JP3915423B2 - Gas turbine combustor liner structure and repair method - Google Patents
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- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/00019—Repairing or maintaining combustion chamber liners or subparts
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン燃焼器ライナー構造とその補修方法に関する。
【0002】
【従来の技術】
図2にガスタービンの一般的な構造断面図を示す。ガスタービンは大きくわけて圧縮機1,燃焼器2およびタービン3から構成されている。
【0003】
圧縮機1は大気からガスパス4へ吸い込んだ空気を作動流体として断熱圧縮し、燃焼器2は圧縮機1から供給された圧縮空気に燃料を混合し燃焼することで高温高圧のガスを生成し、そしてタービン3は燃焼器2から導入した燃焼ガスの膨張の際に回転動力を発生する。タービン3からの排気は大気中に放出される。タービン3にて発生した回転動力から圧縮機1を駆動する動力を差し引いた残りの動力が、ガスタービンの発生動力となり発電機を駆動する。
【0004】
燃焼器は図1に示すように、ライナー5,トランジションピース6とライナー5およびトランジションピース6の外側に位置して冷却を促進するためのフロースリーブ7からなる。
【0005】
ライナー5は波板に冷却用の穴として冷却孔13を加工した後に円筒形状へ加工し、冷却孔13の内周側には円管状のリップ17が取り付けられ、冷却空気に直接触れることで、ライナー5を冷却する作用を有する。
【0006】
したがってライナー5内面では、高温の燃焼ガスにさらされる領域と冷却が図られる領域間の温度差は大きくなり、高熱応力が発生する傾向にある。
【0007】
このように過酷な環境にさらされるライナー5は、熱疲労および不安定燃焼による燃焼振動など最も損傷が発生しやすく、燃焼器2の部品としての寿命を律する部品となっている。
【0008】
このような燃焼器のライナー5の補修方法の1例としては、特開昭61−
231331号公報で示される「燃焼室構造」がある。該構造は航空機用エンジンを対象としており、溶接が困難な耐熱高強度材料からなる複数の環状部材を、入れ子式に軸方向へ嵌合することで筒状のライナーを形成し、損傷をうけた部材の交換・補修を容易としている。
【0009】
その一方、溶接構造のライナーとして、特開昭55−85822号に掲載のものが公知である。その公知例には、ライナーの軸方向に複数に分割されたライナーの部材が軸方向に内径が変化する形状有して互いに小径部分と大径部分とが挿入及び溶接接合されている様子が開示されている。
【0010】
【発明が解決しようとする課題】
近年ガスタービン設備においては、夏場の電力需要の増大に対応するために出力の増大化が、また省エネルギーを目的とした高効率化が求められるようになってきた。
【0011】
出力の増大化の手段としては、ガスタービンの環状流路面積、すなわち寸法の増大化が図られる傾向にある。また高効率化の手段としては圧縮機圧力比の上昇、および燃焼温度の向上が採用される傾向にある。
【0012】
これらはいずれも燃焼器に作用する温度および圧力荷重の増加に直結するために、燃焼器は今後更に高温,高圧力荷重,高燃焼振動環境下に曝される事が予想され、必然的に強度の向上および長寿命化が求められている。
【0013】
さらに近年、電力料金の値下げに対する社会的な要望が強まってきている中で、発電コストの低減が急務となっている。特に燃焼器やタービン動静翼などの高温部品の補修費用は、ガスタービンの補修費用の多くを占めており、定期検査期間および工数の短縮が求められている。
【0014】
また実際の発電所における実機の負荷環境にはばらつきがあるために、初期の冷却設計が必ずしも最適な設計となっていない場合もある。したがって実機の負荷環境に適切に対応した冷却設計も、燃焼器の長寿命化には重要である。
