JP3781832B2

JP3781832B2 - gas turbine

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Publication number: JP3781832B2
Application number: JP22826196A
Authority: JP
Inventors: 文雄大友; 佳孝福山; 裕二中田; 岩太郎佐藤; 隆成岡村; 雅文福田; 正治宇都宮; 義一堂園
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 1996-08-29
Filing date: 1996-08-29
Publication date: 2006-05-31
Anticipated expiration: 2016-08-29
Also published as: JPH1073004A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンに係り、特に、より少ない量の冷却媒体でタービン翼を効率よく冷却できるガスタービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に、ガスタービンでは、燃焼ガスにより駆動されるタービン自身が燃焼器へ空気を供給するための送風機または圧縮機を駆動する自立的駆動方式を採用している。このため、ガスタービンの出力効率を高める最も有効な方法は、タ一ビン入口における燃焼ガス温度を高めることである。
【０００３】
しかし、この燃焼ガス温度の上限は、タ一ビン翼、特に第一段の動翼や静翼を構成している材料の耐熱応力性や高温下での酸化、腐食等の耐性によって制限される。
【０００４】
そこで従来は、図５および図６に示すように、タービン翼を内側から冷却空気で強制的に冷却するリターンフロータイプの翼を用いるようにしている。なお、これらの図は動翼の一例を示すもので、図５は翼の縦断面図を示し、図６は同じく翼の横断面図を示している。
【０００５】
この動翼は、翼本体１と、この翼本体１を支持する翼根部２と、プラットホーム部３とから構成されている。
翼根部２内と翼本体１内には、翼本体１の高さ方向に延びる２つの冷却流路１１，１２が仕切壁１３によって形成されており、これら冷却流路１１，１２の翼根部２内に位置する端部は図示しない回転軸に設けられた冷却空気供給路に接続されている。
【０００６】
冷却流路１１は、翼根部２から翼本体１の先端部近傍まで延びるように仕切壁１３と前縁部１４側に設けられた仕切壁１５とによって形成された流路１６と、仕切壁１５と前縁部１４との間に形成された空洞１７と、仕切壁１５に複数設けられた小孔１８と、空洞１７と前縁部１４との間に存在する前縁壁１９に複数設けられたフィルム冷却用の噴出し孔２０と、流路１６を構成する壁で腹側および背側の壁２１，２２に複数設けられたフィルム冷却用の噴出し孔２３で構成されている。
【０００７】
したがって、この冷却流路１１に供給された冷却空気は、翼根部２から流入し、流路１６を翼の高さ方向に流れて先端壁付近に達し、その間に、一部が噴出し孔２３から翼外に噴き出して翼本体１における前縁部の腹側表面および背側表面をフィルム冷却する。また、残りの冷却空気が仕切壁１５に設けられた複数の小孔１８から空洞１７内に噴射流入して前縁壁１９に衝突し、この前縁壁１９の内面をインピンジメント冷却し、さらに前縁壁１９に設けられた複数の噴出し孔２０を通過して、翼外部に流出して前縁部１４の表面をフィルム冷却する。
【０００８】
この冷却流路１１の冷却性能は、主に、流路１６における対流冷却効果と、流路１６から小孔１８を通過して前縁壁１９の内面に噴流として衝突することによるインピンジメント冷却効果と、噴出し孔２０を介して翼外に噴き出した冷却空気が翼本体１の前縁部１４ならびに前縁部の背側，腹側に沿って流れることによるフィルム冷却効果と、噴出し孔２３を介して翼外に噴き出した冷却空気が翼本体１の背側，腹側に沿って流れることによるフィルム冷却効果との相乗効果で与えられる。
【０００９】
一方、冷却流路１２は、仕切壁１３と仕切壁２４との間に形成されて翼本体１の先端壁近傍まで延びた流路２５と、この流路２５に続いて一旦、後縁部２６側回りにリターンしてプラットホーム部３の近くまで延びた後に再び後縁部２６側回りにリターンして先端壁の近傍まで延びる屈折流路２７と、この屈折流路２７の最終流路部分の壁２８に複数設けられた噴出し孔２９と、この噴出し孔２９から噴き出された冷却空気と接触する複数のピンフィン３０を備えた冷却路３１と、屈折流路２７を構成する腹側の壁２１に複数設けられた噴出し孔３２（図６参照）とを主体にして構成されている。
【００１０】
したがって、この冷却流路１２に導かれた冷却空気は、流路２５内を翼根部２から翼本体１の先端部へ向けて流れた後、後縁部２６側回りにリターンして屈折流路２７を流れ、壁２８に設けられた噴出し孔２９から冷却路３１へと流れる。また、屈折流路２７を流れる間に、一部が屈折流路２７を構成する腹側の壁２１に設けられた噴出し孔３２から翼外へと流れる。なお、図６中、３３は乱流促進リブを示している。
【００１１】
この冷却流路１２の冷却性能は、屈折流路２７での対流冷却効果と、噴出し孔２９，３２内での対流冷却効果と、噴出し孔３２から吹出した冷却空気が翼の腹側外面に沿って流れることによるフィルム冷却効果と、ピンフィン３０による対流冷却効果との相乗作用として与えられる。
【００１２】
このような冷却構造であると、主流ガス温度（燃焼ガス温度）が1200℃級のガスタービンの場合、主流ガス流量の数パーセントの冷却空気量でタービン翼の表面平均温度を850 ℃程度に保つことが可能である。
【００１３】
しかしながら、最近では出力効率を一層向上させるために、主流ガス温度を1300℃〜1500℃級、もしくはそれ以上に高めることが望まれている。
このような高温条件、たとえば主流ガス温度が1300℃級の条件で従来のタービン翼を用いた場合、翼の温度を設計条件に抑え込むことはできるが、抑え込むためには多量の冷却空気が必要となる。このため、システム全体の出力効率を著しく低下させてしまい、主流ガス温度を上昇させた意味がなくなる。なお、最近では冷却空気を抽気して強制冷却することも考えられているが、この方式で1500℃級もしくはそれ以上の超高温ガスタービンの冷却設計を満たすことは極めて困難である。
【００１４】
さらに、翼の平均温度や最高局所温度の設計条件を満たしている1200℃級程度のタービン翼にあっても、翼面温度分布の不均一性が翼本体の寿命に大きく影響することが文献（ＡＳＭＥ９４−ＧΤ−６５）等によって明らかとなっており、次世代の高温ガスタービンのタービン翼だけではなく、従来のタービン翼においても翼面温度の均一化が冷却設計上重要な問題となっている。
【００１５】
【発明が解決しようとする課題】
上述の如く、従来の冷却方式を採用したガスタービンにあっては、燃焼ガス温度をさらに高めようとすると、タービン翼を効率良く冷却することができないという問題があった。
【００１６】
そこで本発明は、少ない冷却媒体量でタービン翼を効果的に冷却することができ、システム全体の出力効率を一層向上させることができ、しかも翼面温度の均一化を図って翼本体の長寿命化も実現できるガスタービンを提供することを目的としている。
【００１７】
【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、タービン翼の内部に冷却流路を設け、この冷却流路に冷却媒体を通流させるようにしたガスタービンにおいて、供給された冷却媒体を前記タービン翼の内部に設けられた冷却流路に通流させた後に上記タービン翼の表面部から外部へ噴出す流路構造に形成された第１の冷却系統と、供給された冷却媒体を前記タービン翼の内部に設けられた冷却流路に通流させるとともに該冷却流路を通流した上記冷却媒体の少なくとも一部をタービン外へ導く流路構造に形成された第２の冷却系統と、前記第１の冷却系統に冷却媒体を供給するとともに前記第２の冷却系統には上記第１の冷却系統より圧力の高い冷却媒体を供給する冷却媒体供給手段と、前記第２の冷却系統を介してタービン外に導かれた冷却媒体からエネルギを回収するエネルギ回収手段とを備えている。
