(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービン動翼のプラットフォームを冷却するものにおいて、翼頭側から翼腹側及び翼背側の両側方に別れ、それぞれ翼頭近傍内部から直線状に穿設されて翼尾側に至る一対の冷却通路をプラットフォームの内部に形成し、同冷却通路はそれぞれ一端を翼頭近傍内部で最も前縁側の翼部冷却通路に開口し、他端をプラットフォームの翼尾側端面で開放し、これに加えて、翼腹側のプラットフォームの内部で同プラットフォーム下面のシール空気の経路から相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼腹側表面に開放した複数のシール空気流路孔と、翼頭側の翼背側及び翼腹側においてプラットフォームの内部で前記シール空気の経路から相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した複数の対流冷却孔と、前記シール空気の経路からプラットフォームの翼背側後縁内部を通って貫通し翼尾側端縁に開放する空気通路とを併せ備えたことを特徴とするガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービン動翼におけるプラットフォームを冷却する機構に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図３に基づいて従来のものを説明する。図３は代表的な従来のガスタービン中空動翼の斜視図を示し、翼根の前縁側１２ａから流入した冷却空気を矢印で図示した方向に流して動翼を冷却するものである。
【０００３】
即ち、前縁側１２ａから流入した冷却空気は、フィン１３を有する曲がりくねった流路を流れて翼を冷却し、チップシンニング１４が設けられた翼頂部の穴Ａから流出して主ガス流れに合流する。
【０００４】
また後縁側１２ｂから流入した冷却空気は、フィン１３が設けられた冷却通路を矢印方向に流れ、ピンフィン１５によって翼後縁を冷却した後、穴又はスリットＢから翼外へ流出して主ガス流れに合流する。そしてこのような高度な冷却構造をもつ多数の動翼が円周方向に互いにプラットフォーム１６を隣接させてディスク１７に植え込まれている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら前記した従来のものでは、中空動翼は翼根や翼に内部冷却を行う高度な冷却構造を有するものであるが、冷却部位から突出した形状となっている動翼プラットフォームそれ自体については殆ど無冷却であり、充分な冷却構造となっていない。
【０００６】
このため高温ガスタービン動翼プラットフォームの冷却が必要となるが、併せてこれを効果的に冷却する際に発生する熱応力を緩和する必要が生ずる。因にプラットフォームのガス流路側とプラットフォーム下側のローター側では、ガスシール空気との間で１０００℃以上の温度差が生じている。
【０００７】
この問題点を解消するため、プラットフォーム表面を効果的に冷却すると共に、プラットフォームの上面と下面との温度差による熱応力を緩和できるようにした冷却機構として、これまでいくつかの冷却構造が提案されている。
【０００８】
例えば本出願人の出願に係る特開平７−３３２００４に示されたものは、プラットフォームの半径方向に向けて貫通するシール空気流路孔を設けるとともに、同空気流路の上面にシェイプトフィルム吹出口を設けたことによってプラットフォーム下面を流れるシール空気は半径方向のシール空気孔を通ってプラットフォーム上面に設けられたシェイプトフィルム吹出口よりプラットフォームの上面を拡がりながら這うように流れて、プラットフォーム上表面を効果的に冷却するものであり、またシール空気流路孔からプラットフォームの円周方向端面に至るスリットを設けたことによりプラットフォームの上下の温度差によって生じた熱応力はスリットの伸縮によって緩和され、プラットフォームは緊張から解放されるという効果をも有するものである。
【０００９】
更に別の例として、本出願人の出願に係る特開平８−２４６８０２に示されるように、ガスタービン動翼の翼尾側（あるいは翼頭側）の翼根部から冷却用空気を供給し、プラットフォームの翼尾近傍内部および両側方部を順次通して翼頭側（あるいは翼尾側）端面に開放する空気通路を設けることにより、プラットフォーム部を冷却するものがある。
【００１０】
