JP3999803B2 - gas turbine - Google Patents

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Description

この発明は、圧力比が20以上で運転するガスタービンに係り、特に、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができるガスタービンに関するものである。   The present invention relates to a gas turbine that operates at a pressure ratio of 20 or more, and more particularly to a gas turbine that can reliably prevent a decrease in turbine efficiency due to shock wave loss.

ガスタービンについて、図7を参照して説明する。ガスタービンは、一般に、ケーシング(翼環ないし車室など)1に円環に配列された複数段(この例では4段)の静翼1C〜4Cと、ロータ(ハブないしベースなど)2に円環に配列された複数段(この例では4段)の動翼1S〜4Sとを備える。なお、図7は、1段の静翼1Cおよび動翼1Sと、4段、すなわち、最終段の静翼4Cおよび動翼4S(実線の長円で囲まれた部分)とが図示されている。   The gas turbine will be described with reference to FIG. Generally, a gas turbine has a plurality of stages (four stages in this example) of stationary blades 1C to 4C arranged in a ring in a casing (blade ring or casing) 1 and a rotor (hub or base) 2 in a circle. A plurality of stages (four stages in this example) of moving blades 1S to 4S arranged in a ring. FIG. 7 illustrates the first stage stationary blade 1C and the moving blade 1S, and the fourth stage, that is, the last stage stationary blade 4C and the moving blade 4S (the portion surrounded by the solid oval). .

近年、ガスタービンにおいては、たとえば、全段の圧力比が20以上と大きく(π≧20)、かつ、タービン入口ガス温度が1450°C以上と高温である(TIT≧1450°C)ガスタービンが主流となっている。このガスタービンにおいては、最終段の圧力比が必然的に2.0以上と大きくなる(π≧2)。   In recent years, in gas turbines, for example, gas turbines having a large pressure ratio of 20 or more (π ≧ 20) and a turbine inlet gas temperature as high as 1450 ° C. or higher (TIT ≧ 1450 ° C.) It has become mainstream. In this gas turbine, the pressure ratio in the final stage is inevitably increased to 2.0 or more (π ≧ 2).

前記最終段の圧力比が2.0以上と大きくなると、図8に示すように、最終段動翼4Sの平均流出マッハ数(M2)が0.95以上から1.2以下の範囲となる(0.95≦M2≦1.2)。このために、衝撃波損失によって、最終段動翼4Sの全圧損失係数が急増する領域に入る。このことは、タービン効率の低下を意味することとなる。なお、図8において、矢印A方向のマッハ数がM2<0.95の範囲は、低負荷の従来の発電用ガスタービン、航空用ガスタービンの範囲を示す。また、矢印B方向のマッハ数がM2>1.2の範囲は、蒸気タービンの範囲を示す。   When the pressure ratio of the final stage increases to 2.0 or more, as shown in FIG. 8, the average outflow Mach number (M2) of the final stage moving blade 4S is in the range of 0.95 or more to 1.2 or less ( 0.95 ≦ M2 ≦ 1.2). For this reason, it enters the region where the total pressure loss coefficient of the final stage moving blade 4S rapidly increases due to shock wave loss. This means a decrease in turbine efficiency. In FIG. 8, the range in which the Mach number in the direction of arrow A is M2 <0.95 indicates the range of a conventional low-load power generation gas turbine and aviation gas turbine. The range where the Mach number in the direction of arrow B is M2> 1.2 indicates the range of the steam turbine.

以下、前記衝撃波によるタービン効率の低下のメカニズムを図9、図10(A)および(B)を参照して説明する。前記最終段動翼4Sは、前縁3と、後縁4と、前記前縁3と前記後縁4を結ぶ腹面5および背面6とから構成されている。なお、図9において、白抜き矢印は、最終段動翼4Sの回転方向を示す。また、図10(A)は最終段動翼のチップ側の断面の説明図、図10(B)は最終段動翼のチップ側における翼表面マッハ数分布の説明図である。   Hereinafter, the mechanism of the turbine efficiency reduction by the shock wave will be described with reference to FIG. 9, FIG. 10 (A) and FIG. 10 (B). The final stage moving blade 4 </ b> S includes a front edge 3, a rear edge 4, and an abdominal surface 5 and a back surface 6 that connect the front edge 3 and the rear edge 4. In FIG. 9, the white arrow indicates the direction of rotation of the final stage moving blade 4S. FIG. 10A is an explanatory diagram of a section on the tip side of the final stage moving blade, and FIG. 10B is an explanatory diagram of a blade surface Mach number distribution on the tip side of the final stage moving blade.

