WO2009119127A1 - ガスタービンおよびガスタービンの中間軸ならびにガスタービン圧縮機の冷却方法 - Google Patents

ガスタービンおよびガスタービンの中間軸ならびにガスタービン圧縮機の冷却方法 Download PDF

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橋本　真也
謙一 荒瀬
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三菱重工業株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine, and more particularly, to a gas turbine capable of reducing the temperature of a hollow portion provided in an intermediate shaft connecting a rotor of a compressor and the turbine, and an intermediate shaft of the gas turbine and cooling of the gas turbine compressor It relates to the method.
  • the gas turbine is comprised of a compressor, a combustor and a turbine.
  • the compressor compresses high temperature and high pressure compressed air by compressing the air taken in from the air intake.
  • the combustor supplies high-temperature and high-pressure combustion gas by supplying fuel to the compressed air and burning it.
  • the turbine is configured by alternately arranging a plurality of turbine vanes and turbine blades in a casing, and the turbine blades are driven by the combustion gas supplied to the exhaust passage, for example, a generator Drive the rotor connected to the Then, the combustion gas that has driven the turbine is converted to a static pressure by the diffuser and then released to the atmosphere.
  • the pressure change is small between the upstream side and the downstream side of the compressor vane in the latter stage.
  • the cooling air does not flow from the hollow portion of the intermediate shaft between the compression blade and the compressor vane in the latter stage, the cooling air does not easily flow in the hollow portion, and the temperature in the hollow portion can not be reduced efficiently.
  • the pressure drop in the piping for sending the cooling air causes the pressure at the portion leading from the hollow portion of the intermediate shaft to the portion between the compression blade and the compressor vane in the latter stage to decrease. It is a factor that impedes the flow.
  • the present invention has been made in view of the above, and provides a gas turbine capable of effectively reducing the temperature in a hollow portion provided in an intermediate shaft, and an intermediate shaft of the gas turbine and a method of cooling a gas turbine compressor.
  • the purpose is to
  • the gas turbine of the present invention passes from the rear stage of the compressor through an external cooler to a hollow portion provided on an intermediate shaft that connects the rotor of the compressor and the rotor of the turbine.
  • a centrifugal compression means is provided in the hollow portion, having a cooling passage leading from the hollow portion to the rear stage of the compressor, and pressurizing the air in the hollow portion as the intermediate shaft rotates.
  • the centrifugal compression means is a radial direction at one of the flange portions axially opposed to a flange portion provided so as to project radially outward from the intermediate shaft in the hollow portion. It is characterized in that it is provided with a through hole which is opened inward and opened on the other side in the radial outward direction and penetrates, and the opening on the radially outward side is directed to the rear stage side of the compressor. .
  • the gas turbine pressurizes air in the hollow portion by centrifugal force accompanying the rotation of the intermediate shaft during operation of the gas turbine.
  • the pressure change is small between the upstream side and the downstream side of the compressor vane in the latter stage, and Since the cooling air does not flow between the compressor rotor and the compressor stator, the cooling air does not easily flow in the hollow portion, and the temperature in the hollow portion can not be efficiently lowered.
  • the cooling air since the air in the hollow portion is boosted by the centrifugal compression means provided in the hollow portion, the cooling air flows from the hollow portion between the compression blade and compressor vane in the latter stage. As it flows and cooling air flows in the hollow portion, the temperature in the hollow portion can be efficiently lowered.
  • the one wall surface of the flange portion is formed in a mode in which the opening of the through hole faces the axial center side of the rotor.
  • the gas turbine according to the present invention is characterized in that the portion communicating with the subsequent stage of the compressor from the hollow portion is provided with an overlapping portion in which the tip portions overlap with each other while extending from the opposite direction.
  • this gas turbine forms an air curtain for equalizing pressure in the pressurized hollow portion with the squeeze of the overlap portion, the pulse-like air injected from the through hole does not reach the compression blades and compressor blades. , These blades can prevent forced vibration.
  • the gas turbine according to the present invention is characterized in that a heat insulating member having a heat insulating property is provided in a partition existing between the hollow portion and the compressed air passage connecting the compressor to the combustor.
  • the heat radiation from the compressed air passage to the hollow portion through the partition wall is blocked by the heat insulating member, so that the temperature rise of the hollow portion can be prevented and the cooling efficiency of the hollow portion can be improved.
  • a flange portion provided radially outward of the intermediate shaft, which is provided on the intermediate shaft connecting the rotor of the compressor and the rotor of the turbine. And radially inward of one of the flanges opposite in the axial direction, and opens and penetrates the other radially outward and toward the rear of the compressor. It comprises a through hole provided to face, and a centrifugal compression means for taking in air from the radially inward opening as it rotates the intermediate shaft and discharging it from the radially outward opening while raising the pressure. It features.
  • the centrifugal force accompanying its rotation during operation of the gas turbine acts on the centrifugal compression means to pressurize the air in the hollow portion.
  • the pressure change is small between the upstream side and the downstream side of the compressor vane in the latter stage, and Since the cooling air does not flow between the compressor rotor and the compressor stator, the cooling air does not easily flow in the hollow portion, and the temperature in the hollow portion can not be efficiently lowered.
  • the intermediate shaft of the gas turbine of the present invention boosts the air in the hollow portion by the centrifugal compression means provided in the hollow portion, so that the space between the compression blade and the compressor vane in the latter stage from the hollow portion. Since the cooling air flows and the cooling air flows in the hollow portion, the temperature in the hollow portion can be efficiently lowered.
