JP4843058B2 - gas turbine - Google Patents

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Description

本発明はガスタービンに係わり、特に遠心式のタービンを備えたマイクロガスタービンに関する。   The present invention relates to a gas turbine, and more particularly to a micro gas turbine including a centrifugal turbine.

ガスタービンを用いた発電設備では、空気を圧縮する圧縮機と、圧縮機で圧縮された空気を燃焼器で燃料と共に燃焼して生成した燃焼ガスで駆動されるタービンと、このタービンの駆動によって回転して発電する発電機とを回転軸ロータの軸線に沿って一軸状に配置するように連結した発電設備の構造が一般的である。   In a power generation facility using a gas turbine, a compressor that compresses air, a turbine that is driven by combustion gas generated by combustion of air compressed by the compressor together with fuel in a combustor, and rotation by the driving of the turbine In general, the structure of power generation equipment is such that a generator for generating power is connected so as to be uniaxially arranged along the axis of a rotary shaft rotor.

ＷＯ０１／８６１３０Ａ１の国際公表公報には、発電機と、圧縮機と、燃焼器と、遠心タービンとを回転軸ロータの軸線に沿って配置する一軸構造の小容量のマイクロガスタービンが開示されている。   The international publication of WO 01/86130 A1 discloses a small-capacity micro gas turbine having a single shaft structure in which a generator, a compressor, a combustor, and a centrifugal turbine are arranged along the axis of a rotary shaft rotor. .

ＷＯ０１／８６１３０Ａ１国際公表公報WO01 / 86130A1 International Publication

ところでＷＯ０１／８６１３０Ａ１の国際公表公報に記載された構造のマイクロガスタービンでは、燃焼器で燃料を燃焼して発生した高温の燃焼ガスを遠心タービンにそのまま流入させると、高温の燃焼ガスによって遠心タービンのタービン翼が高温に晒され、高温特有の損傷、即ち、クリープ、熱疲労、高温酸化、エロージョンなどが高温の燃焼ガスに晒されたタービン翼に生じて該タービン翼が高温損傷に至る恐れがある。   By the way, in the micro gas turbine having the structure described in the international publication of WO01 / 86130A1, when the high-temperature combustion gas generated by burning the fuel in the combustor is directly introduced into the centrifugal turbine, the high-temperature combustion gas causes the centrifugal turbine to Turbine blades are exposed to high temperatures, and damage specific to high temperatures, i.e., creep, thermal fatigue, high temperature oxidation, erosion, etc., may occur in turbine blades exposed to high temperature combustion gases, resulting in high temperature damage to the turbine blades .

そのため、高温の燃焼ガスに対する一般的な対応策として、高温の燃焼ガスを空気で希釈して温度を下げて、この温度を低下させた燃焼ガスを遠心タービンに導入してタービン翼を高温損傷から防止する対策が講じられているが、高温の燃焼ガスを冷却して温度を下げた分だけガスタービンの熱効率を無駄に低下させてしまうという問題がある。   Therefore, as a general countermeasure against high-temperature combustion gas, the temperature of the combustion gas is reduced by diluting the high-temperature combustion gas with air, and the combustion gas with the reduced temperature is introduced into the centrifugal turbine to prevent the turbine blade from being damaged by high temperature. Although measures to prevent this are taken, there is a problem that the thermal efficiency of the gas turbine is unnecessarily lowered by the amount of cooling the high-temperature combustion gas.

本発明の目的は、タービンの熱効率を高く維持すると共に、高温の燃焼ガスに晒されるタービン翼を簡便に高温損傷から防止することを可能にしたガスタービンを提供することにある。   An object of the present invention is to provide a gas turbine capable of maintaining turbine thermal efficiency high and easily preventing turbine blades exposed to high-temperature combustion gas from high-temperature damage.

本発明のガスタービンは、空気を圧縮する圧縮機と、圧縮機で圧縮した空気を燃料と燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼器と、燃焼器で発生した燃焼ガスによって駆動されるタービンと、タービンの駆動によって発電する発電機と、これらのタービンと圧縮機と発電機とを同一軸線に配置するように連結したロータシャフトとを備えたガスタービンにおいて、タービンに複数枚のタービン翼を設置し、このタービン翼には翼の本体を形成する基材の上層に高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層を形成し、この結合層の上層に酸化物系セラミックスからなる遮熱層を形成して、燃焼ガスに面するタービン翼の翼面にこの遮熱層が配置されるように構成し、タービン翼の翼面に配置された酸化物系セラミックス又はジルコニア系セラミックスからなる遮熱層はタービン翼の少なくとも上流側の翼面の部分にのみ形成されており、タービン翼の下流側の翼面は翼の本体を形成する基材の上層に高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層を形成し、この結合層が燃焼ガスに面するように構成したことを特徴とする。
また本発明のガスタービンは、空気を圧縮する圧縮機と、圧縮機で圧縮した空気を燃料と燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼器と、燃焼器で発生した燃焼ガスによって駆動されるタービンと、タービンの駆動によって発電する発電機と、これらのタービンと圧縮機と発電機とを同一軸線に配置するように連結したロータシャフトとを備えたガスタービンにおいて、タービンに複数枚のタービン翼を設置し、このタービン翼には翼の本体を形成する基材の上層に高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層を形成し、この結合層の上層に酸化物系セラミックスからなる遮熱層を形成して、燃焼ガスに面するタービン翼の翼面にこの遮熱層が配置されるように構成し、タービン翼の翼面に配置された前記遮熱層を形成する酸化物系セラミックスはジルコニア系セラミックスから形成し、 タービン翼の翼面に配置された酸化物系セラミックス又はジルコニア系セラミックスからなる遮熱層はタービン翼の上流側の翼面の部分にのみ形成されており、タービン翼の下流側の翼面は翼の本体を形成する基材の上層に高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層を形成し、この結合層が燃焼ガスに面するように構成したことを特徴とする。 The gas turbine of the present invention includes a compressor that compresses air, a combustor that burns air compressed by the compressor with fuel to generate combustion gas, a turbine that is driven by the combustion gas generated by the combustor, In a gas turbine comprising a generator that generates electricity by driving a turbine, and a rotor shaft that is connected so that the turbine, the compressor, and the generator are arranged on the same axis, a plurality of turbine blades are installed in the turbine. In this turbine blade, a bonding layer made of an alloy excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance is formed on the upper layer of the base material forming the blade body, and a heat shielding layer made of oxide ceramics is formed on the upper layer of the bonding layer. formed to, combustion blade surface of the turbine blade facing the gas configured as the thermal barrier layer is arranged, oxide ceramics or zirconia disposed blade surface of the turbine blade ceramic The heat shield layer made of a glass is formed only on the blade surface portion at least upstream of the turbine blade, and the blade surface downstream of the turbine blade is formed on the upper layer of the base material forming the blade body at high temperature corrosion resistance and oxidation resistance. The present invention is characterized in that a bonding layer made of an excellent alloy is formed and this bonding layer faces the combustion gas .
The gas turbine according to the present invention includes a compressor that compresses air, a combustor that generates combustion gas by burning the air compressed by the compressor with fuel, and a turbine that is driven by the combustion gas generated by the combustor. In a gas turbine comprising a generator that generates electric power by driving a turbine, and a rotor shaft that is connected so that the turbine, the compressor, and the generator are arranged on the same axis, a plurality of turbine blades are installed in the turbine. In this turbine blade, a bonding layer made of an alloy excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance is formed on the upper layer of the base material forming the blade body, and a heat shielding layer made of oxide ceramics is formed on the upper layer of the bonding layer. The oxide-based ceramic is formed such that the heat shield layer is disposed on the blade surface of the turbine blade facing the combustion gas, and the heat shield layer disposed on the blade surface of the turbine blade is formed. A heat shield layer made of zirconia ceramics and made of oxide ceramics or zirconia ceramics disposed on the blade surface of the turbine blade is formed only on the blade surface upstream of the turbine blade. The downstream blade surface has a structure in which a bonding layer made of an alloy excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance is formed on the upper layer of the base material forming the blade body, and this bonding layer faces the combustion gas. And

本発明によれば、タービンの熱効率を高く維持すると共に、燃焼ガスからタービン翼に流入する熱を簡便に抑制して高温の燃焼ガスに晒されるタービン翼を高温損傷から防止することを可能にしたガスタービンを実現できるものである。   According to the present invention, while maintaining high thermal efficiency of the turbine, it is possible to prevent the turbine blades exposed to the high-temperature combustion gas from being damaged by high temperature by simply suppressing the heat flowing into the turbine blades from the combustion gas. A gas turbine can be realized.

