JP3500045B2 - ガスタービン動翼の蒸気冷却システム - Google Patents
ガスタービン動翼の蒸気冷却システムInfo
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- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
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Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン動翼の
蒸気冷却システムに関し、翼根部の強度低下を防ぐと共
に、蒸気のもれも防止できる構造を特徴としている。 【０００２】 【従来の技術】図７は従来の一般的なガスタービンの内
部の断面図で、動翼への冷却空気の流れを示している。
図７において、５０は静翼で５１が外側シュラウド、５
２が内側シュラウドである。６０は動翼であり、タービ
ンディスク６１のロータディスク翼根部６２に取付けら
れて静翼５０の間で回転する。 【０００３】上記の静翼５０、動翼６０からなるガスタ
ービンの動翼６０は空気で冷却されており、ロータ冷却
空気の一部で冷却される。即ち、ロータディスク翼根部
６２にはラジアルホール６５があけられており、ロータ
冷却空気１００は各ディスクキャビティ６４に導かれ、
ラジアルホール６５を通りプラットフォーム６３の下部
まで導かれ、動翼６０に供給される。 【０００４】図８は上記の構成のガスタービンにおける
静翼と動翼の詳細図である。図８において、５０は静翼
で、外側シュラウド５１と内側シュラウド５２を有し、
内部には軸に向かう方向に空気管５３が貫通しており、
シール用空気１１０が外側シュラウド５１側からキャビ
ティ５４に導かれ、穴５７を通って通路５６から一部を
放出してキャビティ５４内の圧力を燃焼ガス通路より高
め、高温ガスの侵入を防いでいる。なお、５５はラビリ
ンスシールであり、同じく高温ガスのシール用である。 【０００５】動翼６０への冷却空気は、前述のようにロ
ータ冷却空気１００をディスクキャビティ６４内へ導
き、ロータディスク翼根部６２内部に貫通したラジアル
ホール６５を通り、プラットフォーム６３下部のシャン
ク部６６へ導き、ここから動翼６０の冷却用通路へ供給
される。又、ロータ冷却空気の一部を用いる代りに圧縮
機からの空気をクーラを通して冷却し、ディスクキャビ
ティ６４へ導くことも行なわれている。 【０００６】 【発明が解決しようとする課題】前述のように従来のガ
スタービンの翼の冷却は空気冷却であり、特に動翼にお
いてはロータ冷却空気の一部を導き、冷却している。近
年、空気の代りに蒸気冷却方式が研究されており、ロー
タ系の冷却を蒸気で行う場合には、蒸気の漏れを防ぎ、
かつ、蒸気通路を設ける翼根部を熱応力に対して充分耐
える構造にしなければならない。 【０００７】又、上記の冷却空気はディスクから動翼に
入る時に多くの漏れがあり、冷却空気の損失となってお
り、動翼を蒸気冷却する場合には、このような冷却空気
の損失がなくなるが、反面蒸気が逃げるとボイラ側の蒸
気が多量に失なわれるため性能面で大きく影響すること
になる。 【０００８】又、空気冷却方式の動翼では翼根部と翼基
部間のラジアルホール貫通部に集中応力が発生し、熱応
力の影響を受けるので、蒸気冷却を採用する場合にはこ
の集中応力を避ける構造を考慮する必要があった。 【０００９】そこで本発明は動翼に蒸気冷却を採用した
場合に、翼根部とディスク間の蒸気供給経路から外部へ
の漏れを大幅に低減させると共に、翼根部の端部の熱応
力による強度低下を防止するガスタービン動翼の蒸気冷
却システムを提供することを第１の課題としている。 【００１０】又、第２の課題としては、上記のシステム
において、蒸気を翼根部から動翼に供給する経路の点検
や修理等のメインテナンスを容易にして第１の課題の解
決を確実にするガスタービン動翼の蒸気冷却システムを
提供することにある。 【００１１】更に、第３の課題としては、上記のシステ
ムにおいて、動翼に蒸気冷却を適用した構造において蒸
気の漏れを確実に防ぎ、第一の課題解決を容易ならしめ
るようにすることにある。 【００１２】 【課題を解決するための手段】本発明は前述の第１、第
２、第３の課題を解決するために、次の手段を提供す
る。 【００１３】すなわち、ガスタービン動翼の蒸気冷却シ
ステムにおいて、翼根部にプラットフォームを介してロ
