JPH0312641B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

本発明は、燃焼タービンのロータの翼に関し、
更に詳細には、陸上に設置する燃焼タービンの冷
却型第１段ロータ翼に関する。 ロータの翼及びステータの羽根は、燃焼タービ
ンの発電サイクルにおいて非常に重要な要素であ
る。翼あるいは羽根の各列においてそれぞれ独特
なエーロホイルの形状は、その列を通過する空気
流の形状を決定して膨張するガスの速度を支配
し、タービンの各段の間に仕事を分配する。 タービンのエーロホイルは典型的にはほぼ同一
の形状を有する、即ち各エーロホイルは典型的に
は前端部分、後端部分、凹形表面、及び凸形表面
を有するが、或る特定の列の翼あるいは羽根に共
通なエーロホイルの形状は、そのタービン内部の
他の全ての列のエーロホイルの形状とは異なる。
同様に、設計が異なる２つのタービンは同じエー
ロホイルを共有することはない。素人の観察者に
とつては細かいことのように思えるエーロホイル
形状の構造的な差異は、エーロホイルの空気力学
的特性、応力パターン、動作温度、及び固有周波
数に有意の変化をもたらす。これらの変化は更
に、境界条件（タービン入口温度、コンプレツサ
圧力比、及び機関速度）内におけるエーロホイル
の動作寿命を決定する。これらの境界条件は、一
般にはエーロホイルの開発以前に決まるものであ
る。 かくして、タービン設計の或る特定の組の全体
パラメータが与えられた状況のもとで、エーロホ
イルの形状の構造的な改良を或る特定の組み合わ
せで行なうと、空気力学的損失が減少し、タービ
ンの効率及び性能がタービン入口温度を増加せず
して向上する（出力パワーが増加する）。エーロ
ホイル構造体の形状の改良を行なうと、また、エ
ーロホイルの冷却効率が増加し、それによりエー
ロホイルの動作寿命及び信頼性が向上する。 本発明の一実施例によれば、100メガワツトの
範囲の電力を発生する発電機を駆動可能な陸上設
置型燃焼タービンの冷却型第１段ロータのエーロ
ホイル翼は、前端と後端及びそれらの間に延びる
凹形及び凸形表面を有し滑らかなエーロホイル表
面を提供するエーロホイル部分と、前記翼をター
ビンのロータへ固定する付根部分と、前記エーロ
ホイル部分を前記付根部分へ結合するプラツトホ
ームとから成り、前記エーロホイル部分は半径方
向距離が増加するに従つて徐々に減少する横断面
積を有し、前記凹形表面と凸形表面の間の最大の
横断面厚さは半径方向距離が増加するに従つてほ
ぼ2.45cm（1.0インチ）からほぼ1.98cm（0.78イン
チ）へ減少し、横断面の幅は半径方向距離が増加
するに従つてほぼ9.79cm（3.853インチ）からほ
ぼ8.23cm（3.240インチ）へ減少し、弦長は半径
方向距離が増加するに従つてほぼ10.29cm（4.05
インチ）から10.07cm（3.965インチ）へ減少し、
前記前端は半径方向距離が増加するに従つてほ
0.358cm（0.141インチ）からほぼ0.259cm（0.102
インチ）へ減少する半径を有することを特徴とす
る。 本明細書に述べる好ましい実施例において、燃
焼タービンロータの翼は、高い空気力学的効率に
よりタービンの性能を向上させ、また付根部分、
プラツトホーム、及びエーロホイル部分とから成
る。そのエーロホイル部分は半径方向距離が増加
するに従つて徐々に減少する横断面積を有し、そ
の最大厚さは半径方向距離の増加に従つて減少
し、その幅は半径方向距離の増加に従つて減少
し、前端の半径は半径方向距離の増加に従つて減
少し、後端の半径は半径方向距離の増加に従つて
僅かに増加する。その翼は更に、その付根部分か
ら半径方向に延びてエーロホイル部分の先端を貫
通する複数の冷却チヤンネルを有する。 新型の商用発電燃焼タービンに用いるタービン
部分が完成するまでには、数年の骨の折れる開発
努力が必要である。実際、タービン部分（翼及び
羽根各々４つより成る）の単一の翼あるいは羽根
構造の開発だけで数年の努力が必要なことがあ
る。この開発は３つの部分から成る、すなわちエ
ーロホイルの外形、エーロホイルの冷却、及びそ
