WO2015056656A1 - ガスタービン - Google Patents

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WO2015056656A1
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橋本　真也
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三菱日立パワーシステムズ株式会社
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    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit

Definitions

  • the present invention relates to, for example, a gas turbine that supplies fuel to and combusts compressed high-temperature high-pressure air and supplies generated combustion gas to the turbine to obtain rotational power.
  • a typical gas turbine is composed of a compressor, a combustor and a turbine.
  • the compressor compresses the air taken in from the air intake into high temperature / high pressure compressed air.
  • the combustor supplies a fuel to the compressed air and burns it to obtain a high temperature and high pressure combustion gas.
  • the turbine is driven by the combustion gas to drive a coaxially coupled generator.
  • the compressor in this gas turbine is configured by alternately arranging a plurality of stator blades and blades in the vehicle compartment along the air flow direction, and the air taken in from the air intake port is a plurality of static It becomes compressed air of high temperature and high pressure by being compressed passing through the wings and blades.
  • a gas turbine there is, for example, one described in Patent Document 1 below.
  • each moving blade rotates at high speed, and the tip extends radially outward, while the air passage (blade ring) on the vehicle compartment side Shrinks inward by being cooled by the low temperature air taken in.
  • the gap between the tip of the moving blade and the inner wall surface of the blade ring forming the air passage is temporarily reduced.
  • each moving blade and blade ring are stretched by being heated by the high temperature and high pressure compressed air.
  • the gap between the tip of the blade and the inner wall surface of the blade ring is increased.
  • Patent Document 1 does not take that into consideration.
  • This invention solves the subject mentioned above, and it aims at providing the gas turbine which aims at the improvement of performance by making the clearance gap between a casing and a moving blade into a proper quantity.
  • a gas turbine according to the present invention includes a compressor for compressing air, a combustor for mixing and burning compressed air compressed by the compressor and fuel, and a combustion generated by the combustor.
  • the compressor has a casing forming an air passage in a ring shape around the rotary axis.
  • a plurality of blades are fixed to the outer peripheral portion of the rotation shaft at predetermined intervals in the axial direction and arranged in the air passage, and a plurality of blades are fixed to the casing between the plurality of blades and the air
  • a plurality of stationary vanes disposed in the passage, a blade ring provided opposite to the radially outer side of the plurality of moving vanes and having a cooling air flow passage formed therein, and the compressor compressed Part of compressed air in front It has a first cooling air supply path for supplying a cooling air flow path, and a second cooling air supply path for supplying a cooling air of the cooling air flow path to a cooling unit of the turbine.
  • a portion of the compressed air is extracted from the compressor, and the extracted compressed air is cooled by the cooler and supplied to the cooling air flow path of the casing by the first cooling air supply path, and by the second cooling air supply path It is supplied to the cooling unit of the turbine. Therefore, by cooling the outside of the plurality of moving blade bodies in the casing by the cooling air, this portion does not receive a large amount of heat from the compressed air and is not significantly displaced, and compression is performed using the gap between the casing and the moving blades as an appropriate amount. It is possible to suppress the deterioration of the compression performance in the aircraft and improve the performance of the gas turbine.
  • the blade ring portion is supported from the blade ring portion via a support portion of the blade ring portion projecting radially inward, and is provided with a heat shield ring forming a ring around the rotation axis.
  • the heat shield ring is characterized by having a ridge portion for supporting the stator vane body via the outer shroud of the stator vane body.
  • the heat input from the air passage side to the blade ring portion is significantly reduced, and the temperature rise of the blade ring can be suppressed.
  • the cooling air flow passage has a plurality of manifolds arranged at predetermined intervals in the flow direction of air in the air passage, and a connection passage connecting the plurality of manifolds in series. It is characterized by
  • the outer portions of the plurality of moving blade bodies in the casing can be efficiently cooled.
  • the plurality of manifolds are a first manifold to which a first cooling air supply path is connected, a second manifold disposed upstream of a flow direction of air in the air passage, and the air And a third manifold disposed downstream of the flow direction of air in the passage and connected to the second cooling air supply passage, the connection passage connecting the first manifold and the second manifold It is characterized in that it has a first connection passage and a second connection passage connecting the second manifold and the third manifold.
  • the cooling air supplied to the first manifold by the first cooling air supply path is supplied to the second manifold through the second connection passage, and is supplied to the third manifold through the second connection passage, and the second cooling air supply path
  • the cooling air supplied to the first manifold by the first cooling air supply path is supplied to the second manifold through the second connection passage, and is supplied to the third manifold through the second connection passage, and the second cooling air supply path
  • the casing has a cylindrical shape to form the air passage and has a blade ring portion for supporting the outer peripheral portion of the plurality of vanes, and the cooling air flow passage It is characterized in that it is formed as a cavity in the wing ring.
  • the cooling air flow path can be easily formed by providing the blade ring portion at a position where the plurality of moving blades in the casing face each other and forming the cooling air flow path as a hollow portion in the blade ring portion. .
  • the heat shield ring is characterized by being divided into a plurality of circumferentially provided clearances.
  • the heat shield ring is divided into a plurality of parts by providing a fixed gap in the circumferential direction, the radial displacement of the heat shield ring is suppressed, and the radial displacement of the blade ring portion is not affected.
  • the heat shield ring has a ring shape around the rotation axis, and is downstream of the plurality of moving blade bodies and the plurality of stationary blade bodies in the flow direction of the compressed air in the air passage. It is characterized in that it is fixed to the inner circumferential portion of the wing ring portion.
  • the heat insulation ring can effectively shut off the heat input from the compressed air having passed through the blade and stator to the blade ring.
  • the cooling air flow path is provided to face the outside of the plurality of moving blade bodies in the casing, the outside of the plurality of moving blade bodies in the casing is cooled by the cooling air and greatly displaced Instead, the reduction in the compression performance of the compressor can be suppressed by making the gap between the casing and the moving blade an appropriate amount, and the performance of the gas turbine can be improved.
  • the heat shield ring is disposed on the inner circumferential side of the blade ring portion to reduce the heat input from the air passage side, it is possible to suppress the temperature rise of the cooling air supplied to the turbine cooling portion. Can prevent the performance of the
  • FIG. 1 is a cross-sectional view showing the vicinity of a combustor in a gas turbine of the present embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view showing the vicinity of a blade ring portion of a compressor.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along the line III-III of FIG. 2 showing a cross section of the blade ring.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view showing the vicinity of the heat shield ring.
  • FIG. 5 is a graph showing the behavior of the clearances of the components of the compressor during hot start of the gas turbine.
  • FIG. 6 is a graph showing the behavior of the clearances of the components of the compressor during cold start of the gas turbine.
  • FIG. 7 is a schematic diagram showing the entire configuration of a gas turbine.
  • FIG. 7 is a schematic view showing the entire configuration of the gas turbine of the present embodiment.
  • the gas turbine of this embodiment is comprised by the compressor 11, the combustor 12, and the turbine 13 as shown in FIG.
  • a generator (not shown) is coaxially connected to the gas turbine so that power can be generated.
  • the compressor 11 has an air inlet 20 for taking in air, and an inlet guide vane (IGV: Inlet Guide Vane) 22 is disposed in the compressor casing 21, and a plurality of stationary blades 23 and a plurality of moving blades 24 are alternately arranged in the flow direction of air (the axial direction of the rotor 32 described later), and a bleed chamber 25 is provided on the outside thereof.
  • the compressor 11 compresses the air taken in from the air inlet 20 to generate high-temperature high-pressure compressed air, which is supplied to the casing 14.
  • the combustor 12 is supplied with the high-temperature high-pressure compressed air and the fuel which are compressed by the compressor 11 and stored in the casing 14 and burns to generate a combustion gas.
  • a plurality of stationary blades 27 and a plurality of moving blades 28 are alternately arranged in the flow direction of the combustion gas (the axial direction of the rotor 32 described later) in the turbine casing 26.
  • the exhaust chamber 30 is disposed downstream of the turbine casing 26 via the exhaust casing 29, and the exhaust chamber 30 has an exhaust diffuser 31 connected to the turbine 13. The turbine is driven by the combustion gas from the combustor 12 to drive a coaxially coupled generator.
  • a rotor (rotational shaft) 32 is disposed in the compressor 11, the combustor 12 and the turbine 13 so as to penetrate the central portion of the exhaust chamber 30.
  • An end of the rotor 32 on the compressor 11 side is rotatably supported by the bearing 33, and an end on the exhaust chamber 30 is rotatably supported by the bearing 34.