ータ軸に対し放射状に取付けられたガスタービン動翼の
蒸気冷却システムであって、動翼の前記プラットフォー
ム下部の翼根部の軸方向の両翼端部を突設させて突起部
を設け、同両翼端部の前記突起部間には軸方向に蒸気通
路を配設し、同蒸気通路は動翼内部に通ずる蒸気通路へ
連通すると共に、軸方向の前後の前記突起部中にそれぞ
れ供給口か回収口のいずれか１つを下向きに設け、前記
供給口、回収口はそれぞれディスク側の蒸気供給通路、
蒸気回収通路へ接続した。 【００１４】また、前記蒸気通路の供給口、回収口には
それぞれつば状のパイプ状継手突起部を形成したパイプ
状の着脱可能な継手管が装着され、同継手管の下部はそ
れぞれ蒸気供給通路、蒸気回収通路へスライドできるよ
うにはめ込んで装着した。 【００１５】そして且つ、円周方向に隣接する動翼の翼
根部の前記突起部間にはシール板を取付けたことを特徴
とするガスタービン動翼の蒸気冷却システムである。 【００１６】本発明においては、動翼の冷却蒸気はディ
スク側の蒸気供給通路から供給口を介して蒸気通路に入
り、蒸気通路から翼内部へ供給され、翼を冷却後、再び
蒸気通路の回収口から回収されてディスク側の蒸気回収
通路に流れるので蒸気の漏れがなく、冷却済の蒸気は冷
却の際に熱を奪い、高温となって回収され、蒸気供給源
において有効活用される。又、従来のように空気冷却を
行って空気を放出することがなく大きな損失もなくな
る。 【００１７】更に、本発明においては、翼根部の両翼端
部に軸方向の突起部を設け、この突起部に蒸気通路の供
給口と回収口とを設けたので、翼根翼端部の熱による集
中応力がなくなり、この部分の強度低下が防げるもので
ある。 【００１８】また、本発明においては、動翼側の蒸気通
路の供給口および回収口と、ディスク側の蒸気供給通路
および蒸気回収通路との間に、スライドできるようには
め込まれ着脱可能な継手管を設けたので蒸気通路の点検
や修理が容易となり、又継手管の取替えも可能であり、
動翼の蒸気冷却の信頼性が向上する。 【００１９】そして、円周方向に隣接する動翼の翼根部
の突起部間にはシール板を設けたので、蒸気の漏れが確
実にシールされ、蒸気の損失を低減すると共に蒸気の漏
れによるガス通路への悪影響を少くする。 【００２０】 【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基づいて具体的に説明する。図１、図２は本発
明に係り本発明の発明者が検討した検討例の説明図であ
り、図１は同検討例のガスタービン動翼の蒸気冷却シス
テムを適用した動翼翼根部の断面図、図２はそのＡ−Ａ
断面図である。 【００２１】図１において、１は動翼、２はプラットフ
ォーム、３は動翼の翼根部、４ａ，４ｂは翼根部３の両
端の突起部である。５は動翼の翼根部３の両端の突起部
４ａと突起部４ｂの間に設けられた蒸気通路で、その両
端にはそれぞれ突起部４ａ，４ｂにおいて下向きに蒸気
の供給口５ａ、回収口５ｂが設けられている。なお、こ
の供給口５ａ、回収口５ｂは逆の配置となっても良いも
のである。この蒸気通路５は動翼１の下部で図示省略の
翼内部へ通ずる蒸気通路と連通している。６，７，８は
隣接する翼根間をシールするシール板である。 【００２２】蒸気通路５は、又、図２にも示すように、
本体１０が隣接する翼根部間の曲面に密着して取付けら
れて、内部に蒸気の通る穴１１が穿設されている。更
に、供給口５ａはディスク部に設けられた蒸気供給通路
２０へ、回収口５ｂは蒸気回収通路２１へそれぞれ連通
している。 【００２３】上記の検討例において、ディスクの蒸気供
給通路２０から冷却用の蒸気が供給され、蒸気はこのデ
ィスク側の通路２０と連通する蒸気通路５の供給口５ａ
側から流入し、翼根部の突起部４ａの中から翼下部へ流
れ、図示省略の翼内の蒸気通路に入り、翼を冷却して再
び蒸気通路５に戻り、突起部４ｂ中の下向きの回収口５
ｂ側から蒸気回収通路２１へ戻って回収される。 【００２４】上記に説明の検討例によれば、蒸気通路５
はディスク部に設けた蒸気供給通路２０と蒸気回収通路
２１に連通し、更に隣接する翼根部間の蒸気供給側と回
収側がそれぞれシール板８で、蒸気の漏れが防止され、
蒸気量の損失を軽減する。 【００２５】動翼の翼根部３の翼両端部は従来よりも突
設させた突起部４ａ，４ｂとし、この突起部４ａ，４ｂ
のそれぞれの中に蒸気通路５の供給口５ａ、回収口５ｂ
をそれぞれ下向きに設けるような構造としたので翼基部