本発明の一実施例であるマイクロガスタービンの構造を示す断面図。1 is a cross-sectional view showing a structure of a micro gas turbine that is an embodiment of the present invention. 図１示した実施例のマイクロガスタービンの内部構造の一部を示すガスタービンの斜視図。The perspective view of the gas turbine which shows a part of internal structure of the micro gas turbine of the Example shown in FIG. 図１示した実施例のマイクロガスタービンのタービン翼部に施されたコーティングの詳細を示す模式図。The schematic diagram which shows the detail of the coating given to the turbine blade part of the micro gas turbine of the Example shown in FIG. 本発明の他の実施例であるマイクロガスタービンの内部構造の他の一部を示すガスタービンの部分断面図。The fragmentary sectional view of the gas turbine which shows the other part of the internal structure of the micro gas turbine which is the other Example of this invention.

符号の説明Explanation of symbols

２：タービン、２ａ：タービン翼、２ｂ：タービン端つかみ部、２ｃ：タービン接合ボ   2: turbine, 2a: turbine blade, 2b: turbine end gripping part, 2c: turbine joint

ス部、３：タイボルト、４：圧縮機、５：ベアリングカラー、６：ロータシャフト、７：発電機、７ａ：カバー、７ｂ：永久磁石、７ｃ：発電機コア、７ｄ：発電機後端リング、８：ロータ端、９：ベアリングカラー、１０：ナット、１１：ガスタービン、１２：タービン外ケーシング、１３：タービン内ケーシング、１４：ノズル翼、１５：スペーサ、１６ａ：締結ボルト、１６ｂ：締結ナット、１７：圧縮機ケーシング、１７ａ：ストラット、２２：発電機後端ケーシング、１８ｂ：発電機後部部材、１９：発電機、２０：発電機ケーシング、１９ａ：発電機コイル、１９ｂ：発電機コイル外ケーシング、１８ａ：発電機前部部材、２１：発電機前端ケーシング、２２ａ：通しボルト、２２ｂ：ボルト穴、２２ｃ：ナット、２３ａ：ラジアルベアリング、２３ｂ：後側スラストベアリング、２３ｃ：前側スラストベアリング、２３ｄ：ラジアルベアリング、３１：遮熱層、３２：冷却側翼部、３３：遮熱層。 3, tie bolt, 4: compressor, 5: bearing collar, 6: rotor shaft, 7: generator, 7a: cover, 7b: permanent magnet, 7c: generator core, 7d: generator rear end ring, 8: rotor end, 9: bearing collar, 10: nut, 11: gas turbine, 12: turbine outer casing, 13: turbine inner casing, 14: nozzle blade, 15: spacer, 16a: fastening bolt, 16b: fastening nut, 17: Compressor casing, 17a: Strut, 22: Generator rear end casing, 18b: Generator rear member, 19: Generator, 20: Generator casing, 19a: Generator coil, 19b: Generator coil outer casing, 18a: Generator front member, 21: Generator front end casing, 22a: Through bolt, 22b: Bolt hole, 22c: Nut, 23a: Radi Bearings, 23b: rear thrust bearing, 23c: front thrust bearing, 23d: radial bearing, 31: thermal barrier layer, 32: cooling-side blade portion, 33: thermal barrier layer.

本発明の実施形態であるマイクロガスタービンを用いた発電設備について図面を用いて以下に説明する。   A power generation facility using a micro gas turbine according to an embodiment of the present invention will be described below with reference to the drawings.

図１は本発明の一実施例であるマイクロガスタービンを用いた発電設備の全体構造を示す断面図である。   FIG. 1 is a sectional view showing the overall structure of a power generation facility using a micro gas turbine according to an embodiment of the present invention.

図１に示したガスタービン１１は小容量のマイクロガスタービンであるが、このガスタービン１１はタービン２と、圧縮機４と、発電機１９とをタービンロータ６の軸線に沿って一軸状に配置する構造のガスタービンとなっている。   The gas turbine 11 shown in FIG. 1 is a small-capacity micro gas turbine. In the gas turbine 11, the turbine 2, the compressor 4, and the generator 19 are uniaxially arranged along the axis of the turbine rotor 6. This is a gas turbine with a structure.

詳細に説明すると、ガスタービン１１は、空気を圧縮する圧縮機４と、この圧縮機４で圧縮して吐出された空気と燃料とを混合させて燃焼させる燃焼器（図示せず）と、この燃焼器で燃焼して生成した燃焼ガスによって駆動されるタービン２と、このタービン２の駆動によって回転して発電する発電機７と、ロータシャフト６を備えている。   More specifically, the gas turbine 11 includes a compressor 4 that compresses air, a combustor (not shown) that mixes and burns air and fuel compressed and discharged by the compressor 4, A turbine 2 driven by combustion gas generated by combustion in a combustor, a generator 7 that rotates to generate electric power by driving the turbine 2, and a rotor shaft 6 are provided.

そして、前記タービン２と圧縮機４とは両者の回転軸に形成された共通の通し穴６ａにタイボルト３を貫通して配設することでタービン２と圧縮機４とを連結している。   The turbine 2 and the compressor 4 are connected to the turbine 2 and the compressor 4 by disposing the tie bolt 3 through a common through hole 6a formed in the rotating shaft of both.

また、タービン２、圧縮機４及び発電機７が同一軸線上に配置されるように、圧縮機４と発電機７との間に両者を相互に連結するロータシャフト６を備えている。   Moreover, the rotor shaft 6 which connects both mutually between the compressor 4 and the generator 7 is provided so that the turbine 2, the compressor 4, and the generator 7 may be arrange | positioned on the same axis line.

ロータシャフト６にも軸心に沿って形成された共通の通し穴６ａの内部にタイボルト３が貫通して配設されており、この通し穴６ａはタービン２と発電機４と発電機７の各軸にも共通して形成されている。   The rotor shaft 6 also has a tie bolt 3 passing through a common through hole 6a formed along the axis, and the through hole 6a is provided in each of the turbine 2, the generator 4, and the generator 7. The shaft is also formed in common.

そして、これらの共通の通し穴６ａにタイボルト３を貫通させて配設することによってタービン２と圧縮機４とロータシャフト６と発電機７とをこのタイボルト３によって積み重ね、前記タイボルト３の両端部にナット１０を夫々取り付け、締め付けて固着している。   The tie bolts 3 are passed through the common through holes 6 a so that the turbine 2, the compressor 4, the rotor shaft 6, and the generator 7 are stacked with the tie bolts 3. The nuts 10 are attached and fastened and fixed.

タービン２は半径流タービンであり、タービン２の静止体側には複数枚のノズル翼１４を環状に配列し、このノズル翼１４の下流側となるタービン２の回転体側には複数枚のタービン翼２ａを環状に配列することによってタービン２を構成している。   The turbine 2 is a radial flow turbine, and a plurality of nozzle blades 14 are annularly arranged on the stationary body side of the turbine 2, and a plurality of turbine blades 2 a are disposed on the rotating body side of the turbine 2, which is downstream of the nozzle blades 14. Are arranged in a ring shape to constitute the turbine 2.

そして図示していない燃焼器で燃焼して生成しタービン２に導入された高温の燃焼ガスは、動作流体となって静止体のノズル翼１４を通過して整流され、回転体のタービン翼２ａに流入して膨張し、この燃焼ガスによってタービン翼２ａを駆動してタービン２を回転させる。   The high-temperature combustion gas generated by combustion in a combustor (not shown) and introduced into the turbine 2 is rectified by passing through the stationary nozzle blades 14 as a working fluid, and becomes a turbine blade 2a of the rotating body. The turbine blades 2a are driven by this combustion gas to expand the turbine 2, and the turbine 2 is rotated.

タービン２の構成部材は高温の燃焼ガスに曝されるため、一般にはニッケル基超合金の材料で精密鋳造、鍛造、又は機械加工を施すことによって製作される。   Since the components of the turbine 2 are exposed to high-temperature combustion gas, they are generally manufactured by precision casting, forging, or machining with a nickel-base superalloy material.

図２は本実施例のガスタービン１１のタービン２に設置した回転体のタービン翼２ａを中心にして３次元形状で示したタービン２の部分詳細図である。   FIG. 2 is a partial detailed view of the turbine 2 shown in a three-dimensional shape with the turbine blade 2a of the rotating body installed in the turbine 2 of the gas turbine 11 of the present embodiment as a center.

図１及び図２において、タービン翼２ａの外表面は、燃焼器から導入された高温の燃焼ガスに曝されているので、本実施例のガスタービン１１のタービン翼２ａにおいては、高温の燃焼ガスに曝されるタービン翼２ａの上流側部分は、翼の本体の材料を構成する其材２ａの上に、この基材２ａの材料に比べて高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる合金コーティングを形成した結合層２ａ２を設け、この結合層２ａ２の上に更に遮熱性に優れたジルコニア系セラミックスからなるセラミックスコーティングを形成した遮熱層３１を設けた構造とした。   1 and 2, since the outer surface of the turbine blade 2a is exposed to the high-temperature combustion gas introduced from the combustor, the high-temperature combustion gas is used in the turbine blade 2a of the gas turbine 11 of the present embodiment. The upstream part of the turbine blade 2a exposed to the above is an alloy coating made of an alloy superior in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance compared to the material of the base material 2a on the material 2a constituting the material of the blade body A bonding layer 2a2 formed with a heat shielding layer 31 formed with a ceramic coating made of zirconia ceramics having excellent heat shielding properties is provided on the bonding layer 2a2.

