JPH1122404A - ガスタービン及びその動翼 - Google Patents
ガスタービン及びその動翼Info
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- JPH1122404A JPH1122404A JP9178044A JP17804497A JPH1122404A JP H1122404 A JPH1122404 A JP H1122404A JP 9178044 A JP9178044 A JP 9178044A JP 17804497 A JP17804497 A JP 17804497A JP H1122404 A JPH1122404 A JP H1122404A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】構成簡単、かつ安価にして効果的に冷却するこ
とが可能で、信頼性及び熱効率の高い高温ガスタービン
およびその動翼を提供する。 【解決手段】動翼部のガスパスを形成するプラットホー
ムを備え、動翼部とダブテール部との間に冷却媒体供給
流路及び回収流路を有するガスタービン動翼において、
動翼のプラットホームを経由し、前記冷却媒体供給流路
と冷却媒体回収流路とを連通した小孔を設けた。
とが可能で、信頼性及び熱効率の高い高温ガスタービン
およびその動翼を提供する。 【解決手段】動翼部のガスパスを形成するプラットホー
ムを備え、動翼部とダブテール部との間に冷却媒体供給
流路及び回収流路を有するガスタービン動翼において、
動翼のプラットホームを経由し、前記冷却媒体供給流路
と冷却媒体回収流路とを連通した小孔を設けた。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン及びガ
スタービンに用いられる動翼の改良に係り、特に動翼部
のガスパスを形成するプラットホームが構成されてお
り、そして翼部に冷却媒体流路を備えている動翼および
ガスタービンに関するものである。
スタービンに用いられる動翼の改良に係り、特に動翼部
のガスパスを形成するプラットホームが構成されてお
り、そして翼部に冷却媒体流路を備えている動翼および
ガスタービンに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】従来、例えば発電装置などに採用されて
いるガスタービンは、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力の空気を酸
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発電
するように形成されている。すなわち機械的なエネルギ
ーを電力エネルギーに変換するようになされている。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。
いるガスタービンは、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力の空気を酸
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発電
するように形成されている。すなわち機械的なエネルギ
ーを電力エネルギーに変換するようになされている。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】最近においては、ガスタービンの性能向上
を図る手段として作動ガスの高温高圧化が進められ、さ
らにガスタービン作動ガスの高温化を図かるとともに、
その高温排気ガスを利用した蒸気タービンシステムとの
コンバイドプラントによって、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。
を図る手段として作動ガスの高温高圧化が進められ、さ
らにガスタービン作動ガスの高温化を図かるとともに、
その高温排気ガスを利用した蒸気タービンシステムとの
コンバイドプラントによって、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】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いっても過言ではな
い。
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いっても過言ではな
い。
【０００５】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
ガスタービン及びその動翼においては最も高温燃焼ガス
に曝されるであろう翼の耐用温度を満足させるために、
翼を中空構造とし、かかる中空部に冷却媒体を供給し内
部から翼を冷却する方法が一般に採られている。具体的
には、タービン翼の内部に１つあるいはそれ以上の通路
を形成させ、冷却媒体、すなわち一般的には冷却空気を
通過させることによって翼を内部から冷却し、翼の温度
を下げるようにしている。
