JPH0586901A - Gas turbine - Google Patents
Gas turbineInfo
- Publication number
- JPH0586901A JPH0586901A JP24188391A JP24188391A JPH0586901A JP H0586901 A JPH0586901 A JP H0586901A JP 24188391 A JP24188391 A JP 24188391A JP 24188391 A JP24188391 A JP 24188391A JP H0586901 A JPH0586901 A JP H0586901A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- air
- booster
- gas turbine
- compressor
- discharge
- 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
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】本発明は、たとえ翼冷却用の空気昇圧装置を備
えたガスタービンであっても冷却空気の洩れが少ないこ
の種ガスタービンを提供するにある。
【構成】本発明は、この空気昇圧装置を、空気圧縮機と
冷却翼との間に設けるようになしたものである。
【効果】このような構造を採用することにより、冷却空
気の空気昇圧装置はガスタービンの内部で最も高圧の圧
縮機吐出空気で囲まれるため、昇圧された冷却空気と周
囲との差圧は最小で漏れも最小となると同時に、漏れ空
気はガスタービン内部に回収され、系外に漏洩して損失
となることがなくなる。
(57) [Abstract] [PROBLEMS] The present invention provides a gas turbine of this type in which leakage of cooling air is small even if the gas turbine is equipped with an air booster for cooling the blades. According to the present invention, this air booster is provided between an air compressor and a cooling blade. [Effect] By adopting such a structure, the air booster for the cooling air is surrounded by the compressor discharge air of the highest pressure inside the gas turbine, so that the differential pressure between the boosted cooling air and the surroundings is minimized. At the same time, the leakage is minimized, and at the same time, the leaked air is collected inside the gas turbine and does not leak to the outside of the system to cause a loss.
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は産業用や事業用発電設備
に使用されるガスタービンに係わり、特に空気冷却ター
ビン翼を有する高温ガスタービンにおいて、その内部に
冷却空気の昇圧装置を設けて、タービン翼の冷却効果を
高め、内燃機関の熱効率を高めるに好適なガスタービン
に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine used for industrial or commercial power generation equipment, and in particular, in a high temperature gas turbine having air cooling turbine blades, a booster device for cooling air is provided therein. The present invention relates to a gas turbine suitable for enhancing the cooling effect of turbine blades and enhancing the thermal efficiency of an internal combustion engine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来一般に採用されているガスタービン
は、主として圧縮機，燃焼器及びタービンから構成され
ている。このようなガスタービンにおいては、燃焼温度
を上昇することによってその熱効率を高めることができ
るが、タービン翼等に使用される部材の高温強度の限界
によって燃焼温度の上限が制限される。このため、ター
ビン翼に空冷翼、すなわち翼母体を中空となし、この中
空部に冷却空気を流通させて冷却するようになした翼を
採用することにより、現在では燃焼温度を金属の融点に
近い１３００℃レベルの燃焼温度まで上昇可能である。2. Description of the Related Art A gas turbine generally used in the past mainly comprises a compressor, a combustor and a turbine. In such a gas turbine, the thermal efficiency can be increased by increasing the combustion temperature, but the upper limit of the combustion temperature is limited by the high temperature strength of the members used for the turbine blades and the like. For this reason, air-cooling blades, that is, blade bodies that are hollow in the turbine blades, and blades in which cooling air is circulated in the hollow portions to cool the turbine blades are used, and the combustion temperature is now close to the melting point of metal. It is possible to raise the combustion temperature to the level of 1300 ° C.
【０００３】一方、燃焼筒内に流入する冷却空気は燃焼
ガスを希釈してガス温度を低下させ、また燃焼ガスとの
混合時に混合損失を生じて主流ガスの運動エネルギを減
じるため、この流入冷却空気量の増加に比例してガスタ
ービンの熱効率が低下する。したがって、より効果的な
冷却構造を採用して冷却空気流量を減少させることが熱
効率向上の面で重要である。On the other hand, the cooling air flowing into the combustion cylinder dilutes the combustion gas to lower the gas temperature, and when mixing with the combustion gas, mixing loss occurs to reduce the kinetic energy of the mainstream gas. The thermal efficiency of the gas turbine decreases in proportion to the increase in the amount of air. Therefore, it is important to improve the thermal efficiency by adopting a more effective cooling structure and reducing the cooling air flow rate.
【０００４】このような効果的な冷却構造の従来技術例
として、特開昭54−82518 号（第２図参照）が提案され
ている。As a prior art example of such an effective cooling structure, JP-A-54-82518 (see FIG. 2) has been proposed.
