JP2006242050A

JP2006242050A - ガスタービンの翼冷却構造

Info

Publication number: JP2006242050A
Application number: JP2005056787A
Authority: JP
Inventors: Takeshi Kitamura; 剛北村; Masaaki Matsuura; 正昭松浦; Hideaki Sugishita; 秀昭椙下; Tomomi Nakae; 友美中江
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2005-03-02
Filing date: 2005-03-02
Publication date: 2006-09-14

Abstract

【課題】容易に製作でき、低コスト化を図ると共に、冷却性能の向上を図ることができるガスタービンの翼冷却構造を提供すること。
【解決手段】静翼２４の負圧側面を形成する背側壁部３６と正圧側面を形成する腹側壁部３７との間に設けられ、背側壁部３６及び腹側壁部３７の熱を冷却空気Ｙに伝達するピンフィン４１と、背側壁部内面３９に設けられると共に、ピンフィン４１から放射状に設けられ、冷却効率を促進するリブ４２とを備えるようにした。
【選択図】図２

Description

本発明は、ガスタービンの翼冷却構造に関する。

ガスタービンは、発電等の一般産業用からヘリコプター等の航空機用まで様々な用途に数多く使用されている。一般に、ガスタービンは、圧縮機で高温に圧縮した空気に燃料を噴射させ、燃焼筒内で燃焼させて燃焼ガスを発生させ、この燃焼ガスを静翼で整流して動翼に導き、タービンを回転させて動力を得るものである。そして、近年のガスタービンにおいては、高出力化及び高効率化が求められており、このために、動翼へ導く燃焼ガスの温度はできるだけ高い方がよく、静翼及び動翼に導く燃焼ガスの温度はますます高くなる傾向にある。

燃焼ガスの温度が高まると、ガスタービン燃焼器やタービン部品の耐用寿命長期化の観点から、構造強度や材料強度の向上だけではなく、過熱防止のための冷却性能向上も必要とされ、静翼及び動翼も燃焼ガスの高温化に耐えられるようにする必要があった。一般に、ガスタービンの静翼及び動翼の冷却は、圧縮機からの圧縮空気を冷却用に使用し、この冷却空気を静翼内及び動翼内に供給することで行われている。

そこで、静翼及び動翼の冷却効率を向上させる翼の冷却構造が種々提供されており、従来のガスタービンの翼冷却構造ではピンフィン冷却が用いられていた。ピンフィン冷却は翼内に円柱状のピンフィンをピンフィン冷却通路に設け、このピンフィン冷却通路に冷却空気を流すことで、冷却効率を図るものである。

このような、従来のガスタービンの翼冷却構造は、例えば、特許文献１に開示されている。

特開２００４−３４５９号公報

一般に、ピンフィンは径が小さい程、熱伝達が向上される。即ち、ピンフィン径を小さくすれば冷却効率が向上されるが、ピンフィン冷却通路は精密鋳造で製作されることが多いので、ピンフィン径が小さくなると、製作が困難であると共に、製作コストも増加してしまうという問題が発生していた。

従って、本発明は上記課題を解決するものであって、容易に製作でき、低コスト化を図ると共に、冷却性能の向上を図ることができるガスタービンの翼冷却構造を提供することを目的とする。

