WO1998057042A1 - Aube mobile refroidie pour turbines a gaz - Google Patents

Description

明 細 書 ガス夕一ビン冷却動翼 発明の背景

発明の属する技術分野

本発明は、 ガス夕一ビン冷却動翼に関し、 特に、 翼基部とプラットフォ —ムとの間における熱応力を低減するような形状にしたガスタービン冷却動翼に 関する。

関連技術の説明

図 5は、 従来のガス夕一ビン冷却動翼を示す斜視図である。 図において 、 動翼 1は、 口一夕 （図示せず） 周囲に配設されたプラットフォーム 2に取り付 けられており、 また、 動翼 1の内部には、 動翼 1の前縁から後縁に順次上下に連 通するサーペンタイン流路を形成する冷却空気通路 3が設けられている。 この冷 却空気通路 3には、 図示していない翼根部を介して動翼 1の前縁部の内側より冷 却空気が導入され、 冷却空気通路 3を通った冷却空気は、 翼の後縁側の穴より吹 き出すように構成されている。 4は動翼 1の翼表面を形成する曲面、 5は後述す る翼基部のフィレツト楕円 Rである。

図 6は、 図 5における B部の詳細を示す概略模式図であり、 動翼 1の基 部の翼形状を示している。 動翼 1の基部は、 楕円 6に接する曲面であり、 翼上部 の曲面形状に連続するようにフィレツト楕円 R 5を形成している。 この楕円形状 は、 動翼 1の基部全周に形成されており、 高温燃焼ガスにより発生する熱応力を 低減するような形状になっている。

この翼基部とプラットフオーム 2との間には、 特に大きな熱応力が発生 する。 この理由は、 動翼 1はプラットフォーム 2に比べて熱容量が小さいので、 ガス夕一ビンを起動させた時に、 動翼 1がプラットフオーム 2より短時間で温度 上昇し、 又、 逆に短時間で温度降下するために大きな温度差が生じ、 この温度差 により熱応力が発生するのである。 そのために、 この翼基部は、 フィレット楕円 Rの曲面として熱応力を低減させる形状としている。 しかし、 近年、 ガスタービンの効率を高めるために、 高温の燃焼ガスを 用いるようになつてきており、 このフィレツト楕円 Rを備えた翼基部構造のみで は、 熱応力の低減には不充分となってきており、 大きな熱応力の発生する翼基部 に、 クラックが発生する頻度が増加している。 そのため、 さらに熱応力を低減す るような構造が望まれていた。 発明の目的

そこで、 本発明は、 動翼の基部とプラッ トフォームとの間におけるフィ レット楕円 Rの形状を一部改良し、 従来型と比較して、 より熱応力を低減できる 翼形状を有するガスタービン冷却動翼を提供することを目的とする。 発明の概要

本発明は、 上記目的を達成するために、 以下の手段を提供する。

( 1 ) 本発明によるガス夕一ビン冷却動翼は、 内部に冷却空気流路を有 すると共に、 口一夕周囲に配設されたプラットフオームに取り付けられており、 該ガス夕一ビン冷却動翼の翼面形状が、 前記プラットフオームに接する前記動翼 の基部周囲に形成された楕円形状の翼面と、 該楕円形状翼面に連続して所定の長 さだけ形成された直線部の翼面と、 該直線部翼面に連続して所定の曲面で先端ま で伸びる曲線形状の翼面とから形成されている。

プラット ドームに接する動翼の基部周囲は、 楕円曲線に接する曲面を形 成し、 この曲面に続いて直線部を有する翼面が形成される。 従って、 従来曲面で あった翼面が直線部になり、 即ち従来内向きに凸形状である円弧状の部分が直線 となるため、 翼断面がその分外側に広がることになり、 この直線部を有する翼の 断面積は、 従来のものより大きくなる。 そのため、 本発明による翼の熱容量も従 来型の翼の熱容量よりも大きくなり、 翼の熱容量が大きくなつた分だけプラッ ト フォームとの温度差も小さくなる。 このため、 翼とプラットフォームとの温度差 を原因として生じていた熱応力が従来より小さくなり、 又翼断面積も大きくなる ので応力値も低下し、 クラックの発生する頻度を少くすることができる。 なお、 上記の直線部の長さは、 特に熱応力が大きくなるハブ部を含むように設けると効 果的となる。

