JP4134513B2 - Gas turbine combustor and its lychee structure - Google Patents

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Description

技術分野
本発明は、ガスタービン燃焼器に関し、特には、その燃焼器のライチ構造に採用される技術の分野に属する。
背景技術
ガスタービンの燃焼器は、タービン部へ作動流体として送られる燃焼ガスを発生させる役目を担っている。
この燃焼器を構成する主なものは、第１４図に示すように、燃料ノズル３から吐出された燃料と空気とを予混合する予混合器と、予混合器からの予混合流体を燃焼させて燃焼ガスを生成する領域を囲う円筒形のライナ１と、これに続くタービンへの流路の役目をする尾筒（トランジションピース）２を備え、これらは外筒４とこれに接続されたケーシング５内に格納されている。
燃焼器のライナ１は円筒形をしているが、一方尾筒２は多少複雑な形状をしており、尾筒２のライナ１側入口断面形状は円形であるが、タービンノズル１０１側出口断面は矩形断面をしている。
通常ガスタービンではこのような燃焼器がタービンロータを中心として環状に、しかも等間隔で６から１４本配置されている。そして圧縮機１０２により加圧された空気はディフューザー１０３により減速され第１４図に示す矢印ａで示されるような流路をたどってライチ１部へ送られる。ライチ１部ではライナ１の冷却用の空気孔１１ｃ、燃焼温度を調整するための希釈用空気孔１１ｂ、および燃料ノズル３からライナ１内に供給される燃料を燃焼させるための燃焼用空気孔１１ａを通ってライナ１内に流入し、燃焼ノズル３から供給される燃料と空気との燃焼反応により、燃焼ガスが生成され所定の温度を得る。第１４図中矢印ｂは燃焼ガスの流れを示す。
産業用ガスタービンにおいては、環境問題への配慮から、燃焼により発生する窒素酸化物（Ｎｏｘ）を低減するように、燃料と空気を燃焼前に予混合器１５にて予め混合し、燃焼する方式を採用するが、その方式を採用したガスタービン燃焼器が第１４図に示されている。
第１４図のガスタービン燃焼器のライナ１の支持構造について以下に述べる。ライナ１の支持構造は熱伸びの吸収を目的として柔構造となっている。これによりライナ１に発生する熱応力が軽減される。従来の支持構造の多くは、第１５図のように、予混合器１５に取り付けたバネ１０にライナ１の一端に装備した入口リング１４をはめ込んで取り付け、ライナ１の他端はその他端に装備した出口リング１７に取り付けたバネ１０を尾筒２にはめ込み、さらには、第１４図のように、外筒４の内周面に１２０°の間隔をおいて設けられた支持座８に、ライナ１の外周面に同じく１２０°の間隔を保って設けられたストッパ９が挿入される構成を有している。
次にライナ１の冷却構造について述べる。ライナ１は、第１５図，第１６図，第１７図に示す様に、波板状のスリーブ１６にリップリング１２が溶接され、スリーブ１６に設けられた冷却孔１９よりライナ１内に流入した空気がライナ１をフィルム冷却する構造となっている。これらの従来構造は特開昭６２−１５９７３７号，特開昭６２−１６８９３３号に記載されている。
ガスタービンの燃焼器においてはガスタービン運転時に燃焼ガスの圧力変動を伴う燃焼振動が発生する場合がある。燃焼振動は種々の要因により発生するが、その主なものとして燃焼器ライチ部の気柱共鳴による圧力変動が挙げられる。この燃焼振動による圧力変動周波数がライチの固有振動数と一致するとライナ１は第１８図に示すがごとく振動し、変位の大きくなる箇所又は曲げモーメントが大きくなる箇所での破損の可能性があった。このため、従来は第１５図〜第１７図に示すスロット冷却ライチにおいて、第１９図に示すがごとく、単純にリブ等をライナ１の外周面に設置し、変形を抑え、応力を低減した構造が考案されている。米国特許第５４６１８６６，特開平４−１１６３１５号，特開平７−１９０３６５号にこれに類する内容が開示されている。
第１９図に示すリブ付きのスロット冷却ライチにおいて、単純にリブ等をライチに設置し、変形を抑え、応力を低減した場合には、ライナ１の外側を流れる圧縮機１０２からの吐出空気とライナ１の内側を流れる燃焼ガスとの間で温度差が大きくて、リブ設置箇所での高い熱応力の発生による低サイクル疲労破壊，リブの接合部での破壊等、ライナ１の長期信頼性を確保できない恐れがあった。
第２０図に現状技術にて危惧される破壊モードの模式図を示す。スリーブ１６は燃焼ガスの流れａにより内面を加熱され、外面は吐出空気の流れｂにより冷却される。スリーブ１６は燃焼ガスの流れｂにより過熱しないようにスリーブ１６とリップリング１２により吐出空気を導き設けられるスロット冷却空気の流れｃにより保護されている。このように保護しても、スリーブ１６は内面を加熱され径が拡大する方向に変形するが、吐出空気の流れｂに冷却されているリブ１３は温度がスリーブ１６に比べ低いため、スリーブ１６の径方向熱伸びを拘束し、第２０図に示す様な変形をする。
このため、スリーブ１６とリブ１３の接合部で高い熱応力が発生する。この場合とくにリブ１３とスリーブ１６の接合部にて破損の恐れがある。一般的にスリーブは板厚が薄く、開先をとって溶接することは難しいから、一般的にはリブ１３は第２１図に示すように両側角肉溶接３５にてスリーブ１６に接合される。
その接合によって、リブ１３の厚み方向において未溶着部３６がリブ１３の厚みのほぼ全長にわたって発生する。
未溶着部３６が存在すると、ライナ１が第１８図のような燃焼振動にさらされて変形したとき又、第２０図のように熱変形したとき、リブ１３とライナ１との接合部では、角肉溶接３５部で挟まれて拘束された部位が第２２図のように変形が生じ、未溶着部３６が亀裂となって接合部で破損する恐れがある。
また、リブ１３をそのリブ１３の厚み方向全長にわたって接合できたとしても、リブ１３の厚み方向全長は極めて短くて、接合強度が十分でない恐れがあった。つまり、リブ１３を設けたことによるリブ設置箇所での高い熱応力に対し、リブ１３設置箇所の接合強度を高める考慮がなされていない。このため、リブ１３設置箇所での高い熱応力の発生による低サイクル疲労破壊、リブ１３の接合部での破壊等、ライナ１の長期信頼性を確保できない恐れがあった。
従って、ガスタービン燃焼器の長期信頼性を確保することが求められている。
発明の開示
本発明の目的は、ガスタービン燃焼器の長期信頼性を確保することである。
本発明の目的を達成するための第１発明は、ガスタービン燃焼器のライナのスリーブ外周囲に環状にリブを配置して装備して有るガスタービン燃焼器のライナ構造において、前記リブは、フランジ面が前記スリーブの外周面に対面したフランジ部分と前記フランジ部分に対して角度を成して一体とされたウエブ部分とから成り、前記フランジ部分の前記ライナに面する面が前記ライナに固定されているガスタービン燃焼器のライナ構造であり、リブのスリーブへの固定面としてフランジ面を幅広く確保できて、リブのスリーブへの固定面を拡大してスリーブとリブとの固定部の強度を高める作用が得られ、又ウエブとフランジ両部分とによるリブの強度がウエブの高さと幅が同じ条件で有ればウエブ部分だけのものに比べて高くなるので、そのリブでライナの補強を高めてライナの変形を抑制する作用が得られるから、ガスタービン燃焼器の長期信頼性を向上できる効果が得られる。
第２発明は、ガスタービン燃焼器のライナのスリーブ外周囲に環状にリブを配置して装備して有るガスタービン燃焼器のライナ構造において、前記リブは、フランジ面が前記スリーブの外周面に対面したフランジ部分と前記フランジ部分に対して角度を成して一体とされたウエブ部分とから成り、前記リブのウエブ部分にはスリットが形成されているガスタービン燃焼器のライナ構造であり、リブのスリーブへの接合面としてフランジ面を幅広く確保してリブのスリーブへの接合面の拡大でそれらの接合部の強度を高める作用、及び、リブの強度が、ウエブの高さと幅が同じ条件で、ウエブ部分だけのものに比べて高くなるので、そのリブでスリーブの補強を高めてライナの変形を抑制する作用が得られ、それらの作用でガスタービン燃焼器の長期信頼性を向上し、さらには、リブにスリットを設けてライナ６に対する補強度合いを調整する作用が得られ、その調整により、リブによる拘束をともなって生じる熱応力を低減でき、よりガスタービン燃焼器の長期信頼性を向上できる効果が得られる。
