JPH11200807A - Coolant recovery type gas turbine, and its stationary blade - Google Patents
Coolant recovery type gas turbine, and its stationary bladeInfo
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- JPH11200807A JPH11200807A JP10003695A JP369598A JPH11200807A JP H11200807 A JPH11200807 A JP H11200807A JP 10003695 A JP10003695 A JP 10003695A JP 369598 A JP369598 A JP 369598A JP H11200807 A JPH11200807 A JP H11200807A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は冷媒回収型ガスター
ビンおよびその静翼の改良に係わり、特に静翼の内部に
冷却媒体が流通し、静翼が内部より冷却するように形成
されている冷媒回収型ガスタービンおよびガスタービン
静翼に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a refrigerant recovery type gas turbine and an improvement of a stationary blade thereof, and more particularly to a refrigerant in which a cooling medium flows inside the stationary blade and the stationary blade is cooled from the inside. The present invention relates to a recovery type gas turbine and a gas turbine stationary blade.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来，例えば発電プラントなどに採用さ
れているこの種のガスタービンは、一軸上にタービンと
圧縮機とが配置され、この圧縮機により圧縮された高圧
の空気を酸化剤として燃焼器内で燃料を燃焼させ、発生
した高温高圧ガスによりタービンを駆動するように形成
されている。そして、タービン軸に結合された発電機に
より電力を得るように形成されている。2. Description of the Related Art In a gas turbine of this type, which is conventionally used in, for example, a power plant, a turbine and a compressor are arranged on one shaft, and high-pressure air compressed by the compressor is used as an oxidizing agent for combustion. The fuel is burned in the vessel, and the generated high-temperature and high-pressure gas drives the turbine. And it is formed so that electric power may be obtained by a generator coupled to the turbine shaft.
【０００３】すなわち、この種のプラントは、熱エネル
ギーを機械的なエネルギーに変換し、さらにその機械的
なエネルギーを電力エネルギーに変換するように形成さ
れている。消費された燃料に対して得られる電力エネル
ギーは、当然のことながらできるだけ多い方が望まし
く、このためにはガスタービンの性能向上が重要で、ま
すますその要求が高まってきている。[0003] That is, this type of plant is configured to convert heat energy into mechanical energy, and further convert the mechanical energy into electric energy. Naturally, it is desirable that the electric energy obtained for the consumed fuel be as large as possible. For this purpose, it is important to improve the performance of the gas turbine, and the demand is increasing.
【０００４】最近においては、ガスタービンの性能向上
を図る一つの手段として、ガスタービン作動ガスの高温
高圧化が進められており、さらに最近においては、ガス
タービンの高温排気ガスを利用して蒸気を発生させ、そ
の蒸気により蒸気タービンを駆動するようになし、ガス
タービンと蒸気タービンとを含めた総合エネルギー変換
効率の向上を図るようにしたものも提案されている。[0004] Recently, as one means for improving the performance of a gas turbine, the operating temperature of a gas turbine has been increased to a high temperature and a high pressure, and more recently, steam has been generated by using the high temperature exhaust gas of the gas turbine. There is also proposed a steam turbine that generates the steam and drives the steam turbine with the steam to improve the overall energy conversion efficiency including the gas turbine and the steam turbine.
【０００５】ガスタービン作動ガスの高温化は、その高
温部に用いられる使用材料によって制限されているのが
実情である。すなわち、ガス温度に起因する熱応力に耐
え得る材料能力によって制限されると言っても過言では
ない。したがって、作動ガス温度の高温化に際しては、
材料の開発が最も重要となるが、しかしながら要望に応
じた材料が簡単に開発できるわけではなく、現在のガス
タービン，特に高温燃焼ガスに曝されるであろうタービ
ン翼などにおいては、その耐用温度を満足させるため
に、翼母体を中空構造となし、その中空部に冷却媒体を
流通させて内部から冷却する方法が一般に採られてい
る。[0005] The fact that the gas turbine working gas is heated to a high temperature is limited by the material used in the high-temperature portion. In other words, it is not an exaggeration to say that it is limited by the ability of the material to withstand the thermal stress caused by the gas temperature. Therefore, when increasing the working gas temperature,
The development of materials is of paramount importance, however, it is not always easy to develop a material that meets your needs. In today's gas turbines, especially turbine blades that will be exposed to high-temperature combustion gases, their service temperature In order to satisfy the above, a method is generally adopted in which the wing base body has a hollow structure, and a cooling medium is circulated through the hollow portion to cool the wing from the inside.
【０００６】すなわち、翼母体の内部に１つあるいは複
数の通路を形成し、これらの通路に冷却媒体、例えば冷
却空気を通過させることによって翼を内部から冷却し、
翼の温度下げるようにしている。また比較的作動ガス温
度の高いガスタービンの翼では、中空翼の表面に翼内部
から作動ガス側に連通する多数の孔を設け、この孔より
冷却空気を翼表面に噴出し冷却するフィルム冷却構造を
採用しているものもある。That is, one or a plurality of passages are formed inside the wing matrix, and a cooling medium, for example, cooling air is passed through these passages to cool the wings from the inside,
I try to lower the temperature of the wing. Also, for gas turbine blades with relatively high working gas temperature, a number of holes communicating from the inside of the blade to the working gas side are provided on the surface of the hollow blade, and cooling air is blown out from these holes to the blade surface for cooling. Some have adopted.
【０００７】これらの場合において重要なことは、ガス
タービンにおいてはこの冷却空気をガスタービンと同一
軸上に設けられている圧縮機から抽気して用いることが
多く、したがって、冷却空気の多量の消費はガスタービ
ン効率の低下をきたすことになる。よりガスタービン性
能を向上させるため、すなわち圧縮された空気を効率よ
く使用するために、翼を冷却した空気をガスタービン燃
焼器に回収して燃焼用空気に活用する、いわゆる冷却空
気回収型のガスタービンも提案されている。What is important in these cases is that, in a gas turbine, this cooling air is often extracted from a compressor provided on the same shaft as the gas turbine and is used, so that a large amount of cooling air is consumed. Will result in lower gas turbine efficiency. In order to further improve gas turbine performance, that is, to use compressed air more efficiently, so-called cooling air recovery type gas in which air cooled in blades is collected in a gas turbine combustor and used as combustion air Turbines have also been proposed.
【０００８】かかる冷却空気回収型ガスタービンに関連
する一つの例として、例えば特開平７−１８９７３８号
公報が挙げられる。ここに開示されているガスタービン
は、圧縮空気の冷却用部分を圧縮空気受入室より抽気
し、さらにファンで加圧して静翼に供給し、静翼の冷却
を行ない、この空気を空気受入室に戻す構成になってい
る。One example related to such a cooling air recovery type gas turbine is disclosed, for example, in Japanese Patent Application Laid-Open No. 7-189938. The gas turbine disclosed herein extracts a portion for cooling compressed air from a compressed air receiving chamber, further pressurizes the compressed air with a fan, supplies the compressed air to a stationary blade, cools the stationary blade, and discharges the air into the air receiving chamber. It is configured to return to.