  • a plurality of disks mounted with the moving blades 24 are stacked and fixed by the compressor 11. Further, in the turbine 13, a plurality of disks mounted with the respective moving blades 28 are stacked and fixed, and a drive shaft of a generator is connected to an end on the exhaust chamber 30 side.
  • the compressor casing 21 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 20 in the compressor 11 is compressed by passing through the inlet guide vanes 22, the plurality of stationary vanes 23 and the moving vanes 24 to become high temperature / high pressure compressed air. .
  • a predetermined fuel is supplied to the compressed air and burns.
  • the high temperature / high pressure combustion gas generated in the combustor 12 drives and rotates the rotor 32 by passing through the plurality of stationary blades 27 and the moving blades 28 in the turbine 13, and is connected to the rotor 32.
  • the combustion gas is released into the atmosphere after kinetic energy is converted into pressure by the exhaust diffuser 31 of the exhaust chamber 30 and decelerated.
  • the clearance between the tip of each moving blade 24 in the compressor 11 and the compressor casing 21 is a clearance (clearance) considering heat expansion of the moving vane 24 and the compressor casing 21 and the like.
  • the compression efficiency by the compressor 11 is reduced, and from the viewpoint of the reduction of the performance of the gas turbine itself, the gap between the tip of each moving blade 24 in the compressor 11 and the compressor casing 21 side can be It is desirable to have a small gap.
  • the initial gap between the tip of the moving blade 24 and the compressor casing 21 side is enlarged, and the tip of the moving blade 24 in steady operation is properly cooled by appropriately cooling the compressor casing 21 side.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view showing the vicinity of a combustor in the gas turbine of the present embodiment
  • FIG. 2 is a cross-sectional view showing the vicinity of a blade ring of a compressor
  • the casing of the present invention is constituted by a compressor casing 21 and a blade ring portion 41.
  • the compressor casing 21 having a cylindrical shape around the rotation axis C of the rotor 32 has a cylindrical blade ring portion 41 fixed to the inside thereof, so that the bleed air is extracted between the compressor casing 21 and the blade ring portion 41.
  • a chamber 25 is formed.
  • the rotor 32 (see FIG. 7) has a plurality of disks 43 integrally connected to the outer peripheral portion, and is rotatably supported by the compressor casing 21 by the bearing 33 (see FIG. 7).
  • the plurality of stator vanes 45 and the plurality of buckets 46 are alternately disposed inside the blade ring 41 along the flow direction of the compressed air A.
  • the stator blade 45 has a plurality of stator blades 23 arranged at equal intervals in the circumferential direction, and the base end on the rotor 32 side is fixed to the inner shroud 47 having a ring shape, and the tip end on the blade ring 41 is a ring It is configured to be fixed to the outer shroud 48 having a shape.
  • the vane body 45 is supported by the wing ring 41 via the outer shroud 48.
  • a plurality of moving blades 24 are arranged at equal intervals in the circumferential direction, the base end portion of the moving blade body 46 is fixed to the outer peripheral portion of the disk 43, and the tip end portion faces the inner peripheral surface on the blade ring portion 41 side. It is arranged. In this case, a predetermined clearance (clearance) is secured between the tip of each moving blade 24 and the inner circumferential surface of the blade ring 41.
  • a ring-shaped air passage 49 is formed between the blade ring 41 and the inner shroud 47, and a plurality of stator blades 45 and a plurality of moving blades 46 are compressed in the air passage 49. They are alternately arranged along the flow direction of the air A.
  • the combustors 12 are disposed at predetermined intervals along the circumferential direction outside the rotor 32 and supported by the turbine casing 26.
  • the combustor 12 supplies fuel to the high-temperature high-pressure compressed air A compressed by the compressor 11 and sent from the air passage 49 to the vehicle compartment 14 to burn the combustion gas (exhaust gas).
  • a gas passage 51 is formed by a turbine casing 26, and a plurality of stationary blade bodies 52 and a plurality of moving blade bodies 53 are alternately disposed along the flow direction of the exhaust gas G in the gas passage 51. It is done.
  • the stator blade 52 has a plurality of stator blades 27 arranged at equal intervals in the circumferential direction, the base end on the rotor 32 side is fixed to the inner shroud 54 having a ring shape, and the tip end on the turbine casing 26 is a ring It is fixed to an outer shroud 55 having a shape.
  • the outer shroud 55 of the stationary blade body 52 is supported by the blade ring 56 of the turbine casing 26.
  • a plurality of moving blades 28 are spaced apart in the circumferential direction, the base end portion of the moving blade body 53 is fixed to the outer peripheral portion of the disk 57 fixed to the rotor 32, and the tip end portion extends to the blade ring 56 side. It is put out and configured. In this case, a predetermined clearance (clearance) is secured between the tip of each moving blade 28 and the inner circumferential surface of the blade ring 56.
  • the compressor 11 faces the tips of the plurality of moving blade bodies 46 (moving blades 24) in the blade ring portion 41, and the inner peripheral surface side of the blade ring portion 41
  • the cooling air channel 61 is provided in the The cooling air flow passage 61 is formed as a cavity in the blade ring 41.
  • the cooling air flow path 61 includes a plurality of (three in the present embodiment) manifolds 62, 63, 64 arranged at predetermined intervals along the flow direction of the compressed air A in the air passage 49, and the plurality And connecting passages 65 and 66 connecting the manifolds 62, 63 and 64 in series.
  • the first manifold 62 formed at the middle position of the flow direction of the compressed air A of the air passage 49 in the blade ring portion 41 as the cooling air flow passage 61 and the compression of the air passage 49 in the blade ring portion 41
  • a second manifold 63 is disposed on the upstream side in the flow direction of the air A
  • a third manifold 64 is disposed on the downstream side in the flow direction of the compressed air A of the air passage 49 in the blade ring 41.
  • the first manifold 62 and the second manifold 63 are connected by the first connection passage 65
  • the second manifold 63 and the third manifold 64 are connected by the second connection passage 66.
  • each of the manifolds 62, 63, 64 is formed as a hollow portion in a ring shape around the rotation axis C of the rotor 32 in the blade ring portion 41.
  • a plurality of first connection passages 65 for connecting the first manifold 62 and the second manifold 63 are formed at predetermined intervals in the circumferential direction on the outer peripheral side of the blade ring portion 41.
  • a plurality of second connection passages 66 for connecting the second manifold 63 and the third manifold 64 are formed at predetermined intervals in the circumferential direction on the inner peripheral side of the first connection passage 65 of the blade ring portion 41.
  • the first connection passage 65 and the second connection passage 66 are disposed in a staggered manner in the circumferential direction, but may be disposed at the same position in the circumferential direction.
  • the compressor 11 extracts a part of the compressed air A from the compartment 14, and supplies the first cooling air supply path 71 to the cooling air channel 61, and A cooler 72 for cooling the compressed air in the first cooling air supply path 71 and a second cooling air supply path 73 for supplying the cooling air in the cooling air flow path 61 to the cooling portion of the turbine 13 are provided.
  • a base end portion of the first cooling air supply path 71 is connected to the casing 14, and a tip end portion is connected to the first manifold 62 of the cooling air flow path 61.
  • the cooler 72 is provided in the first cooling air supply path 71 and can cool part of the compressed air A.
  • the second cooling air supply path 73 is connected at its proximal end to the third manifold 64 and at its distal end to the cooling unit of the turbine 13.
  • the cooling portion of the turbine 13 is, for example, the moving blade 28 of the turbine 13, a cooling passage is formed from the disk 57 toward the moving blade 28, and the compressed air A obtained by cooling the blade ring portion 41 is The cooling passage can be supplied from the third manifold 64 by the second cooling air supply passage 73.
  • FIG. 4 shows, as an example, the heat shield rings 82 and 83 arranged in a plurality of rows so as to face the axial position of the vanes 45 and the blade 46 arranged in a plurality of rows in the axial direction. There is.
  • the flow direction of the compressed air A is indicated by an arrow.
  • the following structure of the heat shield ring will be described centering on the heat shield ring 83.
  • a support portion 41 a which protrudes inward in the radial direction and is formed in a ring shape around the rotation axis C is formed on the radially inner circumferential side of the blade ring portion 41.
  • An upstream edge 41 c and a downstream edge 41 d are formed at the radially inner end of the support 41 a so as to project upstream and downstream in the flow direction of the compressed air A, and the outer shroud 48 of each vane body 45 is formed. It is arranged to face each other.
  • blade ring grooves 41b formed so as to be recessed outward in the radial direction are formed.
  • heat shield rings 82 and 83 which are formed in a ring shape around the rotation axis C and divided into a plurality of pieces in the circumferential direction, are disposed with a predetermined gap.