即ち、本実施例のタービン翼２ａの上流側部分となる高温の燃焼ガスに直接晒される外表面には、遮熱性に優れた下記した組成のジルコニア系セラミックスからなる遮熱層３１を設け、この遮熱層３１の下層に基材２ａ１の材料に比べて高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層２ａ２を設け、この結合層２ａ２の下層にタービン翼２ａの基材２ａ１が配置する構成とした。   That is, on the outer surface directly exposed to the high-temperature combustion gas that becomes the upstream portion of the turbine blade 2a of the present embodiment, a heat shield layer 31 made of zirconia ceramics having the following composition excellent in heat shield is provided. A structure in which a bonding layer 2a2 made of an alloy superior in high-temperature corrosion resistance and oxidation resistance compared to the material of the base material 2a1 is provided below the heat shielding layer 31, and the base material 2a1 of the turbine blade 2a is disposed below the bonding layer 2a2. It was.

そして、タービン翼２ａの上流側部分に前記遮熱層３１と結合層２ａ２とを基材２ａ１の上層に設けたタービン翼２ａの下流側部分には、前記の遮熱層３１は形成していないが高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層２ａ２を基材２ａ１の上層に設けた冷却側翼部３２を形成することによって、一本のタービン翼２ａを構成している。   The heat shield layer 31 is not formed in the downstream portion of the turbine blade 2a in which the heat shield layer 31 and the bonding layer 2a2 are provided in the upper layer of the base 2a1 in the upstream portion of the turbine blade 2a. A turbine blade 2a is formed by forming the cooling side blade portion 32 in which the bonding layer 2a2 made of an alloy excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance is provided on the upper layer of the base material 2a1.

尚、マイクロガスタービンとしての燃焼ガスの温度条件を比較的低温に設定した場合には、タービン翼２ａの下流側部分に高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層２ａ２の形成を省略して基材２ａ１がそのまま燃焼ガスに面するようにしても良い。   When the temperature condition of the combustion gas as the micro gas turbine is set at a relatively low temperature, the formation of the bonding layer 2a2 made of an alloy excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance is omitted in the downstream portion of the turbine blade 2a. Then, the base material 2a1 may face the combustion gas as it is.

タービン翼２ａの基材２ａ１の材料は、Ｎｉ基等の耐熱合金から形成されている。   The material of the base 2a1 of the turbine blade 2a is formed from a heat-resistant alloy such as Ni.

また、このタービン翼２ａの基材２ａ１の内側にはタービン翼２ａを冷却する温度Ｔｃの冷却空気を流下する冷却流路（図示せず）が配設されている。   Further, a cooling flow path (not shown) for flowing cooling air at a temperature Tc for cooling the turbine blade 2a is disposed inside the base member 2a1 of the turbine blade 2a.

タービン翼２ａの上流側部分の最上層に設けた遮熱層３１を形成するジルコニア系セラミックスは、ＺｒＯ２を主成分とし、Ｙ２Ｏ３、ＭｇＯ、ＣａＯ、ＣｅＯ２、ＳｃＯ３、ＥｒＯ３、ＹｂＯ３、ＡｌＯ３、ＳｉＯ２、ＬａＯ３などの中から適宜組み合わされた成分を含んだもので形成されており、１０％程度の気孔率となっている。Zirconia based ceramics for forming a thermal barrier layer 31 provided on the uppermost layer of the upstream portion of the turbine blade 2a is mainly composed of ZrO2, Y 2 O 3, MgO , CaO, CeO 2, ScO 3, ErO 3, YbO 3 , AlO 3 , SiO 2 , LaO 3, etc., which are formed by appropriately combining components and have a porosity of about 10%.

この遮熱層３１のジルコニア系セラミックスのコーティング材の具合例としては、Ａｌ２Ｏ３＋ＳｉＯ２、Ａｌ２Ｏ３＋ＭｇＯ、ＭｇＯ＋ＳｉＯ２等が考えられる。As examples of the zirconia ceramic coating material of the heat shield layer 31, Al 2 O 3 + SiO 2 , Al 2 O 3 + MgO, MgO + SiO 2 and the like are conceivable.

また、遮熱層３１を形成するセラミックスコーティング材には、前記したジルコニア系セラミックスのコーティング材以外の酸化物系セラミックスのコーティング材を用いても同等の遮熱効果が得られる。   In addition, even if an oxide ceramic coating material other than the above-described zirconia ceramic coating material is used as the ceramic coating material for forming the heat shielding layer 31, the same heat shielding effect can be obtained.

図１及び図２に示した本実施例のタービン２のタービン翼２ａにおいては、タービン翼２ａの上流側の翼面には、基材２ａ１の上層に結合層２ａ２を設けると共に、該結合層２ａ２の上層の燃焼ガスに晒される翼面に遮熱層３１を設け、そしてこのタービン翼２ａの下流側の翼面には、遮熱層３１は形成しないが高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層２ａ２を基材２ａ１の上層に設けた冷却側翼部３２を形成させて、前記タービン翼２ａを構成している。   In the turbine blade 2a of the turbine 2 of the present embodiment shown in FIGS. 1 and 2, a bonding layer 2a2 is provided on the upper surface of the base 2a1 on the blade surface upstream of the turbine blade 2a, and the bonding layer 2a2 is provided. The heat shield layer 31 is provided on the blade surface exposed to the combustion gas in the upper layer, and the heat shield layer 31 is not formed on the blade surface on the downstream side of the turbine blade 2a, but the alloy is excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance. The turbine blade 2a is formed by forming a cooling side blade portion 32 in which a bonding layer 2a2 to be formed is provided in the upper layer of the base material 2a1.

よって、この遮熱層３１を設けたタービン翼２ａの上流側の翼面に流入した高温の燃焼ガスは、タービン翼２ａの上流側の翼面を流下しながら膨張してエンタルピーが低下する。   Therefore, the high-temperature combustion gas that has flowed into the blade surface upstream of the turbine blade 2a provided with the heat shield layer 31 expands while flowing down the blade surface upstream of the turbine blade 2a, and the enthalpy decreases.

そして、エンタルピーの低下で温度の下がった燃焼ガスが流れるタービン翼２ａの下流側の翼面には、丁度、遮熱層３１のない結合層２ａ２を外面に形成した冷却側翼部３２が位置するように構成されている。   Then, the cooling side blade portion 32 in which the coupling layer 2a2 without the heat shielding layer 31 is formed on the outer surface is positioned on the blade surface on the downstream side of the turbine blade 2a in which the combustion gas whose temperature has decreased due to the decrease in enthalpy flows. It is configured.

タービン翼２ａを上記のように構成したことによって、タービン２に流入する高温の燃焼ガスの流路に面したタービン翼２ａの上流側の翼面には遮熱層３１が形成されるので、このタービン翼２ａの上流側の翼面に面した高温の燃焼ガスから翼の内部に入る入熱は抑制される。   Since the turbine blade 2a is configured as described above, the heat shield layer 31 is formed on the blade surface upstream of the turbine blade 2a that faces the flow path of the high-temperature combustion gas flowing into the turbine 2. Heat input into the blade from the high-temperature combustion gas facing the blade surface upstream of the turbine blade 2a is suppressed.

更に、タービン翼２ａの下流側の翼面となる冷却側翼部３２は、エンタルピーが低下して温度の下がった燃焼ガスに晒されて冷却されることになるので、このタービン翼２ａの下流側の冷却側翼部３２と一体に形成されている遮熱層３１を設けたタービン翼２ａの上流側の翼の熱を冷却側翼部３２を通じて翼の内部から効果的に奪うことができる。   Further, the cooling side blade portion 32 which becomes the blade surface on the downstream side of the turbine blade 2a is cooled by being exposed to the combustion gas whose enthalpy is lowered and the temperature is lowered, so that the downstream side of the turbine blade 2a is cooled. The heat of the blade on the upstream side of the turbine blade 2 a provided with the heat shield layer 31 formed integrally with the cooling side blade portion 32 can be effectively taken from the inside of the blade through the cooling side blade portion 32.

この結果として、遮熱層３１を外表面に設けたタービン翼２ａに高温の燃焼ガスから入熱する熱を低減してタービン翼２ａの翼の温度を高温損傷が生じない温度レベルまで低下させることができる。   As a result, the heat input from the high-temperature combustion gas to the turbine blade 2a provided with the heat shield layer 31 on the outer surface is reduced to reduce the blade temperature of the turbine blade 2a to a temperature level at which high-temperature damage does not occur. Can do.

