JP3912989B2 - ガスタービン - Google Patents

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Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、圧力比が２０以上で運転するガスタービンに係り、特に、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができるガスタービンに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンについて、図７を参照して説明する。ガスタービンは、一般に、ケーシング（翼環ないし車室など）１に円環に配列された複数段（この例では４段）の静翼１Ｃ〜４Ｃと、ロータ（ハブないしベースなど）２に円環に配列された複数段（この例では４段）の動翼１Ｓ〜４Ｓとを備える。なお、図７は、１段の静翼１Ｃおよび動翼１Ｓと、４段、すなわち、最終段の静翼４Ｃおよび動翼４Ｓ（実線の長円で囲まれた部分）とが図示されている。
【０００３】
近年、ガスタービンにおいては、たとえば、全段の圧力比が２０以上と大きく（π≧２０）、かつ、タービン入口ガス温度が１４５０°Ｃ以上と高温である（ＴＩＴ≧１４５０°Ｃ）ガスタービンが主流となっている。このガスタービンにおいては、最終段の圧力比が必然的に２．０以上と大きくなる（π≧２）。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
前記最終段の圧力比が２．０以上と大きくなると、図８に示すように、最終段動翼４Ｓの平均流出マッハ数（Ｍ２）が０．９５以上から１．２以下の範囲となる（０．９５≦Ｍ２≦１．２）。このために、衝撃波損失によって、最終段動翼４Ｓの全圧損失係数が急増する領域に入る。このことは、タービン効率の低下を意味することとなる。なお、図８において、矢印Ａ方向のマッハ数がＭ２＜０．９５の範囲は、低負荷の従来の発電用ガスタービン、航空用ガスタービンの範囲を示す。また、矢印Ｂ方向のマッハ数がＭ２＞１．２の範囲は、蒸気タービンの範囲を示す。
【０００５】
以下、前記衝撃波によるタービン効率の低下のメカニズムを図９、図１０（Ａ）および（Ｂ）を参照して説明する。前記最終段動翼４Ｓは、前縁３と、後縁４と、前記前縁３と前記後縁４を結ぶ腹面５および背面６とから構成されている。なお、図９において、白抜き矢印は、最終段動翼４Ｓの回転方向を示す。
【０００６】
全段の圧力比が大きくなると、最終段の圧力比が大きくなり、最終段動翼４Ｓにおけるマッハ数が大きくなる。特に、図１０（Ｂ）の翼表面マッハ数分布に示すように、最終段動翼４Ｓの背面６側のマッハ数が大きくなる。そのマッハ数が１を超えると、図９に示すように、衝撃波７が発生する。この衝撃波７の発生により、最終段動翼４Ｓの背面６側のうち、前記衝撃波７の後から後縁４までの範囲において、境界層８（図９および図１０（Ａ）中の斜線が施された部分）が発生する。この境界層８は、前記マッハ数の増大に伴なって肥大する。この境界層８の肥大化により、圧力損失が大きくなって、タービン効率が低下する。すなわち、前記境界層８により、燃焼ガスＧの流れが乱れて、タービン効率が低下する。
【０００７】
前記衝撃波によるタービン効率の低下は、前記最終段動翼４Ｓのうち、特に、チップ側の部分（たとえば、図７中、破線の長円で囲まれた部分）において、顕著に現れる。
【０００８】
この発明は、圧力比が２０以上で運転するガスタービンにおいて、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができるガスタービンを提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
