JPH04203203A - ガスタービン冷却翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ［発明の目的］ （産業上の利用分野） 本発明は、例えばコンバインドサイクル発電プラントな
どに用いられるガスタービン冷却翼に関する。

（従来の技術） 周知の通り、ガスタービンエンジンでは、−般に燃焼ガ
スによって駆動されるタービン自身が駆動源となって燃
焼機に空気を供給する送風機、あるいは圧縮機を駆動す
る自刃的駆動方式が採用されている。このようなカスタ
ービンで出力効率を高めるために有効な方法は、タービ
ンの人口カス温度、すなわちタービンに導入する燃焼ガ
ス温度をより高いものにすることである。これは翼列を
多段に配列したタービンの各翼列についても同じことか
言える。

しかし、タービンの入口ガス温度を高くすることは、タ
ービンの翼、特に最高温度にさらされる第１段の静翼及
び動翼の耐熱温度を上げることか必要となるが、翼を構
成する材料や構造で自ずと耐熱能力は制限されてくる。

このようななかで近年、経済性向上を目指し、高温度の
ガスで運転するガスタービンを主機とした蒸気・ガスタ
ービンのコンバインドサイクル発電プラントが検討され
ている。そして、現在のコンバインドサイクル発電プラ
ントでは、ガスタ−ビンの主流ガス温度を１３　［１０
’Ｃ程度から１５００〜１８００℃程度にまで引上げて
、プラント効率を」二げ、大幅な省エネルギを達成しよ
うとしている。

そこで、以下に従来から用いられていたガスタービン冷
却翼の−っについて、第５図を参照して説明する。

第５図はガスタービンの静翼の横断面図である。

図において、１はＮｉ基合金あるいはＣｏ基合金等の耐
熱性金属で形成された翼本体であり、この翼本体］は両
端部に設けられた図示しないシュラウド部によって同じ
く図示しないタービンのケーシング部に環状翼列を形成
するように取付けられる。翼本体１の内部には前側中空
部２．中央中空部３．後側中空部４か仕切板５，６を設
けて形成されている。これら各中空部２．　３．４の内
部には、小径のインピンジ冷却のための孔７が多数穿た
れたインサート８．９．ＬＯが、翼本体ユの内壁面、即
ち各中空部２．　３．４の壁面に対し離間するようにし
て設けられている。また翼本体１の外周部には、外表面
と各中空部２．　３．４との間を貫通するように小径の
フィルム冷却のための小孔】】が複数穿たれ、さらに後
側中空部４と翼後縁部１２との間を貫通ずるように細孔
１３が穿たれている。

またさらに中央中空部３と後側中空部４とを仕切る仕切
板６には通過孔１４が貫通するように穿たれている。

そしてこのように構成されたものにおいては、シュラウ
ド部から各インサート８．　９．１０の内部に供給され
た冷却媒体か、各インサー１−８．９゜１０のインピン
ジ冷却のための孔７がら翼本体１の内壁面に衝当するよ
うに流れ、さらに翼本体１の内壁面や仕切板５，６とイ
ンサー）８．　９．１０との間の流路及び通過孔１４を
通流して対流冷却を行う。また対流冷却を行った冷却媒
体は、フィルム冷却のための小孔１１から翼本体１の外
方に吹出して外表面を膜冷却し、また翼後縁部１２に至
ったものは細孔Ｉ３を通流して翼後縁部１２を冷却し、
翼本体１の外部へ排出される。

しかしながら上記の従来技術においては、冷却媒体に空
気を用い、空気の流量を主流ガスの５〜−一　　３　− １０％程度において最適設計を行っても、せいぜい主流
ガス温度は１３００℃程度までしか上げることができな
い。

そこで翼本体１を同じ組成の材料で構成し、主流ガス温
度が１５００〜１８００℃程度であっても運転できるよ
うにしようとすると、空気の流量を主流ガスの２０％以
上にまで増加させなければならない。

