JP2004116485A - Cooling structure for gas turbine - Google Patents
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Abstract
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンの冷却構造に関するものである。
【0002】
【従来の技術】
従来より、ガスタービン燃焼器における燃焼器壁面を冷却する方法として、例えば冷却空気を用いる技術がある。これは、圧縮機により圧縮された空気(圧縮空気)の一部を用いて、燃焼器壁面を冷却するものである。図11は、このような、空気による冷却を行う従来のガスタービンサイクルを模式的に示す図である。
【0003】
同図において、1は圧縮機、2は燃焼器、3はタービンである。ここでは先ず、大気中などから導入された空気4が、圧縮機1により圧縮される。そして、その圧縮空気は燃焼用空気5として燃焼器2へと導かれ、ここで別途供給された燃料fを燃焼させる。この燃焼により生じた燃焼ガス6は、タービン3に送られてこれを駆動する。最後に、排ガスeとして放出される。
【0004】
このような構成において、燃焼器2を冷却する手段として、圧縮機1により圧縮された前記圧縮空気の一部を、冷却空気7として燃焼器2に導入している。これにより、高温に曝される燃焼器2の壁面を冷却している。なお図示しないが、冷却空気7によりタービン翼を冷却する構成とすることもできる。
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、上述した従来の構成のように、圧縮機によって圧縮された空気を燃焼器の冷却に用いる場合には、以下のような不具合が生じている。つまり、冷却空気としては具体的には車室空気を用いているが、冷却のための差圧に乏しく、燃焼器を冷却した後は冷却空気を燃焼ガス中に放出している。
【0006】
このため、燃焼ガス温度が低下するので、所定のタービン入口温度にするには、その分、燃焼ガス温度を前もって高くする必要がある。ところが、燃焼ガス温度の上昇は、NOxの発生を指数関数的に促進させるため、これが低NOx化への一つの障害となっている。
【0007】
本発明は、以上のような問題点に鑑み、簡単な構成で、燃焼器の冷却強化を行い、さらには冷却空気の削減或いは再利用を可能として、低NOx化を図った燃焼器冷却構造や、加えて、タービン翼の冷却強化を行い、さらには冷却空気の削減或いは再利用を可能としたタービン翼冷却構造等の、ガスタービンの冷却構造を提供することを目的とする。
【0008】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、本発明では、圧縮機により圧縮された空気の一部を冷却空気として、ガスタービンの被冷却部を冷却するガスタービンの冷却構造であって、前記冷却空気を更に圧縮して前記被冷却部へと送り出す冷却空気圧縮機を備えたガスタービンの冷却構造において、前記冷却空気圧縮機は、前記圧縮機と同軸に回転して成ることを特徴とする。
【0009】
或いは、圧縮機により圧縮された空気の一部を冷却空気として、ガスタービンの被冷却部を冷却するガスタービンの冷却構造であって、前記冷却空気を更に圧縮して前記被冷却部へと送り出す冷却空気圧縮機を備えたガスタービンの冷却構造において、前記冷却空気圧縮機は、車室の外側に配置されていることを特徴とする。
【0010】
ここで、被冷却部は、燃焼器やタービン翼等の高温となる部分で、冷却が必要な部分である。
【0011】
また、前記被冷却部を冷却した後の前記冷却空気を、燃焼用空気として回収するようにしたことを特徴とする。また、前記冷却空気圧縮機からの冷却空気と前記圧縮機からの圧縮空気との間で熱交換させることにより、その冷却空気の温度を下げるようにしたことを特徴とする。
【0012】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について、図面を参照しながら説明する。図1は、本発明の第1の実施形態に係る、空気による冷却を行うガスタービンサイクルを模式的に示す図である。本実施形態では、同図に示すように、上記図11に示した従来の構成に加えて、冷却空気7を圧縮して燃焼器2へと送り出す冷却空気圧縮機8を備えた構成としている。これにより、冷却のための差圧を確保し、回収式空気冷却を可能としている。なお図示しないが、圧縮された冷却空気7でタービン翼を冷却する構成としても良い。
