JPS6022003A - ガスタ−ビン翼冷却方法 - Google Patents
ガスタ−ビン翼冷却方法Info
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- JPS6022003A JPS6022003A JP12952983A JP12952983A JPS6022003A JP S6022003 A JPS6022003 A JP S6022003A JP 12952983 A JP12952983 A JP 12952983A JP 12952983 A JP12952983 A JP 12952983A JP S6022003 A JPS6022003 A JP S6022003A
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- air
- cooling air
- cooling
- blade
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-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
- F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の利用分野〕
本発明はガスタービンの翼の冷却方法に係シ、特に高温
ガスタービンに好適な冷却方法に関するものである。
ガスタービンに好適な冷却方法に関するものである。
ガスタービンにおいては熱効率や出力特性などの性能向
上のためにタービン入口温′度の向上が追求されている
。タービン入口温度を上昇させるとタービン翼のメタル
温度が昇温して、構成材料の耐熱隅丸を超えだシ材料の
寿命が短くなるなどの問題があるため翼の冷却が心安と
なる。従来一般には中空に形成した其内に冷却空気を送
入して冷却を行ない、冷却の終った冷却空気を作動流体
中に排出、混合させている。このため（１）主流ガスの
温風が低下する。（２）冷却空気と主流ガスの混合に伴
なう空力的な全圧損失が生ずる。などガスタービンの性
能低下を招くツ因となっている。
上のためにタービン入口温′度の向上が追求されている
。タービン入口温度を上昇させるとタービン翼のメタル
温度が昇温して、構成材料の耐熱隅丸を超えだシ材料の
寿命が短くなるなどの問題があるため翼の冷却が心安と
なる。従来一般には中空に形成した其内に冷却空気を送
入して冷却を行ない、冷却の終った冷却空気を作動流体
中に排出、混合させている。このため（１）主流ガスの
温風が低下する。（２）冷却空気と主流ガスの混合に伴
なう空力的な全圧損失が生ずる。などガスタービンの性
能低下を招くツ因となっている。
特に第１段静翼は高温の主流ガスに接触するので冷却を
強化する必要が有るが、冷却空気量を増して冷却を強化
すると、第１段静翼を通過した主流ガスは冷却空気の混
入によって降温してし捷う。
強化する必要が有るが、冷却空気量を増して冷却を強化
すると、第１段静翼を通過した主流ガスは冷却空気の混
入によって降温してし捷う。
このような状態を招くと、ガスタービンの性能の基準と
なる第１段静翼出口温度は、第１段静翼の冷却のため燃
焼器出口温度の上昇分根は昇温できないだけでなく冷却
空気と下流ガスの混合にょる（Ｑ 曾損失が生ずるので
、ガスタービンの性能向上、効率向上が阻害される。
なる第１段静翼出口温度は、第１段静翼の冷却のため燃
焼器出口温度の上昇分根は昇温できないだけでなく冷却
空気と下流ガスの混合にょる（Ｑ 曾損失が生ずるので
、ガスタービンの性能向上、効率向上が阻害される。
また、ガスタービンに関する最近の技術的傾向としては
、サイクル性能を向上きせるためにタービン入口温度を
上昇させると共に、圧力比の上昇が計られている。この
ため、冷却に用いる圧縮空気も高圧化し、これに伴って
比較的高温化している。このため翼の冷却用空気の所要
量は低温空気を使用する場合よシも増加し、タービン入
口温度の降温化によるメリットが損われている。
、サイクル性能を向上きせるためにタービン入口温度を
上昇させると共に、圧力比の上昇が計られている。この
ため、冷却に用いる圧縮空気も高圧化し、これに伴って
比較的高温化している。このため翼の冷却用空気の所要
量は低温空気を使用する場合よシも増加し、タービン入
口温度の降温化によるメリットが損われている。
更に、第１段静翼においては空冷の限界に近づいておシ
、単に冷却空気量を増すだけではこれ以上の冷却効果が
期待しにくくなってきている。
、単に冷却空気量を増すだけではこれ以上の冷却効果が
期待しにくくなってきている。
本発明は上述の事情に鑑みて為されたもので、その目的
とするところはガスタービンの翼冷却に伴って生じる主
流ガスと冷却空気との混合による悪影響を抑制し、少量
の冷却空気で効果的なｙカ冷却を行い得る方法を提供し
てガスタービンの性能、並びに熱効率の向上に負献しよ
