WO2017188040A1 - ガスタービン - Google Patents

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WO2017188040A1
WO2017188040A1 PCT/JP2017/015432 JP2017015432W WO2017188040A1 WO 2017188040 A1 WO2017188040 A1 WO 2017188040A1 JP 2017015432 W JP2017015432 W JP 2017015432W WO 2017188040 A1 WO2017188040 A1 WO 2017188040A1
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turbine
cooling
booster
compressor
passage
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青山　邦明
穣 枡谷
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三菱重工業株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine.
  • a general gas turbine includes a compressor that generates compressed air, a combustor that generates combustion gas using the compressed air generated by the compressor, and a turbine that is rotationally driven by the combustion gas generated by the combustor. It is equipped with. And in such a gas turbine, for example, Patent Document 1 shows that an air booster for boosting the discharge air of the compressor is provided between the compressor and the cooling blade (turbine stationary blade). Yes.
  • the air pressure booster disclosed in Patent Document 1 is composed of a centrifugal compressor having vanes that extend in the radial direction so as to boost the air pressure by rotating the turbine shaft.
  • This centrifugal compressor is constituted by surrounding each vane with each partition plate projecting from the turbine stationary blade to the inner peripheral side, and the cooling air pressurized between each partition plate is formed in a hole in the inner peripheral wall in the inner periphery of the turbine stationary blade.
  • the turbine is supplied to the turbine stationary blades.
  • This invention solves the subject mentioned above, and aims at providing the gas turbine which can reduce the pressure loss of the cooling air supplied to a turbine stationary blade.
  • a gas turbine combusts using a compressor that generates compressed air by rotating around a rotating shaft, and compressed air generated by the compressor.
  • a combustor that generates gas; a turbine that rotationally drives the rotating shaft by the combustion gas generated by the combustor; and cooling air that is extracted and cooled by extracting compressed air from the compressor and generates the cooling air
  • a cooling device that supplies the turbine along a rotating shaft, and a booster device that is disposed between the cooling device and the turbine and boosts the cooling air outward in the radial direction of the turbine as the rotating shaft rotates.
  • a booster device that forms a passage that is continuously provided in the turbine circumferential direction outside the booster device in the turbine circumferential direction and guides the cooling air pressurized by the booster device to the turbine radial direction outside of the booster device.
  • a ring-shaped passage that is arranged between the fuser, a plurality of turbine vanes arranged in parallel in the circumferential direction of the turbine, and the booster diffuser to form a continuous ring-shaped passage in the circumferential direction of the turbine, and the ring-shaped passage of the booster diffuser
  • a manifold communicating with a cooling passage provided in each of the turbine stationary blades.
  • the cooling air boosted by the booster is guided outward in the turbine radial direction by the booster diffuser, and the cooling air guided by the booster diffuser outside in the turbine radial direction is guided by the manifold to each turbine stationary blade. To the cooling passage. As a result, it is possible to reduce the pressure loss of the cooling air boosted by the booster and supplied to each turbine stationary blade.
  • the gas turbine according to one aspect of the present invention preferably includes guide vanes for guiding the cooling air toward the cooling passage of the turbine stationary blade in the ring-shaped passage of the manifold.
  • a curved portion for guiding the cooling air is provided at an inlet portion communicating with the manifold of the cooling passage of the turbine stationary blade.
  • the pressure loss of the cooling air supplied to the turbine stationary blade can be reduced.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is an enlarged cross-sectional view around the combustor of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a schematic enlarged view showing a part of the meridional section of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is a schematic enlarged view showing a part of a meridional section of another example of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a schematic enlarged view showing a part of a meridional section of another example of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 6 is an enlarged cross-sectional view around the combustor of another example of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is an enlarged cross section around the combustor of the gas turbine according to the present embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic enlarged view showing a part of the meridional section of the gas turbine according to the present embodiment.
  • the gas turbine 101 includes a compressor 1, a combustor 2, and a turbine 3.
  • a turbine shaft 4 which is a rotating shaft, is disposed through the center of the compressor 1, the combustor 2, and the turbine 3.
  • the compressor 1, the combustor 2, and the turbine 3 are juxtaposed in order from the front side to the rear side of the air flow along the axis C of the turbine shaft 4.
  • the turbine axial direction refers to a direction parallel to the axis C
  • the turbine circumferential direction refers to a direction around the axis C
  • the turbine radial direction is orthogonal to the axis C.
  • the turbine radial direction inner side is a side toward the axis C in the turbine radial direction
  • the turbine radial direction outer side is a side away from the axis C in the turbine radial direction.
  • Compressor 1 compresses air into compressed air.
  • a compressor stationary blade 13 and a compressor moving blade 14 are provided in a cylindrical compressor casing 12 having an air intake port 11 for taking in air.
  • a plurality of the compressor vanes 13 are attached to the compressor casing 12 side and are arranged in parallel in the turbine circumferential direction.
  • a plurality of compressor rotor blades 14 are attached to the turbine shaft 4 side and arranged in parallel in the turbine circumferential direction around the turbine shaft 4.
  • the compressor stationary blades 13 and the compressor rotor blades 14 are alternately provided along the turbine axial direction.
  • a plurality of final stage stationary blades 13 a are arranged at the outlet 16 in the turbine circumferential direction.
  • a plurality of outlet guide vanes 15 may be arranged in the turbine circumferential direction downstream from the final stage vane 13a at the outlet 16.
  • the combustor 2 generates high-temperature and high-pressure combustion gas by supplying fuel to the compressed air compressed by the compressor 1.
  • the combustor 2 includes a combustion cylinder 21 that mixes and burns compressed air and fuel, and a tail cylinder 22 that guides combustion gas from the combustion cylinder 21 to the turbine 3.
  • a plurality of (for example, 16) combustion cylinders 21 are juxtaposed in the turbine circumferential direction around the turbine shaft 4 in a cylindrical combustor casing 23 forming the casing R.
  • each combustion cylinder 21 is formed in a cylindrical shape, and a pilot combustion burner 21A is arranged at the center of the inside. Further, the combustion cylinder 21 has a plurality of main combustion burners 21B arranged so as to surround the pilot combustion burner 21A along the inner peripheral surface thereof.
