JP2015025655A - Gas turbine - Google Patents

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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a gas turbine capable of reducing a combination of sounds due to multiple combustion chambers.SOLUTION: In the gas turbine in which a plurality of combustion chambers is provided in parallel in a circumferential direction of a casing 3, a pair of acoustic liners 5 are arranged on an inner circumferential outer wall surface 3a and an outer circumferential outer wall surface 3b, respectively of the casing 3 at a position corresponding to an antinode position T for each antinode position T of an acoustic mode by a combination of the combustion chambers. Further, each of these acoustic liners 5 is provided in the casing 3 between a tail pipe rear end 2b of each combustion chamber and a front end of a first stationary blade 4 most upstream of the turbine, or these acoustic liners 5 may be arranged on an entire circumference of the casing 3.

Description

本発明は、多缶の燃焼器を有するガスタービンに関する。   The present invention relates to a gas turbine having a multi-can combustor.

ガスタービンは、大気を吸入して圧縮した圧縮空気を供給する圧縮機と、圧縮機から送られた圧縮空気に燃料を供給して燃焼させて、高温の燃焼ガスを発生させる燃焼器と、燃焼器から供給された高温の燃焼ガスにより駆動されるタービンとを有する。ガスタービンにおいて、燃焼器は、圧縮機とタービンとの間に配置されており、又、ガスタービンのケーシングに対し、周方向に複数並設されて、多缶となっている（例えば、後述する図１参照）。   A gas turbine is a compressor that supplies compressed air that is sucked into the atmosphere and that is compressed, a combustor that generates and burns high-temperature combustion gas by supplying fuel to the compressed air sent from the compressor and burning the compressed air. And a turbine driven by high-temperature combustion gas supplied from the vessel. In a gas turbine, a combustor is arranged between a compressor and a turbine, and a plurality of cans are arranged in parallel in a circumferential direction with respect to a casing of the gas turbine (for example, described later). (See FIG. 1).

特許第４２７４９９６号公報Japanese Patent No. 4274996

上述したように、ガスタービンの燃焼器は多缶であるため、個々に共鳴周波数が存在することはなく、それらの音響は連成する固有値が殆どである。しかしながら、従来のガスタービンにおいて、このような連成モードに対する対策はなされていない。このような連成モードは、渦のような励振力によるものでも共鳴してしまい、その共鳴により、内圧変動を生じ、ガスタービン運転時の騒音や振動を発生させるおそれがある。   As described above, since the combustor of the gas turbine has many cans, there is no individual resonance frequency, and their acoustic values are mostly coupled eigenvalues. However, conventional gas turbines do not take measures against such a coupled mode. Such a coupled mode resonates even with an excitation force such as a vortex, and the resonance causes internal pressure fluctuations, which may cause noise and vibration during gas turbine operation.

本発明は上記課題に鑑みなされたもので、多缶の燃焼器による音響の連成を低減するガスタービンを提供することを目的とする。   The present invention has been made in view of the above problems, and an object of the present invention is to provide a gas turbine that reduces acoustic coupling by a multi-can combustor.

上記課題を解決する第１の発明に係るガスタービンは、
ケーシングに対して複数の燃焼器が周方向に並設されたガスタービンにおいて、
前記燃焼器同士の連成による音響モードの腹位置毎に、前記腹位置に対応した位置の前記ケーシングの外壁面の内周側及び外周側に１対となる音響ライナを配置したことを特徴とする。 A gas turbine according to a first invention for solving the above-described problem is
In a gas turbine in which a plurality of combustors are arranged in a circumferential direction with respect to a casing,
A pair of acoustic liners are disposed on the inner peripheral side and the outer peripheral side of the outer wall surface of the casing at a position corresponding to the anti-node position for each anti-node position of the acoustic mode due to the combination of the combustors. To do.

上記課題を解決する第２の発明に係るガスタービンは、
上記第１の発明に記載のガスタービンにおいて、
前記燃焼器の尾筒後端とタービンの最上流の静翼の前端との間の前記ケーシングに前記音響ライナを設けたことを特徴とする。 A gas turbine according to a second invention for solving the above-mentioned problem is as follows.
In the gas turbine according to the first invention,
The acoustic liner is provided in the casing between the rear end of the combustor and the front end of the most upstream stationary blade of the turbine.

