JP2015531451A - Turbine blade with platform cooling and corresponding gas turbine - Google Patents
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Abstract
タービン動翼は、一般に、正圧側、負圧側、前縁、後縁、正圧側スラッシュ面、及び負圧側スラッシュ面を有する、プラットフォームを備える。プラットフォーム内に、プラットフォーム冷却回路が延びている。プラットフォーム冷却回路は、プラットフォームの負圧側から、プラットフォームの正圧側へと延びることができる。プラットフォーム冷却回路は、一般に、冷媒をプラットフォーム負圧側から、プラットフォーム正圧側へと導く流体流路を画定する。【選択図】図６Turbine blades generally include a platform having a pressure side, a suction side, a leading edge, a trailing edge, a pressure side slash surface, and a suction side slash surface. A platform cooling circuit extends into the platform. The platform cooling circuit can extend from the suction side of the platform to the pressure side of the platform. The platform cooling circuit generally defines a fluid flow path that directs refrigerant from the platform negative pressure side to the platform positive pressure side. [Selection] Figure 6
Description
本発明は、一般に、タービン動翼のプラットフォームを冷却することを含む。より具体的には、本発明は、プラットフォームの負圧側からプラットフォームの正圧側への流体流路を画定する、プラットフォーム冷却回路を含む。 The present invention generally includes cooling a turbine blade platform. More specifically, the present invention includes a platform cooling circuit that defines a fluid flow path from the suction side of the platform to the pressure side of the platform.
タービンは、発電等の分野で広く用いられている。従来のガスタービンは、一般に、圧縮機と、燃焼器と、タービンとを備え得る。運転中、ガスタービン内の様々な構成部品は高温流に曝され、これが構成部品の故障の原因となる可能性がある。一般に、高温流がより高温であるほど、ガスタービンの性能、効率、及び出力の向上がもたらされるので、高温流に曝される構成部品は、上昇した温度下でのガスタービンの運転を可能にするために、冷却される必要がある。 Turbines are widely used in fields such as power generation. Conventional gas turbines may generally include a compressor, a combustor, and a turbine. During operation, various components in the gas turbine are exposed to high temperature flows, which can cause component failure. In general, the higher the hot stream, the greater the performance, efficiency, and power output of the gas turbine, so components exposed to the hot stream can operate the gas turbine at elevated temperatures. In order to do so, it needs to be cooled.
様々なガスタービン構成部品を冷却するための様々な方策が、当技術分野で知られている。例えば、圧縮機から冷媒が送られて、様々な構成部品に提供され得る。他の方法は、ガスタービン内の様々な構成部品を通して、蒸気等の代替的な冷媒を送ることを含み得る。このシステムの圧縮機及びタービン部において、冷媒は、様々な圧縮機、及びタービン構成部品を冷却するために利用することができる。 Various strategies are known in the art for cooling various gas turbine components. For example, refrigerant may be sent from the compressor and provided to various components. Other methods may include sending alternative refrigerants, such as steam, through various components in the gas turbine. In the compressor and turbine section of this system, refrigerant can be utilized to cool various compressor and turbine components.
タービン動翼は、冷却しなければならない高温ガス流路の構成部品の一例である。例えば、翼形部、プラットフォーム、シャンク及びダブテール等のタービン動翼の様々な部分は、高温ガス流路内に配置されて比較的高温に曝されるため、冷却を必要とする。様々な冷却通路や冷却回路を、タービン動翼の様々な部分に画定することができ、タービン動翼を冷却するために、その様々な冷却通路や冷却回路を通して冷媒を流すことができる。 A turbine blade is an example of a component of a hot gas path that must be cooled. For example, various portions of the turbine blade, such as airfoils, platforms, shanks, and dovetails, are placed in the hot gas flow path and are exposed to relatively high temperatures and therefore require cooling. Various cooling passages and circuits can be defined in various portions of the turbine blade, and coolant can flow through the various cooling passages and circuits to cool the turbine blade.
多くの知られているタービン動翼において、タービン動翼の複数の部分が、タービン動翼の他の部分よりも高い温度に達する場合がある。知られているタービン動翼で特に問題となる１つの特定の領域は、負圧側スラッシュ面にほぼ隣接し、プラットフォームの後縁にかけて延びている、プラットフォームの負圧側である。これに加えて、又はこれに替えて、冷媒が、プラットフォームの正圧側から、プラットフォームの負圧側の排気口又は排気通路へと流れ得る。しかし、冷媒が正圧側から流れる際に、熱エネルギーが冷媒へ移動することによって、プラットフォームを通って、かつ／又はプラットフォームを横切って流れる際に、冷媒の冷却効果が低下する。したがって、負圧側の冷却が低減される場合がある。 In many known turbine blades, portions of the turbine blade may reach a higher temperature than other portions of the turbine blade. One particular area of particular concern with known turbine blades is the suction side of the platform, which is generally adjacent to the suction side slash face and extends toward the trailing edge of the platform. In addition or alternatively, refrigerant may flow from the positive pressure side of the platform to the exhaust port or exhaust passage on the negative pressure side of the platform. However, when the refrigerant flows from the positive pressure side, thermal energy is transferred to the refrigerant, thereby reducing the cooling effect of the refrigerant as it flows through the platform and / or across the platform. Therefore, cooling on the negative pressure side may be reduced.
したがって、タービンシステム用に改良されたタービン動翼が、本技術分野では望まれている。具体的には、冷却能力を改良したタービン動翼が好適であろう。 Accordingly, improved turbine blades for turbine systems are desired in the art. Specifically, a turbine blade having improved cooling capacity may be suitable.
本発明の態様及び利点は、以下の説明に記載され、又はその説明から明らかになり、あるいは本発明の実施により理解することができる。 Aspects and advantages of the invention are set forth in, or will be apparent from, the following description, or may be learned by practice of the invention.