全段の圧力比が大きくなると、最終段の圧力比が大きくなり、最終段動翼4Sにおけるマッハ数が大きくなる。特に、図10(B)の翼表面マッハ数分布に示すように、最終段動翼4Sの背面6側のマッハ数が大きくなる。そのマッハ数が1を超えると、図9に示すように、衝撃波7が発生する。この衝撃波7の発生により、最終段動翼4Sの背面6側のうち、前記衝撃波7の後から後縁4までの範囲において、境界層8(図9および図10(A)中の斜線が施された部分)が発生する。この境界層8は、前記マッハ数の増大に伴なって肥大する。この境界層8の肥大化により、圧力損失が大きくなって、タービン効率が低下する。すなわち、前記境界層8により、燃焼ガスGの流れが乱れて、タービン効率が低下する。   When the pressure ratio of all stages increases, the pressure ratio of the final stage increases, and the Mach number in the final stage moving blade 4S increases. In particular, as shown in the blade surface Mach number distribution of FIG. 10B, the Mach number on the back surface 6 side of the final stage moving blade 4S increases. When the Mach number exceeds 1, a shock wave 7 is generated as shown in FIG. Due to the generation of the shock wave 7, the boundary layer 8 (in FIG. 9 and FIG. 10A) is hatched in the range from the rear of the shock wave 7 to the rear edge 4 on the back surface 6 side of the final stage moving blade 4S. Part) occurs. The boundary layer 8 is enlarged as the Mach number increases. Due to the enlargement of the boundary layer 8, the pressure loss increases, and the turbine efficiency decreases. That is, the boundary layer 8 disturbs the flow of the combustion gas G, and the turbine efficiency is reduced.

前記衝撃波によるタービン効率の低下は、前記最終段動翼4Sのうち、特に、チップ側の部分(たとえば、図7中、破線の長円で囲まれた部分)において、顕著に現れる。   The decrease in turbine efficiency due to the shock wave is particularly noticeable in the tip-side moving blade 4S, particularly in the tip side portion (for example, the portion surrounded by the broken ellipse in FIG. 7).

この種のガスタービンは、従来からある(たとえば、特許文献1)。ところが、従来のガスタービンは、圧力比が20以上で運転する場合において、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことが考慮されていない。   This type of gas turbine is conventionally known (for example, Patent Document 1). However, when the conventional gas turbine is operated at a pressure ratio of 20 or more, it is not considered to reliably prevent a decrease in turbine efficiency due to shock wave loss.

特開平11−101131号公報JP-A-11-101131

この発明が解決しようとする問題点は、従来のガスタービンでは、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことが考慮されていないという点にある。   The problem to be solved by the present invention is that the conventional gas turbine does not take into account the prevention of a decrease in turbine efficiency due to shock wave loss.

この発明(請求項1に記載の発明)は、ガスタービンの最終流出側と連通するディフューザ通路を形成するダクトのうち、最終段の動翼のチップ側に対向する端部を起点としてその端部から所定距離までの部分のケーシング側のダクト壁を、ケーシング側からロータ側に近づくように傾斜させた、ことを特徴とする。 This invention (invention according to claim 1) is a duct that forms a diffuser passage communicating with a final outflow side of a gas turbine, and an end thereof starting from an end facing the tip side of a final stage moving blade. The duct wall on the casing side of the portion from the distance to the predetermined distance is inclined so as to approach the rotor side from the casing side .

この発明(請求項1に記載の発明)のガスタービンは、ディフューザ通路のうち、ケーシング側からロータ側に近づくように傾斜させたケーシング側のダクト壁における圧力が大きくなる。このために、ケーシング側のダクト壁と対向する最終段動翼のチップ流出側の圧力が大きくなるので、最終段動翼のチップ側における圧力比が小さくなる。これにより、最終段動翼におけるマッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。また、最終段動翼のハブ側の圧力比は、変わらないので、最終段のハブ側の反動度(動翼の圧力比/段の圧力比)は、変わらない。このために、最終段動翼のチップ側における圧力比が小さくなることによって、最終段のチップ側の反動度が小さくなっても、タービン設計上、特に問題はない。 In the gas turbine according to the present invention (the invention described in claim 1), the pressure in the duct wall on the casing side that is inclined so as to approach the rotor side from the casing side in the diffuser passage increases. For this reason, since the pressure on the tip outflow side of the final stage moving blade facing the duct wall on the casing side increases, the pressure ratio on the tip side of the final stage moving blade decreases. As a result, the Mach number in the last stage blade can be suppressed to a small value, and a decrease in turbine efficiency due to shock wave loss can be reliably prevented. Further, since the pressure ratio on the hub side of the final stage moving blade does not change, the reaction degree on the hub side of the final stage (pressure ratio of the moving blade / pressure ratio of the stage) does not change. For this reason, there is no particular problem in the turbine design even if the reaction ratio on the tip side of the final stage is reduced by reducing the pressure ratio on the tip side of the final stage rotor blade.

