JP3052980B2 - Refrigerant recovery type gas turbine - Google Patents
Refrigerant recovery type gas turbineInfo
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Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、動翼を冷却した後の冷
却媒体が回収されるように形成されている冷媒回収型ガ
スタービンの改良に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an improvement of a refrigerant recovery type gas turbine formed so that a cooling medium after cooling a rotor blade is recovered.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービンの高温化に伴い、高温要素
部材、特にタービン翼の冷却強化が必要となる。2. Description of the Related Art As the temperature of gas turbines rises, it is necessary to enhance cooling of high-temperature element members, particularly turbine blades.
【０００３】従来におけるこのタービン翼の冷却は、圧
縮機から抽出した空気を冷却媒体として用い、この冷却
媒体をタービン翼の内部を流通させるようにして、翼を
内部から冷却するようにしている。In the conventional cooling of the turbine blade, air extracted from the compressor is used as a cooling medium, and the cooling medium is circulated inside the turbine blade to cool the blade from the inside.
【０００４】タービン翼を冷却した後の空気は、翼の表
面に設けられている冷却穴から翼表面冷却用、すなわち
フイルム冷却用空気等としてガスパス中へ排出されるの
が一般的である。The air after cooling the turbine blades is generally discharged from a cooling hole provided on the surface of the blades into a gas path as air for cooling the blade surface, that is, as film cooling air.
【０００５】この構成でも或る程度の冷却はなされ、小
容量のガスタービンであれば特に問題になることはない
のであるが、最近になり、大容量でかつ高温のガスター
ビンが出現しており、前述した冷却構成で充分な冷却効
果を図るには、多量の空気が必要となり、高温化したこ
とによるサイクル上のメリットを冷却空気の消費量で損
なうことになる。[0005] Even with this configuration, a certain amount of cooling is performed and there is no particular problem with a small capacity gas turbine. However, recently, a large capacity and high temperature gas turbine has appeared. However, in order to achieve a sufficient cooling effect with the above-described cooling configuration, a large amount of air is required, and a cycle advantage due to a high temperature is impaired by a consumption of cooling air.
【０００６】この対策として、冷却媒体に蒸気を用いる
ことや、タービン翼の内部を冷却した後の空気を回収す
る。すなわちガスパス（高温燃焼ガス路）に排出せず燃
焼器に燃焼用空気として戻すことが提案されている。As a countermeasure, steam is used as a cooling medium, and air after cooling the inside of the turbine blade is recovered. That is, it has been proposed to return to the combustor as combustion air without discharging to a gas path (high-temperature combustion gas passage).
【０００７】すなわち、このものは、圧縮機から抽出さ
れた空気が、翼を支えているディスクの一方側の側壁面
を通って翼内部に入り翼を冷却する。そして冷却後の空
気は、翼より排出され、ディスクの他方側の側壁面を流
れて回収される。すなわち冷却後の空気が、燃焼器に燃
焼用空気として導かれるように形成されている。That is, in this apparatus, air extracted from the compressor enters the blade through one side wall surface of the disk supporting the blade and cools the blade. Then, the cooled air is discharged from the blades and flows along the other side wall surface of the disk to be collected. That is, the air after cooling is formed so as to be guided as combustion air to the combustor.
【０００８】このものであると、翼の冷却空気として多
量の空気を用いることが可能となり、冷却の点でも空気
消費量の点でも有効なものとなる。[0008] According to this, a large amount of air can be used as cooling air for the blade, which is effective in terms of cooling and air consumption.
【０００９】尚、これに関連するものとしては、特開昭
５４−８２５１８号公報が挙げられる。[0009] Japanese Patent Application Laid-Open No. 54-82518 is related to this.
【００１０】[0010]
【発明が解決しようとする課題】たしかにこの構成のも
のであると、多量の空気を冷却媒体として用いることが
できるので、充分な翼の冷却が可能ではある。しかしな
がら、この構成のものでは、翼を冷却した後の空気が、
ディスクの側壁を流通して回収されるので、ディスクの
両面に温度差の大きい冷却媒体が流通することになり、
ディスクに熱伸縮による変形が生じ、ディスク自体の応
力的な問題、また破壊の原因にもなり、延いては動翼に
傾きを生じさせ、動翼の性能に悪影響を及ぼす恐れがあ
る。With this configuration, a large amount of air can be used as a cooling medium, so that the blades can be sufficiently cooled. However, with this configuration, the air after cooling the wings
Since it is recovered by flowing through the side wall of the disk, a cooling medium having a large temperature difference flows on both surfaces of the disk,
The disk may be deformed due to thermal expansion and contraction, which may cause a stress problem and breakage of the disk itself, which may cause the blade to tilt, which may adversely affect the performance of the blade.
