JP2015075103A

JP2015075103A - Gas turbine airfoil with cooling enhancement

Info

Publication number: JP2015075103A
Application number: JP2014199551A
Authority: JP
Inventors: サンディープ・ムンシ・サランガパニ; Munshi Sarangapani Sandeep; アジェイ・ガンガダール・パティル; Gangadhar Patil Ajay; プールナ・チャンドラ・ラオ; Chandra Rao Poorna
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2013-10-08
Filing date: 2014-09-30
Publication date: 2015-04-20
Also published as: CN204312137U; DE102014114244A1; US20150096306A1; CH708705A2

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a gas turbine airfoil with cooling enhancement.SOLUTION: A turbine vane segment includes one or more vanes extending between a radially inner side wall and a radially outer side wall, each vane having a peripheral edge wall extending between a leading edge and a trailing edge of the vane. In one exemplary embodiment, at least one substantially radially-oriented cooling channel is formed in the peripheral edge wall at the leading edge, with openings at opposite ends of the cooling channel. The location and length of the cooling channels may vary about the peripheral edge wall, and the inner cavity of the vane may be provided with ribs extending along the one or more cooling channels to reinforce the wall and to also increase the cooling surface area in the inner cavity.

Description

本出願は概して、タービンエンジンの効率及び／または動作を向上させることに関する。更に詳細には、かつ限定されないが、本出願は、タービン静翼またはタービンノズル翼の冷却を強化することに関する。 The present application relates generally to improving the efficiency and / or operation of turbine engines. More specifically, and without limitation, the present application relates to enhancing cooling of turbine vanes or turbine nozzle blades.

ガスタービンエンジンは通常、圧縮機と、１つ以上の燃焼器と、少なくとも１つのタービン部と、を含む。圧縮機及びタービン部は普通、静翼列及び動翼列を含み、これらの静翼列及び動翼列は、軸線方向に多段に積層される。各段は、周方向に等間隔に配置され、かつ静止している静翼から構成される翼列、及びタービンロータに固定されるホイールに取り付けられ、かつ周方向に等間隔に配置される動翼から構成される翼列を交互に含むことができる。動作状態では、圧縮機の動翼は、ロータと共に回転して、圧縮機に供給される空気流を圧縮する。圧縮空気の殆どは、１つ以上の燃焼器のガス燃料または液体燃料と混合され、そして点火されて高温ガス流を供給し、この高温ガス流が、エンジンのタービン部で膨張して、タービンロータを回転させる。従って、燃料に含まれるエネルギーが、回転ロータの機械エネルギーに変換され、この機械エネルギーを使用して、圧縮機の動翼を回転させることにより、燃焼に必要な供給圧縮空気が生成されるだけでなく、発電機のコイルを回転させることにより、電力が生成される。 A gas turbine engine typically includes a compressor, one or more combustors, and at least one turbine section. The compressor and the turbine section usually include a stationary blade row and a moving blade row, and the stationary blade row and the moving blade row are stacked in multiple stages in the axial direction. Each stage is attached to a cascade composed of stationary stationary blades that are arranged at regular intervals in the circumferential direction and a wheel fixed to the turbine rotor, and is arranged at regular intervals in the circumferential direction. Cascades composed of wings can be included alternately. In operation, the compressor blades rotate with the rotor to compress the air flow supplied to the compressor. Most of the compressed air is mixed with one or more combustor gas fuels or liquid fuels and ignited to provide a hot gas stream that expands in the turbine section of the engine to form a turbine rotor. Rotate. Therefore, the energy contained in the fuel is converted into the mechanical energy of the rotating rotor, and this mechanical energy is used to rotate the rotor blades of the compressor, so that only the supplied compressed air necessary for combustion is generated. Instead, electric power is generated by rotating the coil of the generator.

動作状態では、高温ガス経路の温度は極めて高いので、高流速の作動流体、及び回転速度で回るエンジン、回転動翼（または、回転翼）、及び静止している静翼は、機械的負荷及び熱的負荷が極めて大きくなって、非常に高い応力を受けるようになる。 In operation, the temperature of the hot gas path is very high, so high-speed working fluids, and engines that run at rotational speeds, rotating blades (or rotating blades), and stationary stationary blades are subject to mechanical loads and The thermal load becomes very large and is subjected to very high stress.

当分野の当業者であれば理解することができることであるが、熱応力を軽減する１つの方法では、静翼及び／または動翼を冷却して、静翼及び／または動翼に生じる温度が、高温ガス経路の温度よりも低くなるようにする。効果的に冷却すると、例えばこれらの高温ガス経路の構成部品が、より高い燃焼温度に耐えることができ、高い動作温度におけるより高い熱的−機械的応力に耐えることができ、かつ／または稼働寿命を延ばすことができ、これらの特徴の全てによって、タービンエンジンは、費用対効果を更に高めるようになり、かつ一層効率的になることができる。静翼及び動翼を動作中に冷却する１つの方法では、内部冷却流路または内部冷却通路を利用する。一般的に、この手法では、圧縮機から供給することができる比較的低温の空気を、静翼内の、またはタービン翼内の内部冷却通路に流す。 As one skilled in the art will appreciate, one way to reduce thermal stress is to cool the vanes and / or blades so that the temperature generated on the vanes and / or blades is reduced. And lower than the temperature of the hot gas path. When cooled effectively, for example, these hot gas path components can withstand higher combustion temperatures, can withstand higher thermal-mechanical stresses at high operating temperatures, and / or have a service life. All of these features can make the turbine engine more cost effective and more efficient. One method of cooling the stationary and moving blades during operation utilizes an internal cooling channel or an internal cooling passage. In general, in this approach, relatively cool air, which can be supplied from a compressor, flows through an internal cooling passage in a stationary blade or in a turbine blade.

