JPS62228603A - ガスタ−ビンの翼 - Google Patents

ガスタ−ビンの翼

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JPS62228603A
JPS62228603A JP61072971A JP7297186A JPS62228603A JP S62228603 A JPS62228603 A JP S62228603A JP 61072971 A JP61072971 A JP 61072971A JP 7297186 A JP7297186 A JP 7297186A JP S62228603 A JPS62228603 A JP S62228603A
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Japan
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cooling air
air flow
flow path
blade body
blade
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JP61072971A
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Inventor
Fumio Otomo
文雄 大友
Yasuo Okamoto
岡本　安夫
Yoshitaka Fukuyama
佳孝 福山
Takeshi Watanabe
渡辺　嶽司
Katsuyasu Ito
勝康 伊藤
Hideo Iwasaki
秀夫 岩崎
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Toshiba Corp
Original Assignee
Toshiba Corp
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Publication date
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    • 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
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • 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
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence

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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。

Description

【発明の詳細な説明】 ［発明の目的］ （産業上の利用分野） 本発明は、ガスタービンの藺に係り、特に。
冷却性能に浸れ２石炭ガス化燃料用ガスタービンにも適
用できるようにした翼に関する。
（従来の技術） 周知のように、ガスタービンは往復様間に比較して小形
軽石で大馬力が得られるなどの多くの利点を有している
。
このような、ガスタービン、たとえば等圧燃焼式のもの
を例にとると１通常、第５図に示すように構成されてい
る。すなわち、筒状のケーシング１内に軸２を回転自在
に設け、この軸２の両端とケーシング１との間に、圧縮
［３とパワータービン４とを構成している。そして、圧
縮機３で圧縮された高圧空気で燃焼器５内の圧力を高め
、この状態で燃料を噴射させて燃焼させ、この燃焼によ
って生じた超高圧の高温ガスをパワータービン４に導い
て膨張させることにより、軸２の回転動力を得るように
している。そして、圧縮機３は１図の場合では案内羽根
６と回転羽根７とを軸方向に配列した軸流型に構成され
、また、パワータービン４は軸２に固定された動翼８と
ケーシング１に固定された静翼９とを軸方向へ交互に配
列した構成となっている。
上記のようなガスタービンにおいて、効率を向上させる
