JP3930274B2 - Gas turbine combustor - Google Patents

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【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、ガスタービンの燃焼器出口を簡易かつ効果的に冷却し、その焼損や熱変形を有効に抑止することができるガスタービン燃焼器に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービン燃焼器の壁面は、タービンの燃焼通路に至る高温の燃焼ガスの流路となるため、燃焼器の壁面は、燃焼ガスにより焼損したり或いは熱変形したりすることが知られている。図１０は、従来のガスタービン燃焼器を示す全体構成図である。同図において、ガスタービン燃焼器１００は、金属部材から成る円筒形状の内筒１１０と、この内筒１１０の開口部１１１に嵌め合わされる尾筒１２０とを含み構成されている。この尾筒１２０は、円筒形状を有する金属部材から成り、その入口部１２１には、内筒１１０の開口部１１１を挿入して嵌め込む。尾筒１２０は、その入口部１２１から徐々にその断面積を狭め、その出口部１２２は、扇形に湾曲した長方形状を有する（図１１参照）。この尾筒１２０の出口部１２２は、その外周に凹型断面形状を有する環状のシール支持部１２３を有している。このシール支持部１２３は、金属部材から成り、尾筒１２０の出口部１２２に嵌め込まれて溶接によって固定設置されている。なお、ここにいう尾筒１２０の出口部１２２は、尾筒１２０の開口部１２４のみを指すものではなく、その上流側近辺の焼損や熱変形が生じる部分をも含むものとする。
【０００３】
図１２は、ガスタービン燃焼器１００の出口付近を示す拡大断面図である。同図において、ガスタービン燃焼器１００は、その尾筒１２０の出口部１２２を、タービン２００の燃焼通路２１０に接続して設置されている。この燃焼通路２１０の入口は、タービン１段静翼２２０をその両端から支持する内側シュラウド２３０と外側シュラウド２４０とによって形成されている。尾筒１２０は、この燃焼通路２１０の入口にその出口部１２２を位置しつつ車室（図示省略）に固定されている。この尾筒１２０の出口部１２２とタービン２００の燃焼通路２１０との隙間は、金属材料から成ると共に、ｙ字型断面形状を有する環状のシール部材１２５によって封止されている。このシール部材１２５は、そのカギ状の先端部１２６を尾筒１２０の出口部１２２が備えるシール支持部１２３の凹部に差し込み、その二股部１２７をタービン１段静翼２２０のシュラウド２３０、２４０に嵌め合わせて設置されている。このガスタービン燃焼器１００において、内筒１１０にて生成されて点火された予混合気は、尾筒１２０の燃焼室１２８に噴出されて燃焼し、高温の燃焼ガス３００となる。この燃焼ガス３００は、尾筒１２０内を進み、その出口部１２２から、タービン２００の燃焼通路２１０に吹き出される。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
このように、ガスタービン燃焼器１００の尾筒１２０は、高温の燃焼ガス３００の流路となっており、その出口部１２２に至るにつれ徐々にその断面積を狭めるので、燃焼ガス３００は、この出口部１２２において流速を最も速める。したがって、尾筒１２０の出口部１２２は、この燃焼ガス３００によって特に焼損を受け易く、また熱変形し易いという特徴がある。図１３は、その熱変形の様子を示した尾筒１２０の出口部１２２の正面図である。同図において、尾筒１２０の出口部１２２は、もとの状態では、扇形に湾曲した長方形状を有している（図（ａ）参照）。しかし、長期間に渡り使用され、燃焼ガス３００にさらされると、尾筒１２０の出口部１２２はその高熱によって変形する（図（ｂ）参照）。かかる出口部１２２の熱変形は、例えば、１２５０度クラスのガスタービンでは約１年ほどの使用により徐々にその兆候が現れ、その後加速的に熱変形が進む。その結果、尾筒１２０全体を定期的に交換しなければならないという問題点があった。しかしながら、従来のガスタービン燃焼器１００では、上記のような尾筒１２０に生ずる焼損や熱変形を抑止する手段を何ら有しなかったため、かかる問題を解決する有効な手段の開発が強く望まれていた。
【０００５】
そこで、この発明は、上記に鑑みてなされたものであって、ガスタービンの燃焼器出口を簡易かつ効果的に冷却し、その焼損や熱変形を有効に抑止することができるガスタービン燃焼器を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記の目的を達成するために、この発明であるガスタービン燃焼器は、タービンの燃焼通路に燃焼ガスを吹き出す燃焼器出口の外周に形成されると共に、圧縮機で圧縮された冷却空気を前記燃焼器出口の外周壁面に沿って流して対流冷却を行う対流冷却手段と、前記燃焼器出口の壁に設けられると共に、前記燃焼器出口の外周壁面に沿って流れる冷却空気を前記燃焼器出口の内部に取り込んで吹き出し、前記燃焼器出口の内周壁面上に冷却空気の膜を形成する複数のフィルム冷却孔を有するフィルム冷却手段とを含み、且つ、前記対流冷却手段および前記フィルム冷却手段が前記燃焼器出口を両側の壁面から冷却すると共に、前記対流冷却手段が前記燃焼器出口の開口端部の外周を囲んで前記燃焼器出口の開口部との間に冷却空気の通路を形成する被覆部材から成ることを特徴とする。
【００１１】
この発明において、冷却空気は、燃焼器出口の外周に形成された対流冷却手段により、燃焼器出口の外周壁面に沿って流れ、燃焼器出口を対流冷却する。また、この外周壁面に沿って流れる冷却空気の一部は、燃焼器出口の壁に設けられたフィルム冷却孔から燃焼器内部に取り込まれ、その内壁面上に吹き出して冷却空気の膜を形成し、燃焼器出口をフィルム冷却する。これにより、ガスタービンの燃焼器出口は冷却され、その焼損や熱変形が抑止される。特に、このガスタービン燃焼器では、対流冷却手段およびフィルム冷却手段が燃焼器出口を両側の壁面から冷却するので、対流冷却あるいはフィルム冷却の一方のみにより燃焼器出口が冷却される構成と比較して、タービン稼働時にて高温となる燃焼器出口部（尾筒）の冷却効果が飛躍的に高められる利点がある。
【００１２】
また、この発明にかかるガスタービン燃焼器は、タービンの燃焼通路に燃焼ガスを吹き出す燃焼器出口の外周に形成されると共に、圧縮機で圧縮された冷却空気を前記燃焼器出口の外周壁面に沿って流して対流冷却を行う対流冷却手段と、前記燃焼器出口の壁に設けられると共に、前記燃焼器出口の外周壁面に沿って流れる冷却空気を前記燃焼器出口の内部に取り込んで吹き出し、前記燃焼器出口の内周壁面上に冷却空気の膜を形成する複数のフィルム冷却孔を有するフィルム冷却手段とを含み、前記対流冷却手段および前記フィルム冷却手段が前記燃焼器出口を両側の壁面から冷却し、且つ、前記燃焼器出口を支持すると共にスリットを有するシール支持部を備え、前記圧縮機からの冷却空気が前記シール支持部のスリットを介して前記対流冷却手段に供給される。このガスタービン燃焼器では、圧縮機からの冷却空気がシール支持部のスリットを介して対流冷却手段（の冷却空気通路）に供給されるので、この冷却空気によってタービン稼働時にて高温となるシール支持部が併せて冷却される利点がある。
【００１３】
また、この発明にかかるガスタービン燃焼器は、前記フィルム冷却手段および前記対流冷却手段の双方が前記燃焼器出口を冷却した後の冷却空気をタービンのシュラウドに供給する。このガスタービン燃焼器では、燃焼器出口を冷却した後の冷却空気がタービンのシュラウドに供給される。これにより、タービン稼働時にて高温となるタービンのシュラウドが併せて冷却される利点がある。
【００１５】
また、この発明であるガスタービン燃焼器は、請求項１〜４のいずれか一つに記載のガスタービン燃焼器において、さらに、前記対流冷却後の空気を、前記燃焼器出口の開口部外縁に形成した隙間から前記タービンシュラウドの内壁に沿って吹き出し、この内壁の表面に冷却空気の膜を形成し得る空気膜形成手段を有することを特徴とする。この発明において、対流冷却後の冷却空気は、開口部外縁の隙間からタービンシュラウドの内壁に沿って吹き出し、この内壁の表面に冷却空気の膜を形成する。これにより、タービンシュラウドの内壁を冷却することができる。
【００１６】
