WO2009107312A1 - ガスタービン及びディスク並びにディスクの径方向通路形成方法 - Google Patents

ガスタービン及びディスク並びにディスクの径方向通路形成方法 Download PDF

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WO2009107312A1
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disk
radial passage
rotation axis
gas turbine
turbine
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謙一 荒瀬
橋本　真也
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三菱重工業株式会社
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    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
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    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
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    • F01D5/087—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor in the radial passages of the rotor disc
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Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine, a disk, and a radial passage forming method for the disk, and more particularly, to a gas turbine, a disk, and a disk radial path forming method for cooling a moving blade with air.
  • the gas turbine as a device for extracting energy from combustion gas obtained by burning fuel.
  • the gas turbine injects fuel into compressed air, rotates the turbine using the energy of combustion gas generated by burning the fuel, and outputs rotational energy from the rotor.
  • the moving blade cooling medium supplied from the outside of the turbine structure passes through the hollow shaft disposed in the center hole of the disk in a state before cooling, and is provided in the radial direction provided in the spacer.
  • a gas turbine equipped with a turbine cooling system for cooling a moving blade by being guided to the outer peripheral side of a disk through a hole.
  • the radial hole formed in the radial direction of the disk which is a rotating body, is loaded in the circumferential direction by inertial force when the disk rotates. At this time, depending on the shape of the radial hole, stress may concentrate on a specific portion.
  • the present invention has been made in view of the above, and an object of the present invention is to reduce the uneven stress distribution generated in the radial passage formed in the radial direction of the disk.
  • the gas turbine according to the present invention includes a combustion blade that is received by the moving blade by connecting a moving blade that receives combustion gas obtained by burning fuel to a side peripheral portion.
  • a disk that rotates with the gas energy transmitted around the rotation axis, and a curved surface that is centered on the rotation axis, and a virtual curved surface that has the same distance from all points on the curved surface to the rotation axis In a cross-section, a hole is formed including a portion having a shape in which the circumferential length of the disk is larger than the length in a direction parallel to the rotation axis, and the disk is formed on the disk from the rotation axis side. And a radial passage formed toward the outer side.
  • the radial passage When the disk rotates about the rotation axis, the radial passage is loaded with a force in the circumferential direction of the disk.
  • the section of the radial passage in the virtual curved surface is longer in the circumferential direction of the disk than in the direction parallel to the rotation axis. It is formed into a large ellipse. Therefore, in the gas turbine, the stress generated in the portion passing through the centroid of the cross section and orthogonal to the force is reduced. Thereby, in the gas turbine, the uneven stress distribution generated in the radial passage is reduced.
  • the radial passage has a portion not included in a virtual plane including the rotation axis.
  • the gas turbine according to the present invention is an ellipse in which the section of the radial passage in the virtual curved surface is naturally greater in the circumferential length of the disk than in the direction parallel to the rotation axis. It has a part that becomes a shape. Therefore, in the gas turbine, the stress generated in the portion passing through the centroid of the cross section and orthogonal to the force is reduced. Thereby, in the gas turbine, the uneven stress distribution generated in the radial passage is reduced.
  • the passage through which the cooling air flows becomes longer because the radial passage is formed to be inclined with respect to the reference virtual plane. Therefore, in the gas turbine, heat exchange between the cooling air and the object to be cooled is promoted. Thereby, the cooling performance of the gas turbine is improved.
  • the radial passage has one opening end opened in a space formed inside the side peripheral portion of the disk, and the other opening end is the side peripheral portion of the disk. And an angle of not less than 10 degrees and not more than 45 degrees with respect to a reference virtual plane including the one opening end and the rotation axis when projected from a direction of the rotation axis onto a plane orthogonal to the rotation axis. It is desirable to have
  • the stress generated in the portion that passes through the centroid of the cross section and is orthogonal to the force is reduced more favorably.
  • the bias of the stress distribution generated in the radial passage is more favorably reduced.
  • the disk rotates in a predetermined rotation direction
  • the radial passage is a region opposite to the rotation direction with the reference virtual plane as a boundary at the one opening end portion. It is desirable to lean on
  • the collision between the cooling air guided to the radial passage and the wall surface of one opening end is alleviated, and the cooling air flows into the radial passage. That is, in the gas turbine, the cooling air easily flows into the radial passage. Therefore, in the gas turbine, the flow rate of the cooling air supplied to the radial passage is increased. Thereby, as for the said gas turbine, heat exchange with the said cooling air and cooling object is accelerated
  • the disk according to the present invention is a curved surface having a rotation axis as an axis, and the distance from all points on the curved surface to the rotation axis is all equal.
  • the radial passage When the disc according to the present invention is rotated about the rotation axis, the radial passage is loaded with a force in the circumferential direction of the disc.
  • the disk has an elliptical shape in which the cross section of the radial path of the radial passage is larger in the circumferential direction than the length in the direction parallel to the rotation axis. It is formed. Therefore, the stress generated in the disk passing through the centroid of the cross section and orthogonal to the force is reduced. As a result, the disc has a reduced stress distribution bias generated in the radial passage.
  • a method of forming a radial passage for a disc according to the present invention is such that a drill blade is parallel to a virtual plane including a disc-shaped disc rotation axis and predetermined from the virtual plane.
  • a first procedure for attaching the disc to a drilling machine installed at a distance and a second procedure for forming a first radial passage as a hole in the disc by moving the drill blade parallel to the virtual plane.
  • a fifth procedure in which the third procedure and the fourth procedure are repeated until a desired number of the radial passages are formed in the disk.
  • the radial passage forming method of the disk according to the present invention can easily process the radial passage using a conventional machine tool.
  • an elliptical cross section of the radial passage in the virtual curved surface is longer in the circumferential direction of the disk than in the direction parallel to the rotation axis. It is formed in a shape. Therefore, in the gas turbine, the stress generated in the portion passing through the centroid of the cross section and orthogonal to the force is reduced. Thereby, in the gas turbine, the uneven stress distribution generated in the radial passage is reduced.
  • the collision between the cooling air guided to the radial passage and the wall surface of one opening end is alleviated, and the cooling air flows into the radial passage. That is, in the gas turbine, the cooling air easily flows into the radial passage. Therefore, in the gas turbine, the flow rate of the cooling air supplied to the radial passage is increased. Thereby, the gas turbine has improved cooling performance by the cooling air.
  • the passage through which the cooling air flows becomes longer because the radial passage is formed to be inclined with respect to the reference virtual plane. Therefore, in the gas turbine, heat exchange between the cooling air and the object to be cooled is promoted. Thereby, the cooling performance of the gas turbine is improved.
  • the present invention can reduce the uneven stress distribution generated in the radial passage formed in the radial direction of the disk.
  • FIG. 1 is a schematic diagram illustrating a configuration of a gas turbine according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view schematically showing an enlarged turbine portion of the gas turbine according to the present embodiment.
  • FIG. 3 is a projection view in which the radial passage formed in the disk according to the present embodiment is projected from the direction of the rotation axis onto a plane orthogonal to the rotation axis.
  • FIG. 4 is a projection view in which a radial passage formed in a conventional disk is projected from a rotation axis direction onto a plane orthogonal to the rotation axis.
  • FIG. 5 is a schematic diagram showing a side peripheral portion of a conventional disk developed on a plane.
  • FIG. 6 is a schematic diagram showing a side circumferential portion of the disk according to the present embodiment developed in a plane.
  • FIG. 7 is a projection view in which the vicinity of the inner opening end of the radial passage formed in the conventional disk is projected from the direction of the rotation axis onto a plane orthogonal to the rotation axis.
  • FIG. 8 is a projection view in which the vicinity of the inner opening end of the radial passage formed in the disk according to the present embodiment is projected from the rotation axis direction onto a plane orthogonal to the rotation axis.
  • FIG. 9 is a diagram for explaining the amount by which the drill blade is displaced from the virtual plane when processing the radial passage according to the present embodiment.
  • FIG. 1 is a schematic diagram showing a configuration of a gas turbine according to the present embodiment.