しかしながらこれらいずれの冷却構造においても一長一短があり、また、一方ではガスタービンの高効率化のためには温度上昇が要求されること、あるいは冷却構造形成に当ってのより簡略化した手法が要求されることから、更に冷却効果が良く、より加工工数の少ない冷却構造が要求されているのが実情である。
【００１１】
本発明はこのような状況に鑑みてなされ、たとえばプラットフォームの内部に設けられ翼部冷却通路に開口すると共に翼尾端面に開放する冷却通路等により、簡便な構造及び手段でプラットフォームを確実に冷却するようにしたものを提供することを課題とするものである。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
本発明は前記した課題を解決すべくなされたもので、ガスタービン動翼のプラットフォームを冷却するものにおいて、翼頭側から翼腹側及び翼背側の両側方に別れ、それぞれ翼頭近傍内部から直線状に穿設されて翼尾側に至る一対の冷却通路をプラットフォームの内部に形成し、同冷却通路はそれぞれ一端を翼頭近傍内部で最も前縁側の翼部冷却通路に開口し、他端をプラットフォームの翼尾側端面で開放し、これに加えて、翼腹側のプラットフォームの内部で同プラットフォーム下面のシール空気の経路から相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼腹側表面に開放した複数のシール空気流路孔と、翼頭側の翼背側及び翼腹側においてプラットフォームの内部で前記シール空気の経路から相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した複数の対流冷却孔と、前記シール空気の経路からプラットフォームの翼背側後縁内部を通って貫通し翼尾側端縁に開放する空気通路とを併せ備えたガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構を提供するものである。
すなわち、本発明では、ガスタービン動翼の翼部を冷却するために設けられた翼部冷却流路のうち翼頭冷却通路に翼根部から流入する冷却空気の一部を、同翼頭冷却通路に開口し、翼腹側及び翼背側の両側で翼頭近傍から翼尾にかけて直線状に穿設されて設けられたプラットフォームの冷却通路に流入させ、順次プラットフォーム翼頭近傍内部および翼腹側と翼背側の両側方の内部より冷却し、翼尾側端面より流出させることによりプラットフォームを効果的に冷却するものである。
【００１３】
しかも前記翼頭近傍内部で翼部冷却通路に開口する各冷却通路は、最も前縁側、即ち翼頭近傍内部で翼部冷却通路に開口しているので、前記一対の冷却通路へ供給される冷却空気は、翼内部を冷却する前のより低温の冷却空気であるためにプラットフォームの冷却効果は大きくなるものである。
【００１４】
そしてまた本発明では、前記したように最先端の翼部冷却通路から冷却空気をバイパス状に供給されて、プラットフォーム内の翼背側と翼腹側の両側方で翼頭近傍から翼尾にかけて穿設された冷却通路を経て流して、プラットフォームを冷却することに加えて、プラットフォーム下面を流れるシール空気の経路から同プラットフォームの翼腹側表面に開放したシール空気流路孔、前記シール空気の経路から前記プラットフォームの翼頭側において翼背側及び翼腹側に開放した対流冷却孔、そして前記シール空気の経路から前記プラットフォームの翼背側後縁内部を通って翼尾側に開放する空気通路を併せ備え、これらシール空気流路孔、対流冷却孔、及び空気通路それぞれから熱的に安定したシール空気を供給してプラットフォームを効果的に冷却するようにしたものである。
【００１５】
【発明の実施の形態】
本発明の一部を構成することとなる参考例を図１に基づいて説明する。図１（ａ）はガスタービン動翼の縦断面を示し、図１（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面を示す。
【００１６】
１は翼根部、２はプラットフォーム、３は動翼の翼部で、この翼部３を冷却するために、翼根部１の底部から流入し矢印の方向に流れる冷却空気４ａ、４ｂが供給される。
【００１７】
翼部３の内部には蛇行状に折れ曲って形成され、内面に図示省略のタービュレータを多数設けられた翼部冷却通路５ａ、５ｂが設けられている。
【００１８】
