JPH10306704A - ガスタービン翼 - Google Patents
ガスタービン翼Info
- Publication number
- JPH10306704A JPH10306704A JP9119415A JP11941597A JPH10306704A JP H10306704 A JPH10306704 A JP H10306704A JP 9119415 A JP9119415 A JP 9119415A JP 11941597 A JP11941597 A JP 11941597A JP H10306704 A JPH10306704 A JP H10306704A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- steam
- blade
- cooling
- turbine
- gas turbine
- 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.)
- Withdrawn
Links
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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
- F05D2260/2322—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium steam
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 蒸気冷却ができるようにしたガスタービン翼
をえる。 【解決手段】 蒸気を通して冷却するガスタービン翼に
おいて、上記ガスタービン翼の翼厚さとコード長の比を
０．１５以下とする。
をえる。 【解決手段】 蒸気を通して冷却するガスタービン翼に
おいて、上記ガスタービン翼の翼厚さとコード長の比を
０．１５以下とする。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンの翼
中に蒸気を通して有効に冷却する場合に適用されるガス
タービン翼に関する。
中に蒸気を通して有効に冷却する場合に適用されるガス
タービン翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のコンバインドサイクル用のガスタ
ービンを図４〜図６に示す。ガスタービン１にはタービ
ン静翼２と動翼４が交互に配置されている。また静翼２
には冷却蒸気配管３が設けられている。さらに静翼２中
には図６に示すように複数の径方向の流路ａが設けられ
ている。
ービンを図４〜図６に示す。ガスタービン１にはタービ
ン静翼２と動翼４が交互に配置されている。また静翼２
には冷却蒸気配管３が設けられている。さらに静翼２中
には図６に示すように複数の径方向の流路ａが設けられ
ている。
【０００３】以上において、ガスタービン１へ図示しな
い燃焼器から高温の主流ガスが送られ、静翼２を介して
動翼４に作用し、高速でロータを回転させ発電が行れ
る。このとき、静翼２には、冷却蒸気配管３から冷却蒸
気３が供給され、翼２内を径方向に流れて、内面から冷
却される。その後蒸気は次の系統へ送られる。
い燃焼器から高温の主流ガスが送られ、静翼２を介して
動翼４に作用し、高速でロータを回転させ発電が行れ
る。このとき、静翼２には、冷却蒸気配管３から冷却蒸
気３が供給され、翼２内を径方向に流れて、内面から冷
却される。その後蒸気は次の系統へ送られる。
【０００４】このように、コンバインドサイクルでは熱
効率向上のため、蒸気冷却が提案されている。
効率向上のため、蒸気冷却が提案されている。
【０００５】また従来の空気によるインピンジ冷却を図
７〜図９に示す。径方向に区画された静翼２の区画内
に、内面と所定の間隔を持ち、かつ多数の孔を持つイン
サート５ａ〜５ｃが挿入されている。また翼２の表面に
も所定のパターンの孔があけられている。
７〜図９に示す。径方向に区画された静翼２の区画内
に、内面と所定の間隔を持ち、かつ多数の孔を持つイン
サート５ａ〜５ｃが挿入されている。また翼２の表面に
も所定のパターンの孔があけられている。
【０００６】冷却空気はインサート５ａ〜５ｃにはい
り、図９に示すように、各孔より翼２の内面に向け噴出
し、冷却する。その後、表面の孔より噴出しフィルム冷
却する。
り、図９に示すように、各孔より翼２の内面に向け噴出
し、冷却する。その後、表面の孔より噴出しフィルム冷
却する。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】上記従来のものは次の
ような問題点があった。
ような問題点があった。
【０００８】（１） インピンジ冷却の場合、インサー
トの挿入の容易さ、およびインサート内の圧力分布の均
一化のため、翼厚とコード長の比ｔ／ｃが通常０．２以
上となる。
トの挿入の容易さ、およびインサート内の圧力分布の均
一化のため、翼厚とコード長の比ｔ／ｃが通常０．２以
上となる。
【０００９】これと同形状のｔ／ｃの翼を蒸気冷却に使
用すると、蒸気冷却では対流冷却としなければならない
ので、大量の蒸気が必要となる。
用すると、蒸気冷却では対流冷却としなければならない
ので、大量の蒸気が必要となる。
【００１０】（２） したがって、コンバインドサイク
ルの蒸気タービン用蒸気の大半を必要とすることもあ
る。さらに、蒸気冷却配管中でもれがあった場合、コン
バインドサイクル（ボトミングサイクル）に与える影響
が大きく、プラントが機能しなくなる恐れがある。
ルの蒸気タービン用蒸気の大半を必要とすることもあ
る。さらに、蒸気冷却配管中でもれがあった場合、コン
バインドサイクル（ボトミングサイクル）に与える影響
が大きく、プラントが機能しなくなる恐れがある。
【００１１】（３） 複雑な蒸気冷却配管の配管径が大
きくなり、そのコスト・スペース・配管の取り回しが問
題となる。
きくなり、そのコスト・スペース・配管の取り回しが問
題となる。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題を解決
するため次の手段を講ずる。
するため次の手段を講ずる。
【００１３】すなわち、蒸気を通して冷却するガスター
ビン翼において、上記ガスタービン翼の翼厚さとコード
長の比を０．１５以下とする。
ビン翼において、上記ガスタービン翼の翼厚さとコード
長の比を０．１５以下とする。
【００１４】以上において、冷却用の蒸気はタービン翼
中を流れ翼を冷却する。この場合、蒸気流量を一定とす
れば、翼厚さとコード長の比、ｔ／ｃが小さくなるほど
