WO2013039095A1 - ガスタービン - Google Patents

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康朗 坂元
敬介 松山
敬三 塚越
由里　雅則
岸田　宏明
鳥井　俊介
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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 comprising: a plurality of combustors that mix and burn fuel with compressed air to generate combustion gas; and a turbine having a rotor that is rotated by the combustion gas from the plurality of combustors.
  • a gas turbine comprising: a plurality of combustors that mix and burn fuel with compressed air to generate combustion gas; and a turbine having a rotor that is rotated by the combustion gas from the plurality of combustors.
  • a combustor tail tube This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2011-203016 filed in Japan on September 16, 2011, the contents of which are incorporated herein by reference.
  • the gas turbine includes a compressor that takes in outside air to generate compressed air, a plurality of combustors that generate combustion gas by mixing fuel with the compressed air, and a rotor that is rotated by the combustion gas from the plurality of combustors. Having a turbine.
  • the plurality of combustors are annularly arranged around the rotor.
  • Each combustor has a tail tube that delivers combustion gas to the gas inlet of the turbine.
  • the dimension in the axial direction between the downstream end of the transition piece and the upstream end of the first stage stationary blade, the upstream end of the first stage stationary blade and the rotor are the center. Large pressure fluctuations are suppressed by limiting the circumferential dimension and the like between the centers of adjacent transition pieces in the circumferential direction to a specific range.
  • Patent Document 1 can surely suppress a large pressure fluctuation in the downstream portion of the transition piece. However, it is desired to further suppress the pressure fluctuation in the downstream portion of the transition piece and further increase the gas turbine efficiency.
  • the present invention has an object to provide a gas turbine capable of further suppressing gas pressure fluctuation in the downstream portion of the combustor tail pipe and further improving gas turbine efficiency in order to meet such a demand.
  • a gas turbine includes: A plurality of combustors that mix combustion with compressed air to generate combustion gas, and a turbine that has a rotor that is rotated by the combustion gas from the plurality of combustors, and the plurality of combustors include: In a gas turbine having a tail tube arranged annularly around a rotor and sending combustion gas to a gas inlet of the turbine, a downstream portion of the tail tube of the combustor is configured and opposed to each other in the circumferential direction of the rotor Among the pair of side walls, the inner surface of at least one of the side walls gradually approaches the tail cylinder of another combustor adjacent to the downstream side of the tail cylinder toward the downstream side in the axial direction of the tail cylinder. It has an inclined surface that is inclined to the point.
  • the inner surface of the side wall on the downstream side of the transition piece forms an inclined surface until reaching the downstream end of the transition piece, the flows along the inner surface of the side wall of the transition piece adjacent to each other are Since it joins at an angle to the downstream side of the downstream end face of the cylinder, it is possible to suppress the formation of a Karman vortex street on the downstream side of the downstream end face of the tail cylinder, and to suppress the pressure fluctuation in the downstream part of the tail cylinder.
  • the turbine includes a plurality of first stage stationary vanes arranged in an annular shape around the rotor and along the gas inlet.
  • the chord direction in which the chord extends is inclined with respect to the circumferential direction, and in the circumferential direction, downstream of the first stage stationary blade with respect to the upstream end of the first stage stationary blade.
  • the at least one side wall of the tail tube may be a blade inclination side wall of the pair of side walls facing each other in the circumferential direction of the tail tube. Good.
  • the inner surface of only the blade inclined side wall is an inclined surface
  • the direction of the combustion gas guided by this inclined surface and the first stage stationary blade The direction of the flow of the introduced combustion gas becomes substantially the same, and the flow of the combustion gas from the transition piece to the first stage stationary blade becomes smooth.
  • the chord is a line segment connecting the upstream end and the downstream end of the stationary blade.
  • both the inner surfaces of the pair of side walls facing each other in the circumferential direction of the transition piece may form the inclined surface.
  • the upstream end to the downstream end of the inclined surface may be 1 or more and 8 or less.
  • the inclined surface may include at least part of a curved surface that approaches the axis of the tail tube and bulges toward the downstream side.
  • a ratio between the number of the combustors and the number of the first stage stationary blades is an odd number of 2: 3 or more, and a plurality of the first turbines Based on the pitch dimension P of the first stage vane, the circumference from the intermediate point between the tail cylinder of the combustor and the tail cylinder of the other combustor to the upstream end of the first stage vane closest in the circumferential direction.
  • the ratio S / P of the dimension S in the direction may be 0.05 or less, between 0.2 and 0.55, or between 0.7 and 1.0.
  • one of the first stage stationary blades exists relatively close in the circumferential direction to each downstream end of the transition piece connected from each of the inner surfaces of the pair of side walls of the transition piece of any combustor. Therefore, the presence of this first stage stationary blade can suppress the pressure fluctuation on the downstream side of each transition piece.
  • the first stage stationary blades are arranged from the downstream end of the transition piece on the basis of the pitch dimension P of the plurality of first stage stationary blades.
  • the ratio L / P of the dimension L in the axial direction to the upstream end may be 0.2 or less.
  • the first stage stationary blades are relatively close to the downstream end of the tail cylinder in the axial direction of the tail cylinder, the presence of the first stage stationary blades causes each tail Pressure fluctuation on the downstream side of the cylinder can be suppressed.
  • the gas turbine efficiency can be increased.
  • FIG. 5C shows a case where the circumferential ratio is 35%
  • FIG. 4D shows a case where the circumferential ratio is 47.5%.
  • the gas turbine As shown in FIG. 1, the gas turbine according to the present embodiment generates a combustion gas by combusting a compressor 1 that compresses outside air to generate compressed air and fuel from a fuel supply source mixed with the compressed air.
  • a plurality of combustors 10 and a turbine 2 driven by combustion gas are provided.
  • the turbine 2 includes a casing 3 and a turbine rotor 5 that rotates in the casing 3.
  • the turbine rotor 5 includes a rotor main body 6 configured by laminating a plurality of rotor disks, and a plurality of moving blades 7 extending in a radial direction from the rotor disks for each of the plurality of rotor disks. That is, the turbine rotor 5 has a multistage rotor blade configuration.
