JPH10131706A - 燃焼タービン用翼形 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 燃焼タービンの静翼及び動翼の冷却効率を翼
形部分の形状を改善して向上する。 【解決手段】 前縁４２、後縁４４及び前縁４２と後縁
４４との間に画成された翼形部分７を有する燃焼タービ
ンの翼形が提供される。翼形は軸方向の翼弦長ＡＣを有
する。翼形部分７は、加速流れ部分４８と減速流れ部分
５０とを有する。加速流れ部分４８は、ガス流れが翼弦
長ＡＣの２分の１以上に渡って加速し続けて、流れ境界
層が翼形の減速流れ部分５０に沿って実質的に小さく維
持されるように形成されている

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、燃焼タービン用の
翼形に関する。特に、本発明は、翼形が境界層損失を低
減すると共に翼形が更に効率良くフィルム冷却されるよ
うにされた燃焼タービンの全段で使用される改良された
翼形に関する。

【０００２】

【従来の技術】従来の燃焼タービンは圧縮機部分、燃焼
部分、タービン部分及びタービン部分翼形を有し、ター
ビン部分翼形は動翼と静翼を含んでいる。更に、圧縮機
部分、燃焼部分及びタービン部分を通して作動流体を導
く環状流路が設けられている。圧縮機部分は、作動流体
にエンタルピーを付加するために設けられている。燃焼
燃料は、燃焼部分において圧縮作動流体に加えられ、し
かる後に燃やされる。この混合物の燃焼は、高温、高速
のガスを生成し、これは排出されて且つタービン部分に
おいてタービン静翼によって導かれてタービン動翼に当
てられる。タービン動翼は圧縮機部分に連結された軸を
回転して、圧縮機を回転して更に作動流体を圧縮する。
加えて、タービンは外部負荷に動力を付加するために使
用される。

【０００３】燃焼タービンのガス流路は、固定シリンダ
とロータによって形成される。静翼は円周方向の列を成
してそのシリンダに取り付けられ、内側に向かって高温
高速ガスの流路内へ延出している。同様に、動翼は円周
方向の列を成してロータに取り付けられていて、外側に
向かって高温高速ガスの流路内へ延出している。静翼と
動翼は交互の列を成して配置されていて、静翼列とその
直ぐ下流の動翼が１つの段を形成している。静翼は、下
流の動翼列に正しい角度で流入するように高温高速ガス
を導くために作動される。動翼の翼形は、その高温高速
ガスからエネルギーを抽出し、これにより軸及びこれに
連結された負荷を駆動するのに必要な動力に変換する。

【０００４】各段に依って抽出されるエネルギーは、そ
の段の静翼及び動翼の数と同様に静翼及び動翼の翼形の
大きさ及び形状にも依存している。このような訳で、翼
形の形状は、タービンの熱力学的性能において極めて重
要な因子であり、翼形の形状の決定はタービン設計の大
切な部分である。

【０００５】高温高速ガスがタービンを貫流すると、各
連続段で圧力が降下し所望の排出圧力となる。このよう
に、ガスの流れ特性……即ち、温度、圧力及び速度……
は、高温高速ガスが流路内で膨脹するにつれて段毎に変
わる。結果として、各段は、その段に関連しているガス
流れ条件に対して最適化された翼形形状を持つ静翼及び
動翼を採用している。但し、任意の列において、翼形は
皆同一であることに留意すべきである。

【０００６】タービンの静翼及び動翼の翼形は、燃焼部
分から出る非常に高い温度のガスに曝露されるので、翼
形を冷却する手段を提供するのはこの上もなく重要であ
る。典型的には、燃焼器シェル或いは圧縮機の抽出空気
は、翼形冷却源として使用されている。加えて、翼形は
冷却空気が翼形の外表面に流れることを可能とする多孔
を有し、これにより冷却フィルムを作り出している。こ
の冷却フィルムは、従来翼形の喉の上流で供給されてい
たので、翼形の後縁を冷却するためにかなり多量の流れ
を必要としていた。全ての冷却装置についての欠点は、
圧縮機からの作動流体を反らす結果としてタービン機関
の効率が低下することである。多くの冷却装置の他の欠
点は、冷却流体が主たる高温高速ガス流に混じり込んで
しまうために冷却フィルムが翼形に沿う限られた距離だ
けでしか効果を生じないと言うことである。多くの冷却
装置の他の欠点は、冷却フィルムが各翼形の吸込み側に
沿う点で流れ場の中に噴出され、これは潜在的に流れの
剥離を生ずる可能性があるということである。従って、
冷却しやすい翼形を提供することが望ましいであろう。
又、境界層形状損失を低減する翼形を提供することも望
ましいであろう。