上記課題を解決する第１の発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
燃焼器からの燃焼ガスにより高温に保持された翼の内部に冷却空気を供給することで前記翼を冷却させるガスタービンの翼冷却構造において、
前記翼の負圧側面を形成する背側部材と正圧側面を形成する腹側部材との間に設けられ、前記背側部材及び前記腹側部材の熱を冷却空気に伝達する熱伝達手段と、
前記背側部材に設けられると共に、前記熱伝達手段から放射状に設けられ、冷却効率を促進する第１冷却促進手段とを備える
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第２の発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
第１の発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、
前記熱伝達手段は冷却空気の圧力損失を抑制する第１圧損抑制手段を備える
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第３の発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
第１または２の発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、
前記熱伝達手段は前記背側部材側の一端部と前記腹側部材側の他端部とを有し、
前記一端部は前記他端部よりも冷却空気の速度及び流量を大きくする流量促進手段を備える
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第４の発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
第１乃至３のいずれかの発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、
前記第１冷却促進手段は冷却空気の圧力損失を抑制する第２圧損抑制手段を備える
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第５の発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
第１乃至３のいずれかの発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、
前記第１冷却促進手段は前記背側部材の表面より凹状に形成される
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第６の発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
第１乃至５のいずれかの発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、
前記熱伝達手段は高熱伝導率材料で形成される
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第７の発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
第１乃至６のいずれかの発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、
前記背側部材及び前記腹側部材を覆うシート部材を備え、
前記背側部材及び前記腹側部材は高熱伝導率材料で形成されると共に、その表面に高熱伝導率材料で形成され、かつ前記シート部材を支持するシート伝熱支持部材を有する
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第８の発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
第７の発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、
前記シート部材に設けられると共に、前記シート伝熱支持部材から放射状に設けられ、冷却効率を促進する第２冷却促進手段とを備える
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第９の発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
第８の発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、
前記第２冷却促進手段は前記シート部材の表面より凹状に形成される
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第１０の発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
第７乃至９のいずれかの発明に係るガスタービン冷却構造において、
前記背側部材及び前記腹側部材の少なくとも一方に他方の部材側に向けて突出すると共に、冷却効率を促進する第３冷却促進手段を備える
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第１１の発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
第８乃至１０のいずれかの発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、
第２及び第３冷却促進手段は高熱伝導率材料で形成される
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第１２の発明に係るガスタービンの翼冷却構造は、
第６乃至１１のいずれかの発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、
高熱伝導率材料で形成される部材は拡散接合により接合される
ことを特徴とする。

第１の発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、燃焼器からの燃焼ガスにより高温に保持された翼の内部に冷却空気を供給することで前記翼を冷却させるガスタービンの翼冷却構造において、前記翼の負圧側面を形成する背側部材と正圧側面を形成する腹側部材との間に設けられ、前記背側部材及び前記腹側部材の熱を冷却空気に伝達する熱伝達手段と、前記背側部材に設けられると共に、前記熱伝達手段から放射状に設けられ、冷却効率を促進する第１冷却促進手段とを備えることにより、容易に製作でき、低コスト化を図ると共に、冷却性能の向上を図ることができる。

第２の発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、第１の発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、前記熱伝達手段は冷却空気の圧力損失を抑制する第１圧損抑制手段を備えることにより、冷却空気の圧力損失を低減させることができるので、冷却性能の向上を図ることができる。

第３の発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、第１または２の発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、前記熱伝達手段は前記背側部材側の一端部と前記腹側部材側の他端部とを有し、前記一端部は前記他端部よりも冷却空気の速度及び流量を大きくする流量促進手段を備えることにより、熱負荷が大きくなる前記背側部材を前記腹側部材よりも冷却することができるので、前記翼のメタル温度を均一にすることができるので、耐熱強度及び低サイクル寿命の向上を図ることができる。

第４の発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、第１乃至３のいずれかの発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、前記第１冷却促進手段は冷却空気の圧力損失を抑制する第２圧損抑制手段を備えることにより、冷却空気の圧力損失を低減させることができるので、冷却性能の向上を図ることができる。

第５の発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、第１乃至３のいずれかの発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、前記第１冷却促進手段は前記背側部材の表面より凹状に形成されることにより、更に、冷却空気の圧力損失を低減させることができるので、冷却性能の向上を図ることができる。

第６の発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、第１乃至５のいずれかの発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、前記熱伝達手段は高熱伝導率材料で形成されることにより、前記熱伝達手段の熱伝達が向上されるので、冷却効率を向上させることができる。

第７の発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、第１乃至６のいずれかの発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、前記背側部材及び前記腹側部材を覆うシート部材を備え、前記背側部材及び前記腹側部材は高熱伝導率材料で形成されると共に、その表面に高熱伝導率材料で形成され、かつ前記シート部材を支持するシート伝熱支持部材を有することにより、前記熱伝達手段の熱伝達が向上されるので、冷却効率を向上させることができる。

第８の発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、第７の発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、前記シート部材に設けられると共に、前記シート伝熱支持部材から放射状に設けられ、冷却効率を促進する第２冷却促進手段とを備えることにより、冷却性能の向上を図ることができる。