  • a step of extracting compressed air to the outside of the gas turbine from the latter stage of the compressor and cooling the extracted compressed air with an external cooler A process of supplying cooled compressed air to a hollow portion provided in an intermediate shaft connecting the rotor of the compressor and a rotor of the turbine, and rotating the intermediate shaft by rotating the pumped compressed air.
  • compressed air supplied into a hollow portion provided in an intermediate shaft connecting the rotor of the compressor and the rotor of the turbine is centrifugally compressed and boosted by rotation of the intermediate shaft, Since the compressed air flows from the hollow portion between the compression moving blade and the compressor stator blade in the subsequent stage since it is supplied to the cooling passage leading to the subsequent stage of the compressor, the compressed air flows in the hollow portion. It can be lowered efficiently.
  • the temperature in the hollow portion provided on the intermediate shaft can be efficiently reduced.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a schematic configuration view of a cooling passage in the gas turbine shown in FIG.
  • FIG. 3 is a schematic configuration view of a centrifugal compression means of another configuration.
  • FIG. 1 is a schematic diagram of a gas turbine according to an embodiment of the present invention
  • FIG. 2 is a schematic diagram of a cooling passage in the gas turbine shown in FIG.
  • the gas turbine is composed of a compressor 1, a combustor 2 and a turbine 3. Further, a rotor 4 is disposed in a central portion of the compressor 1, the combustor 2 and the turbine 3 so as to pass therethrough.
  • the compressor 1, the combustor 2, and the turbine 3 are arranged along the axial center R of the rotor 4 in order from the upstream side (front side) to the downstream side (rear side) of the flow of air or combustion gas.
  • the axial direction means a direction parallel to the axial center R
  • the circumferential direction means a circumferential direction centered on the axial center R
  • the radial direction means a direction orthogonal to the axial center R .
  • the radially outer side means a direction away from the axial center R
  • the radially inner side means a direction approaching the axial center R.
  • the compressor 1 compresses air to be compressed air.
  • the compressor 1 is provided with a compressor vane 13 and a compressor blade 14 in a compressor casing 12 having an air intake 11 for taking in air.
  • the compressor vanes 13 are attached to the compressor casing 12 side, and a plurality of the compressor vanes 13 are arranged in the circumferential direction. Further, the compressor blades 14 are attached to the compressor disk and arranged in parallel in the circumferential direction.
  • the compressor vanes 13 and the compressor blades 14 are alternately provided along the axial direction.
  • the combustor 2 supplies fuel to the compressed air compressed by the compressor 1 to generate high-temperature and high-pressure combustion gas.
  • the combustor 2 covers, as a combustion cylinder, an inner cylinder 21 which mixes and burns compressed air and fuel, a tail cylinder 22 which guides combustion gas from the inner cylinder 21 to the turbine 3, and an outer periphery of the inner cylinder 21 And an outer cylinder 23 for guiding the compressed air from 1 to the inner cylinder 21.
  • a plurality (for example, 16) of the combustors 2 are arranged in the circumferential direction with respect to the combustor casing 24.
  • the turbine 3 generates rotational power by the combustion gas burned in the combustor 2.
  • a turbine stationary blade 32 and a turbine moving blade 33 are provided in a turbine casing 31.
  • the turbine stationary blades 32 are attached to the turbine casing 31 side, and a plurality of turbine vanes 32 are circumferentially arranged in parallel.
  • the turbine moving blades 33 are fixed to the outer periphery of a disk-shaped disk centering on the axial center R of the rotor 4 and arranged in plural in the circumferential direction.
  • a plurality of these turbine vanes 32 and turbine blades 33 are alternately provided along the axial direction.
  • an exhaust chamber 34 having an exhaust diffuser 34a continuous with the turbine 3 is provided on the rear side of the turbine casing 31.
  • An end of the rotor 4 on the compressor 1 side is supported by a bearing 41, an end on the exhaust chamber 34 is supported by a bearing 42, and the rotor 4 is rotatably provided about an axis R.
  • a drive shaft of a generator (not shown) is connected to an end of the rotor 4 on the exhaust chamber 34 side.
  • high-temperature and high-pressure compressed air is obtained by the air taken in from the air intake 11 of the compressor 1 being compressed by passing through the plurality of compressor vanes 13 and the compressor blades 14. It becomes.
  • high-temperature and high-pressure combustion gas is generated.
  • the combustion gas passes through the turbine stationary blades 32 and the turbine moving blades 33 of the turbine 3 to rotationally drive the rotor 4, and imparts rotational power to a generator connected to the rotor 4 to generate power.
  • the exhaust gas after the rotor 4 is rotationally driven is converted to a static pressure by the exhaust diffuser 34 a of the exhaust chamber 34 and then released to the atmosphere.
  • centrifugal compression means 7 is provided in the hollow portion 6, a centrifugal compression means 7 is provided.
  • the centrifugal compression means 7 has a flange portion 71 provided radially outward from the intermediate shaft 43 in the hollow portion 6, and a plurality of through holes 72 provided through the flange portion 71 are provided. Be prepared.
  • the flange portion 71 protrudes outward in the radial direction of the intermediate shaft 43 and is formed continuously in the circumferential direction.
  • a tight seal (for example, a brush seal) 152 provided on the partition wall 151 is interposed between the radial outer wall surface of the flange portion 71 and the partition wall 151 between the compressed air passage 15 and the hollow portion 6. It is done. For this reason, the hollow portion 6 is divided into a rear side hollow portion 61 and a front side hollow portion 62.
  • the through holes 72 are opened in the opposite wall surfaces of the flange portion 71 in the axial direction. Specifically, the through hole 72 opens radially inward on one side of the flange portion 71 facing the rear side hollow portion 61, and on the other side in the other side of the flange portion 71 facing the front side hollow portion 62. It is opened toward the rear stage side of the compressor 1 and penetrates in the radial direction of the axial center R.