  • the gas turbine 1 according to the present embodiment is installed on the floor GND.
  • the gas turbine 1 includes a compression unit 120, a combustion unit 130, a turbine unit 110, and an exhaust unit 140 in order from the upstream side to the downstream side of the fluid flow.
  • Compressor 120 pressurizes air and sends the pressurized air to combustion unit 130.
  • the combustor 130 supplies fuel to the pressurized air.
  • the combustion part 130 injects a fuel into the compressed air, and burns the said fuel.
  • the turbine unit 110 converts the energy of the combustion gas sent out from the combustion unit 130 into rotational energy.
  • the exhaust unit 140 discharges the combustion gas to the atmosphere.
  • the compression unit 120 includes an air suction port 121, a compressor housing 122, a compressor side stationary blade 123, and a compressor side moving blade 124.
  • the air inlet 121 takes air from the atmosphere into the compressor housing 122.
  • the plurality of compressor side stationary blades 123 and the plurality of compressor side moving blades 124 are alternately provided in the compressor casing 122.
  • the turbine section 110 includes a turbine section casing 111, a turbine side stationary blade 112, and a turbine side moving blade 113.
  • the plurality of turbine side stationary blades 112 and the plurality of turbine side moving blades 113 are alternately arranged in the turbine part casing 111 along the direction of the flow of the combustion gas.
  • the exhaust unit 140 includes an exhaust diffuser 141 that is continuous with the turbine unit 110.
  • the exhaust diffuser 141 converts the dynamic pressure of the exhaust gas that has passed through the turbine unit 110 into a static pressure.
  • the gas turbine 1 has a rotor 150 as a rotating body.
  • the rotor 150 is provided so as to penetrate through the center of the compression unit 120, the combustion unit 130, the turbine unit 110, and the exhaust unit 140.
  • the rotor 150 is rotatably supported at the end on the compression unit 120 side by a bearing 151 and is rotatably supported at the end on the exhaust unit 140 side by a bearing 152.
  • a plurality of disks 114 are fixed to the rotor 150.
  • a compressor-side moving blade 124 and a turbine-side moving blade 113 are connected to the disk 114.
  • a generator input shaft of the generator is connected to the end of the rotor 150 on the compression unit 120 side.
  • the gas turbine 1 takes in air from the air inlet 121 of the compression unit 120.
  • the taken-in air is compressed by the plurality of compressor side stationary blades 123 and the compressor side moving blades 124. Thereby, the air becomes compressed air having a higher temperature and a higher pressure than the atmosphere.
  • the combustion unit 130 supplies predetermined fuel to the compressed air and burns the fuel.
  • the plurality of turbine-side stationary blades 112 and the plurality of turbine-side moving blades 113 constituting the turbine unit 110 convert the energy of the combustion gas generated in the combustion unit 130 into rotational energy.
  • the turbine-side moving blade 113 transmits the rotational energy to the rotor 150. As a result, the rotor 150 rotates.
  • the gas turbine 1 drives a generator (not shown) connected to the rotor 150.
  • the exhaust gas after passing through the turbine section 110 is released into the atmosphere after the dynamic pressure is converted to a static pressure by the exhaust diffuser 141 of the exhaust section 140.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view schematically showing an enlarged turbine portion of the gas turbine according to the present embodiment.
  • the rotor 150 includes a disk 114 and a turbine side moving blade 113.
  • the disk 114 rotates about the rotation axis RL shown in FIGS.
  • a plurality of turbine side rotor blades 113 are connected along the circumferential direction to a radially outer side peripheral portion of a disk 114 formed in a disk shape.
  • the turbine-side moving blade 113 also rotates with the disk 114 about the rotation axis RL.
  • combustion gas having a higher temperature and pressure than the atmosphere generated in the combustion unit 130 is supplied to the turbine unit 110.
  • heat is received from the combustion gas, and the temperatures of the turbine side rotor blade 113 and the disk 114 rise. Therefore, the gas turbine 1 supplies cooling air having a temperature lower than that of the turbine side rotor blade 113 and the disk 114 to the turbine side rotor blade 113 and the disk 114 to cool the turbine side rotor blade 113 and the disk 114.
  • the disk 114 and the turbine rotor blade 113 are provided in a plurality of stages along the flow of the combustion gas.
  • the disks 114 are a first disk 114a and a second disk 114b from the upstream side of the flow of the combustion gas among the plurality of disks 114 provided.
  • the turbine side moving blade 113 is made into the 1st turbine side moving blade 113a and the 2nd turbine side moving blade 113b from the upstream of the flow of a combustion gas among the turbine side moving blades 113 provided with two or more.
  • the first turbine side rotor blade 113a is connected to the first disk 114a
  • the second turbine side rotor blade 113b is connected to the second disk 114b.
  • the turbine unit 110 includes a first supply passage 11, a first space 12, a radial passage 13, a second space 14, a cooling passage 15, a second supply passage 16, and a third space 17. Composed.
  • the first supply passage 11 is a passage through which cooling air flows. The cooling air is supplied from the compression unit 120 shown in FIG. 1 to the first supply passage 11 shown in FIG. 2 through a passage (not shown) and a cooler that cools the air guided from the compression unit 120.
  • the first space 12 is formed in the rotor 150.
  • a plurality of radial passages 13 are formed in the first disk 114a from the inside of the first disk 114a formed in a disk shape toward the radially outer side of the first disk 114a.
  • the second space 14 is formed between the first disk 114a and the first turbine blades 113a.
  • a plurality of cooling passages 15 are formed in the first turbine-side moving blade 113a.
  • the first supply passage 11 is supplied with cooling air from one opening end, and the other end opens to the first space 12. Thereby, the cooling air is supplied to the first space 12 through the first supply passage 11.
  • one opening end 13 a opens into the first space 12, and the other opening end 13 b opens into the second space 14.
  • the cooling air in the first space 12 is supplied to the second space 14 via the radial passage 13.
  • the cooling air exchanges heat with the first disk 114 a having a temperature higher than that of the cooling air while passing through the inside of the radial passage 13.
  • the cooling air cools the first disk 114 a while passing through the radial passage 13.
  • the cooling passage 15 has one end opened to the second space 14 and the other end opened to the turbine compartment 111.
  • the cooling air in the second space 14 is discharged to the turbine casing 111 through the cooling passage 15.
  • the cooling air exchanges heat with the first turbine blades 113a having a temperature higher than that of the cooling air while passing through the inside of the cooling passage 15.
  • the cooling air cools the first turbine blades 113 a while passing through the cooling passage 15.
  • the second supply passage 16 is formed in the first disk 114a in the direction of the rotation axis RL.
  • the third space 17 is formed between the first disk 114a and the second disk 114b.
  • One end of the second supply passage 16 opens into the first space 12, and the other end opens into the third space 17. Accordingly, the cooling air that has not been supplied to the radial passage 13 among the cooling air in the first space 12 is guided to the third space 17 via the second supply passage 16.
  • the cooling air in the third space 17 includes passages, spaces, and cooling passages formed in the second disk 114b and the second turbine side rotor blade 113b in substantially the same manner as the first disk 114a and the first turbine side rotor blade 113a.
  • the radial passage 13 is formed in parallel with a plane orthogonal to the rotation axis RL.
  • the radial passage 13 may be formed to be inclined with respect to a plane orthogonal to the rotation axis RL.
  • FIG. 3 is a projection view in which the radial passage formed in the disk according to the present embodiment is projected from the direction of the rotation axis onto a plane orthogonal to the rotation axis.
  • the gas turbine 1 is characterized by a radial passage 13 formed in the disk 114.
  • the virtual plane V01 is an arbitrary plane including the rotation axis RL.
  • a plurality of radial passages 13 are provided from the radially inner side of the disk 114 toward the radially outer side.
  • the radial passage 13 intersects the virtual plane V01 passing through the rotation axis RL or is parallel to the virtual plane V01, it is not completely included in the virtual plane V01. That is, in the radial passage 13, an imaginary line obtained by extending the radial passage 13 inward in the radial direction of the disk 114 does not intersect the rotation axis RL.
