WO2009118956A1 - ガスタービン及びガスタービンの燃焼器挿入孔形成方法 - Google Patents

ガスタービン及びガスタービンの燃焼器挿入孔形成方法 Download PDF

Info

Publication number
WO2009118956A1
WO2009118956A1 PCT/JP2008/071812 JP2008071812W WO2009118956A1 WO 2009118956 A1 WO2009118956 A1 WO 2009118956A1 JP 2008071812 W JP2008071812 W JP 2008071812W WO 2009118956 A1 WO2009118956 A1 WO 2009118956A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
combustor
insertion hole
hole
combustion
gas turbine
Prior art date
Application number
PCT/JP2008/071812
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
聡介 中村
謙一 荒瀬
宜彦 本山
Original Assignee
三菱重工業株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱重工業株式会社 filed Critical 三菱重工業株式会社
Priority to CN2008801283636A priority Critical patent/CN101981382B/zh
Priority to EP08873606.1A priority patent/EP2261567B1/en
Priority to US12/933,870 priority patent/US8297037B2/en
Priority to KR1020107021239A priority patent/KR101327606B1/ko
Publication of WO2009118956A1 publication Critical patent/WO2009118956A1/ja

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00017—Assembling combustion chamber liners or subparts
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
    • Y10T29/49231—I.C. [internal combustion] engine making