以下、この発明にかかるガスタービンの実施例の7例を図1〜図6を参照して説明する。なお、この実施例によりこのガスタービンが限定されるものではない。   Hereinafter, seven examples of embodiments of the gas turbine according to the present invention will be described with reference to FIGS. The gas turbine is not limited by this embodiment.

図1(A)および(B)は、この発明にかかるガスタービンの実施例1を示す。図中、図7〜図10と同符号は同一のものを示す。   1A and 1B show Example 1 of a gas turbine according to the present invention. In the figure, the same reference numerals as those in FIGS.

図1(A)は、最終段の圧力測定の説明図である。図において、点P1は、最終段静翼4Cのチップ流入側における圧力測定点を示す。点P2は、最終段静翼4Cのチップ流出側および最終段動翼4Sのチップ流入側における圧力測定点を示す。点P3は、最終段動翼4Sのチップ流出側における圧力測定点を示す。点P4は、最終段静翼4Cのミーン流入側における圧力測定点を示す。点P5は、最終段静翼4Cのミーン流出側および最終段動翼4Sのミーン流入側における圧力測定点を示す。点P6は、最終段動翼4Sのミーン流出側における圧力測定点を示す。   FIG. 1A is an explanatory diagram of pressure measurement at the final stage. In the drawing, a point P1 indicates a pressure measurement point on the tip inflow side of the final stage stationary blade 4C. Point P2 indicates a pressure measurement point on the tip outflow side of the final stage stationary blade 4C and the tip inflow side of the final stage moving blade 4S. Point P3 indicates a pressure measurement point on the tip outflow side of the final stage moving blade 4S. Point P4 indicates a pressure measurement point on the mean inflow side of the final stage stationary blade 4C. Point P5 indicates a pressure measurement point on the mean outlet side of the final stage stationary blade 4C and the mean inlet side of the final stage moving blade 4S. Point P6 indicates a pressure measurement point on the mean outlet side of the final stage moving blade 4S.

図1(B)は、図1(A)の圧力測定に基づいて作成した圧力比の説明図である。図において、ΔP4Sは、最終段動翼4Sのチップ側における圧力差すなわち圧力比を示す。ΔP4S′は、最終段動翼4Sのミーン側における圧力差すなわち圧力比(平均的な圧力比)を示す。ΔP4Cは、最終段静翼4Cのチップ側における圧力差すなわち圧力比を示す。ΔP4C′は、最終段静翼4Cのミーン側における圧力差すなわち圧力比(平均的な圧力比)を示す。ΔP4C、4Sは、最終段のチップ側における圧力差すなわち圧力比を示す。ΔP4C′、4S′は、最終段のミーン側における圧力差すなわち圧力比(平均的な圧力比)を示す。   FIG. 1B is an explanatory diagram of a pressure ratio created based on the pressure measurement of FIG. In the figure, ΔP4S indicates a pressure difference, that is, a pressure ratio on the tip side of the final stage moving blade 4S. ΔP4S ′ represents a pressure difference, that is, a pressure ratio (average pressure ratio) on the mean side of the final stage moving blade 4S. ΔP4C indicates a pressure difference, that is, a pressure ratio on the tip side of the final stage stationary blade 4C. ΔP4C ′ indicates a pressure difference, that is, a pressure ratio (average pressure ratio) on the mean side of the final stage stationary blade 4C. ΔP4C and 4S indicate a pressure difference, that is, a pressure ratio on the tip side of the final stage. ΔP4C ′ and 4S ′ indicate the pressure difference, that is, the pressure ratio (average pressure ratio) on the mean side of the final stage.

この実施例1のガスタービンは、圧力比が20以上(π≧20)で運転するガスタービンにおいて、最終段動翼4Sのチップ側の圧力差が0.15MPa以下(ΔP≦0.15MPa)である。   In the gas turbine according to the first embodiment, in a gas turbine operated at a pressure ratio of 20 or more (π ≧ 20), the pressure difference on the tip side of the final stage moving blade 4S is 0.15 MPa or less (ΔP ≦ 0.15 MPa). is there.

