JPS59196903A - Gas turbine - Google Patents
Gas turbineInfo
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- JPS59196903A JPS59196903A JP6910283A JP6910283A JPS59196903A JP S59196903 A JPS59196903 A JP S59196903A JP 6910283 A JP6910283 A JP 6910283A JP 6910283 A JP6910283 A JP 6910283A JP S59196903 A JPS59196903 A JP S59196903A
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- cooling air
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- gas turbine
- air
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、ガスタービンの圧縮機で圧縮した空気の一部
を、噴霧装置からの噴霧水により効果的に冷却の上、冷
却空気として使用し７ているガスタービンに関するもの
である。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The present invention relates to a gas turbine in which a part of the air compressed by the compressor of the gas turbine is effectively cooled by spray water from a spray device and then used as cooling air. It is something.
近年、ガスタービンは、その性能向上および出力上昇の
だめ、使用ガス温度がますます高温化の傾向にちる。In recent years, as gas turbines have improved their performance and output, the temperature of the gas used has tended to become higher and higher.
しかしながら、ガスタービンのタービン翼は、その強度
を保持するために一定の温度り下に保つ必要があり、こ
の手段としてタービン翼を冷却す、る方法が採用されて
いる。However, the turbine blades of a gas turbine need to be kept at a constant temperature in order to maintain their strength, and a method of cooling the turbine blades is used as a means for this purpose.
そこで、タービン翼の冷却は、圧縮機で圧縮した空気の
一部を冷却空気として翼内に導き、フィルム冷却、イン
ピンジ冷却及び対流冷却等を行なっているが、ここで冷
却空気の使用量は、翼を一定の温度以下に保つため、使
用ガス温度 ・の高温化にともなって増加する必要
がある。Therefore, to cool the turbine blades, a part of the air compressed by the compressor is guided into the blades as cooling air, and film cooling, impingement cooling, convection cooling, etc. are performed, but the amount of cooling air used here is In order to keep the blades below a certain temperature, the temperature of the gas used must increase as the temperature increases.
しかしながら、冷却空気使用量の増加は、冷却空気圧縮
のだめの所要動力の増加および主流ガスに混合する冷却
空気量の増加に伴う平均ガス温度の低下によるガスター
ビンサイクル効率の低下につながるという問題がある。However, an increase in the amount of cooling air used leads to a decrease in gas turbine cycle efficiency due to an increase in the power required for the cooling air compression tank and a decrease in the average gas temperature due to the increase in the amount of cooling air mixed with the mainstream gas. .
また、冷却空気は、そのタービンにより駆動される圧縮
機で圧縮した空気を用いるため、燃焼ガスに比しては温
度が低いものの、ガスタービンの高出力化にともなって
、圧縮機での圧縮比が高くなり、その温度も高くなって
いる。In addition, since cooling air uses air compressed by a compressor driven by the turbine, its temperature is lower than that of combustion gas, but as the output of gas turbines increases, the compression ratio of the compressor increases. is rising, and its temperature is also rising.
従って、タービン翼を冷却する際に、冷却空気と主流ガ
スとの温度差は、その分小さくなり、冷却効果は悪くな
る。Therefore, when cooling the turbine blades, the temperature difference between the cooling air and the mainstream gas becomes correspondingly smaller, and the cooling effect becomes worse.
１だ、冷却空気は、さらにタービン翼に導く連山におい
て、周囲の高温の雰囲気にさらされるため、温度が上昇
するが、この傾向は燃焼ガス温度が高くなる程太きい。1. The temperature of the cooling air rises as it is exposed to the surrounding high temperature atmosphere in the mountains leading to the turbine blades, and this tendency becomes more pronounced as the combustion gas temperature increases.
従って、圧縮機で圧縮された空気をそのまま冷却空気と
して用いる場合、タービン翼の温度を、その強度を保持
するに必要な一定の温度以下に保つ条件の下では、冷却
空気量を増力口しても主流ガス温度をある値以上に上げ
ることは不可能である。Therefore, when using air compressed by a compressor as cooling air, the amount of cooling air must be increased by increasing the amount of cooling air under the condition that the temperature of the turbine blades is kept below a certain level necessary to maintain its strength. However, it is impossible to raise the mainstream gas temperature above a certain value.
