JP4848899B2 - ガスタービン - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンに関し、特にセラミック系材料から形成された部品を備えるタービンを有するガスタービンに関するものである。

一般的に、ガスタービンは、圧縮機と、燃焼器と、タービンとによって構成されている。そして、圧縮機によって圧縮された空気が燃焼器において燃料とともに燃焼され、この燃焼によって発生した燃焼ガスによってタービンが回転駆動されている（特許文献１参照）。

このようなガスタービンでは、高温状態の燃焼ガスがタービンに供給され、タービンが備える翼（タービン動翼）にて燃焼ガスを受けることによってタービンが回転駆動するため、定格運転中のタービンは高温状態となっている。ガスタービンの出力変化時には燃焼ガスの出口温度が変化するため、タービン部品に発生する熱応力は定常状態における熱応力よりも高くなる。特に、何らかの理由により緊急停止による燃料遮断や、燃焼器の吹き消えなどが発生した場合には、タービン部品が低温のガス流に晒されることとなり、高温状態にあったタービンは急速に冷却される。このため、タービン部品内部には大きな温度分布が発生し、タービン部品にはより高い熱応力が発生する。
このため、従来のガスタービンでは、タービン部品に加工を施し、形状を工夫したり、取り付け構造を工夫したりすることによって、熱応力に強いタービン部品としている。
特開平１０−２５９９１５号公報

しかしながら、ガスタービンの種類や使用環境によっては、タービン部品に加工を施すことが困難な場合がある。例えば、近年は軽量化や高温での耐熱性向上の目的からタービン部品をセラミック系材料によって形成することが提案されているが、セラミック系材料は加工性が悪い。このため、セラミック系材料から形成されるタービン部品を採用する場合には、タービン部品に加工を施す方法は現実的でない。
このため、タービン部品の形状加工や取り付け構造に工夫を行うことなくタービン部品にかかる熱応力を低減させる方法が求められている。

本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、タービン部品の加工を行うことなく、熱応力に起因するタービン部品の損傷を抑止することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明は、燃焼ガスを燃焼器からタービンに導くガスタービンであって、上記燃焼器における燃焼が停止した場合に、上記燃焼器に供給される燃焼用空気の少なくとも一部を外部に排気する排気手段を備えることを特徴とする。

このような本発明によれば、何らかの原因によって燃焼器における燃焼が停止した場合に、排気手段によって、燃焼用空気の少なくとも一部が排気される。このため、従来なら燃焼器を介してタービンに供給されることとなる燃焼用空気の少なくとも一部がタービンを介さずに外部に排気される。

また、本発明においては、上記排気手段が、燃焼用空気の流路に接続されるバイパス流路と、該バイパス流路途中に設置されるバルブと、上記燃焼器の燃焼状態に応じて上記バルブの開閉を制御する制御手段とを備えるという構成を採用することができる。

また、本発明においては、上記制御手段が、上記燃焼器が備える燃料供給装置に入力される信号に基づいて上記燃焼器の燃焼状態を判断するという構成を採用することができる。

また、本発明においては、上記タービンの出口温度を検出する温度検出手段を備え、上記制御手段が、上記温度検出手段の検出結果に応じて上記燃焼器の燃焼状態を判断するという構成を採用することもできる。

また、本発明においては、上記タービンが備える部品がセラミックス系材料から形成されているという構成を採用することができる。

本発明によれば、何らかの原因によって燃焼器における燃焼が停止した場合であっても、燃焼器に供給される空気の少なくとも一部がタービンを介さずに外部に排気される。このため、従来と比較して、燃焼器が停止した場合にタービンへ流れる空気の量を低減させることができる。よって、タービン部品の温度低下速度を緩和させることができ、タービン部品にかかる熱応力を低減させることができる。よって、タービン部品の加工を行うことなく、熱応力に起因するタービン部品の損傷を抑止することが可能となる。

以下、図面を参照して、本発明に係るガスタービンの一実施形態について説明する。なお、以下の説明においては、本発明のガスタービンをジェットエンジンに用いた場合について説明する。また、以下の図面において、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。

図１は、本実施形態のジェットエンジン１の概略構成を模式的に示した断面図である。この図に示すように、本実施形態のジェットエンジン１は、ケーシング２、ファン、高圧圧縮機９、燃焼器５、高圧タービン６、低圧タービン８、低圧シャフト７ａ及び高圧シャフト７ｂを備えている。

