JP4939303B2 - Turbine vane - Google Patents

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Description

本発明は、ガスタービンに関し、より詳しくは、ガスタービンのタービン静翼に関するものである。   The present invention relates to a gas turbine, and more particularly to a turbine stationary blade of a gas turbine.

ガスタービンのタービン部におけるタービン静翼としては、例えば、特許文献１に開示されたものが知られている。
特開２００４−６０６３８号公報 As a turbine stationary blade in a turbine part of a gas turbine, for example, the one disclosed in Patent Document 1 is known.
JP 2004-60638 A

しかしながら、上記特許文献１に開示されたタービン静翼では、前縁流路の上流側開口端から流入した冷却空気を外側シュラウドの後縁（すなわち、後縁流路の下流側開口端）に導く流路の屈曲部が四つ（流路と前縁流路の上流側開口端との接合（連通）部、前縁流路の下流側開口端と側部流路の前縁側開口端と接合（連通）部、側部流路の後縁側開口端とヘッダの端部との接合（連通）部、およびヘッダの中央部と後縁流路の上流側開口端との接合（連通）部）も設けられている。そのため、流路の屈曲部における圧力損失（流路抵抗）が増加し、冷却空気の流速が低下して、外側シュラウドを効率よく冷却することができず、また、インピンジメント板の内壁面と外側シュラウドの表面との間に形成された冷却空間内に流入させる冷却空気量が多くなり、ガスタービンの性能（出力）が低下してしまうといった問題点があった。   However, in the turbine stationary blade disclosed in Patent Document 1, the cooling air flowing in from the upstream opening end of the leading edge channel is guided to the trailing edge of the outer shroud (that is, the downstream opening end of the trailing edge channel). Four bends in the channel (joining (communication) between the channel and the upstream opening end of the leading edge channel, joining the downstream opening end of the leading edge channel and the leading edge side opening end of the side channel) (Communication) part, joint (communication) part of the rear edge side opening end of the side channel and the end of the header, and joint (communication) part of the center part of the header and the upstream opening end of the rear edge channel) Is also provided. Therefore, the pressure loss (flow path resistance) at the bent part of the flow path increases, the flow velocity of the cooling air decreases, the outer shroud cannot be cooled efficiently, and the inner wall surface and the outer side of the impingement plate There is a problem that the amount of cooling air that flows into the cooling space formed between the surface of the shroud increases and the performance (output) of the gas turbine decreases.

本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、冷却空気（冷却媒体）量を低減させることができるタービン静翼を提供することを目的とする。   The present invention has been made in view of the above circumstances, and an object thereof is to provide a turbine stationary blade capable of reducing the amount of cooling air (cooling medium).

本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係るタービン静翼は、翼本体の内側および外側にそれぞれ内側シュラウドおよび外側シュラウドを有するタービン静翼であって、前記内側シュラウドおよび／または前記外側シュラウドに、複数の小穴を有し、前記内側シュラウドおよび／または前記外側シュラウドの表面から間隔をあけて配設されて前記表面との間にチャンバを形成し、送り込まれた冷却媒体を前記小穴から前記チャンバ内へ流入させる衝突板と、前縁側に前縁側開口端を有し、両側部に沿って形成され、前記前縁側開口端から送り込まれた冷却媒体を後縁側へ導く側部流路と、後縁にて幅方向に沿って形成され、前記側部流路から冷却媒体が送り込まれるヘッダと、一端側が前記ヘッダに連通され他端側が後縁にて開口されて前記ヘッダに送り込まれた冷却媒体を後縁から放出する後縁流路とが設けられており、前記小穴から前記チャンバ内へ送り込まれた冷却媒体が、前記側部流路の前記前縁側開口端に向かって流れるように構成されている。 The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
A turbine vane according to the present invention is a turbine vane having an inner shroud and an outer shroud on the inner and outer sides of a blade body, respectively, and has a plurality of small holes in the inner shroud and / or the outer shroud, An impingement plate disposed at a distance from a surface of the inner shroud and / or the outer shroud to form a chamber between the inner shroud and the outer shroud, and for introducing the fed cooling medium into the chamber from the small hole; It has a leading edge side opening end on the edge side, is formed along both sides, and is formed along the width direction at the trailing edge, and a side channel that guides the cooling medium fed from the opening edge of the leading edge to the trailing edge side. A header into which the cooling medium is sent from the side flow path, and a cooling medium in which one end side is communicated with the header and the other end side is opened at the rear edge and is sent into the header A trailing edge channel that discharges from the trailing edge is provided, and the cooling medium fed into the chamber from the small hole is configured to flow toward the front edge side opening end of the side channel. Yes.