第３発明は、第１又は第２発明において、フランジ部分がスリーブに抵抗溶接で接合されているガスタービン燃焼器のライナ構造であり、第１又は第２発明の作用効果に加えて、ライナにリブがフランジ面で接するから、従来のリブの厚みよりも幅広なフランジ面をもってリブをライナに抵抗溶接で接合できるから、そのフランジ面の幅広な範囲内で接合領域を任意に拡大して接合強度の増強作用、又は、角肉溶接の場合には、リブの幅方向２箇所となり、その２箇所に挟まれた領域は両溶接部によって自由な熱伸縮が拘束されて本願の図面第２２図のような未溶着部３６の変形が助長されるが、抵抗溶接により接合箇所をフランジ面に沿って広がりのある一箇所に集約できるから、リブ幅方向の複数箇所の接合による自由な熱伸縮の拘束が発生せずに接合部の破壊が抑制できて、ガスタービン燃焼器の長期信頼性を一層向上する効果が得られる。
第４発明は、第３発明において、抵抗溶接で接合された以外のフランジ部分がロー付けを用いてスリーブに接合されているガスタービン燃焼器のライナ構造であり、第３発明による作用効果に加えて、抵抗溶接で接合できなかったリブとスリーブ間の接合はローを流し込んでロー付けとして接合し、接合強度を強化してリブの接合部での破壊を抑制し、ガスタービン燃焼器の長期信頼性を一層向上できる効果が得られる。
第５発明は、第１又は第２発明において、フランジ部分がスリーブに機械的に締結されているガスタービン燃焼器のライナ構造であり、第１又は第２発明の作用効果に加え、リブとスリーブとの接合は機械的な接合で溶接欠陥による接合不良の懸念がなく、且つ接合面は機械的に接触しているだけだから、その接触部での摩擦減衰作用で振動応答低減作用が得られ、ガスタービン燃焼器の長期信頼性の一層の向上が図れる。
第６発明は、第１から第５発明までのいずれかの発明において、リブをライナの長さ方向の中央領域に集中配置して有るガスタービン燃焼器のライナ構造であり、第１から第５発明までのいずれかの発明の作用効果に加えて、本願図面第１８図の様にライナの長さ方向中央領域で燃焼時の変形が大きく顕著に表れることが判ったので、その中央領域にリブを集中装着して部品数が少なく効率よくライナの補強を行って、少ない部品数で効率よくガスタービン燃焼器の長期信頼性の向上が図れる。
第７発明は、空気圧縮機の周囲に複数個配置された燃料と空気との予混合器と、前記燃料と空気との反応による燃焼で生じた燃焼ガスを受け入れる尾筒と、環状のスリーブと前記スリーブの外側に流れる前記空気圧縮機からの空気を前記スリーブの内面に冷却空気として導くリップリングと前記スリーブの外周面に固定設置されたリブと前記スリーブの前記予混合器側端に装備された入口リングと反対の端に装備された出口リングとを備えたライナと、を有して前記出口リングを前記尾筒側に、前記入口リングを前記予混合器側にそれぞれバネを介して装着して前記ライナを前記予混合器と尾筒との間に装備して有るガスタービン燃焼器において、前記リブを前記スリーブに並行する部材と前記部材と角度を有して一体にされた部材にて構成し、前記スリーブに並行する部材の前記スリーブに面する面が前記スリーブに固定して有るガスタービン燃焼器であり、タービン燃焼器を構成するライナの構造に関し、ライナを構成するリブのスリーブへの固定面としてフランジ面を幅広く確保できるので、スリーブとリブとの固定部の強度を高める作用が得られ、同時に、ウエブ部分とフランジ部分とによる形状のリブの強度がウエブの高さと幅が同じ条件で有ればウエブ部分だけのものに比べて高くなるので、そのリブでライナの補強を高めてライナの変形を抑制する作用が得られ、それらの作用でライナの信頼性を高めることができ、もってガスタービン燃焼器の長期信頼性を向上できる効果が得られる。
第８発明は、第７発明において、リブとスリーブとの固定を抵抗溶接にて接合して行い、前記抵抗溶接部位以外のリブとスリーブとの接合部位をロー付けを用いて接合したガスタービン燃焼器であり、第７発明の作用効果に加えて、スリーブとリブとの固定を抵抗溶接で行い、その抵抗溶接でも接合できなかったリブとスリーブ間の接合はローを流し込んでロー付け接合し、接合強度を強化してリブの接合部での破壊を抑制してガスタービン燃焼器の長期信頼性を一層向上できる効果が得られる。
発明を実施するための最良の形態
本発明の実施例でも、ガスタービンの燃焼器は、第１４図に示す従来例と同様に、燃料ノズル３から吐出された燃料と空気とを予混合する予混合器と、予混合器からの予混合流体を燃焼させて燃焼ガスを生成する領域を囲う円筒形のライナ１と、これに続くタービンへの流路の役目をする尾筒（トランジションピース）２を備え、これらは外筒４とこれに接続されたケーシング５内に格納されている。
本発明の実施例におけるガスタービンでも、第１４図の従来例と同様に、ガスタービン燃焼器が圧縮機１０２を中心として環状に、しかも等間隔で６から１４本配置されている。そして圧縮機１０２により加圧された空気はディフューザー１０３により減速され第１４図に示す矢印ａで示されるような流路をたどってライナ１部へ送られる。ライナ１部ではライナ１の冷却用の空気孔１１ｃ，燃焼温度を調整するための希釈用空気孔１１ｂ、および燃料ノズル３からライナ１内に供給される燃料を燃焼させるための燃焼用空気孔１１ａを通ってライナ１内に流入し、燃焼ノズル３から供給される燃料と空気との燃焼反応により、燃焼ガスが生成され所定の温度を得る。第１４図中矢印ｂは燃焼ガスの流れを示す。
次にライナ１の支持構造について述べる。ライナ１の支持構造は熱伸びの吸収を目的として柔構造となっている。これによりライナ１に発生する熱応力が軽減される。本発明の実施例でも、第１図のように、予混合器１５に取り付けたバネ１０にライナ１の一端に装備した入口リング１４をはめ込んで取り付け、ライナ１の他端はその他端に装備した出口リング１７に取り付けたバネ１０を尾筒２にはめ込み、さらには、第１４図の従来例のように、外筒４の内周面に１２０°の間隔をおいて設けられたストッパ９が挿入される構成を有している。
次にライナ１の冷却構造について述べる。本発明の実施例にあっても、ライナ１は、第１図に示す様に、波板状のスリーブ１６にリップリング１７が溶接され、スリーブ１６に設けられた冷却孔１９よりライナ１内に流入した空気がライナ１をフィルム冷却する構造となっている。
上述の構成は、本発明の各実施例で共通である。
各実施例で異なる内容は、スリーブ１６に取り付けられるリブ１３の形状とスリーブに対する接合手段乃至は接合位置にある。
各実施例におけるスリーブ１６に取り付けられるリブ１３の形状とスリーブに対する接合手段乃至は接合位置は以下の通りである。
即ち、第１実施例では、第１図や第２図や第３図や第９図のように、スリーブ１６にリング状のリブ１３を有し、そのリブ１３は、スリーブ１６に並行するフランジ部分に相当する部材１３ａと、そのスリーブ１６に対し角度Ａ、即ち０°より大きく１８０°より小さい角度、を有するウエブ部分に相当する部材１３ｂにて構成し、各部材１３ａと１３ｂとはＬ字状に一体にされている。その部材１３ａとスリーブ１６の外周面とを抵抗溶接部４６にて接合することで接合長さをリブ１３の幅方向に拡大してリブ１３とスリーブ１６の接合強度を高めた構造である。リブ１３の幅方向両端もスリーブ１６へ角肉溶接３５される。
これにより、角肉溶接３５のみでリブを接合する場合に比べ、接合面積を大きくすることができ、リブ１３とスリーブ１６の接合強度を高めることができ、ライナ１の疲労強度を高め、長期信頼性を確保することができる。
さらには、ウエブ部分とフランジ部分とによる形状のリブ１３の強度がウエブの高さと幅が同じ条件で有れば第１９図から第２２図にかけて示した従来のＩ字断面のウエブ部分だけのものに比べて高くなるので、その第１実施例のリブ１３でライナ１の補強を従来以上に高めてライナの変形を抑制できる。
Ｌ字断面のリブ１３は、第１図のように、スリーブ１６乃至はライナ１の円筒軸方向の中央部領域、具体的には、第１２図で示すライナ前部領域５８とライナ後部領域６０とに挟まれたライナ中央部領域５９に装備される。
ライチ中央部領域５９に集中的に第１実施例のリブ１３を装備すれば、燃焼振動時に一番大きな変形が起こりやすい部位を補強してライナ１の大きな変形の抑制と破壊とを少ないリブ１３で効率よく抑制できる。
