WO2016027834A1 - ガスタービン - Google Patents

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WO2016027834A1
WO2016027834A1 PCT/JP2015/073256 JP2015073256W WO2016027834A1 WO 2016027834 A1 WO2016027834 A1 WO 2016027834A1 JP 2015073256 W JP2015073256 W JP 2015073256W WO 2016027834 A1 WO2016027834 A1 WO 2016027834A1
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stage stationary
gas turbine
ratio
combustor
stationary blade
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PCT/JP2015/073256
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English (en)
French (fr)
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康朗 坂元
聡 水上
敬介 松山
谷村　聡
由里　雅則
鳥井　俊介
岸田　宏明
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三菱日立パワーシステムズ株式会社
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Priority to CN201580040420.5A priority patent/CN106537043B/zh
Priority to JP2016544233A priority patent/JP6194120B2/ja
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    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
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    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
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    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3212—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage the first stage of a turbine
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to 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 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 combustion gas that has driven the turbine is discharged into the atmosphere as exhaust gas.
  • a plurality of combustors are arranged adjacent to each other along the circumferential direction.
  • Combustion gas burned in each combustor flows out of the combustor tail cylinder and enters the flow path from the gas inlet of the turbine.
  • a Karman vortex street may be formed in the flow between the side flanges of adjacent combustor transition pieces. Then, the unsteady pressure fluctuation using the Karman vortex street as a vibration source resonates with the acoustic eigenvalue, and a large pressure fluctuation may occur, which may make the operation impossible.
  • Patent Document 1 As a solution to such a problem, for example, there is one described in Patent Document 1 below.
  • the gas turbine described in Patent Document 1 is gradually adjacent to the inner surface of the side wall facing each other in the circumferential direction of the turbine rotor, toward the downstream side in the axial direction of the tail cylinder at the downstream portion of the combustor tail cylinder.
  • An inclined surface that is inclined in a direction approaching the tail tube is provided.
  • the present invention solves the above-described problems, and suppresses the generation of Karman vortex trains among a plurality of combustors and suppresses the generation of a difference in flow rate of combustion gas in the plurality of combustors, thereby reducing NOx. It aims at providing the gas turbine which aims at suppression of the increase and the fall of turbine efficiency.
  • a gas turbine includes a compressor that compresses air, a combustor that mixes and burns compressed air and fuel compressed by the compressor, and combustion generated by the combustor.
  • a turbine that obtains rotational power by gas, and the combustor is arranged in an annular shape around a rotor, and the inner surface of the side wall adjacent in the circumferential direction at the downstream end of the tail tube of the combustor The first stage stationary blade closest in the circumferential direction from the intermediate point of the adjacent transition piece on the basis of the pitch dimension P of the first stage stationary blade of the turbine.
  • the ratio S / P of the dimension S in the circumferential direction to the upstream end of the first stage is set between 0 and 0.2, and the first stage stationary blades are arranged from the downstream end of the transition piece on the basis of the pitch dimension P.
  • Axial to the upstream end Law L ratio L / P of is set between 0.3 and 0.55, it is characterized in.
  • the positional relationship between the transition piece and the first stage stationary blade By making the positional relationship between the transition piece and the first stage stationary blade an appropriate positional relationship, it is possible to suppress pressure fluctuations due to Karman vortex streets at the rear ends of the transition pieces of a plurality of combustors, and to perform a plurality of combustion steps. It is possible to suppress the occurrence of a difference in the flow rate of combustion gas in the vessel. As a result, by suppressing the generation of the main Karman vortex street, it is possible to suppress the pressure fluctuation in the downstream portion of the tail cylinder, and by suppressing the flow rate difference of the combustion gas between each combustor, An increase in NOx and a decrease in turbine efficiency can be suppressed.
  • the ratio S / P of the circumferential dimension S based on the pitch dimension P is set between 0.05 and 0.15, and the pitch dimension P is used as a reference.
  • the ratio L / P of the dimension L in the axial direction is set between 0.3 and 0.4.
  • the positional relationship between the transition piece and the first stage stationary blade By making the positional relationship between the transition piece and the first stage stationary blade an appropriate positional relationship, it is possible to suppress the generation of main Karman vortex streets at the rear ends of the transition pieces of the plurality of combustors, Generation of a difference in flow rate of combustion gas in the combustor can be suppressed.
  • the ratio of the number of combustors to the number of first stage stationary blades of the turbine is an odd number of 2: 3 or more.
  • the inclined surface is a downstream portion of the tail cylinder, and at least one of the pair of side walls facing each other in the circumferential direction of the rotor has an inner surface downstream of the tail cylinder in the axial direction. As it goes to the side, it is inclined to reach the downstream end of the transition piece so as to gradually approach another adjacent transition piece.
  • the position of the upstream end of the first stage stationary blade is arranged along the radial direction of the rotor.
  • the positional relationship between the transition piece and the first stage stationary blade becomes an appropriate positional relationship in all the regions in the longitudinal direction of the first stage stationary blade, It is possible to suppress pressure fluctuations due to Karman vortex streets at the rear ends of the plurality of combustors, and to suppress the occurrence of a difference in flow rate of combustion gas in the plurality of combustors.
  • the throat width of the plurality of first stage stationary blades adjacent in the circumferential direction is such that at least one of the one end side and the other end side in the radial direction of the rotor is from the intermediate side in the radial direction. It is characterized by being set large.
  • throat width on the end side of the first stage stationary blade is set larger than the throat width on the intermediate side, turbine efficiency can be improved and performance can be improved.
  • the ratio L / P is set in consideration of the cooling air amount of the shroud on which the first stage stationary blade is supported and the turbine efficiency.
  • the positional relationship between the transition piece and the first stage stationary blade can be set to an optimum value.
  • the upstream end of the first stage stationary blade is arranged in a positional relationship in which a line connecting the upstream end in the radial direction of the rotor is curved.
  • the positional relationship between the transition piece and the first stage stationary blade is set to an appropriate positional relationship, generation of main Karman vortex streets at the rear ends of the transition pieces of a plurality of combustors is suppressed.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic configuration diagram illustrating a combustor of the gas turbine.