【０００５】この例ではタービン翼の冷却空気を圧縮機
吐出部より抽気し、ガスタービンの軸端に連結された空
気昇圧装置により冷却空気を昇圧してタービン翼に供給
し、さらにこの冷却空気を燃焼器に回収するようにした
ものである。In this example, the cooling air for the turbine blades is extracted from the compressor discharge portion, the cooling air is boosted by an air booster connected to the shaft end of the gas turbine, and is supplied to the turbine blades. It is designed to be collected in the combustor.
【０００６】[0006]
【発明が解決しようとする課題】しかしこのように形成
されたガスタービンであると、ガスタービンの軸端に空
気昇圧装置が設置されていることから、高圧空気の漏れ
が生じ易く、漏れ空気による熱効率の低下を招く嫌いが
ある。However, in the gas turbine formed as described above, since the air booster is installed at the shaft end of the gas turbine, high pressure air is apt to leak, and the high pressure air is easily leaked. There is a dislike for causing a decrease in thermal efficiency.
【０００７】又、さらに冷却空気の抽出送気配管が必要
であることから構造が複雑となる等実用上の問題点が多
い。[0007] Further, there are many practical problems such as a complicated structure due to the need for an extraction and air supply pipe for cooling air.
【０００８】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、たとえ空気昇圧装置を備えたガス
タービンであっても冷却空気の洩れが少ないこの種ガス
タービンを提供するにある。The present invention has been made in view of the above circumstances, and an object of the present invention is to provide a gas turbine of this type in which the leakage of cooling air is small even if the gas turbine is equipped with an air booster.
【０００９】[0009]
【課題を解決するための手段】すなわち本発明は、この
空気昇圧装置を空気圧縮機と冷却翼との間に設けるよう
になし所期の目的を達成するようにしたものである。That is, according to the present invention, the air booster is provided between the air compressor and the cooling blade to achieve the intended purpose.
【００１０】[0010]
【作用】このような構造とすることにより、冷却空気の
昇圧機構はガスタービンの内部で最も高圧の圧縮機吐出
空気で囲まれるため、昇圧された冷却空気と周囲との差
圧は最小で漏れも最小となると同時に、漏れ空気はガス
タービン内部に回収され、系外に漏洩して損失となるこ
とがないのである。すなわちガスタービンの熱効率を高
める上で有効なのである。With this structure, the boosting mechanism for the cooling air is surrounded by the compressor discharge air of the highest pressure inside the gas turbine, so that the pressure difference between the boosted cooling air and the surroundings is minimal and leakage occurs. At the same time, the leakage air is collected inside the gas turbine and does not leak to the outside of the system to cause a loss. That is, it is effective in improving the thermal efficiency of the gas turbine.
【００１１】[0011]
【実施例】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にはそのガスタービンの系統が示さ
れている。ガスタービンは主として圧縮機１，燃焼器
２，タービン３，タービン翼４，空気昇圧装置６及び車
軸７より構成されている。The present invention will be described in detail below with reference to the illustrated embodiments. FIG. 1 shows the system of the gas turbine. The gas turbine mainly comprises a compressor 1, a combustor 2, a turbine 3, turbine blades 4, an air booster 6 and an axle 7.
【００１２】概略的な動作は、圧縮機１の入り口より吸
い込まれた空気８は、圧縮機１により昇圧されて圧縮機
吐出９に流出し、燃焼器２内で高温ガスとなってタービ
ン３に流入してタービンの回転動翼５を駆動し、車軸７
を回転させる。The general operation is that the air 8 sucked in from the inlet of the compressor 1 is pressurized by the compressor 1 and flows out to the compressor discharge 9, and becomes high temperature gas in the combustor 2 and becomes the turbine 3. Inflow to drive the rotating blades 5 of the turbine,
To rotate.
【００１３】空気昇圧装置６は圧縮機１とタービン３の
間の圧縮機吐出部９の部分に設置され、車軸７の回転動
力によって圧縮機吐出空気の一部を昇圧し高圧冷却空気
１０としてタービン静翼４やタービン動翼５に供給し
て、これらの翼を冷却する。タービン翼４，５を冷却し
た後の冷却空気は一部は翼から主流ガス中に流出し、一
部は圧縮機吐出９に戻して燃焼用空気として燃焼器に流
入する。The air booster 6 is installed in the compressor discharge part 9 between the compressor 1 and the turbine 3, and a part of the compressor discharge air is boosted by the rotational power of the axle 7 to generate high pressure cooling air 10 as a turbine. It is supplied to the stationary blades 4 and the turbine moving blades 5 to cool these blades. After cooling the turbine blades 4 and 5, part of the cooling air flows out from the blades into the mainstream gas, and part of the cooling air returns to the compressor discharge 9 and flows into the combustor as combustion air.
