WO2011145326A1 - ガスタービンエンジンのタービン - Google Patents
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Definitions
- a turbine of a gas turbine engine includes an upstream moving blade stage, a stationary blade stage positioned downstream of the upstream moving blade stage, and a downstream side positioned downstream of the stationary blade stage.
- the ratio of the number of moving blades constituting the upstream moving blade stage to the number of stationary blades constituting the stationary blade stage is not less than 1.25 and is 1.75. It is as follows. According to such a configuration, the timing of the change in the velocity of the combustion gas differs between the stationary blades, and the maximum value of the velocity of the combustion gas downstream of the stationary blades is also reduced.
- the influence of the relative positions of the upstream moving blades and the downstream moving blades on the performance of the gas turbine engine is reduced, thereby suppressing variations in the performance of the gas turbine engine. can do.
- FIG. 1 It is a partial fracture side view showing a gas turbine engine provided with a turbine concerning one embodiment of the present invention. It is sectional drawing which expands and shows the principal part of FIG. It is sectional drawing which shows typically operation
- the type of the compressor 3 is not particularly limited, but an axial flow type compressor is adopted in this embodiment.
- the compressor 3 has a plurality of compressor blades 13 and a plurality of compressor vanes 17. Each compressor blade 13 is disposed on the outer peripheral surface of the compressor rotor 11. Each compressor vane 17 is disposed on the inner peripheral surface of the housing 15.
- the compressor 3 compresses the air IA sucked from the intake cylinder 19.
- the compressed air CA is supplied to the combustor 5 through a diffuser 23 formed on the downstream side of the compressor 3.
- the number ratio r is preferably 1.25 or more and 1.75 or less, more preferably 1.40 or more and 1.60 or less, and more preferably 1.45 or more and 1. More preferably, it is 55 or less.
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Abstract
