WO1998055735A1 - Aube de turbine a gas - Google Patents

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WO1998055735A1
WO1998055735A1 PCT/JP1998/002454 JP9802454W WO9855735A1 WO 1998055735 A1 WO1998055735 A1 WO 1998055735A1 JP 9802454 W JP9802454 W JP 9802454W WO 9855735 A1 WO9855735 A1 WO 9855735A1
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blade
cooling
steam
gas turbine
cooling medium
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PCT/JP1998/002454
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Inventor
Masaaki Matsuura
Kiyoshi Suenaga
Sunao Aoki
Kazuo Uematsu
Hiroki Fukuno
Yasuoki Tomita
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.
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Classifications

    • 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
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • 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
    • 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 blade provided with a steam cooling structure.
  • the cooling heat of the gas turbine is recovered from the recovered steam by the steam turbine, thereby preventing a decrease in the efficiency of the entire plant and suppressing the amount of the cooling medium blown into the gas turbine.
  • the efficiency of the bin can be improved.
  • the heat transfer performance can be greatly improved without significantly changing the conventional cooling passage shape.
  • FIG. 5a and 5b show a typical internal cooling structure of the moving blade in the conventional recovery type steam-cooled gas turbine described above.
  • FIG. 5a shows a vertical section of the wing
  • FIG. 5b shows a section taken along line 5B-5B in FIG. 5a.
  • the cooling steam of the moving blade 1 is supplied from a cooling steam inlet 8 provided at the lower part of the blade on the side of the leading edge 5 of the blade, passes through a cooling passage 4 formed in a sagittal pentane shape in the moving blade 1, and becomes an arrow. After cooling the inside of the blade, it flows out of the blade through the cooling steam outlet 9 on the trailing edge 6 side of the blade, and is guided to a recovery system (not shown).
  • a plurality of turbulence promoting fins 7 are provided on the inner surface of the cooling passage 4 to extend in a direction intersecting the flow of the cooling steam, so that the internal heat transfer is promoted.
  • the pressure inside the cooling blade is kept 2 to 4 MPa higher than the gas pressure outside the blade surface. Therefore, an internal pressure exceeding the allowable limit of the strength of the thin-walled hollow blade is applied inside the blade, and the blade deforms (bulges) and swells, causing fluid separation of the working gas on the blade surface and degrading the performance of the blade. It will cause problems such as lowering, and it is required that the structure be at least able to withstand this.
  • the present invention responds to such needs and ensures the strength of the blades, and fully enjoys the advantages of the steam cooling system, which aims to improve the thermal efficiency of the gas turbine, without impairing the advantages. It is an object of the present invention to provide a gas turbine blade that can be used.
  • the present invention has been made to achieve this object, and forms a cooling medium flow path extending in the blade length direction inside the blade, and extends in the cooling medium flow path in the flow direction of the cooling medium to form a blade.
  • An object of the present invention is to provide a gas bottle having a reinforcing rib connecting a back side and a ventral side.
  • the reinforcing rib is provided inside the wing. Since it extends in the flow direction of the cooling medium in the cooling flow path formed to extend in the blade length direction, it does not obstruct the flow of the high-pressure steam as the cooling medium and does not change the flow state with or without the reinforcing ribs The desired cooling effect is achieved.
  • the present invention provides a gas turbine single-blade blade wherein the cooling medium flow path is formed by partitioning the partition wall, and the reinforcing ribs are arranged at positions not blocking the left and right flow paths between adjacent partition walls. Is what you do.
  • the width of the cooling medium flow path is narrowed by positioning the reinforcing ribs between adjacent partition walls forming the cooling medium flow path, preferably at the center so as not to block the flow path, thereby reducing the width of the cooling medium flow path. Due to the pressure difference between the pressure of the cooling steam flowing through the cooling medium flow path and the pressure of the main gas flowing outside the cooling medium flow path, the amount of bulging of the flow path expanding from the cooling steam side is reduced.
  • the present invention also provides a gas turbine blade configured to have independent structures in which the left and right flow paths of the reinforcing rib form independent flow characteristics.
  • each of the cooling medium flow paths partitioned on the left and right sides has the property of the cooling steam flowing through the flow path. It is configured in an independent form to conform to that, and achieves effective heat exchange and heat recovery.
  • the present invention provides a gas turbine blade configured to supply and recover cooling steam supplied to and recovered from the cooling medium flow path from a supply inlet and a recovery outlet protruding forward and rearward of the blade root. I do.
  • the supply inlet for introducing the cooling steam into the cooling medium flow path, and the cooling steam recovery outlet that has received the heat from the turbine blades after the cooling operation has finished projecting forward and backward from the blade root Since it is configured, it can be easily processed and worked, including the connection structure at this part, and the leakage of cooling steam, which causes a reduction in efficiency, can be appropriately prevented.
  • the reinforcing ribs are provided only in the cooling medium flow path at the trailing end of the blade, and the other cooling medium flow paths are divided into a large number of short sections so as to have a circular cross section. I will provide a.
  • the cooling medium flow path having a substantially circular cross section does not require reinforcing ribs, so it should be installed there.
  • the reinforcing ribs are installed by selecting only the cooling medium flow path at the trailing edge of the blade, which is difficult to make the cross section close to a circular shape because the overall shape is narrow, and the reinforcing ribs are installed over the entire blade The cost of design and production is omitted, and the wings are obtained with sufficient strength.
  • a section near the trailing edge of the blade is widened to make it easier for cooling steam to flow, and arranged near the trailing edge of the blade.
