JP2002364310A - Exhaust diffuser - Google Patents
Exhaust diffuserInfo
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- JP2002364310A JP2002364310A JP2001171407A JP2001171407A JP2002364310A JP 2002364310 A JP2002364310 A JP 2002364310A JP 2001171407 A JP2001171407 A JP 2001171407A JP 2001171407 A JP2001171407 A JP 2001171407A JP 2002364310 A JP2002364310 A JP 2002364310A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明はタービン、特に軸流
排気蒸気タービンの排気ディフューザに関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a turbine, and more particularly to an exhaust diffuser for an axial exhaust steam turbine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般的に使用されるタービンにおいて
は、作動ガス（蒸気タービンの場合は蒸気、ガスタービ
ンの場合は燃焼ガス）がタービンを作動させた後に作動
ガスの流れに対して下流に設けられたディフューザを通
って中間胴から次の機器などへ送出される。2. Description of the Related Art In a commonly used turbine, a working gas (steam in the case of a steam turbine, or combustion gas in the case of a gas turbine) is provided downstream of the flow of the working gas after the turbine is operated. Through the diffuser provided, it is transmitted from the intermediate cylinder to the next device or the like.
【０００３】図５は従来技術の軸流排気蒸気タービンの
ディフューザ付近の軸線方向断面図である。図５におい
ては、最終段の静翼２１０および動翼２２０を含むター
ビン２００と中間胴４００との間にディフューザ３００
が示されている。ディフューザ３００は、ディフューザ
の外周側内壁３１０とディフューザの内周側内壁３２０
とから構成されている。外周側内壁３１０および内周側
内壁３２０によって、環状のタービン通路３６０がター
ビンの回転軸１９０周りに形成されている。さらに、デ
ィフューザ３００は傾斜部分３４０を含んでおり、外周
側内壁３１０はタービン２００から中間胴４００にかけ
て半径方向に末拡がりになっている。FIG. 5 is an axial sectional view of the vicinity of a diffuser of a conventional axial exhaust steam turbine. In FIG. 5, a diffuser 300 is provided between a turbine 200 including a final stage stationary blade 210 and a moving blade 220 and an intermediate body 400.
It is shown. The diffuser 300 includes an inner peripheral wall 310 of the diffuser and an inner peripheral wall 320 of the diffuser.
It is composed of The outer peripheral side inner wall 310 and the inner peripheral side inner wall 320 form an annular turbine passage 360 around the rotation axis 190 of the turbine. Further, the diffuser 300 includes an inclined portion 340, and the outer peripheral inner wall 310 widens radially from the turbine 200 to the intermediate body 400.
【０００４】タービンの動作時に、タービン２００の最
終段動翼２２０を通過した流体、例えば高温ガスは、デ
ィフューザ３００内に形成された環状のタービン通路３
６０を通過して、中間胴４００に供給される。ディフュ
ーザ３００の排出性能を高めるためには、流体がディフ
ューザ３００内において半径方向に広がりつつ減速する
必要がある。しかしながら、図５に示すように、タービ
ン２００からディフューザ３００内に流入した流体の主
流Ｆ０は、ディフューザ３００の内周側内壁３２０側を
流れ、外周側内壁３１０側には流れない場合（実線で示
す）や、逆にディフューザ３００の外周側内壁３１０側
を流れ、内周側内壁３２０側に流れない場合（破線で示
す）がある。これは、タービン２００の最終段動翼２２
０の先端を通過する高速の流れがタービン２００の最終
段動翼２２０を通過する主流Ｆ０と混合しつつ流れる際
に、外周側内壁３１０から流れが剥離して、剥離領域５
００が外周側内壁３１０付近に形成されるためである。
これにより、主流Ｆ０は外周側内壁３１０でなくて内周
側内壁３２０側を流れるようになる。また、逆のケース
はタービン２００の最終段動翼２２０を出た流れは三次
元的な角度を有しており、一様な流れになっていないた
めディフューザ３００内の内周内壁部で大きな剥離域が
発生し排気性能の低下につながることとなる。[0004] During operation of the turbine, the fluid, eg, hot gas, that has passed through the last stage rotor blades 220 of the turbine 200 is fed into an annular turbine passage 3 formed in the diffuser 300.