の強度を低下させることがなく、この部分の熱による集
中応力による悪影響を軽減させる。 【００２６】図３は本発明の実施の一形態に係るガスタ
ービン動翼の蒸気冷却システムの断面図である。図にお
いて、符号１乃至６，８，２０，２１は図１に示す検討
例のものと同一機能を有するので説明は省略するが、本
実施の形態の特徴は、上記検討例にさらに、パイプ状継
手３０を設けたものである。以下に詳しく説明する。 【００２７】図３において、翼根部３の翼端部は従来よ
り突設させて突起部４ａ，４ｂが設けられ、この突起部
４ａ，４ｂに蒸気通路５の両端部がそれぞれ下向きに設
けられている。この蒸気通路５の両端部およびディスク
部の蒸気供給通路２０、蒸気回収通路２１の端部が前記
パイプ状継手３０が挿入できるように加工された翼側装
着部３３とディスク側装着部３４を各々形成している。 【００２８】図４はこのパイプ状継手３０の取付状態を
示す図３Ｂ部の詳細図で、図５はその取付手順を示す図
である。パイプ状継手３０は翼側装着部３３側は球面状
（特に球状にこだわらない）を有し、装着性を良くして
いる。またディスク側装着部３４側は通常の円筒状とし
スライド出来るように形成し、その上部側につば状のパ
イプ状継手突起部３１を形成している。３２はパイプ状
継手３０を最終的に固定するための固定用ピースであ
る。 【００２９】装着手順は、まず図５（ａ）に示すごと
く、ディスク側装着部３４にパイプ状継手３０をはめ込
んでおき、次に（ｂ）に示すごとく、翼を図５（ｂ）で
は右方よりディスク部に所定の位置まで挿入される。デ
ィスクに翼が装着されると、図５（ｃ）で示すごとくパ
イプ状継手３０を翼側装着部３３に向け、移動させ装着
する。 【００３０】その後、固定するためにパイプ状継手突起
部３１とディスクとの間を馬蹄形の固定用ピース３２に
より確実に固定するものである。固定用ピース３２を用
いなくても回転による遠心力の作用によりパイプ状継手
３０が翼側装着部３３に移動し、確実に装着される。な
お、取り外しについては前記手順の逆の手順により容易
に行えることは明らかである。 【００３１】図６はパイプ状継手３０の他の具体例を示
す図であり、基本的には図３，４で示すものと同じであ
るが、本具体例ではつば状のパイプ状継手突起部３１を
上下に有し、翼側およびディスク側に加工された装着部
３３，３４をスライドするようにしており、遠心力の作
用によりパイプ状継手３０が上部にスライドして翼側蒸
気通路とディスク側蒸気通路を連通させるようにしてい
る。その他、パイプ状継手の形状は図に示された形状に
限定するものではなく、適宜変形して用いることは当然
である。 【００３２】上記構成の本実施の形態においても、冷却
蒸気は突起部４ａにおいて蒸気供給通路２０から蒸気通
路５へ供給され、翼内部を冷却した後、突起部４ｂにお
いて蒸気回収通路２１から回収されるので、前述の検討
例と同様な効果が得られると共に、更に、パイプ状継手
３０が着脱可能に装着されており、蒸気冷却系の通路の
点検が容易となるものである。 【００３３】 【発明の効果】本発明は、翼根部にプラットフォームを
介してロータ軸に対し放射状に取付けられたガスタービ
ン動翼の蒸気冷却システムであって、動翼の前記プラッ
トフォーム下部の翼根部の軸方向の両翼端部を突設させ
て突起部を設け、同両翼端部の前記突起部間には軸方向
に蒸気通路を配設し、同蒸気通路は動翼内部に通ずる蒸
気通路へ連通すると共に、軸方向の前後の前記突起部中
にそれぞれ供給口か回収口のいずれか１つを下向きに設
け、前記供給口、回収口はそれぞれディスク側の蒸気供
給通路、蒸気回収通路へ接続している。そのため、冷却
蒸気は蒸気供給通路より蒸気通路を通り、翼内部を冷却
し、再び蒸気通路から回収口を通り、蒸気回収通路へ回
収されるので、蒸気の漏れを防ぐことができる。更に、
供給口、回収口をそれぞれ翼根部の軸方向の両翼端部を
突設させた突起部へ設けたので翼根部の端部の熱による
集中応力を回避することができ、翼根部の強度を向上す
ることができる。 【００３４】また、前記蒸気通路の供給口、回収口には
それぞれつば状のパイプ状継手突起部を形成したパイプ
状の着脱可能な継手管が装着され、同継手管の下部はそ
れぞれ蒸気供給通路、蒸気回収通路へスライドできるよ
うにはめ込んで装着されたので、蒸気通路の点検や修理
が容易となり、継手管の取替えも可能となり動翼の蒸気
冷却の信頼性が向上する。 【００３５】そして且つ、円周方向に隣接する動翼の翼
