JP2004003506A

JP2004003506A - Platform cooling mechanism of gas turbine moving blade

Info

Publication number: JP2004003506A
Application number: JP2003204336A
Authority: JP
Inventors: Yasumoto Tomita; 富田　康意; Eiji Akita; 秋田　栄司; Masao Terasaki; 寺崎　正雄
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2003-07-31
Filing date: 2003-07-31
Publication date: 2004-01-08
Anticipated expiration: 2017-02-25
Also published as: JP3776897B2

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a cooling mechanism capable of effectively cooling a platform of a moving blade easily affected by heat by a simple configuration by utilizing current refrigerant such as blade cooling air and seal air inside a gas turbine. <P>SOLUTION: Seal air flowing on a lower face of the platform is supplied from the inside of the platform through a seal air flow passage hole opened on a surface of a blade belly side of the platform, a convection cooling hole opened on a blade back side and the blade belly side of the platform, an air passage opened at an end fringe on a blade tail side through the inside of a rear fringe on the blade back side and the like to cool the platform from its inside or upper face. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービン動翼におけるプラットフォームを冷却する機構に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図２に基づいて従来のものを説明する。図２は代表的な従来のガスタービン中空動翼の斜視図を示し、翼根の前縁側１２ａから流入した冷却空気を矢印で図示した方向に流して動翼を冷却するものである。
【０００３】
即ち、前縁側１２ａから流入した冷却空気は、フィン１３を有する曲がりくねった流路を流れて翼を冷却し、チップシンニング１４が設けられた翼頂部の穴Ａから流出して主ガス流れに合流する。
【０００４】
また後縁側１２ｂから流入した冷却空気は、フィン１３が設けられた冷却通路を矢印方向に流れ、ピンフィン１５によって翼後縁を冷却した後、穴又はスリットＢから翼外へ流出して主ガス流れに合流する。そしてこのような高度な冷却構造をもつ多数の動翼が円周方向に互いにプラットフォーム１６を隣接させてディスク１７に植え込まれている。
【０００５】
【特許文献１】
特開平７−３３２００４号公報（図１、プラットフォーム１）
【特許文献２】
特開平８−２４６８０２号公報（図１、プラットフォーム２）
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら前記した従来のものでは、中空動翼は翼根や翼に内部冷却を行う高度な冷却構造を有するものであるが、冷却部位から突出した形状となっている動翼プラットフォームそれ自体については殆ど無冷却であり、充分な冷却構造となっていない。
【０００７】
このため高温ガスタービン動翼プラットフォームの冷却が必要となるが、併せてこれを効果的に冷却する際に発生する熱応力を緩和する必要が生ずる。因にプラットフォームのガス流路側とプラットフォーム下側のローター側では、ガスシール空気との間で１０００℃以上の温度差が生じている。
【０００８】
この問題点を解消するため、プラットフォーム表面を効果的に冷却すると共に、プラットフォームの上面と下面との温度差による熱応力を緩和できるようにした冷却機構として、これまでいくつかの冷却構造が提案されている。
【０００９】
