JP6811141B2 - Turbine vane row - Google Patents
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Description
本発明は、タービンに備えられたタービン静翼列に関する。 The present invention relates to a turbine vane train provided in a turbine.
一般的に、ガスタービンでは、燃焼器に供給される燃料流量と圧縮機に吸い込まれる空気流量を制御することにより負荷を制御している。この場合、タービンの前側で負荷制御に関与する条件が全て決定されるため、タービンに備えられた各タービン段落での負荷の配分や圧力のバランスに対する自由度が低く、特に、部分負荷運転においてタービン効率が低下し得る。これに対し、タービン段落の静翼列(以下、タービン静翼列)の静翼を可変静翼とし、負荷制御に関与する条件を増やすことにより、各タービン段落での負荷の配分等に対する自由度を高める方法がある。この方法により、部分負荷運転におけるタービン効率を向上させることができ得る。 Generally, in a gas turbine, the load is controlled by controlling the flow rate of fuel supplied to the combustor and the flow rate of air sucked into the compressor. In this case, since all the conditions related to load control are determined on the front side of the turbine, the degree of freedom for load distribution and pressure balance in each turbine paragraph provided in the turbine is low, and the turbine is particularly in partial load operation. Efficiency can be reduced. On the other hand, by making the vanes of the turbine vane row (hereinafter referred to as the turbine vane train) variable vanes and increasing the conditions involved in load control, the degree of freedom for load distribution in each turbine paragraph, etc. There is a way to increase. By this method, turbine efficiency in partial load operation can be improved.
ところで、ガスタービンの一種に静翼の内部に冷却空気を流通させて静翼を冷却するものがある(特許文献1等を参照)。
By the way, there is a type of gas turbine in which cooling air is circulated inside the vane to cool the vane (see
特許文献1では、静翼の外周壁に冷却空気を導入するための空気孔を設け、空気孔を介して導かれた冷却空気を静翼の内部に設けた冷却空気導入路に流通させている。そのため、特許文献1の静翼を可変静翼とする場合、静翼を冷却するための機構(静翼冷却機構)に加えて、静翼を駆動するための機構(静翼駆動機構)を設ける必要があり、それだけタービン静翼列の構造が非常に複雑となる。
In
本発明は上記に鑑みてなされたもので、シンプルな構造でタービン効率を向上させることができるタービン静翼列を提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of the above, and an object of the present invention is to provide a turbine vane train capable of improving turbine efficiency with a simple structure.
上記目的を達成するために、本発明は、ケーシングの内部に設けられた支持部材と、前記支持部材に支持された複数の静翼とを備えるタービン静翼列において、前記複数の静翼は、前記支持部材に対して径方向に延びる軸部材を中心に回転可能に支持された複数の可動静翼と、前記支持部材に対して回転不能に設けられた複数の固定静翼とを備え、前記複数の可動静翼と前記複数の固定静翼は、前記ケーシングの内周面の周方向に並べて配置され、前記複数の固定静翼は、前記ケーシングの外周側の空間に連通し前記ケーシングの外周側の空間から供給された冷却流体が流通する第1冷却流路を備え、前記固定静翼の内周側に保持された隔壁部を備え、前記隔壁部は、前記第1冷却流路に連通し前記第1冷却流路から供給された冷却流体が流通する第2冷却流路を備え、前記軸部材は、前記ケーシングの外周側の空間と前記第2冷却流路を繋ぐ中空部を有していることを特徴とする。 In order to achieve the above object, the present invention has a turbine vane row including a support member provided inside the casing and a plurality of vanes supported by the support member, wherein the plurality of vanes are provided. A plurality of movable vanes rotatably supported around a shaft member extending in the radial direction with respect to the support member, and a plurality of fixed vanes rotatably provided with respect to the support member. The plurality of movable vanes and the plurality of fixed vanes are arranged side by side in the circumferential direction of the inner peripheral surface of the casing, and the plurality of fixed vanes communicate with the space on the outer peripheral side of the casing to communicate with the outer periphery of the casing. A first cooling flow path through which the cooling fluid supplied from the side space flows is provided , and a partition wall portion held on the inner peripheral side of the fixed vane is provided, and the partition wall portion communicates with the first cooling flow path. A second cooling flow path through which the cooling fluid supplied from the first cooling flow path flows is provided, and the shaft member has a hollow portion connecting the space on the outer peripheral side of the casing and the second cooling flow path. It is characterized by being.
本発明によれば、シンプルな構造でタービン効率を向上させることができるタービン静翼列を提供することができる。 According to the present invention, it is possible to provide a turbine vane train that can improve turbine efficiency with a simple structure.
<第1実施形態>
(構成)
1.二軸ガスタービン
本実施形態では、本発明を二軸ガスタービンに適用した場合を例に挙げて説明する。
<First Embodiment>
(Constitution)
1. 1. Twin-screw gas turbine In this embodiment, a case where the present invention is applied to a twin-screw gas turbine will be described as an example.