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
ガスタービン及びその動翼においては最も高温燃焼ガス
に曝されるであろう翼の耐用温度を満足させるために、
翼を中空構造とし、かかる中空部に冷却媒体を供給し内
部から翼を冷却する方法が一般に採られている。具体的
には、タービン翼の内部に１つあるいはそれ以上の通路
を形成させ、冷却媒体、すなわち一般的には冷却空気を
通過させることによって翼を内部から冷却し、翼の温度
を下げるようにしている。
【０００６】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、翼冷却空気をガスタ
ービン燃焼器に回収して燃焼用空気に活用する、いわゆ
る回収型ガスタービンも提案されている。より高温のガ
スタービンを実現するためには、加工価格の上昇を抑え
たうえで各部所の冷却性能を改善し、供給する冷却空気
量に対して冷却効果をさらに良くすることが肝要であ
る。
タービンにおいてはこの冷却空気を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、翼冷却空気をガスタ
ービン燃焼器に回収して燃焼用空気に活用する、いわゆ
る回収型ガスタービンも提案されている。より高温のガ
スタービンを実現するためには、加工価格の上昇を抑え
たうえで各部所の冷却性能を改善し、供給する冷却空気
量に対して冷却効果をさらに良くすることが肝要であ
る。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】これらの観点から従来
採用されているガスタービン動翼を見てみると、翼部本
体は比較的冷却効率の良い冷却構造が検討提案されてい
るものの、部分的には十分冷却できない部所がある。す
なわち、例えばタービン動翼のプラットホームなどは少
ない量の冷却空気で冷却すること自体が難しく、タービ
ン作動ガス温度がより高温化する傾向の中で充分な冷却
ができない嫌いがある。
採用されているガスタービン動翼を見てみると、翼部本
体は比較的冷却効率の良い冷却構造が検討提案されてい
るものの、部分的には十分冷却できない部所がある。す
なわち、例えばタービン動翼のプラットホームなどは少
ない量の冷却空気で冷却すること自体が難しく、タービ
ン作動ガス温度がより高温化する傾向の中で充分な冷却
ができない嫌いがある。
【０００８】すなわちこの点について図面を用いもう少
し詳しく説明する。図７はその動翼１０を斜視図で示し
たものであり、図８は図７のＦ−Ｆ断面図、図９はＧ−
Ｇ断面図を示したものである。さらに図１０はかかるガ
スタービンのタービン動翼冷却空気の一般的な冷却空気
供給系統を示したものである。図中１１が高温高圧のガ
スを直接受ける翼部であり、この翼部はダブテール部１
２により回転ディスクに保持されるわけであるが、この
翼部とダブテール部の間にはシャンク部１３およびター
ビン翼部の作動ガス流路パスを形成するプラットホーム
１４が設けられている。
し詳しく説明する。図７はその動翼１０を斜視図で示し
たものであり、図８は図７のＦ−Ｆ断面図、図９はＧ−
Ｇ断面図を示したものである。さらに図１０はかかるガ
スタービンのタービン動翼冷却空気の一般的な冷却空気
供給系統を示したものである。図中１１が高温高圧のガ
スを直接受ける翼部であり、この翼部はダブテール部１
２により回転ディスクに保持されるわけであるが、この
翼部とダブテール部の間にはシャンク部１３およびター
ビン翼部の作動ガス流路パスを形成するプラットホーム
１４が設けられている。
【０００９】また１５はシャンク部１３とプラットホー
ム１４にかこまれた窪である。この窪１５はタービン回
転に伴う遠心力によりダブテール部１２にかかる応力を
低減することを目的にタービン重量を軽減するために設
けられている。１６および１７はダブテール部１２，シ
ャンク部１３に設けられた冷却空気供給孔及び冷却空気
回収孔であり、１８は翼部１１内に設けられ、冷却空気
供給孔１６及び冷却空気回収孔１７に連通した折流路を
なす冷却空気流路である。
ム１４にかこまれた窪である。この窪１５はタービン回
転に伴う遠心力によりダブテール部１２にかかる応力を
低減することを目的にタービン重量を軽減するために設
けられている。１６および１７はダブテール部１２，シ
ャンク部１３に設けられた冷却空気供給孔及び冷却空気
回収孔であり、１８は翼部１１内に設けられ、冷却空気
供給孔１６及び冷却空気回収孔１７に連通した折流路を
なす冷却空気流路である。
【００１０】翼冷却空気の流通経路は、図１０に示され
ている。すなわち図１０は、ガスタービンの構成模試図
で、複数のタービン動翼１０，タービンディスク２０に
そのダブテール部で結合保持される。圧縮機２１により
圧縮された高圧空気２３は燃焼器２２におくられ、燃料
２４を燃焼させ、発生した高温高圧ガス２５により前記
タービンを駆動する。圧縮機２１より圧縮された高圧空
気の一部は抽気管２６よりガスタービン外部に抽気さ
れ、アフタークーラ２７で冷却し、さらにブースト圧縮
機２８により昇圧し、冷却空気供給管２９より、タービ