また、この発明であるガスタービン燃焼器は、請求項１〜３のいずれか一つに記載のガスタービン燃焼器において、タービンの燃焼通路に燃焼ガスを吹き出す燃焼器出口の外周に設けられると共に、圧縮機で圧縮された冷却空気を前記燃焼器出口の外周壁面に噴出して衝突させる複数のインピンジ孔を有するインピンジ冷却手段を備え、且つ、前記インピンジ孔から噴出して前記外周壁面に衝突した冷却空気を溜めると共に、この溜めた冷却空気を前記対流冷却手段もしくは前記フィルム冷却手段に供給する空気室を設けたことを特徴とする。この発明において、燃焼器出口の外周壁面に衝突した冷却空気は空気室に溜まり、ここからフィルム冷却もしくは対流冷却の冷媒として供給される。これにより、冷却空気を効率的に利用することができる。
【００１７】
また、この発明であるガスタービン燃焼器は、請求項１〜４のいずれか一つに記載のガスタービン燃焼器において、前記対流冷却手段は、前記燃焼器出口の外周を覆って設置されると共に、前記燃焼器出口の開口部外縁に隙間を形成しつつ前記燃焼器出口の外周面上に前記冷却空気の通路を形成する被覆部材であることを特徴とする。この発明において、冷却空気は、燃焼器出口の外周面を対流冷却し、さらに、燃焼器出口の開口部外縁の隙間から、燃焼通路に吹き出される。これにより、冷却空気は、開口部外縁に生じる燃焼ガスの巻き込みを抑止すると共に、フィルム冷却空気としてタービン１段静翼を冷却する。
【００１８】
また、この発明であるガスタービン燃焼器は、請求項１〜５のいずれか一つに記載のガスタービン燃焼器において、さらに、前記冷却空気を前記燃焼器出口の開口部付近の外周壁面に噴出して衝突させる複数のインピンジ孔を有し、且つ、前記燃焼器出口の外周を覆いつつ前記燃焼器出口から前記燃焼通路の入口に渡して設置されると共に前記燃焼通路と前記燃焼器出口との隙間を封止するシール部材を、含むことを特徴とする。この発明において、冷却空気は、シール部材のインピンジ孔から噴出して燃焼器出口の外周壁面に衝突し、ここをインピンジ冷却する。
【００１９】
【発明の実施の形態】
以下、この発明につき図面を参照しつつ詳細に説明する。なお、この実施の形態１によりこの発明が限定されるものではない。また、以下に示す実施の形態１の構成要素には、当業者が通常設計変更できるものが含まれるものとする。
【００２０】
（実施の形態１）
図１は、この発明にかかる第１の実施の形態であるガスタービン燃焼器の要部を示す側面断面図である。同図において、上記従来のガスタービン燃焼器１００と同一の構成要素には同一の符号を付し、その説明を省略する。ガスタービン燃焼器１００は、その尾筒１２０出口部１２２の開口部１２４をタービンの燃焼通路２１０の入口に位置している。この燃焼通路２１０の入口は、タービン１段静翼２２０を支持する内側シュラウド２３０と外側シュラウド２４０とを略平行に配置して形成されている。尾筒１２０の出口部１２２は、これらシュラウド２３０、２４０の間にその開口部１２４の縁を挿入して設置されている。尾筒１２０の出口部１２２には、凹型断面形状を有する環状のシール支持部１２３が嵌め込まれ、出口部１２２の外周面上に溶接によって固定設置されている。尾筒１２０の出口部１２２と燃焼通路２１０とは、シール支持部１２３とシュラウド２３０、２４０とに渡して設置されたｙ字型断面形状を有する環状のシール部材１２５によってその隙間を封止されている。
【００２１】
また、尾筒１２０は、シール支持部１２３の上流側に、尾筒１２０の外周を一回りして形成された長方形断面の空気室１を有する。空気室１は、尾筒１２０出口部１２２の外周面と、シール支持部１２３の尾筒１２０上流側の側面２と、シール支持部１２３の上流側にその側面２と平行して設置された壁３と、シール支持部１２３と壁３とに渡して設置されたインピンジ環４とによって仕切られている。空気室１の壁３は、金属部材から成り、尾筒１２０の出口部１２２と嵌まり合う環状形状を有する。この壁３は、尾筒１２０の出口部１２２から嵌め込まれて尾筒１２０の外周面上に溶接により固定設置される。また、インピンジ環４は、薄型の金属部材から成り、尾筒１２０出口部１２２の外周と略相似形状を有する略筒型の環状形状を有する。インピンジ環４は、その内周面５を尾筒１２０の外周面に対して並行に向けつつシール支持部１２３の上流側側面２と環状の壁３とに支持され、これらに溶接によって固定されている。また、インピンジ環４には、尾筒１２０の外周面に噴出口を向けた多数のインピンジ孔６が形成されている（図２参照）。
【００２２】
また、尾筒１２０出口部１２２の壁７には、空気室１から尾筒１２０内部に貫通する多数のフィルム冷却孔８が、その全周に渡って形成されている。フィルム冷却孔８は、冷却空気４００の通路となる微細孔であり（図３参照）、近年はレーザーによって形成される。また、尾筒１２０は、シール支持部１２３の下流側に尾筒１２０出口部１２２の外周面に沿って形成された空気通路９を有する（図４（ａ）参照）。空気通路９は、薄型の金属部材から成り尾筒１２０の出口部１２２と略相似形状を有する筒型の被覆部材１５によって形成されている。被覆部材１５は、尾筒１２０の出口部１２２の外周に嵌め合わされ、その端部をシール支持部１２３の下流側側面１０に溶接して固定されている。また、被覆部材１５の出口側の縁１１は、尾筒１２０出口部１２２の開口部１２４と同位置に位置し、開口部１２４の外縁全周に一様な空気通路９の吹き出し口を形成している。また、シール支持部１２３は、尾筒１２０との溶接部に複数のスリットを有する（図４（ｂ）参照）。このスリット１２は、空気室１と空気通路９とを連通させており、空気室１からの冷却空気４００の流路となる。
【００２３】
この実施の形態１において、圧縮機（図示省略）により圧縮された冷却空気４００は、尾筒１２０外部と燃焼通路２１０との圧力差によって、インピンジ環４のインピンジ孔６から空気室１内に噴出する。そして、冷却空気４００は、尾筒１２０出口部１２２の外周面に衝突し、この出口部１２２をインピンジ冷却する。インピンジ冷却後の冷却空気４００は空気室１内に溜まり、その一部は尾筒１２０のフィルム冷却孔８から尾筒１２０内側に吹き出して、尾筒１２０の内壁面に薄い冷却空気４００の膜を形成する。これにより、尾筒１２０の内壁は、尾筒１２０内部を流れる高温の燃焼ガス３００から保護され、その焼損が抑止される。また、冷却空気４００の他の一部は、空気室１からシール支持部１２３のスリット１２を通り、出口部１２４外周の空気通路９に流入する。この冷却空気４００は、空気通路９内を出口部１２４外周に沿って流れ、尾筒１２０出口部１２２を対流冷却する。さらに、対流冷却後の冷却空気４００は、空気通路９の吹き出し口から燃焼通路２１０に吹き出され、タービン１段静翼２２０をフィルム冷却する。
【００２４】
この実施の形態１によれば、尾筒１２０の出口部１２２は上記のように冷却空気４００によって冷却されるので、その焼損や熱変形が抑止される。また、インピンジ冷却後の冷却空気４００は、空気室１によって次の冷却にあたり再利用されるので、冷却空気４００を効率的に利用することができ、少ない流量で効果的に冷却を行うことができる。さらに、空気通路９から吹き出された冷却空気４００は、タービン１段静翼２２０の冷却にも用いることができるので、冷却空気４００をより効率的に利用することができる。
【００２５】
なお、この実施の形態１において、ガスタービン燃焼器１００は、尾筒１２０出口部１２２をインピンジ冷却と、フィルム冷却と、対流冷却とによって冷却するが、フィルム冷却と対流冷却とは、択一的であってもよい。すなわち、尾筒１２０出口部１２２の冷却構造は、スリット１２および空気通路９を設けずに、インピンジ冷却後の冷却空気をフィルム冷却のみに用いることとしてもよいし、フィルム冷却孔８を設けずにインピンジ冷却後の空気を対流冷却にのみ用いることとしてもよい（図示省略）。これにより、より少ない冷却空気４００で効果的に冷却することができると共に、ガスタービン燃焼器１００の焼損や熱変形の程度に応じた簡易な冷却構造とすることができる。また、上記冷却構造は、インピンジ冷却手段を設けずに、フィルム冷却孔８および空気通路９のみによって構成してもよい（図５参照）。これにより、より簡易な構成で尾筒１２０の焼損を抑止することができる。
【００２６】
（実施の形態２）