根部の前記突起部間にはシール板を取付けたので、シー
ル板により蒸気の漏れを確実に防止することができるの
である。
蒸気冷却システムに関し、翼根部の強度低下を防ぐと共
に、蒸気のもれも防止できる構造を特徴としている。 【０００２】 【従来の技術】図７は従来の一般的なガスタービンの内
部の断面図で、動翼への冷却空気の流れを示している。
図７において、５０は静翼で５１が外側シュラウド、５
２が内側シュラウドである。６０は動翼であり、タービ
ンディスク６１のロータディスク翼根部６２に取付けら
れて静翼５０の間で回転する。 【０００３】上記の静翼５０、動翼６０からなるガスタ
ービンの動翼６０は空気で冷却されており、ロータ冷却
空気の一部で冷却される。即ち、ロータディスク翼根部
６２にはラジアルホール６５があけられており、ロータ
冷却空気１００は各ディスクキャビティ６４に導かれ、
ラジアルホール６５を通りプラットフォーム６３の下部
まで導かれ、動翼６０に供給される。 【０００４】図８は上記の構成のガスタービンにおける
静翼と動翼の詳細図である。図８において、５０は静翼
で、外側シュラウド５１と内側シュラウド５２を有し、
内部には軸に向かう方向に空気管５３が貫通しており、
シール用空気１１０が外側シュラウド５１側からキャビ
ティ５４に導かれ、穴５７を通って通路５６から一部を
放出してキャビティ５４内の圧力を燃焼ガス通路より高
め、高温ガスの侵入を防いでいる。なお、５５はラビリ
ンスシールであり、同じく高温ガスのシール用である。 【０００５】動翼６０への冷却空気は、前述のようにロ
ータ冷却空気１００をディスクキャビティ６４内へ導
き、ロータディスク翼根部６２内部に貫通したラジアル
ホール６５を通り、プラットフォーム６３下部のシャン
ク部６６へ導き、ここから動翼６０の冷却用通路へ供給
される。又、ロータ冷却空気の一部を用いる代りに圧縮
機からの空気をクーラを通して冷却し、ディスクキャビ
ティ６４へ導くことも行なわれている。 【０００６】 【発明が解決しようとする課題】前述のように従来のガ
スタービンの翼の冷却は空気冷却であり、特に動翼にお
いてはロータ冷却空気の一部を導き、冷却している。近
年、空気の代りに蒸気冷却方式が研究されており、ロー
タ系の冷却を蒸気で行う場合には、蒸気の漏れを防ぎ、
かつ、蒸気通路を設ける翼根部を熱応力に対して充分耐
える構造にしなければならない。 【０００７】又、上記の冷却空気はディスクから動翼に
入る時に多くの漏れがあり、冷却空気の損失となってお
り、動翼を蒸気冷却する場合には、このような冷却空気
の損失がなくなるが、反面蒸気が逃げるとボイラ側の蒸
気が多量に失なわれるため性能面で大きく影響すること
になる。 【０００８】又、空気冷却方式の動翼では翼根部と翼基
部間のラジアルホール貫通部に集中応力が発生し、熱応
力の影響を受けるので、蒸気冷却を採用する場合にはこ
の集中応力を避ける構造を考慮する必要があった。 【０００９】そこで本発明は動翼に蒸気冷却を採用した
場合に、翼根部とディスク間の蒸気供給経路から外部へ
の漏れを大幅に低減させると共に、翼根部の端部の熱応
力による強度低下を防止するガスタービン動翼の蒸気冷
却システムを提供することを第１の課題としている。 【００１０】又、第２の課題としては、上記のシステム
において、蒸気を翼根部から動翼に供給する経路の点検
や修理等のメインテナンスを容易にして第１の課題の解
決を確実にするガスタービン動翼の蒸気冷却システムを
提供することにある。 【００１１】更に、第３の課題としては、上記のシステ
ムにおいて、動翼に蒸気冷却を適用した構造において蒸
気の漏れを確実に防ぎ、第一の課題解決を容易ならしめ
るようにすることにある。 【００１２】 【課題を解決するための手段】本発明は前述の第１、第
２、第３の課題を解決するために、次の手段を提供す
る。 【００１３】すなわち、ガスタービン動翼の蒸気冷却シ
ステムにおいて、翼根部にプラットフォームを介してロ
ータ軸に対し放射状に取付けられたガスタービン動翼の
蒸気冷却システムであって、動翼の前記プラットフォー
ム下部の翼根部の軸方向の両翼端部を突設させて突起部
を設け、同両翼端部の前記突起部間には軸方向に蒸気通
路を配設し、同蒸気通路は動翼内部に通ずる蒸気通路へ
連通すると共に、軸方向の前後の前記突起部中にそれぞ
れ供給口か回収口のいずれか１つを下向きに設け、前記
供給口、回収口はそれぞれディスク側の蒸気供給通路、
