JP2009517574A - ガスタービンにおける冷却形タービン翼およびそのタービン翼の利用 - Google Patents

Abstract

本発明は、翼脚（５２）と、この翼脚（５２）に続き横に延びる翼台座（５４）を備えた翼台座領域と、その翼台座（５４）に続く湾曲した翼形部（５６）と、翼脚（５２）と翼台座領域とを貫通して翼形部（５６）まで延び翼脚側が開口し冷却材（６１）で貫流される少なくとも１個の空洞（５８）とを備えたガスタービン用タービン翼（５０）に関する。その空洞（５８）は内側壁（５９）で取り囲まれ、この内側壁（５９）の表面に、冷却材（６０）に影響を与える構造要素（７２、７３）が設けられている。かかるタービン翼（５０）の寿命を長くするために、本発明は、内側壁（５９）の表面における少なくとも翼形部（５６）に位置し翼台座領域に隣接する区域（Ａ）に構造要素（７２、７３）が存在していないことを提案する。かかるタービン翼（５０）は特に定置形ガスタービン（１）に利用される。

Description

本発明は、翼脚と、この翼脚に続き横に延びる翼台座を備えた翼台座領域と、その翼台座に続く長手方向に湾曲した翼形部と、翼脚と翼台座とを貫通して翼形部まで延び翼脚側が開口し冷却材で貫流される少なくとも１個の空洞とを備えたガスタービン用タービン翼に関する。また本発明はかかるタービン翼の利用に関する。

欧州特許出願公開第１４６９１６３号明細書で、内部に蛇行して延びる冷却通路を有するガスタービン用冷却形タービン翼が知られている。その空洞を境界づける内側壁に、翼形部の領域において、翼材料から空洞内を流れる冷却材への熱伝達率を高める乱流発生体が設けられている。高められた熱伝達率によって、タービン翼は高い運転温度に耐えることができる。

その場合、翼台座から翼形部への英語でフィレットとも呼ばれるへこみすみ肉状移行部の領域および翼台座に割れ（クラック）が生ずる、という欠点がある。その発生割れが臨界割れ長を超過すると、かかるタービン翼が装備されたガスタービンの安全運転は保証されなくなる。

それに応じて、設計目標はタービン翼の特に大きな寿命にあり、これにより、そのタービン翼が装備されたガスタービンの稼動期間が一層高められる。本発明の課題は、疲労寿命が高められたガスタービン用タービン翼を提供することにある。また本発明の課題は、かかるタービン翼の利用を提供することにある。

タービン翼に向けられた課題は、特許請求の範囲の請求項１に記載のタービン翼によって解決される。

本発明は、損耗および割れ発生並びに続く割れ成長が熱のために発生される、という認識から出発している。タービン翼はその外側面が燃焼ガスに曝され、内部から冷却される。そのためにタービン翼の材料に熱応力が生ずる。ガスタービンの運転中、翼形部と翼台座との間におけるへこみすみ肉状移行部に、翼台座の領域における温度に比べて局所的に比較的低い燃焼ガス側温度が生ずることが確認されている。そのために、従来、翼台座の領域において内側壁に乱流発生体が配置された内部冷却形タービン翼は、局所的に限られた領域において過度に冷却されていた。このために、翼材料における局所的に非常に大きな温度差およびこれによって損耗を生じさせる大きな熱応力が生じていた。この事象は最先端では生じない。

本発明は、移行部位における局所的な熱応力を、その移行部位が翼形部ほどには強く冷却されないことにより本質的に減少することを提案する。これを達成するために、冒頭に述べた形式のタービン翼において、少なくとも内側壁の表面における翼形部の領域に位置し、翼台座領域に隣接する区域に構造要素が存在していないことを提案する。

それに従って、移行曲率部の領域において翼材料からそこを流れる冷却材への熱伝達が局所的に弱まり、これにより、その箇所における熱勾配が的確に減少される。この熱勾配の減少は、従来技術よりも局所的に暖かい移行部位を生じさせる。それに従って、翼台座と翼形部との移行曲率部の熱応力がより小さくなり、これにより、その箇所における割れ発生が減少され、割れ成長が遅らされる。これによって、損耗が低減される。

