WO2018110476A1 - ガスタービンエンジンおよびその制御方法 - Google Patents

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gas turbine
turbine engine
supply path
air supply
pressure
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Inventor
中山　智
顕久 岡
裕喜 清家
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川崎重工業株式会社
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • F01D11/04—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type using sealing fluid, e.g. steam
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    • F01D11/06—Control thereof
    • 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
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • 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
    • F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine engine that prevents oil leakage in a bearing portion of a gas turbine engine and a control method thereof.
  • seal air is supplied to the bearing portion, and during the stop operation in which the rotation speed decreases during the stop and toward the stop, and during the start and during the operation, the rotation is performed.
  • starting seal air is supplied from an auxiliary air source (for example, Patent Document 1).
  • the sealing air is supplied to the bearing portion from an external auxiliary air source separated from the gas turbine engine main body during stoppage, start-up, and stop operation.
  • the air source must be connected by a long pipe, which is large in equipment and high in cost.
  • the external auxiliary air source is not always stable, and a certain amount of sealing air is not supplied for some reason, which may hinder the operation of the gas turbine engine.
  • maintenance in the event of an abnormality in which the seal air is not normally supplied also has a problem that workability is poor due to a wide variety of inspection points such as the gas turbine engine main body, an external auxiliary air source, and piping connecting them.
  • An object of the present invention is to provide a gas turbine engine and a control method therefor that can efficiently prevent oil leakage from a bearing portion with a compact configuration without relying on an external auxiliary air source. .
  • a gas turbine engine is a gas turbine engine in which compressed air compressed by a compressor is combusted by a combustor, and the turbine is driven by generated high-temperature and high-pressure combustion gas.
  • a bearing chamber that houses a bearing that supports the engine rotation shaft, a low-pressure air supply passage that supplies compressed air from the low-pressure stage side of the compressor to the bearing chamber, and compressed air from the high-pressure stage side of the compressor to the bearing chamber
  • a switching mechanism capable of switching between the low-pressure air supply path and the high-pressure air supply path.
  • the low-pressure stage side and the high-pressure stage side represent a relative relationship
  • the low-pressure stage is a compression stage that exists on the upstream side (front side) of the high-pressure stage.
  • the low pressure stage side is in the first half of the entire compression stage and the high pressure stage side is in the second half.
  • the low-pressure stage side includes a central stage among the plurality of stages of the compressor and is a lower stage side than this, and the high-pressure stage side is an upper stage side than the low-pressure stage side.
  • the switching mechanism may be attached to a compressor casing.
  • facilities such as a piping configuration can be simplified, and space saving and cost reduction can be achieved.
  • the gas turbine engine of the present invention further includes a cooling air supply path for supplying compressed air for internal cooling of the gas turbine engine from the high pressure stage side of the compressor, and the high pressure air supply path is a cooling air supply path. It may be branched from. Since a part of the cooling air supply path normally provided in the gas turbine engine can be shared as a part of the high pressure air supply path, space saving and cost reduction can be achieved.
  • the switching mechanism is provided on the upstream side of the merging point with the low-pressure air supply path in the high-pressure air supply path, and reverses the upstream side of the merging point in the low-pressure air supply path.
  • a stop valve may be provided.
  • the switching mechanism can be a device that performs a simple opening / closing operation.
  • the switching mechanism is an automatic switching valve having a valve body that opens and closes the high-pressure air supply path and an actuator that opens and closes the valve body based on the air pressure of the high-pressure air supply path. May be.
  • the switching mechanism can be configured as a simple automatic switching valve by the valve body and the actuator.
  • the gas turbine engine control method of the present invention supplies compressed air from the high-pressure stage side of the compressor to the bearing chamber by switching a switching mechanism during low-speed operation of the gas turbine engine.
  • compressed air is supplied to the bearing chamber from the low-pressure stage side of the compressor by switching the switching mechanism.
  • the switching mechanism may be switched by monitoring the rotational speed of the gas turbine engine and / or monitoring the pressure. In this case, appropriate mode control according to the application and specifications of the gas turbine is possible.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine engine according to an embodiment of the present invention. It is a partially broken side view of the gas turbine engine. It is the perspective view seen from the lower surface side of the compressor casing which attached the switching mechanism. It is an enlarged vertical sectional view of a bearing chamber.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine engine according to an embodiment of the present invention.
  • a gas turbine 1 compresses introduced air A1 from the outside with a compressor 2 to produce compressed air CA to a combustor 3, and the compressed air CA is injected into the combustor 3 with fuel F.
  • the turbine 5 is driven by the high-temperature and high-pressure combustion gas G obtained by mixing and burning.
  • the compressor 2 side in the axial direction C of the gas turbine 1 may be referred to as “front side”, and the turbine 5 side may be referred to as “rear side”.
  • the compressor 2 and the turbine 5 are connected by a rotating shaft 6, and the turbine 5 drives the compressor 2.
  • the front portion of the rotating shaft 6 is supported by a bearing accommodated in the bearing chamber 7, and the rear portion of the rotating shaft 6 is supported by a bearing accommodated in the bearing chamber 8.
  • the type of the rotating shaft 6 may be a single shaft type divided into a plurality of, for example, two or three in the axial direction, but may be a single shaft type including a single rotating shaft 6 that is not divided.
  • the present invention has a so-called multi-shaft rotating shaft that connects the compressor 2 divided into a plurality in the axial direction and the turbine 5 divided into the plurality in the axial direction with a plurality of concentric rotating shafts. It can also be applied to gas turbines.
  • a high-pressure stage side of the compressor 2 in FIG. 1 (for example, the final stage or the 10th stage on the first or second stage higher side) and the turbine 5 are connected by a cooling air supply path 10.
  • a part of the compressed air CA taken out from the stage side is supplied to various parts of the turbine 5 as air for internal cooling.