この対策として冷却空気をいったんガスタービン外に導
き、エアフィンクーラ等を用いて冷却したものもあるが
、この場合、冷却空気温度は低下するものの構造が複雑
となり、また圧損が増大し、冷却空気の圧力とタービン
入口のガス圧力との差が小さくなり、このだめ初段静翼
のフィルム冷却が不可能であるという問題がある。As a countermeasure to this problem, there are systems that first guide the cooling air outside the gas turbine and cool it using an air fin cooler, etc., but in this case, although the cooling air temperature decreases, the structure becomes complicated, pressure loss increases, and the cooling air There is a problem in that the difference between the pressure at
そこで本発明は、前記従来の問題点を解消し、ガスター
ビンのタ−ビン動を冷却空気で効果的に冷却すると共に
、そのガスタービン効率向上を可能ならしめることを目
的としてなされたものである。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made with the object of solving the above-mentioned conventional problems, effectively cooling the turbine motion of a gas turbine with cooling air, and making it possible to improve the efficiency of the gas turbine. .
即ち、本発明はガスタービンの圧縮機で圧縮した空気の
一部を冷却空気としてタービン翼に導き、タービン翼を
冷却するガスタービンにおいて、その冷却空気の通路に
水を噴霧可能な噴霧装置を設けることにより構成される
。That is, the present invention provides a gas turbine that guides a part of the air compressed by the compressor of the gas turbine to the turbine blades as cooling air to cool the turbine blades, and is provided with a spraying device capable of spraying water into the path of the cooling air. It consists of:
以下、図面を参照して本発明のガスタービンの実施例を
説明するが、第１図は本発明の実施例におけるガスター
ビンの概念図であり、図中の圧縮機２、燃焼器６、ター
ビン４等によりこのガスタービン１は構成されている。Embodiments of the gas turbine according to the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 is a conceptual diagram of the gas turbine according to the embodiment of the present invention. This gas turbine 1 is composed of 4 and the like.
次に、第２図は第１図のガスタービン１の要部拡大側断
面図であり、このガスタービン１内を流れる冷却空気は
図中矢印Ａのごとく流れるが、圧縮機内側ディフューザ
１２の内倶１空間゛１４には、水を噴霧する噴霧装置５
が設けられており、また、燃焼器室６１のタービン翼環
３３付近にも、水を噴霧する噴霧装置６が設けられてい
る。Next, FIG. 2 is an enlarged side sectional view of the main part of the gas turbine 1 shown in FIG. In the first space 14, there is a spray device 5 that sprays water.
A spray device 6 for spraying water is also provided near the turbine blade ring 33 of the combustor chamber 61.
これら噴霧装置５，６は第１図に示すガスタービン１外
部の水供給源９に配管７で接続されており、噴霧を停止
するための弁８がそれぞれ設けられている。These spray devices 5 and 6 are connected by piping 7 to a water supply source 9 outside the gas turbine 1 shown in FIG. 1, and are each provided with a valve 8 for stopping spraying.
そこで、圧縮機２で圧縮された空気の一部は冷却空気Ａ
として圧縮機最終段動翼１０の後の圧縮機ロータディス
ク１１と、圧縮機内側ディフューザ１２との間隙を通り
、圧縮機内側ディフューザ１２内の圧縮機高圧側シール
リング１６でシールされた内側空間１４に入るが、ここ
で噴霧装置５より水を噴霧して冷却した後、トルクチュ
ーブ１５の冷却空気抽気孔１６よりトルクチューブ１５
内の空間１７に入り、タービンディスク１８の通気孔２
１、捷たはスペーサディスク２０の通気孔２２よりター
ビンディスク１８．１９の間の空間２３、２４に入り、
冷却空気孔２５．２５および２６゜２６を通って、ター
ビン動翼２８．３０に供給される。Therefore, part of the air compressed by compressor 2 is used as cooling air A.
The inner space 14 passes through the gap between the compressor rotor disk 11 after the compressor final stage rotor blade 10 and the compressor inner diffuser 12 and is sealed with the compressor high pressure side seal ring 16 in the compressor inner diffuser 12. After cooling by spraying water from the spray device 5, the torque tube 15 is cooled from the cooling air bleed hole 16 of the torque tube 15.
into the space 17 in the turbine disk 18 and into the air vent 2 of the turbine disk 18.
1. Enter the space 23, 24 between the turbine disks 18, 19 through the vent hole 22 of the spacer disk 20,
Cooling air is supplied to the turbine rotor blades 28.30 through holes 25.25 and 26.26.
