WO1998050684A1 - Pale fixe de refroidissement de turbine a gaz - Google Patents

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WO1998050684A1
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cooling
passage
inner shroud
vane
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PCT/JP1998/001958
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Yasuoki Tomita
Sunao Aoki
Kiyoshi Suenaga
Tatsuo Ishiguro
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.
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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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • 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
    • F01D5/12—Blades
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    • 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
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Definitions

  • the present invention relates to a steam cooling vane of a gas turbine, and more particularly to a cooling vane of a gas turbine using steam as a cooling medium and steam cooling an inner shroud along with the blade.
  • cooling air 47 flows into the air passage 43A from the outer shroud 41, flows to the base side (inner shroud side), and the next air passage 43B from the base side. And flows to the tip side (outer shroud side) to enter the next air passage 43C, and then flows sequentially to the air passages 43D and 43E to cool the blades. Then, in the air passage 4 3 E, the cooling air is blown out from the air blowing hole 44 of the trailing edge 45, and the remaining air flows out from below the inner shroud 42.
  • a serpentine cooling path is constructed with air passages 43A to 43E, and the cooling air flows through this path to cool the blades. Not considered at all.
  • Figure 4 shows an example of a stationary blade that uses steam to cool the blades and air to cool the shroud.
  • the steam cooling method used for this vane is still not available.
  • reference numeral 30 denotes a stationary blade, the upper outer shroud is omitted, and a part of the blade is shown.
  • 3 1 is the inner shroud.
  • 33 A, 33 B, 33 C, 33 D, 33 E, and 33 F are steam passages inside the stationary blade, respectively.
  • the cooling steam 39 flows into the steam passage 33A from the front edge of the outer shroud (not shown), and then enters the steam passage from the base side (inner shroud side). It flows into 33 B, and from the upper part (outer shroud side) to the next steam passage 33, similarly flows sequentially to steam passages 33 D and 33 E, and from the base side of the steam passage 33 E After flowing into the steam passage 33F on the trailing edge side and cooling the inside of the wing, it is recovered from the steam recovery port on the outer shroud.
  • cooling of the inner shroud 31 is performed by cooling air, and the cooling air 37 guided from the lower part of the inner shroud 31 flows into the air cooling passage inside the inner shroud 31 from one end.
  • the air flows from the one end to the other end in the air cooling passage to cool the entire inner shroud 31 and flows out from the air ejection hole 38 at the other end, thereby cooling the entire air.
  • the air cooling method is used exclusively for cooling the blades, and is not used for cooling the inner shroud at all.
  • the cooling air flows into the air cooling passage in the inner shroud 31 and flows from one end of the inner shroud to the other end. This is performed by cooling the surface of the shroud from the inside and flowing out from the air outlet 38 at the other end.
  • a recess is provided in the inner surface of the inner shroud 31
  • an impingement plate is arranged in parallel with the inner surface of the inner shroud, and cooling air 37 supplied from the lower portion is applied to the impinging plate.
  • the present applicant is also developing a method in which the air inside the shroud is uniformly cooled with air by jetting out from a number of holes.
  • the main object of the present invention is not only to cool the inside of the blade but also to cool the inner shroud, and to collect all the steam after cooling.
  • An object of the present invention is to provide a gas turbine cooling vane that can be returned to a steam supply source for effective use, does not require cooling air, and can improve turbine efficiency.
  • Another object of the present invention is to provide a gas turbine cooling vane which simplifies the structure of a steam passage when cooling the inner shroud and is advantageous in terms of assembly and processing.
  • the present invention provides the following means (1) to (5) to achieve the above object.
  • the first and second steam cooling means can cool the inside of the stator vane with steam and also cool the inner shroud with steam. This saves power consumption in the compressor and cooler, and prevents cooling air from being discharged to the combustion gas passage, preventing the temperature of the combustion gas from decreasing and reducing turbine efficiency.
  • the first steam cooling means and the second steam cooling means may include: A part of the cooling steam flows from the first steam cooling means to the second steam cooling means on the leading edge side of the vane, The cooling steam passing through the steam cooling means is returned to the first steam cooling means at the trailing edge side of the stationary blade.
