率や熱膨張率の設定により仕切壁部材２０Ａのばね構造が相対的に外側へ延びたようになる。この結果、係止リング２３の外周面が嵌合溝１３Ａの内壁面に密着するようになるので、シール機構３０Ａによるシール機能が発揮され、翼腹側キャビティＣ２ａと翼背側キャビティＣ２ｂとの間に生じる差圧を維持することができる。
【００２１】
図４は、図１（ｂ）に示すシール機構３０の第２変形例として、仕切壁部材２０Ｂをばね構造部材とした場合を示しているが、板状部材としてもよい。この場合のシール機構３０Ｂは、仕切壁部材２０Ｂの前縁側端部２１及び後縁側端部２２に設けた板状部材２４と、リブ部材１２に設けた嵌合溝１３Ｂとにより構成される。
この場合の嵌合溝１３Ｂは、板状部材２４が対角線上をスムーズに挿入可能な矩形断面形状を有し、かつ、仕切壁部材２０Ｂを通す貫通部１３ａを備えている。すなわち、仕切壁部材２０Ｂの板状部材２４を外側シュラウド面側から挿入すると、貫通部１３ａの幅より大きい板状部材２４が中心線方向へ通り抜けできないようになっている。
【００２２】
このシール機構３０Ｂは、ガスタービン１の運転時において、キャビティ内部の温度が翼本体１１の外側より低い状態になると、弾性率や熱膨張率の設定により仕切壁部材２０Ｂのばね構造が相対的に外側へ延びたようになる。この結果、板状部材２４が嵌合溝１３Ｂの内壁面に密着するようになるので、シール機構３０Ｂによるシール機能が発揮され、翼腹側キャビティＣ２ａと翼背側キャビティＣ２ｂとの間に生じる差圧を維持することができる。
【００２３】
図５は、図１（ｂ）に示すシール機構３０の第３変形例として、仕切壁部材２０Ｃをばね構造部材とした場合を示しているが、板状部材としてもよい。この場合のシール構造３０Ｃでは、仕切壁部材２０Ｃの前縁側端部２１及び後縁側端部２２がリブ部材１２にろう付けして固定されている。図示の例では、リブ部材１２に凹溝部１５を形成し、この凹溝部１５に前縁側端部２１及び後縁側端部２２の先端部に設けた矩形断面部２５を嵌合させるとともに、凹溝部１５及び矩形断面部２５が接する３面をろう付けしている。
このような構成としても、ろう付けによるシール構造３０Ｃを備えているので、翼腹側キャビティＣ２ａと翼背側キャビティＣ２ｂとの間に生じる差圧を維持するとともに、仕切壁部材２０Ｃの両端をリブ部材１２に固定支持させることができる。
【００２４】
このように、上述した本発明のタービン用翼構造によれば、仕切壁部材２０をリブ部材１２の嵌合溝１３に挿入して後付けする別体構造としたので、精密鋳造により仕切壁部材を一体成型する構造と比較して、タービン翼鋳造品の品質のばらつきを抑えることができる。すなわち、精密鋳造により仕切壁部材２０を一体成型する場合は、仕切壁部材２０とリブ部材１２とが交差する部分では、注入された溶湯が凝固する過程で、他の翼壁部材と比較して壁厚みが相対的に大きいため、冷却速度が遅くなり、仕上がった鋳造品の品質が不均一となる場合がある。
一方、仕切壁部材をリブ部材１２を含めた他の翼構造部材と別体で製作する場合、精密鋳造で製作される翼構造部材には、上述のような仕切壁部材２０とリブ部材１２とが交差する部分が生じない構造とするため、精密鋳造の際の翼構造部材間の冷却速度むらが少なく、鋳造品の品質の問題が発生しない。
【００２５】
また、ガスタービン１の運転時に生じる熱応力や冷却空気の圧力変動については、仕切壁部材２０のばね構造が伸縮して吸収するので、信頼性や耐久性の面でも優れたものとなる。
ところで、上述した実施形態では、タービン用翼を第１段静翼１０として説明したが、同様の構造を他の静翼や動翼に適用することも可能である。
なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において適宜変更することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】本発明に係るタービン用翼構造の第１の実施形態を示す図で、（ａ）は静翼の内部構造を示す横断面図、（ｂ）は（ａ）のＡ部拡大図である。
【図２】本発明に係るタービン用翼構造の第２の実施形態として、静翼の内部構造を示す横断面図である。
【図３】図１（ｂ）の第１変形例を示す要部拡大断面図である。
【図４】図１（ｂ）の第２変形例を示す要部拡大断面図である。
【図５】図１（ｂ）の第３変形例を示す要部拡大断面図である。
【図６】本発明に係るタービン用翼構造を具備したガスタービンを示す図であって、車室上半部を取り外した状態を示す概略斜視図である。
【符号の説明】
【００２７】
１０    第１段静翼（静翼）
１１    翼本体
１２    リブ部材
１３    嵌合溝
１３ａ    貫通部
２０，２０′，２０Ａ〜２０Ｃ    仕切壁部材
２１    翼前縁側端部
２１ａ    係止部
２２    翼後縁側端部
３０，３０Ａ〜３０Ｃ    シール機構
ＬＥ    前縁
ＴＥ    後縁
Ｃ１，Ｃ２，Ｃ３，Ｃ４    キャビティ
Ｃ２ａ，Ｃ３ａ    翼腹側キャビティ
Ｃ２ｂ，Ｃ３ｂ    翼背側キャビティ
【図１】
0004995141.tif 000002
【図２】
0004995141.tif 000003
【図３】
0004995141.tif 000004
【図４】
0004995141.tif 000005
【図５】
0004995141.tif 000006
【図６】
0004995141.tif 000007