After passing through 60, it is supplied to the intermediate cylinder 400. In order to enhance the discharge performance of the diffuser 300, it is necessary for the fluid to decelerate while spreading in the radial direction in the diffuser 300. However, as shown in FIG. 5, the main flow F0 of the fluid that has flowed into the diffuser 300 from the turbine 200 flows on the inner peripheral side inner wall 320 side of the diffuser 300 and does not flow on the outer peripheral side inner wall 310 side (shown by a solid line). ) And conversely, there is a case (shown by a broken line) that flows on the outer peripheral side inner wall 310 side of the diffuser 300 and does not flow on the inner peripheral side inner wall 320 side. This is the final stage rotor blade 22 of the turbine 200.
When the high-speed flow passing through the tip of the nozzle 0 flows while mixing with the main flow F0 passing through the final stage rotor blade 220 of the turbine 200, the flow separates from the outer peripheral side inner wall 310, and the separation region
00 is formed near the outer peripheral side inner wall 310.
As a result, the main flow F0 flows not on the outer peripheral side inner wall 310 but on the inner peripheral side inner wall 320 side. On the other hand, in the reverse case, the flow exiting the final stage rotor blade 220 of the turbine 200 has a three-dimensional angle and is not uniform, so that large separation occurs at the inner peripheral inner wall portion inside the diffuser 300. A region is generated, which leads to a decrease in exhaust performance.
【０００５】図６は従来技術の他のタービンのディフュ
ーザ付近の軸線方向断面図である。図面において同一の
部材には同一の参照符号が付けられている。図６に示す
従来技術においてはディフューザの排出性能を高めるた
めに、ディフューザの傾斜部分３４０の傾斜角Ａ０’を
図５に示す傾斜角Ａ０よりも大きくしている。しかしな
がら、剥離領域５００が外周側内壁３１０、あるいは内
周側内壁３２０付近に同様に形成されるので、図６に示
す流体の主流Ｆ０’は、図５に示す流体の主流Ｆ０と同
様に内周側内壁３２０側あるいは外周側内壁３１０側を
流れることとなる。FIG. 6 is an axial sectional view showing the vicinity of a diffuser of another conventional turbine. In the drawings, the same members have the same reference numerals. In the prior art shown in FIG. 6, the inclination angle A0 'of the inclined portion 340 of the diffuser is made larger than the inclination angle A0 shown in FIG. 5 in order to enhance the discharge performance of the diffuser. However, since the separation region 500 is similarly formed near the outer peripheral side inner wall 310 or the inner peripheral side inner wall 320, the main flow F0 ′ of the fluid shown in FIG. 6 is similar to the main flow F0 of the fluid shown in FIG. It flows on the side inner wall 320 side or the outer peripheral side inner wall 310 side.
【０００６】特開平８−２６０９０５号公報は、このよ
うな剥離領域が形成されるのを妨げるために、スプリッ
タブレードをディフューザ内の外周側内壁と内周側内壁
との間に配置したディフューザを開示している。このス
プリッタブレードは適切な支持部材により外周側内壁に
支持されている。これにより、動翼の先端を流れる流体
の高速の流れが、スプリッタブレードと外周側内壁との
間に流れて、剥離領域が形成されるのを妨げている。Japanese Unexamined Patent Publication No. Hei 8-260905 discloses a diffuser in which a splitter blade is disposed between an outer peripheral inner wall and an inner peripheral inner wall in a diffuser in order to prevent such a peeled region from being formed. are doing. This splitter blade is supported on the inner wall on the outer peripheral side by a suitable support member. Accordingly, the high-speed flow of the fluid flowing at the tip of the moving blade flows between the splitter blade and the outer peripheral side inner wall, thereby preventing the separation region from being formed.
