JP5886040B2

JP5886040B2 - gas turbine

Info

Publication number: JP5886040B2
Application number: JP2011289321A
Authority: JP
Inventors: 康朗坂元
Original assignee: Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd
Current assignee: Mitsubishi Power Ltd
Priority date: 2011-12-28
Filing date: 2011-12-28
Publication date: 2016-03-16
Anticipated expiration: 2031-12-28
Also published as: JP2013137171A

Description

この発明は、燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器と、複数の燃焼器からの燃焼ガスにより回転するロータを有するタービンとを備えているガスタービンに関するものである。 The present invention relates to a gas turbine comprising a plurality of combustors for generating combustion gas by mixing fuel with compressed air and a turbine having a rotor that is rotated by the combustion gas from the plurality of combustors. is there.

一般に、ガスタービンは、外気を取り込んで圧縮空気を生成する圧縮機と、燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器と、複数の燃焼器からの燃焼ガスにより回転するロータを有するタービンとを備えている。複数の燃焼器は、ロータを中心として環状に配置されている。各燃焼器は、タービンのガス入り口に燃焼ガスを送る尾筒を有している。 In general, a gas turbine is rotated by a compressor that takes in outside air and generates compressed air, a plurality of combustors that generate combustion gas by mixing fuel with compressed air, and a combustion gas from the plurality of combustors. And a turbine having a rotor. The plurality of combustors are annularly arranged around the rotor. Each combustor has a tail tube that delivers combustion gas to the gas inlet of the turbine.

燃焼ガスは、燃焼器の尾筒から流出すると、タービンのガス入り口からタービンの燃焼ガス流路内に入り込む。この際、燃焼ガスは、尾筒から流出した直後に、尾筒の側壁内面に沿った方向に流れようとするため、尾筒の下流端よりも下流側にカルマン渦列が形成される場合がある。そして、このカルマン渦列を励振源とする非定常圧力変動が音響固有値に共振し、大きな圧力変動が生じて、運転不可になる場合がある。 When the combustion gas flows out of the transition piece of the combustor, it enters the combustion gas flow path of the turbine from the gas inlet of the turbine. At this time, the combustion gas tends to flow in a direction along the inner surface of the side wall of the tail cylinder immediately after flowing out of the tail cylinder, so a Karman vortex street may be formed on the downstream side of the downstream end of the tail cylinder. is there. Then, the unsteady pressure fluctuation using the Karman vortex street as an excitation source resonates with the acoustic eigenvalue, resulting in a large pressure fluctuation, which may make the operation impossible.

そこで、燃焼器の尾筒の個数に対して第一段静翼の個数が偶数倍となる場合において、尾筒の下流端と第一段静翼の上流端との間の軸線方向における寸法や、第一段静翼の上流端とロータを中心とした周方向で隣接する尾筒間の中心との間の周方向の寸法等に関して、特定の範囲に限定することで、大きな圧力変動を抑えようとしている技術が開示されている（例えば、特許文献１参照）。 Therefore, when the number of first stage stationary blades is an even multiple of the number of combustor tail tubes, the dimensions in the axial direction between the downstream end of the tail tube and the upstream end of the first stage stationary blade By limiting the circumferential dimension between the upstream end of the first stage vane and the center of the transition piece adjacent in the circumferential direction around the rotor to a specific range, large pressure fluctuations can be suppressed. The technique which is going to be disclosed is disclosed (for example, refer to Patent Document 1).

特開２００９−１９７６５０号公報JP 2009-197650 A

ところで、燃焼器の尾筒の個数に対して第一段静翼の個数が偶数倍でない場合などにおいて、前述の従来技術とは異なる手段により、尾筒の下流側部分における圧力変動を抑えることが望まれている。 By the way, in the case where the number of first stage stationary blades is not an even multiple of the number of transition tubes of the combustor, it is possible to suppress the pressure fluctuation in the downstream portion of the transition piece by means different from the above-described conventional technology. It is desired.

そこで、この発明は、上述した事情に鑑みてなされたものであって、燃焼器の尾筒の下流側部分における圧力変動を抑えることができるガスタービンを提供するものである。 Therefore, the present invention has been made in view of the above-described circumstances, and provides a gas turbine capable of suppressing pressure fluctuation in a downstream portion of a combustor tail tube.

上記の課題を解決するために、本発明に係るガスタービンは、燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器と、前記複数の燃焼器からの前記燃焼ガスにより回転するロータを有するタービンとを備え、前記複数の燃焼器は、前記ロータを中心として周方向に沿うように配置され、前記タービンのガス入口に前記燃焼ガスを送る尾筒を有しているガスタービンにおいて、前記尾筒の前記ロータの周方向で互いに対向する一対の側壁には、下流側端の一部のみに、下流側に向かって突出する突出壁を設けたことを特徴とする。
また、上記ガスタービンの前記尾筒の前記一対の側壁の下流側端には、下流側に突出することで形成される頂点を複数有する前記突出壁が設けられていてもよい。 In order to solve the above-mentioned problems, a gas turbine according to the present invention is rotated by a plurality of combustors that generate combustion gas by mixing fuel with compressed air and the combustion gas from the plurality of combustors. A turbine having a rotor, and the plurality of combustors are arranged along a circumferential direction around the rotor, and have a tail tube that sends the combustion gas to a gas inlet of the turbine And a pair of side walls facing each other in the circumferential direction of the rotor of the transition piece are provided with protruding walls protruding toward the downstream side only at a part of the downstream end.
Further, the projecting wall having a plurality of apexes formed by projecting to the downstream side may be provided at the downstream end of the pair of side walls of the tail tube of the gas turbine.

