JP3186576B2 - ガスタービン静翼 - Google Patents
ガスタービン静翼Info
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- JP3186576B2 JP3186576B2 JP09505496A JP9505496A JP3186576B2 JP 3186576 B2 JP3186576 B2 JP 3186576B2 JP 09505496 A JP09505496 A JP 09505496A JP 9505496 A JP9505496 A JP 9505496A JP 3186576 B2 JP3186576 B2 JP 3186576B2
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン静翼に
関する。
関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンは、タービンに結合された
圧縮機を備え、そして圧縮機により圧縮された高圧力の
空気を酸化剤として燃料を燃焼させ、発生する高温高圧
ガスによりタービンを駆動し、例えば、電力等のエネル
ギに変換する自立式のエネルギ変換装置である。
圧縮機を備え、そして圧縮機により圧縮された高圧力の
空気を酸化剤として燃料を燃焼させ、発生する高温高圧
ガスによりタービンを駆動し、例えば、電力等のエネル
ギに変換する自立式のエネルギ変換装置である。
【０００３】この場合、消費燃料に対する電気エネルギ
の変換効率は、ガスタービンに依存されるといっても過
言ではなく、従来からガスタービンの性能向上が望まれ
ていた。その性能向上の一つの手段として現在では作動
ガスの高温高圧化が進められている。さらにはガスター
ビンの高温の排ガスを利用した排熱回収ボイラにより蒸
気を発生させ、蒸気タービンシステムとのコンバインド
プラントによって、ガスタービンと蒸気タービンとを含
めた総合エネルギ変換効率向上方法も提案されている。
ガスタービンの作動ガス温度はタービン翼材が主にガス
温度に起因する熱応力に耐え得る能力によって制限され
る。作動ガスの高温化に際し、タービン翼の耐用温度を
満足させるため、タービン翼の内部に中空の冷却流路を
形成し、この冷却流路に冷却媒体を通過させることによ
ってタービン翼を内部から冷却する方法が良く採られて
いる。
の変換効率は、ガスタービンに依存されるといっても過
言ではなく、従来からガスタービンの性能向上が望まれ
ていた。その性能向上の一つの手段として現在では作動
ガスの高温高圧化が進められている。さらにはガスター
ビンの高温の排ガスを利用した排熱回収ボイラにより蒸
気を発生させ、蒸気タービンシステムとのコンバインド
プラントによって、ガスタービンと蒸気タービンとを含
めた総合エネルギ変換効率向上方法も提案されている。
ガスタービンの作動ガス温度はタービン翼材が主にガス
温度に起因する熱応力に耐え得る能力によって制限され
る。作動ガスの高温化に際し、タービン翼の耐用温度を
満足させるため、タービン翼の内部に中空の冷却流路を
形成し、この冷却流路に冷却媒体を通過させることによ
ってタービン翼を内部から冷却する方法が良く採られて
いる。
【０００４】従来、一般には圧縮空気の一部を抽気して
タービン翼の冷却に利用するが、より高温ガスタービン
では空気よりも冷却性能の高い蒸気を利用する方法が例
えば米国特許第4,565,490 号に提案されている。圧縮機
で圧縮した空気の大部分を燃焼器で熱エネルギを加え、
作動ガスとしてタービン系に導くので、ガスタービン効
率は高くなる。しかし、この方法は冷却蒸気源が既に有
ることが前提であり、新たに蒸気発生システムを追加す
る場合は効率は低下し、価格も高価になる。そこでコン
バインドプラント用ガスタービンでは排熱回収ボイラに
より発生した蒸気の一部を前記蒸気冷却タービン翼を搭
載したガスタービンの冷却に利用し、タービン翼を冷却
した後の高温蒸気をガスタービン外に回収し、蒸気ター
ビンの駆動に活用する方法も提案されている。ガスター
ビンの冷却回収熱を蒸気タービンで動力として回収でき
るため、さらにプラント効率が向上する。かかるガスタ
ービン翼の構造例には、特開平2−241902号、また特開
平5−163959号公報などがある。
タービン翼の冷却に利用するが、より高温ガスタービン
では空気よりも冷却性能の高い蒸気を利用する方法が例
えば米国特許第4,565,490 号に提案されている。圧縮機
で圧縮した空気の大部分を燃焼器で熱エネルギを加え、