  • FIG. 3 is a perspective view showing a combustor transition piece.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view of the combustor transition.
  • FIG. 5 is a schematic view showing a positional relationship between the combustor transition piece and the first stage stationary blade viewed from the side of the combustor.
  • FIG. 6 is a schematic view showing the positional relationship between the combustor transition piece and the first stage stationary blades as seen from the upstream side of the combustor.
  • FIG. 7 is a graph showing the magnitude of pressure fluctuation in a plurality of combustors.
  • FIG. 8 is a graph showing flow rate differences in a plurality of combustors.
  • FIG. 9 is a graph showing an area where there is little difference in the flow rate of combustion gas in a plurality of combustors and no main Karman vortex street is generated.
  • FIG. 10 is a graph showing the amount of cooling air with respect to the axial direction ratio L / P.
  • FIG. 11 is a graph showing the heat receiving area with respect to the axial direction ratio L / P.
  • FIG. 12 is a graph showing the gas turbine efficiency with respect to the axial ratio L / P.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing a gas turbine of the present embodiment
  • FIG. 2 is a schematic configuration diagram showing a combustor of the gas turbine.
  • the gas turbine 10 includes a compressor 11, a combustor (gas turbine combustor) 12, and a turbine 13.
  • the gas turbine 10 is connected to a generator (not shown) on the same axis and can generate power.
  • the compressor 11 has an air intake 20 for taking in air, an inlet guide vane (IGV: Inlet Guide Vane) 22 is disposed in the compressor casing 21, and a plurality of stationary vanes 23 and moving blades 24 are provided. They are alternately arranged in the front-rear direction (the axial direction of the rotor 32 to be described later), and 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 blades 27 and moving blades 28 are alternately disposed in a turbine casing 26 in the front-rear direction (the axial direction of a rotor 32 described later).
  • an exhaust chamber 30 is disposed on the downstream side via an exhaust casing 29, and the exhaust chamber 30 has an exhaust diffuser 31 continuous with the turbine 13.
  • a rotor (rotary shaft) 32 is disposed so as to penetrate the compressor 11, the combustor 12, the turbine 13, and the central portion of 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 with each blade 24 mounted thereon by the compressor 11 and fixed by a plurality of disks having each blade 28 mounted by the turbine 13. Has been.
  • 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 by the compressor 11 passes through the inlet guide vane 22, the plurality of stationary vanes 23, and the moving vanes 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 by the combustor 12 passes through the plurality of stationary blades 27 and the moving blades 28 to drive and rotate the rotor 32.
  • the generator connected to 32 is driven.
  • the combustion gas passes through the exhaust diffuser 31 in the exhaust chamber 30 and is released into the atmosphere as exhaust gas.
  • the outer cylinder 41 has an inner cylinder 42 arranged at a predetermined interval on the inner side, and a tail cylinder 43 is connected to the tip of the inner cylinder 42 to combustor.
  • a casing is constructed.
  • the outer cylinder 41, the inner cylinder 42, and the tail cylinder 43 are disposed along the central axis.
  • the inner cylinder 42 is located at the center of the inside, and a pilot burner 44 is arranged, and a plurality of main burners 45 are arranged on the inner circumferential surface so as to surround the pilot burner 44 along the circumferential direction.
  • the pilot burner 44 and the main burner 45 are arranged in parallel with the central axis.
  • the tail tube 43 is connected to a bypass pipe 46, and a bypass valve 47 is provided in the bypass pipe 46.
  • the outer cylinder 41 is configured such that an outer cylinder lid portion 52 is in close contact with a proximal end portion of an outer cylinder main body 51 and fastened by a plurality of fastening bolts 53.
  • the outer cylinder 41 is fastened by a plurality of fastening bolts 55 with a top hat portion 54 fitted inside the outer cylinder lid portion 52.
  • the inner cylinder 42 is disposed inside the outer cylinder 41 at a predetermined interval, and a cylindrical air passage 56 is formed between the inner surface of the top hat portion 54 and the outer surface of the inner cylinder 42. .
  • the air passage 56 has one end communicating with the compressed air supply passage 57 compressed by the compressor 11 and the other end communicating with the proximal end portion of the inner cylinder 42.
  • the inner cylinder 42 has a pilot burner 44 located at the center, and a plurality of main burners 45 around it.
  • the top hat portion 54 is provided with fuel ports 58 and 59.
  • a pilot fuel line (not shown) is connected to the pilot fuel port 58, and a main combustion line (not shown) is connected to each main fuel port 59.
  • FIG. 3 is a perspective view showing a combustor transition piece
  • FIG. 4 is a sectional view of the combustor transition piece.
  • the transition piece 43 has a cylindrical shape, and is provided on the body 61 through which the combustion gas G flows on the inner peripheral side, and on the downstream end of the body 61, and from the axis Ac of the tail cylinder 43. It has an outlet flange 71 that spreads away.
  • the body 61 has a rectangular cross-section on the downstream side, and the body 61 has a pair of side walls 62 facing each other in the circumferential direction C around the rotation axis Ar of the rotor 32 on the downstream side, and the rotation axis. And a pair of side walls 63 facing each other in a radial direction centered on Ar.
  • the outlet flange 71 has a flange main body portion 72 that spreads away from the downstream end of the body 61 with respect to the axis Ac of the tail cylinder 43, and a facing portion 73 that extends upstream from the outer edge of the flange main body portion 72. is doing.
  • the downstream end surface of the flange main body 72 forms the downstream end surface 43 a of the tail cylinder 43.
  • the tail cylinder 43 is a seal that seals between the tail cylinders of the adjacent combustors 12 between the facing section 73 of the outlet flange 71 and the facing section 73 of another tail cylinder 43 adjacent in the circumferential direction C.
  • a member 75 is provided.
  • the seal member 75 is fitted in a recess 74 formed in each facing portion 73.
  • the downstream portion of the body 61 that is, the side walls 62 and 63 on the downstream side of the body 61, and the flange main body 72 of the outlet flange 71 are formed as an integrally molded product
  • the body 61 is formed so that the inner surface of each of the pair of side walls 62 facing each other in the circumferential direction C gradually approaches the other tail cylinder 43 adjacent to the tail cylinder 43 toward the downstream side in the axis Ac direction of the tail cylinder 43.