また、圧縮機２で圧縮された大部分の空気は、燃焼器室
６１に入り、大部分は第１図の燃焼器乙に供給されるが
、燃焼器室６１内のタービン翼環３３付近の冷却空気Ａ
は、ここで噴霧装置６より水を噴霧して冷却した後、タ
ービン翼環６６の冷却空気孔３４．３４よりタービン静
ｇ ２７．２９に供給される。Most of the air compressed by the compressor 2 enters the combustor chamber 61, and most of it is supplied to the combustor B shown in FIG. Cooling air A
After being cooled by spraying water from the spray device 6, it is supplied to the turbine static g 27.29 from the cooling air holes 34.34 of the turbine blade ring 66.
ここで、噴霧装置５，６は、冷却空気Ａの全体が均一に
冷却されるように円周方向に複数個設けるのがよい。Here, it is preferable to provide a plurality of spray devices 5 and 6 in the circumferential direction so that the entire cooling air A is cooled uniformly.
また、噴霧装置５，６は、噴霧された水滴が蒸発する前
にガスタービン１を構成する高温となった部材に直接当
たり、これを急冷し、クラック発生の原因゛となること
のないように、例えば接線方向等部材の無い空間に向け
て噴霧するようにすると良い。The spray devices 5 and 6 also prevent the sprayed water droplets from directly hitting the hot components of the gas turbine 1 before evaporating, rapidly cooling them, and causing cracks. For example, it is preferable to spray in the tangential direction toward a space where there are no members.
本発明のガスタービンは、以上のように構成されており
、圧縮機で圧縮され、温度が高くなり、また周囲の高温
の雰囲気にさらされて、さらに温度の高くなった空気中
に水を噴霧することにより、その空気を冷却することが
できる。The gas turbine of the present invention is configured as described above, and is compressed by a compressor to increase the temperature, and is exposed to the surrounding high temperature atmosphere to spray water into the air that has become even hotter. By doing so, the air can be cooled.
しかも、温度の高くなった空気中に水を直接噴霧するの
で、その空気は水が蒸発するだめの蒸発潜熱として約６
００ ｋｃ＆ｌ／ｋｇもの熱をう（まわれるため、エア
フィンクーラ等を用いて間接的に冷却する従来の場合に
比して、十分に効果的な冷却ができるという利点がある
。Moreover, since the water is directly sprayed into the hot air, the air has a latent heat of vaporization of approximately 6
Since it dissipates as much as 0.00 kc&l/kg of heat, it has the advantage of being able to achieve sufficiently effective cooling compared to the conventional case of indirect cooling using an air fin cooler or the like.
また、本発明によれば、ガスタービン内の冷却空気通路
中に水噴霧装置を設け、７１（噴霧を行なうだけである
ため、いったんガスタービンの外部に冷却空気を導いて
冷却する場合のように圧損の増加なしに冷却を行なうこ
とができるという利点もある。Further, according to the present invention, a water spray device is provided in the cooling air passage in the gas turbine. Another advantage is that cooling can be performed without increasing pressure loss.
一方、冷却空気を冷却し、その温度を下げることができ
れば、冷却空気量の増加なしにガスタービンの使用ガス
温度を上げることができる。On the other hand, if the cooling air can be cooled and its temperature can be lowered, the temperature of the gas used in the gas turbine can be increased without increasing the amount of cooling air.
ここで従来の方法は冷却空気量を増すことによってもタ
ービン翼を冷却する能力が増し、使用ガス温度を上げる
ことができるが、使用ガス温度が上がるに伴い、タービ
ン翼の受ける熱量が増す一方、冷却空気自体の温度もか
なり高くなり１．タービン翼との温度差が小さくなるこ
とから、冷却空気量を増やしても冷却効果を大巾に良く
することはできないのに対して、本発明のガスタービン
のごとく冷却空気の温度を下げれば、タービン翼との温
度差が大きくなり、冷却効果が大巾に改善される。Here, in the conventional method, the ability to cool the turbine blades increases by increasing the amount of cooling air, and the temperature of the gas used can be raised, but as the temperature of the gas used increases, the amount of heat received by the turbine blades increases. The temperature of the cooling air itself also becomes considerably high.1. Since the temperature difference between the blade and the turbine blade becomes smaller, increasing the amount of cooling air does not significantly improve the cooling effect. However, if the temperature of the cooling air is lowered as in the gas turbine of the present invention, The temperature difference between the blade and the turbine blade increases, greatly improving the cooling effect.
しかも、冷却効果が向上すれば、冷却空気量を増加する
必要もなくなる。Furthermore, if the cooling effect is improved, there is no need to increase the amount of cooling air.
