JP3426902B2 - ガスタービン冷却静翼 - Google Patents
ガスタービン冷却静翼Info
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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
- 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
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02D—CONTROLLING COMBUSTION ENGINES
- F02D9/00—Controlling engines by throttling air or fuel-and-air induction conduits or exhaust conduits
- F02D9/02—Controlling engines by throttling air or fuel-and-air induction conduits or exhaust conduits concerning induction conduits
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- 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
- F05D2260/221—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
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- 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
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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- Y02T10/12—Improving ICE efficiencies
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Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービンの冷却
静翼に関し、静翼を空気で冷却すると共にシュラウドも
冷却し、冷却効率を高めたものである。 【０００２】 【従来の技術】ガスタービンの静翼には内側シュラウド
にシール用の空気を送ると共に翼内部を空気冷却するの
が一般的である。内側シュラウドについては、内側シュ
ラウドに冷却空気を送る例はあるが、内側シュラウドを
積極的に冷却するような構造は実現してないのが現状で
ある。図４はガスタービンの静翼の内部の断面図で、従
来の空冷翼の一例を示す図である。 【０００３】図４において、５０は静翼で、５１は外側
シュラウド、５２は内側シュラウド、５３は外側シュラ
ウド５１から翼内部を通り、内側シュラウド５２を貫通
するシール空気用のチューブ、５４Ａ，５４Ｂ，５４
Ｃ，５４Ｄ，５４Ｅは空気通路で、上下交互に翼内部を
連通してサーペンタイン冷却流路を構成している。５５
は各空気通路５４Ａ〜５４Ｅ内部に設けられたタービュ
レータで、翼内部で空気の乱流を発生させて熱伝導度を
高めるものである。５６は内側シュラウド５２下部のキ
ャビティである。 【０００４】このような構造の静翼においては、シール
空気２００は外側シュラウド５１側よりチューブ５３に
流入し、内側シュラウド５２下部キャビティ５６に入
り、キャビティ５６内を燃焼ガス通路よりも高圧に保持
し、図示省略の通路及びシール部を通って燃焼ガス通路
へ放出される。このキャビティ５６内の高圧により外部
から翼内部へ侵入する高温燃焼ガスをシールするもので
ある。 【０００５】又、冷却空気１００は前縁部の空気通路５
４Ａより流入し、下部の内側シュラウド５２より次の通
路５４Ｂを上方へ流れ、順次５４Ｃ，５４Ｄ，５４Ｅを
流れて後縁の冷却空気穴５７より放出される。この際、
空気通路５４Ａ〜５４Ｅを流れる冷却空気は内部のター
ビュレータ５５で流れが乱され、熱伝達が良くなり、冷
却効果を増し、流路の途中で内側シュラウド５２の面に
