WO2012133123A1 - タービン排気構造及びガスタービン - Google Patents

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WO2012133123A1
WO2012133123A1 PCT/JP2012/057388 JP2012057388W WO2012133123A1 WO 2012133123 A1 WO2012133123 A1 WO 2012133123A1 JP 2012057388 W JP2012057388 W JP 2012057388W WO 2012133123 A1 WO2012133123 A1 WO 2012133123A1
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exhaust
turbine
diffuser
pressure loss
gas
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PCT/JP2012/057388
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仁志 北川
康朗 坂元
伊藤　栄作
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三菱重工業株式会社
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • 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
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
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    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/50—Inlet or outlet
    • F05D2250/52—Outlet
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit

Definitions

  • the present invention is, for example, disposed in a rear part of a turbine in a gas turbine that supplies fuel to compressed high-temperature and high-pressure air to burn and supplies the generated combustion gas to the turbine to obtain rotational power.
  • the present invention relates to a turbine exhaust structure and a gas turbine to which the turbine exhaust structure is applied.
  • the gas turbine is composed of a compressor, a combustor, and a turbine, and the air taken in from the air intake port is compressed by the compressor to become high-temperature / high-pressure compressed air.
  • the fuel is supplied and burned, and the high-temperature and high-pressure combustion gas drives the turbine, and the generator connected to the turbine is driven.
  • the turbine is configured by alternately arranging a plurality of stationary blades and moving blades in the vehicle interior, and rotationally drives an output shaft connected to the generator by driving the moving blades with combustion gas. ing.
  • the energy of the combustion gas (exhaust gas) that has driven the turbine is gradually converted to a pressure and released to the atmosphere so that no loss occurs by the exhaust diffuser.
  • the exhaust diffuser is configured so that its flow passage area increases from the turbine outlet, that is, from the diffuser inlet toward the flow direction of the exhaust gas.
  • the exhaust gas after being recovered can be decelerated to restore the pressure.
  • Patent Document 1 As a gas turbine having such an exhaust diffuser, for example, there is one described in Patent Document 1 below.
  • the turbine efficiency is improved and the performance of the gas turbine is improved.
  • it is effective to increase the outlet channel area compared to the inlet channel area.
  • the exhaust diffuser if the outlet flow passage area is suddenly increased compared to the inlet flow passage area, the exhaust gas flow is separated near the outer peripheral wall surface and the central wall surface of the exhaust diffuser, and the pressure is increased. The amount of recovery will be small.
  • the exhaust diffuser if the outlet flow passage area is not abruptly increased compared to the inlet flow passage area, the length of the exhaust diffuser in the longitudinal direction (exhaust gas flow direction) becomes large, and the exhaust diffuser It will increase the size.
  • An object of the present invention is to solve the above-described problems and to provide a turbine exhaust structure and a gas turbine capable of improving turbine efficiency by improving pressure efficiency of exhaust gas and improving performance. To do.
  • a turbine exhaust structure of the present invention is provided with a casing having a cylindrical shape and constituting a combustion gas passage, and an exhaust diffuser having a cylindrical shape and constituting an exhaust gas passage is connected to the casing.
  • a pressure loss body is provided in the exhaust diffuser.
  • the exhaust gas that has recovered power from the combustion gas and flows to the exhaust diffuser is rectified and uniformed by the pressure loss body, near the wall of the exhaust diffuser. Since the exhaust gas is less likely to be peeled off, the pressure recovery amount here is increased, and efficient exhaust gas pressure recovery can improve the turbine efficiency and improve the performance. .
  • the pressure loss body has a porous member disposed in an exhaust gas passage in the exhaust diffuser.
  • the pressure loss body with a porous member arranged in the exhaust gas passage, not only can the exhaust gas pressure be recovered efficiently, but also the rigidity of the exhaust diffuser can be simplified while the structure can be simplified. Can be raised.
  • the turbine exhaust structure of the present invention is characterized in that the pressure loss body has a heat transfer tube for exchanging heat between the exhaust gas and a heat exchange medium flowing inside.
  • the pressure loss body with a heat transfer tube, it is possible to efficiently recover the pressure of the exhaust gas and to effectively recover the thermal energy of the exhaust gas.
  • the pressure loss body is set such that the pressure loss of at least one of the radially outer side and the inner side of the exhaust diffuser is smaller than the pressure loss on the intermediate side in the radial direction. It is characterized by that.
  • the exhaust gas flowing through the exhaust diffuser flows from the radially intermediate side where the pressure loss is large to the outside and inside of the radial direction where the pressure loss is small, thereby suppressing separation of the exhaust gas near the wall surface of the exhaust diffuser.
  • the pressure recovery amount can be increased.
  • a support structure that penetrates the exhaust diffuser in the radial direction is provided, and the pressure loss body is disposed downstream of the support structure in the flow direction of the exhaust gas. It is said.
  • the pressure loss body on the downstream side of the strut where the exhaust gas is easily separated from the vicinity of the wall surface, the separation of the exhaust gas from the vicinity of the wall surface of the exhaust diffuser can be effectively suppressed.
  • the gas turbine of the present invention is a gas turbine that obtains rotational power by supplying fuel to compressed air compressed by a compressor and burning it with a combustor and supplying the generated combustion gas to the turbine.
  • the stationary blade body and the moving blade body are alternately arranged along the flow direction of the combustion gas in a cylindrical casing, and a cylindrical exhaust diffuser is connected to the casing, and pressure is applied to the exhaust diffuser.
  • a lossy body is provided.
  • the exhaust gas that has recovered power from the combustion gas and flows to the exhaust diffuser is rectified and uniformed by the pressure loss body, near the wall of the exhaust diffuser. Since the exfoliation of the exhaust gas is less likely to occur, the amount of pressure recovery here will increase, and by efficiently recovering the pressure of the exhaust gas, the turbine efficiency will be improved and the performance of the gas turbine will be improved. Can do.
  • the pressure loss body is provided in the exhaust diffuser, the flow of the exhaust gas flowing in the exhaust diffuser is rectified and uniformed by the pressure loss body, and the wall surface of the exhaust diffuser Since exhaust gas separation in the vicinity is less likely to occur, the amount of pressure recovery here will increase, and efficient exhaust gas pressure recovery will improve turbine efficiency and improve performance Can do.
  • FIG. 1 is a schematic diagram illustrating a turbine exhaust structure in a gas turbine according to a first embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a front view illustrating a pressure loss body in the turbine exhaust structure of the first embodiment.
  • FIG. 3 is a front view illustrating another pressure loss body in the turbine exhaust structure of the first embodiment.