本発明の１つの実施形態は、タービン動翼である。タービン動翼は、一般に、正圧側、負圧側、前縁、後縁、正圧側スラッシュ面、及び負圧側スラッシュ面を有するプラットフォームを備えている。プラットフォーム内に、プラットフォーム冷却回路が延びている。プラットフォーム冷却回路は、プラットフォームの負圧側から、プラットフォームの正圧側へと延びることができる。プラットフォーム冷却回路は、一般に、冷媒をプラットフォーム負圧側から、プラットフォーム正圧側へと導く流体流路を画定する。 One embodiment of the present invention is a turbine blade. Turbine blades generally include a platform having a pressure side, a suction side, a leading edge, a trailing edge, a pressure side slash surface, and a suction side slash surface. A platform cooling circuit extends into the platform. The platform cooling circuit can extend from the suction side of the platform to the pressure side of the platform. The platform cooling circuit generally defines a fluid flow path that directs refrigerant from the platform negative pressure side to the platform positive pressure side.
本発明の別の実施形態は、本体を有するタービン動翼であって、本体内に、一次冷却回路が画定されている。プラットフォームは、少なくとも部分的に本体を囲んでいる。本体は、正圧側、負圧側、前縁、後縁、正圧側スラッシュ面、及び負圧側スラッシュ面を有するプラットフォームを備えている。プラットフォーム冷却回路は、プラットフォーム内に延びており、本体の一次冷却回路と流体連通する。プラットフォーム冷却回路は、プラットフォーム内で、プラットフォームの負圧側から、プラットフォームの正圧側へと延びている。プラットフォーム冷却回路は、冷媒を、本体の一次冷却回路から、プラットフォーム後縁を横切って、プラットフォーム正圧側へと導く流体流路を画定する。 Another embodiment of the present invention is a turbine blade having a body, in which a primary cooling circuit is defined. The platform at least partially surrounds the body. The body includes a platform having a pressure side, a suction side, a leading edge, a trailing edge, a pressure side slash surface, and a suction side slash surface. A platform cooling circuit extends into the platform and is in fluid communication with the primary cooling circuit of the body. The platform cooling circuit extends within the platform from the suction side of the platform to the pressure side of the platform. The platform cooling circuit defines a fluid flow path that directs refrigerant from the primary cooling circuit of the body across the platform trailing edge to the platform pressure side.
本発明はまた、圧縮機と、圧縮機の下流に位置する燃焼器と、燃焼器の下流に位置するタービンとを備えるガスタービンを含み、タービンは、少なくとも１つのタービン動翼を有する。プラットフォームが、タービン動翼を少なくとも部分的に囲み、プラットフォームは、前縁、後縁、正圧側スラッシュ面、負圧側スラッシュ面、及び上面を有し、上面は、正圧側及び負圧側を有する。プラットフォームは、プラットフォームの正圧側スラッシュ面、負圧側スラッシュ面、又は上面のうちの少なくとも１つを貫通する、１つ以上の出口を画定する。プラットフォーム冷却回路は、プラットフォーム内に延びており、少なくとも１つの出口と流体連通している。プラットフォーム冷却回路は、プラットフォームの上面の下で、プラットフォームの負圧側スラッシュ面にほぼ隣接する点から、後縁に沿って、正圧側へと延びている。プラットフォーム冷却回路は、冷媒をプラットフォーム負圧側から、プラットフォーム正圧側へと導く流体流路を画定し、少なくとも１つの出口を通して冷媒を排出する。 The present invention also includes a gas turbine comprising a compressor, a combustor located downstream of the compressor, and a turbine located downstream of the combustor, the turbine having at least one turbine blade. The platform at least partially surrounds the turbine blade, the platform having a leading edge, a trailing edge, a pressure side slash surface, a suction side slash surface, and an upper surface, and the upper surface has a pressure side and a suction side. The platform defines one or more outlets through at least one of the pressure side slash surface, the suction side slash surface, or the top surface of the platform. A platform cooling circuit extends into the platform and is in fluid communication with at least one outlet. The platform cooling circuit extends from the point substantially adjacent to the suction side slash surface of the platform below the top surface of the platform to the pressure side along the trailing edge. The platform cooling circuit defines a fluid flow path that guides the refrigerant from the platform negative pressure side to the platform positive pressure side, and discharges the refrigerant through at least one outlet.
このような実施形態の特徴及び態様、その他については、本明細書を参照することによって、当業者に更によく理解されるであろう。 The features and aspects of such embodiments, and others, will be better understood by those skilled in the art by reference to this specification.
当業者にとって最良の形態を含む、本発明の完全かつ実施可能な開示は、本明細書の残りの部分において、添付の図面の参照を含めて、更に具体的に記載されている。 The complete and operable disclosure of the invention, including the best mode for those skilled in the art, is more specifically described in the remainder of the specification, including reference to the accompanying drawings.
以下、本発明の実施形態について詳しく説明するが、その１つ以上の例が、添付の図面に示されている。この詳細な説明では、図面中の機能を参照するために、数字及び文字による符号を使用する。図面及び説明における同一又は類似の符号は、本発明の同一又は類似の部分を参照するために使用されている。本明細書で使用されている通り、「第１の」、「第２の」、及び「第３の」という用語は、１つの構成部品を他の構成部品と区別するために交換可能に使用することができ、個々の構成部品の位置又は重要性を示すことを意図するものではない。また、「上流」及び「下流」という用語は、流体通路における構成部品の相対的な位置を表す。例えば、流体が構成部品Ａから構成部品Ｂへと流れている場合は、構成部品Ａは構成部品Ｂの上流に位置する。逆に言うと、構成部品Ｂが、構成部品Ａから流体の流れを受ける場合は、構成部品Ｂは構成部品Ａの下流に位置する。 Reference will now be made in detail to embodiments of the invention, one or more examples of which are illustrated in the accompanying drawings. In this detailed description, numerals and letters are used to refer to functions in the drawings. The same or similar symbols in the drawings and description are used to refer to the same or similar parts of the present invention. As used herein, the terms “first”, “second”, and “third” are used interchangeably to distinguish one component from another. It is not intended to indicate the location or importance of individual components. Also, the terms “upstream” and “downstream” refer to the relative positions of the components in the fluid path. For example, when fluid is flowing from component A to component B, component A is located upstream of component B. In other words, when the component B receives a fluid flow from the component A, the component B is located downstream of the component A.