【００１１】すなわちディスクの一方面側は、冷却媒体
供給時の低温の空気に冷却され、他方面側では、動翼冷
却後の冷却媒体で高温である空気に加熱され、したがっ
てディスクの一方面側、すなわち高温側部では大きく熱
伸びし、他方側、すなわち低温側部では伸びが小さく、
ディスクは椀形に変形することになる。That is, one side of the disk is cooled by low-temperature air when the cooling medium is supplied, and the other side is heated by high-temperature air by the cooling medium after the rotor blade cooling. That is, the thermal expansion is large on the high temperature side, and small on the other side, that is, the low temperature side,
The disk will deform into a bowl shape.
【００１２】この椀形の変形は、その外周に支持されて
いる動翼にも影響、すなわち動翼に傾きを生じさせ、向
きがその性能に大きく影響する動翼にとっては、この傾
きは性能に大きく関係してくる。This bowl-shaped deformation also affects the rotor blades supported on its outer periphery, that is, causes the rotor blades to tilt, and for rotor blades whose orientation greatly influences their performance, this tilt will affect performance. It has a lot to do with it.
【００１３】本発明はこれに鑑みなされたもので、その
目的とするところは、この種冷媒回収型のガスタービン
であっても、動翼に生ずる傾きが少なく、タービン性能
を低下させることのないこの種冷媒回収型ガスタービン
を提供するにある。The present invention has been made in view of the above, and it is an object of the present invention to provide a refrigerant recovery type gas turbine having a small inclination generated on a rotor blade without deteriorating turbine performance. It is an object of the present invention to provide a gas turbine of this type.
【００１４】[0014]
【課題を解決するための手段】すなわち本発明は、動翼
を支持しているディスクの外周近傍に、動翼の冷却通路
をバイパスする冷却媒体バイパス路を設けるようになし
所期の目的を達成するようにしたものである。That is, the present invention achieves an intended object by providing a cooling medium bypass which bypasses a cooling passage of a moving blade near an outer periphery of a disk supporting the moving blade. It is something to do.
【００１５】[0015]
【作用】すなわちこのように形成されたガスタービンで
あると、動翼に供給される冷却媒体の一部がバイパス路
を通り、直接ディスクの反対側、すなわち熱交換するこ
と無く回収側路へ流れ、そして動翼を冷却した高温の冷
媒と混合する。In the gas turbine formed as described above, a part of the cooling medium supplied to the rotor blade passes through the bypass and flows directly to the opposite side of the disk, that is, to the recovery side without heat exchange. And mix the moving blades with the cooled hot refrigerant.
【００１６】これにより動翼より排出される高温の冷媒
は、このバイパスを流通してきた冷媒により希釈され、
その温度は低くなり、ディスクの一方面側と他方面側と
の温度差を小さくすることができ、ディスクの変形が防
止される。As a result, the high-temperature refrigerant discharged from the rotor blades is diluted by the refrigerant flowing through the bypass,
The temperature decreases, and the temperature difference between the one surface side and the other surface side of the disk can be reduced, thereby preventing deformation of the disk.
【００１７】したがってディスクに保持されている動翼
も傾きは少なくなり、ガスタービン性能を低下させるこ
とはなくなるのである。Accordingly, the inclination of the rotor blade held on the disk is also reduced, and the performance of the gas turbine is not reduced.
【００１８】[0018]
【実施例】以下図示した実施例に基づいて本発明を詳細
に説明する。図４には本発明の冷媒回収型ガスタービン
の概要が示されている。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS The present invention will be described below in detail with reference to the illustrated embodiments. FIG. 4 shows an outline of the refrigerant recovery type gas turbine of the present invention.
【００１９】ガスタービンは主として、静翼１および動
翼２より形成されているタービン２０と、このタービン
２０に連結され、燃焼用および冷却用の圧縮空気を得る
圧縮機２１と、高温高圧燃焼ガスを発生する燃焼器２２
とより形成されている。The gas turbine mainly includes a turbine 20 formed of a stationary blade 1 and a moving blade 2, a compressor 21 connected to the turbine 20 to obtain compressed air for combustion and cooling, and a high-temperature high-pressure combustion gas. Combustor 22 that generates
And more.
