JP2938506B2 - タービン静翼 - Google Patents
タービン静翼Info
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- JP2938506B2 JP2938506B2 JP2061062A JP6106290A JP2938506B2 JP 2938506 B2 JP2938506 B2 JP 2938506B2 JP 2061062 A JP2061062 A JP 2061062A JP 6106290 A JP6106290 A JP 6106290A JP 2938506 B2 JP2938506 B2 JP 2938506B2
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Description
【発明の詳細な説明】 〔発明の目的〕 （産業上の利用分野） 本発明は高温タービンの冷却翼に冷却媒体として蒸気
を用いたタービン静翼に関する。
を用いたタービン静翼に関する。
（従来の技術） 一般に、発電プラントに利用するガスタービンは、第
６図に示すように、ガスタービン１と同軸に設けられた
圧縮機２の駆動によって圧縮された圧縮空気を燃焼器３
に供給しこの燃焼器３内で燃料を混合せしめられる。こ
の混合気は燃焼器３のライナ部分3aに形成される燃焼室
内で燃焼せしめられ、その燃焼による高温の燃焼ガスを
トランジションピース４およびガスタービン１の静翼５
を経て動翼６に案内し、この動翼６を回転駆動させるこ
とにより、ガスタービン１で仕事をするように構成され
ている。
６図に示すように、ガスタービン１と同軸に設けられた
圧縮機２の駆動によって圧縮された圧縮空気を燃焼器３
に供給しこの燃焼器３内で燃料を混合せしめられる。こ
の混合気は燃焼器３のライナ部分3aに形成される燃焼室
内で燃焼せしめられ、その燃焼による高温の燃焼ガスを
トランジションピース４およびガスタービン１の静翼５
を経て動翼６に案内し、この動翼６を回転駆動させるこ
とにより、ガスタービン１で仕事をするように構成され
ている。
ところで、ガスタービン１の入口温度を高温にする
と、ガスタービン１の熱効率が向上することが知られて
おり、そのためにタービン入口温度を上昇させることが
図られている。この入口温度の上昇に伴い、ガスタービ
ン１の燃焼器３や静翼５、動翼６にも高温に耐え得る材
料を使用する必要性が高まり、耐熱性超合金材料がガス
タービン部品として用いられるようになっている。
と、ガスタービン１の熱効率が向上することが知られて
おり、そのためにタービン入口温度を上昇させることが
図られている。この入口温度の上昇に伴い、ガスタービ
ン１の燃焼器３や静翼５、動翼６にも高温に耐え得る材
料を使用する必要性が高まり、耐熱性超合金材料がガス
タービン部品として用いられるようになっている。
しかしながら、現在ガスタービンの耐高温材料として
使用している耐熱性超合金材料の限界温度は、800〜900
℃であるにも拘らず、タービン入口温度は約1300℃程度
に達し、上記限界温度をはるかに超えている。したがっ
て、ガスタービンの信頼性を維持するためには、翼を限
界温度まで冷却する冷却構造を採用した冷却翼の使用が
必須の要件となっている。
使用している耐熱性超合金材料の限界温度は、800〜900
℃であるにも拘らず、タービン入口温度は約1300℃程度
に達し、上記限界温度をはるかに超えている。したがっ
て、ガスタービンの信頼性を維持するためには、翼を限
界温度まで冷却する冷却構造を採用した冷却翼の使用が
必須の要件となっている。
そのため、現状では第７図および第８図に示すような
空気冷却翼がタービン入口温度1300℃級のガスタービン
に採用されている。この空気冷却翼の構造は中空翼10に
インピンジメント冷却用のインサート12を配設し、対流
冷却空気1c,インピンジメント冷却空気1dにより対流、
インピンジメント冷却を行うとともに、翼表面に多数の
解小孔13を穿設し、相当量のフィルム冷却空気1aを吹き
出して翼の材料温度を限界温度以下に下げるように冷却
している。
