JP5489597B2 - Wing body and gas turbine - Google Patents
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Description
本発明は、翼体及びガスタービンに関するものである。 The present invention relates to a blade body and a gas turbine.
周知のように、ガスタービンのタービン部における動翼は、高温燃焼ガスに晒されるために、クリープ、高温酸化減肉、熱疲労等の対策が重要となる。このような対策の一つとしては、動翼内部に形成した冷却孔に冷却空気を流して、動翼の温度上昇を抑止するものがある。 As is well known, since the moving blades in the turbine section of the gas turbine are exposed to high-temperature combustion gas, countermeasures such as creep, high-temperature oxidation thinning, thermal fatigue, etc. are important. As one of such measures, there is a method in which a cooling air is caused to flow through a cooling hole formed inside the moving blade to suppress an increase in the temperature of the moving blade.
例えば、下記特許文献1には、凹面状の正圧面と凸面状の負圧面とが前縁と後縁とを介して連続してなる翼型断面を有し、この翼型断面に交差する翼高さ方向に延在し、冷却流体の流路となる冷却孔が前縁から後縁に向けて複数配列された動翼が記載されている。
For example,
このような動翼は、必要強度、加工精度、熱負荷等の設計条件により、冷却孔から翼表面までの肉厚を相当程度確保する必要がある。しかしながら、前縁近傍と後縁近傍においては、前縁と後縁とに向けてそれぞれ次第に肉薄となっているため、必要肉厚を確保可能な位置が、前縁と後縁とから相当程度離間した位置になってしまう。このような事情により、上記動翼は、前縁近傍及び後縁近傍が中央側よりも冷却され難く、前縁近傍及び後縁近傍が相対的に高温となる。換言すると、中央側が前縁近傍及び後縁近傍よりも必要以上に冷却され過ぎてしまう。 Such a moving blade needs to ensure a considerable thickness from the cooling hole to the blade surface depending on design conditions such as required strength, processing accuracy, and thermal load. However, in the vicinity of the leading edge and the trailing edge, since the thickness gradually decreases toward the leading edge and the trailing edge, the position where the necessary thickness can be secured is considerably separated from the leading edge and the trailing edge. It will be in the position. Under such circumstances, the moving blade is less likely to be cooled in the vicinity of the leading edge and the vicinity of the trailing edge than the center side, and the vicinity of the leading edge and the vicinity of the trailing edge are relatively hot. In other words, the center side is cooled more than necessary than the vicinity of the front edge and the vicinity of the rear edge.
この翼のコード長方向(翼弦方向)における温度の偏分布によって、前縁及び後縁近傍が相対的に延び、中央側が相対的に縮むこととなる。そして、正圧面が凹面状で、負圧面が凸面状であるために、負圧面側の熱変形が大きくなって、動翼に負圧面の法線方向へ曲がる変形が生じる。 Due to the temperature uneven distribution in the chord length direction (chord direction) of the blade, the vicinity of the leading edge and the trailing edge is relatively extended, and the center side is relatively contracted. Since the pressure surface is concave and the suction surface is convex, thermal deformation on the suction surface side is increased, and deformation is generated in the moving blade in the normal direction of the suction surface.
ところで、燃焼ガスのエネルギー回収率を向上させる一つの手段として、動翼の翼高さを大きくすることが考えられる。しかしながら、従来の技術では、翼高さを大きくすると翼高さ方向の基端側から先端側に向かうほど、上記熱変形が加算されて相対的に大きくなり、翼が負圧面側に倒れることで、巨大な曲げ応力が発生してしまうという問題がある。このような動翼は、高温であるガスタービンで長時間運転に耐える寿命が不足することから、使用することができないという問題がある。 By the way, as one means for improving the energy recovery rate of the combustion gas, it is conceivable to increase the blade height of the moving blade. However, in the conventional technology, when the blade height is increased, the thermal deformation is added and relatively increased from the base end side in the blade height direction to the tip side, and the blade falls to the suction surface side. There is a problem that a huge bending stress is generated. Such a moving blade has a problem that it cannot be used because it has a short life to endure long-time operation with a high-temperature gas turbine.
本発明は、このような事情を考慮してなされたもので、その目的は、熱変形に起因する曲げ応力を効果的に抑止することができる翼体を提供することにある。
また、本発明の別の目的は、動翼の翼高さを大きくしたとしても十分な寿命を確保することができ、エネルギー回収率を向上させることができるガスタービンを提供することにある。
The present invention has been made in view of such circumstances, and an object of the present invention is to provide a wing body that can effectively suppress bending stress caused by thermal deformation.
Another object of the present invention is to provide a gas turbine capable of ensuring a sufficient life even when the blade height of a moving blade is increased and improving the energy recovery rate.
上記目的を達成するために、本発明は以下の手段を採用している。
すなわち、本発明に係る翼体は、凹面状の正圧面と凸面状の負圧面とが前縁と後縁とを介して連続してなる翼型断面を有し、この翼型断面に交差する翼高さ方向に延在し、冷却流体の流路となる冷却孔が前記前縁から前記後縁に向けて複数配列された翼体であって、前記複数の冷却孔は、必要な肉厚を確保可能な範囲において最も前記前縁側に形成された第一の基準冷却孔と最も前記後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、前記第一の基準冷却孔が含まれる前領域及び前記第二の基準冷却孔が含まれる後領域に対し、前記前領域と前記後領域との間に位置する中央領域の温度差が小さくなるように、前記第一の基準冷却孔と第二の基準冷却孔との間に他の前記冷却孔が形成されており、前記複数の冷却孔は、相互に隣接する前記冷却孔の密度が前記中央領域で疎となり、前記前領域及び前記後領域で密となるように形成されており、前記複数の冷却孔は、同一の孔径で形成され、前記孔径に対して、前記相互に隣接する冷却孔の中心間距離が、前記前領域及び前記後領域において2以上8以下、前記中央領域において9以上50以下の比率で形成されていることを特徴とする。
In order to achieve the above object, the present invention employs the following means.
That is, the wing body according to the present invention has an airfoil cross section in which a concave pressure surface and a convex suction surface are continuous via a front edge and a rear edge, and intersects the airfoil cross section. A wing body extending in the blade height direction and having a plurality of cooling holes serving as cooling fluid flow paths arranged from the front edge toward the rear edge, wherein the plurality of cooling holes have a required thickness. The first reference cooling hole formed on the most front edge side and the second reference cooling hole formed on the most rear edge side in a range in which the first reference cooling hole is included, and the first reference cooling hole is included. The first reference cooling hole and the rear area including the second reference cooling hole are arranged such that a temperature difference between a central area located between the front area and the rear area is small. other of the cooling holes is formed between the second reference cooling holes, said plurality of cooling holes, the cooling adjacent to each other The plurality of cooling holes are formed to have the same hole diameter, and the mutual density is reduced with respect to the hole diameter. The distance between the centers of the cooling holes adjacent to each other is formed in a ratio of 2 to 8 in the front region and the rear region and 9 to 50 in the central region.
この構成によれば、複数の冷却孔が、必要な肉厚を確保可能な範囲において前縁側に形成された第一の基準冷却孔と後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、前領域及び後領域に対し、前領域と後領域との間に位置する中央領域の温度差が小さくなるように、他の冷却孔が形成されているので、熱変形に起因する曲げ応力を効果的に抑止することができる。
すなわち、翼体のコード長方向における温度分布が均一的なものとなって、前領域及び後領域と、中央領域との熱変形の差分が小さくなり、負圧面の法線方向へ引張られるようにしてなる熱変形が小さなものとなる。そして、熱変形が翼高さ方向の基端側から先端側に向かって積み重なり翼体が負圧面側に倒れることが緩和され、発生する曲げ応力が微小なものとなる。
従って、熱変形に起因する曲げ応力を効果的に抑止することができる。
According to this configuration, the plurality of cooling holes have the first reference cooling hole formed on the front edge side and the second reference cooling hole formed on the rear edge side within a range in which a necessary thickness can be secured. However, since the other cooling holes are formed so that the temperature difference between the front region and the rear region is smaller between the front region and the rear region, the bending stress caused by thermal deformation Can be effectively deterred.
That is, the temperature distribution in the cord length direction of the wing body becomes uniform, the difference in thermal deformation between the front region, the rear region, and the central region is reduced, and the blade is pulled in the normal direction of the suction surface. The thermal deformation is small. Then, thermal deformation accumulates from the base end side in the blade height direction toward the tip end side, and the blade body is prevented from falling to the suction surface side, and the generated bending stress becomes minute.
Therefore, bending stress due to thermal deformation can be effectively suppressed.