  • the rib has a structure in which the tip end on the tip side is bent toward the corner of the wing to improve the flow of cooling steam at the corner and improve the cooling performance.
  • FIGS. 1a and 1b show a steam-cooled gas turbine blade according to a first embodiment of the present invention, wherein FIG. 1a is a longitudinal sectional view, and FIG. 1b is 1B—1B of FIG. 1a. It is sectional drawing along the line.
  • FIG. 2a and 2b show a steam-cooled gas turbine blade according to a second embodiment of the present invention, wherein FIG. 2a is a longitudinal sectional view, and FIG. 2b is 2B—2B in FIG. 2a. It is sectional drawing along the line.
  • FIG. 3a and 3b show a steam-cooled gas turbine blade according to a third embodiment of the present invention, where FIG. 3a is a longitudinal sectional view, and FIG. 3b is 3B—3B in FIG. 3a. It is sectional drawing along the line.
  • FIG. 4a and 4b show a steam-cooled gas turbine according to a fourth embodiment of the present invention.
  • FIG. 4a is a longitudinal sectional view
  • FIG. 4b is a view taken along line 4-4 in FIG. 4a.
  • It is sectional drawing. 5a and 5b show a conventional steam-cooled gas turbine blade
  • FIG. 5a is a longitudinal sectional view
  • FIG. 5b is a sectional view taken along line 5B-5B in FIG. 5a. .
  • FIGS. 1A and 1B A first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 1A and 1B.
  • Fig. 1a shows a longitudinal section of a steam turbine blade for steam cooling
  • Fig. 1b shows a section taken along line 1B-1B of Fig. 1a. Note that the same parts as those of the above-described conventional technique are denoted by the same reference numerals in the drawings, and redundant description will be omitted.
  • the interior of the rotor blade 1 communicates in a serpentine shape, and extends from the blade root side to the blade tip 11 side, further from the blade tip 11 side to the blade root side, and the longitudinal direction of the rotor blade 1
  • reinforcing blades 12 are provided which connect the blade abdominal side 2 and the blade back side 3 and extend in a substantially central portion of the cooling passage 4 in a longitudinal direction.
  • each folded portion of the blade tip 1 1 side of the cooling passage 4 communicating with the serpentine shape, c present embodiment are disposed a short reinforcing ribs 1 3 bent along the curve of the wrapping as a steam Since the reinforcing ribs 12 and 13 are provided in the cooling passage 4, the pressure difference between the high-pressure steam for cooling flowing in the cooling passage 4 and the main gas 10 flowing outside the rotor blade 1 (usually 2 to 4 MPa) can provide strength sufficient to withstand the force acting on the bucket 1.
  • the reinforcing ribs 1 and 2 are arranged along the direction in which the cooling passage 4 extends, so The reinforcement ribs 13 are bent along the turn-back curve of the cooling passage 4 without being disturbed by the cooling steam flow.
  • the shape of the reinforcing ribs 12 and 13 used here is a shape with low hydrodynamic pressure loss, that is, the front and rear edges of the reinforcing ribs 12 and 13 are rounded, and the size is dynamic.
  • the width should be strong enough to withstand the pulling from the flank side 2 and the wing back side 3 of the wing 1.
  • the specific dimensions are determined by the scale of the target turbine.
  • FIGS. 2A and 2B show a longitudinal sectional view of a steam turbine blade for steam cooling
  • Fig. 2b shows a 2B-2B section of Fig. 2a.
  • a cooling passage 4 which is bent in a sun-shaped manner by a U-shaped partition wall 14a and an I-shaped partition wall 14b arranged to be inserted in the center thereof. Reinforcing ribs 12 are arranged almost at the center between the partition walls 14a, 14b, etc., to ensure the strength of the blades hitting the cooling passage 4. Paying particular attention to the cooling passage 4 formed near the trailing edge 6 of the wing, the turbulent flow promoting fins (Tabileure) on both the left and right sides of the reinforcing ribs 12 arranged in the cooling passage 4 7 a and 7 b are different from the configuration related to the reinforcing ribs 12 in the other cooling passages 4.
  • the other cooling passages 4 are arranged in such a manner that the reinforcing ribs 12 are arranged simply and straightly on the turbulent flow promoting fins 7 extending uniformly over the entire width of the cooling passage 4.
  • the left and right sides of the reinforcing ribs 12 are arranged in a shape independent of each other.
  • a turbulence promoting fin 7a on one side of the reinforcing rib 12 is provided.
  • the turbulence-promoting fins 7b on the other side have different inclination directions from each other, and also have different numbers of arrangements (array mesh).
  • a cooling steam inlet 8 is provided so as to protrude slightly forward on the leading edge side, and a cooling steam outlet 9 is provided slightly protruding rearward on the trailing edge side.
  • the cooling steam outlet 9 are formed so as to protrude outward, so that the working environment for machining and machining in this area is ensured in favorable conditions, improving workability and reliably preventing steam leakage. can do.
  • FIGS. 3A and 3B show a third embodiment of the present invention.
  • Fig. 3a shows a longitudinal section of a steam turbine blade for steam cooling
  • Fig. 3b shows a section taken along line 3B-3B in Fig. 3a.
  • the reinforcing ribs 12 are provided only for those located at the rear end of the blade 1 in the cooling passage 4 bent in a serpentine shape.
  • each cooling passage 4 bent in the shape of the pen when the cooling passage 4 bent in the shape of the pen is formed inside the wing 1, many partition walls 14 are used to finely partition the inside of the wing 1. (In contrast to a partition of about 4 sections, here, it is divided into 6 sections here.) However, each cooling passage 4 has an almost circular shape and is strong in strength.