上記したようにタービン翼２ａの上流側に遮熱層３１を設け、下流側に遮熱層３１を備えていない冷却側翼部３２を設けたタービン翼２ａを配設することによって、タービン２において最も高温となる燃焼ガスに曝されるタービン翼２ａの上流側は、翼の外表面となる最上層に設けた遮熱性に優れたセラミックスからなるセラミックスコーティングの遮熱層３１と、遮熱層３１の下層に設けた高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる合金コーティングの結合層２ａ２を基材２ａ１の上層に設けたことによって、高温の燃焼ガスの熱がタービン翼２ａに入る熱量を抑制してタービン翼２ａの高温損傷を防止する。   As described above, by providing the turbine blade 2a provided with the heat shield layer 31 on the upstream side of the turbine blade 2a and provided with the cooling side blade portion 32 not provided with the heat shield layer 31 on the downstream side, The upstream side of the turbine blade 2a exposed to the high-temperature combustion gas has a heat shielding layer 31 of a ceramic coating made of ceramic having excellent heat shielding properties provided on the uppermost layer as the outer surface of the blade, By providing the upper layer of the base material 2a1 with the alloy coating bonding layer 2a2 made of an alloy excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance provided in the lower layer, the amount of heat of the high temperature combustion gas entering the turbine blade 2a is suppressed. The high temperature damage of the turbine blade 2a is prevented.

即ち、高温の燃焼ガスからタービン翼２ａに入熱する熱は遮熱性に優れた遮熱層３１にて大幅に低減され、この遮熱層３１を経て入熱する熱は高温耐食耐酸化性に優れた結合層２ａ２によって更に低下させるので、基材２ａ１に入熱する熱を大幅に低下させることが可能となり、タービンの長寿命化を図ることができる。   That is, the heat input to the turbine blades 2a from the high-temperature combustion gas is greatly reduced by the heat shield layer 31 having excellent heat shield properties, and the heat input through the heat shield layer 31 is improved in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance. Since it is further reduced by the excellent bonding layer 2a2, the heat input to the base material 2a1 can be greatly reduced, and the life of the turbine can be extended.

そして、このタービン翼２ａの上流側を通過して膨張し、エンタルピーが低下して低温となった燃焼ガスを、タービン翼２ａの下流側の遮熱層を有さない冷却側翼部３２に流下させている。   Then, the combustion gas which has passed through the upstream side of the turbine blade 2a and expanded and has a low temperature due to a decrease in enthalpy is caused to flow down to the cooling side blade portion 32 which does not have a heat shield layer on the downstream side of the turbine blade 2a. ing.

図３には本発明を適用した実施例のマイクロガスタービンであるガスタービン１１において、遮熱コーティングを施工したタービン翼２ａの遮熱の効果を模式図として示した。   FIG. 3 is a schematic view showing the heat shielding effect of the turbine blade 2a on which the heat shielding coating is applied in the gas turbine 11 which is the micro gas turbine of the embodiment to which the present invention is applied.

図３に示した本実施例のガスタービン１１のタービン２に設置されたタービン翼２ａにおいて、タービン翼２ａの上流側の翼面となる高温の燃焼ガスに直接晒される外表面には、遮熱性に優れた下記した組成のジルコニア系セラミックスからなる遮熱層３１を設け、この遮熱層３１の下層に基材２ａ１の材料に比べて高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層２ａ２を設け、この結合層２ａ２の下層にタービン翼２ａの基材２ａ１が配置する構成とした。   In the turbine blade 2a installed in the turbine 2 of the gas turbine 11 of the present embodiment shown in FIG. 3, the outer surface directly exposed to the high-temperature combustion gas that becomes the blade surface upstream of the turbine blade 2a has a heat shielding property. The thermal barrier layer 31 made of zirconia ceramics having the following composition excellent in the above is provided, and the bonding layer 2a2 made of an alloy superior in high-temperature corrosion resistance and oxidation resistance as compared with the material of the base material 2a1 is provided below the thermal barrier layer 31. And the base material 2a1 of the turbine blade 2a is disposed below the bonding layer 2a2.

この遮熱層３１の遮熱コーティングを施工したタービン翼２ａの上流側では、遮熱層３１の外表面を流下する高温の燃焼ガスのガス温度はタービン翼２ａの表面で温度Ｔｇ１を有している。   On the upstream side of the turbine blade 2a on which the thermal barrier coating of the thermal barrier layer 31 is applied, the gas temperature of the high-temperature combustion gas flowing down the outer surface of the thermal barrier layer 31 has a temperature Tg1 on the surface of the turbine blade 2a. Yes.

タービン翼２ａの上流側の翼面の最上層にジルコニア系セラミックスからなる遮熱性に優れた遮熱層３１を設けてあるため、高温の燃焼ガスからタービン翼２ａの内部に入熱される熱は遮熱性に優れたこの遮熱層３１によって大幅に低減され、遮熱層３１の下端では温度Ｔｇ３まで低下し、低減温度ΔＴ１（ΔＴ１＝温度Ｔｇ１−温度Ｔｇ３）として約６０〜１７０℃程度の温度低減効果が見込めることになる。   Since the heat shielding layer 31 made of zirconia ceramics and having excellent heat shielding properties is provided on the uppermost layer of the blade surface upstream of the turbine blade 2a, the heat input from the high temperature combustion gas into the turbine blade 2a is blocked. The temperature is greatly reduced by the heat shielding layer 31 having excellent heat properties. The temperature is lowered to the temperature Tg3 at the lower end of the heat shielding layer 31, and the temperature is reduced by about 60 to 170 ° C. as a reduction temperature ΔT1 (ΔT1 = temperature Tg1−temperature Tg3). The effect can be expected.

即ち、タービン翼２ａの上流側の翼面の最上層に設けた遮熱層３１では、ジルコニア系セラミックスからなる遮熱性に優れた遮熱層３１の熱伝導率が金属に比べて低いために遮熱層３１が熱抵抗となり、この結果、タービン翼２ａの内部に入熱する熱を温度Ｔｇ１から温度Ｔｇ３にまで低減するのでタービン翼２ａの温度を低下させることができる。   That is, in the heat shield layer 31 provided in the uppermost layer of the blade surface upstream of the turbine blade 2a, the heat shield layer 31 made of zirconia ceramics has excellent heat shield properties, and the heat conductivity is lower than that of metal. The heat layer 31 becomes thermal resistance. As a result, the heat input to the inside of the turbine blade 2a is reduced from the temperature Tg1 to the temperature Tg3, so that the temperature of the turbine blade 2a can be lowered.

一般的なプラズマ溶射によるＹ２Ｏ３の安定化ジルコニア系セラミックスからなる遮熱層３１をタービン翼２ａの最上層に設ける場合には、０．２５〜０．３ｍｍの遮熱層３１の厚さを形成すれば、約６０〜１７０℃程度の温度低減効果が期待できる。When the heat shield layer 31 made of stabilized zirconia ceramics of Y 2 O 3 by general plasma spraying is provided on the uppermost layer of the turbine blade 2a, the thickness of the heat shield layer 31 of 0.25 to 0.3 mm. If formed, a temperature reduction effect of about 60 to 170 ° C. can be expected.

更に、タービン翼２ａの上流側の最上層に設けた遮熱性に優れた遮熱層３１の下層には高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層２ａ２を基材２ａ１の上層に設けているので、この遮熱層３１を経て入熱する熱の温度Ｔｇ３は高温耐食耐酸化性に優れた結合層２ａ２によって更に低下させるので、結合層２ａ２の下端では温度Ｔｇ４まで低下して基材２ａ１に入熱する熱を大幅に低下させることが可能となる。   Further, a bonding layer 2a2 made of an alloy excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance is provided in an upper layer of the base material 2a1 below the heat shield layer 31 provided in the uppermost layer on the upstream side of the turbine blade 2a. Therefore, the temperature Tg3 of the heat input through the heat shield layer 31 is further lowered by the bonding layer 2a2 excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance. Therefore, the temperature is lowered to the temperature Tg4 at the lower end of the bonding layer 2a2, and the base material 2a1. It is possible to greatly reduce the heat input to the.

図３に示したタービン翼２ａの上流側の翼面から翼内部に至る温度として、タービン翼２ａの上流側の翼面となる遮熱層３１の外面を流下するガス温度のＴｇ１は約１０００〜９００℃の高温であり、タービン翼２ａに形成された遮熱層３１の下端での温度Ｔｇ３は約８００℃である。また、タービン翼２ａの基材２ａ１の内部に形成した冷却流路を流れる冷却空気の温度Ｔｃは約７００〜６００℃である。   As the temperature from the blade surface on the upstream side of the turbine blade 2a shown in FIG. The temperature Tg3 at the lower end of the heat shield layer 31 formed on the turbine blade 2a is about 800 ° C. Further, the temperature Tc of the cooling air flowing through the cooling flow path formed inside the base material 2a1 of the turbine blade 2a is about 700 to 600 ° C.

そして、タービン翼２ａの基材２ａ１に温度Ｔｇ４で入熱した熱は基材２ａ１の下端となる冷却空気の冷却空気の流路側ではこの冷却空気の流路を流れる冷却空気の温度Ｔｃより少し高い程度の温度Ｔｇ５まで低下する。   The heat input to the base material 2a1 of the turbine blade 2a at the temperature Tg4 is slightly higher than the temperature Tc of the cooling air flowing through the cooling air flow path on the cooling air flow path side which is the lower end of the base material 2a1. The temperature drops to a temperature Tg5.

タービン翼２ａを流下する高温の燃焼ガスの温度Ｔｇ１がタービン翼２ａに形成した遮熱層３１、結合層２ａ２及び基材２ａ１を経てＴｇ５にまで低下してタービン翼２ａの翼温度を低下させてタービンの長寿命化を図る温度変化の状況は図３の模式図に実線で示した。   The temperature Tg1 of the high-temperature combustion gas flowing down the turbine blade 2a is lowered to Tg5 through the heat shield layer 31, the coupling layer 2a2 and the base material 2a1 formed on the turbine blade 2a, thereby reducing the blade temperature of the turbine blade 2a. The state of temperature change for extending the life of the turbine is shown by a solid line in the schematic diagram of FIG.

また、タービン翼の寿命を従来と同程度にしてガスタービンの高効率化を図ることを考えた場合には、遮熱性に優れたセラミックスからなる遮熱層３１をタービン翼２ａの上流側の最上層に設けてタービン翼に入熱する温度を低下させている低減温度ΔＴ１（ΔＴ１＝温度Ｔｇ１−温度Ｔｇ３）の約６０〜１７０℃に見合った温度分だけ、燃焼ガスの温度を上昇させることが出来る。   Further, when considering improving the efficiency of the gas turbine by making the life of the turbine blade the same as before, the heat shield layer 31 made of ceramics having excellent heat shield properties is provided on the upstream side of the turbine blade 2a. The temperature of the combustion gas can be increased by a temperature corresponding to about 60 to 170 ° C. of the reduced temperature ΔT1 (ΔT1 = temperature Tg1−temperature Tg3) that is provided in the upper layer and decreases the temperature of heat input to the turbine blades. I can do it.

即ち、図３の模式図に実線で示した温度Ｔｇ１から破線で示した温度Ｔｇ２にまでタービン翌２ａに流入する燃焼ガスの温度を上昇させることが出来るので、この燃焼ガスの約６０〜１７０℃の温度上昇分に相当する分だけガスタービンの熱効率を向上させることが可能となる。   That is, the temperature of the combustion gas flowing into the turbine 2a can be increased from the temperature Tg1 indicated by the solid line to the temperature Tg2 indicated by the broken line in the schematic diagram of FIG. Therefore, the thermal efficiency of the gas turbine can be improved by an amount corresponding to the temperature rise.

ところで、本実施例のタービン２に設置された遮熱コーティングを施工したタービン翼２ａの上流側では、図２に示したように前記遮熱層３１を設けるタービン翼の部位は、燃焼ガスの流入部であるタービン翼２ａの上流側であるので、比較的、翼と翼との間隔が広く、遮熱層３１を形成する作業スペースが確保できるので前記遮熱層３１をタービン翼に設けやすい。   By the way, on the upstream side of the turbine blade 2a provided with the thermal barrier coating installed in the turbine 2 of this embodiment, the portion of the turbine blade where the thermal barrier layer 31 is provided as shown in FIG. Since the space between the blades and the blades is relatively wide and the working space for forming the heat shield layer 31 can be secured, the heat shield layer 31 can be easily provided on the turbine blade.

タービン翼２ａの上流側に設ける遮熱層３１の施工方法は、大気プラズマ溶射または減圧プラズマ溶射によりＭＣｒＡｌＹ合金ボンドコートを形成後に、熱伝導率が小さく、かつ、熱膨張率がタービン２の材料に近い前述したジルコニア系セラミックスを大気プラズマ溶射にて施工する。   The thermal barrier layer 31 is provided on the upstream side of the turbine blade 2a by applying an MCrAlY alloy bond coat by atmospheric plasma spraying or low pressure plasma spraying, and then having a low thermal conductivity and a thermal expansion coefficient of the material of the turbine 2. The above-mentioned zirconia ceramics are applied by atmospheric plasma spraying.

この場合、タービン翼２ａの間隔が広い燃焼ガスの流入部であるタービン翼２ａの上流側にジルコニア系セラミックスを大気プラズマ溶射によって施工して遮熱層３１を形成する施工方法は、電子ビーム銃を入れるスペースがあるので施工がしやすい。   In this case, the construction method of forming the heat shield layer 31 by applying zirconia-based ceramics by atmospheric plasma spraying on the upstream side of the turbine blade 2a, which is the inflow portion of the combustion gas having a wide interval between the turbine blades 2a, is an electron beam gun. Easy to install because there is a space to enter.

次に、本実施例のガスタービンを用いた発電設備について、その構造の制作、組立方法も含めて以下に説明する。   Next, the power generation equipment using the gas turbine of this embodiment will be described below, including the production and assembly method of the structure.

図１及び図２において、ガスタービン１１は圧縮機４と、タービン２と、発電機と、これらの機器をタービンロータ１で連結した構造を備えている。   1 and 2, a gas turbine 11 has a compressor 4, a turbine 2, a generator, and a structure in which these devices are connected by a turbine rotor 1.

ガスタービン１１は、空気を圧縮する圧縮機４と、この圧縮機４で圧縮して吐出された空気と燃料とを混合させて燃焼させる燃焼器（図示せず）と、この燃焼器で燃焼して生成した燃焼ガスによって駆動されるタービン２と、このタービン２の駆動によって回転して発電する発電機７と、前記のタービン２、圧縮機４、及び発電機７とを同一軸上に相互に連結するロータシャフト６とを備えている。   The gas turbine 11 includes a compressor 4 that compresses air, a combustor (not shown) that mixes and burns the air compressed by the compressor 4 and discharged, and burns in the combustor. The turbine 2 driven by the combustion gas generated in this way, the generator 7 that rotates to generate electricity by driving the turbine 2, and the turbine 2, the compressor 4, and the generator 7 are mutually connected on the same axis. And a rotor shaft 6 to be connected.

タイボルト３は、圧縮機４、ロータシャフト６、発電機７などの回転部品の軸心に形成した通し穴６ａを貫通して配設され、圧縮機４、ロータシャフト６、発電機７をタイボルト３によりロータシャフト６の軸方向に積み重ねて、タイボルト３のボルト部にナット１０を締めて締結する。   The tie bolt 3 is disposed through a through hole 6 a formed in the shaft center of a rotating part such as the compressor 4, the rotor shaft 6, and the generator 7, and the compressor 4, the rotor shaft 6, and the generator 7 are connected to the tie bolt 3. Are stacked in the axial direction of the rotor shaft 6, and the nut 10 is tightened and fastened to the bolt portion of the tie bolt 3.

圧縮機４は遠心圧縮機であり、環状に配列した翼４ａによって空気を圧縮する。圧縮機４には、タイボルト３を通すための通し穴６ａが設けてある。翼部４ａを備えた圧縮機４はチタン合金やアルミニウム合金の精密鋳造や鍛造、機械加工により製作される。   The compressor 4 is a centrifugal compressor, and compresses air by means of blades 4a arranged in an annular shape. The compressor 4 is provided with a through hole 6a for allowing the tie bolt 3 to pass therethrough. The compressor 4 provided with the wing | blade part 4a is manufactured by the precision casting, forging, and machining of a titanium alloy or an aluminum alloy.

ロータシャフト６は圧縮機４の次にタイボルト３によって重ね合わされる部材である。ロータシャフト６の発電機側にはベアリングカラー５が嵌合されている。このベアリングカラー５は、ラジアル荷重とスラスト荷重を支えるベアリングである。   The rotor shaft 6 is a member that is overlapped by the tie bolt 3 next to the compressor 4. A bearing collar 5 is fitted on the generator side of the rotor shaft 6. The bearing collar 5 is a bearing that supports a radial load and a thrust load.

発電機１９はロータシャフト６の次にタイボルト３によって重ね合わされる。発電機１９を構成する回転体は、発電機コア７ｃと、発電機コア７ｃの外周側の永久磁石７ｂと、永久磁石７ｂの外周側のカバー７ａと、これらの発電機コア７ｃ、永久磁石７ｂ、カバー７ａの軸方向の一方の端部に設置された発電機後端リング７ｄと、カバー７ａの軸方向の他方の端部に設置されたロータ端８とを備えている。   The generator 19 is overlapped by the tie bolt 3 next to the rotor shaft 6. The rotating body constituting the generator 19 includes a generator core 7c, a permanent magnet 7b on the outer peripheral side of the generator core 7c, a cover 7a on the outer peripheral side of the permanent magnet 7b, the generator core 7c, and the permanent magnet 7b. And a generator rear end ring 7d installed at one end of the cover 7a in the axial direction, and a rotor end 8 installed at the other end of the cover 7a in the axial direction.

