JPH1026003A - Gas turbine stationary blade and gas turbine - Google Patents
Gas turbine stationary blade and gas turbineInfo
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- JPH1026003A JPH1026003A JP17920896A JP17920896A JPH1026003A JP H1026003 A JPH1026003 A JP H1026003A JP 17920896 A JP17920896 A JP 17920896A JP 17920896 A JP17920896 A JP 17920896A JP H1026003 A JPH1026003 A JP H1026003A
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- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
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- F05B2240/80—Platforms for stationary or moving blades
- F05B2240/801—Platforms for stationary or moving blades cooled platforms
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンおよ
びその静翼の改良に係り、特に静翼が翼内部を流通する
空気および蒸気にて冷却されるように形成されている静
翼の改良に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an improvement of a gas turbine and a stationary blade thereof, and more particularly to an improvement of a stationary blade formed such that the stationary blade is cooled by air and steam flowing inside the blade. Things.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来一般に採用されているガスタービン
は、タービンに結合された圧縮機を備え、そして圧縮機
により圧縮された高圧力の空気を酸化剤として燃料を燃
焼させ、発生する高温高圧ガスによりタービンを駆動
し、例えば電力等のエネルギーに変換するいわゆる自立
式のエネルギー変換装置である。2. Description of the Related Art A gas turbine generally used in the related art includes a compressor coupled to the turbine, and generates high-temperature and high-pressure gas generated by burning fuel using high-pressure air compressed by the compressor as an oxidant. This is a so-called self-contained energy conversion device that drives a turbine by means of the converter and converts the energy into energy such as electric power.
【０００３】この場合、消費燃料に対する電気エネルギ
ーの変換効率は、ガスタービンに依存されるといっても
過言ではなく、従来からガスタービンの性能向上が望ま
れていた。その性能向上の一つの手段として現在では作
動ガスの高温高圧化が勧められている。さらにはガスタ
ービンの高温の排ガスを利用した排熱回収ボイラによる
蒸気タービンシステムとのコンバインドプラントによっ
て、ガスタービンと蒸気タービンとを含めた総合エネル
ギー変換効率向上方法も提案されている。In this case, it is no exaggeration to say that the conversion efficiency of electric energy to consumed fuel depends on the gas turbine, and it has conventionally been desired to improve the performance of the gas turbine. At present, it is recommended to increase the working gas temperature and pressure as one means of improving the performance. Furthermore, a method of improving the total energy conversion efficiency including a gas turbine and a steam turbine by using a combined plant with a steam turbine system using an exhaust heat recovery boiler using high-temperature exhaust gas from a gas turbine has been proposed.
【０００４】ガスタービンの作動ガス温度はタービン翼
材が主にガス温度に起因する熱応力に耐え得る能力によ
って制限される。作動ガスの高温化に際し、タービン翼
の耐用温度を満足させるため、一般にはタービン翼の内
部に中空の冷却流路を形成し、この冷却流路に冷却媒体
を通過させることによってタービン翼を内部から冷却す
る方法が良く採られている。[0004] The working gas temperature of a gas turbine is limited by the ability of the turbine blade to withstand thermal stresses primarily due to the gas temperature. In order to satisfy the service temperature of the turbine blade when the working gas is heated to a high temperature, a hollow cooling passage is generally formed inside the turbine blade, and a cooling medium is passed through the cooling passage to move the turbine blade from the inside. Cooling is often used.
【０００５】また、この場合一般には圧縮空気の一部を
抽気してタービン翼の冷却に利用するが、より高温ガス
タービンでは空気よりも冷却性能の高い蒸気を利用する
方法が提案されている。圧縮機で圧縮した空気の大部分
を燃焼器で熱エネルギーを加えた作動ガスとしてタービ
ン系に導くので、ガスタービン効率は高くなる。しか
し、この方法は冷却蒸気源が既に有ることが前提であ
り、新たに蒸気発生システムを追加する場合は効率は低
下し、価格も高価になる。In this case, generally, a part of the compressed air is extracted and used for cooling the turbine blades. However, a method has been proposed in which a higher temperature gas turbine uses steam having higher cooling performance than air. Since most of the air compressed by the compressor is guided to the turbine system as working gas to which thermal energy has been added by the combustor, gas turbine efficiency is increased. However, this method is based on the premise that a cooling steam source already exists, and when a new steam generation system is added, the efficiency is reduced and the price is increased.
【０００６】そこで前記コンバインドプラント用ガスタ
ービンでは、排熱回収ボイラーにより発生した蒸気の一
部を、蒸気冷却ガスタービン翼を搭載したガスタービン
の冷却に利用し、タービン翼を冷却した後の高温蒸気を
ガスタービン外に回収し、蒸気タービンの駆動に活用す
る方法も提案されている。この場合にはガスタービンの
冷却回収熱を蒸気タービンで動力として回収できること
から、プラント効率の向上を図ることができる。In the gas turbine for a combined plant, a part of the steam generated by the exhaust heat recovery boiler is used for cooling a gas turbine equipped with steam-cooled gas turbine blades, and the high-temperature steam after cooling the turbine blades is used. There is also proposed a method of recovering the gas outside the gas turbine and utilizing it for driving the steam turbine. In this case, since the cooling recovery heat of the gas turbine can be recovered as power by the steam turbine, plant efficiency can be improved.
【０００７】また最近になり、さらにプラント効率の向
上を図るものとして、例えば特開平６−２５７４０５号
公報にも開示されているように、タービン翼を蒸気およ
び空気の両者で冷却するようにしたものも出現してい
る。すなわち、翼の内部に独立した複数の流路を設け、
作動ガスの上流側に位置する流路はインピンジ冷却およ
び対流冷却を併用し、かつ翼外周側より冷媒を供給して
外周側に冷媒を回収する一つの蒸気冷却パスが形成さ
れ、翼後縁の一つの流路には、翼外周側より冷却空気が
供給され、そして翼を冷却した後の空気は内周側にすり
抜けてノズルダイヤフラムに入り、さらにタービンロー
タディスクとダイヤフラムとの間隙に放出され、翼の冷
却とともにロータディスクの冷却それにイングレス防止
（作動ガス漏洩防止）も行われるようにしたものであ
る。[0007] In recent years, a turbine blade is cooled by both steam and air as disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 6-257405, for example, to further improve plant efficiency. Has also appeared. That is, a plurality of independent flow paths are provided inside the wing,
The flow path located on the upstream side of the working gas uses both impingement cooling and convection cooling, and forms one steam cooling path for supplying the refrigerant from the outer peripheral side of the blade and recovering the refrigerant on the outer peripheral side. In one flow path, cooling air is supplied from the blade outer peripheral side, and the air after cooling the blades passes through the inner peripheral side and enters the nozzle diaphragm, and is further discharged into the gap between the turbine rotor disk and the diaphragm, The cooling of the rotor disk and the prevention of ingress (prevention of leakage of working gas) are performed together with the cooling of the blades.
