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JP2001248406A - ガスタービン - Google Patents

ガスタービン

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JP2001248406A
JP2001248406A JP2000062490A JP2000062490A JP2001248406A JP 2001248406 A JP2001248406 A JP 2001248406A JP 2000062490 A JP2000062490 A JP 2000062490A JP 2000062490 A JP2000062490 A JP 2000062490A JP 2001248406 A JP2001248406 A JP 2001248406A
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steam
blade ring
blade
cooling
transition piece
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泰弘 小代
Koichi Akagi
弘一 赤城
Ryutaro Umagoe
龍太郎 馬越
Hitoshi Morimoto
仁志 森本
Shinya Hashimoto
真也 橋本
Tadao Yashiki
忠雄 屋敷
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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Publication date
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Priority to EP01103741A priority patent/EP1132577B1/en
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
    • F05D2260/2322—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium steam

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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
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  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 ガスタービンに関し、蒸気で翼環を冷却し、
冷却蒸気を調節することにより動翼先端と翼環との間の
クリアランスをコントロールし、クリアランスを適正に
保持する。 【解決手段】 蒸気タービンボトミング系１０からの蒸
気は配管１２よりガスタービン１の翼環冷却通路８に流
れ、翼環を冷却し、冷却後の蒸気を燃焼器３の尾筒冷却
通路９へ流し、尾筒を冷却して配管１４より蒸気タービ
ンボトミング系１０に回収される。翼環を蒸気で冷却
し、冷却用蒸気の流量、圧力、温度を適正に調節するこ
とにより翼環の熱伸びを調整し、動翼先端とのクリアラ
ンスが目標値に近づくようにコントロールするので、運
転中のクリアランスを極力小さくすることによりガスタ
ービンの性能を向上させる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービンに関
し、翼環を熱による影響を少くするような形状とし、翼
環、特に第１段と第２段の翼環の形状を改良すると共
に、翼環を蒸気で冷却することにより、この蒸気の温
度、圧力、流量を制御して翼環の熱膨張を小さくし、変
化を均一化して運転中の動翼先端のクリアランスを低減
させ、ガスタービンの性能を向上させるようにしたもの
である。
【０００２】
【従来の技術】図２０はガスタービンの代表的な内部を
示す断面図であり、１００は燃焼器の尾筒出口であり、
高温の燃焼ガスが流出する。１０１はガスパスであり、
軸方向には、それぞれ静翼１Ｃ，２Ｃ，３Ｃ，４Ｃの４
段が配設されており、各静翼はそれぞれ外側シュラウド
で翼環１０２，１０３，１０４，１０５に連結され、円