  • the compressor 2 includes a low-pressure air supply path 11 that supplies the compressed air CA for sealing to the bearing chambers 7 and 8 from the low-pressure stage side (for example, the fourth stage), and the bearing chamber 7 from the high-pressure stage side in the compressor 2.
  • 8 is provided with a high-pressure air supply passage 12 for supplying compressed air CA for sealing.
  • the high-pressure air supply path 12 is branched from the cooling air supply path 10.
  • the middle stage that is, n / 2 stage when n is an even number, and (n + 1) / 2 stage when n is an odd number.
  • the lower stage side is referred to as a low pressure stage
  • the upper stage side (downstream side) than the low pressure stage side is referred to as a high pressure stage.
  • the high pressure air supply path 12 merges with the low pressure air supply path 11 at the junction P, and a check valve 13 is provided upstream of the junction P in the low pressure air supply path 11.
  • An air supply path 18 is provided downstream from the junction P.
  • the air supply path 18 is provided with a filter 15 for removing foreign substances in the air and a drain discharger 16 for discharging moisture in the air. ing.
  • the high-pressure air supply path 12 on the upstream side of the junction P is provided with a switching mechanism 17 that can appropriately switch between the low-pressure air supply path 11 and the high-pressure air supply path 12.
  • the air supply path 18 branches in the middle into a front air supply path 18A and a rear air supply path 18B.
  • the front air supply path 18A is connected to the front bearing chamber 7, and the rear air supply path 18B is connected to the rear bearing chamber 8.
  • the switching mechanism 17 is composed of an automatic switching valve.
  • the automatic switching valve 17 includes a valve body 43 disposed inside the high-pressure air supply path 12 and an actuator 44 that drives the valve body 43.
  • the actuator 44 is, for example, an electric type, and selectively opens valve drive air by a solenoid valve, and moves the valve drive rod 44a by the air pressure to open and close the valve body 43.
  • the rotational speed of the gas turbine 1 is detected by a rotational speed sensor 20 attached to the bearing chamber 7.
  • the pressure of the compressed air CA for sealing is detected by a pressure sensor 21 installed in the air supply path 18.
  • the rotational speed sensor 20 may be provided in a part other than the bearing chamber 7 as long as the rotational speed of the gas turbine 1 can be detected.
  • the gas turbine 1 is provided with a controller 22 that enables appropriate operation control, and the engine rotational speed detected by the rotational speed sensor 20 and the pressure detected by the pressure sensor 21 are input to the controller 22 as monitoring information. Is done.
  • the controller 22 operates the switching mechanism 17 based on the result of calculating these pieces of information, so that the controller 22 can appropriately switch control to either the low pressure air supply path 11 or the high pressure air supply path 12. Yes.
  • FIG. 2 is a partially broken side view of the gas turbine engine 1.
  • the gas turbine engine 1 shown in FIG. 1 will be described more specifically with reference to FIG.
  • the gas turbine engine 1 uses an axial flow type compressor 2.
  • a large number of moving blades 25 are arranged on the outer peripheral surface of a compressor rotor 23 ⁇ / b> A that constitutes the front portion of the rotating portion of the gas turbine 1.
  • the combination of these moving blades 25 and many stationary blades 27 arranged on the inner peripheral surface of the compressor casing (housing) 26 compresses the air A1 sucked from the front opening.
  • the compressed air CA is fed toward the combustor 3 via a diffuser 30 provided on the downstream side of the compressor 2.
  • a plurality of (for example, eight) combustors 3 are arranged at equal intervals along the circumferential direction of the gas turbine 1.
  • the compressed air CA supplied from the compressor 2 is mixed with the fuel F injected into the combustor 3 and burned, and the high-temperature and high-pressure combustion gas G generated thereby is entered into the turbine 5. Inflow.
  • the turbine 5 includes turbine rotors 23B and 23C that respectively constitute an axial central portion and a rear portion of the rotating portion of the gas turbine 1, and a turbine casing (a part of the engine casing) 32 that covers the rotors 23B and 23C. .
  • the turbine rotor 23B is connected to the compressor rotor 23A so as to rotate integrally.
  • An exhaust passage casing (a part of the engine casing) 38 that forms an exhaust passage 37 is connected to the rear portion of the turbine casing 32.
  • the rotors 23A and 23B form the front part of the rotary shaft 6, and are rotatably supported by the compressor casing 26 and the turbine casing 32 via the front and center bearing chambers 7 and 9, respectively.
  • the rotor 23 ⁇ / b> C forms the rear part of the rear rotary shaft 6, and is rotatably supported by the exhaust passage casing 38 via the rear bearing chamber 8.
  • the front part and the rear part of both rotary shafts 6 are connected by a gear coupling 60 so as to rotate integrally.
  • the casing 26 is formed by providing a first extraction port E1 at a portion corresponding to the low pressure stage side of the compressor 2 and connecting a pipe serving as the low pressure air supply path 11 to the first extraction port E1.
  • the high-pressure air supply path 12 that supplies the compressed air CA to the bearing chambers 7 and 8 is provided with a second extraction port E2 at a portion corresponding to the high-pressure stage side of the compressor 2 in the compressor casing 26, and this second extraction air. It is formed by connecting a pipe serving as the high-pressure air supply path 12 to the port E2.
  • the switching mechanism 17 for switching between the low-pressure air supply path 11 and the high-pressure air supply path 12 is configured such that when the automatic switching valve with the actuator is closed, the high-pressure air supply path 12 is closed and is always open. Compressed air CA is supplied to the bearing chambers 7 and 8 through the air supply path 18.
  • the automatic switching valve of the switching mechanism 17 When the automatic switching valve of the switching mechanism 17 is opened, the high-pressure air supply path 12 is opened, the low-pressure air supply path 11 is blocked by the compressed air CA, and the compressed air CA from the high-pressure air supply path 12 is air. It is supplied to the bearing chambers 7 and 8 through the passage 18. At this time, since the check valve 13 is provided in the low-pressure air supply path 11, air leakage from the high-pressure air supply path 12 to the low-pressure air supply path 11 can be prevented.
