JP4841678B2 - ガスタービンのタービン静翼 - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジンにおける、空気冷却されるタービン静翼に関するものである。

ガスタービンエンジン（以下、単に「ガスタービン」という。）のタービンには、タービン静翼における燃焼器からの高温の燃焼ガスが流れる燃焼ガス通路内に臨む翼本体の耐熱性の向上を図るために、冷却空気によりタービン静翼を冷却する冷却構造が採用されている。この冷却構造は、翼本体内部に形成された冷却通路に圧縮機から抽気した冷却空気を導入するようになっている。この冷却構造では、抽気された冷却空気量が多くなるとガスタービンの効率低下を招くことになるので、少ない所要の空気量で効果的に冷却できるように図る必要がある。ところが、タービン静翼は、一般に鋳物による一体鋳造品として製作されることから、冷却通路の通路入口を所要の空気量だけ導入できる小さな開口面積に形成するのが困難である。そこで、従来では、タービン静翼の空気入口通路内に挿入されるインサート部材に、多数の調量孔が形成された流量調整プレートを取り付けることにより、少ない所要の空気量で効果的に冷却できるように図った冷却構造が知られている（特許文献１参照）。

特開２００３−２８６８０５号公報

しかしながら、前記冷却構造は、インサート部材を用いることから、構造が複雑化してコスト高となる。一方、図５に示すように、タービン静翼５０の翼本体５１の内部に形成された冷却通路５２の通路入口５３に、少ない所要の空気量を導入できる開口面積を有する導入孔５８が形成された調整プレート５４を外側から被せる配置で設ける冷却構造が提案されている。この冷却構造では、所要量だけの冷却空気Ａを導入孔５８および通路入口５３を介して冷却通路５２内に導入できるが、数値解析の結果、通路入口５３からの導入直後の冷却空気Ａに偏流が生じることが確認されている。この偏流が発生する結果、冷却通路５２内に冷却空気Ａの流れ難い領域Ｓ１，Ｓ２が通路入口５３の下流近傍の前後に存在することになり、その流れ難い領域Ｓ１，Ｓ２のうち、前側（燃焼ガスＧの上流側）の領域Ｓ１が、翼本体５１における燃焼ガスＧが直接当たることから最も冷却必要な翼本体５１における前縁部にあたるので、翼本体５１の効果的な冷却がなされない。

本発明は、少ない所要の空気流量で効果的に冷却できる冷却構造を備えたガスタービンのタービン静翼を提供することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明に係るガスタービンのタービン静翼は、ガスタービンにおけるタービンケーシングに支持されるタービン静翼であって、内部に冷却通路が形成されてその最上流部が径方向に延びており、前記最上流部における径方向外方に開口した通路入口に、カンバーラインに沿って離間して前記通路入口へ冷却空気を径方向内側に向けて導入する２つの導入孔を有するプレート状の調整部材が設けられ、前記通路入口はカンバーラインに沿って延びる細長い形状であり、前記通路入口のカンバーラインに沿った長さＬに対し、前側の前記導入孔が前記通路入口の前端からカンバーラインに沿って１／４〜１／３Ｌ後方に位置し、後側の前記導入孔は前記前端から２／３〜３／４Ｌ後方に位置しており、燃焼ガス通路に臨む翼本体の外径端に外径側フランジを備え、前記外径側フランジに前記通路入口が形成され、前記外径側フランジの外面に前記導入孔を有する前記調整部材が固定されている。

このガスタービンのタービン静翼によれば、冷却空気は、調整部材におけるカンバーライン、つまり翼本体の翼厚の中心を通る線に沿って離間した位置に設けられた２つの導入孔から予め分散された状態で通路入口を通って冷却通路内に導入されるので、この導入された冷却空気が、単一の導入孔から冷却空気を導入する場合のように冷却通路の中央部分に集中することがなくなる。その結果、冷却通路における冷却空気の偏流の発生が抑制されて、流速が均一化されるので、タービン静翼の特に前縁部を効果的に冷却することができる。また、２つの導入孔を、これらを通る冷却空気の合計流量が所要の流量となる開口面積に設定することにより、高い冷却効果を得ながらも、冷却空気量を抑制してガスタービンの効率低下を防止することができる。さらに、通路入口に対する２つの導入孔の相対配置をこのように設定することにより、冷却空気を通路入口の全体にわたり均等な流量で通過させて冷却通路内に導入することができる。特に、前側の導入孔が前端から１／４〜１／３Ｌ後方に位置していることで、タービン静翼の最も冷却が必要な前縁付近の流量が増し、この前縁付近が効果的に冷却される。また、導入孔を有する調整部材が外径側フランジの外面に固定されているので、調整部材を溶接などの固定手段で外径側フランジの外面に強固に固定することができる。

本発明において、前記２つの導入孔は同一内径の円孔であることが好ましい。同一内径の円孔は、一種類のドリルを用いた同一の工程を２回繰り返すことによって形成できるので、調整部材の加工性がよい。

