JP5967974B2 - Pilot nozzle, gas turbine combustor including the same, and gas turbine - Google Patents
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Description
本発明は、耐熱性を向上させたパイロットノズル、これを備えたガスタービン燃焼器およびガスタービンに関するものである。 The present invention relates to a pilot nozzle with improved heat resistance, a gas turbine combustor including the pilot nozzle, and a gas turbine.
ガスタービン燃焼器は、中央に拡散燃焼パイロットノズルが１本配置され、その周りに予混合燃焼させる複数本の予混合ノズルが配置された構造となっている。
ガスタービン燃焼器の内壁面は高温の燃焼ガスから自身を守るためにフィルム空気を流し断熱層を形成し、かつ、表面に遮熱コーティング処理するという断熱対策が採られている。
The gas turbine combustor has a structure in which one diffusion combustion pilot nozzle is arranged at the center, and a plurality of premixing nozzles for premixing combustion are arranged around it.
In order to protect itself from the high-temperature combustion gas, the inner wall surface of the gas turbine combustor forms a heat insulating layer by flowing film air, and a heat insulating coating treatment is applied to the surface.
しかし、燃焼器中央に位置するパイロットノズルは、高温な燃焼ガスの拡散炎がすぐ近くに形成され、この拡散炎に晒されることで焼損しやすいという問題がある。この対策として、例えば特許文献１，２に示されるように、パイロットノズルのノズル本体の周囲に空隙を介してノズルキャップ（遮熱板）を設け、このノズルキャップとノズル本体との間を空気通路として冷却空気を流し、ノズル本体を高熱から保護するようにしている。ノズルキャップの材質としては、耐熱性の高いニッケル合金ベースの耐熱材料が用いられていた。 However, the pilot nozzle located in the center of the combustor has a problem that a diffusion flame of high-temperature combustion gas is formed in the immediate vicinity and is easily burned by being exposed to this diffusion flame. As a countermeasure, for example, as shown in Patent Documents 1 and 2, a nozzle cap (heat shield plate) is provided around the nozzle body of the pilot nozzle via a gap, and an air passage is provided between the nozzle cap and the nozzle body. As the cooling air flows, the nozzle body is protected from high heat. As the material of the nozzle cap, a heat resistant material based on nickel alloy having high heat resistance has been used.
上述した従来の構造は、主にパイロットノズルのノズル本体を熱から保護するものであり、ノズルキャップについては耐熱性の高い金属材料が用いられるに留められている。しかしながら、次世代を担うガスタービンでは、燃焼ガスのタービン入口温度が１５００℃以上になるように燃焼温度を高めて高効率化を狙っているため、従来のノズルキャップを備えた構造ではノズルキャップの耐熱性が危ぶまれており、燃焼温度を高めて高効率化を図ることが困難であった。 The above-described conventional structure mainly protects the nozzle body of the pilot nozzle from heat, and the nozzle cap is limited to using a metal material having high heat resistance. However, in the next-generation gas turbine, since the combustion temperature is increased so that the turbine inlet temperature of the combustion gas becomes 1500 ° C. or higher, the efficiency of the nozzle cap is increased. The heat resistance was in danger, and it was difficult to increase the combustion temperature and achieve high efficiency.
また、パイロットノズルのノズル本体の材質と、ノズルキャップの材質とが異なる場合には、熱膨張係数も異なるため、ノズル本体に対するノズルキャップの固定構造如何によっては、１０００℃を超える超高温域においてノズルキャップに熱変形が起こり、ひいては破損に至る懸念もあり、信頼性に乏しかった。 Also, if the material of the nozzle body of the pilot nozzle is different from the material of the nozzle cap, the coefficient of thermal expansion will also be different. Therefore, depending on how the nozzle cap is fixed to the nozzle body, the nozzle is used in an extremely high temperature range exceeding 1000 ° C. The cap was heat-deformed, and as a result, there was concern that it would be damaged, and the reliability was poor.
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、ノズルキャップの耐熱性を向上させると同時に、熱膨張に起因するノズルキャップの熱変形を防止し、ガスタービンの高効率化に寄与するとともに耐久性および信頼性を高めることのできるパイロットノズル、これを備えたガスタービン燃焼器およびガスタービンを提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of such circumstances, and at the same time, the heat resistance of the nozzle cap is improved, and at the same time, the nozzle cap is prevented from being thermally deformed due to thermal expansion, thereby improving the efficiency of the gas turbine. An object of the present invention is to provide a pilot nozzle that can contribute and improve durability and reliability, a gas turbine combustor including the pilot nozzle, and a gas turbine.
上記目的を達成するために、本発明は以下の手段を提供する。
即ち、本発明に係るパイロットノズルは、内部に燃料通路を有し、先端付近に前記燃料通路からの燃料を噴射させる噴射孔を有するノズル本体と、該ノズル本体の外周面および先端部付近を覆い、前記燃料が燃焼することにより生成される燃焼ガスの高熱から前記ノズル本体を保護するノズルキャップと、を備えたパイロットノズルであって、前記ノズルキャップがセラミックマトリックス複合材料（Ceramic Matrix Composites：略してＣＭＣとも呼ぶ）により形成され、前記ノズルキャップを前記ノズル本体に固定するキャップ固定部は、前記ノズル本体の外周面に固着される係合筒部材と、前記ノズルキャップに貫通形成され、前記係合筒部材の外周に密に嵌合し、且つ、前記係合筒部材の軸方向に摺動可能な内径を有する係合穴と、を具備してなり、前記係合筒部材は、前記ノズル本体に前記ノズルキャップが装着された後で前記係合穴に挿入されて前記ノズル本体に固着されることを特徴とする。
In order to achieve the above object, the present invention provides the following means.
That is, the pilot nozzle according to the present invention has a nozzle body having a fuel passage therein, an injection hole for injecting fuel from the fuel passage in the vicinity of the tip, and the outer peripheral surface of the nozzle body and the vicinity of the tip. A nozzle cap that protects the nozzle body from high heat of combustion gas generated by the combustion of the fuel, wherein the nozzle cap is a ceramic matrix composite material (abbreviated for short) A cap fixing portion for fixing the nozzle cap to the nozzle body, and an engagement cylinder member fixed to an outer peripheral surface of the nozzle body, and a penetrating formation of the nozzle cap. An engagement hole that closely fits to the outer periphery of the tubular member and has an inner diameter that is slidable in the axial direction of the engagement tubular member; Becomes, the engaging cylindrical member, the are inserted into the engaging hole after the nozzle cap is attached to the nozzle body is fixed to the nozzle body, characterized in Rukoto.