このように構成することで、尾筒から流出した直後に形成されるカルマン渦列を突出部によって弱めたり、カルマン渦列そのものの発生を抑制したりすることができる。このため、燃焼器の尾筒の下流側部分における圧力変動を抑えることができる。 By comprising in this way, the Karman vortex row | line | column formed immediately after flowing out from a tail tube can be weakened by a protrusion part, or generation | occurrence | production of a Karman vortex row | line | column itself can be suppressed. For this reason, the pressure fluctuation in the downstream part of the transition piece of the combustor can be suppressed.

本発明に係るガスタービンは、前記尾筒の前記一対の側壁の下流側端の径方向中央部には、前記ロータの径方向の両端から該径方向の中央に向かうに従って徐々に突出高さが高くなるように前記突出壁が設けられていることを特徴とする。 In the gas turbine according to the present invention, the radial height of the downstream end of the pair of side walls of the transition piece gradually increases from the both radial ends of the rotor toward the radial center. The protruding wall is provided to be higher .

このように構成することで、１つの突出壁で効率よくカルマン渦列の強さを弱めることができる。
このため、側壁の径方向中央部に突出壁を設けることにより、カルマン渦列の渦を湾曲させて直線状に形成されないようにすることにより、カルマン渦列の強さを効率よく弱めることができる。また、カルマン渦列そのものの発生を抑制することが可能となる場合もある。 By configuring in this way, the strength of the Karman vortex street can be efficiently reduced with one protruding wall.
For this reason, the strength of the Karman vortex street can be effectively reduced by providing a protruding wall at the central portion in the radial direction of the side wall so that the vortex of the Karman vortex street is not curved and formed in a straight line. . In addition, it may be possible to suppress the generation of the Karman vortex street itself.

本発明に係るガスタービンは、前記尾筒の前記一対の側壁のうち、少なくとも一方の側壁の内面は、下流側に向かうに従って隣接する他の燃焼器の尾筒に近づくように傾斜していることを特徴とする。
また、本発明に係るガスタービンは、燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器と、前記複数の燃焼器からの前記燃焼ガスにより回転するロータを有するタービンとを備え、前記複数の燃焼器は、前記ロータを中心として周方向に沿うように配置され、前記タービンのガス入口に前記燃焼ガスを送る尾筒を有しているガスタービンにおいて、前記尾筒の前記ロータの周方向で互いに対向する一対の側壁には、下流側端の少なくとも一部に、下流側に向かって突出する突出壁を設け、前記尾筒の前記一対の側壁の内面は、それぞれ下流側に向かうに従って末広がりとなるように傾斜しているものであってもよい。 In the gas turbine according to the present invention, the inner surface of at least one of the pair of side walls of the transition piece is inclined so as to approach the transition piece of another adjacent combustor toward the downstream side. It is characterized by.
Further, a gas turbine according to the present invention includes a plurality of combustors that generate combustion gas by mixing fuel with compressed air and a turbine having a rotor that is rotated by the combustion gas from the plurality of combustors. The plurality of combustors are arranged along the circumferential direction around the rotor, and have a tail tube that sends the combustion gas to a gas inlet of the turbine. A pair of side walls facing each other in the circumferential direction of the rotor are provided with projecting walls projecting toward the downstream side at least at a part of the downstream end, and the inner surfaces of the pair of side walls of the tail cylinder are respectively downstream It may be inclined so as to spread toward the end.

このように構成することで、互いに隣接し合う燃焼器の尾筒の側壁内面に沿う流れ同士を、尾筒の下流端よりも下流側で角度をもって合流させることができる。このため、尾筒の下流端よりも下流側にカルマン渦列が形成されるのを抑制することができ、尾筒の下流側部分の圧力変動を抑えることが可能になる。 By comprising in this way, the flows which flow along the side wall inner surface of the tail cylinder of a combustor which mutually adjoins can be merged with an angle in the downstream rather than the downstream end of a tail cylinder. For this reason, it is possible to suppress the formation of a Karman vortex street on the downstream side of the downstream end of the transition piece, and it is possible to suppress the pressure fluctuation in the downstream portion of the transition piece.