蒸気流速は増加する。また熱伝達率も同様に増加する。
中を流れ翼を冷却する。この場合、蒸気流量を一定とす
れば、翼厚さとコード長の比、ｔ／ｃが小さくなるほど
蒸気流速は増加する。また熱伝達率も同様に増加する。
【００１５】したがって、ｔ／ｃを翼の冷却性能から要
求される最低熱伝達率に対応する０．１５以下とするこ
とにより、翼が有効に冷却されるとともに、コンバイン
ドサイクルとしての適切な蒸気流量を維持できる。
求される最低熱伝達率に対応する０．１５以下とするこ
とにより、翼が有効に冷却されるとともに、コンバイン
ドサイクルとしての適切な蒸気流量を維持できる。
【００１６】よって、仮に蒸気もれがあった場合でも、
もともとの冷却用蒸気量が少ないため、プラント性能に
与える影響が小さい。また、蒸気配管の配管径を小さく
することができる。これはプラントの複雑な配管系統の
省コスト、省スペースに役立つ。
もともとの冷却用蒸気量が少ないため、プラント性能に
与える影響が小さい。また、蒸気配管の配管径を小さく
することができる。これはプラントの複雑な配管系統の
省コスト、省スペースに役立つ。
【００１７】
【発明の実施の形態】本発明の実施の一形態を図１〜図
３により説明する。なお、従来例で説明した部分は同一
の番号をつけ説明を省略し、この発明に関する部分を主
体に説明する。
３により説明する。なお、従来例で説明した部分は同一
の番号をつけ説明を省略し、この発明に関する部分を主
体に説明する。
【００１８】図１にて、蒸気冷却用のガスタービン静翼
２のプロフィルのｔ／ｃを０．１５以下とする。
２のプロフィルのｔ／ｃを０．１５以下とする。
【００１９】以上において、冷却用の蒸気はタービン静
翼２中を、例えば、流路ａの基端から径方向に流れ、先
端部で次の流路をリターンし、以下同様に順次流れ静翼
２を冷却する。
翼２中を、例えば、流路ａの基端から径方向に流れ、先
端部で次の流路をリターンし、以下同様に順次流れ静翼
２を冷却する。
【００２０】この場合、蒸気流量を一定とすれば、図２
に示すように翼２厚さとコード長の比、ｔ／ｃが小さく
なるほど蒸気流速は増加する。また熱伝達率も図３に示
すように、同様に増加する。
に示すように翼２厚さとコード長の比、ｔ／ｃが小さく
なるほど蒸気流速は増加する。また熱伝達率も図３に示
すように、同様に増加する。
【００２１】したがって、ｔ／ｃを翼の冷却性能から要
求される最低熱伝達率α1 に対応する０．１５以下とす
ることにより、翼が有効に冷却されるとともに、コンバ
インドサイクルとしての適切な低蒸気流量を維持でき
る。
求される最低熱伝達率α1 に対応する０．１５以下とす
ることにより、翼が有効に冷却されるとともに、コンバ
インドサイクルとしての適切な低蒸気流量を維持でき
る。
【００２２】よって、仮に蒸気もれがあった場合でも、
もともとの冷却用蒸気量が少ないため、プラント性能に
与える影響が小さい。また、蒸気配管３の配管径を小さ
くすることができる。これはプラントの複雑な配管系統
の省コスト、省スペースに役立つ。
もともとの冷却用蒸気量が少ないため、プラント性能に
与える影響が小さい。また、蒸気配管３の配管径を小さ
くすることができる。これはプラントの複雑な配管系統
の省コスト、省スペースに役立つ。
【００２３】
【発明の効果】以上に説明したように、本発明によれば
翼厚さとコード長の比を０．１５以下としたので、低蒸
気量で、タービン翼として要求される冷却性能を満すこ
とができる。
翼厚さとコード長の比を０．１５以下としたので、低蒸
気量で、タービン翼として要求される冷却性能を満すこ
とができる。
【図１】本発明の実施の一形態の静翼の断面図である。
【図２】上記一形態の作用説明図である。
【図３】上記一形態の作用説明図である。
【図４】上記一形態および従来例のガスタービンの断面
図である。
図である。
【図５】同従来例の静翼の詳細図である。
【図６】同従来例の図５のＡ−Ａ視図である。
【図７】同従来例の他の例の静翼の縦断面図である。
【図８】同従来例の他の例の静翼の横断面図である。
【図９】同従来例の他の例の図８のＢ部詳細図である。
１ ガスタービン ２ タービン静翼 ３ 冷却蒸気配管 ４ 動翼 ５ａ〜５ｂ インサート ｔ 翼厚 ｃ コード長
Claims (1)
- 【請求項１】 蒸気を通して冷却するガスタービン翼に
おいて、上記ガスタービン翼の翼厚さとコード長の比を
０．１５以下とすることを特徴とするガスタービン翼。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9119415A JPH10306704A (ja) | 1997-05-09 | 1997-05-09 | ガスタービン翼 |
| PCT/JP1998/003055 WO2000001928A1 (fr) | 1997-05-09 | 1998-07-07 | Aube de turbine a gaz |
| EP98929867A EP1010860B1 (en) | 1997-05-09 | 1998-07-07 | Gas turbine blade |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9119415A JPH10306704A (ja) | 1997-05-09 | 1997-05-09 | ガスタービン翼 |
| PCT/JP1998/003055 WO2000001928A1 (fr) | 1997-05-09 | 1998-07-07 | Aube de turbine a gaz |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10306704A true JPH10306704A (ja) | 1998-11-17 |
Family
ID=14760909
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9119415A Withdrawn JPH10306704A (ja) | 1997-05-09 | 1997-05-09 | ガスタービン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH10306704A (ja) |
-
1997
- 1997-05-09 JP JP9119415A patent/JPH10306704A/ja not_active Withdrawn
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20040803 |