JP2004316542A - Turbine nozzle cooling structure for gas turbine - Google Patents
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Abstract
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンのタービンノズル冷却構造に関する。
【0002】
【従来の技術】
タービンノズルは、[非特許文献1]の図4(A)に記載されているように、ノズルガイドベーン(静翼)を環状に並べたもので、ベーンとその支持構造物とからなる。また、図4(B)に示す空冷式タービンベーンが知られている。
また、タービンノズルの冷却に関して、例えば[非特許文献2]に記載されている。
【0003】
【非特許文献1】
新航空工学講座8、ジェットエンジン(構造編)、社団法人日本航空技術協会
【非特許文献2】
武石賢一郎、タービンにおける損失発生のメカニズムと熱力学的考察、Proceedings of the TED−COF.’01,JSME
【0004】
タービンノズルは、燃焼器からの高温ガスを加速して下流側のタービンに導入する機能を有する。そのため、タービンノズルは、エンジン流路の高温ガスにさらされるため、冷却が不可欠である。
【0005】
この要望を満たすために、例えば[特許文献1]の「ガスタービンタービン冷却静翼」が提案されている。
【0006】
【特許文献1】
特開2001−254604号公報
【0007】
[特許文献1]の「ガスタービンタービン冷却静翼」は、図5に示すように、1段静翼120の外側シュラウド121の外側、内側シュラウドの内側壁面には格子状のワッフルパターン101が形成され、強度を向上させ、1段静翼120の後縁最後列の冷却穴を他の穴径より大きい拡大冷却穴106とし後縁の冷却効率を高め、壁内側にリブ102を形成し、薄肉化を計る。内側シュラウド122の背側、腹側両側端内部には冷却通路103を設け、更に内側から貫通し表面端部へ開口する複数の冷却穴105を設けることによりシュラウドの冷却効果を高める。これらの改良により、翼後縁部やシュラウドのクラック発生や変形を防止するものである。
【0008】
【発明が解決しようとする課題】
上述したように、タービン入口温度の高い従来のガスタービンでは、タービンノズル(1段静翼)の内側シュラウド(「バンド部」ともいう)の冷却が不可欠であり、バンド部を二重板構造として内部に冷却空気を通し、冷却していた。
【0009】
しかし、バンド部冷却のための2枚板構造により、構造が複雑となりコストが上昇するだけでなく信頼性が低下する要因となり、かつ重量が増加するためエンジン性能が低下する問題点があった。
【0010】
本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、バンド部を二重板構造とすることなく、バンド部を効果的に冷却することができ、これにより、構造の単純化によりコストダウンと信頼性の向上を達成し、かつ軽量化によりエンジン性能を向上することができるガスタービンのタービンノズル冷却構造を提供することにある。
【0011】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、燃焼器とタービン動翼との間に位置し燃焼器からの高温ガスを下流側のタービンに導入するタービンノズルと、該タービンノズルの前端部と燃焼器との間をシールするシールプレートとを備え、該シールプレートに接触する燃焼器のフランジ部に内外面を連通する複数の切欠き溝が設けられ、該切欠き溝を通して冷却空気が流入しタービンノズルのバンド表面に沿って流れその表面をフィルム冷却する、ことを特徴とするガスタービンのタービンノズル冷却構造が提供される。
【0012】
上記本発明の構成によれば、シールプレートに接触する燃焼器のフランジ部に内外面を連通する複数の切欠き溝が設けられているので、この切欠き溝を通して外側から冷却空気が流入しタービンノズルのバンド表面に沿って流れその表面をフィルム冷却することができる。
従って、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、バンド部を二重板構造とすることなく、バンド部を効果的に冷却することができ、これにより、構造の単純化によりコストダウンと信頼性の向上を達成し、かつ軽量化によりエンジン性能を向上することができる。
【0013】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。なお、各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【0014】
図1は、本発明の冷却構造によるタービンノズル部の全体断面図である。この図に示すように、本発明のタービンノズル冷却構造は、燃焼器2、およびタービンノズル10を備える。
【0015】
タービンノズル10は、燃焼器2とタービン動翼4との間に位置し、燃焼器2からの高温ガスを下流側のタービンに導入する機能を有する。
【0016】
図1において、本発明のタービンノズル冷却構造は、更にノズルサポート部材14、およびストッパー部材16を備える。
ノズルサポート部材14は、タービンノズル10の内側に固定されたエンジン中心を中心とする回転体であり、その周囲にタービンノズル10を嵌め込むための半径方向に延びる溝部14aを有する。また、この溝部14aを挟む前後のフランジ部には、周方向に一定の間隔を隔てて複数の軸方向貫通孔14bが設けられている。
【0017】
ストッパー部材16は、タービンノズル10の外側に位置し、外方端がエンジンのケーシング6に固定されている。
【0018】
図2は、本発明を構成するノズルセグメントの斜視図である。この図に示すように、タービンノズル10は、周方向に分割された複数のノズルセグメント12からなる。各ノズルセグメント12の周方向端面は、隣接する各ノズルセグメント12の端面に密接し、端面に設けられた溝11に嵌め込むシールプレート(図示せず)により、その間がシールされる。
【0019】
ノズルセグメント12は、内側シュラウド12a、外側シュラウド12b、および翼部12cからなる。内側シュラウド12aと外側シュラウド12bは、本発明においてそれぞれ内側バンド部、外側バンド部とも呼ぶ。