  • the rear stage side of the compressor 1 refers to a portion leading from the front hollow portion 62 to the rear stage of the compressor 1.
  • centrifugal compression means 7 Since such centrifugal compression means 7 has a difference at the position of the opening in the radial direction, the air in the rear hollow portion 61 is separated by the centrifugal force accompanying the rotation of the intermediate shaft 43 at the time of operation of the gas turbine. The pressure reaches the front hollow portion 62 and is increased.
  • a step of extracting compressed air from the rear stage of the compressor 1 to the outside of the gas turbine a step of cooling the extracted compressed air by the external cooler 5, and cooling Supplying the compressed air to the rear hollow portion 61 provided on the intermediate shaft 43 connecting the rotor 4 of the compressor 1 and the rotor 4 of the turbine 2; and And C. centrifugal compression and pressure increase by rotation, and supplying from the front hollow portion 61 to a cooling passage leading to the rear stage of the compressor 1.
  • the change in pressure is small between the upstream side and the downstream side of the compressor vane 131 in the latter stage.
  • the cooling air does not flow from the hollow portion 6 of the intermediate shaft 43 between the compressor moving blade 141 and the compressor stationary blade 131 in the latter stage, the cooling air does not easily flow in the hollow portion 6.
  • the temperature can not be reduced efficiently.
  • the pressure drop in the piping of the cooling passage for sending the cooling air may lower the pressure at the portion communicating from the hollow portion 6 of the intermediate shaft 43 to the compressor moving blade 141 and the compressor stationary blade 131 in the latter stage. This is a factor that impedes the flow of cooling air from the hollow portion 6.
  • the centrifugal compression means 7 provided in the hollow portion 6 blows air in the rear hollow portion 61 forward.
  • the cooling air flows from the front hollow portion 62 between the compression moving blade 141 and the compressor stationary blade 131 in the rear stage, and the cooling air flows in the hollow portion 6. The temperature can be reduced efficiently.
  • the compressor blade 14 delivers cooling air. Since the pressure loss in the piping of the cooling passage is compensated by the centrifugal compression means 7, the cooling air is allowed to flow from the front hollow portion 62 between the compression moving blade 141 and the compressor stationary blade 131 in the rear stage to cool the hollow portion 6 By flowing air, the temperature in the hollow portion 6 can be efficiently lowered.
  • the position of the flange portion 71 in the axial direction approaches a portion communicating from the hollow portion 6 to a portion between the compression moving blade 141 and the compressor stationary blade 131 in the latter stage, and the front hollow portion 62 is formed narrower. Is preferred. That is, if the front hollow portion 62 is too wide, an unpredictable air flow will occur and it will not be difficult to judge the cooling effect, but if the front hollow portion 62 is narrow, the air flow can be predicted, so the cooling effect It becomes easy to judge.
  • one wall surface of the flange portion 71 is formed such that the opening of the through hole 72 faces the axis R side of the rotor 4. That is, the through hole 72 opens radially inward, and the wall surface of the flange portion 71 facing the rear hollow portion 61 is formed with the opening directed radially inward. Specifically, in the wall surface facing the rear hollow portion 61 of the flange portion 71, the concave portion 73 is formed. Further, a through hole 72 is provided in the surface of the recess 73 facing inward in the radial direction.
  • the hollow portion 6 is a portion communicating between the compression moving blade 141 and the compressor stationary blade 131 in the rear stage, and opposed in the axial direction
  • the partition wall 151 Between the disk to which the compressor rotor 141 is fixed and the partition wall 151, at least two sets of overlapping portions 8 are provided, which extend from the opposing direction of the disk and the partition wall 151 and whose tip portions overlap with each other.
  • the partition 151 existing between the compressed air passage 15 and the hollow portion 6 is provided with the heat insulating member 9 having a heat insulating property.
  • a plate-shaped heat insulating member 9 is provided on the hollow portion 6 side of the partition wall 151.
  • FIG. 3 is a schematic configuration view of a centrifugal compression means of another configuration.
  • the outer peripheral portion 712 is fixed to the outer periphery of the flange portion 711 protruding from the intermediate shaft 43 by a bolt 74, and a through hole 721 is provided therebetween.
  • the through hole 721 serving as the pressure rising portion can not only be penetrated in the radial direction of the axial center R but also be various forms.
  • a pressure increase capability can be improved by forming a shroud 722 at the outer peripheral end of the flange portion 711 and covering the same with the outer peripheral portion 712.
  • a through hole 721 having a shape oblique or curved with respect to the radial direction of the axial center R can also be obtained.
  • the temperature of the hollow portion provided in the intermediate shaft connecting the compressor and the rotor of the turbine is reduced. It is suitable for.