【００２０】圧縮機２１より吐出された圧縮空気は、燃
焼器２２に導かれ、燃焼器の燃焼室２３で燃料とともに
燃焼する。また一部の圧縮空気は、燃焼器や翼の冷却用
空気として用いられる。The compressed air discharged from the compressor 21 is guided to a combustor 22 and burns together with fuel in a combustion chamber 23 of the combustor. Some compressed air is used as cooling air for combustors and blades.
【００２１】燃焼室にて発生した高温高圧の燃焼ガス
は、静翼１を経て動翼２に噴射されタービン２０を駆動
する。そして図示はしていないが、一般には回転軸２４
に結合されている発電機により発電するように構成され
ている。The high-temperature and high-pressure combustion gas generated in the combustion chamber is injected into the moving blade 2 via the stationary blade 1 to drive the turbine 20. Although not shown, the rotating shaft 24 is generally
Is configured to generate electric power by a generator coupled to the power generator.
【００２２】タービン２０は、図３にその要部が拡大し
て示されているように、回転軸２４にディスク１１が鍔
状に設けられており、このディスク１１の外周部に動翼
２が固定保持されている。As shown in FIG. 3, the main part of the turbine 20 is provided with a disk 11 in a flange shape on a rotating shaft 24, and the rotor blade 2 is provided on the outer peripheral portion of the disk 11. Fixedly held.
【００２３】そして動翼２の冷却は、動翼内部に形成さ
れている冷却通路に冷却媒体（冷媒、圧縮機からの空
気）が流通されて行われるわけであるが、この動翼冷却
用の媒体の全体的な流通経路は次のようになる。The cooling of the moving blade 2 is performed by flowing a cooling medium (refrigerant, air from the compressor) through a cooling passage formed inside the moving blade. The overall distribution channel of the medium is as follows.
【００２４】すなわち図中に点線矢印で示すように、圧
縮機からの圧縮空気Ａ１が、軸内を流通し、軸部からデ
ィスク１１の一方面を強制対流冷却しながら径方向外側
へ流れ（Ａ２）、動翼２の内部を流通した後ディスク１
１の他方面の壁面に沿って径方向内側に向かって流れ
（Ａ３）、そして回収される。すなわち燃焼用空気とし
て、外部配管を介し燃焼器２２側に戻される。That is, as shown by a dotted arrow in the drawing, the compressed air A1 from the compressor flows through the shaft and flows radially outward from the shaft while forcibly cooling one surface of the disk 11 (A2). ), Disc 1 after flowing inside rotor blade 2
1 flows radially inward along the other wall surface (A3), and is collected. That is, the air is returned to the combustor 22 via the external pipe as combustion air.
【００２５】ここで重要なことは、冷却媒体がディスク
１１に沿って流れ動翼２内に流入するわけであるが、こ
の場合、この全ての冷却媒体が流入するわけではなく、
その一部は動翼２と熱変換すること無くディスク１１の
反対側に排出させられると云うことである。What is important here is that the cooling medium flows along the disk 11 and flows into the moving blades 2. In this case, not all of the cooling medium flows.
A part thereof is discharged to the opposite side of the disk 11 without heat conversion with the rotor blade 2.
【００２６】すなわち図１に示されているように、ディ
スク１１の外周近傍にディスクの一方側壁面１１ａと他
方側壁面１１ｂを結ぶ貫通孔、すなわちバイパス路９が
設けられており、ディスクの一方側壁面１１ａ側を流通
してきた冷媒Ａ２は、大部分が動翼２の冷却通路５に流
入するが、その一部はこのバイパス路９を流通しディス
クの他方側壁面１１ｂ側に流れていくのである。That is, as shown in FIG. 1, a through hole connecting the one side wall surface 11a and the other side wall surface 11b of the disk, that is, a bypass passage 9 is provided near the outer periphery of the disk 11, and one side of the disk 11 is provided. Most of the refrigerant A2 flowing on the wall surface 11a side flows into the cooling passage 5 of the rotor blade 2, but a part of the refrigerant A2 flows through the bypass passage 9 and flows to the other side wall surface 11b side of the disk. .
