JPS6242122B2 - - Google Patents

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さ
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、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より翼外に吹出し、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、フイルム冷却した第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
に至つている。

また、第１−Ｅ図の従来例に示すごとく、プラ
ツトフオーム１８およびシユラウド１９の通路面
にも冷却空気吹出し孔２４より冷却空気を吹出
し、フイルム冷却している翼１もある。

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

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
もなつてフイルム冷却を併用し、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つて
いる。

しかしながら、翼１をフイルム冷却し、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つて翼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１０の効率及び出力が低下すること
になる。

また、フイ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
である必要があり、この圧力差が小さいと局所的
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、翼面に沿つ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、フイ
ルム冷却を行なう場合には、翼面に沿つて主流ガ
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、複雑となつて
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
フイルム冷却を行ない、これに必要な冷却空気量
も多くなつているため、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
めの出力低下等の問題があり、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
を、他の静翼構造部と分け、かつセラミツクで形
成すると共に、該静翼のプラツトフオーム及びシ
ユラウドに穴あるいは溝を設け、それらの穴ある
いは溝内に該頭部の上下両端部を装着し、かつそ
れらの穴あるいは溝の内面に冷却空気吹出し用の
細孔を設けることにより構成される。

以下、図面を参照して本発明の実施例を説明す
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
図の静翼のキヤンバーラインに沿つた断面図で、
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
ツトフオーム、１９がシユラウド、そして２０が
キヤツプである。

次に、この翼１では頭部１２がセラミツクで形
成されており、本体部１３およびプラツトフオー
ム１８とシユラウド１９とは金属、即ち、耐熱合
金で形成されている。

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外面と
接する角度が大きくなるように本体部１３と分け
ている。

また、本体部１３およびプラツトフオーム１８
とシユラウド１９とは一体となつている。

更に、プラツトフオーム１８に、頭部１２寸法
よりやや大きな穴２１を設け、シユラウド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にキヤツプ２０をし、キヤツプ２０上端を全
周溶接する。

本体部１３には、仕切１５によつて先端部１４
と後端部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。

プラツトフオーム１８には、穴２１の内面に細
孔の冷却空気吹出し孔２４を穿設し、合せてキヤ
ツプ２０にもその下端面に細孔の冷却空気吹出し
孔２４を穿設し、またシユラウド１９には、溝２
２の内面に細孔の冷却空気吹出し孔２４を穿設し
ている。

本発明は以上のように構成されており、プラツ
トフオーム１８およびシユラウド１９双方に、冷
却空気を導き、冷却空気吹出し孔２４より穴２１
内面および溝２２内面に吹出し、頭部１２からプ
ラツトフオーム１８およびシユラウド１９への熱
伝達を防止し、プラツトホーム１８側に導かれた
冷却空気は、本体部１３の先端部１４および後縁
部２の中空部に導かれ、先端部１４の中空部に導
かれた冷却空気は、本体部１３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、の冷却空気通路１６
を通つて翼外に吹出され、本体部１３を冷却空気
層でおおい、フイルム冷却する。

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より翼外に吹出される。

ここで、シユラウド１９に穴２１を設け、プラ
ツトフオーム１８に溝２２を設けてもまた双方に
穴を設けてもよい。

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１３、プラツトフオ
ーム１８、シユラウド１９等と分けてあり、翼１
の構造強度は後者でもち、頭部１２にかかる空気
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
るためのプラツトフオーム１８の穴２１と、シユ
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１３先端、および
穴２１と溝２２の後面と接しており、翼１からは
何ら力を受けていないが、翼１が変形すれば穴２
１と溝２２の中心がずれたり、曲がつたり、本体
部１３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。

従つて、穴２１と溝２２の間隙は翼１の変形量
より大きいことが必要で、具体的には0.1〜0.15
mmであればよい。

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
１３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が
不十分のため従来翼１を構成できなかつたセラミ
ツクを用いることができる。

なお、キヤツプ２０をプラツトフオーム１８に
全周溶接したのは、主流ガスが穴２１の間隙を通
つて主流ガス通路外にもれることを防止するため
である。

このため、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その前縁部、即ち頭
部が金属より耐熱性が高いセラミツクとなつてい
るので、金属より高い温度で使用でき、金属のよ
うにその前縁から冷却空気を吹出し、フイルム冷
却したりする必要はなくなる。

また、金属の本体部、プラツトフオーム、シユ
ラウドは冷却を必要とするが、本体部は翼として
特に高温となる部分ではなく、その先端はセラミ
ツクでできた頭部が燃焼ガスの熱を遮断し、また
頭部と本体部との間には、冷却空気通路を冷却空
気が流れており、頭部からの熱伝達を防止してい
るため、従来の翼の前縁部のように高温とはなら
ず、本体部先端を冷却するための冷却空気量は少
なくてすむ。

一方、本体部側面は燃焼ガスにさらされるた
め、頭部と本体部間の冷却空気通路より冷却空気
を吹出してフイルム冷却を行なう。

ここで、プラツトフオームおよびシユラウド
は、頭部温度が従来より高温となるため、その取
付部である穴および溝に冷却空気を吹出し、頭部
からの熱伝達を防止する。

このように頭部の冷却が不要になり、本体部を
冷却する冷却空気量も少なくなれば、翼全体とし
て必要な冷却空気量は少なくなる。

冷却空気は、翼を冷却した後、あるいはフイル
ム冷却を行なうため、主流ガス中に吹出すが、主
流ガスと混合し、これを冷却するため、冷却空気
量が少なくなればそれだけ平均主流ガス温度の低
下がおさえられ、ガスタービンの熱効率が向上す
る。

また、冷却空気量が減れば、圧縮機で圧縮した
空気を冷却空気として抽気する量が減り、この分
を出力として取り出せるため、ガスタービン効率
および出力が向上する。

また、本発明では、本体部をフイルム冷却する
冷却空気を、頭部と本体部の分割面にある冷却空
気通路より吹出し、本体部側面をその前端からカ
バーするが、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。

翼前縁からフイ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、圧力は下つているため、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、本発明では頭部と本体部の分割線が翼外
面と接する角度を大きくとつてあるので、分割面
にある冷却空気通路を通つて翼外に吹出す冷却空
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
り高くなつて勢よく吹出しても、翼面に沿つて冷
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
となり、冷却空気を翼外に吹出す量は、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つた
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つ
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、圧力の下がつた翼側面および翼後縁からの吹
出しとなれば、翼面に沿つ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てあるため、
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、何らかの原因でセラミツクでできた頭部
が破損しても、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、第１−
Ｄ図はそれぞれ異なる従来の冷却式の静翼の平断
面図、第１−Ｅ図は他の従来例の冷却式の静翼の
側断面図、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
キヤンバーラインに沿つた断面図で、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ビン
部、１１……発電機、１２……頭部、１３……本
体部、１６……冷却空気通路、１８……プラツト
フオーム、１９……シユラウド、２０……キヤツ
プ、２１……穴、２２……溝、２４……冷却空気
吹出し孔。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ ガスタービンの静翼の頭部を、他の静翼構造
   部と分け、かつセラミツクで形成すると共に、該
   静翼のプラツトフオーム及びシユラウドに穴ある
   いは溝を設け、それらの穴あるいは溝内に該頭部
   の上下両端部を装着し、かつそれらの穴あるいは
   溝の内面に冷却空気吹出し用の細孔を設けたこと
   を特徴とするガスタービンの静翼。