JP5409884B2 - gas turbine - Google Patents
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Description
本発明は、ガスタービンに関するものであり、より具体的には、ターンダウン運転（部分負荷運転あるいは低負荷運転）可能なガスタービンに関するものである。 The present invention relates to a gas turbine, and more specifically to a gas turbine capable of turndown operation (partial load operation or low load operation).
ターンダウン運転可能なガスタービンとしては、例えば、特許文献１に開示されたものが知られている。 As a gas turbine capable of turn-down operation, for example, one disclosed in Patent Document 1 is known.
ガスタービンが高負荷で運転される場合は、ガスタービンのタービン入口温度（燃焼器出口温度）は高い温度に維持されるため、ガスタービンのＣＯ（一酸化炭素）排出量は低く抑えられる。しかし、低負荷運転あるいは部分負荷運転の場合は、タービン入口温度を下げるとＣＯ排出量が増大する場合がある。このため、上記特許文献１では、低負荷でもタービン入口温度を高く維持することができる方法が開示されている。
しかしながら、上記特許文献１に開示されたガスタービンでは、燃焼器に入る前の作動流体経路から抽出された空気を、燃焼器出口の下流に位置する作動流体経路に押し込むための配管およびブースターポンプ等を追設する（新設する）必要があり、ガスタービンの系統および運用が複雑化し、製造費および保守点検費が高騰化してしまうといった問題点がある。
When the gas turbine is operated at a high load, the turbine inlet temperature (combustor outlet temperature) of the gas turbine is maintained at a high temperature, so that the CO (carbon monoxide) emission amount of the gas turbine is kept low. However, in the case of low load operation or partial load operation, lowering the turbine inlet temperature may increase CO emissions. For this reason, Patent Document 1 discloses a method capable of maintaining a high turbine inlet temperature even at a low load.
However, in the gas turbine disclosed in Patent Document 1, piping and a booster pump for pushing the air extracted from the working fluid path before entering the combustor into the working fluid path positioned downstream of the combustor outlet, etc. There is a problem that the system and operation of the gas turbine are complicated, and the manufacturing cost and the maintenance and inspection cost are increased.
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、ガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費の低廉化を図ることができる、ターンダウン運転可能なガスタービンを提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of the above circumstances, and can simplify the system and operation of the gas turbine, and can reduce the manufacturing cost and the maintenance and inspection cost. An object is to provide a gas turbine.
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係るガスタービンは、燃焼用空気を圧縮する圧縮部と、この圧縮部から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部と、この燃焼部の下流側に位置し、前記燃焼部を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部と、前記圧縮部の出口部から抽出された圧縮空気を、前記タービン部を構成するロータの内部に導くロータ系冷却空気系統とを備えたガスタービンであって、前記ロータ系冷却空気系統の途中にブースト圧縮機が接続され、前記ブースト圧縮機をバイパスするバイパス系統を備えており、ターンダウン運転時には、前記ブースト圧縮機が運転され、前記圧縮空気が前記ロータ系冷却空気系統を通って前記タービン部の作動流体経路内に強制的に投入される。
The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
A gas turbine according to the present invention includes a compression section that compresses combustion air, a combustion section that injects and burns fuel into high-pressure air sent from the compression section, and generates high-temperature combustion gas. A turbine section that is located downstream of the turbine section and that is driven by combustion gas exiting the combustion section, and a rotor that guides compressed air extracted from the outlet section of the compression section to the interior of the rotor that constitutes the turbine section A gas turbine provided with a system cooling air system, wherein a boost compressor is connected in the middle of the rotor system cooling air system, and includes a bypass system that bypasses the boost compressor. The boost compressor is operated, and the compressed air is forced into the working fluid path of the turbine section through the rotor system cooling air system.
本発明に係るガスタービンによれば、ターンダウン運転時には、ブースト圧縮機が運転され、圧縮部の高圧段から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部をバイパスするとともに、ロータ系冷却空気系統および動翼を通ってタービン部の作動流体経路内に強制的に（積極的に）投入されることとなるので、排気ガスの温度を低下させることができる。
また、ターンダウン運転時には、圧縮部の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部をバイパスするとともに、ロータ系冷却空気系統を通ってタービン部に投入されることとなるので、ターンダウン運転時においてタービン入口温度を高い状態で維持したまま、タービン部の温度を低下させることができ、タービン翼（動翼および静翼）等のタービン部を構成する部品の延命化を図ることができる。
According to the gas turbine of the present invention, during the turn-down operation, the boost compressor is operated, and the (high pressure) compressed air extracted from the high pressure stage of the compression section bypasses the combustion section and the rotor system cooling air. Since it is forcibly (positively) introduced into the working fluid path of the turbine section through the system and the moving blade, the temperature of the exhaust gas can be lowered.
In turn-down operation, (high pressure) compressed air extracted from the outlet part (rear stage) of the compression part bypasses the combustion part and is supplied to the turbine part through the rotor cooling air system. Therefore, the temperature of the turbine section can be lowered while maintaining the turbine inlet temperature at a high level during the turndown operation, and the life of the parts constituting the turbine section such as turbine blades (moving blades and stationary blades) can be extended. Can be achieved.
本発明に係るターンダウン運転可能なガスタービンによれば、ガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費の低廉化を図ることができるという効果を奏する。 According to the gas turbine capable of turndown operation according to the present invention, it is possible to simplify the system and operation of the gas turbine, and it is possible to reduce the manufacturing cost and the maintenance and inspection cost.