上記構成によれば、セラミックマトリックス複合材料により形成されたノズルキャップの耐熱性が凡そ１３００℃以上に向上するため、燃焼ガスのタービン入口温度が１５００℃以上となる次世代のガスタービンに適用しても、冷却空気が少なくて済む。また、ノズルキャップが熱変形を起こし難くなるため、パイロットノズルの耐久性および信頼性を高めることができる。これらにより、ガスタービンの高効率化に寄与することができる。
しかも、係合筒部材の内周部をノズル本体の外周面に溶接することができ、簡素な構造によってノズルキャップをノズル本体に固定することができる。特に、ノズル本体とノズルキャップとの間に冷却空気を流す空隙を設ける場合には、両部材間に介在させるスペーサや突起の役割を係合筒部材が果たすので、スペーサや突起類を省略して構造を簡素化することができる。
また、ノズルキャップに貫通形成された係合穴が、ノズル本体の外周面に固着された係合筒部材に係合し、係合筒部材の軸方向に摺動可能であるため、例えばノズル本体がノズルキャップに対して熱膨張または熱収縮して外径が変化しても、その変位が係合筒部材と係合穴との相対移動によって吸収され、ノズルキャップに熱変形が起こりにくい。このため、パイロットノズルの耐久性と信頼性を高めることができる。
According to the above configuration, since the heat resistance of the nozzle cap formed of the ceramic matrix composite material is improved to about 1300 ° C. or higher, it is applied to the next generation gas turbine in which the turbine inlet temperature of the combustion gas is 1500 ° C. or higher. However, less cooling air is required. In addition, since the nozzle cap is less likely to be thermally deformed, the durability and reliability of the pilot nozzle can be improved. As a result, it is possible to contribute to higher efficiency of the gas turbine.
And the inner peripheral part of an engagement cylinder member can be welded to the outer peripheral surface of a nozzle main body, and a nozzle cap can be fixed to a nozzle main body with a simple structure. In particular, when providing a gap through which cooling air flows between the nozzle body and the nozzle cap, the engaging cylinder member serves as a spacer or protrusion interposed between the two members, so the spacer and protrusions are omitted. The structure can be simplified.
In addition, the engagement hole formed through the nozzle cap engages with the engagement cylinder member fixed to the outer peripheral surface of the nozzle body, and can slide in the axial direction of the engagement cylinder member. Even if the outer diameter changes due to thermal expansion or thermal contraction with respect to the nozzle cap, the displacement is absorbed by the relative movement of the engagement cylinder member and the engagement hole, and thermal deformation of the nozzle cap hardly occurs. For this reason, durability and reliability of the pilot nozzle can be improved.
前記構成において、前記ノズルキャップは、前記ノズル本体との間に空隙を持たずに設けられていてもよい。 The said structure WHEREIN: The said nozzle cap may be provided without having a space | gap between the said nozzle main bodies.
前述のように、セラミックマトリックス複合材料により形成されたノズルキャップは、その耐熱性が従来も向上することにより、ノズル本体とノズルキャップとの間に冷却空気を流す空隙を設けないようにすることもできる。これにより、パイロットノズルの構造を簡素化して信頼性を高めるとともに、コンパクト化を図ることができる。 As described above, the nozzle cap formed of the ceramic matrix composite material has improved heat resistance in the past, so that it is possible not to provide a gap through which cooling air flows between the nozzle body and the nozzle cap. it can. As a result, the structure of the pilot nozzle can be simplified to improve reliability and downsizing can be achieved.
本発明に係るパイロットノズルは、内部に燃料通路を有し、先端付近に前記燃料通路からの燃料を噴射させる噴射孔を有するノズル本体と、該ノズル本体の外周面および先端部付近を覆い、前記燃料が燃焼することにより生成される燃焼ガスの高熱から前記ノズル本体を保護するノズルキャップと、を備えたパイロットノズルであって、前記ノズルキャップがセラミックマトリックス複合材料により形成され、前記ノズルキャップを前記ノズル本体に固定するキャップ固定部は、前記ノズル本体の外周面に形成されて周方向に延びる外周凹溝と、前記ノズルキャップの内周面に形成されて周方向に延びる内周凹溝と、前記外周凹溝と前記内周凹溝とが合わせられて形成されるキー部材挿入通路に挿入される環状のキー部材と、を具備することを特徴とする。 The pilot nozzle according to the present invention has a fuel passage inside, a nozzle body having an injection hole for injecting fuel from the fuel passage in the vicinity of the tip, and covers the outer peripheral surface and the vicinity of the tip of the nozzle body, A nozzle cap that protects the nozzle body from high heat of combustion gas generated by combustion of fuel, wherein the nozzle cap is formed of a ceramic matrix composite material, and the nozzle cap is The cap fixing portion for fixing to the nozzle body includes an outer circumferential groove formed on the outer circumferential surface of the nozzle body and extending in the circumferential direction, an inner circumferential groove formed on the inner circumferential surface of the nozzle cap and extending in the circumferential direction, It is provided with a, an annular key member which is inserted into the key member insertion passage formed by aligned with the inner peripheral groove and the outer peripheral recessed groove And features.
上記構成によれば、ノズル本体の外周面に形成された外周凹溝と、ノズルキャップの内周面に形成された内周凹溝との間にキー部材が介在することによってノズルキャップがノズル本体に固定される。この場合、キャップ固定部が、ノズル本体およびノズルキャップの周囲全周に亘って形成されるため、ボルト等を用いてノズルキャップをノズル本体に対してポイント的に固定する場合に比べて、キャップ固定部に加わる熱応力を分散させることができる。したがって、ノズルキャップに熱変形や破損が起こることを防止して、パイロットノズルの耐久性および信頼性を高めることができる。 According to the above configuration, the nozzle cap is disposed on the nozzle body by interposing the key member between the outer circumferential groove formed on the outer circumferential surface of the nozzle body and the inner circumferential groove formed on the inner circumferential surface of the nozzle cap. Fixed to. In this case, since the cap fixing part is formed over the entire circumference of the nozzle body and the nozzle cap, the cap is fixed as compared with the case where the nozzle cap is fixed to the nozzle body using a bolt or the like. The thermal stress applied to the part can be dispersed. Therefore, it is possible to prevent the nozzle cap from being thermally deformed or damaged, and improve the durability and reliability of the pilot nozzle.
