JP2004132218A - ガスタービン翼体およびガスタービン - Google Patents
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Abstract
【解決手段】内部にサーペンタイン冷却流路35を有するガスタービンの動翼(翼体)において、このサーペンタイン冷却流路35が、複数の仕切体36a〜36fにより仕切られて蛇行流路とされているとともに、翼体のタービン外径側と内径側にそれぞれ仕切体36b,36c,36e,36fの端縁にて流路が約180度転回されるUターン部55〜57が設けられ、各仕切体36b,36c,36e,36fの端縁に、流れのUターン方向に膨らむ膨径部45が設けられる構成を採用した。
【選択図】 図1
Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンの動翼または静翼に関し、特にその冷却構造に関するものである。
【0002】
【従来の技術】
図9は従来のガスタービンの1段動翼の代表的な断面図である。図において、符号1は動翼であり、2は翼根部、3はプラットフォームである。動翼1の内部には、冷却通路4a,5a,5b,5c,6a,6b,6cからなるサーペンタイン冷却流路が形成されている。翼根部2には冷却通路4,5,6、7がそれぞれ独立して設けられている。冷却通路4は前縁側(図面左側)に位置し、翼内の冷却通路4aに連通している。冷却通路4には冷却空気10がロータ側から流入し、冷却通路4aを通過する過程で前縁部を冷却した後、冷却孔19から流出して前縁部をシャワーヘッドフィルム冷却する。冷却通路5には冷却空気11が流入し、翼内の冷却通路5aを通り、タービン外径側(図面上方)のUターン部15で180°転回して冷却通路5bに流入する。そして、タービン内径側(図面下方)のUターン部16で再び上方に転回して冷却通路5cに流入し、先端部より流出する。この過程において後述する冷却穴19より翼表面へ流出してフィルム冷却を行う。
【0003】
冷却通路6には冷却空気12が、冷却通路7には冷却空気43がそれぞれ流入し、合流して冷却通路6aを流れる。そして、外径側のUターン部17にて180°転回した後、冷却通路6bに入り、そして、内径側のUターン部18にて再び上方に転回して冷却流路6cに流入する。冷却通路6cを流れる過程において後述する冷却穴23より表面に流出してフィルム冷却を行い、残りの空気は後縁20の冷却穴21より流出してピンフィン冷却を行う。
図10は図9におけるE−E断面図であり、図示のように前縁の冷却通路4a内の冷却空気の一部は冷却穴19から翼外に流出し、シャワーヘッドフィルム冷却を行い、前縁部を冷却している。また、冷却通路5c内を流れる冷却空気の一部は流れる過程において冷却穴22より斜めに流出し、表面のフィルム冷却を行い、同様に、通路6cを流れる過程において冷却穴23からも斜め方向に翼表面に流出し、後縁部をフィルム冷却している。なお、図示の例では冷却穴は19、22、23の箇所のみ示したが、冷却穴はこれ以外に多数設けられている。なお、この種の従来冷却通路の公知文献としては、下記特許文献1が挙げられる。
【0004】
【特許文献1】
特開2000−265802号公報
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、冷却空気がサーペンタイン冷却流路を蛇行する際に、図11に示すようにUターン部で急激にその流れ方向が転回されてしまう。このため、圧力損失が生じてしまうという問題があった。
【0006】
本発明は上記事情に鑑みて成されたものであり、圧力損失を低減することができるガスタービン翼体およびガスタービンを提供することを目的とする。
【0007】
【課題を解決するための手段】
請求項1に記載の発明は、内部にサーペンタイン冷却流路を有するガスタービンの翼体において、前記サーペンタイン流路が、一つ以上の仕切体により区分されて蛇行流路とされていると共に、前記蛇行流路を形成する前記仕切体のうちの一つ以上の仕切体の端縁に、流れのUターン方向に膨らむ膨径部が設けられていることを特徴とする。
【0008】
本発明においては、膨径部によって冷却空気がガイドされてその旋回半径が大きくなるため、圧力損失が低減する。
なお、端縁が膨径状とされたサーペンタイン冷却流路の仕切板としては、特開2000−265802にも認めることができる。しかし、当該文献においては図面にのみ膨径状の構成が記載されているものであり、この膨径状の構成の作用効果については不明である。したがって、当該図面のみからは、本発明の膨径部を導くことは困難である。