リブによる補強強度は従来例と同等でよい場合には、フランジ部分の強度分だけ、ウエブ部分の高さを減じたり、リブ厚みを減じたり出来、ウエブ部分の高さを減じた場合には、圧縮機からの吐出空気の流れ、第２０図中の符号ｂの抵抗要素を少なくでき、圧縮機の負荷がその分低減できる。
リブ１３とスリーブ１６との接合は、電気抵抗式スッポト溶接機を用いることが出来、その溶接機の被溶接物にあてがう溶接電極の太さをその抵抗溶接部４６の幅と同等とすれば、１回の溶接でリブの幅方向に広がりをもつ一カ所で接合できる。
また、その接合に際して、角肉溶接３５を行わないようにすれば、角肉溶接３５部位と抵抗溶接部４６との間での未溶着部３６が両溶接部位で拘束を受けることがなくなり、自由に伸縮して応力が未溶着部３６近傍で破損を起こすほどに過大に集中することがない。
リブ１３とスリーブ１６との接合に際して、抵抗溶接で接合し、抵抗溶接で接合させなかった部位にはニッケルロー付はや銀ロー付け等のローをリブ１３とスリーブ１６との接合面に流し込んでロー付け接合し、リブ１３のフランジに相当する部材１３ａの下面（フランジ面）を出来るだけ広く接合面として利用して、接合面積を拡大し、接合強度を上げる。また、リブ１３とスリーブ１６との接合に際して、拡散接合を用いても良い。
第４図に示す第２実施例のリブ１３は第１実施例のＬ字条のリブの部材１３ｂと部材１３ａにスリット１４を形成したもので、リブ１３のスリーブ１６への接合方法は第１実施例と同じである。
この第２実施例では、リブ１３にスリット１４が形成されることにより、リブ１３の強度と放熱性が変化してリブ１３とスリーブ１６との接合部での熱応力が低減できる。
第５図に示す第３実施例のリブ１３は第１実施例のＬ字条のリブの部材１３ｂにスリット１４を形成したもので、リブ１３のスリーブ１６への接合方法は第１実施例と同じである。
この第３実施例では、リブ１３の部材１３ａにスリット１４が形成されず、リブ１３の部材１３ｂにのみスリット１４が形成されることにより、リブ１３の強度と放熱性が第２実施例に比べて更に変化してリブ１３とスリーブ１６との接合部での熱応力の低減程度が第２実施例に比べて調整される。
第６図に示す第４実施例は、記述の第１実施例がリブ１３とスリーブ１６との接合に冶金的接合手段を用いたのに対して、機械的接合手段を用いた点が異なるものであって、他は記述の実施例と同じであり、リブの形状は第１実施例のリブでも第２実施例のリブでも第３実施例のリブでも使用できる。
第４実施例で用いられる機械的接合手段は、第４図のように、ボルト４４とナット４５による締結による接合手段である。
そのボルト４４は、スリーブ１６とリブ１３の部材１３ａとにあけた穴に通され、ボルト４４に螺合させたナット４５を回転させることによって、スリーブ１６とリブ１３とを締結して、スリーブ１６にリブ１３を装着する。
このような締結は、リベットを打つことによっても可能である。
このような、機械的接合によって、スリーブ１６にリブ１３を接合すると、冶金的接合に比べて、溶け込み不良や溶接割れや溶接部位の金属組織変化による信頼性の低下が回避できる。
そればかりか、締結されるリブ１３の部材１３ａ部分はスリーブ１６に広い面に渡って押し付けられてることになるので、スリーブ１６の振動をリブ１３とスリーブ１６との摩擦によって消散させ、摩擦減衰による振動応答低減効果を発揮し、ライナ１の健全性を維持できる。
第７図に示す第５実施例は、ガスタービン燃焼器のライナ１を構成するスリーブが対流冷却型スリーブ１６である場合に本発明を適用した例であり、その対流冷却型スリーブ１６の外周面には環状に従来のＩ型断面のリブ１３の中央に実施例１で示したＬ型断面のリブ１３を接合し、各リブ１３の対流冷却型スリーブ１６への装着領域は燃焼振動時の変形が最も大きく成りやすい対流冷却型スリーブ軸方向の中央領域に集中させて有る。Ｉ型断面のリブ１３は、対流冷却型スリーブ１６を製造する際に円心鋳造や機械加工等で同時に製造し、後付けの接合を施さなくて良いようにし、接合部の破断を起こしにくくする。Ｌ型断面のリブ１３の対流冷却型スリーブ１６への装着は、Ｉ型断面のリブ１３の製造と同じように対流冷却型スリーブ１６を製造する際に円心鋳造や機械加工等で同時に製造し、後付けの接合を施さなくて良いようにし、接合部の破断を起こしにくくする様にしても良いが、後付けの接合を施す様にしても良い。その後付けの接合を選択する場合には、Ｌ型断面のリブ１３の対流冷却型スリーブ１６への接合は第１実施例乃至は第４実施例と同様とする。Ｌ型断面のリブ１３の外観形状は、第１実施例から第４実施例の何れの形状でも良い。対流冷却型スリーブ１６は記述のスロット冷却型冷却スリーブのようにスリーブに冷却用の空気取り入れ穴を多数開口せずに比較的強度が確保しやすいのでリブ１３の装備位置は前述のように中央部だけに限定してリブの物量を減じて効率よく燃焼振動による信頼性の低減を抑制する。
第８図に示す第６実施例は、ガスタービン燃焼器のライナ１を構成するスリーブが特開平７−１９０３６５号の第７図に示されているインピンジ型冷却スリーブ内筒である場合に本発明を適用した例であり、そのインピンジ型冷却スリーブでは、内筒であるスリーブ１６を内蔵するように外筒であるフロースリーブ４８が配置される。そのフロースリーブ４８には冷却孔１９が多数装備され、圧縮機からの吐出空気の流れｂをフロースリーブ４８とスリーブ１６との間に冷却空気として導いている。スリーブ１６の外周面には環状にＬ型断面のリブ１３を接合し、各リブ１３のスリーブ１６への装着領域は燃焼振動時の変形が最も大きく成りやすいスリーブ軸方向の中央領域に集中させて有る。リブ１３はスリーブ１６へ接合される。Ｌ型断面のリブ１３のスリーブ１６への接合は第１実施例乃至は第４実施例と同様とする。Ｌ型断面のリブ１３の外観形状は、第１実施例から第４実施例の何れの形状でも良い。スリーブ１６は記述のスロット冷却型冷却スリーブのようにスリーブに冷却用の空気取り入れ穴を多数開口せずに比較的強度が確保しやすいのでリブ１３の装備位置は前述のように中央部だけに限定してリブの物量を減じて効率よく燃焼振動による信頼性の低減を抑制する。
第１０図に示す第７実施例は、ガスタービン燃焼器のライナ１を構成するスリーブ１６にリブ１３Ａを取り付けたものである。このリブ１３の断面形状はＨ字を９０°回転させた形状を有する。
そのリブ１３Ａの垂直辺がウエブ部分に相当し、上下の水平辺がフランジ部分に相当する。下の水平辺のフランジ部分はスリーブ１６の外周面に第１実施例と同様に接合される。その接合に際して第４実施例のように機械的接合であっても良い。
このようにスリーブ１６にリブ１３Ａを装着すると、リブ１３Ａ自体の強度が記述の他の実施例よりも増加するから、スリーブ１６自体も強化され、燃焼振動によるライナ１の応答変形が低減し、ライチの変形と破損を抑制できる。この場合でも接合面としてリブ１３Ａの下の水平辺のフランジ部分を利用して接合面積を拡大できるので、接合強度が高くなることも第１実施例と同様である。
また熱応力の低減のためにリブ１３Ａに第４図や第５図に類似してスリットを付けることを行っても良い。
第１１図に示す第８実施例は、ガスタービン燃焼器のライナ１を構成するスリーブ１６にリブ１３Ｂを取付けたものである。リブ１３Ｂは垂直部５１及び水平部５２及び５３を有する。水平部５２は垂直部５１の上端部、水平部５３は垂直部５１の下端部につながる。水平部５２及び５３は、垂直部５１から同じ方向に延びている。
その垂直部５１がウエブ部分に相当し、上下の水平部５２及び５３がフランジ部分に相当する。下の水平辺のフランジ部分はスリーブ１６の外周面に第１実施例と同様に接合される。その接合に際して第４実施例のように機械的接合であっても良い。
このようにスリーブ１６にリブ１３Ｂを装着すると、リブ１３Ｂ自体の強度が記述のＩ型やＬ型の断面のリブよりも増加するから、スリーブ１６自体も強化され、燃焼振動によるライナ１の応答変形が低減し、ライナの変形と破損を抑制できる。この場合でも接合面としてリブ１３Ｂの下の水平辺のフランジ部分を利用して接合面積を拡大できるので、接合強度が高くなることも第１実施例と同様である。
また熱応力の低減のためにリブ１３Ｂに第４図や第５図に類似してスリットを付けることを行っても良い。リブ１３Ｂの開口部の方向は図示した方向と逆向きにしても良い。
第１３図に示す第９実施例は、ガスタービン燃焼器のライナ１を構成するスリーブ１６に装備するリブ１３の断面形状を逆Ｔ字断面にしたものである。