図６は、この発明にかかる第２の実施の形態であるガスタービン燃焼器の要部を示す側面断面図である。同図において、上記従来ならびに実施の形態１にかかるガスタービン燃焼器１００と同一の構成要素には同一の符号を付し、その説明を省略する。ガスタービン燃焼器１００は、その尾筒１２０の出口部１２２をタービンの燃焼通路２１０に位置している。タービン燃焼通路２１０は、タービン１段静翼２２０を支持する内側シュラウド２３０と外側シュラウド２４０とによって形成されている。尾筒１２０の出口部１２２は、その開口部１２４の縁をこられのシュラウド２３０、２４０の間に挿入して設置されている。開口部１２４の外縁とシュラウド２３０，２４０の表面２３１との間には、冷却空気４００が吹き出される隙間１３が確保されている。この隙間１３は、開口部１２４外縁の外周に一様に形成されている。
【００２７】
また、尾筒１２０出口部１２２の外周には、シール支持部１２３が設置されている。尾筒１２０出口部１２２と燃焼通路２１０とは、このシール支持部１２３とシュラウド２３０、２４０とに渡して設置されたシール部材１２５により封止されている。このシール部材１２５は、尾筒１２０出口部１２２の外周と略相似形状を有する筒状部１４を有する。シール部材１２５は、この筒状部１４の内周面を尾筒１２０出口部１２２の外周面に対向させつつ、尾筒１２０の出口部１２２に嵌め合わされている。筒状部１４の内周面と尾筒１２０の外周面とが対向して形成する空間９は、冷却空気４００が尾筒１２０出口部１２２の外周面において対流冷却を行う空気通路９となる。
【００２８】
シール支持部１２３の上流側には、空気室１が形成されている。この空気室１は、尾筒１２０の外周面と、シール支持部１２３の上流側側面２と、壁３と、インピンジ環４とによって形成されている。空気室１と空気通路９とは、シール支持部１２３が尾筒１２０との溶接面に有するスリット１２によって、相互に連通している。また、インピンジ環４は、冷却空気４００を噴出する多数のインピンジ孔６を有しており、その面を尾筒１２０の外周面と対向させて設置されている。
【００２９】
この実施の形態２において、圧縮機で圧縮された冷却空気４００は、尾筒１２０外部と燃焼通路２１０との圧力差によって、インピンジ孔６から空気室１内に噴出し、尾筒１２０出口部１２２の外周面に衝突する。これにより、出口部１２２はインピンジ冷却される。また、インピンジ冷却後の冷却空気４００は、空気室１内に溜まり、シール支持部１２３のスリット１２を通って、空気通路９に流入する。そして、冷却空気４００は、空気通路９を尾筒１２０出口部１２２の外周面に沿って流れ、この出口部１２２を対流冷却する。このときシール部材１２５は、この冷却空気４００を導く空気通路９の壁面として作用する。さらに、対流冷却後の冷却空気４００は、尾筒１２０開口部１２４の外縁とシュラウド２３０、２４０との隙間１３から、シュラウド２３０、２４０の表面に沿って吹き出される（図７参照）。これにより、シュラウド２３０、２４０表面には、冷却空気４００の膜が形成され、尾筒１２０開口部１２４から吹き出される高温の燃焼ガス３００からシュラウド２３０、２４０を保護する。
【００３０】
この実施の形態２によれば、尾筒１２０の出口部１２２は、上記のインピンジ冷却および対流冷却によって冷却されるので、その焼損や熱変形が抑制される。また、タービン１段静翼２２０の内側シュラウド２３０および外側シュラウド２４０は、隙間１３から吹き出される冷却空気４００によってフィルム冷却されるので、その焼損が抑制される。また、インピンジ冷却後の冷却空気４００は、空気室１を経て対流冷却に用いられるので、少量の冷却空気４００によって効率的に尾筒１２０出口部１２２を冷却することができる。また、出口部１２４を冷却した冷却空気４００は、さらに内側シュラウド２３０および外側シュラウド２４０の冷却に用いられるので、冷却空気４００が効率的に活用され、少ない流量で効果的に冷却を行うことができる。
【００３１】
（変形例）
図８は、実施の形態２に記載したガスタービン燃焼器１００の変形例を示す側面断面図である。同図において、上記実施の形態２に記載したガスタービン燃焼器１００と同一の構成要素には同一の符号を付し、その説明を省略する。この構成では、実施の形態２のガスタービン燃焼器１００が有するインピンジ環４、空気室１、スリット１２は、設けられていない。また、この構成において、尾筒１２０出口部１２２とタービン燃焼通路２１０とを封止するシール部材１２５は、その筒状部１４に、多数のインピンジ孔６を有する（図９参照）。インピンジ孔６は、シール部材１２５の筒状部１４全周に一様に形成されており、その噴出方向を尾筒１２０出口部１２２の外周面に向けている。
【００３２】
この構成において、圧縮機で圧縮された冷却空気４００は、シール部材１２５のインピンジ孔６から尾筒１２０出口部１２２の外周面に噴出して衝突し、出口部１２２をインピンジ冷却する。そして、シール部材１２５と尾筒１２０出口部１２２の外周面によって形成される空気通路９を通って出口部１２２の外周面を対流冷却する。さらに、対流冷却後の冷却空気４００は、尾筒１２０開口部１２４の外縁とシュラウド２３０、２４０との隙間から、シュラウド２３０、２４０の壁面に沿って吹き出し、この壁面上に冷却空気４００の膜を形成する。これにより、タービンの内側シュラウド２３０および外側シュラウド２４０は、フィルム冷却される。
【００３３】
この構成によれば、上記インピンジ冷却および対流冷却によって尾筒１２０出口部１２２は冷却されるので、その焼損や熱変形が抑止される。また、シール部材１２５にインピンジ孔６を形成したので、尾筒１２０出口部１２２の中でもより熱変形が著しい開口部１２４付近を特に効果的に冷却することができる。また、この構成において、インピンジ冷却後の冷却空気４００は、尾筒１２０出口部１２２の対流冷却に用いられ、さらにタービンのシュラウド２３０、２４０のフィルム冷却に用いられるので、冷却空気４００が効率的に活用され、少ない流量で効果的に冷却を行うことができる。また、上記実施の形態１および２に記載した空気室１の形成を要しないので、より簡素な構成で出口部１２２の冷却を行うことができる。
【００３４】
【発明の効果】
以上説明したように、この発明であるガスタービン燃焼器（請求項１）によれば、冷却空気は、燃焼器出口の冷却にあたり、インピンジ冷却とフィルム冷却の両方に用いられるので、少量の冷却空気であっても効果的に冷却を行うことができ、燃焼器出口の焼損や熱変形が有効に抑止することができる。
【００３５】
また、この発明であるガスタービン燃焼器（請求項２）によれば、冷却空気は、燃焼器出口の冷却にあたり、インピンジ冷却と対流冷却の両方に用いられるので、少量の冷却空気であっても効果的に冷却を行うことができ、燃焼器出口の焼損や熱変形が有効に抑止することができる。
【００３６】
また、この発明であるガスタービン燃焼器（請求項３）によれば、冷却空気は、フィルム冷却と対流冷却とにより燃焼器出口の壁を両面から冷却するので、燃焼器出口は効果的に冷却され、その焼損や熱変形が有効に抑止される。
【００３７】
また、この発明であるガスタービン燃焼器（請求項４）によれば、燃焼器出口は、インピンジ冷却とフィルム冷却と対流冷却とによって冷却されるので、インピンジ冷却およびフィルム冷却のみによって冷却する場合と比較して、より効果的に燃焼器出口を冷却することができる。また、この発明であるガスタービン燃焼器（請求項５）によれば、燃焼器出口は、インピンジ冷却されその焼損や熱変形が抑止される。
【００３８】
また、この発明であるガスタービン燃焼器（請求項６）によれば、さらに対流冷却後の冷却空気は、燃焼通路のフィルム冷却に用いられるので、少量の冷却空気であっても効果的に冷却を行うことができ、燃焼器出口の焼損や熱変形が有効に抑止することができる。
【００３９】
また、この発明であるガスタービン燃焼器（請求項７）によれば、空気室は、インピンジ冷却後の冷却空気を溜めて、次の冷却ステップに用いる冷媒として供給するので、少量の冷却空気を有効に活用することができ、冷却効率を向上させることができる。
【００４０】
また、この発明であるガスタービン燃焼器（請求項８）によれば、冷却空気は、燃焼器出口を対流冷却した後、その開口部外縁から燃焼通路に吹き出す。したがって、冷却空気は、燃焼器出口の冷却と併せて、開口部外縁付近の焼損やタービン１段静翼の冷却にも用いることができ、冷媒の効率的な利用が可能となる。
【００４１】