作動ガスとしてタービン系に導くので、ガスタービン効
率は高くなる。しかし、この方法は冷却蒸気源が既に有
ることが前提であり、新たに蒸気発生システムを追加す
る場合は効率は低下し、価格も高価になる。そこでコン
バインドプラント用ガスタービンでは排熱回収ボイラに
より発生した蒸気の一部を前記蒸気冷却タービン翼を搭
載したガスタービンの冷却に利用し、タービン翼を冷却
した後の高温蒸気をガスタービン外に回収し、蒸気ター
ビンの駆動に活用する方法も提案されている。ガスター
ビンの冷却回収熱を蒸気タービンで動力として回収でき
るため、さらにプラント効率が向上する。かかるガスタ
ービン翼の構造例には、特開平2−241902号、また特開
平5−163959号公報などがある。
【０００５】ガスタービンを蒸気により冷却する目的
は、より高温高効率ガスタービンと、より高効率コンバ
インドプラントを提供することにある。そのためには、
冷却蒸気をほぼ完全に回収することが肝要であり、回収
が不十分な場合、高温ガスタービンは提供できても、高
効率ガスタービンと高効率コンバインドプラントは提供
することはできない。また、タービン翼に掛かる応力を
緩和することもガスタービンの強度信頼性を確保するた
めに重要であり、さらにはタービン翼の製作加工性が容
易なことも重要である。
は、より高温高効率ガスタービンと、より高効率コンバ
インドプラントを提供することにある。そのためには、
冷却蒸気をほぼ完全に回収することが肝要であり、回収
が不十分な場合、高温ガスタービンは提供できても、高
効率ガスタービンと高効率コンバインドプラントは提供
することはできない。また、タービン翼に掛かる応力を
緩和することもガスタービンの強度信頼性を確保するた
めに重要であり、さらにはタービン翼の製作加工性が容
易なことも重要である。
【０００６】かかる観点から従来の蒸気冷却ガスタービ
ン翼を見ると、信頼性の高い高温・高効率ガスタービン
および高効率コンバインドプラントを提供するために、
なお改良を必要とする。
ン翼を見ると、信頼性の高い高温・高効率ガスタービン
および高効率コンバインドプラントを提供するために、
なお改良を必要とする。
【０００７】すなわち第１の従来例、米国特許第4,565,
490 号のタービン静翼は、静翼を内部から冷却した蒸気
の全てを翼表面，翼後縁端およびエンドウォール面より
主流ガス中に放出している。かかる構造では翼面を蒸気
により覆うので静翼を十分に冷却し、かつ翼に掛かる熱
応力を緩和できるので高温ガスタービンは提供できる
が、冷却蒸気の全てを主流ガス中に放出するため放出蒸
気相当の水の精製をも考慮したガスタービン効率，コン
バインド効率は低下する。
490 号のタービン静翼は、静翼を内部から冷却した蒸気
の全てを翼表面，翼後縁端およびエンドウォール面より
主流ガス中に放出している。かかる構造では翼面を蒸気
により覆うので静翼を十分に冷却し、かつ翼に掛かる熱
応力を緩和できるので高温ガスタービンは提供できる
が、冷却蒸気の全てを主流ガス中に放出するため放出蒸
気相当の水の精製をも考慮したガスタービン効率，コン
バインド効率は低下する。
【０００８】第２の従来例、特開平2−241902 号のター
ビン静翼は、静翼を内部からインピンジメント冷却によ
り冷却し、冷却蒸気を翼内径側より翼外に導き回収す
る。また翼後縁部を冷却した蒸気は、後縁端より放出す
る。かかる第２の従来例ではより高温ガスタービンに対
処するには、冷却蒸気の供給圧力をより高圧力にする必
要がある。すなわち、本構造では翼外側の主流ガスの高
温化に対して翼温度を許容温度に冷却するには、翼内部
の熱伝達率を高める必要があるが、冷却熱伝達率の値は
冷却蒸気の供給流量に比例するため、翼冷却に必要な高
い熱伝達率を得るには、高密度の蒸気で冷却するように
高蒸気圧力条件にする必要がある。例えば主流ガス作動
温度が１５００℃クラスの場合、冷却蒸気の圧力は１０
０ata 程度が必要である。このような高圧蒸気のもとで
は、蒸気供給系−回収系における蒸気の漏洩が生じるこ
とによる効率の低下あるいは静翼の内外圧力差（内側蒸
気圧力−外側作動ガス圧力）による翼が膨らもうとする
応力発生、すなわち、静翼の強度信頼性を低下させる原
因になる。仮に本従来例において翼面より冷却蒸気の一
部をフィルム冷却として放出すればより低圧蒸気で冷却
が可能になるが、前記のごとく蒸気の放出は効率の低下
となり第１の従来例の欠点と同じになる。また、本従来
例では翼後縁端より冷却蒸気の一部を作動ガス側に放出
