WO2000001928A1 - Aube de turbine a gaz - Google Patents

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Sunao Aoki
Eisaku Ito
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Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.
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    • 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
    • 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
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    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E20/00—Combustion technologies with mitigation potential
    • Y02E20/16—Combined cycle power plant [CCPP], or combined cycle gas turbine [CCGT]

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine blade, and more particularly to a gas turbine blade that effectively cools from the inside by passing cooling steam through the inside of the gas turbine blade. Description of related technology
  • Figures 5 to 7 show a conventional combined cycle gas turbine.
  • a gas turbine in the gas turbine 1, a plurality of evening bin stationary blades 2 and moving blades 4 are alternately arranged.
  • the hot mainstream gas is sent from a combustor (not shown) to this gas turbine 1, passes through the turbine vanes 2, acts on the moving blades 4, and rotates the rotor at high speed to generate electricity. Can be done.
  • a cooling steam pipe 3 is arranged in the evening bin stationary blade 2. Further, as shown in FIG. 7, a plurality of radially extending cooling steam passages a are provided inside the turbine vane 2, and these cooling steam passages extend from the leading edge side to the trailing edge of the turbine vane. To the side, they are sequentially connected at the base end and the tip end of the turbine vane, forming a sa-pentine passage.
  • the turbine vane 2 When the high-temperature mainstream gas is sent to the gas turbine and the gas turbine operates, the turbine vane 2 is heated. However, at this time, cooling steam is supplied from the cooling steam pipe 3 to the cooling steam passage a on the leading edge side inside the evening bin stationary blade 2 and sequentially passes through the cooling steam passage forming the surround evening passage. As a result, the turbine vanes 2 can be cooled from the inner surface. The cooling steam used to cool the stationary bin 2 is collected by the cooling steam pipe 3 and sent to the next system.
  • FIGS. 8 to 10 show conventional in-binge cooling using air. Inserts 5 a to 5 c having a plurality of small holes 6 are inserted into each section of the turbine vane 2 partitioned in the radial direction at a predetermined interval from the inner surface of the section. A large number of small holes 7 having a predetermined pattern are also formed on the surface of the evening bin stationary blade 2.
  • the cooling air flows into the inserts 5a to 5c as shown by arrows in FIG. 8, and the small holes of the inserts 5a to 5c. It is ejected from 6 toward the inner surface of the turbine vane 2, and cools the turbine vane 2 from the inside (see Fig. 10). After that, the cooling air is blown out from the small holes 7 provided on the surface of the bin vane in the evening, and the surface of the turbine vane 2 is film-cooled.
  • the blade thickness t of the Yuichi bin vanes 2 shown in Fig. 7 was The ratio tZc to the code length c is usually 0.2 or more.
  • an object of the present invention is to provide a combined cycle gas turbine blade that can be effectively cooled with an appropriate amount of steam in order to solve the above problems.
  • the present invention takes the following measures. That is, the gas turbine blade according to the present invention includes a cooling steam passage therein, and the gas turbine blade cooled from the inside by passing the cooling steam through the cooling steam passage. And the ratio of code length to code length is 0.15 or less.
  • the turbine blade is effectively cooled by setting the ratio t / c between the blade thickness and the cord length to 0.15 or less, which corresponds to the minimum heat transfer coefficient required from the cooling performance of the evening bin blade. In addition to this, it is possible to maintain an appropriate steam flow rate as a combined cycle.
  • the ratio between the blade thickness and the cord length of the gas bin bottle is in the range of 0.10 to 0.15.
  • FIG. 1 is a sectional view showing an evening bin stationary blade according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a diagram showing the relationship between the blade thickness / code length ratio of the evening bin stationary blade and the steam flow velocity in the embodiment shown in FIG.
  • FIG. 3 shows the blade thickness / core of the turbine vane in the embodiment shown in FIG. It is a figure which shows the relationship between the blade length ratio, the heat transfer coefficient of the blade inner surface side, and the metal temperature of a blade, respectively.
  • FIG. 4 is a diagram showing a relationship between a blade thickness / code length ratio and a steam pressure loss of the evening bin stationary blade in the embodiment shown in FIG.
  • Figure 5 is a schematic diagram explaining the mechanism of a conventional gas turbine for steam cooling.o
  • FIG. 6 is a detailed diagram of a conventional evening bin stationary blade for steam cooling.
  • FIG. 7 is a view taken along line AA of FIG. 6, showing a cross section of a conventional turbine vane for steam cooling.
  • FIG. 8 is a longitudinal sectional view showing a conventional turbine vane for air cooling.
  • FIG. 9 is a cross-sectional view showing a conventional turbine vane for air cooling.