この実施例1のガスタービンは、最終段動翼4Sのチップ側の圧力差ΔP、すなわち、図1(B)に示すように、最終段動翼4Sのチップ側の圧力比ΔP4Sを平均的圧力比ΔP4S´よりも小さくすることができる。この結果、最終段動翼4Sにおけるマッハ数を小さく抑制することができるので、圧力比が20以上で運転するガスタービンにおいて、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。   In the gas turbine according to the first embodiment, the pressure difference ΔP on the tip side of the final stage moving blade 4S, that is, the pressure ratio ΔP4S on the tip side of the final stage moving blade 4S, as shown in FIG. It can be made smaller than the ratio ΔP4S ′. As a result, since the Mach number in the final stage moving blade 4S can be suppressed small, in a gas turbine operated at a pressure ratio of 20 or more, a decrease in turbine efficiency due to shock wave loss can be reliably prevented.

図2および図3は、この発明にかかるガスタービンの実施例2を示す。図中、図1および図7〜図10と同符号は同一のものを示す。   2 and 3 show a second embodiment of a gas turbine according to the present invention. In the figure, the same reference numerals as those in FIG. 1 and FIGS.

図2は、最終段の断面の説明図である。最終段静翼4Cは、前縁10と、後縁11と、前記前縁10と前記後縁11を結ぶ腹面12および背面13とから構成されている。図3は、最終段静翼のゲージング比を示す説明図である。   FIG. 2 is an explanatory diagram of a cross section at the final stage. The final stage stationary blade 4 </ b> C includes a front edge 10, a rear edge 11, and an abdominal surface 12 and a back surface 13 that connect the front edge 10 and the rear edge 11. FIG. 3 is an explanatory diagram showing the gauging ratio of the final stage stationary blade.

この実施例2のガスタービンは、最終段静翼4Cのゲージング比、すなわち、チップ側ゲージング/ハブ側ゲージングを0.9以下とする(チップ側ゲージング/ハブ側ゲージング≦0.9)。前記最終段静翼4Cのゲージングは、図3に示すように、チップ側からハブ側にかけて大きくなる。   In the gas turbine of the second embodiment, the gauging ratio of the final stage stationary blade 4C, that is, the tip side gauging / hub side gauging is set to 0.9 or less (tip side gauging / hub side gauging ≦ 0.9). As shown in FIG. 3, the gauging of the final stage stationary blade 4C increases from the tip side to the hub side.

前記ゲージングは、(スロート長CO/ピッチCS)で求まる。スロート長COは、隣り合う最終段静翼4Cの後縁11から背面13までの最短距離を言う。ピッチCSは、隣り合う最終段静翼4Cの前縁10間の距離、もしくは、後縁11間の距離を言う。   The gauging is obtained by (throat length CO / pitch CS). The throat length CO refers to the shortest distance from the trailing edge 11 to the back surface 13 of the adjacent last stage stationary blade 4C. The pitch CS refers to the distance between the leading edges 10 of the adjacent last stage stationary blades 4C or the distance between the trailing edges 11.

この実施例2のガスタービンは、図3に示すように、最終段静翼4Cのチップ側のゲージングをハブ側のゲージングに対して小さくする。すなわち、最終段静翼4Cのチップ側のスロート長COをハブ側のスロート長COに対して小さくする。この結果、図1(B)に示すように、最終段静翼4Cのチップ側の圧力比ΔP4Cが最終段の圧力比ΔP4C、4Sの大部分を受け持ち、最終段動翼4Sのチップ側の圧力比ΔP4Sを平均的圧力比ΔP4S′よりも小さくすることができる。このために、最終段動翼4Sにおけるマッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。   In the gas turbine of the second embodiment, as shown in FIG. 3, the gage on the tip side of the final stage stationary blade 4C is made smaller than that on the hub side. That is, the tip side throat length CO of the final stage stationary blade 4C is made smaller than the hub side throat length CO. As a result, as shown in FIG. 1B, the pressure ratio ΔP4C on the tip side of the final stage stationary blade 4C is responsible for most of the pressure ratios ΔP4C and 4S of the final stage, and the pressure ratio ΔP4S on the tip side of the final stage moving blade 4S. Can be made smaller than the average pressure ratio ΔP4S ′. For this reason, the Mach number in the final stage moving blade 4S can be suppressed to a small value, and a decrease in turbine efficiency due to shock wave loss can be reliably prevented.

