JPH05163959A - Turbine stationary blade - Google Patents
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- JPH05163959A JPH05163959A JP33223991A JP33223991A JPH05163959A JP H05163959 A JPH05163959 A JP H05163959A JP 33223991 A JP33223991 A JP 33223991A JP 33223991 A JP33223991 A JP 33223991A JP H05163959 A JPH05163959 A JP H05163959A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、高温タービンの冷却翼
に冷却媒体として少なくとも蒸気を用いたタービン静翼
に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a turbine vane using at least steam as a cooling medium for a cooling blade of a high temperature turbine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】発電プラントに利用するガスタービン
は、一般に図８に示すように構成されており、ガスター
ビン１と同軸に設けられた圧縮機２の駆動によって圧縮
された圧縮空気を燃焼器３に供給し、燃焼器３のライナ
部分３ａで燃料を燃焼させ、その燃焼による高温の燃焼
ガスをトランジションピース４からガスタービン１の静
翼５を経て動翼６に案内し、この動翼６を回転駆動させ
てガスタービン１の仕事をさせるように構成している。2. Description of the Related Art A gas turbine used in a power plant is generally constructed as shown in FIG. 8 and combustor 3 compresses compressed air compressed by driving a compressor 2 provided coaxially with gas turbine 1. To burn the fuel in the liner portion 3a of the combustor 3, and guide the high temperature combustion gas from the combustion to the moving blade 6 from the transition piece 4 through the stationary blade 5 of the gas turbine 1, The gas turbine 1 is rotated to drive the gas turbine 1.
【０００３】ガスタービンの熱効率を向上させるために
は、タービン入口温度を高温にするとよいことは周知の
事実であり、実際熱効率を向上させるために、タービン
入口温度の上昇が図られている。タービン入口温度の上
昇に伴い、ガスタービン１の燃焼器３や静翼５、動翼６
にも高温に耐え得る材料を使用する必要性が高まり耐熱
性超合金材料がガスタービン部品として用いられるよう
になっている。It is a well-known fact that the turbine inlet temperature should be set high in order to improve the thermal efficiency of the gas turbine, and the turbine inlet temperature is actually increased in order to improve the thermal efficiency. As the turbine inlet temperature rises, the combustor 3 of the gas turbine 1, the stationary blades 5, and the moving blades 6
In particular, the need to use materials that can withstand high temperatures has increased, and heat-resistant superalloy materials have come to be used as gas turbine parts.
【０００４】ところが、現在タービンの高温部材として
使用している耐熱性超合金材料の限界温度は、８００〜
９００℃である。一方、タービン入口温度は約１３００
℃程度に達し耐熱性超合金材料の限界温度を遥かに超え
ている。したがって、タービン翼を耐熱性超合金材料の
限界温度まで冷却しガスタービンの信頼性を維持するた
めに、冷却構造を採用した冷却翼の使用が必須となって
いる。However, the critical temperature of the heat resistant superalloy material currently used as the high temperature member of the turbine is 800 to
It is 900 ° C. On the other hand, the turbine inlet temperature is about 1300
The temperature reaches about ℃, which is far over the limit temperature of the heat resistant superalloy material. Therefore, in order to cool the turbine blade to the limit temperature of the heat-resistant superalloy material and maintain the reliability of the gas turbine, it is essential to use a cooling blade having a cooling structure.
【０００５】そして、現状では図９および図１０に示す
ように冷却媒体として冷却空気を用いた空冷翼がタービ
ン入口温度１３００℃級のガスタービンに採用されてい
る。空冷翼の構造は、タービン静翼である中空翼５にイ
ンピンジメント冷却用のインサート７を収容して冷却空
気８ａ，８ｂにより対流・インピンジメント冷却をする
とともに、翼有効部の翼表面に多数の小孔９を開け、相
当量のフィルム冷却用空気８ｃを吹き出してタービン静
翼５の材料温度を限界温度以下に下げるべく冷却を行な
っている。この冷却により、タービン静翼５の翼部に発
生する熱応力の低減も図っている。At present, as shown in FIGS. 9 and 10, an air cooling blade using cooling air as a cooling medium is adopted in a gas turbine with a turbine inlet temperature of 1300 ° C. class. The structure of the air cooling blade is such that the hollow blade 5 that is a turbine stationary blade accommodates the insert 7 for impingement cooling and performs convection and impingement cooling by the cooling air 8a and 8b, and at the same time, a large number of blade surfaces are provided on the blade effective portion. The small holes 9 are opened, and a considerable amount of film cooling air 8c is blown to cool the material of the turbine vane 5 to below the limit temperature. By this cooling, the thermal stress generated in the blade portion of the turbine stationary blade 5 is also reduced.