  • the blades can be efficiently cooled, and the cooling steam flowing into the blades has a relatively high temperature by cooling the blades and the inner shroud. Rises, is recovered via the outer shroud, is returned to the steam supply, and is effectively utilized, thus improving turbine efficiency.
  • the second steam cooling means is a second steam passage, and the periphery of an end of the inner shroud is provided. It is characterized by being arranged in.
  • the cooling steam flows around the inner shroud, and efficiently cools the inner shroud.
  • the second steam cooling means of the inner shroud includes a groove provided along a peripheral side surface of the inner shroud; It is characterized by comprising a side plate closing the groove.
  • the second steam cooling means is configured as described above, so that the inner shroud can be easily formed at the end.
  • FIG. 2 is an internal cross-sectional view of the inner shroud in the cooling vane of the gas turbine according to one embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line AA in FIG. 2, and (a), (b), and (c) show different structural examples.
  • FIG. 4 is a schematic view of a gas turbine cooling vane according to an example created by the applicant related to the present invention.
  • FIG. 5 is an internal explanatory view of a conventional gas turbine stationary blade. Description of the preferred embodiment
  • FIG. 1 is a conceptual diagram of a cooling vane of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • reference numerals 31 to 33 A to 33 F have the same functions as the cooling vanes of the gas turbine being developed by the present applicant shown in FIG. 4 and have already been described. Description is omitted.
  • the characteristic part of the present invention is the gas which is being developed by the applicant.
  • the cooling vane of the turbine was further improved so that not only the inside of the blade 30 but also the end of the inner shroud 31 was steam-cooled.
  • the cooling steam 39 flows into the steam passage 33 A from the outer shroud (not shown) on the leading edge side of the stationary blade 30, as in the example of FIG. It enters the steam passage 33 B, flows upward (outside shroud side), and flows into the steam passage 33 C. Similarly, after flowing through the steam passages 33C and 33D, the steam flows from the lower portion (inside shroud side) of the steam passage 33E to the steam passage 33F at the trailing edge of the blade 30, and in these processes, the blade The inside is cooled and collected from the steam recovery port of the upper outer shroud (not shown).
  • a part of the cooling steam 39 flowing from the steam passage 33 A at the leading edge enters the inner shroud 31 from the lower part of the steam passage 33 A, and flows from the steam inlet passage 22 to the steam passage 2.
  • the steam passage 20 is provided around the end of the inner shroud 31, flows to the right and left from the steam inflow passage 22, passes through both side ends to the steam outflow passage 21 on the trailing edge side, and both sides Inflows from.
  • the cooling steam flowing into the steam outlet passage 21 enters the trailing-edge steam passage 33 F communicating with this passage, and passes through the steam passages 33 A to 33 E inside the wing, and the steam passage 33 F It merges with the cooling steam flowing into the tank, flows upward, and is recovered from the steam recovery port of the outer shroud (not shown). In this way, the cooling steam steam-cools the inside of the blade 30 and, with a portion of the steam, also cools the end of the inner shroud 31 to steam-cool the entire stationary blade.
  • FIG. 2 is an internal cross-sectional view of the inner shroud 31 of the cooling blade in the above-described embodiment.
  • a steam passage 20 is provided in a rib 35 provided around the end of the inner shroud 31.On the leading edge side of the blade, the steam passage 20 and the steam passage 33A are provided.
  • a steam inflow passage 22 that connects the steam passage 33 and a steam outflow passage 21 that connects the steam passage 33F and the steam passage 20 are provided on the trailing edge side of the blade.
  • the cooling steam passes through the steam passage 22 from the steam passage 33 A on the leading edge side of the stator vane 30, flows into the steam passage 20, is divided into left and right sides, and is divided inside. After passing through both ends of the shroud 3 1, it flows to the trailing edge of the stator vane, flows out of the steam outflow channel 2 1 to the steam passage 3 3 F at the trailing edge of the vane, and cools around the inner shroud 3 1. Reject.
  • FIGS. 3A, 3B, and 3C are cross-sectional views taken along the line AA in FIG. 2, each showing a steam passage 20 having a different structural example.
  • a groove is first formed in a rib 35 provided at an end of the inner shroud 31.
