JP2010190198A - タービン用翼 - Google Patents

Abstract

【課題】隣り合う冷却通路の上流側を仕切るリブに発生する熱応力を低減させることができるタービン用翼を提供すること。
【解決手段】翼根部から供給された冷却媒体を翼の先端部に導く２系統のサーペンタイン流路６ａ，７ａと、隣り合うこれらサーペンタイン流路６ａ，７ａの上流側を翼の長さ方向にわたって仕切るリブ１７とを備えたタービン用翼１であって、前記リブ１７に、当該リブ１７の板厚方向に貫通する貫通穴１８が設けられている。
【選択図】図２

Description

本発明は、ガスタービンに関し、より詳しくは、ガスタービンのタービン用翼（動翼・静翼）に関するものである。

ガスタービンのタービン用翼としては、例えば、特許文献１に開示されたものが知られている。

特開２００１−２７１６０３号公報

上記特許文献１に開示されたタービン用翼の冷却通路には、冷却性能を向上させるという観点から、サーペンタイン通路が採用されている。しかし、サーペンタイン流路を採用しても、冷却通路の下流側では、冷媒（例えば、空気）温度が上昇し、冷却効率が低下してしまう。そのため、冷却通路の下流側を冷却するのに必要な冷媒を、冷却通路の入口から供給しなければならず、冷媒温度の低い冷却通路の上流側が過剰に冷却されてしまうことがある。特に、上記特許文献１の図１に示すような、冷却通路６，７の上流側が隣り合う構成を有するタービン用翼１では、冷却通路６と冷却通路７とを仕切るリブが過剰に冷却され、このリブと、高温の燃焼ガスに曝されるとともに翼面を形成する翼部材との間に大きな温度差が発生して、リブに高い熱応力が発生するおそれがある。

本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、隣り合う冷却通路の上流側を仕切るリブに発生する熱応力を低減させることができるタービン用翼を提供することを目的とする。

本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係るタービン用翼は、翼根部から供給された冷却媒体を翼の先端部に導く２系統のサーペンタイン流路と、隣り合うこれらサーペンタイン流路の上流側を翼の長さ方向にわたって仕切るリブとを備えたタービン用翼であって、前記リブに、当該リブの板厚方向に貫通する貫通穴が設けられている。

本発明に係るタービン用翼によれば、リブの幅方向における途中の部分が貫通穴により不連続とされ、貫通穴よりも背側に位置するリブは、背側の翼面を形成する背側翼部材の側に、貫通穴よりも腹側に位置するリブは、腹側の翼面を形成する腹側翼部材の側に自由に引っ張られることとなるので、リブに発生する熱応力を低減させることができる。

上記タービン用翼において、前記貫通穴が、前記リブの幅方向における中央よりも高温側に設けられているとさらに好適である。

このようなタービン用翼によれば、貫通穴はより高温となる側に形成されており、リブは低温となる側の翼部材の影響を受けることになる。このため、ガスタービン運転中における貫通穴の幅は、上記貫通穴の幅よりも小さくなり、一方のサーペンタイン流路から他方のサーペンタイン流路に流入する冷却媒体量、または他方のサーペンタイン流路から一方のサーペンタイン流路に流入する冷却媒体量を、上記のタービン用翼よりも減少させることができる。

上記タービン用翼において、前記貫通穴を形成する背側または腹側の内壁面が、背側の翼面を形成する背側翼部材の内壁面または腹側の翼面を形成する腹側翼部材の内壁面と同一平面上に形成されており、当該貫通穴の両開口を塞ぐようにして前記背側翼部材の内壁面から腹側または前記腹側翼部材の内壁面から背側に向かってシール部材が立設されているとさらに好適である。

このようなタービン用翼によれば、一方のサーペンタイン流路から他方のサーペンタイン流路に流入しようとする冷却媒体、または他方のサーペンタイン流路から一方のサーペンタイン流路に流入しようとする冷却媒体は、リブの表面と、シール部材の表面との間に形成された僅かな隙間を通過することになるので、一方のサーペンタイン流路から他方のサーペンタイン流路に流入する冷却媒体量、または他方のサーペンタイン流路から一方のサーペンタイン流路に流入する冷却媒体量を、より一層減少させることができる。

上記タービン用翼において、前記貫通穴は、熱応力が著しく高くなる部分にのみ（例えば、翼高さ０％〜４０％のところにだけ）設けられているとさらに好適である。

このようなタービン用翼によれば、熱応力が著しく高くなる部分以外の部分（例えば、翼高さ４０％〜１００％のところ）は、背側翼部材と腹側翼部材とがリブによって接合（結合）されることなるので、機械的強度および信頼性を向上させることができる。