米国特許第６５１７３１２号明細書US Pat. No. 6,573,312

しかしながら、更に効果的となり、かつ更に効率的となる冷却を、例えば特に最高温度及び熱応力が生じる箇所のタービン初段の高温燃焼ガスに曝される静翼の前縁に対して行なう必要が依然として残っている。 However, there remains a need to provide more effective and more efficient cooling, for example, on the leading edge of the vane exposed to the high temperature combustion gas in the first stage of the turbine, particularly where the highest temperatures and thermal stresses occur. ing.

１つの例示的かつ非限定的な実施形態では、タービン静翼セグメントが提供され、タービン静翼セグメントは、半径方向内側側壁と半径方向外側側壁との間に延在する１つ以上の静翼であって、各静翼が、前縁及び後縁を含む外周端壁を有する、前記１つ以上の静翼と、略半径方向を向いた少なくとも１つの冷却流路と、を備え、少なくとも１つの冷却流路は、前記外周端壁に、前記内側側壁及び外側側壁のうちの一方の側壁に流入口を有するように形成される。 In one exemplary and non-limiting embodiment, a turbine vane segment is provided, the turbine vane segment being one or more vanes extending between a radially inner sidewall and a radially outer sidewall. Each of the stationary blades includes the one or more stationary blades having an outer peripheral end wall including a leading edge and a trailing edge, and at least one cooling channel facing a substantially radial direction. The cooling channel is formed in the outer peripheral end wall so as to have an inlet on one of the inner side wall and the outer side wall.

別の非限定的な態様では、本発明はタービンエンジンを提供し、タービンエンジンは、圧縮機と、少なくとも１つの燃焼器と、少なくとも１つのタービン段と、を備え、少なくとも１つのタービン段は、半径方向内側側壁と半径方向外側側壁との間に延在する静翼から構成される翼列であって、各静翼が、前縁及び後縁を含む外周端壁を有する、前記静翼から構成される翼列と、略半径方向を向いた少なくとも１つの冷却流路と、を含み、少なくとも１つの冷却流路は、前記外周端壁に、前記内側側壁及び外側側壁のうちの一方の側壁に設けられる流入口を有するように形成される。 In another non-limiting aspect, the present invention provides a turbine engine, the turbine engine comprising a compressor, at least one combustor, and at least one turbine stage, wherein the at least one turbine stage comprises: A cascade comprising vanes extending between a radially inner sidewall and a radially outer sidewall, each vane having an outer peripheral end wall including a leading edge and a trailing edge; A cascade of blades and at least one cooling channel facing substantially in the radial direction, wherein at least one cooling channel is formed on the outer peripheral end wall and on one of the inner side wall and the outer side wall. It is formed so as to have an inlet provided in.

更に、補強リブを静翼の内側空洞部に、外周端壁の流路に隣接して、かつ流路に少なくとも部分的に沿って設けることが本発明の１つの特徴である。従って、更に別の例示的な態様では、タービンエンジンが提供され、タービンエンジンは、圧縮機と、少なくとも１つの燃焼器と、少なくとも１つのタービン段と、を備え、少なくとも１つのタービン段は、半径方向内側側壁と半径方向外側側壁との間に延在する静翼から構成される翼列であって、各静翼が、前縁及び後縁を含む外周端壁を有する、前記静翼から構成される翼列と、前記外周端壁の周りに形成される略半径方向を向いた複数の冷却流路であって、前記外周端壁が前記前縁に、略半径方向を向いた前記複数の冷却流路を含み、前記複数の冷却流路が、前記内側側壁と前記外側側壁との間の半径方向長さに沿って、少なくとも途中まで延在し、かつ流入口を前記内側側壁及び前記外側側壁のうちの一方の側壁に有する、または一方の側壁に隣接して有する、略半径方向を向いた前記複数の冷却流路と、前記外周端壁の内側表面に沿って、かつ略半径方向を向いた前記複数の冷却流路の各冷却流路に隣接して延在する補強リブと、を含む。 Further, it is a feature of the present invention that reinforcing ribs are provided in the inner cavity of the stationary blade, adjacent to the flow path of the outer peripheral end wall and at least partially along the flow path. Accordingly, in yet another exemplary aspect, a turbine engine is provided, the turbine engine comprising a compressor, at least one combustor, and at least one turbine stage, the at least one turbine stage having a radius. A cascade comprising vanes extending between a radially inner sidewall and a radially outer sidewall, each vane having an outer peripheral end wall including a leading edge and a trailing edge A plurality of cooling flow paths formed around the outer peripheral end wall and facing the substantially radial direction, wherein the outer peripheral end wall faces the front edge and the plurality of the cooling flow paths face the substantially radial direction. A cooling channel, wherein the plurality of cooling channels extend at least partway along a radial length between the inner side wall and the outer side wall, and an inlet is provided for the inner side wall and the outer side. One of the side walls, or one Each cooling flow of the plurality of cooling channels facing the substantially radial direction and the plurality of cooling channels facing the substantially radial direction along the inner surface of the outer peripheral end wall. Reinforcing ribs extending adjacent to the road.

