JPH1122404A - Gas turbine and its rotor blade - Google Patents
Gas turbine and its rotor bladeInfo
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- JPH1122404A JPH1122404A JP9178044A JP17804497A JPH1122404A JP H1122404 A JPH1122404 A JP H1122404A JP 9178044 A JP9178044 A JP 9178044A JP 17804497 A JP17804497 A JP 17804497A JP H1122404 A JPH1122404 A JP H1122404A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】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
のガスパスを形成するプラットホームが構成されてお
り、そして翼部に冷却媒体流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 an improvement of a gas turbine and a moving blade used in the gas turbine, and more particularly, to a gas turbine having a platform for forming a gas path of the moving blade. The present invention relates to a moving blade and a gas turbine provided.
【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。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
のことながらでき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。2. Description of the Related Art Conventionally, for example, a gas turbine employed in a power generator or the like has a turbine and a compressor arranged on one shaft, and high-pressure air compressed by the compressor is used as an oxidant in a combustor. And the turbine is driven by the generated high-temperature and high-pressure gas. And it is formed so that electric power may be generated by a generator coupled to the turbine shaft. That is, mechanical energy is converted into electric energy. Naturally, it is desirable that the electric 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 is increasing.
【０００３】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の向上を図るよ
うにしたものも提案されている。[0003] Recently, as a means for improving the performance of a gas turbine, the operating gas has been raised to a high temperature and a high pressure.
There has also been proposed one that aims to improve the overall energy conversion efficiency including a gas turbine and a steam turbine by using a combined plant with a steam turbine system using the high-temperature exhaust gas.
【０００４】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いっても過言ではな
い。[0004] The fact that the temperature of a gas turbine working gas is increased is limited by the materials used in the high-temperature portion. That is, it is not an exaggeration to say that it is limited by the ability of the material to withstand the thermal stress caused by the gas temperature.
【０００５】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、現在の
ガスタービン及びその動翼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。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、すなわち一般的には冷却空気を
通過させることによって翼を内部から冷却し、翼の温度
を下げるようにしている。[0005] Therefore, when the working gas temperature is raised to a high temperature, the development of a material is the most important. However, it is not easy to develop a material that meets the demand, and the current gas turbine and its rotor blade have the highest temperature. To satisfy the service temperature of the wing that will be exposed to the combustion gases,
In general, a method is adopted in which the blades have a hollow structure, and a cooling medium is supplied to the hollow portion to cool the blades from the inside. Specifically, one or more passages are formed within the turbine blade to cool the blade from the interior by passing a cooling medium, typically cooling air, to reduce the temperature of the blade. ing.
【０００６】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。よりガ
スタービン性能を向上させるため、翼冷却空気をガスタ
ービン燃焼器に回収して燃焼用空気に活用する、いわゆ
る回収型ガスタービンも提案されている。より高温のガ
スタービンを実現するためには、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。What is important in these cases is that in a gas turbine, this cooling air is often extracted from a compressor and used, so that a large amount of consumption of the cooling air causes a decrease in gas turbine efficiency. . In order to further improve the gas turbine performance, a so-called recovery gas turbine in which blade cooling air is recovered by a gas turbine combustor and used for combustion air has been proposed. In order to realize a gas turbine having a higher temperature, it is important to improve the cooling performance of each part while suppressing an increase in processing cost and to further improve the cooling effect with respect to the amount of cooling air to be supplied.
【０００７】[0007]
【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できない部所がある。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、タービ
ン作動ガス温度がより高温化する傾向の中で充分な冷却
ができない嫌いがある。In view of the gas turbine blades conventionally used from these viewpoints, although a cooling structure having relatively high cooling efficiency has been studied and proposed for the blade body, a partial structure has been proposed. Some parts 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 tendency that sufficient cooling cannot be performed in a tendency that the temperature of the turbine working gas becomes higher.
【０００８】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。図７はその動翼１０を斜視図で示し
たものであり、図８は図７のＦ−Ｆ断面図、図９はＧ−
Ｇ断面図を示したものである。さらに図１０はかかるガ
スタービンのタービン動翼冷却空気の一般的な冷却空気
供給系統を示したものである。図中１１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１
２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１３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
１４が設けられている。That is, this point will be described in more detail with reference to the drawings. FIG. 7 is a perspective view of the rotor blade 10, FIG. 8 is a sectional view taken along line FF of FIG. 7, and FIG.
