JPS59173504A - ガスタ−ビンの静翼 - 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】 本発明は主として高温ガスタービン等に使用性れるガス
タービンの静翼に関するものである。

近年、ガスタービンは、性能向上および出力ｌｈ昇のた
め、ますます高温化の傾向にあり、こ１のため、ガスタ
ービンの翼は高温にさらされる′ことになるが、現在こ
のような高温下で強度を有する側斜はないため、翼を冷
却する方法が採用されている。

従来のガスタービンに使用される静翼（以下本説明では
便宜上翼と略称する）は、第１−Ａ図、第１−Ｂ図、第
１−Ｃ図及び第１−Ｄ図の例に示すように、翼１を中空
に形成し、ここに冷却空気を導き、内部を対流冷却した
第１−Ａ図に示したもの、中空状の翼１内に中子４を設
け、その中子４内に冷却空気を導き、中子４先１、糧の
多数の細孔５より翼内面に向けてその空気；な吹出し、
局所的に熱伝達を高め、強制冷却し１杵第１−Ｂ図に示
したもの、さらに中空状の翼１内に冷却空気を導き、翼
前縁部の多数の細孔６より翼部に吹出し、翼１を冷却空
気層でおおり、高温の燃焼ガスから熱を遮断し、フィル
ム冷却した第１−Ｃ図に示したもの等があり、ガスター
ビンが高温化するにつれて、これらを組合せて使用する
第１−Ｄ図の翼１に至っている。

なお、上記第１−Ａ図から第１−Ｄにおいて、同じ部品
は同じ部品番号で示している。

ここで、ガスタービンの翼１で燃焼ガスにさらされて最
も高温となるのは、主流ガスがせき止められる翼１の前
縁部であるので、この前縁部の冷却が最も重要であり、
ガスタービンの高温化にともなってフィルム冷却を併用
し、また、この部分を冷却するのに必要な冷却空気の量
も、珍くなっている。

しかしながら、翼１をフィルム冷却し、これ、に必要な
冷却空気の量が増加すれば、それだけ）１流ガスに混合
する冷却空気の量が増し、平均公１主ｉ流ガス温度が低
下し、このためガスタービン１ノ！サイクル効率は低下
することになる。

また、翼１を冷却する冷却空気は、通常第２図の系統図
に示すように、ガスタービンのタービン部１０で駆動さ
れる圧縮機８で圧縮された空気を、燃焼器９前で抽気し
、ケーシングあるいは、これに接続された配管等を通っ
て翼１内に供給される。

このため、冷却空気量が増加すれば圧縮機８で圧縮する
ための所要動力が多くなり、この分だけガスタービン１
０の効率及び出力が低下することになる。

また、フィルム冷却を完全に行なうためにＣｔ、主流ガ
スの圧力に対する冷却空気の圧力差力（適正である必要
があり、この圧力差が小さし１と局−遁的に吹出しが行
なわれないのみならず、主流５ｔｔｔ、’スが翼内部へ
逆流することもあり、冷却性能−が′・損なわれ、逆に
圧力差が大きすぎると、冷却ｊ見゛気が勢いよく吹出し
、翼面に対する吹出し角が大きい場合、翼面に沿った冷
却空気層が形成され難く、空力性能までもが損なわれる
。

一般に、主流ガスの圧力は、冷却空気の圧力よりわずか
に低いだけであるため、吹出しが完全に行なわれるよう
に、主流ガス系の圧縮機８出口からガスタービンのター
ビン部１０の翼列に至るまでの間に絞り抵抗等を設け、
主流ガスの圧力を下げる場合もある。

このように、主流ガスの圧力を下げることは、この分が
仕事に関与しないため、そのままロスとなり、出力は低
下する。

また、翼１の各部より冷却空気を吹出し、フィルム冷却
を行なう場合には、翼面に沿って主流ガスに圧力分布が
あり、それぞれの位置に所定量の冷却空気を吹出すため
の翼構造は、複雑となっている。

また、冷却空気の吹出し孔を設けることは、それだけ加
工の手間がかかり、コスト上昇をまねき、強度が低下し
、翼寿命は短かくなる。

以上のように、従来の冷却式の翼の構造では、ガスター
ビンの高温化にともない、翼前縁部からフィルム冷却を
行ない、これに必要な冷却空気量も多くなっているため
、主流ガス冷却によるガスタービン熱効率の低下と、圧
縮機所要動力にしめるロスが多くなり、また主流ガス圧
力を下げるための出力像下等の問題があり、この対策が
強く望まれていた。

そこで、本発明は前記従来の問題点を解消し、芳スター
ビンの効率向上を可能ならしめることパを目的としてな
されたものである。

即ち、本発明は、ガスタービンの静翼の頭部ｉ本体部と
を別体に形成すると共に、該静翼の・１１Ｔラツトフオ
ーム及びシュラウドに該頭部寸法よりやや大きい寸法を
有する穴及び溝を設け、それらの穴及び溝の内面に軟か
い材質の保護部材を介挿させて該頭部の上下端部を装着
することにより構成される。

