JPH09195706A - ガスタービン - Google Patents
ガスタービンInfo
- Publication number
- JPH09195706A JPH09195706A JP835496A JP835496A JPH09195706A JP H09195706 A JPH09195706 A JP H09195706A JP 835496 A JP835496 A JP 835496A JP 835496 A JP835496 A JP 835496A JP H09195706 A JPH09195706 A JP H09195706A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine
- cooling
- cooling air
- blade
- line
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 従来のガスタービンは、起動、定格、及び停
止を通して冷却空気を翼部に供給して高熱から保護して
いるが、停止時にも冷却空気が供給されると、翼部とプ
ラットホーム部との温度差が大きくなり、熱応力が発生
して翼の寿命を短かくするという問題がある。本発明は
このような問題点を解消し、このような熱応力の発生を
抑制し、翼寿命の向上を図るものを提供することを課題
とする。 【解決手段】 圧縮機の空気を冷却空気としてタービン
へ供給する冷却系統に、ガスタービン停止時にタービン
への冷却空気の供給を制限する手段を設け、タービン停
止時に冷却空気の供給を制限することによりタービン翼
の翼部とプラットホーム部の温度差を小さくして熱応力
の発生を減少させ、以って翼の寿命を向上させるように
した。
止を通して冷却空気を翼部に供給して高熱から保護して
いるが、停止時にも冷却空気が供給されると、翼部とプ
ラットホーム部との温度差が大きくなり、熱応力が発生
して翼の寿命を短かくするという問題がある。本発明は
このような問題点を解消し、このような熱応力の発生を
抑制し、翼寿命の向上を図るものを提供することを課題
とする。 【解決手段】 圧縮機の空気を冷却空気としてタービン
へ供給する冷却系統に、ガスタービン停止時にタービン
への冷却空気の供給を制限する手段を設け、タービン停
止時に冷却空気の供給を制限することによりタービン翼
の翼部とプラットホーム部の温度差を小さくして熱応力
の発生を減少させ、以って翼の寿命を向上させるように
した。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は翼の寿命向上を配慮
したガスタービンに関する。
したガスタービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のガスタービンにおける冷却系統
は、定格時のタービン翼のメタル温度を低減するため
に、図２に示すように、圧縮機２０１から空気を取り出
し、冷却系統配管ライン２０４を介してタービン２０２
部に空気を取り入れ、タービン翼を冷却している。そし
て、この冷却空気の取り入れは、起動・定格運転・及び
停止の全運転範囲に亘って行われているものである。
は、定格時のタービン翼のメタル温度を低減するため
に、図２に示すように、圧縮機２０１から空気を取り出
し、冷却系統配管ライン２０４を介してタービン２０２
部に空気を取り入れ、タービン翼を冷却している。そし
て、この冷却空気の取り入れは、起動・定格運転・及び
停止の全運転範囲に亘って行われているものである。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】前記したように、通常
タービン翼の冷却空気の取り入れは、全運転範囲に亘っ
て行われている。この冷却空気は、高温ガス環境下で使
用されるタービン翼の強度確保のためには必要不可欠の
ものであるが、一方で高温ガスと冷却空気の両面から熱
負荷を受け、タービン翼の熱応力を発生させ、タービン
翼の寿命を低下させている。
タービン翼の冷却空気の取り入れは、全運転範囲に亘っ
て行われている。この冷却空気は、高温ガス環境下で使
用されるタービン翼の強度確保のためには必要不可欠の
ものであるが、一方で高温ガスと冷却空気の両面から熱
負荷を受け、タービン翼の熱応力を発生させ、タービン
翼の寿命を低下させている。
【０００４】特に、ガスタービン停止時においては、定
格運転時に高温となっている翼メタル温度が、運転停止
に伴い比較的低いガス温度及び冷却空気によって冷却さ
れるため、熱衝撃による高い熱応力が翼部に負荷され
る。
格運転時に高温となっている翼メタル温度が、運転停止
に伴い比較的低いガス温度及び冷却空気によって冷却さ
れるため、熱衝撃による高い熱応力が翼部に負荷され
る。
【０００５】熱応力発生の要因としては、図３に示す動
翼を一例とすると、動翼を構成する翼部３０１と、プラ
ットホーム部３０２の熱容量と冷却速度の違いによる温
度差により、翼部３０１の収縮が拘束される事による。
つまり、翼部３０１の板厚３０６は薄く、プラットホー
ム部３０２は厚肉３０７であり、定格時に蓄えられる熱
量がプラットホーム部３０２が多い。
翼を一例とすると、動翼を構成する翼部３０１と、プラ
ットホーム部３０２の熱容量と冷却速度の違いによる温
度差により、翼部３０１の収縮が拘束される事による。
つまり、翼部３０１の板厚３０６は薄く、プラットホー
ム部３０２は厚肉３０７であり、定格時に蓄えられる熱
量がプラットホーム部３０２が多い。
【０００６】一方、冷却についても翼部３０１は、ガス