上記構成において、前記キー部材として円形断面のワイヤーを用いてもよい。 In the above configuration, a wire having a circular cross section may be used as the key member.
上記構成によれば、ワイヤーの持つ弾力性により、ノズル本体とノズルキャップとの間に相対移動可能な余裕が生まれる。このため、ノズル本体またはノズルキャップの熱膨張および熱収縮に起因する熱変形や破損が起こりにくくなり、パイロットノズルの耐久性および信頼性を高めることができる。 According to the said structure, the allowance which can move relatively between a nozzle main body and a nozzle cap arises with the elasticity which a wire has. For this reason, thermal deformation and breakage due to thermal expansion and thermal contraction of the nozzle body or nozzle cap are less likely to occur, and the durability and reliability of the pilot nozzle can be improved.
あるいは、前記キー部材として角形断面のエキスパンションリングを用い、前記外周凹溝の深さ寸法を、前記キー部材の径方向の厚み寸法以上に設定し、前記内周凹溝の深さ寸法を、前記キー部材の径方向の厚み寸法よりも小さく設定し、前記キー部材を、径方向に押し縮められた時には前記外周凹溝の中に完全に埋没し、且つ、前記キー部材挿入通路の内部で径方向に拡張した時には前記内周凹溝の底面に弾接されるようにしてもよい。 Alternatively, an expansion ring having a square cross section is used as the key member, the depth dimension of the outer circumferential groove is set to be equal to or greater than the radial thickness dimension of the key member, and the depth dimension of the inner circumferential groove is The key member is set to be smaller than the radial thickness dimension, and when the key member is compressed in the radial direction, the key member is completely buried in the outer circumferential groove, and the diameter is set inside the key member insertion passage. When expanded in the direction, it may be elastically contacted with the bottom surface of the inner circumferential groove.
上記構成によれば、キャップ固定部に加わる熱応力を分散させながら、ノズルキャップをノズル本体に確実に固定することができる。したがって、ノズルキャップに熱変形や破損が起こることを防止して、パイロットノズルの耐久性および信頼性を高めることができる。 According to the said structure, a nozzle cap can be reliably fixed to a nozzle main body, dispersing the thermal stress added to a cap fixing | fixed part. Therefore, it is possible to prevent the nozzle cap from being thermally deformed or damaged, and improve the durability and reliability of the pilot nozzle.
また、本発明に係るガスタービン燃焼器は、前記のパイロットノズルと、該パイロットノズルの外周側に周方向に間隔を空けて配置された予混合燃焼させる複数の予混合ノズルと、を備えていることを特徴とする。 A gas turbine combustor according to the present invention includes the pilot nozzle, and a plurality of premixing nozzles that are premixed and disposed on the outer peripheral side of the pilot nozzle at intervals in the circumferential direction. It is characterized by that.
上記構成によれば、ノズルキャップの耐熱性を向上させ、熱膨張に起因するノズルキャップの熱変形を防止し得るパイロットノズルを備えることによって、ガスタービンの高効率化に寄与するとともに、耐久性および信頼性の高いガスタービン燃焼器を提供することができる。 According to the above configuration, by providing the pilot nozzle that can improve the heat resistance of the nozzle cap and prevent thermal deformation of the nozzle cap due to thermal expansion, it contributes to high efficiency of the gas turbine, and durability and A highly reliable gas turbine combustor can be provided.
また、本発明に係るガスタービンは、前記ガスタービン燃焼器と、該ガスタービン燃焼器に圧縮空気を供給する圧縮機と、前記ガスタービン燃焼器からの燃焼ガスによって回転させられるタービンと、を備えていることを特徴とする。 The gas turbine according to the present invention includes the gas turbine combustor, a compressor that supplies compressed air to the gas turbine combustor, and a turbine that is rotated by combustion gas from the gas turbine combustor. It is characterized by.
上記構成のガスタービンによれば、耐熱性が向上したガスタービン燃焼器を備えることにより、燃焼温度を高くしてタービン入口における燃焼ガス温度を増大させ、高効率なガスタービンを提供することができる。 According to the gas turbine having the above configuration, by providing the gas turbine combustor with improved heat resistance, the combustion temperature can be increased to increase the combustion gas temperature at the turbine inlet, thereby providing a highly efficient gas turbine. .
以上のように、本発明に係るパイロットノズル、これを備えたガスタービン燃焼器およびガスタービンによれば、パイロットノズルにおけるノズルキャップの耐熱性を向上させ、且つ、熱膨張に起因するノズルキャップの熱変形を防止できるため、燃焼温度を高くしてタービン入口における燃焼ガス温度を増大させ、ガスタービンの高効率化に寄与するとともに耐久性および信頼性を高めることができる。 As described above, according to the pilot nozzle, the gas turbine combustor and the gas turbine including the pilot nozzle according to the present invention, the heat resistance of the nozzle cap in the pilot nozzle is improved and the heat of the nozzle cap due to thermal expansion is increased. Since deformation can be prevented, the combustion temperature can be increased to increase the combustion gas temperature at the turbine inlet, contributing to higher efficiency of the gas turbine and improving durability and reliability.
以下に、本発明の実施形態について図面を参照して説明する。
図１は、本実施形態に係るガスタービン１の全体概略構成を示す部分断面側面図である。このガスタービン１は、例えば発電用であり、圧縮機３と、燃焼器（ガスタービン燃焼器）５と、タービン７とにより構成され、このタービン７に図示しない発電機が連結される。
Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings.
