JPH10231703A - Vane for gas turbine - Google Patents
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- JPH10231703A JPH10231703A JP3216697A JP3216697A JPH10231703A JP H10231703 A JPH10231703 A JP H10231703A JP 3216697 A JP3216697 A JP 3216697A JP 3216697 A JP3216697 A JP 3216697A JP H10231703 A JPH10231703 A JP H10231703A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンの翼
に係り、特に少ない冷却媒体で効率良く冷却できるよう
にしたガスタービンの翼に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine blade, and more particularly to a gas turbine blade that can be efficiently cooled with a small amount of cooling medium.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般に、ガスタービンでは、燃焼ガスに
よって駆動されるタービン自身が燃焼器へ空気を供給す
るための送風機または圧縮機を駆動する自立的駆動方式
を採用している。このため、ガスタービンの出力効率を
高める最も有効な方法は、タ一ビン入口における燃焼ガ
ス温度を高めることである。2. Description of the Related Art Generally, a gas turbine employs a self-sustaining drive system in which a turbine driven by combustion gas itself drives a blower or a compressor for supplying air to a combustor. For this reason, the most effective way to increase the output efficiency of the gas turbine is to increase the combustion gas temperature at the turbine inlet.
【０００３】しかし、この燃焼ガス温度の上限は、タ一
ビンの翼、特に第一段の動翼や静翼を構成している材料
の耐熱応力性や高温下での酸化、腐食等の耐性によって
制限される。However, the upper limit of the combustion gas temperature is limited to the heat stress resistance of the material constituting the turbine blade, particularly the material constituting the first stage moving blade and stationary blade, and the resistance to oxidation and corrosion at high temperatures. Limited by
【０００４】そこで従来は、図１０および図１１に示す
ように、翼本体を内側から空気で強制的に冷却するよう
にした翼、つまり翼本体内に蛇行型冷却流路の形成され
た翼を用いるようにしている。なお、これらの図は動翼
の一例を示すもので、図１０は翼の縦断面図を示し、図
１１は同じく翼の横断面図を示している。Therefore, conventionally, as shown in FIGS. 10 and 11, a blade forcibly cooling the blade body with air from the inside, that is, a blade having a meandering cooling flow path formed in the blade body. I use it. These figures show an example of a moving blade. FIG. 10 shows a longitudinal sectional view of the wing, and FIG. 11 shows a transverse sectional view of the wing.
【０００５】この動翼は、翼本体１と、この翼本体１を
支持する翼根部２と、プラットホーム部３とから構成さ
れている。翼根部２内と翼本体１内には、翼本体１の高
さ方向に延びる２つの冷却流路１１，１２が仕切壁１３
によって形成されており、これら冷却流路１１，１２の
翼根部２内に位置する端部は図示しない回転軸に設けら
れた冷却空気供給路に接続されている。The moving blade includes a blade body 1, a root 2 supporting the blade body 1, and a platform 3. Two cooling passages 11 and 12 extending in the height direction of the blade body 1 are formed in the blade root portion 2 and the blade body 1.
The ends of the cooling passages 11 and 12 located in the blade root 2 are connected to a cooling air supply passage provided on a rotating shaft (not shown).
【０００６】冷却流路１１は、翼根部２から翼本体１の
先端部近傍まで延びるように仕切壁１３と前縁部１４側
に設けられた仕切壁１５とによって形成された流路１６
と、仕切壁１５と前縁部１４との間に形成された空洞１
７と、仕切壁１５に複数設けられた小孔１８と、空洞１
７と前縁部１４との間に存在する前縁壁１９に複数設け
られたフィルム冷却用の噴出し孔２０と、流路１６を構
成する壁で腹側および背側の壁２１，２２に複数設けら
れたフィルム冷却用の噴出し孔２３で構成されている。The cooling channel 11 is formed by a partition wall 13 extending from the blade root 2 to the vicinity of the tip of the blade body 1 and a partition wall 15 provided on the front edge 14 side.
And the cavity 1 formed between the partition wall 15 and the front edge portion 14
7, a plurality of small holes 18 provided in the partition wall 15,
A plurality of ejection holes 20 for cooling the film provided on the front edge wall 19 existing between the front edge 7 and the front edge portion 14 and the ventral and dorsal walls 21 and 22 of the wall constituting the flow path 16. A plurality of film cooling jet holes 23 are provided.
【０００７】したがって、この冷却流路１１に供給され
た冷却空気は、翼根部２から流入し、流路１６を翼の高
さ方向に流れて先端壁付近に達し、その間に、一部が噴
出し孔２３から翼外に噴き出して翼本体１における前縁
部の腹側表面および背側表面をフィルム冷却する。ま
た、残りの冷却空気が仕切壁１５に設けられた複数の小
孔１８から空洞１７内に噴射流入して前縁壁１９に衝突
し、この前縁壁１９の内面をインピンジメント冷却し、
さらに前縁壁１９に設けられた複数の噴出し孔２０を通
過して、翼外部に流出して前縁部１４の表面をフィルム
冷却する。Therefore, the cooling air supplied to the cooling flow channel 11 flows from the blade root 2 and flows through the flow channel 16 in the height direction of the blade to reach the vicinity of the tip wall. The film is blown out of the wing from the through hole 23 to cool the front surface of the wing body 1 on the ventral surface and the dorsal surface. Further, the remaining cooling air is jetted into the cavity 17 from the plurality of small holes 18 provided in the partition wall 15 and collides with the leading edge wall 19, thereby impingement cooling the inner surface of the leading edge wall 19,
Further, it passes through a plurality of ejection holes 20 provided in the leading edge wall 19, flows out of the wing, and cools the surface of the leading edge portion 14 by film.
【０００８】この冷却流路１１の冷却性能は、主に、流
路１６における対流冷却効果と、流路１６から小孔１８
を通過して前縁壁１９の内面に噴流として衝突すること
によるインピンジメント冷却効果と、噴出し孔２０を介
して翼外に噴き出した冷却空気が翼本体１の前縁部１４
ならびに前縁部の背側，腹側に沿って流れることによる
フィルム冷却効果と、噴出し孔２３を介して翼外に噴き
出した冷却空気が翼本体１の背側，腹側に沿って流れる
ことによるフィルム冷却効果との相乗効果で与えられ
る。The cooling performance of the cooling channel 11 mainly depends on the convective cooling effect in the channel 16 and the small holes 18
And the impingement cooling effect of colliding with the inner surface of the leading edge wall 19 as a jet stream, and the cooling air blown out of the wing through the blowing hole 20 causes the leading edge portion 14 of the wing body 1 to be cooled.
In addition, the film cooling effect caused by flowing along the back side and the ventral side of the front edge portion, and the cooling air blown out of the wing through the ejection hole 23 flows along the back side and the ventral side of the wing body 1. And a synergistic effect with the film cooling effect.
【０００９】一方、冷却流路１２は、仕切壁１３と仕切
壁２４との間に形成されて翼本体１の先端壁近傍まで延
びた流路２５と、この流路２５に続いて一旦、後縁部２
６側回りにリターンしてプラットホーム部３の近くまで
延びた後に再び後縁部２６側回りにリターンして先端壁
の近傍まで延びる蛇行流路２７と、この蛇行流路２７の
最終流路部分の壁２８に複数設けられた噴出し孔２９
と、この噴出し孔２９から噴き出された冷却空気と接触
する複数のピンフィン３０を備えた冷却路３１と、蛇行
流路２７を構成する腹側の壁２１に複数設けられた噴出
し孔３２（図１１参照）とを主体にして構成されてい
る。On the other hand, the cooling channel 12 is formed between the partition wall 13 and the partition wall 24 and extends to the vicinity of the tip wall of the wing body 1. Edge 2
A meandering channel 27 that returns around the side 6 and extends near the platform 3 and then returns again around the trailing edge 26 and extends to the vicinity of the tip wall. A plurality of ejection holes 29 provided in the wall 28
A cooling passage 31 provided with a plurality of pin fins 30 which come into contact with the cooling air ejected from the ejection holes 29; and a plurality of ejection holes 32 provided in the belly-side wall 21 constituting the meandering flow path 27. (See FIG. 11).
【００１０】したがって、この冷却流路１２に導かれた
冷却空気は、流路２５内を翼根部２から翼本体１の先端
部へ向けて流れた後、後縁部２６側回りにリターンして
蛇行流路２７を流れ、壁２８に設けられた噴出し孔２９
から冷却路３１へと流れる。また、蛇行流路２７を流れ
る間に、一部が蛇行流路２７を構成する腹側の壁２１に
設けられた噴出し孔３２から翼外へと流れる。なお、図
１０中、３３は乱流促進リブを示している。Therefore, the cooling air guided to the cooling channel 12 flows through the channel 25 from the blade root 2 toward the tip of the blade body 1 and then returns around the trailing edge 26. The gas flows through the meandering flow path 27, and the ejection holes 29 provided in the wall 28 are provided.
To the cooling path 31. Further, while flowing through the meandering flow path 27, a part of the water flows out of the wing through the ejection hole 32 provided in the ventral wall 21 constituting the meandering flow path 27. In FIG. 10, reference numeral 33 denotes a turbulence promoting rib.