【０００８】[0008]
【発明が解決しようとする課題】このように翼を蒸気と
空気により冷却するものは、効率的には有効なものとは
云え、実用に際しては通風損失がまだまだ大きく、さら
にロータディスクの冷却効率向上の点では不十分なもの
であった。すなわち、静翼の後縁冷却流路は、後縁冷却
流路が受け持って冷却すべき翼表面面積に比較して、翼
厚みが薄いため冷却流路断面積が小さく、したがって後
縁冷却流路を流れる空気の流通に大きな圧力損失が生
じ、そのためその流通冷却空気量は少なくなりがちで、
翼を冷却した後ダイヤフラム側に流入するイングレス防
止用の空気量も不足となり、さらにその空気温度は非常
に高温となりロータディスクが充分に冷却されない嫌い
があった。The cooling of the blades with steam and air is said to be effective in terms of efficiency, but the ventilation loss is still large in practical use, and the cooling efficiency of the rotor disk is improved. Was inadequate. In other words, the trailing edge cooling passage of the stationary blade has a smaller cross-sectional area of the cooling passage because the blade thickness is thinner than the blade surface area to be cooled by the trailing edge cooling passage. A large pressure loss occurs in the flow of air flowing through the air, so the amount of cooling air that flows tends to be small,
After cooling the blades, the amount of air for ingress prevention flowing into the diaphragm side was also insufficient, and the air temperature was so high that the rotor disk was not sufficiently cooled.
【０００９】さらにまた、ガスタービンを安全に運転す
るために、ノズルダイヤフラムとロータディスクとの間
隙の温度を監視する必要があるが、この温度を監視する
熱電対が翼前縁部を貫通して配置されることから、熱電
対が蒸気にて冷却されている部分を貫通することになり
蒸気漏洩の原因となる恐れもあった。Furthermore, in order to operate the gas turbine safely, it is necessary to monitor the temperature of the gap between the nozzle diaphragm and the rotor disk. A thermocouple monitoring this temperature penetrates the leading edge of the blade. Due to the arrangement, the thermocouple penetrates the part cooled by the steam, which may cause steam leakage.
【００１０】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、空気の流通損失が少なく、かつ翼
を冷却した後ダイヤフラム側に流入するイングレス防止
用の空気量も充分に採れ、ロータディスクが充分に冷却
されるこの種のガスタービンおよびガスタービンの静翼
を提供するにある。The present invention has been made in view of the above, and it is an object of the present invention to reduce air circulation loss and to sufficiently take an amount of air for preventing ingress flowing into the diaphragm side after cooling the blades. It is an object of the present invention to provide a gas turbine of this kind and a gas turbine vane in which the rotor disk is sufficiently cooled.
【００１１】さらに、ノズルダイヤフラムとロータディ
スクとの間隙の温度を監視する熱電対が翼を貫通して配
置されても、蒸気漏洩の恐れの無いガスタービンおよび
ガスタービンの静翼を提供するにある。Another object of the present invention is to provide a gas turbine and a gas turbine stationary blade free from steam leakage even if a thermocouple for monitoring the temperature of the gap between the nozzle diaphragm and the rotor disk is disposed through the blade. .
【００１２】[0012]
【課題を解決するための手段】すなわち本発明は、内部
に独立した複数の冷却通路を有するとともに、この独立
した冷却通路にそれぞれ冷却空気および冷却蒸気が流通
するように形成されている静翼を備え、そして前記静翼
の端部に設けられている外径側エンドウォール部側より
冷却空気および冷却蒸気を給排して、静翼を空気と蒸気
の二種の冷却媒体にて冷却するように形成されているガ
スタービンにおいて、前記複数の冷却通路のうち翼前縁
側に位置する冷却通路に冷却空気を流通させるように形
成するとともに、前記静翼の端部に設けられている内径
側エンドウォールを中空に形成し、かつこのエンドウォ
ール内に前記冷却空気の一部を導くとともに、このエン
ドウォール内に導かれた冷却空気を、前後段のロータデ
ィスクとの空隙部に排出するように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 provides a stationary blade having a plurality of independent cooling passages therein and formed so that cooling air and cooling steam respectively flow through the independent cooling passages. Cooling air and cooling steam are supplied and discharged from an outer diameter side end wall portion side provided at an end portion of the stationary blade, and the stationary blade is cooled by two kinds of cooling media of air and steam. In the gas turbine, the cooling air is formed to flow through a cooling passage located on the blade leading edge side of the plurality of cooling passages, and an inner diameter side end provided at an end of the stationary blade is provided. A wall is formed hollow, and a part of the cooling air is guided into the end wall, and the cooling air guided into the end wall is separated into a gap between the front and rear rotor disks. So as to discharge is obtained so as to achieve the intended purpose.
【００１３】また、内部に独立した複数の冷却通路を有
するとともに、この独立した冷却通路にそれぞれ冷却空
気および冷却蒸気が流通するように形成されている静翼
を備え、前記静翼の端部に設けられている外径側エンド
ウォール部側より冷却空気および冷却蒸気を給排して、
静翼を空気と蒸気の二種の冷却媒体にて冷却するように
形成され、かつ前後段ロータディスクの空隙部の温度を
測定する熱電対が翼部を貫通して設けられているガスタ
ービンにおいて、前記複数の冷却通路のうち翼前縁側に
位置する冷却通路に冷却空気を流通させるように形成す
るとともに、前記静翼の端部に設けられている内径側エ
ンドウォールを中空に形成し、かつこのエンドウォール
内に前記冷却空気の一部を導くとともに、このエンドウ
ォール内に導かれた冷却空気をエンドウォール部より前
後段ロータディスクの空隙部に排出するように形成し、
かつ前記熱電対を前記翼前縁側に位置する冷却通路を貫
通して配置するようにしたものである。[0013] In addition, a plurality of independent cooling passages are provided inside, and stationary blades are formed in the independent cooling passages so that cooling air and cooling steam flow therethrough. Supply and exhaust cooling air and cooling steam from the outer diameter side end wall part side provided,
In a gas turbine which is formed so that a stationary blade is cooled by two kinds of cooling media of air and steam, and a thermocouple for measuring a temperature of a gap portion of a front and rear rotor disk is provided through the blade portion. Of the plurality of cooling passages, the cooling air is formed to flow through the cooling passage located on the blade leading edge side, and the inner diameter side end wall provided at the end of the stationary blade is formed hollow, and A part of the cooling air is guided into the end wall, and the cooling air guided into the end wall is formed so as to be discharged from the end wall part to the gap between the front and rear rotor disks,
In addition, the thermocouple is disposed so as to penetrate a cooling passage located on the blade leading edge side.