の機械的な側面である。 開発のプロセスは、エーロホイルの外形の仕様
から始まるが、このエーロホイルの外形が実際に
は或る一定の列の２つのエーロホイル間の空気流
チヤンネルを画定する。開発者には、タービン入
口温度、コンプレツサ圧力比、機関速度のような
或る特定の境界条件（満足することの必要なター
ビン設計のパラメータ）が与えられる。本発明の
場合には、タービン設計プロセスの目標は、ター
ビン入口の温度の多少の減少を受け入れる
（2005゜Fから1985゜F）と同時にタービンの性能向
上を達成する（燃料対電力比の増加）ことであ
る。 タービン部分が４つの段から成る、即ち４つの
対の翼−羽根の列の組み合わせであるとすると、
エーロホイル外形の設計者は、半径方向平衡パタ
ーンと４つのステージ間の仕事分配を決定する必
要がある。これは、ブレードパス（blade path）
計算と呼ばれる。その半径方向平衡パターンは、
環状タービン部分の徐々に増加する領域を通つて
流れる膨張するガスの渦巻流路（軸方向及び半径
方向において変動する）を決める。各段の間の仕
事の分配が決まると、各段において膨張するガス
により成される仕事の量が決まる。これら２つ
は、半径方向平衡パターンがある意味で各段にお
けるガスの偏向角及び出口速度により決まり、こ
れはまた各段において成される仕事を支配するた
め互いに関係がある。 エーロホイル外形の設計者には、境界条件内で
電力出力を最大にすべくブレードパスパラメータ
の選択を変えることについて完全な自由が与えら
れる。この仕事を達成するに必要な複雑な数学的
計算は、コンピユータを用いて解かれ、コンピユ
ータはその解を実際のタービン動作における損失
の影響を反映するよう設計された損失モデルに従
つて調整する。ブレードパス計算により得られた
最終結果は、４つの段の各々の両方のエーロホイ
ル列において１組の半径方向において変動する速
度ベクトルである。その速度ベクトルは、エーロ
ホイルの各列に侵入しそこから出るガス流の所望
の大きさ及び方向を決定する。 一旦ブレードパス計算が完了しその結果が合格
であると判明すると、エーロホイル外形の設計者
はその速度ベクトルを用いてエーロホイル外形を
導き出す。羽根開発プロセスのこの部分は、８列
のエーロホイルの各々に対して半径方向線に垂直
な２つから５つの平面“スライス”の各々に対し
て行なわれる。以下において詳しく説明するよう
に、これらの平面スライスは後で結合されると各
エーロホイルの三次元像を提供する。 ブレードパス計算における種々のパラメータの
部分と同様に、このプロセスのこの部分では設計
プロセスのもととなる物理的原理と広範な実地経
験の完全な理解及び創造的適用から導き出される
工学的判断が必要とされる。速度ベクトルが１つ
の列の上流側から下流側へかけて変化するとする
と、設計者は所望のエーロホイルの大体の外形を
決定できる。この仮想的外形を画定する或る特定
の組の叙述的寸法は、コンピユータプログラム内
へエントリーされ、これがそのエーロホイルの速
度分布を発生する。 本発明のエーロホイルの速度分布は、第１図に
示される。それは、エーロホイルの幅の関数とし
てのガス速度（あるいはガス速度Ｖと後端におけ
るガス速度VTEの比率）をプロツトしたもの１
０を示す。エーロホイルの幅は、ロータの軸に平
行な線に沿うエーロホイルの最大寸法と定義され
る。速度分布のグラフは、２つの曲線すなわち、
凸表面１２に沿う速度と凹表面１４に沿う速度と
より成る。 この試験的に得られた外形により発生される速
度分布は、次に、それが合格かどうか決定するた
め経験から得た原理に照らし合わせて分析され
る。その曲線の成る特徴、たとえば相対的最大速
度１６から出口速度１８への速度の減少は、問題
を生じかねない流れ偏向を示す。創造性、経験、
及び技術に頼つて、設計者は、速度分布において
知覚される欠点を取り除くべくその仮想的な外形
の変更を行なう。上に述べた例では、相対的最大
速度１６が出口速度１８をほぼ30％以上起えてい
るため、これは流れがエーロホイル表面から分離
し更に付加的な損失を発生する傾向があることを