しているので効率低下となる。
ビン静翼は、静翼を内部からインピンジメント冷却によ
り冷却し、冷却蒸気を翼内径側より翼外に導き回収す
る。また翼後縁部を冷却した蒸気は、後縁端より放出す
る。かかる第２の従来例ではより高温ガスタービンに対
処するには、冷却蒸気の供給圧力をより高圧力にする必
要がある。すなわち、本構造では翼外側の主流ガスの高
温化に対して翼温度を許容温度に冷却するには、翼内部
の熱伝達率を高める必要があるが、冷却熱伝達率の値は
冷却蒸気の供給流量に比例するため、翼冷却に必要な高
い熱伝達率を得るには、高密度の蒸気で冷却するように
高蒸気圧力条件にする必要がある。例えば主流ガス作動
温度が１５００℃クラスの場合、冷却蒸気の圧力は１０
０ata 程度が必要である。このような高圧蒸気のもとで
は、蒸気供給系−回収系における蒸気の漏洩が生じるこ
とによる効率の低下あるいは静翼の内外圧力差（内側蒸
気圧力−外側作動ガス圧力）による翼が膨らもうとする
応力発生、すなわち、静翼の強度信頼性を低下させる原
因になる。仮に本従来例において翼面より冷却蒸気の一
部をフィルム冷却として放出すればより低圧蒸気で冷却
が可能になるが、前記のごとく蒸気の放出は効率の低下
となり第１の従来例の欠点と同じになる。また、本従来
例では翼後縁端より冷却蒸気の一部を作動ガス側に放出
しているので効率低下となる。
【０００９】第３の従来例・特開平5−163959 号公報の
タービン静翼は、静翼外径側エンドウォールに蒸気の供
給管と回収管に接続した蒸気分配キャビティと蒸気収集
キャビティを設け内径側エンドウォールに蒸気中間収集
キャビティと蒸気リターンキャビティを設け、翼本体に
はその中央部に中央キャビティが翼のスパン方向に形成
され一方、中央キャビティを囲む翼周辺部の多数の冷却
孔を蒸気供給側および蒸気回収側に分かれて形成させ、
蒸気供給管，外径側エンドウォールの蒸気分配キャビテ
ィ，翼本体蒸気供給側冷却孔，内径側エンドウォール蒸
気中間収集キャビティ，蒸気リターンキャビティ，回収
側冷却孔，外径側エンドウォール蒸気収集キャビティさ
らに蒸気回収管となる蒸気冷却流路を形成する。また必
要に応じて翼本体中央キャビティに冷却空気を供給し、
翼面に多数加工したフィルム冷却孔より主流ガス側に放
出する。かかる従来の蒸気冷却タービン静翼は翼の冷却
上は適当な構造を有しているが、冷却構造を形成する上
で困難な加工作業となり、高価なタービン静翼となる。
すなわち、本従来例では翼本体の翼肉厚部に外径側，内
径側エンドウォールの供給キャビティ，回収キャビティ
に連通した多数の冷却孔を加工するが、蒸気供給，回収
キャビティを含めた翼本体は精密鋳造により製作可能で
あるが、冷却孔は現在の加工技術では機械ドリル加工あ
るいは放電加工にならざるを得ない。翼を適確に冷却す
るためには冷却孔を翼表面からの距離が正確な位置に設
けなければならない。薄い翼肉厚部に外径側エンドウォ
ールから内径側エンドウォールに通じる長い冷却孔を翼
表面から正確な位置距離に加工するのは困難であり、加
工できても高価な翼となる。
タービン静翼は、静翼外径側エンドウォールに蒸気の供
給管と回収管に接続した蒸気分配キャビティと蒸気収集
キャビティを設け内径側エンドウォールに蒸気中間収集
キャビティと蒸気リターンキャビティを設け、翼本体に
はその中央部に中央キャビティが翼のスパン方向に形成
され一方、中央キャビティを囲む翼周辺部の多数の冷却
孔を蒸気供給側および蒸気回収側に分かれて形成させ、
蒸気供給管，外径側エンドウォールの蒸気分配キャビテ
ィ，翼本体蒸気供給側冷却孔，内径側エンドウォール蒸
気中間収集キャビティ，蒸気リターンキャビティ，回収
側冷却孔，外径側エンドウォール蒸気収集キャビティさ
らに蒸気回収管となる蒸気冷却流路を形成する。また必
要に応じて翼本体中央キャビティに冷却空気を供給し、
翼面に多数加工したフィルム冷却孔より主流ガス側に放
出する。かかる従来の蒸気冷却タービン静翼は翼の冷却
上は適当な構造を有しているが、冷却構造を形成する上
で困難な加工作業となり、高価なタービン静翼となる。
すなわち、本従来例では翼本体の翼肉厚部に外径側，内
径側エンドウォールの供給キャビティ，回収キャビティ
に連通した多数の冷却孔を加工するが、蒸気供給，回収
キャビティを含めた翼本体は精密鋳造により製作可能で
あるが、冷却孔は現在の加工技術では機械ドリル加工あ
るいは放電加工にならざるを得ない。翼を適確に冷却す
るためには冷却孔を翼表面からの距離が正確な位置に設
けなければならない。薄い翼肉厚部に外径側エンドウォ
