JP2015229981A - 軸流タービン静翼 - Google Patents
軸流タービン静翼 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2015229981A JP2015229981A JP2014117299A JP2014117299A JP2015229981A JP 2015229981 A JP2015229981 A JP 2015229981A JP 2014117299 A JP2014117299 A JP 2014117299A JP 2014117299 A JP2014117299 A JP 2014117299A JP 2015229981 A JP2015229981 A JP 2015229981A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- turbine
- stationary blade
- turbine stationary
- guide
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
【課題】静翼の入口角と作動流体の流入角の差のインシデンスが大きくなるガスタービンの運転時に、タービン翼の翼形損失の増加を抑制すると共に、冷却孔から供給する冷却空気をタービン静翼の表面に沿ってフィルム状に供給してタービン静翼の冷却効率を向上する。
【解決手段】翼面に冷却空気を供給する冷却孔を有する軸流タービン静翼であって、誘導翼をタービン静翼の前縁部の上流側に設け、誘導翼の下流側とタービン静翼の前縁部との間に該タービン静翼の冷却孔から噴出する冷却空気の一部を淀ませる淀み部を形成し、淀み部と連通して誘導翼の下流側の一方の縁とタービン静翼の腹側の圧力面との間を最短で結ぶ流路間隙となる第1のスリット部と、誘導翼の下流側の他方の縁とタービン静翼の背側の負圧面との間を最短で結ぶ流路間隙となる第2のスリット部をそれぞれ形成した軸流タービン静翼。
【選択図】図4
【解決手段】翼面に冷却空気を供給する冷却孔を有する軸流タービン静翼であって、誘導翼をタービン静翼の前縁部の上流側に設け、誘導翼の下流側とタービン静翼の前縁部との間に該タービン静翼の冷却孔から噴出する冷却空気の一部を淀ませる淀み部を形成し、淀み部と連通して誘導翼の下流側の一方の縁とタービン静翼の腹側の圧力面との間を最短で結ぶ流路間隙となる第1のスリット部と、誘導翼の下流側の他方の縁とタービン静翼の背側の負圧面との間を最短で結ぶ流路間隙となる第2のスリット部をそれぞれ形成した軸流タービン静翼。
【選択図】図4
Description
本発明は、ガスタービンに用いられる軸流タービン静翼に関しており、特に翼形損失の改善及びタービン静翼の熱負荷についてタービン静翼の冷却効率向上の面より改善を図った軸流タービン静翼に関する。
ガスタービン、並びに蒸気タービンなどの軸流タービンにおいては、性能向上を目的とした種々の技術が採用されており、近年は高効率のタービンを実現している。
タービンの性能向上を実現するためには、タービン内部の圧力、段落、排気、機械等の各損失を低減させることが必要であり、さらに使用する作動流体によっては、タービン翼に対する高温対策が必要不可欠となる。
はじめに軸流タービンにおける段落損失について説明する。軸流タービンの段落損失は大きく分けて、二次流れ損失、翼形損失、漏れ損失などがある。これらの損失はタービンの各段落に共通する損失であり、タービン全体の損失の中でも大きな割合を占める。
ここでは、軸流タービンの段落損失のうち、二次流れ損失と翼形損失について説明する。二次流れ損失は翼間の圧力差で生じる二次流れの影響により、タービン静翼の翼前縁より発生する渦が翼間にて発達し、隣接するタービン静翼の間の翼間流路に流路渦を形成することが主な原因である。
そして、二次流れ損失は、特に、翼長の短いタービン静翼で二次流れ損失の影響が非常に大きいことが知られている。
一方、翼形損失は二次元翼素に関する損失である。この場合、翼形損失の低減策としては、主にタービン翼形を高性能化することや、タービン静翼への作動流体の流入角を適正化する方法などが知られている。
例えば、タービン静翼への作動流体の流入角については、軸流タービンの起動/停止時と、定格運転時に、作動流体の流入角が大きく異なる場合がある。
このため、タービン静翼の設計では、タービン静翼の入口角と作動流体の流入角との差であるインシデンスと呼ばれる指標を用い、インシデンスが大きくなってもタービン静翼の翼性能が低下しないようにタービン静翼の翼形を設計する方法が採られている。
以上に述べた損失低減方法に加え、タービン静翼に対して、耐熱対策を施す必要がある場合もある。特にガスタービンにおいては、作動流体として千数百℃に達する高温高圧ガスを使用するため、タービン静翼に熱負荷が生じる。このため一般的にタービン静翼を冷却する必要がある。
タービン静翼の冷却方法として、例えばタービン静翼内部に冷却空気を供給してタービン静翼を冷却する方法と、タービン静翼の表面に冷却孔と呼ばれる孔を設け、この冷却孔から翼表面上に冷却空気を供給してタービン静翼を冷却する方法に大別される。特に後者のタービン静翼を冷却する方法は、一般にフィルム冷却法と呼ばれている。
