JP5311101B2 - タービン流路面のフィルム冷却構造 - Google Patents

Description

本発明は、航空用または産業用のガスタービンにおけるタービン流路面のフィルム冷却構造に関する。

航空用または産業用のガスタービンにおける動翼や静翼のような高温部品は、運転中に外面が高温ガス（例えば１０００℃以上）に曝されるため、高温部品の過熱を防ぐため、冷却ガス（例えば冷却空気）を用いてその表面を冷却する必要がある。
そこでこのような高温部品の冷却性能を高めるため、種々の研究が従来から行われている（例えば、非特許文献１）。また、本発明に関連する先行技術として本発明の発明者らから特許文献１が既に提案されている。

非特許文献１は、非対称形状のエンドウォールを有する翼のフィルム冷却性能に関する。このエンドウォールの形状は、図６に示すように、ピッチ方向（周方向）に沿って変化し、圧力側付近で高く、サクション表面付近で凹んでいる。また、この形状は軸方向にも入口から出口まで変化する。円筒形の冷却孔がフィルム冷却で全面を覆うようにエンドウォール面に設けられるものである。

特許文献１の発明は、２次流れによる損失を低減することを目的とする。
そのため、この発明による軸流機械の壁形状では、図７に示すように壁３１には、翼列３０における翼１４同士の間の領域で、翼列３０の軸方向に延在する溝４０が形成されている。溝４０の形成領域は、軸方向に関し、翼１４の前縁２０と後縁２１の間であり、溝４０の中心線形状は、翼４０の反り線２２と同方向の反りを有する。溝４０の最深部は、軸方向に関し、翼１４の中央付近又は翼１４の中央と前縁２０との間に位置するものである。
なお、この図で。２３は腹面、２４は背面、２９は弦、４１は溝の中心線、４３は最深部、４４ａ，４４ｂは最浅部である。

Ｒｏｓｓ Ｇｕｓｔａｆｓｏｎ， Ｇａｚｉ Ｉ． Ｍａｈｍｏｏｄ， ａｎｄ Ｓｕｍａｎｔａ Ａｃｈａｒｙａ，"ＦＬＯＷＦＩＥＬＤＩＮＡＦＩＬＭ−ＣＯＯＬＥＤ ＴＨＲＥＥ−ＤＩＭＥＮＳＩＯＮＡＬ ＣＯＮＴＯＵＲＥＤ ＥＮＤＷＡＬＬ ＰＡＳＳＡＧＥ： ＡＥＲＯＤＹＮＡＭＩＣ ＭＥＡＳＵＲＥＭＥＮＴＳ"， Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ＧＴ２００７， ＡＳＭＥ Ｔｕｒｂｏ Ｅｘｐｏ ２００７： Ｐｏｗｅｒ ｆｏｒ Ｌａｎｄ，Ｓｅａ，ａｎｄ Ａｉｒ， Ｍａｙ １４−１７， ２００７， Ｍｏｎｔｒｅａｌ， Ｃａｎａｄａ， ＧＴ２００７−２８１５４

国際公開第２００６／０３３４０７号，「軸流機械の壁形状及びガスタービンエンジン」

航空機用などの小型のガスタービンでは、タービン静翼のエンドウォールのように肉厚が薄く内部に冷却流路を構成しにくい部分（以下、エンドウォール等という）の冷却には、フィルム冷却が一般的に用いられている。

高圧タービンのノズルの場合、その内側エンドウォールの形状は通常、ガスタービンの回転軸線に対して軸対称であった。
しかし、このような軸対称のエンドウォールにフィルム冷却を適用しても、主流と違う方向に壁際近傍で流れる、通路横断流れ、二次渦等の二次流れにより冷却が不均一になり、フィルム効率が低く、多量の冷却ガス（例えば冷却空気）を必要とする問題点があった。

また、非特許文献１のエンドウォールは、軸線に対して非軸対称であるが、エンドウォール半径が軸方向に入口から出口まで変化し、その中間に極大点を持つので、高圧タービンのノズルのような流路面積が漸増するものには適用できなかった。

本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、高圧タービンのノズルのような流路面積が漸増する領域のタービン静翼のエンドウォールに対して、全面をほぼ均一に冷却でき、フィルム効率が高く、これにより冷却空気流量を大幅に削減してエンジン性能を向上させることができるタービン流路面のフィルム冷却構造を提供することにある。

