WO1998034013A1 - Pale fixe de refroidissement pour turbine a gaz - Google Patents

Pale fixe de refroidissement pour turbine a gaz

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WO1998034013A1
WO1998034013A1 PCT/JP1998/000206 JP9800206W WO9834013A1 WO 1998034013 A1 WO1998034013 A1 WO 1998034013A1 JP 9800206 W JP9800206 W JP 9800206W WO 9834013 A1 WO9834013 A1 WO 9834013A1
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cooling
steam
vane
shroud
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Hiroki Fukuno
Yasuoki Tomita
Kiyoshi Suenaga
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.
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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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
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    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
    • F05D2260/2322—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium steam

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine cooling vane, and more particularly to a cooling structure of a vane cooling using steam and air as a cooling medium.
  • Leakage Hot gas turbine vanes are cooled using a portion of compressed air to maintain the blade metal temperature below the temperature allowed by the blade material.
  • the cooling of the stationary blade is performed by cooling techniques such as impingement cooling, film cooling, shower head cooling, and pin fin cooling, depending on the inlet gas temperature.
  • 4 and 5 are a plan sectional view and a perspective view, respectively, of an example of the current air-cooled vane.
  • an insert 53 is attached inside the cooling vane along with the blade profile 51.
  • the insert 53 has a notch 52 at the leading edge of the stator vane.
  • a shower head cooling 54 is provided from a notch 52 provided in the insert 53.
  • the notch 52 is provided only in the front part of the wing for the insert 53 because the front part is a high pressure area and air blowing to this part is not possible at low pressure after impingement cooling. This is because air can be blown out directly without passing through Insert 5 3 because it becomes possible.
  • the back of the wing, the back of the wing, and the abdomen of the wing are subjected to insert cooling 55 and film cooling 56 through inserts 53 as shown in FIG. If the cooling air is blown out too strongly at the part where the film is cooled, the cooling air will mix with the main gas flow and impair the original effect of film cooling, so it is necessary to optimize the blowing strength.
  • the pin fin cooling 58 is performed on the trailing edge of the blade through the bin fin hole 57, and the cooled air joins the main gas flow.
  • gas turbine cooling vanes are performed by combining various cooling technologies. As shown in the perspective view of the cooling vane in FIG. 5, the outer shroud 59 and the inner shroud 60 have a cooling air inlet 61, and the vane 51 is located between the two shrouds 59, 60. There is.
  • the surface of the stationary blade 51 is provided with holes for shading, chip cooling, film cooling, and pin fin cooling from the blade front to the blade trailing edge.
  • Shroud cooling holes 62 are also formed in both shrouds 59 and 60.
  • the cooling medium passage through which the steam flows is required to be closed to the outside and have a steam supply port and a recovery port.
  • a gas turbine vane using two types of air and steam as a cooling medium there is Japanese Patent Application No. 8-1907-117 “Gas turbine vane”.
  • the present invention relates to a turbine cooling vane composed of a stationary blade, an outer shroud sandwiching the stationary blade, and an inner shroud.
  • the challenge is to provide a gas turbine cooling vane that can cope with high temperatures by responding to difficult parts with steam cooling.
  • DISCLOSURE OF THE INVENTION the present invention provides a gas turbine cooling vane having the following configuration. That is, first, for the stationary blade, a plurality of inverting serpentine flow paths having straight and oblique turbulence are provided therein, and the serpentine flow path is provided by a steam cooling impingement plate provided on the outer shroud. And the finned steam inlet chamber and steam outlet.
  • a slot hole is provided in the trailing edge of the stationary blade and is adjacent to the trailing edge of the blade, provided in the outer shroud or the inner shroud without communicating with the serpentine flow path, and provided with an air-cooled impingement plate and fins.
  • An air passage communicating with the air inlet chamber is provided.
  • the outer shroud is provided with an air cooling channel with an air outlet on its outer surface to cool the air
  • the steam impingement cooling unit is provided on the part other than the wing profile inside the air cooling channel. And partly form an air impingement cooling section.
  • the inner shroud is provided with an air cooling channel having an air outlet at its outer edge, and is air-cooled.