にさらされている面、冷却されている面の比較的大きな
冷却通路面３０５で冷却空気３０４にさらされる。これ
に対しプラットホーム３０２の面は、冷却される面積が
小さいため、冷却速度においてもプラットホーム部３０
２の温度は高くなりがちである。
にさらされている面、冷却されている面の比較的大きな
冷却通路面３０５で冷却空気３０４にさらされる。これ
に対しプラットホーム３０２の面は、冷却される面積が
小さいため、冷却速度においてもプラットホーム部３０
２の温度は高くなりがちである。
【０００７】実際、定格運転時に、翼部３０１とプラッ
トホーム部３０２の温度差が数１０℃に対し、停止過程
においてはその温度差が、数１００℃オーダーとなる。
このように定格運転時に比べ停止時に大きな温度差が生
じ、熱応力が発生する。
トホーム部３０２の温度差が数１０℃に対し、停止過程
においてはその温度差が、数１００℃オーダーとなる。
このように定格運転時に比べ停止時に大きな温度差が生
じ、熱応力が発生する。
【０００８】本発明はこのような熱応力の発生を抑制
し、翼の寿命の向上を図るようにしたものを提供するこ
とを課題とするものである。
し、翼の寿命の向上を図るようにしたものを提供するこ
とを課題とするものである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は、前記課題を解
決するべくなされたもので、圧縮機からの空気を冷却空
気としてタービンへ供給する冷却系統を有するガスター
ビンにおいて、同冷却系統に、ガスタービン停止時にタ
ービンへの冷却空気の供給を制限する手段を設けたガス
タービンを提供し、この制限手段によりガスタービン停
止時にタービンへの冷却空気の供給を制限することによ
り、タービン翼部の冷却速度を遅延させ、同タービン翼
部とプラットホーム部との温度差を小さくし熱応力を低
減させてタービン翼の寿命向上をはかるものである。
決するべくなされたもので、圧縮機からの空気を冷却空
気としてタービンへ供給する冷却系統を有するガスター
ビンにおいて、同冷却系統に、ガスタービン停止時にタ
ービンへの冷却空気の供給を制限する手段を設けたガス
タービンを提供し、この制限手段によりガスタービン停
止時にタービンへの冷却空気の供給を制限することによ
り、タービン翼部の冷却速度を遅延させ、同タービン翼
部とプラットホーム部との温度差を小さくし熱応力を低
減させてタービン翼の寿命向上をはかるものである。
【００１０】また、本発明は、前記タービンへの冷却空
気の供給を制限する手段を、冷却空気を系統外に放出さ
せるバイパス手段で構成したガスタービンを提供し、ガ
スタービン停止時に、冷却空気を系統外にバイパスさせ
てタービン翼への供給を規制することにより、タービン
翼部の冷却速度を遅延させ、タービン翼とプラットホー
ムとの温度差を小さくし、これにより熱応力を低減させ
てタービン翼の寿命向上を図るものである。
気の供給を制限する手段を、冷却空気を系統外に放出さ
せるバイパス手段で構成したガスタービンを提供し、ガ
スタービン停止時に、冷却空気を系統外にバイパスさせ
てタービン翼への供給を規制することにより、タービン
翼部の冷却速度を遅延させ、タービン翼とプラットホー
ムとの温度差を小さくし、これにより熱応力を低減させ
てタービン翼の寿命向上を図るものである。
【００１１】
【発明の実施の形態】本発明の実施の一形態を図１に基
づいて説明する。
づいて説明する。
【００１２】１０１は圧縮機、１０２は同圧縮機１０１
と機械的に結合されたタービン、１０３は後流に設けた
排気ダクトである。１０４は冷却系統ラインで、圧縮機
１０１とタービン１０２とを連絡している。
と機械的に結合されたタービン、１０３は後流に設けた
排気ダクトである。１０４は冷却系統ラインで、圧縮機
１０１とタービン１０２とを連絡している。
【００１３】１０５は切換弁で、前記冷却系統ライン１
０４に配設されている。１０６はバイパスラインで、切
換弁１０５により冷却系統ラインに連通可能に配置さ
れ、排気ダクト１０３に通じている。１０７はタービン
１０２と排気ダクト１０３を連通する排気ラインであ
る。
０４に配設されている。１０６はバイパスラインで、切
換弁１０５により冷却系統ラインに連通可能に配置さ
れ、排気ダクト１０３に通じている。１０７はタービン
１０２と排気ダクト１０３を連通する排気ラインであ
る。
【００１４】いま、タービン１０２の起動、定格時に
は、圧縮機１０１から取り出した冷却空気は、切換弁１
０５が定常位置にあることにより、冷却系統ライン１０
４を経てタービン１０２へ供給される。そして、タービ
ン１０２を冷却し、排気ライン１０７を経て排気ダクト
１０３から系外へ排出される。
は、圧縮機１０１から取り出した冷却空気は、切換弁１
０５が定常位置にあることにより、冷却系統ライン１０
４を経てタービン１０２へ供給される。そして、タービ
ン１０２を冷却し、排気ライン１０７を経て排気ダクト
１０３から系外へ排出される。
【００１５】一方、タービン１０２の停止時には、切換
弁１０５を切換えて冷却空気を冷却系統ライン１０４か
らバイパスライン１０６へバイパスし、排気ダクト１０
３を経て系外へ排出する。
弁１０５を切換えて冷却空気を冷却系統ライン１０４か
らバイパスライン１０６へバイパスし、排気ダクト１０
３を経て系外へ排出する。
【００１６】これによりタービン１０２の停止時には冷
却空気がタービン１０２へ供給されないので、タービン
１０２の図面で省略した翼部の冷却速度が遅延する。な
お、翼部と共に図面で省略したプラットホーム部も冷却