従って、本発明によれば、冷却空気量を増加することな
く、使用ガス温度を上げることができ、ガスタービンサ
イクル効率が向上する。Therefore, according to the present invention, the temperature of the gas used can be increased without increasing the amount of cooling air, and the gas turbine cycle efficiency is improved.
更に、本発明によれば、冷却空気中に水噴霧を行なうた
め、その分冷却空気の容積が増加するので、圧縮機で圧
縮した冷却空気の使用量が減す、ガスタービンのサイク
ル効率が向上する。Furthermore, according to the present invention, since water is sprayed into the cooling air, the volume of the cooling air increases accordingly, which reduces the amount of cooling air compressed by the compressor and improves the cycle efficiency of the gas turbine. do.
また、本発明によれば、冷却空気中に水分が加わるため
、冷却空気の比熱が増し、この面からも冷却空気のみの
冷却よりも冷却効果が高くなり、この分冷却空気の使用
量を減じるが、使用ガス温度を上げることができ、ガス
タービンのサイクル効率が向上する。Further, according to the present invention, since moisture is added to the cooling air, the specific heat of the cooling air increases, and from this aspect as well, the cooling effect is higher than cooling with only cooling air, and the amount of cooling air used is reduced accordingly. However, the gas temperature used can be increased, improving the cycle efficiency of the gas turbine.
加えて、本発明によれば、ガスタービン内部の冷却空気
通路中で水を噴霧するため、いったんガスタービン外へ
導き、エアフィンクーラ等で冷却する場合のように圧損
の増加がなく、この方式では不可能であったタービン第
１段静翼のフィルム冷却も問題なく行なうことができる
という利点もある。In addition, according to the present invention, since water is sprayed in the cooling air passage inside the gas turbine, there is no increase in pressure loss, unlike when the water is once guided outside the gas turbine and cooled with an air fin cooler or the like. Another advantage is that film cooling of the first stage stator blades of the turbine, which was not possible in the conventional method, can be performed without any problem.
第１図は本発明の一実施例におけるガスタービンの概念
図であり、第２図は第１図のガスタービンの要部拡大の
側断面図である。
１・・・ガスタービン、２・・・圧縮機、４・・・ター
ビン、５・・・噴霧装置、６・・・噴霧装置、９・・・
水供給源、１４・・・内側空間、２７，２９・・・ター
ビン静翼、２８、３０・・・タービン動翼、６１・・・
燃焼器室、Ａ・・・冷却空気。
第１図FIG. 1 is a conceptual diagram of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is an enlarged side sectional view of a main part of the gas turbine shown in FIG. DESCRIPTION OF SYMBOLS 1... Gas turbine, 2... Compressor, 4... Turbine, 5... Spray device, 6... Spray device, 9...
Water supply source, 14... Inner space, 27, 29... Turbine stator blade, 28, 30... Turbine rotor blade, 61...
Combustor chamber, A...Cooling air. Figure 1
Claims (1)
としてそのタービン翼に導き、タービン翼を冷却するガ
スタービンにおいて、その冷却空気の通路に水を噴霧可
能な噴霧装置を設けたことを特徴とするガスタービン。A gas turbine that cools the turbine blades by introducing a part of the air compressed by the gas turbine compressor as cooling air to the turbine blades, characterized in that a spraying device capable of spraying water is provided in the cooling air passage. gas turbine.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6910283A JPS59196903A (en) | 1983-04-21 | 1983-04-21 | Gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6910283A JPS59196903A (en) | 1983-04-21 | 1983-04-21 | Gas turbine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59196903A true JPS59196903A (en) | 1984-11-08 |
| JPH0571774B2 JPH0571774B2 (en) | 1993-10-07 |
Family
ID=13392918
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6910283A Granted JPS59196903A (en) | 1983-04-21 | 1983-04-21 | Gas turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59196903A (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4840242A (en) * | 1971-09-27 | 1973-06-13 | ||
| JPS526911U (en) * | 1975-07-03 | 1977-01-18 | ||
| JPS5532930A (en) * | 1978-08-28 | 1980-03-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine equipment |
-
1983
- 1983-04-21 JP JP6910283A patent/JPS59196903A/en active Granted
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4840242A (en) * | 1971-09-27 | 1973-06-13 | ||
| JPS526911U (en) * | 1975-07-03 | 1977-01-18 | ||
| JPS5532930A (en) * | 1978-08-28 | 1980-03-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine equipment |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0571774B2 (en) | 1993-10-07 |
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