このように冷却媒体の流量を増すようにして対応すると
、排気される主流ガス温度か下がり、通常多段に配列さ
れるガスタービンにおいては次段の翼列の入口ガス温度
が下がって出力効率が低下してしまう。さらに排熱回収
を十分に行うことも出来ないため、例えばコンバインド
サイクル発電プラントなどにおいてはサイクル効率を高
く保持することができなくなってしまう。

また、燃焼ガス温度を高くした分だけ周辺機器等を含め
てそれぞれの耐熱温度を上げるなどして対応しなければ
ならず、各機器の高額化を招いてしまうか、この対応に
見合ったガスタービンの出力効率等を得ることが出来な
い。

（発明が解決しようとする課題） 上記のような、より高温度の燃焼ガスでの運転か要望さ
れているが、効率よく対応できない状況に鑑みて本発明
はなされたもので、その目的とするところは主流ガス温
度が高温度となっても対応することができる高い冷却性
能が得られ、もって高い出力効率が得られるガスタービ
ン冷却翼を提供することにある。

［発明の構成］ （課題を解決するための手段） 本発明のガスタービン冷却翼は、翼本体と、この翼本体
内に設けられた中空部と、この翼本体の外表面に一端部
を開口させて設けられた複数の小孔とを有し、中空部に
冷却媒体を流通させると共に、小孔から外方に冷却媒体
を吹出させるようにしたものにおいて、翼本体の外周部
に翼スパン方向に延びる複数のチャネル通路を設け、こ
れらのチャネル通路に冷却媒体を通流させるようにした
ことを特徴とするものである。

（作用） −６＝ 上記のように構成されたガスタービン冷却翼は、翼本体
内に設けられた中空部に冷却媒体を流通させて対流冷却
を行い、また翼本体の外表面に一端部を開口させて設け
た複数の小孔から外方に冷却媒体を吹出させて膜冷却を
行うようにした構成で、さらに翼本体の外周部に設けた
複数のチャネル通路に冷却媒体を通流させて対流冷却を
行うようにしているために、翼本体が高い冷却性能を持
つことになってより高い主流ガス温度での使用ができる
ようになり、出力効率を高くすることかできる。

（実施例） 以下、本発明の実施例を第１図乃至第４図を参照して説
明する。尚、従来と同一部分は同一初号をイτｊして説
明を省略し、従来と異なる本発明の構成について説明す
る。

先ず、第１の実施例について第１図及び第２図により説
明する。

第１図はガスタービンの静翼の横断面図であり、第２図
は縦断面図である。図において２１は翼本体て、従来の
技術と同様にＮ１基合金あるいはＣ。

基合金等の耐熱性金属で形成されている。この翼本体２
１は両端部をそれぞれ大径の環状に形成された上部シュ
ラウド２２もしくは小径の環状に形成された下部ンユラ
ウド２３に爪管されている。そして上部シュラウド２２
を図示しないタービンのケーシング部に爪側けることに
よって、環状翼列が形成される。

また、」一部シュラウド２２の内部には第１の冷却媒体
、例えば空気を供給する図示しないマニホールドの他に
、第２の冷却媒体、例えば過熱水蒸気を供給１回収する
供給用マニホールド２４及び回収用マニホールド２５か
形成されており、各マニホールド２４．２５にはそれぞ
れ供給管２６あるいは回収管２７の片端部か接続されて
いる。なお供給管２６及び回収管２７の他端部は第２の
冷却媒体の供給源、例えば図示しないコンバインドサイ
クル発電プラントなどの蒸気サイクルの過熱水蒸気源に
接続されている。

また、翼本体２１の外周部、すなわち各中空部２゜＝　
　７　− ３．４の内壁面と本性表面との間の肉厚部分及び翼後縁
部１２の肉厚部分には翼スパン方向にのびる複数のチャ
ネル通路２８ａ　、　２８ｂが穿たれている。