【０００９】このように形成されている静翼の冷却構成
では、近年の作動ガス温度のさらなる高温化に対し冷却
が充分にできない恐れがある。すなわち、静翼冷却後の
冷却空気を空気受入室に回収することを可能にするため
に、圧縮空気をさらにファンにより加圧して使用してい
るので、空気温度が空気源である圧縮機出口空気温度よ
りさらに高まり、タービン翼を冷却する能力が低下し高
温ガスタービンには対応できない嫌いがある。In the cooling structure of the stationary blade formed as described above, there is a possibility that the cooling may not be sufficiently performed with respect to a further increase in the working gas temperature in recent years. In other words, the compressed air is further pressurized by a fan in order to enable the cooling air after the stationary blade cooling to be recovered in the air receiving chamber. There is a tendency that even higher than the temperature, the ability to cool the turbine blades is reduced, and the high temperature gas turbine cannot be supported.
【００１０】これらの点がみごとに解消される冷却空気
回収型ガスタービンの例として、例えば文献（EFFECTS
OF CLOSED-CIRCUIT GAS TURBINE COOLING SYSTEMS ON C
OMBIND CYCLE PERFORMANCE、ASME 94-JPGC-GT-8）に開示
されているものがある。すなわち、この例は冷却用の空
気を燃焼器の圧縮空気受入室より抽気し、この抽気した
空気を後部冷却器により冷却低温化し、さらに昇圧圧縮
機により昇圧して静翼の冷却流路に供給し、静翼を冷却
した後前記空気受入室に回収するようにしたものであ
る。As an example of a cooling air recovery type gas turbine in which these points are remarkably solved, for example, a document (EFFECTS
OF CLOSED-CIRCUIT GAS TURBINE COOLING SYSTEMS ON C
OMBIND CYCLE PERFORMANCE, ASME 94-JPGC-GT-8). That is, in this example, the cooling air is extracted from the compressed air receiving chamber of the combustor, the extracted air is cooled and cooled by the rear cooler, and further pressurized by the booster compressor and supplied to the cooling passage of the stator vane. Then, after the stationary blades are cooled, they are collected in the air receiving chamber.
【００１１】[0011]
【発明が解決しようとする課題】たしかにこのような冷
却構成であると、より低い温度の冷却空気により静翼が
冷却されることになり、翼冷却性能の向上が図られ、高
温のガスタービンであっても対応可能であるが、反面、
タービン静翼に過大な熱応力がかかり翼を破損する恐れ
がある。すなわち、一般にタービン静翼は翼の部分とタ
ービン作動ガス流路を形成する流路壁から構成される
が、高温ガスに曝される翼部と流路壁ともに冷却する必
要があり、翼部を保持する強度部材を兼ねる比較的厚み
の厚い流路壁と冷却性能を高める必要がある翼部とで
は、その接続部に大きな熱応力がかかるのである。Certainly, in such a cooling configuration, the stationary blades are cooled by lower temperature cooling air, and the blade cooling performance is improved. It is possible even if there is, but on the other hand,
Excessive thermal stress may be applied to the turbine vane to damage the vane. In other words, the turbine vane is generally composed of a blade part and a flow path wall forming a turbine working gas flow path. However, it is necessary to cool both the blade part and the flow path wall exposed to the high-temperature gas. A large thermal stress is applied to the connection between the relatively thick flow path wall that also serves as a holding strength member and the wing part that needs to improve the cooling performance.
【００１２】このようにガスタービンの高温化に対して
は、翼の冷却強化が重要であるが、この冷却強化構成
は、さらに翼強度や信頼性と調和した冷却構成にする必
要があり、この観点からこの従来の冷却空気回収型高温
ガスタービンをみてみると、近年の作動ガス温度のさら
なる高温化の要望に対し信頼性の高い冷却構成とは言い
難く、強度や信頼性と調和した冷却構成が望まれてい
た。As described above, to increase the temperature of the gas turbine, it is important to enhance the cooling of the blades. However, it is necessary to adopt a cooling configuration that is further harmonized with blade strength and reliability. Looking at this conventional cooling air recovery type high temperature gas turbine from a viewpoint, it is difficult to say that a cooling configuration with high reliability in response to recent demands for higher working gas temperature, and a cooling configuration that is in harmony with strength and reliability Was desired.
【００１３】本発明はこれに鑑みなされたもので、その
目的とするところは、強度および信頼性の向上が図ら
れ、ガスタービンの高温度化に適応した冷媒回収型のガ
スタービンを提供するにある。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the foregoing, and an object of the present invention is to provide a refrigerant recovery type gas turbine which is improved in strength and reliability and adapted to a high temperature of the gas turbine. is there.
【００１４】[0014]
【課題を解決するための手段】すなわち本発明は、燃焼
器の圧縮空気受入れ室より抽気した空気を冷却する後部
冷却器と、この後部冷却器にて冷却された空気をさらに
昇圧する昇圧圧縮機とを備え、前記昇圧圧縮機の圧縮空
気により静翼を冷却し、かつ冷却後の空気を前記燃焼器
の圧縮空気受入れ室に回収するようになした冷媒回収型
ガスタービンにおいて、前記静翼の翼母体部を前記昇圧
圧縮機の圧縮空気により冷却し、かつ静翼の翼保持部お
よび翼端部壁を、前記昇圧圧縮機の圧縮空気より高い温
度の冷却空気にて冷却するようにし所期の目的を達成す
るようにしたものである。That is, the present invention provides a rear cooler for cooling air extracted from a compressed air receiving chamber of a combustor, and a booster for further boosting the air cooled by the rear cooler. A refrigerant recovery type gas turbine configured to cool the stationary blades with the compressed air of the booster compressor and recover the cooled air in the compressed air receiving chamber of the combustor. The blade body is cooled by the compressed air of the booster compressor, and the blade holding portion and the blade tip wall of the stationary blade are cooled by cooling air having a higher temperature than the compressed air of the booster compressor. The purpose of this is to achieve.
【００１５】また本発明は、燃焼器の圧縮空気受入れ室
より抽気した空気を冷却する後部冷却器と、この後部冷
却器にて冷却された空気をさらに昇圧する昇圧圧縮機と
を備え、前記昇圧圧縮機の圧縮空気により静翼を冷却
し、かつ冷却後の空気を前記燃焼器の圧縮空気受入れ室
に回収するようになした冷媒回収型ガスタービンにおい
て、前記静翼の翼母体部を前記昇圧圧縮機の圧縮空気に
より冷却し、かつ静翼の翼保持部および翼端部壁を、前
記圧縮空気受入れ室から直接導びいた圧縮空気にて冷却
するようにしたものである。Further, the present invention includes a rear cooler for cooling air extracted from a compressed air receiving chamber of the combustor, and a booster compressor for further increasing the pressure of the air cooled by the rear cooler. In a refrigerant recovery type gas turbine in which a stationary blade is cooled by compressed air of a compressor and the cooled air is recovered in a compressed air receiving chamber of the combustor, the blade base of the stationary blade is pressurized. The compressor is cooled by compressed air, and the blade holding portion and the blade tip wall of the stationary blade are cooled by compressed air directly guided from the compressed air receiving chamber.