タービン静翼の表面に設けた冷却孔は、タービン静翼の背側および腹側に設けられており、これらの孔から翼表面上に冷却空気を供給することによってタービン静翼を冷却する。
上記に述べた冷却方法によってタービン静翼の冷却を実現しているが、タービン静翼の冷却性能はタービン静翼の背側および腹側に設けた冷却空気を供給する冷却孔の幾何学形状の影響を受けるため、冷却効率の面を考えると、冷却孔下流側の冷却効率は冷却孔付近の冷却効率と比較して低くなるという課題がある。
このため、タービン静翼の冷却空気を供給する冷却孔と冷却効率に関しては、タービン翼面上の冷却孔の位置、形状、タービン静翼の翼面に対して冷却空気を供給する吹き出し角度、作動流体に対して冷却空気を供給する吹き出し角度など、多くの幾何学的パラメータに依存することが知られている。
タービン静翼に対して作動流体の流入角を適正化した一例として、特許4607195号公報に記載された技術がある。
この特許4607195号公報では、複数の燃焼器を備えたガスタービンにおいて、タービン入口における流れ分布の不均一性に対処することを目的に、タービン静翼の上流側に案内羽根を設けることによって、タービン静翼に均一化した流れ分布の作動流体を供給する技術を開示されている。
また、タービン静翼の熱負荷を低減する一例として、特開平10−37701号公報に記載された技術がある。
この特開平10−37701号公報では、ガスタービン入口の温度が次第に高温になることを踏まえ、冷却空気を放出することなく十分な耐熱が可能となるよう、タービン静翼の先端部を一部被覆した構造にした技術が開示されている。
ここで、ガスタービンに使用される一般的なタービン静翼には、技術背景でも述べたように、タービン静翼の背側および腹側には冷却空気を供給する冷却孔が設けられており、この冷却孔より冷却空気がタービン静翼の表面に沿ってフィルム状に供給される。
この方式による冷却孔からの冷却空気の供給によってタービン静翼の冷却は実現できるが、冷却孔の幾何学形状の影響を受けるため、冷却効率の面を考えると、冷却孔下流側の冷却効率は、冷却孔付近と比較して冷却効率が落ちる。
また、タービン静翼に流入する作動流体の流入角によっては、タービン静翼を冷却するために前記冷却孔から供給する冷却空気が、必ずしも設計通りにタービン静翼の表面に沿ってフィルム状に供給されるとは限らない。
特許4607195号公報(特許文献1)に記載された技術では、タービン入口における流れ分布の不均一性に着目し、これを対処する目的のために、タービン静翼の上流側に案内羽根を設けている。
しかしながら、この特許文献1に記載された技術では、タービン静翼に均一化した作動流体を供給できることについて記載されているが、タービン静翼本体の冷却効率については何等記載されていない。
また、特開平10−37701号公報(特許文献2)に記載された技術では、作動流体の高温化に耐えうるように、タービン静翼の前縁部を一部被覆した構造にしている。
しかしながら、タービン静翼の前縁部を一部被覆した構造にしたことによって、タービン静翼の翼形損失、特に軸流タービン静翼における静翼の入口角と作動流体の流入角の差であるインシデンスが大きくなる場合の運転時に、翼形損失が増加することが想定される。
本発明の目的は、軸流タービン静翼における静翼の入口角と作動流体の流入角の差であるインシデンスが大きくなるガスタービンの運転時に、タービン翼の翼形損失の増加を抑制すると共に、冷却孔から供給する冷却空気をタービン静翼の表面に沿ってフィルム状に供給してタービン静翼の冷却効率を向上する軸流タービン静翼を提供することにある。
本発明の軸流タービン静翼は、翼面に冷却空気を供給する冷却孔を有する軸流タービン静翼であって、誘導翼をタービン静翼の前縁部の上流側に設け、誘導翼の下流側とタービン静翼の前縁部との間に該タービン静翼の冷却孔から噴出する冷却空気の一部を淀ませる淀み部を形成し、前記淀み部と連通して前記誘導翼の下流側の一方の縁とタービン静翼の腹側の圧力面との間を最短で結ぶ流路間隙となる第1のスリット部と、誘導翼の下流側の他方の縁とタービン静翼の背側の負圧面との間を最短で結ぶ流路間隙となる第2のスリット部をそれぞれ形成したことを特徴とする。
本発明によれば、軸流タービン静翼における静翼の入口角と作動流体の流入角の差であるインシデンスが大きくなるガスタービンの運転時に、タービン翼の翼形損失の増加を抑制すると共に、冷却孔から供給する冷却空気をタービン静翼の表面に沿ってフィルム状に供給してタービン静翼の冷却効率を向上する軸流タービン静翼が実現できる。
本発明の実施例である軸流タービン静翼について、図面を用いて以下に説明する。
本発明の実施例の軸流タービン静翼は、ガスタービンに用いられる軸流タービン静翼であって、翼形損失の改善およびタービン静翼の熱負荷についてタービン静翼の冷却効率向上の面より改善を図った軸流タービン静翼に関するものである。
本明細書では、軸流タービン静翼の代表例としてガスタービンに適用される軸流タービン静翼を例にとって説明する。
図1は本発明の実施例である軸流タービン静翼が適用されるガスタービンのタービン静翼3の翼列を示した斜視図であり、複数個配列されたタービン静翼3の外周側に設けられた静翼の外壁1と、タービン静翼3の内周側に設けられた静翼の内壁2との間に形成された作動流体を流下する流路内に複数のタービン静翼3を、相互に離間させて環状に設置している。
