JP3782637B2 - ガスタービン冷却静翼 - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービン冷却静翼に関し、特に2段静翼に適用されるもので、熱応力に対する強度を向上させると共に、冷却効果を高めるような改善を施したものである。
【0002】
【従来の技術】
図10はガスタービンのガス通路部分で前段の部分を示す一般的な断面図である。図において、燃焼器30の取付フランジ31には1段静翼(1c)32が外側シュラウド33と内側シュラウド34とに両端が固定されており、1段静翼32は円周方向に複数枚が配置され静止側の車室に固定されている。1段静翼32の後流側には1段動翼(1s)35が円周方向に複数枚配置されており、この1段動翼35はプラットフォーム36に固定され、プラットフォーム36はロータディスクの周囲に取付けられており、動翼35はロータと共に回転する。1段動翼35の後流側には、2段静翼(2c)37の両端が外側シュラウド38、内側シュラウド39に固定され、同様に周方向に複数枚が静止側に取付けられている。同様に、後流側に2段動翼(2s)40がプラットフォーム41を介してロータディスクに取付けられている。このような翼の配列を有するガスタービンは通常4段で構成され、燃焼器30で燃焼して高温となった燃焼ガス50が1段静翼(1c)32から流入し、2段〜4段の各翼間を流れる過程において膨張して、それぞれ動翼35,40、等を回転させ、ロータに回転動力を与えて排出するものである。
【0003】
図11は上記した2段静翼の詳細な斜視図である。図において、2段静翼32は外側シュラウド33と内側シュラウド34に固定されており、外側シュラウド33は四方の周囲を端部フランジ33a,33b,33c,33dで囲い、内部に底面33eを有している。同様に内側シュラウド34の下側(内側)も四方周囲は端部フランジ34a,34cと取付フランジ41,42の面により囲まれて底面34eを有している。2段静翼32には外側シュラウド33側から図示していないインピンジ板を介して冷却空気がシュラウド内へ流入し、シュラウド内面を冷却すると共に、静翼32の上部開口部から流入し、内部の通路へ流れて翼を冷却し、冷却後の空気は内側シュラウド34内へ流入し、内側シュラウド34を冷却して外部へ流出する。
【0004】
図12は2段静翼の詳細な断面図である。図において61は翼壁であり、通常板厚は4.0mmの厚さの壁を形成している。内部にはリブ62が設けられ2区分された空間を形成し、各空間には、それぞれ前縁側のインサート63、後縁側のインサート64が挿入され、壁61の内周囲壁面と一定の隙間を保って固定されている。各インサート63,64には周囲に複数の吹出穴66が設けられ、内部の冷却空気を壁61とインサートとの隙間に流出できるようになっている。又、壁61には冷却空気が吹出す冷却穴60が前縁部、背側、腹側の複数個所に設けられ、壁61内壁とインサート63,64との隙間に流出した冷却空気を吹出し前縁部ではシャワーヘッド冷却、腹側、背側ではフィルム冷却を行い、高温の影響を少なくするようにしている。
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
前述のように、ガスタービンの静翼では、外側シュラウドより冷却空気が流入し、外側シュラウドの内面を冷却すると共に、静翼内へ流入し、翼内部を冷却し、その後、内側シュラウドへ流入して内側シュラウドも冷却する構造である。しかし、2段静翼は高温にさらされる翼であり、特にシュラウドが高温により変形したり、酸化による減肉、コーティングの剥離が生じ、又、後縁の翼付根部や端面でのクラックが発生することがある。
【0006】
そこで本発明では、特に2段静翼のうち高温にさらされて熱的に厳しい状態におかれるシュラウドや翼の壁の強度を向上させる共に、冷却構造に改良を加え、熱の影響による変形やクラックの発生を抑えるようにする改善を施したガスタービン冷却静翼を提供することを課題としてなされたものである。
【0007】
【課題を解決するための手段】
本発明は前述の課題を解決するために、次の(1)〜(7)の手段を提供する。
【0008】
(1)外側シュラウドから翼内部を通り内側シュラウドへ挿入された吹出穴付筒状インサートに冷却空気を流し同吹出穴より流出させ、翼壁を貫通する冷却穴より外部へ流出させると共に、前記内側シュラウドへも導き同内側シュラウドを冷却して外部へ流出させるガスタービン2段静翼において、前記翼前縁部背側の前記インサートとの間で高さ100%から75%の範囲の翼肉厚を他の翼肉厚よりも厚くすると共に、高さ0〜100%全体の背側の前記インサートとの間には翼壁内側で横方向に伸び上下に複数本からなる翼リブを形成し、前記外側及び内側シュラウドのそれぞれの背側及び腹側の両端部に設けられ、前縁側から後縁側へ冷却空気を流して後縁側へ開口して流出させる冷却通路と、前記内側及び外側シュラウドの前記背側及び腹側の冷却通路に沿って配列し、一端が同通路へ連通し他端が端面に開口して冷却空気を吹出す複数の冷却穴とを備えてなることを特徴とするガスタービン冷却静翼。
【0009】
(2)前記内側シュラウドの前縁側端部には背側から腹側の両端面に至る範囲にわたって複数のピンフィンを立設した空間を形成し、背側と腹側の両端部において前記冷却通路に連通させることを特徴とする(1)記載のガスタービン冷却静翼。
【0010】
(3)前記翼に設けられた冷却穴は背側にのみ設けられていることを特徴とする(1)記載のガスタービン冷却静翼。
【0011】
(4)前記外側及び内側シュラウドの背側及び腹側の端部には、それぞれフランジ面が形成され、周方向に互いに隣接する前記外側及び内側シュラウド同志を前記フランジ面によりボルト結合可能とすることを特徴とする(1)記載のガスタービン冷却静翼。
【0012】
(5)前記外側シュラウドの翼付根部の特定個所の周囲のシュラウド肉厚は他のシュラウド肉厚よりも薄くすることを特徴とする(1)記載のガスタービン冷却静翼。
【0013】
(6)前記翼の前縁部の断面形状は楕円形状の曲面であることを特徴とする請求項1記載のガスタービン冷却静翼。
【0014】
本発明(1)においては、翼の前縁部の翼の肉厚は高さ100%から75%の範囲にわたって肉厚が厚くなっている。従って外側シュラウドへの翼の付根部で高温高圧燃焼ガスによる曲げ荷重の影響の厳しい前縁が補強されているので翼倒れが防止される。又、翼の高さ0〜100%全体の翼壁の内周側で背側には複数の翼リブが上下に突設しているので、これら領域での翼壁が補強され、翼の膨れを防止する。更に、外側シュラウドの背側、腹側の両側に設けられた冷却通路には、それぞれ前縁側から冷却空気が流れ両側を冷却しながら後縁側へ流出すると共に、これら通路に沿って配列する複数の冷却穴を通って両側に吹き出すことにより、外側シュラウドの背側、腹側の両端部が効果的に冷却される。同様にインサートを通り、内側シュラウドへ流入する空気は、それぞれ両側の冷却通路を流れて両端部を冷却しながら後縁部から流出すると共に、冷却通路から、この通路に沿って配列する複数の冷却穴を通って両側に吹出すことにより、両側端面も効果的に冷却される。
【0015】