  • the pilot combustion burner 21A includes a pilot cone 21Aa supported by the combustion cylinder 21 and a pilot nozzle 21Ab disposed inside the pilot cone 21Aa.
  • Each main combustion burner 21B includes a main nozzle 21Ba and swirl vanes (swirler vanes) 21Bb provided on the outer periphery of the main nozzle 21Ba.
  • the combustion cylinder 21 has a pilot fuel line (not shown) connected to the pilot nozzle 21Ab and a main combustion line (not shown) connected to each main nozzle 21Ba. Further, the combustion cylinder 21 has a flow path for sending compressed air to the pilot combustion burner 21A inside the inner cylinder 21C by an inner cylinder 21C surrounding the pilot combustion burner 21A, and a main combustion burner outside the inner cylinder 21C. A flow path for sending compressed air to the 21B side is formed.
  • a cylindrical shaft is arranged along the turbine axis direction
  • the air supply port 24 is a cylindrical opening
  • the air supply port 24 faces the outlet 16 side of the compressor 1. Be placed.
  • this compressed air is mixed with fuel injected from the main combustion burner 21B, Become.
  • the compressed air is mixed with fuel injected from the pilot combustion burner 21 ⁇ / b> A, ignited and burned by unillustrated seed fire, and is burned into the combustion cylinder 21 as combustion gas.
  • a part of the combustion gas is ejected so as to diffuse into the combustion cylinder 21 with a flame, so that the premixed gas flowing into the combustion cylinder 21 from each main combustion burner 21B is ignited.
  • Burn That is, flame holding for stable combustion of the lean premixed fuel from the main combustion burner 21B can be performed by the diffusion flame by the pilot fuel injected from the pilot combustion burner 21A.
  • each combustion cylinder 21 is connected to the compressor 1 via the compressor diffuser 5.
  • the compressor diffuser 5 is a cylinder that forms an air passage that guides compressed air from the compressor 1 to the combustion cylinder 21.
  • One end 51 is connected to the outlet 16 in the compressor 1, and the other end 52 is burned in the combustor 2.
  • the turbine 3 generates rotational power by the combustion gas burned in the combustor 2.
  • a turbine stationary blade 32 and a turbine rotor blade 33 are provided in a cylindrical turbine casing 31.
  • a plurality of turbine stationary blades 32 are attached to the turbine casing 31 side and arranged in parallel in the turbine circumferential direction.
  • a plurality of turbine rotor blades 33 are attached to the turbine shaft 4 side and arranged in parallel in the turbine circumferential direction.
  • the turbine stationary blades 32 and the turbine rotor blades 33 are alternately provided along the turbine axial direction.
  • an exhaust chamber 34 having an exhaust diffuser 34 a continuous with the turbine 3 is provided on the rear side of the turbine casing 31.
  • the turbine shaft 4 has an end portion on the compressor 1 side supported by a bearing portion 41, an end portion on the exhaust chamber 34 side supported by a bearing portion 42, and is provided to be rotatable about an axis C.
  • the turbine shaft 4 is not explicitly shown in the figure, but the generator drive shaft is connected to the end of the compressor 1 side.
  • the air taken in from the air intake port 11 of the compressor 1 passes through the plurality of compressor stationary blades 13 and the compressor moving blades 14 and is compressed, thereby compressing at a high temperature and a high pressure. It becomes air.
  • the compressed air is mixed with fuel in the combustor 2 and burned to generate high-temperature and high-pressure combustion gas.
  • the combustion gas passes through the turbine stationary blade 32 and the turbine rotor blade 33 of the turbine 3 so that the turbine shaft 4 is rotationally driven, and rotational power is applied to a generator connected to the turbine shaft 4. Generate electricity.
  • the exhaust gas after rotationally driving the turbine shaft 4 is discharged into the atmosphere as exhaust gas through the exhaust diffuser 34a of the exhaust chamber 34.
  • a bleed portion 55 is provided in the compressor diffuser 5.
  • the bleed portion 55 is formed as a hole that communicates with the inside and the outside of the compressor diffuser 5 in order to extract compressed air from the compressor diffuser 5.
  • the bleed portion 55 is provided on at least one of the one end 51 and the other end 52 of the compressor diffuser 5.
  • the bleed portion 55 is a hole formed in the edge portion of the one end 51 or the edge portion of the other end 52 of the compressor diffuser 5. Therefore, a part of the compressed air P sent from the compressor 1 to the combustion cylinder 21 via the compressor diffuser 5 is taken out into the cylindrical combustor casing 23 forming the casing R by the bleeder 55.
  • the gas turbine 101 is provided with an intermediate shaft cover 6 having a ring shape along the circumferential direction of the turbine shaft 4 on the outer periphery thereof.
  • a casing R is defined in the combustor casing 23 and outside the plurality of combustion cylinders 21 on the outer periphery of the intermediate shaft cover 6.
  • the gas turbine 101 of this embodiment has the cooling device 7.
  • the cooling device 7 passes through the combustor casing 23 from the outside of the combustor casing 23 to the inside of the intermediate shaft cover 6 (to the turbine shaft 4 side).
  • the air supply pipe 72 communicated, the cooling pipe 73 communicating the exhaust pipe 71 and the air supply pipe 72, and a heat exchanger (TCA cooler) 74 provided in the middle of the cooling pipe 73 are provided.
  • TCA cooler heat exchanger
  • the compressed air P taken out into the passenger compartment R by the bleeder 55 is exhausted from the exhaust pipe 71 to the cooling pipe 73 outside the combustor casing 23 and heat-exchanged with the refrigerant in the heat exchanger 74 to become cooling air. Then, the air is supplied to the inside of the intermediate shaft cover 6 through the air supply pipe 72.
  • the turbine stationary blade 32, the turbine rotor blade 33, the turbine shaft 4 and the like can be cooled by the cooling air of the compressed air P.
  • the gas turbine 101 of the present embodiment includes a booster 8, a booster diffuser 9, and a manifold 10.