  • the parts other than the wing profile inside the air cooling channel are impingement cooled by air and shaken.
  • the film is cooled by the air coming out of the holes.
  • the gas turbine cooling vane according to the present invention having the above-described configuration, uses two kinds of cooling mediums, steam and air, to cool, so that the following operational effects are obtained.
  • the flow path for the cooling steam is cut off from the flow path for the cooling air and closed, and the steam used for cooling can be recovered. Natatsu steam can be reused.
  • the amount of cooling air can be reduced by using air and steam as the cooling medium, and the total flow rate of steam and air can be reduced as compared with the past because the steam is more powerful and the heat capacity is large.
  • FIG. 1 is a sectional view of a gas turbine cooling vane according to an embodiment of the present invention
  • FIG. 2 is a plan view of an outer shroud of the vane shown in FIG. 1
  • FIG. Figure 4 is a plan view of the inner blade of the vane shown
  • Fig. 4 is a cross-sectional plan view of the air-cooled vane
  • Fig. 5 is a conventional sky? ⁇ It is a perspective view of the wing.
  • BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION a gas turbine cooling vane according to the present invention will be specifically described based on one embodiment shown in FIGS. 1 to 3.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view of the inside of the gas turbine cooling vane.
  • Figs. 2 and 3 are plan views of the upper outer shroud 4 and the lower inner shroud 11, respectively.
  • a plurality of serpentine channels 3 having straight and diagonal turbulators 2 are provided inside a stationary blade 1.
  • the serpentine flow path 3 communicates the cooling steam inlet side with the steam cooling impingement plate 5 provided on the outer shroud 4 and the steam inlet chamber 7 with the shroud inner fins 6, and the outlet side communicates with the steam outlet 8.
  • Slots 9 are formed in the trailing edge of the stator vane 1 and an air flow path 10 is formed adjacent to the trailing edge.
  • the outer edge of the outer shroud 4 is provided with an air cooling channel 1.6 having a plurality of air outlets 15, and the portion other than the blade profile inside the air cooling channel 16 is provided.
  • the structure has a structure in which an impingement cooling section 17 using steam and an impingement cooling section 18 partially using air are formed.
  • the outer part of the inner shroud 11 is air-cooled by providing an air cooling channel 19, and the parts other than the inner wing profile are caused by air flowing out of the sieve hole 20.
  • the film is configured to be cooled.
  • the gas turbine cooling vane according to the present embodiment has the above-described configuration. Inside the vane 1, cooling steam flowing from the steam inlet chamber 7 and flowing out from the steam outlet 8 is supplied to the internal Cooled by flowing 3. The trailing edge of the stationary blade 1 is cooled by an air flow passage 10 through which air flows in from the air inlet chamber 14 and flows out from the slot hole 9.
  • the outer shroud 4 is cooled by the air flowing through the air cooling passage 16 at the outer periphery thereof, and the portion other than the blade profile inside the air cooling passage 16 is a steam impingement cooling unit 1. It is cooled by 7 and air impingement cooling section 18. Also, the inner shroud 11 is cooled by the air flowing through the air cooling flow path 19 at the outer edge, and the portion other than the wing profile inside the air cooling flow path 19 is filmed by air flowing out of the shake hole 20. Cooled. As described above, the present invention is not limited to these embodiments, and the present invention is not limited to these embodiments. It goes without saying that various changes may be made to the configuration.
  • cooling air is supplied from the air inlet chamber 14 provided in the inner shroud 11 to the air passage 10 for cooling the trailing edge of the stationary blade 1.
  • the cooling air may be supplied from the outer shroud 4, or may be supplied from both the inner shroud 11 and the outer shroud 4.
  • the vane is cooled by the steam flowing through the servantine flow path and the air flowing through the rear air flow path.
  • the outer shroud is cooled by the air flowing through the outer edge air cooling channel and the inner steam impingement cooling unit and the air impingement cooling unit.
  • the air cooling channel of the section and the inside are cooled by film cooling of the air, and the cooling is effectively performed by steam and air.
