JP2004044497A - タービン動翼の保守方法 - Google Patents
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Abstract
【課題】タービン動翼の疲労寿命の延長を効果的に図ることができるタービン動翼の保守方法を提供する。
【解決手段】ガスタービンの定検時等において定期的に、前記ガスタービン動翼1の羽根部2及びプラットフォーム3の表面(高温ガスに晒される部位)が作業者により所定の研磨機を用いて研磨され、特に冷却空気吹出孔6のまわりの酸化層や微小き裂が除去されるようになっている。
【選択図】 図1
【解決手段】ガスタービンの定検時等において定期的に、前記ガスタービン動翼1の羽根部2及びプラットフォーム3の表面(高温ガスに晒される部位)が作業者により所定の研磨機を用いて研磨され、特に冷却空気吹出孔6のまわりの酸化層や微小き裂が除去されるようになっている。
【選択図】 図1
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン等のタービン動翼の保守方法に関する。
【0002】
【従来の技術】
近年、ガスタービンにおいては、燃焼器等に種々改良を施してガスタービンの高温化(タービン入口温度上昇)による高効率化を図っている。
【0003】
例えば図3に示すように、ガスタービンの燃焼器100 においては、燃焼器内筒101 に設けられた燃料ノズル102 から噴射された燃料Fと、圧縮機104 から吐出され燃焼器内筒101 上流側に導入された圧縮空気PAとが混合され、次いで燃焼器内筒101 の下流側もしくは燃焼器尾筒103 の上流側の燃焼域で燃焼させ、高温・高圧の燃焼ガスCGとして静翼105 及び動翼106 を具えたタービンに導入する。タービンではこの燃焼ガスCGを膨張させることにより駆動力とし、圧縮機104 を駆動すると共に余剰の駆動力を外部へ出力するようにしている。
【0004】
また、燃焼器内筒101 に導入される圧縮空気PAと燃料Fとの比率(空燃比)はガスタービンの運転状態(すなわち投入される燃料量)に応じて最適な値となるよう制御する必要があるが、この目的のため圧縮空気PAの全部を燃焼器100 の燃焼部へ導入せず、一部をバイパスさせて車室107 から燃焼器尾筒103 へ流入させる構成としている。このために設けられるのがバイパス弁108 であり、圧縮空気PAの一部が、車室107 内に設けたバイパス管109 の開口部から燃焼器尾筒103 内に流入・供給される。
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、ガスタービンにおける前述した動翼106 は、ロータ上の軸方向に複数段設けられたディスクの外周部に周方向へ所定間隔離間して取り付けられ、高温ガス雰囲気下による熱応力や繰り返しの遠心力による構造応力が作用し、疲労破壊につながるので、定検時には、蛍光浸透探傷法等により動翼表面にき裂が生じていないかどうか検査されるようになっている。特に、動翼の表面には多数の冷却空気吹出孔が開口されており、この冷却空気吹出孔のまわりにき裂が生じやすくなっている。
【0006】
そして、現状では、規定の長さ(例えば0.5mm)以上のき裂が発見された段階でただちに動翼の取り替えが行われている。これは、そのときの動翼の余寿命を正確に推定することが難しいことに起因する。従って、取り替える必要のない場合にも取り替えてしまっている場合が多いという問題点があった。
【0007】
また、ガスタービン動翼の寿命延長のために耐酸化コーティングが実施されることもあるが、これはコスト高を招来すると共に冷却空気吹出孔のように特殊な形状の部分には適用しにくいという難点がある。
【0008】
そこで本発明は、タービン動翼の疲労寿命の延長を効果的に図ることができるタービン動翼の保守方法を提供することを目的とする。
【0009】
【課題を解決するための手段】
斯かる目的を達成するための本発明に係るタービン動翼の保守方法は、ディスクに固定された動翼の表面を定期的に研磨することを特徴とする。
【0010】
また、前記表面に多数開口された冷却空気吹出孔のまわりを研磨することを特徴とする。
【0011】
また、前記タービンはガスタービンであることを特徴とする。
【0012】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るタービン動翼の保守方法を実施例により図面を用いて詳細に説明する。
【0013】