また、この構成によれば、複数の冷却孔が、冷却孔の密度が中央領域で疎(隣接する冷却孔の間隔が大)となり、前領域及び後領域で密(間隔が小)となるように形成されているので、中央領域における冷却効果が小さなものとなり、前領域及び後領域における冷却効果が大きなものとなる。また、各領域において局所的に冷却効果を変更したり、各領域の冷却効果を大きく変更したりすることが可能となる。すなわち、様々な使用条件に対応させることができ、翼体のコード長方向における温度分布を均一化させることが可能となる。 Further , according to this configuration, the plurality of cooling holes have a density of cooling holes that is sparse in the central region (the interval between adjacent cooling holes is large) and dense in the front region and the rear region (the interval is small). Therefore, the cooling effect in the central region is small, and the cooling effect in the front region and the rear region is large. In addition, the cooling effect can be locally changed in each region, or the cooling effect in each region can be greatly changed. That is, it is possible to cope with various use conditions, and it is possible to make the temperature distribution in the cord length direction of the wing body uniform.
さらに、この構成によれば、同一の孔径に対して、冷却孔の中心間距離が、前領域及び後領域において2以上8以下、中央領域において9以上50以下の比率で形成されているので、前領域及び後領域において強度等に影響を与えない範囲で効果的に冷却効果を高めることができる一方、中央領域の冷却効果を適度に確保する。これにより、翼体のコード長方向における温度分布を容易に均一化させることが可能となる。 Further, according to this configuration, for the same hole diameter, the distance between the centers of the cooling holes is formed in a ratio of 2 to 8 in the front region and the rear region, and 9 to 50 in the central region. While the cooling effect can be effectively enhanced in a range that does not affect the strength or the like in the front region and the rear region, the cooling effect in the central region is appropriately ensured. Thereby, the temperature distribution in the cord length direction of the wing body can be easily made uniform.
また、本発明に係る翼体は、凹面状の正圧面と凸面状の負圧面とが前縁と後縁とを介して連続してなる翼型断面を有し、この翼型断面に交差する翼高さ方向に延在し、冷却流体の流路となる冷却孔が前記前縁から前記後縁に向けて複数配列された翼体であって、前記複数の冷却孔は、必要な肉厚を確保可能な範囲において最も前記前縁側に形成された第一の基準冷却孔と最も前記後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、前記第一の基準冷却孔が含まれる前領域及び前記第二の基準冷却孔が含まれる後領域に対し、前記前領域と前記後領域との間に位置する中央領域の温度差が小さくなるように、前記第一の基準冷却孔と第二の基準冷却孔との間に他の前記冷却孔が形成されており、前記複数の冷却孔は、相互に隣接する前記冷却孔の密度が前記中央領域で疎となり、前記前領域及び前記後領域で密となるように形成されており、前記複数の冷却孔は、同一の孔径で形成され、前記相互に隣接する前記冷却孔の中心間距離をそれぞれ等しく形成した場合における該中心間距離を等間隔中心間距離として仮定したとき、該等間隔中心間距離に対して、実際の前記中心間距離が、前記前領域及び前記後領域において0より大きく、かつ、1以下、前記中央領域において1以上10以下の比率で形成されていることを特徴とする。
この構成によれば、等間隔中心間距離に対して、実際の中心間距離が、前領域及び後領域においてより大きく、かつ、1以下、中央領域において1以上10以下の比率で形成されているので、前領域及び後領域において強度等に影響を与えない範囲で効果的に冷却効果を高めることができる一方、中央領域の冷却効果を適度に確保する。これにより、翼体のコード長方向における温度分布を均一化し易くなる。
In addition, the wing body according to the present invention has an airfoil cross section in which a concave pressure surface and a convex suction surface are continuous via a front edge and a rear edge, and intersects the airfoil cross section. A wing body extending in the blade height direction and having a plurality of cooling holes serving as cooling fluid flow paths arranged from the front edge toward the rear edge, wherein the plurality of cooling holes have a required thickness. The first reference cooling hole formed on the most front edge side and the second reference cooling hole formed on the most rear edge side in a range in which the first reference cooling hole is included, and the first reference cooling hole is included. The first reference cooling hole and the rear area including the second reference cooling hole are arranged such that a temperature difference between a central area located between the front area and the rear area is small. other of the cooling holes is formed between the second reference cooling holes, said plurality of cooling holes, said cooling holes adjacent to each other The cooling holes are formed so as to be sparse in the central region and dense in the front region and the rear region, and the plurality of cooling holes are formed with the same hole diameter, and the cooling holes adjacent to each other are formed. When it is assumed that the center-to-center distances are equally spaced center-to-center distances when the center-to-center distances are equally formed, the actual center-to-center distances relative to the equally-spaced center-to-center distances may be The ratio is greater than 0, 1 or less, and 1 to 10 in the central region.
According to this configuration, the actual center distance is larger in the front region and the rear region than the equally spaced center distance, and is formed in a ratio of 1 or less and 1 or more and 10 or less in the central region. Therefore, the cooling effect can be effectively enhanced within a range that does not affect the strength or the like in the front region and the rear region, while the cooling effect in the central region is appropriately ensured. Thereby, it becomes easy to equalize the temperature distribution in the cord length direction of the wing body.
また、本発明に係る翼体は、凹面状の正圧面と凸面状の負圧面とが前縁と後縁とを介して連続してなる翼型断面を有し、この翼型断面に交差する翼高さ方向に延在し、冷却流体の流路となる冷却孔が前記前縁から前記後縁に向けて複数配列された翼体であって、前記複数の冷却孔は、必要な肉厚を確保可能な範囲において最も前記前縁側に形成された第一の基準冷却孔と最も前記後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、前記第一の基準冷却孔が含まれる前領域及び前記第二の基準冷却孔が含まれる後領域に対し、前記前領域と前記後領域との間に位置する中央領域の温度差が小さくなるように、前記第一の基準冷却孔と第二の基準冷却孔との間に他の前記冷却孔が形成されており、前記前領域に含まれる前記他の冷却孔と前記後領域に含まれる前記他の冷却孔とのうち少なくとも一部は、前記第一の基準冷却孔及び第二の基準冷却孔よりも大きい孔径で形成されていることを特徴とする。
この構成によれば、前領域に含まれる他の冷却孔と後領域に含まれる他の冷却孔とのうち少なくとも一部が、第一の基準冷却孔及び第二の基準冷却孔よりも大きい孔径で形成されているので、大きい孔径で形成された冷却孔に流れる冷却流体の流量が増加すると共に、冷却流体の伝熱面積が増加するので、翼体と冷却流体との間における伝熱量が大きくなる。これにより、前領域及び後領域の冷却効果を大きくすることができ、前領域及び後領域と、中央領域との温度差をさらに小さくすることができる。これにより、翼体のコード長方向における温度分布をさらに容易に均一化することができる。
In addition, the wing body according to the present invention has an airfoil cross section in which a concave pressure surface and a convex suction surface are continuous via a front edge and a rear edge, and intersects the airfoil cross section. A wing body extending in the blade height direction and having a plurality of cooling holes serving as cooling fluid flow paths arranged from the front edge toward the rear edge, wherein the plurality of cooling holes have a required thickness. The first reference cooling hole formed on the most front edge side and the second reference cooling hole formed on the most rear edge side in a range in which the first reference cooling hole is included, and the first reference cooling hole is included. The first reference cooling hole and the rear area including the second reference cooling hole are arranged such that a temperature difference between a central area located between the front area and the rear area is small. the second reference cooling other of said cooling holes are formed between the hole, the rear region and the other cooling holes included in the front region At least a portion of said other cooling holes included is characterized by being formed by a large pore size than the first reference cooling holes and the second reference cooling holes.
According to this configuration, at least a part of the other cooling holes included in the front region and the other cooling holes included in the rear region is larger than the first reference cooling hole and the second reference cooling hole. Therefore, the flow rate of the cooling fluid flowing in the cooling hole formed with a large hole diameter increases, and the heat transfer area of the cooling fluid increases, so the amount of heat transfer between the blade body and the cooling fluid is large. Become. Thereby, the cooling effect of the front region and the rear region can be increased, and the temperature difference between the front region and the rear region and the central region can be further reduced. Thereby, the temperature distribution in the cord length direction of the wing body can be made more easily uniform.