速度が遅延することになるが、両者の遅延効果は冷却面
積の大きい翼部の方が大きく、この結果、両者の温度差
が小さくできるので熱応力の低減が図れ、タービン翼の
寿命が向上する。
却空気がタービン１０２へ供給されないので、タービン
１０２の図面で省略した翼部の冷却速度が遅延する。な
お、翼部と共に図面で省略したプラットホーム部も冷却
速度が遅延することになるが、両者の遅延効果は冷却面
積の大きい翼部の方が大きく、この結果、両者の温度差
が小さくできるので熱応力の低減が図れ、タービン翼の
寿命が向上する。
【００１７】経験によれば、このバイパスライン１０６
の採用によりタービン翼に生ずる翼部とプラットホーム
部との温度差を約３０％低減させることができ、熱応力
も約２０％減少させることができる。
の採用によりタービン翼に生ずる翼部とプラットホーム
部との温度差を約３０％低減させることができ、熱応力
も約２０％減少させることができる。
【００１８】以上、本発明を図示の実施の形態について
説明したが、本発明はかかる実施の形態に限定されず、
本発明の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えて
よいことはいうまでもない。
説明したが、本発明はかかる実施の形態に限定されず、
本発明の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えて
よいことはいうまでもない。
【００１９】
【発明の効果】以上、本発明によれば、タービンの停止
時にタービンへ供給される冷却空気を制限することによ
りタービン翼の翼部とプラットホーム部との温度差を小
さくして熱応力の発生を抑制するので、タービン翼の寿
命を数倍に延ばすことができたものである。
時にタービンへ供給される冷却空気を制限することによ
りタービン翼の翼部とプラットホーム部との温度差を小
さくして熱応力の発生を抑制するので、タービン翼の寿
命を数倍に延ばすことができたものである。
【００２０】また、請求項２の発明によれば、この冷却
空気の制限は、タービン翼への冷却空気の供給をバイパ
スさせることにより行うものであり、簡単な構成で確実
にタービン翼への冷却空気の供給を規制し、熱応力の発
生を抑制、減少して、タービン翼の寿命の向上を図るこ
とができたものである。
空気の制限は、タービン翼への冷却空気の供給をバイパ
スさせることにより行うものであり、簡単な構成で確実
にタービン翼への冷却空気の供給を規制し、熱応力の発
生を抑制、減少して、タービン翼の寿命の向上を図るこ
とができたものである。
【図１】本発明の実施の一形態に係るタービンの冷却系
統を示す系統図。
統を示す系統図。
【図２】従来のタービン冷却系統を示す系統図。
【図３】タービン動翼の概要を示し、（ａ）は正面を、
（ｂ）はＢ−Ｂ断面を、（ｃ）はＣ−Ｃ断面を示す説明
図。
（ｂ）はＢ−Ｂ断面を、（ｃ）はＣ−Ｃ断面を示す説明
図。
１０１ 圧縮機 １０２ タービン １０３ 排気ダクト １０４ 冷却系統ライン １０５ 切換弁 １０６ バイパスライン １０７ 排気ライン
Claims (2)
- 【請求項１】 圧縮機からの空気を冷却空気としてター
ビンへ供給する冷却系統を有するガスタービンにおい
て、同冷却系統に、ガスタービン停止時にタービンへの
冷却空気の供給を制限する手段を設けたことを特徴とす
るガスタービン。 - 【請求項２】 前記タービンへの冷却空気の供給を制限
する手段を、冷却空気を系統外に放出させるバイパス手
段で構成したことを特徴とする請求項１に記載のガスタ
ービン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP835496A JPH09195706A (ja) | 1996-01-22 | 1996-01-22 | ガスタービン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP835496A JPH09195706A (ja) | 1996-01-22 | 1996-01-22 | ガスタービン |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09195706A true JPH09195706A (ja) | 1997-07-29 |
Family
ID=11690900
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP835496A Withdrawn JPH09195706A (ja) | 1996-01-22 | 1996-01-22 | ガスタービン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09195706A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001234703A (ja) * | 2000-02-23 | 2001-08-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼 |
| JP2013227978A (ja) * | 2012-04-25 | 2013-11-07 | General Electric Co <Ge> | 発電システムにおけるタービンエンジンを再調整するためのシステム及び方法 |
| CN110195642A (zh) * | 2018-02-27 | 2019-09-03 | 通用汽车环球科技运作有限责任公司 | 涡轮增压器的涡轮翼片和压缩机 |