ガスタービンエンジンのタービンは、上流側の動翼段と、上流側の動翼段の下流に位置する静翼段と、静翼段の下流に位置する下流側の動翼段と、を備えている。そして、静翼段を構成する静翼の枚数に対する上流側の動翼段を構成する動翼の枚数の枚数比が、1.25以上であって1.75以下である。
Description
本発明は、発電機や航空機エンジンなどに用いられるガスタービンエンジンのタービンの構造に関する。
ガスタービンエンジンのタービンは、軸流型の場合、軸方向に交互に配設された複数の静翼段と複数の動翼段とを備えている。各静翼段は、ハウジングの内周に設けられた複数の静翼によって構成されている。また、各動翼段は、ロータの外周に設けられた複数の動翼によって構成されている。
動翼段の下流における燃焼ガスのある瞬間をとらえた速度分布では、動翼の枚数に応じた数だけ速度のピークが存在する。この速度分布は動翼の回転に伴って回転するため、下流の静翼の間を通過した燃焼ガスの速度は周期的に変化する。特に、動翼と静翼の枚数が同じである場合には、いずれの静翼間においても同じタイミングで燃焼ガスの速度が変化する。この場合、速度が大きくなるタイミングで、燃焼ガスが下流側の動翼間に流入すれば、ガスタービンエンジンの効率は良い。逆に、速度が大きくなるタイミングで、燃焼ガスが下流側の動翼の前縁部に向かって流れれば、ガスタービンエンジンの効率は悪い。そして、速度の大きい燃焼ガスが下流側の動翼のどこに向かって流れるかは、上流側の動翼と下流側の動翼の相対位置によって決まる。
ここで、タービンを構成する各回転部品は、重量や重心位置にわずかな個体差があるため、回転時の振動が小さくなるよう適切な角度位置で組み付けが行われる。つまり、ガスタービンエンジンの組立において、上流側の動翼と下流側の動翼との相対位置は一定でなく、その相対位置はガスタービンエンジンによって異なる。そのため、燃焼ガスが速度の大きいときに下流側の動翼のどこに向かって流れるかは、個々のガスタービンエンジンによって異なり、ガスタービンエンジンの性能にばらつきが生じることになる。
本発明は、ガスタービンエンジンの性能のばらつきを抑制することを目的としている。
本発明のある形態に係るガスタービンエンジンのタービンは、上流側の動翼段と、前記上流側の動翼段の下流に位置する静翼段と、前記静翼段の下流に位置する下流側の動翼段と、を備え、前記静翼段を構成する静翼の枚数に対する前記上流側の動翼段を構成する動翼の枚数の枚数比が、1.25以上であって1.75以下である。かかる構成によれば、静翼間ごとに燃焼ガスの速度の変化のタイミングが異なることとなり、また、静翼の下流における燃焼ガスの速度の最大値も小さくなる。
本発明に係るガスタービンエンジンのタービンによれば、上流側の動翼と下流側の動翼の相対位置によるガスタービンエンジンの性能への影響が小さくなるため、ガスタービンエンジンの性能のばらつきを抑制することができる。
以下、本発明に係る実施形態を図面に従って説明する。図1は、本発明の一実施形態に係るガスタービンエンジン(以下、単に「ガスタービン」と称する。)の部分破断側面図である。図1に示すように、ガスタービン1は、圧縮機3と、燃焼器5と、タービン7とを備えている。以下、これらの構成要素について順に説明する。なお、以下の説明において、ガスタービン1の軸心方向の圧縮機3側を「前側」と呼び、タービン7側を「後側」と呼ぶ場合がある。
圧縮機3の形式は特に限定されないが、本実施形態では軸流型の圧縮機を採用している。圧縮機3は、複数の圧縮機動翼13と、複数の圧縮機静翼17とを有している。各圧縮機動翼13は、圧縮機ロータ11の外周面に配置されている。各圧縮機静翼17は、ハウジング15の内周面に配置されている。圧縮機3は、吸気筒19から吸入した空気IAを圧縮する。圧縮された空気CAは、圧縮機3の下流側に形成されたディフューザ23を介して燃焼器5に供給される。
燃焼器5の形式は特に限定されないが、本実施形態ではアニュラー型の燃焼器を採用している。燃焼器5には、ガスタービン1の周方向に沿って複数の燃焼噴射ユニットが等間隔に設けられている。燃焼器5では、圧縮機3から送給された圧縮空気CAと、燃料噴射ユニットによって噴射された燃料Fとを混合し、これを燃焼させる。この燃焼により得られた高温高圧の燃焼ガスGは、タービンノズル(第1段静翼)25からタービン7内に供給される。
本実施形態に係るタービン7は、軸流型のタービンであって、高圧タービンロータ31Aと、低圧タービンロータ31Bと、これら両タービンロータ31A,31Bを覆うタービンケーシング33とを備えている。高圧タービンロータ31Aは、圧縮機ロータ11と一体に回転するよう連結されており、低圧タービンロータ31Bには連結されていない。軸心方向の3箇所に設けられた軸受32のうち、前側の2箇所の軸受32により圧縮機ロータ11および高圧タービンロータ31Aが支持されている。また、後側の1箇所の軸受32により低圧タービンロータ31Bが支持されている。