タービン静翼3は、タービン静翼3の根元部およびタービン静翼3の先端部を、静翼の外壁1と静翼の内壁2にそれぞれ固定させた構成となっている。
タービン静翼3は、翼枚数から決定される隣り合うタービン静翼3の周方向長さ(ピッチ長t)を用いて周方向に等間隔に環状に設置されている。
このタービン静翼3がガスタービンに適用するタービン静翼3の場合には、タービン静翼3の表面に冷却空気を翼面に供給する多数の冷却孔4が設けられている。
タービン静翼3の表面に設ける冷却孔4は、タービン静翼3の冷却条件によって冷却孔4の位置および個数、冷却孔4の形状が種々であり、図1のタービン静翼3では前記冷却孔4の一例を示している。
図2はガスタービンに使用するタービン静翼3とタービン動翼5の位置関係を示している。図2において、タービン静翼3は、タービン静翼3の外壁1と、タービン静翼3の内壁2との間に固定されている。
タービン静翼3の半径方向先端側は静翼の外壁1に設置され、タービン静翼3の根元側はタービン静翼3の内壁2に設置される。そして、タービン動翼5はタービン静翼3の作動流体の下流側に設置される。
タービン動翼5の根元側はローター6に固定され、タービン動翼5の半径方向先端側にはシュラウド7が設置されている。
そして、作動流体の主流8は、タービン静翼3の前縁部9より流入し、環状に複数配設されたタービン静翼3の翼間を通過して、タービン静翼3の後縁部10から作動流体の下流側に流出する。
このタービン静翼3の後縁部10から流出した作動流体は、タービン静翼3の作動流体の下流側に設置されたタービン動翼5に流入してこのタービン動翼5に衝突することでローター6が回転し、ローター6の端部に据え付けられた発電機(図省略)を回転させて発電する。
図3は環状に複数配設されたタービン静翼3の翼列間の流動状態を斜視図として示している。図3に示したように、タービン静翼3の翼列内部にはタービン静翼3の腹側3aとなる圧力面11、及びタービン翼3の背側3bとなる負圧面12が存在する。
タービン静翼3に対して流入する作動流体の主流8は、まず、タービン静翼3の前縁部9に供給され、次に、タービン静翼3の腹側3aとなる圧力面11と、タービン静翼3の背側3bとなる負圧面12との間に形成される流路となるタービン翼間流路13を通過して、タービン翼3の後縁部10へと流出する。
作動流体の主流8がこの翼間流路13を通過する時、タービン静翼3と隣接するタービン静翼3との間に圧力勾配が生じる。この圧力勾配のために、図3に示したように、タービン静翼3の腹側3aの圧力面11からタービン静翼3の背側3bの負圧面12に向かう二次流れ14が生じる。
また、タービン静翼3の翼前縁9に作動流体の主流8が衝突することによって、タービン静翼3の腹側3aの圧力面11と、タービン静翼3の背側3bの負圧面12には渦が発生する。
そして、タービン静翼3の腹側3aの圧力面11とタービン静翼3の背側3bの負圧面12に発生したこれらの渦は、タービン静翼3の翼列内部の翼間流路13内で発達しながら、図3に示したような流路渦15を形成する。
これらの流路渦15はタービン静翼3の根元部およびタービン静翼3の半径方向先端部にそれぞれに存在する。
タービン静翼3の段落効率を考えると、二次流れ14及び流路渦15は、タービン静翼3の翼間に存在することで、本来、タービン静翼3が行うべき仕事の効率低下を招き、二次流れ損失の大きな要因となる。
ここで、二次流れ損失に影響を及ぼすインシデンスについて説明する。図3は作動流体の主流8がインシデンス0でタービン静翼3の前縁部9に流入する場合を例に示している。
図3において、作動流体の主流8がタービン静翼3の圧力面11の側から流入する場合は正(+)のインシデンス、タービン静翼3の負圧面12の側から流入する場合は負(−)のインシデンスと規定する。
インシデンスが大きな値を有しており、作動流体の主流8が複数のタービン静翼3を備えた静翼列に流入して、インシデンスが正(+)のインシデンスの場合は、作動流体の主流8はタービン静翼3の腹側3aの圧力面11の翼面に衝突し、この圧力面11の翼面に衝突した作動流体は流路渦15を形成することから、インシデンスが0の場合の作動流体と比較して、早期に流路渦15が形成されるので、二次流れ損失が大きくなる傾向にある。
また、インシデンスが負(−)のインシデンスの場合は、作動流体の主流8はタービン静翼3の背側3bの負圧面12に衝突し、この圧力面11の翼面に衝突した作動流体は流路渦15を形成することから、同様に、インシデンスが0の場合の作動流体と比較して、早期に流路渦15が形成されるので、二次流れ損失が大きくなる傾向にある。
図4は本発明の第1実施例である誘導翼16を備えた軸流タービン静翼3の斜視図を示している。誘導翼16はタービン静翼3の前縁部9よりも上流側に設置され、タービン静翼3の前縁部9と誘導翼16の下流側となる誘導翼16の凹部16hとの間には、タービン静翼3の翼面に設けた冷却孔4から噴出した冷却空気20が主に淀む空間となる淀み部17が形成されている。
この淀み部17は、タービン静翼3の前縁部9に設けた冷却孔4に面しており、タービン静翼3の冷却孔4から供給される冷却空気は、冷却孔4から吐出されると淀み部17に一時的に溜める機能を持っている。