上記の目的を達成するために、この発明は、複数段の静翼と複数段の動翼とを備え、圧力比が２０以上で運転するガスタービンにおいて、最終段動翼の圧力差が０．１５ＭＰａ以下であり、最終段動翼の流出側のボス比である、ハブ半径／チップ半径が、０．４以上０．６５以下である、ことを特徴とする。
【００１０】
【発明の実施の形態】
以下、この発明にかかるガスタービンの実施の形態の７例を図１〜図６を参照して説明する。なお、この実施の形態によりこのガスタービンが限定されるものではない。
【００１１】
（実施の形態１の説明）
図１（Ａ）および（Ｂ）は、この発明にかかるガスタービンの実施の形態１を示す。図中、図７〜図１０と同符号は同一のものを示す。
【００１２】
図１（Ａ）は、最終段の圧力測定の説明図である。図において、点Ｐ１は、最終段静翼４Ｃのチップ流入側における圧力測定点を示す。点Ｐ２は、最終段静翼４Ｃのチップ流出側および最終段動翼４Ｓのチップ流入側における圧力測定点を示す。点Ｐ３は、最終段動翼４Ｓのチップ流出側における圧力測定点を示す。点Ｐ４は、最終段静翼４Ｃのミーン流入側における圧力測定点を示す。点Ｐ５は、最終段静翼４Ｃのミーン流出側および最終段動翼４Ｓのミーン流入側における圧力測定点を示す。点Ｐ６は、最終段動翼４Ｓのミーン流出側における圧力測定点を示す。
【００１３】
図１（Ｂ）は、図１（Ａ）の圧力測定に基づいて作成した圧力比の説明図である。図において、ΔＰ４Ｓは、最終段動翼４Ｓのチップ側における圧力差すなわち圧力比を示す。ΔＰ４Ｓ′は、最終段動翼４Ｓのミーン側における圧力差すなわち圧力比（平均的な圧力比）を示す。ΔＰ４Ｃは、最終段静翼４Ｃのチップ側における圧力差すなわち圧力比を示す。ΔＰ４Ｃ′は、最終段静翼４Ｃのミーン側における圧力差すなわち圧力比（平均的な圧力比）を示す。ΔＰ４Ｃ、４Ｓは、最終段のチップ側における圧力差すなわち圧力比を示す。ΔＰ４Ｃ′、４Ｓ′は、最終段のミーン側における圧力差すなわち圧力比（平均的な圧力比）を示す。
【００１４】
この実施の形態１のガスタービンは、圧力比が２０以上（π≧２０）で運転するガスタービンにおいて、最終段動翼４Ｓのチップ側の圧力差が０．１５ＭＰａ以下（ΔＰ≦０．１５ＭＰａ）である。
【００１５】
この実施の形態１のガスタービンは、最終段動翼４Ｓのチップ側の圧力差ΔＰ、すなわち、図１（Ｂ）に示すように、最終段動翼４Ｓのチップ側の圧力比ΔＰ４Ｓを平均的圧力 比ΔＰ４Ｓ´よりも小さくすることができる。この結果、最終段動翼４Ｓにおけるマッハ数を小さく抑制することができるので、圧力比が２０以上で運転するガスタービンにおいて、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【００１６】
（実施の形態２の説明）
図２および図３は、この発明にかかるガスタービンの実施の形態２を示す。図中、図１および図７〜図１０と同符号は同一のものを示す。
【００１７】
図２は、最終段の断面の説明図である。最終段静翼４Ｃは、前縁１０と、後縁１１と、前記前縁１０と前記後縁１１を結ぶ腹面１２および背面１３とから構成されている。図３は、最終段静翼のゲージング比を示す説明図である。
【００１８】
この実施の形態２のガスタービンは、最終段静翼４Ｃのゲージング比、すなわち、チップ側ゲージング／ハブ側ゲージングを０．９以下とする（チップ側ゲージング／ハブ側ゲージング≦０．９）。前記最終段静翼４Ｃのゲージングは、図３に示すように、チップ側からハブ側にかけて大きくなる。
【００１９】