本発明に係るタービン静翼によれば、衝突板に形成された小穴を通過した冷却空気が、側部流路の前縁側開口端に向かって一様に流れ、側部流路の前縁側開口端から側部流路内に流入した冷却空気は、直線状の流路を有する側部流路およびヘッダを通過した後、後縁流路を通って内側シュラウドおよび／または外側シュラウドの後縁から放出されるようになっている。
すなわち、本発明に係るタービン静翼によれば、側部流路の前縁側開口端から流入した冷却媒体を内側シュラウドおよび／または外側シュラウドの後縁（すなわち、後縁流路の下流側開口端）に導く流路の屈曲部は、側部流路の後縁側開口端とヘッダの端部との接合（連通）部、およびヘッダの中央部と後縁流路の上流側開口端との接合（連通）部の二つだけとされていることとなる。
これにより、流路の屈曲部における圧力損失（流路抵抗）を低減させることができ、冷却空気の流速を増加させることができて、内側シュラウドおよび／または外側シュラウドを効率よく冷却することができるとともに、衝突板の内壁面と内側シュラウドの表面との間および／または衝突板の内壁面と外側シュラウドの表面との間に形成されたキャビティ内に流入する冷却空気量を低減させることができ、全体の冷却空気量（冷却空気の消費量）を低減させることができる。 According to the turbine vane according to the present invention, the cooling air that has passed through the small holes formed in the collision plate flows uniformly toward the front edge side opening end of the side channel, and the front edge side opening of the side channel The cooling air flowing into the side channel from the end passes through the side channel and the header having the linear channel and then passes through the trailing edge channel and from the rear edge of the inner shroud and / or the outer shroud. To be released.
That is, according to the turbine vane according to the present invention, the cooling medium flowing in from the front edge side opening end of the side channel is allowed to flow to the trailing edge of the inner shroud and / or the outer shroud (that is, the downstream opening end of the trailing edge channel). The bent portion of the flow path leading to the side) is a joint (communication) portion between the rear edge side opening end of the side flow passage and the end portion of the header, and a joint between the central portion of the header and the upstream opening end of the rear edge flow passage. (Communication) will be the only two.
Thereby, the pressure loss (flow path resistance) in the bent part of the flow path can be reduced, the flow velocity of the cooling air can be increased, and the inner shroud and / or the outer shroud can be efficiently cooled. In addition, the amount of cooling air flowing into the cavity formed between the inner wall surface of the collision plate and the surface of the inner shroud and / or between the inner wall surface of the collision plate and the surface of the outer shroud can be reduced, The total amount of cooling air (consumption of cooling air) can be reduced.

本発明に係るガスタービンは、全体の冷却空気量を低減させることができるタービン静翼を備えている。   The gas turbine according to the present invention includes a turbine vane that can reduce the entire amount of cooling air.

本発明に係るガスタービンによれば、全体の冷却空気量が低減されることとなるので、ガスタービンの性能（出力）を向上させることができる。   According to the gas turbine concerning the present invention, since the whole amount of cooling air is reduced, the performance (output) of the gas turbine can be improved.

本発明によれば、冷却空気（冷却媒体）量を低減させることができるという効果を奏する。   According to the present invention, there is an effect that the amount of cooling air (cooling medium) can be reduced.

以下、本発明に係るタービン静翼の一実施形態について、図１から図３を参照しながら説明する。
図１は本発明に係るタービン静翼を具備したガスタービンを示す図であって、車室上半部を取り外した状態を示す概略斜視図、図２は本実施形態に係るタービン静翼を、その前縁と後縁とを結ぶ中心線に対して略直交する面で切った要部断面図、図３は本実施形態に係るタービン静翼の外側シュラウドを、外側（外周側）から見た斜視図である。 Hereinafter, an embodiment of a turbine vane according to the present invention will be described with reference to FIGS. 1 to 3.
FIG. 1 is a view showing a gas turbine equipped with a turbine vane according to the present invention, and is a schematic perspective view showing a state where an upper half of a passenger compartment is removed. FIG. 2 shows a turbine vane according to this embodiment. FIG. 3 is a cross-sectional view of a main part cut by a plane substantially orthogonal to the center line connecting the leading edge and the trailing edge, and FIG. 3 is a view of the outer shroud of the turbine vane according to the present embodiment from the outer side (outer peripheral side). It is a perspective view.

