WO2017029689A1 - 軸流タービン - Google Patents

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WO2017029689A1
WO2017029689A1 PCT/JP2015/004051 JP2015004051W WO2017029689A1 WO 2017029689 A1 WO2017029689 A1 WO 2017029689A1 JP 2015004051 W JP2015004051 W JP 2015004051W WO 2017029689 A1 WO2017029689 A1 WO 2017029689A1
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WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
side wall
turbine
ring side
stationary blade
outer ring
Prior art date
Application number
PCT/JP2015/004051
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
秀幸 前田
岩太郎 佐藤
悟 関根
Original Assignee
株式会社 東芝
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 株式会社 東芝 filed Critical 株式会社 東芝
Priority to PCT/JP2015/004051 priority Critical patent/WO2017029689A1/ja
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/20—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes

Definitions

  • Embodiments of the present invention relate to an axial turbine.
  • a plurality of stationary blades are usually arranged over the entire circumference in an annular opening formed between a diaphragm outer ring and a diaphragm inner ring. Then, the working fluid flows from the entire circumference of the annular opening.
  • the blade height of the stationary blade can be increased by changing the ratio of the closed region. Therefore, even when the volume flow rate of the working fluid is small, the secondary flow can be suppressed and the performance deterioration of the axial turbine can be suppressed.
  • the temperature of the closing portion that closes the annular opening also rises.
  • the closed portion does not cause problems such as burning.
  • the temperature of the working fluid exceeds 600 ° C., the closing portion may be burned out. Therefore, a technique for cooling the closing portion has been studied.
  • the closing part needs to have sufficient strength and rigidity against a force due to a pressure difference between the upstream side and the downstream side of the closing part.
  • the thickness of the closing portion In order to maintain the strength and rigidity of the closed portion in response to the high pressure of the working fluid at the turbine inlet described above, it is desirable to increase the thickness of the closed portion.
  • the thickness of the closing portion increases, the thermal stress due to the start and stop of the axial flow turbine and the thermal stress due to cooling increase. Therefore, from the viewpoint of suppressing thermal stress, it is desirable to reduce the thickness of the closing portion.
  • the problem to be solved by the present invention is to provide an axial turbine having a partial insertion structure that has sufficient strength and rigidity and suppresses the generation of thermal stress.
  • An axial turbine includes a casing, a turbine rotor penetrating in the casing, a moving blade implanted in a circumferential direction of the turbine rotor, an outer ring side wall supported by the casing, and the outer ring.
  • An inner ring side wall provided inside the side wall and forming an annular opening with the outer ring side wall.
  • the axial turbine is further provided in a partial region in the circumferential direction in the annular opening, and the stationary blades alternately disposed in the axial direction of the moving blade and the turbine rotor, and the circumferential direction in the annular opening.
  • a closing plate that is provided in another region and closes the opening of the other region; and a reinforcing plate that is provided downstream from an end surface on the downstream side of the closing plate.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view taken along the line AA in FIG. 4. It is a plane development view when the stationary blade structure of other composition in the turbine of a 1st embodiment is seen from the radial outside in the state where the outer ring side wall was removed.
  • FIG. 8 is a sectional view taken along line BB in FIG. It is CC sectional drawing of FIG. It is a plane development view when the stationary blade structure in the turbine of the third embodiment is viewed from the outside in the radial direction with the outer ring side wall removed. It is DD sectional drawing of FIG.
  • FIG. 1 is a system diagram of a gas turbine facility 10 including the turbine 21 according to the first embodiment.
  • the combustor 20 is supplied with oxygen and fuel.
  • the oxygen and fuel supplied to the combustor 20 are combusted.
  • the carbon dioxide generated in the combustor 20 before the combustion is supplied to the combustor 20.
  • This carbon dioxide is mixed with oxygen and fuel, for example, and supplied to the combustor 20.
  • the flow rates of the fuel and oxygen are adjusted so that, for example, the stoichiometric mixing ratio (theoretical mixing ratio) is obtained in a state where they are completely mixed.
  • the fuel for example, natural gas, hydrocarbons such as methane, coal gasification gas and the like are used.
  • Combustion gas composed of carbon dioxide and water vapor discharged from the combustor 20 is introduced into the turbine 21.
  • the combustion gas that has expanded in the turbine 21 passes through the heat exchanger 22 and further passes through the heat exchanger 23.
  • the water vapor is condensed into water. Water is discharged outside through the pipe 24.
  • the combustion gas functions as a working fluid.
  • a generator 25 is connected to the turbine 21.
  • the carbon dioxide from which the water vapor has been separated is pressurized by the compressor 26 and becomes a supercritical fluid.
  • a part of the pressurized carbon dioxide is heated in the heat exchanger 22 and supplied to the combustor 20.
  • the carbon dioxide supplied to the combustor 20 is ejected from the upstream side of the combustor 20 to the combustion region together with the fuel and the oxidant as described above.
  • the turbine 21 branches off from the flow path of the heat exchanger 22 through which carbon dioxide, which is a supercritical fluid, flows to the turbine 21.
  • a pipe 27 to be connected is provided. Through this pipe 27, carbon dioxide as a supercritical fluid is introduced into the turbine 21 as a cooling medium.
  • the temperature of the cooling medium is preferably about 350 to 550 ° C., for example, in consideration of the cooling effect and the thermal stress generated in the object to be cooled.
  • the remainder of the carbon dioxide boosted by the compressor 26 is discharged outside the system.
  • the carbon dioxide discharged to the outside is recovered by, for example, a recovery device.
  • emitted outside can be utilized also for EOR (Enhanced
  • EOR Enhanced
  • FIG. 2 is a view showing a part of a longitudinal section of the turbine 21 according to the first embodiment.
  • region 71 is shown by the cross section of FIG.
  • FIG. 3 is a plan view of the stationary blade structure 120 of the turbine 21 according to the first embodiment when viewed from the upstream side.
  • the turbine 21 of this Embodiment comprises the axial flow turbine.
  • an outer ring side wall 40 is supported on the inner periphery of the cylindrical casing 30.
  • An inner ring side wall 50 is provided inside the outer ring side wall 40.
  • An annular opening 70 constituting an annular opening passage is formed between the outer ring side wall 40 and the inner ring side wall 50.
  • the stationary blade 60 is disposed in a partial region in the circumferential direction in the annular opening 70.
  • the stationary blades 60 are arranged at a predetermined interval in the circumferential direction. In this way, a plurality of stationary blades 60 are provided in the circumferential direction to constitute a stationary blade cascade.
  • a closing plate 80 is provided in another region in the circumferential direction of the annular opening 70. The closing plate 80 closes the openings in other areas. As will be described in detail later, the closing plate 80 is provided with a reinforcing plate (not shown) extending toward the downstream side.
  • annular opening 70 a partial area in the circumferential direction where the stationary blade 60 is disposed and opened is called an opening area 71, and another area closed by the closing plate 80 or the like is called a closing area 72.
  • a structure in which one annular opening 70 is provided with an opening region 71 and a closing region 72 is referred to as a partial insertion structure.
  • the working fluid flows in the opening region 71 and the working fluid does not flow in the closed region 72.
  • the partial insertion structure is provided in at least one turbine stage of the turbine stages constituting the turbine 21.
  • FIG. 2 and FIG. 3 show an example in which a partial insertion structure is provided in the first stage turbine stage.
  • a structure including the outer ring side wall 40, the inner ring side wall 50, the stationary blade cascade, the closing plate 80, and a reinforcing plate described later is referred to as a stationary blade structure 120.
  • the working fluid expands and flows from the upstream stage having a high pressure toward the downstream stage having a low pressure. Therefore, the stationary blade structure 120 forms an opening region 71 necessary for obtaining a volume flow rate in the turbine stage.
  • the flow of the working fluid flows in the rotation direction by the rotation of the turbine rotor 90. Therefore, the circumferential position of the opening region 71 of the stationary blade structure 120 in a certain turbine stage is set so that the turbine rotor 90 has a circumferential position relative to the circumferential position of the opening region 71 of the stationary blade structure 120 in the downstream turbine stage. It is shifted in the opposite direction of the rotation direction.
  • a turbine rotor 90 is provided in the casing 30.
  • a plurality of rotor blades 100 are implanted in the rotor wheel 91 of the turbine rotor 90 at predetermined intervals in the circumferential direction.
  • a plurality of moving blades 100 are provided in the circumferential direction to constitute a moving blade cascade.
  • the stationary blade cascade and the moving blade cascade are alternately arranged along the turbine rotor axial direction.
  • One turbine stage is composed of the stationary blade cascade and the moving blade cascade on the downstream side of the stationary blade cascade.
  • the outer periphery of the moving blade 100 is surrounded by a shroud segment 110, for example.
  • the shroud segment 110 prevents heat input from the combustion gas to the casing 30.
  • the shroud segment 110 is supported by an outer ring side wall 40 fixed to the casing 30.
  • the stationary blade structure 120 includes the outer ring side wall 40, the inner ring side wall 50, the stationary blade 60, the closing plate 80, and the reinforcing plate 81.
  • the outer ring side wall 40 has wall portions 41 and 42 that extend radially outward and also in the circumferential direction, and a bottom portion 43 that extends in the circumferential direction provided on the inner peripheral side of the wall portions 41 and 42. Is provided.