  • a heat shield ring 83a that is formed at the inner end in the radial direction and protrudes to the upstream side and the downstream side in the axial direction is disposed.
  • a fixing portion 83b which is disposed radially outward of the heat shield ring 83a and protrudes to the downstream side in the axial direction, and in the fixing portion radially outside of the fixing portion 83b Sidewall projections 83c are formed parallel to each other and project axially downstream. Furthermore, a lower groove 83e is formed between the heat shield ring 83a and the fixing portion 83b so as to be recessed toward the upstream side in the axial direction, and a space between the side wall protrusion 83c and the fixing portion 83b is formed. An upper groove 83f is formed so as to be recessed in the axial upstream direction and disposed in parallel to the lower groove 83e.
  • an upper protruding portion 83 d protruding outward in the radial direction is disposed around the rotation axis C at the axially upstream end of the radially outer peripheral surface of the heat shield ring 83 facing the inner peripheral surface of the blade ring groove 41. Is formed in a ring shape.
  • the heat shield ring 82 also has a similar shape.
  • a shroud collar portion 48a that protrudes to the upstream side and the downstream side in the axial direction is formed.
  • the upstream edge portion 41c of the support portion 41a is inserted into the upper groove 83f of the heat shield ring from the downstream side in the axial direction, and the upstream edge portion 41c of the support portion 41a And from the wing ring 41 via the side wall projection 83c and the fixing portion 83b.
  • the shroud ridge portion 48a of the vane body 45 is inserted into the lower groove 83e of the heat shield ring 83 from the downstream side to the upstream side in the axial direction, and the vane body 45 has the shroud ridge portion 48a and the thermal shield ring It is supported from the heat shield ring 83 via the collar part 83a and the fixing part 83b.
  • the vane body 45 receives a reaction force in the direction from the downstream side to the upstream side in the axial direction (the direction from the right side to the left side on the paper surface of FIG. 4). Therefore, the outer shroud 48 of the vane body 45 contacts the lower groove 83e of the heat shield ring 83 via the upstream end of the shroud collar portion 48a, and presses the heat shield ring 83 axially upstream.
  • the shroud ridge portion 48a of the vane body 45 is inserted into the lower groove 83e formed between the fixing portion 83b and the heat shield ring portion 83a, and the radial movement of the vane body 45 is restrained.
  • the upstream edge 41c of the support portion 41a is inserted into the upper groove 83f formed between the fixing portion 83b and the side wall projection 83c, and the radial movement of the heat shield ring 83 is restrained.
  • the heat shield ring 83 contacts the radially outer peripheral surface of the upstream edge 41c of the support portion 41a via the radially inner inner peripheral surface of the side wall protrusion 83c on the downstream side in the axial direction Do. Further, on the upstream side in the axial direction, the upstream side wall 83g in the axial direction of the heat shield ring 83 contacts the downstream edge portion 41d of the support portion 41a. In addition, the upper protruding portion 83d of the heat shield ring 83 contacts the blade ring groove 41b on the outer side in the radial direction.
  • the heat shield ring is in contact with the blade ring portion only at the above three locations (upstream edge portion 41 c, downstream edge portion 41 d, and upper projecting portion 83 d). It does not contact the entire inner circumferential surface and the axially upstream or downstream inner wall of the blade ring groove 41b.
  • the outer shroud 48 of the vane body 45 contacts the heat shield ring 83 via a shroud collar 48 a extending to the upstream side and the downstream side of the outer shroud 48 and a heat shield ring 83 a of the heat shield ring 83. It does not directly contact the wing ring 41.
  • the above description has been made focusing on the heat shield ring 83, but the heat shield ring 82 also has a similar structure. Further, the reference numerals of the respective portions of the heat shield ring 82 may be replaced with, for example, the heat shield ring portion 83a of the heat shield ring 83 as the heat shield ring 82a.
  • heat transfer from the compressed air A flowing in the air passage 49 to the blade ring portion 41 will be described by taking the heat shield ring 82 as an example. As described above, the transfer of heat from the compressed air A flowing in the air passage 49 to the blade ring 41 is limited to the heat input from the contact portion with the heat shield ring 82.
  • the movement of heat from the air passage 49 shown in FIG. 4 is indicated by arrows F1, F2, F3, and F4.
  • the heat input to the wing ring portion 41 is the heat input F1 by the heat transfer from the surface facing the air passage 49 side of the inner circumferential surface of the heat shield ring 82 and the heat input F2 by the heat conduction from the stator blade 45 is there.
  • the heat shield ring 82 has been described as an example, but the same applies to other heat shield rings.
  • a portion of the compressed air A compressed by the compressor 11 is extracted from the compartment 14 and the cooler 72 provided in the first cooling air supply path 71 After being cooled, it is supplied to the cooling air channel 61. That is, in the blade ring portion 41, the low-temperature compressed air A is supplied to the first manifold 62, supplied to the second manifold 63 through the first connection passage 65, and supplied to the third manifold 64 through the second connection passage 66. . Therefore, the blade ring portion 41 is cooled by the cooling air circulated inside, and the temperature increase is suppressed.
  • the cooling air that has cooled the blade ring portion 41 is supplied from the third manifold 64 to the cooling portion of the turbine 13 through the second cooling air supply path 73.
  • the cooling air flow passage 61 when the passage cross sectional area of each connecting passage 65, 66 is smaller than the passage sectional area of the manifolds 62, 63, 64, when the cooling air passes through each connecting passage 65, 66 The flow velocity rises and the blade ring 41 is effectively cooled.
  • the blade ring portion 41 is provided with the heat shield rings 81, 82, 83, 84 on the air passage 49 side, the heat input from the high temperature / high pressure compressed air passing through the air passage 49 is significantly reduced. it can.
  • the heat shield rings 81, 82, 83, 84 are divided into a plurality of pieces in the circumferential direction, and are arranged in a ring shape around the rotation axis C with a fixed gap. Therefore, since a certain gap is provided in the circumferential direction, even if the heat shield rings 81, 82, 83, 84 extend in the circumferential direction due to the heat input from the air passage 49 side, the expansion margin in the circumferential direction is obtained. Is absorbed in the gap. Therefore, the radial outward displacement of the heat shield ring hardly occurs, and the radial displacement of the blade ring 41 is not affected.
  • FIG. 5 is a graph showing the behavior of the clearance of the components of the compressor during hot start of the gas turbine
  • FIG. 6 is a graph showing the behavior of the clearance of the components of the compressor during cold start of the gas turbine.
  • the combustor 12 is ignited before the rotational speed of the rotor 32 reaches the rated rotational speed, supplies fuel to the compressed air and burns to generate high temperature / high pressure combustion gas, and the turbine 13 generates combustion gas
  • the rotor 32 is driven to rotate by passing through the plurality of stationary blades 27 and moving blades 28. Therefore, at time t3, the load (output) increases at time t3, and reaches a rated load (rated output) at time t4, and is maintained constant.
  • the rotating blades 24 are displaced (stretched) radially outward by rotating at high speed, and then receive heat from high temperature / high pressure compressed air passing through the air passage 49. It is further displaced outward (stretched).
  • the blade ring portion 41 has a high temperature immediately after the stop, for a certain period of time immediately after the start of the gas turbine, low temperature bleed air is supplied from the compressor 11 to the blade ring portion 41 and is temporarily cooled. Therefore, the blade ring portion 41 temporarily displaces (contracts) radially inward, and thereafter, the temperature of the bleed air from the compressor 11 rises, and the cooling effect of the blade ring portion 41 by the bleed air becomes thin. , Displacing (stretching) outward again.
  • the blade ring portion 41 indicated by a dotted line in FIG. 5 is displaced inward by being cooled by low temperature air at time t2, so the tip of the moving blade and the blade ring portion The pinch point where the gap with the inner circumferential surface of the lens temporarily decreases greatly occurs. Thereafter, the blade ring portion is heated by the high temperature and high pressure compressed air and displaced (stretched) to the outside. Then, at time of rated operation after time t4, the blade ring portion is largely displaced to the outside, so the gap between the tip of the moving blade and the inner circumferential surface of the blade ring portion becomes larger than necessary.
