JPH1122408A - ガスタービン動翼の蒸気冷却システム - Google Patents
ガスタービン動翼の蒸気冷却システムInfo
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- JPH1122408A JPH1122408A JP18120597A JP18120597A JPH1122408A JP H1122408 A JPH1122408 A JP H1122408A JP 18120597 A JP18120597 A JP 18120597A JP 18120597 A JP18120597 A JP 18120597A JP H1122408 A JPH1122408 A JP H1122408A
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- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
し、蒸気で動翼を冷却し、蒸気の漏れを防止すると共に
翼根部端部の熱応力も軽減する。 【解決手段】 動翼1の翼根部3の翼端部を従来より突
設させた突起部4a,4bを設け、隣接する翼根部の突
起部間に蒸気通路5を通し、供給口5a、回収口5bを
下向きにそれぞれ設ける。供給口5aは蒸気供給通路2
0へ、回収口5bは蒸気回収通路21へそれぞれ連通
し、蒸気を供給口5aから翼内へ供給し、回収口5bよ
り回収する。更に、蒸気の漏れを確実に防ぐために側面
にシール板6,7,8を設ける。動翼1を蒸気冷却し、
蒸気を回収できるので漏れが防止され、突起部4a,4
bにより翼根端部の熱による集中応力が軽減する。
Description
蒸気冷却システムに関し、翼根部の強度低下を防ぐと共
に、蒸気のもれも防止できる構造を特徴としている。
部の断面図で、動翼への冷却空気の流れを示している。
図7において、50は静翼で51が外側シュラウド、5
2が内側シュラウドである。60は動翼であり、タービ
ンディスク61の翼根部62に取付けられて静翼50の
間で回転する。
ービンの動翼60は空気で冷却されており、ロータ冷却
空気の一部で冷却される。即ち、翼根部62にはラジア
ルホール65があけられており、ロータ冷却空気100
は各ディスクキャビティ64に導かれ、ラジアルホール
65を通りプラットフォーム63の下部まで導かれ、動
翼60に供給される。
静翼と動翼の詳細図である。図8において、50は静翼
で、外側シュラウド51と内側シュラウド52を有し、
内部には軸方向に空気管53が貫通しており、シール用
空気110が外側シュラウド51側からキャビティ54
に導かれ、穴57を通って通路56から一部を放出して
キャビティ54内の圧力を燃焼ガス通路より高め、高温
ガスの侵入を防いでいる。なお、55はラビリンスシー
ルであり、同じく高温ガスのシール用である。
ータ冷却空気100をディスクキャビティ64内へ導
き、ロータディスク翼根部62内部に貫通したラジアル
ホール65を通り、プラットフォーム63下部のシャン
ク部66へ導き、ここから動翼60の冷却用通路へ供給
される。又、ロータ冷却空気の一部を用いる代りに圧縮
機からの空気をクーラを通して冷却し、ディスクキャビ
ティ64へ導くことも行なわれている。
スタービンの翼の冷却は空気冷却であり、特に動翼にお
いてはロータ冷却空気の一部を導き、冷却している。近
年、空気の代りに蒸気冷却方式が研究されており、ロー
タ系の冷却を蒸気で行う場合には、蒸気の漏れを防ぎ、
かつ、蒸気通路を設ける翼根部を熱応力に対して充分耐
える構造にしなければならない。
入る時に多くの漏れがあり、冷却空気の損失となってお
り、動翼を蒸気冷却する場合には、このような冷却空気
の損失がなくなるが、反面蒸気が逃げるとボイラ側の蒸
気が多量に失なわれるため性能面で大きく影響すること
になる。
部間のラジアルホール貫通部に集中応力が発生し、熱応
力の影響を受けるので、蒸気冷却を採用する場合にはこ
の集中応力を避ける構造を考慮する必要があった。
場合に、翼根部とディスク間の蒸気供給経路から外部へ
の漏れを大幅に低減させると共に、翼根部の端部の熱応
力による強度低下を防止するガスタービン動翼の蒸気冷
却システムを提供することを第1の課題としている。
において、蒸気を翼根部から動翼に供給する経路の点検
や修理等のメインテナンスを容易にして第1の課題の解
決を確実にするガスタービン動翼の蒸気冷却システムを
提供することにある。
ムにおいて、動翼に蒸気冷却を適用した構造において蒸
気の漏れを確実に防ぎ、第一の課題解決を容易ならしめ
るようにすることにある。
2、第3の課題を解決するために、それぞれ次の