ールから内径側エンドウォールに通じる長い冷却孔を翼
表面から正確な位置距離に加工するのは困難であり、加
工できても高価な翼となる。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】従来の蒸気冷却ガスタ
ービン静翼は、いくつかの構造が提案されているがこれ
らには冷却蒸気の一部あるいは全てをフィルム冷却とし
てあるいは後縁端より主流ガス中に放出することによ
り、ガスタービンおよびコンバインドプラントの効率を
低下させたり、静翼を十分に冷却するためにガスタービ
ン作動ガス圧力に比べて高圧力の蒸気源を必要とし翼内
外圧力差に伴う応力により信頼性に不安のある静翼とな
り、または製作上高価なタービン静翼となる。
ービン静翼は、いくつかの構造が提案されているがこれ
らには冷却蒸気の一部あるいは全てをフィルム冷却とし
てあるいは後縁端より主流ガス中に放出することによ
り、ガスタービンおよびコンバインドプラントの効率を
低下させたり、静翼を十分に冷却するためにガスタービ
ン作動ガス圧力に比べて高圧力の蒸気源を必要とし翼内
外圧力差に伴う応力により信頼性に不安のある静翼とな
り、または製作上高価なタービン静翼となる。
【００１１】本発明の目的は、高効率コンバインドプラ
ントを達成させるために冷却の良好な、かつ製作が容易
で安価，翼部に掛る応力を軽減して信頼性の高い蒸気冷
却ガスタービン静翼を提供することにある。
ントを達成させるために冷却の良好な、かつ製作が容易
で安価，翼部に掛る応力を軽減して信頼性の高い蒸気冷
却ガスタービン静翼を提供することにある。
【００１２】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明は静翼前縁部に外径側エンドウォール側に開
口し内径側エンドウォール側が閉塞した翼スパン方向の
空洞を設け、かかる空洞にその表面に多数の小孔を配置
した中空のインサートを挿入し、かつ静翼本体にはフィ
ルム孔を設ける。概して翼後流部には複数の冷却通路を
設け、かかる冷却通路の翼背側・腹側の冷却面には翼と
一体構造の乱流促進リブ、あるいは乱流促進ピンフィン
を設け、さらに静翼外径側エンドウォールに冷却蒸気供
給管および回収管を設け、さらに冷却蒸気供給管と複数
の冷却通路および蒸気回収管が翼本体内でリターンフロ
ー流路を構成するように形成する。
に、本発明は静翼前縁部に外径側エンドウォール側に開
口し内径側エンドウォール側が閉塞した翼スパン方向の
空洞を設け、かかる空洞にその表面に多数の小孔を配置
した中空のインサートを挿入し、かつ静翼本体にはフィ
ルム孔を設ける。概して翼後流部には複数の冷却通路を
設け、かかる冷却通路の翼背側・腹側の冷却面には翼と
一体構造の乱流促進リブ、あるいは乱流促進ピンフィン
を設け、さらに静翼外径側エンドウォールに冷却蒸気供
給管および回収管を設け、さらに冷却蒸気供給管と複数
の冷却通路および蒸気回収管が翼本体内でリターンフロ
ー流路を構成するように形成する。
【００１３】本発明のガスタービン静翼で、前縁部の中
空インサートには抽気した圧縮空気の一部を供給し、イ
ンサート表面の小孔よりインピンジメント噴射して翼内
面を冷却し、さらに翼表面のフィルム孔より翼面を覆う
ように放出する。翼後流部側では蒸気供給管より冷却蒸
気を供給し、リターンフローを構成する冷却通路を通過
する間に翼を冷却し、蒸気回収管よりガスタービン外に
回収する。このようなガスタービン静翼では翼前縁部を
冷却した空気のフィルム冷却効果により、翼後流部に掛
る熱負荷を軽減でき、冷却蒸気をフィルム冷却用として
主流ガス中に放出する必要がない、低圧力の蒸気により
冷却が可能になり、翼内外の圧力差による応力を軽減で
きる。また、翼全体を精密鋳造により一体加工ができ
る。
空インサートには抽気した圧縮空気の一部を供給し、イ
ンサート表面の小孔よりインピンジメント噴射して翼内
面を冷却し、さらに翼表面のフィルム孔より翼面を覆う
ように放出する。翼後流部側では蒸気供給管より冷却蒸
気を供給し、リターンフローを構成する冷却通路を通過
する間に翼を冷却し、蒸気回収管よりガスタービン外に
回収する。このようなガスタービン静翼では翼前縁部を
冷却した空気のフィルム冷却効果により、翼後流部に掛
る熱負荷を軽減でき、冷却蒸気をフィルム冷却用として
主流ガス中に放出する必要がない、低圧力の蒸気により
冷却が可能になり、翼内外の圧力差による応力を軽減で
きる。また、翼全体を精密鋳造により一体加工ができ
る。