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine and a method of forming a combustor insertion hole of a gas turbine.
  • Patent Document 1 discloses a technique for facilitating the assembly and disassembly of a gas turbine combustor by a gas turbine assembling and disassembling apparatus for assembling and disassembling the combustor of the gas turbine.
  • the outlet of the transition piece of the combustor has a wide width. Therefore, in the technique disclosed in Patent Document 1, as described in paragraph 0053 of Patent Document 1, when attempting to withdraw the combustor from the casing, a vertically long extraction port (combustor insertion hole) which can be opened in the casing Interference with the transition piece. Therefore, when the combustor is pulled out of the casing, it is necessary to rotate the combustor. Thus, the technique disclosed in Patent Document 1 is insufficient in facilitating the assembling or disassembling operation of the gas turbine.
  • the combustor also serves to change the flow direction of the combustion gas, it does not have an axially symmetrical shape, but has a generally curved shape (in the embodiment, the tail section is curved).
  • a member moved with the combustor may be attached to the combustor, such as a steam pipe for cooling the combustor (in the embodiment, the piping is attached to the tail tube portion).
  • the combustor when taking out the combustor from the casing, there is a device for rotating or tilting the combustor so as to avoid interference with the combustor insertion hole in consideration of the shape and accessories of the combustor. It will be necessary.
  • the combustor is heavy, there is a problem that the burden on the operator is large and the operation requires time.
  • the diameter of the combustor insertion hole may be increased.
  • the distance between the combustor insertion holes adjacent to each other decreases only by increasing the diameter of the combustor insertion holes, and combustion occurs. The strength of the partial casing may be reduced.
  • the present invention has been made in view of the above, and it is an object of the present invention to facilitate the assembling or disassembling operation of a gas turbine and to secure the strength of the combustion unit casing.
  • a gas turbine comprises a combustor for burning fuel to generate combustion gas, and a tubular shape to accommodate the combustor inside.
  • a hole formed in a side peripheral portion of the combustion unit casing and communicating with the inside and the outside of the combustion unit casing, wherein the hole is in a direction orthogonal to the circumferential direction of the combustion unit casing
  • the burner is formed larger in size than the circumferential size of the combustion unit casing of the hole, and the combustor inserted with the hole, a member moved together with the combustor, and the hole
  • the hole may include a combustor insertion hole formed to include all of the outer shape of the combustor and a member moved with the combustor.
  • the combustor and the member moved together with the combustor are inserted into the interior of the combustor casing through the combustor insertion hole, or the combustor and
  • the member moved with the combustor is withdrawn from the interior of the combustion unit casing through the combustor insertion hole, even if the combustor and the member moved with the combustor are moved in the predetermined direction,
  • the combustor and a member moved together with the combustor do not interfere with the combustor casing in the vicinity of the combustor insertion hole.
  • the gas turbine can not rotate or tilt the combustor and a member moved with the combustor, and the combustor and the member moved with the combustor can pass through the combustor insertion hole. It is inserted inside the combustion part casing.
  • the gas turbine the combustor and the member moved with the combustor are not rotated or tilted, and the combustor and the member moved with the combustor are the combustion through the combustor insertion hole It is pulled out from the inside of the partial casing.
  • the gas turbine facilitates assembly or disassembly of the gas turbine.
  • the shape of the combustor insertion hole is formed larger in the size in the direction orthogonal to the circumferential direction of the combustion portion casing than in the circumferential direction of the combustion portion casing.
  • the combustor insertion hole is formed by combining two circular holes having different centers with portions overlapping each other.
  • the thickness of the combustion unit casing is usually formed to be about 100 mm. Therefore, depending on the processing method, the rigidity of the tool may be insufficient depending on the processing method, and the accuracy of the combustor insertion hole may be reduced.
  • the combustor insertion hole is formed by combining circular holes having a relatively small rigidity required for a tool when processing by the above configuration. Therefore, in the gas turbine, the combustor insertion hole is accurately formed.
  • the combustor when installed inside the combustion unit casing, it is provided in a gap generated between the combustor and the inner peripheral surface of the combustor insertion hole, It is desirable to have a spacer which fills the gap which arises between a burner and the inner skin of the burner insertion hole.
  • the spacer of the gas turbine according to the present invention fills the gap between the combustor and the combustion unit casing to suppress the disturbance of the air flow inside the combustion unit casing.
  • a so-called flow guide function can also be realized.
  • a method of forming a combustor insertion hole for a gas turbine according to the present invention includes a combustor casing containing therein a combustor that burns fuel and generates combustion gas.
  • the combustor insertion hole is formed such that the hole includes the entire shape of the combustor and a member moved with the combustor when viewed from the direction in which the combustor is moved, a predetermined point Forming in the combustion section casing a first circular hole formed in a circular shape centering on the center, and a second circular hole formed in a circular shape about a point other than the predetermined point, the first circular hole To have a part that overlaps with Characterized in that it comprises a step of forming the combustor casing, a.
  • the first circular hole formed in a circular shape having a relatively small rigidity required for the tool at the time of processing is formed, and then the first circular hole and the Similarly, the combustor insertion hole can be formed by forming the second circular hole which is formed in a circular shape in which the rigidity required for the tool in machining is relatively small. Therefore, in the gas turbine, the combustor insertion hole is formed more easily. In addition, in the gas turbine, the combustor insertion hole is formed more accurately.
  • the present invention facilitates the assembling or disassembling operation of the gas turbine, and further ensures the strength of the combustion unit casing.
  • FIG. 1 is a schematic configuration view of a gas turbine according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic view showing the vicinity of a combustor according to the present embodiment in an enlarged manner.
  • FIG. 3 is a schematic view showing the combustor insertion hole according to the present embodiment from the direction along the axis of the inner cylinder when the inner cylinder is disposed in the combustion chamber of the combustion unit.
  • FIG. 4 is a schematic view showing a state where the combustor according to the present embodiment is pulled out of the combustor chamber through the combustor insertion hole.
  • FIG. 1 is a schematic configuration view of a gas turbine according to the present embodiment.
  • the compression unit 20, the combustion unit 30, the turbine unit 10, the exhaust unit 40 and the fluid flow sequentially from the upstream side to the downstream side. It is comprised including.
  • the compression unit 20 pressurizes the air and delivers the pressurized air to the combustion unit 30.
  • the combustion unit 30 supplies fuel to the pressurized air.
  • the combustion part 30 burns a fuel.
  • the turbine unit 10 converts the energy of the combustion gas delivered from the combustion unit 30 into rotational energy.
  • the exhaust unit 40 discharges the combustion gas to the atmosphere.
  • the compression unit 20 has an air intake 21, a compression unit casing 22, a compressor stationary blade 23, a compression moving blade 24, and a bleed manifold 25.
  • the air intake 21 takes in air from the atmosphere into the compressor casing 22.
  • a plurality of compressor stator blades 23 and a plurality of compression blades 24 are alternately provided.
  • the bleed manifold 25 is provided outside the compressor vanes 23 and the compressor blades 24 and guides the air compressed by the compression unit 20 to the combustion unit 30.
  • the combustion unit 30 has a combustion unit casing 31 and a combustor 39.
  • a combustion unit casing 36 is formed inside the combustion unit casing 31.
  • the combustor 39 is configured to include an inner cylinder 32, a tail cylinder 33, and a fuel nozzle 34.
  • the inner cylinder 32 is formed in a substantially cylindrical shape, and is provided inside the combustion unit chamber 36 as a passage for compressed air.
  • the inner cylinder 32 supports the main nozzle constituting the fuel nozzle 34 and the pilot nozzle inside.
  • a transition piece 33 is provided as a compressed air passage.