ンディスク２０内の空気供給路３０に導かれる。
ている。すなわち図１０は、ガスタービンの構成模試図
で、複数のタービン動翼１０，タービンディスク２０に
そのダブテール部で結合保持される。圧縮機２１により
圧縮された高圧空気２３は燃焼器２２におくられ、燃料
２４を燃焼させ、発生した高温高圧ガス２５により前記
タービンを駆動する。圧縮機２１より圧縮された高圧空
気の一部は抽気管２６よりガスタービン外部に抽気さ
れ、アフタークーラ２７で冷却し、さらにブースト圧縮
機２８により昇圧し、冷却空気供給管２９より、タービ
ンディスク２０内の空気供給路３０に導かれる。
【００１１】タービン翼の冷却空気３４は、タービンデ
ィスク２０に組み込まれたタービン動翼１０の冷却空気
供給孔１６より冷却空気流３５として供給され、冷却空
気流路１８を通過する際に高温燃焼ガスにさらされるタ
ービン翼部１１を冷却する。翼部を冷却した空気は、シ
ャンク部１３とダブテール部１２に設けられた冷却空気
回収孔１７より冷却空気流３６として導き出されタービ
ンディスク２０内の空気回収路３１、さらに冷却空気回
収管３２を経て燃焼器２２に回収され、燃焼用空気とし
て寄与する。すなわち、タービン翼の冷却空気を回収す
ることにより翼を冷却した熱を回収するとともに、ター
ビン駆動ガスとして作動させることによりタービン性能
の向上を図っている。
ィスク２０に組み込まれたタービン動翼１０の冷却空気
供給孔１６より冷却空気流３５として供給され、冷却空
気流路１８を通過する際に高温燃焼ガスにさらされるタ
ービン翼部１１を冷却する。翼部を冷却した空気は、シ
ャンク部１３とダブテール部１２に設けられた冷却空気
回収孔１７より冷却空気流３６として導き出されタービ
ンディスク２０内の空気回収路３１、さらに冷却空気回
収管３２を経て燃焼器２２に回収され、燃焼用空気とし
て寄与する。すなわち、タービン翼の冷却空気を回収す
ることにより翼を冷却した熱を回収するとともに、ター
ビン駆動ガスとして作動させることによりタービン性能
の向上を図っている。
【００１２】ガスタービンでは高温ガスにさらされる回
転体と静止体の保護のため、圧縮機の吐出空気の一部を
シール空気として利用している。シール空気３７の一部
は、タービン回転体とタービン静止体との間隙にシール
空気３７ａとして使用され、高温ガスが作動ガス流路よ
りタービンディスク側に漏れ出ることを防止するととも
にタービンディスク２０，ダブテール部１２，ダブテー
ル部１２を冷却する。他の一部のシール空気３７ｂはタ
ービンディスクに組み込まれた隣合ったタービン翼のシ
ャンク部１３の間よりシャンク部の窪１５，１５ａ，１
５ｂが導かれ、プラットホーム１４，１４ａ，１４ｂの
下面を冷却することによりプラットホームを所定の温度
に保持するとともに、隣合ったプラットホームの隙間よ
りガスパス中に放出して高温ガスが漏れ出ることを防い
でいる。
転体と静止体の保護のため、圧縮機の吐出空気の一部を
シール空気として利用している。シール空気３７の一部
は、タービン回転体とタービン静止体との間隙にシール
空気３７ａとして使用され、高温ガスが作動ガス流路よ
りタービンディスク側に漏れ出ることを防止するととも
にタービンディスク２０，ダブテール部１２，ダブテー
ル部１２を冷却する。他の一部のシール空気３７ｂはタ
ービンディスクに組み込まれた隣合ったタービン翼のシ
ャンク部１３の間よりシャンク部の窪１５，１５ａ，１
５ｂが導かれ、プラットホーム１４，１４ａ，１４ｂの
下面を冷却することによりプラットホームを所定の温度
に保持するとともに、隣合ったプラットホームの隙間よ
りガスパス中に放出して高温ガスが漏れ出ることを防い
でいる。
【００１３】このように形成された従来のガスタービン
動翼では高温化に対し、特にプラットホーム１４の冷却
が十分にできない欠点がある。すなわち、タービン動翼
のプラットホームの冷却にはシール空気３７ｂを利用し
ているが、プラットホームの構造的制約、すなわちター
ビン回転に伴う遠心応力を軽減するためにプラットホー
ム１４を薄板状にしなければならないため冷却がしにく
いということである。特にタービン翼腹側のプラットホ
ーム１４ａは、翼形状が弓型形状になるために突き出し
幅が長く、冷却が難しいのである。
動翼では高温化に対し、特にプラットホーム１４の冷却
が十分にできない欠点がある。すなわち、タービン動翼
のプラットホームの冷却にはシール空気３７ｂを利用し
ているが、プラットホームの構造的制約、すなわちター
ビン回転に伴う遠心応力を軽減するためにプラットホー
ム１４を薄板状にしなければならないため冷却がしにく
いということである。特にタービン翼腹側のプラットホ
ーム１４ａは、翼形状が弓型形状になるために突き出し
幅が長く、冷却が難しいのである。
【００１４】ガスタービンの高温化に対してプラットホ
ームの冷却強化のためにシール空気量を増加する方法も
あるが、シール空気量の増加はガスタービン効率の低下
をきたし避ける必要がある。したがってガスタービンの
冷却には少ない空気量で効率良く冷却することが肝要で
あるが、この従来のガスタービン翼冷却構造ではさらな