  • the blade ring portion 41 indicated by a solid line in FIG. 5 is displaced inward by being cooled by low temperature air at time t2, but Since a large gap is maintained between the tip and the inner circumferential surface of the blade ring 41, the gap between the tip of the moving blade 24 and the inner circumferential surface of the blade ring 41 does not decrease as compared with the conventional structure. Then, at the rated operation after time t4, the blade ring portion 41 is cooled by the cooling air supplied to the cooling air flow passage 61, and the high temperature of the air passage 49 by the heat shield rings 81, 82, 83, 84. ⁇ Heat input from high pressure compressed air is suppressed. Therefore, although the blade ring portion 41 is slightly displaced outward, the gap between the tip of the moving blade 24 and the inner circumferential surface of the blade ring portion 41 does not become large as compared with the conventional structure.
  • the blade ring 41 is not displaced inward in the radial direction as compared with the time of hot start, so The possibility of occurrence of pinch points is low.
  • the gas turbine of the present embodiment includes the compressor 11, the combustor 12, and the turbine 13.
  • a compressor casing 21 forming an air passage 49 in a ring shape, a rotor 32 rotatably supported at the center of the compressor casing 21, and a predetermined interval in the axial direction of the outer periphery of the rotor 32 Between the plurality of rotor blades 46 and a plurality of stator vanes fixed to the compressor casing 21 and disposed in the air passage 49.
  • the first cooling air supply path 71 for supplying to the path 61, the cooler 72 for cooling the compressed air A of the first cooling air supply path 71, and the cooling air for the cooling air flow path 61 are supplied to the cooling unit of the turbine 13.
  • a second cooling air supply path 73 is provided.
  • the compressed air A compressed by the compressor 11 is cooled by the cooler 72 and then supplied to the cooling air channel 61, the inner circumferential surface of the compressor casing 21 located outside the air passage 49 is efficiently It can be cooled. Then, since the cooling air obtained by cooling the inner circumferential surface of the compressor casing 21 is supplied to the cooling unit of the turbine 13 and used, the cooling air can be used efficiently.
  • a plurality of manifolds 62, 63, 64 arranged at predetermined intervals in the flow direction of air in the air passage 49 and the respective manifolds 62, 63, 64 are provided as the cooling air flow path 61.
  • connection passages 65 and 66 connected in series. Therefore, by circulating cooling air between the manifolds 62, 63, 64 through the connecting passages 65, 66 in the compressor casing 21, the outer portions of the plurality of moving blades 46 in the compressor casing 21 can be obtained. It can cool efficiently.
  • a third manifold 64 is provided downstream of the flow direction of air and connected to the second cooling air supply path 73, and the first manifold 62 and the second manifold 63 are connected by the first connection passage 65, The second manifold 63 and the third manifold 64 are connected by the second connection passage 66.
  • the cooling air supplied to the first manifold 62 by the first cooling air supply path 71 is supplied to the second manifold 63 through the second connection passage 65, and is supplied to the third manifold 64 through the second connection passage 66. It will be discharged by the second cooling air supply path 73. Therefore, the cooling air flows in the blade ring portion 41 in the opposite direction to the compressed air A and then flows in the same direction as the compressed air A. By securing the passage of the cooling air for a long time, a plurality of components in the compressor casing 21 are obtained. The outer portion of the rotor blade 46 can be cooled efficiently.
  • a blade annular portion 41 having a cylindrical shape to form the air passage 49 and supporting the outer peripheral portion of the plurality of stator vanes 45 is provided as the compressor casing 21, a blade annular portion 41 having a cylindrical shape to form the air passage 49 and supporting the outer peripheral portion of the plurality of stator vanes 45 is provided. Is formed as a cavity in the wing ring 41. Therefore, it is sufficient to process only the blade ring portion 41 without affecting the configuration of the entire compressor casing 21, and the cooling air flow path 61 can be easily formed.