【0015】
しかしながら上記公知例の構造では、溶接が困難な耐熱高強度材料を用いていることに起因して、嵌合構造を採用しているためにライナーの剛性を十分確保することができず、燃焼振動に対して十分とは言えない点がある。
【0016】
本発明の目的は、ガスタービン燃焼器のライナーの補修交換を容易とすることである。
【0017】
【課題を解決するための手段】
本発明の目的を達成するための手段を例示すれば、冷却孔が設けられた波板を、曲げ加工により波板円筒形状へ加工し、燃料ノズルが差し込まれるライナーキャップを波板円筒の一端面に取り付け、さらに他端の波板円筒外表面にトランジションピースへ差し込まれる板バネを取り付け、冷却孔の内周表面に円管状のリップを取り付け、リップから放熱をおこなうことで冷却をおこなうガスタービン燃焼器において、ライナーを軸方向へ複数部材に分割し、溶接により各部材を結合することでライナーを形成し、損傷が生じた部材のみを交換することで、補修交換を容易とすることである。
【0018】
【発明の実施の形態】
図1はガスタービン燃焼器の構造図であるが、燃焼器2は、内部で燃焼が行われる円筒形状のライナー5、作動流体をライナー5の円筒形状の流路からガスタービンの環状流路に移行するトランジションピース6,ライナー5とトランジションピース6の外側に位置し、外表面の冷却を促進するフロースリーブ7より構成される。
【0019】
圧縮機より吐出された作動流体8は、トランジションピース6とフロースリーブ7の間の間隙9を経てライナー5の入口側に導かれる。このときフロースリーブ7とライナー5,トランジションピース6間にて作動流体8の流速が上昇することから伝熱能力が上昇し、ライナー5とトランジションピース6の外表面の冷却が促進される。ライナー5に流入した作動流体8は、燃料噴霧ノズル10より噴霧された燃料と混合して燃焼し、トランジションピース6へ流入する。
【0020】
トランジションピース6に流入した作動流体8は、タービン3の流路へ排出される。ライナー5は円筒形状であるため、ガスタービンの環状流路へ排出するためには、トランジションピース6は入口が円筒形状で、出口が逆台形形状となる。またトランジションピース6の出口付近には、耐クリープ変形を考慮し剛性を確保するための額縁部11が設けられる。
【0021】
ライナー5はノズル10との間に差込部を有することで入口側にて支持され、出口側ではライナー8に接合された板ばね12をトランジションピース6に差し込むことにより支持されて位置が定まる。
【0022】
トランジションピース6はライナー5に接合された板ばね12にて入口側の内面にて支持されるとともに、フロースリーブ7との間に、入口断面の円周方向の変形のみを拘束する嵌合部を有することで上流側にて支持される。出口側ではケーシングに支持されて位置が定まる。
【0023】
フロースリーブ7は、トランジションピース6およびケーシングの間に入口断面の円周方向の変形のみを拘束する嵌合部を有することで入口側の内面にて支持されるとともに、出口側ではトランジションピース6と一緒にケーシングへ結合されることで位置が定まる。
【0024】
また本発明のライナー5は、冷却孔13が設けられた波板14を、曲げ加工により波板円筒形状へ加工し、燃料噴霧ノズル10が差し込まれるライナーキャップ15を波板円筒16の一端面に取り付け、さらに他端の波板円筒16の外表面にトランジションピース6へ差し込まれる板ばね12を取り付け、冷却孔13の内周表面に円管状のリップ17を取り付け、リップ17から放熱をおこなうことで冷却をおこなうガスタービン燃焼器において、ライナー5を軸方向へ円筒からなる複数部材に分割し、各部材を溶接により結合することでライナーを形成し、損傷が生じた部材のみを交換することで、補修交換を容易とすることを特徴としている。
【0025】
これらの特徴をさらに具体的な実施例に即して述べれば以下のとおりである。図1および図4は本発明の実施の形態1として、本発明の特徴を最も良く表わしている補修を容易とする燃焼器ライナー構造の図であり、図5および図6は本発明の特徴を最も良く表している補修方法の手順を示す図である。
【0026】