【００１４】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施例を図１およ
び図２により説明する。図１は本発明を実施したガスタ
ービン静翼の縦断面図であり、図２は図１のＡ−Ａ断面
図、すなわち本発明を実施したガスタービン静翼の横断
面図である。静翼１は翼本体２と外径側エンドウォール
３，内径側エンドウォール４とにより一体構造で構成さ
れ、静翼の前縁部は仕切板９ａにより前縁空洞５に仕切
られる。前縁空洞５は外径側エンドウォール側が開口
し、内径側エンドウォール側は板１３により閉塞してお
り、この前縁空洞５には複数の小孔８を有する中空のイ
ンサート６を設置する。翼本体２の前縁部にはフィルム
孔２５ａ，２５ｂ，２５ｃ,２６ａ,２６ｂが設けられ
る。静翼後流側は空洞を仕切板９ｂ，９ｃ，９ｄ，９ｅ
により複数の冷却通路１０ａ，１０ｂ，１０ｃ，１０ｄ
およびピンフィン冷却通路に仕切られる。冷却通路１０
ａ，１０ｂ，１０ｃ，１０ｄの翼冷却面には翼本体と一
体構造の複数の乱流促進リブ１２ａ，１２ｂ,１２ｃ,１
２ｄが設けられ、冷却ピンフィン通路１１には複数のピ
ンフィン２７が翼本体と一体構造に設けられる。冷却通
路10ａと１０ｂとは翼内径側で板１３とにより形成され
る曲り通路１５に連通し、同様に冷却通路１０ｂと１０
ｃと外径側曲り通路１７により連通する。すなわち、冷
却通路１０ａ，１０ｂ，１０ｃ，１０ｄおよび冷却ピン
フィン通路１１はリターンフロー形状の冷却通路を形成
する。外径側エンドウォール３には冷却通路10ａに連通
する蒸気供給管１８が設けられ、さらに冷却通路１０ｄ
および冷却ピンフィン通路１１に連通する蒸気回収管１
９が設けられる。すなわち、静翼後流側は冷却蒸気供給
管１８，冷却通路１０ａ，１０ｂ，１０ｃ，１０ｄおよ
びピンフィン通路１１さらに蒸気回収管１９によって構
成されるリターンフローの冷却流路を形成する。本発明
の静翼は前縁部冷却空洞，後流側冷却流路を含めて翼全
体を精密鋳造により製作し、前縁のフィルム孔２５ａ，
２５ｂ，２５ｃ，２６ａ，２６ｂを放電加工により加工
し、別途製作のインサート６を設置する方法により作ら
れる。インサート６のインピンジメントの小孔８の孔
径，数，フィルム孔２６ａ，２６ｂ…の孔径，数等は作
動ガス条件と翼冷却条件および冷却目標により設計する
ものであり、その仕様が本発明を現すものではない。ま
た、図１では冷却流路構成を１系統５流路をもって図示
したが、流路構成も設計仕様により決定するもので本発
明の主旨ではない。しかし、冷却蒸気の供給および回収
をエンドウォールの同一側で行うとすれば、少なくとも
１回の析流に構成する必要がある。
び図２により説明する。図１は本発明を実施したガスタ
ービン静翼の縦断面図であり、図２は図１のＡ−Ａ断面
図、すなわち本発明を実施したガスタービン静翼の横断
面図である。静翼１は翼本体２と外径側エンドウォール
３，内径側エンドウォール４とにより一体構造で構成さ
れ、静翼の前縁部は仕切板９ａにより前縁空洞５に仕切
られる。前縁空洞５は外径側エンドウォール側が開口
し、内径側エンドウォール側は板１３により閉塞してお
り、この前縁空洞５には複数の小孔８を有する中空のイ
ンサート６を設置する。翼本体２の前縁部にはフィルム
孔２５ａ，２５ｂ，２５ｃ,２６ａ,２６ｂが設けられ
る。静翼後流側は空洞を仕切板９ｂ，９ｃ，９ｄ，９ｅ
により複数の冷却通路１０ａ，１０ｂ，１０ｃ，１０ｄ
およびピンフィン冷却通路に仕切られる。冷却通路１０
ａ，１０ｂ，１０ｃ，１０ｄの翼冷却面には翼本体と一
体構造の複数の乱流促進リブ１２ａ，１２ｂ,１２ｃ,１
２ｄが設けられ、冷却ピンフィン通路１１には複数のピ
ンフィン２７が翼本体と一体構造に設けられる。冷却通
路10ａと１０ｂとは翼内径側で板１３とにより形成され
る曲り通路１５に連通し、同様に冷却通路１０ｂと１０
ｃと外径側曲り通路１７により連通する。すなわち、冷
却通路１０ａ，１０ｂ，１０ｃ，１０ｄおよび冷却ピン
フィン通路１１はリターンフロー形状の冷却通路を形成
する。外径側エンドウォール３には冷却通路10ａに連通
する蒸気供給管１８が設けられ、さらに冷却通路１０ｄ
および冷却ピンフィン通路１１に連通する蒸気回収管１
９が設けられる。すなわち、静翼後流側は冷却蒸気供給
管１８，冷却通路１０ａ，１０ｂ，１０ｃ，１０ｄおよ
びピンフィン通路１１さらに蒸気回収管１９によって構
成されるリターンフローの冷却流路を形成する。本発明
の静翼は前縁部冷却空洞，後流側冷却流路を含めて翼全
体を精密鋳造により製作し、前縁のフィルム孔２５ａ，