  • the bottom 43 is connected to the upstream wall 41 and the downstream wall 42. That is, the outer ring side wall 40 has an opening groove 44 whose outer peripheral side is opened.
  • Engaging protrusions 41 a and 42 a for engaging with the engaging groove 31 of the casing 30 are formed at the outer peripheral ends of the walls 41 and 42.
  • the engagement protrusion 41a protrudes upstream in the turbine rotor axial direction
  • the engagement protrusion 42a protrudes downstream in the turbine rotor axial direction.
  • the outer ring side wall 40 is supported (fixed) on the casing 30 by engaging the engagement protrusions 41 a and 42 a with the engagement portion groove 31 of the casing 30.
  • the opening groove 44 of the outer ring side wall 40 is, for example, covered with the casing 30 and closed.
  • the opening groove 44 communicates over the circumferential direction. Therefore, the opening groove 44 in the opening region 71 and the opening groove 44 in the closing region 72 communicate with each other to form an annular opening groove 44.
  • the outer ring side wall 40 is formed integrally with the stationary blade 60, for example.
  • the inner ring side wall 50 is composed of, for example, a plate-like member extending in the circumferential direction.
  • the inner ring side wall 50 is formed integrally with the stationary blade 60, for example.
  • the configuration of the outer ring side wall 40 and the inner ring side wall 50 in the closed region 72 is the same as the configuration of the outer ring side wall 40 and the inner ring side wall 50 in the opening region 71 described above.
  • FIG. 4 is a plan development view when the stationary blade structure 120 in the turbine 21 of the first embodiment is viewed from the outside in the radial direction with the outer ring side wall 40 removed.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view taken along the line AA in FIG. FIG. 5 shows a cross section in a state where the outer ring side wall 40 is provided.
  • the stationary blade 60 is disposed in the opening region 71 in the annular opening 70.
  • a plurality of stationary blades 60 are arranged in the circumferential direction with a predetermined interval.
  • a closing plate 80 is disposed in the closing region 72.
  • the closing plate 80 is provided at the opening end on the upstream side of the closing region 72. That is, the closing plate 80 is disposed at the opening end on the upstream side of the annular opening 70 that becomes the closing region 72.
  • one end 80 a in the circumferential direction of the closing plate 80 is joined to the front edge of the stationary blade 60 a on one end in the circumferential direction.
  • the other end 80b in the circumferential direction of the closing plate 80 is connected to, for example, the front edge of the stationary blade 60b on the other end in the circumferential direction.
  • the outer periphery of the closing plate 80 is joined to, for example, the inner periphery of the outer ring side wall 40, and the inner periphery of the closing plate 80 is joined to, for example, the outer periphery of the inner ring side wall 50.
  • the closing plate 80 and the stationary blades 60a and 60b, the closing plate 80, the outer ring side wall 40, and the inner ring side wall 50 are joined by, for example, welding or brazing.
  • the closing plate 80 is provided with a reinforcing plate 81 extending toward the downstream side.
  • the reinforcing plate 81 is configured by a plate-like member.
  • the reinforcing plate 81 is provided between the outer ring side wall 40 and the inner ring side wall 50 in the turbine rotor axial direction.
  • the reinforcing plate 81 is provided at a predetermined interval in the circumferential direction. This interval may be the same as the interval in the circumferential direction between the stationary blades 60 in the opening region 71, for example.
  • the reinforcing plate 81 may be provided integrally with the closing plate 80, for example. Further, the reinforcing plate 81 may be joined to the downstream end face of the closing plate 80 by welding or brazing, for example.
  • the closing plate 80 needs to have sufficient strength and rigidity against the force generated by the pressure difference between the upstream side and the downstream side of the closing plate 80. Therefore, for example, in FIG. 4, the conventional closing plate has a thickness corresponding to the length of the stationary blade 60 in the turbine rotor axial direction. That is, the conventional closing plate has a thickness corresponding to the distance in the turbine rotor axial direction between the leading edge and the trailing edge of the stationary blade 60.
  • the reinforcing plate 81 is provided on the downstream end face of the closing plate 80, so that the thickness of the closing plate 80 is reduced as compared with the case where only the closing plate is configured as in the prior art. be able to. Note that the thickness of the reinforcing plate 81 is approximately the same as the thickness of the closing plate 80.
  • the turbine inlet temperature in the working fluid flowing into the turbine 21 rises in the process from normal startup to rated operation. Therefore, the metal temperature of the components of the turbine 21 rises from a temperature corresponding to the atmosphere to a steady state temperature. On the other hand, in the process from the rated operation to the stop, the metal temperature of the components of the turbine 21 decreases from the steady-state temperature to a temperature equivalent to the atmosphere.
  • the stationary blade structure 120 for example, when the difference between the blade thickness of the stationary blade 60 provided in the opening region 71 and the thickness of the closing plate 80 provided in the closing region 72 is large, the starting process and the stopping process of the turbine 21. , A metal temperature difference occurs in the vicinity of the boundary between the stationary blade 60 and the closing plate 80. As a result, for example, cracks due to thermal stress may occur at the joint between the stationary blade 60a and the closing plate 80 and the joint between the stationary blade 60b and the closing plate 80 shown in FIG.
  • the blade thickness is the distance between the back blade surface and the ventral blade surface in the direction perpendicular to the chord line.
  • the thickness of the closing plate 80 can be made, for example, equal to or less than the blade thickness at which the blade thickness of the stationary blade 60 is maximized. Therefore, for example, cracks due to thermal stress at the joint between the stationary blade 60 a and the closing plate 80 and at the joint between the stationary blade 60 b and the closing plate 80 can be suppressed.
  • high-temperature working fluid combustion gas discharged from the combustor 20 is introduced into the turbine 21.
  • the working fluid introduced into the turbine 21 flows downstream between the stationary blades 60 in the opening region 71 of the stationary blade structure 120 shown in FIG.
  • the upstream end face of the closing plate 80 is exposed to the high temperature working fluid.
  • the working fluid that has passed through the opening region 71 passes between the rotor blades 100 and rotates the turbine rotor 90. Then, the working fluid that has performed expansion work in the turbine 21 is exhausted from the turbine 21 and guided to, for example, a heat exchanger 22 as shown in FIG.
  • action is the same as the said effect
  • the working fluid spreads in the entire circumferential direction and flows into the stationary blade 60.
  • the thickness of the closing plate 80 can be made thinner by providing the reinforcing plate 81 than when the reinforcing plate 81 is not provided.
  • the thermal stress generated at the joint between the stationary blade 60 a and the closing plate 80 and the joint between the stationary blade 60 b and the closing plate 80 can be suppressed. Therefore, the crack which generate
  • FIG. 6 is a plan development view when the stationary blade structure 120 having another configuration in the turbine 21 according to the first embodiment is viewed from the outside in the radial direction with the outer ring side wall 40 removed.
  • the reinforcing plate 81 may be disposed between the outer ring side wall 40 and the inner ring side wall 50 so as to be inclined with respect to the turbine rotor axial direction. As shown in FIG. 6, the reinforcing plate 81 may be provided in parallel with, for example, a straight line L (blade chord line) connecting the leading edge and the trailing edge of the stationary blade 60.
  • the reinforcing plate 81 shown in FIG. 6 has the same configuration as the reinforcing plate 81 shown in FIG. 4 except that the reinforcing plate 81 is inclined with respect to the turbine rotor axial direction.
  • the circumferential interval between the stationary blades 60 and the circumferential interval between the reinforcing plates 81 can be made equal. Accordingly, the support rigidity of the stationary blade 60 with respect to the outer ring side wall 40 and the inner ring side wall 50 and the support rigidity of the reinforcing plate 81 with respect to the outer ring side wall 40 and the inner ring side wall 50 can be made equal. Therefore, deformation due to pressure and temperature during operation of the stationary blade 60 and the reinforcing plate 81 can be made equal.
  • the change in the gap between the outer ring side wall 40 and the moving blade 100 and the change in the gap between the inner ring side wall 50 and the turbine rotor 90 can be reduced. Therefore, when the turbine 21 is assembled, the gap can be easily adjusted.
  • FIG. 7 is a plan development view when the stationary blade structure 120 in the turbine 21 of the second embodiment is viewed from the outside in the radial direction with the outer ring side wall 40 removed.
  • 8 is a cross-sectional view taken along the line BB in FIG. 9 is a cross-sectional view taken along the line CC of FIG.
  • wheel side wall 40 is shown.
  • the CC cross section of FIG. 7 shown in FIG. 9 is a cross section based on a curve connecting the centers of the cooling holes 61.
  • the configuration of the turbine 21 of the second embodiment is the same as the configuration of the turbine 21 of the first embodiment, except that the cooling medium passage 130 is provided in the stationary blade structure 120. Therefore, here, the cooling medium passage 130 will be mainly described.
  • the stationary blade structure 120 including the reinforcing plate 81 arranged to be inclined with respect to the turbine rotor axial direction will be described as an example.
  • the cooling medium passage 130 in the closed region 72 is formed in the outer ring side wall 40, the inner ring side wall 50, the closing plate 80, and the reinforcing plate 81.