【００２７】このように形成されていると、動翼２に供
給される冷却媒体の一部がバイパス路９を通り、直接的
にディスク１１の反対側、すなわち動翼２の熱と熱交換
することなく回収側へ流れ、そして動翼２を冷却した高
温の冷却媒体とその出口側で混合することになる。With this configuration, a part of the cooling medium supplied to the moving blade 2 passes through the bypass 9 and directly exchanges heat with the heat on the opposite side of the disk 11, that is, the moving blade 2. Without flowing to the recovery side, and is mixed with the high-temperature cooling medium that has cooled the moving blade 2 at the outlet side.
【００２８】これにより動翼２を冷却し、排出された高
温の冷却媒体は、このバイパス路９を流通してきた冷却
媒体により希釈され、その温度は低くなる。As a result, the moving blade 2 is cooled, and the discharged high-temperature cooling medium is diluted by the cooling medium flowing through the bypass passage 9 to lower its temperature.
【００２９】したがってディスク１１の一方面側と他方
面側とを流れる空気の温度差は小さくなり、ディスクの
軸方向間での熱応力の増大は防止され、また、その変形
は防止される。Accordingly, the temperature difference between the air flowing on one side and the other side of the disk 11 is reduced, so that an increase in thermal stress in the axial direction of the disk is prevented, and deformation of the disk is prevented.
【００３０】これによりディスク１１に保持されている
動翼２の傾きも少なくなり、タービン性能を低下させる
ことはなくなるのである。また更には、ディスクの熱変
形に起因する動翼側部のシール性能の低下や動翼先端で
の接触、あるいはこの接触によるタービン翼およびケー
シングの損傷をも防止することができる。As a result, the inclination of the moving blade 2 held on the disk 11 is reduced, and the performance of the turbine is not reduced. Further, it is also possible to prevent a decrease in sealing performance of the moving blade side portion due to the thermal deformation of the disk, a contact at the moving blade tip, or damage to the turbine blade and the casing due to the contact.
【００３１】尚、以上の説明ではバイパス路９を形成す
るにあたり、バイパス路として、ディスク１１の外周部
に貫通孔を設けるように説明してきたが、このバイパス
路は貫通孔でなければならないわけではなく、要は一部
の冷却媒体が熱交換することなく動翼２から排出される
高温の冷却媒体を希釈すればよく、他の形状あるいは他
の構成であっても何等差し支えないことは勿論である。In the above description, when forming the bypass 9, a through-hole was provided in the outer peripheral portion of the disk 11 as the bypass, but this bypass must not be a through-hole. In other words, it is only necessary to dilute the high-temperature cooling medium discharged from the rotor blade 2 without heat exchange of some of the cooling medium, and it goes without saying that other shapes or other configurations may be used. is there.
【００３２】図２にはそのもう一つの例が示されてい
る。この図は動翼とディスクの一部を示したもので、バ
イパス路９が動翼２とディスク１１の合わせ目に設ける
ようにしたものである。FIG. 2 shows another example. This figure shows a part of the moving blade and the disk, and the bypass passage 9 is provided at the joint between the moving blade 2 and the disk 11.
【００３３】すなわち動翼ダブテール４が嵌合されるダ
ブテール溝７の底部に、冷却媒体の取り入れ口１３と取
り出し口１４を設け、この取り入れ口と取り出し口間
に、最短距離で、バイパス路９を設けるようにしたもの
である。That is, an inlet 13 and an outlet 14 for the cooling medium are provided at the bottom of the dovetail groove 7 into which the rotor blade dovetail 4 is fitted, and a bypass 9 is provided between the inlet and the outlet at the shortest distance. It is provided.
【００３４】この構成においても、前述した実施例と同
様な作用効果を生ずることは勿論のこと、更にこの場合
には、特にディスク１１にバイパス路として新たな貫通
孔等を設ける必要がなく、ディスク形状は簡素なものと
なり、製造は容易となる。In this configuration, the same operation and effect as those of the above-described embodiment can be obtained. In this case, it is not necessary to provide a new through-hole or the like as a bypass in the disk 11. The shape is simple and the manufacture is easy.
【００３５】図５には、さらに他の実施例が示されてい
る。この例においては、バイパス路９内に、このバイパ
ス路を流通する冷却媒体の流量を調節する流量調節装置
１０を設けるようにしたものである。FIG. 5 shows still another embodiment. In this example, a flow rate adjusting device 10 that adjusts the flow rate of the cooling medium flowing through the bypass passage 9 is provided in the bypass passage 9.