従来のガスタービンエンジンの模式図である。It is a schematic diagram of the conventional gas turbine engine. 従来のガスタービンエンジンのタービン部の部分側面図である。It is a partial side view of the turbine part of the conventional gas turbine engine. 本発明の例示的かつ非限定的な実施形態によるガスタービン静翼体の斜視図である。1 is a perspective view of a gas turbine vane body according to an exemplary and non-limiting embodiment of the present invention. FIG. 本発明の例示的かつ非限定的な実施形態による前縁冷却流路を示す部分断面図である。FIG. 3 is a partial cross-sectional view illustrating a leading edge cooling channel according to an exemplary and non-limiting embodiment of the present invention. 図４から取り出した拡大図である。FIG. 5 is an enlarged view taken from FIG. 4. 図４から取り出した拡大図である。FIG. 5 is an enlarged view taken from FIG. 4. １つの実施形態による例示的な冷却流路を示す部分斜視図である。FIG. 6 is a partial perspective view illustrating an exemplary cooling flow path according to one embodiment. 別の実施形態による例示的な冷却流路を示す部分斜視図である。FIG. 6 is a partial perspective view illustrating an exemplary cooling flow path according to another embodiment. 更に別の実施形態による例示的な冷却流路を示す部分斜視図である。FIG. 7 is a partial perspective view illustrating an exemplary cooling flow path according to yet another embodiment. 例示的かつ非限定的な別の実施形態による冷却流路を備える静翼の部分的上平面図である。FIG. 6 is a partial top plan view of a vane with cooling channels according to another exemplary and non-limiting embodiment. 例示的な別の実施形態による異なる直径の冷却流路を有する静翼の部分断面である。4 is a partial cross-section of a vane having different diameter cooling channels according to another exemplary embodiment. 静翼の部分断面であり、例示的な別の実施形態による静翼の前縁に隣接して配列される冷却流路を示している。FIG. 6 is a partial cross section of a vane, showing cooling channels arranged adjacent to the leading edge of the vane according to another exemplary embodiment.

図１は、ガスタービンシステム１０を模式的に示しており、ガスタービンシステム１０は、本明細書において更に詳細に説明されるように、静翼及び動翼またはタービン動翼を含み、これらの静翼または動翼は、内部冷却循環路を備えることができる。従来とは異なるこの構成では、流入口１２を介して供給される空気は、圧縮機１４で圧縮され、１つ以上の燃焼器１６の燃料と混合され、これらの燃焼器では、燃料に点火することにより高温燃焼ガスを生成する。エネルギーは、これらの燃焼器の下流に配置される１つ以上のタービン段１８の燃焼ガスから取り出されて、電力を発生する発電機２０を駆動する。取り出されたエネルギーを使用して圧縮機１４を駆動することもでき、タービンロータ２２は、圧縮機、タービン段、及び発電機に共通のものとすることができることに留意されたい。しかしながら、本明細書において記載される発明は、図示のガスタービンシステムにだけ限定されない。更に、この点に関して、本明細書において記載されるこれらの冷却循環路は、冷却循環路の通路または冷却循環路の空洞部を流れる空気を利用する種々のフィルム冷却構造に完全に適合する。 FIG. 1 schematically illustrates a gas turbine system 10 that includes stationary blades and blades or turbine blades, as described in further detail herein. The blade or blade can be provided with an internal cooling circuit. In this unconventional configuration, the air supplied through the inlet 12 is compressed by the compressor 14 and mixed with the fuel of one or more combustors 16 where they ignite the fuel. This produces hot combustion gas. Energy is extracted from the combustion gases of one or more turbine stages 18 located downstream of these combustors to drive a generator 20 that generates electrical power. Note that the extracted energy may be used to drive the compressor 14 and the turbine rotor 22 may be common to the compressor, turbine stage, and generator. However, the invention described herein is not limited to the illustrated gas turbine system. Furthermore, in this regard, these cooling circuits described herein are fully compatible with various film cooling structures that utilize air flowing through cooling circuit passages or cooling circuit cavities.

図２を更に参照するに、通常のガスタービン構造では、多数の燃焼器１６は、多数のトランジションピース（尾筒）２４が、高温燃焼ガスをそれぞれの燃焼器からガスタービン部１８に導くように、タービンロータの周りに環状に配置することができる。 With further reference to FIG. 2, in a typical gas turbine configuration, multiple combustors 16 are configured such that multiple transition pieces 24 guide the hot combustion gases from their respective combustors to the gas turbine section 18. , And can be arranged annularly around the turbine rotor.

図２に示すガスタービン部１８は、３つの個別の段を含む。各段は、タービンロータまたはタービン軸（図示せず）に従来の方法で取り付けられるそれぞれのロータホイール３２、３４、及び３６にそれぞれ接続される一連の動翼２６、２８、３０を含む。軸線方向に等間隔に配置される動翼から構成される翼列の間には、周囲のタービンステータ（図示せず）に固定され、かつ図２に記号Ｓ１Ｎ、Ｓ２Ｎ、及びＳ３Ｎが付されたタービン静翼列を構成するタービン静翼または静翼３８、４０、及び４２の環状配列がそれぞれ配設される。 The gas turbine section 18 shown in FIG. 2 includes three individual stages. Each stage includes a series of blades 26, 28, 30 connected to respective rotor wheels 32, 34, and 36, respectively, attached in a conventional manner to a turbine rotor or turbine shaft (not shown). Between the cascades composed of the moving blades arranged at equal intervals in the axial direction, it is fixed to the surrounding turbine stator (not shown), and the symbols S1N, S2N, and S3N are given in FIG. Annular arrays of turbine vanes or vanes 38, 40, and 42 that constitute the turbine vane rows are respectively provided.

これらの静翼列は、静翼３８の列にのみ参照番号４６及び４８が付されている内側側壁４６及び外側側壁４８を有するが、同様の内側側壁及び外側側壁が、各翼段落の静翼に接続される。これらの側壁は通常、円弧状に設けられて、各円弧部が１つの静翼、２つの静翼、またはそれよりも多くの静翼を支持することができるようになっている。 These vane rows have an inner side wall 46 and an outer side wall 48 that are referenced only in the row of vane blades 38 and 46, but similar inner and outer side walls are the vanes of each vane stage. Connected to. These side walls are usually provided in an arc shape so that each arc portion can support one vane, two vanes, or more vanes.