  • FIG. 4 is a side view showing another pressure loss body in the turbine exhaust structure of the first embodiment.
  • FIG. 5 is a graph showing the pressure at the radial height of the exhaust diffuser.
  • FIG. 6 is a schematic diagram illustrating a gas turbine according to the first embodiment.
  • FIG. 7 is a schematic diagram illustrating a turbine exhaust structure in the gas turbine according to the second embodiment of the present invention.
  • FIG. 8 is a front view illustrating a pressure loss body in the turbine exhaust structure of the second embodiment.
  • FIG. 1 is a schematic view showing a turbine exhaust structure in a gas turbine according to Embodiment 1 of the present invention
  • FIG. 2 is a front view showing a pressure loss body in the turbine exhaust structure of Embodiment 1
  • FIG. 4 is a side view showing another pressure loss body in the turbine exhaust structure of the first embodiment
  • FIG. 5 is a diagram showing the height in the radial direction of the exhaust diffuser.
  • FIG. 6 is a schematic diagram illustrating the gas turbine according to the first embodiment.
  • the gas turbine of Example 1 is composed of a compressor 11, a combustor 12, and a turbine 13 as shown in FIG.
  • a generator (not shown) is connected to the gas turbine and can generate power.
  • the compressor 11 has an air intake 21 for taking in air, and a plurality of stationary blade bodies 23 and moving blade bodies 24 are alternately arranged in the compressor casing 22 in the front-rear direction (the axial direction of the rotor 32 described later).
  • the bleed chamber 25 is provided on the outside thereof.
  • the combustor 12 is combustible by supplying fuel to the compressed air compressed by the compressor 11 and igniting it.
  • a plurality of stationary blade bodies 27 and moving blade bodies 28 are alternately arranged in a turbine casing (casing) 26 in the front-rear direction (the axial direction of a rotor 32 described later).
  • An exhaust chamber 30 is disposed downstream of the turbine casing 26 via an exhaust casing 29, and the exhaust chamber 30 has an exhaust diffuser 31 that is continuous with the turbine 13.
  • a rotor (turbine shaft) 32 is positioned so as to penetrate through the center of the compressor 11, the combustor 12, the turbine 13, and the exhaust chamber 30.
  • the end of the rotor 32 on the compressor 11 side is rotatably supported by the bearing portion 33, while the end of the exhaust chamber 30 side is rotatably supported by the bearing portion 34.
  • the rotor 32 is fixed by stacking a plurality of disks on which the rotor blade bodies 24 are mounted in the compressor 11, and a plurality of disks on which the rotor blade bodies 28 are mounted in the turbine 13.
  • a generator drive shaft (not shown) is connected to the end on the compressor 11 side.
  • the compressor casing 22 of the compressor 11 is supported by the legs 35
  • the turbine casing 26 of the turbine 13 is supported by the legs 36
  • the exhaust chamber 30 is supported by the legs 37.
  • the air taken in from the air intake 21 of the compressor 11 passes through the plurality of stationary blade bodies 23 and the moving blade bodies 24 and is compressed to become high-temperature and high-pressure compressed air.
  • a predetermined fuel is supplied to the compressed air in the combustor 12 and burned.
  • the high-temperature and high-pressure combustion gas that is the working fluid generated in the combustor 12 passes through the plurality of stationary blade bodies 27 and the moving blade bodies 28 that constitute the turbine 13 to drive and rotate the rotor 32.
  • a generator connected to the rotor 32 is driven.
  • the energy of the exhaust gas (combustion gas) is converted into pressure by the exhaust diffuser 31 in the exhaust chamber 30 and decelerated before being released to the atmosphere.
  • a turbine casing 26 having a cylindrical shape has a plurality of stationary blade bodies 27 and moving blade bodies 28 alternately arranged along the flow direction of the combustion gas. It is arranged.
  • the turbine casing 26 is provided with a cylindrical exhaust casing 29 on the downstream side in the flow direction of the exhaust gas.
  • the exhaust casing 29 is provided with a cylindrical exhaust chamber 30 on the downstream side in the exhaust gas flow direction.
  • the exhaust chamber 30 is provided with an exhaust duct (not shown) on the downstream side in the flow direction of the exhaust gas.
  • the turbine casing 26, the exhaust casing 29, the exhaust chamber 30, and the exhaust duct are each formed in two upper and lower parts, and both are integrally connected.
  • the turbine casing 26 and the exhaust casing 29 are connected by a plurality of connecting bolts 41, and the exhaust casing 29 and the exhaust chamber 30 are connected by a plurality of exhaust chamber supports 42 and 43 capable of absorbing thermal expansion.
  • the exhaust chamber supports 42 and 43 have a strip shape, are extended along the axial direction of the turbine 13, and are arranged in parallel at a predetermined interval in the circumferential direction.
  • the exhaust chamber supports 42 and 43 are capable of absorbing the thermal expansion by deforming when thermal expansion occurs due to a temperature difference between the exhaust casing 29 and the exhaust chamber 30. This thermal elongation is likely to occur during a transition period such as when the turbine 13 is started or during a high load.
  • a gas seal 44 is provided between the exhaust chamber 29 and the exhaust chamber 30 so as to be positioned between the exhaust chamber supports 42 and 43.
  • the exhaust casing 29 is provided with an exhaust diffuser 31 having a cylindrical shape that constitutes the exhaust chamber 30 inside.
  • the exhaust diffuser 31 includes a cylindrical outer diffuser 45 and an inner diffuser 46 connected by a plurality of strut shields 47.
  • the strut shield 47 has a hollow structure such as a cylindrical shape or an elliptical cylinder shape, and a plurality of strut shields 47 are provided at equal intervals in the circumferential direction of the exhaust diffuser 31.
  • the exhaust chamber supports 42 and 43 and the gas seal 44 described above are connected to the outer diffuser 45 in the exhaust diffuser 31 constituting the exhaust chamber 30 at the ends.
  • a strut (support structure) 48 is disposed in the strut shield 47.
  • One end of the strut 48 is connected to a bearing box 49 that passes through the inner diffuser 46 and accommodates the bearing portion 34, and the rotor 32 is rotatably supported by the bearing 34.
  • the other end side of the strut 48 passes through the outer diffuser 45 and is fixed to the exhaust casing 29.
  • the space inside the strut shield 47 communicates with the space inside the exhaust diffuser 31 (inner diffuser 46) and the space between the exhaust casing 29 and the exhaust diffuser 31 (outer diffuser 45). Cooling air can be supplied to the space.
