JP2000297607A - タービンロータの冷却構造を改善したガスタービン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 製造の容易な予旋回ノズルにより、冷却空気
の圧力損失を小さくしてタービンのロータの冷却効果を
上げるガスタービンを提供する。 【解決手段】 空気を圧縮する圧縮機２と、この圧縮機
２からの圧縮空気Ａに燃料Ｆを混合して燃焼させる燃焼
器３と、この燃焼器３からの燃焼ガスＧから動力を取り
出すタービン４とを備えたガスタービン１を以下のよう
に構成する。静止した予旋回ノズル３７を設け、この予
旋回ノズル３７からタービン４のロータ１３Ａに対し
て、ロータ１３Ａの回転方向に旋回する冷却空気ＣＡを
供給する。前記予旋回ノズル３７には、前記冷却空気Ｃ
Ａの入口から出口に向かって通路幅が狭くなる円錐形の
ノズル孔３９を形成し、これにより、ノズル孔３９の入
口で冷却空気ＣＡの圧力損失が小さくなるようにし、ロ
ータ１３Ａに対する冷却空気ＣＡの相対全温Ｔ_rel を低
くする。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、予旋回ノズルで予
旋回させた冷却空気によりタービンのロータを冷却する
ようにしたガスタービンに関するものである。

【０００２】

【従来の技術】ガスタービンの熱効率および比出力は、
タービン入口ガス温度と圧縮機の圧力比を高くすること
により改善できるが、タービン翼に使用される金属材料
の耐熱温度には限界があるので、タービン翼を冷却しな
いと性能向上のための前記改善策を採用できない。とこ
ろで、タービン翼の冷却用媒体として、圧縮機からの圧
縮空気の一部が一般的に使用されるが、圧縮機の圧力比
を高くすると、圧縮機からの圧縮空気が高温となるの
で、タービン翼を十分冷却できない。この場合に、冷却
効果を上げるために冷却空気を多量に使用すると、動力
発生に使用する圧縮空気の量が少なくなるので、結果と
して性能向上を図ることができない。

【０００３】そこで、このような事態を打開するため
に、タービン各部のうち、高速で回転するロータを効率
良く冷却する方法として、ロータへ供給される冷却空気
の通路に予旋回ノズルを設けるものが知られている。こ
の方法は、冷却空気を予旋回ノズルでロータの回転方向
に向けて予旋回させてからロータに供給し、これにより
ロータに対する冷却空気の相対速度を小さくして、ロー
タに当たる冷却空気の相対全温を低下させるものであ
る。

【０００４】すなわち、タービンのロータに当たる冷却
空気の全温をＴ、ロータに対する相対全温をＴ_rel とす
ると、相対全温Ｔ_rel と全温Ｔとの間には以下の関係式 Ｔ_rel ＝Ｔ−Ｃ² ／（２Ｃ_P ）＋Ｗ² ／（２Ｃ_P ） ……（１） ただし、Ｃ：冷却空気の絶対速度 Ｗ：ロータに対する冷却空気の相対速度 Ｃ_P ：冷却空気の定圧比熱 が成り立つので、前記予旋回ノズルにより冷却空気の相
対速度Ｗを小さくするほど、タービンのロータに当たる
冷却空気の相対全温Ｔ_rel を低くすることができる。

【０００５】前記予旋回ノズルの構成としては、入口か
ら出口にわたって均一孔径とした丸孔状のノズル孔を通
過させることにより、冷却空気を予旋回させてタービン
のロータに供給するようにしたもの（特開昭５３−１２
５５１７号公報）や、ロータの回転軸と同心状に配置し
たリング体の周面に複数の翼を周方向に沿って配列した
翼列型の予旋回ノズル(ASME Paper 81-GT-132)が知られ
ている。

【０００６】

【発明が解決しようとする課題】しかし、均一孔径のノ
ズル孔を通過させて冷却空気を予旋回させるものでは、
そのノズル孔の入口が狭いために入口での冷却空気の圧
力損失が大きくなるので、それだけ冷却空気の流速（絶
対速度）が遅くなる。その結果、先の（１）式から明ら
かなように、タービンのロータに当たる冷却空気の相対
全温Ｔ_rel が高くなり、ロータを十分冷却できない。ま
た、均一孔径のノズル孔の孔開け加工では、刃具の剛性
が低くなり、加工が容易でない。