本発明の(1)においては、これら翼壁の外側シュラウドへの付根部の構造、翼リブ、外側シュラウドの冷却通路、及び冷却穴、内側シュラウドの冷却通路及び冷却穴との構造により、翼の付根部、外側,内側シュラウドの冷却効果が向上し、熱応力によるクラックの発生を防止することができる。
【0016】
本発明の(2)では、前縁側が背側、腹側の両端に至るまで全面にピンフィンを立設した空間を形成しているので、両端部にピンフィンを有する空間がなかった従来のものよりも、ピンフィンによる冷却領域が拡大し、ピンフィンによる冷却空気の冷却効果が向上するようになり、上記(1)の発明の前縁部の冷却効果が一層高まるものである。
【0017】
本発明の(3)では、翼に設けられた冷却穴は腹側には設けずに、高温ガスの影響を最も受ける背側にのみ設けるようにしたので、冷却空気量が従来よりも少なくすることができる。
【0018】
本発明の(4)では、円周方向に配列する外側及び内側シュラウド同志をフランジによりボルト結合して連結することができるので、取付の強度が確実に確保され、上記(1)の発明の熱応力の影響を抑える効果をより一層確実に得ることができる。
【0019】
本発明の(5)では、外側シュラウドの翼付根部のうち、熱応力の発生しやす個所、例えば、翼後縁端部、前縁等の近辺のシュラウド面を薄肉化することにより、この部分のシュラウドの熱容量を小さくして翼とシュラウド間の温度差を小さくし、熱応力の発生を少なくすることができる。
【0020】
本発明の(6)では、翼の前縁部の曲面を楕円形状とすることにより、前段の動翼から流入する全方向のガス流をスムーズに受け入れることができ、上記(1)の発明の空力特性が向上し、高温ガスの影響のアンバランスをなくし、上記(1)の発明の効果がより一層確実に得られるものである。
【0021】
【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づいて具体的に説明する。図1は本発明の実施の第1形態に係るガスタービン冷却静翼を示す側面図、図2〜図4は翼の断面図、図5は外側シュラウドの外側の平面図、図6は内側シュラウドの側面及び内側の平面図である。
【0022】
図1において、20は2段静翼の全体を示し、1は翼、2は外側シュラウド、3は内側シュラウドである。図中Xで示す部分は前縁部100%と75%の高さの間の前縁の領域であり、肉厚を5mmとしている。これは2段静翼10は外側が固定され、内側がロータと近接する片持の状態であるため翼倒れ防止のために補強するものである。
【0023】
4はリブであり、0〜100%全体までの間で背側のみの翼内壁に所定のピッチで上下に配設され、内側に突出して翼壁の剛性を高め、翼の膨れを防止するものである。又、図2で後述する後縁の空気吹出口の厚みを全断面において、従来は5.4mmあったものを4.4mmとして薄肉化している。その他の壁の厚みは従来4.5mmであったものを腹側3.0mm、背側4.0mmとし、薄肉形状とし、翼全体にTBC(Thermal Barrier Coating)を施す。
【0024】
図2は図1におけるA−A断面図であり、前縁部高さ75%〜100%の範囲を示し、背側には図中Xで示すように後縁の空気吹出口の厚さt2 を従来5.4mmあったものを、4.4mmと薄肉化して空力性能を向上させる形状としている。又、腹側の壁の厚さt3 は、従来の4.5mmからt3 =3.0mmとして薄肉化している。
【0025】
又、後縁の部分Yは、ピンフィンが多数設けられており、ピンの幅は1.2mm、後縁の壁厚さは1.2mmとし、更にTBCが0.3mmにアンダーコートが0.1mm施されており、前記したように冷却空気が吹出す後縁厚みをt2 =4.4mmと薄くしている。更に、冷却穴60は従来存在していた腹側の冷却穴をなくし、背側のみとして冷却空気量を削減している。
【0026】
図3は図1におけるB−B断面図であり、前縁部高さ50%以下の部分を示し、(a)は断面図、(b)は(a)におけるD−D断面図である。図において、翼の厚さはt3 =3.0mmであるが、背側の前縁部には多数のリブ4を上下に配列している。(b)図に示すように肉厚は、t3 =3mmとし、ピッチP=15mmごとにリブ4を上下に配列して形成している。リブ4の幅はW=3.0mm、高さH=3.0mmとしてリブ4で背側を補強している。リブの先端は矩形、面取り、(R)とし基部は壁に曲面Rで形成されている。このようなリブ4を背側に設けることにより、翼が外側に膨れるのを防止している。その他の構成は図2と同様である。
【0027】
図4は図1におけるC−C断面図であり、後縁部0%の部分を示し、基本的には図3と同じ構造であり、背側の前縁部はリブ4、又は壁の肉厚を厚くして補強している。本実施の第1形態では、図示していないが、図2,図3,図4に示す翼の断面形状は翼高さ方向にねじれて変化させており、インサート63,64の組立時の挿入性を考慮し、ねじれを最少限度にとどめ、翼の薄肉化と共に、垂直方向からインサート63,64を挿入可能にねじれた形状とし、空力性能を向上させる形状としている。
【0028】
図5は本実施の第1形態における外側シュラウドを示し、図1におけるE−E矢視図である。図において、外側シュラウド2の周囲はフランジ部2a,2b,2c,2dで囲まれており、シュラウドの肉厚は、図8(b)にも示すように前縁側17mm〜後縁側5.0mmまでテーパ形状としている。フランジ部2d,2a内には冷却通路5aが、フランジ部2d,2c内には冷却通路5bが、それぞれ設けられている。これら冷却通路5a,5bは前縁側の端部から、それぞれ背側、腹側の両側端部を通り、後縁側に抜ける通路を形成している。又、冷却通路5a,5b内にはそれぞれタービュレータ6が設けられている。又、従来と同様に後縁側のフランジ部2bには多数の冷却穴7が穿設されており、外側シュラウド内部の空間に連通して冷却空気を後縁へ吹出すようになっている。
【0029】
上記構成の外側シュラウドにおいて、外側からシュラウドの面に流入する冷却空気の一部は、翼1のインサート63,64で形成される空間に入り、翼内部を冷却し、翼周囲の冷却穴から吹出して翼を冷却すると共に、内側シュラウドへも流入する。残りの冷却空気は、前縁側より左右に分かれて、それぞれ50a,50dで示すように冷却通路5a,5bに流入し、冷却通路5aでは、50a,50bのように流れ50cのように、又、冷却通路5bでは、50d,50eのように流れ50fのように、それぞれタービュレータ6で流れが攪拌されて熱伝達効果を高めながら、後縁側より流出し、外側シュラウド2の前縁端部及び両側を冷却する。更に、シュラウド内側空間からの空気は、空間内の50gから、それぞれ後縁側のフランジ部2bに設けられた複数の冷却穴7より50hのように流出し、後縁側端部を冷却する。このように外側シュラウド2の全面及び全周囲が冷却空気により効果的に冷却される。なお、外側シュラウドにおいても図6(b)で後述するように冷却通路5a,5bの両側面に多数の冷却穴を設け、冷却空気を吹き出すようしても良い。
【0030】
図6は本実施の第1形態における内側シュラウドを示し、(a)は内側シュラウドの側面図、(b)はそのF−F矢視図である。両図において、内側シュラウド3の内側にはシールリング保持環を取付けるための取付フランジ8a,8bが設けられているが、後縁側の取付フランジ8aは従来の取付フランジ42よりも後方に移動し、翼1の後縁端の位置から外して配置されている。これにより後段の隣接する2段動翼とで形成される空間70が狭くなり、この空間70内の圧力が高まり、シール性能を向上させると共に、高温燃焼ガスの内側への流入を確実に防止し、これにより内側シュラウド3の後縁端部の冷却効果を一層高めるものである。