以下、本発明の第１参考実施形態に係るガスタービンについて、図１を参照しながら説明する。図１は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図１に示すように、本実施形態に係るガスタービン１は、燃焼用空気を圧縮する圧縮部２と、この圧縮部２から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部３と、この燃焼部３の下流側に位置し、燃焼部３を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部４と、圧縮部２と燃焼部３とタービン部４とを内部に収容するガスタービン車室（図示せず）と、圧縮部２の途中（中段）から抽出された（中圧の）圧縮空気を、タービン部４を構成する静翼（例えば、第２段静翼）の内部に導く静翼系冷却空気系統５と、圧縮部２の出口部（後段）から（高圧の）圧縮空気を、ガスタービン車室の外部に抽出し、タービン部４を構成するロータ（図示せず）の内部に導くロータ系冷却空気系統（車室抽気系統）６と、を主たる要素として構成されている。
Hereinafter, the gas turbine which concerns on 1st reference embodiment of this invention is demonstrated, referring FIG. FIG. 1 is a system diagram of a gas turbine according to this embodiment.
As shown in FIG. 1, a gas turbine 1 according to this embodiment includes a
静翼系冷却空気系統５の途中には、通過する圧縮空気を冷却する第１のクーラ７が接続されている。また、静翼系冷却空気系統５には、第１のクーラ７をバイパスする（すなわち、第１のクーラ７の上流側に位置する静翼系冷却空気系統５と、第１のクーラ７の下流側に位置する静翼系冷却空気系統５とを連通する）バイパス系統８が接続されている。そして、このバイパス系統８の途中には、バイパス系統８の空気の流量を調整するための制御弁９が接続されている。
A
一方、ロータ系冷却空気系統６の途中には、通過する圧縮空気を冷却する第２のクーラ１０が接続されている。また、第２のクーラ１０の上流側に位置するロータ系冷却空気系統６と、バイパス系統８の上流端が接続された分岐点１１よりも上流側に位置する静翼系冷却空気系統５とは、連通管（連通路）１２により接続されており、この連通管１２の途中には、制御器（図示せず）によってその開度が調整される第２の制御弁（流量制御手段）１３が接続されている。
なお、圧縮部２の出口部から（高圧の）圧縮空気を前記ガスタービン車室の外部に抽出し、静翼系冷却空気系統５に接続する連通管１２において、上流端を圧縮部２の出口部に直接接続し、これを車室抽気系統としてもよい。
On the other hand, a
Note that (high-pressure) compressed air is extracted from the outlet of the
本実施形態に係るガスタービン１によれば、既存の（必須の構成要素である）静翼系冷却空気系統５を利用することにより、ターンダウン運転が可能となるので、ガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費の低廉化を図ることができる。
また、既存のロータ系冷却空気系統６を車室抽気系統として利用すれば、さらなるガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費用の低廉化を図ることができる。
また、ターンダウン運転時には、第２の制御弁１３が開かれ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統５および静翼（図示せず）を通ってタービン部４の作動流体経路内に投入されることとなるので、排気ガスの温度を低下させることができる。
さらに、ターンダウン運転時には、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統５を通ってタービン部４に投入されることとなるので、ターンダウン運転時においてタービン入口温度を高い状態で維持したまま、タービン部４の温度を低下させることができ、タービン翼（動翼および静翼）等のタービン部４を構成する部品の延命化を図ることができる。
なお、通常運転（例えば、全負荷運転）時には、第２の制御弁１３は閉じられ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気は、ロータ系冷却空気系統６を通ってすべてタービン部４に投入されることとなる。
According to the gas turbine 1 according to the present embodiment, since the turndown operation can be performed by using the existing (essential component) stationary blade system
Moreover, if the existing rotor system
Further, during the turn-down operation, the
Further, during the turn-down operation, (high pressure) compressed air extracted from the outlet portion (rear stage) of the
During normal operation (for example, full load operation), the
本発明の第２参考実施形態に係るガスタービンについて、図２を参照しながら説明する。図２は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図２に示すように、本実施形態に係るガスタービン２１は、連通管１２の下流端が接続された合流点２２よりも上流側に位置する静翼系冷却空気系統５に、逆止弁（逆流防止手段）２３が接続されているという点で上述した第１参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a second reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 2 is a system diagram of the gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 2, the
本実施形態に係るガスタービン２１によれば、連通管１２および第２の制御弁１３を介して静翼系冷却空気系統５の上流側に導かれた圧縮空気の、合流点２２から圧縮部２に向かう流れは、逆止弁２３により阻止されることとなるので、合流点２２から圧縮部２への逆流を確実に防止することができる。
その他の作用効果は、上述した第１参考実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
Other functions and effects are the same as those of the above-described first reference embodiment, and thus description thereof is omitted here.