うとするものである。
とするところはガスタービンの翼冷却に伴って生じる主
流ガスと冷却空気との混合による悪影響を抑制し、少量
の冷却空気で効果的なｙカ冷却を行い得る方法を提供し
てガスタービンの性能、並びに熱効率の向上に負献しよ
うとするものである。
本発明者らは、ガスタービンにおける熱収支および熱流
路について試験、研死を重ねた結呆、最も過酷な熱的条
件下にあって最も多量の冷却空気を消費する第１段静翼
に着目し、第１段静翼に供給する冷却空気の温度を減温
した後、第１段静翼の内部を流通させ、Ｒ’ｘ冷却した
後これを主流ガス中に排出することなく、タービンロー
タ内に尋き再び第１段動翼に供給して第１段動８の冷却
望気として再利用することによって上記の目的を達成し
得ることを確認した。
路について試験、研死を重ねた結呆、最も過酷な熱的条
件下にあって最も多量の冷却空気を消費する第１段静翼
に着目し、第１段静翼に供給する冷却空気の温度を減温
した後、第１段静翼の内部を流通させ、Ｒ’ｘ冷却した
後これを主流ガス中に排出することなく、タービンロー
タ内に尋き再び第１段動翼に供給して第１段動８の冷却
望気として再利用することによって上記の目的を達成し
得ることを確認した。
上記の原理に基づいて少量の冷却空気による効果的な翼
冷却を行い、かつ、主流ガス中への冷却空気出口を抑制
するだめ、本発明の冷却方法は、ガスタービンの付属機
器によって圧縮された空気を減温器に導いて温度を下げ
だ後、該ガスタービンの静翼の内、外径側にそれぞれ設
けられたエンドウオールの一方に供給して該静翼内を流
通させ、上記供給空気の少なくとも一部を反対側のエン
ドウオール部に流出させた後、この空気をタービンロー
タ内に導いて動翼冷却用空気として動翼に供給すること
を特徴とする。ただし、上記の冷却空気として第１段静
翼を冷却して昇温した冷却用の空気を、再度減温器を経
て下流段の静翼、若しくは動Ｖ４の冷却用に再利用する
こと全妨げない。
冷却を行い、かつ、主流ガス中への冷却空気出口を抑制
するだめ、本発明の冷却方法は、ガスタービンの付属機
器によって圧縮された空気を減温器に導いて温度を下げ
だ後、該ガスタービンの静翼の内、外径側にそれぞれ設
けられたエンドウオールの一方に供給して該静翼内を流
通させ、上記供給空気の少なくとも一部を反対側のエン
ドウオール部に流出させた後、この空気をタービンロー
タ内に導いて動翼冷却用空気として動翼に供給すること
を特徴とする。ただし、上記の冷却空気として第１段静
翼を冷却して昇温した冷却用の空気を、再度減温器を経
て下流段の静翼、若しくは動Ｖ４の冷却用に再利用する
こと全妨げない。
なお、本発明において減温器とは空気の温度を下げる手
段を総称するもので、熱交換器や水スプレーなどを含む
意である。
段を総称するもので、熱交換器や水スプレーなどを含む
意である。
次に、本発明の実施例を第１図、第２図について説明す
る。第１図はガスタービンの圧縮様の一部と燃焼器およ
びタービン部の断面図ケ示し、第２図は第１段静翼部の
断面図を示す。このガスタービンは本発明方法を適用す
るために従来のガスタービンを改良したものの一例であ
る。
る。第１図はガスタービンの圧縮様の一部と燃焼器およ
びタービン部の断面図ケ示し、第２図は第１段静翼部の
断面図を示す。このガスタービンは本発明方法を適用す
るために従来のガスタービンを改良したものの一例であ
る。
圧縮機１で高圧になった空気は、燃焼器２に入シ燃料を
燃焼させ高温になった後に、タービン部に入シ、ケーシ
ング１１に配置された第１段静翼３、第１段静翼３、第
２段以降の静翼５、動翼６などを通ってディフューザ７
に排気される。
燃焼させ高温になった後に、タービン部に入シ、ケーシ
ング１１に配置された第１段静翼３、第１段静翼３、第
２段以降の静翼５、動翼６などを通ってディフューザ７
に排気される。
動翼３，６はホイール１０、シャフト９と共に回転する
。
。
第１図において矢印Ａは主流ガスを、破線矢印Ｂは冷却
空気の流れを示す１１本１０においては、ガスタービン
と一体に構成された圧縮機１の最終段から冷却空気流（
破線矢印Ｂ）を分岐させているが、この冷却空気流は圧
縮機１の中間段から抽出しても良く、また、ガスタービ
ンと別体に構成された空気圧縮機によって圧縮された空
気を使用することもできる。この圧縮空気を減温器１３
に導いて降温させた後、第２図に示す第１段静翼のエン
ドウオール１２ａの一端に設けた冷却空気人口３ａから
導入し、該靜莢内に設けた冷却通路３ｂを通して翼面を
冷却した後、他端のエンドウオール１２ｂに設けた冷却
空気出口３Ｃよシ排出させる。
空気の流れを示す１１本１０においては、ガスタービン
と一体に構成された圧縮機１の最終段から冷却空気流（
破線矢印Ｂ）を分岐させているが、この冷却空気流は圧
縮機１の中間段から抽出しても良く、また、ガスタービ
ンと別体に構成された空気圧縮機によって圧縮された空
気を使用することもできる。この圧縮空気を減温器１３