【0013】
図2は、本実施形態における冷却空気圧縮機の一例を模式的に示す縦断面図である。本例では、圧縮機に同軸に設けた冷却空気圧縮機により、冷却空気を圧縮する構成としている。具体的には先ず、同図に示すように、車室9内にはロータX周りに回転する圧縮機1が設けられており、その動翼1aと静翼1bとを通過して圧縮された空気(圧縮空気)は、吐出部1cより、矢印Aで示すように主流として吐出される。そして、ディフューザ10を経て燃焼用空気として図示しない燃焼器へと導かれる。
【0014】
一方、圧縮機1の後流側には、ディフューザ10の内側に、隔壁11を隔てて、圧縮機1と同軸に回転する冷却空気圧縮機8が設けられている。ここで、前記圧縮空気の一部は吐出部1cから矢印Bで示すように抽気され、これのみ冷却空気圧縮機8の動翼8aと静翼8bとを通過して圧縮される。そして、矢印Cで示すように冷却空気として図示しない燃焼器へと導かれる。
【0015】
このようにして、冷却空気のみを別途更に圧縮することで、冷却のための差圧を確保し、燃焼器の冷却強化を行うとともに、冷却空気の削減或いは再利用を可能としている。その他、車室の外側に配置するいわゆる外置き方式の冷却空気圧縮機を設け、車室空気をこれにより圧縮した上で、改めて燃焼器へと導く構成としても良い。
【0016】
燃焼器を冷却する具体的な方式としては、一つには壁面を二重構造とし、その間に圧縮した冷却空気を供給するものが挙げられる。また、二重構造の外壁と内壁にそれぞれ空気孔を有する、流路が一系統のいわゆるマルチホール冷却方式としても良い。さらには、いわゆるタービュレータを適用する方法としても良い。
これには直行,斜めフィン等や、ピンフィン,ヘリングボーン等を使用することが挙げられる。
【0017】
図3は、本発明の第2の実施形態に係る、空気による冷却を行うガスタービンサイクルを模式的に示す図である。本実施形態では、同図に示すように、上記第1の実施形態の構成に加えて、燃焼器2を冷却した後の冷却空気7を、燃焼用空気として回収する構成としている。これにより、冷却空気の再利用を行っている。
【0018】
図4は、本発明の第3の実施形態に係る、空気による冷却を行うガスタービンサイクルを模式的に示す図である。本実施形態では、同図に示すように、冷却空気7を冷却空気圧縮機8を経てタービン3に導入している。そして、タービン3の図示しないタービン翼を冷却した後の冷却空気7を、燃焼用空気として回収する構成としている。これにより、冷却空気の再利用を行っている。
【0019】
図5は、本発明の第4の実施形態に係る、空気による冷却を行うガスタービンサイクルを模式的に示す図である。本実施形態では、同図に示すように、圧縮機1と燃焼器2との間に熱交換器12を設け、これにて冷却空気圧縮機8からの冷却空気7と圧縮機1からの圧縮空気(燃焼用空気5)との間で熱交換させることにより、冷却空気7の温度を下げている。そして、この冷却空気7を燃焼器2及びタービン3に導入している。これにより、冷却能力の向上を図っている。
【0020】
図6は、本発明の第5の実施形態に係る、空気による冷却を行うガスタービンサイクルを模式的に示す図である。本実施形態では、同図に示すように、まず冷却空気7を冷却空気圧縮機8を経てタービン3に導入している。そして、熱交換器12にて、タービン3の図示しないタービン翼を冷却した後の冷却空気7と圧縮機1からの圧縮空気(燃焼用空気5)との間で熱交換させることにより、冷却空気7の温度を下げている。さらに、この冷却空気7を燃焼器2及びタービン3に導入している。これにより、冷却能力の向上を図っている。
【0021】
図7は、本発明の冷却構造を燃焼器尾筒に適用した一例を模式的に示す正面図である。ここでは尾筒13の中央付近周囲にジャケット14を設け、これに供給管15より冷却空気7を供給している。ジャケット14に供給された冷却空気7は、尾筒13の外壁13aと内壁13bの間を通過し、尾筒13を冷却する。このとき、矢印aで示すように尾筒13の前部へと流れた冷却空気は燃焼用空気として回収され、後部へと流れた冷却空気は燃焼ガス中に放出される。本例では内外壁間を冷却空気が通過するときの高い圧力損失により、高い熱伝達率即ち冷却能力を達成している。勿論、ジャケット14の配置を前部から後部にかけて種々変更することは可能である。