空気冷却翼がタービン入口温度1300℃級のガスタービン
に採用されている。この空気冷却翼の構造は中空翼10に
インピンジメント冷却用のインサート12を配設し、対流
冷却空気1c,インピンジメント冷却空気1dにより対流、
インピンジメント冷却を行うとともに、翼表面に多数の
解小孔13を穿設し、相当量のフィルム冷却空気1aを吹き
出して翼の材料温度を限界温度以下に下げるように冷却
している。
（発明が解決しようとする課題） しかしながら、従来例の空気冷却翼では空気の冷却特
性が低いため、ガスタービン入口温度が1300℃を超える
と、必要とされる冷却空気量が著しく増大してしまう。
しかも翼内部の冷却だけでは十分な冷却性能が得られな
いため、翼表面に穿設した多数の小孔13から翼外に冷却
空気を吹き出すフィルム冷却方式に依存せざるを得な
い。その結果として生じる冷却空気量の増大や高温ガス
中への低温空気の吹出しによりガスタービンの熱効率の
減少、ひいては第３図の空気冷却の曲線に示すようにガ
スタービンを用いた発電プラントの熱効率の低下を招く
という問題点があった。
性が低いため、ガスタービン入口温度が1300℃を超える
と、必要とされる冷却空気量が著しく増大してしまう。
しかも翼内部の冷却だけでは十分な冷却性能が得られな
いため、翼表面に穿設した多数の小孔13から翼外に冷却
空気を吹き出すフィルム冷却方式に依存せざるを得な
い。その結果として生じる冷却空気量の増大や高温ガス
中への低温空気の吹出しによりガスタービンの熱効率の
減少、ひいては第３図の空気冷却の曲線に示すようにガ
スタービンを用いた発電プラントの熱効率の低下を招く
という問題点があった。
そこで、本発明は上記事情を考慮してなされたもの
で、その目的とするところは、ガスタービン冷却翼の冷
却効率を増大させ、高いガス温度においても良好な冷却
を行い、熱効率を向上させたタービン静翼を提供するこ
とにある。
で、その目的とするところは、ガスタービン冷却翼の冷
却効率を増大させ、高いガス温度においても良好な冷却
を行い、熱効率を向上させたタービン静翼を提供するこ
とにある。
（課題を解決するための手段） 上記の目的を達成するために請求項１記載の本発明の
タービン静翼にあっては、タービンの冷却翼に冷却媒体
として蒸気を用いたタービン静翼において、翼前縁部、
中間部にリターン流路で連結した対流・インピンジメン
ト冷却用の第１蒸気流路と、翼後縁部に冷却および後縁
吹出し用に形成した第２蒸気流路と、エンドウォールを
蒸気にしてインピンジメント冷却する冷却プレートとを
具備し、蒸気流路を流通する蒸気の一部は静翼内を冷却
後蒸気回収管を介して回収されて成ることを特徴とし、
さらに請求項２記載の本発明に係るタービン静翼にあっ
ては、請求項１記載の本発明の蒸気回収管を介して回収
される蒸気は、第１蒸気流路を流通する蒸気と、第２蒸
気流路を流通する蒸気の一部であることを特徴とし、請
求項３記載の本発明に係るタービン静翼にあっては、請
求項１記載の本発明の蒸気回収管に回収される蒸気は発
電プラントの蒸気タービンへ導かれて成ることを特徴と
する。
タービン静翼にあっては、タービンの冷却翼に冷却媒体
として蒸気を用いたタービン静翼において、翼前縁部、
中間部にリターン流路で連結した対流・インピンジメン
ト冷却用の第１蒸気流路と、翼後縁部に冷却および後縁
吹出し用に形成した第２蒸気流路と、エンドウォールを
蒸気にしてインピンジメント冷却する冷却プレートとを
具備し、蒸気流路を流通する蒸気の一部は静翼内を冷却
後蒸気回収管を介して回収されて成ることを特徴とし、
さらに請求項２記載の本発明に係るタービン静翼にあっ
ては、請求項１記載の本発明の蒸気回収管を介して回収
される蒸気は、第１蒸気流路を流通する蒸気と、第２蒸
気流路を流通する蒸気の一部であることを特徴とし、請
求項３記載の本発明に係るタービン静翼にあっては、請
求項１記載の本発明の蒸気回収管に回収される蒸気は発
電プラントの蒸気タービンへ導かれて成ることを特徴と
する。
（作用） 上記の構成を有する本発明においては、冷却媒体を従
来用いられている空気から比熱が約２倍で冷却特性の優
れた蒸気に変え、翼有効部である前縁部および中間部は