【００１６】また、圧縮空気を発生させる圧縮機と、こ
の圧縮機の空気排出部に連通し前記圧縮空気が流入する
空気受入れ室と、この空気受入れ室に連通し前記圧縮空
気を酸化剤として燃料を燃焼させ高温高圧ガスを発生さ
せる燃焼器と、この燃焼器からの高温高圧ガスを加速す
る静翼と、高温高圧高速ガスにより回転駆動される動翼
とを有し、前記静翼の冷却を燃焼器の圧縮空気受入れ室
より抽気した空気を冷却し、かつ昇圧した圧縮空気にて
冷却し、かつ冷却後の空気を前記空気受入れ室に回収す
るように形成されている冷媒回収型ガスタービンにおい
て、前記静翼は、内部に複数の内部冷却流路を有する翼
部と、翼部を保持し高温高圧ガス流路を形成する外周側
流路壁と内周側流路壁とを有し、前記内部冷却流路に連
通する入口孔を外周側に設け、かつ前記内部冷却流路に
連通する出口孔を内周側に設け、かかる翼部冷却流路に
前記圧縮空気受入れ室より抽気し冷却昇圧した圧縮空気
を流通させ、かつ外周側流路壁および内周側流路壁に前
記冷却昇圧した圧縮空気より高温の冷却空気を流通させ
るようにしたものである。Also, a compressor for generating compressed air, an air receiving chamber that communicates with the air discharge portion of the compressor and into which the compressed air flows, and a fuel that communicates with the air receiving chamber and uses the compressed air as an oxidant to produce a fuel A combustor that generates a high-temperature and high-pressure gas by burning the gas turbine, a stationary blade that accelerates the high-temperature and high-pressure gas from the combustor, and a moving blade that is rotationally driven by the high-temperature and high-pressure high-speed gas. In a refrigerant recovery type gas turbine configured to cool air extracted from a compressed air receiving chamber of a combustor, and to cool with pressurized compressed air, and recover the cooled air in the air receiving chamber. The stationary vane has a blade portion having a plurality of internal cooling flow paths therein, and an outer peripheral flow path wall and an inner peripheral flow path wall holding the blade section and forming a high-temperature and high-pressure gas flow path, The inlet hole communicating with the internal cooling channel is Side, and an outlet hole communicating with the internal cooling flow path is provided on the inner circumferential side, and compressed air extracted and cooled and pressurized from the compressed air receiving chamber flows through the blade cooling flow path, and the outer circumferential side flow is provided. The cooling air having a higher temperature than the compressed and pressurized compressed air flows through the road wall and the inner peripheral side flow path wall.
【００１７】また本発明は、内部に複数の内部冷却流路
を有する翼母体と、この翼母体を保持し燃焼ガス流路を
形成する外周側流路壁および内周側流路壁とを有し、前
記内部冷却流路に冷媒を流通させて翼母体を冷却し、冷
却後の冷媒を回収するようになした冷媒回収型ガスター
ビンの静翼において、前記翼母体の外周側に内部冷却流
路に連通する冷媒入口孔を設けるとともに、翼母体の内
周側に内部冷却流路に連通する冷媒出口孔を設け、かつ
前記外周側流路壁および内周側流路壁に前記内部冷却流
路とは異系統の冷媒流通路を設け、この冷媒流通路に前
記内部冷却流通路に流通する冷媒より高温の冷媒を供給
するようにしたものである。Further, the present invention has a blade base having a plurality of internal cooling flow paths therein, and an outer peripheral side flow path wall and an inner peripheral side flow path wall which hold the blade base and form a combustion gas flow path. Then, in the stationary blade of the refrigerant recovery type gas turbine configured to cool the blade body by flowing a refrigerant through the internal cooling flow path and recover the cooled refrigerant, the internal cooling flow is formed on the outer peripheral side of the blade body. A coolant inlet hole communicating with the passage, a coolant outlet hole communicating with the internal cooling flow path on the inner peripheral side of the blade body, and the internal cooling flow on the outer peripheral flow path wall and the inner peripheral flow path wall. The passage is provided with a refrigerant flow passage of a different system, and a refrigerant having a higher temperature than the refrigerant flowing through the internal cooling flow passage is supplied to the refrigerant flow passage.
【００１８】また、内部に複数の内部冷却流路を有する
翼母体と、この翼母体を保持し燃焼ガス流路を形成する
外周側流路壁および内周側流路壁とを有し、前記内部冷
却流路に冷媒を流通させて翼母体を冷却し、冷却後の冷
媒を回収するようになした冷媒回収型ガスタービンの静
翼において、前記外周側流路壁および内周側流路壁に前
記内部冷却流路とは異系統の冷却空気流通路を設けると
ともに、前記翼母体の内部でかつ前記内部冷却流路より
後縁側に、前記異系統の冷却空気流通路に連通する冷却
空気通過路を設け、前記流路壁の冷却空気流通路に、前
記内部冷却流通路に流通する冷媒より高温の冷媒を供給
し、かつこの冷却空気を前記冷却空気通過路を介して回
収するようにしたものである。The air conditioner further includes a blade body having a plurality of internal cooling flow paths therein, and an outer peripheral side flow path wall and an inner peripheral side flow path wall that hold the blade body and form a combustion gas flow path. In the stationary blade of the refrigerant recovery type gas turbine configured to cool the blade body by flowing the refrigerant through the internal cooling flow path and recover the cooled refrigerant, the outer peripheral flow path wall and the inner peripheral flow path wall A cooling air flow passage of a different system from the internal cooling flow passage, and a cooling air passage communicating with the cooling air flow passage of the different system inside the blade body and on the trailing edge side from the internal cooling flow passage. A passage is provided, a coolant having a higher temperature than the coolant flowing through the internal cooling passage is supplied to the cooling air passage of the flow path wall, and the cooling air is recovered through the cooling air passage. Things.
【００１９】すなわちこのように形成されたガスタービ
ンおよびその静翼であると、作動ガス温度の高温化に対
応したタービン翼部および静翼流路壁の冷却が可能であ
るとともに、翼母体が昇圧圧縮機の圧縮空気により冷却
され、かつ静翼の翼保持部および翼端部壁は、昇圧圧縮
機の圧縮空気より高い温度の冷却空気にて冷却するよう
に形成されていることから、翼部と静翼流路壁との温度
差を小さくでき、熱応力集中を緩和した信頼性の高いこ
の種の冷媒回収型ガスタービンを得ることができるので
ある。That is, the gas turbine and its stationary blade formed as described above can cool the turbine blade portion and the stationary blade flow path wall corresponding to the high operating gas temperature and increase the pressure of the blade base. The blade is cooled by the compressed air of the compressor, and the blade holding portion and the blade end wall of the stationary blade are formed so as to be cooled by cooling air having a higher temperature than the compressed air of the booster compressor. This makes it possible to obtain a highly reliable refrigerant recovery type gas turbine in which the temperature difference between the gas turbine and the stationary blade passage wall can be reduced, and the thermal stress concentration is reduced.