【００３６】流量調節装置としては、構成および強度の
点からオリフィスが最も良いであろう。An orifice may be the best flow control device in terms of construction and strength.
【００３７】この流量調節装置１０によって、動翼冷却
用として供給された冷却媒体は、動翼の冷却通路５を経
由するものと、直接、バイパス路９を通って流出するも
のの流量を容易に制御することが可能となる。The flow rate control device 10 easily controls the flow rates of the cooling medium supplied for cooling the moving blades, which passes through the cooling passage 5 of the moving blades and flows directly through the bypass passage 9. It is possible to do.
【００３８】図６にはさらに他の実施例が示されてい
る。この例は、バイパス路９内に、冷却媒体取り入れ口
１３と取り出し口１４とを分離する隔壁１６を設け、こ
の隔壁の底部とバイパス路底部との間に流通路９ａを設
け、かつその下流側（図中右側）の底部近傍にガイドベ
ーン１２を設けるようにしたものである。FIG. 6 shows still another embodiment. In this example, a partition 16 for separating a cooling medium intake 13 and an outlet 14 is provided in a bypass 9, a flow passage 9 a is provided between the bottom of the partition and the bottom of the bypass, and a downstream side thereof is provided. A guide vane 12 is provided near the bottom (right side in the figure).
【００３９】このようにガイドベーン１２を設けておけ
ば、低温の冷却媒体が、このガイドベーン１２に案内さ
れてバイパス路内のディスクの表面に沿って流れる。一
方、動翼２の冷却通路から動翼を冷却した後の高温の冷
却媒体が流れ込むが、この時、前記ディスクの表面に沿
って流れる冷却媒体は、フィルム冷却の効果を発揮し、
高温の冷却媒体からの熱を遮断し、ディスク１１の冷却
媒体取り出し口１４側の急激な高温化を防止する。If the guide vanes 12 are provided as described above, a low-temperature cooling medium is guided by the guide vanes 12 and flows along the surface of the disk in the bypass. On the other hand, a high-temperature cooling medium after cooling the moving blades flows in from the cooling passage of the moving blades 2. At this time, the cooling medium flowing along the surface of the disk exhibits a film cooling effect,
The heat from the high-temperature cooling medium is shut off, thereby preventing a sudden increase in the temperature of the cooling medium outlet 14 of the disk 11.
【００４０】そしてその後、それぞれの冷却媒体は混合
し、冷却媒体の取り出し口１４部での温度以上となっ
て、ディスク１１の他方面側へ向かうことになる。After that, the respective cooling media are mixed, and the temperature of the cooling medium is equal to or higher than the temperature at the outlet 14 of the cooling medium, and the cooling medium is directed toward the other surface of the disk 11.
【００４１】したがってこのものであると、バイパス路
部のディスクの急激な温度変化を緩和し、熱応力の低減
を図ることができる。Therefore, according to this, a sudden temperature change of the disk in the bypass passage can be reduced, and the thermal stress can be reduced.
【００４２】図７には、さらに他の実施例が示されてい
る。この例は、バイパス路９より排出された冷却媒体
が、ディスク１１の側壁表面に沿うようにしたもので、
冷却媒体取り出し口１４の下流側に、バイパス路９を流
通した冷却媒体をディスク１１の側壁表面に沿うように
案内するガイドベーン１７を設けるようにしたものであ
る。FIG. 7 shows still another embodiment. In this example, the cooling medium discharged from the bypass 9 is arranged along the side wall surface of the disk 11.
A guide vane 17 for guiding the cooling medium flowing through the bypass passage 9 along the side wall surface of the disk 11 is provided downstream of the cooling medium outlet 14.
【００４３】このように形成すると、低温の冷却媒体が
ディスクの他方面に沿って流れ、ディスクの低温化が促
進され、軸方向に対するディスクの熱応力を、更に軽減
することができる。When formed in this manner, the low-temperature cooling medium flows along the other surface of the disk, which promotes the lowering of the temperature of the disk and further reduces the thermal stress of the disk in the axial direction.