[実施例]
図1は本発明の一実施例を示すガスタービン動翼の斜視図、図2は同じく試験結果のグラフである。尚、ガスタービン燃焼器の全体の構成は図3を参照して詳しい説明は省略する。
【0014】
図1に示すように、低NOX型ガスタービン燃焼器からの高温ガス(例えば1500℃位)に晒される単結晶合金製のガスタービン動翼1は羽根部2とプラットフォーム3とシャンク部4と翼根部5とからなり、この翼根部5から羽根部2まで内部を貫通して図示しない冷却空気通路が形成され、羽根部2の表面において冷却空気吹出孔6として多数開口されて羽根部2の表面をフイルム冷却やシャワー冷却等し得るようになっている。
【0015】
前記ガスタービン動翼1は、その翼根部5において図示しないロータ上の軸方向に複数段設けられたディスクの外周部に周方向へ所定間隔離間して多数取り付けられることで、前記高温ガスにより回転作動して圧縮機等を駆動するようになっている。
【0016】
そして本実施例では、ガスタービンの定検時等において定期的に、前記ガスタービン動翼1の羽根部2及びプラットフォーム3の表面(高温ガスに晒される部位)が作業者により所定の研磨機を用いて研磨され、特に冷却空気吹出孔6のまわりの酸化層や微小き裂が除去されるようになっている。
【0017】
このように羽根部2の表面が研磨されることで、ガスタービン動翼1の特に冷却空気吹出孔6の疲労寿命の延長が可能となり、より高効率な冷却設計が可能となり、ガスタービンの高効率化が可能となる。
【0018】
本発明者等による孔付疲労試験(疲労寿命に及ぼす研磨の影響)の結果を図2のグラフに示す。これからも判るように、研磨無しに比べて研磨を定期的に実施した場合には寿命が2倍以上延びることになる。
【0019】
尚、本発明は上記実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で、各種変更が可能であることはいうまでもない。例えば、羽根部2表面の冷却空気吹出孔6のまわりのみに研磨を実施しても良い。また、本発明はガスタービンに限らず超高温タービンの動翼に適用しても良い。
【0020】
【発明の効果】
以上、実施例に基づいて詳細に説明したように、本発明の請求項1に係る発明は、ディスクに固定された動翼の表面を定期的に研磨するので、酸化層や微小き裂を除去してタービン動翼の疲労寿命の延長を効果的に図れる。
【0021】
また、前記表面に多数開口された冷却空気吹出孔のまわりを研磨するので、冷却空気吹出孔の疲労寿命の延長が可能となり、より高効率な冷却設計が可能となってタービンの高効率化が可能となる。
【0022】
また、前記タービンはガスタービンであるので、ガスタービン動翼の疲労寿命の延長により高効率なガスタービンを実現できる。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の一実施例を示すガスタービン動翼の斜視図である。
【図2】同じく試験結果のグラフである。
【図3】ガスタービン燃焼器の全体構成図である。
【符号の説明】
1 ガスタービン動翼
2 羽根部
3 プラットフォーム
4 シャンク部
5 翼根部
6 冷却空気吹出孔
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン等のタービン動翼の保守方法に関する。
【0002】
【従来の技術】
近年、ガスタービンにおいては、燃焼器等に種々改良を施してガスタービンの高温化(タービン入口温度上昇)による高効率化を図っている。
【0003】
例えば図3に示すように、ガスタービンの燃焼器100 においては、燃焼器内筒101 に設けられた燃料ノズル102 から噴射された燃料Fと、圧縮機104 から吐出され燃焼器内筒101 上流側に導入された圧縮空気PAとが混合され、次いで燃焼器内筒101 の下流側もしくは燃焼器尾筒103 の上流側の燃焼域で燃焼させ、高温・高圧の燃焼ガスCGとして静翼105 及び動翼106 を具えたタービンに導入する。タービンではこの燃焼ガスCGを膨張させることにより駆動力とし、圧縮機104 を駆動すると共に余剰の駆動力を外部へ出力するようにしている。
【0004】
また、燃焼器内筒101 に導入される圧縮空気PAと燃料Fとの比率(空燃比)はガスタービンの運転状態(すなわち投入される燃料量)に応じて最適な値となるよう制御する必要があるが、この目的のため圧縮空気PAの全部を燃焼器100 の燃焼部へ導入せず、一部をバイパスさせて車室107 から燃焼器尾筒103 へ流入させる構成としている。このために設けられるのがバイパス弁108 であり、圧縮空気PAの一部が、車室107 内に設けたバイパス管109 の開口部から燃焼器尾筒103 内に流入・供給される。