【００１８】
そして、前記冷却媒体供給手段は、前記第２の冷却系統に供給される圧力の高い冷却媒体を圧力調整用絞り手段で減圧して得た冷却媒体を前記第１の冷却系統に供給する流路を備えている。
【００２０】
あるいは、前記第１の冷却系統に属する前記翼内の冷却流路は、１つの翼について複数設けてあり、そのうちの少なくとも１つは通流した冷却媒体を動翼と静翼との間をシールするためのシール流体として供給する流路構成に形成されている。
【００２１】
あるいは、前記第２の冷却系統に属する前記翼内の冷却流路は、途中に前記冷却媒体の一部を動翼と静翼との間をシールするためのシール流体として供給する分岐路を備えている。
【００２３】
本発明に係るガスタービンでは、(1) タービン翼の内部に設けられた冷却流路で、第２の冷却系統に属する冷却流路には、対流冷却効果の大きい圧力の高い冷却媒体を通流させて主として対流冷却を行わせ、冷却後にこの冷却媒体をタービン外に導いてエネルギ回収手段でエネルギを回収している。したがって、圧力の高い冷却媒体の使用による対流冷却効果の向上で従来のガスタービンに比べてタービン翼を良好に冷却できる。また、主流ガスに混ざる冷却媒体量を大幅に抑えることができ、しかも冷却媒体から熱エネルギを回収することができる。
【００２４】
また、(2) タービン翼の内部に設けられた冷却流路で、第１の冷却系統に属する冷却流路には、第２の冷却系統より圧力の低い冷却媒体を流し、この冷却媒体をタービン翼の表面部から外部へ吹出すようにしている。したがって、この第１の冷却系統を翼外面で熱伝達率の高い翼前縁近傍や冷却媒体の回収が困難である翼後縁部に適用することによって、これらの外面での熱流束を効果的に低減させることが可能となる。
【００２５】
このように、上述した(1) と(2) との併用によって、主流ガスの温度を高めた状態で、なおかつ翼表面を均一に良好に冷却でき、しかもシステム全体の出力効率を向上させることができる。したがって、たとえば1500℃級のガスタービンに適用した場合でも熱的な設計条件を満たし、しかも高い出力効率の確保が可能となる。
【００２６】
なお、第２の冷却系統に供給される圧力の高い冷却媒体を圧力調整用絞り手段で減圧して得た冷却媒体を第１の冷却系統に供給する構成を採用すると、流量配分の容易化を図れるばかりか、システム全体の単純化を図ることができる。
【００２８】
また、第１の冷却系統に属する翼内の冷却流路を複数に分岐し、そのうちの少なくとも１つを通流した冷却媒体を動翼と静翼との間をシールするためのシール流体として供給する構成を採用すると、冷却媒体に冷却機能とシール機能との両方を発揮させることができるので、冷却媒体の全使用量を節減することが可能となる。同様に、第２の冷却系統に属する翼内の冷却流路の途中に冷却媒体の一部を動翼と静翼との間をシールするためのシール流体として供給する分岐路を設ける構成を採用しても、冷却媒体に冷却機能とシール機能との両方を発揮させることができるので、冷却媒体の全使用量を節減することが可能となる。
【００３０】
【発明の実施の形態】
以下、図面を参照しながら発明の実施形態を説明する。
図１には本発明の一実施形態に係るガスタービン、ここには蒸気タービンと組合せてハイブリッド型発電プラントの一要素を構成するガスタービンの要部を局部的に取出した模式図が示されている。
【００３１】
同図において、番号４１は静止部を示し、４２は回転部を示している。これら静止部４１と回転部４２との間に図中太矢印４３で示す方向に主流ガスが図示しない燃焼器より噴射される。
【００３２】
静止部４１はケーシング４４を備えており、このケーシング４４の内周部には主流ガスの流れ方向を基準にして上流側から順に第一段静翼４５，第二段静翼４６，第三段静翼４７が相互間に所定の間隔をあけて取付けられている。なお、これらの静翼は周方向に複数個ずつ設けられている。一方、回転部４２は回転軸４８を備えており、この回転軸４８の外周部で第一段静翼４５と第二段静翼４６との間に位置する部分および第二段静翼４６と第三段静翼４７との間に位置する部分には、それぞれ第一段動翼４９と第二段動翼５０とが取付けられている。なお、これらの動翼も周方向に複数個ずつ設けられている。
【００３３】
この例において、各静翼は静翼冷却系統５１によって冷却され、各動翼は動翼冷却系統５２によって冷却される。
静翼冷却系統５１は、低圧冷却系統（第１の冷却系統）５３と、高圧冷却系統（第２の冷却系統）５４とで構成されている。
【００３４】
低圧冷却系統５３は、基本的には供給された冷却媒体を第一段静翼４５および第二段静翼４６の内部に設けられた冷却流路に通流させた後に各静翼の表面部から外部へ噴出す流路構造に形成されている。
【００３５】
すなわち、低圧冷却系統５３は、図示しない蒸気タービン系のたとえば蒸気供給系統から分岐して導かれた低圧の水蒸気（温度は数100 ℃）を第一段静翼４５の内部に３系統に分離して設けられた低圧冷却流路５５，５６，５７に通流させるとともに第二段静翼４６の内部に２系統に分離して設けられた低圧冷却流路５８，５９に通流させる。
【００３６】
低圧冷却流路５５は、第一段静翼４５の前縁部に設けてあり、図２に示すように、ケーシング４４側に位置している翼根部から回転軸４８側に位置している翼の先端部近傍まで延びるように仕切壁６０と前縁６１側に設けられた仕切壁６２とによって形成された流路６３と、仕切壁６２と前縁６１との間に形成された空洞６４と、流路６３のたとえば中心軸を中心にして仕切壁６２に放射状に複数設けられた小孔６５と、空洞６４と前縁６１との間に存在する前縁壁６６に複数設けられたフィルム冷却用の噴出し孔６７と、流路６３を構成する壁で背側の壁６８に複数設けられたフィルム冷却用の噴出し孔６９で構成されている。
【００３７】
この低圧冷却流路５５に供給された低圧の水蒸気は、翼根部側から流入し、流路６３を翼の先端方向に流れて先端壁付近に達し、その間に、一部が噴出し孔６９から翼外に噴き出して翼における前縁部の背側表面をフィルム冷却する。また、残りの水蒸気が仕切壁６２に設けられた複数の小孔６５から空洞６４内に噴射流入して前縁壁６６に衝突し、この前縁壁６６の内面をインピンジメント冷却し、さらに前縁壁６６に設けられた複数の噴出し孔６７を通過し、翼外部に流出して前縁６１の表面をフィルム冷却する。
【００３８】
この低圧冷却流路５５の冷却性能は、主に、流路６３における対流冷却効果と、流路６３から小孔６５を通過して前縁壁６６の内面に噴流として衝突することによるインピンジメント冷却効果と、噴出し孔６７を介して翼外に噴き出した水蒸気が前縁６１ならびに前縁部の背側，腹側に沿って流れることによるフィルム冷却効果と、噴出し孔６９を介して翼外に噴き出した水蒸気が翼の背側に沿って流れることによるフィルム冷却効果と、噴出し孔６７，６９内における対流冷却効果との相乗効果で与えられる。
【００３９】
低圧冷却流路５６は、第一段静翼４５の中間部に設けてあり、図２に示すように、翼根部から翼の先端部近傍まで延びるように形成された流路７０と、この流路７０の先端部を外部、つまり第一段静翼４５と回転軸４８との間に形成された空間７１（図１参照）に通じさせるようにシールリング７２の内部に設けられた図示しない案内路とで構成されている。
【００４０】
この低圧冷却流路５６に供給された低圧の水蒸気は、翼根部側から流入し、流路７０を翼の先端方向に流れて先端壁付近に達した後に案内路を通って空間７１へと流れ、静翼の先端部と動翼の基端側との間をシールして主流ガスが回転軸４８に触れるのを阻止するためのシール流体として使われる。
【００４１】
この低圧冷却流路５６の冷却性能は、主に流路７０における対流冷却効果で与えられる。
低圧冷却流路５７は、第一段静翼４５の後縁部に設けてあり、図２に示すように、翼根部から翼の先端部近傍まで延びるように形成された流路７３と、この流路７３を構成している壁で腹側および背側の壁に設けられたフイルム冷却用の噴出し孔７４と、流路７３を構成している壁で後端側の壁に複数設けられた図示しない噴出し孔と、この噴出し孔から噴き出された水蒸気と接触する複数のピンフィンを備えた冷却路７５とを主体にして構成されている。