第９の発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、第８の発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、前記第２冷却促進手段は前記シート部材の表面より凹状に形成されることにより、冷却空気の圧力損失を低減させることができるので、冷却性能の向上を図ることができる。

第１０の発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、第７乃至９のいずれかの発明に係るガスタービン冷却構造において、前記背側部材及び前記腹側部材の少なくとも一方に他方の部材側に向けて突出すると共に、冷却効率を促進する第３冷却促進手段を備えることにより、冷却性能の向上を図ることができる。

第１１の発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、第８乃至１０のいずれかの発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、第２及び第３冷却促進手段は高熱伝導率材料で形成されることにより、熱伝達が向上されるので、冷却効率を向上させることができる。

第１２の発明に係るガスタービンの翼冷却構造によれば、第６乃至１１のいずれかの発明に係るガスタービンの翼冷却構造において、高熱伝導率材料で形成される部材は拡散接合により接合されることにより、接合部に発生する熱応力を低減させるので、耐熱強度を向上させることができる。

以下、本発明の実施例を図面に基づき詳細に説明する。
図１はガスタービン燃焼器の周辺部分の概略構成図、図２は本発明の第１実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図１に示す静翼に適用した場合のＡ−Ａ矢視断面図、図３は図２のＢ−Ｂ矢視断面図、図４は図３の斜視図、図５は本発明の第２実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図２に示す静翼に適用した場合のＢ−Ｂ矢視断面図、図６は図５の斜視図、図７は本発明の第３実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図３に示すリブに適用した場合のＣ−Ｃ矢視断面図、図８は本発明の第４実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図１に示す静翼に適用した場合の縦断面図、図９は図８の斜視図、図１０は本発明の第５実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図１に示す静翼に適用した場合のＡ−Ａ矢視断面図、図１１は図１０のＤ−Ｄ矢視断面図、図１２は第５実施例の変形例、図１３は第５実施例の他の変形例、図１４は本発明の第６実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図１に示す静翼に適用した場合のＡ−Ａ矢視断面図、図１５は本発明の第７実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図１に示す静翼に適用した場合のＡ−Ａ矢視断面図、図１６は図１５の要部拡大図、図１７は本発明の第８実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の要部拡大図、図１８は本発明の第９実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の要部拡大図、図１９は本発明の第１０実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の要部拡大図である。
なお、図中、矢印Ｘは圧縮空気の流れを示し、矢印Ｙは冷却空気の流れを示す。また、各実施例において説明したものと同様の機能を有する部材には同一の符号を付して重複する説明は省略する。

先ず、本発明が適用されるガスタービン燃焼器の周辺部分の基本的な構成を図１を用いて説明する。

図１に示すように、燃焼器１１は圧縮機１２とタービン１３との間に設けられると共に、ケーシング１４に支持されており、ケーシング１４により形成された車室１５内において、タービン軸１３ａ回りに所定の間隔で複数配置されている。

燃焼器１１は、内部を燃焼室１６とする筒状の燃焼器内筒１７を備えており、この燃焼器内筒１７の上流端部には複数の空気流入孔１７ａが開口されている。そして燃焼器内筒１７の上流側には、燃料を燃焼室１６に供給するパイロット燃料噴射ノズル１８と、パイロット燃料噴射ノズル１８の周囲に複数配置され、燃料と空気とを燃焼室１６に供給する予混合燃料噴射ノズル１９とが設けられている。パイロット燃料噴射ノズル１８の先端には空気通路２０が設けられ、予混合燃料噴射ノズル１９の先端には空気通路２１が設けられている。一方、燃焼器内筒１７の下流側端部には、燃焼器尾筒２２が連結されている。

燃焼器尾筒２２の下流側端部は、シール部材２３を介してタービン１３に設けられた第１段の静翼２４に連結され、この静翼２４の後方には第１段の動翼２５が設けられている。静翼２４及び動翼２５はタービン軸１３ａ方向に交互に配列されており、動翼２５はロータディスク（図示省略）を介してロータに回転可能に支持されている。

また、燃焼器内筒１７の外周面には、燃焼室１６の下流側と連通するバイパス管２６が設けられている。バイパス管２６には開閉弁２７が設けられており、この開閉弁２７を開閉させることで、車室１５と燃焼室１６とが連通するようになっている。

