WO2005085615A1 - ラジアルタービン及びそのノズルの冷却方法 - Google Patents

ラジアルタービン及びそのノズルの冷却方法 Download PDF

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gas flow
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turbine
gas
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Manabu Yagi
Kuniyoshi Tsubouchi
Tadaharu Kishibe
Susumu Nakano
Satoshi Dodo
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Hitachi, Ltd.
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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    • F01D1/02—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines
    • F01D1/06—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines traversed by the working-fluid substantially radially
    • F01D1/08—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines traversed by the working-fluid substantially radially having inward flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
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    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/165—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for radial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially parallel to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid

Definitions

  • the present invention relates to a radial evening bin having an improved cooling structure and a method for cooling a turbine nozzle thereof.
  • cooling air for cooling the nozzle of a radial bottle is branched, one of which is discharged to the outside after penetrating the inside of the nozzle blade, and the other is blown to the nozzle from upstream of the gas flow path.
  • the cooling air that cools the nozzle of the radial turbine penetrates through the inside of the nozzle blade and is discharged to the outside, which wastes supplied energy and reduces efficiency. ing.
  • the cooling holes to the nozzle Can be provided only on one side of the channel wall surface, and the temperature distribution of the nozzle will be biased, which may cause thermal distortion.
  • An object of the present invention is to provide a radial turbine power generation facility that realizes any of the following.
  • the first is to improve the turbine efficiency by using the air that has cooled the turbine nozzle blades.
  • the second is to cool the turbine nozzle uniformly and prevent its thermal distortion.
  • Another object is to provide a simple structure for effectively cooling the turbine nozzle.
  • substantially all of the cooling air that has cooled the evening bin nozzle of the radial turbine is configured to flow into the evening bin gas flow path.
  • a gas flow path formed substantially airtight between the outside air and a gas flow path extending from the combustor to the turbine shell, A gas intake hole for taking in a gas from the outside, an ejection hole for guiding a part of the gas taken into the gas flow path into the combustor, and another part of the gas taken in the gas flow path And a shell through-hole for jetting out to the vicinity of the nozzle in the flow path.
  • a machine for cooling a turbine nozzle which is particularly high in temperature among the radial bin components, and substantially all of cooling air used for the cooling is used to drive a turbine impeller. It also contributes to professional work.
  • FIG. 1 shows a cooling structure of a turbine section of a radial turbine power plant according to a first embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 (A) is a front sectional view
  • FIG. 1 (B) is a side sectional view
  • FIG. FIG. 3 is a side cross-sectional view showing a main part of a cooling structure according to a second embodiment of the present invention
  • FIG. 3 is a side cross-sectional view showing a main part of a cooling structure according to a third embodiment of the present invention
  • FIG. 14 is a side sectional view showing a main part of a cooling structure according to a fourth embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 shows the structure of a radial turbine according to a first embodiment of the present invention.
  • the combustion gases 10 to 14 pass through the turbine nozzle 2 from the outside to the inside in the radial direction, particularly at the portion indicated by the reference numeral 13, and are injected into the turbine impeller 3 in the mouth. Thereby, the impeller 3 is rotated, and the combustion gas 14 is configured to flow out in the direction of the rotation axis.
  • a double casing structure is adopted for the turbine.
  • the gas passages 15 and 16 of the turbine through which the combustion gases 10 to 14 pass are formed by being covered with a tarpin scroll 4, a turbine shell 5 and a diffuser 6.
  • the turbine scroll 4, the evening bin shell 5 and the diffuser 6 are covered with a turbine casing 7 on the outside at an interval.
  • the casing 7 is connected to the outer casing 8 of the combustor to form a compressed air flow path 24 that is kept airtight with the outside air.
  • Compressed air 20 is introduced into the compressed air passage 24 from a compressed air intake hole 71 of the casing 7.
  • the compressed air 20 becomes compressed air 21 flowing through the compressed air flow path 24 between the turbine casing 5 and the double casing 7 by the bin casing 7, and most of the compressed air is injected into the combustor liner 9. To be compressed air.
  • combustion gas 10 is injected toward the turbine scroll 4 by a combustion reaction between the fuel 31 and the compressed air 22.
  • the combustion gas 10 passes through the gas passages 15 and 16 to become combustion gases 11, 12 and 13, is injected into the radial impeller 3, and rotates it.