ケーシング２は、ジェットエンジン１の外形を形作るとともに、その内部にファン、高圧圧縮機９、燃焼器５、高圧タービン６、低圧タービン８、低圧シャフト７ａ及び高圧シャフト７ｂを収納している。このケーシング２の一方の端部側にはジェットエンジン１内に外気を取り込むための吸気口２１があり、吸気口２１から取り込まれた外気は、ファン動翼列３の下流にてコアダクト２３ａとバイパスダクト２３ｂとに分岐されている。なお、コアダクト２３ａは噴射口２２と接続されているが、バイパスダクト２３ｂの排出側端部はファンノズル２３ｃとして構成されている。
なお、本実施形態においては、ケーシング２は、ファン動翼列３よりも上流側に位置するナセルを含むものとする。

ファン動翼列３は、回転軸Ｌ回りに配列されるとともに低圧シャフト７ａに対して固定される複数のファン動翼３１（翼）によって構成されている。
ファン出口案内翼列４は、回転軸Ｌ回りに配列されるとともにケーシング２に対して固定される複数のファン出口案内翼４１によって構成されている。

高圧圧縮機９は、高圧圧縮機動翼９１と高圧圧縮機静翼９２とがコアダクト２３ａ内において交互に複数配列された構成を有している。高圧圧縮機動翼９１は、高圧シャフト７ｂに対して固定されている。また、高圧圧縮機静翼９２は、ケーシング２に対して固定されている。このような高圧圧縮機９は、高圧圧縮機動翼９１が高圧シャフト７ｂの回転駆動に伴って回転されることによって、供給される空気Ｙを圧縮して排出する。

燃焼器５は、高圧圧縮機９の下流側に設置されている。この燃焼器５には、燃料供給装置５１から燃料が供給可能とされるとともに不図示の着火装置が設置されている。このような燃焼器５では、高圧圧縮機９側から供給される圧縮された空気Ｙが燃料と混合された後に燃焼される。そして、燃焼器５からは、燃焼によって発生した燃焼ガスＺが流路２３に排出される。

高圧タービン６は、燃焼器５の下流側に設置されており、回転軸Ｌ回りに配列され、ケーシングに固定された複数の高圧タービン静翼６２と、高圧シャフト７ｂに対して固定された複数の高圧タービン動翼６１を備えている。
低圧タービン８は高圧タービン下流に設置されており、回転軸Ｌ回りに配列され、ケーシングに固定された複数の低圧タービン静翼８２と、低圧シャフト７ａに対して固定された複数の低圧タービン動翼８１を備えている。
なお、本実施形態のジェットエンジン１においては、高圧タービン部品（例えば、高圧タービン動翼６１、高圧タービン静翼６２及びこれらの高圧タービン動翼６１と高圧タービン静翼６２を囲うシュラウド等）がセラミックス系材料の一種であるＭＧＣ材料（融液成長複合材料：Melt-Growth Composites）によって形成されており、これによって軽量化及び高温領域における耐熱化が図られている。

低圧シャフト７ａには、上述のように、軸方向Ｌに延在して設置されるとともに、ファン動翼列３及び低圧タービン動翼列が固定されている。高圧シャフト７ｂには上述のように、軸方向Ｌに延在して設置されるとともに、高圧圧縮機動翼列及び高圧タービン動翼列が固定されている。この低圧シャフト７ａ及び高圧シャフト７ｂは、不図示の軸受を介してケーシング２に対して固定されている。また、低圧シャフト７ａの先端部７１には、スピナー７２が接続されている。

なお、本実施形態においては、図２に示す高圧タービン６が高圧タービン静翼６２、高圧タービン動翼６１及び高圧シャフト７ｂによって構成されており、本発明におけるガスタービンがファン、高圧圧縮機９、燃焼器５及び高圧タービン６、低圧タービン８、高圧シャフト７ｂ、低圧シャフト７ａによって構成されている。

そして、本実施形態のジェットエンジン１は、燃焼器５における燃焼が停止した場合に、高圧圧縮機９と燃焼器５との間の流路２３ｄから空気Ｙ（燃焼用空気）を流路２３ｄの外部に排気する排気装置１０を備えている。
ここで、図１及び排気装置１０を模式的に示した図２を参照して排気装置１０について説明する。

排気装置１０は、一端が流路２３ｄに接続されて他端がバイパスダクト２３ｂに接続されるバイパス流路１１と、バイパス流路１１の途中部位に設置される開閉バルブ１２と、開閉バルブ１２の開閉を制御する制御装置１３とを備えている。

バイパス流路１１は、上述のように流路２３ｄとバイパスダクト２３ｂとに接続されているが、図１に示すように、流路２３ｄとバイパスダクト２３ｂとの接続箇所は、空気Ｙの流れに沿うように傾斜されていることが好ましい。これによって、空気Ｙの流れをスムーズなものとすることができる。また、バイパス流路１１の流路幅は、開閉バルブ１２が開放された場合に、高圧圧縮機９から排出される圧縮された空気Ｙが十分に流れることが可能なように設定されている。