  • the rotation signal 20 a detected by the rotation speed sensor 20 and the information detected by the pressure sensor 21 are input to the controller 22, and the compressed air CA is supplied to the bearing chambers 7 and 8 through the low-pressure air supply path 11 according to the result of the arithmetic processing. It is determined whether it is performed or in the high pressure air supply path 12. Based on the determination result, a command 22a from the controller 22 is output, and switching of the switching mechanism 17 is switched. Whichever one of the low-pressure air supply path 11 and the high-pressure air supply path 12 is selected, the bearing chambers 7 and 8 are appropriately sealed with the compressed air CA in communication with the air supply path 18.
  • FIG. 3 is a perspective view seen from the lower surface side of the compressor casing 26 to which the switching mechanism 17 is attached.
  • the switching mechanism 17 is attached to the lower surface side of the compressor casing 26.
  • a cooling air supply path 10 is connected to the high pressure stage side (for example, the 10th stage) of the compressor 2 as a 10-stage extraction pipe, and cooling air is supplied to the turbine 5 (FIG. 1).
  • the cooling air supply path 10 is connected to a second extraction port E2 provided in the compressor casing 26.
  • a pipe that forms a high-pressure air supply path 12 is branched from the cooling air supply path 10.
  • a support member 40 for supporting a fuel manifold (not shown) is fixed to the lower surface of the compressor casing 26.
  • the support member 40 includes a lower mounting seat 40a and an upper T-shaped manifold mounting seat 40b.
  • a stay 42 is fixed to a column portion 40c between the mounting seats 40a and 40b, and the stay 42 is thermally shielded.
  • the cover 50 is attached in a state of being separated from the compressor casing 26.
  • the actuator 44 of the switching mechanism 17 is attached to the stay 42 with screws (not shown) with the heat shielding cover 50 covering the compressor casing 26 side and the front and rear surface sides.
  • a pipe forming a low-pressure air supply path 11 is attached to the low-pressure stage side (for example, the fourth stage) of the compressor 2, and a check valve 13 is provided upstream thereof.
  • a filter 15 and a drain discharger 16 are provided in the air passage 18 on the downstream side of the junction P between the low-pressure air supply passage 11 and the high-pressure air supply passage 12.
  • a part of the compressed air CA is supplied to the rear bearing chamber 8 via the rear air supply path 18B, and another part of the compressed air CA branches at the branch point H and passes through the front air supply path 18A. It is supplied to the bearing chamber 7.
  • the actuator 44 of the switching mechanism 17 is protected by the heat shielding cover 50 spaced from the compressor casing 26 so that the entire surface except the front surface opposite to the compressor casing 26 is covered and protected. Since it is supported by the support member 40 in a state, heat is not directly transmitted from the high-temperature compressor casing 26 and is not easily affected by heat. Therefore, it is possible to avoid the occurrence of malfunction due to the thermal effect of the actuator 44 constituting the switching mechanism 17 as much as possible. Further, since the actuator 44 is attached via the stay 42 using the support member 40 for supporting the fuel manifold (not shown), the structure is simplified by sharing the attachment parts.
  • the central bearing chamber 9 is air-sealed by medium pressure compressed air CA from the vicinity of the central stage of the compressor 2 by a separate system (not shown).
  • a separate system not shown
  • an air seal structure of the bearing chambers 7 and 8 may be used.
  • FIG. 4 is an enlarged vertical sectional view of the bearing chamber, and shows the front bearing chamber 7 as an example.
  • the bearing chamber 7 is formed inward of the bearing case 71.
  • Bearings 75 and 76 are arranged in the bearing chamber 7.
  • An air passage 72 extending in the axial direction is formed in the bearing case 71, and compressed air CA is introduced from the front air supply passage 18A.
  • Compressed air CA is supplied from the air passage 72 to the seal portions 81 and 82 between the bearing case 71 and the compressor rotor 23A through the front and rear seal air passages 78 and 79 formed in the wall of the bearing case 71.
  • an air seal is made.
  • the seal portions 81 and 82 form a labyrinth seal. The same applies to the rear bearing chamber 8, and a detailed description thereof will be omitted.
  • the controller 22 opens the valve of the switching mechanism 17, and the compressed air CA is supplied from the high pressure stage side of the compressor 2 through the high pressure air supply path 12 and the air supply path 18. Supply to bearing chambers 7 and 8. At this time, the low pressure air supply path 11 is prevented from flowing back into the low pressure air supply path 11 from the high pressure air supply path 12 by the check valve 13.
  • the controller 22 determines that a steady operation has been started based on the rotational signal 20a from the rotational speed sensor 20, and closes the valve of the switching mechanism 17 to The use of the compressed air CA is stopped, and the compressed air CA is supplied to the bearing chambers 7 and 8 through the low-pressure air supply path 11 and the air supply path 18.
  • the controller 22 opens the valve of the switching mechanism 17 and the compressed air CA from the high-pressure air supply path 12 is supplied to the bearing chamber 7. , 8. Note that when the gas turbine engine 1 is stopped, oil leakage from the bearing chambers 7 and 8 hardly occurs, so there is no need for an air seal, and the compressed air CA is not supplied to the bearing chambers 7 and 8.
  • the controller 22 controls the switching mechanism 17 based on the rotational speed.
  • the rotational speed and the pressure are in a corresponding relationship, the pressure at an appropriate stage of the compressor 2, for example, the pressure sensor 21 detects it.
  • the switching mechanism 17 can also be controlled based on the pressure of the high-pressure stage to be performed, or based on both the rotational speed and the pressure.