  • a generator (not shown) that generates electricity by rotation of the turbine rotor 5 is connected to the turbine rotor 5.
  • a plurality of stationary blades 4 extending from the inner peripheral surface of the casing 3 in a direction approaching the rotor body 6 are fixed to the upstream side of the moving blades 7 of each stage.
  • the plurality of combustors 10 are fixed to the casing 3 at equal intervals in the circumferential direction around the rotation axis Ar of the turbine rotor 5.
  • the combustor 10 includes a tail cylinder 20 that sends high-temperature and high-pressure combustion gas G from a gas inlet 9 of the turbine 2 into the gas flow path 8 of the turbine 2, and fuel and fuel in the tail cylinder 20. And a fuel supplier 11 for supplying the compressed air Air.
  • the moving blade 7 and the stationary blade 4 of the turbine 2 are arranged in the gas flow path 8.
  • the fuel supplier 11 supplies pilot fuel X into the tail cylinder 20, premixes the pilot burner 12 that forms a diffusion flame in the tail cylinder 20, the main fuel Y, and the compressed air Air, and performs premixing.
  • a plurality of main nozzles 13 that supply gas as a gas into the transition piece 20 and form a premixed flame in the transition piece 20 are provided.
  • the transition piece 20 has a cylindrical shape, and is provided on a body 21 through which combustion gas G flows on the inner peripheral side and a downstream end portion of the body 21. And an outlet flange 31 that spreads away from the head.
  • the cross-sectional shape of the downstream side of the fuselage 21 is rectangular, and the fuselage 21 has a pair of side walls 22 facing each other in the circumferential direction C around the rotation axis Ar of the turbine rotor 5 at the downstream part thereof. A pair of side walls 23 facing each other in the radial direction about the rotation axis Ar.
  • the outlet flange 31 provided at the downstream end of the body 21 includes a flange main body 32 that extends from the downstream end of the body 21 in a direction away from the axis Ac of the tail cylinder 20, and this flange. And an opposing portion 33 extending from the outer edge of the main body portion 32 toward the upstream side.
  • the downstream end surface of the flange main body portion 32 forms the downstream end surface 20ea of the transition piece 20.
  • a seal member 35 is provided between the facing portion 33 and the facing portion 33 of the transition piece 20 of the combustor 10 adjacent in the circumferential direction C to seal between the transition pieces of the adjacent combustors 10. ing.
  • the downstream portion of the body 21, that is, the side walls 22 and 23 and the flange main body 32 at the downstream portion of the body 21 are formed as an integrally molded product.
  • the inner surfaces 24 of the pair of side walls 22 facing each other in the circumferential direction C gradually approach the tail cylinder 20 of another combustor 10 adjacent to the downstream side in the axis Ac direction of the tail cylinder 20.
  • An inclined surface 25 that is inclined to reach the downstream end 20e of the transition piece 20 is formed. That is, the downstream end of the inclined surface 25 is the downstream end 20 e of the tail cylinder 20.
  • the combustion gas G flowing toward the downstream side in the transition piece 20 tends to flow in the direction along the inner surface 24 of the side wall 22 even after flowing out of the transition piece 20, so that the downstream end face 20 ea of the flange main body portion 32 A Karman vortex street may be formed downstream.
  • the inner surface 24 of the side wall 22 at the downstream portion of the transition piece 20 forms an inclined surface 25
  • the angle formed by the downstream end surface 20 ea of the flange body portion 32 with respect to the inner surface 24 of the side wall 22 is the inner surface. 24 becomes smaller than the case where the inclined surface 25 is not formed. Therefore, in the present embodiment, Karman vortex streets can be prevented from being formed on the downstream side of the downstream end face 20ea of the flange main body 32, and pressure fluctuations in the downstream portion of the tail cylinder 20 can be suppressed.
  • the pressure fluctuation width ⁇ P in the downstream portion of the combustor 10 becomes small. This is because when the slope ratio A / B is less than 1 and greater than 8, the slope is too steep or too slow, so that the effect as the slope 25 cannot be sufficiently obtained. Furthermore, it was also found that the pressure fluctuation width ⁇ P becomes extremely small when the inclination ratio A / B of the inclined surface 25 is 2 or more and 6 or less. Note that, as the flow velocity of the combustion gas G flowing in the transition piece 20 increases, the pressure fluctuation range ⁇ P also increases. However, the relationship between the inclination rate A / B of the inclined surface 25 and the pressure fluctuation range ⁇ P is as follows. This is basically the same even if the flow velocity of the combustion gas G flowing through 20 changes.
  • the preferable range Ra of the inclination rate A / B of the inclined surface 25 is 1 or more and 8 or less, and the more preferable range Rb is 2 or more and 6 or less.
  • the ratio between the number Nc of the combustors 10 and the number Ns of the first stage stationary blades 4a is 2: 3, and the inclination rate A / B of the inclined surface 25 of the tail cylinder 20 is 2.75. went. Further, this simulation is based on the pitch dimension P, and the ratio L / P of the dimension L in the axis Ac direction from the downstream end 20e of the transition piece 20 to the upstream end 4s of the first stage stationary blade 4a (hereinafter referred to as the axis line). The direction ratio L / P) was 12%.
  • the pressure fluctuation range ⁇ P is increased when the circumferential ratio S / P is 10%.
  • the inclination rate A / B of the inclined surface 25 is 2.75 which is in a more preferable range Rb (2 or more and 6 or less), the case where the inclined surface 25 is not formed or the like. Is smaller than the pressure fluctuation range ⁇ P.
  • the pressure fluctuation width ⁇ P decreases rapidly as the circumferential ratio S / P becomes 20%, and when the circumferential ratio S / P becomes 22.5%, the unsteady pressure fluctuation is almost not. I can no longer see it.
  • FIG. 7B when the circumferential ratio S / P is 22.5%, the transition piece 20 of the specific combustor 10a and another combustor adjacent to this on one side in the circumferential direction C.
  • almost no steady pressure fluctuation was observed.
