JPH05240003A

JPH05240003A - ガスタービン翼

Info

Publication number: JPH05240003A
Application number: JP4421292A
Authority: JP
Inventors: Hideaki Tashiro; 秀明田代
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 1992-03-02
Filing date: 1992-03-02
Publication date: 1993-09-17

Abstract

(57)【要約】【目的】均一で効率の高い冷却を行うことができ、しか
も低コストで得られるガスタービン翼を提供する。【構成】内部にインサート２２を固定した中空翼２１に
外表面に、低熱伝導率材料と高熱伝導率の材料との複合
材料で構成され、前記中空翼２１外表面に向けて次第に
熱伝導率を上昇させる遮熱層２９を設けてなるガスター
ビン翼。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は冷却を必要とするガスタ
ービン翼に係り、均一で高効率の冷却がなされるように
したガスタービン翼に関する。

【０００２】

【従来の技術】図７は従来のガスタービン要部の断面図
である。この図において、ケーシング４内には静翼１、
動翼２が交互に配置されており、静翼１は前記ケーシン
グ４とシュラウドセグメント３によって固定され、ケー
シング４内に形成されるガス通路内を流れるガスによっ
て移動しないようにされている。一方、動翼２はそれ等
の根本がタービンロータ５に放射状に植立され、タービ
ンロータ５と一体に回転できるようにされている。

【０００３】ところで、ガスタービンの出力を増大させ
たり、出力効率を向上させたりするには、ガスタービン
入口温度を上昇させればよいことは周知である。しかし
ながら、上記のように入口温度を上昇させた場合には、
前記ガス通路内への入熱量も増大し、ガス通路を構成す
る各部材も相当の高温度に曝されることとなる。このた
め、前記各部材において材料強度の低下や、高温酸化に
よる材料腐食等を生じるおそれがある。

【０００４】上記の強度低下、酸化の問題を解決するた
め、前記各部材を冷却する種々の手段がとられている。
例えば、冷却媒体としては空気、蒸気、水等の利用が考
えられているが、ガスタービンの圧縮機からの抽気空気
を利用するのが最も一般的である。図８（ａ）は空気を
冷却媒体とする静翼の冷却構造を示す横断面図、図８
（ｂ）はその縦断面図である。これ等の図において、中
空翼１０内部にインピンジメント冷却用インサート１２
によって形成された冷却通路を、冷却空気（図中１ｃは
対流冷却空気、１ｄはインピンジメント冷却空気）が流
れ、翼壁に穿設された多数の小孔１３からその中の相当
量が流出し翼表面をフィルム冷却する（図中１ａはフィ
ルム冷却空気）。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上記の
フィルム冷却方式を採用したのではタービン入口温度を
上昇させた場合、冷却空気流量を増大させなければ翼メ
タル温度が上昇してしまい、強度上の問題を生じる。而
して、冷却空気流量を増加させるとガスタービンの性能
は低下されることとなり、入口温度の上昇の目的とは相
反する結果となる。このことは、図９の空気冷却の曲線
に示したようにガスタービンを動力源とする発電プラン
トの熱効率低下に繋がる。

【０００６】このような問題に対処するため、図８に示
すように燃焼ガスに接する翼表面に、熱伝導率の低い例
えばセラミック等の遮熱材のコーティング層１４を形成
し、翼表面からの入熱量を削減して翼メタル温度の上昇
を防ぎ、冷却空気流量を最小限としてタービン入口温度
の上昇に対抗できるようにすることが考えられている。