各例は、本発明の説明のために提供されており、本発明を限定するものではない。実際に、本発明の範囲又は精神から逸脱することなく、本発明を修正及び変更できることは、当業者には明らかであろう。例えば、一実施形態の一部として図示説明されている機能は、更に別の実施形態を得るために、他の実施形態で使用することができる。したがって、本発明は、添付の特許請求の範囲及びその等価物の範囲に入るものとして、このような修正及び変更を含むことが意図されている。 Each example is provided by way of explanation of the invention, not limitation of the invention. In fact, it will be apparent to those skilled in the art that modifications and variations can be made in the present invention without departing from the scope or spirit of the invention. For example, features illustrated and described as part of one embodiment can be used in other embodiments to yield additional embodiments. Accordingly, the present invention is intended to embrace such modifications and variations as fall within the scope of the appended claims and their equivalents.
本発明の様々な実施形態は、タービン動翼プラットフォームの上面の下で延びているプラットフォーム冷却回路を含んでいる。プラットフォーム冷却回路は、一般に、プラットフォームの負圧側から、プラットフォームの正圧側へと延びる。プラットフォーム冷却回路は、冷媒がプラットフォーム冷却回路を通って流れるための流体流路を、少なくとも部分的に画定する。１つ以上の出口は、プラットフォーム冷却回路から、タービンの高温ガス流路へと入る、流体連通をもたらすことができる。別の方法では、少なくとも１つの出口が、タービン動翼のスラッシュ面を介して冷媒を導くことができる。プラットフォームの後縁に近いプラットフォームの負圧側は、タービン動翼の機械的寿命を制限する可能性がある高温の領域である。現行の方法では、タービン動翼を冷却するために、冷媒を正圧側のみに沿って流すか、又は冷媒を正圧側から負圧側へと導いている。しかし、プラットフォームの正圧側の高温部分を通って流れると、負圧側の冷却時には、冷媒の効果は減少することが分かっている。したがって、プラットフォームの正圧側に流入する前に、負圧側に沿って、かつプラットフォームの後縁に沿って冷媒を流すことによって、冷媒がプラットフォームの正圧側を横切る際の冷却効果への影響を最小限にしながら、負圧側を横切る際の冷媒の冷却効果を向上させることができる。 Various embodiments of the present invention include a platform cooling circuit that extends below the top surface of the turbine blade platform. The platform cooling circuit generally extends from the suction side of the platform to the pressure side of the platform. The platform cooling circuit at least partially defines a fluid flow path for refrigerant to flow through the platform cooling circuit. One or more outlets may provide fluid communication from the platform cooling circuit into the turbine hot gas flow path. Alternatively, at least one outlet can direct refrigerant through the slash face of the turbine blade. The suction side of the platform near the trailing edge of the platform is a hot region that can limit the mechanical life of the turbine blade. In the current method, in order to cool the turbine rotor blade, the refrigerant is allowed to flow along only the positive pressure side, or the refrigerant is guided from the positive pressure side to the negative pressure side. However, it has been found that when flowing through the high temperature portion of the platform on the pressure side, the cooling effect is reduced when the pressure side is cooled. Therefore, by flowing the refrigerant along the suction side and along the trailing edge of the platform before entering the pressure side of the platform, the effect on the cooling effect when the refrigerant crosses the platform pressure side is minimized. In addition, the cooling effect of the refrigerant when crossing the negative pressure side can be improved.
図１は、ガスタービン１０の概略図である。ガスタービン１０は、一般に、圧縮機１２と、燃焼器１４と、タービン１６とを備え得る。圧縮機１２とタービン１６とは、軸１８によって連結され得る。軸１８は、１軸であってもよいし、軸１８を形成するように互いに連結された、複数の軸部分を含んでいてもよい。 FIG. 1 is a schematic diagram of a gas turbine 10. The gas turbine 10 may generally include a compressor 12, a combustor 14, and a turbine 16. The compressor 12 and the turbine 16 may be connected by a shaft 18. The shaft 18 may be a single shaft or may include a plurality of shaft portions that are coupled together to form the shaft 18.
タービン１６は、翼形部の少なくとも１つの段（図示せず）を含み得る。少なくとも１段の翼形部の各段は、一般に、静翼の列と、静翼の列に隣接しその下流に位置する、回転するタービン動翼の列とを含み得る。静翼は、軸１８の周りに円周方向に配置され固定され得る。タービン動翼は、軸１８に連結されているロータディスクの周りに、円周方向に間隔を置いて配置され得る。ロータディスクは、タービン動翼への流体連通をもたらす、１つ以上の冷却通路を含むことができる。タービン１６の個々の段は、燃焼器１４からの高温ガスが、タービン１６を通るように導く高温ガス流路（図示せず）を、少なくとも部分的に画定し得る。タービン１６は、３段に限定されないことを理解されたい。例えば、タービン１６は、２段、３段、４段、又はそれ以上の段を有していてもよい。同様に、圧縮機１２は、複数の圧縮機段（図示せず）を含んでいてもよい。圧縮機１２の各段は、円周方向に間隔を空けた複数の圧縮機静翼と、回転する複数の圧縮機翼とを含むことができる。 Turbine 16 may include at least one stage (not shown) of airfoils. Each stage of the at least one stage airfoil may generally include a row of vanes and a row of rotating turbine blades adjacent to and downstream of the row of vanes. The stator vanes can be circumferentially arranged and fixed around the axis 18. Turbine blades may be circumferentially spaced around a rotor disk coupled to shaft 18. The rotor disk can include one or more cooling passages that provide fluid communication to the turbine blade. Individual stages of the turbine 16 may at least partially define a hot gas flow path (not shown) through which hot gas from the combustor 14 is directed through the turbine 16. It should be understood that the turbine 16 is not limited to three stages. For example, the turbine 16 may have two, three, four, or more stages. Similarly, the compressor 12 may include a plurality of compressor stages (not shown). Each stage of the compressor 12 can include a plurality of compressor vanes spaced apart in the circumferential direction and a plurality of rotating compressor blades.