  • the turbine shell 5 is provided with a number of shell through holes 51 for cooling the nozzle. Therefore, a part of the compressed air 21 flows from these through holes 51 to the nozzles of the gas flow path 16.
  • the compressed air 23 is injected toward the leading edge of the nozzle 2.
  • the nozzle cooling compressed air 23 has a lower temperature than the combustion gas 13 and effectively cools the nozzle 2.
  • the working gas described as the compressed air 20 may be any other gas as long as it has a predetermined pressure and causes a combustion reaction with the fuel in the combustion chamber liner 9.
  • This compressed air 20 is pressurized by a compressor or the like, and in some cases, heated by a regenerator and taken into a compressed air flow path 24 in the evening bin casing 7. Its mass flow rate is G f ⁇ pressure is temperature ⁇ .
  • the compressed air 20 becomes compressed air 21 and is guided to the combustor outer cylinder 8 by a compressed air flow path 24 passing through the outer periphery of the turbine shell 5. On the way, a part of the compressed air 21 passes through the through hole 51 provided in the turbine shell 5 and is diverted into the inside of the bin shell 5 as compressed air 23 for nozzle cooling.
  • the compressed air 22 flowing into the combustor liner 9 has a mass flow rate of G.
  • One AG, pressure temperature is T 0.
  • high-temperature combustion gas 10 mass flow rate: G.
  • One AG + a, pressure: temperature: ⁇ is obtained by mixing and burning the fuel 31 of the mass flow rate and the compressed air 22.
  • the ejected combustion gas 10 becomes combustion gas 11, 12 passing through the turbine scroll 4, and then reaches the turbine nozzle circular cascade 2.
  • the hot combustion gases 11 and 12 are passed from the compressed air flow path 24 to the bin shell.
  • Compressed cooling air 2 3 quality Merge with flow rate: AG, pressure: P 0 , temperature: T Q ). Accordingly, the combustion gas 13 injected from the inlet of the turbine nozzle circular cascade 2 toward the radial turbine impeller 3 is the sum of the combustion gas 10 and the compressed air 23.
  • the cooling through-hole 51 is provided at a position near the leading edge of the turbine nozzle circular cascade 2 with an inclination angle in the direction of the combustion gas flow. You. Therefore, by blowing the relatively low-temperature compressed air 23 directly onto the high-temperature nozzle blades 2, the nozzle blades 2 can be effectively cooled and the temperature drop ⁇ T of the combustion gas 13 3 as a whole can be reduced. A decrease in the efficiency of one bin can be suppressed.
  • the mass flow into the turbine nozzle circular cascade 2 is G.
  • One + A G G. + Q !, so that the entire flow taken in from the compressed air intake hole 71 can contribute to the rotation of the bin impeller 3 in the evening. Therefore, the captured mass flow rate G.
  • the compressed air 20 does not have a flow rate that does not contribute to the mechanical work for driving the radial turbine impeller 3, so that the energy efficiency can be improved.
  • cooling shell through holes 51 are provided on both walls of the turbine shell 5 sandwiching the flow path of the combustion gas 13, and by cooling the nozzle blades 2 from both sides, a temperature distribution in the flow direction of the nozzle blades 2 is obtained.
  • the fabric is less likely to be biased, and thermal distortion can be suppressed.
  • the hot gas 1 3 (mass flow rate G 0 + H, pressure P i, temperature T-mm T) after the nozzle cooling is expanded and accelerated by the turbine nozzle circular cascade 2, and gives energy to the radial turbine impeller 3. This is driven to flow out as combustion gas 14 in the direction of the rotation axis.
  • the rotating shaft of the radial evening bin impeller 3 is connected to the generator, the axial driving force of the radial evening bin impeller 3 is directly connected to the power generation output.
  • the gas 14 flowing out of the radial turbine impeller 3 in the direction of the rotation axis is decelerated by the diffuser 6 to recover the pressure, and guided to the exhaust silencer / regenerator.
  • the metal temperature of the bin shell 5 and the diffuser 6 becomes high.
  • the casing 7 By forming the compressed air flow path 24 so as to cover the shell 5 and the diffuser 6, the shell 5 and the diffuser 6 are wrapped in a lower-temperature atmosphere of the compressed air 21 and can be cooled effectively. Can be.
  • the mass flow rate of the hot gas 13 after the bin cooling which directly acts on the mechanical work for driving the radial turbine impeller 3, is It can be increased by the mass flow rate AG of the compressed air 23.