【００１４】このような構造を採用することにより、冷
却空気の昇圧機構はガスタービンの内部で最も高圧の圧
縮機吐出空気で囲まれるため、昇圧された冷却空気と周
囲との差圧は最小で漏れも最小となると同時に、漏れ空
気はガスタービン内部に回収され、系外に漏洩して損失
となることがなく、ガスタービンの熱効率を高める上で
効果がある。By adopting such a structure, the boosting mechanism for the cooling air is surrounded by the compressor discharge air of the highest pressure inside the gas turbine, so that the differential pressure between the boosted cooling air and the surroundings is minimized. At the same time that the leakage is minimized, the leakage air is not collected inside the gas turbine and leaks out of the system to cause a loss, which is effective in improving the thermal efficiency of the gas turbine.
【００１５】図２には空気昇圧装置の一実施例が示され
ている。圧縮機１は圧縮機吐出ケーシング１２に取付け
られた静翼列１ｂと車軸７に取付けられた動翼列１ａ及
び後置翼列１ｃから軸流圧縮機を構成している。FIG. 2 shows an embodiment of the air booster. The compressor 1 constitutes an axial compressor from a stationary blade row 1b attached to the compressor discharge casing 12, a moving blade row 1a attached to the axle 7, and a rear blade row 1c.
【００１６】圧縮機吐出ケーシング１１は圧縮機ケーシ
ング１２とタービンケーシング１７を連結して圧縮機吐
出部９を形成している。圧縮機吐出部９に燃焼器ライナ
ー２ａとトランジションピース２ｂから成る燃焼器２が
設置されている。The compressor discharge casing 11 connects the compressor casing 12 and the turbine casing 17 to form the compressor discharge portion 9. The combustor 2 including a combustor liner 2a and a transition piece 2b is installed in the compressor discharge part 9.
【００１７】タービンケーシング１７にはタービン静翼
４が取付けられ、車軸７に取付けられ他タービン動翼５
と組みあわさってタービン３を構成している。The turbine vane 4 is attached to the turbine casing 17, and the turbine blade 5 is attached to the axle 7.
The turbine 3 is configured in combination with.
【００１８】前記圧縮機吐出部９には圧縮機下流の流路
を半径方向に２分割する仕切板１３が設置されている。
この仕切板１３上にその内周側に向けて昇圧静翼列６ｂ
が取付けられ、圧縮機最終段動翼１ａとタービン翼５の
間の車軸７上に取付けられた昇圧動翼列６ａと組み合わ
さって昇圧装置６を構成している。The compressor discharge section 9 is provided with a partition plate 13 which divides the flow path downstream of the compressor into two in the radial direction.
On this partition plate 13, the pressure rising vane row 6b is directed toward the inner peripheral side thereof.
And a booster blade row 6a mounted on the axle 7 between the compressor last stage rotor blade 1a and the turbine blade 5 to form a booster device 6.
【００１９】昇圧装置６の下流側には仕切板１４が設置
され前記仕切板１３との間に冷却空気通路１５を形成し
ている。A partition plate 14 is installed on the downstream side of the booster 6 and a cooling air passage 15 is formed between the partition plate 13 and the partition plate 13.
【００２０】圧縮空気８は圧縮機吐出部９から燃焼器２
に流入し高温ガスとなってタービン静翼４及び動翼５に
流入して仕事をする。一方、圧縮空気８の一部は圧縮機
最終段動翼１ａ直後より分岐して冷却空気１０として空
気昇圧装置６に流入する。The compressed air 8 flows from the compressor discharge portion 9 to the combustor 2
Flows into the turbine stationary blades 4 and the rotor blades 5 to perform work. On the other hand, a part of the compressed air 8 branches from immediately after the compressor last stage rotor blade 1a and flows into the air booster 6 as cooling air 10.
【００２１】空気昇圧装置６は図３に示すように軸流圧
縮機翼列を構成しており冷却空気１０の圧力を高め、そ
の一部は１０ａは冷却通路１５を通ってタービン静翼４
に流入しタービン静翼４を冷却した後圧縮機吐出に流出
して燃焼器２に流出する。また、昇圧された冷却空気の
一部１０ｂは車軸７のタービン部内部に設けられたロー
タ冷却通路１６を通ってタービン動翼５に流入しタービ
ン動翼５を冷却する。As shown in FIG. 3, the air booster 6 increases the pressure of the cooling air 10 by forming an axial flow compressor blade row, a part of which 10a passes through the cooling passage 15 and the turbine stationary blade 4
After cooling the turbine vane 4, it flows out to the discharge of the compressor and outflows to the combustor 2. Further, a part of the boosted cooling air 10b flows into the turbine rotor blade 5 through the rotor cooling passage 16 provided inside the turbine portion of the axle shaft 7 to cool the turbine rotor blade 5.