る作動ガス温度の高温化に対しガスタービン熱効率の改
善効果が小さくなる嫌いがあった。
ームの冷却強化のためにシール空気量を増加する方法も
あるが、シール空気量の増加はガスタービン効率の低下
をきたし避ける必要がある。したがってガスタービンの
冷却には少ない空気量で効率良く冷却することが肝要で
あるが、この従来のガスタービン翼冷却構造ではさらな
る作動ガス温度の高温化に対しガスタービン熱効率の改
善効果が小さくなる嫌いがあった。
【００１５】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、特に冷却空気量を増大させること
なく構成簡単、かつ安価にして効果的に冷却することが
可能で、信頼性及び熱効率の高い高温ガスタービンおよ
びその動翼を提供するにある。
目的とするところは、特に冷却空気量を増大させること
なく構成簡単、かつ安価にして効果的に冷却することが
可能で、信頼性及び熱効率の高い高温ガスタービンおよ
びその動翼を提供するにある。
【００１６】
【課題を解決するための手段】すなわち本発明は動翼部
とダブティール部との間に主流作動ガスのガスパス流路
を形成するプラットホームを備え、翼部の冷却媒体流路
がダブティールとシャンク部の冷却媒体流路に連通する
冷却空気供給孔及び回収孔を備えているガスタービン動
翼において、前記プラットホームを通って前記冷却空気
供給孔と冷却空気回収孔との間を連通する小孔を設ける
ようになし所期の目的を達成するようにしたものであ
る。
とダブティール部との間に主流作動ガスのガスパス流路
を形成するプラットホームを備え、翼部の冷却媒体流路
がダブティールとシャンク部の冷却媒体流路に連通する
冷却空気供給孔及び回収孔を備えているガスタービン動
翼において、前記プラットホームを通って前記冷却空気
供給孔と冷却空気回収孔との間を連通する小孔を設ける
ようになし所期の目的を達成するようにしたものであ
る。
【００１７】すなわち、このように形成された動翼であ
ると、ガスタービンの駆動により高温作動ガスからプラ
ットホームに入る熱は、プラットホーム部内の小孔を流
れる冷却空気に放出され、プラットホームの冷却が強化
されるとともに冷却熱を翼部の冷却熱とともに回収され
る。したがって構成簡単、かつ安価にして効果的に冷却
することが可能で、信頼性及び熱効率の高い高温ガスタ
ービンを得ることができるのである。
ると、ガスタービンの駆動により高温作動ガスからプラ
ットホームに入る熱は、プラットホーム部内の小孔を流
れる冷却空気に放出され、プラットホームの冷却が強化
されるとともに冷却熱を翼部の冷却熱とともに回収され
る。したがって構成簡単、かつ安価にして効果的に冷却
することが可能で、信頼性及び熱効率の高い高温ガスタ
ービンを得ることができるのである。
【００１８】
【発明の実施の形態】以下、図１から図４に図示した実
施例に基づいて本発明を詳細に説明する。図１は、その
ガスタービン動翼１を斜視図で示したものであり、図２
は図１のＡ−Ａ断面図、図３は図１のＢ−Ｂ断面図であ
り、さらに図４は図３のＣ−Ｃ断面図である。図１から
図４において前述した従来のガスタービン動翼と同一部
品には同一符号を付したものでその詳細な説明は省略す
る。
施例に基づいて本発明を詳細に説明する。図１は、その
ガスタービン動翼１を斜視図で示したものであり、図２
は図１のＡ−Ａ断面図、図３は図１のＢ−Ｂ断面図であ
り、さらに図４は図３のＣ−Ｃ断面図である。図１から
図４において前述した従来のガスタービン動翼と同一部
品には同一符号を付したものでその詳細な説明は省略す
る。
【００１９】図１から図４において４１はプラットホー
ム上流部１４ｃに冷却空気供給孔１６に連通して設けた
分岐孔であり、４２はプラットホーム下流部１４ｄに冷
却空気回収孔１７に連通して設けた合流孔である。４
３，４３ａ，４３ｂ，４３ｃはかかる分岐孔４１と合流
孔４２の間に連通してプラットホーム部１４に設けた複
数の小孔である。
ム上流部１４ｃに冷却空気供給孔１６に連通して設けた
分岐孔であり、４２はプラットホーム下流部１４ｄに冷
却空気回収孔１７に連通して設けた合流孔である。４
３，４３ａ，４３ｂ，４３ｃはかかる分岐孔４１と合流
孔４２の間に連通してプラットホーム部１４に設けた複
数の小孔である。
【００２０】この動翼１のガスタービンとしての使用方
法は、従来と何ら変わるものでなく、またタービンの冷
却方法、それに冷却空気の供給方法，回収方法なども従
来のものと特に変わるものではない。翼冷却空気はダブ
ティール部の冷却空気供給孔より供給され、翼部を冷却
した後、冷却空気回収孔よりタービン翼外に導き出され
る。
法は、従来と何ら変わるものでなく、またタービンの冷
却方法、それに冷却空気の供給方法，回収方法なども従
来のものと特に変わるものではない。翼冷却空気はダブ
ティール部の冷却空気供給孔より供給され、翼部を冷却
した後、冷却空気回収孔よりタービン翼外に導き出され
る。
【００２１】本発明の作用及び効果は、本発明構造によ
りガスタービンの駆動中必然的に生じる。すなわち、プ