【０００７】[0007]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、最終段
動翼を通過した流体は、タービン２００の回転軸線に対
して平行な速度成分だけでなく、この回転軸線に対して
平行でない（最終段動翼の流出角に相当する）非平行速
度成分を含んでいる。このような非平行速度成分も流体
が外周側内壁３１０側に流れない原因となっている。前
述した特開平８−２６０９０５号公報に開示されたディ
フューザにおいては、スプリッタブレードによって剥離
領域の発生を少なくすることはできるが、最終段動翼を
通過した流体の非平行速度成分を排除することはできな
い。従って、ディフューザの排出性能を高めるために
は、最終段動翼を通過した流体の非平行速度成分を排除
して、流体をディフューザのタービン通路内に均等に流
す必要がある。However, the fluid that has passed through the final stage rotor blade has not only a velocity component parallel to the rotation axis of the turbine 200 but also is not parallel to this rotation axis (final stage rotor blade). Non-parallel velocity component). Such a non-parallel velocity component also causes the fluid not to flow to the outer peripheral side inner wall 310 side. In the diffuser disclosed in the above-mentioned Japanese Patent Application Laid-Open No. Hei 8-260905, the generation of the separation region can be reduced by the splitter blade, but the non-parallel velocity component of the fluid that has passed through the final stage rotor blade cannot be eliminated. Can not. Therefore, in order to improve the exhaust performance of the diffuser, it is necessary to eliminate the non-parallel velocity component of the fluid that has passed through the final stage rotor blades and to flow the fluid evenly into the turbine passage of the diffuser.
【０００８】さらに、ディフューザ内のタービン通路を
流れる流体は例えば高温ガスであり、スプリッタブレー
ドおよび支持部材がこのタービン通路内に配置されてい
る。従って、スプリッタブレードおよび支持部材は高温
ガスにさらされることになる。この高温ガスは１３００
度程度に達する場合があり、このような場合にはスプリ
ッタブレードおよび支持部材は高温ガスにより焼損しう
る。特に、タービンに隣接するスプリッタブレードのタ
ービン側端部は焼損する可能性が高い。さらに、スプリ
ッタブレードおよび支持部材をタービン通路に設けるこ
とによってディフューザ全体の構造が複雑になると共に
重量および製造費用も増す。また、ディフューザを含む
ガスタービンは比較的大型であるので、設置場所等を考
慮するとガスタービン全体は小型であるのが望ましいこ
とは言うまでもない。Further, the fluid flowing through the turbine passage in the diffuser is, for example, a hot gas, and the splitter blade and the support member are disposed in the turbine passage. Thus, the splitter blade and the support member will be exposed to the hot gas. This hot gas is 1300
In some cases, in which case the splitter blade and the support member can be burned out by the hot gas. In particular, the turbine-side end of the splitter blade adjacent to the turbine is likely to burn out. In addition, providing the splitter blades and support members in the turbine passage complicates the overall structure of the diffuser and increases weight and manufacturing costs. Further, since the gas turbine including the diffuser is relatively large, it is needless to say that it is desirable that the entire gas turbine be small in consideration of the installation location and the like.
【０００９】それゆえ、本発明は、最終段動翼を通過し
た流体の非平行速度成分を排除しつつ、ディフューザ内
における流体をタービン通路全体に均等に流すことによ
りディフューザの排出性能を高めることを目的とする。Therefore, the present invention improves the exhaust performance of the diffuser by eliminating the non-parallel velocity component of the fluid that has passed through the final stage rotor blades and allowing the fluid in the diffuser to flow evenly throughout the turbine passage. Aim.