前記ゲージングは、（スロート長ＣＯ／ピッチＣＳ）で求まる。スロート長ＣＯは、隣り合う最終段静翼４Ｃの後縁１１から背面１３までの最短距離を言う。ピッチＣＳは、隣り合う最終段静翼４Ｃの前縁１０間の距離、もしくは、後縁１１間の距離を言う。
【００２０】
この実施の形態２のガスタービンは、図３に示すように、最終段静翼４Ｃのチップ側のゲージングをハブ側のゲージングに対して小さくする。すなわち、最終段静翼４Ｃのチップ側のスロート長ＣＯをハブ側のスロート長ＣＯに対して小さくする。この結果、図１（Ｂ）に示すように、最終段静翼４Ｃのチップ側の圧力比ΔＰ４Ｃが最終段の圧力比ΔＰ４Ｃ、４Ｓの大部分を受け持ち、最終段動翼４Ｓのチップ側の圧力比ΔＰ４Ｓを平均的圧力比ΔＰ４Ｓ′よりも小さくすることができる。このために、最終段動翼４Ｓにおけるマッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【００２１】
また、図３に示すように、最終段静翼４Ｃのハブ側のゲージングをチップ側のゲージングに対して大きくする。すなわち、最終段静翼４Ｃのハブ側のスロート長ＣＯをチップ側のスロート長ＣＯに対して大きくすることにより、前記のチップ側と逆となり、最終段のハブ側（図７中の一点鎖線にて囲まれた部分）の反動度（動翼の圧力比／段の圧力比）を大きくすることができる。このために、最終段のチップ側のゲージングをハブ側のゲージングに対して小さくすることによって、最終段のチップ側の反動度（動翼の圧力比ΔＰ４Ｓ／段の圧力比ΔＰ４Ｃ、４Ｓ）が小さくなっても、タービン設計上、特に問題はない。
【００２２】
また、この実施の形態２のガスタービンは、図３に示す最終段静翼４Ｃのゲージング比をパラメータとすることにより、タービン設計が簡便化される。
【００２３】
（実施の形態３の説明）
この実施の形態３のガスタービンは、図２に示すように、最終段静翼４Ｃの流出角α２比（チップ側流出角／ハブ側流出角）を０．８５以上とする（チップ側流出角／ハブ側流出角≧０．８５）。
【００２４】
この実施の形態３のガスタービンは、前記実施の形態２のガスタービンと同様に、最終段静翼４Ｃのチップ側の流出角α２をハブ側の流出角α２に対して大きくする。この結果、図１（Ｂ）に示すように、最終段静翼４Ｃのチップ側の圧力比ΔＰ４Ｃが最終段の圧力比ΔＰ４Ｃ、４Ｓの大部分を受け持ち、最終段動翼４Ｓのチップ側の圧力比ΔＰ４Ｓを平均的圧力比ΔＰ４Ｓ′よりも小さくすることができる。このために、最終段動翼４Ｓにおけるマッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【００２５】
また、最終段静翼４Ｃのハブ側の流出角α２をチップ側の流出角α２に対して小さくすることにより、前記のチップ側と逆となり、最終段のハブ側の反動度（動翼の圧力比／段の圧力比）を大きくすることができる。このために、最終段のチップ側の流出角α２をハブ側の流出角α２に対して大きくすることによって、最終段のチップ側の反動度（動翼の圧力比ΔＰ４Ｓ／段の圧力比ΔＰ４Ｃ、４Ｓ）が小さくなっても、タービン設計上、特に問題はない。
【００２６】
また、この実施の形態３のガスタービンは、前記実施の形態２のガスタービンと同様に、最終段静翼４Ｃの流出角α２比をパラメータとすることにより、タービン設計が簡便化される。
【００２７】
（実施の形態４の説明）
実施の形態４のガスタービンは、最終段動翼４Ｓの流出側ボス比（ハブ半径Ｒ１／チップ半径Ｒ２）を０．４以上０．６５以下とする（０．４≦ハブ半径／チップ半径≦０．６５）。なお、ハブ半径Ｒ１およびチップ半径Ｒ２は図７を参照。
【００２８】