  • An inclined surface 64 that is inclined to reach the downstream end 64a of 43 is formed. That is, the inclined surface 64 extends from the upstream end 64 a on the inner surface of the side wall 62 to the downstream end 64 b of the tail cylinder 43.
  • the downstream side of the downstream end surface 43 a of the flange main body 72 Since the combustion gas G flowing in the tail tube 43 toward the downstream side tends to flow in the direction along the inner surface of the side wall 62 after flowing out from the tail tube 43, the downstream side of the downstream end surface 43 a of the flange main body 72. There is a risk of forming Karman vortex streets on the side.
  • the inclined surface 64 is formed on the inner surface of the side wall 62 on the downstream side of the tail cylinder 43, the angle formed by the downstream end surface 43b of the flange main body 72 with respect to the inner surface of the side wall 62 is small. . Therefore, the formation of Karman vortex streets on the downstream side of the downstream end surface 43 a of the flange main body 72 can be suppressed, and the pressure fluctuation in the downstream portion of the tail cylinder 43 can be suppressed.
  • the shape of the inclined surface 64 in the tail cylinder 43 is not limited to that described above.
  • the entire inclined surface 64 from the upstream end 64a to the downstream end 64b has a planar shape.
  • the inclined surface 64 does not need to be entirely planar, and may include a curved surface at least partially.
  • FIG. 5 is a schematic view seen from the side of the combustor representing the positional relationship between the combustor tail cylinder and the first stage stationary blade
  • FIG. 6 is a diagram of the combustor representing the positional relation between the combustor tail cylinder and the first stage stationary blade
  • FIG. 7 is a schematic diagram viewed from the upstream side
  • FIG. 7 is a graph showing the magnitude of pressure fluctuation in the plurality of combustors
  • FIG. 8 is a graph showing the flow rate difference in the plurality of combustors
  • FIG. 6 is a view of the tail tube 43 from the upstream side, and since a seal member or the like is disposed between the tail tubes 43, the inclined surface 64 is indicated by a dotted line.
  • the pitch dimension in the circumferential direction C of the plurality of first stage stationary vanes 27 is P, and the tail cylinder 43 of the specific combustor 12 and the other adjacent to the one side in the circumferential direction C.
  • L be the dimension in the axis Ac direction from the downstream end surface 43a of the tail cylinder 43 to the upstream end 27a of the first stage stationary vane 27. Then, based on the pitch dimension P in the circumferential direction C, the ratio L / P of the dimension L in the axis Ac direction is defined as the axis direction ratio L / P.
  • the position of the upstream end 27 a of the first stage stationary blade 27 is arranged along the radial direction of the rotor 32. That is, in the first stage stationary blade 27, the circumferential position at the upstream end 27a is set to the same position at any position in the radial direction. Therefore, in all the longitudinal regions of the first stage stationary blades 27, the positional relationship between the tail cylinder 43 and the first stage stationary blades 27 becomes an appropriate positional relationship, and the rear ends of the tail cylinders 43 of the plurality of combustors 12 are arranged. It is possible to suppress pressure fluctuations due to Karman vortex streets and to suppress the occurrence of a difference in flow rate of combustion gas in the plurality of combustors 12.
  • the position of the upstream end 27 a of the first stage stationary blade 27 is arranged along the radial direction of the rotor 32
  • the position of the downstream end 27 b of the first stage stationary blade 27 needs to be arranged along the radial direction of the rotor 32. They may be shifted in the circumferential direction.
  • the throat width of the plurality of first stage stationary blades 27 adjacent in the circumferential direction may be set so that at least one of the one end side and the other end side in the radial direction of the rotor 32 is larger than the intermediate side in the radial direction.
  • the upstream end 27 a of the first stage stationary blade 27 may be disposed in parallel with the downstream side wall 62 of the tail cylinder 43.
  • the positional relationship between the transition piece 43 and the first stage stationary blade 27 can be arranged as follows. If it is difficult to place the tail cylinder 43 and the first stage stationary blade 27 in an appropriate positional relationship in all the longitudinal regions of the first stage stationary blade 27, the stacking direction of the upstream end 27a of the blade is shifted. Can do.
  • the position of the upstream end 27a indicated by each blade profile in the longitudinal direction of the first stage stationary blade 27 cannot suppress the pressure fluctuation due to the Karman vortex street at the rear end of the tail cylinder 43 of the combustor 12. May be located.
  • the position of the blade is shifted so that the position of the upstream end 27a of the blade remains within the range in which the positional relationship between the tail cylinder 43 and the first stage stationary blade 27 satisfies an appropriate positional relationship, while maintaining the blade profile. Can do.
  • the position of the upstream end 27 a of the first stage stationary blade 27 is not necessarily arranged in a straight line in the radial direction of the rotor 32.
  • the line connecting the upstream end 27a of the first stage stationary blade 27 in the radial direction of the rotor 32 may be arranged in a curved positional relationship.
  • pressure fluctuation occurs at the position indicated by “ ⁇ ”, and the magnitude of “ ⁇ ” indicates the pressure fluctuation level.
  • the solid line is a region line where the combustion gas flow rate difference ⁇ Q in each combustor 12 is ⁇ 0.1%
  • the dotted line is the combustion gas flow rate difference ⁇ Q in each combustor 12 is ⁇ 0.1%.
  • the region line is 0.2%.
  • the axial ratio L / P is 0.3 (30%) to 0.55 (55%)
  • the circumferential ratio S / P is 0 (0%) to 0. .2 (20%) in region A, it can be seen that the pressure fluctuation level is small and the flow rate difference is small.
  • the axial direction ratio L / P is 0.3 (30%) to 0.4 (40%), and the circumferential direction ratio S / P is 0.5 (5%) to 0.15 (15%).
  • region B it can be further understood that the pressure fluctuation level is small and the flow rate difference is small.
  • the axial direction ratio L / P may be set in consideration of the cooling air amount of the shroud on which the first stage stationary blade 27 is supported and the turbine efficiency.