周方向に複数枚が取付けられている。又静翼１Ｃ，２
Ｃ，３Ｃ，４Ｃとはそれぞれ交互に動翼１Ｓ，２Ｓ，３
Ｓ，４Ｓが配置されており、動翼はそれぞれロータ２０
０の周囲に複数枚が取付けられている。
【０００３】上記構成のガスタービンにおいては、静翼
は翼環側から冷却空気を導き、又、動翼はロータ側から
冷却空気を導いて冷却が行なわれるのが一般的である
が、近年のガスタービンの高温化に伴って、蒸気で冷却
する方式が採用されるようになってきている。又、ガス
タービンの起動時には、動翼先端と翼環とのクリアラン
スを所定量を保って運転を開始するが、立ち上がり時に
は翼環が冷えて縮まっているので、ロータや動翼の方が
早く加熱されて動翼先端のクリアランスが小さくなり、
運転中に接触の危険性が高まる。従って、クリアランス
は、この危険度を見込んで適切に設定しなければならな
い。このクリアランスがあまり広いとガスタービンの性
能を低下させてしまうので、動翼先端と翼環とのクリア
ランスをできるだけ小さくすることがガスタービンの性
能向上の有力な手段となるが、現状では、産業用ガスタ
ービンの分野においては、このような対策は充分に確立
されていないのが現状である。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】前述のように、従来の
産業用ガスタービンにおいては、ガスタービンの静翼、
動翼、ロータ等は冷却空気を導き、冷却することが一般
的に行なわれているが、近年のガスタービンの高温化に
伴い、空気に代えて蒸気冷却方式が採用されるようにな
ってきている。このようなガスタービンにおいては、動
翼先端と翼環とのクリアランスは起動時から運転中に熱
の影響により変化し、起動時の所定のクリアランスが立
ち上がり時に翼環側と動翼との熱伸び差により最小クリ
アランスの状態が生じ、適切なクリアランスの設定をし
ないと接触が生じて危険な状態をまねくことになる。
又、運転中にクリアランスがあまり大きすぎと、ガスタ
ービンの性能低下をまねくことになり、適切な動翼のチ
ップクリアランスの設定が必要である。そのためには、
このチップクリアランスの量を熱により大きく変動しな
いようにし、かつ接触が生じないような最適の量に制御
することが好ましいが、現状では産業用ガスタービンに
おいては、このような制御は種々検討されている段階で
あり、充分な技術が確立されていない。
【０００５】そこで本発明ではガスタービンの翼環の形
状構造に種々改良を加え、翼環の熱的影響を小さくする
ような構造とすると共に、翼環を蒸気で冷却する方式と
し、この冷却蒸気の温度、圧力、流量を制御して動翼先
端と翼環との間のクリアランスを最適となるように制御
するガスタービンを提供することを課題としてなされた
ものである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は前述の課題を解
決するために、次の（１）〜（１５）の手段を提供す
る。
【０００７】（１）ガスタービンの動翼先端と対向する
翼環内に冷却通路を設け、同通路に補助ボイラと蒸気タ
ービンのボトミング系からの蒸気供給源とを接続し、同
補助ボイラ又は同蒸気供給源から蒸気を前記冷却通路へ
流して翼環を冷却し冷却後の蒸気を回収することによ
り、前記動翼先端と前記翼環との間のクリアランスを低
減させることを特徴とするガスタービン。
【０００８】（２）ガスタービンの動翼先端と対向する
翼環内に冷却通路を設け、同通路に蒸気供給源から蒸気
を流して翼環を冷却し、冷却後の蒸気を燃焼器尾筒接続
部へ流して尾筒へ導き同尾筒の壁内部を冷却し冷却後の
蒸気を前記蒸気供給源へ回収することにより、前記動翼
先端と前記翼環との間のクリアランスを低減させること
を特徴とするガスタービン。
【０００９】（３）ガスタービンの動翼先端と対向する
翼環内に冷却通路を設け、同通路に蒸気供給源から蒸気
を流して翼環を冷却すると共に、前記蒸気供給源から並
列に燃焼器尾筒接続部へ蒸気を流して尾筒へ導き同尾筒
の壁内部を冷却し、前記通路及び前記尾筒接続部からの
冷却後の蒸気を前記蒸気供給源へ回収することにより、
前記動翼先端と前記翼環との間のクリアランスを低減さ
せることを特徴とするガスタービン。
【００１０】（４）ガスタービンの第１段動翼先端と対
向する翼環内に翼環冷却通路を設けると共に、第１段静
翼内に前記翼環冷却通路と連通する静翼冷却通路を設
け、蒸気供給源から前記翼環冷却通路へ蒸気を供給し同
翼環を冷却し、冷却後の蒸気を前記静翼冷却通路へ流
し、同静翼冷却通路を冷却した蒸気を尾筒接続部へ流し