図5は、図4に示した本発明の第1実施例である誘導翼16を備えた軸流タービン静翼3を下面から見た図である。誘導翼16の形状は、流体力学的に損失の小さい形状(流体力学的に設計された形状)を持つことがより望ましく、例えば、誘導翼16の上流側となる作動流体に触れる側は凸面形状の凸部16gに、誘導翼16の下流側であって、タービン静翼3の前縁部9との間に冷却空気20の一部が淀む淀み部17に面した側は凹面形状の凹部16hを有するように形成されている。
また、誘導翼16の下流側となる凹面形状の凹部16hの両端には、これらの凹面形状の凹部16hと、誘導翼16の上流側となる凸面形状の凸部16とが分岐する分岐部に相当する縁16eと縁16fをそれぞれ有している。
本発明の第1実施例である誘導翼16を備えた軸流タービン静翼3において、誘導翼16に使用する材質については、高温な作動流体に耐え得るようにその表面には耐熱コーティングを施すこと、または、耐熱材を有する材質を使用することが望ましい。
また、誘導翼16には該誘導翼16を回転させる回転機構となる回転軸18を備えており、誘導翼16はこの回転軸18を中心にして回転することができる。
また、誘導翼16には該誘導翼16を回転させる回転機構となる回転軸18を備えており、誘導翼16はこの回転軸18を中心にして回転することができる。
誘導翼16に該誘導翼16を回転させる回転軸18を有する回転機構を備えることで次の2点の効果を得ることができる。
タービン静翼3に備えた誘導翼16を回転させる効果の1点目は、タービン静翼3に対するインシデンスの調整が可能となることである。
タービン静翼3に対するインシデンスが大きくなる場合、誘導翼16を回転軸18の周りに適宜回転させることでインシデンスを小さくする効果を持つ。
誘導翼16を回転軸18の周りに適宜回転させることにより、タービン静翼3に対し適正に作動流体を流入することができ、二次流れ損失を抑えることができる。
誘導翼16の回転は、例えば、インシデンスが比較的大きくなるガスタービンの起動時および停止時において、誘導翼16を回転軸18の周り適宜に回転させることがより望ましい。
タービン静翼3に備えた誘導翼16を回転させる効果の2点目は、以下に述べる誘導翼16の下流側となる誘導翼16の凹部16hの両端に形成された縁16e及び縁16fのうち、一方の縁16eとタービン静翼3の腹側3aとなる圧力面11との間で規定する長さが最小となる誘導翼16の流路間隙となるスリット部19aの間隙の長さと、他方の縁16fとタービン静翼3の背側3bとなる負圧面12との間で規定する長さが最小となる誘導翼16の流路間隙となるスリット部19bの間隙の長さをそれぞれ調節することができる点にある。
誘導翼16の下流側となる誘導翼16の凹部16hの両端に形成された縁16e及び縁16fと、タービン静翼3の腹側3aとなる圧力面11及びタービン静翼3の背側3bとなる負圧面12との間でそれぞれ規定する長さが最小となる誘導翼16の流路間隙となるスリット部19aの間隙の長さ、及び誘導翼16の流路間隙となるスリット部19bの間隙の長さを調整することは、誘導翼16の凹部16hとタービン静翼3の前縁部9との間に形成され、タービン静翼3の翼面に設けた冷却孔4から供給した冷却空気20の一部を淀ませている淀み部17に溜まった冷却空気が、これらの誘導翼16の流路間隙となるスリット部19a及び流路間隙となるスリット部19bの間隙を通過してタービン静翼3の下流側へ供給される冷却空気20の供給量を調整する効果を有している。
ここで、誘導翼16のスリット部19a、19bとは、図5に示した本実施例の軸流タービン静翼3において、該軸流タービン静翼3の前縁部9よりも上流側に設置した誘導翼16の下流側となる誘導翼16の凹部16hの両端に形成された縁16e及び縁16fのうち、一方の縁16eと、タービン静翼3の腹側3aの圧力面11との間を最短で結ぶ長さの間隙を有する流路間隙となるスリット部19a、及び、誘導翼16の下流側となる誘導翼16の凹部16hの両端に形成された縁16e及び縁16fのうち、他方の縁16fと、タービン静翼3の背側3bの負圧面12との間を最短で結ぶ長さの間隙を有する流路間隙となるスリット部19b、とそれぞれ定義する。
タービン静翼3の翼面に設けた多数の冷却孔4から噴出した冷却空気20の一部は、タービン静翼3の前縁部9と、誘導翼16の下流側に設けた凹部16hの凹面形状面との間に形成された淀み部17に一時的に溜められ、そしてその後、冷却空気20は、淀み部17から誘導翼16の流路間隙となるスリット部19a、19bの間隙を通過して、タービン静翼3の下流側へ供給される。
上記した構造を採用することによって、タービン静翼3の前縁部9の翼面に設けた冷却孔4の幾何学形状の影響を受けた冷却空気20は、タービン静翼3の前縁部9と、誘導翼16の下流側に設けた凹部16hの凹面形状面との間に形成された淀み部17で一度溜められ、その後、誘導翼16の流路間隙となるスリット部19a、19bの間隙を通過してタービン静翼3の下流側へ供給されることで、冷却空気20がタービン静翼3の翼高さ方向の全体にフィルム状に広がり、タービン静翼3の翼高さ方向の全体に広がった状態でこの冷却空気20をタービン静翼3の下流側に均一に供給できるという効果を有することになり、その分、タービン静翼3の冷却性能を向上させることができる。
