JP5143389B2 - 翼端漏れ損失低減のための蒸気冷却型ガスタービン動翼 - Google Patents

Description

本発明は、一般に蒸気冷却型ガスタービン動翼に関するものであり、また動翼端に施される遮熱コーティングへの翼端漏れ損失低減特徴の組込みに関するものである。

ガスタービン動翼の半径方向外側の翼端は、高温および高回転誘発応力が両方とも関わる不利な環境において使用される。このような条件に曝される部品の寿命は、典型的には、低サイクル疲労（ＬＣＦ）およびクリープ考慮事項により制限される。従来の実務慣例によれば、翼端キャップは、高温ガス経路封止目的のために現在の製造プロセスの一環として動翼に溶接される。しかし、従来の金属シールを既存の翼端キャップに加えると、翼端における温度勾配が増大し、したがって、ＬＣＦおよびクリープ寿命が低下する。従来技術の動翼では、これは、動翼端領域の膜冷却を採用することにより克服される。しかし、閉ループ蒸気冷却型タービン動翼用途では、単一閉冷却回路しかないため、エーロフォイル膜冷却は、実用的な形で適用することができない。ステージ部２およびステージ部３の動翼上に典型的には適用されるような、翼端隙間を覆い、動翼間の間隙で片持ち支持されているシュラウドも、同様に、ＬＣＦおよびクリープ考慮事項のため、第１のステージ部では実用的でない。

空冷型動翼は、典型的には、金属製「スクイーラ翼端」特徴を有するが、このアプローチは、蒸気冷却型動翼に対しては実現可能でない動翼に取り込まれている。そのため、現行の閉ループ蒸気冷却型ステージ部１動翼は、流体が翼端間隙内に流れ込むのを妨げる特徴を持たない。その結果、漏れ流れは回転して渦となり、２つの意味でタービン効率を低下させる。１つは、翼端流れは揚力を発生せず、またタービンローター上の動力発生トルクに寄与しないという点である。もう１つは、翼端渦は、動翼の下流の周囲流とすっかり混じり合い、混合損失を生じるという点である。

本発明は、例示的な一実施形態において、さまざまな幾何学的特徴を翼端キャップに備え、閉ループ蒸気冷却型動翼のＬＣＦおよびクリープ寿命を低下させることなく翼端漏れ損失を妨げようとするものである。

例示的な実施形態では、動翼端（断りのない限り「（翼）端」と記述したときには溶接された（翼）端も含む）に施される遮熱コーティング（ＴＢＣ）材料の厚さは、翼端の主キャンバー線にそって、動翼端中心部のＴＢＣコーティングに機械加工または研磨でキャビティを形成できるよう十分に厚くされる。したがって、キャビティは、従来のスクイーラ翼端と同様に、吸込面および圧力面の両方にそって、（縁、または縁からのオフセットのところに）動翼の周囲にリッジを定める。圧力側のみにそって形成されたリッジ、またはエーロフォイルの吸込側も、考察される。さらに他の変更形態では、回転する、シュラウドのない動翼上の翼端間隙を効果的に低減することを目的としてＴＢＣコーティングされた動翼端の平均キャンバー線にそって単一のリッジを形成することができる。

機械加工または研磨（または適当な手段による他の何らかの形の再表面仕上げ）でこれらまたは類似の幾何学的形状を動翼端に施された遮熱コーティング内に形成することにより、回転動翼と動翼上の静止側シュラウドとの間の翼端隙間を通る圧力面から吸込面へのガス経路内の流体の流れが妨げられる。遮熱コーティングは、さらに、動翼端ベースメタル内への熱流束も低減する。熱流束の低減により、翼端のベースメタルを通る温度勾配が低減する。温度勾配のこの低減により、動翼端のＬＣＦおよびクリープ寿命が著しく延びる。

したがって、本発明は、半径方向外側の翼端を持ち、半径方向外側の翼端は遮熱コーティングを施され、遮熱コーティングは半径方向外側の翼端にそって少なくとも１つのリッジを形成するように再表面仕上げされる、エーロフォイル部分を備えるガスタービン用の動翼に関する。