  • the cooling medium passage 130 includes an opening groove 44, an introduction hole 45 and a groove 46 formed in the bottom 43 of the outer ring side wall 40, a cooling hole 82 and a communication hole 85 formed in the reinforcing plate 81, and a cooling formed in the closing plate 80.
  • a hole 83, a communication hole 84, a groove 51 formed in the inner ring side wall 50, and a discharge hole 52 are provided.
  • a groove 46 is formed on the inner peripheral end surface 43 a of the bottom 43 of the outer ring side wall 40.
  • the groove 46 is formed so as to cover the opening on the outer peripheral side of the cooling hole 82 formed in the reinforcing plate 81. Therefore, the peripheral edge of the end face 43 a surrounding the groove 46 is in contact with the end face 81 a on the outer peripheral side of the reinforcing plate 81.
  • introduction holes 45 are formed on the outer peripheral side of the bottom 43 of the outer ring side wall 40.
  • the introduction hole 45 allows the opening groove 44 and the groove portion 46 of the outer ring side wall 40 to communicate with each other.
  • a plurality of cooling holes 82 formed in the reinforcing plate 81 are formed at predetermined intervals in the longitudinal direction (inclination direction) of the reinforcing plate 81. These cooling holes 82 penetrate through the reinforcing plate 81 in the radial direction, as shown in FIG.
  • a communication hole 85 communicating with the communication hole 84 of the closing plate 80 is formed on the upstream side (the closing plate 80 side) of the reinforcing plate 81. As shown in FIG. 8, a plurality of communication holes 85 are formed in the radial direction corresponding to the communication holes 84 formed in the closing plate 80.
  • the cooling hole 83 formed in the closing plate 80 is formed in the circumferential direction and penetrates the closing plate 80. That is, both ends in the circumferential direction of the cooling hole 83 are opened.
  • a communication hole 84 communicating with the communication hole 85 of the reinforcement plate 81 is formed on the downstream side (reinforcement plate 81 side) of the closing plate 80.
  • the cooling hole 83 of the closing plate 80 and the cooling hole 82 on the most upstream side of the reinforcing plate 81 are communicated with each other through the communication hole 84 and the communication hole 85.
  • the cooling holes 83 are formed in a plurality of stages in the radial direction, for example, as shown in FIG. FIG. 8 shows an example in which three cooling holes 83 are formed in the radial direction.
  • a groove 51 is formed on the inner peripheral side end face 50 a of the inner ring side wall 50.
  • the groove 51 is formed so as to cover the opening on the inner peripheral side of the cooling hole 82 formed in the reinforcing plate 81. Therefore, the peripheral edge of the end surface 50 a surrounding the groove 51 is in contact with the end surface 81 b on the inner peripheral side of the reinforcing plate 81.
  • the inner ring side wall 50 is formed with a discharge hole 52 that allows the groove 51 to communicate with the outside of the inner ring side wall 50.
  • the external opening of the discharge hole 52 is formed on, for example, an end face 50 b on the downstream side of the inner ring side wall 50.
  • the cooling medium passage 140 is formed in the outer ring side wall 40, the inner ring side wall 50, and the stationary blade 60 as shown in FIG. Has been.
  • the cooling medium passage 140 has an opening groove 44, an introduction hole 47 and a groove 48 formed in the bottom 43 of the outer ring side wall 40, a cooling hole 61 formed in the stationary blade 60, a groove 53 formed in the inner ring side wall 50 and a discharge hole. 54.
  • a groove 48 is formed on the inner peripheral end surface 43 a of the bottom 43 of the outer ring side wall 40.
  • the groove 48 is formed so as to cover the opening on the outer peripheral side of the cooling hole 61 formed in the stationary blade 60. Therefore, the peripheral edge of the end face 43 a surrounding the groove 48 is in contact with the outer end face 62 of the stationary blade 60.
  • introduction holes 47 are formed on the outer peripheral side of the bottom 43 of the outer ring side wall 40.
  • the introduction hole 47 allows the opening groove 44 and the groove portion 48 of the outer ring side wall 40 to communicate with each other.
  • a plurality of cooling holes 61 formed in the stationary blade 60 are formed at predetermined intervals along the camber line of the stationary blade 60, for example.
  • the center of the cooling hole 61 is on the camber line.
  • a groove 53 is formed on the inner peripheral side end face 50 a of the inner ring side wall 50.
  • the groove 53 is formed so as to cover the opening on the inner peripheral side of the cooling hole 61 formed in the stationary blade 60. Therefore, the peripheral edge of the end surface 50 a surrounding the groove portion 53 is in contact with the end surface 63 on the inner peripheral side of the stationary blade 60.
  • the inner ring side wall 50 is formed with a discharge hole 54 that allows the groove 53 to communicate with the outside of the inner ring side wall 50.
  • the external opening of the discharge hole 54 is formed in, for example, an end face 50 b on the downstream side of the inner ring side wall 50.
  • the opening groove 44 of the outer ring side wall 40 covered from the outer peripheral side by the casing 30 communicates with a cooling medium supply pipe (not shown). Therefore, the cooling medium is introduced into the opening groove 44 in the circumferential direction.
  • the cooling medium is introduced into the opening groove 44 through a pipe 27 branched from the flow path of the heat exchanger 22.
  • the pipe 27 functions as a cooling medium supply pipe.
  • carbon dioxide as a supercritical fluid is introduced into the opening groove 44 as a cooling medium.
  • the temperature of the cooling medium is preferably about 350 to 550 ° C., for example.
  • cooling medium passages 130 and 140 are formed when each component is formed by precision casting or three-dimensional additive manufacturing. Further, the cooling medium passages 130 and 140 may be formed in each component member by machining or electric discharge machining.
  • the cooling medium introduced into the opening groove 44 of the outer ring side wall 40 passes through the introduction hole 45 and spreads into the groove portion 46. At this time, the outer ring side wall 40 is cooled by the cooling medium.
  • the cooling medium that has flowed into the groove 46 flows through the cooling holes 82 of the reinforcing plate 81 toward the inner peripheral side. At this time, the reinforcing plate 81 is cooled by the cooling medium.
  • the cooling medium that has passed through the cooling hole 82 flows into the groove 51 of the inner ring side wall 50. Then, the cooling medium flowing into the groove 51 passes through the discharge hole 52 and is discharged to the outside of the inner ring side wall 50. At this time, the inner ring side wall 50 is cooled by the cooling medium.
  • a part of the cooling medium flowing through the cooling hole 82 communicating with the communication hole 85 flows into the cooling hole 83 of the closing plate 80 via the communication hole 85 and the communication hole 84.
  • the cooling medium that has flowed into the cooling holes 83 flows in the circumferential direction and is discharged to the outside from both circumferential ends of the closing plate 80. At this time, the closing plate 80 is cooled by the cooling medium.
  • the cooling medium introduced into the opening groove 44 of the outer ring side wall 40 passes through the introduction hole 47 and spreads into the groove portion 48. At this time, the outer ring side wall 40 is cooled by the cooling medium.
  • the cooling medium that has flowed into the groove 48 flows through the cooling holes 61 of the stationary blade 60 toward the inner peripheral side. At this time, the stationary blade 60 is cooled by the cooling medium.
  • the cooling medium that has passed through the cooling hole 61 flows into the groove 53 of the inner ring side wall 50. Then, the cooling medium flowing into the groove 53 passes through the discharge hole 54 and is discharged to the outside of the stationary blade 60. At this time, the inner ring side wall 50 is cooled by the cooling medium.
  • the thickness of the closing plate 80 can be made thinner than when the reinforcing plate 81 is not provided. Therefore, the flow rate of the cooling medium necessary for cooling can be reduced. Further, since the thickness of the closing plate 80 and the reinforcing plate 81 can be reduced, heat due to a temperature difference between the outer surface side exposed to the high temperature working fluid in the closing plate 80 and the reinforcing plate 81 and the inner side cooled by the cooling medium. Stress can be reduced. By these, for example, it is possible to suppress cracks occurring at the joint between the stationary blade 60a and the closing plate 80.
  • the flow velocity of the working fluid spreading in the space partitioned by the closing plate 80 and the reinforcing plate 81 is smaller than the flow velocity of the working fluid flowing between the stationary blades 60 in the opening region 71. Therefore, the heat transfer coefficient in the closed region 72 is smaller than the heat transfer coefficient in the opening region 71. Therefore, in the cooling medium passage 130 in the closed region 72, for example, the number of cooling holes can be reduced and the flow rate of the cooling medium can be reduced as compared with the cooling medium passage 140 in the opening region 71.
  • FIG. 10 is a plan development view when the stationary blade structure 120 in the turbine 21 of the third embodiment is viewed from the outside in the radial direction with the outer ring side wall 40 removed.
  • 11 is a cross-sectional view taken along the line DD of FIG. FIG. 10 shows a cross section in a state where the outer ring side wall 40 is provided.
  • the DD section of FIG. 10 shown in FIG. 11 is a section based on a curve connecting the centers of the cooling holes 61.
  • the turbine 21 according to the third embodiment includes a stationary blade 60 having a cooling medium passage 140 instead of the reinforcing plate 81 of the turbine 21 according to the second embodiment.