【0031】
図6(b)において、内側シュラウド3の周囲は、それぞれ背側、腹側の両端フランジ部3a,3b、取付フランジ8a,8bにより囲まれており、前縁側には多数のピンフィン10が立設する空間を設け、後縁側には内側空間に連通し、後縁側に開口する多数の冷却穴12が設けられている。両フランジ部3a,3b内には、それぞれ冷却通路9a,9bが設けられ、前縁側のピンフィン10からなる空間と、後縁側にそれぞれ開口し、前縁側のピンフィン10の空間から後縁へ冷却空気を流すようになっている。又、シュラウド内側の空間とピンフィン10からなる空間とは開口部11で連通しており、更に、両フランジ部3a,3bの側面には、それぞれ冷却通路9a,9bに連通して側面へ開口する多数の冷却穴13a,13bが配列し、冷却空気を側面へ吹出すようになっている。
【0032】
上記構成の内側シュラウドにおいて、インサート63の空間から吹出した冷却空気50hは、開口部11よりピンフィン10が配列する空間に入り、この部分の流れを攪拌して効果的に冷却し、それぞれ50i,50nのように左右に分かれて冷却通路9a,9bに流入する。冷却通路9aでは、50i,50j,50kのように流れ、又、冷却通路9bでは、50p,50Q,50rのように流れて、それぞれ両側を冷却して後縁側へ流出する。更に、この過程において、各冷却通路9a,9bに連通する多数の冷却穴13a,13bから、それぞれ背側、腹側の両端へ50m,50sのように冷却空気を吹出し、両側を効果的に冷却する。
【0033】
又、インサート64内の空間から吹出した空気は50tのように内側の空間に入り、50Uのように後縁側へ流れ、後縁側の多数の冷却穴12より後縁側へ吹出し、後縁を効果的に冷却する。このように、内側シュラウド3は、前縁側は背側、腹側両端部に至る全面をピンフィン10を設けた空間とし、後縁には従来と同様に多数の冷却穴12による通路を設け、背側、腹側の両端は冷却通路9a,9b及び多数の冷却穴13a,13bを配列した構成とし全周辺を有効に冷却できる。更に、後縁側の取付フランジ8aを後方に移動させて隣接する後流側の動翼との空間70を狭くし、シュラウド後流側の冷却を良好にすることができる。
【0034】
以上説明の実施の第1形態においては、翼1の前縁部で高さ100%〜75%の範囲の背側の肉厚を厚くし、又、高さ0〜100%全体にリブ4を設け、その他の翼の肉厚を薄く、更に後縁の空気吹出口の厚みを薄くする構成とし、翼からの空気を吹出す冷却穴を腹側をなくして背側のみとする。又、外側シュラウド2には背側と腹側とに冷却通路5a,5bを設け、内側シュラウド3には前縁部を全面ピンフィン10を配置し、背側と腹側に冷却通路9a,9bを設けると共に、多数の冷却穴13a,13bを配置する構成とし、熱的に厳しい外側,内側シュラウド2,3の周辺部、翼の付根部が効果的に冷却され、これら部分クラックの発生が防止される。
【0035】
図7は本発明の実施の第2形態に係るガスタービン冷却静翼を示し、外側シュラウド同志を互いにフランジとボルト結合として強度を確保するようにしたものであり、その他の構成は実施の第1形態と同じである。なお、内側シュラウドも同様にフランジで結合されることができるが、本例では外側シュラウドで代表して説明する。図7において、外側シュラウド2には背側の周辺にフランジ14aが、腹側の周辺にフランジ14bが取付けられ、それぞれフランジ14aと14bとを接してボルト・ナット15で連結されている。このようにフランジ14a,14bとボルト・ナット15による結合で外側シュラウド2の車室側への取付けがより強固となるものである。これにより強度が確保され、ガス圧力による翼のクリープ倒れを防止する一助となる。また、ボルト結合することで一体鋳造の2枚つづり翼と比べ、翼同士の拘束が弱くなり翼付根の過大な熱応力を抑えることができる。その他の構成、効果は実施の第1形態と同じであるので、詳しい説明は省略する。
【0036】
図8は本発明の実施の第3形態に係るガスタービン冷却静翼を示し、(a)は平面図、(b)は翼の付根部近辺のシュラウドの肉厚を薄くした部分の断面図で、翼とシュラウドの剛性のバランスを図るようにしたものであり、その他の構成は、実施の第1形態と同じものである。図8において、外側シュラウド2の翼1の付根部のうち前縁の腹側の曲率の大きい突設部のシュラウド部分16、後縁のフィン部分が取付けられるシュラウド部分18、のそれぞれの近辺の肉厚を他の部分よりも薄く形成する。このように外側シュラウド2の翼付根部の熱応力の厳しい部分16,18の肉厚を薄くすると、この部分の剛性が小さくなり、翼1との剛性の差が少なくなる。これにより、この部分に発生する熱応力も小さくなって熱応力により発生するクラックも抑えることができる。なお、内側シュラウド3についても、説明は省略するが、同様に、このような構成とすることができる。その他の構成は実施の第1形態と同じであり、本実施の第3形態では、そのシュラウドの冷却効果がより一層確実となるものである。
【0037】
図9は本発明の実施の第4形態に係るガスタービン冷却静翼を示し、翼1の前縁部の形状を従来の円弧状断面から楕円状断面としたものであり、その他の構成は実施の第1形態と同じである。図において、(a)は従来の前縁部の形状で、円弧形状19aであったが、(b)に示すように楕円形状で楕円の長軸の円弧形状19bとしている。このような形状とすることにより、前段の動翼からの広範囲の注入角を持つガス流れに対し、どのような流れ方向に対しても対応ができるようになり、空力的な性能向上につながる。これにより翼1への高温燃焼ガスの影響のアンバランスを小さくし、熱応力の影響を小さくすることができる。その他の構成、効果については、実施の第1形態と同じであるので説明は省略する。
【0038】
【発明の効果】
本発明のガスタービン冷却静翼は、(1)外側シュラウドから翼内部を通り内側シュラウドへ挿入された吹出穴付筒状インサートに冷却空気を流し同吹出穴より流出させ、翼壁を貫通する冷却穴より外部へ流出させると共に、前記内側シュラウドへも導き同内側シュラウドを冷却して外部へ流出させるガスタービン2段静翼において、前記翼前縁部背側の前記インサートとの間で高さ100%から75%の範囲の翼肉厚を他の翼肉厚よりも厚くすると共に、高さ0〜100%全体の背側の前記インサートとの間には翼壁内側で横方向に伸び上下に複数本からなる翼リブを形成し、前記外側及び内側シュラウドのそれぞれの背側及び腹側の両端部に設けられ、前縁側から後縁側へ冷却空気を流して後縁側へ開口して流出させる冷却通路と、前記内側及び外側シュラウドの前記背側及び腹側の冷却通路に沿って配列し、一端が同通路へ連通し他端が端面に開口して冷却空気を吹出す複数の冷却穴とを備えてなることを特徴としている。このような構成により、次のような効果を有する。
【0039】