【００２２】以上の構造によれば軸流圧縮機の下流に更
に数段の軸流圧縮翼列を追加することで容易に冷却空気
の昇圧装置を形成することが可能で、しかも各々の冷却
流路が隔絶しているため冷却空気の漏れがほとんどな
く、ガスタービンの熱効率を高め得る効果的な冷却空気
の供給構造が形成可能である。According to the above structure, a booster device for cooling air can be easily formed by adding several stages of axial flow compression blades downstream of the axial flow compressor. Since the passages are isolated, there is almost no cooling air leakage, and an effective cooling air supply structure that can enhance the thermal efficiency of the gas turbine can be formed.
【００２３】尚この場合唯一冷却空気の漏れが生ずる場
所はラビリンスシール２０であるが、この部分は仕切板
１４とタービン動翼５の取り付く車盤７ａ間の空間に高
温ガスが流入することを防止するためのパージ空気を流
すため、漏れをゼロにする必要はなく、ラビリンスシー
ル２０によって適度にコントロールされた量の空気を流
せば良い。In this case, the only place where the leakage of the cooling air occurs is the labyrinth seal 20, but this part prevents hot gas from flowing into the space between the partition plate 14 and the chassis 7a to which the turbine rotor blade 5 is attached. Since the purge air for controlling the flow is supplied, it is not necessary to reduce the leakage to zero, and it suffices to supply an amount of air appropriately controlled by the labyrinth seal 20.
【００２４】次に、図４に基づき他の実施例について述
べる。Next, another embodiment will be described with reference to FIG.
【００２５】全体の構成は図２とほぼ同様であるので、
同一の構造物については説明を省略する。ここではター
ビン静翼４の冷却空気１０ａを昇圧する装置として、タ
ービン動翼５を取付けた車盤に隣接してその上流側、タ
ービン静翼４の内周側の車軸７上に遠心圧縮ベーン１８
を複数枚設置しタービン静翼４より内周側にはりだした
仕切板１３および１４により、前記遠心圧縮ベーンを囲
って冷却空気の昇圧装置を構成している。仕切板１４に
は半径方向ラビリンス１９が設置されたパージ空気をコ
ントロールしている。Since the overall structure is almost the same as in FIG.
Description of the same structure is omitted. Here, as a device for increasing the pressure of the cooling air 10a for the turbine vanes 4, a centrifugal compression vane 18 is provided on the axle 7 adjacent to the vehicle board to which the turbine rotor blades 5 are attached, upstream thereof, and on the inner peripheral side of the turbine vanes 4.
Partition plates 13 and 14 that are installed on the inner circumferential side of the turbine vane 4 and that surround the centrifugal compression vane constitute a booster device for cooling air. A radial labyrinth 19 is installed on the partition plate 14 to control the purge air.
【００２６】圧縮機吐出空気８の一部は前記遠心圧縮ベ
ーン１８に冷却空気１０ａとして昇圧されてタービン静
翼４に供給される。A part of the compressor discharge air 8 is pressurized as the cooling air 10a by the centrifugal compression vane 18 and supplied to the turbine vane 4.
【００２７】このような構造によれば、前述の実施例と
同等の冷却効果及び熱効率の改善効果が、より少ない部
品点数で達成可能であるという利点がある。According to such a structure, there is an advantage that the cooling effect and the improvement effect of the thermal efficiency equivalent to those of the above-described embodiment can be achieved with a smaller number of parts.
【００２８】次に、図５及び図６によりこのような冷却
構成に使用される冷却翼について説明する。タービン静
翼４は翼部４ａと内周壁４ｂ，外周壁４ｃから構成され
ている。翼の内部は内周壁４ｂから外周壁４ｃに貫通し
た中空構造となっており、その内部にインサートコア２
１が内周側開口部を塞ぐように溶接されている。Next, a cooling blade used in such a cooling structure will be described with reference to FIGS. 5 and 6. The turbine vane 4 includes a blade portion 4a, an inner peripheral wall 4b, and an outer peripheral wall 4c. The inside of the blade has a hollow structure that penetrates from the inner peripheral wall 4b to the outer peripheral wall 4c.
1 is welded so as to close the inner peripheral side opening.
【００２９】インサートコア２１は薄板によって袋状に
成型されておりその全面に冷却穴２２が多数穿孔されて
いる。また翼後縁ぶには伝熱促進体のピンフィンが取付
けられている。The insert core 21 is formed of a thin plate into a bag shape, and a large number of cooling holes 22 are formed on the entire surface thereof. Pin fins, which are heat transfer accelerators, are attached to the trailing edge of the blade.