  • the tail cylinder 33 is formed in a cylindrical shape, and a combustion region in which the fuel is burned is formed in the tail cylinder 33.
  • the tail cylinder 33 is connected to one end of the axial ends of the inner cylinder 32. Further, a pipe for supplying combustion to the fuel nozzle 34 disposed inside the inner cylinder 32 is connected to the other end of the inner cylinder 32 opposite to the tail cylinder 33. Furthermore, as shown in FIG. 2 described later, an air intake port 35 for introducing compressed air into the inner cylinder 32 is formed on the outer peripheral surface of the inner cylinder 32.
  • the fuel is injected from the fuel nozzle 34 to the compressed air introduced into the inside of the inner cylinder 32 through the air inlet 35 and is led to the combustion region inside the transition piece 33.
  • the fuel introduced into the combustion region is ignited by an igniter, not shown, and burns to become combustion gas having kinetic energy.
  • the turbine unit 10 has a turbine casing 11, a turbine stationary blade 12, and a turbine moving blade 13 inside a turbine unit casing 15.
  • a plurality of turbine stationary blades 12 and a plurality of turbine moving blades 13 are alternately disposed.
  • the exhaust unit 40 has an exhaust diffuser 41 inside the exhaust unit casing 42.
  • the exhaust diffuser 41 is connected to the turbine unit 10 to rectify the combustion gas that has passed through the turbine unit 10, that is, the exhaust gas.
  • the gas turbine 1 has a rotor 50 as a rotating body.
  • the rotor 50 is provided to penetrate the central portion of the compression unit 20, the combustion unit 30, the turbine unit 10, and the exhaust unit 40.
  • the end of the rotor 50 on the side of the compression unit 20 is rotatably supported by the bearing 51, and the end on the side of the exhaust unit 40 is rotatably supported by the bearing 52.
  • the rotor 50 is provided inside the casing 60 and rotates about the rotation axis RL.
  • the rotor 50 is configured to include a plurality of disks 14.
  • a compression moving blade 24 and a turbine moving blade 13 are implanted.
  • a drive shaft of a generator (not shown) is connected to an end of the rotor 50 on the compression unit 20 side.
  • the air taken in from the air intake port 21 of the compression unit 20 is compressed by the plurality of compressor stator blades 23 and the compression blades 24 to become high temperature / high pressure compressed air.
  • a predetermined fuel is supplied to the compressed air in the combustion unit 30, and the fuel is burned.
  • the energy possessed by the high temperature / high pressure combustion gas that is the working fluid generated by the combustion unit 30 passes through the plurality of turbine stator blades 12 and the plurality of turbine blades 13 that constitute the turbine unit 10. It is converted to rotational energy. The rotational energy is transmitted to the rotor 50 via the turbine moving blades 13 and the rotor 50 rotationally moves.
  • the gas turbine 1 drives a generator connected to the rotor 50.
  • the exhaust gas after passing through the turbine unit 10 passes through the exhaust diffuser 41 of the exhaust unit 40 and is released to the atmosphere.
  • FIG. 2 is a schematic view showing the vicinity of a combustor according to the present embodiment in an enlarged manner.
  • the gas turbine 1 further includes a top hat 37 and a spacer 38.
  • the combustor 39 is inserted into a combustor insertion hole 31 a formed in the combustor casing 31 and supported in the combustor casing 36.
  • the inner cylinder 32 is attached to the combustor insertion hole 31a via the top hat 37 in a state where the inner cylinder 32 and the tail cylinder 33 are connected.
  • the top hat 37 supports the top hat nozzle inside.
  • the top hat 37 is connected to the inner cylinder 32.
  • the top hat 37 is formed to have a flange, and the flange is connected to the combustion portion casing 31 near the combustor insertion hole 31a. Thereby, the top hat 37 supports the inner cylinder 32 in the combustion unit chamber 36.
  • the combustor insertion hole 31a is formed in a size that allows insertion of the inner cylinder 32 and the tail cylinder 33 formed in a substantially cylindrical shape. That is, the combustor insertion hole 31 a is formed in a circular shape having a diameter slightly larger than the diameter of the cylindrical portion of the inner cylinder 32 and the tail cylinder 33. Therefore, in a general gas turbine, the gap between the combustion section casing 31 and the inner cylinder 32 is relatively small.
  • the combustor insertion hole 31a of the gas turbine 1 is formed larger in the direction orthogonal to the circumferential direction of the combustion portion casing 31 than the configuration of a general gas turbine.
  • the gap on the outer peripheral side (outside in the radial direction with respect to the rotation axis RL of the inner cylinder 32) between the inner cylinder 32 and the combustion section casing 31 is larger than the configuration of a general gas turbine.
  • the spacer 38 is provided in the gap between the inner cylinder 32 and the combustion portion casing 31.
  • the spacer 38 is attached to the top hat 37, for example.
  • the spacer 38 fills the gap on the outer peripheral side with respect to the rotation axis RL between the inner cylinder 32 and the combustion unit casing 31 to make the air flow around the combustor 39 uniform.
  • the spacer 38 is formed and disposed so as to guide the air in the combustion unit casing 36 to the air intake port 35.
  • the spacer 38 is formed and disposed so as to smoothly connect the inner surface of the combustion unit casing 31 on the combustion unit chamber 36 side and the air intake port 35.
  • the spacer 38 also realizes the function of the flow guide.
  • the spacer 38 may be attached to the inner cylinder 32.
  • the combustor 39 is pulled out from the combustion unit casing 36 via the combustor insertion hole 31a.
  • the inner cylinder 32 is removed from the transition piece 33.
  • the combustor 39 is removed from the support member that supports the combustor 39 in the combustor chamber 36.
  • the top hat 37 is removed from the combustion portion casing 31 in the vicinity of the combustor insertion hole 31a.
  • the inner cylinder 32, the top hat 37, and the spacer 38 are in a mutually assembled state, that is, they are integrated.
  • the combustor 39 is pulled out of the combustion unit casing 36 via the combustor insertion hole 31a while the inner cylinder 32, the top hat 37 and the spacer 38 are integrated.
  • the end of the transition piece 33 opposite to the inner cylinder 32 is removed from the member of the turbine unit 10.
  • the transition piece 33 is pulled out of the combustion unit casing 36 via the combustor insertion hole 31a.
  • the steam piping 33a connected to the transition piece 33 is also pulled out from the combustion unit casing 36 as a part of the transition piece 33 through the combustor insertion hole 31a.
  • the combustor 39 is pulled out of the combustion unit casing 36 via the combustor insertion hole 31a.
  • the combustor 39 may be taken out of the combustion unit casing 36 via the combustor insertion hole 31a.
  • the gas turbine 1 also has the same function and effect when it is inserted.
  • the combustor insertion hole 31a is formed to such a size that the inner cylinder 32 and the tail cylinder 33 formed in a substantially cylindrical shape can be inserted.
  • the tail cylinder 33 is formed such that the axis of the tail cylinder 33 is curved from the end connected to the inner cylinder 32 toward the end connected to the members of the turbine unit 10.
  • an end portion of the tail cylinder 33 on the turbine portion 10 side is formed in a substantially rectangular shape.
  • the end of the rectangular tail cylinder 33 easily interferes with the combustion casing 31 in the vicinity of the combustor insertion hole 31a.
  • the steam piping 33a provided in the tail cylinder 33 also easily interferes with the combustion portion casing 31 near the combustor insertion hole 31a when the combustor 39 is withdrawn from the combustion portion casing 36 via the combustor insertion hole 31a.
  • FIG. 3 is a schematic view showing the combustor insertion hole according to the present embodiment from the direction along the axis of the inner cylinder when the inner cylinder is disposed in the combustion chamber of the combustion unit.
  • the combustor insertion hole 31a is formed by combining the first circular hole 31aa and the second circular hole 31ab.
  • the combustor insertion hole 31 a is formed by combining the first circular hole 31 aa and the second circular hole 31 ab and having a constricted portion such as a final shape or a gourd shape.
  • the first circular hole 31aa and the second circular hole 31ab are formed such that the center C1 of the first circular hole 31aa and the center C2 of the second circular hole 31ab do not overlap. Further, the distance between the center C1 and the center C2 is set smaller than the sum of the radius of the first circular hole 31aa and the radius of the second circular hole 31ab.
  • the center C1 is formed, for example, on the axis line CL of the inner cylinder 32 formed in a substantially cylindrical shape shown in FIG. That is, the first circular hole 31aa is formed in a circular shape centering on the axis line CL of the inner cylinder 32.
  • the outer shape K shown by the solid line in FIG. 3 is viewed from the direction along the axis line CL of the inner cylinder 32 when the inner cylinder 32 shown in FIG.
