JPH10280904A - ガスタービン冷却動翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 ガスタービンの冷却動翼に関し、冷却を蒸気
のみで行いガスタービン性能を向上する。 【解決手段】 動翼１の翼根部２下部には空胴４ａ，４
ｂを設け、４ａには蒸気入口５を、４ｂには蒸気出口６
を設ける。蒸気は入口５より蒸気通路３Ａ，３Ｂ，３
Ｃ，３Ｄ，３Ｅ，３Ｆからなるサーペンタイン系路を通
り、出口６へ出て回収される。各通路の途中で基部側に
バイパス７ａ，７ｂ，７ｃを設け、前流側の冷たい蒸気
を入れ、先端側から流入する熱い蒸気と混ぜ、上流側へ
流すので、蒸気温度を平均化にして上流、下流側にわた
って冷却を均一に行う。又、通路の途中にはタービュレ
ータ９を設け、蒸気流を乱し、熱伝達を良くする。空気
を用いず、蒸気のみで翼を均一に冷却し、かつ、蒸気を
回収するので性能が向上する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、蒸気により冷却を
行うようにしたガスタービン冷却動翼に関する。

【０００２】

【従来の技術】現在、ガスタービンの動翼の冷却は空気
冷却であり、多量の冷却空気を使用し、消費している。
このために、多量の冷却空気を翼に送り、又、冷却空気
のもれ量も多く、ガスタービンの性能の低下を余儀なく
されていた。以下に、従来の代表的なガスタービン動翼
の空気冷却方式について説明する。

【０００３】図３はガスタービン動翼の内部を示し、空
気冷却の代表的な一例であり、図４はそのＢ−Ｂ断面図
である。これらの図において、１１は動翼全体であり、
１２は翼根部である。翼内部には空気通路１３Ａ，１３
Ｂ，１３Ｃ，１３Ｄ，１３Ｅが設けられ、空気通路１３
Ａと１３Ｅはそれぞれ独立した流路を形成し、１３Ｃと
１３Ｄとは上部で連通し、１３Ｄと１３Ｂは下部で連通
し、サーペンタイン冷却流路を形成している。１４は各
空気通路１３Ａ〜１３Ｅ内壁に斜めに設けられ、流入す
る空気の流れを乱して熱伝達を良好にするタービュレー
タである。

【０００４】上記のような構成の動翼において、図示し
てないタービンロータ冷却系の一部から導かれた冷却空
気１５−１は翼根部１２下部から空気通路１３Ａに入
り、上方に流れながら後縁フィンの空気穴より噴出して
図４にも示すようにスロット冷却１７を行う。

【０００５】冷却空気１５−２は同じく翼根部１２下部
より空気通路１３Ｃに入り、１３Ｃの上方より空気通路
１３Ｄに入り、更に、その下方より１３Ｂに入り、各流
路で熱を奪って翼内部を冷却して上方に流れて翼外部へ
流出する。又、これらの空気通路１３Ｃ，１３Ｄ，１３
Ｂを流れる過程において、図４に示すように、翼の側面
に設けられた斜めの空気穴より流出してフィルム冷却１
８を行う。

【０００６】更に、冷却空気１５−３も同じく翼根部１
２の下部より空気通路１３Ｅに入り、上方に流れるに従
って前縁部の空気穴より噴出し、シャワーヘッド冷却１
６を行う。このように動翼１１の冷却には多量の空気が
翼に流入し、冷却後の空気は翼外部の燃焼ガス通路へ放
出されている。

【０００７】図５は動翼の空気冷却方式の他の例を示
し、（ａ）はその内部の断面図、（ｂ）は（ａ）におけ
るＣ−Ｃ断面図である。これら図において、２１は動翼
であり、２２は翼根部、２３は翼根部の内部の空胴、２
４はその空胴内のリブである。２５は空胴２３から先端
のシュラウド２７までに穿設された多数のマルチホール
で、図（ｂ）に示すように翼の中央部に沿って配列して
いる。

