JP2011032966A - Communication structure for combustor with turbine section, and gas turbine - Google Patents

Communication structure for combustor with turbine section, and gas turbine Download PDF

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Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide the communication structure for a combustor with a turbine section, which effectively reduces cooling air for cooling a turbine rotor blade, and a gas turbine. <P>SOLUTION: This structure allows a plurality of combustors 3 to communicate with the turbine section 4. The plurality of combustors 3 are arranged around a rotating shaft, and generate combustion gas by mixing and burning compressed air supplied from a compressor and fuel supplied from a fuel nozzle, and the turbine section 4 generates a rotational driving force by sequentially allowing high-temperature gas containing combustion gas and compressed air to pass through a turbine stage composed of a plurality of turbine stator blades 4SV and turbine rotor blades 4RB arranged around the rotating shaft. The position around the rotating shaft, of at least one of the turbine first stage stator blade 4SV nearest to the combustor 3 and the combustor 3 is adjusted so that the number of the turbine first stage stator blades 4SV colliding with a hot streak HS as an area where the temperature is higher than a mean gas temperature of a high-temperature gas flow is maximized. <P>COPYRIGHT: (C)2011,JPO&INPIT

Description

本発明は、燃焼器とタービン部との連通構造、および、ガスタービンに関する。   The present invention relates to a communication structure between a combustor and a turbine section, and a gas turbine.

一般に、ガスタービンは、圧縮機、燃焼器、および、タービン部を主な構成要素とし、圧縮機とタービンとが回転軸により連結され、圧縮機とタービン部との間に燃焼器が配置されている。
上述のガスタービンにおいては、作動流体である空気が、回転軸により回転駆動された圧縮機に吸入されて圧縮され、圧縮された空気が燃焼器に導入される。燃焼器では燃料が圧縮空気に混合され、混合気が燃焼されることにより、高温高圧の燃焼ガスが発生する。燃焼ガスは周囲を流れる圧縮空気等と混合され高温ガスとなり、燃焼器からタービン部に吐出され、タービン部を回転駆動させている。 In general, a gas turbine includes a compressor, a combustor, and a turbine section as main components, the compressor and the turbine are connected by a rotating shaft, and the combustor is disposed between the compressor and the turbine section. Yes.
In the above-described gas turbine, air that is a working fluid is sucked and compressed by a compressor that is rotationally driven by a rotating shaft, and the compressed air is introduced into a combustor. In the combustor, fuel is mixed with compressed air, and the air-fuel mixture is combusted to generate high-temperature and high-pressure combustion gas. The combustion gas is mixed with compressed air and the like flowing around it to become a high-temperature gas, and is discharged from the combustor to the turbine section, thereby rotating the turbine section.

具体的には、燃焼器から吐出された燃焼ガスを含む作動流体である高温ガスは、タービン部のタービン１段静翼の間を通過した後に、タービン１段動翼に流入する。タービン１段動翼において、作動流体の持つエネルギの一部が回転エネルギに変換され、回転軸に回転駆動力として伝達されている。   Specifically, the high-temperature gas, which is a working fluid containing combustion gas discharged from the combustor, passes between the turbine first stage stationary blades of the turbine section and then flows into the turbine first stage moving blades. In the turbine first stage moving blade, part of the energy of the working fluid is converted into rotational energy and transmitted to the rotating shaft as a rotational driving force.

ここで、燃焼器からタービン部へ流入する作動流体の流れは、燃焼器で生成された高温ガスの流れであって、当該高温ガスの流れには、平均ガス温度（当該高温ガス流れにおけるガス温度の平均値）よりも温度が高い領域（以下、「ホットストリーク」（ｈｏｔ−ｓｔｒｅａｋ）と表記する。）と、燃焼器を冷却するための圧縮空気などが混合して当該ホットストリークよりも温度が低い領域と、が存在すること、言い換えると、高温ガスの流れに温度分布のムラがあることが知られている。   Here, the flow of the working fluid flowing from the combustor into the turbine section is a flow of the high-temperature gas generated in the combustor, and the flow of the high-temperature gas includes an average gas temperature (the gas temperature in the high-temperature gas flow). The temperature is higher than the hot streak by mixing a region where the temperature is higher than the average value) (hereinafter referred to as “hot-streak”) and compressed air for cooling the combustor. It is known that there is a low region, in other words, there is uneven temperature distribution in the flow of high-temperature gas.

高温ガスにおける周方向の圧力分布はほぼ均一である為、マッハ数の分布もほぼ一様であるが、ホットストリークは、周囲を流れる高温ガスよりも温度が高いため音速が早く、流速も早くなる。そのため、タービン１段静翼を通過した後のホットストリークは、温度が低く流速が遅い周囲を流れる高温ガスと比較して、タービン１段動翼に対する迎え角が大きくなる。言い換えると、ホットストリークは、タービン１段動翼の正圧面に衝突するように流入し正圧面に堆積し、正圧面に沿って流れる。   Since the circumferential pressure distribution in the hot gas is almost uniform, the Mach number distribution is also almost uniform, but the hot streak has a higher sound speed and higher flow velocity because the temperature is higher than the surrounding hot gas. . Therefore, the hot streak after passing through the first stage stationary blade of the turbine has a larger angle of attack with respect to the first stage moving blade of the turbine than the high-temperature gas flowing around the low temperature and low flow velocity. In other words, the hot streak flows so as to collide with the pressure surface of the turbine first stage moving blade, accumulates on the pressure surface, and flows along the pressure surface.

その結果、タービン１段動翼における正圧面のガス温度が局所的に高くなり、タービン動翼を冷却する冷却空気が多量に必要になるという問題があった。   As a result, there has been a problem that the gas temperature on the pressure surface in the first stage moving blade of the turbine is locally increased, and a large amount of cooling air is required to cool the turbine moving blade.

上述の問題を解決するために、タービン１段静翼にホットストリークを衝突させる方法が提案されている（例えば、非特許文献１参照。）。
非特許文献１では、ホットストリークと、タービン１段静翼と、タービン１段動翼と、が数において１対１対１の関係にある場合において、タービン１段静翼にホットストリークを衝突させることにより、タービン１段動翼における正圧面のガス温度を低下させる技術が開示されている。 In order to solve the above-described problem, a method of causing a hot streak to collide with a turbine first stage stationary blade has been proposed (for example, see Non-Patent Document 1).
In Non-Patent Document 1, when a hot streak, a turbine first stage stationary blade, and a turbine first stage moving blade are in a one-to-one-to-one relationship, the turbine streak is caused to collide with the turbine first stage stationary blade. A technique for reducing the gas temperature on the pressure surface in the first stage blade is disclosed.

つまり、ホットストリークをタービン１段静翼に衝突させ、タービン１段静翼の周囲に沿ってホットストリークを流すことにより、タービン１段静翼との間の摩擦損失等によりホットストリークにおける流速を減速させている。このことにより、タービン１段静翼と衝突した後のホットストリークは、衝突していない場合と比較して、タービン１段動翼に対する迎え角が小さくなる。言い換えると、衝突後のホットストリークは、タービン１段動翼の正圧面から離れた位置を流れるようになり堆積しなくなる。
その結果、タービン１段動翼における正圧面のガス温度が低くなる。 That is, by causing the hot streak to collide with the turbine first stage stationary blade and flowing the hot streak along the periphery of the turbine first stage stationary blade, the flow rate in the hot streak is reduced due to friction loss between the turbine first stage stationary blade and the like. As a result, the hot streak after colliding with the turbine first stage stationary blade has a smaller angle of attack with respect to the turbine first stage moving blade than when not colliding. In other words, the hot streak after the collision flows at a position away from the pressure surface of the turbine first stage rotor blade and does not accumulate.
As a result, the gas temperature on the pressure surface in the turbine first stage blade is lowered.

Ｄａｎｉｅｌ Ｊ．Ｄｏｒｎｅｙ，Ｋａｒｅｎ Ｇｕｎｄｙ−Ｂｕｒｌｅｔ，“Ｈｏｔ−Ｓｔｒｅａｋ Ｃｌｏｃｋｉｎｇ Ｅｆｆｅｃｔｓ ｉｎ ａ １−１／２ Ｓｔａｇｅ Ｔｕｒｂｉｎｅ”，Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ａｎｄ Ｐｏｗｅｒ，Ｍａｙ−Ｊｕｎｅ １９９６，Ｖｏｌ．１２，Ｎｏ．３，Ｐ．６１９−６２０Daniel J. Dorney, Karen Gundy-Burlet, “Hot-Stream Clocking Effects in a 1-1 / 2 Stage Turbine”, Journal of Propulsion and Power, May-June 1996, Vol. 12, no. 3, P.I. 619-620

しかしながら、ガスタービンにおける、ホットストリークと、タービン１段静翼と、タービン１段動翼との、数における比率は、上述の非特許文献１に記載された１対１対１である場合だけでなく、その他の比率、例えば１対ｎ対ｍ（ｎおよびｍは１以外の自然数）である場合もある。   However, the ratio in number of the hot streak, the turbine first stage stationary blade, and the turbine first stage moving blade in the gas turbine is not only in the case of the one-to-one one-to-one described in Non-Patent Document 1 described above, There may be other ratios, for example, 1 to n to m (n and m are natural numbers other than 1).

その場合には、１枚のタービン１段静翼に対して一つのホットストリークを単純に衝突させるだけでは、衝突後のホットストリークにおける流速を効果的に減速させることができず、タービン動翼を冷却する冷却空気量を効果的に減らすことができないという問題が生じる場合があった。   In that case, simply by causing one hot streak to collide with one turbine single stage stationary blade, the flow velocity in the hot streak after the collision cannot be effectively reduced, and the turbine rotor blade is cooled. In some cases, the amount of cooling air cannot be effectively reduced.

本発明は、上記の課題を解決するためになされたものであって、タービン動翼を冷却する冷却空気量を効果的に減らすことができる燃焼器とタービン部との連通構造、および、ガスタービンを提供することを目的とする。   The present invention has been made to solve the above-described problem, and is a communication structure between a combustor and a turbine section that can effectively reduce the amount of cooling air for cooling turbine blades, and a gas turbine. The purpose is to provide.

上記目的を達成するために、本発明は、以下の手段を提供する。
本発明の燃焼器とタービン部との連通構造は、回転軸まわりに複数配置され、圧縮機から供給された圧縮空気、および、燃料ノズルから供給された燃料を混合して燃焼させることにより燃焼ガスを発生させる燃焼器と、前記燃焼ガスおよび前記圧縮空気を含む高温ガスを、前記回転軸まわりに複数配置されたタービン静翼およびタービン動翼からなるタービン段を順次通過させることにより回転駆動力を発生させるタービン部と、の連通構造であって、前記タービン静翼のうちの前記燃焼器に最も近いタービン１段静翼、および、前記燃焼器の少なくとも一方における前記回転軸まわりの位置は、前記高温ガスの流れのうちの平均ガス温度よりも温度が高い領域であるホットストリークと衝突する前記タービン１段静翼の枚数が最も多くなるように調節されていることを特徴とする。 In order to achieve the above object, the present invention provides the following means.
The communication structure between the combustor and the turbine portion of the present invention has a plurality of arrangements around the rotating shaft, and the compressed gas supplied from the compressor and the fuel supplied from the fuel nozzle are mixed and burned to burn the combustion gas. And a high temperature gas including the combustion gas and the compressed air are sequentially passed through a turbine stage including a plurality of turbine stationary blades and turbine rotor blades arranged around the rotation shaft. And a turbine first stage stationary blade closest to the combustor among the turbine stationary blades, and a position around the rotation axis in at least one of the combustors is the hot gas. The number of turbine first stage stationary blades that collide with a hot streak, which is a region where the temperature is higher than the average gas temperature in the flow of gas, is the largest. Characterized in that it is urchin adjusted.

本発明によれば、ホットストリークと衝突するタービン１段静翼の枚数が最も多くされているため、言い換えると、一つのホットストリークが複数枚のタービン１段静翼に衝突するため、一枚のタービン１段静翼のみに衝突する場合と比較して、タービン１段静翼の下流側に配置されたタービン１段動翼の正圧面におけるガス温度が低下する。   According to the present invention, since the number of turbine first stage stationary blades that collide with hot streaks is the largest, in other words, since one hot streak collides with a plurality of turbine first stage stationary blades, only one turbine first stage stationary blade is present. The gas temperature at the pressure surface of the turbine first stage moving blade disposed downstream of the turbine first stage stationary blade is lower than that in the case of collision with the turbine.

つまり、ホットストリークを形成する高温ガスは、タービン１段静翼に衝突した後、衝突したタービン１段静翼全体を浸すようにタービン１段静翼の表面に沿って流れる。当該表面には境界層が形成され、ホットストリークを形成する高温ガス流れのうち、表面の近傍を流れる高温ガスの流速は、摩擦損失などにより低下する。   That is, the hot gas that forms hot streak flows along the surface of the turbine first stage stationary blade so as to immerse the entire turbine first stage stationary blade that has collided, after colliding with the turbine first stage stationary blade. A boundary layer is formed on the surface, and the flow velocity of the hot gas flowing in the vicinity of the surface of the hot gas flow forming the hot streak is reduced due to friction loss or the like.

ここで、一つのホットストリークが一枚のタービン１段静翼のみに衝突する場合と比較して、複数枚のタービン１段静翼に衝突する場合には、タービン１段静翼の表面積は、タービン１段静翼が増えた分だけ増加する。そのため、ホットストリークを形成する高温ガス流れのうち、摩擦損失などにより流速が低下する高温ガス流れの割合が増加し、ホットストリーク全体における高温ガス流れの流速はより低下する。   Here, in comparison with the case where one hot streak collides only with one turbine first stage stationary blade, the surface area of the turbine first stage stationary blade is increased by the turbine first stage stationary blade when colliding with a plurality of turbine first stage stationary blades. Increase by minutes. Therefore, the ratio of the high-temperature gas flow in which the flow velocity decreases due to friction loss or the like in the high-temperature gas flow that forms the hot streak increases, and the flow velocity of the high-temperature gas flow in the entire hot streak further decreases.

その結果、一つのホットストリークが一枚のタービン１段静翼のみに衝突する場合と比較して、複数のタービン１段静翼に衝突する場合には、ホットストリークは、タービン１段動翼の正圧面から、さらに離れた位置を流れるようになり堆積しなくなる。すると、タービン１段動翼の正圧面におけるガス温度はより低下する。   As a result, compared with the case where one hot streak collides with only one turbine first stage stationary blade, when it collides with a plurality of turbine first stage stationary blades, the hot streak is caused from the pressure surface of the turbine first stage stationary blade, Furthermore, it flows in a distant position and does not accumulate. Then, the gas temperature on the pressure surface of the turbine first stage rotor blade is further lowered.

上記発明においては、前記ホットストリークの幅ｗが、複数の前記タービン１段静翼における前縁間の周方向の距離であるピッチｐに対して以下の式（１）の条件を満たしている場合に、前記一つのホットストリークの中心から前記ホットストリークと衝突する前記タービン１段静翼の前縁までの周方向の距離ｙを、前記ピッチｐで割った値φが、０．３から０．６までの範囲内の値、より好ましくは、０．５であることが望ましい。
２ｋ＋１≦ｗ／ｐ＜２ｋ＋２ （ｋ＝０，１，２，・・・） ・・・（１） In the above invention, when the width w of the hot streak satisfies the condition of the following expression (1) with respect to the pitch p, which is the circumferential distance between the leading edges of the plurality of turbine first stage stationary blades, The value φ obtained by dividing the circumferential distance y from the center of the one hot streak to the leading edge of the turbine first stage stationary blade colliding with the hot streak by the pitch p is in the range of 0.3 to 0.6. It is desirable that the value is within the range, more preferably 0.5.
2k + 1 ≦ w / p <2k + 2 (k = 0, 1, 2,...) (1)

本発明によれば、ホットストリークの幅ｗと、タービン１段静翼のピッチｐと、が上述の式（１）の関係を満たす場合、φの値を０．３から０．６までの範囲内の値、より好ましくは、０．５とすることにより、偶数枚のタービン１段静翼に、一つのホットストリークを衝突させることができる。この時、一つのホットストリークを、奇数枚のタービン１段静翼に対して衝突させる場合と比較して、一つのホットストリークを、より多くのタービン１段静翼に衝突させることができる。   According to the present invention, when the width w of the hot streak and the pitch p of the turbine first stage stationary blades satisfy the relationship of the above-described formula (1), the value of φ is in the range from 0.3 to 0.6. By setting the value to 0.5, more preferably, one hot streak can collide with an even number of turbine first stage stationary blades. At this time, one hot streak can be caused to collide with more turbine first stage stationary blades as compared with a case where one hot streak collides with an odd number of turbine first stage stationary blades.