図1は、本実施形態に係る二軸ガスタービンの模式図である。図1に示すように、本実施形態に係る二軸ガスタービン100は、圧縮機1、燃焼器2及びタービン3(高圧タービン3A及び低圧タービン3B)を備えている。
FIG. 1 is a schematic view of a twin-screw gas turbine according to the present embodiment. As shown in FIG. 1, the twin-screw gas turbine 100 according to the present embodiment includes a
圧縮機1は、吸気部(不図示)を介して吸い込まれた空気4を圧縮して高圧の圧縮空気5を生成し、燃焼器2に供給する。燃焼器2は、圧縮機1より得た圧縮空気5と燃料を混合して燃焼し、高温の燃焼ガス(主流ガス)6を発生させて高圧タービン3Aに供給する。高圧タービン3Aの高圧タービンロータ7A(後述する)は、燃焼器2より得た燃焼ガス6が膨張することにより回転駆動される。高圧タービンロータ7Aは、圧縮機1の圧縮機ロータ(不図示)と連結しており、高圧タービン3Aで得られる回転動力により圧縮機1が駆動される。高圧タービン3Aを駆動した燃焼ガス6は、低圧タービン3Bに供給される。低圧タービン3Bの低圧タービンロータ7B(後述する)は、高圧タービン3Aより得た燃焼ガス6が膨張することにより回転駆動される。低圧タービンロータ7Bは、発電機やポンプ等の負荷機器8に連結しており、低圧タービン3Bで得られる回転動力により負荷機器8が駆動される。低圧タービン3Bを駆動した燃焼ガス6は、排ガス9として低圧タービン3Bから排出される。
The
2.タービン
図2は、本実施形態に係るタービンの要部の内部構造を表す断面図であり、回転中心となる回転軸を含む断面を表している。
2. 2. Turbine FIG. 2 is a cross-sectional view showing the internal structure of a main part of the turbine according to the present embodiment, and shows a cross section including a rotation axis as a rotation center.
図2に示すように、タービン3は、高圧タービン3Aと低圧タービン3Bとで構成されている。低圧タービン3Bは、高圧タービン3Aの燃焼ガス6の流れ方向の下流側に配置されている。以下、燃焼ガス6の流れ方向の上流側、下流側を単に「上流側」、「下流側」と言う。
As shown in FIG. 2, the
図2に示すように、タービン3は、静止体10と、静止体10に対して回転する回転体を構成する高圧タービンロータ7A及び低圧タービンロータ7Bを備えている。高圧タービンロータ7Aと低圧タービンロータ7Bは、それぞれ独立に回転する。
As shown in FIG. 2, the
高圧タービンロータ7Aは、高圧タービン軸部23及び複数の高圧タービン動翼列45を備えている。
The high-
高圧タービン軸部23は、高圧タービンロータ7Aの回転軸(中心軸)Lに沿って延在している。
The high-pressure turbine shaft portion 23 extends along the rotation shaft (central shaft) L of the high-
複数の高圧タービン動翼列45は、燃焼ガス6の流れ方向に並べて配置されている。高圧タービン動翼列45は、高圧タービンディスク25及び高圧タービン動翼24を備えている。高圧タービンディスク25は、高圧タービン軸部23の外周面から高圧タービンロータ7Aの径方向外側に延在している。高圧タービン動翼24は、高圧タービンディスク25の外周面に高圧タービンロータ7Aの周方向に沿って複数設けられている。高圧タービン動翼24は、燃焼ガス流路(主流ガスパス)26を流れる燃焼ガス6により、高圧タービン軸部23とともに回転軸Lを中心に回転する。
The plurality of high-pressure
低圧タービンロータ7Bは、低圧タービン軸部27及び複数の低圧タービン動翼列46を備えている。
The low
低圧タービン軸部27は、低圧タービンロータ7Bの回転軸Lに沿って延在している。
The low-pressure
複数の低圧タービン動翼列46は、燃焼ガス6の流れ方向に並べて配置されている。低圧タービン動翼列46は、低圧タービンディスク29及び低圧タービン動翼28を備えている。低圧タービンディスク29は、低圧タービン軸部27の外周面から低圧タービンロータ7Bの径方向外側に延在している。低圧タービン動翼28は、低圧タービンディスク29の外周面に低圧タービンロータ7Bの周方向に沿って複数設けられている。低圧タービン動翼28は、燃焼ガス流路26を流れる燃焼ガス6により、低圧タービン軸部27とともに回転軸Lを中心に回転する。
The plurality of low-pressure
静止体10は、ケーシング11及び複数のタービン静翼列12を備えている。
The
ケーシング11は、タービン3(高圧タービン3A及び低圧タービン3B)の外周壁を形成する円筒状の部材である。ケーシング11内に、タービン静翼列12、高圧タービンロータ7A及び低圧タービンロータ7Bが収容されている。
The casing 11 is a cylindrical member that forms the outer peripheral wall of the turbine 3 (
複数のタービン静翼列12は、燃焼ガス6の流れ方向に並べて配置されている。タービン静翼列12は、タービン静翼53を備えている。タービン静翼53は、高圧及び低圧タービンロータ7A,7Bの周方向に沿って複数設けられている。高圧タービン動翼列45及び低圧タービン動翼列46とタービン静翼列12とは、燃焼ガス6の流れ方向に交互に設けられており、高圧タービン動翼列45及び低圧タービン動翼列46は、タービン静翼列12に対して下流側に配置されている。つまり、高圧タービン3A側では、複数の高圧タービン動翼列45のうち初段(最上流側の段落)の高圧タービン動翼列の上流側に初段のタービン静翼列12が配置されており、上流側から下流側に向かって、初段のタービン静翼列12、高圧タービン動翼列45、タービン静翼列12、高圧タービン動翼列45・・・となるように、タービン静翼列12と高圧タービン動翼列45とが交互に設けられている。低圧タービン3B側では、上流側から下流側に向かって、タービン静翼列12、低圧タービン動翼列46、タービン静翼列12、低圧タービン動翼列46・・・となるように、タービン静翼列12と低圧タービン動翼列46とが交互に設けられている。