FIG. 1 is a partial cross-sectional side view showing an overall schematic configuration of a gas turbine 1 according to the present embodiment. The gas turbine 1 is for power generation, for example, and includes a
圧縮機３は、空気を取り込む空気取入口９を有するとともに、圧縮機車室１１内に複数の静翼１３と動翼１５が交互に配設されてなり、その外側に抽気マニホールド１７が設けられている。燃焼器５は、圧縮機３で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、バーナで点火することで燃焼可能となっている。タービン７は、タービン車室１９内に複数の静翼２１と動翼２３が交互に設けられている。
The
タービン７のタービン車室１９には、排気室２５が連続して設けられており、この排気室２５は、タービン７に連続する排気ディフューザ２７を有している。また、圧縮機３、燃焼器５、タービン７および排気室２５の中心部を貫通するようにロータ２９が軸支されており、圧縮機３側の端部が軸受部３１により回転自在に支持される一方、排気室２５側の端部が軸受部３３により回転自在に支持されている。ロータ２９には複数のディスクプレートが固定されており、各動翼１５，２３が連結されると共に、排気室２５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。
An
上記構成により、圧縮機３の空気取入口９から取り込まれた空気が、複数の静翼１３と動翼１５を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器５にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給されることで燃焼する。そして、この燃焼器５で生成された高温・高圧の燃焼ガスが、タービン７を構成する複数の静翼２１と動翼２３を通過することでロータ２９を駆動回転し、このロータ２９に連結された発電機に回転動力を付与することで発電を行う一方、排気ガスは排気室２５の排気ディフューザ２７で静圧に変換されてから大気に放出される。
With the above configuration, the air taken in from the air intake 9 of the
図２に示すように、燃焼器５では、燃焼器外筒３５に燃焼器内筒３７が支持され、この燃焼器内筒３７の先端部に燃焼器尾筒３９が連結されて燃焼器ケーシングが構成されている。そして、燃焼器内筒３７によって囲まれた空間内に燃焼ガスの流れが形成される。燃焼器内筒３７内には、その中心部にパイロットノズル４１が設けられると共に、燃焼器内筒３７の内周面に周方向に沿ってパイロットノズル４１を取り囲むように複数の予混合ノズル４３が設けられている。パイロットノズル４１の先端部にはパイロットコーン４５が装着されている。
As shown in FIG. 2, in the
従って、圧縮機３における圧縮機車室１１から高温・高圧の圧縮空気が燃焼器５に流れこむと、各予混合ノズル４３内では、この圧縮空気がメイン燃料棒から噴射された燃料と混合され、予混合気の旋回流となって燃焼器内筒３７内に流れ込む。一方、パイロットノズル４１内では、圧縮空気がパイロット燃料棒から噴射された燃料と混合され、この混合気は図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガスとなって燃焼器内筒３７内に噴出する。そして、燃焼ガスの一部が燃焼器内筒３７内に火炎を伴って周囲に拡散するように噴出することで、各予混合ノズル４３から燃焼器内筒３７および燃焼器尾筒３９に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。
Therefore, when high-temperature and high-pressure compressed air flows from the
このように構成されたガスタービン１では、圧縮機３で圧縮した圧縮空気の一部を圧縮機車室１１から抽気マニホールド１７により抽気して昇圧し、燃焼器５に冷却媒体として供給するようになっている。また、燃焼器５には、予混合ノズル３５にメイン燃料を供給する燃料供給ライン４７およびパイロットノズル４１にパイロット燃料を供給する燃料供給ライン４９が連結されている。
In the gas turbine 1 configured as described above, a part of the compressed air compressed by the
［第１実施形態］
次に、本発明に係るパイロットノズルの第１実施形態について、図３および図４を参照して説明する。
図３は、発明の第１実施形態を示すパイロットノズル４１Ａの先端部分の縦断面図である。
[First Embodiment]
Next, a first embodiment of a pilot nozzle according to the present invention will be described with reference to FIGS.
FIG. 3 is a longitudinal sectional view of the tip portion of the
パイロットノズル４１Ａの先端部分は、燃料供給ライン４９から供給されるパイロット燃料が通る燃料通路５１を内部に有し、先端付近に燃料通路５１からの燃料を噴射させる噴射孔５２を備えた略中空円筒形状をしたノズル本体５３を備えている。
The front end portion of the
また、ノズル本体５３の外周面５３ａおよび先端部５３ｂ付近を、間隔を空けて覆う略中空円筒形状のノズルキャップ５５Ａが設置されている。このノズルキャップ５５Ａは、ノズル本体５３の外周面５３ａの周囲を覆う円筒部５５ａと、ノズル本体５３の先端部５３ｂ付近を覆う端面部５５ｂとが一体に形成されている。端面部５５ｂにはノズル本体５３の噴射孔５２の位置に整合する複数の噴射開口部５５ｃが形成されるとともに、ノズル本体５３の先端部５３ｂの中央部を外部に露呈させる１つの先端開口部５５ｄが形成されている。
Further, a substantially hollow cylindrical nozzle cap 55 </ b> A that covers the outer
ノズルキャップ５５Ａは、燃料が燃焼することにより生成される燃焼ガスの高熱からノズル本体５３を保護する遮熱板であり、セラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）により形成されていて、その耐熱温度は概ね１３００℃程度である。このノズルキャップ５５Ａは、ノズル本体５３の周方向に間隔を空けて設けられた複数のスペーサ５７によってノズル本体５３の外周面５３ａおよび先端部５３ｂから所定の間隔を保持するように取り付けられている。スペーサ５７には、ノズル本体５３の噴射孔５２およびノズルキャップ５５Ａの噴射開口部５５ｃの位置に整合する開口部５７ａが形成されている。
The
ノズル本体５３とノズルキャップ５５Ａとの間に形成される空気通路５９には、抽気マニホールド１７によって圧縮機３の圧縮機車室１１から抽気された圧縮空気が供給され、この圧縮空気が冷却媒体として空気通路５９内を先端側に向かって流れ、ノズル本体５３の過熱を防止するようになっている。空気通路５９を流れた圧縮空気はノズルキャップ５５Ａの先端開口部５５ｄから排出され、その際にノズル本体５３の先端部５３ｂに沿う空気層を形成して先端部５３ｂを熱から保護する。