【０００８】上記のような構成の動翼では、冷却空気２
６は図３の例と同じように翼根部２２の下部より空胴２
３内に流入し、マルチホール２５を通って翼全体を冷却
し、冷却後の空気は翼端もしくはシュラウド２７より外
部に流出する。この例においても、前記と同様に多量の
空気を消費し、外部の燃焼ガス通路に放出している。

【０００９】

【発明が解決しようとする課題】前述のように従来のガ
スタービンの動翼においては、多量の冷却空気を常に翼
に流し、翼を冷却しており、そのために、空気を高圧に
するための圧縮機やクーラに相当の動力をついやすこと
になり、ガスタービンの性能の低下につながっていた。

【００１０】又、近年、ガスタービンと蒸気タービンと
を組合せて発電効率を高めるコンバインドサイクルシス
テムが実現しており、ガスタービンの翼の冷却に空気を
用いる代わりに、蒸気タービンで発生する蒸気の一部を
抽出し、この蒸気を翼に導くことが考えられているが、
この蒸気冷却方式は未だ実用化されていないのが現状で
ある。

【００１１】そこで本発明は、従来の空気冷却方式から
蒸気冷却方式を採用し、蒸気冷却に適した冷却構造と
し、蒸気による冷却を翼の前縁部から後縁部にわたって
均一に冷却し、かつ蒸気を回収して有効に利用し、ガス
タービンの性能を向上させるガスタービン冷却動翼を提
供することを課題としている。

【００１２】

【課題を解決するための手段】そのため本発明は前述の
課題を解決するために次の手段を提供する。

【００１３】翼根部の一端より蒸気を導き、翼内部の基
部から先端部にわたって配設したサーペンタイン冷却通
路に同蒸気を流して前記翼根部の他端より流出させ、同
蒸気を回収するガスタービンの冷却動翼であって、前記
基部側の各冷却通路間の隔壁の少なくとも１つの隔壁に
蒸気のバイパスを設けたことを特徴とするガスタービン
冷却動翼。

【００１４】本発明のガスタービン冷却動翼は、従来の
空気に代えて蒸気を冷却に用いる。蒸気は例えば、蒸気
タービンで発生する蒸気の一部を抽出し、ガスタービン
の動翼に供給し、冷却後の蒸気は回収して蒸気タービン
の蒸気供給側に戻し、有効利用する。蒸気は翼根部の一
端から翼のサーペンタイン冷却流路に流れ、翼を冷却後
翼根部の他端に流出させ、回収できるようにする。

【００１５】冷却通路間の隔壁には基部側に蒸気のバイ
パスが設けられているので、バイパス直前に流入した冷
たい蒸気の一部を下流側の次の冷却通路に入れることに
より、次の通路では先端部から流れてくる熱くなった蒸
気と混合して下流側の蒸気温度をある程度下げることが
できる。従って、蒸気の上流側と下流側にわたって蒸気
の温度差を平均化して翼全体の冷却を均一化することが
できる。

【００１６】

【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実
施の一形態に係るガスタービン冷却動翼の内部断面図で
あり、図２は図１におけるＡ−Ａ断面図である。

【００１７】図１において、１は動翼全体を示し、２は
その翼根部である。３Ａ，３Ｂ，３Ｃ，３Ｄ，３Ｅ，３
Ｆは翼内部の蒸気通路であり、３Ａは上部で３Ｂと連通
し、３Ｂは下部で３Ｃと、３Ｃは上部で３Ｄと、３Ｄは
下部で３Ｅと、３Ｅは上部で３Ｆと、それぞれ連通し、
サーペンタイン冷却流路を形成している。

【００１８】４ａと４ｂは基部の空胴であり、４ａと４
ｂとは互いに区分されており、空胴４Ａは蒸気入口５と
蒸気通路３Ａとに連通し、空胴４Ｂは蒸気通路３Ｆと蒸
気出口６とに連通している。