接し、この面も部分的に冷却して後縁側へと流れる。こ
のような冷却方式は、特にタービン後段の大型でわん曲
した翼では製作上、最も有効なものである。 【０００６】 【発明が解決しようとする課題】前述の従来の静翼にお
いては、翼全体を冷却空気により効果的に冷却すると共
に、シール用空気もチューブにより確実に供給される
が、内側シュラウドの冷却が充分でなく、積極的に冷却
する構造になっていない。特に、内側シュラウドの後縁
部では、冷却空気１００は通路５４Ａ、５４Ｂ、〜と順
次内部を冷却し、後方の流れになるにつれて高温となっ
てゆき、後方の冷却効果が徐々に低下する傾向にある。 【０００７】又、冷却空気は翼の内部を流れるので、冷
却空気は翼の位置する内側シュラウド５２の下面のみと
接し、内側シュラウド外周面はほとんど冷却されず、翼
下面と周辺とに温度差が生じ、このために熱応力が発生
し、高温のガスタービンの翼としては好ましくない。 【０００８】そこで、本発明の課題は、静翼内部を空気
冷却すると共に、内側シュラウド全体にも冷却を積極的
に行う構成とし、翼とシュラウドを含めて静翼全体の冷
却効果を増すようにしたガスタービン冷却静翼を提供す
ることにある。 【０００９】また、上記に加えて、内側シュラウドの前
縁側と後縁側で均一に冷却できるような構造とし、冷却
効果を一層高めるようにしたガスタービン冷却静翼を提
供することにある。 【００１０】 【課題を解決するための手段】そのため、本発明は上記
の課題を解決するために次のような手段を提供する。 【００１１】ガスタービン静翼の外側シュラウドに空気
流入口を有し、翼内部に連通する空気通路を設け、冷却
空気を前記空気流入口より流通させて翼内部を冷却する
冷却静翼において、前記空気通路は、翼内部に連通して
翼を冷却する空気通路と、同空気通路とは独立に翼内部
を通り、内側シュラウドに入り、同内側シュラウドの翼
周辺に設けられ同内側シュラウドの後方で燃焼ガス通路
に通じる冷却通路に連通する空気通路とからなり、前記
内側シュラウド周囲の冷却通路に連通する空気通路は翼
の前縁部に設け、前記翼内部に連通して翼を冷却する空
気通路はその後方に設けたことを特徴とするガスタービ
ン冷却静翼。 【００１２】 【００１３】上記の本発明においては、冷却空気は外側
シュラウドから翼内部に連通する空気通路に流入し、従
来と同じようにサーペンタイン冷却により翼を冷却し、
翼の後縁より燃焼ガス通路に放出される。一方、上記空
気通路とは独立に翼の前縁部に設けられた空気通路に入
った冷却空気は、翼下方に流れる過程において翼を冷却
し、内側シュラウドに入り、内側シュラウドの翼周辺に
設けられた冷却用通路に入り、内側シュラウド周囲を冷
却し、シュラウドの後方の空気穴より燃焼ガス通路へ放
出される。 【００１４】従って、本発明においては、翼内部の冷却
と共に、内側シュラウドの周囲も冷却され、内側シュラ
ウドは翼内部を連通する通路を流れる冷却空気で翼の位
置する面が冷却され、更に、独立の通路から供給される
冷却空気により、その周囲も冷却されるので、シュラウ
ド全体が均一に冷却されることになり、応力差による熱
応力の発生がなくなる。 【００１５】しかも本発明においては、内側シュラウド
に供給される冷却空気の通路は翼の前縁部に設けられて
いるので、この通路を通る冷却空気は翼の前縁部を冷却
した後、内側シュラウドの前方よりシュラウドに入り、
シュラウド周辺を伝わって後方に流れ、シュラウド周辺
を前縁端部から後縁端部にわたって全域を均一に冷却す
ることができる。 【００１６】 【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基いて具体的に説明する。図１は本発明の実施
の一形態に係るガスタービン冷却静翼の構成を示す静翼
の断面図、図２は図１におけるＸ−Ｘ断面図で、外側シ
ュラウド内部を示し、図３は図１におけるＹ−Ｙ断面図
で、内側シュラウド内部を示している。 【００１７】図１において、１０は静翼であり、１１は
外側シュラウド、１２は内側シュラウド、１３は外側シ
ュラウド１１から内側シュラウド１２へ翼内部を通って
貫通するシール空気用のチューブ、１４は内側シュラウ
ド１２の下部のキャビティ、１５はシールボックス、１
６は静翼１０と動翼４０間の通路、１７はシールボック
ス１５に設けられ、キャビティ１４内と通路１６とを連
通する空気穴、１８は内側シュラウド１２の後縁側端部