即ち、圧縮機１２から車室１５内に供給された圧縮空気Ｘは、燃焼器内筒１７に沿って上流側に向かい、燃焼器内筒１７に開口する空気流入孔１７ａを介して燃焼器内筒１７内に流入する。そして、燃焼器内筒１７内に流入した圧縮空気Ｘは空気通路２０，２１に流入する。

空気通路２０に流入した圧縮空気Ｘは、燃焼室１６内のパイロット燃料噴射ノズル１８の下流において、パイロット燃料噴射ノズル１８からから噴射された燃料と共に、点火装置（図示省略）により点火されて、拡散燃焼してパイロット火炎を発生する。一方、空気通路２１に流入した圧縮空気Ｘは、予混合燃料噴射ノズル１９から噴射される燃料と混合され、予混合気となって燃焼室１６内に供給される。このとき、この予混合気はパイロット火炎に着火され、高温及び高圧の燃焼ガスが生成される。

次いで、燃焼ガスは燃焼器尾筒２２を通って静翼２４に導かれ、交互に静翼２４及び動翼２５を通過することで膨張される。これにより、動翼２５が回転され、タービン１３が駆動することで駆動力を発揮する。

なお、圧縮機１２から車室１５内に供給された圧縮空気Ｘのうち、上述した燃焼器内筒１７内に流入した圧縮空気Ｘを除く圧縮空気Ｘは、バイパス管２６を通って燃焼室１６に導かれている。つまり、この燃焼室１６の下流側に流入し、燃焼に直接関係しない余剰の圧縮空気Ｘの量を開閉弁２７により調整することで、燃焼器内筒１７に流入して燃焼する圧縮空気Ｘの量を制御している。これにより、空燃比を一定に保ち、燃焼ガス中のＮＯｘの低減を図っている。

次に、上述したガスタービンに適用される本発明に係るガスタービンの翼冷却構造について、静翼２４に適用した場合を説明する。

図１，２に示すように、静翼２４は筒状の翼部３１と、この翼部３１の上下部に設けられたシュラウド３２，３３とから構成され、翼部３１は前縁３４と後縁３５との間に、負圧側に形成される背側壁部３６と正圧側に形成される腹側壁部３７とを有している。後縁３５には冷却空気通路３８が形成されており、背側壁部３６の内面３９と腹側壁部３７の内面４０とに囲まれた空間（翼部３１内）に連通されている。そして、背側壁部内面３９と腹側壁部内面４０との間には、複数のピンフィン４１が設けられ、背側壁部内面３９には、腹側壁部内面４０側に突出した複数のリブ４２が設けられている。

図３，４に示すように、ピンフィン４１は、背側壁部内面３９を底面とする同一の角柱であって、その底面に平行な断面は正方形に形成されている。同様に、リブ４２は、背側壁部内面３９を底面とする同一の角柱であって、その底面に平行な断面は長方形に形成されている。リブ４２は間隔的に配置されたピンフィン４１を中心に放射状に設けられると共に、そのリブ４２に隣り合う２本のピンフィン４１を結ぶ方向を長手方向として設けられている。なお、ピンフィン４１とリブ４２との間は、所定の隙間が空いている。

上述したように、ガスタービンが運転されると、燃焼室１６の燃焼によって発生した燃焼ガスは静翼２４に導かれる。静翼２４に導入された燃焼ガスは前縁３４側から進入し、背側壁部３６の外面及び腹側壁部３７の外面に沿って流れる。このとき、背側壁部３６及び腹側壁部３７は燃焼ガスの熱が伝達され、その熱の一部が、ピンフィン４１及びリブ４２にも伝達される。

ここで、静翼２４の冷却に使用される冷却空気Ｙは、圧縮機１２から吐出された圧縮空気Ｘを使用しており、圧縮空気Ｘは圧縮機１２からの供給路（図示省略）を通りシュラウド３２，３３に供給される。シュラウド３２，３３に供給された圧縮空気Ｘは、静翼２４を冷却するための冷却空気Ｙとなって翼部３１内に流入される。そして、翼部３１内に流入した冷却空気Ｙは、背側壁部内面３９，腹側壁部内面４０，ピンフィン４１及びリブ４２から熱を奪い、冷却空気通路３８から排出されることで、静翼２４が冷却される。