その逆Ｔ字の垂直辺がウエブ部分に相当し、下の水平辺がフランジ部分に相当する。下の水平辺のフランジ部分はスリーブ１６の外周面に第１実施例と同様に接合される。その接合に際して第４実施例のように機械的接合であっても良い。
このようにスリーブ１６に逆Ｔ字断面のリブ１３を装着すると、逆Ｔ字断面のリブ１３自体の強度が記述のＩ型の断面のリブよりも増加するから、スリーブ１６自体も強化され、燃焼振動によるライナ１の応答変形が低減し、ライナの変形と破損を抑制できる。この場合でも接合面として逆Ｔ字断面のリブ１３の下の水平辺のフランジ部分を利用して接合面積を拡大できるので、接合強度が高くなることも第１実施例と同様である。
また熱応力の低減のためにエ字断面のリブ１３に第４図や第５図に類似してスリットを付けることを行っても良い。
何れの実施例でも、ライナ１のスリーブ１６にウエブ部分とフランジ部分とを有するリブ１３を設けて、スリーブ１６の剛性を増し、燃焼振動によるライナ１の応答変形を低減することができる。このため、ライナ１の振動応力を低減し、ライナ１の破損を防ぐことができる。更に、Ｉ字型断面の下端面を接合面として求めるよりも広いフランジ面をスリーブ１６への接合面として設定できるから、接合面を増すことができ、従来構造に比べ、リブ１３とスリーブ１６の接合部での強度を高めることができる。これにより、リブ１３の接合部での破壊を防ぎ、ライナ１の長期信頼性を確保することができ、ひいてはガスタービン燃焼器の長期信頼性を確実に得ることが出来る。
【図面の簡単な説明】
第１図は、本発明の第１実施例によるガスタービン燃焼器のライナ部位の一部断面表示による立面図である。
第２図は、第１図のリブ近傍の拡大断面図である。
第３図は、第１図のリブ近傍の斜視図である。
第４図は、本発明の第２実施例によるガスタービン燃焼器のライナのリブ近傍の斜視図である。
第５図は、本発明の第３実施例によるガスタービン燃焼器のライナのリブ近傍の斜視図である。
第６図は、本発明の第４実施例によるガスタービン燃焼器のライナのリブ近傍の断面図である。
第７図は、本発明の第５実施例によるガスタービン燃焼器のライナ部位の一部断面表示による立面図である。
第８図は、本発明の第６実施例によるガスタービン燃焼器のライナ部位の一部断面表示による立面図である。
第９図は、第１図のリブとスリーブとの接合状態を示した断面図である。
第１０図は、本発明の第７実施例によるガスタービン燃焼器のライチのリブ近傍の断面図である。
第１１図は、本発明の第８実施例によるガスタービン燃焼器のライチのリブ近傍の断面図である。
第１２図は、第１図のライチの軸方向領域の区分けを示した図である。
第１３図は、本発明の第９実施例によるガスタービン燃焼器のライチのリブ近傍の断面図である。
第１４図は、本発明が適用される対象の一つであるリブ無し状態の従来のガスタービン燃焼器の一部断面表示による立面図である。
第１５図は、第１４図のガスタービン燃焼器のライチ部位の一部断面表示による立面図である。
第１６図は、第１５図のスリーブの部分的拡大断面図である。
第１７図は、第１６図のＡ−Ａ矢視側面図である。
第１８図は、第１４図のライチの燃焼振動時の変形分布を記入して示したライチの斜視図である。
第１９図は、第１５図のスリーブに従来のリブを装着した場合のリブ近傍の斜視図である。
第２０図は、第１９図のスリーブのガスタービン燃焼運転時における変形を示したリブ近傍の断面図である。
第２１図は、第１９図のリブとスリーブとの接合関係を非ガスタービン燃焼運転時の状態として表したリブ近傍の断面図である。
第２２図は、第１９図のリブとスリーブとの接合関係をガスタービン燃焼運転時の状態として表したリブ近傍の断面図である。Technical field
The present invention relates to a gas turbine combustor, and particularly belongs to the field of technology employed in a litchi structure of the combustor.
Background art
A combustor of a gas turbine plays a role of generating combustion gas sent as a working fluid to a turbine section.
As shown in FIG. 14, the main combustor is composed of a premixer for premixing fuel and air discharged from the fuel nozzle 3 and a premixed fluid from the premixer. A cylindrical liner 1 that encloses a region for generating combustion gas, and a tail cylinder (transition piece) 2 that serves as a flow path to the subsequent turbine, and these are an outer cylinder 4 and a casing connected thereto. 5.
Although the liner 1 of the combustor has a cylindrical shape, the tail tube 2 has a somewhat complicated shape, and the cross-sectional shape of the liner 1 side inlet of the tail tube 2 is circular, but the outlet cross section of the turbine nozzle 101 side. Has a rectangular cross section.
Usually, in a gas turbine, 6 to 14 such combustors are arranged in an annular shape around the turbine rotor and at equal intervals. The air pressurized by the compressor 102 is decelerated by the diffuser 103 and is sent to the lychee 1 part through a flow path as indicated by an arrow a shown in FIG. In the lychee 1 part, a cooling air hole 11 c for the liner 1, a dilution air hole 11 b for adjusting the combustion temperature, and a combustion air hole 11 a for burning fuel supplied from the fuel nozzle 3 into the liner 1. The gas flows into the liner 1 through the combustion reaction between the fuel supplied from the combustion nozzle 3 and the air, and a combustion gas is generated to obtain a predetermined temperature. In FIG. 14, arrow b indicates the flow of combustion gas.
In an industrial gas turbine, in consideration of environmental problems, a fuel and air are premixed by a premixer 15 and burned before combustion so as to reduce nitrogen oxide (Nox) generated by combustion. FIG. 14 shows a gas turbine combustor adopting this method.
