JP5173720B2

JP5173720B2 - Combustor connection structure and gas turbine

Info

Publication number: JP5173720B2
Application number: JP2008256532A
Authority: JP
Inventors: 聡介中村; 智志瀧口; 宜彦本山
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2008-10-01
Filing date: 2008-10-01
Publication date: 2013-04-03
Anticipated expiration: 2028-10-01
Also published as: JP2010084704A

Description

本発明は、燃焼器接続構造およびガスタービンに関し、さらに詳しくは、タービンに繋がる燃焼器の尾筒出口の形状を最適化した燃焼器接続構造およびガスタービンに関するものである。 The present invention relates to a combustor connection structure and a gas turbine, and more particularly to a combustor connection structure and a gas turbine in which the shape of a tail pipe outlet of a combustor connected to the turbine is optimized.

ガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンとにより構成されている。圧縮機は、空気取入口から取り込まれた空気を圧縮させることで高温・高圧の圧縮空気とする。燃焼器は、圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガスとする。タービンは、ケーシング内の排気通路に複数のタービン静翼およびタービン動翼が交互に配設されて構成されており、この排気通路に供給された燃焼ガスによりタービン動翼が駆動されることで、例えば、発電機に連結されたロータを回転駆動する。そして、タービンを駆動した燃焼ガスは、タービン下流のディフューザにより静圧に変換されてから大気に放出される。The gas turbine includes a compressor, a combustor, and a turbine. The compressor compresses the air taken in from the air intake to produce high-temperature and high-pressure compressed air. The combustor generates high-temperature and high-pressure combustion gas by supplying fuel to the compressed air and burning it. The turbine is configured by alternately arranging a plurality of turbine stationary blades and turbine blades in the exhaust passage in the casing, and the turbine blades are driven by the combustion gas supplied to the exhaust passage. For example, a rotor connected to a generator is rotationally driven. The combustion gas that has driven the turbine is converted into static pressure by a diffuser downstream of the turbine and then released to the atmosphere.

近年では、ガスタービンの高温化と共に、出力および効率を向上するため、ガスタービンの下流に蒸気発生装置および蒸気タービンを組み合わせたコンバインドサイクルが知られている。このコンバインドサイクルでは、蒸気タービンから排出された蒸気を用いてガスタービンの燃焼器の冷却を行うものがある。 In recent years, a combined cycle in which a steam generator and a steam turbine are combined downstream of the gas turbine is known in order to improve the output and efficiency as the temperature of the gas turbine increases. In this combined cycle, there is one that cools a combustor of a gas turbine using steam discharged from a steam turbine.

このようなコンバインドサイクルにおいてコンバインド効率（熱効率）の向上を図るには、タービンに繋がる燃焼器の尾筒出口での冷却の交換熱量を削減することが好ましい。すなわち、燃焼器を冷却するための熱量は、熱交換を行った蒸気によって回収されるが、冷却される熱量を始めから削減できればコンバインド効率は向上する。そこで、尾筒出口の断面積を大きくして燃焼ガスの流速を遅くすれば熱伝達率も下がるので、熱交換量を削減できる。ところが、尾筒出口が繋がり燃焼ガスを受け入れるタービンの第１段タービン静翼において、前記静翼下流側（出口側）の径方向寸法が空力的に決められているので、尾筒出口の断面積を大きくするのには問題がある。 In order to improve combined efficiency (thermal efficiency) in such a combined cycle, it is preferable to reduce the amount of heat exchanged for cooling at the outlet of the tail cylinder of the combustor connected to the turbine. That is, the amount of heat for cooling the combustor is recovered by the heat-exchanged steam, but the combined efficiency improves if the amount of heat to be cooled can be reduced from the beginning. Therefore, if the cross-sectional area of the tail tube outlet is increased to reduce the flow rate of the combustion gas, the heat transfer rate is also reduced, so that the amount of heat exchange can be reduced. However, in the first stage turbine stationary blade of the turbine that is connected to the tail tube outlet and receives the combustion gas, the radial dimension on the downstream side (outlet side) of the stationary blade is aerodynamically determined. There is a problem with increasing

ここで、例えば、特許文献１に示すガスタービンにおいては、前記静翼の上流側開口の径方向寸法を下流側開口よりも大きくしたものがある。 Here, for example, in the gas turbine shown in Patent Document 1, there is one in which the radial dimension of the upstream opening of the stationary blade is larger than that of the downstream opening.

特開２００２−３２７６０２号公報JP 2002-327602 A

上記特許文献１の構成を適用し、第１段タービン静翼の下流側開口の径方向寸法を空力的に決め、上流側開口の径方向寸法を大きくすれば、尾筒出口の断面積を大きくすることが可能であるかもしれない。しかしながら、第１段タービン静翼の上流側径方向寸法を単純に拡大するだけでは、前記静翼の冷却面積が増加することから、冷却空気量が増加するため、結果的にコンバインド効率が低下してしまうおそれがある。 By applying the configuration of Patent Document 1 above, the radial dimension of the downstream opening of the first stage turbine stationary blade is determined aerodynamically, and the radial dimension of the upstream opening is increased, the cross-sectional area of the tail tube outlet is increased. It may be possible to do. However, simply increasing the upstream radial dimension of the first stage turbine stationary blade increases the cooling area of the stationary blade, which increases the amount of cooling air, resulting in a decrease in combined efficiency. There is a risk that.