【0009】
請求項2に記載の発明は、請求項1に記載のガスタービン翼体において、前記膨径部に中空部または凹部が設けられていることを特徴とする。
【0010】
この発明においては、翼を軽量化することができるため、特に動翼に適用した場合に翼根部の遠心応力を低減することができる。
【0011】
請求項3に記載の発明は、請求項1または2に記載のタービン翼体において、前記膨径部によって形成されるUターン部の流路断面積が、上流側が下流側より狭くなっていることを特徴とする。
【0012】
この発明においては、さらに圧力損失を低減することができる。
【0013】
請求項4に記載の発明は、請求項1から3のいずれかに記載のタービン翼体において、前記膨径部と前記仕切体とが滑らかに接続され、前記膨径部上流側の流路断面積の急変が緩和されていることを特徴とする。
【0014】
この発明においては、冷却空気は滑らかに流動するから、さらに圧力損失を低減することができる。
【0015】
請求項5に記載の発明は、請求項1から4のいずれかに記載のタービン翼体において、前記膨径部を持つ仕切体の端縁は、流路幅方向端部に凹部が形成されていることを特徴とする。
【0016】
この発明においては、空気の流動性の悪い仕切体の両端の壁部周囲において、Uターン部の流路を広げることで、冷却空気が滑らかに流動するようになる。
【0017】
請求項6に記載のガスタービンは、請求項1から5のいずれかに記載のタービン翼体を備えていることを特徴とする。
【0018】
本ガスタービンにおいては、上記に示したタービン翼体を備えているから、圧力損失を低減することができる。
【0019】
【発明の実施の形態】
次に、本発明の実施形態について、図面を参照して説明する。
図1は本発明の第1実施形態に係るガスタービンの1段動翼(ガスタービン翼体)の代表的な断面図である。図において、30は動翼であり、31は翼根部、32はプラットフォームである。翼内にはサーペンタイン冷却流路35が形成されている。サーペンタイン冷却流路35は、タービン主軸と垂直であり、互いに略平行な複数の仕切体36a〜36fにより、複数の冷却通路38a、39a、39b、39c、40a、40b、40cに分割されている。
翼根部31には冷却通路38,39,40、41がそれぞれ独立して設けられている。冷却通路38は前縁側の通路で冷却通路38aに連通している。
冷却通路39は冷却通路39aと連続し、この冷却通路39aは、仕切体の外径側端部のUターン部55において180度転回して冷却通路39bと連続している。冷却通路39bは、仕切体36cの内径側端部のUターン部56において180°転回して冷却通路39cと連続している。
冷却通路40,41は、合流した後に、同様に冷却通路40a、Uターン部57、冷却通路40b、Uターン部58、冷却通路40cと連続している。
各仕切体36b,36c,36e,36fの外径側および内径側端縁には、各Uターン部55〜58に位置して、前記各端縁に沿って図2に示すように断面視略円形となるように、膨径部45が形成されている(なお、図では仕切体36bについて示したが、他の仕切体36c,36e,36fも同様の構成となっている)。この膨径部45の直径は、仕切体36b,36c,36e,36fの板厚よりも大きく形成されている。すなわち、この膨径部45は、流れのUターン方向に丸く膨らんでいる。
【0020】
以上のように構成されたガスタービンにおいては、以下のように冷却空気が流動する。
冷却空気50がロータ側から冷却通路38に流入し、次いで冷却通路38aに流入する。この冷却通路38aを通過する際に前縁部を冷却しながら冷却孔59から流出し前縁部をシャワーヘッドフィルム冷却する。冷却通路39には冷却空気51が流入し、続いて翼内の冷却通路39aに流入する。そして、外径側のUターン部55にて180度転回し、冷却通路39bに流入する。冷却通路39bから内径側のUターン部56で再び転回して冷却通路39cに流入し、先端部より流出する。この過程において、不図示の冷却穴より翼表面へ流出してフィルム冷却を行う。
【0021】