The plurality of
本実施形態では、複数の低圧タービン動翼列46のうち初段に配置された低圧タービン初段動翼列46Aの直前、つまり、複数の高圧タービン動翼列45のうち最終段(最下流側の段落)に配置された高圧タービン最終段動翼列45Aと低圧タービン初段動翼列46Aの間に設置されたタービン静翼列(低圧タービン初段静翼列)12Aに本発明を適用した場合を例に挙げて説明する。
In the present embodiment, immediately before the low-pressure turbine first stage
低圧タービン初段静翼列12Aは、外輪13、静翼14、内輪15、ダイヤフラム16及び隔壁部30を備えている。
The low-pressure turbine first-stage
外輪13は、低圧タービンロータ7Bの周方向に延在する円筒状の部材である。外輪13は、ケーシング11の内周面11aに支持されている。具体的に、外輪13の上流側及び下流側の端部にはフック17,18が設けられており、フック17,18がケーシング11の内周面11aに支持されたケーシングシュラウド19,20にそれぞれ嵌合している。これにより、外輪13はケーシングシュラウド19,20の内周面に保持される。ケーシングシュラウド19,20は、ケーシング11の内周面11aに設けられたフック21,22を介してケーシング11の内周面11aに保持されている。
The
内輪15は、外輪13の内周側(低圧タービンロータ7Bの径方向内側)に設けられている。内輪15は、低圧タービンロータ7Bの周方向に延在する円筒状の部材である。
The
ダイヤフラム16は、内輪15の内周面に取り付けられており、低圧タービンロータ7Bの周方向に延在している。
The
静翼14は、外輪13の内周面に低圧タービンロータ7Bの周方向に沿って複数設けられている。静翼14は、外輪13と内輪15との間に設けられており、外輪13の内周面から低圧タービンロータ7Bの径方向内側に向かって延伸している。
A plurality of
図3は、図2の矢印III−III線による矢視断面図である。図3に示すように、低圧タービン初段静翼列12Aが備える複数の静翼14は、複数の可動静翼14Aと複数の固定静翼14Bとで構成されている。
FIG. 3 is a cross-sectional view taken along the arrow III-III of FIG. As shown in FIG. 3, the plurality of
複数の可動静翼14Aと複数の固定静翼14Bは、ケーシング11の内周面11aの周方向(図3の矢印Rで示す方向)に並べて配置されている。以下、ケーシング11の内周面11aの周方向を単に「ケーシング周方向」と言う。本実施形態では、複数の固定静翼14Bは、複数の可動静翼14Aよりも少なく配置されている。図3に例示する構成では、ケーシング周方向に隣接する固定静翼14B同士の間に可動静翼14Aが3つ設けられている。なお、固定静翼14Bが可動静翼14Aよりも少なく配置されている限りにおいては、可動静翼14Aと固定静翼14Bの個数比は限定されない。
The plurality of
図4は、本実施形態に係るタービン静翼列の一部を拡大して示した部分拡大図である。 FIG. 4 is a partially enlarged view showing a part of the turbine vane row according to the present embodiment in an enlarged manner.
図4に示すように、可動静翼14Aは、外輪13に対して径方向外側に延びる軸部材31を中心に回転可能に支持されている。具体的に、可動静翼14Aは、外輪13及び内輪15に対して軸部材31を中心に回転可能に支持された翼付け根部56を備えており、可動静翼14Aの翼部が翼付け根部56に座すように支持されて構成されている。つまり、可動静翼14Aの翼部は、径方向内側の端部が内輪15の外周面に接続しておらず、自由端に構成されている。本実施形態では、外輪13の可動静翼14Aに対応する部分は可動静翼14Aを支持する支持部材(外周側支持部材)13A、内輪15の可動静翼14Aに対応する部分は可動静翼14Aを支持する支持部材(内周側支持部材)15Aとして機能する。軸部材31は、翼付け根部56の径方向外側の端部に接続している。
As shown in FIG. 4, the movable
図3に示すように、軸部材31は、翼付け根部56の径方向外側の端部から低圧タービンロータ7Bの径方向外側に向かって、ケーシング11の周壁面を貫通して延在する棒状部材である。軸部材31のケーシング11の周壁面から突出した部分には、アーム32が接続している。本実施形態では、アーム32はケーシング11の外周側に設けられたリング部材(不図示)に接続しており、リング部材を介してアーム32が駆動され、軸部材31が外輪13に対して回転することにより、可動静翼14Aが外輪13に対して軸部材31を中心に回転駆動される。
As shown in FIG. 3, the
図4に示すように、固定静翼14Bは、外輪13に対して回転不能に設けられている。具体的に、固定静翼14Bは、径方向外側の端部が外輪13の内周面に接続(固定)し、径方向内側の端部が内輪15の外周面に接続している。固定静翼14Bの翼部表面には、冷却孔55が複数形成されている。
本実施形態では、外輪13の固定静翼14Bに対応する部分は固定静翼14Bを固定して支持する支持部材(外周側固定部材)13B、内輪15の固定静翼14Bに対応する部分は固定静翼14Bを固定して支持する支持部材(内周側固定部材)15Bとして機能する。
As shown in FIG. 4, the fixed
In the present embodiment, the portion of the