  • the pressure booster 8 is provided inside the intermediate shaft cover 6 and inside the turbine radial blade 32 of the turbine stationary blade (first stage turbine stationary blade arranged in the inlet portion of the turbine 3 in this embodiment) 32.
  • the pressure increasing device 8 includes a shroud 8a fixed to the turbine shaft 4, a hub 8b facing the shroud 8a in the turbine shaft direction, and a blade 8c provided between the shroud 8a and the hub 8b. This is configured as a so-called centrifugal compressor in which an internal flow path 8d is formed between the turbine 8 and the hub 8b.
  • the booster 8 rotates the shroud 8a, the hub 8b, and the blades 8c with the rotation of the turbine shaft 4 so that the cooling air of the compressed air P supplied to the inside of the intermediate shaft cover 6 by the cooling device 7 is converted into the turbine.
  • the air is sucked into the internal flow path 8d between the shroud 8a and the hub 8b from the axial direction, and discharged from the internal flow path 8d while increasing the pressure outward in the turbine radial direction.
  • the booster diffuser 9 is fixed to the turbine casing 31 and is continuously provided in the turbine circumferential direction outside the booster 8 in the turbine radial direction.
  • the booster diffuser 9 has a pair of guide plates 9a each having a ring-shaped plate material facing each other in the turbine shaft direction and arranged around the turbine shaft 4 so that the cross-sectional area increases toward the outer side in the turbine radial direction.
  • a passage 9b is formed. The passage 9b is provided such that the turbine radial inner end faces the turbine radial outer end, which is the discharge port of the internal flow path 8d in the booster 8.
  • the booster diffuser 9 decelerates the cooling air of the compressed air P that has been pressurized by the booster 8 on the outer side in the turbine radial direction of the booster 8 and discharged from the internal flow path 8d while guiding the cooling air to the outer side in the turbine radial direction.
  • the passage 9b may be formed by an annular space formed in the turbine casing 31 without the guide plate 9a. Further, the booster diffuser 9 may be provided with fixed blades for adjusting the flow of the cooling air of the compressed air P to the outside in the turbine radial direction in the passage 9b.
  • the manifold 10 is fixed to the turbine casing 31 and is disposed between a plurality of turbine stationary blades 32 arranged in parallel in the circumferential direction of the turbine and the booster diffuser 9 as shown in FIG.
  • the manifold 10 is formed with a ring-shaped passage 10 a that is continuous in the turbine circumferential direction about the turbine shaft 4.
  • the manifold 10 has an opening 10b in which the inner side in the turbine radial direction of the ring-shaped passage 10a is continuously opened in the circumferential direction of the turbine, and the opening 10b is the outer side in the turbine radial direction of the passage 9b in the booster diffuser 9.
  • the booster diffuser 9 is connected to communicate with the end.
  • the manifold 10 has a plurality of holes 10c that are arranged side by side in the turbine circumferential direction, and the outer side in the turbine radial direction of the ring-shaped passage 10a penetrates in the turbine radial direction.
  • the turbine stationary blade 32 is connected to a shroud portion 32 b so as to communicate with a cooling passage 32 a provided in the turbine 32.
  • a plurality of cooling passages 32a are formed inside one turbine vane 32, and are combined into one inlet portion 32ba in the shroud portion 32b inside the turbine radial direction, and the hole portion 10c communicates with the inlet portion 32ba. Is formed. Therefore, the manifold 10 supplies the cooling air of the compressed air P guided by the booster diffuser 9 to the outer side in the turbine radial direction to the cooling passages 32a of the turbine stationary blades 32 while guiding the cooling air in the turbine circumferential direction.
  • the cooling air of the compressed air P boosted by the booster 8 is guided outward in the turbine radial direction by the booster diffuser 9 and is guided outward in the turbine radial direction by the booster diffuser 9.
  • the cooled air of the compressed air P is supplied to the cooling passage 32 a of each turbine vane 32 by the manifold 10. For this reason, it is possible to reduce the pressure loss of the cooling air of the compressed air P that is boosted by the booster 8 and supplied to each turbine stationary blade 32.
  • FIG. 4 is a schematic enlarged view showing a part of a meridional section of another example of the gas turbine according to the present embodiment.
  • the manifold 10 is provided with guide vanes 10 d.
  • the guide blade 10d is disposed on the side in the turbine circumferential direction in the hole 10c provided corresponding to the inlet portion 32ba of the cooling passage 32a of the turbine stationary blade 32.
  • the guide vane 10d is disposed on the downstream side of the hole 10c in the rotational direction of the turbine shaft 4 indicated by an arrow A in FIG. 4 with respect to the direction in which the cooling air of the compressed air P turns. .
  • the guide blade 10d is provided with an outer end in the turbine radial direction extending into the ring-shaped passage 10a facing the upstream side in the circumferential direction of the turbine and the direction in which the cooling air of the compressed air P turns. It is formed to be curved from the radially outer end toward the turbine radially inner side (hole 10c). Therefore, the guide blade 10 d guides the cooling air of the compressed air P toward the cooling passage 32 a of the turbine stationary blade 32 in the ring-shaped passage 10 a of the manifold 10.
  • the cooling air of the compressed air P is guided from the manifold 10 to the cooling passage 32a by guiding the cooling air of the compressed air P toward the cooling passage 32a of the turbine stationary blade 32 by the guide blade 10d.
  • the pressure loss of the cooling air of the compressed air P to be reduced is reduced.
  • the pressure loss of the cooling air of the compressed air P that is boosted by the booster 8 and supplied to each turbine stationary blade 32 can be further reduced.
  • FIG. 5 is a schematic enlarged view showing a part of a meridional section of another example of the gas turbine according to the present embodiment.
  • a curved portion is formed at the inlet portion 32ba of the cooling passage 32a of the turbine stationary blade 32.
  • the curved portion is a passage formed by bending the inlet portion 32ba of the cooling passage 32a from the turbine circumferential direction toward the outer side in the turbine radial direction. Specifically, the curved portion is located upstream of the direction in which the inlet portion 32ba of the cooling passage 32a rotates in the turbine shaft 4 indicated by the arrow A in FIG.