【００２０】[0020]
【発明の実施の形態】以下図示した実施例に基づいて本
発明を詳細に説明する。図１にはその冷媒回収型ガスタ
ービンが断面で示されている。まず、そのガスタービン
の構成および冷却システムの構成を説明すると、ガスタ
ービン１は、圧縮機部２、燃焼器部３およびタービン部
４の大きく分けて３つの区分で構成されている。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS The present invention will be described below in detail with reference to the illustrated embodiments. FIG. 1 shows a cross section of the refrigerant recovery type gas turbine. First, the configuration of the gas turbine and the configuration of the cooling system will be described. The gas turbine 1 is roughly divided into a compressor section 2, a combustor section 3, and a turbine section 4.
【００２１】圧縮機部２は、複数の圧縮機ディスク５と
この圧縮機ディスクにリング状に設けられた複数の圧縮
機動翼６、それに圧縮機ケーシング７の内側にリング状
に設けられた複数の圧縮機静翼８で構成されている。The compressor section 2 includes a plurality of compressor disks 5, a plurality of compressor blades 6 provided in a ring shape on the compressor disk, and a plurality of ring members provided in a compressor casing 7. It is composed of a compressor stationary blade 8.
【００２２】タービン部４は、複数のタービン・ディス
ク９とタービン・ディスクにリング状に設けられた複数
のタービン動翼１０、タービン・ケーシング１１の内側
にリング状に設けられた複数のタービン静翼１２、本願
発明の一部を成す静翼１３で構成されている。圧縮機デ
ィスク５とタービン・ディスク９とはシリンダー１４に
よって結合され、ロータ１５を構成している。The turbine section 4 includes a plurality of turbine disks 9, a plurality of turbine moving blades 10 provided in a ring shape on the turbine disk, and a plurality of turbine stationary blades provided in a ring inside a turbine casing 11. 12, a stationary blade 13 which forms a part of the present invention. The compressor disk 5 and the turbine disk 9 are connected by a cylinder 14 and constitute a rotor 15.
【００２３】ロータ１５の周囲には複数の燃焼器部３が
リング状に設置され、そしてこの燃焼器部は、圧縮機部
２に連通するリング状の空気室（圧縮空気取り入れ室）
１８、空気室１８に連通する複数の燃焼器１６と燃料噴
射器１７によって構成されている。なお、燃焼器１６の
一方端は燃焼器尾筒２５を経てタービン部４のガスパス
入口に連通している。A plurality of combustor sections 3 are installed around the rotor 15 in a ring shape. The combustor section has a ring-shaped air chamber (compressed air intake chamber) communicating with the compressor section 2.
The fuel cell system includes a plurality of combustors 16 and a fuel injector 17 communicating with the air chamber 18. Note that one end of the combustor 16 communicates with a gas path inlet of the turbine unit 4 via a combustor transition piece 25.
【００２４】図中の符号２０は燃焼器部３の空気室１８
より圧縮空気の一部を導き出す配管であり、２１はかか
る空気を冷却する後部冷却器、２２は昇圧圧縮機、２３
は冷却空気をガスタービンに導く配管、２４はタービン
部４内においてかかる冷却空気をタービン静翼１３に供
給する配管である。The reference numeral 20 in the figure denotes the air chamber 18 of the combustor section 3.
A pipe for drawing out a part of the compressed air is provided, 21 is a rear cooler for cooling such air, 22 is a boost compressor, 23
Is a pipe for guiding the cooling air to the gas turbine, and 24 is a pipe for supplying the cooling air to the turbine vanes 13 in the turbine section 4.
【００２５】次に、このタービン部を図２に基づきもう
少し詳しく説明すると、この図は、図１におけるＡ部、
すなわちタービン静翼１３の周囲を拡大して示したもの
である。この図において３４はタービン静翼１３の翼部
（翼母体）、３５は外周側流路壁（翼保持部）、３６は
内周側流路壁（翼端部壁）である。さらに２６はガスタ
ービン・ケーシングの内側に設置された外リテーナリン
グ、２７は内リテーナリングである。Next, the turbine section will be described in more detail with reference to FIG. 2. FIG.
That is, the periphery of the turbine vane 13 is shown in an enlarged manner. In this figure, reference numeral 34 denotes a blade portion (blade base) of the turbine stationary blade 13, reference numeral 35 denotes an outer peripheral side flow path wall (blade holding portion), and reference numeral 36 denotes an inner peripheral side flow path wall (wing end wall). 26 is an outer retainer ring installed inside the gas turbine casing, and 27 is an inner retainer ring.
【００２６】タービン静翼１３は、その外周側端部に設
けられているフック３１、３２が外リテーナリング２６
に架けられ、内周側端部に設けられている鍔３３が内リ
テーナリング２７で保持され固定される。しかして、タ
ービン静翼１３は燃焼器尾筒２５と作動ガスの流路パス
を形成する。The hooks 31, 32 provided on the outer peripheral end of the turbine stationary blade 13 have outer retainer rings 26.
And a flange 33 provided at the inner peripheral end is held and fixed by the inner retainer ring 27. Thus, the turbine vane 13 forms a flow path for the working gas with the combustor transition piece 25.
【００２７】図３および図４により、タービン静翼１３
の詳細構造を説明する。図３はタービン静翼１３の縦断
面図、図４は図３の断面，すなわちタービン静翼１３の
横断面が示されている。これらの図において、４１は静
翼１３の外周側流路壁３５の外周側に一体構造で設けら
れた隔壁であり、外周側流路壁３５と囲まれたキャビテ
ィ４２を形成し、配管２４と接続されている。3 and 4, the turbine stationary blade 13
Will be described in detail. FIG. 3 is a longitudinal sectional view of the turbine vane 13, and FIG. 4 is a sectional view of FIG. In these figures, reference numeral 41 denotes a partition wall provided as an integral structure on the outer peripheral side of the outer peripheral side flow path wall 35 of the stationary blade 13, and forms a cavity 42 surrounded by the outer peripheral side flow path wall 35, and It is connected.
【００２８】３７は、外周側流路壁３５の外周側に設け
られたプレートであり、このプレートには複数の小孔３
９が開けられている。外周側流路壁３５には、その外周
側から内周側、すなわち作動ガスパス流路側に連通する
複数の孔５１が設けられている。３８は内周側流路壁３
６の内周側に設けられたプレートであり、プレート３８
には複数の小孔４０が開けられている。内周側流路壁３
６には、その内周側から外周側、すなわち作動ガスパス
流路側に連通する複数の孔５２が設けられている。Reference numeral 37 denotes a plate provided on the outer peripheral side of the outer peripheral flow path wall 35, and this plate has a plurality of small holes 3
9 is open. The outer peripheral flow path wall 35 is provided with a plurality of holes 51 communicating from the outer peripheral side to the inner peripheral side, that is, the working gas path flow path side. 38 is the inner peripheral side flow path wall 3
6 is a plate provided on the inner peripheral side of
Is provided with a plurality of small holes 40. Inner circumferential channel wall 3
6 is provided with a plurality of holes 52 communicating from the inner peripheral side to the outer peripheral side, that is, the working gas path flow path side.