ここで、冷却空気の増加がコンバインド効率を低下させる理由について説明する。一般的に、冷却空気は、ガスタービンの圧縮機で圧縮されたものを抽気してタービン内部に送るものである。一方、ガスタービンの圧縮機は、同軸上のタービンによって駆動されるが、冷却空気は燃焼には寄与しないことから、タービンの仕事にも余り貢献しない。従って、冷却空気が増加すると、それだけタービンの仕事が余分に圧縮機の駆動に消費され、結果的にガスタービンの出力が低下する。また、冷却空気の温度は燃焼ガスの温度よりも低いため、冷却空気の増加は、ガスタービンの排気ガスの温度をより下げることになる。この結果、ガスタービンの排気ガスによって発生される蒸気量も減少する。このため、冷却空気の増加はコンバインド効率を低下させることになる。 Here, the reason why the increase in cooling air decreases the combined efficiency will be described. In general, the cooling air is extracted by a compressor of a gas turbine and sent into the turbine. On the other hand, the compressor of the gas turbine is driven by a coaxial turbine, but the cooling air does not contribute to combustion, and therefore does not contribute much to the work of the turbine. Therefore, when the cooling air increases, the extra work of the turbine is consumed for driving the compressor, and as a result, the output of the gas turbine decreases. In addition, since the temperature of the cooling air is lower than the temperature of the combustion gas, the increase in the cooling air lowers the temperature of the exhaust gas of the gas turbine. As a result, the amount of steam generated by the exhaust gas of the gas turbine is also reduced. For this reason, the increase in cooling air reduces the combined efficiency.

本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、コンバインド効率を向上することのできる燃焼器接続構造およびガスタービンを提供することを目的とする。 This invention is made | formed in view of the above, Comprising: It aims at providing the combustor connection structure and gas turbine which can improve combined efficiency.

上記の目的を達成するために、本発明の燃焼器接続構造では、燃焼器の円形断面形状に形成されている尾筒入口の断面積Ｄｉｎに対し、略四辺形断面形状に形成されている尾筒出口の断面積Ｄｏｕｔを、０．７９≦Ｄｏｕｔ／Ｄｉｎ≦０．９の範囲に設定し、前記尾筒入口側を前記円形断面形状にあわせた円筒状に形成するとともに、当該円筒状から前記尾筒出口に至り断面積を漸次減少させて尾筒を形成し、かつ前記尾筒出口が接続されるタービンの第１段タービン静翼において、前記静翼の径方向内側壁をなす内側シュラウドの上流側端と、前記尾筒出口の径方向内側端とが、ロータの軸方向に接するように配置し、かつ前記静翼の径方向外側壁をなす外側シュラウドの上流側端と、前記尾筒出口の径方向外側端とが、ロータの軸方向に接するように配置し、前記内側シュラウドと前記外側シュラウドとの間の上流側端の径方向寸法を前記尾筒出口の径方向寸法と同一とし、前記内側シュラウドを前記ロータの軸心と平行に配置し、かつ前記外側シュラウドを、前記ロータの軸心に対して前記径方向寸法が下流側開口から上流側開口が漸次広がるように斜めに配置したことを特徴とする。 In order to achieve the above object, in the combustor connection structure of the present invention, the tail formed in a substantially quadrilateral cross-sectional shape with respect to the cross-sectional area Din of the tail tube inlet formed in the circular cross-sectional shape of the combustor. The cross-sectional area Dout of the tube outlet is set in a range of 0.79 ≦ Dout / Din ≦ 0.9, and the tail tube inlet side is formed in a cylindrical shape matching the circular cross-sectional shape, and the cylindrical shape is In the first stage turbine stationary blade of the turbine to which the cross section area is gradually reduced to reach the tail tube outlet to form the tail tube and to which the tail tube outlet is connected, the inner shroud forming the radially inner wall of the stationary blade An upstream end and a radially inner end of the tail tube outlet are disposed so as to contact the axial direction of the rotor, and an upstream end of an outer shroud that forms a radially outer wall of the stationary blade, and the tail tube The radially outer end of the outlet is in the axial direction of the rotor To place such, the radial dimension of the upstream end tail tube was the same as the radial dimension of the outlet, arranged parallel to the axis of the inner shroud said rotor between said inner shroud said outer shroud In addition, the outer shroud is disposed obliquely with respect to the axial center of the rotor so that the radial dimension gradually widens from the downstream opening to the upstream opening .

この燃焼器接続構造は、燃焼器の尾筒について、燃焼ガスの壁面流速が低減されるので、尾筒出口部分の交換熱量が削減され、コンバインド効率を向上できる。しかも、タービンについては、第１段タービン静翼の上流側での流入速度が落ちるので、空力性能が改善され、コンバインド効率を向上できる。一方、タービンについて、第１段タービン静翼の上流側端での翼高さが増加することから、翼部の冷却空気量が増加する。しかし、静翼においても燃焼ガスの壁面流速が低減されることから、熱伝達率が低下するため、静翼全体の冷却空気量の増加は少ない。さらに、前述のタービンでの空力性能の改善により相殺され、かつ最適な絞り比の範囲で尾筒出口の断面積が定められていることで、ガスタービン全体としてコンバインド効率が向上する。 In this combustor connection structure, the wall surface flow velocity of the combustion gas is reduced for the transition piece of the combustor, so that the amount of exchange heat at the exit part of the transition piece can be reduced, and the combined efficiency can be improved. In addition, with respect to the turbine, the inflow speed on the upstream side of the first stage turbine stationary blade is lowered, so that the aerodynamic performance is improved and the combined efficiency can be improved. On the other hand, since the blade height at the upstream end of the first-stage turbine stationary blade increases for the turbine, the amount of cooling air in the blade portion increases. However, since the wall surface flow velocity of the combustion gas is also reduced in the stationary blade, the heat transfer rate is lowered, so that the amount of cooling air in the entire stationary blade is not increased. Furthermore, the combined efficiency of the gas turbine as a whole is improved by offsetting the above-described improvement in aerodynamic performance in the turbine and determining the cross-sectional area of the tail tube outlet within the optimum throttle ratio range.

また、本発明の燃焼器接続構造では、前記尾筒出口側における前記内側シュラウドに接続される径方向内側を、前記ロータの軸心と平行に配置し、かつ前記尾筒出口側における前記外側シュラウドに接続される径方向外側を、前記外側シュラウドの傾斜角度に合わせて斜めに配置したことを特徴とする。 In the combustor connection structure of the present invention, the radially inner side connected to the inner shroud on the tail tube outlet side is arranged in parallel with the axis of the rotor, and the outer shroud on the tail tube outlet side. The radially outer side connected to the outer shroud is arranged obliquely according to the inclination angle of the outer shroud.