The
図４（ａ）にも示すように、ノズルキャップ５５Ａをノズル本体５３に固定するキャップ固定部６１Ａは、ノズル本体５３の外周面５３ａに固着される係合筒部材６２と、ノズルキャップ５５Ａに貫通形成された円孔状の係合穴６３とを具備してなる。
As shown in FIG. 4A, the
係合筒部材６２は、その内周部が、ノズル本体５３の外周面５３ａに形成された短い円柱状の係合凸部６４の外周部に嵌合し、係合筒部材６２の内周部が溶接部６５によって係合凸部６４に固着される。一方、ノズルキャップ５５Ａの係合穴６３は、ノズル本体５３の係合凸部６４の位置に整合する位置に形成され、その内径が係合筒部材６２の外周に密に嵌合し、且つ、係合筒部材６２の軸方向に摺動可能な寸法に設定されている（熱膨張吸収構造）。図４（ｂ）に示すように、係合穴６３をノズルキャップ５５Ａの軸方向に延びる長穴状にしてもよい（熱膨張吸収構造）。
The engaging
係合筒部材６２は、ノズル本体５３にノズルキャップ５５Ａが装着された後で係合穴６３に挿入され、ノズル本体５３の係合凸部６４に溶接されて溶接部６５が形成される。
なお、係合凸部６４を省略して係合筒部材６２をノズル本体５３の外周面５３ａに直接溶接するようにしてもよい。
また、変形例として、係合筒部材６２を係合穴６３側に固定し、係合筒部材６２を係合凸部６４に対して摺動可能にしてもよい。
The
Note that the
As a modification, the
以上のように構成されたパイロットノズル４１Ａによれば、セラミックマトリックス複合材料により形成されたノズルキャップ５５Ａの耐熱性が凡そ１３００℃に向上するため、ノズル本体５３の噴射孔５２から噴射される図示しない混合気（燃料）が燃焼して生成される燃焼ガスの温度が１５００℃以上になっても、冷却空気が少なくて済む。
According to the
しかも、ノズルキャップ５５Ａが熱変形を起こし難くなるため、パイロットノズル４１Ａの耐久性および信頼性を高めることができる。これらにより、ガスタービン１の燃焼ガス温度を高くして高効率化に寄与することができる。
In addition, since the
また、ノズルキャップ５５Ａをノズル本体５３に固定するキャップ固定部６１Ａにおいては、係合筒部材６２の内周部をノズル本体５３の外周面に溶接することができ、簡素な構造によってノズルキャップ５５Ａをノズル本体５３に固定することができる。
Further, in the
係合筒部材６２は、ノズル本体５３とノズルキャップ５５Ａとの間に空気通路５９内を形成するためのスペーサとしての役割も果たすため、スペーサや突起類を省略して構造を簡素化することができる。
Since the
また、ノズルキャップ５５Ａに貫通形成された係合穴６３が、ノズル本体５３の外周面５３ａに固着された係合筒部材６２に係合し、係合筒部材６２の軸方向に摺動可能であるため、この部分が熱膨張吸収構造となっている。したがって、ノズル本体５３がノズルキャップ５５Ａに対して熱膨張または熱収縮して外径が変化しても、その変位が係合筒部材６２と係合穴６３との相対移動によって吸収される。
Further, the
さらに、図４（ｂ）に示すように、係合穴６３をノズルキャップ５５Ａの軸方向に延びる長穴状に形成した熱膨張吸収構造とすれば、ノズル本体５３がノズルキャップ５５Ａに対して軸方向に熱膨張または熱収縮した場合においても、その変位は係合穴６３内で係合筒部材６２が軸方向に相対移動することによって吸収される。
Furthermore, as shown in FIG. 4B, if the thermal expansion absorbing structure is formed in which the
これらの熱膨張吸収構造を備えることにより、ノズル本体５３の熱膨張に起因してノズルキャップ５５Ａが熱変形することを防止し、パイロットノズル４１Ａの耐久性と信頼性を高めることができる。
By providing these thermal expansion absorbing structures, it is possible to prevent the
［第２実施形態］
次に、本発明に係るパイロットノズルの第２実施形態について、図５を参照して説明する。
ここに示すパイロットノズル４１Ｂは、第１実施形態のパイロットノズル４１Ａと同じく、ノズル本体５３の外周面５３ａおよび先端部５３ｂが、セラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）により形成されたノズルキャップ５５Ｂによって覆われている。しかし、第１実施形態のノズルキャップ５５Ａと異なり、ノズルキャップ５５Ｂはノズル本体５３との間に空隙を持たずに設けられている。
[Second Embodiment]
Next, a second embodiment of the pilot nozzle according to the present invention will be described with reference to FIG.
In the
このノズルキャップ５５Ｂは、ノズル本体５３の外周面５３ａの周囲を覆う円筒部５５ａと、ノズル本体５３の先端部５３ｂ付近を覆う端面部５５ｂとが一体に形成されており、端面部５５ｂにはノズル本体５３の噴射孔５２の位置に整合する噴射開口部５５ｃが形成されている。なお、第１実施形態と異なり、端面部５５ｂにはノズル本体５３の先端部５３ｂを露呈させる開口部が形成されていない。
In the
ノズルキャップ５５Ｂをノズル本体５３に固定するキャップ固定部６１Ｂは、第１実施形態におけるキャップ固定部６１Ａと同様に、ノズル本体５３の外周面５３ａに固着される係合筒部材６２と、ノズルキャップ５５Ｂに貫通形成された円孔状の係合穴６３とを具備してなる。係合筒部材６２の長さは、第１実施形態におけるキャップ固定部６１Ａのものよりも短く、ノズルキャップ５５Ｂの肉厚に等しい。また、ノズル本体５３の外周面５３ａには係合凸部が形成されていない。
The
係合筒部材６２は、ノズル本体５３にノズルキャップ５５Ｂが装着された後で係合穴６３に挿入され、ノズル本体５３の外周面５３ａに対して溶接部６５により溶接されて固定される。このキャップ固定部６１Ｂの機能は第１実施形態のキャップ固定部６１Ａと同様である。
The
セラミックマトリックス複合材料により形成されたノズルキャップ５５Ｂは、その耐熱性が従来も格段に向上したことにより、このようにノズル本体５３との間に冷却空気を流す空隙を設けないようにすることもできる。これにより、パイロットノズル４１Ｂの構造を簡素化して信頼性を高めるとともに、コンパクト化を図ることができる。
Since the
［第３実施形態］
次に、本発明に係るパイロットノズルの第３実施形態について、図６および図７を参照して説明する。
このパイロットノズル４１Ｃは、そのノズルキャップ５５Ｃをノズル本体５３に固定するキャップ固定部６１Ｃの部分以外の構成については、第１実施形態のパイロットノズル４１Ａと同様であるため、各部に同一符号を付して説明を省略する。ノズルキャップ５５Ｃは、第１実施形態のノズルキャップ５５Ａと同じく、セラミックマトリックス複合材料により形成されて耐熱性が高められている。
[Third Embodiment]
Next, a third embodiment of the pilot nozzle according to the present invention will be described with reference to FIGS.