他の態様では、本発明は、半径方向外側の翼端を持ち、半径方向外側の翼端は遮熱コーティングを施され、キャビティが半径方向外側の翼端にそって遮熱コーティングの中心部に形成される、エーロフォイル部分を備えるガスタービン用の動翼に関する。

さらに他の態様では、本発明は、タービン動翼の半径方向外側の翼端における翼端漏れ損失を低減する方法に関し、これは、（ａ）動翼の半径方向外側の翼端を遮熱コーティングでコーティングすることと、（ｂ）コーティング内に少なくとも１つの翼端漏れ損失低減構造を含むように遮熱コーティングを再表面仕上げし、翼端の実質的全長を延長することとを含む。

本発明は、以下に示す図面に関連して詳細に説明される。

図１は、ガスタービンの第１ステージ部用の従来の閉回路蒸気冷却型動翼を例示している。動翼１０は、圧力面（または側）１４および吸込面（または側）１６を含むエーロフォイル部分１２で形成される。動翼の半径方向外側の翼端１８は、適所に溶接された翼端キャップ２０により閉じられ、その後、他の何らかの従来の遮熱コーティング（ＴＢＣ）２２（図２）を溶射される。動翼の翼台およびマウント（例えば、ダブテール）部分（図に示されていない）は、他の何らかの形で従来のものであり、説明を要しない。

図２に示されている例では、後述のように翼端漏れ損失低減特徴に対応するのに十分なコーティング材料を実現するため、遮熱コーティング２２は厚さをＴ_１に増されている。より具体的には、図２の例では、コーティング２２を機械加工して、コーティングの全厚を減らし、動翼端の平均キャンバー線、実質的に翼端全長にそって走る、翼端キャップの中心領域にキャビティ２４を形成する。クロスハッチングになっているコーティングは、仕上げされるか、機械加工されるか、研磨された形状を表すが、クロスハッチングの部分よりも上のコーティング材料３０は取り除かれている。そのため、キャビティ２４は、圧力面および吸込面１４、１６にそれぞれそって、動翼端の周囲に延びるが、９０°の翼端キャップ縁から内向きにオフセットされたリッジ２６、２８を形成する。例示的な実施形態では、キャビティ２４の中心の最小ＴＢＣコーティング厚さは３０ミルのオーダーでよいが、リッジ２６、２８の厚さは、最大約６０ミルまでとすることができ、またキャビティ２４の深さは、約３０と６ミルの間とすることができる。Ｔ_１は、約６０から約１１０ミルまでとしてよい。翼端キャップ上のさまざまな位置における正確なコーティング厚さは、動翼の大きさ、翼端クリアランス要件などによって異なることは理解されるであろう。動翼端面特徴は、動翼のＬＣＦおよびクリープ寿命を低下させることなく翼端漏れ損失を妨げる。

他の動翼端面特徴も、本発明の範囲内にあることは理解されるであろう。例えば、図３では、キャビティ３２は、エーロフォイル４０の吸込側３６から圧力側３８に連続的に延びる滑らかに湾曲した面３４により定められ、翼端の縁の周りにリッジ４１を形成する。それとは別に、図４に示されているように、機械加工されたリッジ４２は、単純にキャビティの片側をなくすことにより、エーロフォイルの吸込側４４のみにそって、またはエーロフォイル（図に示されていない）の圧力側のみにそって、ＴＢＣコーティング内に形成することが可能である。

図５は、エーロフォイル５４の吸込側５０および圧力側５２から等距離間隔の平均キャンバー線にそってコーティング内に機械加工または研磨されたリッジまたはリブ４８の形の他の表面特徴を例示している。実際、回転する、シュラウドのない動翼上の翼端間隙を効果的に減らすことを目的としてＴＢＣコーティングされた動翼端内に機械加工で形成された表面特徴が考察される。さらに、翼端キャップコーティング上にさまざまな幾何学的形状を組み込むことは、必ずしも、閉ループ蒸気冷却回路を持つ動翼に限定されないが、後者は最も有望な用途であることも理解されるであろう。これは、さらに、従来の空冷式動翼に適用することも可能である。

翼端損失を低減すると、コンポーネントの効率が向上し、それにより、ガスタービンの効率および出力が高まる。これは、さらに、与えられた出力発生量に関して環境内に排出される汚染物質の量を削減し、ガスタービン発電所の運転経済性を向上させる。

本発明は、最も実用的で、好ましい実施形態であると現在考えられているものに関連して説明されてきたが、本発明は、開示されている実施形態に限定されず、却って、付属の請求項の精神および範囲内に含まれるさまざまな変更形態および同等の配列を対象とすることを意図している。

知られている閉回路、蒸気冷却型ガスタービン動翼の部分的斜視図である。 図１の直線２−２にそった断面図であるが、動翼端キャップコーティング内に形成された翼端漏れ損失低減特徴を持つ。 図２と類似の断面図であるが、本発明の第２の例示的な実施形態を示している。 図２と類似の断面図であるが、本発明の第３の例示的な実施形態を示している。 図２と類似の断面図であるが、本発明の第４の例示的な実施形態を示している。

符号の説明

４ リブ
１０ 動翼
１２ エーロフォイル部分
１４ 圧力面
１６ 吸込面
１８ 外側の翼端
２０ 翼端キャップ
２２ 遮熱コーティング
３０ コーティング材料
３４ 湾曲した面
４１ リッジ
４４ 吸込側
２６、２８ リッジ
２４、３２ キャビティ
３６、５０ 吸込側
３８、５２ 圧力側
４０、４６、５４ エーロフォイル

Claims (7)

1. 閉ループ蒸気冷却回路を有するとともに半径方向外側の翼端キャップ（２０）を有するエーロフォイル部分（１２）を備えるガスタービン用の第１ステージ蒸気冷却型動翼（１０）であって、前記半径方向外側の翼端キャップ（２０）が遮熱コーティング（２２）で被覆されており、該遮熱コーティングの厚さの減少した領域によって画成されるキャビティ（２４，３２）が前記半径方向外側の翼端キャップ（２０）の少なくとも中心部に設けられていて、該キャビティ（２４，３２）が前記エーロフォイル部分の吸込側（１６）又は圧力側（１４）のいずれかのみに沿ってリッジ（４２）を形成している、動翼（１０）。
2. 前記キャビティ（２４，３２）が、６〜３０ミル（０．１５〜０．７６ｍｍ）の深さを有する、請求項１記載の動翼。
3. 前記キャビティ（２４，３２）の中心での遮熱コーティング（２２）の最小厚さが３０ミル（０．７６ｍｍ）である、請求項１又は請求項２記載の動翼。
4. 第１ステージ蒸気冷却型ガスタービン動翼（１０）の半径方向外側の翼端（１８）の翼端漏れ損失を低減する方法であって、
   （ａ）閉ループ蒸気冷却回路を有するとともに半径方向外側の翼端キャップ（２０）を有するエーロフォイル部分（１２）を備える第１ステージ蒸気冷却型ガスタービン動翼（１０）を準備する段階と、
   （ｂ）前記動翼（１０）の半径方向外側の翼端キャップ（２０）全体を第１の厚さの遮熱コーティング（３０）でコーティングする段階と、
   （ｃ）前記遮熱コーティング（３０）の前記第１の厚さを機械加工又は研磨によって減少させることにより、遮熱コーティングの厚さの減少した領域によって画成されるキャビティ（２４，３２）が前記翼端キャップ（２０）の少なくとも中心部に形成されるとともに前記エーロフォイル部分の吸込側（１６）又は圧力側（１４）のいずれかのみに沿ってリッジ（４２）が形成されるように、前記遮熱コーティング（２２）を再表面仕上げする段階と
   を含む方法。
5. 前記遮熱コーティング（３０）の前記第１の厚さが６０〜１１０ミル（１．５〜２．８ｍｍ）である、請求項４記載の方法。
6. 前記キャビティ（２４，３２）が、６〜３０ミル（０．１５〜０．７６ｍｍ）の深さを有する、請求項４又は請求項５記載の方法。
7. 前記キャビティ（２４，３２）の中心での遮熱コーティング（２２）の最小厚さが３０ミル（０．７６ｍｍ）である、請求項４乃至請求項６のいずれか１項の方法。

Images