圧縮機1から吐出された作動流体8は、図1に示すようにフロースリーブ7とトランジションピース6間の間隙9に導かれる。間隙9では作動流体8の流速が上昇するために、トランジションピース6の外表面での冷却効果が高められる。
【0027】
間隙9を経た作動流体8は、燃料を燃焼前に空気と混合させない拡散燃焼タイプでは、一部がライナー5の外表面に設けられた冷却孔13からライナー5の内部に導かれることでライナー5の冷却をおこない、残りはライナー5の内部に燃料噴霧ノズル10から噴霧される燃料とともに流入し、燃焼に用いられる。また燃料を燃焼前に空気と混合させる予混合燃焼タイプではライナー5にライナー冷却孔13を設けずに全ての作動流体を燃焼に用いてもよい。
【0028】
図1に示すように、燃料噴霧ノズル10はライナー5の入口側に設けられた差込部18に差し込まれる。
【0029】
燃焼後の作動流体8は、ライナー5からトランジションピース6を経てタービン3の環状流路へ放出される。
【0030】
図中にてライナー5は出口側に板ばね12が溶接され、トランジションピース6に差し込まれる。
【0031】
トランジションピース6は、入口側にて板ばね12を介してライナー5が差し込まれるとともに、フロースリーブ7に内包され、入口側にて入口断面の円周方向の変形のみを拘束される嵌合部にて支持される。またトランジションピース6の出口付近には、剛性を高めるために額縁部11が設けられる。
【0032】
図3に示すように従来のライナーでは、冷却孔13を有する円筒形状に加工された波板14に、冷却孔の内周に位置する部位に円管状のリップ17を接合し、冷却孔13からライナー5の内部へ流入する冷却空気がリップ17を冷却することでライナー全体の冷却を図る構造を採用していた。
【0033】
本発明のライナー構造では図4に示すように、ライナー5を軸方向へ円筒からなる複数部材に分割し、各部材19を溶接により結合することでライナーを形成している。また図5に示すように、損傷が生じた部材20を切断し、さらに図6に示すように新規の部材21と交換することで、損傷部の補修交換を容易としている。
【0034】
また損傷が著しい部位があらかじめ分かっている場合には、図7に示すように当該部位を含むように形状が適正化された交換用の部材22からなるライナー構造を採用してもよい。
【0035】
さらに図8に示すように、損傷が生じ易いライナーキャップ15を交換することで、ライナーの寿命延長を実現することができる。
【0036】
さらに図9に示すように、従来の別の形態のライナーでは、冷却用のリブ23を有する板24を円筒形状に加工し、冷却リブ23の周辺に生ずる冷却空気の乱れによりライナー全体の冷却を図る構造を採用していた。
【0037】
本発明のライナー構造では図10に示すように、ライナー5を軸方向へ円筒からなる複数部材に分割し、リブに相当する円管状の部材25により各部材を溶接により結合することでライナーを形成している。また図11に示すように損傷を受けた部材26を切断し、図12に示すように新規の部材27と交換することで、損傷部の補修交換を容易としている。
【0038】
また損傷が著しい部位があらかじめ分かっている場合には、当該部位を含むような交換用の部材25からなるライナー構造を採用してもよい。
【0039】
さらに図13に示すように、損傷が生じ易いライナーキャップ15を交換することで、ライナーの寿命延長を実現することができる。
【0040】
さらに図14に示すように、従来の別の形態のライナーでは、半円形状のスリット28を有する板29を円筒形状に加工し、スリット28を円筒内部へおり曲げることにより、冷却孔からライナー内部へ流入する冷却空気ライナー全体の冷却を図る構造を採用していた。
【0041】
本発明のライナー構造では図15に示すように、ライナー5を軸方向へ内径が変化する円筒形状の複数部材30に分割し、内径の小さい側を隣接する部材の内径の大きい側へ挿入し溶接により結合することでライナーを形成している。また図16に示すように損傷が生じた部材31を切断し、図17に示すように新規の部材32と交換することで、損傷部の補修交換を容易としている。
【0042】
また損傷が著しい部位があらかじめ分かっている場合には、当該部位を含むような交換用の部材31からなるライナー構造を採用してもよい。
【0043】
