WO2017110104A1 - ガスタービン - Google Patents

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WO2017110104A1
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combustor
turbine
casing
gas turbine
combustor casing
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French (fr)
Inventor
能幸 岡部
堀江　茂斉
忠之 花田
Original Assignee
三菱重工航空エンジン株式会社
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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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • 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
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00005—Preventing fatigue failures or reducing mechanical stress in gas turbine components

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine.
  • a gas turbine includes a compressor, a combustor, and a turbine, and these casings are bolted together at their outer peripheral portions by flanges (see, for example, Patent Document 1).
  • the compressed air from the compressor to the combustor has the highest pressure and the highest temperature prior to the combustor.
  • the compressed air is sent from the diffuser at the outlet of the compressor toward the combustor, and collides with the combustor in the combustor casing in which the combustor is accommodated, and a part reaches the outer peripheral portion of the combustor.
  • the outer periphery of the combustor has a space formed between the combustor and the combustor casing, and the compressed air colliding with the combustor spreads more outward than the outer periphery of the combustor than in the vicinity of the combustor. The flow velocity in the vicinity of the outer combustor casing becomes faster.
  • the casing of the gas turbine is bolted on the outside by a flange.
  • the combustor casing and the turbine casing are joined at their outsides by a flange.
  • the compressed air of the outer peripheral part of the combustor mentioned above flows toward the flange which joins a combustor casing and a turbine casing.
  • This flange has a very low temperature coefficient of heat transfer due to the presence of ambient air around it, and the flow velocity of compressed air is fast inside the combustor casing and the heat transfer coefficient is high. Occurs.
  • the flange is exposed to high temperature compressed air in order to increase the rotational speed and boost the output in several tens of seconds during takeoff. For this reason, the flange connecting the combustor casing and the turbine casing has an excessive thermal stress, so that the rate of occurrence of a failure such as a crack is high and the frequency of part replacement is high. Therefore, it is desirable to reduce the thermal stress of the flanges.
  • the present invention solves the problems described above, and an object of the present invention is to provide a gas turbine capable of reducing the thermal stress of a flange that joins a combustor casing and a turbine casing.
  • the gas turbine of the present invention is provided with a compressor, a combustor, and a turbine along the extending direction of the rotating shaft, and includes a combustor casing and the turbine that accommodates the combustor.
  • a gas turbine including a turbine casing to be housed joined via mutually projecting flanges, wherein the compressor-side end portion of the combustion cylinder in the combustor and the flange are provided on the inner surface of the combustor casing And at least a portion of the range of the direction of extension of the rotation axis between the two.
  • this gas turbine by providing the projection on the inner surface of the combustor casing, it spreads outside the combustion cylinder and becomes a reed of compressed air flowing along the inner surface of the combustor casing, and the flow of compressed air is radially inward. Guide to As a result, the flow of compressed air to the flange can be impeded, and the thermal stress of the flange can be reduced.
  • the projection is provided except at a position radially inward of the combustor casing on which the flange is formed.
  • heat transfer from the protrusion to the flange can be prevented by providing the protrusion except for the radially inner position of the combustor casing in which the flange is formed. As a result, the thermal stress of the flange can be reduced.
  • the protrusion may have a protruding end projecting radially inward from the inner surface of the combustor casing, disposed radially outward of the radially outermost position of the combustion cylinder. It is characterized by
  • the projecting end of the projection is disposed radially outward of the radially outermost position of the combustion cylinder, so that the combustion cylinder and the combustor casing can be mounted on the rotating shaft for attachment and removal.
  • mutual interference can be prevented, and the assemblability can be improved.
  • the projection has an inclined surface in which the surface facing the compressor side is gradually inclined outward in the radial direction from the inner surface of the combustor casing toward the turbine. .
  • the compressed air can be guided to be smoothly separated from the inner surface of the combustor casing, and generation of unnecessary turbulent flow of the compressed air can be suppressed. it can.
  • the projection is characterized in that a surface facing the turbine side is formed upright from the inner surface of the combustor casing.
  • the compressed air when the surface facing the turbine side is formed upright from the inner surface of the combustor casing, the compressed air is easily separated from the projecting end of the projection. Therefore, the compressed air can be separated from the inner surface of the combustor casing, and the effect of reducing the thermal stress of the flange can be significantly obtained.
  • the projection is separately attached to the inner surface of the combustor casing.
  • the protrusion can be attached to the existing gas turbine by separately attaching the protrusion to the inner surface of the combustor casing.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is an enlarged view of the vicinity of a combustor in a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is an enlarged view of an essential part of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is an enlarged view of an essential part of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is an enlarged view of an essential part of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 6 is an enlarged view of an essential part of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a schematic configuration view of a gas turbine according to the present embodiment.
  • the gas turbine 10 is an aviation gas turbine, and includes a fan casing 11 and a main casing 12.
  • the fan casing 11 accommodates the fan 13 inside
  • the main body casing 12 accommodates the compressor 14, the combustor 15, and the turbine 16 inside.