【００４４】図８には、ディスクの材料として１２Ｃｒ
鋼を用いた場合の実験結果が示されている。この図はデ
ィスク両壁表面の温度差と熱応力の関係を示したもの
で、通常、動翼入り口の冷却媒体の温度は２００℃前後
であり、動翼出口の温度は５００℃前後であることか
ら、その温度差は３００℃前後となり、この場合の熱応
力は約３７、８ｋｇｆ／ｍｍ2（Ｑ点）である。FIG. 8 shows that 12Cr
The results of experiments using steel are shown. This figure shows the relationship between the temperature difference between the disk wall surfaces and the thermal stress. Usually, the temperature of the cooling medium at the entrance of the moving blade is around 200 ° C, and the temperature at the exit of the moving blade is around 500 ° C. Therefore, the temperature difference is about 300 ° C., and the thermal stress in this case is about 37.8 kgf / mm 2 (point Q).
【００４５】これが、バイパス路を設け、これに動翼に
流れる流量と同一量の冷却媒体を流した場合、ディスク
両壁表面の温度差は約１００℃で、熱応力は１／３（Ｒ
点）となる。When a bypass passage is provided and a cooling medium having the same flow rate as the flow rate flowing through the moving blades is supplied to the bypass passage, the temperature difference between both disk wall surfaces is about 100 ° C., and the thermal stress is ３ (R
Point).
【００４６】いま、バイパス路を流通する冷却媒体の流
量を、最大であろうと思われる動翼側に流れる流量と同
一にした場合について述べたが、実用に際しては、用い
る材料の関係、また許されるバイパス路の大きさの関係
もあり、バイパス路の冷却媒体流量はこれらの間で適宜
選べば良いであろう。Now, a case has been described in which the flow rate of the cooling medium flowing through the bypass passage is set to be the same as the flow rate flowing to the rotor blade side which is considered to be the maximum. However, in practical use, the relationship between the materials used and the allowable bypass There is also a relation of the size of the passage, and the flow rate of the cooling medium in the bypass passage may be appropriately selected between these.
【００４７】[0047]
【発明の効果】以上説明してきたように本発明は、ディ
スクの外周近傍に、動翼の冷却通路をバイパスする冷却
媒体バイパス路を設けるようになしたから、動翼より排
出される高温の冷却媒体は、このバイパスを流通してき
た冷却媒体により希釈され、その温度は低くなり、ディ
スクの一方面側と他方面側との温度差を小さくすること
ができ、したがって冷媒回収型のタービンであっても、
動翼に生ずる傾きが少なく、タービン性能を低下させる
ことのないこの種冷媒回収型のタービンを得ることがで
きる。As described above, according to the present invention, since the cooling medium bypass which bypasses the cooling passage of the moving blade is provided near the outer periphery of the disk, the high-temperature cooling discharged from the moving blade is provided. The medium is diluted by the cooling medium flowing through the bypass, the temperature of the medium decreases, and the temperature difference between one side and the other side of the disk can be reduced. Also,
This type of refrigerant recovery type turbine can be obtained in which the tilt generated on the rotor blade is small and the performance of the turbine is not reduced.
【図１】本発明の冷媒回収型ガスタービンのディスク部
の一実施例を示す縦断側面図である。FIG. 1 is a longitudinal sectional side view showing one embodiment of a disk portion of a refrigerant recovery type gas turbine of the present invention.
【図２】本発明の冷媒回収型ガスタービンの動翼部周辺
を示す一部破断斜視図である。FIG. 2 is a partially broken perspective view showing a periphery of a rotor blade portion of the refrigerant recovery type gas turbine of the present invention.
【図３】本発明の冷媒回収型ガスタービンのタービン部
を示す縦断側面図である。FIG. 3 is a longitudinal sectional side view showing a turbine portion of the refrigerant recovery type gas turbine of the present invention.
【図４】本発明の冷媒回収型ガスタービンを一部断面し
て示す側面図である。FIG. 4 is a side view showing a refrigerant recovery type gas turbine of the present invention in a partially sectional view.
【図５】本発明の冷媒回収型ガスタービンのディスク部
の他の実施例を示す縦断側面図である。FIG. 5 is a longitudinal sectional side view showing another embodiment of the disk portion of the refrigerant recovery type gas turbine of the present invention.
【図６】本発明の冷媒回収型ガスタービンのディスク部
の他の実施例を示す縦断側面図である。FIG. 6 is a longitudinal sectional side view showing another embodiment of the disk portion of the refrigerant recovery type gas turbine of the present invention.