  • the turbine casing 26 has a plurality of stationary blade bodies 27 and moving blade bodies 28 arranged alternately inside thereof, and the blade ring structure of each stage has a substantially similar configuration.
  • the stationary blade body 27 includes a plurality of stationary blades 27a arranged at equal intervals in the circumferential direction, an inner shroud 27b fixed to the proximal end portion on the rotor 32 side, and an outer shroud on the distal end portion on the turbine casing 26 side. 27c is fixed and configured.
  • the rotor blade body 28 has the rotor blades 28a arranged at equal intervals in the circumferential direction, the base end portion fixed to the rotor disk 28b fixed to the rotor 32, and the tip end portion facing the turbine casing 26 side. It is configured to be extended.
  • the final stage moving blade 28a is disposed downstream of the final stage stationary blade 27a.
  • the final stage blade ring structure in the turbine casing 26 includes a cylindrical turbine casing main body 51, a cylindrical blade ring 52 provided inside the turbine casing main body 51, and a final stage moving blade.
  • a split ring 53 that is arranged outside of 28a and has a cylindrical shape, and heat shield rings 54, 55, and 56 that connect the split ring 53 and the blade ring 52 to the outer shroud 27c of the final stage stationary blade 27a. .
  • the combustion gas passage A is configured by the inner shroud 27b, the split ring 53, and the like that configure the turbine casing 26, and the turbine casing 26 and the exhaust gas are exhausted.
  • An exhaust gas passage B constituted by the exhaust diffuser 31 is configured by the front part of the exhaust diffuser 31 entering the inside of the rear part of the passenger compartment 29 with a predetermined gap in the radial direction and connected by a sealing device 57.
  • the combustion gas passage A and the exhaust gas passage B are continuous.
  • a pressure loss body 61 is provided in the exhaust diffuser 31.
  • the pressure loss body 61 is disposed downstream of the strut 48 in the exhaust gas flow direction.
  • the pressure loss body 61 is provided as a porous member disposed in the exhaust gas passage B of the exhaust diffuser 31, and the radially outer side (outer diffuser 45) and inner side (external diffuser 45) of the exhaust gas passage B of the exhaust diffuser 31.
  • the pressure loss of the inner diffuser 46) is set smaller than the pressure loss on the intermediate side in the radial direction.
  • the pressure loss body 61 has a ring shape and is arranged on the downstream side of the strut 48, the inner periphery is fixed to the inner diffuser 46, and the outer periphery is The outer diffuser 45 is fixed.
  • the pressure loss body 61 includes a plurality of rings 62 having different diameters along the circumferential direction of the exhaust diffuser 31 and a plurality of spokes 63 along the radial direction of the exhaust diffuser 31, and the plurality of rings 62 includes a plurality of spokes. 63 is supported by the inner diffuser 46 and the outer diffuser 45.
  • the plurality of rings 62 are configured such that the distance between the radially outer peripheral portion and the inner peripheral portion in the exhaust diffuser 31 is set larger than the spacing between the radial intermediate portions.
  • the pressure loss at the outer peripheral portion and the inner peripheral portion is set smaller than the pressure loss at the intermediate portion.
  • the plurality of spokes 63 are arranged at equal intervals in the circumferential direction.
  • the pressure loss body 61 was comprised from the some ring 62 and the some spoke 63, it is not limited to this structure.
  • the pressure loss body 64 is formed as a mesh made of a wire mesh, and the opening ratio of the region R1 on the outer peripheral portion side and the region R3 on the inner peripheral portion side is larger than that of the region R2 on the intermediate portion side. Since the rate is set to be large, the pressure loss body 64 is set such that the pressure loss at the outer peripheral portion and the inner peripheral portion is set smaller than the pressure loss at the intermediate portion in the exhaust gas passage B in the exhaust diffuser 31. It becomes. Further, as shown in FIG.
  • the pressure loss body 65 is formed as a porous body (porous member) having a predetermined thickness, and the thickness T1 on the outer peripheral portion side and the thickness T3 on the inner peripheral portion side are the intermediate portion side.
  • This pressure loss body 65 is set so that the pressure loss at the outer peripheral portion and the inner peripheral portion is smaller than the pressure loss at the intermediate portion in the exhaust gas passage B in the exhaust diffuser 31. Will be.
  • the pressure loss body 61 since the pressure loss body 61 has a high pressure loss in the radial intermediate portion, the exhaust gas flowing in this region flows to the outer peripheral side in the radial direction or the inner peripheral side in the radial direction, and the outer diffuser Exfoliation of the exhaust gas from the inner wall 45 and the outer wall of the inner diffuser 46 is suppressed.
  • the total exhaust gas pressure from the radially outer peripheral side to the inner peripheral side in the exhaust diffuser is substantially constant, and the outer diffuser or inner Exfoliation of the exhaust gas tends to occur near the wall of the diffuser, and the pressure recovery amount in the exhaust diffuser becomes small.
  • the pressure diffuser 61 is provided in the exhaust diffuser 31, and the pressure loss in the intermediate portion in the radial direction is large. The total pressure of the exhaust gas on the side and the inner peripheral side becomes high, the exhaust gas is less likely to be peeled near the wall surfaces of the outer diffuser 45 and the inner diffuser 46, and the pressure recovery amount in the exhaust diffuser 31 is increased.
  • the turbine casing 26 is provided which forms the combustion gas passage A in a cylindrical shape, and the exhaust gas passage B has a cylindrical shape in the turbine casing 26.
  • the exhaust gas passage B has a cylindrical shape in the turbine casing 26.
  • a pressure loss body 61 is provided in the exhaust diffuser 31.
  • the exhaust gas that has recovered power from the combustion gas in the combustion gas passage A and flows into the exhaust gas passage B of the exhaust diffuser 31 is caused by the pressure loss body 61.
  • the flow is rectified and uniformed, and the separation of the exhaust gas flow in the vicinity of the wall surface of the exhaust diffuser 31 is less likely to occur. Therefore, the pressure recovery amount here increases, and the exhaust gas pressure is efficiently recovered.
  • the turbine efficiency can be improved and the performance can be improved.
  • the length of the exhaust diffuser 31 can be shortened.
  • the pressure loss body 61 is a porous member composed of a large number of rings 62 and a large number of spokes 63. Therefore, by configuring the pressure loss body 61 with the porous member disposed in the exhaust gas passage B, the exhaust diffuser 31 can not only efficiently recover the pressure of the exhaust gas but also simplify the structure. The rigidity of can be increased.
