JPH10121906A

JPH10121906A - 逐次燃焼式ガスタービン

Info

Publication number: JPH10121906A
Application number: JP9274063A
Authority: JP
Inventors: Robert Marmilic; マルミリクローベルト; Burkhard Dr Schulte-Werning; シュルテ−ヴェルニングブルクハルト
Original assignee: ABB Asea Brown Boveri Ltd; Asea Brown Boveri AB
Current assignee: ABB Asea Brown Boveri Ltd; ABB AB
Priority date: 1996-10-10
Filing date: 1997-10-07
Publication date: 1998-05-12
Anticipated expiration: 2017-10-07
Also published as: JP3976853B2; CN1161540C; US5941060A; EP0835996A1; CN1181456A; EP0835996B1; DE19641725A1; DE59706949D1

Abstract

(57)【要約】【課題】冒頭に挙げた形式の装置の場合に、第１ター
ビン下流に、後置混合部材へ中立流が確実に流れ寄せる
ことを可能にする手段を設けることである。【解決手段】移行通路１内で働く後置案内翼列が、第
１タービンと第２燃焼器との間に介在しており、この後
置案内翼列の案内翼６ａ〜６ｃが、後置混合部材に負荷
を与えるための中立流を発生させるようにした。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、逐次燃焼式ガスタ
ービンであって、実質的に、圧縮器ユニットと、第１燃
焼器と、第１タービンと、第２燃焼器と、第２タービン
とから成り、しかも第２燃焼器が混合部材を有してお
り、これらの混合部材が、後置された燃料噴入部と作用
接続されることで渦流を誘起する形式のものに関する。

【０００２】

【従来の技術】例えばヨーロッパ特許公開第０６２０３
６２号明細書によって公知の逐次燃焼式ガスタービン
は、燃料空気混合気が、第１燃焼器内で燃焼し、引き続
き、第１タービン内で減圧後、第２燃焼段へ供給され
る。

【０００３】第１タービンの羽根車から流出する流れの
速度分布は、著しい渦が生じるようにされ、それによっ
て、この流れを等方向に向け、第２燃焼器に属する後続
混合部材へ最適流入するように保証せねばならない。こ
れは、部分減圧されたこの高温ガスの流れが、第２燃焼
器へ供給する燃料と、出来る限り内部まで混合されるよ
うにするためである。そのさい基本的に重視せねばなら
ない点は、第２燃焼器が自己着火プロセスに従って作動
するようにし、それによって、効率の最大化と有害物質
の最少化とのための最適混合がなされるようにすること
である。

【０００４】第２燃焼器へ噴射する燃料の内部まで達す
る混合の良否は、基本的には、混合部材が、部分減圧さ
れた高温ガス流に誘起する渦の種類に依存する、言い換
えると、混合部材は、最適の混合及び燃焼のための最良
の前提となる渦流を生成できるように構成する必要があ
る。それには、言うまでもなく、これらの混合部材に、
全流過横断面にわたって中立流が流れ寄せることが前提
となるが、しかし、この中立流は、既述の理由から第１
タービンの下流には存在しない。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】本発明は、これに対す
る解決策を提供する。各請求項に記載の本発明の根底を
なす課題は、冒頭に挙げた形式の装置の場合に、第１タ
ービン下流に、後置混合部材へ中立流が確実に流れ当る
ことを可能にする手段を設けることにある。

【０００６】

【課題を解決するための手段】上記の課題は、本発明に
よれば請求項１の特徴を持つ、冒頭に記載の形式の逐次
燃焼式ガスタービンによって解決される。

【０００７】

【発明の効果】本発明の１つの重要な利点は、これらの
手段が、第１タービン内で部分減圧される高温ガスの全
流の整流効果を喚起するように構成されている点であ
る。このため、これらの手段は、タービン羽根車と、第
２燃焼器の、渦流発生器として構成された後置混合部材
との間に配置され、それによって、指定どおりに、これ
ら手段のところから中立流が発生し、この中立流が、等
量かつ等質の状態で個々の混合部材に負荷される。