また、本発明に係る翼体は、凹面状の正圧面と凸面状の負圧面とが前縁と後縁とを介して連続してなる翼型断面を有し、この翼型断面に交差する翼高さ方向に延在し、冷却流体の流路となる冷却孔が前記前縁から前記後縁に向けて複数配列された翼体であって、前記複数の冷却孔は、必要な肉厚を確保可能な範囲において最も前記前縁側に形成された第一の基準冷却孔と最も前記後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、前記第一の基準冷却孔が含まれる前領域及び前記第二の基準冷却孔が含まれる後領域に対し、前記前領域と前記後領域との間に位置する中央領域の温度差が小さくなるように、前記第一の基準冷却孔と第二の基準冷却孔との間に他の前記冷却孔が形成されており、前記他の冷却孔のうち前記中央領域に含まれる少なくとも一部は、前記第一の基準冷却孔及び第二の基準冷却孔よりも小径に形成されてなることを特徴とする。
この構成によれば、他の冷却孔のうち中央領域に含まれる少なくとも一部が、第一の基準冷却孔及び第二の基準冷却孔よりも小径に形成されてなるので、小径に形成された冷却孔に流れる冷却流体の流量が減少すると共に、冷却流体の伝熱面積が減少する。すなわち、翼体と冷却流体との間における伝熱量が小さくなる。これにより、中央領域の冷却効果を小さくすることができ、中央領域の温度を相対的に高くすることができる。
従って、前領域及び後領域と、中央領域との温度差をさらに小さくすることができ、翼体のコード長方向における温度分布をさらに容易に均一化することができる。
In addition, the wing body according to the present invention has an airfoil cross section in which a concave pressure surface and a convex suction surface are continuous via a front edge and a rear edge, and intersects the airfoil cross section. A wing body extending in the blade height direction and having a plurality of cooling holes serving as cooling fluid flow paths arranged from the front edge toward the rear edge, wherein the plurality of cooling holes have a required thickness. The first reference cooling hole formed on the most front edge side and the second reference cooling hole formed on the most rear edge side in a range in which the first reference cooling hole is included, and the first reference cooling hole is included. The first reference cooling hole and the rear area including the second reference cooling hole are arranged such that a temperature difference between a central area located between the front area and the rear area is small. other of the cooling holes is formed between the second reference cooling holes, small contained in the central region of the other cooling holes Some and also is characterized by comprising a diameter smaller than said first reference cooling holes and the second reference cooling holes.
According to this configuration, at least a part of the other cooling holes included in the central region is formed to have a smaller diameter than the first reference cooling hole and the second reference cooling hole, and thus formed to have a small diameter. As the flow rate of the cooling fluid flowing through the cooling hole decreases, the heat transfer area of the cooling fluid decreases. That is, the amount of heat transfer between the blade body and the cooling fluid is reduced. Thereby, the cooling effect of a center area | region can be made small and the temperature of a center area | region can be made relatively high.
Therefore, the temperature difference between the front region and the rear region and the central region can be further reduced, and the temperature distribution in the cord length direction of the wing body can be more easily uniformized.
また、前記翼体のコード長は、前記翼高さ方向の基端側から先端側に向かって次第に小さくなっており、前記冷却孔のうち少なくとも一部は、前記翼高さ方向の基端側から前記正圧面又は前記負圧面に貫通していることを特徴とする。
この構成によれば、冷却孔のうち少なくとも一部は、翼高さ方向の基端側から正圧面又は負圧面に貫通しているので、翼高さ方向において、少なくとも基端から貫通孔の開口部までは、前領域及び後領域の冷却効果を高めることができ、相対的に温度を低くすることができる。また、コード長が先端側に向かって次第に小さくなる翼体において、各翼高さのコード長に合わせて冷却孔の数や孔径を最適化して必要な肉厚を確保しつつ、熱変形や熱応力、曲げ応力を緩和することができる。
The cord length of the blade body is gradually reduced from the base end side in the blade height direction toward the tip end side, and at least a part of the cooling hole is at the base end side in the blade height direction. To the pressure surface or the suction surface.
According to this configuration, since at least a part of the cooling hole penetrates from the base end side in the blade height direction to the pressure surface or the suction surface, the opening of the through hole from at least the base end in the blade height direction. Up to the part, the cooling effect of the front region and the rear region can be enhanced, and the temperature can be relatively lowered. In addition, in the blade body where the cord length gradually decreases toward the tip side, the number of cooling holes and the hole diameter are optimized according to the cord length at each blade height to ensure the necessary wall thickness, Stress and bending stress can be relaxed.
また、前記他の冷却孔のうち少なくとも一部は、キャンバーラインよりも前記正圧面側に形成されていることを特徴とする。
この構成によれば、他の冷却孔のうち少なくとも一部は、キャンバーラインよりも正圧面側に形成されているので、負圧面側よりも正圧面側が冷却され、正圧面側がより熱収縮し、負圧面側がより熱膨張する。これにより、負圧面の法線方向への曲げ変形が小さなものとなる。従って、翼高さ方向の基端側から先端側に向かって積み重なり次第に大きくなる曲げ変形が抑止され、発生する曲げ応力が微小なものとなる。
In addition, at least a part of the other cooling holes is formed on the pressure surface side with respect to the camber line.
According to this configuration, at least a part of the other cooling holes is formed on the pressure surface side than the camber line, so the pressure surface side is cooled rather than the suction surface side, and the pressure surface side is more thermally contracted, The negative pressure side expands more thermally. As a result, bending deformation in the normal direction of the suction surface becomes small. Therefore, the bending deformation that is gradually increased from the base end side to the tip end side in the blade height direction is suppressed, and the generated bending stress becomes minute.
また、前記翼体は、所定の取付基準線が設定された取付部を備え、前記翼高さ方向が前記取付基準線に対して、前記正圧面側に傾いていることを特徴とする。
この構成によれば、翼高さ方向が正圧面側に傾いているので、仮に翼体に負圧面の法線方向への曲げ変形が生じたとしても、変形前の傾きにより翼体の曲げ変形を打ち消すことができる。これにより、遠心力による曲げ応力を緩和すると共に、所望の性能を達成できる設計点での所定の位置に翼体を配置させることができる。
Further, the blade body includes an attachment portion in which a predetermined attachment reference line is set, and the blade height direction is inclined to the pressure surface side with respect to the attachment reference line.
According to this configuration, since the blade height direction is inclined to the pressure surface side, even if the blade body is bent in the normal direction of the suction surface, the blade body is deformed by the inclination before the deformation. Can be countered. Thereby, while reducing the bending stress by a centrifugal force, a wing body can be arrange | positioned in the predetermined position in the design point which can achieve desired performance.
そして、本発明に係るガスタービンは、上記いずれかの翼体を用いたことを特徴とする。
この構成によれば、上記いずれかの翼体を用いたので、動翼の翼高さを大きくしたとしても長時間運転に耐える十分な寿命を確保することができ、エネルギー回収率を向上させることができる。
A gas turbine according to the present invention uses any one of the above blades.
According to this configuration, since any one of the blades described above is used, even if the blade height of the moving blade is increased, a sufficient life span that can withstand long-time operation can be ensured, and the energy recovery rate can be improved. Can do.
本発明に係る翼体によれば、熱変形に起因する曲げ応力を効果的に抑止することができる。 According to the wing body of the present invention, bending stress due to thermal deformation can be effectively suppressed.
また、本発明に係るガスタービンによれば、動翼の翼高さを大きくしたとしても長時間運転に耐える十分な寿命を確保することができ、エネルギー回収率を向上させることができる。 Moreover, according to the gas turbine which concerns on this invention, even if it increases the blade height of a moving blade, the sufficient lifetime which can endure long-time driving | running can be ensured, and an energy recovery rate can be improved.
以下、図面を参照し、本発明の実施の形態に
ついて説明する。
(第一実施形態)
図1は、本発明の実施形態に係るガスタービン1の概略構成を示す半断面図である。図1に示すように、ガスタービン1は、圧縮空気cを生成する圧縮機2と、圧縮機2から供給される圧縮空気cに燃料を供給して作動流体である燃焼ガスG1を生成する複数の燃焼器3と、一組一段となったタービン静翼10及びタービン動翼6を四段有し、燃焼器3から供給される燃焼ガスG1により回転動力を発生させるタービン4とを備えている。
Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings.