本実施形態では、外輪13及び内輪15は、ケーシング周方向に複数の静翼に対応して複数のセグメントに分割されている。つまり、外輪13及び内輪15は、ケーシング周方向に複数の可動静翼14A及び複数の固定静翼14B毎に複数のセグメントに分割されている。そして、複数の外輪13及び複数の内輪15をタービン周方向に接合することにより、低圧タービン初段静翼列12Aが構成されている。
In the present embodiment, the
図2に示すように、隔壁部30は、ダイヤフラム16の内周面に設けられた溝(不図示)に嵌まり込んでダイヤフラム16の内周部に保持されている。隔壁部30は、高圧タービンロータ7Aと低圧タービンロータ7Bのホイール間に位置しており、高圧タービンロータ7Aと低圧タービンロータ7Bの間にあるホイールスペース33を上流側ホイールスペース33Aと下流側ホイールスペース33Bに隔てている。
As shown in FIG. 2, the
本実施形態では、ケーシング11、低圧タービン初段静翼列12Aの外輪13、内輪15及びダイヤフラム16は、それぞれ空気孔34,35,36,37を備えている。また、隔壁部30及び低圧タービン初段静翼列12Bの固定静翼14Bは中空構造に形成されており、それぞれ低圧タービンロータ7Bの径方向内側(回転軸L側)に延びる静翼冷却流路(第1冷却流路)38及び隔壁冷却流路(第2冷却流路)39を備えている。第1冷却流路38は、ケーシング11の外周側の空間に連通し、ケーシング11の外周側の空間から供給された冷却空気(冷却流体)が流通するように形成されている。第2冷却流路39は、第1冷却流路38に連通し、第1冷却流路38から供給された冷却空気が流通するように形成されている。ケーシング11の空気孔34には、圧縮機1(図1を参照)から抽気した空気を導く圧縮空気導入管(不図示)が接続している。隔壁部30の中心部には上流側に開口する上流側孔部40と下流側に開口する下流側孔部41が形成されており、第2冷却流路39は、上流側孔部40を介して上流側ホイールスペース33Aに、下流側孔部41を介して下流側ホイールスペース33Bにそれぞれ連通している。
In the present embodiment, the casing 11, the
図5は、低圧タービン初段静翼列12Aに供給された冷却空気の流れを示す図である。図2,5に示すように、本実施形態では、圧縮機1から抽気した冷却空気は、空気孔34及び空気孔35を経由して第1冷却流路38に流入し、固定静翼14Bを冷却する。第1冷却流路38を流れる冷却空気は、一部が固定静翼14Bの翼部表面に形成された冷却孔55を通って燃焼ガス流路26に噴出する。一方、冷却孔55を通って燃焼ガス流路26に噴出されなかった冷却空気は、空気孔36、空気孔37、第2冷却流路39並びに上流側及び下流側孔部40,41を経由して、上流側ホイールスペース33A及び下流側ホイールスペース33Bにそれぞれ噴出する。上流側ホイールスペース33A及び下流側ホイールスペース33Bに噴出した冷却空気は、上流側ホイールスペース33A及び下流側ホイールスペース33Bを満たす。これにより、燃焼ガス流路26を流れる燃焼ガス6が上流側ホイールスペース33A及び下流側ホイールスペース33Bに漏れ込むことを抑制することができる。
FIG. 5 is a diagram showing a flow of cooling air supplied to the low-pressure turbine first-stage
なお、本実施形態では、低圧タービン初段静翼列12Bの可動静翼14Aは中実構造に構成されている。可動静翼14Aを中空構造とする場合、例えば、軸部材31にケーシングの外周側の空間と可動静翼14Aの内部を繋ぐ中空部を設け、ケーシング11の外周側の空間から軸部材31を介して可動静翼14Aの内部に冷却空気を供給することができる。可動静翼14Aを冷却し温度が上昇した冷却空気は、燃焼ガス流路26に排出しても良いし、軸部材31を介して再びケーシング11の外周側の空間へ戻しても良い。また、可動静翼14Aの翼部表面に冷却孔を複数形成し、可動静翼14Aの内部を流れる冷却空気を冷却孔から燃焼ガス流路26に噴出させても良い。また、可動静翼14Aの内部を流れる冷却空気を内輪15を介してダイヤフラム16側へ導いても良い。
In the present embodiment, the
(動作)
図6は、本実施形態に係る可動静翼14A及び固定静翼14Bを径方向外側から見た図である。
(motion)
FIG. 6 is a view of the movable
図6に示すように、本実施形態では、可動静翼14Aを駆動する前の状態(初期状態)において、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14Aと固定静翼14Bの間のスロート幅42,44と、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14A同士の間のスロート幅43とが同じ大きさになっている。なお、本実施形態において、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14Aと固定静翼14Bの間のスロート幅とは、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14Aと固定静翼14Bの翼面の最小距離を言い、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14A同士の間のスロート幅とは、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14A同士の翼面の最小距離を言う。
As shown in FIG. 6, in the present embodiment, in the state (initial state) before driving the movable
図7は、本実施形態に係る可動静翼14A及び固定静翼14Bを径方向外側から見た図であって、可動静翼14Aを駆動した状態を例示している。図7に例示する構成では、可動静翼14Aの前縁側がケーシング周方向の下流側(図7の紙面上方向)に移動し、後縁側がケーシング周方向の上流側(図7の紙面下方向)に移動するように、可動静翼14Aを駆動している。なお、本実施形態では、複数の可動静翼14Aを同時に駆動する。
FIG. 7 is a view of the movable