発電機コア７ｃは磁性材料により構成された円筒形状であり、その軸心に形成した通し穴６ａにタイボルト３が通される。永久磁石７ｂも円筒形状、または、分割された円筒形状であり、発電機コア７ｃの外周側にはめ込まれている。   The generator core 7c has a cylindrical shape made of a magnetic material, and the tie bolt 3 is passed through a through hole 6a formed in the axial center thereof. The permanent magnet 7b also has a cylindrical shape or a divided cylindrical shape, and is fitted on the outer peripheral side of the generator core 7c.

永久磁石７ｂの外周側にカバー７ａがはめ込まれており、永久磁石７ａが回転による遠心力を受けて飛散したり、発電機コア７ｃとの間でスリップすることを防止する。   A cover 7a is fitted on the outer peripheral side of the permanent magnet 7b, and the permanent magnet 7a is prevented from scattering due to centrifugal force due to rotation and slipping between the permanent magnet 7b and the generator core 7c.

このカバー７ａを締まり嵌めの嵌合構造とすることにより、永久磁石７ｂを発電機コア７ｃに径方向の圧縮応力を作用させて押し付けている。   By making the cover 7a into an interference fitting structure, the permanent magnet 7b is pressed against the generator core 7c by applying a radial compressive stress.

カバー７ａには、ニッケル基合金のような高強度な非磁性金属リングやＦＲＰが用いられる。また、ロータ端８にはベアリングカラー９が嵌合されている。このベアリングカラー９は、ラジアル荷重を支えるベアリングである。   For the cover 7a, a high-strength nonmagnetic metal ring such as a nickel-based alloy or FRP is used. A bearing collar 9 is fitted to the rotor end 8. The bearing collar 9 is a bearing that supports a radial load.

次に、マイクロガスタービンであるガスタービン１１の回転体について説明すると、ガスタービン１１のタービン２は、静止体のノズル翼１４の下流側に回転体である複数枚のタービン翼２ａを環状に配列して回転可能に構成されている。   Next, the rotating body of the gas turbine 11 that is a micro gas turbine will be described. In the turbine 2 of the gas turbine 11, a plurality of turbine blades 2a that are rotating bodies are annularly arranged downstream of the nozzle blades 14 that are stationary bodies. And is configured to be rotatable.

このタービン翼２ａは、前述したようにタービン翼２ａの上流側の部分は、ジルコニア系セラミックスからなる遮熱層３１と、高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層２ａ２とを基材２ａ１の上層に設けて形成しており、このタービン翼２ａの下流側部分は、遮熱層３１は形成していないが高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層２ａ２を基材２ａ１の上層に設けた冷却側翼部３２を形成させることによってタービン翼２ａを構成している。   As described above, in the turbine blade 2a, the upstream portion of the turbine blade 2a includes the heat shielding layer 31 made of zirconia ceramics and the bonding layer 2a2 made of an alloy excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance. In the downstream portion of the turbine blade 2a, the heat shielding layer 31 is not formed, but the bonding layer 2a2 made of an alloy excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance is formed on the upper layer of the base material 2a1. The turbine blade 2a is formed by forming the cooling side blade portion 32 provided in the above.

ガスタービン１１の静止体について説明すると、回転体のタービン翼２ａを覆うようにタービン内ケーシング１３と、このタービン内ケーシング１３の外周側のタービン外ケーシング１２とが設置されており、タービン翼２ａに近接したタービン内ケーシング１３には環状に配列されたノズル翼１４とが設置されている。   The stationary body of the gas turbine 11 will be described. A turbine inner casing 13 and a turbine outer casing 12 on the outer peripheral side of the turbine inner casing 13 are installed so as to cover the turbine blade 2a of the rotating body. The adjacent turbine inner casing 13 is provided with nozzle blades 14 arranged in an annular shape.

そして、図示していない燃焼器で燃料を燃焼させて発生した高温の燃焼ガスをタービン内ケーシング１３の図１に矢印Ａで示した方向から流下してノズル翼１４にて整流され、回転体のタービン翼２ａに流入してこのタービン翼２ａを回転駆動する。   Then, the high-temperature combustion gas generated by burning the fuel in a combustor (not shown) flows down from the direction indicated by the arrow A in FIG. It flows into the turbine blade 2a and rotationally drives the turbine blade 2a.

このタービン翼２ａを回転駆動させて膨張し温度の低下した燃焼ガスは図１に矢印Ｂで示す方向から排出される。矢印Ｂの方向に排出した燃焼ガスは、図示していない再生熱交換器に導かれて燃焼ガスから熱が回収される。   The combustion gas whose temperature is lowered by rotating this turbine blade 2a is discharged from the direction indicated by arrow B in FIG. The combustion gas discharged in the direction of arrow B is guided to a regenerative heat exchanger (not shown) and heat is recovered from the combustion gas.

タービン外ケーシング１２とタービン内ケーシング１３は、溶接、一体精密鋳造などにより一体化して形成してもよいし、別部品として形成してもよい。また、ノズル翼１４は、本実施例では、タービン内ケーシング１３にピンで固定されている。   The turbine outer casing 12 and the turbine inner casing 13 may be formed integrally by welding, integral precision casting or the like, or may be formed as separate parts. Moreover, the nozzle blade 14 is being fixed to the turbine inner casing 13 with the pin in the present Example.

圧縮機４は回転体となる環状に配列した翼４ａを圧縮機ケーシング１７内で回転させて空気を圧縮する。本実施例では、圧縮機ケーシング１７にストラット１７ａが設けられ、ストラット１７ａを介して発電機１９の発電機後端ケーシング２２と接続されている。   The compressor 4 rotates the blades 4 a arranged in a ring as a rotating body in the compressor casing 17 to compress the air. In this embodiment, the compressor casing 17 is provided with a strut 17a, and is connected to the generator rear end casing 22 of the generator 19 via the strut 17a.

この圧縮機４では、図１に矢印Ｃとして示す方向から空気を吸い込み、圧縮機４の翼４ａにより空気を圧縮して、矢印Ｄで示す方向に圧縮した空気を吐出する。   In the compressor 4, air is sucked from the direction indicated by the arrow C in FIG. 1, the air is compressed by the blades 4 a of the compressor 4, and the compressed air is discharged in the direction indicated by the arrow D.

矢印Ｄの方向に吐出された圧縮空気は、図示していない再生熱交換器に導かれ、矢印Ｂから排出された燃焼ガスから回収された熱によってこの圧縮空気を予熱して、図示していない燃焼器にて予熱した渇縮空気を燃料と共に燃焼して高温の燃焼ガスを発生させる。   Compressed air discharged in the direction of arrow D is guided to a regenerative heat exchanger (not shown), and this compressed air is preheated by heat recovered from the combustion gas discharged from arrow B, not shown. The hot air preheated in the combustor is combusted with fuel to generate high-temperature combustion gas.

尚、この圧縮機ケーシング１７から吐出される圧縮空気出口には、圧力回復のためのベーンを設けてもよい。   A vane for pressure recovery may be provided at the outlet of the compressed air discharged from the compressor casing 17.

前記したタービン２と圧縮機３の流路形成のために、タービン外ケーシング１２の内部と圧縮機ケーシング１７の内部との間に両者を仕切るスペーサ１５が設けられている。   In order to form the flow path between the turbine 2 and the compressor 3 described above, a spacer 15 is provided between the inside of the turbine outer casing 12 and the inside of the compressor casing 17.

タービン外ケーシング１２の内部と圧縮機ケーシング１７の内部から作動流体の漏れを防止するために、スペーサ１５にラビリンスシール、ハニカムシール、ブラシシールなどを設けることにより、タービン２や圧縮機４の性能を向上させることができる。   In order to prevent leakage of working fluid from the inside of the turbine outer casing 12 and the compressor casing 17, the spacer 15 is provided with a labyrinth seal, a honeycomb seal, a brush seal, and the like, thereby improving the performance of the turbine 2 and the compressor 4. Can be improved.

また、圧縮機ケーシング１７とタービン外ケーシング１２にはスペーサ１５を間に挟んでフランジを夫々設け、これらのフランジに通された締結ボルト１６ａと締結ナット１６ｂとによって圧縮機ケーシング１７とタービン外ケーシング１２とを締結している。   Further, the compressor casing 17 and the turbine outer casing 12 are provided with flanges with the spacers 15 interposed therebetween, and the compressor casing 17 and the turbine outer casing 12 are provided by fastening bolts 16a and fastening nuts 16b passed through these flanges. Is concluded.

発電機１９の静止体は、発電機の外周に設置された発電機ケーシング２０と、発電機ケーシング２０の軸方向の一端に発電機前部部材１８ａを介して設置された発電機前端ケーシング２１と、発電機ケーシング２０の軸方向の他端に発電機後部部材１８ｂを介して設置された発電機後端ケーシング２２とを備えている。   The stationary body of the generator 19 includes a generator casing 20 installed on the outer periphery of the generator, and a generator front end casing 21 installed at one end in the axial direction of the generator casing 20 via a generator front member 18a. A generator rear end casing 22 is provided at the other end in the axial direction of the generator casing 20 via a generator rear member 18b.