この実施の形態４のガスタービンは、最終段動翼４Ｓの流出側ボス比を０．４〜０．６５の範囲に定めるものである。この結果、前記実施の形態２のガスタービンの最終段静翼４Ｃのゲージング比および前記実施の形態３のガスタービンの最終段静翼４Ｃの流出角α２比を適正に定めることができる。
【００２９】
（実施の形態５の説明）
実施の形態５のガスタービンは、最終段の平均反動度を０．３以上０．６以下とする（０．３≦反動度≦０．６）。
【００３０】
この実施の形態５のガスタービンは、最終段の平均反動度を０．３〜０．６の範囲に定めることにより、最終段の平均反動度を十分に保つことができ、タービン設計上、特に問題はない。
【００３１】
（実施の形態６の説明）
実施の形態６のガスタービンは、図２に示すように、隣り合う最終段動翼４Ｓの背面６のスロートＳＯから後縁４までの曲率（最終段動翼４ＳのピッチＳＳ／スロートＳＯから後縁４までの背面６の曲率半径Ｓｅ）を０以上０．１５以下とする（０≦最終段動翼４ＳのピッチＳＳ／スロートＳＯから後縁４までの背面６の曲率半径Ｓｅ≦０．１５）。
【００３２】
この実施の形態６のガスタービンは、最終段動翼４Ｓの背面６のスロートＳＯから後縁６までの曲率を０以上０．１５以下の範囲に定めるものである。この結果、前記実施の形態２のガスタービンの最終段静翼４Ｃのゲージング比および前記実施の形態３のガスタービンの最終段静翼４Ｃの流出角α２比を適正に定めることができる。
【００３３】
（実施の形態７の説明）
図４〜図６は、この発明にかかるガスタービンの実施の形態７を示す。図中、図１〜図３および図７〜図１０と同符号は同一のものを示す。
【００３４】
図において、１４は、ガスタービンの最終流出側と連通するディフューザ通路１５を形成するダクトである。このダクト１４は、たとえば、排ガスボイラー（図示せず）に接続されている。
【００３５】
前記ダクト１４のうち、ガスタービンに対向する端部から所定距離Ｌまでの部分のダクト壁１６を、ガスタービンの軸Ｏ−Ｏに対して平行にもしくは内側に絞る（０°≦θ≦５°）。
【００３６】
ここで、前記ダクト壁１６の距離Ｌは、最終段動翼４Ｓのチップ側の翼弦長Ｃの０．５倍以上３倍以下とする（０．５Ｃ≦Ｌ≦３Ｃ）。また、前記ダクト壁１６の下流側のダクト壁１７、１８、１９をたとえば２段階に折り曲げて従前のダクト（図４および図５中の二点鎖線にて示す）と同様の傾斜とする。
【００３７】
この実施の形態７のガスタービンは、ディフューザ通路１５のうち、平行もしくは内側に絞ったダクト壁１６における圧力（図４中の破線の円にて示す）が大きくなる。このために、前記ダクト壁１６と対向する最終段動翼４Ｓのチップ流出側の圧力Ｐ３が大きくなるので、最終段動翼４Ｓのチップ側における圧力比ΔＰ４Ｓが小さくなる。これにより、最終段動翼におけるマッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【００３８】
また、最終段動翼４Ｓのハブ側の圧力比は、変わらないので、最終段のハブ側の反動度（動翼の圧力比／段の圧力比）は、変わらない。このために、最終段動翼４Ｓのチップ側における圧力比ΔＰ４Ｓが小さくなることによって、最終段のチップ側の反動度（動翼の圧力比ΔＰ４Ｓ／段の圧力比ΔＰ４Ｃ、４Ｓ）が小さくなっても、タービン設計上、特に問題はない。
【００３９】
【発明の効果】
以上から明らかなように、この発明にかかるガスタービン（請求項１）は、最終段動翼の圧力差、すなわち、最終段動翼の圧力比を小さくすることにより、最終段動翼におけるマッハ数を小さく抑制することができる。このために、圧力比が２０以上で運転するガスタービンにおいて、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【００４０】