図２は、タービン動翼の斜視図であり、図３は、タービン動翼の内部構成部品を示す側面図である。図２に示すように、タービン動翼３０は、本体３２と、プラットフォーム３４とを備え得る。本体３２は、一般的に、翼形部３６と、シャンク３８とを有する。翼形部３６は、プラットフォーム３４及び／又はシャンク３８から、半径方向外側に配置され得る。シャンク３８は、ロータディスク（図示せず）に取り付けるために構成され得る根元４０を備え、ロータディスクは、軸１８に取り付けられ、かつ／あるいは軸１８を囲んでいる。翼形部３６は、一般に、正圧側４２及び負圧側４４と、前縁４６と、後縁４８とを有する。また、翼形部３６は、根元５０と、先端５２とを有する。翼形部３６の根元５０は、一般に、プラットフォーム３４と交差している。先端５２は、一般に、根元５０から半径方向に離れている。 FIG. 2 is a perspective view of the turbine rotor blade, and FIG. 3 is a side view showing internal components of the turbine rotor blade. As shown in FIG. 2, the turbine blade 30 may include a main body 32 and a platform 34. The body 32 generally has an airfoil 36 and a shank 38. The airfoil 36 may be disposed radially outward from the platform 34 and / or the shank 38. The shank 38 includes a root 40 that may be configured for attachment to a rotor disk (not shown) that is attached to and / or surrounds the shaft 18. The airfoil 36 generally has a pressure side 42 and a suction side 44, a leading edge 46, and a trailing edge 48. The airfoil portion 36 has a root 50 and a tip 52. The root 50 of the airfoil 36 generally intersects the platform 34. The tip 52 is generally radially away from the root 50.
図２に示すように、プラットフォーム３４は、少なくとも部分的に本体３２を囲むことができる。典型的なプラットフォーム３４は、翼形部３６の根元５０と、本体３２のシャンク３８との間の、交点又は移行部に配置され得る。プラットフォーム３４は、本体３２からほぼ軸方向に、かつ接線方向に、外側へ延びていてもよい。しかし理解されるように、本発明に係るプラットフォームは、タービン動翼３０の本体３２、及び／又は翼形部３６に対して、任意適当な位置をとり得る。プラットフォーム３４は、前縁６０、後縁６２、正圧側スラッシュ面６４、及び負圧側スラッシュ面６６を更に有し得る。プラットフォーム３４の上面６８は、プラットフォーム３４の前縁６０と、後縁６２と、正圧側スラッシュ面６４と、負圧側スラッシュ面６６との間で、少なくとも部分的に延びることができる。 As shown in FIG. 2, the platform 34 can at least partially surround the body 32. A typical platform 34 may be located at the intersection or transition between the root 50 of the airfoil 36 and the shank 38 of the body 32. The platform 34 may extend outwardly from the body 32 substantially axially and tangentially. However, it will be appreciated that the platform according to the present invention may be in any suitable position relative to the body 32 and / or airfoil 36 of the turbine blade 30. The platform 34 may further include a leading edge 60, a trailing edge 62, a pressure side slash face 64, and a suction side slash face 66. The top surface 68 of the platform 34 can extend at least partially between the leading edge 60, the trailing edge 62, the pressure side slash surface 64, and the suction side slash surface 66 of the platform 34.
プラットフォーム３４は、一般に、正圧側７０と、負圧側７２とに分割することができる。特定の実施形態において、プラットフォーム３４の上面６８は、プラットフォーム３４の正圧側７０及び負圧側７２の少なくとも一部を画定し得る。翼形部３６は、プラットフォーム３４の正圧側７０を、プラットフォーム３４の負圧側７２から少なくとも部分的に隔て得る。例えば、プラットフォーム３４の正圧側７０は、翼形部３６の正圧側４２と、プラットフォーム３４の正圧側スラッシュ面６４の少なくとも一部との間で、少なくとも部分的に画定され得る。プラットフォーム３４の負圧側７２は、翼形部３６の負圧側４４と、プラットフォーム３４の前縁６０の少なくとも一部と、プラットフォーム３４の後縁６２の少なくとも一部と、プラットフォーム３４の負圧側スラッシュ面６６との間で、少なくとも部分的に画定され得る。 Platform 34 can generally be divided into a pressure side 70 and a suction side 72. In certain embodiments, the upper surface 68 of the platform 34 may define at least a portion of the pressure side 70 and the suction side 72 of the platform 34. The airfoil 36 may at least partially separate the pressure side 70 of the platform 34 from the suction side 72 of the platform 34. For example, the pressure side 70 of the platform 34 may be at least partially defined between the pressure side 42 of the airfoil 36 and at least a portion of the pressure side slash face 64 of the platform 34. The suction side 72 of the platform 34 includes a suction side 44 of the airfoil 36, at least a portion of the leading edge 60 of the platform 34, at least a portion of the trailing edge 62 of the platform 34, and a suction side slash surface 66 of the platform 34. Between and at least partially.