(First embodiment)
FIG. 1 is a half sectional view showing a schematic configuration of a
また、ガスタービン1には、軸線方向Dに延びるロータ7が、圧縮機2からタービン4まで一体的に取り付けられており、このロータ7は、一端が圧縮機2の上流側に設けられた軸受部7aによって軸線O回りであるタービン4の周方向Rに回転可能に支持されると共に、他端がタービン4の下流側に設けられた軸受部7bによってタービン4の周方向Rに回転可能に支持されている。以下、ロータ7の軸線方向Dにおいて圧縮機2側を前側とし、タービン4側を後側とする。
Further, a
圧縮機2は、空気を取り込む空気取入口2aを前側に配設した圧縮機ケーシング2bと、この圧縮機ケーシング2b内に配設された複数の圧縮機静翼2c及び複数の圧縮機動翼2dとを備えている。圧縮機静翼2cは、それぞれ圧縮機ケーシング2bの内周面に固定されると共にロータ7側に向けて延設され、タービン4の周方向Rに互いに等しい間隔をあけて配列している。また、圧縮機動翼2dは、ロータ7の外周面に固定されると共に圧縮機ケーシング2bの内周面に向けて延設され、タービン4の周方向Rに互いに等しい間隔をあけて配列している。そして、これら圧縮機静翼2cと圧縮機動翼2dとは、軸線方向Dに沿って交互になるように多段に配置されている。
The
燃焼器3は、内部に図示しないバーナを有する内筒3aと、圧縮機2から供給される圧縮空気cを内筒3aに導く外筒3bと、内筒3aに燃料を供給する図示しない燃料噴射器と、内筒3aからの燃焼ガスG1をタービン4に導く尾筒3cとを備えている。複数の燃焼器3は、タービン4の周方向Rに配置されると共に、前端部が圧縮機ケーシング2bの後端部に連結された燃焼器ケーシング3dの内部に配設されている。
The combustor 3 includes an
タービン4は、前端部が燃焼器ケーシング3dの後端部に連結されたタービンケーシング5と、タービンケーシング5内に軸方向に交互に四段に配設されたタービン静翼10及びタービン動翼6とを備えている。各段のタービン静翼10は、周方向Rに環状に等しい間隔をあけて配列され、それぞれタービンケーシング5側に固定されると共にロータ7側に向けて放射状に複数延設されている。同様に、各段のタービン動翼6も、周方向Rに環状に等しい間隔をあけて配列され、ロータ7側に固定されると共にタービンケーシング5側に向けて放射状に延設されている。
このタービン4のタービンケーシング5の後端部には、後側に向けて開口した排気室8が連結されている。この排気室8には、タービン静翼10及びタービン動翼6を通過した燃焼ガスG1の動圧を静圧に変換する排気ディフューザ8aが備えられている。
The turbine 4 includes a
An exhaust chamber 8 that opens toward the rear side is connected to a rear end portion of the
以上のように構成されたガスタービン1においては、まず、圧縮機2の空気取入口2aから取り込まれた空気が、多段に配置された圧縮機静翼2c及び圧縮機動翼2dを通過して圧縮空気cが生成される。次いで、燃焼器3にて、前述したように圧縮空気cに燃料を供給して燃焼させることにより燃焼ガスG1が生成され、この燃焼ガスG1がタービン4に導かれる。そして、この燃焼ガスG1がタービン静翼10及びタービン動翼6が配列する範囲を燃焼ガス流路として通過することでロータ7が回転駆動される。そして、ロータ7を回転駆動した後の排気ガスは、排気室8の排気ディフューザ8aで静圧に変換された後、大気に放出される。
In the
図2は、ガスタービン1の要部拡大断面図である。
図2に示すように、ロータ7は、その外周に第1段〜第4段のタービン動翼6A〜6Dを固定するロータディスク7A〜7Dを備えている。そして、この第1段のロータディスク7Aの上流側には、シールディスク11が同軸に接続されている。このシールディスク11には、上流側からの圧縮空気cの一部を、各タービン動翼6A〜6Dに向かって供給するために貫通したディスクホール11aが、その軸線を中心として互いに等角度間隔をおいて複数形成されている。
FIG. 2 is an enlarged cross-sectional view of a main part of the
As shown in FIG. 2, the
また、第1段のロータディスク7Aには、各ディスクホール11aを通って流れ込んできた圧縮空気cのうち一部を取り込んで、各タービン動翼6Aの内部に形成された冷却流路へと導くラジアルホール7A1が、互いに等角度間隔をおいて複数形成されている。さらに、ロータディスク7Aには、残りの圧縮空気cを第2段に向かって供給するためのディスクホール7A2が、互いに等角度間隔をおいて複数形成されている。
Further, a part of the compressed air c flowing through the
ロータディスク7Aと同様に、各ロータディスク7B,7Cのそれぞれにも、ラジアルホール7B1,7C1と、ディスクホール7B2,7C2がそれぞれ複数形成されている。ロータディスク7Dには、ラジアルホール7D1のみが複数形成されている。
Similarly to the
図3は、タービン動翼6Dの要部拡大断面図であり、図2におけるI−I線断面図である。
図3に示すように、タービン動翼6Dは、凹面状の正圧面21と凸面状の負圧面22とが前縁20aと後縁20bとを介して連続してなる翼型断面となっており、翼高さHが比較的に大きく形成されたものである。このタービン動翼6Dには、上記翼型断面に交差する翼高さ方向に延在し、圧縮空気cの流路となる冷却孔25が複数形成されている。
3 is an enlarged cross-sectional view of a main part of the
As shown in FIG. 3, the
冷却孔25(25a〜25k)は、ラジアルホール7D1に連通しており、翼根底面6dから基端6aを介して先端6bまで穿孔されたものである(図2及び図9参照)。冷却孔25(25a〜25k)は、同一の孔径d1で合計11個形成されており、前縁20aから後縁20bに向けて一列に配列されている。
The cooling holes 25 (25a to 25k) communicate with the radial hole 7D1, and are drilled from the blade
これら複数の冷却孔25(25a〜25k)は、両端に基準冷却孔(第一の基準冷却孔)25a、基準冷却孔(第二の基準冷却孔)25kを有しており、これら基準冷却孔25a,25kに挟まれるようにして他の冷却孔25b〜25jが形成されている。
The plurality of cooling holes 25 (25a to 25k) have a reference cooling hole (first reference cooling hole) 25a and a reference cooling hole (second reference cooling hole) 25k at both ends.
基準冷却孔25aは、最も前縁20a側に形成されており、基準冷却孔25kは、最も後縁20b側に形成されている。
これら基準冷却孔25aと基準冷却孔25kとは、正圧面21及び負圧面22までの肉厚が所定の厚み以上となる範囲において、それぞれ前縁20aと後縁20bとに最も近接する位置に形成されている。
なお、所定の厚みとは、遠心力やガス圧等に対する必要強度、放電加工や鋳造、鍛造、機械加工等の加工精度、燃焼ガスG1や冷却空気による熱負荷等の設計条件によって定められたものである。
The
The
The predetermined thickness is determined by design conditions such as required strength against centrifugal force and gas pressure, machining accuracy such as electric discharge machining, casting, forging, and machining, and heat load due to combustion gas G1 and cooling air. It is.
冷却孔25b〜25jは、基準冷却孔25aが含まれる前領域T1及び基準冷却孔25kが含まれる後領域T2に対し、前領域T1と後領域T2との間に位置する中央領域T3の温度差が小さくなるように、配設されている。
具体的には、冷却孔25は、相互に隣接する冷却孔25(25a〜25k)の密度が中央領域T3で疎(冷却孔の間隔が大)となり、前領域T1及び後領域T2で密(間隔が小)となるように形成されている。
The cooling holes 25b to 25j are different from the front region T1 in which the
Specifically, in the cooling holes 25, the density of the cooling holes 25 (25a to 25k) adjacent to each other is sparse in the central region T3 (the interval between the cooling holes is large) and dense in the front region T1 and the rear region T2 ( The interval is small.
図4は、冷却孔25(25a〜25k)の疎密比を示した第一のグラフであって、相互に隣接する冷却孔25(25a〜25k)の各間隔位置を横軸に、等間隔中心間距離LEに対する実際の中心間距離Lの比率(L/LE)を縦軸に示したものである。なお、等間隔中心間距離LEは、相互に隣接する冷却孔25(25a〜25k)の各間隔を等間隔に形成した仮定における中心間距離をいう。 FIG. 4 is a first graph showing the density ratio of the cooling holes 25 (25a to 25k), with the interval positions of the cooling holes 25 (25a to 25k) adjacent to each other being the horizontal axis and the center of the equal interval. The ratio of the actual center distance L to the distance LE (L / LE) is shown on the vertical axis. In addition, the equidistant center distance LE refers to the center distance on the assumption that the intervals of the cooling holes 25 (25a to 25k) adjacent to each other are formed at equal intervals.