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Abstract

　圧縮機の後段から外部クーラ（５）を経て、圧縮機（１）のロータ（４）とタービン（３）のロータ（４）とを連結する中間軸（４３）に設けられた中空部（６）に通じると共に、中空部（６）から圧縮機（１）の後段に通じる冷却通路を有し、中間軸（４３）の回転に伴って中空部（６）内の空気を昇圧する遠心圧縮手段（７）を中空部（６）内に備える。このため、遠心圧縮手段（７）によりガスタービンの稼働時での中間軸（４３）の回転に伴う遠心力により、中空部（６）内の空気を昇圧する。この結果、中空部（６）から後段の圧縮機動翼（１４１）と圧縮機静翼（１３１）との間に冷却空気が流動し、中空部（６）内に冷却空気が流れるので、中空部（６）内の温度を効率よく下げることができる。

Description

ガスタービンおよびガスタービンの中間軸ならびにガスタービン圧縮機の冷却方法
　本発明は、ガスタービンに関し、さらに詳しくは、圧縮機とタービンとのロータを連結する中間軸に設けられた中空部の温度を低下できるガスタービンおよびガスタービンの中間軸ならびにガスタービン圧縮機の冷却方法に関するものである。
　ガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンとにより構成されている。圧縮機は、空気取入口から取り込まれた空気を圧縮させることで高温・高圧の圧縮空気とする。燃焼器は、圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガスとする。タービンは、ケーシング内に複数のタービン静翼およびタービン動翼が交互に配設されて構成されており、排気通路に供給された燃焼ガスによりタービン動翼が駆動されることで、例えば、発電機に連結されたロータを回転駆動する。そして、タービンを駆動した燃焼ガスは、ディフューザにより静圧に変換されてから大気に放出される。
　このようなガスタービンにおいて、近年では、圧縮機の高圧力化が進み、該圧縮機の後段の吐出部での空気の温度が５００℃以上と高温になる。このため、従来のガスタービンでは、圧縮機の吐出空気の一部を抽出し、クーラを介して冷却した冷却空気を、同圧縮機の後段で該圧縮機とタービンとのロータを連結する中間軸に設けた中空部（キャビティ）内に送って冷却するものが知られている（例えば、特許文献１参照）。
特開平１１－１２５１９９号公報
　しかしながら、圧縮機動翼が殆どの圧縮能力を有する圧縮機にあっては、後段の圧縮機静翼の上流側と下流側とで圧力の変化が少ない。この結果、中間軸の中空部から後段の圧縮機動翼と圧縮機静翼との間に冷却空気が流動しないため、中空部内に冷却空気が流れ難く、中空部内の温度を効率よく下げることができない。しかも、冷却空気を送る配管での圧力損失により、中間軸の中空部から後段の圧縮機動翼と圧縮機静翼との間に通じる部分での圧力が低下することも中空部からの冷却空気の流れを妨げる要因となっている。
　本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、中間軸に設けられた中空部内の温度を効率よく下げることのできるガスタービンおよびガスタービンの中間軸ならびにガスタービン圧縮機の冷却方法を提供することを目的とする。
　上記の目的を達成するために、本発明のガスタービンでは、圧縮機の後段から外部クーラを経て、前記圧縮機のロータとタービンのロータとを連結する中間軸に設けられた中空部に通じると共に、前記中空部から前記圧縮機の後段に通じる冷却通路を有し、前記中間軸の回転に伴って前記中空部内の空気を昇圧する遠心圧縮手段を前記中空部内に備えたことを特徴とする。
　また、本発明のガスタービンでは、前記遠心圧縮手段は、前記中空部内で前記中間軸から径方向外側に突出して設けられたフランジ部に対し、軸方向に相反する前記フランジ部の一方で径方向内側寄りに開口しつつ他方で径方向外側寄りに開口して貫通し、径方向外側寄りの前記開口を前記圧縮機の後段側に向けて設けられた貫通穴を備えてなることを特徴とする。
　このガスタービンは、ガスタービンの稼働時での中間軸の回転に伴う遠心力により、中空部内の空気を昇圧する。圧縮機動翼が殆どの圧縮能力を有する圧縮機を適用したガスタービンにあっては、後段の圧縮機静翼の上流側と下流側とで圧力の変化が少なく、中間軸の中空部から後段の圧縮機動翼と圧縮機静翼との間に冷却空気が流動しないため、中空部内に冷却空気が流れ難く、中空部内の温度を効率よく下げることができない。この点、本発明のガスタービンは、中空部に設けられた遠心圧縮手段により、中空部内の空気を昇圧させるため、中空部から後段の圧縮機動翼と圧縮機静翼との間に冷却空気が流動し、中空部内に冷却空気が流れるので、中空部内の温度を効率よく下げることができる。
　また、本発明のガスタービンでは、前記フランジ部の前記一方の壁面は、前記貫通穴の開口がロータの軸心側に向く態様で形成されていることを特徴とする。
　このガスタービンは、径方向で貫通穴の開口縁の位置の差が小さくなるので、この開口縁（特に径方向外側の開口縁）に生じる遠心力による応力集中を減らすことができる。
　また、本発明のガスタービンでは、前記中空部から前記圧縮機の後段に通じる部分には、対向方向から延在しつつ相互に先端部が重なり合うオーバーラップ部を備えたことを特徴とする。
　このガスタービンは、オーバーラップ部が絞りとなって昇圧された中空部内を一旦均圧するエアカーテンをなすので、貫通穴から噴射されたパルス状の空気が圧縮機動翼および圧縮機静翼に至らず、これら翼の強制振動を防ぐことができる。
　また、本発明のガスタービンでは、前記圧縮機から燃焼器に繋がる圧縮空気通路と前記中空部との間に存在する隔壁に、断熱性を有する断熱部材を備えたことを特徴とする。
　このガスタービンは、圧縮空気通路から隔壁を通して中空部に至る輻射熱を断熱部材で遮るので、中空部の温度上昇を防ぎ、中空部の冷却効率を向上できる。
　上記の目的を達成するために、本発明のガスタービンの中間軸では、圧縮機のロータとタービンのロータとを連結する中間軸に、前記中間軸の径方向外側に突出して設けられたフランジ部を設け、軸方向に相反する前記フランジ部の一方で径方向内側寄りに開口しつつ他方の径方向外側寄りに開口して貫通し、径方向外側寄りの前記開口を前記圧縮機の後段側に向くように設けられた貫通穴を備え、前記中間軸の回転に伴って径方向内側寄りの開口から空気を取り込み昇圧させながら径方向外側寄りの開口から吐出する遠心圧縮手段を備えてなることを特徴とする。