  • the pressure fluctuation width ⁇ P suddenly decreased when the circumferential ratio S / P reached 70%, and almost no unsteady pressure fluctuation was observed when the circumferential ratio S / P reached 72.5%. Thereafter, almost no unsteady pressure fluctuation is observed until the circumferential ratio S / P reaches 100%.
  • the ratio between the number Nc of the combustors 10 and the number Ns of the first stage stationary blades 4a is 1: a natural number, the ratio between the transition piece 20 of each combustor 10 and the other transition piece 20 adjacent to it. Since the upstream end 4s of the first stage stationary blade 4a can be disposed directly below, the unsteady pressure fluctuation can be almost eliminated by arranging the first stage stationary blade 4a in this way.
  • the inclined surface 25 of the above embodiment is entirely flat from the upstream end 25s to the downstream end 20e.
  • the inclined surface 25 does not need to be entirely flat, and may include a curved surface at least partially. Good.
  • the curved surfaces are curved surfaces 26a, 26b, and 26c that are close to the axis Ac of the tail cylinder 20 and smoothly swell toward the downstream side.
  • the curved surface 26 a is in a boundary region between the inclined surface 25 and the downstream end surface 20 ea of the flange main body 32, that is, the downstream end of the curved surface 26 a is the downstream end 20 e of the inclined surface 25.
  • the curved surface 26 b has the upstream end of the curved surface 26 b coincident with the upstream end 25 s of the inclined surface 25.
  • the entire inclined surface 25 is a curved surface 26c.
  • the inner surfaces 24 of the pair of side walls 22 facing each other in the circumferential direction C form the inclined surface 25, but only one of the inner surfaces 24 forms the inclined surface 25.
  • the pressure fluctuation in the downstream portion of the transition piece 20 can be suppressed.
  • the side where the downstream end 4e of the first stage stationary blade 4a exists with respect to the upstream end 4s of the first stage stationary blade 4a is the blade inclined side Ca.
  • the inner surface 24 of the side wall 22 (22b in the case of FIG. 10) on the blade inclination side Ca forms an inclined surface 25.

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Abstract

　本発明のガスタービンは、燃焼器の尾筒の下流部で、タービンロータの周方向で互いに対向する一対の側壁の内面は、尾筒の軸線方向の下流側に向うに連れて、次第に隣接する他の燃焼器の尾筒に近づく向きに、尾筒の下流端に至るまで傾斜している傾斜面を成している。

Description

ガスタービン
　本発明は、燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器と、複数の燃焼器からの燃焼ガスにより回転するロータを有するタービンと、を備えているガスタービンに関し、特に、燃焼器の尾筒に関する。
　本願は、２０１１年９月１６日に、日本に出願された特願２０１１－２０３０１６号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　ガスタービンは、外気を取り込んで圧縮空気を生成する圧縮機と、燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器と、複数の燃焼器からの燃焼ガスにより回転するロータを有するタービンと、を備えている。複数の燃焼器は、ロータを中心として環状に配置されている。各燃焼器は、タービンのガス入口に燃焼ガスを送る尾筒を有している。