図4に示すように、前領域T1に含まれる一番目の冷却孔25a(第一の基準冷却孔25a)から五番目の冷却孔25eまでの各中心間距離L、及び、七番目の冷却孔25gから十一番目の冷却孔25k(第二の基準冷却孔25k)までの各中心間距離Lが、等間隔中心間距離LEに対して、0.5以上1以下となるように設定されている(0.5≦L/LE≦1)。また、中央領域T3に含まれる五番目の冷却孔25eから七番目の冷却孔25gまでの各中心間距離Lが、等間隔中心間距離LEに対して、1以上3以下に設定されている(1≦L/LE≦3)。
なお、前領域T1,後領域T2におけるL/LEは、0.5よりも小さく設定することが可能であるが、相互に隣接する冷却孔25eが連通しないように(L/LE=0)、0よりも大きくすることが望ましい。
また、中央領域T3におけるL/LEは、3よりも大きくすることが可能であるが、中央領域T3が過熱状態となることを防ぐために、10以下に設定することが望ましい。
As shown in FIG. 4, each center distance L from the
Note that L / LE in the front region T1 and the rear region T2 can be set smaller than 0.5, but the
Further, L / LE in the central region T3 can be larger than 3, but is desirably set to 10 or less in order to prevent the central region T3 from being overheated.
図5は、冷却孔25(25a〜25k)の疎密比を示した第二のグラフであって、相互に隣接する冷却孔25(25a〜25k)の各間隔位置を横軸に、冷却孔25(25a〜25k)の孔径dに対する中心間距離Lの比率(L/d)を縦軸に示したグラフである。
図5に示すように、前領域T1に含まれる一番目の冷却孔25a(第一の基準冷却孔25a)から五番目の冷却孔25eまでの各中心間距離L、及び、七番目の冷却孔25gから十一番目の冷却孔25k(第二の基準冷却孔25k)までの各中心間距離Lが、孔径d1に対して、3〜8に設定されている(3≦L/d≦8)。また、中央領域T3に含まれる五番目の冷却孔25eから七番目の冷却孔25gまでの各中心間距離Lが、孔径d1に対して、9〜20に設定されている(9≦L/d≦20)。
なお、前領域T1,後領域T2におけるL/dは、3よりも小さく設定することが可能であるが、相互に隣接する冷却孔25eが連通しないように(L/d=1)、2以上とすることが望ましい。
また、中央領域T3におけるL/dは、20よりも大きくすることが可能であるが、中央領域T3が過熱状態となることを防ぐために、50以下に設定することが望ましい。
FIG. 5 is a second graph showing the density ratio of the cooling holes 25 (25a to 25k). The cooling holes 25 have the horizontal axis as the interval between the cooling holes 25 (25a to 25k) adjacent to each other. It is the graph which showed the ratio (L / d) of the distance L between centers with respect to the hole diameter d of (25a-25k) on the vertical axis | shaft.
As shown in FIG. 5, the center-to-center distance L from the
Note that L / d in the front region T1 and the rear region T2 can be set smaller than 3, but two or more so that the
Further, L / d in the central region T3 can be larger than 20, but it is desirable to set it to 50 or less in order to prevent the central region T3 from being overheated.
次に、ガスタービン1の動作について、図を用いて説明する。
まず、図2に示すように、圧縮機2から抽気されて供給される圧縮空気cのうち一部が、回転するシールディスク11に向かって供給され、各ディスクホール11aを通り抜けてから第1段のロータディスク7Aへと供給される。そして、この供給された圧縮空気cは、順次ディスクホール7A2〜7C2を経て、ロータディスク7Dのラジアルホール7D1に到達する。
Next, operation | movement of the
First, as shown in FIG. 2, a part of the compressed air c extracted and supplied from the
ラジアルホール7D1に到達した圧縮空気cは、冷却孔25(25a〜25k)を翼根底面6d側から基端6a側を介して先端6b側に向けて流れる。この際、冷却孔25(25a〜25k)を流れる圧縮空気cは、冷却孔25(25a〜25k)の各内周面からタービン動翼6Dと熱交換を行う。
The compressed air c that has reached the radial hole 7D1 flows through the cooling holes 25 (25a to 25k) from the blade
図3に示すように、前領域T1及び後領域T2においては、冷却孔25の密度が大きく単位面積当たりにおいて、冷却孔25の開口面積が多く、圧縮空気cの流量が多くなる。一方、中央領域T3においては、冷却孔25の密度が小さく単位面積当たりにおいて、冷却孔25の開口面積が少なく、圧縮空気cの流量が少なくなる。タービン動翼6Dから熱を吸熱した圧縮空気cは、先端6bから流出して燃焼ガスG1に合流する。
As shown in FIG. 3, in the front region T1 and the rear region T2, the density of the cooling holes 25 is large, and the opening area of the cooling holes 25 is large per unit area, and the flow rate of the compressed air c is increased. On the other hand, in the central region T3, the density of the cooling holes 25 is small and the opening area of the cooling holes 25 is small per unit area, and the flow rate of the compressed air c is reduced. The compressed air c that has absorbed heat from the
図6は、タービン動翼6Dのある翼高さ位置における翼表面の温度分布図であり、横軸に翼表面周り上の位置を示し、縦軸に温度を示したものである。なお、比較対象として冷却孔25の中心間距離Lを等間隔中心間距離LEとした場合おけるタービン動翼6D´の翼表面の温度分布図を破線で示している。
また、図6の横軸において、0が前縁(20a)を、1及び−1が後縁(20b)を、+が正圧面21を、−が負圧面22をそれぞれ示している。
FIG. 6 is a temperature distribution diagram of the blade surface at a blade height position where the
Further, in the horizontal axis of FIG. 6, 0 indicates the front edge (20a), 1 and -1 indicate the rear edge (20b), + indicates the
図6に示すように、タービン動翼6D,6D´の双方とも、前縁(20a)及び後縁(20b)が高温となっている。これは、必要な肉厚を確保するには第一の基準冷却孔(25a)及び第二の基準冷却孔(25k)をそれぞれ肉厚の薄い前縁(20a)及び後縁(20b)に近接させることができないためであり、冷却効果が小さくなるためである。
ここで、図6に示すように、タービン動翼6D´においては、正圧面及び負圧面において温度が上昇せずに、概略一定であり、翼表面周りにおける前縁及び後縁の高温部と中央部との温度差がΔT2となっている。
一方、図6に示すように、タービン動翼6Dの正圧面21及び負圧面22においては、温度が上昇しており、翼表面周りにおける前縁及び後縁の高温部と中央部との温度差がΔT1となっており、ΔT2と比較して、温度差が小さくなっている。
As shown in FIG. 6, the front edge (20a) and the rear edge (20b) of both
Here, as shown in FIG. 6, in the
On the other hand, as shown in FIG. 6, the temperature increases on the
すなわち、動翼6Dのコード長方向における温度分布がタービン動翼6D´よりも均一的なものとなって、前領域T1及び後領域T2と、中央領域T3との熱変形の差分が小さくなり、負圧面22の法線方向への曲げ変形が小さなものとなる。つまり、翼高さ方向の基端6a側から先端6b側に向かって、曲げ変形が積み重なって次第に大きくなることがなく、発生する曲げ応力が微小なものとなる。
That is, the temperature distribution in the code length direction of the
このようにして、タービン動翼6Dの翼高さが大きくなっても要求される強度を満足することができる。このようなガスタービン1は、タービン動翼6Dの翼高さが大きくなっているために、燃焼ガスG1のエネルギーを高効率で回収する。
In this way, the required strength can be satisfied even when the blade height of the
以上説明したように、ガスタービン1によれば、複数の冷却孔25が、必要な肉厚を確保可能な範囲において前縁20a側に形成された基準冷却孔25aと後縁20b側に形成された基準冷却孔25kとを有し、前領域T1及び後領域T2に対し、前領域T1と後領域T2との間に位置する中央領域T3の温度差が小さくなるように、他の冷却孔25b〜25jが形成されているので、熱変形に起因する曲げ応力を効果的に抑止することができる。
As described above, according to the
すなわち、動翼6Dの温度分布がより均一的なものとなって、前領域T1及び後領域T2と、中央領域T3との熱変形の差分が小さくなり、負圧面22の法線方向への曲げ変形が小さなものとなる。つまり、曲げ変形が翼高さ方向の基端6a側から先端6b側に向かって積み重なって次第に大きくなることがなく、発生する曲げ応力が微小なものとなる。従って、熱変形に起因する曲げ応力を効果的に抑止することができる。
That is, the temperature distribution of the moving
また、複数の冷却孔25が、冷却孔25の密度が中央領域T3で疎となり、前領域T1及び後領域T2で密となるように形成されているので、中央領域T3における冷却効果が小さなものとなり、前領域T1及び後領域T2における冷却効果が大きなものとなる。これにより、局所的に冷却効果を得ることができる。すなわち、様々な使用条件に対応させることができ、タービン動翼6Dのコード長方向における温度分布を均一化させることが可能となる。
In addition, since the cooling holes 25 are formed so that the density of the cooling holes 25 is sparse in the central region T3 and dense in the front region T1 and the rear region T2, the cooling effect in the central region T3 is small. Thus, the cooling effect in the front region T1 and the rear region T2 becomes large. Thereby, a cooling effect can be acquired locally. That is, it is possible to cope with various use conditions, and the temperature distribution in the code length direction of the
また、冷却孔25a〜25kの孔径d1に対して、冷却孔25a〜25kの各中心間距離Lが、前領域T1及び後領域T2において3〜8、中央領域T3において9〜20の比率で形成されている。
また、等間隔中心間距離LEに対して、実際の中心間距離Lが、前領域T1及び後領域T2において0.5以上1以下、中央領域T3において1以上3以下の比率で形成されているので、前領域T1及び後領域T2において強度等に影響を与えない範囲で効果的に冷却効果を高めることができる一方、中央領域T3の冷却効果を適度に確保する。これにより、タービン動翼6Dのコード長方向における温度分布を容易に均一化させることが可能となる。
Further, with respect to the hole diameter d1 of the
In addition, with respect to the equidistant center distance LE, the actual center distance L is formed in a ratio of 0.5 to 1 in the front region T1 and the rear region T2, and 1 to 3 in the central region T3. Therefore, the cooling effect can be effectively enhanced within a range that does not affect the strength or the like in the front region T1 and the rear region T2, while the cooling effect in the central region T3 is appropriately ensured. Thereby, the temperature distribution in the code length direction of the
なお、この第一実施形態では、各領域T1,T2,T3内における各々の冷却孔は不等間隔で形成したが、同じ領域内であれば、そのうちの一部または全ての冷却孔が等間隔に形成された領域があってもよい。 In this first embodiment, the cooling holes in each of the regions T1, T2, T3 are formed at unequal intervals. However, if they are in the same region, some or all of the cooling holes are equally spaced. There may be a region formed on the surface.