図３に示すように、１つ以上の内部の主冷却回路８０は、図２に示した本体３２を貫通し得る。主冷却回路８０は、運転中に本体３２及び／又は翼形部３６を冷却するために、圧縮空気又は蒸気等の冷媒を流すための１つ以上の流体流路を設けるように、本体３２の様々な部分を貫通して延びることができる。例えば、図３に示すようないくつかの実施形態において、本体３２は、前方主冷却回路８２、及び後方主冷却回路８４を画定することができる。主冷却回路８０は、任意適当な形状を有していてもよく、本体３２及び／又は翼形部３６内の任意適当な流路に沿って延びていてもよい。例えば、各主冷却回路８０は、様々な枝部及び蛇行部を有していてもよく、図３に示すように、翼形部３６やシャンク３８を通って、本体３２の様々な部分を貫通していてもよい。冷媒は、シャンク３８の根元４０の部分を通って、主冷却回路８０に入ることができる。 As shown in FIG. 3, one or more internal main cooling circuits 80 may penetrate the body 32 shown in FIG. The main cooling circuit 80 includes one or more fluid flow paths for flowing a refrigerant, such as compressed air or steam, to cool the main body 32 and / or the airfoil 36 during operation. It can extend through various parts. For example, in some embodiments as shown in FIG. 3, the body 32 can define a front main cooling circuit 82 and a rear main cooling circuit 84. The main cooling circuit 80 may have any suitable shape and may extend along any suitable flow path within the body 32 and / or the airfoil 36. For example, each main cooling circuit 80 may have various branches and meanders and pass through various portions of the body 32 through the airfoil 36 and shank 38 as shown in FIG. You may do it. The refrigerant can enter the main cooling circuit 80 through the root 40 portion of the shank 38.
図４は、タービン動翼の上面図を示し、図５は、タービン動翼の側面図を示し、図６、及び図７は、本開示の様々な実施形態に係る、タービン動翼の上面図を示す。図４〜図７に示すように、タービン動翼３０のプラットフォーム３４及び／又は本体３２内に、１つ以上のプラットフォーム冷却回路９０を画定することができる。図５〜図７に示すように、プラットフォーム冷却回路９０は、プラットフォーム３４内に、少なくとも部分的に画定することができる。例えば、例示的な実施形態において、プラットフォーム冷却回路９０の一部は、プラットフォーム３４内に画定されており、冷却するために、プラットフォーム３４を通って延びている。示されているように、プラットフォーム冷却回路９０は、通常、プラットフォーム３４の上面６８の下で延びている。プラットフォーム冷却回路９０の他の部分は、本体３２の中、及び／又は翼形部３６の中に延びることができる。 4 shows a top view of the turbine blade, FIG. 5 shows a side view of the turbine blade, and FIGS. 6 and 7 are top views of the turbine blade according to various embodiments of the present disclosure. Indicates. As shown in FIGS. 4-7, one or more platform cooling circuits 90 may be defined in the platform 34 and / or body 32 of the turbine blade 30. As shown in FIGS. 5-7, the platform cooling circuit 90 may be at least partially defined within the platform 34. For example, in the exemplary embodiment, a portion of platform cooling circuit 90 is defined within platform 34 and extends through platform 34 for cooling. As shown, the platform cooling circuit 90 typically extends below the top surface 68 of the platform 34. Other portions of the platform cooling circuit 90 can extend into the body 32 and / or into the airfoil 36.
少なくとも１つの実施形態において、図４に示すように、プラットフォーム冷却回路９０は、入口９２、負圧側部分９４、及び正圧側部分９６を含み得る。入口９２は、本体３２、及び／又は翼形部３６を貫通する主冷却回路８０の、少なくとも１つに流体連結され得る。例えば、入口９２は、前方主冷却回路８２、又は後方主冷却回路８４のいずれか、又は両方のそれぞれに、流体連結され得る。特定の実施形態において、入口９２は、プラットフォーム３４の上面６８の下で、少なくとも部分的に、プラットフォーム３４の負圧側スラッシュ面６６に配置することができる。例えば、入口９２は、プラットフォーム３４内で、翼形部３６の負圧側４４と、プラットフォーム３４の負圧側スラッシュ面６６及び後縁６２との間に配置することができる。 In at least one embodiment, as shown in FIG. 4, the platform cooling circuit 90 may include an inlet 92, a suction side portion 94, and a pressure side portion 96. The inlet 92 may be fluidly coupled to at least one of the main cooling circuit 80 that extends through the body 32 and / or the airfoil 36. For example, the inlet 92 may be fluidly coupled to either the front main cooling circuit 82, the rear main cooling circuit 84, or both. In certain embodiments, the inlet 92 can be located at least partially in the suction side slash surface 66 of the platform 34 below the top surface 68 of the platform 34. For example, the inlet 92 can be disposed within the platform 34 between the suction side 44 of the airfoil 36 and the suction side slash face 66 and trailing edge 62 of the platform 34.