上述した構成をなすことにより、ピンフィン４０は、断面が正方形の角柱に形成されているので、伝熱面積が増加され、更に対流熱伝達が促進され、結果的に冷却性能も向上する。結果的に従来の円柱のものに比べて大きく形成できて製作が容易となり、製作コストも低減させることができる。

また、背側壁部３６は腹側壁部３７よりも燃焼ガスによる熱負荷が高くなる傾向にあり、その熱負荷が高くなる背側壁部内面３９にリブ４２を設けているので、リブ４２が冷却空気Ｙを攪乱して、背側壁部３６側に乱流を発生させる。これにより、背側壁部３６及びピンフィン４１の背側壁部内面３９側の根元の冷却が促進され、燃焼ガスから伝達された熱を効率的に奪うことができる。従って、静翼２４の局所的な温度上昇を防ぎ、メタル温度の均一化を図ることができるので、耐熱強度及び低サイクル寿命を向上させることができる。

図５，６に示すように、ピンフィン４３を背側壁部内面３９と腹側壁部内面４０との間に設けても構わない。ピンフィン４３は前縁３４側が湾曲あるいは略円弧状に形成された端面４３ａを備えている。このように、端面４３ａ冷却空気Ｙの上流側に形成させることにより、冷却空気Ｙの圧力損失を低減させることができるので、翼部３１内の冷却を効率的に行うことができる。

図７に示すように、リブ４４を背側壁部内面３９に設けても構わない。このリブ４４の背側壁部内面３９に垂直な断面は、湾曲あるいは略円弧状に形成されている。これにより、熱伝達は保持しつつ、冷却空気Ｙの圧力損失を低減させ、鋳造性を良好にさせるので、翼部３１内の冷却を効率的に行うと共に、製造を容易にすることができる。

図８，９に示すように、ディンプル４５を背側壁部内面３９に設けても構わない。ディンプル４５は略球状をなしたくぼみであり、その径と深さは任意に設定可能とされている。そして、ディンプル４５は、間隔的に配置されたピンフィン４１において隣接する任意の２本の中心あるいは角部を結ぶ線上の中心に配置されている。

従って、ディンプル４５は背側壁部内面３９に対して凹状に形成されているので、図７に示すリブ４４を設置するのに比べて、冷却空気Ｙの圧力損失を低減させることができる。また、背側壁部３６は腹側壁部３７よりも燃焼ガスによる熱負荷が高くなる傾向にあり、その熱負荷が高くなる背側壁部内面３９にディンプル４５を設けているので、背側壁部３６及びピンフィン４１の背側壁部内面３９側の根元の冷却が促進され、燃焼ガスから伝達された熱を効率的に奪うことができる。従って、静翼２４の局所的な温度上昇を防ぎ、メタル温度の均一化を図ることができるので、耐熱強度及び低サイクル寿命を向上させることができる。

図１０，１１に示すように、背側壁部内面３９と腹側壁部内面４０との間には、ピンフィン４６が設けられている。ピンフィン４６は円錐であって、その径が背側壁部内面３９から腹側壁部内面４０にかけて大きくなるように形成されている。つまり、ピンフィン４６の背側壁部内面３９側の端面４６ａの面積は、腹側壁部内面４０側の端面４６ｂの面積よりも小さく形成されている。従って、背側壁部内面３９側は、冷却吸気Ｂが通過する空間が拡大され、冷却空気Ｙの流量が増加されると共に速度が大きくなる。また、腹側壁部内面４０側は、冷却空気Ｙが通過する空間が縮小され、冷却空気Ｙの流量が減少されると共に速度が小さくなる。

これにより、背側壁部３６は腹側壁部３７よりも燃焼ガスによる熱負荷が高くなる傾向にあり、その熱負荷が高くなる背側壁部内面３９側の冷却空気Ｙの流量及び速度を、腹側壁部内面４０側のそれよりも大きくすることにより、背側壁部３６及びピンフィン４６の背側壁部内面３９側の根元の冷却が促進され、燃焼ガスから伝達された熱を効率的に奪うことができる。従って、静翼２４の局所的な温度上昇を防ぎ、メタル温度の均一化を図ることができるので、耐熱強度及び低サイクル寿命を向上させることができる。