と動翼間の通路である。 【００１８】１９Ａは内側シュラウド１２に冷却空気１
００を送る独立した空気通路、１９Ｂ，１９Ｃ，１９
Ｄ，１９Ｅ，１９Ｆは冷却空気１００を順次交互に上下
に流し、翼を冷却する空気通路で、サーペンタイン冷却
流路を形成している。２０は静翼後縁の多数の冷却空気
穴、２１は空気通路１９Ａと１９Ｂへの空気流入量を調
節する流量調節オリフィス、２２，２３は後述する蓋で
ある。 【００１９】図２は外側シュラウドを示し、図において
静翼１０は前述のように空気通路１９Ａ〜１９Ｆで区分
されており、空気通路１９Ａ，１９Ｂの上面には、穴２
１ａ，２１ｂを有して流入する冷却空気流量を調節する
流量調節オリフィス２１が設けられ、チューブ１３の周
囲で通路１９Ｃ，１９Ｄを含んだ蓋２２が設けられ、更
に、空気通路１９Ｅ，１９Ｆの上面には蓋２３が設けら
れて冷却空気が完全に翼内に流れるように密閉してい
る。 【００２０】図３は内側シュラウドを示し、図におい
て、チューブ１３の下部周囲で空気通路１９Ｂ，１９Ｃ
を含んで密閉する蓋３０が設けられ、空気通路１９Ｄ，
１９Ｅを覆う蓋３１、更に空気通路１９Ｆを覆う蓋３２
がそれぞれ設けられている。静翼１０の内側シュラウド
１２の下部の周囲には、空気通路１９Ａからの前縁部冷
却後の冷却空気が満される通路３３が形成されている。 【００２１】又、シール空気用のチューブ１３から流出
するシール用空気２００が流入するシール空気空間３８
が設けられ、更に、後縁側に通路３５を設け、この通路
３５と空気通路３３とを連通する凹部３４が構造部材３
７に設けられている。３６は内側シュラウド後縁に設け
られた多数の冷却空気穴である。 【００２２】上記に説明した構成の静翼において、シー
ル空気２００は外側シュラウド１１側からチューブ１３
に供給され、チューブ１３を通ってキャビティ１４内に
流入し、キャビティ１４内部を燃焼ガス通路の圧力より
も高圧に保持する。キャビティ１４内に流入した空気
は、シールボックス１５に設けられた空気穴１７から通
路１６を通り燃焼ガス通路へ放出される。このキャビテ
ィ１４内部の高圧により高温燃焼ガスが翼内へ侵入する
のをシールし、防止する。 【００２３】一方、冷却空気１００は図２に示すように
外側シュラウド１１の流量調節オリフィス２１の穴２１
ａ，２１ｂにより定められた流量で空気通路１９Ａと１
９Ｂに流入する。前縁部の空気通路１９Ａに流入した冷
却空気は翼の前縁部を冷却しながら下方へ流れ、図３に
示すように空気通路１９Ａより流出し、内側シュラウド
１２周囲の空気通路３３内を満し、背側の周囲を流れて
シュラウド全面に渡って冷却し、凹部３４を通り、通路
３５に入り、後縁の冷却空気穴３６より流出する。 【００２４】又、図３においてシール空気２００は、図
１でも説明したように、チューブ１３より流出してシー
ル空気空間３８に入り、これに連通しているキャビティ
１４に流入し、この内部を高圧にする。 【００２５】又、空気通路１９Ｂに流入した冷却空気１
００は、タービュレータ５５を有する空気通路１９Ｃ，
１９Ｄ，１９Ｅ，１９Ｆと交互に上下に流れて翼内部を
従来と同様に冷却し、後縁の冷却空気穴２０より流出す
る。これら空気通路の外側シュラウド１１及び内側シュ
ラウド１２における端部は図２，図３で説明したように
それぞれ蓋２２，２３，３０，３１及び３２で密閉して
いるので冷却空気はもれることなく翼内部を後縁に向っ
て流れる。 【００２６】又、内側シュラウド１２に流入する空気通
路１９Ａは前縁部に設けられているので、内側シュラウ
ドの前縁側より流入し、シュラウドの先端から後端にわ
たって流れるので内側シュラウド１２の周辺全域を均一
に冷却することができる。 【００２７】上記に説明の実施の形態の冷却静翼におい
ては、高温燃焼ガスの上流側の前縁部は、最も高温にさ
らされるので冷い冷却空気を空気通路１９Ａを通して冷
却すると共に、その空気を内側シュラウド１２の空気通
路３３に流出し、内側シュラウド１２の翼周囲を流れて
周囲を均一に冷却し、後縁側の通路３５に入れ、冷却空
気穴より放出するような構成としたので、内側シュラウ
ド１２の周囲が均一に冷却される。 【００２８】又、内側シュラウド１２の翼下面の部分
は、従来と同じようにサーペンタイン冷却方式により冷
却空気を流して冷却しており、これに加えて前述のよう
にシュラウド周囲を冷却されるので従来のような内側シ