  • FIG. 10 is a detailed view of a part B in FIG. 9 showing cooling of the inner surface of the turbine vane by the cooling air. Description of the preferred embodiment
  • FIG. 1 is a cross-sectional view showing a turbine vane according to an embodiment of the present invention.
  • the ratio t / c to c is 0.15 or less.
  • the ratio t / c of the blade thickness to the cord length is preferably in the range of 0.10 to 0.15.
  • the cooling steam flows into the cooling steam passage a on the leading edge provided inside the turbine vane 2, and flows from the base end to the tip end of the evening bin vane. It flows radially toward. Thereafter, the cooling steam flows into the next cooling steam channel at the distal end of the cooling steam passage, and flows in the opposite direction from the distal end toward the proximal end. It is. Similarly, the cooling steam flows sequentially from the leading edge side to the trailing edge side in the cooling steam flow path inside the turbine vane 2 to cool the turbine vane 2 from the inside.
  • the minimum heat transfer rate required from the cooling performance of the turbine blade depends on the external gas temperature and pressure conditions of the cooling blade, but the metal temperature of the blade is below the design reference value (for example, 900 °. ) Is defined as the minimum necessary internal heat transfer coefficient to become.
  • the design reference value for example, 900 °.
  • the ratio t / c between the blade thickness t of the Yuichi bin vane 2 and the cord length c is set to 0.15 or less, which corresponds to the minimum heat transfer coefficient i required from the cooling performance of the Yuichi bin blade.
  • Fig. 4 shows the relationship between the ratio t / c of the blade thickness t to the cord length c and the vapor pressure loss.
  • the ratio t / c between the blade thickness and the cord length is particularly preferably in the range of 0.10 to 0.15, and the cooling steam effectively cools the turbine blades and collects the recovered cooling. Steam can be effectively reused.
  • the ratio of the blade thickness to the cord length is set to 0.15 or less. Can be satisfied.
  • the ratio of the blade thickness to the cord length in the range of 0.10 to 0.15, the above effects can be obtained, and the effective reuse of the collected cooling steam can be achieved. it can.

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Description

明 細 書 ガスタービン翼 発明の背景
発明の属する技術分野