上記課題を解決する第３の発明に係るガスタービンは、
上記第１又は第２の発明に記載のガスタービンにおいて、
前記音響ライナを、前記ケーシングの全周に配置したことを特徴とする。 A gas turbine according to a third invention for solving the above-described problem is
In the gas turbine according to the first or second invention,
The acoustic liner is disposed all around the casing.

又、以下のことを特徴とする。   Moreover, it is characterized by the following.

上記課題を解決する第４の発明に係るガスタービンは、
上記第１〜第３のいずれか１つの発明に記載のガスタービンにおいて、
前記燃焼器の尾筒後端から空気を供給するようにしたことを特徴とする。 A gas turbine according to a fourth invention for solving the above-described problem is
In the gas turbine according to any one of the first to third inventions,
Air is supplied from the rear end of the transition piece of the combustor.

第１の発明によれば、音響ライナを燃焼器同士の連成による音響モードの腹位置に配置したので、効果的に燃焼器による音響の連成を低減することができる。   According to the first aspect, since the acoustic liner is disposed at the antinode position of the acoustic mode by the combustors, the acoustic coupling by the combustors can be effectively reduced.

第２、第３の発明によれば、燃焼器の尾筒後端とタービンの最上流の静翼の前端との間のケーシングに音響ライナを設けたので、燃焼器による音圧を減衰させて、その音響の連成を低減することができる。その結果、尾筒後端の下流に生じる渦と音響モードの共鳴を抑制し、内圧変動を抑制し、ガスタービン運転時の騒音や振動を抑制することができる。   According to the second and third aspects of the invention, the acoustic liner is provided in the casing between the rear end of the transition piece of the combustor and the front end of the most upstream stationary vane of the turbine. The acoustic coupling can be reduced. As a result, the resonance between the vortex and the acoustic mode generated downstream of the rear end of the transition piece can be suppressed, the internal pressure fluctuation can be suppressed, and noise and vibration during gas turbine operation can be suppressed.

又、以下の効果を有する。   Moreover, it has the following effects.

第４の発明によれば、尾筒後端から空気を供給するようにしたので、渦の発生を更に抑制又は解消することができる。   According to the fourth aspect, since air is supplied from the rear end of the transition piece, the generation of vortices can be further suppressed or eliminated.

ガスタービンの燃焼器及びケーシング部分の斜視図である。It is a perspective view of the combustor and casing part of a gas turbine. 本発明に係るガスタービンの実施形態の一例（実施例１）を説明する図であり、（ａ）は、ガスタービンのケーシングを周方向に展開し、ケーシングの内部の構成を側方から見た概略図であり、（ｂ）は、ケーシングを周方向に展開し、軸方向から見た概略図である。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS It is a figure explaining an example (Example 1) of embodiment of the gas turbine which concerns on this invention, (a) developed the casing of the gas turbine to the circumferential direction, and looked at the structure inside the casing from the side. It is the schematic, (b) is the schematic which developed the casing in the circumferential direction and was seen from the axial direction. 図２における燃焼器の尾筒後端とタービンの第１段静翼と音響ライナとの位置関係を示す図である。It is a figure which shows the positional relationship of the transition piece rear end of the combustor in FIG. 2, the 1st stage stationary blade of a turbine, and an acoustic liner. 本発明に係るガスタービンの参考例（参考例１）を説明する図であり、（ａ）は、ガスタービンのケーシングを周方向に展開し、ケーシングの内部の構成を側方から見た概略図であり、（ｂ）は、ケーシングを周方向に展開し、軸方向から見た概略図である。It is a figure explaining the reference example (reference example 1) of the gas turbine which concerns on this invention, (a) is the schematic which expand | deployed the casing of the gas turbine to the circumferential direction and looked at the structure inside the casing from the side. (B) is the schematic which expanded the casing in the circumferential direction and was seen from the axial direction. 図４における燃焼器の尾筒後端とタービンの第１段静翼と音響ライナとの位置関係を示す図である。It is a figure which shows the positional relationship of the transition piece rear end of the combustor in FIG. 4, the 1st stage stationary blade of a turbine, and an acoustic liner. 本発明に係るガスタービンの実施形態の他の一例（実施例２）を説明する図であり、燃焼器の尾筒後端とタービンの第１段静翼とを示す図である。It is a figure explaining other examples (Example 2) of the embodiment of the gas turbine concerning the present invention, and is a figure showing the tail end of a combustor and the 1st stage stationary blade of a turbine.