  • the partition wall 14 is not provided until the shape of the cooling passage 4 at this position approaches a circle, and the reinforcing rib 1
  • the partition wall 14 is arranged in a short section from the leading edge side of the wing 1 to the center and up to just before the trailing edge, so that the strength is given by the substantially circular cooling passage 4, Designed to install reinforcing ribs 1 and 2 over the entire wing by selecting only the cooling flow path 4 at the trailing end of the wing, which is difficult to make the cross section close to a circular shape due to its overall shape being thin. However, the production cost was reduced, and wings with sufficient strength were obtained.
  • a bypass hole 16 is provided below the partition wall 14 so that a part of the cooling steam flowing through the cooling passage 4 is bypassed without being bent in a serpentine shape, and is bypassed. It is devised to adjust the temperature balance and so on.
  • FIG. 4a and 4b show a cross section of a steam-cooled gas turbine blade according to a fourth embodiment of the present invention, and FIG. 4a shows a cut in a radial direction of the gas turbine, that is, in a blade length direction of the blade.
  • Fig. 4b shows a cross section taken along line 4B-4B of Fig. 4a.
  • the rib 1 extending in the blade length direction of the moving blade 1 is formed in the cooling passage 4 formed on the blade trailing edge 6 side and supplied with the cooling steam from the cooling steam inlet 8 a on the hub side.
  • 2 3 arranged to a and c are partitioned the cooling passage 4 into four flow paths, the interval between the flow passages divided by the respective ribs 1 2, is closest to the trailing edge 6
  • the pitch is the widest as shown as pitch 17, the other flow path is narrower, and the flow path space is the largest at the rear of the blade ⁇ 6, so that cooling steam flows easily. Have been.
  • the tip 12-1 of the wing tip 11 of the rib 12 placed closest to the wing trailing edge 6 is located at the position where the wing tip 11 and the wing trailing edge 6 intersect. It is bent toward the corner 18 so that the flow of the cooling steam can reach the corner 18 sufficiently and reliably.
  • the cooling steam flows from the rotor side (not shown) to the rotor blade 1 via the cooling steam inlet 8b on the blade leading edge side and the cooling steam inlet 8a on the trailing edge side of the blade.
  • the cooling steam is supplied, flows through the cooling passage 4 that is continuous with the cooling steam inlets 8a, 8b, returns at the wing tip 11 and returns to the hub side from the cooling steam outlets 9a, 9b.
  • the cooling passage 4 provided on the blade trailing edge 6 side has a small blade thickness because it is the blade trailing edge 6, but the ribs 12 are arranged in the cooling passage 4 as described above, and the cooling passage is formed.
  • the cooling steam supplied to this difficult-to-flow area also flows through the easy-to-flow section near the trailing edge 6 of the blade, ensuring the cooling effect of the internal passage near the trailing edge 6 of the blade. I can do it.
  • the cooling passage 4 near the trailing edge 6 of the wing is bent toward the corner 18 of the wing, because the tip 12-1 of the wing tip 11 of the rib 12 defining the wing 12 is bent toward the corner 18 of the wing.
  • a cooling steam flow 19 flowing along the ribs 12 and turning back at the same corner 18 is formed, and a dead water region where cooling steam is not supplied is not formed, and the wing trailing edge 6
  • the convective cooling transmission rate can be increased over the entire area of the cooling passage 4.
  • the cooling passage 4 near the trailing edge 6 of the wing is divided into four channels by arranging three ribs 12, but the number of ribs 12 arranged here and the number of sections
  • the number of blades is not limited to this, and the number of blades can be appropriately changed according to the shape and scale of the wing 1.
  • cooling passage 4 is described as the smallest serpentine passage that exits from the hub side and turns back at the blade tip 11 to reach the cooling steam outlets 9a and 9b, but the size and design of the rotor blade 1 are described. Needless to say, a large serpentine-in structure in which this folding is repeated a plurality of times can be made according to manufacturing requirements.
  • the reinforcing ribs in the rotor blade internal cooling passage strength capable of withstanding the force generated by the pressure difference between the high-pressure steam in the blade and the gas outside the blade is obtained, and the safety and stability are improved. High wings could be obtained.
  • the cooling steam flows through the internal passage almost in the same way as when there is no rib, achieving the desired effect without impairing the internal convection cooling performance I got the wings to do.
  • the reinforcing ribs when arranging the reinforcing ribs in the cooling medium flow paths partitioned by the partition walls, the reinforcing ribs do not block the left and right flow paths between the adjacent partition walls. Placed in position.
  • the width of the cooling medium flow path is narrowed by arranging reinforcing ribs, for example, at the center between adjacent partition walls forming the cooling medium flow path so as not to block the flow path.
  • the left and right flow paths of the reinforcing rib provided in the cooling medium flow path formed in the gas turbine blade form independent flow characteristics from each other. It is configured.
  • the reinforcing ribs are not simply arranged in the cooling medium flow path, and the cooling medium flow paths divided into right and left by arranging the reinforcing ribs are the cooling steam flowing on each side. Since it can be configured in an independent form according to the nature of the heat exchanger, effective heat exchange and heat recovery can be achieved.
  • the cooling steam supplied to and recovered from the cooling medium channel formed in the gas turbine blade is supplied from a supply inlet and a recovery outlet projecting forward and rearward of the blade root. It is configured to be collected.