ここで、タービンロータ31A,31Bを説明するにあたり、以下では代表して高圧タービンロータ31Aについて説明する。図2は、高圧タービンロータ31Aの周辺部分の拡大図である。高圧タービンロータ31Aは、軸心C方向に重ねて連結された上流側と下流側の2つのタービンロータ段39を有している。各タービンロータ段39は、その径方向内側部分を形成するディスク41と、ディスク41の外周部において周方向に等間隔に取り付けられた複数のタービン動翼43からなるタービン動翼段45とを有している。なお、上流側のタービン動翼段45を構成するタービン動翼43と下流側のタービン動翼段45を構成するタービン動翼43の枚数は同じである。上流側のタービン動翼段45と下流側のタービン動翼段45の間には、タービン静翼段37が設けられている。タービン静翼段37は、周方向に等間隔に配置されたタービン静翼35によって構成されている。
上流側のタービンロータ段39と下流側のタービンロータ段39は、連結ボルト47および連結ナット49を用いて連結されている。連結ボルト47は、両タービンロータ段39の軸心方向に貫通しており、周方向に等間隔に複数本配置されている。この連結ボルト47の先端部に連結ナット49を締め付けることで、両タービンロータ段39は互いに固定される。このように構成されているため、上流側のタービン動翼段45と下流側のタービン動翼段45は周方向の相対位置が一定のままで、同じ回転速度で回転する。
ここで、図3は上流側および下流側のタービン動翼段45と、それらの間に位置するタービン静翼段37の模式図である。図3のうち、タービン静翼段37と下流側のタービン動翼段45との間に示した曲線は、タービン静翼段37の下流における燃焼ガスGの速度分布を示している。この速度分布のうち、下流のタービン動翼段45側に突出した箇所は、燃焼ガスGの速度が最も大きい箇所であることを示している。
ガスタービン1の性能のばらつきを抑制するには、上流側のタービン動翼段45とタービン静翼段37を通過した燃焼ガスGの最大速度と最小速度との差Pを小さくすること(最大速度を小さくすること)、および最大速度が発生するタイミングを周方向位置によってずらすことが重要である。つまり、速度分布を可能な限り位置的および時間的に均一化することが重要である。そして、本実施形態では、燃焼ガスGの速度分布を均一化する方法として、上流側のタービン静翼35の枚数mと、その下流のタービン動翼43の枚数nとの関係に着目している。
具体的には、本実施形態では、上流側のタービン静翼35の枚数mに対する下流のタービン動翼43の枚数nの枚数比r(=n/m)が1.50となるように構成している。この枚数比rは、1.25以上であって1.75以下であることが好ましく、1.40以上であって1.60以下であることがより好ましく、1.45以上であって1.55以下であることがさらに好ましい。枚数比rをこのように設定することにより、上流側のタービン動翼段45およびタービン静翼段37を通過した燃焼ガスGの速度が平均化される。このことは、数値計算により確認されている。
図4は、枚数比(静翼・動翼の枚数比)rとクロッキング効果(Clocking Effect)との関係を示したグラフである。このグラフの横軸は枚数比rを、縦軸はクロッキング効果の値を表している。ここで、「クロッキング効果」とは、タービン静翼段37とタービン動翼段45との周方向の相対位置を変化させたときのガスタービン効率の最大値と最小値の差のことである。すなわち、クロッキング効果の値が大きければ、ガスタービン1の個体間の性能のばらつきが大きく、クロッキング効果の値が小さければ、ガスタービン1の個体間の性能のばらつきが小さいことを意味する。
図4に示すように、枚数比rの値がガスタービンの設計上実用的な値である1.00から2.00において、枚数比rが1.50のときクロッキング効果の値が最小となる。また、枚数比rが1.00および2.00付近ではクロッキング効果の値が大きくなる。この数値計算により、枚数比が1.25以上であって1.75以下において十分に低いクロッキング効果の値が得られること、つまり、ガスタービン1の個体間の性能ばらつきが十分に抑制されることが確認された。
なお、枚数比rが1.50の近傍であることが好ましい理由は次のとおりである。つまり、枚数比rが1.00の場合、上流側のタービン動翼段45の複数箇所で生成された速度の大きい燃焼ガスGの全てが、同じタイミングで各タービン静翼35の間を通過する。この燃焼ガスGが、下流側のタービン動翼43の間に流入するように両タービン動翼段45、45が配置されている場合には、動力損失は少ない。一方、上記の燃料ガスGが、下流側のタービン動翼43の前縁部に向かって流れるように両タービン動翼段45、45が配置されている場合には、動力損失は大きい。このように、枚数比rが1.00の場合、両タービン動翼段45、45の相対位置によって、動力損失の差が大きくなる。つまり、枚数比が1.00の場合、ガスタービン1の個体間の性能にばらつきが生じる。