  • Other configurations of the turbine 21 of the third embodiment are the same as the configurations of the turbine 21 of the second embodiment. Therefore, here, instead of the reinforcing plate 81, the closed region 72 including the stationary blade 60 will be mainly described.
  • the configuration of the stationary blade 60 including the cooling medium passage 140 is as described in the second embodiment. As shown in FIGS. 10 and 11, the stationary blade 60 provided in the closed region 72 is formed with a communication hole 64 that communicates with a communication hole 84 formed in the closing plate 80.
  • the communication hole 64 allows the communication hole 84 and the cooling hole 61 on the front edge side of the stationary blade 60 to communicate with each other. That is, the cooling hole 83 of the closing plate 80 and the cooling hole 61 on the front edge side of the stationary blade 60 are communicated by the communication hole 84 and the communication hole 64. As shown in FIG. 11, a plurality of communication holes 64 are formed in the radial direction corresponding to the communication holes 84 formed in the closing plate 80.
  • the stationary blade 60 provided in the closed region 72 has the same configuration as the stationary blade 60 provided in the opening region 71 except that the communicating hole 64 is provided. That is, the stationary blade 60 provided in the closed region 72 is provided between the outer ring side wall 40 and the inner ring side wall 50 in the turbine rotor axial direction. The chord line of the stationary blade 60 provided in the closed region 72 is inclined with respect to the turbine rotor axial direction.
  • the closing plate 80 and the stationary blade 60 are joined by welding or brazing, for example.
  • the cooling medium introduced into the opening groove 44 of the outer ring side wall 40 passes through the introduction hole 47 and spreads into the groove portion 48. At this time, the outer ring side wall 40 is cooled by the cooling medium.
  • the cooling medium that has flowed into the groove 48 flows through the cooling holes 61 of the stationary blade 60 toward the inner peripheral side. At this time, the stationary blade 60 is cooled by the cooling medium.
  • the cooling medium that has passed through the cooling hole 61 flows into the groove 53 of the inner ring side wall 50. Then, the cooling medium flowing into the groove 53 passes through the discharge hole 54 and is discharged to the outside of the stationary blade 60. At this time, the inner ring side wall 50 is cooled by the cooling medium.
  • a part of the cooling medium flowing through the cooling hole 61 communicating with the communication hole 64 flows into the cooling hole 83 of the closing plate 80 via the communication hole 64 and the communication hole 84.
  • the cooling medium that has flowed into the cooling holes 83 flows in the circumferential direction and is discharged to the outside from both circumferential ends of the closing plate 80. At this time, the closing plate 80 is cooled by the cooling medium.
  • the thickness of the closing plate 80 can be made larger than when the stationary blade 60 is not provided. Can be thinned. Therefore, the flow rate of the cooling medium necessary for cooling can be reduced.
  • the thickness of the closing plate 80 can be reduced, the thermal stress due to the temperature difference between the outer surface side of the closing plate 80 exposed to the high-temperature working fluid and the inner side cooled by the cooling medium can be reduced. Thereby, for example, it is possible to suppress cracks that occur at the joint between the stationary blade 60 a and the closing plate 80.
  • the configuration in the third embodiment is suitable for, for example, a turbine including the stationary blade 60 having the cooling medium passage 140 in the circumferential direction. That is, by forming the communication hole 64 that communicates with the communication hole 84 of the closing plate 80 at the front edge of the stationary blade 60, the closing plate 80 can be disposed in an arbitrary region in the circumferential direction. Thus, the closed region 72 can be easily configured. As a result, the construction period can be shortened and the manufacturing cost can be reduced.
  • the stationary blade structure 120 may have, for example, a half structure (two-part structure).
  • the stationary blade structure 120 may have a configuration in which segments divided into a plurality are connected in the circumferential direction, for example.
  • the opening area 71 and the closing area 72 may be configured by segments divided into a plurality of parts.
  • a plate-shaped seal plate may be fitted in a groove formed on each end face between adjacent segments.
  • the groove part formed in the end surface is formed so that each may oppose, for example.