  • FIG. 10 is a graph showing the amount of cooling air with respect to the axial ratio L / P
  • FIG. 11 is a graph showing the heat receiving area with respect to the axial ratio L / P
  • FIG. 12 shows the gas turbine efficiency with respect to the axial ratio L / P. It is a graph to represent.
  • the cooling air passes through the cooling passages provided in the side walls 62 of the tail cylinder 43 and is jetted toward the inner shroud and the outer shroud on which the first stage stationary blades 27 are supported.
  • the axial direction ratio L / P is set in consideration of the cooling air amount and the turbine efficiency. As shown in FIG. 10, when the axial direction ratio L / P (dimension L) increases, the amount of cooling air also increases. Moreover, as shown in FIG. 11, when the axial direction ratio L / P (dimension L) increases, the heat receiving area also increases. On the other hand, as shown in FIG. 12, when the axial ratio L / P (dimension L) increases, the turbine efficiency decreases.
  • the compressed air supplied to the combustor 12 is reduced, and the fuel is also reduced, so that the energy of the combustion gas is reduced. Therefore, it is desirable to set the axial ratio L / P in consideration of the cooling air amount of the shroud and the gas turbine efficiency.
  • the inclined surface 64 that increases the passage area of the tail tube 43 is provided on the inner surface of the side wall 62 adjacent in the circumferential direction at the downstream end of the tail tube 43 of the combustor 12.
  • the ratio S / P of the circumferential dimension S from the intermediate point of the adjacent tail cylinder 43 to the upstream end of the first-stage stationary blade 27 that is closest in the circumferential direction on the basis of the pitch dimension P of the first-stage stationary blade 27 of the turbine 13 Is set between 0 and 0.2, and the ratio L / P of the axial dimension L from the downstream end face of the tail cylinder 43 to the upstream end of the first stage stationary blade 27 is set to 0. It is set between 3 and 0.55.
  • the positional relationship between the transition piece 43 and the first stage stationary blade 27 an appropriate positional relationship, it is possible to suppress pressure fluctuations due to Karman vortex streets at the rear end portions of the transition pieces 43 of the plurality of combustors 12. In addition, it is possible to suppress the occurrence of combustion gas flow rate differences in the plurality of combustors 12. As a result, an increase in NOx and a decrease in turbine efficiency can be suppressed by suppressing the difference in the flow rate of the combustion gas between the combustors 12.
  • the ratio S / P of the circumferential dimension S with respect to the pitch dimension P is set between 0.05 and 0.15, and the axial direction with respect to the pitch dimension P is set.
  • the ratio L / P of the dimension L is set between 0.3 and 0.4. Therefore, by making the positional relationship between the transition piece 43 and the first stage stationary blade 27 an appropriate positional relationship, generation of main Karman vortex streets at the rear ends of the transition pieces 43 of the plurality of combustors 12 is suppressed. In addition, it is possible to suppress the occurrence of combustion gas flow rate differences in the plurality of combustors 12.
  • the ratio of the number of combustors 12 and the number of first stage stationary blades 27 of the turbine 13 is an odd number of 2: 3 or more.
  • the inclined surface 64 is the downstream portion of the tail cylinder 43, and at least one of the pair of side walls 62 facing each other in the circumferential direction of the rotor 32 is the inner surface of the tail cylinder 43.
  • the inclined surface 64 As it goes to the downstream side of the direction, it gradually inclines toward the downstream end of the transition piece 43 in a direction approaching another adjacent transition piece 43. Therefore, since the flows along the inner wall of the adjacent side wall of the tail cylinder 43 join at an angle to the downstream side of the downstream end surface of the tail cylinder 43, a main Karman vortex street is formed on the downstream side of the downstream end surface of the tail cylinder 43. The pressure fluctuation in the downstream portion of the tail cylinder 43 can be suppressed.
  • the position of the upstream end of the first stage stationary blade 27 is arranged along the radial direction of the rotor 32. Therefore, the positional relationship between the tail cylinder 43 and the first stage stationary blade 27 becomes an appropriate positional relationship in the entire region of the first stage stationary blade 27 in the longitudinal direction, and the rear ends of the tail cylinders 43 of the plurality of combustors 12 are arranged. It is possible to suppress pressure fluctuations due to Karman vortex streets and to suppress the occurrence of a difference in flow rate of combustion gas in the plurality of combustors 12.
  • the throat width of the plurality of first stage stationary blades 27 adjacent in the circumferential direction is such that at least one of the one end side and the other end side in the radial direction of the rotor 32 is the intermediate side in the radial direction. It is set larger. Therefore, it is possible to improve the performance by improving the turbine efficiency.
  • the axial direction ratio L / P is set in consideration of the cooling air amount of the shroud on which the first stage stationary blade 27 is supported and the turbine efficiency. Therefore, the positional relationship between the tail cylinder 43 and the first stage stationary blade 27 can be set to an optimum one.