  • the gas turbine engine 1 configured as described above supports the rotating shaft 6 with the compressed air CA from the compressor 2 when the gas turbine engine is started, stopped, and operated. Since the bearing chambers 7 and 8 are sealed by being supplied to the bearing chambers 7 and 8 that accommodate the bearings, oil leakage from the bearing chambers 7 and 8 can be prevented. Further, since oil leakage from the bearing chambers 7 and 8 is sealed by effectively using the compressed air CA from the compressor 2, an external auxiliary air source can be omitted, and the equipment cost can be reduced. In particular, during high-speed steady operation, the switching mechanism 17 is switched to extract air from the low-pressure stage side of the compressor 2 and supply the compressed air CA to the bearing chambers 7 and 8 through the low-pressure air supply path 11. Therefore, it is possible to achieve both high-efficiency operation and prevention of oil leakage from the bearing chambers 7 and 8. Furthermore, an external auxiliary air source is not necessary, and the cost can be reduced.
  • the high-pressure air supply path 12 is provided to be branched from the cooling air supply path 10 that supplies air for internal cooling of the gas turbine engine 1, the cooling air supply path that is normally provided in the gas turbine engine 1. Since part of 10 is shared as part of the high-pressure air supply path 12, space saving and cost reduction can be achieved.
  • a switching mechanism 17 is provided upstream of the junction P with the low-pressure air supply passage 11 in the high-pressure air supply passage 12, and a check valve 13 is provided upstream of the junction P in the low-pressure air supply passage 11. Therefore, the switching mechanism 17 can be a device that performs a simple opening / closing operation.
  • the switching mechanism 17 is an automatic switching valve having a valve body 43 that opens and closes the high pressure air supply path 12 and an actuator 44 that opens and closes the valve body 43 based on the air pressure of the high pressure air supply path 12. It can be configured as a simple automatic switching valve by the body and actuator.
  • control method of the gas turbine engine 1 is such that the switching mechanism 17 is switched by monitoring the rotational speed of the gas turbine engine 1 and / or monitoring the pressure. Appropriate mode control according to the application and specifications of the engine 1 is possible.

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Abstract

圧縮機（２）で圧縮した圧縮空気（ＣＡ）を燃焼器（３）で燃焼させ、発生した高温高圧の燃焼ガス（Ｇ）により、タービン（５）を駆動するガスタービンエンジン（１）であって、エンジン回転軸（６）を支持する軸受を収容する軸受室（７，８）、と、圧縮機（２）の低圧段側から軸受室（７，８）へ圧縮空気（ＣＡ）を供給する低圧空気供給路（１１）と、圧縮機（２）の高圧段側から軸受室（７，８）へ圧縮空気（ＣＡ）を供給する高圧空気供給路（１２）と、低圧空気供給路（１１）と高圧空気供給路（１２）とを切り替え可能な切替機構（１７）とを備えている。