図１に示すように、ガスタービン１は、燃焼用空気を圧縮する圧縮部２と、この圧縮部２から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部３と、この燃焼部３の下流側に位置し、燃焼部３を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部４とを主たる要素とするものである。   As shown in FIG. 1, a gas turbine 1 generates a high-temperature combustion gas by injecting and burning fuel into a compression unit 2 that compresses combustion air, and high-pressure air sent from the compression unit 2. The main components are the combustion unit 3 and the turbine unit 4 that is located downstream of the combustion unit 3 and driven by the combustion gas that has exited the combustion unit 3.

本実施形態に係るタービン静翼１０は、例えば、タービン部４における第一段静翼に適用され得るものであり、図２に示すように、翼本体１１と、内側シュラウド１２と、外側シュラウド１３とを備えている。
翼本体１１には、複数個のフィルム冷却孔（図示せず）と、翼本体１１の立設方向軸線に対して略直交する断面における前縁（図示せず）と後縁（図示せず）とを結ぶ中心線（図示せず）に対して略直交して設けられ、翼本体１１の内部を複数個（例えば、４個）のキャビティＣ１，Ｃ２，Ｃ３，Ｃ４に区画する図示しない板状のリブ（第１のリブ）と、中央部に位置するキャビティ（最も前縁側に位置するキャビティＣ１および最も後縁側に位置するキャビティＣ４以外のキャビティ）Ｃ２，Ｃ３を腹側と背側に区画する（略二分する）板状のリブ（第２のリブ）１４と、最も後縁側に位置するキャビティＣ４内の冷却空気（冷却媒体）を翼本体１１の外部に導くとともに複数のピンフィン（図示せず）を有する空気孔（図示せず）とが設けられている。 The turbine stationary blade 10 according to the present embodiment can be applied to, for example, a first stage stationary blade in the turbine section 4, and as shown in FIG. 2, the blade body 11, the inner shroud 12, and the outer shroud 13. And.
The blade body 11 has a plurality of film cooling holes (not shown), and a leading edge (not shown) and a trailing edge (not shown) in a cross section substantially perpendicular to the axial direction of the blade body 11. A plate shape (not shown) that is provided substantially perpendicular to a center line (not shown) connecting the blade body 11 and divides the inside of the blade body 11 into a plurality of (for example, four) cavities C1, C2, C3, and C4. The rib (first rib) and the cavity located at the center (the cavity other than the cavity C1 located at the most front edge side and the cavity C4 located at the most rear edge side) C2 and C3 are partitioned into the ventral side and the dorsal side. A plate-like rib (second rib) 14 (substantially divided into two) and cooling air (cooling medium) in the cavity C4 located on the most trailing edge side are guided to the outside of the blade body 11 and a plurality of pin fins (not shown). ) Air holes (not shown) It is.

また、中央部に位置するキャビティＣ２，Ｃ３にはそれぞれ、インピンジメント板２０が収められて（収容されて）いる。
インピンジメント板２０はそれぞれ、複数個のインピンジメント冷却孔（図示せず）が設けられた板状のものであり、その内壁面（内周面）２１がリブ１４の壁面２２と対向し、かつ、その外壁面（外周面）２３が翼本体１１の内壁面２４と対向するように配置されている。
そして、インピンジメント板２０の外壁面２３と翼本体１１の内壁面２４とリブ（第１のリブ）の壁面（図示せず）との間にはそれぞれ、冷却空間、すなわち、冷却空気の通路が形成されている。 In addition, impingement plates 20 are accommodated (accommodated) in the cavities C2 and C3 located in the center.
Each impingement plate 20 is a plate-like member provided with a plurality of impingement cooling holes (not shown), and its inner wall surface (inner peripheral surface) 21 faces the wall surface 22 of the rib 14, and The outer wall surface (outer peripheral surface) 23 is disposed so as to face the inner wall surface 24 of the blade body 11.
Further, between the outer wall surface 23 of the impingement plate 20, the inner wall surface 24 of the blade body 11 and the wall surface (not shown) of the rib (first rib), a cooling space, that is, a passage of cooling air is provided. Is formed.