ラットホーム部の分岐孔４１において冷却空気の一部は
冷却空気供給孔１６より分岐し、プラットホームの小孔
４３，４３ａ,４３ｂ,４３ｃを経由し、合流孔４２より
冷却空気回収孔１７に導かれる。しかして、ガスタービ
ンの駆動により高温作動ガス流からプラットホーム１
４，１４ａ，１４ｂに入る熱の大部分は、分岐孔４１，
小孔４３，４３ａ，４３ｂ，４３ｃ，合流孔４２を流れ
る冷却空気４４に放出される。また他の一部の熱は、従
来通りプラットホーム１４の裏面よりシール空気３７ｂ
に放出される。すなわち小孔を流れる冷却空気によりプ
ラットホーム１４の冷却が強化され、プラットホームの
温度上昇を防止することができる。
りガスタービンの駆動中必然的に生じる。すなわち、プ
ラットホーム部の分岐孔４１において冷却空気の一部は
冷却空気供給孔１６より分岐し、プラットホームの小孔
４３，４３ａ,４３ｂ,４３ｃを経由し、合流孔４２より
冷却空気回収孔１７に導かれる。しかして、ガスタービ
ンの駆動により高温作動ガス流からプラットホーム１
４，１４ａ，１４ｂに入る熱の大部分は、分岐孔４１，
小孔４３，４３ａ，４３ｂ，４３ｃ，合流孔４２を流れ
る冷却空気４４に放出される。また他の一部の熱は、従
来通りプラットホーム１４の裏面よりシール空気３７ｂ
に放出される。すなわち小孔を流れる冷却空気によりプ
ラットホーム１４の冷却が強化され、プラットホームの
温度上昇を防止することができる。
【００２２】かかる本発明の効果を、計算により従来構
造と比較評価した。計算方法は、プラットホーム部をモ
デル化し、境界条件を設定した差分法による。プラット
ホーム近傍の形状は、プラットホームの厚み３mm，突き
出し長さ１５mm，翼部の肉厚み（翼表面から冷却流路ま
での厚み）２mm，シャンク部の厚み（シャンク部窪から
シャンク部内の冷却空気供給孔までの厚み）３mmとし、
そのうえに本発明構造の場合は、プラットホーム側の先
端より３mm及び７mm、２個所に直径１mmの小孔が設けら
れているものとした。
造と比較評価した。計算方法は、プラットホーム部をモ
デル化し、境界条件を設定した差分法による。プラット
ホーム近傍の形状は、プラットホームの厚み３mm，突き
出し長さ１５mm，翼部の肉厚み（翼表面から冷却流路ま
での厚み）２mm，シャンク部の厚み（シャンク部窪から
シャンク部内の冷却空気供給孔までの厚み）３mmとし、
そのうえに本発明構造の場合は、プラットホーム側の先
端より３mm及び７mm、２個所に直径１mmの小孔が設けら
れているものとした。
【００２３】熱的境界条件は、主流ガス側をガス温度１
１００℃，熱伝達率１０００kcal／ｍ2ｈ℃ ，シャンク
部窪のシール空気側が空気温度３００℃，熱伝達率３０
０kcal／ｍ2ｈ℃ ，シャンク部内冷却空気流路の空気側
が温度３００℃，熱伝達率１５００kcal／ｍ2ｈ℃ と
し、さらに翼材の熱伝導率を２０kcal／ｍｈ℃とした。
さらに本願発明構造の場合には、４００℃の空気がプラ
ットホームの小孔を通過し、その熱伝達率は４０００kc
al／ｍ2ｈ℃ とした。
１００℃，熱伝達率１０００kcal／ｍ2ｈ℃ ，シャンク
部窪のシール空気側が空気温度３００℃，熱伝達率３０
０kcal／ｍ2ｈ℃ ，シャンク部内冷却空気流路の空気側
が温度３００℃，熱伝達率１５００kcal／ｍ2ｈ℃ と
し、さらに翼材の熱伝導率を２０kcal／ｍｈ℃とした。
さらに本願発明構造の場合には、４００℃の空気がプラ
ットホームの小孔を通過し、その熱伝達率は４０００kc
al／ｍ2ｈ℃ とした。
【００２４】図５は、従来のタービン動翼のプラットホ
ーム部（図９のＥ部分）の温度分布計算結果を示す。そ
の最高温度は、プラットホーム１４ａの先端で約８２７
℃であった。図６は、本発明構造のプラットホーム部
（図３のＤ部分）の温度分布計算結果を示すものであ
る。その最高温度は、プラットホーム１４ａの先端で、
約７３２℃であった。すなわち本発明構造によりプラッ
トホームの温度を最高温度点において９５℃に低下させ
ることができたのである。
ーム部（図９のＥ部分）の温度分布計算結果を示す。そ
の最高温度は、プラットホーム１４ａの先端で約８２７
℃であった。図６は、本発明構造のプラットホーム部
（図３のＤ部分）の温度分布計算結果を示すものであ
る。その最高温度は、プラットホーム１４ａの先端で、
約７３２℃であった。すなわち本発明構造によりプラッ
トホームの温度を最高温度点において９５℃に低下させ
ることができたのである。
【００２５】この効果は、小孔孔径，設置数及び小孔を
流れる冷却空気量などにより当然異なる。しかし、小孔
のいかなる設置仕様によってもプラットホームの冷却強
化作用が発揮されることは明らかであり、ガスタービン
の高温化に対処できる。
流れる冷却空気量などにより当然異なる。しかし、小孔
のいかなる設置仕様によってもプラットホームの冷却強
化作用が発揮されることは明らかであり、ガスタービン
の高温化に対処できる。
【００２６】なお、上記タービン翼の構造寸法及び境界
条件などの計算条件はガスタービン仕様などにより異な
り、それにより効果も当然異なるが、ガスタービンいか