【０００６】[0006]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、空気冷
却翼では空気の冷却特性が低いため、ガスタービン入口
温度が１３００℃を超えると必要な冷却空気量が著しく
増大し、しかも翼内部の対流冷却だけでは充分な冷却に
対応できなくなり、翼有効部の翼表面に形成した小孔９
から翼外に冷却空気を吹き出すフィルム冷却方式に頼ら
ざるを得ない。その結果生じる冷却空気量の増大、高温
ガス中への低温空気の吹出は、いずれもガスタービンの
熱効率を低減させ、さらに、ガスタービンを用いた発電
プラントの熱効率の低下をも招く。However, since the air cooling blade has a low air cooling characteristic, the required cooling air amount significantly increases when the gas turbine inlet temperature exceeds 1300 ° C., and only the convection cooling inside the blade is required. Will not be able to support sufficient cooling, and the small holes 9 formed on the blade surface of the blade effective portion
There is no choice but to rely on a film cooling system that blows cooling air out of the blades. The resulting increase in the amount of cooling air and the blowing out of low temperature air into the high temperature gas both reduce the thermal efficiency of the gas turbine, and also cause the thermal efficiency of the power plant using the gas turbine to decrease.
【０００７】また、不純物が混在するような粗悪燃料に
対しては、翼表面に形成した小孔９に目詰りが生じるお
それがあり、適用できない。Further, it is not applicable to poor fuel containing impurities mixed therein because the small holes 9 formed on the blade surface may be clogged.
【０００８】本発明は、上述した事情を考慮してなされ
たもので、ガスタービン冷却翼の冷却効率を増大せし
め、高いガス温度においても良好な冷却を行ない、熱効
率の向上を図る一方、粗悪燃料に対しても適用可能なタ
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 consideration of the above-mentioned circumstances, and increases the cooling efficiency of the gas turbine cooling blades, performs favorable cooling even at a high gas temperature, and improves the thermal efficiency, while at the same time, inferior fuel efficiency. It is an object of the present invention to provide a turbine vane applicable also to.
【０００９】本発明の他の目的は、ガスタービン冷却翼
の冷却空気量を減少させても良好な冷却を行ない、熱効
率を向上させるとともに、翼部に発生する熱応力を低減
可能なタービン静翼を提供することを目的とする。Another object of the present invention is to provide a turbine vane capable of performing good cooling even if the amount of cooling air in the gas turbine cooling blade is reduced, improving thermal efficiency, and reducing thermal stress generated in the blade portion. The purpose is to provide.
【００１０】[0010]
【課題を解決するための手段】本発明に係るタービン静
翼は、上述した課題を解決するために、請求項１に記載
したように、外径側エンドウォールと内径側エンドウォ
ールとを翼有効部に一体に備えたタービン静翼におい
て、前記外径側エンドウォールに冷却蒸気供給口に連通
する供給側冷却流路と冷却蒸気回収口に通じる回収側冷
却通路とを設ける一方、前記内径側エンドウォールに冷
却蒸気の冷却・連絡流路を設け、前記翼有効部には、外
径側エンドウォールの供給側冷却流路を内径側エンドウ
ォールの冷却・連絡流路に連通させる複数の供給側冷却
孔と上記連絡流路を外径側エンドウォールの回収側冷却
通路に連通させる複数の戻り側冷却孔とをそれぞれ形成
したものである。In order to solve the above-mentioned problems, the turbine vane according to the present invention has an outer diameter side end wall and an inner diameter side end wall, which are blade effective as described in claim 1. In the turbine vane integrally provided in the portion, a supply side cooling flow path communicating with the cooling steam supply port and a recovery side cooling passage communicating with the cooling steam recovery port are provided in the outer diameter side end wall, while the inner diameter side end is provided. A cooling / cooling channel for cooling steam is provided in the wall, and a plurality of supply-side cooling channels are provided in the effective blade section so that the cooling channel / cooling channel of the outer diameter side end wall communicates with the cooling / fluidity channel of the inner diameter side end wall. A hole and a plurality of return-side cooling holes that communicate the communication passage with the recovery-side cooling passage of the outer diameter side end wall are formed.
【００１１】また、上述した課題を解決するために、本
発明に係るタービン静翼は、請求項２に記載したよう
に、外径側エンドウォールと内径側エンドウォールとを
翼有効部に一体に備えたタービン静翼において、前記外
径側エンドウォールに冷却蒸気供給口に連通する供給側
冷却流路と冷却蒸気回収口に通じる回収側冷却通路とを
設ける一方、前記内径側エンドウォールに冷却蒸気の冷
却・連絡流路を設け、前記翼有効部には、外径側エンド
ウォールの供給側冷却流路を内径側エンドウォールの冷
却・連絡流路に連通させる複数の供給側冷却孔と上記連
絡流路を外径側エンドウォールの回収側冷却通路に連通
させる複数の戻り側冷却孔とをそれぞれ形成するととも
に翼有効部には冷却空気が案内される中央キャビティを
備え、この中央キャビティから翼有効部表面に開口する
フィルム冷却孔を形成したものである。In order to solve the above-mentioned problems, in a turbine vane according to the present invention, as described in claim 2, the outer diameter side end wall and the inner diameter side end wall are integrated with the blade effective portion. In a turbine vane provided, a supply side cooling flow path communicating with a cooling steam supply port and a recovery side cooling passage communicating with a cooling steam recovery port are provided in the outer diameter side end wall, while cooling steam is provided in the inner diameter side end wall. Cooling / communication passages are provided, and the blade effective portion is provided with a plurality of supply-side cooling holes for communicating the supply-side cooling passages of the outer diameter side end wall with the cooling / communication passages of the inner diameter side end wall. A plurality of return side cooling holes that communicate the flow path with the recovery side cooling passage of the outer diameter side end wall are respectively formed, and the blade effective portion is provided with a central cavity through which cooling air is guided. It is obtained by forming a film cooling holes opening to the airfoil section surface from tee.