本発明の第３参考実施形態に係るガスタービンについて、図３を参照しながら説明する。図３は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図３に示すように、本実施形態に係るガスタービン３１は、連通管１２の下流端が、バイパス系統８の下流端が接続された合流点３２よりも下流側に位置する静翼系冷却空気系統５に接続されているという点で上述した第１参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a third reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 3 is a system diagram of the gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 3, the
本実施形態に係るガスタービン３１によれば、既存の（必須の構成要素である）静翼系冷却空気系統５を利用することにより、ターンダウン運転が可能となるので、ガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費の低廉化を図ることができる。
また、ターンダウン運転時には、第２の制御弁１３が開かれ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統５および静翼（図示せず）を通ってタービン部４の作動流体経路内に投入されることとなるので、排気ガスの温度を低下させることができる。
さらに、ターンダウン運転時には、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統５を通ってタービン部４に投入されることとなるので、ターンダウン運転時においてタービン入口温度を高い状態で維持したまま、タービン部４の温度を低下させることができ、タービン翼（動翼および静翼）等のタービン部４を構成する部品の延命化を図ることができる。
なお、通常運転（例えば、全負荷運転）時には、第２の制御弁１３は閉じられ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気は、ロータ系冷却空気系統６を通ってすべてタービン部４に投入されることとなる。
According to the
Further, during the turn-down operation, the
Further, during the turn-down operation, (high pressure) compressed air extracted from the outlet portion (rear stage) of the
During normal operation (for example, full load operation), the
本発明の第４参考実施形態に係るガスタービンについて、図４を参照しながら説明する。図４は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図４に示すように、本実施形態に係るガスタービン４１は、バイパス系統８の上流端が接続された分岐点１１よりも上流側に位置する静翼系冷却空気系統５に、逆止弁２３が接続されているという点で上述した第３参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第３参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a fourth reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 4 is a system diagram of the gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 4, the
本実施形態に係るガスタービン４１によれば、連通管１２および第２の制御弁１３を介して静翼系冷却空気系統５の下流側に導かれた圧縮空気の、連通管１２の下流端が接続された合流点４２から圧縮部２に向かう流れは、逆止弁２３により阻止されることとなるので、合流点４２から圧縮部２への逆流を確実に防止することができる。
その他の作用効果は、上述した第３参考実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
Other functions and effects are the same as those of the above-described third reference embodiment, and thus description thereof is omitted here.
本発明の第５参考実施形態に係るガスタービンについて、図５を参照しながら説明する。図５は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図５に示すように、本実施形態に係るガスタービン５１は、連通管１２の上流端が、第２のクーラ１０の下流側に位置するロータ系冷却空気系統６に接続されているという点で上述した第１参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a fifth reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 5 is a system diagram of the gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 5, the
本実施形態に係るガスタービン５１によれば、既存の（必須の構成要素である）静翼系冷却空気系統５とロータ系冷却空気系統６とを利用することにより、ターンダウン運転が可能となるので、ガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費の低廉化を図ることができる。
また、ターンダウン運転時には、第２の制御弁１３が開かれ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統５および静翼（図示せず）を通ってタービン部４の作動流体経路内に投入されることとなるので、排気ガスの温度を低下させることができる。
さらに、ターンダウン運転時には、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統５およびロータ系冷却空気系統６を通ってタービン部４に投入されることとなるので、ターンダウン運転時においてタービン入口温度を高い状態で維持したまま、タービン部４の温度を低下させることができ、タービン翼（動翼および静翼）等のタービン部４を構成する部品の延命化を図ることができる。
なお、通常運転（例えば、全負荷運転）時には、第２の制御弁１３は閉じられ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気は、ロータ系冷却空気系統６を通ってすべてタービン部４に投入されることとなる。
According to the
Further, during the turn-down operation, the
Further, during the turn-down operation, (high pressure) compressed air extracted from the outlet portion (rear stage) of the
During normal operation (for example, full load operation), the
本発明の第６参考実施形態に係るガスタービンについて、図６を参照しながら説明する。図６は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図６に示すように、本実施形態に係るガスタービン６１は、連通管１２の下流端が接続された合流点２２よりも上流側に位置する静翼系冷却空気系統５に、逆止弁２３が接続されているという点で上述した第５参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第５参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a sixth reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 6 is a system diagram of the gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 6, the
本実施形態に係るガスタービン５１によれば、連通管１２および第２の制御弁１３を介して静翼系冷却空気系統５の上流側に導かれた圧縮空気の、合流点２２から圧縮部２に向かう流れは、逆止弁２３により阻止されることとなるので、合流点２２から圧縮部２への逆流を確実に防止することができる。
その他の作用効果は、上述した第５参考実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
Other functions and effects are the same as those of the above-described fifth reference embodiment, and thus description thereof is omitted here.
本発明の第７参考実施形態に係るガスタービンについて、図７を参照しながら説明する。図７は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図７に示すように、本実施形態に係るガスタービン７１は、連通管１２の下流端が、バイパス系統８の下流端が接続された合流点３２よりも下流側に位置する静翼系冷却空気系統５に接続されているという点で上述した第５参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第５参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a seventh reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 7 is a system diagram of the gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 7, the
本実施形態に係るガスタービン７１によれば、既存の（必須の構成要素である）静翼系冷却空気系統５とロータ系冷却空気系統６とを利用することにより、ターンダウン運転が可能となるので、ガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費の低廉化を図ることができる。
また、ターンダウン運転時には、第２の制御弁１３が開かれ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統５および静翼（図示せず）を通ってタービン部４の作動流体経路内に投入されることとなるので、排気ガスの温度を低下させることができる。
さらに、ターンダウン運転時には、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統５およびロータ系冷却空気系統６を通ってタービン部４に投入されることとなるので、ターンダウン運転時においてタービン入口温度を高い状態で維持したまま、タービン部４の温度を低下させることができ、タービン翼（動翼および静翼）等のタービン部４を構成する部品の延命化を図ることができる。
なお、通常運転（例えば、全負荷運転）時には、第２の制御弁１３は閉じられ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気は、ロータ系冷却空気系統６を通ってすべてタービン部４に投入されることとなる。
According to the
Further, during the turn-down operation, the
Further, during the turn-down operation, (high pressure) compressed air extracted from the outlet portion (rear stage) of the
During normal operation (for example, full load operation), the
本発明の第８参考実施形態に係るガスタービンについて、図８を参照しながら説明する。図８は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図８に示すように、本実施形態に係るガスタービン８１は、バイパス系統８の上流端が接続された分岐点１１よりも上流側に位置する静翼系冷却空気系統５に、逆止弁２３が接続されているという点で上述した第７参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第７参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to an eighth reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 8 is a system diagram of the gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 8, the
本実施形態に係るガスタービン８１によれば、連通管１２および第２の制御弁１３を介して静翼系冷却空気系統５の下流側に導かれた圧縮空気の、連通管１２の下流端が接続された合流点４２から圧縮部２に向かう流れは、逆止弁２３により阻止されることとなるので、合流点４２から圧縮部２への逆流を確実に防止することができる。
その他の作用効果は、上述した第７参考実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
Other functions and effects are the same as those of the above-described seventh reference embodiment, and thus description thereof is omitted here.