  • a thermal barrier coating (TBC) layer or an oxidation resistant coating layer may be provided on the surface of the component exposed to the high temperature working fluid.
  • a thermal barrier coating layer or an oxidation resistant coating layer may be provided on the surfaces of the outer ring side wall 40, the inner ring side wall 50, the stationary blade 60, the closing plate 80, the reinforcing plate 81, and the like constituting the stationary blade structure 120.
  • the thermal barrier coating layer is composed of, for example, a metal bond layer excellent in environmental resistance and a ceramic top layer having low thermal conductivity.
  • the oxidation resistant coating layer is formed from, for example, an aluminum alloy.
  • the structure of a thermal-insulation coating layer or an oxidation-resistant coating layer is not specifically limited, The structure currently used can be applied according to the environment to be used.
  • the above-described coating layer can be formed thinner than when the cooling medium passages 130 and 140 are not provided.
  • the coating layer described above may not be provided depending on the environment in which the cooling medium passages 130 and 140 are provided.
  • the turbine 21 of the gas turbine facility 10 using the working fluid as the combustion gas is exemplified as the axial flow turbine, but the present invention is not limited to this.
  • the configuration of the embodiment may be applied to, for example, a steam turbine.
  • steam turbine for example, steam extracted from a flow path of a boiler or another steam turbine is used as a cooling medium.
  • stationary blade 61, 82 ... cooling hole, 64, 84, 85 ... communication hole, DESCRIPTION OF SYMBOLS 70 ... Annular opening part 71 ... Opening area

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Abstract

タービン（２１）は、ケーシング（３０）と、ケーシング（３０）内に貫設されたタービンロータ（９０）と、タービンロータ（９０）の周方向に植設された動翼（１００）と、ケーシング（３０）に支持された外輪側壁（４０）と、外輪側壁（４０）の内側に設けられ、外輪側壁（４０）との間に環状開口部（７０）を形成する内輪側壁（５０）とを備える。タービン（２１）は、さらに、環状開口部（７０）における、周方向の一部の領域に設けられ、動翼（１００）とタービンロータ軸方向に交互に配置された静翼（６０）と、 環状開口部（７０）における、周方向の他の領域に設けられ、他の領域の開口を閉止する閉止板（８０）と、閉止板（８０）の下流側の端面から下流に向かって設けられた補強板（８１）とを備える。

Description

軸流タービン
　本発明の実施形態は、軸流タービンに関する。
　近年、二酸化炭素の削減や省資源などの要求から、発電プラントの高効率化が進められている。そこで、蒸気タービンやガスタービンなどの軸流タービンを用いる火力発電プラントにおいては、発電効率を改善するために、軸流タービンに供給される作動流体の圧力や温度、すなわちタービン入口圧力やタービン入口温度を上昇させている。
　一方、タービン入口圧力が大きくなると、軸流タービンに流入する作動流体の体積流量が小さくなる。この場合、静翼（ノズル）間のスロート面積（最小流路面積）を小さくする必要がある。そのため、設計上、必然的に静翼の翼高さが小さくなる。
　静翼の翼高さが小さくなると、静翼間においては、二次流れが支配的となる。これによって、二次損失が増加して、軸流タービンの性能が低下する。そのため、作動流体の体積流量が小さい軸流タービンにおいては、二次流れを抑制するために、いわゆる部分挿入構造が適用されている。
　例えば、蒸気タービンにおいて、通常、ダイアフラム外輪とダイアフラム内輪との間に形成された環状開口部には、全周に亘って複数の静翼が配列されている。そして、作動流体は、この環状開口部の全周から流入する。
　これに対して、部分挿入構造では、環状開口部の周方向における一部の領域のみを開口して作動流体を流入させる。すなわち、環状開口部の周方向における他の領域は、閉止され、作動流体を流入させない。そして、この閉止された他の領域には、静翼は設けられていない。
　このような部分挿入構造では、閉止された領域の割合を変えることにより、静翼の翼高さを高くすることができる。そのため、作動流体の体積流量が小さい場合であっても、二次流れを抑制し、軸流タービンの性能低下を抑制できる。
　上述した部分挿入構造では、環状開口部を閉止する閉止部の温度も上昇する。しかしながら、作動流体の温度が６００℃以下の条件では、閉止部が焼損などの問題を生じない。一方、作動流体の温度が６００℃を超える条件では、閉止部が焼損する可能性がある。そのため、閉止部を冷却する技術が検討されている。
　また、タービン入口における作動流体の圧力は、上昇する傾向にある。そのため、閉止部は、閉止部の上流側と下流側との圧力差による力に対して十分な強度や剛性を有する必要がある。
特開平１１－３０３６０８号公報 特開２０１４－１７３５２９号公報
　上記したタービン入口の作動流体の高圧化に対応して、閉止部の強度や剛性を維持する観点からは、閉止部の厚さを厚くすることが望ましい。一方、閉止部の厚さが増加した場合、軸流タービンの起動や停止における熱応力や冷却による熱応力が大きくなる。そのため、熱応力を抑制する観点からは、閉止部の厚さを薄くすることが望ましい。
　本発明が解決しようとする課題は、十分な強度や剛性を有し、かつ熱応力の発生を抑制する部分挿入構造を備えた軸流タービンを提供するものである。
　実施形態の軸流タービンは、ケーシングと、前記ケーシング内に貫設されたタービンロータと、前記タービンロータの周方向に植設された動翼と、前記ケーシングに支持された外輪側壁と、前記外輪側壁の内側に設けられ、前記外輪側壁との間に環状開口部を形成する内輪側壁とを備える。
　軸流タービンは、さらに、前記環状開口部における、周方向の一部の領域に設けられ、前記動翼とタービンロータ軸方向に交互に配置された静翼と、前記環状開口部における、周方向の他の領域に設けられ、前記他の領域の開口を閉止する閉止板と、前記閉止板の下流側の端面から下流に向かって設けられた補強板とを備える。
第１の実施の形態のタービンを備えるガスタービン設備の系統図である。 第１の実施の形態のタービンの縦断面の一部を示した図である。 第１の実施の形態のタービンの静翼構造体を上流側から見たときの平面図である。 第１の実施の形態のタービンにおける静翼構造体を外輪側壁を外した状態で半径方向外側から見たときの平面展開図である。 図４のＡ－Ａ断面図である。 第１の実施の形態のタービンにおける、他の構成の静翼構造体を外輪側壁を外した状態で半径方向外側から見たときの平面展開図である。 第２の実施の形態のタービンにおける静翼構造体を外輪側壁を外した状態で半径方向外側から見たときの平面展開図である。 図７のＢ－Ｂ断面図である。 図７のＣ－Ｃ断面図である。 第３の実施の形態のタービンにおける静翼構造体を外輪側壁を外した状態で半径方向外側から見たときの平面展開図である。 図１０のＤ－Ｄ断面図である。
　以下、本発明の実施の形態について図面を参照して説明する。
（第１の実施の形態）
　図１は、第１の実施の形態のタービン２１を備えるガスタービン設備１０の系統図である。図１に示すように、燃焼器２０には、酸素および燃料が供給される。燃焼器２０に供給された酸素および燃料は、燃焼する。また、燃焼器２０には、この燃焼以前に燃焼器２０において生成された二酸化炭素が供給される。この二酸化炭素は、例えば、酸素および燃料と混合されて、燃焼器２０に供給される。
　燃料および酸素の流量は、例えば、それぞれが完全に混合した状態において量論混合比（理論混合比）となるように調整されている。燃料としては、例えば、天然ガス、メタンなどの炭化水素や、石炭ガス化ガスなどが使用される。
　燃焼器２０から排出された、二酸化炭素および水蒸気からなる燃焼ガスは、タービン２１に導入される。タービン２１において膨張仕事をした燃焼ガスは、熱交換器２２を通り、さらに熱交換器２３を通る。熱交換器２３を通る際、水蒸気が凝縮して水となる。水は、配管２４を通り外部に排出される。タービン２１において、燃焼ガスは、作動流体として機能している。なお、タービン２１には、発電機２５が連結されている。
　水蒸気が分離された二酸化炭素は、圧縮機２６で昇圧され、超臨界流体となる。昇圧された二酸化炭素の一部は、熱交換器２２において加熱され、燃焼器２０に供給される。燃焼器２０に供給された二酸化炭素は、例えば、前述したように燃焼器２０の上流側から燃料や酸化剤とともに燃焼領域に噴出される。