即ち、上述したように背側壁部内面３９側の冷却空気Ｙの流量及び速度を大きくするには、背側壁部内面３９と腹側壁部内面４０との間に設けるピンフィンの形状を、背側壁部内面３９側の端部の面積（断面積）が腹側壁部内面４０側の端部の面積（断面積）よりも小さくすればよい。これにより、図１２に示すピンフィン４７や図１３に示すピンフィン４８を設けてもよい。

図１２に示すように、ピンフィン４７は四角錐柱で形成されており、背側壁部内面３９側の端面４７ａの面積は、腹側壁部内面４０側の端面４７ｂの面積よりも小さくなっている。また、図１３に示すように、ピンフィン４８は背側壁部内面３９側に設けられた円柱部４８ａと腹側壁部内面４０側に設けられた円柱部４８ｂとから構成されている。そして、円柱部４８ａの断面は円柱部４８ｂの断面よりも小さくなっている。なお、円柱部４８ａ，４８ｂは、角柱や四角錐柱等であっても構わない。

従って、このようにピンフィン４７，４８を構成させても、背側壁部３６及びピンフィン４７，４８の背側壁部内面３９側の根元の冷却が促進され、燃焼ガスから伝達された熱を効率的に奪うことができるので、静翼２４の局所的な温度上昇を防ぎ、メタル温度の均一化を図ると共に、耐熱強度及び低サイクル寿命を向上させることができる。

図１４に示すように、背側壁部内面３９と腹側壁部内面４０との間には、ピンフィン４９が設けられている。ピンフィン４９は、例えば、タングステン等の高熱伝導率材料で形成されており、背側壁部内面３９を底面とする同一の角柱であって、その底面に平行な断面は正方形に形成されている。

このピンフィン４９を背側壁部内面３９と腹側壁部内面４０との間に設ける際には、背側壁部内面３９に接合させ後、腹側壁部３７を接合させるが、拡散接合等を用いることにより、燃焼ガスにより高温に保持された背側壁部３６及び腹側壁部３７からの熱がピンフィン４９に伝達され、背側壁部３６及び腹側壁部３７を冷却することができる。

また、ピンフィン４９は高熱伝導利率材料で形成されているので、背側壁部内面３９及び腹側壁部内面４０からの熱が伝達され易く、ピンフィン４９を冷却空気Ｙで冷却することにより、効率的に冷却することができる。更に、ピンフィン４９は、断面が正方形の角柱に形成されているので、伝熱面積が増加され、更に対流熱伝達が促進され、結果的に冷却性能も向上する。結果的に従来の円柱のものに比べて大きく形成できて製作が容易となり、製作コストも低減させることができる。

図１５，１６に示すように、背側壁部５０及び腹側壁部５１を設けても構わない。なお、背側壁部５０及び腹側壁部５１は同じ構成をなしているので、図１６においては、腹側壁部５１だけの詳細を示している。

背側壁部５０及び腹側壁部５１は、例えば、タングステン等の高熱伝導率材料で形成されており、背側壁部５０は背側壁部外面５２及び背側壁部内面５３を有し、腹側壁部５１は腹側壁部外面５４及び腹側壁部内面５５を有している。そして、背側壁部５０及び腹側壁部５１の周囲は、これらと同じ形状をなしたシート部材５６に覆われており、このシート部材５６の内面５７が、ピンフィン５８を介して背側壁部外面５２及び腹側壁部外面５４に支持されている。

ピンフィン５８もタングステン等の高熱伝導率材料からなり、背側壁部５０及び腹側壁部５１に一体的に形成されており、背側壁部外面５２及び腹側壁部外面５４を底面とする同一の角柱であって、その底面に平行な断面は正方形に形成されている。また、ピンフィン５６はシート部材５６と拡散接合等で接合されている。そして、背側壁部５０及び腹側壁部５１には、背側壁部内面５３と腹側壁部内面５５とに囲まれた空間と、背側壁部外面５２または腹側壁部外面５４とシート部材内面５７とに囲まれた空間とを連通する冷却空気孔５９が複数形成されている。

シート部材５６とピンフィン５８と接合する際には、拡散接合等を用いることにより、燃焼ガスにより高温に保持されたシート部材５６からの熱がピンフィン５８に伝達され、シート部材５６を冷却することができる。