図7に示すように、可動静翼14Aが駆動されると、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14Aと固定静翼14Bの間のスロート幅42,44、及びケーシング周方向に隣接する可動静翼14A同士の間のスロート幅43が異なる大きさとなるように各スロート幅が調整される。図7に例示する構成では、スロート幅43,44は大きくなる(広がる)ようにスロート幅43´,44´に変化し、スロート幅42は小さくなる(狭まる)ようにスロート幅42´に変化する。これは、ケーシング周方向に可動静翼14Aと固定静翼14Bが隣接して並べられているためである。従って、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14Aと固定静翼14Bとの間のスロート幅42,44、及びケーシング周方向に隣接する可動静翼14A同士の間のスロート幅43を操作意図通りに広げる又は狭めるためには、スロート幅42,43,44の合計量が可動静翼14Aを駆動する前後で操作意図通りに変化するように可動静翼14Aを駆動する必要がある。このような構成を実現するためには、上述したように、複数の固定静翼14Bが複数の可動静翼14Aよりも少なく配置されるようにすることが望ましい。
As shown in FIG. 7, when the movable
図7に例示する構成では、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14Aと固定静翼14Bの間のスロート幅42´,44´の合計量は、初期状態におけるケーシング周方向に隣接する可動静翼14Aと固定静翼14Bの間のスロート幅42,44の合計量と等しくなる。そのため、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14Aと固定静翼14Bの間を流れる燃焼ガスの流量は可動静翼14Aを駆動する前後で等しくなると推定される。一方、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14A同士の間のスロート幅43´の合計量は、初期状態におけるケーシング周方向に隣接する可動静翼14A同士の間のスロート幅43の合計量より増加する。そのため、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14A同士の間を流れる燃焼ガスの流量が増加するように調節(制御)される。
In the configuration illustrated in FIG. 7, the total amount of the throat widths 42'and 44'between the
(効果)
(1)本実施形態に係るタービン静翼列では、ケーシング11の内部に設けられた支持部材に対して径方向に延びる軸部材31を中心に回転可能に支持された複数の可動静翼14Aと支持部材に対して回転不能に設けられた複数の固定静翼14Bとをケーシング周方向に並べて配置している。つまり、本実施形態に係るタービン静翼列では、静翼駆動機構を有する(静翼冷却機構を有していない)可動静翼14Aと静翼冷却機構を有する(静翼駆動機構を有していない)固定静翼14Bとで複数の静翼を構成し、静翼駆動機構と静翼冷却機構を異なる静翼に適用している。そのため、静翼冷却機構に加えて静翼駆動機構を設ける必要がなくシンプルな構造のタービン静翼列とすることができる。そして、タービン静翼列の静翼に可変静翼を適用することにより、燃焼ガス6の流量を制御することができ、静翼の上流側の圧力を高めることができる。これにより、燃焼ガス6の流速を抑制して、静翼の上流側で澱みの影響を受け難くし、その分、タービン効率を向上させることができる。以上のことから、本実施形態に係るタービン静翼列によれば、シンプルな構造でタービン効率を向上させることができる。
(effect)
(1) In the turbine vane row according to the present embodiment, a plurality of
(2)本実施形態に係るタービン静翼列では、固定静翼14Bに第1冷却流路38を設けて冷却空気を流通させている。そのため、固定静翼14Bを冷却することができ、タービン静翼列の健全性を高めることができる。
(2) In the turbine vane row according to the present embodiment, the first
(3)二軸ガスタービンの一種に、高圧タービンロータと低圧タービンロータのホイール間に位置し、高圧タービンロータと低圧タービンロータの間にあるホイールスペースを上流側ホイールスペースと下流側ホイールスペースに隔てるための隔壁部をタービン静翼列の静翼で保持するものがある。この種のガスタービンでは、タービン静翼列の静翼を可変静翼とした場合、隔壁部を保持する分、可変静翼を駆動するにはより容量の大きい静翼駆動機構が必要となる。 (3) A type of twin-screw gas turbine, which is located between the wheels of a high-pressure turbine rotor and a low-pressure turbine rotor, and separates the wheel space between the high-pressure turbine rotor and the low-pressure turbine rotor into the upstream wheel space and the downstream wheel space. Some partition walls are held by the stationary blades of the turbine stationary blade row. In this type of gas turbine, when the stationary blade of the turbine stationary blade row is a variable stationary blade, a stationary blade drive mechanism having a larger capacity is required to drive the variable stationary blade because the partition wall is held.