に導いて降温させた後、第２図に示す第１段静翼のエン
ドウオール１２ａの一端に設けた冷却空気人口３ａから
導入し、該靜莢内に設けた冷却通路３ｂを通して翼面を
冷却した後、他端のエンドウオール１２ｂに設けた冷却
空気出口３Ｃよシ排出させる。
この場合、静Ｎ３の内部に設けた冷却通路によどみなく
冷却空気が流れるよう、冷却通路３ｂを流れる空気の一
部を主流ガス中に排出するようにしてもよい。第１段静
翼３の冷却空気出口３Ｃよシ排出された冷却空気は、ジ
ャシト８に設けた冷却空気供給孔を通してタービンロー
タ内に導入され、ホイール１０を冷却しながら第１段動
翼４またはそれ以降の動翼６の冷却空気として動翼の冷
却孔に供給し、最終的には主流ガス中に排出される。
冷却空気が流れるよう、冷却通路３ｂを流れる空気の一
部を主流ガス中に排出するようにしてもよい。第１段静
翼３の冷却空気出口３Ｃよシ排出された冷却空気は、ジ
ャシト８に設けた冷却空気供給孔を通してタービンロー
タ内に導入され、ホイール１０を冷却しながら第１段動
翼４またはそれ以降の動翼６の冷却空気として動翼の冷
却孔に供給し、最終的には主流ガス中に排出される。
従って第１段静翼３に供給する冷却空気量は、少なくと
も第１段動ｇ４と後段の冷却を必要とする動Ｒ５の冷却
空気量を合計した量を利用でき、かつ減温器で減温した
冷却空気を使用できるので、最も厳しい温度条件下にあ
る第１段静す４の冷却について、冷却空気量、冷却空気
温度とも有利な条件となシ、汎面温度を従来技術の場合
に比して低く保つことができる。
も第１段動ｇ４と後段の冷却を必要とする動Ｒ５の冷却
空気量を合計した量を利用でき、かつ減温器で減温した
冷却空気を使用できるので、最も厳しい温度条件下にあ
る第１段静す４の冷却について、冷却空気量、冷却空気
温度とも有利な条件となシ、汎面温度を従来技術の場合
に比して低く保つことができる。
なお、第１段静翼３の冷却によって動翼に入る冷却空気
の温度は上昇するが、第１段静翼３に供給される冷却空
気量が比較的多いこと、前もって減温器で降温させてい
るなどの理由により、動翼に入る冷却空気温度はそれ程
高くはならないのでとくに問題とはなら−ない。ただし
必要があれば第１段静翼を出た冷却空気を更に別の減温
器に導いて降温した後、励具に供給してもよい。
の温度は上昇するが、第１段静翼３に供給される冷却空
気量が比較的多いこと、前もって減温器で降温させてい
るなどの理由により、動翼に入る冷却空気温度はそれ程
高くはならないのでとくに問題とはなら−ない。ただし
必要があれば第１段静翼を出た冷却空気を更に別の減温
器に導いて降温した後、励具に供給してもよい。
また、第１図に示したように、冷却用空気の流路の途中
に流量調整弁１４を設けておくと、運転状態に応じた流
量の冷却空気を供給するように調節して、過大な流量の
冷却空気供給を防止することができる。このような方法
は、ガスタービンの部分負荷運転時などに好適である。
に流量調整弁１４を設けておくと、運転状態に応じた流
量の冷却空気を供給するように調節して、過大な流量の
冷却空気供給を防止することができる。このような方法
は、ガスタービンの部分負荷運転時などに好適である。
第１図においては第２段静翼５の冷却空気を第１段静翼
３の冷却空気系統を分岐、して供給しているが、減温器
１３の直後で分岐し、第２段静翼に直接供給することも
可能である。
３の冷却空気系統を分岐、して供給しているが、減温器
１３の直後で分岐し、第２段静翼に直接供給することも
可能である。
上に述べたようにして第１段静翼を内部から冷却すると
その表面温度も低下するので、これに接触した主流ガス
は伝導によって熱を奪われて若干降温する。しかし、本
発明者らの実験によれば上記の原因による主流ガス温の
降下は数Ｃ程度であって、従来技術におけるが如く主ｖ
１Ｌガス中に冷却空気を放出した場合に比して温度降下
量は１／１０以下である。その上、主流ガス中に冷却空
気を排出しないので主流ガスの混合損失を生じない。
その表面温度も低下するので、これに接触した主流ガス
は伝導によって熱を奪われて若干降温する。しかし、本
発明者らの実験によれば上記の原因による主流ガス温の
降下は数Ｃ程度であって、従来技術におけるが如く主ｖ
１Ｌガス中に冷却空気を放出した場合に比して温度降下
量は１／１０以下である。その上、主流ガス中に冷却空
気を排出しないので主流ガスの混合損失を生じない。
本発明方法を実施する場合、上述の実施例のように静翼
中を流通させる冷却空気を、静翼流通時に主流ガス中へ
全く放出せずに該静翼を冷却することもできるし、また
、流通させる冷却空気の一部を靜板の外表面から主流ガ
ス中に放出して残部をタービンロータ内に導いて動翼の
冷却に用いることもできる。
中を流通させる冷却空気を、静翼流通時に主流ガス中へ
全く放出せずに該静翼を冷却することもできるし、また
、流通させる冷却空気の一部を靜板の外表面から主流ガ
ス中に放出して残部をタービンロータ内に導いて動翼の