【００３０】前記冷却空気の昇圧装置によってタービン
翼４に供給された冷却空気１０ａは、インサートコア２
１の内側より冷却穴２１を通ってジェット噴流となって
翼４ａの内面にインピンジメント冷却をかけた後、外周
壁４ｃ側の開口部より圧縮機吐出部９に流出して燃焼用
空気として燃焼器に流入する。また冷却空気の一部はピ
ンフィン２３よりタービン部へ流出する。The cooling air 10a supplied to the turbine blades 4 by the cooling air booster is the insert core 2
After the impingement cooling is applied to the inner surface of the blade 4a from the inside of 1 through the cooling hole 21 to form a jet jet, it flows out from the opening on the outer peripheral wall 4c side to the compressor discharge portion 9 and burns as combustion air. Flows into the vessel. Further, a part of the cooling air flows out from the pin fins 23 to the turbine section.
【００３１】このようなタービン静翼の構造により、前
記冷却空気の昇圧装置によってタービン翼４に供給され
た冷却空気１０ａを容易に圧縮機吐出部９に流出させて
燃焼用空気として利用でき、主流ガスとの混合損失の発
生やガス温度の低下をきたすことなく、熱効率の高いガ
スタービンを提供可能となる。With the structure of the turbine vane as described above, the cooling air 10a supplied to the turbine vane 4 by the booster for the cooling air can easily flow out to the compressor discharge portion 9 and can be used as combustion air. It is possible to provide a gas turbine with high thermal efficiency without generating a mixing loss with gas and lowering the gas temperature.
【００３２】[0032]
【発明の効果】以上のような構造を採用することによ
り、冷却空気の昇圧機構はガスタービンの内部で最も高
圧の圧縮機吐出空気で囲まれるため、昇圧された冷却空
気と周囲との差圧は最小で漏れも最小となると同時に、
漏れ空気はガスタービン内部に回収され、系外に漏洩し
て損失となることなく、ガスタービンの熱効率を高める
ことができる。By adopting the above-mentioned structure, the boosting mechanism for the cooling air is surrounded by the compressor discharge air of the highest pressure inside the gas turbine, so that the differential pressure between the boosted cooling air and the surroundings. Is minimal and leakage is minimal,
The leaked air is collected inside the gas turbine and leaks to the outside of the system to cause no loss, so that the thermal efficiency of the gas turbine can be improved.
【図１】本発明のガスタービンを示す線図。FIG. 1 is a diagram showing a gas turbine of the present invention.
【図２】本発明のガスタービンの空気圧縮機の要部を示
す縦断側面図。FIG. 2 is a vertical sectional side view showing a main part of an air compressor of a gas turbine of the present invention.
【図３】空気昇圧装置の翼部を示す断面図。FIG. 3 is a cross-sectional view showing a wing portion of the air booster.
【図４】本発明のガスタービンの空気圧縮機の要部を示
す縦断側面図。FIG. 4 is a vertical sectional side view showing a main part of an air compressor of a gas turbine of the present invention.
【図５】タービン静翼の縦断側面図。FIG. 5 is a vertical sectional side view of a turbine vane.
【図６】図５のｃ−ｃ線に沿う断面図。6 is a sectional view taken along line cc of FIG.
１…圧縮機、２…燃焼器、３…タービン、４…タービン
静翼、５…タービン動翼、６…空気昇圧装置、７…車
軸、８…空気、９…圧縮機吐出部、１０…冷却空気、１
１…圧縮機吐出ケーシング、１２…圧縮機ケーシング、
１３，１４…仕切板、１５…冷却空気通路、１６…ロー
タ冷却空気通路、１７…タービンケーシング、１８…遠
心圧縮ベーン、１９…半径方向ラビリンス、２０…軸方
向ラビリンス、２１…インサートコア、２２…インピン
ジメント冷却穴、２３…ピンフィン。DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Compressor, 2 ... Combustor, 3 ... Turbine, 4 ... Turbine stationary blade, 5 ... Turbine rotor blade, 6 ... Air booster, 7 ... Axle, 8 ... Air, 9 ... Compressor discharge part, 10 ... Cooling Air, 1
1 ... Compressor discharge casing, 12 ... Compressor casing,
13, 14 ... Partition plate, 15 ... Cooling air passage, 16 ... Rotor cooling air passage, 17 ... Turbine casing, 18 ... Centrifugal compression vane, 19 ... Radial labyrinth, 20 ... Axial labyrinth, 21 ... Insert core, 22 ... Impingement cooling holes, 23 ... pin fins.
フロントページの続き (72)発明者 竹原 勲 茨城県日立市幸町三丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内 (72)発明者 加藤 泰弘 茨城県土浦市神立町502番地 株式会社日 立製作所機械研究所内Front page continuation (72) Inventor Isao Takehara 3-1-1, Saiwaicho, Hitachi, Ibaraki Hitachi Ltd. Hitachi factory (72) Inventor Yasuhiro Kato, 502 Kandachimachi, Tsuchiura, Ibaraki Hitate Co., Ltd. Machinery Research Laboratory
Claims (13)
を備えたガスタービンにおいて、 前記空気昇圧装置を、前記空気圧縮機と前記冷却翼との
間に設けたことを特徴とするガスタービン。1. An air compressor, an air booster for boosting the discharge air of the air compressor, and a cooling blade cooled by the discharge air of the air booster.