  • the ring-shaped passage 10a of the manifold 10 is opened toward the cooling passage 32a, and a passage that curves from the turbine circumferential direction to the turbine radial direction outside is formed. Therefore, the curved portion guides the cooling air of the compressed air P toward the cooling passage 32a of the turbine stationary blade 32 at the inlet portion 32ba of the cooling passage 32a.
  • the cooling air of the compressed air P is guided into the cooling passage 32a of the turbine stationary blade 32 by the curved portion of the inlet portion 32ba of the cooling passage 32a.
  • the pressure loss of the cooling air of the compressed air P supplied from the manifold 10 to the cooling passage 32a is reduced.
  • the pressure loss of the cooling air of the compressed air P that is boosted by the booster 8 and supplied to each turbine stationary blade 32 can be further reduced.
  • the manifold 10 has a rotational direction of the turbine shaft 4 indicated by an arrow A in FIG. 5 so that the hole 10c is along the opening direction of the curved portion of the inlet portion 32ba of the cooling passage 32a. It is preferable that the ring-shaped passage 10a is formed so as to open toward the upstream side in the direction in which the cooling air of the compressed air P turns.
  • the curved portion of the inlet portion 32ba of the cooling passage 32a shown in FIG. 5 and the guide blade 10d shown in FIG. 4 may be used together.
  • FIG. 6 is an enlarged sectional view around the combustor of another example of the gas turbine according to the present embodiment.
  • the gas turbine 101 shown in FIG. 6 is formed open to the passenger compartment R such that the compressor diffuser 50 discharges the compressed air P into the passenger compartment R.
  • the combustor 2 is provided with an outer cylinder 21D that covers the outer side of the combustion cylinder 21.
  • the outer cylinder 21 ⁇ / b> D is fixed to the combustor casing 23, and is formed so that one end side opens to the vehicle interior R on the outside of the combustion cylinder 21 and the other end side communicates with the inside of the combustion cylinder 21.
  • the compressed air P compressed by the compressor 1 is discharged to the vehicle interior R through the compressor diffuser 50, and the compressed air P discharged to the vehicle interior R is from the one end side of the outer cylinder 21D to the outer cylinder 21D.
  • the combustion cylinder 21 are supplied into the combustion cylinder 21.
  • combustion gas is generated as described above using the compressed air P supplied to the combustion cylinder 21.
  • the gas turbine 101 having the configuration shown in FIG. 6 also includes the booster 8, the booster diffuser 9, and the manifold 10 described above, so that the booster 8 boosts the pressure to each turbine stationary blade 32.