同時に、翼台座の縁部と空洞との間の区域において、より暖かい移行部のために翼材料における温度勾配が減少され、これはタービン翼の寿命を長くする。

提案された処置によって、翼台座およびその翼形部への移行部、即ち、フィレットにおける寿命特に疲労寿命（Low Cycle Fatigue = LCF＝低サイクル疲れ）が長くなる。

有利な実施態様は従属請求項に記載されている。

翼台座領域の高さにおける内側壁の表面およびそれに隣接する翼形部の内部における区域の内側壁の表面が平らであることが特に有利である。この区域において乱されない冷却材流のために、翼材料から冷却材への熱伝達率は翼形部における熱伝達率に比べて減少され、これにより、タービン翼の燃焼ガスを受ける外側面、即ち、高温側面と、冷却材が流れるタービン翼の内側面、即ち、低温側面との温度差が、材料温度の許容範囲の上昇によって顕著に減少される。その減少は、特に翼形部と翼台座との移行部、即ち、フィレットの領域で熱応力を減少させる。

翼形部の内側壁上の構造要素は一般に確かに平面的であるが、（半径方向に見て）相互に最小間隔を形成して隔てられているので、有利な実施態様において、翼台座表面と（同様に半径方向に見て）その次に隣接する構造要素とで規定された間隔は、互いに隣接する２個の構造要素間の平均最小距離より大きくされている。その間隔は、好適には、平均最小距離の少なくとも１．１倍である。

他の有利な実施態様として、その翼形部に位置する内側壁の構造要素を有する区域は、翼台座表面から計って翼先端までの翼形部高さの５％の高さを有している。特に、翼台座表面から翼先端の方向に計って翼形部高さの１０％の高さからはじめて始まっていることが有利である。

この処置によって、さもなければ特に損耗する移行部位における高温側面と低温側面との温度差の特に有利な低下が生じさせられる。

有利な実施態様において、構造要素が乱流発生体として、リブ、台座、ディンプルおよび／又はニップルの形態で形成されている。

損耗を引き起こす高温側面と低温側面との局所的な温度差が、特に翼形部の前縁と後縁との間における移行部位の中間領域において生ずるので、前縁と後縁との間の中間領域に位置する内側壁の表面に構造要素が存在しないことが特に有利である。その場合、タービン翼は、タービン翼を貫通して半径方向に延び支えリブによって分離された複数の空洞を有することができ、その場合、翼形部の前縁と後縁との間で中間領域に位置する空洞だけが、翼形部における内側壁の表面に構造要素を有さない。

これは、（前縁から後縁に観察して）翼台座長手縁に沿って、前縁と後縁の領域にそれぞれ相対的な最大値を有し、両者間の中間領域に局所的な最小値を有する翼材料における温度経過が生ずる、という認識に基づいている。この温度最小値は、本発明に基づく処置によって高められる。これによって、従来において過度の冷却のために高温側面と低温側面との特に大きな温度勾配、即ち、温度差が生ずる領域だけが的確に局所的により少なく冷却される。これに対して、前縁の領域および後縁の領域においてそれに沿って延びる空洞には、従来と同様に、翼台座に達するまで構造要素が設けられる。

前縁と後縁との間の中間領域で翼腹側面に配置された翼台座は構造上幅が広く、従って従来において、この箇所における翼材料の局所的温度が最小となっていた。特に翼形部の翼背側壁で形成された内側壁の表面に構造要素が存在しないことによって、その温度最小値を、熱応力を減少した状態で高めることができる。これによって、目的に適って鋳造製造されたタービン翼の特に大きな寿命延長が達成される。

また、第２の課題を解決するために、請求項１ないし１１のいずれか１つに記載のタービン翼が特に定置形ガスタービンに利用されることを提案する。

以下図を参照して本発明を詳細に説明する。

図１はガスタービン１を縦断面図で示している。ガスタービン１は内部に中心軸線２を中心として回転可能に支持されタービンロータとも呼ばれるロータ３を有している。このロータ３に沿って順々に、吸込み室４、圧縮機５、複数のバーナ７が回転対称に配置されたトーラス状環状燃焼器６、タービン装置８および排気室９が続いている。環状燃焼器６は環状の燃焼ガス通路１８に連通する燃焼室１７を形成している。そこで直列接続された４つのタービン段１０がタービン装置８を形成している。各タービン段１０は２つの翼列（翼輪）で形成されている。環状燃焼器６で発生された燃焼ガス１１の流れ方向に見て、燃焼ガス通路１８内において各静翼列１３に、多数の動翼１５から成る翼列１４が続いている。静翼１２はステータ（車室）に固定され、これに対して、翼列１４の動翼１５はタービン円板１９によってロータ３に設けられている。ロータ３に発電機や作業機械（図示せず）が連結されている。