A gas turbine comprising: the gas turbine, wherein the air booster is provided between the air compressor and the cooling blade.
を備えたガスタービンにおいて、 前記空気昇圧装置を、前記空気圧縮機の吐出側に設けた
ことを特徴とするガスタービン。2. An air compressor, an air booster for boosting the discharge air of the air compressor, and a cooling blade cooled by the discharge air of the air booster.
A gas turbine comprising: a gas turbine, wherein the air booster is provided on a discharge side of the air compressor.
を備えたガスタービンにおいて、 前記空気昇圧装置を、前記空気圧縮機の吐出側端部に設
けたことを特徴とするガスタービン。3. An air compressor, an air booster for boosting the discharge air of the air compressor, and a cooling blade cooled by the discharge air of the air booster.
A gas turbine including: a gas turbine, wherein the air booster is provided at a discharge side end of the air compressor.
と、 該空気昇圧装置の吐出空気により冷却される冷却翼と、 を備えたガスタービンにおいて、 前記空気昇圧装置を前記空気圧縮機と前記冷却翼との間
に設けるとともに、 前記空気昇圧装置を、ガスタービン軸に設けられた動翼
と静止体側に設けられた静翼とより形成するようにした
ことを特徴とするガスタービン。4. A gas turbine comprising: an air compressor; an air booster for boosting a part of the discharge air of the air compressor; and a cooling blade cooled by the discharge air of the air booster. The air booster is provided between the air compressor and the cooling blade, and the air booster is formed by a moving blade provided on the gas turbine shaft and a stationary blade provided on the stationary body side. A gas turbine characterized by the above.
と、 該空気昇圧装置の吐出空気により冷却される冷却翼と、
を備えたガスタービンにおいて、 前記空気昇圧装置を前記空気圧縮機と前記冷却翼との間
に設けるとともに、 前記空気昇圧装置の吐出空気を、ガスタービン軸の中空
部を介して前記冷却翼に供給するようにしたことを特徴
とするガスタービン。5. An air compressor, an air booster for boosting a part of the discharge air of the air compressor, and a cooling blade cooled by the discharge air of the air booster.
In the gas turbine provided with, the air booster is provided between the air compressor and the cooling blade, and the discharge air of the air booster is supplied to the cooling blade via the hollow portion of the gas turbine shaft. A gas turbine characterized in that
置と、 該空気昇圧装置の吐出空気により冷却される冷却翼と、
を備えたガスタービンにおいて、 前記空気昇圧装置を前記冷却翼の近傍に設けるととも
に、 前記空気昇圧装置が、 第１段動翼車盤上若しくはそれに隣接する車盤上に半径
方向に延びて設けられたベーンを有する遠心圧縮機より
構成されてなるガスタービン。6. An air compressor, an air booster for boosting the air discharged from the air compressor, and a cooling blade cooled by the discharge air of the air booster.
In the gas turbine provided with, the air booster is provided in the vicinity of the cooling vanes, and the air booster is provided on the first-stage rotor blade vehicle panel or on a vehicle panel adjacent thereto in a radial direction. A gas turbine composed of a centrifugal compressor having a vane.
置と、 該空気昇圧装置の吐出空気により冷却される冷却翼と、
を備えたガスタービンにおいて、 前記空気昇圧装置を前記空気圧縮機の空気吐出側に設け
るとともに、 前記空気昇圧装置が、第１段動翼車盤上の上流側に隣接
する車盤上に半径方向に延びて設けられたベーンを有す
る遠心圧縮機より構成され、かつ該遠心圧縮機の空気吐
出口に前記冷却翼の空気流入口が対向配置されてなるガ
スタービン。7. An air compressor, an air booster for boosting the air discharged from the air compressor, and a cooling blade cooled by the air discharged from the air booster.
In the gas turbine provided with, the air booster is provided on an air discharge side of the air compressor, and the air booster is radially disposed on a vehicle panel adjacent to an upstream side on the first-stage rotor blade vehicle panel. A gas turbine comprising a centrifugal compressor having a vane extending to the air compressor, wherein an air inlet of the cooling blade is opposed to an air discharge port of the centrifugal compressor.