  • the outer shape K refers to the outer shape of the member of the combustor 39 disposed on the side of the combustion unit chamber 36 relative to the flange of the top hat 37.
  • the outer shape K is a projection view when the combustor 39 is projected from the direction along the axis line CL of the inner cylinder 32 when the inner cylinder 32 shown in FIG. 2 is disposed in the combustion unit chamber 36.
  • the “axis line CL of the inner cylinder 32 when the inner cylinder 32 is disposed in the combustion unit chamber 36” will be simply referred to as the “axial line CL of the inner cylinder 32”.
  • the second circular hole 31ab does not fit into the first circular hole 31aa when viewed from the direction along the axis line CL of the inner cylinder 32 shown in FIG. 2 in which the combustor 39 is inserted. It is formed so as to include all 39 outer shapes K.
  • the combustor insertion hole 31a into which the combustor 39 is inserted is seen from the direction along the axis line CL of the inner cylinder 32 shown in FIG. 2, the combustor insertion hole 31a and the second circular shape A first circular hole 31 aa and a second circular hole 31 ab are formed so as to include all the outer shape K of the combustor 39 by the holes 31 ab.
  • a plurality of combustor insertion holes 31 a are formed in the combustion unit casing 31 along the circumferential direction of the combustion unit casing 31.
  • the combustor insertion hole 31a is viewed from the direction along the axis line CL of the inner cylinder 32 shown in FIG. 2 as viewed from the combustor insertion hole 31a, the entire outer shape K of the combustor 39 is included.
  • the distance between adjacent combustor insertion holes 31a is smaller than that of the conventional gas turbine.
  • a virtual line connecting the center C 1 and the center C 2 usually follows a direction substantially orthogonal to the circumferential direction of the combustion portion casing 31. That is, the size of the combustor insertion hole 31 a in the direction orthogonal to the circumferential direction of the combustion section casing 31 is larger than the size of the combustion section casing 31 in the circumferential direction. This is because when the combustor insertion hole 31a into which the combustor 39 is inserted is seen from the direction along the axis line CL of the inner cylinder 32 shown in FIG. Relatively large in the direction orthogonal to
  • the gas turbine 1 can reduce the decrease in the strength of the combustion portion casing 31 between the adjacent combustor insertion holes 31a.
  • the combustor insertion hole 31a includes, for example, all the outer shapes K of the combustor 39 when the combustor insertion hole 31a into which the combustor 39 is inserted is seen from the direction along the axis line CL of the inner cylinder 32 shown in FIG. As such, it may be formed into a substantially elliptical shape. Even in this case, in the gas turbine 1, the reduction in the distance between the adjacent combustor insertion holes 31 a is reduced. As a result, the gas turbine 1 can reduce the decrease in the strength of the combustion portion casing 31 between the adjacent combustor insertion holes 31a.
  • the shape of the opening of the combustor insertion hole 31a formed in a substantially elliptical shape is more than the shape of the hole formed by combining the first circular hole 31aa and the second circular hole 31ab.
  • the smooth formation reduces the concentration of stress.
  • the combustor insertion hole 31a is processed by an end mill, for example, by a machine tool.
  • the thickness of the combustion portion casing 31 is generally about 100 mm. Therefore, when the combustor insertion hole 31a is formed in a substantially elliptical shape, there is a possibility that the processing accuracy of the combustor insertion hole 31a may be reduced due to the insufficient rigidity of the end mill of the machine tool. Further, in the machine tool, there is a possibility that the combustor insertion hole 31a can not be formed by the end mill.
  • the combustor insertion hole 31 a is formed in a shape having a neck portion such as a final shape or a gourd shape. It is easily formed by the processing method of the combustor insertion hole 31a described below.
  • the combustor insertion hole 31a is formed by, for example, a machine tool by first forming a first circular hole 31aa around the center C1 by inner circumferential cutting with an internal diameter cutting tool Be done.
  • the cutting tool forms a first circular hole 31aa while moving in a circle around a center C1.
  • the cutting tool does not need to have a relatively large rigidity. Therefore, the machine tool can form the first circular hole 31aa with high accuracy regardless of the thickness of the combustion unit casing 31.
  • a second circular hole 31ab is formed by the cutting tool around the center C2 by the machine tool.
  • the cutting tool forms a second circular hole 31ab while moving in a circle around a center C2.
  • the cutting tool does not need to have a relatively large rigidity. Therefore, the machine tool can form the second circular hole 31ab accurately regardless of the thickness of the combustion unit casing 31.
  • the first circular hole 31aa and the second circular hole 31ab are formed as one combustor insertion hole 31a.
  • the combustor insertion hole 31a is more easily formed than in the case where the combustor insertion hole 31a is formed in a substantially elliptical shape, and the number of processing steps is also reduced.
  • the gas turbine 1 is formed by combining the first circular hole 31aa and the second circular hole 31ab, and forming the combustor insertion hole 31a into a final shape or a shape having a constriction like a gourd shape.
  • the processing of the combustor insertion holes 31a can be facilitated, and the decrease in strength of the combustion portion casing 31 between the adjacent combustor insertion holes 31a can be reduced.
  • FIG. 4 is a schematic view showing a state where the combustor according to the present embodiment is pulled out of the combustor chamber through the combustor insertion hole.
  • the combustor 39 is first withdrawn from the combustion chamber 36 through the combustor insertion hole 31 a while the inner cylinder 32, the top hat 37 and the spacer 38 are integrated.
  • the combustor insertion hole 31 a into which the combustor 39 is inserted is seen from the direction along the axis line CL of the inner cylinder 32, the combustor insertion hole 31 a has all the outer shape K of the combustor 39 Including. Therefore, even if the inner cylinder 32, the top hat 37, and the spacer 38 are linearly moved along the axial line CL of the inner cylinder 32, the inner cylinder 32, the top hat 37, and the spacer 38 It does not interfere with the combustion unit casing 31 in the vicinity of the combustor insertion hole 31a.
  • the transition piece 33 is moved linearly along the direction of the axis line CL of the inner cylinder 32, and is pulled out of the combustion unit chamber 36 through the combustor insertion hole 31a. At this time, the transition piece 33 does not interfere with the combustion portion casing 31 in the vicinity of the combustor insertion hole 31a.
  • the combustor 39 is pulled out of the combustion unit casing 36 via the combustor insertion hole 31 a without the combustor 39 being rotated or tilted. Further, in the gas turbine 1, the combustor 39 is inserted into the combustion unit casing 36 via the combustor insertion hole 31 a without the combustor 39 being rotated or tilted.
  • the gas turbine 1 for example, the assembly operation or disassembly operation of the gas turbine 1 at the time of maintenance inspection is facilitated.
  • the gas turbine 1 reduces the operation time required for the assembly operation or disassembly operation of the gas turbine 1.
  • the combustor 39 was linearly moved along the axis line CL of the inner cylinder 32, this embodiment is not limited to this.
  • the combustor 39 is moved linearly along the direction in which the combustor 39 is moved, and is withdrawn from the combustion unit casing 36 via the combustor insertion hole 31a, or via the combustor insertion hole 31a.
  • the combustion unit casing 36 may be inserted.
  • the combustor insertion hole 31a has a first circular shape when the combustor insertion hole 31a into which the combustor 39 is inserted is viewed from the direction in which the combustor 39 is moved.
  • a first circular hole 31 aa and a second circular hole 31 ab are formed so as to include the entire outer shape K of the combustor 39 by the hole 31 aa and the second circular hole 31 ab.
  • the gas turbine 1 is a hole formed on the side peripheral portion of the combustion portion casing 31, and the size of the hole in the direction along the central axis of the combustion portion casing 31 is the combustion portion casing 31 of the hole
  • the burner 39 and the member moved together with the combustor 39 which are formed to be larger than the circumferential size of the And a combustor insertion hole 31a formed so as to include all the outer shapes K of the combustor 39 and a member moved together with the combustor 39.
  • the gas turbine 1 for example, the assembly operation or disassembly operation of the gas turbine 1 at the time of maintenance inspection is facilitated.
  • the gas turbine 1 reduces the operation time required for the assembly operation or disassembly operation of the gas turbine 1.
  • the combustor is withdrawn from the combustion chamber through the combustor insertion hole, or the combustor is inserted into the combustion chamber through the combustor insertion hole.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gas Burners (AREA)