示す。これが実質的な問題と見なされる場合は、
エーロホイル外形の設計者は外形をその速度の変
化を減少するように変化させる。 エーロホイルの各平面スライスについて合格と
考えられる外形が得られると、それらのスライス
はコンピユータにより結合され補間されて単一の
三次元エーロホイルが得られる。流れ表面に相当
する三次元エーロホイルの円錘状スライスは、そ
のエーロホイルを前に決定した半径方向パターン
に確実に合致させるため速度分配解析を受ける。
エーロホイルの外形の解析が完了すると、それは
冷却手段の設計者に回され開発プロセスの次の段
階が始まる。 開発プロセスの第２の段階は、エーロホイルの
冷却を如何にするかを決定することである。その
基本的な設計手順では、エーロホイルの速度分配
曲線（第１図）より開始される。コンピユータを
用いて、エーロホイル外形開発プロセスで得られ
た速度分布曲線をエーロホイルの凹及び凸形の表
面の両方の外壁の熱伝達曲線へ変換する。熱伝達
曲線は、その外壁の熱伝達係数をエーロホイルの
凹及び凸形表面に沿う距離の関数としてプロツト
したものである。その外壁の熱伝達曲線は、それ
に対応する内側壁の熱伝達曲線を発生するために
用いられる。翼冷却設計者の目標は、前に計算し
た内側壁熱伝達曲線をもたらすエーロホイルの内
側冷却を達成することである。実際の開発プロセ
スは、試験用のエーロホイル外形を導き出すのと
同様、創造性及び技術及び実際の開発経験から得
られた工学的判断を必要とする。 第１段の翼の場合には、その冷却手段の開発プ
ロセスは、必要なレベルのエーロホイル冷却状態
を得るために、羽根の場合に用いることのできる
いくつかの技術ではなしに単一の冷却技術を使用
して簡略化される。翼の冷却技術は、翼の内部を
付根の冷却用空気供給チヤンネルから翼の先端へ
半径方向へ延びる複数のチヤンネルを用いる。設
計者は、内側壁熱伝達曲線により指示される冷却
レベルを得ることができるようエーロホイルの内
部においてチヤンネルを配置する必要がある。エ
ーロホイル外形の或る特性によりそのエーロホイ
ルを適当に冷却することが不可能なことが判明し
た場合には、エーロホイル外形の設計者がエーロ
ホイル外形の一部を再び構成し直してその構造を
適当な冷却を得るに必要なように変化させる必要
がある。 第１段の翼構造及びその形状の開発に関しての
責任の最終部分は、そのプロセスの機械的側面で
ある。エーロホイルの外形及び冷却構造について
の設計結果を受け取つて後、機械的な設計者は翼
のプラツトホームの仕様を決めてエーロホイルに
ついていくつかの機械的な解析を行なう。コンピ
ユータにより行なわれる２つの主要なチエツク
は、弦方向の応力解析及び固有周波数チエツクで
ある。これらの解析のうちの何れかを行なつた結
果、問題、特により複雑な周波数チエツクにおい
て問題がると判明した場合は、冷却手段の設計者
あるいはエーロホイル外形の設計者はその構造を
変化させる必要がある場合がある。エーロホイル
の構造的完全無欠性を保証するように或る特定の
機械的な基準が満足される必要がある。エーロホ
イルをエーロホイル外形設計者あるいは冷却手段
の設計者へ設計変更のため数回も返却することは
異常なことではない。この繰り返しプロセスは、
複雑で時間でかかるものである。 エーロホイルがコンピユータによる機械的解析
に首尾よく合格すると、その機械的な設計者はエ
ーロホイルを翼のプラツトホームに結合する付根
部分に取りかかる。その後、翼の実際の固有周波
数を決定するため回転デイスクによるテストが行
なわれる。再び、もしそのテストにより問題があ
ると判明した場合は、更に構造的な完全無欠性を
求めて設計がやり直される。 半径方向距離が増加するに従つてエーロホイル
の構造的な形状が変化するが、これがその翼の性
能特性を決定する。エーロホイルの線形速度は半
径方向距離の増加により増加するため、膨張する
ガスの流れ角度も同様に変化し、エーロホイルの
形状は半径方向距離の増加に従つて変化する、即
ちねじれる必要があるという空気力学的条件を生
ぜじめる。応力、即ち回転方向の力及びガス曲げ