冷却通路40には冷却空気52が、冷却通路41には冷却空気53がそれぞれ流入し、合流して冷却通路40aに流入する。冷却空気52は外径側のUターン部57で180度転回し、冷却通路40bに流入する。そして内径側のUターン部58にて再び転回して冷却通路40cに流入する。冷却通路40cを流れる過程において不図示の冷却穴より表面に流出してフィルム冷却を行い、残りの空気は後縁60の冷却穴61より流出してピンフィン冷却を行う。
【0022】
ここで、冷却空気が冷却通路39aから冷却通路39bに流入する際に、図2に示すように冷却空気が膨径部45によりガイドされることで、大きな旋回半径にて転回される。したがって、圧力損失の低減を実現することができる。
同様に、冷却通路39bから冷却通路39cに流入する際と、冷却通路40aから冷却通路40bに流入する際と、冷却通路40bから冷却通路40cに流入する際にも、冷却空気は膨径部45によってガイドされて転回されることで圧力損失の低減を実現することができる。
【0023】
なお、以下のように構成してもよい。
図3に示したものは、変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大図である。なお、本例では特徴的な部分のみ示し、上記実施形態と同一の構成については同一の符号を用い、その説明を省略する。
図において、符号45’は膨径部である(なお、図では仕切体36bについて示したが、他の仕切体36c,36e,36fも同様の構成となっている)。この膨径部45’の直径は、仕切体36b,36c,36e,36fの板厚よりも大きく形成されている。この膨径部45’は、仕切体36bと滑らかに接続されており、前記膨径部45’上流側および下流側の流路断面積の急変を緩和されている。
このように形成されていることで、冷却空気は滑らかに流動するから、さらに圧力損失を低減することができる。
なお、膨径部45’の上流側のみを仕切体36bと滑らかに接続するようにしても、圧力損失を低減することができる。
【0024】
図4に示したものは、変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大図である。なお、本例では特徴的な部分のみ示し、上記実施形態と同一の構成については同一の符号を用い、その説明を省略する。
各Uターン部55〜58に位置して、各仕切体36b,36c,36e,36fの外径側および内径側端縁には、該端縁に沿って、その断面視の外形が略円形となるように膨径部65が形成されている。膨径部65の内部には中空部66が形成されているとともに、膨径部65の頂部に開口部67が設けられていることで前記中空部66は開口状態となっている。
このように形成されていることで、上記実施形態と同様の作用効果が得られるほか、動翼を軽量化することができる。したがって、翼根部の遠心応力を低減することができる。
【0025】
図5に示したものは、変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大図である。なお、本例では特徴的な部分のみ示し、上記実施形態と同一の構成については同一の符号を用い、その説明を省略する。
各Uターン部55〜58に位置して、各仕切体36b,36c,36e,36fの外径側および内径側端縁には、該端縁に沿って、その断面視の外形が略円形となるように膨径部65’が形成されている。膨径部65’の内部には中空部66が形成されているとともに、膨径部65’の頂部に開口部67が設けられていることで前記中空部66は開口状態となっている。
膨径部65’は、上流側より下流側の方が径が大きく、そのためUターン部56の流路は、上流側が下流側より狭くなっている。
このように形成されていることで、冷却空気がさらに円滑に流動し、圧力損失を低減することができる。
【0026】
図6に示したものは、他の実施形態としてのタービン翼体断面図である。なお、上記実施形態と同一の構成については同一の符号を用い、その説明を省略する。また、図において矢印は冷却空気の流れを示している。
図において符号62a〜62dは仕切体である。サーペンタイン冷却流路35が複数の仕切体62a〜62dにより仕切られて蛇行流路とされていると共に、翼体のタービン外径側と内径側にそれぞれ仕切体62b、62cの端縁にて流路が約180度転回されるUターン部63,64が設けられている。
図3と同様に、膨径部45’は、仕切体62bと滑らかに接続されており、前記膨径部45’上流側および下流側の流路断面積の急変を緩和されている。
また、Uターン部63、64の流路は、上流側が下流側より狭くなっている。
なお、図7は膨径部を図5の例とした場合の拡大図である。