この燃焼器接続構造は、燃焼器の中心線を軸心に対して斜めに配置した構成において、尾筒から静翼への燃焼ガスの流速の増減がないため、交換熱量を低減でき、コンバインド効率の向上を図れる。 This combustor connection structure has a configuration in which the center line of the combustor is arranged obliquely with respect to the axial center, so there is no increase or decrease in the flow rate of the combustion gas from the tail cylinder to the stationary blade, so the exchange heat can be reduced and the combined efficiency Can be improved.

上記の目的を達成するために、本発明のガスタービンでは、圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、上記の燃焼器接続構造を備えたことを特徴とする。 In order to achieve the above object, in the gas turbine of the present invention, fuel is supplied to the compressed air compressed by the compressor and burned by the combustor, and the generated combustion gas is supplied to the turbine to obtain rotational power. In the gas turbine, the above-described combustor connection structure is provided.

このガスタービンでは、燃焼器の尾筒について、燃焼ガスの壁面流速が低減されるので、尾筒出口部分の交換熱量が削減され、コンバインド効率を向上できる。しかも、タービンについては、第１段タービン静翼の上流側での流入速度が落ちるので、空力性能が改善され、コンバインド効率を向上できる。一方、タービンについて、第１段タービン静翼の上流側端での翼高さが増加することから、翼部の冷却空気量が増加する。しかし、静翼においても燃焼ガスの壁面流速が低減されることから、熱伝達率が低下するため、静翼全体の冷却空気量の増加は少ない。さらに、前述のタービンでの空力性能の改善により相殺され、かつ最適な絞り比の範囲で尾筒出口の断面積が定められていることで、ガスタービン全体としてコンバインド効率が向上する。また、燃焼器の中心線を軸心に対して斜めに配置した構成において、尾筒から静翼への燃焼ガスの流速の増減がないため、交換熱量を低減でき、コンバインド効率の向上を図れる。 In this gas turbine, since the wall surface flow velocity of the combustion gas is reduced for the transition piece of the combustor, the exchange heat amount at the exit part of the transition piece is reduced, and the combined efficiency can be improved. In addition, with respect to the turbine, the inflow speed on the upstream side of the first stage turbine stationary blade is lowered, so that the aerodynamic performance is improved and the combined efficiency can be improved. On the other hand, since the blade height at the upstream end of the first-stage turbine stationary blade increases for the turbine, the amount of cooling air in the blade portion increases. However, since the wall surface flow velocity of the combustion gas is also reduced in the stationary blade, the heat transfer rate is lowered, so that the amount of cooling air in the entire stationary blade is not increased. Furthermore, the combined efficiency of the gas turbine as a whole is improved by offsetting the above-described improvement in aerodynamic performance in the turbine and determining the cross-sectional area of the tail tube outlet within the optimum throttle ratio range. Further, in the configuration in which the center line of the combustor is arranged obliquely with respect to the axis, there is no increase or decrease in the flow velocity of the combustion gas from the tail cylinder to the stationary blade, so that the amount of exchange heat can be reduced and the combined efficiency can be improved.

本発明によれば、タービンに繋がる燃焼器の尾筒出口の形状を最適化して燃焼ガスの壁面流速を低減し、尾筒出口部分の交換熱量を削減したので、コンバインド効率を向上できる。 According to the present invention, since the shape of the transition piece outlet of the combustor connected to the turbine is optimized to reduce the wall surface flow velocity of the combustion gas and the amount of exchange heat at the transition piece outlet portion is reduced, the combined efficiency can be improved.

図１は、本発明の実施例に係るガスタービンの概略構成図、図２は、ガスタービンにおける燃焼器の概略構成図、図３は、燃焼器における尾筒の内形の概略図、図４は、尾筒の絞り比を示す図である。 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, FIG. 2 is a schematic configuration diagram of a combustor in the gas turbine, FIG. 3 is a schematic diagram of an inner shape of a tail cylinder in the combustor, FIG. These are figures which show the aperture ratio of a transition piece.

ガスタービンは、図１に示すように、圧縮機１と燃焼器２とタービン３とにより構成されている。また、圧縮機１、燃焼器２およびタービン３の中心部には、ロータ４が貫通して配置されている。圧縮機１、燃焼器２およびタービン３は、ロータ４の軸心Ｒに沿い、空気または燃焼ガスの流れの上流側から下流側に向かって順に並設されている。なお、以下の説明において、軸方向とは軸心Ｒに平行な方向をいい、周方向とは軸心Ｒを中心とした周り方向をいい、径方向とは軸心Ｒに直交する方向をいう。また、径方向内側とは軸心Ｒに対して接近する側であり、径方向外側とは軸心Ｒに対して離隔する側である。 As shown in FIG. 1, the gas turbine includes a compressor 1, a combustor 2, and a turbine 3. A rotor 4 is disposed through the center of the compressor 1, the combustor 2, and the turbine 3. The compressor 1, the combustor 2, and the turbine 3 are arranged in parallel along the axis R of the rotor 4 in order from the upstream side to the downstream side of the flow of air or combustion gas. In the following description, the axial direction refers to a direction parallel to the axis R, the circumferential direction refers to a direction around the axis R, and the radial direction refers to a direction orthogonal to the axis R. . Further, the radially inner side is the side approaching the axis R, and the radially outer side is the side away from the axis R.

圧縮機１は、空気を圧縮して圧縮空気とするものである。圧縮機１は、空気を取り込む空気取入口１１を有した圧縮機ケーシング１２の内部の空気通路に、圧縮機静翼１３および圧縮機動翼１４が設けられている。圧縮機静翼１３は、圧縮機ケーシング１２側に取り付けられて周方向に複数並設されている。また、圧縮機動翼１４は、ロータ４側に取り付けられて周方向に複数並設されている。これら圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４とは、軸方向で交互に複数設けられている。 The compressor 1 compresses air into compressed air. The compressor 1 is provided with a compressor stationary blade 13 and a compressor moving blade 14 in an air passage inside a compressor casing 12 having an air intake port 11 for taking in air. A plurality of compressor vanes 13 are attached to the compressor casing 12 side and arranged in parallel in the circumferential direction. A plurality of compressor blades 14 are attached to the rotor 4 side and arranged in parallel in the circumferential direction. A plurality of the compressor vanes 13 and the compressor rotor blades 14 are alternately provided in the axial direction.