【０００８】第１タービンからの、部分減圧された高温
ガスは、高速の流れを形成し、このため、まさにこの中
立流を発生させる手段に、高い熱負荷がかかる。このた
め、効率の高い冷却技術が用意されている点が、本発明
の別の重要な利点として挙げられる。この冷却技術は、
本明細書の構成要素の一部をなしているヨーロッパ特許
公開第０６６９５００号明細書に提案されているよう
な、第２燃焼器の冷却技術及び冷却上の構成と調和し、
しかもガスタービンサイクルの出力及び効率の低下も最
小限に抑えることができる。

【０００９】請求項２以下の各項には、本発明による課
題解決策の有利かつ適切な別の構成が記載されている。

【００１０】

【発明の実施の形態】以下で、図面につき本発明の実施
例を説明する。本発明を直接に理解するために必要でな
いすべての部材は、省略した。等しい部材は、すべの図
面に等しい符号で示した。媒体の流れ方向は矢印で示し
てある。

【００１１】本発明は、次のように構成し、工業的に利
用することができる。

【００１２】図１に示した、環状の移行通路１は、詳細
には図示されていないタービンの下流、かつ同じく詳細
には図示されていない第２燃焼器の上流に、配置されて
いる。逐次燃焼するガスタービンの、ここには詳細に図
示されていない諸装置は、ヨーロッパ特許公開第０５２
０３６２号明細書に記載の通りである。第１タービンか
らの、部分減圧された高温ガス２の流れが流過する図示
の環状の移行通路１は、第２燃焼器内の混合部材が、こ
の流れから、これらの混合部材の形状と因果関係のある
渦流を誘起する手前で、後置ディフューザ３へ移行して
いる。移行通路１自体は、内側プラットフォーム４と外
側プラットフォーム５とから成っている。これらのプラ
ットフォームは、第１タービンから第２燃焼器への高温
ガス案内の継続部を形成している。前記ヨーロッパ特許
公開第０５２０３６２号明細書に記載されているよう
に、第２燃焼器は、一連の燃料ノズルにより稼働する。
これら燃料ノズルは、この環状の高温ガス案内の周方向
に、かつまた前記明細書図面に示された混合部材の下流
に配置されている。これら燃料ノズルのそれぞれには、
又は、これら燃料ノズルと作用接続された相応の混合部
材には、この場合、３個の翼６ａ〜６ｃが配属されてい
る。これらの翼６ａ〜６ｃは、移行通路１内に、移行通
路前縁７に対しずらされて配置されている。内側及び外
側のプラットフォーム４、５は、周方向に相互に間隔を
おいた数個の支柱８によって、相互に結合されている。
この場合、これらの支柱８は、後置第２燃焼器内の個別
の混合部材又は燃料ノズルの間に介在する間隙の平面内
に位置している。これによって、支柱８は、環状の移行
通路１内で、個々の部分流過通路を形成しており、これ
らの部分流過通路が、またそれぞれ３個の既述の翼６ａ
〜６ｃによって分割されている。したがって、これらの
支柱８は、第１タービンからの渦流の整流（Glaettun
g）には、原則として関与しない。支柱８は、むしろ、
移行通路１の内側と外側との支持構造物の機械的連結部
材９を受容するためと、空気流１０の通過のためとに役
立っている。これらの空気流は、一方では、ガスタービ
ンの、熱負荷を受ける種々の装置の冷却用に、他方で
は、環状の移行通路１の構成部材の冷却用に必要とされ
る。その場合、特に冷却を要するのは、第２燃焼器の内
壁、回転子、第２タービンの羽根車である。後置案内翼
列の翼６ａ〜６ｃと、環状移行通路１の、後置案内翼列
を形成する他の翼は、第１タービンの羽根車の、２，３
弦長だけ下流に配置され、これによって、この場合も、
この中間区間を拡散に適するように(diffusionsmaessi
g)、又は拡散可能な形式(diffusionsartig)に構成する
ことができる。前記中間区間を拡散通過路として構成す
る措置により、必要な翼数を著しく減らすことができ、
後置案内翼列の個々の翼６ａ〜６ｃは、周方向により幅
広に構成できる。翼６ａ〜６ｃの熱負荷は、２つの措置
によって、前縁７のところで並びにプラットフォーム
４、５の両内壁に沿って低減され、しかも整流効果が損
なわれない。これによって、通常の、従来技術に属する
後置案内翼列に比して、冷却空気消費が明らかに低減さ
れる。翼６ａ〜６ｃは、渦流に対し整流効果を誘起する
ように構成しておく。目標は、この場合、第２燃焼器内
の混合部材に、どのような場合にも、中立流が流れ寄せ
るようにすることである。その場合に後続する燃料ノズ
ルに対する渦生成の質は、もっぱら混合部材の形状に依
存するようにする。このことは、混合部材に与えられる
燃料を一様に最適混合し、それによって、第２燃焼器で
の自己着火による燃焼が、全流れ横断面にわたり一様
に、要するに、有害物質、特に窒素酸化物（ＮＯｘ）の
発生因となる局所的な温度ピークなしに、行われねばな
らない限りにおいて、絶対に必要である。

