JP3367697B2 - タービン用の動翼 - Google Patents

タービン用の動翼

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    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
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    • F05D2230/11—Manufacture by removing material by electrochemical methods
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、一般的にはガスタービ
ンに関し、特に、タービン動翼、即ちタービンバケット
と効率的な熱交換をなして、バケットを冷却するための
冷却通路を内部に有しているタービン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】タービンにおいては、通例、タービンロ
ータの動翼、即ちバケットに内部冷却通路が設けられて
いる。周知のように、タービンロータの各段は、タービ
ン内の特定の段位置に応じて多かれ少なかれ冷却を必要
とする。第１段タービンバケットは通常、諸ロータ段の
中で最高度の冷却を要する。なぜなら、第１段タービン
バケットは、燃焼器から流れる高温燃焼ガスに直接さら
される動翼であるからである。又、既に認識されている
ように、各タービン動翼両端間の温度分布は、動翼の中
間部に沿って、即ち停滞又はピッチ域において最高にな
り、そして動翼の根部及び先端部近辺の温度は、中間部
に沿う温度より幾分低い。
【０００３】通例、複数の冷却通路がタービン動翼内に
設けられており、翼根部から先端部まで延在している。
圧縮機の一段からの冷却空気は通常、これらの通路に供
給されて動翼を冷却する。あるタービン動翼の設計で
は、これらの通路の全長にわたって乱流促進部が用いら
れており、動翼構成金属と、これらの通路を通る冷却空
気流との間の熱伝達を良くする。動翼材料と冷却空気と
の間の熱伝達率がこのように高まるのは、内部通路に沿
って流れる空気の境界層が破られ、従って、境界層の厚
さにより生ずる熱伝達に対する抵抗が減るからである。
その結果、乱流促進部は冷却空気流を動翼の内壁から離
して乱流にし、こうして、低温の流入空気を内壁近くの
空気と混合させて、熱伝達関係を改善する。つまり、タ
ービン動翼内の円滑孔通路と通常関連している層流が、
乱流に変換されて熱伝達を良くするのである。
【０００４】しかしながら、乱流促進部の使用に伴う問
題は、熱伝達の改善が流れ抵抗の増加、従って、冷却通
路内の摩擦圧力降下の増加により達成されることであ
る。この圧力降下の増加は、もちろん、エネルギの摩擦
損失への変換を意味し、機械の効率を減少させる。冷却
通路の全長にわたっている乱流促進部を用いた場合、圧
力降下が増加する結果、冷却が不必要であるか、又は乱
流促進部を含んでいる部分でなされる程度の冷却が不要
であるような動翼に沿う領域において、摩擦損失と冷却
とが生ずる。根部から先端部までのタービン動翼の長さ
に沿う局所冷却要件は、局所外部ガス温度と局所熱伝達
率とに依存するので、動翼用の冷却通路の全長に沿う乱
流促進部の使用は、タービンの必要部分のみでなく、不
要部分でも熱伝達を増大してしまう。その結果、不必要
且つ大きな圧力損失が生ずる。
【０００５】更に、タービン動翼の内部冷却通路に乱流
促進部を形成することは、費用及び時間のかかる作業で
ある。タービン動翼内に通路を形成するために用いる一
つの方法は、電解加工（ＥＣＭ）として知られている。
この方法では、タービン動翼は先ず鋳造され、次いで、
化学電解液を流す中央流路を有している細長い電極を用
いて、先端から根本まで穿孔される。電極を付勢し、そ
して電極先端を動翼先端に当てると、電極は金属を除去
し、翼端を貫通して通路を形成する。通路内の在留時間
を変えることにより、必要に応じて、より多くの又は少
ない金属を除去することができる。
【０００６】
【発明の概要】本発明によれば、タービン動翼の冷却通
路には乱流促進部が設けられており、これらの乱流促進
部は、動翼に沿う局所冷却要件に従って、根部から先端
部までの翼長に沿う選択区域に配設されている。タービ
ン動翼の温度分布は、根部と先端部との間の中間領域が
動翼の最高温度部分である（根部と先端部とはそれより
幾分低温である）ような分布であるから、乱流促進部は
タービン動翼のこの中間領域に選択的に配置されてお
り、これに対し、動翼の根部及び先端部を通っている通
路は、実質的に円滑孔のままである。本発明によりわか
ったことは、動翼の最高温度部分における乱流の増加
が、その領域における翼材の温度を融点より低く保つの
に十分なほど熱伝達率を高めることである。又、動翼の