Abstract

　ガスタービン１は、燃焼器３９と、筒状に形成されて前記燃焼器３９を内部に収容する燃焼部ケーシング３１と、燃焼部ケーシング３１の側周部に形成される孔であって、前記孔の燃焼部ケーシング３１の周方向に直交する方向の大きさが前記孔の燃焼部ケーシング３１の周方向の大きさよりも大きく形成されると共に、前記孔に挿入されている燃焼器３９と燃焼器３９と共に移動される部材と前記孔とを燃焼器３９が移動される方向から見たときに、前記孔が燃焼器３９及び燃焼器３９と共に移動される部材との外形を全て含むように形成される燃焼器挿入孔３１ａと、を備える。　

Description

ガスタービン及びガスタービンの燃焼器挿入孔形成方法
　本発明は、ガスタービン及びガスタービンの燃焼器挿入孔形成方法に関するものである。
　従来、燃料を燃焼させた燃焼ガスからエネルギーを取り出す装置としてガスタービンがある。ガスタービンは、燃料を燃焼させることで発生する燃焼ガスのエネルギーを用いてタービンを回転させてロータから回転エネルギーを出力する。
　例えば、特許文献１には、ガスタービンの燃焼器を組立分解するためのガスタービン組立分解装置によって、ガスタービンの燃焼器の組立分解を容易にする技術が開示されている。
特開平９－１６８９３１号公報
　ここで、燃焼器のトラジションピース（尾筒）の出口は横幅が広い。よって、特許文献１に開示されている技術では、特許文献１の段落番号００５３に記載されているように、燃焼器をケーシングから引き抜こうとするとケーシングに開けられる縦長の取り出し口（燃焼器挿入孔）にトラジションピースが干渉する。このため、燃焼器をケーシングから引き抜く際に、燃焼器を回転させる必要がある。これにより、特許文献１に開示されている技術は、ガスタービンの組立作業または分解作業の容易化が不十分である。
　さらに、燃焼器には燃焼ガスの流れ方向を変える役割もあるため、軸対象形状ではなく、全体的に湾曲した形状となっている（実施例では尾筒部が湾曲しています）。また、燃焼器には燃焼器冷却用の蒸気配管など、燃焼器と共に移動される部材が取り付けられる場合がある（実施例では尾筒部に配管が取り付けられています）。この点においても、ケーシングから燃焼器を取り出す際には、燃焼器の形状や付属物を考慮して、燃焼器挿入孔との干渉を避けるように、燃焼器を回転させたり傾けたりする工夫が必要となる。しかしながら、燃焼器は重量物であるため、作業者の負担が大きく、作業にも時間を要するという問題があった。
　一方、単に燃焼器との干渉を避けるためだけなら、燃焼器挿入孔の直径を大きくすればよい。しかしながら、燃焼器は燃焼部ケーシングの周方向に互いに隣り合う状態で複数設けられることから、燃焼器挿入孔の直径を大きくするだけでは、互いに隣り合う燃焼器挿入孔との距離が減少し、燃焼部ケーシングの強度が低下するおそれがある。
　本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、ガスタービンの組立作業または分解作業を容易化し、さらに燃焼部ケーシングの強度を確保することを目的とする。
　上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明に係るガスタービンは、燃料を燃焼させて燃焼ガスを発生させる燃焼器と、筒状に形成されて前記燃焼器を内部に収容する燃焼部ケーシングと、前記燃焼部ケーシングの側周部に形成されて前記燃焼部ケーシングの前記内部と外部とを連通する孔であって、前記孔の前記燃焼部ケーシングの周方向と直交する方向の大きさが前記孔の前記燃焼部ケーシングの周方向の大きさよりも大きく形成されると共に、前記孔に挿入されている前記燃焼器と前記燃焼器と共に移動される部材と前記孔とを前記燃焼器が移動される方向から見たときに、前記孔が前記燃焼器及び前記燃焼器と共に移動される部材との外形を全て含んで形成される燃焼器挿入孔と、を備えることを特徴とする。
　上記構成により、本発明に係るガスタービンは、前記燃焼器及び前記燃焼器と共に移動される部材が前記燃焼器挿入孔を介して燃焼部ケーシングの内部に挿入される際、または、前記燃焼器及び前記燃焼器と共に移動される部材が前記燃焼器挿入孔を介して燃焼部ケーシングの内部から引き抜かれる際に、前記燃焼器及び前記燃焼器と共に移動される部材が前記所定方向に移動されても、前記燃焼器及び前記燃焼器と共に移動される部材が前記燃焼器挿入孔近傍の燃焼部ケーシングと干渉しない。
　これにより、前記ガスタービンは、前記燃焼器及び前記燃焼器と共に移動される部材が回転や傾けられることなく、前記燃焼器及び前記燃焼器と共に移動される部材が前記燃焼器挿入孔を介して前記燃焼部ケーシングの内部に挿入される。また、前記ガスタービンは、前記燃焼器及び前記燃焼器と共に移動される部材が回転や傾けられることなく、前記燃焼器及び前記燃焼器と共に移動される部材が前記燃焼器挿入孔を介して前記燃焼部ケーシングの内部から引き抜かれる。結果として、前記ガスタービンは、前記ガスタービンの組立作業または分解作業が容易化される。
　また、前記ガスタービンは、前記燃焼器挿入孔の形状が、前記燃焼部ケーシングの周方向の大きさよりも、前記燃焼部ケーシングの周方向と直交する方向の大きさの方が大きく形成される。これにより、前記ガスタービンは、前記燃焼器挿入孔が前記燃焼部ケーシングの周方向に複数形成される場合、互いに隣り合う前記燃焼器挿入孔同士の間の距離の減少が低減できる。結果として、前記ガスタービンは、隣り合う前記燃焼器挿入孔同士の間の前記燃焼部ケーシングの強度の低下を低減できる。
　本発明の好ましい態様としては、前記燃焼器挿入孔は、中心が異なる２つの円形孔が互いに重なり合う部分を有して複合されて形成されることが望ましい。
　ここで、前記燃焼部ケーシングの肉厚は、通常１００ｍｍ程度に形成される。よって、前記燃焼器挿入孔は、加工方法によっては工具の剛性が不足して、前記燃焼器挿入孔の精度が低下するおそれがある。しかしながら、本発明に係るガスタービンは、上記構成により、加工する際に工具に求められる剛性が比較的に小さい円形の孔を複合させて前記燃焼器挿入孔が形成される。よって、前記ガスタービンは、前記燃焼器挿入孔が精度よく形成される。
　本発明の好ましい態様としては、前記燃焼器が前記燃焼部ケーシングの内部に設置される際に、前記燃焼器と前記燃焼器挿入孔の内周面との間に生じる隙間に設けられて、前記燃焼器と前記燃焼器挿入孔の内周面との間に生じる前記隙間を埋めるスペーサを備えることが望ましい。
　上記構成により、本発明に係るガスタービンの前記スペーサは、前記燃焼器と前記燃焼部ケーシングとの間の隙間を埋めて、前記燃焼部ケーシングの内部の空気の流れの乱れを抑制する。また、前記スペーサは、前記燃焼部ケーシングの内部の前記空気を前記燃焼器の空気取入口へ導くように形成、配置されるといわゆるフローガイドの機能も実現できる。
　上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明に係るガスタービンの燃焼器挿入孔形成方法は、燃料を燃焼させて燃焼ガスを発生させる燃焼器を内部に収容する燃焼部ケーシングの側周部に形成されて前記燃焼部ケーシングの前記内部と外部とを連通する孔であって、前記孔に挿入されている前記燃焼器と前記燃焼器と共に移動される部材と前記孔とを前記燃焼器が移動される方向から見たときに、前記孔が前記燃焼器及び前記燃焼器と共に移動される部材との外形を全て含んで形成される燃焼器挿入孔を形成する際、所定の点を中心として円形に形成される第１円形孔を前記燃焼部ケーシングに形成する手順と、前記所定の点とは別の点を中心として円形に形成される第２円形孔を前記第１円形孔と重なる部分を有するように前記燃焼部ケーシングに形成する手順と、を備えることを特徴とする。
　本発明に係る燃焼器挿入孔形成方法を用いれば、加工する際に工具に求められる剛性が比較的に小さい円形に形成される前記第１円形孔を形成し、続いて前記第１円形孔と同様に加工する際に工具に求められる剛性が比較的に小さい円形に形成される前記第２円形孔を形成することで、前記燃焼器挿入孔を形成できる。よって、前記ガスタービンは、より容易に前記燃焼器挿入孔が形成される。また、前記ガスタービンは、より精度よく前記燃焼器挿入孔が形成される。
　本発明は、ガスタービンの組立作業または分解作業を容易化し、さらに燃焼部ケーシングの強度を確保できる。
図１は、本実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。 図２は、本実施形態に係る燃焼器近傍を拡大して示す模式図である。 図３は、本実施形態に係る燃焼器挿入孔を内筒が燃焼部車室内に配置される時の内筒の軸線に沿う方向から示す模式図である。 図４は、本実施形態に係る燃焼器が燃焼器挿入孔を介して燃焼部車室から引き抜かれる際の様子を示す模式図である。
符号の説明
　１　ガスタービン
　１０　タービン部
　１１　タービン車室
　１２　タービン静翼
　１３　タービン動翼
　１４　ディスク
　１５　タービン部ケーシング
　２０　圧縮部
　２１　空気取入口
　２２　圧縮部ケーシング
　２３　圧縮機静翼
　２４　圧縮機動翼
　２５　抽気マニホールド
　３０　燃焼部
　３１　燃焼部ケーシング
　３１ａ　燃焼器挿入孔
　３１ａａ　第１円形孔
　３１ａｂ　第２円形孔
　３２　内筒
　３３　尾筒
　３３ａ　蒸気配管
　３４　燃料ノズル
　３５　空気取入口
　３６　燃焼部車室
　３７　トップハット
　３８　スペーサ
　３９　燃焼器
　４０　排気部
　４１　排気ディフューザ
　４２　排気部ケーシング
　５０　ロータ
　５１　軸受
　５２　軸受
　６０　ケーシング
　Ｃ１、Ｃ２　中心
　ＣＬ　軸線
　Ｋ　外形
　ＲＬ　回転軸
　以下、この発明につき図面を参照しつつ詳細に説明する。なお、この発明を実施するための最良の形態（以下実施形態という）によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が容易に想定できるもの、実質的に同一のもの、いわゆる均等の範囲のものが含まれる。
　（実施形態１）