対流およびインピンジメント冷却を行い、後縁部は冷却
および後縁吹出しを行う。また、エンドウォールはイン
ピンジメント冷却を行う。さらに、冷却後に回収可能な
蒸気は回収して発電プラントの蒸気タービンにて再利用
する。したがって、タービン入口温度が1300℃以上の高
温においても十分な冷却性能が得られる。
来用いられている空気から比熱が約２倍で冷却特性の優
れた蒸気に変え、翼有効部である前縁部および中間部は
対流およびインピンジメント冷却を行い、後縁部は冷却
および後縁吹出しを行う。また、エンドウォールはイン
ピンジメント冷却を行う。さらに、冷却後に回収可能な
蒸気は回収して発電プラントの蒸気タービンにて再利用
する。したがって、タービン入口温度が1300℃以上の高
温においても十分な冷却性能が得られる。
（実施例） 以下に本発明の実施例を図面に基づいて説明する。
第１図および第２図は本発明に係るタービン静翼の一
実施例を示し、第１図および第２図において、中空翼20
の内部は前縁中空部21、中間部中空部22および後縁中空
部23と３分割されて各々蒸気流路を形成し、前縁中空部
21と中間部中空部22とはリターン流路で連結され第１蒸
気流路を形成している。翼有効部である前縁部および中
間部の中空部21,22には中空翼20のリブ壁20dに接するよ
うにインサート24,25が設置され、嵌め込んで設置され
る。この結果、中空翼20の内壁面とインサート24あるい
は25の外周面との間には冷却蒸気が通るのに十分な間隙
が形成される。なお、このインサート24,25の側面には
インピンジメント冷却用小孔30が多数穿設されている。
実施例を示し、第１図および第２図において、中空翼20
の内部は前縁中空部21、中間部中空部22および後縁中空
部23と３分割されて各々蒸気流路を形成し、前縁中空部
21と中間部中空部22とはリターン流路で連結され第１蒸
気流路を形成している。翼有効部である前縁部および中
間部の中空部21,22には中空翼20のリブ壁20dに接するよ
うにインサート24,25が設置され、嵌め込んで設置され
る。この結果、中空翼20の内壁面とインサート24あるい
は25の外周面との間には冷却蒸気が通るのに十分な間隙
が形成される。なお、このインサート24,25の側面には
インピンジメント冷却用小孔30が多数穿設されている。
また、第２蒸気流路である後縁中空部23には後縁吹出
し用蒸気流路を形成し、翼内表面にはピンフィン26を設
け、翼内表面での熱伝達率の向上を図っている。さら
に、チップ部エンドウォール27,ルート部エンドウォー
ル28には、各々これを冷却するために第１図に示すよう
なインピンジメント冷却用プレート29を設け、蒸気によ
るインピンジメント冷却を行うようにしている。そし
て、中空翼20のチップエンドウォール27側に中間部中空
部22と連通する蒸気排気管31を接続する。この蒸気排気
管31は中空翼20の冷却後の蒸気即ち、インサート25を小
孔30から吹き出されて翼内壁を冷却した蒸気を回収して
再使用するためのものである。
し用蒸気流路を形成し、翼内表面にはピンフィン26を設
け、翼内表面での熱伝達率の向上を図っている。さら
に、チップ部エンドウォール27,ルート部エンドウォー
ル28には、各々これを冷却するために第１図に示すよう
なインピンジメント冷却用プレート29を設け、蒸気によ
るインピンジメント冷却を行うようにしている。そし
て、中空翼20のチップエンドウォール27側に中間部中空
部22と連通する蒸気排気管31を接続する。この蒸気排気
管31は中空翼20の冷却後の蒸気即ち、インサート25を小
孔30から吹き出されて翼内壁を冷却した蒸気を回収して
再使用するためのものである。
次に、本実施例の作用を説明する。
翼前縁のインサート24内に流入した冷却用蒸気20aは
インサート24側面に穿設された多数の小孔30を通過して
翼内壁に吹付けられ、その結果、前縁部内壁が冷却され
る。その後、冷却蒸気20aは翼内壁、インサート24間の
間隙を流れ、一部はルート部エンドウォール28のインピ
ンジメント冷却に使用され、最終的には残りの冷却蒸気
と合流して翼中間部のインサート25に流入する。