  • the pressure loss of the cooling air of the supplied compressed air P can be reduced.
  • the booster 8, the booster diffuser 9, and the manifold 10 have been described as being provided corresponding to the first stage turbine stationary blades.
  • the booster 8, the booster diffuser 9, and the manifold 10 may be provided.

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Abstract

タービン静翼に供給する冷却空気の圧力損失を低減する。圧縮機（１）から圧縮空気（Ｐ）を抽気して冷却した冷却空気を生成し冷却空気をタービン軸（４）に沿ってタービン（３）に供給する冷却装置（７）と、冷却装置（７）とタービン（３）との間に配置されてタービン軸（４）の回転に伴い冷却空気をタービン径方向外側に向け昇圧する昇圧装置（８）と、昇圧装置（８）のタービン径方向外側でタービン周方向に連続して設けられて昇圧装置（８）で昇圧された冷却空気を昇圧装置（８）のタービン径方向外側に案内する通路をなす昇圧装置ディフューザ（９）と、タービン周方向に複数並設されたタービン静翼（３２）と昇圧装置ディフューザ（９）との間に配置されてタービン周方向に連続するリング状通路（１０ａ）を形成すると共にリング状通路（１０ａ）を昇圧装置ディフューザ（９）の通路（９ｂ）および各タービン静翼（３２）内に設けられた冷却通路（３２ａ）に連通するマニホールド（１０）と、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。
　一般的なガスタービンは、圧縮空気を生成する圧縮機と、圧縮機で生成された圧縮空気を用いて燃焼ガスを生成する燃焼器と、燃焼器で生成された燃焼ガスによって回転駆動するタービンと、を備えている。そして、このようなガスタービンにおいて、例えば、特許文献１には、圧縮機の吐出空気を昇圧する空気昇圧装置を、圧縮機と冷却翼（タービン静翼）との間に設けることが示されている。
特開平５－８６９０１号公報
　特許文献１に示される空気昇圧装置は、タービン軸の回転により空気の昇圧を行うように半径方向に延びて設けられたベーンを有する遠心圧縮機により構成されている。この遠心圧縮機は、タービン静翼より内周側に張り出した各仕切板によりベーンを囲って構成されており、各仕切板の間で昇圧した冷却空気をタービン静翼の内周にある内周壁の穴を介してタービン静翼に供給している。しかし、このような構成の場合、遠心圧縮機からタービン静翼に至る間の空間で圧力損失が生じる問題がある。
　本発明は上述した課題を解決するものであり、タービン静翼に供給する冷却空気の圧力損失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、本発明の一態様に係るガスタービンは、回転軸を中心に回転して圧縮空気を生成する圧縮機と、前記圧縮機で生成された圧縮空気を用いて燃焼ガスを生成する燃焼器と、前記燃焼器で生成された燃焼ガスによって前記回転軸を回転駆動するタービンと、前記圧縮機から圧縮空気を抽気して冷却した冷却空気を生成し当該冷却空気を前記回転軸に沿って前記タービンに供給する冷却装置と、前記冷却装置と前記タービンとの間に配置されて前記回転軸の回転に伴い前記冷却空気をタービン径方向外側に向け昇圧する昇圧装置と、前記昇圧装置のタービン径方向外側でタービン周方向に連続して設けられて前記昇圧装置で昇圧された冷却空気を前記昇圧装置のタービン径方向外側に案内する通路をなす昇圧装置ディフューザと、タービン周方向に複数並設されたタービン静翼と前記昇圧装置ディフューザとの間に配置されてタービン周方向に連続するリング状通路を形成すると共に当該リング状通路を前記昇圧装置ディフューザの通路および各前記タービン静翼内に設けられた冷却通路に連通するマニホールドと、を備える。
　このガスタービンによれば、昇圧装置で昇圧された冷却空気を昇圧装置ディフューザによりタービン径方向外側に案内し、かつ昇圧装置ディフューザによりタービン径方向外側に案内された冷却空気をマニホールドにより各タービン静翼の冷却通路に供給する。この結果、昇圧装置で昇圧されて各タービン静翼に供給する冷却空気の圧力損失を低減することができる。
　また、本発明の一態様に係るガスタービンでは、前記マニホールドのリング状通路内において前記タービン静翼の前記冷却通路に向けて前記冷却空気を案内する案内翼を有することが好ましい。
　このガスタービンによれば、マニホールドから冷却通路に供給する冷却空気の圧力損失を低減する。この結果、昇圧装置で昇圧されて各タービン静翼に供給する冷却空気の圧力損失をより低減することができる。
　また、本発明の一態様に係るガスタービンでは、前記タービン静翼の前記冷却通路の前記マニホールドと連通する入口部において前記冷却空気を案内する湾曲部を有することが好ましい。
　このガスタービンによれば、マニホールドから冷却通路に供給する冷却空気の圧力損失を低減する。この結果、昇圧装置で昇圧されて各タービン静翼に供給する冷却空気の圧力損失をより低減することができる。
　本発明によれば、タービン静翼に供給する冷却空気の圧力損失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の燃焼器周辺の拡大断面図である。 図３は、本発明の実施形態に係るガスタービンの子午断面の一部を示す概略拡大図である。 図４は、本発明の実施形態に係るガスタービンの他の例の子午断面の一部を示す概略拡大図である。 図５は、本発明の実施形態に係るガスタービンの他の例の子午断面の一部を示す概略拡大図である。 図６は、本発明の実施形態に係るガスタービンの他の例の燃焼器周辺の拡大断面図である。
　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２は、本実施形態に係るガスタービンの燃焼器周辺の拡大断面である。図３は、本実施形態に係るガスタービンの子午断面の一部を示す概略拡大図である。
