JP2005023905A - タービン静翼の冷却構造 - Google Patents

Abstract

【課題】 タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、極細の細長い穴を放電加工で加工することなく、内側シュラウドのトレーディング側（ノズルバンド部後方）を効果的に冷却することができ、かつ、タービンノズルのバンドフランジ部や冷却用噴射穴の位置変更にそのまま適用することができるタービン静翼の冷却構造を提供する。
【解決手段】 燃焼器とタービン動翼との間に位置し燃焼器からの高温ガスを下流側のタービン動翼に導入するタービン静翼の冷却構造であって、タービン静翼１０は、周方向に分割された複数のノズルセグメント１２からなり、各ノズルセグメントは、その内側シュラウド内部に設けられた中空キャビティ１３ａと、中空キャビティと内側シュラウドの冷却空気供給面を連通する冷却空気通路１３ｂと、中空キャビティと内側シュラウドの高温ガス流路面とを連通する冷却空気噴射穴１１とを備える。
【選択図】 図２

Description

本発明は、燃焼器の直後に位置するタービン静翼の冷却構造に関する。

ガスタービンにおいて燃焼器の直後に位置するタービンの１段静翼、すなわちタービンノズルは、［非特許文献１］の図３（Ａ）に記載されているように、ノズルガイドベーン（静翼）を環状に並べたもので、ベーンとその支持構造物とからなる。また、図３（Ｂ）に示す空冷式タービンベーンが知られている。
また、タービンノズル（又は１段静翼）の冷却に関して、例えば［非特許文献２］に記載されている。

新航空工学講座８、ジェットエンジン（構造編）、社団法人日本航空技術協会 武石賢一郎、タービンにおける損失発生のメカニズムと熱力学的考察、Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ｔｈｅ ＴＥＤ-ＣＯＦ．'０１，ＪＳＭＥ

タービンの１段静翼すなわちタービンノズルは、燃焼器からの高温ガスを加速して下流側のタービンに導入する機能を有する。そのため、タービンノズルは、エンジン流路の高温ガス（例えば約１４００℃）にさらされるため、冷却が不可欠である。

この要望を満たすために、例えば［特許文献１］［特許文献２］等が提案されている。

［特許文献１］の「ガスタービンタービン冷却静翼」は、図４に示すように、１段静翼１２０の外側シュラウド１２１の外側と内側シュラウドの内側壁面に格子状のワッフルパターン１０１を形成して強度を向上させ、１段静翼１２０の後縁最後列の冷却穴を他の穴径より大きい拡大冷却穴１０６として後縁の冷却効率を高め、壁内側にリブ１０２を形成して薄肉化を計り、内側シュラウド１２２の背側と腹側両側端内部には冷却通路１０３を設け、更に内側から貫通し表面端部へ開口する複数の冷却穴１０５を設けることによりシュラウドの冷却効果を高めたものである。これらの改良により、翼後縁部やシュラウドのクラック発生や変形を防止するようになっている。

［特許文献２］の「ガスタービンの空冷静翼」は、図５に示すように、翼内部を複数のキャビティに仕切る翼高さ方向のステイ２１４に同ステイ２１４を切り離す翼高さ方向の全長にわたるスリット２１５を設け、ステイ２１４のスリット２１５に面する対向する部分に溝２１６を設け、溝２１６に内板２１７を挿入して翼内部に複数のキャビティを形成し、ステイ２１４と翼部２０７の熱変形が内板２１７によって拘束されないようにしたものである。

特開２００１−２５４６０４号公報 特開平８−１６５９０１号公報

上述したように、タービン入口温度の高いガスタービンでは、タービンノズル（１段静翼）の内側シュラウド（「バンド部」ともいう）の冷却が不可欠である。この場合、内側シュラウドのトレーディング側（ノズルバンド部後方）を冷却するために、従来は図６に模式的に示すように、ノズルのインナーフランジ部３０２の前方からノズルバンド部後方３０１まで延びる空気通路３０３を設け、この空気通路を介してノズルバンド部に設けた冷却空気噴射穴３０４に冷却空気を導いていた。

しかし、この空気通路は、直径２〜３ｍｍ、長さ２０〜３０ｍｍの極細の細長い穴であり、放電加工で加工可能な限界に近く、穴加工に時間がかかり、加工不量の発生率が高い、等の問題点があった。