【００１２】[0012]
【作用】このタービン静翼は、請求項１および２に記載
したように構成したから、冷却媒体を従来用いられてい
る空気から比熱が約２倍で冷却特性の優れた蒸気に変え
ることにより、空気より少ない量の冷却蒸気で、翼有効
部のみならず内外径側エンドウォールを同時に冷却でき
る。タービン静翼の冷却に供された冷却蒸気は高温ガス
中に吹き出されることなく全量回収することが可能とな
る。したがって、高温ガスの冷却媒体の混入による温度
低下が防止でき、さらに回収した蒸気は、発電プラント
の蒸気タービンにて再利用可能となる。Since this turbine vane is constructed as described in claims 1 and 2, by changing the cooling medium from conventionally used air to steam having a specific heat of about twice and excellent cooling characteristics, It is possible to cool not only the blade effective portion but also the inner and outer diameter side end walls at the same time with a smaller amount of cooling steam than air. The cooling steam used for cooling the turbine vanes can be recovered in its entirety without being blown into the high temperature gas. Therefore, it is possible to prevent the temperature from being lowered due to the mixing of the cooling medium of the high temperature gas, and the recovered steam can be reused in the steam turbine of the power generation plant.
【００１３】また、直接高温ガスに晒される翼表面に
は、請求項２に記載したように、冷却空気によるフィル
ム冷却を利用することで、タービン静翼の翼表面温度が
低減でき、翼部に発生する熱応力を緩和できる。Further, by using film cooling with cooling air on the blade surface directly exposed to the high temperature gas, the blade surface temperature of the turbine stationary blade can be reduced, and the blade portion can be reduced. The generated thermal stress can be relaxed.
【００１４】こうすることで、タービン入口温度が１３
００℃以上の高温においても充分な冷却性能が得られ、
結果的にガスタービンを用いた発電プラントの熱効率を
向上させることができる。As a result, the turbine inlet temperature is 13
Sufficient cooling performance can be obtained even at high temperatures of 00 ° C or higher
As a result, the thermal efficiency of the power plant using the gas turbine can be improved.
【００１５】[0015]
【実施例】以下、本発明に係るタービン静翼の一実施例
について添付図面を参照して説明する。An embodiment of a turbine vane according to the present invention will be described below with reference to the accompanying drawings.
【００１６】図１は、コンバインドサイクル発電プラン
トや火力発電プラントのガスタービンに備えられる本発
明のタービン静翼１０の一例を示す全体斜視図であり、
図２は上記タービン静翼１０の縦断面を示すものであ
る。FIG. 1 is an overall perspective view showing an example of a turbine vane 10 of the present invention provided in a gas turbine of a combined cycle power plant or a thermal power plant.
FIG. 2 shows a vertical cross section of the turbine vane 10.
【００１７】タービン静翼１０は外径側エンドウォール
１１と内径側エンドウォール１２と翼有効部１３とを一
体に備え、外径側エンドウォール１１に冷却蒸気供給管
１４および回収管１５がそれぞれ接続される。The turbine vane 10 integrally includes an outer diameter side end wall 11, an inner diameter side end wall 12, and a blade effective portion 13, and a cooling steam supply pipe 14 and a recovery pipe 15 are connected to the outer diameter side end wall 11, respectively. To be done.
【００１８】外径側エンドウォール１１には図２および
図３に示すように冷却蒸気供給管１４が接続される冷却
蒸気供給口１７および回収管１５が接続される冷却蒸気
回収口１８がそれぞれ形成され、冷却蒸気供給口１７は
供給側冷却流路である分配キャビティ１９に連通され
る。冷却蒸気回収口１８は回収側冷却流路２０に連通し
ている。回収側冷却流路２０は第１および第２の収集キ
ャビティ２１，２２からエンドウォール冷却孔２３を経
てあるいは直接冷却ダクト２４に通じるようになってお
り、この冷却ダクト２４が冷却蒸気回収口１８に連通し
ている。供給側冷却流路１９と回収側冷却流路２０とは
相互しに独立して形成される。As shown in FIGS. 2 and 3, the outer diameter side end wall 11 is formed with a cooling steam supply port 17 to which the cooling steam supply pipe 14 is connected and a cooling steam recovery port 18 to which the recovery pipe 15 is connected. The cooling steam supply port 17 is communicated with the distribution cavity 19 which is the supply side cooling flow path. The cooling steam recovery port 18 communicates with the recovery side cooling flow path 20. The recovery side cooling flow passage 20 is adapted to communicate with the cooling duct 24 from the first and second collection cavities 21 and 22 through the end wall cooling holes 23 or directly. The cooling duct 24 is connected to the cooling vapor recovery port 18. It is in communication. The supply-side cooling flow passage 19 and the recovery-side cooling flow passage 20 are formed independently of each other.
