JP4731001B2 - ガスタービンバケット冷却回路及び冷却方法 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、閉ループ対流冷却ガスタービンバケット、及びバケットの翼台と翼形部フィレット領域を冷却する方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンバケットの技術は、たゆまなく進歩し続けている。現時点の設計技術によると、より高い熱効率を達成するために、先進的な閉ループ冷却システム、より高い燃焼温度、そして新素材が、取り入れられている。これらの進歩と同時に、低サイクル疲労による割れ目の発生及びそれに続く冷却媒体の損失を防ぐ構成部分の設計に対する必要性がたえず増大している。
【０００３】
低サイクル疲労（ＬＣＦ）は、あらゆるガスタービンバケットに共通する機械構造的な欠陥である。低サイクル疲労は、１０，０００負荷サイクルよりも少ない負荷サイクルに曝された構成部分における金属の周期的逆塑性流動によって起きる損傷として定義される。低サイクル疲労応力は、温度とそのセクション内の応力との両方の関数である。応力は、圧力、ガスによる曲げまたは遠心力のような機械的な負荷から発生することもありうるし、また、応力は様々な領域間の金属温度差及びこれらの領域間の幾何的な拘束によって熱的に誘発され生じることもありうる。構造物内の熱勾配を最小にすることが、ＬＣＦ損傷を減少させる鍵である。
【０００４】
特に遮熱コーティングが施されている先進的なガスタービン冷却バケットの設計では、翼形部の大部分の温度は翼形部の基部の翼台より低くなる傾向があり、そのことが、翼台と、翼形部の圧力側の翼形部フィレット領域（ここで翼形部分が翼台に連結する）において熱応力を生じさせる。この領域を十分に冷却することが応力を減少させ、低サイクル疲労寿命を改善するのに必要である。
【０００５】
冷却媒体がそれを通して機械加工された後縁孔へ供給される空洞を作り出す渡り通路コアは、このバケットの鋳造中に、バケットの根元でシェル構造の中に固定される。渡り通路コアは、また、スパンの中ほど２箇所でシェルにより支えられ（図１に示される渡り通路コア支持体を参照）、また渡り通路コアの先端付近のもう一箇所で支えられる。
【０００６】
バケットの翼形部分に後縁冷却孔を穿設する目標となるのはこの位置なので、コアの先端の位置を制御することがたいへん重要である。これらの機械加工された後縁冷却孔は、冷却媒体をこれら孔を通して流し、冷却媒体を翼形部の後縁に供給するために、このコアの先端と交叉しなければならない。位置制御がうまくいかない根本的な原因のひとつは、設計に固有のものである。特に、鋳造工程で用いられるセラミックシェルとセラミックコアの間に熱膨張の差が存在し、また渡り通路コアが比較的長い（約１２インチ）が故に、渡り通路コアは、渡り通路コアがシェル内に固定されるその根元の端部によって「引っぱられる」のである。先端で固定しようとするこの設計が試みられれたが、コアがこわれ易いために失敗に終わっている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は、タービンバケットの低サイクル疲労に対する性能を、より製造しやすくコスト効果もある改良された冷却システムを使用することによって、高めようとするものである。設計と製造の改良点が以下に要約される。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
設計に関しては、渡り通路が、翼台下側近くの位置でバケットの脚部にある冷却通路に開口し、次に翼形部の後縁方向に翼台の下側に沿って延びる。この配置によって翼台と翼形部フィレット領域の両方が冷却される。第二段バケットについては、流れの方向が、バケットの後部から前縁向きになる可能性があり、この前縁で流れはバケットの翼形部分の半径方向に延びる冷却通路に流れ込む。
【０００９】
