JPS59180006A - ガスタ−ビン静翼セグメント - Google Patents
ガスタ−ビン静翼セグメントInfo
- Publication number
- JPS59180006A JPS59180006A JP5263583A JP5263583A JPS59180006A JP S59180006 A JPS59180006 A JP S59180006A JP 5263583 A JP5263583 A JP 5263583A JP 5263583 A JP5263583 A JP 5263583A JP S59180006 A JPS59180006 A JP S59180006A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- gas turbine
- side wall
- stator blade
- segment
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
- F01D9/044—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators permanently, e.g. by welding, brazing, casting or the like
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の利用分野〕
本発明はガスタービン靜翼構造に係り、特に、翼部に過
大な熱応力が発生すること全防止するための静翼セグメ
ント構造に関する。
大な熱応力が発生すること全防止するための静翼セグメ
ント構造に関する。
カスタービン靜真セグメント購造の一例全第１図ないし
第３図に示す。
第３図に示す。
第１図は静翼セグメントの斜視図である。静翼セグメン
トは翼１、外側サイドウオール２、内側サイドウオール
３から構成されており、翼１ケと両サイドウオールとが
一体となっているもの全単典セグメント、第１図のよう
に複数の翼が両サイドウオールで一体となっているもの
全多連翼セグメン］・という。実機の静翼はこのセグメ
ントが連なって、円筒状に組立てられたものでめる。第
２図は翼の内部構造１示す。燃焼器で燃焼されたガス１
１は翼前縁４より後縁５の方向へ流扛る。翼外壁は燃焼
ガスと接触する几め、非常に高温になり、冷却１施こさ
なけれは強度が低下する。このため、一般に、翼内部全
空洞にし、冷却空気奢内壁に吹きつけて金属面の冷却を
行なう。翼内部に無数の冷却孔７をもつコア・プラグ６
全挿入し、翼外周方向より冷却空気９を流し、冷却孔７
よりコア・プラグ外に噴出させ、翼内壁に冷却空気を吹
きつけた後、翼本体に設けらｎた冷却孔８．９に通過し
て外部に噴出させる。
トは翼１、外側サイドウオール２、内側サイドウオール
３から構成されており、翼１ケと両サイドウオールとが
一体となっているもの全単典セグメント、第１図のよう
に複数の翼が両サイドウオールで一体となっているもの
全多連翼セグメン］・という。実機の静翼はこのセグメ
ントが連なって、円筒状に組立てられたものでめる。第
２図は翼の内部構造１示す。燃焼器で燃焼されたガス１
１は翼前縁４より後縁５の方向へ流扛る。翼外壁は燃焼
ガスと接触する几め、非常に高温になり、冷却１施こさ
なけれは強度が低下する。このため、一般に、翼内部全
空洞にし、冷却空気奢内壁に吹きつけて金属面の冷却を
行なう。翼内部に無数の冷却孔７をもつコア・プラグ６
全挿入し、翼外周方向より冷却空気９を流し、冷却孔７
よりコア・プラグ外に噴出させ、翼内壁に冷却空気を吹
きつけた後、翼本体に設けらｎた冷却孔８．９に通過し
て外部に噴出させる。
第３図は第１図の外側サイドウメール側より静翼セグメ
ントに見た図である。コア・フラグ６は夕１側サイドウ
オールと溶接部］２で接合されている。
ントに見た図である。コア・フラグ６は夕１側サイドウ
オールと溶接部］２で接合されている。
このように、翼は内部より冷却され、外部より加熱され
るために肉厚方向に温度分布が生じ、又ＡｔＴ縁より後
縁−ｆでの間では、熱伝達係数が場所により異なり、又
、冷却孔の有無によって、翼長方向に温度分布ができる
。そして、翼が外側、内側両サイドウオールによって固
定されているため、熱応力が発生する。一方、サイドウ
オールの温度は比較的低温であり、翼部は高温であるた
め、両者の間の温■差によっても熱応力が発生する。単
質セグメントの場合には、サイドウオールが翼の変形に
沿って変形し７、熱応力が緩和される余地があるが、多
連翼セグメントの場合には、サイドウオールの変形が隣
り合う翼により拘束されるため、サイドウオールと翼の
接合部に過大な応力が発生し７、プラントの起動、停止
に伴って熱応力が繰返されるため、疲几＠裂が発生し、
プラントに重太な損傷γ与える。
るために肉厚方向に温度分布が生じ、又ＡｔＴ縁より後