【0022】
図8は、本発明の冷却構造を燃焼器尾筒に適用した他の例を模式的に示す正面断面図である。ここでは尾筒13の外壁13aと内壁13bとの間に、後部から前部にかけて、仕切板16を多段に設けている。冷却空気7は供給管17より尾筒13の後部から外壁13aと内壁13bとの間に供給される。そして、各仕切板16に開けられたインピンジ孔16aを通過しつつ、尾筒13を冷却しながらその前部へと導かれ、燃焼用空気として回収される。本例では内外壁間更にはインピンジ孔を冷却空気が通過するときの高い圧力損失により、高い熱伝達率即ち冷却能力を達成している。このようにして、多段インピンジ冷却を実現している。
【0023】
図9は、本発明の冷却構造をタービン翼に適用した一例を模式的に示す斜視図である。ここでは静翼の場合を示している。同図において、静翼21は外壁21aと内壁21bの二重構造となっており、内壁21b表面にはインピンジ孔hが開けられている。静翼21の上端には車室側のシュラウド22aが設けられており、下端にはロータ側のシュラウド22bが設けられている。冷却空気7は、ロータ側の供給管18より内壁21bの下端へ供給される。そして、インピンジ孔hより内壁21bと外壁21aとの間に噴き出し、上端から車室側の回収管19にて回収される。このようにして、静翼をインピンジ冷却する仕組みである。
【0024】
図10は、本発明の冷却構造をタービン翼に適用した他の例を模式的に示す斜視図である。ここでも静翼の場合を示している。同図において、静翼21内部には仕切板20が設けられ、いわゆるサーペンタイン通路が構成されている。静翼21の上端には車室側のシュラウド22aが設けられており、下端にはロータ側のシュラウド22bが設けられている。冷却空気7は、ロータ側の供給管18より静翼21の下端へ供給される。そして、静翼21内の仕切板20で構成されたサーペンタイン通路を通過し、上端から回収管19にて回収される。このようにして、静翼を冷却する仕組みである。
【0025】
なお、特許請求の範囲で言う圧縮機は、実施形態における圧縮機1に対応しており、冷却空気圧縮機は、冷却空気圧縮機8に対応している。
【0026】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、簡単な構成で、燃焼器の冷却強化を行い、さらには冷却空気の削減或いは再利用を可能として、低NOx化を図った燃焼器冷却構造を提供することができる。このように、燃焼器の冷却強化を行うことで、信頼性を向上させることができる。
【0027】
また、冷却空気の削減或いは再利用を行うことにより、燃焼用空気を確保できるため、燃焼ガス温度を低減することができ、NOx排出量を抑えることが可能となる。その他、タービン翼の冷却強化を行い、さらには冷却空気の削減或いは再利用を可能としたタービン翼冷却構造等を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の第1の実施形態に係る、空気による冷却を行うガスタービンサイクルを模式的に示す図。
【図2】本実施形態における冷却空気圧縮機の一例を模式的に示す縦断面図。
【図3】本発明の第2の実施形態に係る、空気による冷却を行うガスタービンサイクルを模式的に示す図。
【図4】本発明の第3の実施形態に係る、空気による冷却を行うガスタービンサイクルを模式的に示す図。
【図5】本発明の第4の実施形態に係る、空気による冷却を行うガスタービンサイクルを模式的に示す図。
【図6】本発明の第5の実施形態に係る、空気による冷却を行うガスタービンサイクルを模式的に示す図。
【図7】本発明の冷却構造を燃焼器尾筒に適用した一例を模式的に示す正面図。
【図8】本発明の冷却構造を燃焼器尾筒に適用した他の例を模式的に示す正面断面図。
【図9】本発明の冷却構造をタービン翼に適用した一例を模式的に示す斜視図。
【図10】本発明の冷却構造をタービン翼に適用した他の例を模式的に示す斜視図。
【図11】空気による冷却を行う従来のガスタービンサイクルを模式的に示す図。
【符号の説明】
1 圧縮機
2 燃焼器
3 タービン
4 空気
5 燃焼用空気
6 燃焼ガス
7 冷却空気
8 冷却空気圧縮機
9 車室
10 ディフューザ
11 隔壁[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine cooling structure.