  • the mass flow rate G of the compressed air taken into the turbine The turbine efficiency can be improved by engaging substantially all of the mechanical work for driving the radial turbine impeller 3 after the nozzle is cooled.
  • FIG. 2 is a side sectional view showing a main part of a cooling structure according to a second embodiment of the present invention.
  • the difference from FIG. 1 lies in the arrangement of the shell through-holes.
  • the other points are the same as those in FIG. 1, and illustration and description are omitted.
  • FIG. 3 is a side sectional view showing a main part of a cooling structure according to a third embodiment of the present invention. Also in this figure, the difference from FIG. 1 is the arrangement of the shell through-holes, and the other points are the same as those in FIG. 1, and illustration and description are omitted.
  • both wall surfaces of the shell 5 forming the combustion gas flow path and the outer periphery of the nozzle blade 2 are in contact as shown in the figure.
  • a plurality of cooling shell through-holes 51 are provided in the portion. These shell through holes 51 are inclined toward the downstream side of the flow path of the combustion gas 13 in order to reduce the resistance to the combustion gas 13.
  • FIG. 4 is a side sectional view showing a main part of a cooling structure according to a fourth embodiment of the present invention. Also in this figure, the difference from FIG. 1 is the arrangement of the shell through-holes, and the other points are the same as those in FIG. 1, and illustration and description are omitted.
  • one or more through holes 201 are provided inside the nozzle blade 2, From one side of the compressed air flow path 24 sandwiching the flow path of the combustion gas 13, the shell through-hole 51 on the wall of the shell 5, the nozzle through-hole 201 on the thick part of the nozzle blade, and the other side The compressed air flow path 24 is penetrated to the other side by the shell through-hole 51 on the wall surface of the shell 5.
