JP2011038491A

JP2011038491A - Turbine exhaust structure and gas turbine

Info

Publication number: JP2011038491A
Application number: JP2009189127A
Authority: JP
Inventors: Takashi Hiyama; 貴志檜山; Eisaku Ito; 栄作伊藤
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2009-08-18
Filing date: 2009-08-18
Publication date: 2011-02-24

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To improve performance of an exhaust diffuser, in a turbine exhaust structure and a gas turbine. <P>SOLUTION: A combustion gas passage A is composed of a cylindrical turbine casing 26, the front portion of the cylindrical exhaust diffuser 31 is entered with a predetermined clearance into the inside of the rear portion of the turbine casing 26, and the front portion of an exhaust gas passage B composed of the exhaust diffuser 31 communicates with the combustion gas passage A. An extension portion 61 extending rearward from the inside of the turbine casing 26 is provided, and the front portion of the exhaust diffuser 31 is relatively movably connected to the rear portion of the extension portion 61 through a seal member 62. <P>COPYRIGHT: (C)2011,JPO&INPIT

Description

本発明は、例えば、圧縮した高温・高圧の空気に対して燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給して回転動力を得るガスタービンにおいて、タービンの後部に配設されるタービン排気構造、並びに、このタービン排気構造が適用されるガスタービンに関する。 The present invention is, for example, disposed in a rear part of a turbine in a gas turbine that supplies fuel to compressed high-temperature and high-pressure air to burn and supplies the generated combustion gas to the turbine to obtain rotational power. The present invention relates to a turbine exhaust structure and a gas turbine to which the turbine exhaust structure is applied.

ガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンにより構成されており、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器にて、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させ、高温・高圧の燃焼ガスがタービンを駆動し、このタービンに連結された発電機を駆動する。この場合、タービンは、車室内に複数の静翼及び動翼が交互に配設されて構成されており、燃焼ガスにより動翼を駆動することで発電機の連結される出力軸を回転駆動している。そして、タービンを駆動した燃焼ガス（排気ガス）のエネルギは、排気ディフューザにより損失を発生しないように徐々に圧力に変換されて大気に放出される。 The gas turbine is composed of a compressor, a combustor, and a turbine, and the air taken in from the air intake port is compressed by the compressor to become high-temperature / high-pressure compressed air. The fuel is supplied and burned, and the high-temperature and high-pressure combustion gas drives the turbine, and the generator connected to the turbine is driven. In this case, the turbine is configured by alternately arranging a plurality of stationary blades and moving blades in the vehicle interior, and rotationally drives an output shaft connected to the generator by driving the moving blades with combustion gas. ing. Then, the energy of the combustion gas (exhaust gas) that has driven the turbine is gradually converted into pressure so as not to generate a loss by the exhaust diffuser and released to the atmosphere.

このように構成されたガスタービンにおけるタービンは、タービン車室を構成するケーシング本体の内側に翼環が固定され、この翼環の内側における前後方向の所定の複数位置に遮熱環を介して分割環が支持されている。そして、この各分割環の間に静翼がそれぞれ固定されると共に、各分割環に対応して、つまり、各静翼の間に動翼が配置されて構成されている。即ち、タービンでは、タービン車室内に形成された燃焼ガス通路に、複数の静翼と複数の動翼が燃焼ガスの流れ方向に沿って交互に配置されている。そして、このタービン車室の後部には、排気車室及び排気室が連結されている。この排気車室には、ロータの軸受を支持するストラットが設けられ、排気室には、排気ガスのエネルギを圧力に変換する排気ディフューザが設けられており、排気ディフューザにより構成される排気ガス通路が、タービン車室内の燃焼ガス通路に連通している。 The turbine in the gas turbine configured as described above has a blade ring fixed inside the casing body constituting the turbine casing, and is divided into a plurality of predetermined positions in the front-rear direction inside the blade ring via the heat shield ring. The ring is supported. The stationary blades are fixed between the divided rings, and the moving blades are arranged corresponding to the divided rings, that is, between the stationary blades. That is, in the turbine, a plurality of stationary blades and a plurality of moving blades are alternately arranged along the flow direction of the combustion gas in the combustion gas passage formed in the turbine casing. An exhaust casing and an exhaust chamber are connected to the rear portion of the turbine casing. The exhaust casing is provided with struts that support the rotor bearings, and the exhaust chamber is provided with an exhaust diffuser that converts the energy of the exhaust gas into pressure. An exhaust gas passage constituted by the exhaust diffuser is provided. And communicated with the combustion gas passage in the turbine casing.

従来のタービンでは、タービン車室の後部、つまり、分割環に排気ディフューザの前部が連結されている。この場合、燃焼ガスがタービン車室内に形成された燃焼ガス通路を通り、排気ディフューザにより形成された排気ガス通路に流れることから、タービン車室の構成部材や排気ディフューザに熱伸びが発生する。また、ガスタービンでは、燃焼ガスが非常に高温であることから、タービン車室や排気ディフューザ内部を冷却するなどして、部材温度に差を生ずることで、熱伸び差が発生する。部材のメタル温度がそれぞれ異なる結果となり、また、加工精度や製造コストを考慮して、一般的に、タービン車室を構成するケーシング本体や翼環、遮熱環、分割環などの構成部材や排気車室は鋳物により製造され、排気室を構成する排気ディフューザは板金により製造され、材質もそれぞれ異なっている。 In the conventional turbine, the rear part of the turbine casing, that is, the front part of the exhaust diffuser is connected to the split ring. In this case, since the combustion gas passes through the combustion gas passage formed in the turbine casing and flows into the exhaust gas passage formed by the exhaust diffuser, thermal expansion occurs in the constituent members of the turbine casing and the exhaust diffuser. Further, in the gas turbine, since the combustion gas is very high temperature, a difference in member temperature is generated by cooling the inside of the turbine casing or the exhaust diffuser, for example, thereby generating a thermal expansion difference. As a result, the metal temperatures of the members differ from each other, and considering the processing accuracy and manufacturing cost, in general, the casing body, blade ring, heat shield ring, split ring, and other components constituting the turbine casing and exhaust The vehicle compartment is manufactured by casting, and the exhaust diffuser constituting the exhaust chamber is manufactured by sheet metal, and the materials are also different.

このように、ガスタービンでは、タービン車室の構成部材と排気ディフューザとの間に熱伸び差が発生することから、従来、タービン車室を構成する分割環の後端部近傍に排気ディフューザの前端部を両者間の熱伸び差を吸収できる程度に流れ方向（軸方向）の所定隙間をもって配置し、この分割環と排気ディフューザとを相対移動可能となるようにシール部材をもって連結している。 As described above, in the gas turbine, since a difference in thermal expansion occurs between the constituent members of the turbine casing and the exhaust diffuser, conventionally, the front end of the exhaust diffuser is located near the rear end portion of the split ring constituting the turbine casing. The parts are arranged with a predetermined gap in the flow direction (axial direction) to the extent that the difference in thermal expansion between them can be absorbed, and the split ring and the exhaust diffuser are connected by a seal member so as to be relatively movable.

このようなガスタービンとしては、例えば、下記特許文献１、２、３に記載されたものがある。 Examples of such a gas turbine include those described in Patent Documents 1, 2, and 3 below.

特開２００８−０３１８７１号公報JP 2008-031871 A 特開平０４−２１９４２０号公報Japanese Patent Laid-Open No. 04-219420 特開平０１−２４４１１８号公報Japanese Unexamined Patent Publication No. 01-244118

ところが、従来のガスタービンにあっては、タービン車室を構成する分割環と排気ディフューザとを相対移動可能となるようにシール部材により連結してはいるものの、加工精度にばらつきがあったり、分割環と排気ディフューザとの間に熱伸び差が発生すると、この分割環と排気ディフューザとの間に、換言すると、燃焼ガス通路と排気ガス通路との間に径方向の段差が発生して境界層が発達してしまう。そのため、排気ディフューザ本来の性能を発揮させることができず、性能の低下を招いてしまう。 However, in the conventional gas turbine, although the split ring constituting the turbine casing and the exhaust diffuser are connected by a seal member so as to be relatively movable, there is a variation in processing accuracy or the split When a difference in thermal expansion occurs between the ring and the exhaust diffuser, a radial step is generated between the split ring and the exhaust diffuser, in other words, between the combustion gas passage and the exhaust gas passage. Will develop. For this reason, the original performance of the exhaust diffuser cannot be exhibited, leading to a decrease in performance.

また、タービンにおける燃焼ガス通路から続く排気ガス通路は、一般的に、その流路面積が漸次増加する広がり通路となっており、排気ガスの流速が低下すると共に、圧力が上昇する。前述のように、分割環と排気ディフューザとの間に発生する段差で発生する境界層を薄くコントロールするために、排気ガス通路の入口部では流路面積を漸次増加する広がり通路とはせず、通路面積を減少させたり、所定区間だけ一定としたりすることがある。しかし、この流路面積が減少、または一定の区間とその下流側の流路面積が漸次増加する区間の接続部は、滑らかに接続したとしても、流路面の流れ方向（子午面形状）の曲率部が発生することから、この曲がり部の下流で境界層が厚くなり排気ディフューザの性能が低下する場合がある。 Further, the exhaust gas passage continuing from the combustion gas passage in the turbine is generally a wide passage in which the flow passage area gradually increases, and the flow rate of the exhaust gas decreases and the pressure increases. As described above, in order to thinly control the boundary layer generated at the step generated between the split ring and the exhaust diffuser, the inlet portion of the exhaust gas passage is not a wide passage that gradually increases the flow passage area, The passage area may be reduced or may be constant only for a predetermined section. However, the curvature of the flow direction (meridional surface shape) of the flow path surface even if the connection portion of the flow path area that decreases or the section where the flow area on the downstream side gradually increases and the flow area on the downstream side is connected smoothly As a result, the boundary layer becomes thicker downstream of the bent portion, and the performance of the exhaust diffuser may deteriorate.

本発明は上述した課題を解決するものであり、排気ディフューザの性能向上を可能とするタービン排気構造及びガスタービンを提供することを目的とする。 The present invention solves the above-described problems, and an object thereof is to provide a turbine exhaust structure and a gas turbine capable of improving the performance of an exhaust diffuser.

上記の目的を達成するための本発明のタービン排気構造は、円筒形状をなすケーシングにより燃焼ガス通路が構成され、該ケーシングの後部の内側に、円筒形状をなす排気ディフューザの前部が所定隙間をもって侵入し、該排気ディフューザにより構成される排気ガス通路の前部が前記燃焼ガス通路に連通するタービン排気構造において、前記ケーシングは、内側から後方に延出する延出部が設けられ、該延出部の後部に前記排気ディフューザの前部が相対移動可能で、且つ、シール部材を介して連結される、ことを特徴とするものである。 In order to achieve the above object, a turbine exhaust structure of the present invention has a combustion gas passage formed by a cylindrical casing, and a front part of the cylindrical exhaust diffuser has a predetermined gap inside a rear part of the casing. In the turbine exhaust structure in which the front part of the exhaust gas passage constituted by the exhaust diffuser enters and communicates with the combustion gas passage, the casing is provided with an extension portion extending rearward from the inside, and the extension The front part of the exhaust diffuser can be moved relative to the rear part of the part, and is connected via a seal member.

