JP2004232622A - 冷却式ラジアル・タービン翼車 - Google Patents
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Abstract
【課題】超合金製翼車を有する小容量のラジアル・タービンのタービン入口温度を１０００℃以上に高め、その熱サイクル効率の改善を図る。
【解決手段】高温作動流体が外周より半径方向内向きに流入し、軸方向に流出するラジアル・タービン翼車において、車盤の軸中心部に空洞を設け、その空洞より各翼の実体部を通り、翼部外周の前縁および先端に抜ける複数の冷却孔を設ける。
【選択図】 図１
【解決手段】高温作動流体が外周より半径方向内向きに流入し、軸方向に流出するラジアル・タービン翼車において、車盤の軸中心部に空洞を設け、その空洞より各翼の実体部を通り、翼部外周の前縁および先端に抜ける複数の冷却孔を設ける。
【選択図】 図１
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は高温の作動流体で駆動される小容量のラジアル・タービンの翼車に関わる。
【０００２】
【従来の技術】
高温の作動流体で駆動される翼車には、無冷却方式の超合金製翼車が一般に用いられている。無冷却方式の超合金製翼車では遠心応力に対する耐熱強度の制約により、タービン入口温度は９５０℃以下に抑えられる。したがって小容量のラジアル・タービンの熱効率は高々３０％に留まっている。
なお、セラミック製の翼車では耐熱強度として１０００℃以上に上げることが可能となるが、セラミックの靭性が低く脆性破壊を生じる可能性があるために未だ実用的に普及していない。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
超合金製翼車を有する小容量のラジアル・タービンのタービン入口温度を１０００℃以上に高め、その熱サイクル効率の改善を図ることが本発明の課題である。
【０００４】
【課題を解決するための手段】
上記の課題を解決するための手段として冷却式ラジアルタービン翼車を新たに提案する。
【図１】はその構造を示す。符合１はラジアルタービン翼車の車盤部、符号２はラジアルタービン翼車の翼部、符号３はラジアルタービン翼車の車盤内部に設ける空洞、符号４は冷却孔、符号５は冷却孔入口、符号６は冷却孔出口、符号７はタービン軸、符号８はタービン軸に明けられ、車盤の空洞部に通ずる中心孔を示す。
高温作動流体がラジアル・タービン翼車の外周より半径方向内向きに流入し、軸方向に流出する過程において、翼車は外表面より熱を受ける。一方、低温流体をタービン軸の中心孔より車盤の空洞部に入れ、さらに各翼部に明けられた複数の冷却孔を通し、内部より翼車を冷却する。冷却を終えた低温流体は翼外周の前縁の出口より吹き出て高温作動流体と混合する。
従来の無冷却方式翼車の温度分布は翼車外部を流れる高温作動流体の温度とほぼ一致するが、内部冷却を行うと翼車の温度を大幅に下げることが可能となる。
因みに、高温作動流体を１１５０℃の燃焼ガス、低温流体を２００℃の圧縮空気とすると、燃焼ガス流量の約３％の圧縮空気によって翼車実体部の平均温度を９００℃まで下げることが出来る。
冷却効果としては冷却孔の数を増し、冷却孔の口径を小さくする方が好ましいが、冷却空気に浮遊する異物による閉塞を避けるには、冷却孔の口径を０．２ｍｍより０．４ｍｍとするのが最適である。また、冷却孔を直線状の形状に設計すると、孔明け作業を放電加工等により容易に行うことができる。さらに直線状の冷却孔を半径方向に向けると、遠心応力の冷却孔周りの応力集中を最低限に抑える事ができ強度上好ましい。ただ、その場合には半径方向に向いた直線状の冷却孔が途中で薄い翼部の表面から突出ないように翼部の形状を設計する必要がある。
【０００５】
【発明の実施の形態】
本発明を、ガスタービン装置と排熱ボイラ装置と背圧タービン装置を用いた熱サイクル動力発生装置のガスタービン装置のタービン段落（特開２００１−２７
１６１１における符号３）に適用する場合の一例を
【図２】に示す。圧縮機段落（符号１２）の出口流路において、隔壁円板をケーシングに支えるリブに、圧縮空気の流れに対向する向きに冷却用の空気取入口（符号９）を設ける。空気取入口（符号９）より取り入れた空気を隔壁円板部の内部に明けられた通路を通し、両端を軸シールで塞がれた回転軸と隔壁円板に挟まれた空間へ導く。
其処より回転軸の中心孔（符号８）を通してラジアルタービン翼車の車盤内部に設ける空洞（符号３）へ冷却用空気を導く。冷却用空気をさらに空洞（符号３）上の冷却孔入口（符号５）より冷却孔（符号４）へ導き、ラジアルタービン翼車の車盤部および翼部を内部から冷却させる。冷却を終えた空気は冷却孔出口（符号６）より高温ガス中に噴出し混合する。
