JP2568645B2 - Gas turbine shroud cooling structure - Google Patents
Gas turbine shroud cooling structureInfo
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Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明はガスタービンのシュラウドの冷却構造に係り
特にシュラウドの冷却に必要な冷却空気をより有効にす
るシュラウド冷却構造に関する。Description: BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a shroud cooling structure for a gas turbine, and more particularly to a shroud cooling structure that makes more effective use of cooling air required for shroud cooling.
［従来の技術］ 第３図は従来のガスタービンのシュラウド冷却構造を
示す。タービン動翼（不図示）との間にガス通路を形成
するシュラウド11はシュラウドリングの形をしており、
静止部材14（ガスタービンケーシングの一部）に取付け
られている。シュラウドリングの冷却は、シュラウドリ
ングを成す各シュラウド（シュラウドセグメントとい
う）11に夫々取付けられたインピンジカバー12の多数個
の孔にキャビティ16内に送入された冷却空気13を通過さ
せてその流速を増加させ、シュラウドセグメント11のガ
ス通路面の反対側に冷却空気を吹き付けることにより行
なわれる。該冷却に使用された空気は、シュラウドセグ
メント11自体にあけられた対流冷却孔15を通り、ガス通
路に排出される。かかるシュラウド冷却構造は例えば、
U.S.DEPARTMENT OF ENERGY,HIGH TEMPERATURE TECHNOLO
GY PROGRAM,5−34頁に示されている。[Prior Art] FIG. 3 shows a shroud cooling structure of a conventional gas turbine. A shroud 11 that forms a gas passage between the turbine blade (not shown) is in the form of a shroud ring,
It is attached to the stationary member 14 (part of the gas turbine casing). The cooling of the shroud ring is performed by passing the cooling air 13 sent into the cavity 16 through a number of holes of the impingement cover 12 attached to each shroud (referred to as a shroud segment) 11 forming the shroud ring to reduce the flow rate. It is performed by blowing cooling air to the shroud segment 11 on the side opposite to the gas passage surface. The air used for the cooling passes through a convection cooling hole 15 formed in the shroud segment 11 itself, and is discharged to a gas passage. Such a shroud cooling structure is, for example,
USDEPARTMENT OF ENERGY, HIGH TEMPERATURE TECHNOLO
GY PROGRAM, pages 5-34.
［発明が解決しようとする課題］ 上述の構造において、インピンジカバー12の孔を通過
する際の冷却空気の差圧は通常の0.3〜0.5（kg/cm2）と
ならなければならない。このためキャビティ16の内圧は
必然的に高めなければならない。しかし、シュラウドリ
ングは周方向に分割配置されたシュラウドセグメントよ
り構成されているため、シュラウンドセグメント間のギ
ャップから一部の冷却空気が、インピンジカバーを通過
せずに、ガス通路内に漏洩してしまうことになる。この
リーク空気流量は、ガス通路内の温度を下げ、タービン
性能を低下させる。このリーク空気流量はシュラウドリ
ングの分割数に比例して増加するものである。また、こ
のリーク面積（シュラウドセグメント間ギャップの面
積）が増大すると、キャビティ16の内圧を下げることに
なり、この圧力減少が進むと、キャビティ16内の内圧が
ガス通路内圧力以下となる。そのときは、ガス通路内よ
りシュラウドのキャビティ16に高温ガスが流入する不都
合が生じることとなる。このように従来技術によるシュ
ラウド冷却は、そのシュラウドセグメント間のギャッブ
等に強く依存した構造となっている。[Problem to be Solved by the Invention] In the above-mentioned structure, the differential pressure of the cooling air when passing through the hole of the impingement cover 12 must be 0.3 to 0.5 (kg / cm 2 ) as usual. For this reason, the internal pressure of the cavity 16 must necessarily be increased. However, since the shroud ring is composed of shroud segments divided in the circumferential direction, some cooling air leaks from the gap between the shroud segments into the gas passage without passing through the impinge cover. Will be lost. This leak air flow reduces the temperature in the gas passage and reduces turbine performance. This leak air flow rate increases in proportion to the number of divisions of the shroud ring. Further, if the leak area (the area of the gap between the shroud segments) increases, the internal pressure of the cavity 16 decreases, and as the pressure decreases, the internal pressure in the cavity 16 becomes equal to or less than the gas passage internal pressure. At that time, there is a disadvantage that the high-temperature gas flows into the shroud cavity 16 from inside the gas passage. As described above, the shroud cooling according to the prior art has a structure that strongly depends on the gap between the shroud segments.