本発明に係るガスタービンは、燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器と、前記複数の燃焼器からの前記燃焼ガスにより回転するロータを有するタービンとを備え、前記複数の燃焼器は、前記ロータを中心として周方向に沿うように配置され、前記タービンのガス入口に前記燃焼ガスを送る尾筒を有しているガスタービンにおいて、前記尾筒の前記ロータの周方向で互いに対向する一対の側壁には、下流側端の少なくとも一部に、下流側に向かって突出する突出壁を設け、前記タービンは、前記ロータを中心として周方向に沿って、且つ前記ガス入口に沿って配置された複数の静翼を有し、この静翼は、翼弦が伸びる翼弦方向が前記周方向に対して傾斜しており、前記周方向において各静翼の上流側端の間に、それぞれ前記尾筒の前記一対の側壁が位置するように、前記尾筒を設けたことを特徴とする。 A gas turbine according to the present invention comprises a plurality of combustors that generate combustion gas by mixing fuel with compressed air and a turbine having a rotor that is rotated by the combustion gas from the plurality of combustors, The plurality of combustors are arranged along a circumferential direction with the rotor as a center, and the gas turbine has a tail cylinder that sends the combustion gas to a gas inlet of the turbine. A pair of side walls facing each other in the circumferential direction are provided with projecting walls projecting toward the downstream side at least at a part of the downstream end, and the turbine extends along the circumferential direction around the rotor, and A plurality of stator vanes arranged along a gas inlet, wherein the vane chord direction in which the chords extend is inclined with respect to the circumferential direction, and the upstream side of each stationary blade in the circumferential direction Between the edges, So that the pair of side walls of respective said transition piece positioned, characterized by providing said transition piece.

このように構成することで、尾筒から流出した燃焼ガスが静翼によって縮流、偏向され、カルマン渦列が形成されるのを抑制することができる。 By comprising in this way, it can suppress that the combustion gas which flowed out from the tail tube is made to flow-condense and deflect by a stationary blade, and a Karman vortex row is formed.

本発明によれば、尾筒から流出した直後に形成されるカルマン渦列を突出部によって弱めたり、カルマン渦列そのものの発生を抑制したりすることができる。このため、燃焼器の尾筒の下流側部分における圧力変動を抑えることができる。 According to the present invention, it is possible to weaken the Karman vortex train formed immediately after flowing out of the tail tube by the protruding portion, or to suppress the generation of the Karman vortex train itself. For this reason, the pressure fluctuation in the downstream part of the transition piece of the combustor can be suppressed.

本発明の実施形態におけるガスタービンの要部を切り欠いた全体側面図である。It is the whole side view which notched the principal part of the gas turbine in embodiment of this invention. 本発明の実施形態におけるガスタービンの燃焼器周りの断面図である。It is sectional drawing around the combustor of the gas turbine in embodiment of this invention. 本発明の実施形態における尾筒の斜視図である。It is a perspective view of a transition piece in an embodiment of the present invention. 本発明の実施形態における尾筒の下流側の断面図である。It is sectional drawing of the downstream of the transition piece in embodiment of this invention. 本発明の実施形態における尾筒の下流側の一部拡大斜視図である。It is a partially expanded perspective view of the downstream of the transition piece in the embodiment of the present invention. 本発明の実施形態における尾筒と第一段静翼との位置関係を示す説明図である。It is explanatory drawing which shows the positional relationship of the transition piece and 1st stage stationary blade in embodiment of this invention. 本発明の実施形態の変形例における尾筒の下流側の一部拡大斜視図である。It is a partially expanded perspective view of the downstream of the transition piece in the modification of embodiment of this invention.

（ガスタービン）
次に、この発明の実施形態を図面に基づいて説明する。
図１は、ガスタービン１００の要部を切り欠いた全体側面図である。
同図に示すように、ガスタービン１００は、外気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機１と、燃料供給源からの燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器１０と、燃焼ガスにより駆動するタービン２とを備えている。 (gas turbine)
Next, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
FIG. 1 is an overall side view in which a main part of the gas turbine 100 is cut away.
As shown in the figure, a gas turbine 100 includes a compressor 1 that compresses outside air to generate compressed air, and a plurality of combustions that generate combustion gas by mixing fuel from a fuel supply source with the compressed air and burning it. And a turbine 2 driven by combustion gas.

タービン２は、ケーシング３と、このケーシング３内で回転するタービンロータ５とを備えている。タービンロータ５は、複数のロータディスクが積層されて構成されているロータ本体６と、複数のロータディスク毎にそのロータディスクから放射方向に延びる複数の動翼７と、を有している。すなわち、このタービンロータ５は、多段動翼構成である。
このタービンロータ５には、例えば、このタービンロータ５の回転で発電する発電機（不図示）が接続されている。また、ケーシング３には、各段の動翼７の各上流側に、その内周面からロータ本体６に近づく方向に延びる複数の静翼４が固定されている。 The turbine 2 includes a casing 3 and a turbine rotor 5 that rotates in the casing 3. The turbine rotor 5 includes a rotor main body 6 configured by laminating a plurality of rotor disks, and a plurality of moving blades 7 extending in a radial direction from the rotor disks for each of the plurality of rotor disks. That is, the turbine rotor 5 has a multistage rotor blade configuration.
For example, a generator (not shown) that generates electric power by rotation of the turbine rotor 5 is connected to the turbine rotor 5. A plurality of stationary blades 4 extending from the inner peripheral surface of the casing 3 in the direction approaching the rotor body 6 are fixed to the upstream side of the moving blades 7 of each stage.