以下、本発明に係るガスタービンの実施形態のいくつかを、図１〜図６を参照して説明する。   Hereinafter, some embodiments of the gas turbine according to the present invention will be described with reference to FIGS.

（実施例１）
図１は、ガスタービンの燃焼器及びケーシング部分の斜視図である。又、図２（ａ）は、ガスタービンのケーシングを周方向に展開し、ケーシングの内部の構成を側方から見た概略図であり、図２（ｂ）は、ケーシングを周方向に展開し、軸方向から見た概略図である。又、図３は、燃焼器の尾筒後端とタービンの第１段静翼と音響ライナとの位置関係を示す図である。 Example 1
FIG. 1 is a perspective view of a combustor and a casing portion of a gas turbine. 2 (a) is a schematic view of the casing of the gas turbine deployed in the circumferential direction, and the internal configuration of the casing is viewed from the side. FIG. 2 (b) is a schematic view of the casing deployed in the circumferential direction. It is the schematic seen from the axial direction. FIG. 3 is a diagram showing the positional relationship among the rear end of the combustor, the first stage stationary vane of the turbine, and the acoustic liner.

ガスタービンは、周知の通り、圧縮機と燃焼器とタービンとを有し、燃焼器は、圧縮機とタービンとの間に配置されている。そして、本実施例においては、図１に示すように、ガスタービン１の燃焼器２は、ガスタービン１のケーシング３に対し、周方向に複数並設されて、多缶となっている。なお、図１に示すガスタービン１では、圧縮機とタービンの図示は省略しているが、燃焼器２の上流側（図１の紙面奥側）に圧縮機が配置され、燃焼器２の下流側（図１の紙面手前側）に、ケーシング３を介して、タービンが配置される。   As is well known, a gas turbine has a compressor, a combustor, and a turbine, and the combustor is disposed between the compressor and the turbine. In this embodiment, as shown in FIG. 1, a plurality of combustors 2 of the gas turbine 1 are arranged in parallel in the circumferential direction with respect to the casing 3 of the gas turbine 1 to form a multi-can. In the gas turbine 1 shown in FIG. 1, the compressor and the turbine are not shown, but the compressor is disposed on the upstream side of the combustor 2 (the back side in the drawing of FIG. 1), and downstream of the combustor 2. A turbine is disposed on the side (the front side in FIG. 1) via the casing 3.

このように、ガスタービン１の燃焼器２は多缶となっているが、多缶の燃焼器２による音響の連成を低減する対策は、今までなされていなかった。例えば、特許文献１は、個々の燃焼器における燃焼振動を抑制するものであり、多缶の燃焼器による音響の連成を低減するものではない。   As described above, the combustor 2 of the gas turbine 1 has a large number of cans, but no measures have been taken to reduce the acoustic coupling by the multiple can combustors 2. For example, Patent Document 1 suppresses combustion vibrations in individual combustors, and does not reduce acoustic coupling by a multi-can combustor.

これに対して、本実施例では、図２（ａ）、（ｂ）、図３に示すように、燃焼器２の尾筒後端２ｂとタービンの最上流の第１段静翼４の前端との間であり、その部分にある環状のケーシング３の外壁（内周側外壁面３ａ、外周側外壁面３ｂ）に音響ライナ５を設けている。   On the other hand, in this embodiment, as shown in FIGS. 2A, 2B, and 3, the transition between the rear end 2b of the combustor 2 and the front end of the first stage stationary blade 4 at the most upstream of the turbine. The acoustic liner 5 is provided on the outer wall (the inner peripheral side outer wall surface 3 a and the outer peripheral side outer wall surface 3 b) of the annular casing 3 at that portion.