【００１４】また、内部に独立した複数の冷却通路を有
するとともに、この独立した冷却通路にそれぞれ冷却空
気および冷却蒸気が流通するように形成され、かつ端部
の外径側エンドウォール部側より冷却空気および冷却蒸
気が給排され、空気と蒸気の冷却媒体にて冷却するよう
に形成されているガスタービンの静翼において、前記複
数の冷却通路のうち翼前縁側に位置する冷却通路に冷却
空気が流通するように形成されるとともに、前記静翼の
内側端部に設けられている内径側エンドウォールを中空
に形成し、かつこのエンドウォール内に前記冷却空気の
一部を導くとともに、このエンドウォール内に導かれた
冷却空気がエンドウォール部より前後段のロータディス
クの空隙部に排出されるように形成したものである。A plurality of independent cooling passages are provided inside the cooling passages, and the cooling air and the cooling steam are formed to flow through the independent cooling passages, respectively. Air and cooling steam are supplied and exhausted, and in a stationary blade of a gas turbine formed to be cooled by a cooling medium of air and steam, cooling air is supplied to a cooling passage located on a blade leading edge side of the plurality of cooling passages. Is formed so as to circulate, and an inner diameter side end wall provided at the inner end of the stator vane is formed hollow, and a part of the cooling air is guided into the end wall. The cooling air introduced into the wall is formed so as to be discharged from the end wall portion to the gaps of the rotor disks at the front and rear stages.
【００１５】また、内部に独立した複数の冷却通路を有
するとともに、この独立した冷却通路にそれぞれ冷却空
気および冷却蒸気が流通するように形成されている静翼
を備え、前記静翼の端部に設けられている外径側エンド
ウォール部側より冷却空気および冷却蒸気を給排して、
静翼を空気と蒸気の二種の冷却媒体にて冷却するように
形成され、かつ前後段ロータディスクの空隙部の温度を
測定する熱電対が翼部を貫通して設けられているガスタ
ービンの静翼において、前記複数の冷却通路のうち翼前
縁側に位置する冷却通路に冷却空気を流通させるように
形成するとともに、前記静翼の端部に設けられている内
径側エンドウォールを中空に形成し、かつこのエンドウ
ォール内に前記冷却空気の一部を導くとともに、このエ
ンドウォール内に導かれた冷却空気をエンドウォール部
より前後段ロータディスクの空隙部に排出するように形
成し、かつ前記熱電対を前記翼前縁側に位置する冷却通
路を貫通して配置するようにしたものである。[0015] Further, a plurality of independent cooling passages are provided inside, and stationary blades are formed in the independent cooling passages so as to allow cooling air and cooling steam to flow therethrough. Supply and exhaust cooling air and cooling steam from the outer diameter side end wall part side provided,
A gas turbine having a thermocouple formed so as to cool a stationary blade with two kinds of cooling media of air and steam, and a thermocouple for measuring a temperature of a gap portion of the front and rear rotor disks penetrating the blade portion. In the stationary blade, the cooling air is formed to flow through the cooling passage located on the leading edge side of the plurality of cooling passages, and the inner diameter end wall provided at the end of the stationary blade is formed in a hollow shape. And, while guiding a part of the cooling air into the end wall, the cooling air guided into the end wall is formed so as to be discharged from the end wall portion to the gap between the front and rear rotor disks, and A thermocouple is arranged so as to penetrate a cooling passage located at the leading edge side of the blade.
【００１６】またこの場合、前記外径側エンドウォール
の外径側の壁面に複数の小穴を設け、外径側エンドウォ
ールの内壁面をインピンジ冷却するように形成したもの
である。また、前記内径側エンドウォールの中空部内
に、翼側内壁面に沿いかつ前記排出穴に連通した部屋を
設け、この部屋と前記エンドウォールの中空部内を複数
の小穴で連通し、内径側エンドウォールの内壁面をイン
ピンジ冷却するように形成したものである。In this case, a plurality of small holes are provided on the outer diameter side wall of the outer diameter side end wall so that the inner wall surface of the outer diameter side end wall is formed by impingement cooling. In the hollow portion of the inner diameter side end wall, a room is provided along the wing side inner wall surface and communicates with the discharge hole, and the room and the inside of the hollow portion of the end wall communicate with each other through a plurality of small holes. The inner wall surface is formed so as to be cooled by impingement.
【００１７】すなわちこのように形成されているガスタ
ービンであると、翼の最前縁側に位置する冷却通路に冷
却空気が流通させるように形成され、かつ冷却空気がエ
ンドウォール中空部からノズルダイヤフラムとロータデ
ィスクとの間隙排出されるように形成されているので、
すなわち冷却空気は翼前縁部の断面積の大きな流通路を
流れることから、その通風損失は小さくなり、かつ流通
冷却空気量は多量となり、したがって翼を冷却した後ダ
イヤフラム側に流入するイングレス防止用の空気量も大
となり、ロータディスクが充分に冷却されるのである。That is, in the gas turbine formed as described above, the cooling air is formed so as to flow through the cooling passage located at the leading edge side of the blade, and the cooling air flows from the end wall hollow portion to the nozzle diaphragm and the rotor. Since it is formed so that the gap with the disc is discharged,
That is, since the cooling air flows through the flow passage having a large cross-sectional area at the leading edge of the blade, the ventilation loss is small, and the amount of the flowing cooling air is large, and therefore, for cooling the blade, it is used for preventing the ingress from flowing into the diaphragm side. , The amount of air increases, and the rotor disk is sufficiently cooled.
【００１８】さらにまた、ノズルダイヤフラムとロータ
ディスクとの間隙の温度を監視する熱電対が、冷却空気
が流通する翼前縁部を貫通して配置されるので、従来の
ように熱電対の貫通部から蒸気漏洩の問題も生ずること
はなくなり、その構成も簡素なものとすることができる
のである。Furthermore, a thermocouple for monitoring the temperature of the gap between the nozzle diaphragm and the rotor disk is disposed through the leading edge of the blade through which the cooling air flows. Therefore, the problem of vapor leakage does not occur, and the configuration can be simplified.
【００１９】[0019]
【発明の実施の形態】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にはそのガスタービンのタ
ービン第２段静翼が断面で示されている。２は翼本体で
あり、３および４は翼本体２と一体に形成された外径側
エンドウォールおよび内径側エンドウォールである。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS The present invention will be described below in detail with reference to the illustrated embodiments. FIG. 1 shows a cross section of a turbine second stage stationary blade of the gas turbine. Reference numeral 2 denotes a wing main body, and reference numerals 3 and 4 denote an outer diameter side end wall and an inner diameter side end wall formed integrally with the wing main body 2.
【００２０】翼本体２の内部は図２にも示されているよ
うに仕切板９，１０，１１により翼スパン方向に複数に
仕切られており、この仕切り内は冷却通路５，６，７お
よびピンフィン冷却通路８に形成されている。このうち
最も前縁側の冷却通路５は外径側エンドウォール３およ
び内径側エンドウォール４を貫通した空気冷却の独立し
た冷却通路に形成されている。As shown in FIG. 2, the inside of the wing main body 2 is divided into a plurality of sections in the wing span direction by partition plates 9, 10, and 11, and the inside of the partition is provided with cooling passages 5, 6, 7 and The pin fin cooling passage 8 is formed. Of these, the cooling path 5 on the most front edge side is formed as an independent cooling path for air cooling that penetrates the outer diameter end wall 3 and the inner diameter end wall 4.