[0002]
[Prior art]
BACKGROUND ART Conventionally, as a method for cooling a combustor wall in a gas turbine combustor, there is a technique using, for example, cooling air. This uses a part of the air (compressed air) compressed by the compressor to cool the combustor wall. FIG. 11 is a diagram schematically showing a conventional gas turbine cycle that performs such cooling by air.
[0003]
In the figure, 1 is a compressor, 2 is a combustor, and 3 is a turbine. Here, first, the
[0004]
In such a configuration, as means for cooling the
[0005]
[Problems to be solved by the invention]
However, when the air compressed by the compressor is used for cooling the combustor as in the above-described conventional configuration, the following problems occur. That is, although the cabin air is specifically used as the cooling air, the differential pressure for cooling is poor, and after cooling the combustor, the cooling air is released into the combustion gas.
[0006]
For this reason, the combustion gas temperature decreases, so that it is necessary to increase the combustion gas temperature in advance in order to achieve a predetermined turbine inlet temperature. However, an increase in the temperature of the combustion gas expedites the generation of NOx exponentially, and this is one obstacle to the reduction of NOx.
[0007]
The present invention has been made in view of the above-described problems, and has a simple configuration to enhance cooling of a combustor, and to further reduce or reuse cooling air, thereby achieving a combustor cooling structure and a NOx reduction. In addition, an object of the present invention is to provide a cooling structure of a gas turbine, such as a turbine blade cooling structure that enhances cooling of a turbine blade and further enables reduction or reuse of cooling air.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, according to the present invention, a cooling structure of a gas turbine that cools a portion to be cooled of a gas turbine by using a part of air compressed by a compressor as cooling air, further comprising: In a cooling structure of a gas turbine provided with a cooling air compressor that compresses and sends the compressed air to the cooled portion, the cooling air compressor rotates coaxially with the compressor.
[0009]
Alternatively, a cooling structure of a gas turbine that cools a cooled portion of the gas turbine by using a part of the air compressed by the compressor as cooling air, and further compresses the cooling air and sends out the cooled air to the cooled portion. In a cooling structure of a gas turbine provided with a cooling air compressor, the cooling air compressor is arranged outside a vehicle compartment.
[0010]
Here, the portion to be cooled is a portion that becomes high in temperature, such as a combustor or a turbine blade, and is a portion that requires cooling.
[0011]
Further, the cooling air after cooling the cooled portion is recovered as combustion air. Further, the temperature of the cooling air is lowered by exchanging heat between the cooling air from the cooling air compressor and the compressed air from the compressor.
[0012]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 is a diagram schematically illustrating a gas turbine cycle that performs cooling by air according to a first embodiment of the present invention. In this embodiment, as shown in the figure, in addition to the conventional structure shown in FIG. 11, a
[0013]
FIG. 2 is a longitudinal sectional view schematically illustrating an example of the cooling air compressor according to the present embodiment. In this example, the cooling air is compressed by a cooling air compressor provided coaxially with the compressor. Specifically, first, as shown in the figure, a
[0014]
On the other hand, on the downstream side of the
[0015]
In this way, by further compressing only the cooling air, a differential pressure for cooling is secured, the cooling of the combustor is strengthened, and the cooling air can be reduced or reused. In addition, a cooling air compressor of a so-called external type that is disposed outside the vehicle compartment may be provided, and the vehicle compartment air may be compressed by this, and then guided to the combustor again.
[0016]
As a specific method of cooling the combustor, there is a method in which a wall has a double structure and compressed cooling air is supplied therebetween. Further, a so-called multi-hole cooling system in which the flow path is a single system having air holes on the outer wall and the inner wall of the double structure, respectively, may be used. Further, a method using a so-called turbulator may be used.
This includes using a straight or oblique fin, a pin fin, a herringbone, or the like.