【００４２】
この低圧冷却流路５７に導かれた低圧の水蒸気は、流路７３内を翼根部から翼先端部へ向けて流れる間に一部が噴出し孔７４から翼外へ噴出し、残りが冷却路７５を介して翼外へと流れる。
【００４３】
この低圧冷却流路５７の冷却性能は、流路７３での対流冷却効果と、噴出し孔７４内での対流冷却効果と、噴出し孔７４から噴き出した水蒸気が翼の腹側および背側の外面に沿って流れることによるフィルム冷却効果と、冷却路７５内におけるピンフィンによる対流冷却効果との相乗効果として与えられる。
【００４４】
低圧冷却流路５８は、第二段静翼４６の中間部に設けてあり、図２に示した第一段静翼４５の低圧冷却流路５６と同様に構成されている。また、低圧冷却流路５９は、第二段静翼４６の後縁部に設けてあり、図２に示した第一段静翼４５の低圧冷却流路５７と同様に構成されている。したがって、これら低圧冷却流路５８，５９における冷却性能は、第一段静翼４６における低圧冷却流路５６，５７と同様の冷却効果として与えられる。
【００４５】
高圧冷却系統５４は、基本的には供給された冷却媒体を第一段静翼４５および第二段静翼４６の内部に設けられた冷却流路に通流させた後に回収系に導く流路構造に形成されている。
【００４６】
すなわち、高圧冷却系統５４は、図示しない蒸気タービン系のたとえば蒸気供給系統から分岐して導かれた高圧（低圧冷却系統５３より高い圧力）の水蒸気（温度は数100 ℃）を第一段静翼４５，第二段静翼４６，第三段静翼４７の内部にそれぞれ設けられた高圧冷却流路８１，８２，８３に直列に通流させる。
【００４７】
高圧冷却流路８１は、第一段静翼４５の中間部に設けてあり、図２に示すように、低圧冷却流路７０を構成している背側および腹側の壁に翼根部と先端部との間を複数回に亘って蛇行するように形成されている。高圧冷却流路８２，８３も高圧冷却流路８１と同様に第二段静翼４６，第三段静翼４７のたとえば中間部で背および腹に近い位置に翼根部と先端部との間を複数回に亘って蛇行するように形成されている。
【００４８】
これら高圧冷却流路８１，８２，８３における冷却性能は、主として対流冷却効果によって与えられる。
高圧冷却流路８１，８２，８３を通流した高圧の水蒸気は、図１に示すように、蒸気タービン系の蒸気加熱系８４に戻されてエネルギの回収が行われる。
【００４９】
一方、動翼冷却系統５２は、基本的には回転軸４８内に形成された流路を介して供給された冷却媒体、たとえば低圧の水蒸気（温度は数100 ℃）を第一段動翼４９および第二段動翼５０の内部に設けられた低圧冷却流路８５，８６に通流させた後に各動翼の表面部から外部へ吹出す流路構造に形成されている。この動翼冷却系統５２に導かれた水蒸気の一部は、流路８７を介してシール用流体としても使われている。
【００５０】
なお、図１および図２中、８８は各流路の流量を目標値に合せるための流量調整機構を示している。
このように、タービンの翼内に低圧の冷却媒体を通流させる低圧冷却系統５３と高圧の冷却媒体を通流させる高圧冷却系統５４とを設け、低圧冷却系統５３については圧力の低い冷却媒体を翼内に設けられた低圧冷却流路に流した後に翼の表面部から外部へ噴き出すようにして、翼外面で熱伝達率の高い翼前縁近傍や冷却媒体の回収が困難である翼後縁部での熱流束を低減させ、高圧冷却系統５４については対流冷却効果の大きい圧力の高い冷却媒体を通流させて主として対流冷却を行わせ、冷却後にこの冷却媒体をタービンの外に導いて蒸気加熱系８４等でエネルギを回収している。
【００５１】
したがって、高圧冷却系統５４での圧力の高い冷却媒体の使用による対流冷却効果の向上と低圧冷却系統５３での翼外面の熱流速低減効果の向上とで翼表面を均一に良好に冷却できる。また、高圧冷却系統５４では冷却媒体を回収しているので、主流ガスに混ざる冷却媒体量を大幅に抑えることができる。さらに、高圧冷却系統５４を流れた冷却媒体から熱エネルギを回収しているので、結局、上記各作用と相俟って、翼表面を均一に良好に冷却した状態で主流ガス温度を高めることができ、しかもシステム全体の出力効率を向上させることができる。したがって、たとえば1500℃級のガスタービンに適用した場合でも熱的な設計条件を満たし、しかも高い出力効率を確保することができる。
【００５２】
なお、図１および図２に示す例のように、冷却に用いた冷却媒体、具体的には低圧冷却流路５６，５８を通流した後の冷却媒体を空間７１に導いて動翼と静翼との間をシールするためのシール流体として利用する構成を採用すると、冷却媒体に冷却機能とシール機能との両方を発揮させることができるので、冷却媒体の全使用量を節減することが可能となる。
【００５３】
また、図１および図２に示す例のように、翼の前縁部については、前縁壁６６の曲率に略合った形状に仕切壁６２を設け、この仕切壁６２に流路６３のたとえば中心軸を中心にして放射状に複数の小孔６５を設け、これら小孔６５を使って前縁壁６６の内面をインピンジメント冷却する構成であると、大きなインピンジメント冷却効果と対流冷却効果とを得ることができる。
【００５４】
また、図１および図２に示す例のように、高圧冷却系統５４について、前段に位置している翼内の冷却流路を通過した冷却媒体を後段に位置している翼内の冷却流路に通流させる構成を採用すると、流路構成を単純にできるとともに使用冷却媒体流量を抑えることが可能となる。
【００５５】
図３には本発明の別の実施形態に係るガスタービン、ここにも蒸気タービンと組合せてハイブリッド型発電プラントの一要素を構成するガスタービンの要部を局部的に取出した模式図が示されている。
【００５６】
なお、この図では図１と同一機能部分が同一符号で示されている。したがって、重複する部分の詳しい説明は省略する。
この例に係るガスタービンが図１に示したガスタービンと異なる点は、静翼冷却系統５１ａの構成にある。
【００５７】
すなわち、静翼冷却系統５１ａは、高圧冷却系統（第２の冷却系統）５４ａと、この高圧冷却系統５４ａに導かれた高圧の冷却媒体を圧力調整用絞り手段によって減圧して得た冷却媒体を用いる低圧冷却系統（第１の冷却系統）５３ａとで構成されている。
【００５８】
高圧冷却系統５４ａは、図示しない蒸気タービン系のたとえば蒸気供給系統から分岐して導かれた高圧の水蒸気（温度は数100 ℃）を第一段静翼４５，第二段静翼４６，第三段静翼４７の内部にそれぞれ設けられた高圧冷却流路９１，９２，９３に直列に通流させる。
【００５９】
高圧冷却流路９１は、第一段静翼４５の中間部に設けてあり、図４に示すように、翼根部から延びて先端部において折り返すＵ字状の流路構造に形成されている。高圧冷却流路９２，９３も高圧冷却流路９１と同様に第二段静翼４６，第三段静翼４７のたとえば中間部に翼根部から延びて先端部において折り返すＵ字状の流路構造に形成されている。なお、高圧冷却流路９１，９２で翼の先端部に位置する部分には、それぞれ分岐流路９４，９５が設けてあり、これら分岐流路９４，９５は流量調整機構９６，９７およびシールリング９８，９９に設けられた図示しない案内路を介して第一段静翼４５および第二段静翼４６と回転軸４８との間にそれぞれ形成された空間７１に通じている。
【００６０】
これら高圧冷却流路９１，９２，９３における冷却性能は、主として対流冷却効果によって与えられる。
一方、低圧冷却系統５３ａは、高圧冷却系統５４ａの供給管１００に圧力調整用絞り機構１０１，１０２，１０３を接続し、圧力調整用絞り機構１０１を介して得られた低圧の水蒸気を第一段静翼４５の前縁部に設けられた低圧冷却流路５５に供給し、圧力調整用絞り機構１０２を介して得られた低圧の水蒸気を第一段静翼４５の後縁部に設けられた低圧冷却流路５７に供給し、圧力調整用絞り機構１０３を介して得られた低圧の水蒸気を第二段静翼４６の後縁部に設けられた低圧冷却流路５９に供給するように構成されている。
【００６１】
このような構成であると、冷却原理は図１および図２に示したものと同じであるが、この例の場合には高圧冷却系統５４ａに導かれた高圧の水蒸気を圧力調整用絞り機構１０１，１０２，１０３で減圧して得た水蒸気を冷却媒体として低圧冷却流路５５，５７，５９に供給しているので、冷却媒体供給系の構成を大幅に単純化することができる。