また、この発明であるガスタービン燃焼器（請求項９）によれば、インピンジ孔は、燃焼器出口とタービン燃焼通路とを封止するシール部材に形成されているので、燃焼器出口の開口部付近の外周壁面に対してインピンジ冷却することが可能となり、焼損の著しい開口部付近を効果的に冷却することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明にかかる第１の実施の形態であるガスタービン燃焼器を示す側面断面図である。
【図２】インピンジ環のインピンジ孔である。
【図３】尾筒のフィルム冷却孔である。
【図４】尾筒の開口部である。
【図５】図１に示したガスタービン燃焼器の変形例である。
【図６】この発明にかかる第２の実施の形態であるガスタービン燃焼器を示す側面断面図である。
【図７】図２に示した燃焼器開口部付近の拡大断面図である。
【図８】図２に示したガスタービン燃焼器の変形例を示す側面断面図である。
【図９】シール部材である。
【図１０】従来のガスタービン燃焼器の全体構成図である。
【図１１】尾筒の斜視図である。
【図１２】尾筒の出口部付近の拡大断面図である。
【図１３】尾筒の開口部である。
【符号の説明】
１ 空気室
４ インピンジ環
６ インピンジ孔
８ フィルム冷却孔
９ 空気通路
１２ スリット
１３ 隙間
１４ シール部材の筒状部
１５ 被覆部材[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine combustor capable of simply and effectively cooling a combustor outlet of a gas turbine and effectively suppressing the burning and thermal deformation thereof.
[0002]
[Prior art]
It is known that the wall surface of the gas turbine combustor becomes a flow path of high-temperature combustion gas that reaches the combustion passage of the turbine, and therefore the wall surface of the combustor is burned or thermally deformed by the combustion gas. FIG. 10 is an overall configuration diagram showing a conventional gas turbine combustor. In the figure, a gas turbine combustor 100 includes a cylindrical inner cylinder 110 made of a metal member, and a tail cylinder 120 fitted in an opening 111 of the inner cylinder 110. The tail cylinder 120 is made of a metal member having a cylindrical shape, and the opening 111 of the inner cylinder 110 is inserted and fitted into the inlet 121 thereof. The transition piece 120 gradually narrows its cross-sectional area from the inlet portion 121, and the outlet portion 122 has a rectangular shape curved in a fan shape (see FIG. 11). The outlet portion 122 of the tail tube 120 has an annular seal support portion 123 having a concave cross-sectional shape on the outer periphery thereof. The seal support portion 123 is made of a metal member, is fitted into the outlet portion 122 of the tail cylinder 120, and is fixedly installed by welding. In addition, the exit part 122 of the tail cylinder 120 mentioned here does not only indicate the opening part 124 of the tail cylinder 120, but also includes a part where burnout or thermal deformation occurs in the vicinity of the upstream side.
[0003]
FIG. 12 is an enlarged cross-sectional view showing the vicinity of the outlet of the gas turbine combustor 100. In the figure, the gas turbine combustor 100 is installed with the outlet 122 of the transition piece 120 connected to the combustion passage 210 of the turbine 200. The inlet of the combustion passage 210 is formed by an inner shroud 230 and an outer shroud 240 that support the turbine first stage stationary blade 220 from both ends thereof. The transition piece 120 is fixed to the passenger compartment (not shown) while the outlet 122 is positioned at the inlet of the combustion passage 210. A gap between the outlet portion 122 of the tail cylinder 120 and the combustion passage 210 of the turbine 200 is made of a metal material and sealed with an annular seal member 125 having a y-shaped cross-sectional shape. The seal member 125 has its key-shaped tip 126 inserted into the recess of the seal support 123 provided in the outlet 122 of the tail cylinder 120, and its fork 127 is fitted to the shrouds 230 and 240 of the turbine first stage stationary blade 220. is set up. In this gas turbine combustor 100, the premixed gas generated and ignited in the inner cylinder 110 is jetted into the combustion chamber 128 of the tail cylinder 120 and burned to become a high-temperature combustion gas 300. The combustion gas 300 travels in the transition piece 120 and is blown out from the outlet portion 122 to the combustion passage 210 of the turbine 200.