燃焼器２は、圧縮機１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給することで、高温・高圧の燃焼ガスを生成するものである。燃焼器２は、圧縮空気と燃料を混合して燃焼させる内筒２１と、内筒２１から燃焼ガスをタービン３に導く尾筒２２と、内筒２１の外周を覆い、圧縮機１からの圧縮空気を内筒２１に導く外筒２３とを有している。この燃焼器２は、燃焼器ケーシング２４に対し周方向に複数（例えば１６個）並設されている。また、燃焼器２は、ガスタービンの車室内部の構造の制約から、燃焼器２の中心線Ｓをロータ４の軸心Ｒに対して傾けて（少なくとも３０度）、径方向外側から径方向内側に斜めに燃焼ガスを噴出するように配置されている。 The combustor 2 generates high-temperature and high-pressure combustion gas by supplying fuel to the compressed air compressed by the compressor 1. The combustor 2 covers an inner cylinder 21 that mixes and burns compressed air and fuel, a tail cylinder 22 that guides combustion gas from the inner cylinder 21 to the turbine 3, an outer periphery of the inner cylinder 21, and a compression from the compressor 1. And an outer cylinder 23 that guides air to the inner cylinder 21. A plurality of (for example, 16) combustors 2 are arranged in the circumferential direction with respect to the combustor casing 24. Further, the combustor 2 is inclined in the radial direction from the radially outer side by tilting the center line S of the combustor 2 with respect to the axial center R of the rotor 4 (at least 30 degrees) due to the structural restriction of the interior of the gas turbine. It arrange | positions so that combustion gas may be ejected diagonally inside.

また、燃焼器２には、図２に示すように、主に燃料を供給する燃料ノズル２５１，２５２が設けられている。燃料ノズル２５１は、内筒２１の中央に１本設けられたパイロットノズルである。また、燃料ノズル２５２は、内筒２１内でパイロットノズル２５１の周囲で周方向に複数（例えば８個）隣接して設けられたメインノズルである。このメインノズル２５２の周囲には、メインノズル２５２を覆うバーナー筒２５２ｂが設けられている。 Further, as shown in FIG. 2, the combustor 2 is provided with fuel nozzles 251 and 252 for mainly supplying fuel. The fuel nozzle 251 is a pilot nozzle provided at the center of the inner cylinder 21. In addition, the fuel nozzle 252 is a main nozzle provided adjacent to a plurality (for example, eight) in the circumferential direction around the pilot nozzle 251 in the inner cylinder 21. A burner cylinder 252 b that covers the main nozzle 252 is provided around the main nozzle 252.

この燃焼器２では、図２に示すように、高温・高圧の圧縮空気の空気流が外筒２３の内部に流れ込み、この圧縮空気が内筒２１の内部に流れ込む。内筒２１内では、圧縮空気がメインノズル２５２から噴射された燃料と混合され、バーナー筒２５２ｂにて予混合気の旋回流となって尾筒２２内に流れ込む。また、圧縮空気は、パイロットノズル２５１から噴射された燃料と混合され、図示しない点火装置により点火されて燃焼し、燃焼ガスとなって尾筒２２内に噴出する。このとき、パイロットノズル２５１から噴射した燃料による拡散火炎により、各メインノズル２５２のバーナー筒２５２ｂからの予混合気の燃焼を安定させるための保炎を行う。 In the combustor 2, as shown in FIG. 2, an air flow of high-temperature and high-pressure compressed air flows into the outer cylinder 23, and this compressed air flows into the inner cylinder 21. In the inner cylinder 21, the compressed air is mixed with the fuel injected from the main nozzle 252, and flows into the tail cylinder 22 as a swirling flow of premixed air in the burner cylinder 252b. The compressed air is mixed with the fuel injected from the pilot nozzle 251, ignited by an ignition device (not shown), burned, and then burned into the tail cylinder 22 as combustion gas. At this time, flame holding for stabilizing the combustion of the premixed gas from the burner cylinder 252b of each main nozzle 252 is performed by the diffusion flame by the fuel injected from the pilot nozzle 251.

タービン３は、燃焼器２で燃焼された燃焼ガスにより回転動力を生じるものである。タービン３は、燃焼ガスが送り込まれるタービンケーシング３１の内部の排気通路にタービン静翼３２およびタービン動翼３３が設けられている。タービン静翼３２は、タービンケーシング３１側に取り付けられて周方向に複数並設されている。また、タービン動翼３３は、ロータ４の軸心Ｒを中心とした円盤状のディスクの外周に固定されて周方向に複数並設されている。これらタービン静翼３２とタービン動翼３３とは、軸方向で交互に複数設けられている。また、タービンケーシング３１の下流側には、タービン３に連続するディフューザ部３４ａを内部に有した排気室３４が設けられている。 The turbine 3 generates rotational power by the combustion gas burned in the combustor 2. The turbine 3 is provided with a turbine stationary blade 32 and a turbine rotor blade 33 in an exhaust passage inside a turbine casing 31 into which combustion gas is fed. A plurality of turbine vanes 32 are attached to the turbine casing 31 side and arranged in parallel in the circumferential direction. Further, a plurality of turbine rotor blades 33 are fixed to the outer periphery of a disk-shaped disk centered on the axis R of the rotor 4 and are arranged in parallel in the circumferential direction. A plurality of these turbine stationary blades 32 and turbine rotor blades 33 are provided alternately in the axial direction. Further, an exhaust chamber 34 having a diffuser portion 34 a continuous with the turbine 3 is provided on the downstream side of the turbine casing 31.

