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. .
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.
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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)
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 .
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 .
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 .
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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