It is the G sectional view. FIG. 10 shows a general cooling air supply system of the turbine blade cooling air of such a gas turbine. In the figure, reference numeral 11 denotes a wing directly receiving a high-temperature and high-pressure gas.
2, a shank portion 13 and a platform 14 forming a working gas flow path for the turbine blade portion are provided between the blade portion and the dovetail portion.
【０００９】また１５はシャンク部１３とプラットホー
ム１４にかこまれた窪である。この窪１５はタービン回
転に伴う遠心力によりダブテール部１２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。１６および１７はダブテール部１２，シ
ャンク部１３に設けられた冷却空気供給孔及び冷却空気
回収孔であり、１８は翼部１１内に設けられ、冷却空気
供給孔１６及び冷却空気回収孔１７に連通した折流路を
なす冷却空気流路である。Reference numeral 15 denotes a recess encased in the shank portion 13 and the platform 14. The recess 15 is provided to reduce the weight of the turbine for the purpose of reducing the stress applied to the dovetail portion 12 due to the centrifugal force caused by the rotation of the turbine. 16 and 17 are cooling air supply holes and cooling air recovery holes provided in the dovetail portion 12 and the shank portion 13, and 18 is provided in the wing portion 11 and communicates with the cooling air supply holes 16 and the cooling air recovery hole 17. It is a cooling air flow path that forms a folded path.
【００１０】翼冷却空気の流通経路は、図１０に示され
ている。すなわち図１０は、ガスタービンの構成模試図
で、複数のタービン動翼１０，タービンディスク２０に
そのダブテール部で結合保持される。圧縮機２１により
圧縮された高圧空気２３は燃焼器２２におくられ、燃料
２４を燃焼させ、発生した高温高圧ガス２５により前記
タービンを駆動する。圧縮機２１より圧縮された高圧空
気の一部は抽気管２６よりガスタービン外部に抽気さ
れ、アフタークーラ２７で冷却し、さらにブースト圧縮
機２８により昇圧し、冷却空気供給管２９より、タービ
ンディスク２０内の空気供給路３０に導かれる。The flow path of the blade cooling air is shown in FIG. That is, FIG. 10 is a schematic diagram of the configuration of a gas turbine, in which a plurality of turbine rotor blades 10 and a turbine disk 20 are connected and held by dovetail portions. The high-pressure air 23 compressed by the compressor 21 is sent to the combustor 22 to burn the fuel 24 and drive the turbine by the generated high-temperature and high-pressure gas 25. A part of the high-pressure air compressed by the compressor 21 is extracted to the outside of the gas turbine through the bleed pipe 26, cooled by the aftercooler 27, further boosted by the boost compressor 28, and cooled by the cooling air supply pipe 29 to the turbine disk 20. It is led to the air supply path 30 in the inside.
【００１１】タービン翼の冷却空気３４は、タービンデ
ィスク２０に組み込まれたタービン動翼１０の冷却空気
供給孔１６より冷却空気流３５として供給され、冷却空
気流路１８を通過する際に高温燃焼ガスにさらされるタ
ービン翼部１１を冷却する。翼部を冷却した空気は、シ
ャンク部１３とダブテール部１２に設けられた冷却空気
回収孔１７より冷却空気流３６として導き出されタービ
ンディスク２０内の空気回収路３１、さらに冷却空気回
収管３２を経て燃焼器２２に回収され、燃焼用空気とし
て寄与する。すなわち、タービン翼の冷却空気を回収す
ることにより翼を冷却した熱を回収するとともに、ター
ビン駆動ガスとして作動させることによりタービン性能
の向上を図っている。The cooling air 34 of the turbine blade is supplied as a cooling air flow 35 from the cooling air supply hole 16 of the turbine blade 10 incorporated in the turbine disk 20, and when passing through the cooling air passage 18, the high-temperature combustion gas The turbine blade 11 exposed to the air is cooled. The air that has cooled the wings is led out as a cooling air flow 36 from cooling air recovery holes 17 provided in the shank portion 13 and the dovetail portion 12 and passes through an air recovery path 31 in the turbine disk 20 and a cooling air recovery pipe 32. It is collected by the combustor 22 and contributes as combustion air. That is, the cooling air of the turbine blades is recovered to recover the heat of cooling the blades, and the turbine is operated as a turbine driving gas to improve the turbine performance.