【００１３】図１からは、更に、後置案内翼列の翼６ａ
〜６ｃと支柱８とが、１つの構成部材として構成され、
既に何度も述べたように、第１タービンと第２燃焼器と
の間に懸架されていることが分かる。ガスタービンの全
中間区域の冷却用の圧縮器が利用する空気質量流の約８
５％は、まず対流により第１燃焼器壁を冷却し、次い
で、第２燃焼器前方の、詳細には図示されていないプレ
ナムに達する。第２燃焼器は、吹出し冷却される。分岐
された空気質量流の残り１５％の空気は、直接圧縮器に
よって、後置案内翼列構成に属するより小さいプレナム
へ導入される。このプレナムは、図１には詳細には示さ
れていない。この空気は、このプレナムから、外側プラ
ットフォームを符号１１の箇所で衝突冷却した後、部分
減圧された高温ガス２の流れに対する横流冷却を目的と
して、後置案内翼列の翼６ａ〜６ｃの、半径方向に案内
された対流通路に達するようにされ、次いで、内側プラ
ットフォーム４に属する吹出しプレナム１２内へ流入
し、そのさい、この内側プラットフォーム４が同じよう
に符号１５の箇所で吹出しによって冷却される。支柱８
を流過する空気質量流量１０は、次いで、同じく前記吹
出しプレナム１２に達する。有利には、この構成の場
合、冷却目的で用意した空気質量流を、先立って分割す
るにも拘らず、第２燃焼器内の吹出し冷却には、全空気
質量流を利用できるようにする。後置案内翼列の翼６ａ
〜６ｃの冷却を進捗させる圧力勾配として、この場合、
環状の移行通路１の第１プレナム内の圧力と、別の吹出
しプレナム１２内の圧力との差を利用できる。この差
は、主として、第１燃焼器壁の冷却によって規定され
る。

【００１４】図２には、後置案内翼列に属する翼６ａ〜
６ｃの、既述の対流冷却形式が示してある。この場合、
翼６ａ〜６ｃは、内側に、半径方向に延びる並置通路１
３を有し、これらの通路１３を介し、冷却空気が、第１
タービンからの部分減圧高温ガス２の方向に対して横流
を生成する。翼６ａ〜６ｃは、異なる区画に仕切られ、
しかも、通路１３は溝によって形成され、これらの溝の
流れる空気の案内は、インサート１４によって可能にな
る。