　このガスタービンの中間軸は、ガスタービンの稼働時での自身の回転に伴う遠心力が遠心圧縮手段に作用して中空部内の空気を昇圧する。圧縮機動翼が殆どの圧縮能力を有する圧縮機を適用したガスタービンにあっては、後段の圧縮機静翼の上流側と下流側とで圧力の変化が少なく、中間軸の中空部から後段の圧縮機動翼と圧縮機静翼との間に冷却空気が流動しないため、中空部内に冷却空気が流れ難く、中空部内の温度を効率よく下げることができない。この点、本発明のガスタービンの中間軸は、中空部に設けられた遠心圧縮手段により、中空部内の空気を昇圧させるため、中空部から後段の圧縮機動翼と圧縮機静翼との間に冷却空気が流動し、中空部内に冷却空気が流れるので、中空部内の温度を効率よく下げることができる。
　上記の目的を達成するために、本発明のガスタービン圧縮機の冷却方法では、圧縮機の後段から圧縮空気をガスタービンの外部に抽気する工程と、抽気された圧縮空気を外部クーラで冷却する工程と、冷却された圧縮空気を前記圧縮機のロータとタービンのロータとを連結する中間軸に設けられた中空部に注気する工程と、注気された圧縮空気を前記中間軸の回転により遠心圧縮させ昇圧して、前記中空部から前記圧縮機の後段に通じる冷却通路に供給する工程と、を備えたことを特徴とする。
　このガスタービン圧縮機の冷却方法は、圧縮機のロータとタービンのロータとを連結する中間軸に設けられた中空部に注気された圧縮空気を、中間軸の回転により遠心圧縮させ昇圧し、圧縮機の後段に通じる冷却通路に供給するので、中空部から後段の圧縮機動翼と圧縮機静翼との間に圧縮空気が流動し、中空部内に圧縮空気が流れるので、中空部内の温度を効率よく下げることができる。
　本発明によれば、中間軸に設けられた中空部内の温度を効率よく下げることができる。
図１は、本発明の実施の形態に係るガスタービンの概略構成図である。 図２は、図１に示すガスタービンにおける冷却通路の概略構成図である。 図３は、他の構成の遠心圧縮手段の概略構成図である。
符号の説明
　１　圧縮機
　１１　空気取入口
　１２　圧縮機ケーシング
　１３　圧縮機静翼
　１３１　後段の圧縮機静翼
　１４　圧縮機動翼
　１４１　後段の圧縮機動翼
　１５　圧縮空気通路
　１５１　隔壁
　２　燃焼器
　３　タービン
　４　ロータ
　４１　軸受部
　４２　軸受部
　４３　中間軸
　５　外部クーラ
　６　中空部
　６１　後側中空部
　６２　前側中空部
　７，７’　遠心圧縮手段
　７１　フランジ部
　７１１　フランジ部
　７１１ａ　エッジ部
　７１２　外周部
　７１２ａ　鉤部
　７２　貫通穴
　７２１　貫通穴
　７２２　シェラウド
　７３　凹部
　７４　ボルト
　８　オーバーラップ部
　９　断熱部材
　Ｒ　軸心
　以下に添付図面を参照して、本発明に係るガスタービンおよびガスタービンの中間軸ならびにガスタービン圧縮機の冷却方法の好適な実施の形態を詳細に説明する。なお、この実施の形態によりこの発明が限定されるものではない。
　図１は、本発明の実施の形態に係るガスタービンの概略構成図、図２は、図１に示すガスタービンにおける冷却通路の概略構成図である。
　ガスタービンは、図１に示すように、圧縮機１と燃焼器２とタービン３とにより構成されている。また、圧縮機１、燃焼器２およびタービン３の中心部には、ロータ４が貫通して配置されている。圧縮機１、燃焼器２およびタービン３は、ロータ４の軸心Ｒに沿い、空気または燃焼ガスの流れの上流側（前側）から下流側（後側）に向かって順に並設されている。なお、以下の説明において、軸方向とは軸心Ｒに平行な方向をいい、周方向とは軸心Ｒを中心とした周り方向をいい、径方向とは軸心Ｒに直交する方向をいう。また、径方向外側とは軸心Ｒから離れる方向をいい、径方向内側とは軸心Ｒに近づく方向をいう。
　圧縮機１は、空気を圧縮して圧縮空気とするものである。圧縮機１は、空気を取り込む空気取入口１１を有した圧縮機ケーシング１２内に、圧縮機静翼１３および圧縮機動翼１４が設けられている。圧縮機静翼１３は、圧縮機ケーシング１２側に取り付けられて周方向に複数並設されている。また、圧縮機動翼１４は、圧縮機ディスクに取り付けられて周方向に複数並設されている。これら圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４とは、軸方向に沿って交互に設けられている。
　燃焼器２は、圧縮機１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給することで、高温・高圧の燃焼ガスを生成するものである。燃焼器２は、燃焼筒として、圧縮空気と燃料を混合して燃焼させる内筒２１と、内筒２１から燃焼ガスをタービン３に導く尾筒２２と、内筒２１の外周を覆い、圧縮機１からの圧縮空気を内筒２１に導く外筒２３とを有している。この燃焼器２は、燃焼器ケーシング２４に対し周方向に複数（例えば１６個）並設されている。
　タービン３は、燃焼器２で燃焼された燃焼ガスにより回転動力を生じるものである。タービン３は、タービンケーシング３１内にタービン静翼３２およびタービン動翼３３が設けられている。タービン静翼３２は、タービンケーシング３１側に取り付けられて周方向に複数並設されている。また、タービン動翼３３は、ロータ４の軸心Ｒを中心とした円盤状のディスクの外周に固定されて周方向に複数並設されている。これらタービン静翼３２とタービン動翼３３とは、軸方向に沿って複数交互に設けられている。また、タービンケーシング３１の後側には、タービン３に連続する排気ディフューザ３４ａを有した排気室３４が設けられている。
　ロータ４は、圧縮機１側の端部が軸受部４１により支持され、排気室３４側の端部が軸受部４２により支持されて、軸心Ｒを中心として回転自在に設けられている。そして、ロータ４の排気室３４側の端部には、発電機（図示せず）の駆動軸が連結されている。
　このようなガスタービンは、圧縮機１の空気取入口１１から取り込まれた空気が、複数の圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４とを通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。この圧縮空気に対し、燃焼器２から燃料が供給されることで高温・高圧の燃焼ガスが生成される。そして、この燃焼ガスがタービン３のタービン静翼３２とタービン動翼３３とを通過することでロータ４が回転駆動され、このロータ４に連結された発電機に回転動力を付与することで発電を行う。そして、ロータ４を回転駆動した後の排気ガスは、排気室３４の排気ディフューザ３４ａで静圧に変換されてから大気に放出される。