【００１２】ガスタービンでは高温ガスにさらされる回
転体と静止体の保護のため、圧縮機の吐出空気の一部を
シール空気として利用している。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間隙にシール
空気３７ａとして使用され、高温ガスが作動ガス流路よ
りタービンディスク側に漏れ出ることを防止するととも
にタービンディスク２０，ダブテール部１２，ダブテー
ル部１２を冷却する。他の一部のシール空気３７ｂはタ
ービンディスクに組み込まれた隣合ったタービン翼のシ
ャンク部１３の間よりシャンク部の窪１５，１５ａ，１
５ｂが導かれ、プラットホーム１４，１４ａ，１４ｂ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。In a gas turbine, a part of the discharge air of a compressor is used as seal air for protecting a rotating body and a stationary body exposed to high-temperature gas. A part of the seal air 37 is used as a seal air 37a in a gap between the turbine rotating body and the turbine stationary body to prevent high-temperature gas from leaking from the working gas flow path to the turbine disk side, and to prevent the turbine disk 20 and the dovetail. The part 12 and the dovetail part 12 are cooled. Another part of the seal air 37b is formed between the shank portions 13 of the adjacent turbine blades incorporated in the turbine disk and the recesses 15, 15a, 1 of the shank portion.
5b is guided to cool the lower surfaces of the platforms 14, 14a and 14b to maintain the platform at a predetermined temperature, and to prevent the hot gas from leaking into the gas path from the gap between the adjacent platforms. I have.
【００１３】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１４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ためにプラットホー
ム１４を薄板状にしなければならないため冷却がしにく
いということである。特にタービン翼腹側のプラットホ
ーム１４ａ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 formed as described above has a disadvantage that the platform 14 cannot be sufficiently cooled particularly at high temperatures. That is, although the seal air 37b is used for cooling the platform of the turbine rotor blade, the cooling of the platform 14 must be made thin in order to reduce the structural limitation of the platform, that is, the centrifugal stress accompanying the rotation of the turbine. It is difficult to do. In particular, the platform 14a on the ventral side of the turbine blade has a protruding width because the blade shape is an arcuate shape, and cooling is difficult.
【００１４】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
あるが、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。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。Although there is a method of increasing the amount of seal air to enhance the cooling of the platform against the high temperature of the gas turbine, the increase in the amount of seal air causes a decrease in gas turbine efficiency and needs to be avoided. Therefore, it is important to cool the gas turbine efficiently with a small amount of air. However, in this conventional gas turbine blade cooling structure, the improvement effect of the gas turbine thermal efficiency becomes smaller as the working gas temperature further increases. was there.
【００１５】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 foregoing, and it is an object of the present invention to provide a simple and inexpensive cooling system without increasing the amount of cooling air, and to provide effective cooling with a high reliability. An object of the present invention is to provide a high-temperature gas turbine having high thermal efficiency and its moving blade.
【００１６】[0016]
【課題を解決するための手段】すなわち本発明は動翼部
とダブティール部との間に主流作動ガスのガスパス流路
を形成するプラットホームを備え、翼部の冷却媒体流路
がダブティールとシャンク部の冷却媒体流路に連通する
冷却空気供給孔及び回収孔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を通って前記冷却空気
供給孔と冷却空気回収孔との間を連通する小孔を設ける
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 comprises a platform for forming a gas path flow path for a mainstream working gas between a rotor blade section and a dovetail section, and the cooling medium flow path of the blade section is formed between the dovetail and the shank section. In a gas turbine blade having a cooling air supply hole and a recovery hole communicating with a cooling medium flow path, a small hole communicating between the cooling air supply hole and the cooling air recovery hole through the platform may be provided. It is intended to achieve the intended purpose.