【００１９】７ａはバイパス通路であり、蒸気通路３Ａ
と３Ｂとの間の隔壁を貫通して蒸気通路３Ａと３Ｂとを
連通するものである。同様に７ｂは蒸気通路３Ｃと３Ｄ
間の隔壁に設けられたバイパスで、この３Ｃと３Ｄ間の
蒸気通路を連通している。更に、７ｃもバイパスで蒸気
通路３Ｅと３Ｆ間の隔壁に設けられ、これら蒸気通路を
バイパスさせるものである。

【００２０】これらバイパス７ａ，７ｂ，７ｃは翼の基
部側に設けられ、各蒸気通路の上流側の蒸気が、上方に
流れて通路内を冷却して熱を吸収し、戻ってくる流路を
バイパスし、冷たい蒸気を直接前流側から取込むもので
ある。これにより全体の蒸気温度を平均化し、それによ
って翼の前縁から後縁側にわたって均一な冷却ができ
る。

【００２１】又、これらのバイパス７ａ，７ｂ，７ｃを
設ける他の理由は、動翼の精密鋳造時にも利用されるも
のである。即ち、翼の鋳物成形時に熱により中子のズレ
が発生し、製造時に蒸気通路３Ａ〜３Ｆや空胴４ａ，４
ｂ、肉厚等に誤差が生ずるが、このバイパス７ａ，７
ｂ，７ｃの穴により中子を固定してズレを防ぐことがで
きる。

【００２２】なお、図１に示す実施の形態ではバイパス
７ａ，７ｂ，７ｃは３ヶ所設けた例を示したが、翼の形
状や蒸気通路の数、そのルート、等の仕様により、必ず
しも全部の通路に設ける必要がなく、その通路の仕様
や、鋳造時の条件、等により１ヶ所でも、２ヶ所でも、
必要に応じて設ければ良いものである。

【００２３】８は補強リブであり、図２にも示すように
蒸気通路３Ａ内の中央部を区分するように設けられてい
る。この補強リブ８は後縁の比較的長く、細い形状の通
路を補強して応力を緩和するものである。蒸気冷却の場
合には、例えば、ガスタービンと蒸気タービンとを組合
せたコンバインドサイクルのシステムにおいて、蒸気タ
ービンの蒸気を一部抽出してガスタービンの動翼に導く
が、４０kg/cm²程度の圧力の蒸気を動翼内に導くと、翼
外の燃焼ガス通路の圧力は１５kg/cm²程度であり、その
差圧によって翼が拡張しようとして、特に細長い形状の
後縁部分に応力が発生するので、上記のような補強リブ
８を設けるものである。９は通路壁に設け、流入する蒸
気に乱流を発生させ、熱伝達を高めるためのタービュレ
ータである。

【００２４】上記のような構成のガスタービン冷却動翼
において、翼根部２下部の蒸気入口５からは、例えば、
３７５℃程度の蒸気１０を導入し、蒸気１０は空胴４ａ
を蒸気で満たし、その蒸気は蒸気通路３Ａに流入する。
通路３Ａでは補強リブ８で区分された両方の通路を通
り、この部分を冷却しながら先端部へ流れて次の蒸気通
路３Ｂへ流入する。

【００２５】上記の空胴４ａから蒸気通路３Ａに入った
蒸気のうち、一部は入口側の基部に設けられたバイパス
７ｃを通って次の蒸気通路３Ｂに直接入り、通路３Ｂの
先端部から流れてくる熱を吸収した蒸気と一緒になり、
冷たい蒸気を混合して次の蒸気通路３Ｃへ流入する。

【００２６】蒸気通路３Ｃでは同様に蒸気は先端部へ流
れると共に、一部はバイパス７ｂより次の蒸気通路３Ｄ
に入り、蒸気通路３Ｄでは、先端部から流入する熱を吸
収した熱い蒸気と、バイパス７ｂからの蒸気が基部で混
合し、ある程度蒸気を冷たくして次の蒸気通路３Ｅへ流
入する。

【００２７】蒸気通路３Ｅでは、同じく基部から流入し
た蒸気は先端部へ流れると共に、一部はバイパス７ａよ
り次の蒸気通路３Ｆに入り、蒸気通路３Ｆでは、先端部
から流入する熱を吸収した熱い蒸気と基部で混合し、あ
る程度蒸気を冷たくして空胴４ｂに流出し、空胴４ｂ内
を冷却して蒸気出口６より流出し、蒸気供給源へ回収さ
れる。