【００１９】一方、タービン静翼１０の翼有効部１２に
は、中央に中央キャビティ２６が翼の軸方向に形成され
る一方、中央キャビティ２６を囲む翼周辺部に多数の冷
却孔２８，２９が供給側および戻り側に分かれて形成さ
れる。このうち、翼有効部１３の前縁から背側にかけて
形成される複数の冷却孔２８は、外径側エンドウォール
１１の分配キャビティ１９から内径側エンドウォール１
２に向って延びる供給側冷却孔である。On the other hand, in the blade effective portion 12 of the turbine vane 10, a central cavity 26 is formed in the center in the axial direction of the blade, while a large number of cooling holes 28, 29 are provided in the peripheral portion of the blade surrounding the central cavity 26. It is divided into a supply side and a return side. Among these, the plurality of cooling holes 28 formed from the front edge of the blade effective portion 13 to the back side are formed from the distribution cavity 19 of the outer diameter side end wall 11 to the inner diameter side end wall 1.
2 is a supply-side cooling hole extending toward 2.
【００２０】翼有効部１３の前縁、腹側および後縁側に
形成される冷却孔２９は、内径側エンドウォール１２か
ら外径側エンドウォール１１の第１収集キャビティ２１
および第２収集キャビティ２２にそれぞれ連通される複
数の戻り側冷却孔である。外径側エンドウォール１１の
前縁、腹側に形成される第１収集キャビティ２１と後縁
側の第２収集キャビティ２２は、図３に示すように相互
に独立していることが好ましいが、互いに連通する構造
であってもよい。The cooling holes 29 formed on the leading edge, ventral side and trailing edge side of the blade effective portion 13 have the first collection cavity 21 from the inner diameter side end wall 12 to the outer diameter side end wall 11.
And a plurality of return-side cooling holes that are respectively communicated with the second collection cavity 22. The first collection cavity 21 and the second collection cavity 22 on the trailing edge formed on the front edge and the ventral side of the outer diameter side end wall 11 are preferably independent from each other as shown in FIG. It may have a structure that communicates.
【００２１】また、内径側エンドウォール１２には、図
２および図４に示すように、冷却・連絡流路３０が形成
され、この流路３０は翼有効部１３に形成された供給側
冷却孔２８を戻り側冷却孔２９に連通させている。冷却
・連絡流路３０は複数の供給側冷却孔２８に連通される
中間収集キャビティ３１と、この収集キャビティ３１か
ら内径側エンドウォール１２の周辺に沿って延びる冷却
ダクト３２と、この冷却ダクト３２から分岐された複数
のエンドウォール冷却孔３３と、このエンドウォール冷
却孔３３に連通される腹側の第１リターンキャビティ３
４と、冷却ダクト３２に連通される後縁側の第２リター
ンキャビティ３５とを有し、各リターンキャビティ３
４，３５は戻り側冷却孔２９にそれぞれ通じている。As shown in FIGS. 2 and 4, the inner diameter side end wall 12 is provided with a cooling / communication flow path 30. The flow path 30 is provided at the supply side cooling hole formed in the blade effective portion 13. 28 is connected to the return side cooling hole 29. The cooling / communication flow path 30 includes an intermediate collection cavity 31 communicating with the plurality of supply-side cooling holes 28, a cooling duct 32 extending from the collection cavity 31 along the periphery of the inner diameter side end wall 12, and from the cooling duct 32. The plurality of branched end wall cooling holes 33 and the ventral first return cavity 3 communicating with the end wall cooling holes 33
4 and a second return cavity 35 on the trailing edge side that communicates with the cooling duct 32.
Reference numerals 4 and 35 communicate with the return side cooling holes 29, respectively.
【００２２】次に、このタービン静翼１０の冷却作用に
ついて説明する。Next, the cooling action of the turbine vane 10 will be described.