【０００７】ところが、従来のコーティングによる材料
技術においては、セラミックス等の遮熱材と金属との界
面における熱膨張の差による熱応力の発生を、積極的に
緩和させる材料設計上の裏付はなかった。従来のコーテ
ィング技術においては、単に金属翼表面にセラミックス
層を接着するためのボンド層と呼ばれる中間層と、セラ
ミックス層の２層構成でセラミックス層のコーティング
なされているに過ぎず、せいぜい前記中間層の組成を段
階的に変化させて前記熱応力の緩和が図られている程度
である。従って、セラミックス層と金属の界面で発生す
る熱応力によるコーティング層の剥離や、金属より熱膨
張係数の小さなセラミックス層側の割れが生じやすくな
り、翼の強度や寿命の面で負の効果しか得られないこと
となる。また、タービン入口温度をより上昇させるため
に翼の冷却効果を向上させることも試みられている。翼
表面の熱伝達率は図６に示したように翼前縁、腹側、背
側とそれぞれ異なった分布を示しており、また翼の形状
によっても異なるものとなる。従って、中空翼内部の冷
却も前記熱伝達率の分布を考慮して設計する。すなわ
ち、熱伝達率の高い翼表面においては入熱量が大きくメ
タル温度の上昇が予期されるので、その部分の冷却側の
熱伝達率を高めるような冷却構造（インピンジメント冷
却、ピンフィン冷却等）を採用したり、燃焼ガス側の熱
伝達率の特に高い部位においては翼表面からの入熱量を
抑えるためにフィルム冷却を採用したりしている。上記
のように翼の冷却効率を高めようとすると、中空翼内部
の構造が複雑となり、その鋳造、加工における歩留りが
低くなり、ガスタービン全体の製造コストが増大する。
本発明は上記の事情に基づきなされたもので、均一で効
率の高い冷却を行うことができ、しかもコストを増大さ
せるおそれのないガスタービン翼を提供する。

【０００８】

【課題を解決するための手段】本発明のガスタービン翼
は、中空翼内にインサートを固定したガスタービン翼に
おいて、前記中空翼外表面に低熱伝導率材料と高熱伝導
率の材料との複合材料で構成され、前記中空翼外表面に
向けて次第に熱伝導率を上昇させる遮熱層を設けたこと
を特徴とする。

【０００９】

【作用】上記構成の本発明のガスタービン翼において
は、前記遮熱層によって高温燃焼ガスから前記中空翼に
流入する熱量が低減され、従来の空気冷却翼におけるフ
ィルム冷却と同様な冷却効果を、単純な冷却構造で得る
ことができる。

【００１０】

【実施例】図１は本発明を中空静翼に適用した一実施例
の縦断面図、図２はそのII―II線における断面図であ
る。これ等の図において、中空翼２１の内部にはインサ
ート２２が、中空翼２１内面とインサート２２間を連結
するインサート固定リブ２３によって固定されている。
前記インサート２２の側面には、インピンジメント冷却
用小孔２４が多数穿設されている。

【００１１】また、中空翼２１の外径側エンドウォール
２５、内径側エンドウォール２６には、それ等の冷却の
ための多数の冷却空気吹出し孔２７、２８がそれぞれ設
けられている。

【００１２】さらに、中空翼２１の有効部外壁には傾斜
組成材（詳細後記）からなる遮熱層２９が形成されてい
る。この遮熱層２９は図３に示すように、高温燃焼ガス
３０と接する側にはセラミックス等の低熱伝導率材料の
第１の溶射層３１を設け、中空翼２１の外壁と接する側
には中空翼２１と同一材料である高熱伝導率の金属等の
第２の溶射層３２を設けて構成されている。これ等の第
１の溶射層３１と第２の溶射層３２との境界領域では、
低熱伝導率材料と高熱伝導率材料とが複合化されてお
り、各材料間での組成が傾斜化するようにしてある。

【００１３】なお、前記各材料としては以下のようなも
のが選定される。すなわち、第１の溶射層３１を形成す
る低熱伝導率の材料としては、ＺｒＯ₂、ＭｇＯ、Ａｌ
₂Ｏ₃、Ｙ₂Ｏ₃、ＳｉＣ、Ｓｉ₃Ｎ₄、ＢＮ、ＡｌＮ
の何れかまたはそれ等の混合物を使用し、第２の溶射層
３２を形成する高熱伝導率の材料としてはＦｅ、Ｃｏ、
Ａｇ、Ｃｕ等を主成分とした中空翼２１と同一材質の合
金材を使用している。また、前記第２の溶射層３２の形
成に際しては、中空翼２１の外表面に対してそれぞれの
基材が傾斜組成となるように、溶射材料の成分を変化さ
せて真空プラズマ溶射を行う。