２５ｂ，２５ｃ，２６ａ，２６ｂを放電加工により加工
し、別途製作のインサート６を設置する方法により作ら
れる。インサート６のインピンジメントの小孔８の孔
径，数，フィルム孔２６ａ，２６ｂ…の孔径，数等は作
動ガス条件と翼冷却条件および冷却目標により設計する
ものであり、その仕様が本発明を現すものではない。ま
た、図１では冷却流路構成を１系統５流路をもって図示
したが、流路構成も設計仕様により決定するもので本発
明の主旨ではない。しかし、冷却蒸気の供給および回収
をエンドウォールの同一側で行うとすれば、少なくとも
１回の析流に構成する必要がある。
【００１５】本発明の作動を説明する。圧縮空気の一部
を冷却空気３０としてインサート６の中空空洞７に供給
し、インサート６の小孔８より翼冷却内壁の冷却面２１
に噴き出し、その衝突噴流により翼を内部から冷却す
る。さらにその空気は前縁部のフィルム孔２５ａ，２５
ｂ，２５ｃ，２６ａ，２６ｂより翼表面に噴き出し、高
温作動ガスに対して翼表面を保護するように覆う。翼後
流側では、蒸気供給管１８に冷却蒸気３１を供給する。
冷却蒸気は冷却通路１０ａ，曲り通路１５，冷却通路１
０ｂ，曲り部１５，………さらに冷却通路１０ｂ、およ
び冷却ピンフィン通路１１を通過する過程で翼本体２を
冷却する。翼を冷却することにより高温となった蒸気は
蒸気回収管１９よりガスタービン外に全量回収し、コン
バインドプラントにおける蒸気タービンの作動蒸気とし
て利用し、あるいは排熱回収ボイラの被加熱蒸気系に供
給し、いずれにしても蒸気タービン系で動力を回収す
る。
を冷却空気３０としてインサート６の中空空洞７に供給
し、インサート６の小孔８より翼冷却内壁の冷却面２１
に噴き出し、その衝突噴流により翼を内部から冷却す
る。さらにその空気は前縁部のフィルム孔２５ａ，２５
ｂ，２５ｃ，２６ａ，２６ｂより翼表面に噴き出し、高
温作動ガスに対して翼表面を保護するように覆う。翼後
流側では、蒸気供給管１８に冷却蒸気３１を供給する。
冷却蒸気は冷却通路１０ａ，曲り通路１５，冷却通路１
０ｂ，曲り部１５，………さらに冷却通路１０ｂ、およ
び冷却ピンフィン通路１１を通過する過程で翼本体２を
冷却する。翼を冷却することにより高温となった蒸気は
蒸気回収管１９よりガスタービン外に全量回収し、コン
バインドプラントにおける蒸気タービンの作動蒸気とし
て利用し、あるいは排熱回収ボイラの被加熱蒸気系に供
給し、いずれにしても蒸気タービン系で動力を回収す
る。
【００１６】以上のように構成された蒸気冷却のガスタ
ービン静翼には従来の蒸気冷却ガスタービン静翼の欠点
を補う次の効果がある。すなわち、静翼前縁を空気によ
りインピンジ冷却し、その空気を前縁部より翼表面を覆
うようにフィルム冷却として放出するため、翼全体が高
温作動ガスに対して保護される。その結果、静翼後流側
を内部から蒸気冷却系で蒸気を翼面にフィルム冷却とし
て放出する必要がなく、コンバインドプラント効率を低
下させない。すなわち、高効率のコンバインドプラント
を提供できる。また静翼主流ガス側の熱負荷が下がるこ
とによって冷却蒸気の圧力が低圧力でも十分に翼の冷却
ができる。したがって翼の内部冷却側圧力と外側主流ガ
ス圧力との差を小さくでき、翼に掛る応力を小さくでき
る。すなわち強度信頼性の高い静翼となる。また冷却蒸
気圧力が低いので蒸気漏洩を生じることが少なく安全上
信頼性の高いシステムを提供できる。さらに本静翼は、
従来のタービン静翼製作手法で製作でき、安価な蒸気冷
却翼を提供できる。すなわち翼は冷却流路の形成を含め
精密鋳造により容易にかつ精度良く製作が可能であり、
従来のようにコスト高となる精鋳後の精密加工を伴わな
い。
ービン静翼には従来の蒸気冷却ガスタービン静翼の欠点
を補う次の効果がある。すなわち、静翼前縁を空気によ
りインピンジ冷却し、その空気を前縁部より翼表面を覆
うようにフィルム冷却として放出するため、翼全体が高
温作動ガスに対して保護される。その結果、静翼後流側
を内部から蒸気冷却系で蒸気を翼面にフィルム冷却とし
て放出する必要がなく、コンバインドプラント効率を低
下させない。すなわち、高効率のコンバインドプラント
を提供できる。また静翼主流ガス側の熱負荷が下がるこ
とによって冷却蒸気の圧力が低圧力でも十分に翼の冷却
ができる。したがって翼の内部冷却側圧力と外側主流ガ
ス圧力との差を小さくでき、翼に掛る応力を小さくでき
る。すなわち強度信頼性の高い静翼となる。また冷却蒸
気圧力が低いので蒸気漏洩を生じることが少なく安全上