【００１０】[0010]
【課題を解決するための手段】請求項１に記載の発明に
よれば、タービンの最終段動翼の下流につながりかつ半
径方向に末拡がりの環状ディフューザにおいて、前記タ
ービンの最終段動翼に隣接していて、前記最終段動翼か
ら流出した流れを前記タービンの回転軸線に対して平行
になるように整流する整流部分を具備するディフューザ
が提供される。すなわち請求項１に記載の発明によっ
て、最終段動翼を通過した流体が整流部分により整流さ
れるので、流体の非平行速度成分を排除しつつ、ディフ
ューザ内における流体をタービン通路全体に均等に流す
ことにより、ディフューザの排出性能を高めることがで
きる。According to the first aspect of the present invention, an annular diffuser connected to the downstream of the last stage blade of the turbine and diverging in the radial direction is adjacent to the last stage blade of the turbine. And a diffuser having a rectifying portion for rectifying the flow discharged from the last-stage blade so as to be parallel to the rotation axis of the turbine. That is, according to the first aspect of the present invention, since the fluid that has passed through the final stage rotor blades is rectified by the rectifying portion, the fluid in the diffuser flows evenly throughout the turbine passage while eliminating the non-parallel velocity component of the fluid. Thereby, the discharge performance of the diffuser can be improved.
【００１１】請求項２に記載の発明によれば、前記整流
部分が前記ディフューザの外周側内壁に形成されていて
前記タービンの回転軸線に対してほぼ平行に延びる円筒
状部分である。すなわち請求項２に記載の発明によっ
て、整流部分の流体の流れに対して下流において従来技
術よりも傾斜角の大きい傾斜部分を配置できることによ
り、結果的に従来技術の場合よりもディフューザ長さを
短くすることができ、ディフューザおよびガスタービン
全体を小型にすることができる。According to the second aspect of the present invention, the rectifying portion is a cylindrical portion formed on the inner wall on the outer peripheral side of the diffuser and extending substantially parallel to the rotation axis of the turbine. That is, according to the second aspect of the present invention, the inclined portion having a larger inclination angle than that of the conventional technology can be arranged downstream with respect to the flow of the fluid in the rectifying portion. The size of the diffuser and the entire gas turbine can be reduced.
【００１２】請求項３に記載の発明によれば、前記整流
部分の軸線方向長さが前記ディフューザの入口における
外周側内壁までの半径と内周側内壁までの半径との間の
差の０．６倍よりも大きいようにした。すなわち請求項
３に記載の発明によって、ディフューザの排出性能をさ
らに高めることができる。According to the third aspect of the present invention, the axial length of the rectifying portion is equal to the difference between the radius of the inlet to the diffuser to the outer peripheral inner wall and the radius to the inner peripheral inner wall. It was made larger than 6 times. That is, according to the third aspect of the present invention, the discharge performance of the diffuser can be further enhanced.
【００１３】請求項４に記載の発明によれば、タービン
の最終段動翼の下流につながりかつ半径方向に末広がり
の環状ディフューザにおいて、前記ディフューザの外周
側内壁あるいは内周側内壁の少なくとも一方に半径方向
に延びる複数の整流板を具備するディフューザが提供さ
れる。これによって、最終段動翼を通過した角度を持っ
た流体が整流板によって、角度分布を無くすように整流
されるので、流れを一様に近づけることで、ディフュー
ザ部での剥離を防止しディフューザの排出性能を高める
ことができる。According to the fourth aspect of the present invention, in the annular diffuser connected to the downstream of the last stage rotor blade of the turbine and diverging radially, at least one of the outer peripheral inner wall and the inner peripheral inner wall of the diffuser has a radius. A diffuser having a plurality of current plates extending in a direction is provided. As a result, the fluid having an angle that has passed through the final stage rotor blades is rectified by the rectifier plate so as to eliminate the angular distribution, so that the flow is made uniform so that separation at the diffuser portion is prevented, and the diffuser is prevented from being separated. Discharge performance can be improved.