縁−ｆでの間では、熱伝達係数が場所により異なり、又
、冷却孔の有無によって、翼長方向に温度分布ができる
。そして、翼が外側、内側両サイドウオールによって固
定されているため、熱応力が発生する。一方、サイドウ
オールの温度は比較的低温であり、翼部は高温であるた
め、両者の間の温■差によっても熱応力が発生する。単
質セグメントの場合には、サイドウオールが翼の変形に
沿って変形し７、熱応力が緩和される余地があるが、多
連翼セグメントの場合には、サイドウオールの変形が隣
り合う翼により拘束されるため、サイドウオールと翼の
接合部に過大な応力が発生し７、プラントの起動、停止
に伴って熱応力が繰返されるため、疲几＠裂が発生し、
プラントに重太な損傷γ与える。
なお、図中５翼後縁部、１０は冷却空気、１１は燃焼ガ
ス、１８は上部固定治具とサイドウオールとの境界であ
る。
ス、１８は上部固定治具とサイドウオールとの境界であ
る。
本発明の目的は静翼セグメントに発生する熱応力を低減
させ、疲ｒ、き裂発生全防止して、信頼性の高い静翼セ
グメンＩｆ提供するにある。
させ、疲ｒ、き裂発生全防止して、信頼性の高い静翼セ
グメンＩｆ提供するにある。
本発明の要点は翼とザイドウオール間？構造的に分離す
ることにより、翼とサイドウオール間の変形拘束全低減
させるにある。
ることにより、翼とサイドウオール間の変形拘束全低減
させるにある。
〔発明の実施例゛Ｉ
第４図ないし第６図に本発明の実施例１示す。
第４図は外側サイドウオール方向より見た平面図であり
、第５図は背側−腹側間ＩＶ−Ｖ）の断面シ１、第６図
は前縁−後縁間ＣＭ−Ｖｌ）の断面図である。
、第５図は背側−腹側間ＩＶ−Ｖ）の断面シ１、第６図
は前縁−後縁間ＣＭ−Ｖｌ）の断面図である。
不実施例では、外、内側サイドウオール２，３および翼
１の両端に固定冶具１３，１４全備えた部品との組立て
構造奢とる。すなわち、外側サイドウオール２の上方よ
り、固定治具１３，１４のついた翼１全挿入し、内側サ
イドウオール３と溶接部１５で固定する。固定冶具１３
は第５図、第６図に示すように、段全もち、外側サイド
ウオールに引っかかる構造とする。外側サイドウオール
と固定治具１３とは固定しないものとする。翼１の付根
部２０に曲率がないと燃焼ガスの流れが悪くなり、効率
が低下する。付根部に曲率全つける関係上、固定治具１
３，１４と両サイドウオールとの境界は曲率がなくなり
、平面になった場所に設ける。
１の両端に固定冶具１３，１４全備えた部品との組立て
構造奢とる。すなわち、外側サイドウオール２の上方よ
り、固定治具１３，１４のついた翼１全挿入し、内側サ
イドウオール３と溶接部１５で固定する。固定冶具１３
は第５図、第６図に示すように、段全もち、外側サイド
ウオールに引っかかる構造とする。外側サイドウオール
と固定治具１３とは固定しないものとする。翼１の付根
部２０に曲率がないと燃焼ガスの流れが悪くなり、効率
が低下する。付根部に曲率全つける関係上、固定治具１
３，１４と両サイドウオールとの境界は曲率がなくなり
、平面になった場所に設ける。
この構造では、プラントが運転状態となり、高温の燃焼
ガスが流入し、翼部が高温となって膨張しても、隣り合
う翼のサイドウオール全弁した拘束による熱応力の発生
は回避される。Ｌまたがって、従来構造に見うけられる
き裂の発生が防止でき、プラントの信頼性が向上する。
ガスが流入し、翼部が高温となって膨張しても、隣り合
う翼のサイドウオール全弁した拘束による熱応力の発生
は回避される。Ｌまたがって、従来構造に見うけられる
き裂の発生が防止でき、プラントの信頼性が向上する。
一方、翼は燃焼ガスの圧力（より曲げの負荷奢受けるが
、これに対しては、外側サイドウオールと上部固定治具
間の境界１８のクリアランス全翼の許容変形量以下に設
定することにより、翼の形状を利用して、翼２支持する
ことができる。
、これに対しては、外側サイドウオールと上部固定治具
間の境界１８のクリアランス全翼の許容変形量以下に設
定することにより、翼の形状を利用して、翼２支持する
ことができる。
外側サイドウオールと上部固定治具の境界より冷却空気
が燃焼ガス通路側に漏れ、プラントの効率が減少するこ
とが考えらｎる。この場合には、第７図に示すように、
外側サイドウオールと固定治具の境界１！−またぐよう
に、シールプレート１６に敷きつめ、溶接部１７で固定
する。このことにより、冷却空気の漏れ全防止すること
ができる。
が燃焼ガス通路側に漏れ、プラントの効率が減少するこ
とが考えらｎる。この場合には、第７図に示すように、
外側サイドウオールと固定治具の境界１！−またぐよう
に、シールプレート１６に敷きつめ、溶接部１７で固定
する。このことにより、冷却空気の漏れ全防止すること
ができる。
ただし、このシールプレートは可能なかき゛り薄く、上
部固定治具１３とサイドウオール２の変形全拘束しない
ものとする。
部固定治具１３とサイドウオール２の変形全拘束しない