【００１４】ところで、図６には前記のようにタービン
静翼の熱伝導率分布が示されている。この図は前記静翼
の同一半径位置における腹側、背側の前縁部、中間部、
後縁部での分布を示している。従って、図３における傾
斜組成材からなる遮熱層２９において、第１の溶射層３
１の施工厚さｔは図６における翼表面熱伝導率分布に比
例した値とし、図４で示した第２の溶射層３２の翼有効
部任意断面の表面温度３３が一定となるように決定す
る。すなわち、熱伝導率が比較的低い前縁部においては
第１の溶射層３１の厚さｔを小とし、熱伝導率の比較的
高い背側中間部、腹側中間部においては大とし、しかも
翼有効部全表面において第１の溶射層３１の厚さｔが連
続的に変化するように施工されている。

【００１５】上記構成の本発明実施例において、冷却空
気３４は外径側エンドウォール２５上部からインサート
２２内部に流入する。この冷却空気は、その後インサー
ト２２側面に穿設された多数のインピンジメント冷却用
小孔２４通過して、中空翼２１の内壁に吹き付けられ中
空翼２１を冷却する。

【００１６】その後、前記冷却空気は外径側エンドウォ
ール２５、内径側エンドウォール２６に設けたオリフィ
ス３５を通過して、それ等の吹出し孔２７、２８から吹
出し、各エンドウォール２５、２６のフィルム冷却を行
ったのち、燃焼ガスと混合する。

【００１７】一方、中空翼外表面には前記した傾斜組成
材からなる遮熱層２９が形成されており、この遮熱層２
９の温度分布は図４に示す通りである。すなわち、第１
の溶射層３１の高温燃焼ガス３０側の温度３６は、この
溶射層内で急激な温度勾配で低下し、高温燃焼ガス３０
からの流入熱量を抑えているので、従来のガスタービン
静翼における翼表面のフィルム冷却と同様の効果を得る
ことができる。

【００１８】さらに、前記遮熱層２９においては前記第
１、第２の溶射層３１、３２の成分が中空翼２１表面に
向けて高伝導率材料成分が次第に増加するようにしてあ
るため、前記遮熱層２９における温度勾配は次第に緩や
かとなり、第１の溶射層３１、第２の溶射層３２、中空
翼２１の異種材料間の熱伸びの差に起因する熱応力の発
生を緩和することができる。また、第２の溶射層３２の
表面温度３３については、その位置においての前記第２
の溶射層３２の温度勾配は中空翼２１のそれと等しく、
中空翼２１内の温度勾配と連続しており、前記温度３３
は中空翼２１の肉厚内で緩やかに下降して、中空翼２１
内表面において温度３７となる。

【００１９】また、図３で示したように第１の溶射層３
１の施工厚さｔを、図６で示した中空翼２１有効部の任
意断面における第２の溶射層３２の表面温度３３が一定
となるように選定してあるから、中空翼２１の肉厚を一
定とすれば中空翼２１内表面温度３７は、翼有効部の任
意断面において一様な分布を示すこととなる。従って、
中空翼２１内部の冷却は任意の断面に対して均一に行え
ばよく、インピンジメント冷却のみでこと足りることと
なる。よって、冷却構造を従来に比して著しく単純化す
ることができる。

【００２０】すなわち、上記実施例にあっては翼有効部
表面に低熱伝導率材料、高熱伝導率材料を複合してなる
傾斜組成材料からなる遮熱層２９を設けてあるから、中
空翼２１に燃焼ガスから流入する熱量を低熱伝導率材料
の第１の溶射層３１により低減させ、高熱伝導率の材料
からなる第２の溶射層３２により異種材料間の熱伸び差
に起因する熱応力を緩和させることができる。よって、
従来の単一成分セラミック系遮熱コーティングを施した
場合に比して、著しく中空翼の強度、寿命を向上させる
ことができる。また、中空翼表面の熱伝達率分布を十分
に考慮して遮熱層２９の傾斜組成を定めれば、中空翼内
壁面温度を一様化させることができ、翼内部の冷却構造
の単純化、高効率の冷却が可能である。