( 2 ) 本発明によるガス夕一ビン冷却動翼は、 さらに、 前記プラットフ オーム内部に前記動翼の前記冷却空気流路と連通する冷却空気穴を設けている。 なお、 この冷却空気穴は、 前記プラッ トフォームの両側に且つ前記動翼の前縁側 から後縁側に形成され、 前記冷却空気通路と前記動翼の前記前縁側で連通するこ とが好ましい。

プラットフオーム内に冷却空気穴を通し、 動翼の冷却空気通路内を流れ る冷却空気の 1部をこの冷却空気穴に導き、 プラッ トフォームを冷却した後、 ブ ラットフオーム端部より燃焼ガス通路に放出するようにする。 従って、 上記 （ 1 ) の発明に加えて、 プラッ トフォームも冷却するため冷却効果が増し、 クラック の発生を防止することができる

( 3 ) 本発明によるガスタービン冷却動翼は、 さらに、 前記動翼の前記 翼面及び前記ブラットフオームの表面を、 耐熱材料でコーティングしている。

動翼及びプラッ卜フォームの表面に耐熱材料、 例えばセラミックス等の コーティングを施すので、 高温燃焼ガスからの熱の影響から保護されるため、 そ の熱による熱応力を小さくなり、 上記 （ 1 )、 ( 2 ) の発明による効果がより一層 高まるものである。 図面の簡単な説明

図 1は、 本発明の実施の第 1形態に係るガスタービン冷却動翼を示す斜 視図である。

図 2は、 図 1における A部詳細で、 翼基部の形状を示す概略模式図であ る。

図 3は、 本発明の第 1 の実施形態に係るガスタービン冷却動翼の形状を 示す図である。

図 4は、 本発明の第 2の実施形態に係るガスタービン冷却動翼を示す斜 視図である。

図 5は、 従来のガス夕一ビン冷却動翼を示す斜視図である。

図 6は、 図 5における B部詳細で、 翼基部の形状を示す概略模式図であ る o 好適な実施例の説明

添付の図面を参照しながら、 本発明の現在好適であると考えられる実施 形態に関して詳述する。

以下の説明において、 各図面を通じて同様の構成要素には、 同様の参照 符号を付する。 なお、 以下の説明中、 「右」、 「左」、 「上」、 「下」 等の用語は、 便 宜上使用するもので、 これらの用語を限定的に解釈すべきものでないことを記し ておく。

実施例 1

図 1は、 本発明の第 1の実施例に係るガスタービン冷却動翼を示す斜視 図、 図 2はその A部詳細で翼基部の形状を示している。

図 1において、 動翼 1は、 ロー夕 （図示せず） 周囲に配設されたプラッ トフオーム 2に取り付けられており、 また、 動翼 1の内部には、 動翼 1の前縁か ら後縁に順次上下に連通するサーペンタイン流路を形成する冷却空気通路 3が設 けられている。 4は、 動翼 1の翼表面を形成する曲面である。 翼表面及びプラッ トフオーム 2には、 セラミックス等の耐熱材料を用いて、 T B C ( Thermal Barrier Coating) 施行がなされている。 1 1は翼基部の楕円曲面、 1 2は直線 部である。

図 2は、 翼基部の形状を示しており、 この翼基部のプラットフォーム 2 に接する部分は、 楕円 6に接する楕円曲面 1 1になっており、 この楕円曲面 1 1 から直線部 1 2が連続して形成されている。 従来型のものにおいては、 曲線であ つた対応する部分を、 本発明では直線部 1 2としており、 また、 直線部 1 2は、 特に熱応力が大きくなる翼基部のハプ部の範囲に設けるようにする。