（燃焼器）
図２は、ガスタービン１００の燃焼器１０の周りの断面図である。
図１、図２に示すように、複数の燃焼器１０は、タービンロータ５の回転軸線Ａｒを中心として、周方向に互いに等間隔でケーシング３に固定されている。
燃焼器１０は、高温・高圧の燃焼ガスＧをタービン２のガス入口９からタービン２のガス流路８内に送る尾筒２０と、この尾筒２０内に燃料及び圧縮空気Ａｉｒを供給する燃料供給器１１とを備えている。 (Combustor)
FIG. 2 is a cross-sectional view around the combustor 10 of the gas turbine 100.
As shown in FIGS. 1 and 2, the plurality of combustors 10 are fixed to the casing 3 at equal intervals in the circumferential direction around the rotation axis Ar of the turbine rotor 5.
The combustor 10 includes a tail cylinder 20 that sends high-temperature and high-pressure combustion gas G from a gas inlet 9 of the turbine 2 into the gas flow path 8 of the turbine 2, and fuel that supplies fuel and compressed air Air into the tail cylinder 20. And a feeder 11.

タービン２の動翼７、及び静翼４は、ガス流路８中に配置されており、第一段静翼４ａの直前に、尾筒２０の下流側端面２０ｅａが位置した状態になる。
燃料供給器１１は、パイロット燃料Ｘを尾筒２０内に供給して、この尾筒２０内に拡散火炎を形成するパイロットバーナ１２と、メイン燃料Ｙ、及び圧縮空気Ａｉｒを予混合して、予混合気体として尾筒２０内に供給し、この尾筒２０内に予混合火炎を形成する複数のメインノズル１３とを備えている。 The moving blades 7 and the stationary blades 4 of the turbine 2 are disposed in the gas flow path 8, and the downstream end face 20ea of the tail cylinder 20 is located immediately before the first stage stationary blade 4a.
The fuel supplier 11 supplies pilot fuel X into the tail cylinder 20, premixes the pilot burner 12 that forms a diffusion flame in the tail cylinder 20, the main fuel Y, and the compressed air Air, and performs pre-mixing. A plurality of main nozzles 13 for supplying a mixed gas into the transition piece 20 and forming a premixed flame in the transition piece 20 are provided.

（尾筒）
図３は、尾筒２０の斜視図、図４は、尾筒２０の下流側の断面図、図５は、尾筒２０の下流側の一部拡大斜視図、図６は、尾筒２０と第一段静翼４ａとの位置関係を示す説明図である。
図２〜図６に示すように、尾筒２０は筒状に形成されており、内周側に燃焼ガスＧが流れる胴体２１と、胴体２１の下流側端に設けられ、タービンロータ５の回転軸線Ａｒを中心とした径方向Ｄにおいて、尾筒２０の軸線Ａｃから遠ざかる向きに広がる出口フランジ３１とを有している。
胴体２１の下流側は、略長方形状の閉断面を形成している。この胴体２１は、この下流側に、タービンロータ５の回転軸線Ａｒを中心とした周方向Ｃで互いに対向する一対の周方向側壁２２と、この回転軸線Ａｒを中心とした径方向Ｄで互いに対向する一対の径方向側壁２３とを有している。 (Tail tube)
3 is a perspective view of the transition piece 20, FIG. 4 is a sectional view of the downstream side of the transition piece 20, FIG. 5 is a partially enlarged perspective view of the downstream side of the transition piece 20, and FIG. It is explanatory drawing which shows the positional relationship with the 1st stage stationary blade 4a.
As shown in FIGS. 2 to 6, the transition piece 20 is formed in a cylindrical shape, and is provided at a downstream side of the body 21 through which the combustion gas G flows on the inner peripheral side, and the rotation of the turbine rotor 5. In the radial direction D centering on the axis Ar, an outlet flange 31 is provided that widens in a direction away from the axis Ac of the tail cylinder 20.
The downstream side of the body 21 forms a substantially rectangular closed cross section. The fuselage 21 has a pair of circumferential side walls 22 facing each other in the circumferential direction C around the rotation axis Ar of the turbine rotor 5 and a radial direction D around the rotation axis Ar on the downstream side. And a pair of radial side walls 23.

図４に示すように、胴体２１の下流側端に設けられている出口フランジ３１は、胴体２１の下流側端から尾筒２０の軸線Ａｃに対して周方向Ｃにおいて遠ざかる向きに広がるフランジ本体部３２と、このフランジ本体部３２の外周縁から上流側に向って延びる対向部３３とを有している。このフランジ本体部３２の下流側端面が、尾筒２０の下流側端面２０ｅａを構成している。 As shown in FIG. 4, the outlet flange 31 provided at the downstream end of the body 21 is a flange main body that extends away from the downstream end of the body 21 in the circumferential direction C with respect to the axis Ac of the tail cylinder 20. 32 and a facing portion 33 extending from the outer peripheral edge of the flange main body portion 32 toward the upstream side. The downstream end face of the flange main body portion 32 constitutes the downstream end face 20ea of the tail cylinder 20.