The configuration of the pilot nozzle 41C is the same as that of the
図７にも示すように、キャップ固定部６１Ｃは、ノズル本体５３の外周面５３ａに突設された締結ボス６８に形成された雌ネジ部６９に、ノズルキャップ５５Ｃに貫通形成されたボルト挿通穴７０が重ねられ、固定ボルト７１がスプリングワッシャ７２を介してボルト挿通穴７０に挿通されて雌ネジ部６９に締結される構造である。固定ボルト７１はセラミックマトリックス複合材料により形成するのが好ましい。こうすれば、固定ボルト７１の耐熱性が向上するため、熱による焼損や材質劣化等の懸念を排除し、パイロットノズル４１Ｃの耐久性および信頼性を高めることができる。
As shown in FIG. 7, the cap fixing portion 61 </ b> C has a bolt insertion hole formed through the nozzle cap 55 </ b> C in the
ボルト挿通穴７０の内径寸法は、固定ボルト７１が径方向に相対移動できるように、固定ボルト７１の外径寸法よりも十分に大きく設定されている。また、固定ボルト７１の長さは、雌ネジ部６９の底部まで締め込まれた状態で、固定ボルト７１の頭部７１ａがノズルキャップ５５Ｃの外周面５５ｆに対して所定の寸法Ｓだけ浮き上がるように設定されている。さらに、スプリングワッシャ７２は、固定ボルト７１の頭部７１ａとノズルキャップ５５Ｃの外周面５５ｆとの間に弾装されている。上記の所定の寸法Ｓは、スプリングワッシャ７２の最圧時における厚さ寸法よりも大きく、且つ該スプリングワッシャ７２の自由時における厚さ寸法よりも小さく設定されている。
The inner diameter dimension of the
以上のようにキャップ固定部６１Ｃを構成したことにより、非常に簡素な構造によってノズルキャップ５５Ｃをノズル本体５３に取り付けることができ、ノズルキャップ５５Ｃの着脱性を向上させることができる。しかも、スプリングワッシャ７２が設けられていることにより、固定ボルト７１の弛みを防止することができる。
By configuring the
さらに、ボルト挿通穴７０の内径寸法が固定ボルト７１の外径寸法よりも十分に大きい上に、固定ボルト７１が締め込まれた状態で、固定ボルト７１の頭部７１ａがノズルキャップ５５Ｃの外周面５５ｆに対して所定の寸法Ｓだけ浮き上がり、この寸法Ｓは、固定ボルト７１の頭部７１ａとノズルキャップ５５Ｃの外周面５５ｆとの間に弾装されるスプリングワッシャ７２の最圧時における厚さ寸法よりも大きく、且つ該スプリングワッシャ７２の自由時における厚さ寸法よりも小さく設定されているため、固定ボルト７１を確実に締結して弛みを防止しつつ、熱膨張吸収構造を構築することができる。
Further, the inner diameter dimension of the
したがって、例えばノズル本体５３がノズルキャップ５５Ｃに対して熱膨張または熱収縮しても、ノズルキャップ５５Ｃが面方向に相対移動することによってその変位が吸収され、ノズルキャップ５５Ｃには熱変形が起こりにくい。また、スプリングワッシャ７２の弾力により、ノズルキャップ５５Ｃがノズル本体５３側に押さえ付けられて振動が防止される。これらによって、パイロットノズル４１Ｃの耐久性と信頼性を高めることができる。
Therefore, for example, even when the
［第４実施形態］
次に、本発明に係るパイロットノズルの第４実施形態について、図８を参照して説明する。
このパイロットノズル４１Ｄは、そのノズルキャップ５５Ｄをノズル本体５３に固定するキャップ固定部６１Ｄの部分以外の構成については、第１実施形態のパイロットノズル４１Ａと同様であるため、各部に同一符号を付して説明を省略する。ノズルキャップ５５Ｄはセラミックマトリックス複合材料により形成されている。
[Fourth Embodiment]
Next, a fourth embodiment of a pilot nozzle according to the present invention will be described with reference to FIG.
The configuration of the
キャップ固定部６１Ｄは、ノズルキャップ５５Ｄがノズル本体５３に対してブラインドリベット７５で固定される構造である。ブラインドリベット７５は、周知のように、ノズルキャップ５５Ｄの外側から締結することができるリベットである。
The
ノズルキャップ５５Ｄには、周方向に所定の間隔で複数のすり鉢状の凹部７６が形成されており、これらの凹部７６の位置でブラインドリベット７５による接合が行われ、接合後はブラインドリベット７５の頭部７５ａが凹部７６の中に埋没し、この頭部７５ａの高さがノズルキャップ５５Ｄの外周面５５ｆよりも低くなるようにされている。
The
以上のようにキャップ固定部６１Ｄを構成したことにより、ノズル本体５３にネジ部を加工する必要を無くして構成を簡素化するとともに、ノズルキャップ５５Ｄをノズル本体５３に固定する作業を容易にすることができる。また、ブラインドリベット７５の頭部７５ａが凹部７６の中に埋没されるため、燃焼ガスの高温から頭部７５ａを保護することができる。
By configuring the
［第５実施形態］
次に、本発明に係るパイロットノズルの第５実施形態について、図９および図１０を参照して説明する。
このパイロットノズル４１Ｅは、そのノズルキャップ５５Ｅをノズル本体５３に固定するキャップ固定部６１Ｅの部分以外の構成については、第１実施形態のパイロットノズル４１Ａと同様であるため、各部に同一符号を付して説明を省略する。ノズルキャップ５５Ｅはセラミックマトリックス複合材料により形成されている。
[Fifth Embodiment]
Next, a fifth embodiment of a pilot nozzle according to the present invention will be described with reference to FIGS.