【００２１】冷却通路６の外径側は、外径側エンドウォ
ール３を貫通し、蒸気供給管２７に接続されている。冷
却通路６の内径側は内径側エンドウォール４と仕切板１
０，１１の端部との間の曲がり流路１２で冷却通路７、
ピンフィン冷却通路８に連通し、冷却通路７およびピン
フィン冷却通路８の外径側は外径側エンドウォール３を
貫通し、蒸気回収管２８に接続されている。すなわち、
冷却通路６，７およびピンフィン冷却通路８は蒸気供給
管２７と蒸気回収管２８に連通する蒸気冷却の独立した
析流路を構成している。The outer diameter side of the cooling passage 6 penetrates the outer diameter end wall 3 and is connected to a steam supply pipe 27. The inside diameter side of the cooling passage 6 is the inside diameter end wall 4 and the partition plate 1.
A cooling passage 7 in a curved passage 12 between the
The outer diameter side of the cooling passage 7 and the pin fin cooling passage 8 penetrates the outer diameter side end wall 3 and is connected to the steam recovery pipe 28. That is,
The cooling passages 6 and 7 and the pin fin cooling passage 8 constitute independent steam cooling deposition channels communicating with the steam supply pipe 27 and the steam recovery pipe 28.
【００２２】かかる冷却通路と析流の数は静翼に掛かる
主流ガスの熱的条件と設計思想により定めるが、少なく
とて二つの通路と少なくても１回の析流により構成され
る。１３，１４，１５は冷却通路５，６，７の翼背側お
よび腹側の冷却面に翼本体２と一体構造に形成した乱流
促進リブである。１６はピンフィン冷却通路８に設けた
翼本体２と一体構造のピンフィンである。外径側エンド
ウォール３にはその外径側に複数のインピンジ孔１８を
有するインピンジプレート１７を取り付け、インピンジ
プレート１７と外径側エンドウォール３との間にキャビ
ティ１９を設ける。The number of the cooling passages and the number of the convection flows are determined by the thermal conditions of the main flow gas applied to the stationary blades and the design concept, but are constituted by at least two passages and at least one convection flow. Reference numerals 13, 14, and 15 denote turbulence promoting ribs formed integrally with the blade main body 2 on the cooling surfaces on the back and ventral sides of the cooling passages 5, 6, and 7. Reference numeral 16 denotes a pin fin provided integrally with the wing body 2 provided in the pin fin cooling passage 8. An impingement plate 17 having a plurality of impingement holes 18 on the outer diameter side is attached to the outer diameter side end wall 3, and a cavity 19 is provided between the impingement plate 17 and the outer diameter side end wall 3.
【００２３】インピンジプレート１７には必要に応じて
冷却空気流量調節孔２０を設け、外径側エンドウォール
３には必要に応じて冷却空気を主流ガス側に放出するフ
ィルム冷却孔３３，３４を設ける。内径側エンドウォー
ル４にはその内径側に板２１を取り付けて空気室２２を
設け、さらにその空気室２２に複数のインピンジ孔２４
を有するインピンジプレート２３を取り付け、インピン
ジプレート２３と内径側エンドウォール４との間にはキ
ャビティ２５を設ける。内径側エンドウォール４には、
必要に応じて冷却空気を主流ガス側に放出するフィルム
冷却孔３５，３６を設ける。さらに板２１では、冷却通
路５を通過してきた冷却空気の一部をノズルダイヤフラ
ム４０側に導くための空気出口孔２６を設ける。The impingement plate 17 is provided with cooling air flow control holes 20 as required, and the outer diameter side end wall 3 is provided with film cooling holes 33 and 34 for discharging cooling air to the mainstream gas side as necessary. . A plate 21 is attached to the inner diameter side end wall 4 to provide an air chamber 22, and a plurality of impingement holes 24 are formed in the air chamber 22.
Is mounted, and a cavity 25 is provided between the impingement plate 23 and the inner end wall 4. On the inner diameter side end wall 4,
Film cooling holes 35 and 36 for discharging cooling air to the mainstream gas side are provided as necessary. Further, the plate 21 is provided with an air outlet hole 26 for guiding a part of the cooling air passing through the cooling passage 5 to the nozzle diaphragm 40 side.
【００２４】以上が本発明の第２段静翼の構造である
が、以下この第２段静翼のガスタービンにおける組立状
況を図１を用いて説明する。この第２段静翼１はロータ
ディスク５４に設置されたタービン第１段動翼５２とロ
ータディスク５５に設置されたタービン第２段動翼５３
との間に位置し、外径側エンドウォール３のノズルフッ
ク２９，３０によりシュラウド５０，５１に保持され
る。The above is the structure of the second stage stationary blade of the present invention. Hereinafter, the assembling state of the second stage stationary blade in the gas turbine will be described with reference to FIG. The second stage nozzle 1 rotor turbine installed in the disk 54 first stage rotor blade 52 and the turbine installed on the rotor disk 55 second stage blade 53
And held by the shrouds 50 and 51 by the nozzle hooks 29 and 30 of the outer diameter side end wall 3.
【００２５】第２段静翼１の内径側は内径側エンドウォ
ール４のノズルフック３１，３２によりノズルダイヤフ
ラム４０を保持し、ノズルダイヤフラム４０の内径側は
回転体であるスペーサ６４との間を複数のシールフィン
６５によりシールされる。なお、ノズルダイヤフラム４
０には空気噴出孔４５，４６が設けられている。The inner diameter side of the second stage stationary blade 1 holds the nozzle diaphragm 40 by the nozzle hooks 31 and 32 of the inner diameter side end wall 4, and the inner diameter side of the nozzle diaphragm 40 seals a plurality of seals with the spacer 64 which is a rotating body. Sealed by fins 65. In addition, the nozzle diaphragm 4
0 is provided with air ejection holes 45 and 46.
【００２６】タービンを形成する全ての第２段静翼の内
複数の静翼には、タービン外径側ケーシングより１本あ
るいは２本の保護管３７が挿入され、冷却空気流量調節
孔２０、冷却通路５、空気出口孔２６、ダイヤフラムキ
ャビティ４１を経て、その１本は第１段動翼ロータディ
スク５４とノズルダイヤフラム４０との空隙６２に導入
させ、他の１本はノズルダイヤフラム４０と第２段動翼
ロータディスク５５との空隙６３に導入する。保護管３
７の先端、すなわち空隙６２および６３の導入端は閉塞
させる。かかる保護管３７内には空隙６２および６３の
雰囲気温度を測定するための熱電対が挿入される。One or two protection tubes 37 are inserted from a turbine outer diameter casing into a plurality of the stationary blades of all the second stage stationary blades forming the turbine, and the cooling air flow control holes 20 and the cooling passages 5 are provided. Through the air outlet hole 26 and the diaphragm cavity 41, one of them is introduced into the gap 62 between the first stage rotor blade rotor disk 54 and the nozzle diaphragm 40, and the other is introduced into the nozzle diaphragm 40 and the second stage rotor blade. It is introduced into the space 63 between the rotor disk 55. Protection tube 3
The tip of 7, that is, the leading ends of the cavities 62 and 63 are closed. A thermocouple for measuring the ambient temperature of the gaps 62 and 63 is inserted into the protective tube 37.
