JP2656576B2 - 軸流ガスタービン - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、タービンロータとその動翼リムのための冷
却手段を備える軸流ガスタービンであつて、冷却空気
が、圧縮機から分岐され、そして公知のようにねじり手
段によつて周方向に加速され、それにより、冷却空気案
内系内に該冷却空気が流入するところの前記タービンロ
ータの冷却空気孔に対して、該冷却空気の周方向の相対
速度がゼロになるものに関する。

出力密度の高いガスタービンにおいては、翼配列、と
りわけ高温度及びガス圧力の他に遠心力の負荷をも受け
る動翼、並びにロータといつた高温にさらされる構成要
素の冷却は特に重要である。これは、例えば効率を考え
れば、駆動ガスの導入温度に依存する。最大許容導入温
度は、熱負荷を受ける構成要素の達成すべき寿命によつ
て制限される。これらの構成要素を冷却しないガスター
ビンに比べて、同要素を冷却するガスタービンにおいて
は、ガス導入温度をより高くすることが許されるのであ
つて、これは、効率及び出力を増大せしめる。

〔従来の技術〕

公知の工業用ガスタービンの場合、冷却空気の誘導、
冷却空気の流れ、そしてタービンロータの長さに沿つた
冷却空気の配分は、タービンの個々の段において支配的
なガス温度に左右される。最も高温にさらされる第１段
に対しては、ロータ本体の周囲を流れる冷却空気から１
部を、当該動翼内にその縦方向に沿つて設けられたとこ
ろの冷却通路内へ、分岐させることによつて、同動翼を
内側から冷却することが必要になろう。この動翼の端部
において、加熱された冷却空気が駆動ガス流内へ流出す
る。この冷却された翼のあとに続く段において、ガス温
度はすでに、動翼の内部冷却を省略し得るまでに低下し
ている。それらの動翼は、ロータ本体の周囲を同ロータ
本体の端部へ向けて流れる空気によつて、翼基部の範囲
の冷却だけを受ける。この空気は、最後段の動翼列の基
部領域の前後付近で、すでに十分に減圧した駆動ガス流
内に流出し、同ガス流とともに排気ガスデイフユーザ内
に到達する。

冷却空気は、圧縮機の最後段のあとで同圧縮機から取
り出され、そして、同圧縮機とタービン間の軸又はドラ
ムの１部の外表面に沿つて、ねじられることなく、一連
の軸方向の孔内に達する。この孔は、タービンの第１段
の前方において、ロータの平らな環状面の周囲に配分さ
れている。これらの孔を経て、冷却空気流は、ロータの
冷却通路内に到達し、そして、同ロータの端部におい
て、最も熱い動翼を冷却するために分岐された分量だけ
減じられて、駆動ガス流内に流出し、同ガス流とともに
デイフユーザ内に到達する。

既に述べたように、ロータへの冷却空気の流入は、本
質的に、ドラムの回転方向へのねじれなしに、つまり円
周成分を持たずに行われるために、同冷却空気は、ロー
タへの途中で、ドラムの外表面における摩擦により、ド
ラムの円周方向に加速される。それでも、周速度との関
係でこの加速は十分ではなく、そのため前記孔及びロー
タ冷却通路への入口において、それらと比べてなお大き
な速度差が存在する。それゆえ、冷却空気は、ロータの
周速度に加速されなければならない。したがつて、ドラ
ム及びロータは、ポンプ作用を実行しなければならな
い。その上そのポンプ作用は冷却空気の温度を高める。
たとえ大部分が冷却通路を貫流しようとも、このことは
損失要因となる。

その他の損失は最後段の動翼基部において流出する冷
却空気流に関係している。冷却空気流は、半径方向、接
線方向及び軸方向の速度成分をもつて、駆動ガス流内に
流入し、そして同ガス流を半径方向に押しのける。その
結果、デイフユーザ入口部のボス境界層は、損失の回復
にとつて有害な増厚化を被る。

前記ポンプ損失を回避するために、本出願人の西独特
許出願公告第3424139号明細書において、圧縮機の出口
を出た後のロータ用の冷却空気に、本質的に半径方向に
沿つた翼を持つ不動のねじり格子によつて、ロータの冷
却通路の周速度と同じ大きさで、かつ同ロータの回転方
向と同方向の周速度成分を付与することが提案されてい
る。その結果、冷却空気をロータの冷却通路において初
めて加速するようなことはない。それによつて、前述の
ポンプ作用及びそれに関係する損失はなくなる。