音響ライナ５は、尾筒後端２ｂと第１段静翼４との間にあるケーシング３に設けられており、これにより、燃焼器２による音圧を減衰させて、その音響の連成を低減することはできる。音響ライナ５は、ケーシング３の一部に設けたり、全周に設けたりしてもよいが、例えば、燃焼器２による音響の連成について、音響固有値解析を行い、音響モードの節（Node）Ｎを避けて、音響モードの腹位置Ｔに対応した位置に音響ライナ５を設けるようにする。   The acoustic liner 5 is provided in the casing 3 between the rear end 2b of the transition piece and the first stage stationary blade 4, thereby attenuating the sound pressure generated by the combustor 2 and reducing the acoustic coupling. I can. The acoustic liner 5 may be provided on a part of the casing 3 or on the entire circumference. For example, the acoustic eigenvalue analysis is performed on the acoustic coupling by the combustor 2 and the acoustic mode node (Node) is obtained. N is avoided, and the acoustic liner 5 is provided at a position corresponding to the antinode position T in the acoustic mode.

一例として、本実施例では、音響モードの腹位置Ｔ毎に、腹位置Ｔに対応した位置の内周側外壁面３ａ及び外周側外壁面３ｂに１対となる音響ライナ５を配置している。例えば、尾筒後端２ｂ同士の中間位置に、音響モードの腹位置Ｔがある場合には、図３に示すように、その中間位置の内周側外壁面３ａ及び外周側外壁面３ｂに音響ライナ５を設ければよい。   As an example, in this embodiment, for each antinode position T in the acoustic mode, a pair of acoustic liners 5 is arranged on the inner peripheral side outer wall surface 3a and the outer peripheral side outer wall surface 3b at a position corresponding to the antinode position T. . For example, if there is an antinode position T in the acoustic mode at the intermediate position between the tail ends 2b, as shown in FIG. 3, the acoustic waves are detected on the inner peripheral side outer wall surface 3a and the outer peripheral side outer wall surface 3b at the intermediate position. A liner 5 may be provided.

又、尾筒後端２ｂの下流側には、カルマン渦列Ｓ（ウェークフロー）が発生することが知られているが、本実施例では、音響の連成を低減することで、このカルマン渦列Ｓと音響モードの共鳴を抑制することになる。   Further, it is known that a Karman vortex train S (wake flow) is generated downstream of the tail end 2b. In this embodiment, this Karman vortex is reduced by reducing acoustic coupling. The resonance between the row S and the acoustic mode is suppressed.

なお、音響ライナ５は、詳細な図示は省略しているが、例えば、所望の音の周波数に共振するハニカム層を内部に有しており、ケーシング３の外壁面３ａ、３ｂに設けた多数の音響孔５ａを通して、音響ライナ５の内部に音が伝達され、ハニカム層を共振させることで、音を減衰するようにしている。ケーシング３の部分は、高温の燃焼ガスを供給する燃焼器２の直ぐ下流であり、音響ライナ５も高温に曝されるため、冷却する必要が無いＣＭＣ（Ceramic Matrix Composites）のように、無冷却で使用できる材料との組み合わせが望ましい。これは、後述する参考例１における音響ライナ６でも同様である。   Although the acoustic liner 5 is not shown in detail, for example, the acoustic liner 5 includes a honeycomb layer that resonates at a desired sound frequency, and a large number of acoustic liners 5 provided on the outer wall surfaces 3 a and 3 b of the casing 3. Sound is transmitted to the inside of the acoustic liner 5 through the acoustic hole 5a, and the honeycomb layer is resonated to attenuate the sound. The portion of the casing 3 is immediately downstream of the combustor 2 that supplies high-temperature combustion gas, and the acoustic liner 5 is also exposed to high temperature, so that it does not need to be cooled, such as CMC (Ceramic Matrix Composites). The combination with the material which can be used in is desirable. The same applies to the acoustic liner 6 in Reference Example 1 described later.