【００１１】この冷却流路１２の冷却性能は、蛇行流路
２７での対流冷却効果と、噴出し孔２９，３２内での対
流冷却効果と、噴出し孔３２から吹出した冷却空気が翼
の腹側外面に沿って流れることによるフィルム冷却効果
と、ピンフィン３０による対流冷却効果との相乗作用と
して与えられる。The cooling performance of the cooling passage 12 is such that the convection cooling effect in the meandering passage 27, the convection cooling effect in the ejection holes 29 and 32, and the cooling air blown out from the ejection hole 32 This is given as a synergistic effect between the film cooling effect by flowing along the ventral outer surface and the convective cooling effect by the pin fins 30.
【００１２】このような冷却構造であると、主流ガス温
度（燃焼ガス温度）が1200℃級のガスタービンの場合、
主流ガス流量の数パーセントの冷却空気量でタービン翼
の表面平均温度を850 ℃程度に保つことが可能である。With such a cooling structure, in the case of a gas turbine having a mainstream gas temperature (combustion gas temperature) of 1200 ° C. class,
It is possible to maintain the average surface temperature of turbine blades at about 850 ° C with a cooling air amount of a few percent of the mainstream gas flow rate.
【００１３】しかしながら、最近では出力効率を一層向
上させるために、主流ガス温度を1300℃〜1500℃級、も
しくはそれ以上に高めることが望まれている。このよう
な高温条件、たとえば主流ガス温度が1300℃級の条件で
従来のタービン翼を用いた場合、翼の温度を設計条件に
抑え込むことはできるが、抑え込むためには多量の冷却
空気が必要となる。すなわち、タービン用部材として使
用できる耐熱性超合金材料の限界温度は、現在のところ
800 〜900 ℃程度である。したがって、ガスタービンに
おけるタービン入り口温度を1300℃にしようとすると、
この温度は耐熱性超合金材料の限界温度を遥かに超えて
いるので、翼を強制冷却する必要がある。However, recently, in order to further improve the output efficiency, it has been desired to raise the temperature of the mainstream gas to a level of 1300 ° C. to 1500 ° C. or higher. When using conventional turbine blades under such high temperature conditions, for example, when the mainstream gas temperature is in the 1300 ° C class, the blade temperature can be suppressed to the design conditions, but a large amount of cooling air is required to suppress the temperature. Become. In other words, the limit temperature of heat-resistant superalloy materials that can be used as turbine
It is around 800-900 ° C. Therefore, when trying to set the turbine inlet temperature in a gas turbine to 1300 ° C,
Since this temperature is far above the critical temperature of the heat-resistant superalloy material, it is necessary to forcibly cool the blade.
【００１４】このような場合、圧縮機から吐出された空
気の一部で翼を冷却する空冷方式を採用するのが通例で
あるが、冷却媒体として空気を使う空冷方式は本質的に
冷却特性が低いので、ガスタービン入り口温度が1300℃
を超えるものでは、翼の冷却に必要な冷却空気流量が著
しく増大する。しかも、翼内部での対流冷却だけでは十
分な冷却効果が得られず、翼本体の表面に形成した小孔
から翼外に向けて冷却用空気を噴き出すフイルム冷却方
式を採用せざるを得ない。このフイルム冷却方式を採用
すると、噴き出された冷却空気と主流ガスとが混合する
ため、主流ガスの温度が低下する。このため、システム
全体の出力効率を著しく低下させてしまい、主流ガス温
度を上昇させた意味がなくなる。しかも、燃焼器の出口
温度をより高い温度にするための設計を余儀なくされる
ばかりか、高温度場でも低ＮＯｘ型の新たな燃焼器の開
発も要求され、そのうえ燃焼器で燃焼される空気と燃料
の増大は免れ得ない。In such a case, it is customary to adopt an air cooling system in which the blades are cooled by a part of the air discharged from the compressor. However, the air cooling system using air as a cooling medium has essentially a cooling characteristic. Low temperature, gas turbine inlet temperature 1300 ℃
Above, the cooling air flow required for cooling the blades increases significantly. In addition, a sufficient cooling effect cannot be obtained only by convection cooling inside the blade, and a film cooling method in which cooling air is blown out from small holes formed on the surface of the blade body toward the outside of the blade has to be adopted. When this film cooling method is adopted, the jetted cooling air mixes with the mainstream gas, so that the temperature of the mainstream gas decreases. For this reason, the output efficiency of the entire system is significantly reduced, and there is no point in raising the mainstream gas temperature. In addition, not only is it necessary to design the outlet temperature of the combustor to be higher, but also the development of a new low NOx type combustor is required even in a high temperature field. Fuel growth is unavoidable.
【００１５】このように、従来の冷却構造を採用したガ
スタービンの翼では十分な熱伝達が得られず、有効な対
流冷却や冷却媒体噴き出しによる冷却ができないという
問題があった。As described above, there is a problem that sufficient heat transfer cannot be obtained with the blade of the gas turbine employing the conventional cooling structure, and effective convection cooling or cooling by blowing out the cooling medium cannot be performed.
【００１６】特に、最近では、特公昭63-40244号公報や
特開平4-124414号公報に示されているように、蒸気ター
ビンとガスタービンとを併用したいわゆる複合発電シス
テムにおいて、空気に比べて比熱が約２倍と大きい蒸
気、つまり蒸気タービンで用いる蒸気の一部を冷却媒体
としてガスタービンの翼に設けられた冷却流路に通流さ
せて翼を冷却することも考えられているが、従来の冷却
構造を採用したガスタービンの翼では、効率よく翼を冷
却できないためにガスタービンの熱効率低下を招き、こ
れが原因して複合発電システム全体の熱効率の低下を招
く問題もあった。In particular, recently, as disclosed in JP-B-63-40244 and JP-A-4-124414, in a so-called combined power generation system using a steam turbine and a gas turbine together, compared with air, It is also considered that steam having a specific heat of about twice as large, that is, a part of steam used in the steam turbine is passed as a cooling medium to a cooling passage provided in a blade of the gas turbine to cool the blade. In a gas turbine blade employing a conventional cooling structure, the blade cannot be cooled efficiently, resulting in a decrease in the thermal efficiency of the gas turbine, which in turn causes a decrease in the thermal efficiency of the combined power generation system as a whole.
【００１７】[0017]
【発明が解決しようとする課題】上述の如く、従来のガ
スタービンの翼では、効率良く翼を冷却できないため、
ガスタービンの入口温度を上げてガスタービンシステム
全体の出力効率を向上させようとすると、翼の冷却に必
要な冷却媒体量の著しい増加を招き、かえって効率の低
下を招くという問題があった。また、複合発電システム
において、蒸気タービンで用いる蒸気の一部を冷却媒体
としてガスタービンの翼に設けられた冷却流路に通流さ
せて翼を冷却しようとしても、効率良く翼を冷却できな
いために複合発電システムの効率を低下させる問題もあ
った。As described above, conventional blades of gas turbines cannot efficiently cool the blades.
If an attempt is made to improve the output efficiency of the gas turbine system as a whole by increasing the inlet temperature of the gas turbine, there is a problem that the amount of cooling medium required for cooling the blades is significantly increased, and the efficiency is rather reduced. Further, in the combined power generation system, even if an attempt is made to cool the blades by passing a part of the steam used in the steam turbine as a cooling medium to the cooling flow path provided in the blades of the gas turbine, the blades cannot be cooled efficiently. There was also a problem of reducing the efficiency of the combined cycle system.
【００１８】そこで本発明は、翼内部を対流冷却するに
際して、冷却媒体の温度上昇や冷却媒体の流量不足によ
って引き起こされる冷却不足を解消することができ、冷
却媒体の通過で局所的対流冷却効果を大きくして翼冷却
効率を高めたり、あるいは局所的冷却効果をあまり大き
くとる必要のない部分では対流冷却効果を分散させるこ
と等により、翼本体を良好に冷却でき、もってシステム
全体の熱効率の向上に寄与できるとともに、多様化する
冷却媒体やガスタービン燃料の違いにも対応でき、しか
も翼面温度均一化による翼本体の長寿命化にも寄与でき
るガスタービンの翼を提供することを目的としている。Therefore, the present invention can eliminate the insufficient cooling caused by the rise in the temperature of the cooling medium and the insufficient flow rate of the cooling medium in the convective cooling of the inside of the blade. Enlarge the blade cooling efficiency, or disperse the convection cooling effect in areas where local cooling effect does not need to be very large, etc., to cool the blade body well, thereby improving the thermal efficiency of the entire system. It is an object of the present invention to provide a gas turbine blade that can contribute to diversifying differences in cooling medium and gas turbine fuel, and can also contribute to prolonging the life of the blade main body by uniformizing the blade surface temperature.