【００２７】次に本発明の作動を説明する。コンバイン
ドプラントの排熱回収ボイラーで発生した蒸気の一部に
よる供給冷却蒸気７０は蒸気供給管２７に供給され、冷
却通路６，７、ピンフィン冷却通路８を通過する過程に
おいて翼本体２を冷却する。翼を冷却し高温になった蒸
気は蒸気回収管２８を経てガスタービン外部に回収され
る。Next, the operation of the present invention will be described. The supply cooling steam 70 generated by a part of the steam generated in the exhaust heat recovery boiler of the combined plant is supplied to the steam supply pipe 27 and cools the blade body 2 in the process of passing through the cooling passages 6 and 7 and the pin fin cooling passage 8. The steam that has cooled the blades and has become hot is recovered outside the gas turbine through the steam recovery pipe 28.
【００２８】ガスタービン圧縮機の圧縮空気の一部を抽
気した冷却空気７２は、静翼外径側に供給され、その一
部は外径側インピンジプレート１７のインピンジ孔１８
より外径側エンドウォール３の冷却面５８に噴射しエン
ドウォールを冷却する。他の一部は外径側インピンジプ
レート１７の冷却空気流量調節孔２０よりキャビティ１
９に入る。The cooling air 72, which is obtained by extracting a part of the compressed air of the gas turbine compressor, is supplied to the outer diameter side of the stationary blade, and a part thereof is supplied to the impingement hole 18 of the outer diameter impingement plate 17.
Injection is made to the cooling surface 58 of the outer diameter side end wall 3 to cool the end wall. The other part is formed from the cooling air flow control hole 20 of the outer diameter side impingement plate 17 through the cavity 1.
Enter 9.
【００２９】キャビティ１９内の冷却空気の一部は、外
径側エンドウォール３のフィルム冷却孔３３，３４より
主流ガス側に放出してエンドウォールを覆い、他の一部
は翼本体２の冷却通路５を通過する過程において翼前縁
部を冷却する。翼本体２を冷却した空気は内径側エンド
ウォールの空気室２２に入り、その一部はインピンジプ
レート２３のインピンジ孔２４より内径側エンドウォー
ル４の冷却面５９に噴射してエンドウォールを冷却し、
さらにフィルム冷却孔３５，３６より主流ガス側に放出
してエンドウォール面を覆う。A part of the cooling air in the cavity 19 is discharged from the film cooling holes 33 and 34 of the outer diameter side end wall 3 to the mainstream gas side to cover the end wall, and the other part cools the blade body 2. During the passage through the passage 5, the leading edge of the blade is cooled. The air that has cooled the wing body 2 enters the air chamber 22 of the inner diameter end wall, and a part of the air is injected from the impingement hole 24 of the impingement plate 23 to the cooling surface 59 of the inner diameter end wall 4 to cool the end wall.
Further, the gas is discharged from the film cooling holes 35 and 36 to the mainstream gas side to cover the end wall surface.
【００３０】空気室２２の他の空気は空気出口孔２６よ
りノズルダイヤフラム４０のダイヤフラムキャビティ４
１に入り、空気噴出孔４５および４６よりロータディス
ク５４，５５とノズルダイヤフラム４０との空隙６２，
６３に供給する。空隙６２の空気は第１段動翼５２のフ
ィン５６とノズルダイヤフラム４０のシールフィン４７
との隙間を通りさらに動翼プラットホームと静翼エンド
ウォールとの間隙６０より主流ガス側に排出する。同様
に空隙６３の空気は第２段静翼と第２段動翼との間隙６
１より主流ガス側に排出される。The other air in the air chamber 22 is supplied to the diaphragm cavity 4 of the nozzle diaphragm 40 through the air outlet hole 26.
1 through the air ejection holes 45 and 46, the gaps 62, between the rotor disks 54, 55 and the nozzle diaphragm 40.
63. The air in the gap 62 is supplied to the fins 56 of the first stage blade 52 and the seal fins 47 of the nozzle diaphragm 40.
Through the gap between the moving blade platform and the stationary blade end wall to the mainstream gas side. Similarly, the air in the gap 63 is formed by the gap 6 between the second stage stationary blade and the second stage blade.
It is discharged to the mainstream gas side from 1.
【００３１】以上のように構成され、かつ作用する第２
段静翼は、ロータディスクとノズルダイヤフラムを蒸気
を用いることなく冷却出来、また静翼と回収動翼との間
隙を主流高温ガスが流入するイングレス作用を蒸気を用
いることなく防止することが出来る。したがって静翼冷
却蒸気の全てを回収出来、高効率ガスタービンおよび高
効率コンバインドプラントに寄与できる。しかも冷却蒸
気および冷却空気をタービン外径側の非回転場から供給
し、蒸気をタービン外径側に回収することから供給系統
の簡素化が図れ、動翼冷却のために冷却蒸気を供給する
タービンディスク内の蒸気経路と交わることなく、蒸気
洩漏事故、蒸気と空気との冷媒混合事故などの発生のな
い信頼性の高いガスタービンが得られる。The second embodiment which is constructed and operates as described above
The stage stationary blade can cool the rotor disk and the nozzle diaphragm without using steam, and can prevent the ingress effect in which the mainstream high-temperature gas flows into the gap between the stationary blade and the recovery moving blade without using steam. Therefore, all of the stationary blade cooling steam can be recovered, which can contribute to a high-efficiency gas turbine and a high-efficiency combined plant. In addition, the cooling steam and cooling air are supplied from a non-rotating field on the outer diameter side of the turbine, and the steam is recovered on the outer diameter side of the turbine, so that the supply system can be simplified, and the cooling steam is supplied for cooling the moving blades. It is possible to obtain a highly reliable gas turbine that does not intersect with the steam path in the disk and that does not cause a steam leak accident or a refrigerant mixing accident between steam and air.
【００３２】またロータディスクとノズルダイヤフラム
との空隙の温度も第２段静翼前縁部の空気冷却通路を通
してガスタービン外径側から挿入した熱電対の測定値に
より監視できる。すなわち熱電対が蒸気冷却通路を貫通
することなく、また回転体を経由することもなく、信頼
性の高いガスタービンとすることができる。The temperature of the gap between the rotor disk and the nozzle diaphragm can also be monitored by a measured value of a thermocouple inserted from the outside diameter side of the gas turbine through the air cooling passage at the leading edge of the second stage stationary blade. That is, a highly reliable gas turbine can be provided without the thermocouple penetrating through the steam cooling passage and without passing through the rotating body.