例えば本出願人の出願に係る特開平７−３３２００４に示されたものは、プラットフォームの半径方向に向けて貫通するシール空気流路孔を設けるとともに、同空気流路の上面にシェイプトフィルム吹出口を設けたことによってプラットフォーム下面を流れるシール空気は半径方向のシール空気孔を通ってプラットフォーム上面に設けられたシェイプトフィルム吹出口よりプラットフォームの上面を拡がりながら這うように流れて、プラットフォーム上表面を効果的に冷却するものであり、またシール空気流路孔からプラットフォームの円周方向端面に至るスリットを設けたことによりプラットフォームの上下の温度差によって生じた熱応力はスリットの伸縮によって緩和され、プラットフォームは緊張から解放されるという効果をも有するものである。
【００１０】
更に別の例として、本出願人の出願に係る特開平８−２４６８０２に示されるように、ガスタービン動翼の翼尾側（あるいは翼頭側）の翼根部から冷却用空気を供給し、プラットフォームの翼尾近傍内部および両側方部を順次通して翼頭側（あるいは翼尾側）端面に開放する空気通路を設けることにより、プラットフォーム部を冷却するものがある。
【００１１】
しかしながらこれらいずれの冷却構造においても一長一短があり、また、一方ではガスタービンの高効率化のためには温度上昇が要求されること、あるいは冷却構造形成に当ってのより簡略化した手法が要求されることから、更に冷却効果が良く、より加工工数の少ない冷却構造が要求されているのが実情である。
【００１２】
本発明はこのような状況に鑑みてなされ、たとえばプラットフォーム下面を流れるシール空気を利用し、プラットフォームの内部から同プラットフォームの翼腹側表面に開放したシール空気流路孔、プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した対流冷却孔、翼背側後縁内部を通って翼尾側端縁に開放する空気通路等により、簡便な構造及び手段でプラットフォームを確実に冷却するようにしたものを提供することを課題とするものである。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
本発明は前記した課題を解決すべくなされたもので、ガスタービン動翼のプラットフォームを冷却するものにおいて、翼腹側のプラットフォームの内部で相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼腹側表面に開放した複数のシール空気流路孔と、翼頭側から翼背側及び翼腹側にかけてプラットフォームの内部で相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した複数の対流冷却孔と、プラットフォームの翼背側後縁内部を通って貫通し翼尾側端縁に開放する空気通路とのうち、すくなくともいずれか一つを備えたガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構を提供し、翼腹側をめがけ、又は翼頭側（プラットフォーム前縁部）から翼背側と翼腹側にかけて、若しくは翼尾側（プラットフォーム後縁部）を狙いとして、これらのうちの一か所以上で、プラットフォーム下面を流れるシール空気通路とプラットフォーム上面あるいは翼尾側端面に流通するようにシール空気流路孔、対流冷却孔等が連通しており、プラットフォーム下面を流れるシール空気が適宜設けられたこのシール空気流路孔、対流冷却孔等に流入し、１つは翼腹側プラットフォーム上面にフィルム状に吹出すことによりプラットフォームの翼腹側部分を内部あるいは上面より効果的に冷却することができ、また他の１つは翼頭側のプラットフォーム前縁部並びに翼背側および翼腹側プラットフォームの上面部を効果的に冷却することができ、更に他の１つは翼尾側の特に翼背側プラットフォーム後縁部を内部から効果的に冷却することができるものである。
【００１４】
【発明の実施の形態】
本発明の実施の第１形態を図１に基づいて説明する。図１（ａ）はガスタービン動翼の縦断面を示し、図１（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面を示す。
【００１５】
１は翼根部、２はプラットフォーム、３は動翼の翼部で、この翼部３を冷却するために、翼根部１の底部から流入し矢印の方向に流れる冷却空気４ａ、４ｂが供給される。
【００１６】
翼部３の内部には蛇行状に折れ曲って形成され、内面に図示省略のタービュレータを多数設けられた翼部冷却通路５ａ、５ｂが設けられている。
【００１７】
翼部３を冷却するために翼部冷却通路５ａに供給される冷却空気４ａは、前記タービュレータにより生起された乱流状の壁面流れで蛇行路を流れて翼部３を冷却して翼頂部から主ガス流れに合流していく。
【００１８】
同様に翼部冷却通路５ｂに供給される冷却空気４ｂは、タービュレータにより生起された乱流状の壁面流れで蛇行路を流れて、翼の後縁側から翼外へ流出し、主ガス流れに合流していく。
【００１９】
上記のようにして翼部３の冷却を行うことに加え、本実施の形態はガスタービン動翼のプラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０を利用してプラットフォーム２の冷却を行うものである。
【００２０】
翼腹３ｃ側のプラットフォーム２の内部にはタービン軸心から相対的に半径方向に向けて貫通する複数（ここでは５個のものを示すが適宜増減してもよい）のシール空気流路孔７が穿設されている。シール空気流路孔７の各々はプラットフォームの翼腹ｃ側上面で開放している。なお開放部の詳細は図示省略したが、後流に末広がり状に開くシェイプトフィルム吹出口を設けることにより効果的な冷却をおこなうものである。