翼の前縁部の翼の肉厚は高さ100%から75%の範囲にわたって厚肉が厚くなっている。従って外側シュラウドへの翼の付根部で高温燃焼ガスの影響の厳しい前縁が補強されているので翼倒れが防止される。又、翼の高さ全体の翼壁が翼リブで補強され、翼の膨れを防止する。更に、外側シュラウドの背側、腹側の両側に設けられた冷却通路には、それぞれ前縁側から冷却空気が流れ両側を冷却しながら後縁側へ流出すると共に、両側の多数の冷却穴からも側面に吹き出すので、外側及び内側シュラウドの背側、腹側の両端部が効果的に冷却される。同様にインサートを通り、内側シュラウドへ流入する空気は、それぞれ両側の冷却通路を流れて両端部を冷却しながら後縁部から流出すると共に、冷却通路から、この通路に沿って配列する複数の冷却穴を通って両側に吹出すことにより、両側端面も効果的に冷却される。本発明の(1)においては、これら翼壁の外側シュラウドへの付根部の構造、翼リブ、外側シュラウドの冷却通路、内側シュラウドの冷却通路及び冷却穴との構造により、翼の付根部、外側,内側シュラウドの冷却効果が向上し、熱応力によるクラックの発生を防止することができる。
【0040】
本発明の(2)では、前縁側が背側、腹側の両端に至るまで全面にピンフィンを立設した空間を形成しているので、両端部にピンフィンを有する空間がなかった従来のものよりも、ピンフィンによる冷却領域が拡大し、ピンフィンによる冷却空気の冷却効果が向上するようになり、前縁部の冷却効果が高まるものである。
【0041】
本発明の(3)では、翼に設けられた冷却穴は腹側には設けずに、高温ガスの影響を最も受ける背側にのみ設けるようにしたので、冷却空気量が従来よりも少なくすることができる。
【0042】
本発明の(4)では、円周方向に配列する外側及び内側シュラウド同志をフランジによりボルト結合して連結することができるので、取付の強度が確実に確保され、上記(1)の発明の効果をより一層確実に得ることができる。
【0043】
本発明の(5)では、外側シュラウドの翼付根部のうち、熱応力の発生しやす個所、例えば、翼後縁端部、前縁等の近辺のシュラウド面を薄肉化することにより、この部分のシュラウドの熱容量を小さくして翼とシュラウド間の温度差を小さくし、熱応力の発生を少なくすることができる。
【0044】
本発明の(6)では、翼の前縁部の曲面を楕円形状とすることにより、前段の動翼から流入する全方向のガス流をスムーズに受け入れることができ、上記(1)の発明の空力特性が向上し、上記(1)の発明の効果がより一層確実に得られるものである。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の実施の第1形態に係るガスタービン冷却静翼の全体側面図である。
【図2】図1におけるA−A断面図である。
【図3】図1におけるB−B断面を示し、(a)はB−B断面図、(b)は(a)におけるD−D断面図である。
【図4】図1におけるC−C断面図である。
【図5】図1におけるE−E矢視図である。
【図6】本発明の実施の第1形態に係る内側シュラウドを示し、(a)はその側面図、(b)は(a)におけるF−F矢視図である。
【図7】本発明の実施の第2形態に係るガスタービン冷却静翼の外側シュラウドの連結を示す平面図である。
【図8】本発明の実施の第3形態に係るガスタービン冷却静翼の外側シュラウドを示し、(a)は平面図で、(b)は断面図である。
【図9】本発明の実施の第4形態に係るガスタービン冷却静翼の翼断面形状を示し、(a)は従来、(b)は本発明を、それぞれ示す。
【図10】従来のガスタービンの前段部分を示す断面図である。
【図11】従来の2段静翼を示す斜視図である。
【図12】従来の2段静翼の断面図である。
【符号の説明】
1 翼
2 外側シュラウド
3 内側シュラウド
4 リブ
5a,5b,9a,9b 冷却通路
6 タービュレータ
7 冷却穴
8a,8b 取付フランジ
10 ピンフィン
11 開口部
12,13a,13b 冷却穴
14a,14b フランジ
15 ボルト・ナット
60 冷却穴
63,64 インサート
Claims (6)
- 外側シュラウドから翼内部を通り内側シュラウドへ挿入された吹出穴付筒状インサートに冷却空気を流し同吹出穴より流出させ、翼壁を貫通する冷却穴より外部へ流出させると共に、前記内側シュラウドへも導き同内側シュラウドを冷却して外部へ流出させるガスタービン2段静翼において、前記翼前縁部背側の前記インサートとの間で高さ100%から75%の範囲の翼肉厚を他の翼肉厚よりも厚くすると共に、高さ0〜100%全体の背側の前記インサートとの間には翼壁内側で横方向に伸び上下に複数本からなる翼リブを形成し、前記外側及び内側シュラウドのそれぞれの背側及び腹側の両端部に設けられ、前縁側から後縁側へ冷却空気を流して後縁側へ開口して流出させる冷却通路と、前記内側及び外側シュラウドの前記背側及び腹側の冷却通路に沿って配列し、一端が同通路へ連通し他端が端面に開口して冷却空気を吹出す複数の冷却穴とを備えてなることを特徴とするガスタービン冷却静翼。
- 前記内側シュラウドの前縁側端部には背側から腹側の両端面に至る範囲にわたって複数のピンフィンを立設した空間を形成し、背側と腹側の両端部において前記冷却通路に連通させることを特徴とする請求項1記載のガスタービン冷却静翼。
- 前記翼に設けられた冷却穴は背側にのみ設けられていることを特徴とする請求項1記載のガスタービン冷却静翼。
- 前記外側及び内側シュラウドの背側及び腹側の端部には、それぞれフランジ面が形成され、周方向に互いに隣接する前記外側及び内側シュラウド同志を前記フランジ面によりボルト結合可能とすることを特徴とする請求項1記載のガスタービン冷却静翼。
- 前記外側シュラウドの翼付根部の特定個所の周囲のシュラウド肉厚は他のシュラウド肉厚よりも薄くすることを特徴とする請求項1記載のガスタービン冷却静翼。
- 前記翼の前縁部の断面形状は楕円形状の曲面であることを特徴とする請求項1記載のガスタービン冷却静翼。
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
KR20200040835A (ko) | 2017-09-19 | 2020-04-20 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 터빈 날개의 제조 방법, 및 터빈 날개 |
Families Citing this family (74)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP4508482B2 (ja) * | 2001-07-11 | 2010-07-21 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
JP4040922B2 (ja) | 2001-07-19 | 2008-01-30 | 株式会社東芝 | 組立式ノズルダイアフラムおよびその組立方法 |
US6887033B1 (en) * | 2003-11-10 | 2005-05-03 | General Electric Company | Cooling system for nozzle segment platform edges |
US7086829B2 (en) * | 2004-02-03 | 2006-08-08 | General Electric Company | Film cooling for the trailing edge of a steam cooled nozzle |