インサート24側面に穿設された多数の小孔30を通過して
翼内壁に吹付けられ、その結果、前縁部内壁が冷却され
る。その後、冷却蒸気20aは翼内壁、インサート24間の
間隙を流れ、一部はルート部エンドウォール28のインピ
ンジメント冷却に使用され、最終的には残りの冷却蒸気
と合流して翼中間部のインサート25に流入する。
一方、翼後縁の中空部23に入流した冷却蒸気20bは一
部がピンフィン26の間を通る際に翼内壁を冷却し翼後縁
から吹出される。残りは冷却蒸気20a同様に、一部はル
ート部エンドウォール28のインピンジメント冷却に使用
された後、翼中央部のインサート25に流入する。この翼
中間部のインサート25に流入した冷却蒸気20cはインサ
ート25側面の多数の小孔30を通過して翼内壁に吹付けら
れ、翼中間部内壁を冷却する。その後、冷却蒸気20cは
翼内壁、インサート25間の間隙を流れ、蒸気回収管31に
て回収される。
部がピンフィン26の間を通る際に翼内壁を冷却し翼後縁
から吹出される。残りは冷却蒸気20a同様に、一部はル
ート部エンドウォール28のインピンジメント冷却に使用
された後、翼中央部のインサート25に流入する。この翼
中間部のインサート25に流入した冷却蒸気20cはインサ
ート25側面の多数の小孔30を通過して翼内壁に吹付けら
れ、翼中間部内壁を冷却する。その後、冷却蒸気20cは
翼内壁、インサート25間の間隙を流れ、蒸気回収管31に
て回収される。
すなわち、本実施例では冷却媒体に空気の比熱の約２
倍の蒸気を用い、翼有効部である前縁部および中間部は
対流・インピンジメント冷却を行い、後縁部はピンフィ
ン冷却および後縁吹出しによる冷却を行い、そしてチッ
プ部エンドウォール27,ルート部エンドウォール28はイ
ンピンジメント冷却を行っている。
倍の蒸気を用い、翼有効部である前縁部および中間部は
対流・インピンジメント冷却を行い、後縁部はピンフィ
ン冷却および後縁吹出しによる冷却を行い、そしてチッ
プ部エンドウォール27,ルート部エンドウォール28はイ
ンピンジメント冷却を行っている。
また、上記のような蒸気冷却翼ではフィルム冷却方式
を使用しないため翼前縁部が冷却しにくくなる傾向があ
る。そのため、第４図（Ａ），（Ｂ）に示すように翼縁
部の曲率を第５図（Ａ），（Ｂ）に示す既存の空気冷却
翼に比べて大きくし、前縁部の主流ガス側の熱伝達率を
低下させるとともに、翼内面の冷却蒸気の冷却面積を十
分確保する鈍頭の翼形とし冷却効率を向上させている。
を使用しないため翼前縁部が冷却しにくくなる傾向があ
る。そのため、第４図（Ａ），（Ｂ）に示すように翼縁
部の曲率を第５図（Ａ），（Ｂ）に示す既存の空気冷却
翼に比べて大きくし、前縁部の主流ガス側の熱伝達率を
低下させるとともに、翼内面の冷却蒸気の冷却面積を十
分確保する鈍頭の翼形とし冷却効率を向上させている。
このように本実施例によれば、第３図の蒸気冷却の曲
線に示すように、入口温度が1300℃の高温になっても十
分な冷却性能が得られる。
線に示すように、入口温度が1300℃の高温になっても十
分な冷却性能が得られる。
また、蒸気回収管によって回収される蒸気は、再使用
されるので有効に活用することができ、さらに再使用先
として発電プラントの蒸気タービンに導くことによって
発電に利用し、発電プラントの熱効率を向上させること
ができる。
されるので有効に活用することができ、さらに再使用先
として発電プラントの蒸気タービンに導くことによって
発電に利用し、発電プラントの熱効率を向上させること
ができる。
さらに、翼後縁部を吹出し構造とすることによって冷
却用蒸気の流速を他の部分より上げることができ、翼後
縁部の熱伝達率を向上させることができる。
却用蒸気の流速を他の部分より上げることができ、翼後
縁部の熱伝達率を向上させることができる。
なお、本発明は上記実施例に限らず種々の変更が可能
である。上記実施例における第１図において、後縁部に
冷却用蒸気流路を形成するためピンフィン26を設ける構
造としたが、これ以外に例えば、スリット上の溝構造と
してもよい。このようにすることで、冷却用蒸気の流速