【００２１】上記のように中空翼の冷却効果増大に伴う
問題を除去することができるので、タービン入口温度を
上昇させて、タービン出力の増大、タービンの高効率化
を図ることが容易となる。

【００２２】なお、本発明は上記実施例に限定されな
い。すなわち、図３、図４において、中空翼外表面温度
３３が翼有効部の任意断面において一定となるように、
第１の溶射層３１の施工厚さｔを変化させているが、中
空翼２１の形状が前記施工厚さｔに影響されるものであ
るから、傾斜組成材料からなる遮熱層２９の施工厚さｓ
を一定として、低熱伝導材料、高熱伝導材料の組成の変
化のみで、前記温度３３を一定にすることも可能であ
る。

【００２３】また、上記実施例においては遮熱層２９を
翼有効部のみに形成しているが、エンドウォール２５、
２６に対しても前記遮熱層２９と同様の構成の遮熱層を
設け、遮熱層２９と同様の効果を得ることができる。こ
の場合においては、フィルム冷却を行うための吹出し孔
２７、２８は当然不要であり、冷却空気３４の燃焼ガス
通路内への流出はないから、冷却空気量を削減すること
ができ全体性能を向上させることができる。さらに、各
エンドウォール２５、２６の冷却が不要となるので、図
５に示すように中空翼２１を冷却媒体供給管３８、冷却
媒体回収管３９を具えた冷却構造を有するものとし、冷
却媒体として空気のみでなく、空気より比熱および熱伝
達率が大きい冷却媒体（水蒸気、水、液体金属等）４０
を使用し、中空翼２１の冷却効率をさらに向上させ、ガ
スタービン性能の向上を図ることができる。上記実施例
は本発明をガスタービン静翼について適用したものであ
るが、動翼に適用して前記と同様の効果が得られること
は言うまでもないところである。

【００２４】

【発明の効果】上記から明らかなように本発明のガスタ
ービン翼においては、単純な冷却構造により高い冷却効
率を得ることができるので、大出力化、高効率化のため
のタービン入口温度の上昇に容易に対処することがで
き、大出力、高効率ガスタービンのコストの低減に寄与
することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明を中空静翼に適用した一実施例の縦断面
図。

【図２】そのII―II線における断面図。

【図３】前記実施例における遮熱層の詳細を示す模式的
断面図。

【図４】前記遮熱層内における温度分布を示す模式的断
面図。

【図５】本発明の他の実施例の縦断面図。

【図６】中空翼表面の熱伝達率分布を示す線図。

【図７】従来のガスタービン要部の断面図。

【図８】（ａ）は空気を冷却媒体とする静翼の冷却構造
を示す横断面図、（ｂ）はその縦断面図。

【図９】ガスタービン入口温度とタービン効率との関係
を示す線図。

【符号の説明】

１…静翼、２…動翼、３…シュラウドセグメント、４…
ケーシング、５…ロータ、２１…中空翼、２２…インサ
ート、２３…インサート固定リブ、２４…インピンジメ
ント冷却用小孔、２５…外径側エンドウォール、２６…
内径側エンドウォール、２７、２８…冷却空気吹出し
孔、２９…遮熱層、３０…高温燃焼ガス、３１…第１の
溶射層、３２…第２の溶射層、３４…冷却空気、３５…
オリフィス。

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】中空翼内にインサートを固定したガスタ
ービン翼において、前記中空翼外表面に低熱伝導率材料
と高熱伝導率の材料との複合材料で構成され、前記中空
翼外表面に向けて次第に熱伝導率を上昇させる遮熱層を
設けたことを特徴とするガスタービン翼。