この発電機ケーシング２０と、発電機前部部材１８ａと、発電機後部部材１８ｂとで区画される発電機の静止体の内部には、巻線にて構成される発電機コイル１９ａと、この発電機コイル１９ａの外周側に該発電機コイル１９ａを固定する円筒状の発電機コイル外ケーシング１９ｂとが設けられており、発電機コイル外ケーシング１９ｂは発電機ケーシング２０の内側に嵌合されて取り付けられている。   Inside the generator stationary body defined by the generator casing 20, the generator front member 18a, and the generator rear member 18b, a generator coil 19a composed of windings, A cylindrical generator coil outer casing 19b for fixing the generator coil 19a is provided on the outer peripheral side of the generator coil 19a, and the generator coil outer casing 19b is fitted and attached to the inner side of the generator casing 20. It has been.

巻線にて構成される発電機コイル１９ａは、一般的には珪素鋼板を積層したコアに銅線を巻いて製作し、樹脂でモールドした構造である。   The generator coil 19a configured by winding is generally manufactured by winding a copper wire around a core laminated with silicon steel plates and molding it with a resin.

発電機ケーシング２０には、この発電機ケーシング２０を軸方向に貫通したロータシャフト６と平行なボルト穴２２ｂを、発電機前端ケーシング２１と発電機後端ケーシング２２にも共通して形成して、この共通のボルト穴２２ｂに通しボルト２２ａを配設し、該通しボルト２２ａの両端にナット２２ｃを取り付けて締結する。   In the generator casing 20, a bolt hole 22 b parallel to the rotor shaft 6 penetrating the generator casing 20 in the axial direction is also formed in the generator front end casing 21 and the generator rear end casing 22 in common. Through bolts 22a are disposed in the common bolt holes 22b, and nuts 22c are attached to both ends of the through bolts 22a and fastened.

即ち、共通のボルト穴２２ｂに通しボルト２２ａとナット２２ｃを取り付けることにより、発電機ケーシング２０の一端に発電機前部部材１８ａを介して発電機前端ケーシング２１を固着し、発電機ケーシング２０の他端に発電機後部部材１８ｂを介して発電機後端ケーシング２２を固着する構成である。   That is, by attaching the bolt 22a and the nut 22c to the common bolt hole 22b, the generator front end casing 21 is fixed to one end of the generator casing 20 via the generator front member 18a. The generator rear end casing 22 is fixed to the end via the generator rear member 18b.

また、発電機１９の静止体の内部で回転する回転体は、前述したように発電機コア７ｃと、発電機コア７ｃの外周側の永久磁石７ｂと、永久磁石７ｂの外周側のカバー７ａと、カバー７ａの軸方向の端部に設置された発電機後端リング７ｄとロータ端８を備えており、この回転体が発電機の前述した静止体内を回転することにより発電する。   Further, as described above, the rotating body rotating inside the stationary body of the generator 19 includes the generator core 7c, the permanent magnet 7b on the outer peripheral side of the generator core 7c, and the cover 7a on the outer peripheral side of the permanent magnet 7b. A generator rear end ring 7d and a rotor end 8 are provided at the end of the cover 7a in the axial direction. The rotating body rotates in the stationary body of the generator to generate electric power.

発電機１９の回転体を静止体の内部で回転させることによって発電機コイル１９ａに誘起された交流電流は、図示していない整流器により直流電流に変換され、同じく図示していないインバータにより交流電流に変換されて電力系統に供給される。   The alternating current induced in the generator coil 19a by rotating the rotating body of the generator 19 inside the stationary body is converted into a direct current by a rectifier (not shown) and converted into an alternating current by an inverter (not shown). It is converted and supplied to the power system.

前記した構成のガスタービン１１の静止体の全体はタービンサポート２４によって支持されており、このタービンサポート２４と静止体の全体との連結はタービンサポート２４及びタービン外ケーシング１２に形成した共通のタービンサポートボス２５に回転防止ピン２６とセンターピン２７を取り付けることによってなされている。   The entire stationary body of the gas turbine 11 configured as described above is supported by the turbine support 24, and the connection between the turbine support 24 and the entire stationary body is a common turbine support formed in the turbine support 24 and the turbine outer casing 12. The anti-rotation pin 26 and the center pin 27 are attached to the boss 25.

発電機１９の発電機ケーシング２０の圧縮機側である発電機後端ケーシング２２の内周側には、ローターシャフト６に設置したベアリングカラー５に面してラジアルベアリング２３ａと、後側スラストベアリング２３ｂとが嵌合などにより設けられている。   On the inner peripheral side of the generator rear end casing 22, which is the compressor side of the generator casing 20 of the generator 19, a radial bearing 23 a and a rear thrust bearing 23 b facing the bearing collar 5 installed on the rotor shaft 6. Are provided by fitting or the like.

この発電機後端ケーシング２２に固着されている発電機後部部材１８ｂの内周側には、ローターシャフト６に設置したベアリングカラー５に面して前側スラストベアリング２３ｃが嵌合などにより設けられている。   On the inner peripheral side of the generator rear member 18b fixed to the generator rear end casing 22, a front thrust bearing 23c facing the bearing collar 5 installed on the rotor shaft 6 is provided by fitting or the like. .

同様に、発電機ケーシング２０の発電機前端ケーシング２１に固着されている発電機前部部材１８ａの内周側には、発電機の回転体のローター端８の外周側に設置したベアリングカラー９に面してラジアルベアリング２３ｄが嵌合などにより設けられている。   Similarly, on the inner peripheral side of the generator front member 18a fixed to the generator front end casing 21 of the generator casing 20, a bearing collar 9 installed on the outer peripheral side of the rotor end 8 of the rotor of the generator is provided. A radial bearing 23d is provided by fitting or the like.

上記した各ベアリングには、空気軸受、水軸受、油軸受などの作動流体を用いた滑り軸受や転がり軸受、磁気軸受などの何れかを用いる。   As each of the above-described bearings, any one of a sliding bearing, a rolling bearing, a magnetic bearing and the like using a working fluid such as an air bearing, a water bearing, and an oil bearing is used.

上記した本発明の実施例によれば、タービンの熱効率を高く維持すると共に、燃焼ガスからタービン翼に流入する熱を簡便に抑制して高温の燃焼ガスに晒されるタービン翼を高温損傷から防止することを可能にしたガスタービンを実現できるものである。   According to the embodiment of the present invention described above, the thermal efficiency of the turbine is maintained at a high level, and the heat that flows from the combustion gas to the turbine blades is simply suppressed to prevent the turbine blades exposed to the high-temperature combustion gas from being damaged at high temperatures. It is possible to realize a gas turbine that makes it possible.

図４は本発明の他の実施例であるマイクロガスタービンであるガスタービン１１を構成するタービン２に設置したタービン翼２ａを中心にして示したタービンの部分断面図である。   FIG. 4 is a partial cross-sectional view of a turbine centered on a turbine blade 2a installed in a turbine 2 constituting a gas turbine 11 which is a micro gas turbine according to another embodiment of the present invention.

本実施例のガスタービンは、図１に示した先の実施例のガスタービンと基本構成は同一であるので、両者に共通の構成については説明を省略し、相違した構成についてのみ以下に説明する。   Since the basic configuration of the gas turbine of the present embodiment is the same as that of the gas turbine of the previous embodiment shown in FIG. 1, the description of the configuration common to both is omitted, and only the configuration that is different will be described below. .

図４において、タービン２には静止体である複数枚のノズル翼１４が環状に配列されており、これらのノズル翼１４の下流側には該ノズル翼１４に対応して回転体である複数枚のタービン翼２ａが環状に配列されている。   In FIG. 4, a plurality of nozzle blades 14 that are stationary bodies are annularly arranged in the turbine 2, and a plurality of sheets that are rotating bodies corresponding to the nozzle blades 14 are disposed downstream of the nozzle blades 14. Turbine blades 2a are arranged in an annular shape.

このタービン翼２ａは、前述した先の実施例のタービン翼２ａと同様にタービン翼２ａの上流側の部分は、ジルコニア系セラミックスからなる遮熱層３１と、高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層２ａ２とを基材２ａ１の上層に設けて形成しており、このタービン翼２ａの下流側部分は、遮熱層３１は形成していないが高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層２ａ２を基材２ａ１の上層に設けた冷却側翼部３２を形成させることによってタービン翼２ａを構成している。   In the turbine blade 2a, the upstream portion of the turbine blade 2a is made of zirconia ceramics and an alloy excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance, like the turbine blade 2a of the previous embodiment. The bonding layer 2a2 is formed on the upper layer of the base material 2a1, and the downstream portion of the turbine blade 2a is made of an alloy having no heat shield layer 31 but excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance. The turbine blade 2a is configured by forming the cooling side blade portion 32 in which the coupling layer 2a2 is provided in the upper layer of the base material 2a1.