を上げ、熱伝達率を向上させることができるため、ピン
フィン26を設けた構造と同様の冷却性能を実現可能であ
る。
である。上記実施例における第１図において、後縁部に
冷却用蒸気流路を形成するためピンフィン26を設ける構
造としたが、これ以外に例えば、スリット上の溝構造と
してもよい。このようにすることで、冷却用蒸気の流速
を上げ、熱伝達率を向上させることができるため、ピン
フィン26を設けた構造と同様の冷却性能を実現可能であ
る。
以上説明した通り本発明のタービン静翼によれば、高
いガス温度においても、翼を十分冷却することができ
る。さらには、蒸気回収管を介して冷却蒸気を回収する
ので冷却蒸気を再利用することができ、再利用先として
冷却蒸気を発電プラントの蒸気タービンに導くことによ
って、冷却蒸気を発電に利用することができる。その結
果、高温で作動する高効率のガスタービンの製造が可能
になるとともに、そのガスタービンを使用した発電プラ
ントの熱効率も向上するという効果を奏する。
いガス温度においても、翼を十分冷却することができ
る。さらには、蒸気回収管を介して冷却蒸気を回収する
ので冷却蒸気を再利用することができ、再利用先として
冷却蒸気を発電プラントの蒸気タービンに導くことによ
って、冷却蒸気を発電に利用することができる。その結
果、高温で作動する高効率のガスタービンの製造が可能
になるとともに、そのガスタービンを使用した発電プラ
ントの熱効率も向上するという効果を奏する。
第１図は本発明に係るタービン静翼の一実施例を示す縦
断面図、第２図は第１図のII−II線断面図、第３図はタ
ービン入口温度とコンバインド発電プラント効率との関
係を示すグラフ図、第４図（Ａ），（Ｂ）は蒸気冷却翼
を示す図、第５図（Ａ），（Ｂ）は空気冷却翼を示す
図、第６図はガスタービンの概略構成図、第７図は従来
のタービン静翼を示す断面図、第８図は第７図のVIII−
VIII線断面図である。 20……中空翼、21……前縁中空部、22……中間部中空
部、23……後縁中空部、24……インサート、25……イン
サート、26……ピンフィン、27……チップ部エンドウォ
ール、28……ルート部エンドウォール、29……インピン
ジメント冷却用プレート、30……小孔。
断面図、第２図は第１図のII−II線断面図、第３図はタ
ービン入口温度とコンバインド発電プラント効率との関
係を示すグラフ図、第４図（Ａ），（Ｂ）は蒸気冷却翼
を示す図、第５図（Ａ），（Ｂ）は空気冷却翼を示す
図、第６図はガスタービンの概略構成図、第７図は従来
のタービン静翼を示す断面図、第８図は第７図のVIII−
VIII線断面図である。 20……中空翼、21……前縁中空部、22……中間部中空
部、23……後縁中空部、24……インサート、25……イン
サート、26……ピンフィン、27……チップ部エンドウォ
ール、28……ルート部エンドウォール、29……インピン
ジメント冷却用プレート、30……小孔。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F01D 5/18 F01D 9/02 102 F02C 7/18
Claims (2)
- 【請求項１】蒸気で内部から冷却されるように中空にし
たタービン静翼において、このタービン静翼を前縁中空
部、中間部中空部および後縁中空部の３っの中空部に区
画すると共に、前記前縁中空部および中間部中空部には
多数のインピンジメント冷却用小孔を設けたインサート
を翼内壁面から若干の間隙が形成されるようにしてそれ
ぞれ嵌め込んで設置し、前記後縁中空部には後縁吹き出
し用蒸気流路を形成し、前記タービン静翼のピッチ部エ
ンドウォール側から前記前縁中空部および後縁中空部に
対して冷却蒸気を供給するように構成し、かつ反対側の
ルート部エンドウォール側で前縁中空部、中間部中空部
および後縁中空部相互間を連通させて蒸気リターン流路
を形成し、前記ピッチ部エンドウォール側で前記前縁中
空部および後縁中空部を冷却蒸気供給系に接続し、中間
部中空部に冷却後の蒸気を回収する蒸気回収管を設けた
ことを特徴とするタービン静翼。 - 【請求項２】前記蒸気回収管に回収される蒸気は発電プ