ュラウド１２の不均一な冷却による温度差がなくなり、
熱応力の発生も防止できる。 【００２９】 【発明の効果】本発明においては、ガスタービンの冷却
静翼において、空気通路を翼内部に連通して翼を冷却す
る空気通路と、同空気通路とは独立に翼内部を通り、内
側シュラウドに入り、同内側シュラウドの翼周辺に設け
られ同内側シュラウドの後方で燃焼ガス通路に通じる冷
却通路に連通する通路とからなる構成としたので、翼内
部は翼内部に連通する空気通路で冷却され、内側シュラ
ウドは独立した空気通路により供給される冷却空気によ
り、翼の位置する周辺部が冷却され、静翼全体が均一に
冷却されて内側シュラウドの温度差による熱応力の発生
を防止することができる。 【００３０】しかも内側シュラウド周囲の冷却通路に連
通する空気通路は翼の前縁部に設け、前記翼内部に連通
して翼を冷却する空気通路はその後方に設けた構成とし
たので、内側シュラウドの冷却空気は内側シュラウド前
縁部より流入し、シュラウドの先端から後端にわたって
冷却空気を流すことができ、上記の効果をより一層高め
るものである。
静翼に関し、静翼を空気で冷却すると共にシュラウドも
冷却し、冷却効率を高めたものである。 【０００２】 【従来の技術】ガスタービンの静翼には内側シュラウド
にシール用の空気を送ると共に翼内部を空気冷却するの
が一般的である。内側シュラウドについては、内側シュ
ラウドに冷却空気を送る例はあるが、内側シュラウドを
積極的に冷却するような構造は実現してないのが現状で
ある。図４はガスタービンの静翼の内部の断面図で、従
来の空冷翼の一例を示す図である。 【０００３】図４において、５０は静翼で、５１は外側
シュラウド、５２は内側シュラウド、５３は外側シュラ
ウド５１から翼内部を通り、内側シュラウド５２を貫通
するシール空気用のチューブ、５４Ａ，５４Ｂ，５４
Ｃ，５４Ｄ，５４Ｅは空気通路で、上下交互に翼内部を
連通してサーペンタイン冷却流路を構成している。５５
は各空気通路５４Ａ〜５４Ｅ内部に設けられたタービュ
レータで、翼内部で空気の乱流を発生させて熱伝導度を
高めるものである。５６は内側シュラウド５２下部のキ
ャビティである。 【０００４】このような構造の静翼においては、シール
空気２００は外側シュラウド５１側よりチューブ５３に
流入し、内側シュラウド５２下部キャビティ５６に入
り、キャビティ５６内を燃焼ガス通路よりも高圧に保持
し、図示省略の通路及びシール部を通って燃焼ガス通路
へ放出される。このキャビティ５６内の高圧により外部
から翼内部へ侵入する高温燃焼ガスをシールするもので
ある。 【０００５】又、冷却空気１００は前縁部の空気通路５
４Ａより流入し、下部の内側シュラウド５２より次の通
路５４Ｂを上方へ流れ、順次５４Ｃ，５４Ｄ，５４Ｅを
流れて後縁の冷却空気穴５７より放出される。この際、
空気通路５４Ａ〜５４Ｅを流れる冷却空気は内部のター
ビュレータ５５で流れが乱され、熱伝達が良くなり、冷
却効果を増し、流路の途中で内側シュラウド５２の面に
接し、この面も部分的に冷却して後縁側へと流れる。こ
のような冷却方式は、特にタービン後段の大型でわん曲
した翼では製作上、最も有効なものである。 【０００６】 【発明が解決しようとする課題】前述の従来の静翼にお
いては、翼全体を冷却空気により効果的に冷却すると共
に、シール用空気もチューブにより確実に供給される
が、内側シュラウドの冷却が充分でなく、積極的に冷却
する構造になっていない。特に、内側シュラウドの後縁
部では、冷却空気１００は通路５４Ａ、５４Ｂ、〜と順
次内部を冷却し、後方の流れになるにつれて高温となっ
てゆき、後方の冷却効果が徐々に低下する傾向にある。 【０００７】又、冷却空気は翼の内部を流れるので、冷
却空気は翼の位置する内側シュラウド５２の下面のみと
接し、内側シュラウド外周面はほとんど冷却されず、翼
下面と周辺とに温度差が生じ、このために熱応力が発生
し、高温のガスタービンの翼としては好ましくない。 【０００８】そこで、本発明の課題は、静翼内部を空気
冷却すると共に、内側シュラウド全体にも冷却を積極的
に行う構成とし、翼とシュラウドを含めて静翼全体の冷
却効果を増すようにしたガスタービン冷却静翼を提供す
ることにある。 【０００９】また、上記に加えて、内側シュラウドの前
縁側と後縁側で均一に冷却できるような構造とし、冷却
効果を一層高めるようにしたガスタービン冷却静翼を提