翼配列の冷却及びロータの翼取付け溝の部分の冷却の
他に、周囲において互いに溶接された一列のデイスクか
ら構成されているロータにおいては、所望の寿命を得る
ために最後段のロータデイスクを別に冷却することも必
要である。そのため冷却空気は、圧縮機の第１の吐出部
から、低圧かつ低温度の状態で取り出され、そして、軸
受ブラケツトを介して最終段のロータデイスクに向かつ
てロータケーシング内に導入せしめられる。そこから、
その冷却空気の大部分は、半径方向外側へ流れ、そし
て、最後段のロータデイスクの周縁と排気ガスデイフユ
ーザの同周縁に隣接する内表面とにより限定される狭い
環状隙間を通過して、同デイフユーザ内に流入する。そ
れも、半径方向外向きの速度成分と、ロータデイスクに
おける冷却空気の摩擦に基因する、ロータ回転方向の周
速度成分とをもつて、デイフユーザ内に流入するのであ
る。冷却空気の内の小量は、軸受ブラケツトにおける軸
貫通案内部のラビリンスを封鎖する。

〔発明が解決しようとする課題〕

本発明の課題は、ロータ及び翼用の冷却空気も、ロー
タデイスク用の冷却空気も共に適切に案内することによ
つて、ロータ端の流出領域内の同冷却空気を、その速度
ベクトルが、同領域における平均的排気ガス流の速度ベ
クトルと、大きさ及び方向に関して本質的に一致するよ
うに、デイフユーザ内へ誘導することにある。その上、
ロータ用冷却空気の仕事能力は、十分に活用されること
になつている。このような案内によつて、最後段の範囲
のロータ外被も、同一のロータ用冷却空気量において、
公知の構造の場合よりも強力に冷却されるはずである。
したがつて、デイスク用冷却空気の量を減少させること
ができる。これは、ロータ内部の温度差、したがつて熱
応力の減少を意味し、タービンロータの寿命を延長せし
める。

本発明の軸流ガスタービンは、最後段の範囲において
冷却空気を案内するべく、通路が設けられており、該通
路は、ロータ外被における最後段の静翼リム範囲と、最
後段の動翼リムの翼基部の範囲とにおいて延びており、
その場合、前記最後段の動翼リムの少なくとも端部にお
いて、タービンロータに固定の冷却空気用翼リム内に冷
却空気用翼格子が存在しており、該翼格子の通路の方向
づけは、デイフユーザ内に流出する冷却空気の速度ベク
トルが、本質的に、排気ガス流の平均的速度ベクトルと
一致するように為されており、そしてこの場合、前記デ
ィフューザ内への冷却空気の吹き出しを規制するため
の、冷却空気用翼リムの外表面とディフューザボスの流
入領域とから成るディフューザの境界壁は、該冷却空気
の剥離が回避され、かつ前記最後段の動翼リムのボス領
域において駆動ガス流が均質化されるように形成されて
いることの特徴とする。

本発明の対象は、以下において、図面に示された２〜
３の実施例に基づいてより詳細に説明される。

〔実施例〕

第１図は、タービンロータ１の１部分を示し、同ター
ビンロータは、鍛造されたロータデイスク2,3,4から構
成されており、同ロータデイスクは、その端面において
共に鍛造されたリングに沿つて相互に溶接されている。
動翼リムの動翼５〜９は、公知の方法で、その二重ハマ
ーヘツド形の基部をもつて、対応して成形された羽根固
定溝内に取り付けられている。２つの隣接する動翼リム
の間において、静翼支持体10内に、ロータの動翼と類似
の方法で、静翼リムの静翼11〜14が固着されている。こ
の点は重要でないので、静翼の固定は概略的に示唆する
に止める。

