JP4689558B2 - 中空タービン翼 - Google Patents

Description

本発明は、翼の背壁と翼の腹壁で形成され燃焼ガスで洗流される翼形体と、タービン翼の内部に設けられた少なくとも１つの隔壁（支持リブ）と、翼壁に燃焼ガス側に設けられた少なくとも１つのスリットとを備え、前記翼形体が翼台座から翼形体先端まで翼軸線に沿って測定された翼形体高さを有し、前記隔壁が翼の背壁を翼の腹壁にそれぞれ結合部位で結合している中空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。

特許文献１で、許容できない大きな亀裂を防止するために、翼前縁の部位を延びるスリットで亀裂の成長を空間的に制限するガスタービン用のタービン翼が知られている。これにより、翼前縁で生じた亀裂は、軸方向において最大でもスリットまでしか成長できない。これにより、タービン翼の寿命が長くなる。

しかし、亀裂の発生が（流れ方向に見て）スリットの下流で翼形体の中央部位でも生ずることが明らかになった。そこで生ずる亀裂は、続いて後縁の方向に伝播する。かかる亀裂が最大許容臨界亀裂長より大きな長さを有するとき、そのタービン翼が装備されたガスタービンの安全運転はもはや保証されず、このタービン翼は交換されねばならない。
欧州特許出願公開第１５０８３９９号明細書

本発明の課題は、長い寿命を有するタービン翼を提供することにある。

この課題は、請求項１の前文に記載した形式のタービン翼において、スリットが燃焼ガス側で翼壁の隔壁と翼壁で形成された結合部位に対向して位置していることによって解決される。

本発明は、翼形体の材料が、その外側に沿って流れる燃焼ガスのために加熱される、という認識から出発している。タービン翼内部で翼の背壁と翼の腹壁との間を延びる隔壁は、加熱された翼壁材料より低温である。しかも隔壁は翼の背壁と翼の腹壁に一体に移行しているので、局所的熱エネルギが、内側に位置する結合部位を介して、それぞれの翼壁から隔壁に導かれて排出され、このため、隔壁の翼壁への入口部位において、翼形体高さにわたって延びる結合部位に沿って材料温度は低下する。これに対して、翼軸線に対して直角方向においては、翼壁は広い範囲でより高温になる。その結果、材料内に熱応力が生じ、この熱応力は亀裂を発生させ、亀裂成長を助長させる。

翼壁の材料における損傷を引き起こす熱応力を減少するために、本発明は、スリットが燃焼ガス側で翼壁の、隔壁と翼壁で形成された結合部位に対向して位置している、ことを提案する。このスリットは、スリットが翼壁の局所的により大きな熱膨張を可能にすることにより、材料の負荷を軽減する。そのため、負荷軽減用スリットは、翼壁における熱応力を減少させ、寿命を長くさせる。また、翼形体に生ずる熱応力は、材料にとって無害である程度で生ずる。その結果、亀裂および／又は亀裂成長はほとんど起こらず、このために、またタービン翼の寿命が長くなる。さらに、スリットは亀裂ストッパないし亀裂限界線として用いられ、これにより、タービン翼の寿命が長くなる。この長寿命のタービン翼が装備されたガスタービンは、タービン翼が臨界長の亀裂についてほとんど検査する必要がなく、また交換する必要もないので、長い運転期間と短い停止時間を有する。その点において本発明によれば、ガスタービンの点検費用も低減され、その経済性も一層改善される。

有利な実施態様は従属請求項に記載されている。

好適には、スリットは、翼軸線に沿って延び、翼形体高さの少なくとも１０％、好ましくは少なくとも２０％の長さを有している。特にこの処置は、タービン翼の内部に設けられた隔壁が同様に翼軸線に沿って延び、翼の背壁を翼の腹壁にそれぞれの結合部位で結合しているので、ガスタービンの寿命が延びる。

相対的に冷たい隔壁により引き起こされた局所的温度低下およびそれに応じた熱応力の局所的増大が、特に翼台座と翼形体との間の面取り移行部位で生ずるので、１つあるいは複数のスリットは、その移行部位の中まで延ばすこともできる。これによって、移行部位も亀裂発生から保護される。さらに、これにより移行部位において亀裂成長が遅延ないし制限される。目的に適って、燃焼ガスで洗流される外側表面に設けられたスリットは、移行部位を越えて翼台座の中まで延ばすこともできる。

スリットが結合部位および／又は隔壁の中まで延びる奥行きを有するとき、局所的に生ずる冷熱供給、即ち、より低温の隔壁により局所的に現れる熱放出が特に効果的に低下され、これによって、結合部位とこの結合部位に対向して位置する外側表面との間の翼壁材料が、従来技術に比べてより高温となる。そのために、洗流方向に沿って一様な温度分布、従って、低減された温度勾配が生ずる。これにより、熱応力は減少され、その結果、タービン翼の寿命が延長される。