【００６２】
また、この例においては、高圧冷却流路９１，９２を通流する冷却媒体の一部を空間７１に導いて動翼と静翼との間をシールするためのシール流体として利用する構成を採用しているので、冷却媒体に冷却機能とシール機能との両方を発揮させることができ、冷却媒体の全使用量を節減することができる。
【００６３】
なお、本発明は上述した各例に限定されるものではない。すなわち、上述した各例は蒸気タービンと組合せてハイブリッド型発電プラントの一要素を構成するガスタービンに本発明を適用しているが、単独で用いられるガスタービンにも適用できる。したがって、冷却媒体も水蒸気に限定されるものではなく、水、水蒸気、空気、不活性ガス、その他の液体や気体の単相、混合媒体を使用でき、冷却設計上最適な冷却媒体を選択できる。
【００６４】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、供給された冷却媒体をタービン翼の内部に設けられた冷却流路に通流させた後にタービン翼の表面部から外部へ噴出す流路構造に形成された第１の冷却系統と、供給された冷却媒体をタービン翼の内部に設けられた冷却流路に通流させるとともに上記冷却流路を通流した冷却媒体の少なくとも一部をタービン外へ導く流路構造に形成された第２の冷却系統と、第１の冷却系統に冷却媒体を供給するとともに第２の冷却系統には第１の冷却系統より圧力の高い冷却媒体を供給する冷却媒体供給手段とを組合せてタービン翼を冷却しているので、第２の冷却系統での圧力の高い冷却媒体の使用による対流冷却効果の向上と第１の冷却系統での翼外面の熱流速低減効果の向上とで翼表面を均一に良好に冷却できる。しかも第２の冷却系統では冷却媒体を回収しているので、主流ガスに混ざる冷却媒体量を大幅に抑えることができ、さらに第２の冷却系統を流れた冷却媒体から熱エネルギを回収しているので、結局、主流ガス温度を高めた状態で翼表面を均一に良好に冷却でき、しかもシステム全体の出力効率を向上させることができる。
そして、なお、第２の冷却系統に供給される圧力の高い冷却媒体を圧力調整用絞り手段で減圧して得た冷却媒体を第１の冷却系統に供給する構成を採用すると、流量配分の容易化を図れるばかりか、システム全体の単純化を図ることができる。
また、第１の冷却系統に属する翼内の冷却流路を複数に分岐し、そのうちの少なくとも１つを通流した冷却媒体を動翼と静翼との間をシールするためのシール流体として供給する構成を採用すると、冷却媒体に冷却機能とシール機能との両方を発揮させることができるので、冷却媒体の全使用量を節減することが可能となる。
同様に、第２の冷却系統に属する翼内の冷却流路の途中に冷却媒体の一部を動翼と静翼との間をシールするためのシール流体として供給する分岐路を設ける構成を採用しても、冷却媒体に冷却機能とシール機能との両方を発揮させることができるので、冷却媒体の全使用量を節減することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施形態に係るガスタービンの要部模式図
【図２】同ガスタービンの第一段静翼の冷却流路構造を説明するための図
【図３】本発明の別の実施形態に係るガスタービンの要部模式図
【図４】同ガスタービンの第一段静翼の冷却流路構造を説明するための図
【図５】冷却流路を備えた従来のガスタービンの動翼縦断面図
【図６】同動翼の横断面図
【符号の説明】
４１…静止部
４２…回転部
４３…主流ガスの流れ方向
４４…ケーシング
４５…第一段静翼
４６…第二段静翼
４７…第三段静翼
４８…回転軸
４９…第一段動翼
５０…第二段動翼
５１，５１ａ…静翼冷却系統
５２…動翼冷却系統
５３，５３ａ…低圧冷却系統
５４，５４ａ…高圧冷却系統
５５，５６，５７，５８，５９…低圧冷却流路
６０，６２…仕切壁
６１…前縁
６３，７０，７３…流路
６４…空洞
６５…小孔
６６…前縁壁
６７，７４…噴出し孔
７１…空間
７２，９８，９９…シールリング
８１，８２，８３，９１，９２，９３…高圧冷却流路
８４…蒸気加熱系
８５，８６…低圧冷却流路
８８，９６，９７…流量調整機構
９４，９５…分岐流路
１００…供給管
１０１，１０２，１０３…圧力調整用絞り機構[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine, and more particularly to a gas turbine capable of efficiently cooling turbine blades with a smaller amount of cooling medium.
[0002]
[Prior art]
In general, a gas turbine employs a self-supporting drive system in which a turbine driven by combustion gas itself drives a blower or a compressor for supplying air to the combustor. For this reason, the most effective way to increase the output efficiency of the gas turbine is to increase the combustion gas temperature at the turbine bin inlet.
[0003]
However, the upper limit of the combustion gas temperature is limited by the heat stress resistance of the material constituting the turbine bin blade, particularly the first stage blade and stationary blade, and resistance to oxidation, corrosion, etc. at high temperatures. .
[0004]
Therefore, conventionally, as shown in FIGS. 5 and 6, return flow type blades that forcibly cool the turbine blades with cooling air from the inside are used. These drawings show an example of a moving blade, FIG. 5 shows a longitudinal sectional view of the blade, and FIG. 6 shows a transverse sectional view of the blade.
[0005]
The moving blade is composed of a blade body 1, a blade root portion 2 that supports the blade body 1, and a platform portion 3.
In the blade root part 2 and the blade body 1, two cooling channels 11 and 12 extending in the height direction of the blade body 1 are formed by a partition wall 13, and the blade root part 2 of these cooling channels 11 and 12 is formed. The end located inside is connected to a cooling air supply path provided on a rotating shaft (not shown).