  • a virtual surface including one open end 13a of the radial passage 13 and the rotation axis RL is defined as a reference virtual plane V02.
  • the gas turbine 1 is formed such that an angle ⁇ formed by the reference virtual plane V02 and the radial passage 13 is, for example, 30 degrees.
  • the angle ⁇ formed by the reference virtual plane V02 and the radial passage 13 is set to be equal to 30 degrees, but this embodiment is not limited to this.
  • the plurality of radial passages 13 provided in the disk 114 may be set such that the angle ⁇ formed by the reference virtual plane V02 and the radial passage 13 is different.
  • the fitting part 18 shown in FIG. 3 is a part in which the edge part of the turbine side moving blade 113 is fitted.
  • the fitting portion 18 is fitted to a fitting portion formed at an end portion of the turbine-side moving blade 113 to support the turbine-side moving blade 113 on the side peripheral portion of the disk 114.
  • the radial passage 13 is formed from the outer side in the radial direction of the disk 114 toward the inner side in the radial direction of the disk 114 by, for example, a drill, avoiding a space between the plurality of fitting portions 18 formed on the side periphery of the disk 114. . Thereby, the other opening end 13b opens between the plurality of fitting portions 18 provided.
  • FIG. 4 is a projection view in which the radial passage formed in the conventional disk is projected from the direction of the rotation axis onto a plane orthogonal to the rotation axis.
  • FIG. 5 is a schematic diagram showing a side peripheral portion of a conventional disk developed on a plane.
  • the conventional gas turbine 2 includes a disk 214 and a radial passage 23 formed in the disk 214.
  • the other opening end 23 b of the radial passage 23 opens in the side periphery of the disk 214.
  • the other open end 23b of the radial passage 23 has a substantially perfect circle shape as shown in FIG.
  • a force F is applied to the disk 214 in the circumferential direction by inertial force on the other opening end 23b.
  • stress is generated at the other opening end 23b.
  • the stress of the part P that passes through the centroid of the other opening end 23b and is orthogonal to the force F among the substantially circular edges of the other opening end 23b is maximized. That is, in the gas turbine 2, stress concentrates on the part P.
  • FIG. 6 is a schematic diagram showing a side peripheral portion of the disk according to the present embodiment expanded in a plane.
  • the disk 114 has a longer elliptical shape in the circumferential direction. That is, the other opening end 13b is longer in the circumferential length w of the disk 114 than in the length h in the direction parallel to the rotation axis RL.
  • the radial passage 13 is loaded with a force F in the circumferential direction of the disk 114 when the disk 114 rotates about the rotation axis RL shown in FIG. At this time, if the disk 114 shown in FIG. 3 and the disk 214 shown in FIG. 4 rotate under the same conditions, the force F acting on the other opening end 13b is equal to the force F acting on the other opening end 23b. However, if the shape of the opening is different, the magnitude of the stress generated in the specific part P is different even if the same force F is applied to the opening.
  • the stress generated in is smaller. That is, in the gas turbine 1, the stress generated in the part P of the other opening end 13b is reduced, and the bias of the stress distribution generated in the other opening end 13b is reduced.
  • the circumferential length w of the disk 114 is the rotation axis RL. Unlike the case where the length is greater than the length h in the direction parallel to the stress, the stress generated at the site P increases.
  • the shape of the other opening end 13b is in a direction parallel to the rotation axis RL.
  • the length h increases. That is, when the radial passage 13 is formed to be inclined with respect to the plane orthogonal to the rotation axis RL, the stress generated in the portion P increases.
  • the gas turbine 1 is formed in an elliptical shape at one opening end 13a of the radial passage 13 shown in FIG. 3 similarly to the other opening end 13b.
  • the gas turbine 1 similarly to the other opening end 13b, in the one opening end 13a, the gas turbine 1 reduces the stress generated in the portion P of the one opening end 13a.
  • the uneven stress distribution generated at the one open end 13a is reduced.
  • a virtual curved surface having a rotational axis RL as an axis and having the same predetermined distance ⁇ from all points on the curved surface to the rotational axis RL is defined as a virtual curved surface V03. That is, the virtual curved surface V03 is a side surface of a cylinder whose axis is the rotation axis RL and whose radius between the bottom surface and the top surface is a predetermined distance ⁇ .
  • the predetermined distance ⁇ is a distance that is not less than the distance from the rotation axis RL to the one opening end 13a and not more than the distance from the rotation axis RL to the other opening end 13b.
  • the radial passage 13 has a cross-sectional shape on the virtual curved surface V03, like the one opening end 13a and the other opening end 13b, in the circumferential direction of the disk 114 rather than the length h in the direction parallel to the rotation axis RL.
  • the length w becomes larger.
  • the uneven stress distribution generated in the cross section is reduced. That is, the gas turbine 1 is not limited to the one open end 13a and the other open end 13b, and the stress distribution bias generated in the radial passage 13 is reduced.
  • FIG. 7 is a projection view in which the vicinity of the inner opening end of the radial passage formed in the conventional disk is projected from the direction of the rotation axis onto a plane orthogonal to the rotation axis.
  • FIG. 8 is a projection view in which the vicinity of the inner opening end of the radial passage formed in the disk according to the present embodiment is projected from the rotation axis direction onto a plane orthogonal to the rotation axis.
  • the cooling air is guided from the first space 12 shown in FIG. 2 to the radial passage 13 through one open end 13a.
  • the disk 114 rotates in a predetermined rotation direction as indicated by an arrow RD in FIG.
  • the cooling air flows into the one open end 13 a as indicated by the arrow FL in FIG. 8.
  • the gas turbine 2 has an angle ⁇ of 0 degree. Therefore, as shown by the arrow FL in FIG. 7, the cooling air hardly collides with the wall surface of the one open end 23 a and hardly flows into the radial passage 23.
  • the radial passage 13 forms an angle ⁇ with the reference virtual plane V02. That is, the radial passage 13 is formed to be inclined from the reference virtual plane V02. Further, the radial passage 13 is formed to be inclined in a region opposite to the rotation direction of the disk 114 indicated by the arrow RD in FIGS. 3 and 8 with the reference virtual plane V02 as a boundary.
  • the cooling air flows into the radial passage 13 with the collision with the wall surface of the one open end 13a alleviated. That is, the cooling air is more likely to flow in the radial passage 13 than in the radial passage 23.
  • the one opening end 13a is formed so that the shape of the one opening end 13a is elliptical, so that the circumferential length w of the disk 114 is as shown in FIGS. 7 is larger than the circumferential length w of the disk 214 of one open end 23a shown in FIG. Therefore, as shown by the arrow FL in FIG. 8, the cooling air is more likely to flow into the one opening end 13a than to the one opening end 23a.
  • the gas turbine 1 the flow rate of the cooling air supplied to the radial passage 13 is increased. Accordingly, the gas turbine 1 also increases the flow rate of the cooling air supplied to the cooling passage 15 shown in FIG. Therefore, in the gas turbine 1, heat exchange between the cooling air and the turbine side moving blade 113 and the disk 114 is promoted. That is, in the gas turbine 1, the disk 114 and the turbine rotor blade 113 are further cooled.
  • the radial passage 13 is formed to be inclined with respect to the reference virtual plane V02, so that the passage through which the cooling air flows is longer than the radial passage 23 shown in FIG. Therefore, in the gas turbine 1 including the radial passage 13, the contact area between the cooling air and the turbine-side moving blade 113 is increased. Thereby, in the gas turbine 1, heat exchange between the cooling air and the turbine rotor blade 113 is further promoted. That is, in the gas turbine 1, the turbine side moving blade 113 is further cooled.
  • the angle ⁇ is set to 30 degrees, for example, but the present embodiment is not limited to this.
  • the angle ⁇ is set to 10 degrees or more and 45 degrees or less, the uneven stress distribution generated in the radial passage 13 is reduced. Moreover, the gas turbine 1 has improved cooling performance by cooling air.
  • the radial passage 13 is formed from the radially outer side of the disk 114 toward the radially inner side of the disk 114 by, for example, a drill.