【０００７】一般に、静翼翼形列或いは動翼翼形列のい
ずれにおける主な熱力学的損失も、ガスが翼形表面を越
えて流れるときの形状損失と流れがアニュラスを通って
混合する際の２次損失によって発生する。形状損失は静
翼及び動翼の翼形を整えることにより最小化される。

【０００８】燃焼タービンの静翼翼形及び動翼翼形の設
計に関連する困難性は、翼形形状が翼形の熱力学的性能
と同様に剛性や共振周波数のような翼形の機械的特性を
おおよそ決定するという事実によって深刻化される。こ
れらを検討すると、翼形形状の選択が窮屈になる。この
ように、必然的なことだが、任意の列の最適な翼形形状
は、その機械的熱伝達特性と空力特性との間の妥協事項
となる。

【０００９】

【発明の概要】従って、本発明の一般的な目的は、燃焼
タービンの動翼及び静翼の双方のための翼形を提供する
ことである。翼形は、前縁、後縁及び両者の間に画成さ
れた翼形部分を有する。翼形は軸方向の翼弦長を有す
る。翼形の吸込み側部は加速流れ部分と減速流れ部分と
を有する。その加速流れ部分は、ガス流れがその翼弦長
の２分の１以上に渡って加速し続けて、流れ境界層が前
記翼形の前記減速流れ部分に沿って接触され続けるよう
に形成されている。

【００１０】

【好適な実施例の説明】図面を参照するに、図示された
翼形の共通乃至類似の部分は同一の参照数字によって示
されている。図１は、燃焼タービン１の一部の横断面を
示している。燃焼タービン１の高温高速ガス流路は、静
止シリンダ２とロータ３とによって形成されている。ロ
ータ３の回転軸芯は軸方向を明示している。１列の動翼
５がロータ３の外周に取り付けられていて、半径方向外
側に向かって流路内へ円周方向列を成して延出してい
る。１列の静翼４がシリンダ２に取付けられて、円周方
向の列を成して半径方向内側に向かって延出している。
静翼４は上流の燃焼部分（図示しない。）からのガス流
れ６を受入れ、下流の動翼５の列へガス流れ６を導き、
このためガスは正しい角度で動翼列に流入する。

【００１１】静翼４は外側シュラウド１０（これにより
シリンダ２に取付けられる。）、内側シュラウド１１及
び外側シュラウド１０と内側シュラウド１１の間を半径
方向に延びる改良翼形部分７を有している。各静翼４は
外側シュラウド１０に取付けられた尖端部８と内側シュ
ラウド１１に取付けられたハブ部分９とを有する。翼形
部分７の半径方向高さＨは、尖端部８とハブ部９の間で
限界づけられる。加えて、各翼形部分７は、前縁１３と
後縁１４とを有する。

【００１２】動翼５は、翼形部分７を有する。動翼５は
プラットフォーム１６に取付けられ、これはロータ３に
取付けられている。動翼５の翼形７及び静翼４の翼形７
は、それぞれ前縁１８と後縁１９を有している。

【００１３】本発明によれば、改良された翼形部分７は
それが採用される特定の燃焼タービンに依存して、静
翼４又は動翼５のいずれにも組み込まれ、翼形を越えて
流れるガス流れ及び翼形冷却能力を改良することにより
同様の利点及び利益を提供し、これにより燃焼タービン
の効率を改良する。しかしながら、以下に続く説明は、
静翼４に適用された翼形部分７についてのみ向けられて
いる。

【００１４】図２を参照するに翼形部分３１を組み入れ
ている従来技術の翼形３０が２個燃焼タービンにおける
通常の方法で整列されて示されている。各翼形部分３１
は、前縁３２，後縁３４によって限界付けられている。
各翼形部分３１は、加速流れ部分３８と減速流れ部分４
０を有する凸状の吸込み表面部分３６と凹状の圧力表面
部分４２とを有している。加速流れ部分３８は、流れが
それに沿って加速し続ける吸込み表面部分３６に沿う部
分である。減速部分４０は、流れが連続して減速する吸
込み表面に沿う部分である。静翼３０の幅、即ち軸方向
翼弦長は、前縁３２から後縁３４までの軸方向距離を指
して言われ、“ＡＣ”として表される。喉部分は、１つ
の翼の後縁３４から隣接する翼の吸込み表面３６までの
最短距離であり、“Ｔ”として表される。加速流れ部分
３８と減速流れ部分４０の長さは、翼弦長に沿って測定
される。