【０００７】また、翼列型の予旋回ノズルを使用するも
のでは、冷却空気の圧力損失を小さくできるものの、翼
列を精密鋳造や複雑な機械加工で形成する必要があり、
製造が容易でない。

【０００８】本発明は、以上の事情に鑑みてなされたも
ので、製造が容易な予旋回ノズルにより、冷却空気の圧
力損失を小さくしてタービンのロータの冷却効果を上げ
ることのできるガスタービンを提供することを目的とす
る。

【０００９】

【課題を解決するための手段】前記した目的を達成する
ために、本発明の請求項１に係るガスタービンは、空気
を圧縮する圧縮機と、この圧縮機からの圧縮空気に燃料
を混合して燃焼させる燃焼器と、この燃焼器からの燃焼
ガスから動力を取り出すタービンとを備えたものであっ
て、前記タービンのロータに、その回転方向に旋回する
冷却空気を供給する静止した予旋回ノズルを有し、前記
予旋回ノズルは、前記冷却空気の入口から出口に向かっ
て通路幅が狭くなる円錐形のノズル孔を有している。

【００１０】前記ガスタービンによれば、予旋回ノズル
のノズル孔が円錐形であるため、そのノズル孔の入口で
の通路面積が大きく冷却空気の流速が低くなって、ノズ
ル孔内での冷却空気の圧力損失が小さくなる。その結
果、予旋回ノズルにより予旋回されてタービンのロータ
に当たる冷却空気の流速（絶対速度）が大きくなり、ロ
ータに当たる冷却空気の相対全温が低下して、タービン
のロータの冷却効果が向上する。また、予旋回ノズルの
円錐形のノズル孔は、円錐状の刃具を用いることにより
容易に加工できる。

【００１１】また、本発明の請求項２に係るガスタービ
ンは、請求項１の構成において、前記ノズル孔が前記タ
ービンの周方向に沿って多数設けられている。

【００１２】この構成によれば、冷却空気がタービンの
ロータの全周にわたって均等に供給されるので、ロータ
をより効率よく冷却できる。

【００１３】また、本発明の請求項３に係るガスタービ
ンは、請求項１または２の構成において、前記予旋回ノ
ズルが、ガスタービンの回転軸の外周側に位置し前記圧
縮機から燃焼器へ向かう圧縮空気の通路を形成する内周
壁に支持されている。

【００１４】この構成によれば、予旋回ノズルを支持す
るための特別な支持部材を設ける必要がなく、ガスター
ビンの全体構造を簡単にできる。

【００１５】また、本発明の請求項４に係るガスタービ
ンは、請求項３の構成において、さらに、前記内周壁に
前記圧縮機からの圧縮空気を予旋回ノズルへ導入する導
入孔が形成されている。

【００１６】この構成によれば、圧縮機で圧縮され燃焼
器へ向かう圧縮空気の一部が前記導入孔から予旋回ノズ
ルへ導入されるので、冷却空気を供給するための通路を
簡単に構成できる。

【００１７】

【発明の実施の形態】以下、本発明の好適な実施形態に
ついて図面を参照しながら説明する。図１は本発明の一
実施形態に係るガスタービン１を含むガスタービン発電
設備の一部を示す概略構成図である。同図において、ガ
スタービン１は、圧縮機２で空気ＩＡを圧縮して燃焼器
３に導くとともに、ガスまたは液体燃料Ｆを、燃焼器３
内に噴射して燃焼させ、その高温高圧の燃焼ガスのエネ
ルギによりタービン４を駆動する構成になっている。こ
のタービン４は圧縮機２を駆動するとともに、減速機７
およびカップリング８を介して発電機９を駆動する。発
電機９からの発電電力は種々の電力負荷に供給される。

【００１８】図２は、ガスタービン１の一部破断した側
面図を示す。同図には、圧縮機２として軸流圧縮機を備
えたガスタービン１を例示してあるが、本発明は、遠心
型圧縮機を有するガスタービンにも適用できる。この軸
流圧縮機２は、回転軸２２の外周面に配置された多数個
の動翼２３と、ハウジング２４の内周面に複数段に配置
された静翼２７との組合せにより、吸気筒２８から吸入
した空気を圧縮して、その圧縮空気Ａを環状に形成され
た車室２９に送給する。