本発明のタービン排気構造では、前記延出部と前記排気ディフューザとの連結部は、前記燃焼ガス通路に配設される最終段動翼より後方で、且つ、ストラットまたはストラットシールドより前方に配置されることを特徴としている。 In the turbine exhaust structure of the present invention, the connecting portion between the extending portion and the exhaust diffuser is disposed behind the last stage moving blade disposed in the combustion gas passage and in front of the strut or the strut shield. It is characterized by that.

本発明のタービン排気構造では、前記延出部と前記排気ディフューザとの連結部は、ストラットまたはストラットシールドの前方近傍に配置されることを特徴としている。 In the turbine exhaust structure of the present invention, the connecting portion between the extending portion and the exhaust diffuser is disposed in the vicinity of the front of the strut or the strut shield.

本発明のタービン排気構造では、前記燃焼ガス通路及び前記排気ガス通路は、最終段動翼が配置される位置より後方で流路面積が減少した後に増加するように構成され、前記延出部と前記排気ディフューザとの連結部は、流路面積の増加率が正で一定の領域に配置されることを特徴としている。 In the turbine exhaust structure of the present invention, the combustion gas passage and the exhaust gas passage are configured to increase after the flow passage area is reduced behind the position where the final stage moving blade is disposed, and the extension portion and The connecting portion with the exhaust diffuser is arranged in a region where the increase rate of the flow passage area is positive and constant.

本発明のタービン排気構造では、前記延出部は、前記ケーシングと同じ材料で一体または別体に形成されることを特徴としている。 In the turbine exhaust structure of the present invention, the extension portion is formed integrally or separately from the same material as the casing.

本発明のタービン排気構造では、前記延出部は、前記ケーシングと異なる材料で別体に形成され、熱膨張差吸収手段を介して連結される一方、前記排気ディフューザは、前記延出部と同じ材料で形成されることを特徴としている。 In the turbine exhaust structure of the present invention, the extension part is formed separately from a material different from that of the casing and is connected via a thermal expansion difference absorbing means, while the exhaust diffuser is the same as the extension part. It is made of a material.

本発明のタービン排気構造では、前記ケーシングは、円筒形状をなすケーシング本体と、該ケーシング本体の内側に設けられて円筒形状をなす翼環と、最終段動翼の外方に配置されて円筒形状をなす分割環と、前記翼環と前記分割環とを連結する遮熱環とを有し、前記延出部は、前記翼環、前記分割環、前記遮熱環のいずれか一つから後方に延出されることを特徴としている。 In the turbine exhaust structure of the present invention, the casing includes a cylindrical casing body, a blade ring provided inside the casing body and having a cylindrical shape, and a cylindrical shape disposed outside the final stage moving blade. And a heat shield ring that connects the blade ring and the split ring, and the extending portion is rearward from any one of the blade ring, the split ring, and the heat shield ring. It is characterized by being extended.

また、本発明のガスタービンは、圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、前記タービンは、円筒形状をなすタービン車室の内側に静翼と動翼が前後方向に交互に配置される燃焼ガス通路が設けられ、前記タービン車室の後部の内側に円筒形状をなす排気ディフューザの前部が所定隙間をもって侵入し、前記排気ディフューザにより構成される排気ガス通路の前部が前記燃焼ガス通路に連通して構成され、前記タービン車室は、内側から後方に延出する延出部が設けられ、該延出部の後部に前記排気ディフューザの前部が相対移動可能で、且つ、シール部材を介して連結される、ことを特徴とするものである。 The gas turbine of the present invention is a gas turbine that obtains rotational power by supplying fuel to compressed air compressed by a compressor and burning it with a combustor and supplying the generated combustion gas to the turbine. A combustion gas passage in which stationary blades and moving blades are alternately arranged in the front-rear direction is provided inside the cylindrical turbine casing, and the front portion of the cylindrical exhaust diffuser is formed inside the rear portion of the turbine casing. Enters the exhaust gas passage with a predetermined gap, the front portion of the exhaust gas passage constituted by the exhaust diffuser is configured to communicate with the combustion gas passage, and the turbine casing is provided with an extension portion extending rearward from the inside. The front part of the exhaust diffuser is relatively movable to the rear part of the extension part and is connected via a seal member.

本発明のガスタービンでは、前記タービンは、前記タービン車室と排気車室と排気室が前後方向に沿って連結され、前記タービン車室は、円筒形状をなすタービン車室本体と、該タービン車室本体の内側に設けられて円筒形状をなす翼環と、最終段動翼の外方に配置されて円筒形状をなす分割環と、前記翼環と前記分割環とを連結する遮熱環とを有し、前記延出部は、前記翼環、前記分割環、前記遮熱環のいずれか一つから後方に延出されることを特徴としている。 In the gas turbine of the present invention, the turbine is connected to the turbine casing, the exhaust casing, and the exhaust chamber along the front-rear direction. The turbine casing includes a turbine casing main body having a cylindrical shape, and the turbine casing. A blade ring that is provided inside the chamber body and has a cylindrical shape, a split ring that is disposed outside the final stage rotor blade and has a cylindrical shape, and a heat shield ring that connects the blade ring and the split ring; The extending portion extends backward from any one of the blade ring, the split ring, and the heat shield ring.

本発明のタービン排気構造によれば、ケーシングの後部の内側に排気ディフューザの前部を所定隙間をもって侵入させ、排気ディフューザにより構成される排気ガス通路の前部をケーシングの燃焼ガス通路に連通して構成し、ケーシングの内側から後方に延出する延出部を設け、この延出部の後部に排気ディフューザの前部を相対移動可能にシール部材を介して連結している。従って、延出部と排気ディフューザとの連結部が排気ガスの流速の小さい流れ方向後方側に位置することから、ケーシングと排気ディフューザとの間の熱伸び差によって発生する段差が、流速の大きい流れ方向前方側に生じることを防ぐことができるので、境界層の発達が抑制されると共に、排気ガスのスムースな流れが阻害されず、排気ディフューザの性能を向上することができる。 According to the turbine exhaust structure of the present invention, the front portion of the exhaust diffuser enters the inside of the rear portion of the casing with a predetermined gap, and the front portion of the exhaust gas passage constituted by the exhaust diffuser communicates with the combustion gas passage of the casing. An extension portion extending rearward from the inside of the casing is provided, and a front portion of the exhaust diffuser is connected to a rear portion of the extension portion via a seal member so as to be relatively movable. Therefore, since the connecting portion between the extension portion and the exhaust diffuser is located on the rear side in the flow direction where the exhaust gas flow velocity is low, the step generated by the difference in thermal expansion between the casing and the exhaust diffuser is a flow where the flow velocity is high. Since it can be prevented from occurring on the front side in the direction, the development of the boundary layer is suppressed and the smooth flow of the exhaust gas is not inhibited, and the performance of the exhaust diffuser can be improved.

本発明のタービン排気構造によれば、延出部と排気ディフューザとの連結部を、燃焼ガス通路に配設される最終段動翼より後方で、且つ、ストラットまたはストラットシールドより前方に配置するので、ケーシング本体や排気ディフューザ、ストラットなどの構成や強度に影響を与えることなく、延出部と排気ディフューザとの連結部を流速の小さい流れ方向後方側に位置させることができる。 According to the turbine exhaust structure of the present invention, the connecting portion between the extending portion and the exhaust diffuser is disposed behind the last stage moving blade disposed in the combustion gas passage and ahead of the strut or the strut shield. And the connection part of an extension part and an exhaust diffuser can be located in the flow direction back side with a small flow velocity, without affecting the structure and intensity | strength, such as a casing main body, an exhaust diffuser, and a strut.

本発明のタービン排気構造によれば、延出部と排気ディフューザとの連結部を、ストラットまたはストラットシールドの前方近傍に配置するので、最終段動翼とストラットまたはストラットシールドとの間において最も流速の小さい領域に、延出部と排気ディフューザとの連結部を配置することで、境界層の発達や流れの乱れを更に抑制することができる。また、延出部と排気ディフューザとの連結部からストラットシールドと排気ディフューザとの連結部までの距離を短縮することで、排気ディフューザの支持剛性を確保することができる。 According to the turbine exhaust structure of the present invention, the connecting portion between the extension portion and the exhaust diffuser is disposed near the front of the strut or the strut shield, so that the flow velocity between the last stage blade and the strut or strut shield is the highest. By arranging the connecting portion between the extending portion and the exhaust diffuser in a small region, the development of the boundary layer and the disturbance of the flow can be further suppressed. Further, the support rigidity of the exhaust diffuser can be ensured by shortening the distance from the connecting portion between the extension portion and the exhaust diffuser to the connecting portion between the strut shield and the exhaust diffuser.

本発明のタービン排気構造によれば、燃焼ガス通路及び排気ガス通路を、最終段動翼が配置される位置より後方で流路面積が減少した後に増加するように構成し、延出部と排気ディフューザとの連結部を、流路面積の増加率が正で一定の領域に配置するので、流れが減速しており、かつ、流路面の流れ方向（子午面形状）の曲率が０のため、流速が小さい領域に延出部と排気ディフューザとの連結部を配置することで、段差による流れへの影響を最小化できる。 According to the turbine exhaust structure of the present invention, the combustion gas passage and the exhaust gas passage are configured to increase after the passage area is decreased behind the position where the final stage moving blade is disposed, and the extension portion and the exhaust Since the connecting portion with the diffuser is arranged in a region where the increase rate of the flow path area is positive and constant, the flow is decelerated, and the curvature of the flow direction (the meridian plane shape) of the flow path surface is 0, By arranging the connecting portion between the extending portion and the exhaust diffuser in a region where the flow velocity is small, the influence on the flow due to the step can be minimized.

本発明のタービン排気構造によれば、延出部をケーシングと同じ材料で一体または別体に形成するので、ケーシング及び延出部を高精度に製造することができると共に、熱伸び差の影響を抑制することができる。 According to the turbine exhaust structure of the present invention, since the extension portion is formed integrally or separately from the same material as the casing, the casing and the extension portion can be manufactured with high accuracy, and the influence of the difference in thermal expansion can be reduced. Can be suppressed.

本発明のタービン排気構造によれば、延出部をケーシングと異なる材料で別体に形成し、熱膨張差吸収手段を介して連結する一方、排気ディフューザを延出部と同じ材料で形成するので、熱膨張差吸収手段を介して連結することで、異なる材料の延出部とケーシングとの間に生じる熱膨張差を吸収することができる。また、延出部を排気ディフューザと同じ材料とすることで、連結部に生じる熱膨張差による段差を小さくすると共に、低コスト化を可能とすることができる。 According to the turbine exhaust structure of the present invention, the extension portion is formed separately from a material different from that of the casing and connected via the thermal expansion difference absorbing means, while the exhaust diffuser is formed of the same material as the extension portion. By connecting through the thermal expansion difference absorbing means, it is possible to absorb the thermal expansion difference generated between the extension part of the different material and the casing. Further, by using the same material as the exhaust diffuser for the extending portion, it is possible to reduce the step due to the difference in thermal expansion occurring in the connecting portion and to reduce the cost.