The configuration of the
図１０に拡大して示すように、キャップ固定部６１Ｅは、ノズル本体５３の外周面に形成されて周方向に延びる外周凹溝７８と、ノズルキャップ５５Ｅの内周面に形成されて周方向に延びる内周凹溝７９と、これらの外周凹溝７８と内周凹溝７９と合わせられて形成されるキー部材挿入通路８０に挿入される環状のキー部材８１とを備えて構成されている。外周凹溝７８は、ノズル本体５３の外周面５３ａに溶接８２等によって固着されたスペーサ８３の外周面に形成されている。
As shown in FIG. 10 in an enlarged manner, the
キー部材８１としてはワイヤーが用いられている。このワイヤーを用いたキー部材８１は、その断面積がキー部材挿入通路８０の断面積にほぼ等しく、キー部材挿入通路８０の内部に密に、且つ、スムーズに挿入することができる。なお、ノズルキャップ５５Ｅには、キー部材挿入通路８０にキー部材８１を挿入するための図示しない開口部が形成されている。
A wire is used as the
以上のようにキャップ固定部６１Ｅを構成したことにより、外周凹溝７８と内周凹溝７９との間にキー部材８１が介在することによってノズルキャップ５５Ｅがノズル本体５３に固定される。この場合、キャップ固定部６１Ｅが、ノズル本体５３およびノズルキャップ５５Ｅの周囲全周に亘って形成されるため、ボルト等を用いてノズルキャップをノズル本体５３に対してポイント的に固定する場合に比べて、キャップ固定部６１Ｅに加わる熱応力を分散させることができる。したがって、ノズルキャップ５５Ｅに熱変形や破損が起こることを防止することができる。
By configuring the
キー部材８１はワイヤーであるため、ワイヤーの持つ弾力性により、ノズル本体５３とノズルキャップ５５Ｅとの間に相対移動可能な余裕が生まれる。このため、ノズル本体５３またはノズルキャップ５５Ｅの熱膨張および熱収縮に起因する熱変形や破損が起こりにくくなる。さらに、ノズルキャップ５５Ｅをノズル本体５３に対して防振的に保持することができる。これらにより、パイロットノズル４１Ｅの耐久性および信頼性を高めることができる。
Since the
［第６実施形態］
次に、本発明に係るパイロットノズルの第６実施形態について、図１１〜図１５を参照して説明する。
このパイロットノズル４１Ｆは、そのノズルキャップ５５Ｆをノズル本体５３に固定するキャップ固定部６１Ｆの部分以外の構成については、第１実施形態のパイロットノズル４１Ａと同様であるため、各部に同一符号を付して説明を省略する。ノズルキャップ５５Ｆはセラミックマトリックス複合材料により形成されている。
[Sixth Embodiment]
Next, a sixth embodiment of the pilot nozzle according to the present invention will be described with reference to FIGS.
The configuration of the
図１２にも示すように、キャップ固定部６１Ｆは、図９に示す第４実施形態のキャップ固定部６１Ｅと同様に、ノズル本体５３の外周面に形成されて周方向に延びる外周凹溝８５と、ノズルキャップ５５Ｆの内周面に形成されて周方向に延びる内周凹溝８６と、これらの外周凹溝８５と内周凹溝８６と合わせられて形成されるキー部材挿入通路８７に挿入される環状のキー部材８８とを備えて構成されている。外周凹溝８５は、ノズル本体５３の外周面５３ａに溶接８９等によって固着されたスペーサ９０に形成されている。
As shown in FIG. 12, the cap fixing portion 61 </ b> F has an outer
キー部材８８としてはエキスパンションリングが用いられている。図１２に示すように、外周凹溝８５の深さ寸法Ｈ１は、キー部材８８の径方向の厚み寸法Ｔ以上に設定され、内周凹溝８６の深さ寸法Ｈ２は、キー部材８８の厚み寸法Ｔよりも小さく設定されている。
An expansion ring is used as the
また、エキスパンションリングであるキー部材８８は、径方向に押し縮められた時には外周凹溝８５の中に完全に埋没し、且つ、キー部材挿入通路８７の内部で径方向に拡張した時には内周凹溝８６の底面に弾接されるようになっている。
In addition, the
ノズルキャップ５５Ｆをノズル本体５３に装着する時には、図１３に示すように、キー部材８８を径方向に押し縮めて外周凹溝８５の中に完全に埋没させた状態で、ノズルキャップ５５Ｆを軸方向にスライドさせて装着する。そして、ノズルキャップ５５Ｆの内周凹溝８６がノズル本体５３の外周凹溝８５の位置に整合すると同時にキー部材８８が径方向に拡張して内周凹溝８６に嵌り込む（図１２の状態となる）。すると、キー部材８８が外周凹溝８５と内周凹溝８６との間に跨るように位置するため、ノズルキャップ５５Ｆがノズル本体５３に対して軸方向に移動できなくなる。
When the
上記構成によれば、キャップ固定部６１Ｅに加わる熱応力を分散させながら、ノズルキャップ５５Ｆをノズル本体５３に確実に固定することができる。したがって、ノズルキャップ５５Ｆに熱変形や破損が起こることを防止して、パイロットノズル４１Ｆの耐久性および信頼性を高めることができる。
According to the above configuration, the
ところで、図１４に示すように、ノズルキャップ５５Ｆの外周面から内周凹溝８６に連通する複数の雌ネジ穴９２を周方向に間隔を空けて形成しておくことにより、ノズルキャップ５５Ｆをノズル本体５３から取り外す時に、これらの雌ネジ穴９２にボルト９３を捩じ込んでキー部材８８をその拡張力に抗して内周凹溝８６から追い出し、ノズルキャップ５５Ｆを容易に取り外すことができる。
By the way, as shown in FIG. 14, a plurality of female screw holes 92 communicating from the outer peripheral surface of the
以上の各実施形態に示したように、ノズルキャップ５５Ａ〜５５Ｆをセラミックマトリックス複合材料により形成してその耐熱性を向上させ、熱膨張に起因する熱変形を防止し得るパイロットノズル４１Ａ〜４１Ｆをガスタービン燃焼器５に備えることにより、ガスタービン１の高効率化に寄与するとともに、耐久性および信頼性の高いガスタービン燃焼器５を提供することができる。特に、燃焼温度を高くしてタービン入口における燃焼ガス温度を増大させ、高効率化を図ることができる。
As shown in the above embodiments, the nozzle caps 55A to 55F are formed of a ceramic matrix composite material to improve the heat resistance thereof, and the
なお、本発明は上記第１〜第６実施形態の構成のみに限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において適宜変更や改良を加えることができ、このように変更や改良を加えた実施形態も本発明の権利範囲に含まれるものとする。例えば、上記第１〜第６実施形態の構成を組み合わせる等してもよい。 The present invention is not limited to the configurations of the first to sixth embodiments, and can be appropriately modified or improved within the scope not departing from the gist of the present invention. Embodiments to which are added are also included in the scope of rights of the present invention. For example, the configurations of the first to sixth embodiments may be combined.