また、図3に示すように、最終段静翼4Cのハブ側のゲージングをチップ側のゲージングに対して大きくする。すなわち、最終段静翼4Cのハブ側のスロート長COをチップ側のスロート長COに対して大きくすることにより、前記のチップ側と逆となり、最終段のハブ側(図7中の一点鎖線にて囲まれた部分)の反動度(動翼の圧力比/段の圧力比)を大きくすることができる。このために、最終段のチップ側のゲージングをハブ側のゲージングに対して小さくすることによって、最終段のチップ側の反動度(動翼の圧力比ΔP4S/段の圧力比ΔP4C、4S)が小さくなっても、タービン設計上、特に問題はない。   Further, as shown in FIG. 3, the gauging on the hub side of the final stage stationary blade 4C is made larger than the gauging on the tip side. That is, by increasing the throat length CO on the hub side of the final stage stationary blade 4C with respect to the throat length CO on the chip side, the tip side is reversed, and the hub side of the final stage (encircled by a one-dot chain line in FIG. 7). The reaction degree (the pressure ratio of the moving blade / the pressure ratio of the stage) can be increased. For this reason, by reducing the gauging on the tip side of the final stage relative to the gauging on the hub side, the reaction degree on the tip side of the final stage (the pressure ratio ΔP4S of the blade / the pressure ratio ΔP4C, 4S of the stage) is small. However, there is no particular problem in the turbine design.

また、この実施例2のガスタービンは、図3に示す最終段静翼4Cのゲージング比をパラメータとすることにより、タービン設計が簡便化される。   Further, in the gas turbine of the second embodiment, the turbine design is simplified by using the gauging ratio of the final stage stationary blade 4C shown in FIG. 3 as a parameter.

この実施例3のガスタービンは、図2に示すように、最終段静翼4Cの流出角α2比(チップ側流出角/ハブ側流出角)を0.85以上とする(チップ側流出角/ハブ側流出角≧0.85)。   In the gas turbine of the third embodiment, as shown in FIG. 2, the outflow angle α2 ratio (tip side outflow angle / hub side outflow angle) of the final stage stationary blade 4C is 0.85 or more (tip side outflow angle / hub side). Outflow angle ≧ 0.85).

この実施例3のガスタービンは、前記実施例2のガスタービンと同様に、最終段静翼4Cのチップ側の流出角α2をハブ側の流出角α2に対して大きくする。この結果、図1(B)に示すように、最終段静翼4Cのチップ側の圧力比ΔP4Cが最終段の圧力比ΔP4C、4Sの大部分を受け持ち、最終段動翼4Sのチップ側の圧力比ΔP4Sを平均的圧力比ΔP4S′よりも小さくすることができる。このために、最終段動翼4Sにおけるマッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。   In the gas turbine according to the third embodiment, the outflow angle α2 on the tip side of the final stage stationary blade 4C is made larger than the outflow angle α2 on the hub side in the same manner as the gas turbine of the second embodiment. As a result, as shown in FIG. 1B, the pressure ratio ΔP4C on the tip side of the final stage stationary blade 4C is responsible for most of the pressure ratios ΔP4C and 4S of the final stage, and the pressure ratio ΔP4S on the tip side of the final stage moving blade 4S. Can be made smaller than the average pressure ratio ΔP4S ′. For this reason, the Mach number in the final stage moving blade 4S can be suppressed to a small value, and a decrease in turbine efficiency due to shock wave loss can be reliably prevented.

また、最終段静翼4Cのハブ側の流出角α2をチップ側の流出角α2に対して小さくすることにより、前記のチップ側と逆となり、最終段のハブ側の反動度(動翼の圧力比/段の圧力比)を大きくすることができる。このために、最終段のチップ側の流出角α2をハブ側の流出角α2に対して大きくすることによって、最終段のチップ側の反動度(動翼の圧力比ΔP4S/段の圧力比ΔP4C、4S)が小さくなっても、タービン設計上、特に問題はない。   Further, by reducing the outflow angle α2 on the hub side of the final stage stationary blade 4C with respect to the outflow angle α2 on the tip side, it becomes opposite to the tip side, and the degree of reaction on the hub side of the final stage (the pressure ratio of the moving blade / The pressure ratio of the stage can be increased. For this purpose, the final stage tip-side outflow angle α2 is made larger than the hub-side outflow angle α2, so that the final stage tip-side reaction degree (the pressure ratio ΔP4S of the blades / the pressure ratio ΔP4C of the stage) Even if 4S) is reduced, there is no particular problem in the turbine design.