【００１９】[0019]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明は、 翼本体内に蛇行型冷却流路を設け、該
蛇行型冷却流路に冷却媒体を通流させて上記翼本体を冷
却するようにしたガスタービンの翼において、前記蛇行
型冷却流路のうちの少なくとも一つが途中で分岐して２
つ以上の蛇行型冷却流路を構成する途中分岐流路構成お
よび上記蛇行型冷却流路のうちの少なくとも二つが途中
で合流して一つの蛇行型冷却流路を構成する途中合流流
路構成の少なくとも一方の流路構成に形成されるととも
に、これら冷却流路を通流した冷却媒体の一部または全
部を回収する冷却媒体回収手段を備えていることを特徴
としている。In order to achieve the above-mentioned object, the present invention provides a meandering cooling passage in a wing body, and allows a cooling medium to flow through the meandering cooling passage. In the blade of a gas turbine configured to cool the gas turbine, at least one of the meandering cooling flow paths branches midway and
One or more of the meandering cooling passages, a middle branching passage structure, and at least two of the meandering cooling passages merge in the middle to form one meandering cooling passage. It is characterized in that it is provided with a cooling medium recovery means formed in at least one flow path configuration and recovering a part or all of the cooling medium flowing through these cooling flow paths.
【００２０】なお、前記蛇行型冷却流路に供給された前
記冷却媒体の一部を、翼面膜冷却媒体、翼先端冷却媒
体、翼後縁冷却媒体、翼プラットホーム冷却媒体、翼エ
ンドウオール冷却媒体、翼列段間シール媒体の少なくと
も一つとして用いる噴き出し手段を備えていてもよい。A part of the cooling medium supplied to the meandering cooling passage is divided into a wing surface film cooling medium, a wing tip cooling medium, a wing trailing edge cooling medium, a wing platform cooling medium, a wing endwall cooling medium, A jetting means used as at least one of the cascade-to-stage seal media may be provided.
【００２１】また、前記翼本体内には、前記蛇行型冷却
流路の途中に通じて新たな冷却媒体の供給に用いられる
通路および冷却媒体の抽気に用いられる通路の少なくと
も一方が設けられていてもよい。In the wing body, there is provided at least one of a passage for supplying a new cooling medium and a passage for bleeding the cooling medium through the meandering cooling passage. Is also good.
【００２２】また、ガスタービンケーシングに冷却媒体
捕集手段を設けた場合には、前記翼本体の先端部に前記
蛇行型冷却流路を通過した後の前記冷却媒体を上記冷却
媒体捕集手段に向けて噴き出す噴出口を設けてもよい。When the cooling medium collecting means is provided in the gas turbine casing, the cooling medium after passing through the meandering type cooling flow path at the tip of the blade body is transferred to the cooling medium collecting means. A spout that spouts out may be provided.
【００２３】また、前記翼が動翼の場合において、翼本
体の先端部近傍または翼本体の根元部近傍に形成された
前記途中分岐流路または前記途中合流流路は、冷却媒体
が半径方向外向きに流れる冷却流路では翼腹側対流伝熱
面積が翼背側対流伝熱面積より大に、冷却媒体が半径方
向内向きに流れる冷却流路では翼背側対流伝熱面積が翼
腹側対流伝熱面積より大に設定されていることが好まし
い。In the case where the blade is a moving blade, the midway branch flow path or the midway merged flow path formed near the tip of the blade body or near the root of the blade body has a cooling medium outside the radial direction. In the cooling flow channel flowing in the direction, the blade convection heat transfer area is larger than the blade back side convection heat transfer area, and in the cooling flow channel in which the cooling medium flows inward in the radial direction, the blade back side convection heat transfer area is It is preferably set to be larger than the convection heat transfer area.
【００２４】また、前記翼本体の外面および上記翼本体
の内面の少なくとも一方に熱遮蔽膜または耐食膜が施さ
れていてもよい。さらに、前記冷却媒体は、空気、不活
性ガス、水蒸気、水、水と水蒸気との気液混合流体、異
種ガスの混合流体またはこれらの混合流体のうちから選
ばれた少なくとも一種であることが好ましい。[0024] At least one of the outer surface of the wing main body and the inner surface of the wing main body may be provided with a heat shielding film or a corrosion resistant film. Further, the cooling medium is preferably at least one selected from the group consisting of air, inert gas, water vapor, water, a gas-liquid mixed fluid of water and steam, a mixed fluid of different gases, and a mixed fluid thereof. .
【００２５】本発明に係るガスタービンの翼では、翼本
体内に設けられた蛇行型冷却流路のうちの少なくとも一
つが途中で分岐して２つ以上の蛇行型冷却流路を構成す
る途中分岐流路構成および上記蛇行型冷却流路のうちの
少なくとも二つが途中で合流して一つの蛇行型冷却流路
を構成する途中合流流路構成の少なくとも一方の流路構
成に形成されている。In the blade of the gas turbine according to the present invention, at least one of the meandering cooling passages provided in the blade body branches midway to form two or more meandering cooling passages. At least two of the flow path configuration and the meandering cooling flow path are formed in at least one flow path configuration of a midway merging flow path configuration that forms a meandering cooling flow path by merging in the middle.
【００２６】したがって、途中で分岐して２つ以上の蛇
行型冷却流路を構成する蛇行型冷却流路では、分岐点よ
り上流側においては、単位流路を流れる冷却媒体の質量
流量が大きく、伝熱性能が高いが、分岐点より下流側に
おいては、逆に質量流量が小さく、伝熱性能が低い。ま
た、途中で合流して一つの蛇行型冷却流路を構成する流
路では、合流点より上流側においては、単位流路を流れ
る冷却媒体の質量流量が小さく、伝熱性能が低いが、合
流点より下流側においては、逆に質量流量が大きく、伝
熱性能が高い。したがって、翼の冷却設計条件に対応さ
せて分岐点や合流点の位置を設定することによって、翼
本体内部での対流冷却効果を適正に配分することが可能
となる。この結果として、少ない冷却媒体流量で高い冷
却性能が得られることになる。Therefore, in the meandering cooling flow path which is branched on the way to form two or more meandering cooling flow paths, the mass flow rate of the cooling medium flowing through the unit flow path is large on the upstream side of the branch point. Although the heat transfer performance is high, the mass flow rate is low and the heat transfer performance is low downstream of the branch point. In addition, in the flow path that joins in the middle to form one meandering cooling flow path, the mass flow rate of the cooling medium flowing through the unit flow path is small and the heat transfer performance is low on the upstream side of the confluence point. On the downstream side of the point, on the contrary, the mass flow rate is large and the heat transfer performance is high. Therefore, by setting the positions of the branch point and the junction point in accordance with the cooling design conditions of the blade, it is possible to appropriately distribute the convective cooling effect inside the blade body. As a result, high cooling performance can be obtained with a small cooling medium flow rate.
【００２７】また、本発明に係るガスタービンの翼で
は、基本的には冷却に用いた媒体を回収する方式を採用
しているので、冷却媒体と主流ガスとが混合することに
よって生じる弊害、すなわち主流ガスの温度が低下する
のを抑制することができ、この面からもシステム全体の
効率低下を抑制することができる。Further, the blade of the gas turbine according to the present invention basically employs a method of recovering the medium used for cooling, so that the adverse effect caused by mixing of the cooling medium and the mainstream gas, that is, A decrease in the temperature of the mainstream gas can be suppressed, and from this aspect also, a decrease in the efficiency of the entire system can be suppressed.
【００２８】[0028]
【発明の実施の形態】以下、図面を参照しながら発明の
実施形態を説明する。図１(a) には本発明の第１の実施
形態に係るガスタービンの翼、ここには本発明を動翼に
適用した例の模式的構成図が示されている。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1A is a schematic configuration diagram of a blade of a gas turbine according to a first embodiment of the present invention, in which the present invention is applied to a moving blade.
【００２９】動翼４１は、翼本体４２と、この翼本体４
２を支持する翼根部４３と、プラットホーム部４４とか
ら構成されている。翼根部４３内と翼本体４２内には、
蛇行型冷却流路４５が形成されている。この蛇行型冷却
流路４５は、翼根部４３の図中下端面中央部に位置して
いる冷却媒体供給口４６から翼本体４２の先端部近傍ま
で延びた冷却流路４７と、この冷却流路４７の翼先端部
近傍位置を分岐点４８として図１(b) にも示すように翼
本体４２の前縁側および後縁側に向けて分岐した後、翼
本体４２の先端部からプラットホーム部４４に近い位置
まで延び、再び翼本体４２の先端部近くまで延び、その
後に翼根部４３の図中下端面に位置している冷却媒体回
収口４９ａ、４９ｂまで延びた冷却流路５０ａ、５０ｂ
とで構成されている。The moving blade 41 includes a wing body 42 and the wing body 4.
2 and a platform portion 44. In the wing root 43 and the wing body 42,
A meandering cooling channel 45 is formed. The meandering cooling flow channel 45 includes a cooling flow channel 47 extending from a cooling medium supply port 46 located at the center of the lower end surface of the blade root portion 43 in the drawing to a position near the tip of the blade main body 42. As shown in FIG. 1B, the position near the blade tip of the blade body 47 is branched toward the leading edge side and the trailing edge side of the blade body 42 as shown in FIG. The cooling channels 50a, 50b extend to the vicinity of the tip of the blade body 42, and then to the coolant recovery ports 49a, 49b located at the lower end face of the blade root 43 in the drawing.