本発明に係るガスタービンは、上記いずれかのタービン用翼を備えている。

本発明に係るガスタービンによれば、隣り合うサーペンタイン流路の上流側を仕切るリブに発生する熱応力を低減させることができるタービン用翼を備えているので、ガスタービンの長寿命化を図ることができるとともに、ガスタービンの信頼性を向上させることができる。

本発明に係るタービン用翼によれば、隣り合うサーペンタイン流路の上流側を仕切るリブに発生する熱応力を低減させることができるという効果を奏する。

本発明の第１実施形態に係るタービン用翼の縦断面図である。 図１のＡ−Ａ矢視断面図である。 図２の要部を拡大した図である。 本発明の第２実施形態に係る図であって、図３と同様の図である。 本発明の第３実施形態に係る図であって、図３と同様の図である。 リブに発生する熱応力と翼高さとの関係、および冷却空気温度と翼高さとの関係を一般化して示した図表である。

以下、本発明に係るタービン用翼の第１実施形態について、図１から図３を参照しながら説明する。
図１は本実施形態に係るタービン用翼の縦断面図、図２は図１のＡ−Ａ矢視断面図、図３は図２の要部を拡大した図である。

本実施形態に係るタービン用翼１は、燃焼用空気を圧縮する圧縮部（図示せず）と、この圧縮部から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部（図示せず）と、この燃焼部の下流側に位置し、燃焼部を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部（図示せず）とを主たる要素として構成されたガスタービンの、例えば、タービン部における動翼（例えば、１段動翼）に適用され得るものである。

図１において、符号１は１段動翼、符号２はプラットフォームであり、プラットフォーム２の前縁側（図１において左側）には凹状の溝で形成されるぬすみ部３ａが設けられている。また、プラットフォーム２の後縁側（図１において右側）にもなめらかな曲面で形成された凹状のぬすみ部３ｂが形成されている。符号４ａ，４ｂは前縁側、後縁側のフィレットＲであり、両端部の曲面を背側や腹側のフィレットよりも大きな曲率の形状をしている。

符号１５は翼根部であり、内部には冷却通路５，６，７がそれぞれ独立して設けられており、冷却通路５は前縁側の翼内の冷却通路５ａに連通し、冷却空気（冷媒）８１がロータ側（図１において下側）から流入し、冷却通路５ａ内を流れて冷却し、先端の穴１０ａから流出して、その過程においてフィルム冷却穴９から表面へ流出し、前縁部をシャワーヘッドフィルム冷却する。冷却通路６からは冷却空気８２が流入し、翼内の冷却通路６ａを通り、先端部から折り返して冷却通路６ｂ内へ流入し、基部の方へ流れて折り返し、冷却通路６ｃに入り、先端部へ向かって流れて穴１０ｂから流出する。この過程において図２で後述するようにフィルム冷却穴８より翼表面へ流出してフィルム冷却を行う。
なお、冷却通路６ａから冷却通路６ｂに流入する冷却空気８２の一部は、穴１０ｃから流出するようになっている。

冷却通路７からは冷却空気８３が流入し、翼内の冷却通路７ａを先端へ向かって流れて折り返し、冷却通路７ｂに入り、基部の方へ流れて折り返し、冷却通路７ｃに入り、冷却通路７ｃを先端部に向かって流れ、先端の穴１０ｅより流出する。この過程において、図２で後述するようにフィルム冷却穴１１から翼表面へ流出して翼表面をフィルム冷却し、さらに、後縁のスロット１２から後縁側へ流出する。
なお、冷却通路７ａから冷却通路７ｂに流入する冷却空気８３の一部は、穴１０ｄから流出するようになっている。
また、符号１３ａ，１３ｂはナイフエッジ部であり、プラットフォーム２の前縁端部および後縁端部を鋭端として隣接する静翼（図示せず）とのシール部に近接し、シール性を良好とするためのものである。