  • a drill for example, a drill.
  • the drill blade D is shifted to a position away from the virtual plane V01 by a predetermined distance ⁇ , and is moved parallel to the virtual plane V01 when the radial passage 13 is processed.
  • FIG. 9 is a diagram for explaining the amount by which the drill blade is displaced from the virtual plane when the radial passage according to the present embodiment is processed.
  • the predetermined distance ⁇ is obtained by the distance r from the rotation axis RL to the one opening end 13a and the angle ⁇ .
  • the predetermined distance ⁇ is a product of the distance r and sin ⁇ .
  • the worker who processes the radial passage 13 first attaches the disk-shaped disk 114 to the drilling machine. At this time, the drill blade D is installed parallel to the virtual plane V01 and shifted by a predetermined distance ⁇ from the virtual plane V01. An operator processes the first radial passage 13 under these conditions.
  • the worker rotates the disk 114 by a predetermined angle about the rotation axis RL.
  • the predetermined angle is obtained from the number of radial passages 13 provided in the disk 114. For example, when a predetermined number ⁇ is formed in the disk 114, the disk 114 is rotated by an angle obtained by dividing 360 by the predetermined number ⁇ . In this state, the worker processes the second radial passage 13. Thereafter, the worker repeats the procedure of rotating the disc by a predetermined angle and the processing procedure until a desired number of radial passages 13 are formed in the disc 114.
  • the gas turbine 1 can easily process the radial passage 13 using a conventional machine tool. Thereby, the gas turbine 1 provided with the radial passage 13 reduces the bias of the stress distribution generated in the radial passage 13 as described above. Further, in the gas turbine 1 provided with the radial passage 13, the disk 114 and the turbine rotor blade 113 are more suitably cooled as described above.
  • path 13 is formed in linear form, for example, this embodiment is not limited to this.
  • the radial passage 13 may be formed in a shape in which a plurality of straight lines are combined, that is, bent.
  • the portion having the angle ⁇ is preferably formed in the vicinity of one opening end 13a or the other opening end 13b of the radial passage 13.
  • the other opening end 13b is farthest from the rotation axis RL in the radial passage 13 formed in the disk 114. Therefore, the portion near the other opening end 13 b is loaded with the largest force F in the radial passage 13. Therefore, when the portion having the angle ⁇ is formed in the vicinity of the other opening end 13 b of the radial passage 13, the gas turbine 1 is generated in the portion where the largest force F is loaded in the radial passage 13. The uneven stress distribution is reduced.
  • the angle ⁇ may be set to 0 degree as shown in FIG. 4.
  • the radial passage 13 has an elliptical cross section at the virtual curved surface V ⁇ b> 03.
  • the radial passage 13 is processed by electric discharge machining.
  • the cross section of the radial passage 13 at the virtual curved surface V03 is longer than the length h in the direction parallel to the rotation axis RL, as shown in FIG.
  • the disk 114 is formed in an elliptical shape having a larger circumferential length w.
  • the “elliptical shape” in the present embodiment is not necessarily limited to an accurate ellipse. That is, the shape of the cross section of the radial passage 13 at the virtual curved surface V03 is not limited to a curve formed of a set of points such that the sum of the distances from two specific points on the plane is constant.
  • the cross-sectional shape of the radial passage 13 at the virtual curved surface V03 may be a substantially elliptical shape having no corners.