図２に示すように、内側シュラウド１２は翼本体１１の内側（内周側）に設けられており、外側シュラウド１３は翼本体１１の外側（外周側）に設けられている。
内側シュラウド１２の表面（図２において下側の面）２５および外側シュラウド１３の表面（図２において上側の面）２６にはそれぞれ、インピンジメント板２７が設けられている。
インピンジメント板２７はそれぞれ、複数個のインピンジメント冷却孔（図示せず）が設けられた板状のものであり、中央部に位置するキャビティＣ２，Ｃ３の、リブ１４の壁面２２よりも背側に形成された空間（すなわち、リブ（第１のリブ）の壁面とリブ１４の壁面２２と翼本体１１の内壁面２４とで囲まれた空間）の上方または下方を覆うように配置されている。 As shown in FIG. 2, the inner shroud 12 is provided on the inner side (inner peripheral side) of the wing body 11, and the outer shroud 13 is provided on the outer side (outer peripheral side) of the wing body 11.
Impingement plates 27 are provided on the surface (lower surface in FIG. 2) 25 of the inner shroud 12 and the surface (upper surface in FIG. 2) 26 of the outer shroud 13, respectively.
The impingement plate 27 is a plate-like member provided with a plurality of impingement cooling holes (not shown), and is located on the back side of the wall surface 22 of the rib 14 of the cavities C2 and C3 located in the center. Is arranged so as to cover the upper or lower side of the space formed in the space (that is, the space surrounded by the wall surface of the rib (first rib), the wall surface 22 of the rib 14 and the inner wall surface 24 of the wing body 11). .

そして、インピンジメント板２７の内壁面２８と内側シュラウド１２の表面２５との間、およびインピンジメント板２７の内壁面２８と外側シュラウド１３の表面２６との間にはそれぞれ、冷却空間（チャンバ）、すなわち、インピンジメント板２７に形成されたインピンジメント冷却孔を通過した冷却空気を、中央部に位置するキャビティＣ２，Ｃ３の、リブ１４の壁面２２よりも背側に形成された空間内に導く冷却空気の通路が形成されている。   A cooling space (chamber) is provided between the inner wall surface 28 of the impingement plate 27 and the surface 25 of the inner shroud 12, and between the inner wall surface 28 of the impingement plate 27 and the surface 26 of the outer shroud 13, respectively. That is, the cooling air that has passed through the impingement cooling holes formed in the impingement plate 27 is guided into the space formed on the back side of the wall surface 22 of the rib 14 in the cavities C2 and C3 located in the center. An air passage is formed.

なお、中央部に位置するキャビティＣ２，Ｃ３の、リブ１４の壁面２２よりも背側に形成された空間内には、インピンジメント板２７に形成されたインピンジメント冷却孔を通過した冷却空気のみが供給され得るようになっている。
また、インピンジメント板２７をインピンジメント冷却した冷却空気は、中央部に位置するキャビティＣ２，Ｃ３の、リブ１４の壁面２２よりも背側に形成された空間内に流入し、翼本体１１の背側の内壁面２４に向かって開口するインピンジメント冷却孔から冷却空間内に吹き出して翼本体１１の腹側の内壁面２４をインピンジメント冷却した後、フィルム冷却孔から吹き出されるようになっている。 Note that only the cooling air that has passed through the impingement cooling holes formed in the impingement plate 27 is in the space formed on the back side of the wall surface 22 of the rib 14 in the cavities C2 and C3 located in the center. It can be supplied.
Further, the cooling air impingement-cooled the impingement plate 27 flows into the space formed on the back side of the wall surface 22 of the rib 14 in the cavities C2 and C3 located in the center, and the back of the wing body 11 After being blown into the cooling space from the impingement cooling hole opening toward the inner wall surface 24 on the side and impingement cooling the inner wall surface 24 on the ventral side of the blade body 11, the air is blown out from the film cooling hole. .

さらに、図３に示すように、内側シュラウド１２の表面２５（図２参照）および外側シュラウド１３の表面２６（図２参照）にはそれぞれ、インピンジメント板（衝突板）３０が設けられている。
インピンジメント板３０はそれぞれ、複数個のインピンジメント冷却孔（小穴）３１が設けられた板状のものであり、翼本体１１の腹側上流側および前縁上流側の上方または下方を覆うように配置されている。 Further, as shown in FIG. 3, impingement plates (impact plates) 30 are provided on the surface 25 (see FIG. 2) of the inner shroud 12 and the surface 26 (see FIG. 2) of the outer shroud 13, respectively.
Each impingement plate 30 is a plate-like member provided with a plurality of impingement cooling holes (small holes) 31 so as to cover the upper side or the lower side of the abdomen upstream side and the leading edge upstream side of the wing body 11. Has been placed.