  • the heat shield rings 81, 82, 83, 84 having a structure in which the contact area with the blade ring groove is reduced are provided on the surface of the blade ring 41 facing the air passage 49 side. Therefore, when the high temperature / high pressure compressed air A passes through the air passage 49, the heat shield rings 81, 82, 83, 84 shut off the heat input from the compressed air A to the blade ring portion 41, whereby the blade ring portion The heat input to the blade can be greatly reduced, and the temperature rise of the blade ring can be suppressed, and the radial displacement of the blade ring can be suppressed.
  • the heat shield rings 81, 82, 83 are fixed to the inner peripheral portion of the blade ring portion 41 which has a ring shape and faces the outer peripheral side of the plurality of moving blade bodies 46. Therefore, heat input from the compressed air A to the inner circumferential surface of the blade ring 41 facing each moving blade 24 can be effectively blocked by the heat shield rings 81, 82, 83.
  • the heat shield ring 84 is fixed. Accordingly, the heat shield ring 84 can effectively block the heat input from the compressed air A having passed through the blade body 46 and the stator body 45 to the inner circumferential surface of the blade ring portion 41.
  • the present invention is limited thereto. It is not a thing. That is, the shape, number, formation position, etc. of the manifolds 62, 63, 64 may be appropriately set in accordance with the shape and position of the moving blade 24 and the blade ring portion 41.

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Abstract

　ガスタービンにおいて、圧縮機（１１）として、リング形状の空気通路（４９）を形成する圧縮機車室（２１）と、圧縮機車室（２１）の中心部に回転自在に支持されるロータ（３２）と、ロータ（３２）の外周部に軸方向に所定間隔をあけて複数固定されて空気通路（４９）に配置される動翼体（４６）と、各動翼体（４６）の間で圧縮機車室（２１）に複数固定されて空気通路（４９）に配置される複数の静翼体（４５）と、圧縮機車室（２１）における複数の動翼体（４６）の外側に対向して設けられる冷却空気流路（６１）と、圧縮空気（Ａ）の一部を冷却空気流路（６１）に供給する第１冷却空気供給経路（７１）と、第１冷却空気供給経路（７１）の圧縮空気を冷却する冷却器（７２）と、冷却空気流路（６１）の冷却空気をタービン（１３）の冷却部に供給する第２冷却空気供給経路（７３）とを設ける。

Description

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関するものである。
　一般的なガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンにより構成されている。圧縮機は、空気取入口から取り込まれた空気を圧縮することで高温・高圧の圧縮空気とする。燃焼器は、この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・高圧の燃焼ガスを得る。タービンは、この燃焼ガスにより駆動し、同軸上に連結された発電機を駆動する。
　このガスタービンにおける圧縮機は、車室内に複数の静翼と動翼が空気の流動方向ら沿って交互に配設されて構成されており、空気取入口から取り込まれた空気が、複数の静翼と動翼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。このような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。
米国特許第７４３４４０２号明細書
　上述した従来のガスタービンの圧縮機にて、例えば、ホット起動時、各動翼は、高速回転することで先端部が径方向における外側に伸張する一方、車室側における空気通路（翼環）は、取り込まれる低温の空気により冷却されることで内側に収縮する。このとき、動翼の先端と空気通路を構成する翼環の内壁面との隙間が一時的に減少する。その後、各動翼及び翼環は、高温・高圧の圧縮空気により加熱されることで伸張する。しかし、動翼と翼環とでは、熱容量が相違することから、動翼の先端と翼環の内壁面との隙間が増加する。そのため、ホット起動直後における動翼の先端と翼環の内壁面との隙間を所定隙間以上に確保する必要から、各動翼や空気通路（翼環）などが高温となった圧縮機の定常運転における動翼の先端と翼環の内壁面との隙間が必要以上大きくなってしまう。すると、圧縮機による圧縮効率が低下し、ガスタービン自体の性能が低下してしまうという問題がある。
　なお、上述した特許文献１に記載された圧縮機では、圧縮した熱流体を抽気し、この熱流体を翼環の流路に供給してタービンへ排気するようにしている。しかし、圧縮機から抽気した熱流体をそのまま翼環の流路に供給してもこの翼環を十分に冷却することは困難である。
　また、圧縮空気の高圧化、高温化の傾向に対して、動翼の先端と翼環の内壁面との隙間を低減する観点から、圧縮空気からの入熱を抑制することが必要であるが、特許文献１はその考慮がされていない。
　本発明は、上述した課題を解決するものであり、ケーシングと動翼との隙間を適正量として性能の向上を図る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ガスタービンは、空気を圧縮する圧縮機と、前記圧縮機が圧縮した圧縮空気と燃料を混合して燃焼する燃焼器と、前記燃焼器が生成した燃焼ガスにより回転動力を得るタービンと、前記空気により回転軸線を中心に回転する回転軸と、を有するガスタービンにおいて、前記圧縮機は、前記回転軸線回りにリング形状をなす空気通路を形成するケーシングと、前記回転軸の外周部に軸方向に所定間隔をあけて複数固定されて前記空気通路に配置される動翼体と、前記複数の動翼体の間で前記ケーシングに複数固定されて前記空気通路に配置される複数の静翼体と、前記複数の動翼体の径方向の外側に対向して設けられ、内部に冷却空気流路が形成された翼環と、前記圧縮機が圧縮した圧縮空気の一部を前記冷却空気流路に供給する第１冷却空気供給経路と、前記冷却空気流路の冷却空気を前記タービンの冷却部に供給する第２冷却空気供給経路と、を有することを特徴とするものである。
　従って、圧縮機から圧縮空気の一部が抽気され、抽気された圧縮空気が冷却器により冷却され、第１冷却空気供給経路によりケーシングの冷却空気流路に供給され、第２冷却空気供給経路によりタービンの冷却部に供給される。そのため、ケーシングにおける複数の動翼体の外側が冷却空気により冷却されることで、この部分が圧縮空気から熱を受けて大きく変位することはなく、ケーシングと動翼との隙間を適正量として圧縮機における圧縮性能の低下を抑制し、ガスタービンの性能を向上することができる。
　本発明のガスタービンでは、前記翼環部は、径方向内側に突出する前記翼環部の支持部を介して前記翼環部から支持され、回転軸線回りにリング状をなす遮熱環を備え、前記遮熱環は、前記静翼体の外側シュラウドを介して前記静翼体を支持する鍔部を有すること、を特徴とするものである。
　従って、空気通路側から翼環部への入熱が大幅に低減され、翼環の温度上昇が抑制できる。
　本発明のガスタービンでは、前記冷却空気流路は、前記空気通路における空気の流動方向に所定間隔をあけて配置される複数のマニホールドと、前記複数のマニホールドを直列に連結する連結通路とを有することを特徴としている。
　従って、ケーシング内にて、複数のマニホールドの間で冷却空気を連結通路を通して流通させることで、ケーシングにおける複数の動翼体の外側部分を効率良く冷却することができる。
　本発明のガスタービンでは、前記複数のマニホールドは、第１冷却空気供給経路が連結される第１マニホールドと、前記空気通路における空気の流動方向の上流側に配置される第２マニホールドと、前記空気通路における空気の流動方向の下流側に配置されて前記第２冷却空気供給経路が連結される第３マニホールドとを有し、前記連結通路は、前記第１マニホールドと前記第２マニホールドとを連結する第１連結通路と、前記第２マニホールドと前記第３マニホールドとを連結する第２連結通路とを有することを特徴としている。
　従って、第１冷却空気供給経路により第１マニホールドに供給された冷却空気は、第２連結通路を通して第２マニホールドに供給され、第２連結通路を通して第３マニホールドに供給され、第２冷却空気供給経路により排出されることとなり、冷却空気の通路を長く確保することで、ケーシングにおける複数の動翼体の外側部分を効率良く冷却することができる。