図２に、本発明に基づく空洞形タービン翼５０が斜視図で示されている。この好適には鋳造製のタービン翼５０は翼脚５２を有し、翼軸線に沿って、この翼脚５２に翼台座５４およびそれに続く翼形部（羽根部）５６が配置されている。その翼形部５６は一部長さだけが示され、その全高にわたっては示されていない。

翼形部５６は翼腹側壁６２および翼背側壁６４を有し、これらの翼側壁６２、６４はそれぞれ翼形部５６の前縁（入口縁）６６から後縁（出口縁）６８まで延びている。ガスタービンの運転中、燃焼ガス１１が前縁６６から後縁６８まで翼側壁６２、６４に沿って流れる。

翼台座５４と翼形部５６との間に、へこみすみ肉状移行部４８が形成されている。

タービン翼５０を貫通する３個の部分空洞５８が、翼脚５２から翼形部５６まで延びている。冷却に利用される冷却材Ｋがそれらの部分空洞５８内を流れる。その第１部分空洞５８ａは前縁の部位においてそれに対して平行に延びている。第２部分空洞５８ｂは（燃焼ガスの流れ方向において）その後ろに続いている。

各部分空洞５８はそれぞれガスタービン１におけるタービン翼５０の据付け位置に関して半径方向に延び、支えリブ７０によって互いに分離されている。支えリブ７０は翼形部５６を補強するために翼腹側壁６２を翼背側壁６４に結合している。

軸方向に直線的な翼台座長手縁６３と、直線的な翼脚５２と、同じ向きに湾曲された翼形部５６とに基づいて、翼台座表面６１は、翼腹側において中央部分空洞５８の領域が軸方向に対して直角に延びる幅Ｂを有し、この幅Ｂは、前縁６６あるいは後縁６８の翼腹側領域における翼台座表面６１の幅より大きい。

理解を容易にする理由から、図２に示されたタービン翼５０の部分空洞５８に、構造要素は示されていない。

図３には、本発明に基づいて動翼あるいは静翼として形成されたタービン翼５０が図２のＩＩＩ−ＩＩＩ線に沿った断面図で示されている。ガスタービン１におけるタービン翼５０の据付け位置に関して半径方向に、翼脚５２に翼台座５４および翼形部５６が続いている。翼形部５６の外側面並びに翼台座５４の翼形部５６の側の表面６１は、ガスタービン１を貫流する燃焼ガス１１に曝され、高温側面と呼ばれる。

ＩＩＩ−ＩＩＩ線の断面平面は、それぞれ翼脚側が開口した３個の部分空洞５８のうちの第２部分空洞を通るものである。翼脚側から導入される冷却材Ｋ、例えば冷却空気はタービン翼５０を冷却し、これにより、タービン翼５０はガスタービンの運転中に生ずる温度に耐えることができる。

第２部分空洞５８ｂは内側壁５９で取り囲まれ、この内側壁５９は部分的に翼腹側壁６２および翼背側壁６４によって形成されている。その翼側壁６２、６４ないし内側壁５９の内側表面に、燃焼ガス１１で加熱される翼材料から内部を流れる冷却材Ｋへの熱伝達率を高めるために、リブ、台座、ディンプルおよび／又はニップルとして形成される乱流発生体の形をした構造要素７２が設けられている。図示された実施例において、それは冷却材流れ方向に対して直角に延びるリブである。

従来は、複数の乱流発生体ないし構造要素７２を、第１区域において翼腹側壁６２に示されているように、翼台座５４から翼先端７４（図４参照）までのほぼ全高にわたって分布して内側壁５９の表面に設けることが普通であった。いまや本発明によって新たな方式が採用されている。翼背側壁６４の内側表面に示されているように、構造要素７２は翼台座表面６１の領域にはまだ存在せず、翼形部５６における所定の高さからはじめて存在している。従って、翼背側の内側壁５９の表面における、翼形部５６に位置し翼台座領域に隣接する第２区域Ａには、構造要素７２が存在していない。それに応じて、翼台座領域に隣接する第２区域Ａが既に翼形部５６に位置するにもかかわらず、その領域に存在する内側壁５９の表面は平らであり、構造要素で凹凸がつけられていない。