蒸気回収通路へ接続した。 【００１４】また、前記蒸気通路の供給口、回収口には
それぞれつば状のパイプ状継手突起部を形成したパイプ
状の着脱可能な継手管が装着され、同継手管の下部はそ
れぞれ蒸気供給通路、蒸気回収通路へスライドできるよ
うにはめ込んで装着した。 【００１５】そして且つ、円周方向に隣接する動翼の翼
根部の前記突起部間にはシール板を取付けたことを特徴
とするガスタービン動翼の蒸気冷却システムである。 【００１６】本発明においては、動翼の冷却蒸気はディ
スク側の蒸気供給通路から供給口を介して蒸気通路に入
り、蒸気通路から翼内部へ供給され、翼を冷却後、再び
蒸気通路の回収口から回収されてディスク側の蒸気回収
通路に流れるので蒸気の漏れがなく、冷却済の蒸気は冷
却の際に熱を奪い、高温となって回収され、蒸気供給源
において有効活用される。又、従来のように空気冷却を
行って空気を放出することがなく大きな損失もなくな
る。 【００１７】更に、本発明においては、翼根部の両翼端
部に軸方向の突起部を設け、この突起部に蒸気通路の供
給口と回収口とを設けたので、翼根翼端部の熱による集
中応力がなくなり、この部分の強度低下が防げるもので
ある。 【００１８】また、本発明においては、動翼側の蒸気通
路の供給口および回収口と、ディスク側の蒸気供給通路
および蒸気回収通路との間に、スライドできるようには
め込まれ着脱可能な継手管を設けたので蒸気通路の点検
や修理が容易となり、又継手管の取替えも可能であり、
動翼の蒸気冷却の信頼性が向上する。 【００１９】そして、円周方向に隣接する動翼の翼根部
の突起部間にはシール板を設けたので、蒸気の漏れが確
実にシールされ、蒸気の損失を低減すると共に蒸気の漏
れによるガス通路への悪影響を少くする。 【００２０】 【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基づいて具体的に説明する。図１、図２は本発
明に係り本発明の発明者が検討した検討例の説明図であ
り、図１は同検討例のガスタービン動翼の蒸気冷却シス
テムを適用した動翼翼根部の断面図、図２はそのＡ−Ａ
断面図である。 【００２１】図１において、１は動翼、２はプラットフ
ォーム、３は動翼の翼根部、４ａ，４ｂは翼根部３の両
端の突起部である。５は動翼の翼根部３の両端の突起部
４ａと突起部４ｂの間に設けられた蒸気通路で、その両
端にはそれぞれ突起部４ａ，４ｂにおいて下向きに蒸気
の供給口５ａ、回収口５ｂが設けられている。なお、こ
の供給口５ａ、回収口５ｂは逆の配置となっても良いも
のである。この蒸気通路５は動翼１の下部で図示省略の
翼内部へ通ずる蒸気通路と連通している。６，７，８は
隣接する翼根間をシールするシール板である。 【００２２】蒸気通路５は、又、図２にも示すように、
本体１０が隣接する翼根部間の曲面に密着して取付けら
れて、内部に蒸気の通る穴１１が穿設されている。更
に、供給口５ａはディスク部に設けられた蒸気供給通路
２０へ、回収口５ｂは蒸気回収通路２１へそれぞれ連通
している。 【００２３】上記の検討例において、ディスクの蒸気供
給通路２０から冷却用の蒸気が供給され、蒸気はこのデ
ィスク側の通路２０と連通する蒸気通路５の供給口５ａ
側から流入し、翼根部の突起部４ａの中から翼下部へ流
れ、図示省略の翼内の蒸気通路に入り、翼を冷却して再
び蒸気通路５に戻り、突起部４ｂ中の下向きの回収口５
ｂ側から蒸気回収通路２１へ戻って回収される。 【００２４】上記に説明の検討例によれば、蒸気通路５
はディスク部に設けた蒸気供給通路２０と蒸気回収通路
２１に連通し、更に隣接する翼根部間の蒸気供給側と回
収側がそれぞれシール板８で、蒸気の漏れが防止され、
蒸気量の損失を軽減する。 【００２５】動翼の翼根部３の翼両端部は従来よりも突
設させた突起部４ａ，４ｂとし、この突起部４ａ，４ｂ
のそれぞれの中に蒸気通路５の供給口５ａ、回収口５ｂ
をそれぞれ下向きに設けるような構造としたので翼基部
の強度を低下させることがなく、この部分の熱による集
中応力による悪影響を軽減させる。 【００２６】図３は本発明の実施の一形態に係るガスタ
ービン動翼の蒸気冷却システムの断面図である。図にお
いて、符号１乃至６，８，２０，２１は図１に示す検討
例のものと同一機能を有するので説明は省略するが、本
実施の形態の特徴は、上記検討例にさらに、パイプ状継
手３０を設けたものである。以下に詳しく説明する。 【００２７】図３において、翼根部３の翼端部は従来よ
り突設させて突起部４ａ，４ｂが設けられ、この突起部