翼部冷却通路５ａの最も翼前縁側に近いもののプラットフォーム２の内部で冷却空気４ａの一部をバイパスさせるように前記翼部冷却通路５ａに開口し、プラットフォーム２の翼頭近傍内部から翼腹３ｃ側、翼背３ｄ側の翼両側内部を経て翼尾側の端面３ｅに開放するプラットフォーム２の冷却通路６ａ、６ｂが設けられている。
【００１９】
このように構成された参考例では、翼部３を冷却するために翼部冷却通路５ａに供給される冷却空気４ａは、前記タービュレータにより乱流状の壁面流れで蛇行路を流れて翼部３を冷却して翼頂部から主ガス流れに合流していくが、この冷却空気４ａの一部がプラットフォーム２の内部において翼部冷却通路５ａから分流し、冷却通路６ａ、６ｂを経て翼腹３ｃ側及び翼背３ｄ側に当るプラットフォーム２内の両側方から冷却を行い、端面３ｅから放出されるようになっている。
【００２０】
かくして前記参考例では、冷却空気４ａの一部を使用してプラットフォーム２の所定の冷却を行うものである。なお、ここでは冷却空気４ａは翼部３内に蛇行して設けた翼部冷却通路５ａのうち、最も翼部３の前縁側のものに冷却通路６ａ、６ｂを開口させ、翼部３内を冷却する前のより低温の冷却空気でプラットフォーム２を効果的に冷却する例について説明しているが、冷却の程度いかんによっては、翼部冷却通路５ａ中最も前縁側のものではなく、例えば次位のものを選んで冷却通路６ａ、６ｂを開口させてもよいことは勿論である。
【００２１】
次に本発明の実施の一形態を図２に基づいて説明する。図２（ａ）はガスタービン動翼の縦断面を示し、図２（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面を示す。
【００２２】
本実施の形態は前記参考例のものに加えて、ガスタービン動翼のプラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０を利用してプラットフォーム２の冷却を行うものであり、説明が冗長にならないように、前記した参考例と同一の部分については図中に同一の符号を付して示して重複する説明は極力省略し、本実施の形態に固有の部分を重点的に説明する。
【００２３】
翼腹３ｃ側のプラットフォーム２の内部にはタービン軸心から相対的に半径方向に向けて貫通する複数（ここでは５個のものを示すが適宜増減してもよい）のシール空気流路孔７が穿設されている。シール空気流路孔７の各々はプラットフォームの翼腹ｃ側上面で開放している。なお開放部の詳細は図示省略したが、後流に末広がり状に開くシェイプトフィルム吹出口を設けることにより効果的な冷却をおこなうものである。
【００２４】
このようなシール空気流路孔７の設置により、プラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０はシール空気流路孔７をタービン軸心に対し相対的に半径方向に流れてプラットフォーム２の上面に流出する。そしてシェイプトフィルム吹出口によりプラットフォーム２の上面を拡がりながら這うように、矢印の方向に流れてプラットフォーム２の上面を効果的に冷却する。なお、シェイプトフィルム吹出口の向きは、流れ方向を矢印で示すように隣接する翼方向でも良いし、または、翼腹側方向等でも適宜決めることで良い。
【００２５】
また、翼頭側のプラットフォーム２の前縁部に、プラットフォーム２の内部でタービン軸心に対して相対的に半径方向に翼背３ｄ側および翼腹３ｃ側のプラットフォーム２上面に向って斜めに貫通する対流冷却孔８を複数個（ここでは翼背３ｄ、翼腹３ｃ側夫々２個づつのものを示すが適宜増減してもよい）穿設されている。
【００２６】
対流冷却孔８の各々の開放部、即ちプラットフォームの翼背３ｄ、翼腹３ｃ側の上面には、前記シール空気流路孔７と同様、詳細を図示省略したシェイプトフィルム吹出口を設けることにより効果的な冷却をおこなうものである。
【００２７】
このような対流冷却孔８の設置によりプラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０が対流冷却孔８を、タービン軸心に対し相対的に半径方向に斜めに流れてプラットフォーム２の翼背３ｄ側および翼腹３ｃ側上面に流出し、シェイプトフィルム吹出口によりプラットフォーム２の上面を拡がりながら這うように矢印の方向に流れてプラットフォーム２の上面を効果的に冷却する。
【００２８】
更に、翼尾側のプラットフォーム後縁部にプラットフォーム２の下面を入口として開口し、プラットフォーム２の翼背３ｄ側の後縁内部を通じて翼尾側端面３ｅに開放する空気通路９を複数個（ここでは３個のものを示すが、この数は適宜増減してもよい）穿設している。