本発明のタービン静翼によれば、冷却空気は、調整部材におけるカンバーラインに沿って離間した位置に設けられた２つの導入孔から予め分散された状態で通路入口を通って冷却通路内に導入されるので、この導入された冷却空気が冷却通路の中央部分に集中することがなくなる結果、冷却通路における冷却空気の偏流の発生が抑制されて、流速が均一化されるので、タービン静翼の特に前縁部を効果的に冷却することができる。また、２つの導入孔の開口面積を適宜設定することにより、高い冷却効果を得ながらも、冷却空気量を抑制してガスタービンの効率低下を防止することができる。

本発明の一実施形態に係るガスタービンのタービン静翼を示す縦断面図である。 同上のタービン静翼の分解斜視図である。 同上のタービン静翼の要部の拡大斜視図である。 同上のタービン静翼の要部の拡大縦断面図である。 従来のタービン静翼の要部の縦断面図である。

以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら詳細に説明する。
ガスタービンは、空気を圧縮する圧縮機、圧縮機からの圧縮空気に燃料を供給して燃焼させる燃焼器、および燃焼器からの高温、高圧の燃焼ガスにより駆動されるタービンを備えている。図１に示すように、タービンＴは、軸方向Ｐに沿ってタービン静翼１とタービン動翼２１，２２とが交互に配置されており、一般に一つの静翼の後側に一つの動翼が配置される。

図２に示すように、タービン静翼１は、翼本体２におけるタービンの径方向Ｒの外径端および内径端に外径側フランジ３および内径側フランジ４が一体形成された形状を有しており、一般に、鋳型による一体鋳造品として製作される。外径側フランジ３には、タービンＴの軸方向Ｐの前側および後側に一対の外側取付片８，９が一体に形成されており、内径側フランジ４には、軸方向Ｐの前側および後側にそれぞれ係止突起１０および内側取付片１１が一体形成されている。

図１において、前記タービン静翼１は、外径側フランジ３の一対の取付片８，９がタービンケーシング１３の嵌合凹所１３，１４に対しタービンの周方向（図の前後方向）から嵌め込まれることにより、翼本体２が高温の燃焼ガスが流れる燃焼ガス通路１８内に臨む配置で、タービンケーシング１２に支持されている。内径側フランジ４の係止突起１０および内側取付片１１は、径方向内側の連結リング４１に係合および嵌合される。

タービンケーシング１２には、圧縮機から抽気された所要量の圧縮空気Ａが抽気通路４２および空気流入口２３を介して供給される空気供給室４３が設けられている。一方、翼本体２の内部には、この翼本体２に一体形成されて径方向に延びる２つの仕切壁３１，３２によって径方向Ｒに向け１回半折り返す形状の冷却通路２４が設けられており、外径側フランジ３の空気流入口２３に径方向Ｒの内側で対向する箇所に、冷却空気Ａを冷却通路２４内に導入する通路入口２８が形成されている。この通路入口２８は、翼本体２の前縁２ａの翼壁に沿った冷却通路２４の最上流部における径方向Ｒの外方に開口している。外径側フランジ３の外面３ａにおける通路入口２８の近傍箇所には、通路入口２８を介して冷却通路２４内へ向け冷却空気Ａを導入する２つの導入孔３０，３０を有するプレート状の調整部材２９が固定されている。この調整部材２９の詳細については後述する。

前記冷却通路２４内を最下流側まで流れた冷却空気Ａは、径方向Ｒに沿って並ぶ複数のガイド壁３３，３３間の隙間である導出孔３４を通ってピンフィン冷却通路３８内に流入し、さらに翼本体２に一体形成された多数のピンフィン３９を介して翼本体２を冷却したのち、翼本体２の後縁２ｂの開口４０から燃焼ガス通路１８へ排出される。なお、ピンフィン３９は省略される場合もある。

図２に示すように、通路入口２８は、外径側フランジ３における翼本体２の前縁２ａの近傍に対向する配置で開口されており、２つの導入孔３０，３０を有する調整部材２９は、矢印で示すように通路入口２８上に被せる配置で外径側フランジ３の外面３ａに載置して、溶接により固定されている。前記通路入口２８は、径方向Ｒの外方から見て、翼本体２の翼厚の中央ラインを結んだ線であるカンバーラインＣＬに沿って延びる細長い孔形状である。調整部材２９の２つの導入孔３０，３０は、同一内径の貫通した円孔であり、冷却空気Ａの合計流量が所要流量となる内径に設定されている。

図３に明示するように、調整部材２９は、その２つの導入孔３０，３０が通路入口２８に臨んで連通し、かつ、カンバーラインＣＬに沿って離間する位置となるように外径側フランジ３に固定されている。具体的には、図４に示すように、通路入口２８のカンバーラインＣＬに沿った長さＬ（図２）に対し、前側（図の左側）の導入孔３０の中心は、通路入口２８の前端からカンバーラインＣＬに沿って１／４〜１／３Ｌの距離Ｌ１だけ後方に離間した位置に設定され、後側（図の右側）の導入孔３０の中心は、通路入口２８の前端からカンバーラインＣＬに沿って２／３〜３／４Ｌの距離Ｌ２だけ後方に離間した位置に設定されている。