It is composed of
【００３０】なお、冷却媒体供給口４６および冷却媒体
回収口４９ａ、４９ｂは、図示しない回転軸に設けられ
た冷却媒体空気供給路および冷却媒体回収路に接続され
ている。The cooling medium supply port 46 and the cooling medium recovery ports 49a and 49b are connected to a cooling medium air supply path and a cooling medium recovery path provided on a rotating shaft (not shown).
【００３１】そして、この例では冷却媒体として空気が
用いられている。勿論、空気に代えて不活性ガス、水蒸
気、水、水と水蒸気との気液混合流体、異種ガスの混合
流体またはこれらの混合流体のうちから選ばれた少なく
とも一種を冷却媒体として用いてもよい。In this example, air is used as a cooling medium. Of course, instead of air, at least one selected from an inert gas, steam, water, a gas-liquid mixed fluid of water and steam, a mixed fluid of different gases, or a mixed fluid thereof may be used as the cooling medium. .
【００３２】このような構成であると、蛇行型冷却流路
４５において、分岐点４８より上流側では単位流路を流
れる質量流量が大きく、このため伝熱性能が高い。一
方、分岐点４８より下流側では逆に質量流量が小さく、
伝熱性能が低い。したがって、冷却設計条件に合わせて
分岐点４８の位置を設定することによって、翼内部での
対流冷却効果を適正に配分することが可能となる。この
結果、少ない冷却媒体流量で高い冷却性能を発揮させる
ことができる。With such a configuration, in the meandering cooling flow channel 45, the mass flow rate flowing through the unit flow channel upstream of the branch point 48 is large, and thus the heat transfer performance is high. On the other hand, the mass flow rate is small on the downstream side of the branch point 48,
Low heat transfer performance. Therefore, by setting the position of the branch point 48 in accordance with the cooling design conditions, it is possible to appropriately distribute the convective cooling effect inside the blade. As a result, high cooling performance can be exhibited with a small cooling medium flow rate.
【００３３】なお、図１(a) に示す例において、冷却媒
体の通流方向を逆関係、つまり冷却媒体供給口４６を冷
却媒体回収口に変更して冷却媒体回収路に接続し、冷却
媒体回収口４９ａ、４９ｂを冷却媒体供給口に変更して
冷却媒体供給路に接続すると、今までの分岐点４８は合
流点となる。なお、図中白丸印が冷却媒体供給口を表
し、白四角印が冷却媒体回収口を表している。この場
合、合流点より上流側では単位流路を流れる質量流量が
小さいため、伝熱性能が低く、また合流点より下流側で
は逆に質量流量が大きくなって伝熱特性が高くなる。In the example shown in FIG. 1 (a), the flow direction of the cooling medium is reversed, that is, the cooling medium supply port 46 is changed to the cooling medium recovery port and connected to the cooling medium recovery path. When the recovery ports 49a and 49b are changed to the cooling medium supply ports and connected to the cooling medium supply path, the branch point 48 becomes a junction. In the drawings, white circles represent cooling medium supply ports, and white squares represent cooling medium recovery ports. In this case, since the mass flow rate flowing through the unit flow path is small on the upstream side of the junction, the heat transfer performance is low. On the other hand, on the downstream side of the junction, the mass flow rate is large and the heat transfer characteristic is high.
【００３４】したがって、分岐点や合流点の位置を設定
することによって、翼内部での対流冷却効果を冷却設計
条件に合わせて適正に配分することができ、少ない冷却
媒体流量で高い冷却性能を発揮させることができる。ま
た、図１に示す例では、動翼４１の冷却に用いた冷却媒
体の全量を回収しているので、主流ガスの温度が低下す
るのを抑制することができ、システム全体の効率向上を
図ることができる。Therefore, by setting the positions of the branch points and the merging points, the convective cooling effect inside the blades can be appropriately distributed according to the cooling design conditions, and high cooling performance can be exhibited with a small cooling medium flow rate. Can be done. Further, in the example shown in FIG. 1, since the entire amount of the cooling medium used for cooling the rotor blades 41 is recovered, it is possible to suppress a decrease in the temperature of the mainstream gas, and to improve the efficiency of the entire system. be able to.
【００３５】図２(a) には本発明の第２の実施形態に係
るガスタービンの翼、ここにも本発明を動翼４１ａに適
用した例の模式的構成図が示されている。この図では、
図１と同一機能部分が同一符号で示されている。したが
って、重複する部分の詳しい説明は省略する。FIG. 2 (a) shows a schematic configuration diagram of a gas turbine blade according to a second embodiment of the present invention, in which the present invention is also applied to a moving blade 41a. In this figure,
1 are indicated by the same reference numerals. Therefore, a detailed description of the overlapping part will be omitted.
【００３６】翼根部４３内と翼本体４２内とには、蛇行
型冷却流路４５ａが形成されている。この蛇行型冷却流
路４５ａは、翼根部４３の図中下端面で前縁側に位置し
ている冷却媒体供給口４６から翼本体４２の先端部近傍
まで延び、その後に折り返してプラットホーム部４４の
近くまで延びた冷却流路５１と、この冷却流路５１の終
端部を分岐点５２として図２(b) にも示すように翼本体
４２の腹側および背側に向けて２つに分岐した後、翼本
体４２の先端部に近い位置まで延び、再び折り返してプ
ラットホーム部４４の近くまで延び、その後に翼本体４
２の先端部に近い位置まで延び、再び折り返して翼根部
４３の図中下端面で後縁部に位置している冷却媒体回収
口４９ａ、４９ｂまで延びた冷却流路５３ａ、５３ｂと
で構成されている。A meandering cooling passage 45a is formed in the blade root 43 and the blade body 42. The meandering cooling flow channel 45a extends from the cooling medium supply port 46 located on the leading edge side at the lower end surface of the blade root portion 43 in the drawing to the vicinity of the tip of the blade main body 42, and then turns back to the vicinity of the platform portion 44. The cooling flow path 51 extends to the end of the cooling flow path 51 and is branched into two at the abdomen side and the back side of the wing body 42 as shown in FIG. , Extends to a position close to the tip of the wing body 42, turns back again and extends to near the platform section 44, and then the wing body 4
2 and cooling passages 53a and 53b which are turned up again and extend to the cooling medium recovery ports 49a and 49b located at the trailing edge at the lower end surface of the blade root portion 43 in the drawing. ing.
【００３７】なお、冷却媒体供給口４６および冷却媒体
回収口４９ａ、４９ｂは、図示しない回転軸に設けられ
た冷却媒体空気供給路および冷却媒体回収路に接続され
ている。そして、この例では冷却媒体として空気が用い
られている。勿論、空気に代えて不活性ガス、水蒸気、
水、水と水蒸気との気液混合流体、異種ガスの混合流体
またはこれらの混合流体のうちから選ばれた少なくとも
一種を冷却媒体として用いてもよい。The cooling medium supply port 46 and the cooling medium recovery ports 49a and 49b are connected to a cooling medium air supply path and a cooling medium recovery path provided on a rotating shaft (not shown). In this example, air is used as a cooling medium. Of course, instead of air, inert gas, steam,
At least one selected from water, a gas-liquid mixed fluid of water and water vapor, a mixed fluid of different gases, or a mixed fluid thereof may be used as the cooling medium.
【００３８】この例に係る動翼４１ａにおいても、冷却
流路５１が途中の分岐点５２において２つの蛇行型冷却
流路５３ａ、５３ｂに分岐している。すなわち、途中分
岐流路構成を採用している。このため、図１に示した例
と同様に、分岐点５２より上流側においては、単位流路
を流れる冷却媒体の質量流量が大きく、伝熱性能が高
く、分岐点５２より下流側においては、単位流路を流れ
る冷却媒体の質量流量が小さく、伝熱性能が低い。した
がって、図１に示した例と同様に、冷却設計条件に対応
させて分岐点５２の位置を設定することによって、翼本
体内部での対流冷却効果を適正に配分することができ、
この結果として少ない冷却媒体量で翼本体４２を良好に
冷却することができる。また、この例においても冷却に
用いた冷却媒体の全量を回収しているので、冷却媒体と
主流ガスとの混合によって起こるシステム全体の効率低
下を防止することができる。Also in the moving blade 41a according to this example, the cooling passage 51 is branched into two meandering cooling passages 53a and 53b at a branch point 52 on the way. That is, an intermediate branch flow path configuration is employed. Therefore, similarly to the example shown in FIG. 1, on the upstream side of the branch point 52, the mass flow rate of the cooling medium flowing through the unit flow path is large, the heat transfer performance is high, and on the downstream side of the branch point 52, The mass flow rate of the cooling medium flowing through the unit flow path is small, and the heat transfer performance is low. Therefore, similarly to the example shown in FIG. 1, by setting the position of the branch point 52 in accordance with the cooling design condition, the convective cooling effect inside the blade body can be appropriately distributed,
As a result, the blade body 42 can be satisfactorily cooled with a small amount of cooling medium. Also in this example, since the entire amount of the cooling medium used for cooling is recovered, it is possible to prevent the efficiency of the entire system from lowering due to the mixture of the cooling medium and the mainstream gas.