【００２９】
この空気通路９の設置により、プラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０は、空気通路９をまずタービン軸心に対して相対的に半径方向に向って流れ途中より、軸斜め方向に流れを変えてプラットフォーム２の翼背３ｄ側後縁部を内部から冷却し、翼端面から流出する。
【００３１】
以上、本発明を図示の実施の形態について説明したが、本発明はかかる実施の形態に限定されず、本発明の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えてよいことはいうまでもない。
【００３２】
【発明の効果】
以上本発明によれば、翼頭側から翼腹側及び翼背側の両側方に別れ、それぞれ翼頭近傍内部から直線状に穿設されて翼尾側に至る一対の冷却通路をプラットフォームの内部に形成するとともに、同冷却通路はそれぞれ一端を翼頭近傍内部で最も前縁側の翼部冷却通路に開口し、他端をプラットフォームの翼尾側端面で開放してガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構を構成しているので、翼部冷却通路に開口した冷却通路に同翼部冷却通路の冷却空気を導入し、これを翼尾側端面の開放部まで直線状に通すことにより、熱の影響を受け易いプラットフォームを、翼部冷却に用いられる前のより低温の冷却空気で確実に、かつ効果的に冷却することができたものである。
【００３３】
さらに本発明は、前記一対の冷却通路に加え、翼腹側のプラットフォームの内部で同プラットフォーム下面のシール空気の経路から相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼腹側表面に開放した複数のシール空気流路孔と、翼頭側の翼背側及び翼腹側においてプラットフォームの内部で前記シール空気の経路から相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した複数の対流冷却孔と、前記シール空気の経路からプラットフォームの翼背側後縁内部を通って貫通し翼尾側端縁に開放する空気通路とを併せ備えてガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構を構成しているので、前記した翼部冷却通路の冷却空気による翼腹側と翼背側の冷却通路での冷却に加え、プラットフォーム下面でシール空気の経路を流れるシール空気による前記シール空気流路孔、翼頭側において翼背側及び翼腹側に開放した対流冷却孔、及び翼背側後縁内部を通って翼尾側にかけて開放する空気通路が併せ機能してプラットフォーム全体をくまなく、効果的に冷却することにより、プラットフォームの高温酸化やプラットフォームガス流路側とプラットフォーム下側のローター側における温度差を少なくして温度の均一化が図れることとなり熱応力を緩和、低減することが可能となりガスタービン動翼の寿命を向上することができたものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の一部を構成することとなる参考例に係るガスタービン動翼を示し、（ａ）はその縦断面図、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視図。
【図２】  本発明の実施の一形態に係るガスタービン動翼を示し、（ａ）はその縦断面図、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視図。
【図３】従来のガスタービン動翼の一例を示す縦断面図。
【符号の説明】
１          翼根部
２          プラットフォーム
３          翼部
３ａ        翼頭
３ｂ        翼尾
３ｃ        翼腹
３ｄ        翼背
３ｅ        端面
４ａ、４ｂ  冷却空気
５ａ、５ｂ  翼部冷却通路
６ａ、６ｂ  冷却通路
７          シール空気流路孔
８          対流冷却孔
９          空気通路
１０        シール空気
【図１】
0003758792.tif 000002
【図２】
0003758792.tif 000003
【図３】
0003758792.tif 000004