【0020】
ノズルセグメント12は、その内側シュラウド12a(内側バンド部)から半径方向内方に張出した内側フランジ15aと、その外側シュラウド12b(外側バンド部)から半径方向外方に張出した外側フランジ15bとを有する。外側フランジ15bは、ノズルサポート部材14の溝部14aに嵌め込まれ、前後方向に移動しないようになっている。
【0021】
また、内側フランジ15aには単一の軸方向貫通孔13が設けられ、取付ピン18が軸方向貫通孔13をノズルサポート部材14の溝部14aと共に貫通することによりノズルセグメント12がノズルサポート部材14に取付けられる。
【0022】
図1において、ストッパー部材16は、エンジン中心を中心とするリング状部材である。またその外周縁の複数箇所にケーシング6との周方向位置決めのための嵌合部16bを有する。この嵌合部16bは軸方向に突出した矩形部材であり、ケーシング6に設けられた凹部と嵌合することにより、ストッパー部材16を周方向に位置決めしている。
また、ストッパー部材16は、内周縁に段差が設けられ、かつ内周縁に沿って周方向に設けられた複数の凹部16aを有する。この凹部16aは、分割された複数の各ノズルセグメント12毎に1つずつ対応する箇所に設けられている。
【0023】
図1において、本発明のタービンノズル冷却構造では、更に、ノズルセグメント12の前端部と燃焼器2との間をシールするシールプレート8と、ノズルセグメント12の後端部とケーシング6との間をシールするEシール9とを備え、ノズルセグメント12の前後をシールすることにより、ノズルの内側と外側間のシール性能を保持するようになっている。
【0024】
図3は、図1のA−A矢視図である。この図に示すように、本発明では、シールプレート8に接触する燃焼器2のフランジ部2aに内外面を連通する複数の切欠き溝20が設けられる。この切欠き溝20は、この溝を通して燃焼器2の外側から冷却空気が流入し、タービンノズル12の内側シュラウド12a(内側バンド部)のバンド表面に沿って流れ、その表面をフィルム冷却するようになっている。
【0025】
切欠き溝20の断面形状と向きは任意であり、半円形又は矩形であり、半径方向または斜めであってもよい。また切欠き溝20の大きさは、内側バンド部のバンド表面に沿って流れるフィルム冷却膜を形成し、内側バンド部の過熱を防ぐ限りで十分に小さく、主流ガスのタービン入口温度に影響しないように設定する。
【0026】
上記本発明の構成によれば、シールプレート(8)に接触する燃焼器(2)のフランジ部に内外面を連通する複数の切欠き溝(20)が設けられているので、この切欠き溝を通して外側から冷却空気が流入しタービンノズルのバンド表面に沿って流れその表面をフィルム冷却することができる。
従って、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、バンド部を二重板構造とすることなく、バンド部を効果的に冷却することができ、これにより、構造の単純化によりコストダウンと信頼性の向上を達成し、かつ軽量化によりエンジン性能を向上することができる。
【0027】
なお、本発明は上述した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない限りで自由に変更することができることは勿論である。例えば、本発明を航空用、舶用、陸上用のガスタービンに広く適用することができる。
【0028】
【発明の効果】
上述した本発明により、静翼自体のバンド部冷却構造が不要となり、以下の効果が期待できる。
(1)構造の単純化による信頼性向上
(2)構造の単純化によるコストダウン
(3)軽量化によるエンジン性能向上
【0029】
従って、本発明のタービンノズル冷却構造は、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、バンド部を二重板構造とすることなく、バンド部を効果的に冷却することができ、これにより、構造の単純化によりコストダウンと信頼性の向上を達成し、かつ軽量化によりエンジン性能を向上することができる、等の優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の冷却構造によるタービンノズル部の全体断面図である。
【図2】本発明を構成するノズルセグメントの斜視図である。
【図3】図1のA−A矢視図である。
【図4】従来のタービンノズル構造の斜視図である。
【図5】従来のタービンノズル冷却構造の例を示す全体断面図である。
【符号の説明】
2 燃焼器、2a フランジ部、4 タービン動翼、
6 ケーシング、8 シールプレート、9 Eシール、
10 タービンノズル、12 ノズルセグメント、
12a 内側シュラウド(内側バンド部)、
12b 外側シュラウド(外側バンド部)、
12c 翼部、13 貫通孔、
14 ノズルサポート部材、15a 内側フランジ、
15b 外側フランジ、15c タブ、
16 ストッパー部材、
16a 凹部、16b 嵌合部、
18 取付ピン、20 切欠き溝[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a turbine nozzle cooling structure for a gas turbine.
[0002]
[Prior art]
As shown in FIG. 4A of [Non-Patent Document 1], the turbine nozzle is formed by arranging nozzle guide vanes (stationary vanes) in a ring shape, and includes a vane and a supporting structure thereof. An air-cooled turbine vane shown in FIG. 4B is also known.
The cooling of the turbine nozzle is described in, for example, [Non-Patent Document 2].
[0003]
[Non-patent document 1]
New Aviation Engineering