  • a leakage hole 202 that extends from the thick portion of the blade of the nozzle 2 of the nozzle through hole 201 to the surface of the nozzle 2 is provided. Thereby, the compressed air is guided from the through holes 51 and 201 to the outer peripheral wall of the nozzle blade 2 through the leak hole 202 and the cooling is promoted from inside and outside of the nozzle blade 2.
  • any combination of FIG. 1, FIG. 2, FIG. 3, and FIG. 4 can be adopted.
  • substantially all of the mass flow of compressed air taken into the turbine contributes to the mechanical work of rotating the turbine impeller 3 after nozzle cooling, improving turbine energy efficiency. can do.
  • the present invention proposes an effective and relatively simple structure for improving the energy efficiency and the power generation efficiency in such a gas bin power generation facility, and is expected to be put to practical use. .

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Abstract

本発明は、タービン構成要素の中でも特に高温となるタービンノズル2を、比較的簡易な構造で、効率よく冷却することを目的とする。タービンノズル2及びラジアルタービン羽根車3を覆い燃焼ガス10→11→12→13の流路15,16を形成するタービンシェル5の外側に、燃焼前の圧縮空気20→21の流路24となるタービンケーシング7を設けた二重ケーシング構造を形成する。外気との間に気密性をもつ圧縮空気の流路24を流れる燃焼前の圧縮空気21を、タービンシェル5の両壁面を貫通する貫通孔51を通して、タービンノズル2に吹き付ける。これにより、タービンノズル2を冷却するとともに、このノズル冷却に使用した圧縮空気を、タービン羽根車3に向って流入させる結果、タービンヘ取り入れた圧縮空気20の全量が、タービン羽根車3を駆動する機械的仕事に寄与する。

Description

明 細 書 ラジアルタービン及びそのノズルの冷却方法 技術分野
本発明は、 冷却構造を改良したラジアル夕一ビン及びそのタービンノズルの冷 却方法に関する。 背景技術
最近、 発電機を駆動するガスタービンにラジアルタービンを用いた数十から数 百 kWのガスタービン発電設備が検討されている。 このようなガスタービン発電 設備において発電効率を向上させる一つの手段として、 夕一ビン入口温度を上昇 させることが挙げられる。 しかし、 タービン入口温度を上昇させると、 特にター ビンノズル等が高温となり、 それらの材料の溶融などの事態を招きかねない。 こ の対策の一つとして、 タービン入口部におけるガスより低温'高圧の空気を使用 して、 タービンノズルを冷却し、 そのメタル温度を低下させる方法がある。 この ような冷却方法を適用した構造例が、実開昭 6 2 - 1 3 5 8 0 2号公報に開示 されている。 この従来技術においては、 ラジアル夕一ビンのノズルを冷却する冷 却空気を分岐させ、その一方は、ノズル羽根の内部を貫通したのち外部へ放出し、 他方はガス流路の上流からノズルに吹付けてノズルを冷やしている。 発明の開示
上記従来技術においては、 ラジアルタービンのノズルを冷却する一方の冷却空 気は、 ノズル羽根の内部を貫通したのち外部へ放出されてしまい、 その分だけ供 給エネルギーに無駄を生じ、 効率を低下させている。
また、 冷却空気の流路が複雑であるにもかかわらず、 ノズルに向けての冷却孔 は流路壁面の片側にしか設けることができず、 ノズルの温度分布に偏りが生じ、 熱歪を発生する可能性がある。