供することにある。 【００１０】 【課題を解決するための手段】そのため、本発明は上記
の課題を解決するために次のような手段を提供する。 【００１１】ガスタービン静翼の外側シュラウドに空気
流入口を有し、翼内部に連通する空気通路を設け、冷却
空気を前記空気流入口より流通させて翼内部を冷却する
冷却静翼において、前記空気通路は、翼内部に連通して
翼を冷却する空気通路と、同空気通路とは独立に翼内部
を通り、内側シュラウドに入り、同内側シュラウドの翼
周辺に設けられ同内側シュラウドの後方で燃焼ガス通路
に通じる冷却通路に連通する空気通路とからなり、前記
内側シュラウド周囲の冷却通路に連通する空気通路は翼
の前縁部に設け、前記翼内部に連通して翼を冷却する空
気通路はその後方に設けたことを特徴とするガスタービ
ン冷却静翼。 【００１２】 【００１３】上記の本発明においては、冷却空気は外側
シュラウドから翼内部に連通する空気通路に流入し、従
来と同じようにサーペンタイン冷却により翼を冷却し、
翼の後縁より燃焼ガス通路に放出される。一方、上記空
気通路とは独立に翼の前縁部に設けられた空気通路に入
った冷却空気は、翼下方に流れる過程において翼を冷却
し、内側シュラウドに入り、内側シュラウドの翼周辺に
設けられた冷却用通路に入り、内側シュラウド周囲を冷
却し、シュラウドの後方の空気穴より燃焼ガス通路へ放
出される。 【００１４】従って、本発明においては、翼内部の冷却
と共に、内側シュラウドの周囲も冷却され、内側シュラ
ウドは翼内部を連通する通路を流れる冷却空気で翼の位
置する面が冷却され、更に、独立の通路から供給される
冷却空気により、その周囲も冷却されるので、シュラウ
ド全体が均一に冷却されることになり、応力差による熱
応力の発生がなくなる。 【００１５】しかも本発明においては、内側シュラウド
に供給される冷却空気の通路は翼の前縁部に設けられて
いるので、この通路を通る冷却空気は翼の前縁部を冷却
した後、内側シュラウドの前方よりシュラウドに入り、
シュラウド周辺を伝わって後方に流れ、シュラウド周辺
を前縁端部から後縁端部にわたって全域を均一に冷却す
ることができる。 【００１６】 【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基いて具体的に説明する。図１は本発明の実施
の一形態に係るガスタービン冷却静翼の構成を示す静翼
の断面図、図２は図１におけるＸ−Ｘ断面図で、外側シ
ュラウド内部を示し、図３は図１におけるＹ−Ｙ断面図
で、内側シュラウド内部を示している。 【００１７】図１において、１０は静翼であり、１１は
外側シュラウド、１２は内側シュラウド、１３は外側シ
ュラウド１１から内側シュラウド１２へ翼内部を通って
貫通するシール空気用のチューブ、１４は内側シュラウ
ド１２の下部のキャビティ、１５はシールボックス、１
６は静翼１０と動翼４０間の通路、１７はシールボック
ス１５に設けられ、キャビティ１４内と通路１６とを連
通する空気穴、１８は内側シュラウド１２の後縁側端部
と動翼間の通路である。 【００１８】１９Ａは内側シュラウド１２に冷却空気１
００を送る独立した空気通路、１９Ｂ，１９Ｃ，１９
Ｄ，１９Ｅ，１９Ｆは冷却空気１００を順次交互に上下
に流し、翼を冷却する空気通路で、サーペンタイン冷却
流路を形成している。２０は静翼後縁の多数の冷却空気
穴、２１は空気通路１９Ａと１９Ｂへの空気流入量を調
節する流量調節オリフィス、２２，２３は後述する蓋で
ある。 【００１９】図２は外側シュラウドを示し、図において
静翼１０は前述のように空気通路１９Ａ〜１９Ｆで区分
されており、空気通路１９Ａ，１９Ｂの上面には、穴２
１ａ，２１ｂを有して流入する冷却空気流量を調節する
流量調節オリフィス２１が設けられ、チューブ１３の周
囲で通路１９Ｃ，１９Ｄを含んだ蓋２２が設けられ、更
に、空気通路１９Ｅ，１９Ｆの上面には蓋２３が設けら
れて冷却空気が完全に翼内に流れるように密閉してい
る。 【００２０】図３は内側シュラウドを示し、図におい
て、チューブ１３の下部周囲で空気通路１９Ｂ，１９Ｃ
を含んで密閉する蓋３０が設けられ、空気通路１９Ｄ，
１９Ｅを覆う蓋３１、更に空気通路１９Ｆを覆う蓋３２
がそれぞれ設けられている。静翼１０の内側シュラウド
１２の下部の周囲には、空気通路１９Ａからの前縁部冷
却後の冷却空気が満される通路３３が形成されている。 【００２１】又、シール空気用のチューブ１３から流出