【００２１】
このようなシール空気流路孔７の設置により、プラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０はシール空気流路孔７をタービン軸心に対し相対的に半径方向に流れてプラットフォーム２の上面に流出する。
【００２２】
そしてシェイプトフィルム吹出口により、プラットフォーム２の上面を拡がりながら這うように矢印の方向に流れて、プラットフォーム２の上面を効果的に冷却する。なお、シェイプトフィルム吹出口の向きは、流れ方向を矢印で示すように隣接する翼方向でも良いし、または、翼腹側方向等でも適宜決めることで良い。
【００２３】
また、翼頭側のプラットフォーム２の前縁部に、プラットフォーム２の内部でタービン軸心に対して相対的に半径方向に翼背３ｄ側および翼腹３ｃ側のプラットフォーム２上面に向って斜めに貫通する対流冷却孔８を複数個（ここでは翼背３ｄ、翼腹３ｃ側夫々２個づつのものを示すが適宜増減してもよい）穿設されている。
【００２４】
対流冷却孔８の各々の開放部、即ちプラットフォームの翼背３ｄ、翼腹３ｃ側の上面には、前記シール空気流路孔７と同様、詳細は図示省略のシェイプトフィルム吹出口を設けることにより効果的な冷却をおこなうものである。
【００２５】
このような対流冷却孔８の設置によりプラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０が対流冷却孔８を、タービン軸心に対し相対的に半径方向に斜めに流れてプラットフォーム２の翼背３ｄ側および翼腹３ｃ側上面に流出し、シェイプトフィルム吹出口によりプラットフォーム２の上面を拡がりながら這うように矢印の方向に流れてプラットフォーム２の上面を効果的に冷却する。
【００２６】
更に、翼尾側のプラットフォーム後縁部にプラットフォーム２の下面を入口として開口し、プラットフォーム２の翼背３ｄ側の後縁内部を通じて翼尾側端面３ｅに開放する空気通路９を複数個（ここでは３個のものを示すが、この数は適宜増減してもよい）穿設している。
【００２７】
この空気通路９の設置により、プラットフォーム２の下面を流れるシール空気１０は、空気通路９をまずタービン軸心に対して相対的に半径方向に向って流れ途中より、軸斜め方向に流れを変えてプラットフォーム２の翼背３ｄ側後縁部を内部から冷却し、翼端面から流出する。
【００２８】
なお、本実施の形態ではシール空気流路孔７、対流冷却孔８、空気通路９の三者を全て備えたものとして説明したが、これらは常に三者揃わねばならないというものではなく、少なくともいずれか１つ有れば良く、従って１つ、またはいずれか２つ、若しくは３つ全部という組合せを適宜選択できるものである。
【００２９】
以上、本発明を図示の実施の形態について説明したが、本発明はかかる実施の形態に限定されず、本発明の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えてよいことはいうまでもない。
【００３０】
【発明の効果】
以上本発明によれば、翼腹側のプラットフォームの内部で相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼腹側表面に開放した複数のシール空気流路孔と、翼頭側から翼背側及び翼腹側にかけてプラットフォームの内部で相対的に半径方向に向けて貫通し終端を同プラットフォームの翼背側と翼腹側で開放した複数の対流冷却孔と、プラットフォームの翼背側後縁内部を通って貫通し翼尾側端縁に開放する空気通路とのうち、すくなくともいずれか一つを備えてガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構を構成しているので、前記翼腹側表面に開放するシール空気流通孔、翼頭側から連通して翼背側と翼腹側に開放した対流冷却孔、及び翼背側後縁内部を経て翼尾側端縁に開放した空気通路の少なくともいずれか一つを経てシール空気を供給し、特に熱の影響を受け易いプラットフォームとその表面を無駄と無理なく効果的に冷却することができたものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の第１形態に係るガスタービン動翼を示し、（ａ）はその縦断面図、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視図。
【図２】従来のガスタービン動翼の一例を示す縦断面図。
【符号の説明】
１　　　　　　　翼根部
２　　　　　　　プラットフォーム
３　　　　　　　翼部
３ｃ　　　　　　翼腹
３ｄ　　　　　　翼背
３ｅ　　　　　　端面
４ａ、４ｂ　　　冷却空気
５ａ、５ｂ　　　翼部冷却通路
８　　　　　　　対流冷却孔
９　　　　　　　空気通路
１０　　　　　　シール空気[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a mechanism for cooling a platform in a gas turbine blade.