次に誘導翼16の下流側の凹部16hの一方の端に形成された縁16eとタービン静翼3の腹側3aの圧力面11との間で規定される前記スリット部19aの間隙の長さ、及び誘導翼16の下流側の凹部16hの他方の端に形成された縁16fとタービン静翼3の背側3bの負圧面12との間で規定される前記スリット部19bの間隙の長さと、冷却空気20の冷却空気量の関係について説明する。
図6は図5に示すタービン静翼3の前縁部9の近傍を流れる作動流体の流動状態を模式的に表した図である。
ここで、誘導翼16の下流側に設けた凹部16hの凹面形状面とタービン静翼3の前縁部9の間に形成された淀み部17から、誘導翼16のスリット部19a、19bの間隙を通過してタービン静翼3の下流側に流下する冷却空気の流速をVco、誘導翼16の上流側となる凸部16gの凸面形状に沿って前記誘導翼16のスリット部19a、19bの近傍を流下する作動流体(ガス)8の流速をVgas、タービン静翼3の翼高さをH、前記誘導翼16のスリット部19a、19bの間隙の長さをdと仮定する。
本実施例である誘導翼16を備えた軸流タービン静翼3においては、誘導翼16のスリット部19a、19bの間隙の長さdは、タービン静翼3の翼高さHの方向に一定であると仮定する。
前記誘導翼16のスリット部19a、19bの間隙を通過する冷却空気流量Qcoは、式(1)で示される。
Qco=H×d×Vco ・・・(1)
ここでガスタービン運転中においては、タービン静翼3の翼高さHは既知、前記誘導翼16のスリット部19a、19bの間隙を通過する冷却空気流量Qcoはある一定値で供給されると仮定する。
ここでガスタービン運転中においては、タービン静翼3の翼高さHは既知、前記誘導翼16のスリット部19a、19bの間隙を通過する冷却空気流量Qcoはある一定値で供給されると仮定する。
この場合、誘導翼16を、該誘導翼16に設けた回転軸18を中心に回転させることで前記誘導翼16のスリット部19a、19bの間隙である長さdを可変にすることが出来る。
例えば、前記誘導翼16のスリット部19a、19bの間隙の長さdを大きくとると、スリット部19a、19bの間隙を通過する冷却空気20の流速Vcoは小さくなり、反対に前記誘導翼16のスリット部19a、19bの間隙の長さdを小さくとると、スリット部19a、19bの間隙を通過する冷却空気20の流速Vcoは大きくなる。
ここで、Vgas<Vcoの場合に、冷却空気20が作動流体(ガス)の主流部8に勢いよく吹き出して、タービン静翼3の翼面上がこの冷却空気20によって十分に覆われないことが想定される。
また、Vco<Vgasの場合に、タービン静翼3の上流側に設置された誘導翼16の下流側となる誘導翼16の凹部16hと、タービン静翼3の前縁部9との間に形成された淀み部17には、十分な量の冷却空気20が溜まる。
しかし、淀み部17に溜まった冷却空気20は、誘導翼16のスリット部19a、19bの間隙を経由して間欠的にタービン静翼3の下流部へ流出して、タービン静翼3の表面部がこの冷却空気20によって十分に覆われないことが想定される。
そこで、前記した構成のタービン静翼3を本実施例の軸流タービン静翼に適用した場合に、タービン静翼3の内部の冷却空気20が、タービン静翼3の翼面に形成した多数の冷却孔4から噴出してタービン静翼3の翼面に沿って下流側へスムーズに供給されるためには、作動流体(ガス)8の流速Vgasと、軸流タービン静翼3の前縁部9よりも上流側に設置した誘導翼16の下流側となる誘導翼16の凹部16hの両端に形成された縁16e及び縁16fのうち、一方の縁16eと、タービン静翼3の腹側3aの圧力面11との間を最短で結ぶ間隙の長さである誘導翼16のスリット部19a、及び、誘導翼16の下流側となる誘導翼16の凹部16hの両端に形成された縁16e及び縁16fのうち、他方の縁16fと、タービン静翼3の背側3bの負圧面12との間を最短で結ぶ間隙の長さである誘導翼16のスリット部19b、をそれぞれ通過する冷却空気の流速Vcoの値がほぼ等しくなるように、前記誘導翼16のスリット部19a、19bの間隙の長さdの値を設定する事が望ましい。
本実施例によれば、軸流タービン静翼における翼の入口角と作動流体の流入角の差であるインシデンスが大きくなるガスタービンの運転時に、タービン翼の翼形損失の増加を抑制すると共に、冷却孔から供給する冷却空気をタービン静翼の表面に沿ってフィルム状に供給してタービン静翼の冷却効率を向上する軸流タービン静翼が実現できる。
次に本発明の第2実施例である軸流タービン静翼について図7及び図8を用いて説明する。
本実施例の軸流タービン静翼3は、図4〜図7に示した第1実施例である誘導翼16を備えた軸流タービン静翼3と基本的な構造は類似しているので、両者に共通した説明は省略し、相違する内容についてのみ以下に説明する。
図7及び図8に示された第2実施例の軸流タービン静翼3において、軸流タービン静翼3に備えられる誘導翼は、誘導翼16aと誘導翼16bとの複数枚の誘導翼によって構成されている。