EP1707743A1 (de) * | 2005-03-18 | 2006-10-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Segment mit wenigstens zwei Schaufeln, Turbinenteil und Verfahren zur Montage eines Segments |
US7309212B2 (en) * | 2005-11-21 | 2007-12-18 | General Electric Company | Gas turbine bucket with cooled platform leading edge and method of cooling platform leading edge |
US7303376B2 (en) * | 2005-12-02 | 2007-12-04 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil with outer wall cooling system and inner mid-chord hot gas receiving cavity |
US20070258814A1 (en) * | 2006-05-02 | 2007-11-08 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil with integral chordal support ribs |
US7665960B2 (en) | 2006-08-10 | 2010-02-23 | United Technologies Corporation | Turbine shroud thermal distortion control |
US7771160B2 (en) * | 2006-08-10 | 2010-08-10 | United Technologies Corporation | Ceramic shroud assembly |
US7611324B2 (en) * | 2006-11-30 | 2009-11-03 | General Electric Company | Method and system to facilitate enhanced local cooling of turbine engines |
US7578653B2 (en) * | 2006-12-19 | 2009-08-25 | General Electric Company | Ovate band turbine stage |
US20080145208A1 (en) * | 2006-12-19 | 2008-06-19 | General Electric Company | Bullnose seal turbine stage |
US7927073B2 (en) * | 2007-01-04 | 2011-04-19 | Siemens Energy, Inc. | Advanced cooling method for combustion turbine airfoil fillets |
WO2009016744A1 (ja) | 2007-07-31 | 2009-02-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | タービン用翼 |
CN102016234B (zh) * | 2008-03-28 | 2015-05-20 | 阿尔斯通技术有限公司 | 燃气轮机的导向叶片 |
US8215900B2 (en) * | 2008-09-04 | 2012-07-10 | Siemens Energy, Inc. | Turbine vane with high temperature capable skins |
US8066483B1 (en) * | 2008-12-18 | 2011-11-29 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with non-parallel pin fins |
US8353669B2 (en) * | 2009-08-18 | 2013-01-15 | United Technologies Corporation | Turbine vane platform leading edge cooling holes |
US8167546B2 (en) * | 2009-09-01 | 2012-05-01 | United Technologies Corporation | Ceramic turbine shroud support |
US9416666B2 (en) | 2010-09-09 | 2016-08-16 | General Electric Company | Turbine blade platform cooling systems |
EP2436884A1 (en) * | 2010-09-29 | 2012-04-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine arrangement and gas turbine engine |
WO2012144242A1 (ja) * | 2011-04-19 | 2012-10-26 | 三菱重工業株式会社 | タービン静翼およびガスタービン |
US9011077B2 (en) * | 2011-04-20 | 2015-04-21 | Siemens Energy, Inc. | Cooled airfoil in a turbine engine |
US9279330B2 (en) | 2012-02-15 | 2016-03-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with converging/diverging cooling passage |
US9482100B2 (en) | 2012-02-15 | 2016-11-01 | United Technologies Corporation | Multi-lobed cooling hole |
US10422230B2 (en) | 2012-02-15 | 2019-09-24 | United Technologies Corporation | Cooling hole with curved metering section |
US8683814B2 (en) | 2012-02-15 | 2014-04-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with impingement and lobed cooling hole |
US9273560B2 (en) | 2012-02-15 | 2016-03-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with multi-lobed cooling hole |