また、放電加工には、穴形状毎に異なる特殊な専用電極を必要とするが、開発中のエンジンに対応させるために、タービンノズルのバンドフランジ部や冷却用噴射穴の位置を設計変更すると、その都度、極細の細長い穴の位置と専用電極を再設計する必要があり、構造変更への対応に時間と費用がかかる問題点があった。

本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、極細の細長い穴を放電加工で加工することなく、内側シュラウドのトレーディング側（ノズルバンド部後方）を効果的に冷却することができ、かつ、タービンノズルのバンドフランジ部や冷却用噴射穴の位置変更にそのまま適用することができるタービン静翼の冷却構造を提供することにある。

本発明によれば、燃焼器とタービン動翼との間に位置し燃焼器からの高温ガスを下流側のタービン動翼に導入するタービン静翼の冷却構造であって、タービン静翼は、周方向に分割された複数のノズルセグメントからなり、各ノズルセグメントは、その内側シュラウド内部に設けられた中空キャビティと、該中空キャビティと内側シュラウドの冷却空気供給面を連通する冷却空気通路と、中空キャビティと内側シュラウドの高温ガス流路面とを連通する冷却空気噴射穴とを備える、ことを特徴とするタービン静翼の冷却構造が提供される。

本発明の好ましい実施形態によれば、前記中空キャビティは、内側シュラウドのトレーディングエッジ側に設けられ、前記内側シュラウドの冷却空気供給面は、リーディングエッジ側に位置し、前記冷却空気噴射穴は、内側シュラウドのトレーディングエッジ側に設けられる。

また、前記中空キャビティと冷却空気通路は、精密鋳造で成形され、前記冷却空気噴射穴は精密鋳造後の放電加工により成形される。

また、好ましくは、前記冷却空気噴射穴は、精密鋳造で成形され、前記高温ガス流路面に沿って下流側断面積が漸増するディフューザ形状を有する。

上記本発明の構成によれば、中空キャビティを介して、冷却空気通路と冷却空気噴射穴が連通しているので、内側シュラウドの冷却空気供給面から冷却空気通路を通して中空キャビティに冷却空気を供給し、さらに冷却空気噴射穴を通して内側シュラウドの高温ガス流路面から冷却空気を噴射して、内側シュラウドの高温ガス流路面を冷却することができる。

また、中空キャビティとは別に冷却空気噴射穴が設けられるので、予め中空キャビティと冷却空気通路を別の加工手段（例えば精密鋳造）で形成し、その後で冷却空気噴射穴のみを放電加工で形成することにより、冷却空気噴射穴を容易に自由な形状に加工でき、例えばディフューザ形状に加工して、冷却空気をタービンノズルのバンド表面に沿って流し、その表面をフィルム冷却で効果的に冷却することができる。

さらに、冷却空気噴射穴の位置を変えても、十分大きく形成した中空キャビティの位置は変更の必要がなく、長さの短い冷却空気噴射穴は、同一形状の電極で放電加工できるので、開発中のエンジンに対応させるために、タービンノズルのバンドフランジ部や冷却用噴射穴の位置を設計変更した場合でも、同一形状の電極をそのまま使用できる。

また、中空キャビティを、内側シュラウドのトレーディングエッジ側に設け、内側シュラウドの冷却空気供給面を、リーディングエッジ側に位置し、冷却空気噴射穴を、内側シュラウドのトレーディングエッジ側に設ける構成により、極細の細長い穴を放電加工で加工することなく、内側シュラウドのトレーディング側（ノズルバンド部後方）を効果的に冷却することができる。

また、中空キャビティと冷却空気通路を精密鋳造で成形し、冷却空気噴射穴を精密鋳造後の放電加工により成形することにより、中空キャビティと冷却空気通路を精密鋳造で所望の形状に容易に成形でき、かつ冷却空気噴射穴を長さの短い放電電極を用いて精密に自由な形状（例えばディフューザ形状）に加工できる。

また、冷却空気噴射穴を精密鋳造で成形し、高温ガス流路面に沿って下流側断面積が漸増するディフューザ形状を有する構成により、冷却空気をタービンノズルのバンド表面に沿って流し、その表面をフィルム冷却で効果的に冷却することができる。

以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。なお、各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

図１は、本発明の冷却構造によるタービンノズル部の全体断面図である。この図に示すように、本発明のタービンノズル冷却構造は、燃焼器２、およびタービン静翼１０すなわちタービンノズルを備える。