また、背側壁部５０，腹側壁部５１及びピンフィン５８は高熱伝導利率材料で形成されているので、シート部材５６からの熱が伝達され易く、ピンフィン５８を冷却空気孔５９を通過した冷却空気Ｙで冷却することにより、効率的に冷却することができる。更に、ピンフィン５８は、断面が正方形の角柱に形成されているので、伝熱面積が増加され、更に対流熱伝達が促進され、結果的に冷却性能も向上する。結果的に従来の円柱のものに比べて大きく形成できて製作が容易となり、製作コストも低減させることができる。

図１７に示すように、リブ６０をシート部材内面５７に設けても構わない。リブ６０は、第１実施例に示したリブ４２と同様に、シート部材内面５７を底面とする同一の角柱であって、背側壁部外面５２及び腹側壁部外面５４側に突出し、その底面に平行な断面は長方形に形成されている。リブ６０は間隔的に配置されたピンフィン５８を中心に放射状に設けられると共に、そのリブ６０に隣り合う２本のピンフィン５８を結ぶ方向を長手方向として設けられている。なお、ピンフィン５８とリブ６０との間は、所定の隙間が空いている。

燃焼ガスによる熱負荷が高くなるシート部材５６の内面５７にリブ６０を設けているので、背側壁部外面５２または腹側壁部外面５４とシート部材内面５７とに囲まれた空間内において、リブ６０が冷却空気Ｙを攪乱して、シート部材５６側に乱流を発生させる。従って、シート部材５６及びピンフィン５８のシート部材５６側の根元の冷却が促進され、燃焼ガスから伝達された熱を効率的に奪うことができる。

図１８に示すように、ディンプル６１をシート部材内面５７に設けても構わない。ディンプル４５は、第４実施例に示したディンプル４５と同様に、略球状をなしたくぼみであり、その径と深さは任意に設定可能とされている。そして、ディンプル６１は、間隔的に配置されたピンフィン５８において隣接する任意の２本の中心あるいは角部を結ぶ線上の中心に配置されている。

従って、ディンプル６１はシート部材内面５７に対して凹状に形成されているので、図１７に示すリブ６０を設置するのに比べて、冷却空気Ｙの圧力損失を低減させることができる。

図１９に示すように、ピンフィン６２を背側壁部内面５３及び腹側壁部内面５５に設けても構わない。ピンフィン６２は、背側壁部内面５３及び腹側壁部内面５５を底面とする同一の角柱であって、背側壁部外面５２または腹側壁部外面５４側に突出し、その底面に平行な断面は矩形に形成されている。そして、背側壁部内面５３及び腹側壁部内面５５におけるピンフィン６２の配置位置は、背側壁部外面５２及び腹側壁部外面５４においてピンフィン５８が形成されていない位置に対応するようになっている。

従って、ピンフィン６２を背側壁部内面５３及び腹側壁部内面５５に設けることにより、背側壁部内面５３と腹側壁部内面５５とに囲まれた空間において、流入された冷却空気Ｙに対して伝熱面積が増加されるので、冷却性能が向上される。

なお、本発明のガスタービンの翼冷却構造を静翼２４に適用した場合について説明したが、動翼２５に適用しても構わない。また、燃焼器１１の壁面に適用することも可能である。

内部に低温流体が流れると共に外部に高温流体が流れる管の壁面に適用可能である。

ガスタービン燃焼器の周辺部分の概略構成図である。本発明の第１実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図１に示す静翼に適用した場合のＡ−Ａ矢視断面図である。図２のＢ−Ｂ矢視断面図である。図３の斜視図である。本発明の第２実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図２に示す静翼に適用した場合のＢ−Ｂ矢視断面図である。図５の斜視図である。本発明の第３実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図３に示すリブに適用した場合のＣ−Ｃ矢視断面図である。本発明の第４実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図１に示す静翼に適用した場合の縦断面図である。図８の斜視図である。本発明の第５実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図１に示す静翼に適用した場合のＡ−Ａ矢視断面図である。図１０のＤ−Ｄ矢視断面図である。第５実施例の変形例である。第５実施例の他の変形例である。本発明の第６実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図１に示す静翼に適用した場合のＡ−Ａ矢視断面図である。本発明の第７実施例に係るガスタービンの翼冷却構造であり、図１に示す静翼に適用した場合のＡ−Ａ矢視断面図である。図１５の要部拡大図である。本発明の第８実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の要部拡大図である。本発明の第９実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の要部拡大図である。本発明の第１０実施例に係るガスタービンの翼冷却構造の要部拡大図である。

