JPH0463901A - Gas turbine cooling blade - Google Patents
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Abstract
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、ガスタービン冷却翼に係り、特に効率的に冷
却を行えるようにしたガスタービン冷却翼に関する。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION [Object of the Invention] (Industrial Application Field) The present invention relates to a gas turbine cooling blade, and more particularly to a gas turbine cooling blade that can perform cooling efficiently.
（従来の技術）
タービンエンジン等では、一般に燃焼するガスによって
駆動されるタービン自身が燃焼器へ空気を供給する送風
機、または圧縮機を駆動する自刃的駆動方式が採用され
ている。かかるタービンの出力効率を高めるために最も
有効な方法はタービン入口における燃焼ガス温度を高め
ることであるが、この温度はタービンの翼、特に第１段
の静翼、動翼を構成する材料の耐熱応力性あるいは高温
酸化、腐食等に耐える能力により制限される。(Prior Art) Turbine engines and the like generally employ a self-blading drive system in which the turbine itself, which is driven by combustion gas, drives a blower or compressor that supplies air to a combustor. The most effective way to increase the output efficiency of such turbines is to increase the temperature of the combustion gas at the turbine inlet, but this temperature is dependent on the heat resistance of the materials that make up the turbine blades, especially the first stage stator blades and rotor blades. Limited by stress resistance or ability to withstand high temperature oxidation, corrosion, etc.
そこで従来は、例えば第４図に示すような翼内部を冷却
媒体で強制的に冷却するインサート・インピンジメント
冷却翼が用いられている。この図に示すように、タービ
ンの静翼の翼本体１内に仕切板２を挟んで形成された空
洞３．４には、それぞれ複数のインピンジメント孔５ａ
、５ａを設けた第１と第２のインサート・プレート５．
６が配設されている。Therefore, conventionally, an insert impingement cooling blade has been used, for example as shown in FIG. 4, in which the inside of the blade is forcibly cooled with a cooling medium. As shown in this figure, each cavity 3.4 formed in the blade body 1 of the stator blade of the turbine with the partition plate 2 in between has a plurality of impingement holes 5a.
, 5a, first and second insert plates 5.
6 are arranged.
そして、第１と第２のインサート・プレート５゜６内に
供給された冷却媒体が、インピンジメント孔５ａ、６ａ
より矢印方向に噴出して翼本体１の内壁面を対流冷却し
、仕切板２に設けられた通過孔２ａや真本体１の内壁面
と第１．第２のインサート・プレート５．６間に形成さ
れた第１と第２の通路７，８を流れ、最終的に真本体１
内の後縁部側に形成された細孔１ａから翼外部へ排出さ
れる構造になっている。The cooling medium supplied into the first and second insert plates 5.6 then flows through the impingement holes 5a, 6a.
The jet is ejected in the direction of the arrow to cool the inner wall surface of the blade main body 1 by convection, and the passage hole 2a provided in the partition plate 2, the inner wall surface of the true main body 1, and the first. flows through the first and second passages 7, 8 formed between the second insert plate 5.6 and finally into the true body 1.
The structure is such that the air is discharged to the outside of the blade from a pore 1a formed on the inner trailing edge side.
尚、図では省略したが、翼本体１の上下にはシュラウド
部が設けられており、これにより、ケーシング部に取付
いて環状翼列を形成する。Although not shown in the drawings, shroud parts are provided above and below the blade body 1, and are attached to the casing part to form an annular blade row.
（発明が解決しようとする課題）
ところで、前記した冷却構造によれば、翼本体１内の前
縁部側をインピンジメントロ却した冷却媒体が、仕切板
２の通過孔２ａを通って翼本体１の内壁面と第２のイン
サート・プレート６間に形成された第２の通路８を、第
２のインサート・プレート６のインピンジメントロａか
ら噴出される冷却媒体と合流して流れるため、これが大
きなりロスフローとなってインピンジメト冷却要素を低
下させていた。(Problems to be Solved by the Invention) According to the above-described cooling structure, the cooling medium that has been impinged on the leading edge side of the blade body 1 passes through the passage hole 2a of the partition plate 2 and enters the blade body. The cooling medium flows through the second passage 8 formed between the inner wall surface of the second insert plate 6 and the second insert plate 6, joining with the cooling medium ejected from the impingement throat a of the second insert plate 6. This caused a large loss flow and lowered the impingement cooling element.