The support structure of the liner 1 of the gas turbine combustor shown in FIG. 14 will be described below. The support structure of the liner 1 is a flexible structure for the purpose of absorbing thermal elongation. Thereby, the thermal stress generated in the liner 1 is reduced. As shown in FIG. 15, most of the conventional support structures are attached by fitting the inlet ring 14 provided at one end of the liner 1 to the spring 10 attached to the premixer 15, and the other end of the liner 1 is provided at the other end. The spring 10 attached to the outlet ring 17 is fitted into the tail cylinder 2, and as shown in FIG. 14, the liner is attached to the support seat 8 provided at an interval of 120 ° on the inner peripheral surface of the outer cylinder 4. Similarly, a stopper 9 provided at an interval of 120 ° is inserted into the outer peripheral surface of 1.
Next, the cooling structure of the liner 1 will be described. As shown in FIGS. 15, 16, and 17, the lip ring 12 is welded to the corrugated sleeve 16, and the liner 1 flows into the liner 1 through the cooling holes 19 provided in the sleeve 16. Air is structured to cool the liner 1 with a film. These conventional structures are described in JP-A Nos. 62-159737 and 62-168933.
In a combustor of a gas turbine, combustion vibration accompanied by pressure fluctuation of combustion gas may occur during gas turbine operation. Combustion vibration occurs due to various factors, and the main one is pressure fluctuation due to air column resonance in the combustor litchi part. When the pressure fluctuation frequency due to this combustion vibration coincides with the natural frequency of the lychee, the liner 1 vibrates as shown in FIG. 18, and there is a possibility of breakage at a location where the displacement is large or the bending moment is large. . For this reason, in the conventional slot cooling lychee shown in FIGS. 15 to 17, as shown in FIG. 19, a structure in which ribs and the like are simply installed on the outer peripheral surface of the liner 1 to suppress deformation and reduce stress. Has been devised. U.S. Pat. No. 5,461,866, JP-A-4-116315, and JP-A-7-190365 disclose similar contents.
In the slot cooling lychee with ribs shown in FIG. 19, when ribs or the like are simply installed on the lychee to suppress deformation and reduce stress, the discharge air from the compressor 102 flowing outside the liner 1 and the liner The long-term reliability of the liner 1 is ensured, such as low cycle fatigue failure due to high thermal stress at the rib installation location and failure at the rib joint, due to the large temperature difference with the combustion gas flowing inside There was a fear that I could not.
FIG. 20 shows a schematic diagram of the destruction mode which is feared in the current technology. The sleeve 16 is heated on the inner surface by the combustion gas flow a, and the outer surface is cooled by the discharge air flow b. The sleeve 16 is protected by a flow c of slot cooling air that guides the discharge air by the sleeve 16 and the lip ring 12 so as not to be overheated by the flow b of combustion gas. Even if the sleeve 16 is protected in this way, the inner surface of the sleeve 16 is deformed in a direction in which the diameter is increased, but the rib 13 cooled by the flow b of the discharge air is lower in temperature than the sleeve 16. Constrains the radial thermal elongation and deforms as shown in FIG.
For this reason, a high thermal stress is generated at the joint between the sleeve 16 and the rib 13. In this case, there is a risk of damage particularly at the joint between the rib 13 and the sleeve 16. Since the sleeve is generally thin and it is difficult to weld with a groove, the rib 13 is generally joined to the sleeve 16 by double-sided square welds 35 as shown in FIG.
As a result of the joining, an unwelded portion 36 is generated over almost the entire thickness of the rib 13 in the thickness direction of the rib 13.
When the unwelded portion 36 exists, when the liner 1 is deformed by being exposed to combustion vibration as shown in FIG. 18 or when it is thermally deformed as shown in FIG. 20, at the joint portion between the rib 13 and the liner 1, The part sandwiched and restrained by 35 parts of the square-wall weld is deformed as shown in FIG. 22, and the unwelded part 36 may be cracked and damaged at the joint.
Further, even if the rib 13 can be joined over the entire length in the thickness direction of the rib 13, the total length in the thickness direction of the rib 13 is extremely short, and the joining strength may not be sufficient. In other words, no consideration is given to increasing the bonding strength of the rib 13 installation location against the high thermal stress at the rib installation location due to the provision of the rib 13. For this reason, there is a possibility that long-term reliability of the liner 1 cannot be ensured, such as low cycle fatigue failure due to generation of high thermal stress at the location where the rib 13 is installed, and failure at the joint portion of the rib 13.
Therefore, it is required to ensure the long-term reliability of the gas turbine combustor.
Disclosure of the invention
An object of the present invention is to ensure long-term reliability of a gas turbine combustor.
According to a first aspect of the present invention for achieving the object of the present invention, there is provided a liner structure for a gas turbine combustor which is provided with an annular rib arranged around the outer periphery of a sleeve of the liner of the gas turbine combustor. A flange portion having a surface facing the outer peripheral surface of the sleeve and a web portion integrally formed at an angle with respect to the flange portion, and a surface of the flange portion facing the liner is fixed to the liner. Gas turbine combustor liner structure that can secure a wide flange surface as a rib fixing surface to the sleeve, and expand the rib fixing surface to the sleeve to increase the strength of the fixing portion between the sleeve and the rib In addition, the strength of the ribs by the web and flange parts is higher than that of the web part only if the web height and width are the same. Since the effect of suppressing the deformation of the liner increases the reinforcement liner in the ribs is obtained, the effect capable of improving long-term reliability of the gas turbine combustor is obtained.
According to a second aspect of the present invention, there is provided a gas turbine combustor liner structure in which a rib is arranged annularly around the outer periphery of the sleeve of the liner of the gas turbine combustor, wherein the rib faces the outer peripheral surface of the sleeve. A gas turbine combustor liner structure in which a slit is formed in the web portion of the rib. Ensuring a wide flange surface as the joint surface to the sleeve and expanding the joint surface of the rib to the sleeve to increase the strength of those joints, and the strength of the rib under the same conditions as the web height and width, Since it is higher than that of the web part alone, its ribs enhance the reinforcement of the sleeve and suppress the deformation of the liner. With these actions, the gas turbine combustor The long-term reliability is improved, and further, the rib is provided with slits to adjust the degree of reinforcement with respect to the liner 6, and the adjustment can reduce the thermal stress caused by the restraint by the rib, and more gas turbine combustion The long-term reliability of the vessel can be improved.
A third invention is a liner structure for a gas turbine combustor in which the flange portion is joined to the sleeve by resistance welding in the first or second invention, and in addition to the operational effects of the first or second invention, Since the rib contacts with the flange surface, the rib can be joined to the liner by resistance welding with a flange surface wider than the thickness of the conventional rib, so the bonding area can be arbitrarily expanded within the wide range of the flange surface and the bonding strength In the case of the reinforcing action of the thickness or the fillet welding, there are two ribs in the width direction, and the region sandwiched between the two places is constrained by free thermal expansion and contraction by both welded portions, as shown in FIG. Such deformation of the unwelded portion 36 is promoted, but since the joints can be gathered into one place that spreads along the flange surface by resistance welding, the restriction of free thermal expansion and contraction by joining a plurality of parts in the rib width direction. But It can be suppressed destruction of the joint without raw effect is obtained to improve further the long-term reliability of the gas turbine combustor.
A fourth invention is a liner structure for a gas turbine combustor in which the flange portion other than that joined by resistance welding is joined to the sleeve using brazing in the third invention. In addition, the joint between the rib and sleeve that could not be joined by resistance welding was poured as a brazing joint, and the joint strength was strengthened to prevent breakage at the joint of the rib, and the long-term reliability of the gas turbine combustor The effect which can improve a property further is acquired.
A fifth invention is a liner structure of a gas turbine combustor in which the flange portion is mechanically fastened to the sleeve in the first or second invention, and in addition to the operational effects of the first or second invention, the rib and the sleeve The joint is mechanically joined and there is no fear of joint failure due to welding defects, and the joint surface is only in mechanical contact, so the vibration response reducing action is obtained by the friction damping action at the contact part, The long-term reliability of the gas turbine combustor can be further improved.