本発明のタービン排気構造によれば、ケーシングを、円筒形状をなすケーシング本体と、ケーシング本体の内側に設けられて円筒形状をなす翼環と、最終段動翼の外方に配置されて円筒形状をなす分割環と、翼環と分割環とを連結する遮熱環とで構成し、延出部を、翼環、分割環、遮熱環のいずれか一つから後方に延出するので、ケーシングをケーシング本体と翼環と分割環と遮熱環とから構成し、延出部をこの翼環と分割環と遮熱環のいずれかから延出して構成することで、製造を簡素化して製造コストを低減することができる。 According to the turbine exhaust structure of the present invention, the casing includes a cylindrical casing body, a cylindrical blade ring provided inside the casing body, and disposed outside the final stage rotor blade. And a heat shield ring connecting the blade ring and the split ring, and the extending portion extends backward from any one of the blade ring, the split ring, and the heat shield ring, The casing is composed of a casing body, a blade ring, a split ring, and a heat shield ring, and the extending portion is configured to extend from any one of the blade ring, the split ring, and the heat shield ring, thereby simplifying manufacturing. Manufacturing cost can be reduced.

また、本発明のガスタービンによれば、圧縮機と燃焼器とタービンとにより構成し、タービンをタービン車室の後部の内側に排気ディフューザの前部を所定隙間をもって侵入させ、排気ディフューザにより構成される排気ガス通路の前部をタービン車室の燃焼ガス通路に連通して構成し、タービン車室の内側から後方に延出する延出部を設け、この延出部の後部に排気ディフューザの前部を相対移動可能にシール部材を介して連結している。従って、延出部と排気ディフューザとの連結部が排気ガスの流速の小さい流れ方向後方側に位置することから、ケーシングと排気ディフューザとの間の熱伸び差によって発生する段差が、流速の大きい流れ方向前方側に生じることを防ぐことができるので、境界層の発達が抑制されると共に、排気ガスのスムースな流れが阻害されず、排気ディフューザの性能を向上することができる。 Further, according to the gas turbine of the present invention, it is constituted by a compressor, a combustor, and a turbine, and the turbine is constituted by an exhaust diffuser by allowing the front part of the exhaust diffuser to enter inside the rear part of the turbine casing with a predetermined gap. The front part of the exhaust gas passage that communicates with the combustion gas passage of the turbine casing is provided with an extension that extends rearward from the inside of the turbine casing, and the rear of the extension diffuser is provided in front of the exhaust diffuser. The parts are connected via a seal member so as to be relatively movable. Therefore, since the connecting portion between the extension portion and the exhaust diffuser is located on the rear side in the flow direction where the exhaust gas flow velocity is low, the step generated by the difference in thermal expansion between the casing and the exhaust diffuser is a flow where the flow velocity is high. Since it can be prevented from occurring on the front side in the direction, the development of the boundary layer is suppressed and the smooth flow of the exhaust gas is not inhibited, and the performance of the exhaust diffuser can be improved.

本発明のガスタービンによれば、タービンを、タービン車室と排気車室と排気室を前後方向に沿って連結し、タービン車室を、円筒形状をなすタービン車室本体と、タービン車室本体の内側に設けられて円筒形状をなす翼環と、最終段動翼の外方に配置されて円筒形状をなす分割環と、翼環と分割環とを連結する遮熱環とで構成し、延出部を、翼環、分割環、遮熱環のいずれか一つから後方に延出するので、タービン車室をタービン車室本体と翼環と分割環と遮熱環とから構成し、延出部をこの翼環と分割環と遮熱環のいずれかから延出して構成することで、製造を簡素化して製造コストを低減することができる。 According to the gas turbine of the present invention, the turbine is connected to the turbine casing, the exhaust casing, and the exhaust chamber along the front-rear direction, and the turbine casing is formed into a cylindrical casing main body, and the turbine casing main body. A cylindrical ring-shaped blade ring, a split ring that is arranged outside the final stage rotor blade and forms a cylindrical shape, and a heat shield ring that connects the blade ring and the split ring, Since the extending portion extends rearward from any one of the blade ring, the split ring, and the heat shield ring, the turbine casing is composed of the turbine casing main body, the blade ring, the split ring, and the heat shield ring, By configuring the extending portion to extend from any one of the blade ring, the split ring, and the heat shield ring, the manufacturing can be simplified and the manufacturing cost can be reduced.

図１は、本発明の実施例１に係るガスタービンにおけるタービン排気構造を表すタービンの要部断面図である。FIG. 1 is a cross-sectional view of a main part of a turbine representing a turbine exhaust structure in a gas turbine according to a first embodiment of the present invention. 図２は、実施例１のガスタービンの概略構成図である。FIG. 2 is a schematic configuration diagram of the gas turbine of the first embodiment. 図３は、本発明の実施例２に係るガスタービンにおけるタービン排気構造を表すタービンの要部断面図である。FIG. 3 is a cross-sectional view of the main part of the turbine representing the turbine exhaust structure in the gas turbine according to the second embodiment of the present invention. 図４−１は、実施例２に係る熱膨張差吸収手段を表す図３のIV−IV断面図である。FIG. 4-1 is a sectional view taken along the line IV-IV in FIG. 3 showing the thermal expansion difference absorbing means according to the second embodiment. 図４−２は、実施例２に係る熱膨張差吸収手段の変形例を表す断面図である。FIG. 4-2 is a cross-sectional view illustrating a modification of the thermal expansion difference absorbing unit according to the second embodiment.

以下に添付図面を参照して、本発明に係るタービン排気構造及びガスタービンの好適な実施例を詳細に説明する。なお、この実施例により本発明が限定されるものではない。 Exemplary embodiments of a turbine exhaust structure and a gas turbine according to the present invention will be described below in detail with reference to the accompanying drawings. In addition, this invention is not limited by this Example.

図１は、本発明の実施例１に係るガスタービンにおけるタービン排気構造を表すタービンの要部断面図、図２は、実施例１のガスタービンの概略構成図である。 FIG. 1 is a cross-sectional view of a main part of a turbine representing a turbine exhaust structure in a gas turbine according to a first embodiment of the present invention. FIG. 2 is a schematic configuration diagram of the gas turbine according to the first embodiment.

実施例１のガスタービンは、図２に示すように、圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３により構成されている。このガスタービンには、図示しない発電機が連結されており、発電可能となっている。 As shown in FIG. 2, the gas turbine of the first embodiment includes a compressor 11, a combustor 12, and a turbine 13. A generator (not shown) is connected to the gas turbine and can generate power.

圧縮機１１は、空気を取り込む空気取入口２１を有し、圧縮機車室２２内に複数の静翼２３と動翼２４が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されてなり、その外側に抽気室２５が設けられている。燃焼器１２は、圧縮機１１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、点火することで燃焼可能となっている。タービン１３は、タービン車室２６内に複数の静翼２７と動翼２８が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されている。このタービン車室２６の下流側には、排気車室２９を介して排気室３０が配設されており、排気室３０は、タービン１３に連続する排気ディフューザ３１を有している。 The compressor 11 has an air intake 21 for taking in air, and a plurality of stationary blades 23 and moving blades 24 are alternately arranged in the front and rear direction (the axial direction of a rotor 32 described later) in a compressor casing 22. The bleed chamber 25 is provided on the outer side. The combustor 12 is combustible by supplying fuel to the compressed air compressed by the compressor 11 and igniting it. In the turbine 13, a plurality of stationary blades 27 and moving blades 28 are alternately arranged in a turbine casing 26 in the front-rear direction (the axial direction of a rotor 32 described later). An exhaust chamber 30 is disposed downstream of the turbine casing 26 via an exhaust casing 29, and the exhaust chamber 30 has an exhaust diffuser 31 that is continuous with the turbine 13.

また、圧縮機１１、燃焼器１２、タービン１３、排気室３０の中心部を貫通するようにロータ（タービン軸）３２が位置している。ロータ３２は、圧縮機１１側の端部が軸受部３３により回転自在に支持される一方、排気室３０側の端部が軸受部３４により回転自在に支持されている。そして、このロータ３２は、圧縮機１１にて、各動翼２４が装着されたディスクが複数重ねられて固定され、タービン１３にて、各動翼２８が装着されたディスクが複数重ねられて固定されており、排気室３０側の端部に図示しない発電機の駆動軸が連結されている。 A rotor (turbine shaft) 32 is positioned so as to penetrate the compressor 11, the combustor 12, the turbine 13, and the central portion of the exhaust chamber 30. The end of the rotor 32 on the compressor 11 side is rotatably supported by the bearing portion 33, while the end of the exhaust chamber 30 side is rotatably supported by the bearing portion 34. The rotor 32 is fixed by stacking a plurality of disks with each blade 24 mounted thereon by the compressor 11 and fixed by a plurality of disks having each blade 28 mounted by the turbine 13. A generator drive shaft (not shown) is connected to the end on the exhaust chamber 30 side.

そして、このガスタービンは、圧縮機１１の圧縮機車室２２が脚部３５に支持され、タービン１３のタービン車室２６が脚部３６により支持され、排気室３０が脚部３７により支持されている。 In this gas turbine, the compressor casing 22 of the compressor 11 is supported by the legs 35, the turbine casing 26 of the turbine 13 is supported by the legs 36, and the exhaust chamber 30 is supported by the legs 37. .

従って、圧縮機１１の空気取入口２１から取り込まれた空気が、複数の静翼２３と動翼２４を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。燃焼器１２にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。そして、この燃焼器１２で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１３を構成する複数の静翼２７と動翼２８を通過することでロータ３２を駆動回転し、このロータ３２に連結された発電機を駆動する。一方、排気ガス（燃焼ガス）のエネルギは、排気室３０の排気ディフューザ３１により圧力に変換され減速されてから大気に放出される。 Therefore, the air taken in from the air intake 21 of the compressor 11 passes through the plurality of stationary blades 23 and the moving blades 24 and is compressed to become high-temperature and high-pressure compressed air. A predetermined fuel is supplied to the compressed air in the combustor 12 and burned. Then, the high-temperature and high-pressure combustion gas that is the working fluid generated in the combustor 12 passes through the plurality of stationary blades 27 and the moving blades 28 constituting the turbine 13 to drive and rotate the rotor 32. The generator connected to 32 is driven. On the other hand, the energy of the exhaust gas (combustion gas) is converted into pressure by the exhaust diffuser 31 in the exhaust chamber 30 and decelerated before being released to the atmosphere.