[0006]
The cooling flow path 11 includes a flow path 16 formed by a partition wall 13 and a partition wall 15 provided on the front edge 14 side so as to extend from the blade root 2 to the vicinity of the tip of the blade body 1, and the partition wall 15. And a plurality of small holes 18 provided in the partition wall 15 and a plurality of front edge walls 19 existing between the cavity 17 and the front edge portion 14. The film cooling spray holes 20 and a plurality of film cooling spray holes 23 provided in the walls 21 and 22 on the abdomen and back sides of the flow path 16.
[0007]
Therefore, the cooling air supplied to the cooling flow path 11 flows in from the blade root portion 2, flows in the flow path 16 in the height direction of the blade and reaches the vicinity of the tip wall, and a part thereof is the ejection hole 23. Then, the air is blown out of the wing, and the ventral surface and the back surface of the front edge of the wing body 1 are film cooled. Further, the remaining cooling air is injected and injected into the cavity 17 from the plurality of small holes 18 provided in the partition wall 15 and collides with the front edge wall 19, impingement cooling the inner surface of the front edge wall 19, After passing through a plurality of ejection holes 20 provided in the leading edge wall 19, it flows out of the blade and cools the surface of the leading edge portion 14 with a film.
[0008]
The cooling performance of the cooling flow path 11 is mainly due to the convection cooling effect in the flow path 16 and the impingement cooling effect by passing through the small hole 18 from the flow path 16 and colliding with the inner surface of the front edge wall 19 as a jet. And the cooling effect of cooling air jetted out of the blade through the jet hole 20 along the front edge portion 14 of the blade body 1 and the back side and the ventral side of the front edge portion, and the jet hole 23. The cooling air blown out of the blade through the airflow is given by a synergistic effect with the film cooling effect by flowing along the back side and the ventral side of the blade body 1.
[0009]
On the other hand, the cooling flow path 12 is formed between the partition wall 13 and the partition wall 24 and extends to the vicinity of the tip wall of the wing body 1. A refraction channel 27 that returns to the side and extends to the vicinity of the platform portion 3 and then returns to the rear edge 26 side and extends to the vicinity of the tip wall, and a wall of the final flow channel portion of the refraction channel 27 28, a plurality of ejection holes 29, a cooling path 31 including a plurality of pin fins 30 that come into contact with cooling air ejected from the ejection holes 29, and a ventral side wall constituting the refraction path 27. 21 is composed mainly of a plurality of ejection holes 32 (see FIG. 6).
[0010]
Accordingly, the cooling air guided to the cooling flow path 12 flows in the flow path 25 from the blade root portion 2 toward the tip end portion of the blade body 1 and then returns around the trailing edge portion 26 side to be a refractive flow path. 27 and flows from the ejection hole 29 provided in the wall 28 to the cooling path 31. Further, while flowing through the refraction channel 27, a part flows out of the wing from an ejection hole 32 provided in the abdominal wall 21 constituting the refraction channel 27. In FIG. 6, reference numeral 33 denotes a turbulent flow promoting rib.
[0011]
The cooling performance of the cooling channel 12 is such that the convection cooling effect in the refractive channel 27, the convection cooling effect in the ejection holes 29 and 32, and the cooling air blown out from the ejection holes 32 is the outer surface on the ventral side of the blade. Is provided as a synergistic effect of the film cooling effect by flowing along the convection and the convection cooling effect by the pin fins 30.
[0012]
With such a cooling structure, in the case of a gas turbine with a mainstream gas temperature (combustion gas temperature) of 1200 ° C, the surface average temperature of the turbine blades is maintained at about 850 ° C with a cooling air amount of several percent of the mainstream gas flow rate. It is possible.
[0013]
However, recently, in order to further improve the output efficiency, it is desired to increase the mainstream gas temperature to 1300 ° C. to 1500 ° C. class or higher.
When conventional turbine blades are used under such high-temperature conditions, for example, when the mainstream gas temperature is 1300 ° C, the blade temperature can be suppressed to the design conditions, but a large amount of cooling air is required to suppress the blade temperature. Become. For this reason, the output efficiency of the entire system is significantly reduced, and the meaning of raising the mainstream gas temperature is lost. Recently, it has been considered that forced cooling is performed by extracting cooling air. However, it is extremely difficult to satisfy the cooling design of an ultra-high temperature gas turbine of 1500 ° C. class or higher by this method.
[0014]
Furthermore, even in the case of turbine blades of the 1200 ° C class that meet the design conditions for average blade temperature and maximum local temperature, the blade surface temperature non-uniformity has a significant effect on the blade body life. ASME94-GΤ-65) and the like, and not only the turbine blades of the next-generation high-temperature gas turbine but also the uniformity of the blade surface temperature is an important problem in the cooling design of the conventional turbine blades. .
[0015]
[Problems to be solved by the invention]
As described above, the gas turbine adopting the conventional cooling method has a problem that the turbine blades cannot be efficiently cooled if the combustion gas temperature is further increased.
[0016]
Accordingly, the present invention can effectively cool the turbine blades with a small amount of cooling medium, further improve the output efficiency of the entire system, and achieve a uniform blade surface temperature for a long blade life. It aims at providing the gas turbine which can also be realized.
[0017]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, the present invention provides a gas turbine in which a cooling flow path is provided inside a turbine blade, and the cooling medium is caused to flow through the cooling flow path. A first cooling system formed in a flow path structure that is made to flow through a cooling flow path provided in the interior of the turbine blade and then ejected to the outside from the surface portion of the turbine blade, and a cooling medium supplied to the turbine blade A second cooling system formed in a flow path structure for flowing through a cooling flow path provided therein and guiding at least a part of the cooling medium flowing through the cooling flow path to the outside of the turbine; and A cooling medium supply means for supplying a cooling medium to the second cooling system and a cooling medium having a pressure higher than that of the first cooling system, and an outside of the turbine via the second cooling system. Led cooling medium And a energy recovery means for recovering energy.
[0018]
  AndThe cooling medium supply means has a flow path for supplying the first cooling system with a cooling medium obtained by depressurizing the high pressure cooling medium supplied to the second cooling system with a pressure adjusting throttle means. HaveThe
[0020]
  OrA plurality of cooling flow paths in the blades belonging to the first cooling system are provided for one blade, and at least one of them seals between the moving blade and the stationary blade with the flowing cooling medium. It is formed in a flow path configuration that supplies as a sealing fluid forThe
[0021]
  OrThe cooling flow passage in the blade belonging to the second cooling system includes a branch passage that supplies a part of the cooling medium as a sealing fluid for sealing between the moving blade and the stationary blade in the middle.The
[0023]
In the gas turbine according to the present invention, (1) a cooling passage provided inside the turbine blade, and a cooling medium having a high convection cooling effect is passed through the cooling passage belonging to the second cooling system. Thus, convection cooling is mainly performed, and after cooling, the cooling medium is guided out of the turbine and energy is recovered by the energy recovery means. Therefore, the turbine blades can be cooled better than the conventional gas turbine by improving the convection cooling effect by using a high pressure cooling medium. In addition, the amount of the cooling medium mixed with the mainstream gas can be significantly suppressed, and the heat energy can be recovered from the cooling medium.
[0024]
Also, (2) a cooling channel provided inside the turbine blade, and a cooling medium having a pressure lower than that of the second cooling system is allowed to flow through the cooling channel belonging to the first cooling system, and this cooling medium is supplied to the turbine It blows out from the surface part of the wing. Therefore, by applying this first cooling system to the vicinity of the leading edge of the blade where the heat transfer coefficient is high on the outer surface of the blade or to the trailing edge of the blade where it is difficult to recover the cooling medium, the heat flux on these outer surfaces is effectively reduced. It is possible to reduce it.
[0025]
Thus, the combined use of (1) and (2) described above can cool the blade surface uniformly and satisfactorily with the temperature of the mainstream gas raised, and improve the output efficiency of the entire system. it can. Therefore, even when applied to, for example, a 1500 ° C. class gas turbine, the thermal design condition is satisfied and high output efficiency can be ensured.