US9024226B2 (en) | 2012-02-15 | 2015-05-05 | United Technologies Corporation | EDM method for multi-lobed cooling hole |
US8689568B2 (en) | 2012-02-15 | 2014-04-08 | United Technologies Corporation | Cooling hole with thermo-mechanical fatigue resistance |
US8572983B2 (en) | 2012-02-15 | 2013-11-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with impingement and diffusive cooling |
US8522558B1 (en) | 2012-02-15 | 2013-09-03 | United Technologies Corporation | Multi-lobed cooling hole array |
US9284844B2 (en) | 2012-02-15 | 2016-03-15 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with cusped cooling hole |
US9416665B2 (en) | 2012-02-15 | 2016-08-16 | United Technologies Corporation | Cooling hole with enhanced flow attachment |
US8584470B2 (en) | 2012-02-15 | 2013-11-19 | United Technologies Corporation | Tri-lobed cooling hole and method of manufacture |
US8763402B2 (en) | 2012-02-15 | 2014-07-01 | United Technologies Corporation | Multi-lobed cooling hole and method of manufacture |
US9422815B2 (en) | 2012-02-15 | 2016-08-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with compound cusp cooling configuration |
US9598979B2 (en) | 2012-02-15 | 2017-03-21 | United Technologies Corporation | Manufacturing methods for multi-lobed cooling holes |
US8733111B2 (en) | 2012-02-15 | 2014-05-27 | United Technologies Corporation | Cooling hole with asymmetric diffuser |
US8850828B2 (en) | 2012-02-15 | 2014-10-07 | United Technologies Corporation | Cooling hole with curved metering section |
US9410435B2 (en) | 2012-02-15 | 2016-08-09 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with diffusive cooling hole |
US8683813B2 (en) | 2012-02-15 | 2014-04-01 | United Technologies Corporation | Multi-lobed cooling hole and method of manufacture |
US9416971B2 (en) | 2012-02-15 | 2016-08-16 | United Technologies Corporation | Multiple diffusing cooling hole |
US8707713B2 (en) | 2012-02-15 | 2014-04-29 | United Technologies Corporation | Cooling hole with crenellation features |
US10180067B2 (en) | 2012-05-31 | 2019-01-15 | United Technologies Corporation | Mate face cooling holes for gas turbine engine component |
US9021816B2 (en) * | 2012-07-02 | 2015-05-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine turbine vane platform core |
EP2956627B1 (en) | 2013-02-15 | 2018-07-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with combined mate face and platform cooling |
US9568009B2 (en) | 2013-03-11 | 2017-02-14 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine flow path geometry |
WO2014209464A2 (en) | 2013-04-18 | 2014-12-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil platform edge geometry |
US20160312654A1 (en) * | 2013-12-19 | 2016-10-27 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil cooling |
JP5679246B1 (ja) * | 2014-08-04 | 2015-03-04 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービンの高温部品、これを備えるガスタービン、及びガスタービンの高温部品の製造方法 |
US9963982B2 (en) * | 2014-09-08 | 2018-05-08 | United Technologies Corporation | Casting optimized to improve suction side cooling shaped hole performance |
WO2016152573A1 (ja) * | 2015-03-26 | 2016-09-29 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 翼、及びこれを備えているガスタービン |