そして、インピンジメント板３０の内壁面（図示せず）と内側シュラウド１２の表面２５との間、およびインピンジメント板３０の内壁面（図示せず）と外側シュラウド１３の表面２６との間にはそれぞれ、冷却空間、すなわち、インピンジメント板３０に形成されたインピンジメント冷却孔３１を通過した冷却空気を、側部流路３２の前縁側開口端３３に導く冷却空気の通路が形成されている。
側部流路３２は、内側シュラウド１２および外側シュラウド１３の前縁側から後縁側にかけて、その両側部に形成された冷却空気の通路であり、その後縁側開口端３４はそれぞれ、内側シュラウド１２および外側シュラウド１３の幅方向にわたって、その後縁部に形成されたヘッダ３５の対応する端部に接続されている。また、側部流路３２の内壁面には、図示しない複数の板状の突起（タービュレータ）が設けられている。 Between the inner wall surface (not shown) of the impingement plate 30 and the surface 25 of the inner shroud 12 and between the inner wall surface (not shown) of the impingement plate 30 and the surface 26 of the outer shroud 13. A cooling air passage is formed for guiding the cooling air that has passed through the cooling space, that is, the impingement cooling hole 31 formed in the impingement plate 30, to the front edge side opening end 33 of the side channel 32.
The side flow passages 32 are cooling air passages formed on both sides of the inner shroud 12 and the outer shroud 13 from the front edge side to the rear edge side, and the rear edge side open ends 34 are respectively formed on the inner shroud 12 and the outer shroud 12. It is connected to the corresponding end portion of the header 35 formed at the rear edge portion across the 13 width directions. A plurality of plate-like projections (turbulators) (not shown) are provided on the inner wall surface of the side channel 32.

ヘッダ３５は、側部流路３２の前縁側開口端３３から側部流路３２内に流入した冷却空気を、内側シュラウド１２および外側シュラウド１３の後縁部に形成された後縁流路３６導く冷却空気の通路である。
そして、インピンジメント板３０に形成されたインピンジメント冷却孔３１を通過した冷却空気は、側部流路３２の前縁側開口端３３から側部流路３２内に流入し、側部流路３２、ヘッダ３５、および後縁流路３６を通過した後、内側シュラウド１２および外側シュラウド１３の後縁から放出されるようになっている。このとき、内側シュラウド１２および外側シュラウド１３の前縁部、両側部、および後縁部は、冷却空気により冷却されるようになっている。 The header 35 guides the cooling air flowing into the side flow path 32 from the front edge side opening end 33 of the side flow path 32 to the rear edge flow path 36 formed at the rear edge portions of the inner shroud 12 and the outer shroud 13. This is a passage for cooling air.
Then, the cooling air that has passed through the impingement cooling holes 31 formed in the impingement plate 30 flows into the side channel 32 from the front edge side opening end 33 of the side channel 32, and the side channel 32, After passing through the header 35 and the trailing edge flow path 36, it is discharged from the trailing edges of the inner shroud 12 and the outer shroud 13. At this time, the front edge part, both side parts, and rear edge part of the inner shroud 12 and the outer shroud 13 are cooled by the cooling air.