【００２９】４９は、内周側流路壁３６のプレート３８
の内周側に、内周側流路壁３６と鍔３３との間に設けた
仕切り板であり、この仕切り板４９の外周側はプレート
３８との間にキャビティ５０が設けられている。しかし
て仕切り板４９はキャビティ５０と、静翼１３，動翼１
０との間隙７７とを分離する役目をする。Reference numeral 49 denotes a plate 38 of the inner peripheral side flow path wall 36.
Is a partition plate provided between the inner peripheral side flow path wall 36 and the flange 33 on the inner peripheral side. A cavity 50 is provided between the partition plate 49 and the plate 38 on the outer peripheral side. Thus, the partition plate 49 includes the cavity 50, the stationary blade 13, and the moving blade 1.
It serves to separate the gap 77 from zero.
【００３０】翼部３４は中空構造であり、複数の仕切り
壁４５ａ、４５ｂ、…により複数の冷却流路４６ａ、４
６ｂ、…、および冷却流路４７に仕切られる。複数の冷
却流路４６ａ、４６ｂ、…、４７は、複数の冷却流路パ
スを構成する。例えば図３の実施例では、翼前縁側の第
１流路４６ａ、第２流路４６ｂ、…によりサーペンタイ
ン状の第１パスを構成し、その一端となる第１流路４６
ａの入口孔５３はキャビティ４２に連通し、他の一端と
なる出口孔５４はキャビティ５０に連通する。第２のパ
スは後縁側の冷却流路４７の単独流路で構成し、入口孔
５５はキャビティ４２に、出口孔５６はキャビティ５０
に連通する。The wing portion 34 has a hollow structure, and includes a plurality of cooling passages 46a, 4a by a plurality of partition walls 45a, 45b,.
6b,... And the cooling channel 47. The plurality of cooling channels 46a, 46b,..., 47 constitute a plurality of cooling channel paths. For example, in the embodiment of FIG. 3, the first flow path 46a, the second flow path 46b,... On the blade leading edge side form a serpentine-like first path, and the first flow path 46 which is one end thereof.
The inlet hole 53a communicates with the cavity 42, and the outlet hole 54, which is the other end, communicates with the cavity 50. The second path is composed of a single flow path of the cooling flow path 47 on the trailing edge side, the inlet hole 55 is in the cavity 42, and the outlet hole 56 is in the cavity 50.
Communicate with
【００３１】本例では二つ冷却パスを有する構成を示し
たが、冷却流路数、流路パスの構成はガスタービンの規
模、冷却翼の大きさ、翼冷却設計の思想により異なる
が、少なくとも翼後縁の冷却流路は本例のごとく単独冷
却流路による貫流型の流路パスを構成するのが良い。In this embodiment, the configuration having two cooling paths is shown, but the number of cooling flow paths and the configuration of the flow path differ depending on the scale of the gas turbine, the size of the cooling blades, and the concept of blade cooling design. It is preferable that the cooling flow path at the trailing edge of the blade constitutes a once-through flow path formed by a single cooling flow path as in this example.
【００３２】冷却流路４６ａ、４６ｂ、…、４７の冷却
面５７ａ、５７ｂ、…には翼冷却性能向上を目的にした
乱流促進リブ４８ａ、４８ｂ、…を翼部３４と一体構造
に設けられる。乱流促進リブ４８ａ、４８ｂ、…の形状
は、冷却空気流に対して直交した構造、傾斜した構造な
どが考えられ、またこの乱流促進リブの代わりにピンフ
ィン構造を用いるようにしても良い。The cooling surfaces 57a, 57b,... Of the cooling channels 46a, 46b,... 47 are provided with turbulence promoting ribs 48a, 48b,. . The shape of the turbulence promoting ribs 48a, 48b,... May be a structure orthogonal to the cooling air flow, an inclined structure, or the like. A pin fin structure may be used instead of the turbulence promoting ribs.
【００３３】次に、図１に戻りガスタービンの作動を説
明すると、圧縮機部２では大気空気を吸込み高圧力に圧
縮して燃焼器部３の空気室１８に送り込む。かかる圧縮
空気の多くは燃焼器１６に導かれ、燃料噴射器１７から
吹き出だされる燃料の酸化剤として作用して燃焼させ、
発生する高温高圧ガスをタービン部４に供給してタービ
ンを駆動する。高温燃焼ガスに曝されるタービン静翼１
２および動翼１０は、従来同様、圧縮機の中間段の抽気
管１９より抽気した抽気空気、あるいは空気室１８の圧
縮機吐出空気の一部を抽気して冷却される。Returning to FIG. 1, the operation of the gas turbine will be described. At the compressor section 2, atmospheric air is sucked and compressed to a high pressure and sent to the air chamber 18 of the combustor section 3. Most of the compressed air is guided to the combustor 16 and acts as an oxidant for the fuel blown out from the fuel injector 17 and burns.
The generated high-temperature and high-pressure gas is supplied to the turbine unit 4 to drive the turbine. Turbine stationary blade 1 exposed to high-temperature combustion gas
As in the prior art, the blades 2 and the moving blades 10 are cooled by extracting the extracted air extracted from the extraction tube 19 at the intermediate stage of the compressor or a part of the compressor discharge air from the air chamber 18.
【００３４】次に前述のように形成されたガスタービン
の作用を、図１、図２、図３および図４を用いて説明す
る。まず、燃焼器部３の空気室１８より圧縮空気の一部
を配管２０を経てガスタービン外に導き出し、後部冷却
器２１で冷却してその温度を下げ、昇圧圧縮機２２によ
りその圧力を高め、配管２３でタービン部４に供給す
る。Next, the operation of the gas turbine formed as described above will be described with reference to FIGS. 1, 2, 3 and 4. First, a part of the compressed air is led out of the gas turbine from the air chamber 18 of the combustor unit 3 through the pipe 20, cooled by the rear cooler 21 to lower its temperature, and increased in pressure by the boost compressor 22. The gas is supplied to the turbine unit 4 via a pipe 23.
【００３５】タービン部４では、タービン・ケーシング
１１を通して燃焼器空気室１８内の冷却空気供給管２４
を経由し、タービン静翼１３のキャビティ４２に冷却空
気６１を供給する。タービン静翼１３内では、冷却空気
の一部６５が入口孔５３を経てキャビティ４２より第１
冷却パス（すなわち冷却流路４６ａ、４６ｂ、…）に、
他の一部６６は入口孔５５を経て第２冷却パス（すなわ
ち冷却流路４７）に供給し、翼部３４を冷却する。In the turbine section 4, the cooling air supply pipe 24 in the combustor air chamber 18 passes through the turbine casing 11.
, The cooling air 61 is supplied to the cavity 42 of the turbine stationary blade 13. In the turbine stationary blade 13, a part 65 of the cooling air passes through the inlet hole 53 from the cavity 42 to the first position.
In the cooling path (that is, the cooling channels 46a, 46b, ...),
The other part 66 is supplied to the second cooling path (that is, the cooling channel 47) via the inlet hole 55, and cools the wing portion 34.