信頼性の高いシステムを提供できる。さらに本静翼は、
従来のタービン静翼製作手法で製作でき、安価な蒸気冷
却翼を提供できる。すなわち翼は冷却流路の形成を含め
精密鋳造により容易にかつ精度良く製作が可能であり、
従来のようにコスト高となる精鋳後の精密加工を伴わな
い。
【００１７】
【発明の効果】本発明によれば冷却性能の良好な、強度
信頼性が高くかつ製作の容易な蒸気冷却ガスタービン静
翼を提供でき、高効率ガスタービンおよび高効率コンバ
インドプラントを達成するために寄与できる。
信頼性が高くかつ製作の容易な蒸気冷却ガスタービン静
翼を提供でき、高効率ガスタービンおよび高効率コンバ
インドプラントを達成するために寄与できる。
【図１】本発明を実施した蒸気冷却ガスタービン静翼の
縦断面図。
縦断面図。
【図２】図１のＡ−Ａ断面図。
５…前縁空洞、６…インサート、７…中空空洞、８…小
孔、９ａ，９ｂ，９ｃ，９ｄ…仕切板、１０ａ，１０
ｂ，１０ｃ，１０ｄ…冷却通路、１１…冷却ピンフィン
通路、１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ…乱流促進リ
ブ、２１…冷却面、２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２６ａ，
２６ｂ…フィルム孔、２７…ピンフィン。
孔、９ａ，９ｂ，９ｃ，９ｄ…仕切板、１０ａ，１０
ｂ，１０ｃ，１０ｄ…冷却通路、１１…冷却ピンフィン
通路、１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ…乱流促進リ
ブ、２１…冷却面、２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２６ａ，
２６ｂ…フィルム孔、２７…ピンフィン。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 木塚 宣明 茨城県日立市大みか町七丁目２番１号 株式会社 日立製作所 電力・電機開発 本部内 (56)参考文献 特開 平２−241902（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−163959（ＪＰ，Ａ) 特開 平６−257405（ＪＰ，Ａ) 特開 平３−37302（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−259603（ＪＰ，Ａ) 米国特許4565490（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 9/00 F02C 7/18
Claims (4)
- 【請求項１】翼本体，外径側エンドウォール，内径側エ
ンドウォールからなるガスタービン静翼において、 前記翼本体の翼前縁部に内部空洞を設け、前記内部空洞
より前記翼本体の表面に連通する複数のフィルム孔を設
け、前記内部空洞内にその表面に複数の小孔を有した内
部空間のあるインサートを挿入し、前記翼本体の後流部
は少なくとも１回の析流をなす冷却流路を形成し、前記
外径側エンドウォールにかかる前記冷却流路の一端と連
なった供給管および他端と連なった回収管を設け、前記
翼前縁部の前記インサートの内部空間に冷却空気を供給
し、後流部冷却流路に冷却蒸気を供給し、かつ回収する
ことを特徴とするガスタービン静翼。 - 【請求項２】 翼本体と、外径側エンドウォールと、内径
側エンドウォールと、前記翼本体の翼前縁部に設けられ
た内部空洞とを備え、 前記内部空洞は、内径側エンドウォールの側で閉塞さ
れ、 前記内部空洞より前記翼本体の表面に連通する複数のフ
ィルム孔と、前記内部空洞内でその表面に複数の小孔を
有し、その内部空間に冷却空気が供給されるインサート
とを設け、 前記翼本体の後流部で少なくとも１回の析流をなし、冷
却蒸気を供給する冷却流路と、前記外径側エンドウォー
ルの側で前記冷却流路の一端と連なった供給管および他
端と連なった回収管と、を有することを特徴とするガス
タービン静翼。 - 【請求項３】 翼本体と、外径側エンドウォールと、内径
側エンドウォールと、前記翼本体の翼前縁部に設けられ
た内部空洞とを備え、 前記内部空洞は、内径側エンドウォールの側で閉塞さ
れ、 前記翼本体をインピンジ冷却してその空気を該翼前縁部
から翼表面を覆ってフィルム冷却するように、前記内部
空洞より前記翼本体の表面に連通する複数のフィルム孔
と、前記内部空洞内でその表面に複数の小孔を有し、そ
の内部空間に冷却空気が供給されるインサートとを設