　図１は、本実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。本実施形態に係るガスタービン１は、図１に示すように、流体の流れの上流側から下流側に向けて順に、圧縮部２０と、燃焼部３０と、タービン部１０と、排気部４０とを含んで構成される。
　圧縮部２０は空気を加圧して、燃焼部３０へ加圧された空気を送り出す。燃焼部３０は、前記加圧された空気に燃料を供給する。そして、燃焼部３０は、燃料を燃焼させる。タービン部１０は、燃焼部３０から送り出された前記燃焼ガスが持つエネルギーを回転エネルギーに変換する。排気部４０は、前記燃焼ガスを大気へと排出する。
　圧縮部２０は、空気取入口２１と、圧縮部ケーシング２２と、圧縮機静翼２３と、圧縮機動翼２４と、抽気マニホールド２５とを有する。空気取入口２１は、大気から空気を圧縮部ケーシング２２に取り込む。
　圧縮部ケーシング２２内には、複数の圧縮機静翼２３と複数の圧縮機動翼２４とが交互に設けられる。抽気マニホールド２５は、圧縮機静翼２３及び圧縮機動翼２４の外側に設けられ、圧縮部２０によって圧縮された空気を燃焼部３０に導く。
　燃焼部３０は、燃焼部ケーシング３１と、燃焼器３９とを有する。燃焼部ケーシング３１の内部には燃焼部車室３６が形成される。燃焼器３９は、内筒３２と、尾筒３３と、燃料ノズル３４とを含んで構成される。
　内筒３２は、略円筒形状に形成され、圧縮空気の通路として燃焼部車室３６の内部に設けられる。内筒３２は、燃料ノズル３４を構成するメインノズルと、パイロットノズルとを内部に支持する。加えて、燃焼部車室３６には、圧縮空気の通路として尾筒３３が設けられる。尾筒３３は筒状に形成され、尾筒３３の内部に、燃料が燃焼する燃焼領域が形成される。
　内筒３２の軸方向の端部のうち、一方の端部は、尾筒３３が接続される。また、内筒３２の尾筒３３とは反対側の他方の端部には、内筒３２の内部に配置される燃料ノズル３４に燃焼を供給するための配管が接続される。さらに、後述の図２に示すように、内筒３２の外周面には、内筒３２の内部に圧縮空気を導入する空気取入口３５が形成される。
　燃料は、空気取入口３５を介して内筒３２の内部に導入された圧縮空気に対して燃料ノズル３４から噴射されて、尾筒３３内部の燃焼領域に導かれる。燃焼領域に導入された燃料は、図示しない点火装置によって点火され、燃焼することによって運動エネルギーを持った燃焼ガスとなる。
　タービン部１０は、タービン部ケーシング１５の内部に、タービン車室１１と、タービン静翼１２と、タービン動翼１３とを有する。タービン車室１１内には、複数のタービン静翼１２と複数のタービン動翼１３とが交互に配設されている。排気部４０は、排気部ケーシング４２の内部に排気ディフューザ４１を有する。排気ディフューザ４１は、タービン部１０に接続されて、タービン部１０を通過した燃焼ガス、つまり排気ガスを整流する。
　ガスタービン１は、回転体としてのロータ５０を有する。ロータ５０は、圧縮部２０、燃焼部３０、タービン部１０、排気部４０の中心部を貫通するように設けられる。ロータ５０は、圧縮部２０側の端部が軸受５１により回転自在に支持され、排気部４０側の端部が軸受５２により回転自在に支持される。
　ロータ５０は、ケーシング６０の内部に設けられ、回転軸ＲＬを軸に回転する。ロータ５０は、複数のディスク１４を含んで構成される。ディスク１４には、圧縮機動翼２４及びタービン動翼１３が植設される。さらに、ロータ５０の圧縮部２０側の端部には、図示しない発電機の駆動軸が連結される。
　上記構成により、まず、圧縮部２０の空気取入口２１から取り込まれた空気が、複数の圧縮機静翼２３と圧縮機動翼２４とによって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。続いて、燃焼部３０で前記圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、前記燃料は燃焼する。
　そして、この燃焼部３０で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが有するエネルギーは、タービン部１０を構成する複数のタービン静翼１２と複数のタービン動翼１３とを通過する際に回転エネルギーに変換される。前記回転エネルギーは、タービン動翼１３を介してロータ５０に伝達され、ロータ５０が回転運動する。これにより、ガスタービン１は、ロータ５０に連結された発電機を駆動する。なお、タービン部１０を通過後の排気ガスは、排気部４０の排気ディフューザ４１を通過して大気に放出される。
　図２は、本実施形態に係る燃焼器近傍を拡大して示す模式図である。ガスタービン１は、トップハット３７と、スペーサ３８とをさらに備える。燃焼器３９は、燃焼部ケーシング３１に形成される燃焼器挿入孔３１ａに挿入されて燃焼部車室３６内に支持される。燃焼器３９は、内筒３２と尾筒３３とが連結された状態で、トップハット３７を介して内筒３２が燃焼器挿入孔３１ａに取り付けられる。また、トップハット３７は、トップハットノズルを内部に支持する。
　トップハット３７は、内筒３２と連結されている。また、トップハット３７は、フランジを有して形成されており、前記フランジが燃焼器挿入孔３１ａ近傍の燃焼部ケーシング３１に連結される。これにより、トップハット３７は、内筒３２を燃焼部車室３６内に支持する。
　ここで、一般的に、燃焼器挿入孔３１ａは、略円筒形状に形成される内筒３２及び尾筒３３が挿入できる程度の大きさに形成される。つまり燃焼器挿入孔３１ａは、内筒３２及び尾筒３３の筒状部分の径よりも若干大きい径を有する円形に形成される。よって、一般的なガスタービンでは、燃焼部ケーシング３１と内筒３２との間の隙間は比較的小さい。
　しかしながら、詳細は後述するが、本実施形態では、ガスタービン１の燃焼器挿入孔３１ａは、一般的なガスタービンの構成よりも燃焼部ケーシング３１の周方向と直交する方向に大きく形成される。これによって、内筒３２と燃焼部ケーシング３１との間の外周側（内筒３２の回転軸ＲＬに対して径方向外側）の隙間は、一般的なガスタービンの構成よりも大きい。
　スペーサ３８は、内筒３２と燃焼部ケーシング３１との間の前記隙間に設けられる。スペーサ３８は、例えば、トップハット３７に取り付けられている。スペーサ３８は、内筒３２と燃焼部ケーシング３１との間の回転軸ＲＬに対する外周側の隙間を埋めて、燃焼器３９の周囲の空気の流れを均一にする。
　なお、スペーサ３８は、燃焼部車室３６内の空気を空気取入口３５へ導くように形成されて配置されると好ましい。スペーサ３８は、例えば、図２に示すように、燃焼部ケーシング３１の燃焼部車室３６側の内面と空気取入口３５とを滑らかにつなぐように形成されて配置される。これにより、スペーサ３８は、フローガイドの機能も実現する。また、スペーサ３８は、内筒３２に取り付けられてもよい。
　ここで、ガスタービン１は、例えば、保守点検の際に燃焼器３９が燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から引き抜かれる。燃焼器３９は、燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から引き抜かれる際、内筒３２が尾筒３３から取り外される。また、燃焼器３９は、燃焼器３９を燃焼部車室３６内に支持する支持部材から取り外される。また、燃焼器３９は、トップハット３７が、燃焼器挿入孔３１ａ近傍の燃焼部ケーシング３１から取り外される。
　この時、内筒３２と、トップハット３７と、スペーサ３８とは互いに組みつけられている状態、つまり一体のままである。燃焼器３９は、内筒３２と、トップハット３７と、スペーサ３８とが一体の状態のまま、燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から引き抜かれる。
　次に、燃焼器３９は、尾筒３３の内筒３２側とは反対側の端部が、タービン部１０の部材から取り外される。次に、尾筒３３が燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から引き抜かれる。ここで、尾筒３３に連結される蒸気配管３３ａも尾筒３３の一部として燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から共に引き抜かれる。
　なお、本実施形態では、燃焼器３９が燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から引き抜かれる場合を説明するが、燃焼器３９が燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６に挿入される場合も、ガスタービン１は、同様の作用及び効果を有する。
　ここで、一般的なガスタービンは、上述のように、燃焼器挿入孔３１ａは、略円筒形状に形成される内筒３２及び尾筒３３が挿入できる程度の大きさに形成される。しかしながら、尾筒３３は、内筒３２と連結される端部側からタービン部１０の部材と連結される端部側に向かって尾筒３３の軸線が湾曲して形成される。
　また、尾筒３３のタービン部１０側の端部は、略矩形形状に形成される。燃焼器３９が燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から引き抜かれる際、前記矩形形状の尾筒３３の端部が燃焼器挿入孔３１ａ近傍の燃焼部ケーシング３１と干渉しやすい。また、尾筒３３に設けられる蒸気配管３３ａも、燃焼器３９が燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から引き抜かれる際に燃焼器挿入孔３１ａ近傍の燃焼部ケーシング３１と干渉しやすい。
　よって、一般的なガスタービンの場合、燃焼器挿入孔３１ａから燃焼器３９を引き抜く際に、燃焼器３９を引き抜く角度によっては、尾筒３３が燃焼器挿入孔３１ａ近傍の燃焼部ケーシング３１と干渉するおそれがある。よって、従来のガスタービンでは、燃焼器３９を回転させたり傾けたりしながら、燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から引き抜く必要がある。