上記の適用例では冷却用流体として圧縮機段落（符号１２）の出口より取入れた圧縮空気を用いたが、本発明を、ガスタービン装置と排熱ボイラ装置と背圧タービン装置を用いた熱サイクル動力発生装置のガスタービン装置のタービン段落（特開２００１−２７１６１１）に適用する場合には、冷却用流体の取入口を蒸気タービン段落（符号１４）の入口ヘッダー（符号１０）に設ければ冷却用流体として蒸気を用いる事が出来、また冷却用流体の取入口を給水ポンプ（符号１３）の出口ヘッダー（符号１１）に設ければ冷却用流体として水を用いる事も可能である。
【０００６】
【発明の効果】
ガスタービン装置と排熱ボイラ装置と背圧タービン装置を用いた熱サイクル動力発生装置のガスタービン装置に本発明を適用した典型例について、ラジアル・タービン翼車の冷却特性を
【図３】に示す。横軸の冷却空気率は冷却空気の質量流量をラジアル・タービン翼車に流入する高温ガスの質量流量で除した比率を示す。縦軸はラジアル・タービン翼車に流入する高温ガスの温度と翼部の平均金属温度の差をラジアル・タービン翼車に流入する高温ガスの温度とラジアルタービン翼車の車盤内部の空洞（符号３）へタービン軸の中心孔（符号８）より入る個所の冷却空気の温度との差で除した冷却効率を示す。冷却空気率が数パーセントに達すると冷却効率は２０％強の値で飽和する傾向を有する。
ガスタービン装置と排熱ボイラ装置と背圧タービン装置を用いた熱サイクル動力発生装置のガスタービン装置に本発明を適用した典型例について、翼部の平均金属温度を超合金鋼の耐熱強度限界に近い９００℃で一定とし、冷却空気率を約３％とすると、ラジアル・タービン翼車に流入する高温ガスの温度を約９３０℃より１１５０℃以上に上げることが可能となる。その結果、熱サイクル効率は相対的に２０％近く上昇する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の〔特許の請求範囲〕〔請求項１〕、〔請求項２〕を示すラジアル・タービン翼車の切断外観図
【図２】本発明をガスタービン装置と排熱ボイラ装置を用いた熱サイクル動力発生装置の背圧タービン装置に適用する場合のガスタービン装置の組立て断面図
【図３】本発明によるラジアル・タービン翼車の冷却特性の代表例
【符号の説明】
１はラジアルタービン翼車の車盤部、２はラジアルタービン翼車の翼部、３はラジアルタービン翼車の車盤内部に設ける空洞、４は冷却孔、５は冷却孔入口、６は冷却孔出口、７はタービン軸、８はタービン軸に明けられ、車盤の空洞部に通ずる中心孔、９は冷却用の空気取入口、１０は蒸気タービンの入口ヘッダー、１１は給水ポンプの出口ヘッダー、１２は圧縮機段落、１３は給水ポンプ、１４は蒸気タービン段落、１５は燃焼器を示す。
【発明の属する技術分野】
本発明は高温の作動流体で駆動される小容量のラジアル・タービンの翼車に関わる。
【０００２】
【従来の技術】
高温の作動流体で駆動される翼車には、無冷却方式の超合金製翼車が一般に用いられている。無冷却方式の超合金製翼車では遠心応力に対する耐熱強度の制約により、タービン入口温度は９５０℃以下に抑えられる。したがって小容量のラジアル・タービンの熱効率は高々３０％に留まっている。
なお、セラミック製の翼車では耐熱強度として１０００℃以上に上げることが可能となるが、セラミックの靭性が低く脆性破壊を生じる可能性があるために未だ実用的に普及していない。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
超合金製翼車を有する小容量のラジアル・タービンのタービン入口温度を１０００℃以上に高め、その熱サイクル効率の改善を図ることが本発明の課題である。
【０００４】
【課題を解決するための手段】
上記の課題を解決するための手段として冷却式ラジアルタービン翼車を新たに提案する。
【図１】はその構造を示す。符合１はラジアルタービン翼車の車盤部、符号２はラジアルタービン翼車の翼部、符号３はラジアルタービン翼車の車盤内部に設ける空洞、符号４は冷却孔、符号５は冷却孔入口、符号６は冷却孔出口、符号７はタービン軸、符号８はタービン軸に明けられ、車盤の空洞部に通ずる中心孔を示す。
高温作動流体がラジアル・タービン翼車の外周より半径方向内向きに流入し、軸方向に流出する過程において、翼車は外表面より熱を受ける。一方、低温流体をタービン軸の中心孔より車盤の空洞部に入れ、さらに各翼部に明けられた複数の冷却孔を通し、内部より翼車を冷却する。冷却を終えた低温流体は翼外周の前縁の出口より吹き出て高温作動流体と混合する。
従来の無冷却方式翼車の温度分布は翼車外部を流れる高温作動流体の温度とほぼ一致するが、内部冷却を行うと翼車の温度を大幅に下げることが可能となる。
因みに、高温作動流体を１１５０℃の燃焼ガス、低温流体を２００℃の圧縮空気とすると、燃焼ガス流量の約３％の圧縮空気によって翼車実体部の平均温度を９００℃まで下げることが出来る。