図 3は、 本発明の第 1の実施例における冷却翼の翼基部形状を示し、 プ ラヅトフオーム 2に固定される動翼 1の基部は、 楕円曲面 1 1とし、 その曲面に 続く上部のハブ部を直線部 1 2としている。 従って、 点線で示す従来の翼面 1 2 'とは、 寸法 (5だけ翼の厚みに寸法差が生じる。 本実施例のような直線部 1 2を 設ける形状にすると、 翼の断面積が寸法 <5に比例した分だけ大きくなり、 その分 、 動翼 1の熱容量を大きくすることができる。 そのため、 従来動翼 1とプラット フォーム 2との熱容量の差に応じて生じていた温度差が小さくなり、 又動翼の断 面積が拡大した分、 熱及び応力を従来例と比較して、 より低減することができる 実施例 2

図 4は、 本発明の第 2の実施例によるガス夕一ビン冷却動翼を示す斜視 図である。 図において、 第 1の実施例と異る部分は、 プラットフォーム 2の両側 に、 動翼 1の前縁側の冷却空気通路 3と連通する冷却空気穴 2 1及び 2 2を設け た点であり、 それ以外の構造は第 1の実施例と同じである。 冷却空気穴 2 1及び 2 2は、 冷却空気通路 3から冷却空気の 1部を抽出して取入れ、 この冷却空気を ブラットフォーム 2の側端部内に流して後縁側へ放出し、 プラットフオーム 2を 冷却するようになっている。 このようにプラットフォーム 2を冷却すると、 高温 ガスの熱の影響を抑えることができ、 動翼 1のハブ部に設けた直線部 1 2の形状 による効果と相伴って、 より一層熱応力の低減がなされ、 クラックの発生が防止 される。

以上説明の第 1及び第 2の実施例によれば、 動翼 1のハブ部に直線部 1 2を設ける形状とし、 あるいは、 この形状の動翼 1を有したプラットフォーム 2 に冷却空気穴 2 1及び 2 2を併設することにより、 高温ガスを原因として翼基部 に発生する熱応力を低減させ、 クラックの発生を回避できるものである。 又、 ノヽ ブ部に直線部を設けたり、 プラットフオーム 2に冷却空気穴 2 1及び 2 2を設け ると共に、 T B Cを施すことを組み合わせて、 高温燃焼ガスによる熱の影響から 翼基部を保護するので、 熱応力の低減が一層高まるものである。

以上、 図面を参照し、 本発明の現在好適であると考えられる実施例及び それに代わる他の実施例について詳細に説明したが、 本発明は、 これ等の実施例 に限定されるものではなく、 ガス夕一ビン冷却動翼の種々の付加的な適用例及び 変更例は、 本発明の精神及び範囲から逸脱することなく、 当該技術分野における 当業者にとって、 容易に想到し実現し得るものであることを記しておく。

Claims

請 求 の 範 囲

1 . 内部に冷却空気流路を有すると共に、 ロー夕周囲に配設されたプラッ ト フォームに取り付けられたガス夕一ビン冷却動翼であって、 該ガスタービン冷却 動翼の翼面形状が、

前記プラットフオームに接する前記動翼の基部周囲に形成された楕円形 状の翼面と、

該楕円形状翼面に連続して所定の長さだけ形成された直線部の翼面と、 該直線部翼面に連続して所定の曲面で先端まで伸びる曲線形状の翼面と から形成されるガス夕一ビン冷却動翼。

2 . 前記プラットフオーム内部に前記動翼の前記冷却空気流路と連通する冷 却空気穴を設ける請求項 1に記載のガスタービン冷却動翼。

3 . 前記冷却空気穴は、 前記プラッ トフォームの両側に且つ前記動翼の前縁 側から後縁側に形成され、 前記冷却空気通路と前記動翼の前記前縁側で連通する 請求項 2に記載のガスタービン冷却動翼。

4 . 前記動翼の前記翼面及び前記プラッ トフォームの表面には、 耐熱材料を コーティングする請求項 1に記載のガスタービン冷却動翼。