  • the compressor 14, the combustor 15, and the turbine 16 are provided along the extending direction of the axial center R of the rotating shaft 21.
  • the fan 13 is configured by mounting a plurality of fan blades 22 on the outer peripheral portion of the rotation shaft 21.
  • the rotating shaft 21 is rotatably supported around the axis R with respect to the fan casing 11 and the main body casing 12.
  • the fan 13 rotates around the axis R along with the rotation of the rotation shaft 21 and sends air to the main casing 12 along the axis R.
  • the compressor 14 has a low pressure compressor 23 and a high pressure compressor 24 which are disposed upstream to downstream of the air flow.
  • the combustor 15 is located on the downstream side of the flow of air than the compressor 14, and is disposed along the circumferential direction around the rotation axis 21.
  • the turbine 16 has a high pressure turbine 25 and a low pressure turbine 26 which are located on the downstream side of the air flow from the combustor 15 and disposed on the upstream side to the downstream side of the air flow.
  • the rotary shaft 21 of the fan 13 and the low pressure compressor 23 are connected to each other, and the low pressure compressor 23 and the low pressure turbine 26 are connected to each other by the first rotor shaft 27 coaxially connected to the rotary shaft 21. .
  • the high pressure compressor 24 and the high pressure turbine 25 are connected by a cylindrical second rotor shaft 28 located on the coaxial core R on the outer peripheral side of the first rotor shaft 27.
  • the air sent by the fan 13 and taken in by the compressor 14 is compressed by passing through the plurality of stationary blades and blades in the low pressure compressor 23 and the high pressure compressor 24 and compressed with high temperature and high pressure. Become. Then, fuel is supplied to the compressed air in the combustor 15 to generate a high temperature / high pressure combustion gas which is a working fluid.
  • the combustion gas generated by the combustor 15 passes a plurality of stationary blades and blades in the high-pressure turbine 25 and the low-pressure turbine 26 constituting the turbine 16 to generate a rotational force. In this case, the rotational force of the low pressure turbine 26 is transmitted to the low pressure compressor 23 by the first rotor shaft 27 and driven.
  • the rotational force of the high pressure turbine 25 is transmitted to the high pressure compressor 24 by the second rotor shaft 28 and driven. Further, the rotational force of the low pressure compressor 23 is transmitted to the fan 13 by the rotating shaft 21 to drive. As a result, the exhaust gas discharged from the turbine 16 can provide thrust.
  • FIG. 2 is an enlarged view of the vicinity of a combustor in the gas turbine according to the present embodiment.
  • FIG. 2 a portion of the high pressure compressor 24, the combustor 15, and a portion of the high pressure turbine 25 are shown near the combustor 15.
  • the moving blades 24B and the stationary blades 24C are alternately arranged in a compressed air passage 24A through which compressed air passes. Then, the compressed air that has passed through the moving blades 24B disposed most downstream is supplied to the combustor 15.
  • stationary blades 25B and moving blades 25C are alternately arranged in a combustion gas passage 25A through which combustion gas passes. Then, the combustion gas generated by the combustor 15 is supplied to the stator vanes 25B disposed on the most upstream side.
  • the combustor 15 has an outer cylinder 15A and an inner cylinder 15B.
  • the outer cylinder 15A is provided inside the combustor casing 12A which is a part of the main body casing 12 and formed in an annular shape surrounding the axis R, and together with the combustor casing 12A, the high pressure compressor 24 of the compressor 14 and the turbine A compressed air chamber PA is formed between the sixteen high pressure turbines 25.
  • the outer cylinder 15A has a diffuser 15Aa, and the compressed air chamber PA is in communication with the compressed air passage 24A of the high pressure compressor 24 via the diffuser 15Aa. Accordingly, in the outer cylinder 15A, the compressed air is introduced from the high pressure compressor 24 into the compressed air chamber PA via the diffuser 15Aa.
  • the inner cylinder 15B is accommodated in a compressed air chamber PA formed by the combustor casing 12A and the outer cylinder 15A.
  • the inner cylinder 15B is formed in an annular shape surrounding the axis R and forms a combustion gas chamber GA.
  • the inner cylinder 15B is open at one end facing the diffuser 15Aa and provided with a fuel injection nozzle 15Ba, and the other end is communicated with the combustion gas passage 25A of the high pressure turbine 25 of the turbine 16. Accordingly, compressed air is supplied to the combustion gas chamber GA from one end side of the inner cylinder 15B, and fuel is supplied to the compressed air by the fuel injection nozzle 15Ba to generate combustion gas, and the combustion gas is generated from the other end side The high pressure turbine 25 is supplied.
  • the inner cylinder 15B is configured as a combustion cylinder that generates combustion gas therein.
  • the combustor casing 12 ⁇ / b> A is configured separately from the turbine casing 12 ⁇ / b> B which is a part of the main body casing 12 and accommodates the turbine 16.
  • the combustor casing 12A and the turbine casing 12B respectively have flanges 12Aa and 12Ba projecting and extending outward, and are joined to each other by fastening the flanges 12Aa and 12Ba with bolts 31.