更に、上記従来技術は、ガスタービンの燃焼温度がさ
らに高くなった場合に、ガス通路を構成するシュトラウ
ドリンクのメタル温度が上昇するのを防ぐため冷却を強
化する必要があるときには、冷却強化のため、インピン
ジカバーの孔を通る冷却空気の流量を増加させること、
引いては冷却空気流量を増加させることとなるが、そう
すると、インピンジカバー前圧が上昇し、より一層冷却
空気のリーク流量が増し、シュラウド冷却のため流して
いる冷却空気の大半がリークしてしまい、シュラウド冷
却不足の状態となるという問題がある。Further, the above-mentioned prior art is designed to enhance cooling when the combustion temperature of the gas turbine is further increased, in order to prevent the metal temperature of the Straw link constituting the gas passage from rising, and to increase the cooling. To increase the flow rate of cooling air through the holes in the impingement cover,
This will increase the cooling air flow rate, but this will increase the pre-impingement cover pressure, further increasing the cooling air leakage flow rate, and causing most of the cooling air flowing for shroud cooling to leak. However, there is a problem that the shroud cooling is insufficient.
また従来技術においては始めからシュラウドセグメン
ト間ギャップからのリーク空気流量を見込んで冷却空気
流量を設定していたが、より高温のガスタービンの場合
においては、性能を確保するために、限られた冷却空気
流量の中でガスタービンロータ、バケット（動翼）、ノ
ズル（静翼）等の主要部材をも冷却しなければならない
ことなり、運転中の熱伸び、摩耗によるギャップの拡大
等によりリーク空気流量が予測し難くなって、シュラウ
ドリングの冷却空気流量を把握できず、信頼性のある冷
却設計を実施し得ないという問題があった。Also, in the prior art, the cooling air flow rate was set in consideration of the leakage air flow rate from the gap between the shroud segments from the beginning, but in the case of a higher temperature gas turbine, a limited cooling The main components such as the gas turbine rotor, buckets (rotor blades), and nozzles (stationary blades) must be cooled in the air flow rate, and the leakage air flow rate increases due to thermal expansion during operation and expansion of the gap due to wear. However, there is a problem that it is difficult to predict the cooling air flow rate of the shroud ring, and a reliable cooling design cannot be implemented.
本発明の目的は、リーク空気流量を少なくし、ガスタ
ービンシュラウドを最小の供給冷却空気流量で有効に冷
却し得るガスタービンシュラウドの冷却構造を提供する
にある。An object of the present invention is to provide a gas turbine shroud cooling structure capable of effectively cooling a gas turbine shroud with a minimum supply cooling air flow rate by reducing a leak air flow rate.
［課題を解決するための手段］ 本発明のガスタービンシュラウドの冷却構造は、ガス
タービン回転動翼の外周に位置してそれとの間にガス通
路を形成するシュラウドリングが周方向に分割されたシ
ュラウドセグメントより構成され、各シュラウドセグメ
ントがガスタービンケーシングの部分を成す静止部材に
取付けられており、各シュラウドセグメントに対する該
静止部材内のキャビティの開口を覆う箱状の且つ多数の
孔を有するインピンジカバーが該静止部材に封着されて
おり、該静止部材内のキャビティに導入された冷却空気
の全てが上記インピンジカバーの多数の孔を通ってシュ
ラウドセグメントに吹き付けられるようにしたことを特
徴とする。Means for Solving the Problems A gas turbine shroud cooling structure according to the present invention has a shroud in which a shroud ring which is located on the outer periphery of a gas turbine rotating blade and forms a gas passage therebetween is circumferentially divided. A plurality of shroud segments, each shroud segment being attached to a stationary member that forms part of the gas turbine casing, and an impingement cover having a box-like and multiple holes covering an opening of a cavity in the stationary member for each shroud segment. The cooling air is sealed to the stationary member, and all of the cooling air introduced into the cavity in the stationary member is blown to the shroud segment through the plurality of holes of the impingement cover.