そしてチャネル通路２８ａ　、　２８ｂの下部側の端部
はリターン部２９によって互いに連結されており、また
上部側のそれぞれの端部は供給用マニホールド２４ある
いは回収用マニホールド２５に接続されている。これに
より供給用マニホールド２４からチャネル通路２８ａ１
　リターン部２９及びチャネル通路２８ｂを通り、回収
用マニホールド２５に至る第２の冷却媒体の流路が翼本
体２１内に形成される。

本実施例は以上のように構成されているので、従来例と
同様に第１の冷却媒体である例えば空気は、この空気を
供給するマニホールドから各中空部２，３．４の各イン
サー１−８．　９．　　ＩＱの内部に供給され、インピ
ンジ冷却のための番孔７から翼本体２１の内壁面に衝当
するように流れ、さらに翼本体２１の内壁面や仕切板５
，６とインサート８゜９、ＩＯとの間の流路及び通過孔
１４を通流して対流冷却を行う。また翼本体２１内で対
流冷却を行った＝　９− 一　　８　− 空気は、フィルム冷却のための各小孔１１から翼本体２
１の外方に吹出して外表面を膜冷却し、また翼後縁部１
２に至ったものは細孔１３を通流して翼後縁部１２を冷
却し、翼本体２１の外部へ排出されて主流ガスと共にガ
スタービンの外にυ１．気される。

これに対し、第２の冷却媒体の供給源から供給管２６を
通じて供給用マニホールド２４に供給された第２の冷却
媒体である例えば過熱水蒸気は、翼本体２１の外周部に
形成されたチャネル通路２８ａを上部側から下部側に流
れてリターン部２９に至り、さらにリターン部２９で方
向を反転し、チャネル通路２８１）を下部側から上部側
に流れて翼本体２１の外周部の対流冷却を行う。そして
過熱水蒸気は回収用マニホールド２５に回収され、回収
管２７によって過熱水蒸気源（第２の冷却媒体の供給源
）に戻される。

」１記のように、第１の冷却媒体の空気での冷却に加え
、過熱水蒸気の第２の冷却媒体で翼本体２１の冷却を行
う構成をとっているために、過熱水蒸気の温度を適正な
値に設定することによって、従来と同じ組成の耐熱金属
利料を用いながら、より高い温度の燃焼ガスを主流ガス
として取込むことができる。

そして、従来の構成でより高い温度の燃焼ガスに対応す
べく第１の冷却媒体の空気の流量を多くした場合に、冷
却を行った後の空気を主流ガス中に多量に排用させて主
流ガスの温度を引き下げることがないため、ガスタービ
ンの出力効率を低下させることかない。

また、過熱水蒸気源をコンバイントザイクル発電プラン
トなどの蒸気ザイクルとし、この蒸気ザイクルの過熱水
蒸気の一部を用いて翼本体２１を冷却する場合には、過
熱水蒸気は翼本体２１を冷却した後、高温度となって蒸
気ザイクルに戻され、排熱が回収されて再び蒸気サイク
ルで利用されるため、サイクル効率を高く保持すること
ができる。

さらに蒸気サイクルからの過熱蒸気の供給量を主流ガス
温度に合せて制御することにより、部分負荷運転時にお
いても翼本体２１を過冷却させずに良好に冷却すること
ができる。

次に、第２の実施例を第３図及び第４図により説明する
。

第３図はガスタービンの静翼の横断面図であり、第４図
は部分縦断面図である。図において３１は翼本体で、第
１の実施例と同様に耐熱性金属で形成されている。この
翼本体３１は両端部を大径の環状に形成された」二部ン
ユラウド３２及び図示しない小径の環状に形成された下
部シュラウドに取着されている。そして上部シュラウド
３２を図示しないタービンのケーシング部に取（ｑける
ことによって、環状翼列が形成される。なお、」二部シ
ュラウド３２には第１の冷却媒体、例えば空気のマニホ
ールドか形成されている。