　ここで、タービン２１の静翼や動翼などを冷却する場合には、例えば、図１に示すように、超臨界流体の二酸化炭素が流れる熱交換器２２の流路から分岐し、タービン２１に接続される配管２７が設けられる。この配管２７を通して超臨界流体の二酸化炭素が冷却媒体としてタービン２１に導入される。この冷却媒体の温度は、冷却効果と冷却対象物に生じる熱応力を考慮して、例えば、３５０～５５０℃程度であることが好ましい。
　一方、圧縮機２６で昇圧された二酸化炭素の残りは、系統の外部に排出される。外部に排出された二酸化炭素は、例えば、回収装置により回収される。また、外部に排出された作動ガスは、例えば、石油採掘現場で用いられているＥＯＲ（Enhanced Oil Recovery）にも利用することができる。上記した系統において、例えば、燃焼器２０において燃料と酸素を燃焼させることで生成した二酸化炭素の生成量に相当する量の二酸化炭素が系統の外部に排出される。
　次に、第１の実施の形態のタービン２１の構成について説明する。
　図２は、第１の実施の形態のタービン２１の縦断面の一部を示した図である。なお、図２の断面には、開口領域７１が示されている。図３は、第１の実施の形態のタービン２１の静翼構造体１２０を上流側から見たときの平面図である。なお、本実施の形態のタービン２１は、軸流タービンを構成している。
　図２に示すように、円筒形状のケーシング３０の内周には、外輪側壁４０が支持されている。この外輪側壁４０の内側には、内輪側壁５０が設けられている。外輪側壁４０と内輪側壁５０との間には、環状の開口通路を構成する環状開口部７０が形成される。
　環状開口部７０には、図３に示すように、周方向の一部の領域に静翼６０が配置されている。静翼６０は、周方向に所定の間隔で配置されている。このように周方向に複数の静翼６０を備えて、静翼翼列を構成している。また、環状開口部７０の周方向の他の領域には、閉止板８０が設けられている。この閉止板８０は、他の領域の開口を閉止している。なお、後に詳しく説明するが、閉止板８０には、下流側に向かって延びる補強板（図示しない）が備えられている。
　ここで、環状開口部７０において、静翼６０が配置されて開口された周方向の一部の領域を開口領域７１と呼び、閉止板８０などで閉止された他の領域を閉止領域７２と呼ぶ。また、一つの環状開口部７０に開口領域７１および閉止領域７２を備えた構造を部分挿入構造という。この部分挿入構造では、開口領域７１に作動流体が流れ、閉止領域７２には、作動流体が流れない。部分挿入構造は、タービン２１を構成するタービン段落のうちの少なくとも一つのタービン段落に備えられる。図２および図３では、初段のタービン段落に部分挿入構造を備えた一例を示している。
　また、ここでは、外輪側壁４０、内輪側壁５０、静翼翼列、閉止板８０および後述する補強板を備える構造体を説明の便宜上、静翼構造体１２０と呼ぶ。
　なお、作動流体は、圧力の高い上流段から圧力の低い下流段に向かって膨張して流れる。そのため、静翼構造体１２０は、そのタービン段落での体積流量を得るために必要な開口領域７１を形成する。ここで、作動流体の流れは、タービンロータ９０の回転によって回転方向へ向かって流れる。そのため、ある任意のタービン段落における静翼構造体１２０の開口領域７１の周方向位置は、その下流のタービン段落における静翼構造体１２０の開口領域７１の周方向位置に対して、タービンロータ９０の回転方向の反対方向にずらされている。
　ケーシング３０内には、図２に示すように、タービンロータ９０が貫設されている。このタービンロータ９０のロータホイール９１には、周方向に所定の間隔で複数の動翼１００が植設されている。このように周方向に複数の動翼１００を備えて、動翼翼列を構成している。
　静翼翼列と動翼翼列は、タービンロータ軸方向に沿って交互に配設されている。静翼翼列と、この静翼翼列の直下流側の動翼翼列とで、一つのタービン段落が構成されている。
　動翼１００の外周は、例えば、シュラウドセグメント１１０で包囲されている。このシュラウドセグメント１１０は、燃焼ガスからケーシング３０への入熱を防止する。シュラウドセグメント１１０と動翼１００の先端との間には、適正な隙間を有する。シュラウドセグメント１１０は、例えば、図２に示すように、ケーシング３０に固定された外輪側壁４０によって支持されている。
　次に、静翼構造体１２０の構成について詳しく説明する。
　前述したように、静翼構造体１２０は、外輪側壁４０、内輪側壁５０、静翼６０、閉止板８０および補強板８１を備える。
　外輪側壁４０は、図２に示すように、半径方向外側に延びるとともに周方向にも延びる壁部４１、４２と、壁部４１、４２の内周側に設けられた周方向に延びる底部４３とを備える。底部４３は、上流側の壁部４１と、下流側の壁部４２に接続されている。すなわち、外輪側壁４０は、外周側が開口された開口溝４４を有する。
　壁部４１、４２の外周側の端部には、ケーシング３０の係合部溝３１に係合するための、係合突出部４１ａ、４２ａが形成されている。係合突出部４１ａは、タービンロータ軸方向の上流側に突出し、係合突出部４２ａは、タービンロータ軸方向の下流側に突出している。係合突出部４１ａ、４２ａをケーシング３０の係合部溝３１に係合することで、外輪側壁４０は、ケーシング３０に支持（固定）される。
　外輪側壁４０の開口溝４４は、例えば、ケーシング３０によって外周側が覆われ、閉じられた状態となる。この開口溝４４は、周方向に亘って連通している。そのため、開口領域７１における開口溝４４と、閉止領域７２における開口溝４４とは、連通し、環状の開口溝４４を形成している。なお、外輪側壁４０は、例えば、静翼６０と一体的に形成される。
　内輪側壁５０は、例えば、周方向に延びる板状の部材で構成される。なお、内輪側壁５０は、例えば、静翼６０と一体的に形成される。
　なお、閉止領域７２における外輪側壁４０および内輪側壁５０の構成は、前述した開口領域７１における外輪側壁４０および内輪側壁５０の構成と同じである。
　ここで、図４は、第１の実施の形態のタービン２１における静翼構造体１２０を外輪側壁４０を外した状態で半径方向外側から見たときの平面展開図である。図５は、図４のＡ－Ａ断面図である。なお、図５では、外輪側壁４０を備えた状態の断面が示されている。
　図４に示すように、環状開口部７０における開口領域７１には、静翼６０が配置されている。静翼６０は、所定の間隔をあけて周方向に複数配置されている。閉止領域７２には、閉止板８０が配置されている。閉止板８０は、例えば、図４および図５に示すように、閉止領域７２の上流側の開口端に設けられている。すなわち、閉止板８０は、閉止領域７２となる環状開口部７０の上流側の開口端に配置されている。
　閉止板８０の周方向の一端部８０ａは、例えば、図４に示すように、周方向の一端側の静翼６０ａの前縁に接合される。閉止板８０の周方向の他端部８０ｂは、例えば、周方向の他端側の静翼６０ｂの前縁に接続される。また、図５に示すように、閉止板８０の外周は、例えば、外輪側壁４０の内周に、閉止板８０の内周は、例えば、内輪側壁５０の外周に接合される。
　閉止板８０と静翼６０ａ、６０ｂや、閉止板８０と、外輪側壁４０および内輪側壁５０は、例えば、溶接やろう付けなどによって接合される。
　また、閉止板８０には、下流側に向かって延びる補強板８１が備えられている。補強板８１は、板状部材で構成される。補強板８１は、例えば、外輪側壁４０と内輪側壁５０との間にタービンロータ軸方向に設けられている。補強板８１は、図４に示すように、周方向に所定の間隔をあけて設けられている。この間隔は、例えば、開口領域７１における静翼６０間の周方向の間隔と同じとしてもよい。
　補強板８１は、例えば、閉止板８０と一体的に設けられてもよい。また、補強板８１は、例えば、溶接やろう付けなどによって、閉止板８０の下流側の端面に接合されてもよい。
　ここで、閉止板８０は、閉止板８０の上流側と下流側との圧力差によって生じる力に対して十分な強度および剛性を有する必要がある。そのため、従来の閉止板は、例えば、図４において、静翼６０のタービンロータ軸方向の長さに相当する肉厚を有していた。すなわち、従来の閉止板は、静翼６０の前縁と後縁との間のタービンロータ軸方向の距離に相当する肉厚を有していた。
　一方、本実施の形態では、閉止板８０の下流側の端面に補強板８１を設けることで、従来のように閉止板のみで構成される場合に比べて、閉止板８０の肉厚を薄くすることができる。なお、補強板８１の肉厚は、閉止板８０の肉厚と同程度である。
　タービン２１に流入する作動流体におけるタービン入口温度は、通常起動から定格運転に至る過程において上昇する。そのため、タービン２１の構成部品のメタル温度は、大気相当の温度から定常状態の温度へ上昇する。一方、定格運転から停止に至る過程においては、タービン２１の構成部品のメタル温度は、定常状態の温度から大気相当の温度へ低下する。
　静翼構造体１２０において、例えば、開口領域７１に設けられる静翼６０の翼厚と、閉止領域７２に設けられる閉止板８０の肉厚との差が大きい場合、タービン２１の起動過程や停止過程において、静翼６０と閉止板８０との境界付近でのメタル温度差が生じる。これによって、例えば、図４に示す静翼６０ａと閉止板８０との接合部や静翼６０ｂと閉止板８０との接合部に、熱応力による割れが発生することがある。なお、翼厚は、翼弦線と直角方向の、背側の翼面と腹側の翼面との距離である。
　この熱応力による割れの発生を抑制する方法として、静翼構造体１２０の暖気時間を十分にとることが考えられる。しかしながら、この方法では、起動から定格運転までの起動時間や、定格運転から停止までの停止時間に長時間を有する。
　そこで、本実施の形態では、補強板８１を備えることで、閉止板８０の肉厚を、例えば、静翼６０の翼厚が最大となる翼厚以下にすることができる。これによって、例えば、静翼６０ａと閉止板８０との接合部や静翼６０ｂと閉止板８０との接合部における熱応力による割れを抑制できる。
　上記したタービン２１の作用について説明する。
　図２に示すように、例えば、燃焼器２０から排出された高温の作動流体（燃焼ガス）は、タービン２１に導入される。タービン２１に導入された作動流体は、図３に示す静翼構造体１２０の開口領域７１の静翼６０間を下流に流れる。なお、作動流体が、開口領域７１に流入する際、閉止板８０の上流側の端面は、高温の作動流体に曝される。
　開口領域７１を通過した作動流体は、動翼１００間を通過し、タービンロータ９０を回転させる。そして、タービン２１において膨張仕事をした作動流体は、タービン２１から排気され、例えば、図１に示すように、熱交換器２２に導かれる。
　なお、部分挿入構造を備える他のタービン段落においても作用は、上記作用と同様である。また、部分挿入構造を備えないタービン段落においては、作動流体は、周方向全体に広がって静翼６０に流入する。
　上記したように、第１の実施の形態のタービン２１によれば、補強板８１を備えることで、補強板８１を備えない場合よりも、閉止板８０の肉厚を薄くすることができる。これによって、例えば、静翼６０ａと閉止板８０との接合部や静翼６０ｂと閉止板８０との接合部に発生する熱応力を抑制することができる。そのため、これらの接合部に発生する割れを抑制することができる。
　また、補強板８１を備えることで、閉止板８０の肉厚が薄くなっても、十分な強度および剛性を有する。これによって、作動流体の圧力が上昇しても、閉止板８０の上流側と下流側との圧力差に十分に耐えることができる。