本発明の第９参考実施形態に係るガスタービンについて、図９を参照しながら説明する。図９は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図９に示すように、本実施形態に係るガスタービン９１は、燃焼用空気を圧縮する圧縮部２と、この圧縮部２から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部３と、この燃焼部３の下流側に位置し、燃焼部３を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部４と、圧縮部２と燃焼部３とタービン部４とを内部に収容するガスタービン車室（図示せず）と、圧縮部２の途中（中段）から抽出された（中圧の）圧縮空気を、タービン部４を構成する静翼（例えば、第２段静翼）の内部に導く静翼系冷却空気系統９２と、圧縮部２の出口部（後段）から（高圧の）圧縮空気を、ガスタービン車室の外部に抽出し、タービン部４を構成するロータ（図示せず）の内部に導くロータ系冷却空気系統（車室抽気系統）９３とを主たる要素として構成されている。
A gas turbine according to a ninth reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 9 is a system diagram of the gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 9, the
静翼系冷却空気系統９２の途中には、制御器（図示せず）によってその開度が調整される第１の制御弁９４が接続されている。
一方、ロータ系冷却空気系統９３の途中には、通過する圧縮空気を冷却するクーラ９５が接続されている。また、クーラ９５の上流側に位置するロータ系冷却空気系統９３と、第１の制御弁９４よりも上流側に位置する静翼系冷却空気系統９２とは、連通管（連通路）９６により接続されており、この連通管９６の途中には、制御器（図示せず）によってその開度が調整される第２の制御弁（流量制御手段）９７が接続されている。
なお、圧縮部２の出口部から（高圧の）圧縮空気を前記ガスタービン車室の外部に抽出し、静翼系冷却空気系統９２に接続する連通管９６において、上流端を圧縮部２の出口部に直接接続し、これを車室抽気系統としてもよい。
A
On the other hand, a cooler 95 for cooling the compressed air passing therethrough is connected to the rotor system cooling
It should be noted that (high pressure) compressed air is extracted from the outlet of the
本実施形態に係るガスタービン９１によれば、既存の（必須の構成要素である）静翼系冷却空気系統９２を利用することにより、ターンダウン運転が可能となるので、ガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費の低廉化を図ることができる。
また、ターンダウン運転時には、第２の制御弁９７が開かれ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統９２および静翼（図示せず）を通ってタービン部４の作動流体経路内に投入されることとなるので、排気ガスの温度を低下させることができる。
さらに、ターンダウン運転時には、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統９２およびロータ系冷却空気系統９３を通ってタービン部４に投入されることとなるので、ターンダウン運転時においてタービン入口温度を高い状態で維持したまま、タービン部４の温度を低下させることができ、タービン翼（動翼および静翼）等のタービン部４を構成する部品の延命化を図ることができる。
なお、通常運転（例えば、全負荷運転）時には、第２の制御弁９７は閉じられ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気は、ロータ系冷却空気系統９３を通ってすべてタービン部４に投入されることとなる。
According to the
Further, during the turn-down operation, the
Further, during the turn-down operation, the (high pressure) compressed air extracted from the outlet part (rear stage) of the
During normal operation (for example, full load operation), the
本発明の第１０参考実施形態に係るガスタービンについて、図１０を参照しながら説明する。図１０は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図１０に示すように、本実施形態に係るガスタービン１０１は、連通管９６の下流端が接続された合流点１０２よりも上流側に位置する静翼系冷却空気系統９２に、逆止弁（逆流防止手段）１０３が接続されているという点で上述した第９参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第９参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a tenth reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 10 is a system diagram of the gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 10, the
本実施形態に係るガスタービン１０１によれば、連通管９６および第２の制御弁９７を介して静翼系冷却空気系統９２の上流側に導かれた圧縮空気の、合流点１０２から圧縮部２に向かう流れは、逆止弁１０３により阻止されることとなるので、合流点１０２から圧縮部２への逆流を確実に防止することができる。
その他の作用効果は、上述した第９参考実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
Other functions and effects are the same as those of the ninth reference embodiment described above, and thus the description thereof is omitted here.