［作用］ シュラウド冷却空気はガスタービンケーシングの部分
をなす静止部材内に設けられたキャビティ内に導かれ
る。そのキャビティは、箱形のインピンジカバーにより
完全に封鎖されているため、冷却空気は他の部所にリー
クすることはなくインピンジカバーの多数の孔を通過し
てシュラウドセグメントに吹き付けられる。これによ
り、シュラウドセグメントのメタル温度を許容温度に下
げるようにシュラウドセグメントを有効に冷却すること
が可能となる。本発明の構成により、シュラウド冷却に
必要な冷却空気流量が従来の約半分となり、最小の冷却
空気流量にて最大の冷却効果を生ずることができる。[Operation] The shroud cooling air is guided into a cavity provided in a stationary member forming a part of the gas turbine casing. Since the cavity is completely closed off by the box-shaped impingement cover, the cooling air does not leak to other parts and is blown to the shroud segments through the many holes of the impingement cover. Thus, the shroud segment can be effectively cooled so as to lower the metal temperature of the shroud segment to the allowable temperature. With the configuration of the present invention, the cooling air flow required for shroud cooling is reduced to about half of the conventional cooling air flow, and the maximum cooling effect can be obtained with the minimum cooling air flow.
［実 施 例］ 以下、本発明の実施例を第１図、第２図により説明す
る。[Embodiment] An embodiment of the present invention will be described below with reference to FIGS.
第１図において、ガスタービンの各シュラウドセグメ
ント４は、外側の静止部材（ガスタービンケーシングの
一部）10のフック部10′に該シュラウドセグメント４の
フック部４′により取付けられている。各シュラウドセ
グメント４はガスタービンの軸心の周りに環状配列され
ているシュラウドリングを構成している。各シュラウド
セグメント４の相互の隣接する側面に設けられた溝５に
は、隣接シュラウドセグメント４巻に架け渡されたシー
ルプレート（不図示）が溝５全体に亘って嵌着されてお
り、これによりシュラウドセグメント４同志が互いにシ
ール状態で連結されている。６はガスタービンの動翼で
あり、これとシュラウド４との間隙がガス通路をなす。
上記シールプレートは、このガス通路からシュラウドリ
ング内へのホットガスの侵入および後記冷却空気のシュ
ラウドセグメント間からガス通路へのリークを防ぐ役を
している。In FIG. 1, each shroud segment 4 of the gas turbine is attached to a hook portion 10 'of an outer stationary member (part of the gas turbine casing) 10 by a hook portion 4' of the shroud segment 4. Each shroud segment 4 constitutes a shroud ring arranged annularly around the axis of the gas turbine. A seal plate (not shown) spanning four turns of the adjacent shroud segment is fitted over the groove 5 provided on the mutually adjacent side surface of each shroud segment 4, whereby the groove 5 is provided. The shroud segments 4 are connected to each other in a sealed state. Reference numeral 6 denotes a blade of the gas turbine, and a gap between the blade and the shroud 4 forms a gas passage.
The seal plate serves to prevent hot gas from entering the shroud ring from the gas passage and preventing leakage of cooling air from between the shroud segments to the gas passage.
シュラウドを冷却するための冷却空気ａは、外側の静
止部材10に設けられたオリフィス１にて流量を調整され
た後、通気孔２を通り、静止部材１内の空気キャビティ
３に導かれる。そして冷却空気は、空気キャビティ３を
密閉するように取付けられた弁当箱状のインピンジカバ
ー９の多数の孔を通り、被冷却体であるシュラウドセグ
メント４に吹き付けられる。尚、個々のシュラウドセグ
メント４に対して個々の箱状インピンジカバー９が設け
てある。この冷却空気吹付けの効果によりシュラウドセ
グメトのメタル温度を設計メタル温度にすることがで
き、これにより、カスタービン動翼６とシュラウド４と
の間隙を所定の値にする事ができ、動翼先端からのガス
リークを最小にし、タービン性能の低下を抑えることが
可能となる。The cooling air “a” for cooling the shroud is adjusted in the flow rate at the orifice 1 provided on the outer stationary member 10, and then guided to the air cavity 3 in the stationary member 1 through the ventilation hole 2. Then, the cooling air is blown to the shroud segment 4 as a cooled object through many holes of a lunch box-shaped impingement cover 9 attached so as to seal the air cavity 3. In addition, each box-shaped impingement cover 9 is provided for each shroud segment 4. By the effect of the cooling air blowing, the metal temperature of the shroud segment can be set to the design metal temperature, whereby the gap between the cas turbine blade 6 and the shroud 4 can be set to a predetermined value. It is possible to minimize gas leakage from the tip and to suppress a decrease in turbine performance.