なる仕様によっても本構造によりプラットホームの冷却
強化作用が発揮されることは明らかである。
条件などの計算条件はガスタービン仕様などにより異な
り、それにより効果も当然異なるが、ガスタービンいか
なる仕様によっても本構造によりプラットホームの冷却
強化作用が発揮されることは明らかである。
【００２７】以上は、本発明の基本構造について説明し
た。本発明は、ガスタービンの規模，仕様及びタービン
翼形状，冷却構造により種々の適用例がある。すなわち
前記実施例（図１）において作動ガス温度の高温化の程
度によりプラットホームの冷却をより強化する必要があ
る場合には、小孔の数を調整することにより適合させる
ことができる。すなわち作動ガス温度の高温化の程度及
びタービン動翼の大きさなどにより小孔の設置数を調整
可能である。なお、本発明は、タービン翼部の冷却構造
に制限を与えるものではなく、またタービン翼部の冷却
構造により本発明の適用の制限を受けるものではない。
た。本発明は、ガスタービンの規模，仕様及びタービン
翼形状，冷却構造により種々の適用例がある。すなわち
前記実施例（図１）において作動ガス温度の高温化の程
度によりプラットホームの冷却をより強化する必要があ
る場合には、小孔の数を調整することにより適合させる
ことができる。すなわち作動ガス温度の高温化の程度及
びタービン動翼の大きさなどにより小孔の設置数を調整
可能である。なお、本発明は、タービン翼部の冷却構造
に制限を与えるものではなく、またタービン翼部の冷却
構造により本発明の適用の制限を受けるものではない。
【００２８】更に圧縮機の抽気空気をタービン動翼の冷
却のために導く供給経路，供給方法及び回収経路，回収
方法についてもその設計思想によって種々考えられる
が、同様に本発明の適用に制限を与えるものではない。
また、冷却媒体を空気として本発明の実施例を説明した
が、前記従来技術で説明したようにコンバインドプラン
トにおいては、蒸気等ほかの媒体を用いているガスター
ビンでも適用可能なことは当然のことである。
却のために導く供給経路，供給方法及び回収経路，回収
方法についてもその設計思想によって種々考えられる
が、同様に本発明の適用に制限を与えるものではない。
また、冷却媒体を空気として本発明の実施例を説明した
が、前記従来技術で説明したようにコンバインドプラン
トにおいては、蒸気等ほかの媒体を用いているガスター
ビンでも適用可能なことは当然のことである。
【００２９】なお、以上の説明では小孔を形成するにあ
たり、円孔を複数個設けるようにしたが、この小孔は、
矩形孔，楕円孔であっても良いであろう。また特に小孔
の面に乱流促進用の凹凸リブあるいは凹凸溝を設けても
良いし、さらにプラットホームの冷却が促進され、さら
なる高温ガスタービンに対応可能である。
たり、円孔を複数個設けるようにしたが、この小孔は、
矩形孔，楕円孔であっても良いであろう。また特に小孔
の面に乱流促進用の凹凸リブあるいは凹凸溝を設けても
良いし、さらにプラットホームの冷却が促進され、さら
なる高温ガスタービンに対応可能である。
【００３０】
【発明の効果】以上説明してきたように本発明は、プラ
ットホームの側壁とシャンク部側壁との間に、冷却媒体
回収型ガスタービンにおいて、動翼プラットホーム内に
冷却媒体供給孔と回収孔とを連通する小孔を設け、かか
る小孔に翼冷却媒体に一部を導いたもので、プラットホ
ーム部の熱は、かかる冷却媒体に放出され、プラットホ
ームを冷却するとともに冷却熱を回収する。したがって
構成簡単、かつ安価にして効果的に冷却することが可能
で、信頼性が高く高温ガスタービンに対応したタービン
動翼および熱効率の高いガスタービンを得ることができ
る。
ットホームの側壁とシャンク部側壁との間に、冷却媒体
回収型ガスタービンにおいて、動翼プラットホーム内に
冷却媒体供給孔と回収孔とを連通する小孔を設け、かか
る小孔に翼冷却媒体に一部を導いたもので、プラットホ
ーム部の熱は、かかる冷却媒体に放出され、プラットホ
ームを冷却するとともに冷却熱を回収する。したがって
構成簡単、かつ安価にして効果的に冷却することが可能
で、信頼性が高く高温ガスタービンに対応したタービン
動翼および熱効率の高いガスタービンを得ることができ
る。
【図１】本発明のガスタービン動翼の一実施例を示す斜
視図である。
視図である。
【図２】図１のＡ−Ａ線に沿う縦断側面図である。
【図３】図２のＢ−Ｂ線に沿う断面図である。
【図４】図２のＣ−Ｃ線に沿う断面図である。
【図５】従来のガスタービン動翼プラットホーム部の温
度分布を示すプラットホーム部の縦断側面図である。
度分布を示すプラットホーム部の縦断側面図である。
【図６】本発明のガスタービン動翼プラットホーム部の
温度分布を示すプラットホーム部の縦断側面図である。
温度分布を示すプラットホーム部の縦断側面図である。
【図７】従来のガスタービン動翼の斜視図である。
【図８】図７のＦ−Ｆ線に沿う縦断側面図である。
【図９】図７のＧ−Ｇ線に沿う縦断側面図である。
【図１０】ガスタービンの構成模試図である。
１，１０…ガスタービン動翼、１１…タービン翼部、１