【００１７】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、プラットホーム部内の小孔を流
れる冷却空気に放出され、プラットホームの冷却が強化
されるとともに冷却熱を翼部の冷却熱とともに回収され
る。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。That is, with the rotor blade formed as described above, heat entering the platform from the high-temperature working gas by driving the gas turbine is released to the cooling air flowing through the small holes in the platform portion, and the cooling of the platform is enhanced. Then, the cooling heat is recovered together with the cooling heat of the wings. Therefore, it is possible to obtain a high-temperature gas turbine which has a simple structure, is inexpensive, can be effectively cooled, and has high reliability and high thermal efficiency.
【００１８】[0018]
【発明の実施の形態】以下、図１から図４に図示した実
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１を斜視図で示したものであり、図２
は図１のＡ−Ａ断面図、図３は図１のＢ−Ｂ断面図であ
り、さらに図４は図３のＣ−Ｃ断面図である。図１から
図４において前述した従来のガスタービン動翼と同一部
品には同一符号を付したものでその詳細な説明は省略す
る。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS The present invention will be described below in detail with reference to the embodiments shown in FIGS. FIG. 1 is a perspective view of the gas turbine rotor blade 1, and FIG.
3 is a sectional view taken along line AA of FIG. 1, FIG. 3 is a sectional view taken along line BB of FIG. 1, and FIG. 4 is a sectional view taken along line CC of FIG. 1 to 4, the same components as those of the conventional gas turbine rotor blade described above are denoted by the same reference numerals, and detailed description thereof will be omitted.
【００１９】図１から図４において４１はプラットホー
ム上流部１４ｃに冷却空気供給孔１６に連通して設けた
分岐孔であり、４２はプラットホーム下流部１４ｄに冷
却空気回収孔１７に連通して設けた合流孔である。４
３，４３ａ，４３ｂ，４３ｃはかかる分岐孔４１と合流
孔４２の間に連通してプラットホーム部１４に設けた複
数の小孔である。In FIGS. 1 to 4, reference numeral 41 denotes a branch hole provided in the upstream portion 14c of the platform in communication with the cooling air supply hole 16, and reference numeral 42 denotes a branch hole provided in the downstream portion 14d of the platform in communication with the cooling air recovery hole 17. It is a junction hole. 4
Reference numerals 3, 43a, 43b, and 43c denote a plurality of small holes provided in the platform portion 14 so as to communicate between the branch hole 41 and the merge hole 42.
【００２０】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，回収方法なども従
来のものと特に変わるものではない。翼冷却空気はダブ
ティール部の冷却空気供給孔より供給され、翼部を冷却
した後、冷却空気回収孔よりタービン翼外に導き出され
る。The method of using the rotor blade 1 as a gas turbine is not different from the conventional one, and the method of cooling the turbine and the method of supplying and recovering the cooling air are not particularly different from the conventional one. . The blade cooling air is supplied from a cooling air supply hole in the dovetail portion, cools the blade portion, and is led out of the turbine blade through the cooling air recovery hole.
【００２１】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、プ
ラットホーム部の分岐孔４１において冷却空気の一部は
冷却空気供給孔１６より分岐し、プラットホームの小孔
４３，４３ａ,４３ｂ,４３ｃを経由し、合流孔４２より
冷却空気回収孔１７に導かれる。しかして、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１
４，１４ａ，１４ｂに入る熱の大部分は、分岐孔４１，
小孔４３，４３ａ，４３ｂ，４３ｃ，合流孔４２を流れ
る冷却空気４４に放出される。また他の一部の熱は、従
来通りプラットホーム１４の裏面よりシール空気３７ｂ
に放出される。すなわち小孔を流れる冷却空気によりプ
ラットホーム１４の冷却が強化され、プラットホームの
温度上昇を防止することができる。The functions and effects of the present invention necessarily occur during operation of a gas turbine by the structure of the present invention. That is, in the branch hole 41 of the platform part, a part of the cooling air is branched from the cooling air supply hole 16, passes through the small holes 43, 43 a, 43 b, and 43 c of the platform, and is led to the cooling air recovery hole 17 from the junction hole 42. I will Thus, the platform 1 is moved from the high-temperature working gas stream by driving the gas turbine.
Most of the heat entering 4,14a, 14b is
The cooling air 44 flowing through the small holes 43, 43 a, 43 b, and 43 c and the merging hole 42 is discharged. Another part of the heat is supplied from the back surface of the platform 14 to the
Will be released. That is, the cooling of the platform 14 is enhanced by the cooling air flowing through the small holes, and the temperature rise of the platform can be prevented.