ここで、図５、図６に詳示するように、下流側端面２０ｅａには、軸線Ａｃに沿うように下流側に向かって突出する突出壁３４が一体成形されている。すなわち、一対の周方向側壁２２に、下流側に向かって突出する突出壁３４が一体成形された状態になっている。
突出壁３４は、径方向Ｄの両端から径方向Ｄの中央に向かうに従って徐々に突出高さが高くなるように形成されている。また、突出壁３４は、湾曲しながら突出するように形成されている。そして、尾筒２０の下流側端２０ｅから突出壁３４の頂点Ｔ、つまり、下流側最端までの高さＨは、頂点Ｔと第一段静翼４ａの上流側端４ｓとが周方向Ｃにおいて、同一平面上に位置するように設定されている。 Here, as will be described in detail with reference to FIGS. 5 and 6, the downstream end face 20 ea is integrally formed with a protruding wall 34 that protrudes toward the downstream side along the axis line Ac. That is, the protruding walls 34 protruding toward the downstream side are integrally formed on the pair of circumferential side walls 22.
The protruding wall 34 is formed such that the protruding height gradually increases from both ends in the radial direction D toward the center in the radial direction D. The protruding wall 34 is formed so as to protrude while being curved. The height H from the downstream end 20e of the transition piece 20 to the apex T of the protruding wall 34, that is, the downstream end, is determined by the apex T and the upstream end 4s of the first stage stationary blade 4a in the circumferential direction C. Are set so as to be located on the same plane.

図４に詳示するように、出口フランジ３１の対向部３３と、周方向Ｃで隣接する燃焼器１０の尾筒２０の対向部３３との間には、隣接する燃焼器１０の尾筒相互間をシールするシール部材３５が設けられている。なお、本実施形態では、胴体２１の下流側の部分、つまり胴体２１の下流側の周方向側壁２２、及び径方向側壁２３とフランジ本体部３２とは、一体成形品で形成されている。 As shown in detail in FIG. 4, between the facing portion 33 of the outlet flange 31 and the facing portion 33 of the transition piece 20 of the combustor 10 adjacent in the circumferential direction C, the transition pieces of the adjacent combustors 10 are mutually connected. A seal member 35 that seals the gap is provided. In the present embodiment, the downstream side portion of the body 21, that is, the circumferential side wall 22 on the downstream side of the body 21, the radial side wall 23, and the flange main body 32 are formed as an integrally molded product.

周方向Ｃで互いに対向する一対の周方向側壁２２のそれぞれの内面２４には、尾筒２０の軸線Ａｃ方向の下流側に向うに従って、徐々に隣接する他の燃焼器１０の尾筒２０に近づくように、尾筒２０の下流側端面２０ｅａに至るまで傾斜している傾斜面２５が形成されている。換言すれば、一対の周方向側壁２２のそれぞれの内面２４は、下流側に向かうに従って、末広がりとなるように形成されている。ここで、傾斜面２５の下流側端は尾筒２０の下流側端面２０ｅａとなる。 The inner surfaces 24 of the pair of circumferential side walls 22 facing each other in the circumferential direction C gradually approach the tail cylinder 20 of another combustor 10 adjacent to the inner surfaces 24 toward the downstream side in the axis Ac direction of the tail cylinder 20. Thus, the inclined surface 25 which inclines to the downstream end surface 20ea of the transition piece 20 is formed. In other words, each inner surface 24 of the pair of circumferential side walls 22 is formed so as to expand toward the downstream side. Here, the downstream side end of the inclined surface 25 becomes the downstream side end surface 20ea of the transition piece 20.

このように構成された燃焼器１０は、図６に詳示するように、周方向Ｃで隣接する第一段静翼４ａの上流側端４ｓの間に、尾筒２０の一対の周方向側壁２２が位置するように配置されている。このように燃焼器１０の尾筒２０を配置すると共に、尾筒２０の下流側端面２０ｅａに突出壁３４を一体成形することにより、尾筒２０内から流出する燃焼ガスＧの尾筒２０よりも下流側におけるカルマン渦列の形成を抑制できる。より詳しく、以下に説明する。 As shown in detail in FIG. 6, the combustor 10 configured as described above has a pair of circumferential side walls of the transition piece 20 between the upstream ends 4 s of the first stage stationary blades 4 a adjacent in the circumferential direction C. It arrange | positions so that 22 may be located. In this way, by arranging the transition piece 20 of the combustor 10 and integrally forming the projecting wall 34 on the downstream end face 20ea of the transition piece 20, it is more than the transition piece 20 of the combustion gas G flowing out of the tail piece 20. Formation of Karman vortex street on the downstream side can be suppressed. More detailed description will be given below.

（尾筒の作用）
図５、図６に示すように、尾筒２０内を下流側に向って流れる燃焼ガスＧは、尾筒２０内から流出した後も周方向側壁２２の内面２４に沿った方向に流れようとする。このため、フランジ本体部３２の下流側端面２０ｅａよりも下流側にカルマン渦列Ｕが形成されることがある。 (Action of tail tube)
As shown in FIGS. 5 and 6, the combustion gas G flowing toward the downstream side in the transition piece 20 tries to flow in the direction along the inner surface 24 of the circumferential side wall 22 even after flowing out of the transition piece 20. To do. For this reason, the Karman vortex street U may be formed on the downstream side of the downstream end face 20ea of the flange main body 32.