４ａ，４ｂに蒸気通路５の両端部がそれぞれ下向きに設
けられている。この蒸気通路５の両端部およびディスク
部の蒸気供給通路２０、蒸気回収通路２１の端部が前記
パイプ状継手３０が挿入できるように加工された翼側装
着部３３とディスク側装着部３４を各々形成している。 【００２８】図４はこのパイプ状継手３０の取付状態を
示す図３Ｂ部の詳細図で、図５はその取付手順を示す図
である。パイプ状継手３０は翼側装着部３３側は球面状
（特に球状にこだわらない）を有し、装着性を良くして
いる。またディスク側装着部３４側は通常の円筒状とし
スライド出来るように形成し、その上部側につば状のパ
イプ状継手突起部３１を形成している。３２はパイプ状
継手３０を最終的に固定するための固定用ピースであ
る。 【００２９】装着手順は、まず図５（ａ）に示すごと
く、ディスク側装着部３４にパイプ状継手３０をはめ込
んでおき、次に（ｂ）に示すごとく、翼を図５（ｂ）で
は右方よりディスク部に所定の位置まで挿入される。デ
ィスクに翼が装着されると、図５（ｃ）で示すごとくパ
イプ状継手３０を翼側装着部３３に向け、移動させ装着
する。 【００３０】その後、固定するためにパイプ状継手突起
部３１とディスクとの間を馬蹄形の固定用ピース３２に
より確実に固定するものである。固定用ピース３２を用
いなくても回転による遠心力の作用によりパイプ状継手
３０が翼側装着部３３に移動し、確実に装着される。な
お、取り外しについては前記手順の逆の手順により容易
に行えることは明らかである。 【００３１】図６はパイプ状継手３０の他の具体例を示
す図であり、基本的には図３，４で示すものと同じであ
るが、本具体例ではつば状のパイプ状継手突起部３１を
上下に有し、翼側およびディスク側に加工された装着部
３３，３４をスライドするようにしており、遠心力の作
用によりパイプ状継手３０が上部にスライドして翼側蒸
気通路とディスク側蒸気通路を連通させるようにしてい
る。その他、パイプ状継手の形状は図に示された形状に
限定するものではなく、適宜変形して用いることは当然
である。 【００３２】上記構成の本実施の形態においても、冷却
蒸気は突起部４ａにおいて蒸気供給通路２０から蒸気通
路５へ供給され、翼内部を冷却した後、突起部４ｂにお
いて蒸気回収通路２１から回収されるので、前述の検討
例と同様な効果が得られると共に、更に、パイプ状継手
３０が着脱可能に装着されており、蒸気冷却系の通路の
点検が容易となるものである。 【００３３】 【発明の効果】本発明は、翼根部にプラットフォームを
介してロータ軸に対し放射状に取付けられたガスタービ
ン動翼の蒸気冷却システムであって、動翼の前記プラッ
トフォーム下部の翼根部の軸方向の両翼端部を突設させ
て突起部を設け、同両翼端部の前記突起部間には軸方向
に蒸気通路を配設し、同蒸気通路は動翼内部に通ずる蒸
気通路へ連通すると共に、軸方向の前後の前記突起部中
にそれぞれ供給口か回収口のいずれか１つを下向きに設
け、前記供給口、回収口はそれぞれディスク側の蒸気供
給通路、蒸気回収通路へ接続している。そのため、冷却
蒸気は蒸気供給通路より蒸気通路を通り、翼内部を冷却
し、再び蒸気通路から回収口を通り、蒸気回収通路へ回
収されるので、蒸気の漏れを防ぐことができる。更に、
供給口、回収口をそれぞれ翼根部の軸方向の両翼端部を
突設させた突起部へ設けたので翼根部の端部の熱による
集中応力を回避することができ、翼根部の強度を向上す
ることができる。 【００３４】また、前記蒸気通路の供給口、回収口には
それぞれつば状のパイプ状継手突起部を形成したパイプ
状の着脱可能な継手管が装着され、同継手管の下部はそ
れぞれ蒸気供給通路、蒸気回収通路へスライドできるよ
うにはめ込んで装着されたので、蒸気通路の点検や修理
が容易となり、継手管の取替えも可能となり動翼の蒸気
冷却の信頼性が向上する。 【００３５】そして且つ、円周方向に隣接する動翼の翼
根部の前記突起部間にはシール板を取付けたので、シー
ル板により蒸気の漏れを確実に防止することができるの
である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係る検討例のガスタービン動翼の蒸気
冷却システムを適用した翼根部の断面図である。 【図２】図１におけるＡ−Ａ断面図である。 【図３】本発明の実施の一形態に係るガスタービン動翼
の蒸気冷却システムを適用した翼根部の断面図である。 【図４】図３におけるＢ部のパイプ状継手の拡大詳細図