根部及び先端部における冷却流体、例えば空気の流れ
は、これらの領域における乱流促進により生ずる不利な
追加圧力降下を引き起こすことなく、これらの領域にお
いて動翼を所要温度に冷却するのに十分であるというこ
ともわかった。その結果、動翼の中間部の長さと、乱流
発生通路部の形状とは、金属壁温を設計限度内に保つの
に必要な翼長に沿う局所冷却要件に従って選定される。
【０００７】本発明による好適実施例では、対向端に隣
接している根部及び先端部と、根部と先端部との間の中
間部とを有しており、概して翼形の断面を有している翼
体を備えたタービン用動翼が提供されている。複数の冷
却通路が冷却流体を翼体と熱伝達関係にあるように翼体
に沿って導くよう、根部及び先端部と中間部とを貫通し
て翼体内に延在しており、冷却通路の少なくとも一つ
は、中間部を通る冷却流体の乱流を発生して翼体と前記
一つの通路を通流する冷却流体との間の熱伝達を高める
ように中間部に沿って形成される一連の乱流促進部を有
している。この乱流促進部は、概して環状の凹部を含ん
でおり、この環状凹部は、各通路に沿って軸方向に相隔
たって配置され、各通路に沿って軸方向に相隔たってい
る概して環状の半径方向内方突出リブを画成する。根部
及び先端部を貫通している一通路の部分は、一通路の根
部及び先端部を通る冷却流体の実質的に乱流でない流れ
を発生するように、円滑孔を有している。
【０００８】本発明による他の好適実施例では、対向端
に隣接している根部及び先端部と、根部と先端部との間
の中間部とを有しており、概して翼形の断面を有してい
る翼体を備えたタービン用動翼が提供されている。複数
の冷却通路が冷却流体を翼体と熱伝達関係にあるように
翼体に沿って導くよう、根部及び先端部と中間部とを貫
通して翼体内に延在しており、冷却通路の少なくとも一
つは、中間部を通る冷却流体の乱流を発生して翼体と前
記一つの通路を通流する冷却流体との間の熱伝達を高め
るように中間部に沿って形成される一連の乱流促進部を
有している。この乱流促進部は、概して環状の凹部を含
んでおり、この環状凹部は、各通路に沿って軸方向に相
隔たって配置され、各通路に沿って軸方向に相隔たって
いる概して環状の半径方向内方突出リブを画成する。乱
流促進部は、動翼の根端から翼長の約２０％の箇所で始
まっていると共に動翼の先端から翼長の約２０％の箇所
で終わっている中間部のみに沿って形成されている。
【０００９】本発明による他の好適実施例では、使用中
の翼体は、中間部に沿って根部及び先端部に比べて高い
温度にさらされており、乱流促進部は、比較的高い温度
にさらされている当該動翼の部分を冷却するために中間
部に沿って配設されている。本発明による他の好適実施
例では、複数の冷却通路の各々は、根部及び先端部と中
間部とをほぼ直線状に貫通しており、環状リブは、根部
及び先端部を貫通している一つの通路の円滑孔の直径に
ほぼ相当する直径を有しており、凹部の直径は、円滑孔
の直径より大きい。
【００１０】
【発明の目的】本発明の主目的は、使用中、比較的高温
にさらされるタービン動翼の領域における熱伝達を高め
るために選択的に配置されている複数の乱流促進部を有
しているタービン動翼を提供することにより、冷却要件
による圧力損失を減らして、効率を高めることである。
本発明の他の目的は、タービン動翼内に冷却通路を形成
する改良方法を提供することである。
【００１１】本発明の上述及び他の目的及び利点は、添
付図面と関連する以下の詳述から更らに明らかとなろ
う。
【００１２】
【実施例の記載】次に、本発明の好適実施例を添付図面
を参照して詳述する。図１にガスタービンが総体的に参
照番号１０で示されており、ガスタービン１０は、高温
燃焼ガスをタービン段機構に供給する燃焼器１２を有し
ている。タービン段機構は第１のノズル段１４と、第２
のノズル段１６と、第１のタービン段１８と、第２のタ
ービン段２０とを含んでいる。後に明記する点を除け
ば、タービンは従来構造のもので、圧縮機抽出空気がロ
ータホイールの周囲に供給され、適当な入口を通ってタ
ービン動翼内の冷却通路を通流する。
【００１３】図２にはペデスタル２４に装着されている
タービン動翼２２が示されており、タービン動翼２２は
複数の冷却通路２６を有している。これらの通路は動翼
２２をその全長にわたって貫通しており、根部２８から
中間部３０と先端部３２とを貫通している。各冷却通路
は動翼の先端に出口を有している。冷却通路２６は冷却
流体、例えば、圧縮機抽出空気を通す入口からの空気を
通路全長にわたって導き、動翼２２の材料、例えば金属
の冷却に役立つ。例示のため、動翼２２の中間部３０は
線Ｓと線Ｓとの間に定められている。両線間は動翼の停
滞又はピッチ部の位置にほぼ相当し、この部分は、ター
ビンの諸段を通流する高温燃焼ガスにさらされたときに
最高温度となる。両線は、もちろん、温度の激変又は段