このように構成されたタービン静翼１０において、インピンジメント板２７に向かって供給された（吹き出された）冷却空気は、インピンジメント板２７をインピンジメント冷却した後、インピンジメント板２７に形成されたインピンジメント冷却孔を通過して、インピンジメント板２７の内壁面２８と内側シュラウド１２の表面２５との間、およびインピンジメント板２７の内壁面２８と外側シュラウド１３の表面２６との間に形成された冷却空間内を通り、中央部に位置するキャビティＣ２，Ｃ３の背側で、かつ、リブ（第１のリブ）の壁面、リブ１４の壁面２２、およびインピンジメント板２０の内壁面２１により形成された空間内に流入するようになっている。そして、キャビティＣ２，Ｃ３の背側で、かつ、リブ（第１のリブ）の壁面、リブ１４の壁面２２、およびインピンジメント板２０の内壁面２１により形成された空間内に流入した冷却空気は、キャビティＣ２，Ｃ３の背側に設けられて、翼本体１１の背側の内壁面２４に向かって開口するインピンジメント冷却孔からインピンジメント板２０の外壁面２３、リブ（第１のリブ）の壁面、および翼本体１１の背側の内壁面２４により形成された冷却空間内に吹き出して翼本体１１の背側の内壁面２４をインピンジメント冷却した後、フィルム冷却孔から吹き出されるようになっている。   In the turbine vane 10 configured as described above, the cooling air supplied (blowed out) toward the impingement plate 27 is formed on the impingement plate 27 after impingement cooling the impingement plate 27. Formed between the inner wall surface 28 of the impingement plate 27 and the surface 25 of the inner shroud 12 through the impingement cooling holes and between the inner wall surface 28 of the impingement plate 27 and the surface 26 of the outer shroud 13. , Formed on the back side of the cavities C2 and C3 located in the center and by the wall surface of the rib (first rib), the wall surface 22 of the rib 14, and the inner wall surface 21 of the impingement plate 20. It flows into the created space. The cooling air flowing into the space formed by the back side of the cavities C2 and C3 and the wall surface of the rib (first rib), the wall surface 22 of the rib 14, and the inner wall surface 21 of the impingement plate 20 is From the impingement cooling hole provided on the back side of the cavities C2 and C3 and opening toward the inner wall surface 24 on the back side of the blade body 11, the outer wall surface 23 of the impingement plate 20, the rib (first rib) After impingement cooling the inner wall 24 on the back side of the wing body 11 by blowing into the cooling space formed by the wall surface and the inner wall surface 24 on the back side of the wing body 11, the air is blown out from the film cooling holes. ing.

一方、中央部に位置するキャビティＣ２，Ｃ３の腹側で、かつ、リブ（第１のリブ）の壁面、リブ１４の壁面２２、およびインピンジメント板２０の内壁面２１により形成された空間内には、図示していない手段によって冷却空気が直接導入（供給）されるようになっている。そして、キャビティＣ２，Ｃ３の腹側で、かつ、リブ（第１のリブ）の壁面、リブ１４の壁面２２、およびインピンジメント板２０の内壁面２１により形成された空間内に流入した冷却空気は、キャビティＣ２，Ｃ３の腹側に設けられて、翼本体１１の腹側の内壁面２４に向かって開口するインピンジメント冷却孔からインピンジメント板２０の外壁面２３、リブ（第１のリブ）の壁面、および翼本体１１の背側の内壁面２４により形成された冷却空間内に吹き出して翼本体１１の腹側の内壁面２４をインピンジメント冷却した後、フィルム冷却孔から吹き出されるようになっている。   On the other hand, on the ventral side of the cavities C2 and C3 located in the center, and in the space formed by the wall surface of the rib (first rib), the wall surface 22 of the rib 14, and the inner wall surface 21 of the impingement plate 20 The cooling air is directly introduced (supplied) by means not shown. And the cooling air which flowed into the space formed on the ventral side of the cavities C2 and C3 and by the wall surface of the rib (first rib), the wall surface 22 of the rib 14 and the inner wall surface 21 of the impingement plate 20 is From the impingement cooling hole provided on the ventral side of the cavities C2 and C3 and opening toward the ventral inner wall 24 of the blade body 11, the outer wall surface 23 of the impingement plate 20, the rib (first rib) After blowing into the cooling space formed by the wall surface and the inner wall surface 24 on the back side of the wing body 11 and impingement cooling the inner wall surface 24 on the abdomen side of the wing body 11, the air is blown out from the film cooling holes. ing.

また、本実施形態に係るタービン静翼１０では、インピンジメント板３０に形成されたインピンジメント冷却孔３１を通過した冷却空気が、側部流路３２の前縁側開口端３３に向かって一様に流れ、側部流路３２の前縁側開口端３３から側部流路３２内に流入した冷却空気は、直線状の流路を有する側部流路３２およびヘッダ３５を通過した後、後縁流路３６を通って内側シュラウド１２および外側シュラウド１３の後縁から放出されるようになっている。   In the turbine stationary blade 10 according to the present embodiment, the cooling air that has passed through the impingement cooling holes 31 formed in the impingement plate 30 is uniformly directed toward the front edge side opening end 33 of the side channel 32. The cooling air flowing into the side channel 32 from the front edge side open end 33 of the side channel 32 passes through the side channel 32 and the header 35 having a linear channel, and then flows into the trailing edge. It is discharged from the trailing edge of the inner shroud 12 and the outer shroud 13 through the passage 36.