図３は、本発明の例示的かつ非限定的な第１の実施形態による静翼部を示している。２つの静翼５０、５２は、外周端壁５１、５３をそれぞれ有し、これらの外周端壁は、これらの静翼の周りに延び、それぞれの前縁５４、５６及び後縁（１つの後縁が番号５５で図示されている）を接続している。これらの静翼は、円弧部の内側側壁４６と外側側壁４８との間に支持される。静翼５０、５２の前縁５４、５６は、トランジションピース２４からタービン初段に流れ込む高温燃焼ガスに曝される。静翼５０、５２は、略同一であり、一方の静翼についてだけ詳細に説明すれば済むので、Ｓ１Ｎ静翼列の静翼３８の全てに、以下に説明する冷却強化を施せばよいことを理解できるであろう。 FIG. 3 shows a stator blade according to a first exemplary and non-limiting embodiment of the present invention. The two vanes 50, 52 have outer peripheral walls 51, 53, respectively, which extend around these vanes and have respective leading edges 54, 56 and trailing edges (one rear). The edges are shown at 55). These vanes are supported between the inner side wall 46 and the outer side wall 48 of the arc portion. The leading edges 54 and 56 of the stationary blades 50 and 52 are exposed to the high-temperature combustion gas flowing from the transition piece 24 to the first stage of the turbine. The stationary blades 50 and 52 are substantially the same, and only one of the stationary blades needs to be described in detail. Therefore, the cooling reinforcement described below may be applied to all the stationary blades 38 of the S1N stationary blade row. You can understand.

１つの例示的かつ非限定的な実施形態では、従来とは異なるいずれの内部冷却循環路を静翼内に設けるかどうかに関係なく、前縁５４は、更に別の冷却形状を有するように設けることができる。図４〜６を詳細に参照するに、冷却通路または冷却流路５８は、外周端壁５１内を、静翼５０の前縁５４に沿って、静翼の半径方向外側端部６０と半径方向内側端部６２との間に延在している。図示の例では、内側端部６２は、参照番号６４で指示される箇所で一方の側が裾広がり状に形成されている。冷却流路５８は、ドリル加工して、または鋳込成形して所定の位置に形成することができ、流路は、内側側壁４６及び外側側壁４８内を延在させることができることを理解されたい。冷却流路５８は、流路の半径方向外側端部及び半径方向内側端部において開放されているので、圧縮機からの排気または吸気が流路内を流れることができるようになっている。例示的な実施形態における冷却流路５８は、外周端壁５１の肉厚に食い込んで延びる様子が図示されているので、以下に詳細に説明するように、外周端壁を補強して、最小限必要な厚さを維持する必要がある。１つの冷却流路５８を図示のように設けることができる、または静翼の前縁領域に沿って架け渡される複数の冷却流路を設けることができ、これらの流路が、種々の断面形状を有することができることを理解できるであろう。 In one exemplary and non-limiting embodiment, the leading edge 54 is provided to have a further cooling shape regardless of whether a different internal cooling circuit is provided in the vane. be able to. 4-6 in detail, the cooling passage or cooling flow path 58 extends radially within the outer peripheral end wall 51 along the leading edge 54 of the stationary blade 50 and the radially outer end 60 of the stationary blade. It extends between the inner end 62. In the example shown in the figure, the inner end 62 is formed at one side of the portion indicated by the reference numeral 64 so as to spread out at the bottom. It should be understood that the cooling channel 58 can be drilled or cast and formed in place, and the channel can extend through the inner side wall 46 and the outer side wall 48. . The cooling flow path 58 is open at the radially outer end and the radial inner end of the flow path, so that exhaust or intake air from the compressor can flow through the flow path. The cooling channel 58 in the exemplary embodiment is illustrated as extending into the wall thickness of the outer peripheral end wall 51, so that the outer peripheral end wall is reinforced and minimized as described in detail below. It is necessary to maintain the necessary thickness. One cooling channel 58 can be provided as shown, or there can be multiple cooling channels spanned along the leading edge region of the vane, and these channels can be of various cross-sectional shapes. It will be appreciated that

図７〜９は、異なる断面形状の複数の冷却流路構造だけでなく、内部補強リブ構造の例を示している。詳細には、図７は、３つの冷却通路または冷却流路が配列される様子を示しており、これらの冷却通路または冷却流路は、冷却流路５８を前縁５４の最前縁部に含むとともに、隣接する冷却流路６６及び６８を含み、これらの流路の全ては、「レーストラック形状」の断面を有し、内部リブ７０、７２、及び７４が、それぞれの流路に略位置合わせされ、かつそれぞれの流路に沿って延びている。動作状態では、圧縮機の二次冷却流は、半径方向に向いたこれらの冷却通路内または冷却流路５８、６６、６８内を通過して、前縁温度を低下させ、これによって今度は、ＬＣＦ（低サイクル疲労特性）、耐クリープ性、及び耐酸化性が向上する。内部リブ７０、７２、及び７４は、それぞれの冷却流路の真裏に当たる位置の前縁５４の肉厚を補強するように機能する。図８は、冷却流路１５８、１６６、及び１６８が、円形断面形状を有しているのに対し、補強リブ１７０、１７２、１７４は図７に示すものと殆ど同じままになっていることを除き、同様の構造を示している。図９は、冷却流路２５８、２６６、及び２６８が略矩形断面形状を有することを除き、同様の構造を示している。この場合も同じように、内部補強リブ２７０、２７２、及び２７４は、図７及び８に示すリブと同様である。冷却流路形状及びリブ形状は、必要に応じて変えることにより、所望の冷却効果を発現させることができることを理解できるであろう。例えば、これらのリブに傾斜を付けることができる、またはその他には、これらのリブは、これらのリブのそれぞれの長さに沿って不均一な厚さを有することができる。 7 to 9 show examples of internal reinforcing rib structures as well as a plurality of cooling channel structures having different cross-sectional shapes. Specifically, FIG. 7 shows how three cooling passages or cooling flow paths are arranged, and these cooling passages or cooling flow paths include a cooling flow path 58 at the foremost edge of the leading edge 54. And adjacent cooling channels 66 and 68, all of which have a “race track shape” cross section, with internal ribs 70, 72, and 74 generally aligned with the respective channels. And extends along each flow path. In operation, the secondary cooling flow of the compressor passes through these radially oriented cooling passages or cooling passages 58, 66, 68 to reduce the leading edge temperature, which in turn is LCF (low cycle fatigue characteristics), creep resistance, and oxidation resistance are improved. The internal ribs 70, 72, and 74 function to reinforce the thickness of the leading edge 54 at the position directly behind the respective cooling flow path. FIG. 8 shows that the cooling channels 158, 166, and 168 have a circular cross-sectional shape, whereas the reinforcing ribs 170, 172, 174 remain almost the same as shown in FIG. Except for this, the same structure is shown. FIG. 9 shows a similar structure except that the cooling channels 258, 266, and 268 have a generally rectangular cross-sectional shape. Again, the internal reinforcing ribs 270, 272, and 274 are similar to the ribs shown in FIGS. It will be understood that the cooling channel shape and the rib shape can be changed as necessary to achieve a desired cooling effect. For example, the ribs can be beveled, or else the ribs can have a non-uniform thickness along the length of each of the ribs.