冷却に用いることもできる。
以上詳述したように本発明のガスタービン呉冷却方法は
、ガスタービンの付属機器によって圧縮された空気を減
温器に導いて温度を下げた後、該ガスタービンの静翼の
内、外径側にそれぞれ設けられたエンドウオールの一方
に供給して該静成内を流通させ、上記供給空気の少なく
とも一部を反対側のエンドウオール部に流出させた後、
この空気をタービンロータ内に導いて動翼冷却用空気と
して動夾に供給するという比較的簡単な方法で、ガスタ
ービンの翼冷却に伴って生じる主流ガスと冷却空気との
混合による悪影響を抑制し、少量の冷却空気で効果的な
翼冷却を行うことができ、ガスタービンの性能向上、信
頼性向上、並びに熱効率向上に貢献するところ多大であ
る。
、ガスタービンの付属機器によって圧縮された空気を減
温器に導いて温度を下げた後、該ガスタービンの静翼の
内、外径側にそれぞれ設けられたエンドウオールの一方
に供給して該静成内を流通させ、上記供給空気の少なく
とも一部を反対側のエンドウオール部に流出させた後、
この空気をタービンロータ内に導いて動翼冷却用空気と
して動夾に供給するという比較的簡単な方法で、ガスタ
ービンの翼冷却に伴って生じる主流ガスと冷却空気との
混合による悪影響を抑制し、少量の冷却空気で効果的な
翼冷却を行うことができ、ガスタービンの性能向上、信
頼性向上、並びに熱効率向上に貢献するところ多大であ
る。
第１図は本発明の冷却方法を実施するために（；￥成し
たガスタービンの断面図に冷却空気の流路を付記した図
、第２図は同じく第１段静翼部の拡大断面図に冷却空気
流路を付記した図である。 １・・・圧縮機、２・・・燃焼器、３・・・第１段静翼
、３ａ・・・冷却空気入口、３ｂ・・・冷却空気温度、
３Ｃ・・・冷却空気出口、４・・・第１段動翼、５・・
・第２段静翼、６・・・第２段動翼、７・・・ディフュ
ーザ、８・・・シャフト、９・・・冷却空気供給孔、１
０・・・ホイール、１１・・・クーシング、１２ａ・・
・静翼エンドウオール、１２ｂ・・・静翼エンドウオー
ル、１３・・・減温器、１４・・・流量調整弁。 代理人 弁理士 秋本正実 盛１閃 め２図
たガスタービンの断面図に冷却空気の流路を付記した図
、第２図は同じく第１段静翼部の拡大断面図に冷却空気
流路を付記した図である。 １・・・圧縮機、２・・・燃焼器、３・・・第１段静翼
、３ａ・・・冷却空気入口、３ｂ・・・冷却空気温度、
３Ｃ・・・冷却空気出口、４・・・第１段動翼、５・・
・第２段静翼、６・・・第２段動翼、７・・・ディフュ
ーザ、８・・・シャフト、９・・・冷却空気供給孔、１
０・・・ホイール、１１・・・クーシング、１２ａ・・
・静翼エンドウオール、１２ｂ・・・静翼エンドウオー
ル、１３・・・減温器、１４・・・流量調整弁。 代理人 弁理士 秋本正実 盛１閃 め２図
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、ガスタービンの付属（受器によって圧縮された空気
を減温器に導いて温度を下げた後、該ガスタービンの静
翼の内、外径側にそれぞれ設けられたエンドウオールの
一方に供給して該Ａｌ内を流通させ、上記供給空気の少
なくとも一部を反対側のエントウ芽−ル部に流出させた
後、この空気ヲタービンロータ内に導いて動翼冷却用空
気として動翼に供給することを特徴とするガスタービン
翼冷却方法。 ２、上記の空気の流路の途中に流量制御弁を設けて冷却
用空気の流量を調節することを特徴とする特許訪求の範
囲第１項に記載のガスタービン翼冷却方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12952983A JPS6022003A (ja) | 1983-07-18 | 1983-07-18 | ガスタ−ビン翼冷却方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12952983A JPS6022003A (ja) | 1983-07-18 | 1983-07-18 | ガスタ−ビン翼冷却方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6022003A true JPS6022003A (ja) | 1985-02-04 |
Family
ID=15011763
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12952983A Pending JPS6022003A (ja) | 1983-07-18 | 1983-07-18 | ガスタ−ビン翼冷却方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6022003A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4880354A (en) * | 1987-11-25 | 1989-11-14 | Hitachi, Ltd. | Warming structure of gas turbine rotor |