本発明の有利な実施態様において、場合によって生ずる燃焼ガスにおける空力的損失を防止するために、スリットは充填材料で充填されている。その充填材料は翼壁の材料より軟らかい。この場合、翼壁の発生熱膨張は、軟質の充填材料により特に良好に補償される。

以下図を参照して本発明を詳細に説明する。

図１にはガスタービン１が縦断面図で示されている。ガスタービン１は、内部に回転中心軸線２を中心として回転可能に支持された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、吸込み室４と、圧縮機５と、トーラス状環状燃焼器６と、タービン装置８と、排気室９が直列して存在している。その環状燃焼器６には複数のバーナ７が回転対称に配置されている。その環状燃焼器６は燃焼室１７を形成し、この燃焼室１７は環状燃焼ガス通路１８に連通している。直列配置された４つのタービン段１０はタービン装置８を形成している。その各タービン段１０はそれぞれ２つの翼輪（翼列）で形成されている。燃焼ガス通路１８内において、環状燃焼器６内で発生された燃焼ガス１１の流れ方向に見て、静翼列１３に動翼１５から成る動翼列１４が続いている。静翼１２はステータ（タービン車室）に取り付けられ、動翼列１４の動翼１５はタービン円板によってロータ３に取り付けられている。ロータ３に発電機あるいは作動機械（図示せず）が連結されている。

図２には、本発明に基づくタービン翼３０が斜視図で示されている。タービン翼３０は翼台座３２を有し、その上側面３４に、燃焼ガス１１で洗流される翼形体（羽根）３６が配置されている。翼形体３６は前縁３８から後縁４０まで延びている。また、翼形体３６は前後縁間を延びる翼の背壁４２と翼の腹壁４４を有している。

タービン翼３０には例えば３つの空洞４６が設けられている。これらの空洞４６は２つの隔壁（支持リブ）４８により互いに分離されている。隔壁４８は翼の背壁４２を翼の腹壁４４に結合し、翼形体３６の強度を高めるために用いられる。

タービン翼３０は一般に鋳造で製造されている。その鋳造装置において３つの中子が利用され、それらの中子は、タービン翼３０の製造後、タービン翼３０から除去される。その除去した箇所に空洞４６が残存し、その空洞４６間に隔壁４８が形成されている。従って、鋳造タービン翼３０において、隔壁４８が結合部位５０において完全に翼の背壁４２および翼の腹壁４４に移行し、これらの翼壁４２、４４と一体に結合されている。このために、翼壁４２、４４と隔壁４８との特に熱的に良好な連結が生ずる。

タービン翼３０のガスタービン１での使用中、燃焼ガス１１で洗流される翼形体３６は全体的に加熱される。従来公知のタービン翼の場合、翼形体３６の材料において燃焼ガス１１の流れ方向に沿って、即ち、前縁３８から後縁４０まで、従来、各隔壁４８の部位に局所的最低温度を有する温度経過が生じた。低温の隔壁４８により引き起こされた翼形体３６の不均一な加熱は、翼壁４２、４４の表面近辺部位に、そこで亀裂（クラック）を発生させ亀裂を増大させる程の大きな熱応力を生じさせる。これは公知のタービン翼の寿命期間を制限する。

翼壁４２、４４における前縁３８から後縁４０までのより一様な温度経過を保証するために、本発明に基づいて、翼壁４２、４４の燃焼ガス側に設けられるスリット５６が、いまや、翼壁４２、４４における結合部位５０に対向する位置の区域、従って、隔壁４８に対向する位置の区域に配置されている。スリット５６は、縮小された横断面積のために結合部位５０の熱伝導率が低下されているので、その部位で生ずる局所的最低温度を高める。それに応じて、前縁３８から後縁４０までの翼壁４２、４４に沿った温度勾配が低下され、このために、スリット５６を有する区域の応力が減少される。その熱応力は無害レベルにあり、翼形体３６の材料は、発生する負荷に長期間にわたり耐えることができる。

スリット５６は翼形体３６の高さＨの少なくとも１０％、好ましくは少なくとも２０％に相当する最低長さＬを有する。翼形体３６の高さＨは、翼台座３２の上側面３２と翼形体３６の先端５８との間の距離である。

局所的最低温度が特に翼形体３６の翼台座近く部位で生ずるので、スリット５６は、翼台座３２と翼台体３６との間に配置された面取り移行部位６０の中まで延すことができる。このスリット５６の形状は破線で示された輪郭６２を有する。また、亀裂状損傷に対する特に良好な防護は、スリット６２が翼台座３２の中まで延びていることによって達成できる。

図３は、図２のＩＩＩ−ＩＩＩ線に沿った本発明に基づくタービン翼３０の断面図を示す。タービン翼３０は特に定置形ガスタービン１における動翼および／又は静翼として形成される。