この設計の変更は、バケットの製造で使われるコア全体の高さを低くし、温度のばらつき量を減らすことができることを意味する。再設計された渡り通路コアは、前方つまり半径方向外側のコア端部でシェル内に固定することができ、したがって、従来のコア端部位置の問題が解決される。渡り通路コアが本体コアに直接あたるので、２つのコアが半径方向に相対的に移動することに関しても何ら懸念はない。渡し通路コアは、後方つまり半径方向内側コア位置で浮動することができる。しかしながら、コアはシェルによってかつ翼台のすぐ近くで完全に包み込まれるので、コアと翼台の間の相対的動きが減少し、それにともなって、寸法に関わる制御が改善されることが期待できる。本設計による更なる利点は、主にバケット脚部の中央リブが小さくなることによる軽量化である。
【００１０】
本設計の概念は、鋳造よりむしろ鋳造後の組立としても実施され得る。いずれにせよ、この新型バケット翼台冷却回路を生産するのに使用される製造プロセスは、本発明自体の一部であるとはみなされない。
【００１１】
新しい渡り通路設計の内部の熱伝達係数は、断面積またはぬれぶちの何れかを調整することによって最適化することができ、このようにして流速及び熱伝達係数を制御できるのである。さらに、通路は、通路全域にわたる圧力損失及び熱放出の不必要な増加をきたすことなく局部的な熱伝達係数を増加させるために、局所的に渦流構造にすることも可能である。
【００１２】
本発明の範囲内の別の設計によると、翼台下側に沿う渡り通路を単にコース変更することにより、翼台の実質にあらゆる部分の冷却が可能となる。冷却用蒸気は冷却孔自体によって計量されて後縁孔へと流れ込むことも想定される。冷却流を計量できる後縁孔がない場合には、主冷却回路を迂回する流量は大きすぎて、適当なコアの製造容易性を満たすべく渡り通路の最小断面積に設定される寸法の制約条件に適わないであろう。したがって、このような使用例には、後縁孔への流れを計量する独立した手段が設けられる。
【００１３】
したがって、本発明のより広い態様では、本発明は、フィレット領域に沿って翼台に連結される翼形部分を持つガスタービンバケットにおける閉回路蒸気冷却装置であって、蒸気冷却供給通路が冷却用蒸気をバケットの翼形部分に供給するようになっており、また、翼台に隣接してかつ実質的に平行に延びる渡り通路も備える閉回路蒸気冷却装置に関する。
【００１４】
また、別な態様では、本発明は、前縁及び後縁を持つ翼形部分と、翼形部分の半径方向内端で翼台に連結される翼形部分内の少なくとも１つの半径方向に延びる冷却通路と、冷却媒体供給通路を含むダブテール据付部分と、冷却媒体供給通路と少なくとも１つの半径方向に延びる冷却通路とに流体連通し、翼台下面沿いに実質的に平行に延びる部分を有する渡り通路とを備えるタービンバケットに関する。
【００１５】
【発明の実施の形態】
図１は、従来のバケット後縁冷却回路の、バケット内の半径方向に延びる閉ループ蛇行回路の一部を示している。バケット冷却回路の一部分だけが示されている。バケット１０は、前縁１４と後縁１６を有する翼形部１２を備える。翼形部は、翼形部フィレット１９に沿って水平な翼台１８に連結される。いわゆる「天使の羽」２０，２２及び２４，２６が、バケットの脚部分２７の前側と後側それぞれから横方向外方に延び、そして、ダブテール部分２８が、従来の方法でタービンホイール（図示せず）上にバケットを据付けるの用いられる。
【００１６】
後縁冷却孔３０，３２（図２も参照）が、翼形部の後縁１４沿いに隣接して内部に延在し、一方、内側の渡り通路３４が、孔３０，３２の下端からバケットのダブテール部分にある冷却媒体供給通路３６へと延びる。冷却用蒸気（または他の媒体）が、通路３６と３４を経て後縁冷却孔３０，３２へと流れる。冷却用蒸気は、流れを逆向きに変え（翼形部の先端にて流れが矢印で示される）、通路（図示せず）を経て半径方向内向きに進み、最終的には冷却用蒸気還流通路３８へと流れる。
【００１７】
製造段階で通路３４を形成するコアの先端の位置を制御することが、後縁冷却孔３０，３２の存在ゆえに、たいへん重要であることが、図２より明らかである。また、通路３４の先端とコア支持プラグ３９の位置との間が比較的離れていること、すなわち、渡り通路のコアの先端の正確な位置決めに問題が多い現実も注目すべきである。