また、枚数比が2.00の場合は、上流側のタービン動翼段45の複数箇所で生成された速度の大きい燃焼ガスGのうち、隣接する2箇所の燃焼ガスGがそれぞれ一対になって、同じタイミングで各タービン静翼35の間を通過する。そのため、枚数比rが1.00の場合に比べて若干クロッキング効果の値が小さくなるものの、枚数比rが1.00の場合と同様の理由から、ガスタービン1の個体間の性能にばらつきが生じる。
これに対し、枚数比rが1.50の近傍である場合、上流側のタービン動翼段45の複数箇所で生成された速度の大きい燃料ガスGの全てが、同時にタービン静翼35の間を通過することはない。また、速度の大きい箇所と速度の小さい箇所の燃焼ガスGが同じタービン静翼35間を通過するため、タービン静翼35の下流における最大速度が小さく抑えられる。よって、枚数比rが1.50の近傍である場合、上流側のタービン動翼段45と下流側のタービン動翼段45との相対位置によるガスタービン1の性能への影響が小さくなり、ガスタービン1の個体間の性能のばらつきを抑えることができる。
以上のとおり、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態を説明したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能である。したがって、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。
1 ガスタービンエンジン
3 圧縮機
5 燃焼器
7 タービン
31A 高圧タービンロータ(タービンロータ)
31B 低圧タービンロータ(タービンロータ)
33 タービンケーシング
35 タービン静翼
37 タービン静翼段
39 タービンロータ段
43 タービン動翼
45 タービン動翼段
3 圧縮機
5 燃焼器
7 タービン
31A 高圧タービンロータ(タービンロータ)
31B 低圧タービンロータ(タービンロータ)
33 タービンケーシング
35 タービン静翼
37 タービン静翼段
39 タービンロータ段
43 タービン動翼
45 タービン動翼段
Claims (4)
- 上流側の動翼段と、
前記上流側の動翼段の下流に位置する静翼段と、
前記静翼段の下流に位置する下流側の動翼段と、を備え、
前記静翼段を構成する静翼の枚数に対する前記上流側の動翼段を構成する動翼の枚数の枚数比が、1.25以上であって1.75以下である、ガスタービンエンジンのタービン。 - 前記枚数比が、1.40以上であって1.60以下である、請求項1に記載のガスタービンエンジンのタービン。
- 前記枚数比が、1.45以上であって1.55以下である、請求項2に記載のガスタービンエンジンのタービン。
- 上流側の動翼段と、
前記上流側の動翼段の下流に位置する静翼段と、
前記静翼段の下流に位置する下流側の動翼段と、を備え、
前記静翼段を構成する静翼の枚数に対する前記上流側の動翼段を構成する動翼の枚数の枚数比が、前記静翼段を通過した前記燃焼ガスの速度分布におけるピーク値が最小になるように設定されている、ガスタービンエンジンのタービン。
Applications Claiming Priority (2)
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JP2010116594A JP2011241791A (ja) | 2010-05-20 | 2010-05-20 | ガスタービンエンジンのタービン |
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Publication Number | Publication Date |
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Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
PCT/JP2011/002721 WO2011145326A1 (ja) | 2010-05-20 | 2011-05-17 | ガスタービンエンジンのタービン |
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CN110608075A (zh) * | 2019-09-16 | 2019-12-24 | 西安陕鼓动力股份有限公司 | 一种硝酸装置能量回收机组 |
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- 2010-05-20 JP JP2010116594A patent/JP2011241791A/ja active Pending
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- 2011-05-17 WO PCT/JP2011/002721 patent/WO2011145326A1/ja active Application Filing
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