以下図面を参照して本発明の詳細な説明するが、第３図
は本発明の一実施例におけるガスタービンの静翼の翼部
断面図であり、第４図は第３図の静翼のキャンバ−ライ
ンに沿った断面図で、第５図は第３図の翼頭部の断面図
であり、第１−Ａから□第１−Ｄ図に示す従来例と同じ
部品は同じ部品番号で示している。

まず、第２図の従来例で説明したと同様のガス；タービ
ンのタービン部１０に適用される本発明喝翼１において
、１２が頭部、１６が本体部、１４砥中空の先端部、１
５が仕切、１６が冷却空気層１−１１７が先端の冷却空
気吹出し孔、１８がプラＮ　トフォーム、１９がシュラ
ウド、そして２０が一ヤツプである。

次に、この翼１では頭部１２と本体部１６とが別体に形
成されており、頭部１２は、本体部１６、プラットフォ
ーム１８、シュラウド１９と同じ耐熱合金で形成するこ
とも、または本体部１６とは異なるセラミック材で形成
しても良い。

頭部１２の範囲は、主流ガスがせき止められる範囲、あ
るいは、熱伝達率の高い範囲までとする。

また、頭部１２は本体部１３側が凸となるような曲線あ
るいは折線等でその分割線が翼部面と抑１宵る角度が大
きくなるように本体部１６と分け＃−：ルト　る　・ ｔ、ｇ　ｔ、ニー　）本体部１６およびプラットフォー
ム１８］シユラウド１９とは一体となっている。

ｕ１１更忙、プラットフォーム１８には、頭部１２の同
法よりやや大きな穴２１をあけ、そしてシュラウド１９
には、頭部１２の寸法よりやや大きな溝２２を設け、穴
２１と溝２２の内面には、頭部１２の寸法に合せた軟か
い材質の保護部材２６を設けている。

頭部１２は穴２１を通して溝２２にざし込みの上、穴２
１にキャンプ２ｏをしたのち、キャップ２ｏの上部を全
周にわたって溶接する。

また、本体部１６には仕切１５によって先端部１４と後
縁部２に分けた中空部を設け、その先端に細孔の冷却空
気吹出し孔１７を多数穿設し、か）−その外面、即ち、
頭部１２との合せ面には冷却空気吹出１６を設け、後縁
部２の中空部は内部対光ｊ冷却構造とする。

１ 本発明の静翼は、以上のように構成されてお１．１本体
部１６の先端部１４および後縁部２に冷ｌ−空気を導き
、先端部１４の中空部に導かれた冷鑓・ＤＡは、本体部
１６先端の冷却空気吹出し孔１１より頭部１２と本体部
１６との間の冷却空気通路１６に吹出され、その冷却空
気通路１６を通って翼部に吹出され、本体部１６を冷却
空気層でおおい、フィルム冷却する。

また、後縁部２の中空部に導かれた冷却空気は、本体部
１６の内部を対流冷却し、後縁の冷却空気吹出し孔３よ
り翼部に吹出される。

なお、ここで、シュラウド１９に穴２１を設け、プラッ
トフォーム１８に溝２２を設けてモ、マタは双方に穴を
設けても良い。

以上のごとく、本発明では翼１の頭部１２を、他の翼構
造部、即ち、本体部１６、プラットフォーム１８、シュ
ラウド１９等と分けてあり、翼１箭導造強度は後者でも
ち、頭部１２にかがる空気’Ｔｈ’ｉｊ’１本体部でさ
さえるため、頭部１２は構造強度１筆辛要としない。

畦だ、翼１はタービンケーシングの熱伸び等の影響を受
け、あるいは自がらの熱伸び等により変形することもあ
るが、これらの明部１２の上下両端部を取付けるための
プラント７オーム１８の穴２１と、シュラウド１９の溝
２２は、頭部１２より大きく、穴２１および溝２２と頭
部１２の間には、軟かい材質の保護部材２６があるため
、翼１が変形しても、この保護部材２６が変形すること
により、頭部１２に大きなカが働くようなことはない。

ただし、このためには保護部材２６に頭部の構造強度よ
り弱い、軟がい材質を選ぶ必要がある。

ここで、第６図の本発明の他の実施例に示す　　１よう
に、保護部材２６を薄片断面をもつ環状とし、穴２１及
び溝２２に小溝２５を設け、これにはめ込んでおけば、
小さな力で保護部材２６が変形し、頭部１２に働く力は
よ、り小さくなる。

また、保護部材２６は頭部１２の構造強度より弱い力で
変形する必要があり、その必要変形量は、具体的には０
．１〜０１５テである。

なお、熱伸びにより翼１の全体が膨張する場合は、穴２
１と溝２２との中心線がずれたり、本体部１６がせり出
してくることもないので、翼１の膨張に対する穴２１と
溝２２の間隙は考慮の必要はない。