また、第一実施形態では、冷却孔25の数を11個としたが、他の数であってもよいのは勿論である。
また、第一実施形態では、圧縮空気cを冷却空気としたが、この圧縮空気cを冷却する機構を介して冷却孔25に供給する構成としてもよいし、圧縮機2に代えて外部から冷却空気を供給する構成にしてもよい。
また、第一実施形態では、タービン動翼6Dに本発明を適用したが、タービン動翼6A〜6Cに適用してもよく、タービン静翼10に適用してもよい。また、圧縮機静翼2c及び圧縮機動翼2dに本発明を適用してもよい。
また、第一実施形態では、L/d及びL/LEに関する望ましい数値について述べたが、上述した数値に限定する趣旨ではない。例えば、翼の翼高さが大きくなるに従って中央領域T3におけるL/d及びL/LEの上限の数値は大きくなる。
In the first embodiment, the number of cooling holes 25 is 11. However, other numbers may be used as a matter of course.
In the first embodiment, the compressed air c is the cooling air. However, the compressed air c may be supplied to the cooling holes 25 through a mechanism for cooling the compressed air c, or may be cooled from the outside instead of the
In the first embodiment, the present invention is applied to the
In the first embodiment, desirable numerical values related to L / d and L / LE have been described. However, the present invention is not limited to the numerical values described above. For example, the upper limit numerical values of L / d and L / LE in the central region T3 increase as the blade height of the blade increases.
(第二実施形態)
図7は、本発明の第二実施形態に係るタービン動翼6Eの要部断面図であって、第一実施形態の図3に相当する図である。なお、図1から図6と同様の構成要素を示すものには同一の符号を付して、説明を省略する。
(Second embodiment)
FIG. 7 is a cross-sectional view of the main part of the
図7に示すように、タービン動翼6Eは、冷却孔25a〜25kのうち、前領域T1に含まれる冷却孔25b,25cと、後領域T2に含まれる冷却孔25i,25jとが、基準冷却孔25a,25kの孔形d1よりも大きい孔径d2で形成されている。
As shown in FIG. 7, the
この構成によれば、冷却孔25b,25c,25i,25jに流れる圧縮空気cの流量が増加すると共に、圧縮空気cの伝熱面積が増加するので、タービン動翼6Eと圧縮空気cとの間における伝熱量が大きくなる。これにより、前領域T1及び後領域T2の冷却効果を大きくすることができ、前領域T1及び後領域T2と、中央領域T3との温度差をさらに小さくすることができる。これにより、タービン動翼6Eのコード長方向における温度分布を、さらに容易に均一化することができる。
According to this configuration, the flow rate of the compressed air c flowing through the
なお、本第二実施形態のように、前領域T1と後領域T2とに含まれる基準冷却孔25a,25kを除く冷却孔25b〜25e及び冷却孔25g〜25jの全てについて、孔径d2で形成される必要はなく、例えば、冷却孔25d,25hのみを孔径d2に形成しても前領域T1と後領域T2とのそれぞれの冷却効果を高めることができる。
また、本第二実施形態のように、冷却孔25b,25c,25i,25jの全てが同じ孔径d2で形成される必要はなく、例えば、冷却孔25b,25jを孔径d2とし、冷却孔25c,25iの孔径は孔径d2より大きくしてもよい。
As in the second embodiment, all of the cooling holes 25b to 25e and the
Further, unlike the second embodiment, it is not necessary that all the
(第三実施形態)
図8は、本発明の第三実施形態に係るタービン動翼6Fの要部断面図であって、第一実施形態の図3に相当する図である。なお、図1から図7と同様の構成要素を示すものには同一の符号を付して、説明を省略する。
(Third embodiment)
FIG. 8 is a cross-sectional view of the main part of the
図8に示すように、タービン動翼6Fは、冷却孔25a〜25kのうち、中央領域T3に含まれる冷却孔25e,25f,25gが、基準冷却孔25a,25kよりも小さい孔径d3で形成されている。
As shown in FIG. 8, in the
これらの冷却孔25e,25f,25gは、冷却孔25fが温度を相対的に高く設定した中央領域T3内部に位置し、冷却孔25e,25gが前領域T1及び後領域T2との領域境界において中央領域T3に属している。
These
この構成によれば、冷却孔25e,25f,25gに流れる圧縮空気cの流量が減少すると共に、圧縮空気cの伝熱面積が減少するので、タービン動翼6Fと圧縮空気cとの間における伝熱量が小さくなる。これにより、中央領域T3の冷却効果を小さくすることができ中央領域T3の温度を相対的に高くすることができる。
従って、前領域T1及び後領域T2と、中央領域T3との温度差をさらに小さくすることができ、タービン動翼6Fのコード長方向における温度分布をさらに容易に均一化することができる。
According to this configuration, the flow rate of the compressed air c flowing through the
Therefore, the temperature difference between the front region T1 and the rear region T2 and the central region T3 can be further reduced, and the temperature distribution in the code length direction of the
なお、この第三実施形態のように、他の冷却孔25b〜25jのうち中央領域T3に含まれる冷却孔25e〜25gの全てが小径である必要はなく、例えば、冷却孔25fの孔径のみ、又は、冷却孔25fと25gとの孔径を小さくしても、上記と同様に、中央領域T3の温度を相対的に高くすることができる。
また、冷却孔25e〜25gの全てが同じ孔径d3で形成される必要はなく、例えば、冷却孔25e,25gを孔径d3とし、冷却孔25fの孔径は孔径d3より小さくてもよい。
In addition, like this third embodiment, it is not necessary that all the
Further, it is not necessary that all the
(第四実施形態)
図9は、本発明の第四実施形態に係るタービン動翼6Gの外観構成図である。なお、図1から図8と同様の構成要素を示すものには同一の符号を付して、説明を省略する。
(Fourth embodiment)
FIG. 9 is an external configuration diagram of a
図9に示すように、タービン動翼6Gは、基端6aから先端6bに向かうに従って、コード長(翼弦)が次第に小さくなっている。
このタービン動翼6Gは、冷却孔25b〜25jが、基端6aから先端6bまでの翼高さH(径方向)の全てにおいて延在している。
As shown in FIG. 9, in the
In the
一方、基準冷却孔25a,25kは、前縁20a及び後縁20bにそれぞれ近接しており、基端6aから正圧面21に貫通している。この基準冷却孔25a,25kは、翼高さ方向において1/3H程度、延在している。
なお、各冷却孔25は、図9に示すように、翼根底面6dから基端6aまでは、径方向に略平行に延在し、基端6aから先端6bに向かってコード長方向の中央側に向かうようにそれぞれ傾きを持って延在している。
On the other hand, the
As shown in FIG. 9, each cooling
この構成によれば、上述した基準冷却孔25a,25kから正圧面21及び負圧面22までの肉厚を薄くすることが可能である。すなわち、基準冷却孔25a,25kが途中で正圧面21に貫通し、翼高さ方向において1/3H程度のみ延在するだけであるので、放電加工の加工誤差による基準冷却孔25a,25kの形成位置の振れ幅が小さくなり、必用肉厚を大きく取る必要がなくなる。これにより、基準冷却孔25a,25kを前縁20aと、後縁20bとに近接させることができる。
According to this configuration, it is possible to reduce the thickness from the
また、この構成によれば、少なくとも基端6aから1/3Hは、前領域T1及び後領域T2の冷却効果を高めることができ、相対的に温度を低くすることができる。これにより、少なくとも基端6aから1/3Hは、さらにタービン動翼6Gのコード長方向における温度分布が均一的なものとなって、前領域T1及び後領域T2と、中央領域T3との熱変形の差分が小さくなる。そして、負圧面22の法線方向への曲げ変形が微小なものとなる。つまり、少なくとも基端6aから1/3Hは、曲げ変形が効果的に抑止されるので、翼高さ方向の基端6a側から先端6b側に向かって積み重なって次第に大きくなる曲げ変形が緩和され、発生する曲げ応力を非常に小さくすることができる。
また、この構成によれば、コード長が翼高さ方向の基端6a側から先端6b側に向かって次第に小さくなるタービン動翼6Gにおいて、全ての冷却孔25を先端6bまで貫通した場合に先端6b側において隣接する冷却孔25が接近しすぎて必要な肉厚の確保が困難となったり、冷却孔25の孔径を十分大きくすることができなくなったりすることを回避することができる。よって、各翼高さのコード長に合わせて冷却孔25の数や孔径を最適化して必要な肉厚を確保しつつ、熱変形や熱応力、曲げ応力を緩和することができる。
従って、熱変形に起因する曲げ応力を効果的に抑止することができる。
Further, according to this configuration, at least 1 / 3H from the
Further, according to this configuration, in the
Therefore, bending stress due to thermal deformation can be effectively suppressed.