　本発明のガスタービンでは、前記ケーシングは、円筒形状をなして前記空気通路を形成すると共に前記複数の静翼体の外周部を支持する翼環部を有し、前記冷却空気流路は、前記翼環部内に空洞部として形成されることを特徴としている。
　従って、ケーシングにおける複数の動翼体が対向する位置に翼環部を設け、この翼環部に冷却空気流路を空洞部として形成することで、冷却空気流路を容易に形成することができる。
　本発明のガスタービンでは、前記遮熱環は、周方向に一定の隙間を設けて複数に分割されていることを特徴としている。
　従って、遮熱環は周方向に一定の隙間を設けて複数に分割されているので、遮熱環の径方向の変位が抑制され、翼環部の径方向の変位に影響しない。
　本発明のガスタービンでは、前記遮熱環は、前記回転軸線回りにリング形状をなして前記複数の動翼体及び前記複数の静翼体より前記空気通路における圧縮空気の流動方向の下流側における前記翼環部の内周部に固定されることを特徴としている。
　従って、断熱環により動翼体及び静翼体を通過した圧縮空気から翼環部への入熱を効果的に遮断することができる。
　本発明ガスタービンによれば、ケーシングにおける複数の動翼体の外側に対向して冷却空気流路を設けるので、ケーシングにおける複数の動翼体の外側が冷却空気により冷却されて大きく変位することはなく、ケーシングと動翼との隙間を適正量として圧縮機における圧縮性能の低下を抑制し、ガスタービンの性能を向上することができる。
　また、翼環部の内周側に遮熱環を配置して、空気通路側からの入熱を低減するので、タービン冷却部に供給される冷却空気の温度上昇を抑えることができ、ガスタービンの性能の低下を防止できる。
図１は、本実施形態のガスタービンにおける燃焼器の近傍を表す断面図である。 図２は、圧縮機の翼環部の近傍を表す断面図である。 図３は、翼環部の断面を表す図２のIII－III断面図である。 図４は、遮熱環の近傍を表す断面図である。 図５は、ガスタービンのホット起動時における圧縮機の構成部材の隙間の挙動を表すグラフである。 図６は、ガスタービンのコールド起動時における圧縮機の構成部材の隙間の挙動を表すグラフである。 図７は、ガスタービンの全体構成を表す概略図である。
　以下に添付図面を参照して、本発明に係るガスタービンの好適な実施形態を詳細に説明する。なお、この実施形態により本発明が限定されるものではなく、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせて構成するものも含むものである。
　図７は、本実施形態のガスタービンの全体構成を表す概略図である。
　本実施形態のガスタービンは、図７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。このガスタービンは、同軸上に図示しない発電機が連結され、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２０を有し、圧縮機車室２１内に入口案内翼（ＩＧＶ：Inlet　Guide　Vane）２２が配設されると共に、複数の静翼２３と複数の動翼２４が空気の流動方向（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。この圧縮機１１は、空気取入口２０から取り込まれた空気を圧縮することで高温・高圧の圧縮空気を生成し、車室１４に供給される。
　燃焼器１２は、圧縮機１１で圧縮され車室１４に溜められた高温・高圧の圧縮空気と燃が供給され、燃焼することで、燃焼ガスを生成する。タービン１３は、タービン車室２６内に複数の静翼２７と複数の動翼２８が燃焼ガスの流動方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されている。そして、このタービン車室２６は、下流側に排気車室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に連結する排気ディフューザ３１を有している。このタービンは、燃焼器１２からの燃焼ガスにより駆動し、同軸上に連結された発電機を駆動する。
　圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３は、排気室３０の中心部を貫通するようにロータ（回転軸）３２が配置されている。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と共に、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２４が装着されたディスクが複数重ねられて固定されている。また、タービン１３にて、各動翼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、排気室３０側の端部に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２１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にて、空気取入口２０から取り込まれた空気が、入口案内翼２２、複数の静翼２３と動翼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。タービンにて、燃焼器１２で生成された高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１３における複数の静翼２７と動翼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、燃焼ガスは、運動エネルギーが排気室３０の排気ディフューザ３１により圧力に変換されて減速されてから大気に放出される。
　このように構成されたガスタービンにて、圧縮機１１における各動翼２４の先端と圧縮機車室２１との隙間は、動翼２４や圧縮機車室２１などの熱延びを考慮した隙間（クリアランス）となっており、圧縮機１１による圧縮効率が低下、しいては、ガスタービン自体の性能の低下の観点から、圧縮機１１における各動翼２４の先端と圧縮機車室２１側との隙間をできるだけ小さい隙間にすることが望ましい。
　そこで、本実施形態では、動翼２４の先端と圧縮機車室２１側との初期隙間を大きくすると共に、圧縮機車室２１側を適正に冷却することで、定常運転時における動翼２４の先端と圧縮機車室２１側との隙間を小さくすることで、圧縮機１１による圧縮効率の低下を防止している。
　図１は、本実施形態のガスタービンにおける燃焼器の近傍を表す断面図、図２は、圧縮機の翼環部の近傍を表す断面図、図３は、翼環部の断面を表す図２のIII－III断面図である。
　圧縮機１１において、図１に示すように、本発明のケーシングは、圧縮機車室２１及び翼環部４１により構成されている。ロータ３２の回転軸線Ｃ回りに円筒形状をなす圧縮機車室２１は、その内側に円筒形状をなす翼環部４１が固定されることで、圧縮機車室２１と翼環部４１との間に抽気室２５が形成されている。ロータ３２（図７参照）は、外周部に複数のディスク４３が一体に連結されてなり、軸受部３３（図７参照）により圧縮機車室２１に回転自在に支持されている。
　複数の静翼体４５と複数の動翼体４６は、翼環部４１の内側に圧縮空気Ａの流動方向に沿って交互に配設されている。静翼体４５は、複数の静翼２３が周方向に均等間隔で配置され、ロータ３２側の基端部がリング形状をなす内側シュラウド４７に固定され、翼環部４１側の先端部がリング形状をなす外側シュラウド４８に固定されて構成されている。そして、静翼体４５は、外側シュラウド４８を介して翼環部４１に支持されている。
　動翼体４６は、複数の動翼２４が周方向に均等間隔で配置され、基端部がディスク４３の外周部に固定され、先端部が翼環部４１側の内周面に対向して配置されている。この場合、各動翼２４の先端と翼環部４１の内周面との間に、所定の隙間（クリアランス）が確保されている。
　圧縮機１１は、翼環部４１と、内側シュラウド４７の間にリング形状をなす空気通路４９が形成されており、この空気通路４９に複数の静翼体４５と複数の動翼体４６が圧縮空気Ａの流動方向に沿って交互に配設されている。
　燃焼器１２は、ロータ３２の外側に周方向に沿って複数所定間隔で配置され、タービン車室２６に支持されている。この燃焼器１２は、圧縮機１１で圧縮されて空気通路４９から車室１４に送られた高温・高圧の圧縮空気Ａに対して燃料を供給して燃焼することで、燃焼ガス（排気ガス）Ｇを生成する。
　タービン１３は、タービン車室２６によりガス通路５１が形成されており、このガス通路５１に複数の静翼体５２と複数の動翼体５３が排気ガスＧの流動方向に沿って交互に配設されている。静翼体５２は、複数の静翼２７が周方向に均等間隔で配置され、ロータ３２側の基端部がリング形状をなす内側シュラウド５４に固定され、タービン車室２６側の先端部がリング形状をなす外側シュラウド５５に固定されて構成されている。そして、静翼体５２は、外側シュラウド５５がタービン車室２６の翼環５６に支持されている。
　動翼体５３は、複数の動翼２８が周方向に間隔をあけて配置され、基端部がロータ３２に固定されたディスク５７の外周部に固定され、先端部が翼環５６側に延出されて構成されている。この場合、各動翼２８の先端と翼環部５６の内周面との間に、所定の隙間（クリアランス）が確保されている。
　そして、圧縮機１１は、図１及び図２に示すように、翼環部４１における複数の動翼体４６（動翼２４）の先端部に対向して、翼環部４１の内周面側に冷却空気流路６１が設けられている。この冷却空気流路６１は、翼環部４１内に空洞部として形成されている。
　冷却空気流路６１は、空気通路４９における圧縮空気Ａの流動方向に沿って、所定間隔をあけて配置される複数（本実施形態では、３個）のマニホールド６２，６３，６４と、この複数のマニホールド６２，６３，６４を直列に連結する連結通路６５，６６とを有している。
　具体的には、冷却空気流路６１として、翼環部４１における空気通路４９の圧縮空気Ａの流動方向の中間位置に形成される第１マニホールド６２と、翼環部４１における空気通路４９の圧縮空気Ａの流動方向の上流側に配置される第２マニホールド６３と、翼環部４１における空気通路４９の圧縮空気Ａの流動方向の下流側に配置されて第３マニホールド６４が設けられている。そして、第１マニホールド６２と第２マニホールド６３とが第１連結通路６５により連結され、第２マニホールド６３と第３マニホールド６４とが第２連結通路６６により連結されている。