EP3081751B1 (en) | 2015-04-14 | 2020-10-21 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Cooled airfoil and method for manufacturing said airfoil |
US10370973B2 (en) * | 2015-05-29 | 2019-08-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor airfoil with compound leading edge profile |
JP6540357B2 (ja) | 2015-08-11 | 2019-07-10 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 静翼、及びこれを備えているガスタービン |
US10352182B2 (en) * | 2016-05-20 | 2019-07-16 | United Technologies Corporation | Internal cooling of stator vanes |
US10605092B2 (en) | 2016-07-11 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Cooling hole with shaped meter |
GB201612646D0 (en) * | 2016-07-21 | 2016-09-07 | Rolls Royce Plc | An air cooled component for a gas turbine engine |
DE102017212310A1 (de) | 2017-07-19 | 2019-01-24 | MTU Aero Engines AG | Schaufel, Schaufelkranz, Schaufelkranzsegment und Strömungsmaschine |
JP6308710B1 (ja) * | 2017-10-23 | 2018-04-11 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン静翼、及びこれを備えているガスタービン |
KR102000840B1 (ko) * | 2017-10-25 | 2019-10-01 | 두산중공업 주식회사 | 가스 터빈 |
JP7129277B2 (ja) * | 2018-08-24 | 2022-09-01 | 三菱重工業株式会社 | 翼およびガスタービン |
US11162432B2 (en) | 2019-09-19 | 2021-11-02 | General Electric Company | Integrated nozzle and diaphragm with optimized internal vane thickness |
US11085374B2 (en) | 2019-12-03 | 2021-08-10 | General Electric Company | Impingement insert with spring element for hot gas path component |
FR3105291B1 (fr) * | 2019-12-20 | 2023-03-10 | Safran Aircraft Engines | Aube de soufflante ou d’helice pour une turbomachine d’aeronef et son procede de fabrication |
JP2022183695A (ja) | 2021-05-31 | 2022-12-13 | 三菱重工業株式会社 | 静翼セグメント、ガスタービン、及び静翼セグメントの製造方法 |
CN114215609B (zh) * | 2021-12-30 | 2023-07-04 | 华中科技大学 | 一种可强化冷却的叶片内冷通道及其应用 |
US11536149B1 (en) * | 2022-03-11 | 2022-12-27 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooling method and structure of vane of gas turbine |
JP7186908B1 (ja) | 2022-03-23 | 2022-12-09 | 三菱重工業株式会社 | 翼セグメント及び回転機械 |
CN114752890A (zh) * | 2022-04-19 | 2022-07-15 | 中国航发动力股份有限公司 | 用于涡轮工作叶片尾缘热障涂层局部防护的装置及方法 |
US20240011398A1 (en) * | 2022-05-02 | 2024-01-11 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Turbine component having platform cooling circuit |
US20230399959A1 (en) * | 2022-06-10 | 2023-12-14 | General Electric Company | Turbine component with heated structure to reduce thermal stress |
Family Cites Families (31)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS527482B2 (ja) * | 1972-05-08 | 1977-03-02 | ||
US3806276A (en) * | 1972-08-30 | 1974-04-23 | Gen Motors Corp | Cooled turbine blade |
US3844679A (en) * | 1973-03-28 | 1974-10-29 | Gen Electric | Pressurized serpentine cooling channel construction for open-circuit liquid cooled turbine buckets |
US4040767A (en) * | 1975-06-02 | 1977-08-09 | United Technologies Corporation | Coolable nozzle guide vane |
US4017213A (en) * | 1975-10-14 | 1977-04-12 | United Technologies Corporation | Turbomachinery vane or blade with cooled platforms |
GB1565361A (en) * | 1976-01-29 | 1980-04-16 | Rolls Royce | Blade or vane for a gas turbine engien |
JPH0756201B2 (ja) * | 1984-03-13 | 1995-06-14 | 株式会社東芝 | ガスタービン翼 |