【図７】本発明の冷媒回収型ガスタービンのディスク部
の他の実施例を示す縦断側面図である。FIG. 7 is a longitudinal sectional side view showing another embodiment of the disk portion of the refrigerant recovery type gas turbine of the present invention.
【図８】ディスク部の温度差と熱応力との関係を示す特
性図である。FIG. 8 is a characteristic diagram showing a relationship between a temperature difference of a disk portion and a thermal stress.
１…静翼、２…動翼、９…バイパス路、１０…流量調節
装置、１１…ディスク、１６…ガイドベーン。DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Static blade, 2 ... Moving blade, 9 ... Bypass path, 10 ... Flow control device, 11 ... Disk, 16 ... Guide vane.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 村田 英太郎 茨城県日立市幸町三丁目１番１号 株式 会社 日立製作所 日立工場内 (56)参考文献 特開 昭48−24113（ＪＰ，Ａ) 特開 平３−264702（ＪＰ，Ａ) 特開 昭53−1711（ＪＰ，Ａ) 特開 昭54−45414（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−226502（ＪＰ，Ａ) 特開 昭58−135304（ＪＰ，Ａ) 特開 昭54−82518（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 5/18 F01D 5/08 F02C 7/18 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing from the front page (72) Eitaro Murata, Inventor Hitachi, Ltd. 3-1-1, Sachimachi, Hitachi City, Ibaraki Pref. Hitachi, Ltd. Hitachi Plant (56) References JP-A-3-264702 (JP, A) JP-A-53-1711 (JP, A) JP-A-54-45414 (JP, A) JP-A-61-226502 (JP, A) JP-A-58-135304 (JP, A) JP, A) JP-A-54-82518 (JP, A) (58) Fields investigated (Int. Cl. 7 , DB name) F01D 5/18 F01D 5/08 F02C 7/18
Claims (7)
に回転するディスクと、該ディスクの外周に固定配置さ
れ、内部に冷却通路を有する動翼とを備え、 前記動翼の冷却通路を流通する冷却媒体が、前記ディス
クの一方側の側壁部を流通して動翼の冷却通路に入り、
冷却通路をでた冷却媒体が、ディスクの反対側の側壁部
を流通して回収されるように形成されている冷媒回収型
ガスタービンにおいて、 前記ディスクの外周近傍に、前記動翼の冷却通路をバイ
パスする冷却媒体バイパス路を設けたことを特徴とする
冷媒回収型ガスタービン。1. A disk arranged on the outer periphery of a rotating shaft and rotating with the rotating shaft, and a moving blade fixedly arranged on the outer periphery of the disk and having a cooling passage therein, and flowing through the cooling passage of the moving blade. Cooling medium flows through the side wall on one side of the disk and enters the cooling passage of the rotor blade,
In a refrigerant recovery type gas turbine formed so that the cooling medium flowing out of the cooling passage is recovered by flowing through the side wall portion on the opposite side of the disk, a cooling passage for the moving blade is provided near an outer periphery of the disk. A refrigerant recovery type gas turbine comprising a cooling medium bypass passage for bypassing.
に回転するディスクと、該ディスクの外周に固定配置さ
れ、内部に冷却通路を有する動翼とを備え、 前記動翼の冷却通路を流通する冷却媒体が、前記ディス
クの一方側の側壁部を流通して動翼の冷却通路に入り、
冷却通路をでた冷却媒体が、前記ディスクの反対側の側
壁部を流通して回収されるように形成されている冷媒回
収型ガスタービンにおいて、 前記ディスクの外周近傍に、該ディスクの両側壁部を結
ぶ貫通孔を設けたことを特徴とする冷媒回収型ガスター
ビン。2. A disk arranged on the outer periphery of a rotating shaft and rotating with the rotating shaft, and a moving blade fixedly arranged on the outer periphery of the disk and having a cooling passage therein, and flowing through the cooling passage of the moving blade. Cooling medium flows through the side wall on one side of the disk and enters the cooling passage of the rotor blade,
In a refrigerant recovery type gas turbine formed such that a cooling medium flowing out of a cooling passage is recovered by flowing through a side wall part on the opposite side of the disk, near the outer periphery of the disk, both side wall parts of the disk A refrigerant recovery type gas turbine, characterized in that a through hole is provided to connect the two.