さらに図18に示すように、損傷が生じ易いライナーキャップ15を交換することで、ライナーの寿命延長を実現することができる。
【0044】
【発明の効果】
本発明の補修方法によれば、ガスタービン燃焼器ライナー構造が溶接構造でガスタービンの使われ方から強度的に好都合である上、そのライナーの補修はライナーを構成する部材のうち損傷が生じた部材のみが交換されることで、補修交換が容易となる。その上、損傷部位だけを交換するからライナー構造としてのトータルコストを抑制することができる。
【0045】
本発明のガスタービン燃焼器ライナー構造によれば、ライナーの補修交換が容易且つ経済的に行える。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明のライナー構造を採用したガスタービン燃焼器ライナー部の断面図である。
【図2】一般的なガスタービンの構造断面図である。
【図3】従来のガスタービン燃焼器ライナー構造を示す図である。
【図4】本発明のガスタービン燃焼器ライナー構造を示す図である。
【図5】本発明のガスタービン燃焼器ライナーの補修にともなう切断方法を示す図である。
【図6】本発明のガスタービン燃焼器ライナーの補修にともなう交換方法を示す図である。
【図7】本発明のガスタービン燃焼器ライナーの交換部位の適正化を示す図である。
【図8】本発明のガスタービン燃焼器ライナーキャップの交換方法を示す図である。
【図9】従来のガスタービン燃焼器における他のライナー構造を示す図である。
【図10】本発明のガスタービン燃焼器における他のライナー構造を示す図である。
【図11】本発明のガスタービン燃焼器における他のライナーの補修にともなう切断方法を示す図である。
【図12】本発明のガスタービン燃焼器における他のライナーの補修にともなう交換方法を示す図である。
【図13】本発明のガスタービン燃焼器ライナーキャップの交換方法を示す図である。
【図14】従来のガスタービン燃焼器における他のライナー構造を示す図である。
【図15】本発明のガスタービン燃焼器におけるさらに他のライナー構造を示す図である。
【図16】本発明のガスタービン燃焼器におけるさらに他のライナー構造の補修にともなう切断方法を示す図である。
【図17】本発明のガスタービン燃焼器におけるさらに他のライナー構造の補修にともなう交換方法を示す図である。
【図18】本発明のガスタービン燃焼器におけるライナーキャップの交換方法を示す図である。
【符号の説明】
1…圧縮機、2…燃焼器、3…タービン、4…ガスパス、5…ライナー、6…トランジションピース、7…フロースリーブ、8…作動流体、9…間隙、10…燃料噴霧ノズル、11…額縁、12…板ばね、13…冷却孔、14…波板、15…ライナーキャップ、16…波板円筒、17…リップ、18…差込部、19…軸方向部材、20…損傷が生じた部材、21…新規交換用部材、22…形状適正化された交換用部材、23…リブ、24…リブが加工された板、25…リブに相当する円管状の部材、26…損傷を受けた円管状の部材、27…交換用の円管状の部材、28…半円形状のスリット、29…スリットが加工された板、30…内径が変化する円筒形状の部材、31…損傷を受けた内径が変化する円筒形上の部材、32…交換用の内径が変化する円筒形状の部材。[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine combustor liner structure and a repair method thereof.
[0002]
[Prior art]
FIG. 2 shows a general structural sectional view of a gas turbine. The gas turbine is roughly composed of a
[0003]
The
[0004]
As shown in FIG. 1, the combustor includes a liner 5, a transition piece 6, a liner 5, and a flow sleeve 7 positioned outside the transition piece 6 for promoting cooling.