このように、本実施例においては、尾筒後端２ｂと第１段静翼４との間にあるケーシング３に音響ライナ５を設けたので、燃焼器２による音圧を減衰させて、その音響の連成を低減することができ、更に、音響モードの腹位置Ｔに対応した位置に音響ライナ５を設けた場合には、更に効果的に音響の連成を低減することができる。その結果、カルマン渦列Ｓと音響モードの共鳴を抑制し、内圧変動を抑制し、ガスタービン運転時の騒音や振動を抑制することができる。   Thus, in this embodiment, since the acoustic liner 5 is provided in the casing 3 between the transition piece rear end 2b and the first stage stationary blade 4, the sound pressure by the combustor 2 is attenuated and the acoustic The coupling can be reduced. Furthermore, when the acoustic liner 5 is provided at a position corresponding to the antinode position T in the acoustic mode, the coupling of the acoustic can be further effectively reduced. As a result, resonance between the Karman vortex street S and the acoustic mode can be suppressed, fluctuations in internal pressure can be suppressed, and noise and vibration during gas turbine operation can be suppressed.

（参考例１）
図４（ａ）は、ガスタービンのケーシングを周方向に展開し、ケーシングの内部の構成を側方から見た概略図であり、図４（ｂ）は、ケーシングを周方向に展開し、軸方向から見た概略図である。又、図５は、燃焼器の尾筒後端とタービンの第１段静翼と音響ライナとの位置関係を示す図である。 (Reference Example 1)
4 (a) is a schematic view of the casing of the gas turbine deployed in the circumferential direction, and the internal configuration of the casing is viewed from the side, and FIG. 4 (b) is a perspective view of the casing deployed in the circumferential direction. It is the schematic seen from the direction. FIG. 5 is a diagram showing the positional relationship among the rear end of the transition piece of the combustor, the first stage stationary blade of the turbine, and the acoustic liner.

本参考例も、図４（ａ）、（ｂ）、図５に示すように、実施例１と同様に、燃焼器２の尾筒後端２ｂとタービンの最上流の第１段静翼４の前端との間であり、その部分にある環状のケーシング３の外壁（内周側外壁面３ａ、外周側外壁面３ｂ）に音響ライナ６を設けている。   4 (a), (b), and FIG. 5, this reference example also has a rear end 2b of the combustor 2 and a front end of the first-stage stationary blade 4 at the most upstream of the turbine, as in the first embodiment. The acoustic liner 6 is provided on the outer wall (the inner peripheral side outer wall surface 3a and the outer peripheral side outer wall surface 3b) of the annular casing 3 at that portion.

そして、本参考例では、図５にも示すように、尾筒後端２ｂに対応する位置に音響ライナ６を設けており、音響モードの腹位置Ｔに対応した位置に音響ライナ５を設けた実施例１とは相違する。このように、本参考例では、尾筒後端２ｂに対応する位置に音響ライナ６を設け、更に、音響ライナ６の音響孔６ａから冷却空気を内部に供給する構成としている。   And in this reference example, as shown also in FIG. 5, the acoustic liner 6 was provided in the position corresponding to the tail-cylinder rear end 2b, and the acoustic liner 5 was provided in the position corresponding to the antinode position T of the acoustic mode. This is different from the first embodiment. Thus, in this reference example, the acoustic liner 6 is provided at a position corresponding to the rear end 2b of the transition piece, and further, cooling air is supplied to the inside from the acoustic hole 6a of the acoustic liner 6.

実施例１でも述べたように、尾筒後端２ｂの下流側には、カルマン渦列Ｓが発生することが知られているが、本参考例では、音響ライナ６の音響孔６ａから冷却空気を内部に供給するので、カルマン渦列Ｓの進行方向に対して垂直に冷却空気を供給することになり、この部分の流れを乱して、カルマン渦列Ｓの発生を抑制すると共に、もし、発生しても、カルマン渦列Ｓの励振力を弱めることができる。   As described in the first embodiment, it is known that the Karman vortex street S is generated on the downstream side of the rear end 2b of the transition piece. In this reference example, the cooling air is supplied from the acoustic hole 6a of the acoustic liner 6. Therefore, cooling air is supplied perpendicular to the traveling direction of the Karman vortex street S, disturbing the flow of this portion, suppressing the generation of the Karman vortex street S, Even if it occurs, the excitation force of the Karman vortex street S can be weakened.