【００３６】翼部３４を冷却した空気は熱を吸収するこ
とにより温度が上昇し、第１冷却パスの出口孔５４およ
び第２冷却パスの出口孔５６よりキャビティ５０に排出
される。キャビティ５０の空気６２は、キャビティ開口
部５８より燃焼器部３の空気室１８に導かれ回収され
る。この空気は圧縮機の吐出空気と混合し、その一部の
空気は再び配管２０より導き出されて前記説明のごとく
翼冷却に寄与するが、大部分の空気は燃焼器に供給され
て燃焼用空気として作用し、タービン駆動用ガスとな
る。The temperature of the air that has cooled the wing portion 34 rises by absorbing heat, and is discharged into the cavity 50 through the outlet hole 54 of the first cooling path and the outlet hole 56 of the second cooling path. The air 62 in the cavity 50 is guided from the cavity opening 58 to the air chamber 18 of the combustor unit 3 and collected. This air mixes with the discharge air of the compressor, and a part of the air is again led out from the pipe 20 and contributes to the blade cooling as described above. However, most of the air is supplied to the combustor and the combustion air And becomes a gas for driving the turbine.
【００３７】なお、仕切板４９により空気室１８と、タ
ービン静翼１３とタービン動翼１０との間隙７７とは仕
切られ、空気室１８と間隙７７とは分離される。したが
って、空気室１８の圧縮機吐出空気あるいは翼部３４を
冷却した回収空気６２が間隙７７よりガスパス中に放出
されることはない。The air chamber 18 and the gap 77 between the turbine vane 13 and the turbine blade 10 are partitioned by the partition plate 49, and the air chamber 18 and the gap 77 are separated. Therefore, the compressed air discharged from the compressor of the air chamber 18 or the recovered air 62 that has cooled the wings 34 is not released from the gap 77 into the gas path.
【００３８】タービン静翼１３の外周側流路壁３５の冷
却は次のようにして行われる。すなわち、空気室１８か
ら圧縮空気の一部６３はタービン静翼１３の外周側に導
かれ、プレート３７の小孔３９より外周側流路壁３５の
冷却壁７３に噴射して内側から冷却し、さらに孔５１よ
り外周側流路壁３５の作動ガス側に排出し、作動高温ガ
スに対して流路壁を空気で被い、作動ガスからの入熱を
緩和させる。The cooling of the outer peripheral side flow path wall 35 of the turbine stationary blade 13 is performed as follows. That is, a part 63 of the compressed air is guided from the air chamber 18 to the outer peripheral side of the turbine vane 13 and is injected from the small hole 39 of the plate 37 to the cooling wall 73 of the outer peripheral side wall 35 to be cooled from the inside. Further, the gas is exhausted from the hole 51 to the working gas side of the outer peripheral side flow path wall 35, and the flow path wall is covered with air with respect to the high-temperature working gas, thereby reducing heat input from the working gas.
【００３９】一方内周側流路壁３６の冷却方法は空気室
１８から圧縮空気の一部６４をタービン静翼１３の内周
側に導き、プレート３８の小孔４０より内周側流路壁３
６の冷却壁７４に噴射して内側から冷却し、さらに孔５
２より内周側流路壁３６の作動ガス側に排出し、作動高
温ガスに対して流路壁を空気で被い、作動ガスからの入
熱を緩和させる。なお、タービン静翼内周側における回
収空気６２と圧縮機の吐出空気の一部６４とは混合する
が、その混合空気により内周側流路壁３６を冷却しても
良い。On the other hand, the cooling method of the inner peripheral flow path wall 36 is to guide a part 64 of the compressed air from the air chamber 18 to the inner peripheral side of the turbine vane 13, and to pass through the small hole 40 of the plate 38 to the inner peripheral flow path wall. 3
6 is sprayed onto the cooling wall 74 to cool from the inside, and
2, the exhaust gas is discharged to the working gas side of the inner peripheral side flow path wall 36, and the flow path wall is covered with air with respect to the working high temperature gas, thereby reducing the heat input from the working gas. Although the recovered air 62 on the inner circumferential side of the turbine vane and a part 64 of the discharge air from the compressor are mixed, the inner circumferential flow path wall 36 may be cooled by the mixed air.
【００４０】以上説明してきたようにこのように形成さ
れた冷媒回収型ガスタービンであると、圧縮機の吐出空
気の一部を後部冷却器２１と昇圧圧縮機２２により低温
高圧化し、それらによりタービン静翼の翼部の冷却効果
を高めるとともに翼部３４を冷却した空気を燃焼器に回
収することを可能にし、さらに静翼外周側流路壁３５お
よび内周側流路壁３６は比較的温度の高い圧縮機の吐出
空気により冷却することにより翼部と静翼流路壁との温
度差を小さくすることができ、したがって作動ガス温度
の高温化に対応したタービン翼部および静翼流路壁の冷
却が可能であるとともに、翼部と静翼流路壁との温度差
を小さくできることにより、熱応力集中を緩和した信頼
性の高い高温ガスタービンを得ることができるのであ
る。As described above, in the refrigerant recovery type gas turbine formed as described above, a part of the discharge air of the compressor is made low-temperature and high-pressure by the rear cooler 21 and the booster compressor 22. The cooling effect of the vanes of the vanes is enhanced, and the air that has cooled the vanes 34 can be collected in the combustor. Further, the outer peripheral side flow path wall 35 and the inner peripheral side flow path wall 36 have a relatively high temperature. Cooling by the discharge air of the high-pressure compressor, it is possible to reduce the temperature difference between the blade section and the vane flow path wall, and therefore, the turbine blade section and the vane flow path wall corresponding to a high working gas temperature. And the temperature difference between the blade portion and the stationary blade channel wall can be reduced, so that a highly reliable high-temperature gas turbine with reduced thermal stress concentration can be obtained.
【００４１】さらに、タービン静翼が、少なくとも二つ
以上の冷却空気流路パス構成の中空翼に形成され、かつ
その冷却空気流路のうち翼後縁側の少なくとも一つの流
路パスを静翼外周側から内周側に貫流する冷却流路とな
し、静翼外周側に冷却空気を供給し内周側から回収する
ようにし冷却空気量を確保することができることによ
り、翼後縁の冷却効果が上がり高温ガスタービンへの対
応が可能とになるのである。Further, the turbine vane is formed as a hollow vane having at least two or more cooling air flow path paths, and at least one flow path on the trailing edge side of the cooling air flow path is formed on the outer periphery of the vane. A cooling flow path that flows from the side to the inner peripheral side is provided, and cooling air is supplied to the outer peripheral side of the stationary blade and collected from the inner peripheral side, and the amount of cooling air can be secured, so the cooling effect of the trailing edge of the blade is improved. This makes it possible to handle high temperature gas turbines.