[0026]
If a configuration is adopted in which the cooling medium obtained by reducing the pressure of the high-pressure cooling medium supplied to the second cooling system with the pressure adjusting throttle means is supplied to the first cooling system, the flow distribution can be facilitated. Not only can it be achieved, but the whole system can be simplified.
[0028]
In addition, the cooling flow path in the blade belonging to the first cooling system is branched into a plurality, and the cooling medium flowing through at least one of them is supplied as a sealing fluid for sealing between the moving blade and the stationary blade. By adopting such a configuration, the cooling medium can exhibit both the cooling function and the sealing function, so that the total amount of use of the cooling medium can be reduced. Similarly, a configuration is adopted in which a branch passage for supplying a part of the cooling medium as a sealing fluid for sealing between the moving blade and the stationary blade is provided in the middle of the cooling flow path in the blade belonging to the second cooling system. Even so, since the cooling medium can exhibit both the cooling function and the sealing function, the total amount of the cooling medium used can be reduced.
[0030]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the invention will be described with reference to the drawings.
FIG. 1 is a schematic diagram showing locally extracted main portions of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, which is a component of a hybrid power plant in combination with a steam turbine. Yes.
[0031]
In the figure, numeral 41 indicates a stationary part and numeral 42 indicates a rotating part. A mainstream gas is injected between the stationary part 41 and the rotating part 42 from a combustor (not shown) in a direction indicated by a thick arrow 43 in the figure.
[0032]
The stationary part 41 includes a casing 44. A first stage stationary blade 45, a second stage stationary blade 46, and a third stage stationary blade 47 are arranged in this casing 44 in order from the upstream side with respect to the flow direction of the mainstream gas. They are attached with a predetermined gap between them. A plurality of these vanes are provided in the circumferential direction. On the other hand, the rotating portion 42 includes a rotating shaft 48, a portion located between the first stage stationary blade 45 and the second stage stationary blade 46 on the outer peripheral portion of the rotating shaft 48, and the second stage stationary blade 46 and the third stage stationary blade 47. The first stage moving blade 49 and the second stage moving blade 50 are respectively attached to the portions located between the two. A plurality of these blades are also provided in the circumferential direction.
[0033]
In this example, each stationary blade is cooled by a stationary blade cooling system 51, and each moving blade is cooled by a moving blade cooling system 52.
The stationary blade cooling system 51 includes a low-pressure cooling system (first cooling system) 53 and a high-pressure cooling system (second cooling system) 54.
[0034]
The low-pressure cooling system 53 basically passes the supplied cooling medium through the cooling passages provided in the first stage stationary blade 45 and the second stage stationary blade 46 and then externally passes from the surface portion of each stationary blade. It is formed in the flow path structure which spouts out.
[0035]
That is, the low-pressure cooling system 53 separates the low-pressure steam (temperature is several hundred degrees Celsius) branched from, for example, a steam supply system of a steam turbine system (not shown) into the first stage stationary blade 45 into three systems. The low-pressure cooling passages 55, 56, and 57 that are provided in the second stage and the low-pressure cooling passages 58 and 59 that are provided separately in two systems inside the second stage stationary blade 46.
[0036]
The low-pressure cooling channel 55 is provided at the front edge of the first stage stationary blade 45 and, as shown in FIG. 2, the blade positioned on the rotating shaft 48 side from the blade root portion positioned on the casing 44 side. A flow path 63 formed by the partition wall 60 and the partition wall 62 provided on the front edge 61 side so as to extend to the vicinity of the front end of the first wall, and a cavity 64 formed between the partition wall 62 and the front edge 61. For example, a plurality of small holes 65 provided radially on the partition wall 62 around the central axis of the flow path 63, and a plurality of film cooling provided on the front edge wall 66 existing between the cavity 64 and the front edge 61. And a plurality of jet holes 69 for cooling the film provided on the back wall 68 by the walls constituting the flow path 63.
[0037]
The low-pressure steam supplied to the low-pressure cooling channel 55 flows in from the blade root side, flows in the channel 63 toward the tip of the blade and reaches the vicinity of the tip wall. It blows out of a wing | blade and film-cools the back side surface of the front edge part in a wing | blade. Further, the remaining water vapor is injected into the cavity 64 through a plurality of small holes 65 provided in the partition wall 62 and collides with the front edge wall 66, and the inner surface of the front edge wall 66 is impingement cooled. It passes through a plurality of ejection holes 67 provided in the edge wall 66 and flows out of the blade to cool the surface of the leading edge 61 with a film.
[0038]
The cooling performance of the low-pressure cooling flow path 55 is mainly due to the convection cooling effect in the flow path 63 and impingement cooling by colliding as a jet flow from the flow path 63 through the small hole 65 and against the inner surface of the front edge wall 66. Effect, film cooling effect caused by water vapor jetted outside the blade through the jet hole 67 along the back edge and ventral side of the front edge 61 and the front edge, and the outside of the blade through the jet hole 69 It is given by the synergistic effect of the film cooling effect caused by the water vapor jetted in the flow along the back side of the blade and the convective cooling effect in the ejection holes 67 and 69.
[0039]
The low-pressure cooling flow path 56 is provided in the middle part of the first stage stationary blade 45, and as shown in FIG. 2, the flow path 70 formed so as to extend from the blade root to the vicinity of the tip of the blade, A guide (not shown) provided in the seal ring 72 so as to communicate the tip of the passage 70 to the outside, that is, a space 71 (see FIG. 1) formed between the first stage stationary blade 45 and the rotary shaft 48. It consists of roads.
[0040]
The low-pressure steam supplied to the low-pressure cooling flow path 56 flows in from the blade root side, flows in the flow path 70 toward the tip of the blade, reaches the vicinity of the tip wall, and then flows to the space 71 through the guide path. It is used as a sealing fluid for sealing between the tip of the stationary blade and the base end of the moving blade to prevent the mainstream gas from touching the rotating shaft 48.
[0041]
The cooling performance of the low-pressure cooling channel 56 is mainly given by the convection cooling effect in the channel 70.
The low-pressure cooling channel 57 is provided at the rear edge of the first stage stationary blade 45, and as shown in FIG. 2, a channel 73 formed so as to extend from the blade root to the vicinity of the tip of the blade, A plurality of film cooling jet holes 74 provided on the abdominal side and the back side wall on the wall constituting the flow path 73 and a rear end side wall provided on the wall constituting the flow path 73. This is mainly composed of an ejection hole (not shown) and a cooling path 75 provided with a plurality of pin fins that come into contact with water vapor ejected from the ejection hole.
[0042]
A part of the low-pressure water vapor introduced into the low-pressure cooling flow channel 57 is ejected from the ejection hole 74 to the outside of the blade while flowing in the flow channel 73 from the blade root portion to the blade tip portion, and the rest is the cooling channel. It flows out of the wing via 75.
[0043]
The cooling performance of the low-pressure cooling channel 57 includes the convection cooling effect in the channel 73, the convection cooling effect in the ejection hole 74, and the water vapor ejected from the ejection hole 74 on the ventral side and back side of the blade. This is given as a synergistic effect of the film cooling effect by flowing along the outer surface and the convection cooling effect by the pin fins in the cooling path 75.
[0044]
The low-pressure cooling flow path 58 is provided in an intermediate portion of the second stage stationary blade 46, and is configured in the same manner as the low-pressure cooling flow path 56 of the first stage stationary blade 45 shown in FIG. The low-pressure cooling channel 59 is provided at the rear edge of the second stage stationary blade 46, and is configured in the same manner as the low-pressure cooling channel 57 of the first stage stationary blade 45 shown in FIG. Therefore, the cooling performance in these low-pressure cooling channels 58 and 59 is given as a cooling effect similar to that of the low-pressure cooling channels 56 and 57 in the first stage stationary blade 46.