【００１５】図３を参照するに、特定の環境において静
翼３０及び翼形部分３１によって生成される流れ特性が
示されている。グラフに示されるように、加速流れ部分
３８と減速流れ部分４０は、軸方向翼弦長のほぼ５０％
に亘って延びている。図示されるように、流れは加速流
れ部分３８に沿って翼弦長の約５０％を流れ続け、喉部
分Ｔの直ぐ上流の点Ｐにおいて約．９０のマッハ数に達
する。この点Ｐの後で、流れは減速流れ部分４０に沿っ
て減速し始め、約５０％の翼弦長を流れて後縁３４に達
する。又グラフに圧力表面３２に沿う流れ特性が示され
ている。

【００１６】これらの静翼３０は、喉部分Ｔの直ぐ上流
の加速流れ部分３８に沿って境界層の穏やかな成長を生
ずる。境界層は、残りの軸方向翼弦長ＡＣの約５０％に
亘り減速流れ部分４０に沿って一つの加速度で成長し続
ける。流れが吸込み表面３６から減速を始める点Ｐが静
翼３０の最大フィルム冷却点である。最大冷却点は、そ
れよりも下流で冷却フィルムが潜在的な流れ分離が起こ
る前に吐き出されることができ且つ冷却フィルムが主た
る高温高速のガス流と実質的に混合を始める吸込み表面
に沿う最も遠い点である。

【００１７】図４を参照するに、本発明による翼形部分
７を備えた２個の静翼４０が燃焼タービンの中で隣接し
て示されている。好ましくは、各翼形部分７は、前縁４
２と後縁４４によって限界づけられていて、加速流れ部
分４８と減速流れ部分５０とを持つ凸形の吸込み表面４
６及び凹形圧力表面５２を有する。静翼４０の幅即ち翼
弦長はＡＣで表される。喉部分は、Ｔで表されている。
図示されるように、加速流れ部分４８は喉Ｔの下流に延
びている。

【００１８】図５を参照するに、上述した従来の静翼３
０と同じ条件で発生した流れ特性が比較のために示され
ている。グラフに示されるように、流れは加速流れ部分
４８に沿って翼弦長の約８０％を加速し続け、残りの約
２０％の減速流れ部分５０に沿って減速を始める前の点
Ｐｍａｘにおいて約．８５のマッハ数に達する。翼形部
分７の加速流れ部分４８は、おおきな境界層損失が減速
流れ部分５０に沿って生ずる前に、流れの境界層を相対
的に長い期間で相対的に小さく保持されるのを可能とす
る。加えて、点Ｐｍａｘは、過大な境界層成長が生ずる
前に冷却フィルムが吐き出される最大フィルム冷却点で
ある。

【００１９】図６は、後縁４４の実質的に上流側に及び
翼形７の他の部分に形成されたフィルム冷却小孔６０を
備えた静翼７０及び翼形７を示している。小孔６０は、
翼形部分７を冷却するために冷却フィルムが加速流れ部
分４８に沿う加速流れの中に吐き出されることを可能と
する。冷却フィルムは、長い間吸込み部分４６に沿って
付着していて、そのため圧縮機からのより少ない冷却フ
ィルムが静翼７０を冷却するために導かれなければなら
ない。翼形部分７は又、冷却フィルムが流れの剥離を生
ずることなく加速流れ場に吐き出されることを可能にす
る。これらの流れ特性は、一方、燃焼タービンの効率を
改善する。

【００２０】図６に示された本発明による翼形７の実施
例は、表１の１乃至表３に記載された寸法及び座標によ
って画定される。実施例の種々の断面が図７乃至図９に
示されている。

【００２１】図７は、静翼７０のハブ部分に沿って切ら
れた翼形部分７’の断面図を示している。図８は、静翼
７０の中高部分に沿って切られた翼形部分７”の断面図
を示している。図８は、静翼７０の尖端部分に沿って切
られた翼形部分７''’の断面図を示している。

【００２２】表１の１乃至表３は、静翼７０及び翼形部
分７’、７''、７''’の新しい形状を示している。各表
において、翼形部分７が静翼７０に沿う３個の半径方向
位置、具体的には静翼７０のハブ部分９，中高位置及び
静翼７０の尖端部分８の位置で示されている。好適な実
施例において、ハブ、中高及び尖端は、半径９３８．
８，１０２３．１，１１０６．４にそれぞれ対応してい
る。