即ち、図7に示した本実施例の軸流タービン静翼3においては、タービン静翼3の前縁部9の上流側に設置する誘導翼として、タービン静翼3の腹側3aとなる圧力面11に面して誘導翼16aが設置されると共に、タービン静翼3の背側3bとなる負圧面12に面して誘導翼16bが設置された構成であり、この複数枚の誘導翼16a、16bを設置したタービン静翼3の斜視図が示されている。
また、図8には図7に示した本実施例の軸流タービン静翼3を下面から見た図を示している。
図7及び図8に示された本実施例の軸流タービン静翼3の前縁部9の上流側に設置された誘導翼16a及び誘導翼16bには、回転軸18a及び18bが夫々設けえられており、これらの回転軸18a及び18bの回転を操作することで、前記誘導翼16a及び誘導翼16bを回転軸18a及び18bの周りにそれぞれ独立して回転させることができる。
また、本実施例の軸流タービン静翼3においては、前記したように、複数枚となる誘導翼16a及び誘導翼16bをタービン静翼3の前縁部9の上流側に設置することで、前述したインシデンスの微調整、および誘導翼16aのスリット19aの間隙の長さ、誘導翼16bのスリット19bの間隙の長さをそれぞれ個別に微調整することができる。
具体的には、誘導翼16aの第1のスリット部19aの間隙の長さ、及び誘導翼16bの第2のスリット部19bの間隙の長さを通じて、軸流タービン翼3の下流側に供給される冷却空気20の空気供給量は、タービン静翼3の腹側3aの圧力面11と誘導翼16aの腹側の圧力面16h1との間、およびタービン静翼3の背側3bの負圧面12と誘導翼16bの腹側の圧力面16h2との間でそれぞれ調整することが可能となる。
本実施例によれば、軸流タービン静翼における翼の入口角と作動流体の流入角の差であるインシデンスが大きくなるガスタービンの運転時に、タービン翼の翼形損失の増加を抑制すると共に、冷却孔から供給する冷却空気をタービン静翼の表面に沿ってフィルム状に供給してタービン静翼の冷却効率を向上する軸流タービン静翼が実現できる。
次に本発明の第3実施例である軸流タービン静翼3について図9及び図10A〜図10Cを用いて説明する。
本実施例の軸流タービン静翼3は、図7〜図8に示した第2実施例である誘導翼16a及び誘導翼16bを備えた軸流タービン静翼3と基本的な構造は類似しているので、両者に共通した説明は省略し、相違する内容についてのみ以下に説明する。
図9及び図10B〜図10Cに示した第3実施例である軸流タービン静翼3は、図7及び図8に示した第2実施例の軸流タービン静翼3と同様に、誘導翼16aと誘導翼16bとの2枚の誘導翼を備えた軸流タービン静翼3であって、一方の誘導翼16aの形状及び他方の誘導翼16bの形状を、該誘導翼16aが翼長の中間部で背中側に向かって突出した凸形状部16c、及び該誘導翼16bが翼長の中間部で背中側に向かって突出した凸形状部16dを有するようにそれぞれ湾曲させて形成した構成の軸流タービン静翼3の斜視図を示す。
図10B〜図10Cは本実施例の軸流タービン静翼3に備えられた2枚の誘導翼である誘導翼16aと誘導翼16bのうち、その形状を理解し易くするために、軸流タービン静翼3の背側3bの負圧面12に面して設置された一方の誘導翼16bを取り出して示したものである。
また、図10Aは、図10Bに示した本実施例の軸流タービン静翼3の背側3bの負圧面12に面して設置された前記一方の誘導翼16bが、翼長の中間部で背中側に向かって突出した凸形状部16dを有する形状に形成されている誘導翼16bの形状と比較する為に、図7の第2実施例である軸流タービン静翼3に備えられた誘導翼16a及び誘導翼16bのうちの一方の誘導翼16bに対応した誘導翼16bの形状を示したものであり、この誘導翼16bの形状は、図10Aに示すように、誘導翼16bが翼長の全長に亘って同じ翼形の断面形状16gを有する形状で形成されている。
即ち、図9及び図10B〜図10Cに示した本実施例の軸流タービン静翼3は、タービン静翼3の前縁部9の上流側に設置した誘導翼16a及び誘導翼16bの形状を、誘導翼16aが翼長の中間部で背中側の負圧面16g1が背中側に突出した凸状となるように湾曲した凸形状部16cを有するように形成すると共に、誘導翼16bが翼長の中間部で背中側の負圧面16g2が背中側に突出した凸状となるように湾曲した凸形状部16dを有するように形成した構成となっている。
また、図10Cは、本実施例の軸流タービン静翼3において、誘導翼16a及び誘導翼16bに図10Bに示した形状の誘導翼を適用した場合における誘導翼が作動流体に作用する翼力を模式的に示した翼間模式図である。
本実施例の軸流タービン静翼3では、図9及び図10B〜図10Cに示した形状の誘導翼16a及び誘導翼16bをタービン静翼3の前縁部9の上流側にそれぞれ設置することによって、これらの誘導翼16a、16bの翼前縁に主流8が衝突し、タービン静翼3の腹側圧力面11および負圧面12に図3に示したような流路渦15が発生することになる。
これらの流路渦15は、隣接したタービン静翼3の間で形成される翼列内部の流路内で発達しながら流路渦15が形成されるので、タービン全体の効率が低下することが考えられる。