ロータ４は、圧縮機１側の端部が軸受部４１により支持され、排気室３４側の端部が軸受部４２により支持されて、軸心Ｒを中心として回転自在に設けられている。そして、ロータ４の排気室３４側の端部には、発電機（図示せず）の駆動軸が連結されている。 The end of the rotor 4 on the side of the compressor 1 is supported by a bearing 41 and the end of the side of the exhaust chamber 34 is supported by a bearing 42 so as to be rotatable about an axis R. A drive shaft of a generator (not shown) is connected to the end of the rotor 4 on the exhaust chamber 34 side.

このようなガスタービンは、圧縮機１の空気取入口１１から取り込まれた空気が、複数の圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４とを通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。この圧縮空気に対し、燃焼器２から燃料が供給されることで高温・高圧の燃焼ガスが生成される。そして、この燃焼ガスがタービン３のタービン静翼３２とタービン動翼３３とを通過することでロータ４が回転駆動され、このロータ４に連結された発電機に回転動力を付与することで発電を行う。そして、ロータ４を回転駆動した後の燃焼ガスは、排気室３４内のディフューザ部３４ａで静圧に変換されてから大気に放出される。 In such a gas turbine, the air taken in from the air intake port 11 of the compressor 1 passes through the plurality of compressor stationary blades 13 and the compressor rotor blades 14 and is compressed, so that the compressed air has a high temperature and a high pressure. It becomes. By supplying fuel from the combustor 2 to the compressed air, high-temperature and high-pressure combustion gas is generated. Then, the combustion gas passes through the turbine stationary blade 32 and the turbine rotor blade 33 of the turbine 3, so that the rotor 4 is rotationally driven, and the generator connected to the rotor 4 is given rotational power to generate power. Do. The combustion gas after rotationally driving the rotor 4 is converted into a static pressure by the diffuser portion 34a in the exhaust chamber 34 and then released to the atmosphere.

上述したガスタービンにおいて、図２および図３に示すように、燃焼器２の尾筒２２は、筒状に形成され、一方の開口である尾筒入口２２１が内筒２１に接続され、他方の開口である尾筒出口２２２がタービン３における排気通路の入口である第１段タービン静翼３２１に接続されている。尾筒入口２２１が接続される内筒２１は、円筒形状に形成されている。このため、尾筒入口２２１は円形断面形状に形成されている（図３参照）。また、尾筒出口２２２が接続される第１段タービン静翼３２１は、翼部３２２と、該翼部３２２を径方向で挟むように支持する内側シュラウド３５１および外側シュラウド３５２とから構成されている。内側シュラウド３５１は、第１段タービン静翼３２１の径方向内側壁をなし、外側シュラウド３５２は、第１段タービン静翼３２１の径方向外側壁をなす。そして、第１段タービン静翼３２１の周方向の配置に従って燃焼ガスの通路が円環状に形成されている。また、上述したように燃焼器２は、周方向に複数並設されている。このため、尾筒出口２２２は、第１段タービン静翼３２１に対応する円環状を燃焼器２の数で分割した弧形断面形状であって、言い換えると扇形から円弧部を切り取った略四辺形断面形状に形成されている（図３参照）。すなわち、尾筒２２は、尾筒入口２２１から尾筒出口２２２に至り断面形状が変形している。この尾筒出口２２２が接続される第１段タービン静翼３２１は、その円環状の円周がタービン３の空力的形状によりに決められている。このため、尾筒出口２２２の断面形状は、第１段タービン静翼３２１に対応する円環状を燃焼器２の数で分割した弧形の寸法が決められている。In the gas turbine described above, as shown in FIGS. 2 and 3, the tail cylinder 22 of the combustor 2 is formed in a cylindrical shape, and the tail cylinder inlet 221, which is one opening, is connected to the inner cylinder 21, and the other A transition piece outlet 222 that is an opening is connected to a first stage turbine stationary blade 321 that is an inlet of an exhaust passage in the turbine 3. The inner cylinder 21 to which the transition piece inlet 221 is connected is formed in a cylindrical shape. For this reason, the transition piece inlet 221 is formed in a circular cross-sectional shape (see FIG. 3). The first stage turbine nozzle 321 of tail tube outlet 222 is connected, the blade portion 322, and a inner shroud 351 and outer shroud 352 supports so as to sandwich the blade portion 322 in the radial direction . The inner shroud 351 forms a radially inner wall of the first stage turbine stationary blade 321, and the outer shroud 352 forms a radially outer wall of the first stage turbine stationary blade 321. A combustion gas passage is formed in an annular shape in accordance with the circumferential arrangement of the first stage turbine stationary blade 321. Further, as described above, a plurality of the combustors 2 are arranged in parallel in the circumferential direction. For this reason, the transition piece outlet 222 has an arc-shaped cross-sectional shape obtained by dividing an annular shape corresponding to the first stage turbine stationary blade 321 by the number of the combustors 2, in other words, a substantially quadrilateral shape obtained by cutting an arc portion from a sector shape. The cross section is formed (see FIG. 3). That is, the cross-sectional shape of the transition piece 22 extends from the transition piece inlet 221 to the transition piece outlet 222 and is deformed. The first stage turbine stationary blade 321 to which the tail tube outlet 222 is connected has an annular circumference determined by the aerodynamic shape of the turbine 3. For this reason, the cross-sectional shape of the transition piece outlet 222 has an arc-shaped dimension obtained by dividing an annular shape corresponding to the first stage turbine stationary blade 321 by the number of combustors 2.