図７を一例として使用すると、従来とは異なる内部静翼冷却循環路の一部とすることができる既存の前縁冷却空洞部７６は、冷却空洞部７６内の内部リブ７０、７２、及び７４が、空洞部内の表面積を増やすように機能することができることにより、冷却効果を高めることもできることを除き、前縁冷却通路５８、６６、及び６８を設けることによって変わることがないことにも留意されたい。 Using FIG. 7 as an example, existing leading edge cooling cavities 76 that can be part of a different internal stator vane cooling circuit include internal ribs 70, 72, and 74 within cooling cavities 76. It is also noted that the provision of leading edge cooling passages 58, 66, and 68 does not change except that it can function to increase the surface area in the cavity, thereby enhancing the cooling effect. I want.

静翼の外周端壁に設けられる冷却流路の本数及び位置は、変えることができることを理解こともできるであろう。例えば、図１０に示すように、かつ冷却要求によって異なるが、複数の流路７６を外周端壁７８の全体または一部の周りの離間位置に形成することができ、この場合、内部補強リブを必要に応じて設けて、外周端壁の最小厚さ要求を満たすようにする。 It will also be understood that the number and location of cooling channels provided in the outer peripheral wall of the stationary vane can be varied. For example, as shown in FIG. 10 and depending on the cooling requirement, a plurality of flow paths 76 can be formed at spaced positions around the whole or a part of the outer peripheral end wall 78. Provide as necessary to meet the minimum thickness requirement of the outer peripheral wall.

図１１に示すように、個々の流路の直径は、これらの流路のそれぞれの長さに沿って変えることができる。詳細には、外周端壁８２に形成される冷却流路８０は、外側側壁８６に隣接する第１直径部分８４と、内側側壁と外側側壁との間の半径方向の位置の小さい方の直径部分８８と、を有する。直径が変化する箇所は、冷却要求によって異なるが、必要に応じて設けることができる。 As shown in FIG. 11, the diameter of the individual channels can vary along the length of each of these channels. Specifically, the cooling flow path 80 formed in the outer peripheral end wall 82 includes a first diameter portion 84 adjacent to the outer side wall 86 and a smaller diameter portion having a radial position between the inner side wall and the outer side wall. 88. The location where the diameter changes varies depending on the cooling requirement, but can be provided as necessary.

図１２は、冷却流路の半径方向長さが、前縁９０のいずれかの側で変化する構成の別の冷却流路構造を示している。詳細には、徐々に短くなる半径方向長さを有する２つの更に別の流路９２及び９４は、前縁流路９６の一方の側に図示されており、同様の流路は、前縁９０の他方の側に、対称に、または非対称に形成することができることを理解できるであろう。従って、これらの流路は、半径方向内側側壁及び／または外側側壁の間の任意の位置（例えば、静翼の半径方向長さの５０％から１００％の位置）で終端させることができ、静翼内の内部冷却空洞部に接続される流路につき１つ以上の流出口を有することができる。図１２では、前縁流路９６は、複数の流出口９８を有するものとして図示されており、この形状は、本明細書において記載される冷却流路構造のいずれの冷却流路構造にも適用することができる。流出口９８は、補強リブ（図１２には図示されず）を貫通して延在させることができる、または延在させる必要がないことに留意されたい。 FIG. 12 shows another cooling channel structure configured such that the radial length of the cooling channel varies on either side of the leading edge 90. In particular, two further channels 92 and 94 having gradually decreasing radial lengths are shown on one side of the leading edge channel 96, and similar channels are shown in the leading edge 90. It will be appreciated that the other side of the can be formed symmetrically or asymmetrically. Thus, these flow paths can be terminated at any location between the radially inner and / or outer sidewalls (eg, 50% to 100% of the radial length of the vane). There can be one or more outlets per channel connected to the internal cooling cavity in the blade. In FIG. 12, the leading edge channel 96 is illustrated as having a plurality of outlets 98, and this shape applies to any of the cooling channel structures described herein. can do. Note that the outlet 98 may or may not extend through a reinforcing rib (not shown in FIG. 12).

更に、圧縮機の二次排気流または二次吸気流の方向は、半径方向外側方向または半径方向内側方向とすることができるので、これらの流路の流入口位置及び流出口位置を決定することができる。別の表現をすると、これらの流路の流入口は、内側側壁及び外側側壁のうちの一方の（または、隣接する）側壁に設けることができる。 Furthermore, the direction of the secondary exhaust flow or secondary intake flow of the compressor can be the radially outward direction or the radially inward direction, so determine the inlet and outlet positions of these flow paths. Can do. In other words, the inlets of these flow paths can be provided on one (or adjacent) side wall of the inner side wall and the outer side wall.