  • the compressed air reaching the compressed air chamber PA is at a high temperature in the compressor 14 and a part of the compressed air chamber PA that has entered the outer periphery of the inner cylinder 15B is shown by the two-dot chain arrow in FIG.
  • the flow velocity along the inner surface of the combustor casing 12A is faster than that in the vicinity of the inner cylinder 15B because it flows along the inner surface of the combustor casing 12A and spreads outside the outer peripheral surface of the inner cylinder 15B.
  • the thermal stress of the flanges 12Aa and 12Ba of the combustor casing 12A and the turbine casing 12B becomes excessive due to the high temperature compressed air, and the occurrence rate of failure such as a crack is high and the frequency of component replacement is high.
  • the radial direction is a direction orthogonal to the axial center R of the rotation shaft 21, and the radially inner side is a side approaching the axial center R.
  • the radial direction outer side is a side away from the axial center R.
  • the protrusions 1 are provided continuously in the circumferential direction.
  • the protrusion 1 on the inner surface of the combustor casing 12A it spreads to the outside of the inner cylinder 15B and becomes a soot of compressed air flowing along the inner surface of the combustor casing 12A, as indicated by the broken arrow in FIG. As such, the flow of compressed air is guided radially inward. As a result, the flow of compressed air reaching the flanges 12Aa and 12Ba can be inhibited, and the thermal stress of the flanges 12Aa and 12Ba can be reduced.
  • the projection 1 When the projection 1 is provided closer to the compressor 14 than the end (one end) on the compressor 14 side of the inner cylinder 15B, the compressed air escapes from the turbine 16 side of the projection 1 and is outside the inner cylinder 15B. As it spreads and flows along the inner surface of the combustor casing 12A, the thermal stress of the flanges 12Aa and 12Ba can not be reduced. Therefore, the projection 1 needs to be provided at least at a part of the range in the extension direction of the rotary shaft 21 between the end (one end) of the inner cylinder 15B on the compressor 14 side and the flanges 12Aa and 12Ba. Moreover, although the projection part 1 is shown single in FIG. 2, it may be plural.
  • the position of the radially inner protruding end 1 a be closer to the axial center R in a direction horizontal to the axial center R or toward the turbine 16 side. Moreover, it is preferable that the projection part 1 does not contact the outer peripheral surface of the inner cylinder 15B in order to prevent mutual contact.
  • the protrusion 1 be provided except for a position on the radially inner side of the combustor casing 12A in which the flange 12Aa is formed.
  • the flange 12Aa in the range of the extension direction of the rotary shaft 21 between the end (one end) of the inner cylinder 15B on the compressor 14 side and the flanges 12Aa and 12Ba. It is preferable to provide the protrusion 1 in at least a part of the range L excluding the radially inner position of the formed combustor casing 12A.
  • the protruding portion 1 has the protruding end 1a protruding radially inward from the inner surface of the combustor casing 12A disposed radially outward of the radially outermost position of the inner cylinder 15B.
  • the protruding portion 1 has the protruding end 1a protruding radially inward from the inner surface of the combustor casing 12A disposed radially outward of the radially outermost position of the inner cylinder 15B.
  • the protruding portion 1 has the protruding end 1a protruding radially inward from the inner surface of the combustor casing 12A disposed radially outward of the radially outermost position of the inner cylinder 15B.
  • the projecting end 1a of the projection 1 is disposed radially outward of the radially outermost position H of the inner cylinder 15B, so that the inner cylinder 15B and the combustor casing 12A are attached and removed. Can be prevented from interfering with each other when relative movement is made in the extending direction of the axial center R of the rotary shaft 21, and the assemblability can be improved.
  • FIG. 3 to 6 are enlarged views of the main parts of the gas turbine according to the present embodiment.
  • the main part indicates the above-described protrusion 1.
  • the projection 1 inclines gradually outward in the radial direction from the inner surface of the combustor casing 12A toward the turbine 16 as the surface facing the compressor 14 It is preferable to have the inclined surface 1A.
  • the inclined surface 1A may be formed so as to be inclined straight outward in the radial direction from the inner surface of the combustor casing 12A as shown in FIGS. 3, 4 and 6, and as shown in FIG. It may be curved and formed. Further, the projecting end 1a may be formed in a corner as shown in FIGS. 3, 5 and 6, but may be formed in a flat surface 1C as shown in FIG.
  • the protrusion 1 in the gas turbine 10 of the present embodiment, it is preferable that the protrusion 1 have a surface 1B facing the turbine 16 side formed upright from the inner surface of the combustor casing 12A.
  • the compressed air is easily separated from the projecting end 1a of the projection 1. Therefore, the compressed air can be separated from the inner surface of the combustor casing 12A, and the effect of reducing the thermal stress of the flanges 12Aa and 12Ba can be significantly obtained. If the compressed air is difficult to separate from the projecting end 1a of the projection 1, the compressed air flows along the inner surface of the combustor casing 12A, and the effect of reducing the thermal stress of the flanges 12Aa and 12Ba is reduced.