【００１９】燃焼器３は、環状の車室２９に、その周方
向に沿って複数個（たとえば６個）が等間隔で配置され
ており、車室２９に送給された圧縮空気Ａが、矢印ａ，
ｂで示すように、燃焼筒３１内の燃焼室３２内に導かれ
る。一方、燃焼器３には、燃料ノズル３４から燃料Ｆが
燃焼室３２内に噴射され、この燃料Ｆが圧縮空気Ａと混
合されて燃焼し、その高温高圧の燃焼ガスＧがタービン
４に送られる。

【００２０】図３に示すように、タービン４には、その
ハウジング１１に複数段のタービン静翼１５Ａ〜Ｃが所
定間隔で配置されているとともに、タービンディスク１
４の外周にタービン動翼１６を形成した複数段のタービ
ンロータ１３Ａ，１３Ｂが、前記回転軸２２に連結され
ており、各タービンロータ１３Ａ，１３Ｂは、それらの
各タービン動翼１６が前記各段のタービン静翼１５Ａ〜
Ｃ間に位置するように配置されている。また、各タービ
ン動翼１６は、ハウジング１１の内周側に支持されたシ
ュラウド１７，１８により覆われている。

【００２１】前記回転軸２２の外周側には、前記圧縮機
２から燃焼器３の車室２９へ向かう圧縮空気Ａの通路を
形成する内周壁２０が形成されている。この通路の外周
は、ハウジング２４によって形成されている。また、こ
の内周壁２０の内周側には、冷却空気を前記タービンロ
ータ１３の回転方向に予旋回させて最上流側の第１段タ
ービンロータ１３Ａに供給する予旋回ノズル３７が、静
止した状態に支持されている。これにより、予旋回ノズ
ル３７を支持するための特別な支持部材が不要となり、
ガスタービン１の全体の構造を簡単にできる。

【００２２】前記予旋回ノズル３７は内周壁２０とは別
体で、周方向に２つ以上に分割した複数のセグメントか
らなり、これらのセグメントは，外周に巻回したバンド
状のばね部材４３で締め付けて環状に連結されている。
予旋回ノズル３７の内周部と回転軸２２の外周部との間
は、予旋回ノズル３７側に設けられたラビリンスシール
のようなシール部４３によりシールされている。また、
前記内周壁２０における前記予旋回ノズル３７の支持位
置よりも上流側の位置には、圧縮機２から燃焼器３へ送
給される圧縮空気Ａの一部を冷却空気ＣＡとして前記予
旋回ノズル３７へ導入する導入孔３８が形成されてい
る。これにより、圧縮機２からの圧縮空気Ａの一部を予
旋回ノズル３７に供給するための通路を簡単に構成でき
る。

【００２３】前記予旋回ノズル３７は、その周方向に沿
って、多数のノズル孔３９が形成されている。これによ
り、予旋回ノズル３７からの冷却空気ＣＡを第１段のタ
ービンロータ１３Ａの全周にわたって均等に供給でき、
タービンロータ１３Ａをより効率よく冷却できる。これ
らのノズル孔３９は、冷却空気ＣＡの入口から出口に向
かって通路幅が狭くなる円錐形とされ、その円錐の頂角
は４°以上とされている。頂角の上限値は特にないが、
隣接するノズル孔３９の入口がつながらない程度まで大
きくすることができる。また、図４（Ａ）に示すよう
に、前記ノズル孔３９の向きは、タービンロータ１３Ａ
〜Ｃの回転方向Ｒに対して、所定の傾斜角度θ（１５〜
２５°）となるように設定されている。なお、予旋回ノ
ズル３７の内周面は、図３に示す回転軸２２の外周にラ
ビリンスシールを介して対向配置される。

【００２４】前記各タービンロータ１３のうち、少なく
とも第１段および第２段のタービンロータ１３Ａ，１３
Ｂのタービンディスク１４には、前記予旋回ノズル３７
から供給される冷却空気ＣＡを通過させる複数の通気孔
４０が回転軸２２の軸方向に向けて貫設されている。こ
れらの通気孔４０は、タービンディスク１４の周方向に
沿って分散配置される。