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
In this manner, the transition piece 120 of the gas turbine combustor 100 is a flow path for the high-temperature combustion gas 300, and its cross-sectional area gradually narrows as it reaches the outlet 122, so that the combustion gas 300 The flow velocity is maximized at the outlet 122. Therefore, the outlet 122 of the tail cylinder 120 is characterized by being particularly susceptible to burning by the combustion gas 300 and being easily thermally deformed. FIG. 13 is a front view of the outlet 122 of the transition piece 120 showing the state of thermal deformation. In the same figure, the exit part 122 of the transition piece 120 has the rectangular shape curved in the shape of a fan in the original state (refer figure (a)). However, when used for a long period of time and exposed to the combustion gas 300, the outlet 122 of the transition piece 120 is deformed by the high heat (see FIG. 5B). For example, in the case of a gas turbine of the 1250 degree class, signs of such thermal deformation of the outlet portion 122 gradually appear after being used for about one year, and then the thermal deformation progresses at an accelerated rate. As a result, there is a problem that the entire transition piece 120 must be periodically replaced. However, the conventional gas turbine combustor 100 does not have any means for suppressing the burning and thermal deformation generated in the tail cylinder 120 as described above, and therefore, development of an effective means for solving such a problem is strongly desired. It was.
[0005]
Accordingly, the present invention has been made in view of the above, and provides a gas turbine combustor that can easily and effectively cool a gas turbine combustor outlet and effectively suppress its burning and thermal deformation. The purpose is to provide.
[0006]
[Means for Solving the Problems]
  In order to achieve the above object, a gas turbine combustor according to the present invention is formed at the outer periphery of a combustor outlet that blows combustion gas into a combustion passage of a turbine, and the cooling air compressed by a compressor is combusted. Convection cooling means for convection cooling by flowing along the outer peripheral wall surface of the combustor outlet, and cooling air which is provided on the combustor outlet wall and flows along the outer peripheral wall surface of the combustor outlet. A film cooling means having a plurality of film cooling holes for forming a film of cooling air on the inner peripheral wall surface of the combustor outlet, and the convection cooling means and the film cooling means are the combustion Cooling the outlet from the wall on both sidesIn addition, the convection cooling means comprises a covering member that surrounds the outer periphery of the opening end of the combustor outlet and forms a cooling air passage with the opening of the combustor outlet.It is characterized by that.
[0011]
  In this invention, the cooling air flows along the outer peripheral wall surface of the combustor outlet by the convection cooling means formed on the outer periphery of the combustor outlet, and convectively cools the combustor outlet. A part of the cooling air flowing along the outer peripheral wall surface is taken into the combustor from the film cooling hole provided in the wall of the combustor outlet, and blows out on the inner wall surface to form a cooling air film. Then, the combustor outlet is film cooled. Thereby, the combustor exit of the gas turbine is cooled, and the burnout and thermal deformation are suppressed.In particular, in this gas turbine combustor, the convection cooling means and the film cooling means cool the combustor outlet from the wall surfaces on both sides, so that the combustor outlet is cooled by only one of convection cooling or film cooling. There is an advantage that the cooling effect of the combustor outlet (tail tube), which becomes high temperature when the turbine is operating, can be dramatically improved.
[0012]
  The gas turbine combustor according to the present invention isConvection cooling means formed on the outer periphery of the combustor outlet for blowing combustion gas into the combustion passage of the turbine, and performing convection cooling by flowing cooling air compressed by the compressor along the outer peripheral wall surface of the combustor outlet; Cooling air which is provided on the wall of the combustor outlet and flows along the outer peripheral wall surface of the combustor outlet is taken into the combustor outlet and blown out, and a film of cooling air is formed on the inner peripheral wall surface of the combustor outlet. A film cooling means having a plurality of film cooling holes to form the convection cooling means and the film cooling means to cool the combustor outlet from both side walls, andA seal support portion that supports the combustor outlet and has a slit is provided, and cooling air from the compressor is supplied to the convection cooling means through the slit of the seal support portion. In this gas turbine combustor, since the cooling air from the compressor is supplied to the convection cooling means (cooling air passage) through the slit of the seal support portion, the seal support that becomes high temperature when the turbine is operated by this cooling air. There is an advantage that the parts are cooled together.
[0013]
In the gas turbine combustor according to the present invention, the cooling air after both the film cooling unit and the convection cooling unit cool the outlet of the combustor is supplied to the shroud of the turbine. In this gas turbine combustor, the cooling air after cooling the combustor outlet is supplied to the shroud of the turbine. Thereby, there is an advantage that the shroud of the turbine that becomes high temperature when the turbine is operated is cooled together.
[0015]
  In addition, a gas turbine combustor according to the present invention comprises:4In the gas turbine combustor according to any one ofFurthermore, the pairThe air after the flow cooling is passed through the gap formed at the outer edge of the opening of the combustor outlet.Turbine shroudIt is characterized by having air film forming means capable of blowing out along the inner wall of the gas and forming a film of cooling air on the surface of the inner wall. In this invention, the cooling air after the convection cooling is from the gap at the outer edge of the opening.Turbine shroudThe air is blown out along the inner wall, and a film of cooling air is formed on the surface of the inner wall. ThisTurbine shroudThe inner wall of the can be cooled.
[0016]
  In addition, a gas turbine combustor according to the present invention comprises:3In the gas turbine combustor according to any one ofImpingement cooling means provided on the outer periphery of the combustor outlet for blowing combustion gas into the combustion passage of the turbine, and having a plurality of impingement holes for jetting and colliding cooling air compressed by the compressor onto the outer peripheral wall surface of the combustor outlet And comprisingThe cooling air that is ejected from the impingement hole and collides with the outer peripheral wall surface is accumulated, and the accumulated cooling air isConvection cooling meansOr saidFilm cooling meansAn air chamber is provided to supply the air. In this invention, the cooling air which collided with the outer peripheral wall surface of the combustor outlet accumulates in the air chamber, and is supplied from here as a refrigerant for film cooling or convection cooling. Thereby, cooling air can be utilized efficiently.
[0017]
  In addition, a gas turbine combustor according to the present invention comprises:4In the gas turbine combustor according to any one of the above, the convection cooling unit is installed so as to cover an outer periphery of the combustor outlet, and the combustion is performed while forming a gap at an outer edge of the opening of the combustor outlet. It is the coating | coated member which forms the channel | path of the said cooling air on the outer peripheral surface of a container exit. In the present invention, the cooling air convectively cools the outer peripheral surface of the combustor outlet, and is further blown out from the gap at the outer edge of the opening of the combustor outlet into the combustion passage. Thereby, the cooling air suppresses the entrainment of the combustion gas generated at the outer edge of the opening, and cools the turbine first stage stationary blade as the film cooling air.
[0018]
  In addition, a gas turbine combustor according to the present invention comprises:5The gas turbine combustor according to any one of the above, further comprising a plurality of impingement holes for injecting and colliding the cooling air to an outer peripheral wall surface in the vicinity of the opening of the combustor outlet, and the combustor A seal member is provided that covers the outer periphery of the outlet from the combustor outlet to the inlet of the combustion passage and seals a gap between the combustion passage and the combustor outlet. In this invention, the cooling air is ejected from the impingement hole of the seal member, collides with the outer peripheral wall surface of the combustor outlet, and impinge cools this.
[0019]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to the drawings. The present invention is not limited to the first embodiment. In addition, the constituent elements of the first embodiment shown below include those that can be normally modified by those skilled in the art.