また、図２に示すように、制御装置１３には、燃焼器５の燃焼を緊急停止する場合に燃料供給装置５１に入力される燃料供給停止信号が同時に入力される。そして、制御装置１３は、燃料供給停止信号が入力された場合には、燃焼器５の燃焼が停止されたと判断し、開閉バルブ１２を開放する。すなわち、制御装置１３は、燃料供給装置５１に入力される信号に基づいて燃焼器５の燃焼状態を判断し、燃焼器５の燃焼が停止していると判断した場合に開閉バルブ１２を開放する。

このように構成された本実施形態のジェットエンジン１では、まず、低圧シャフト７ａが回転することによって低圧シャフト７ａに固定されたファン動翼３１が軸回りに回転する。これによって、外気（空気Ｙ）が吸気口２１からジェットエンジン１内に取り込まれる。
ジェットエンジン１内に取り込まれた空気Ｙは、ファン動翼３１を介した後、一部がコアダクト２３ａに流入し、一部がバイパスダクト２３ｂに流入する。
バイパスダクト２３ｂに流入した空気Ｙは、ファン出口案内翼４１を介した後、ファンノズル２３ｃから外部に排出される。また、コアダクト２３ａに流入した空気Ｙは、高圧圧縮機９によって圧縮され、その後燃焼器５に供給される。燃焼器５に供給された空気Ｙは、燃焼器５において燃料と混合され燃焼される。この結果、燃焼ガスＺが生成される。そして、ジェットエンジン１は、燃焼ガスＺが噴射口２２から噴射される反動で推力を得る。
なお、燃焼ガスＺは、燃焼器５から噴射口２２に到るまでに高圧タービン６及び低圧タービン８を介する。高圧タービン動翼６１は、燃焼ガスＺを受けることによって、高圧シャフト７ｂに一方向に回転動力を与える。また、低圧タービン動翼８１は燃焼ガスＺを受けることによって、低圧シャフト７ａに一方向に回転動力を与える。この結果、高圧シャフト７ｂ、低圧シャフト７ａが回転するため、高圧シャフト７ｂに固定された高圧圧縮機動翼列及び低圧シャフト７ａに固定されたファン動翼列３を回転させ続けることが可能となる。

そして、従来のジェットエンジンでは、他機器のトラブル等によって燃焼器５への燃料供給が停止される等の何らかの原因によって燃焼器５の燃焼が緊急停止した場合には、高圧圧縮機９から燃焼器５に供給される空気Ｙが、燃焼に用いられることなくタービンに供給される。このため、燃焼中には高温の燃焼ガスに晒されていたタービン部品が、多量の空気Ｙに晒されることになり、タービン部品が急激に冷却される。そして、タービン部品に強い熱応力がかかることなる。
これに対して、本実施形態のジェットエンジンでは、排気装置１０を備えており、何らかの原因によって燃焼器５への燃料の供給が停止した場合には、制御装置１３へ燃料供給停止信号が入力され、制御装置１３によって開閉バルブ１２が開放される。この結果、高圧圧縮機９から排出された空気Ｙの多くが、バイパス流路１１に流れ込み、バイパスダクト２３ｂを介して外部に排気される。このため、タービンに供給される空気量が減少し、タービン部品にかかる熱応力を低減させることができる。
なお、開閉バルブ１２が開放されることによって、バイパス流路１１が外部に対して開放されるため、圧力の高い空気Ｙの多くは自然とバイパス流路１１に流れる。しかしながら、何らかの原因で開閉バルブ１２を開放してもバイパス流路１１に空気Ｙが流れない場合を考慮し、空気Ｙを強制的にバイパス流路１１に流入させて排出する強制排出手段を設置しても構わない。

このように本実施形態のジェットエンジン１では、タービン部品の温度低下速度を緩和させることができ、タービン部品にかかる熱応力を低減させることができる。よって、従来のように熱応力に耐えうる構造を採るためのタービン部品の加工を行うことなく、熱応力に起因するタービン部品の損傷を抑止することが可能となる。
したがって、本実施形態のジェットエンジン１のようにタービン部品を加工が困難な脆性材料（セラミックス系材料）によって形成することが可能となり、ジェットエンジン１の軽量化・高温化を図ることが可能となる。
このように本実施形態のジェットエンジン１によれば、タービン部品をセラミックス系材料によって形成した場合にも、熱応力による損傷を抑止することが可能となり、軽量で耐熱性の高いジェットエンジンの実現が可能となる。