翼本体３１の内部には前縁部に前側中空部３３が設けら
れ、さらに後縁側にかけて第１．第２．第３゜第４の中
空部３４．３５．３６．３７が仕切板３ｇ、　３９．４
０゜４」を設けて形成され、第２．第３．第４の中空部
３５、３Ｇ、　３７は各間に図示しないリターン部を有
して連接されている。なお前側中空部３３と第コの中空
部３４とを仕切る仕切板３８にはインピンジ冷却の＝　
　１１　− ための孔４２が穿たれている。そして第１．第２の中空
部３４．３５は第１の冷却媒体のマニホールドに接続さ
れていて、第１の冷却媒体の流路が翼本体３１１月こ２
つ形成される。すなわち、マニホールドから第コ−の中
空部３４を通り、孔４２を経て前側中空部３３に至るも
のと、マニホールドから第２の中空部３５を通り、リタ
ーン部を経て第３の中空部３６に入り、さらに次ぎのり
ターン部を経て第４の中空部３７に至るものがそれぞれ
形成される。なお第１゜第２．第３．第４の中空部３４
．３５．３［ｉ、　３７の壁面には乱流促進用の突起部
４３が形成されている。そして翼本体３１には、外周部
に外表面に一端が開口したフィルム冷却のだめの小孔１
１が、また翼後縁部１２に細孔１３が穿たれている。

また、翼本体３１の外周部の上端部４４は上部シュラウ
ド３２内に延在していて、この上端部４４と」二部シュ
ラウド３２の外壁部４５及び内壁部４６との間に、それ
ぞれ供給用マニホールド４７及び回収用マニホールド４
８が形成されている。

さらにまた、翼本体３１の外周部には翼スパン方一　　
１２　− 向にのびる複数のチャネル通路２８ａ　、　２８ｂが穿
たれている。そしてチャネル通路２８ａ　、　２８ｂの
下部側の端部はリターン部によって互いに連結されてお
り、またチャネル通路２８ａ　、　２８ｂの上端部は、
供給孔４９あるいは回収孔５０を介して供給用マニホー
ルド４７もしくは回収用マニホールド４８に接続されて
いる。これにより供給用マニホール］・４７から供給孔
４９、チャネル通路２８ａ１　リターン部及びチャネル
通路２８ｂを通り、回収孔５０を経て回収用マニホール
ド４８に至る第２の冷却媒体、例えば過熱水蒸気の流路
が形成される。

以上のように本実施例は構成されているので、第１の冷
却媒体である例えば空気は、マニホールドから第１及び
第２の中空＃３４．３５に供給され、第１の中空部３４
に供給された空気は突起部４３で乱流となって流れ、対
流冷却を行って後、孔４２から前側中空部３３に流入す
る。なお一部の空気は小孔１】から外方に吹出し膜冷却
を行う。そして孔４２からの流入空気は翼本体２１の最
前縁部の内壁面に衝当するように流れ、インピンジ冷却
を行い翼前縁部の小孔１１から外方に吹出し膜冷却を行
う。また、第２の中空部３５に供給された空気は第２の
中空部３５内を上部側から下部側に流れ、リターン部で
折返して第３の中空部３６内を逆方向に流れ、さらに次
のリターン部で折返して第４の中空部３７内を第２の中
空部３５内と同方向に流れる。そして空気は、第２．第
３．第４の中空部３５．３６．３７内を突起部４３で乱
流促進されながら流れて対流冷却を行い、一部は小孔１
１から外方に吹出して膜冷却を行う。

さらに第４の中空部３７に流入した空気は、翼後縁部１
２の細孔１３を流れながら対流冷却を行い、その後翼本
体３１の外に排出される。翼本体３１の外部へ排出され
た空気は主流ガスと共にガスタービンの外に排気される
。