ここで、尾筒２０の下流側端面２０ｅａには突出壁３４が形成されているので、カルマン渦列Ｕが径方向Ｄで直線状にならない。より具体的には、突出壁３４は、径方向Ｄの両端から径方向Ｄの中央に向かうに従って徐々に突出高さが高くなるように形成されているので、このカルマン渦列Ｕが湾曲状に形成されて渦同士が干渉する。このように、カルマン渦列Ｕが直線状に形成されないと、その分渦の強さが弱まったり、カルマン渦列Ｕそのものの発生が抑制されたりする。 Here, since the projecting wall 34 is formed on the downstream end face 20ea of the tail cylinder 20, the Karman vortex street U does not become linear in the radial direction D. More specifically, the protruding wall 34 is formed so that the protruding height gradually increases from both ends in the radial direction D toward the center in the radial direction D, so that the Karman vortex row U is curved. The vortices interfere with each other. Thus, if the Karman vortex street U is not formed in a straight line, the strength of the vortex is reduced correspondingly, or the generation of the Karman vortex street U itself is suppressed.

これに加え、尾筒２０の下流側の周方向側壁２２の内面２４には傾斜面２５が形成されているので、周方向側壁２２の内面２４に対し、フランジ本体部３２の下流側端面２０ｅａの成す角度が小さくなる。このため、フランジ本体部３２の下流側端面２０ｅａの下流側におけるカルマン渦列Ｕの形成が抑制される。 In addition, since an inclined surface 25 is formed on the inner surface 24 of the circumferential side wall 22 on the downstream side of the transition piece 20, the downstream end surface 20 ea of the flange main body portion 32 is formed on the inner surface 24 of the circumferential side wall 22. The formed angle becomes smaller. For this reason, the formation of the Karman vortex street U on the downstream side of the downstream end face 20ea of the flange main body 32 is suppressed.

さらに、周方向Ｃで隣接する第一段静翼４ａの上流側端４ｓの間に、尾筒２０の一対の周方向側壁２２が位置するように配置されている。このため、尾筒２０内を下流側に向って流れる燃焼ガスＧが、尾筒２０内から流出した直後に第一段静翼４ａに衝突する。そして、第一段静翼４ａによって、尾筒２０内から流出した燃焼ガスＧが直後に縮流、偏向される（図６参照）。このため、カルマン渦列Ｕの形成が抑制される。 Further, the pair of circumferential side walls 22 of the transition piece 20 are disposed between the upstream ends 4 s of the first stage stationary blades 4 a adjacent in the circumferential direction C. For this reason, the combustion gas G flowing toward the downstream side in the transition piece 20 collides with the first stage stationary blade 4 a immediately after flowing out from the transition piece 20. Then, the combustion gas G flowing out from the tail cylinder 20 is immediately contracted and deflected by the first stage stationary blade 4a (see FIG. 6). For this reason, formation of the Karman vortex street U is suppressed.

（効果）
したがって、上述の実施形態によれば、下流側端面２０ｅａには、軸線Ａｃに沿うように下流側に向かって突出する突出壁３４が一体成形されているので、すなわち、一対の周方向側壁２２に、下流側に向かって突出する突出壁３４が一体成形された状態になっているので、尾筒２０から流出した直後に形成されるカルマン渦列Ｕを弱めたり、カルマン渦列Ｕそのものの発生を抑制させたりすることができる。このため、燃焼器１０の尾筒２０の下流側部分における圧力変動を抑えることができる。 (effect)
Therefore, according to the above-described embodiment, the downstream end surface 20ea is integrally formed with the protruding wall 34 that protrudes toward the downstream side along the axis line Ac. Since the projecting wall 34 projecting toward the downstream side is integrally formed, the Karman vortex train U formed immediately after flowing out of the tail tube 20 is weakened, or the Karman vortex train U itself is generated. It can be suppressed. For this reason, the pressure fluctuation in the downstream part of the transition piece 20 of the combustor 10 can be suppressed.

また、突出壁３４が径方向Ｄの両端から径方向Ｄの中央に向かうに従って徐々に突出高さが高くなるように形成されているので、突出壁３４によりカルマン渦列Ｕの強さを弱めたり、カルマン渦列Ｕそのものの発生をより確実に抑制したりすることができる。 Further, since the protruding wall 34 is formed so that the protruding height gradually increases from both ends in the radial direction D toward the center in the radial direction D, the protruding wall 34 weakens the strength of the Karman vortex street U. The generation of the Karman vortex street U itself can be more reliably suppressed.

また、一対の周方向側壁２２のそれぞれの内面２４は、下流側に向かうに従って、末広がりとなるように形成されているので、互いに隣接し合う燃焼器１０の尾筒２０の内面２４に沿う流れ同士を、尾筒２０の下流側端面２０ｅａよりも下流側で角度をもって合流させることができる。このため、カルマン渦列Ｕの形成を抑制することができ、尾筒２０の下流側部分の圧力変動を抑えることが可能になる。 Moreover, since each inner surface 24 of a pair of circumferential direction side wall 22 is formed so that it may spread toward the downstream, the flow along the inner surface 24 of the tail cylinder 20 of the combustor 10 which mutually adjoins is mutually. Can be joined at an angle on the downstream side of the downstream end face 20ea of the transition piece 20 with an angle. For this reason, the formation of the Karman vortex street U can be suppressed, and the pressure fluctuation in the downstream portion of the tail cylinder 20 can be suppressed.