[0020]
(Embodiment 1)
FIG. 1 is a side sectional view showing a main part of a gas turbine combustor according to a first embodiment of the present invention. In the figure, the same components as those in the conventional gas turbine combustor 100 are denoted by the same reference numerals, and the description thereof is omitted. In the gas turbine combustor 100, the opening 124 of the tail tube 120 outlet 122 is located at the inlet of the combustion passage 210 of the turbine. The inlet of the combustion passage 210 is formed by arranging an inner shroud 230 and an outer shroud 240 that support the turbine first stage stationary blade 220 in a substantially parallel manner. The exit portion 122 of the transition piece 120 is installed by inserting the edge of the opening 124 between the shrouds 230 and 240. An annular seal support portion 123 having a concave cross-sectional shape is fitted into the outlet portion 122 of the transition piece 120, and is fixedly installed on the outer peripheral surface of the outlet portion 122 by welding. The gap between the outlet portion 122 and the combustion passage 210 of the transition piece 120 is sealed by an annular sealing member 125 having a y-shaped cross-sectional shape installed across the seal support portion 123 and the shrouds 230 and 240. Yes.
[0021]
Further, the tail cylinder 120 has an air chamber 1 having a rectangular cross section formed around the outer periphery of the tail cylinder 120 on the upstream side of the seal support portion 123. The air chamber 1 includes an outer peripheral surface of the tail tube 120 outlet portion 122, a side surface 2 upstream of the tail tube 120 of the seal support portion 123, and a wall installed in parallel to the side surface 2 on the upstream side of the seal support portion 123. 3, and an impingement ring 4 installed across the seal support 123 and the wall 3. The wall 3 of the air chamber 1 is made of a metal member and has an annular shape that fits into the outlet portion 122 of the tail cylinder 120. The wall 3 is fitted from the outlet portion 122 of the transition piece 120 and fixedly installed on the outer peripheral surface of the transition piece 120 by welding. Further, the impingement ring 4 is made of a thin metal member and has a substantially cylindrical annular shape having a substantially similar shape to the outer periphery of the tail tube 120 outlet portion 122. The impingement ring 4 is supported by the upstream side surface 2 of the seal support portion 123 and the annular wall 3 with its inner peripheral surface 5 parallel to the outer peripheral surface of the tail cylinder 120, and is fixed to these by welding. Yes. Further, the impingement ring 4 is formed with a number of impingement holes 6 having a jet outlet directed to the outer peripheral surface of the tail cylinder 120 (see FIG. 2).
[0022]
In addition, a large number of film cooling holes 8 penetrating from the air chamber 1 into the tail cylinder 120 are formed in the wall 7 of the tail cylinder 120 outlet portion 122 over the entire circumference. The film cooling hole 8 is a fine hole serving as a passage for the cooling air 400 (see FIG. 3), and is recently formed by a laser. The transition piece 120 has an air passage 9 formed along the outer peripheral surface of the exit section 122 on the downstream side of the seal support portion 123 (see FIG. 4A). The air passage 9 is formed of a cylindrical covering member 15 made of a thin metal member and having a shape substantially similar to the outlet portion 122 of the tail cylinder 120. The covering member 15 is fitted on the outer periphery of the outlet portion 122 of the tail tube 120, and its end is welded and fixed to the downstream side surface 10 of the seal support portion 123. Further, the edge 11 on the outlet side of the covering member 15 is located at the same position as the opening 124 of the tail tube 120 outlet 122, and forms a uniform air passage 9 outlet around the entire outer edge of the opening 124. ing. Moreover, the seal | sticker support part 123 has a some slit in a welding part with the transition piece 120 (refer FIG.4 (b)). The slit 12 communicates the air chamber 1 and the air passage 9 and serves as a flow path for the cooling air 400 from the air chamber 1.
[0023]
In the first embodiment, the cooling air 400 compressed by a compressor (not shown) is ejected into the air chamber 1 from the impingement hole 6 of the impingement ring 4 due to a pressure difference between the outside of the tail cylinder 120 and the combustion passage 210. To do. Then, the cooling air 400 collides with the outer peripheral surface of the transition piece 120 outlet portion 122 to impinge cool the outlet portion 122. The cooling air 400 after impingement cooling is accumulated in the air chamber 1, and a part of the cooling air 400 blows out from the film cooling hole 8 of the tail cylinder 120 to the inside of the tail cylinder 120, and a thin film of cooling air 400 is formed on the inner wall surface of the tail cylinder 120 Form. As a result, the inner wall of the transition piece 120 is protected from the high-temperature combustion gas 300 flowing inside the transition piece 120, and its burning is suppressed. Further, another part of the cooling air 400 flows from the air chamber 1 through the slit 12 of the seal support portion 123 and flows into the air passage 9 on the outer periphery of the outlet portion 124. The cooling air 400 flows in the air passage 9 along the outer periphery of the outlet portion 124 and convectively cools the tail tube 120 outlet portion 122. Further, the cooling air 400 after the convection cooling is blown out from the outlet of the air passage 9 to the combustion passage 210 to cool the turbine first stage stationary blade 220 with a film.
[0024]
According to the first embodiment, the outlet 122 of the transition piece 120 is cooled by the cooling air 400 as described above, so that burning and thermal deformation are suppressed. Moreover, since the cooling air 400 after impingement cooling is reused for the next cooling by the air chamber 1, the cooling air 400 can be used efficiently and can be cooled effectively with a small flow rate. . Furthermore, since the cooling air 400 blown out from the air passage 9 can also be used for cooling the turbine first stage stationary blade 220, the cooling air 400 can be used more efficiently.
[0025]
In the first embodiment, the gas turbine combustor 100 cools the transition piece 120 outlet 122 by impingement cooling, film cooling, and convection cooling. However, film cooling and convection cooling are alternatives. It may be. That is, the cooling structure of the tail tube 120 outlet 122 may use the cooling air after impingement cooling only for film cooling without providing the slit 12 and the air passage 9 or without providing the film cooling hole 8. The air after impingement cooling may be used only for convection cooling (not shown). Thereby, while being able to cool effectively with less cooling air 400, it can be set as the simple cooling structure according to the degree of burning of the gas turbine combustor 100, or a thermal deformation. Further, the cooling structure may be configured by only the film cooling hole 8 and the air passage 9 without providing impingement cooling means (see FIG. 5). Thereby, the burning of the tail cylinder 120 can be suppressed with a simpler configuration.
[0026]
(Embodiment 2)
FIG. 6 is a side cross-sectional view showing a main part of a gas turbine combustor according to a second embodiment of the present invention. In the figure, the same components as those in the gas turbine combustor 100 according to the conventional example and the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and the description thereof is omitted. In the gas turbine combustor 100, the outlet 122 of the transition piece 120 is located in the combustion passage 210 of the turbine. The turbine combustion passage 210 is formed by an inner shroud 230 and an outer shroud 240 that support the turbine first stage stationary blade 220. The outlet 122 of the tail cylinder 120 is installed by inserting the edge of the opening 124 between the shrouds 230 and 240. A gap 13 through which the cooling air 400 is blown out is secured between the outer edge of the opening 124 and the surface 231 of the shrouds 230 and 240. The gap 13 is uniformly formed on the outer periphery of the outer edge of the opening 124.
[0027]
A seal support portion 123 is installed on the outer periphery of the transition piece 120 outlet portion 122. The transition piece 120 outlet 122 and the combustion passage 210 are sealed by a seal member 125 installed across the seal support 123 and the shrouds 230 and 240. The seal member 125 has a cylindrical portion 14 having a shape substantially similar to the outer periphery of the tail tube 120 outlet portion 122. The seal member 125 is fitted to the outlet portion 122 of the tail tube 120 while the inner peripheral surface of the cylindrical portion 14 is opposed to the outer peripheral surface of the tail tube 120 outlet portion 122. A space 9 formed by the inner peripheral surface of the tubular portion 14 and the outer peripheral surface of the transition piece 120 facing each other serves as an air passage 9 in which the cooling air 400 performs convection cooling on the outer peripheral surface of the transition piece 120 outlet portion 122.