Kenichiro Takeishi, Turbine Loss Generation Mechanism and Thermodynamic Considerations, Proceedings of the TED-COF. '01, JSME
[0004]
The turbine nozzle has a function of accelerating high-temperature gas from the combustor and introducing the gas to a downstream turbine. Therefore, cooling is indispensable because the turbine nozzle is exposed to the hot gas in the engine flow path.
[0005]
In order to satisfy this demand, for example, a “gas turbine turbine cooling vane” of
[0006]
[Patent Document 1]
JP 2001-254604 A
As shown in FIG. 5, the “gas turbine turbine cooling vane” of [Patent Document 1] has a lattice-
[0008]
[Problems to be solved by the invention]
As described above, in a conventional gas turbine having a high turbine inlet temperature, cooling of an inner shroud (also referred to as a “band portion”) of a turbine nozzle (first-stage stationary blade) is indispensable, and the band portion is formed as a double plate structure inside. It was cooled by passing cooling air.
[0009]
However, the two-plate structure for cooling the band portion has a problem that not only the structure becomes complicated and the cost is increased, but also the reliability is reduced, and the engine performance is reduced due to the increased weight.
[0010]
The present invention has been made to solve the above problems. In other words, an object of the present invention is to provide a gas turbine having a high turbine inlet temperature, in which the band portion can be effectively cooled without forming the band portion with a double plate structure. It is an object of the present invention to provide a turbine nozzle cooling structure of a gas turbine that can achieve down and reliability improvement, and can improve engine performance by weight reduction.
[0011]
[Means for Solving the Problems]
ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the turbine nozzle located between a combustor and a turbine blade, and introduce | transducing hot gas from a combustor to a downstream turbine, and sealing between the front end part of this turbine nozzle and a combustor A plurality of notch grooves communicating the inner and outer surfaces of the flange portion of the combustor in contact with the seal plate, and cooling air flows through the notch grooves and flows along the band surface of the turbine nozzle. And cooling the surface thereof by film cooling.
[0012]
According to the configuration of the present invention, since the plurality of notch grooves communicating the inner and outer surfaces are provided in the flange portion of the combustor in contact with the seal plate, the cooling air flows in from the outside through the notch grooves and the turbine It can flow along the band surface of the nozzle and the surface can be film cooled.