　図１に示すように、ガスタービン１０１は、圧縮機１と燃焼器２とタービン３とを備えている。このガスタービン１０１は、圧縮機１、燃焼器２およびタービン３の中心部に、回転軸であるタービン軸４が貫通して配置されている。圧縮機１、燃焼器２およびタービン３は、タービン軸４の軸心Ｃに沿い、空気の流れの前側から後側に向かって順に並設されている。なお、以下の説明において、タービン軸方向とは軸心Ｃに平行な方向をいい、タービン周方向とは軸心Ｃを中心とした周り方向をいい、タービン径方向とは軸心Ｃに直交する方向をいう。また、タービン径方向内側はタービン径方向において軸心Ｃに向かう側で、タービン径方向外側はタービン径方向において軸心Ｃから離れる側である。
　圧縮機１は、空気を圧縮して圧縮空気とするものである。圧縮機１は、空気を取り込む空気取入口１１を有した円筒形状の圧縮機ケーシング１２内に圧縮機静翼１３および圧縮機動翼１４が設けられている。圧縮機静翼１３は、圧縮機ケーシング１２側に取り付けられてタービン周方向に複数並設されている。また、圧縮機動翼１４は、タービン軸４側に取り付けられてタービン軸４を中心としたタービン周方向に複数並設されている。これら圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４とは、タービン軸方向に沿って交互に設けられている。圧縮機１は、出口１６に最終段静翼１３ａがタービン周方向に複数並設されている。また、圧縮機１は、出口１６において最終段静翼１３ａよりも下流に出口案内静翼１５がタービン周方向に複数並設される場合がある。
　燃焼器２は、圧縮機１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給することで、高温・高圧の燃焼ガスを生成するものである。燃焼器２は、圧縮空気と燃料を混合して燃焼させる燃焼筒２１と、燃焼筒２１から燃焼ガスをタービン３に導く尾筒２２とを有している。燃焼筒２１は、車室Ｒをなす円筒形状の燃焼器ケーシング２３内においてタービン軸４を中心としたタービン周方向に複数（例えば１６個）並設されている。
　各燃焼筒２１は、図２に示すように、筒型に形成され、その内部の中心にパイロット燃焼バーナ２１Ａが配置されている。また、燃焼筒２１は、その内周面に沿ってパイロット燃焼バーナ２１Ａを取り囲むように複数のメイン燃焼バーナ２１Ｂが配置されている。パイロット燃焼バーナ２１Ａは、燃焼筒２１に支持されたパイロットコーン２１Ａａと、パイロットコーン２１Ａａの内部に配置されたパイロットノズル２１Ａｂとから構成されている。また、各メイン燃焼バーナ２１Ｂは、メインノズル２１Ｂａと、メインノズル２１Ｂａの外周部に設けられる旋回翼（スワラーベーン）２１Ｂｂとから構成されている。また、燃焼筒２１は、図示しないパイロット燃料ラインがパイロットノズル２１Ａｂに連結され、図示しないメイン燃焼ラインが各メインノズル２１Ｂａに連結されている。また、燃焼筒２１は、パイロット燃焼バーナ２１Ａを囲む内筒２１Ｃにより、当該内筒２１Ｃの内側にパイロット燃焼バーナ２１Ａ側に圧縮空気を送る流路が形成され、内筒２１Ｃの外側にメイン燃焼バーナ２１Ｂ側に圧縮空気を送る流路が形成される。この燃焼筒２１は、筒型の軸がタービン軸方向に沿って配置され、給気口２４が筒型の開口部とされて、当該給気口２４を圧縮機１の出口１６側に向けて配置される。この燃焼筒２１は、高温・高圧の圧縮空気の空気流が給気口２４から内部に流れ込むと、この圧縮空気がメイン燃焼バーナ２１Ｂから噴射された燃料と混合され、予混合気の旋回流となる。また、圧縮空気は、パイロット燃焼バーナ２１Ａから噴射された燃料と混合され、図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガスとなって燃焼筒２１内に噴出される。このとき、燃焼ガスの一部が燃焼筒２１内に火炎を伴って周囲に拡散するように噴出されることで、各メイン燃焼バーナ２１Ｂから燃焼筒２１内に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。すなわち、パイロット燃焼バーナ２１Ａから噴射されたパイロット燃料による拡散火炎により、メイン燃焼バーナ２１Ｂからの希薄予混合燃料の安定燃焼を行うための保炎を行うことができる。
　また、各燃焼筒２１は、圧縮機１に対して圧縮機ディフューザ５を介して接続されている。圧縮機ディフューザ５は、圧縮機１からの圧縮空気を燃焼筒２１に導く空気通路をなす筒体であり、一端５１が圧縮機１における出口１６に接続され、他端５２が燃焼器２における燃焼筒２１の給気口２４に接続されて、圧縮機１と個々の燃焼器２とを繋ぐ。
　タービン３は、燃焼器２で燃焼された燃焼ガスにより回転動力を生じるものである。タービン３は、円筒形状のタービンケーシング３１内にタービン静翼３２およびタービン動翼３３が設けられている。タービン静翼３２は、タービンケーシング３１側に取り付けられてタービン周方向に複数並設されている。また、タービン動翼３３は、タービン軸４側に取り付けられてタービン周方向に複数並設されている。これらタービン静翼３２とタービン動翼３３とは、タービン軸方向に沿って交互に設けられている。また、タービンケーシング３１の後側には、タービン３に連続する排気ディフューザ３４ａを有した排気室３４が設けられている。
　タービン軸４は、圧縮機１側の端部が軸受部４１により支持され、排気室３４側の端部が軸受部４２により支持されて、軸心Ｃを中心として回転自在に設けられている。そして、タービン軸４は、図には明示しないが、圧縮機１側の端部に発電機の駆動軸が連結されている。
　このようなガスタービン１０１は、圧縮機１の空気取入口１１から取り込まれた空気が、複数の圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４とを通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。この圧縮空気に対し、燃焼器２において燃料が混合されて燃焼されることで高温・高圧の燃焼ガスが生成される。そして、この燃焼ガスがタービン３のタービン静翼３２とタービン動翼３３とを通過することでタービン軸４が回転駆動され、このタービン軸４に連結された発電機に回転動力を付与することで発電を行う。そして、タービン軸４を回転駆動した後の排気ガスは、排気室３４の排気ディフューザ３４ａを経て排気ガスとして大気に放出される。
　本実施形態のガスタービン１０１は、圧縮機ディフューザ５に抽気部５５が設けられている。抽気部５５は、圧縮機ディフューザ５から圧縮空気を抽気するため圧縮機ディフューザ５の内外に通じる穴として形成されている。本実施形態において、抽気部５５は、圧縮機ディフューザ５の一端５１と他端５２との少なくとも一方に設けられている。例えば、抽気部５５は、圧縮機ディフューザ５の一端５１の縁部分や他端５２の縁部分に形成された穴である。従って、抽気部５５により、圧縮機ディフューザ５を介して圧縮機１から燃焼筒２１に送られる圧縮空気Ｐの一部が、車室Ｒをなす円筒形状の燃焼器ケーシング２３内に取り出される。