[0002]
[Prior art]
The conventional one will be described with reference to FIG. FIG. 2 is a perspective view of a typical conventional gas turbine hollow blade, in which cooling air flowing from a leading edge side 12a of a blade root flows in a direction shown by an arrow to cool the blade.
[0003]
That is, the cooling air flowing from the leading edge side 12a flows through the meandering flow path having the fins 13 to cool the blade, flows out from the hole A at the blade top where the chip thinning 14 is provided, and joins the main gas flow. .
[0004]
The cooling air flowing in from the trailing edge side 12b flows through the cooling passage provided with the fins 13 in the direction of the arrow, cools the trailing edge of the blade by the pin fins 15, and then flows out of the blade through the holes or slits B to flow the main gas. To join. A number of blades having such an advanced cooling structure are implanted in the disk 17 with the platforms 16 adjacent to each other in the circumferential direction.
[0005]
[Patent Document 1]
Japanese Patent Application Laid-Open No. 7-332004 (FIG. 1, platform 1)
[Patent Document 2]
JP-A-8-246802 (FIG. 1, platform 2)
[0006]
[Problems to be solved by the invention]
However, in the conventional blade described above, the hollow blade has an advanced cooling structure for internally cooling the blade roots and blades. It is not cooled and does not have a sufficient cooling structure.
[0007]
For this reason, cooling of the high-temperature gas turbine blade platform is required, and at the same time, it is necessary to reduce thermal stress generated when the platform is cooled effectively. Incidentally, a temperature difference of 1000 ° C. or more occurs between the gas flow side of the platform and the rotor side below the platform with the gas seal air.
[0008]
To solve this problem, several cooling structures have been proposed as a cooling mechanism that effectively cools the platform surface and reduces thermal stress caused by the temperature difference between the upper and lower surfaces of the platform. ing.
[0009]
For example, Japanese Unexamined Patent Application Publication No. 7-332004, which is filed by the present applicant, has a seal air passage hole penetrating in the radial direction of the platform, and a shape film outlet on the upper surface of the air passage. With this arrangement, the sealing air flowing under the platform flows through the sealing film holes in the radial direction and spreads over the upper surface of the platform from the shape film outlet provided on the upper surface of the platform, effectively crawling the upper surface of the platform. By providing a slit from the seal air passage hole to the circumferential end face of the platform, the thermal stress generated by the temperature difference between the upper and lower sides of the platform is reduced by the expansion and contraction of the slit, and the platform is cooled. Also has the effect of being released Than it is.
[0010]
As still another example, as shown in Japanese Patent Application Laid-Open No. Hei 8-246802 filed by the present applicant, cooling air is supplied from the blade root portion on the tail side (or blade side) of the gas turbine rotor blade, and the platform is cooled. There is a type of cooling the platform by providing an air passage which is sequentially opened inside the vicinity of the wing tail and on both sides to open to the wing tip side (or wing tail side) end face.
[0011]
However, each of these cooling structures has advantages and disadvantages, and on the other hand, a temperature rise is required for higher efficiency of the gas turbine, or a more simplified method for forming the cooling structure is required. Therefore, a cooling structure that has a better cooling effect and requires a smaller number of processing steps is actually required.