また、バイパス流路１１が燃焼器５と高圧タービン静翼６２との間の流路に接続された場合には、燃焼停止直後の燃焼器５を通過することによって高温となった空気Ｙがバイパス流路に流れ込むため、バイパス流路や開閉バルブを高い温度に耐えられる耐熱使用にする必要があり現実的ではない。これに対して、本実施形態のジェットエンジン１では、排気装置１０のバイパス流路１１は、高圧圧縮機９と燃焼器５との間の流路２３ｄに接続されている。このため、バイパス流路１１や開閉バルブ１２を高い温度に耐えられる耐熱使用にする必要がない。

図３は、本実施形態のジェットエンジン１と従来のジェットエンジンとの比較例であり、高圧タービン静翼６２にかかる応力の時間変化を示している。図３においては横軸が時間、縦軸が高圧タービン静翼６２にかかる応力をセラミックスの破断応力値で割った比応力を示している。（ａ）が本実施形態のジェットエンジン１の場合であり、（ｂ）が従来のジェットエンジンの場合である。
図３から分かるように、本実施形態のジェットエンジン１すなわち排気装置１０を備えるジェットエンジンにおける高圧タービン静翼６２には比応力１以上の応力が加わることはない。一方、従来のジェットエンジンにおける高圧タービン静翼６２には比応力１以上の応力が加わっている。よって、本実施形態のジェットエンジン１によれば、高圧タービン静翼６２にかかる最大応力を低減させることが可能であると分かる。

以上、添付図面を参照しながら本発明に係るガスタービンの好適な実施形態について説明したが、本発明は上記実施形態に限定されないことは言うまでもない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。

例えば、上記実施形態においては、本発明のガスタービンをジェットエンジンに用いた場合について説明した。しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、種々のガスタービンに適用することができ、例えば、船舶用のガスタービンや発電用のガスタービンに適用することも可能である。

また、上記実施形態においては、バイパス流路１１の他端がバイパスダクト２３ｂに接続されるものとした。しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、例えば、図４に示すように、ケーシング２の外部に露出するようにしても良い。
また、上記実施形態においては、バイパス流路１１をバイパスダクト２３ｂ側に形成したが、バイパス流路１１を高圧シャフト７ｂ側に形成することも可能である。

また、上記実施形態においては、燃料供給停止信号が制御装置１３に入力されているか否かで燃焼器５の燃焼状態を判断した。しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、例えば、タービン出口すなわち噴射口２２の温度を検出するセンサ（温度検出手段）、あるいは高圧タービン出口温度を検出するセンサ（温度検出手段）、あるいは高圧タービン静翼６２の翼面温度を検出するセンサ（温度検出手段）、あるいは高圧タービン動翼６１の翼面温度を検出するセンサ（温度検出手段）、あるいは低圧タービン静翼８２の翼面温度を検出するセンサ（温度検出手段）、あるいは低圧タービン動翼８１の翼面温度を検出するセンサ（温度検出手段）を備え、これらのセンサいずれか、あるいは複数のセンサから入力される信号に基づいて燃焼器５の燃焼状態を判断しても良い。例えば、急激な温度低下が生じた場合には、燃焼器５の燃焼状態が停止したと判断することができる。
このような構成を採用することによって、燃焼器５に燃料が供給されていてかつ燃焼が停止した状態（例えば、燃焼器５の吹き消え）であっても、空気Ｙを排気装置１０によって排気することが可能となる。

本発明の一実施形態におけるジェットエンジンの概略構成を模式的に示した断面図である。 本発明の一実施形態におけるジェットエンジンが備える排気装置を模式的に示した図である。 本発明の一実施形態におけるジェットエンジンと従来のジェットエンジンとの比較例である。 本発明の一実施形態におけるジェットエンジンの変形例の概略構成を模式的に示した断面図である。

符号の説明

１……ジェットエンジン、５……燃焼器、５１……燃料供給装置、６……高圧タービン（タービン）、６１……高圧タービン動翼、６２……高圧タービン静翼、８……低圧タービン（タービン）、８１……低圧タービン動翼、８２……低圧タービン静翼、１０……排気装置（排気手段）、１１……バイパス流路、１２……開閉バルブ、１３……制御装置（制御手段）

Claims (2)

1. 燃焼ガスを燃焼器からタービンに導くガスタービンであって、
   前記燃焼器における燃焼が停止した場合に、前記燃焼器に供給される燃焼用空気の少なくとも一部を外部に排気する排気手段を備え、
   前記排気手段は、燃焼用空気の流路に接続されるバイパス流路と、該バイパス流路途中に設置されるバルブと、前記燃焼器が備える燃料供給装置に入力される信号に基づいて前記燃焼器の燃焼状態を判断すると共に前記燃焼器の燃焼状態に応じて前記バルブの開閉を制御する制御手段とを備える
   ことを特徴とするガスタービン。
2. 前記タービンが備える部品がセラミックス系材料から形成されていることを特徴とする請求項１記載のガスタービン。

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