　ここで、第１の実施の形態のタービン２１の構成は、上記した構成に限られない。図６は、第１の実施の形態のタービン２１における、他の構成の静翼構造体１２０を外輪側壁４０を外した状態で半径方向外側から見たときの平面展開図である。
　図６に示すように、補強板８１は、例えば、外輪側壁４０と内輪側壁５０との間にタービンロータ軸方向に対して傾けて配置してもよい。補強板８１は、図６に示すように、例えば、静翼６０の前縁と後縁を結んだ直線Ｌ（翼弦線）と平行に設けてもよい。なお、図６に示した補強板８１は、タービンロータ軸方向に対して傾いている以外は、図４に示した補強板８１の構成と同じである。
　このように、例えば、補強板８１を直線Ｌと平行に設けることで、静翼６０間の周方向の間隔と、補強板８１間の周方向の間隔とを等しくすることができる。これによって、静翼６０の外輪側壁４０および内輪側壁５０に対する支持剛性と、補強板８１の外輪側壁４０および内輪側壁５０に対する支持剛性を同等とすることができる。そのため、静翼６０と補強板８１における運転時の圧力や温度による変形を同等とすることができる。
　これによって、外輪側壁４０と動翼１００との間隙の変化や、内輪側壁５０とタービンロータ９０との間隙の変化を小さくすることができる。そのため、タービン２１を組み立てる際、間隙の調整が容易となる。
（第２の実施の形態）
　図７は、第２の実施の形態のタービン２１における静翼構造体１２０を外輪側壁４０を外した状態で半径方向外側から見たときの平面展開図である。図８は、図７のＢ－Ｂ断面図である。図９は、図７のＣ－Ｃ断面図である。なお、図８では、外輪側壁４０を備えた状態の断面が示されている。また、図９に示された図７のＣ－Ｃ断面は、冷却孔６１の中心を結んだ曲線に基づく断面である。
　図７～図９において、冷却媒体の流れは、矢印で示されている。また、第１の実施の形態のタービン２１の構成と同一の構成部分には、同一の符号を付して、重複する説明を省略または簡略する。
　第２の実施の形態のタービン２１の構成は、静翼構造体１２０に冷却媒体通路１３０を設けた以外は、第１の実施の形態のタービン２１の構成と同じである。そのため、ここでは、冷却媒体通路１３０について主に説明する。なお、ここでは、タービンロータ軸方向に対して傾けて配置された補強板８１を備えた静翼構造体１２０を例示して説明する。
　図７および図８に示すように、閉止領域７２における冷却媒体通路１３０は、外輪側壁４０、内輪側壁５０、閉止板８０および補強板８１に形成されている。
　冷却媒体通路１３０は、開口溝４４、外輪側壁４０の底部４３に形成された導入孔４５および溝部４６、補強板８１に形成された冷却孔８２および連通孔８５、閉止板８０に形成された冷却孔８３および連通孔８４、内輪側壁５０に形成された溝部５１および排出孔５２を備える。
　外輪側壁４０の底部４３における内周側の端面４３ａには、図８に示すように、溝部４６が形成されている。この溝部４６は、補強板８１に形成された冷却孔８２の外周側の開口を覆うように形成されている。そのため、溝部４６を囲む、端面４３ａの周縁は、補強板８１の外周側の端面８１ａと当接している。
　また、外輪側壁４０の底部４３の外周側には、導入孔４５が複数形成されている。この導入孔４５は、外輪側壁４０の開口溝４４と溝部４６とを連通させている。
　補強板８１に形成された冷却孔８２は、図７に示すように、補強板８１の長手方向（傾き方向）に所定の間隔をあけて複数形成されている。これらの冷却孔８２は、図８に示すように、半径方向に補強板８１を貫通している。
　補強板８１の上流側（閉止板８０側）には、閉止板８０の連通孔８４と連通する連通孔８５が形成されている。連通孔８５は、図８に示すように、閉止板８０に形成された連通孔８４に対応して、半径方向に複数形成されている。
　閉止板８０に形成された冷却孔８３は、図７に示すように、周方向に形成され、閉止板８０を貫通している。すなわち、冷却孔８３の周方向の両端部は、開口されている。閉止板８０の下流側（補強板８１側）には、補強板８１の連通孔８５と連通する連通孔８４が形成されている。そして、閉止板８０の冷却孔８３と補強板８１の最も上流側の冷却孔８２とが、連通孔８４および連通孔８５によって連通している。また、冷却孔８３は、例えば、図８に示すように、半径方向に複数段形成されている。なお、図８には、冷却孔８３を半径方向に３段形成した一例を示している。
　内輪側壁５０の内周側の端面５０ａには、図８に示すように、溝部５１が形成されている。この溝部５１は、補強板８１に形成された冷却孔８２の内周側の開口を覆うように形成されている。そのため、溝部５１を囲む、端面５０ａの周縁は、補強板８１の内周側の端面８１ｂと当接している。
　また、内輪側壁５０には、溝部５１と、内輪側壁５０の外部とを連通させる排出孔５２が形成されている。排出孔５２の外部開口は、例えば、内輪側壁５０の下流側の端面５０ｂに形成されている。
　ここで、第２の実施の形態のタービン２１における静翼構造体１２０の開口領域７１では、図９に示すように、冷却媒体通路１４０は、外輪側壁４０、内輪側壁５０および静翼６０に形成されている。
　冷却媒体通路１４０は、開口溝４４、外輪側壁４０の底部４３に形成された導入孔４７および溝部４８、静翼６０に形成された冷却孔６１、内輪側壁５０に形成された溝部５３および排出孔５４を備える。
　外輪側壁４０の底部４３における内周側の端面４３ａには、図９に示すように、溝部４８が形成されている。この溝部４８は、静翼６０に形成された冷却孔６１の外周側の開口を覆うように形成されている。そのため、溝部４８を囲む、端面４３ａの周縁は、静翼６０の外周側の端面６２と当接している。
　また、外輪側壁４０の底部４３の外周側には、導入孔４７が複数形成されている。この導入孔４７は、外輪側壁４０の開口溝４４と溝部４８とを連通させている。
　静翼６０に形成された冷却孔６１は、図７に示すように、例えば、静翼６０のキャンバーラインに沿って所定の間隔をあけて複数形成されている。この場合、図７において、冷却孔６１の中心は、キャンバーライン上にある。これらの冷却孔６１は、図９に示すように、半径方向に静翼６０を貫通している。
　内輪側壁５０の内周側の端面５０ａには、図９に示すように、溝部５３が形成されている。この溝部５３は、静翼６０に形成された冷却孔６１の内周側の開口を覆うように形成されている。そのため、溝部５３を囲む、端面５０ａの周縁は、静翼６０の内周側の端面６３と当接している。
　また、内輪側壁５０には、溝部５３と、内輪側壁５０の外部とを連通させる排出孔５４が形成されている。排出孔５４の外部開口は、例えば、内輪側壁５０の下流側の端面５０ｂに形成されている。
　なお、ケーシング３０によって外周側から覆われた外輪側壁４０の開口溝４４は、冷却媒体供給管（図示しない）に連通している。そのため、開口溝４４内には周方向に亘って冷却媒体が導入される。
　冷却媒体は、例えば、図１に示すガスタービン設備１０においては、熱交換器２２の流路から分岐された配管２７を介して開口溝４４内に導入される。この場合、配管２７が冷却媒体供給管として機能する。そして、開口溝４４には、超臨界流体の二酸化炭素が冷却媒体として導入される。なお、前述したように、冷却媒体の温度は、例えば、３５０～５５０℃程度であることが好ましい。
　上記した冷却媒体通路１３０、１４０は、各構成部材を精密鋳造や３次元積層造形によって形成する際に形成される。また、冷却媒体通路１３０、１４０は、機械加工や放電加工によって各構成部材に形成されてもよい。
　次に、静翼構造体１２０における冷却媒体の流れについて説明する。
　まず、閉止板８０および補強板８１における冷却媒体の流れについて、図８を参照して説明する。
　外輪側壁４０の開口溝４４内に導入された冷却媒体は、導入孔４５を通り溝部４６内に広がる。この際、外輪側壁４０は、冷却媒体によって冷却される。
　溝部４６内に流入した冷却媒体は、補強板８１の各冷却孔８２を内周側に向かって流れる。この際、補強板８１は、冷却媒体によって冷却される。
　冷却孔８２を通過した冷却媒体は、内輪側壁５０の溝部５１に流入する。そして、溝部５１に流入した冷却媒体は、排出孔５２を通り内輪側壁５０の外部に排出される。この際、内輪側壁５０は、冷却媒体によって冷却される。
　一方、連通孔８５に連通する冷却孔８２を流れる冷却媒体は、その一部が、連通孔８５および連通孔８４を介して閉止板８０の冷却孔８３に流入する。冷却孔８３に流入した冷却媒体は、周方向に流れ、閉止板８０の周方向の両端部から外部に排出される。この際、閉止板８０は、冷却媒体によって冷却される。
　次に、静翼６０における冷却媒体の流れについて、図９を参照して説明する。
　外輪側壁４０の開口溝４４内に導入された冷却媒体は、導入孔４７を通り溝部４８内に広がる。この際、外輪側壁４０は、冷却媒体によって冷却される。
　溝部４８内に流入した冷却媒体は、静翼６０の各冷却孔６１を内周側に向かって流れる。この際、静翼６０は、冷却媒体によって冷却される。
　冷却孔６１を通過した冷却媒体は、内輪側壁５０の溝部５３に流入する。そして、溝部５３に流入した冷却媒体は、排出孔５４を通り静翼６０の外部に排出される。この際、内輪側壁５０は、冷却媒体によって冷却される。
　上記したように、第２の実施の形態のタービン２１によれば、補強板８１を備えることで、補強板８１を備えない場合よりも、閉止板８０の肉厚を薄くすることができる。そのため、冷却に必要な冷却媒体の流量を少なくすることができる。また、閉止板８０や補強板８１の肉厚を薄くできるため、閉止板８０や補強板８１における高温の作動流体に曝させる外表面側と、冷却媒体により冷却される内部側の温度差による熱応力を小さくすることができる。これらによって、例えば、静翼６０ａと閉止板８０との接合部などに発生する割れを抑制することができる。
　さらに、補強板８１を備えることで、閉止板８０の肉厚が薄くなっても、十分な強度および剛性を有する。
　閉止板８０と補強板８１に仕切られた空間に広がった作動流体の流速は、開口領域７１の静翼６０間を流れる作動流体の流速よりも小さい。そのため、閉止領域７２における熱伝達率は、開口領域７１における熱伝達率よりも小さい。そのため、閉止領域７２における冷却媒体通路１３０において、開口領域７１における冷却媒体通路１４０よりも、例えば、冷却孔の個数を削減したり、冷却媒体の流量を低減することができる。
　（第３の実施の形態）
　図１０は、第３の実施の形態のタービン２１における静翼構造体１２０を外輪側壁４０を外した状態で半径方向外側から見たときの平面展開図である。図１１は、図１０のＤ－Ｄ断面図である。なお、図１０では、外輪側壁４０を備えた状態の断面が示されている。また、図１１に示された図１０のＤ－Ｄ断面は、冷却孔６１の中心を結んだ曲線に基づく断面である。
　なお、冷却媒体の流れは、図１０および図１１において矢印で示されている。また、第１および第２の実施の形態のタービン２１の構成と同一の構成部分には、同一の符号を付して、重複する説明を省略または簡略する。