  • FIG. 3A the steam passage 20 is defined by inserting and fixing a side plate 23 having almost the same width as the groove at the end of the groove.
  • FIG. 3A the structure shown in FIG. 3A, the steam passage 20 is defined by inserting and fixing a side plate 23 having almost the same width as the groove at the end of the groove.
  • 3 (b) is such that the groove formed in the rib 35 is provided with a protrusion having almost the same width as the width of the groove, and the width of the end of the rib 35 and the inner shroud 31
  • the steam passage 20 is defined by fitting and fixing a side plate 24 having the same width as that of the side plate 24. Further, in the structure of FIG. 3 (c), the rib 35 and the side plate 25 having the same thickness as the end of the inner shroud 31 are attached and fixed so as to cover the entire groove formed in the rib 35. Thereby, the steam passage 20 is defined.
  • a wire welding or brazing indicated by reference numeral 36 is applied to a contact portion between the groove and the side plate to prevent steam leakage. It is desirable to do.
  • any of these structures can be applied to the cooling vane of the gas turbine according to the present invention.
  • the structure of the steam passage 20 is not limited to only these structures. It may be hollowed out and integrally molded, and the shape may be not only square but also round.
  • the steam passage 20 is formed around the end of the inner shroud 31, and the steam passage 33 is provided through the steam inflow passage 22 from the steam passage 33 A on the leading edge side of the blade. 20 and then flow out of the trailing-edge steam passage 3 3F through the trailing-edge steam outflow passage 21 through the both end portions of the inner shroud 3 1.
  • the inner shroud 31 can be cooled by steam, reducing the air used for cooling and further reducing the power of the compressor and cooler.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

ガスタービンの冷却静翼 発明の背景
発明の属する技術分野
本発明は、 ガスタービンの蒸気冷却静翼に関し、 特に、 冷却媒体として蒸 気を用い、 翼と共に内側シュラウ明ドも蒸気冷却するようにしたガスタービンの冷 却静翼に関する。
関連技術の説明