２…ダブテール部、１３…シャンク部、１４，１４ａ，
１４ｂ，１４ｃ，１４ｄ…プラットホーム、１５，１５
ａ，１５ｂ…窪、１６…冷却空気供給孔、１７…冷却空
気回収孔、１８…冷却空気通路、２０…タービンディス
ク、２１…圧縮機、２２…燃焼器、２３…圧縮空気、２
４…燃料、２５…燃焼ガス、２６…抽気管、２７…イン
タークーラ、２８…ブースト圧縮機、２９…冷却空気供
給管、３０…冷却空気供給路、３１…空気回収路、３２
…冷却空気回収管、３４…冷却空気、３５，３６…冷却
空気流、３７，３７ａ，３７ｂ…シール空気、４１…分
岐孔、４２…合流孔、４３，４３ａ，４３ｂ，４３ｃ…
小孔。
２…ダブテール部、１３…シャンク部、１４，１４ａ，
１４ｂ，１４ｃ，１４ｄ…プラットホーム、１５，１５
ａ，１５ｂ…窪、１６…冷却空気供給孔、１７…冷却空
気回収孔、１８…冷却空気通路、２０…タービンディス
ク、２１…圧縮機、２２…燃焼器、２３…圧縮空気、２
４…燃料、２５…燃焼ガス、２６…抽気管、２７…イン
タークーラ、２８…ブースト圧縮機、２９…冷却空気供
給管、３０…冷却空気供給路、３１…空気回収路、３２
…冷却空気回収管、３４…冷却空気、３５，３６…冷却
空気流、３７，３７ａ，３７ｂ…シール空気、４１…分
岐孔、４２…合流孔、４３，４３ａ，４３ｂ，４３ｃ…
小孔。
Claims (5)
- 【請求項１】内部に冷却媒体が流通する冷却媒体流通路
を備えている動翼部と、 該動翼部を回転ディスクに保持するダブティール部と、 前記動翼部と前記ダブティール部との間に形成され、内
部が前記翼部の冷却媒体流通路に連通する冷却媒体供給
路および冷却媒体回収路を有するシャンク部と、 該シャンク部と前記動翼の間に形成され、かつタービン
作動ガス流路壁を形成しているプラットホームと、を備
えているガスタービン動翼において、 前記プラットホーム壁に、前記冷却媒体供給路と冷却媒
体回収路とを連通する冷却媒体流動手段を設けたことを
特徴とするガスタービン動翼。 - 【請求項２】内部に冷却媒体が流通する冷却媒体流通路
を備えている動翼部と、 該動翼部を回転ディスクに保持するダブティール部と、 前記動翼部と前記ダブティール部との間に形成され、内
部が前記翼部の冷却媒体流通路に連通する冷却媒体供給
路および冷却媒体回収路を有するシャンク部と、 該シャンク部と前記動翼の間に形成され、かつタービン
作動ガス流路壁を形成しているプラットホームと、を備
えているガスタービン動翼において、 前記プラットホーム壁に、前記冷却媒体供給路から冷却
媒体回収路に冷却媒体を流動する手段を設けたことを特
徴とするガスタービン動翼。 - 【請求項３】前記冷却媒体流動手段を、前記プラットホ
ーム壁に、前記冷却媒体供給路から冷却媒体回収路に連
通した孔にて形成してなる請求項１もしくは２記載のガ
スタービン動翼。 - 【請求項４】前記冷却媒体流動手段には、前記プラット
ホーム壁に、前記冷却媒体供給路から冷却媒体回収路に
連通し、その内壁面に突起を有した孔にて形成してなる
請求項１もしくは２記載のガスタービンの動翼。 - 【請求項５】内部に冷却媒体が流通する冷却媒体流通路
を備えている動翼部と、 該動翼部を回転ディスクに保持するダブティール部と、 前記動翼部と前記ダブティール部との間に形成され、内
部が前記翼部の冷却媒体流通路に連通する冷却媒体供給
路および冷却媒体回収路を有するシャンク部と、 該シャンク部と前記動翼の間に形成され、かつタービン
作動ガス流路壁を形成しているプラットホームと、を備
えているガスタービン動翼において、 前記プラットホーム壁に、前記冷却媒体供給路と冷却媒
体回収路とを連通する冷却媒体流動手段を設けたことを
特徴とするガスタービン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9178044A JPH1122404A (ja) | 1997-07-03 | 1997-07-03 | ガスタービン及びその動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9178044A JPH1122404A (ja) | 1997-07-03 | 1997-07-03 | ガスタービン及びその動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1122404A true JPH1122404A (ja) | 1999-01-26 |
Family
ID=16041619
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9178044A Pending JPH1122404A (ja) | 1997-07-03 | 1997-07-03 | ガスタービン及びその動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1122404A (ja) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001234703A (ja) * | 2000-02-23 | 2001-08-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼 |
| JP2003524104A (ja) * | 2000-02-25 | 2003-08-12 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | タービン翼 |
| EP1365108A2 (en) * | 2002-05-23 | 2003-11-26 | General Electric Company | Blade for a gas turbine engine and method for manufacturing such blade |
| JP2006083859A (ja) * | 2004-09-15 | 2006-03-30 | General Electric Co <Ge> | タービンの動翼プラットフォームを冷却する装置および方法 |
| US7481614B2 (en) | 2004-02-23 | 2009-01-27 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Moving blade and gas turbine using the same |
| KR101107451B1 (ko) | 2010-02-25 | 2012-01-19 | 연세대학교 산학협력단 | 코일이 삽입된 가스터빈 블레이드 및 그 내부유로 형성방법 |
| JP2012077744A (ja) * | 2010-09-30 | 2012-04-19 | General Electric Co <Ge> | タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置および方法 |
| JP2012077746A (ja) * | 2010-09-30 | 2012-04-19 | General Electric Co <Ge> | タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置及び方法 |
| WO2012144244A1 (ja) * | 2011-04-22 | 2012-10-26 | 三菱重工業株式会社 | 翼部材及び回転機械 |
| US10837292B2 (en) | 2017-09-13 | 2020-11-17 | DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD | Turbine blade with cooling structure, turbine including same turbine blade, and gas turbine including same turbine |
-
1997
- 1997-07-03 JP JP9178044A patent/JPH1122404A/ja active Pending
Cited By (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| JP5655210B2 (ja) * | 2011-04-22 | 2015-01-21 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 翼部材及び回転機械 |
| JP2015025458A (ja) * | 2011-04-22 | 2015-02-05 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 翼部材及び回転機械 |
| US9181807B2 (en) | 2011-04-22 | 2015-11-10 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Blade member and rotary machine |
| US10837292B2 (en) | 2017-09-13 | 2020-11-17 | DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD | Turbine blade with cooling structure, turbine including same turbine blade, and gas turbine including same turbine |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20041028 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20050104 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20050307 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20050607 |