このため頭部１２に、構造強度に対する信頼性か不十分
のため従来翼１を構成できなかったセラミックを用いる
こともできる。

なお、キャップ２０をプラントフオーム１８に一零周溶
接したのは、主流ガスが穴２１の間隙を通って主流ガス
通路外にもれることを防止するためである。

堡１・従って、本発明では主流ガスがせき止められ、翼
として最も高温となる前縁部の頭部が本体部とは別体に
形成されているので、頭部が高温により膨張しても本体
部には影響を与えることがなく翼全体としての構造強度
を十分に維持することができる。

特に本発明では、静翼のプラットフォーム及びシュラウ
ドに設けた頭部寸法よりやや大きな穴及び溝内に、頭部
よりも軟かい材質の保護部材を介して頭部の上下両端部
を装着しており、頭部が膨張したり、頭部に力が加わっ
ても上記保護部材で十分吸収し、その支持状態を維持し
１、翼、全体の強度を長時間保つことができる。

１ｉ１７だ、本発明では、頭部と本体部との分割面、：
、３Ｐ却空気通路を設け、その冷却空気通路より澄、１
却空気を本体部側面に吹出し、本体部をフィ馳）：４冷
却することができ、翼全体としてみれば、薯１吹出しは
なくなり、側面からの吹出しとなＩＮ 翼前縁からフィルム冷却を行なう場合、翼前縁には主流
ガスの動圧分が加わるため、冷却空気の圧力はこれより
高いことが必要で、この圧力差を保つため、主流ガス系
の圧力をわざと下げることもあるが、翼後縁から吹出す
場合は、主流ガスが加速し、圧力は下っているため、主
流ガスと冷却空気の圧力差は保たれることになり、主流
ガス系の圧力を下げる必要はなくなり、この分ガスター
ビンの効率が向上する。

また、上記の翼では、頭部と本体部との分割線−力≦翼
部面と接する角度を大きくとることがでキるので、分割
面にある冷却空気通路を通って、翼部″に吹出す冷却空
気は、翼後方に小さな角度・で二吹出すことになる。

１・１にのため、冷却空気の圧力が主流ガスの圧力櫨１
す高くなって勢よく吹出しても、翼面に沿つム°、冷却
空気層が形成され、冷却性能や空力性能が損なわれるこ
とはない。

また、本発明では、翼前縁からの冷却空気吹出しがなく
なり、翼側面および翼後縁からの吹出しとなる。

冷却空気を翼内から翼部に吹出す量は、冷却空気と主流
ガスの圧力差に応じて冷却空気吹出し孔の総断面積で規
定するため、翼前縁と翼側面等から吹出しを行なう場合
、主流ガスには翼面に沿った圧力分布があり、それぞれ
の位置の冷却空気吹出し量を所定の量にするための翼構
゛造１（’ｊｌ複雑となっているが、主流ガスの動圧分
を受けする翼前縁からの冷却空気吹出しがなくなり、七
・準（ガスが加速し、圧力の下がった翼側面およ怨翼、
後縁からの吹出しとなれば、翼面に沿った川流ｊガスの
圧力分布に応じて冷却空気を所定量刈出すための翼構造
は簡単となる。

また、本発明では翼を頭部と本体部に分けるとき、本体
部側が凸となるように分けであるため、頭部に働く空気
力の方向が変化してもこの力は有効に本体部でささえる
ことができる。

また、頭部と本体部との組合せは、凹及び凸となり、頭
部が本体部とずれて段差ができ、翼面を流れる主流ガス
が剥離し、空力性能が低下することも防止できる。

また、別体に形成した頭部が、何らかの原因で破損して
も、本体部は先端が凸形状の翼形をな−しており、ある
程度の空力性能は保たれると共に、また頭部が破損して
も簡単に取替えること１ができる。

【図面の簡単な説明】

Ｈ，＞ｙぎ−１−Ａ図、第１−Ｂ図、第１−０図及び第
！！ｆ−’Ｄ図は、それぞれ異なる従来の冷却式の静瀾
９゛断面図、第２図はガスタービンの系統図、第３図は
本発明の一実施例におけるガスタービンの静翼の翼部断
面図であり、第４図は第３図の静翼のキャンバ−ライン
に沿った断面図で、第５図は第３図の翼頭部の断面図で
ある０１・・・翼、１０・・・ガスタービンのタービン
部、１１・・発電機、１２・・・頭部、１６・・・本体
部、１８・・プラットフォーム、１９・・・シュラウド
、２０・・キャップ、２１・・・穴、２２・・・溝、２
６・・・保護部材。 出願人　工業技術院長　石　坂　誠　−手続補正書（方
式）（］ 昭オロ５８年７月２８日 特許庁長官　殿 ３、補正をする者 ５、補正の対象　　明Ｍ書「図面の簡単な説明」の栃）
　明細書第１４頁第１２行

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. ガスタービンの静翼の頭部と本体部とを別体に形成する
   と共に、該静翼のプラットフォーム及びシュラウドに該
   頭部寸法よりやや大きい寸法を有する穴及び溝を設け、
   それらの穴及び溝の内面に軟かい材質の保護部材を介挿
   させて該頭部の上下両端部を装着したことを特徴とする
   ガスタービンの静翼。