また、前記した冷却構造では、翼本体１内の前縁側（冷
却媒体の流れ方向上流側）で−度インピンジメント冷却
した冷却媒体は翼本体１内の後縁側（冷却媒体の流れ方
向下流側）の冷却には寄与せず、翼本体１内の圧力損失
を増加させる等の問題があった。In addition, in the above-mentioned cooling structure, the cooling medium that has been impingement-cooled by -degrees on the leading edge side (upstream side in the flow direction of the cooling medium) in the blade body 1 is cooled on the trailing edge side (downstream side in the flow direction of the cooling medium) in the blade body 1. There were problems such as increasing the pressure loss within the blade body 1 without contributing to the cooling of the airfoil.
本発明は上記した課題を解決する目的でなされ、効率的
な冷却を行うことができるガスタービン冷却翼を提供し
ようとするものである。The present invention was made for the purpose of solving the above-mentioned problems, and it is an object of the present invention to provide a gas turbine cooling blade that can perform efficient cooling.
［発明の構成］
（課題を解決するための手段）
前記した課題を解決するために本発明は、翼本体の内部
に形成された空洞にインサート・プレートを配設して、
前記翼本体の内壁面とインサート・プレート間に形成さ
れる冷却媒体が流れる通路の、前記冷却媒体の流れ方向
上流側に、前記インサートφプレートに設けられた複数
のインピンジメント孔から噴出される冷却媒体によって
冷却を行うインピンジメト冷却要素を構成し、前記冷却
媒体の流れ方向下流側に、前記インピンジメント冷却要
素を通過した冷却媒体によって冷却を行う前記インピン
ジメント冷却要素とは異なる冷却要素を構成したことを
特徴としている。[Structure of the Invention] (Means for Solving the Problems) In order to solve the above problems, the present invention provides the following steps: an insert plate is disposed in a cavity formed inside a wing body;
Cooling jetted from a plurality of impingement holes provided in the insert φ plate on the upstream side in the flow direction of the cooling medium of a passage formed between the inner wall surface of the blade body and the insert plate through which the cooling medium flows. An impingement cooling element that performs cooling by a medium is configured, and a cooling element different from the impingement cooling element that performs cooling by the cooling medium that has passed through the impingement cooling element is configured downstream in the flow direction of the cooling medium. It is characterized by
（作用）
本発明の構成によれば、多列のインピンジメントロ却に
よって発生するクロスフローを大幅に低減することがで
き、更に一インビンジメント冷却を終えた冷却媒体は、
冷却媒体の流れ方向下流側に構成したインピンジメト冷
却要素とは異なる冷却要素によって翼本体の冷却を行う
ことにより、冷却効率の向上を図ることができる。(Function) According to the configuration of the present invention, it is possible to significantly reduce the cross flow generated by multi-row impingement cooling, and furthermore, the cooling medium that has completed one impingement cooling is
Cooling efficiency can be improved by cooling the blade body with a cooling element different from the impingement cooling element configured on the downstream side in the flow direction of the cooling medium.
（実施例）
以下、本発明を図示の実施例に基づいて詳細に説明する
。尚、従来と同一部分または相当部分には同一符号を付
して説明する。(Example) Hereinafter, the present invention will be explained in detail based on the illustrated example. In addition, the same reference numerals are given to the same parts or equivalent parts as in the conventional art in the explanation.
第１図は、本発明に係るタービン冷却翼をガスタービン
の第１段静翼に適用した例を示す横断面図である。この
図に示すように、翼本体１内には、通過孔２ａを形成し
た仕切板２を挟んで翼本体１のスパン方向に伸びる空洞
３．４が形成され、この空洞３．４内にそれぞれ第１と
第２のインサト・プレート５６が設けられている。FIG. 1 is a cross-sectional view showing an example in which a turbine cooling blade according to the present invention is applied to a first stage stationary blade of a gas turbine. As shown in this figure, a cavity 3.4 is formed in the blade body 1 and extends in the span direction of the blade body 1 across the partition plate 2 in which the passage hole 2a is formed. First and second insert plates 56 are provided.