また、この実施例3のガスタービンは、前記実施例2のガスタービンと同様に、最終段静翼4Cの流出角α2比をパラメータとすることにより、タービン設計が簡便化される。   Further, in the gas turbine of the third embodiment, similarly to the gas turbine of the second embodiment, the turbine design is simplified by using the outflow angle α2 ratio of the final stage stationary blade 4C as a parameter.

実施例4のガスタービンは、最終段動翼4Sの流出側ボス比(ハブ半径R1/チップ半径R2)を0.4以上0.65以下とする(0.4≦ハブ半径/チップ半径≦0.65)。なお、ハブ半径R1およびチップ半径R2は図7を参照。   In the gas turbine of the fourth embodiment, the outflow side boss ratio (hub radius R1 / tip radius R2) of the final stage moving blade 4S is set to 0.4 to 0.65 (0.4 ≦ hub radius / tip radius ≦ 0). .65). Refer to FIG. 7 for the hub radius R1 and the tip radius R2.

この実施例4のガスタービンは、最終段動翼4Sの流出側ボス比を0.4〜0.65の範囲に定めるものである。この結果、前記実施例2のガスタービンの最終段静翼4Cのゲージング比および前記実施例3のガスタービンの最終段静翼4Cの流出角α2比を適正に定めることができる。   In the gas turbine of the fourth embodiment, the outflow side boss ratio of the final stage moving blade 4S is set in the range of 0.4 to 0.65. As a result, the gauging ratio of the last stage stationary blade 4C of the gas turbine of the second embodiment and the outflow angle α2 ratio of the last stage stationary blade 4C of the gas turbine of the third embodiment can be appropriately determined.

実施例5のガスタービンは、最終段の平均反動度を0.3以上0.6以下とする(0.3≦反動度≦0.6)。   In the gas turbine of the fifth embodiment, the average reaction degree of the final stage is set to 0.3 or more and 0.6 or less (0.3 ≦ reaction degree ≦ 0.6).

この実施例5のガスタービンは、最終段の平均反動度を0.3〜0.6の範囲に定めることにより、最終段の平均反動度を十分に保つことができ、タービン設計上、特に問題はない。   In the gas turbine of the fifth embodiment, by setting the average reaction degree of the final stage in the range of 0.3 to 0.6, the average reaction degree of the final stage can be sufficiently maintained, which is particularly problematic in terms of turbine design. There is no.

実施例6のガスタービンは、図2に示すように、隣り合う最終段動翼4Sの背面6のスロートSOから後縁4までの曲率(最終段動翼4SのピッチSS/スロートSOから後縁4までの背面6の曲率半径Se)を0以上0.15以下とする(0≦最終段動翼4SのピッチSS/スロートSOから後縁4までの背面6の曲率半径Se≦0.15)。   As shown in FIG. 2, the gas turbine of the sixth embodiment has a curvature from the throat SO to the trailing edge 4 of the rear surface 6 of the adjacent last stage moving blade 4S (the pitch SS of the last stage moving blade 4S / the throat SO to the trailing edge). The curvature radius Se of the back surface 6 up to 4 is set to 0 or more and 0.15 or less (0 ≦ pitch SS of the last stage blade 4S / throat SO to the curvature radius Se ≦ 0.15 of the back surface 6 from the trailing edge 4). .

この実施例6のガスタービンは、最終段動翼4Sの背面6のスロートSOから後縁6までの曲率を0以上0.15以下の範囲に定めるものである。この結果、前記実施例2のガスタービンの最終段静翼4Cのゲージング比および前記実施例3のガスタービンの最終段静翼4Cの流出角α2比を適正に定めることができる。   In the gas turbine of the sixth embodiment, the curvature from the throat SO to the trailing edge 6 of the back surface 6 of the final stage moving blade 4S is set in the range of 0 to 0.15. As a result, the gauging ratio of the last stage stationary blade 4C of the gas turbine of the second embodiment and the outflow angle α2 ratio of the last stage stationary blade 4C of the gas turbine of the third embodiment can be appropriately determined.

図4〜図6は、この発明にかかるガスタービンの実施例7を示す。図中、図1〜図3および図7〜図10と同符号は同一のものを示す。   4 to 6 show a seventh embodiment of the gas turbine according to the present invention. 1 to 3 and FIGS. 7 to 10 denote the same parts in the figure.