A sixth invention is a liner structure of a gas turbine combustor in which the ribs are concentratedly arranged in a central region in the length direction of the liner in any one of the first to fifth inventions. In addition to the effects of any of the inventions up to the present invention, it has been found that deformation during combustion appears significantly and significantly in the central region of the liner in the longitudinal direction as shown in FIG. By centrally mounting and reinforcing the liner with a small number of parts, the long-term reliability of the gas turbine combustor can be improved efficiently with a small number of parts.
According to a seventh aspect of the present invention, there are provided a plurality of fuel and air premixers arranged around the air compressor, a tail cylinder for receiving combustion gas generated by the reaction of the fuel and air, and an annular sleeve. A lip ring that guides air from the air compressor that flows outside the sleeve as cooling air to the inner surface of the sleeve, a rib that is fixedly installed on the outer peripheral surface of the sleeve, and a premixer side end of the sleeve. A liner having an outlet ring mounted on the opposite end to the inlet ring, and mounting the outlet ring on the tail tube side and the inlet ring on the premixer side via springs, respectively. In the gas turbine combustor in which the liner is installed between the premixer and the transition piece, the rib is integrated with the member parallel to the sleeve and the member at an angle. Configuration A gas turbine combustor in which a surface of the member parallel to the sleeve faces the sleeve is fixed to the sleeve, and relates to a structure of a liner constituting the turbine combustor, and fixing of a rib constituting the liner to the sleeve Since a wide flange surface can be secured as a surface, an effect of increasing the strength of the fixing portion between the sleeve and the rib can be obtained, and at the same time, the strength of the rib formed by the web portion and the flange portion is the same as the height and width of the web. If there is, it becomes higher than that of the web part alone, so that the rib can enhance the reinforcement of the liner and suppress the deformation of the liner, and the action can improve the reliability of the liner. The effect which can improve the long-term reliability of a gas turbine combustor is acquired.
The eighth invention is the gas turbine combustion according to the seventh invention, wherein the rib and the sleeve are fixed by joining by resistance welding, and the joining part of the rib and the sleeve other than the resistance welding part is joined using brazing. In addition to the effects of the seventh invention, the sleeve and the rib are fixed by resistance welding, and the joint between the rib and the sleeve that could not be joined by the resistance welding is poured by brazing, It is possible to obtain an effect of further enhancing the long-term reliability of the gas turbine combustor by strengthening the joint strength and suppressing the fracture at the joint portion of the rib.
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Also in the embodiment of the present invention, the combustor of the gas turbine is similar to the conventional example shown in FIG. 14 in that the premixer for premixing the fuel and air discharged from the fuel nozzle 3 and the premixer are used. A cylindrical liner 1 that surrounds a region in which a premixed fluid is burned to generate combustion gas, and a tail cylinder (transition piece) 2 that serves as a flow path to the turbine that follows this are provided. It is stored in a casing 5 connected thereto.
Also in the gas turbine according to the embodiment of the present invention, 6 to 14 gas turbine combustors are arranged annularly around the compressor 102 at regular intervals, as in the conventional example of FIG. Then, the air pressurized by the compressor 102 is decelerated by the diffuser 103 and is sent to the liner 1 through a flow path as indicated by an arrow a shown in FIG. In the liner 1 part, a cooling air hole 11 c for the liner 1, a dilution air hole 11 b for adjusting the combustion temperature, and a combustion air hole 11 a for burning fuel supplied from the fuel nozzle 3 into the liner 1. The gas flows into the liner 1 through the combustion reaction between the fuel supplied from the combustion nozzle 3 and the air, and a combustion gas is generated to obtain a predetermined temperature. In FIG. 14, arrow b indicates the flow of combustion gas.
Next, the support structure of the liner 1 will be described. The support structure of the liner 1 is a flexible structure for the purpose of absorbing thermal elongation. Thereby, the thermal stress generated in the liner 1 is reduced. In the embodiment of the present invention, as shown in FIG. 1, the inlet ring 14 provided at one end of the liner 1 is fitted to the spring 10 attached to the premixer 15, and the other end of the liner 1 is provided at the other end. The spring 10 attached to the outlet ring 17 is fitted into the tail cylinder 2, and further, a stopper 9 provided at an interval of 120 ° on the inner peripheral surface of the outer cylinder 4 is inserted as in the conventional example of FIG. It has the composition which is done.
Next, the cooling structure of the liner 1 will be described. Even in the embodiment of the present invention, as shown in FIG. 1, the liner 1 has a lip ring 17 welded to a corrugated sleeve 16 and is inserted into the liner 1 through a cooling hole 19 provided in the sleeve 16. The inflowing air has a structure for film cooling the liner 1.
The above-described configuration is common to each embodiment of the present invention.
What is different in each embodiment is the shape of the rib 13 attached to the sleeve 16 and the joining means or joining position to the sleeve.
The shape of the rib 13 attached to the sleeve 16 and the joining means or joining position to the sleeve in each embodiment are as follows.
That is, in the first embodiment, as shown in FIGS. 1, 2, 3 and 9, the sleeve 16 has a ring-shaped rib 13, and the rib 13 is a flange parallel to the sleeve 16. A member 13a corresponding to the portion and a member 13b corresponding to the web portion having an angle A with respect to the sleeve 16, that is, an angle larger than 0 ° and smaller than 180 °, and each member 13a and 13b is L-shaped. It is integrated into a shape. The member 13 a and the outer peripheral surface of the sleeve 16 are joined by the resistance welding portion 46 so that the joining length is expanded in the width direction of the rib 13 and the joining strength between the rib 13 and the sleeve 16 is increased. Both ends of the rib 13 in the width direction are also square welded 35 to the sleeve 16.
Thereby, compared with the case where the rib is joined only by the fillet weld 35, the joining area can be increased, the joining strength between the rib 13 and the sleeve 16 can be increased, the fatigue strength of the liner 1 is increased, and long-term reliability is achieved. Sex can be secured.
Further, if the strength of the rib 13 having the shape of the web portion and the flange portion is the same as the height and width of the web, only the conventional I-section web portion shown in FIGS. 19 to 22 is used. Therefore, the rib 13 of the first embodiment can enhance the reinforcement of the liner 1 more than before and can suppress the deformation of the liner.
As shown in FIG. 1, the rib 13 having an L-shaped cross section has a central region in the cylindrical axis direction of the sleeve 16 or the liner 1, more specifically, a liner front region 58 and a liner rear region 60 shown in FIG. It is equipped in the liner central region 59 sandwiched between the two.
If the rib 13 of the first embodiment is intensively provided in the lychee central region 59, the rib 13 that reinforces the portion where the largest deformation is likely to occur at the time of combustion vibration and suppresses the large deformation and the destruction of the liner 1 is small. Can be suppressed efficiently.
If the reinforcement strength by the ribs may be the same as the conventional example, the height of the web part can be reduced by the strength of the flange part, the rib thickness can be reduced, and the height of the web part is reduced, The flow of the discharge air from the compressor and the resistance element b in FIG. 20 can be reduced, and the load on the compressor can be reduced accordingly.
For joining the rib 13 and the sleeve 16, an electric resistance type spot welding machine can be used, and if the thickness of the welding electrode applied to the workpiece of the welding machine is equal to the width of the resistance welding portion 46, It is possible to join at one place that has a spread in the width direction of the rib by one welding.
Further, if the fillet weld 35 is not performed at the time of joining, the unwelded portion 36 between the fillet weld 35 portion and the resistance weld portion 46 is not restrained at both weld portions, and free. Therefore, the stress does not concentrate so much that the stress is damaged near the unwelded portion 36.
When the rib 13 and the sleeve 16 are joined, resistance welding is used, and a solder such as nickel brazing or silver brazing is poured into the joining surface between the rib 13 and the sleeve 16 at a portion not joined by resistance welding. By brazing and joining, the lower surface (flange surface) of the member 13a corresponding to the flange of the rib 13 is used as widely as possible as the joining surface, thereby expanding the joining area and increasing the joining strength. Further, diffusion bonding may be used when the rib 13 and the sleeve 16 are bonded.