| FR2690482A1 (fr) * | 1992-04-23 | 1993-10-29 | Snecma | Circuit de ventilation des disques de compresseurs et de turbines. |
| WO2001065095A1 (de) * | 2000-02-29 | 2001-09-07 | Mtu Aero Engines Gmbh | Kühlluftsystem |
| JP2006063982A (ja) * | 2004-08-25 | 2006-03-09 | General Electric Co <Ge> | ロータ組立体の先端間隙を維持するための方法及び装置 |
| WO2011129298A1 (ja) * | 2010-04-15 | 2011-10-20 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンエンジンおよびそのタービン静翼 |
| JP2012504724A (ja) * | 2008-10-03 | 2012-02-23 | ロールス・ロイス・ピーエルシー | タービン冷却システム |
| JP2019190284A (ja) * | 2018-04-18 | 2019-10-31 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンシステム |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5151621A (en) * | 1974-10-31 | 1976-05-07 | United Turbine Ab & Co | Gasu taabindoryokusochi |
-
1983
- 1983-07-18 JP JP12952983A patent/JPS6022003A/ja active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5151621A (en) * | 1974-10-31 | 1976-05-07 | United Turbine Ab & Co | Gasu taabindoryokusochi |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4880354A (en) * | 1987-11-25 | 1989-11-14 | Hitachi, Ltd. | Warming structure of gas turbine rotor |
| FR2690482A1 (fr) * | 1992-04-23 | 1993-10-29 | Snecma | Circuit de ventilation des disques de compresseurs et de turbines. |
| WO2001065095A1 (de) * | 2000-02-29 | 2001-09-07 | Mtu Aero Engines Gmbh | Kühlluftsystem |
| JP2003525384A (ja) * | 2000-02-29 | 2003-08-26 | エムテーウー・アエロ・エンジンズ・ゲーエムベーハー | 冷却空気システム |
| JP2006063982A (ja) * | 2004-08-25 | 2006-03-09 | General Electric Co <Ge> | ロータ組立体の先端間隙を維持するための方法及び装置 |
| JP2012504724A (ja) * | 2008-10-03 | 2012-02-23 | ロールス・ロイス・ピーエルシー | タービン冷却システム |
| WO2011129298A1 (ja) * | 2010-04-15 | 2011-10-20 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンエンジンおよびそのタービン静翼 |
| US9234432B2 (en) | 2010-04-15 | 2016-01-12 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Gas turbine and turbine stationary blade for same |
| JP2019190284A (ja) * | 2018-04-18 | 2019-10-31 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンシステム |
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