これに対し、本実施形態に係るタービン静翼列では、複数の固定静翼14Bで隔壁部30を保持している。つまり、タービン静翼列の可動静翼14Aは隔壁部30を保持していない。そのため、可動静翼14Aを駆動するための静翼駆動機構の容量が大きくなることを抑制することができる。
On the other hand, in the turbine vane row according to the present embodiment, the
(4)本実施形態に係るタービン静翼列では、固定静翼14Bの第1冷却流路38に連通する第2冷却流路39を隔壁部30に設けて、固定静翼14Bからの冷却空気を流通させている。そのため、隔壁部30を冷却することができ、タービン静翼列の健全性をより高めることができる。
(4) In the turbine stationary blade row according to the present embodiment, a second
(5)本実施形態では、外輪13及び内輪15が、ケーシング周方向に複数の静翼に対応するように複数のセグメントに分割されている。そのため、可動静翼14A、軸部材31、外周側支持部材13A及び内周側支持部材15Aにより構成される可動セグメントと、固定静翼14B、外周側固定部材13B及び内周側固定部材15Bにより構成される固定セグメントとが互いに独立して構成される。従って、可動セグメントと固定セグメントをタービン周方向に接続するだけでタービン静翼列を容易に製作及び組み立てることができ、タービン静翼列の製造及び組み立て効率を向上させることができる。
(5) In the present embodiment, the
(変形例1)
図8は、本変形例に係る可動静翼14A及び固定静翼14Bを径方向外側から見た図であって、可動静翼14Aを駆動した状態を例示している。
(Modification example 1)
FIG. 8 is a view of the movable
図8に示すように、本変形例では、可動静翼14Aの回転角(転向角)を固定静翼14Bに対する相対位置に応じて異ならせて、ケーシング周方向に隣接する可動静翼14A同士の間のスロート幅をケーシング周方向に徐々に変化させる。図8に例示する構成では、可動静翼14Aを駆動した後において、ケーシング周方向の上流側(図8の紙面下方向)から下流側(図8の紙面上方向)に向かってスロート幅47,48,49,50の順に大きくなるように、可動静翼14Aの回転角を固定静翼14Bに対する相対位置に応じて変化させて、各スロート幅を調整している。これにより、固定静翼14Bの周辺を流れる燃焼ガスの流速が急激に変化することを抑制することができる。なお、本実施形態において、可動静翼14Aの回転角とは、可動静翼14Aを径方向外側から見た場合において、可動静翼14Aの径方向外側の端部(端面)における軸部材31との接続部から可動静翼14Aの前縁部に向かって延在する直線を基準線Xと定義した場合、可動静翼14Aを駆動する前後の基準線X,X´のなす角度αを言う。可動静翼14Aの回転角を変化させる方法としては、例えば、軸部材31に対するアーム32の取付け角度を複数の可動静翼14A毎に変える方法がある。
As shown in FIG. 8, in this modification, the rotation angle (turning angle) of the movable
(変形例2)
本変形例では、ケーシング周方向に急激な流速変化が起こることを積極的に利用する構成とする。
(Modification 2)
In this modification, it is configured to positively utilize the sudden change in the flow velocity in the circumferential direction of the casing.
本実施形態に係る可動静翼14A及び固定静翼14Bの上流側の条件によっては、低圧タービン初段静翼列12Aに予め全温の周方向分布が付加されている場合がある。このような全温の周方向分布が発生する要因として、燃焼ガス流路26において可動静翼14A及び固定静翼14Bの上流側に配置されているタービン静翼列の静翼の影響や可動静翼14A及び固定静翼14Bの前側に設置されている燃焼器(図1を参照)の影響が考えられる。
Depending on the conditions on the upstream side of the
本変形例では、燃焼ガス流路26において可動静翼14A及び固定静翼14Bの上流側に配置されているタービン静翼列の静翼や可動静翼14A及び固定静翼14Bの前側に設置されている燃焼器との相対的な位置関係がタービン周方向に一定となるように可動静翼14A及び固定静翼14Bを配置する。上述した実施形態に係る構成では、ケーシング周方向に速度分布を付与することができるため、本変形例に係る構成とすることにより、ケーシング周方向の全温分布を均一化することができる。例えば、燃焼器2の缶数に対して固定静翼14Bの数を整数倍、つまり1倍(同数)、2倍、3倍・・・とし、燃焼器2の中央部に対応する全温の高い位置の後側にスロート幅が最小であるスロート幅42が、燃焼器2の側端部に対応する全温の低い位置の後側にスロート幅が最大であるスロート幅44が配置されるように構成することで、ケーシング周方向の全温を均一化することができる。
In this modification, it is installed on the front side of the
<第2実施形態>
図9は、本実施形態に係る可動静翼14A及び固定静翼114Bを径方向外側から見た図であって、可動静翼14Aを駆動した状態を例示している。図9において、上記第1実施形態と同等の部分には同一の符号を付し、適宜説明を省略する。
<Second Embodiment>
FIG. 9 is a view of the movable
本実施形態に係るタービン静翼列は、固定静翼14Bの後縁側が外輪13(図2,4を参照)に対して回転可能に支持されている点で第1実施形態に係るタービン静翼列と異なる。その他の構成は、第1実施形態に係るタービン静翼列と同様である。
The turbine vane row according to the first embodiment is a turbine vane according to the first embodiment in that the trailing edge side of the fixed
図9に示すように、本実施形態では、固定静翼114Bは、前縁側翼部115及び後縁側翼部116を備えている。つまり、固定静翼114Bは、前縁側翼部115と後縁側翼部116とに分割して構成されている。
As shown in FIG. 9, in the present embodiment, the fixed
前縁側翼部115は、外輪13に対して回転不能に設けられている。具体的に、前縁側翼部115は、径方向外側の端部が外輪13の内周面に接続し、径方向内側の端部が内輪15の外周面に接続している。
The front edge
後縁側翼部116は、外輪13に対して径方向に延びる軸部材117を中心に回転可能に支持されている。具体的に、後縁側翼部116は、外輪13及び内輪15に対して軸部材117を中心に回転可能に支持された翼付け根部(不図示)を備えており、後縁側翼部116が翼付け根部に座すように支持されて構成されている。つまり、後縁側翼部116は、径方向内側の端部が内輪15の外周面に接続しておらず、自由端に構成されている。軸部材117は、翼付け根部の径方向外側の端部に接続している。軸部材117は、翼付け根部の径方向外側の端部から低圧タービンロータ7Bの径方向外側に向かって、ケーシング11の周壁面を貫通して延在する棒状部材である。軸部材117のケーシング11の周壁面から突出した部分には、アーム(不図示)が接続している。本実施形態では、アームはケーシング11の外周側に設けられたリング部材(不図示)に接続しており、リング部材を介してアームが駆動され、軸部材117が外輪13に対して回転することにより、後縁側翼部116が外輪13に対して軸部材117を中心に回転駆動される。なお、軸部材117に接続したアームを駆動するリング部材は、軸部材31に接続したアーム32(図3を参照)を駆動するリング部材を適用しても良いし、軸部材31に接続したアーム32を駆動するリング部材とは別に設けても良い。
The trailing edge
本実施形態では、第1実施形態と同様の効果に加えて以下の効果が得られる。 In the present embodiment, the following effects can be obtained in addition to the same effects as those in the first embodiment.