【００３３】図３および図４には従来の静翼と本発明の
静翼との翼冷却現象（冷却空気流量、翼メタル温度およ
び冷却空気温度上昇）のモデル計算結果の比較例が示さ
れている。図３に示す従来の静翼の計算モデルは、翼後
縁部の厚みが３．１ｍｍ、流路高さ１．５ｍｍ、翼表面
と冷却面との壁厚み０．８ｍｍ、冷却流路幅２０ｍｍ、
流路長さ１００ｍｍのもので、冷却流路には直径１．５
ｍｍのピンフィンをピッチ４．５ｍｍで配置したもので
ある。FIGS. 3 and 4 show comparative examples of model calculation results of blade cooling phenomena (cooling air flow rate, blade metal temperature and cooling air temperature rise) between the conventional stationary blade and the stationary blade of the present invention. I have. The conventional vane calculation model shown in FIG. 3 has a blade trailing edge thickness of 3.1 mm, a channel height of 1.5 mm, a wall thickness between the blade surface and the cooling surface of 0.8 mm, and a cooling channel width of 20 mm. ,
With a channel length of 100 mm, the cooling channel has a diameter of 1.5
mm pin fins are arranged at a pitch of 4.5 mm.
【００３４】翼面のガス流れ条件は、静圧力６．０ａｔ
ａ、温度１２７５℃、流速６００ｍ／ｓとし、このとき
の翼面熱伝達率は約２２００ｗ／ｍ2℃になる。冷却空
気供給条件は圧力１２ａｔａ、温度３６０℃とし、冷却
流路の出口空気圧力を１１ａｔａとした。The gas flow conditions on the blade surface are as follows: static pressure 6.0 at
a, the temperature is 1275 ° C., and the flow velocity is 600 m / s. At this time, the heat transfer coefficient of the blade surface is about 2200 w / m 2 ° C. The cooling air supply conditions were a pressure of 12 ata, a temperature of 360 ° C., and an outlet air pressure of the cooling channel of 11 ata.
【００３５】その結果、従来のものは、冷却流路の空気
流速は約５６ｍ／ｓ、熱伝達率約３５００ｗ／ｍ2℃に
なり、翼表面温度は約９５０℃になる。ここで問題とし
ている冷却空気の出口温度は約７１５℃になり、通常の
タービンロータディスク材の使用温度を越えている。す
なわち，より高級材料を使用する必要があると云うこと
である。さらに冷却空気の流量は約０．００５ｋｇ／ｓ
となり、ガスタービンの規模にもよるが翼枚数分を加え
てもイングレス防止用空気量には少なすぎる。As a result, in the conventional apparatus, the air flow velocity in the cooling passage is about 56 m / s, the heat transfer coefficient is about 3500 w / m 2 ° C, and the blade surface temperature is about 950 ° C. The outlet temperature of the cooling air in question here is about 715 ° C., which exceeds the normal operating temperature of the turbine rotor disk material. That is, it is necessary to use higher-grade materials. Furthermore, the flow rate of cooling air is about 0.005kg / s
Thus, depending on the scale of the gas turbine, the amount of air for preventing ingress is too small even if the number of blades is added.
【００３６】これに対して本発明のものは図４に示され
ているような結果となる。すなわちモデルは前記翼モデ
ルの前縁部で、翼前縁部の半径１０．０ｍｍ、壁厚み
２．５ｍｍ、流路長さ１００ｍｍとし、冷却流路には高
さ０．５ｍｍ（幅も同一）の冷却空気流に直交した乱流
促進リブを５．０ｍｍで配置したものである。翼面のガ
ス流れ条件は、翼列入り口全圧力１１．０ａｔａ、温度
１２７５℃流速２４６／ｓとし、このときの翼面熱伝達
率は約３２００ｗ／ｍ2℃になる。冷却空気供給条件は
前記と同一の圧力１２ａｔａ、温度３６０℃、冷却流路
の出口空気圧力が１１ａｔａである。On the other hand, according to the present invention, the result is as shown in FIG. That is, the model is the leading edge of the wing model, the radius of the leading edge of the wing is 10.0 mm, the wall thickness is 2.5 mm, the flow path length is 100 mm, and the cooling flow path is 0.5 mm in height (the same width). The turbulence-promoting ribs perpendicular to the cooling air flow are arranged at 5.0 mm. The gas flow conditions on the blade surface are 11.0 ata total pressure at the cascade inlet, a temperature of 1275 ° C, and a flow rate of 246 / s. At this time, the heat transfer coefficient of the blade surface is about 3200 w / m 2 ° C. The cooling air supply conditions are the same as those described above: a pressure of 12 ata, a temperature of 360 ° C., and an outlet air pressure of the cooling channel of 11 ata.
【００３７】結果は、冷却流路の空気流速が約８５ｍ／
ｓ、熱伝達率約３５００ｗ／ｍ2℃になり、翼表面温度
は約９５０℃となる。ここで比較対象となる冷却空気の
出口温度は約４０２℃になり、通常のタービンロータデ
ィスク材を充分使用することが可能である。また、冷却
空気の流量は約０．０７８ｋｇ／ｓとなり、前記従来の
ものの約１０倍の流量が得られ、イングレス防止用の空
気量としては充分な量となる。The result is that the air flow velocity in the cooling passage is about 85 m /
s, the heat transfer coefficient is about 3500 w / m 2 ° C, and the blade surface temperature is about 950 ° C. Here, the outlet temperature of the cooling air to be compared becomes about 402 ° C., and it is possible to sufficiently use the ordinary turbine rotor disk material. Further, the flow rate of the cooling air is about 0.078 kg / s, which is about 10 times that of the conventional one, and is sufficient as the air quantity for preventing ingress.
【００３８】なお以上の説明では、タービン第２段静翼
の場合を例に説明してきたが、第３段静翼あるいはそれ
以降の静翼でも良いことは勿論である。また温度監視用
の熱電対は全ての静翼に設置するようにしても良いが、
数枚の翼に設置するようにしても良い。In the above description, the case of the turbine second stage stationary blade has been described as an example. However, it is needless to say that the third stage stationary blade or a stationary blade subsequent thereto may be used. Also, thermocouples for temperature monitoring may be installed on all stationary blades,
It may be installed on several wings.