【００２２】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、プラットホーム部をモ
デル化し、境界条件を設定した差分法による。プラット
ホーム近傍の形状は、プラットホームの厚み３mm，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は、プラットホーム側の先
端より３mm及び７mm、２個所に直径１mmの小孔が設けら
れているものとした。The effects of the present invention were evaluated by calculation in comparison with the conventional structure. The calculation method is based on a difference method in which the platform is modeled and boundary conditions are set. The shape near the platform is as follows: platform thickness 3 mm, protrusion length 15 mm, wing wall thickness (thickness from blade surface to cooling flow path) 2 mm, shank thickness (cooling air supply hole in shank from shank recess) 3mm)
In addition, in the case of the structure of the present invention, small holes having a diameter of 1 mm are provided at two places of 3 mm and 7 mm from the tip on the platform side.
【００２３】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３０
０kcal／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。
さらに本願発明構造の場合には、４００℃の空気がプラ
ットホームの小孔を通過し、その熱伝達率は４０００kc
al／ｍ2ｈ℃ とした。The thermal boundary condition is such that the mainstream gas side has a gas temperature of 1
100 ° C, heat transfer coefficient 1000 kcal / m 2 h ° C, air temperature 300 ° C, heat transfer coefficient 30 at seal air side of shank recess
0kcal / m 2 h ℃, the air side of the shank portion in the cooling air flow path temperature 300 ° C., a heat transfer coefficient 1500kcal / m 2 h ℃, further the thermal conductivity of the blade material and 20 kcal / mh ° C..
Further, in the case of the structure of the present invention, air at 400 ° C. passes through a small hole of the platform, and its heat transfer coefficient is 4000 kc.
al / m 2 h ° C.
【００２４】図５は、従来のタービン動翼のプラットホ
ーム部（図９のＥ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１４ａの先端で約８２７
℃であった。図６は、本発明構造のプラットホーム部
（図３のＤ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、プラットホーム１４ａの先端で、
約７３２℃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９５℃に低下させ
ることができたのである。FIG. 5 shows the result of calculating the temperature distribution of the platform (part E in FIG. 9) of the conventional turbine blade. Its maximum temperature is about 827 at the tip of the platform 14a.
° C. FIG. 6 shows the results of calculating the temperature distribution of the platform part (D part in FIG. 3) of the structure of the present invention. The highest temperature is at the tip of the platform 14a,
It was about 732 ° C. That is, the temperature of the platform could be reduced to 95 ° C. at the highest temperature point by the structure of the present invention.
【００２５】この効果は、小孔孔径，設置数及び小孔を
流れる冷却空気量などにより当然異なる。しかし、小孔
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
の高温化に対処できる。This effect naturally depends on the diameter of the small holes, the number of the holes, the amount of cooling air flowing through the small holes, and the like. However, it is clear that the cooling enhancement of the platform is exerted by any installation specification of the small holes, and it is possible to cope with the high temperature of the gas turbine.
【００２６】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、それにより効果も当然異なるが、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。The calculation conditions such as the structural dimensions and boundary conditions of the turbine blades differ depending on the gas turbine specifications and the like, and the effects naturally differ depending on the gas turbine specifications. Obviously.
【００２７】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）において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、小孔の数を調整することにより適合させる
ことができる。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小孔の設置数を調整
可能である。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。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, in the above-described embodiment (FIG. 1), if it is necessary to further enhance the cooling of the platform depending on the degree of increase in the working gas temperature, it can be adapted by adjusting the number of small holes. That is, the number of small holes can be adjusted according to the degree of increase in the working gas temperature and the size of the turbine blade. It should be noted that the present invention does not limit the cooling structure of the turbine blade portion, and the application of the present invention is not limited by the cooling structure of the turbine blade portion.
【００２８】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，供給方法及び回収経路，回収
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、前記従来技術で説明したようにコンバインドプラン
トにおいては、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。Further, a supply route, a supply method, a recovery route, and a recovery method for guiding the extracted air of the compressor for cooling the turbine rotor blades can be variously considered depending on the design concept, but the application of the present invention is similarly limited. It does not give.