け、 前記翼本体の後流部で少なくとも１回の析流をなし、冷
却蒸気を供給する冷却流路と、前記外径側エンドウォー
ルの側で前記冷却流路の一端と連なった供給管および他
端と連なった回収管と、を有することを特徴とするガス
タービン静翼。 - 【請求項４】 翼本体と、外径側エンドウォールと、内径
側エンドウォールと、前記翼本体の翼前縁部に設けられ
た内部空洞とを備え、 該翼前縁部の該内部空洞は、外径側エンドウォール側に
開口し内径側エンドウォール側が閉塞した翼スパン方向
の内部空洞であり、前記内部空洞にその表面に多数の小
孔を配置した中空のインサートを挿入し、かつ該翼本体
にフィルム孔を設け、前記翼本体の翼後流部には複数の
冷却通路を設け、該冷却通路の翼背側・腹側の冷却面に
は翼と一体構造の乱流促進リブ或いは乱流促進ピンフィ
ンを設け、更に、該外径側エンドウォールに冷却蒸気供
給管および回収管を設け、該冷却蒸気供給管、前記複数
の冷却通路及び前記蒸気回収管が該翼本体内でリターン
フロー流路を構成することを特徴とするガスタービン静
翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP09505496A JP3186576B2 (ja) | 1996-04-17 | 1996-04-17 | ガスタービン静翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP09505496A JP3186576B2 (ja) | 1996-04-17 | 1996-04-17 | ガスタービン静翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09280004A JPH09280004A (ja) | 1997-10-28 |
| JP3186576B2 true JP3186576B2 (ja) | 2001-07-11 |
Family
ID=14127343
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP09505496A Expired - Lifetime JP3186576B2 (ja) | 1996-04-17 | 1996-04-17 | ガスタービン静翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3186576B2 (ja) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| JP4801618B2 (ja) * | 2007-03-30 | 2011-10-26 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンの静翼およびこれを備えたガスタービン |
| JP5210722B2 (ja) * | 2008-06-18 | 2013-06-12 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン静翼の冷却構造および冷媒供給構造 |
| EP2351909B1 (en) | 2008-11-07 | 2016-10-19 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Turbine blade |
| EP3114322B1 (en) * | 2014-03-05 | 2018-08-22 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil |
| KR102207971B1 (ko) * | 2019-06-21 | 2021-01-26 | 두산중공업 주식회사 | 터빈 베인, 및 이를 포함하는 터빈 |
| CN112983561B (zh) * | 2021-05-11 | 2021-08-03 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 梅花型气膜孔和形成方法、涡轮叶片和形成方法、燃气机 |
-
1996
- 1996-04-17 JP JP09505496A patent/JP3186576B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH09280004A (ja) | 1997-10-28 |
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