プラットフォーム冷却回路９０の負圧側部分９４は、一般に、入口９２から、プラットフォーム３４の負圧側スラッシュ面６６にかけて延びている。特定の実施形態において、図４に示すように、プラットフォーム冷却回路９０の負圧側部分９４は、通常、入口９２から、負圧側スラッシュ面６６の少なくとも一部に向かって、かつ／あるいは少なくとも部分的に隣接して、延びていてもよい。負圧側部分９４は、次に、負圧側スラッシュ面６６から、プラットフォーム３４の後縁６２を横切って延びることができ、プラットフォーム３４の正圧側スラッシュ面６４へと向かう。負圧側部分９４は、プラットフォーム３４の後縁６２とほぼ平行に延びることができる。これに加えて、又はこれに替えて、負圧側部分９４は、プラットフォーム３４の負圧側スラッシュ面６６を横切って、１回以上方向が逆転し得る。プラットフォーム冷却回路９０の負圧側部分９４は、一般に、プラットフォーム冷却回路９０が、翼形部３６の下、かつ／あるいは周囲を横切って、プラットフォーム３４の正圧側７０に延びる際に、正圧側部分９６に移行する。 The suction side portion 94 of the platform cooling circuit 90 generally extends from the inlet 92 to the suction side slash surface 66 of the platform 34. In certain embodiments, as shown in FIG. 4, the suction side portion 94 of the platform cooling circuit 90 typically extends from the inlet 92 toward at least a portion of the suction side slash surface 66 and / or at least partially. Adjacent and may extend. The suction side portion 94 can then extend from the suction side slash surface 66 across the trailing edge 62 of the platform 34 toward the pressure side slash surface 64 of the platform 34. The suction side portion 94 can extend substantially parallel to the trailing edge 62 of the platform 34. In addition or alternatively, the suction side portion 94 may reverse direction one or more times across the suction side slash surface 66 of the platform 34. The suction side portion 94 of the platform cooling circuit 90 generally extends to the pressure side portion 96 as the platform cooling circuit 90 extends to the pressure side 70 of the platform 34 under and / or across the airfoil 36. Transition.
プラットフォーム冷却回路９０の正圧側部分９６は、通常、プラットフォーム３４の正圧側７０の上面６８の下で延びている。示されているように、正圧側部分９６は、プラットフォーム３４の正圧側スラッシュ面６４にほぼ隣接して、プラットフォーム３４の前縁６０に向かって延びることができる。特定の実施形態において、正圧側部分９６は、プラットフォーム３４の正圧側７０に沿って、少なくとも１回、方向が逆転し得る。例えば、図に示すように、正圧側部分９６は、プラットフォーム３４の正圧側７０を横切るように、ほぼ蛇行した形状を有してもよい。 The pressure side portion 96 of the platform cooling circuit 90 typically extends below the top surface 68 of the pressure side 70 of the platform 34. As shown, the pressure side portion 96 can extend toward the leading edge 60 of the platform 34 substantially adjacent to the pressure side slash face 64 of the platform 34. In certain embodiments, the pressure side portion 96 may reverse direction at least once along the pressure side 70 of the platform 34. For example, as shown, the pressure side portion 96 may have a generally serpentine shape across the pressure side 70 of the platform 34.
図５〜図７に示すように、少なくとも１つの出口９８は、正圧側スラッシュ面６４、又は負圧側スラッシュ面６６のうちの少なくとも１つを貫通することができる。これに加えて、又はこれに替えて、図７に示すように、少なくとも１つの出口９８は、プラットフォーム３４の正圧側７０、及び／又は負圧側７２で、プラットフォーム３４の上面６８を貫通してもよい。例えば、図５及び図７に示すように、少なくとも１つの出口９８は、翼形部３６の前縁４６と、プラットフォーム３４の前縁６０との間に配置され得る。これに加えて、又はこれに替えて、少なくとも１つの出口９８は、プラットフォーム３４の正圧側７０、又は負圧側７２のうちの少なくとも１つで、プラットフォーム３４の上面６８を貫通してもよい。図５〜図７に示すように、少なくとも１つの出口９８は、プラットフォーム冷却回路９０の正圧側部分９６に流体連結され得る。 As shown in FIGS. 5-7, the at least one outlet 98 can pass through at least one of the pressure side slash surface 64 or the suction side slash surface 66. Additionally or alternatively, as shown in FIG. 7, at least one outlet 98 may pass through the top surface 68 of the platform 34 on the pressure side 70 and / or the suction side 72 of the platform 34. Good. For example, as shown in FIGS. 5 and 7, at least one outlet 98 may be disposed between the leading edge 46 of the airfoil 36 and the leading edge 60 of the platform 34. Additionally or alternatively, the at least one outlet 98 may penetrate the top surface 68 of the platform 34 on at least one of the pressure side 70 or the suction side 72 of the platform 34. As shown in FIGS. 5-7, the at least one outlet 98 may be fluidly coupled to the pressure side portion 96 of the platform cooling circuit 90.