  • the protrusion 1 is preferably separately attached to the inner surface of the combustor casing 12A.
  • the projection 1 is formed with a fitting portion 1D to be fitted to the recess 12Ab formed on the inner surface of the combustor casing 12A, and receives the head of the bolt 2A.
  • the receiving surface 1E is formed.
  • the fitting portion 1D is shrink-fit into the recess 12Ab, the bolt 2A is penetrated through the protrusion 1 and the combustor casing 12A, and the nut 2B is tightened to the bolt 2A outside the combustor casing 12A.
  • the protrusion 1 can be attached to the existing gas turbine 10 by separately attaching the protrusion 1 to the inner surface of the combustor casing 12A.
  • the protrusion 1 may be formed so as to protrude from the inner surface of the combustor casing 12A.
  • a thermal barrier coating (for example, TBC: Thermal Barrier Coating) may be applied to the surface of the protrusion 1 and the inner surface of the combustor casing 12A.
  • TBC Thermal Barrier Coating
  • the protrusion 1 may be used for a gas turbine for power generation which is not shown in the drawing but is applied to thermal power generation.

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Abstract

燃焼器ケーシングとタービンケーシングとを接合するフランジの熱応力を低減する。回転軸（軸心Ｒ）の延在方向に沿って圧縮機（１４）と燃焼器（１５）とタービン（１６）とが設けられ、燃焼器（１５）を収容する燃焼器ケーシング（１２Ａ）とタービン（１６）を収容するタービンケーシング（１２Ｂ）とが外側に突出する互いのフランジ（１２Ａａ，１２Ｂａ）を介して接合されたガスタービン（１０）であって、燃焼器ケーシング（１２Ａ）の内面に、燃焼器（１５）における燃焼筒（内筒１５Ｂ）の圧縮機（１４）側の端部とフランジ（１２Ａａ）との間の回転軸の延在方向の範囲の少なくとも一部で径方向内側に突出する突起部（１）を備える。

Description

ガスタービン
　本発明は、ガスタービンに関する。
　一般に、ガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンとを含み、これらのケーシングが外周部でフランジによりボルトで接合されている（例えば、特許文献１参照）。
特開２００４－１６９６５５号公報
　ガスタービンにおいて、圧縮機から燃焼器に至る圧縮空気は、圧力が最も高く、かつ燃焼器に至る以前では温度が最も高い。この圧縮空気は、圧縮機の出口のディフューザから燃焼器に向けて送られ、燃焼器が収容される燃焼器ケーシング内において燃焼器に衝突して一部が燃焼器の外周部に至る。燃焼器の外周部は、燃焼器と燃焼器ケーシングとの間に形成された空間があり、燃焼器に衝突した圧縮空気は、燃焼器の外周部のより外側に広がるため燃焼器の近傍よりもその外側の燃焼器ケーシング近傍の流速が早くなる。このため、燃焼器ケーシングは、その内面が高温の圧縮空気にさらされることになる。近年では、燃費向上のため圧縮機の圧力比を増加させる傾向があり、圧力比を増加させた分、圧縮機の出口から燃焼器に送られる圧縮空気の温度も向上する。