Further, although the embodiment of the present invention has been described using the cooling medium as air, it is needless to say that the present invention can be applied to a gas turbine using another medium such as steam in a combined plant as described in the related art. It is.
【００２９】なお、以上の説明では小孔を形成するにあ
たり、円孔を複数個設けるようにしたが、この小孔は、
矩形孔，楕円孔であっても良いであろう。また特に小孔
の面に乱流促進用の凹凸リブあるいは凹凸溝を設けても
良いし、さらにプラットホームの冷却が促進され、さら
なる高温ガスタービンに対応可能である。In the above description, a plurality of circular holes are provided when forming the small holes.
A rectangular hole or an elliptical hole may be used. Further, in particular, an uneven rib or an uneven groove for promoting turbulence may be provided on the surface of the small hole, and cooling of the platform is further promoted, so that it is possible to cope with a higher temperature gas turbine.
【００３０】[0030]
【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、冷却媒体
回収型ガスタービンにおいて、動翼プラットホーム内に
冷却媒体供給孔と回収孔とを連通する小孔を設け、かか
る小孔に翼冷却媒体に一部を導いたもので、プラットホ
ーム部の熱は、かかる冷却媒体に放出され、プラットホ
ームを冷却するとともに冷却熱を回収する。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、信頼性が高く高温ガスタービンに対応したタービン
動翼および熱効率の高いガスタービンを得ることができ
る。As described above, according to the present invention, in a cooling medium recovery type gas turbine, a cooling medium supply hole and a recovery hole are communicated within a moving blade platform between a platform side wall and a shank portion side wall. A small hole is provided, and a part of the small hole is guided to the blade cooling medium. The heat of the platform portion is released to the cooling medium to cool the platform and recover the cooling heat. Therefore, it is possible to obtain a highly reliable turbine rotor blade and a gas turbine having high thermal efficiency, which are simple in structure, inexpensive, and capable of effective cooling, and which are highly reliable and correspond to a high-temperature gas turbine.
【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 one embodiment of a gas turbine rotor blade of the present invention.
【図２】図１のＡ−Ａ線に沿う縦断側面図である。FIG. 2 is a longitudinal sectional side view taken along line AA of FIG.
【図３】図２のＢ−Ｂ線に沿う断面図である。FIG. 3 is a sectional view taken along line BB of FIG. 2;
【図４】図２のＣ−Ｃ線に沿う断面図である。FIG. 4 is a sectional view taken along line CC of FIG. 2;
【図５】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. 5 is a longitudinal sectional side view of a conventional gas turbine rotor blade platform showing a temperature distribution of the platform.
【図６】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. 6 is a vertical sectional side view of the platform showing the temperature distribution of the gas turbine blade platform of the present invention.
【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 blade.
【図８】図７のＦ−Ｆ線に沿う縦断側面図である。FIG. 8 is a vertical sectional side view taken along line FF of FIG. 7;
【図９】図７のＧ−Ｇ線に沿う縦断側面図である。FIG. 9 is a vertical sectional side view taken along line GG of FIG. 7;
【図１０】ガスタービンの構成模試図である。FIG. 10 is a schematic diagram illustrating a configuration of a gas turbine.
１，１０…ガスタービン動翼、１１…タービン翼部、１
２…ダブテール部、１３…シャンク部、１４，１４ａ，
１４ｂ，１４ｃ，１４ｄ…プラットホーム、１５，１５
ａ，１５ｂ…窪、１６…冷却空気供給孔、１７…冷却空
気回収孔、１８…冷却空気通路、２０…タービンディス
ク、２１…圧縮機、２２…燃焼器、２３…圧縮空気、２
４…燃料、２５…燃焼ガス、２６…抽気管、２７…イン
タークーラ、２８…ブースト圧縮機、２９…冷却空気供
給管、３０…冷却空気供給路、３１…空気回収路、３２
…冷却空気回収管、３４…冷却空気、３５，３６…冷却
空気流、３７，３７ａ，３７ｂ…シール空気、４１…分
岐孔、４２…合流孔、４３，４３ａ，４３ｂ，４３ｃ…
小孔。1,10: gas turbine blade, 11: turbine blade, 1
2 ... dovetail part, 13 ... shank part, 14, 14a,
14b, 14c, 14d: Platform, 15, 15
a, 15b recess, 16 cooling air supply hole, 17 cooling air recovery hole, 18 cooling air passage, 20 turbine disk, 21 compressor, 22 combustor, 23 compressed air, 2
4 ... Fuel, 25 ... Combustion gas, 26 ... Bleed pipe, 27 ... Intercooler, 28 ... Boost compressor, 29 ... Cooling air supply pipe, 30 ... Cooling air supply path, 31 ... Air recovery path, 32
... Cooling air recovery pipe, 34 ... Cooling air, 35, 36 ... Cooling air flow, 37, 37a, 37b ... Seal air, 41 ... Branch hole, 42 ... Merging hole, 43, 43a, 43b, 43c ...