【００４２】[0042]
【発明の効果】以上説明してきたように本発明によれ
ば、静翼の翼母体部は昇圧された圧縮空気により冷却さ
れ、かつ静翼の翼保持部および翼端部壁は、前記圧縮空
気より高い温度の冷却空気にて冷却されるので、翼部と
静翼流路壁との温度差に基づく熱応力集中は緩和され強
度および信頼性の向上が図られ、高温度化に適応したこ
の種の冷媒回収型ガスタービンを得ることができる。As described above, according to the present invention, the blade base portion of the stationary blade is cooled by the compressed air that has been pressurized, and the blade holding portion and the blade end wall of the stationary blade are compressed by the compressed air. Cooling with cooling air at a higher temperature, thermal stress concentration based on the temperature difference between the blade section and the stator blade flow path is alleviated, and the strength and reliability are improved. A kind of refrigerant recovery type gas turbine can be obtained.
【図１】本発明の冷媒回収型ガスタービンの一実施例を
示す縦断側面図である。FIG. 1 is a longitudinal sectional side view showing one embodiment of a refrigerant recovery type gas turbine of the present invention.
【図２】図１のＡ枠部の拡大断面図である。FIG. 2 is an enlarged sectional view of an A-frame portion of FIG.
【図３】本発明の冷媒回収型ガスタービン静翼の縦断側
面図である。FIG. 3 is a vertical sectional side view of the refrigerant recovery gas turbine stationary blade of the present invention.
【図４】図３のＢ−Ｂ線に沿う断面図である。FIG. 4 is a sectional view taken along line BB of FIG. 3;
１…ガスタービン、２…圧縮機部、３…燃焼器部、４…
タービン部、５…圧縮機ディスク、６…圧縮機動翼、９
…タービン・ディスク、１０…タービン動翼、１１…タ
ービン・ケーシング、１２…タービン静翼、１３…ター
ビン静翼、１４…シリンダー、１５…ロータ、１６…燃
焼器、１７…燃料噴射器、１８…空気室、１９…抽気
管、２０…配管、２１…後部冷却器、２２…昇圧圧縮
機、２３…配管、２４…配管、２５…燃焼器尾筒、２６
…外リテーナリング、２７…内リテーナリング、３１，
３２…フック、３３…鍔、３４…翼部、３５…外周側流
路壁、３６…内周側流路壁、３７…プレート、３８…プ
レート、３９…小孔、４０…小孔、４１…隔壁、４２…
キャビティ、４３…小室、４４…小室、４５ａ，４５ｂ
…仕切り壁、４６ａ，４６ｂ…冷却流路、４７…冷却流
路、４８ａ，４８ｂ…乱流促進リブ、４９…仕切り板、
５０…キャビティ、５１…孔、５２…孔、５３…入口
孔、５４…出口孔、５５…入口孔、５６…出口孔、５７
ａ，５７ｂ…冷却面、５８…出口部、６１…冷却空気、
６２…回収空気、６３…圧縮空気の一部、６４…圧縮空
気の一部、６５…冷却空気の一部、６６…冷却空気の他
一部、６７…排出空気、６８…排出空気、６９…空気フ
ィルム流、７０…空気フィルム流、７１…噴流、７２…
噴流、７３…冷却壁、７４…冷却壁、７５…ガスパス
面、７６…ガスパス面、７７…間隙。DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Gas turbine, 2 ... Compressor part, 3 ... Combustor part, 4 ...
Turbine section, 5: compressor disk, 6: compressor rotor blade, 9
... turbine disk, 10 ... turbine blade, 11 ... turbine casing, 12 ... turbine vane, 13 ... turbine vane, 14 ... cylinder, 15 ... rotor, 16 ... combustor, 17 ... fuel injector, 18 ... Air chamber, 19: Bleed pipe, 20: Piping, 21: Rear cooler, 22: Boost compressor, 23: Piping, 24: Piping, 25: Combustor transition piece, 26
… Outer retainer ring, 27… inner retainer ring, 31,
Reference numeral 32: hook, 33: flange, 34: wing, 35: outer peripheral channel wall, 36: inner peripheral channel wall, 37: plate, 38: plate, 39: small hole, 40: small hole, 41 ... Partition walls, 42 ...
Cavity, 43 ... small chamber, 44 ... small chamber, 45a, 45b
... partition walls, 46a, 46b ... cooling channels, 47 ... cooling channels, 48a, 48b ... turbulence promoting ribs, 49 ... partition plates,
50: cavity, 51: hole, 52: hole, 53: inlet hole, 54: outlet hole, 55: inlet hole, 56: outlet hole, 57
a, 57b: cooling surface, 58: outlet, 61: cooling air,
62 ... recovered air, 63 ... part of compressed air, 64 ... part of compressed air, 65 ... part of cooling air, 66 ... other part of cooling air, 67 ... discharged air, 68 ... discharged air, 69 ... Air film flow, 70: Air film flow, 71: Jet, 72 ...
Jet, 73: cooling wall, 74: cooling wall, 75: gas path surface, 76: gas path surface, 77: gap.
Claims (6)
空気を冷却する後部冷却器と、この後部冷却器にて冷却
された空気をさらに昇圧する昇圧圧縮機とを備え、前記
昇圧圧縮機の圧縮空気により静翼を冷却し、かつ冷却後
の空気を前記燃焼器の圧縮空気受入れ室に回収するよう
になした冷媒回収型ガスタービンにおいて、 前記静翼の翼母体部を前記昇圧圧縮機の圧縮空気により
冷却し、かつ静翼の翼保持部および翼端部壁を、前記昇
圧圧縮機の圧縮空気より高い温度の冷却空気にて冷却す
るようにしたことを特徴とする冷媒回収型ガスタービ
ン。1. A rear cooler for cooling air extracted from a compressed air receiving chamber of a combustor, and a boost compressor for further increasing the pressure of the air cooled by the rear cooler. In a refrigerant recovery type gas turbine configured to cool a stationary blade by compressed air and recover cooled air to a compressed air receiving chamber of the combustor, a blade base portion of the stationary blade is provided by the booster compressor. A refrigerant recovery type gas turbine characterized by cooling with compressed air, and cooling a blade holding portion and a blade end wall of a stationary blade with cooling air having a higher temperature than the compressed air of the booster compressor. .
空気を冷却する後部冷却器と、この後部冷却器にて冷却
された空気をさらに昇圧する昇圧圧縮機とを備え、前記
昇圧圧縮機の圧縮空気により静翼を冷却し、かつ冷却後
の空気を前記燃焼器の圧縮空気受入れ室に回収するよう
になした冷媒回収型ガスタービンにおいて、 前記静翼の翼母体部を前記昇圧圧縮機の圧縮空気により
冷却し、かつ静翼の翼保持部および翼端部壁を、前記圧
縮空気受入れ室から直接導びいた圧縮空気にて冷却する
ようにしたことを特徴とする冷媒回収型ガスタービン。2. A compressor according to claim 1, further comprising a rear cooler for cooling air extracted from a compressed air receiving chamber of the combustor, and a booster for further increasing the pressure of the air cooled by the rear cooler. In a refrigerant recovery type gas turbine configured to cool a stationary blade by compressed air and recover cooled air to a compressed air receiving chamber of the combustor, a blade base portion of the stationary blade is provided by the booster compressor. A refrigerant recovery type gas turbine, wherein cooling is performed by compressed air, and a blade holding portion and a blade end wall of a stationary blade are cooled by compressed air directly guided from the compressed air receiving chamber.