  • an efficient cooling effect is produced by the structure that enables the use of two types of cooling media, and it is possible to cope with an increase in the gas turbine inlet temperature. .

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Description

明 細 書 ガスタービン冷却静翼 脑分野 本発明はガスタービン冷却静翼に関し、 特に冷却媒体として蒸気及び空気を用 ^、て冷却する静翼の冷却構造に関する。 漏 高温ガスタービン静翼は翼材料が許容する温度以下に翼メタル温度を保つため に圧縮空気の一部を用いて冷却されている。 静翼の冷却は翼入口ガス温度に応じ て一般にィンピンジメント冷却、 フィルム冷却、 シャワーへッ ド冷却、 ピンフィ ン冷却といつた冷却技術が単独に或いは組合せて用いられている。 図 4及び図 5は、 それぞれ、 現状の空気冷却静翼の一例の平面断面図及び斜視 図である。 図 4において、 冷却静翼の内部には翼のプロフィル 5 1に添ってイン サ一ト 5 3が取り付けられている。 ィンサート 5 3には静翼の前縁部分に切欠 5 2が設けてある。 静翼の前縁には、 インサート 5 3に設けられた切欠 5 2の部位からシャワーへ ッ ド冷却 5 4がされる。 インサート 5 3に対し翼前緣部のみに切欠 5 2を設けて あるのは、 前緣部は圧力力高い領域となっていてこの部位への空気の吹出しはィ ンピンジメント冷却後の低い圧力では不可能となるためィンサート 5 3を通さず 空気の吹出しを直接行なうためである。 翼頭背部、 翼背部及び翼腹部に対しては図 4に示すようにィンサート 5 3を通 してインビンジメント冷却 5 5とフィルム冷却 5 6力くされる。 フイルム冷却 5 6 行なう部位は冷却空気を強く吹出しすぎると冷却空気が主ガス流れと混合して しまいフィルム冷却の本来の効果を損うので吹き出し強さの適正化が必要となる。 また、 翼後縁はビンフィン穴 5 7を通してピンフィン冷却 5 8を行い冷却後の 空気は主ガス流れに合流する。 このようにガスタービン冷却静翼は幾つもの冷却 技術が組合せられて行なわれている。 図 5の冷却静翼の斜視図に示すように、 外側シュラウド 5 9及び内側シュラウ ド 6 0には冷却空気の流入口 6 1があり両シユラ ド 5 9 , 6 0の間に静翼 5 1 がある。 静翼 5 1の表面には翼前緣から翼後縁にわたってシャヮ一^、ツ ド冷却、 フィルム冷却及びピンフィン冷却の穴が穿設されている。 また、 両シユラウド 5 9 , 6 0にもシュラウド冷却穴 6 2が穿設されている。 ガスタービン効率向上に伴う入口温度の高温化によって、 熱容量が小さく多く の量を必要とする空気冷却のみでは 1 5 0 0で級の入口温度に対応出来ない状況 にある。 そこで冷却媒体として熟容量が空気より大きく量的にも少くてすむ蒸気 が利用され始めている。 そのため空気冷却で対応可能な静翼部位は空気冷却で対応し空気冷却での対応 が困難な静翼部位では蒸気で対応するように構成する。 但し、 蒸気冷却の場合、 蒸気はコンバインドサイクルを構成する蒸気タービンの抽気蒸気が使用されるの でガスタービン内への蒸気の洩れは皆無にすることが蒸気側サイクル上の理由か ら要求される。 従って蒸気を流す冷却媒体通路は外部に対し閉じ蒸気供給口と回収口とを具え たものであることが要求される。 尚、 冷却媒体として空気と蒸気の二種類を用い たガスタービン静翼の例として特願平 8— 1 9 0 7 1 7号「ガスタービン静翼」 がある。