(1)、(2)、(3)の手段を提供する。
ロータ軸に対し放射状に取付けられたガスタービン動翼
の蒸気冷却システムであって、前記プラットフォーム下
部の翼根部上部の軸方向両端を突設させて突起部を設
け、互に隣接する動翼の前記突起部間には軸方向に蒸気
通路を配設し、同蒸気通路は動翼の蒸気通路へ連通する
と共に、軸方向の前後の前記突起部間にそれぞれ供給口
か回収口のいずれか1つを下向きに設け、前記供給口、
回収口はそれぞれディスク側の蒸気供給通路、蒸気回収
通路へ接続することを特徴とするガスタービン動翼の蒸
気冷却システム。
の供給口、回収口にはそれぞれ着脱可能な継手管を設
け、同継手管の下部はそれぞれ蒸気供給通路、蒸気回収
通路へ接続したことを特徴とするガスタービン動翼の蒸
気冷却システム。
に隣接する動翼の前記突起部間の円周方向側面にはシー
ル板を取付けたことを特徴とするガスタービン動翼の蒸
気冷却システム。
気はディスク側の蒸気供給通路から供給口を介して蒸気
通路に入り、蒸気通路から翼内部へ供給され、翼を冷却
後、再び蒸気通路の回収口から回収されてディスク側の
蒸気回収通路に流れるので蒸気の漏れがなく、冷却済の
蒸気は冷却の際に熱を奪い、高温となって回収され、蒸
気供給源において有効活用される。又、従来のように空
気冷却を行って空気を放出することがなく大きな損失も
なくなる。
を設け、この突起部に蒸気通路の供給口と回収口とを設
けたので、翼根翼端部の熱による集中応力がなくなり、
この部分の強度低下が防げるものである。
手管を設けたので蒸気通路の点検や修理が容易となり、
又継手管の取替えも可能であり、動翼の蒸気冷却の信頼
性が向上する。
の突起部間にはシール板を設けたので、蒸気の漏れが確
実にシールされ、蒸気の損失を低減すると共に蒸気の漏
れによるガス通路への悪影響を少くする。
て図面に基づいて具体的に説明する。図1は本発明の実
施の第1形態に係るガスタービン動翼の蒸気冷却システ
ムを適用した動翼翼根部の断面図、図2はそのA−A断
面図である。
ォーム、3は翼根部、4a,4bは翼根部3の両端の突
起部である。5は互に隣接する動翼の翼根部3の両端の
突起部4a及び4b間に設けられた蒸気通路で、その両
端にはそれぞれ突起部4a,4bにおいて下向きに蒸気
の供給口5a、回収口5bが設けられている。なお、こ
の供給口5a、回収口5bは逆の配置となっても良いも
のである。この蒸気通路5は動翼1の下部で図示省略の
翼内部へ通ずる蒸気通路と連通している。6,7,8は
隣接する翼根間をシールするシール板である。
本体10が隣接する翼根部間の曲面に密着して取付けら
れて、内部に蒸気の通る穴11が穿設されている。更
に、供給口5aはディスク部に設けられた蒸気供給通路
20へ、回収口5bは蒸気回収通路21へそれぞれ連通
している。
の蒸気供給通路20から冷却用の蒸気が供給され、蒸気
はこのディスク側の通路20と連通する蒸気通路5の供
給口5a側から流入し、翼根部の突起部4aの間から翼
下部へ流れ、図示省略の翼内の蒸気通路に入り、翼を冷
却して再び蒸気通路5に戻り、突起部4b間の下向きの
回収口5b側から蒸気回収通路21へ戻って回収され
る。
5はディスク部に設けた蒸気供給通路20と蒸気回収通
路21に連通し、更に隣接する翼根部間の蒸気供給側と
回収側がそれぞれシール板8で、蒸気の漏れが防止さ
れ、蒸気量の損失を軽減する。
た突起部4a,4bとし、この突起部4a,4bのそれ
ぞれの間に蒸気通路5の供給口5a、回収口5bをそれ
ぞれ下向きに設けるような構造としたので翼基部の強度
を低下させることがなく、この部分の熱による集中応力
による悪影響を軽減させる。
タービン動翼の蒸気冷却システムの断面図である。図に
おいて、符号1乃至6,8,20,21は図1に示す実
施の第1形態のものと同一機能を有するので説明は省略
するが、本実施の第2形態の特徴はバイプ状継手30を
設けたものである。以下に詳しく説明する。
り突設させて突起部4a,4bが設けられ、この突起部
4a,4bに蒸気通路5の端部がそれぞれ下向きに設け
られている。この蒸気通路5の端部およびディスク部の
蒸気供給通路20、蒸気回収通路21の端部が前記パイ
プ状継手30が挿入できるように加工された装着部3
3、34を各々形成している。
示す図3B部の詳細図で、図5はその取付手順を示す図
である。パイプ状継手30は翼側装着部33側は球面状
(特に球状にこだわらない)を有し、装着性を良くして
いる。またディスク側装着部34側は通常の円筒状とし
スライド出来るように形成し、その上部側につば状の突
起部31を形成している。32はパイプ状継手30を最
終的に固定するための固定用ピースである。
く、ディスク側装着部34にパイプ状継手30をはめ込