図 5は、 従来の代表的なガスタービン静書翼の空気冷却方式を示す図である 。 この図において、 4 0は静翼であり、 4 1がその外側シュラウド、' 4 2が内側 シュラウドである。 4 3 A, 4 3 B , 4 3 C, 4 3 D, 4 3 Eは、 各々空気通路 である。 4 5は、 翼の後縁であり、 4 4は、 後縁の空気噴出穴、 4 6は、 これら 空気通路 4 3 A〜4 3 E内壁に設けられたタービユレ一夕で、 流入する空気流を 乱し、 熱伝達を向上させるものである。
この静翼の空気冷却方式では、 冷却空気 4 7が外側シュラウド 4 1から空 気通路 4 3 Aに流入し、 基部側 （内側シュラウド側） に流れ、 この基部側より次 の空気通路 4 3 Bに入り、 先端部側 （外側シュラウド側） に流れて次の空気通路 4 3 Cに入り、 以下同様に空気通路 4 3 D, 4 3 Eと順次流れて翼を冷却する。 そして、 空気通路 4 3 Eにおいて、 この冷却空気は、 後縁 4 5の空気噴出穴 4 4 より噴出されると共に、 残りの空気は、 内側シュラウド 4 2の下方から流出する このように構成された静翼の空気冷却方式では、 空気通路 4 3 A〜 4 3 E でサーペンタイン冷却経路を構築し、 この経路に冷却空気を流して翼を冷却する ようになつている力、 シュラウドの冷却については、 全く考慮されていない。
図 4は、 蒸気を用いて翼を冷却すると共に、 空気を用いてシュラウドを冷 却する静翼の一例を示している。 この静翼に使用された蒸気冷却方式は、 未だ実 用化されていないが、 本出願人により研究されている一例を示したものである。 図において、 3 0は静翼であり、 上部の外側シュラウドは省略し、 翼の一部を示 している。 3 1は、 その内側シユラウドである。 3 3 A， 3 3 B , 3 3 C , 3 3 D， 3 3 E , 3 3 Fは、 各々静翼内部の蒸気通路である。
上記のように構成された静翼において、 冷却蒸気 3 9は、 外側シュラウド (図示せず） の前縁部より蒸気通路 3 3 Aに流入し、 その基部側 （内側シュラウ ド側） より蒸気通路 3 3 Bへ流入し、 その上部 （外側シュラウド側） より次の蒸 気通路 3 3じへ、 同様に順次蒸気通路 3 3 D, 3 3 Eへ流れて、 蒸気通路 3 3 E の基部側より後縁側の蒸気通路 3 3 Fへ流入し、 翼内部を冷却した後、 外側シュ ラウドの蒸気回収口より回収される。
一方、 内側シュラウド 3 1の冷却は、 冷却空気により行なわれ、 内側シュ ラウド 3 1の下部から導かれた冷却空気 3 7は、 一端より内側シュラウド 3 1の 内部の空気冷却通路に流入し、 この空気冷却通路内を一端側から他端側へ流れて 内側シュラウド 3 1全体を冷却し、 他端側の空気噴出孔 3 8より流出し、 全体を 空気冷却している。
前述のように、 図 5に示す従来のガスタービンの静翼においては、 空気冷 却方式は、 専ら翼を冷却するために用いられており、 内側シュラウドの冷却には 、 全く採用されていない。 また、 図 4に本出願人の創作した一例として示した空 気冷却方式では、 冷却空気を内側シュラウド 3 1内の空気冷却通路内に流入させ 、 内側シュラウドの一端側より他端側へ流してシュラウドの表面を内部から冷却 し、 他端側の空気噴出孔 3 8より流出させて行うものである。 さらに、 この場合 に図示していないが、 内側シュラウド 3 1内面に凹部を設け、 この内側シュラウ ド内面と平行にィンピンジ板を配して、 下部より供給する冷却空気 3 7をインピ ンジ板に当てて多数の穴より噴出させ、 シュラウド内を均一に空気で冷却するこ とも本出願人は開発中である。
し力、し、 上記のような図 5に示す空気冷却方式では、 冷却のために多量の 空気を消費すると共に、 冷却後の空気は燃焼ガス通路へ放出され、 このため圧縮 機やクーラーの相当な動力を消費するという問題点があった。 また、 冷却後の空 気を燃焼ガス通路へ放出するため、 冷却空気が燃焼ガスに混入して、 ガス温度を 低下させ、 タービン効率の低下を招くという問題点もあった。
一方、 図 4に示す翼の蒸気冷却方式では、 蒸気を用いて翼の冷却を行い、 冷却後の蒸気は回収されて蒸気供給源に戻されるので、 蒸気の有効活用を行うこ とはできる。 し力、し、 蒸気による冷却は、 翼に対してのみであり、 内側シュラウ ドには、 空気冷却方式が用いられ、 内側シュラウド冷却後の空気は、 ガスタービ ン内を流れる主流の燃焼ガスに放出される。 従って、 上記の図 5に示した翼を空 気冷却するものよりは、 冷却空気量は少く、 節減することができるが、 いずれに しても冷却空気を必要とし、 且つ燃焼ガスへの混入により燃焼ガスの温度を低下 させるため、 タービン効率の低下につながるという問題点があつた。 発明の目的