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Abstract

　ガスタービン燃焼器及びガスタービンにおいて、燃焼器（１２）の尾筒（４３）の下流端部における周方向に隣接する側壁（６２）の内面に尾筒（４３）の通路面積が大きくなる傾斜面（６４）を設け、第１段静翼（２７）のピッチ寸法（Ｐ）を基準にして、隣接する尾筒（４３）の中間地点から周方向で最も近い第１段静翼（２７）の上流端までの周方向の寸法（Ｓ）の割合（Ｓ／Ｐ）を０から０．２の間に設定すると共に、ピッチ寸法（Ｐ）を基準にして、尾筒（４３）の下流端面から第１段静翼（２７）の上流端までの軸方向の寸法（Ｌ）の割合（Ｌ／Ｐ）を０．３から０．５５の間に設定する。

Description

ガスタービン
　本発明は、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。
　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に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は、排気ガスとして大気に放出される。
　このようなガスタービンにて、燃焼器は、周方向に沿って複数個が隣接して配置されている。各燃焼器で燃焼した燃焼ガスは、燃焼器尾筒から流出し、タービンのガス入り口から流路内に入り込む。このとき、燃焼ガスは、燃焼器尾筒から流出した直後に、隣接する燃焼器尾筒のサイドフランジ間で、その流れの中にカルマン渦列が形成される場合がある。そして、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、運転ができなくなるおそれがある。
　このような問題を解決するものとして、例えば、下記特許文献１に記載されたものがある。この特許文献１に記載されたガスタービンは、燃焼器尾筒の下流部で、タービンロータの周方向で互いに対向する側壁の内面に、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尾筒に近づく向きに傾斜する傾斜面を設けている。
特開２０１３－０６４５３５号公報
　上述した従来のガスタービンでは、尾筒の下流側の側壁内面に傾斜面を設けることで、尾筒の側壁内面に沿う流れ同士が合流するため、カルマン渦列の発生を抑制することができる。ところが、燃焼器尾筒からタービンの燃焼ガス流路内に入り込む燃焼ガスは、タービンの第１段静翼と干渉し、周方向に隣接した複数の燃焼器との間で、燃焼ガスの流量に偏差が生じてしまう。複数の燃焼器間で、燃焼ガスの流量に偏差が生じると、各燃焼器間で温度差（温度ムラ）が発生し、ＮＯｘの増加やタービン効率の低下などの問題が生じる。
　本発明は上述した課題を解決するものであり、複数の燃焼器間でのカルマン渦列の発生を抑制すると共に、複数の燃焼器における燃焼ガスの流量差の発生を抑制することで、ＮＯｘの増加やタービン効率の低下の抑制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、を有し、前記燃焼器は、ロータを中心として環状に配置されるガスタービンにおいて、前記燃焼器の尾筒の下流端部における周方向に隣接する側壁の内面に前記尾筒の通路面積が大きくなる傾斜面が設けられ、前記タービンの第１段静翼のピッチ寸法Ｐを基準にして、隣接する前記尾筒の中間地点から前記周方向で最も近い前記第１段静翼の上流端までの周方向の寸法Ｓの割合Ｓ／Ｐが０から０．２の間に設定されると共に、前記ピッチ寸法Ｐを基準にして、前記尾筒の下流端から前記第１段静翼の上流端までの軸方向の寸法Ｌの割合Ｌ／Ｐが０．３から０．５５の間に設定される、ことを特徴とするものである。
　尾筒と第１段静翼との位置関係を適正な位置関係にすることで、複数の燃焼器の尾筒の後端部でのカルマン渦列による圧力変動を抑制することができると共に、複数の燃焼器における燃焼ガスの流量差の発生を抑制することができる。その結果、主要なカルマン渦列の発生を抑制することで、尾筒の下流側部分の圧力変動を抑えることができ、また、各燃焼器間での燃焼ガスの流量差を抑制することで、ＮＯｘの増加やタービン効率の低下を抑制することができる。
　本発明のガスタービンでは、前記ピッチ寸法Ｐを基準にして周方向の寸法Ｓの割合Ｓ／Ｐが０．０５から０．１５の間に設定されると共に、前記ピッチ寸法Ｐを基準にして、前記軸方向の寸法Ｌの割合Ｌ／Ｐが０．３から０．４の間に設定されることを特徴としている。
　尾筒と第１段静翼との位置関係を適正な位置関係にすることで、複数の燃焼器の尾筒の後端部での主要なカルマン渦列の発生を抑制することができると共に、複数の燃焼器における燃焼ガスの流量差の発生を抑制することができる。
　本発明のガスタービンでは、前記燃焼器の数と前記タービンの第１段静翼の数との比が２：３以上の奇数であることを特徴としている。
　本発明のガスタービンでは、前記傾斜面は、前記尾筒の下流部で、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が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ことを特徴としている。
　隣接する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ため、尾筒の下流端面の下流側に主要な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。
　本発明のガスタービンでは、前記第１段静翼の上流端の位置が前記ロータの径方向に沿って配置されることを特徴としている。
　第１段静翼の上流端の位置をロータの径方向に沿って配置するため、第１段静翼の長手方向の全ての領域にて、尾筒と第１段静翼との位置関係が適正な位置関係となり、複数の燃焼器の尾筒の後端部でのカルマン渦列による圧力変動を抑制することができると共に、複数の燃焼器における燃焼ガスの流量差の発生を抑制することができる。
　本発明のガスタービンでは、周方向に隣接する複数の前記第１段静翼におけるスロート幅は、前記ロータの径方向における一端部側と他端部側の少なくともいずれか一方が径方向における中間部側より大きく設定されることを特徴としている。
　第１段静翼における端部側のスロート幅を中間部側のスロート幅より大きく設定するため、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。
　本発明のガスタービンでは、前記割合Ｌ／Ｐは、前記第１段静翼が支持されるシュラウドの冷却空気量とタービン効率を考慮して設定されることを特徴としている。
　シュラウドの冷却空気量とタービン効率に基づいて割合Ｌ／Ｐを設定するため、尾筒と第１段静翼との位置関係を最適なものに設定することができる。
　本発明のガスタービンでは、前記第１段静翼の上流端は、前記上流端を前記ロータの径方向に結ぶ線が湾曲した位置関係に配置されることを特徴としている。