上記発明においては、前記ホットストリークの幅ｗが、複数の前記タービン１段静翼における前縁間の周方向の距離であるピッチｐに対して以下の式（２）の条件を満たしている場合に、前記一つのホットストリークの中心から前記ホットストリークと衝突する前記タービン１段静翼の前縁までの周方向の距離ｙを、前記ピッチｐで割った値φが、０．０から０．１までの範囲内の値、または、０．９から１．０までの範囲内の値、より好ましくは、０．０または１．０であることが望ましい。
２ｋ≦ｗ／ｐ＜２ｋ＋１ （ｋ＝０，１，２，・・・） ・・・（２） In the above invention, when the width w of the hot streak satisfies the condition of the following expression (2) with respect to the pitch p, which is the circumferential distance between the leading edges of the plurality of turbine first stage stationary blades, A value φ obtained by dividing the circumferential distance y from the center of the one hot streak to the leading edge of the turbine first stage stationary blade colliding with the hot streak by the pitch p is 0.0 to 0.1. Value within the range of 0.9 to 1.0, more preferably 0.0 or 1.0.
2k ≦ w / p <2k + 1 (k = 0, 1, 2,...) (2)

本発明によれば、ホットストリークの幅ｗと、タービン１段静翼のピッチｐと、が上述の式（２）の関係を満たす場合、φの値を０．０から０．１までの範囲内の値、または、０．９から１．０までの範囲内の値、より好ましくは０．０または１．０とすることにより、奇数枚のタービン１段静翼に、一つのホットストリークを衝突させることができる。この時、一つのホットストリークを偶数枚のタービン１段静翼に対して衝突させる場合と比較して、一つのホットストリークを、より多くのタービン１段静翼に衝突させることができる。   According to the present invention, when the width w of the hot streak and the pitch p of the turbine first stage stationary blades satisfy the relationship of the above-described formula (2), the value of φ is in the range from 0.0 to 0.1. By setting the value or a value within the range of 0.9 to 1.0, more preferably 0.0 or 1.0, it is possible to cause one hot streak to collide with an odd number of turbine first stage stationary blades. it can. At this time, compared with the case where one hot streak collides with an even number of turbine first stage stationary blades, one hot streak can collide with more turbine first stage stationary blades.

本発明のガスタービンは、空気を圧縮する圧縮機と、該圧縮機から供給された圧縮空気、および、燃料ノズルから供給された燃料を混合して燃焼させ、燃焼ガスを発生させる燃焼器と、前記燃焼ガスが有するエネルギの一部を、回転駆動力に変換するタービン部と、前記タービン部から前記回転駆動力を前記圧縮機に伝達する回転軸と、が設けられたガスタービンであって、上記本発明の燃焼器とタービン部との連通構造を有することを特徴とする。   The gas turbine of the present invention includes a compressor that compresses air, a combustor that generates combustion gas by mixing and burning the compressed air supplied from the compressor, and the fuel supplied from the fuel nozzle, A gas turbine provided with a turbine part that converts part of the energy of the combustion gas into a rotational driving force, and a rotary shaft that transmits the rotational driving force from the turbine part to the compressor, It has a communication structure between the combustor of the present invention and the turbine section.

本発明によれば、上記本発明の燃焼器とタービン部との連通構造を有することにより、タービン動翼を冷却する冷却空気量を効果的に減らすことができる。また、ガスタービン全体での効率を向上することができる。   According to the present invention, the amount of cooling air for cooling the turbine rotor blades can be effectively reduced by having the communication structure between the combustor and the turbine section of the present invention. Moreover, the efficiency in the whole gas turbine can be improved.

本発明の燃焼器とタービン部との連通構造、および、ガスタービンによれば、一つのホットストリークが複数のタービン１段静翼に衝突するため、タービン動翼を冷却する冷却空気量を効果的に減らすことができるという効果を奏する。   According to the communication structure between the combustor and the turbine section and the gas turbine of the present invention, since one hot streak collides with a plurality of turbine first stage stationary blades, the amount of cooling air for cooling the turbine rotor blades is effectively reduced. There is an effect that can be.

本発明の一実施形態に係るガスタービンの構成を説明する模式図である。It is a mimetic diagram explaining the composition of the gas turbine concerning one embodiment of the present invention. 図１の圧縮機、タービン部、および燃焼器の構成を説明する模式図である。It is a schematic diagram explaining the structure of the compressor of FIG. 1, a turbine part, and a combustor. 図１のタービン部の構成を説明する部分拡大図である。It is the elements on larger scale explaining the structure of the turbine part of FIG. 図３のタービン１段動翼に対する高温ガスの流れ方向を説明するベクトル図である。FIG. 4 is a vector diagram for explaining a flow direction of high-temperature gas with respect to the turbine first stage moving blade of FIG. 3. タービン１段動翼の表面における温度変化を解析した領域を説明する図であって、タービン１段動翼を正圧面側から見た斜視図である。It is a figure explaining the area | region which analyzed the temperature change in the surface of a turbine 1 stage moving blade, Comprising: It is the perspective view which looked at the turbine 1 stage moving blade from the pressure surface side. 図５の領域Ｚ１における温度変化を説明するグラフである。It is a graph explaining the temperature change in the area | region Z1 of FIG. 図３のタービン部における別の構成を説明する部分拡大図である。It is a partial enlarged view explaining another structure in the turbine part of FIG.

以下、本発明の一実施形態に係るガスタービンについて図１から図６を参照して説明する。
図１は、本実施形態のガスタービンの構成を説明する模式図である。
本実施形態では、図１に示すように、本発明のガスタービン１を、発電機Ｇを駆動するものに適用して説明するが、ガスタービン１により駆動される対象は、発電機Ｇに限定されるものではなく、他の機器であってもよく特に限定するものではない。 Hereinafter, a gas turbine according to an embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 1 to 6.
FIG. 1 is a schematic diagram illustrating the configuration of the gas turbine of the present embodiment.
In the present embodiment, as shown in FIG. 1, the gas turbine 1 of the present invention will be described as applied to one that drives a generator G. However, the target driven by the gas turbine 1 is limited to the generator G. It is not intended to be limited, and other devices may be used without any particular limitation.

ガスタービン１には、図１に示すように、圧縮機２と、燃焼器３と、タービン部４と、回転軸５と、が主に設けられている。   As shown in FIG. 1, the gas turbine 1 is mainly provided with a compressor 2, a combustor 3, a turbine unit 4, and a rotating shaft 5.

圧縮機２は、外部の空気である大気を吸入して圧縮し、圧縮された空気を燃焼器３に供給するものである。
圧縮機２には、圧縮機２に流入する大気の流量を調節する入口案内翼（図示せず）や、流入した大気を圧縮する１段動翼（図示せず）、および１段静翼（図示せず）など、が設けられている。 The compressor 2 sucks and compresses atmospheric air, which is external air, and supplies the compressed air to the combustor 3.
The compressor 2 includes an inlet guide vane (not shown) that adjusts the flow rate of the air flowing into the compressor 2, a first stage moving blade (not shown) that compresses the air that flows in, and a first stage stationary blade (not shown). Etc.) are provided.

図２は、図１の圧縮機、タービン部、および燃焼器の構成を説明する模式図である。
燃焼器３は、図１および図２に示すように、圧縮機２により圧縮された空気、および、外部から供給された燃料を混合させ、燃焼させることにより、燃焼ガスを生成するものである。
燃焼器３には、図２に示すように、空気入口３１と、燃料ノズル３２ａおよび燃料ノズル３２ｂと、尾筒３３と、が主に設けられている。 FIG. 2 is a schematic diagram illustrating the configuration of the compressor, the turbine unit, and the combustor of FIG.
As shown in FIGS. 1 and 2, the combustor 3 generates combustion gas by mixing the air compressed by the compressor 2 and the fuel supplied from the outside and burning them.
As shown in FIG. 2, the combustor 3 is mainly provided with an air inlet 31, a fuel nozzle 32 a and a fuel nozzle 32 b, and a tail cylinder 33.

空気入口３１は、図２に示すように、圧縮機２により圧縮された空気を、燃料ノズル３２ｂおよび尾筒３３の内部に導くものである。
なお、空気入口３１としては、公知の形状を用いることができ、特に限定するものではない。 As shown in FIG. 2, the air inlet 31 guides the air compressed by the compressor 2 to the inside of the fuel nozzle 32 b and the tail cylinder 33.
The air inlet 31 may have a known shape and is not particularly limited.

燃料ノズル３２ａおよび燃料ノズル３２ｂは、図２に示すように、外部から供給された燃料を尾筒３３の内部に向けて噴霧するものである。燃料ノズル３２ａから噴霧された燃料は、燃料ノズル３２ｂより噴射された燃料と空気との混合ガスの流れ等により攪拌されて、さらに燃料が混合された混合気となる。
なお、燃料ノズル３２ａおよび燃料ノズル３２ｂとしては、公知の形状を用いることができ、特に限定するものではない。 As shown in FIG. 2, the fuel nozzle 32 a and the fuel nozzle 32 b spray the fuel supplied from the outside toward the inside of the tail cylinder 33. The fuel sprayed from the fuel nozzle 32a is agitated by the flow of the mixed gas of the fuel and air injected from the fuel nozzle 32b and becomes an air-fuel mixture in which fuel is further mixed.
In addition, as the fuel nozzle 32a and the fuel nozzle 32b, a well-known shape can be used and it does not specifically limit.

尾筒３３は、図２に示すように、燃料ノズル３２ａおよび燃料ノズル３２ｂからタービン部４の流入部に向かって延びる流路を形成するものである。言い換えると、尾筒３３は、その内部を、燃料と空気の混合気や、当該混合気の燃焼により生成される燃焼ガスなどを含む高温ガスが流れるものである。   As shown in FIG. 2, the transition piece 33 forms a flow path extending from the fuel nozzle 32 a and the fuel nozzle 32 b toward the inflow portion of the turbine section 4. In other words, the transition piece 33 flows through a high temperature gas including a mixture of fuel and air, a combustion gas generated by combustion of the mixture, and the like.

なお、本実施形態では、カン型の燃焼器３に適用して説明しているが、カン型の燃焼器３に限定されることなく、アニュラ型の燃焼器など、他の形式の燃焼器に適用してもよく、特に限定するものではない。   In this embodiment, the description is applied to the can-type combustor 3, but the present invention is not limited to the can-type combustor 3, and other types of combustors such as an annular combustor may be used. It may be applied and is not particularly limited.

タービン部４は、図１および図２に示すように、燃焼器３により生成された高温ガスの供給を受けて回転駆動力を発生させ、発生した回転駆動力を回転軸５に伝達するものである。   As shown in FIGS. 1 and 2, the turbine unit 4 receives a supply of high-temperature gas generated by the combustor 3 to generate a rotational driving force, and transmits the generated rotational driving force to the rotating shaft 5. is there.

図３は、図１のタービン部の構成を説明する部分拡大図である。
タービン部４には、図３に示すように、燃焼器３に最も近いタービン１段静翼（タービン静翼）４ＳＶと、その下流側に配置されたタービン１段動翼（タービン動翼）４ＲＢと、が設けられている。 FIG. 3 is a partially enlarged view for explaining the configuration of the turbine section of FIG. 1.
As shown in FIG. 3, the turbine section 4 includes a turbine first stage stationary blade (turbine stationary blade) 4SV closest to the combustor 3, and a turbine first stage stationary blade (turbine blade) 4RB disposed downstream thereof. Is provided.

タービン１段静翼４ＳＶは、タービン１段動翼４ＲＢとともにタービン段を構成するものであり、タービン１段動翼４ＲＢとともにタービン部４に流入した高温ガスから回転駆動力を発生させるものである。   The turbine first stage stationary blade 4SV constitutes a turbine stage together with the turbine first stage moving blade 4RB, and generates a rotational driving force from the high temperature gas flowing into the turbine section 4 together with the turbine first stage moving blade 4RB.

タービン１段静翼４ＳＶは、高温ガス流れにおける尾筒３３の下流側端部（図３の右側端部）と対向する位置に、回転軸５まわりに等間隔に配置され、かつ、径方向（図３の紙面に対して垂直方向）に沿って延びるように配置された複数の翼である。さらにタービン１段静翼４ＳＶは、燃焼器３からタービン１段静翼４ＳＶの列に流入した高温ガスを、周方向（図３の上下方向）に偏向させるものでもある。   The turbine first stage stationary blades 4SV are arranged at equal intervals around the rotary shaft 5 at positions facing the downstream end (right end in FIG. 3) of the tail cylinder 33 in the high-temperature gas flow, and in the radial direction (FIG. 3). A plurality of wings arranged so as to extend along a direction perpendicular to the paper surface. Further, the turbine first stage stationary blade 4SV deflects the high temperature gas flowing from the combustor 3 into the row of turbine first stage stationary blades 4SV in the circumferential direction (vertical direction in FIG. 3).

さらに、タービン１段静翼４ＳＶには、周囲を流れる高温ガスの熱からタービン１段静翼４ＳＶを保護する冷却空気が供給され、当該冷却空気により冷却（例えば、フィルム冷却やシャワーヘッド冷却、インピンジメント冷却、対流冷却など）が行われている。   Further, the turbine first stage stationary blade 4SV is supplied with cooling air that protects the turbine first stage stationary blade 4SV from the heat of the high-temperature gas flowing therearound, and is cooled by the cooling air (for example, film cooling, shower head cooling, impingement cooling, convection). Cooling etc. is being done.

タービン１段動翼４ＲＢは、タービン１段静翼４ＳＶとともにタービン段を構成するものであり、タービン１段静翼４ＳＶにより偏向された高温ガスに基づいて回転駆動力を発生させるものである。   The turbine first stage moving blade 4RB constitutes a turbine stage together with the turbine first stage stationary blade 4SV, and generates a rotational driving force based on the high temperature gas deflected by the turbine first stage stationary blade 4SV.

タービン１段動翼４ＲＢは、高温ガス流れにおけるタービン１段静翼４ＳＶの下流側の位置（図３の右側の位置）に、回転軸５まわりに等間隔に配置され、かつ、径方向（図３の紙面に対して垂直方向）に沿って延びるように配置された複数の翼である。さらにタービン１段動翼４ＲＢは、タービン１段静翼４ＳＶによって偏向された高温ガスを受けて回転軸５まわりに回転駆動されるものである。
さらに、タービン１段動翼４ＲＢには、周囲を流れる高温ガスの熱からタービン１段動翼４ＲＢを保護する冷却空気が供給されている。 The turbine first stage moving blades 4RB are arranged at equal intervals around the rotating shaft 5 at positions downstream of the turbine first stage stationary blades 4SV in the high-temperature gas flow (positions on the right side in FIG. 3) and in the radial direction (in FIG. 3). These are a plurality of wings arranged so as to extend along a direction perpendicular to the paper surface. Further, the turbine first stage moving blade 4RB receives the high temperature gas deflected by the turbine first stage stationary blade 4SV and is driven to rotate around the rotating shaft 5.
Further, cooling air for protecting the turbine first stage moving blade 4RB from the heat of the high-temperature gas flowing around is supplied to the turbine first stage moving blade 4RB.

なお、タービン部４には、上述のようにタービン１段静翼４ＳＶおよびタービン１段動翼４ＲＢのみが設けられていてもよいし、さらに、タービン２段静翼およびタービン２段動翼や、タービン３段静翼およびタービン３段動翼などがもうけられていてもよく、特に段数を限定するものではない。   The turbine section 4 may be provided with only the turbine first stage stationary blade 4SV and the turbine first stage stationary blade 4RB as described above, and further, the turbine second stage stationary blade and the turbine second stage stationary blade, and the turbine third stage stationary blade and A turbine three-stage rotor blade or the like may be provided, and the number of stages is not particularly limited.

ここで、本実施形態の特徴であるタービン１段静翼４ＳＶの配置について、図３を参照しながら説明する。
本実施形態におけるガスタービン１では、燃焼器３からタービン部４に流入する高温ガス流れのうちの温度が高い領域であるホットストリークＨＳの幅ｗが、複数のタービン１段静翼４ＳＶにおける前縁ＬＥ間の周方向の距離であるピッチｐに対して、以下の式（１）の条件を満たしている。
２ｋ＋１≦ｗ／ｐ＜２ｋ＋２ （ｋ＝０，１，２，・・・） ・・・（１） Here, the arrangement of the turbine first stage stationary blade 4SV, which is a feature of the present embodiment, will be described with reference to FIG.
In the gas turbine 1 according to the present embodiment, the width w of the hot streak HS, which is a high temperature region of the high-temperature gas flow flowing from the combustor 3 into the turbine unit 4, is between the leading edges LE of the plurality of turbine first stage stationary blades 4SV. The condition of the following formula (1) is satisfied with respect to the pitch p which is the distance in the circumferential direction.
2k + 1 ≦ w / p <2k + 2 (k = 0, 1, 2,...) (1)

言い換えると、燃焼器３またはタービン１段静翼４ＳＶの一方について、回転軸５まわりの位置を調節することにより、１つのホットストリークＨＳを衝突させることが出来るタービン１段静翼４ＳＶの最大枚数が偶数枚、例えば２枚となるようなガス温度分布が生じている。   In other words, by adjusting the position of the combustor 3 or the turbine first stage stationary blade 4SV around the rotating shaft 5, the maximum number of turbine first stage stationary blades 4SV that can collide with one hot streak HS is an even number, for example, The gas temperature distribution which becomes two sheets has arisen.

タービン１段静翼４ＳＶは、図３に示すように、１つのホットストリークＨＳ対して、２枚のタービン１段静翼４ＳＶが対応するように、言い換えると、２枚のタービン１段静翼４ＳＶに対して１つのホットストリークＨＳが衝突するように配置されている。   As shown in FIG. 3, the turbine first stage stationary blade 4SV is arranged so that two turbine first stage stationary blades 4SV correspond to one hot streak HS, in other words, one hot streak 4SV corresponds to two turbine first stage stationary blades 4SV. The streak HS is arranged so as to collide.

なお、ホットストリークＨＳは、燃焼器３における燃料ノズル３２ａ，３２ｂから、圧縮空気や高温ガスの流れに沿って下流側に向かって延びる領域に相当するものである。
そのため、ホットストリークＨＳにおける高温ガスは、周囲の高温ガスと比較して燃料が燃焼した燃焼ガスの比率が高くなり、周囲を流れる高温ガスよりも温度が高くなる。その一方で、ホットストリークＨＳの周囲における高温ガスは、ホットストリークＨＳにおける高温ガスと比較して、圧縮空気の比率が高くなり、ホットストリークＨＳにおける高温ガスよりも温度が低くなる。 The hot streak HS corresponds to a region extending from the fuel nozzles 32a and 32b in the combustor 3 toward the downstream side along the flow of compressed air or high-temperature gas.
For this reason, the high-temperature gas in the hot streak HS has a higher ratio of the combustion gas in which the fuel is combusted than the surrounding high-temperature gas, and the temperature is higher than that of the high-temperature gas flowing around. On the other hand, the high-temperature gas around the hot streak HS has a higher ratio of compressed air than the high-temperature gas in the hot streak HS, and the temperature is lower than the high-temperature gas in the hot streak HS.

回転軸５は、図１に示すように、タービン部４により発生された回転駆動力を圧縮機２および発電機Ｇに伝達するものである。
なお、回転軸５としては、公知の構成を用いることができ、特にその構成を限定するものではない。 As shown in FIG. 1, the rotating shaft 5 transmits the rotational driving force generated by the turbine unit 4 to the compressor 2 and the generator G.
In addition, as a rotating shaft 5, a well-known structure can be used and the structure in particular is not limited.

次に、上記の構成からなるガスタービン１における一般的な運転について説明し、その後に、本実施形態の特徴である燃焼器３の出口からタービン１段静翼４ＳＶおよびタービン１段動翼４ＲＢに至るまでの高温ガスの流れについて説明する。   Next, a general operation in the gas turbine 1 having the above-described configuration will be described, and thereafter, from the outlet of the combustor 3 which is a feature of the present embodiment to the turbine first stage stationary blade 4SV and the turbine first stage moving blade 4RB. The flow of hot gas will be described.

ガスタービン１は、図１に示すように、圧縮機２が回転駆動されることにより大気（空気）を吸入する。吸入された大気は、圧縮機２により圧縮されるとともに、燃焼器３に向かって送り出される。   As shown in FIG. 1, the gas turbine 1 sucks air (air) when the compressor 2 is rotationally driven. The sucked air is compressed by the compressor 2 and sent out toward the combustor 3.

燃焼器３に流入された圧縮空気は、燃焼器３において外部から供給された燃料と混合される。空気および燃料の混合気は燃焼器３において燃焼され、燃焼熱により高温ガスが生成される。   The compressed air that has flowed into the combustor 3 is mixed with fuel supplied from the outside in the combustor 3. The mixture of air and fuel is combusted in the combustor 3, and hot gas is generated by the combustion heat.

燃焼器３において生成された高温ガスは、燃焼器３から下流のタービン部４に供給される。タービン部４は高温ガスにより回転駆動され、その回転駆動力は回転軸５に伝達される。回転軸５は、タービン部４において抽出された回転駆動力を圧縮機２および発電機Ｇに伝達する。   The hot gas generated in the combustor 3 is supplied from the combustor 3 to the downstream turbine unit 4. The turbine unit 4 is rotationally driven by the high-temperature gas, and the rotational driving force is transmitted to the rotary shaft 5. The rotating shaft 5 transmits the rotational driving force extracted in the turbine unit 4 to the compressor 2 and the generator G.

ここで、本実施形態の特徴である燃焼器３の出口からタービン１段静翼４ＳＶおよびタービン１段動翼４ＲＢに至るまでの高温ガスの流れについて説明する。   Here, the flow of high-temperature gas from the outlet of the combustor 3 to the turbine first stage stationary blade 4SV and the turbine first stage moving blade 4RB, which is a feature of the present embodiment, will be described.

図２に示すように、圧縮機２により圧縮された空気の一部は、燃焼器３の空気入口３１から燃料ノズル３２ｂを経て、尾筒３３の内部に流入する。尾筒３３の内部に流入した圧縮空気は、燃料ノズル３２ｂより噴射された燃料と混合されて混合ガスを形成すると共に、旋回方向の流速成分が与えられ、尾筒３３の内部に循環流れを形成する。   As shown in FIG. 2, part of the air compressed by the compressor 2 flows into the tail cylinder 33 from the air inlet 31 of the combustor 3 through the fuel nozzle 32 b. The compressed air flowing into the tail cylinder 33 is mixed with the fuel injected from the fuel nozzle 32b to form a mixed gas, and a flow velocity component in the swirling direction is given to form a circulating flow inside the tail cylinder 33. To do.

このようにして形成された混合ガスの循環流れに対して、燃料ノズル３２ａから燃料が噴霧され、噴霧された燃料は循環流れを形成する混合ガス等により攪拌された後、燃焼される。燃焼ガスは周囲の混合ガスの流れに沿って、尾筒３３の内部を下流に向かって流れつつ、周囲を流れる未燃混合ガスと混合され高温ガスとなる。
このとき、圧縮空気が、尾筒３３の周囲から内部に流入するとともに、尾筒３３に沿って流れ、尾筒３３を燃焼ガスの高熱から保護する。 Fuel is sprayed from the fuel nozzle 32a with respect to the circulating flow of the mixed gas thus formed, and the sprayed fuel is agitated by the mixed gas or the like forming the circulating flow and then burned. The combustion gas is mixed with the unburned mixed gas flowing in the periphery while flowing in the downstream of the inside of the tail cylinder 33 along the flow of the surrounding mixed gas, and becomes a high-temperature gas.
At this time, the compressed air flows into the inside from the periphery of the tail tube 33 and flows along the tail tube 33 to protect the tail tube 33 from the high heat of the combustion gas.

そのため尾筒３３の内部には、図３に示すように、圧縮空気や高温ガスの流れに沿って下流側に向かって延びる領域に相当するホットストリークＨＳが形成される。ホットストリークＨＳにおける高温ガスは、周囲の高温ガスと比較して燃焼ガスの比率が高いため温度が高くなる。その一方で、ホットストリークＨＳの周囲における高温ガスは、ホットストリークＨＳの高温ガスと比較して圧縮空気の比率が高いため温度が低くなる。   Therefore, as shown in FIG. 3, a hot streak HS corresponding to a region extending toward the downstream side along the flow of compressed air or high-temperature gas is formed inside the tail cylinder 33. The high temperature gas in the hot streak HS has a higher temperature because the ratio of the combustion gas is higher than that of the surrounding high temperature gas. On the other hand, the temperature of the high-temperature gas around the hot streak HS is low because the ratio of compressed air is higher than that of the hot streak HS.

ホットストリークＨＳの高温ガスは、２つのタービン１段静翼４ＳＶと衝突して、衝突した２枚のタービン１段静翼４ＳＶ全体を浸すようにタービン１段静翼４ＳＶの周囲に沿って流れる。タービン１段静翼４ＳＶの表面には境界層が形成され、ホットストリークＨＳを形成する高温ガスの流れのうち、表面の近傍を流れる高温ガスの流速は摩擦損失などにより低下する。   The hot gas of the hot streak HS collides with the two turbine first stage stationary blades 4SV and flows along the periphery of the turbine first stage stationary blade 4SV so as to immerse the entire two turbine first stage stationary blades 4SV that have collided. A boundary layer is formed on the surface of the turbine first stage stationary blade 4SV, and the flow velocity of the hot gas flowing in the vicinity of the surface of the hot gas flow forming the hot streak HS decreases due to friction loss or the like.

さらに、ホットストリークＨＳを含む高温ガスの流れは、タービン１段静翼４ＳＶにより、回転軸５における周方向（図３の下方向）に偏向される。偏向された高温ガスの流れは、タービン１段動翼４ＲＢを回転軸５まわり（図３の下方向）に回転駆動させる。
このとき、ホットストリークＨＳにおける高温ガスは、タービン１段動翼４ＲＢの正圧面ＰＳから離れた位置を流れる。そのため、タービン１段動翼４ＲＢの正圧面ＰＳの近傍における高温ガスの温度が低くなる。 Furthermore, the flow of the high-temperature gas containing the hot streak HS is deflected in the circumferential direction (downward direction in FIG. 3) on the rotating shaft 5 by the turbine first stage stationary blade 4SV. The deflected flow of the hot gas causes the turbine first stage moving blade 4RB to rotate around the rotation axis 5 (downward in FIG. 3).
At this time, the high-temperature gas in the hot streak HS flows at a position away from the pressure surface PS of the turbine first stage moving blade 4RB. Therefore, the temperature of the high temperature gas in the vicinity of the pressure surface PS of the turbine first stage moving blade 4RB becomes low.

ここで、流速の低下したホットストリークＨＳにおける高温ガスが、タービン１段動翼４ＲＢの正圧面ＰＳから離れた位置を流れる理由について説明する。   Here, the reason why the high-temperature gas in the hot streak HS having a reduced flow velocity flows through a position away from the positive pressure surface PS of the turbine first stage moving blade 4RB will be described.

図４は、図３のタービン１段動翼に対する高温ガスの流れ方向を説明するベクトル図である。
図４に示すように、静止した絶対系から見た場合に、タービン１段動翼４ＲＢに対する高温ガスの流れ方向は、高温ガスの流速が速い場合ＡＦであっても、遅い場合ＡＳであっても大きな変化はない。 FIG. 4 is a vector diagram for explaining the flow direction of the high-temperature gas with respect to the turbine first stage moving blade of FIG.
As shown in FIG. 4, when viewed from a stationary absolute system, the flow direction of the high-temperature gas with respect to the turbine first stage moving blade 4RB is AF when the flow velocity of the high-temperature gas is fast, and is AS when it is slow. There is no big change.

その一方で、タービン１段動翼４ＲＢとともに回転する相対系から見た場合では、タービン１段動翼４ＲＢに対する高温ガスの流れ方向は、高温ガスの流速が速い場合ＲＦと、遅い場合ＲＳとでは異なる。具体的には、流速が速い高温ガスの流れ方向ＲＦは、流速が遅い高温ガスの流れ方向ＲＳよりもタービン１段動翼４ＲＢに対して迎え角が大きく、流速が速い高温ガスは、タービン１段動翼４ＲＢの正圧面ＰＳに向かって流れる。
ここで、図４における４ＲＢＳは、タービン１段動翼４ＲＢの回転速度を示すものである。 On the other hand, when viewed from a relative system rotating with the turbine first stage blade 4RB, the flow direction of the hot gas with respect to the turbine first stage blade 4RB is RF when the flow velocity of the high temperature gas is fast and RS when it is slow. Different. Specifically, the flow direction RF of the high-temperature gas having a high flow velocity has a larger angle of attack with respect to the turbine first stage blade 4RB than the flow direction RS of the high-temperature gas having a low flow velocity, and the high-temperature gas having a high flow velocity is the turbine 1 It flows toward the pressure surface PS of the step blade 4RB.
Here, 4RBS in FIG. 4 indicates the rotational speed of the turbine first stage moving blade 4RB.

そのため、ホットストリークＨＳにおける高温ガスの流速が低下すると、上述の流れ方向ＲＳのように、タービン１段動翼４ＲＢに対する迎え角が小さくなる。すると、タービン１段動翼４ＲＢの正圧面ＰＳと、ホットストリークＨＳにおける高温ガスの流れ方向とがなす角度が小さくなり、ホットストリークＨＳにおける高温ガスは、タービン１段動翼４ＲＢの正圧面ＰＳと衝突しにくくなる。つまり、正圧面ＰＳから離れた位置を流れることとなる。   Therefore, when the flow rate of the high-temperature gas in the hot streak HS decreases, the angle of attack with respect to the turbine first stage moving blade 4RB becomes small as in the above-described flow direction RS. Then, the angle formed between the positive pressure surface PS of the turbine first stage moving blade 4RB and the flow direction of the high temperature gas in the hot streak HS becomes small, and the high temperature gas in the hot streak HS becomes smaller than the pressure surface PS of the turbine first stage moving blade 4RB. It becomes difficult to collide. That is, it flows through a position away from the positive pressure surface PS.

次に、ホットストリークＨＳに対するタービン１段動翼４ＲＢの配置位置を変えた場合のタービン１段動翼４ＲＢの表面における温度変化の解析結果について、図５および図６を参照しながら説明する。   Next, an analysis result of a temperature change on the surface of the turbine first stage moving blade 4RB when the arrangement position of the turbine first stage moving blade 4RB with respect to the hot streak HS is changed will be described with reference to FIGS.

図５は、タービン１段動翼の表面における温度変化を解析した領域を説明する図であって、タービン１段動翼を正圧面側から見た斜視図である。   FIG. 5 is a diagram for explaining a region in which the temperature change on the surface of the turbine first stage moving blade is analyzed, and is a perspective view of the turbine first stage moving blade as viewed from the pressure surface side.

ここでは、図５に示すように、タービン１段動翼４ＲＢの表面における領域Ｚ１における温度の変化を説明する。
領域Ｚ１は、図５に示すように、タービン１段動翼４ＲＢの正圧面ＰＳである。 Here, as shown in FIG. 5, the temperature change in the region Z1 on the surface of the turbine first stage moving blade 4RB will be described.
Region Z1 is a pressure surface PS of turbine first stage moving blade 4RB, as shown in FIG.

図６は、図５の領域Ｚ１における温度変化を説明するグラフである。
図６における横軸は、ホットストリークＨＳに対するタービン１段静翼４ＳＶの周方向における相対位置（クロッキング・ポジション）φを示している。ここで、図３を参照しながらφについて説明すると、φは、タービン１段静翼４ＳＶにおける周方向の間隔であるピッチをｐとし、ホットストリークＨＳの中心ＣＬからタービン１段静翼４ＳＶの前縁ＬＥまでの周方向の距離をｙとすると、以下の式（３）により表される値である。
φ ＝ ｙ／ｐ ・・・（３） FIG. 6 is a graph for explaining a temperature change in the region Z1 of FIG.
The horizontal axis in FIG. 6 represents the relative position (clocking position) φ in the circumferential direction of the turbine first stage stationary blade 4SV with respect to the hot streak HS. Here, φ will be described with reference to FIG. 3, where φ is p, which is a pitch in the circumferential direction of the turbine first stage stationary blade 4SV, from the center CL of the hot streak HS to the leading edge LE of the turbine first stage stationary blade 4SV. When the circumferential distance is y, the value is represented by the following formula (3).
φ = y / p (3)

本実施形態のように、燃焼器３またはタービン１段静翼４ＳＶの一方について、回転軸５まわりの位置を調節することにより、１つのホットストリークＨＳを衝突させることが出来るタービン１段静翼４ＳＶの最大枚数が２枚となるようなガス温度分布が生じている場合、図６に示すように、φが０．３から０．６までの範囲内の値のとき、特に好ましくは０．５のときに、領域Ｚ１における温度が低くなる一方で、φが０．０から０．１までの範囲内の値、または、０．９から１．０までの範囲内の値、特に好ましくは０．０または１．０の時には、領域Ｚ１における温度が高くなる結果となる。   As in the present embodiment, the maximum number of turbine first stage stationary blades 4SV that can collide with one hot streak HS is adjusted by adjusting the position around the rotating shaft 5 of either the combustor 3 or the turbine first stage stationary blade 4SV. When the gas temperature distribution is such that there are two sheets, as shown in FIG. 6, when φ is a value within the range of 0.3 to 0.6, particularly preferably 0.5, While the temperature in the region Z1 decreases, φ is a value in the range from 0.0 to 0.1, or a value in the range from 0.9 to 1.0, particularly preferably 0.0 or 1 .0 results in a higher temperature in region Z1.

具体的には、φが０．３から０．６までの範囲内の値の場合は、一つのホットストリークＨＳが２枚のタービン１段静翼４ＳＶに衝突している状態の解析結果であり、φが０．０から０．１までの範囲内の値、または、０．９から１．０までの範囲内の値の場合は、一つのホットストリークＨＳが１枚のタービン１段静翼４ＳＶに衝突している状態の解析結果である。   Specifically, when φ is a value in the range from 0.3 to 0.6, it is an analysis result in a state where one hot streak HS collides with two turbine first stage stationary blades 4SV. Is a value in the range from 0.0 to 0.1, or a value in the range from 0.9 to 1.0, one hot streak HS collides with one turbine first stage stationary blade 4SV. It is the analysis result of the state.

φが０．３から０．６までの範囲内の値の場合には、φが０．０から０．１までの範囲内の値、または、０．９から１．０までの範囲内の値の場合と比較して、ホットストリークＨＳとタービン１段動翼４ＲＢとの接触面積が約２倍となる。そのため、φが０．３から０．６までの範囲内の値の場合には、ホットストリークＨＳにおける高温ガスの流速の低下が、φが０．０から０．１までの範囲内の値、または、０．９から１．０までの範囲内の値の場合と比較して大きくなる。
その結果、φが０．３から０．６までの範囲内の値の場合のホットストリークＨＳは、φが０．０から０．１までの範囲内の値、または、０．９から１．０までの範囲内の値の場合と比較して、正圧面ＰＳから離れた位置を流れ、領域Ｚ１における温度が低くなることとなる。 When φ is a value in the range of 0.3 to 0.6, φ is a value in the range of 0.0 to 0.1, or in the range of 0.9 to 1.0 Compared with the case of the value, the contact area between the hot streak HS and the turbine first stage moving blade 4RB is approximately doubled. Therefore, when φ is a value in the range from 0.3 to 0.6, the decrease in the flow rate of the hot gas in the hot streak HS is a value in the range from φ to 0.0 to 0.1, Or it becomes large compared with the case of the value within the range of 0.9 to 1.0.
As a result, the hot streak HS when φ is in the range of 0.3 to 0.6 is a value in the range of φ from 0.0 to 0.1, or 0.9 to 1. Compared with the case of a value in the range up to 0, the temperature flows in a position away from the pressure surface PS, and the temperature in the region Z1 is lowered.

ここで、φが約１．３から１．６までの範囲内の値のとき、特に好ましくは１．５のときにも、領域Ｚ１における温度が低くなっているが、これは、タービン１段静翼４ＳＶが、φが０．３から０．６までの範囲内の値の場合から１ピッチだけ移動した状態であって、φが０．３から０．６までの範囲内の値と同じ状態を示すものである。   Here, when φ is a value in the range of about 1.3 to 1.6, and particularly preferably 1.5, the temperature in the region Z1 is low. 4SV is in a state in which φ is moved by one pitch from the case where φ is in the range from 0.3 to 0.6, and the same state as φ is in the range from 0.3 to 0.6. It is shown.

上記の構成によれば、一つのホットストリークＨＳが２枚のタービン１段静翼４ＳＶ，４ＳＶに衝突するため、一つのタービン１段静翼４ＳＶのみに衝突する場合と比較して、タービン１段静翼４ＳＶの下流側に配置されたタービン１段動翼４ＲＢの正圧面ＰＳにおけるガス温度が低下する。そのため、タービン１段動翼４ＲＢを冷却する冷却空気量を効果的に減らすことができる。   According to the above configuration, since one hot streak HS collides with two turbine first stage stationary blades 4SV, 4SV, compared to the case where only one turbine first stage stationary blade 4SV collides, the downstream side of the turbine first stage stationary blade 4SV. The gas temperature at the pressure surface PS of the turbine first stage moving blade 4RB arranged at the lower position is reduced. Therefore, the amount of cooling air for cooling the turbine first stage moving blade 4RB can be effectively reduced.

燃焼器３またはタービン１段静翼４ＳＶの一方について、回転軸５まわりの位置を調節することにより、１つのホットストリークＨＳを衝突させることが出来るタービン１段静翼の最大枚数が偶数枚となるようなガス温度分布が生じている場合には、φの値を０．３から０．６までの範囲内の値とすることにより、偶数枚のタービン１段静翼４ＳＶに、一つのホットストリークＨＳを衝突させることができる。そのため、一つのホットストリークＨＳを、例えば、奇数枚のタービン１段静翼４ＳＶに対して衝突させる場合と比較して、一つのホットストリークＨＳを、より多くのタービン１段静翼４ＳＶに衝突させることができる。   By adjusting the position of the combustor 3 or the turbine first stage stationary blade 4SV around the rotating shaft 5, the gas temperature is such that the maximum number of turbine first stage stationary blades that can collide with one hot streak HS is an even number. When the distribution occurs, by setting the value of φ within a range from 0.3 to 0.6, one hot streak HS can collide with the even number of turbine first stage stationary blades 4SV. it can. Therefore, one hot streak HS can be made to collide with more turbine 1st stage stationary blades 4SV compared with the case where one hot streak HS is made to collide with the odd number of turbine 1st stage stationary blades 4SV, for example.

図７は、図３のタービン部における別の構成を説明する部分拡大図である。
なお、上述の実施形態のように、ホットストリークＨＳの幅ｗとタービン１段静翼４ＳＶのピッチｐとが、上述の式（１）の関係を満たしていてもよいし、上述の式（２）の関係をみたしていてよく、特に限定するものではない。
言い換えると、燃焼器出口のガス温度分布（ホットストリークＨＳの幅ｗ）は特に限定するものではない。 FIG. 7 is a partially enlarged view illustrating another configuration in the turbine section of FIG.
Note that, as in the above-described embodiment, the width w of the hot streak HS and the pitch p of the turbine first stage stationary blade 4SV may satisfy the relationship of the above equation (1), or the above equation (2). The relationship may be observed and is not particularly limited.
In other words, the gas temperature distribution (the width w of the hot streak HS) at the combustor outlet is not particularly limited.