　上述した特許文献１に示されているように、ガスタービンのケーシングは、外側でフランジによりボルトで接合されている。具体的に、燃焼器ケーシングとタービンケーシングとがその外側でフランジにより接合されている。そして、上述した燃焼器の外周部の圧縮空気は、燃焼器ケーシングとタービンケーシングとを接合するフランジに向けて流動する。このフランジは、周囲に淀んだ大気が存在して熱伝達率が低く、燃焼器ケーシングの内部では圧縮空気の流速が早く熱伝達率が高いことから、ケーシングの内外でフランジに非常に大きな温度分布が発生する。特に、航空用ガスタービンでは、離陸時に数十秒で回転数を上げて昇圧させて出力を上げるため、この際、フランジは高温の圧縮空気にさらされる。このため、燃焼器ケーシングとタービンケーシングとを接合するフランジは、熱応力が過大となり、クラックなどの故障の発生率が高く部品交換の頻度が高くなる。従って、フランジの熱応力を低減させることが望まれている。
　本発明は上述した課題を解決するものであり、燃焼器ケーシングとタービンケーシングとを接合するフランジの熱応力を低減することのできるガスタービンを提供することを目的とする。
　上述の目的を達成するために、本発明のガスタービンは、回転軸の延在方向に沿って圧縮機と燃焼器とタービンとが設けられ、前記燃焼器を収容する燃焼器ケーシングと前記タービンを収容するタービンケーシングとが外側に突出する互いのフランジを介して接合されたガスタービンであって、前記燃焼器ケーシングの内面に、前記燃焼器における燃焼筒の前記圧縮機側の端部と前記フランジとの間の前記回転軸の延在方向の範囲の少なくとも一部で径方向内側に突出する突起部を備えることを特徴とする。
　このガスタービンによれば、燃焼器ケーシングの内面に突起部を設けることで、燃焼筒の外側に広がって燃焼器ケーシングの内面に沿って流れる圧縮空気の堰となり、圧縮空気の流れを径方向内側に案内する。この結果、フランジに至る圧縮空気の流れを阻害し、フランジの熱応力を低減することができる。
　また、本発明のガスタービンでは、前記突起部は、前記フランジが形成された前記燃焼器ケーシングの径方向内側の位置を除き設けられることを特徴とする。
　このガスタービンによれば、フランジが形成された燃焼器ケーシングの径方向内側の位置を除き突起部を設けることで、突起部からフランジへの熱の伝達を防ぐことができる。この結果、フランジの熱応力を低減することができる。
　また、本発明のガスタービンでは、前記突起部は、前記燃焼器ケーシングの内面から径方向内側に突出した突出端が、前記燃焼筒における径方向最外位置よりも径方向外側に配置されることを特徴とする。
　このガスタービンによれば、燃焼筒における径方向最外側位置よりも、突起部の突出端が径方向外側に配置されることで、取り付け取り外しのために燃焼筒と燃焼器ケーシングとを回転軸の延在方向に相対移動させる際に、相互の干渉を防ぐことができ、組み立て性を向上することができる。
　また、本発明のガスタービンでは、前記突起部は、前記圧縮機側に向く面が前記タービンに向けて前記燃焼器ケーシングの内面から漸次径方向外側に傾斜する傾斜面を有することを特徴とする。
　このガスタービンによれば、突起部に傾斜面を設けることで、燃焼器ケーシングの内面から圧縮空気を円滑に離れるように案内することができ、圧縮空気の不要な乱流の発生を抑えることができる。
　また、本発明のガスタービンでは、前記突起部は、前記タービン側に向く面が前記燃焼器ケーシングの内面から切り立って形成されることを特徴とする。
　このガスタービンによれば、タービン側に向く面が燃焼器ケーシングの内面から切り立って形成されると、突起部の突出端から圧縮空気が剥離し易くなる。このため、圧縮空気を燃焼器ケーシングの内面から離すことができ、フランジの熱応力を低減する効果を顕著に得ることができる。
　また、本発明のガスタービンでは、前記突起部は、前記燃焼器ケーシングの内面に対して別体で取り付けられることを特徴とする。
　このガスタービンによれば、突起部を燃焼器ケーシングの内面に対して別体で取り付けることで、既存のガスタービンに対して突起部を取り付けることができる。
　本発明によれば、燃焼器ケーシングとタービンケーシングとを接合するフランジの熱応力を低減することができる。
図１は、本発明の実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。 図２は、本発明の実施形態に係るガスタービンにおける燃焼器付近の拡大図である。 図３は、本発明の実施形態に係るガスタービンにおける要部拡大図である。 図４は、本発明の実施形態に係るガスタービンにおける要部拡大図である。 図５は、本発明の実施形態に係るガスタービンにおける要部拡大図である。 図６は、本発明の実施形態に係るガスタービンにおける要部拡大図である。
　以下に、本発明に係る実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。
　図１は、本実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。