そこで、この流路渦15の対策として、本実施例の軸流タービン静翼3においては、図9及び図10B〜図10Cに示したように、タービン静翼3の前縁部9の上流側に2つ設置された一方の誘導翼16aの形状及び他方の誘導翼16bの形状が、タービン静翼3の腹側3aの圧力面11に面した前記一方の誘導翼16aが翼長の中間部で背中側に向かって突出した凸形状部16cを有するように湾曲させて形成すると共に、タービン静翼3の負圧面12に面した前記他方の該誘導翼16bが翼長の中間部で背中側に向かって突出した凸形状部16dを有するようにそれぞれ湾曲させて形成することによって、タービン静翼3の半径方向先端部に向かう翼力およびタービン静翼3の根元部に向かう翼力がそれぞれ生じる。
タービン静翼3の半径方向先端部およびタービン静翼3の根元部に向かって生じたこれらの翼力により、誘導翼16a及び誘導翼16bの背中側となる負圧面側の流れはタービン静翼3の半径方向先端部およびタービン静翼3の根元部にそれぞれ押し付けられるので、前述した誘導翼16a、16bによって発生した流路渦15がタービン静翼3の翼中央部へ発達することを抑制する効果を得ることができる。
この結果、前記翼力によって流路渦15の発達を抑制することができるので、本実施例の軸流タービン静翼によれば、更に、タービン静翼の二次流れ損失を低減することが可能となる。
上記したように、本実施例によれば、軸流タービン静翼における翼の入口角と作動流体の流入角の差であるインシデンスが大きくなるガスタービンの運転時に、タービン翼の翼形損失の増加を抑制すると共に、冷却孔から供給する冷却空気をタービン静翼の表面に沿ってフィルム状に供給してタービン静翼の冷却効率を向上する軸流タービン静翼が実現できる。
また、本実施例では、誘導翼16a及び誘導翼16bが翼長の全長に亘って同じ翼形の断面形状16gを有する形状で形成された例を示したが、翼長の全長または一部分において、翼形の断面形状16gが2種類以上で構成され、かつ翼形の断面形状は流体力学的に損失が小さくなるよう、翼長の全長方向に滑らかに接続された誘導翼であっても本特許による効果を得ることができる。
1:静翼の外壁、2:静翼の内壁、3:タービン静翼、3a:タービン静翼の腹側、3b:タービン静翼の背側、4:静翼冷却孔、5:タービン動翼、6:タービンロータ、7:シュラウド、8:作動流体の主流、9:タービン静翼の前縁部、10:タービン静翼の後縁部、11:タービン静翼の圧力面、12:タービン静翼の負圧面、13:翼間流路、14:二次流れ、15:流路渦、16、16a、16b:誘導翼、16c、16d:凸形状部、16g:凸面形状、16h:凹面形状、16h1:誘導翼の腹側の圧力面、16h2:誘導翼の腹側の圧力面、16g1:誘導翼の背中側の負圧面、16g2:誘導翼の背中側の負圧面、17:淀み部、18、18a、18b:誘導翼の回転軸、19a:誘導翼の第1のスリット部、19b:誘導翼の第2のスリット部、20:冷却空気、16e、16f:縁、16g:誘導翼翼形断面形状。
Claims (6)
- 翼面に冷却空気を供給する冷却孔を有する軸流タービン静翼であって、誘導翼をタービン静翼の前縁部の上流側に設け、
誘導翼の下流側とタービン静翼の前縁部との間に該タービン静翼の冷却孔から噴出する冷却空気の一部を淀ませる淀み部を形成し、
前記淀み部と連通して前記誘導翼の下流側の一方の縁とタービン静翼の腹側の圧力面との間を最短で結ぶ流路間隙となる第1のスリット部と、誘導翼の下流側の他方の縁とタービン静翼の背側の負圧面との間を最短で結ぶ流路間隙となる第2のスリット部をそれぞれ形成したことを特徴とする軸流タービン静翼。 - 請求項1に記載の軸流タービン静翼において、
前記誘導翼を複数枚の誘導翼によって構成したことを特徴とする軸流タービン静翼。 - 請求項1又は2に記載の軸流タービン静翼において、
前記誘導翼に回転機構を備え、前記誘導翼が回転機構によって回転可能に構成したことを特徴とする軸流タービン静翼。 - 請求項2に記載の軸流タービン静翼において、
前記複数枚の誘導翼にそれぞれ備えた回転機構によって、前記複数枚の誘導翼がそれぞれ独立して回転可能に構成されていることを特徴とする軸流タービン静翼。 - 請求項3又は4に記載の軸流タービン静翼において、
前記回転機構は前記誘導翼の翼長方向に沿って配設された回転軸を備えていることを特徴とする軸流タービン静翼。 - 請求項2、4及び5のいずれか1項に記載の軸流タービン静翼において、
前記誘導翼の負圧面側が凸形状となるように湾曲して形成されていることを特徴とする軸流タービン静翼。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2014117299A JP2015229981A (ja) | 2014-06-06 | 2014-06-06 | 軸流タービン静翼 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2014117299A JP2015229981A (ja) | 2014-06-06 | 2014-06-06 | 軸流タービン静翼 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2015229981A true JP2015229981A (ja) | 2015-12-21 |
Family
ID=54886889