Description

ガスタービンエンジンおよびその制御方法 関連出願
　この出願は、２０１６年１２月１６日出願の特願２０１６－２４４６９４の優先権を主張するものであり、その全体を参照により本願の一部をなすものとして引用する。
　本発明は、ガスタービンエンジンの軸受部のオイル漏れを防止するガスタービンエンジンおよびその制御方法に関する。
　従来、ガスタービンエンジンの軸受部のオイル漏れ防止を図る技術として、軸受部にオイルの漏洩を阻止するシールエアを供給するものがある。この技術では、ガスタービンエンジンの運転中は、圧縮機から抽気したシールエアを軸受部に供給し、停止中および停止へ向けて回転速度が低下する停止動作時、並びに始動中および運転に向けて回転速度が上昇するとき（以下、「始動時」という。）、補助エア源からシールエアを供給している（例えば特許文献１）。
特開２００７－１３８８０９号公報
　しかしながら、前記先行技術の場合、停止中、始動時および停止動作時は、ガスタービンエンジン本体とは離間した外部の補助エア源から軸受部にシールエアを供給するので、ガスタービンエンジン本体と外部の補助エア源とを長い配管で連結しなければならず、設備的に大掛かりでコスト高になる。また、外部の補助エア源も恒常的に安定であるとは限らず、何らかの理由により一定のシールエアが供給されないことで、ガスタービンエンジンの運転に支障を来たすこともあり得る。さらに、シールエアが正常に供給されない異常時におけるメンテナンスも、ガスタービンエンジン本体、外部の補助エア源、およびこれらを接続する配管など点検箇所が多岐にわたり、作業性が悪いという課題がある。
　本発明の目的は、外部の補助エア源に依存することなく、かつ設備的にもコンパクトな構成で軸受部のオイル漏れを効率的に防止できるガスタービンエンジンおよびその制御方法を提供することにある。
　前記目的を達成するために、本発明に係るガスタービンエンジンは、圧縮機で圧縮した圧縮空気を燃焼器で燃焼させ、発生した高温高圧の燃焼ガスにより、タービンを駆動するガスタービンエンジンであって、エンジン回転軸を支持する軸受を収容する軸受室と、前記圧縮機の低圧段側から軸受室へ圧縮空気を供給する低圧空気供給路と、前記圧縮機の高圧段側から軸受室へ圧縮空気を供給する高圧空気供給路と、前記低圧空気供給路と前記高圧空気供給路とを切り替え可能な切替機構と、を備えている。ここで、低圧段側と高圧段側は、相対的な関係を表しており、低圧段の方が高圧段よりも上流側(前側)に存在する圧縮段である。好ましくは、低圧段側は全圧縮段の前半部にあり、高圧段側は後半部にある。例えば、前記低圧段側は、前記圧縮機の複数段のうち、中央の段を含んでこれよりも下段側であり、前記高圧段側は、前記低圧段側よりも上段側である。
　この構成によれば、ガスタービンエンジンの始動時、停止動作時および運転時に、圧縮機からの圧縮空気を、回転軸を支持する軸受を収容する軸受室に供給して軸受室をシールするので、軸受室からのオイル漏れを防止できる。また、軸受室からのオイル漏れを圧縮機からの圧縮空気を有効に利用してシールするので、外部の補助エア源を省略でき、設備コストの削減が可能となる。ここで、定常運転時には、切替機構の切り替えにより、圧縮機の低圧段側から抽気して低圧空気供給路を経て軸受室へ圧縮空気を供給できるので、高圧段側から抽気するのに比べて、効率の高い運転と軸受室からのオイル漏れ防止を両立できる。他方、低速回転である始動時および停止動作時には、圧縮機の高圧段側から抽気して高圧空気供給路を経て軸受室へ圧縮空気を供給できるので、十分に高圧の圧縮空気によって、軸受室からのオイル漏れを防止できる。
　本発明のガスタービンエンジンにおいて、前記切替機構が圧縮機ケーシングに取り付けられていてもよい。この場合、前記切替機構が圧縮機ケーシングから離間した外部に取り付けられる場合と比較して、配管構成などの設備が簡素化できて、省スペースおよびコスト低下を図ることができる。
　本発明のガスタービンエンジンにおいて、さらに、前記圧縮機の前記高圧段側から前記ガスタービンエンジンの内部冷却用の圧縮空気を供給する冷却空気供給路を有し、高圧空気供給路が冷却空気供給路から分岐して設けられていてもよい。ガスタービンエンジンに通常設けられる冷却空気供給路の一部を、高圧空気供給路の一部として共有化できるので、省スペースとコスト低下が図れる。
　本発明のガスタービンエンジンにおいて、前記高圧空気供給路における前記低圧空気供給路との合流点よりも上流側に前記切替機構が設けられ、前記低圧空気供給路における前記合流点よりも上流側に逆止弁が設けられていてもよい。この構成によれば、切替機構を単純な開閉動作を行う装置とすることができる。
　本発明のガスタービンエンジンにおいて、前記切替機構は前記高圧空気供給路を開閉する弁体と、前記高圧空気供給路の空気圧に基づいて前記弁体を開閉作動させるアクチュエータとを有する自動切替弁であってもよい。この構成によれば、切替機構を弁体とアクチュエータによって簡単な自動切替弁として構成できる。
　本発明のガスタービンエンジンの制御方法は、前記ガスタービンエンジンの低回転運転時に切替機構の切り替えにより前記圧縮機の高圧段側から前記軸受室へ圧縮空気を供給し、前記ガスタービンエンジンの高回転運転時に切替機構の切り替えにより前記圧縮機の低圧段側から軸受室へ圧縮空気を供給するようにしている。この構成によれば、定常運転時である高回転運転時に圧縮機の高圧段側からの圧縮空気を利用しないので、ガスタービンの効率を維持しつつ軸受室のオイル漏れを防止できるとともに、外部の補助エア源が不要になってコストも削減できる。
　本発明のガスタービンエンジンの制御方法において、前記ガスタービンエンジンの回転速度の監視および／または圧力の監視により前記切替機構を切り替えるようにしたものであってもよい。この場合、ガスタービンの用途や仕様等に応じた適切なモード制御が可能となる。
　請求の範囲および／または明細書および／または図面に開示された少なくとも２つの構成のどのような組合せも、本発明に含まれる。特に、請求の範囲の各請求項の２つ以上のどのような組合せも、本発明に含まれる。
　本発明は、添付の図面を参考にした以下の好適な実施形態の説明からより明瞭に理解されるであろう。しかしながら、実施形態および図面は単なる図示および説明のためのものであり、本発明の範囲を定めるために利用されるべきものではない。本発明の範囲は添付の請求の範囲によって定まる。添付図面において、複数の図面における同一の部品番号は、同一または相当部分を示す。
本発明の一実施形態に係るガスタービンエンジンの概略構成図である。 同ガスタービンエンジンの部分破断側面図である。 切替機構を取り付けた圧縮機ケーシングの下面側から見た斜視図である。 軸受室の拡大縦断面図である。
　以下、本発明の一実施形態に係るガスタービンエンジン（以下、単にガスタービンという場合がある）について図面を参照しながら説明する。図１は本発明の一実施形態に係るガスタービンエンジンの概略構成図を示す。同図において、ガスタービン１は、外部からの導入空気Ａ１を圧縮機２で圧縮して圧縮空気ＣＡにして燃焼器３に導き、この圧縮空気ＣＡを燃焼器３内に噴射される燃料Ｆと混合して燃焼させ、得られた高温高圧の燃焼ガスＧにより、タービン５を駆動する。なお、以下の説明において、ガスタービン１の軸心方向Ｃの圧縮機２側を「前側」、タービン５側を「後側」という場合がある。
　圧縮機２とタービン５は回転軸６で連結され、タービン５が圧縮機２を駆動する。回転軸６の前部は軸受室７に収容された軸受によって支持され、回転軸６の後部は軸受室８に収容された軸受によって支持されている。回転軸６のタイプは軸方向に複数、例えば、２つまたは３つに分割された一軸型であってもよいが、分割されていない単一の回転軸６からなる一軸型であってもよい。また、本発明は、軸方向に複数に分割された圧縮機２と軸方向に複数に分割されたタービン５とを同心状の複数の回転軸で連結する、いわゆる複数軸型の回転軸を有するガスタービンにも適用できる。
　図１の圧縮機２の高圧段側（例えば、最終段またはこれより１～２段上段側の１０段目）とタービン５との間は冷却空気供給路１０で連絡され、圧縮機２の高圧段側から取り出した圧縮空気ＣＡの一部が内部冷却用の空気としてタービン５の内部各所に供給されるようになっている。
　圧縮機２は、その低圧段側（例えば４段目）から軸受室７，８にシール用の圧縮空気ＣＡを供給する低圧空気供給路１１と、圧縮機２内の高圧段側から軸受室７，８へシール用の圧縮空気ＣＡを供給する高圧空気供給路１２とを備えている。この高圧空気供給路１２は前記冷却空気供給路１０から分岐させて設けられている。ここで、段数ｎ（ｎは２以上整数）の圧縮機の場合、中央の段、すなわち、ｎが偶数の場合はｎ／２段目、ｎが奇数の場合は、（ｎ＋１）／２段目を含んで、これよりも下段側を低圧段と呼び、この低圧段側よりも上段側（下流側）を高圧段と呼ぶ。高圧空気供給路１２は合流点Ｐで低圧空気供給路１１と合流しており、低圧空気供給路１１における合流点Ｐよりも上流側に逆止弁１３が設けられている。合流点Ｐよりも下流側は空気供給路１８となっており、この空気供給路１８に、空気中の異物を除去するフィルタ１５と、空気中の水分を排出するドレイン排出器１６とが設けられている。
　合流点Ｐの上流側の高圧空気供給路１２には、低圧空気供給路１１と高圧空気供給路１２を適宜切り替え可能な切替機構１７が設けられている。空気供給路１８は途中で、前側空気供給路１８Ａと後側空気供給路１８Ｂとに分岐している。前側空気供給路１８Ａは前側の軸受室７に、後側空気供給路１８Ｂは後側の軸受室８にそれぞれ接続されている。前記切替機構１７は自動切替弁で構成されている。この自動切替弁１７は、高圧空気供給路１２の内部に配置された弁体４３と、これを駆動するアクチュエータ４４とを有する。アクチュエータ４４は、例えば電気式であり、ソレノイドバルブによって選択的に弁駆動用空気を導入し、その空気圧により弁駆動ロッド４４ａを移動させることによって弁体４３を開閉動作させる。
　ガスタービン１の回転速度は、軸受室７に取り付けた回転速度センサ２０により検出される。シール用の圧縮空気ＣＡの圧力は、空気供給路１８に設置した圧力センサ２１により検出される。前記回転速度センサ２０は、ガスタービン１の回転速度を検出できる部位であれば、軸受室７以外の部位に設けてもよい。
　ガスタービン１には、適切な運転制御を可能とするコントローラ２２が付設されており、このコントローラ２２に回転速度センサ２０により検出したエンジンの回転速度や圧力センサ２１により検出した圧力が監視情報として入力される。コントローラ２２は、これらの情報を演算処理した結果に基づいて切替機構１７を動作させ、低圧空気供給路１１と高圧空気供給路１２のうち、いずれか適切な方に適宜切替え制御できるようになっている。
　図２はガスタービンエンジン１の部分破断側面図を示す。同図を参照しながら、図１に示すガスタービンエンジン１をより具体的に説明する。図２に示すように、このガスタービンエンジン１では、圧縮機２として軸流型のものを用いている。この軸流型圧縮機２は、ガスタービン１の回転部分の前部を構成する圧縮機ロータ２３Ａの外周面に、多数の動翼２５が配置されている。これら動翼２５と、圧縮機ケーシング（ハウジング）２６の内周面に多数配置された静翼２７との組合せにより、前部開口から吸入した空気Ａ１が圧縮される。圧縮空気ＣＡは、圧縮機２の下流側に設けたディフューザ３０を経由して燃焼器３に向けて送給される。
　燃焼器３は、ガスタービン１の周方向に沿って複数個（例えば８個）が等間隔に配置されている。燃焼器３では、圧縮機２から送給された圧縮空気ＣＡが、燃焼器３内に噴射された燃料Ｆと混合されて燃焼され、これにより生成した高温高圧の燃焼ガスＧがタービン５内に流入する。
　タービン５は、ガスタービン１の回転部分の軸方向中央部と後部をそれぞれ構成するタービンロータ２３Ｂおよび２３Ｃと、これらロータ２３Ｂ，２３Ｃを覆うタービンケーシング（エンジンケーシングの一部）３２とを備えている。タービンロータ２３Ｂは圧縮機ロータ２３Ａに一体回転するように連結されている。タービンケーシング３２の後部には、排気路３７を形成する排気路ケーシング（エンジンケーシングの一部）３８が連結されている。
　ロータ２３Ａ，２３Ｂは回転軸６の前部を形成しており、圧縮機ケーシング２６およびタービンケーシング３２に、前部および中央部の軸受室７，９を介して回転自在に支持されている。また、ロータ２３Ｃは後部の回転軸６の後部を形成しており、排気路ケーシング３８に、後部の軸受室８を介して回転自在に支持されている。両回転軸６の前部と後部は、ギヤカップリング６０により、一体回転するように連結されている。