【００２３】図１０は、図７乃至図９の断面を互いに重
ね合わせて示している。静翼及び動翼の設計技術の当業
者は、表１の１乃至表３のパラメータの値を正しく認識
するであろう、というのは翼形の尖端における半径位置
が、先端部分の後縁４４における半径位置への翼形断面
の突出に基づいているから。静翼の実際の尖端が半径方
向面内になく、前縁４２に向かって狭まっているから、
その様な突出が必要である。

【００２４】表１の１、表１の２、表２の１及び表２の
２において、静翼７０及び翼形部分７’、７''、７''’
が、図６に示されたＸ軸及びＹ軸を基準にして記載され
ている。静翼７０及び翼形部分７の吸込み表面４６と圧
力表面５２の両者に沿う５０点のＸ−Ｙ座標が、前述の
３半径方向位置……ハブ９，中高、及び尖端８領域……
の各点において静翼７０及び翼形部分７の断面の形状を
画成している。図示された表の位置座標は、特定のサイ
ズの静翼７０及び翼形部分７´、７''、７''´を選択さ
れた単位で（実施例においては単位はインチである。）
示しているが、座標は本質的には無次元で見るべきであ
ることに留意すべきである、というのは、座標を適当に
調整してその倍数又は分数を得ることにより、例えば各
座標に共通の因子を掛けることにより、より大きい又は
より小さい静翼７０及び翼形部分７又は翼形部分７を持
つ動翼５を使用して本発明が実施化されるからである。

【００２５】

【表１】

【表２】

【表３】

【表４】

【００２６】本発明の静翼７０のための翼形７の新しい
形状が更に、後述し且つ図７乃至図９に示されている種
々のパラメータを基準にして表３に示されているが、こ
れらは静翼の性能及び機械的完全性に影響する（表３に
おける全ての角は、度で表されている。）。

【００２７】

【表５】 本発明は、燃焼タービンの特定の静翼翼形に関して示さ
れているが、本発明は燃焼タービンの他の静翼及び動翼
に使用され得る。従って、本発明は、その精神や本質的
な特徴から離れることなく他の形で実施化されることが
あり、従って本発明の範囲を示すものとして、前述の説
明よりも添付の請求項を参照すべきである。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明による静翼列を含むタービンの第１段近
傍における燃焼タービンの部分軸方向断面図である。

【図２】燃焼タービンに設けられた隣接する２個の従来
型静翼翼形を示している。

【図３】特定の流れ条件下における従来型静翼翼形の流
れ特性を示すグラフである。

【図４】燃焼タービンの中で整列している、本発明によ
る２個の隣接静翼翼形を示している。

【図５】図２及び図３に示された従来型静翼翼列と同じ
条件における図４の静翼翼形の流れ特性を示すグラフで
ある。

【図６】翼形の吸い込み表面の加速部分に形成された冷
却孔を備えた図４の静翼を示している。

【図７】ハブの半径方向位置における図４の翼形の断面
図である。

【図８】中高の半径方向位置における図４の翼形の断面
図である。

【図９】尖端の半径方向位置における図４の翼形の断面
図である。

【図１０】半径方向に対して直角な表面に投影された場
合の図７乃至図９の断面の重ね合わせ図である。

【符号の説明】

１ 燃焼タービン、２ 静止シリンダ、３ ロータ、４
静翼、５ 動翼、７翼形部分、８ 尖端部、９ ハブ
部、１０ 外側シュラウド、１１ 内側シュラウド、１
３ 前縁、１４ 後縁、１８ 前縁、１９ 後縁、４０
静翼、４２前縁、４４ 後縁、４６ 吸い込み表面、
４８ 加速流れ部分、５０ 減速流れ部分、５２ 圧力
表面、６０ 小孔。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 燃焼タービンの翼形であって、 軸方向の翼弦長を有し、更に前縁、後縁、及び前記前縁
   と前記後縁との間に画成された翼形部分を有し、前記翼
   形部分は加速流れ部分と減速流れ部分とを有し、 前記加速流れ部分は、ガス流れが前記翼弦長の２分の１
   以上に渡って加速し続けて、流れ境界層が前記翼形の前
   記減速流れ部分に沿って実質的に小さく維持されるよう
   に形成されている燃焼タービン用翼形。