　この場合、図３に示すように、各マニホールド６２，６３，６４は、翼環部４１内でロータ３２の回転軸線Ｃ回りにリング形状をなす空洞部として形成されている。そして、第１マニホールド６２と第２マニホールド６３とを連結する第１連結通路６５は、翼環部４１の外周部側に周方向に所定間隔で複数形成されている。第２マニホールド６３と第３マニホールド６４とを連結する第２連結通路６６は、翼環部４１の第１連結通路６５より内周部側で周方向に所定間隔で複数形成されている。この第１連結通路６５と第２連結通路６６は、周方向にずれる千鳥状に配置されているが、周方向で同位置に配置してもよい。
　また、圧縮機１１は、図１及び図２に示すように、圧縮した圧縮空気Ａの一部を車室１４から抜き出し、冷却空気流路６１に供給する第１冷却空気供給経路７１と、第１冷却空気供給経路７１の圧縮空気を冷却する冷却器７２と、冷却空気流路６１の冷却空気をタービン１３の冷却部に供給する第２冷却空気供給経路７３と、が設けられている。
　第１冷却空気供給経路７１は、基端部が車室１４に連結され、先端部が冷却空気流路６１の第１マニホールド６２に連結されている。冷却器７２は、第１冷却空気供給経路７１に設けられており、圧縮空気Ａの一部を冷却することができる。また、第２冷却空気供給経路７３は、基端部が第３マニホールド６４に連結され、先端部がタービン１３の冷却部に連結されている。ここで、タービン１３の冷却部とは、例えば、タービン１３の動翼２８であり、ディスク５７から動翼２８に向けて冷却通路が形成されており、翼環部４１を冷却した圧縮空気Ａが第３マニホールド６４から第２冷却空気供給経路７３によりこの冷却通路に供給可能となっている。
　次に、圧縮機１１の空気通路４９側から翼環部４１への入熱を遮断する構造について、図４を参照しながら説明する。図４は、軸方向に複数列に配列された静翼体４５及び動翼体４６の軸方向位置に対向するように、複数列に配置された遮熱環８２，８３を一例として表示している。圧縮空気Ａの流れ方向を、矢印で示す。以下の遮熱環の構造は、遮熱環８３を中心に説明する。
　翼環部４１の径方向の内周側には、径方向の内側に突出して、回転軸線Ｃ回りにリング状に形成された支持部４１ａが形成されている。支持部４１ａの径方向内側端部には、圧縮空気Ａの流れ方向の上流側及び下流側に突出する上流縁部４１ｃ、下流縁部４１ｄが形成され、各静翼体４５の外側シュラウド４８に対向するように配置されている。軸方向の上流側及び下流側に配置された支持部材４１ａの間には、径方向外側に凹むように形成された翼環溝４１ｂが形成されている。
　前記翼環溝４１ｂには、回転軸線Ｃ回りにリング状に形成され、周方向に複数個に分割された遮熱環８２，８３が一定の隙間をあけて配置されている。遮熱環８３の軸方向の下流側側面には、径方向の内側末端に形成され、軸方向の上流側及び下流側に突出する遮熱環鍔部８３ａが配置されている。また、前記下流側側面には、前記遮熱環鍔部８３ａより径方向外側に配置され、軸方向の下流側に突出する固定部８３ｂと、前記固定部８３ｂより径方向外側で前記固定部に平行に配置され、軸方向下流側に突出する側壁突出部８３ｃが形成されている。更に、遮熱環鍔部８３ａ及び前記固定部８３ｂの間には、軸方向上流側に向かって凹むように形成された下部溝８３ｅが形成され、側壁突出部８３ｃと固定部８３ｂの間には、軸方向上流側に向かって凹み、下部溝８３ｅに平行に配置された上部溝８３ｆが形成されている。また、翼環溝４１の内周面に対向して、遮熱環８３の径方向外側の外周面の軸方向上流端には、径方向の外側に突出する上部突出部８３ｄが回転軸線Ｃ回りにリング状に形成されている。遮熱環８２も同様の形状を備えている。
　また、静翼体４５の外側シュラウド４８の径方向外側端には、軸方向の上流側及び下流側に突出するシュラウド鍔部４８ａが形成されている。
　翼環部４１が、上述のような構造を備えることにより、支持部４１ａの上流縁部４１ｃは、遮熱環の上部溝８３ｆに軸方向下流側から挿入され、支持部４１ａの上流縁部４１ｃ及び側壁突出部８３ｃ並びに固定部８３ｂを介して翼環部４１から支持されている。また、静翼体４５のシュラウド鍔部４８ａが、軸方向の下流側から上流側に向かって遮熱環８３の下部溝８３ｅに挿入され、静翼体４５は、シュラウド鍔部４８ａ及び遮熱環鍔部８３ａ並びに固定部８３ｂを介して遮熱環８３から支持されている。
　通常運転の場合、静翼体４５は、軸方向の下流側から上流側に向かう方向（図４の紙面上で右側から左側に向かう方向）へ反力を受ける。そのため、静翼体４５の外側シュラウド４８は、シュラウド鍔部４８ａの上流側端部を介して遮熱環８３の下部溝８３ｅに接触し、軸方向上流側に遮熱環８３を押し付ける。一方、静翼体４５のシュラウド鍔部４８ａは、固定部８３ｂと遮熱環鍔部８３ａの間に形成された下部溝８３ｅに挿入され、静翼体４５の径方向の動きが拘束される。同様に、支持部４１ａの上流縁部４１ｃが、固定部８３ｂと側壁突出部８３ｃの間に形成された上部溝８３ｆに挿入され、遮熱環８３の径方向の動きが拘束される。
　上述の構造及び拘束条件により、遮熱環８３は、軸方向の下流側で、側壁突出部８３ｃの径方向内側内周面を介して支持部４１ａの上流縁部４１ｃの径方向外周面に接触する。また、軸方向の上流側で、遮熱環８３の軸方向の上流側側壁８３ｇが、支持部４１ａの下流縁部４１ｄに接触する。また、径方向の外側で、遮熱環８３の上部突出部８３ｄが、翼環溝４１ｂに接触する。即ち、通常運転時においては、遮熱環が翼環部に接触するのは、上述の３個所（上流縁部４１ｃ、下流縁部４１ｄ、上部突出部８３ｄ）に限られ、翼環溝４１ｂの内周面の全面及び翼環溝４１ｂの軸方向上流側または下流側の内壁に接触することはない。
　また、静翼体４５の外側シュラウド４８は、外側シュラウド４８の上流側及び下流側に延在するシュラウド鍔部４８ａと遮熱環８３の遮熱環鍔部８３ａを介して遮熱環８３に接触するのみであり、翼環部４１に直接接触することはない。以上の説明は、遮熱環８３を中心に説明したが、遮熱環８２も同様の構造である。また、遮熱環８２の各部の符号は、例えば、遮熱環８３の遮熱環鍔部８３ａを遮熱環８２ａと読み替えればよい。
　次に、遮熱環８２を例に挙げて、空気通路４９を流動する圧縮空気Ａから翼環部４１への熱の移動を説明する。上述のように、空気通路４９を流動する圧縮空気Ａから翼環部４１への熱の移動は、遮熱環８２との接触部からの入熱に限られる。図４に示す空気通路４９側からの熱の移動は、矢印Ｆ１，Ｆ２，Ｆ３，Ｆ４で示されている。翼環部４１への入熱は、遮熱環８２の内周面の空気通路４９側に面した面からの熱伝達による入熱Ｆ１と静翼体４５からの熱伝導による入熱Ｆ２とがある。遮熱環８２に入った熱Ｆ１，Ｆ２は、翼環部４１との接触部から翼環部４１に逃げる。即ち、第１の熱Ｆ３は、側壁突出部８２ｃの内周端（上部溝８２ｆ）及び支持部４１ａの上流縁部４１ｃを介して翼環部４１の支持部４１ａに移動する熱であり、第２の熱Ｆ４は遮熱環８２の上流側側壁８２ｇから支持部４１ａの下流縁部４１ｄを介して翼環部４１に移動する熱であり、第３の熱Ｆ５は上部突出部８３ｄを介して翼環部４１に移動する熱とに限られる。ここでは、遮熱環８２を例に説明したが、他の遮熱環でも同様である。
　上述の構造を備えることにより、ガスタービンの運転中、圧縮機１１により圧縮された圧縮空気Ａの一部が車室１４から抽気され、第１冷却空気供給経路７１に設けられた冷却器７２で冷却された後、冷却空気流路６１に供給される。即ち、翼環部４１では、低温の圧縮空気Ａが第１マニホールド６２に供給され、第１連結通路６５を通して第２マニホールド６３に供給され、第２連結通路６６を通して第３マニホールド６４に供給される。そのため、翼環部４１は、内部を循環される冷却空気により冷却され、高温化が抑制される。その後、翼環部４１を冷却した冷却空気は、第３マニホールド６４から第２冷却空気供給経路７３によりタービン１３の冷却部に供給される。この冷却空気流路６１では、マニホールド６２，６３，６４の通路断面積よりも各連結通路６５，６６の通路断面積の方が小さいことから、冷却空気が各連結通路６５，６６を通過するときに流速が上昇し、翼環部４１が効果的に冷却される。
　また、翼環部４１は、空気通路４９側に遮熱環８１，８２，８３，８４が設けられているため、空気通路４９を通過する高温・高圧の圧縮空気からの入熱を大幅に低減できる。
　また、遮熱環８１，８２，８３，８４は、周方向に複数個に分割され、一定の隙間を設けて回転軸線Ｃ回りにリング状に配置されている。従って、周方向に一定の隙間を設けられているので、例え遮熱環８１，８２，８３，８４が、空気通路４９側からの入熱により周方向に延伸しても、周方向の伸び代は隙間に吸収される。従って、遮熱環の径方向外側への変位はほとんど発生せず、翼環部４１の径方向の変位に影響することはない。
　ここで、ガスタービンの起動時における圧縮機１１の構成部材における径方向の変位について説明する。
　図５は、ガスタービンのホット起動時における圧縮機の構成部材の隙間の挙動を表すグラフ、図６は、ガスタービンのコールド起動時における圧縮機の構成部材の隙間の挙動を表すグラフである。
　従来のガスタービンのホット起動時、図１及び図５に示すように、時間ｔ１にて、ガスタービンを起動する場合、ロータ３２の回転数が上昇し、時間ｔ２にて、ロータ３２の回転数が定格回転数に到達して一定に維持される。この間、圧縮機１１は、空気取入口２０から空気を取り込み、複数の静翼２３及び動翼２４を通過して空気を圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気を生成する。燃焼器１２は、ロータ３２の回転数が定格回転数に達する前に点火され、圧縮空気に燃料を供給して燃焼することで高温・高圧の燃焼ガスを生成し、タービン１３は、燃焼ガスが複数の静翼２７及び動翼２８を通過することでロータ３２を駆動回転する。そのため、ガスタービンは、時間ｔ３にて、負荷（出力）が上昇し、時間ｔ４にて、定格負荷（定格出力）に到達して一定に維持される。
　このようなガスタービンのホット起動時、動翼２４は、高速回転することで径方向における外側に変位（伸張）し、その後、空気通路４９を通過する高温・高圧の圧縮空気から熱を受けることで更に外側に変位（伸張）する。一方、翼環部４１は、停止直後で高温であるが、ガスタービンの起動直後の一定時間の間は、圧縮機１１から低温の抽気空気が翼環部４１に供給され、一旦冷却される。そのため、翼環部４１は、一時的に径方向の内側に変位（収縮）し、その後、圧縮機１１からの抽気空気の温度が上昇して、翼環部４１の抽気空気による冷却効果が薄れ、再び外側に変位（伸張）する。