んでおき、次に(b)に示すごとく、翼を図5(b)で
は右方よりディスク部に所定の位置まで挿入される。デ
ィスクに翼が装着されると、図5(c)で示すごとくパ
イプ状継手30を翼側装着部33に向け、移動させ装着
する。
起部31とディスクとの間を馬蹄形の固定用ピース32
により確実に固定するものである。固定用ピース32を
用いなくても回転による遠心力の作用によりパイプ状継
手30が翼側装着部33に移動し、確実に装着される。
なお、取り外しについては前記手順の逆の手順により容
易に行えることは明らかである。
す図であり、基本的には図3,4で示すものと同じであ
るが、本具体例ではつば状の突起部31を上下に有し、
翼側およびディスク側に加工された装着部33,34を
スライドするようにしており、遠心力の作用によりパイ
プ状継手30が上部にスライドして翼側蒸気通路とディ
スク側蒸気通路を連通させるようにしている。その他、
パイプ状継手の形状は図に示された形状に限定するもの
ではなく、適宜変形して用いることは当然である。
却蒸気は突起部4aにおいて蒸気供給通路20から蒸気
通路5へ供給され、翼内部を冷却した後、突起部4bに
おいて蒸気回収通路21から回収されるので、実施の第
1形態と同様な効果が得られると共に、更に、パイプ状
継手30が着脱可能に装着されており、蒸気冷却系の通
路の点検が容易となるものである。
蒸気冷却システムであって、プラットフォーム下部の翼
根部上部の軸方向両端を突設させて突起部を設け、互に
隣接する動翼の前記突起部間には軸方向に蒸気通路を配
設し、同蒸気通路は動翼の蒸気通路へ連通すると共に、
軸方向の前後の前記突起部間にそれぞれ供給口か回収口
のいずれか1つを下向きに設け、前記供給口、回収口は
それぞれディスク側の蒸気供給通路、蒸気回収通路へ接
続することを特徴としている。この発明により、冷却蒸
気は蒸気供給通路より蒸気通路を通り、翼内部を冷却
し、再び蒸気通路から回収口を通り、蒸気回収通路へ回
収されるので、蒸気の漏れを防ぐことができる。更に、
供給口、回収口をそれぞれ突起部へ設けたので翼根部の
端部の熱による集中応力を回避することができ、翼根部
の強度を向上することができる。
前記蒸気通路の供給口、回収口にはそれぞれ着脱可能な
継手管を設け、同継手管の下部はそれぞれ蒸気供給通
路、蒸気回収通路へ接続したことを特徴としているの
で、蒸気通路の点検や修理が容易となり、継手管の取替
えも可能となり動翼の蒸気冷却の信頼性が向上する。
(2)において、互に隣接する動翼の前記突起部間の円
周方向側面にはシール板を取付けたことを特徴としてい
るので、シール板により蒸気の漏れを確実に防止するこ
とができる。
翼の蒸気冷却システムを適用した翼根部の断面図であ
る。
翼の蒸気冷却システムを適用した翼根部の断面図であ
る。
である。
(a),(b),(c),(d)はそれぞれ装着手順図
である。
す断面図である。
面図である。
の流れを示している。
Claims (3)
- 【請求項1】 翼根部にプラットフォームを介してロー
タ軸に対し放射状に取付けられたガスタービン動翼の蒸
気冷却システムであって、前記プラットフォーム下部の
翼根部上部の軸方向両端を突設させて突起部を設け、互
に隣接する動翼の前記突起部間には軸方向に蒸気通路を
配設し、同蒸気通路は動翼の蒸気通路へ連通すると共
に、軸方向の前後の前記突起部間にそれぞれ供給口か回
収口のいずれか1つを下向きに設け、前記供給口、回収
口はそれぞれディスク側の蒸気供給通路、蒸気回収通路
へ接続することを特徴とするガスタービン動翼の蒸気冷
却システム。 - 【請求項2】 前記蒸気通路の供給口、回収口にはそれ
ぞれ着脱可能な継手管を設け、同継手管の下部はそれぞ
れ蒸気供給通路、蒸気回収通路へ接続したことを特徴と
する請求項1記載のガスタービン動翼の蒸気冷却システ
ム。 - 【請求項3】 互に隣接する動翼の前記突起部間の円周
方向側面にはシール板を取付けたことを特徴とする請求
項1又は2記載のガスタービン動翼の蒸気冷却システ
ム。
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP18120597A JP3500045B2 (ja) | 1997-07-07 | 1997-07-07 | ガスタービン動翼の蒸気冷却システム |
US09/109,379 US5971707A (en) | 1997-07-07 | 1998-07-02 | Gas turbine moving blade steam cooling system |
CA002242650A CA2242650C (en) | 1997-07-07 | 1998-07-02 | Gas turbine moving blade steam cooling system |