また、この発明にかかるガスタービン（請求項１）は、最終段動翼の流出側ボス比（ハブ半径／チップ半径）を０．４〜０．６５の範囲に定めることにより、最終段静翼のゲージング比および最終段静翼の流出角比を適正に定めることができる。
【００４１】
また、この発明にかかるガスタービン（請求項２）は、最終段の平均反動度を０．３〜０．６の範囲に定めることにより、最終段の平均反動度を十分に保つことができ、タービン設計上、特に問題はない。
【００４２】
また、発明にかかるガスタービン（請求項３）は、最終段動翼の背面のスロートから後縁までの曲率（最終段動翼のピッチ／スロートから後縁までの背面の曲率半径）を０以上０．１５以下の範囲に定めることにより、最終段静翼のゲージング比および最終段静翼の流出角比を適正に定めることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 （Ａ）はこの発明のガスタービンの実施の形態１〜７を示す圧力測定の説明図、（Ｂ）は（Ａ）の圧力測定に基づく圧力比の説明図である。
【図２】 最終段の断面の説明図である。
【図３】 最終段静翼のゲージングの説明図である。
【図４】 この発明のガスタービンの実施の形態７を示す一部断面図である。
【図５】 同じく、一部拡大断面図である。
【図６】 同じく、圧力比の説明図である。
【図７】 一般のガスタービンを示す説明図である。
【図８】 タービン最終段動翼の平均流出マッハ数と全圧損失係数との相対関係を示すグラフである。
【図９】 図７におけるＩＸ−ＩＸ線断面図である。
【図１０】 （Ａ）は最終段動翼のチップ側の断面の説明図、（Ｂ）は最終段動翼のチップ側における翼表面マッハ数分布の説明図である。
【符号の説明】
１ ケーシング
２ ロータ
１Ｃ〜４Ｃ 静翼
１Ｓ〜４Ｓ 動翼
３ 動翼の前縁
４ 動翼の後縁
５ 動翼の腹面
６ 動翼の背面
７ 衝撃波
８ 境界層
１０ 静翼の前縁
１１ 静翼の後縁
１２ 静翼の腹面
１３ 静翼の背面
１４ ダクト
１５ ディフューザ通路
１６〜１９ ダクト壁
Ｐ１〜Ｐ６ 圧力測定点
ΔＰ４Ｃ 最終段静翼のチップ側の圧力比
ΔＰ４Ｃ′ 最終段静翼のミーン側の圧力比（平均的圧力比）
ΔＰ４Ｓ 最終段動翼のチップ側の圧力比
ΔＰ４Ｓ′ 最終段動翼のミーン側の圧力比（平均的圧力比）
ΔＰ４Ｃ、４Ｓ 最終段のチップ側の圧力比
ΔＰ４Ｃ′、４Ｓ′ 最終段のミーン側の圧力比（平均的な圧力比）
Ｒ１ ハブ側半径
Ｒ２ チップ側半径
ＣＯ 静翼のスロート長
ＣＳ 静翼のピッチ
α２ 流出角
ＳＯ 動翼のスロート長
ＳＳ 動翼のピッチ
Ｓｅ 曲率半径
Ｃ コード長
Ｌ ダクト壁の距離
θ ダクト壁の角度
Ｏ−Ｏ ガスタービンの軸

Claims (3)

  1. 複数段の静翼と複数段の動翼とを備え、圧力比が２０以上で運転するガスタービンにおいて、
    最終段動翼の圧力差が０．１５ＭＰａ以下であり、
    最終段動翼の流出側のボス比である、ハブ半径／チップ半径が、０．４以上０．６５以下である、
    ことを特徴とするガスタービン。
  2. 最終段の平均反動度が０．３以上０．６以下であることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。
  3. 最終段動翼の背面のスロートから後縁までの曲率である、ピッチ／スロートから後縁までの背面の曲率半径が、０以上０．１５以下であることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。
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