【００１４】[0014]
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照して本発明
の実施形態を説明する。図１は本発明の第一の実施形態
に基づくタービン用ディフューザの軸線方向断面図であ
る。前述した従来技術と同様に、タービン２０と中間胴
４０との間にディフューザ３０が配置されており、ディ
フューザ３０の外周側内壁３１と内周側内壁３２とによ
ってタービン通路３６が形成されている。タービン２０
は最終段静翼２１および最終段動翼２２を含んでいる。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the accompanying drawings. FIG. 1 is an axial sectional view of a turbine diffuser according to a first embodiment of the present invention. The diffuser 30 is disposed between the turbine 20 and the intermediate body 40, as in the above-described related art, and a turbine passage 36 is formed by the outer peripheral inner wall 31 and the inner peripheral inner wall 32 of the diffuser 30. Turbine 20
Includes a final stage stationary blade 21 and a final stage rotor blade 22.
【００１５】本実施形態においては、ディフューザ３０
は、最終段動翼２２に隣接して配置される整流部分３３
を有している。図示される整流部分３３は円筒形であ
り、整流部分３３の外周側内壁はタービン２０の回転軸
線に対してほぼ平行になっている。タービンの動作時
に、タービン２０を通過した流体、例えば高温ガスがデ
ィフューザ３０の整流部分３３に進入する。最終段動翼
２２を通過した流体は最終段動翼の流出角に相当してい
て回転軸線に対して非平行な非平行速度成分を含んでい
るが、流体が整流部分３３を通過することによってこの
非平行速度成分は排除される。すなわち、流体が整流部
分３３を通過することによって、流体はタービン２０の
回転軸線に対してほぼ平行に流れるように整流される。In the present embodiment, the diffuser 30
Is a rectifying portion 33 arranged adjacent to the last stage bucket 22.
have. The illustrated rectifying portion 33 is cylindrical, and the outer peripheral side inner wall of the rectifying portion 33 is substantially parallel to the rotation axis of the turbine 20. During operation of the turbine, fluid, such as hot gas, that has passed through the turbine 20 enters the rectifying section 33 of the diffuser 30. The fluid that has passed through the final stage rotor blades 22 includes a non-parallel velocity component that is equivalent to the outflow angle of the final stage rotor blades and is non-parallel to the rotation axis. This non-parallel velocity component is eliminated. That is, as the fluid passes through the straightening portion 33, the fluid is straightened so as to flow substantially parallel to the rotation axis of the turbine 20.
【００１６】次いで、流体はディフューザ３０の整流部
分３３から傾斜部分３４に進入する。流体は整流部分３
３により整流されているので、この流体は外周側内壁３
１および内周側内壁３２に沿ってタービン通路３６内を
図１の矢印Ｆ１で示すように均等に流れるようになる。
従って、最終段動翼を通過した流体の非平行速度成分を
排除しつつ、ディフューザ内における流体をタービン通
路全体に均等に流すことによりディフューザの排出性能
を高めることができる。Next, the fluid enters the inclined portion 34 from the straightening portion 33 of the diffuser 30. Fluid is rectifying part 3
3, the fluid flows through the inner wall 3 on the outer peripheral side.
1 and the inside of the turbine passage 36 along the inner peripheral side inner wall 32 as shown by the arrow F1 in FIG.
Therefore, the non-parallel velocity component of the fluid that has passed through the final stage rotor blades is eliminated, and the fluid in the diffuser is evenly flowed through the entire turbine passage, so that the exhaust performance of the diffuser can be improved.
【００１７】また、図１および図５から分かるように、
図１に示すディフューザ３０のディフューザ長さＬ１
は、従来技術のディフューザのディフューザ長さＬ０よ
りも短くなっている。本発明のディフューザ３０は傾斜
部分３４に加えて整流部分３３を有しており、傾斜部分
３４のディフューザ傾斜角Ａ１が従来技術のディフュー
ザ傾斜角Ａ０よりも大きくなっている。このように傾斜
部分３４の傾斜角が大きいことによって、本発明は整流
部分３３を備えつつディフューザ３０全体を軸線方向に
小型にすることができる。それゆえ、ガスタービン全体
を小型にすることができる。As can be seen from FIGS. 1 and 5,
The diffuser length L1 of the diffuser 30 shown in FIG.
Is shorter than the diffuser length L0 of the prior art diffuser. The diffuser 30 of the present invention has a rectifying portion 33 in addition to the inclined portion 34, and the diffuser inclination angle A1 of the inclined portion 34 is larger than the diffuser inclination angle A0 of the prior art. With the large inclination angle of the inclined portion 34, the present invention can reduce the size of the entire diffuser 30 in the axial direction while including the rectifying portion 33. Therefore, the entire gas turbine can be reduced in size.
【００１８】有限要素法による解析結果によれば、最終
段動翼におけるディフューザの外周側内壁までの半径と
内周側内壁までの半径との差をａとした場合に、整流部
分３３の軸線方向長さを０．６ａよりも長くすることに
より、ディフューザの排出性能を高めることができる。
また、整流部分３３と傾斜部分３４との間、および傾斜
部分３４と排気室４０とのにおける外周側内壁を、半径
が例えば２．５ａから２．８ａの円で結ぶことにより、
流体を外周側内壁に沿って平滑に流してディフューザの
排出性能をさらに高めることができる。According to the analysis results by the finite element method, when the difference between the radius of the diffuser of the final stage rotor blade to the outer peripheral inner wall and the radius of the inner peripheral inner wall is a, the axial direction of the rectifying portion 33 is By making the length longer than 0.6a, the discharge performance of the diffuser can be improved.
Further, by connecting the outer peripheral side inner wall between the rectifying portion 33 and the inclined portion 34 and between the inclined portion 34 and the exhaust chamber 40 with a circle having a radius of, for example, 2.5a to 2.8a,
The fluid can flow smoothly along the outer peripheral side inner wall to further enhance the diffuser discharge performance.
【００１９】さらに、前述した円筒形の整流部分３３に
おいて、スプリッタブレードを整流部分３３と同心に配
置することにより、ディフューザの排出性能をさらに高
めることができる。また、本明細書においては、内周側
内壁の形状について特に言及しておらず、図面において
内周側内壁の最終段動翼に隣接する隣接部分は最終段動
翼に向かって半径が小さくなるよう傾斜しているが、こ
の隣接部分が内周側内壁の他の部分と同様の半径を有し
ていてタービンの回転軸線に対してほぼ平行であっても
よい。このような場合にも、ディフューザの排出性能を
同様に高めることができる。Further, in the above-mentioned cylindrical rectifying portion 33, by disposing the splitter blade concentrically with the rectifying portion 33, the discharge performance of the diffuser can be further enhanced. In addition, in this specification, the shape of the inner peripheral side inner wall is not particularly mentioned, and in the drawing, a portion of the inner peripheral side inner wall adjacent to the last stage rotor blade has a smaller radius toward the last stage rotor blade. However, the adjacent portion may have the same radius as the other portion of the inner peripheral side inner wall, and may be substantially parallel to the rotation axis of the turbine. Even in such a case, the discharge performance of the diffuser can be similarly enhanced.
【００２０】図２は本発明の第二の実施形態に基づくタ
ービン用ディフューザの軸線方向断面図である。図３は
図２の線Ｂ−Ｂに沿ってみた矢視図、図４は図２の線Ｃ
−Ｃに沿ってみた矢視図である。なお、第一の実施形態
と同様の構成要素については同一の参照番号を付す。図
２、図３および図４に示すように、第二の実施形態にお
いて第一の実施形態との違いは、第一の実施形態では最
終段動翼から流出した流れをタービンの回転軸線に対し
て並行になるように整流する整流部分を設置するように
するのに対し、第二の実施形態ではディフューザの外周
側内壁あるいは内周側内壁の少なくとも一方に半径方向
に延びる複数の整流板３７あるいは３８を設置したこと
である。主流Ｆ２は、複数の整流板３７あるいは３８の
間を流れる。FIG. 2 is an axial sectional view of a turbine diffuser according to a second embodiment of the present invention. 3 is an arrow view taken along the line BB of FIG. 2, and FIG. 4 is a line C of FIG.
It is the arrow view seen along -C. The same components as those in the first embodiment are denoted by the same reference numerals. As shown in FIG. 2, FIG. 3 and FIG. 4, the difference between the second embodiment and the first embodiment is that in the first embodiment, the flow flowing out of the last stage rotor blade is moved with respect to the rotation axis of the turbine. In the second embodiment, a plurality of rectifying plates 37 or radially extending on at least one of the outer peripheral inner wall and the inner peripheral inner wall of the diffuser are provided. 38 was installed. The main flow F2 flows between the plurality of current plates 37 or 38.
【００２１】本実施形態においては、ディフューザ３０
の外周側内壁３１あるいは内周側内壁３２の少なくとも
一方に半径方向に延びる複数の整流板３７あるいは３８
を設置することによって、最終段動翼２２を通過した角
度を持った流体が整流板３７、３８によって、角度分布
を無くすように整流されるので、流れを一様に近づけ
（図４を参照されたい）、ディフューザ部での剥離を防
止することとなりディフューザの排出性能を高めること
ができる。なお、本実施形態における整流板３７、３８
の枚数、高さ、長さ等については、流体の状況によって
適宜決定されるが、枚数については六枚程度、高さにつ
いては流路の約３０％以内（余り高くすると流れの損失
との関係があるので極力低い方が良い）、また、長さに
ついては第一の実施形態の整流部分の長さと同程度がよ
い。In the present embodiment, the diffuser 30
A plurality of rectifying plates 37 or 38 extending radially on at least one of the outer peripheral side inner wall 31 and the inner peripheral side inner wall 32.
Is installed, the fluid having the angle passing through the final stage rotor blades 22 is rectified by the rectifying plates 37 and 38 so as to eliminate the angular distribution, so that the flow is made uniform (see FIG. 4). ), The peeling at the diffuser portion is prevented, and the discharge performance of the diffuser can be improved. In addition, the current plates 37 and 38 in the present embodiment.
The number, height, length, etc. of the fluid are determined appropriately depending on the condition of the fluid, but the number of the fluids is about six, and the height is about 30% or less of the flow path. The length is preferably as low as possible), and the length is preferably about the same as the length of the rectifying portion of the first embodiment.
【００２２】[0022]
【発明の効果】各請求項に記載の発明によれば、最終段
動翼を通過した流体の非平行速度成分を排除しつつ、デ
ィフューザ内における流体をタービン通路全体に均等に
流すことによりディフューザの排出性能を高めることが
できるという共通の効果を奏しうる。According to the invention described in each of the claims, the non-parallel velocity component of the fluid that has passed through the last-stage bucket is eliminated, and the fluid in the diffuser is caused to flow evenly through the entire turbine passage. The common effect that the discharge performance can be improved can be achieved.
【００２３】さらに、請求項２に記載の発明によれば、
ディフューザおよびガスタービン全体を小型にすること
ができるという効果を奏しうる。さらに、請求項３に記
載の発明によれば、ディフューザの排出性能をさらに高
めることができるという効果を奏しうる。Further, according to the second aspect of the present invention,
The effect of reducing the size of the diffuser and the entire gas turbine can be obtained. Further, according to the third aspect of the present invention, it is possible to obtain an effect that the discharge performance of the diffuser can be further enhanced.
【００２４】さらに、請求項４に記載の発明によれば、
既設のディフューザにおいても整流板を設置するだけ
で、ディフューザの排出性能を高めることができるとい
う効果を奏しうる。Further, according to the invention described in claim 4,
Even in the existing diffuser, it is possible to achieve an effect that the discharge performance of the diffuser can be improved only by installing the current plate.
【図１】本発明に基づくタービンのディフューザの軸線
方向断面図である。FIG. 1 is an axial sectional view of a diffuser for a turbine according to the present invention.
【図２】本発明の第二の実施形態を示すタービンのディ
フューザの軸線方向断面図である。FIG. 2 is an axial cross-sectional view of a diffuser of a turbine showing a second embodiment of the present invention.