　図１に示すように、ガスタービン１０は、航空用ガスタービンであって、ファンケーシング１１と、本体ケーシング１２とを有している。ファンケーシング１１は、内部にファン１３を収容し、本体ケーシング１２は、内部に圧縮機１４と、燃焼器１５と、タービン１６とを収容して構成されている。圧縮機１４と、燃焼器１５と、タービン１６とは、回転軸２１の軸心Ｒの延在方向に沿って設けられている。
　ファン１３は、回転軸２１の外周部に複数のファンブレード２２が装着されて構成されている。回転軸２１は、ファンケーシング１１および本体ケーシング１２に対して軸心Ｒの廻りに回転可能に支持されている。ファン１３は、回転軸２１の回転に伴って軸心Ｒの廻りに回転し、当該軸心Ｒに沿って本体ケーシング１２に空気を送る。
　圧縮機１４は、空気の流れの上流側から下流側に配置された低圧コンプレッサ２３と高圧コンプレッサ２４とを有している。燃焼器１５は、圧縮機１４よりも空気の流れの下流側に位置し、回転軸２１の周りである周方向に沿って配置されている。タービン１６は、燃焼器１５より空気の流れの下流側に位置し、空気の流れの上流側から下流側に配置された高圧タービン２５と低圧タービン２６とを有している。そして、ファン１３の回転軸２１と低圧コンプレッサ２３とが連結され、低圧コンプレッサ２３と低圧タービン２６とが回転軸２１に対して同軸心Ｒ上で連結された第一ロータ軸２７により連結されている。また、高圧コンプレッサ２４と高圧タービン２５とが、第一ロータ軸２７の外周側で同軸心Ｒ上に位置された円筒形状をなす第二ロータ軸２８により連結されている。
　従って、ファン１３により送られて圧縮機１４にて取り込まれた空気が、低圧コンプレッサ２３と高圧コンプレッサ２４における複数の静翼と動翼を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。そして、この圧縮空気に対して燃焼器１５にて燃料が供給され、作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが生成される。この燃焼器１５で生成された燃焼ガスが、タービン１６を構成する高圧タービン２５および低圧タービン２６における複数の静翼と動翼を通過することで回転力が発生する。この場合、低圧タービン２６の回転力が第一ロータ軸２７により低圧コンプレッサ２３に伝達されて駆動する。また、高圧タービン２５の回転力が第二ロータ軸２８により高圧コンプレッサ２４に伝達されて駆動する。また、低圧コンプレッサ２３の回転力が回転軸２１によりファン１３に伝達されて駆動する。その結果、タービン１６から排出される排気ガスにより推力を得ることができる。
　図２は、本実施形態に係るガスタービンにおける燃焼器付近の拡大図である。
　図２では、燃焼器１５付近であって、高圧コンプレッサ２４の一部と、燃焼器１５と、高圧タービン２５の一部が示されている。
　圧縮機１４の高圧コンプレッサ２４は、圧縮空気を通過させる圧縮空気通路２４Ａに、動翼２４Ｂと静翼２４Ｃが交互に配置されている。そして、最下流に配置された動翼２４Ｂを通過した圧縮空気が燃焼器１５に供給される。
　タービン１６の高圧タービン２５は、燃焼ガスを通過させる燃焼ガス通路２５Ａに、静翼２５Ｂと動翼２５Ｃが交互に配置されている。そして、最上流に配置された静翼２５Ｂに燃焼器１５で生成された燃焼ガスが供給される。
　燃焼器１５は、外筒１５Ａと、内筒１５Ｂとを有している。外筒１５Ａは、本体ケーシング１２の一部である燃焼器ケーシング１２Ａの内部に設けられて軸心Ｒの周りを囲む環状に形成され、燃焼器ケーシング１２Ａと共に、圧縮機１４の高圧コンプレッサ２４とタービン１６の高圧タービン２５との間に圧縮空気室ＰＡを形成する。外筒１５Ａは、ディフューザ１５Ａａを有し、圧縮空気室ＰＡが当該ディフューザ１５Ａａを介して高圧コンプレッサ２４の圧縮空気通路２４Ａに連通されている。従って、外筒１５Ａは、圧縮空気室ＰＡにディフューザ１５Ａａを介して高圧コンプレッサ２４から圧縮空気が導入される。
　内筒１５Ｂは、燃焼器ケーシング１２Ａと外筒１５Ａとが形成する圧縮空気室ＰＡ内に収容されている。内筒１５Ｂは、軸心Ｒの周りを囲む環状に形成され、燃焼ガス室ＧＡを形成する。内筒１５Ｂは、一端側がディフューザ１５Ａａに対向して開口し燃料噴射ノズル１５Ｂａが設けられ、他端側がタービン１６の高圧タービン２５の燃焼ガス通路２５Ａに連通されている。従って、内筒１５Ｂは、一端側から燃焼ガス室ＧＡに圧縮空気が供給され、この圧縮空気に燃料噴射ノズル１５Ｂａにより燃料を供給することで燃焼ガスを生成し、この燃焼ガスを他端側から高圧タービン２５に供給する。このように、内筒１５Ｂは、その内部で燃焼ガスを生成する燃焼筒として構成されている。
　また、燃焼器１５において、燃焼器ケーシング１２Ａは、本体ケーシング１２の一部であってタービン１６を収容するタービンケーシング１２Ｂと別体で構成されている。燃焼器ケーシング１２Ａとタービンケーシング１２Ｂとを別体とすることでガスタービンの組み立て性を向上させている。これら、燃焼器ケーシング１２Ａとタービンケーシング１２Ｂとは、それぞれ外側に突出して延在したフランジ１２Ａａ，１２Ｂａを有し、このフランジ１２Ａａ，１２Ｂａをボルト３１により締結することで互いに接合されている。