US4968216A (en) * | 1984-10-12 | 1990-11-06 | The Boeing Company | Two-stage fluid driven turbine |
JP2862536B2 (ja) * | 1987-09-25 | 1999-03-03 | 株式会社東芝 | ガスタービンの翼 |
JPH0663442B2 (ja) * | 1989-09-04 | 1994-08-22 | 株式会社日立製作所 | タービン翼 |
US5382135A (en) * | 1992-11-24 | 1995-01-17 | United Technologies Corporation | Rotor blade with cooled integral platform |
US5344283A (en) * | 1993-01-21 | 1994-09-06 | United Technologies Corporation | Turbine vane having dedicated inner platform cooling |
US5688104A (en) * | 1993-11-24 | 1997-11-18 | United Technologies Corporation | Airfoil having expanded wall portions to accommodate film cooling holes |
US5441385A (en) * | 1993-12-13 | 1995-08-15 | Solar Turbines Incorporated | Turbine nozzle/nozzle support structure |
EP0791127B1 (en) * | 1994-11-10 | 2000-03-08 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine vane with a cooled inner shroud |
JPH08135402A (ja) * | 1994-11-11 | 1996-05-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン静翼構造 |
JPH08158803A (ja) * | 1994-12-05 | 1996-06-18 | Toshiba Corp | ガスタービン冷却動翼 |
US5593277A (en) * | 1995-06-06 | 1997-01-14 | General Electric Company | Smart turbine shroud |
US5779437A (en) * | 1996-10-31 | 1998-07-14 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Cooling passages for airfoil leading edge |
JP3316405B2 (ja) * | 1997-02-04 | 2002-08-19 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン冷却静翼 |
JP3238344B2 (ja) * | 1997-02-20 | 2001-12-10 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
JP3758792B2 (ja) | 1997-02-25 | 2006-03-22 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼のプラットフォーム冷却機構 |
JP3495554B2 (ja) * | 1997-04-24 | 2004-02-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼の冷却シュラウド |
US6092983A (en) * | 1997-05-01 | 2000-07-25 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooling stationary blade |
JP3316415B2 (ja) * | 1997-05-01 | 2002-08-19 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン冷却静翼 |
JP3897402B2 (ja) | 1997-06-13 | 2007-03-22 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼インサート挿入構造及び方法 |
JPH11125102A (ja) | 1997-10-22 | 1999-05-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン静翼 |
EP0903467B1 (en) | 1997-09-17 | 2004-07-07 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Paired stator vanes |
JP3495579B2 (ja) * | 1997-10-28 | 2004-02-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
CA2262064C (en) * | 1998-02-23 | 2002-09-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine moving blade platform |
US6190130B1 (en) * | 1998-03-03 | 2001-02-20 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine moving blade platform |
-
2000
- 2000-03-08 JP JP2000064058A patent/JP3782637B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
2001
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- 2001-03-08 US US09/800,668 patent/US6572335B2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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US11371353B2 (en) | 2017-09-19 | 2022-06-28 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Manufacturing method for turbine blade, and turbine blade |
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