本発明の目的は、 次のいずれかを実現するラジアルタービン発電設備を提供す ることである。 まず、 タービンノズル羽根を冷却した空気を利用して、 タービン 効率を向上することが挙げられる。 次に、 タービンノズルを均一に冷却し、 その 熱歪の発生を防止することである。 さらに、 タービンノズルを効果的に冷却する 簡単な構造を提供することである。
本発明の望ましい実施形態においては、 ラジアルタービンの夕一ビンノズルを 冷却した冷却気の実質的に全てを、夕一ビンガス流路に流入するように構成する。 本発明のより望ましい実施形態においては、 燃焼器からタービンシェルへ連な るガス流路の外側に外気との間に実質的に気密に形成された気体流路と、 この気 体流路内へ外部から気体を取り込む気体取入孔と、 この気体流路内へ取り込んだ 気体の一部を燃焼器内へ導く噴出孔と、 前記気体流路内へ取り込んだ気体の他の 一部を前記ガス流路中のノズルの近傍へ噴出させるシェル貫通孔とを備える。 これらの本発明の望ましい実施形態においては、 ラジアル夕一ビン構成要素の 中でも特に高温となるタービンノズルを冷却するとともに、 この冷却に使用した 冷却気の実質的全てが、 タービン羽根車を駆動する機械的仕事にも寄与する。 本発明のその他の目的と特徴は以下の実施形態の説明で明らかにする。 図面の簡単な説明
第 1図は本発明の第 1の実施形態によるラジアルタービン発電設備のタービン 部の冷却構造を示し、 同図 （A) は正面断面図、 同図 （B ) は側面断面図、 第 2 図は本発明の第 2の実施形態による冷却構造の要部を示す側面断面図、 第 3図は 本発明の第 3の実施形態による冷却構造の要部を示す側面断面図、 第 4図は本発 明の第 4の実施形態による冷却構造の要部を示す側面断面図である。 発明を実施するための最良の形態
以下、 図面を参照して本発明の実施形態を詳細に説明する。
第 1図は、 本発明の第 1の実施形態によるラジアルタービンの構造を示す。 ラ ジアルタービンでは、 燃焼ガス 1 0〜1 4が、 特に符号 1 3で示す部分において タービンノズル 2を半径方向の外側から内側へ通過し、 口一夕のタービン羽根車 3に噴射される。 これにより、 羽根車 3を回転させ、 燃焼ガス 1 4は、 回転軸方 向へ流出するように構成されている。
この実施形態では、 タービンに、 二重ケ一シング構造を採用している。 まず、 燃焼ガス 1 0〜1 4が通過するタービンのガス流路 1 5， 1 6は、 ターピンスク ロール 4、 タービンシェル 5及びディフューザ 6で覆われることによって形成さ れている。
次に、 これらのタービンスクロール 4、 夕一ビンシェル 5及びディフューザ 6 は、 その外側を、 間隔を置いて、 タービンケーシング 7で覆われている。 このケ —シング 7は燃焼器外筒 8と繋がつて、 外気と気密が保たれた圧縮空気流路 2 4 を形成している。 この圧縮空気流路 2 4には、 ケーシング 7の圧縮空気取入孔 7 1から圧縮空気 2 0が取り入れられる。 圧縮空気 2 0は、 タービンシェル 5と夕 —ビンケ一シング 7による二重ケ一シングの間の圧縮空気流路 2 4を流れる圧縮 空気 2 1となり、 その大部分は、 燃焼器ライナ 9へ噴射される圧縮空気 2 2とな る。
燃焼器ライナ 9では、 燃料 3 1と圧縮空気 2 2の燃焼反応により、 タービンス クロール 4に向けて高温'高圧の燃焼ガス 1 0を噴射する。この燃焼ガス 1 0は、 ガス流路 1 5 , 1 6を通り、 燃焼ガス 1 1， 1 2及び 1 3となって、 ラジアル夕 —ビン羽根車 3に噴射され、 これを回転させる。
ここで、 燃焼ガス流路 1 6のタービンノズル 2の直前の位置において、 タービ ンシェル 5には、 ノズル冷却用の多数のシェル貫通孔 5 1が設けられている。 し たがって、 圧縮空気 2 1の一部は、 これらの貫通孔 5 1からガス流路 1 6のノズ ル 2の前縁に向けて圧縮空気 2 3となって噴射される。 このノズル冷却用圧縮空 気 2 3は、 燃焼ガス 1 3よりも低温であり、 ノズル 2を効果的に冷却する。 次に、 この実施形態の作用について詳細に説明する。
ここでは圧縮空気 2 0として説明する作動気体は、 所定の圧力を持ち、 かつ燃 焼室ライナ 9で燃料とともに燃焼反応を起こす気体であれば、 他のガスであって も構わない。 この圧縮空気 2 0は、 圧縮機等で加圧され、 場合によっては再生器 で昇温され夕一ビンケ一シング 7内の圧縮空気流路 2 4へ取り入れられる。 その 質量流量を G f^ 圧力を 温度を Τ。とする。 この圧縮空気 2 0は、 圧縮空気 2 1となって、 タービンシェル 5の外周を通過する圧縮空気流路 2 4により燃焼 器外筒 8へ導かれる。 その途中で、 圧縮空気 2 1の一部は、 タービンシェル 5に 設けられた貫通孔 5 1を通って、 夕一ビンシェル 5の内部へノズル冷却用圧縮空 気 2 3として分流する。 