図２に示すように、各冷却通路５ａ，６ｃ，６ｂ，６ａ，７ａ，７ｂ，７ｃの両側内壁面には、図１、および図３から図５では省略したタービュレータが設けられている。前縁側の冷却通路５ａには、先端にフィルム冷却穴９が上下方向に多数設けられており、冷却空気８１を吹出し、表面をフィルム冷却する。また、冷却通路６ｃの背側にはフィルム冷却穴８が上下に多数設けられており、冷却空気８２を吹出し、背側の表面をフィルム冷却する。さらに、冷却通路７ｂの腹側にはフィルム冷却穴１１が上下に多数設けられ、冷却空気８３を吹出して腹側の後方表面をフィルム冷却する。そして、後縁側のスロット１２からは冷却空気８３が吹出している。

このように、本実施形態においては、冷却空気を翼根部の翼の中央部から流入し、冷却通路５ａ，６ａ，６ｂ，６ｃで翼の前縁側を冷却し、冷却通路７ａ，７ｂ，７ｃで後縁側を冷却し、前縁の通路と２系統のサーペンタイン流路を形成し、翼内部に長い冷却経路を形成させて冷却効果を向上させている。また、前縁側の先端部にはフィルム冷却穴９を、翼の背側にフィルム冷却穴８を、後縁側の腹側にフィルム冷却穴１１をそれぞれ設け、翼の表面をフィルム冷却することにより、翼の冷却効果を高めている。

また、図２および図３に示すように、冷却通路６，６ａと冷却通路７，７ａとを仕切るリブ（仕切壁：隔壁）１７の幅方向（図３において上下方向）における中央部には、板厚方向に貫通する貫通穴１８が設けられている。貫通穴１８は、翼の長さ方向（図１において上下方向）全体にわたって形成されており、その幅（リブ１７とリブ１７との間の距離）ｄ１は、リブ１７の板厚の１／２〜１／３程度とされている。

本実施形態に係るタービン用翼１によれば、リブ１７の幅方向における中央部が貫通穴１８により不連続とされ、貫通穴１８よりも背側に位置するリブ１７は、背側の翼面を形成する背側翼部材１９の側に、貫通穴１８よりも腹側に位置するリブ１７は、腹側の翼面を形成する腹側翼部材２０の側に自由に引っ張られることとなるので、リブ１７に発生する熱応力を低減させることができる。

本発明に係るタービン用翼の第２実施形態を、図３と同様の図である図４を用いて説明する。
本実施形態に係るタービン用翼２１は、貫通穴１８の代わりに貫通穴２２を備えているという点で前述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。

図４に示すように、貫通穴２２は、貫通穴１８よりも背（高温）側に（本実施形態では、貫通穴２２を形成する背側の内壁面２２ａが、背側の翼面を形成する背側翼部材２３の内壁面２３ａと同一平面をなすように）形成されている。

本実施形態に係るタービン用翼２１によれば、リブ１７の幅方向における背側の端部が貫通穴２２により不連続とされ、貫通穴２２よりも腹側に位置するリブ１７は、腹側の翼面を形成する腹側翼部材２４の側に自由に引っ張られることとなるので、リブ１７に発生する熱応力を低減させることができる。
また、本実施形態に係る貫通穴２２は、腹側よりも高温となる背側に、貫通穴２２を形成する背側の内壁面２２ａが、背側の翼面を形成する背側翼部材２３の内壁面２３ａと同一平面をなすように形成されており、リブ１７は、背側翼部材２３よりも低温となる腹側翼部材２４の影響を受けることになる。このため、ガスタービン運転中における貫通穴２２の幅は、第１実施形態の貫通穴１８の幅よりも小さくなり、冷却通路６，６ａから冷却通路７，７ａに流入する冷却空気量、または冷却通路７，７ａから冷却通路６，６ａに流入する冷却空気量を、第１実施形態のものよりも減少させることができる。

本発明に係るタービン用翼の第３実施形態を、図３と同様の図である図５を用いて説明する。
本実施形態に係るタービン用翼３１は、貫通穴１８の代わりに貫通穴３２およびシール部材（邪魔板）３３を備えているという点で前述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。

図５に示すように、貫通穴３２は、貫通穴３２を形成する背側の内壁面３２ａが、背側の翼面を形成する背側翼部材３４の内壁面３４ａと同一平面をなすように）形成されている。
シール部材３３は、貫通穴３２の両開口を塞ぐようにして背側の内壁面３２ａから腹側に向かって立設された板状の部材であり、翼の長さ方向（図１において上下方向）全体にわたって形成されている。また、リブ１７との隙間（リブ１７の表面１７ａと、シール部材３３の表面３３ａとの間の距離）ｄ２は、貫通穴３２の幅ｄ１（図３参照）の１／２〜１／３程度とされている。