本実施形態に係るタービン静翼１０によれば、側部流路３２の前縁側開口端３３から流入した冷却空気を内側シュラウド１２および外側シュラウド１３の後縁（すなわち、後縁流路３６の下流側開口端）に導く流路の屈曲部は、側部流路３２の後縁側開口端３４とヘッダ３５の端部との接合（連通）部、およびヘッダ３５の中央部と後縁流路３６の上流側開口端との接合（連通）部の二つだけとされているので、流路の屈曲部における圧力損失（流路抵抗）を低減させることができ、冷却空気の流速を増加させることができて、内側シュラウド１２および外側シュラウド１３を効率よく冷却することができるとともに、インピンジメント板３０の内壁面と内側シュラウド１２の表面２５との間、およびインピンジメント板３０の内壁面と外側シュラウド１３の表面２６との間に形成された冷却空間内に流入する冷却空気量を低減させることができ、全体の冷却空気量（冷却空気の消費量）を低減させることができる。   According to the turbine vane 10 according to the present embodiment, the cooling air flowing in from the front edge side opening end 33 of the side channel 32 is used as the rear edge of the inner shroud 12 and the outer shroud 13 (that is, downstream of the rear edge channel 36). The bent portion of the flow path leading to the side opening end) is a joining (communication) portion between the rear edge side opening end 34 of the side flow passage 32 and the end of the header 35, and the central portion of the header 35 and the rear edge flow passage 36. Since there are only two joints (communications) with the upstream opening end of the pipe, pressure loss (flow path resistance) at the bent part of the flow path can be reduced, and the flow rate of the cooling air can be increased. The inner shroud 12 and the outer shroud 13 can be efficiently cooled, and between the inner wall surface of the impingement plate 30 and the surface 25 of the inner shroud 12, and between the inner wall surface and the outer side of the impingement plate 30. Shroud 13 cooling air quantity flowing into the formed cooling space between the surface 26 can be reduced, it is possible to reduce the overall amount of cooling air (consumption of cooling air).

また、本実施形態に係るタービン静翼１０によれば、インピンジメント板２７をインピンジメント冷却した冷却空気が、翼本体１１の背側の内壁面２４をインピンジメント冷却するとともに、翼本体１１の背側の外壁面（外周面）をフィルム冷却するのに利用されることとなる。
これにより、中央部に位置するキャビティＣ２，Ｃ３の背側で、かつ、リブ（第１のリブ）の壁面、リブ１４の壁面２２、およびインピンジメント板２０の内壁面２１により形成された空間内に流入する冷却空気量を低減させることができ、全体の冷却空気量（冷却空気の消費量）を低減させることができるとともに、温度の低い冷却空気がフィルム冷却孔から吹き出されるのを防止することができる。 Further, according to the turbine stationary blade 10 according to the present embodiment, the cooling air obtained by impingement cooling the impingement plate 27 impinges on the inner wall surface 24 on the back side of the blade body 11 and the back of the blade body 11. It will be used for film cooling of the outer wall surface (outer peripheral surface) on the side.
Thereby, on the back side of the cavities C2 and C3 located in the center, and in the space formed by the wall surface of the rib (first rib), the wall surface 22 of the rib 14, and the inner wall surface 21 of the impingement plate 20 The amount of cooling air flowing into the air can be reduced, the overall amount of cooling air (consumption of cooling air) can be reduced, and cooling air with low temperature is prevented from being blown out from the film cooling holes. be able to.

さらに、本実施形態に係るタービン静翼１０によれば、圧力の低く、かつ、流速の遅い冷却空気が、中央部に位置するキャビティＣ２，Ｃ３の背側に形成されたフィルム冷却孔から吹き出され、翼本体１１の背側の外壁面に沿って、持続性の高い冷却空気による膜が均一に形成されることとなる。
これにより、燃焼ガス（高温ガス）から翼本体１１の表面（より詳しくは、翼本体１１の背側の外壁面）への熱伝達をより低減させることができて、フィルム効率を向上させることができる。 Furthermore, according to the turbine stationary blade 10 according to the present embodiment, the cooling air having a low pressure and a low flow velocity is blown out from the film cooling holes formed on the back side of the cavities C2 and C3 located in the center. A film of cooling air having high durability is uniformly formed along the outer wall surface on the back side of the wing body 11.
Thereby, the heat transfer from the combustion gas (hot gas) to the surface of the blade body 11 (more specifically, the outer wall surface on the back side of the blade body 11) can be further reduced, and the film efficiency can be improved. it can.