【００３９】以上説明してきたようにこのガスタービン
静翼であると、静翼１の最前縁側に位置する冷却通路５
に冷却空気が流通するように形成され、そして冷却空気
がエンドウォール中空部（キャビテイ）４１からノズル
ダイヤフラムとロータディスクとの間隙に排出されるよ
うに形成されているので、冷却空気は翼前縁部の断面積
の大きな流通路を流れ、その通風損失は小さくなり、か
つ流通冷却空気量は多量となり、したがって静翼１を冷
却した後ダイヤフラム４０側に流入するイングレス防止
用の空気量も大となり、ロータディスク５４，５５を充
分に冷却することができる。As described above, with this gas turbine stationary blade, the cooling passage 5 located at the forefront side of the stationary blade 1
The cooling air is formed so as to flow therethrough, and the cooling air is formed so as to be discharged from the end wall hollow portion (cavity) 41 into the gap between the nozzle diaphragm and the rotor disk. Flows through the flow passage having a large cross-sectional area, the ventilation loss is small, and the amount of flowing cooling air is large. Therefore, the amount of air for ingress prevention flowing into the diaphragm 40 after cooling the stationary vane 1 is also large. Thus, the rotor disks 54 and 55 can be sufficiently cooled.
【００４０】さらにまた、ノズルダイヤフラム４０とロ
ータディスク５４，５５との間隙の温度を監視する熱電
対３８が、冷却空気が流通する冷却通路５部を貫通して
配置するようにしたので、熱電対の貫通部から蒸気漏洩
の問題を生ずることはなくなり、その構成も簡素なもの
とすることができる。Further, the thermocouple 38 for monitoring the temperature of the gap between the nozzle diaphragm 40 and the rotor disks 54 and 55 is arranged so as to pass through the cooling passage 5 through which the cooling air flows. The problem of vapor leakage from the through-hole does not occur, and the configuration can be simplified.
【００４１】[0041]
【発明の効果】以上説明してきたように本発明によれ
ば、空気の流通損失が少なく、かつ翼を冷却した後ダイ
ヤフラム側に流入するイングレス防止用の空気量も充分
に採れ、ロータディスクが充分に冷却されるこの種ガス
タービンおよびガスタービンの静翼を得ることができ
る。As described above, according to the present invention, the air flow loss is small, the amount of air for ingress prevention flowing into the diaphragm side after cooling the blades is sufficiently taken, and the rotor disk is sufficiently provided. This type of gas turbine and the stationary blade of the gas turbine can be obtained.
【図１】本発明のガスタービンの第２段静翼およびその
周辺を示す縦断側面図である。FIG. 1 is a vertical sectional side view showing a second stage stationary blade of a gas turbine according to the present invention and its periphery.
【図２】図１のＡ−Ａ線に沿う断面図である。FIG. 2 is a sectional view taken along line AA of FIG.
【図３】従来のガスタービン静翼の翼周囲条件を示すデ
ータである。FIG. 3 is data showing blade surrounding conditions of a conventional gas turbine stationary blade.
【図４】本発明のガスタービン静翼の翼周囲条件を示す
データである。FIG. 4 is data showing blade peripheral conditions of the gas turbine stationary blade of the present invention.
１…タービン第２段静翼、２…翼本体、３…外径側エン
ドウォール、４…内径側エンドウォール、５，６，７…
冷却通路、８…ピンフィン冷却通路、９，１０，１１…
仕切板、１２…曲がり流路、１３，１４，１５…乱流促
進リブ、１６…ピンフィン、１７…インピンジプレー
ト、１８…インピンジ孔、１９…キャビティ、２０…流
量調節孔、２１…板、２２…空気室、２３…インピンジ
プレート、２４…インピンジ孔、２５…キャビティ、２
６…空気出口孔、２７…蒸気供給管、２８…蒸気回収
管、２９，３０，３１，３２…ノズルフック、３３，３
４，３５，３６…フィルム冷却孔、３７…保護管、３８
…熱電対、４０…ノズルダイヤフラム、４１…ダイヤフ
ラムキャビティ、４２，４３…フック、４５，４６…空
気噴出孔、４７，４８…シールフィン、５０，５１…シ
ュラウド、５２…第１段動翼、５３…第２段動翼、５４
…第１段動翼ロータディスク、５５…第２段動翼ロータ
ディスク、５６，５７…フィン、５８，５９…エンドウ
ォール冷却面、６０，６１…間隙、６２，６３…空隙、
６４…スペーサ、６５…シールフィン、７０…供給冷却
蒸気、７１…回収蒸気、７２…冷却空気。DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Turbine 2nd stage stationary blade, 2 ... Blade main body, 3 ... Outer diameter side end wall, 4 ... Inner diameter side end wall, 5, 6, 7 ...
Cooling passage, 8 ... Pin fin cooling passage, 9, 10, 11 ...
Partition plate, 12: curved flow path, 13, 14, 15: turbulence promoting rib, 16: pin fin, 17: impingement plate, 18: impingement hole, 19: cavity, 20: flow rate adjusting hole, 21: plate, 22 ... Air chamber, 23: impingement plate, 24: impingement hole, 25: cavity, 2
6 ... air outlet hole, 27 ... steam supply pipe, 28 ... steam recovery pipe, 29, 30, 31, 32 ... nozzle hook, 33, 3
4, 35, 36: film cooling hole, 37: protective tube, 38
... thermocouple, 40 ... nozzle diaphragm, 41 ... diaphragm cavity, 42, 43 ... hook, 45, 46 ... air ejection hole, 47, 48 ... seal fin, 50, 51 ... shroud, 52 ... first stage rotor blade, 53 ... 2nd stage rotor blade, 54
... 1st stage rotor blade rotor disk, 55 ... 2nd stage rotor blade rotor disk, 56, 57 ... fin, 58, 59 ... end wall cooling surface, 60, 61 ... gap, 62, 63 ... gap,
64: spacer, 65: seal fin, 70: supplied cooling steam, 71: recovered steam, 72: cooling air.
Claims (6)
とともに、この独立した冷却通路にそれぞれ冷却空気お
よび冷却蒸気が流通するように形成されている静翼を備
え、前記静翼の端部に設けられている外径側エンドウォ
ール部側より冷却空気および冷却蒸気を給排して、静翼
を空気と蒸気の二種の冷却媒体にて冷却するように形成
されているガスタービンにおいて、 前記複数の冷却通路のうち翼前縁側に位置する冷却通路
に冷却空気を流通させるように形成するとともに、前記
静翼の端部に設けられている内径側エンドウォールを中
空に形成し、かつこのエンドウォール内に前記冷却空気
の一部を導くとともに、このエンドウォール内に導かれ
た冷却空気を、前後段のロータディスクとの空隙部に排
出するように形成したことを特徴とするガスタービン。1. A stationary blade having a plurality of independent cooling passages therein and formed so as to allow cooling air and cooling steam to flow through the independent cooling passages, respectively, at an end of the stationary blade. In a gas turbine configured to supply and discharge cooling air and cooling steam from the provided outer diameter side end wall portion side and cool the stationary blade with two types of cooling media of air and steam, Among the plurality of cooling passages, the cooling air is formed to flow through the cooling passage located on the leading edge side of the blade, and the inner diameter side end wall provided at the end of the stationary blade is formed hollow, and A part of the cooling air is guided into the wall, and the cooling air guided into the end wall is formed so as to be discharged into a gap between the front and rear rotor disks. Gas turbine.