動翼用の固定溝と熱吸収セグメントを備えるロータの
最外域であると考えられるロータ外被の冷却、並びに駆
動ガス温度によつて最大の負荷を受ける動翼の冷却を目
的として、図示されない圧縮機の最終段−タービンの第
１の動翼リム５の右に存在している。−から、必要な冷
却空気流が取り出される。その後、同冷却空気流には、
圧縮機と第１のタービン段との間に配設された、冒頭に
記載の西独特許出願公告第3424139号明細書で説明され
たねじり翼格子によつて、接線方向の速度成分が与えら
れる。同速度成分は、ロータの冷却通路の周速度に等し
い。したがつて、冷却空気は、タービンロータに対して
周方向において相対速度０で、速度矢印16で示唆される
ように本質的に軸方向に、一連の冷却空気孔15を通つ
て、タービンの冷却通路系に流入する。第１の動翼リム
の前方の円環状の平坦な端面17に配分して設けられた多
数の冷却空気孔15を経て、冷却空気は、周面に向かつて
横断面がくさび状に拡大する環状溝18内に達し、そして
そこから、第１の動翼リム５の前方及び後続の各々２つ
の動翼リムの中間にある一連の断続的な環状間隙19と、
翼基部の通路20とを通つて、最終的に最後の動翼リム９
の翼基部の通路21内に達する。環状間隙19は、ロータ外
被の周面と非対称熱吸収セグメント22,23によつて区画
されており、この熱吸収セグメントは、各々の２つの動
翼リム間に位置していて、ロータ外被と動翼の基部を駆
動ガス流による過熱から保護している。両非対称熱吸収
セグメントの内の長い方のセグメントの、駆動ガス流に
さらされるシリンダ状の外面は、ガス流の損失を最小限
に抑えるために、静翼11〜14のカバーバンドの２つのシ
ール縁と共に、絞り部を構成する。ほぼ軸方向に整合さ
れた鋸歯状の基部を有する最終段の動翼に対しては、翼
の前後に配設された熱吸収セグメント22,23の代わり
に、環状の複数の対称的な熱吸収セグメント24が、同翼
の基部を受容するためのロータ外被内の特有の固定溝と
共に用意されている。この場合、このセグメントのウエ
ブ25には、冷却空気用の何らかの通孔26が設けられるべ
きである。

翼基部の通路20,21は、望ましくは、隣接する動翼の
それぞれ２つの周方向で隣り合う側面に設けられた２つ
の溝から構成され得るもので、それらは接合されて閉じ
た通路を形成する。しかしながら、ほぼ軸方向に整列さ
れた翼基部の場合には、前記通路は、最終段の動翼リム
９の翼の場合のように、翼の溝そのものに設けることも
できる。

出力密度の高いガスタービンの場合、一般に、最大の
温度負荷を受ける段、例えば最初の２段の静翼及び動翼
は、空気冷却装置を有する中空翼として構成されてい
る。動翼に供給する冷却空気は、翼基部において前述の
冷却空気流から分岐される。本発明にとつて本質ではな
いために、翼冷却装置の要素は、第１図において示され
ていない。

冷却空気は、最後段の動翼リム９の翼基部の通路21か
ら出て、冷却空気用翼リム27内に達する。この翼リム
は、ロータ本体に固着されるとともに、かろうじてその
周囲の内側に、円錐台形状の動翼格子28を有する。この
動翼格子は、その周囲に一様に配分された冷却空気用翼
31を有しており、この冷却空気用翼には、全流通横断面
にわたつて配分された、はちの巣状の通路30から成ると
ころの整流リング29が直列的に配設されている。

第２図は、第１図の丸で囲まれた部分の拡大詳細図を
示し、第３図は、第２図に書き込まれた通路中心を通る
円錐殻状の切断面III−IIIの展開図を示す。整流リング
29の役割は、翼31によつて区画された通路において可能
な限り剥離のない流れを得るために、最後段の動翼９の
翼基部の通路21から出る冷却空気の噴流を均質化するこ
とにある。

冷却空気用翼リム27は、冷却空気流の流線を元の方向
に転換することによつて、前書きに示された本発明の課
題の１部を果たすものであつて、この方向転換により、
デイフユーザボスの全周囲における流線の速度ベクトル
が、排気ガス流の平均的速度ベクトルと本質的に一致し
て、デイフユーザボスにおけるエネルギの乏しい境界層
にエネルギを供給しその剥離位置を下流へ移動せしめる
ことにより冒頭に記載の損失低減効果を奏する。同時に
ロータ用冷却空気のエネルギは、ロータへのエネルギ放
出のために部分的に消費される。

冷却空気流のこの作用は、本発明の第２の措置によつ
て支援される。この措置とは、最後段のロータデイスク
４の冷却に使用される、圧縮機から分岐した冷却空気も
また、翼冷却空気と同様に、デイフユーザ内に導入され
て流出することにある。デイスク用冷却空気は、外側の
タービンケーシング底板32に設けられた２つのデイスク
空気通路33を通して、同底板32と内側のタービンケーシ
ング底板34によつて限定された円盤状の中室室35内に流
入し、速度矢印によつて示唆されるように、同中空室内
においてロータ軸線に向けて半径方向内側へ転向せしめ
られて、軸線付近に設けられた一連の内側のデイスク空
気通路36を通つてロータデイスク４の前方に到達する。
そこにおいて冷却空気の大部分は、上方へ転向せしめら
れて、環状間隙37と環状室38を経て環状スリツト39を通
つてボス境界層内に吐き出される。本発明が意図するボ
ス境界層への流入作用には、冷却空気用翼リム27の内側
の形状の他に、デイフユーザボス41の凸状に湾曲された
流入領域40も寄与している。この流入領域は、流出する
デイスク用冷却空気を、反動体の冷却空気と一緒に、そ
の湾曲面によつて吸い込むものである。冷却空気用翼リ
ム27の円錐台形状の外表面64は、排気ガス流が最後段の
動翼リム９の後方で均等に分散されるように、ロータ軸
に対して傾斜され、かつ長さが定められている。