本発明の第１１参考実施形態に係るガスタービンについて、図１１を参照しながら説明する。図１１は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図１１に示すように、本実施形態に係るガスタービン１１１は、連通管９６の上流端が、クーラ９５の下流側に位置するロータ系冷却空気系統９３に接続されており、連通管９６の下流端が、第１の制御弁９４よりも上流側で、かつ、第１０参考実施形態のところで説明した合流点１０２よりも下流側に位置する静翼系冷却空気系統９２に接続されているという点で上述した第９参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第９参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to an eleventh embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 11 is a system diagram of a gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 11, in the
本実施形態に係るガスタービン１１１によれば、既存の（必須の構成要素である）静翼系冷却空気系統９２とロータ系冷却空気系統９３とを利用することにより、ターンダウン運転が可能となるので、ガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費の低廉化を図ることができる。
また、ターンダウン運転時には、第２の制御弁９７が開かれ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統９２および静翼（図示せず）を通ってタービン部４の作動流体経路内に投入されることとなるので、排気ガスの温度を低下させることができる。
さらに、ターンダウン運転時には、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統９２およびロータ系冷却空気系統９３を通ってタービン部４に投入されることとなるので、ターンダウン運転時においてタービン入口温度を高い状態で維持したまま、タービン部４の温度を低下させることができ、タービン翼（動翼および静翼）等のタービン部４を構成する部品の延命化を図ることができる。
なお、通常運転（例えば、全負荷運転）時には、第２の制御弁９７は閉じられ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気は、ロータ系冷却空気系統９３を通ってすべてタービン部４に投入されることとなる。
According to the
Further, during the turn-down operation, the
Further, during the turn-down operation, the (high pressure) compressed air extracted from the outlet part (rear stage) of the
During normal operation (for example, full load operation), the
本発明の第１２参考実施形態に係るガスタービンについて、図１２を参照しながら説明する。図１２は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図１２に示すように、本実施形態に係るガスタービン１２１は、連通管９６の下流端が接続された合流点１２２よりも上流側に位置する静翼系冷却空気系統９２に、逆止弁１０３が接続されているという点で上述した第１１参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１１参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a twelfth reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 12 is a system diagram of the gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 12, the
本実施形態に係るガスタービン１２１によれば、連通管９６および第２の制御弁９７を介して静翼系冷却空気系統９２の上流側に導かれた圧縮空気の、合流点１２２から圧縮部２に向かう流れは、逆止弁１０３により阻止されることとなるので、合流点１２２から圧縮部２への逆流を確実に防止することができる。
その他の作用効果は、上述した第１１参考実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
Other functions and effects are the same as those of the above-described eleventh reference embodiment, and a description thereof is omitted here.
本発明の第１３参考実施形態に係るガスタービンについて、図１３を参照しながら説明する。図１３は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図１３に示すように、本実施形態に係るガスタービン１３１は、連通管９６および第２の制御弁９７の代わりに、第１の連通管（連通路）１３２および第２の制御弁（流量制御手段）１３３と、第２の連通管（連通路）１３４および第３の制御弁（流量制御手段）１３５とが設けられているという点で上述した第９参考実施形態から第１２参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第９参考実施形態から第１２参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a thirteenth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 13 is a system diagram of a gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 13, the
クーラ９５の上流側に位置するロータ系冷却空気系統９３と、第１の制御弁９４よりも上流側に位置する静翼系冷却空気系統９２とは、第１の連通管１３２により接続されており、この第１の連通管１３２の途中には、制御器（図示せず）によってその開度が調整される第２の制御弁１３３が接続されている。
また、クーラ９５の下流側に位置するロータ系冷却空気系統９３と、第１の制御弁９４よりも上流側で、かつ、第１の連通管１３２の下流端が接続された合流点１３６よりも下流側に位置する静翼系冷却空気系統９２とは、第２の連通管１３４により接続されており、この第２の連通管１３４の途中には、制御器（図示せず）によってその開度が調整される第３の制御弁１３５が接続されている。
The rotor system cooling
In addition, a rotor system cooling
本実施形態に係るガスタービン１３１によれば、既存の（必須の構成要素である）静翼系冷却空気系統９２とロータ系冷却空気系統９３とを利用することにより、ターンダウン運転が可能となるので、ガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費の低廉化を図ることができる。
また、ターンダウン運転時には、第２の制御弁１３３および第３の制御弁１３５が開かれ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統９２および静翼（図示せず）を通ってタービン部４の作動流体経路内に投入されることとなるので、排気ガスの温度を低下させることができる。
さらに、ターンダウン運転時には、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、静翼系冷却空気系統９２およびロータ系冷却空気系統９３を通ってタービン部４に投入されることとなるので、ターンダウン運転時においてタービン入口温度を高い状態で維持したまま、タービン部４の温度を低下させることができ、タービン翼（動翼および静翼）等のタービン部４を構成する部品の延命化を図ることができる。
なお、通常運転（例えば、全負荷運転）時には、第２の制御弁１３３は閉じられ、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気は、静翼系冷却空気系統９２およびロータ系冷却空気系統９３を通ってすべてタービン部４に投入されることとなる。
According to the
Further, during the turn-down operation, the
Further, during the turn-down operation, the (high pressure) compressed air extracted from the outlet part (rear stage) of the
During normal operation (for example, full load operation), the
本発明の第１４参考実施形態に係るガスタービンについて、図１４を参照しながら説明する。図１４は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図１４に示すように、本実施形態に係るガスタービン１４１は、合流点１３６よりも上流側に位置する静翼系冷却空気系統９２に、逆止弁（逆流防止手段）１４２が接続されているという点で上述した第１３参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１３参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a fourteenth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 14 is a system diagram of a gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 14, in the
本実施形態に係るガスタービン１４１によれば、第１の連通管１３２および第２の制御弁１３３を介して静翼系冷却空気系統９２の上流側に導かれた圧縮空気、および／または第２の連通管１３４および第３の制御弁１３５を介して静翼系冷却空気系統９２の上流側に導かれた圧縮空気の、合流点１３６から圧縮部２に向かう流れは、逆止弁１４２により阻止されることとなるので、合流点１３６から圧縮部２への逆流を確実に防止することができる。
その他の作用効果は、上述した第１３参考実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
Other functions and effects are the same as those of the above-described thirteenth reference embodiment, and a description thereof is omitted here.