力は、半径方向距離によるエーロホイルの形状変
化に更に別の制約を加える。 本発明の第１段の翼は、タービン設計パラメー
タの意図される範囲において、従来の第１段翼に
対するバランスのとれた改良である。以下におい
て述べるエーロホイルの形状変化により、空気力
学的損失が最小に成されると同時に構造的完全無
欠性が最大となる。損失を減少し各段の間の仕事
の分配率を改良する（特に、廃棄ガス出口速度を
減少させる）ことにより、本発明の第１段翼は、
タービンの他の翼及び羽根（本出願人のモデル番
号W501D5）と共働して95メガワツトから100メ
ガワツトの出力パワー定格の増加をもたらすと同
時にタービン入口温度の僅かな減少（2005゜Fから
1985゜F）を可能にする。 第２〜７図には、本発明の一実施例に従つて構
成した第１段タービン翼２０が示される。かくし
て、翼２０は、エーロホイル部分２１、前端２
２、後端２４、凹形表面２６、及び凸形表面２８
より成り、ガスの流れはほぼ第２図において３０
で示す通りである。 エーロホイル部分２１は、プラツトホーム部分
２３から半径方向で外方へ延び、そのプラツトホ
ーム部分は付根延長部分２５上に据えられる。翼
の付根部分２７は、ロータのデイスク（図示せ
ず）上に支持されるよう鋸歯状にされている。 好ましい実施例として、翼２０のエーロホイル
部分２１の半径方向高さあるいはスパン（プラツ
トホームから先端まで）は、ほぼ16.56cm（6.52
インチ）である。翼の横断面積は半径方向距離の
増加に従つて徐々に減少する。かくして、翼の最
大厚さ３２（第２図）（TMAX）は、プラツトホ
ーム近傍のほぼ2.54cm（1.0インチ）から翼の先
端近傍の1.98cm（0.78インチ）へ減少する。翼の
厚さは、エーロホイルの構造的完全無欠性を支配
する１つの特性である。一般的には、翼のハブ部
分は重く、翼の先端部分は薄くして、半径方向距
離の減少に従つて負荷の増加に必要な翼強度を得
るようにする必要がある。 ロータ軸（CL）３６に平行な線に沿う外形の
延長部分の尺度である、翼２０の幅BD（第２図）
は、プラツトホーム近傍のほぼ9.79cm（3.853イ
ンチ）から、先端近傍のほぼ8.23cm（3.240イン
チ）へ減少する。翼の弦BA（第２図）もまた、
半径方向距離と共に多少減少し、第６図の頂面図
からわかるように半径方向距離が増加するに従つ
てねじれを増し、半径方向距離の増加に従つて翼
が減少する。 翼のエーロホイル部分の表面の輪郭は、以下に
示す表に従つて第３図に各基準平面において第２
図の22個の点の一連のＸ−Ｙ座標により画定され
る。

【表】

【表】

【表】

【表】 前端の曲率半径（RL）は、凹形表面２６から
凸形表面２８への遷移部分である前端の鋭利さの
尺度である。その半径は、プラツトホーム近傍の
ほぼ0.358cm（0.141インチ）から先端近傍の0.259
cm（0.102インチ）へ減少する（鋭利さが徐々に
増加することを示す）。後端の曲率半径（RT）
４０は、プラツトホーム近傍のほぼ0.188cm
（0.074インチ）から先端近傍のほぼ0.191cm
（0.075インチ）へ非常に僅かに増加する。 翼の後端の厚みは、競合する空気力学的考慮、
冷却のための考慮及び機械的な考慮の間で妥協を
行なつた結果である。空気力学の面からの理想的
な後端は、一点に収束するものであるが、冷却の
面からは後端に沿つて冷却用チヤンネル（最小
0.117cm−0.046インチの直径）が必要である。冷
却用チヤンネルを支持する構造的な完全無欠性を
与えるために、一例として、この翼の後端の厚さ
は後端の端から0.25cm（0.10インチ）であり、こ
れはプラツトホーム近傍のほぼ0.494cm（0.155イ
ンチ）から先端近傍のほぼ0.399cm（0.157イン
チ）へ僅かに増加する。 第７図は、翼先端部分の平面図である。壁３１
は翼冷却用チヤンネルのスパン端部が位置する先
端空胴３３を取り囲む。そのチヤンネルは、一般
的には翼のスパンに沿つて直線状でありその横断
面は実質的に円形であり、図示のように離隔され
て、前述の基準平面において以下に示したような