通路36を通過して流入するデイスク用冷却空気の内の
小量は、軸受ブラケツトのラビリンス41を封鎖する。

第４図及び第５図は、ロータ用冷却空気案内部の第２
の実施形態を示す。冷却空気は、最後から２番目の動翼
リム43の後方で、ロータに固定の中間通路44を経て、ロ
ータに固定の翼格子リム46の翼格子45内に流入し、そし
てそこから流出して、静翼に固定の翼格リム48の翼格子
47内に流入し、更にそこから流出して、最終通路49へと
方向転換せしめられる。最終通路の流入部は、ロータに
固定の翼格子リム50′における翼格子の前部半体50、即
ち断面鼻形部から成り、流出領域は冷却空気用翼リム53
における翼格子の後部半体51から成る。最終通路49は、
第５図において、ロータ軸に対して平行に延びたように
示されているが、通例では、ロータ軸に対して斜めに、
例えば５〜７゜の角度に設定されるであろう。次いでロ
ータ端部に流出する冷却空気は、そのほかに必要なデイ
スク用冷却空気と合流して、ロータ端部の環状室52を経
て、デイフユーザボスの流入領域40の表面に沿つて排気
ガス流内に進入する。

本発明の他の実施形態を第６図が示している。最後か
ら２番目の動翼リム43の後方で、冷却空気は、本質的に
は、動翼リム９の端部まで軸方向に案内され、そしてそ
こにおいて初めて、冷却空気用リム63によつて、所望の
方向をもつて排気ガス流内に吐き出される。最後から２
番目の動翼リム43の後方で、冷却空気は、第４図に記載
の構成と同様に、ロータに固定の翼格子リム56内の中間
通路54と翼格子55を通り、静翼に固定の翼格子リム58内
の翼格子57を通り、次いで最後段の動翼リム９に固定さ
れた翼格子リム59を通り抜ける。この翼格子リムの翼格
子60は、前部翼半体により構成され、それに対し後部翼
半体は、冷却空気用翼リム63における翼格子62を構成し
ている。第４図に記載の構成と同じく、この両翼格子6
0,61間で、最終通路61が、それも好ましくは軸に対して
ある角度傾斜して、延びている。

【図面の簡単な説明】

第１図は、翼配列を概略的に表わす半分のガスタービン
ロータの縦断面図、第２図及び第３図は、第１図の詳細
図、第４図は、別の実施例を示す図、第５図は、同実施
例の詳細図、第６図は、本発明の第３の実施例を示す。 １……タービンロータ、５〜９……動翼リム、14……静
翼リム、15……冷却空気孔、21……翼基部の通路、24…
…対称熱吸収セグメント、25……ウエブ、26……通孔、
27……冷却空気用翼リム、28……冷却空気用翼格子、29
……整流リング、39……環状スリツト、40……流入領
域、42……デイフユーザボス、44……ロータに固定の中
間通路、45……ロータに固定の翼格子、46……ロータに
固定の翼格子リム、47……静翼に固定の翼格子、48……
静翼に固定の翼格子リム、49……最終通路、50……翼格
子の前部半体、50′……ロータに固定の翼格子リム、51
……翼格子の後部半体、52……環状室、53……冷却空気
用翼リム、54……中間通路、55……ロータに固定の翼格
子、56……ロータに固定の翼格子リム、57……静翼に固
定の翼格子、58……静翼に固定の翼格子リム、59……ロ
ータに固定の翼格子リム、60……ロータに固定の翼格
子、61……最終通路、62……ロータに固定の冷却空気用
翼格子、63……冷却空気用翼リム、64……冷却空気用翼
リムの外表面