なお、この第四実施形態では、冷却孔25a,25kを、正圧面21に貫通させる構成としたが、負圧面22に貫通させてもよい。また、必ずしも冷却孔25a,25kの双方を貫通させる必要はないし、一方を正圧面21に他方を負圧面22に貫通させる構成としてもよい。
また、冷却孔25a,25kに限定されることはなく、他の冷却孔25b〜25jのうち少なくとも一部を正圧面21及び/または負圧面22に貫通させてもよい。
また、この第四実施形態では、翼高さ方向における貫通孔の位置を1/3程度としたが、1/3〜1/2程度とすると、放電加工の加工誤差による振れ幅を小さいものとし、かつ、熱変形を効果的に抑止することができる。
In the fourth embodiment, the cooling holes 25 a and 25 k are configured to penetrate the
Moreover, it is not limited to the cooling holes 25 a and 25 k, and at least a part of the other cooling holes 25 b to 25 j may penetrate the
In the fourth embodiment, the position of the through hole in the blade height direction is set to about 1/3. However, if the position is set to about 1/3 to 1/2, the fluctuation width due to the machining error of the electric discharge machining is small. And thermal deformation can be suppressed effectively.
(第五実施形態)
図10は、本発明の第五実施形態に係るタービン動翼6Hの要部断面図であって、第一実施形態の図3に相当する図である。なお、図1から図9と同様の構成要素を示すものには同一の符号を付して、説明を省略する。
(Fifth embodiment)
FIG. 10 is a cross-sectional view of a main part of a
図10に示すように、タービン動翼6Hは、冷却孔25b〜25jが、翼型断面において内接円の中心を結んだキャンバー線Pよりも正圧面21側に位置している。また、冷却孔25b〜25jは、前領域T1及び後領域T2においては、中央領域T3に近いものほどキャンバー線Pから離間して正圧面21側に寄っており、中央領域T3内に含まれる冷却孔25e,25fがキャンバー線Pから最も離間して正圧面21に近接している。
As shown in FIG. 10, in the
この構成によれば、冷却孔25b〜25jは、キャンバーラインPよりも正圧面21側に形成されているので、負圧面22側よりも正圧面21側が冷却され、正圧面側がより熱収縮し、負圧面側がより熱膨張する。これにより、負圧面22の法線方向への曲げ変形が小さなものとなる。従って、翼高さ方向の基端6a側から先端6b側に向かって積み重なって次第に大きくなる曲げ変形が抑止され、発生する曲げ応力が微小なものとなる。
従って、熱変形に起因する曲げ応力をより効果的に抑止することができる。
According to this configuration, since the cooling holes 25b to 25j are formed closer to the
Therefore, bending stress due to thermal deformation can be more effectively suppressed.
なお、この第五実施形態では、冷却孔25b〜25jの全てを、一列に配置させる構成としたが、散在的に配置させる構成でもよい。
また、第五実施形態では、冷却孔25b〜25jを、キャンバーラインPよりも正圧面21側に形成したが、一部のみをキャンバーラインPよりも正圧面21側に形成してもよい。
In the fifth embodiment, all the cooling holes 25b to 25j are arranged in a line, but may be arranged in a scattered manner.
In the fifth embodiment, the cooling holes 25 b to 25 j are formed on the
(第六実施形態)
図11は、本発明の第六実施形態に係るタービン動翼6Iの概略構成斜視図であり、図12は、図11におけるII矢視図である。なお、図1から図10と同様の構成要素を示すものには同一の符号を付して、説明を省略する。
(Sixth embodiment)
FIG. 11 is a schematic configuration perspective view of a turbine rotor blade 6I according to a sixth embodiment of the present invention, and FIG. 12 is a view taken in the direction of arrow II in FIG. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to what shows the same component as FIGS. 1-10, and description is abbreviate | omitted.
図11に示すように、タービン動翼6Iは、ロータディスク7A〜7Dに固定するための取付部6cを有している。この取付部6cの中心軸線(取付基準線)Q1は、ロータディスク7A〜7Dの固定時において径方向に向くように設定されている。
図12に示すように、このようなタービン動翼6Iは、取付基準線Q1に対して翼高さ方向が正圧面21側に角度α傾いている(一点鎖線Q2に沿った方向)。
As shown in FIG. 11, the turbine rotor blade 6I has an
As shown in FIG. 12, in such a turbine rotor blade 6I, the blade height direction is inclined at an angle α toward the
この構成によれば、径方向に対して翼高さ方向が正圧面21側に傾いているので、仮にタービン動翼6Iに負圧面22の法線方向への曲げ変形が生じたとしても、翼高さ方向が径方向に向く。すなわち、タービン動翼6Iの曲げ変形を打ち消すことができる。
換言すると、タービン動翼6Iの各断面毎の曲げ変形量、および、各曲げ変形量を翼高さ方向に積み重ねた結果、負圧面22側に倒れるタービン動翼6Iの傾斜角を予め計算や実験によって求めておき、この傾斜角をαとして取付基準線Q1に対してタービン動翼6Iを逆の正圧面21側に傾斜させる(一点鎖線Q2に沿った方向)。これにより、運転中のタービン動翼6Iに生じる負圧面22側への曲げ変形により、傾斜角αは略0度、すなわち、タービン動翼6Iは取付基準線Q1に沿った方向に戻る。よって、運転中の遠心力の働く方向にタービン動翼6Iは略一致するため、遠心力により動翼6Iの基端6a近傍に主に生じる曲げ応力を緩和できると共に、所望の性能を発揮できる設計点での所定の位置(取付基準線Q1方向に沿った位置)にタービン動翼6Iを配置することができる。
According to this configuration, since the blade height direction is inclined toward the
In other words, the bending deformation amount for each cross section of the turbine rotor blade 6I and the inclination angle of the turbine rotor blade 6I falling to the
なお、上述した実施の形態において示した動作手順、あるいは各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。 Note that the operation procedure shown in the above-described embodiment, various shapes and combinations of the constituent members, and the like are examples, and various modifications can be made based on design requirements and the like without departing from the gist of the present invention.