【００１５】図３に示した別の形式の移行通路２０は、
同じく、後置案内翼列を構成する目的で形成されたもの
である。この場合、移行通路２０は、第１タービンの下
流、第２燃焼器の上流の中間スペースに挿入される独立
的な挿入体である。この構成によって、第２燃焼器の冷
却形式と図示の後置案内翼列とを、個々に、かつ最適に
形成し、それによって、特にガスタービンの全中間区域
での冷却挙動を、ガスタービン固有の部分負荷条件下で
改善することができる。この措置は、とりわけ、逐次燃
焼式ガスタービンの、その後の出力上昇時に、意味をも
つことになる。後置案内翼列冷却用の冷却空気は、まず
同じように、詳細には図示されていないプレナムへ流入
し、このプレナムから、外側プラットフォーム５に対し
衝突冷却空気２１として作用し、次いで、開口２２を介
して支柱前縁２３の半径方向の対流通路へ流入し、それ
によって、部分減圧された高温ガス２の流れに対する横
流冷却が成立する。次いで、この冷却空気は、図１の場
合と同じように、内側プラットフォーム４の下方のプレ
ナム内へ達する。内部区域へ移されたこの空気の僅かな
部分、すなわち約１０〜３０％が、プレナムを通過し
て、内側プラットフォーム４を衝突冷却し、次いで、後
置案内翼列の図示の３個の翼６ａ〜６ｃの各半径方向供
給通路内へ達する。後置案内翼列も、図１の実施例の場
合同様、既述の整流効果を発揮する。翼６ａ〜６ｃ内の
冷却形式は、図４に示してある。

【００１６】図４は、後置案内翼列の翼６ａ〜６ｃの特
別な冷却形式を示したものである。図３の説明の通り、
翼の各半径方向供給通路２４内へ達した冷却空気は、ま
ず衝突板２５を介して各前縁２８を冷却し、次いで、第
１タービンからの部分減圧された高温ガス２と並流方向
で、内壁２６に沿って対流冷却しつつ案内され、翼後縁
２７から高温ガス内へ吹き込まれる。後置案内翼列の冷
却を進捗させる圧力勾配として、この場合は、中間区域
のプレナム内と、翼後縁２７のところの静圧との差を利
用できる。

【図面の簡単な説明】

【図１】第１タービンの下流かつ第２燃焼器の上流に位
置する環状の移行通路の一部を示した斜視図である。

【図２】図１の移行通路内に組付けられ、相応の冷却手
段を有する案内翼の断面図である。

【図３】環状の移行通路の別の実施態様の斜視図であ
る。

【図４】図３の移行通路内に組付けられ、相応の冷却手
段を有する案内翼の断面図である。

【符号の説明】

１環状の移行通路、２部分減圧された高温ガス、
３後置ディフューザ、４内側プラットフォー
ム、５外側プラットフォーム、６ａ〜６ｃ後置案
内翼列の案内翼、７案内翼の前縁、８支柱、
９支柱の機械的連結部材、１０空気流、１１
衝突冷却、１２吹出しプレナム、１３通路、１
４インサート、１５吹出し冷却部、２０挿入
ユニットとして構成された環状の移行通路、２１衝
突冷却空気、２２開口、２３支柱前縁、２４
供給通路、２６内壁、２７案内翼後縁、２８
案内翼前縁

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】逐次燃焼式ガスタービンであって、実質
的に、圧縮器ユニットと、第１燃焼器と、第１タービン
と、第２燃焼器と、第２タービンとから成り、しかも第
２燃焼器が混合部材を有しており、これらの混合部材
が、後置された燃料噴入部と作用接続されることで渦流
を誘起する形式のものにおいて、移行通路（１）内で働く後置案内翼列が、第１タービン
と第２燃焼器との間に介在しており、この後置案内翼列
の翼（６ａ〜６ｃ）が、後置混合部材に負荷を与えるた
めの中立流を発生させることを特徴とする、逐次燃焼式
ガスタービン。
【請求項２】移行通路（１）が環状に構成され、支柱
（８）により区切られた若干数の翼（６ａ〜６ｃ）ごと
に１つの流過路が形成され、この流過路が、少なくとも
１つの後置混合部材の流れ平面内に配位されている、請
求項１記載のガスタービン。
【請求項３】環状の移行通路（１）が、実質的に、内
側プラットフォーム（４）と外側プラットフォーム
（５）とから成り、また、これらプラットフォーム
（４，５）が、それぞれ衝突冷却（１１）及び又は吹出
し冷却（１５）される、請求項１記載のガスタービン。
【請求項４】ディフューザ（３）が後置案内翼列に後
置されている、請求項１記載のガスタービン。
【請求項５】後置案内翼列の翼（６ａ〜６ｃ）が、そ
れぞれ対流冷却部及び又は衝突冷却部を有している、請
求項１記載のガスタービン。