JP2007224731A - Tail pipe seal structure of gas turbine combustor - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ガスタービン燃焼器の尾筒シール構造に関する。さらに詳しくは、燃焼器の尾筒とタービンとの接続部におけるタービン側への圧縮空気の漏洩を防止するガスタービン燃焼器の尾筒シール構造に関する。 The present invention relates to a transition piece seal structure for a gas turbine combustor. More specifically, the present invention relates to a transition structure for a tail tube seal of a gas turbine combustor that prevents leakage of compressed air to the turbine side at a connection portion between the tail tube of the combustor and the turbine.
ガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンとを備えて構成されており、カン型およびカンニュラ型の燃焼器構造の場合、複数の円筒状の燃焼器が同一円周上に並べられ、その燃焼器出口は尾筒を介して円環状のタービン入口と接続されている。 A gas turbine includes a compressor, a combustor, and a turbine. In the case of can-type and cannula-type combustor structures, a plurality of cylindrical combustors are arranged on the same circumference, and the combustion is performed. The vessel outlet is connected to an annular turbine inlet via a tail cylinder.
図9に、ガスタービン燃焼器とタービンとの接続部を断面図により示す。図9に示すように、同接続部は、全体は図示しない燃焼器にて発生する燃焼ガスをタービン側に送る通路としての尾筒101と、タービン入口部102と、尾筒101の出口端部周囲に設けられたフランジ103と、尾筒101およびタービン静翼104を支持するノズルサポート105と、タービン流路を形成する外径側および内径側流路形成部材106、107と、前記フランジ103と各流路形成部材106、107との間に介装された外径側および内径側の環状シール部材108、109とを備える。
In FIG. 9, the connection part of a gas turbine combustor and a turbine is shown with sectional drawing. As shown in FIG. 9, the connecting portion is generally composed of a
ここで、ガスタービンの圧縮機からの圧縮空気は尾筒101の周囲に形成された高圧室(不図示である)に送られ、ここで尾筒101を冷却した後、燃焼器に送られるものとされるが、その一部は前記高圧室からシール部材108、109に設けられた細孔108a、109aを介してタービン側に排出される。これにより、尾筒出口端部101aが冷却されるとともに、前記尾筒101からタービン静翼104にかけての流路にて発生が懸念される燃焼ガスの巻き込みが防止される。
Here, the compressed air from the compressor of the gas turbine is sent to a high-pressure chamber (not shown) formed around the
ところが、前記燃焼器とタービンとの接続部においては、周方向に隣り合う各尾筒101の間隙および各尾筒101と環状シール部材108、109との間隙等から前記高圧室内の圧縮空気が燃焼や冷却に寄与することなくタービン側(タービン入口部102内)に漏れることがあり(下記特許文献1、2、3参照)、この結果、出力およびエンジン性能が低下するという問題が生じる。
However, in the connecting portion between the combustor and the turbine, the compressed air in the high-pressure chamber burns from the gaps between the
これにより、所要の出力およびエンジン性能を維持するために、燃焼ガス温度を上昇させる必要が生じ、その結果、NOx(窒素酸化物)の排出量の増大を招いたり、燃焼器や尾筒等の各部材が短寿命化するといった問題が生じる。
本発明はかかる従来技術の課題に鑑みなされたものであって、圧縮機からの圧縮空気のタービン側への漏洩を防止して出力およびエンジン性能の低下を抑え、結果として、NOx(窒素酸化物)の排出量の増大を抑え、各部材の短寿命化を防ぐことを可能とするガスタービン燃焼器の尾筒シール構造を提供することを目的としている。 The present invention has been made in view of the problems of the prior art, and prevents leakage of compressed air from the compressor to the turbine side to suppress a decrease in output and engine performance. As a result, NOx (nitrogen oxide) It is an object of the present invention to provide a tail tube seal structure for a gas turbine combustor that can suppress an increase in the discharge amount of the gas turbine combustor and prevent the life of each member from being shortened.
本発明のガスタービン燃焼器の尾筒シール構造は、複数の燃焼器を環状に配設してなるガスタービン燃焼器の尾筒とタービン入口部との接続部に、前記尾筒出口端部周面との対向面を有する環状シール部材を設けてなるガスタービン燃焼器の尾筒シール構造であって、前記環状シール部材の前記対向面と前記尾筒出口端部の外径側および内径側の面、つまり周面との間隙に、周方向の空気流入を防止する周端部シール部材を配設してなることを特徴とする。 In the gas turbine combustor tail pipe seal structure according to the present invention, the periphery of the tail pipe outlet end portion is provided at a connection portion between the tail cylinder and the turbine inlet portion of the gas turbine combustor formed by annularly arranging a plurality of combustors. A gas turbine combustor tail tube seal structure provided with an annular seal member having a surface facing the surface, the outer surface of the annular seal member and the outer diameter side and the inner diameter side of the tail tube outlet end portion A peripheral end seal member for preventing air inflow in the circumferential direction is provided in a gap between the surface and the peripheral surface.
本発明のガスタービン燃焼器の尾筒シール構造においては、周端部シール部材は、環状シール部材に沿うように湾曲形成されたシール辺と、該シール辺の一端から半径方向に折り曲げ形成された係止爪とを含むL字状部材とされ、 前記係止爪が、環状シール部材の尾筒出口端部周面との対向面に形成された嵌合溝に嵌合されていたり、環状シール部材に沿うように湾曲形成されたシール辺と、該シール辺の一側端から半径方向に突出形成された係止爪とを含む変形T字状部材とされ、前記係止爪が、環状シール部材の尾筒出口端部周面との対向面に形成された嵌合溝に嵌合されていたりするのが好ましい。 In the transition tube seal structure of the gas turbine combustor according to the present invention, the peripheral end seal member is formed to be bent along the annular seal member and to be bent in the radial direction from one end of the seal side. An L-shaped member including a locking claw, and the locking claw is fitted in a fitting groove formed on a surface of the annular seal member facing the peripheral surface of the tail tube outlet end, or an annular seal A deformed T-shaped member including a seal side curved so as to follow the member and a locking claw protruding from one side end of the seal side in the radial direction, the locking claw being an annular seal It is preferable that the member is fitted in a fitting groove formed on a surface facing the peripheral surface of the end portion of the transition piece outlet of the member.
また、本発明のガスタービン燃焼器の尾筒シール構造においては、同一形状とされた周端部シール部材が、尾筒の四隅に配設されてなるのが好ましい。 Moreover, in the transition piece seal structure of the gas turbine combustor according to the present invention, it is preferable that circumferential end seal members having the same shape are disposed at the four corners of the transition piece.
本発明のガスタービン燃焼器の尾筒シール構造は、前記の如く構成されているので、尾筒とタービンとの接続部におけるタービン側への圧縮空気の漏洩を防止でき、出力およびエンジン性能が向上するという優れた効果が得られる。 Since the transition structure of the transition of the gas turbine combustor according to the present invention is configured as described above, leakage of compressed air to the turbine side at the connection between the transition and the turbine can be prevented, and output and engine performance are improved. An excellent effect is obtained.
また、漏洩空気によるタービン入口温度の低下がないので、燃焼ガス温度の上昇を抑えることができ、NOx(窒素酸化物)の低減が図られるとともに、尾筒などの部品の長寿命化が図られるという優れた効果が得られる。 Further, since there is no decrease in the turbine inlet temperature due to leaked air, an increase in the combustion gas temperature can be suppressed, NOx (nitrogen oxide) can be reduced, and the life of parts such as the tail tube can be extended. An excellent effect is obtained.
以下、添付図面を参照しながら本発明を実施形態に基づいて説明するが、本発明はかかる実施形態のみに限定されるものではない。 Hereinafter, although the present invention is explained based on an embodiment, referring to an accompanying drawing, the present invention is not limited only to this embodiment.
実施形態1
図1に、本発明の実施形態1に係るガスタービン燃焼器の尾筒シール構造を概略図により示す。図2に、その斜視図を示す。
FIG. 1 is a schematic view showing a transition structure of a transition piece of a gas turbine combustor according to
シール構造Uは、図1および図2に示すように、図示しないガスタービン燃焼器からタービンに燃焼ガスを送る通路である尾筒1と、タービン側の燃焼ガスの流入路であるタービン入口部2との接続部をシールするものとされる。
As shown in FIGS. 1 and 2, the seal structure U includes a
すなわち、シール構造Uは、尾筒1の燃焼ガスの出口開口1aとタービン入口部2の入口開口2aとの接続部をシールするように尾筒1の出口端部周面との対向面を有する環状シール部材31、32をそれぞれ配設するとともに、周方向に隣接する各尾筒1の出口端部の間隙(図3参照。以下、周方向間隙という)L1から尾筒1の出口端部周面と環状シール部材31、32の対向面との間隙L2(図3参照。以下、径方向間隙という)に回り込む圧縮機からの圧縮空気の流れを遮断するように、前記径方向間隙L2の所定箇所に板状シール部材4、4を配設してなるものとされる。なお、本明細書では円環状のタービン入口部2の形状に基づいて周方向および径方向を規定している。
That is, the seal structure U has a surface facing the peripheral surface of the outlet end portion of the
つまり、図3に示すように、各尾筒1の出口開口1aは概略方形とされて、円環状のタービン入口部2の入口開口2aと対向するよう同一円周上に並べられている。ここで、尾筒1の出口開口1aの周方向両側縁には嵌合部1b(図2参照)が設けられており、周方向に並ぶ各尾筒1の嵌合部1bを嵌め合わせて各尾筒1の出口端部の隙間をシールするものとされている。しかしながら、嵌合部1b以外の箇所では周方向に並ぶ各尾筒1の間に若干の間隙L1が存在し、図2に示すように、この周方向間隙L1と前記径方向間隙L2とが通じているために圧縮機からの圧縮空気が周方向間隙L1から径方向間隙L2を介してタービン側に漏れる。なお、径方向間隙L2は、背景技術にて示したように、尾筒1の出口端部を冷却するための空気流路を確保するよう設けられるものとされる。
That is, as shown in FIG. 3, the
また、後掲のように、環状シール部材3は所定長さ(実施形態では尾筒1の出口端部の周方向長さと対応する長さ)に分割された分割体から構成されているために(図4および図5参照)、各分割体の対向端面の間隙からも径方向間隙L2に圧縮空気が漏れる。
Further, as described later, the
これらの事情から、圧縮空気のタービン側への漏洩を防止するために、実施形態では板状シール部材4、4を前記径方向間隙L2の所定箇所に設けるものとしている。
From these circumstances, in order to prevent leakage of compressed air to the turbine side, in the embodiment, the plate-
図4〜図6に、環状シール部材3の詳細を示す。図4は外径側の環状シール部材31の二面図であり、図5は内径側の環状シール部材32の二面図である。図6は環状シール部材を模式化した斜視図である。
4 to 6 show the details of the
環状シール部材3は、図1に示すように、尾筒1の出口開口1aの外径側および内径側端面から入口に向けて所定距離後退させて尾筒1の出口端部の外径側および内径側に設けられたフランジ状部(以下、尾筒フランジという)5と、ノズルサポート6の一部分を構成し、第1段のタービン静翼(以下、単に静翼という)7を外径側および内径側から支持するタービン流路形成部材8、9の開口端部8a、9aとの間に介装されている。
As shown in FIG. 1, the
ここで、環状シール部材3は、図4および図5に示すように、所定長さに切断された各分割体から構成されており、コの字断面の本体3a(図6参照)と、本体3aの尾筒対向面Hと垂直な一方外面に形成された、尾筒フランジ5の根元部分の出口側に周方向に延びるように設けられた断面方形の溝5aと嵌合する突条3bと、本体3aの他方外面に形成された、タービン流路形成部材8、9の端部8a、9aと嵌合する溝3cとを有してなる。
Here, as shown in FIG. 4 and FIG. 5, the
さらに、環状シール部材3は、図6に示すように、後掲の板状シール部材4の係止爪部4bと嵌合する係止溝3dが本体3aの尾筒1出口端部周面との対向面Hに設けられてなるものとされる。また、図4および図5にて符号3eが付された部位は環状シール部材3を尾筒1に固定するためのフランジであり、符号3fが付された部位は環状シール部材3と尾筒1との位置関係を決めるためのフランジである。
Further, as shown in FIG. 6, the
次に、板状シール部材4を説明する。
Next, the plate-
図7に、板状シール部材4の詳細を示す。板状シール部材4は耐熱性素材からなり、本体4aと、この本体4aの一側端を垂直に折り曲げるようにして設けられた、環状シール部材3の係止溝3dと嵌合して板状シール部材4を固定する係止爪部4bとを有する断面湾曲L字形の部材とされている。ここで、板状シール部材4は、異種部品点数の削減および組間違い等の防止のために全て同じ寸法、形状とするのが好ましい。
FIG. 7 shows details of the plate-
しかして、このような板状シール部材4は、図2および図3に示すとおり、周方向間隙L1および環状シール部材3の各分割体の対向端面の間隙(以下、周方向間隙L1等という)から径方向間隙L2への圧縮空気の流入を防止するように、外径側および内径側の径方向間隙L2の尾筒1の出口端部の周方向両端部に配設されるものとされており、これによって、周方向間隙L1等から径方向間隙L2を通ってタービン入口部2内に流入する圧縮空気の漏洩を防止することが可能となる。
Thus, as shown in FIGS. 2 and 3, such a plate-
したがって、圧縮空気のタービン側への漏洩による出力およびエンジン性能の低下が防止されて、所望の出力レベルを維持するために燃焼ガス温度を上昇させる必要がなくなり、燃焼ガス中のNOx(窒素酸化物)排出量を低減することができるとともに、ガスタービン燃焼器および尾筒等の各部材を長寿命化することが可能となる。 Accordingly, a decrease in output and engine performance due to leakage of compressed air to the turbine side is prevented, and there is no need to increase the combustion gas temperature in order to maintain a desired output level. NOx (nitrogen oxides) in the combustion gas ) Emissions can be reduced, and the life of each member such as the gas turbine combustor and the tail tube can be extended.
実施形態2
次に、図8を参照して本発明の実施形態2を説明する。実施形態2は実施形態1を改変してなるものであり、板状シール部材4を改変してなるものとされる。実施形態2のその余の構成は実施形態1と同様であるため、その詳細説明は省略する。
Embodiment 2
Next, Embodiment 2 of the present invention will be described with reference to FIG. The second embodiment is obtained by modifying the first embodiment, and is obtained by modifying the plate-
すなわち、図8に示すように、実施形態2の板状シール部材4Aは、係止爪部4bが本体4aの一側端寄りに設けられた断面変形T字形の部材とされている。このように、板状シール部材4Aを断面変形T字形とすることによって、係止爪部4bの強度を高めることが可能であり、シール構造をより堅牢なものとすることが可能となる。
That is, as shown in FIG. 8, the plate-shaped
以上、本発明を各実施形態により説明したが、本発明はこれに限られるものではなく、例えば、板状シール部材の係止爪部と嵌合する係止溝を環状シール部材に設ける代わりに、尾筒の出口端部の外径側および内径側の環状シール部材対向面、つまり出口端部周面に設けることも可能であり、この場合にも、前記各実施形態と同様の作用効果を達成することが可能である。 As mentioned above, although this invention was demonstrated by each embodiment, this invention is not restricted to this, For example, instead of providing the latching groove | channel which fits the latching claw part of a plate-shaped seal member in an annular seal member In addition, it is also possible to provide the annular seal member facing surface on the outer diameter side and inner diameter side of the outlet end portion of the tail tube, that is, the peripheral surface of the outlet end portion. It is possible to achieve.
本発明は、ガスタービン燃焼器とタービンとの接続部分に適用できる。 The present invention can be applied to a connecting portion between a gas turbine combustor and a turbine.
U シール構造
L1 周方向間隙
L2 径方向間隙
1 尾筒
2 タービン入口部
3 環状シール部材
4 板状シール部材
U seal structure L1 circumferential gap
Claims (4)
前記環状シール部材の前記対向面と前記尾筒出口端部周面との間隙に、周方向の空気流入を防止する周端部シール部材を配設してなることを特徴とするガスタービン燃焼器の尾筒シール構造。 An annular seal member having a surface opposed to the peripheral surface of the end portion of the tail tube outlet is provided at a connection portion between the tail tube of the gas turbine combustor formed by arranging a plurality of combustors in a ring shape and the turbine inlet portion. A gas turbine combustor tail tube seal structure,
A gas turbine combustor comprising a circumferential end seal member for preventing air inflow in a circumferential direction in a gap between the facing surface of the annular seal member and the peripheral surface of the end portion of the transition piece outlet. Tail tube seal structure.
前記係止爪が、環状シール部材の尾筒出口端部周面との対向面に形成された嵌合溝に嵌合されてなることを特徴とする請求項1記載のガスタービン燃焼器の尾筒シール構造。 The peripheral end seal member is an L-shaped member including a seal side that is curved so as to follow the annular seal member, and a locking claw that is bent in a radial direction from one end of the seal side,
The tail of the gas turbine combustor according to claim 1, wherein the engaging claw is fitted in a fitting groove formed on a surface of the annular seal member facing the peripheral surface of the end portion of the tail tube outlet. Tube seal structure.
前記係止爪が、環状シール部材の尾筒出口端部周面との対向面に形成された嵌合溝に嵌合されてなることを特徴とする請求項1記載のガスタービン燃焼器の尾筒シール構造。 The peripheral end seal member is a deformed T-shaped member including a seal side that is curved so as to follow the annular seal member, and a locking claw that is formed to project from one side end of the seal side in the radial direction. ,
The tail of the gas turbine combustor according to claim 1, wherein the engaging claw is fitted in a fitting groove formed on a surface of the annular seal member facing the peripheral surface of the end portion of the tail tube outlet. Tube seal structure.
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