本発明は、 静翼とこの静翼を挟む外側シュラウド及び内側シュラウドで構成さ れた スタービン冷却静翼において.、 空気冷却で対応可能な部分は空気冷却で対 応し、 空気冷却による対応力《困難な部分は蒸気冷却で対応することによって、 高 温化に対応可能なガスタービン冷却静翼を提供することを課題としている。 発明の開示 前記課題を解決するため、 本発明は次の構成のガスタービン冷却静翼を提供す る。 即ち、 まず静翼に対しては、 その内部に直線及び斜めのタービユレ一夕を有 する複数に反転するサーペンタイン流路を設けてありそのサーペンタイン流路は 外側シュラウドに設けられた蒸気冷却インビンジメント板及びフィン付の蒸気入 口室及び蒸気出口に連通させる。 また、 静翼の後縁部には、 スロット穴を設けると共に翼後縁部に隣接し、 前記 サーペンタイン流路とは連通せず前記外側シュラウド又は内側シュラウドに設け られて空気冷却ィンピンジメント板及びフィン付きの空気入口室に連通された空 気流路を設ける。
—方、 外側シュラウドは、 その外緣部に、 空気出口を有する空気冷却流路を設 けて空気冷却し、 かつ、 その空気冷却流路の内側の翼プロフィル以外の部分には 蒸気ィンピンジメント冷却部及び一部を空気インピンジメント冷却部を形成する。 また、 内側シュラウドは、 その外縁部に空気出口を有する空気冷却流路を設け て空気冷却し、 力、つ、 その空気冷却流路の内側の翼プロフィル以外の部分は空気 によるインピンジメント冷却及びシエイブト穴より出る空気によってフィルム冷 却されるように構成する。 本発明によるガスタービン冷却静翼は以上説明した構成とすることによって蒸 気 ·空気の二種類の冷却媒体を使って冷却するので次のような作用効果を生ずる。
( 1 ) 冷却用の蒸気が流れる流路は冷却用の空気が流される流路から切り離 されて閉じられていて冷却に用いた蒸気を回収することが出来るので、 翼冷却に よつて高温になつた蒸気を再活用できる。 ( 2 ) 冷却媒体として空気と蒸気を併用することにより冷却空気量を低減で きるうえ、 蒸気の方力く熱容量力く大きいので蒸気 ·空気を合せた全流量を従来より 少くすることが出来る。
( 3 ) 冷却媒体として空気と蒸気を併用することによって冷却空気量を低減 し、 ガスタービンめ効率を向上させることが出来る。
■の簡単な説明 図 1は本発明の »の一形態に係るガスタービン冷却静翼々内の断面図、 図 2 は図 1に示した静翼における外側シュラウドの平面図、図 3は図 1に示した静翼 における内側シユラゥドの平面図、図 4は の空冷静翼の平面断面図、 図 5は 従来の空？^翼の斜視図である。 発明を するための ¾ ^の形態 以下、 本発明によるガスタービン冷却静翼を図 1〜図 3に示した実施の一形態 に基づいて具体的に説明する。 図 1はガスタービン冷却静翼の翼内断面図で、 そ の上部の外側シュラウド 4、 及び下部の内側シュラウド 1 1の平面図がそれぞれ 図 2及び図 3に示してある。 図 1に見られるように、 静翼 1の内部には、 直線及び斜めのタービユレ一タ 2 を有する複数に反転するサーペンタイン流路 3が設けられている。 サーペンタイ ン流路 3は、 冷却用蒸気入口側を外側シュラウド 4に設けられた蒸気冷却インピ ンジメント板 5及びシュラウド内面フィン 6付の蒸気入口室 7に連通され、 出口 側を蒸気出口 8に連通されている。 静翼 1の後縁部には、 スロッ ト穴 9が穿設されていると共に後縁部に隣接して 空気流路 1 0が形成されていて、 ；の空気流路 1 0はサーペンタイン流路 3とは 連通させず内側シュラウド 1 1に設けられた空気冷却ィンビンジメント板 1 2及 びシユラウド内面フィ ン 1 3付の空気入口室 1 4に連通されている。 図 2に示すように外側シュラウド 4の外縁部には複数の空気出口 1 5を有する 空気冷却流路 1. 6が設けられていて更に空気冷却流路 1 6の内側の翼プロフィル 以外の部分は蒸気によるインビンジメント冷却部 1 7及び一部空気によるィンピ ンジメント冷却部 1 8力形成された構造となっている。