ラントの蒸気タービンへ導かれて成ることを特徴とする
請求項１記載のタービン静翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2061062A JP2938506B2 (ja) | 1990-03-14 | 1990-03-14 | タービン静翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2061062A JP2938506B2 (ja) | 1990-03-14 | 1990-03-14 | タービン静翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03264706A JPH03264706A (ja) | 1991-11-26 |
| JP2938506B2 true JP2938506B2 (ja) | 1999-08-23 |
Family
ID=13160303
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2061062A Expired - Fee Related JP2938506B2 (ja) | 1990-03-14 | 1990-03-14 | タービン静翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2938506B2 (ja) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2953842B2 (ja) * | 1991-12-16 | 1999-09-27 | 東北電力株式会社 | タービン静翼 |
| US5464322A (en) * | 1994-08-23 | 1995-11-07 | General Electric Company | Cooling circuit for turbine stator vane trailing edge |
| US6929445B2 (en) * | 2003-10-22 | 2005-08-16 | General Electric Company | Split flow turbine nozzle |
| US8172504B2 (en) * | 2008-03-25 | 2012-05-08 | General Electric Company | Hybrid impingement cooled airfoil |
| JP5239903B2 (ja) * | 2009-01-28 | 2013-07-17 | 株式会社Ｉｈｉ | タービン翼 |
| US10392944B2 (en) * | 2016-07-12 | 2019-08-27 | General Electric Company | Turbomachine component having impingement heat transfer feature, related turbomachine and storage medium |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4826086A (ja) * | 1971-08-04 | 1973-04-05 | ||
| JPS6057750U (ja) * | 1983-09-29 | 1985-04-22 | 工業技術院長 | 再熱ガスタ−ビン |
| JPS60182302A (ja) * | 1984-02-28 | 1985-09-17 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン冷却翼 |
-
1990
- 1990-03-14 JP JP2061062A patent/JP2938506B2/ja not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH03264706A (ja) | 1991-11-26 |
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