　このような燃焼器１５において、ディフューザ１５Ａａから外筒１５Ａの内部である圧縮空気室ＰＡに供給された圧縮空気は、全てが内筒１５Ｂの内部である燃焼ガス室ＧＡに至らず、一部が圧縮空気室ＰＡにおいて内筒１５Ｂの外周に回り込む。この内筒１５Ｂの外周に回り込んだ圧縮空気は、内筒１５Ｂの外周から燃焼ガス室ＧＡに供給されたり、高圧タービン２５における静翼２５Ｂや動翼２５Ｃや第一ロータ軸２７や第二ロータ軸２８に供給されて冷却に供されたりする。
　しかし、圧縮空気室ＰＡに至る圧縮空気は、圧縮機１４において高温であって、圧縮空気室ＰＡにおいて内筒１５Ｂの外周に回り込んだ一部が図２中に二点鎖線の矢印で示すように燃焼器ケーシング１２Ａの内面に沿って流れ、かつ内筒１５Ｂの外周面の外側に広がるため内筒１５Ｂの近傍よりも燃焼器ケーシング１２Ａの内面側の流速が早くなる。このため、高温の圧縮空気により燃焼器ケーシング１２Ａおよびタービンケーシング１２Ｂのフランジ１２Ａａ，１２Ｂａの熱応力が過大となり、クラックなどの故障の発生率が高く部品交換の頻度が高くなる。
　そこで、本実施形態のガスタービン１０は、燃焼器ケーシング１２Ａの内面に、内筒１５Ｂの圧縮機１４側の端部（一端部）とフランジ１２Ａａ，１２Ｂａとの間の回転軸２１の延在方向の範囲の少なくとも一部で径方向内側に突出する突起部１を備える。径方向とは回転軸２１の軸心Ｒに直交する方向であって、径方向内側とは軸心Ｒに近づく側である。また、径方向外側とは軸心Ｒから離れる側である。突起部１は、周方向に連続して設けられている。
　すなわち、燃焼器ケーシング１２Ａの内面に突起部１を設けることで、内筒１５Ｂの外側に広がって燃焼器ケーシング１２Ａの内面に沿って流れる圧縮空気の堰となり、図２中の破線の矢印で示すように、圧縮空気の流れを径方向内側に案内する。この結果、フランジ１２Ａａ，１２Ｂａに至る圧縮空気の流れを阻害し、フランジ１２Ａａ，１２Ｂａの熱応力を低減することができる。
　内筒１５Ｂの圧縮機１４側の端部（一端部）よりも圧縮機１４に近づけて突起部１を設けた場合、突起部１のタービン１６側を圧縮空気が抜けて内筒１５Ｂの外側に広がって燃焼器ケーシング１２Ａの内面に沿って流れるため、フランジ１２Ａａ，１２Ｂａの熱応力を低減することができない。従って、突起部１は、内筒１５Ｂの圧縮機１４側の端部（一端部）とフランジ１２Ａａ，１２Ｂａとの間の回転軸２１の延在方向の範囲の少なくとも一部に設ける必要がある。また、突起部１は、図２中は単一で示しているが、複数であってもよい。突起部１が複数である場合、径方向内側の突出端１ａの位置は、軸心Ｒと水平、またはタービン１６側に向けて軸心Ｒに近づくことが好ましい。また、突起部１は、突出端１ａが内筒１５Ｂの外周面に接触しないことが相互の当たりを防ぐうえで好ましい。
　また、本実施形態のガスタービン１０では、突起部１は、フランジ１２Ａａが形成された燃焼器ケーシング１２Ａの径方向内側の位置を除き設けられることが好ましい。
　具体的には、図２に示すように、内筒１５Ｂの圧縮機１４側の端部（一端部）とフランジ１２Ａａ，１２Ｂａとの間の回転軸２１の延在方向の範囲のうち、フランジ１２Ａａが形成された燃焼器ケーシング１２Ａの径方向内側の位置を除く範囲Ｌの少なくとも一部に突起部１を設けることが好ましい。
　フランジ１２Ａａが形成された燃焼器ケーシング１２Ａの径方向内側の位置を除き突起部１を設けることで、突起部１からフランジ１２Ａａへの熱の伝達を防ぐことができる。この結果、フランジ１２Ａａ，１２Ｂａの熱応力を低減することができる。
　また、本実施形態のガスタービン１０では、突起部１は、燃焼器ケーシング１２Ａの内面から径方向内側に突出した突出端１ａが、内筒１５Ｂにおける径方向最外側位置よりも径方向外側に配置されることが好ましい。
　図２に示すように内筒１５Ｂにおける径方向最外側位置Ｈよりも、突起部１の突出端１ａが径方向外側に配置されることで、取り付け取り外しのために内筒１５Ｂと燃焼器ケーシング１２Ａとを回転軸２１の軸心Ｒの延在方向に相対移動させる際に、相互の干渉を防ぐことができ、組み立て性を向上することができる。
　図３～図６は、本実施形態に係るガスタービンにおける要部拡大図である。要部とは、上述した突起部１を示す。
　図３～図６に示すように、本実施形態のガスタービン１０では、突起部１は、圧縮機１４側に向く面がタービン１６に向けて燃焼器ケーシング１２Ａの内面から漸次径方向外側に傾斜する傾斜面１Ａを有することが好ましい。
　突起部１に傾斜面１Ａを設けることで、燃焼器ケーシング１２Ａの内面から圧縮空気を円滑に離れるように案内することができ、圧縮空気の不要な乱流の発生を抑えることができる。この傾斜面１Ａは、図３、図４および図６に示すように、燃焼器ケーシング１２Ａの内面から径方向外側に真っ直ぐ傾斜して形成されていてもよく、図５に示すように、凹むように湾曲して形成されていてもよい。また、突出端１ａは、図３、図５および図６に示すように、角で形成されていてもよいが、図４に示すように、平面１Ｃで形成されていてもよい。