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、ガスタービンにおける前述した動翼106 は、ロータ上の軸方向に複数段設けられたディスクの外周部に周方向へ所定間隔離間して取り付けられ、高温ガス雰囲気下による熱応力や繰り返しの遠心力による構造応力が作用し、疲労破壊につながるので、定検時には、蛍光浸透探傷法等により動翼表面にき裂が生じていないかどうか検査されるようになっている。特に、動翼の表面には多数の冷却空気吹出孔が開口されており、この冷却空気吹出孔のまわりにき裂が生じやすくなっている。
【0006】
そして、現状では、規定の長さ(例えば0.5mm)以上のき裂が発見された段階でただちに動翼の取り替えが行われている。これは、そのときの動翼の余寿命を正確に推定することが難しいことに起因する。従って、取り替える必要のない場合にも取り替えてしまっている場合が多いという問題点があった。
【0007】
また、ガスタービン動翼の寿命延長のために耐酸化コーティングが実施されることもあるが、これはコスト高を招来すると共に冷却空気吹出孔のように特殊な形状の部分には適用しにくいという難点がある。
【0008】
そこで本発明は、タービン動翼の疲労寿命の延長を効果的に図ることができるタービン動翼の保守方法を提供することを目的とする。
【0009】
【課題を解決するための手段】
斯かる目的を達成するための本発明に係るタービン動翼の保守方法は、ディスクに固定された動翼の表面を定期的に研磨することを特徴とする。
【0010】
また、前記表面に多数開口された冷却空気吹出孔のまわりを研磨することを特徴とする。
【0011】
また、前記タービンはガスタービンであることを特徴とする。
【0012】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るタービン動翼の保守方法を実施例により図面を用いて詳細に説明する。
【0013】
[実施例]
図1は本発明の一実施例を示すガスタービン動翼の斜視図、図2は同じく試験結果のグラフである。尚、ガスタービン燃焼器の全体の構成は図3を参照して詳しい説明は省略する。
【0014】
図1に示すように、低NOX型ガスタービン燃焼器からの高温ガス(例えば1500℃位)に晒される単結晶合金製のガスタービン動翼1は羽根部2とプラットフォーム3とシャンク部4と翼根部5とからなり、この翼根部5から羽根部2まで内部を貫通して図示しない冷却空気通路が形成され、羽根部2の表面において冷却空気吹出孔6として多数開口されて羽根部2の表面をフイルム冷却やシャワー冷却等し得るようになっている。
【0015】
前記ガスタービン動翼1は、その翼根部5において図示しないロータ上の軸方向に複数段設けられたディスクの外周部に周方向へ所定間隔離間して多数取り付けられることで、前記高温ガスにより回転作動して圧縮機等を駆動するようになっている。
【0016】
そして本実施例では、ガスタービンの定検時等において定期的に、前記ガスタービン動翼1の羽根部2及びプラットフォーム3の表面(高温ガスに晒される部位)が作業者により所定の研磨機を用いて研磨され、特に冷却空気吹出孔6のまわりの酸化層や微小き裂が除去されるようになっている。
【0017】
このように羽根部2の表面が研磨されることで、ガスタービン動翼1の特に冷却空気吹出孔6の疲労寿命の延長が可能となり、より高効率な冷却設計が可能となり、ガスタービンの高効率化が可能となる。
【0018】
本発明者等による孔付疲労試験(疲労寿命に及ぼす研磨の影響)の結果を図2のグラフに示す。これからも判るように、研磨無しに比べて研磨を定期的に実施した場合には寿命が2倍以上延びることになる。
【0019】
尚、本発明は上記実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で、各種変更が可能であることはいうまでもない。例えば、羽根部2表面の冷却空気吹出孔6のまわりのみに研磨を実施しても良い。また、本発明はガスタービンに限らず超高温タービンの動翼に適用しても良い。
【0020】
【発明の効果】
以上、実施例に基づいて詳細に説明したように、本発明の請求項1に係る発明は、ディスクに固定された動翼の表面を定期的に研磨するので、酸化層や微小き裂を除去してタービン動翼の疲労寿命の延長を効果的に図れる。