【図３】図２の線Ｂ−Ｂに沿ってみた部分矢視図であ
る。FIG. 3 is a partial arrow view taken along line BB in FIG. 2;
【図４】図２の線Ｃ−Ｃに沿ってみた矢視図である。FIG. 4 is an arrow view taken along line CC of FIG. 2;
【図５】従来技術におけるタービンのディフューザの軸
線方向断面図である。FIG. 5 is an axial cross-sectional view of a diffuser of a turbine according to the prior art.
【図６】図５のディフューザ傾斜角度をさらに大きくし
たディフューザの軸線方向断面図である。6 is an axial sectional view of the diffuser in FIG. 5 in which the diffuser tilt angle is further increased.
２０…タービン ２１…最終段静翼 ２２…最終段動翼 ３０…ディフューザ ３１…外周側内壁 ３２…内周側内壁 ３３…整流部分 ３４…傾斜部分 ３６…タービン通路 ３７、３８…整流板 ４０…中間胴 DESCRIPTION OF SYMBOLS 20 ... Turbine 21 ... Final stage stationary blade 22 ... Final stage moving blade 30 ... Diffuser 31 ... Outer peripheral side inner wall 32 ... Inner peripheral side inner wall 33 ... Rectifying part 34 ... Inclined part 36 ... Turbine passage 37, 38 ... Rectifying plate 40 ... Intermediate body
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 中野 隆 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者 田中 良典 東京都千代田区丸の内二丁目５番１号 三 菱重工業株式会社内 (72)発明者 佐久間 広毅 東京都千代田区丸の内二丁目５番１号 三 菱重工業株式会社内 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing from the front page (72) Takashi Nakano 2-1-1, Shinhama, Arai-machi, Takasago City, Hyogo Prefecture Inside Takasago Works, Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. (72) Yoshinori Tanaka 2-5-1, Marunouchi, Chiyoda-ku, Tokyo No. 7 Rishi Heavy Industries, Ltd. (72) Inventor Hiroki Sakuma 2-5-1 Marunouchi, Chiyoda-ku, Tokyo
Claims (4)
かつ半径方向に末拡がりの環状ディフューザにおいて、 前記タービンの前記最終段動翼に隣接していて、前記最
終段動翼から流出した流れを前記タービンの回転軸線に
対して平行になるように整流する整流部分を具備するデ
ィフューザ。1. An annular diffuser leading downstream of a last stage blade of a turbine and diverging radially, wherein an annular diffuser is adjacent to the last stage blade of the turbine and directs flow out of the last stage blade. A diffuser having a rectifying portion for rectifying the flow so as to be parallel to the rotation axis of the turbine.
側内壁に形成されていて前記タービンの回転軸線に対し
てほぼ平行に延びる円筒状部分である請求項１に記載の
ディフューザ。2. The diffuser according to claim 1, wherein the rectifying portion is a cylindrical portion formed on an outer peripheral inner wall of the diffuser and extending substantially parallel to a rotation axis of the turbine.
段動翼における外周側内壁までの半径と内周側内壁まで
の半径との間の差の０．６倍よりも大きいようにした請
求項１または２に記載のディフューザ。3. The axial length of the straightening portion is greater than 0.6 times the difference between the radius of the final stage rotor blade to the outer peripheral inner wall and the radius of the final stage rotor blade to the inner peripheral inner wall. The diffuser according to claim 1.
かつ半径方向に末広がりの環状ディフューザにおいて、 前記ディフューザの外周側内壁あるいは内周側内壁の少
なくとも一方に半径方向に延びる複数の整流板を具備す
るディフューザ。4. An annular diffuser connected to a downstream of a last stage rotor blade of a turbine and diverging in a radial direction, comprising a plurality of rectifying plates extending in a radial direction on at least one of an outer peripheral inner wall and an inner peripheral inner wall of the diffuser. Diffuser to do.
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