　また、図３～図６に示すように、本実施形態のガスタービン１０では、突起部１は、タービン１６側に向く面１Ｂが燃焼器ケーシング１２Ａの内面から切り立って形成されることが好ましい。
　タービン１６側に向く面１Ｂが燃焼器ケーシング１２Ａの内面から切り立って形成されると、突起部１の突出端１ａから圧縮空気が剥離し易くなる。このため、圧縮空気を燃焼器ケーシング１２Ａの内面から離すことができ、フランジ１２Ａａ，１２Ｂａの熱応力を低減する効果を顕著に得ることができる。突起部１の突出端１ａから圧縮空気が剥離し難いと、圧縮空気が燃焼器ケーシング１２Ａの内面に沿って流れるためフランジ１２Ａａ，１２Ｂａの熱応力を低減する効果が低下する。
　また、図６に示すように、本実施形態のガスタービン１０では、突起部１は、燃焼器ケーシング１２Ａの内面に対して別体で取り付けられることが好ましい。
　具体的に、図６に示すように、突起部１は、燃焼器ケーシング１２Ａの内面に形成された凹部１２Ａｂに嵌合する嵌合部１Ｄが形成されていると共に、ボルト２Ａの頭部を受ける受面１Ｅが形成されている。そして、嵌合部１Ｄを凹部１２Ａｂに焼き嵌めし、ボルト２Ａを突起部１および燃焼器ケーシング１２Ａに貫通させ、燃焼器ケーシング１２Ａの外側にてボルト２Ａにナット２Ｂを締め付けることで、突起部１が燃焼器ケーシング１２Ａの内面に別体で取り付けられる。
　突起部１を燃焼器ケーシング１２Ａの内面に対して別体で取り付けることで、既存のガスタービン１０に対して突起部１を取り付けることができる。なお、新規に作成するガスタービン１０では突起部１を燃焼器ケーシング１２Ａの内面に対して突出成形してもよい。
　なお、突起部１の表面や、燃焼器ケーシング１２Ａの内面に対して遮熱コーティング（例えば、ＴＢＣ：Thermal　Barrier　Coating）を施してもよい。遮熱コーティングを施すことで、フランジ１２Ａａ，１２Ｂａの熱応力を低減する効果を顕著に得ることができる。
　なお、突起部１は、図１に示す航空用のガスタービン１０以外に、図には明示しないが火力発電に適用される発電用のガスタービンなどに用いられてもよい。
　１　突起部
　１ａ　突出端
　１Ａ　傾斜面
　１Ｂ　タービン側に向く面
　１Ｃ　突出端の平面
　１Ｄ　嵌合部
　１Ｅ　受面
　２Ａ　ボルト
　２Ｂ　ナット
　１０　ガスタービン
　１１　ファンケーシング
　１２　本体ケーシング
　１２Ａ　燃焼器ケーシング
　１２Ａａ　フランジ
　１２Ａｂ　凹部
　１２Ｂ　タービンケーシング
　１２Ｂａ　フランジ
　１３　ファン
　１４　圧縮機
　１５　燃焼器
　１５Ａ　外筒
　１５Ａａ　ディフューザ
　１５Ｂ　内筒
　１５Ｂａ　燃料噴射ノズル
　１６　タービン
　２１　回転軸
　２２　ファンブレード
　２３　低圧コンプレッサ
　２４　高圧コンプレッサ
　２４Ａ　圧縮空気通路
　２４Ｂ　動翼
　２４Ｃ　静翼
　２５　高圧タービン
　２５Ａ　燃焼ガス通路
　２５Ｂ　静翼
　２５Ｃ　動翼
　２６　低圧タービン
　２７　第一ロータ軸
　２８　第二ロータ軸
　３１　ボルト
　ＧＡ　燃焼ガス室
　Ｈ　径方向最外側位置
　Ｌ　範囲
　ＰＡ　圧縮空気室
　Ｒ　軸心

Claims (6)

  1. 　回転軸の延在方向に沿って圧縮機と燃焼器とタービンとが設けられ、前記燃焼器を収容する燃焼器ケーシングと前記タービンを収容するタービンケーシングとが外側に突出する互いのフランジを介して接合されたガスタービンであって、
    　前記燃焼器ケーシングの内面に、前記燃焼器における燃焼筒の前記圧縮機側の端部と前記フランジとの間の前記回転軸の延在方向の範囲の少なくとも一部で径方向内側に突出する突起部を備えることを特徴とするガスタービン。
  2. 　前記突起部は、前記フランジが形成された前記燃焼器ケーシングの径方向内側の位置を除き設けら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. 　前記突起部は、前記燃焼器ケーシングの内面から径方向内側に突出した突出端が、前記燃焼筒における径方向最外位置よりも径方向外側に配置されることを特徴とする請求項１または２に記載のガスタービン。
  4. 　前記突起部は、前記圧縮機側に向く面が前記タービンに向けて前記燃焼器ケーシングの内面から漸次径方向外側に傾斜する傾斜面を有することを特徴とする請求項１～３のいずれか１つに記載のガスタービン。
  5. 　前記突起部は、前記タービン側に向く面が前記燃焼器ケーシングの内面から切り立って形成されることを特徴とする請求項１～４のいずれか１つに記載のガスタービン。
  6. 　前記突起部は、前記燃焼器ケーシングの内面に対して別体で取り付けられることを特徴とする請求項１～５のいずれか１つに記載のガスタービン。
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