　このような構成のガスタービン１において、前出の図１で説明した空気供給系統、具体的には図２の軸受室７，８へ圧縮空気ＣＡを供給する低圧空気供給路１１は、圧縮機ケーシング２６における圧縮機２の低圧段側に相当する部位に第１抽気口Ｅ１を設け、この第１抽気口Ｅ１に低圧空気供給路１１となる配管を接続することで形成される。一方、軸受室７，８へ圧縮空気ＣＡを供給する高圧空気供給路１２は、圧縮機ケーシング２６における圧縮機２の高圧段側に相当する部位に第２抽気口Ｅ２を設け、この第２抽気口Ｅ２に高圧空気供給路１２となる配管を接続することで形成される。
　低圧空気供給路１１と高圧空気供給路１２を切り替える切替機構１７は、そのアクチュエータ付きの自動切替弁が閉じられると、高圧空気供給路１２は閉路とされ、常時開路されている低圧空気供給路１１からの圧縮空気ＣＡが空気供給路１８を通って軸受室７，８に供給される。また、切替機構１７の自動切替弁が開かれると、高圧空気供給路１２が開路とされ、その圧縮空気ＣＡによって低圧空気供給路１１が遮断され，高圧空気供給路１２からの圧縮空気ＣＡが空気通路１８を通って軸受室７，８に供給される。このとき、低圧空気供給路１１に逆止弁１３が設けられているので、高圧空気供給路１２から低圧空気供給路１１への空気漏れを防止できる。つまり、低圧空気供給路１１から逆止弁１３および第１抽気口Ｅ１を通って圧縮機２の低圧段側へ空気が漏出するのを防止できる。
　回転速度センサ２０で検出した回転信号２０ａや圧力センサ２１で検出した情報がコントローラ２２に入力され、演算処理の結果によって、軸受室７，８への圧縮空気ＣＡの供給を低圧空気供給路１１で行うか、または高圧空気供給路１２で行うかが判断される。その判断結果に基づき、コントローラ２２からの指令２２ａが出力されて、切替機構１７の開閉が切り替えられる。低圧空気供給路１１と高圧空気供給路１２のうち、いずれが選択された場合でも、空気供給路１８と連通して、圧縮空気ＣＡで軸受室７，８が適切にシールされる。
　つぎに、シール用空気系統の具体的構成を図３により説明する。図３は切替機構１７が取り付けられた圧縮機ケーシング２６の下面側から見た斜視図であり、同図において、切替機構１７は圧縮機ケーシング２６の下面側に取り付けられている。圧縮機２の高圧段側（例えば１０段目）に１０段抽気管として冷却空気供給路１０が接続されて、タービン５（図１）に冷却空気が供給される。冷却空気供給路１０は圧縮機ケーシング２６に設けた第２抽気口Ｅ２に接続されている。この冷却空気供給路１０から高圧空気供給路１２を形成する配管が分岐して設けられている。
　圧縮機ケーシング２６の下面には燃料マニホールド（図示せず）を支持するためのサポート部材４０が固着されている。このサポート部材４０は下部の取付座４０ａと上部のＴ字状のマニホールド取付座４０ｂとを有し、両取付座４０ａ，４０ｂ間の柱部４０ｃにステー４２を固定し、このステー４２に熱遮蔽カバー５０が圧縮機ケーシング２６から離間した状態で取り付けられている。切替機構１７のアクチュエータ４４は、熱遮蔽カバー５０で圧縮機ケーシング２６側および前後面側がカバーされた状態で、ステー４２にねじ止め（図示せず）で取り付けられている。
　圧縮機２の低圧段側（例えば４段目）には低圧空気供給路１１を形成する配管が取り付けられ、その上流側に逆止弁１３が設けられている。低圧空気供給路１１と高圧空気供給路１２の合流点Ｐよりも下流側の空気通路１８にフィルタ１５およびドレイン排出器１６が設けられている。圧縮空気ＣＡの一部は後側空気供給路１８Ｂを経て後側の軸受室８へ供給され、圧縮空気ＣＡの他の一部は分岐点Ｈで分岐して前側空気供給路１８Ａを経て前側の軸受室７へ供給される。
　このように、切替機構１７のアクチュエータ４４は圧縮機ケーシング２６から離間した熱遮蔽カバー５０により、圧縮機ケーシング２６と反対側の正面を除いた全面が覆われて保護され、圧縮機ケーシング２６から浮遊状態でサポート部材４０に支持されているので、高温の圧縮機ケーシング２６から直接熱が伝わらず、熱影響を受けにくくなっている。したがって、切替機構１７を構成するアクチュエータ４４の熱影響による誤作動などの発生を極力回避できる。また、このアクチュエータ４４は、燃料マニホールド（図示せず）を支持するためのサポート部材４０を利用し、ステー４２を介して取り付けられるので、取付部品の共用化により、構造が簡略化される。
　この実施形態では、中央部の軸受室９は図示しない別系統により、圧縮機２の中央段付近からの中圧の圧縮空気CAによってエアシールされている。ただし、軸受室７，８のエアシール構造を使用してもよい。
　図４は軸受室の拡大縦断面図であって、例示として前側の軸受室７を示している。同図において、軸受室７は、軸受ケース７１の内方に形成されている。軸受室７には軸受７５，７６が配置されている。軸受ケース７１内には軸方向に延びる空気通路７２が形成されており、前側空気供給路１８Ａから圧縮空気ＣＡが導入されている。空気通路７２から、軸受ケース７１の壁内に形成された前後のシール空気通路７８，７９を通って、軸受ケース７１と圧縮機ロータ２３Ａとの間のシール部８１，８２に圧縮空気ＣＡが供給されて、エアシールがなされる。シール部８１，８２は、この例ではラビリンスシールを形成している。後側の軸受室８についても同様であり、その詳しい説明は省略する。
　このように構成されるガスタービンエンジン１の制御動作について説明する。まず、図２のガスタービンエンジン１の始動時には、コントローラ２２により、切替機構１７の弁を開き、圧縮機２の高圧段側から高圧空気供給路１２と空気供給路１８を通って圧縮空気ＣＡを軸受室７，８に供給する。このとき、低圧空気供給路１１は逆止弁１３により、圧縮空気ＣＡが高圧空気供給路１２から低圧空気供給路１１内に逆流するのが防止される。始動時を経て所定の回転速度に達したとき、コントローラ２２が、回転速度センサ２０からの回転信号２０ａによって定常運転に入ったと判断し、切替機構１７の弁を閉じて高圧空気供給路１２からの圧縮空気ＣＡの使用を停止し、低圧空気供給路１１と空気供給路１８とを通って圧縮空気ＣＡを軸受室７，８に供給する。