１ ガスタービン
３ 圧縮機
５ ガスタービン燃焼器
７ タービン
４１，４１Ａ〜４１Ｆ パイロットノズル
４３ 予混合ノズル
５１ 燃料通路
５２ 噴射孔
５３ ノズル本体
５３ａ ノズル本体の外周面
５３ｂ ノズル本体の先端部
５５Ａ〜５５Ｆ ノズルキャップ
５５ｆ ノズルキャップの外周面
６１Ａ〜６１Ｆ キャップ固定部
６２ 係合筒部材
６３ 係合穴
６９ 雌ネジ部
７０ ボルト挿通穴
７１ 固定ボルト
７１ａ 固定ボルトの頭部
７２ スプリングワッシャ
７５ ブラインドリベット
７８，８５ 外周凹溝
７９，８６ 内周凹溝
８０，８７ キー部材挿入通路
８１，８８ キー部材
Ｈ１ 外周凹溝の深さ寸法
Ｈ２ 内周凹溝の深さ寸法
Ｓ 固定ボルト頭部の、ノズルキャップの外周面からの浮き上がり寸法
Ｔ キー部材の径方向の厚み寸法
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1
Claims (7)
該ノズル本体の外周面および先端部付近を覆い、前記燃料が燃焼することにより生成される燃焼ガスの高熱から前記ノズル本体を保護するノズルキャップと、
を備えたパイロットノズルであって、
前記ノズルキャップがセラミックマトリックス複合材料により形成され、
前記ノズルキャップを前記ノズル本体に固定するキャップ固定部は、
前記ノズル本体の外周面に固着される係合筒部材と、
前記ノズルキャップに貫通形成され、前記係合筒部材の外周に密に嵌合し、且つ、前記係合筒部材の軸方向に摺動可能な内径を有する係合穴と、
を具備してなり、
前記係合筒部材は、前記ノズル本体に前記ノズルキャップが装着された後で前記係合穴に挿入されて前記ノズル本体に固着されることを特徴とするパイロットノズル。 A nozzle body having a fuel passage inside and having an injection hole for injecting fuel from the fuel passage in the vicinity of the tip;
A nozzle cap that covers the outer peripheral surface and the vicinity of the tip of the nozzle body and protects the nozzle body from high heat of combustion gas generated by burning the fuel;
A pilot nozzle with
The nozzle cap is formed of a ceramic matrix composite material ;
The cap fixing part for fixing the nozzle cap to the nozzle body is:
An engagement cylinder member fixed to the outer peripheral surface of the nozzle body;
An engagement hole formed through the nozzle cap, tightly fitted to the outer periphery of the engagement cylinder member, and having an inner diameter slidable in the axial direction of the engagement cylinder member;
Comprising
The pilot nozzle according to claim 1, wherein the engagement cylinder member is inserted into the engagement hole and fixed to the nozzle body after the nozzle cap is mounted on the nozzle body .
該ノズル本体の外周面および先端部付近を覆い、前記燃料が燃焼することにより生成される燃焼ガスの高熱から前記ノズル本体を保護するノズルキャップと、 A nozzle cap that covers the outer peripheral surface and the vicinity of the tip of the nozzle body and protects the nozzle body from high heat of combustion gas generated by burning the fuel;
を備えたパイロットノズルであって、A pilot nozzle with
前記ノズルキャップがセラミックマトリックス複合材料により形成され、 The nozzle cap is formed of a ceramic matrix composite material;
前記ノズルキャップを前記ノズル本体に固定するキャップ固定部は、 The cap fixing part for fixing the nozzle cap to the nozzle body is:
前記ノズル本体の外周面に形成されて周方向に延びる外周凹溝と、 An outer circumferential groove formed in the outer circumferential surface of the nozzle body and extending in the circumferential direction;
前記ノズルキャップの内周面に形成されて周方向に延びる内周凹溝と、 An inner circumferential groove formed in the inner circumferential surface of the nozzle cap and extending in the circumferential direction;
前記外周凹溝と前記内周凹溝とが合わせられて形成されるキー部材挿入通路に挿入される環状のキー部材と、 An annular key member inserted into a key member insertion passage formed by combining the outer peripheral concave groove and the inner peripheral concave groove;
を具備してなることを特徴とするパイロットノズル。A pilot nozzle comprising:
前記外周凹溝の深さ寸法は、前記キー部材の径方向の厚み寸法以上に設定され、 The depth dimension of the outer circumferential groove is set to be equal to or greater than the radial dimension of the key member,
前記内周凹溝の深さ寸法は、前記キー部材の径方向の厚み寸法よりも小さく設定され、 The depth dimension of the inner circumferential groove is set smaller than the radial thickness dimension of the key member,
前記キー部材は、径方向に押し縮められた時には前記外周凹溝の中に完全に埋没し、且つ、前記キー部材挿入通路の内部で径方向に拡張した時には前記内周凹溝の底面に弾接されることを特徴とする請求項３に記載のパイロットノズル。 When the key member is compressed in the radial direction, the key member is completely buried in the outer circumferential groove, and when the key member is expanded in the radial direction inside the key member insertion passage, the key member is elasticated on the bottom surface of the inner circumferential groove. The pilot nozzle according to claim 3, wherein the pilot nozzle is in contact with the pilot nozzle.
該パイロットノズルの外周側に周方向に間隔を空けて配置された予混合燃焼させる複数の予混合ノズルと、 A plurality of premixing nozzles for premixing combustion arranged at intervals in the circumferential direction on the outer peripheral side of the pilot nozzle;
を備えていることを特徴とするガスタービン燃焼器。A gas turbine combustor comprising:
該ガスタービン燃焼器に圧縮空気を供給する圧縮機と、 A compressor for supplying compressed air to the gas turbine combustor;
前記ガスタービン燃焼器からの燃焼ガスによって回転させられるタービンと、 A turbine rotated by combustion gas from the gas turbine combustor;
を備えていることを特徴とするガスタービン。A gas turbine comprising:
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