　この抽気部５５に関連し、ガスタービン１０１は、タービン軸４の外周に、タービン周方向に沿ってリング形状をなす中間軸カバー６が装着されている。そして、この中間軸カバー６の外周において、燃焼器ケーシング２３内であって複数の燃焼筒２１の外側に車室Ｒが区画される。
　そして、本実施形態のガスタービン１０１は、冷却装置７を有している。冷却装置７は、車室Ｒから燃焼器ケーシング２３の外部に通じる排気管７１と、燃焼器ケーシング２３の外部から燃焼器ケーシング２３を貫通して中間軸カバー６の内部（タービン軸４側）に通じる給気管７２と、排気管７１と給気管７２とを連通する冷却管７３と、冷却管７３の途中に設けられた熱交換器（ＴＣＡクーラ）７４と、を有する。
　従って、抽気部５５により車室Ｒに取り出された圧縮空気Ｐは、排気管７１から燃焼器ケーシング２３の外部の冷却管７３に排気され熱交換器７４にて冷媒と熱交換されて冷却空気となり、給気管７２を介して中間軸カバー６の内部に供給される。そして、この圧縮空気Ｐの冷却空気により、タービン静翼３２やタービン動翼３３やタービン軸４などを冷却することができる。
　さらに、本実施形態のガスタービン１０１は、昇圧装置８と、昇圧装置ディフューザ９と、マニホールド１０と、を有している。
　昇圧装置８は、中間軸カバー６の内部であってタービン静翼（本実施形態ではタービン３の入口部に配置された第一段タービン静翼）３２のタービン径方向内側に設けられている。昇圧装置８は、タービン軸４に固定されるシュラウド８ａと、シュラウド８ａにタービン軸方向で対向するハブ８ｂと、シュラウド８ａとハブ８ｂとの間に設けられた羽根８ｃとを有してシュラウド８ａとハブ８ｂとの間にタービン軸方向からタービン径方向外側に向く内部流路８ｄを形成した、いわゆる遠心圧縮機として構成されている。この昇圧装置８は、タービン軸４の回転に伴ってシュラウド８ａ、ハブ８ｂおよび羽根８ｃが回転することで、冷却装置７により中間軸カバー６の内部に供給された圧縮空気Ｐの冷却空気をタービン軸方向からシュラウド８ａとハブ８ｂとの間の内部流路８ｄに吸い込んでタービン径方向外側に向け昇圧しつつ内部流路８ｄから吐出する。
　昇圧装置ディフューザ９は、タービンケーシング３１に固定されており、昇圧装置８のタービン径方向外側でタービン周方向に連続して設けられている。昇圧装置ディフューザ９は、板材がリング状に形成された１対の案内板９ａがタービン軸方向で対向しタービン軸４を中心として配置されることでタービン径方向外側に向かって断面積が増大する通路９ｂを形成している。そして、通路９ｂは、そのタービン径方向内側端が昇圧装置８における内部流路８ｄの吐出口であるタービン径方向外側端に向き合って設けられている。従って、昇圧装置ディフューザ９は、昇圧装置８のタービン径方向外側において昇圧装置８で昇圧されて内部流路８ｄから吐出された圧縮空気Ｐの冷却空気をタービン径方向外側に案内しつつ減速させる。なお、昇圧装置ディフューザ９は、案内板９ａを有さずにタービンケーシング３１に形成された環状の空間により通路９ｂが形成されていてもよい。また、昇圧装置ディフューザ９は、通路９ｂ内に圧縮空気Ｐの冷却空気のタービン径方向外側への流れを整える固定の羽根が設けられていてもよい。
　マニホールド１０は、タービンケーシング３１に固定されており、図３に示すように、タービン周方向に複数並設されたタービン静翼３２と、昇圧装置ディフューザ９との間に配置されている。マニホールド１０は、タービン軸４を中心としてタービン周方向に連続するリング状通路１０ａが形成されている。マニホールド１０は、リング状通路１０ａのタービン径方向内側がタービン周方向に連続して開放された開口部１０ｂを有しており、当該開口部１０ｂが昇圧装置ディフューザ９における通路９ｂのタービン径方向外側端に連通するように昇圧装置ディフューザ９に連結されている。また、マニホールド１０は、リング状通路１０ａのタービン径方向外側がタービン径方向に貫通し、タービン周方向に複数並設された穴部１０ｃを有しており、当該穴部１０ｃが各タービン静翼３２に設けられた冷却通路３２ａに連通するように各タービン静翼３２のシュラウド部３２ｂに連結されている。冷却通路３２ａは、１つのタービン静翼３２の内部に複数形成され、タービン径方向内側のシュラウド部３２ｂにおいて１つの入口部３２ｂａにまとめられ、穴部１０ｃは、この入口部３２ｂａに連通するように形成されている。従って、マニホールド１０は、昇圧装置ディフューザ９によりタービン径方向外側に案内された圧縮空気Ｐの冷却空気をタービン周方向に案内しつつ各タービン静翼３２の冷却通路３２ａに供給する。
　このようなガスタービン１０１によれば、昇圧装置８で昇圧された圧縮空気Ｐの冷却空気を昇圧装置ディフューザ９によりタービン径方向外側に案内し、かつ昇圧装置ディフューザ９によりタービン径方向外側に案内された圧縮空気Ｐの冷却空気をマニホールド１０により各タービン静翼３２の冷却通路３２ａに供給する。このため、昇圧装置８で昇圧されて各タービン静翼３２に供給する圧縮空気Ｐの冷却空気の圧力損失を低減することができる。
　図４は、本実施形態に係るガスタービンの他の例の子午断面の一部を示す概略拡大図である。
　図４に示すように、本実施形態のガスタービン１０１は、マニホールド１０に案内翼１０ｄが設けられている。案内翼１０ｄは、タービン静翼３２の冷却通路３２ａの入口部３２ｂａに対応して設けられた穴部１０ｃにおけるタービン周方向の側部に配置されている。具体的に、案内翼１０ｄは、図４に矢印Ａで示すタービン軸４の回転方向であって、圧縮空気Ｐの冷却空気が旋回する方向に対して穴部１０ｃの下流側に配置されている。さらに、案内翼１０ｄは、リング状通路１０ａ内に延在するタービン径方向外側端が、タービン周方向であって圧縮空気Ｐの冷却空気が旋回する方向の上流側に向けて設けられ、当該タービン径方向外側端からタービン径方向内側（穴部１０ｃ）に向かって湾曲して形成されている。従って、案内翼１０ｄは、マニホールド１０のリング状通路１０ａ内においてタービン静翼３２の冷却通路３２ａに向けて圧縮空気Ｐの冷却空気を案内する。
　この図４に示す構成を備えるガスタービン１０１によれば、案内翼１０ｄによりタービン静翼３２の冷却通路３２ａに向けて圧縮空気Ｐの冷却空気を案内することで、マニホールド１０から冷却通路３２ａに供給する圧縮空気Ｐの冷却空気の圧力損失を低減する。この結果、昇圧装置８で昇圧されて各タービン静翼３２に供給する圧縮空気Ｐの冷却空気の圧力損失をより低減することができる。
　図５は、本実施形態に係るガスタービンの他の例の子午断面の一部を示す概略拡大図である。