【００２３】冷却蒸気供給管１４よりタービン静翼１０
の外径側エンドウォール１１の冷却蒸気供給口１７に供
給された冷却蒸気は、供給側冷却流路の分配キャビティ
１９に導かれ、翼有効部１３の腹側に形成された複数の
供給側冷却孔２８に供給され、各供給側冷却孔２８を内
径側エンドウォール１２に向って案内される。冷却蒸気
が供給側冷却孔２８を流れる間に、高温になり易い翼有
効部１３の前縁および背側を積極的に冷却し、この冷却
後に内径側エンドウォール１２の中間収集キャビティ３
１に集められる。From the cooling steam supply pipe 14 to the turbine vane 10
The cooling steam supplied to the cooling steam supply port 17 of the outer diameter side end wall 11 is guided to the distribution cavity 19 of the supply side cooling flow path, and a plurality of supply side cooling formed on the ventral side of the blade effective portion 13 The cooling holes 28 are supplied to the holes 28 and guided through the supply-side cooling holes 28 toward the inner diameter side end wall 12. While the cooling steam flows through the supply-side cooling holes 28, the leading edge and the back side of the blade effective portion 13 that easily become hot are positively cooled, and after this cooling, the intermediate collection cavity 3 of the inner diameter side end wall 12 is cooled.
Collected in 1.
【００２４】内径側エンドウォール１２の中間収集キャ
ビティ３１に集められた冷却蒸気は、冷却・連絡流路３
０である冷却ダクト３２およびエンドウォール冷却孔３
３を流れて内径側エンドウォール１２を冷却し、２カ所
のリターンキャビティ３４，３５に導かれ、戻り冷却蒸
気となる。The cooling vapor collected in the intermediate collection cavity 31 of the inner diameter side end wall 12 is cooled and connected by the flow path 3
0 cooling duct 32 and end wall cooling hole 3
3, the inner diameter side end wall 12 is cooled, guided to the two return cavities 34 and 35, and becomes return cooling steam.
【００２５】戻り冷却蒸気は、翼有効部１３の前縁、腹
側および後縁の各戻り側冷却孔２９を外径側エンドウォ
ール１１に向って流れ、外径側エンドウォール１１の第
１および第２の収集キャビティ２１，２２に案内され
る。その間に翼有効部１３の前縁、腹側および後縁部を
冷却する。The return cooling steam flows through the return side cooling holes 29 at the leading edge, the ventral side and the trailing edge of the blade effective portion 13 toward the outer diameter side end wall 11, and the first and second outer diameter side end walls 11 respectively. It is guided to the second collecting cavities 21,22. Meanwhile, the leading edge, ventral side and trailing edge of the blade effective portion 13 are cooled.
【００２６】第１および第２収集キャビティ２１，２２
に集められた戻り冷却蒸気は回収側冷却流路２０である
エンドウォール冷却孔２３および冷却ダクト２４に導か
れて外径側エンドウォール１１を冷却した後、冷却蒸気
回収口１８で合流し、回収管１５により全量回収され
る。First and second collection cavities 21, 22
The return cooling steam collected in (1) is guided to the end wall cooling hole 23 and the cooling duct 24 that are the recovery side cooling flow paths 20 to cool the outer diameter side end wall 11, and then merges at the cooling steam recovery port 18 to recover. The whole amount is recovered by the pipe 15.
【００２７】したがって、タービン静翼１０を冷却する
冷却蒸気は、回収され、高温燃焼ガス中に混入すること
がないので、燃焼ガス（作動ガス）の温度低下を防止で
きる。また、回収した蒸気は、発電プラントの蒸気ター
ビンにて再利用可能となる。タービン静翼１０の冷却媒
体を空気から比熱が約２倍で冷却特性の優れた蒸気に換
えることにより、空気量より少ない蒸気量で翼有効部１
３のみならず、内外径エンドウォール１１，１２を同時
に有効的に冷却することができる。Therefore, the cooling steam for cooling the turbine vanes 10 is not recovered and is not mixed in the high temperature combustion gas, so that the temperature decrease of the combustion gas (working gas) can be prevented. The recovered steam can be reused in the steam turbine of the power plant. By changing the cooling medium of the turbine vane 10 from air to steam having a specific heat of about 2 times and excellent cooling characteristics, the blade effective portion 1 can be operated with a steam amount smaller than the air amount.
In addition to 3, the inner and outer diameter end walls 11 and 12 can be effectively cooled at the same time.
【００２８】タービン静翼１０の冷却構造に、冷却媒体
としては蒸気を用いることにより、タービン入口温度が
１３００℃以上の高温においても、充分な冷却性能が得
られ、このタービン静翼１０を組み込んだガスタービン
を用いたコンバインドサイクル発電プラントにおいて
は、図５に示すようにプラント熱効率を向上させること
ができる。By using steam as a cooling medium in the cooling structure of the turbine vane 10, sufficient cooling performance can be obtained even at a turbine inlet temperature of 1300 ° C. or higher, and the turbine vane 10 was incorporated. In a combined cycle power plant using a gas turbine, the plant thermal efficiency can be improved as shown in FIG.