Stoma.
Claims (5)
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ィール部と、 前記動翼部と前記ダブティ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
路および冷却媒体回収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壁に、前記冷却媒体供給路と冷却媒
体回収路とを連通する冷却媒体流動手段を設けたことを
特徴とするガスタービン動翼。A rotating blade portion having a cooling medium flow passage through which a cooling medium flows; a dovetail portion for holding the rotating blade portion on a rotating disk; and a space between the rotating blade portion and the dovetail portion. A shank portion having a cooling medium supply passage and a cooling medium recovery passage communicating with a cooling medium flow passage of the blade portion, and a turbine working gas flow formed between the shank portion and the rotor blade. A platform forming a road wall, wherein a cooling medium flowing means for communicating the cooling medium supply path and the cooling medium recovery path is provided on the platform wall. Gas turbine blades.
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ィール部と、 前記動翼部と前記ダブティ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
路および冷却媒体回収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壁に、前記冷却媒体供給路から冷却
媒体回収路に冷却媒体を流動する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 for holding the moving blade portion on a rotating disk, and a space between the moving blade portion and the dovetail portion. A shank portion having a cooling medium supply passage and a cooling medium recovery passage communicating with a cooling medium flow passage of the blade portion, and a turbine working gas flow formed between the shank portion and the rotor blade. A gas turbine blade comprising a platform forming a road wall, wherein a means for flowing a cooling medium from the cooling medium supply path to a cooling medium recovery path is provided on the platform wall. Gas turbine blades.
ーム壁に、前記冷却媒体供給路から冷却媒体回収路に連
通した孔にて形成してなる請求項１もしくは２記載のガ
スタービン動翼。3. The gas turbine rotor blade according to claim 1, wherein said cooling medium flowing means is formed in said platform wall with a hole communicating from said cooling medium supply path to a cooling medium recovery path.
ホーム壁に、前記冷却媒体供給路から冷却媒体回収路に
連通し、その内壁面に突起を有した孔にて形成してなる
請求項１もしくは２記載のガスタービンの動翼。4. The cooling medium flowing means is formed in the platform wall with a hole communicating with the cooling medium supply path from the cooling medium supply path and having a projection on an inner wall surface thereof. Or the moving blade of the gas turbine according to 2.
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ィール部と、 前記動翼部と前記ダブティ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
路および冷却媒体回収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壁に、前記冷却媒体供給路と冷却媒
体回収路とを連通する冷却媒体流動手段を設けたことを
特徴とするガスタービン。5. A moving blade portion having a cooling medium flow passage through which a cooling medium flows, a dovetail portion for holding the moving blade portion on a rotating disk, and a space between the moving blade portion and the dovetail portion. A shank portion having a cooling medium supply passage and a cooling medium recovery passage communicating with a cooling medium flow passage of the blade portion, and a turbine working gas flow formed between the shank portion and the rotor blade. A platform forming a road wall, wherein a cooling medium flowing means for communicating the cooling medium supply path and the cooling medium recovery path is provided on the platform wall. Gas turbine.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9178044A JPH1122404A (en) | 1997-07-03 | 1997-07-03 | Gas turbine and its rotor blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9178044A JPH1122404A (en) | 1997-07-03 | 1997-07-03 | Gas turbine and its rotor blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1122404A true JPH1122404A (en) | 1999-01-26 |
Family
ID=16041619
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9178044A Pending JPH1122404A (en) | 1997-07-03 | 1997-07-03 | Gas turbine and its rotor blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1122404A (en) |
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- 1997-07-03 JP JP9178044A patent/JPH1122404A/en active Pending
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