　また、ガスタービン１が停止に向けて減速しているとき、所定の回転速度未満になると、コントローラ２２により、切替機構１７の弁を開き、高圧空気供給路１２からの圧縮空気ＣＡを軸受室７，８に供給する。なお、ガスタービンエンジン１の停止時には、軸受室７，８からのオイル漏れが発生しにくいのでエアシールの必要性がなく、圧縮空気ＣＡは軸受室７，８に供給されない。
　この実施形態では、コントローラ２２は回転速度に基づいて切替機構１７を制御しているが、回転速度と圧力は対応関係にあるので、圧縮機２の適宜の段の圧力、例えば圧力センサ２１が検出する高圧段の圧力に基づいて、あるいは回転速度と圧力の両方に基づいて、切替機構１７を制御することもできる。
　以上のように構成されるガスタービンエンジン１は、図１に示すように、ガスタービンエンジンの始動時、停止動作時および運転時に、圧縮機２からの圧縮空気ＣＡを、回転軸６を支持する軸受を収容する軸受室７，８に供給して軸受室７，８をシールするので、軸受室７，８からのオイル漏れを防止できる。また、軸受室７，８からのオイル漏れを圧縮機２からの圧縮空気ＣＡを有効に利用してシールするので、外部の補助エア源を省略でき、設備コストの削減が可能となる。特に、高速の定常運転時には、切替機構１７の切り替えにより、圧縮機２の低圧段側から抽気して、低圧空気供給路１１により軸受室７，８へ圧縮空気ＣＡを供給するので、高圧段側から抽気するのに比べて、効率の高い運転と軸受室７，８からのオイル漏れ防止を両立できる。さらに、外部の補助エア源が不要になってコストも削減できる。
　図３に示すように、切替機構１７が圧縮機ケーシング２６に取り付けられているので、前記切替機構１７が圧縮機ケーシング２６から離間した外部に取り付けられる場合と比較して、配管構成などの設備が簡素化できて、省スペースおよびコスト低下を図ることができる。
　また、高圧空気供給路１２がガスタービンエンジン１の内部冷却用の空気を供給する冷却空気供給路１０から分岐して設けられているので、ガスタービンエンジン１に通常設けられている冷却空気供給路１０の一部を、高圧空気供給路１２の一部として共有化しているから、省スペースとコスト低下が図れる。
　高圧空気供給路１２における低圧空気供給路１１との合流点Ｐよりも上流側に切替機構１７が設けられ、低圧空気供給路１１における合流点Ｐよりも上流側に逆止弁１３が設けられているので、切替機構１７を単純な開閉動作を行う装置とすることができる。
　切替機構１７は高圧空気供給路１２を開閉する弁体４３と、高圧空気供給路１２の空気圧に基づいて弁体４３を開閉作動させるアクチュエータ４４とを有する自動切替弁であるから、切替機構を弁体とアクチュエータによって簡単な自動切替弁として構成できる。
　また、このガスタービンエンジン１の制御方法は、図１に示すように、ガスタービンエンジン１の回転速度の監視および／または圧力の監視により切替機構１７を切り替えるようにしたものであるから、ガスタービンエンジン１の用途や仕様等に応じた適切なモード制御が可能となる。
　以上のとおり、図面を参照しながら好適な実施形態を説明したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能である。したがって、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。
１　ガスタービン
２　圧縮機
３　燃焼器
５　タービン
６　回転軸
７，８，９　軸受室
１０　冷却空気供給路
１１　低圧空気供給路
１２　高圧空気供給路
１３　逆止弁
１６　ドレイン排出器
１７　切替機構
１８　空気供給路
１８Ａ　前側空気供給路
１８Ｂ　後側空気供給路
２０　回転速度センサ
２１　圧力センサ
２２　コントローラ
２６　圧縮機ケーシング
４３　弁体
４４　アクチュエータ
ＣＡ　圧縮空気
Ｇ　燃焼ガス

Claims (8)

  1. 　圧縮機で圧縮した圧縮空気を燃焼器で燃焼させ、発生した高温高圧の燃焼ガスにより、タービンを駆動するガスタービンエンジンであって、
    　エンジン回転軸を支持する軸受を収容する軸受室と、
    　前記圧縮機の低圧段側から軸受室へ圧縮空気を供給する低圧空気供給路と、
    　前記圧縮機の高圧段側から軸受室へ圧縮空気を供給する高圧空気供給路と、
    　前記低圧空気供給路と前記高圧空気供給路とを切り替え可能な切替機構と、
    を備えたガスタービンエンジン。
  2. 　請求項１に記載のガスタービンエンジンにおいて、前記低圧段側は、前記圧縮機の複数段のうち、中央の段を含んでこれよりも下段側であり、前記高圧段側は、前記低圧段側よりも上段側であるガスタービンエンジン。
  3. 　請求項１または２に記載のガスタービンエンジンにおいて、前記切替機構が圧縮機ケーシングに取り付けられているガスタービンエンジン。
  4. 　請求項１ないし３のいずれか一項に記載のガスタービンエンジンにおいて、さらに、前記圧縮機の前記高圧段側から前記ガスタービンエンジンの内部冷却用の圧縮空気を供給する冷却空気供給路を有し、前記高圧空気供給路が前記冷却空気供給路から分岐して設けられているガスタービンエンジン。
  5. 　請求項１ないし４のいずれか一項に記載のガスタービンエンジンにおいて、前記高圧空気供給路における前記低圧空気供給路との合流点よりも上流側に前記切替機構が設けられ、前記低圧空気供給路における前記合流点よりも上流側に逆止弁が設けられているガスタービンエンジン。
  6. 　請求項１ないし５のいずれか一項に記載のガスタービンエンジンにおいて、前記切替機構は前記高圧空気供給路を開閉する弁体と、前記高圧空気供給路の空気圧に基づいて前記弁体を開閉作動させるアクチュエータとを有する自動切替弁であるガスタービンエンジン。
  7. 　請求項１ないし６のいずれか一項に記載のガスタービンエンジンを制御する方法であって、
    　前記ガスタービンエンジンの低回転運転時に切替機構の切り替えにより前記圧縮機の高圧段側から前記軸受室へ圧縮空気を供給し、
    　前記ガスタービンエンジンの高回転運転時に切替機構の切り替えにより前記圧縮機の低圧段側から軸受室へ圧縮空気を供給するガスタービンエンジンの制御方法。
  8. 　請求項７に記載のガスタービンエンジンの制御方法において、
    　前記ガスタービンエンジンの回転速度の監視および／または圧力の監視により切替機構を切り替えるガスタービンエンジンの制御方法。
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