Claims (6)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】タービンロータ（１）とその動翼リム（５
   〜９）のための冷却手段を備える軸流ガスタービンであ
   って、冷却空気が、圧縮機から分岐され、そしてねじり
   手段によって周方向に加速され、それにより、冷却空気
   案内系内に該冷却空気が流入するところの前記タービン
   ロータ（１）の冷却空気孔（15）に対して、該冷却空気
   の周方向の相対速度がゼロになるものにおいて、最後段
   （９＋14）の範囲において前記冷却空気を案内するべ
   く、通路（26,21,28;44,45,47,50,49,51,52,39;54,55,5
   7,60,61,62）が設けられており、該通路は、ロータ外被
   における前記最後段の静翼リム（14）の範囲と、同最後
   段の動翼リム（９）の該翼基部の範囲とにおいて延びて
   おり、その場合、前記最後段の動翼リム（９）の少なく
   とも端部において、前記タービンロータ（１）に固定の
   冷却空気用翼リム（27;53;63）内に冷却空気用翼格子
   （28;51;62）が存在しており、該翼格子の通路の方向づ
   けは、ディフューザ内に流出する冷却空気の速度ベクト
   ルが、本質的に、排気ガス流の平均的速度ベクトルと一
   致するように為されており、そしてこの場合、前記ディ
   フューザ内への冷却空気の吹き出しを規制するための、
   冷却空気用翼リム（27）の外表面（64）とディフューザ
   ボス（42）の流入領域（40）とから成るディフューザの
   境界壁は、該冷却空気の剥離が回避され、かつ前記最後
   段の動翼リム（９）のボス領域において駆動ガス流が均
   質化されるように形成されていることを特徴とする軸流
   ガスタービン。
2. 【請求項２】前記最後段の静翼リム（14）の範囲内の冷
   却空気の通路は、対称の熱吸収セグメント（24）によっ
   て覆われた、ロータ本体の環状溝と、該熱吸収セグメン
   ト（24）のウエブ（25）の通孔（26）とにより構成され
   ること、前記最後段の動翼リム（９）の範囲内で冷却空
   気を案内するために、翼基部の通路（21）が設けられて
   いること、そして、前記冷却空気用翼リム（27）内の前
   記冷却空気用翼格子（28）の、流通方向において上流側
   に、整流リング（29）が配置されていることを特徴とす
   る請求項１に記載の軸流ガスタービン。
3. 【請求項３】前記最後段の静翼リム（14）の範囲内の冷
   却空気の案内部は、ロータ外被内の中間通路（54）と、
   該中間通路の端部のロータに固定の翼格子（55）と、該
   静翼に固定の翼格子リム（58）内の翼格子（57）とから
   成ること、前記最後段の動翼リム（９）の範囲内の冷却
   空気の案内部は、ロータに固定の翼格子リム（59）内の
   翼格子（60）と、該最後段の動翼リム（９）の翼基部内
   の最終通路（61）と、冷却空気用翼格子（62）を持つロ
   ータに固定の冷却空気用翼リム（63）とを有しており、
   前記ロータに固定の翼格子リム（59）の翼格子（60）
   は、翼鼻端を構成する前部翼半体から成り、前記冷却空
   気用翼格子は、後部翼半体から成ることを特徴とする請
   求項１に記載の軸流ガスタービン。
4. 【請求項４】前記最後段の静翼リム（14）の範囲内の冷
   却空気案内部は、ロータに固定の中間通路（44）と、ロ
   ータ軸線を指向して湾曲した翼格子（45）を持つロータ
   に固定の翼格子リム（46）と、静翼に固定の翼格子リム
   （48）内のロータ軸線を指向する翼格子（47）とを有す
   ること、そして前記最後段の動翼リム（９）の範囲内の
   冷却空気案内部は、ロータに固定の翼格子リム（50′）
   内の翼格子（50）と、該最後段の動翼リム（９）の翼基
   部の範囲内の最終通路（49）と、冷却空気用翼格子（5
   1）を持つロータに固定の冷却空気用翼リム（53）とを
   有しており、前記ロータに固定の翼格子リム（50′）の
   翼格子（50）は、翼鼻端を構成する前部翼半体から成
   り、前記冷却空気用翼格子は、後部翼半体から成るこ
   と、そしてさらに前記冷却空気用翼リム（53）とディフ
   ューザボス（42）との間の環状室（52）及び環状スリッ
   ト（39）、により特徴づけられる請求項１に記載の軸流
   ガスタービン。
5. 【請求項５】前記ディフューザボス（42）の流入領域
   （40）は、軸方向断面においって、流線形に成形されて
   いることを特徴とする請求項２又は３又は４に記載の軸
   流ガスタービン。
6. 【請求項６】前記冷却空気用翼リム（27;53;63）の円錐
   台形状の外表面（64）は、前記排気ガス流が前記最後段
   の動翼リム（９）の後方で均質化されるように、前記ロ
   ータ軸線に対して斜めに形成されていることを特徴とす
   る請求項１に記載の軸流ガスタービン。