本実施形態に係るタービン用翼３１によれば、リブ１７の幅方向における背側の端部が貫通穴３２により不連続とされ、貫通穴３２よりも腹側に位置するリブ１７は、腹側の翼面を形成する腹側翼部材３５の側に自由に引っ張られることとなるので、リブ１７に発生する熱応力を低減させることができる。
また、本実施形態に係る貫通穴３２は、腹側よりも高温となる背側に、貫通穴３２を形成する背側の内壁面３２ａが、背側の翼面を形成する背側翼部材３４の内壁面３４ａと同一平面をなすように形成されており、リブ１７は、背側翼部材３４よりも低温となる腹側翼部材３５の影響を受けることになる。このため、ガスタービン運転中における貫通穴３２の幅は、第１実施形態の貫通穴１８の幅よりも小さくなり、冷却通路６，６ａから冷却通路７，７ａに流入する冷却空気量、または冷却通路７，７ａから冷却通路６，６ａに流入する冷却空気量を、第１実施形態のものよりも減少させることができる。
さらに、冷却通路６，６ａから冷却通路７，７ａに流入しようとする冷却空気、または冷却通路７，７ａから冷却通路６，６ａに流入しようとする冷却空気は、リブ１７の表面１７ａと、シール部材３３の表面３３ａとの間に形成された僅かな隙間を通過することになるので、冷却通路６，６ａから冷却通路７，７ａに流入する冷却空気量、または冷却通路７，７ａから冷却通路６，６ａに流入する冷却空気量を、より一層減少させることができる。

なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で各種変更・変形が可能である。
上述した実施形態では、貫通穴１８，２２，３２およびシール部材３３が、翼の長さ方向全体にわたって形成されているものについて説明したが、図６に示すように、リブ１７に発生する熱応力は、翼高さ０％〜２５％のところで最大となる。したがって、これら貫通穴１８，２２，３２およびシール部材３３を、例えば、翼高さ０％〜４０％のところだけに設けるようにすることもできる。
このようにすると、翼高さ４０％〜１００％のところは、背側翼部材と腹側翼部材とがリブ１７によって接合（結合）されることなるので、機械的強度および信頼性を向上させることができる。
なお、翼高さ０％は翼の基端（ロータに近い側の端）と同義であり、翼高さ１００％は翼の先端（ロータから遠い側の端）と同義である。

また、本発明は図１および図２に示すような１段動翼のみに適用され得るものではなく、１段動翼以外の動翼や静翼にも適用可能である。

１ タービン用翼
６ 冷却通路（サーペンタイン流路）
６ａ 冷却通路（サーペンタイン流路）
７ 冷却通路（サーペンタイン流路）
７ａ 冷却通路（サーペンタイン流路）
１５ 翼根部
１７ リブ
１８ 貫通穴
１９ 背側翼部材
２０ 腹側翼部材
２１ タービン用翼
２２ 貫通穴
２２ａ 内壁面
２３ 背側翼部材
２３ａ 内壁面
２４ 腹側翼部材
３１ タービン用翼
３２ 貫通穴
３２ａ 内壁面
３３ シール部材
３４ 背側翼部材
３４ａ 内壁面
３５ 腹側翼部材
８２ 冷却空気（冷却媒体）
８３ 冷却空気（冷却媒体）

Claims (5)

1. 翼根部から供給された冷却媒体を翼の先端部に導く２系統のサーペンタイン流路と、隣り合うこれらサーペンタイン流路の上流側を翼の長さ方向にわたって仕切るリブとを備えたタービン用翼であって、
   前記リブに、当該リブの板厚方向に貫通する貫通穴が設けられていることを特徴とするタービン用翼。
2. 前記貫通穴が、前記リブの幅方向における中央よりも高温側に設けられていることを特徴とする請求項１に記載のタービン用翼。
3. 前記貫通穴を形成する背側または腹側の内壁面が、背側の翼面を形成する背側翼部材の内壁面または腹側の翼面を形成する腹側翼部材の内壁面と同一平面上に形成されており、当該貫通穴の両開口を塞ぐようにして前記背側翼部材の内壁面から腹側または前記腹側翼部材の内壁面から背側に向かってシール部材が立設されていることを特徴とする請求項２に記載のタービン用翼。
4. 前記貫通穴は、熱応力が著しく高くなる部分にのみ設けられていることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載のタービン用翼。
5. 請求項１から４のいずれか一項に記載のタービン用翼を備えていることを特徴とするガスタービン。

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