【００３９】図３(a) には本発明の第３の実施形態に係
るガスタービンの翼、ここにも本発明を動翼４１ｂに適
用した例の模式的構成図が示されている。この図では、
図１および図２と同一機能部分が同一符号で示されてい
る。したがって、重複する部分の詳しい説明は省略す
る。FIG. 3 (a) shows a schematic configuration diagram of a blade of a gas turbine according to a third embodiment of the present invention, in which the present invention is also applied to a moving blade 41b. In this figure,
1 and 2 are denoted by the same reference numerals. Therefore, a detailed description of the overlapping part will be omitted.
【００４０】先に説明した各例では、翼本体４２内に途
中分岐流路構成または途中合流流路構成の冷却流路を設
けているが、この例では翼本体４２内に両方の流路構成
を採用した蛇行型冷却流路４５ｂを設けている。In each of the above-described embodiments, the cooling flow path having the branching flow path or the merging flow path is provided in the blade body 42. In this example, both of the flow path structures are provided in the blade body 42. Is provided.
【００４１】すなわち、蛇行型冷却流路４５ｂは、翼根
部４３の図中下端面で前縁側に位置している冷却媒体供
給口４６からプラットホーム部４４のやや上方位置まで
延びた冷却流路５４と、この冷却流路５４の終端部を分
岐点５５として分岐し、翼本体４２の上端部近傍まで延
びた後に折り返してプラットホーム部４４の近くまで延
びた冷却流路５６と、上述した分岐点５５から分岐し、
図３(b) に示すように一旦、翼本体４２の後縁側まで延
びた後に翼本体４２の上端部近傍まで延び、その後にプ
ラットホーム部４４の近くまで延びて合流点５７で冷却
流路５６に合流する冷却流路５８と、合流点５７から翼
本体４２の上端部近傍まで延びた後に折り返して翼根部
４３の図中下端面中央部近傍に位置している冷却媒体回
収口４９まで延びた冷却流路５９とで構成されている。That is, the meandering cooling flow channel 45b is provided with a cooling flow channel 54 extending from the cooling medium supply port 46 located on the leading edge side of the lower end surface of the blade root portion 43 in the drawing to a position slightly above the platform portion 44. The cooling flow path 56 branches off from the terminal end of the cooling flow path 54 as a branch point 55, extends near the upper end of the blade body 42, and then turns back to extend near the platform section 44. Branch,
As shown in FIG. 3 (b), once extending to the trailing edge side of the wing main body 42, extending to near the upper end of the wing main body 42, and then extending to near the platform section 44, and joining the cooling flow path 56 at a junction 57. The cooling flow path 58 that merges with the cooling fluid that extends from the junction 57 to the vicinity of the upper end of the blade main body 42 and then returns to the cooling medium recovery port 49 located near the center of the lower end surface of the blade root 43 in the drawing. And a flow path 59.
【００４２】なお、冷却媒体供給口４６および冷却媒体
回収口４９は、図示しない回転軸に設けられた冷却媒体
空気供給路および冷却媒体回収路に接続されている。そ
して、この例では冷却媒体として空気が用いられてい
る。勿論、空気に代えて不活性ガス、水蒸気、水、水と
水蒸気との気液混合流体、異種ガスの混合流体またはこ
れらの混合流体のうちから選ばれた少なくとも一種を冷
却媒体として用いてもよい。The cooling medium supply port 46 and the cooling medium recovery port 49 are connected to a cooling medium air supply path and a cooling medium recovery path provided on a rotating shaft (not shown). In this example, air is used as a cooling medium. Of course, instead of air, at least one selected from an inert gas, steam, water, a gas-liquid mixed fluid of water and steam, a mixed fluid of different gases, or a mixed fluid thereof may be used as the cooling medium. .
【００４３】このように、この例に係る動翼４１ｂで
は、翼本体４２内に途中分岐流路構成の冷却流路と、途
中合流流路構成の冷却流路との両方を設けている。先に
説明したように、途中分岐流路構成の冷却流路では、分
岐点５５より上流側においては単位流路を流れる冷却媒
体の質量流量が大きく、伝熱性能が高いが、分岐点５５
より下流側においては単位流路を流れる冷却媒体の質量
流量が小さく、伝熱性能が低い。一方、途中合流流路構
成の冷却流路では、合流点５７より上流側においては単
位流路を流れる冷却媒体の質量流量が小さく、伝熱性能
が低いが、合流点５７より下流側においては単位流路を
流れる冷却媒体の質量流量が大きく、伝熱性能が高い。
したがって、冷却設計条件に合わせて、分岐点５５およ
び合流点５７の位置を設定することによって、翼本体内
部での対流冷却効果を適正に配分することができ、この
結果として少ない冷却媒体量で翼本体４２を良好に冷却
することができる。また、この例においても冷却に用い
た冷却媒体の全量を回収しているので、冷却媒体と主流
ガスとの混合によって起こるシステム全体の効率低下を
防止することができる。As described above, in the moving blade 41b according to this example, both the cooling flow path having the middle branch flow path structure and the cooling flow path having the middle merge flow path structure are provided in the blade main body 42. As described above, in the cooling flow path having the branching flow path on the way, the mass flow rate of the cooling medium flowing through the unit flow path is large on the upstream side of the branch point 55, and the heat transfer performance is high.
On the downstream side, the mass flow rate of the cooling medium flowing through the unit flow path is small, and the heat transfer performance is low. On the other hand, in the cooling flow path having the midway merging flow path configuration, the mass flow rate of the cooling medium flowing through the unit flow path is small on the upstream side of the merging point 57, and the heat transfer performance is low. The mass flow rate of the cooling medium flowing through the flow path is large, and the heat transfer performance is high.
Therefore, by setting the positions of the branch point 55 and the merging point 57 in accordance with the cooling design conditions, the convective cooling effect inside the blade body can be properly distributed, and as a result, the blade amount can be reduced with a small amount of cooling medium. The main body 42 can be cooled well. Also in this example, since the entire amount of the cooling medium used for cooling is recovered, it is possible to prevent the efficiency of the entire system from lowering due to the mixture of the cooling medium and the mainstream gas.
【００４４】なお、この例において、冷却媒体供給口４
６を冷却媒体回収路に、また冷却媒体回収口４９を冷却
媒体供給路に切り換え接続、すなわち冷却媒体供給口４
６を冷却媒体回収口に、冷却媒体回収口４９を冷却媒体
供給口に変更することによって、分岐点と合流点とを前
述した関係とは逆関係に設定することができる。すなわ
ち、翼本体内部の冷却設計条件に合わせて冷却媒体の通
流方向を選択し、これによって翼本体内部での対流冷却
効果を適正に配分することができる。In this example, the cooling medium supply port 4
6 is connected to the cooling medium recovery path and the cooling medium recovery port 49 is connected to the cooling medium supply path.
By changing the cooling medium recovery port 6 to the cooling medium recovery port 49 and the cooling medium recovery port 49 to the cooling medium supply port, it is possible to set the branch point and the junction point in a relationship opposite to the above-described relationship. That is, the direction of flow of the cooling medium is selected in accordance with the cooling design conditions inside the blade body, whereby the convective cooling effect inside the blade body can be appropriately distributed.
【００４５】図４には本発明の第４の実施形態に係るガ
スタービンの翼、ここにも本発明を動翼４１ｃに適用し
た例の模式的構成図が示されている。この図では、図３
と同一機能部分が同一符号で示されている。したがっ
て、重複する部分の詳しい説明は省略する。FIG. 4 is a schematic structural view of a gas turbine blade according to a fourth embodiment of the present invention, in which the present invention is also applied to a moving blade 41c. In this figure, FIG.
The same functional parts as those shown in FIG. Therefore, a detailed description of the overlapping part will be omitted.
【００４６】この例に係る動翼４１ｃでは、一端側が冷
却流路５８の途中位置に通じ、他端側が翼根部４３の図
中下端面に設けられた黒丸印で示す補助供給口６１およ
び黒四角印で示す補助回収口６２に通じる関係に補助冷
却媒体供給路６３と補助冷却媒体回収路６４とを設けて
いる。なお、補助供給口６１および補助回収口６２は、
図示しない回転軸内に設けられた補助冷却媒体供給系お
よび補助冷却媒体回収系に通じている。In the moving blade 41c according to this example, one end side communicates with the middle position of the cooling flow path 58, and the other end side has an auxiliary supply port 61 indicated by a black circle and a black square provided on the lower end surface of the blade root 43 in the figure. An auxiliary cooling medium supply path 63 and an auxiliary cooling medium recovery path 64 are provided so as to communicate with the auxiliary recovery port 62 indicated by the mark. The auxiliary supply port 61 and the auxiliary collection port 62 are
It is connected to an auxiliary cooling medium supply system and an auxiliary cooling medium recovery system provided in a rotating shaft (not shown).
【００４７】したがって、この例に係る動翼４１ｃで
は、少ない冷却媒体で翼を良好に冷却することができる
とともに、冷却媒体の流量不足防止および冷却媒体の過
剰供給防止等の制御が可能となり、翼冷却をバックアッ
プすることができる。勿論、上記手法を発展させ、冷却
効果を高めるために、冷却流路内の冷却媒体を抽気する
経路を設けてもよい。Therefore, in the rotor blade 41c according to this example, it is possible to satisfactorily cool the blade with a small amount of the cooling medium, and to control the flow rate of the cooling medium and the excessive supply of the cooling medium. Cooling can be backed up. Of course, in order to develop the above method and enhance the cooling effect, a path for extracting the cooling medium in the cooling channel may be provided.