[0045]
The high-pressure cooling system 54 basically has a flow path structure in which the supplied cooling medium is passed through the cooling flow paths provided in the first stage stationary blade 45 and the second stage stationary blade 46 and then led to the recovery system. Is formed.
[0046]
That is, the high-pressure cooling system 54 generates high-pressure (higher pressure than the low-pressure cooling system 53) water vapor (temperature is several hundred degrees Celsius) branched from a steam supply system (not shown), for example, a steam supply system. 45, the second stage stationary blades 46, and the third stage stationary blades 47 are respectively connected in series to high pressure cooling flow paths 81, 82, and 83 provided in the interior.
[0047]
The high pressure cooling flow path 81 is provided in the middle part of the first stage stationary blade 45, and as shown in FIG. 2, the blade root part and the tip are formed on the back and abdominal walls constituting the low pressure cooling flow path 70. It is formed so as to meander between a plurality of times. Similarly to the high-pressure cooling flow path 81, the high-pressure cooling flow paths 82 and 83 are, for example, in the middle part of the second-stage stationary blade 46 and the third-stage stationary blade 47 at a position close to the back and abdomen between the blade root part and the tip part several times. And meandering.
[0048]
The cooling performance in these high-pressure cooling flow paths 81, 82, 83 is mainly given by the convection cooling effect.
As shown in FIG. 1, the high-pressure steam flowing through the high-pressure cooling channels 81, 82, 83 is returned to the steam heating system 84 of the steam turbine system to recover energy.
[0049]
On the other hand, the moving blade cooling system 52 basically supplies a cooling medium supplied through a flow path formed in the rotating shaft 48, for example, low-pressure steam (temperature is several hundred degrees Celsius) to the first moving blade 49. In addition, the flow passage structure is formed so that the low-pressure cooling flow passages 85 and 86 provided in the second stage blade 50 are blown to the outside from the surface portion of each blade. A part of the water vapor guided to the moving blade cooling system 52 is also used as a sealing fluid via the flow path 87.
[0050]
1 and 2, reference numeral 88 denotes a flow rate adjusting mechanism for adjusting the flow rate of each flow path to a target value.
As described above, the low pressure cooling system 53 for passing the low pressure cooling medium and the high pressure cooling system 54 for allowing the high pressure cooling medium to flow are provided in the blades of the turbine. After flowing through the low pressure cooling flow path provided in the blade, it is blown out from the blade surface to the outside, and the blade trailing edge where the heat transfer coefficient near the blade outer surface is high or the cooling medium recovery is difficult The high-pressure cooling system 54 is mainly convectively cooled by passing a high-pressure cooling medium having a large convective cooling effect, and after cooling, this cooling medium is led out of the turbine to produce steam. Energy is recovered by the heating system 84 or the like.
[0051]
Therefore, the blade surface can be uniformly and satisfactorily cooled by improving the convection cooling effect by using a high pressure cooling medium in the high-pressure cooling system 54 and improving the effect of reducing the heat flow rate on the blade outer surface in the low-pressure cooling system 53. Moreover, since the high pressure cooling system 54 collects the cooling medium, the amount of the cooling medium mixed with the mainstream gas can be greatly suppressed. Furthermore, since the heat energy is recovered from the cooling medium that has flowed through the high-pressure cooling system 54, the mainstream gas temperature can be increased with the blade surfaces uniformly and satisfactorily cooled in combination with the above actions. In addition, the output efficiency of the entire system can be improved. Therefore, even when applied to, for example, a 1500 ° C. class gas turbine, the thermal design conditions can be satisfied and high output efficiency can be ensured.
[0052]
As in the example shown in FIGS. 1 and 2, the cooling medium used for cooling, specifically, the cooling medium after flowing through the low-pressure cooling flow paths 56 and 58, is guided to the space 71, and the moving blade and the static By adopting a configuration that uses the sealing fluid to seal between the blades, the cooling medium can exhibit both the cooling function and the sealing function, thus reducing the total amount of cooling medium used. It becomes.
[0053]
Further, as in the example shown in FIGS. 1 and 2, a partition wall 62 is provided in a shape substantially matching the curvature of the front edge wall 66 at the front edge portion of the wing, When a plurality of small holes 65 are provided radially around the central axis and the inner surface of the front edge wall 66 is impingement cooled using these small holes 65, a large impingement cooling effect and convection cooling effect can be obtained. Obtainable.
[0054]
Further, as in the example shown in FIGS. 1 and 2, in the high-pressure cooling system 54, the cooling medium in the blade positioned in the subsequent stage is the cooling medium that has passed through the cooling channel in the blade positioned in the previous stage. If the configuration for passing the gas is used, the flow channel configuration can be simplified and the flow rate of the cooling medium used can be suppressed.
[0055]
FIG. 3 is a schematic diagram showing locally extracted main parts of a gas turbine according to another embodiment of the present invention, which is also a component of a hybrid power plant combined with a steam turbine. ing.
[0056]
In this figure, the same functional parts as those in FIG. 1 are denoted by the same reference numerals. Therefore, detailed description of overlapping parts is omitted.
The gas turbine according to this example is different from the gas turbine shown in FIG. 1 in the configuration of the stationary blade cooling system 51a.
[0057]
That is, the stationary blade cooling system 51a includes a high-pressure cooling system (second cooling system) 54a and a cooling medium obtained by reducing the pressure of the high-pressure cooling medium guided to the high-pressure cooling system 54a by the pressure adjusting throttle means. And a low-pressure cooling system (first cooling system) 53a to be used.
[0058]
The high-pressure cooling system 54 a supplies high-pressure steam (temperature is several hundred degrees Celsius) branched from a steam supply system of a steam turbine system (not shown), for example, the first stage stationary blade 45, the second stage stationary blade 46, and the third stage stationary blade 47. Are connected in series to high-pressure cooling channels 91, 92, 93 provided respectively in
[0059]
The high-pressure cooling flow path 91 is provided in the middle part of the first stage stationary blade 45, and is formed in a U-shaped flow path structure extending from the blade root part and turning back at the tip as shown in FIG. Similarly to the high pressure cooling flow path 91, the high pressure cooling flow paths 92 and 93 are formed in a U-shaped flow path structure that extends from the blade root part to the middle part of the second stage stationary blade 46 and the third stage stationary blade 47 and folds back at the tip part. Yes. Branch portions 94 and 95 are provided at portions of the high-pressure cooling passages 91 and 92 located at the tip of the blade, respectively. The branch passages 94 and 95 are provided with the flow rate adjusting mechanisms 96 and 97 and the seal ring. The first stage stationary blade 45 and the second stage stationary blade 46 communicate with spaces 71 formed between the rotary shaft 48 and guide shafts 98 and 99 (not shown).
[0060]
The cooling performance in these high-pressure cooling channels 91, 92, 93 is mainly given by the convection cooling effect.
On the other hand, the low-pressure cooling system 53a connects the pressure adjusting throttle mechanisms 101, 102, and 103 to the supply pipe 100 of the high-pressure cooling system 54a, and the low-pressure steam obtained through the pressure adjusting throttle mechanism 101 is supplied to the first stage. The low pressure steam supplied through the pressure adjusting throttle mechanism 102 to the low pressure cooling passage 55 provided at the front edge portion of the stationary blade 45 is provided at the rear edge portion of the first stage stationary blade 45. The low-pressure steam supplied to the low-pressure cooling passage 57 and the low-pressure steam obtained through the pressure adjusting throttle mechanism 103 is supplied to the low-pressure cooling passage 59 provided at the rear edge of the second stage stationary blade 46. Yes.