  • the gas turbine, the disk, and the disk radial passage forming method according to the present embodiment are useful for a gas turbine in which a radial passage through which cooling air flows in the radial direction of the disk is formed.
  • the present invention is suitable for a gas turbine that reduces the uneven stress distribution generated in the radial passage.

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Abstract

　ガスタービン１は、側周部に燃料が燃焼した燃焼ガスを受けるタービン側動翼が連結されることでタービン側動翼が受けた前記燃焼ガスのエネルギーが伝えられて回転軸ＲＬを中心に回転するディスク１１４と、回転軸ＲＬを軸心とする曲面であって前記曲面上の全ての点から回転軸ＲＬまでの距離が全て等しい仮想曲面Ｖ０３での断面において、回転軸ＲＬと平行な方向の長さよりもディスク１１４の周方向の長さのほうが大きい形状となる部分を含んで形成される孔であって、ディスク１１４に回転軸ＲＬ側からディスク１１４の外側へ向かって形成される径方向通路１３とを備える。

Description

ガスタービン及びディスク並びにディスクの径方向通路形成方法
　本発明は、ガスタービン及びディスク並びにディスクの径方向通路形成方法に関し、さらに詳しくは、動翼を空気によって冷却するガスタービン及びディスク並びにディスクの径方向通路形成方法に関する。
　従来、燃料を燃焼させた燃焼ガスからエネルギーを取り出す装置としてガスタービンがある。ガスタービンは、例えば、燃料を圧縮した空気に対して噴射し、前記燃料を燃焼させることで発生する燃焼ガスのエネルギーを用いてタービンを回転させてロータから回転エネルギーを出力する。
　例えば、特許文献１には、タービン構造の外から供給された動翼冷却用媒体が、ディスクの中心孔内に配置された中空シャフト内を冷却前の状態で通り、スペーサに設けられた径方向孔を介してディスクの外周側へ導かれることで動翼を冷却するタービン冷却システムを搭載するガスタービンが開示されている。
特開平９－２４２５６３号公報（段落番号００１２）
　ここで、特許文献１に開示されているガスタービンにおいて、回転体であるディスクの径方向に形成される径方向孔には、ディスクが回転すると慣性力によって周方向に力が負荷される。このとき、前記径方向孔の形状によっては、特定の部分に応力が集中するおそれがある。
　本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、ディスクの径方向に形成された径方向通路に発生する応力分布の偏りを低減することを目的とする。
　上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明に係るガスタービンは、側周部に燃料が燃焼した燃焼ガスを受ける動翼が連結されることで前記動翼が受けた前記燃焼ガスのエネルギーが伝えられて回転軸を中心に回転するディスクと、前記回転軸を軸心とする曲面であって前記曲面上の全ての点から前記回転軸までの距離が全て等しい仮想曲面での断面において、前記回転軸と平行な方向の長さよりも前記ディスクの周方向の長さのほうが大きい形状となる部分を含んで形成される孔であって、前記ディスクに前記回転軸側から前記ディスクの外側へ向かって形成される径方向通路と、を備えることを特徴とする。
　前記ディスクが回転軸を軸に回転すると、前記径方向通路は、前記ディスクの周方向に力が負荷される。ここで、本発明に係るガスタービンは、上記構成により、前記径方向通路の前記仮想曲面での断面が、前記回転軸と平行な方向の長さよりも前記ディスクの周方向の長さの方が大きい楕円状に形成される。よって、前記ガスタービンは、前記断面の図心を通り前記力と直交する部位に発生する応力が低減される。これにより、ガスタービンは、前記径方向通路に発生する応力分布の偏りが低減される。
　本発明の好ましい態様としては、前記径方向通路は前記回転軸を含む仮想平面に含まれない部分を備えることが望ましい。
　上記構成により、本発明に係るガスタービンは、前記径方向通路の前記仮想曲面での断面が自然と前記回転軸と平行な方向の長さよりも前記ディスクの周方向の長さの方が大きい楕円状となる部分を有する。よって、前記ガスタービンは、前記断面の図心を通り前記力と直交する部位に発生する応力が低減される。これにより、ガスタービンは、前記径方向通路に発生する応力分布の偏りが低減される。
　また、前記ガスタービンは、前記径方向通路が前記基準仮想平面に対して傾いて形成される分、前記冷却用空気が流れる通路が長くなる。よって、前記ガスタービンは、前記冷却用空気と冷却対象との熱交換が促進される。これにより、前記ガスタービンは、冷却性能が向上する。
　本発明の好ましい態様としては、前記径方向通路は、一方の開口端が前記ディスクの前記側周部よりも内側に形成される空間に開口し、他方の開口端が前記ディスクの前記側周部に開口すると共に、前記回転軸と直交する面に前記回転軸方向から投影されたときに、前記一方の開口端と前記回転軸とを含む基準仮想平面に対して１０度以上４５度以下の角度を有することが望ましい。
　上記構成により、本発明に係るガスタービンは、前記断面の図心を通り前記力と直交する部位に発生する応力がより良好に低減される。これにより、ガスタービンは、前記径方向通路に発生する応力分布の偏りがより良好に低減される。
　本発明の好ましい態様としては、前記ディスクは所定の回転方向に向かって回転し、前記径方向通路は、前記一方の開口端部分において前記基準仮想平面を境に前記回転方向とは反対側の領域に傾いていることが望ましい。
　上記構成により、本発明に係るガスタービンは、前記径方向通路に導かれる冷却用空気と一方の開口端の壁面との衝突が緩和されて前記冷却用空気が前記径方向通路に流入する。つまり、前記ガスタービンは、前記冷却用空気が前記径方向通路に流入しやすい。よって、前記ガスタービンは、前記径方向通路に供給される前記冷却用空気の流量が増大する。これにより、前記ガスタービンは、前記冷却用空気と冷却対象との熱交換が促進される。よって、前記ガスタービンは、前記冷却用空気による冷却性能が向上する。
　上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明に係るディスクは、回転軸を軸心とする曲面であって前記曲面上の全ての点から前記回転軸までの距離が全て等しい仮想曲面での断面において、前記回転軸と平行な方向の長さよりも前記ディスクの周方向の長さのほうが大きい形状となる部分を含んで形成される孔であって、前記ディスクに前記回転軸側から前記ディスクの外側へ向かって形成される径方向通路と、を備えることを特徴とする。
　本発明に係るディスクが回転軸を軸に回転すると、前記径方向通路は、前記ディスクの周方向に力が負荷される。ここで、前記ディスクは、上記構成により、前記径方向通路の前記仮想曲面での断面が、前記回転軸と平行な方向の長さよりも前記ディスクの周方向の長さの方が大きい楕円状に形成される。よって、前記ディスクは、前記断面の図心を通り前記力と直交する部位に発生する応力が低減される。これにより、前記ディスクは、前記径方向通路に発生する応力分布の偏りが低減される。
　上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明に係るディスクの径方向通路形成方法は、ドリル刃が円盤状のディスクの回転軸を含む仮想平面と平行かつ、前記仮想平面から所定距離ずらされて設置されるボール盤に前記ディスクを取り付ける第１手順と、前記ドリル刃を前記仮想平面と平行に移動させて前記ディスクに孔である１個目の径方向通路を形成する第２手順と、前記ディスクを前記回転軸を軸に所定角度回転させる第３手順と、前記ドリル刃を前記仮想平面と平行に移動させて前記ディスクに孔である２個目の径方向通路を形成する第４手順と、前記第３手順と前記第４手順とを前記ディスクに所望の個数前記径方向通路が形成されるまで反復する第５手順と、を備えることを特徴とする。
　上記構成により、本発明に係るディスクの径方向通路形成方法は、従来の工作機械を用いて容易に前記径方向通路を加工できる。このとき、前記径方向通路を備えるガスタービンは、前記径方向通路の前記仮想曲面での断面が、前記回転軸と平行な方向の長さよりも前記ディスクの周方向の長さの方が大きい楕円状に形成される。よって、前記ガスタービンは、前記断面の図心を通り前記力と直交する部位に発生する応力が低減される。これにより、ガスタービンは、前記径方向通路に発生する応力分布の偏りが低減される。