EP98112312A EP0890710B1 (en) | 1997-07-07 | 1998-07-02 | Gas turbine moving blade arrangement comprising a steam cooling system |
DE69823744T DE69823744T2 (de) | 1997-07-07 | 1998-07-02 | Anordnung von Gasturbinenlaufschaufeln mit einem Dampfkühlungssystem |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP18120597A JP3500045B2 (ja) | 1997-07-07 | 1997-07-07 | ガスタービン動翼の蒸気冷却システム |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH1122408A true JPH1122408A (ja) | 1999-01-26 |
JP3500045B2 JP3500045B2 (ja) | 2004-02-23 |
Family
ID=16096680
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP18120597A Expired - Fee Related JP3500045B2 (ja) | 1997-07-07 | 1997-07-07 | ガスタービン動翼の蒸気冷却システム |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP3500045B2 (ja) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2001082170A (ja) * | 1999-08-27 | 2001-03-27 | General Electric Co <Ge> | タービンロータ冷却回路の継手管 |
US6769867B2 (en) | 2001-09-10 | 2004-08-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Joint structure of coolant passage, tube seal, and gas turbine |
KR100592150B1 (ko) * | 1999-09-24 | 2006-06-23 | 제너럴 일렉트릭 캄파니 | 터빈 버킷과, 터빈 버킷의 전연 필렛 영역의 냉각 방법 |
JP2011085036A (ja) * | 2009-10-14 | 2011-04-28 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | タービンのシール構造 |
US8128365B2 (en) | 2007-07-09 | 2012-03-06 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with rotor impingement cooling |
-
1997
- 1997-07-07 JP JP18120597A patent/JP3500045B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (7)
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EP2312124A3 (en) * | 2009-10-14 | 2011-11-16 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Sealing arrangement for use with gas turbine engine |
US8562294B2 (en) | 2009-10-14 | 2013-10-22 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Sealing arrangement for use with gas turbine engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP3500045B2 (ja) | 2004-02-23 |
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