【００２５】また、第１段のタービンロータ１３のター
ビン動翼１６は、膜冷却構造として、図５に断面図で示
すように内部に冷却通路１６ａが形成され、その翼表面
に前記冷却通路１６ａの多数の出口１６ｃが設けられ
て、翼表面に膜状に冷却空気ＣＡを流して冷却する。径
方向の内端には、図３に示すように、前記冷却通路１６
ａの入口１６ｂが設けられる。さらに、第１段のタービ
ンロータ１３のタービンディスク１４には、前記通気孔
４０を通過した冷却空気ＣＡの一部をタービン動翼１６
の冷却通路１６ａ内に導入する多数の導入孔４１が形成
されている。

【００２６】なお、第１段のタービンロータ１３Ａのタ
ービンディスク１４には、前記内周壁２０における下流
端部の内周に、ラビリンスシールを介して対向配置され
るリング状のシール部１４ａが形成されている。これに
より、タービン４における燃焼ガス通路と、前記内周壁
２０と前記回転軸２２との間に形成される冷却空気通路
との間が遮断される。

【００２７】前記構成のガスタービンでは、図２に示す
圧縮機２から燃焼器３に供給される圧縮空気Ａの一部
が、冷却空気ＣＡとして内周壁２０の導入孔３８を経て
予旋回ノズル３７に導入され、導入された冷却空気ＣＡ
は、予旋回ノズル３７のノズル孔３９を通過することに
より、図４（Ａ）に示すように、第１段のタービンロー
タ１３Ａに対して、そのタービンロータ１３Ａの回転方
向Ｒに旋回して供給される。すなわち、この場合、ター
ビンロータ１３Ａの回転方向Ｒに対して、予旋回ノズル
３７のノズル孔３９の向きは所定の傾斜角度θ（１５〜
２５°）とされているので、そのノズル孔３９を通過し
てタービンロータ１３Ａに当たる冷却空気ＣＡの絶対速
度Ｃおよび相対速度Ｗと、タービンロータ１３の周速度
Ｕとは、図４（Ａ）に速度ベクトルで示す関係となり、
冷却空気ＣＡの相対速度Ｗが低く抑えられる。タービン
ロータ１３に当たる冷却空気ＣＡの全温Ｔと相対全温Ｔ
_relとの間には、先述した（１）式の関係が成り立つの
で、冷却空気ＣＡの相対速度Ｗが低いほど、タービンロ
ータ１３に当たる冷却空気ＣＡの相対全温Ｔ_rel が低く
なる。

【００２８】また、図４（Ａ）の速度ベクトルにおい
て、前記予旋回ノズル３７により予旋回された冷却空気
ＣＡの相対速度Ｗは、軸方向に近い向きとなるので、軸
方向に向けて形成されたタービンロータ１３Ａの通気孔
４０に冷却空気ＣＡが入りやすくなる。

【００２９】冷却空気ＣＡが、タービンロータ１３Ａに
対して軸方向に供給された場合には、その冷却空気ＣＡ
の絶対速度Ｃおよび相対速度Ｗと、タービンロータ１３
Ａの周速度Ｕとは、図４（Ｂ）にベクトルで示す関係と
なり、図４（Ａ）の場合よりも相対速度Ｗは大きくなる
とともに、相対速度Ｗの向きが軸方向に対してかなり傾
いた角度となり、タービンロータ１３Ａの通気孔４０に
冷却空気ＣＡが入りにくくなる。

【００３０】図３に示す第１段のタービンロータ１３Ａ
のタービンディスク１４に形成された通気孔４０を通過
して、そのタービンロータ１３の下流側に突き抜けた冷
却空気ＣＡの一部は、タービンディスク１４に形成され
た導入孔４１を経て、タービン動翼１６の冷却通路１６
ａに供給される。これにより、第１段のタービンロータ
１３のタービン動翼１６が、冷却空気ＣＡにより効率良
く冷却される。第１段のタービンロータ１３Ａの通気孔
４０を下流側に通り抜けた冷却空気ＣＡの残りは、さら
に第２段のタービンロータ１３Ｂに送給される。