　また、前記ガスタービンは、前記径方向通路に導かれる冷却用空気と一方の開口端の壁面との衝突が緩和されて前記冷却用空気が前記径方向通路に流入する。つまり、前記ガスタービンは、前記冷却用空気が前記径方向通路に流入しやすい。よって、前記ガスタービンは、前記径方向通路に供給される前記冷却用空気の流量が増大する。これにより、前記ガスタービンは、前記冷却用空気による冷却性能が向上する。
　また、前記ガスタービンは、前記径方向通路が前記基準仮想平面に対して傾いて形成される分、前記冷却用空気が流れる通路が長くなる。よって、前記ガスタービンは、前記冷却用空気と冷却対象との熱交換が促進される。これにより、前記ガスタービンは、冷却性能が向上する。
　本発明は、ディスクの径方向に形成された径方向通路に発生する応力分布の偏りを低減できる。
図１は、本実施形態に係るガスタービンの構成を示す模式図である。 図２は、本実施形態に係るガスタービンのタービン部を拡大して模式的に示す断面図である。 図３は、本実施形態に係るディスクに形成される径方向通路を回転軸と直交する面に回転軸方向から投影する投影図である。 図４は、従来のディスクに形成される径方向通路を回転軸と直交する面に回転軸方向から投影する投影図である。 図５は、従来のディスクの側周部を平面に展開して示す模式図である。 図６は、本実施形態に係るディスクの側周部を平面に展開して示す模式図である。 図７は、従来のディスクに形成される径方向通路の内側開口端近傍を回転軸と直交する面に回転軸方向から投影する投影図である。 図８は、本実施形態に係るディスクに形成される径方向通路の内側開口端近傍を回転軸と直交する面に回転軸方向から投影する投影図である。 図９は、本実施形態に係る径方向通路の加工時にドリル刃を仮想平面からずらす量を説明する図である。
符号の説明
　１、２　ガスタービン
　１１　第１供給通路
　１２　第１空間
　１３、２３　径方向通路
　１３ａ、２３ａ　一方の開口端
　１３ｂ、２３ｂ　他方の開口端
　１４　第２空間
　１５　冷却通路
　１６　第２供給通路
　１７　第３空間
　１８　嵌合部
　１１０　タービン部
　１１１　タービン部車室
　１１２　タービン側静翼
　１１３　タービン側動翼
　１１４、２１４　ディスク
　１２０　圧縮部
　１２１　空気吸入口
　１２２　圧縮機筐体
　１２３　圧縮機側静翼
　１２４　圧縮機側動翼
　１３０　燃焼部
　１４０　排気部
　１４１　排気ディフューザ
　１５０　ロータ
　１５１、１５２　軸受
　Ｄ　ドリル刃
　ＧＮＤ　床
　ＲＬ　回転軸
　Ｖ０１　仮想平面
　Ｖ０２　基準仮想平面
　Ｖ０３　仮想曲面
　以下、この発明につき図面を参照しつつ詳細に説明する。なお、この発明を実施するための最良の形態（以下実施形態という）によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が容易に想定できるもの、実質的に同一のもの、いわゆる均等の範囲のものが含まれる。
　図１は、本実施形態に係るガスタービンの構成を示す模式図である。本実施形態に係るガスタービン１は、床ＧＮＤに設置される。ガスタービン１は、流体の流れの上流側から下流側に向けて順に、圧縮部１２０と、燃焼部１３０と、タービン部１１０と、排気部１４０とを含んで構成される。
　圧縮部１２０は空気を加圧して、燃焼部１３０へ加圧された空気を送り出す。燃焼部１３０は、前記加圧された空気に燃料を供給する。そして、燃焼部１３０は、圧縮された空気に燃料を噴射して前記燃料を燃焼させる。タービン部１１０は、燃焼部１３０から送り出された前記燃焼ガスが持つエネルギーを回転エネルギーに変換する。排気部１４０は、前記燃焼ガスを大気へと排出する。
　圧縮部１２０は、空気吸入口１２１と、圧縮機筐体１２２と、圧縮機側静翼１２３と、圧縮機側動翼１２４とを含んで構成される。空気吸入口１２１は、大気から空気を圧縮機筐体１２２に取り込む。複数の圧縮機側静翼１２３と複数の圧縮機側動翼１２４とは、圧縮機筐体１２２内に交互に設けられる。
　タービン部１１０は、図１に示すように、タービン部車室１１１と、タービン側静翼１１２と、タービン側動翼１１３とを含んで構成される。複数のタービン側静翼１１２と複数のタービン側動翼１１３とは、タービン部車室１１１内に燃焼ガスの流れの方向に沿って交互に配設される。排気部１４０は、タービン部１１０に連続する排気ディフューザ１４１を有する。排気ディフューザ１４１は、タービン部１１０を通過した排気ガスの動圧を静圧に変換する。
　ガスタービン１は、回転体としてのロータ１５０を有する。ロータ１５０は、圧縮部１２０、燃焼部１３０、タービン部１１０、排気部１４０の中心部を貫通するように設けられる。ロータ１５０は、圧縮部１２０側の端部が軸受１５１により回転自在に支持され、排気部１４０側の端部が軸受１５２により回転自在に支持される。
　また、ロータ１５０には、複数のディスク１１４が固定される。ディスク１１４には、圧縮機側動翼１２４及びタービン側動翼１１３が連結される。ロータ１５０の圧縮部１２０側の端部には、発電機の発電機用入力軸が連結される。
　ガスタービン１は、まず、圧縮部１２０の空気吸入口１２１から空気を取り込む。取り込まれた空気は、複数の圧縮機側静翼１２３と圧縮機側動翼１２４とによって圧縮される。これにより、前記空気は、大気よりも高温・高圧の圧縮空気となる。続いて、燃焼部１３０は、前記圧縮空気に対して所定の燃料を供給して前記燃料を燃焼させる。
　続いて、タービン部１１０を構成する複数のタービン側静翼１１２と複数のタービン側動翼１１３とは、燃焼部１３０で生成された燃焼ガスが有するエネルギーを回転エネルギーに変換する。タービン側動翼１１３は、前記回転エネルギーをロータ１５０に伝える。これにより、ロータ１５０が回転運動する。
　上記構成により、ガスタービン１は、ロータ１５０に連結された図示しない発電機を駆動する。なお、タービン部１１０を通過後の排気ガスは、排気部１４０の排気ディフューザ１４１で動圧が静圧に変換された後、大気に放出される。
　図２は、本実施形態に係るガスタービンのタービン部を拡大して模式的に示す断面図である。図２に示すように、ロータ１５０は、ディスク１１４とタービン側動翼１１３とを含んで構成される。ディスク１１４は、図１及び図２に示す回転軸ＲＬを軸に回転する。タービン側動翼１１３は、円盤状に形成されるディスク１１４の径方向外側の側周部に周方向に沿って複数連結される。これにより、タービン側動翼１１３もディスク１１４と共に回転軸ＲＬを軸に回転する。
　ここで、タービン部１１０には、燃焼部１３０で生成された大気よりも高温・高圧な燃焼ガスが供給される。これにより、燃焼ガスから熱を受け取り、タービン側動翼１１３やディスク１１４の温度が上昇する。よって、ガスタービン１は、タービン側動翼１１３及びディスク１１４よりも低温な冷却用空気をタービン側動翼１１３及びディスク１１４に供給して、タービン側動翼１１３及びディスク１１４を冷却する。
　ここで、ディスク１１４及びタービン側動翼１１３は、燃焼ガスの流れに沿って複数段設けられる。ディスク１１４は、複数設けられるディスク１１４のうち、燃焼ガスの流れの上流側から第１ディスク１１４ａ、第２ディスク１１４ｂとする。また、タービン側動翼１１３は、複数設けられるタービン側動翼１１３のうち、燃焼ガスの流れの上流側から第１タービン側動翼１１３ａ、第２タービン側動翼１１３ｂとする。第１タービン側動翼１１３ａは第１ディスク１１４ａに連結され、第２タービン側動翼１１３ｂは、第２ディスク１１４ｂに連結される。
　タービン部１１０は、第１供給通路１１と、第１空間１２と、径方向通路１３と、第２空間１４と、冷却通路１５と、第２供給通路１６と、第３空間１７とを含んで構成される。第１供給通路１１は、冷却用空気が流れる通路である。冷却用空気は、図１に示す圧縮部１２０から図示しない通路と圧縮部１２０から導かれた空気を冷却する冷却機を経て図２に示す第１供給通路１１に供給される。
　第１空間１２は、ロータ１５０に形成される。径方向通路１３は、円盤状に形成される第１ディスク１１４ａの内側から第１ディスク１１４ａの径方向外側に向かって第１ディスク１１４ａに複数形成される。第２空間１４は、第１ディスク１１４ａと第１タービン側動翼１１３ａとの間に形成される。冷却通路１５は、第１タービン側動翼１１３ａに複数形成される。
　第１供給通路１１は、一方の開口端から冷却用空気が供給され、他方の端部が第１空間１２に開口する。これにより、冷却用空気は第１供給通路１１を介して第１空間１２に供給される。径方向通路１３は、一方の開口端１３ａが第１空間１２に開口し、他方の開口端１３ｂが第２空間１４に開口する。これにより、第１空間１２内の冷却用空気は、径方向通路１３を介して第２空間１４に供給される。この時、冷却用空気は、径方向通路１３の内部を通過しながら冷却用空気よりも高温な第１ディスク１１４ａと熱交換を行う。これにより、冷却用空気は、径方向通路１３を通過しながら第１ディスク１１４ａを冷却する。