本発明の第１５参考実施形態に係るガスタービンについて、図１５を参照しながら説明する。図１５は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図１５に示すように、本実施形態に係るガスタービン１５１は、燃焼用空気を圧縮する圧縮部２と、この圧縮部２から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部３と、この燃焼部３の下流側に位置し、燃焼部３を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部４とを主たる要素として構成されている。
A gas turbine according to a fifteenth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 15 is a system diagram of a gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 15, the
また、本実施形態に係るガスタービン１５１は、圧縮部２の低圧段から抽出された（低圧の）圧縮空気を、タービン部４を構成する静翼（例えば、第４段静翼）の内部に導く第１の静翼系冷却空気系統１５２と、圧縮部２の中圧段から抽出された（中圧の）圧縮空気を、タービン部４を構成する静翼（例えば、第３段静翼）の内部に導く第２の静翼系冷却空気系統１５３と、圧縮部２の高圧段から抽出された（高圧の）圧縮空気を、タービン部４を構成する静翼（例えば、第２段静翼）の内部に導く第３の静翼系冷却空気系統１５４と、圧縮部２の出口部から抽出された（圧縮部２の高圧段から抽出された圧縮空気の圧力よりも高い圧力を有する）圧縮空気を、タービン部４を構成するロータ（図示せず）の内部に導くロータ系冷却空気系統１５５とを備えている。そして、第２の静翼系冷却空気系統１５３の途中と、第３の静翼系冷却空気系統１５４の途中とは、連通管（連通路）１５６を介して連通されており、第３の静翼系冷却空気系統１５４を通過する圧縮空気の一部が、連通管１５６を通って第２の静翼系冷却空気系統１５３に導かれるようになっている。
一方、ロータ系冷却空気系統１５５の途中には、通過する圧縮空気を冷却するクーラ１５７が接続されており、連通管１５６の途中には、制御器（図示せず）によってその開度が調整される制御弁（流量制御手段）１５８が接続されている。
Further, the
On the other hand, a cooler 157 for cooling the compressed air passing therethrough is connected in the middle of the rotor system cooling
本実施形態に係るガスタービン１５１によれば、既存の（必須の構成要素である）静翼系冷却空気系統１５２，１５３，１５４を利用することにより、ターンダウン運転が可能となるので、ガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費の低廉化を図ることができる。
また、ターンダウン運転時には、制御弁１５８が開かれ、圧縮部２の高圧段から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、第２の静翼系冷却空気系統１５３および静翼（例えば、第３段静翼）を通ってタービン部４の作動流体経路内に投入されることとなるので、排気ガスの温度を低下させることができる。
さらに、ターンダウン運転時には、圧縮部２の高圧段から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、第２の静翼系冷却空気系統１５３および静翼（例えば、第３段静翼）を通ってタービン部４に投入されることとなるので、ターンダウン運転時においてタービン入口温度を高い状態で維持したまま、タービン部４の温度を低下させることができ、タービン翼（動翼および静翼）等のタービン部４を構成する部品の延命化を図ることができる。
なお、通常運転（例えば、全負荷運転）時には、制御弁１５８は閉じられ、圧縮部２の高圧段から抽出された（高圧の）圧縮空気は、第３の静翼系冷却空気系統１５４および静翼（例えば、第２段静翼）を通ってすべてタービン部４に投入されることとなる。
According to the
Further, at the time of the turndown operation, the
Further, during the turn-down operation, the (high pressure) compressed air extracted from the high pressure stage of the
During normal operation (for example, full load operation), the
本発明の第１６参考実施形態に係るガスタービンについて、図１６を参照しながら説明する。図１６は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図１６に示すように、本実施形態に係るガスタービン１６１は、連通管１５６の下流端が接続された合流点１６２よりも上流側に位置する第２の静翼系冷却空気系統１５３に、逆止弁（逆流防止手段）１６３が接続されているという点で上述した第１５参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１５参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a sixteenth reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 16 is a system diagram of a gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 16, the
本実施形態に係るガスタービン１６１によれば、連通管１５６を介して第２の静翼系冷却空気系統１５３の途中に導かれた圧縮空気の、合流点１６２から圧縮部２に向かう流れは、逆止弁１６３により阻止されることとなるので、合流点１６２から圧縮部２への逆流を確実に防止することができる。
その他の作用効果は、上述した第１５参考実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
Other functions and effects are the same as those of the above-described fifteenth reference embodiment, and a description thereof will be omitted here.