また、図５の従来例では、燃焼ガス通路５９が下流側（後方）に向かって広がるのに合わせてタービン静翼５０の径方向外面５０ａが後方へ向かって径方向Ｒの外方に傾斜しているので、調整プレート５４の板厚方向ＴＤが径方向Ｒから前方へ傾斜しており、この板厚方向ＴＤを向いた導入孔５８も前方へ傾斜している。これに対し、図４に示す２つの導入孔３０，３０の軸心は、調整部材２９の板厚方向ＴＤではなく、タービン静翼１の径方向Ｒに沿った通路入口２８の開口方向に合致して径方向Ｒに設定されている。

このタービン静翼１は、図１に示すように、圧縮機から抽気通路４２を通って抽気された冷却空気Ａが、タービンケーシング１２の空気供給室４３から調整部材２９の２つの導入孔３０，３０を通って冷却通路２４内に導入されたのち、冷却通路２４内を流動しながら翼本体２を冷却する。冷却空気Ａは、調整部材２９におけるカンバーラインＣＬ（図３）に沿って離間した位置に設けられた２つの導入孔３０，３０から予め分散された状態で通路入口２８を通って冷却通路２４内に導入されるので、この導入された冷却空気Ａが、図５の単一の導入孔５３から冷却空気Ａを導入する場合のように冷却通路５２の中央部分に集中することがなく、図４に示すように、冷却通路２４内にほぼ均一に流れ込む。その結果、偏流の発生が抑制されて、冷却空気Ａの流れに流速の低い領域が殆ど存在しなくなることから、タービン静翼１の翼本体２を効果的に冷却することができる。

特に、調整部材２９の前側の導入孔３０が、通路入口２８の前端からカンバーラインＣＬに沿って１／４〜１／３Ｌ後方に位置し、後側の導入孔３０が、前記前端から２／３〜３／４Ｌ後方に位置しているので、冷却空気Ａを通路入口２８の全体にわたり均等な流量で通過させて冷却通路２４内に導入することができる。また、前側の導入孔３０が前寄りに位置しているから、翼本体２における高温の燃焼ガスＧにさらされる前縁２ａの翼壁付近を流れる冷却空気Ａの流量が十分大きくなるので、前縁２ａが効果的に冷却される。

さらに、２つの導入孔３０，３０が通路入口２８に沿った径方向Ｒの向きに形成されているので、これによっても冷却空気Ａが冷却通路２４内を均等な流量分布で円滑に流動し、翼本体２の前縁２ａの翼壁に沿った冷却空気Ａの流れが一層確実に形成される。また、２つの導入孔３０，３０は、これらを通る冷却空気Ａの合計流量が所要の流量となる開口面積に設定されているので、高い冷却効果を得ながらも、抽気量の増大によるガスタービンの効率低下を抑制することができる。

また、調整部材２９の２つの導入孔３０，３０は、同一内径の円孔であるから、一種類のドリルを用いた同一の工程を２回繰り返すことによって形成できるので、調整部材２９の加工性が高い。さらに、外径側フランジ３に通路入口２８が形成され、外径側フランジ３の外面３ａに調整部材２９を固定する構成になっているから、調整部材２９を溶接などの容易な固定手段で外径側フランジ３の外面３ａに強固に固定することができる。

なお、本発明は、以上の実施形態で示した内容に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能であり、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。

１ タービン静翼
２ 翼本体
２ａ 前縁
３ 外径側フランジ
１２ タービンケーシング
１８ 燃焼ガス通路
２４ 冷却通路
２８ 通路入口
２９ 調整部材
３０ 導入孔
Ａ 冷却空気
ＣＬ カンバーライン
Ｇ 燃焼ガス
Ｒ 径方向
Ｔ タービン

Claims (2)

1. ガスタービンにおけるタービンケーシングに支持されるタービン静翼であって、
   内部に冷却通路が形成されてその最上流部が径方向に延びており、
   前記最上流部における径方向外方に開口した通路入口に、カンバーラインに沿って離間して前記通路入口へ冷却空気を径方向内側に向けて導入する２つの導入孔を有するプレート状の調整部材が設けられ、
   前記通路入口はカンバーラインに沿って延びる細長い形状であり、前記通路入口のカンバーラインに沿った長さＬに対し、前側の前記導入孔が前記通路入口の前端からカンバーラインに沿って１／４〜１／３Ｌ後方に位置し、後側の前記導入孔は前記前端から２／３〜３／４Ｌ後方に位置しており、
   燃焼ガス通路に臨む翼本体の外径端に外径側フランジを備え、前記外径側フランジに前記通路入口が形成され、前記外径側フランジの外面に前記導入孔を有する前記調整部材が固定されているカスタービンのタービン静翼。
2. 請求項１において、前記２つの導入孔は同一内径の円孔であるガスタービンのタービン静翼。

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