　冷却通路１５は、一方の端部が第２空間１４に開口し、他方の端部がタービン部車室１１１に開口する。これにより、第２空間１４内の冷却用空気は、冷却通路１５を介してタービン部車室１１１に排出される。この時、冷却用空気は、冷却通路１５の内部を通過しながら冷却用空気よりも高温な第１タービン側動翼１１３ａと熱交換を行う。これにより、冷却用空気は、冷却通路１５を通過しながら第１タービン側動翼１１３ａを冷却する。
　第２供給通路１６は、第１ディスク１１４ａに回転軸ＲＬ方向に形成される。第３空間１７は、第１ディスク１１４ａと第２ディスク１１４ｂとの間に形成される。第２供給通路１６は、一方の端部が第１空間１２に開口し、他方の端部が第３空間１７に開口する。これにより、第１空間１２内の冷却空気のうち、径方向通路１３に供給されなかった冷却用空気は、第２供給通路１６を介して第３空間１７に導かれる。
　第３空間１７内の冷却用空気は、第１ディスク１１４ａ及び第１タービン側動翼１１３ａとほぼ同様に第２ディスク１１４ｂ及び第２タービン側動翼１１３ｂに形成された通路、空間、冷却用通路を流れて第２ディスク１１４ｂ及び第２タービン側動翼１１３ｂを冷却する。図２に示すように径方向通路１３は回転軸ＲＬと直交する面と平行に形成される。なお、径方向通路１３は回転軸ＲＬと直交する面に対して傾いて形成されてもよい。
　図３は、本実施形態に係るディスクに形成される径方向通路を回転軸と直交する面に回転軸方向から投影する投影図である。ここで、ガスタービン１は、ディスク１１４に形成される径方向通路１３に特徴がある。
　図３に示すように、仮想平面Ｖ０１を、回転軸ＲＬを含んだ任意の平面とする。径方向通路１３は、ディスク１１４の径方向内側から径方向外側に向かって複数設けられる。ここで、径方向通路１３は、回転軸ＲＬを通る仮想平面Ｖ０１と交差する、または仮想平面Ｖ０１と平行になることはあっても、仮想平面Ｖ０１に完全に含まれることはない。つまり、径方向通路１３は、径方向通路１３をディスク１１４の径方向内側へ延長した仮想の線が回転軸ＲＬと交わることはない。
　ここで、径方向通路１３の一方の開口端１３ａと回転軸ＲＬとを含む仮想の面を基準仮想平面Ｖ０２とする。ガスタービン１は、基準仮想平面Ｖ０２と径方向通路１３とが成す角度θが、例えば、３０度となるように形成される。
　なお、ディスク１１４に複数設けられる全ての径方向通路１３は、基準仮想平面Ｖ０２と径方向通路１３とが成す角度θがそれぞれ等しく３０度に設定されるが、本実施形態はこれに限定されない。ディスク１１４に複数設けられる全ての径方向通路１３は、基準仮想平面Ｖ０２と径方向通路１３とが成す角度θがそれぞれ異なって設定されてもよい。
　なお、図３に示す嵌合部１８は、タービン側動翼１１３の端部が嵌め込まれる部分である。嵌合部１８は、タービン側動翼１１３の端部に形成される嵌合部と嵌め合わされることで、タービン側動翼１１３をディスク１１４の側周部に支持する。
　径方向通路１３は、ディスク１１４の側周部に複数形成される嵌合部１８の間を避けて、例えばドリルによって、ディスク１１４の径方向外側からディスク１１４の径方向内側へ向かって形成される。これにより、他方の開口端１３ｂは、複数設けられる嵌合部１８の間に開口する。
　図４は、従来のディスクに形成される径方向通路を回転軸と直交する面に回転軸方向から投影する投影図である。図５は、従来のディスクの側周部を平面に展開して示す模式図である。従来のガスタービン２は、図４に示すように、ディスク２１４と、ディスク２１４に形成される径方向通路２３とを備える。また、ディスク２１４の側周部には、径方向通路２３の他方の開口端２３ｂが開口する。
　図４に示すように、径方向通路２３の角度θが０度の場合、径方向通路２３の他方の開口端２３ｂは、図５に示すように略真円状になる。ここで、ディスク２１４が図４に示す回転軸ＲＬを軸に回転すると、他方の開口端２３ｂには、慣性力によってディスク２１４に周方向に力Ｆが負荷される。これにより、他方の開口端２３ｂに応力が発生する。この時、他方の開口端２３ｂの略真円状の縁のうち、他方の開口端２３ｂの図心を通り力Ｆと直交する部位Ｐの応力が最大となる。つまり、ガスタービン２は、部位Ｐに応力が集中する。
　図６は、本実施形態に係るディスクの側周部を平面に展開して示す模式図である。しかしながら、図３に示すように、角度θが０度以外に設定されると、径方向通路１３がドリルによって形成されても、径方向通路１３の他方の開口端１３ｂは、図６に示すようにディスク１１４の周方向により長い楕円状となる。つまり、他方の開口端１３ｂは、回転軸ＲＬと平行な方向の長さｈよりも、ディスク１１４の周方向の長さｗの方が大きくなる。
　径方向通路１３は、ディスク１１４が図３に示す回転軸ＲＬを軸に回転すると、ディスク１１４の周方向に力Ｆが負荷される。このとき、図３に示すディスク１１４と図４に示すディスク２１４が同条件で回転すれば、他方の開口端１３ｂに働く力Ｆと他方の開口端２３ｂに働く力Ｆとは等しくなる。しかしながら、開口の形状が異なれば、同じ力Ｆが前記開口に負荷されたとしても特定の部位Ｐに発生する応力の大きさが異なる。
　具体的には、真円状に形成される他方の開口端２３ｂの部位Ｐに発生する応力よりも、楕円状に形成される他方の開口端１３ｂの図心を通り力Ｆと直交する部位Ｐに発生する応力の方が小さい。つまり、ガスタービン１は、他方の開口端１３ｂの部位Ｐに発生する応力が低減され、他方の開口端１３ｂに発生する応力分布の偏りが低減される。
　なお、他方の開口端１３ｂの形状が、例えば、周方向の長さｗが回転軸ＲＬと平行な方向の長さｈよりも小さい場合は、ディスク１１４の周方向の長さｗが回転軸ＲＬと平行な方向の長さｈよりも大きい場合とは異なって、部位Ｐに発生する応力は増大する。
　ここで、ガスタービン１は、図３に示す径方向通路１３が回転軸ＲＬと直交する面に対して傾いて形成されると、他方の開口端１３ｂの形状において回転軸ＲＬと平行な方向の長さｈが増大する。つまり、径方向通路１３が回転軸ＲＬと直交する面に対して傾いて形成されると、部位Ｐに発生する応力は増加する。
　なお、ガスタービン１は、図３に示す径方向通路１３の一方の開口端１３ａにおいても、他方の開口端１３ｂと同様に形状が楕円状に形成される。これにより、他方の開口端１３ｂと同様に一方の開口端１３ａにおいても、ガスタービン１は、一方の開口端１３ａの部位Ｐに発生する応力が低減される。これにより、ガスタービン１は、一方の開口端１３ａに発生する応力分布の偏りが低減される。
　ここで、図３において、回転軸ＲＬを軸心とする曲面であって前記曲面上の全ての点から回転軸ＲＬまでの所定距離αが全て等しい仮想の曲面を仮想曲面Ｖ０３とする。つまり、仮想曲面Ｖ０３は、回転軸ＲＬを軸心とし、底面と上面の半径が所定距離αである円柱の側面である。なお、所定距離αは、回転軸ＲＬから一方の開口端１３ａまでの距離以上であって、回転軸ＲＬから他方の開口端１３ｂまでの距離以下の距離である。
　径方向通路１３は、仮想曲面Ｖ０３での断面の形状が、一方の開口端１３ａ及び他方の開口端１３ｂと同様に、回転軸ＲＬと平行な方向の長さｈよりも、ディスク１１４の周方向の長さｗの方が大きくなる。これにより、ガスタービン１は、一方の開口端１３ａ及び他方の開口端１３ｂと同様に、前記断面の図心を通り断面の縁に働く力Ｆと直交する部位に発生する応力が低減される。
　よって、ガスタービン１は、前記断面に発生する応力分布の偏りが低減される。つまり、ガスタービン１は、一方の開口端１３ａ及び他方の開口端１３ｂに限定されずに径方向通路１３に発生する応力分布の偏りが低減される。
　図７は、従来のディスクに形成される径方向通路の内側開口端近傍を回転軸と直交する面に回転軸方向から投影する投影図である。図８は、本実施形態に係るディスクに形成される径方向通路の内側開口端近傍を回転軸と直交する面に回転軸方向から投影する投影図である。
　冷却用空気は、図２に示す第１空間１２から径方向通路１３へ一方の開口端１３ａを介して導かれる。この時、ディスク１１４は、図３の矢印ＲＤが示すように、所定の回転方向に回転する。これにより、径方向通路１３から見ると、冷却用空気が図８の矢印ＦＬが示すように、一方の開口端１３ａに流入するように見える。
　ここで、ガスタービン２は、図４に示すように、角度θが０度である。よって、冷却用空気は、図７の矢印ＦＬが示すように、一方の開口端２３ａの壁面に衝突し、径方向通路２３に流入しにくい。
　一方、ガスタービン１は、図８に示すように、径方向通路１３が基準仮想平面Ｖ０２と角度θを成す。つまり、径方向通路１３が基準仮想平面Ｖ０２から傾いて形成される。さらに、径方向通路１３は、基準仮想平面Ｖ０２を境に、図３及び図８の矢印ＲＤが示すディスク１１４の回転方向と反対側の領域に傾いて形成される。
　これにより、図８の矢印ＦＬが示すように、冷却用空気は一方の開口端１３ａの壁面との衝突が緩和されて径方向通路１３に流入する。つまり、冷却用空気は、径方向通路２３よりも径方向通路１３の方が流入しやすい。