　燃焼ガスは、燃焼器の尾筒から流出すると、タービンのガス入口からタービンの燃焼ガス流路内に入り込む。この際、燃焼ガスは、尾筒から流出した直後に、その流れの中にカルマン渦列が形成され、このカルマン渦列を振動源とする非定常圧力変動が音響固有値に共振し、大きな圧力変動が生じて、運転負荷になる場合がある。
　そこで、以下の特許文献１に記載の技術では、尾筒の下流端と第一段静翼の上流端との間の軸線方向における寸法や、第一段静翼の上流端とロータを中心とした周方向で隣接する尾筒間の中心との間の周方向の寸法等を特定の範囲に限定することで、大きな圧力変動を抑えている。
日本国特開２００９－１９７６５０号公報
　上記特許文献１に記載の技術は、確かに、尾筒の下流側部分における大きな圧力変動を抑えることができる。しかしながら、尾筒の下流側部分における圧力変動をより抑え、よりガスタービン効率を高めることが望まれている。
　そこで、本発明は、このような要望に応えるべく、燃焼器の尾筒の下流側部分における圧力変動をより抑え、よりガスタービン効率を高めることができるガスタービンを提供することを目的とする。
　（１）本発明の第一の態様に係るガスタービンは、
　燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器と、複数の前記燃焼器からの燃焼ガスにより回転するロータを有するタービンと、を備え、複数の前記燃焼器は、前記ロータを中心として環状に配置され、前記タービンのガス入口に燃焼ガスを送る尾筒を有するガスタービンにおいて、前記燃焼器の前記尾筒の下流部を構成し、前記ロータの周方向で互いに対向する一対の側壁のうち、少なくとも一方の側壁の内面は、前記尾筒の軸線方向の下流側に向うに連れて、次第に隣接する他の燃焼器の尾筒に近づく向きに、前記尾筒の下流端に至るまで傾斜している傾斜面を成している。
　尾筒内を下流側に向って流れる燃焼ガスは、尾筒内から流出した後も尾筒の側壁内面に沿った方向に流れようとするため、尾筒の下流端面の下流側にカルマン渦列が形成されることがある。
　当該ガスタービンでは、尾筒の下流側の側壁内面が尾筒の下流端に至るまで傾斜面を成しているため、互いに隣接し合う燃焼器の尾筒の側壁内面に沿う流れ同士が、尾筒の下流端面の下流側に角度をもって合流するので、尾筒の下流端面の下流側にカルマン渦列が形成されるのを抑制でき、尾筒の下流側部分の圧力変動を抑えることができる。
　（２）上記（１）のガスタービンにおいて、前記タービンは、前記タービンは、前記ロータを中心として環状に且つ前記ガス入口に沿って配置された複数の第一段静翼を有し、前記第一段静翼は、翼弦が伸びる翼弦方向が前記周方向に対して傾斜しており、前記周方向で、前記第一段静翼の上流端に対して該第一段静翼の下流端が存在する側を翼傾斜側とした場合、前記尾筒の前記少なくとも一方の側壁は、前記尾筒における周方向で互いに対向する一対の前記側壁のうちの翼傾斜側の側壁であってもよい。
　尾筒における周方向で互いに対向する一対の側壁のうちの翼傾斜側の側壁のみの内面が傾斜面である場合、この傾斜面により導かれる燃焼ガスの流れの向きと、第一段静翼により導かれる燃焼ガスの流れの向きとがほぼ同じなり、尾筒から第一段静翼への燃焼ガスの流れがスムーズになる。このため、翼傾斜側の側壁のみの内面が傾斜面であっても、尾筒の下流側部分の圧力変動を効果的に抑えることができる。なお、翼弦とは、静翼の上流端と下流端とを結んだ線分である。
　（３）上記（１）のガスタービンにおいて、前記尾筒における周方向で互いに対向する一対の前記側壁の両方の前記内面が前記傾斜面を成してもよい。
　当該ガスタービンでは、尾筒の一対の側壁の内面のそれぞれから連なる尾筒の各下流端面の下流側にカルマン渦列が形成されるのを抑制できる。
　（４）上記（１）から（３）のいずれかのガスタービンにおいて、前記傾斜面の上流端から下流端までの周方向の寸法Ｂを基準として、前記傾斜面の前記上流端から前記下流端までの軸線方向の寸法Ａの割合Ａ／Ｂは、１以上で８以下であってもよい。
　（５）上記（１）から（４）のいずれかのガスタービンにおいて、前記傾斜面は、前記尾筒の軸線に近づき且つ下流側に向う側に膨らんだ曲面を少なくとも一部に含んでもよい。
　（６）上記（１）から（５）のいずれかのガスタービンにおいて、前記燃焼器の数と前記第一段静翼の数との比が２：３以上の奇数であり、複数の前記第一段静翼のピッチ寸法Ｐを基準にして、前記燃焼器の前記尾筒と前記他の燃焼器の尾筒との中間地点から周方向で最も近い第一段静翼の上流端までの周方向の寸法Ｓの割合Ｓ／Ｐは、０．０５以下、０．２から０．５５の間、または０．７から１．０の間であってもよい。
　当該ガスタービンでは、いずれの燃焼器の尾筒の一対の側壁の内面のそれぞれから連なる尾筒の各下流端に対しても、いずれかの第１段静翼が周方向において比較的近くに存在することになるため、この第一段静翼の存在により、各尾筒の下流側における圧力変動を抑えることができる。
　（７）上記（１）から（６）のいずれかのガスタービンにおいて、複数の前記第一段静翼のピッチ寸法Ｐを基準にして、前記尾筒の下流端から前記第一段静翼の上流端までの前記軸線方向の寸法Ｌの割合Ｌ／Ｐが０．２以下であってもよい。
　当該ガスタービンでは、尾筒の下流端に対して、第一段静翼が尾筒の軸線方向において比較的に近くに存在することになるため、この第一段静翼の存在により、各尾筒の下流側における圧力変動を抑えることができる。
　本発明では、尾筒の下流端面の下流側にカルマン渦列が形成されるのを抑制でき、尾筒の下流側部分の圧力変動を抑えることができる。このため、本発明によれば、ガスタービン効率を高めることがでる。
本発明に係る一実施形態におけるガスタービンの要部を切り欠いた全体側面図である。 本発明に係る一実施形態におけるガスタービンの燃焼器周りの断面図である。 本発明に係る一実施形態における尾筒の斜視図である。 本発明に係る一実施形態における尾筒の下流側の断面図である。 本発明に係る一実施形態における傾斜面の傾斜率と圧力変動幅との関係を示すグラフである。 本発明に係る一実施形態における尾筒と第一段静翼との位置関係を示す説明図である。 本発明に係る一実施形態における尾筒の下流側の圧力変動を示す説明図で、同図（ａ）は周方向割合が１０％の場合を示し、同図（ｂ）は周方向割合が２２．５％の場合を示し、同図（ｃ）は周方向割合が３５％の場合を示し、同図（ｄ）は周方向割合が４７．５％の場合を示す。 本発明に係る一実施形態の尾筒の下流側の圧力変動幅と周方向割合との関係を示すグラフである。 本発明に係る一実施形態の傾斜面の変形例を示すための尾筒の下流側の断面図であり、同図（ａ）は傾斜面の第一変形例を示し、同図（ｂ）は傾斜面の第二変形例を示す。 本発明に係る一実施形態の変形例における尾筒の傾斜面と第１段静翼との位置関係を示す説明図である。