図５〜図７に示すように、プラットフォーム冷却回路９０、及び少なくとも１つの出口９８は、冷媒をプラットフォーム３４の負圧側７２から、プラットフォーム３４の正圧側７０へと流すための流体流路１００を少なくとも部分的に画定することができ、それによって、冷媒をプラットフォーム冷却回路９０の正圧側部分９６の中に流す前に、プラットフォーム３４の負圧側７２から熱エネルギーを除去する。その結果、プラットフォーム３４の負圧側７２をより効果的に冷却できることにより、タービン動翼３０の全体的な機械的性能を向上させることができる。特定の実施形態において、冷媒は、プラットフォーム冷却回路９０から、正圧側スラッシュ面６４及び／又は負圧側スラッシュ面６６に沿って配置された、少なくとも１つの出口９８を通って流れることができる。この方法において、冷媒は、シャンク３８部分、ならびに／又はタービン動翼３０の本体３２の正圧側スラッシュ面６４、及び負圧側スラッシュ面６６を更に冷却するために使用され得る。これに加えて、又はこれに替えて、図７に示すように、冷媒が、プラットフォーム冷却回路９０から、プラットフォーム３４の上面６８に配置された少なくとも１つの出口９８を通って流れ得ることによって、プラットフォーム３４の上面６８にフィルム冷却をもたらす。 As shown in FIGS. 5-7, the platform cooling circuit 90 and the at least one outlet 98 at least provide a fluid flow path 100 for flowing refrigerant from the suction side 72 of the platform 34 to the pressure side 70 of the platform 34. It can be partially defined so that heat energy is removed from the suction side 72 of the platform 34 before flowing the coolant through the pressure side portion 96 of the platform cooling circuit 90. As a result, the suction side 72 of the platform 34 can be more effectively cooled, so that the overall mechanical performance of the turbine blade 30 can be improved. In certain embodiments, the refrigerant can flow from the platform cooling circuit 90 through at least one outlet 98 disposed along the pressure side slash surface 64 and / or the suction side slash surface 66. In this manner, the refrigerant can be used to further cool the shank 38 portion and / or the pressure side slash surface 64 and the suction side slash surface 66 of the body 32 of the turbine blade 30. In addition or alternatively, as shown in FIG. 7, the coolant may flow from the platform cooling circuit 90 through at least one outlet 98 disposed on the top surface 68 of the platform 34, thereby providing a platform. 34 provides film cooling to the upper surface 68 of
更なる実施形態において、図６に示すように、少なくとも１つの排気通路１０２が、プラットフォーム３４、及び／又は本体３２の中に延びることができ、排気通路１０２は、一般に、翼形部３６の前縁４６と、プラットフォーム３４の前縁６０との間にある。排気通路１０２は、少なくとも部分的に、正圧側スラッシュ面６４と、負圧側スラッシュ面６６との間で延びることができる。特定の実施形態において、排気通路１０２は、正圧側スラッシュ面６４から、負圧側スラッシュ面６６へと延びる。排気通路１０２は、プラットフォーム冷却回路９０によって、少なくとも部分的に画定され得る。別の方法において、排気通路１０２は、プラットフォーム冷却回路９０とは別に、フライス加工、鋳造、又はその他の方法でプラットフォーム３４内に形成され得る。排気通路１０２は、プラットフォーム冷却回路９０、及び少なくとも１つの出口９８のうちの、少なくとも１つに流体連結され得る。排気通路１０２は、流体流路１００を更に画定することができる。その結果、冷媒は、少なくとも１つの出口９８を通って排出される前に、プラットフォーム３４の前縁６０にほぼ隣接する領域に、更なる冷却をもたらすことができる。 In a further embodiment, as shown in FIG. 6, at least one exhaust passage 102 can extend into the platform 34 and / or the body 32, and the exhaust passage 102 is generally in front of the airfoil 36. Between the edge 46 and the leading edge 60 of the platform 34. The exhaust passage 102 can extend at least partially between the pressure side slash surface 64 and the suction side slash surface 66. In certain embodiments, the exhaust passage 102 extends from the pressure side slash surface 64 to the suction side slash surface 66. The exhaust passage 102 may be at least partially defined by the platform cooling circuit 90. In another method, the exhaust passage 102 may be milled, cast, or otherwise formed in the platform 34 separately from the platform cooling circuit 90. The exhaust passage 102 may be fluidly coupled to at least one of the platform cooling circuit 90 and the at least one outlet 98. The exhaust passage 102 can further define a fluid flow path 100. As a result, the refrigerant can provide further cooling to a region substantially adjacent to the leading edge 60 of the platform 34 before being discharged through the at least one outlet 98.
本明細書は、最良の態様を含めて本発明を開示し、また、任意の装置又はシステムを作成して使用し、かつ任意の組み込まれた方法を実行することを含めて、当業者が本発明を実施できるようにするために、例を使用する。本発明の特許可能な範囲は、請求項によって定義されており、かつ当業者に想起される他の例を含み得る。このような他の例は、請求項の文言と異ならない構成要素を含むか、あるいは請求項の文言と実質的な差異のない同等の構成要素を含む場合には、特許請求の範囲内にあることが意図される。 This written description discloses the invention, including the best mode, and also allows those skilled in the art to make and use any device or system and perform any incorporated methods. In order to be able to implement the invention, an example is used. The patentable scope of the invention is defined by the claims, and may include other examples that occur to those skilled in the art. Such other examples are within the scope of the claims if they contain components that do not differ from the claim language or equivalent components that do not substantially differ from the claim language. Is intended.
１０ ガスタービン
１２ 圧縮機
１４ 燃焼器
１６ タービン
１８ 軸
３０ タービン動翼
３２ 本体
３４ プラットフォーム
３６ 翼形部
３８ シャンク
４０ 根元
４２ 正圧側
４４ 負圧側
４６ 前縁
４８ 後縁
５０ 根元
５２ 先端
６０ 前縁
６２ 後縁
６４ 正圧側スラッシュ面
６６ 負圧側スラッシュ面
６８ 上面
７０ 正圧側
７２ 負圧側
８０ 主冷却回路
８２ 前方主冷却回路
８４ 後方主冷却回路
９０ プラットフォーム冷却回路
９２ 入口
９４ 負圧側部分
９６ 正圧側部分
９８ 出口
１００ 流体流路
１０２ 排気通路
DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Gas turbine 12 Compressor 14 Combustor 16 Turbine 18 Shaft 30 Turbine blade 32 Main body 34 Platform 36 Airfoil 38 Shank 40 Root 42 Positive pressure side 44 Negative pressure side 46 Leading edge 48 Trailing edge 50 Root 52 Tip 60 Leading edge 62 Edge 64 Positive pressure side slash surface 66 Negative pressure side slash surface 68 Upper surface 70 Positive pressure side 72 Negative pressure side 80 Main cooling circuit 82 Front main cooling circuit 84 Rear main cooling circuit 90 Platform cooling circuit 92 Inlet 94 Negative pressure side portion 96 Positive pressure side portion 98 Outlet 100 Fluid passage 102 Exhaust passage
Claims (20)
ｂ．前記プラットフォーム（３４）内にあるプラットフォーム冷却回路（９０）であって、前記プラットフォーム冷却回路（９０）が、前記プラットフォーム（３４）の前記負圧側（７２）から前記正圧側（７０）へと延びている、プラットフォーム冷却回路（９０）とを備え、
ｃ．前記プラットフォーム冷却回路（９０）が、冷媒を前記プラットフォーム負圧側（７２）から、前記プラットフォーム正圧側（７０）へと導く流体流路を画定する、
タービン動翼（３０）。 a. A platform (34) having a pressure side (70), a suction side (72), a leading edge (60), a trailing edge (62), a pressure side slash surface (64), and a suction side slash surface (66);
b. A platform cooling circuit (90) in the platform (34), the platform cooling circuit (90) extending from the suction side (72) of the platform (34) to the pressure side (70); A platform cooling circuit (90),
c. The platform cooling circuit (90) defines a fluid flow path that directs refrigerant from the platform negative pressure side (72) to the platform positive pressure side (70);
Turbine blade (30).