【００２９】また、このタービン静翼１０においては、
翼面のメタル温度を均一にかつ効率良く冷却するために
は、冷却蒸気の流量配分が重要となり本実施例において
は、翼有効部１３の冷却蒸気を供給側（往）１系統、戻
り側（復）２系統に分けて冷却蒸気の流量配分を好適に
している。冷却蒸気は往復２回翼有効部を冷却するため
同一冷却孔を１回で通過する場合に比べると流速が約２
倍となって冷却効果が増加する。Further, in this turbine vane 10,
In order to uniformly and efficiently cool the metal temperature of the blade surface, the distribution of the cooling steam flow rate is important, and in this embodiment, the cooling steam of the blade effective portion 13 is provided on one side of the supply side (forward) and on the return side ( 2) The flow distribution of the cooling steam is optimized by dividing it into two systems. Since the cooling steam cools the blade effective portion twice reciprocally, the flow velocity is about 2 as compared with the case where it passes through the same cooling hole once.
Double the cooling effect.
【００３０】主流燃焼ガスに晒される面に耐熱性を有す
る断熱性セラミックス（ＺｒＯ2 ）を溶射することがよ
り冷却効果を高めることができる。Thermal spraying of heat-resistant adiabatic ceramics (ZrO 2 ) on the surface exposed to the mainstream combustion gas can further enhance the cooling effect.
【００３１】図６および図７は本発明に係るタービン静
翼の他の実施例を示すものである。この実施例に示され
たタービン静翼１０Ａは、翼有効部１３の中央キャビテ
ィ２６を形成するとともに、この中央キャビティ２６を
外径側エンドウォール１１に形成された冷却空気供給口
３９を介して冷却空気供給側に連通させるとともに、中
央キャビティ２６から翼有効部１３の翼表面まで延びて
開口する複数のフィルム冷却孔４０を形成したものであ
る。6 and 7 show another embodiment of the turbine vane according to the present invention. The turbine vane 10A shown in this embodiment forms the central cavity 26 of the blade effective portion 13, and cools the central cavity 26 via the cooling air supply port 39 formed in the outer diameter side end wall 11. A plurality of film cooling holes 40 are formed which are communicated with the air supply side and extend from the central cavity 26 to the blade surface of the blade effective portion 13 and open.
【００３２】フィルム冷却孔４０は大きな熱を受け易い
翼有効部１３の前縁および背側に例えば複数列ずつ多数
形成し、腹側には例えば１列のフィルム冷却孔４０を穿
設する。フィルム冷却孔４０は小孔であっても、スリッ
ト孔であってもよい。A large number of film cooling holes 40 are formed, for example, in a plurality of rows at the front edge and the back side of the blade effective portion 13 that is susceptible to a large amount of heat, and one row of film cooling holes 40 is formed at the abdominal side. The film cooling hole 40 may be a small hole or a slit hole.
【００３３】このタービン静翼１０Ａの蒸気冷却構造は
図１〜図４に示す実施例と異ならないので同一符号を用
いて説明を省略する。外径側エンドウォール１１や内径
側エンドウォール１２の構造も図３および図４に示すも
のと異ならないので説明を省略する。Since the steam cooling structure of the turbine vane 10A is not different from that of the embodiment shown in FIGS. 1 to 4, the same reference numerals are used and the description thereof is omitted. The structures of the outer diameter side end wall 11 and the inner diameter side end wall 12 are not different from those shown in FIGS.
【００３４】しかして、このタービン静翼１０Ａにおい
ては、蒸気冷却構造により、一実施例に示すものと同様
の冷却効果が得られる。In this turbine vane 10A, however, the cooling effect similar to that shown in the embodiment is obtained by the steam cooling structure.
【００３５】さらに、冷却空気供給口３９から供給され
たフィルム冷却用の空気は、中央キャビティ２６に導か
れ、翼有効部１３のフィルム冷却孔４０から吹き出さ
れ、その後翼表面をフィルム冷却し、高温燃焼ガスと混
合する。Further, the air for film cooling supplied from the cooling air supply port 39 is guided to the central cavity 26 and blown out from the film cooling hole 40 of the blade effective portion 13, after which the blade surface is film-cooled to a high temperature. Mix with combustion gases.
【００３６】このタービン静翼１０Ａでは一実施例で示
すものと同様、翼面のメタル温度を均一かつ効率良く冷
却するためには、冷却蒸気の流量配分およびフィルム冷
却用空気の吹出位置が重要となる。本実施例において
は、翼有効部１３の冷却蒸気を供給側（往）１系統、戻
り側（復）２系統に分けて冷却蒸気の流量配分を好適に
している。また、フィルム冷却孔は、翼表面の熱伝達率
が大きく、温度が高くなる位置に有効的に分散配置する
ことで熱応力を約１／２に低減している。In this turbine vane 10A, like the one shown in the embodiment, in order to uniformly and efficiently cool the metal temperature on the blade surface, the flow distribution of the cooling steam and the blowing position of the film cooling air are important. Become. In the present embodiment, the cooling steam of the blade effective portion 13 is divided into one system on the supply side (forward) and two systems on the return side (return) to optimize the flow distribution of the cooling steam. Further, the film cooling holes have a large heat transfer coefficient on the blade surface, and are effectively dispersed and arranged at positions where the temperature becomes high, thereby reducing the thermal stress to about 1/2.
【００３７】この場合にも、主流燃焼ガスに晒される面
に断熱性セラミックス（ＺｒＯ2 ）を溶射することが冷
却効果を一層高めることができる。Also in this case, spraying the heat insulating ceramics (ZrO 2 ) on the surface exposed to the mainstream combustion gas can further enhance the cooling effect.
【００３８】[0038]
【発明の効果】以上に述べたように、本発明に係るター
ビン静翼においては、冷却蒸気を用いた翼冷却構造を採
用することにより、タービン入口温度か高いガス温度に
おいても、翼を充分冷却することができ、高温で作動す
る高効率のガスタービンの製造が可能になる。また、こ
のガスタービンを用いた発電プラントの熱効率も向上す
る。さらには、翼表面に冷却媒体を吹き出す小孔が無い
ため、不純物が混在する粗悪燃料に対しても使用可能と
なる。As described above, in the turbine stationary blade according to the present invention, by adopting the blade cooling structure using the cooling steam, the blade is sufficiently cooled even at the turbine inlet temperature or high gas temperature. And enables the production of highly efficient gas turbines that operate at high temperatures. Also, the thermal efficiency of the power plant using this gas turbine is improved. Furthermore, since there is no small hole for blowing out the cooling medium on the blade surface, it can be used even for poor fuel in which impurities are mixed.
【００３９】また、冷却蒸気を用いた翼冷却構造に加え
て、翼表面を空気によりフィルム冷却を併用することに
より、翼有効部に発生する熱応力が低減し、翼の長寿命
化が可能となる。Further, in addition to the blade cooling structure using the cooling steam, the film surface is also used to cool the blade surface with air, so that the thermal stress generated in the effective portion of the blade is reduced and the blade life can be extended. Become.
【図１】本発明に係るタービン静翼の一実施例を示す斜
視図。FIG. 1 is a perspective view showing an embodiment of a turbine vane according to the present invention.
【図２】上記タービン静翼の縦断面図。FIG. 2 is a vertical cross-sectional view of the turbine vane.
【図３】図２のＡ−Ａ線に沿う断面図。3 is a sectional view taken along the line AA of FIG.
【図４】図２のＢ−Ｂ線に沿う断面図。4 is a sectional view taken along the line BB of FIG.
【図５】本発明を適用したコンバインドサイクルのター
ビン入口温度とコンバインドサイクル発電プラントのプ
ラント効率との関係を、従来の空気冷却と比較して示す
図。FIG. 5 is a diagram showing a relationship between turbine inlet temperature of a combined cycle and a plant efficiency of a combined cycle power generation plant to which the present invention is applied, in comparison with conventional air cooling.
【図６】本発明に係るタービン静翼の他の実施例を示す
斜視図。FIG. 6 is a perspective view showing another embodiment of the turbine vane according to the present invention.
【図７】図６に示すタービン静翼の縦断面図。7 is a vertical cross-sectional view of the turbine vane shown in FIG.
【図８】一般的なガスタービンの概略構成図。FIG. 8 is a schematic configuration diagram of a general gas turbine.
【図９】従来のタービン静翼を示す断面図。FIG. 9 is a cross-sectional view showing a conventional turbine stationary blade.
【図１０】図９のＣ−Ｃ線に沿う断面図。10 is a cross-sectional view taken along the line CC of FIG.
１０ タービン静翼 １１ 外径側エンドウォール １２ 内径側エンドウォール １３ 翼有効部 １４ 冷却蒸気供給管 １５ 回収管 １７ 冷却蒸気供給口 １８ 冷却蒸気回収口 １９ 分配キャビティ（供給側冷却流路） ２０ 回収側冷却流路 ２１，２２ 収集キャビティ ２３ エンドウォール冷却孔 ２４ 冷却ダクト ２６ 中央キャビティ ２８ 供給側冷却孔 ２９ 戻り側冷却孔 ３０ 冷却・連絡流路 ３１ 中間収集キャビティ ３２ 冷却ダクト ３３ エンドウォール冷却孔 ３４，３５ リターンキャビティ ４０ フィルム冷却孔 Reference Signs List 10 turbine vane 11 outer diameter side end wall 12 inner diameter side end wall 13 blade effective part 14 cooling steam supply pipe 15 recovery pipe 17 cooling steam supply port 18 cooling steam recovery port 19 distribution cavity (supply side cooling flow path) 20 recovery side Cooling flow paths 21, 22 Collection cavities 23 End wall cooling holes 24 Cooling ducts 26 Central cavities 28 Supply side cooling holes 29 Return side cooling holes 30 Cooling / connecting flow paths 31 Intermediate collecting cavities 32 Cooling ducts 33 End wall cooling holes 34, 35 Return cavity 40 Film cooling hole
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 古閑 昭紀 神奈川県横浜市鶴見区末広町２の４ 株式 会社東芝京浜事業所内 (72)発明者 伊藤 勝康 神奈川県横浜市鶴見区末広町２の４ 株式 会社東芝京浜事業所内 (72)発明者 松浦 麻子 神奈川県川崎市幸区小向東芝町１番地 株 式会社東芝総合研究所内 (72)発明者 大友 文雄 神奈川県川崎市幸区小向東芝町１番地 株 式会社東芝総合研究所内 (72)発明者 福山 佳孝 神奈川県川崎市幸区小向東芝町１番地 株 式会社東芝総合研究所内 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (72) Inventor Akiki Koga, 4 shares 2-4, Suehiro-cho, Tsurumi-ku, Yokohama-shi, Kanagawa Toshiba Keihin Plant (72) Inventor Katsuyasu Ito 4 4 shares, Suehiro-cho, Tsurumi-ku, Yokohama-shi, Kanagawa Company Toshiba Keihin Plant (72) Inventor Asako Matsuura 1 Komukai Toshiba-cho, Sachi-ku, Kawasaki City, Kanagawa Stock Company Toshiba Research Institute (72) Inventor Fumio Otomo Komu-Toshiba 1-cho, Kawasaki-shi, Kanagawa Prefecture Incorporated company Toshiba Research Institute (72) Inventor Yoshitaka Fukuyama 1 Komukai Toshiba-cho, Sachi-ku, Kawasaki-shi, Kanagawa Incorporated Toshiba Research Institute
Claims (2)
ォールとを翼有効部に一体に備えたタービン静翼におい
て、前記外径側エンドウォールに冷却蒸気供給口に連通
する供給側冷却流路と冷却蒸気回収口に通じる回収側冷
却通路とを設ける一方、前記内径側エンドウォールに冷
却蒸気の冷却・連絡流路を設け、前記翼有効部には、外
径側エンドウォールの供給側冷却流路を内径側エンドウ
ォールの冷却・連絡流路に連通させる複数の供給側冷却
孔と上記連絡流路を外径側エンドウォールの回収側冷却
通路に連通させる複数の戻り側冷却孔とをそれぞれ形成
したことを特徴とするタービン静翼。1. In a turbine vane integrally provided with an outer diameter side end wall and an inner diameter side end wall in a blade effective portion, a supply side cooling flow path communicating with the cooling steam supply port is provided on the outer diameter side end wall. A recovery side cooling passage communicating with the cooling steam recovery port is provided, while a cooling steam cooling / communication flow path is provided in the inner diameter side end wall, and a supply side cooling flow path of the outer diameter side end wall is provided in the blade effective portion. A plurality of supply side cooling holes for communicating with the cooling / communication channel of the inner diameter side end wall and a plurality of return side cooling holes for communicating the communication channel with the recovery side cooling passage of the outer diameter side end wall. Turbine vanes characterized by this.
ォールとを翼有効部に一体に備えたタービン静翼におい
て、前記外径側エンドウォールに冷却蒸気供給口に連通
する供給側冷却流路と冷却蒸気回収口に通じる回収側冷
却通路とを設ける一方、前記内径側エンドウォールに冷
却蒸気の冷却・連絡流路を設け、前記翼有効部には、外
径側エンドウォールの供給側冷却流路を内径側エンドウ
ォールの冷却・連絡流路に連通させる複数の供給側冷却
孔と上記連絡流路を外径側エンドウォールの回収側冷却
通路に連通させる複数の戻り側冷却孔とをそれぞれ形成
するとともに翼有効部には冷却空気が案内される中央キ
ャビティを備え、この中央キャビティから翼有効部表面
に開口するフィルム冷却孔を形成したことを特徴とする
タービン静翼。2. A turbine vane integrally provided with an outer diameter side end wall and an inner diameter side end wall in a blade effective portion, wherein a supply side cooling flow path communicating with the cooling steam supply port is provided in the outer diameter side end wall. A recovery side cooling passage communicating with the cooling steam recovery port is provided, while a cooling steam cooling / communication flow path is provided in the inner diameter side end wall, and a supply side cooling flow path of the outer diameter side end wall is provided in the blade effective portion. To form a plurality of supply-side cooling holes for communicating with the cooling / communication channel of the inner diameter side end wall and a plurality of return-side cooling holes for communicating the communication channel with the recovery-side cooling passage of the outer diameter side end wall. At the same time, the turbine vane is characterized in that the blade effective portion is provided with a central cavity through which cooling air is guided, and film cooling holes are formed from this central cavity to the blade effective portion surface.
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| JP3332239A JP2953842B2 (en) | 1991-12-16 | 1991-12-16 | Turbine vane |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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