The rib 13 of the second embodiment shown in FIG. 4 is obtained by forming a slit 14 in the member 13b and the member 13a of the L-shaped rib of the first embodiment, and the method for joining the rib 13 to the sleeve 16 is the first embodiment. Same as example.
In the second embodiment, the slits 14 are formed in the ribs 13, whereby the strength and heat dissipation of the ribs 13 are changed and the thermal stress at the joint between the ribs 13 and the sleeve 16 can be reduced.
The rib 13 of the third embodiment shown in FIG. 5 is formed by forming slits 14 in the L-shaped rib member 13b of the first embodiment, and the method of joining the rib 13 to the sleeve 16 is the same as that of the first embodiment. It is.
In the third embodiment, the slit 14 is not formed in the member 13a of the rib 13, and the slit 14 is formed only in the member 13b of the rib 13, so that the strength and heat dissipation of the rib 13 are compared with those of the second embodiment. Thus, the degree of reduction in thermal stress at the joint between the rib 13 and the sleeve 16 is adjusted as compared with the second embodiment.
The fourth embodiment shown in FIG. 6 differs from the first embodiment described in that a metallurgical joining means is used for joining the ribs 13 and the sleeve 16, but mechanical joining means are used. However, the rest is the same as the described embodiment, and the rib shape can be used for the rib of the first embodiment, the rib of the second embodiment, or the rib of the third embodiment.
The mechanical joining means used in the fourth embodiment is joining means by fastening with bolts 44 and nuts 45 as shown in FIG.
The bolt 44 is passed through a hole formed in the sleeve 16 and the member 13 a of the rib 13, and by rotating a nut 45 screwed into the bolt 44, the sleeve 16 and the rib 13 are fastened, and the sleeve 16 is tightened. The rib 13 is attached to the.
Such fastening is also possible by hitting a rivet.
When the rib 13 is joined to the sleeve 16 by such mechanical joining, it is possible to avoid deterioration in reliability due to poor penetration, weld cracking, or change in the metal structure of the welded part, compared to metallurgical joining.
In addition, the member 13a portion of the rib 13 to be fastened is pressed against the sleeve 16 over a wide surface, so that the vibration of the sleeve 16 is dissipated by the friction between the rib 13 and the sleeve 16, and friction damping The vibration response reducing effect is exhibited and the soundness of the liner 1 can be maintained.
The fifth embodiment shown in FIG. 7 is an example in which the present invention is applied when the sleeve constituting the liner 1 of the gas turbine combustor is the convection cooling type sleeve 16, and the outer peripheral surface of the convection cooling type sleeve 16. In FIG. 2, the rib 13 having the L-shaped cross section shown in the first embodiment is joined to the center of the conventional rib 13 having the I-shaped cross section, and the region where each rib 13 is attached to the convection cooling type sleeve 16 is deformed during combustion vibration. Are concentrated in the central region in the axial direction of the convection cooled sleeve, which tends to be the largest. The rib 13 having the I-shaped cross section is manufactured simultaneously by circular center casting, machining, or the like when the convection cooling type sleeve 16 is manufactured, so that it is not necessary to perform post-joining, and the joint is not easily broken. The L-shaped cross-section rib 13 is mounted on the convection-cooling sleeve 16 in the same manner as the I-shaped cross-section rib 13 when the convection-cooling sleeve 16 is manufactured at the same time by circular casting or machining. However, it is possible not to perform the retrofitting and make it difficult to break the joint, but it is also possible to apply the retrofitting. When the subsequent joining is selected, the joining of the rib 13 having the L-shaped cross section to the convection cooling type sleeve 16 is the same as in the first to fourth embodiments. The external shape of the L-shaped cross-section rib 13 may be any of the shapes of the first to fourth embodiments. The convection cooling type sleeve 16 does not have many cooling air intake holes in the sleeve, unlike the slot cooling type cooling sleeve described, and it is easy to secure a relatively strong strength. The amount of ribs is reduced only to suppress the reduction in reliability due to combustion vibration efficiently.
FIG. 8 shows a sixth embodiment in which the sleeve constituting the liner 1 of the gas turbine combustor is the impingement type cooling sleeve inner cylinder shown in FIG. 7 of JP-A-7-190365. In the impingement type cooling sleeve, a flow sleeve 48 that is an outer cylinder is disposed so as to incorporate a sleeve 16 that is an inner cylinder. The flow sleeve 48 is provided with a large number of cooling holes 19 and guides the flow b of the discharge air from the compressor as cooling air between the flow sleeve 48 and the sleeve 16. L-shaped cross-section ribs 13 are joined to the outer peripheral surface of the sleeve 16 in an annular manner, and the mounting region of each rib 13 on the sleeve 16 is concentrated in the central region in the sleeve axial direction where deformation during combustion vibration is most likely to occur. Yes. The rib 13 is joined to the sleeve 16. The joining of the rib 13 having the L-shaped cross section to the sleeve 16 is the same as in the first to fourth embodiments. The external shape of the L-shaped cross-section rib 13 may be any of the shapes of the first to fourth embodiments. Since the sleeve 16 does not have many air intake holes for cooling in the sleeve like the slot cooling type cooling sleeve described above, the strength of the sleeve 13 is relatively easy to secure, so the position of the rib 13 is limited to the central portion as described above. Thus, the amount of ribs is reduced, and the reduction in reliability due to combustion vibration is efficiently suppressed.
In the seventh embodiment shown in FIG. 10, a rib 13A is attached to a sleeve 16 constituting the liner 1 of the gas turbine combustor. The cross-sectional shape of the rib 13 has a shape obtained by rotating an H shape by 90 °.
The vertical side of the rib 13A corresponds to the web portion, and the upper and lower horizontal sides correspond to the flange portion. The lower horizontal flange portion is joined to the outer peripheral surface of the sleeve 16 in the same manner as in the first embodiment. The joining may be mechanical joining as in the fourth embodiment.
When the rib 13A is attached to the sleeve 16 in this way, the strength of the rib 13A itself is increased as compared with the other embodiments described above, so that the sleeve 16 itself is also strengthened, and the response deformation of the liner 1 due to combustion vibration is reduced. Can prevent deformation and breakage. Even in this case, since the joining area can be expanded by using the flange portion on the horizontal side below the rib 13A as the joining surface, the joining strength is increased as in the first embodiment.
Further, in order to reduce thermal stress, a slit may be provided in the rib 13A in the same manner as in FIGS.
In the eighth embodiment shown in FIG. 11, a rib 13B is attached to a sleeve 16 constituting the liner 1 of the gas turbine combustor. The rib 13B has a vertical part 51 and horizontal parts 52 and 53. The horizontal portion 52 is connected to the upper end portion of the vertical portion 51, and the horizontal portion 53 is connected to the lower end portion of the vertical portion 51. The horizontal parts 52 and 53 extend in the same direction from the vertical part 51.
The vertical portion 51 corresponds to the web portion, and the upper and lower horizontal portions 52 and 53 correspond to the flange portion. The lower horizontal flange portion is joined to the outer peripheral surface of the sleeve 16 in the same manner as in the first embodiment. The joining may be mechanical joining as in the fourth embodiment.
When the rib 13B is attached to the sleeve 16 in this way, the strength of the rib 13B itself is increased as compared with the ribs of the I-type and L-type cross sections described above, so that the sleeve 16 itself is strengthened and the response deformation of the liner 1 due to combustion vibrations. This can reduce the deformation and breakage of the liner. Even in this case, since the joining area can be enlarged by using the flange portion on the horizontal side below the rib 13B as the joining surface, the joining strength is increased as in the first embodiment.
Further, in order to reduce thermal stress, a slit may be provided in the rib 13B in the same manner as in FIGS. The direction of the opening of the rib 13B may be opposite to the illustrated direction.
In the ninth embodiment shown in FIG. 13, the cross-sectional shape of the rib 13 provided in the sleeve 16 constituting the liner 1 of the gas turbine combustor is an inverted T-shaped cross section.