ものとする。
又、第８図に示すように、上部固定治具１３と外側サイ
ドウオール２の境界に冷却用スリット１９金設け、これ
全利用して、翼部に直接冷却空気を吹きつけて、翼の冷
却を実施することも可能でおる。
ドウオール２の境界に冷却用スリット１９金設け、これ
全利用して、翼部に直接冷却空気を吹きつけて、翼の冷
却を実施することも可能でおる。
更に、本実施例では、静翼のケーシングへの増付構造は
外側サイドウオール全ケーシングにつり下げるという従
来構造と同様にすることが可能で、現在、稼動中のガス
タービンにも適用可能である。
外側サイドウオール全ケーシングにつり下げるという従
来構造と同様にすることが可能で、現在、稼動中のガス
タービンにも適用可能である。
本発明によれば、静翼セグメントに発生する熱応カケ低
減でき、その結果、プラントの信頼性の向上２図れる。
減でき、その結果、プラントの信頼性の向上２図れる。
第１図は静翼セグメントの斜視図、第２図は翼構造の斜
視図、第３図は静翼セグメントの平面図、第４図は本発
明の静翼セグメントの平面図、第５図は本発明の静翼セ
グメントの背側−腹側間の断面図、第６図は本発明の静
翼セグメントの買前縁−後縁間の断面図、第７図は本発
明の一実施例の静置セグメントの断面図、第８図は本発
明の他の実施例の静翼セグメントの断面図である。 ■・・・翼、２・・・外側サイドウオール、３・・・内
側サイドウオール、７・・・コアープラグ冷却孔、８・
・・翼腹部冷却孔、９・・・翼後縁部冷却孔、１０・・
・冷却空気、（７） 茅３図 特開昭５９−１８０００６ （４） 第４−２ 茶５図 １５ 不（ｌ＝霞 特開＋１ｆｆ５９−１８０００に（５）５ 第２図 ２層り畠 ／
視図、第３図は静翼セグメントの平面図、第４図は本発
明の静翼セグメントの平面図、第５図は本発明の静翼セ
グメントの背側−腹側間の断面図、第６図は本発明の静
翼セグメントの買前縁−後縁間の断面図、第７図は本発
明の一実施例の静置セグメントの断面図、第８図は本発
明の他の実施例の静翼セグメントの断面図である。 ■・・・翼、２・・・外側サイドウオール、３・・・内
側サイドウオール、７・・・コアープラグ冷却孔、８・
・・翼腹部冷却孔、９・・・翼後縁部冷却孔、１０・・
・冷却空気、（７） 茅３図 特開昭５９−１８０００６ （４） 第４−２ 茶５図 １５ 不（ｌ＝霞 特開＋１ｆｆ５９−１８０００に（５）５ 第２図 ２層り畠 ／
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、翼とサイドウオールでセダメンｌｆ形成し、このセ
グメントが集合して構成されているガスタービン静翼に
おいて、 前記サイドウオールと前記翼部分間Ｙルーズなはめ合い
構造としたこと１特徴とするガスタービン静翼セグメン
ト。 ２４ ％許請求の範囲第一項において、前記ルーズな
はめ合い構造部に設けられる間隙を利用して、前記翼の
表面の冷却管可能とする手段１設けたこと全特徴とする
ガスタービン静翼セグメント。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5263583A JPS59180006A (ja) | 1983-03-30 | 1983-03-30 | ガスタ−ビン静翼セグメント |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5263583A JPS59180006A (ja) | 1983-03-30 | 1983-03-30 | ガスタ−ビン静翼セグメント |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59180006A true JPS59180006A (ja) | 1984-10-12 |
Family
ID=12920278
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5263583A Pending JPS59180006A (ja) | 1983-03-30 | 1983-03-30 | ガスタ−ビン静翼セグメント |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59180006A (ja) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1167694A2 (en) * | 2000-06-27 | 2002-01-02 | General Electric Company | Cooled nozzle vane |
| EP1176284A2 (en) * | 2000-07-27 | 2002-01-30 | General Electric Company | Brazeless fillet turbine nozzle |