【００１８】
ここで図３〜図８を参照しながら、本発明がこれらの問題点を軽減する方法について詳細に論じる。
【００１９】
図３と図４では、類似した参照番号が、図１，図２における構成部分に対応する構成部分を示すように用いられるが、接頭数字「１」が付けられている。たとえば、バケット１１０は、前縁１１４と後縁１１６を有する翼形部１１２を備える。翼形部は、翼形部フィレット１１９に沿って翼台１１８に連結する。バケット１１０は、また、ダブテール部１２８だけではなく、天使の羽１２０，１２２と１２４，１２６をも有する。穿孔された孔１３０、１３２の形態で半径方向に延びる後縁冷却通路は、後縁沿いに隣接して内側に延在する。しかしながら、この構造では、冷却媒体供給通路１３６（図６参照）は、冷却用蒸気を一般的には天使の羽１２０の近くまで半径方向外方に延びる内部拡張チャンバ１４０に供給する。渡り通路の新設入り口１４２は、チャンバ１４０と新設渡り冷却通路１４４の間を水平に延び、この新設渡り冷却通路１４４には半径方向（または図３と図６に示すように垂直方向）の脚１４６と水平方向の脚１４８が備わり、そして、この水平方向の脚１４８は、翼台の下側沿いに、バケットの前部つまり前縁側から通路が後縁冷却孔１３０，１３２に交叉するバケットの後部つまり後縁側へと延びる（図５において最もわかり易い）。冷却用蒸気は、後縁沿いに半径方向外方に流れ、次に流れを逆向きに変え、半径方向内方に流れ、今度は冷却用蒸気還流通路１３８につながっているチャンバ１５０に流れ落ちる。内部バケット冷却回路用の半径方向通路のいくつかが図４に示されていて、そのうちのひとつが１５２で示される通路であることに注目すべきである。図５では、新設コアがどのようにして、穿孔される後縁冷却孔１３０，１３２に対して、よりわかり易い目標を提供するかを見ることができる。
【００２０】
図３〜図６においては、渡り通路１４４が、いかにフィレット１１９に沿って翼形部の圧力側の輪郭に従って延びるかが明らかであり、必要とされる冷却用蒸気がフィレット１１９とともに翼台１１８の下側沿いにも供給される。渡り通路の高さが従来の装置と比べるとかなり低くなることも、図２から容易に明らかになる。
【００２１】
また、図６は、通路１４６を内部チャンバ１４０に通じる入り口１４２に接続するように、翼形部が本体を貫いて穿孔される方法を図示する。孔は、その後１５４にて塞がれる。
【００２２】
図７は別の装置を示し、この装置では、入り口１４２を介しチャンバ１４０と通路１４６とが連通するように穿孔された穴へプラグ１５６が挿入される。ここでは、プラグは計量孔１５８と１６０を備えて形成され、チャンバ１４０から通路１４６への空気を計量する。この装置は、流れを計量する後縁孔がない場合に特に適しており、たとえば、冷却媒体流がバケットの前縁方向へと向かいその後バケットの翼形部分の半径方向に延びる通路へと流れるような第二段バケットにおける場合である。渡り通路が形成される方法と、計量用の内部通路を形成するために取付け口が設けられる方法は、バケットを生産するのに使用される製造プロセスに依存していることが理解されるであろう。計量のための独立した機構が設けられない場合には、後縁孔１３０，１３２が冷却空気を計量できるような寸法に作られる。
【００２３】
図８は、蛇行形状をした別の渡り通路２５４を開示しており、より広い範囲の翼台２１８の冷却を可能にしている。所望に応じ、翼台／フィレット領域を冷却するのに、様々な設計構成を実行しうることが解るであろう。
【００２４】
本発明は現在もっとも実用的で好ましいと思われる実施形態に関して述べられてきたが、本発明は、開示された実施形態に限定されず、むしろ特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内に属する様々な変形態様及び同等の装置を網羅するよう意図されていることが理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】 従来のガスタービンバケットの一部切除斜視図
【図２】 図１に示されたバケットの部分平面図