ここで、第１段タービン静翼３２１は、内側シュラウド３５１と外側シュラウド３５２との間の下流側径方向寸法がタービン３の空力的形状によって決められている。本実施例では、第１段タービン静翼３２１の下流側開口の径方向寸法（下流側翼高さ）Ｈｏｕｔを空力的に決められた寸法とし、内側シュラウド３５１および外側シュラウド３５２の上流側端部の径方向寸法（上流側翼高さ）Ｈｉｎを尾筒出口２２２の径方向寸法（ａ）と同一の寸法となるように合わせてある。具体的には、内側シュラウド３５１は、ロータ４の軸心Ｒと平行（製造上の誤差を含む）に配置され、その上流側端と尾筒出口２２２の径方向内側端とがロータ４の軸方向に接するように配置されている。また、外側シュラウド３５２は、その上流側端と尾筒出口２２２の径方向外側端とがロータ４の軸方向に接するように配置され、かつ上流側開口の径方向寸法（上流側翼高さ）Ｈｉｎが下流側開口の径方向寸法（下流側翼高さ）Ｈｏｕｔよりも大きく、下流側開口から上流側開口が漸次広がるようにロータ４の軸心Ｒに対して斜めに配置されている。Here, in the first stage turbine stationary blade 321, the downstream radial dimension between the inner shroud 351 and the outer shroud 352 is determined by the aerodynamic shape of the turbine 3. In the present embodiment, the radial dimension (downstream blade height) Hout of the downstream opening of the first stage turbine stationary blade 321 is aerodynamically determined, and the upstream end portions of the inner shroud 351 and the outer shroud 352 are arranged. are combined radial dimension (upstream blade height) Hin to be the same size as the dimension in the radial direction of the tail tube outlet 222 (a). Specifically, the inner shroud 351 is disposed parallel to the axis R of the rotor 4 (including manufacturing errors), and the upstream end thereof and the radially inner end of the tail tube outlet 222 are the axis of the rotor 4. It is arranged to touch the direction . The outer shroud 352 is disposed such that the upstream end thereof and the radially outer end of the transition piece outlet 222 are in contact with the axial direction of the rotor 4 , and the radial dimension of the upstream opening (upstream blade height) Hin Is larger than the radial dimension (downstream blade height) Hout of the downstream opening, and is disposed obliquely with respect to the axis R of the rotor 4 so that the upstream opening gradually widens from the downstream opening.

また、燃焼器２の尾筒２２は、燃焼ガスの流れを安定させるため、尾筒入口２２１から尾筒出口２２２に至り断面積が減少するように絞りが形成されている。より好ましくは、尾筒入口２２１の断面積Ｄｉｎに対する尾筒出口２２２の断面積Ｄｏｕｔの絞り比Ｄｏｕｔ／Ｄｉｎ＝０．９である。すなわち、尾筒入口２２１の断面積（直径（ｂ））が決められると、絞り比により尾筒出口２２２の断面積（径方向寸法（ａ））が決まる。なお、図４に実線で示すように、尾筒入口２２１の直径（ｂ）の範囲を設定し、絞り比が０．９となる尾筒出口２２２の断面積Ｄｏｕｔでの径方向寸法（ａ）に対し、内側シュラウド３５１および外側シュラウド３５２の上流側端部の径方向寸法Ｈｉｎと第１段タービン静翼３２１の下流側開口の径方向寸法Ｈｏｕｔとの比を翼高さ比Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔとし、この最小値をＸ＝１．１８とする。そして、図４に破線で示すように、第１段タービン静翼３２１のＨｉｎ／Ｈｏｕｔの最小値Ｘ＝１．１８において、尾筒入口２２１の直径（ｂ）が最大寸法とした場合の絞り比は、０．７９となる。そこで、尾筒入口２２１の直径（ｂ）の範囲内で、第１段タービン静翼３２１のＨｉｎ／Ｈｏｕｔの最小値Ｘ＝１．１８を基準とした好ましい絞り比として、０．７９≦Ｄｏｕｔ／Ｄｉｎ≦０．９の範囲が得られる。Further, the tail cylinder 22 of the combustor 2 is formed with a throttle so that the cross-sectional area decreases from the tail cylinder inlet 221 to the tail cylinder outlet 222 in order to stabilize the flow of combustion gas. More preferably, the drawing ratio Dout / Din of the cross-sectional area Dout of the transition piece outlet 222 to the cross-sectional area Din of the transition piece inlet 221 is 0.9. That is, when the cross-sectional area (diameter ( b )) of the transition piece inlet 221 is determined, the cross-sectional area (radial dimension ( a )) of the transition piece outlet 222 is determined by the drawing ratio. As shown by a solid line in FIG. 4, the range of the diameter ( b ) of the tail tube inlet 221 is set, and the radial dimension ( a ) at the cross-sectional area Dout of the tail tube outlet 222 having a drawing ratio of 0.9. On the other hand, the ratio between the radial dimension Hin of the upstream end of the inner shroud 351 and the outer shroud 352 and the radial dimension Hout of the downstream opening of the first stage turbine stationary blade 320 is the blade height ratio Hin / Hout. And this minimum value is X = 1.18. As shown by a broken line in FIG. 4, the drawing ratio when the diameter ( b ) of the tail tube inlet 221 is the maximum dimension at the minimum value X = 1.18 of Hin / Hout of the first stage turbine stationary blade 321. Is 0.79. Therefore, within a range of the diameter ( b ) of the transition piece inlet 221, a preferable throttle ratio based on the minimum value X = 1.18 of Hin / Hout of the first stage turbine vane 321 is 0.79 ≦ Dout / A range of Din ≦ 0.9 is obtained.

かかる燃焼器接続構造およびガスタービンでは、燃焼器２について、尾筒出口２２２の径方向寸法（ａ）が、尾筒入口２２１の直径（ｂ）に対する絞り比を、０．７９≦Ｄｏｕｔ／Ｄｉｎ≦０．９の範囲として最適化されている。このため、燃焼ガスの壁面流速が低減されるので、尾筒出口２２２部分の交換熱量を削減でき、コンバインド効率を向上できる。In such a combustor connection structure and gas turbine, in the combustor 2, the radial dimension ( a ) of the transition piece outlet 222 has a throttle ratio with respect to the diameter ( b ) of the transition piece inlet 221, 0.79 ≦ Dout / Din ≦ Optimized as a range of 0.9. For this reason, since the wall surface flow velocity of combustion gas is reduced, the amount of exchange heat at the tail tube outlet 222 portion can be reduced, and the combined efficiency can be improved.