また、第２の冷却媒体の供給源から供給用マニホールド
４７に供給された第２の冷却媒体である例えば過熱水蒸
気は、翼本体３１の外周部に形成されたチャネル通路２
８ａを上部側から下部側に流れてリターン部に至り、方
向を反転してチャネル通路２８ｂをド部側から上部側に
流れて翼本体３１の外周部の対流冷却を行う。そして過
熱水蒸気は回収用マニホールド４８に回収され、過熱水
蒸気源（第２の冷却媒体の供給源）に戻される。

上記のように、本実施例においても第１の冷却媒体の空
気での冷却に加え、第２の冷却媒体の過熱水蒸気での翼
本体３１の冷却を行う構成をとっているために、前記の
第１の実施例と同様の作用及び効果か得られる。

尚、上記の各実施例では、第２の冷却媒体を隣接するよ
うに設げたチャネル通路２８ａ　、　２８ｂ内を往復す
るように流して冷却しているが、往路、復路を隣接させ
ずに翼本体２１．３１の温度分布に応して適宜分酊配置
すればよく、また供給用１回収用マニホールド２４．４
７．２５．４．８も翼本体２１の温度分布に応じて分割
したものとしてもよい。

また、第２の冷却媒体の供給用８回収用マニホールド２
４．４７．２５．４８を上部シュラウド２２．３２の内
部に形成したが、供給用マニホールドと回収用マニホー
ルドを上部シュラウドとド部シュラウドの内部に分け、
リターン部を設けず、第２の冷却−１５＝ 媒体を一方向にチャネル通路内を流してもよい。

また、第２の冷却媒体の供給用１回収用マニホールドを
」二部シュラウド及び下部ンユラウドのそれぞれに設け
、チャネル通路の一部を上部シュラウドの供給用マニホ
ールドと下部ンユラウドの回収用マニホールドの間に設
け、残りのチャネル通路を下部シュラウドの供給用マニ
ホールドと上部ンユラウドの回収用マニホールドの間に
設けてもよい。この場合には冷却を終えた第２の冷却媒
体を上部、下部シュラウドの回収用マニホールドに回収
し、これをシュラウドの冷却に用いることによって、よ
り効率の良い冷却を行うことができる。

さらに本発明は、上記の各実施例等に限定されるもので
はなく、動翼に適用してもよく、チャネル通路２８ａ　
、　２８ｂは種々の断面形状及び経路を取ることができ
、また通路内壁面を乱流促進のために突起壁形状として
もよく、さらに冷却媒体は空気や加熱水蒸気以外のもの
を用いてもよく、またさらに単一の媒体で冷却を行って
もちよい等、要旨を逸脱しない範囲内で適宜変更して実
施し得る＝　　１６　− ものである。

［発明の効果］ 以」二の説明から明らかなように、本発明は翼本体の外
周部にチャネル通路を設け、このチャネル通路に冷却媒
体を通流させるようにする構成としたことにより高い冷
却性能か得られ、同一組成の材料で翼本体かなるものに
おいても、より高温度の燃焼ガスを主流ガスとして使用
することかでき、もって高い出力効率か得られるガスタ
ービンを提供できるようになるという効果を有するもの
である。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第１の実施例を示す横断面図、第２図
は第１の実施例の縦断面図、第３図は第２の実施例を示
す横断面図、第４図は第２の実施例の部分縦断面図、第
５図は従来例の横断面図である。 ２・・前側中空部、　　　　３・・中央中空部、４・・
・後側中空部、　　　　１］・・小孔、２１・翼本体、 ２８ａ　、　２８ｂ・・・チャネル通路。 代理人　　弁理士　　大　胡　典　夫 第４図 第５図

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 翼本体と、この翼本体内に設けられた中空部と、前記翼
   本体の外表面に一端部を開口させて設けられた複数の小
   孔とを有し、前記中空部に冷却媒体を流通させると共に
   、前記小孔から外方に冷却媒体を吹出させるようにした
   ものにおいて、前記翼本体の外周部に翼スパン方向に延
   びる複数のチャネル通路を設け、これらのチャネル通路
   に冷却媒体を通流させるようにしたことを特徴とするガ
   スタービン冷却翼。