するシール用空気２００が流入するシール空気空間３８
が設けられ、更に、後縁側に通路３５を設け、この通路
３５と空気通路３３とを連通する凹部３４が構造部材３
７に設けられている。３６は内側シュラウド後縁に設け
られた多数の冷却空気穴である。 【００２２】上記に説明した構成の静翼において、シー
ル空気２００は外側シュラウド１１側からチューブ１３
に供給され、チューブ１３を通ってキャビティ１４内に
流入し、キャビティ１４内部を燃焼ガス通路の圧力より
も高圧に保持する。キャビティ１４内に流入した空気
は、シールボックス１５に設けられた空気穴１７から通
路１６を通り燃焼ガス通路へ放出される。このキャビテ
ィ１４内部の高圧により高温燃焼ガスが翼内へ侵入する
のをシールし、防止する。 【００２３】一方、冷却空気１００は図２に示すように
外側シュラウド１１の流量調節オリフィス２１の穴２１
ａ，２１ｂにより定められた流量で空気通路１９Ａと１
９Ｂに流入する。前縁部の空気通路１９Ａに流入した冷
却空気は翼の前縁部を冷却しながら下方へ流れ、図３に
示すように空気通路１９Ａより流出し、内側シュラウド
１２周囲の空気通路３３内を満し、背側の周囲を流れて
シュラウド全面に渡って冷却し、凹部３４を通り、通路
３５に入り、後縁の冷却空気穴３６より流出する。 【００２４】又、図３においてシール空気２００は、図
１でも説明したように、チューブ１３より流出してシー
ル空気空間３８に入り、これに連通しているキャビティ
１４に流入し、この内部を高圧にする。 【００２５】又、空気通路１９Ｂに流入した冷却空気１
００は、タービュレータ５５を有する空気通路１９Ｃ，
１９Ｄ，１９Ｅ，１９Ｆと交互に上下に流れて翼内部を
従来と同様に冷却し、後縁の冷却空気穴２０より流出す
る。これら空気通路の外側シュラウド１１及び内側シュ
ラウド１２における端部は図２，図３で説明したように
それぞれ蓋２２，２３，３０，３１及び３２で密閉して
いるので冷却空気はもれることなく翼内部を後縁に向っ
て流れる。 【００２６】又、内側シュラウド１２に流入する空気通
路１９Ａは前縁部に設けられているので、内側シュラウ
ドの前縁側より流入し、シュラウドの先端から後端にわ
たって流れるので内側シュラウド１２の周辺全域を均一
に冷却することができる。 【００２７】上記に説明の実施の形態の冷却静翼におい
ては、高温燃焼ガスの上流側の前縁部は、最も高温にさ
らされるので冷い冷却空気を空気通路１９Ａを通して冷
却すると共に、その空気を内側シュラウド１２の空気通
路３３に流出し、内側シュラウド１２の翼周囲を流れて
周囲を均一に冷却し、後縁側の通路３５に入れ、冷却空
気穴より放出するような構成としたので、内側シュラウ
ド１２の周囲が均一に冷却される。 【００２８】又、内側シュラウド１２の翼下面の部分
は、従来と同じようにサーペンタイン冷却方式により冷
却空気を流して冷却しており、これに加えて前述のよう
にシュラウド周囲を冷却されるので従来のような内側シ
ュラウド１２の不均一な冷却による温度差がなくなり、
熱応力の発生も防止できる。 【００２９】 【発明の効果】本発明においては、ガスタービンの冷却
静翼において、空気通路を翼内部に連通して翼を冷却す
る空気通路と、同空気通路とは独立に翼内部を通り、内
側シュラウドに入り、同内側シュラウドの翼周辺に設け
られ同内側シュラウドの後方で燃焼ガス通路に通じる冷
却通路に連通する通路とからなる構成としたので、翼内
部は翼内部に連通する空気通路で冷却され、内側シュラ
ウドは独立した空気通路により供給される冷却空気によ
り、翼の位置する周辺部が冷却され、静翼全体が均一に
冷却されて内側シュラウドの温度差による熱応力の発生
を防止することができる。 【００３０】しかも内側シュラウド周囲の冷却通路に連
通する空気通路は翼の前縁部に設け、前記翼内部に連通
して翼を冷却する空気通路はその後方に設けた構成とし
たので、内側シュラウドの冷却空気は内側シュラウド前
縁部より流入し、シュラウドの先端から後端にわたって
冷却空気を流すことができ、上記の効果をより一層高め
るものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一形態に係るガスタービン冷却