内側壁５９の表面の区域Ｃが、第２区域Ａに翼先端７４の方向に隣接し、この区域Ｃにおいて乱流発生体ないし構造要素７２が、半径方向に測定して相互に平均的な最小間隔ｍを有している。

翼台座近くの第２区域Ａに構造要素７２が存在していない翼背側壁６４の内側表面において、翼台座表面６１と最下位構成要素７３ないし翼台座表面６１に隣接する構成要素７３との間の半径方向に測定した距離Ｄは、平均的な最小間隔ｍより大きい。翼脚側から流入する冷却材Ｋは、まず第２区域Ａにおいて、局所的に平らな壁面のために層流で流れ、その間において翼材料を対流冷却する。続いて、区域Ｃを流れる冷却材Ｋは、構造要素７２のために乱され、これは熱伝達率を向上させる。これによって、移行領域４８が翼形部５６の他の部分より局所的に僅かしか冷却されず、そのようにして、この箇所における熱応力が減少され、このために、割れ（クラック）が滅多に生じないことが保証される。割れの成長は、従来におけるタービン翼に比べて遅く進行する。その結果、本発明に基づく処置によって、タービン翼５０の寿命が長くなる。

図４には、翼脚５２と翼台座５４と翼形部５６とを備えた本発明に基づくタービン翼５０の異なった実施例が縦断面図で示されている。その翼脚５２は断面がクリスマスツリー状あるいはダブテール状に形成される。タービン翼５０は同様に空洞に形成され、半径方向に延びる４個の部分空洞５８を有し、これらの部分空洞５８は支えリブ７０によって互いに分離され、それらの支えリブ７０は翼腹側壁６２を翼背側壁６４に結合している。

ガスタービン１の運転中、移行領域４８の前縁部位と後縁部位との間において、この箇所における幅広い翼台座５４のために（図２参照）、翼材料における局所的な温度最小値が生じ、その箇所は、本発明に基づいて、中央の２個の部分空洞５８において構造要素７２が翼台座表面６１の領域に存在せず、所定の高さからはじめて翼形部５６に存在することによって、より僅かしか冷却されない。従って、翼背側壁６４の内側壁５９の表面における、翼形部５６に位置し翼台座領域に隣接する区域Ａには、構造要素７２が存在していない。

翼台座領域に隣接する第２区域Ａが既に翼形部５６に位置しているけれども、この領域の内側壁５９の表面が平らであり、構造要素で凹凸がつけられていない。その第２区域Ａは、翼台座表面６１から計って例えば翼形部高さＨの５％の高さを有している。翼形部５６の内側壁５９における構造要素７２を有する区域Ｃは、好適には、翼台座表面６１から翼先端７４の方向に計って、翼形部高さＨの１０％の高さからはじめて始まっている。

本発明によって、翼形部５６と翼台座５４との間の移行曲率部ないし移行部、特に前縁と後縁との間の中間領域を局所的により僅かしか冷却しないようにすることができる。これにより、移行部位は、タービン翼の高温側面、即ち、外側面と、タービン翼の低温側面、即ち、内側面との間に、局所的により僅かな温度差しか生じない。そのより僅かな温度差は移行部位の翼材料における熱応力を減少させ、従ってその箇所における割れの発生が減少され、割れの成長が遅らされ、これはタービン翼５０の疲労寿命が著しく高める。

かかるタービン翼５０が装備されたガスタービンは、それに応じて長期間にわたり運転でき、利用されたタービン翼５０は割れのような欠陥についてほとんど検査する必要がない。これにより、ガスタービン１の稼働率が著しく高まる。

ガスタービンの縦断面図。 張出し翼台座領域を備えたタービン翼の斜視図。 異なった冷却構想の本発明に基づくタービン翼の横断面図。 乱流発生体が異なった半径方向高さで始まっている本発明に基づくタービン翼の縦断面図。

符号の説明

１ ガスタービン
５０ タービン翼
５２ 翼脚
５４ 翼台座
５６ 翼形部（羽根部）
６１ 翼台座表面
５９ 内側壁
６０ 冷却材
７０ リブ
７２ 構造要素
７３ 構造要素

Claims (12)