状変化を表すものではなく、比較的高温の中間部と、比
較的低温の根部及び先端部との間の温度漸変域を示すも
のである。即ち、翼長に沿う温度分布は、漸変する半正
弦波に近いもので、急な温度勾配を有するものではな
い。
【００１４】図４を参照すると、通路２６は先端部３２
及び根部２８をそれぞれ貫通している比較的円滑な孔３
８と、孔４０とを有しており、これに対し、中間部３０
は一連の軸方向に相隔たっている凹みを有しており、こ
れらの一連の軸方向に相隔たっている凹みは、凹みと凹
みとの間に突出リブを有している。即ち、中間部３０に
沿っている通路２６の壁部は、乱流促進部４２及び４４
を中間部３０内に形成することにより、乱流を促進する
ように設計されている。乱流促進部４２及び４４は、動
翼の根端から翼長の約２０％の箇所で始まっていると共
に動翼の先端から翼長の約２０％の箇所で終わっている
中間部３０に沿って形成するようにしてもよい。乱流促
進部４２は環状凹みを備えており、又、乱流促進部４４
は凹み４２間に環状リブを備えている。この構成の結果
として、対流冷却空気は先ず、根部２８に隣接している
通路２６の円滑孔部を実質的に層流の形態で通流する。
動翼の根部の金属は通常の運転状態では、動翼の中間部
の金属より低温であるから、冷却流体の層流は、動翼の
該当部分を設計限度内に適当に冷却するのに十分な熱伝
達率を有している。同様に、先端部３２に隣接している
通路２６の円滑孔部３８を通流する冷却空気は、動翼の
金属と次のような熱伝達関係、即ち、先端部の温度を設
計限度内に保つのに十分な熱伝達関係にある層流とな
る。動翼の最高温度部分に相当する中間部３０を通る冷
却流は、概して乱流であり、この乱流は、交互に配設さ
れている凹み４２とリブ４４とによって発生する。この
乱流は、通路壁に沿う冷却空気の境界層を破り、そして
冷却空気と動翼の金属との間の効率的な熱交換関係に対
する抵抗を減らす。その結果、動翼の対流冷却通路は、
動翼に沿っている諸領域における金属の予想温度に従っ
て選択的に冷却される。
【００１５】加えて、タービン動翼の前縁、特に中間部
に沿う前縁部は、ガス流の軸方向において翼面に沿う最
高温度領域を含んでいる。図３に示すように、この領域
での冷却効果を高めるために、動翼の前縁に隣接してい
る最前又はリーディング冷却通路５０は、動翼の後縁に
比較的近いところに位置している冷却通路の直径より大
きな直径を有している。従って、比較的多量の冷却空気
がリーディング空気通路５０内を流れ、冷却空気と前縁
近辺の金属との間の熱交換関係を良くする。もちろん、
前縁通路の乱流発生中間部も、直径に沿う断面において
同様に拡大されているので、中間部における乱流と、拡
大断面積との併合効果が動翼の最高温度部分に対する冷
却効果を高める。
【００１６】通路を動翼中間部に形成するために、電解
加工方式を用いる。この方式では、化学電解液を通すた
めの中央コアを有している電極を鋳造金属の先端に当て
る。電極を付勢すると、電極先端と電解液流とが動翼の
先端部を貫通して、最初の円滑孔通路を形成する。動翼
の中間部に達したときに、貫通速度を下げると比較的大
きな直径の通路を形成し得る。即ち、孔に沿っている電
極先端の在留時間が、形成すべき孔の直径を決定する。
従って、乱流発生通路を形成すべき動翼の領域内の電極
先端の貫通速度の減少と増加とを交互に繰り返すことに
より、段を成している凹みとリブとをそれぞれ形成し得
る。乱流促進部を動翼の中間部に形成した後、電極はそ
の貫通を実質的に一定の速度で続け、最終の円滑孔部を
形成する。
【００１７】以上、本発明の最適実施例と考えられるも
のについて説明したが、本発明は、開示した実施例に限
定されるものではなく、本発明の範囲内で様々な改変及
び対等構成が可能であることを理解されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービンの一部の断片断面図であって、燃
焼器と、第１及び第２のノズル段と、第１及び第２のタ
ービン段とを示す図である。
【図２】タービン動翼の拡大側面図であって、本発明に
よる動翼貫通冷却通路を示す図である。
【図３】タービン動翼の先端から動翼に沿って半径方向
内方に見た場合の図２に示すタービン動翼の端面図であ
る。
【図４】動翼の中間部と、根部及び先端部とにそれぞれ
対応している乱流発生部と、円滑孔部とを有している一
対の冷却通路を示す拡大部分断面図である。
【符号の説明】
２２ タービン動翼 ２６ 冷却通路 ２８ 翼根部 ３０ 翼中間部 ３２ 翼先端部 ３８、４０ 円滑孔部 ４２ 乱流促進部（環状凹み） ４４ 乱流促進部（環状リブ）
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平２−33402（ＪＰ，Ａ) 実開 昭62−87102（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 5/18