このようにしてシュラウドセグメント４の冷却に寄与
した冷却空気は、相隣るシュラウドセグメント４と外側
静止部材10とシールプレートとで形成されたリーク間隙
を矢印のように通ってガス通路へリークするものと、シ
ュラウドセグメント４に設けられたシュラウド後縁部冷
却用対流冷却孔７を通ってガス通路に排出されるものと
に別れる。このように、シュラウドの冷却空気流量は、
シュラウドセグメント間の上記リーク間隙を通るリーク
流量に左右されることなく、オリフィス１にて調整する
ことができ、かつ、シュラウドの冷却空気の熱伝達率
は、冷却空気流量の調整により調整することが可能であ
る。The cooling air that has contributed to the cooling of the shroud segment 4 leaks into the gas passage through the leak gap formed by the adjacent shroud segment 4, the outer stationary member 10 and the seal plate as shown by the arrow. And those discharged to the gas passage through the convection cooling holes 7 for cooling the rear edge of the shroud provided in the shroud segment 4. Thus, the cooling air flow rate of the shroud is
The heat transfer rate of the cooling air of the shroud can be adjusted by adjusting the cooling air flow rate without being affected by the leak flow rate passing through the leak gap between the shroud segments. It is possible.
第２図は外側静止部材10に設けられたオリフィス１の
径により、シュラウドを冷却するインピンジカバー通過
空気流量（Gimp）と、冷却に寄与した空気がシュラウド
４と外側静止部材10との間の前記リーク間隙から排出さ
れるリーク流量Glと、シュラウド４の後縁部の冷却のた
め設けられた対流冷却孔７を通る冷却空気流量Gooが如
何に変化するかを示している。本発明では、外側静止部
材10内の空気キャビティ３のシュラウド側開口を覆うよ
うに箱状のインピンジカバー９が該静止部材10に気密に
取付けられているため、シュラウド４と外側静止部材10
との間の前記リーク間隙８からのリーク空気流量Glを
も、シュラウド冷却用のインピンジカバー通過空気流量
Gimpに含ましめることが可能となる。さりにオリフィス
１の径を変えることにより、対流冷却孔７に流れること
なく、前記リーク間隙から無駄に捨てられるリーク空気
流量Glを最小にするようにコントロールすることがで
き、リーク空気流量の増加によるガスタービンの性能の
低下を防止することが可能となる。さらに、インピンジ
カバー９と対流冷却孔７の孔径及び孔数を適宣に設計・
選択することにより、シュラウド冷却空気の熱伝達率を
調整することができる。FIG. 2 shows the flow rate of the air passing through the impingement cover (G imp ) that cools the shroud and the air that has contributed to the cooling between the shroud 4 and the outer stationary member 10 due to the diameter of the orifice 1 provided in the outer stationary member 10. wherein the leakage flow rate G l discharged from the leak gap, the cooling air flow rate G oo through convection cooling hole 7 which is provided for cooling the trailing edge of the shroud 4 indicates whether to change how. In the present invention, since the box-shaped impingement cover 9 is hermetically attached to the stationary member 10 so as to cover the shroud-side opening of the air cavity 3 in the outer stationary member 10, the shroud 4 and the outer stationary member 10 are closed.
Said even leakage air flow rate G l from the leak gap 8, the impingement cover passage air flow rate of the shroud cooling between
It can be included in G imp . By varying the diameter of the orifice 1 to tumbled without flowing convection cooling hole 7, it can be controlled so as to minimize the leakage air flow rate G l being discarded wastefully from the leakage gap, increase in leakage airflow It is possible to prevent the performance of the gas turbine from deteriorating. Furthermore, the diameter and the number of holes of the impingement cover 9 and the convection cooling holes 7 are appropriately designed and
By making the selection, the heat transfer coefficient of the shroud cooling air can be adjusted.
［発明の効果］ 本発明によれば、ガスタービンのガス通路構成部品で
あるシュラウドを従来より少ない冷却空気流量にて効果
的に冷却することが可能であり、かつ、従来無駄に排出
されていたシュラウドと静止部材の間の間隙からのリー
ク空気流量をもシュラウド冷却に有効に活用でき、より
高温、高性能のガスタービンシュラウドの製作が可能と
なる。[Effects of the Invention] According to the present invention, it is possible to effectively cool a shroud, which is a component of a gas passage of a gas turbine, with a smaller cooling air flow rate than in the past, and the waste gas is conventionally exhausted. The leak air flow from the gap between the shroud and the stationary member can also be effectively used for shroud cooling, and a higher-temperature, higher-performance gas turbine shroud can be manufactured.