さらに、タービン３については、第１段タービン静翼３２１の上流側での流入速度が落ちるので、空力性能が改善され、コンバインド効率を向上できる。一方、タービン３について、第１段タービン静翼３２１の上流側での翼高さ（第１段タービン静翼３２１の上流側の径方向寸法Ｈｉｎ）が増加するので、前記第１段タービン静翼３２１の翼部３２２の冷却面積が増加することから冷却空気が増加してコンバインド効率は悪化する要因となる。しかし、前記第１段タービン静翼３２１においても燃焼ガスの壁面流速が低減されることから、熱伝達率が低下するため、前記第１段タービン静翼３２１全体の冷却空気量の増加は少ない。さらに、タービン３での空力性能の改善により、前述の効率悪化分は相殺され、かつ最適な絞り比の範囲で尾筒出口２２２の断面積が定められていることで、ガスタービン全体としてコンバインド効率が向上する。Further, with respect to the turbine 3, since the inflow speed on the upstream side of the first stage turbine stationary blade 321 decreases, the aerodynamic performance is improved and the combined efficiency can be improved. On the other hand, since the blade height on the upstream side of the first stage turbine stationary blade 321 (the radial dimension Hin on the upstream side of the first stage turbine stationary blade 321) of the turbine 3 is increased, the first stage turbine stationary blade is increased. Since the cooling area of the wing portion 322 of 321 is increased, the cooling air is increased and the combined efficiency is deteriorated. However, since the wall flow velocity of the combustion gas is reduced also in the first stage turbine stationary blade 321, the heat transfer rate is lowered, so that the amount of cooling air in the entire first stage turbine stationary blade 321 is small. Furthermore, the improvement in aerodynamic performance in the turbine 3 offsets the above-described deterioration in efficiency, and the cross-sectional area of the tail tube outlet 222 is determined within the optimum drawing ratio range, so that the combined efficiency of the gas turbine as a whole is improved. Will improve.

さらに、かかる燃焼器接続構造およびガスタービンでは、タービン３の第１段タービン静翼３２１について、内側シュラウド３５１をロータ４の軸心Ｒと平行に配置してその上流側端部と尾筒出口２２２の径方向内側端とがロータ４の軸方向に接するように配置し、かつ外側シュラウド３５２の上流側端部と尾筒出口２２２の径方向外側端とがロータ４の軸方向に接するようにロータ４の軸心Ｒに対して斜めに配置してある。このため、図２に示すように燃焼器２の中心線Ｓを軸心Ｒに対して斜めに配置した構成において、尾筒２２から第１段タービン静翼３２１への燃焼ガスの流速の増減がないため、交換熱量を低減でき、コンバインド効率の向上を図れる。Further, in such a combustor connection structure and gas turbine, with respect to the first stage turbine stationary blade 321 of the turbine 3, the inner shroud 351 is arranged in parallel with the axis R of the rotor 4, and its upstream end and tail tube outlet 222 are arranged. as the radially inner end of the are arranged in contact in the axial direction of the rotor 4, and the radially outer end of the upstream end and the tail tube outlet 222 of the outer shroud 352 against the axial direction of the rotor 4 The rotor 4 is arranged obliquely with respect to the axis R of the rotor 4 . For this reason, in the configuration in which the center line S of the combustor 2 is disposed obliquely with respect to the axis R as shown in FIG. 2, the flow rate of the combustion gas from the tail cylinder 22 to the first stage turbine stationary blade 321 increases or decreases. Therefore, the amount of exchange heat can be reduced, and the combined efficiency can be improved.

これらを、図５〜図８を用いて説明する。図６は、内側シュラウド３５１および外側シュラウド３５２の上流側端部の径方向寸法Ｈｉｎと第１段タービン静翼３２１の下流側開口の径方向寸法Ｈｏｕｔの比（翼高さ比Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔ）とタービン効率との関係を示す図である。図６に示すように、Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔの比が大きくなるほど、タービン効率が向上することがわかる。These will be described with reference to FIGS. 6, the downstream radial dimension Hout ratio of openings of the inner shroud 351 and outer sheet shroud radial dimension Hin of the upstream end of the 352 and the first stage turbine nozzle 321 (blade height ratio Hin / Hout) It is a figure which shows the relationship between turbine efficiency. As shown in FIG. 6, it is understood that the turbine efficiency is improved as the ratio of Hin / Hout is increased.

次に、図７は、翼高さ比Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔと第１段タービン静翼３２１の冷却空気量の増加率との関係を示す図である。この図の中で、細い破線は翼部の冷却空気量、太い破線はシュラウド部の冷却空気量、太い実線はこれらの合計の冷却空気量を示している。図７に示すように、Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔの比が大きくなるほど、翼部については冷却面積が増加することから冷却空気量は増加するが、燃焼ガスの壁面流速の低下により、熱伝達率が低下するため、シュラウドについては冷却空気量が減少することから、合計の冷却空気量の増加は少ないことがわかる。Next, FIG. 7 is a diagram showing the relationship between the blade height ratio Hin / Hout and the increasing rate of the cooling air amount of the first stage turbine stationary blade 321. In this figure, the thin broken line indicates the amount of cooling air in the wing, the thick broken line indicates the amount of cooling air in the shroud, and the thick solid line indicates the total amount of cooling air. As shown in FIG. 7, the larger the ratio of Hin / Hout, but the wings increases amount of cooling air from the cooling area is increased, the decrease in the wall the flow velocity of the combustion gas, the heat transfer rate decreases Therefore, since the amount of cooling air decreases with respect to the shroud, it can be seen that the increase in the total amount of cooling air is small.

次に、図５は、翼高さ比Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔに対する燃焼器尾筒の交換熱量の比率を示す図である。図５に示すように、外側シュラウド３５２をロータ４の軸心Ｒに対して斜めに配置していない場合、つまりＨｉｎ／Ｈｏｕｔ＝１を基準とした場合に対し、Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔの比が大きくなるほど、交換熱量が低減されることがわかる。Next, FIG. 5 is a graph showing the ratio of the exchange heat quantity of the combustor tail cylinder to the blade height ratio Hin / Hout. As shown in FIG. 5, the Hin / Hout ratio increases as the outer shroud 352 is not arranged obliquely with respect to the axis R of the rotor 4 , that is, when Hin / Hout = 1 is used as a reference. It can be seen that the amount of exchange heat is reduced.