　第３の実施の形態のタービン２１は、第２の実施の形態のタービン２１の補強板８１の代わりに、冷却媒体通路１４０を有する静翼６０を備えている。第３の実施の形態のタービン２１のその他の構成は、第２の実施の形態のタービン２１の構成と同じである。そのため、ここでは、補強板８１の代わりに、静翼６０を備えた閉止領域７２について主に説明する。
　冷却媒体通路１４０を備える静翼６０の構成は、第２の実施の形態において説明したとおりである。閉止領域７２に備えられる静翼６０には、図１０および図１１に示すように、閉止板８０に形成された連通孔８４に連通する連通孔６４が形成されている。
　連通孔６４は、連通孔８４と静翼６０の前縁側の冷却孔６１とを連通させる。すなわち、閉止板８０の冷却孔８３と静翼６０の前縁側の冷却孔６１とが、連通孔８４および連通孔６４によって連通されている。連通孔６４は、図１１に示すように、閉止板８０に形成された連通孔８４に対応して、半径方向に複数形成されている。
　ここで、閉止領域７２に備えられる静翼６０は、連通孔６４を備えた以外は、開口領域７１に備えられる静翼６０と同じ構成である。すなわち、閉止領域７２に備えられる静翼６０は、外輪側壁４０と内輪側壁５０との間にタービンロータ軸方向に設けられている。閉止領域７２に備えられる静翼６０の翼弦線は、タービンロータ軸方向に対して傾いている。なお、閉止板８０と静翼６０は、例えば、溶接やろう付けなどで接合される。
　次に、閉止領域７２を構成する閉止板８０および静翼６０における冷却媒体の流れについて、図１１を参照して説明する。
　外輪側壁４０の開口溝４４内に導入された冷却媒体は、導入孔４７を通り溝部４８内に広がる。この際、外輪側壁４０は、冷却媒体によって冷却される。
　溝部４８内に流入した冷却媒体は、静翼６０の各冷却孔６１を内周側に向かって流れる。この際、静翼６０は、冷却媒体によって冷却される。
　冷却孔６１を通過した冷却媒体は、内輪側壁５０の溝部５３に流入する。そして、溝部５３に流入した冷却媒体は、排出孔５４を通り静翼６０の外部に排出される。この際、内輪側壁５０は、冷却媒体によって冷却される。
　一方、連通孔６４に連通する冷却孔６１を流れる冷却媒体は、その一部が、連通孔６４および連通孔８４を介して閉止板８０の冷却孔８３に流入する。冷却孔８３に流入した冷却媒体は、周方向に流れ、閉止板８０の周方向の両端部から外部に排出される。この際、閉止板８０は、冷却媒体によって冷却される。
　上記したように、第３の実施の形態のタービン２１によれば、閉止板８０の下流側に静翼６０を備えることで、静翼６０を備えない場合よりも、閉止板８０の肉厚を薄くすることができる。そのため、冷却に必要な冷却媒体の流量を少なくすることができる。
　また、閉止板８０の肉厚を薄くできるため、閉止板８０における高温の作動流体に曝させる外表面側と、冷却媒体により冷却される内部側の温度差による熱応力を小さくすることができる。これによって、例えば、静翼６０ａと閉止板８０との接合部などに発生する割れを抑制することができる。
　さらに、補強板８１を備えることで、閉止板８０の肉厚が薄くなっても、十分な強度および剛性を有する。
　第３の実施の形態における構成は、例えば、冷却媒体通路１４０を有する静翼６０を周方向に亘って備えるタービンに好適である。すなわち、閉止板８０の連通孔８４と連通する連通孔６４を静翼６０の前縁に形成することで、周方向の任意の領域に閉止板８０を配置することができる。このように、閉止領域７２を容易に構成することができる。これによって、工期の短縮や製造コストの削減などを図ることができる。
　ここで、上記した第１～第３の実施の形態において、静翼構造体１２０は、例えば、半割構造（２分割構造）であってもよい。また、静翼構造体１２０は、例えば、複数に分割されたセグメントを周方向に連結した構成でもよい。例えば、開口領域７１および閉止領域７２は、複数に分割されたセグメントで構成されてもよい。静翼構造体１２０をセグメント構造とすることで、例えば、高温の作動流体の環境下においても、静翼構造体１２０で発生する熱応力を緩和することができる。
　静翼構造体１２０をセグメント構造とする場合、例えば、隣接するセグメント間のそれぞれの端面に形成された溝部に板状のシールプレートを嵌合してもよい。なお、端面に形成された溝部は、例えば、それぞれが対向するように形成される。これによって、セグメント間がシールプレートを介して連結される。そのため、セグメント間の隙間が無くなり、例えば、冷却媒体の漏洩などを防止することができる。
　上記した第１～第３の実施の形態において、高温の作動流体に曝される構成部材の表面に、遮熱コーティング（ＴＢＣ）層または耐酸化コーティング層を設けてもよい。例えば、静翼構造体１２０を構成する、外輪側壁４０、内輪側壁５０、静翼６０、閉止板８０および補強板８１などの表面に、遮熱コーティング層または耐酸化コーティング層を設けてもよい。遮熱コーティング層を備えることで、作動流体からの入熱量が低減される。これによって、例えば、冷却媒体の流量を低減することができる。耐酸化コーティング層を備えることで、構成部材の表面における酸化を抑制することができる。
　遮熱コーティング層は、例えば、耐環境性に優れた金属ボンド層と、低熱伝導性のセラミックストップ層とから構成される。耐酸化コーティング層は、例えば、アルミニウム合金などから形成される。なお、遮熱コーティング層や耐酸化コーティング層の構成は、特に限定されるものではなく、使用する環境に応じて、一般的に使用されている構成を適用することができる。
　ここで、冷却媒体通路１３０、１４０を備える場合には、冷却媒体通路１３０、１４０を備えない場合よりも、上記したコーティング層の膜厚を薄く形成することができる。また、冷却媒体通路１３０、１４０を備える場合には、使用する環境によっては、上記したコーティング層を備えなくてもよい。
　なお、上記した第１～第３の実施の形態では、軸流タービンとして、作動流体を燃焼ガスとするガスタービン設備１０のタービン２１を例示したが、これに限られるものではない。実施の形態の構成は、例えば、蒸気タービンに適用してもよい。なお、蒸気タービンに適用する場合には、冷却媒体として、例えば、ボイラの流路や他の蒸気タービンから抽気された蒸気などが使用される。
　以上説明した実施形態によれば、十分な強度および剛性を有し、かつ熱応力の発生を抑制する部分挿入構造を備えた軸流タービンを提供することが可能となる。
　本発明のいくつかの実施形態を説明したが、これらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施されることが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。これら実施形態やその変形は、発明の範囲や要旨に含まれるとともに、特許請求の範囲に記載された発明とその均等の範囲に含まれる。
　１０…ガスタービン設備、２０…燃焼器、２１…タービン、２２、２３…熱交換器、２４、２７…配管、２５…発電機、２６…圧縮機、３０…ケーシング、３１…係合部溝、４０…外輪側壁、４１…壁部、４１ａ、４２ａ…係合突出部、４３…底部、４３ａ…端面、４４…開口溝、４５、４７…導入孔、４６、４８、５１、５３…溝部、５０…内輪側壁、５０ａ、５０ｂ、６２、６３、８１ａ、８１ｂ…端面、５２、５４…排出孔、６０、６０ａ、６０ｂ…静翼、６１、８２…冷却孔、６４、８４、８５…連通孔、７０…環状開口部、７１…開口領域、７２…閉止領域、８０…閉止板、８０ａ…一端部、８０ｂ…他端部、８１…補強板、９０…タービンロータ、９１…ロータホイール、１００…動翼、１１０…シュラウドセグメント、１２０…静翼構造体、１３０、１４０…冷却媒体通路。

Claims (6)

  1. 　ケーシングと、
    　前記ケーシング内に貫設されたタービンロータと、
    　前記タービンロータの周方向に植設された動翼と、
    　前記ケーシングに支持された外輪側壁と、
    　前記外輪側壁の内側に設けられ、前記外輪側壁との間に環状開口部を形成する内輪側壁と、
    　前記環状開口部における、周方向の一部の領域に設けられ、前記動翼とタービンロータ軸方向に交互に配置された静翼と、
    　前記環状開口部における、周方向の他の領域に設けられ、前記他の領域の開口を閉止する閉止板と、
    　前記閉止板の下流側の端面から下流に向かって設けられた補強板と
    　を具備することを特徴とする軸流タービン。
  2. 　前記閉止板が、前記他の領域の上流側の開口端を閉止し、
    　前記補強板が、前記外輪側壁と前記内輪側壁との間にタービンロータ軸方向に設けられていることを特徴とする請求項１記載の軸流タービン。
  3. 　前記閉止板が、前記他の領域の上流側の開口端を閉止し、
    　前記補強板が、前記外輪側壁と前記内輪側壁との間にタービンロータ軸方向に対して傾けて設けられていることを特徴とする請求項１記載の軸流タービン。
  4. 　前記補強板が、前記静翼で構成されたことを特徴とする請求項１記載の軸流タービン。
  5. 　前記補強板間の周方向の間隔が、前記静翼間の周方向の間隔と等しいことを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項記載の軸流タービン。
  6. 　前記閉止板および前記補強板のそれぞれに、冷却媒体を流通させる冷却媒体通路が形成されていることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項記載の軸流タービン。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS56159508A (en) * 1980-05-09 1981-12-08 Toshiba Corp Steam turbine
JPS61229904A (ja) * 1985-04-03 1986-10-14 Hitachi Ltd タ−ビンの部分噴射段落構造
JPH11107701A (ja) * 1997-10-01 1999-04-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 軸流タービン
JP2014173529A (ja) * 2013-03-11 2014-09-22 Toshiba Corp 軸流タービンおよびこれを備えた発電プラント

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS56159508A (en) * 1980-05-09 1981-12-08 Toshiba Corp Steam turbine
JPS61229904A (ja) * 1985-04-03 1986-10-14 Hitachi Ltd タ−ビンの部分噴射段落構造
JPH11107701A (ja) * 1997-10-01 1999-04-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 軸流タービン
JP2014173529A (ja) * 2013-03-11 2014-09-22 Toshiba Corp 軸流タービンおよびこれを備えた発電プラント

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