[0012]
The present invention has been made in view of such circumstances. For example, a seal air passage hole that is opened from the inside of the platform to the wing ventral surface of the platform by using seal air flowing under the platform, the wing back side of the platform and the wing By providing a convection cooling hole opened on the ventral side, an air passage opening to the wing tail edge through the inside of the wing rear side edge, etc., it is possible to reliably cool the platform with a simple structure and means. It is a subject.
[0013]
[Means for Solving the Problems]
SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made to solve the above-described problem, and is intended to cool a gas turbine blade platform. A plurality of seal air passage holes opened to the wing abdominal surface, and penetrated radially inside the platform from the wing head side to the wing back side and the wing abdominal side, and terminated at the wing back side of the platform Gas with at least one of a plurality of convection cooling holes opened on the flank side and an air passage penetrating through the inside of the wing rear side edge of the platform and opening to the tail side edge. Provide a platform cooling mechanism for the turbine blades, aiming at the blade flank, or from the wing tip (platform leading edge) to the wing back and blade flank, or At one or more of these points, a seal air passage that flows under the platform and a seal air passage hole, convection cooling hole, and the like are provided so as to flow to the platform upper surface or the tail end side. The seal air flowing through the lower surface of the platform flows into the appropriately provided seal air flow path holes, convection cooling holes, and the like, and one of them is blown out into a film shape on the upper surface of the blade ventral side platform, thereby forming the blade of the platform. The ventral part can be cooled more effectively than inside or from the top, and the other one is to cool the leading edge of the wing tip side platform and the upper part of the wing dorsal and wing ventral platforms more effectively The other one is capable of effectively cooling the trailing edge of the aft side, particularly the backside of the wing, from the inside. .
[0014]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
A first embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 1A shows a vertical cross section of a gas turbine rotor blade, and FIG. 1B shows a cross section taken along line BB in FIG.
[0015]
1 is a blade root, 2 is a platform, and 3 is a blade of a moving blade. To cool the blade 3, cooling air 4a, 4b flowing from the bottom of the blade root 1 and flowing in the direction of the arrow is supplied. .
[0016]
Inside the wing portion 3, there are provided wing cooling passages 5 a and 5 b formed in a meandering shape and provided with a number of turbulators (not shown) on the inner surface.
[0017]
The cooling air 4a supplied to the wing cooling passage 5a to cool the wing 3 flows through the meandering path by the turbulent wall flow generated by the turbulator, cools the wing 3, cools the wing 3 from the top. Merges with the main gas stream.
[0018]
Similarly, the cooling air 4b supplied to the blade cooling passage 5b flows through the meandering path by the turbulent wall flow generated by the turbulator, flows out of the blade from the trailing edge side of the blade, and merges with the main gas flow. I will do it.
[0019]
In the present embodiment, in addition to cooling the blade section 3 as described above, the cooling of the platform 2 is performed using the seal air 10 flowing on the lower surface of the platform 2 of the gas turbine rotor blade.
[0020]
A plurality (five here, but may be increased or decreased as necessary) of seal air flow path holes 7 penetrating in the radial direction relative to the turbine axis in the platform 2 on the side of the blade 3c. Are drilled. Each of the seal air passage holes 7 is open at the upper surface on the blade flank c side of the platform. Although the details of the open portion are not shown, effective cooling is performed by providing a shape film outlet which opens in a divergent shape in the downstream side.
[0021]
By providing such a seal air passage hole 7, the seal air 10 flowing on the lower surface of the platform 2 flows in the seal air passage hole 7 in the radial direction relative to the turbine axis and flows out to the upper surface of the platform 2. .
[0022]
Then, the shape film blows out and flows in the direction of the arrow so as to crawl while spreading on the upper surface of the platform 2, thereby effectively cooling the upper surface of the platform 2. In addition, the direction of the shape film outlet may be the direction of the adjacent blade as shown by the arrow in the flow direction, or may be appropriately determined in the direction of the blade ventral side.