タービン静翼（タービンノズル）１０は、燃焼器２とタービン動翼４との間に位置し、燃焼器２からの高温ガスを下流側のタービンに導入する機能を有する。タービン静翼１０は、周方向に分割された複数のノズルセグメント１２からなる。各ノズルセグメント１２の周方向端面は、隣接する各ノズルセグメント１２の端面に密接し、端面に設けられた溝（図示せず）に嵌め込むシールプレート（図示せず）により、その間がシールされる。

図１において、本発明のタービンノズル冷却構造は、更にノズルサポート部材１４、およびストッパー部材１６を備える。
ノズルサポート部材１４は、タービン静翼１０の内側に固定されたエンジン中心を中心とする回転体であり、その周囲にタービン静翼１０を嵌め込むための半径方向に延びる溝部１４ａを有する。また、この溝部１４ａを挟む前後のフランジ部には、周方向に一定の間隔を隔てて複数の軸方向貫通孔１４ｂが設けられている。

ストッパー部材１６は、タービン静翼１０の外側に位置し、外方端がエンジンのケーシング（図示ぜず）に固定されている。

図２は、本発明を構成するタービン静翼の断面図である。この図は、図１とは左右が逆であり、図中右側が上流側であり、燃焼ガスは右から左に向かって流れる。

図２に示すように、ノズルセグメント１２は、内側シュラウド１２ａ、外側シュラウド１２ｂ、および翼部１２ｃからなる。内側シュラウド１２ａと外側シュラウド１２ｂは、本発明においてそれぞれ内側バンド部、外側バンド部とも呼ぶ。

ノズルセグメント１２は、その内側シュラウド１２ａ（内側バンド部）から半径方向内方に張出した内側フランジ１５ａと、その外側シュラウド１２ｂ（外側バンド部）から半径方向外方に張出した外側フランジ１５ｂとを有する。外側フランジ１５ｂは、ノズルサポート部材１４の溝部１４ａに嵌め込まれ、前後方向に移動しないようになっている。

また、内側フランジ１５ａには単一の軸方向貫通孔（図示せず）が設けられ、取付ピン１８が軸方向貫通孔をノズルサポート部材１４の溝部１４ａと共に貫通することによりノズルセグメント１２がノズルサポート部材１４に取付けられる。

図２において、本発明のタービン静翼の冷却構造では、各ノズルセグメント１２は、その内側シュラウド１２ａの内部に設けられた中空キャビティ１３ａと、中空キャビティ１３ａと内側シュラウドの冷却空気供給面を連通する冷却空気通路１３ｂと、中空キャビティ１３ａと内側シュラウドの高温ガス流路面とを連通する冷却空気噴射穴１１とを備える。

中空キャビティ１３ａは、内側シュラウド１２ａのトレーディングエッジ側（後縁側）に設けられる。また、冷却空気噴射穴１１は、内側シュラウドのトレーディングエッジ側に設けられる。内側シュラウド１２ａの冷却空気供給面は、エンジン構造により異なるが、リーディングエッジ側（前縁側）に位置してもよい。

中空キャビティ１３ａと冷却空気通路１３ｂは、セラミックス製のコアを用いた精密鋳造で成形し、鋳造後にコアをアルカリで溶解除去することにより、所望の形状に容易に成形できる。また、冷却空気噴射穴１１は精密鋳造後の放電加工により成形する。この冷却空気噴射穴１１は、冷却空気をタービンノズルのバンド表面に沿って流し、その表面をフィルム冷却で効果的に冷却することができるように、高温ガス流路面に沿って下流側断面積が漸増するディフューザ形状に成形するのがよい。

図１において、本発明のタービン静翼の冷却構造では、更に、ノズルセグメント１２の前端部と燃焼器２との間をシールするシールプレート（図示せず）と、ノズルセグメント１２の後端部とケーシングとの間をシールするＥシール（図示せず）とを備え、ノズルセグメント１２の前後をシールすることにより、ノズルの内側と外側間のシール性能を保持するようになっている。

上述した本発明の構成によれば、中空キャビティ１３ａを介して、冷却空気通路１３ｂと冷却空気噴射穴１１が連通しているので、内側シュラウド１２ａの冷却空気供給面から冷却空気通路を通して中空キャビティに冷却空気を供給し、さらに冷却空気噴射穴を通して内側シュラウドの高温ガス流路面から冷却空気を噴射して、内側シュラウド１２ａの高温ガス流路面を冷却することができる。