The inverted T-shaped vertical side corresponds to the web portion, and the lower horizontal side corresponds to the flange portion. The lower horizontal flange portion is joined to the outer peripheral surface of the sleeve 16 in the same manner as in the first embodiment. The joining may be mechanical joining as in the fourth embodiment.
When the reverse T-shaped rib 13 is attached to the sleeve 16 in this way, the strength of the reverse T-shaped rib 13 itself is increased as compared with the I-shaped cross-sectional rib described above, so the sleeve 16 itself is also strengthened and burned. Response deformation of the liner 1 due to vibration is reduced, and deformation and breakage of the liner can be suppressed. Even in this case, since the joining area can be expanded by using the flange portion on the horizontal side below the rib 13 having the inverted T-shaped cross section as the joining surface, the joining strength is increased as in the first embodiment.
Further, in order to reduce the thermal stress, a slit may be provided in the rib 13 having an E-shaped cross section similar to FIG. 4 and FIG.
In any of the embodiments, the sleeve 16 of the liner 1 is provided with the rib 13 having the web portion and the flange portion, thereby increasing the rigidity of the sleeve 16 and reducing the response deformation of the liner 1 due to combustion vibration. For this reason, the vibration stress of the liner 1 can be reduced and damage to the liner 1 can be prevented. Further, since a wider flange surface can be set as the joint surface to the sleeve 16 than when the lower end surface of the I-shaped cross section is obtained as the joint surface, the joint surface can be increased, and the rib 13 and the sleeve 16 can be increased compared to the conventional structure. The strength at the joint can be increased. Thereby, destruction at the joint portion of the rib 13 can be prevented, the long-term reliability of the liner 1 can be ensured, and as a result, the long-term reliability of the gas turbine combustor can be reliably obtained.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an elevational view with a partial cross-sectional view of a liner portion of a gas turbine combustor according to a first embodiment of the present invention.
FIG. 2 is an enlarged cross-sectional view of the vicinity of the rib of FIG.
FIG. 3 is a perspective view of the vicinity of the rib of FIG.
FIG. 4 is a perspective view of the vicinity of the rib of the liner of the gas turbine combustor according to the second embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a perspective view of the vicinity of the rib of the liner of the gas turbine combustor according to the third embodiment of the present invention.
FIG. 6 is a cross-sectional view of the vicinity of the rib of the liner of the gas turbine combustor according to the fourth embodiment of the present invention.
FIG. 7 is an elevational view with a partial cross-sectional view of the liner portion of a gas turbine combustor according to a fifth embodiment of the present invention.
FIG. 8 is an elevational view with a partial cross-sectional view of the liner portion of a gas turbine combustor according to a sixth embodiment of the present invention.
FIG. 9 is a cross-sectional view showing a joined state of the rib and sleeve of FIG.
FIG. 10 is a sectional view of the vicinity of a rib of a lychee of a gas turbine combustor according to a seventh embodiment of the present invention.
FIG. 11 is a sectional view of the vicinity of a rib of a lychee of a gas turbine combustor according to an eighth embodiment of the present invention.
FIG. 12 is a diagram showing the division of the axial region of the lychee of FIG.
FIG. 13 is a sectional view of the vicinity of a rib of a lychee of a gas turbine combustor according to a ninth embodiment of the present invention.
FIG. 14 is an elevational view of a conventional gas turbine combustor with no ribs, which is one of the objects to which the present invention is applied, by a partial cross-sectional display.
FIG. 15 is an elevational view with a partial cross-sectional view of the lychee portion of the gas turbine combustor of FIG.
FIG. 16 is a partially enlarged sectional view of the sleeve of FIG.
FIG. 17 is a side view taken along the line AA of FIG.
FIG. 18 is a perspective view of the lychee showing the deformation distribution during combustion vibration of the lychee of FIG.
FIG. 19 is a perspective view of the vicinity of a rib when a conventional rib is attached to the sleeve of FIG.
FIG. 20 is a cross-sectional view of the vicinity of the rib showing the deformation of the sleeve of FIG. 19 during the gas turbine combustion operation.
FIG. 21 is a cross-sectional view of the vicinity of the ribs, showing the joining relationship between the ribs and sleeves of FIG. 19 as a state during non-gas turbine combustion operation.
FIG. 22 is a cross-sectional view of the vicinity of the ribs, showing the joining relationship between the ribs and the sleeves of FIG. 19 as a state during gas turbine combustion operation.

Claims (7)

ガスタービン燃焼器のライナのスリーブ外周囲に環状にリブを配置して装備して有るガスタービン燃焼器のライナ構造において、In the liner structure of the gas turbine combustor, which is equipped with an annular rib arranged around the outer periphery of the sleeve of the gas turbine combustor liner,
前記リブは、フランジ面が前記スリーブの外周面に対面したフランジ部分と前記フランジ部分に対して角度を成して一体とされたウエブ部分とから成るとともに、The rib includes a flange portion with a flange surface facing the outer peripheral surface of the sleeve, and a web portion integrated with the flange portion at an angle.
前記リブのウエブ部分にはスリットが形成されていることを特徴としたガスタービン燃焼器のライナ構造。A liner structure for a gas turbine combustor, wherein a slit is formed in a web portion of the rib. 請求項１において、In claim 1,
フランジ部分がスリーブに抵抗溶接で接合されていることを特徴としたガスタービン燃焼器のライナ構造。A liner structure of a gas turbine combustor characterized in that a flange portion is joined to a sleeve by resistance welding. 請求項２において、In claim 2,
抵抗溶接で接合された以外のフランジ部分がロー付けを用いてスリーブに接合されていることを特徴としたガスタービン燃焼器のライナ構造。A liner structure for a gas turbine combustor, wherein a flange portion other than those joined by resistance welding is joined to a sleeve using brazing. 請求項１において、In claim 1,
フランジ部分がスリーブに機械的に締結されていることを特徴としたガスタービン燃焼器のライナ構造。  A liner structure for a gas turbine combustor, wherein a flange portion is mechanically fastened to a sleeve. 請求項１から請求項４までのいずれか一項において、In any one of Claim 1 to Claim 4,
リブをライナの長さ方向の中央領域に集中配置して有ることを特徴としたガスタービン燃焼器のライナ構造。A liner structure for a gas turbine combustor, characterized in that the ribs are concentrated in the central region of the liner in the longitudinal direction. 空気圧縮機の周囲に複数個配置された燃料と空気との予混合器と、前記燃料と空気との反応による燃焼で生じた燃焼ガスを受け入れる尾筒と、環状のスリーブと前記スリーブの外側に流れる前記空気圧縮機からの空気を前記スリーブの内面に冷却空気として導くリップリングと前記スリーブの外周面に固定設置されたリブと前記スリーブの前記予混合器側端に装備された入口リングと反対の端に装備された出口リングとを備えたライナと、を有して、前記出口リングを前記尾筒側に、前記入口リングを前記予混合器側にそれぞれバネを介して装着して前記ライナを前記予混合器と尾筒との間に装備して有るガスタービン燃焼器において、A plurality of fuel and air premixers arranged around the air compressor, a tail tube that receives combustion gas generated by the reaction of the fuel and air, an annular sleeve, and an outer sleeve A lip ring for guiding the flowing air from the air compressor to the inner surface of the sleeve as cooling air, a rib fixed to the outer peripheral surface of the sleeve, and an inlet ring mounted on the end of the sleeve on the premixer side. And a liner having an outlet ring mounted on an end of the liner, the outlet ring being attached to the tail tube side and the inlet ring being attached to the premixer side via a spring, respectively. In the gas turbine combustor equipped with between the premixer and the transition piece,
前記ライナが、請求項１に記載のライナ構造を有することを特徴としたガスタービン燃焼器。A gas turbine combustor wherein the liner has the liner structure according to claim 1. 請求項６において、In claim 6,
リブとスリーブとの固定を抵抗溶接にて接合して行い、前記抵抗溶接部位以外のリブとスリーブとの接合部位をロー付けを用いて接合したことを特徴としたガスタービン燃焼器。A gas turbine combustor characterized in that the rib and the sleeve are fixed by joining by resistance welding, and the joining part of the rib and the sleeve other than the resistance welding part is joined using brazing.
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