  • this portion is formed so as to protrude forward and rearward of the blade root, so that the processing and work including the connection structure at this portion are performed. This facilitated and prevented the leakage of connected steam, which causes a reduction in efficiency, appropriately and reliably.
  • the reinforcing rib provided in the cooling medium flow path formed inside the gas turbine blade is provided only in the cooling medium flow path at the rear end of the blade, and the other cooling medium is provided.
  • the flow path is formed by dividing the flow path into a large number of short sections so that the cross section becomes almost circular.
  • the cooling medium flow path having a substantially circular cross section has high strength and does not require reinforcing ribs. It was not installed there, and the reinforcing ribs were installed by selecting only the cooling medium flow path at the trailing edge of the blade, whose overall shape was narrow and it was difficult to make the cross section nearly circular. The design and production costs for installing the reinforcing ribs were eliminated, and the entire wing could be obtained with sufficient strength.
  • a cooling passage of the trailing edge of the blade is divided into a plurality of sections by ribs extending in a blade length direction, and a section close to the trailing edge of the blade is provided.
  • the tip of the tip located near the trailing edge of the blade is bent toward the corner of the blade to form the gas turbine blade.
  • the cooling passage at the trailing edge of the wing is divided into a plurality of sections by ribs extending in the direction of the wing.
  • the cooling passage at the trailing edge of the wing which is thin and difficult to flow, is relatively widened to facilitate flow, and the tip on the tip side of the rib near the trailing edge is bent toward the corner of the wing.
  • the wing trailing edge which usually forms the dead water area, which is the most difficult to flow, intersects with the tip side
  • the curved ribs guide the flow to the corners of the wings to guide the flow and allow the cooling steam to sufficiently spread to hard-to-flow areas inside the wings, thereby securing the cooling performance inside the wings and ensuring cooling performance. And a highly reliable turbine blade was obtained.

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Description

明 細 書 ガスタービン翼 発明の背景
1 . 発明の属する技術分野
本発明は、 蒸気冷却構造を備えたガスタービン翼に関する。
2. 従来の技術