冷却効果としては冷却孔の数を増し、冷却孔の口径を小さくする方が好ましいが、冷却空気に浮遊する異物による閉塞を避けるには、冷却孔の口径を０．２ｍｍより０．４ｍｍとするのが最適である。また、冷却孔を直線状の形状に設計すると、孔明け作業を放電加工等により容易に行うことができる。さらに直線状の冷却孔を半径方向に向けると、遠心応力の冷却孔周りの応力集中を最低限に抑える事ができ強度上好ましい。ただ、その場合には半径方向に向いた直線状の冷却孔が途中で薄い翼部の表面から突出ないように翼部の形状を設計する必要がある。
【０００５】
【発明の実施の形態】
本発明を、ガスタービン装置と排熱ボイラ装置と背圧タービン装置を用いた熱サイクル動力発生装置のガスタービン装置のタービン段落（特開２００１−２７
１６１１における符号３）に適用する場合の一例を
【図２】に示す。圧縮機段落（符号１２）の出口流路において、隔壁円板をケーシングに支えるリブに、圧縮空気の流れに対向する向きに冷却用の空気取入口（符号９）を設ける。空気取入口（符号９）より取り入れた空気を隔壁円板部の内部に明けられた通路を通し、両端を軸シールで塞がれた回転軸と隔壁円板に挟まれた空間へ導く。
其処より回転軸の中心孔（符号８）を通してラジアルタービン翼車の車盤内部に設ける空洞（符号３）へ冷却用空気を導く。冷却用空気をさらに空洞（符号３）上の冷却孔入口（符号５）より冷却孔（符号４）へ導き、ラジアルタービン翼車の車盤部および翼部を内部から冷却させる。冷却を終えた空気は冷却孔出口（符号６）より高温ガス中に噴出し混合する。
上記の適用例では冷却用流体として圧縮機段落（符号１２）の出口より取入れた圧縮空気を用いたが、本発明を、ガスタービン装置と排熱ボイラ装置と背圧タービン装置を用いた熱サイクル動力発生装置のガスタービン装置のタービン段落（特開２００１−２７１６１１）に適用する場合には、冷却用流体の取入口を蒸気タービン段落（符号１４）の入口ヘッダー（符号１０）に設ければ冷却用流体として蒸気を用いる事が出来、また冷却用流体の取入口を給水ポンプ（符号１３）の出口ヘッダー（符号１１）に設ければ冷却用流体として水を用いる事も可能である。
【０００６】
【発明の効果】
ガスタービン装置と排熱ボイラ装置と背圧タービン装置を用いた熱サイクル動力発生装置のガスタービン装置に本発明を適用した典型例について、ラジアル・タービン翼車の冷却特性を
【図３】に示す。横軸の冷却空気率は冷却空気の質量流量をラジアル・タービン翼車に流入する高温ガスの質量流量で除した比率を示す。縦軸はラジアル・タービン翼車に流入する高温ガスの温度と翼部の平均金属温度の差をラジアル・タービン翼車に流入する高温ガスの温度とラジアルタービン翼車の車盤内部の空洞（符号３）へタービン軸の中心孔（符号８）より入る個所の冷却空気の温度との差で除した冷却効率を示す。冷却空気率が数パーセントに達すると冷却効率は２０％強の値で飽和する傾向を有する。
ガスタービン装置と排熱ボイラ装置と背圧タービン装置を用いた熱サイクル動力発生装置のガスタービン装置に本発明を適用した典型例について、翼部の平均金属温度を超合金鋼の耐熱強度限界に近い９００℃で一定とし、冷却空気率を約３％とすると、ラジアル・タービン翼車に流入する高温ガスの温度を約９３０℃より１１５０℃以上に上げることが可能となる。その結果、熱サイクル効率は相対的に２０％近く上昇する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の〔特許の請求範囲〕〔請求項１〕、〔請求項２〕を示すラジアル・タービン翼車の切断外観図
【図２】本発明をガスタービン装置と排熱ボイラ装置を用いた熱サイクル動力発生装置の背圧タービン装置に適用する場合のガスタービン装置の組立て断面図
【図３】本発明によるラジアル・タービン翼車の冷却特性の代表例
【符号の説明】
１はラジアルタービン翼車の車盤部、２はラジアルタービン翼車の翼部、３はラジアルタービン翼車の車盤内部に設ける空洞、４は冷却孔、５は冷却孔入口、６は冷却孔出口、７はタービン軸、８はタービン軸に明けられ、車盤の空洞部に通ずる中心孔、９は冷却用の空気取入口、１０は蒸気タービンの入口ヘッダー、１１は給水ポンプの出口ヘッダー、１２は圧縮機段落、１３は給水ポンプ、１４は蒸気タービン段落、１５は燃焼器を示す。
Claims (2)
- 高温作動流体が外周より半径方向内向きに流入し、軸方向に流出するラジアル・タービン翼車において、車盤の軸中心部に空洞を設け、その空洞より各翼の実体部を通り、翼部外周の前縁および先端に抜ける複数の冷却孔を有するラジアル・タービン翼車
- 〔請求項１〕において、冷却孔の口径を０．２ｍｍより０．４ｍｍとし、冷却孔の中心軸を半径方向に向く直線とする翼車
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2003062501A JP2004232622A (ja) | 2003-02-01 | 2003-02-01 | 冷却式ラジアル・タービン翼車 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2003062501A JP2004232622A (ja) | 2003-02-01 | 2003-02-01 | 冷却式ラジアル・タービン翼車 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2004232622A true JP2004232622A (ja) | 2004-08-19 |