　図３は、本実施形態に係る燃焼器挿入孔を内筒が燃焼部車室内に配置される時の内筒の軸線に沿う方向から示す模式図である。燃焼器挿入孔３１ａは、第１円形孔３１ａａと、第２円形孔３１ａｂとが複合されて形成される。燃焼器挿入孔３１ａは、第１円形孔３１ａａと第２円形孔３１ａｂとが複合されて、達磨形状や、ひょうたん形状のようにくびれ部を有する形状に形成される。
　第１円形孔３１ａａと第２円形孔３１ａｂとは、第１円形孔３１ａａの中心Ｃ１と、第２円形孔３１ａｂの中心Ｃ２とが、重ならないように形成される。また、中心Ｃ１と中心Ｃ２との距離は、第１円形孔３１ａａの半径と第２円形孔３１ａｂの半径との和よりも小さく設定される。
　中心Ｃ１は、例えば、図２に示す略円筒形状に形成される内筒３２の軸線ＣＬ上に形成される。つまり、第１円形孔３１ａａは、内筒３２の軸線ＣＬを中心に円形状に形成される。
　ここで、図３に実線で示す外形Ｋは、図２に示す内筒３２が燃焼部車室３６内に配置される時の内筒３２の軸線ＣＬに沿う方向から燃焼器３９を見たときの燃焼器３９の外形線を示す。ここで、外形Ｋは、トップハット３７のフランジよりも燃焼部車室３６に配置される側の燃焼器３９の部材の外形をいう。また、外形Ｋは、図２に示す内筒３２が燃焼部車室３６内に配置される時の内筒３２の軸線ＣＬ沿う方向から燃焼器３９を投影した時の投影図である。なお、以下「内筒３２が燃焼部車室３６内に配置される時の内筒３２の軸線ＣＬ」を、単に「内筒３２の軸線ＣＬ」という。
　第２円形孔３１ａｂは、図２に示す内筒３２の軸線ＣＬに沿う方向から燃焼器３９が挿入された燃焼器挿入孔３１ａを見たときに、第１円形孔３１ａａに収まりきらない燃焼器３９の外形Ｋを全て含むように形成される。
　つまり、燃焼器挿入孔３１ａは、図２に示す内筒３２の軸線ＣＬに沿う方向から燃焼器３９が挿入された燃焼器挿入孔３１ａを見たときに、第１円形孔３１ａａと第２円形孔３１ａｂとで燃焼器３９の外形Ｋを全て含むように、第１円形孔３１ａａと第２円形孔３１ａｂとが形成される。
　ここで、燃焼器挿入孔３１ａは、燃焼部ケーシング３１に燃焼部ケーシング３１の周方向に並んで複数形成される。例えば、燃焼器挿入孔３１ａが、図２に示す内筒３２の軸線ＣＬに沿う方向から燃焼器３９が挿入された燃焼器挿入孔３１ａを見たときに、燃焼器３９の外形Ｋを全て含むように１つの孔として略円形に形成された場合、従来のガスタービンよりも隣り合う燃焼器挿入孔３１ａ同士の間の距離が小さくなる。
　これにより、図２に示す内筒３２の軸線ＣＬに沿う方向から燃焼器３９が挿入された燃焼器挿入孔３１ａを見たときに、燃焼器３９の外形Ｋを全て含むように燃焼器挿入孔３１ａが１つの孔として略円形に形成された場合、隣り合う燃焼器挿入孔３１ａ同士の間の燃焼部ケーシング３１の強度が低下するおそれがある。
　ここで、燃焼器挿入孔３１ａがくびれ部を有する形状に形成される場合、中心Ｃ１と中心Ｃ２とを結ぶ仮想の線は、通常、燃焼部ケーシング３１の周方向と略直交する方向に沿う。つまり、燃焼器挿入孔３１ａは、燃焼部ケーシング３１の周方向と直交する方向の大きさが、燃焼部ケーシング３１の周方向の大きさよりも大きい。これは、図２に示す内筒３２の軸線ＣＬに沿う方向から燃焼器３９が挿入された燃焼器挿入孔３１ａを見たときに、燃焼器３９の外形Ｋは、燃焼部ケーシング３１の周方向に直交する方向に比較的大きいためである。
　よって、燃焼器挿入孔３１ａがくびれ部を有する形状に形成される場合、ガスタービン１は、互いに隣り合う燃焼器挿入孔３１ａ同士の間の距離の減少が低減される。結果として、ガスタービン１は、隣り合う燃焼器挿入孔３１ａ同士の間の燃焼部ケーシング３１の強度の低下を低減できる。
　燃焼器挿入孔３１ａは、例えば、図２に示す内筒３２の軸線ＣＬに沿う方向から燃焼器３９が挿入された燃焼器挿入孔３１ａを見たときに、燃焼器３９の外形Ｋを全て含むように、略楕円形に形成されてもよい。この場合であっても、ガスタービン１は、互いに隣り合う燃焼器挿入孔３１ａ同士の間の距離の減少が低減される。結果として、ガスタービン１は、隣り合う燃焼器挿入孔３１ａ同士の間の燃焼部ケーシング３１の強度の低下を低減できる。
　また、この場合、第１円形孔３１ａａと第２円形孔３１ａｂとが複合されて形成される孔の形状よりも、略楕円形に形成される燃焼器挿入孔３１ａの方が、開口の形状が滑らかに形成されるため、応力が集中する部位が低減される。
　ここで、燃焼器挿入孔３１ａが略楕円形に形成される場合、燃焼器挿入孔３１ａは、例えば工作機械によってエンドミルで加工される。しかしながら、燃焼部ケーシング３１の肉厚は、一般的に１００ｍｍ程度ある。よって、燃焼器挿入孔３１ａを略楕円形に形成する場合、前記工作機械の前記エンドミルの剛性不足によって、燃焼器挿入孔３１ａの加工精度が低下するおそれがある。また、前記工作機械では、前記エンドミルで燃焼器挿入孔３１ａを形成できないおそれがある。
　しかしながら、燃焼器挿入孔３１ａは、上述のように、第１円形孔３１ａａと第２円形孔３１ａｂとが複合されて、達磨形状や、ひょうたん形状のようにくびれ部を有する形状に形成されると、以下に説明する燃焼器挿入孔３１ａの加工方法によって容易に形成される。
　燃焼器挿入孔３１ａを、くびれ部を有する形状に形成する場合、燃焼器挿入孔３１ａは、例えば工作機械によって、まず中心Ｃ１を中心に第１円形孔３１ａａが内径切削バイトによる内周加工によって形成される。前記バイトは、中心Ｃ１を中心に、円を描くようにして移動しながら第１円形孔３１ａａを形成する。この加工方法によれば、前記バイトには、比較的大きな剛性が必要とされない。よって、前記工作機械は、燃焼部ケーシング３１の肉厚に関係なく、第１円形孔３１ａａを精度よく形成できる。
　次に、燃焼器挿入孔３１ａは、前記工作機械によって、中心Ｃ２を中心に第２円形孔３１ａｂが前記バイトによって形成される。前記バイトは、中心Ｃ２を中心に、円を描くようにして移動しながら第２円形孔３１ａｂを形成する。この加工方法によれば、上述のように、前記バイトには比較的大きな剛性が必要とされない。よって、前記工作機械は、燃焼部ケーシング３１の肉厚に関係なく、第２円形孔３１ａｂを精度よく形成できる。
　これにより、第１円形孔３１ａａと第２円形孔３１ａｂとは、１つの燃焼器挿入孔３１ａとして形成される。上記加工方法により、燃焼器挿入孔３１ａは略楕円形に形成される場合よりも、容易に形成され、加工工数も低減される。
　上記構成及び上記加工方法により、ガスタービン１は、第１円形孔３１ａａと第２円形孔３１ａｂとが複合されて、達磨形状や、ひょうたん形状のようにくびれ部を有する形状に燃焼器挿入孔３１ａが形成されることによって、燃焼器挿入孔３１ａの加工が容易化されると共に、隣り合う燃焼器挿入孔３１ａ同士の間の燃焼部ケーシング３１の強度の低下を低減できる。
　図４は、本実施形態に係る燃焼器が燃焼器挿入孔を介して燃焼部車室から引き抜かれる際の様子を示す模式図である。燃焼器３９は、図４に示すように、まず内筒３２と、トップハット３７と、スペーサ３８とが一体の状態のまま、燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から引き抜かれる。
　図３に示すように、内筒３２の軸線ＣＬに沿う方向から燃焼器３９が挿入された燃焼器挿入孔３１ａを見たときに、燃焼器挿入孔３１ａは、燃焼器３９の外形Ｋを全て含む。よって、内筒３２と、トップハット３７と、スペーサ３８とは、内筒３２の軸線ＣＬ方向に沿って直線上を移動されても、内筒３２と、トップハット３７と、スペーサ３８とは、燃焼器挿入孔３１ａ近傍の燃焼部ケーシング３１と干渉しない。
　次に、図４に示すように、尾筒３３が、内筒３２の軸線ＣＬ方向に沿って直線上を移動されて、燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から引き抜かれる。この時、尾筒３３も、燃焼器挿入孔３１ａ近傍の燃焼部ケーシング３１とは干渉しない。
　このように、ガスタービン１は、燃焼器３９が回転や傾けられることなく、燃焼器３９が燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から引き抜かれる。また、ガスタービン１は、燃焼器３９が回転や傾けられることなく、燃焼器３９が燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６に挿入される。
　これにより、ガスタービン１は、例えば、保守点検の際のガスタービン１の組立作業または分解作業が容易化される。結果として、ガスタービン１は、ガスタービン１の組立作業または分解作業に必要とされる作業時間が低減される。
　なお、燃焼器３９は、内筒３２の軸線ＣＬに沿って直線上を移動されると説明したが、本実施形態はこれに限定されない。燃焼器３９は、燃焼器３９が移動される方向に沿って直線上を移動されて、燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６から引き抜かれる、または、燃焼器挿入孔３１ａを介して燃焼部車室３６に挿入されてもよい。
　この場合、燃焼器挿入孔３１ａは、燃焼器３９が移動される方向から燃焼器３９が挿入された燃焼器挿入孔３１ａを、燃焼器３９が移動される方向から見たときに、第１円形孔３１ａａと第２円形孔３１ａｂとで燃焼器３９の外形Ｋを全て含むように、第１円形孔３１ａａと第２円形孔３１ａｂとが形成される。
　このように、ガスタービン１は、燃焼部ケーシング３１の側周部に形成される孔であって、前記孔の燃焼部ケーシング３１の中心軸に沿う方向の大きさが前記孔の燃焼部ケーシング３１の周方向の大きさよりも大きく形成されると共に、前記孔に挿入されている燃焼器３９と燃焼器３９と共に移動される部材と前記孔とを燃焼器３９が移動される方向から見たときに、前記孔が燃焼器３９及び燃焼器３９と共に移動される部材との外形Ｋを全て含むように形成される燃焼器挿入孔３１ａと、を備える。
　これにより、ガスタービン１は、例えば、保守点検の際のガスタービン１の組立作業または分解作業が容易化される。結果として、ガスタービン１は、ガスタービン１の組立作業または分解作業に必要とされる作業時間が低減される。
　以上のように、本実施形態に係るガスタービンは、燃焼器が燃焼器挿入孔を介して燃焼部車室から引き抜かれる、または燃焼器が燃焼器挿入孔を介して燃焼部車室に挿入される構成のガスタービンに適している。