にはパワータービン４の入口におけるガス温度を高める
ことが最も有効な手段であると言われている。しかし、
パワータビン４を構成する金属材料の許容温度は、一般
的に８５０℃程度であり、これ以上にガス温度を上げる
にはパワータービン４を構成する部材、特に響を効率よ
く冷却する必要がある。
このようなことから、従来のクリーン燃料を主体とする
ガスタービンの翼では、翼の内外面、つまり翼の内側か
らの対流冷却方式と、画面各所から冷却空気を噴出させ
て冷却するフィルム冷却方式とを併用した冷却方式を採
用している。そして。
胃の前縁部のように主流ガス側と胃構成金属との熱伝達
が大きい部分では、フィルム吹出しを密にして、いわゆ
るシャワーヘッド構成で対処している。
ところで、近年では石炭ガス化燃料を使用した高効率な
石炭ガス化復合発電システムの開発がさかんに進められ
ている。このシステムでは粗悪燃料を使用しているにも
拘らずプラント効率を向上させるためにタービン入口温
度を１３００℃以上に高めることが要求されている。こ
のような状況下に藺がおかれると１石□炭灰等による田
面融着。
腐蝕等が発生する。したがって、目詰まり等の虞れがあ
るため、従来、一般的に行われているフィルム冷却法を
積極的に活用することはできない。
このため、粗悪燃料を使用した場合でも効率よく冷却で
きる構造の翼の出現が強く望まれているのが実状である
。
（発明が解決しようとする問題点） 上述の如く、フィルム冷却法だけに頼らずに何等かの手
段で翼を良好に冷却することができなければ粗悪燃料を
使用した高効率ガスタービンに対処することはできない
。
そこで本発明は、上述した石炭ガス化燃料のような粗悪
燃料を使用する高効率ガスタービンにも適応可能な冷却
性能の優れたガスタービンの翼を提供することを目的と
している。
［発明の構成コ （問題点を解決するための手段） 本発明に係るがスタービンの翼は、ｖＪ基本体。
この四本体内で上記翼本体の前縁部と後縁部との間を２
分した前側部分内に設けられた第１の冷却空気流路およ
び後側部分内に設けられた第２の冷却空気流路とを具備
し、上記第１の冷却空気流路は、上記翼本体の根元部に
冷却空気導入口を有し。
この冷却空気導入口から上記翼本体の前縁部に沿って上
記翼本体の先端部近傍まで延びた後、上記翼本体の高さ
方向へ屈曲しながら上記前縁部から離れる方向へ進んで
通流断面積が徐々に狭くなる部分を介して上記翼本体の
背側表面に複数開口したフィルム冷却孔および上記翼本
体の先端面に開口した排出口に通じており、前記第２の
冷却空気流路は、少なくとも上記翼本体の根元部に冷却
空気導入口を有し、この冷却空気導入口から上記翼本体
の先端部近傍まで延びた後、上記翼本体の高さ方向へ屈
曲しながら上記翼本体の先端面に開口した排出口に通じ
るとともに上流側または下流側が上記四本体の後縁部に
？！数形成された冷却用のオリフィス孔に通じている。
（作用） 運転時における内の表面各部への熱伝達は第６図に示す
ようになる。この図から判かるように。
温度的に宵の舶縁部、背側の中間部および後縁部が厳し
い条件となる。本発明の流路構成を採用すると、第１の
冷却空気流路の冷却空気導入口に導入された低温の冷却
空気は、ます前縁部に沿って流れ、前は部から熱を奪っ
た後、下流側へと流れる。したがって、前縁部は良好に
冷却されることになる。また、第１の冷却空気流路の下
流側は通流断面積が徐々に狭くなっている。このため、
この部分では流速が速められるので、結局、藺の中間部
分も良好に冷却されることになる。また、第２の冷却空
気流路を流れる冷却空気は、藺の中間位置と後縁部とを
冷却する。したがって、中間位置は第１の冷却空気流路
を流れる空気によっても冷却されるので良好に冷却され
、また、第１の冷却空気流路によって中間位置も冷却で
きるので。
その分、第２の冷却空気流路では後縁部の冷却を強化す
ることができる。
（実ＭＶ１４） 以下１本発明の実施例を図面を参照しながら説明する。
第１図は本発明の一実施例に係る翼を翼形状に沿って切
断して示す縦断面図であり、また第２図は同翼を第１図
におけるＡ−Ａ線に沿って切断した横断面図である。
この翼は、翼部１１と、根元部１２とで構成されており
、全体の形状は公知のものとほぼ同様に三次元的な広が
りをもったものに形成されている。
胃内には、胃の前縁部１３と後縁部１４との間を２分し
た前側部分内に第１の冷却空気流路１５が形成されてお
り、また後側部分内に第２の冷却空気流路１６が形成さ
れている。
第１の冷却空気流路１５は、根元部１２の基端に図示し
ない冷却空気供給源に接続される冷却空気導入口１７を
有し、この導入口１７から翼部１１の前縁部１３に沿っ
て翼部１１の先端部近傍まで延びる部分１８と、この部
分１８から後縁部側口りに折返して根元部１２側へ延び
る部分１９と、この部分１９から後縁部側口りに折返し
て翼部１１の先端側へ延びて先端壁２０に設けられた排
出口２１に通じる部分２２とで構成されている。
部分２２は、上流側から下流側に向かうにしたがって通
流断面積が徐々に狭くなるように形成されている。そし
て、この部分２２は第２図に示すように翼部１１の背側
表面に＾さ方向に複数開口したフィルム冷却孔２３にも
通じている。また、各部分１８，１９．２２の内面には
熱伝達を促道させるためのタービュレンスプロモータ２
４が複数突設されており、さらに部分１８と１９との境
界で折返し部分には圧力損失を減少させるためにコーナ
ーベーン２５が設けられている。
一方、第２の冷却空気流路１６は、根元部１２の基端に
図示しない冷却空気供給源に接続される冷却空気導入口
２６を有し、この導入口２６から前述した第１の冷却空
気流路１５の部分２２に沿って翼部１１の先端部近傍ま
で延びる部分２７と。
この部分２７から後縁部側口りに折返して根元部１２側
へ延びる部分２８と、この部分２８から後縁部側口りに
折返して翼部１１の先端側へ延びて先端壁２０に設けら
れた排出口２９に通じる部分３０とで構成されている。
部分３０は、上流側から下流側へ向かうにしたがって通
流断面積が徐々に狭くなる形状に形成されている。そし
て、この部分３０は、上記部分３０と後縁に形成された
スリット部３１とを仕切る仕切り壁３２に高さ方向に複
数設けられたオリフィス孔３３を介して上記スリット部
３１にも通じている。なお、上記スリット部３１には、
スリット部３１を横断する形に複数のビン３４が設けら
れている。また、！Ｆｌ記部弁部分２７第２図に示すよ
うに翼部１１の腹側面に高さ方向に複数開口したフィル
ム冷却孔３５にも通じている。また１部分２７．２８．
３０の内面には、それぞれタービュレンスプロモータ３
６が複数突設されている。
このような構成であると、第１の冷却空気流路１５の空
気導入口１７に導入された低温の空気は。
まず部分１８を流れ、この間に翼部１１の前縁部の熱を
奪った後１部分１つを流れて熱を奪い、続いて部分２２
へと流れる。そして７部分２２を流れる空気は、一部が
フィルム冷却孔２３から噴出して背側の冷却に供され、
残りは部分２２の形状に伴う増速作用で速度を速めて良
好な熱交換を行なった後、排出口２つを介して外部へと
排出される。一方、第２の冷却空気流路１６の冷却空気
導入０２６に導入された低温の空気は、まず部分２７を
流れて翼部１１の中間部の熱を奪うとともに一部がフィ
ルム冷却孔３５から噴出して翼部１１の腹側の冷却に供
される。そして、残りの空気は１部分２８を流れて熱を
奪った後１部分３０へと流れる。部分３０を流れる空気
は１部分３０の形状に伴う増速作用で速度を速め、良好
に熱を奪うとともに一部がオリフィス孔３３から噴出し
て後縁部のビン冷却に供され、また残りは排出口２９か
ら外部へと排出される。
このように、第１の冷却空気流路１５では、低温の空気
を、まず温度条件の最も厳しい前縁部に流して冷却した
後、増速させて中間部を冷却させるようにし、また、第
２の冷却空気流路１６では翼部１１の中間部および後縁
部を冷却するようにしている。したがって、従来の翼と
は違って、積極的にフィルム冷却を行なわなくても１３
００℃以上のガスから買構成材を保護することができる
。
また、フィルム冷却法を積極的に採用していないので、
粗悪燃料に対する耐力も向上させることができ、結局１
石炭ガス化燃料用ガスタービンにも適応可能なものを得
ることができる。
なお２本発明は上記実施例に限定されるものではない。
すなわち、上記実施例では、第２の冷却空気流路として
、低温の空気を、まず部分２２に沿わせて流すようにし
だ流路構成を採用しているが、第４図に示すように、低
温空気を、まず仕切り壁３２に沿わせて流し、このとき
一部をオリフィス孔３３から噴出させ、残りを部分２２
側へ導いて増速させ、続いて先端壁２０に祿けられた排
出口２９から排出させる流路構成を採用してもよい。ま
た、第３図に示すようにスリット部３１を構成する壁で
腹側の壁の中央部分を一部欠如させ。
これによって後縁部に温度条件の厳しい部分が発生する
のを解消するようにしてもよい。また１本発明は、動翼
、静閃共に適用でき、またクリーン燃料、粗悪燃料共に
適用できる。
［発明の効果］ 以上述べたように１本発明によれば、フィルム冷却法に
８ｉ極的に頼ることなく良好な冷却性能を発揮させるこ
とができ、もって粗悪燃料を使用する高効率ガスタービ
ンへも適応可能なガスタービンの買を提供できる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の一実施例に係る翼を翼形状に沿って切
断した縦断面図、第２図は周間を第１図におけるＡ−Ａ
線に沿って切断し矢印方向に見た図、第３図は本発明の
別の実施例に係る翼の要部を局部的に示す断面図、第４
図は本発明のさらに別の実ＪＪ例に係る関の模式的構成
図、第５図は等圧燃焼式ガスターごンの構成図、第６図
は買各部の熱伝達を説明するための図である。 １１・・・翼部、１２・・・根元部、１３・・・前縁部
、１４・・・後縁部、１５・・・第１の冷却空気流路、
１６・・・第２の冷却空気流路、１７．２６・・・冷却
空気導入口。 ２１．２９・・・排出口。 出願人代理人　弁理士　鈴江武彦 第２図 （２）面の浄８（内容に変更なＬ） 第４図 第５図 郷　　　　　　　　　　　ｎ　　　　　　　　　　　奸
策６　図 ・−「心°％、ン市’ＩＥ’　　４’！’？　　（方式
）昭和６１１１了・丁４［１ １’＋　ｕ’）　Ｉ＞’　Ｌ官　宇　賀　道　耶　殿１
、’ｌ；イノ１の表示 １）騨を昭６Ｌ−７２９７１号 ２、発明の名称 ／ｊスタービンの９１ ご３．袖Ｉ［−をりる者 ゛１１イ′１との関係　１２１訂出願人（３０７）株式
会社　東芝 ４、代理人 染工；ミ都港区虎ノ門１丁目２６番５シシ第１７森ビル
６、袖１１−の対象 図　　面 ７、ン市ＩＩ−の内容

Claims (3)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）翼本体と、この属本体内で上記翼本体の前縁部と
    後縁部との間を２分した前側部分内に設けられた第１の
    冷却空気流路および後側部分内に設けられた第２の冷却
    空気流路とを具備し、上記第１の冷却空気流路は、上記
    翼本体の根元部に冷却空気導入口を有し、この冷却空気
    導入口から上記翼本体の前縁部に沿って上記翼本体の先
    端部近傍まで延びた後、上記翼本体の高さ方向へ屈曲し
    ながら上記前縁部から離れる方向へ進んで通流断面積が
    徐々に狭くなる部分を介して上記翼本体の背側表面に複
    数開口したフィルム冷却孔および上記翼本体の先端面に
    開口した排出口に通じており、前記第２の冷却空気流路
    は、少なくとも上記翼本体の根元部に冷却空気導入口を
    有し、この冷却空気導入口から上記翼本体の先端部近傍
    まで延びた後、上記翼本体の高さ方向へ屈曲しながら上
    記翼本体の先端面に開口した排出口に通じるとともに上
    流側または下流側が上記翼本体の後縁部に複数形成され
    た冷却用のオリフィス孔に通じていることを特徴とする
    ガスタービンの翼。
  2. （２）前記第１および第２の冷却空気流路の内面には、
    タービュレンスプロモータが形成されていることを特徴
    とする特許請求の範囲第１項記載のガスタービンの翼。
  3. （３）前記第１および第２の冷却空気流路の少なくとも
    一方の流路の少なくとも一箇所の屈曲部にはコーナーベ
    ーンが設けられていることを特徴とする特許請求の範囲
    第１項記載のガスタービンの翼。
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