| EP1548235A2 (en) * | 2003-12-22 | 2005-06-29 | United Technologies Corporation | Cooled vane cluster |
| WO2007030925A1 (en) | 2005-09-12 | 2007-03-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Vane assembly with improved vane roots |
| JP2007085342A (ja) * | 2005-09-19 | 2007-04-05 | General Electric Co <Ge> | シールなしｃｍｃ羽根／プラットフォーム境界面 |
| EP1801357A1 (fr) | 2005-12-22 | 2007-06-27 | Techspace aero | Aubage statorique de turbomachine, turbomachine comportant l'aubage et aube de turbomachine |
| EP1847689A2 (en) | 2006-04-21 | 2007-10-24 | General Electric Company | Apparatus and method of diaphragm assembly |
| EP2204547A1 (fr) | 2008-12-29 | 2010-07-07 | Techspace aero | Ensemble pour étage redresseur d'une turbomachine, comprenant une virole extérieure et au moins une aube fixe |
| JP2010180827A (ja) * | 2009-02-06 | 2010-08-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン翼、及びガスタービン |
| JP2011058497A (ja) * | 2009-09-09 | 2011-03-24 | Alstom Technology Ltd | タービンのブレード |
-
1983
- 1983-03-30 JP JP5263583A patent/JPS59180006A/ja active Pending
Cited By (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| EP1548235A3 (en) * | 2003-12-22 | 2008-11-19 | United Technologies Corporation | Cooled vane cluster |
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| EP1801357A1 (fr) | 2005-12-22 | 2007-06-27 | Techspace aero | Aubage statorique de turbomachine, turbomachine comportant l'aubage et aube de turbomachine |
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| JP2007292071A (ja) * | 2006-04-21 | 2007-11-08 | General Electric Co <Ge> | ダイアフラム組立体及び蒸気タービン |
| KR101378193B1 (ko) * | 2006-04-21 | 2014-03-26 | 제너럴 일렉트릭 캄파니 | 증기 터빈용 다이어프램 조립체 및 증기 터빈 |
| EP2204547A1 (fr) | 2008-12-29 | 2010-07-07 | Techspace aero | Ensemble pour étage redresseur d'une turbomachine, comprenant une virole extérieure et au moins une aube fixe |
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| JP2011058497A (ja) * | 2009-09-09 | 2011-03-24 | Alstom Technology Ltd | タービンのブレード |
| US8801381B2 (en) | 2009-09-09 | 2014-08-12 | Alstom Technology Ltd. | Turbine blade |
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