成するとともに、 該中空部に、インピンジ冷却穴を穿孔した袋状のインサ
ートコアを冷却空気流入側の開口部を閉塞するように配
置し、かつ反対側の開口部を前記空気圧縮機の吐出空間
に連通するようにしたことを特徴とする請求項７記載の
ガスタービン。8. The cooling blade is formed in a hollow body that penetrates in the radial direction, and a bag-shaped insert core having an impingement cooling hole is formed in the hollow portion so as to close the opening on the cooling air inflow side. The gas turbine according to claim 7, wherein the gas turbine is arranged and the opening on the opposite side is communicated with the discharge space of the air compressor.
置と、 該空気昇圧装置の吐出空気により冷却される冷却翼と、
を備えたガスタービンにおいて、 前記空気昇圧装置を前記空気圧縮機の空気吐出側に設け
るとともに、 前記冷却翼の冷却空気流出口を、前記空気圧縮機の圧縮
空気吐出空間に連通したことを特徴とするガスタービ
ン。9. An air compressor, an air booster for boosting the air discharged from the air compressor, and a cooling blade cooled by the discharge air of the air booster.
In the gas turbine provided with, the air booster is provided on the air discharge side of the air compressor, and the cooling air outlet of the cooling blade is communicated with the compressed air discharge space of the air compressor. A gas turbine.
と、 該空気昇圧装置の吐出空気によりその内部が冷却される
冷却翼と、を備えたガスタービンにおいて、 前記空気昇圧装置を前記空気圧縮機と前記冷却翼との間
に設けるとともに、 前記空気昇圧装置の吐出空気を、ガスタービン軸の中空
部を介して前記冷却翼の内部に供給するようになし、か
つ冷却翼から排出される空気を前記空気圧縮機の吐出空
間に戻すようにしたことを特徴とするガスタービン。10. A gas provided with an air compressor, an air booster for boosting a part of the discharge air of the air compressor, and a cooling vane whose inside is cooled by the discharge air of the air booster. In the turbine, the air booster is provided between the air compressor and the cooling blade, and the discharge air of the air booster is supplied to the inside of the cooling blade via the hollow portion of the gas turbine shaft. In addition, the gas turbine is characterized in that the air discharged from the cooling blade is returned to the discharge space of the air compressor.
と、 該空気昇圧装置の吐出空気によりその内部が冷却される
冷却翼と、を備えたガスタービンにおいて、 前記空気昇圧装置を前記空気圧縮機と前記冷却翼との間
に設けるとともに、前記空気昇圧装置の吐出空気を、ガ
スタービン軸の中空部を介して前記冷却翼の内部に供給
するようになし、かつ冷却後の空気を前記空気圧縮機の
吐出側空間に排出するようにしたことを特徴とするガス
タービン。11. A gas provided with an air compressor, an air booster for boosting a part of the discharge air of the air compressor, and a cooling blade whose inside is cooled by the discharge air of the air booster. In the turbine, the air booster is provided between the air compressor and the cooling blade, and the discharge air of the air booster is supplied to the inside of the cooling blade via the hollow portion of the gas turbine shaft. A gas turbine characterized in that the cooled air is discharged to the discharge side space of the air compressor.
されていることを特徴とする請求項１１記載のガスター
ビン。12. The gas turbine according to claim 11, wherein the air booster is formed of a centrifugal compressor.
ることを特徴とする請求項１１記載のガスタービン。13. The gas turbine according to claim 11, wherein the cooling of the cooling blade is impingement cooling.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24188391A JPH0586901A (en) | 1991-09-20 | 1991-09-20 | Gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24188391A JPH0586901A (en) | 1991-09-20 | 1991-09-20 | Gas turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0586901A true JPH0586901A (en) | 1993-04-06 |
Family
ID=17080967
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24188391A Pending JPH0586901A (en) | 1991-09-20 | 1991-09-20 | Gas turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0586901A (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012067766A (en) * | 2008-06-30 | 2012-04-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine |
| JP2012522938A (en) * | 2009-04-06 | 2012-09-27 | ターボメカ | Extraction with internal filter in the tandem rotor of the compressor |
| JP2013032785A (en) * | 2012-11-19 | 2013-02-14 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine |
| JP2017198078A (en) * | 2016-04-25 | 2017-11-02 | 三菱重工業株式会社 | gas turbine |
| JP2018096329A (en) * | 2016-12-15 | 2018-06-21 | 三菱重工業株式会社 | Rotary machine |
| JP2019504966A (en) * | 2016-02-16 | 2019-02-21 | フロリダ タービン テクノロジーズ インコーポレイテッドＦｌｏｒｉｄａ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ， Ｉｎｃ． | Gas turbine engine including first and second stage rotor cooling |
| JP2019190284A (en) * | 2018-04-18 | 2019-10-31 | 三菱重工業株式会社 | Gas turbine system |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5177711A (en) * | 1974-11-29 | 1976-07-06 | Gen Electric | |