[0028]
An air chamber 1 is formed on the upstream side of the seal support portion 123. The air chamber 1 is formed by the outer peripheral surface of the transition piece 120, the upstream side surface 2 of the seal support portion 123, the wall 3, and the impingement ring 4. The air chamber 1 and the air passage 9 communicate with each other by the slit 12 that the seal support portion 123 has on the welding surface with the tail tube 120. Further, the impingement ring 4 has a large number of impingement holes 6 through which the cooling air 400 is ejected, and is installed with its surface facing the outer peripheral surface of the tail cylinder 120.
[0029]
In the second embodiment, the cooling air 400 compressed by the compressor is jetted into the air chamber 1 from the impingement hole 6 due to the pressure difference between the outside of the tail cylinder 120 and the combustion passage 210, and the tail cylinder 120 outlet 122. It collides with the outer peripheral surface of. Thereby, the exit part 122 is impingement cooled. In addition, the cooling air 400 after impingement cooling accumulates in the air chamber 1 and flows into the air passage 9 through the slit 12 of the seal support portion 123. Then, the cooling air 400 flows through the air passage 9 along the outer peripheral surface of the transition piece 120 outlet 122, and convectively cools the outlet 122. At this time, the seal member 125 acts as a wall surface of the air passage 9 that guides the cooling air 400. Further, the cooling air 400 after the convection cooling is blown out along the surface of the shroud 230, 240 from the gap 13 between the outer edge of the transition piece 120 opening 124 and the shroud 230, 240 (see FIG. 7). As a result, a film of cooling air 400 is formed on the surface of the shrouds 230 and 240, and the shrouds 230 and 240 are protected from the high-temperature combustion gas 300 blown out from the tail tube 120 opening 124.
[0030]
According to the second embodiment, the outlet 122 of the transition piece 120 is cooled by the impingement cooling and the convection cooling described above, so that burning and thermal deformation are suppressed. Moreover, since the film cooling of the inner shroud 230 and the outer shroud 240 of the turbine first stage stationary blade 220 is performed by the cooling air 400 blown out from the gap 13, the burnout thereof is suppressed. Moreover, since the cooling air 400 after impingement cooling is used for convection cooling through the air chamber 1, the tail tube 120 outlet 122 can be efficiently cooled by a small amount of cooling air 400. Further, since the cooling air 400 that has cooled the outlet portion 124 is further used for cooling the inner shroud 230 and the outer shroud 240, the cooling air 400 can be used efficiently and can be effectively cooled with a small flow rate. .
[0031]
(Modification)
FIG. 8 is a side sectional view showing a modification of the gas turbine combustor 100 described in the second embodiment. In the figure, the same components as those of the gas turbine combustor 100 described in the second embodiment are denoted by the same reference numerals, and the description thereof is omitted. In this configuration, the impingement ring 4, the air chamber 1, and the slit 12 included in the gas turbine combustor 100 of the second embodiment are not provided. In this configuration, the sealing member 125 that seals the tail cylinder 120 outlet 122 and the turbine combustion passage 210 has a large number of impingement holes 6 in the cylindrical portion 14 (see FIG. 9). The impingement hole 6 is uniformly formed on the entire circumference of the cylindrical portion 14 of the seal member 125, and the ejection direction is directed to the outer peripheral surface of the tail cylinder 120 outlet portion 122.
[0032]
In this configuration, the cooling air 400 compressed by the compressor is jetted from the impingement hole 6 of the seal member 125 to the outer peripheral surface of the tail tube 120 outlet portion 122 and collides, thereby impingement cooling the outlet portion 122. Then, the outer peripheral surface of the outlet portion 122 is convectively cooled through the air passage 9 formed by the sealing member 125 and the outer peripheral surface of the tail tube 120 outlet portion 122. Further, the cooling air 400 after the convection cooling is blown out along the wall surface of the shroud 230, 240 from the gap between the outer edge of the tail tube 120 opening 124 and the shroud 230, 240, and a film of the cooling air 400 is formed on the wall surface. Form. Thereby, the inner shroud 230 and the outer shroud 240 of the turbine are film-cooled.
[0033]
According to this configuration, the tail cylinder 120 outlet 122 is cooled by the impingement cooling and the convection cooling, so that the burning and thermal deformation thereof are suppressed. Further, since the impingement hole 6 is formed in the seal member 125, the vicinity of the opening 124 where the thermal deformation is more remarkable in the tail tube 120 outlet portion 122 can be particularly effectively cooled. Further, in this configuration, the cooling air 400 after impingement cooling is used for convection cooling of the tail tube 120 outlet 122 and further for film cooling of the shrouds 230 and 240 of the turbine. It is utilized and can be effectively cooled with a small flow rate. Moreover, since the formation of the air chamber 1 described in the first and second embodiments is not required, the outlet 122 can be cooled with a simpler configuration.
[0034]
【The invention's effect】
As described above, according to the gas turbine combustor (Claim 1) of the present invention, the cooling air is used for both impingement cooling and film cooling when cooling the combustor outlet. Even so, cooling can be performed effectively, and burnout and thermal deformation at the combustor outlet can be effectively suppressed.
[0035]
According to the gas turbine combustor (Claim 2) of the present invention, the cooling air is used for both impingement cooling and convection cooling when cooling the combustor outlet. Cooling can be performed effectively, and burnout and thermal deformation at the combustor outlet can be effectively suppressed.
[0036]
According to the gas turbine combustor of the present invention (Claim 3), the cooling air cools the wall of the combustor outlet from both sides by film cooling and convection cooling, so that the combustor outlet is effectively cooled. The burnout and thermal deformation are effectively suppressed.
[0037]
According to the gas turbine combustor of the present invention (Claim 4), the combustor outlet is cooled by impingement cooling, film cooling, and convection cooling. In comparison, the combustor outlet can be cooled more effectively. In addition, according to the gas turbine combustor according to the present invention (Claim 5), the combustor outlet is impingement cooled to suppress burning and thermal deformation.
[0038]
Further, according to the gas turbine combustor according to the present invention (Claim 6), the cooling air after the convection cooling is used for film cooling of the combustion passage, so that even a small amount of cooling air is effectively cooled. Thus, burnout and thermal deformation at the outlet of the combustor can be effectively suppressed.
[0039]
Further, according to the gas turbine combustor according to the present invention (Claim 7), the air chamber accumulates the cooling air after impingement cooling and supplies it as a refrigerant used in the next cooling step. It can be used effectively and the cooling efficiency can be improved.
[0040]
According to the gas turbine combustor of the present invention (Claim 8), the cooling air is convectively cooled at the combustor outlet and then blown out from the outer edge of the opening to the combustion passage. Therefore, the cooling air can be used not only for cooling the combustor outlet, but also for burning near the outer edge of the opening and cooling the turbine first stage stationary blades, and the refrigerant can be used efficiently.
[0041]
Moreover, according to the gas turbine combustor (Claim 9) of the present invention, the impingement hole is formed in the seal member that seals the combustor outlet and the turbine combustion passage. Impingement cooling can be performed with respect to the peripheral wall surface in the vicinity, and the vicinity of the opening where the burnout is remarkable can be effectively cooled.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a side sectional view showing a gas turbine combustor according to a first embodiment of the present invention.
FIG. 2 is an impingement hole of the impingement ring.
FIG. 3 is a film cooling hole of a transition piece.
FIG. 4 is an opening of a tail tube.
FIG. 5 is a modification of the gas turbine combustor shown in FIG. 1;
FIG. 6 is a side sectional view showing a gas turbine combustor according to a second embodiment of the present invention.