  • the pressure loss body 61 sets the pressure loss at the outer peripheral portion and the inner peripheral portion in the radial direction of the exhaust diffuser 31 to be smaller than the pressure loss at the intermediate portion in the radial direction. . Therefore, the exhaust gas flowing through the exhaust diffuser 31 flows from the intermediate portion where the pressure loss is large to the outer peripheral portion and the inner peripheral portion where the pressure loss is small, and the separation of the exhaust gas in the vicinity of the wall surface of the exhaust diffuser 31 is suppressed. , The amount of pressure recovery can be increased.
  • a strut 48 that penetrates the exhaust diffuser 31 in the radial direction and connects and supports the bearing box 49 and the exhaust casing 29 is provided, and the pressure loss body 61 is provided by the strut 48. It arrange
  • the gas turbine of the present invention is configured so that the compressed air compressed by the compressor 11 is supplied with fuel by the combustor 12 and burned, and the generated combustion gas is supplied to the turbine 13 to obtain rotational power.
  • the stationary blade bodies 27 and the rotor blade bodies 28 are alternately arranged along the flow direction of the combustion gas inside the cylindrical turbine casing 26, and the cylindrical exhaust diffuser 31 is formed at the rear of the turbine casing 26.
  • the turbine 13 is connected to each other, and a pressure loss body 61 is provided in the exhaust diffuser 31.
  • the pressure loss body 61 in the exhaust diffuser 31 the flow of exhaust gas flowing into the exhaust diffuser 31 is rectified and uniformed by the pressure loss body 61, and the exhaust diffuser 31 has a radial intermediate portion.
  • the total pressure of the exhaust gas at the outer peripheral portion and the inner peripheral portion is increased, and the exhaust gas is less likely to be peeled off in the vicinity of the wall surface of the exhaust diffuser 31, so that the amount of pressure recovery is increased and efficient.
  • FIG. 7 is a schematic view showing a turbine exhaust structure in a gas turbine according to a second embodiment of the present invention
  • FIG. 8 is a front view showing a pressure loss body in the turbine exhaust structure of the second embodiment.
  • symbol is attached
  • the exhaust diffuser 31 is provided with a heat transfer tube 71 as a pressure loss body.
  • the heat transfer tube 71 is disposed downstream of the strut 48 in the exhaust gas flow direction.
  • the pressure loss on the radially outer side and the inner side in the exhaust diffuser 31 is set to be smaller than the pressure loss on the intermediate side in the radial direction.
  • the heat transfer tube 71 exchanges heat between the exhaust gas flowing through the exhaust diffuser 31 and the cooling medium (heat exchange medium) flowing inside.
  • a heat transfer tube of a waste heat recovery boiler (not shown) is applied.
  • the heat transfer tube 71 is disposed so as to reciprocate in the circumferential direction in the exhaust gas passage B of the exhaust diffuser 31, and is supported by the inner diffuser 46 and the outer diffuser 45 by a plurality of spokes 72.
  • the heat transfer tube 71 has an exhaust gas passage B in the exhaust diffuser 31 that is set such that the distance between the outer peripheral portion and the inner peripheral portion in the radial direction in the exhaust diffuser 31 is larger than the interval between the intermediate portions in the radial direction.
  • the pressure loss at the outer peripheral portion and the inner peripheral portion is set to be smaller than the pressure loss at the intermediate portion.
  • the power is recovered by the rotor blade body 28 and then flows into the exhaust gas passage B of the exhaust diffuser 31 as exhaust gas.
  • the energy of the exhaust gas gradually increases. It is converted into pressure and released into the atmosphere.
  • the exhaust diffuser 31 when the exhaust gas passes through the heat transfer pipe 71, the exhaust gas is rectified and uniformed to ensure a high pressure recovery amount. That is, since the heat transfer tube 71 has a high pressure loss in the radial intermediate portion, the exhaust gas flowing in this region flows to the outer peripheral side in the radial direction or the inner peripheral side in the radial direction. Exfoliation of the exhaust gas from the inner wall and the outer wall of the inner diffuser 46 is suppressed, and the pressure recovery amount in the exhaust diffuser 31 is increased.
  • the turbine casing 26 that forms the combustion gas passage A in a cylindrical shape is provided, and the exhaust gas passage B has a cylindrical shape in the turbine casing 26.
  • the exhaust diffuser 31 is provided with a heat transfer tube 71 as a pressure loss body.
  • the heat transfer tube 71 in the exhaust diffuser 31 can exchange heat between the exhaust gas flowing through the exhaust diffuser 31 and the cooling medium flowing inside, so that the heat of the exhaust gas can be recovered and effectively used. it can.
  • the pressure diffuser 61, 64, 65, 71 is provided in the exhaust diffuser 31, and the radially outer and inner pressure losses in the exhaust diffuser 31 are set to be smaller than the intermediate pressure loss.
  • the pressure loss bodies 61, 64, 65, 71 are disposed downstream of the strut 48 in the flow direction of the exhaust gas, it is desirable to provide the exhaust gas in the region where the exhaust gas flowing through the exhaust diffuser 31 is separated from the wall surface. Depending on the shape of 31, it may be arranged near the strut 48 or upstream of the strut 48.

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Abstract

　タービン排気構造及びガスタービンにおいて、円筒形状をなして燃焼ガス通路（Ａ）を構成するタービン車室（２６）が設けられ、このタービン車室（２６）に円筒形状をなして排気ガス通路（Ｂ）を構成する排気ディフューザ（３１）が連結されて構成され、この排気ディフューザ（３１）に圧力損失体（６１）を設けることで、効率的な排気ガスの圧力回復を行うことでタービン効率を向上して性能向上を可能とする。

Description

タービン排気構造及びガスタービン
　本発明は、例えば、圧縮した高温・高圧の空気に対して燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給して回転動力を得るガスタービンにおいて、タービンの後部に配設されるタービン排気構造、並びに、このタービン排気構造が適用されるガスタービンに関する。
　ガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンにより構成されており、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器にて、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させ、高温・高圧の燃焼ガスがタービンを駆動し、このタービンに連結された発電機を駆動する。この場合、タービンは、車室内に複数の静翼及び動翼が交互に配設されて構成されており、燃焼ガスにより動翼を駆動することで発電機の連結される出力軸を回転駆動している。そして、タービンを駆動した燃焼ガス（排気ガス）のエネルギは、排気ディフューザにより損失が発生しないように徐々に圧力に変換されて大気に放出される。
　このように構成されたガスタービンにおけるタービンにて、排気ディフューザは、タービン出口、つまり、ディフューザ入口から排ガスの流動方向に向けてその流路面積が拡大するように構成されており、タービンで動力が回収された後の排気ガスを減速し、圧力を回復することができる。
　このような排気ディフューザを有するガスタービンとしては、例えば、下記特許文献１に記載されたものがある。
特開２００９－２０３８７１号公報
　ところで、上述した排気ディフューザでは、排気ガスの減速により圧力回復量が大きくなると、タービン効率が向上してガスタービンの性能が向上する。この排気ディフューザでの圧力回復量を大きくするためには、入口の流路面積に比べて出口流路面積を大きくすることが有効的である。しかし、排気ディフューザにて、入口の流路面積に比べて出口流路面積を急激に大きくすると、排気ディフューザにおける外周側の壁面近傍や中心側の壁面近傍で、排気ガスの流れが剥離し、圧力回復量が小さくなってしまう。一方、排気ディフューザにて、入口の流路面積に比べて出口流路面積が急激に大きくならないようにすると、排気ディフューザにおける長手方向（排気ガスの流動方向）の長さが大きくなり、排気ディフューザの大型化を招いてしまう。
　本発明は上述した課題を解決するものであり、効率的な排気ガスの圧力回復を行うことでタービン効率を向上して性能向上を可能とするタービン排気構造及びガスタービン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の本発明のタービン排気構造は、円筒形状をなして燃焼ガス通路を構成するケーシングが設けられ、前記ケーシングに円筒形状をなして排気ガス通路を構成する排気ディフューザが連結されるタービン排気構造において、前記排気ディフューザに圧力損失体が設けられる、ことを特徴とするものである。
　従って、排気ディフューザに圧力損失体を設けることで、燃焼ガスから動力が回収されて排気ディフューザに流動した排気ガスは、圧力損失体によりその流れが整流されて均一化され、排気ディフューザの壁面近傍での排気ガスの剥離が生じにくくなることから、ここでの圧力回復量が増加し、効率的な排気ガスの圧力回復を行うことで、タービン効率を向上して性能向上を可能とすることができる。
　本発明のタービン排気構造では、前記圧力損失体は、前記排気ディフューザにおける排気ガス通路に配置される多孔部材を有するとしている。
　従って、圧力損失体を排気ガス通路に配置される多孔部材により構成することで、効率的な排気ガスの圧力回復を行うことができるだけでなく、構造の簡素化を可能としながら排気ディフューザの剛性を上げることができる。
　本発明のタービン排気構造では、前記圧力損失体は、排気ガスと内部を流動する熱交換媒体との間で熱交換を行う伝熱管を有することを特徴としている。
　従って、圧力損失体を伝熱管により構成することで、効率的な排気ガスの圧力回復を行うことができると共に、排気ガスの有する熱エネルギを効果的に回収することができる。
　本発明のタービン排気構造では、前記圧力損失体は、前記排気ディフューザにおける径方向の外側及び内側のうちの少なくともいずれか一方の圧力損失が、径方向の中間側の圧力損失よりも小さく設定されることを特徴としている。
　従って、排気ディフューザを流動する排気ガスは、圧力損失が大きい径方向の中間側から、圧力損失が小さい径方向の外側や内側に流れることとなり、排気ディフューザの壁面近傍での排気ガスの剥離を抑制し、圧力回復量を増加することができる。
　本発明のタービン排気構造では、前記排気ディフューザを径方向に貫通する支持構造体が設けられ、前記圧力損失体は、前記支持構造体より排気ガスの流動方向の下流側に配置されることを特徴としている。
　従って、圧力損失体を、排気ガスが壁面近傍から剥離しやすいストラットの下流側に配置することで、排気ディフューザの壁面近傍からの排気ガスの剥離を効果的に抑制することができる。
　また、本発明のガスタービンは、圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、前記タービンは、円筒形状をなすケーシング内に静翼体と動翼体が燃焼ガスの流動方向に沿って交互に配置され、前記ケーシングに円筒形状をなす排気ディフューザが連結されて構成され、前記排気ディフューザに圧力損失体が設けられる、ことを特徴とするものである。
　従って、排気ディフューザに圧力損失体を設けることで、燃焼ガスから動力が回収されて排気ディフューザに流動した排気ガスは、圧力損失体によりその流れが整流されて均一化され、排気ディフューザの壁面近傍での排気ガスの剥離が生じにくくなることから、ここでの圧力回復量が増加し、効率的な排気ガスの圧力回復を行うことで、タービン効率を向上して、ガスタービンの性能を向上することができる。
　本発明のタービン排気構造及びガスタービンによれば、排気ディフューザに圧力損失体を設けるので、排気ディフューザに流動した排気ガスは、圧力損失体によりその流れが整流されて均一化され、排気ディフューザの壁面近傍での排気ガスの剥離が生じにくくなることから、ここでの圧力回復量が増加し、効率的な排気ガスの圧力回復を行うことで、タービン効率を向上して性能向上を可能とすることができる。
図１は、本発明の実施例１に係るガスタービンにおけるタービン排気構造を表す概略図である。 図２は、実施例１のタービン排気構造における圧力損失体を表す正面図である。 図３は、実施例１のタービン排気構造における別の圧力損失体を表す正面図である。 図４は、実施例１のタービン排気構造における別の圧力損失体を表す側面図である。 図５は、排気ディフューザでの径方向高さにおける圧力を表すグラフである。 図６は、実施例１のガスタービンを表す概略図である。 図７は、本発明の実施例２に係るガスタービンにおけるタービン排気構造を表す概略図である。 図８は、実施例２のタービン排気構造における圧力損失体を表す正面図である。
　以下に添付図面を参照して、本発明に係るタービン排気構造及びガスタービンの好適な実施例を詳細に説明する。なお、この実施例により本発明が限定されるものではなく、また、実施例が複数ある場合には、各実施例を組み合わせて構成するものも含むものである。
　図１は、本発明の実施例１に係るガスタービンにおけるタービン排気構造を表す概略図、図２は、実施例１のタービン排気構造における圧力損失体を表す正面図、図３は、実施例１のタービン排気構造における別の圧力損失体を表す正面図、図４は、実施例１のタービン排気構造における別の圧力損失体を表す側面図、図５は、排気ディフューザでの径方向高さにおける圧力を表すグラフ、図６は、実施例１のガスタービンを表す概略図である。
　実施例１のガスタービンは、図６に示すように、圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３により構成されている。このガスタービンには、図示しない発電機が連結されており、発電可能となっている。
　圧縮機１１は、空気を取り込む空気取入口２１を有し、圧縮機車室２２内に複数の静翼体２３と動翼体２４が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されてなり、その外側に抽気室２５が設けられている。燃焼器１２は、圧縮機１１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、点火することで燃焼可能となっている。タービン１３は、タービン車室（ケーシング）２６内に複数の静翼体２７と動翼体２８が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されている。このタービン車室２６の下流側には、排気車室２９を介して排気室３０が配設されており、排気室３０は、タービン１３に連続する排気ディフューザ３１を有している。
　また、圧縮機１１、燃焼器１２、タービン１３、排気室３０の中心部を貫通するようにロータ（タービン軸）３２が位置している。ロータ３２は、圧縮機１１側の端部が軸受部３３により回転自在に支持される一方、排気室３０側の端部が軸受部３４により回転自在に支持されている。そして、このロータ３２は、圧縮機１１にて、各動翼体２４が装着されたディスクが複数重ねられて固定され、タービン１３にて、各動翼体２８が装着されたディスクが複数重ねられて固定されており、圧縮機１１側の端部に図示しない発電機の駆動軸が連結されている。
　そして、このガスタービンは、圧縮機１１の圧縮機車室２２が脚部３５に支持され、タービン１３のタービン車室２６が脚部３６により支持され、排気室３０が脚部３７により支持されている。
　従って、圧縮機１１の空気取入口２１から取り込まれた空気が、複数の静翼体２３と動翼体２４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。燃焼器１２にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。そして、この燃焼器１２で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１３を構成する複数の静翼体２７と動翼体２８を通過することでロータ３２を駆動回転し、このロータ３２に連結された発電機を駆動する。一方、排気ガス（燃焼ガス）のエネルギは、排気室３０の排気ディフューザ３１により圧力に変換され減速されてから大気に放出される。
　上述したタービン１３における排気構造において、図１に示すように、円筒形状をなすタービン車室２６は、その内側に複数の静翼体２７と動翼体２８が燃焼ガスの流動方向に沿って交互に配設されている。このタービン車室２６は、排気ガスの流動方向の下流側に円筒形状をなす排気車室２９が配設されている。この排気車室２９は、排気ガスの流動方向の下流側に円筒形状をなす排気室３０が配設されている。この排気室３０は、排気ガスの流動方向の下流側に排気ダクト（図示略）が配設されている。この場合、タービン車室２６、排気車室２９、排気室３０、排気ダクトは、それぞれ上下２分割に形成され、両者が一体に連結されて構成されている。
　そして、タービン車室２６と排気車室２９とは、複数の連結ボルト４１により連結され、排気車室２９と排気室３０とは、熱伸びを吸収可能な複数の排気室サポート４２，４３により連結されている。この排気室サポート４２，４３は、短冊形状をなし、タービン１３の軸方向に沿って延設されると共に、周方向に所定の間隔で複数並設されている。この排気室サポート４２，４３は、排気車室２９と排気室３０との間で温度差により熱伸びが発生したとき、変形することでその熱伸びを吸収可能となっている。この熱伸びは、タービン１３の始動時などの過渡期や高負荷時に発生しやすい。また、排気車室２９と排気室３０との間には、各排気室サポート４２，４３の間に位置してガスシール４４が設けられている。
　排気車室２９は、その内側に排気室３０を構成する円筒形状をなす排気ディフューザ３１が配置されている。この排気ディフューザ３１は、円筒形状をなす外側ディフューザ４５と内側ディフューザ４６が複数のストラットシールド４７により連結されて構成されている。このストラットシールド４７は、円筒形状や楕円筒状などの中空構造をなし、排気ディフューザ３１の周方向に均等間隔で複数設けられている。なお、上述した排気室サポート４２，４３及びガスシール４４は、端部が排気室３０を構成する排気ディフューザ３１における外側ディフューザ４５に連結されている。
　ストラットシールド４７内には、ストラット（支持構造体）４８が配設されている。このストラット４８は、一端側が内側ディフューザ４６を貫通して軸受部３４を収容する軸受箱４９に連結され、この軸受３４によりロータ３２が回転自在に支持されている。また、ストラット４８は、他端側が外側ディフューザ４５を貫通して排気車室２９に固定されている。なお、ストラットシールド４７内部の空間は、排気ディフューザ３１（内側ディフューザ４６）の内側の空間や、排気車室２９と排気ディフューザ３１（外側ディフューザ４５）との間の空間に連通し、外部からこれらの空間に冷却空気を供給可能となっている。
　また、タービン車室２６は、その内側に複数の静翼体２７と動翼体２８が交互に配設されており、各段の翼環構造はほぼ同様の構成となっている。この場合、静翼体２７は、複数の静翼２７ａが周方向に均等間隔で配置され、ロータ３２側の基端部に内側シュラウド２７ｂが固定され、タービン車室２６側の先端部に外側シュラウド２７ｃが固定されて構成されている。また、動翼体２８は、同様に、動翼２８ａが周方向に均等間隔で配置され、基端部がロータ３２に固定されるロータディスク２８ｂに固定され、先端部がタービン車室２６側に延出されて構成されている。そして、最終段静翼２７ａの下流側に最終段動翼２８ａが配置されている。
　ここで、タービン車室２６における最終段翼環構造は、円筒形状をなすタービン車室本体５１と、タービン車室本体５１の内側に設けられて円筒形状をなす翼環５２と、最終段動翼２８ａの外方に配置されて円筒形状をなす分割環５３と、分割環５３及び翼環５２と最終段静翼２７ａの外側シュラウド２７ｃとを連結する遮熱環５４，５５，５６とから構成されている。
　タービン１３は、このように各段の翼環構造が構成されることから、タービン車室２６を構成する内側シュラウド２７ｂ、分割環５３などにより燃焼ガス通路Ａが構成され、タービン車室２６及び排気車室２９の後部の内側に、排気ディフューザ３１の前部が径方向に所定隙間をもって侵入し、シール装置５７により連結されることで、排気ディフューザ３１により構成される排気ガス通路Ｂが構成され、燃焼ガス通路Ａと排気ガス通路Ｂが連続するようになっている。
　このように構成された実施例１のタービン排気構造にて、排気ディフューザ３１に圧力損失体６１が設けられている。この圧力損失体６１は、ストラット４８より排気ガスの流動方向の下流側に配置されている。そして、この圧力損失体６１は、排気ディフューザ３１における排気ガス通路Ｂに配置される多孔部材として設けられており、排気ディフューザ３１の排気ガス通路Ｂにおける径方向の外側（外側ディフューザ４５）及び内側（内側ディフューザ４６）の圧力損失が、径方向の中間側の圧力損失よりも小さく設定されている。
　具体的に説明すると、図１及び図２に示すように、圧力損失体６１は、リング形状をなし、ストラット４８より下流側に配置され、内周部が内側ディフューザ４６に固定され、外周部が外側ディフューザ４５に固定されている。この圧力損失体６１は、排気ディフューザ３１の周方向に沿って径の異なる複数のリング６２と、排気ディフューザ３１の径方向に沿う複数のスポーク６３とから構成され、複数のリング６２が複数のスポーク６３により内側ディフューザ４６と外側ディフューザ４５に支持されている。この場合、複数のリング６２は、排気ディフューザ３１における径方向の外周部と内周部の間隔が、径方向の中間部の間隔より大きく設定されていることで、圧力損失体６１は、排気ディフューザ３１における排気ガス通路Ｂにて、外周部及び内周部の圧力損失が中間部の圧力損失よりも小さく設定されることとなる。なお、複数のスポーク６３は、周方向に均等間隔で配置されている。
　なお、圧力損失体６１を複数のリング６２と複数のスポーク６３とから構成したが、この構造に限定されるものではない。例えば、図３に示すように、圧力損失体６４は、金網によるメッシュとして形成され、外周部側の領域Ｒ１と内周部側の領域Ｒ３の開口率が、中間部側の領域Ｒ２よりその開口率が大きく設定されていることで、この圧力損失体６４は、排気ディフューザ３１における排気ガス通路Ｂにて、外周部及び内周部の圧力損失が中間部の圧力損失よりも小さく設定されることとなる。また、図４に示すように、圧力損失体６５は、所定厚さの多孔体（多孔部材）として形成され、外周部側の厚さＴ１と内周部側の厚さＴ３が、中間部側の厚さＴ２より薄く設定されていることで、この圧力損失体６５は、排気ディフューザ３１における排気ガス通路Ｂにて、外周部及び内周部の圧力損失が中間部の圧力損失よりも小さく設定されることとなる。
　従って、図１に示すように、燃焼ガスが燃焼ガス通路Ａを流れることで、動翼体２８により動力が回収された後、排気ガスとして排気ディフューザ３１の排気ガス通路Ｂに流動すると、ここで、排気ガスのエネルギが徐々に圧力に変換されて大気に放出される。この排気ディフューザ３１にて、排気ガスが圧力損失体６１（６４，６５）を通過するとき、排気ガスが整流されて均一化し、高い圧力回復量を確保できる。即ち、圧力損失体６１は、径方向の中間部が高い圧力損失となっていることから、この領域を流れる排気ガスが径方向の外周側または径方向の内周側に流れることとなり、外側ディフューザ４５の内壁や内側ディフューザ４６の外壁からの排気ガスの剥離が抑制される。
　その結果、図５に示すように、従来は、一点鎖線で表すように、排気ディフューザにおける径方向の外周部側から内周部側までの排気ガスの全圧がほぼ一定となり、外側ディフューザや内側ディフューザの壁面近傍で排気ガスの剥離が生じやすくなり、排気ディフューザにおける圧力回復量が小さくなってしまう。これに対して、実施例１では、排気ディフューザ３１に圧力損失体６１が設けられ、更に、径方向の中間部の圧力損失が大きいことから、実線で表すように、中間部に比べて外周部側及び内周部側の排気ガスの全圧が高くなり、外側ディフューザ４５及び内側ディフューザ４６の壁面近傍で排気ガスの剥離が生じにくくなり、排気ディフューザ３１における圧力回復量が大きくなる。
　このように実施例１のタービン排気構造にあっては、円筒形状をなして燃焼ガス通路Ａを構成するタービン車室２６が設けられ、このタービン車室２６に円筒形状をなして排気ガス通路Ｂを構成する排気ディフューザ３１が連結されて構成され、この排気ディフューザ３１に圧力損失体６１を設けている。
　従って、排気ディフューザ３１に圧力損失体６１を設けることで、燃焼ガス通路Ａにて、燃焼ガスから動力が回収されて排気ディフューザ３１の排気ガス通路Ｂに流動した排気ガスは、圧力損失体６１によりその流れが整流されて均一化され、排気ディフューザ３１の壁面近傍における排気ガスの流れの剥離が生じにくくなることから、ここでの圧力回復量が増加し、効率的な排気ガスの圧力回復を行うことで、タービン効率を向上して性能向上を可能とすることができる。この場合、排気ディフューザ３１の壁面近傍からの排気ガスの剥離が抑制されることから、排気ディフューザ３１における出口側の流路面積を大きくすることが可能となり、この点でも、タービン効率を向上することができると共に、排気ディフューザ３１の長さの短縮化を可能とすることができる。
　また、実施例１のタービン排気構造では、圧力損失体６１を、多数のリング６２と多数のスポーク６３からなる多孔部材としている。従って、圧力損失体６１を排気ガス通路Ｂに配置される多孔部材により構成することで、効率的な排気ガスの圧力回復を行うことができるだけでなく、構造の簡素化を可能としながら排気ディフューザ３１の剛性を上げることができる。
　また、実施例１のタービン排気構造では、圧力損失体６１にて、排気ディフューザ３１における径方向の外周部及び内周部の圧力損失を径方向の中間部の圧力損失よりも小さく設定している。従って、排気ディフューザ３１を流動する排気ガスは、圧力損失が大きい中間部から、圧力損失が小さい外周部や内周部に流れることとなり、排気ディフューザ３１における壁面近傍での排気ガスの剥離を抑制し、圧力回復量を増加することができる。
　また、実施例１のタービン排気構造では、排気ディフューザ３１を径方向に貫通して軸受箱４９と排気車室２９とを連結して支持するストラット４８を設け、圧力損失体６１をこのストラット４８より排気ガスの流動方向の下流側に配置している。従って、圧力損失体６１を排気ガスが壁面近傍から剥離しやすいストラット４８の下流側に配置することで、排気ディフューザ３１の壁面近傍からの排気ガスの剥離を効果的に抑制することができる。
　また、本発明のガスタービンは、圧縮機１１で圧縮した圧縮空気に燃焼器１２で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービン１３に供給することで回転動力を得るように構成し、円筒形状をなすタービン車室２６の内側に静翼体２７と動翼体２８を燃焼ガスの流動方向に沿って交互に配置し、タービン車室２６の後部に円筒形状をなす排気ディフューザ３１を連結してタービン１３を構成し、この排気ディフューザ３１に圧力損失体６１を設けている。
　従って、排気ディフューザ３１に圧力損失体６１を設けることで、排気ディフューザ３１に流動した排気ガスは、圧力損失体６１によりその流れが整流されて均一化され、排気ディフューザ３１の径方向の中間部に比べて外周部及び内周部での排気ガスの全圧が高くなり、排気ディフューザ３１の壁面近傍での排気ガスの剥離が生じにくくなることから、ここでの圧力回復量が増加し、効率的な排気ガスの圧力回復を行うことで、タービン効率を向上し、ガスタービンの性能を向上することができる。
　図７は、本発明の実施例２に係るガスタービンにおけるタービン排気構造を表す概略図、図８は、実施例２のタービン排気構造における圧力損失体を表す正面図である。なお、上述した実施例と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。
　実施例２のタービン排気構造にて、図７に示すように、排気ディフューザ３１に圧力損失体としての伝熱管７１が設けられている。この伝熱管７１は、ストラット４８より排気ガスの流動方向の下流側に配置されている。そして、この伝熱管７１は、排気ディフューザ３１における径方向の外側及び内側の圧力損失が、径方向の中間側の圧力損失よりも小さく設定されている。
　具体的に説明すると、図７及び図８に示すように、伝熱管７１は、排気ディフューザ３１を流動する排気ガスと内部を流動する冷却媒体（熱交換媒体）との間で熱交換を行うものであり、例えば、図示しない廃熱回収ボイラの伝熱管が適用される。そして、この伝熱管７１は、排気ディフューザ３１の排気ガス通路Ｂにて、周方向に往復するように配設され、複数のスポーク７２により内側ディフューザ４６と外側ディフューザ４５に支持されている。この場合、伝熱管７１は、排気ディフューザ３１における径方向の外周部と内周部の間隔が、径方向の中間部の間隔より大きく設定されていることで、排気ディフューザ３１における排気ガス通路Ｂにて、外周部及び内周部の圧力損失が中間部の圧力損失よりも小さく設定されることとなる。
　従って、燃焼ガスが燃焼ガス通路Ａを流れることで、動翼体２８により動力が回収された後、排気ガスとして排気ディフューザ３１の排気ガス通路Ｂに流動すると、ここで、排気ガスのエネルギが徐々に圧力に変換されて大気に放出される。この排気ディフューザ３１にて、排気ガスが伝熱管７１を通過するとき、排気ガスが整流されて均一化し、高い圧力回復量を確保できる。即ち、伝熱管７１は、径方向の中間部が高い圧力損失となっていることから、この領域を流れる排気ガスが径方向の外周側または径方向の内周側に流れることとなり、外側ディフューザ４５の内壁や内側ディフューザ４６の外壁からの排気ガスの剥離が抑制され、排気ディフューザ３１における圧力回復量が大きくなる。
　また、排気ガスが伝熱管７１を通過するとき、排気ディフューザ３１を流動する排気ガスと伝熱管７１の内部を流動する冷却媒体との間で熱交換を行われることとなり、排気ガスの熱を効率的に回収できる。
　このように実施例２のタービン排気構造にあっては、円筒形状をなして燃焼ガス通路Ａを構成するタービン車室２６が設けられ、このタービン車室２６に円筒形状をなして排気ガス通路Ｂを構成する排気ディフューザ３１が連結されて構成され、この排気ディフューザ３１に圧力損失体としての伝熱管７１を設けている。
　従って、排気ディフューザ３１に伝熱管７１を設けることで、燃焼ガス通路Ａにて、燃焼ガスから動力が回収されて排気ディフューザ３１の排気ガス通路Ｂに流動した排気ガスは、伝熱管７１によりその流れが整流されて均一化され、排気ディフューザ３１の壁面近傍における排気ガスの流れの剥離が生じにくくなることから、ここでの圧力回復量が増加し、効率的な排気ガスの圧力回復を行うことで、タービン効率を向上して性能向上を可能とすることができる。この場合、伝熱管７１は、排気ディフューザ３１を流動する排気ガスと内部を流動する冷却媒体との間で熱交換を行うことができることから、排気ガスの熱を回収して有効利用を図ることができる。
　なお、上述した各実施例では、排気ディフューザ３１に圧力損失体６１，６４，６５，７１を設け、排気ディフューザ３１における径方向の外側及び内側の圧力損失を中間側の圧力損失よりも小さく設定したが、排気ディフューザ３１における径方向の外側の圧力損失だけ、または、内側の圧力損失だけを中間側の圧力損失よりも小さく設定してもよい。また、圧力損失体６１，６４，６５，７１をストラット４８より排気ガスの流動方向の下流側に配置したが、排気ディフューザ３１を流れる排気ガスが壁面から剥離する領域に設けることが望ましく、排気ディフューザ３１の形状により、ストラット４８の近傍、または、ストラット４８より上流側に配置してもよい。
　１１　圧縮機
　１２　燃焼器
　１３　タービン
　２６　タービン車室（ケーシング）
　２７　静翼体
　２８　動翼体
　２９　排気車室
　３０　排気室
　３１　排気ディフューザ
　３２　ロータ
　４５　外側ディフューザ
　４６　内側ディフューザ
　４８　ストラット（支持構造体）
　６１，６４，６５　圧力損失体
　６２　リング
　６３　スポーク
　７１　伝熱管（圧力損失体）
　Ａ　燃焼ガス通路
　Ｂ　排気ガス通路

Claims (6)

  1. 　円筒形状をなして燃焼ガス通路を構成するケーシングが設けられ、前記ケーシングに円筒形状をなして排気ガス通路を構成する排気ディフューザが連結されるタービン排気構造において、
    　前記排気ディフューザに圧力損失体が設けられる、
    　ことを特徴とするタービン排気構造。
  2. 　前記圧力損失体は、前記排気ディフューザにおける排気ガス通路に配置される多孔部材を有することを特徴とする請求項１に記載のタービン排気構造。
  3. 　前記圧力損失体は、排気ガスと内部を流動する熱交換媒体との間で熱交換を行う伝熱管を有することを特徴とする請求項１に記載のタービン排気構造。
  4. 　前記圧力損失体は、前記排気ディフューザにおける径方向の外側及び内側のうちの少なくともいずれか一方の圧力損失が、径方向の中間側の圧力損失よりも小さく設定されることを特徴とする請求項１から３のいずれか一つに記載のタービン排気構造。
  5. 　前記排気ディフューザを径方向に貫通する支持構造体が設けられ、前記圧力損失体は、前記支持構造体より排気ガスの流動方向の下流側に配置されることを特徴とする請求項１から４のいずれか一つに記載のタービン排気構造。
  6. 　圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、
    　前記タービンは、円筒形状をなすケーシング内に静翼体と動翼体が燃焼ガスの流動方向に沿って交互に配置され、前記ケーシングに円筒形状をなす排気ディフューザが連結されて構成され、
    　前記排気ディフューザに圧力損失体が設けられる、
    　ことを特徴とするガスタービン。
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