本発明によれば、外面に翼列を有するタービン流路面のフィルム冷却構造であって、
前記タービン流路面は、２次流れによる損失を低減するように、翼列における翼同士の間の領域に、ほぼタービンの回転軸方向に延びる溝を有しており、
さらに、翼列間にタービン流路面に沿って冷却ガスを流す複数のフィルム冷却孔を備え、
前記フィルム冷却孔のピッチは、翼弦長の上流側６０％未満の領域においてフィルム冷却孔の直径の６〜７倍であり、上流側６０％〜８０％の領域でフィルム冷却孔の直径の３〜４倍である、ことを特徴とするタービン流路面のフィルム冷却構造が提供される。

また前記フィルム冷却孔の分布は、タービン流路面の静圧分布と流線が流路を横断する圧力勾配を低減し、２次渦を低減するように設定する。

前記溝が形成される領域は、軸方向に関し、翼の前縁と後縁の間であり、
溝の中心線形状は、翼の反り線と同じ方向の反りを有し、
溝の最深部は、軸方向に関し、翼の中央付近に位置する。

前記溝は、翼の中心から後縁に向かって、翼の背面に近づき、溝の中心線と翼の背面の間隔は、後縁付近で最短である。
また、エンドウォールと翼の接合部の隅肉形状は、翼の全周にほぼ均一に設けられ、流路スパン高さの５〜１０％の円弧半径である。

上記本発明の構成によれば、タービン流路面が、２次流れによる損失を低減するように、翼列における翼同士の間の領域に、ほぼ軸方向に延びる溝を有しており、さらに、翼列間にタービン流路面に沿って冷却ガスを流す複数のフィルム冷却孔を備えるので、高圧タービンのノズルのような流路面積が漸増する領域のタービン静翼のエンドウォールに対して、全面をほぼ均一に冷却でき、フィルム効率が高く、これにより冷却空気流量を大幅に削減してエンジン性能を向上させることができることが解析により確認された。

以下、本発明の好ましい実施例を図面を参照して説明する。なお各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明は省略する。

本発明で用いる翼形状は、最新の高負荷高圧タービンの一般的なノズルガイドベーンである。カスケード設計における基本寸法と流れ条件は、表１の通りである。この表における寸法と条件は、翼のハブ部における値である。また、この表において、σは弦節比（ｓｏｌｉｄｉｔｙ）、ＡＲはアスペクト比、θはターニング角、Ｍ_ｉｎは主流入口のマッハ数、Ｍ_ｅｘは主流出口のマッハ数、Ｒｅ_ｉｎは主流入口のレイノルズ数、Ｒｅ_ｅｘは主流出口のレイノルズ数である。

エンドウォールと翼の接合部（隅肉）の形状は、２次流れの発達に大きく影響する。そこで、本発明ではこの部分の円弧半径を流路スパン高さの約７％とし、翼の全周に均一に設けた。
なお、エンドウォールと翼の接合部の隅肉形状は、翼の全周に均一に設けられ、流路スパン高さの５〜１０％の円弧半径であるのが、好ましい。

エンドウォールの形状設計は、エンドウォールの静圧がエンドウォールの曲率により部分的に増減するとする仮定に基づいて行った。

図１は、本発明で対象とする２種の内側エンドウォールの流路半径を比較している。この図において、（Ａ）は軸対称の内側エンドウォール１、（Ｂ）は非対称の内側エンドウォール２である。また、エンドウォールの流路半径を細線の等高線で示している。
以下、軸対称の内側エンドウォール１を「基準形」（ｂａｓｅｌｉｎｅ）、非対称の内側エンドウォール２を「非対称形」（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ）と呼ぶ。

非対称エンドウォール２は、翼列における翼同士の間の領域に、ほぼ軸方向に延びる溝３を有する。溝３が形成される領域は、軸方向に関し、翼の前縁４と後縁５の間である。溝３の中心線形状は、翼の反り線と同じ方向の反りを有する。溝３の最深部は、軸方向に関し、翼の中央付近に位置する。また、溝３は、翼の中心から後縁５に向かって、翼の背面（ｓｕｃｔｉｏｎ ｓｕｒｆａｃｅ）に近づく。溝３の中心線と翼の背面の間隔は、後縁付近で最短である。

図２は、内側エンドウォール上のフィルム冷却孔の配置図である。この図において、翼列間の流路の上流に第１列のフィルム冷却孔６（６つ）を配置し、翼列間に第２〜第７の６列のフィルム冷却孔６を配置した。図中の１〜７の数値は各列の列番号である。

フィルム冷却孔６は、すべて円筒形断面である。翼列の間の１ピッチにおけるフィルム冷却孔６の数は合計２６である。部分的な主流の条件に応じて、冷却孔６の向きを流線方向又はこれと異なる方向に設定した。表面に対する角度は、２０度〜５０度の範囲で設定した。その結果、内側エンドウォールの全面において、フィルム冷却孔の直径と内側エンドウォールの厚さは一定であり、フィルム冷却孔の長さと直径の比（Ｌ／Ｄ）は１３〜４３の範囲となった。

図１（Ａ）の基準エンドウォール１と図１（Ｂ）の非対称エンドウォール２とで、フィルム冷却孔の位置と角度は同一にした。また、図中の第１列〜第４列では、孔のピッチを直径の６〜７倍とし、第５列〜第７列では、孔のピッチを直径の３〜４倍とした。また、主流流路の内側に位置する単一の空間から内側エンドウォールの全面に冷却ガスを供給した。

図３は、翼中央部（ｍｉｄｓｐａｎ）における翼表面の静圧係数Ｃｐを示している。
この図において、横軸は前縁（ＬＥ）から翼面に沿った距離ｓと前縁から後縁（ＴＥ）までの翼面に沿った距離Ｃｓとの比ｓ／Ｃｓ、縦軸は静圧係数Ｃｐ、図中の実線は基準エンドウォール１（ｂａｓｅｌｉｎｅ）、破線は非対称エンドウォール２（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ）である。
この図から、翼中央部における静圧係数は、両者ともほぼ一致しており、翼の基本性能に及ぼすエンドウォールの形状の相違は少ないことがわかる。

特許文献１により、全体として、非対称エンドウォールの背面の圧力が上昇し、その結果、腹面から背面までの流路を横断する圧力勾配が低下し、この圧力勾配の低下により、流路における２次流れが減少することがわかっている。

図４は、低流量時の内側エンドウォールにおけるフィルム効率（ｆｉｌｍ ｅｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓ）の分布を示している。

この図において、（Ａ）は基準エンドウォール１（ｂａｓｅｌｉｎｅ）、（Ｂ）は非対称エンドウォール２（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ）におけるフィルム効率の等高線図である。この図において、非対称エンドウォールでは、基準エンドウォールに比較してフィルム効率の高い部分の範囲（矢印部：フィルム効率≧０．０５）が増加している。

低流量時の内側エンドウォールにおけるフィルム効率は、フィルム冷却パラメータ（噴射角度、噴射比率（ｂｌｏｗｉｎｇ ｒａｔｉｏ）等）だけでなく、２次流れの構造に強く依存する。このことは、図４（Ａ）から明らかである。
噴射した冷却ガスは、通路横断流れにより背面（ｓｕｃｔｉｏｎ ｓｕｒｆａｃｅ）に向かって移動する。次いで後縁に近づき、流路渦によって混入され、背面方向にそらされる。第７列の冷却ガス流れは、流路渦によって最も影響される。

図４の比較から、非対称エンドウォール（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ）では、流路の後部において、通路横断流れが減少し、より均一なフィルム冷却が得られていることがわかる。噴射したフィルム流れは、大きな偏向を受けず、後縁領域に近い腹面（ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｓｕｒｆａｃｅ）に沿ってフィルム流れがカバーする効果が得られる。この領域は従来のフィルム冷却において金属温度を低減することが困難であり、ダメージをしばしば受ける部分である。