横断面図で示された翼形体３６は、前縁３８、後縁４０、翼の背壁４２、翼の腹壁４４、空洞４６を分離する隔壁４８を示し、その隔壁４８は結合部位５０でそれぞれ翼壁４２、４４に移行している。図３の横断面図において、図示されたスリット５６は充填材が詰められ、これにより、翼形体３６が特に空力的表面輪郭にされている。これによって、翼壁４２、４４における燃焼ガス１１の流れ方向に対して直角に延びる突起や角が回避されている。

スリット５６はそれぞれ翼壁４２、４４の中に奥行きＥだけ入り込んでいる。この奥行きＥは、スリット５６が結合部位５０の中に入り込む程に、および場合によっては隔壁４８の中まで入り込む程にされる。これによって、前縁３８から後縁４０まで翼形体３６に沿った温度差が特に効果的に一様にされることが保証され、これにより、タービン翼３０の寿命が一層長くされる。

本発明において、中空タービン翼３０および翼形体３６が、冷却材例えばガスタービン１の圧縮機５から取り出された圧縮空気で貫流されることが、特に有利である。この場合、翼壁４２、４４は確実に内側から冷却されるが、隔壁４８も冷却される。結合部位５０および隔壁４８による翼壁４２、４４からの望ましくない局所的冷熱供給ないし熱放出は、特に良好な熱力学的連結に基づいて特に効果的となる。それに応じて、翼壁４２、４４に沿った温度差、従って内側が冷却されたタービン翼３０における熱応力も、冷却されないタービン翼よりも大きくなる。即ち特に内部冷却形タービン翼３０の寿命は、本発明により特に効果的に長くなる。

熱的負荷軽減のために用いるスリット５６は、片側翼壁だけに、例えば翼の背壁４２あるいは翼の腹壁４４だけに設けることもできる。さらに、スリット５６、６２は近隣の翼材料に生じた亀裂に対する限界線として利用される。例えば中央空洞４６の領域で両翼壁４２、４４のいずれかに亀裂が存在し、この亀裂が燃焼ガス１１の流れ方向に延長されたとき、この亀裂は強制的に最大で両スリット５６のいずれかまで拡大される。スリット５６を越えての亀裂の延長はできない。

全体として、本発明によって、タービン翼３０の寿命およびそれに応じてタービン翼３０が装備されたガスタービン１の運転期間を高めるために、タービン翼３０の翼形体３６における熱応力を一様化するための処置が提供される。このために本発明は、中空タービン翼３０が、翼の背壁４２を翼の腹壁４４にそれぞれの結合部位５０で結合する隔壁４８の領域に、応力軽減のための燃焼ガス側に配置されたスリット５６を有する、ことを提案する。

ガスタービンの縦断面図。 本発明に基づくタービン翼の斜視図。 図２のＩＩＩ−ＩＩＩ線に沿ったタービン翼の横断面図。

符号の説明

１１ 燃焼ガス
３０ タービン翼
３２ 翼台座
３６ 翼形体（羽根）
４２ 翼の背壁
４４ 翼の腹壁
４８ 隔壁
５０ 結合部位
５６ スリット
６２ スリット

Claims (8)

1. 翼の背壁（４２）と翼の腹壁（４４）で形成され燃焼ガス（１１）で洗流される翼形体（３６）と、タービン翼（３０）の内部に設けられた少なくとも１つの隔壁（４８）と、翼壁（４２、４４）に燃焼ガス側に設けられた少なくとも１つのスリット（５６）とを備え、前記翼形体（３６）が翼台座（３２）から翼形体先端（５８）まで翼軸線に沿って測定された距離である翼形体高さ（Ｈ）を有し、前記隔壁（４８）が翼の背壁（４２）を翼の腹壁（４４）にそれぞれ結合部位（５０）で結合している中空タービン翼（３０）において、スリット（５６）が、燃焼ガス側で翼壁（４２、４４）に、隔壁（４８）と翼壁（４２、４４）で形成された結合部位（５０）に対向して位置していることを特徴とする中空タービン翼（３０）。
2. スリット（５６）が、翼軸線に沿って延び、翼形体高さ（Ｈ）の少なくとも１０％の長さを有していることを特徴とする請求項１記載のタービン翼（３０）。
3. 翼台座（３２）と翼形体（３６）との間に面取り移行部位（６０）が設けられ、スリット（５６）が前記移行部位（６０）の中まで延びていることを特徴とする請求項１又は２記載のタービン翼（３０）。
4. スリット（５６）が翼台座（３２）の中まで延びていることを特徴とする請求項３に記載のタービン翼（３０）。
5. スリット（５６）が、結合部位（５０）および／又は隔壁（４８）の中まで延びる奥行き（Ｅ）を有していることを特徴とする請求項１ないし４のいずれか１つに記載のタービン翼（３０）。
6. スリット（５６）が充填材料で充填され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（３０）。
7. 充填材料が翼壁（４２、４４）の材料より軟らかいことを特徴とする請求項６に記載のタービン翼（３０）。
8. 請求項１ないし７のいずれか１つに記載のタービン翼であることを特徴とする冷却形タービン翼（３０）。
   
   

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