図において、14は、ガスタービンの最終流出側と連通するディフューザ通路15を形成するダクトである。このダクト14は、たとえば、排ガスボイラー(図示せず)に接続されている。   In the figure, reference numeral 14 denotes a duct that forms a diffuser passage 15 communicating with the final outflow side of the gas turbine. This duct 14 is connected to, for example, an exhaust gas boiler (not shown).

前記ダクト14のうち、最終段動翼4Sのチップ側に対向する端部を起点としてその端部から所定距離Lまでの部分のケーシング側のダクト壁16を、ガスタービンの軸O−Oに対して内側に絞る(0°θ≦5°)。すなわち、前記ケーシング側のダクト壁16を、ケーシング側からロータ側に近づくように傾斜させる。 Of the duct 14, the duct wall 16 on the casing side of the end portion facing the tip side of the final stage moving blade 4 </ b> S from the end portion to a predetermined distance L is connected to the axis OO of the gas turbine. squeeze the side Te (0 ° <θ ≦ 5 ° ). That is, the duct wall 16 on the casing side is inclined so as to approach the rotor side from the casing side.

ここで、前記ダクト壁16の距離Lは、最終段動翼4Sのチップ側の翼弦長Cの0.5倍以上3倍以下とする(0.5C≦L≦3C)。また、前記ダクト壁16の下流側のダクト壁17、18、19をたとえば2段階に折り曲げて従前のダクト(図4および図5中の二点鎖線にて示す)と同様の傾斜とする。   Here, the distance L of the duct wall 16 is 0.5 to 3 times the chord length C on the tip side of the final stage moving blade 4S (0.5C ≦ L ≦ 3C). Further, the duct walls 17, 18, and 19 on the downstream side of the duct wall 16 are bent in, for example, two stages so as to have the same inclination as that of the conventional duct (indicated by a two-dot chain line in FIGS. 4 and 5).

この実施例7のガスタービンは、ディフューザ通路15のうち、ケーシング側からロータ側に近づくように傾斜させたケーシング側のダクト壁16における圧力(図4中の破線の円にて示す)が大きくなる。このために、前記ケーシング側のダクト壁16と対向する最終段動翼4Sのチップ流出側の圧力P3が大きくなるので、最終段動翼4Sのチップ側における圧力比ΔP4Sが小さくなる。これにより、最終段動翼におけるマッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。 In the gas turbine of the seventh embodiment, in the diffuser passage 15, the pressure (indicated by a broken-line circle in FIG. 4) in the casing-side duct wall 16 that is inclined so as to approach the rotor side from the casing side increases. . For this reason, since the pressure P3 on the tip outflow side of the final stage moving blade 4S facing the duct wall 16 on the casing side increases, the pressure ratio ΔP4S on the tip side of the final stage moving blade 4S decreases. As a result, the Mach number in the last stage blade can be suppressed to a small value, and a decrease in turbine efficiency due to shock wave loss can be reliably prevented.

また、最終段動翼4Sのハブ側の圧力比は、変わらないので、最終段のハブ側の反動度(動翼の圧力比/段の圧力比)は、変わらない。このために、最終段動翼4Sのチップ側における圧力比ΔP4Sが小さくなることによって、最終段のチップ側の反動度(動翼の圧力比ΔP4S/段の圧力比ΔP4C、4S)が小さくなっても、タービン設計上、特に問題はない。   Further, since the pressure ratio on the hub side of the final stage moving blade 4S does not change, the reaction degree on the hub side of the final stage (pressure ratio of the moving blade / pressure ratio of the stage) does not change. For this reason, the pressure ratio ΔP4S on the tip side of the final stage moving blade 4S becomes small, and the reaction degree on the tip side of the final stage (pressure ratio ΔP4S of the blade / stage pressure ratio ΔP4C, 4S) becomes small. However, there is no particular problem in the turbine design.