である。 【図５】図４に示すパイプ状継手の取付け状態を示し、
（ａ），（ｂ），（ｃ），（ｄ）はそれぞれ装着手順図
である。 【図６】図３に示すパイプ状継手の他の具体的形状を示
す断面図である。 【図７】従来のガスタービンの動翼と静翼の翼根部の断
面図である。 【図８】従来のガスタービンの内部断面図で、冷却空気
の流れを示している。 【符号の説明】 １ 動翼 ２ プラットフォーム ３ 翼根部 ４ａ，４ｂ 突起部 ５ 蒸気通路 ５ａ 供給口 ５ｂ 回収口 ６，７，８ シール板 ２０ 蒸気供給通路 ２１ 蒸気回収通路 ３０ パイプ状継手 ３１ パイプ状継手突起部 ３２ 固定用ピース ３３ 翼側装着部３４ ディスク側装着部
冷却システムを適用した翼根部の断面図である。 【図２】図１におけるＡ−Ａ断面図である。 【図３】本発明の実施の一形態に係るガスタービン動翼
の蒸気冷却システムを適用した翼根部の断面図である。 【図４】図３におけるＢ部のパイプ状継手の拡大詳細図
である。 【図５】図４に示すパイプ状継手の取付け状態を示し、
（ａ），（ｂ），（ｃ），（ｄ）はそれぞれ装着手順図
である。 【図６】図３に示すパイプ状継手の他の具体的形状を示
す断面図である。 【図７】従来のガスタービンの動翼と静翼の翼根部の断
面図である。 【図８】従来のガスタービンの内部断面図で、冷却空気
の流れを示している。 【符号の説明】 １ 動翼 ２ プラットフォーム ３ 翼根部 ４ａ，４ｂ 突起部 ５ 蒸気通路 ５ａ 供給口 ５ｂ 回収口 ６，７，８ シール板 ２０ 蒸気供給通路 ２１ 蒸気回収通路 ３０ パイプ状継手 ３１ パイプ状継手突起部 ３２ 固定用ピース ３３ 翼側装着部３４ ディスク側装着部
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(51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ
Ｆ０２Ｃ 7/18 Ｆ０２Ｃ 7/18 Ｅ
7/28 7/28 Ａ
(72)発明者 福野 宏紀
兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号
三菱重工業株式会社高砂製作所内
(72)発明者 青木 素直
兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号
三菱重工業株式会社高砂製作所内
(72)発明者 左納 俊昭
兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号
三菱重工業株式会社高砂製作所内
(72)発明者 橋本 幸弘
兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号
三菱重工業株式会社高砂研究所内
(72)発明者 末永 潔
兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号
三菱重工業株式会社高砂研究所内
(56)参考文献 特開 平９−13902（ＪＰ，Ａ)
特開 昭63−208601（ＪＰ，Ａ)
特開 平６−257403（ＪＰ，Ａ)
米国特許2931623（ＵＳ，Ａ)
米国特許3370830（ＵＳ，Ａ)
米国特許4118136（ＵＳ，Ａ)
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
F01D 5/18,9/02
D02C 7/16,7/18
Claims (1)
- (57)【特許請求の範囲】 【請求項１】 翼根部にプラットフォームを介してロー
タ軸に対し放射状に取付けられたガスタービン動翼の蒸
気冷却システムであって、動翼の前記プラットフォーム
下部の翼根部の軸方向の両翼端部を突設させて突起部を
設け、同両翼端部の前記突起部間には軸方向に蒸気通路
を配設し、同蒸気通路は動翼内部に通ずる蒸気通路へ連
通すると共に、軸方向の前後の前記突起部中にそれぞれ
供給口か回収口のいずれか１つを下向きに設け、前記供
給口、回収口はそれぞれディスク側の蒸気供給通路、蒸
気回収通路へ接続し、前記蒸気通路の供給口、回収口に
はそれぞれつば状のパイプ状継手突起部を形成したパイ
プ状の着脱可能な継手管が装着され、同継手管の下部は
それぞれ蒸気供給通路、蒸気回収通路へスライドできる
ようにはめ込んで装着され、且つ円周方向に隣接する動
翼の翼根部の前記突起部間にはシール板を取付けたこと