　このように構成されるガスタービンにおいては、高圧力の圧縮機１を採用した場合では、圧縮機１の後段の吐出部での空気の温度が５００℃以上と高温になる。そこで、このガスタービンでは、図２に示すように、圧縮機１の後側であって燃焼器２に繋がる圧縮空気通路１５から圧縮空気を抽気し、ガスタービン外部に設けられた外部クーラ５を経て、再び、圧縮機１のロータ４とタービン３のロータ４とを連結する中間軸４３に設けられた中空部（キャビティ）６に注気する構成を採用している。この冷却された圧縮空気は、中空部６から圧縮機１の後段に通じる冷却通路に供給される。
　また、中空部６内には、遠心圧縮手段７が設けられている。この遠心圧縮手段７は、中空部６内で中間軸４３から径方向外側に突出して設けられたフランジ部７１を有し、このフランジ部７１に対して貫通して設けられた貫通穴７２を複数備えてなる。
　フランジ部７１は、中間軸４３の径方向外側に突出し、かつ周方向に連続して形成されている。また、フランジ部７１の径方向外側の壁面と、圧縮空気通路１５と中空部６との間の隔壁１５１との間には、隔壁１５１に設けられたタイトシール（例えば、ブラシシール）１５２が介在されている。このため、中空部６は、後側中空部６１と、前側中空部６２とに分けられている。
　貫通穴７２は、軸方向でフランジ部７１の相反する各壁面に開口して設けられている。具体的に、貫通穴７２は、後側中空部６１に向くフランジ部７１の一方で、径方向内側寄りに開口し、前側中空部６２に向くフランジ部７１の他方では、径方向外側寄りであって圧縮機１の後段側に向けて開口して、軸心Ｒの放射方向に貫通して設けられている。ここで、圧縮機１の後段側とは、前側中空部６２から圧縮機１の後段に通じる部分を示す。
　このような遠心圧縮手段７は、径方向で開口の位置に差を設けてあるので、ガスタービンの稼働時での中間軸４３の回転に伴う遠心力により、後側中空部６１内の空気を前側中空部６２に至り昇圧することになる。
　具体的には、ガスタービン圧縮機の冷却方法として、圧縮機１の後段から圧縮空気をガスタービンの外部に抽気する工程と、抽気された圧縮空気を外部クーラ５で冷却する工程と、冷却された圧縮空気を圧縮機１のロータ４とタービン２のロータ４とを連結する中間軸４３に設けられた後側中空部６１に注気する工程と、注気された圧縮空気を中間軸４３の回転により遠心圧縮させ昇圧して、前側中空部６１から圧縮機１の後段に通じる冷却通路に供給する工程とを含む。
　ところで、圧縮機動翼１４が殆どの圧縮能力を有する圧縮機１を適用したガスタービンにあっては、後段の圧縮機静翼１３１の上流側と下流側とで圧力の変化が少ない。この結果、中間軸４３の中空部６から後段の圧縮機動翼１４１と圧縮機静翼１３１との間に冷却空気が流動しないため、中空部６内に冷却空気が流れ難く、中空部６内の温度を効率よく下げることができない。しかも、冷却空気を送る冷却通路の配管での圧力損失により、中間軸４３の中空部６から後段の圧縮機動翼１４１と圧縮機静翼１３１との間に通じる部分での圧力が低下することも中空部６からの冷却空気の流れを妨げる要因となっている。
　この点、本実施の形態におけるガスタービンおよびガスタービンの中間軸ならびにガスタービン圧縮機の冷却方法では、中空部６に設けられた遠心圧縮手段７により、後側中空部６１内の空気を前側中空部６２に至り昇圧させるため、前側中空部６２から後段の圧縮機動翼１４１と圧縮機静翼１３１との間に冷却空気が流動し、中空部６内に冷却空気が流れて中空部６内の温度を効率よく下げることができる。
　さらに、圧縮機動翼１４が殆どの圧縮能力を有する圧縮機１でなく、圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４とがそれぞれ対等の圧縮能力を有する圧縮機を適用した場合でも、冷却空気を送る冷却通路の配管での圧力損失を遠心圧縮手段７で補うので、前側中空部６２から後段の圧縮機動翼１４１と圧縮機静翼１３１との間に冷却空気を流動させ、中空部６内に冷却空気を流すことで、中空部６内の温度を効率よく下げることができる。
　なお、フランジ部７１の軸方向での位置は、中空部６から後段の圧縮機動翼１４１と圧縮機静翼１３１との間に通じる部分に接近し、前側中空部６２がより狭く形成されているほうが好ましい。すなわち、前側中空部６２が広すぎると、そこに予測できない空気の流れが生じて冷却効果を判断し難くなくなるが、前側中空部６２が狭く形成されていれば空気の流れが予測できるので冷却効果を判断し易くなる。
　また、本実施の形態におけるガスタービンおよびガスタービンの中間軸では、フランジ部７１の一方の壁面は、貫通穴７２の開口がロータ４の軸心Ｒ側に向くように形成されている。すなわち、貫通穴７２が径方向内側寄りに開口し、後側中空部６１に向くフランジ部７１の壁面は、開口を径方向内側に向けて形成されている。具体的には、フランジ部７１の後側中空部６１に向く壁面において、凹部７３が形成されている。そして、この凹部７３にて径方向内側に向く面に貫通穴７２が開口して設けられている。
　かかる構成によれば、径方向で貫通穴７２の開口縁の位置の差ｈが小さくなるので、この開口縁（特に径方向外側の開口縁）に生じる遠心力による応力集中を減らすことができる。なお、フランジ部７１の軸方向の両壁面に凹部７３を形成すれば、遠心力のバランスが良くなる。
　また、本実施の形態におけるガスタービンおよびガスタービンの中間軸では、中空部６から後段の圧縮機動翼１４１と圧縮機静翼１３１との間に通じる部分であって、軸方向で対向する後段の圧縮機動翼１４１が固定されたディスクと、隔壁１５１との間において、ディスクと隔壁１５１との対向方向から延在しつつ相互に先端部が重なり合うオーバーラップ部８が少なくとも２組設けられている。
　中空部６から後段の圧縮機動翼１４１と圧縮機静翼１３１との間に通じる部分にオーバーラップ部８がない場合、遠心圧縮手段７では回転する貫通穴７２からパルス状に空気が噴射され、そのまま前側中空部６２から圧縮機１側に流れるため、圧縮機動翼１４および圧縮機静翼１３を強制振動させるので好ましくない。この点、オーバーラップ部８を設ければ、絞りとなって前側中空部６２内を一旦均圧してエアカーテンをなすので、パルス状の空気が圧縮機動翼１４および圧縮機静翼１３に至らず、強制振動を防ぐことができる。
　また、本実施の形態におけるガスタービンおよびガスタービンの中間軸では、圧縮空気通路１５と中空部６との間に存在する隔壁１５１に、断熱性を有する断熱部材９が設けられている。具体的に、板状の断熱部材９が隔壁１５１の中空部６側に設けられている。
　かかる構成によれば、圧縮空気通路１５から隔壁１５１を通して中空部６に至る輻射熱を断熱部材９で遮るので、中空部６の温度上昇を防ぎ、中空部６の冷却効率を向上できる。