【００３１】本発明においては、さらに、予旋回ノズル
３７におけるノズル孔３９の入口から出口に向かって通
路が狭くなる円錐形としてあるため、通路面積の大きい
入口での冷却空気ＣＡの流速が低くなり、それだけノズ
ル孔３９を通過するときの壁面摩擦による冷却空気ＣＡ
の圧力損失を小さくしたままで、冷却空気ＣＡに予旋回
を与えることができる。すなわち、ノズル孔３９を通過
して第１段タービンロータ１３Ａに当たる冷却空気ＣＡ
の絶対速度Ｃは、前記圧力損失が小さい分だけ高くな
る。このことを、先述した（１）式に当てはめると、前
記圧力損失の減少分だけ、タービンロータ１３に当たる
冷却空気ＣＡの相対全温Ｔ_rel がさらに低くなることが
分かる。その結果、冷却空気ＣＡによるタービン動翼１
６の冷却をより効果的に行うことができる。

【００３２】また、予旋回ノズル３７のノズル孔３９は
円錐形であるため、円錐状の刃具を使用することによ
り、ノズル孔３９の孔開け加工を容易に行うことができ
る。

【００３３】なお、この実施形態では、予旋回ノズル３
７で予旋回された冷却空気ＣＡを、タービンディスク１
４の通気孔４０を経て第１段のタービンロータ１３Ａの
下流側に送給し、その一部をタービンディスク１４の導
入孔４１から導入してタービン動翼１６の冷却通路１６
ａに供給するようにしているが、前記導入孔４１の導入
開口を第１段のタービンロータ１３Ａの上流側に開口さ
せて、予旋回された冷却空気ＣＡを、一旦タービンディ
スク１４の下流側に送給することなく、導入孔４１から
直接導入してタービン動翼１６の冷却通路１６ａに供給
するようにしてもよい。

【００３４】

【発明の効果】以上のように、本発明のガスタービンに
よれば、予旋回ノズルにおけるノズル孔の入口での通路
面積が大きくなるので冷却空気ＣＡの流速が低くなっ
て、ノズル孔の入口での冷却空気ＣＡの圧力損失が小さ
くなり、その結果、予旋回ノズルにより予旋回されてタ
ービンのロータに当たる冷却空気ＣＡの流速（絶対速
度）が高くなって、ロータに当たる冷却空気ＣＡの相対
全温が低下し、タービンのロータの冷却効果を向上させ
ることができる。しかも、予旋回ノズルの円錐形のノズ
ル孔は、円錐状の刃具を用いることにより簡単に加工で
きる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施形態に係るガスタービンを用い
たガスタービン発電設備を示す概略構成図である。

【図２】同ガスタービンを示す一部破断した概略側面図
である。

【図３】図２のタービン部分を拡大して詳細に示す縦断
面図である。

【図４】（Ａ）は図３における予旋回ノズルのノズル孔
とタービンロータとの関係を示す周方向に沿った断面
図、（Ｂ）は速度ベクトル図である。

【図５】図３におけるタービン動翼を示す周方向に沿っ
た断面図である。

【符号の説明】

１…ガスタービン、２…圧縮機、３…燃焼器、４…ター
ビン、１３Ａ〜Ｃ…タービンロータ、２０…内周壁、２
２…回転軸、３７…予旋回ノズル、３８…導入孔、３９
…ノズル孔、Ａ…圧縮空気、ＣＡ…冷却空気

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 空気を圧縮する圧縮機と、この圧縮機か
   らの圧縮空気に燃料を混合して燃焼させる燃焼器と、こ
   の燃焼器からの燃焼ガスから動力を取り出すタービンと
   を備えたガスタービンであって、 前記タービンのロータに、その回転方向に旋回する冷却
   空気を供給する静止した予旋回ノズルを有し、 前記予旋回ノズルは、前記冷却空気の入口から出口に向
   かって通路幅が狭くなる円錐形のノズル孔を有している
   ガスタービン。
2. 【請求項２】 請求項１において、前記ノズル孔は前記
   タービンの周方向に沿って多数設けられているガスター
   ビン。
3. 【請求項３】 請求項１または２において、前記予旋回
   ノズルは、ガスタービンの回転軸の外周側に位置し前記
   圧縮機から燃焼器へ向かう圧縮空気の通路を形成する内
   周壁に支持されているガスタービン。
4. 【請求項４】 請求項３において、さらに、前記内周壁
   に前記圧縮機からの圧縮空気を予旋回ノズルへ導入する
   導入孔が形成されているガスタービン。