に回転するディスクと、該ディスクの外周に固定配置さ
れ、内部に冷却通路を有する動翼とを備え、 前記動翼の冷却通路を流通する冷却媒体が、前記ディス
クの一方側の側壁部を流通して動翼の冷却通路に入り、
冷却通路をでた冷媒が、前記ディスクの反対側の側壁部
を流通して回収されるように形成されている冷媒回収型
ガスタービンにおいて、 前記動翼の冷却通路に流入する一部の冷却媒体を、動翼
の冷却通路外を迂回させ、前記冷却通路より排出される
冷却媒体と混合させるように形成したことを特徴とする
冷媒回収型ガスタービン。3. A disk arranged on an outer periphery of a rotating shaft and rotating with the rotating shaft, and a moving blade fixedly arranged on the outer periphery of the disk and having a cooling passage therein, and flowing through the cooling passage of the moving blade. Cooling medium flows through the side wall on one side of the disk and enters the cooling passage of the rotor blade,
In the refrigerant recovery type gas turbine formed so that the refrigerant flowing through the cooling passage is recovered by flowing through the side wall portion on the opposite side of the disk, a part of the cooling medium flowing into the cooling passage of the bucket is provided. The refrigerant recovery type gas turbine is characterized in that the refrigerant is bypassed outside the cooling passage of the rotor blade and mixed with the cooling medium discharged from the cooling passage.
に回転するディスクと、該ディスクの外周に結合され、
内部に冷却通路を有する動翼とを備え、 前記動翼の冷却通路を流通する冷却媒体が、前記ディス
クの一方側の側壁部を流通して動翼の冷却通路に入り、
ディスクの反対側の側壁部を流通して回収されるように
形成されている冷媒回収型ガスタービンにおいて、 前記ディスクと動翼との結合部近傍に、前記動翼の冷却
通路をバイパスする冷却媒体バイパス路を設けるととも
に、該バイパス路に、バイパス路内を流通する冷却媒体
の流通量を調整する流量調節装置を設けたことを特徴と
する冷媒回収型ガスタービン。4. A disk disposed on the outer periphery of the rotating shaft and rotating with the rotating shaft, and coupled to the outer periphery of the disk,
A moving medium having a cooling passage therein, wherein a cooling medium flowing through the cooling passage of the moving blade flows through the side wall on one side of the disk and enters the cooling passage of the moving blade,
In a refrigerant recovery type gas turbine formed so as to flow and be collected on a side wall portion on the opposite side of a disk, a cooling medium that bypasses a cooling passage of the moving blade near a joint between the disk and the moving blade. A refrigerant recovery type gas turbine comprising: a bypass passage; and a flow control device for adjusting a flow rate of a cooling medium flowing in the bypass passage, in the bypass passage.
求項４記載の冷媒回収型ガスタービン。5. A refrigerant recovery type gas turbine according to claim 4, wherein said flow control device is an orifice.
イパス路より排出された冷却媒体がディスク側壁面に沿
って流通するように案内するガイドベーンを設けてなる
請求項４記載の冷媒回収型ガスタービン。6. The refrigerant recovery type according to claim 4, wherein a guide vane for guiding the cooling medium discharged from the bypass path to flow along the disk side wall surface is provided on the cooling medium discharge side of the bypass path. gas turbine.
合面に形成されてなる請求項４、５または６記載の冷媒
回収型ガスタービン。7. The refrigerant recovery type gas turbine according to claim 4, wherein the bypass path is formed on a coupling surface between the disk and the moving blade.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5172845A JP3052980B2 (en) | 1993-07-13 | 1993-07-13 | Refrigerant recovery type gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5172845A JP3052980B2 (en) | 1993-07-13 | 1993-07-13 | Refrigerant recovery type gas turbine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0726903A JPH0726903A (en) | 1995-01-27 |
| JP3052980B2 true JP3052980B2 (en) | 2000-06-19 |
Family
ID=15949391
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5172845A Expired - Fee Related JP3052980B2 (en) | 1993-07-13 | 1993-07-13 | Refrigerant recovery type gas turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3052980B2 (en) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6749400B2 (en) * | 2002-08-29 | 2004-06-15 | General Electric Company | Gas turbine engine disk rim with axially cutback and circumferentially skewed cooling air slots |
| JP5379585B2 (en) * | 2009-07-15 | 2013-12-25 | 株式会社日立製作所 | Steam turbine with cleaning function for blade mounting part |
-
1993
- 1993-07-13 JP JP5172845A patent/JP3052980B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0726903A (en) | 1995-01-27 |
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| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |