JPH07189604A - Gas turbine and its moving blade - Google Patents
Gas turbine and its moving bladeInfo
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- JPH07189604A JPH07189604A JP5335488A JP33548893A JPH07189604A JP H07189604 A JPH07189604 A JP H07189604A JP 5335488 A JP5335488 A JP 5335488A JP 33548893 A JP33548893 A JP 33548893A JP H07189604 A JPH07189604 A JP H07189604A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
- F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
- F05D2240/81—Cooled platforms
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明はガスタービン及びガスタ
ービンに用いられる動翼の改良に係り、特に動翼部とダ
ブテール部との間にシャンク部が形成されており、そし
てその内部に冷却媒体供給路を備えている動翼およびガ
スタービンに関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine and an improved rotor blade used in the gas turbine, and more particularly, a shank portion is formed between the rotor blade portion and the dovetail portion, and a cooling medium is provided therein. The present invention relates to a moving blade having a supply passage and a gas turbine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来、例えば発電装置などに採用されて
いるガスタービンは、一軸上にタービンと圧縮機とが配
置され、この圧縮機により圧縮された高圧力の空気を酸
化剤として燃焼器内で燃料を燃焼させ、発生した高温高
圧ガスによりタービンを駆動するように形成されてい
る。そして、タービン軸に結合された発電機により発電
するように形成されている。すなわち機械的なエネルギ
ーを電力エネルギーに変換するようになされている。2. Description of the Related Art Conventionally, a gas turbine used in, for example, a power generator has a turbine and a compressor arranged on one axis, and high-pressure air compressed by the compressor is used as an oxidizer in a combustor. It is formed so that the fuel is combusted in the above and the turbine is driven by the generated high temperature and high pressure gas. And, it is formed so as to generate electric power by a generator connected to the turbine shaft. That is, it is designed to convert mechanical energy into electric power energy.
【０００３】消費された燃料に対して得られる電力エネ
ルギーは、当然のことながら出来るだけ多い方が望まし
く、このためにはガスタービンの性能向上が重要で、ま
すますその要求が高まってきている。As a matter of course, it is desirable that the electric power energy obtained for the consumed fuel be as large as possible. For this purpose, it is important to improve the performance of the gas turbine, and the demand for it is increasing more and more.
【０００４】最近においては、ガスタービンの性能向上
を図る手段として作動ガスの高温高圧化が進められ、さ
らにガスタービン作動ガスの高温化を図かるとともに、
その高温排気ガスを利用した蒸気タービンシステムとの
コンバイドプラントによって、ガスタービンと蒸気ター
ビンとを含めた総合エネルギー変換効率向上を図るよう
にしたものも提案されている。Recently, as a means for improving the performance of a gas turbine, the working gas has been increased in temperature and pressure, and further the working temperature of the gas turbine has been increased.
It is also proposed that a combined plant with a steam turbine system using the high-temperature exhaust gas should improve the overall energy conversion efficiency of the gas turbine and the steam turbine.
【０００５】ガスタービン作動ガスの高温化は、その高
温部に用いられる使用材料によって制限されているのが
実情である。すなわちガス温度に起因する熱応力に耐え
得る材料能力によって制限されると云っても過言ではな
い。In reality, the temperature rise of the gas turbine working gas is limited by the materials used for the high temperature portion. That is, it is no exaggeration to say that it is limited by the material ability to withstand the thermal stress caused by the gas temperature.
【０００６】したがって作動ガス温度の高温化に際して
は、材料の開発が最も重要となるが、しかしながら要望
に応じた材料が簡単に開発できるわけではなく、現在に
おいては最も高温燃焼ガスに曝されるであろう翼の耐用
温度を満足させるために、翼を中空構造とし、かかる中
空部に冷却媒体を供給し内部から翼を冷却する方法が一
般に採られている。Therefore, in order to raise the temperature of the working gas, the development of materials is of the utmost importance. However, it is not easy to develop materials that meet the needs, and at present, they are exposed to the hottest combustion gases. In order to satisfy the service temperature of the blade, a method is generally adopted in which the blade has a hollow structure and a cooling medium is supplied to the hollow portion to cool the blade from the inside.
【０００７】具体的には、タービン翼の内部に１つある
いはそれ以上の通路を形成させ、冷却媒体、すなわち冷
却空気を通過させることによって翼を内部から冷却し、
翼の温度下げるようにしている。Specifically, one or more passages are formed inside the turbine blade to cool the blade from the inside by passing a cooling medium, that is, cooling air,
I try to lower the temperature of the wings.
【０００８】また比較的低温部分、例えば回転ディスク
やケーシングなどでも冷却することによって使用部材の
高級化をさけ、コスト上昇を防いでいる。Further, by cooling even a relatively low temperature portion, for example, a rotating disk or a casing, it is possible to prevent an expensive member from being used and prevent an increase in cost.
【０００９】これらの場合において重要なことは、ガス
タービンにおいてはこの冷却空気を圧縮機から抽気して
用いることが多く、したがって、冷却空気の多量の消費
はガスタービン効率の低下をきたすことになる。したが
って、より少ない空気量により効率良く冷却することが
必要となる。What is important in these cases is that the cooling air is often extracted from the compressor and used in the gas turbine, and therefore a large consumption of the cooling air causes a decrease in gas turbine efficiency. . Therefore, it is necessary to cool efficiently with a smaller amount of air.
【００１０】より高温のガスタービンを実現する為に
は、加工価格の上昇を抑えたうえで各部所の冷却性能を
改善し、供給する冷却空気量に対して冷却効果をさらに
良くすることが肝要である。In order to realize a higher temperature gas turbine, it is essential to suppress an increase in processing cost, improve the cooling performance of each part, and further improve the cooling effect with respect to the amount of cooling air supplied. Is.
【００１１】なお、このガスタービンに関連するものと
しては、特開昭４９−１０４０１６号公報が挙げられ
る。Incidentally, as a thing related to this gas turbine, there is JP-A-49-104016.
【００１２】[0012]
【発明が解決しようとする課題】これらの観点から従来
採用されているガスタービン動翼を見てみると、翼部本
体は比較的冷却効率の良い冷却構造が検討提案されてい
るものの、部分的には十分冷却出来ない部所がある。す
なわち例えばタービン動翼のプラットホームなどは少な
い量の冷却空気で冷却すること自体が難しく、充分な冷
却が出来ない嫌いがある。In view of the gas turbine rotor blades that have been conventionally adopted from these viewpoints, although a cooling structure with relatively high cooling efficiency has been studied and proposed for the blade body, it is partially There are some parts that cannot be cooled sufficiently. That is, for example, it is difficult to cool a turbine blade platform or the like with a small amount of cooling air, and there is a dislike that sufficient cooling cannot be performed.
【００１３】すなわちこの点について図面を用いもう少
し詳しく説明すると、図７はその動翼（２１）を斜視図
で示したものであり、また図８はその断面を示したもの
である。More specifically, this point will be described in more detail with reference to the drawings. FIG. 7 is a perspective view of the rotor blade ( 21 ), and FIG. 8 is a cross section thereof.
【００１４】図中２２が高温高圧のガスを直接受ける翼
部であり、この翼部はダブテール部２４により回転ディ
スクに保持されるわけであるが、この翼部とダブテール
部の間にはシャンク部２３およびタービン翼部の作動ガ
ス流路パスを形成するプラットホーム２５が設けられて
いる。In the figure, reference numeral 22 denotes a wing portion that directly receives high temperature and high pressure gas, and this wing portion is held on the rotating disk by the dovetail portion 24. The shank portion is provided between the wing portion and the dovetail portion. 23 and a platform 25 forming a working gas flow path of the turbine blade.
【００１５】また２６、２６ａ、２６ｂはシャンク部２
３とプラットホーム２５ａ、２５ｂにかこまれた窪であ
る。Reference numerals 26, 26a and 26b denote shank portions 2.
3 and the platform 25a and 25b.
【００１６】この窪２６、２６ａ、２６ｂはタービン回
転にともなう遠心力によりダブテール部２４にかかる応
力を低減することを目的にタービン重量を軽減するため
に設けられている。The recesses 26, 26a, 26b are provided to reduce the weight of the turbine for the purpose of reducing the stress applied to the dovetail portion 24 by the centrifugal force caused by the rotation of the turbine.
【００１７】２７はダブテール部２４、シャンク部２３
に設けられた冷却空気供給孔（冷却媒体供給路）であ
り、２８は翼部２２内に設けられ、冷却空気供給孔２７
に連通した冷却媒体流通路である。27 is a dovetail portion 24 and a shank portion 23.
Is a cooling air supply hole (cooling medium supply passage) provided in the blade portion 22, and a cooling air supply hole 27 is provided in the blade portion 22.
Is a cooling medium flow passage communicating with.
【００１８】冷却媒体の流通経路は、図９に示されてい
る。すなわちこの図は、タービン部を中心としたガスタ
ービンの部分断面図で、複数のタービン動翼２１は回転
ディスク２９にそのダブテール部部２４で結合保持さ
れ、燃焼器５０の燃焼ガスにより駆動される。The flow path of the cooling medium is shown in FIG. That is, this figure is a partial cross-sectional view of the gas turbine centering on the turbine portion, and the plurality of turbine rotor blades 21 are coupled and held to the rotating disk 29 by the dovetail portion 24, and are driven by the combustion gas of the combustor 50. .
【００１９】圧縮機３０より圧縮された高圧空気３１の
一部は抽気孔３２より抽気され、インジューサ３３より
回転ローター内の空洞３４に導かれ、さらにディスク２
９、２９ａの間からタービン側に供給されてシール空気
３７、冷却空気３８として利用される。A part of the high-pressure air 31 compressed by the compressor 30 is extracted from the extraction hole 32, guided by the inducer 33 into the cavity 34 in the rotary rotor, and further the disk 2
It is supplied to the turbine side from between 9 and 29a and used as sealing air 37 and cooling air 38.
【００２０】シール空気３７の一部は、タービン回転体
とタービン静止体とのシール空気３７ａとして使用さ
れ、高温ガスが作動ガス流路より漏れ出ることを防止す
るとともにタービンディスク２９、ダブテール部部２
４、シャンク部２３を冷却する。A part of the seal air 37 is used as a seal air 37a for the rotating body of the turbine and the stationary body of the turbine to prevent the high temperature gas from leaking out from the working gas flow path, and also the turbine disk 29 and the dovetail portion 2
4. Cool the shank portion 23.
【００２１】他の一部の空気３７ｂはタービンディスク
２９に組み込まれた隣合ったタービン翼シャンク部２３
の間よりシャンク部の窪み部２６、２６ａ、２６ｂ導か
れ、プラットホーム２５、２５ａ、２５ｂの下面を冷却
することによりプラットホームを所定の温度に保持する
とともに、隣合ったプラットホームの隙間よりガスパス
中に放出して高温ガスが漏れ出ることを防いでいる。The other part of the air 37b is contained in the turbine disk 29 and adjacent to the turbine blade shank portion 23.
Between the recesses 26, 26a, 26b of the shank portion, the lower surfaces of the platforms 25, 25a, 25b are cooled to maintain the platform at a predetermined temperature and discharge into the gas path through the gap between the adjacent platforms. This prevents high temperature gas from leaking out.
【００２２】タービン翼冷却空気３８は、ディスクに組
み込まれたタービン動翼２１の冷却空気供給孔２７より
冷却空気流４０として供給され、冷却空気流路（冷却媒
体流通路）２８を通過する際に高温燃焼ガスにさらされ
る翼部２２を冷却する。The turbine blade cooling air 38 is supplied as a cooling air flow 40 from the cooling air supply hole 27 of the turbine rotor blade 21 incorporated in the disk and passes through the cooling air flow passage (cooling medium flow passage) 28. Cool the vanes 22 exposed to the hot combustion gases.
【００２３】翼部を冷却した後の空気は翼先端４１ある
いは翼後縁４２などに設けられている開口部（図示省
略）から翼外側のガス流中に放出される。After cooling the blade, the air is discharged into the gas flow outside the blade from an opening (not shown) provided at the blade tip 41 or the blade trailing edge 42.
【００２４】このように形成された従来のガスタービン
動翼では高温化に対し、特にプラットホームの冷却が十
分にできない欠点がある。すなわち、タービン動翼のプ
ラットホームの冷却にはシール空気３７ｂを利用してい
るが、プラットホームの構造的制約、すなわちタービン
回転に伴う遠心応力を軽減することとガスパス流路を形
成するためにプラットホームを薄板状にしなければなら
ないため冷却がしにくいと云うことである。特にタービ
ン翼腹側のプラットホーム２５ａは、翼形状が弓型形状
になるために突き出し幅が長く、冷却が難しいのであ
る。The conventional gas turbine rotor blade thus formed has a drawback that the platform cannot be sufficiently cooled against high temperature. That is, although the seal air 37b is used for cooling the platform of the turbine blade, the platform is thin plate in order to reduce the structural constraint of the platform, that is, to reduce the centrifugal stress caused by the rotation of the turbine and to form the gas path flow path. It is difficult to cool because it must be shaped. In particular, the platform 25a on the ventral side of the turbine blade has a long protrusion width because the blade shape is an arched shape, which makes cooling difficult.
【００２５】ガスタービンの高温化に対してプラットホ
ームの冷却強化のためにシール空気量を増加する方法も
有るが、シール空気量の増加はガスタービン効率の低下
をきたし避ける必要がある。また図示説明を省略する
が、プラットホーム２５ａに翼冷却流路２８に通じる孔
を開けて冷却空気４０の一部を導き、プラットホームの
冷却強化冷却を図る方法も提案されているが製造コスト
の上昇を招き実用的ではない。There is also a method of increasing the amount of sealing air in order to strengthen the cooling of the platform with respect to the temperature rise of the gas turbine, but an increase in the amount of sealing air causes a decrease in gas turbine efficiency and must be avoided. Although not shown in the drawings, a method has also been proposed in which a hole communicating with the blade cooling flow path 28 is formed in the platform 25a to guide a part of the cooling air 40 to cool and strengthen the platform, but this increases the manufacturing cost. Invitation is not practical.
【００２６】このように翼部の冷却は難しく、またター
ビン翼の冷却空気には圧縮機からの抽気空気を使用する
ため、冷却空気消費量の増加はガスタービンとしての熱
効率を低下させる。As described above, it is difficult to cool the blade portion, and since the extracted air from the compressor is used as the cooling air for the turbine blade, an increase in the cooling air consumption lowers the thermal efficiency of the gas turbine.
【００２７】したがってガスタービンの冷却には少ない
空気量で効率良く冷却することが肝要であるが、この従
来のガスタービン翼冷却構造ではさらなる作動ガス温度
の高温化に対して冷却空気量を増加させて対処する必要
があり、これではガスタービン熱効率の改善効果が小さ
くなる嫌いがあった。Therefore, it is essential to cool the gas turbine efficiently with a small amount of air, but with this conventional gas turbine blade cooling structure, the amount of cooling air is increased as the working gas temperature further increases. It was necessary to deal with this, and there was a dislike of reducing the effect of improving the gas turbine thermal efficiency.
【００２８】本発明はこれに鑑みなされたもので、その
目的とするところは、特に冷却空気量を増大させること
なく構成簡単、かつ安価にして効果的に冷却することが
可能で、信頼性及び熱効率の高い高温ガスタービンおよ
びその動翼を提供するにある。The present invention has been made in view of the above, and its object is to make it possible to effectively cool with a simple structure and at a low cost without increasing the amount of cooling air. (EN) Provided are a high temperature gas turbine having high thermal efficiency and a moving blade thereof.
【００２９】[0029]
【課題を解決するための手段】すなわち本発明は動翼部
とダブテール部との間に冷却媒体供給路を有するシャン
ク部を備えているガスタービン動翼において、動翼のプ
ラットホームの側壁とシャンク部側壁との間に、プラッ
トホームとシャンク部とを熱的に結合する熱伝導手段を
設けるようになし所期の目的を達成するようにしたもの
である。That is, the present invention relates to a gas turbine rotor blade having a shank portion having a cooling medium supply passage between the rotor blade portion and the dovetail portion, wherein the side wall of the rotor blade platform and the shank portion are provided. The heat transfer means for thermally coupling the platform and the shank portion is provided between the side wall and the side wall to achieve the intended purpose.
【００３０】[0030]
【作用】すなわちこのように形成された動翼であると、
ガスタービンの駆動により高温作動ガスからプラットホ
ームに入る熱は、この熱伝導手段を介してシャンク部に
伝わり、シャンク部内の冷却供給孔を流れる冷却空気に
放出され、特に冷却空気の量を増大させることなくプラ
ットホームの冷却が強化され、したがって構成簡単、か
つ安価にして効果的に冷却することが可能で、信頼性及
び熱効率の高い高温ガスタービンを得ることができるの
である。[Operation] That is, if the rotor blade thus formed,
The heat that enters the platform from the hot working gas by driving the gas turbine is transmitted to the shank portion via this heat conduction means and is released to the cooling air flowing through the cooling supply hole in the shank portion, and particularly the amount of cooling air is increased. Therefore, the cooling of the platform is enhanced, and therefore, a high temperature gas turbine having high reliability and thermal efficiency, which can be effectively cooled with a simple structure and at a low cost, can be obtained.
【００３１】[0031]
【実施例】以下図示した実施例に基づいて本発明を詳細
に説明する。図１は、そのガスタービン動翼を斜視図で
示したものであり、前述した従来のガスタービン動翼と
同一部品には同一符号を附したのでその詳細な説明は省
略する。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS The present invention will be described in detail with reference to the illustrated embodiments. FIG. 1 is a perspective view of the gas turbine moving blade, and the same parts as those of the conventional gas turbine moving blade described above are denoted by the same reference numerals, and detailed description thereof will be omitted.
【００３２】大きく相違する点は、プラットホーム２５
の側壁とシャンク部２３の側壁との間に、プラットホー
ムとシャンク部とを熱的に結合する鍔２が設けられてい
ると云うことである。The major difference is that the platform 25
That is, the collar 2 for thermally coupling the platform and the shank portion is provided between the side wall of the shank portion and the side wall of the shank portion 23.
【００３３】勿論、この鍔２は熱伝導の良好な材質にて
形成される。一般には翼材料自体熱伝導が良いので、翼
１と同一材質を用い翼１と一体構造にすると、製作上の
工数の低減となりまた強度的にも堅牢なものとなり望ま
しいであろう。Of course, the collar 2 is made of a material having good heat conduction. In general, since the blade material itself has good heat conduction, it is desirable to use the same material as the blade 1 and to make it integral with the blade 1 because the man-hours for manufacturing are reduced and the strength is robust.
【００３４】また翼材料より熱伝導率のさらに良好な材
料により鍔２を構成すればプラットホームの冷却効果は
より助長される。If the collar 2 is made of a material having a better thermal conductivity than the blade material, the cooling effect of the platform is further promoted.
【００３５】なお、この動翼１のガスタービンとしての
使用方法は、従来と何ら変わるものでなく、またタービ
ンの冷却方法、それに冷却空気の供給方法なども従来の
ものと特に変わるものではない。The method of using the moving blade 1 as a gas turbine is not different from the conventional method, and the turbine cooling method and the cooling air supply method are not different from the conventional method.
【００３６】本発明の作用及び効果は、本発明構造によ
りガスタービンの駆動中必然的に生じる。すなわち、ガ
スタービンの駆動により高温作動ガス流からプラットホ
ーム２５、２５ａに入る熱は、その一部が鍔２、２ａ、
２ｂを伝導によりシャンク部２３に伝わり、さらにシャ
ンク部内の冷却供給孔２７ａ、２７ｂを流れるタービン
翼冷却空気４０に放出される。The actions and effects of the present invention are inevitably produced during operation of the gas turbine by the structure of the present invention. That is, part of the heat entering the platforms 25, 25a from the hot working gas flow due to the driving of the gas turbine is part of the collars 2, 2a,
2b is transmitted to the shank portion 23 by conduction, and is further discharged to the turbine blade cooling air 40 flowing through the cooling supply holes 27a and 27b in the shank portion.
【００３７】また他の一部は鍔２、２ａ、２ｂの表面よ
りシール空気３７ｂに放出される。すなわち鍔２、２
ａ、２ｂによりプラットホーム２５ａの冷却が強化さ
れ、プラットホーム２５ａの温度上昇を防止することが
できる。The other part is discharged to the sealing air 37b from the surfaces of the collars 2, 2a and 2b. That is, Tsuba 2, 2
The cooling of the platform 25a is strengthened by a and 2b, and the temperature rise of the platform 25a can be prevented.
【００３８】かかる本発明の効果を、計算により従来構
造と比較評価した。計算方法は、翼プラットホーム部と
シャンク部をモデル化し、境界条件を設定した差分法に
よる。翼プラットホーム近傍の形状は、プラットホーム
の厚み２ｍｍ突き出し長さ１５ｍｍ、翼部の肉厚み（翼
表面から冷却流路までの厚み）２ｍｍ、シャンク部部の
厚み（シャンク部窪からシャンク部内の冷却空気供給孔
までの厚み）３ｍｍとし、そのうえに本発明構造の場
合、鍔の形状はプラットホーム側に１３ｍｍシャンク部
側に２６ｍｍの厚み２ｍｍのほぼ三角形のプレートが、
１５ｍｍの間隔で２枚、翼と一体構造で設けられている
ものとした。The effect of the present invention was evaluated by comparison with the conventional structure by calculation. The calculation method is the difference method in which the wing platform and shank are modeled and the boundary conditions are set. The shape of the vicinity of the blade platform is the thickness of the platform 2 mm, the protruding length 15 mm, the wall thickness of the blade (thickness from the blade surface to the cooling flow path) 2 mm, the thickness of the shank portion (cooling air supply from the shank portion recess to the shank portion). (Thickness up to the hole) 3 mm, and in the case of the structure of the present invention, the shape of the flange is 13 mm on the platform side, 26 mm on the shank side, and a substantially triangular plate with a thickness of 2 mm,
Two blades were provided at an interval of 15 mm so as to be integrally formed with the blade.
【００３９】熱的境界条件は、主流ガス側をガス温度１
１００℃、熱伝達率１０００ｋｃａｌ／ｍ2ｈ℃、シャ
ンク部窪のシール空気側が空気温度３００℃、熱伝達率
３００ｋｃａｌ／ｍ2ｈ℃、シャンク部内冷却空気流路
の空気側が温度３００℃、熱伝達率１５００ｋｃａｌ／
ｍ2ｈ℃とし、さらに翼材の熱伝導率を２０ｋｃａｌ／
ｍｈ℃とした。The thermal boundary condition is that the gas temperature is 1 on the mainstream gas side.
100 ° C, heat transfer coefficient 1000 kcal / m 2 h ° C, seal air side of shank part recess air temperature 300 ° C, heat transfer coefficient 300 kcal / m 2 h ° C, air side of shank part cooling air flow path temperature 300 ° C, heat transfer Rate 1500 kcal /
m 2 h ° C., and the thermal conductivity of the blade material is 20 kcal /
It was set to mh ° C.
【００４０】図５および図６は、従来のタービン動翼の
プラットホーム部（図８のＤ部分）の温度分布計算結果
を示す。その最高温度は、プラットホーム２５ａの先端
で約８２７℃であった。FIGS. 5 and 6 show results of temperature distribution calculation of the platform portion (portion D in FIG. 8) of the conventional turbine rotor blade. The maximum temperature was about 827 ° C. at the tip of the platform 25a.
【００４１】図７は、本発明構造のプラットホーム部
（図２のＥ部分）の温度分布計算結果を示すものであ
る。その最高温度は、隣合った鍔２ａ、２ｂの中間に位
置するプラットホーム２５ａの先端で、約７７２℃であ
った。すなわち本発明構造によりプラットホームの温度
を最高温度点において５０℃以上低下させることができ
たのである。FIG. 7 shows the temperature distribution calculation result of the platform portion (E portion in FIG. 2) of the structure of the present invention. The maximum temperature was about 772 ° C. at the tip of the platform 25a located between the adjacent collars 2a and 2b. That is, the structure of the present invention could lower the platform temperature by 50 ° C. or more at the maximum temperature point.
【００４２】この効果は、鍔の厚み及び設置数により当
然異なる。しかし、鍔のいかなる設置仕様によってもプ
ラットホームの冷却強化作用が発揮されることは明らか
であり、ガスタービンの高温化に対処出来る。This effect naturally depends on the thickness of the collar and the number of installations. However, it is clear that the cooling strengthening effect of the platform is exhibited by any installation specifications of the tsuba, and it is possible to cope with the high temperature of the gas turbine.
【００４３】なお、上記タービン翼の構造寸法及び境界
条件などの計算条件はガスタービン仕様などにより異な
り、それにより計算評価結果も当然異なるが、ガスター
ビンいかなる仕様によっても本構造によりプラットホー
ムの冷却強化作用が発揮されることは明らかである。Note that the calculation conditions such as the structural dimensions and boundary conditions of the turbine blades differ depending on the gas turbine specifications, etc., and naturally the calculation evaluation results also differ. However, regardless of the specifications of the gas turbine, the cooling strengthening action of the platform can be achieved by this structure. Is clearly demonstrated.
【００４４】以上は、本発明の基本構造について説明し
た。本発明は、ガスタービンの規模、仕様及びタービン
翼形状、冷却構造により種々の適用例がある。すなわち
前記実施例（図１）には鍔２を２枚設置した構造例を示
したが、作動ガス温度の高温化の程度によりプラットホ
ームの冷却をより強化する必要がある場合には、鍔をそ
れ以上設置することが出来る。The basic structure of the present invention has been described above. The present invention has various application examples depending on the scale, specifications, turbine blade shape, and cooling structure of the gas turbine. That is, the above-mentioned embodiment (Fig. 1) shows an example of the structure in which two flanges 2 are installed. However, when it is necessary to further strengthen the cooling of the platform depending on the degree of increase in the working gas temperature, the collar is changed. The above can be installed.
【００４５】すなわち作動ガス温度の高温化の程度及び
タービン動翼の大きさなどにより鍔の設置数を調整可能
である。また前記実施例では鍔をタービン動翼の腹側位
置のプラットホームに設置した場合を図示しが、タービ
ン動翼の背側位置のプラットホームに設置してもよい。That is, the number of flanges to be installed can be adjusted according to the degree of increase in working gas temperature and the size of turbine blades. Further, in the above-mentioned embodiment, the case where the brim is installed on the platform at the ventral side of the turbine rotor blade is shown, but it may be installed on the platform at the back side of the turbine rotor blade.
【００４６】なお、本発明は、タービン翼部の冷却構造
に制限を与えるものではなく、またタービン翼部の冷却
構造により本発明の適用の制限を受けるものではない。
更に圧縮機の抽気空気をタービン動翼の冷却のために導
く供給経路及び供給方法についてもその設計思想によっ
て種々考えられるが、同様に本発明の適用に制限を与え
るものではない。また、冷却媒体を空気として本発明の
実施例を説明したが、蒸気等ほかの媒体を用いているガ
スタービンでも適用可能なことは当然のことである。The present invention does not limit the cooling structure of the turbine blade, and the cooling structure of the turbine blade does not limit the application of the present invention.
Further, there are various conceivable supply paths and supply methods for guiding the bleed air of the compressor for cooling the turbine rotor blades, depending on the design concept thereof, but similarly, the application of the present invention is not limited. Further, although the embodiment of the present invention has been described by using the cooling medium as air, it goes without saying that the present invention is also applicable to a gas turbine using other medium such as steam.
【００４７】なお、以上の説明では鍔を形成するにあた
り、平板状の鍔を複数個設けるようにしたが、この鍔は
常にこのように平板状でなければならないわけではな
く、棒状であってもよいであろうし、また特に次のよう
に形成すると有効であろう。In the above description, a plurality of flat-plate-shaped flanges are provided in forming the flange, but this flange is not always required to be flat-shaped like this, and even if it is rod-shaped. It would be good, and it would be particularly effective if formed as follows.
【００４８】すなわち鍔の厚みを、シャンク部の側壁お
よびプラットホームの側壁に近づくに従い大きくなるよ
うに形成するのである。That is, the thickness of the brim is formed so as to increase toward the side wall of the shank portion and the side wall of the platform.
【００４９】このような鍔であると、鍔の材料少なくし
て、すなわち翼の重量をそれほど増すことなく有効に熱
伝達が可能であり、プラットホーム部の温度を下げるこ
とができるであろう。With such a tsuba, it is possible to reduce the material of the tsuba, that is, to effectively transfer heat without significantly increasing the weight of the blade, and to lower the temperature of the platform.
【００５０】[0050]
【発明の効果】以上説明してきたように本発明は、プラ
ットホームの側壁とシャンク部側壁との間に、プラット
ホームとシャンク部とを熱的に結合する熱伝導手段を設
けたので、プラットホーム部の熱は、この熱伝導手段を
介してシャンク部に伝わり、シャンク部内の冷却媒体供
給路を流れる冷却空気に放出され、特に冷却空気の量を
増大させることなくプラットホームの冷却が強化され、
したがって構成簡単、かつ安価にして効果的に冷却する
ことが可能で、信頼性及び熱効率の高いガスタービン動
翼を得ることができる。As described above, according to the present invention, the heat conduction means for thermally coupling the platform and the shank portion is provided between the side wall of the platform and the side wall of the shank portion. Is transmitted to the shank portion via this heat conducting means and is discharged to the cooling air flowing through the cooling medium supply passage in the shank portion, and the cooling of the platform is enhanced without increasing the amount of cooling air,
Therefore, it is possible to obtain a gas turbine moving blade having a simple structure, low cost, and effective cooling, and high reliability and high thermal efficiency.
【図１】本発明のガスタービン動翼の一実施例を示す斜
視図である。FIG. 1 is a perspective view showing an embodiment of a gas turbine blade of the present invention.
【図２】図１のＢ−Ｂ線に沿う縦断側面図である。FIG. 2 is a vertical sectional side view taken along the line BB of FIG.
【図３】図２のＣ−Ｃ線に沿う断面図である。3 is a cross-sectional view taken along the line CC of FIG.
【図４】従来のガスタービン動翼プラットホーム部の温
度分布を示すプラットホーム部の縦断側面図である。FIG. 4 is a vertical cross-sectional side view of a platform section showing a temperature distribution of a conventional gas turbine rotor blade platform section.
【図５】本発明のガスタービン動翼プラットホーム部の
温度分布を示すプラットホーム部の縦断側面図である。FIG. 5 is a vertical cross-sectional side view of the platform section showing the temperature distribution of the gas turbine blade platform section of the present invention.
【図６】図５の正面図である。FIG. 6 is a front view of FIG.
【図７】従来のガスタービン動翼の斜視図である。FIG. 7 is a perspective view of a conventional gas turbine rotor blade.
【図８】図８のＡ−Ａ線に沿う縦断側面図である。8 is a vertical cross-sectional side view taken along the line AA of FIG.
【図９】ガスタービンの冷却空気供給系統の例を示すガ
スタービン要部縦断側面図である。FIG. 9 is a vertical cross-sectional side view of a main part of a gas turbine showing an example of a cooling air supply system of the gas turbine.
【符号の説明】１ …ガスタービン動翼、２、２ａ、２ｂ…鍔（熱伝導手
段）、２１…ガスタービン動翼、２２…タービン翼部、
２３…シャンク部、２４…ダブテール部、２５、２５
ａ、２５ｂ…プラットホーム、２６、２６ａ、２６ｂ…
窪、２７…冷却空気供給孔、２８…冷却空気通路、２９
…タービンディスク、３０…圧縮機、３１…圧縮空気、
３２…抽気孔、３３…インジューサー、３４…空洞、３
５…抽気空気、３６…空気流、３７、２７ａ、２７ｂ…
シール空気、３８…冷却空気、３９…間隙、４０…冷却
空気流、４１…タービン翼先端、４１…タービン翼後
縁。[Explanation of Codes] 1 ... Gas turbine moving blade, 2, 2a, 2b ... Tsuba (heat conduction means), 21 ... Gas turbine moving blade, 22 ... Turbine blade portion,
23 ... Shank part, 24 ... Dovetail part, 25, 25
a, 25b ... Platform, 26, 26a, 26b ...
Cavity, 27 ... Cooling air supply hole, 28 ... Cooling air passage, 29
... turbine disk, 30 ... compressor, 31 ... compressed air,
32 ... bleed hole, 33 ... inducer, 34 ... cavity, 3
5 ... Bleed air, 36 ... Air flow, 37, 27a, 27b ...
Seal air, 38 ... Cooling air, 39 ... Gap, 40 ... Cooling air flow, 41 ... Turbine blade tip, 41 ... Turbine blade trailing edge.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 野田 雅美 茨城県土浦市神立町502番地 株式会社日 立製作所機械研究所内 (72)発明者 松本 学 茨城県土浦市神立町502番地 株式会社日 立製作所機械研究所内 (72)発明者 竹原 勲 茨城県日立市幸町三丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (72) Inventor Masami Noda 502 Jinritsu-cho, Tsuchiura-shi, Ibaraki Prefecture Hiritsu Manufacturing Co., Ltd.Mechanical Research Laboratory (72) Manabu Matsumoto 502 Jin-tachi-cho, Tsuchiura-shi, Ibaraki Hiritsu Manufacturing Co., Ltd. Mechanical Research Laboratory (72) Inventor Isao Takehara 3-1-1, Saiwaicho, Hitachi-shi, Ibaraki Hitachi Ltd. Hitachi factory
Claims (8)
路を備えている動翼部と、 該動翼部を回転ディスクに保持するダブテール部と、 前記動翼部と前記ダブテール部との間に形成され、内部
が前記翼部の冷却媒体流通路に連通する冷却媒体供給路
を有するシャンク部と、 該シャンク部と前記動翼の間に形成され、かつタービン
作動ガス流路壁を形成しているプラットホームと、を備
えているガスタービン動翼において、 前記プラットホームの側壁と前記シャンク部側壁との間
に、前記プラットホームとシャンク部とを熱的に結合す
る熱伝導手段を設けたことを特徴とするガスタービン動
翼。1. A moving blade portion having a cooling medium flow passage through which a cooling medium flows, a dovetail portion holding the moving blade portion on a rotating disk, and a portion between the moving blade portion and the dovetail portion. A shank portion having a cooling medium supply passage communicating with a cooling medium flow passage of the blade portion, and a turbine working gas passage wall formed between the shank portion and the moving blade. A gas turbine rotor blade including a platform, and a heat conduction unit that thermally couples the platform and the shank portion between the side wall of the platform and the side wall of the shank portion. And a gas turbine rotor blade.
路を備えている動翼部と、 該動翼部を回転ディスクに保持するダブテール部と、 前記動翼部と前記ダブテール部との間に形成され、内部
が前記翼部の冷却媒体流通路に連通する冷却媒体供給路
を有するシャンク部と、 該シャンク部と前記動翼との間に形成され、かつタービ
ン作動ガス流路壁を形成しているプラットホームと、を
備えているガスタービン動翼において、 前記プラットホームの側壁と前記シャンク部側壁との間
に、前記プラットホームの熱をシャンク部に伝導する熱
伝導手段を設けたことを特徴とするガスタービン動翼。2. A moving blade portion having a cooling medium flow passage through which a cooling medium flows, a dovetail portion holding the moving blade portion on a rotating disk, and a portion between the moving blade portion and the dovetail portion. A shank portion having a cooling medium supply passage communicating with the cooling medium flow passage of the blade portion, and a turbine working gas passage wall formed between the shank portion and the moving blade. In the gas turbine rotor blade including the platform, the heat conduction means for conducting the heat of the platform to the shank portion is provided between the side wall of the platform and the side wall of the shank portion. Gas turbine rotor blade.
びプラットホームの材質より熱伝導の良い材質にて形成
してなる請求項１若しくは２記載のガスタービンの動
翼。3. The moving blade of a gas turbine according to claim 1, wherein the heat conducting means is made of a material having better heat conduction than the materials of the shank portion and the platform.
路を備えている動翼部と、 該動翼部を回転ディスクに保持するダブテール部と、 前記動翼部と前記ダブテール部との間に形成され、内部
が前記翼部の冷却媒体流通路に連通する冷却媒体供給路
を有するシャンク部と、 該シャンク部と前記動翼の間に形成され、タービン作動
ガス流路壁を形成しているプラットホームと、を備えて
いるガスタービン動翼において、 前記プラットホームのダブテール側の側壁と前記シャン
ク部側壁との間に、前記プラットホームの熱をシャンク
部に伝導する良伝熱性の鍔を設けたことを特徴とするガ
スタービン動翼。4. A moving blade portion having a cooling medium flow passage through which a cooling medium flows, a dovetail portion holding the moving blade portion on a rotating disk, and a portion between the moving blade portion and the dovetail portion. A shank portion having a cooling medium supply passage communicating with a cooling medium flow passage of the blade portion, and a turbine working gas passage wall formed between the shank portion and the moving blade. In a gas turbine rotor blade having a platform, a flange having good heat conductivity for transmitting heat of the platform to a shank portion is provided between a side wall of the platform on the dovetail side and a side wall of the shank portion. Gas turbine moving blade characterized by.
トホームの材質より熱伝導の良い材質にて形成してなる
請求項４記載のガスタービンの動翼。5. The moving blade of a gas turbine according to claim 4, wherein the collar is made of a material having higher heat conductivity than the materials of the shank portion and the platform.
とともに、翼部と一体に形成してなる請求項４記載のガ
スタービン動翼。6. The gas turbine rotor blade according to claim 4, wherein the flange is made of the same material as that of the blade portion and is integrally formed with the blade portion.
およびプラットホームの側壁に近づくに従い大きくなる
ように形成してなる請求項４、５若しくは６記載のガス
タービン動翼。7. The gas turbine rotor blade according to claim 4, wherein the thickness of the flange is formed so as to increase toward the side wall of the shank portion and the side wall of the platform.
路を備えている動翼部と、 該動翼部を回転ディスクに保持するダブテール部と、 前記動翼部と前記ダブテール部との間に形成され、内部
が前記翼部の冷却媒体流通路に連通する冷却媒体供給路
を有するシャンク部と、 該シャンク部と前記動翼の間に形成され、タービン作動
ガス流路壁を形成しているプラットホームと、を備えて
いるガスタービンにおいて、 前記プラットホームの側壁と前記シャンク部側壁の間
に、前記プラットホームとシャンク部とを熱的に結合す
る熱伝導手段を設けたことを特徴とするガスタービン。8. A moving blade portion having a cooling medium flow passage through which a cooling medium flows, a dovetail portion holding the moving blade portion on a rotating disk, and a portion between the moving blade portion and the dovetail portion. A shank portion having a cooling medium supply passage communicating with a cooling medium flow passage of the blade portion, and a turbine working gas passage wall formed between the shank portion and the moving blade. A gas turbine having a platform, and a heat conduction means for thermally coupling the platform and the shank portion between the side wall of the platform and the side wall of the shank portion. .
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|---|---|---|---|
| JP33548893A JP3502133B2 (en) | 1993-12-28 | 1993-12-28 | Gas turbine and its rotor blade |
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|---|---|---|---|
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ID=18289140
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| JP33548893A Expired - Lifetime JP3502133B2 (en) | 1993-12-28 | 1993-12-28 | Gas turbine and its rotor blade |
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| JP3502133B2 (en) | 2004-03-02 |
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