【0021】
また、前記表面に多数開口された冷却空気吹出孔のまわりを研磨するので、冷却空気吹出孔の疲労寿命の延長が可能となり、より高効率な冷却設計が可能となってタービンの高効率化が可能となる。
【0022】
また、前記タービンはガスタービンであるので、ガスタービン動翼の疲労寿命の延長により高効率なガスタービンを実現できる。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の一実施例を示すガスタービン動翼の斜視図である。
【図2】同じく試験結果のグラフである。
【図3】ガスタービン燃焼器の全体構成図である。
【符号の説明】
1 ガスタービン動翼
2 羽根部
3 プラットフォーム
4 シャンク部
5 翼根部
6 冷却空気吹出孔
Claims (3)
- ディスクに固定された動翼の表面を定期的に研磨することを特徴とするタービン動翼の保守方法。
- 前記表面に多数開口された冷却空気吹出孔のまわりを研磨することを特徴とする請求項1記載のタービン動翼の保守方法。
- 前記タービンはガスタービンであることを特徴とする請求項1又は2記載のタービン動翼の保守方法。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2002203558A JP2004044497A (ja) | 2002-07-12 | 2002-07-12 | タービン動翼の保守方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2002203558A JP2004044497A (ja) | 2002-07-12 | 2002-07-12 | タービン動翼の保守方法 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2004044497A true JP2004044497A (ja) | 2004-02-12 |
Family
ID=31709395
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2002203558A Withdrawn JP2004044497A (ja) | 2002-07-12 | 2002-07-12 | タービン動翼の保守方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2004044497A (ja) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102248467A (zh) * | 2011-06-16 | 2011-11-23 | 西北工业大学 | 叶片缘板与叶身过渡圆弧部分的数控抛光方法 |
CN102626901A (zh) * | 2012-04-23 | 2012-08-08 | 西北工业大学 | 一种球头抛光轮的数控加工方法 |
US9644485B2 (en) | 2014-06-27 | 2017-05-09 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine blade with cooling passages |
-
2002
- 2002-07-12 JP JP2002203558A patent/JP2004044497A/ja not_active Withdrawn
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102248467A (zh) * | 2011-06-16 | 2011-11-23 | 西北工业大学 | 叶片缘板与叶身过渡圆弧部分的数控抛光方法 |
CN102626901A (zh) * | 2012-04-23 | 2012-08-08 | 西北工业大学 | 一种球头抛光轮的数控加工方法 |
CN102626901B (zh) * | 2012-04-23 | 2013-12-25 | 西北工业大学 | 一种球头抛光轮的数控加工方法 |
US9644485B2 (en) | 2014-06-27 | 2017-05-09 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine blade with cooling passages |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20051004 |