次に、図８は、翼高さ比Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔとコンバインド効率増加分との関係を示す図である。この図の中で、細い破線はタービン効率の感度、太い破線はタービン静翼の冷却空気量の感度、細い一点鎖線は、燃焼器尾筒の交換熱量の感度を示す。図８に示すとおり、翼高さ比の増加が冷却空気量はコンバインド効率を悪化させる要因となっているが、タービン効率が向上し、燃焼器尾筒の交換熱量が低減されることから、全体的にはコンバインド効率は向上することがわかる。Next, FIG. 8 is a diagram showing the relationship between the blade height ratio Hin / Hout and the increase in combined efficiency. In this figure, the thin broken line indicates the sensitivity of the turbine efficiency, the thick broken line indicates the sensitivity of the cooling air amount of the turbine stationary blade, and the thin dashed line indicates the sensitivity of the exchange heat amount of the combustor tail cylinder. As shown in FIG. 8, the increase in the blade height ratio is a factor that deteriorates the combined efficiency of the cooling air. However, since the turbine efficiency is improved and the exchange heat amount of the combustor tail cylinder is reduced, It turns out that combined efficiency improves.

以上のように、本発明に係る燃焼器接続構造およびガスタービンは、コンバインド効率を向上することに適している。 As described above, the combustor connection structure and the gas turbine according to the present invention are suitable for improving combined efficiency.

本発明の実施例に係るガスタービンの概略構成図である。It is a schematic block diagram of the gas turbine which concerns on the Example of this invention. ガスタービンにおける燃焼器の概略構成図である。It is a schematic block diagram of the combustor in a gas turbine. 燃焼器における尾筒の内形の概略図である。It is the schematic of the inner shape of the transition piece in a combustor. 尾筒の絞り比を示す図である。It is a figure which shows the aperture ratio of a transition piece. 翼高さ比Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔに対する燃焼器尾筒の交換熱量を示す図である。It is a figure which shows the exchange calorie | heat amount of a combustor tail cylinder with respect to blade height ratio Hin / Hout. 翼高さ比Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔに対するタービン効率増加率を示す図である。It is a figure which shows the turbine efficiency increase rate with respect to blade height ratio Hin / Hout. 翼高さ比Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔに対する第１段タービン静翼の冷却空気増加率を示す図である。It is a figure which shows the cooling air increase rate of the 1st stage turbine stationary blade with respect to blade height ratio Hin / Hout. 翼高さ比Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔに対するコンバインド効率の増加率を示す図である。It is a figure which shows the increase rate of combined efficiency with respect to blade height ratio Hin / Hout.

Explanation of symbols

１圧縮機
２燃焼器
２１内筒
２２尾筒
２２１尾筒入口
２２２尾筒出口
２３外筒
２４燃焼器ケーシング
２５１パイロットノズル
２５２メインノズル
２５２ｂバーナー筒
３タービン
３１タービンケーシング
３２タービン静翼
３２１第１段タービン静翼
３２２翼部
３３タービン動翼
３５１内側シュラウド
３５２外側シュラウド
４ロータ
Ｄｉｎ尾筒入口の断面積
Ｄｏｕｔ尾筒出口の断面積
Ｄｏｕｔ／Ｄｉｎ絞り比
Ｈｉｎ内側シュラウドおよび外側シュラウドの上流側端部の径方向寸法（上流側翼高さ）
Ｈｏｕｔ第１段タービン静翼の下流側開口の径方向寸法（下流側翼高さ）
Ｈｉｎ／Ｈｏｕｔ径方向寸法比（翼高さ比）
Ｒロータの軸心
Ｓ燃焼器の中心線1 compressor 2 combustor 21 inner cylinder 22 tail cylinder 221 tail cylinder inlet 222 tail cylinder outlet 23 outer cylinder 24 combustor casing 251 pilot nozzle 252 main nozzle 252b burner cylinder 3 turbine 31 turbine casing 32 turbine stationary blade 321 first stage turbine Stator blade 322 Blade portion 33 Turbine blade 351 Inner shroud 352 Outer shroud 4 Rotor Din Cross section of tail tube inlet Dout Cross section of tail tube outlet Dout / Din Restriction ratio Radial direction of Hin inner shroud and upstream end of outer shroud Dimensions (upstream blade height)
Hout Radial dimension of downstream opening of first stage turbine vane (downstream blade height)
Hin / Hout radial dimension ratio (blade height ratio)
R Rotor axis S Combustor center line

Claims

To the cross-sectional area Din of the transition piece inlet is formed in a circular cross-sectional shape of the combustor, the cross-sectional area Dout of the tail tube outlet which is formed in a substantially quadrilateral cross-section, 0.79 ≦ Dout / Din ≦ 0 . Set to a range of 9 and forming the tail tube inlet side into a cylindrical shape that matches the circular cross-sectional shape, and gradually reducing the cross-sectional area from the cylindrical shape to the tail tube outlet to form the tail tube, In the first-stage turbine stationary blade of the turbine to which the transition piece outlet is connected, the upstream end of the inner shroud that forms the radially inner wall of the stationary blade and the radially inner end of the transition piece outlet are the rotor. The upstream end of the outer shroud forming the radially outer wall of the stationary blade and the radially outer end of the tail tube outlet are disposed so as to contact the axial direction of the rotor. The inner shroud and the outer shroud. The radial dimension of the upstream end and the same as the radial dimension of the tail tube outlet between, the inner shroud and disposed parallel to the axis of said rotor, and said outer shroud, the axis of the rotor The combustor connection structure is characterized in that the radial dimension is arranged obliquely so that the upstream opening gradually widens from the downstream opening .

A radially inner side connected to the inner shroud on the tail tube outlet side is arranged in parallel with an axis of the rotor, and a radially outer side connected to the outer shroud on the tail tube outlet side is defined as the outer side. The combustor connection structure according to claim 1, wherein the combustor connection structure is arranged obliquely according to an inclination angle of the shroud.

In a gas turbine that obtains rotational power by supplying fuel to compressed air compressed by a compressor and burning it with a combustor and supplying the generated combustion gas to the turbine,
A gas turbine comprising the combustor connection structure according to claim 1.