Claims (4)

  1. 　燃料を燃焼させて燃焼ガスを発生させる燃焼器と、
    　筒状に形成されて前記燃焼器を内部に収容する燃焼部ケーシングと、
    　前記燃焼部ケーシングの側周部に形成されて前記燃焼部ケーシングの前記内部と外部とを連通する孔であって、前記孔の前記燃焼部ケーシングの周方向と直交する方向の大きさが前記孔の前記燃焼部ケーシングの周方向の大きさよりも大きく形成されると共に、前記孔に挿入されている前記燃焼器と前記燃焼器と共に移動される部材と前記孔とを前記燃焼器が移動される方向から見たときに、前記孔が前記燃焼器及び前記燃焼器と共に移動される部材との外形を全て含んで形成される燃焼器挿入孔と、
    　を備えることを特徴とするガスタービン。
  2. 　前記燃焼器挿入孔は、中心が異なる複数の円形孔が複合されて形成されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。
  3. 　前記燃焼器が前記燃焼部ケーシングの内部に設置される際に、前記燃焼器と前記燃焼器挿入孔の内周面との間に生じる隙間に設けられて、前記燃焼器と前記燃焼器挿入孔の内周面との間に生じる前記隙間を埋めるスペーサを備えることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のガスタービン。
  4. 　燃料を燃焼させて燃焼ガスを発生させる燃焼器を内部に収容する燃焼部ケーシングの側周部に形成されて前記燃焼部ケーシングの前記内部と外部とを連通する孔であって、前記孔に挿入されている前記燃焼器と前記燃焼器と共に移動される部材と前記孔とを前記燃焼器が移動される方向から見たときに、前記孔が前記燃焼器及び前記燃焼器と共に移動される部材との外形を全て含んで形成される燃焼器挿入孔を形成する際、
    　所定の点を中心として円形に形成される第１円形孔を前記燃焼部ケーシングに形成する手順と、
    　前記所定の点とは別の点を中心として円形に形成される第２円形孔を前記第１円形孔と重なる部分を有するように前記燃焼部ケーシングに形成する手順と、
    　を備えることを特徴とするガスタービンの燃焼器挿入孔形成方法。
PCT/JP2008/071812 2008-03-28 2008-12-01 ガスタービン及びガスタービンの燃焼器挿入孔形成方法 WO2009118956A1 (ja)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN2008801283636A CN101981382B (zh) 2008-03-28 2008-12-01 燃气轮机及燃气轮机的燃烧器插入孔形成方法
EP08873606.1A EP2261567B1 (en) 2008-03-28 2008-12-01 Gas turbine and method of forming insertion hole for combustor of gas turbine
US12/933,870 US8297037B2 (en) 2008-03-28 2008-12-01 Gas turbine and method of forming combustor insertion hole of gas turbine
KR1020107021239A KR101327606B1 (ko) 2008-03-28 2008-12-01 가스 터빈 및 가스 터빈의 연소기 삽입 구멍 형성 방법

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2008088746A JP5276345B2 (ja) 2008-03-28 2008-03-28 ガスタービン及びガスタービンの燃焼器挿入孔形成方法
JP2008-088746 2008-03-28

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2009118956A1 true WO2009118956A1 (ja) 2009-10-01

Family

ID=41113178

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2008/071812 WO2009118956A1 (ja) 2008-03-28 2008-12-01 ガスタービン及びガスタービンの燃焼器挿入孔形成方法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8297037B2 (ja)
EP (1) EP2261567B1 (ja)
JP (1) JP5276345B2 (ja)
KR (1) KR101327606B1 (ja)
CN (2) CN102635877B (ja)
WO (1) WO2009118956A1 (ja)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4885314B1 (ja) * 2011-01-05 2012-02-29 三菱重工業株式会社 管状部材固定用治具及びこれを用いた管状部材の組み立て方法
US9145778B2 (en) * 2012-04-03 2015-09-29 General Electric Company Combustor with non-circular head end
US20140060001A1 (en) * 2012-09-04 2014-03-06 Alexander R. Beeck Gas turbine engine with shortened mid section
US9127593B2 (en) * 2012-11-07 2015-09-08 Siemens Energy, Inc. Modular drop-in combustor assembly for industrial gas turbine and method for installation
US9255522B2 (en) * 2012-11-07 2016-02-09 Siemens Energy, Inc. Modular drop-in transition assembly for industrial gas turbine and method for installation
CN109070194B (zh) * 2016-04-13 2021-07-09 麦科恩威特尔莱伊公司 用于制造轨道车辆耦合器头部芯体的系统和方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09168931A (ja) * 1995-04-06 1997-06-30 Toshiba Corp ガスタービン分解組立装置
JP2000171038A (ja) * 1998-12-08 2000-06-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器
JP2003232039A (ja) * 2002-02-05 2003-08-19 Asahi Engineering Kk 土留め壁の腹起こし構造

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS61265418A (ja) * 1985-05-17 1986-11-25 Nissan Motor Co Ltd ガスタ−ビンの燃焼器
US5197289A (en) * 1990-11-26 1993-03-30 General Electric Company Double dome combustor
FR2686683B1 (fr) * 1992-01-28 1994-04-01 Snecma Turbomachine a chambre de combustion demontable.
US5211004A (en) * 1992-05-27 1993-05-18 General Electric Company Apparatus for reducing fuel/air concentration oscillations in gas turbine combustors
JP2877296B2 (ja) * 1995-09-11 1999-03-31 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器の取付、取外し装置
GB2306155B (en) * 1995-10-11 1997-11-19 Toshiba Kk Apparatus and method for disassembling and assembling gas turbine combuster
DE69930455T2 (de) * 1998-11-12 2006-11-23 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gasturbinenbrennkammer
JP3364169B2 (ja) * 1999-06-09 2003-01-08 三菱重工業株式会社 ガスタービン及びその燃焼器
FR2825781B1 (fr) * 2001-06-06 2004-02-06 Snecma Moteurs Montage elastique de chambre ce combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique
US6952927B2 (en) * 2003-05-29 2005-10-11 General Electric Company Multiport dome baffle
US7134287B2 (en) * 2003-07-10 2006-11-14 General Electric Company Turbine combustor endcover assembly
US7647779B2 (en) * 2005-04-27 2010-01-19 United Technologies Corporation Compliant metal support for ceramic combustor liner in a gas turbine engine
CN200965136Y (zh) * 2006-07-28 2007-10-24 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 重型燃气轮机罩壳系统
US7975487B2 (en) * 2006-09-21 2011-07-12 Solar Turbines Inc. Combustor assembly for gas turbine engine
FR2914399B1 (fr) * 2007-03-27 2009-10-02 Snecma Sa Carenage pour fond de chambre de combustion.
JP5010521B2 (ja) * 2008-03-28 2012-08-29 三菱重工業株式会社 燃焼器尾筒案内治具及びガスタービンの燃焼器の取り外し方法、並びに製造方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09168931A (ja) * 1995-04-06 1997-06-30 Toshiba Corp ガスタービン分解組立装置
JP2000171038A (ja) * 1998-12-08 2000-06-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン燃焼器
JP2003232039A (ja) * 2002-02-05 2003-08-19 Asahi Engineering Kk 土留め壁の腹起こし構造

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP2261567A4 *

Also Published As

Publication number Publication date
KR20100120696A (ko) 2010-11-16
CN101981382B (zh) 2012-06-13
CN102635877A (zh) 2012-08-15
EP2261567A4 (en) 2014-07-02
JP5276345B2 (ja) 2013-08-28
JP2009243309A (ja) 2009-10-22
US20110016865A1 (en) 2011-01-27
EP2261567B1 (en) 2016-08-17
CN102635877B (zh) 2014-09-03
KR101327606B1 (ko) 2013-11-12
CN101981382A (zh) 2011-02-23
EP2261567A1 (en) 2010-12-15
US8297037B2 (en) 2012-10-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2009118956A1 (ja) ガスタービン及びガスタービンの燃焼器挿入孔形成方法
US8568094B2 (en) Gas turbine and method for opening chamber of gas turbine
WO2009107312A1 (ja) ガスタービン及びディスク並びにディスクの径方向通路形成方法
US20170037730A1 (en) Gas turbine
US10125781B2 (en) Systems and methods for a compressor diffusion slot
US9080464B2 (en) Gas turbine and method of opening chamber of gas turbine
WO2013146590A1 (ja) 静翼セグメント、及びこれを備えている軸流流体機械
JP2006250147A (ja) 圧縮機
JP2006090320A (ja) モノブロック本体を含むロータを有するガスタービンエンジン用タービンモジュール
US20100064516A1 (en) Stator Ring Configuration
JP2019190281A (ja) 圧縮機ディフューザ、ガスタービン
JP2015045333A (ja) ガスタービンシステムのためのインデューサおよびディフューザの構成
US10844750B2 (en) Method of disassembling and assembling gas turbine and gas turbine assembled thereby
JP6844619B2 (ja) 過給機
US11060405B2 (en) Turbine engine with a swirler
US20190003381A1 (en) Method of assembling and disassembling gas turbine and gas turbine assembled thereby
JP6586389B2 (ja) 圧縮機ディフューザおよびガスタービン
JP2016003584A (ja) ガスタービンエンジン
CN115870912A (zh) 低位静叶片持环拆卸组装装置及相关联的方法

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 200880128363.6

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 08873606

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2008873606

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 12933870

Country of ref document: US

Ref document number: 2008873606

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 20107021239

Country of ref document: KR

Kind code of ref document: A

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE