JP2004116485A - Cooling structure for gas turbine - Google Patents

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JP2004116485A
JP2004116485A JP2002284627A JP2002284627A JP2004116485A JP 2004116485 A JP2004116485 A JP 2004116485A JP 2002284627 A JP2002284627 A JP 2002284627A JP 2002284627 A JP2002284627 A JP 2002284627A JP 2004116485 A JP2004116485 A JP 2004116485A
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JP
Japan
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cooling
air
compressor
combustor
cooling air
Prior art date
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Withdrawn
Application number
JP2002284627A
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Japanese (ja)
Inventor
Tatsuo Ishiguro
石黒　達男
Katsunori Tanaka
田中　克則
Tsuguo Hasegawa
長谷川　貢生
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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Publication date
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Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a combustor cooling structure reinforcing cooling of a combustor and reducing NOx by enabling decreasing or reusing of cooling air with a simple structure. <P>SOLUTION: Air 4 introduced from the atmosphere and the like is compressed by a compressor 1. The compressed air is led to the combustor 2 as combustion air 5 to burn separately supplied fuel f. Combustion gas 6 generated by the combustion is sent to a turbine 3 to drive the turbine 3. Finally, the combustion gas 6 is discharged as exhaust gas e. In this structure, as a means for cooling the combustor 2, a part of the compressed air compressed by the compressor 1 is introduced to the combustor 2 as cooling air 7. Therefore, a wall surface of the combustor 2 exposed to high temperature is cooled. In addition to that, a cooling air compressor 8 compressing the cooling air 7 and pumping the cooling air to the combustor 2 is provided. Therefore, differential pressure for cooling is ensured, and recovery type air cooling is possible. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO

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 air 4 introduced from the atmosphere or the like is compressed by the compressor 1. Then, the compressed air is guided to the combustor 2 as combustion air 5, where the fuel f separately supplied is burned. The combustion gas 6 generated by this combustion is sent to the turbine 3 to drive it. Finally, it is released as exhaust gas e.
[0004]
In such a configuration, as means for cooling the combustor 2, a part of the compressed air compressed by the compressor 1 is introduced into the combustor 2 as cooling air 7. Thereby, the wall surface of the combustor 2 exposed to the high temperature is cooled. Although not shown, a configuration in which the turbine blades are cooled by the cooling air 7 may be employed.
[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 cooling air compressor 8 for compressing the cooling air 7 and sending it to the combustor 2 is provided. As a result, a differential pressure for cooling is secured, and recovery-type air cooling is enabled. Although not shown, the turbine blades may be cooled by the compressed cooling air 7.
[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 compressor 1 that rotates around a rotor X is provided in a vehicle interior 9, and the compressor 1 passes through a moving blade 1a and a stationary blade 1b and is compressed. Air (compressed air) is discharged as a main stream from the discharge unit 1c as shown by an arrow A. Then, the air is guided to a combustor (not shown) through the diffuser 10 as combustion air.
[0014]
On the other hand, on the downstream side of the compressor 1, a cooling air compressor 8 that rotates coaxially with the compressor 1 is provided inside the diffuser 10 with a partition 11 interposed therebetween. Here, a part of the compressed air is extracted from the discharge portion 1c as shown by an arrow B, and only the compressed air passes through the moving blades 8a and the stationary blades 8b of the cooling air compressor 8 and is compressed. Then, as indicated by an arrow C, the cooling air is guided to a combustor (not shown).
[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 air 7 after cooling the combustor 2 is recovered as combustion air. Thereby, the cooling air is reused.
[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 air 7 is introduced into the turbine 3 via the cooling air compressor 8. The cooling air 7 after cooling the turbine blades (not shown) of the turbine 3 is recovered as combustion air. Thereby, the cooling air is reused.
[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 heat exchanger 12 is provided between the compressor 1 and the combustor 2 so that the cooling air 7 from the cooling air compressor 8 and the compression air from the compressor 1 are compressed. The temperature of the cooling air 7 is reduced by exchanging heat with the air (combustion air 5). Then, the cooling air 7 is introduced into the combustor 2 and the turbine 3. Thereby, the cooling capacity is improved.
[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 air 7 is introduced into the turbine 3 via the cooling air compressor 8. Then, the heat exchanger 12 exchanges heat between the cooling air 7 after cooling the turbine blades (not shown) of the turbine 3 and the compressed air (combustion air 5) from the compressor 1 to provide cooling air. The temperature of 7 is lowered. Further, the cooling air 7 is introduced into the combustor 2 and the turbine 3. Thereby, the cooling capacity is improved.
[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 jacket 14 is provided around the center of the transition piece 13, and the cooling air 7 is supplied to the jacket 14 from the supply pipe 15. The cooling air 7 supplied to the jacket 14 passes between the outer wall 13a and the inner wall 13b of the transition piece 13 and cools the transition piece 13. At this time, as indicated by the arrow a, the cooling air flowing to the front part of the transition piece 13 is collected as combustion air, and the cooling air flowing to the rear part is released into the combustion gas. In this example, a high heat transfer rate, that is, a cooling capacity is achieved by a high pressure loss when the cooling air passes between the inner and outer walls. Of course, the arrangement of the jacket 14 can be variously changed from the front to the rear.
[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, partition plates 16 are provided in multiple stages from the rear to the front between the outer wall 13a and the inner wall 13b of the transition piece 13. The cooling air 7 is supplied from the rear part of the transition piece 13 to the space between the outer wall 13a and the inner wall 13b from the supply pipe 17. Then, while passing through the impingement holes 16a opened in each partition plate 16, the tail tube 13 is guided to the front while cooling the tail tube 13, and is collected as combustion air. In this example, a high heat transfer rate, that is, a cooling capacity is achieved by a high pressure loss when the cooling air passes between the inner and outer walls and further through the impingement holes. In this way, multi-stage impingement cooling is realized.
[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 stationary blade 21 has a double structure of an outer wall 21a and an inner wall 21b, and an impingement hole h is formed in the surface of the inner wall 21b. A shroud 22a on the passenger compartment side is provided at the upper end of the stationary blade 21, and a shroud 22b on the rotor side is provided at the lower end. The cooling air 7 is supplied from the supply pipe 18 on the rotor side to the lower end of the inner wall 21b. Then, the gas is ejected from the impingement hole h between the inner wall 21b and the outer wall 21a, and is collected from the upper end by the collection pipe 19 on the vehicle interior side. In this way, the impingement cooling of the stationary blade is performed.
[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 partition plate 20 is provided inside a stationary blade 21 to form a so-called serpentine passage. A shroud 22a on the passenger compartment side is provided at the upper end of the stationary blade 21, and a shroud 22b on the rotor side is provided at the lower end. The cooling air 7 is supplied to the lower end of the stationary blade 21 from the supply pipe 18 on the rotor side. Then, it passes through a serpentine passage formed by a partition plate 20 in the stationary blade 21, and is collected from an upper end by a collection pipe 19. In this manner, the mechanism for cooling the stationary blade is provided.
[0025]
In addition, the compressor referred to in the claims corresponds to the compressor 1 in the embodiment, and the cooling air compressor corresponds to the cooling air compressor 8.
[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 SYMBOLS 1 Compressor 2 Combustor 3 Turbine 4 Air 5 Combustion air 6 Combustion gas 7 Cooling air 8 Cooling air compressor 9 Chamber 10 Diffuser 11 Partition wall

Claims (4)

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. 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. 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請求項１又は請求項２のいずれかに記載のガスタービンの冷却構造。The cooling structure for a gas turbine according to claim 1, wherein the cooling air after cooling the portion to be cooled is recovered as combustion air. 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、該冷却空気の温度を下げるようにしたことを特徴とする請求項１〜請求項３のいずれかに記載のガスタービンの冷却構造。The temperature of the cooling air is reduced by performing heat exchange between the cooling air from the cooling air compressor and the compressed air from the compressor. A cooling structure for a gas turbine according to any one of the above.
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Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006083856A (en) * 2004-09-15 2006-03-30 General Electric Co <Ge> Gas turbine engine having improved core system
JP2006083857A (en) * 2004-09-15 2006-03-30 General Electric Co <Ge> High-thrust gas turbine engine including improved core system
EP1788194A2 (en) * 2005-11-18 2007-05-23 General Electric Company Methods and apparatus for cooling combustion turbine engine components
WO2008038497A1 (en) * 2006-09-27 2008-04-03 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine
WO2010041552A1 (en) * 2008-10-08 2010-04-15 三菱重工業株式会社 Gas turbine and operating method therefor
JP2010090818A (en) * 2008-10-08 2010-04-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine and its rated operating method
JP2010090819A (en) * 2008-10-08 2010-04-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine and its operating method at stop
JP2010090816A (en) * 2008-10-08 2010-04-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine and its starting operation method
JP2011137470A (en) * 2011-03-07 2011-07-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine
JP2011137471A (en) * 2011-03-07 2011-07-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine
JP2012047181A (en) * 2011-10-31 2012-03-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine combustor and gas turbine
JP2014058979A (en) * 2013-11-27 2014-04-03 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine and its rated operational method
JP2015083834A (en) * 2013-09-20 2015-04-30 三菱重工業株式会社 Gas turbine, gas turbine control method, and gas turbine operation method
WO2015178418A1 (en) * 2014-05-22 2015-11-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Cooling device, gas turbine installation provided with same, and method for operating cooling device

Cited By (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1637711A3 (en) * 2004-09-15 2012-10-17 General Electric Company High thrust gas turbine engine with modified core system
JP2006083857A (en) * 2004-09-15 2006-03-30 General Electric Co <Ge> High-thrust gas turbine engine including improved core system
JP2006083856A (en) * 2004-09-15 2006-03-30 General Electric Co <Ge> Gas turbine engine having improved core system
EP1788194A2 (en) * 2005-11-18 2007-05-23 General Electric Company Methods and apparatus for cooling combustion turbine engine components
JP2007138938A (en) * 2005-11-18 2007-06-07 General Electric Co <Ge> Method and device for cooling component of combustion turbine engine
EP1788194A3 (en) * 2005-11-18 2014-04-23 General Electric Company Methods and apparatus for cooling combustion turbine engine components
WO2008038497A1 (en) * 2006-09-27 2008-04-03 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine
JP2008082247A (en) * 2006-09-27 2008-04-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine
CN103557079A (en) * 2008-10-08 2014-02-05 三菱重工业株式会社 Gas turbine and operating method therefor
EP2708720A3 (en) * 2008-10-08 2015-02-18 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and operating method thereof
EP2333248A1 (en) * 2008-10-08 2011-06-15 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and operating method therefor
CN102112704A (en) * 2008-10-08 2011-06-29 三菱重工业株式会社 Gas turbine and operating method therefor
US10309245B2 (en) 2008-10-08 2019-06-04 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and operating method thereof
US10247030B2 (en) 2008-10-08 2019-04-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and operating method thereof
US9951644B2 (en) 2008-10-08 2018-04-24 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and operating method thereof
JP2010090819A (en) * 2008-10-08 2010-04-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine and its operating method at stop
EP2631451A1 (en) * 2008-10-08 2013-08-28 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and operating method thereof
KR101346566B1 (en) * 2008-10-08 2014-01-02 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 Gas turbine and operating method therefor
JP2010090818A (en) * 2008-10-08 2010-04-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine and its rated operating method
EP2708720A2 (en) * 2008-10-08 2014-03-19 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and operating method thereof
CN105089714B (en) * 2008-10-08 2017-10-17 三菱重工业株式会社 Gas turbine and its method of operation
WO2010041552A1 (en) * 2008-10-08 2010-04-15 三菱重工業株式会社 Gas turbine and operating method therefor
EP2333248A4 (en) * 2008-10-08 2014-10-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine and operating method therefor
JP2010090816A (en) * 2008-10-08 2010-04-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine and its starting operation method
CN104564183A (en) * 2008-10-08 2015-04-29 三菱重工业株式会社 Gas turbine and operating method therefor
CN104564183B (en) * 2008-10-08 2016-08-24 三菱重工业株式会社 Gas turbine and method of operation thereof
CN105089714A (en) * 2008-10-08 2015-11-25 三菱重工业株式会社 Gas turbine and operating method thereof
US9255490B2 (en) 2008-10-08 2016-02-09 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and operating method thereof
JP2011137471A (en) * 2011-03-07 2011-07-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine
JP2011137470A (en) * 2011-03-07 2011-07-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine
JP2012047181A (en) * 2011-10-31 2012-03-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine combustor and gas turbine
CN105579688A (en) * 2013-09-20 2016-05-11 三菱重工业株式会社 Presence and on-device proxying
JP2015083834A (en) * 2013-09-20 2015-04-30 三菱重工業株式会社 Gas turbine, gas turbine control method, and gas turbine operation method
US10352243B2 (en) 2013-09-20 2019-07-16 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine, gas-turbine control device, and gas turbine operation method
JP2014058979A (en) * 2013-11-27 2014-04-03 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine and its rated operational method
JP2015222022A (en) * 2014-05-22 2015-12-10 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Cooling device, gas turbine facility mounted with the same and cooling device operation method
WO2015178418A1 (en) * 2014-05-22 2015-11-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Cooling device, gas turbine installation provided with same, and method for operating cooling device

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