とともに、この独立した冷却通路にそれぞれ冷却空気お
よび冷却蒸気が流通するように形成されている静翼を備
え、前記静翼の端部に設けられている外径側エンドウォ
ール部側より冷却空気および冷却蒸気を給排して、静翼
を空気と蒸気の二種の冷却媒体にて冷却するように形成
され、かつ前後段ロータディスクの空隙部の温度を測定
する熱電対が翼部を貫通して設けられているガスタービ
ンにおいて、 前記複数の冷却通路のうち翼前縁側に位置する冷却通路
に冷却空気を流通させるように形成するとともに、前記
静翼の端部に設けられている内径側エンドウォールを中
空に形成し、かつこのエンドウォール内に前記冷却空気
の一部を導くとともに、このエンドウォール内に導かれ
た冷却空気をエンドウォール部より前後段ロータディス
クの空隙部に排出するように形成し、かつ前記熱電対を
前記翼前縁側に位置する冷却通路を貫通して配置するよ
うにしたことを特徴とするガスタービン。2. A stationary blade having a plurality of independent cooling passages therein and formed so that cooling air and cooling steam flow through the independent cooling passages, respectively, at an end of the stationary blade. Cooling air and cooling steam are supplied and exhausted from the outer diameter side end wall portion side provided to cool the stationary blade with two types of cooling media of air and steam, and the front and rear stage rotor disks are formed. In a gas turbine in which a thermocouple for measuring the temperature of the air gap portion is provided through the blade portion, the cooling air is formed so as to flow cooling air through a cooling passage located on a blade leading edge side of the plurality of cooling passages. The inner diameter side end wall provided at the end of the stationary blade is formed hollow, and a part of the cooling air is guided into the end wall, and the cooling air guided into the end wall is formed. A gas formed so that air is discharged from an end wall portion to a gap portion between front and rear rotor disks, and wherein the thermocouple is arranged so as to pass through a cooling passage located on the blade leading edge side. Turbine.
とともに、この独立した冷却通路にそれぞれ冷却空気お
よび冷却蒸気が流通するように形成され、かつ端部の外
径側エンドウォール部側より冷却空気および冷却蒸気が
給排され、空気と蒸気の冷却媒体にて冷却するように形
成されているガスタービンの静翼において、 前記複数の冷却通路のうち翼前縁側に位置する冷却通路
に冷却空気が流通するように形成されるとともに、前記
静翼の内側端部に設けられている内径側エンドウォール
を中空に形成し、かつこのエンドウォール内に前記冷却
空気の一部を導くとともに、このエンドウォール内に導
かれた冷却空気がエンドウォール部より前後段のロータ
ディスクの空隙部に排出されるように形成したことを特
徴とするガスタービンの静翼。3. An internal cooling passage having a plurality of independent cooling passages, cooling air and cooling steam flowing through the independent cooling passages, respectively, and cooling from an end portion on the outer diameter side end wall portion side. In a stationary blade of a gas turbine, which is formed so that air and cooling steam are supplied and discharged and cooled by a cooling medium of air and steam, cooling air is supplied to a cooling passage located at a leading edge side of the plurality of cooling passages. Is formed so as to circulate, and an inner diameter side end wall provided at the inner end of the stator vane is formed hollow, and a part of the cooling air is guided into the end wall. A vane for a gas turbine, wherein cooling air guided into the wall is formed so as to be discharged from the end wall portion to a gap between rotor disks at front and rear stages.
とともに、この独立した冷却通路にそれぞれ冷却空気お
よび冷却蒸気が流通するように形成されている静翼を備
え、前記静翼の端部に設けられている外径側エンドウォ
ール部側より冷却空気および冷却蒸気を給排して、静翼
を空気と蒸気の二種の冷却媒体にて冷却するように形成
され、かつ前後段ロータディスクの空隙部の温度を測定
する熱電対が翼部を貫通して設けられているガスタービ
ンの静翼において、 前記複数の冷却通路のうち翼前縁側に位置する冷却通路
に冷却空気を流通させるように形成するとともに、前記
静翼の端部に設けられている内径側エンドウォールを中
空に形成し、かつこのエンドウォール内に前記冷却空気
の一部を導くとともに、このエンドウォール内に導かれ
た冷却空気をエンドウォール部より前後段ロータディス
クの空隙部に排出するように形成し、かつ前記熱電対を
前記翼前縁側に位置する冷却通路を貫通して配置するよ
うにしたことを特徴とするガスタービンの静翼。4. A stationary blade having a plurality of independent cooling passages therein and formed so that cooling air and cooling steam flow through the independent cooling passages, respectively, at an end of the stationary blade. Cooling air and cooling steam are supplied and exhausted from the outer diameter side end wall portion side provided to cool the stationary blade with two types of cooling media of air and steam, and the front and rear stage rotor disks are formed. In a gas turbine stationary blade provided with a thermocouple for measuring the temperature of the air gap portion penetrating the blade portion, the cooling air is caused to flow through a cooling passage located on a blade leading edge side of the plurality of cooling passages. While forming, the inner diameter side end wall provided at the end of the stationary blade is formed in a hollow, and a part of the cooling air is guided into the end wall, and is guided into the end wall. The cooling air is formed so as to be discharged from the end wall portion to the gap between the front and rear rotor disks, and the thermocouple is arranged to pass through a cooling passage located on the blade leading edge side. Vanes of a gas turbine.
面に複数の小穴を設け、外径側エンドウォールの内壁面
をインピンジ冷却するように形成した請求項３または４
記載のガスタービンの静翼。5. The outer diameter side end wall is provided with a plurality of small holes in an outer diameter side wall surface so as to impinge cool an inner wall surface of the outer diameter side end wall.
The vanes of the gas turbine as described.
に、翼側内壁面に沿いかつ前記排出穴に連通した部屋を
設け、この部屋と前記エンドウォールの中空部内を複数
の小穴で連通し、内径側エンドウォールの内壁面をイン
ピンジ冷却するように形成した請求項３，４または５記
載のガスタービンの静翼。6. A room is provided in the hollow portion of the inner diameter side end wall along the wing side inner wall surface and communicates with the discharge hole, and the room communicates with the inside of the end wall hollow portion through a plurality of small holes. 6. The gas turbine vane according to claim 3, wherein the inner wall surface of the end wall is formed so as to be impinged by cooling.
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17920896A JP3182343B2 (en) | 1996-07-09 | 1996-07-09 | Gas turbine vane and gas turbine |
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| JP17920896A JP3182343B2 (en) | 1996-07-09 | 1996-07-09 | Gas turbine vane and gas turbine |
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|---|---|
| JPH1026003A true JPH1026003A (en) | 1998-01-27 |
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