　図５に示すように、本実施形態のガスタービン１０１は、タービン静翼３２の冷却通路３２ａの入口部３２ｂａに湾曲部が形成されている。湾曲部は、冷却通路３２ａの入口部３２ｂａがタービン周方向からタービン径方向外側に向かって湾曲して形成された通路である。具体的に、湾曲部は、冷却通路３２ａの入口部３２ｂａが、図５に矢印Ａで示すタービン軸４の回転方向であって、圧縮空気Ｐの冷却空気が旋回する方向に対して上流側に向けてマニホールド１０のリング状通路１０ａに開口し、この開口から冷却通路３２ａに向かってタービン周方向からタービン径方向外側に湾曲した通路を形成している。従って、湾曲部は、冷却通路３２ａの入口部３２ｂａにおいてタービン静翼３２の冷却通路３２ａ内に向けて圧縮空気Ｐの冷却空気を案内する。
　この図５に示す構成を備えるガスタービン１０１によれば、冷却通路３２ａの入口部３２ｂａの湾曲部によりタービン静翼３２の冷却通路３２ａ内に向けて圧縮空気Ｐの冷却空気を案内することで、マニホールド１０から冷却通路３２ａに供給する圧縮空気Ｐの冷却空気の圧力損失を低減する。この結果、昇圧装置８で昇圧されて各タービン静翼３２に供給する圧縮空気Ｐの冷却空気の圧力損失をより低減することができる。
　なお、図５に示すように、マニホールド１０は、その穴部１０ｃが冷却通路３２ａの入口部３２ｂａの湾曲部の開口方向に沿うように、図５に矢印Ａで示すタービン軸４の回転方向であって、圧縮空気Ｐの冷却空気が旋回する方向に対して上流側に向けてリング状通路１０ａに開口して形成されていることが好ましい。このようにマニホールド１０の穴部１０ｃを形成することで、マニホールド１０から冷却通路３２ａに供給する圧縮空気Ｐの冷却空気の圧力損失をより低減することができる。
　また、図５に示す冷却通路３２ａの入口部３２ｂａの湾曲部と、図４に示す案内翼１０ｄとを共に用いてもよい。
　図６は、本実施形態に係るガスタービンの他の例の燃焼器周辺の拡大断面図である。図６に示すガスタービン１０１において、図１および図２に示すガスタービン１０１と同等部分には同一の符号を付して説明を省略する。
　図６に示すガスタービン１０１は、図１および図２に示すガスタービン１０１に対して圧縮機ディフューザ５０が異なり、かつ燃焼器２の構成が異なる。
　図６に示すガスタービン１０１は、圧縮機ディフューザ５０が車室Ｒ内に圧縮空気Ｐを吐出するように、車室Ｒに開放して形成されている。
　また、燃焼器２は、燃焼筒２１の外側を覆う外筒２１Ｄが設けられている。外筒２１Ｄは、燃焼器ケーシング２３に固定され、燃焼筒２１の外側において一端側が車室Ｒに開放し、他端側が燃焼筒２１の内部に通じるように形成されている。そして、圧縮機１にて圧縮された圧縮空気Ｐが圧縮機ディフューザ５０を介して車室Ｒに吐出され、この車室Ｒに吐出された圧縮空気Ｐが外筒２１Ｄの一端側から外筒２１Ｄと燃焼筒２１との間を通して燃焼筒２１内に供給される。燃焼器２では、燃焼筒２１に供給された圧縮空気Ｐを用いて上述したように燃焼ガスを生成する。
　このように図６に示す構成のガスタービン１０１においても、上述した昇圧装置８と、昇圧装置ディフューザ９と、マニホールド１０と、を備えることで、昇圧装置８で昇圧されて各タービン静翼３２に供給する圧縮空気Ｐの冷却空気の圧力損失を低減することができる。
　なお、上述した実施形態において、昇圧装置８と、昇圧装置ディフューザ９と、マニホールド１０と、を第一段タービン静翼に対応して設けた構成で説明したが、他のタービン静翼に対応して昇圧装置８と、昇圧装置ディフューザ９と、マニホールド１０と、を設けてもよい。
　１　圧縮機
　１１　空気取入口
　１２　圧縮機ケーシング
　１３　圧縮機静翼
　１３ａ　最終段静翼
　１４　圧縮機動翼
　１５　出口案内静翼
　１６　出口
　２　燃焼器
　２１　燃焼筒
　２１Ａ　パイロット燃焼バーナ
　２１Ａａ　パイロットコーン
　２１Ａｂ　パイロットノズル
　２１Ｂ　メイン燃焼バーナ
　２１Ｂａ　メインノズル
　２１Ｂｂ　旋回翼
　２１Ｃ　内筒
　２１Ｄ　外筒
　２２　尾筒
　２３　燃焼器ケーシング
　２４　給気口
　３　タービン
　３１　タービンケーシング
　３２　タービン静翼
　３２ａ　冷却通路
　３２ｂ　シュラウド部
　３２ｂａ　入口部
　３３　タービン動翼
　３４　排気室
　３４ａ　排気ディフューザ
　４　タービン軸（回転軸）
　４１　軸受部
　４２　軸受部
　５　圧縮機ディフューザ
　５０　圧縮機ディフューザ
　５１　一端
　５２　他端
　５５　抽気部
　６　中間軸カバー
　７　冷却装置
　７１　排気管
　７２　給気管
　７３　冷却管
　７４　熱交換器
　８　昇圧装置
　８ａ　シュラウド
　８ｂ　ハブ
　８ｃ　羽根
　８ｄ　内部流路
　９　昇圧装置ディフューザ
　９ａ　案内板
　９ｂ　通路
　１０　マニホールド
　１０ａ　リング状通路
　１０ｂ　開口部
　１０ｃ　穴部
　１０ｄ　案内翼
　１０１　ガスタービン
　Ａ　矢印
　Ｃ　軸心
　Ｐ　圧縮空気
　Ｒ　車室

Claims (3)

  1. 　回転軸を中心に回転して圧縮空気を生成する圧縮機と、
    　前記圧縮機で生成された圧縮空気を用いて燃焼ガスを生成する燃焼器と、
    　前記燃焼器で生成された燃焼ガスによって前記回転軸を回転駆動するタービンと、
    　前記圧縮機から圧縮空気を抽気して冷却した冷却空気を生成し当該冷却空気を前記回転軸に沿って前記タービンに供給する冷却装置と、
    　前記冷却装置と前記タービンとの間に配置されて前記回転軸の回転に伴い前記冷却空気をタービン径方向外側に向け昇圧する昇圧装置と、
    　前記昇圧装置のタービン径方向外側でタービン周方向に連続して設けられて前記昇圧装置で昇圧された冷却空気を前記昇圧装置のタービン径方向外側に案内する通路をなす昇圧装置ディフューザと、
    　タービン周方向に複数並設されたタービン静翼と前記昇圧装置ディフューザとの間に配置されてタービン周方向に連続するリング状通路を形成すると共に当該リング状通路を前記昇圧装置ディフューザの通路および各前記タービン静翼内に設けられた冷却通路に連通するマニホールドと、
    　を備える、ガスタービン。
  2. 　前記マニホールドのリング状通路内において前記タービン静翼の前記冷却通路に向けて前記冷却空気を案内する案内翼を有する、請求項１に記載のガスタービン。
  3. 　前記タービン静翼の前記冷却通路の前記マニホールドと連通する入口部において前記冷却空気を案内する湾曲部を有する、請求項１または２に記載のガスタービン。
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