を特徴とするガスタービン動翼の蒸気冷却システム。
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18120597A JP3500045B2 (ja) | 1997-07-07 | 1997-07-07 | ガスタービン動翼の蒸気冷却システム |
| EP98112312A EP0890710B1 (en) | 1997-07-07 | 1998-07-02 | Gas turbine moving blade arrangement comprising a steam cooling system |
| CA002242650A CA2242650C (en) | 1997-07-07 | 1998-07-02 | Gas turbine moving blade steam cooling system |
| DE69823744T DE69823744T2 (de) | 1997-07-07 | 1998-07-02 | Anordnung von Gasturbinenlaufschaufeln mit einem Dampfkühlungssystem |
| US09/109,379 US5971707A (en) | 1997-07-07 | 1998-07-02 | Gas turbine moving blade steam cooling system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18120597A JP3500045B2 (ja) | 1997-07-07 | 1997-07-07 | ガスタービン動翼の蒸気冷却システム |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1122408A JPH1122408A (ja) | 1999-01-26 |
| JP3500045B2 true JP3500045B2 (ja) | 2004-02-23 |
Family
ID=16096680
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18120597A Expired - Fee Related JP3500045B2 (ja) | 1997-07-07 | 1997-07-07 | ガスタービン動翼の蒸気冷却システム |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3500045B2 (ja) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1079068A3 (en) * | 1999-08-27 | 2004-01-07 | General Electric Company | Connector tube for a turbine rotor cooling circuit |
| ATE483098T1 (de) * | 1999-09-24 | 2010-10-15 | Gen Electric | Gasturbinenschaufel mit prallgekühlter plattform |
| JP4795582B2 (ja) | 2001-09-10 | 2011-10-19 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンにおける冷却媒体通路の継手構造及びチューブシール、並びにガスタービン |
| US8128365B2 (en) | 2007-07-09 | 2012-03-06 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with rotor impingement cooling |
| JP4880019B2 (ja) | 2009-10-14 | 2012-02-22 | 川崎重工業株式会社 | タービンのシール構造 |
-
1997
- 1997-07-07 JP JP18120597A patent/JP3500045B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH1122408A (ja) | 1999-01-26 |
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