　本発明のガスタービンによれば、尾筒と第１段静翼との位置関係を適正な位置関係にするので、複数の燃焼器の尾筒の後端部での主要なカルマン渦列の発生を抑制することができると共に、複数の燃焼器における燃焼ガスの流量差の発生を抑制することができ、その結果、ＮＯｘの増加やタービン効率の低下を抑制することができる。
図１は、本実施形態のガスタービンを表す概略構成図である。 図２は、ガスタービンの燃焼器を表す概略構成図である。 図３は、燃焼器尾筒を表す斜視図である。 図４は、燃焼器尾筒の断面図である。 図５は、燃焼器尾筒と第１段静翼との位置関係を表す燃焼器の側方から見た概略図である。 図６は、燃焼器尾筒と第１段静翼との位置関係を表す燃焼器の上流側から見た概略図である。 図７は、複数の燃焼器における圧力変動の大きさを表すグラフである。 図８は、複数の燃焼器における流量差を表すグラフである。 図９は、複数の燃焼器における燃焼ガスの流量差が少なく主要なカルマン渦列の発生しない領域を表すグラフである。 図１０は、軸線方向割合Ｌ／Ｐに対する冷却空気量を表すグラフである。 図１１は、軸線方向割合Ｌ／Ｐに対する受熱面積を表すグラフである。 図１２は、軸線方向割合Ｌ／Ｐに対するガスタービン効率を表すグラフである。
　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１は、本実施形態のガスタービンを表す概略構成図、図２は、ガスタービンの燃焼器を表す概略構成図である。
　本実施形態において、図１に示すように、ガスタービン１０は、圧縮機１１と燃焼器（ガスタービン燃焼器）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１０は、同軸上に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と動翼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おり、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２６内に複数の静翼２７と動翼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（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２８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。
　このガスタービン１０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。そして、タービン１３にて、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、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、排気室３０の排気ディフューザ３１を通り、排気ガスとして大気に放出される。
　上述した燃焼器１２において、図２に示すように、外筒４１は、内側に所定間隔をあけて内筒４２が配置され、この内筒４２の先端部に尾筒４３が連結されて燃焼器ケーシングが構成されている。この外筒４１と内筒４２と尾筒４３は、中心軸心に沿って配置されている。内筒４２は、内部の中心部に位置してパイロットバーナ４４が配置されると共に、内周面に周方向に沿ってパイロットバーナ４４を取り囲むように複数のメインバーナ４５が配置されている。パイロットバーナ４４とメインバーナ４５は、中心軸心と平行をなして配置されている。尾筒４３は、バイパス管４６が連結されており、このバイパス管４６にバイパス弁４７が設けられている。
　外筒４１は、外筒本体５１の基端部に外筒蓋部５２が密着し、複数の締結ボルト５３により締結されて構成されている。外筒４１は、外筒蓋部５２の内側にトップハット部５４が嵌合し、複数の締結ボルト５５により締結されている。内筒４２は、外筒４１の内側に所定の間隔をあけて配置されており、トップハット部５４の内面と内筒４２の外面との間に円筒形状をなす空気通路５６が形成されている。そして、空気通路５６は、一端部が圧縮機１１で圧縮された圧縮空気の供給通路５７に連通し、他端部が内筒４２における基端部側に連通している。
　内筒４２は、中心部に位置してパイロットバーナ４４が配置され、その周囲に複数のメインバーナ４５が配置されている。そして、トップハット部５４は、燃料ポート５８，５９が設けられている。図示しないパイロット燃料ラインがパイロット燃料ポート５８に連結され、図示しないメイン燃焼ラインが各メイン燃料ポート５９に連結されている。
　ここで、燃焼器１２の尾筒４３について詳細に説明する。図３は、燃焼器尾筒を表す斜視図、図４は、燃焼器尾筒の断面図である。
　尾筒４３は、図３及び図４に示すように、筒状をなし、内周側に燃焼ガスＧが流れる胴体６１と、胴体６１の下流端部に設けられて尾筒４３の軸線Ａｃから遠ざかる向きに広がる出口フランジ７１とを有している。胴体６１は、下流側の断面形状が長方形状をなし、この胴体６１は、その下流側にロータ３２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６２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６３とを有している。
　出口フランジ７１は、胴体６１の下流端から尾筒４３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７２と、このフランジ本体部７２の外縁から上流側に向って延びる対向部７３とを有している。このフランジ本体部７２は、下流端面が尾筒４３の下流端面４３ａをなしている。また、尾筒４３は、出口フランジ７１の対向部７３と、周方向Ｃで隣接する他の尾筒４３の対向部７３との間に、隣接する燃焼器１２の尾筒相互間をシールするシール部材７５が設けられている。シール部材７５は、各対向部７３に形成された凹部７４内に嵌合されている。なお、本実施形態にて、胴体６１の下流側の部分、つまり胴体６１の下流側の側壁６２，６３と、出口フランジ７１のフランジ本体部７２とは、一体成形品で形成されている。
　胴体６１は、周方向Ｃで互いに対向する一対の側壁６２のそれぞれの内面が尾筒４３の軸線Ａｃ方向の下流側に向かうに連れて次第に隣接する他の尾筒４３に近づく向きに、尾筒４３の下流端６４ａに至るまで傾斜している傾斜面６４をなしている。即ち、この傾斜面６４は、側壁６２の内面における上流端６４ａから尾筒４３の下流端６４ｂまでである。