近年、 コンバインドサイクル発電プラントにおいては、 ガスタービンの熱効 率改善のために、 翼の冷却を、 空気に代わり蒸気にて行い、 冷却に供した蒸気 を主流ガス中に放出せずに回収することが、 実用化されてはいないが考えられ ている （例えば、 特開平 8— 3 1 9 8 0 3号公報参照） 。
このような蒸気冷却方式によれば、 回収した蒸気からガスタービンの冷却熱 を蒸気タービンで回収することによりプラント全体の効率の低下を防ぎ、 また、 ガスタービン内への冷却媒体の吹き出し量を抑えることでタ一ビン効率を向上 できる。 また、 冷却媒体を空気から蒸気にかえることにより、 従来の冷却通路 形状を大幅に変更することなく伝熱性能を大幅に向上することができる。
前記したような従来の回収型蒸気冷却ガスタービンにおける動翼の代表的な 内部冷却構造を図 5 a及び 5 bに示す。 なお、 図 5 aは翼の縦断面を示し、 図 5 bは図 5 aにおける 5 B— 5 B断面を示している。
動翼 1の冷却用蒸気は、 翼前縁 5側の翼下部に設けた冷却蒸気入口 8から供 給され、 動翼 1内にサ一ペンタイン状に形成された冷却通路 4を通って矢印に て示すように流れ、 翼内部を冷却した後に翼後縁 6側の冷却蒸気出口 9より翼 外部に出て、 図示しない回収系に導かれる。
なお、 ここで冷却通路 4の内面には、 冷却蒸気の流れに交差する方向に延び る複数の乱流促進フィ ン 7を設け、 内部伝熱を促進するような構造となってい る。
前記したように冷却蒸気はその後流で回収されるものであるために、 冷却を 行う翼内部での圧力は、 翼面外側のガス圧力よりも 2〜4 M P a高く保たれる ので、 この翼内部には、 薄肉構造の中空翼の強度の許容限度を越える内圧がか かり、 翼が変形 （バルジング） して膨れ、 翼表面で作動ガスの流体剥離が生じ、 翼の性能を低下させる等の不具合を招くことになり、 少なくともこれに耐え得 る構造にすることが求められる。
発明の概要
本発明は、 このようなニーズに応え、 翼の強度を確実に保った上で、 ガスタ 一ビンの熱効率改善を狙いとした蒸気冷却方式の利点を損なうことなく、 その メリッ トを存分に享受できるようにしたガスタービン翼を提供することを目的 とするものである。
本発明は、 この目的を達成すべく発明れたもので、 翼内部に翼長方向に延び る冷却媒体流路を形成し、 同冷却媒体流路内に冷却媒体の流れ方向に延びて翼 の背側と腹側とをつないだ補強リブを設けたガス夕一ビン翼を提供するもので ある。
このように補強リブで翼の背側と腹側とをつなぐことにより翼内の高圧蒸気 と翼外部ガスの圧力差によって生じる力に耐え得る強度が得られ、 また、 この 補強リブは、 翼内部に翼長方向に延びて形成された冷却流路内で冷却媒体の流 れ方向に延びているので、 冷却媒体である高圧蒸気の流れを妨げることなく、 補強リブの有無で流れの状態を変えずに所期の冷却効果を達成するものである。 また、 本発明は、 前記冷却媒体流路が仕切壁で区画して形成され、 前記補強 リブは隣接する仕切壁の間で左右の流路を閉塞しない位置に配置されたガスタ 一ビン翼を提供するものである。
すなわち、 冷却媒体流路を形成する隣接する仕切壁の間、 好ましくは中央部 に流路を閉塞しないように位置決めをして補強リブを配置したことにより冷却 媒体流路の幅が狭まり、 これにより冷却媒体流路を流れる冷却蒸気圧力とその 外側を流れる主ガス圧力の圧力差に起因して冷却蒸気側から膨らむ流路の翼変 形 （バルジング）量が少なくなる。
従って、 生ガス圧力より高い圧力の冷却蒸気を使用しても翼の変形が回避さ れるので、 この翼変形に従つて発生する流体剥離による性能低下を防止するこ とができるものである。 また、 本発明は、 前記補強リブの左右の流路は互いに独立の流れ性状を形成 するそれぞれ独立の構造に構成されたガスタービン翼を提供する。
すなわち、 補強リブは冷却媒体流路に単純に配設するというものではなく、 補強リブを配設することにより左右に区画した冷却媒体流路のそれぞれは、 そ の流路を流れる冷却蒸気の性状に応じてそれに適合するように独立の形態に構 成され、 効果的な熱交換、 熱回収を達成する様にしたものである。
さらに、 本発明は、 前記冷却媒体流路に供給し回収される冷却蒸気は翼根の 前方及び後方に突出した供給入口と回収出口から供給 ·回収されるように構成 されたガスタービン翼を提供する。
すなわち、 冷却蒸気を冷却媒体流路に導入する供給入口と、 冷却作業を終わ- てタービン翼から熱を受け取つた冷却蒸気の回収出口は、 この部位を翼根の前 方および後方にそれぞれ突出して構成しているので、 この部位での連結構造等 を含めてその加工、 工作が容易であり、 効率低下の要因となる冷却蒸気の漏洩 を適切に防止することができる。
更にまた、 本発明は、 前記補強リブは翼後端の冷却媒体流路内にのみ設け、 他の冷却媒体流路は断面が円形に近くなる様に短区間で多数に区画したガスタ 一ビン翼を提供する。
すなわち、 冷却媒体流路は断面が円形に近くなる様に短区間で多数に区画し た場合には、 この断面ほぼ円形状の冷却媒体流路には補強リブは必要ないので そこには設置せず、 全体形状が細身となつて断面を円形に近くすることの困難 な翼後端の冷却媒体流路のみを選んで補強リブを設置したものであり、 翼全体 に亘つて補強リブを設置する設計、 製作のコストを省略し、 それでも強度的に 十分な翼を得る様にしている。
更にまた本発明は、 翼後縁のハブ側から冷却蒸気を供給する蒸気冷却翼にお いて、 翼後縁寄りの区画を広くして冷却蒸気が流れ易くするとともに、 同翼後 縁寄りに配置したリブのチップ側先端を翼の隅部に向けて曲折した構造とし、 隅部での冷却蒸気の流れを良くし、 冷却性能を向上させるようにしたものであ る。