Family
ID=32959044
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2003062501A Pending JP2004232622A (ja) | 2003-02-01 | 2003-02-01 | 冷却式ラジアル・タービン翼車 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2004232622A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008519192A (ja) * | 2004-11-02 | 2008-06-05 | アルストム テクノロジー リミテッド | タービン装置の最適なタービン段並びにタービン段の構成方法 |
| US9033670B2 (en) | 2012-04-11 | 2015-05-19 | Honeywell International Inc. | Axially-split radial turbines and methods for the manufacture thereof |
| US9115586B2 (en) | 2012-04-19 | 2015-08-25 | Honeywell International Inc. | Axially-split radial turbine |
| US9476305B2 (en) | 2013-05-13 | 2016-10-25 | Honeywell International Inc. | Impingement-cooled turbine rotor |
| DE112019007845T5 (de) | 2019-12-26 | 2022-07-21 | Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. | Turbolader mit variabler geometrie |
-
2003
- 2003-02-01 JP JP2003062501A patent/JP2004232622A/ja active Pending
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008519192A (ja) * | 2004-11-02 | 2008-06-05 | アルストム テクノロジー リミテッド | タービン装置の最適なタービン段並びにタービン段の構成方法 |
| JP4773452B2 (ja) * | 2004-11-02 | 2011-09-14 | アルストム テクノロジー リミテッド | タービン装置の最適なタービン段並びにタービン段の構成方法 |
| US9033670B2 (en) | 2012-04-11 | 2015-05-19 | Honeywell International Inc. | Axially-split radial turbines and methods for the manufacture thereof |
| US9726022B2 (en) | 2012-04-11 | 2017-08-08 | Honeywell International Inc. | Axially-split radial turbines |
| US9115586B2 (en) | 2012-04-19 | 2015-08-25 | Honeywell International Inc. | Axially-split radial turbine |
| US9476305B2 (en) | 2013-05-13 | 2016-10-25 | Honeywell International Inc. | Impingement-cooled turbine rotor |
| DE112019007845T5 (de) | 2019-12-26 | 2022-07-21 | Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. | Turbolader mit variabler geometrie |
| US11821358B2 (en) | 2019-12-26 | 2023-11-21 | Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. | Variable geometry turbocharger |
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