本発明の第１７参考実施形態に係るガスタービンについて、図１７を参照しながら説明する。図１７は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図１７に示すように、本実施形態に係るガスタービン１７１は、連通管１５６の下流端が、第１の静翼系冷却空気系統１５２の途中に接続されているという点で上述した第１５参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１５参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a seventeenth reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 17 is a system diagram of a gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 17, the
本実施形態に係るガスタービン１７１によれば、既存の（必須の構成要素である）静翼系冷却空気系統１５２，１５３，１５４を利用することにより、ターンダウン運転が可能となるので、ガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費の低廉化を図ることができる。
また、ターンダウン運転時には、圧縮部２の高圧段から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、第１の静翼系冷却空気系統１５２および静翼（例えば、第４段静翼）を通ってタービン部４の作動流体経路内に投入されることとなるので、排気ガスの温度を低下させることができる。
さらに、ターンダウン運転時には、圧縮部２の高圧段から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、第１の静翼系冷却空気系統１５２および静翼（例えば、第４段静翼）を通ってタービン部４に投入されることとなるので、ターンダウン運転時においてタービン入口温度を高い状態で維持したまま、タービン部４の温度を低下させることができ、タービン翼（動翼および静翼）等のタービン部４を構成する部品の延命化を図ることができる。
According to the
Further, during the turn-down operation, the (high pressure) compressed air extracted from the high pressure stage of the
Further, during the turn-down operation, the (high pressure) compressed air extracted from the high pressure stage of the
本発明の第１８参考実施形態に係るガスタービンについて、図１８を参照しながら説明する。図１８は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図１８に示すように、本実施形態に係るガスタービン１８１は、連通管１５６の下流端が接続された合流点１８２よりも上流側に位置する第１の静翼系冷却空気系統１５２に、逆止弁１６３が接続されているという点で上述した第１７参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１７参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to an eighteenth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 18 is a system diagram of a gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 18, the
本実施形態に係るガスタービン１７１によれば、連通管１５６を介して第１の静翼系冷却空気系統１５２の途中に導かれた圧縮空気の、合流点１８２から圧縮部２に向かう流れは、逆止弁１６３により阻止されることとなるので、合流点１８２から圧縮部２への逆流を確実に防止することができる。
その他の作用効果は、上述した第１７参考実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
Other functions and effects are the same as those of the above-described seventeenth reference embodiment, and a description thereof will be omitted here.
本発明の第１９参考実施形態に係るガスタービンについて、図１９を参照しながら説明する。図１９は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図１９に示すように、本実施形態に係るガスタービン１９１は、連通管１５６の上流端が、第２の静翼系冷却空気系統１５３の途中に接続されているという点で上述した第１７参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１７参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a nineteenth reference embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 19 is a system diagram of the gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 19, the
本実施形態に係るガスタービン１９１によれば、既存の（必須の構成要素である）静翼系冷却空気系統１５２，１５３，１５４を利用することにより、ターンダウン運転が可能となるので、ガスタービンの系統および運用の簡略化を図ることができ、製造費および保守点検費の低廉化を図ることができる。
また、ターンダウン運転時には、圧縮部２の中圧段から抽出された（中圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、第１の静翼系冷却空気系統１５２および静翼（例えば、第４段静翼）を通ってタービン部４の作動流体経路内に投入されることとなるので、排気ガスの温度を低下させることができる。
さらに、ターンダウン運転時には、圧縮部２の中圧段から抽出された（中圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、第１の静翼系冷却空気系統１５２および静翼（例えば、第４段静翼）を通ってタービン部４に投入されることとなるので、ターンダウン運転時においてタービン入口温度を高い状態で維持したまま、タービン部４の温度を低下させることができ、タービン翼（動翼および静翼）等のタービン部４を構成する部品の延命化を図ることができる。
According to the
Further, during the turn-down operation, the compressed air extracted from the intermediate pressure stage of the compression unit 2 (intermediate pressure) bypasses the
Further, during the turndown operation, the compressed air extracted from the intermediate pressure stage of the compression unit 2 (intermediate pressure) bypasses the
本発明の第２０参考実施形態に係るガスタービンについて、図２０を参照しながら説明する。図２０は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図２０に示すように、本実施形態に係るガスタービン２０１は、連通管１５６の下流端が接続された合流点１８２よりも上流側に位置する第１の静翼系冷却空気系統１５２に、逆止弁１６３が接続されているという点で上述した第１９参考実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第１９参考実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A gas turbine according to a twentieth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 20 is a system diagram of the gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 20, the
本実施形態に係るガスタービン２０１によれば、連通管１５６を介して第１の静翼系冷却空気系統１５２の途中に導かれた圧縮空気の、合流点２０２から圧縮部２に向かう流れは、逆止弁１６３により阻止されることとなるので、合流点２０２から圧縮部２への逆流を確実に防止することができる。
その他の作用効果は、上述した第１９参考実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
Other functions and effects are the same as those of the nineteenth reference embodiment described above, and a description thereof is omitted here.
本発明の第１実施形態に係るガスタービンについて、図２１を参照しながら説明する。図２１は本実施形態に係るガスタービンの系統図である。
図２１に示すように、本実施形態に係るガスタービン２１１は、燃焼用空気を圧縮する圧縮部２と、この圧縮部２から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部３と、この燃焼部３の下流側に位置し、燃焼部３を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部４と、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気を、タービン部４を構成するロータ（図示せず）の内部に導くロータ系冷却空気系統２１２とを主たる要素として構成されている。
A gas turbine according to a first embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 21 is a system diagram of a gas turbine according to the present embodiment.