[0005]
The liner 5 is processed into a cylindrical shape after processing the
[0006]
Therefore, on the inner surface of the liner 5, the temperature difference between the region exposed to the high-temperature combustion gas and the region where cooling is intended increases, and high thermal stress tends to be generated.
[0007]
The liner 5 exposed to such a harsh environment is most likely to be damaged, such as combustion vibration due to thermal fatigue and unstable combustion, and is a part that regulates the life as a part of the
[0008]
As an example of a method for repairing the liner 5 of such a combustor, JP-A-61-61
There is a “combustion chamber structure” disclosed in Japanese Patent No. 231331. This structure is intended for aircraft engines, and was damaged by forming a tubular liner by nesting a plurality of annular members made of heat-resistant and high-strength material difficult to weld in the axial direction. It is easy to replace and repair parts.
[0009]
On the other hand, as a liner for a welded structure, those disclosed in JP-A-55-85822 are known. The known example discloses a state in which a liner member divided into a plurality in the axial direction of the liner has a shape whose inner diameter changes in the axial direction, and a small diameter portion and a large diameter portion are inserted and welded together. Has been.
[0010]
[Problems to be solved by the invention]
In recent years, in gas turbine facilities, an increase in output has been demanded in order to cope with an increase in power demand in summer, and an increase in efficiency for the purpose of energy saving has been demanded.
[0011]
As a means for increasing the output, there is a tendency to increase the annular flow passage area, that is, the size of the gas turbine. Further, as means for improving efficiency, there is a tendency to increase the compressor pressure ratio and improve the combustion temperature.
[0012]
Since these are all directly linked to the increase in temperature and pressure load acting on the combustor, it is expected that the combustor will be exposed to higher temperature, higher pressure load, and higher combustion vibration environment. There is a need to improve the service life and extend the service life.
[0013]
Furthermore, in recent years, with the increasing social demand for price reduction, there is an urgent need to reduce power generation costs. In particular, the cost of repairing high-temperature parts such as combustors and turbine blades and stators occupies much of the repair cost of gas turbines, and it is required to reduce the periodic inspection period and man-hours.
[0014]
In addition, since the actual load environment of the actual power plant varies, the initial cooling design may not necessarily be the optimal design. Therefore, a cooling design that appropriately corresponds to the actual load environment is also important for extending the life of the combustor.
[0015]
However, in the structure of the above known example, due to the use of heat-resistant and high-strength material that is difficult to weld, since the fitting structure is adopted, the rigidity of the liner cannot be sufficiently secured, and combustion vibration Is not enough.
[0016]
An object of the present invention is to facilitate repair and replacement of a gas turbine combustor liner.
[0017]
[Means for Solving the Problems]
As an example of means for achieving the object of the present invention, a corrugated plate provided with cooling holes is processed into a corrugated plate shape by bending, and a liner cap into which a fuel nozzle is inserted is attached to one end surface of the corrugated plate cylinder. In addition, a leaf spring that is inserted into the transition piece is attached to the outer surface of the corrugated cylinder at the other end, a cylindrical lip is attached to the inner peripheral surface of the cooling hole, and cooling is performed by releasing heat from the lip. In the container, the liner is divided into a plurality of members in the axial direction, the members are joined by welding, the liner is formed, and only the damaged member is replaced to facilitate repair and replacement.
[0018]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
FIG. 1 is a structural diagram of a gas turbine combustor. A
[0019]
The working
[0020]
The working
[0021]
The liner 5 is supported on the inlet side by having an insertion part between the
[0022]
The transition piece 6 is supported on the inner surface on the inlet side by a
[0023]
The flow sleeve 7 is supported on the inner surface on the inlet side by having a fitting portion that restrains only the circumferential deformation of the inlet cross section between the transition piece 6 and the casing, and on the outlet side, The position is determined by being coupled to the casing together.