【図３】 本発明によるガスタービンバケットの内部冷却回路の部分側面図。
【図４】 本発明によるガスタービンバケットの翼先端キャップを取除いた平面図。
【図５】 図４に示されるガスタービンバケットの半径方向のバケット翼台に近い位置で見た部分断面図。
【図６】 図４に示すガスタービンバケットの線６−６に沿った横断面図。
【図７】 変更した計量プラグを設けた、図６の拡大詳細図。
【図８】 本発明の別の実施形態の部分斜視図。

Claims (7)

1. フィレット領域に沿って翼台（１１８）に連結される翼形部分（１１２）を備えるガスタービンバケット用の閉回路蒸気冷却装置であって、翼形部分（１１２）が前縁（１１４）と後縁（１１６）とを有しており、当該閉回路蒸気冷却装置が、前記バケットの前記翼形部分（１１２）に冷却用蒸気を供給する蒸気冷却供給通路（１３６）と、前記バケット（１１０）の圧力側に沿って前記翼台（１１８）及びフィレット領域（１１９）を冷却するため上記翼台（１１８）の下面に隣接しかつ実質的に平行な渡り通路（１４４）とを備えており、前記渡り通路（１４４）がフィレット領域（１１９）沿いに翼形部分（１１２）の圧力側の輪郭に沿って延びているとともに、翼形部分の後縁（１１６）の下方を圧力側から負圧側へと横断して、後縁冷却孔（１３０、１３２）と実質的に９０度の角度で交叉している、閉回路蒸気冷却装置。
2. 前記渡り通路（１４４）は、１つあるいはそれ以上の渦流発生部を備える、請求項１に記載の閉回路冷却装置。
3. 前縁（１１４）と後縁（１１６）とを有する翼形部分（１１２）と、前記翼形部分の半径方向の内端で翼台（１１８）に連結される前記翼形部分内の少なくとも１つの半径方向に延びる冷却通路（１３０）と、冷却媒体供給通路（１３６）を含むダブテール据付部分（１２８）と、前記冷却媒体供給通路（１３６）と前記少なくとも１つの半径方向に延びる冷却通路（１３０）とに流体連通し、前記バケット（１１０）の圧力側に沿って前記翼台（１１８）及びフィレット領域（１１９）を冷却するため前記翼台（１１８）の下面沿いに実質的に平行に延びる部分（１４８）を有する渡り通路（１４４）とを備えるタービンバケット（１１０）であって、前記渡り通路（１４４）がフィレット領域（１１９）沿いに翼形部分（１１２）の圧力側の輪郭に沿って延びているとともに、翼形部分の後縁（１１６）の下方を圧力側から負圧側へと横断して、後縁冷却孔（１３０、１３２）と実質的に９０度の角度で交叉している、タービンバケット（１１０）。
4. 前記渡り通路（１４４）は、１つもしくはそれ以上の渦流発生部を備える、請求項３に記載のタービンバケット（１１０）。
5. 前記渡り通路（１４４）に流れ込む冷却媒体の流れを計量する手段（１５６，１５８，１６０）を含む、請求項３又は請求項４に記載のタービンバケット（１１０）。
6. 少なくとも１つの半径方向に延びる冷却通路（１３０）を含む内部冷却回路を持つタービンバケット（１１０）におけるタービンバケット翼台（１１８）の冷却方法であって、
   ａ）前記バケット（１１０）のダブテール据付部分に冷却媒体供給通路（１３６）を設ける段階と、
   ｂ）前記冷却媒体供給通路（１３６）と前記少なくとも１つの半径方向に延びる冷却通路（１３０）とを連結する渡り通路（１４４）を設ける段階と、
   ｃ）前記渡り通路（１４４）を、前記バケット（１１０）の圧力側に沿って前記翼台（１１８）及びフィレット領域（１１９）を冷却するため前記翼台（１１８）の下側沿いに実質的に平行に延びるように配設する段階であって、前記渡り通路（１４４）がフィレット領域（１１９）沿いに翼形部分（１１２）の圧力側の輪郭に沿って延びるとともに、翼形部分の後縁（１１６）の下方を圧力側から負圧側へと横断して、後縁冷却孔（１３０、１３２）と実質的に９０度の角度で交叉するように配設する段階と
   を含む方法。
7. 前記渡り通路（１４４）に、さらに、１つもしくはそれ以上の渦流発生部を設ける、請求項６に記載の方法。

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