　尾筒４３内を下流側に向って流れる燃焼ガスＧは、尾筒４３内から流出した後も側壁６２の内面に沿った方向に流れようとするため、フランジ本体部７２の下流端面４３ａの下流側にカルマン渦列が形成されるおそれがある。本実施形態では、尾筒４３の下流側の側壁６２の内面に傾斜面６４が形成されているため、側壁６２の内面に対してフランジ本体部７２の下流端面４３ｂのなす角度が小さくなっている。そのため、フランジ本体部７２の下流端面４３ａの下流側にカルマン渦列が形成されるのを抑制することができ、尾筒４３の下流側部分の圧力変動を抑えることができる。
　なお、尾筒４３における傾斜面６４の形状は、上述したものに限定されるものではない。例えば、傾斜面６４は、その上流端６４ａから下流端６４ｂまでの全体が平面形状であるが、この傾斜面６４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。
　ここで、燃焼器１２の尾筒４３とタービン１３の第１段静翼２７との位置関係について説明する。図５は、燃焼器尾筒と第１段静翼との位置関係を表す燃焼器の側方から見た概略図、図６は、燃焼器尾筒と第１段静翼との位置関係を表す燃焼器の上流側から見た概略図、図７は、複数の燃焼器における圧力変動の大きさを表すグラフ、図８は、複数の燃焼器における流量差を表すグラフ、図９は、複数の燃焼器における燃焼ガスの流量差が少なく主要なカルマン渦列の発生しない領域を表すグラフである。なお、図６は、尾筒４３を上流側から見たものであり、各尾筒４３の間にシール部材などが配置されることから、傾斜面６４を点線で記載している。
　図５及び図６に示すように、複数の第１段静翼２７の周方向Ｃのピッチ寸法をＰとし、特定の燃焼器１２の尾筒４３とこれに周方向Ｃの一方の側に隣接する他の燃焼器１２の尾筒４３との中間地点Ｍから周方向Ｃの一方の側で最も近い第１段静翼２７の上流端２７ａまでの周方向Ｃの寸法Ｓとする。そして、この周方向Ｃのピッチ寸法Ｐを基準にして、周方向Ｃの寸法Ｓの割合Ｓ／Ｐを周方向割合Ｓ／Ｐとする。
　また、尾筒４３の下流端面４３ａから第１段静翼２７の上流端２７ａまでの軸線Ａｃ方向の寸法をＬとする。そして、周方向Ｃのピッチ寸法Ｐを基準にして、軸線Ａｃ方向の寸法Ｌの割合Ｌ／Ｐを軸線方向割合Ｌ／Ｐとする。
　この周方向割合Ｓ／Ｐと軸線方向割合Ｌ／Ｐとを用いて、複数の燃焼器１２の尾筒４３の下流端面４３ａでの圧力変動レベルと、複数の燃焼器１２における燃焼ガスの流量差の発生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１２の数Ｎｃと第１段静翼２７の数Ｎｓとの比が２：３で行った。
　このとき、第１段静翼２７の上流端２７ａの位置がロータ３２の径方向に沿って配置される。即ち、第１段静翼２７は、上流端２７ａにおける周方向の位置は、径方向におけるどの位置でも同じ位置に設定されている。そのため、第１段静翼２７の長手方向の全ての領域にて、尾筒４３と第１段静翼２７との位置関係が適正な位置関係となり、複数の燃焼器１２の尾筒４３の後端部でのカルマン渦列による圧力変動を抑制することができると共に、複数の燃焼器１２における燃焼ガスの流量差の発生を抑制することができる。
　なお、第１段静翼２７の上流端２７ａの位置がロータ３２の径方向に沿って配置されているが、第１段静翼２７の下流端２７ｂの位置がロータ３２の径方向に沿って配置される必要はなく、周方向にずれていてもよい。例えば、周方向に隣接する複数の第１段静翼２７におけるスロート幅をロータ３２の径方向における一端部側と他端部側の少なくともいずれか一方が径方向における中間部側より大きく設定してもよい。更に、第１段静翼２７の上流端２７ａは、尾筒４３の下流側の側壁６２と平行に配置されていてもよい。
　また、本実施形態の変形例として、尾筒４３と第１段静翼２７の位置関係を次のとおりに配置することができる。第１段静翼２７の長手方向の全ての領域にて、尾筒４３と第１段静翼２７との位置関係が適正な位置関係に配置することが難しい場合、翼の上流端２７ａの積み上げる方向をずらすことができる。
　即ち、第１段静翼２７の長手方向におけるそれぞれの翼プロファイルに示される上流端２７ａの位置が、燃焼器１２の尾筒４３の後端部でのカルマン渦列による圧力変動を抑制することができない場所に位置してしまう場合がある。この場合、翼のプロファイルはそのままに、翼の上流端２７ａの位置が、尾筒４３と第１段静翼２７との位置関係が適正な位置関係を満たす範囲に収まるように、翼の位置をずらすことができる。このとき、第１段静翼２７の上流端２７ａの位置は、必ずしもロータ３２の径方向に一直線上に配置されない。即ち、第１段静翼２７の上流端２７ａをロータ３２の径方向に結ぶ線が湾曲した位置関係となるように配置してもよい。
　図７に示すように、「○」で表した位置で圧力変動が発生し、その「〇」の大きさが圧力変動レベルを表している。また、図８に示すように、実線は各燃焼器１２における燃焼ガスの流量差ΔＱが±０．１％となる領域線であり、点線は各燃焼器１２における燃焼ガスの流量差ΔＱが±０．２％となる領域線である。その結果、図９に示すように、軸線方向割合Ｌ／Ｐが０．３（３０％）～０．５５（５５％）で、且つ、周方向割合Ｓ／Ｐが０（０％）～０．２（２０％）の領域Ａで、圧力変動レベルが小さく、且つ、流量差が小さいことが把握できる。また、軸線方向割合Ｌ／Ｐが０．３（３０％）～０．４（４０％）で、且つ、周方向割合Ｓ／Ｐが０．５（５％）～０．１５（１５％）の領域Ｂで、更に、圧力変動レベルが小さく、且つ、流量差が小さいことが把握できる。
　また、軸線方向割合Ｌ／Ｐは、第１段静翼２７が支持されるシュラウドの冷却空気量とタービン効率を考慮して設定するとよい。図１０は、軸線方向割合Ｌ／Ｐに対する冷却空気量を表すグラフ、図１１は、軸線方向割合Ｌ／Ｐに対する受熱面積を表すグラフ、図１２は、軸線方向割合Ｌ／Ｐに対するガスタービン効率を表すグラフである。
　冷却空気は、尾筒４３の各側壁６２に設けられた冷却通路内を通り、第１段静翼２７が支持される内側シュラウド及び外側シュラウドに向けて噴出される。この冷却空気量とタービン効率を考慮して軸線方向割合Ｌ／Ｐを設定する。図１０に示すように、軸線方向割合Ｌ／Ｐ（寸法Ｌ）が増加すると、冷却空気量も増加する。また、図１１に示すように、軸線方向割合Ｌ／Ｐ（寸法Ｌ）が増加すると、受熱面積も増加する。一方、図１２に示すように、軸線方向割合Ｌ／Ｐ（寸法Ｌ）が増加すると、タービン効率が低下する。冷却空気は、圧縮空気の一部を抽気して用いることから、燃焼器１２に供給される圧縮空気が減少し、併せて燃料が減少することから燃焼ガスのエネルギが減少する。そのため、シュラウドの冷却空気量とガスタービン効率を考慮して軸線方向割合Ｌ／Ｐを設定することが望ましい。
　このように本実施形態のガスタービンにあっては、燃焼器１２の尾筒４３の下流端部における周方向に隣接する側壁６２の内面に尾筒４３の通路面積が大きくなる傾斜面６４を設け、タービン１３の第１段静翼２７のピッチ寸法Ｐを基準にして、隣接する尾筒４３の中間地点から周方向で最も近い第１段静翼２７の上流端までの周方向の寸法Ｓの割合Ｓ／Ｐを０から０．２の間に設定すると共に、ピッチ寸法Ｐを基準にして、尾筒４３の下流端面から第１段静翼２７の上流端までの軸方向の寸法Ｌの割合Ｌ／Ｐを０．３から０．５５の間に設定している。