7 is an enlarged cross-sectional view of the vicinity of the combustor opening shown in FIG. 2;
FIG. 8 is a side sectional view showing a modification of the gas turbine combustor shown in FIG. 2;
FIG. 9 is a seal member.
FIG. 10 is an overall configuration diagram of a conventional gas turbine combustor.
FIG. 11 is a perspective view of a transition piece.
FIG. 12 is an enlarged cross-sectional view of the vicinity of the exit portion of the tail tube.
FIG. 13 is an opening of a transition piece.
[Explanation of symbols]
1 Air chamber
4 Impinge ring
6 Impingement hole
8 Film cooling holes
9 Air passage
12 Slit
13 Clearance
14 Cylindrical part of seal member
15 Covering member

Claims (7)

タービンの燃焼通路に燃焼ガスを吹き出す燃焼器出口の外周に形成されると共に、圧縮機で圧縮された冷却空気を前記燃焼器出口の外周壁面に沿って流して対流冷却を行う対流冷却手段と、
前記燃焼器出口の壁に設けられると共に、前記燃焼器出口の外周壁面に沿って流れる冷却空気を前記燃焼器出口の内部に取り込んで吹き出し、前記燃焼器出口の内周壁面上に冷却空気の膜を形成する複数のフィルム冷却孔を有するフィルム冷却手段とを含み、且つ、
前記対流冷却手段および前記フィルム冷却手段が前記燃焼器出口を両側の壁面から冷却すると共に、前記対流冷却手段が前記燃焼器出口の開口端部の外周を囲んで前記燃焼器出口の開口部との間に冷却空気の通路を形成する被覆部材から成ることを特徴とするガスタービン燃焼器。Convection cooling means formed on the outer periphery of the combustor outlet for blowing combustion gas into the combustion passage of the turbine, and performing convection cooling by flowing cooling air compressed by the compressor along the outer peripheral wall surface of the combustor outlet;
Cooling air which is provided on the wall of the combustor outlet and flows along the outer peripheral wall surface of the combustor outlet is taken into the combustor outlet and blown out, and a film of cooling air is formed on the inner peripheral wall surface of the combustor outlet. A film cooling means having a plurality of film cooling holes to form, and
The convection cooling means and the film cooling means cool the combustor outlet from the wall surfaces on both sides , and the convection cooling means surrounds the outer periphery of the opening end of the combustor outlet and the opening of the combustor outlet. A gas turbine combustor comprising a covering member forming a passage for cooling air therebetween . タービンの燃焼通路に燃焼ガスを吹き出す燃焼器出口の外周に形成されると共に、圧縮機で圧縮された冷却空気を前記燃焼器出口の外周壁面に沿って流して対流冷却を行う対流冷却手段と、Convection cooling means formed on the outer periphery of the combustor outlet for blowing combustion gas into the combustion passage of the turbine, and performing convection cooling by flowing cooling air compressed by the compressor along the outer peripheral wall surface of the combustor outlet;
前記燃焼器出口の壁に設けられると共に、前記燃焼器出口の外周壁面に沿って流れる冷却空気を前記燃焼器出口の内部に取り込んで吹き出し、前記燃焼器出口の内周壁面上に冷却空気の膜を形成する複数のフィルム冷却孔を有するフィルム冷却手段とを含み、前記対流冷却手段および前記フィルム冷却手段が前記燃焼器出口を両側の壁面から冷却し、且つ、  Cooling air which is provided on the wall of the combustor outlet and flows along the outer peripheral wall surface of the combustor outlet is taken into the combustor outlet and blown out, and a film of cooling air is formed on the inner peripheral wall surface of the combustor outlet. A film cooling means having a plurality of film cooling holes to form the convection cooling means and the film cooling means to cool the combustor outlet from both side walls, and
前記燃焼器出口を支持すると共にスリットを有するシール支持部を備え、前記圧縮機からの冷却空気が前記シール支持部のスリットを介して前記対流冷却手段に供給される請求項１に記載のガスタービン燃焼器。  The gas turbine according to claim 1, further comprising a seal support portion that supports the combustor outlet and has a slit, and wherein cooling air from the compressor is supplied to the convection cooling means through the slit of the seal support portion. Combustor. 前記フィルム冷却手段および前記対流冷却手段の双方が前記燃焼器出口を冷却した後の冷却空気をタービンのシュラウドに供給する請求項１または２に記載のガスタービン燃焼器。  The gas turbine combustor according to claim 1 or 2, wherein cooling air after both the film cooling means and the convection cooling means cool the combustor outlet is supplied to a turbine shroud. 前記対流冷却後の空気を、前記燃焼器出口の開口部外縁に形成した隙間から前記タービンシュラウドの内壁に沿って吹き出し、この内壁の表面に冷却空気の膜を形成し得る空気膜形成手段を有することを特徴とする請求項１〜３のいずれか一つに記載のガスタービン燃焼器。  Air film forming means capable of blowing out the air after the convection cooling along the inner wall of the turbine shroud from a gap formed at the outer edge of the opening of the combustor outlet and forming a film of cooling air on the surface of the inner wall. The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 3. タービンの燃焼通路に燃焼ガスを吹き出す燃焼器出口の外周に設けられると共に、圧縮機で圧縮された冷却空気を前記燃焼器出口の外周壁面に噴出して衝突させる複数のインピンジ孔を有するインピンジ冷却手段を備え、且つ、前記インピンジ孔から噴出して前記外周壁面に衝突した冷却空気を溜めると共に、この溜めた冷却空気を前記対流冷却手段もしくは前記フィルム冷却手段に供給する空気室を設けたことを特徴とする請求項１〜４のいずれか一つに記載のガスタービン燃焼器。  Impingement cooling means provided on the outer periphery of the combustor outlet for blowing combustion gas into the combustion passage of the turbine, and having a plurality of impingement holes for jetting and colliding cooling air compressed by the compressor onto the outer peripheral wall surface of the combustor outlet And an air chamber is provided that collects cooling air that has been ejected from the impingement hole and collided with the outer peripheral wall surface, and that supplies the accumulated cooling air to the convection cooling means or the film cooling means. The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 4. 前記対流冷却手段は、前記燃焼器出口の外周を覆って設置されると共に、前記燃焼器出口の開口部外縁に隙間を形成しつつ前記燃焼器出口の外周面上に前記冷却空気の通路を形成する被覆部材であることを特徴とする請求項１〜５のいずれか一つに記載のガスタービン燃焼器。  The convection cooling means is installed so as to cover the outer periphery of the combustor outlet, and forms a passage for the cooling air on the outer peripheral surface of the combustor outlet while forming a gap at the outer edge of the opening of the combustor outlet. The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 5, wherein the gas turbine combustor is a covering member. さらに、前記冷却空気を前記燃焼器出口の開口部付近の外周壁面に噴出して衝突させる複数のインピンジ孔を有し、且つ、前記燃焼器出口の外周を覆いつつ前記燃焼器出口から前記燃焼通路の入口に渡して設置されると共に前記燃焼通路と前記燃焼器出口との隙間を封止するシール部材を、含むことを特徴とする請求項１〜６のいずれか一つに記載のガスタービン燃焼器。  And a plurality of impingement holes for causing the cooling air to be jetted to and collide with an outer peripheral wall surface near the opening of the combustor outlet, and covering the outer periphery of the combustor outlet from the combustor outlet to the combustion passage. The gas turbine combustion according to any one of claims 1 to 6, further comprising: a seal member that is installed across an inlet of the fuel cell and seals a gap between the combustion passage and the combustor outlet. vessel.
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