符号の説明

１１燃焼器
１２圧縮機
１３タービン
１３ａタービン軸
１４ケーシング
１５車室
１６燃焼室
１７燃焼器内筒
１７ａ空気流入孔
１８パイロット燃料噴射ノズル
１９予混合燃料噴射ノズル
２０，２１空気通路
２２燃焼器尾筒
２３シール部材
２４静翼
２５動翼
２６バイパス管
２７開閉弁
３１翼部
３２，３３シュラウド
３４前縁
３５後縁
３６，５０背側壁部
３７，５１腹側壁部
３８冷却空気通路
３９，５４背側壁部内面
４０，５５腹側壁部内面
４１，４３，４６〜４９，５８，６２ピンフィン
４２，４４，６０リブ
４３ａ，４６ａ，４６ｂ，４７ａ，４７ｂ端面
４５，６１ディンプル
４８ａ，４８ｂ円柱部
５２背側壁部外面
５３腹側壁部外面
５６シート部材
５７シート部材内面
５９冷却空気孔

Claims

燃焼器からの燃焼ガスにより高温に保持された翼の内部に冷却空気を供給することで前記翼を冷却させるガスタービンの翼冷却構造において、
前記翼の負圧側面を形成する背側部材と正圧側面を形成する腹側部材との間に設けられ、前記背側部材及び前記腹側部材の熱を冷却空気に伝達する熱伝達手段と、
前記背側部材に設けられると共に、前記熱伝達手段から放射状に設けられ、冷却効率を促進する第１冷却促進手段とを備える
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
請求項１に記載のガスタービンの翼冷却構造において、
前記熱伝達手段は冷却空気の圧力損失を抑制する第１圧損抑制手段を備える
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
請求項１または２に記載のガスタービンの翼冷却構造において、
前記熱伝達手段は前記背側部材側の一端部と前記腹側部材側の他端部とを有し、
前記一端部は前記他端部よりも冷却空気の速度及び流量を大きくする流量促進手段を備える
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
請求項１乃至３のいずれかに記載のガスタービンの翼冷却構造において、
前記第１冷却促進手段は冷却空気の圧力損失を抑制する第２圧損抑制手段を備える
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
請求項１乃至３のいずれかに記載のガスタービンの翼冷却構造において、
前記第１冷却促進手段は前記背側部材の表面より凹状に形成される
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
請求項１乃至５のいずれかに記載のガスタービンの翼冷却構造において、
前記熱伝達手段は高熱伝導率材料で形成される
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
請求項１乃至６のいずれかに記載のガスタービンの翼冷却構造において、
前記背側部材及び前記腹側部材を覆うシート部材を備え、
前記背側部材及び前記腹側部材は高熱伝導率材料で形成されると共に、その表面に高熱伝導率材料で形成され、かつ前記シート部材を支持するシート伝熱支持部材を有する
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
請求項７に記載のガスタービンの翼冷却構造において、
前記シート部材に設けられると共に、前記シート伝熱支持部材から放射状に設けられ、冷却効率を促進する第２冷却促進手段とを備える
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
請求項８に記載のガスタービンの翼冷却構造において、
前記第２冷却促進手段は前記シート部材の表面より凹状に形成される
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
請求項７乃至９のいずれかに記載のガスタービン冷却構造において、
前記背側部材及び前記腹側部材の少なくとも一方に他方の部材側に向けて突出すると共に、冷却効率を促進する第３冷却促進手段を備える
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
請求項８乃至１０のいずれかに記載のガスタービンの翼冷却構造において、
第２及び第３冷却促進手段は高熱伝導率材料で形成される
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。
請求項６乃至１１のいずれかに記載のガスタービンの翼冷却構造において、
高熱伝導率材料で形成される部材は拡散接合により接合される
ことを特徴とするガスタービンの翼冷却構造。