このタービン翼２ａには更に、図４に示したように、タービン翼２ａの上流側から下流側にかけての翼面の縁部にジルコニア系セラミックスからなる遮熱層３３が設けられた構成となっている。   As shown in FIG. 4, the turbine blade 2a is further provided with a heat shield layer 33 made of zirconia ceramics at the edge of the blade surface from the upstream side to the downstream side of the turbine blade 2a. Yes.

タービン翼２ａの縁部に設けられたジルコニア系セラミックスからなる遮熱層３３の材質は、図１乃至図３に示した先の実施例のタービン翼２ａの上流側の翼面に形成された遮熱層３１の材質であるジルコニア系セラミックスと同じ材質で形成されている。   The material of the heat shield layer 33 made of zirconia ceramics provided at the edge of the turbine blade 2a is formed on the blade surface upstream of the turbine blade 2a of the previous embodiment shown in FIGS. The heat layer 31 is made of the same material as the zirconia ceramics.

本実施例のタービン翼２ａでは、タービン翼２ａの上流側の翼面にジルコニア系セラミックスからなる遮熱層３１を形成するだけでなく、更にタービン翼２ａの上流側から下流側にかけての翼面の縁部にもジルコニア系セラミックスからなる遮熱層３３を形成したことにより、高温の燃焼ガスからタービン翼２ａの内部に入る入熱を効果的に抑制することが出来る。   In the turbine blade 2a of the present embodiment, not only the heat shield layer 31 made of zirconia ceramics is formed on the blade surface on the upstream side of the turbine blade 2a, but also the blade surface from the upstream side to the downstream side of the turbine blade 2a. By forming the heat shield layer 33 made of zirconia ceramics at the edge, it is possible to effectively suppress heat input from the high-temperature combustion gas into the turbine blade 2a.

また、タービン翼２ａの上流側から下流側にかけての翼面の縁部に形成したジルコニア系セラミックスからなる遮熱層３３は、タービン２の静止体を構成する金属部材と比べると柔らかい材質である。   Further, the heat shield layer 33 made of zirconia ceramics formed at the edge of the blade surface from the upstream side to the downstream side of the turbine blade 2 a is a soft material as compared with the metal member constituting the stationary body of the turbine 2.

よって、タービン２の静止体側とタービン翼２ａとの間の間隙をタービンの効率向上を狙って狭くした際に、万一、タービン翼２ａの縁部がタービン２の静止体側と接触した場合でも、遮熱層３３を形成するジルコニア系セラミックスは金属に比べても柔らかい材質であるのでこの遮熱層３３の一部が磨耗するだけで、タービン２の静止体側の金属部材やタービン翼２ａが大きく損傷する事態は回避されるとの効果も発揮する。   Therefore, when the gap between the stationary body side of the turbine 2 and the turbine blade 2a is narrowed to improve the efficiency of the turbine, even if the edge of the turbine blade 2a contacts the stationary body side of the turbine 2, Since the zirconia-based ceramics forming the heat shield layer 33 is a softer material than metal, the metal member on the stationary body side of the turbine 2 and the turbine blade 2a are greatly damaged because only a part of the heat shield layer 33 is worn. The effect of being avoided is also demonstrated.

上記した本発明の実施例によっても、タービンの熱効率を高く維持すると共に、燃焼ガスからタービン翼に流入する熱を簡便に抑制して高温の燃焼ガスに晒されるタービン翼を高温損傷から防止することを可能にしたガスタービンを実現できるものである。   According to the above-described embodiment of the present invention, while maintaining the high thermal efficiency of the turbine, it is possible to prevent the turbine blades exposed to the high-temperature combustion gas from high-temperature damage by simply suppressing the heat flowing into the turbine blades from the combustion gas. It is possible to realize a gas turbine that makes it possible.

本発明は、小型のガスタービン及び小容量のマイクロガスタービンに適用することが出来る。   The present invention can be applied to a small gas turbine and a small capacity micro gas turbine.

Claims (4)

空気を圧縮する圧縮機と、圧縮機で圧縮した空気を燃料と燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼器と、燃焼器で発生した燃焼ガスによって駆動されるタービンと、タービンの駆動によって発電する発電機と、これらのタービンと圧縮機と発電機とを同一軸線に配置するように連結したロータシャフトとを備えたガスタービンにおいて、
タービンに複数枚のタービン翼を設置し、このタービン翼には翼の本体を形成する基材の上層に高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層を形成し、この結合層の上層に酸化物系セラミックスからなる遮熱層を形成して、燃焼ガスに面するタービン翼の翼面にこの遮熱層が配置されるように構成し、
タービン翼の翼面に配置された酸化物系セラミックス又はジルコニア系セラミックスからなる遮熱層はタービン翼の上流側の翼面の部分にのみ形成されており、タービン翼の下流側の翼面は翼の本体を形成する基材の上層に高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層を形成し、この結合層が燃焼ガスに面するように構成したことを特徴とするガスタービン。A compressor that compresses air; a combustor that burns air compressed by the compressor with fuel to generate combustion gas; a turbine that is driven by the combustion gas generated by the combustor; and power generation that generates power by driving the turbine In a gas turbine comprising a motor, and a rotor shaft in which these turbines, a compressor, and a generator are connected so as to be arranged on the same axis,
A plurality of turbine blades are installed in the turbine, and a bonding layer made of an alloy excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance is formed on the upper layer of the base material forming the blade body, and the upper layer of the bonding layer is formed on the turbine blade. A heat shield layer made of oxide ceramics is formed, and the heat shield layer is arranged on the blade surface of the turbine blade facing the combustion gas .
The heat shield layer made of oxide ceramics or zirconia ceramics disposed on the blade surface of the turbine blade is formed only on the blade surface upstream of the turbine blade, and the blade surface downstream of the turbine blade is the blade A gas turbine characterized in that a bonding layer made of an alloy excellent in high-temperature corrosion resistance and oxidation resistance is formed on an upper layer of a base material forming the main body, and the bonding layer faces a combustion gas . 空気を圧縮する圧縮機と、圧縮機で圧縮した空気を燃料と燃焼して燃焼ガスを発生させる燃焼器と、燃焼器で発生した燃焼ガスによって駆動されるタービンと、タービンの駆動によって発電する発電機と、これらのタービンと圧縮機と発電機とを同一軸線に配置するように連結したロータシャフトとを備えたガスタービンにおいて、
タービンに複数枚のタービン翼を設置し、このタービン翼には翼の本体を形成する基材の上層に高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層を形成し、この結合層の上層に酸化物系セラミックスからなる遮熱層を形成して、燃焼ガスに面するタービン翼の翼面にこの遮熱層が配置されるように構成し、
タービン翼の翼面に配置された前記遮熱層を形成する酸化物系セラミックスはジルコニア系セラミックスから形成し、
タービン翼の翼面に配置された酸化物系セラミックス又はジルコニア系セラミックスからなる遮熱層はタービン翼の上流側の翼面の部分にのみ形成されており、タービン翼の下流側の翼面は翼の本体を形成する基材の上層に高温耐食耐酸化性に優れた合金からなる結合層を形成し、この結合層が燃焼ガスに面するように構成したことを特徴とするガスタービン。 A compressor that compresses air; a combustor that burns air compressed by the compressor with fuel to generate combustion gas; a turbine that is driven by the combustion gas generated by the combustor; and power generation that generates power by driving the turbine In a gas turbine comprising a motor, and a rotor shaft in which these turbines, a compressor, and a generator are connected so as to be arranged on the same axis,
A plurality of turbine blades are installed in the turbine, and a bonding layer made of an alloy excellent in high temperature corrosion resistance and oxidation resistance is formed on the upper layer of the base material forming the blade body, and the upper layer of the bonding layer is formed on the turbine blade. A heat shield layer made of oxide ceramics is formed, and the heat shield layer is arranged on the blade surface of the turbine blade facing the combustion gas.
The oxide ceramics forming the heat shield layer disposed on the blade surface of the turbine blade is formed from zirconia ceramics,
The heat shield layer made of oxide ceramics or zirconia ceramics disposed on the blade surface of the turbine blade is formed only on the blade surface upstream of the turbine blade, and the blade surface downstream of the turbine blade is the blade A gas turbine characterized in that a bonding layer made of an alloy excellent in high-temperature corrosion resistance and oxidation resistance is formed on an upper layer of a base material forming the main body, and the bonding layer faces a combustion gas . 請求項１又は請求項２に記載のガスタービンにおいて、
タービン翼の上流側から下流側にかけての翼面の縁部に酸化物系セラミックス又はジルコニア系セラミックスからなる別の遮熱層を形成したことを特徴とするガスタービン。 The gas turbine according to claim 1 or 2,
A gas turbine, wherein another heat shielding layer made of oxide ceramics or zirconia ceramics is formed at an edge of a blade surface from the upstream side to the downstream side of a turbine blade . 請求項１又は請求項２に記載のガスタービンにおいて、
前記ガスタービンは小容量のマイクロタービンであることを特徴とするガスタービン。 The gas turbine according to claim 1 or 2,
The gas turbine is a micro turbine having a small capacity .
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