1…ガスタービン
6(6A〜6I)…タービン動翼(翼体)
6a…基端
6b…先端
20a…前縁
20b…後縁
21…正圧面
22…負圧面
25(25a〜25k)…冷却孔
25a…基準冷却孔(第一の基準冷却孔)
25b…基準冷却孔(第一の基準冷却孔)
25b〜25j…他の冷却孔
H…翼高さ
L…中心間距離
P…キャンバー線
c…圧縮空気c
d(d1〜d3)…孔径
LE…等間隔中心間距離
T1…前領域
T2…後領域
T3…中央領域
1 ... Gas turbine 6 (6A-6I) ... Turbine blade (blade)
6a ...
25b ... reference cooling hole (first reference cooling hole)
25b to 25j ... other cooling holes H ... blade height L ... center-to-center distance P ... camber wire c ... compressed air c
d (d1 to d3) ... hole diameter LE ... equidistant center distance T1 ... front region T2 ... rear region T3 ... center region
Claims (10)
前記複数の冷却孔は、必要な肉厚を確保可能な範囲において最も前記前縁側に形成された第一の基準冷却孔と最も前記後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、
前記第一の基準冷却孔が含まれる前領域及び前記第二の基準冷却孔が含まれる後領域に対し、前記前領域と前記後領域との間に位置する中央領域の温度差が小さくなるように、前記第一の基準冷却孔と第二の基準冷却孔との間に他の前記冷却孔が形成されており、
前記複数の冷却孔は、相互に隣接する前記冷却孔の密度が前記中央領域で疎となり、前記前領域及び前記後領域で密となるように形成されており、
前記複数の冷却孔は、同一の孔径で形成され、
前記孔径に対して、前記相互に隣接する冷却孔の中心間距離が、前記前領域及び前記後領域において2以上8以下、前記中央領域において9以上50以下の比率で形成されていることを特徴とする翼体。 A concave pressure surface and a convex suction surface have an airfoil cross section that is continuous via a leading edge and a trailing edge, and extend in the blade height direction intersecting the airfoil cross section, and are cooled A plurality of cooling holes serving as fluid flow paths arranged from the front edge toward the rear edge,
The plurality of cooling holes have a first reference cooling hole formed on the most front edge side and a second reference cooling hole formed on the most rear edge side within a range in which a necessary thickness can be secured. ,
A temperature difference between a front region including the first reference cooling hole and a rear region including the second reference cooling hole is reduced in a central region located between the front region and the rear region. In addition, the other cooling hole is formed between the first reference cooling hole and the second reference cooling hole,
The plurality of cooling holes are formed such that the density of the cooling holes adjacent to each other is sparse in the central region, and is dense in the front region and the rear region,
The plurality of cooling holes are formed with the same hole diameter,
The distance between the centers of the cooling holes adjacent to each other with respect to the hole diameter is formed in a ratio of 2 to 8 in the front region and the rear region, and 9 to 50 in the central region. Wing body.
前記複数の冷却孔は、必要な肉厚を確保可能な範囲において最も前記前縁側に形成された第一の基準冷却孔と最も前記後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、
前記第一の基準冷却孔が含まれる前領域及び前記第二の基準冷却孔が含まれる後領域に対し、前記前領域と前記後領域との間に位置する中央領域の温度差が小さくなるように、前記第一の基準冷却孔と第二の基準冷却孔との間に他の前記冷却孔が形成されており、
前記複数の冷却孔は、相互に隣接する前記冷却孔の密度が前記中央領域で疎となり、前記前領域及び前記後領域で密となるように形成されており、
前記複数の冷却孔は、同一の孔径で形成され、
前記相互に隣接する前記冷却孔の中心間距離をそれぞれ等しく形成した場合における該中心間距離を等間隔中心間距離として仮定したとき、該等間隔中心間距離に対して、実際の前記中心間距離が、前記前領域及び前記後領域において0より大きく、かつ、1以下、前記中央領域において1以上10以下の比率で形成されていることを特徴とする翼体。 A concave pressure surface and a convex suction surface have an airfoil cross section that is continuous via a leading edge and a trailing edge, and extend in the blade height direction intersecting the airfoil cross section, and are cooled A plurality of cooling holes serving as fluid flow paths arranged from the front edge toward the rear edge,
The plurality of cooling holes have a first reference cooling hole formed on the most front edge side and a second reference cooling hole formed on the most rear edge side within a range in which a necessary thickness can be secured. ,
A temperature difference between a front region including the first reference cooling hole and a rear region including the second reference cooling hole is reduced in a central region located between the front region and the rear region. In addition, the other cooling hole is formed between the first reference cooling hole and the second reference cooling hole,
The plurality of cooling holes are formed such that the density of the cooling holes adjacent to each other is sparse in the central region, and is dense in the front region and the rear region,
The plurality of cooling holes are formed with the same hole diameter,
When the distance between the centers when the distances between the centers of the cooling holes adjacent to each other are equally formed is assumed as the distance between the equally spaced centers, the actual distance between the centers with respect to the distance between the equally spaced centers. Is formed at a ratio of greater than 0 in the front region and the rear region, 1 or less, and 1 or more and 10 or less in the central region.
前記複数の冷却孔は、必要な肉厚を確保可能な範囲において最も前記前縁側に形成された第一の基準冷却孔と最も前記後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、
前記第一の基準冷却孔が含まれる前領域及び前記第二の基準冷却孔が含まれる後領域に対し、前記前領域と前記後領域との間に位置する中央領域の温度差が小さくなるように、前記第一の基準冷却孔と第二の基準冷却孔との間に他の前記冷却孔が形成されており、
前記前領域に含まれる前記他の冷却孔と前記後領域に含まれる前記他の冷却孔とのうち少なくとも一部は、前記第一の基準冷却孔及び第二の基準冷却孔よりも大きい孔径で形成されていることを特徴とする翼体。 A concave pressure surface and a convex suction surface have an airfoil cross section that is continuous via a leading edge and a trailing edge, and extend in the blade height direction intersecting the airfoil cross section, and are cooled A plurality of cooling holes serving as fluid flow paths arranged from the front edge toward the rear edge,
The plurality of cooling holes have a first reference cooling hole formed on the most front edge side and a second reference cooling hole formed on the most rear edge side within a range in which a necessary thickness can be secured. ,
A temperature difference between a front region including the first reference cooling hole and a rear region including the second reference cooling hole is reduced in a central region located between the front region and the rear region. In addition, the other cooling hole is formed between the first reference cooling hole and the second reference cooling hole,
At least a part of the other cooling holes included in the front region and the other cooling holes included in the rear region has a larger diameter than the first reference cooling hole and the second reference cooling hole. A wing body characterized by being formed.
前記複数の冷却孔は、必要な肉厚を確保可能な範囲において最も前記前縁側に形成された第一の基準冷却孔と最も前記後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、
前記第一の基準冷却孔が含まれる前領域及び前記第二の基準冷却孔が含まれる後領域に対し、前記前領域と前記後領域との間に位置する中央領域の温度差が小さくなるように、前記第一の基準冷却孔と第二の基準冷却孔との間に他の前記冷却孔が形成されており、
前記他の冷却孔のうち前記中央領域に含まれる少なくとも一部は、前記第一の基準冷却孔及び第二の基準冷却孔よりも小径に形成されてなることを特徴とする翼体。 A concave pressure surface and a convex suction surface have an airfoil cross section that is continuous via a leading edge and a trailing edge, and extend in the blade height direction intersecting the airfoil cross section, and are cooled A plurality of cooling holes serving as fluid flow paths arranged from the front edge toward the rear edge,
The plurality of cooling holes have a first reference cooling hole formed on the most front edge side and a second reference cooling hole formed on the most rear edge side within a range in which a necessary thickness can be secured. ,
A temperature difference between a front region including the first reference cooling hole and a rear region including the second reference cooling hole is reduced in a central region located between the front region and the rear region. In addition, the other cooling hole is formed between the first reference cooling hole and the second reference cooling hole,
At least a part of the other cooling hole included in the central region is formed to have a smaller diameter than the first reference cooling hole and the second reference cooling hole.
前記冷却孔のうち少なくとも一部は、前記翼高さ方向の基端側から前記正圧面又は前記負圧面に貫通していることを特徴とする請求項1から6のうちいずれか一項に記載の翼体。 The cord length of the wing body gradually decreases from the base end side in the blade height direction toward the tip end side,
7. The cooling hole according to claim 1, wherein at least a part of the cooling hole penetrates the pressure surface or the suction surface from a base end side in the blade height direction. Wing body.
前記翼高さ方向が前記取付基準線に対して、前記正圧面側に傾いていることを特徴とする請求項1から8のうちいずれか一項に記載の翼体。 The wing body includes an attachment portion in which a predetermined attachment reference line is set,
The wing body according to any one of claims 1 to 8, wherein the blade height direction is inclined toward the pressure surface side with respect to the attachment reference line.
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