　従って、尾筒４３と第１段静翼２７との位置関係を適正な位置関係にすることで、複数の燃焼器１２の尾筒４３の後端部でのカルマン渦列による圧力変動を抑制することができると共に、複数の燃焼器１２における燃焼ガスの流量差の発生を抑制することができる。その結果、各燃焼器１２間での燃焼ガスの流量差を抑制することで、ＮＯｘの増加やタービン効率の低下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、ピッチ寸法Ｐを基準にして周方向の寸法Ｓの割合Ｓ／Ｐを０．０５から０．１５の間に設定すると共に、ピッチ寸法Ｐを基準にして、軸方向の寸法Ｌの割合Ｌ／Ｐを０．３から０．４の間に設定している。従って、尾筒４３と第１段静翼２７との位置関係を適正な位置関係にすることで、複数の燃焼器１２の尾筒４３の後端部での主要なカルマン渦列の発生を抑制することができると共に、複数の燃焼器１２における燃焼ガスの流量差の発生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、燃焼器１２の数とタービン１３の第１段静翼２７の数との比を２：３以上の奇数としている。
　本実施形態のガスタービンでは、傾斜面６４は、尾筒４３の下流部で、ロータ３２の周方向で互いに対向する一対の側壁６２のうち、少なくとも一方の側壁６２の内面が尾筒４３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尾筒４３に近づく向きに尾筒４３の下流端に至るまで傾斜している。従って、隣接する尾筒４３の側壁内面に沿う流れ同士が尾筒４３の下流端面の下流側に角度をもって合流するため、尾筒４３の下流端面の下流側に主要なカルマン渦列が形成されるのを抑制することができ、尾筒４３の下流側部分の圧力変動を抑えることができる。
　本実施形態のガスタービンでは、第１段静翼２７の上流端の位置をロータ３２の径方向に沿って配置している。従って、第１段静翼２７の長手方向の全ての領域にて、尾筒４３と第１段静翼２７との位置関係が適正な位置関係となり、複数の燃焼器１２の尾筒４３の後端部でのカルマン渦列による圧力変動を抑制することができると共に、複数の燃焼器１２における燃焼ガスの流量差の発生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、周方向に隣接する複数の第１段静翼２７におけるスロート幅は、ロータ３２の径方向における一端部側と他端部側の少なくともいずれか一方が径方向における中間部側より大きく設定されている。従って、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。
　本実施形態のガスタービンでは、軸線方向割合Ｌ／Ｐを第１段静翼２７が支持されるシュラウドの冷却空気量とタービン効率を考慮して設定する。従って、尾筒４３と第１段静翼２７との位置関係を最適なものに設定することができる。
　１０　ガスタービン
　１１　圧縮機
　１２　燃焼器
　１３　タービン
　２０　空気取入口
　２１　圧縮機車室
　２２　入口案内翼
　２３　静翼
　２４　動翼
　２５　抽気室
　２６　タービン車室
　２７　静翼（第１段静翼）
　２８　動翼
　２９　排気車室
　３０　排気室
　３１　排気ディフューザ
　３２　ロータ
　３３，３４　軸受部
　３５，３６，３７　脚部
　４１　外筒
　４２　内筒
　４３　尾筒
　４３ａ　下流端面
　４４　パイロットバーナ
　４５　メインバーナ
　４６　バイパス管
　４７　バイパス弁
　５１　外筒本体
　５２　外筒蓋部
　５３　締結ボルト
　５４　トップハット部
　５５　締結ボルト
　５６　空気通路
　５７　供給通路
　５８　パイロット燃料ポート
　５９　メイン燃料ポート
　６１　胴体
　６２，６３　側壁
　６４　傾斜面
　６４ａ　上流端
　６４ｂ　下流端
　７１　出口フランジ
　７２　フランジ本体部
　７３　対向部
　７４　凹部
　７５　シール部材

Claims (8)

  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、
    　を有し、前記燃焼器は、ロータを中心として環状に配置されるガスタービンにおいて、
    　前記燃焼器の尾筒の下流端部における周方向に隣接する側壁の内面に前記尾筒の通路面積が大きくなる傾斜面が設けられ、
    　前記タービンの第１段静翼のピッチ寸法Ｐを基準にして、隣接する前記尾筒の中間地点から前記周方向で最も近い前記第１段静翼の上流端までの周方向の寸法Ｓの割合Ｓ／Ｐが０から０．２の間に設定されると共に、
    　前記ピッチ寸法Ｐを基準にして、前記尾筒の下流端から前記第１段静翼の上流端までの軸方向の寸法Ｌの割合Ｌ／Ｐが０．３から０．５５の間に設定される、
    　ことを特徴とするガスタービン。
  2. 　前記ピッチ寸法Ｐを基準にして周方向の寸法Ｓの割合Ｓ／Ｐが０．０５から０．１５の間に設定されると共に、前記ピッチ寸法Ｐを基準にして、前記軸方向の寸法Ｌの割合Ｌ／Ｐが０．３から０．４の間に設定されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。
  3. 　前記燃焼器の数と前記第１段静翼の数との比が２：３以上であ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. 　前記傾斜面は、前記尾筒の下流部で、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が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ことを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のガスタービン。
  5. 　前記第１段静翼の上流端の位置が前記ロータの径方向に沿って配置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. 　前記第１段静翼の上流端は、前記上流端を前記ロータの径方向に結ぶ線が湾曲した位置関係に配置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。
  7. 　周方向に隣接する複数の前記第１段静翼におけるスロート幅は、前記ロータの径方向における一端部側と他端部側の少なくともいずれか一方が径方向における中間部側より大きく設定されることを特徴とする請求項５または請求項６に記載のガスタービン。
  8. 　前記割合Ｌ／Ｐは、前記第１段静翼が支持されるシュラウドの冷却空気量とタービン効率を考慮して設定されることを特徴とする請求項１から請求項７のいずれか一項に記載のガスタービン。
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