本発明を主として、例示的な地上用ガスタービンエンジンの初段について説明してきたが、本発明は、任意のタービン段に適用することができ、当分野の当業者であれば更に、本発明の実施形態は、航空機、及び他の種類のロータリーエンジンに使用されるタービンを含む他のタービンに使用することもできることを理解できるであろう。 Although the present invention has been described primarily with respect to the first stage of an exemplary terrestrial gas turbine engine, the present invention can be applied to any turbine stage and those skilled in the art will further implement the present invention. It will be appreciated that the configuration can also be used for aircraft and other turbines, including turbines used for other types of rotary engines.

本発明を、現時点で最も実用的かつ好適であると考えられる実施形態に関連して説明してきたが、本発明は、開示される実施形態に限定されるものではなく、添付の請求項の思想及び範囲に含まれる種々の変形及び等価な構成を含むものであることを理解されたい。 Although the present invention has been described in connection with the embodiments that are presently considered to be the most practical and preferred, the invention is not limited to the disclosed embodiments, but the spirit of the appended claims It should be understood that various modifications and equivalent configurations that fall within the scope and range are included.

１０ガスタービンシステム
１２流入口
１４圧縮機
１６燃焼器
１８タービン段、ガスタービン部
２０発電機
２２タービンロータ
２４トランジションピース
２６、２８、３０動翼
３２、３４、３６ロータホイール
３８、４０、４２タービン静翼、静翼
４６内側側壁
４８、８６外側側壁
５０、５２静翼
５１、５３、７８、８２外周端壁
５４、５６、９０前縁
５５後縁
５８、６６、６８冷却流路、前縁冷却通路
６０外側端部
６２内側端部
６４箇所
７０、７２、７４内部リブ
７６前縁冷却空洞部、流路
８４第１直径部分
８８小さい方の直径部分
９２、９４流路
９６前縁流路
９８流出口
１５８、１６６、１６８、２５８、２６６、２６８冷却流路
１７０、１７２、１７４補強リブ
２７０、２７２、２７４内部補強リブ
Ｓ１Ｎ、Ｓ２Ｎ、Ｓ３Ｎタービン静翼列 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Gas turbine system 12 Inlet 14 Compressor 16 Combustor 18 Turbine stage, gas turbine part 20 Generator 22 Turbine rotor 24 Transition piece 26, 28, 30 Rotor blade 32, 34, 36 Rotor wheel 38, 40, 42 Turbine static Blade, stationary blade 46 Inner side wall 48, 86 Outer side wall 50, 52 Stator blade 51, 53, 78, 82 Outer end wall 54, 56, 90 Leading edge 55 Trailing edge 58, 66, 68 Cooling channel, leading edge cooling channel 60 Outer end 62 Inner end 64 Locations 70, 72, 74 Internal rib 76 Leading edge cooling cavity, channel 84 First diameter portion 88 Smaller diameter portion 92, 94 Channel 96 Leading edge channel 98 Outlet 158, 166, 168, 258, 266, 268 Cooling channel 170, 172, 174 Reinforcement ribs 270, 272, 274 Internal reinforcement ribs S1N, S2N , S3N turbine stationary blade row

Claims

半径方向内側側壁（４６）と半径方向外側側壁（４８）との間に延在する１つ以上の静翼（５０、５２）であって、各静翼（５０、５２）が、前縁（５４、５６）及び後縁（５５）を含む外周端壁（５１、５３）を有する、前記１つ以上の静翼（５０、５２）と、略半径方向を向いた少なくとも１つの冷却流路と、を備え、前記少なくとも１つの冷却流路は、前記外周端壁（５１、５３）に、前記内側側壁（４６）及び外側側壁（４８）のうちの一方の側壁に設けられる流入口（１２）を有するように形成される、タービン静翼セグメント。 One or more vanes (50, 52) extending between the radially inner side wall (46) and the radially outer side wall (48), each vane (50, 52) having a leading edge ( 54, 56) and the one or more stationary vanes (50, 52) having an outer peripheral wall (51, 53) including a trailing edge (55), and at least one cooling channel directed substantially radially. The at least one cooling flow path is provided on the outer peripheral end wall (51, 53) with an inlet (12) provided on one of the inner side wall (46) and the outer side wall (48). A turbine stator vane segment formed to have

略半径方向を向いた前記少なくとも１つの冷却流路は、半径方向を向いた複数の冷却流路を備え、前記複数の冷却流路は、１つの冷却流路を前記前縁（５４、５６）の最前方部に含む、請求項１に記載のタービン静翼セグメント。 The at least one cooling channel directed substantially in the radial direction includes a plurality of cooling channels oriented in the radial direction, and the plurality of cooling channels are connected to the leading edge (54, 56). The turbine vane segment according to claim 1, wherein the turbine vane segment is included in a foremost portion of the turbine.

前記静翼（５０、５２）は、略中空形状であり、半径方向を向いたリブ（７０、７２、７４）が、前記外周端壁（５１、５３）の内側表面に、略半径方向を向いた前記少なくとも１つの冷却流路に隣接して、かつ前記少なくとも１つの冷却流路に沿って延びるように設けられる、請求項１に記載のタービン静翼セグメント。 The stationary blades (50, 52) have a substantially hollow shape, and ribs (70, 72, 74) facing in the radial direction face the inner surface of the outer peripheral end wall (51, 53) in the substantially radial direction. The turbine vane segment according to claim 1, wherein the turbine stator vane segment is provided adjacent to the at least one cooling flow path and extending along the at least one cooling flow path.