　さらに、一方の開口端１３ａは、図６及び図８に示すように、一方の開口端１３ａの形状が楕円状に形成されることによって、ディスク１１４の周方向の長さｗが図５及び図７に示す一方の開口端２３ａのディスク２１４の周方向の長さｗよりも大きくなる。よって、図８の矢印ＦＬが示すように、冷却用空気は、一方の開口端２３ａよりも一方の開口端１３ａの方がさらに流入しやすい。
　これにより、ガスタービン１は、径方向通路１３に供給される冷却用空気の流量が増大する。また、これにともなって、ガスタービン１は、図２に示す冷却通路１５に供給される冷却用空気の流量も増大する。よって、ガスタービン１は、冷却用空気とタービン側動翼１１３及びディスク１１４との熱交換が促進される。つまり、ガスタービン１は、ディスク１１４及びタービン側動翼１１３がより冷却される。
　さらに、図３に示すように、径方向通路１３は、基準仮想平面Ｖ０２に対して傾いて形成される分、図４に示す径方向通路２３よりも冷却用空気が流れる通路が長い。よって、径方向通路１３を備えるガスタービン１は、冷却用空気とタービン側動翼１１３との接触面積が増大する。これによって、ガスタービン１は、冷却用空気とタービン側動翼１１３との熱交換がさらに促進される。つまり、ガスタービン１は、タービン側動翼１１３がさらに冷却される。
　なお、角度θは例えば３０度に設定されたが、本実施形態はこれに限定されない。ガスタービン１は、角度θが１０度以上４５度以下に設定されれば、径方向通路１３に発生する応力分布の偏りが低減される。また、ガスタービン１は、冷却空気による冷却性能が向上する。
　ここで、上述のように、径方向通路１３は、例えばドリルによって、ディスク１１４の径方向外側からディスク１１４の径方向内側へ向かって形成される。以下に、径方向通路１３の加工方法の一実施形態を説明する。
　通常、図４に示す径方向通路２３のように、延長線が回転軸ＲＬと交わるような通路を形成する場合、ドリル刃の刃先は回転軸ＲＬを向いている。しかしながら、本実施形態では、図３に示すように、ドリル刃Ｄは、仮想平面Ｖ０１から所定距離β離れた位置にずらされて、径方向通路１３の加工時には、仮想平面Ｖ０１と平行に移動される。
　図９は、本実施形態に係る径方向通路の加工時にドリル刃を仮想平面からずらす量を説明する図である。所定距離βは、図９に示すように、回転軸ＲＬから一方の開口端１３ａまでの距離ｒと、角度θによって求められる。具体的には、所定距離βは、距離ｒとｓｉｎθとの積である。
　径方向通路１３を加工する作業員は、まず、円盤状のディスク１１４をボール盤に取り付ける。この時、ドリル刃Ｄは、仮想平面Ｖ０１と平行かつ、仮想平面Ｖ０１から所定距離βずらされて設置される。作業員は、この条件で、１個目の径方向通路１３を加工する。
　次に、作業員は、ディスク１１４を回転軸ＲＬを軸に所定角度回転させる。なお、所定角度は、ディスク１１４に設ける径方向通路１３の数から求められる。例えば、径方向通路１３がディスク１１４に所定数γ形成される場合、ディスク１１４は、３６０を所定数γで除算した角度回転される。この状態で、作業員は、２個目の径方向通路１３を加工する。以降、作業員は、ディスク１１４に径方向通路１３を所望の個数形成するまで、ディスクを所定角度回転させる手順と加工の手順とを繰り返す。
　このように、ガスタービン１は、従来の工作機械を用いて容易に径方向通路１３を加工できる。これにより、径方向通路１３を備えたガスタービン１は、上述のように、径方向通路１３に発生する応力分布の偏りが低減される。また、径方向通路１３を備えたガスタービン１は、上述のように、ディスク１１４及びタービン側動翼１１３がより好適に冷却される。
　なお、径方向通路１３は、例えば直線状に形成されるが、本実施形態はこれに限定されない。径方向通路１３は、例えば複数の直線が複合された、つまり折れ曲がった形状に形成されてもよい。この場合、角度θを有する部分は、径方向通路１３の一方の開口端１３ａまたは他方の開口端１３ｂ近傍に形成されると好ましい。
　角度θを有する部分が、径方向通路１３の一方の開口端１３ａ近傍に形成されると、上述のように、冷却用空気は傾いた径方向通路１３の一方の開口端１３ａに流入しやすい。よって、ガスタービン１は、ディスク１１４及びタービン側動翼１１３がより冷却される。
　また、他方の開口端１３ｂは、ディスク１１４に形成される径方向通路１３の中で最も回転軸ＲＬから離れている。よって、他方の開口端１３ｂ近傍部分は、径方向通路１３の中で最も大きい力Ｆが負荷される。よって、角度θを有する部分が、径方向通路１３の他方の開口端１３ｂ近傍に形成されると、ガスタービン１は、径方向通路１３の中で最も大きい力Ｆが負荷される部分に発生する応力分布の偏りが低減される。
　なお、ガスタービン１は、図４に示すように、角度θが０度に設定されてもよい。但し、この場合、径方向通路１３は、図４及び図５に示す径方向通路２３とは異なって、径方向通路１３の仮想曲面Ｖ０３での断面が楕円状に形成される。例えば、ガスタービン１は、径方向通路１３が放電加工によって加工される。
　これにより、径方向通路１３は、角度θを有さずとも、図６に示すように、径方向通路１３の仮想曲面Ｖ０３での断面が、回転軸ＲＬと平行な方向の長さｈよりもディスク１１４の周方向の長さｗの方が大きい楕円状に形成される。これにより、ガスタービン１は、上述のように、径方向通路１３に発生する応力分布の偏りが低減される。
　なお、本実施形態での「楕円状」とは、必ずしも正確な楕円に限定されない。つまり、径方向通路１３の仮想曲面Ｖ０３での断面の形状は、平面上の特定の２点からの距離の和が一定となるような点の集合から成る曲線に限定されない。径方向通路１３の仮想曲面Ｖ０３での断面の形状は、角部を有さない略楕円形状であればよい。
　以上のように、本実施形態に係るガスタービン及びディスク並びにディスクの径方向通路形成方法は、ディスクの径方向に冷却用空気が流れる径方向通路が形成されるガスタービンに有用であり、特に、前記径方向通路に発生する応力分布の偏りを低減するガスタービンに適している。

Claims (6)

  1. 　側周部に燃料が燃焼した燃焼ガスを受ける動翼が連結されることで前記動翼が受けた前記燃焼ガスのエネルギーが伝えられて回転軸を中心に回転するディスクと、
    　前記回転軸を軸心とする曲面であって前記曲面上の全ての点から前記回転軸までの距離が全て等しい仮想曲面での断面において、前記回転軸と平行な方向の長さよりも前記ディスクの周方向の長さのほうが大きい形状となる部分を含んで形成される孔であって、前記ディスクに前記回転軸側から前記ディスクの外側へ向かって形成される径方向通路と、
    　を備えることを特徴とするガスタービン。
  2. 　前記径方向通路は前記回転軸を含む仮想平面に含まれない部分を備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。
  3. 　前記径方向通路は、一方の開口端が前記ディスクの前記側周部よりも内側に形成される空間に開口し、他方の開口端が前記ディスクの前記側周部に開口すると共に、前記回転軸と直交する面に前記回転軸方向から投影されたときに、前記一方の開口端と前記回転軸とを含む基準仮想平面に対して１０度以上４５度以下の角度を有することを特徴とする請求項２に記載のガスタービン。
  4. 　前記ディスクは所定の回転方向に向かって回転し、前記径方向通路は、前記一方の開口端部分において前記基準仮想平面を境に前記回転方向とは反対側の領域に傾いていることを特徴とする請求項３に記載のガスタービン。
  5. 　回転軸を軸心とする曲面であって前記曲面上の全ての点から前記回転軸までの距離が全て等しい仮想曲面での断面において、前記回転軸と平行な方向の長さよりも前記ディスクの周方向の長さのほうが大きい形状となる部分を含んで形成される孔であって、前記ディスクに前記回転軸側から前記ディスクの外側へ向かって形成される径方向通路と、
    　を備えることを特徴とするディスク。
  6. 　ドリル刃が円盤状のディスクの回転軸を含む仮想平面と平行かつ、前記仮想平面から所定距離ずらされて設置されるボール盤に前記ディスクを取り付ける第１手順と、
    　前記ドリル刃を前記仮想平面と平行に移動させて前記ディスクに孔である１個目の径方向通路を形成する第２手順と、
    　前記ディスクを前記回転軸を軸に所定角度回転させる第３手順と、
    　前記ドリル刃を前記仮想平面と平行に移動させて前記ディスクに孔である２個目の径方向通路を形成する第４手順と、
    　前記第３手順と前記第４手順とを前記ディスクに所望の個数前記径方向通路が形成されるまで反復する第５手順と、
    　を備えることを特徴とするディスクの径方向通路形成方法。
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