音響ライナ６の音響孔６ａから供給される冷却空気は、音響ライナ６自身を冷却する空気を流用できるので、本参考例では、実施例１の音響ライナ５のような高い耐熱性は必要でなく、音響ライナ６を構成する材料の選択肢が広がる。   Since the cooling air supplied from the acoustic hole 6a of the acoustic liner 6 can divert the air that cools the acoustic liner 6 itself, this reference example does not require high heat resistance like the acoustic liner 5 of the first embodiment. The choice of the material which comprises the acoustic liner 6 spreads.

但し、本参考例は、実施例１のように、音響ライナ６を音響モードの腹位置Ｔに対応した位置に配置しておらず、その分、音響の連成を低減する効果が小さくなるが、望ましくは、音響モードの節Ｎを避けて、音響ライナ６を配置することで、できるだけ、音響の連成を低減する効果が低減しないようにしている。   However, in this reference example, the acoustic liner 6 is not disposed at a position corresponding to the antinode position T in the acoustic mode as in the first embodiment, and the effect of reducing the acoustic coupling is reduced accordingly. Desirably, the acoustic liner 6 is arranged avoiding the node N in the acoustic mode, so that the effect of reducing the acoustic coupling is not reduced as much as possible.

このように、本参考例においては、尾筒後端２ｂと第１段静翼４との間にあるケーシング３に音響ライナ６を設けたので、燃焼器２による音圧を減衰させて、その音響の連成を低減することができ、更に、尾筒後端２ｂに対応する位置に音響ライナ６を設けたので、尾筒後端２ｂの下流側のカルマン渦列Ｓの発生を抑制することができる。つまり、音響ライナ６により、音響の連成を低減すると共にカルマン渦列Ｓの発生を抑制することになり、その結果、カルマン渦列Ｓと音響モードの共鳴を抑制し、内圧変動を大幅に抑制し、ガスタービン運転時の騒音や振動を抑制することができる。   Thus, in this reference example, since the acoustic liner 6 is provided in the casing 3 between the transition piece rear end 2b and the first stage stationary blade 4, the sound pressure by the combustor 2 is attenuated and the acoustic Coupling can be reduced, and furthermore, since the acoustic liner 6 is provided at a position corresponding to the rear end 2b of the transition piece, generation of Karman vortex street S on the downstream side of the rear end 2b of the transition piece can be suppressed. . In other words, the acoustic liner 6 reduces the acoustic coupling and suppresses the generation of the Karman vortex street S. As a result, the resonance between the Karman vortex street S and the acoustic mode is suppressed, and the internal pressure fluctuation is greatly suppressed. In addition, noise and vibration during gas turbine operation can be suppressed.

（実施例２）
図６は、燃焼器の尾筒後端とタービンの第１段静翼とを示す図である。
本実施例は、上述した実施例１、参考例１の構成を前提とし、更に、尾筒後端２ｂの間隙から空気を供給することで、尾筒後端２ｂの下流側に発生するカルマン渦列Ｓの流れを乱して、カルマン渦列Ｓの発生を抑制すると共に、もし、発生しても、カルマン渦列Ｓの励振力を弱めるようにしている。なお、図６に示すように、尾筒後端２ｂに空気供給用の供給孔２ｃを設け、この供給孔２ｃから空気を供給するようにしてもよい。 (Example 2)
FIG. 6 is a view showing the rear end of the transition piece of the combustor and the first stage stationary blade of the turbine.
The present embodiment is based on the configurations of the first embodiment and the first reference embodiment described above, and further, Karman vortices generated on the downstream side of the tail tube rear end 2b by supplying air from the gap of the tail tube rear end 2b. The flow of the row S is disturbed to suppress the generation of the Karman vortex street S, and even if it occurs, the excitation force of the Karman vortex street S is weakened. In addition, as shown in FIG. 6, the supply hole 2c for air supply may be provided in the rear end 2b of the transition piece, and air may be supplied from this supply hole 2c.