図8は図6のA−A断面図である。仕切体62bの端縁には、流路幅方向両端部に、凹部46が設けられている。
このように、空気の流動性の悪い仕切体の両端の壁部周囲において、凹部46を設けてUターン部の流路を広げることで、冷却空気が滑らかに流動するようになる。したがって、さらに圧力損失を低減することができる。
【0027】
なお、上記各例においては動翼について説明したが、もちろん静翼に適用してもよいのは言うまでもない。また、上記各実施形態を組み合わせて用いても良いのはもちろんである。
さらに、上記実施形態が適用されたガスタービンにおいては、タービン翼体内における冷却空気の圧力損失を低減することができる。
【0028】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明においては、以下の効果を得ることができる。
請求項1に記載の発明によれば、膨径部により冷却空気がガイドされてその旋回半径が大きくなる。したがって、圧力損失を低減することができる。
請求項2に記載の発明によれば、膨径部が中空部または凹部が設けられているから、翼を軽量化することができ、特に動翼に適用した場合に翼根部の遠心応力を低減することができる。
請求項3に記載の発明によれば、冷却空気の圧力損失をさらに低減することができる。
請求項4に記載の発明によれば、冷却空気は滑らかに流動するから、さらに圧力損失を低減することができる。
請求項5に記載の発明によれば、空気の流動性の悪い仕切体の両端の壁部周囲において、Uターン部の流路を広げることで、冷却空気が滑らかに流動するようになる。したがって、圧力損失をさらに低減することができる。
請求項6に記載の発明によれば、請求項1から5いずれかに記載のタービン翼体を備えているから、圧力損失を低減するガスタービンとすることができる。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の一実施形態として示したガスタービンの動翼を示す縦断面図である
【図2】同動翼の部分拡大図である。
【図3】本発明の変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大断面図である。
【図4】本発明の変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大断面図である。
【図5】本発明の変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大断面図である。
【図6】本発明の他の実施形態と指定のガスタービンの動翼の縦断面図である。
【図7】本発明の変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大断面図である。
【図8】図6のA−A断面図である。
【図9】従来のガスタービンの動翼を示す縦断面図である。
【図10】図9におけるE−E断面図である。
【図11】従来のガスタービンにおけるUターン部の拡大図である。
【符号の説明】
35 サーペンタイン冷却流路
36a〜36f 仕切体
45、65 膨径部
55〜57 Uターン部
Claims (6)
- 内部にサーペンタイン冷却流路を有するガスタービンの翼体において、
前記サーペンタイン流路が、一つ以上の仕切体により区分されて蛇行流路とされていると共に、
前記蛇行流路を形成する前記仕切体のうちの一つ以上の仕切体の端縁に、流れのUターン方向に膨らむ膨径部が設けられている
ことを特徴とするタービン翼体。 - 請求項1に記載のタービン翼体において、
前記膨径部に中空部または凹部が設けられていることを特徴とするタービン翼体。 - 請求項1または2に記載のタービン翼体において、
前記膨径部によって形成されるUターン部の流路断面積は、上流側が下流側より狭くなっていることを特徴とするタービン翼体。 - 請求項1から3のいずれかに記載のタービン翼体において、
前記膨径部と前記仕切体とが滑らかに接続され、前記膨径部上流側の流路断面積の急変が緩和されていることを特徴とするタービン翼体。 - 請求項1から4のいずれかに記載のタービン翼体において、
前記膨径部を持つ仕切体の端縁には、流路幅方向端部に凹部が形成されていることを特徴とするタービン翼体。 - 請求項1から5のいずれかに記載のタービン翼体を備えていることを特徴とするガスタービン。
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