第１のインサート・プレート５は翼本体１内の前縁部側
に、第２のインサート・プレート６は翼本体１内の中央
部から後縁部側にかけて設けられており、第１のインサ
ート・プレート５の周囲（仕切板２と対向する面は除く
）と、第２のインサート・プレート６の仕切板２側の周
囲（仕切板２と対向する面と除く）には、インピンジメ
ントロ（冷却孔）５ａ、６ａが複数形成されている。The first insert plate 5 is provided on the leading edge side of the wing body 1, and the second insert plate 6 is provided from the center of the wing body 1 to the trailing edge side. Impingement center (cooling) is provided around the plate 5 (excluding the surface facing the partition plate 2) and around the second insert plate 6 on the partition plate 2 side (excluding the surface facing the partition plate 2). A plurality of holes 5a and 6a are formed.
また、翼本体１の内壁面と第１．第２のインサート・プ
レート５．６間には、それぞれ冷却媒体が流れる第１と
第２の通路７．８が形成されており、第２の通路８は翼
本体１内の後縁部に形成した冷却媒体を外に排出する細
孔１ａに連通している。Moreover, the inner wall surface of the wing body 1 and the first. First and second passages 7.8 through which the cooling medium flows are formed between the second insert plates 5.6, and the second passage 8 is formed at the trailing edge in the wing body 1. The cooling medium is communicated with the pores 1a through which the coolant is discharged to the outside.
第２の通路８上の第２のインサート・プレート６に形成
したインピンジメント孔６ａの後方側（翼本体］の後縁
部側）に位置する翼本体１の内壁面には、ピンフィン９
が多数配設されており、このピンフィン９は、効率よく
冷却が行えるように径やピッチを最適状態にして配列さ
れている（第２図参照）。A pin fin 9 is provided on the inner wall surface of the wing body 1 located on the rear side (the trailing edge side of the wing body) of the impingement hole 6a formed in the second insert plate 6 on the second passage 8.
A large number of pin fins 9 are arranged, and the diameters and pitches of the pin fins 9 are arranged to be optimal for efficient cooling (see FIG. 2).
本実施例側に係るガスタービン冷却翼は上記のように構
成されており、冷却媒体供給口（不図示）から第１．第
２のインサート・プレート５，６内に供給された冷却媒
体は、翼本体１のスパン方向に案内されてインピンジメ
ント孔５ａ、５ａから矢印方向に噴出して、翼本体１の
冷却媒体の流れ方向上流側をインビンジメント冷却する
。そして、第２のインサート・プレート６のインピンジ
メント孔６ａから噴出された冷却媒体と、第１のインサ
ート・プレート５のインビンジメント５ａから噴出し、
仕切板２の通過孔２ａを通って来た冷却媒体とが合流し
て第２の通路８を通ってピンフィン８に流れ、翼本体１
の冷却媒体の流れ方向下流側をピンフィン冷却する。ピ
ンフィン８を通過した冷却媒体は、翼本体１の後縁部側
の細孔１ｂから排出される。The gas turbine cooling blade according to the present embodiment is configured as described above, and has a cooling medium supply port (not shown) connected to the first. The cooling medium supplied into the second insert plates 5 and 6 is guided in the span direction of the blade body 1 and ejected from the impingement holes 5a and 5a in the direction of the arrow, thereby increasing the flow of the cooling medium in the blade body 1. Directly upstream side is impingement cooled. The cooling medium is ejected from the impingement holes 6a of the second insert plate 6 and the impingement 5a of the first insert plate 5,
The cooling medium that has passed through the passage holes 2a of the partition plate 2 joins together and flows through the second passage 8 to the pin fins 8, and the blade body 1
Pin fin cooling is performed on the downstream side in the flow direction of the cooling medium. The cooling medium that has passed through the pin fins 8 is discharged from the pores 1b on the trailing edge side of the blade body 1.
このように、翼本体１の冷却媒体の流れ方向上流側は、
インピンジメント冷却要素で構成され、翼本体１の冷却
媒体の流れ方向下流側は、前記インピンジメント冷却要
素とは異なるピンフィン冷却要素で冷却する構成により
、多列のインピンジメント冷却の場合に発生する冷却媒
体のクロスフローを大幅に低減することかでき、また、
インピンジメント冷却を終えた冷却媒体で翼本体１をピ
ンフィン冷却することによって効率のよい冷却を行うこ
とができる。In this way, the upstream side of the blade body 1 in the flow direction of the cooling medium is
The downstream side of the blade body 1 in the flow direction of the cooling medium is cooled by a pin fin cooling element different from the impingement cooling element, so that cooling occurs in the case of multi-row impingement cooling. The cross-flow of media can be significantly reduced, and
By performing pin fin cooling on the blade body 1 with the cooling medium that has undergone impingement cooling, efficient cooling can be achieved.