このように、本実施例においては、尾筒後端２ｂから空気を供給するようにしているので、尾筒後端２ｂの下流側のカルマン渦列Ｓの発生を抑制することができる。従って、実施例１、参考例１と組み合わせた場合、特に、参考例１と組み合わせた場合には、音響ライナ６により、燃焼器２による音圧を減衰させて、その音響の連成を低減することができ、更に、尾筒後端２ｂの下流側のカルマン渦列Ｓの発生を抑制することができ、加えて、尾筒後端２ｂからの空気により、尾筒後端２ｂの下流側のカルマン渦列Ｓの発生を更に抑制することができる。その結果、カルマン渦列Ｓと音響モードの共鳴を抑制し、内圧変動を大幅に抑制し、ガスタービン運転時の騒音や振動を抑制することができる。   Thus, in the present embodiment, since air is supplied from the tail tube rear end 2b, the generation of Karman vortex street S on the downstream side of the tail tube rear end 2b can be suppressed. Therefore, when combined with Example 1 and Reference Example 1, particularly when combined with Reference Example 1, the acoustic liner 6 attenuates the sound pressure by the combustor 2 to reduce the acoustic coupling. Furthermore, the generation of Karman vortex street S on the downstream side of the tail tube rear end 2b can be suppressed, and in addition, the air from the tail tube rear end 2b can reduce the downstream side of the tail tube rear end 2b. Generation of the Karman vortex street S can be further suppressed. As a result, resonance between the Karman vortex street S and the acoustic mode can be suppressed, fluctuations in internal pressure can be significantly suppressed, and noise and vibration during gas turbine operation can be suppressed.

本発明は、多缶の燃焼器を有するガスタービンに好適なものである。   The present invention is suitable for a gas turbine having a multi-can combustor.

１ ガスタービン
２ 燃焼器
２ｂ 尾筒
３ ケーシング
４ 第１段静翼
５、６ 音響ライナ DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Gas turbine 2 Combustor 2b transition piece 3 Casing 4 1st stage stationary blade 5, 6 Acoustic liner

Claims (4)

ケーシングに対して複数の燃焼器が周方向に並設されたガスタービンにおいて、
前記燃焼器同士の連成による音響モードの腹位置毎に、前記腹位置に対応した位置の前記ケーシングの外壁面の内周側及び外周側に１対となる音響ライナを配置したことを特徴とするガスタービン。 In a gas turbine in which a plurality of combustors are arranged in a circumferential direction with respect to a casing,
A pair of acoustic liners are disposed on the inner peripheral side and the outer peripheral side of the outer wall surface of the casing at a position corresponding to the anti-node position for each anti-node position of the acoustic mode due to the combination of the combustors. Gas turbine. 請求項１に記載のガスタービンにおいて、
前記燃焼器の尾筒後端とタービンの最上流の静翼の前端との間の前記ケーシングに前記音響ライナを設けたことを特徴とするガスタービン。 The gas turbine according to claim 1, wherein
The gas turbine according to claim 1, wherein the acoustic liner is provided in the casing between a rear end of the transition piece of the combustor and a front end of the most upstream stationary blade of the turbine. 請求項１又は請求項２に記載のガスタービンにおいて、
前記音響ライナを、前記ケーシングの全周に配置したことを特徴とするガスタービン。 The gas turbine according to claim 1 or 2,
A gas turbine characterized in that the acoustic liner is arranged on the entire circumference of the casing. 請求項１から請求項３のいずれか１つに記載のガスタービンにおいて、
前記燃焼器の尾筒後端から空気を供給するようにしたことを特徴とするガスタービン。 In the gas turbine according to any one of claims 1 to 3,
A gas turbine characterized in that air is supplied from a rear end of the transition piece of the combustor.
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