　以下、本発明に係るガスタービンの一実施形態について、図面を参照して詳細に説明する。
　本実施形態のガスタービンは、図１に示すように、外気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機１と、燃料供給源からの燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器１０と、燃焼ガスにより駆動するタービン２と、を備えている。
　タービン２は、ケーシング３と、このケーシング３内で回転するタービンロータ５とを備えている。タービンロータ５は、複数のロータディスクが積層されて構成されているロータ本体６と、複数のロータディスク毎にそのロータディスクから放射方向に延びる複数の動翼７と、を有している。すなわち、このタービンロータ５は、多段動翼構成である。
　このタービンロータ５には、例えば、このタービンロータ５の回転で発電する発電機（図示されていない）が接続されている。また、ケーシング３には、各段の動翼７の各上流側に、その内周面からロータ本体６に近づく方向に延びる複数の静翼４が固定されている。
　複数の燃焼器１０は、タービンロータ５の回転軸線Ａｒを中心として、周方向に互いに等間隔でケーシング３に固定されている。
　燃焼器１０は、図２に示すように、高温・高圧の燃焼ガスＧをタービン２のガス入口９からタービン２のガス流路８内に送る尾筒２０と、この尾筒２０内に燃料及び圧縮空気Ａｉｒを供給する燃料供給器１１と、を備えている。タービン２の動翼７及び静翼４は、このガス流路８中に配置されている。燃料供給器１１は、パイロット燃料Ｘを尾筒２０内に供給して、この尾筒２０内に拡散火炎を形成するパイロットバーナ１２と、メイン燃料Ｙ及び圧縮空気Ａｉｒを予混合して、予混合気体として尾筒２０内に供給し、この尾筒２０内に予混合火炎を形成する複数のメインノズル１３と、を備えている。
　尾筒２０は、図２及び図３に示すように、筒状を成し、内周側に燃焼ガスＧが流れる胴体２１と、胴体２１の下流端部に設けられ、尾筒２０の軸線Ａｃから遠ざかる向きに広がる出口フランジ３１とを有している。
　胴体２１の下流側の断面形状は長方形状を成し、この胴体２１は、その下流部に、タービンロータ５の回転軸線Ａｒを中心とした周方向Ｃで互いに対向する一対の側壁２２と、この回転軸線Ａｒを中心とした放射方向で互いに対向する一対の側壁２３と、を有している。
　図４に示すように、胴体２１の下流端部に設けられている出口フランジ３１は、胴体２１の下流端から尾筒２０の軸線Ａｃに対して遠ざかる向きに広がるフランジ本体部３２と、このフランジ本体部３２の外縁から上流側に向って延びる対向部３３と、を有している。このフランジ本体部３２の下流端面は、尾筒２０の下流端面２０ｅａを成している。また、この対向部３３と、周方向Ｃで隣接する燃焼器１０の尾筒２０の対向部３３との間には、隣接する燃焼器１０の尾筒相互間をシールするシール部材３５が設けられている。なお、本実施形態では、胴体２１の下流側の部分、つまり胴体２１の下流部の側壁２２，２３とフランジ本体部３２とは、一体成形品で形成されている。
　周方向Ｃで互いに対向する一対の側壁２２のそれぞれの内面２４は、尾筒２０の軸線Ａｃ方向の下流側に向うに連れて、次第に隣接する他の燃焼器１０の尾筒２０に近づく向きに、尾筒２０の下流端２０ｅに至るまで傾斜している傾斜面２５を成している。すなわち、傾斜面２５の下流端は尾筒２０の下流端２０ｅである。
　尾筒２０内を下流側に向って流れる燃焼ガスＧは、尾筒２０内から流出した後も側壁２２の内面２４に沿った方向に流れようとするため、フランジ本体部３２の下流端面２０ｅａの下流側にカルマン渦列が形成されることがある。
　本実施形態では、尾筒２０の下流部の側壁２２の内面２４が傾斜面２５を成しているため、側壁２２の内面２４に対してフランジ本体部３２の下流端面２０ｅａの成す角度が、内面２４が傾斜面２５を成さない場合より小さくなる。よって、本実施形態では、フランジ本体部３２の下流端面２０ｅａの下流側にカルマン渦列が形成されるのを抑制でき、尾筒２０の下流側部分の圧力変動を抑えることができる。
　ここで、この傾斜面２５の傾斜率を変えた際の尾筒２０の下流側部分の圧力変動幅についてシミュレートしたので、このシミュレート結果について説明する。なお、このシミュレートでは、図４に示すように、傾斜面２５の上流端２５ｓから下流端２０ｅ（＝尾筒２０の下流端）までの周方向Ｃの寸法Ｂを基準として、上流端２５ｓから下流端２０ｅまでの軸線Ａｃ方向の寸法Ａの割合Ａ／Ｂを、傾斜面２５の傾斜率と定義している。
　このシミュレートの結果、図５に示すように、傾斜率Ａ／Ｂが１以上で８以下であるとき、燃焼器１０の下流側部分の圧力変動幅ΔＰが小さくなることが分かった。これは、傾斜率Ａ／Ｂが１未満のとき、及び８より大きいときには、傾斜が急すぎる又は緩すぎるため、傾斜面２５としての効果を十分に得ることができないためである。さらに、傾斜面２５の傾斜率Ａ／Ｂが２以上で６以下であると、圧力変動幅ΔＰが極めて小さくなることも分かった。なお、尾筒２０内を流れる燃焼ガスＧの流速が高くなるに連れて、圧力変動幅ΔＰも大きくなるが、傾斜面２５の傾斜率Ａ／Ｂと圧力変動幅ΔＰとの関係は、尾筒２０内を流れる燃焼ガスＧの流速が変化しても基本的に同じである。
　このため、傾斜面２５の傾斜率Ａ／Ｂの好ましい範囲Ｒａは、１以上で８以下であり、より好ましい範囲Ｒｂは、２以上で６以下であると言える。
　さらに、ここでは、尾筒２０と第一段静翼４ａとの相対位置を変えた際の燃焼器１０の下流側部分での圧力変動幅についてもシミュレートしたので、このシミュレート結果についても説明する。具体的に、図６に示すように、複数の第一段静翼４ａの周方向Ｃのピッチ寸法Ｐを基準にして、特定の燃焼器１０ａの尾筒２０とこれに周方向Ｃの一方の側に隣接する他の燃焼器１０ｂの尾筒２０との中間地点Ｍから周方向Ｃの一方の側で最も近い第一段静翼４ａの上流端４ｓまでの周方向Ｃの寸法Ｓの割合Ｓ／Ｐ（以下、周方向割合Ｓ／Ｐとする）と圧力変動幅ΔＰとの関係についてシミュレートした。
　なお、このシミュレートは、燃焼器１０の数Ｎｃと第一段静翼４ａの数Ｎｓとの比が２：３で、尾筒２０の傾斜面２５の傾斜率Ａ／Ｂが２．７５で行った。さらに、このシミュレートは、ピッチ寸法Ｐを基準にして、尾筒２０の下流端２０ｅから第一段静翼４ａの上流端４ｓまでの軸線Ａｃ方向の寸法Ｌの割合Ｌ／Ｐ（以下、軸線方向割合Ｌ／Ｐとする）を１２％で行った。
　図８に示すように、軸線方向割合Ｌ／Ｐが１２％の場合、周方向割合Ｓ／Ｐが０％～５％では非定常圧力変動はほとんどなかった。しかしながら、周方向割合Ｓ／Ｐが５％を越えると、大きな圧力変動幅ΔＰが見られ始め、周方向割合Ｓ／Ｐが１０％になると、圧力変動幅ΔＰがより大きくなった。
　図７（ａ）に示すように、周方向割合Ｓ／Ｐが１０％の場合、特定の燃焼器１０ａの尾筒２０とこれに周方向Ｃの一方の側に隣接する他の燃焼器１０ｂの尾筒２０との間の下流側では、非定常圧力変動がみられないものの、特定の燃焼器１０ａの尾筒２０とこれに周方向Ｃの他方の側に隣接する他の燃焼器１０ｃの尾筒２０との間の下流側では、カルマン渦列Ｖが発生し、比較的大きな非定常圧力変動が生じた。これは、特定の燃焼器１０ａの尾筒２０とこれに周方向Ｃの他方の側に隣接する他の燃焼器１０ｃの尾筒２０との間から、周方向Ｃで最も近い第一段静翼４ａの上流端４ｓまでの周方向Ｃの寸法が大きくなっているためである、と考えられる。なお、図７中の細線は、等静圧線を示している。
　よって、周方向割合Ｓ／Ｐが１０％になると、圧力変動幅ΔＰが大きくなったと考えられる。但し、このシミュレートでは、傾斜面２５の傾斜率Ａ／Ｂは、より好ましい範囲Ｒｂ（２以上で６以下）内である２．７５であるから、傾斜面２５が形成されていない場合等よりも、圧力変動幅ΔＰより小さい。
　圧力変動幅ΔＰは、周方向割合Ｓ／Ｐが２０％になると、図８に示すように、急激に小さくなり、周方向割合Ｓ／Ｐが２２.５％になると、非定常圧力変動はほとんど見られなくなった。図７（ｂ）に示すように、周方向割合Ｓ／Ｐが２２.５％の場合、特定の燃焼器１０ａの尾筒２０とこれに周方向Ｃの一方の側に隣接する他の燃焼器１０ｂの尾筒２０との間の下流側、及び特定の燃焼器１０ａの尾筒２０とこれに周方向Ｃの他方の側に隣接する他の燃焼器１０ｃの尾筒２０との間の下流側でも、非定常圧力変動はほとんど見られなくなった。
　非定常圧力変動は、図７（ｃ）及び図７（ｄ）に示すように、周方向割合Ｓ／Ｐが３５％、４７．５％でも、ほとんど見られなかった。しかし、図８に示すように、周方向割合Ｓ／Ｐが５５％を越えると、再び、大きな圧力変動幅ΔＰが見られ始め、周方向割合Ｓ／Ｐが６０％になると、圧力変動幅ΔＰがより大きくなった。これは、特定の燃焼器１０ａの尾筒２０とこれに周方向Ｃの一方の側に隣接する他の燃焼器１０ｂの尾筒２０との間から、周方向Ｃで最も近い第一段静翼４ａの上流端４ｓまでの周方向Ｃの寸法が大きくなっているためである、と考えられる。すなわち、周方向割合Ｓ／Ｐが６０％のときには、周方向割合Ｓ／Ｐが１０％のときと、基本的に同様の理由で同様の現象が生じている、と考えられる。
　この圧力変動幅ΔＰは、周方向割合Ｓ／Ｐが７０％になると、急激に小さくなり、周方向割合Ｓ／Ｐが７２．５％になると、非定常圧力変動がほとんど見らなくなった。以降、周方向割合Ｓ／Ｐが１００％になるまで、非定常圧力変動はほとんど見なれない。
　以上のように、周方向割合Ｓ／Ｐが０％～５％、２０％～５５％、７０％～１００％では、非定常圧力変動がほとんどみられず、尾筒２０の下流側部分の圧力変動幅ΔＰが非常に小さくなることが分かった。すなわち、周方向割合Ｓ／Ｐで好ましい範囲Ｒｃは、０％～５％、２０％～５５％、７０％～１００％であることが分かった。
　さらに、ここで、軸線方向割合Ｌ／Ｐを変えて、以上と同様に、周方向割合Ｓ／Ｐと圧力変動幅ΔＰとの関係についてシミュレートした。
　図８に示すように、軸線方向割合Ｌ／Ｐが１８％のとき、２０％のとき、２７％のときでも、周方向割合Ｓ／Ｐの変化に対する圧力変動幅ΔＰの変化は、前述の軸線方向割合Ｌ／Ｐが１２％のときと同様の傾向が見られた。すなわち、前述の軸線方向割合Ｌ／Ｐが１２％のときと同様、周方向割合Ｓ／Ｐが０％～５％、２０％～５５％、７０％～１００％の場合、周方向割合Ｓ／Ｐが５％～２０％、５５％～７０％の場合と比べて、燃焼器１０の下流側部分の圧力変動幅ΔＰが相対的に小さくなることが分かった。
　しかしながら、軸線方向割合Ｌ／Ｐが１８％及び２０％のとき、周方向割合Ｓ／Ｐが０％～５％、２０％～５５％、７０％～１００％の場合、前述の軸線方向割合Ｌ／Ｐが１２％のときと同様、非定常圧力変動がほとんど見られず、圧力変動幅ΔＰの絶対値が小さいものの、軸線方向割合Ｌ／Ｐが２７％のときでは、周方向割合Ｓ／Ｐが０％～５％、２０％～５５％、７０％～１００％の場合でも、圧力変動幅ΔＰの絶対値が大きくなることが分かった。
　すなわち、軸線方向割合Ｌ／Ｐは２０％以下にすることで、圧力変動幅ΔＰが小さくなることが分かった。
　また、以上のシミュレーション結果は、燃焼器１０の数Ｎｃと第一段静翼４ａの数Ｎｓとの比が２：３の場合のものであるが、Ｎｃ：Ｎｓ＝２：５、Ｎｃ：Ｎｓ＝２：７、Ｎｃ：Ｎｓ＝２：９以上の場合でも、尾筒２０と第一段静翼４ａとの相対位置と尾筒２０の下流側部分での圧力変動幅ΔＰとの関係は、以上と同様の結果が得られると考えられる。但し、燃焼器１０の数Ｎｃに対して第一段静翼４ａの数Ｎｓが多くなるほど、周方向割合Ｓ／Ｐや軸線方向割合Ｌ／Ｐがいずれの値でも、圧力変動幅ΔＰが大きくなる際の圧力変動幅ΔＰの絶対値は小さくなり、第一段静翼４ａの数Ｎｓがより多くなれば、周方向割合Ｓ／Ｐや軸線方向割合Ｌ／Ｐがいずれの値でも、非定常圧力変動がほとんど見られなくなると考えられる。
　なお、燃焼器１０の数Ｎｃと第一段静翼４ａの数Ｎｓとの比が１：自然数のときには、各燃焼器１０の尾筒２０と、それに隣接する他の尾筒２０との間の直下に第一段静翼４ａの上流端４ｓを配置することができるため、このように第一段静翼４ａを配置することで、非定常圧力変動をほとんどなくすことができる。
　次に、尾筒２０の傾斜面２５の各種変形例について説明する。
　以上の実施形態の傾斜面２５は、その上流端２５ｓから下流端２０ｅまでの全体が平面であるが、この傾斜面２５は、全体が平面である必要はなく、少なくとも一部に曲面を含んでもよい。
　この曲面は、具体的に、図９に示すように、尾筒２０の軸線Ａｃに近づき且つ下流側に向う側に滑らかに膨らんだ曲面２６ａ，２６ｂ，２６ｃである。例えば、曲面２６ａは、図９（ａ）に示すように、傾斜面２５とフランジ本体部３２の下流端面２０ｅａとの境界領域に、つまり、この曲面２６ａの下流端が傾斜面２５の下流端２０ｅと一致する。また、曲面２６ｂは、この曲面２６ｂの上流端が傾斜面２５の上流端２５ｓと一致する。また、図９（ｂ）に示すように、傾斜面２５の全体が曲面２６ｃである。
　このように、傾斜面２５の少なくとも一部に曲面を採用すると、燃焼ガスＧの流れの向きが急激に変化する箇所がなくなるため、尾筒２０の下流端面２０ｅａの下流側にカルマン渦列が形成されるのをより抑制でき、尾筒２０の下流側部分の圧力変動をより効果的に抑えることができる。このため、傾斜面２５の少なくとも一部に曲面を採用した場合、傾斜面２５の傾斜率Ａ／Ｂの好ましい範囲Ｒａは、以上で説明した１以上で８以下よりも広がる。
　また、以上の実施形態では、周方向Ｃで互いに対向する一対の側壁２２のそれぞれの内面２４が傾斜面２５を成しているが、いずれか一方の内面２４のみが傾斜面２５を成しても、尾筒２０の下流側部分の圧力変動を抑えることができる。この場合、図１０に示すように、周方向Ｃにおいて、第一段静翼４ａの上流端４ｓに対して第一段静翼４ａの下流端４ｅが存在する側を翼傾斜側Ｃａとした場合、周方向Ｃで互いに対向する一対の側壁２２（図１０の場合では２２ａ及び２２ｂ）のうちの翼傾斜側Ｃａの側壁２２（図１０の場合では２２ｂ）の内面２４が傾斜面２５を成していることが好ましい。これは、傾斜面２５により導かれる燃焼ガスＧの流れの向きと、第一段静翼４ａの上流端４ｓと下流端４ｅとを繋ぐ線分である翼弦の方向、つまり第一段静翼４ａにより導かれる燃焼ガスＧの流れの向きとがほぼ同じなり、尾筒２０から第一段静翼４ａへの燃焼ガスＧの流れがスムーズになり、尾筒２０の下流側部分の圧力変動を効果的に抑えることができるからである。
　なお、以上のように、周方向Ｃで互いに対向する一対の側壁２２のうち、いずれか一方の側壁２２（図１０の場合では２２ａまたは２２ｂ）の内面２４のみが傾斜面２５を成していても、尾筒２０と第一段静翼４ａとの相対位置と、尾筒２０の下流側部分での圧力変動幅ΔＰとの関係は、以上のシミュレート結果と基本的に同様である。
　１：圧縮機、２：タービン、３：ケーシング、４：静翼、４ａ：第一段静翼、４ｓ：（静翼の）上流端、４ｅ：（静翼の）下流端、５：タービンロータ、６：ロータ本体、７：動翼、８：ガス流路、９：ガス入口、１０：燃焼器、２０：尾筒、２０ｅ：（尾筒のｏｒ傾斜面の）下流端、２０ｅａ：（尾筒のｏｒフランジ本体部の）下流端面、２１：胴体、２２，２２ａ，２２ｂ，２３：側壁、２４：内面、２５：傾斜面、２５ｓ：（傾斜面の）上流端、２６ａ，２６ｂ，２６ｃ：曲面

Claims (7)

  1. 　燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器と、複数の前記燃焼器からの燃焼ガスにより回転するロータを有するタービンと、を備え、
    　複数の前記燃焼器は、前記ロータを中心として環状に配置され、前記タービンのガス入口に燃焼ガスを送る尾筒を有するガスタービンにおいて、
    　前記燃焼器の前記尾筒の下流部において、前記ロータの周方向で互いに対向する一対の側壁のうち、少なくとも一方の側壁の内面は、前記尾筒の軸線方向の下流側に向うに連れて、次第に隣接する他の燃焼器の尾筒に近づく向きに、前記尾筒の下流端に至るまで傾斜している傾斜面を成している、ガスタービン。
  2. 　請求項１に記載のガスタービンにおいて、
    　前記タービンは、前記ロータを中心として環状に且つ前記ガス入口に沿って配置された複数の第一段静翼を有し、前記第一段静翼は、翼弦が伸びる翼弦方向が前記周方向に対して傾斜しており、
    　前記周方向で、前記第一段静翼の上流端に対して該第一段静翼の下流端が存在する側を翼傾斜側とした場合、前記尾筒の前記少なくとも一方の側壁は、前記尾筒における周方向で互いに対向する一対の前記側壁のうちの翼傾斜側の側壁である、ガスタービン。
  3. 　請求項１に記載のガスタービンにおいて、
    　前記尾筒における周方向で互いに対向する一対の前記側壁の両方の前記内面が前記傾斜面を成している、ガスタービン。
  4. 　請求項１から３のいずれか一項に記載のガスタービンにおいて、
    　前記傾斜面の上流端から下流端までの周方向の寸法Ｂを基準として、前記傾斜面の前記上流端から前記下流端までの軸線方向の寸法Ａの割合Ａ／Ｂは、１以上で８以下である、ガスタービン。
  5. 　請求項１から４のいずれか一項に記載のガスタービンにおいて、
    　前記傾斜面は、前記尾筒の軸線に近づき且つ下流側に向う側に膨らんだ曲面を少なくとも一部に含む、ガスタービン。
  6. 　請求項１から５のいずれか一項に記載のガスタービンにおいて、
    　前記燃焼器の数と前記第一段静翼の数との比が２：３以上の奇数であり、
    　複数の前記第一段静翼のピッチ寸法Ｐを基準にして、前記燃焼器の前記尾筒と前記他の燃焼器の尾筒との中間地点から周方向で最も近い第一段静翼の上流端までの周方向の寸法Ｓの割合Ｓ／Ｐは、０．０５以下、０．２から０．５５の間、または０．７から１．０の間である、ガスタービン。
  7. 　請求項１から６のいずれか一項に記載のガスタービンにおいて、
    　複数の前記第一段静翼のピッチ寸法Ｐを基準にして、前記尾筒の下流端から前記第一段静翼の上流端までの前記軸線方向の寸法Ｌの割合Ｌ／Ｐが０．２以下である、ガスタービン。
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US20130236301A1 (en) * 2012-03-09 2013-09-12 General Electric Company Apparatus And System For Directing Hot Gas
DE112015003797B4 (de) 2014-08-19 2022-08-18 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gasturbine
EP3124749B1 (en) * 2015-07-28 2018-12-19 Ansaldo Energia Switzerland AG First stage turbine vane arrangement
JP6934350B2 (ja) * 2017-08-03 2021-09-15 三菱パワー株式会社 ガスタービン
JP7348784B2 (ja) * 2019-09-13 2023-09-21 三菱重工業株式会社 出口シール、出口シールセット、及びガスタービン
CN114234233B (zh) * 2021-11-30 2023-04-07 中国航发湖南动力机械研究所 一种蒸发管及燃烧室

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3609968A (en) * 1970-04-29 1971-10-05 Westinghouse Electric Corp Self-adjusting seal structure
JPS58208519A (ja) * 1982-05-31 1983-12-05 Hitachi Ltd 燃焼器トランジシヨンピ−ス取付構造
JPS62121835A (ja) * 1985-11-21 1987-06-03 Agency Of Ind Science & Technol 高温空冷ガスタ−ビン
JP2001289003A (ja) * 2000-04-04 2001-10-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの冷却構造
JP2004116992A (ja) * 2002-09-26 2004-04-15 General Electric Co <Ge> 動的に切り離された缶型燃焼器
JP2006052910A (ja) * 2004-08-13 2006-02-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器尾筒とタービン入口との連通構造
JP2008111652A (ja) * 2006-09-21 2008-05-15 Siemens Power Generation Inc 第１段の接線方向転位を可能にするタービンエンジン用燃焼移行ダクト
JP2009197650A (ja) 2008-02-20 2009-09-03 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
US20100037619A1 (en) * 2008-08-12 2010-02-18 Richard Charron Canted outlet for transition in a gas turbine engine
JP2010117124A (ja) * 2008-11-12 2010-05-27 General Electric Co <Ge> ガスタービンにおける統合型燃焼器−第１段ノズル並びに関連する方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2743579A (en) * 1950-11-02 1956-05-01 Gen Motors Corp Gas turbine engine with turbine nozzle cooled by combustion chamber jacket air
US3018624A (en) * 1954-03-02 1962-01-30 Bristol Siddeley Engines Ltd Flame tubes for use in combustion systems of gas turbine engines
DE69523545T2 (de) * 1994-12-20 2002-05-29 Gen Electric Verstärkungrahmen für Gasturbinenbrennkammerendstück
US6572330B2 (en) * 2001-03-29 2003-06-03 General Electric Company Methods and apparatus for preferential placement of turbine nozzles and shrouds based on inlet conditions
US8001787B2 (en) * 2007-02-27 2011-08-23 Siemens Energy, Inc. Transition support system for combustion transition ducts for turbine engines
US8065881B2 (en) * 2008-08-12 2011-11-29 Siemens Energy, Inc. Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine
JP5479058B2 (ja) * 2009-12-07 2014-04-23 三菱重工業株式会社 燃焼器とタービン部との連通構造、および、ガスタービン

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3609968A (en) * 1970-04-29 1971-10-05 Westinghouse Electric Corp Self-adjusting seal structure
JPS58208519A (ja) * 1982-05-31 1983-12-05 Hitachi Ltd 燃焼器トランジシヨンピ−ス取付構造
JPS62121835A (ja) * 1985-11-21 1987-06-03 Agency Of Ind Science & Technol 高温空冷ガスタ−ビン
JP2001289003A (ja) * 2000-04-04 2001-10-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの冷却構造
JP2004116992A (ja) * 2002-09-26 2004-04-15 General Electric Co <Ge> 動的に切り離された缶型燃焼器
JP2006052910A (ja) * 2004-08-13 2006-02-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器尾筒とタービン入口との連通構造
JP2008111652A (ja) * 2006-09-21 2008-05-15 Siemens Power Generation Inc 第１段の接線方向転位を可能にするタービンエンジン用燃焼移行ダクト
JP2009197650A (ja) 2008-02-20 2009-09-03 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
US20100037619A1 (en) * 2008-08-12 2010-02-18 Richard Charron Canted outlet for transition in a gas turbine engine
JP2010117124A (ja) * 2008-11-12 2010-05-27 General Electric Co <Ge> ガスタービンにおける統合型燃焼器−第１段ノズル並びに関連する方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP2752622A4 *

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