【００４８】図５には本発明の第５の実施形態に係るガ
スタービンの翼、ここにも本発明を動翼４１ｄに適用し
た例の模式的構成図が示されている。この図では、図３
と同一機能部分が同一符号で示されている。したがっ
て、重複する部分の詳しい説明は省略する。FIG. 5 is a schematic structural view of a blade of a gas turbine according to a fifth embodiment of the present invention, in which the present invention is also applied to a moving blade 41d. In this figure, FIG.
The same functional parts as those shown in FIG. Therefore, a detailed description of the overlapping part will be omitted.
【００４９】この例に係る動翼４１ｄでは、非常時等に
おいて、冷却媒体供給口４６に冷却媒体を供給するため
の非常時冷却媒体供給管６５が接続されている。この非
常時冷却媒体供給管６５は、通常供給されている冷却媒
体がストップしたときの代替冷却媒体供給に供される。
勿論、冷却媒体を置換する場合の置換媒体供給通路とし
ても使用できる。In the rotor blade 41d according to this example, an emergency cooling medium supply pipe 65 for supplying a cooling medium to the cooling medium supply port 46 in an emergency or the like is connected. The emergency cooling medium supply pipe 65 is used for supplying an alternative cooling medium when the normally supplied cooling medium stops.
Of course, it can also be used as a replacement medium supply passage when replacing the cooling medium.
【００５０】なお、この例では非常時冷却媒体供給管６
５を冷却媒体供給口４６に近接させて設けているが、こ
の位置は任意であり、タービンディスク内部でも外部で
もどこに設けても同様の効果が得られる。冷却に使用さ
れる冷却媒体の種類、供給法等によって適宜選択すれば
よい。さらに、コンバインドサイクル発電システム用ガ
スタービン翼の冷却に、蒸気サイクルで得られた蒸気を
主冷却媒体として使用する場合において、起動・停止
時、部分負荷時、緊急時等で冷却用蒸気供給が著しく困
難なときには蒸気に代えて、たとえばえば空気、水、不
活性ガス、他の蒸気機関からの蒸気、水、あるいは水と
水蒸気の気液混合媒体または異種ガスの混合媒体または
これらの混合媒体を非常時冷却媒体供給管６５を介して
供給するようにしてもよい。In this example, the emergency cooling medium supply pipe 6
5 is provided close to the cooling medium supply port 46, this position is arbitrary, and the same effect can be obtained regardless of whether it is provided inside or outside the turbine disk. What is necessary is just to select suitably according to the kind of cooling medium used for cooling, the supply method, etc. Furthermore, when the steam obtained from the steam cycle is used as the main cooling medium to cool the gas turbine blades for the combined cycle power generation system, the supply of cooling steam is remarkable during startup / shutdown, partial load, emergency, etc. When difficult, instead of steam, for example, use air, water, inert gas, steam from another steam engine, water, a gas-liquid mixed medium of water and steam, a mixed medium of different gases, or a mixed medium thereof. Alternatively, the cooling medium may be supplied through the cooling medium supply pipe 65.
【００５１】図６には本発明の第６の実施形態に係るガ
スタービンの翼、ここにも本発明を動翼４１ｅに適用し
た例の模式的構成図が示されている。この図では、図３
と同一機能部分が同一符号で示されている。したがっ
て、重複する部分の詳しい説明は省略する。FIG. 6 is a schematic structural view of a blade of a gas turbine according to a sixth embodiment of the present invention, in which the present invention is also applied to a moving blade 41e. In this figure, FIG.
The same functional parts as those shown in FIG. Therefore, a detailed description of the overlapping part will be omitted.
【００５２】この例に係る動翼４１ｅには、冷却流路内
を通流する冷却媒体に含まれる塵埃を除去する機能が付
加されている。すなわち、冷却媒体供給口４６の上流に
脱塵装置６６が設置されている。また、蛇行型冷却流路
４５ｂで分岐点５５より上流側に位置している冷却流路
５４は、翼本体４２の先端部まで延伸し、先端部に開口
６７を有した延伸通路６８に通じている。なお、延伸通
路６８の開口６７に近い部分には絞り６９が設けられて
いる。The blade 41e according to this example is provided with a function of removing dust contained in the cooling medium flowing through the cooling passage. That is, the dust removal device 66 is provided upstream of the cooling medium supply port 46. Further, the cooling flow path 54 located upstream of the branch point 55 in the meandering cooling flow path 45b extends to the tip of the blade body 42, and communicates with an extension passage 68 having an opening 67 at the tip. I have. A stop 69 is provided in a portion of the extension passage 68 near the opening 67.
【００５３】このような構造であると、蛇行型冷却流路
４５ｂを途中分岐流路構成の冷却流路と途中合流流路構
成の冷却流路との組み合わせで構成しているので、前記
各例と同様に少ない冷却媒体流量で翼本体を良好に冷却
できる。また、この例の場合には、冷却媒体中に含まれ
る介在物やスケール等を脱塵装置６６で除去できる。さ
らに、延伸通路６８内の冷却媒体に作用する遠心力で蛇
行型冷却流路４５ｂに侵入した介在物やスケール等を翼
外部の主流ガス中へ噴出させることができる。この場
合、絞り６９は噴き出し流量を調整する。このような構
成であると、冷却媒体中の介在物、スケール等が翼内部
に堆積するのを抑制することができるため長期間に亘っ
て良好な冷却性能を発揮させることができる。With such a structure, the meandering cooling flow channel 45b is constituted by a combination of a cooling flow channel having an intermediate branch flow channel and a cooling flow channel having an intermediate junction flow channel. Similarly, the blade body can be satisfactorily cooled with a small flow rate of the cooling medium. Further, in the case of this example, inclusions, scales, and the like included in the cooling medium can be removed by the dust removal device 66. Further, inclusions, scales, and the like that have entered the meandering cooling flow channel 45b can be ejected into the mainstream gas outside the blades by the centrifugal force acting on the cooling medium in the extension passage 68. In this case, the throttle 69 adjusts the blowout flow rate. With such a configuration, it is possible to suppress the inclusions, scales, and the like in the cooling medium from accumulating inside the blade, so that good cooling performance can be exhibited over a long period of time.
【００５４】図７には本発明の第７の実施形態に係るガ
スタービンの翼、ここにも本発明を動翼４１ｆに適用し
た例の模式的構成図が示されている。この図では、図１
と同一機能部分が同一符号で示されている。したがっ
て、重複する部分の詳しい説明は省略する。FIG. 7 is a schematic structural view of a gas turbine blade according to a seventh embodiment of the present invention, in which the present invention is also applied to a moving blade 41f. In this figure, FIG.
The same functional parts as those shown in FIG. Therefore, a detailed description of the overlapping part will be omitted.
【００５５】この例に係る動翼４１ｆが図１に示される
ものと異なる点は、冷却媒体の回収手段にある。すなわ
ち、この例に係る動翼４１ｆでは、途中分岐流路構成や
途中合流流路構成を組み合わせて形成された蛇行型冷却
流路４５ｃの終端部（最下流端）を翼本体４２の先端部
に設けられた噴出口７０、７１に通じさせ、これら噴出
口７０、７１を通して冷却媒体をタービンケーシング７
２側に向けて噴射させるようにしている。そして、ター
ビンケーシング７２の壁で翼本体４２の先端部に対向す
る部分に噴出口７０，７１を通して噴射された冷却媒体
を回収するための冷却媒体回収機構７３が設けられてい
る。The moving blade 41f according to this example is different from that shown in FIG. 1 in the means for collecting the cooling medium. That is, in the rotor blade 41f according to this example, the terminal end (most downstream end) of the meandering cooling flow passage 45c formed by combining the midway branch flow path configuration and the midway merge flow path configuration is provided at the tip of the blade main body 42. The cooling medium is allowed to communicate with the provided ejection ports 70 and 71, and the cooling medium is supplied to the turbine casing 7 through the ejection ports 70 and 71.
The fuel is injected toward the two sides. Further, a cooling medium recovery mechanism 73 for recovering the cooling medium injected through the injection ports 70 and 71 is provided at a portion of the wall of the turbine casing 72 facing the tip of the blade body 42.
【００５６】このような構成であると、前記各例と同様
に翼を良好に冷却できることは勿論のこと、翼内部に回
収通路を設けなくて済むため、冷却構造を簡素化でき
る。上述した各例から判るように、本発明では、翼内部
に途中分岐流路構成や途中合流流路構成を組み合わせた
蛇行型冷却流路を設けることを必須要件としている。こ
のような途中分岐流路構成の冷却流路や途中合流流路構
成の冷却流路を翼内に設ける場合、特に動翼内で翼先端
部や翼根元部に分岐点や合流点が位置するように設ける
場合には、遠心力によるコリオリ力を考慮に入れて図８
および図９に示すように流路を設けることが好ましい。With this configuration, the blades can be cooled well as in the above-described embodiments, and the cooling structure can be simplified because there is no need to provide a recovery passage inside the blades. As can be seen from the above examples, in the present invention, it is an essential requirement to provide a meandering cooling flow path combining a midway branch flow path configuration and a midway junction flow path configuration inside the blade. In the case where such a cooling flow path having a branch flow path configuration or a cooling flow path having a halfway junction flow path structure is provided in a blade, a branch point or a junction point is located particularly at a blade tip portion or a blade root portion in a moving blade. In the case of providing such a structure as shown in FIG.