【００２８】なお、図１に示す実施の形態においては、
蒸気通路には熱負荷の高い前縁部の３Ｆと外部の高温の
燃焼ガスが直接当たる面３Ｄにはタービュレータ１０を
設けて乱流を促進し、熱吸収を高めている。

【００２９】上記に説明のように動翼１には蒸気供給口
５より３７５℃程度の蒸気を導き、蒸気通路３Ａ〜３Ｆ
及びバイパス７ａ，７ｂ，７ｃによって蒸気を翼内及び
空胴４ａ，４ｂに流し、約１０００℃以上の外部の高温
の燃焼ガスにより高温に上昇した動翼から熱を奪い、こ
れを均一に冷却して蒸気出口６より３７５℃よりも高温
となって流出し、蒸気供給源に回収される。これにより
空気を使用することなく、使用した蒸気１０も回収さ
れ、圧縮機やクーラの容量も小さくすることができ、ガ
スタービンの性能を向上することができる。

【００３０】又、バイパス７ａ，７ｂ，７ｃの穴は翼の
鋳造時の中子の位置ズレを防止して、精度良く翼の製造
ができると共に、これらバイパスにより翼内の各蒸気通
路での蒸気温度を前流、後流側にわたって平均化するこ
とができ、翼全体を均一に冷却することができる。

【００３１】更に、冷却蒸気１０は蒸気供給口５より供
給し、蒸気出口６より回収され、高温となって蒸気供給
源へ戻されて再利用されるので蒸気が有効利用され、従
来のように空気冷却を行い、冷却後の空気を燃焼ガス通
路へ放出する方式と比べて性能面で有利となる。

【００３２】

【発明の効果】以上、具体的に説明したように、本発明
は、翼根部の一端より蒸気を導き、翼内部の基部から先
端部にわたって配設したサーペンタイン冷却通路に同蒸
気を流して前記翼根部の他端より流出させ、同蒸気を回
収するガスタービンの冷却動翼であって、前記基部側の
各冷却通路間の隔壁の少なくとも１つの隔壁に蒸気のバ
イパスを設けたことを特徴としているので、次のような
効果を奏する。

【００３３】（１）空気の使用をなくし、蒸気冷却と
し、圧縮機やクーラの容量を小さくすることができ、更
に冷却後の蒸気は回収されるのでガスタービンの性能向
上がなされる。

【００３４】（２）バイパスを設けたことにより各冷却
通路での蒸気温度を平均化し、後縁から前縁にわたって
翼の冷却を均一化できる。又、バイパスの穴を設けるこ
とにより翼の鋳造時の中子を固定し、ズレを防止するこ
とができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の実施の一形態に係るガスタービン冷却
動翼の内部断面図である。

【図２】図１におけるＡ−Ａ断面図である。

【図３】従来のガスタービン冷却動翼の内部断面図であ
る。

【図４】図３におけるＢ−Ｂ断面図である。

【図５】従来のガスタービンの他の方式による冷却動翼
を示し、（ａ）は内部断面図、（ｂ）は（ａ）における
Ｃ−Ｃ断面図である。

【符号の説明】

１ 動翼 ２ 翼根部 ３Ａ〜３Ｆ 蒸気通路 ４ａ，４ｂ 空胴 ５ 蒸気入口 ６ 蒸気出口 ７ａ，７ｂ，７ｃ バイパス ８ 補強リブ ９ タービュレータ １０ 蒸気

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 翼根部の一端より蒸気を導き、翼内部の
   基部から先端部にわたって配設したサーペンタイン冷却
   通路に同蒸気を流して前記翼根部の他端より流出させ、
   同蒸気を回収するガスタービンの冷却動翼であって、前
   記基部側の各冷却通路間の隔壁の少なくとも１つの隔壁
   に蒸気のバイパスを設けたことを特徴とするガスタービ
   ン冷却動翼。