[0061]
With such a configuration, the cooling principle is the same as that shown in FIGS. 1 and 2, but in this example, the high-pressure steam led to the high-pressure cooling system 54a is converted into the pressure adjusting throttle mechanism 101. , 102 and 103 are supplied to the low-pressure cooling passages 55, 57 and 59 as the cooling medium, and the configuration of the cooling medium supply system can be greatly simplified.
[0062]
Further, in this example, a configuration is adopted in which a part of the cooling medium flowing through the high-pressure cooling flow paths 91 and 92 is guided to the space 71 and used as a sealing fluid for sealing between the moving blade and the stationary blade. Therefore, the cooling medium can exhibit both the cooling function and the sealing function, and the total amount of use of the cooling medium can be reduced.
[0063]
In addition, this invention is not limited to each example mentioned above. That is, although each example mentioned above has applied this invention to the gas turbine which comprises one element of a hybrid type power plant in combination with a steam turbine, it is applicable also to the gas turbine used independently. Therefore, the cooling medium is not limited to water vapor, and water, water vapor, air, inert gas, other liquid or gas single phase, or mixed medium can be used, and an optimum cooling medium can be selected in terms of cooling design.
[0064]
【The invention's effect】
  As described above, according to the present invention, a flow path structure is formed in which the supplied cooling medium is made to flow through the cooling flow path provided inside the turbine blade and then ejected from the surface of the turbine blade to the outside. The first cooling system and the supplied cooling medium are allowed to flow through a cooling flow path provided inside the turbine blade, and at least a part of the cooling medium flowing through the cooling flow path is led out of the turbine. A second cooling system formed in the flow path structure, and a cooling medium supply for supplying a cooling medium to the first cooling system and a cooling medium having a higher pressure than the first cooling system to the second cooling system Since the turbine blades are cooled in combination with the above-mentioned means, the improvement of the convection cooling effect by the use of the high pressure cooling medium in the second cooling system and the effect of reducing the heat flow rate on the outer surface of the blades in the first cooling system. By improving and cooling the blade surface uniformly and well That. In addition, since the cooling medium is recovered in the second cooling system, the amount of the cooling medium mixed with the mainstream gas can be greatly suppressed, and thermal energy is recovered from the cooling medium that has flowed through the second cooling system. As a result, the blade surface can be cooled uniformly and satisfactorily while the mainstream gas temperature is raised, and the output efficiency of the entire system can be improved.
  Further, if a configuration is adopted in which the cooling medium obtained by reducing the pressure of the high pressure cooling medium supplied to the second cooling system by the pressure adjusting throttle means is supplied to the first cooling system, the flow rate can be easily distributed. Not only can the system be simplified, but the entire system can be simplified.
  Further, the cooling flow path in the blade belonging to the first cooling system is branched into a plurality of parts, and the cooling medium flowing through at least one of them is supplied as a sealing fluid for sealing between the moving blade and the stationary blade. By adopting such a configuration, the cooling medium can exhibit both the cooling function and the sealing function, so that it is possible to reduce the total amount of use of the cooling medium.
  Similarly, a configuration is adopted in which a branch passage for supplying a part of the cooling medium as a sealing fluid for sealing between the moving blade and the stationary blade is provided in the middle of the cooling flow path in the blade belonging to the second cooling system. Even so, since the cooling medium can exhibit both the cooling function and the sealing function, the total amount of the cooling medium used can be reduced.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a schematic diagram of a main part of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a diagram for explaining a cooling flow path structure of a first stage stationary blade of the gas turbine
FIG. 3 is a schematic diagram of a main part of a gas turbine according to another embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a diagram for explaining a cooling flow path structure of the first stage stationary blade of the gas turbine.
FIG. 5 is a longitudinal sectional view of a moving blade of a conventional gas turbine provided with a cooling channel.
FIG. 6 is a cross-sectional view of the rotor blade
[Explanation of symbols]
41. Stationary part
42 ... rotating part
43 ... Flow direction of mainstream gas
44 ... casing
45. First stage stationary blade
46. Second stage stationary blade
47 ... Stage 3
48 ... Rotating shaft
49. First stage blade
50 ... Second stage blade
51, 51a ... Stator blade cooling system
52 ... Rotor blade cooling system
53, 53a ... Low pressure cooling system
54, 54a ... High pressure cooling system
55, 56, 57, 58, 59 ... Low pressure cooling flow path
60, 62 ... partition wall
61 ... Leading edge
63, 70, 73 ... flow path
64 ... Cavity
65 ... Small hole
66 ... Front edge wall
67, 74 ... ejection holes
71 ... space
72, 98, 99 ... seal ring
81, 82, 83, 91, 92, 93 ... high pressure cooling flow path
84 ... Steam heating system
85, 86 ... Low pressure cooling flow path
88, 96, 97 ... Flow rate adjustment mechanism
94, 95 ... Branch flow path
100 ... supply pipe
101, 102, 103 ... throttle mechanism for pressure adjustment

Claims

In the gas turbine in which the cooling flow path is provided inside the turbine blade and the cooling medium is allowed to flow through the cooling flow path,
A first cooling system formed in a flow path structure that causes the supplied cooling medium to flow through a cooling flow path provided inside the turbine blade and then jets out from the surface portion of the turbine blade;
The supplied cooling medium is made to flow through a cooling flow path provided inside the turbine blade, and at least a part of the cooling medium that has flowed through the cooling flow path is formed in a flow path structure that leads outside the turbine. A second cooling system;
A cooling medium supply means for supplying a cooling medium to the first cooling system and supplying a cooling medium having a pressure higher than that of the first cooling system to the second cooling system;
Energy recovery means for recovering energy from a cooling medium guided outside the turbine via the second cooling system ;
The cooling medium supply means includes a flow path for supplying, to the first cooling system, a cooling medium obtained by depressurizing a high-pressure cooling medium supplied to the second cooling system with a pressure adjusting throttle means. gas turbine, characterized in that is.

In the gas turbine in which the cooling flow path is provided inside the turbine blade and the cooling medium is allowed to flow through the cooling flow path,
A first cooling system formed in a flow path structure that causes the supplied cooling medium to flow through a cooling flow path provided inside the turbine blade and then jets out from the surface portion of the turbine blade;
The supplied cooling medium is made to flow through a cooling flow path provided inside the turbine blade, and at least a part of the cooling medium that has flowed through the cooling flow path is formed in a flow path structure that leads outside the turbine. A second cooling system;
A cooling medium supply means for supplying a cooling medium to the first cooling system and supplying a cooling medium having a pressure higher than that of the first cooling system to the second cooling system;
Energy recovery means for recovering energy from a cooling medium guided outside the turbine via the second cooling system ;
A plurality of the cooling flow paths in the turbine blades belonging to the first cooling system are provided for one blade, and at least one of them seals the flowed cooling medium between the moving blade and the stationary blade. A gas turbine characterized in that the gas turbine is configured to have a flow path configuration that is supplied as a sealing fluid .

In the gas turbine in which the cooling flow path is provided inside the turbine blade and the cooling medium is allowed to flow through the cooling flow path,
A first cooling system formed in a flow path structure that causes the supplied cooling medium to flow through a cooling flow path provided inside the turbine blade and then jets out from the surface portion of the turbine blade;
The supplied cooling medium is made to flow through a cooling flow path provided inside the turbine blade, and at least a part of the cooling medium that has flowed through the cooling flow path is formed in a flow path structure that leads outside the turbine. A second cooling system;
A cooling medium supply means for supplying a cooling medium to the first cooling system and supplying a cooling medium having a pressure higher than that of the first cooling system to the second cooling system;
Energy recovery means for recovering energy from a cooling medium guided outside the turbine via the second cooling system ;
The cooling flow path in the turbine blade belonging to the second cooling system includes a branch path for supplying a part of the cooling medium as a sealing fluid for sealing between the moving blade and the stationary blade in the middle. gas turbine, characterized in that is.