そこで、 上記問題点を解決するために、 本発明の主たる目的は、 翼内部の 冷却のみならず、 内側シュラウドの冷却も総て蒸気冷却とし、 且つ、 冷却後の蒸 気は総て回収して蒸気供給源に戻して有効活用できるようにし、 冷却空気を必要 とせず、 タ一ビンの効率を向上させることのできるガスタービン冷却静翼を提供 することにある。
又、 本発明の別の目的は、 内側シュラウドを冷却する場合の蒸気通路の構 造を簡素化し、 組立及び加工の面においても有利となるガスタービン冷却静翼を 提供することにある。 発明の概要
本発明は、 上記の目的を達成するために、 次の （1 ) 〜 （5 ) の手段を提 供する。
( 1 ) 本発明に係るガスタービンの冷却静翼は、 外側シュラウドと、 内側 シュラウドと、 該外側及び内側シュラウドの間に配設され前縁及び後縁を備える 静翼と、 該静翼の内部に設けられ冷却蒸気を流す第一の蒸気冷却手段と、 前記内 側シュラウドに設けられ且つ前記第一の蒸気冷却手段に連通して前記冷却蒸気の 一部を流す第二の蒸気冷却手段とを備えていることを特徴とする。
上記の本発明の （1 ) においては、 第一及び第二の蒸気冷却手段により、 静翼内部を蒸気で冷却すると共に、 内側シュラウドも蒸気で冷却することが可能 となり、 従来のように冷却空気が不要となり、 圧縮機やクーラーにおける動力の 消費を節約すると共に、 冷却空気が燃焼ガス通路へ放出されないので、 燃焼ガス 温度が低下せず、 タービン効率の低下を防ぐ。
( 2 ) 上記 （1 ) において、 本発明に係るガスタービンの冷却静翼は、 前 記第一の蒸気冷却手段と前記第二の蒸気冷却手段とは、 前記静翼の前記前縁側及 び前記後縁側において各々連通しており、 前記冷却蒸気の一部が、 前記静翼の前 記前縁側において前記第一の蒸気冷却手段から前記第二の蒸気冷却手段に流入す ると共に、 該第二の蒸気冷却手段を通る前記冷却蒸気が前記静翼の前記後縁側に お ^、て前記第一の蒸気冷却手段へ戻ることを特徴とする。
上記の本発明の （2 ) においては、 内側シュラウドの第二の蒸気冷却手段 に前縁側から流入した一部の冷却蒸気は、 その後縁側から第一の蒸気冷却手段に 回収されるので、 蒸気の有効利用ができ、 効率的である。
( 3 ) 上記 （2 ) において、 本発明に係るガス夕一ビンの冷却静翼は、 前 記第一の蒸気冷却手段が第一の蒸気通路であり、 前記冷却蒸気が前記静翼の前記 前縁側の該蒸気通路へ外側シュラウドを介して流入し、 前記後縁側の該蒸気通路 より外側シュラウドを介して流出することを特徴とする。
上記の本発明の （3 ) においては、 冷却蒸気が蒸気通路内を流れるので、 翼を効率的に冷却できると共に、 翼に流入した冷却蒸気は翼及び内側シュラウド を冷却することにより相対的に温度が上昇し、 外側シュラウドを介して回収され て蒸気供給源へ戻され、 有効活用されるので、 タービンの効率が向上する。
( 4 ) 上記 （2 ) または （3 ) において、 本発明に係るガスタービンの冷 却静翼は、 前記第二の蒸気冷却手段が第二の蒸気通路であり、 前記内側シュラウ ドの端部周囲に配設されていることを特徴とする。
上記の本発明 （4 ) においては、 冷却蒸気が内側シュラウド周囲を流れ、 内側シュラウドを効率的に冷却する。 ( 5 ) 上記 （1 ) において、 本発明に係るガスタービンの冷却静翼は、 前 記内側シュラウドの前記第二の蒸気冷却手段が、 該内側シュラウド周囲側面に沿 つて設けられた溝と、 該溝を塞ぐ側板から構成されることを特徴とする。
上記の本発明 （5 ) においては、 第二の蒸気冷却手段をこのように構成し たことにより、 内側シュラウドの端部への形成が容易となる。 図面の簡単な説明
図 1は、 本発明の実施の一形態に係るガスタービンの冷却静翼の概略図で ある。
図 2は、 本発明の実施の一形態に係るガスタービンの冷却静翼における内 側シュラウドの内部断面図である。
図 3は、 図 2における A— A断面図であり、 （a ) 、 ( b ) 、 ( c ) は、 各々異なつた構造例を示している。
図 4は、 本発明に関連する本出願人により創作された一例に係るガスター ビンの冷却静翼の概略図である。
図 5は、 従来のガスタービン静翼の内部説明図である。 好適な実施例の説明
以下に、 添付の図面を参照しながら、 本発明の現在好適であると考えられ る実施形態及びそれに代わる他の実施形態について、 詳細に説明する。 以下の説 明において、 各図面を通じて同様の構成要素には、 同一の参照符号を付する。 ま た、 以下の説明中、 「右」 、 「左」 、 「上」 、 「下」 等の用語は、 便宜上使用す るもので、 これらの用語を限定的に解釈すべきでないことを記しておく。
実施例 1 .