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2014117299A Pending JP2015229981A (ja) | 2014-06-06 | 2014-06-06 | 軸流タービン静翼 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2015229981A (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114151139A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-08 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种采用渗透模型模拟涡轮叶片表面气膜孔冷气层流动的方法 |
CN114412579A (zh) * | 2022-01-25 | 2022-04-29 | 北京航空航天大学 | 八字型肋导流结构、涡轮导向器及燃气涡轮的设计方法 |
-
2014
- 2014-06-06 JP JP2014117299A patent/JP2015229981A/ja active Pending
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114151139A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-08 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种采用渗透模型模拟涡轮叶片表面气膜孔冷气层流动的方法 |
CN114151139B (zh) * | 2021-10-20 | 2023-09-19 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种采用渗透模型模拟涡轮叶片表面气膜孔冷气层流动的方法 |
CN114412579A (zh) * | 2022-01-25 | 2022-04-29 | 北京航空航天大学 | 八字型肋导流结构、涡轮导向器及燃气涡轮的设计方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2851511B1 (en) | Turbine blades with tip portions having converging cooling holes | |
US9476315B2 (en) | Axial flow turbine | |
JP7237441B2 (ja) | タービン翼の先端シュラウドの冷却用シールレールのためのシステム | |
JP5283855B2 (ja) | ターボ機械の壁、及びターボ機械 | |
US9328616B2 (en) | Film-cooled turbine blade for a turbomachine | |
CN105464714B (zh) | 用于燃气涡轮的涡轮叶片的冷却方案 | |
JP5603800B2 (ja) | タービン静翼、およびそれを用いた蒸気タービン設備 | |
JP6739934B2 (ja) | ガスタービンのシール | |
EP2871323B1 (en) | Gas turbine nozzle end wall cooling | |
JP2010196563A (ja) | 遷音速翼 | |
JP2014015858A (ja) | 軸流タービン動翼 | |
US11339669B2 (en) | Turbine blade and gas turbine | |
US10590781B2 (en) | Turbine engine assembly with a component having a leading edge trough | |
US20130239541A1 (en) | Turbine nozzle segment and corresponding gas turbine engine | |
EP2518269B1 (en) | Stator vane assembly for a gas turbine | |
US20160177833A1 (en) | Engine and method for operating said engine | |
EP3415719B1 (en) | Turbomachine blade cooling structure | |
CN107131006B (zh) | 涡轮叶片 | |
JP2011106474A (ja) | 軸流タービン段落および軸流タービン | |
JP2015229981A (ja) | 軸流タービン静翼 | |
JP7483611B2 (ja) | タービン用の制御されたフローガイド | |
JP5770970B2 (ja) | ガスタービンエンジン用タービンノズル | |
KR102496125B1 (ko) | 터빈을 위한 제어식 유동 러너 | |
JP2013015062A (ja) | ガスタービン翼 | |
EP3163020B1 (en) | Turbine rotor blade cascade, turbine stage and axial flow turbine |