It is preferable to provide a flow path as shown in FIG.
【００５７】すなわち、図８(a) は動翼４１の先端部に
合流点７４が位置するように蛇行型冷却流路４５を設け
た場合の例を示し、図８( ｂ) は動翼４１の先端部に分
岐点７５が位置するように蛇行型冷却流路４５を設けた
場合の例を示している。また、図９(a) は動翼４１の根
元部側に合流点７４が位置するように蛇行型冷却流路４
５を設けた場合の例を示し、図９( ｂ) は動翼４１の根
元部側に分岐点７５が位置するように蛇行型冷却流路４
５を設けた場合の例を示している。That is, FIG. 8A shows an example in which the meandering cooling flow channel 45 is provided so that the confluence point 74 is located at the tip of the moving blade 41, and FIG. An example is shown in which a meandering cooling channel 45 is provided such that a branch point 75 is located at the tip of the. FIG. 9 (a) shows the meandering cooling flow path 4 so that the junction 74 is located on the root side of the bucket 41.
FIG. 9 (b) shows an example of the case where the cooling water flow path 5 is provided.
5 shows an example in the case where 5 is provided.
【００５８】このように、動翼４１の先端部や根元部側
に合流点７４や分岐点７５が位置するように蛇行型冷却
流路４５を設ける場合、半径方向外向きに冷却媒体が流
れる冷却流路では、翼腹側７６の対流伝熱面積を翼背側
７７のそれより大きくし、また半径方向内向きに冷却媒
体が流れる冷却通路では翼背側７７の対流伝熱面積を翼
腹側７６のそれより大きくすることによって、遠心力場
でのコリオリ力によって半径方向外向きに冷却媒体が流
れる冷却通路では翼腹側７６に、また半径方向内向きに
冷却媒体が流れる冷却通路では翼背側７７に偏って冷却
媒体が流れるため、この部分での衝突による強制対流熱
伝達率を大きくすることができる。このため、冷却性能
を一層向上させることができる。As described above, when the meandering cooling flow path 45 is provided so that the confluence point 74 or the branch point 75 is located at the tip end or the base side of the rotor blade 41, the cooling medium in which the cooling medium flows outward in the radial direction is provided. In the flow path, the convective heat transfer area of the wing apex side 76 is made larger than that of the wing aft side 77, and in the cooling passage through which the cooling medium flows inward in the radial direction, the convective heat transfer area of the wing aft side 77 is reduced 76, the cooling medium flows radially outward due to the Coriolis force in the centrifugal force field. Since the cooling medium flows toward the side 77, the forced convection heat transfer rate due to collision at this portion can be increased. For this reason, the cooling performance can be further improved.
【００５９】なお、本発明は上述した各例に限定される
ものではなく、種々変形して実施できる。すなわち、上
述した各例では、単調な分岐および合流をなす蛇行型冷
却流路を設けているが、これは図面上での理解を容易に
するためのものであって、設計冷却条件に対応させて各
冷却流路の途中に補助分岐点や補助合流点等をきめ細か
く設けることによって、翼メタル温度の均一化と冷却流
量低減化を図ることができる。要は、蛇行型冷却流路の
うちの少なくとも一つが途中で分岐して２つ以上の蛇行
型冷却流路を構成する途中分岐流路構成および上記蛇行
型冷却流路のうちの少なくとも二つが途中で合流して一
つの蛇行型冷却流路を構成する途中合流流路構成の少な
くとも一方の流路構成に形成されていればよい。It should be noted that the present invention is not limited to the above-described examples, but can be implemented with various modifications. That is, in each of the above-described examples, the meandering cooling flow path forming a monotonous branch and merge is provided, but this is for facilitating understanding on the drawing, and is adapted to the design cooling condition. By providing an auxiliary branching point, an auxiliary joining point, and the like in the middle of each cooling flow path, uniform blade metal temperature and a reduction in cooling flow rate can be achieved. In short, at least one of the meandering cooling passages is branched in the middle to form two or more meandering cooling passages, and at least two of the meandering cooling passages are halfway. And at least one of the halfway-type cooling channel configurations that form one meandering cooling channel.
【００６０】また、上述した各例では冷却に用いた冷却
媒体のほぼ全部を回収しているが、前記蛇行型冷却流路
に供給された冷却媒体の一部を、翼面膜冷却媒体、翼先
端冷却媒体、翼後縁冷却媒体、翼プラットホーム冷却媒
体、翼エンドウオール冷却媒体、翼列段間シール媒体の
少なくとも一つとして用いる噴き出し手段を設けてもよ
い。In each of the above-described examples, almost all of the cooling medium used for cooling is recovered. However, a part of the cooling medium supplied to the meandering type cooling flow path is used as the blade surface film cooling medium and the blade tip. A jet means used as at least one of a cooling medium, a blade trailing edge cooling medium, a blade platform cooling medium, a blade endwall cooling medium, and a blade row interstage sealing medium may be provided.
【００６１】また、翼本体の外面および翼本体の内面の
少なくとも一方に熱遮蔽膜または耐食膜を施してもよ
い。翼外面に熱遮蔽膜を設けると、主流ガス側から翼メ
タルへの流人熱量低減による翼メタル温度低減化および
耐腐食酸化性を向上させることができる。また、翼本体
の内面に設けると、翼メタルから冷却媒体への流人熱量
低減による冷却媒体温度上昇抑制および耐腐食・酸化性
を向上させることができる。また、上述した各例では本
発明を動翼に適用しているが、本発明は静翼にも適用で
きることは勿論である。Further, at least one of the outer surface of the wing body and the inner surface of the wing body may be provided with a heat shielding film or a corrosion resistant film. When the heat shield film is provided on the outer surface of the blade, the temperature of the blade metal can be reduced by reducing the calorific value from the mainstream gas side to the blade metal, and the corrosion oxidation resistance can be improved. Further, when provided on the inner surface of the blade main body, it is possible to suppress a rise in the temperature of the cooling medium by reducing the amount of heat flowing from the blade metal to the cooling medium, and to improve corrosion resistance and oxidation resistance. Further, in each of the above-described examples, the present invention is applied to the moving blade, but it is needless to say that the present invention can also be applied to the stationary blade.
【００６２】[0062]
【発明の効果】以上のように、本発明によれば、翼内部
の冷却流路を分岐・合流通路で構成している。合流流路
部では単位流路を流れる質量流量が大きいので伝熱性能
が高く、また分岐流路部では逆に質量流量が小さいので
伝熱性能が低い。したがって、冷却設計条件に合わせて
合流点位置および分岐点位置を設定することにより、翼
内部での対流冷却効果を適正に配分することができる。
この結果、少ない冷却媒体流量で高い冷却性能が得られ
る。As described above, according to the present invention, the cooling passage inside the blade is constituted by the branching / merging passage. The heat transfer performance is high because the mass flow rate flowing through the unit flow path is large in the junction flow path section, and the heat transfer performance is low because the mass flow rate is low in the branch flow path section. Therefore, by setting the merging point position and the branch point position according to the cooling design conditions, the convective cooling effect inside the blade can be appropriately distributed.
As a result, high cooling performance can be obtained with a small cooling medium flow rate.
【００６３】また、本発明に係るガスタービンの翼で
は、基本的には冷却に用いた媒体を回収する方式を採用
しているので、冷却媒体と主流ガスとが混合することに
よって生じる弊害、すなわち主流ガスの温度が低下する
のを抑制することができ、この面からもシステム全体の
効率低下を抑制することができる。Further, the blade of the gas turbine according to the present invention basically employs a method of recovering the medium used for cooling, so that the adverse effect caused by mixing of the cooling medium and the mainstream gas, that is, A decrease in the temperature of the mainstream gas can be suppressed, and from this aspect also, a decrease in the efficiency of the entire system can be suppressed.
【図１】(a) は本発明の第１の実施形態に係るガスター
ビンの翼の模式的構成図で、(b) は同翼内に形成された
蛇行型冷却流路を局部的に示す図FIG. 1 (a) is a schematic configuration diagram of a gas turbine blade according to a first embodiment of the present invention, and FIG. 1 (b) locally shows a meandering cooling passage formed in the blade. Figure
【図２】(a) は本発明の第２の実施形態に係るガスター
ビンの翼の模式的構成図で、(b)は同翼内に形成された
蛇行型冷却流路を局部的に示す図FIG. 2 (a) is a schematic configuration diagram of a blade of a gas turbine according to a second embodiment of the present invention, and FIG. 2 (b) locally shows a meandering cooling passage formed in the blade. Figure
【図３】(a) は本発明の第３の実施形態に係るガスター
ビンの翼の模式的構成図で、(b) は同翼内に形成された
蛇行型冷却流路を局部的に示す図FIG. 3A is a schematic configuration diagram of a blade of a gas turbine according to a third embodiment of the present invention, and FIG. 3B locally shows a meandering cooling flow path formed in the blade. Figure
【図４】本発明の第４の実施形態に係るガスタービンの
翼の模式的構成図FIG. 4 is a schematic configuration diagram of a blade of a gas turbine according to a fourth embodiment of the present invention.