| JPS5843575A (en) * | 1981-09-08 | 1983-03-14 | Nec Corp | Formation method of field effect transistor active layer |
| JPS6138878A (en) * | 1984-07-31 | 1986-02-24 | 加藤 七郎 | Rule |
| JPH02241902A (en) * | 1989-03-13 | 1990-09-26 | Toshiba Corp | Cooling blade of turbine and combined generating plant utilizing gas turbine equipped with this blade |
| JPH02264126A (en) * | 1989-04-04 | 1990-10-26 | Jinichi Nishiwaki | Gas turbine device |
-
1991
- 1991-09-20 JP JP24188391A patent/JPH0586901A/en active Pending
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5177711A (en) * | 1974-11-29 | 1976-07-06 | Gen Electric | |
| JPS5843575A (en) * | 1981-09-08 | 1983-03-14 | Nec Corp | Formation method of field effect transistor active layer |
| JPS6138878A (en) * | 1984-07-31 | 1986-02-24 | 加藤 七郎 | Rule |
| JPH02241902A (en) * | 1989-03-13 | 1990-09-26 | Toshiba Corp | Cooling blade of turbine and combined generating plant utilizing gas turbine equipped with this blade |
| JPH02264126A (en) * | 1989-04-04 | 1990-10-26 | Jinichi Nishiwaki | Gas turbine device |
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012067766A (en) * | 2008-06-30 | 2012-04-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine |
| JP2012522938A (en) * | 2009-04-06 | 2012-09-27 | ターボメカ | Extraction with internal filter in the tandem rotor of the compressor |
| JP2013032785A (en) * | 2012-11-19 | 2013-02-14 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine |
| JP2019504966A (en) * | 2016-02-16 | 2019-02-21 | フロリダ タービン テクノロジーズ インコーポレイテッドＦｌｏｒｉｄａ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ， Ｉｎｃ． | Gas turbine engine including first and second stage rotor cooling |
| JP2017198078A (en) * | 2016-04-25 | 2017-11-02 | 三菱重工業株式会社 | gas turbine |
| DE112017002155T5 (en) | 2016-04-25 | 2019-01-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | GAS TURBINE |
| US11168613B2 (en) | 2016-04-25 | 2021-11-09 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooling arrangement with cooling manifold guides |
| DE112017002155B4 (en) | 2016-04-25 | 2024-03-28 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | GAS TURBINE |
| JP2018096329A (en) * | 2016-12-15 | 2018-06-21 | 三菱重工業株式会社 | Rotary machine |
| JP2019190284A (en) * | 2018-04-18 | 2019-10-31 | 三菱重工業株式会社 | Gas turbine system |
| US11199135B2 (en) | 2018-04-18 | 2021-12-14 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine system |
| DE102019002712B4 (en) | 2018-04-18 | 2022-07-07 | Mitsubishi Heavy lndustries, Ltd. | GAS TURBINE SYSTEM |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4311431A (en) | Turbine engine with shroud cooling means | |
| US3388888A (en) | Cooled turbine nozzle for high temperature turbine | |
| EP1512844B1 (en) | Gas turbine installation and cooling air supplying method | |
| JP4163115B2 (en) | Turbine engine with air-cooled turbine | |
| US6190123B1 (en) | Centrifugal compressor | |
| US12065946B2 (en) | Blade with tip rail cooling | |
| JP3983242B2 (en) | Gas turbine engine and method of assembling the same | |
| US5403159A (en) | Coolable airfoil structure | |
| US4187054A (en) | Turbine band cooling system | |
| US5320483A (en) | Steam and air cooling for stator stage of a turbine | |
| JP3105277B2 (en) | Axial gas turbine | |
| US5697208A (en) | Turbine cooling cycle | |
| JP4157038B2 (en) | Blade cooling scoop for high pressure turbine | |
| EP1512843B1 (en) | Method of assembling a gas turbine engine and rotor assembly | |
| CN110805617B (en) | Fluid bearing assembly | |
| US4177638A (en) | Single shaft gas turbine engine with radial exhaust diffuser | |
| US3528751A (en) | Cooled vane structure for high temperature turbine | |
| JP2016205383A (en) | Shroud assembly and shroud for gas turbine engine | |
| JP2000145403A (en) | Turbine nozzle with purge air circuit | |
| JP2017072128A (en) | Stator parts | |
| JP2007120501A (en) | Interstage seal, turbine blade, and interface seal between cooled rotor and stator of gas turbine engine | |
| JP4494571B2 (en) | Coolable airfoil | |
| US4040249A (en) | Single shaft gas turbine engine with axially mounted disk regenerator | |
| CA2956979A1 (en) | Impingement holes for a turbine engine component | |
| US6089010A (en) | System for compensating for a pressure loss in the cooling-air ducting in a gas turbine plant |