図面の簡単な説明 図 1 a， 図 1 bは、 本発明の実施の第 1形態に係る蒸気冷却式ガスタービン 動翼を示し、 図 1 aは縦断面図、 図 1 bは図 1 aの 1 B— 1 B線に沿った断面 図である。
図 2 a， 図 2 bは、 本発明の実施の第 2形態に係る蒸気冷却式ガスタービン 動翼を示し、 図 2 aは縦断面図、 図 2 bは図 2 aの 2 B— 2 B線に沿った断面 図である。
図 3 a， 図 3 bは、 本発明の実施の第 3形態に係る蒸気冷却式ガスタービン 動翼を示し、 図 3 aは縦断面図、 図 3 bは図 3 aの 3 B— 3 B線に沿った断面 図である。
図 4 a， 図 4 bは、 本発明の実施の第 4形態に係る蒸気冷却式ガスタービン を示し、 図 4 aは縦断面図、 図 4 bは図 4 aの 4一 4線に沿った断面図である。 図 5 a， 図 5 bは、 従来の蒸気冷却式ガスタービン動翼を示し、 図 5 aは縦 断面図、 図 5 bは図 5 aの 5 B— 5 B線に沿った断面図である。
好適な実施形態の詳細な説明
本発明の実施の第 1形態を図 1 a及び図 1 bに基づいて説明する。 図 1 aは、 蒸気冷却するガスタービン動翼の縦断面を示し、 図 1 bは図 1 aの 1 B— 1 B 断面を示している。 なお、 前記した従来の技術と同一の部分については、 図中 に同一の符号を付して示し、 重複する説明は省略する。
本実施の形態では、 動翼 1の内部をサーペンタイン状に連通して、 翼根側か ら翼チップ 1 1側、 更に同翼チップ 1 1側から翼根側へ連なり、 動翼 1の長手 方向へと往復して延びる冷却通路 4内に、 翼腹側 2と翼背側 3とをつないで同 冷却通路 4のほぼ中央部を長手方向に延びる補強リブ 1 2を配設している。 また、 サーペンタイン状に連なる冷却通路 4の翼チップ 1 1側の各折り返し 部には、 折り返しのカーブに沿って曲がった短い補強リブ 1 3を配設している c 本実施の形態は蒸気のように冷却通路 4内に補強リブ 1 2、 1 3を配設した ので、 同冷却通路 4を流れる冷却用の高圧蒸気と、 動翼 1の外を流れる主流ガ ス 1 0との圧力差 （通常 2〜4 M P a ) によって動翼 1に作用する力に十分耐 えうる強度を得ることができる。
また、 補強リブ 1 2は冷却通路 4の伸長方向に沿って配設されているので冷 却蒸気流れに平行となり、 冷却蒸気の流れを乱すこともなく、 補強リブ 1 3は 冷却通路 4の折り返しカーブに沿って曲がっているので、 翼チップ側 1 1にも 流れをスムーズに導き、 従来のもののように補強リブ 1 2、 1 3がないものと 比べてみても冷却蒸気の流れには格別の差異はなく、 蒸気を冷却媒体とした場 合の利点を何ら損なうことなく、 所期の冷却効果を達成するものである。
ここで用いた補強リブ 1 2、 1 3の形状については、 流体力学的に圧力損失 の少ない形状、 つまり補強リブ 1 2、 1 3の前縁、 後縁を丸くしたものとし、 大きさは動翼 1の翼腹側 2及び翼背側 3からの引っ張りに耐えうる強度を持つ 巾とすればよく、 具体的寸法は対象であるタービンの規模により決められるも のである。
次に、 本発明の実施の第 2形態を図 2 a及び図 2 bに基づいて説明する。 同 図 2 aは、 蒸気冷却するガスタービン動翼の縦断面図を示し、 図 2 bは図 2 a の 2 B— 2 B断面を示している。
なお、 前記した従来の技術および実施の第 1形態のものと同一の部分につい ては、 図中に同一の符号を付して示し、 重複する説明は省略してこれ等と異な る点を重点的に説明する。
本実施の形態においては、 U字形をした仕切壁 1 4 aとその中央部に挿入す る様に配置した I字形をした仕切壁 1 4 bとでサ ^ンタイン状に曲折する冷 却通路 4を形成し、 同仕切壁 1 4 a、 1 4 b等の間でそのほぼ中央位置に補強 リブ 1 2を配置して同冷却通路 4の部位に当たる翼の強度を確保している。 そして特に翼後縁 6側に位置して形成された冷却通路 4について注目してみ ると、 この冷却通路 4に配置された補強リブ 1 2の左右両側の乱流促進フィン (タービユレ一夕） 7 a、 7 bは、 他の冷却通路 4における補強リブ 1 2との 関連構成とは様相を異にしている。
即ち、 他の冷却通路 4においては、 冷却通路 4の全巾に亘つて一様に延びた 乱流促進フィン 7の上に補強リブ 1 2が単純素直に配置された様な配列形状と なっているが、 ここでは補強リブ 1 2の左右それぞれの側でそれぞれ別個独立 な形状配列となっている。
更に詳細に説明すれば、 補強リブ 1 2を挟んで一側の乱流促進フィン 7 aと、 他側の乱流促進フイ ン 7 bとはそれぞれの傾斜方向を互いに異ならせ、 かつま た設置する本数 （配列のメッシュ） 自体互いに異なっている。
これは補強リブ 1 2の左右両側では冷却蒸気の性状自体が微妙に異なるため に、 それぞれの位置に於ける冷却蒸気の性状に応じてそれに適合した流れを得 ることにより効果的に熱交換、 熱回収を達成する様にしたものである。
また、 本実施形態によれば動翼 1の翼根部において、 前縁側では前方に向かつ て僅かに突出して冷却蒸気入口 8を設け、 また後縁側では後方に僅かに突出し て冷却蒸気出口 9を設けている。
蒸気冷却方式においては、 冷却蒸気の供給経路、 および冷却後の回収経路の いずれにおいてもその途中で漏洩のないことが求められているが、 特に翼 1に 対する連結部であるこの冷却蒸気入口 8と冷却蒸気出口 9とを外方に突出させ て形成したことにより、 この部位における加工、 工作の作業環境が好ましい状 況で確保されるので、 その作業性を向上するとともに蒸気漏洩を確実に防止す ることができる。