ｂ．前記本体（３２）を少なくとも部分的に囲むプラットフォーム（３４）であって、前記プラットフォーム（３４）が、正圧側（７０）、負圧側（７２）、前縁（６０）、後縁（６２）、正圧側スラッシュ面（６４）、及び負圧側スラッシュ面（６６）を有する、プラットフォーム（３４）と、
ｃ．前記プラットフォーム（３４）内にあるプラットフォーム冷却回路（９０）であって、前記プラットフォーム冷却回路（９０）が、前記本体（３２）の前記一次冷却回路と流体連通する、プラットフォーム冷却回路（９０）とを備え、
ｄ．前記プラットフォーム冷却回路（９０）が、前記プラットフォーム（３４）内で、前記プラットフォーム（３４）の前記負圧側（７２）上の点から、前記後縁（６２）に沿って、前記プラットフォーム（３４）の前記正圧側（７０）へと延び、前記プラットフォーム冷却回路（９０）が、冷媒を、前記本体（３２）の前記一次冷却回路から、前記プラットフォーム後縁（６２）を横切って、前記プラットフォーム正圧側（７０）へと導く流体流路を画定する、
タービン動翼（３０）。 a. A body (32) defining a primary cooling circuit within the body (32);
b. A platform (34) at least partially surrounding the body (32), the platform (34) comprising a pressure side (70), a suction side (72), a leading edge (60), a trailing edge (62), A platform (34) having a pressure side slash surface (64) and a suction side slash surface (66);
c. A platform cooling circuit (90) in the platform (34), wherein the platform cooling circuit (90) is in fluid communication with the primary cooling circuit of the body (32). Prepared,
d. The platform cooling circuit (90) extends from the point on the suction side (72) of the platform (34) within the platform (34) along the trailing edge (62) of the platform (34). Extending to the pressure side (70), the platform cooling circuit (90) causes refrigerant to pass from the primary cooling circuit of the body (32) across the platform trailing edge (62) and to the platform pressure side ( 70) defining a fluid flow path leading to
Turbine blade (30).
ｂ．前記タービン動翼（３０）を少なくとも部分的に囲むプラットフォーム（３４）であって、前記プラットフォーム（３４）が、前縁（６０）、後縁（６２）、正圧側スラッシュ面（６４）、負圧側スラッシュ面（６６）、及び上面（６８）を有し、前記上面（６８）が、正圧側（７０）及び負圧側（７２）を有し、前記プラットフォーム（３４）が、前記プラットフォーム（３４）の前記正圧側スラッシュ面（６４）、前記負圧側スラッシュ面（６６）、又は前記上面（６８）のうちの少なくとも１つを貫通する１つ以上の出口（９８）を画定している、プラットフォーム（３４）と、
ｃ．前記プラットフォーム（３４）内にあって、前記少なくとも１つの出口（９８）と流体連通している、プラットフォーム冷却回路（９０）であって、前記プラットフォーム冷却回路（９０）が、前記プラットフォーム（３４）の前記上面（６８）の下で、前記プラットフォーム（３４）の前記負圧側スラッシュ面（６６）にほぼ隣接する点から、前記後縁（６２）に沿って、前記正圧側（７０）へと延びている、プラットフォーム冷却回路（９０）とを備え、
ｄ．前記プラットフォーム冷却回路（９０）が、冷媒を、前記プラットフォーム負圧側（７２）から、前記プラットフォーム正圧側（７０）へと導く流体流路を画定し、前記冷媒を、前記少なくとも１つの出口（９８）を通して排出する、
ガスタービン（１０）。 a. A compressor (12), a combustor (14) located downstream of the compressor (12), and a turbine (16) located downstream of the combustor (14), wherein the turbine (16) comprises: A compressor (12), a combustor (14), and a turbine (16) having at least one turbine blade (30);
b. A platform (34) at least partially surrounding the turbine blade (30), the platform (34) comprising a leading edge (60), a trailing edge (62), a pressure side slash surface (64), a suction side; A slash surface (66) and an upper surface (68), wherein the upper surface (68) has a pressure side (70) and a suction side (72), and the platform (34) A platform (34) defining one or more outlets (98) through at least one of the pressure side slash surface (64), the suction side slash surface (66), or the top surface (68). )When,
c. A platform cooling circuit (90) in the platform (34) and in fluid communication with the at least one outlet (98), wherein the platform cooling circuit (90) is connected to the platform (34). Under the top surface (68), extending from the point substantially adjacent to the suction side slash surface (66) of the platform (34) along the trailing edge (62) to the pressure side (70). A platform cooling circuit (90),
d. The platform cooling circuit (90) defines a fluid flow path that directs refrigerant from the platform negative pressure side (72) to the platform positive pressure side (70), and the refrigerant is directed to the at least one outlet (98). Exhaust through,
Gas turbine (10).
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