Therefore, in a gas turbine having a high turbine inlet temperature, the band portion can be effectively cooled without forming the band portion with a double plate structure, thereby reducing costs and improving reliability by simplifying the structure. And engine performance can be improved by weight reduction.
[0013]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. In each of the drawings, common portions are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted.
[0014]
FIG. 1 is an overall cross-sectional view of a turbine nozzle portion according to the cooling structure of the present invention. As shown in this figure, the turbine nozzle cooling structure of the present invention includes a
[0015]
The
[0016]
In FIG. 1, the turbine nozzle cooling structure of the present invention further includes a
The
[0017]
The
[0018]
FIG. 2 is a perspective view of a nozzle segment constituting the present invention. As shown in FIG. 1, the
[0019]
The
[0020]
The
[0021]
Further, a single axial through
[0022]
In FIG. 1, the
Further, the
[0023]
In FIG. 1, in the turbine nozzle cooling structure of the present invention, a
[0024]
FIG. 3 is a view taken in the direction of arrows AA in FIG. 1. As shown in this figure, in the present invention, a plurality of
[0025]
The cross-sectional shape and direction of the
[0026]
According to the configuration of the present invention, since the plurality of notch grooves (20) communicating the inner and outer surfaces are provided in the flange portion of the combustor (2) in contact with the seal plate (8), the notch grooves are provided. Cooling air flows in from outside and flows along the band surface of the turbine nozzle to cool the surface.
Therefore, in a gas turbine having a high turbine inlet temperature, the band can be effectively cooled without having a double plate structure in the band, whereby the structure is simplified and the cost is reduced and the reliability is improved. And engine performance can be improved by weight reduction.
[0027]
It should be noted that the present invention is not limited to the above-described embodiment, and can be freely modified without departing from the gist of the present invention. For example, the present invention can be widely applied to aviation, marine, and land gas turbines.
[0028]
【The invention's effect】
According to the present invention described above, the band cooling structure of the stationary blade itself becomes unnecessary, and the following effects can be expected.
(1) Improvement of reliability by simplification of structure (2) Cost reduction by simplification of structure (3) Improvement of engine performance by weight reduction
Therefore, the turbine nozzle cooling structure of the present invention can effectively cool the band portion of the gas turbine having a high turbine inlet temperature without having the band portion have a double plate structure. The present invention has excellent effects such as achieving cost reduction and improvement in reliability due to the reduction of the weight, and improving the engine performance by reducing the weight.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an overall cross-sectional view of a turbine nozzle portion according to a cooling structure of the present invention.
FIG. 2 is a perspective view of a nozzle segment constituting the present invention.
FIG. 3 is a view as viewed in the direction of arrows AA in FIG. 1;
FIG. 4 is a perspective view of a conventional turbine nozzle structure.
FIG. 5 is an overall sectional view showing an example of a conventional turbine nozzle cooling structure.
[Explanation of symbols]
2 combustor, 2a flange part, 4 turbine rotor blade,
6 casing, 8 seal plate, 9 E seal,
10 turbine nozzles, 12 nozzle segments,
12a inner shroud (inner band part),
12b outer shroud (outer band part),
12c wing, 13 through hole,
14 nozzle support member, 15a inner flange,
15b outer flange, 15c tab,
16 stopper member,
16a recess, 16b fitting part,
18 mounting pins, 20 notch grooves
Claims (1)
該シールプレートに接触する燃焼器のフランジ部に内外面を連通する複数の切欠き溝が設けられ、該切欠き溝を通して冷却空気が流入しタービンノズルのバンド表面に沿って流れその表面をフィルム冷却する、ことを特徴とするガスタービンのタービンノズル冷却構造。A turbine nozzle positioned between the combustor and the turbine blade to introduce hot gas from the combustor to a downstream turbine; and a seal plate for sealing between a front end of the turbine nozzle and the combustor. ,
A plurality of notch grooves communicating the inner and outer surfaces are provided in a flange portion of the combustor in contact with the seal plate, and cooling air flows in through the notch grooves, flows along the band surface of the turbine nozzle, and cools the surface. A turbine nozzle cooling structure for a gas turbine.
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