本発明は、 ガスタービン翼に関し、 特に、 ガスタービン翼の内部に冷却 蒸気を通すことにより、 内部から有効に冷却するガスタービン翼に関する。 関連技術の説明
従来のコンバインドサイクル用のガスタービンを図 5〜図 7に示す。 図 5に示すように、 ガスタービン 1には、 夕一ビン静翼 2と動翼 4とが交互に複数 枚配置されている。 高温の主流ガスは、 燃焼器 （図示せず） からこのガス夕ービ ン 1へ送られ、 タービン静翼 2を通って動翼 4に作用し、 高速でロータを回転さ せることにより、 発電が行れるようになつている。
また、 夕一ビン静翼 2には、 冷却蒸気配管 3が配設されている。 さらに 、 タービン静翼 2の内部には、 図 7に示すように、 複数の径方向の冷却蒸気通路 aが設けられていて、 これらの冷却蒸気流路は、 タービン静翼の前縁側から後縁 側に向かって、 タービン静翼の基端及び先端部において順次繋がっており、 サ一 ペンタイン通路を形成している。
高温の主流ガスがガスタービンへ送られてきてガスタービンが稼動する と、 このタービン静翼 2は加熱される。 しかし、 このとき、 夕一ビン静翼 2内部 の前縁側の冷却蒸気通路 aに、 冷却蒸気配管 3から冷却蒸気が供給され、 サーぺ ン夕イン通路を形成している冷却蒸気通路を順次通過してタービン静翼 2の内部 を流れるため、 このタービン静翼 2を内面から冷却することができる。 なお、 夕 一ビン静翼 2を冷却するために使用された冷却蒸気は、 その後冷却蒸気配管 3へ 回収されて、 次の系統へ送られる。
このように、 蒸気タービンとガス夕一ビンとを使用するコンバインドサ ィクルでは、 熱効率向上のため、 ガス夕一ビンの冷却として蒸気冷却が提案され ている。 次に、 従来の空気によるインビンジ冷却を図 8〜図 1 0に示す。 径方向 に区画されたタービン静翼 2の各区画内には、 この区画内面と所定の間隔を持ち 、 且つ多数の小孔 6を有するインサート 5 a ~ 5 cが揷入されている。 また、 夕 一ビン静翼 2の表面にも所定のパターンの小孔 7が多数あけられている。
上記のような構造のタービン静翼 2において、 冷却空気は、 図 8の矢印 で示すようにィンサ一ト 5 a〜5 cに流入して、 各ィンサ一ト 5 a〜5 cの各小 孔 6よりタービン静翼 2の内面に向けて噴出され、 タービン静翼 2を内部から冷 却する （図 1 0参照）。 その後、 冷却空気は、 夕一ビン静翼の表面に設けられた 小孔 7より噴出し、 タービン静翼 2の表面をフィルム冷却するようになっている 冷却空気を使用してインビンジ冷却をする場合、 タービン静翼 2の内部 へのィンサート 5 a〜5 cの挿入の容易さ、 および各ィンサート内部における圧 力分布の均一化のため、 図 7に示す夕一ビン静翼 2の翼厚 tとコ一ド長 cとの比 t Z cは、 通常 0 . 2以上となる。
しかし、 このような翼圧/コード長比 t / cを有する形状の夕一ビン静 翼を蒸気冷却に使用する場合、 蒸気冷却では対流冷却としなければならないので 、 大量の冷却蒸気、 例えばコンバインドサイクルの蒸気タービン用の蒸気の大半 が必要となるという問題点があった。
また、 蒸気冷却配管中に冷却蒸気の漏れが生じた場合、 コンバインドサ ィクル （ボトミングサイクル） に与える影響が大きく、 プラント自体が機能しな くなる恐れがあった。
さらに、 大量の冷却蒸気を必要とするため、 複雑な蒸気冷却配管の配管 径が大きくなり、 配管のコストやスペース、 あるいは配管の取り回しが問題であ つた。 発明の目的
そこで、 本発明は、 上記問題点を解決するために、 適切な蒸気量で有効 に冷却することができるコンバインドサイクル用のガス夕一ビン翼を提供するこ とを目的とする。 発明の概要
従って、 上記目的を達成するために、 本発明は、 次の手段を講ずる。 即ち、 本発明に係るガスタービン翼は、 内部に冷却蒸気通路を備え、 該 冷却蒸気流路へ冷却蒸気を通すことにより内部から冷却されるガスタービン翼に おいて、 該ガスタービン翼の翼厚さとコード長との比を 0 . 1 5以下とすること を特徴としている。
ガス夕一ビン翼をこのような構成にすることにより、 冷却蒸気が夕一ビ ン翼の内部の冷却蒸気通路を流れる場合に、 冷却蒸気流量を一定とすれば、 翼厚 さとコ一ド長との比 t / cが小さくなればなるほど、 冷却蒸気流速は増加する。 また、 それに伴い、 熱伝達率も同様に増加する。
従って、 翼厚さとコード長との比 t / cを、 夕一ビン翼の冷却性能から 要求される最低熱伝達率に対応する 0 . 1 5以下とすることにより、 タービン翼 を有効に冷却することができると共に、 コンバインドサイクルとしての適切な蒸 気流量を維持することができる。
よって、 仮に蒸気冷却配管中に冷却蒸気の漏れが生じた場合でも、 もと もとの冷却蒸気量が少ないため、 プラント性能に与える影響が小さい。 また、 冷 却蒸気量が少ないため、 蒸気配管の配管径を小さくすることができる。 これによ り、 プラン卜の複雑な配管系統のコストゃスペースを削減することができる。
また、 本発明に係るガスタービン翼は、 ガス夕一ビン翼の前記翼厚さと 前記コード長との比を 0 . 1 0〜0 . 1 5の範囲とすることが特に好ましい。
このような構成にすることにより、 冷却蒸気によるタービン翼の有効な 冷却が行われると共に、 回収される冷却蒸気を有効に再利用することができる。 図面の簡単な説明
図 1は、 本発明の一実施形態の夕一ビン静翼を示す断面図である。 図 2は、 図 1に示した一実施形態における夕一ビン静翼の翼厚さ/コ一 ド長比と蒸気流速との関係を示す図である。