この分流した冷却用圧縮空気 2 3の質量流量を A G、 圧 力を Ρ 0、 温度を Τ。とする。 燃焼器がリターンフロー式となっているため、 冷却 用圧縮空気 2 3が分流した後の圧縮空気 2 2は、 燃焼器外筒 8へ導かれ、 燃焼器 外筒 8から燃焼器ライナ 9へと流入する。 燃焼器ライナ 9へ流入する圧縮空気 2 2は、 質量流量が G。一 A G、 圧力は 温度は T 0である。 燃焼器ライナ 9で は、 質量流量ひの燃料 3 1と前記圧縮空気 2 2を混合燃焼させることにより、 高 温の燃焼ガス 1 0 (質量流量： G。一 A G + a、 圧力： 温度： Ί\) となり、 燃焼器ライナ 9からタービンスクロール 4に向って噴出する。 ここで？。>? と なるが、 圧力差 Ρ。― P iは、 タービンケ一シング 7内の圧縮空気流路 2 4による 燃焼器ライナ 9までの圧力損失によるものとする。
噴出された燃焼ガス 1 0は、 タービンスクロール 4を通過する燃焼ガス 1 1 , 1 2となり、 その後、 タービンノズル円形翼列 2へ達する。
タービンノズル円形翼列 2の入口において、 高温の燃焼ガス 1 1， 1 2 (質量 流量： G。― A G + o;、 圧力： 温度： Ί\) は、 圧縮空気流路 2 4から夕一 ビンシェル 5の冷却用貫通孔 5 1を通って流入してきた冷却用圧縮空気 2 3 (質 量流量： A G、 圧力： P 0、 温度： T Q) と合流する。 したがって、 タービンノズ ル円形翼列 2の入口からラジアルタービン羽根車 3に向って噴射する燃焼ガス 1 3は、 燃焼ガス 1 0と圧縮空気 2 3の和となる。
また、 第 1図 （B ) に示すように、 冷却用貫通孔 5 1は、 タービンノズル円形 翼列 2の前縁部近傍の位置に、 燃焼ガスの流れの方向へ傾斜角を付けて設けてい る。 したがって、 比較的低温の圧縮空気 2 3を、 高温のノズル羽根 2に直接吹き 付けることにより、 効果的にノズル羽根 2を冷やすとともに、 燃焼ガス 1 3全体 としての温度低下△ Tを小さくでき、 夕一ビン効率の低下を抑制できる。
この実施形態によれば、 タービンノズル円形翼列 2へ流入する質量流量は G。 一 ひ + A G = G。+ Q!となり、 圧縮空気取入孔 7 1から取り込んだ全流量 を夕一ビン羽根車 3の回転へ寄与させることができる。 したがって、 取り込んだ 質量流量 G。の圧縮空気 2 0には、 ラジアルタービン羽根車 3を駆動する機械的 仕事に寄与しない流量は存在せず、 エネルギー効率を向上できる。 また、 冷却用 シェル貫通孔 5 1は、燃焼ガス 1 3の流路を挟むタービンシェル 5の両壁に設け、 ノズル羽根 2を両側から冷却することにより、 ノズル羽根 2の流路方向の温度分 布の偏りを生じ難くし、 熱歪を抑えることができる。
ノズル冷却後の高温ガス 1 3 (質量流量 G 0 +ひ、 圧力 P i、 温度 T —厶 T) は、 タービンノズル円形翼列 2により膨張して加速され、 ラジアルタービン羽根 車 3にエネルギーを与えてこれを駆動し、 回転軸方向に燃焼ガス 1 4として流出 する。 ここで、 ラジアル夕一ビン羽根車 3の回転軸が発電機と連結されている場 合は、 このラジアル夕一ビン羽根車 3の軸駆動力は発電出力に直結する。
ラジアルタービン羽根車 3から回転軸方向へ流出したガス 1 4は、 ディフュー ザ 6にて減速され圧力を回復して、 排気サイレンサゃ再生器などに導かれる。 一般のラジアルタービンにおいては、 燃焼器ライナ 9から噴出した燃焼ガス 1 0をタービンで断熱 Β彭張する際に、 夕一ビンシェル 5及びディフユ一ザ 6のメタ ル温度は高温となってしまう。 しかし、 本実施形態においては、 ケーシング 7で シェル 5とディフューザ 6を覆うように圧縮空気流路 2 4を形成したことにより、 シェル 5とディフューザ 6を、 より低温の圧縮空気 2 1の雰囲気で包み込んだこ とになり、 効果的に冷却することができる。
この実施形態を前記した従来技術と比較すれば、 ラジアルタービン羽根車 3を 駆動する機械的仕事に直接作用することになる夕一ビン冷却後の高温ガス 1 3の 質量流量を、 ノズル冷却用の圧縮空気 2 3の質量流量 A Gだけ多くすることがで きる。 言い換えれば、 タービンへ取り込んだ圧縮空気 2 0の質量流量 G。の実質 全量を、 ノズル冷却後のラジアルタービン羽根車 3を駆動する機械的仕事に従事 させることより、 タービンの効率を向上できる。
第 2図は、 本発明の第 2の実施形態による冷却構造の要部を示す側面断面図で ある。 第 1図と異なる点は、 シェル貫通孔の配置であり、 その他の点は第 1図と 同一であり、 図示及び説明を省略する。