図 1は、 本発明の実施一形態に係るガスタ一ビンの冷却静翼の概念図であ る。 図において、 符号 3 1乃至 3 3 A〜3 3 Fは、 図 4に示す本出願人により開 発中のガスタービンの冷却静翼と同一機能を有するものであり、 既に説明したの で、 詳しい説明は省略する。 本発明の特徴部分は、 本出願人が開発中であるガス タービンの冷却静翼を更に改良し、 翼 3 0内部のみならず、 内側シュラウド 3 1 の端部も蒸気冷却するような構成としたことである。
図 1において、 冷却蒸気 3 9は、 図 4の一例と同様に、 静翼 3 0の前縁側 の外側シュラウド （図示せず） より蒸気通路 3 3 Aへ流入し、 この蒸気通路 3 3 Aより蒸気通路 3 3 Bへ入り、 上方 （外側シュラウド側） へ流れて蒸気通路 3 3 Cへ流入する。 以下同様に蒸気通路 3 3 C， 3 3 Dと流れて蒸気通路 3 3 Eの下 部 （内側シュラウド側） より翼 3 0の後縁の蒸気通路 3 3 Fに流入し、 これらの 過程において翼内部を冷却し、 上部の外側シュラウド （図示せず） の蒸気回収口 より回収される。
一方、 前縁の蒸気通路 3 3 Aから流入した冷却蒸気 3 9の一部は、 この蒸 気通路 3 3 Aの下部より内側シュラウド 3 1内に入り、 蒸気流入通路 2 2から蒸 気通路 2 0へ流れる。 蒸気通路 2 0は、 内側シュラウド 3 1の端部周囲に設けら れており、 蒸気流入通路 2 2より左右に分れて流れ、 両側端部を通って後縁側の 蒸気流出通路 2 1へ両側から流入する。 この蒸気流出通路 2 1に流入した冷却蒸 気は、 この通路に連通する後縁の蒸気通路 3 3 Fへ入り、 翼内部の蒸気通路 3 3 A〜3 3 Eを介して蒸気通路 3 3 Fに流入する冷却蒸気と合流し、 上方に流れて 外側シュラウド （図示せず） の蒸気回収口から回収される。 このようにして、 冷 却蒸気は、 翼 3 0内部を蒸気冷却すると共に、 その一部の蒸気により、 内側シュ ラウド 3 1の端部も冷却し、 静翼全体を蒸気冷却することができる。
図 2は、 上述した実施の形態における冷却翼の内側シュラウド 3 1の内部 断面図である。 図において、 内側シュラウド 3 1の端部周囲に設けられたリブ 3 5には、 蒸気通路 2 0が設けられており、 翼の前縁側には、 この蒸気通路 2 0と 蒸気通路 3 3 Aとを連通する蒸気流入通路 2 2が、 また翼の後縁側には、 蒸気通 路 3 3 Fと蒸気通路 2 0とを連通する蒸気流出通路 2 1が各々設けられている。
冷却蒸気は、 図面において太い実線で示したように、 静翼 3 0の前縁側の 蒸気通路 3 3 Aより蒸気流入通路 2 2を通り、 蒸気通路 2 0に流入し、 左右に分 かれて内側シュラウド 3 1の両側端部を通り、 静翼の後縁側に流れ、 蒸気流出通 路 2 1より静翼後縁の蒸気通路 3 3 Fへ流出し、 内側シュラウド 3 1の周囲を冷 却する。
図 3 ( a ) 、 ( b ) 、 ( c ) は、 図 2における A— A断面図であり、 各々 異なった構造例の蒸気通路 2 0を示している。 図 3 ( a ) 、 （b ) 、 （c ) のい ずれの構造も、 最初に、 内側シュラウド 3 1の端部に設けられたリブ 3 5に溝を 形成しておく。 そして、 図 3 ( a ) における構造は、 この溝の端部に溝とほほ同 じ幅の側板 2 3を挿入して固定することにより、 蒸気通路 2 0を画成するもので ある。 また、 図 3 ( b ) の構造は、 リブ 3 5に形成された溝に、 この溝の幅とほ ぼ同じ幅を有する突起部を備えると共に、 リブ 3 5及び内側シュラウド 3 1の端 部幅と同じ幅を有する側板 2 4を嵌め込んで固定することにより、 蒸気通路 2 0 を画成するものである。 さらに、 図 3 ( c )の構造は、 リブ 3 5に形成された溝全 体を塞ぐように、 リブ 3 5及び内側シュラウド 3 1の端部と同一厚さの側板 2 5 を取付て固定することにより、 蒸気通路 2 0を画成するものである。