前記静翼（５０、５２）は、略中空形状であり、半径方向を向いたリブ（７０、７２、７４）が、前記外周端壁（５１、５３）の内側表面に、略半径方向を向いた前記複数の冷却流路の各冷却流路に隣接して、かつ各冷却流路に沿って延びるように設けられる、請求項２に記載のタービン静翼セグメント。 The stationary blades (50, 52) have a substantially hollow shape, and ribs (70, 72, 74) facing in the radial direction face the inner surface of the outer peripheral end wall (51, 53) in the substantially radial direction. The turbine stationary blade segment according to claim 2, wherein the turbine stationary blade segment is provided so as to extend adjacent to and along each cooling flow path of the plurality of cooling flow paths.

半径方向を向いた前記リブ（７０、７２、７４）は、前記静翼（５０、５２）の内部冷却空洞部（７６）内に配置される、請求項４に記載のタービン静翼セグメント。 The turbine vane segment of claim 4, wherein the radially oriented ribs (70, 72, 74) are disposed within an internal cooling cavity (76) of the vane (50, 52).

略半径方向を向いた前記少なくとも１つの冷却流路は、複数の冷却流路を、前記前縁（５４、５６）と後縁（５５）との間の前記外周端壁（５１、５３）の略全体の周りの離間位置に備え、半径方向を向いたリブ（７０、７２、７４）は、前記外周端壁（５１、５３）の内側表面に、前記複数の冷却流路の各冷却流路に隣接して、かつ各冷却流路に沿って延びるように設けられる、請求項１に記載のタービン静翼セグメント。 The at least one cooling channel directed substantially in the radial direction includes a plurality of cooling channels of the outer peripheral end wall (51, 53) between the front edge (54, 56) and the rear edge (55). The ribs (70, 72, 74) provided at substantially spaced positions around the whole and facing in the radial direction are provided on the inner surface of the outer peripheral end wall (51, 53). The turbine stator vane segment according to claim 1, wherein the turbine vane segment is provided adjacent to and extending along each cooling channel.

半径方向を向いた前記複数の冷却流路は、流出口（９８）を、前記内側側壁（４６）と外側側壁（４８）との間の異なる半径方向位置に有する、請求項２に記載のタービン静翼セグメント。 The turbine of claim 2, wherein the plurality of radially oriented cooling channels have outlets (98) at different radial locations between the inner sidewall (46) and the outer sidewall (48). Stator blade segment.

各前記静翼（５０、５２）は、略半径方向を向いた前記少なくとも１つの冷却流路とは別であり、かつ前記少なくとも１つの冷却流路に接続されない内部冷却循環路を備え、前記少なくとも１つの流路の流出口は、前記内側側壁（４６）及び外側側壁（４８）のうちの他方の側壁に配置される、請求項１に記載のタービン静翼セグメント。 Each of the stationary blades (50, 52) includes an internal cooling circuit that is separate from the at least one cooling channel facing the substantially radial direction and is not connected to the at least one cooling channel. The turbine vane segment according to claim 1, wherein an outlet of one flow path is disposed on the other of the inner side wall (46) and the outer side wall (48).

略半径方向を向いた前記少なくとも１つの冷却流路は、円形、矩形、またはレーストラックの断面形状を有する、請求項１に記載のタービン静翼セグメント。 2. The turbine vane segment according to claim 1, wherein the at least one cooling channel facing generally radially has a circular, rectangular, or racetrack cross-sectional shape.

略半径方向を向いた少なくとも１つの冷却流路は、異なる直径部分を半径方向長さ寸法に沿って有するように形成される、請求項１に記載のタービン静翼セグメント。 The turbine stator vane segment of claim 1, wherein the at least one cooling channel that is generally radially oriented is formed to have different diameter portions along a radial length dimension.

圧縮機（１４）と、少なくとも１つの燃焼器（１６）と、少なくとも１つのタービン段（１８）と、を備え、前記少なくとも１つのタービン段（１８）は、半径方向内側側壁（４６）と半径方向外側側壁（４８）との間に延在する静翼（５０、５２）から構成される翼列であって、各静翼（５０、５２）が、前縁（５４、５６）及び後縁（５５）を含む外周端壁（５１、５３）を有する、前記静翼（５０、５２）から構成される翼列と、略半径方向を向いた少なくとも１つの冷却流路と、を含み、前記少なくとも１つの冷却流路は、前記外周端壁（５１、５３）に、前記内側側壁（４６）及び外側側壁（４８）のうちの一方の側壁に設けられる流入口（１２）を有するように形成される、タービンエンジン。 A compressor (14), at least one combustor (16), and at least one turbine stage (18), the at least one turbine stage (18) having a radial inner sidewall (46) and a radius; Cascade comprising vanes (50, 52) extending between the directional outer side walls (48), each vane (50, 52) having a leading edge (54, 56) and a trailing edge A blade row composed of the stationary blades (50, 52) having an outer peripheral end wall (51, 53) including (55), and at least one cooling channel facing a substantially radial direction, At least one cooling channel is formed in the outer peripheral end walls (51, 53) to have an inlet (12) provided on one of the inner side wall (46) and the outer side wall (48). Turbine engine.

略半径方向を向いた前記少なくとも１つの冷却流路は、半径方向を向いた複数の冷却流路を備え、前記複数の冷却流路は、１つの冷却流路を前記前縁（５４、５６）の最前方部に含む、請求項１０に記載のタービンエンジン。 The at least one cooling channel directed substantially in the radial direction includes a plurality of cooling channels oriented in the radial direction, and the plurality of cooling channels are connected to the leading edge (54, 56). The turbine engine according to claim 10, wherein the turbine engine is included in the foremost part of the engine.

前記静翼（５０、５２）は、略中空形状であり、半径方向を向いたリブ（７０、７２、７４）は、前記外周端壁（５１、５３）の内側表面に、略半径方向を向いた前記少なくとも１つの冷却流路に隣接して、かつ前記少なくとも１つの冷却流路に沿って延びるように設けられる、請求項１１に記載のタービンエンジン。 The stationary blades (50, 52) have a substantially hollow shape, and the ribs (70, 72, 74) facing in the radial direction face the inner surface of the outer peripheral end wall (51, 53) in the substantially radial direction. The turbine engine of claim 11, wherein the turbine engine is provided adjacent to the at least one cooling flow path and extending along the at least one cooling flow path.