| CN110792507A (zh) * | 2018-08-01 | 2020-02-14 | 通用汽车环球科技运作有限责任公司 | 具有集成冷却风扇的涡轮增压器轴 |
-
1996
- 1996-01-22 JP JP835496A patent/JPH09195706A/ja not_active Withdrawn
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001234703A (ja) * | 2000-02-23 | 2001-08-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼 |
| JP2013227978A (ja) * | 2012-04-25 | 2013-11-07 | General Electric Co <Ge> | 発電システムにおけるタービンエンジンを再調整するためのシステム及び方法 |
| EP2657450A3 (en) * | 2012-04-25 | 2017-09-13 | General Electric Company | System and method for reconditioning turbine engines in power generation systems |
| CN110195642A (zh) * | 2018-02-27 | 2019-09-03 | 通用汽车环球科技运作有限责任公司 | 涡轮增压器的涡轮翼片和压缩机 |
| CN110792507A (zh) * | 2018-08-01 | 2020-02-14 | 通用汽车环球科技运作有限责任公司 | 具有集成冷却风扇的涡轮增压器轴 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5048288A (en) | Combined turbine stator cooling and turbine tip clearance control | |
| EP1923539B1 (en) | Gas turbine with active tip clearance control | |
| RU2179245C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с системой воздушного охлаждения лопаток турбины и способ охлаждения полой профильной части лопатки | |
| JP3486191B2 (ja) | 冷却流体を二重に供給するプラットフォームキャビティを有するタービン・ベーン | |
| US7434402B2 (en) | System for actively controlling compressor clearances | |
| US6902371B2 (en) | Internal low pressure turbine case cooling | |
| JPS6363721B2 (ja) | ||
| US10844730B2 (en) | Centrifugal airfoil cooling modulation | |
| JP2001107704A (ja) | 冷却可能なエアフォイル及び冷却回路及び壁の冷却方法 | |
| US20110229306A1 (en) | Rotor blade tip clearance control | |
| US20040219011A1 (en) | High pressure turbine elastic clearance control system and method | |
| JPS62182444A (ja) | ガスタ−ビン冷却空気制御方法及び装置 | |
| JPS61237802A (ja) | 蒸気タ−ビンの暖機方法 | |
| US5127795A (en) | Stator having selectively applied thermal conductivity coating | |
| US5738489A (en) | Cooled turbine blade platform | |
| JP2001152804A (ja) | ガスタービン設備及びタービン翼 | |
| US7246996B2 (en) | Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances | |
| US20030167773A1 (en) | Method for operating a turbine | |
| JPH09195706A (ja) | ガスタービン | |
| US20130142665A1 (en) | Hybrid vapor and film cooled turbine blade | |
| JP2002534628A (ja) | 燃焼タービンの冷却方法 | |
| JPH0133766Y2 (ja) | ||
| JP3865147B2 (ja) | 高温腐食の抑制されたガスタービン部品及び高温腐食の抑制方法 | |
| JP5704564B2 (ja) | ガスタービン及びガスタービン冷却方法 | |
| JPS61187538A (ja) | ガスタ−ビンの冷却空気制御方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20030401 |