—方、 図 3に示すように内側シュラウド 1 1の外緣部は空気冷却流路 1 9が設 けられて空気冷却され、 内側の翼プロフィル以外の部分はシヱイブト穴 2 0から 流出する空気によりフィルム冷却されるように構成されている。 本実施形態によるガスタービン冷却静翼は以上の構成を有していて、 静翼 1の 内部は蒸気入口室 7から流入して蒸気出口 8から流出する冷却用蒸気が内部のサ 一ペンタイン流路 3を流されることにより冷却される。 また、 静翼 1の後縁部は 空気入口室 1 4から流入しスロッ ト穴 9から流出する空気が流れる空気流路 1 0 によって冷却される。 また、 外側シュラウド 4は、 その外緣部を空気冷却流路 1 6を流れる空気によ つて冷却されると共に、 空気冷却流路 1 6の内側の翼プロフィル以外の部分は蒸 気ィンピンジメント冷却部 1 7と空気インピンジメント冷却部 1 8によって冷却 される。 また、 内側シュラウド 1 1は、 外縁部を空気冷却流路 1 9を流れる空気により 冷却され、 その空気冷却流路 1 9の内側で翼プロフィル以外の部分はシエイブト 穴 2 0から流出する空気によりフィルム冷却される。 以上、 本癸明を図示した実施形態に基づいて具体的に説明した力 本発明がこ れらの実施形態に限定されず特許請求の範囲に示す本発明の範囲内で、 その具体 的構造、 構成に種々の変更を加えてよいことはいうまでもない。 例えば、 上記実施形態では静翼 1の後縁部を冷却するための空気通路 1 0に対 して、 内側シュラウド 1 1に設けた空気入口室 1 4から冷却用の空気を供給する よう構成しているが、 この冷却用空気は外側シュラウド 4から供給するようにし てもよいし、 内側シュラウド 1 1と外側シュラウド 4の両方から供袷するように 構成してもよい。 産 ¾1の利用可倉 以上詳細に説明したように、 本発明によるガスタービン冷却静翼では、 静翼が サーベンタイン流路を流れる蒸気と、 後緣部の空気流路を流れる空気によって冷 却されるようにし、 また、 その外側シユラウドは外縁部の空気冷却流路を流れる 空気と、 内側の蒸気インピンジメント冷却部及び空気インピンジメント冷却部と によって冷却されるようにし、 更に、 その内側シユラウドは外縁部の空気冷却流 路と、 内側を空気のフィルム冷却とによって冷却されるようにし、 蒸気と空気と によって効果的に冷却するようにしている。 このように、 本発明のガスタービン冷却静翼によれば、 二種類の冷却媒体の使 用を可能にした構造によって効率的な冷却効果を生じガスタービン入口温度の高 温化に対応可能となる。

Claims

請 求 の 範 囲
1. 静翼、 同静翼を挟む外側シュラウド及び内側シュラウドで構 成されたガスタービン冷却静翼であって；前記静翼の内部には直線及び斜めの夕 ービユレ一タを有し複数に反転するサーベンタイン流路を設けてあり、 同サーぺ ンタイン流路は前記外側シュ ウドに設けられた蒸気冷却インビンジメント板と フィン付の蒸気入口室及び蒸気出口に連通されており、 力、つ、 前記静翼の後縁部 にはスロッ ト穴を設け、 力、つ、 同後縁部に隣接し、 前記サーペンタイン流路と連 通せず前記外側シュラウド又は内側シュラウドに設けられて空気冷却インビンジ メント板及びフィ ン付きの空気入口室に連通された空気流路を設け；前記外側シ ユラウドは、 その外緣部に、 空気出口をもつ空気冷却流路を有し、 力、つ、 同空気 冷却流路の内側の翼プロフィル以外の部分に蒸気インビンジメント冷却部と空気 インピンジメント冷却部を有し；前記内側シュラウドは、 その外縁部に空気出口 をもつ空気冷却流路を有し、 力、つ、 同'空気冷却流路の内側の翼プロフィル以外の 部分はシヱイブト穴から出る空気によりフィルム冷却されるように構成したこと を特徵とするガスタービン冷却静翼。
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