次に本発明の第 3実施形態を図 3 a及び図 3 bに基づいて説明する。 図 3 a は、 蒸気冷却するガスタービン動翼の縦断面を示し、 図 3 bは図 3 aの 3 B— 3 B断面を示している。
なお、 前記した従来の技術および実施の第 1、 第 2形態のものと同一の部分 については、 図中に同一の符号を付して示し、 重複する説明は省略してこれ等 と異なる点を重点的に説明する。
本実施形態は、 サーペンタイン状に曲折した冷却通路 4のうち翼 1の後端に 位置するものに限って補強リブ 1 2を配設したものである。
即ち、 本実施形態では、 翼 1の内部に前記サ一ペン夕イン状に曲折した冷却 通路 4を形成するに際し、 仕切壁 1 4を多く採用し、 翼 1の内部を細かく仕切つ ているので （通常 4区画程の仕切りであるのに対し、 ここでは 6区画に仕切つ ている） 、 各冷却通路 4はほぼ円形に近い形状となり強度的に強いものとなる。
しかし、 翼 1の本来の形状は、 その後縁側は細身になっているので、 この位 置の冷却通路 4の形状を円形に近付けるまで仕切壁 1 4を設けず、 補強リブ 1
2を配設して強度を持たせたものである。 従って、 本実施形態によれば、 翼 1の前縁側から中央、 そして後縁の一つ前 までは仕切壁 1 4を短区間配置してほぼ円形状の冷却通路 4により強度を受け 持たせ、 全体形状が細身となって断面を円形に近くすることの困難な翼後端の 冷却流路 4のみを選んで補強リブを設置したことにより、 翼全体に亘つて補強 リブ 1 2を設置する設計、 製作のコストを省略し、 それでも強度的に十分な翼 を得る様にしたものである。
なお、 本実施の形態のものにおいては、 仕切壁 1 4の下方にバイパス孔 1 6 を設け、 冷却通路 4を流れる一部の冷却蒸気をサーペンタイン状に曲折せずに バイパスさせて先回りさせ、 全体の温度バランス等を調整する様に工夫されて いる。
図 4 a及び図 4 bは、 本発明実施の第 4形態に係る蒸気冷却式ガスタービン 動翼の断面を示し、 図 4 aはガスタービンの半径方向、 即ち動翼の翼長方向に カッ トした動翼の縦断面を示し、 また図 4 bは図 4 aの 4 B— 4 B断面を示し ている。
すなわち、 本実施の形態においては、 翼後縁 6側に形成され、 ハブ側の冷却 蒸気入口 8 aから冷却蒸気を供給される冷却通路 4内に、 動翼 1の翼長方向に 延びるリブ 1 2を 3個配置して、 この冷却通路 4を 4つの流路に区画している c そして、 それぞれのリブ 1 2によって区画された各流路の間隔は、 翼後縁 6 に最も近いものが、 ピッチ 1 7として示す様に一番広い間隔をとり、 その余の 流路は間隔を狭め、 流路空間は翼後緣 6寄りのものが最も大きくなり、 冷却蒸 気が流れ易いように構成されている。
また、 この最も翼後縁 6寄りに配置したリブ 1 2の翼チップ 1 1側先端 1 2 ― 1は、 同翼チップ 1 1と翼後縁 6とが交差する位置に形成される翼 1の隅部 1 8に向けて曲折し、 冷却蒸気の流れが同隅部 1 8に十分、 かつ確実に行き届 く様に構成されている。
本実施形態は前記の様に構成されているので、 冷却蒸気は図示省略のロータ 側から翼前縁側の冷却蒸気入口 8 b、 および翼後縁側の冷却蒸気入口 8 aを経 て動翼 1に供給され、 同冷却蒸気入口 8 a、 8 bに連続する冷却通路 4を経て 流れ、 翼チップ 1 1部で折り返して冷却蒸気出口 9 a、 9 bからハブ側に戻る c この時翼後縁 6側に設けた冷却通路 4は、 翼後縁 6部であるために翼厚さは 小さいが、 前記した様にこの冷却通路 4内にリブ 1 2を配置して冷却通路 4を 複数区画に細区分し、 しかも最も翼後縁 6寄りの区画はピッチ 1 7を大きくし て、 広く流れ易い区画とする一方、 翼後縁 6より遠い位置のリブ 1 2の間隔を 小さくして、 狭く流れにく くしているので、 この流れにくい部分に供給される 冷却蒸気も翼後縁 6寄りの流れ易い区画を流れ、 翼後縁 6寄りの内部通路の冷 却効果を確保することが出来る。
しかも、 この翼後縁 6寄りの冷却通路 4は、 これを区画するリブ 1 2の翼チッ プ 1 1側先端 1 2—1が翼の隅部 1 8に向けて曲折しているので、 この隅部 1 8にはリブ 1 2に沿って流れて同隅部 1 8で折り返す冷却蒸気の流れ 1 9が形 成され、 冷却蒸気の供給されない死水領域は形成されず、 翼後縁 6寄りの冷却 通路 4内の全域に亘つて対流冷却伝達率を高めることができる。
この結果、 冷却蒸気回収型の蒸気冷却翼における冷却構造の設計製作に際し て、 最も難関であつた翼後縁 6の薄肉部における内部冷却性能を確保すること が出来、 信頼性の高 、冷却構造を得ることが出来るものである。
なお、 ここでは翼後縁 6寄りの冷却通路 4を 3個のリブ 1 2を配置して 4つ の流路に区画した例について記載したが、 ここに配置するリブ 1 2の数と区画 数はこれに限定されることなく、 翼 1の形状、 規模に応じて適宜数量を変更し 得ることは勿論である。
また、 同様に冷却通路 4はハブ側から出て翼チップ 1 1で折り返して冷却蒸 気出口 9 a、 9 bに至る最小のサーペンタイン通路を説明しているが、 動翼 1 の大きさ、 設計製作上の要求等に応じてこの折り返しは複数回繰り返す大きな サーペン夕イン構造とすることができることは言うまでもない。
以上、 本発明を図示の実施形態について説明したが、 本発明はかかる実施形 態に限定されず、 本発明の範囲内でその具体的構造に種々の変更を加えてよい ことはいうまでもない。
以上、 本発明によれば、 動翼内部冷却通路に補強リブを設けることにより、 翼内の高圧蒸気と翼外部ガスの圧力差によって生じる力に耐えうる強度が得ら れ、 安全性、 安定性の高い翼を得ることができた。 また、 冷却蒸気流れに沿って平行な形状の補強リブ構造とすることにより、 冷却蒸気は内部通路をリブなし時とほとんど同様に流れ、 内部対流冷却性能を 損なうこともなく所期の効果を達成する翼を得ることができた。