本実施形態に係るタービン静翼１０を備えたガスタービン１によれば、全体の冷却空気量が低減されることとなるので、ガスタービンの性能（出力）を向上させることができるとともに、フィルム冷却孔からの温度の低い冷却空気の吹き出しが低減されることとなるので、ガスタービンの熱効率を向上させることができる。   According to the gas turbine 1 provided with the turbine vane 10 according to the present embodiment, since the entire cooling air amount is reduced, the performance (output) of the gas turbine can be improved, and film cooling is performed. Since the blowout of the cooling air having a low temperature from the hole is reduced, the thermal efficiency of the gas turbine can be improved.

なお、本発明は第一段静翼のみに適用され得るものではなく、その他の段の静翼にも適用可能である。   The present invention can be applied not only to the first stage stationary blades but also to other stages of stationary blades.

本発明に係るタービン静翼を具備したガスタービンを示す図であって、車室上半部を取り外した状態を示す概略斜視図である。It is a figure which shows the gas turbine which comprised the turbine stationary blade concerning this invention, Comprising: It is a schematic perspective view which shows the state which removed the vehicle interior upper half part. 本発明の一実施形態に係るタービン静翼を、その前縁と後縁とを結ぶ中心線に対して略直交する面で切った要部断面図である。It is principal part sectional drawing which cut | disconnected the turbine stationary blade which concerns on one Embodiment of this invention with the surface substantially orthogonal to the centerline which connects the front edge and the rear edge. 本発明の一実施形態に係るタービン静翼の外側シュラウドを、外側から見た斜視図である。It is the perspective view which looked at the outer side shroud of the turbine stationary blade which concerns on one Embodiment of this invention from the outer side.

符号の説明Explanation of symbols

１ ガスタービン
１０ タービン静翼
１１ 翼本体
１２ 内側シュラウド
１３ 外側シュラウド
２５ 表面
２６ 表面
３０ インピンジメント板（衝突板）
３１ インピンジメント孔（小穴）
３２ 側部流路
３３ 前縁側開口端
３５ ヘッダ
３６ 後縁流路 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Gas turbine 10 Turbine stationary blade 11 Blade body 12 Inner shroud 13 Outer shroud 25 Surface 26 Surface 30 Impingement plate (impact plate)
31 Impingement hole (small hole)
32 Side channel 33 Front edge side open end 35 Header 36 Rear edge channel

Claims (2)

翼本体の内側および外側にそれぞれ内側シュラウドおよび外側シュラウドを有するタービン静翼であって、
前記内側シュラウドおよび／または前記外側シュラウドに、複数の小穴を有し、前記内側シュラウドおよび／または前記外側シュラウドの表面から間隔をあけて配設されて前記表面との間にチャンバを形成し、送り込まれた冷却媒体を前記小穴から前記チャンバ内へ流入させる衝突板と、前縁側に前縁側開口端を有し、両側部に沿って形成され、前記前縁側開口端から送り込まれた冷却媒体を後縁側へ導く側部流路と、後縁にて幅方向に沿って形成され、前記側部流路から冷却媒体が送り込まれるヘッダと、一端側が前記ヘッダに連通され他端側が後縁にて開口されて前記ヘッダに送り込まれた冷却媒体を後縁から放出する後縁流路とが設けられており、
前記小穴から前記チャンバ内へ送り込まれた冷却媒体が、前記側部流路の前記前縁側開口端に向かって流れるように構成されていることを特徴とするタービン静翼。 A turbine vane having an inner shroud and an outer shroud inside and outside the blade body, respectively,
The inner shroud and / or the outer shroud has a plurality of small holes, and is spaced from the surface of the inner shroud and / or the outer shroud to form a chamber between the surfaces and feed A collision plate for allowing the cooling medium to flow into the chamber from the small hole, and a front edge side opening end on the front edge side, formed along both sides, and the cooling medium fed from the front edge side opening end to the rear A side channel leading to the edge side, a header formed along the width direction at the rear edge, and a cooling medium fed from the side channel, and one end side communicating with the header and the other end side opened at the rear edge And a trailing edge flow path for discharging the cooling medium sent to the header from the trailing edge, and
A turbine vane characterized in that the cooling medium fed into the chamber from the small hole flows toward the front edge side opening end of the side channel. 請求項１に記載のタービン静翼を備えてなることを特徴とするガスタービン 。   A gas turbine comprising the turbine vane according to claim 1.
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