第３図は、本発明の他の実施例に係るガスタービン冷却
翼を示す縦断面図である。FIG. 3 is a longitudinal sectional view showing a gas turbine cooling blade according to another embodiment of the present invention.
この実施例では、翼本体１の内壁面と上部、下部シュラ
ウド１０，１１で囲まれた空洞１２に、翼本体１のスパ
ン方向に伸びるインサート・プレート１３が配設されて
おり、インサート・プレート１３の上部シュラウド１０
側（冷却媒体の流れ方向上流側）には、インピンジメン
ト孔（冷却孔）］、 ３ ａが複数形成されている。In this embodiment, an insert plate 13 extending in the span direction of the wing body 1 is disposed in a cavity 12 surrounded by the inner wall surface of the wing body 1 and the upper and lower shrouds 10 and 11. upper shroud 10
A plurality of impingement holes (cooling holes)], 3 a are formed on the side (upstream side in the flow direction of the cooling medium).
翼本体１の内壁面とインサート・プレート１３間には、
冷却媒体か流れる通路１４が形成されており、この通路
１４上のインサート１３に形成したインピンジメント孔
１３ａの後方側（冷却媒体の流れ方向下流側）に位置す
る翼本体１の内壁面には、ピンフィン９が多数配設され
ており、このピンフィン９は、前記同様効率よく冷却が
行えるように径やピッチを最、適状態にして配列されて
いる。Between the inner wall surface of the wing body 1 and the insert plate 13,
A passage 14 through which a cooling medium flows is formed, and on the inner wall surface of the blade body 1 located on the rear side (downstream in the flow direction of the cooling medium) of the impingement hole 13a formed in the insert 13 above this passage 14, A large number of pin fins 9 are arranged, and the pin fins 9 are arranged with the diameter and pitch in the optimum condition so that cooling can be performed efficiently as described above.
本実施例に係るガスタービン冷却翼は上記のように構成
されており、インサート・プレート１３内に上部シュラ
ウド１０から下部シュラウド１１側に供給される冷却媒
体は、インピンジメント孔１３ａから噴出して真本体１
の冷却媒体の流れ方向上流側をインビンジメント冷却す
る。そして、インビンジメント冷却した冷却媒体は通路
１４を通ってピンフィン８に流れ、真本体１の冷却媒体
の流れ方向下流側をピンフィン冷却する。ピンフィン８
を通過した冷却媒体は、下部シュラウド１１とその下部
に設けた蓋１５て形成される空隙１６に導かれて回゛収
される。このように、本実施例においても、前記実施例
同様インピンジメント冷却を終えた冷却媒体によってピ
ンフィン冷却を行うことができるので、冷却効率の向上
を図ることができる。The gas turbine cooling blade according to this embodiment is configured as described above, and the cooling medium supplied from the upper shroud 10 to the lower shroud 11 side in the insert plate 13 is ejected from the impingement hole 13a and Main body 1
Impingement cooling is performed on the upstream side in the flow direction of the cooling medium. Then, the impingement-cooled cooling medium flows through the passage 14 to the pin fins 8, and cools the downstream side of the true body 1 in the flow direction of the cooling medium with the pin fins. pin fin 8
The cooling medium that has passed through is guided into a gap 16 formed by the lower shroud 11 and a lid 15 provided at its lower part, and is recovered. In this manner, in this embodiment as well, pin fin cooling can be performed using the cooling medium that has undergone impingement cooling, as in the previous embodiments, so that the cooling efficiency can be improved.
また、前記した各実施例では、翼本体１の冷却媒体の流
れ方向下流側にインピンジメント冷却要素とは異なる冷
却要素としてピンフィン冷却要素を用いたが、本発明は
これに限定されることなく、例えば翼本体１の冷却媒体
の流れ方向下流側にタービュレンス突起壁やチャネルフ
ロー等の強制対流冷却構造を用いてもよい。Further, in each of the embodiments described above, a pin fin cooling element was used as a cooling element different from an impingement cooling element on the downstream side of the blade body 1 in the flow direction of the cooling medium, but the present invention is not limited to this. For example, a forced convection cooling structure such as a turbulence protrusion wall or a channel flow may be used on the downstream side of the blade body 1 in the flow direction of the cooling medium.
［発明の効果］
以上、実施例に基づいて具体的に説明したように本発明
によれば、多列のインピンジメント冷却の場合に発生す
る冷却媒体のクロスフローを大幅に低減することができ
、また、翼本体の冷却媒体の流れ方向上流側をインピン
ジメント冷却し、翼本体の冷却媒体の流れ方向下流側を
インピンジメント冷却を終えた冷却媒体で強制対流冷却
することによって、−度インビンジメント冷却した冷却
媒体で再度冷却を行うことができるので、冷却効率の向
上を図ることができる。[Effects of the Invention] As described above in detail based on the embodiments, according to the present invention, it is possible to significantly reduce the cross flow of the cooling medium that occurs in the case of multi-row impingement cooling. In addition, impingement cooling is performed on the upstream side of the blade body in the flow direction of the cooling medium, and forced convection cooling is performed on the downstream side of the blade body in the flow direction of the cooling medium with the cooling medium that has finished impingement cooling. Since cooling can be performed again using the cooled cooling medium, the cooling efficiency can be improved.
また、冷却効率が向上することによって少ない冷却流量
で高い冷却性能を得ることができるので、タービン全体
のプラント効率の向上を図ることができる。Further, by improving the cooling efficiency, high cooling performance can be obtained with a small cooling flow rate, so it is possible to improve the plant efficiency of the entire turbine.
第１図は、本発明に係るガスタービン冷却翼を示す横断
面図、第２図は第１図のＩ−Ｉ線切断断面図、第３図は
、本発明の他の実施例に係るガスタービン冷却翼を示す
縦断面図、第４図は、従来のガスタービン冷却翼を示す
横断面図である。
１・・・翼本体 ３，４・・・空洞
５・・・第１のインサート・プレート
６・・・第２のインサート・プレート
５ａ、６ａ・・・インピンジメント孔
７・・・第１の通路 ８・・・第２の通路９・・・ピン
フィン １０・・・上部シュラウド１１・・・下部シュ
ラウド １２・・・空洞１３・・・インサート・プレー
ト
１３ｇ・・・インピンジメント孔FIG. 1 is a cross-sectional view showing a gas turbine cooling blade according to the present invention, FIG. 2 is a cross-sectional view taken along the line II in FIG. 1, and FIG. 3 is a cross-sectional view showing a gas turbine cooling blade according to another embodiment of the present invention. FIG. 4 is a longitudinal cross-sectional view showing a turbine cooling blade, and FIG. 4 is a cross-sectional view showing a conventional gas turbine cooling blade. 1... Wing body 3, 4... Cavity 5... First insert plate 6... Second insert plate 5a, 6a... Impingement hole 7... First passage 8... Second passage 9... Pin fin 10... Upper shroud 11... Lower shroud 12... Cavity 13... Insert plate 13g... Impingement hole
Claims (2)
レートを配設して、前記翼本体の内壁面とインサート・
プレート間に形成される冷却媒体が流れる通路の、前記
冷却媒体の流れ方向上流側に、前記インサート・プレー
トに設けられた複数のインピンジメント孔から噴出され
る冷却媒体によって冷却を行うインピンジメント冷却要
素を構成し、前記冷却媒体の流れ方向下流側に、前記イ
ンピンジメント冷却要素を通過した冷却媒体によって冷
却を行う前記インピンジメント冷却要素とは異なる冷却
要素を構成したことを特徴とするガスタービン冷却翼。(1) An insert plate is arranged in a cavity formed inside the wing body, and the insert plate is connected to the inner wall surface of the wing body.
an impingement cooling element that performs cooling with a cooling medium jetted from a plurality of impingement holes provided in the insert plate on the upstream side in the flow direction of the cooling medium of a passage formed between the plates through which the cooling medium flows; A gas turbine cooling blade comprising a cooling element different from the impingement cooling element that performs cooling by the cooling medium that has passed through the impingement cooling element on the downstream side in the flow direction of the cooling medium. .
される冷却要素にピンフィン冷却要素を用いたことを特
徴とする請求項１記載のガスタービン冷却翼。(2) The gas turbine cooling blade according to claim 1, wherein a pin fin cooling element is used as a cooling element configured on the downstream side in the flow direction of the cooling medium in the blade body.
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|---|---|---|---|
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| JP (1) | JP2818266B2 (en) |
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