本実施形態では、固定静翼14Bが、外輪13に対して径方向に延びる軸部材117を中心に回転可能に支持された後縁側翼部116を備えている。そのため、可動静翼14Aと固定静翼114Bの間のスロート幅142´を調整することで固定静翼114Bの周辺を流れる燃焼ガスの流量を調整することができる。これにより、固定静翼114Bの周辺を流れる燃焼ガスの流速が急激に変化することをより抑制することができる。
In the present embodiment, the fixed
<第3実施形態>
図10は、本実施形態に係るタービン静翼列の一部を拡大して示した部分拡大図である。図10において、上記第1実施形態と同等の部分には同一の符号を付し、適宜説明を省略する。
<Third Embodiment>
FIG. 10 is a partially enlarged view showing a part of the turbine vane row according to the present embodiment in an enlarged manner. In FIG. 10, the same parts as those in the first embodiment are designated by the same reference numerals, and the description thereof will be omitted as appropriate.
本実施形態に係るタービン静翼列は、可動静翼14Aが外周側支持部材13A及び内周側支持部材15Aの代わりに外周側固定部材13B及び内周側固定部材15Bに支持されている点で第1実施形態に係るタービン静翼列と異なる。その他の構成は、第1実施形態に係るタービン静翼列と同様である。
In the turbine stationary blade row according to the present embodiment, the movable
図10に示すように、本実施形態では、外輪13及び内輪15がケーシング周方向に少なくとも固定静翼14Bを1つ含むように複数のセグメントに分割されている。つまり、少なくとも1つの固定静翼14Bを含む外周側固定部材13B及び内周側固定部材15Bに複数(図10に例示する構成では3つ)の可動静翼14Aが支持されている。
As shown in FIG. 10, in the present embodiment, the
本実施形態では、ケーシング周方向において、固定静翼14Bが隣接する可動静翼14Aで挟まれるように(隣接する可動静翼14A間に位置するように)設けられている。つまり、固定静翼14Bは、各セグメントを構成する外周側固定部材13B及び内周側固定部材15Bの両端部を除く位置に設けられている。
In the present embodiment, the fixed
本実施形態では、外周側固定部材13B及び内周側固定部材15Bに可動静翼14Aをケーシング周方向から挿入して取り付けるための取り付け経路54が形成されている。取り付け経路54には、スペーサー51が取り付けられている(埋め込まれている)。これにより、取付け経路54を介してリーク(漏れ流れ)が発生することを抑制している。
In the present embodiment, an
本実施形態では、外輪13及び内輪15が、ケーシング周方向に少なくとも固定静翼14Bを1つ含むように複数のセグメントに分割されている。そのため、少なくとも1つの固定静翼14Bを含む外周側固定部材13B及び内周側固定部材15Bに複数の可動静翼14Aを組み込んで、ケーシング周方向に接続するだけでタービン静翼列を容易に製作及び組み立てることができ、タービン静翼列の製造及び組み立て効率を向上させることができる。また、外輪13及び内輪15をケーシング周方向に複数の可動静翼14A及び複数の固定静翼14B毎に複数のセグメントに分割する構成に比べて、燃焼ガス流路を形成した際のずれや脱落の発生を抑制することができる。
In the present embodiment, the
<その他>
本発明は上述した各実施形態に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。例えば、上述した各実施形態は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。例えば、ある実施形態の構成の一部を他の実施形態の構成に置き換えることも可能であり、ある実施形態の構成に他の実施形態の構成を追加することも可能である。また、各実施形態の構成の一部を削除することも可能である。
<Others>
The present invention is not limited to the above-described embodiments, and includes various modifications. For example, each of the above-described embodiments has been described in detail in order to explain the present invention in an easy-to-understand manner, and is not necessarily limited to those having all the described configurations. For example, it is possible to replace a part of the configuration of one embodiment with the configuration of another embodiment, and it is also possible to add the configuration of another embodiment to the configuration of one embodiment. It is also possible to delete a part of the configuration of each embodiment.
上述した各実施形態では、複数の可動静翼14Aを同時に駆動する構成を例示した。しかしながら、本発明の本質的効果は、シンプルな構造でタービン効率を向上させることができるタービン静翼列を提供することであり、この本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、複数の可動静翼14Aを個別に独立して駆動する構成としても良い。
In each of the above-described embodiments, a configuration for simultaneously driving a plurality of movable
また、上述した各実施形態では、本発明を二軸ガスタービンに適用した場合を例に挙げて説明したが、一軸ガスタービンにも本発明は適用可能である。また、ガスタービンに限定されず、ジェットエンジンにも本発明は適用可能である。これらの場合でも、シンプルな構造でタービン効率を向上させることができる。 Further, in each of the above-described embodiments, the case where the present invention is applied to a twin-screw gas turbine has been described as an example, but the present invention can also be applied to a single-screw gas turbine. Further, the present invention is applicable not only to gas turbines but also to jet engines. Even in these cases, the turbine efficiency can be improved with a simple structure.