前記静翼（５０、５２）は、略中空形状であり、半径方向を向いたリブ（７０、７２、７４）は、前記外周端壁（５１、５３）の内側表面に、略半径方向を向いた前記複数の冷却流路の各冷却流路に隣接して、かつ各冷却流路に沿って延びるように設けられる、請求項１２に記載のタービンエンジン。 The stationary blades (50, 52) have a substantially hollow shape, and the ribs (70, 72, 74) facing in the radial direction face the inner surface of the outer peripheral end wall (51, 53) in the substantially radial direction. The turbine engine according to claim 12, wherein the turbine engine is provided adjacent to each cooling flow path of the plurality of cooling flow paths and extending along each cooling flow path.

半径方向を向いた前記リブ（７０、７２、７４）は、前記静翼（５０、５２）の内部冷却空洞部（７６）内に配置される、請求項１１に記載のタービンエンジン。 The turbine engine of claim 11, wherein the radially oriented ribs (70, 72, 74) are disposed within an internal cooling cavity (76) of the stationary vanes (50, 52).

半径方向を向いた前記少なくとも１つの冷却流路は、複数の冷却流路を、前記前縁（５４、５６）と後縁（５５）との間の前記外周端壁の略全体の周りの離間位置に備え、半径方向を向いたリブは、前記外周端壁（５１、５３）の内側表面に、前記複数の冷却流路の各冷却流路に隣接して、かつ各冷却流路に沿って延びるように設けられる、請求項１１に記載のタービンエンジン。 The at least one cooling channel oriented in a radial direction is separated from the plurality of cooling channels around substantially the entire outer peripheral end wall between the leading edge (54, 56) and the trailing edge (55). The ribs provided in a position and oriented in the radial direction are adjacent to the cooling channels of the plurality of cooling channels and along the cooling channels on the inner surface of the outer peripheral end walls (51, 53). The turbine engine according to claim 11, wherein the turbine engine is provided to extend.

半径方向を向いた前記少なくとも１つの冷却流路は、前記内部冷却空洞部（７６）に接続される流出口（９８）を有する、請求項１５に記載のタービンエンジン。 The turbine engine of claim 15, wherein the at least one cooling flow path facing radially has an outlet (98) connected to the internal cooling cavity (76).

前記静翼（５０、５２）は、略半径方向を向いた前記少なくとも１つの冷却流路とは別であり、かつ前記少なくとも１つの冷却流路に接続されない内部冷却循環路を備え、前記少なくとも１つの流路の流出口は、前記内側側壁（４６）及び外側側壁（４８）のうちの他方の側壁に配置される、請求項１１に記載のタービンエンジン。 The stationary blade (50, 52) includes an internal cooling circuit that is separate from the at least one cooling channel facing substantially the radial direction and is not connected to the at least one cooling channel. The turbine engine according to claim 11, wherein an outlet of one flow path is disposed on the other of the inner side wall (46) and the outer side wall (48).

略半径方向を向いた前記少なくとも１つの冷却流路は、円形、矩形、またはレーストラックの断面形状を有する、請求項１１に記載のタービンエンジン。 The turbine engine according to claim 11, wherein the at least one cooling flow path facing in a substantially radial direction has a circular, rectangular, or racetrack cross-sectional shape.

圧縮機（１４）と、少なくとも１つの燃焼器（１６）と、少なくとも１つのタービン段（１８）と、を備え、前記少なくとも１つのタービン段（１８）は、半径方向内側側壁（４６）と半径方向外側側壁（４８）との間に延在する静翼（５０、５２）から構成される翼列であって、各静翼（５０、５２）が、前縁（５４、５６）及び後縁（５５）を含む外周端壁（５１、５３）を有する、前記静翼（５０、５２）から構成される翼列と、前記外周端壁（５１、５３）の周りに形成される略半径方向を向いた複数の冷却流路であって、前記外周端壁（５１、５３）が前記前縁（５４、５６）に、略半径方向を向いた前記複数の冷却流路を含み、前記複数の冷却流路が、前記内側側壁（４６）と前記外側側壁（４８）との間の半径方向長さに沿って、少なくとも途中まで延在し、かつ流入口を前記内側側壁（４６）及び前記外側側壁（４８）のうちの一方の側壁に有する、または一方の側壁に隣接して有する、略半径方向を向いた前記複数の冷却流路と、前記外周端壁（５１、５３）の内側表面に沿って、かつ略半径方向を向いた前記複数の冷却流路の各冷却流路に隣接して延在する補強リブ（１７０、１７２、１７４）と、を含む、タービンエンジン。 A compressor (14), at least one combustor (16), and at least one turbine stage (18), the at least one turbine stage (18) having a radial inner sidewall (46) and a radius; Cascade comprising vanes (50, 52) extending between the directional outer side walls (48), each vane (50, 52) having a leading edge (54, 56) and a trailing edge A cascade composed of the stationary blades (50, 52) having an outer peripheral end wall (51, 53) including (55), and a substantially radial direction formed around the outer peripheral end wall (51, 53). The outer peripheral end walls (51, 53) at the front edges (54, 56) including the plurality of cooling channels facing in a substantially radial direction, A cooling flow path extends along a radial length between the inner side wall (46) and the outer side wall (48). Extending at least partway and having an inlet on one of the inner side wall (46) and the outer side wall (48) or adjacent to the one side wall, oriented substantially radially Reinforcement that extends along the inner surfaces of the plurality of cooling channels and the outer peripheral end walls (51, 53) and adjacent to the cooling channels of the plurality of cooling channels that are oriented substantially in the radial direction. A turbine engine including ribs (170, 172, 174).