空気は、静翼の外周側から供給され、内周側から燃焼器
の圧縮空気受入れ室に回収されるものである請求項１ま
たは２記載の冷媒回収型ガスタービン。3. The compressed air of the booster compressor supplied to the stationary blade is supplied from an outer peripheral side of the stationary blade, and is recovered from an inner peripheral side into a compressed air receiving chamber of a combustor. Or a refrigerant recovery type gas turbine according to 2.
縮機の空気排出部に連通し前記圧縮空気が流入する空気
受入れ室と、この空気受入れ室に連通し前記圧縮空気を
酸化剤として燃料を燃焼させ高温高圧ガスを発生させる
燃焼器と、この燃焼器からの高温高圧ガスを加速する静
翼と、高温高圧高速ガスにより回転駆動される動翼とを
有し、前記静翼の冷却を燃焼器の圧縮空気受入れ室より
抽気した空気を冷却し、かつ昇圧した圧縮空気にて冷却
し、かつ冷却後の空気を前記空気受入れ室に回収するよ
うに形成されている冷媒回収型ガスタービンにおいて、 前記静翼は、内部に複数の内部冷却流路を有する翼部
と、翼部を保持し高温高圧ガス流路を形成する外周側流
路壁と内周側流路壁とを有し、前記内部冷却流路に連通
する入口孔を外周側に設け、かつ前記内部冷却流路に連
通する出口孔を内周側に設け、かかる翼部冷却流路に前
記圧縮空気受入れ室より抽気し冷却昇圧した圧縮空気を
流通させ、かつ外周側流路壁および内周側流路壁に前記
冷却昇圧した圧縮空気より高温の冷却空気を流通させる
ようにしたことを特徴とする冷媒回収型ガスタービン。4. A compressor that generates compressed air, an air receiving chamber that communicates with an air discharge portion of the compressor, and into which the compressed air flows, and a fuel that communicates with the air receiving chamber and uses the compressed air as an oxidizing agent. A combustor that generates a high-temperature and high-pressure gas by burning the gas turbine, a stationary blade that accelerates the high-temperature and high-pressure gas from the combustor, and a moving blade that is rotationally driven by the high-temperature and high-pressure high-speed gas. In a refrigerant recovery type gas turbine configured to cool air extracted from a compressed air receiving chamber of a combustor, and to cool with pressurized compressed air, and recover the cooled air in the air receiving chamber. The stationary vane has a blade portion having a plurality of internal cooling flow paths therein, an outer peripheral flow path wall and an inner peripheral flow path wall holding the blade section and forming a high-temperature and high-pressure gas flow path, The inlet hole communicating with the internal cooling passage An outlet hole communicating with the internal cooling flow path is provided on the inner peripheral side, and compressed air extracted and cooled and pressurized from the compressed air receiving chamber flows through the blade cooling flow path, and an outer peripheral side flow path wall is provided. A refrigerant recovery type gas turbine, wherein cooling air having a higher temperature than the compressed and pressurized compressed air flows through the inner peripheral side flow path wall.
体と、この翼母体を保持し燃焼ガス流路を形成する外周
側流路壁および内周側流路壁とを有し、前記内部冷却流
路に冷媒を流通させて翼母体を冷却し、冷却後の冷媒を
回収するようになした冷媒回収型ガスタービンの静翼に
おいて、 前記翼母体の外周側に内部冷却流路に連通する冷媒入口
孔を設けるとともに、翼母体の内周側に内部冷却流路に
連通する冷媒出口孔を設け、かつ前記外周側流路壁およ
び内周側流路壁に前記内部冷却流路とは異系統の冷媒流
通路を設け、この冷媒流通路に前記内部冷却流通路に流
通する冷媒より高温の冷媒を供給するようにしたことを
特徴とする冷媒回収型ガスタービンの静翼。5. A wing body having a plurality of internal cooling passages therein, an outer peripheral side wall wall and an inner peripheral side wall wall holding the wing body and forming a combustion gas passage, In a stationary blade of a refrigerant recovery type gas turbine configured to cool a wing base by flowing a refrigerant through an internal cooling flow path and recover the cooled refrigerant, the outer circumference side of the wing base communicates with the internal cooling flow path. A refrigerant inlet hole is provided, and a refrigerant outlet hole communicating with the internal cooling flow path is provided on the inner peripheral side of the wing matrix, and the internal cooling flow path is provided on the outer peripheral flow path wall and the inner peripheral flow path wall. A stationary vane of a refrigerant recovery type gas turbine, wherein a refrigerant flow passage of a different system is provided, and a refrigerant having a higher temperature than the refrigerant flowing through the internal cooling flow passage is supplied to the refrigerant flow passage.
体と、この翼母体を保持し燃焼ガス流路を形成する外周
側流路壁および内周側流路壁とを有し、前記内部冷却流
路に冷媒を流通させて翼母体を冷却し、冷却後の冷媒を
回収するようになした冷媒回収型ガスタービンの静翼に
おいて、 前記外周側流路壁および内周側流路壁に前記内部冷却流
路とは異系統の冷却空気流通路を設けるとともに、前記
翼母体の内部でかつ前記内部冷却流路より後縁側に、前
記異系統の冷却空気流通路に連通する冷却空気通過路を
設け、前記流路壁の冷却空気流通路に、前記内部冷却流
通路に流通する冷媒より高温の冷媒を供給し、かつこの
冷却空気を前記冷却空気通過路を介して回収するように
したことを特徴とする冷媒回収型ガスタービンの静翼。6. A blade base having a plurality of internal cooling flow paths therein, and an outer peripheral side flow path wall and an inner peripheral side flow path wall holding the wing base and forming a combustion gas flow path, In the stationary blade of the refrigerant recovery type gas turbine configured to cool the blade body by flowing the refrigerant through the internal cooling flow path and recover the cooled refrigerant, the outer peripheral flow path wall and the inner peripheral flow path wall A cooling air flow passage of a different system from the internal cooling flow passage, and a cooling air passage communicating with the cooling air flow passage of the different system inside the blade body and on the trailing edge side from the internal cooling flow passage. A passage is provided, a coolant having a higher temperature than the coolant flowing through the internal cooling passage is supplied to the cooling air passage of the flow path wall, and the cooling air is recovered through the cooling air passage. A stationary vane of a refrigerant recovery type gas turbine, characterized in that:
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10003695A JPH11200807A (en) | 1998-01-12 | 1998-01-12 | Coolant recovery type gas turbine, and its stationary blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10003695A JPH11200807A (en) | 1998-01-12 | 1998-01-12 | Coolant recovery type gas turbine, and its stationary blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11200807A true JPH11200807A (en) | 1999-07-27 |
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ID=11564530
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10003695A Pending JPH11200807A (en) | 1998-01-12 | 1998-01-12 | Coolant recovery type gas turbine, and its stationary blade |
Country Status (1)
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|---|---|
| JP (1) | JPH11200807A (en) |
Cited By (10)
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