燃焼器３またはタービン１段静翼４ＳＶの一方について、回転軸５まわりの位置を調節することにより、１つのホットストリークＨＳを衝突させることが出来るタービン１段静翼４ＳＶの最大枚数が奇数枚となるようなガス温度分布が生じている場合には、ホットストリークＨＳに対するタービン１段静翼４ＳＶの周方向における相対位置（クロッキング・ポジション）φが０．０から０．１までの範囲内の値、または、０．９から１．０までの範囲内の値、特に好ましくは０．０または１．０であることが望ましい。
このようにφの値を０．０から０．１までの範囲内の値、または、０．９から１．０までの範囲内の値とすることにより、奇数枚のタービン１段静翼４ＳＶに、一つのホットストリークＨＳを衝突させることができる。そのため、一つのホットストリークＨＳを偶数枚のタービン１段静翼４ＳＶに対して衝突させる場合と比較して、一つのホットストリークＨＳをより多くのタービン１段静翼４ＳＶに衝突させることができる。 For one of the combustor 3 or the turbine first stage stationary blade 4SV, by adjusting the position around the rotating shaft 5, a gas whose maximum number of turbine first stage stationary blades 4SV that can collide with one hot streak HS is an odd number. When the temperature distribution occurs, the relative position (clocking position) φ in the circumferential direction of the turbine first stage stationary blade 4SV with respect to the hot streak HS is a value within the range of 0.0 to 0.1, or 0. A value within the range of 9 to 1.0, particularly preferably 0.0 or 1.0 is desirable.
Thus, by setting the value of φ to a value in the range from 0.0 to 0.1 or a value in the range from 0.9 to 1.0, the odd number of turbine first stage stationary blades 4SV One hot streak HS can collide. Therefore, compared with the case where one hot streak HS collides with an even number of turbine first stage stationary blades 4SV, one hot streak HS can collide with more turbine first stage stationary blades 4SV.

なお、本発明の技術範囲は上記実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
例えば、本発明を上記の実施形態に適用したものに限られることなく、これらの実施形態を適宜組み合わせた実施形態に適用してもよく、特に限定するものではない。 The technical scope of the present invention is not limited to the above embodiment, and various modifications can be made without departing from the spirit of the present invention.
For example, the present invention is not limited to those applied to the above-described embodiments, and may be applied to embodiments obtained by appropriately combining these embodiments, and is not particularly limited.

１ ガスタービン
２ 圧縮機
３ 燃焼器
４ タービン部
５ 回転軸
３２ａ，３２ｂ 燃料ノズル
４ＳＶ タービン１段静翼（タービン静翼）
４ＲＢ タービン１段動翼（タービン動翼） DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Gas turbine 2 Compressor 3 Combustor 4 Turbine part 5 Rotating shaft 32a, 32b Fuel nozzle 4SV Turbine 1st stage stationary blade (turbine stationary blade)
4RB Turbine 1st stage blade (turbine blade)

Claims (6)

回転軸まわりに複数配置され、圧縮機から供給された圧縮空気、および、燃料ノズルから供給された燃料を混合して燃焼させることにより燃焼ガスを発生させる燃焼器と、
前記燃焼ガスおよび前記圧縮空気を含む高温ガスを、前記回転軸まわりに複数配置されたタービン静翼およびタービン動翼からなるタービン段を順次通過させることにより回転駆動力を発生させるタービン部と、
の連通構造であって、
前記タービン静翼のうちの前記燃焼器に最も近いタービン１段静翼、および、前記燃焼器の少なくとも一方における前記回転軸まわりの位置は、
前記高温ガスの流れのうちの平均ガス温度よりも温度が高い領域であるホットストリークと衝突する前記タービン１段静翼の枚数が最も多くなるように調節されていることを特徴とする燃焼器とタービン部との連通構造。 A combustor that is disposed around the rotation axis and generates combustion gas by mixing and burning the compressed air supplied from the compressor and the fuel supplied from the fuel nozzle;
A turbine section that generates a rotational driving force by sequentially passing a high-temperature gas including the combustion gas and the compressed air through a turbine stage including a plurality of turbine stationary blades and turbine rotor blades arranged around the rotation shaft;
The communication structure of
Among the turbine stationary blades, a turbine first stage stationary blade closest to the combustor, and a position around the rotation axis in at least one of the combustors,
A combustor and a turbine section, wherein the number of the first-stage turbine vanes that collide with a hot streak that is a region having a temperature higher than an average gas temperature in the flow of the high-temperature gas is adjusted to be the largest. Communication structure with. 前記ホットストリークの幅ｗが、複数の前記タービン１段静翼における前縁間の周方向の距離であるピッチｐに対して以下の式（１）の条件を満たしている場合に、
前記一つのホットストリークの中心から前記ホットストリークと衝突する前記タービン１段静翼の前縁までの周方向の距離ｙを、前記ピッチｐで割った値φが、０．３から０．６までの範囲内の値であることを特徴とする請求項１に記載の燃焼器とタービン部との連通構造。
２ｋ＋１≦ｗ／ｐ＜２ｋ＋２ （ｋ＝０，１，２，・・・） ・・・（１） When the width w of the hot streak satisfies the condition of the following formula (1) with respect to the pitch p, which is the circumferential distance between the leading edges of the plurality of turbine first stage stationary blades,
The value φ obtained by dividing the circumferential distance y from the center of the one hot streak to the leading edge of the turbine first stage stationary blade colliding with the hot streak by the pitch p is in the range of 0.3 to 0.6. The communication structure between the combustor and the turbine section according to claim 1, wherein the communication structure is a value within the range.
2k + 1 ≦ w / p <2k + 2 (k = 0, 1, 2,...) (1) 前記値φが、０．５であることを特徴とする請求項２に記載の燃焼器とタービン部との連通構造。   The communicator-turbine communication structure according to claim 2, wherein the value φ is 0.5. 前記ホットストリークの幅ｗが、複数の前記タービン１段静翼における前縁間の周方向の距離であるピッチｐに対して以下の式（２）の条件を満たしている場合に、
前記一つのホットストリークの中心から前記ホットストリークと衝突する前記タービン１段静翼の前縁までの周方向の距離ｙを、前記ピッチｐで割った値φが、０．０から０．１までの範囲内の値、または、０．９から１．０までの範囲内の値であることを特徴とする請求項１に記載の燃焼器とタービン部との連通構造。
２ｋ≦ｗ／ｐ＜２ｋ＋１ （ｋ＝０，１，２，・・・） ・・・（２） When the width w of the hot streak satisfies the condition of the following expression (2) with respect to the pitch p, which is the circumferential distance between the leading edges of the plurality of turbine first stage stationary blades,
A value φ obtained by dividing the circumferential distance y from the center of the one hot streak to the leading edge of the turbine first stage stationary blade colliding with the hot streak by the pitch p is 0.0 to 0.1. The combustor-turbine communication structure according to claim 1, wherein the combustor and the turbine section have a value within the range of 0.9 to 1.0.
2k ≦ w / p <2k + 1 (k = 0, 1, 2,...) (2) 前記値φが、０．０または１．０であることを特徴とする請求項４に記載の燃焼器とタービン部との連通構造。   5. The communication structure between a combustor and a turbine section according to claim 4, wherein the value φ is 0.0 or 1.0. 空気を圧縮する圧縮機と、
該圧縮機から供給された圧縮空気、および、燃料ノズルから供給された燃料を混合して燃焼させ、燃焼ガスを発生させる燃焼器と、
前記燃焼ガスが有するエネルギの一部を、回転駆動力に変換するタービン部と、
前記タービン部から前記回転駆動力を前記圧縮機に伝達する回転軸と、
が設けられたガスタービンであって、
請求項１から請求項５のいずれかに記載の燃焼器とタービン部との連通構造を有することを特徴とするガスタービン。 A compressor for compressing air;
A combustor that generates a combustion gas by mixing and burning the compressed air supplied from the compressor and the fuel supplied from the fuel nozzle;
A turbine section for converting a part of energy of the combustion gas into a rotational driving force;
A rotating shaft that transmits the rotational driving force from the turbine section to the compressor;
A gas turbine provided with
A gas turbine having a communication structure between the combustor according to any one of claims 1 to 5 and a turbine section.
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