また、上述した各実施形態では、本発明を低圧タービン3Bの初段の静翼列に適用した場合を例に挙げて説明したが、低圧タービン3Bの初段の下流側に配置された各段の静翼列にも本発明は適用可能である。この場合でも、上述した各実施形態と同様の効果を得ることができる。
Further, in each of the above-described embodiments, the case where the present invention is applied to the stationary blade row of the first stage of the
11 ケーシング
12 タービン静翼列
13 外輪(支持部材)
14 静翼
14A 可動静翼
14B 固定静翼
15 内輪(支持部材)
31 軸部材
38 静翼冷却流路(第1冷却流路)
11
14
31
Claims (8)
前記複数の静翼は、前記支持部材に対して径方向に延びる軸部材を中心に回転可能に支持された複数の可動静翼と、前記支持部材に対して回転不能に設けられた複数の固定静翼とを備え、
前記複数の可動静翼と前記複数の固定静翼は、前記ケーシングの内周面の周方向に並べて配置され、
前記複数の固定静翼は、前記ケーシングの外周側の空間に連通し前記ケーシングの外周側の空間から供給された冷却流体が流通する第1冷却流路を備え、
前記固定静翼の内周側に保持された隔壁部を備え、
前記隔壁部は、前記第1冷却流路に連通し前記第1冷却流路から供給された冷却流体が流通する第2冷却流路を備え、
前記軸部材は、前記ケーシングの外周側の空間と前記第2冷却流路を繋ぐ中空部を有していることを特徴とするタービン静翼列。 In a turbine vane row including a support member provided inside the casing and a plurality of vanes supported by the support member.
The plurality of stationary blades are a plurality of movable stationary blades rotatably supported around a shaft member extending in the radial direction with respect to the support member, and a plurality of fixed blades rotatably provided with respect to the support member. Equipped with a stationary wing,
The plurality of movable vanes and the plurality of fixed vanes are arranged side by side in the circumferential direction of the inner peripheral surface of the casing.
The plurality of fixed vanes include a first cooling flow path that communicates with the space on the outer peripheral side of the casing and through which a cooling fluid supplied from the space on the outer peripheral side of the casing flows .
A partition wall portion held on the inner peripheral side of the fixed stationary blade is provided.
The partition wall includes a second cooling flow path that communicates with the first cooling flow path and allows the cooling fluid supplied from the first cooling flow path to flow.
The turbine stationary blade row is characterized in that the shaft member has a hollow portion connecting the space on the outer peripheral side of the casing and the second cooling flow path .
前記複数の固定静翼は、前記可動静翼よりも少なく配置されていることを特徴とするタービン静翼列。 In the turbine vane row according to claim 1.
A turbine vane row characterized in that the plurality of fixed vanes are arranged less than the movable vanes.
前記支持部材は、前記ケーシングの内周面の周方向に前記複数の静翼に対応して複数のセグメントに分割されていることを特徴とするタービン静翼列。 In the turbine vane row according to claim 2.
The turbine stationary blade row is characterized in that the support member is divided into a plurality of segments corresponding to the plurality of stationary blades in the circumferential direction of the inner peripheral surface of the casing.
前記支持部材は、前記ケーシングの内周面の周方向に少なくとも前記複数の固定静翼の1つを含むように複数のセグメントに分割されていることを特徴とするタービン静翼列。 In the turbine vane row according to claim 2.
Wherein the support member, the turbine Shizutsubasaretsu, characterized in that it is divided into a plurality of segments to include at least one of said plurality of stationary vanes in the circumferential direction of the inner peripheral surface of the casing.
前記複数の固定静翼は、前縁側翼部及び後縁側翼部を備え、
前記後縁側翼部は、前記支持部材に対して径方向に延びる軸部材を中心に回転可能に支持されていることを特徴とするタービン静翼列。 In the turbine vane row according to claim 2.
The plurality of fixed stationary wings include a front porch and a trailing porch.
The turbine stationary blade row is characterized in that the trailing edge side blade portion is rotatably supported around a shaft member extending in the radial direction with respect to the support member.
二つ以上の前記可動静翼が前記ケーシングの内周面の周方向に隣接して配置されており、
前記ケーシングの内周面の周方向に隣接して配置された前記可動静翼の回転角が異なることを特徴とするタービン静翼列。 In the turbine vane row according to claim 2.
Two or more of the movable vanes are arranged adjacent to each other in the circumferential direction of the inner peripheral surface of the casing.
A turbine stationary blade row characterized in that the rotation angles of the movable stationary blades arranged adjacent to each other in the circumferential direction of the inner peripheral surface of the casing are different.
前記圧縮空気と燃料とを混合して燃焼し燃焼ガスを生成する燃焼器と、
請求項1に記載のタービン静翼列と、前記タービン静翼列に対して前記燃焼ガスの流れ方向の下流側に配置されたタービン動翼列とを有するタービンと
を備えることを特徴とするガスタービン。 A compressor that compresses air to generate compressed air,
A combustor that mixes compressed air and fuel and burns them to generate combustion gas.
A gas including the turbine stationary blade row according to claim 1 and a turbine having a turbine moving blade row arranged on the downstream side in the flow direction of the combustion gas with respect to the turbine stationary blade row. Turbine.
前記複数の固定静翼の数は、前記燃焼器の缶数の整数倍であることを特徴とするガスタービン。 In the gas turbine according to claim 7 ,
A gas turbine characterized in that the number of the plurality of fixed vanes is an integral multiple of the number of cans of the combustor.
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