大体の直径及び位置を有する。

【表】 かくして、本発明の実施例によるエーロホイル
の表面外形、冷却及び機械的な特性を結合すると
特異な翼構造体が画定され、これは他の翼及び羽
根と共働して所定の組のタービン境界条件の下で
大きなタービン効率を発生する。その結果、ター
ビンの入口温度を増加することなしに、燃料に対
するパワーの比が増加する。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明の好ましい実施例により構成
したタービンの第１段翼の速度分配曲線をプロツ
トしたものである。第２図は、本発明の好ましい
実施例により構成した第１段翼のエーロホイル部
分の典型的な横断面の外形形状を示すもので冷却
チヤンネルは図示されていない。第３図は翼の一
端の立面図であり、第１段の翼の後端を示す。第
４図は、翼の側立面図である。第５図は、翼冷却
チヤンネルの一を示す翼のもう１つの側立面図で
ある。第６図は、翼のねじれを示す翼の頂面図で
ある。第７図は、翼のエーロホイル部分の頂面の
拡大平面図である。 ２０……タービン翼、２１……エーロホイル部
分、２２……前端、２３……プラツトホーム、２
３……後端、２６……凹形表面、２７……付根部
分、２８……凸形表面。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 100メガワツトの範囲の電力を発生する発電
   機を駆動可能な陸上設置型燃焼タービンの冷却型
   第１段ロータの翼において、前端と後端及びそれ
   らの間に延びる凹形及び凸形表面を有し滑らかな
   エーロホイル表面を提供するエーロホイル部分
   と、前記翼をタービンのロータへ固定する付根部
   分と、前記エーロホイル部分を前記付根部分へ結
   合するプラツトホーム部分とから成り、前記エー
   ロホイル部分は半径方向距離が増加するに従つて
   徐々に減少する横断面積を有し、前記凹形表面と
   凸形表面の間の最大の横断面厚さは半径方向距離
   が増加するに従つてほぼ2.54cm（1.0インチ）か
   らほぼ1.98cm（0.78インチ）へ減少し、横断面の
   幅は半径方向距離が増加するに従つてほぼ9.79cm
   （3.853インチ）からほぼ8.23cm（3.240インチ）へ
   減少し、弦長は半径方向距離が増加するに従つて
   ほぼ10.29cm（4.051インチ）から10.07cm（3.965
   インチ）へ減少し、前記前端は半径方向距離が増
   加するに従つてほぼ0.358cm（0.141インチ）から
   ほぼ0.259cm（0.102インチ）へ減少する半径を有
   することを特徴とする翼。 ２ 前記エーロホイル部分は、先端と、前記付根
   部分から前記エーロホイル部分を通つて前記先端
   へ一般的に半径方向へ延びる実質的に円形の横断
   面の16個の冷却チヤンネルを有することを特徴と
   する前記第１項に記載した翼。 ３ 前記後端の半径は、前記翼の半径がほぼ1.88
   cm（0.074インチ）から0.191cm（0.075インチ）へ
   増加するに従つて増加することを特徴とする前記
   第１項に記載した翼。 ４ 前記冷却チヤンネルは一般的に直線状であ
   り、前記冷却チヤンネルの位置は本明細書の穴位
   置を示す表により決められる所定の横断基準面の
   Ｘ−Ｙ座標により画定されることを特徴とする前
   記第２項記載の翼。 ５ 前記凸及び凹形の側面に沿うエーロホイルの
   表面は、本明細書のエーロホイル座標点を示す表
   により決定される前記エーロホイル部分のスパン
   に沿つて離隔した複数の所定の横断基準面の各々
   における一連のＸ−Ｙ座標により画定されること
   を特徴とする前記第１項記載の翼。 ６ 前記凸及び凹形側面に沿うエーロホイル表面
   は、本明細書のエーロホイル座標点を示す表によ
   り決定される前記エーロホイル部分のスパンに沿
   う複数の所定の横断基準面の各々における一連の
   Ｘ−Ｙ座標により画定されることを特徴とする前
   記第４項記載の翼。