As shown in FIG. 21, the
ロータ系冷却空気系統２１２の途中には、通過する圧縮空気を冷却するクーラ２１３および制御器（図示せず）によってＯＮ−ＯＦＦ（起動−停止）されるブースト圧縮機２１４が接続されている。また、クーラ２１３の下流側で、ブースト圧縮機２１４の上流側に位置するロータ系冷却空気系統２１２と、ブースト圧縮機２１４の下流側に位置するロータ系冷却空気系統２１２とは、バイパス系統２１５により接続されており、このバイパス系統２１５の途中には、制御器（図示せず）によって開閉される制御弁２１６が接続されている。
なお、制御弁２１６は、必須の構成要素ではない。
A cooler 213 that cools the compressed air passing therethrough and a
Note that the
本実施形態に係るガスタービン２１１によれば、ターンダウン運転時には、制御弁２１６が閉じられるとともにブースト圧縮機２１４が運転され、圧縮部２の高圧段から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、ロータ系冷却空気系統２１２および動翼を通ってタービン部４の作動流体経路内に強制的に（積極的に）投入されることとなるので、排気ガスの温度を低下させることができる。
また、ターンダウン運転時には、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気が、燃焼部３をバイパスするとともに、ロータ系冷却空気系統２１２を通ってタービン部４に投入されることとなるので、ターンダウン運転時においてタービン入口温度を高い状態で維持したまま、タービン部４の温度を低下させることができ、タービン翼（動翼および静翼）等のタービン部４を構成する部品の延命化を図ることができる。
なお、通常運転（例えば、全負荷運転）時には、制御弁２１６が開けられるとともにブースト圧縮機２１４が停止され、圧縮部２の出口部（後段）から抽出された（高圧の）圧縮空気は、バイパス系統２１５を通ってタービン部４に投入されることとなる。
According to the
In turn-down operation, (high pressure) compressed air extracted from the outlet (rear stage) of the
During normal operation (for example, full load operation), the
なお、上述した実施形態では、管状の連通管を連通路の一具体例として説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく、例えば、ブロック体に連通孔が形成されたようなものであってもよい。
また、明細書中における「系統」とは、管状の配管や、ブロック体に連通孔が形成されたようなもの等、圧縮空気が通過することができるものであればいかなる形態のものであっても良い。
さらに、上述した第１５参考実施形態から第２０参考実施形態では、三つの静翼系冷却空気系統を有するものについて説明したが、本発明はこのようなものに限定されるものではなく、二つまたは四つ以上の静翼系冷却空気系統を有するものであってもよい。
In the above-described embodiment, the tubular communication pipe has been described as a specific example of the communication path. However, the present invention is not limited to this, for example, a communication hole formed in the block body. It may be.
Further, the “system” in the specification refers to any form as long as compressed air can pass through, such as a tubular pipe or a block body having a communication hole formed therein. Also good.
In the fifteenth to twentieth reference embodiments described above, the three stationary blade system cooling air systems have been described. However, the present invention is not limited to such a configuration. Or it may have four or more stationary blade system cooling air systems.
１ ガスタービン
２ 圧縮部
３ 燃焼部
４ タービン部
５ 静翼系冷却空気系統
６ ロータ系冷却空気系統（車室抽気系統）
１２ 連通管（連通路）
１３ 第２の制御弁（流量制御手段）
２１ ガスタービン
２２ 合流点
２３ 逆止弁（逆流防止手段）
３１ ガスタービン
４１ ガスタービン
４２ 合流点
５１ ガスタービン
６１ ガスタービン
７１ ガスタービン
８１ ガスタービン
９１ ガスタービン
９２ 静翼系冷却空気系統
９３ ロータ系冷却空気系統（車室抽気系統）
９６ 連通管（連通路）
９７ 第２の制御弁（流量制御手段）
１０１ ガスタービン
１０２ 合流点
１０３ 逆止弁（逆流防止手段）
１１１ ガスタービン
１２１ ガスタービン
１２２ 合流点
１３１ ガスタービン
１３２ 第１の連通管（連通路）
１３３ 第２の制御弁（流量制御手段）
１３４ 第２の連通管（連通路）
１３５ 第３の制御弁（流量制御手段）
１３６ 合流点
１４１ ガスタービン
１４２ 逆止弁（逆流防止手段）
１５１ ガスタービン
１５２ 第１の静翼系冷却空気系統
１５３ 第２の静翼系冷却空気系統
１５４ 第３の静翼系冷却空気系統
１５５ ロータ系冷却空気系統
１５６ 連通管（連通路）
１６１ ガスタービン
１６２ 合流点
１６３ 逆止弁（逆流防止手段）
１７１ ガスタービン
１８１ ガスタービン
１８２ 合流点
１９１ ガスタービン
２０１ ガスタービン
２０２ 合流点
２１１ ガスタービン
２１２ ロータ系冷却空気系統
２１４ ブースト圧縮機
２１５ バイパス系統
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1
12 Communication pipe (communication path)
13 Second control valve (flow rate control means)
21
31
96 Communication pipe (communication passage)
97 Second control valve (flow rate control means)
101
133 Second control valve (flow rate control means)
134 Second communication pipe (communication path)
135 Third control valve (flow rate control means)
136
151
161
171
Claims (1)
この圧縮部から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部と、
この燃焼部の下流側に位置し、前記燃焼部を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部と、
前記圧縮部の出口部から抽出された圧縮空気を、前記タービン部を構成するロータの内部に導くロータ系冷却空気系統とを備えたガスタービンであって、
前記ロータ系冷却空気系統の途中にブースト圧縮機が接続され、前記ブースト圧縮機をバイパスするバイパス系統を備えており、
ターンダウン運転時には、前記ブースト圧縮機が運転され、前記圧縮空気が前記ロータ系冷却空気系統を通って前記タービン部の作動流体経路内に強制的に投入されることを特徴とするガスタービン。 A compression section for compressing combustion air;
A combustion section for injecting and burning fuel into the high-pressure air sent from the compression section to generate high-temperature combustion gas;
A turbine section located downstream of the combustion section and driven by combustion gas exiting the combustion section;
A gas turbine comprising a rotor cooling air system that guides compressed air extracted from an outlet of the compressor to the inside of a rotor that constitutes the turbine;
A boost compressor is connected in the middle of the rotor system cooling air system, and includes a bypass system that bypasses the boost compressor,
In the turndown operation, the boost compressor is operated, and the compressed air is forcibly supplied into a working fluid path of the turbine section through the rotor cooling air system.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
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