さらに、周方向Ｃで隣接する第一段静翼４ａの上流側端４ｓの間に、尾筒２０の一対の周方向側壁２２が位置するように配置されているので、第一段静翼４ａによって、尾筒２０内から流出した燃焼ガスＧが直後に縮流、偏向される。このため、カルマン渦列Ｕの形成を抑制することができる。 Furthermore, since the pair of circumferential side walls 22 of the transition piece 20 are positioned between the upstream side ends 4s of the first stage stationary blades 4a adjacent in the circumferential direction C, the first stage stationary blade 4a. Thus, the combustion gas G flowing out from the tail cylinder 20 is immediately contracted and deflected. For this reason, formation of the Karman vortex street U can be suppressed.

このとき、尾筒２０の下流側端２０ｅから突出壁３４の頂点Ｔ、つまり、下流側最端までの高さＨは、頂点Ｔと第一段静翼４ａの上流側端４ｓとが周方向Ｃにおいて、同一平面上に位置するように設定されているので、尾筒２０内から流出した燃焼ガスＧを直後に確実、且つ効果的に縮流、偏向させることができる。このため、確実にカルマン渦列Ｕの形成を抑制することができる。 At this time, the height T from the downstream end 20e of the transition piece 20 to the apex T of the protruding wall 34, that is, the downstream end, is determined by the apex T and the upstream end 4s of the first stage stationary blade 4a in the circumferential direction. In C, since it is set so as to be located on the same plane, the combustion gas G flowing out from the tail cylinder 20 can be reliably and effectively contracted and deflected immediately after. For this reason, formation of Karman vortex street U can be suppressed certainly.

尚、本発明は上述の実施形態に限られるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において、上述の実施形態に種々の変更を加えたものを含む。
例えば、上述の実施形態では、尾筒２０の一対の周方向側壁２２に突出壁３４を一体成形し、この突出壁３４を、径方向Ｄの両端から径方向Ｄの中央に向かうに従って徐々に突出高さが高くなるように形成した場合について説明した。しかしながら、これに限られるものではなく、突出壁３４は、周方向側壁２２（下流側端面２０ｅａ）の一部が軸線Ａｃに沿うように、下流側に向かって突出していればよい。 The present invention is not limited to the above-described embodiment, and includes various modifications made to the above-described embodiment without departing from the spirit of the present invention.
For example, in the above-described embodiment, the protruding walls 34 are integrally formed on the pair of circumferential side walls 22 of the tail cylinder 20, and the protruding walls 34 gradually protrude from both ends in the radial direction D toward the center in the radial direction D. The case where it formed so that height might become high was demonstrated. However, it is not restricted to this, The protrusion wall 34 should just protrude toward the downstream side so that a part of circumferential direction side wall 22 (downstream side end surface 20ea) may follow the axis line Ac.

すなわち、突出壁３４の頂点Ｔが周方向側壁２２（下流側端面２０ｅａ）における径方向Ｄの略中央に位置していなくてもよい。また、突出壁３４の頂点Ｔが複数存在していてもよい。例えば、図７に示すように、下流側端面２０ｅａが軸線Ａｃ方向に沿って波形状に形成されていてもよい。 That is, the apex T of the projecting wall 34 may not be located at the approximate center in the radial direction D of the circumferential side wall 22 (downstream end surface 20ea). A plurality of vertices T of the protruding wall 34 may exist. For example, as shown in FIG. 7, the downstream end face 20ea may be formed in a wave shape along the direction of the axis Ac.

また、上述の実施形態では、尾筒２０の一対の周方向側壁２２のそれぞれの内面２４は、下流側に向かうに従って、末広がりとなるように形成されている場合について説明した。しかしながら、これに限られるものではなく、一対の周方向側壁２２のうち、少なくとも一方の周方向側壁２２の内面２４に、軸線Ａｃ方向の下流側に向うに従って、徐々に隣接する他の燃焼器１０の尾筒２０に近づくように、傾斜面２５が形成されていればよい。 Moreover, in the above-mentioned embodiment, the case where each inner surface 24 of the pair of circumferential side walls 22 of the transition piece 20 is formed to expand toward the downstream side has been described. However, the present invention is not limited to this, and the other combustor 10 that gradually adjoins the inner surface 24 of at least one circumferential side wall 22 of the pair of circumferential side walls 22 toward the downstream side in the axis Ac direction. It suffices if the inclined surface 25 is formed so as to be closer to the transition piece 20.

１圧縮機
２タービン
４静翼
４ａ第一段静翼
４ｓ上流側端
５タービンロータ（ロータ）
６ロータ本体
９ガス入口
１０燃焼器
２０尾筒
２０ｅａ下流側端面
２０ｅ下流側端
２２周方向側壁（側壁）
２４内面
２５傾斜面
３４突出壁
１００ガスタービン
Ａｉｒ圧縮空気
Ｇ燃焼ガス DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Compressor 2 Turbine 4 Stator blade 4a First stage stationary blade 4s Upstream end 5 Turbine rotor (rotor)
6 Rotor body 9 Gas inlet 10 Combustor 20 Cylinder 20ea Downstream end face 20e Downstream end 22 Circumferential side wall (side wall)
24 inner surface 25 inclined surface 34 projecting wall 100 gas turbine Air compressed air G combustion gas