また、中空キャビティ１３ａとは別に冷却空気噴射穴１１が設けられるので、予め中空キャビティ１３ａと冷却空気通路１３ｂを別の加工手段（例えば精密鋳造）で形成し、その後で冷却空気噴射穴のみを放電加工で形成することにより、冷却空気噴射穴を容易に自由な形状に加工でき、例えばディフューザ形状に加工して、冷却空気をタービンノズルのバンド表面に沿って流し、その表面をフィルム冷却で効果的に冷却することができる。

さらに、冷却空気噴射穴１１の位置を変えても、十分大きく形成した中空キャビティ１３ａの位置は変更の必要がなく、長さの短い冷却空気噴射穴は、同一形状の電極で放電加工できるので、開発中のエンジンに対応させるために、タービンノズルのバンドフランジ部や冷却用噴射穴の位置を設計変更した場合でも、同一形状の電極をそのまま使用できる。

なお、本発明は上述した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない限りで自由に変更することができることは勿論である。例えば、本発明を航空用、舶用、陸上用のガスタービンに広く適用することができる。

上述した本発明により、以下の効果が期待できる。
（１） ノズルバンド部後方に冷却空気を導くために、バンド部に細長い穴を設ける必要ながくなり、穴加工が容易となる。
（２） キャビティを設けたことで、容易にバンド冷却箇所の変更が可能となる。

従って、本発明のタービン静翼の冷却構造は、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、極細の細長い穴を放電加工で加工することなく、内側シュラウドのトレーディング側（ノズルバンド部後方）を効果的に冷却することができ、かつ、タービンノズルのバンドフランジ部や冷却用噴射穴の位置変更にそのまま適用することができる、等の優れた効果を有する。

本発明の冷却構造によるタービンノズル部の全体断面図である。 本発明を構成するタービン静翼の断面図である。 従来のタービンノズル構造の斜視図である。 ［特許文献１］のタービン冷却静翼の模式図である。 ［特許文献２］の空冷静翼の模式図である。 従来のタービンノズル冷却構造の例を示す模式図である。

符号の説明

２ 燃焼器、２ａ フランジ部、４ タービン動翼、
１０ タービン静翼、１２ ノズルセグメント、
１２ａ 内側シュラウド（内側バンド部）、
１２ｂ 外側シュラウド（外側バンド部）、
１２ｃ 翼部、１１ 冷却空気噴射穴、
１３ａ 中空キャビティ、１３ｂ 冷却空気通路、
１４ ノズルサポート部材、１５ａ 内側フランジ、
１５ｂ 外側フランジ、１５ｃ タブ、
１６ ストッパー部材、
１６ａ 凹部、１６ｂ 嵌合部、
１８ 取付ピン、２０ 切欠き溝

Claims (4)

1. 燃焼器とタービン動翼との間に位置し燃焼器からの高温ガスを下流側のタービン動翼に導入するタービン静翼の冷却構造であって、タービン静翼は、周方向に分割された複数のノズルセグメントからなり、
   各ノズルセグメントは、その内側シュラウド内部に設けられた中空キャビティと、該中空キャビティと内側シュラウドの冷却空気供給面を連通する冷却空気通路と、中空キャビティと内側シュラウドの高温ガス流路面とを連通する冷却空気噴射穴とを備える、ことを特徴とするタービン静翼の冷却構造。
2. 前記中空キャビティは、内側シュラウドのトレーディングエッジ側に設けられ、前記内側シュラウドの冷却空気供給面は、リーディングエッジ側に位置し、前記冷却空気噴射穴は、内側シュラウドのトレーディングエッジ側に設けられる、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン静翼の冷却構造。
3. 前記中空キャビティと冷却空気通路は、精密鋳造で成形され、前記冷却空気噴射穴は精密鋳造後の放電加工により成形される、ことを特徴とする請求項１又は２に記載のタービン静翼の冷却構造。
4. 前記冷却空気噴射穴は、精密鋳造で成形され、前記高温ガス流路面に沿って下流側断面積が漸増するディフューザ形状を有する、ことを特徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載のタービン静翼の冷却構造。
   
   

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