図 3は、 図 1に示した一実施形態におけるタービン静翼の翼厚さ/コ一 ド長比と翼内面側の熱伝達率及び翼のメタル温度との関係を各々示す図である。 図 4は、 図 1に示した一実施形態における夕一ビン静翼の翼厚さ/コ一 ド長比と蒸気圧損との関係を示す図である。
図 5は、 従来の蒸気冷却用のガスタービンの機構を説明する概要図であ る o
図 6は、 従来の蒸気冷却用の夕一ビン静翼の詳細図である。
図 7は、 従来の蒸気冷却用のタービン静翼の断面を示す、 図 6の A— A 視図である。
図 8は、 従来の空気冷却用のタービン静翼を示す縦断面図である。 図 9は、 従来の空気冷却用のタービン静翼を示す横断面図である。 図 1 0は、 冷却空気によるタービン静翼の内面の冷却を示す、 図 9の B 部詳細図である。 好適な実施形態の説明
添付の図 1〜図 4を参照しながら、 本発明の現在好適であると考えられ る実施形態に関して詳述する。 なお、 従来例で説明した部分には、 同一の参照符 号を付して説明を省略し、 この発明に関する部分を主体に説明する。
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、 同様の参照 符号を付する。 なお、 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ものでないことを記し ておく。
図 1は、 本発明の一実施形態のタービン静翼を示す断面図であり、 この 図に示された蒸気冷却用のガスタービン静翼 2の翼形状は、 その翼厚さ tとコー ド長 cとの比 t / cが 0 . 1 5以下である。 特に、 この翼厚さとコード長さとの 比 t / cは、 0 . 1 0〜0 . 1 5の範囲内にあるのが好ましい。
このように構成されたタービン静翼 2において、 冷却蒸気は、 タービン 静翼 2の内部に設けられた前縁側の冷却蒸気通路 aへ流入し、 夕一ビン静翼の基 端側から先端側に向かって径方向に流れる。 その後、 冷却蒸気は、 冷却蒸気通路 の先端部で次の冷却蒸気流路に流入し、 先端側から基端側に向かって逆方向に流 れる。 以下同様に、 冷却蒸気は、 順次タービン静翼 2の内部の冷却蒸気流路を、 前縁側から後縁側へと流れ、 タービン静翼 2を内部から冷却する。
この場合、 冷却蒸気流量を一定とすれば、 図 2に示すタービン静翼 2の 翼厚さ/コード長比 t/cと蒸気流速との関係から明らかなように、 翼厚さ tと コード長 cとの比 t/cが小さくなればなるほど、 冷却蒸気流速は増加する。
また、 図 3に示す翼内面側の熱伝達率示及び翼のメタル温度と翼厚さ/ コード長比 t/cとの関係から明らかなように、 翼内面の熱伝達率も、 タービン 静翼 2の翼厚さ tとコード長 cとの比 t/cが小さくなればなるほど増加する。
ここで、 タービン翼の冷却性能から要求される最低熱伝達率 は、 冷 却翼の外部ガス温度条件や圧力条件によって異なるが、 翼のメタル温度が設計基 準値以下 （例えば、 900 ° 。以下） になるために最低限必要な内部の熱伝達率 であると定義されている。 図 3に示すように、 翼のメタル温度は、 翼厚さ tとコ ード長 cとの比 t/cが 0. 15より大きくなると、 熱伝達率が低すぎるために 、 翼のメタル温度が高くなりすぎて設計基準値を超えてしまう。
従って、 夕一ビン静翼 2の翼厚さ tとコード長 cとの比 t/cを、 夕一 ビン翼の冷却性能から要求される最低熱伝達率ひ iに対応する 0. 15以下とす ることにより、 タービン翼が有効に冷却されると共に、 コンバインドサイクルと しての適切な低蒸気流量を維持することができる。
よって、 仮に蒸気冷却配管中に冷却蒸気の漏れが生じた場合でも、 もと もとの冷却蒸気量が少ないため、 プラント性能に与える影響が小さい。 また、 冷 却蒸気量が少ないため、 蒸気配管の配管径を小さくすることができる。 これによ り、 プラン卜の複雑な配管系統のコストゃスペースを削減することができる。
また、 図 4には、 翼厚さ tとコード長 cとの比 t/cと蒸気圧損との関 係が示されている。 この図から分かるように、 翼厚さ tとコード長 cとの比 t/ cが 0. 10より小さくなると、 蒸気の圧力損失が大きくなりすぎるため、 蒸気 冷却には適さなくなる。 従って、 この翼厚さとコード長さとの比 t/cは、 0. 10〜0. 15の範囲内にあるのが特に好ましく、 冷却蒸気により、 タービン翼 を有効に冷却するとともに、 回収される冷却蒸気を有効に再利用することができ る。 以上に説明したように、 本発明に係るタービン翼は、 その翼厚さとコー ド長との比を 0 . 1 5以下としたので、 低蒸気量で、 夕一ビン翼として要求され る冷却性能を満すことができる。 また、 特に翼厚さとコード長との比を 0 . 1 0 〜0 . 1 5の範囲にすることにより、 上記の効果を得られると共に、 回収した冷 却蒸気の有効な再利用を図ることができる。
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、 ガス夕一ビン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 当業者にとって、 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. 内部に冷却蒸気通路を備え、 該冷却蒸気流路へ冷却蒸気を通すことによ り内部から冷却されるガス夕一ビン翼において、 該ガス夕一ビン翼の翼厚さとコ
—ド長との比を 0. 15以下とするガスタービン翼。
2. 前記ガスタービン翼の前記翼厚さと前記コード長との比を 0. 10〜0 . 15の範囲とする請求項 1に記載のガス夕一ビン翼。
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