上述したタービン１３において、図１に示すように、円筒形状をなすタービン車室２６には、複数の静翼２７と動翼２８が交互に配設されている。このタービン車室２６は、排気ガスの流動方向の下流側に円筒形状をなす排気車室２９が配設されている。この排気車室２９は、排気ガスの流動方向の下流側に円筒形状をなす排気室３０が配設されている。この排気室３０は、排気ガスの流動方向の下流側に排気ダクト（図示略）が配設されている。この場合、タービン車室２６、排気車室２９、排気室３０、排気ダクトは、それぞれ上下２分割に形成され、タービン車室２６と排気車室２９は、鋳造により製作され、排気室３０と排気ダクトは、ブレス加工（板金）により製作される。 In the turbine 13 described above, as shown in FIG. 1, a plurality of stationary blades 27 and moving blades 28 are alternately arranged in a turbine casing 26 having a cylindrical shape. The turbine casing 26 is provided with a cylindrical exhaust casing 29 on the downstream side in the flow direction of the exhaust gas. The exhaust casing 29 is provided with a cylindrical exhaust chamber 30 on the downstream side in the exhaust gas flow direction. The exhaust chamber 30 is provided with an exhaust duct (not shown) on the downstream side in the flow direction of the exhaust gas. In this case, the turbine casing 26, the exhaust casing 29, the exhaust chamber 30, and the exhaust duct are each divided into two parts, and the turbine casing 26 and the exhaust casing 29 are manufactured by casting, and the exhaust casing 30 and the exhaust casing 29 are exhausted. The duct is manufactured by breath processing (sheet metal).

そして、タービン車室２６と排気車室２９とは、複数の連結ボルト４１により連結され、排気車室２９と排気室３０とは、熱伸びを吸収可能な複数の排気室サポート４２，４３により連結されている。この排気室サポート４２，４３は、短冊形状をなし、タービン１３の軸方向に沿って延設されると共に、周方向に所定の間隔で複数並設されている。この排気室サポート４２，４３は、排気車室２９と排気室３０との間で温度差により熱伸びが発生したとき、変形することでその熱伸びを吸収可能となっている。この熱伸びは、タービン１３の始動時などの過渡期や高負荷時に発生しやすい。また、排気車室２９と排気室３０との間には、各排気室サポート４２，４３の間に位置してガスシール４４が設けられている。 The turbine casing 26 and the exhaust casing 29 are connected by a plurality of connecting bolts 41, and the exhaust casing 29 and the exhaust chamber 30 are connected by a plurality of exhaust chamber supports 42 and 43 capable of absorbing thermal expansion. Has been. The exhaust chamber supports 42 and 43 have a strip shape, are extended along the axial direction of the turbine 13, and are arranged in parallel at a predetermined interval in the circumferential direction. The exhaust chamber supports 42 and 43 are capable of absorbing the thermal expansion by deforming when thermal expansion occurs due to a temperature difference between the exhaust casing 29 and the exhaust chamber 30. This thermal elongation is likely to occur during a transition period such as when the turbine 13 is started or during a high load. A gas seal 44 is provided between the exhaust chamber 29 and the exhaust chamber 30 so as to be positioned between the exhaust chamber supports 42 and 43.

排気車室２９は、その内側に排気室３０を構成する円筒形状をなす排気ディフューザ３１が配置されている。この排気ディフューザ３１は、円筒形状をなす外側ディフューザ４５と内側ディフューザ４６が複数のストラットシールド４７により連結されて構成されている。このストラットシールド４７は、円筒形状や楕円筒状などの中空構造をなし、排気ディフューザ３１の周方向に均等間隔で複数設けられている。なお、上述した排気室サポート４２，４３及びガスシール４４は、端部が排気室３０を構成する排気ディフューザ３１における外側ディフューザ４５に連結されている。 The exhaust casing 29 has a cylindrical exhaust diffuser 31 that forms the exhaust chamber 30 disposed inside thereof. The exhaust diffuser 31 includes a cylindrical outer diffuser 45 and an inner diffuser 46 connected by a plurality of strut shields 47. The strut shield 47 has a hollow structure such as a cylindrical shape or an elliptical cylinder shape, and a plurality of strut shields 47 are provided at equal intervals in the circumferential direction of the exhaust diffuser 31. The exhaust chamber supports 42 and 43 and the gas seal 44 described above are connected to the outer diffuser 45 in the exhaust diffuser 31 constituting the exhaust chamber 30 at the ends.

ストラットシールド４７内には、ストラット４８が配設されている。このストラット４８は、一端側が内側ディフューザ４６を貫通して軸受部３４を収容する軸受箱４９に連結され、この軸受３４によりロータ３２が回転自在に支持されている。また、ストラット４８は、他端側が外側ディフューザ４５を貫通して排気車室２９に固定されている。なお、ストラットシールド４７内部の空間は、排気ディフューザ３１（内側ディフューザ４６）の内側の空間や、排気車室２９と排気ディフューザ３１との間の空間に連通し、外部からこれらの空間に冷却空気を供給可能となっている。 A strut 48 is disposed in the strut shield 47. One end of the strut 48 is connected to a bearing box 49 that passes through the inner diffuser 46 and accommodates the bearing portion 34, and the rotor 32 is rotatably supported by the bearing 34. In addition, the other end side of the strut 48 passes through the outer diffuser 45 and is fixed to the exhaust casing 29. The space inside the strut shield 47 communicates with the space inside the exhaust diffuser 31 (inner diffuser 46) and the space between the exhaust casing 29 and the exhaust diffuser 31, and cooling air is supplied to these spaces from the outside. Supply is possible.

ところで、タービン車室（ケーシング）２６内には、複数の静翼２７と動翼２８が交互に配設されており、各段の翼環構造はほぼ同様の構成となっている。即ち、最終段翼環構造にて、最終段静翼２７ａの下流側に最終段動翼２８ａが配置されている。タービン車室２６における最終段翼環構造は、円筒形状をなすタービン車室本体（ケーシング本体）５１と、タービン車室本体５１の内側に設けられて円筒形状をなす翼環５２と、最終段動翼２８ａの外方に配置されて円筒形状をなす分割環５３と、翼環５２と分割環５３とを連結する遮熱環５４，５５とから構成されている。 Incidentally, a plurality of stationary blades 27 and moving blades 28 are alternately arranged in the turbine casing (casing) 26, and the blade ring structure of each stage has a substantially similar configuration. That is, in the final stage blade ring structure, the final stage moving blade 28a is disposed on the downstream side of the final stage stationary blade 27a. The final stage blade ring structure in the turbine casing 26 includes a turbine casing main body (casing main body) 51 having a cylindrical shape, a blade ring 52 having a cylindrical shape provided inside the turbine casing main body 51, and a final stage motion. It is comprised from the division | segmentation ring 53 which is arrange | positioned on the outer side of the blade | wing 28a, and makes | forms a cylindrical shape, and the heat insulation rings 54 and 55 which connect the blade ring 52 and the division | segmentation ring 53.

タービン車室本体５１は、鋳造で円筒形状をなすように形成され、燃焼器１２と排気車室２９とを連結している。翼環５２は、鋳造で円筒形状をなすように形成されており、周方向上下に２分割されており、図示しないシール部材を介してボルト連結されている。そして、この翼環５２は、タービン１３の軸方向における前後方向にずれた位置に、周方向に沿う係止溝５２ａ，５２ｂが形成されている。 The turbine casing main body 51 is formed in a cylindrical shape by casting, and connects the combustor 12 and the exhaust casing 29. The blade ring 52 is formed in a cylindrical shape by casting, is divided into two in the circumferential direction, and is bolted via a seal member (not shown). The blade ring 52 is formed with locking grooves 52 a and 52 b along the circumferential direction at positions shifted in the front-rear direction in the axial direction of the turbine 13.

分割環５３は、高温強度に優れた耐熱合金で形成される環状部品であり、周方向に複数の分割体に分割されており、各分割体の間には図示しないシール部材が介装され、燃焼ガス及び空気の漏洩を防止している。この分割環５３は、タービン１３の軸方向における前後にずれた位置に、周方向に沿うと共に、外側に突出するフランジ部５３ａ，５３ｂが形成されている。図１に示すこの分割環５３は、最終段動翼２８ａの外方に位置している。 The split ring 53 is an annular part formed of a heat-resistant alloy having excellent high-temperature strength, and is divided into a plurality of divided bodies in the circumferential direction, and a seal member (not shown) is interposed between the divided bodies. Prevents leakage of combustion gas and air. The split ring 53 is formed with flange portions 53 a and 53 b that protrude along the circumferential direction at positions shifted forward and backward in the axial direction of the turbine 13. The split ring 53 shown in FIG. 1 is located outside the final stage moving blade 28a.

遮熱環５４，５５は、環状部品であり、周方向に複数に分割されており、相互の間には図示しないシール部材が介装され、燃焼ガス及び空気の漏洩を防止している。この遮熱環５４，５５は、最終段静翼２７ａや最終段動翼２８ａに作用する高温の熱が、特別な耐熱材料を用いていない翼環５２に伝達するのを防止する機能を有する。そして、遮熱環５４，５５は、外周側の係止部５４ａ，５５ａが翼環５２の係止溝５２ａ，５２ｂに係合している。また、遮熱環５４，５５は、内周側の係止部５４ｂ，５５ｂに分割環５３のフランジ部５３ａ，５３ｂが係止している。 The heat shield rings 54 and 55 are annular parts and are divided into a plurality of parts in the circumferential direction, and a seal member (not shown) is interposed between them to prevent leakage of combustion gas and air. The heat shield rings 54 and 55 have a function of preventing high-temperature heat acting on the final stage stationary blade 27a and the final stage moving blade 28a from being transmitted to the blade ring 52 not using a special heat-resistant material. The heat shield rings 54 and 55 are engaged with the locking grooves 52 a and 52 b of the blade ring 52 at the locking portions 54 a and 55 a on the outer peripheral side. Further, in the heat shield rings 54 and 55, the flange portions 53a and 53b of the split ring 53 are locked to the inner peripheral locking portions 54b and 55b.

また、最終段静翼２７ａは、外側端部が円筒形状をなすシュラウド５６に支持されており、このシュラウド５６は、フランジ部５６ａが遮熱環５４の係止部５４ｂに係止している。 Further, the final stage stationary blade 27 a is supported by a shroud 56 having an outer end portion that has a cylindrical shape, and the flange portion 56 a of the shroud 56 is locked to the locking portion 54 b of the heat shield ring 54.

タービン１３では、このように各段の翼環構造が構成されることから、タービン車室２６を構成するシュラウド５６、分割環５３などにより燃焼ガス通路Ａが構成され、タービン車室２６及び排気車室２９の後部の内側に、排気ディフューザ３１の前部が径方向に所定隙間をもって侵入し、この排気ディフューザ３１により構成される排気ガス通路Ｂの前部が燃焼ガス通路Ａに連通する構成となっている。 In the turbine 13, the blade ring structure of each stage is configured in this way, so that the combustion gas passage A is configured by the shroud 56, the split ring 53, and the like that configure the turbine casing 26, and the turbine casing 26 and the exhaust wheel The front portion of the exhaust diffuser 31 enters the inside of the rear portion of the chamber 29 with a predetermined gap in the radial direction, and the front portion of the exhaust gas passage B constituted by the exhaust diffuser 31 communicates with the combustion gas passage A. ing.