そしてこれ等により、 ガスタービンの熱効率改善のために翼の冷却を空気に 代わって、 蒸気を用いる利点を損なうことなく、 翼の強度を保つことができ、 これらの効果を総合してガスタービン効率及びプラント全体の効率向上を図る ことができた。
また、 本発明の別の様相によれば、 仕切壁で区画した冷却媒体流路に補強リ ブを配設するに際し、 補強リブは隣接する仕切壁の間で左右の流路を閉塞しな い位置に配置した。 すなわち、 冷却媒体流路を形成する隣接する仕切壁の間の たとえば中央部に、 流路を閉塞しないように位置決めをして補強リブを配置し たことにより冷却媒体流路の幅を狭め、 これにより冷却媒体流路を流れる冷却 蒸気圧力とその外側を流れる主ガス圧力の圧力差に起因して冷却蒸気側から膨 らむ流路の翼変形 （バルジング）量が少なく し、 以て主ガス圧力より高い圧力 の冷却蒸気を使用しても翼の変形が回避されるようにして、 この翼変形に伴つ て発生する流体剥離による性能低下を防止した。
また、 本発明の更に別の様相によれば、 ガスタービン翼内に形成された冷却 媒体流路に配設する補強リブの左右の流路は互いに独立の流れ性状を形成する それぞれ独立の構造に構成されている。
すなわち、 補強リブは冷却媒体流路に単純に配設するというものではなく、 この補強リブが配設されることにより左右に区画される冷却媒体流路は、 それ ぞれの側を流れる冷却蒸気の性状に応じてそれに適合するように独立の形態に 構成されることができるので、 効果的な熱交換、 熱回収を達成することができ た。
更に、 本発明の他の様相によれば、 ガスタービン翼内に形成した冷却媒体流 路に供給し回収される冷却蒸気は、 翼根の前方及び後方に突出した供給入口と 回収出口から供給 ·回収されるように構成されている。
すなわち、 冷却蒸気を冷却媒体流路に導入する供給入口と、 冷却作業を終わ てタービン翼から熱を受け取つた冷却蒸気の回収出口では、 この部位で蒸気漏 洩が起こる可能性が高いが、 本発明では前記したようにこの部位を翼根の前方 および後方にそれぞれ突出して構成しているので、 この部位での連結構造等を 含めてその加工、 工作が容易となり、 効率低下の要因となる連結蒸気の漏洩を 適切、 確実に防止することができた。
更に、 本発明の好適な実施形態によれば、 ガスタービン翼の内部に形成した 冷却媒体流路に配設する補強リブは、 翼後端の冷却媒体流路内にのみ設け、 他 の冷却媒体流路は、 その断面が円形に近くなる様に短区間で多数に区画して構 成されている。
すなわち、 冷却媒体流路は短区間で多数に区画して断面が円形に近くなる様 にした場合には、 この断面ほぼ円形状の冷却媒体流路は強度が高くなって補強 リブは必要ないのでそこには設置せず、 全体形状が細身となって断面を円形に 近くすることの困難な翼後端の冷却媒体流路のみを選んで補強リブを設置した ものであり、 翼全体に亘つて補強リブを設置する設計、 製作のコストを省略し た上全体が強度的に十分な翼を得ることができた。
また、 本発明によれば、 翼後縁のハブ側から冷却蒸気を供給する蒸気冷却翼 において、 翼後縁の冷却通路を翼長方向に延びるリブで複数に区画し、 翼後縁 寄りの区画を広くして冷却蒸気が流れ易くすると共に、 同翼後縁寄りに配置し たチップ側先端を翼の隅部に向けて曲折してガスタービン翼を構成しているの で、 本来翼厚さの小さい翼後縁部において、 その翼後縁部の冷却通路を翼長方 向に延びるリブで複数に区画して、 各区画は翼後緣寄りのものを広い区画にす ることにより、 翼厚さが小さくて流れにくい翼後縁部の冷却通路を相対的に広 くして流れ易くし、 また、 翼後縁寄りに在るリブのチップ側先端を翼の隅部に 向けて曲折したことにより、 通常は最も流れにく く死水領域を形成する翼後縁 とチップ側が交差して形成する翼の隅部に対してこの曲折したリブの先端で流 れを案内して翼内の流れにくいところに冷却蒸気を十分に行き渡らせ、 以て翼 内部の冷却性能を確保して、 冷却性能に優れ、 信頼性の高いタービン翼を得る ことができた。

Claims

請求の範囲
1 . 翼内部に翼長方向に延びる冷却媒体流路を形成したガスタ一ビン翼におい て、 同冷却媒体流路内に冷却媒体の流れ方向に延びて翼の背側と腹側とをつな ヽだ補強リブを設けたことを特徴とするガスタービン翼。
2. 前記冷却媒体流路は仕切壁で区画して形成され、 前記補強リブは隣接する 仕切壁の間で左右の流路を閉塞しない位置に配置されたことを特徴とする請求 項 1に記載のガスタービン翼。
3. 前記補強リブの左右の流路は互いに独立の流れ性状を形成するそれぞれ独 立の構造に構成されたことを特徴とする請求項 2に記載のガスタービン翼。
4. 前記冷却媒体流路に供給し回収される冷却蒸気は翼根の前方及び後方に突 出した供給入口と回収出口から供給 ·回収されるように構成されたことを特徴 とする請求項 2または 3のいずれかに記載のガスタービン翼。
5. 前記補強リブは翼後端の冷却媒体流路内にのみ設け、 他の冷却媒体流路は 断面が円形に近くなる様に短区間に多数に区画したことを特徴とする請求項 1、 2、 3または 4のいずれかに記載のガスタービン翼。
6. 前記ガスタービン翼は、 翼後縁のハブ側から冷却蒸気を供給する蒸気冷却 式であり、 前記翼後縁寄りの区画を広くして冷却蒸気が流れ易くするとともに、 同翼後縁寄りに配置したリブのチップ側先端を翼の隅部に向けて曲折した構造 に構成されたことを特徴とする請求項 1、 2、 3、 4または 5のいずれかに記 載のガスタービン翼。
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