第１図は本発明の一実施例を示す断面図、第２図はオリ
フィス径と各部の冷却空気流量の変化の関係を示すグラ
フ、第３図は従来技術を示す断面図である。 １……オリフィス、２……通気孔 ３……キャビティ、４……シュラウドセグメント ５……シールプレート溝、６……タービン動翼 ７……対流冷却孔、９……インピンジカバー 10……外側静止部材FIG. 1 is a sectional view showing one embodiment of the present invention, FIG. 2 is a graph showing the relationship between the orifice diameter and the change in the cooling air flow rate of each part, and FIG. 3 is a sectional view showing the prior art. DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Orifice 2 ... Vent hole 3 ... Cavity 4 ... Shroud segment 5 ... Seal plate groove, 6 ... Turbine rotor blade 7 ... Convection cooling hole, 9 ... Impinge cover 10 ... Outside stationary Element
フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭59−153903（ＪＰ，Ａ) 特開 昭60−222505（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−135905（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−239301（ＪＰ，Ａ) 実開 昭60−88002（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭63−63504（ＪＰ，Ｕ) 特公 昭48−24086（ＪＰ，Ｂ１)Continuation of front page (56) References JP-A-59-153903 (JP, A) JP-A-60-222505 (JP, A) JP-A-61-135905 (JP, A) JP-A-63-239301 (JP) , A) Japanese Utility Model Showa 60-88002 (JP, U) Japanese Utility Model Showa 63-63504 (JP, U) Japanese Patent Publication No. 48-24086 (JP, B1)
Claims (2)
れとの間にガス通路を形成するシュラウドリングが周方
向に分割されたシュラウドセグメントより構成され，各
シュラウドセグメントがガスタービンケーシングの部分
を成す静止部材に取付けられており、各シュラウドセグ
メントに対する該静止部材内のキャビティの開口を覆う
箱状の且つ多数の孔を有するインピンジカバーが該静止
部材に封着されており、該静止部材内のキャビティに導
入された冷却空気の全てが上記インビンジカバーの多数
の孔を通ってシュラウドセグメントに吹き付けられるよ
うにしたことを特徴とするガスタービンシュラウドの冷
却構造。A shroud ring which is located on the outer periphery of a gas turbine rotating blade and forms a gas passage therewith is constituted by a shroud segment divided in a circumferential direction, and each shroud segment forms a portion of a gas turbine casing. A box-shaped and multi-hole impingement cover is attached to the stationary member, and is attached to the stationary member, and covers the opening of the cavity in the stationary member for each shroud segment. A cooling structure for a gas turbine shroud, wherein all of the cooling air introduced into the cavity is blown to the shroud segment through a large number of holes of the inbinge cover.
静止部材側に冷却空気流量調整手段を設けた請求項１記
載のガスタービンシュラウドの冷却構造。2. A gas turbine shroud cooling structure according to claim 1, wherein cooling air flow rate adjusting means is provided on a stationary member side for introducing said cooling air into said cavity.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24213988A JP2568645B2 (en) | 1988-09-27 | 1988-09-27 | Gas turbine shroud cooling structure |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24213988A JP2568645B2 (en) | 1988-09-27 | 1988-09-27 | Gas turbine shroud cooling structure |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0291402A JPH0291402A (en) | 1990-03-30 |
| JP2568645B2 true JP2568645B2 (en) | 1997-01-08 |
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ID=17084893
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24213988A Expired - Fee Related JP2568645B2 (en) | 1988-09-27 | 1988-09-27 | Gas turbine shroud cooling structure |
Country Status (1)
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|---|---|
| JP (1) | JP2568645B2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6659716B1 (en) | 2002-07-15 | 2003-12-09 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine having thermally insulating rings |
| US6772581B2 (en) | 2000-03-07 | 2004-08-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooling passages for blade rings, combustor transition piece connecting portions and stationary blades |
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1988
- 1988-09-27 JP JP24213988A patent/JP2568645B2/en not_active Expired - Fee Related
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