この発明のガスタービンの実施例1〜7を示す圧力測定およびその圧力測定に基づく圧力比の説明図である。It is explanatory drawing of the pressure ratio based on the pressure measurement which shows Examples 1-7 of the gas turbine of this invention, and the pressure measurement. 最終段の断面の説明図である。It is explanatory drawing of the cross section of the last stage. 最終段静翼のゲージングの説明図である。It is explanatory drawing of the gauging of the last stage stationary blade. この発明のガスタービンの実施例7を示す一部断面図である。It is a partial cross section figure which shows Example 7 of the gas turbine of this invention. 同じく、一部拡大断面図である。Similarly, it is a partially expanded sectional view. 同じく、圧力比の説明図である。Similarly, it is explanatory drawing of a pressure ratio. 一般のガスタービンを示す説明図である。It is explanatory drawing which shows a general gas turbine. タービン最終段動翼の平均流出マッハ数と全圧損失係数との相対関係を示すグラフである。It is a graph which shows the relative relationship between the average outflow Mach number of a turbine last stage moving blade, and a total pressure loss coefficient. 図7におけるIX−IX線断面図である。It is the IX-IX sectional view taken on the line in FIG. 最終段動翼のチップ側の断面および最終段動翼のチップ側における翼表面マッハ数分布の説明図である。It is explanatory drawing of the blade | wing surface Mach number distribution in the cross section of the tip side of a last stage rotor blade, and the tip side of a last stage rotor blade.

符号の説明Explanation of symbols

1 ケーシング
2 ロータ
1C〜4C 静翼
1S〜4S 動翼
3 動翼の前縁
4 動翼の後縁
5 動翼の腹面
6 動翼の背面
7 衝撃波
8 境界層
10 静翼の前縁
11 静翼の後縁
12 静翼の腹面
13 静翼の背面
14 ダクト
15 ディフューザ通路
16〜19 ダクト壁
P1〜P6 圧力測定点
ΔP4C 最終段静翼のチップ側の圧力比
ΔP4C′ 最終段静翼のミーン側の圧力比(平均的圧力比)
ΔP4S 最終段動翼のチップ側の圧力比
ΔP4S′ 最終段動翼のミーン側の圧力比(平均的圧力比)
ΔP4C、4S 最終段のチップ側の圧力比
ΔP4C′、4S′ 最終段のミーン側の圧力比(平均的な圧力比)
R1 ハブ側半径
R2 チップ側半径
CO 静翼のスロート長
CS 静翼のピッチ
α2 流出角
SO 動翼のスロート長
SS 動翼のピッチ
Se 曲率半径
C コード長
L ダクト壁の距離
θ ダクト壁の角度
O−O ガスタービンの軸
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Casing 2 Rotor 1C-4C Stator blade 1S-4S Rotor blade 3 Leading edge of a rotor blade 4 Trailing edge of a rotor blade 5 Abdominal surface of a rotor blade 6 Back surface of a rotor blade 7 Shock wave 8 Boundary layer 10 Leading edge of a stator blade 11 Stator blade Trailing edge 12 Vent surface of stationary blade 13 Back surface of stationary blade 14 Duct 15 Diffuser passage 16-19 Duct wall P1-P6 Pressure measurement point ΔP4C Pressure ratio of tip side of final stage stationary blade ΔP4C ′ Pressure ratio of mean side of final stage stationary blade (average Pressure ratio)
ΔP4S Pressure ratio on the tip side of the last stage blade ΔP4S 'Pressure ratio on the mean side of the last stage blade (average pressure ratio)
ΔP4C, 4S Pressure ratio on the tip side of the final stage ΔP4C ', 4S' Pressure ratio on the mean side of the final stage (average pressure ratio)
R1 Hub side radius R2 Tip side radius CO Stator blade throat length CS Stator blade pitch α2 Outflow angle SO Rotor blade throat length SS Rotor blade pitch Se Curvature radius C Cord length L Duct wall distance O Duct wall angle O -O Gas turbine shaft

Claims (1)

ケーシングに円環に配列された複数段の静翼と、ロータに円環に配列された複数段の動翼と、を備え、圧力比が20以上で運転するガスタービンにおいて、
前記ガスタービンの最終流出側と連通するディフューザ通路を形成するダクトのうち、最終段の前記動翼のチップ側に対向する端部を起点として前記端部から所定距離までの部分の前記ケーシング側のダクト壁を、前記ケーシング側から前記ロータ側に近づくように傾斜させた、ことを特徴とするガスタービン。
In a gas turbine having a plurality of stages of stationary blades arranged in a ring on a casing and a plurality of stages of moving blades arranged in a ring on a rotor, and operating at a pressure ratio of 20 or more,
Of the ducts forming the diffuser passage communicating with the final outflow side of the gas turbine, the portion of the casing side of the end portion facing the tip side of the moving blade at the final stage from the end to a predetermined distance A gas turbine, wherein a duct wall is inclined so as to approach the rotor side from the casing side .
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