JPS59131704A - 燃焼タ−ビンの翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

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節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、成る特定
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
じ形状のエーロホイルを共有することはない。素人の観
察者にとっ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
、応カバターン、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、コンプレッサ圧力比、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、一般的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、タービン設計の成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
造的な改良を成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ット
ホームとから成り、前記エーロホイル部分は半径方向距
離が増加するに従っ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ってほぼ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ってほ
ぼ９゜７８ｃｍ（３，８５３インチ）からほぼ８．２３
ｃｍ（３，２４０インチ）へ減少し、弦長は半径方向距
離が増加するに従ってほぼ１０．２９ｃｉ（４，０５イ
ンチ〕から１０．０７ｃｍ（３，９８５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ってはぼ０
．３５８ｃｍ（０，１４１インチ）からほぼ０．２５９
ｃｍ（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、プラットホーム、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っ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って
減少し、その幅は半径方向距離の増加に従って減少し、
前端の半径は半径方向距離の増加に従って減少し、後端
の半径は半径方向距離の増加に従って僅かに増加する。

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ャンネルを
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（翼及び羽根者々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成る一定の列
の２つのエーロホイル間の空気流チャンネルを画定する
。開発者には、タービン入口温度、コンプレッサ圧力比
、機関速度のような成る特定の境界条件（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は入れる（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゛通っ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、コンピュータを用い
て解かれ、コンピュ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
ルに従って調整する。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。以下におり・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］・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成る特
定の組の叙述的寸法は、コンピュ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）をプロットしたもの１０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 ラフは、２つの曲線すなわ亡、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、及び技術に頼って、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％以上超えているため、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ー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ュー
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
円錐状スライスは、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、エーロホイルの速度分配
曲線（第１図）より開始される。コンピュータを用いて
、エーロホイル外形開発プロセスで得られた速度分配曲
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
としてプロットしたものである。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。大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、翼の内部を伺根の冷却用空気供給チャンネルか
ら翼の先端へ半径方向へ延びる複数のチャンネルを用い
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
いてチャンネルを配置する必要がある。

エーロホイル外形の成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は取っ
て後、機械的な設計者は翼のプラットホームの仕様を決
メテ二一ロホイルについていくつかの機械的な解析を行
なう。コンピュータにより行なわれる２つの主要なチェ
ックは、弦方向の応力解析及び固有周波数チェックであ
る。これらの解析のうちの何れかを行なった結果、問題
、特により複雑な周波数チェックにおいて問題があると
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成る
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
者へ設計も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ュ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
のプラッ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ィス
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っ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、１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っ
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、タービン設計ノくラメータの意
図される範囲において、従来の第１膜質に対するバラン
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膜質は、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、＜ワ一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−・実施例に従って構成した
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２２、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、プラットホーム部分２３から
半径方向で外方へ延び、そのプラッ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
ータのディスク（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？■
の半径方向高さあるいはスノ々ン（プラットホームから
先端まで）は、はぼ１６．５８ｃｍ（８，５２インチ）
である。翼の横断面積は半径方向距離の増加に従って徐
々に減少する。かくして、翼の最大厚さ３２（第２図）
（ＴＭＡＸ）は、プラットホーム近傍のほぼ２．５４ｃ
ｍ（１，０インチ）から翼の先端近傍の１．８８ｃｍ（
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、翼の先端部分は簿＜シ
て、半径方向距離の減少に従っ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）３”６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、プラッ
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成る特定の組のＦ（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
図かられかるように半径方向距離が増加するに従ってね
じれを増し、半径方向距離の増加に従って翼が減少す゛
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
従って第３図の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。

以　　下　　余　　白 置；；扁￥＜　＜　　　（（＜　＜　＜　＜ｚＬ６　＞
ｘ＞ｘ＋ｘ＞ｘ＞ｘｈｘ　　　　ｈｘ＞ｘ＞ｘ＞ｘ＞ｘ
＞ｘｌｔＪ　　　ｆｆｌ　　　１１’）　　　り　　り
　　ω　　リロα　０　へ　０　ω　ω　０ ωシωトク＋ｆのΩ 罪　に　に　に　ｄ　ｄ　詞 ； セ　　　　　　　・ 目 く　　　　い　　　二　　°゛。

宕 剛 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、プラットホーム近傍のほぼ０．３５８ｃｍ（
（１，１４１インチ）から先端近傍のｓ、　２５９ｃｍ
（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
ラットホーム近傍のほぼ０．１８８ｃｎ＋（０，０７４
インチ）から先端近傍のほぼ０．１！３１ｃｍ（０，０
７５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った結果で
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って冷却用
チャンネル（最小０．１１７ｃｍ−０，０４６インチの
直径）が必要である。冷却用チャンネルを支持する構造
的な完全無欠性を与えるために、−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、これはプラットホーム近傍のほぼ０．４９
４ｃｍ（０，１５５インチ）から先端近傍のほぼ０．３
９８　（０，１５フインチ）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
用チャンネルのスパン端部が位置する先端空ＩＮ；１３
３を取り囲む。そのチャンネルは、一般的には翼のスパ
ンに沿っ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。

以　　下　　余　　白 藍　Ｌ：　　　＜　　　　　　＜　　　（＜　　　（か
くして、未発（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膜質の速度分配曲線をプロットしたものであ
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
膜質のエーロホイル部分の典型的な横断面の外形形状を
示すもので冷却チャ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、翼の倒立面図である。 第５図は、翼冷却チャンネルの−を示す翼のもう１つの
倒立面図である。 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・・・・プラットホーム ２３・・・・後端 ２６・・・・凹形表面 ２７・・・・付根部分 ２８・・・・凸形表面 俸（勘ｈ＋−（に牛ｆけ（り点、【毬・−７ＪＬＥ士Ｔ
Ｅ間八陸會φ−ンＦＩＧ、　５ 手　　続　　補　　正　　書　ｔ、ｊ５　　カ１、本件
の表示　　　昭和５８年特許願第１９６９３４号ネンシ
ョウ　　　　　　ヨク ２、発明の名称　燃焼タービンの翼 ３、補正をする者 事件との関係　特許出願人 住　所　　　　アメリカ合衆国、ペンシルベニア州、ピ
ッツバーグ。 ゲイトウェイ・センター（番地ナシ） 名　称（７１１）　　ウェスチングハウス赤エレクトリ
ック−コーポレーション 代表者　　　　ジー・エム・クラーク 国　籍　　　　アメリカ合衆国 ４、代理人 住　所　　　　神戸市中央区京町７６の２番地入江ビル
ウェスチングハウス−エレクトリック・ジャパン６、補
正の対称　　　第手閤相

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ッ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って徐々
   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っ
   てほぼ２．５４ｃｍ（１，０インチ）からほぼ１．９８
   ｃｍ（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ってほぼ９．７９ｃｍ（３，８５
   ３インチ）からほぼ８．２３ｃｍ離が増加するに従って
   ほぼＩＯ，２８ｃｍ（４，０５１インチ）から１０．０
   ７ｃｍ（３，９８５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ってほぼ０．３５Ｅ１ｃｍ（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、前記付墾部分か
   ら前記エーロホイル部分を通って■乙 前舞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個の冷却チャ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１．８８ｃ
   ｍ（０，０７４インチ）から０．１９１ｃｍ（０，０７
   ５インチ）へ増加するに従っ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、前記冷却チャンネルは一般的に直線状であり、前記
   冷却チャンネルの位１δ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って離隔した複
   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。 以　　下　　余　　白