JPS59196904A

JPS59196904A - ガスタ−ビンの静翼

Info

Publication number: JPS59196904A
Application number: JP6910483A
Authority: JP
Inventors: Yukimasa Kajitani; 梶谷　幸正; Kiyomi Tejima; 手島　清美; Hajime Endo; 肇遠藤; Kazuo Takeya; 竹矢　一雄
Original assignee: Agency of Industrial Science and Technology
Current assignee: National Institute of Advanced Industrial Science and Technology AIST
Priority date: 1983-04-21
Filing date: 1983-04-21
Publication date: 1984-11-08
Also published as: JPS6360205B2

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きれるガス
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上昇のため
、ますます高温化の傾向にあり、このため、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材料はないため、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先端の多数
の細孔５より翼内面に向けてその空気を吹出し、局所的
に熱伝達を高め、強制冷却した第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より翼列に吹出し、翼１を冷却空気層でお
おい、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図において、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
の量も多くなっている。

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、それだけ主流ガスに混合する
冷却空気の量が増し、平均主流ガス温度が低下し、この
ためガスタービンの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は、主流ガス
の圧力に対する冷却空気の圧力差が適正である必要があ
、す、この圧力差が４・さいと局所的に吹出しが行なわ
れないのみならず、主流ガ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
、冷却空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１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だめ
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
力を下げるだ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、ガスター
ビンの効率向上を可能ならしめることを目的としてなさ
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、それらの穴及び溝内に該頭部の上下両端部
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の翼１において、
１２が頭部、１３が本体部、１４が中空の先端部、１５
が仕切、１６が冷却空気通路、１７が先端の冷却空気吹
出し孔、１８がプラットフォーム、１９がシュラウド、
そして２０がキャップである。

次に、この翼１では頭部１２と本体部１３とが別体に形
成されており、頭部１２は、本体部１６、プラントフオ
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１３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１６側が凸となるよう３汀曲線
、あるいは折線等でその分割線が翼列面ψ接する角度が
大きくなるように本体部１６とＴけている。

また、本体部１６およびプラットフォーム１８とシュラ
ウド１９とは１体となっている。

更に、プラットフォーム１８に、頭部１２寸法よりやや
大きな穴２１を設け、シュラウド１９にも頭部１２の寸
法よりやや大きな溝２２を設け、頭部１２を穴２１を通
して溝２２にさし込み、穴２１にキャップ２０をし、キ
ャップ２０上端を全周溶接する。

本体部１６には、仕切１５によって先端部１４と後縁部
２と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、かつその外面、即ち、頭部
１２との合せ面には冷却空気通路１６を設け、後縁部２
の中空部は内部対流冷却構造とする。

本発明の静翼は、以上のように構成されており、本体部
１６の先端部１４および後縁部２に冷却空気を導き、先
端部１４の中空部に導かれた冷却空気は、本体部１６先
端の冷却空気吹出し孔１７より頭部１２と本体部１３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を通って翼列に吹出され、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
１３の内部を対流冷却し、後縁の冷却空気吹出し孔３よ
り翼列に吹出される。

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を設けても、または双方に穴を
設けても良い。

以上のごとく、本発明では翼１の頭部１２を、他の翼慌
造部、即ち、本体部１３、プラットフォーム１８、シュ
ラウド１９等と分けてあり、翼１の構造強度は後者でも
ち、頭部１２にがかる空気力も本体部でささえるため、
頭部１２は構造強度を必要としない。

また、翼１はタービンケーシングの熱伸び等の影響を受
け、あるいは自からの熱伸び等により変形することもあ
るが、これらに頭部１２を取付けるだめのプラットフォ
ーム１８の穴２１と、シュラウド１９の溝２２とは頭部
１２より大きく、頭部１２との間に間隙があるため、翼
１が変形してもこの力が頭部１２に加わることはない。

即ち、翼１が変形していなければ、頭部１２は空気力に
よりその後面が本体部１６先端、および穴２１と溝２２
の後面と接しており、翼１からはｌ１ｊｌら力を受けて
いないが、翼１が変形すれば穴２１と溝２２の中心がず
れたり、曲がったり、本体部１６がせり出したりし、頭
部１２に力が作用する。

ここで、穴２１と溝２２に間隙がなければ、翼１が変形
すれば、その力は全て頭部１２にも働くが、穴２１と溝
２２に間隙があるので、翼１が変形しても頭部１２は穴
２１と溝２２の中で移動し大きな力は働かない。

従って、穴２１と溝２２０間隙は翼１の変形量より大き
いことが必要で、具体的にはＯ０１〜０゜１５耶あれば
よい。

なお、熱伸びにより翼１全体が膨張する場合は、穴２１
と溝２２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２
２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が不十分
のため、従来翼１を構成できなかったセラミックを用い
ることもできるっなお、キャップ２０をプラットフォーム１８に全周溶接
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。

従って、不発・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。

また、本発明では、頭部と本体部との分割面に冷却空気
通路を設け、その冷却空気通路より冷却空気を本体部側
面に吹出し、本体部をフィルム冷却することができ、翼
全体としてみれば、前縁吹出しはなくなり、側面からの
吹出しとなる。

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
カ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が翼列面
と接する角度を大きくとることがで縛るので、分割面に
ある冷却空気通路を通って翼列に吹出す冷却空気は、翼
後方に小さな角度で吹出すことになる。

このため、冷却空気の圧力が主流ガスの圧力より高くな
って勢よく吹出しても、翼面に沿って冷却空気層が形成
され、冷却性能や空力性能が損なわれることはない。

ま−だ、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莫外に吹出す量は、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
造は複雑となっているが、主流ガスの動圧分を受ける翼
前縁からの冷却空気吹出しがなくなり、主流ガスが加速
し、圧力の下がった翼側面および翼後縁からの吹出しと
なれば、翼面に沿った主流ガスの圧力分布に応じて冷却
空気を所定量吹出すだ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てちるた５１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。

１だ、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
単に取替えることができる。

【図面の簡単な説明】

第１−Ａ図、第１−Ｂ図、第１−Ｃ図及び第１−Ｄ図は
、それぞれ異なる従来の冷却式の静翼の断面図、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。１・・・翼、１０・・・ガスタービンのターヒン部、１
１・・・発電機、１２・・・頭部、１３・・・本体部、
１８・・・プラットフォーム、１９・・・シュラウ上、
２０・・・キャップ、２１・・・穴、２２・・・溝。出願人　　工業技術院長　　方−仮一輪一一川田槁伸

Claims

【特許請求の範囲】

ガスタービンの静翼の頭部と本体部とを別一体に形成す
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
れらの穴及び溝内に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。