Claims (9)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 対向端に隣接している根部及び先端部
    と、前記根部と前記先端部との間の中間部とを有してお
    り、概して翼形の断面を有している翼体と、 冷却流体を前記翼体と熱伝達関係にあるように前記翼体
    に沿って導くよう前記根部及び前記先端部と、前記中間
    部とを貫通して前記翼体内に延在している複数の冷却通
    路とを備えており、該冷却通路の少なくとも一つは、前
    記中間部を通る冷却流体の乱流を発生して前記翼体と前
    記一つの通路を通流する冷却流体との間の熱伝達を高め
    るように前記中間部に沿って形成される一連の乱流促進
    部を有しており、 該乱流促進部は、概して環状の凹部を含んでおり、該環
    状凹部は、前記一つの通路に沿って軸方向に相隔たって
    おり、前記一つの通路に沿って軸方向に相隔たっている
    概して環状の半径方向内方突出リブを画成していおり、 前記根部及び前記先端部を貫通している前記一つの通路
    の部分は、該一つの通路の前記根部及び前記先端部を通
    る冷却流体の実質的に乱流でない流れを発生するように
    円滑孔を有しているタービン用の動翼。
  2. 【請求項２】 前記乱流促進部は、当該動翼の根端から
    翼長の約２０％の箇所で始まっていると共に当該動翼の
    先端から翼長の約２０％の箇所で終わっている前記中間
    部に沿って形成されている請求項１に記載のタービン用
    の動翼。
  3. 【請求項３】 使用中の前記翼体は、前記中間部に沿っ
    て前記根部及び前記先端部に比べて高い温度にさらされ
    ており、前記乱流促進部は、前記比較的高い温度にさら
    されている当該動翼の部分を冷却するために前記中間部
    に沿って配設されている請求項１に記載のタービン用の
    動翼。
  4. 【請求項４】 前記複数の冷却通路の各々は、前記根部
    及び前記先端部と前記中間部とをほぼ直線状に貫通して
    いることを特徴とする請求項１に記載のタービン用の動
    翼。
  5. 【請求項５】 前記環状リブは、前記根部及び前記先端
    部を貫通している前記一つの通路の前記円滑孔の直径に
    ほぼ相当する直径を有しており、前記凹部の直径は、前
    記円滑孔の直径より大きい請求項１に記載のタービン用
    の動翼。
  6. 【請求項６】 前記複数の冷却通路の各々は、一連の乱
    流促進部を有しており、該一連の乱流促進部は、前記翼
    体と前記中間通路部を通流する冷却流体との間の熱伝達
    を高めるように前記中間部に沿って形成されており、前
    記根部及び前記先端部を貫通している前記通路の部分
    は、該通路の前記根部及び前記先端部を通る冷却流体の
    乱流でない流れを発生するように円滑孔を有している請
    求項１に記載のタービン用の動翼。
  7. 【請求項７】 対向端に隣接している根部及び先端部
    と、前記根部と前記先端部との間の中間部とを有してお
    り、概して翼形の断面を有している翼体と、冷却流体を
    前記翼体と熱伝達関係にあるように前記翼体に沿って導
    くよう前記根部及び前記先端部と前記中間部とを貫通し
    て前記翼体内に延在している複数の冷却通路とを備えて
    おり、該冷却通路の少なくとも一つは、前記中間部を通
    る冷却流体の乱流を発生して前記翼体と前記一つの通路
    を通流する冷却流体との間の熱伝達を高めるように前記
    中間部に沿って形成される一連の乱流促進部を有してお
    り、 前記乱流促進部は、概して環状の凹部を含んでおり、該
    環状凹部は、前記一つの通路に沿って軸方向に相隔たっ
    ており、前記一つの通路に沿って軸方向に相隔たってい
    る概して環状の半径方向内方突出リブを画成しており、 前記乱流促進部は、当該動翼の根端から翼長の約２０％
    の箇所で始まっていると共に当該動翼の先端から翼長の
    約２０％の箇所で終わっている前記中間部のみに沿って
    形成されているタービン用の動翼。
  8. 【請求項８】前記複数の冷却通路の各々は、前記根部及
    び前記先端部と前記中間部とをほぼ直線状に貫通してい
    ることを特徴とする請求項７に記載のタービン用の動
    翼。
  9. 【請求項９】 前記環状リブは、前記根部及び前記先端
    部を貫通している前記一つの通路の円滑孔の直径にほぼ
    相当する直径を有しており、前記凹部の直径は、前記円
    滑孔の直径より大きい請求項８に記載のタービン用の動
    翼。
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