静翼の内部断面図である。 【図２】図１におけるＸ−Ｘ断面図である。 【図３】図１におけるＹ−Ｙ断面図である。 【図４】従来のガスタービン冷却静翼の断面図である。 【符号の説明】 １０ 静翼 １１ 外側シュラウド １２ 内側シュラウド １３ チューブ １４ キャビティ １５ シールボックス １６，３５ 通路 １７ 空気穴 １９Ａ〜１９Ｆ 空気通路 ２０，３６ 冷却空気穴 ２１ 流量調節オリフィス ２２，２３，３０，３１，３２ 蓋 ３３ 空気通路 ３８ シール空気空間
静翼の内部断面図である。 【図２】図１におけるＸ−Ｘ断面図である。 【図３】図１におけるＹ−Ｙ断面図である。 【図４】従来のガスタービン冷却静翼の断面図である。 【符号の説明】 １０ 静翼 １１ 外側シュラウド １２ 内側シュラウド １３ チューブ １４ キャビティ １５ シールボックス １６，３５ 通路 １７ 空気穴 １９Ａ〜１９Ｆ 空気通路 ２０，３６ 冷却空気穴 ２１ 流量調節オリフィス ２２，２３，３０，３１，３２ 蓋 ３３ 空気通路 ３８ シール空気空間
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フロントページの続き
(56)参考文献 特開 平６−257405（ＪＰ，Ａ)
特開 平２−241902（ＪＰ，Ａ)
特開 昭60−204904（ＪＰ，Ａ)
特開 昭64−83826（ＪＰ，Ａ)
特表 平８−505921（ＪＰ，Ａ)
英国特許出願公開2093923（ＧＢ，Ａ)
英国特許出願公開1514613（ＧＢ，Ａ)
米国特許4017213（ＵＳ，Ａ)
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
F01D 9/00 - 9/02
F02C 7/18
Claims (1)
- (57)【特許請求の範囲】 【請求項１】 ガスタービン静翼の外側シュラウドに空
気流入口を有し、翼内部に連通する空気通路を設け、冷
却空気を前記空気流入口より流通させて翼内部を冷却す
る冷却静翼において、前記空気通路は、翼内部に連通し
て翼を冷却する空気通路と、同空気通路とは独立に翼内
部を通り、内側シュラウドに入り、同内側シュラウドの
翼周辺に設けられ同内側シュラウドの後方で燃焼ガス通
路に通じる冷却通路に連通する空気通路とからなり、前
記内側シュラウド周囲の冷却通路に連通する空気通路は
翼の前縁部に設け、前記翼内部に連通して翼を冷却する
空気通路はその後方に設けたことを特徴とするガスター
ビン冷却静翼。
Priority Applications (4)
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|---|---|---|---|
| JP05627197A JP3426902B2 (ja) | 1997-03-11 | 1997-03-11 | ガスタービン冷却静翼 |
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| US09/038,376 US6099244A (en) | 1997-03-11 | 1998-03-11 | Cooled stationary blade for a gas turbine |
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|---|---|---|---|
| JP05627197A JP3426902B2 (ja) | 1997-03-11 | 1997-03-11 | ガスタービン冷却静翼 |
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| JP3426902B2 true JP3426902B2 (ja) | 2003-07-14 |
Family
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1998
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- 1998-03-10 DE DE19810339A patent/DE19810339C2/de not_active Expired - Lifetime
- 1998-03-11 US US09/038,376 patent/US6099244A/en not_active Expired - Lifetime
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