なお、 内側シュラウド 3 1の蒸気通路 2 0となる溝を側板で塞いだ後、 こ の溝と側板との当接部に符号 3 6で示す線溶接或いはロー付等を施し、 蒸気洩れ を無くすることが望ましい。 また、 これらのいずれの構造も、 本発明に係るガス タービンの冷却静翼に適用できるものであり、 さらにまた、 蒸気通路 2 0の構造 は、 これらの構造のみに限定されるものではなく、 内部をくり抜いて一体成形し ても良く、 又、 その形状も角状のみでなく丸形でも良いものである。
以上説明の実施の形態によれば、 内側シュラウド 3 1の端部周囲に蒸気通 路 2 0を形成し、 翼の前縁側の蒸気通路 3 3 Aより蒸気流入通路 2 2を介して蒸 気通路 2 0に流入し、 内側シュラウド 3 1の両側端部を通って翼の後縁側の蒸気 流出通路 2 1を介して後縁の蒸気通路 3 3 Fより流出する構成としたので、 静翼 3 0の内部のみならず、 内側シュラウド 3 1も蒸気により冷却することができ、 冷却に用いていた空気を削減し、 さらには圧縮機やクーラの動力を低減すること ができる。
更に、 冷却に用いた蒸気は回収され、 冷却作用により蒸気に吸収された熱 は、 蒸気供給源において再利用することができ、 空気を使用しない効果も伴って タービンの効率が大幅に向上するものである。 以上、 図面を参照し、 本発明の現在好適であると考えられる実施形態及び それに代わる他の実施形態について詳細に説明したが、 本発明は、 これ等の実施 形態に限定されるものではなく、 ガスタービン冷却静翼の種々の付加的な適用例 及び変更例は、 本発明の精神及び範囲から逸脱することなく、 当該技術分野にお ける当業者にとつて容易に想到し実現し得るものであることを記しておく。

Claims

請 求 の 範 囲
1. 外側シュラウドと、 内側シュラウド （31) と、 該外側及び内側シュラウ ド （31) の間に配設され前縁及び後縁を備える静翼 （30) と、 該静翼の内部 に設けられ冷却蒸気 （39) を流す第一の蒸気冷却手段 （33A〜33F) と、 前記内側シュラウドに設けられ且つ前記第一の蒸気冷却手段に連通して前記冷却 蒸気の一部を流す第二の蒸気冷却手段 （20) とを備えたガスタービンの冷却静
2. 前記第一の蒸気冷却手段 （33A〜33F) と前記第二の蒸気冷却手段 （ 20) とは、 前記静翼の前記前縁側及び前記後縁側において各々連通しており、 前記冷却蒸気 （39) の一部が、 前記静翼の前記前縁側において前記第一の蒸気 冷却手段から前記第二の蒸気冷却手段に流入すると共に、 該第二の蒸気冷却手段 を通る前記冷却蒸気が前記静翼の前記後縁側において前記第一の蒸気冷却手段へ 戻る請求項 1に記載のガスタービンの冷却静翼。
3. 前記第一の蒸気冷却手段は第一の蒸気通路 （33A〜33F) であり、 前 記冷却蒸気が前記外側シュラウドを介して前記静翼 （30) の前記前縁側の該蒸 気通路へ流入し、 前記後縁側の該蒸気通路より前記外側シュラウドを介して流出 する請求項 2に記載のガスタ一ビンの冷却静翼。
4. 前記第二の蒸気冷却手段は第二の蒸気通路 （20) であり、 前記内側シュ ラウド （31) の端部周囲に配設されている請求項 2または 3に記載のガスター ビンの冷却静翼。
5. 前記内側シュラウド （31) の前記第二の蒸気冷却手段 （20) は、 該内 側シュラウド周囲側面に沿って設けられた溝と、 該溝を塞ぐ側板から構成される 請求項 1に記載のガスタービンの冷却静翼。
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