なお、タービン車室２６、排気車室２９、排気室３０（排気ディフューザ３１）の外周面や内周面には、図示しない断熱材が装着されている。 A heat insulating material (not shown) is attached to the outer peripheral surface and the inner peripheral surface of the turbine casing 26, the exhaust casing 29, and the exhaust chamber 30 (exhaust diffuser 31).

このように構成された本実施例のタービン１３の排気構造にて、翼環５２は、内側から後方に延出する延出部６１が設けられ、この延出部６１に排気ディフューザ３１の前部が相対移動可能で、且つ、シール部材６２を介して連結部６５にて連結されている。即ち、本実施例では、タービン車室２６の後部と排気ディフューザ３１の前部との連結部６５を、境界層が安定しているタービン１３の後方側（排気ガスの流れ方向の下流側）に配置している。 In the exhaust structure of the turbine 13 of the present embodiment configured as described above, the blade ring 52 is provided with an extending portion 61 extending rearward from the inside, and the front portion of the exhaust diffuser 31 is provided in the extending portion 61. Are relatively movable, and are connected by a connecting portion 65 via a seal member 62. In other words, in the present embodiment, the connecting portion 65 between the rear portion of the turbine casing 26 and the front portion of the exhaust diffuser 31 is located on the rear side (downstream side in the exhaust gas flow direction) of the turbine 13 where the boundary layer is stable. It is arranged.

この場合、延出部６１と排気ディフューザ３１との連結部６５は、燃焼ガス通路Ａに配設される最終段動翼２８ａより後方で、且つ、ストラット４８またはストラットシールド４７より前方に配置されている。具体的に、延出部６１と排気ディフューザ３１との連結部６５は、ストラット４８またはストラットシールド４７の前方近傍に配置されており、更には、ストラットシールド４７と排気ディフューザ３１との連結部６６より所定距離前方に配置されている。 In this case, the connecting portion 65 between the extending portion 61 and the exhaust diffuser 31 is disposed behind the final stage moving blade 28 a disposed in the combustion gas passage A and ahead of the strut 48 or the strut shield 47. Yes. Specifically, the connecting portion 65 between the extending portion 61 and the exhaust diffuser 31 is disposed in the vicinity of the front of the strut 48 or the strut shield 47, and further from the connecting portion 66 between the strut shield 47 and the exhaust diffuser 31. It is arranged in front of a predetermined distance.

即ち、翼環５２は、タービン１３の軸方向における後端部から、ロータ３２の中心側に燃焼ガス通路Ａの通路面まで延びるフランジ部６１ａが一体に形成され、このフランジ部６１ａにおける内周側端部からタービン１３の後方に連結部６５まで延出する円筒部６１ｂが一体に形成されている。延出部６１は、このフランジ部６１ａと円筒部６１ｂにより構成されており、その円筒部６１ｂの内面により燃焼ガス通路Ａまたは排気ガス通路Ｂを形成している。 That is, the blade ring 52 is integrally formed with a flange portion 61a extending from the rear end portion in the axial direction of the turbine 13 to the passage surface of the combustion gas passage A on the center side of the rotor 32, and the inner peripheral side of the flange portion 61a. A cylindrical part 61b extending from the end part to the rear of the turbine 13 up to the connecting part 65 is integrally formed. The extending portion 61 is constituted by the flange portion 61a and the cylindrical portion 61b, and the combustion gas passage A or the exhaust gas passage B is formed by the inner surface of the cylindrical portion 61b.

この場合、延出部６１（円筒部６１ｂ）は、内径が分割環５３の内周径とほぼ同径に設定され、分割環５３から延出部６１（円筒部６１ｂ）にかけて段差なく連続する。そして、燃焼ガス通路Ａから連通する排気ガス通路Ｂは、最終段動翼２８ａが配置される位置より後方で流路面積が減少する絞り部Ｂ１と、この絞り部Ｂ１から後方で流路面積が増加する拡大部Ｂ２を有しており、この絞り部Ｂ１と拡大部Ｂ２は、延出部６１の円筒部６１ｂにより構成されている。また、絞り部Ｂ１と拡大部Ｂ２とは極力滑らかに接続されているが、その接続部の子午面形状にはある程度の曲率が存在することとなり、この曲率が大きい場合はその近傍を流れる速度も大きくなる。 In this case, the extending portion 61 (cylindrical portion 61b) has an inner diameter set to be substantially the same as the inner peripheral diameter of the split ring 53, and continues from the split ring 53 to the extending portion 61 (cylindrical portion 61b) without a step. The exhaust gas passage B communicating with the combustion gas passage A has a throttle portion B1 whose flow area decreases behind the position where the final stage moving blade 28a is disposed, and a flow passage area behind the throttle portion B1. The expanding portion B2 increases, and the narrowed portion B1 and the enlarged portion B2 are constituted by a cylindrical portion 61b of the extending portion 61. In addition, the diaphragm portion B1 and the enlarged portion B2 are connected as smoothly as possible, but there is a certain degree of curvature in the meridional shape of the connecting portion, and when this curvature is large, the velocity flowing in the vicinity thereof is also growing.

一方、排気ディフューザ３１における外側ディフューザ４５は、円筒形状をなすものの、排気ガス通路Ｂが燃焼ガス通路Ａに連通する前方側、つまり、翼環５２の延出部６１に連結される側の流路面積が増加する形状となっており、この外側ディフューザ４５の前端部と延出部６１の後端部がほぼ同径となることで、延出部６１（円筒部６１ｂ）における拡大部Ｂ２から外側ディフューザ４５に至る排気ガス通路Ｂの子午面形状が直線的に広がる形状となっている。つまり、延出部６１と排気ディフューザ３１の外側ディフューザ４５との連結部６５は、流路面積の増加率が正の値で、且つ、一定の領域に配置されることとなる。 On the other hand, the outer diffuser 45 in the exhaust diffuser 31 has a cylindrical shape, but the flow path on the front side where the exhaust gas passage B communicates with the combustion gas passage A, that is, the side connected to the extending portion 61 of the blade ring 52. The area increases in shape, and the front end portion of the outer diffuser 45 and the rear end portion of the extension portion 61 have substantially the same diameter, so that the outside of the extension portion B2 in the extension portion 61 (cylindrical portion 61b) is outside. The meridian shape of the exhaust gas passage B reaching the diffuser 45 is a shape that linearly expands. That is, the connecting portion 65 between the extending portion 61 and the outer diffuser 45 of the exhaust diffuser 31 is disposed in a constant region with a positive increase rate of the channel area.

そして、延出部６１が一体に鋳造された翼環５２と、排気ディフューザ３１の外側ディフューザ４５は、異なる材料で形成されることから、熱伸び量が相違する。そのため、本実施例では、延出部６１の後端部と外側ディフューザ４５の前端部との間に、両者の熱伸び差を吸収できる程度の所定隙間を軸方向に確保し、両者の間にシール部材６２を設けている。この場合、例えば、翼環５２は、Ｎｉ基合金を鋳造して形成され、排気ディフューザ３１（外側ディフューザ４５、内側ディフューザ４６）は、ステンレス鋼をプレス加工（板金）して形成される。 And since the blade ring 52 in which the extending part 61 was integrally cast and the outer diffuser 45 of the exhaust diffuser 31 are formed of different materials, the amount of thermal expansion is different. For this reason, in this embodiment, a predetermined gap is secured in the axial direction between the rear end portion of the extending portion 61 and the front end portion of the outer diffuser 45 so as to absorb the difference in thermal expansion between the two, and between the two. A seal member 62 is provided. In this case, for example, the blade ring 52 is formed by casting a Ni-based alloy, and the exhaust diffuser 31 (the outer diffuser 45 and the inner diffuser 46) is formed by pressing stainless steel (sheet metal).

即ち、外側ディフューザ４５の前端部には、延出部６１側に突出する取付ブラケット６３が溶接などにより固定されており、この取付ブラケット６３にシール部材６２が装着されている。このシール部材６２は、先端部の環状シール６２ａが図示しない付勢ばねにより延出部６１における先端部外周面に押圧する構成となっている。なお、翼環５２の延出部６１には、排気ガス通路Ｂを流れる排気ガスの温度を計測する温度センサ６４が設けられている。 That is, a mounting bracket 63 protruding toward the extending portion 61 is fixed to the front end portion of the outer diffuser 45 by welding or the like, and the seal member 62 is attached to the mounting bracket 63. The seal member 62 is configured such that the annular seal 62a at the distal end is pressed against the outer peripheral surface of the distal end of the extending portion 61 by a biasing spring (not shown). A temperature sensor 64 that measures the temperature of the exhaust gas flowing through the exhaust gas passage B is provided in the extending portion 61 of the blade ring 52.

従って、タービン車室２６における翼環５２から延出部６１が一体に形成され、この延出部６１の後端部が、ストラット４８またはストラットシールド４７の前方近傍で排気ディフューザ３１の外側ディフューザ４５とシール部材６２を介して連結部６５において連結されることで、ガスタービンの始動時などの過渡期や高負荷時に、タービン車室２６の延出部６１と排気室３０の排気ディフューザ３１との間で熱伸び差が発生したとしても、延出部６１と外側ディフューザ４５との連結部６５が、排気ガスの流れが十分減速される拡大部Ｂ２の後方側に配設されたストラット４８またはストラットシールド４７の前方近傍に位置することから、燃焼ガス通路Ａと排気ガス通路Ｂとの連通部近傍で生じる段差によって影響を受ける流れの乱れや境界層の発達を低減することができる。また、通路面の流れ方向（子午面形状）に曲率を有する絞り部Ｂ１と拡大部Ｂ２との接続部からも流れ方向後方側に離間することで、通路面の曲率が流速に与える影響を抑制することができる。 Therefore, an extension portion 61 is integrally formed from the blade ring 52 in the turbine casing 26, and the rear end portion of the extension portion 61 is connected to the outer diffuser 45 of the exhaust diffuser 31 near the front of the strut 48 or the strut shield 47. By being connected at the connecting portion 65 via the seal member 62, between the extended portion 61 of the turbine casing 26 and the exhaust diffuser 31 of the exhaust chamber 30 during a transition period such as when the gas turbine is started or during a high load. Even if a difference in thermal expansion occurs, the connecting portion 65 between the extending portion 61 and the outer diffuser 45 is disposed on the rear side of the enlarged portion B2 where the exhaust gas flow is sufficiently decelerated, or the strut shield. Turbulence of the flow affected by the step generated in the vicinity of the communication portion between the combustion gas passage A and the exhaust gas passage B. It is possible to reduce the development of the boundary layer. In addition, the effect of the curvature of the passage surface on the flow velocity is suppressed by separating it from the connecting portion between the narrowed portion B1 and the enlarged portion B2 having a curvature in the flow direction (meridional surface shape) of the passage surface. can do.

そのため、燃焼ガス通路Ａから排気ガス通路Ｂに至るガス流れは、絞り部Ｂ１で増速されることで、壁面に沿う流速の小さい排気ガスの境界層が発生することが抑制され、この絞り部Ｂ１から拡大部Ｂ２に向けて適正に流れることとなり、この排気ディフューザ３１により排気ガスのエネルギを効率的に圧力に変換してから大気に放出することができる。 Therefore, the gas flow from the combustion gas passage A to the exhaust gas passage B is accelerated by the throttle portion B1, thereby suppressing the generation of an exhaust gas boundary layer having a small flow velocity along the wall surface. The air flows appropriately from B1 to the enlarged portion B2, and the exhaust diffuser 31 can efficiently convert the energy of the exhaust gas into pressure and then release it to the atmosphere.

このように実施例１のタービン排気構造にあっては、円筒形状をなすタービン車室２６により燃焼ガス通路Ａが構成され、このタービン車室２６の後部の内側に、円筒形状をなす排気ディフューザ３１の前部が所定隙間をもって侵入し、この排気ディフューザ３１により構成される排気ガス通路Ｂの前部が燃焼ガス通路Ａに連通するように構成し、タービン車室２６の内側から後方に延出する延出部６１を設け、この延出部６１の後部に排気ディフューザ３１の前部を相対移動可能で、且つ、シール部材６２を介して連結している。 As described above, in the turbine exhaust structure of the first embodiment, the combustion gas passage A is configured by the cylindrical turbine casing 26, and the cylindrical exhaust diffuser 31 is formed inside the rear portion of the turbine casing 26. Of the exhaust gas passage B formed by the exhaust diffuser 31 communicates with the combustion gas passage A and extends backward from the inside of the turbine casing 26. An extension part 61 is provided, and the front part of the exhaust diffuser 31 can be relatively moved to the rear part of the extension part 61 and is connected via a seal member 62.

従って、延出部６１と排気ディフューザ３１との連結部６５が排気ガスの流速の小さい流れ方向後方側に位置することから、タービン車室２６と排気ディフューザ３１との間の熱伸び差によって発生する段差が、流速の大きい流れ方向前方側に生じることを防ぐことができるので、境界層の発達が抑制されると共に、排気ガスのスムースな流れが阻害されず、排気ディフューザ３１の性能を向上することができる。 Accordingly, the connecting portion 65 between the extending portion 61 and the exhaust diffuser 31 is located on the rear side in the flow direction where the flow rate of the exhaust gas is small, and is generated due to a difference in thermal expansion between the turbine casing 26 and the exhaust diffuser 31. Since a step can be prevented from occurring on the front side in the flow direction where the flow velocity is high, the development of the boundary layer is suppressed, and the smooth flow of the exhaust gas is not hindered and the performance of the exhaust diffuser 31 is improved. Can do.

また、実施例１のタービン排気構造では、延出部６１と排気ディフューザ３１との連結部を、燃焼ガス通路Ａに配設される最終段動翼２８ａより後方で、且つ、ストラット４８またはストラットシールド４７より前方に配置している。従って、タービン車室２６や排気ディフューザ３１、ストラット４８などの構成や強度に影響を与えることなく、延出部６１と排気ディフューザ３１との連結部を流速の小さい流れ方向後方側に位置させることができる。 Further, in the turbine exhaust structure of the first embodiment, the connecting portion between the extending portion 61 and the exhaust diffuser 31 is located behind the final stage moving blade 28a disposed in the combustion gas passage A and the strut 48 or the strut shield. It is arranged in front of 47. Accordingly, the connecting portion between the extending portion 61 and the exhaust diffuser 31 can be positioned on the rear side in the flow direction with a low flow velocity without affecting the configuration and strength of the turbine casing 26, the exhaust diffuser 31, and the strut 48. it can.

また、実施例１のタービン排気構造では、延出部６１と排気ディフューザ３１との連結部を、ストラット４８またはストラットシールド４７の前方近傍に配置している。従って、最終段動翼２８ａとストラット４８またはストラットシールド４７との間において最も流速の小さい領域に、延出部６１と排気ディフューザ３１との連結部６５を配置することで、境界層の発達や流れの乱れを更に抑制することができる。また、延出部６１と排気ディフューザ３１との連結部からストラットシールド４７と排気ディフューザ３１との連結部までの距離を短縮することで、排気ディフューザ３１の支持剛性を確保することができる。 Further, in the turbine exhaust structure of the first embodiment, the connecting portion between the extending portion 61 and the exhaust diffuser 31 is disposed in the vicinity of the front of the strut 48 or the strut shield 47. Therefore, by arranging the connecting portion 65 between the extending portion 61 and the exhaust diffuser 31 in the region where the flow velocity is the smallest between the last stage moving blade 28a and the strut 48 or the strut shield 47, the development and flow of the boundary layer can be achieved. Can be further suppressed. Further, the support rigidity of the exhaust diffuser 31 can be ensured by shortening the distance from the connecting portion between the extending portion 61 and the exhaust diffuser 31 to the connecting portion between the strut shield 47 and the exhaust diffuser 31.

また、実施例１のタービン排気構造では、燃焼ガス通路Ａ及び排気ガス通路Ｂを、最終段動翼２８ａが配置される位置より後方で流路面積が減少した後に増加するように構成し、延出部６１と排気ディフューザ３１との連結部を、流路面積の増加率が正で一定の領域に配置している。従って、流れが減速しており、かつ、流路面の流れ方向（子午面形状）の曲率が０のため、流速が小さい領域に延出部６１と排気ディフューザ３１との連結部６５を配置することで、段差による流れへの影響を最小化できる。 Further, in the turbine exhaust structure of the first embodiment, the combustion gas passage A and the exhaust gas passage B are configured to increase after the passage area is reduced behind the position where the final stage moving blade 28a is disposed. The connecting portion between the outlet portion 61 and the exhaust diffuser 31 is disposed in a region where the increase rate of the channel area is positive and constant. Therefore, since the flow is decelerated and the curvature of the flow direction (meridional surface shape) of the flow path surface is 0, the connecting portion 65 between the extending portion 61 and the exhaust diffuser 31 is disposed in a region where the flow velocity is small. Thus, the influence on the flow due to the step can be minimized.

また、実施例１のタービン排気構造では、延出部６１をタービン車室２６と同じ材料で一体に形成している。従って、タービン車室２６及び延出部６１を高精度に製造することができると共に、熱伸び差の影響を抑制することができる。 In the turbine exhaust structure of the first embodiment, the extending portion 61 is integrally formed of the same material as the turbine casing 26. Accordingly, the turbine casing 26 and the extending portion 61 can be manufactured with high accuracy, and the influence of the difference in thermal expansion can be suppressed.

また、実施例１のタービン排気構造によれば、タービン車室２６を、円筒形状をなすタービン車室本体５１と、タービン車室本体５１の内側に設けられて円筒形状をなす翼環５２と、最終段動翼２８ａの外方に配置されて円筒形状をなす分割環５３と、翼環５２と分割環５３とを連結する遮熱環５４，５５とで構成し、延出部６１を翼環５２から後方に延出して設けている。従って、延出部６１を翼環５２から延出して構成することで、製造を簡素化して製造コストを低減することができる。 Further, according to the turbine exhaust structure of the first embodiment, the turbine casing 26 includes a cylindrical turbine casing main body 51 having a cylindrical shape, a blade ring 52 having a cylindrical shape provided inside the turbine casing main body 51, and A split ring 53 that is arranged outside the final stage rotor blade 28a and forms a cylindrical shape, and heat shield rings 54 and 55 that connect the blade ring 52 and the split ring 53, and the extending portion 61 is a blade ring. 52 is provided to extend rearward. Therefore, by extending the extending portion 61 from the blade ring 52, the manufacturing can be simplified and the manufacturing cost can be reduced.

また、実施例１のガスタービンによれば、圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３とにより構成し、このタービン１３にて、タービン車室２６の内側から後方に延出する延出部６１を設け、この延出部６１の後部に排気ディフューザ３１の前部を相対移動可能で、且つ、シール部材６２を介して連結している。 Further, according to the gas turbine of the first embodiment, the compressor 11, the combustor 12, and the turbine 13 are configured. In the turbine 13, the extending portion 61 that extends backward from the inside of the turbine casing 26 is provided. The front part of the exhaust diffuser 31 is relatively movable and connected to the rear part of the extension part 61 via a seal member 62.

従って、延出部６１と排気ディフューザ３１との連結部６５が排気ガスの流速の小さい流れ方向後方側に位置することから、タービン車室２６と排気ディフューザ３１との間の熱伸び差によって発生する段差が、流速の大きい流れ方向前方側に生じることを防ぐことができるので、境界層の発達が抑制されると共に、排気ガスのスムースな流れが阻害されず、排気ディフューザ３１の性能を向上することができる。その結果、ガスタービンにより発電効率を向上することができる。 Accordingly, the connecting portion 65 between the extending portion 61 and the exhaust diffuser 31 is located on the rear side in the flow direction where the flow rate of the exhaust gas is small, and is generated due to a difference in thermal expansion between the turbine casing 26 and the exhaust diffuser 31. Since a step can be prevented from occurring on the front side in the flow direction where the flow velocity is high, the development of the boundary layer is suppressed, and the smooth flow of the exhaust gas is not hindered and the performance of the exhaust diffuser 31 is improved. Can do. As a result, the power generation efficiency can be improved by the gas turbine.

なお、この実施例１では、翼環５２に対して延出部６１を同じ材料で一体に形成したが、翼環５２に対して延出部６１を別体に形成し、溶接またはボルト締結などの連結方法により一体に固定してもよい。この場合、翼環５２に対して延出部６１を同じ材料で形成することが好ましい。 In the first embodiment, the extended portion 61 is integrally formed of the same material with respect to the blade ring 52. However, the extended portion 61 is formed separately from the blade ring 52 and welded or bolted. You may fix integrally by the connection method. In this case, it is preferable to form the extension part 61 with the same material with respect to the blade ring 52.

図３は、本発明の実施例２に係るガスタービンにおけるタービン排気構造を表すタービンの要部断面図、図４−１は、実施例２に係る熱膨張差吸収手段を表す図３のIV−IV断面図、図４−２は、実施例２に係る熱膨張差吸収手段の変形例を表す断面図である。なお、前述した実施例で説明したものと同様の機能を有する部材には同一の符号を付して重複する説明は省略する。 3 is a cross-sectional view of a main part of a turbine representing a turbine exhaust structure in a gas turbine according to a second embodiment of the present invention. FIG. 4A is a cross-sectional view of IV- IV sectional drawing and FIGS. 4-2 are sectional drawings showing the modification of the thermal expansion difference absorption means which concerns on Example 2. FIG. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member which has the same function as what was demonstrated in the Example mentioned above, and the overlapping description is abbreviate | omitted.

実施例２のガスタービンにおけるタービン排気構造において、図３に示すように、タービン車室２６には、複数の静翼２７と動翼２８が交互に配設されており、最終段翼環構造にて、最終段静翼２７ａの下流側に最終段動翼２８ａが配置されている。タービン車室２６における最終段翼環構造は、タービン車室本体５１と、翼環５２と、分割環５３と、遮熱環５４，５５とから構成されている。 In the turbine exhaust structure of the gas turbine according to the second embodiment, as shown in FIG. 3, a plurality of stationary blades 27 and moving blades 28 are alternately arranged in the turbine casing 26, and the final stage blade ring structure is formed. Thus, the final stage moving blade 28a is disposed downstream of the final stage stationary blade 27a. The final stage blade ring structure in the turbine casing 26 includes a turbine casing body 51, a blade ring 52, a split ring 53, and heat shield rings 54 and 55.

そして、本実施例のタービン１３の排気構造にて、翼環５２は、内側から後方に延出する延出部７１が設けられ、この延出部７１の後部に排気ディフューザ３１の前部が相対移動可能で、且つ、シール部材６２を介して連結されている。 In the exhaust structure of the turbine 13 of the present embodiment, the blade ring 52 is provided with an extension portion 71 extending rearward from the inside, and the front portion of the exhaust diffuser 31 is relative to the rear portion of the extension portion 71. It is movable and is connected via a seal member 62.

即ち、延出部７１は、リング形状をなすフランジ部７１ａと、このフランジ部７１ａにおける内周側端部からタービン１３の後方に延出する円筒部７１ｂとが一体に形成されて構成されている。そして、この延出部７１は、フランジ部７１ａが翼環５２におけるタービン１３の軸方向における後端部に密着し、複数の締結ボルト７２により一体に固定されている。 That is, the extending portion 71 is configured by integrally forming a flange portion 71a having a ring shape and a cylindrical portion 71b extending from the inner peripheral side end portion of the flange portion 71a to the rear of the turbine 13. . The extending portion 71 has a flange portion 71 a that is in close contact with the rear end portion of the blade ring 52 in the axial direction of the turbine 13, and is integrally fixed by a plurality of fastening bolts 72.

本実施例では、この延出部７１は、翼環５２と異なる材料で別体に形成され、熱膨張差吸収手段７３を介して連結されている。この場合、例えば、翼環５２は、Ｎｉ基合金を鋳造して形成され、延出部７１は、ステンレス鋼をプレス加工（板金）して形成される。そして、図４−１に示すように、延出部７１のフランジ部７１ａには、熱膨張差吸収手段７３として、締結ボルト７２のネジ部７２ａの直径より大きく、締結ボルト７２の頭部７２ｂの直径よりも小さな孔を形成しており、延出部７１が翼環５２に固定される締結ボルト７２に対して、この孔を介して径方向及び周方向に相対移動可能に連結する。 In the present embodiment, the extending portion 71 is formed separately from a material different from that of the blade ring 52 and is connected via the thermal expansion difference absorbing means 73. In this case, for example, the blade ring 52 is formed by casting a Ni-based alloy, and the extending portion 71 is formed by press working (sheet metal) stainless steel. As shown in FIG. 4A, the flange portion 71 a of the extending portion 71 has, as the thermal expansion difference absorbing means 73, larger than the diameter of the screw portion 72 a of the fastening bolt 72, and the head 72 b of the fastening bolt 72. A hole smaller than the diameter is formed, and the extending portion 71 is connected to the fastening bolt 72 fixed to the blade ring 52 so as to be relatively movable in the radial direction and the circumferential direction through the hole.

なお、本実施例にて、熱膨張差吸収手段７３は、この構成に限るものではない。例えば、図４−２に示すように、熱膨張差吸収手段７３として、締結ボルト７２のネジ部７２ａの直径に対して径方向にのみ大きな長孔を放射状に設けて、この長孔を介して延出部７１が径方向に相対移動可能に連結してもよい。 In the present embodiment, the thermal expansion difference absorbing means 73 is not limited to this configuration. For example, as shown in FIG. 4B, as the thermal expansion difference absorbing means 73, a long hole is provided radially only in the radial direction with respect to the diameter of the threaded portion 72a of the fastening bolt 72, and through this long hole. The extending part 71 may be connected so as to be relatively movable in the radial direction.

なお、熱膨張差吸収手段７３は、これらの孔に限るものではなく、延出部７１を翼環５２と異なる材料で別体に形成するものの、熱膨張係数が近似する材料を選択することとしてもよい。 The thermal expansion difference absorbing means 73 is not limited to these holes, and the extension portion 71 is formed of a material different from that of the blade ring 52, but a material having a similar thermal expansion coefficient is selected. Also good.

一方、排気ディフューザ３１における外側ディフューザ４５は、円筒形状をなすものの、排気ガス通路Ｂが燃焼ガス通路Ａに連通する前方側、つまり、翼環５２の延出部７１に連結される側の流路面積が増加する形状となっており、この外側ディフューザ４５の前端部と延出部７１の後端部がほぼ同径となることで、延出部７１（円筒部７１ｂ）における拡大部Ｂ２から外側ディフューザ４５に至る排気ガス通路Ｂの子午面形状が直線的に広がる形状となっている。つまり、延出部７１と排気ディフューザ３１の外側ディフューザ４５との連結部７５は、流路面積の増加率が正の値で且つ一定の領域に配置されることとなる。この場合、排気ディフューザ３１（外側ディフューザ４５、内側ディフューザ４６）は、延出部７１と同じ材料で形成されている。そして、延出部７１の後端部と外側ディフューザ４５の前端部との間に両者の熱伸び差を吸収できる程度の所定隙間を軸方向に確保し、両者の間にシール部材６２を設けている。 On the other hand, the outer diffuser 45 in the exhaust diffuser 31 has a cylindrical shape, but the flow path on the front side where the exhaust gas passage B communicates with the combustion gas passage A, that is, the side connected to the extending portion 71 of the blade ring 52. The area increases in shape, and the front end portion of the outer diffuser 45 and the rear end portion of the extending portion 71 have substantially the same diameter, so that the outside of the extending portion 71 (cylindrical portion 71b) extends from the enlarged portion B2. The meridian shape of the exhaust gas passage B reaching the diffuser 45 is a shape that linearly expands. That is, the connecting portion 75 between the extending portion 71 and the outer diffuser 45 of the exhaust diffuser 31 is arranged in a constant region with a positive rate of increase in the channel area. In this case, the exhaust diffuser 31 (the outer diffuser 45 and the inner diffuser 46) is formed of the same material as the extending portion 71. A predetermined gap that can absorb the difference in thermal expansion between the rear end portion of the extending portion 71 and the front end portion of the outer diffuser 45 is secured in the axial direction, and a seal member 62 is provided therebetween. Yes.

従って、タービン車室２６における翼環５２から延出部７１が形成され、この延出部７１の後端部が、ストラット４８またはストラットシールド４７の前方近傍で排気ディフューザ３１の外側ディフューザ４５とシール部材６２を介して連結部７５において連結されることで、ガスタービンの始動時などの過渡期や高負荷時に、タービン車室２６の延出部７１と排気室３０の排気ディフューザ３１との間で熱伸び差が発生したとしても、延出部７１と外側ディフューザ４５との連結部７５が、排気ガスの流れが十分減速される拡大部Ｂ２の後方側に配設されたストラット４８またはストラットシールド４７の前方近傍に位置することから、燃焼ガス通路Ａと排気ガス通路Ｂとの連通部近傍で生じる段差によって影響を受ける流れの乱れや境界層の発達を低減することができる。また、通路面の流れ方向（子午面形状）に曲率を有する絞り部Ｂ１と拡大部Ｂ２との接続部からも流れ方向後方側に離間することで、通路面の曲率が流速に与える影響を抑制することができる。 Accordingly, an extension portion 71 is formed from the blade ring 52 in the turbine casing 26, and the rear end portion of the extension portion 71 is in the vicinity of the front of the strut 48 or the strut shield 47 and the outer diffuser 45 of the exhaust diffuser 31 and the seal member. By being connected at the connecting portion 75 via 62, heat is generated between the extending portion 71 of the turbine casing 26 and the exhaust diffuser 31 of the exhaust chamber 30 during a transition period such as when the gas turbine is started or during a high load. Even if a difference in elongation occurs, the connecting portion 75 between the extending portion 71 and the outer diffuser 45 is provided on the strut 48 or the strut shield 47 disposed on the rear side of the enlarged portion B2 where the flow of exhaust gas is sufficiently decelerated. Since it is located in the vicinity of the front, the turbulence and boundary of the flow affected by the step generated in the vicinity of the communication portion between the combustion gas passage A and the exhaust gas passage B It is possible to reduce the development. In addition, the effect of the curvature of the passage surface on the flow velocity is suppressed by separating it from the connecting portion between the narrowed portion B1 and the enlarged portion B2 having a curvature in the flow direction (meridional surface shape) of the passage surface. can do.

このように実施例２のタービン排気構造にあっては、円筒形状をなすタービン車室２６により燃焼ガス通路Ａが構成され、このタービン車室２６の後部の内側に、円筒形状をなす排気ディフューザ３１の前部が所定隙間をもって侵入し、この排気ディフューザ３１により構成される排気ガス通路Ｂの前部が燃焼ガス通路Ａに連通するように構成し、タービン車室２６の内側から後方に延出する延出部７１を設け、この延出部７１の後部に排気ディフューザ３１の前部を相対移動可能で、且つ、シール部材６２を介して連結している。 Thus, in the turbine exhaust structure of the second embodiment, the combustion gas passage A is configured by the cylindrical turbine casing 26, and the cylindrical exhaust diffuser 31 is formed inside the rear portion of the turbine casing 26. Of the exhaust gas passage B formed by the exhaust diffuser 31 communicates with the combustion gas passage A and extends backward from the inside of the turbine casing 26. An extension part 71 is provided, and the front part of the exhaust diffuser 31 can be relatively moved to the rear part of the extension part 71 and connected via a seal member 62.

従って、延出部７１と排気ディフューザ３１との連結部７５が排気ガスの流速の小さい流れ方向後方側に位置することから、タービン車室２６と排気ディフューザ３１との間の熱伸び差によって発生する段差が、流速の大きい流れ方向前方側に生じることを防ぐことができるので、境界層の発達が抑制されると共に、排気ガスのスムースな流れが阻害されず、排気ディフューザ３１の性能を向上することができる。 Therefore, since the connecting portion 75 between the extending portion 71 and the exhaust diffuser 31 is located on the rear side in the flow direction where the flow rate of the exhaust gas is small, it is generated due to a difference in thermal expansion between the turbine casing 26 and the exhaust diffuser 31. Since a step can be prevented from occurring on the front side in the flow direction where the flow velocity is high, the development of the boundary layer is suppressed, and the smooth flow of the exhaust gas is not hindered and the performance of the exhaust diffuser 31 is improved. Can do.

また、実施例２のタービン排気構造では、延出部７１を翼環５２と異なる材料で別体に形成し、熱膨張差吸収手段７３を介して連結する一方、排気ディフューザ３１を延出部７１と同じ材料で形成している。従って、異なる材料の延出部７１と翼環５２との間に生じる熱膨張差を吸収することができる。また、延出部７１を排気ディフューザ３１と同じ材料とすることで、連結部７５に生じる熱伸び差による段差を小さくするとともに、低コスト化を可能とすることができる。 Further, in the turbine exhaust structure of the second embodiment, the extension portion 71 is formed separately from a material different from that of the blade ring 52 and is connected via the thermal expansion difference absorbing means 73, while the exhaust diffuser 31 is connected to the extension portion 71. It is made of the same material. Therefore, it is possible to absorb a difference in thermal expansion that occurs between the extension portion 71 and the blade ring 52 made of different materials. In addition, by using the same material as the exhaust diffuser 31 for the extending portion 71, it is possible to reduce the step due to the difference in thermal expansion occurring in the connecting portion 75 and to reduce the cost.

なお、上述した各実施例では、延出部６１，７１を翼環５２から後方に延出したが、この構成に限るものではない。例えば、延出部を分割環５３や遮熱環５５から後方に延出してもよく、この場合、延出部を分割環５３や遮熱環５５と一体に形成してもよく、別体に形成してもよい。 In addition, in each Example mentioned above, although the extension parts 61 and 71 were extended back from the blade ring 52, it does not restrict to this structure. For example, the extension portion may extend backward from the split ring 53 or the heat shield ring 55. In this case, the extension portion may be formed integrally with the split ring 53 or the heat shield ring 55, and separately. It may be formed.

また、延出部６１，７１には拡大部Ｂ２と共に絞り部Ｂ１を設けたが、この構成に限るものではなく、絞り部Ｂ１ではなく流路面積が一定の領域を設けてもよい。また、ケーシング（タービン車室）２６と排気ディフューザ３１を形成する材料は同じでもよいし、異なってもよい。また、ケーシング（タービン車室）２６は、ケーシング本体（タービン車室本体）５１、翼環５２、分割環５３、遮熱環５４，５５によって構成されるとしたが、これに限るものではなく、例えば、翼環５２、分割環５３、遮熱環５４，５５は用いずに、ケーシング本体（タービン車室本体）５１のみによりケーシング（タービン車室）２６が構成されるものとしてもよい。また、ストラット４８の周囲に冷却空気用の空間を介してストラットシールド４７を配設した構成としたが、これに限るものではなく、ストラット４８のみの構成としてもよい。 In addition, the narrowed portion B1 is provided in the extending portions 61 and 71 together with the enlarged portion B2, but the present invention is not limited to this configuration, and a region having a constant flow path area may be provided instead of the narrowed portion B1. The material forming the casing (turbine casing) 26 and the exhaust diffuser 31 may be the same or different. Further, the casing (turbine casing) 26 is configured by the casing main body (turbine casing main body) 51, the blade ring 52, the split ring 53, and the heat shield rings 54 and 55, but is not limited thereto. For example, the casing (turbine casing) 26 may be configured by only the casing main body (turbine casing main body) 51 without using the blade ring 52, the split ring 53, and the heat shield rings 54 and 55. In addition, the strut shield 47 is disposed around the strut 48 via a space for cooling air. However, the configuration is not limited to this, and the strut 48 alone may be used.

本発明に係るタービン排気構造及びガスタービンは、ケーシングから後方に延出する延出部を設け、この延出部に排気ディフューザの前部を相対移動可能に連結することで、排気ディフューザの性能を向上可能とするものであり、いずれの種類のガスタービンにも適用することができる。 The turbine exhaust structure and the gas turbine according to the present invention are provided with an extending portion extending rearward from the casing, and by connecting the front portion of the exhaust diffuser to the extending portion so as to be relatively movable, the performance of the exhaust diffuser is improved. It can be improved and can be applied to any kind of gas turbine.

１１圧縮機
１２燃焼器
１３タービン
２６タービン車室（ケーシング）
２７静翼
２７ａ最終段静翼
２８動翼
２８ａ最終段動翼
２９排気車室
３０排気室
３１排気ディフューザ
３２ロータ
４５外側ディフューザ
４６内側ディフューザ
４７ストラットシールド
４８ストラット
５１タービン車室本体（ケーシング本体）
５２翼環
５３分割環
５４，５５遮熱環
６１，７１延出部
６２シール部材
６５，７５連結部
７３熱膨張差吸収手段
Ａ燃焼ガス通路
Ｂ排気ガス通路 11 Compressor 12 Combustor 13 Turbine 26 Turbine casing (casing)
27 Stator Blade 27a Final Stage Stator Blade 28 Moving Blade 28a Final Stage Blade 29 Exhaust casing 30 Exhaust chamber 31 Exhaust diffuser 32 Rotor 45 Outer diffuser 46 Inner diffuser 47 Strut shield 48 Strut 51 Turbine casing main body (casing main body)
52 blade ring 53 split ring 54,55 heat shield ring 61,71 extending portion 62 seal member 65,75 connecting portion 73 thermal expansion difference absorbing means A combustion gas passage B exhaust gas passage

Claims

円筒形状をなすケーシングにより燃焼ガス通路が構成され、該ケーシングの後部の内側に、円筒形状をなす排気ディフューザの前部が所定隙間をもって侵入し、該排気ディフューザにより構成される排気ガス通路の前部が前記燃焼ガス通路に連通するタービン排気構造において、
前記ケーシングは、内側から後方に延出する延出部が設けられ、該延出部の後部に前記排気ディフューザの前部が相対移動可能で、且つ、シール部材を介して連結される、
ことを特徴とするタービン排気構造。 A combustion gas passage is configured by a casing having a cylindrical shape, and a front portion of the exhaust diffuser having a cylindrical shape enters into a rear portion of the casing with a predetermined gap, and a front portion of the exhaust gas passage configured by the exhaust diffuser. In the turbine exhaust structure that communicates with the combustion gas passage,
The casing is provided with an extending portion extending rearward from the inside, and a front portion of the exhaust diffuser is relatively movable to a rear portion of the extending portion, and is connected via a seal member.
A turbine exhaust structure characterized by that.

前記延出部と前記排気ディフューザとの連結部は、前記燃焼ガス通路に配設される最終段動翼より後方で、且つ、ストラットまたはストラットシールドより前方に配置されることを特徴とする請求項１に記載のタービン排気構造。 The connecting portion between the extending portion and the exhaust diffuser is disposed behind a last stage moving blade disposed in the combustion gas passage and ahead of a strut or a strut shield. The turbine exhaust structure according to claim 1.

前記延出部と前記排気ディフューザとの連結部は、ストラットまたはストラットシールドと前記排気ディフューザとの連結部の前方近傍に配置されることを特徴とする請求項１に記載のタービン排気構造。 2. The turbine exhaust structure according to claim 1, wherein a connection portion between the extension portion and the exhaust diffuser is disposed in front of a connection portion between a strut or a strut shield and the exhaust diffuser.

前記燃焼ガス通路及び前記排気ガス通路は、最終段動翼が配置される位置より後方で流路面積が減少した後に増加するように構成され、前記延出部と前記排気ディフューザとの連結部は、流路面積の増加率が正で一定の領域に配置されることを特徴とする請求項１から３のいずれか一つに記載のタービン排気構造。 The combustion gas passage and the exhaust gas passage are configured to increase after the flow passage area is reduced behind the position where the final stage rotor blade is disposed, and a connection portion between the extension portion and the exhaust diffuser is The turbine exhaust structure according to any one of claims 1 to 3, wherein the passage area is increased in a positive and constant region.

前記延出部は、前記ケーシングと同じ材料で一体または別体に形成されることを特徴とする請求項１から４のいずれか一つに記載のタービン排気構造。 The turbine exhaust structure according to any one of claims 1 to 4, wherein the extending portion is formed integrally or separately from the same material as the casing.

前記延出部は、前記ケーシングと異なる材料で別体に形成され、熱膨張差吸収手段を介して連結される一方、前記排気ディフューザは、前記延出部と同じ材料で形成されることを特徴とする請求項１から４のいずれか一つに記載のタービン排気構造。 The extension part is formed separately from a material different from that of the casing and is connected via a thermal expansion difference absorbing means, while the exhaust diffuser is formed of the same material as the extension part. The turbine exhaust structure according to any one of claims 1 to 4.

前記ケーシングは、円筒形状をなすケーシング本体と、該ケーシング本体の内側に設けられて円筒形状をなす翼環と、最終段動翼の外方に配置されて円筒形状をなす分割環と、前記翼環と前記分割環とを連結する遮熱環とを有し、前記延出部は、前記翼環、前記分割環、前記遮熱環のいずれか一つから後方に延出されることを特徴とする請求項１から６のいずれか一つに記載のタービン排気構造。 The casing includes a cylindrical casing body, a cylindrical blade ring provided inside the casing body, a split ring disposed outside the final stage moving blade and having a cylindrical shape, and the blade A heat shield ring connecting the ring and the split ring, and the extending portion extends backward from any one of the blade ring, the split ring, and the heat shield ring. The turbine exhaust structure according to any one of claims 1 to 6.

圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給することで回転動力を得るガスタービンにおいて、
前記タービンは、円筒形状をなすタービン車室の内側に静翼と動翼が前後方向に交互に配置される燃焼ガス通路が設けられ、前記タービン車室の後部の内側に円筒形状をなす排気ディフューザの前部が所定隙間をもって侵入し、前記排気ディフューザにより構成される排気ガス通路の前部が前記燃焼ガス通路に連通して構成され、
前記タービン車室は、内側から後方に延出する延出部が設けられ、該延出部の後部に前記排気ディフューザの前部が相対移動可能で、且つ、シール部材を介して連結される、
ことを特徴とするガスタービン。 In a gas turbine that obtains rotational power by supplying fuel to a compressed air compressed by a compressor and burning it by a combustor and supplying the generated combustion gas to the turbine.
The turbine is provided with a combustion gas passage in which a stationary blade and a moving blade are alternately arranged in the front-rear direction inside a turbine casing having a cylindrical shape, and an exhaust diffuser having a cylindrical shape inside a rear portion of the turbine casing. The front portion of the exhaust gas passage with a predetermined gap, the front portion of the exhaust gas passage constituted by the exhaust diffuser is configured to communicate with the combustion gas passage,
The turbine casing is provided with an extending portion extending rearward from the inside, and a front portion of the exhaust diffuser is relatively movable to a rear portion of the extending portion and is connected via a seal member.
A gas turbine characterized by that.

前記タービンは、前記タービン車室と排気車室と排気室が前後方向に沿って連結され、前記タービン車室は、円筒形状をなすタービン車室本体と、該タービン車室本体の内側に設けられて円筒状をなす翼環と、最終段動翼の外方に配置されて円筒形状をなす分割環と、前記翼環と前記分割環とを連結する遮熱環とを有し、前記延出部は、前記翼環、前記分割環、前記遮熱環のいずれか一つから後方に延出されることを特徴とする請求項８に記載のガスタービン。 In the turbine, the turbine casing, the exhaust casing, and the exhaust chamber are connected in the front-rear direction, and the turbine casing is provided inside a turbine casing main body having a cylindrical shape and the turbine casing main body. A blade ring having a cylindrical shape, a split ring disposed outside the final stage moving blade to form a cylindrical shape, and a heat shield ring connecting the blade ring and the split ring, and the extension The gas turbine according to claim 8, wherein the portion extends rearward from any one of the blade ring, the split ring, and the heat shield ring.