　図３は、他の構成の遠心圧縮手段の概略構成図である。図３に示す遠心圧縮手段７’は、中間軸４３から突出したフランジ部７１１の外周にボルト７４により外周部７１２が固定され、その間に貫通穴７２１が設けられている。この場合、遠心力による応力を避けるため、外周部７１２に設けた鉤部７１２ａを、フランジ部７１１に設けたエッジ部７１１ａに径方向で係合させることが好ましい。
　かかる構成によれば、フランジ部７１１の外周に外周部７１２を固定するため、昇圧部となる貫通穴７２１を、軸心Ｒの放射方向に貫通させるだけでなく、様々な形態とすることができる。例えば、図３に示すように、フランジ部７１１の外周端にシェラウド７２２を形成し、これを外周部７１２でカバーする形態で、昇圧能力を向上できる。その他、図には明示しないが、軸心Ｒの放射方向に対して斜め、もしくは湾曲した形状の貫通穴７２１も得られる。
　以上のように、本発明に係るガスタービンおよびガスタービンの中間軸ならびにガスタービン圧縮機の冷却方法は、圧縮機とタービンとのロータを連結する中間軸に設けられた中空部の温度を低下することに適している。

Claims (7)

  1. 　圧縮機の後段から外部クーラを経て、前記圧縮機のロータとタービンのロータとを連結する中間軸に設けられた中空部に通じると共に、前記中空部から前記圧縮機の後段に通じる冷却通路を有し、前記中間軸の回転に伴って前記中空部内の空気を昇圧する遠心圧縮手段を前記中空部内に備えたことを特徴とするガスタービン。
  2. 　前記遠心圧縮手段は、前記中空部内で前記中間軸から径方向外側に突出して設けられたフランジ部に対し、軸方向に相反する前記フランジ部の一方で径方向内側寄りに開口しつつ他方の径方向外側寄りに開口して貫通し、径方向外側寄りの前記開口を前記圧縮機の後段側に向けて設けられた貫通穴を備えてなることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。
  3. 　前記フランジ部の前記一方の壁面は、前記貫通穴の開口がロータの軸心側に向く態様で形成されていることを特徴とする請求項２に記載のガスタービン。
  4. 　前記中空部から前記圧縮機の後段に通じる部分には、対向方向から延在しつつ相互に先端部が重なり合うオーバーラップ部を備えたことを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。
  5. 　前記圧縮機から燃焼器に繋がる圧縮空気通路と前記中空部との間に存在する隔壁に、断熱性を有する断熱部材を備えたことを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。
  6. 　圧縮機のロータとタービンのロータとを連結する中間軸に、前記中間軸の径方向外側に突出して設けられたフランジ部を設け、軸方向に相反する前記フランジ部の一方で径方向内側寄りに開口しつつ他方の径方向外側寄りに開口して貫通し、径方向外側寄りの前記開口を前記圧縮機の後段側に向くように設けられた貫通穴を備え、前記中間軸の回転に伴って径方向内側寄りの開口から空気を取り込み昇圧させながら径方向外側寄りの開口から吐出する遠心圧縮手段を備えてなることを特徴とするガスタービンの中間軸。
  7. 　圧縮機の後段から圧縮空気をガスタービンの外部に抽気する工程と、
    　抽気された圧縮空気を外部クーラで冷却する工程と、
    　冷却された圧縮空気を前記圧縮機のロータとタービンのロータとを連結する中間軸に設けられた中空部に注気する工程と、
    　注気された圧縮空気を前記中間軸の回転により遠心圧縮させ昇圧して、前記中空部から前記圧縮機の後段に通じる冷却通路に供給する工程と、
    　を備えたことを特徴とするガスタービン圧縮機の冷却方法。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2447543A1 (de) * 2010-10-27 2012-05-02 Siemens Aktiengesellschaft Axialverdichter und zugehöriges Betriebsverfahren
CN103122776A (zh) * 2011-11-17 2013-05-29 阿尔斯通技术有限公司 特别是用于轴流式机器的扩散器

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102322448B (zh) * 2011-09-02 2013-02-27 西安交通大学 一种电机驱动高速离心式空气压缩机的冷却结构
ITFI20110257A1 (it) * 2011-12-02 2013-06-03 Nuovo Pignone Spa "cooling system for gas turbine load coupling"
JP5851900B2 (ja) * 2012-03-21 2016-02-03 三菱日立パワーシステムズ株式会社 排気ディフューザおよびタービン
KR101933585B1 (ko) 2012-07-25 2018-12-28 한화에어로스페이스 주식회사 가스 터빈 장치
US8820091B2 (en) * 2012-11-07 2014-09-02 Siemens Aktiengesellschaft External cooling fluid injection system in a gas turbine engine
EP3022503B1 (en) * 2013-07-15 2024-03-27 RTX Corporation Spacer for a compressor of a gas turbine.
DE102013217504A1 (de) * 2013-09-03 2015-03-05 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine
WO2015038451A1 (en) * 2013-09-10 2015-03-19 United Technologies Corporation Fluid injector for cooling a gas turbine engine component
EP2868865A1 (de) * 2013-10-31 2015-05-06 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine sowie Verfahren zu deren Kühlung
JP6468532B2 (ja) * 2015-04-27 2019-02-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 圧縮機ロータ、圧縮機、及びガスタービン
EP3130539B1 (en) 2015-08-12 2020-04-08 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Heat exchanger for a gas turbine engine propulsion system
US10208668B2 (en) * 2015-09-30 2019-02-19 Rolls-Royce Corporation Turbine engine advanced cooling system
KR101744411B1 (ko) * 2015-10-15 2017-06-20 두산중공업 주식회사 가스터빈의 냉각장치
US11174816B2 (en) 2019-02-25 2021-11-16 Rolls-Royce Corporation Bypass duct conformal heat exchanger array

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS59194002A (ja) * 1983-04-19 1984-11-02 Toshiba Corp タ−ビンロ−タの冷却装置
JPH08177526A (ja) * 1994-12-22 1996-07-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン動翼の冷却装置
JPH094467A (ja) * 1995-03-31 1997-01-07 General Electric Co <Ge> ガスタービン及びその運転方法
JPH11125199A (ja) 1997-10-22 1999-05-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 空気圧縮機ディスクの冷却によるクリアランス制御方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4309147A (en) * 1979-05-21 1982-01-05 General Electric Company Foreign particle separator
US5226785A (en) * 1991-10-30 1993-07-13 General Electric Company Impeller system for a gas turbine engine
EP0928364A1 (de) * 1996-09-26 1999-07-14 Siemens Aktiengesellschaft Kompensation des druckverlustes einer kühlluftführung in einer gasturbinenanlage
DE10244192A1 (de) * 2002-09-23 2004-04-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbine mit Vorrichtung zur Arbeitsentnahme zur Kühlung von Scheiben
US6910852B2 (en) * 2003-09-05 2005-06-28 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
FR2892454B1 (fr) * 2005-10-21 2008-01-25 Snecma Sa Dispositif de ventilation de disques de turbine dans un moteur a turbine a gaz
ES2370949T3 (es) * 2008-07-16 2011-12-26 Siemens Aktiengesellschaft Válvula controlada por fluído para una turbina de gas y para una cámara de combustión.

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS59194002A (ja) * 1983-04-19 1984-11-02 Toshiba Corp タ−ビンロ−タの冷却装置
JPH08177526A (ja) * 1994-12-22 1996-07-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン動翼の冷却装置
JPH094467A (ja) * 1995-03-31 1997-01-07 General Electric Co <Ge> ガスタービン及びその運転方法
JPH11125199A (ja) 1997-10-22 1999-05-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 空気圧縮機ディスクの冷却によるクリアランス制御方法

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2447543A1 (de) * 2010-10-27 2012-05-02 Siemens Aktiengesellschaft Axialverdichter und zugehöriges Betriebsverfahren
CN103122776A (zh) * 2011-11-17 2013-05-29 阿尔斯通技术有限公司 特别是用于轴流式机器的扩散器
JP2013108498A (ja) * 2011-11-17 2013-06-06 Alstom Technology Ltd 特に軸流機械に用いられるディフューザ
JP2016180412A (ja) * 2011-11-17 2016-10-13 ゼネラル エレクトリック テクノロジー ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツングＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ＧｍｂＨ 特に軸流機械に用いられるディフューザ

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