　このとき、従来のガスタービンにて、図５に点線で表す翼環部４１は、時間ｔ２にて、低温の空気により冷却されることで内側に変位するため、動翼の先端と翼環部の内周面との隙間が一時的に大きく減少するピンチポイントが発生してしまう。その後、翼環部が高温・高圧の圧縮空気により加熱されて外側に変位（伸張）する。そして、時間ｔ４後の定格運転にて、翼環部は、外側に大きく変位することで、動翼の先端と翼環部の内周面との隙間が必要以上大きくなってしまう。
　一方、本実施形態のガスタービンにて、図５に実線で表す翼環部４１は、時間ｔ２にて、低温の空気により冷却されることで内側に変位するものの、起動前の動翼２４の先端と翼環部４１の内周面との隙間が大きく確保されていることから、動翼２４の先端と翼環部４１の内周面との隙間が従来の構造に比較して減少しない。そして、時間ｔ４後の定格運転にて、翼環部４１は、冷却空気流路６１に供給される冷却空気により冷却されると共に、遮熱環８１，８２，８３，８４により空気通路４９の高温・高圧の圧縮空気からの入熱が抑制される。そのため、翼環部４１は、若干外側に変位するものの、動翼２４の先端と翼環部４１の内周面との隙間が従来の構造に比較して大きくなることはない。
　また、ガスタービンのコールド起動時は、図１及び図６に示すように、ホット起動時と比較して翼環部４１が径方向の内側に変位することはないので、ホット起動時よりも更にピンチポイントの発生の可能性は薄い。
　このように本実施形態のガスタービンにあっては、圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３とを有する。圧縮機１１として、リング形状をなす空気通路４９を形成する圧縮機車室２１と、圧縮機車室２１の中心部に回転自在に支持されるロータ３２と、ロータ３２の外周部に軸方向に所定間隔をあけて複数固定されて空気通路４９に配置される動翼体４６と、複数の動翼体４６の間で圧縮機車室２１に複数固定されて空気通路４９に配置される複数の静翼体４５と、圧縮機車室２１における複数の動翼体４６の外側に対向して設けられて内部に冷却空気流路６１が形成された翼環部４１と、圧縮空気Ａの一部を冷却空気流路６１に供給する第１冷却空気供給経路７１と、第１冷却空気供給経路７１の圧縮空気Ａを冷却する冷却器７２と、冷却空気流路６１の冷却空気をタービン１３の冷却部に供給する第２冷却空気供給経路７３とを設けている。
　従って、圧縮機１１から圧縮空気の一部が抽気され、抽気された圧縮空気が冷却器７２により冷却され、第１冷却空気供給経路７１により圧縮機車室２１の冷却空気流路６１に供給され、第２冷却空気供給経路７３によりタービン１３の冷却部に供給される。そのため、圧縮機車室２１における複数の動翼体４６の外側が冷却空気により冷却されることで、この部分が熱を受けて大きく変位することはなく、圧縮機車室２１と動翼２４との隙間を適正量に維持して、圧縮機１１における圧縮性能の低下を抑制し、ガスタービンの性能を向上することができる。
　このとき、圧縮機１１が圧縮した圧縮空気Ａを冷却器７２により冷却してから冷却空気流路６１に供給するため、空気通路４９の外側に位置する圧縮機車室２１の内周面を効率良く冷却することができる。そして、圧縮機車室２１の内周面を冷却した冷却空気をタービン１３の冷却部に供給して使用するため、冷却空気を効率的に使用することができる。
　本実施形態のガスタービンでは、冷却空気流路６１として、空気通路４９における空気の流動方向に所定間隔をあけて配置される複数のマニホールド６２，６３，６４と、各マニホールド６２，６３，６４を直列に連結する連結通路６５，６６とを設けている。従って、圧縮機車室２１内にて、複数のマニホールド６２，６３，６４の間で冷却空気を連結通路６５，６６を通して流通させることで、圧縮機車室２１における複数の動翼体４６の外側部分を効率良く冷却することができる。
　本実施形態のガスタービンでは、第１冷却空気供給経路７１が連結される第１マニホールド６２と、空気通路４９における空気の流動方向の上流側に配置される第２マニホールド６３と、空気通路４９における空気の流動方向の下流側に配置されて第２冷却空気供給経路７３が連結される第３マニホールド６４とを設け、第１マニホールド６２と第２マニホールド６３を第１連結通路６５により連結し、第２マニホールド６３と第３マニホールド６４を第２連結通路６６により連結している。従って、第１冷却空気供給経路７１により第１マニホールド６２に供給された冷却空気は、第２連結通路６５を通して第２マニホールド６３に供給され、第２連結通路６６を通して第３マニホールド６４に供給され、第２冷却空気供給経路７３により排出されることとなる。そのため、冷却空気は、翼環部４１内を圧縮空気Ａと逆方向に流れてから圧縮空気Ａと同方向に流れることとなり、冷却空気の通路を長く確保することで、圧縮機車室２１おける複数の動翼体４６の外側部分を効率良く冷却することができる。
　本実施形態のガスタービンでは、圧縮機車室２１として、円筒形状をなして空気通路４９を形成すると共に複数の静翼体４５の外周部を支持する翼環部４１を設け、冷却空気流路６１をこの翼環部４１内に空洞部として形成している。従って、圧縮機車室２１全体の構成に影響を与えることなく、翼環部４１だけを加工すればよく、冷却空気流路６１を容易に形成することができる。
　本実施形態のガスタービンでは、翼環部４１の空気通路４９側に面する面に、翼環溝との接触面積を小さくした構造の遮熱環８１，８２，８３，８４を設けている。従って、高温・高圧の圧縮空気Ａが空気通路４９を通るとき、遮熱環８１，８２，８３，８４により圧縮空気Ａから翼環部４１への入熱が遮断されることで、翼環部への入熱が大幅に低減され、翼環部の温度上昇を抑え、翼環部の径方向の変位を抑制することができる。
　本実施形態のガスタービンでは、リング形状をなして複数の動翼体４６の外周側に対向する翼環部４１の内周部に遮熱環８１，８２，８３を固定している。従って、遮熱環８１，８２，８３により圧縮空気Ａから各動翼２４に対向する翼環部４１の内周面への入熱を効果的に遮断することができる。
　本実施形態のガスタービンでは、リング形状をなして複数の動翼体４６及び複数の静翼体４５より空気通路４９における圧縮空気Ａの流動方向の下流側における翼環部４１の内周部に遮熱環８４を固定している。従って、遮熱環８４により動翼体４６及び静翼体４５を通過した圧縮空気Ａから翼環部４１の内周面への入熱を効果的に遮断することができる。
　なお、上述した実施形態にて、複数のマニホールド６２，６３，６４と複数の連結通路６５，６６を翼環部４１に形成して冷却空気流路６１を構成したが、この構成に限定されるものではない。即ち、マニホールド６２，６３，６４の形状、数、形成位置などは、動翼２４や翼環部４１に形状や位置に応じて適宜設定すればよい。
　１１　圧縮機
　１２　燃焼器
　１３　タービン
　１４　車室
　２１　圧縮機車室
　２３　静翼
　２４　動翼
　３２　ロータ（回転軸）
　４１　翼環部
　４１ａ支持部
　４５　静翼体
　４８　外側シュラウド
　４８ａシュラウド鍔部（鍔部）
　４６　動翼体
　４９　空気通路
　６１　冷却空気流路
　６２　第１マニホールド
　６３　第２マニホールド
　６４　第３マニホールド
　６５　第１連結通路
　６６　第２連結通路
　７１　第１冷却空気供給経路
　７２　冷却器
　７３　第２冷却空気供給経路
　８１，８２，８３，８４　遮熱環
　Ｃ　　回転軸線

Claims (7)

  1. 　空気を圧縮する圧縮機と、
    　前記圧縮機が圧縮した圧縮空気と燃料を混合して燃焼する燃焼器と、
    　前記燃焼器が生成した燃焼ガスにより回転動力を得るタービンと、
    　前記空気により回転軸線を中心に回転する回転軸と、
    　を有するガスタービンにおいて、
    　前記圧縮機は、
    　前記回転軸線回りにリング形状をなす空気通路を形成するケーシングと、
    　前記回転軸の外周部に軸方向に所定間隔をあけて複数固定されて前記空気通路に配置される動翼体と、
    　前記複数の動翼体の間で前記ケーシングに複数固定されて前記空気通路に配置される複数の静翼体と、
    　前記複数の動翼体の径方向の外側に対向して設けられ、内部に冷却空気流路が形成された翼環部と、
    　前記圧縮機が圧縮した圧縮空気の一部を前記冷却空気流路に供給する第１冷却空気供給経路と、
    　前記冷却空気流路の冷却空気を前記タービンの冷却部に供給する第２冷却空気供給経路と、
    　を有することを特徴とするガスタービン。
  2. 　前記翼環部は、
    径方向内側に突出する前記翼環部の支持部を介して前記翼環部から支持され、回転軸線回りにリング状をなす遮熱環を備え、
    　前記遮熱環は、前記静翼体の外側シュラウドを介して前記静翼体を支持する鍔部を有することを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。
  3. 　前記冷却空気流路は、前記空気通路における空気の流動方向に所定間隔をあけて配置される複数のマニホールドと、前記複数のマニホールドを直列に連結する連結通路とを有することを特徴とする請求項１または請求項２に記載のガスタービン。
  4. 　前記複数のマニホールドは、第１冷却空気供給経路が連結される第１マニホールドと、前記空気通路における空気の流動方向の上流側に配置される第２マニホールドと、前記空気通路における空気の流動方向の下流側に配置されて前記第２冷却空気供給経路が連結される第３マニホールドとを有し、前記連結通路は、前記第１マニホールドと前記第２マニホールドとを連結する第１連結通路と、前記第２マニホールドと前記第３マニホールドとを連結する第２連結通路とを有することを特徴とする請求項３に記載のガスタービン。
  5. 　前記ケーシングは、円筒形状をなして前記空気通路を形成すると共に前記複数の静翼体の外周部を支持する翼環部を有し、前記冷却空気流路は、前記翼環部内に空洞部として形成されることを特徴とする請求項１から請求項４のいずれか一項に記載のガスタービン。
  6. 　前記遮熱環は、周方向に一定の隙間を設けて複数に分割されていることを特徴とする請求項２から請求項５のいずれか一項に記載のガスタービン。
  7. 　前記遮熱環は、前記回転軸線回りにリング形状をなして前記複数の動翼体及び前記複数の静翼体より前記空気通路における圧縮空気の流動方向の下流側における前記翼環部の内周部に固定されることを特徴とする請求項２から請求項６のいずれか一項に記載のガスタービン。
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