図５は、エンドウォール上の平均フィルム効果の比較図である。図５において、翼弦長をＣｘとすると、ｘ／Ｃｘ＝０．０が翼の前縁、ｘ／Ｃｘ＝１．０が翼の後縁であり、ｘ／Ｃｘ＜０．０はエンドウォールの翼の前縁の上流側の部分である。一般的な傾向として、軸方向翼長さ（ａｘｉａｌ ｃｈｏｒｄ）の翼前縁から６０％まで効果が増加し、その下流側で減少する。
図５から、ｘ／Ｃｘ＞０．６の領域において、非対称エンドウォール（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ）が有利であることがわかる。翼弦長の上流側６０％内では、両者に大きな差はない。反対に、第２，３，４列の冷却孔出口付近（ｘ／Ｃｘ＝０．０、０．１５、０．３）では、非対称エンドウォール（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ）はわずかに低い効果値を示す。非対称エンドウォール（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ）では、第６列（ｘ／Ｃｘ＝０．６）の直後に最大値に達し、この値は基準エンドウォール（ｂａｓｅｌｉｎｅ）とほぼ同じであるが、全体として効率レベルは高い。また、非対称エンドウォール（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ）では、第６列の下流側での効率の低減は基準エンドウォール（ｂａｓｅｌｉｎｅ）と比較して穏やかである。従って、この領域の効率分布の比較から、非対称エンドウォール（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ）はエンドウォールの保護と冷却ガスの流量低減の両方に効果的であることがわかる。

上述したように、非対称形状の流路がエンドウォールのフィルム冷却性能に及ぼす影響について数値解析を実施した。この結果、以下の結論が得られた。
非対称エンドウォール（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ）は、基準エンドウォール（ｂａｓｅｌｉｎｅ）と比較して、特に流路の後部において、流路を横断して均一にフィルム冷却することができる。
両方とも、翼弦長（ａｘｉａｌ ｃｈｏｒｄ）の６０％で最大のフィルム効率が得られるが、非対称エンドウォール（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ）の方が高い。さらに、非対称エンドウォール（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ）では、下流側でのフィルム効率の低減がより穏やかである。

なお、本発明は、上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々に変更することができることは勿論である。

本発明で対象とする２種の内側エンドウォールの流路半径の比較図である。 内側エンドウォール上のフィルム冷却孔の配置図である。 翼中央部（ｍｉｄｓｐａｎ）における翼表面の静圧係数Ｃｐを示す図である。 低流量時の内側エンドウォールにおけるフィルム効率（ｆｉｌｍ ｅｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓ）の分布図である。 平均フィルム効率の比較図である。 非特許文献１の非対称形状エンドウォールの説明図である。 特許文献１の軸流機械の壁形状の説明図である。

符号の説明

１ 軸対称の内側エンドウォール（基準形エンドウォール）、
２ 非対称の内側エンドウォール（非対称エンドウォール）、
３ 溝、４ 前縁、５ 後縁、６ フィルム冷却孔

Claims (5)

1. 外面に翼列を有するタービン流路面のフィルム冷却構造であって、
   前記タービン流路面は、２次流れによる損失を低減するように、翼列における翼同士の間の領域に、ほぼタービンの回転軸方向に延びる溝を有しており、
   さらに、翼列間にタービン流路面に沿って冷却ガスを流す複数のフィルム冷却孔を備え、
   前記フィルム冷却孔のピッチは、翼弦長の上流側６０％未満の領域においてフィルム冷却孔の直径の６〜７倍であり、上流側６０％〜８０％の領域でフィルム冷却孔の直径の３〜４倍である、ことを特徴とするタービン流路面のフィルム冷却構造。
2. 前記フィルム冷却孔の分布は、タービン流路面の静圧分布と流線が流路を横断する圧力勾配を低減し、２次渦を低減するように設定する、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン流路面のフィルム冷却構造。
3. 前記溝が形成される領域は、軸方向に関し、翼の前縁と後縁の間であり、
   溝の中心線形状は、翼の反り線と同じ方向の反りを有し、
   溝の最深部は、軸方向に関し、翼の中央付近に位置する、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン流路面のフィルム冷却構造。
4. 前記溝は、翼の中心から後縁に向かって、翼の背面に近づき、
   溝の中心線と翼の背面の間隔は、後縁付近で最短である、ことを特徴とする請求項３に記載のタービン流路面のフィルム冷却構造。
5. エンドウォールと翼の接合部の隅肉形状は、翼の全周にほぼ均一に設けられ、流路スパン高さの５〜１０％の円弧半径である、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン流路面のフィルム冷却構造。
   

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