タービンシェル 5の両壁に、 燃焼ガス 1 3の流れの方向に間隔を置いて、 複数 の貫通孔 5 1を配置し、 ノズル羽根 2の前縁部の冷却を強化したものである。 第 3図は、 本発明の第 3の実施形態による冷却構造の要部を示す側面断面図で ある。 この図においても、 第 1図と異なる点は、 シェル貫通孔の配置であり、 そ の他の点は第 1図と同一であり、 図示及び説明を省略する。
この実施形態では、 タービンノズル円形翼列のノズル羽根 2の外周全体をフィ ルム冷却する目的で、 図に示すように燃焼ガス流路を形成するシェル 5の両壁面 とノズル羽根 2の外周が接する部分に複数の冷却用のシェル貫通孔 5 1を設けて いる。 これらのシェル貫通孔 5 1は、 燃焼ガス 1 3に対する抵抗を小さくするた め、 燃焼ガス 1 3の流路下流側へ傾斜させている。
第 4図は本発明の第 4の実施形態による冷却構造の要部を示す側面断面図であ る。 この図においても、 第 1図と異なる点は、 シェル貫通孔の配置であり、 その 他の点は第 1図と同一であり、 図示及び説明を省略する。
この実施形態では、ノズル羽根 2の内部に一つ又は複数の貫通孔 2 0 1を設け、 燃焼ガス 1 3の流路を挟む圧縮空気流路 2 4の一側から、 シェル 5の壁面のシェ ル貫通孔 5 1、 ノズルの羽根肉厚部のノズル貫通孔 2 0 1、 及び他側のシェル 5 の壁面のシェル貫通孔 5 1とにより、 圧縮空気流路 2 4の他側へ貫通させる。 ま た、 これらのノズル貫通孔 2 0 1のノズル 2の羽根肉厚部から、 ノズル 2の表面 へ通ずる漏洩孔 2 0 2を設けている。 これにより、 貫通孔 5 1、 2 0 1から漏洩 孔 2 0 2を通して、 ノズル羽根 2の外周壁へ圧縮空気を導き、 ノズル羽根 2の内 外から冷却を促進する構造としている。
さらに、 本発明によるラジアルタービンのノズルの冷却構造の他の実施形態と して、 第 1図、 第 2図、 第 3図及び第 4図のいずれの組み合わせを採用すること もできる。 これらいずれの組み合わせにおいても、 タービンへ取り込んだ圧縮空 気 2 0の質量流量の実質的に全量が、 ノズル冷却後にタービン羽根車 3を回転さ せる機械的仕事に寄与し、 タービンのエネルギー効率を向上することができる。 産業上の利用可能性
背景技術の項で述べたように、 最近、 発電機を駆動するガス夕一ビンにラジア ルタービンを用いた数十から数百 k Wのガスタービン発電設備が検討されている。 本発明は、 このようなガス夕一ビン発電設備において、 エネルギー効率を向上さ せ、 発電効率を高めるために有効で、 かつ比較的簡単な構造を提案しており、 実 用化が期待される。

Claims

1 .燃焼器で生成した燃焼ガスをノズルへ導くガス流路を形成するスクロールと、 この燃焼ガスを回転軸の半径方向内側のラジアル羽根車へ噴射するノズルと、 こ のノズル及び前記羽根車を覆い前記ガス流路を形成するシェルを備えたラジアル タービンにおいて、 外気との間に実質的に気密に形成された気体流路と、 この気 体流路内へ外部から気体を取り請込む気体取入孔と、 前記気体流路内へ取り込んだ 気体の一部を前記燃焼器内へ導く噴出孔と、 前記気体流路内へ取り込んだ気体の 他の一部を前記ガス流路中の前記ノズルのの近傍へ噴出させる貫通孔とを備えたこ とを特徴とするラジアルタービン。
2 . 前記気体流路は、 前記燃焼器から前記シェル囲へ連なる前記ガス流路の外側を 覆うように形成されたことを特徴とする請求の範囲第 1項記載のラジアルタービ ン。
3 . 前記気体流路は、 前記燃焼器から前記シェルへ連なる前記ガス流路の外側を 覆うように形成され、 前記貫通孔は、 前記気体流路と、 前記ガス流路のノズルの 上流との間を連通するように、 前記シェルの壁に形成されたことを特徴とする請 求の範囲第 1項記載のラジアルタービン。
4. 前記貫通孔は、 前記ガス流路を挟むシェル両壁に、 前記気体流路からこれら シェル両壁を貫通し前記ガス流路に連なるように形成したことを特徴とする請求 の範囲第 1項記載のラジアル夕一ビン。
5 . 前記貫通孔を、 前記ガス流路の流れの方向に沿って複数個並設したことを特 徵とする請求の範囲第 1項記載のラジアルタービン。
6 . 前記ノズルは、 タービン回転軸を中心とする円周上に多数の羽根を列設した 円形翼列を備え、 前記貫通孔は、 前記円形翼列の各羽根の表面に沿って、 それぞ れ複数のシェル貫通孔を含むことを特徴とする請求の範囲第 1項記載のラジアル タービン。
7 . 前記貫通孔は、 前記ガス流路の流れの方向に傾斜して前記シェルの壁面を貫 通する貫通孔を含むことを特徴とする請求の範囲第 1項記載のラジアルタービン。