[0017]
FIG. 3 is a diagram schematically illustrating a gas turbine cycle that performs cooling by air according to a second embodiment of the present invention. In the present embodiment, as shown in the figure, in addition to the configuration of the first embodiment, the cooling
[0018]
FIG. 4 is a diagram schematically illustrating a gas turbine cycle that performs cooling by air according to a third embodiment of the present invention. In this embodiment, as shown in the figure, the cooling
[0019]
FIG. 5 is a diagram schematically illustrating a gas turbine cycle that performs cooling by air according to a fourth embodiment of the present invention. In the present embodiment, as shown in the figure, a
[0020]
FIG. 6 is a diagram schematically illustrating a gas turbine cycle that performs cooling by air according to a fifth embodiment of the present invention. In this embodiment, as shown in the figure, first, the cooling
[0021]
FIG. 7 is a front view schematically showing an example in which the cooling structure of the present invention is applied to a transition piece of a combustor. Here, a
[0022]
FIG. 8 is a front sectional view schematically showing another example in which the cooling structure of the present invention is applied to a transition piece of a combustor. Here,
[0023]
FIG. 9 is a perspective view schematically showing an example in which the cooling structure of the present invention is applied to a turbine blade. Here, the case of a stationary blade is shown. In the figure, the
[0024]
FIG. 10 is a perspective view schematically showing another example in which the cooling structure of the present invention is applied to a turbine blade. Here, the case of a stationary blade is also shown. In the figure, a
[0025]
In addition, the compressor referred to in the claims corresponds to the
[0026]
【The invention's effect】
As described above, according to the present invention, there is provided a combustor cooling structure that achieves low NOx with a simple configuration, which enhances the cooling of the combustor, and further enables reduction or reuse of cooling air. can do. As described above, by enhancing the cooling of the combustor, the reliability can be improved.
[0027]
Further, since the combustion air can be secured by reducing or reusing the cooling air, the combustion gas temperature can be reduced, and the NOx emission can be suppressed. In addition, it is possible to provide a turbine blade cooling structure or the like in which the cooling of the turbine blades is enhanced and the cooling air can be reduced or reused.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a diagram schematically showing a gas turbine cycle that performs cooling by air according to a first embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a longitudinal sectional view schematically showing an example of a cooling air compressor according to the embodiment.
FIG. 3 is a diagram schematically illustrating a gas turbine cycle that performs cooling by air according to a second embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a view schematically showing a gas turbine cycle that performs cooling by air according to a third embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a view schematically showing a gas turbine cycle that performs cooling by air according to a fourth embodiment of the present invention.
FIG. 6 is a view schematically showing a gas turbine cycle that performs cooling by air according to a fifth embodiment of the present invention.
FIG. 7 is a front view schematically showing an example in which the cooling structure of the present invention is applied to a combustor transition piece.
FIG. 8 is a front sectional view schematically showing another example in which the cooling structure of the present invention is applied to a combustor transition piece.
FIG. 9 is a perspective view schematically showing an example in which the cooling structure of the present invention is applied to a turbine blade.
FIG. 10 is a perspective view schematically showing another example in which the cooling structure of the present invention is applied to a turbine blade.
FIG. 11 is a diagram schematically showing a conventional gas turbine cycle that performs cooling by air.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF
Claims (4)
前記冷却空気を更に圧縮して前記被冷却部へと送り出す冷却空気圧縮機を備えたガスタービンの冷却構造において、
前記冷却空気圧縮機は、前記圧縮機と同軸に回転して成ることを特徴とするガスタービンの冷却構造。A cooling structure of a gas turbine that cools a cooled part of the gas turbine by using a part of the air compressed by the compressor as cooling air,
In a cooling structure of a gas turbine including a cooling air compressor that further compresses the cooling air and sends the compressed air to the cooled portion,
The cooling structure of a gas turbine, wherein the cooling air compressor rotates coaxially with the compressor.
前記冷却空気を更に圧縮して前記被冷却部へと送り出す冷却空気圧縮機を備えたガスタービンの冷却構造において、
前記冷却空気圧縮機は、車室の外側に配置されていることを特徴とするガスタービンの冷却構造。A cooling structure of a gas turbine that cools a cooled part of the gas turbine by using a part of the air compressed by the compressor as cooling air,
In a cooling structure of a gas turbine including a cooling air compressor that further compresses the cooling air and sends the compressed air to the cooled portion,
The cooling structure for a gas turbine, wherein the cooling air compressor is disposed outside a vehicle compartment.
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