1. 翼脚（５２）と、この翼脚（５２）に続き横に延びる翼台座（５４）を備えた翼台座領域と、その翼台座（５４）に続く湾曲した翼形部（５６）と、翼台座（５４）に設けられ燃焼ガスに曝される翼台座表面（６１）と、翼脚側が開口し冷却材（６０）で貫流される少なくとも１個の空洞（５８）とを備え、前記翼台座表面（６１）から前記翼形部（５６）が翼先端まで翼形部高さ（Ｈ）にわたり延び、前記空洞（５８）が、翼脚（５２）と翼台座領域とを貫通して翼形部（５６）まで延び、少なくとも前縁に隣接する第１部分空洞とこの第１部分空洞に隣接する第２部分空洞に分けられ、それらの部分空洞が部分的に内側壁（５９）で取り囲まれ、該内側壁（５９）の表面に、冷却材（６０）に影響を与える構造要素（７２、７３）が設けられ、その第１部分空洞の内側壁（５９）の表面における少なくとも翼形部（５６）に位置し、翼台座領域に隣接する第１区域（Ａ）が、少なくとも１個の構造要素を有しているガスタービン用タービン翼（５０）において、
   第２部分空洞の内側壁（５９）の表面における少なくとも翼形部（５６）に位置し、翼台座領域に隣接する第２区域（Ａ）に、構造要素（７２、７３）が存在していないことを特徴とするガスタービン用タービン翼（５０）。
2. 翼台座領域の高さにおける第２部分空洞の内側壁（５９）の表面およびそれに隣接する翼形部（５６）における第２区域（Ａ）の内側壁の表面が平らであることを特徴とする請求項１に記載のタービン翼（５０）。
3. 第２部分空洞において翼台座表面（６１）と半径方向に見てその次に位置して隣接する構造要素（７３）が、翼形部（５６）に設けられた互いに直接隣接する２個の構造要素（７２、７３）間の平均最小距離（ｍ）より大きな間隔（Ｄ）を有していることを特徴とする請求項１又は２に記載のタービン翼（５０）。
4. 間隔（Ｄ）が、翼形部（５６）に設けられた２個の構造要素（７２、７３）間の平均最小距離（ｍ）の少なくとも１．１倍であることを特徴とする請求項３に記載のタービン翼（５０）。
5. 第２区域（Ａ）が、翼台座表面（６１）から計って翼形部高さ（Ｈ）の５％の高さを有していることを特徴とする請求項１ないし３のいずれか１つに記載のタービン翼（５０）。
6. 翼形部（５６）の内側壁（５９）の構造要素（７２、７３）を有する第２部分空洞の区域（Ｃ）が、翼台座表面（６１）から翼先端（７４）の方向に計って翼形部高さ（Ｈ）の１０％の高さからはじめて始まっていることを特徴とする請求項１ないし５のいずれか１つに記載のタービン翼（５０）。
7. 構造要素（７２、７３）が乱流発生体として、リブ、台座、ディンプルおよび／又はニップルの形態で形成されていることを特徴とする請求項１ないし６のいずれか１つに記載のタービン翼（５０）。
8. 部分空洞が支えリブ（７０）によって互いに分離され、その第２部分空洞が、翼形部（５６）の前縁（６６）と後縁（６８）との間における中間領域に位置していることを特徴とする請求項１ないし７のいずれか１つに記載のタービン翼（５０）。
9. 翼形部（５６）が翼背側壁（６４）を有し、該翼背側壁（６４）が空洞（５８）を部分的に境界づけ、その空洞（５８）の内側面に、内側壁（５９）の表面の第２区域（Ａ）が位置していることを特徴とする請求項８に記載のタービン翼（５０）。
10. 翼形部（５６）が翼腹側壁（６２）を有し、該翼腹側壁（６２）が空洞（５８）を部分的に境界づけ、その空洞（５８）の内側面に、内側壁（５９）の表面の第１区域（Ａ）が位置していることを特徴とする請求項９に記載のタービン翼（５０）。
11. 鋳造されたタービン翼（５０）であることを特徴とする請求項１ないし１０のいずれか１つに記載のタービン翼（５０）。
12. 請求項１ないし１１のいずれか１つに記載のタービン翼（５０）が定置形ガスタービン（１）に利用されることを特徴とするタービン翼（５０）の利用。

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