8 . 前記ノズルは、 タービン回転軸を中心とする円周上に多数の羽根を列設した 円形翼列を備え、 前記貫通孔は、 前記円形翼列の各羽根の表面部に沿い、 かつ前 記ガス流路の流れの方向に傾斜した複数のシェル貫通孔を含むことを特徴とする 請求の範囲第 1項記載のラジアルタ一ビン。
9 . 前記ガス流路を挟む前記気体流路のー側から、 前記シェルの壁、 前記ノズル の羽根肉厚部、 及び他側の前記シェルの壁とを貫通し、 前記気体流路の他側へ通 ずる貫通孔と、 この貫通孔の前記ノズルの羽根肉厚部からノズルの表面へ通ずる 漏洩孔を設けたことを特徴とする請求の範囲第 1項記載のラジアルタービン。
1 0 . 圧縮空気と燃料を混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する燃焼器ライナと、 この燃焼器ライナで生成した燃焼ガスをタービンノズルへ供給するガス流路を形 成するタービンスクロールと、 この燃焼ガスを回転軸の半径方向内側へ加速して ラジアル夕一ビン羽根車へ供給する夕一ビンノズルと、 前記夕一ビンノズル及び 前記ラジアル夕一ピン羽根車を覆うタービンシェルを備えたラジアル夕一ビンに おいて、 外気との間に実質的に気密に形成された気体流路と、 この気体流路内へ 外部から気体を取り込む気体取入孔と、 前記気体流路内へ取り込んだ気体の一部 を前記燃焼器ライナ内へ導く噴出孔と、 前記気体流路内へ取り込んだ気体の他の 一部を前記ガス流路中の前記ノズルの近傍へ噴出させる貫通孔とを備えたことを 特徵とするラジアル夕一ビン。
1 1 . 前記気体流路は、 前記燃焼器から前記シェルへ連なる前記ガス流路の外側 を覆うように、 かつ外気に対して気密性を保つように、 タービンケーシングによ つて形成したことを特徴とする請求の範囲第 1 0項記載のラジアル夕一ビン。
1 2 . 前記気体流路は、 前記燃焼器から前記シェルへ連なる前記ガス流路の外側 を覆うように形成され、 前記貫通孔は、 前記気体流路と前記ガス流路のノズルの 上流との間を連通するように前記シェルの壁に形成されたことを特徴とする請求 の範囲第 1 0項記載のラジアル夕一ビン。
1 3 . 前記貫通孔は、 前記ガス流路を挾むタービンシヱル両壁に、 前記気体流路 からこれら夕一ビンシェル両壁を貫通し前記ガス流路に連なるように形成したこ とを特徴とする請求の範囲第 1 0項記載のラジアルタービン。
1 4. 前記貫通孔を、 前記ガス流路の流れの方向に沿って複数個並設したことを 特徴とする請求の範囲第 1 0項記載のラジアルタービン。
1 5 . 前記タービンノズルは、 タービン回転軸を中心とする円周上に多数の羽根 を列設した円形翼列を備え、 前記貫通孔は、 前記円形翼列の各羽根の表面部に沿 つて配列された複数の夕一ビンシェル貫通孔を含むことを特徵とする請求の範囲 第 1 0項記載のラジアルタービン。
1 6 . 前記貫通孔は、 前記ガス流路の流れの方向に傾斜して前記タービンシェル の壁面を貫通する貫通孔を含むことを特徴とする請求の範囲第 1 0項記載のラジ アルタービン。
1 7 . 前記タービンノズルは、 タービン回転軸を中心とする円周上に多数の羽根 を列設した円形翼列を備え、 前記貫通孔は、 前記円形翼列の各羽根の表面部に沿 レ、 かつ前記ガス流路の流れの方向に傾斜した複数のタービンシェル貫通孔を含 むことを特徵とする請求の範囲第 1 0項記載のラジアルタービン。
1 8 . 前記ガス流路を挟む前記気体流路のー側から、 前記シェルの壁、 前記ノズ ルの羽根肉厚部、 及び他側の前記シェルの壁とを貫通し、 前記気体流路の他側へ 通ずる貫通孔と、 この貫通孔の前記ノズルの羽根肉厚部からノズルの表面へ通ず る漏洩孔を設けたことを特徴とする請求の範囲第 1 0項記載のラジアルタービン。
1 9 . 燃焼器からの燃焼ガスをスクロールを含むガス流路を通してノズルへ導く ステップと、 この燃焼ガスを前記ノズルから半径方向内側のラジアル羽根車へ噴 射するステップとを備えたラジアルタービンのノズル冷却方法であって、 前記ガ ス流路の外側に外気と実質的に気密に形成された気体流路内へ外部から気体を取 り込むステップと、 この気体流路内へ取り込んだ気体の一部を前記燃焼器内へ導 くステップと、 前記気体流路内へ取り込んだ気体の他の一部を前記ガス流路中の 前記ノズルの近傍へ噴出するステップとを備えたことを特徴とするラジアル夕一 ビンのノズル冷却方法。
2 0 . 前記ガス流路中の前記ノズルの近傍へ噴出するステップは、 前記気体の他 の一部を、 前記ノズルを形成する羽根の表面に沿って噴出するステップを含むこ とを特徴とする請求の範囲第 1 9項記載のラジアルタービンのノズル冷却方法。
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