[0024]
In the liner 5 of the present invention, the
[0025]
These characteristics will be described below in accordance with more specific examples. 1 and 4 are diagrams of a combustor liner structure that facilitates repair, which best represents the characteristics of the present invention, as
[0026]
The working
[0027]
In the diffusion combustion type in which the
[0028]
As shown in FIG. 1, the
[0029]
The
[0030]
In the figure, the liner 5 is welded with a
[0031]
The transition piece 6 is a fitting portion in which the liner 5 is inserted via the
[0032]
As shown in FIG. 3, in the conventional liner, a
[0033]
In the liner structure of the present invention, as shown in FIG. 4, the liner 5 is divided into a plurality of cylindrical members in the axial direction, and the
[0034]
In addition, when a site with significant damage is known in advance, a liner structure including a
[0035]
Further, as shown in FIG. 8, the life of the liner can be extended by replacing the
[0036]
Further, as shown in FIG. 9, in another conventional liner, a
[0037]
In the liner structure of the present invention, as shown in FIG. 10, the liner 5 is divided into a plurality of cylindrical members in the axial direction, and each member is joined by welding with a
[0038]
In addition, when a site with significant damage is known in advance, a liner structure including the
[0039]
Further, as shown in FIG. 13, the life of the liner can be extended by replacing the
[0040]
Furthermore, as shown in FIG. 14, in another conventional liner, a
[0041]
In the liner structure of the present invention, as shown in FIG. 15, the liner 5 is divided into a plurality of
[0042]
In addition, when a site with significant damage is known in advance, a liner structure including the
[0043]
Furthermore, as shown in FIG. 18, the life of the liner can be extended by replacing the
[0044]
【The invention's effect】
According to the repair method of the present invention, the gas turbine combustor liner structure is a welded structure, which is advantageous in terms of strength from the usage of the gas turbine, and the repair of the liner causes damage among the members constituting the liner. Repair and replacement are facilitated by replacing only the member. In addition, since only the damaged part is replaced, the total cost of the liner structure can be suppressed.
[0045]
According to the gas turbine combustor liner structure of the present invention, it is possible to easily and economically repair and replace the liner.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a cross-sectional view of a gas turbine combustor liner portion employing a liner structure of the present invention.
FIG. 2 is a structural sectional view of a general gas turbine.
FIG. 3 shows a conventional gas turbine combustor liner structure.
FIG. 4 illustrates a gas turbine combustor liner structure of the present invention.
FIG. 5 is a view showing a cutting method for repairing a gas turbine combustor liner according to the present invention.
FIG. 6 is a diagram showing a replacement method for repairing a gas turbine combustor liner according to the present invention.
FIG. 7 is a diagram showing the optimization of the replacement part of the gas turbine combustor liner of the present invention.
FIG. 8 is a view showing a gas turbine combustor liner cap replacement method according to the present invention.
FIG. 9 is a view showing another liner structure in a conventional gas turbine combustor.
FIG. 10 is a view showing another liner structure in the gas turbine combustor of the present invention.
FIG. 11 is a diagram showing a cutting method for repairing another liner in the gas turbine combustor of the present invention.
FIG. 12 is a diagram showing a replacement method for repairing another liner in the gas turbine combustor according to the present invention.
FIG. 13 is a view showing a gas turbine combustor liner cap replacement method according to the present invention.
FIG. 14 is a view showing another liner structure in a conventional gas turbine combustor.
FIG. 15 is a view showing still another liner structure in the gas turbine combustor of the present invention.
FIG. 16 is a view showing a cutting method for repairing still another liner structure in the gas turbine combustor of the present invention.
FIG. 17 is a view showing a replacement method for repairing still another liner structure in the gas turbine combustor of the present invention.
FIG. 18 is a diagram showing a liner cap replacement method in the gas turbine combustor of the present invention.
[Explanation of symbols]
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