【図５】本発明の第５の実施形態に係るガスタービンの
翼の模式的構成図FIG. 5 is a schematic configuration diagram of a blade of a gas turbine according to a fifth embodiment of the present invention.
【図６】本発明の第６の実施形態に係るガスタービンの
翼の模式的構成図FIG. 6 is a schematic configuration diagram of a blade of a gas turbine according to a sixth embodiment of the present invention.
【図７】本発明の第７の実施形態に係るガスタービンの
翼の模式的構成図FIG. 7 is a schematic configuration diagram of a blade of a gas turbine according to a seventh embodiment of the present invention.
【図８】動翼の先端部に分岐点または合流点を位置させ
たときの好ましい冷却流路構成を説明するための図FIG. 8 is a view for explaining a preferable cooling flow path configuration when a branch point or a junction is located at the tip of the rotor blade.
【図９】動翼の翼根元側に分岐点または合流点を位置さ
せたときの好ましい冷却流路構成を説明するための図FIG. 9 is a view for explaining a preferable cooling flow path configuration when a branch point or a junction point is located on the blade root side of the moving blade.
【図１０】蛇行型冷却流路を持つ従来のガスタービンの
翼の縦断面図FIG. 10 is a longitudinal sectional view of a conventional gas turbine blade having a meandering cooling passage.
【図１１】同翼の横断面図FIG. 11 is a cross-sectional view of the wing.
４１，４１ａ，４１ｂ，４１ｃ，４１ｄ，４１ｅ，４１
ｆ…動翼 ４２…翼本体 ４３…翼根部 ４４…プラットホーム部 ４５，４５ａ，４５ｂ，４５ｃ…蛇行型冷却流路 ４６…冷却媒体供給口 ４７，５０ａ，５０ｂ，５１，５３ａ，５３ｂ，５４，
５６，５８，５９…冷却流路 ４８，５２，５５，７５…分岐点 ４９，４９ａ，４９ｂ…冷却媒体回収口 ５７，７４…合流点 ６１…補助供給口 ６２…補助回収口 ６３…補助冷却媒体供給路 ６４…補助冷却媒体回収路 ６５…非常時冷却媒体供給管 ６６…脱塵装置 ６８…延伸通路 ７０，７１…噴出口 ７２…タービンケーシング ７３…冷却媒体回収機構 ７６…翼腹側 ７７…翼背側41, 41a, 41b, 41c, 41d, 41e, 41
f ... rotor blade 42 ... blade body 43 ... blade root part 44 ... platform part 45, 45a, 45b, 45c ... meandering cooling channel 46 ... cooling medium supply port 47, 50a, 50b, 51, 53a, 53b, 54,
56, 58, 59 ... cooling flow paths 48, 52, 55, 75 ... branch points 49, 49a, 49b ... cooling medium recovery ports 57, 74 ... junction points 61 ... auxiliary supply ports 62 ... auxiliary recovery ports 63 ... auxiliary cooling medium Supply path 64 ... Auxiliary cooling medium recovery path 65 ... Emergency cooling medium supply pipe 66 ... Dust removal device 68 ... Extension path 70,71 ... Outlet 72 ... Turbine casing 73 ... Cooling medium recovery mechanism 76 ... Blade side 77 ... Blade Dorsal side
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 伊藤 勝康 神奈川県横浜市鶴見区末広町２丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内 (72)発明者 三角 滋 東京都港区芝浦一丁目１番１号 株式会社 東芝本社事務所内 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing on the front page (72) Katsuyasu Ito 2-4, Suehirocho, Tsurumi-ku, Yokohama-shi, Kanagawa Prefecture Inside the Toshiba Keihin Plant (72) Inventor Shigeru Triangle 1-1-1, Shibaura, Minato-ku, Tokyo Toshiba Corporation Head Office
Claims (7)
型冷却流路に冷却媒体を通流させて上記翼本体を冷却す
るようにしたガスタービンの翼において、前記蛇行型冷
却流路のうちの少なくとも一つが途中で分岐して２つ以
上の蛇行型冷却流路を構成する途中分岐流路構成および
上記蛇行型冷却流路のうちの少なくとも二つが途中で合
流して一つの蛇行型冷却流路を構成する途中合流流路構
成の少なくとも一方の流路構成に形成されるとともに、
これら冷却流路を通流した冷却媒体の一部または全部を
回収する冷却媒体回収手段を備えていることを特徴とす
るガスタービンの翼。1. A gas turbine blade, wherein a meandering cooling passage is provided in a blade body and a cooling medium is passed through the meandering cooling passage to cool the blade body. At least one of the flow paths branches midway to form two or more meandering cooling flow paths, and at least two of the meandering cooling flow paths merge midway to form one meandering cooling flow path. Along with being formed in at least one flow path configuration of the midway merging flow path configuration forming the meandering cooling flow path,
A gas turbine blade comprising a cooling medium recovery means for recovering a part or all of a cooling medium flowing through the cooling flow path.
媒体の一部を、翼面膜冷却媒体、翼先端冷却媒体、翼後
縁冷却媒体、翼プラットホーム冷却媒体、翼エンドウオ
ール冷却媒体、翼列段間シール媒体の少なくとも一つと
して用いる噴き出し手段を備えていることを特徴とする
請求項１に記載のガスタービンの翼。2. A part of the cooling medium supplied to the meandering cooling passage is divided into a wing surface film cooling medium, a wing tip cooling medium, a wing trailing edge cooling medium, a wing platform cooling medium, a wing endwall cooling medium, The blade of a gas turbine according to claim 1, further comprising a jetting means used as at least one of the blade-to-stage interstage seal media.
途中に通じて新たな冷却媒体の供給に用いられる通路お
よび冷却媒体の抽気に用いられる通路の少なくとも一方
が設けられていることを特徴とする請求項１に記載のガ
スタービンの翼。3. The wing main body is provided with at least one of a passage that is used in the middle of the meandering cooling passage and is used for supplying a new cooling medium and a passage that is used for extracting the cooling medium. The blade of a gas turbine according to claim 1, wherein:
流路を通過した後の前記冷却媒体をガスタービンケーシ
ングに設けられた冷却媒体捕集手段に向けて噴き出す噴
出口が設けられていることを特徴とする請求項１に記載
のガスタービンの翼。4. A jet port for jetting the cooling medium, which has passed through the meandering cooling flow path, toward a cooling medium collecting means provided in a gas turbine casing is provided at a tip end of the blade body. The blade of the gas turbine according to claim 1, wherein:
端部近傍または翼本体の根元部近傍に形成された前記途
中分岐流路または前記途中合流流路は、冷却媒体が半径
方向外向きに流れる冷却流路では翼腹側対流伝熱面積が
翼背側対流伝熱面積より大に、冷却媒体が半径方向内向
きに流れる冷却流路では翼背側対流伝熱面積が翼腹側対
流伝熱面積より大に設定されていることを特徴とする請
求項１に記載のガスタービンの翼。5. In the case where the blade is a moving blade, the intermediate branch flow path or the intermediate merge flow path formed near the tip of the blade main body or near the root of the blade main body has a cooling medium outside the radial direction. In the cooling flow channel flowing in the direction, the blade convection heat transfer area is larger than the blade back side convection heat transfer area, and in the cooling flow channel in which the cooling medium flows inward in the radial direction, the blade back side convection heat transfer area is The gas turbine blade according to claim 1, wherein the blade is set to be larger than a convection heat transfer area.
の少なくとも一方に熱遮蔽膜または耐食膜が施されてい
ることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンの
翼。6. The gas turbine blade according to claim 1, wherein at least one of an outer surface of the blade body and an inner surface of the blade body is provided with a heat shielding film or a corrosion resistant film.
気、水、水と水蒸気との気液混合流体、異種ガスの混合
流体またはこれらの混合流体のうちから選ばれた少なく
とも一種であることを特徴とする請求項１に記載のガス
タービンの翼。7. The cooling medium is at least one selected from the group consisting of air, inert gas, steam, water, a gas-liquid mixed fluid of water and steam, a mixed fluid of different gases, and a mixed fluid thereof. The blade of a gas turbine according to claim 1, wherein:
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3216697A JPH10231703A (en) | 1997-02-17 | 1997-02-17 | Vane for gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3216697A JPH10231703A (en) | 1997-02-17 | 1997-02-17 | Vane for gas turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10231703A true JPH10231703A (en) | 1998-09-02 |
Family
ID=12351368
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3216697A Pending JPH10231703A (en) | 1997-02-17 | 1997-02-17 | Vane for gas turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH10231703A (en) |
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-
1997
- 1997-02-17 JP JP3216697A patent/JPH10231703A/en active Pending
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