Claims

燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器と、
前記複数の燃焼器からの前記燃焼ガスにより回転するロータを有するタービンとを備え、
前記複数の燃焼器は、前記ロータを中心として周方向に沿うように配置され、前記タービンのガス入口に前記燃焼ガスを送る尾筒を有しているガスタービンにおいて、
前記尾筒の前記ロータの周方向で互いに対向する一対の側壁には、下流側端の一部のみに、下流側に向かって突出する突出壁を設けたことを特徴とするガスタービン。 A plurality of combustors for generating combustion gas by mixing fuel with compressed air and burning;
A turbine having a rotor rotated by the combustion gas from the plurality of combustors,
In the gas turbine, the plurality of combustors are arranged along the circumferential direction around the rotor, and have a tail tube that sends the combustion gas to a gas inlet of the turbine.
A gas turbine characterized in that a pair of side walls facing each other in the circumferential direction of the rotor of the tail cylinder are provided with projecting walls projecting toward the downstream side only at a part of the downstream end.

前記尾筒の前記一対の側壁の下流側端の径方向中央部には、前記ロータの径方向の両端から該径方向の中央に向かうに従って徐々に突出高さが高くなるように前記突出壁が設けられていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。 The protruding wall is formed at the radially central portion of the downstream end of the pair of side walls of the tail cylinder so that the protruding height gradually increases from both radial ends of the rotor toward the radial center. The gas turbine according to claim 1, wherein the gas turbine is provided.

前記尾筒の前記一対の側壁の下流側端には、下流側に突出することで形成される頂点を複数有する前記突出壁が設けられていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。The gas turbine according to claim 1, wherein the projecting wall having a plurality of apexes formed by projecting to the downstream side is provided at a downstream end of the pair of side walls of the tail tube. .

燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器と、A plurality of combustors for generating combustion gas by mixing fuel with compressed air and burning;
前記複数の燃焼器からの前記燃焼ガスにより回転するロータを有するタービンとを備え、  A turbine having a rotor rotated by the combustion gas from the plurality of combustors,
前記複数の燃焼器は、前記ロータを中心として周方向に沿うように配置され、前記タービンのガス入口に前記燃焼ガスを送る尾筒を有しているガスタービンにおいて、  In the gas turbine, the plurality of combustors are arranged along the circumferential direction around the rotor, and have a tail tube that sends the combustion gas to a gas inlet of the turbine.
前記尾筒の前記ロータの周方向で互いに対向する一対の側壁には、下流側端の少なくとも一部に、下流側に向かって突出する突出壁を設け、  A pair of side walls facing each other in the circumferential direction of the rotor of the tail cylinder is provided with a protruding wall protruding toward the downstream side at least at a part of the downstream end,
前記尾筒の前記一対の側壁の内面は、それぞれ下流側に向かうに従って末広がりとなるように傾斜していることを特徴とするガスタービン。The gas turbine according to claim 1, wherein the inner surfaces of the pair of side walls of the tail tube are inclined so as to expand toward the downstream side.

燃料を圧縮空気に混合して燃焼させ燃焼ガスを生成する複数の燃焼器と、A plurality of combustors for generating combustion gas by mixing fuel with compressed air and burning;
前記複数の燃焼器からの前記燃焼ガスにより回転するロータを有するタービンとを備え、  A turbine having a rotor rotated by the combustion gas from the plurality of combustors,
前記複数の燃焼器は、前記ロータを中心として周方向に沿うように配置され、前記タービンのガス入口に前記燃焼ガスを送る尾筒を有しているガスタービンにおいて、  In the gas turbine, the plurality of combustors are arranged along the circumferential direction around the rotor, and have a tail tube that sends the combustion gas to a gas inlet of the turbine.
前記尾筒の前記ロータの周方向で互いに対向する一対の側壁には、下流側端の少なくとも一部に、下流側に向かって突出する突出壁を設け、  A pair of side walls facing each other in the circumferential direction of the rotor of the tail cylinder is provided with a protruding wall protruding toward the downstream side at least at a part of the downstream end,
前記タービンは、前記ロータを中心として周方向に沿って、且つ前記ガス入口に沿って配置された複数の静翼を有し、この静翼は、翼弦が伸びる翼弦方向が前記周方向に対して傾斜しており、The turbine has a plurality of stationary blades arranged along a circumferential direction around the rotor and along the gas inlet, and the stationary blade has a chord direction in which the chord extends in the circumferential direction. Is inclined to
前記周方向において各静翼の上流側端の間に、それぞれ前記尾筒の前記一対の側壁が位置するように、前記尾筒を設けたことを特徴とするガスタービン。  The gas turbine according to claim 1, wherein the tail cylinder is provided so that the pair of side walls of the tail cylinder are positioned between upstream ends of the stationary blades in the circumferential direction.

前記尾筒の前記一対の側壁のうち、少なくとも一方の側壁の内面は、下流側に向かうに従って隣接する他の燃焼器の尾筒に近づくように傾斜していることを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載のガスタービン。 The inner surface of at least one of the pair of side walls of the transition piece is inclined so as to approach the transition piece of another adjacent combustor as it goes downstream. The gas turbine according to claim 5 .