[0023]
Further, it penetrates obliquely toward the front edge of the platform 2 on the blade tip side in the radial direction relative to the turbine axis inside the platform 2 toward the upper surface of the platform 2 on the blade back 3d side and the blade vent 3c side. A plurality of convection cooling holes 8 (two each on the blade back 3d and the blade flank 3c side are shown here, but may be appropriately increased or decreased).
[0024]
Similar to the seal air passage hole 7, the effect is achieved by providing a shape film outlet (not shown in detail) on each open portion of the convection cooling hole 8, that is, on the upper surface of the blade back 3d and the blade vent 3c side. This is to perform effective cooling.
[0025]
Due to the installation of the convection cooling holes 8, the seal air 10 flowing on the lower surface of the platform 2 flows obliquely in the convection cooling holes 8 in the radial direction relatively to the turbine axis, and the blade 3d side of the platform 2 and the blades It flows out to the upper surface of the belly 3c side and flows in the direction of the arrow so as to crawl while expanding the upper surface of the platform 2 by the shape film outlet, thereby effectively cooling the upper surface of the platform 2.
[0026]
Further, a plurality of air passages 9 (here, a plurality of air passages 9) are opened at the trailing edge of the platform on the wing tail side using the lower surface of the platform 2 as an inlet and opened to the wing tail end face 3e through the inside of the trailing edge of the wing back 3d. Three are shown, but this number may be increased or decreased as appropriate).
[0027]
Due to the installation of the air passage 9, the seal air 10 flowing on the lower surface of the platform 2 changes its flow in the air passage 9 in the direction obliquely from the middle of the flow in the radial direction relatively to the turbine axis. The trailing edge of the platform 2 on the blade back 3d side is cooled from the inside and flows out from the blade tip surface.
[0028]
In the present embodiment, the seal air flow path hole 7, the convection cooling hole 8, and the air passage 9 are all described as being provided. However, these do not always have to be three. It is sufficient that only one is provided, and therefore one, or a combination of any two or all three can be appropriately selected.
[0029]
As described above, the present invention has been described with reference to the illustrated embodiments. However, the present invention is not limited to such embodiments, and it goes without saying that various changes may be made to the specific structure within the scope of the present invention. Absent.
[0030]
【The invention's effect】
According to the present invention, a plurality of seal air passage holes that penetrate in the radial direction relative to the inside of the platform on the blade front side and open the end to the surface on the blade front side of the platform, A plurality of convection cooling holes penetrating radially inside the platform from the wing back side and the wing apex side and radially opening at the wing back side and the abdomen side of the platform; The air passage that penetrates through the inside of the edge and opens to the tail side edge, and at least one of the air passages constitutes a platform cooling mechanism for the gas turbine blade, so that the blade side surface has At least one of a seal air circulation hole to be opened, a convection cooling hole communicated from the wing head side and opened to the wing back side and the flank side, and an air passage opened to the wing tail edge through the inside of the wing back side rear edge. Through one The sealing air is supplied, and in particular that could be cooled without difficulty effectively wasted easy platform and its surface under the influence of heat.
[Brief description of the drawings]
FIGS. 1A and 1B show a gas turbine blade according to a first embodiment of the present invention, wherein FIG. 1A is a longitudinal sectional view thereof, and FIG.
FIG. 2 is a longitudinal sectional view showing an example of a conventional gas turbine blade.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Blade root part 2 Platform 3 Blade part 3c Blade tip 3d Blade back 3e End face 4a, 4b Cooling air 5a, 5b Blade part cooling passage 8 Convection cooling hole 9 Air passage 10 Seal air

Claims

In a cooling system for a gas turbine blade platform, a plurality of seal air flow passage holes which penetrate radially in the platform on the blade side and open the end to the blade side surface of the platform. A plurality of convection cooling holes penetrating in the radial direction relatively inside the platform from the wing head side to the wing back side and the wing abdomen, and having an end opened at the wing back side and the abdomen side of the platform; A platform cooling mechanism for a gas turbine blade, comprising: at least one of an air passage penetrating through the inside of a rear edge of a blade behind a platform and opening to a trailing edge.