て同尾筒の壁内部を冷却し、前記尾筒接続部からの冷却
後の蒸気を前記蒸気供給源へ回収することにより、前記
動翼先端と前記翼環との間のクリアランスを低減させる
ことを特徴とするガスタービン。
【００１１】（５）ガスタービンの第１段動翼先端と対
向する翼環内に翼環冷却通路を設けると共に、第１段静
翼内に前記翼環冷却通路と連通する静翼冷却通路を設
け、蒸気供給源から前記翼環冷却通路へ蒸気を供給し同
翼環を冷却し、冷却後の蒸気を前記静翼冷却通路へ流す
と共に、前記蒸気供給源から並列に燃焼器尾筒接続部へ
蒸気を流して尾筒へ導き同尾筒の壁内部を冷却し、前記
静翼冷却通路及び前記尾筒接続部からの冷却後の蒸気を
前記蒸気供給源へ回収することにより、前記動翼先端と
前記翼環との間のクリアランスを低減させることを特徴
とするガスタービン。
【００１２】（６）前記翼環は第１段動翼先端と対向す
る翼環であり、同翼環には円周方向に配列した複数の燃
焼器尾筒の位置と対向して軸方向に突設するブロックを
それぞれ設け、同ブロック内に軸方向に伸びる通路と周
方向の通路とでＵ字状通路を形成し、同Ｕ字状通路には
一端から蒸気を流入し、他端から流出し、冷却後の蒸気
を尾筒接続部から前記尾筒へ供給することを特徴とする
（２）記載のガスタービン。
【００１３】（７）前記翼環は第１段動翼と対向する第
１翼環と第２段動翼と対向する第２翼環とからなり、前
記冷却通路は前記第１翼環の第１冷却通路と前記第２翼
環の第２冷却通路で構成され、前記第１，第２冷却通路
間を連通する軸方向通路と、前記第１冷却通路と前記尾
筒接続部とを接続する尾筒側通路とを備え、前記蒸気供
給源からの蒸気は、前記第２冷却通路、前記軸方向通
路、前記第１冷却通路、前記尾筒側通路の順に流れ、前
記尾筒接続部へ供給されることを特徴とする（２）記載
のガスタービン。
【００１４】（８）前記尾筒接続部は、前記第１冷却通
路と接続する尾筒冷却入口と、前記尾筒を冷却した冷却
後の蒸気を流出する尾筒冷却出口と、同尾筒冷却出口が
接続する出口管マニホールドとからなることを特徴とす
る（７）記載のガスタービン。
【００１５】（９）前記第１と第２の翼環は、それぞれ
上下で半円形状で２分割され、左右でフランジ結合され
た形状であり、外側が車室壁と嵌合する凹部又は凸部を
有し、内側には動翼先端と対向する壁面を支持する突起
部を有し、断面形状が径方向中心線に対して概略対称に
形成されていることを特徴とする（７）記載ガスタービ
ン。
【００１６】（１０）前記第１と第２の翼環は、それぞ
れ上下で半円形状で２分割され、左右でフランジ結合さ
れた形状であり、同フランジ結合部の水平接合面におい
て上部翼環内の冷却通路が下部翼環の冷却通路内へ所定
の長さ入り込み、同入り込んだ部分の周囲にはシール部
材を介装したことを特徴とする（７）記載のガスタービ
ン。
【００１７】（１１）前記翼環は、上下で半円形状で２
分割され、左右でフランジ結合された形状であり、外周
囲の上下には前記フランジとほぼ同等の形状の部材を取
付けたことを特徴とする（１）から（５）のいずれかに
記載のガスタービン。
【００１８】（１２）前記翼環への蒸気入口、蒸気出口
は、それぞれ複数個からなり、それぞれ上下左右にほぼ
均等配置となるように配設されていることを特徴とする
（１）から（５）のいずれかに記載のガスタービン。
【００１９】（１３）前記翼環の表面で空間に露出し高
温にさらされる部分には断熱材料からなるサーマルシー
ルドで覆ったことを特徴とする（７）記載のガスタービ
ン。
【００２０】（１４）前記翼環の周囲には車室外側から
挿通され検出部を動翼先端と対向する内周壁面に露出さ
せ前記動翼先端とのクリアランスを検出する複数のセン
サを設け、前記蒸気供給源から翼環へ蒸気を供給する系
路の途中に設けられた蒸気温度調節器と、同蒸気温度調
節器と前記翼環への蒸気入口との間に設けられた流量制
御弁と、前記センサからの信号を取り込み、同検出信号
を予め設定した目標値と比較し、クリアランスが同目標
値に近づくように前記蒸気温度調節器及び流量制御弁の
開度を制御する制御装置とを備えてなることを特徴とす
る（１）から（５）のいずれかに記載のガスタービン。
【００２１】（１５）前記センサはＦＭ変調静電容量型
センサであることを特徴とする（１４）記載のガスター
ビン。
【００２２】本発明は、上記の（１）〜（５）を基本と
している。（１）の発明では、まず、起動時には翼環内
の冷却通路に補助ボイラから蒸気が供給され、翼環は立
ち上がり時に冷えた状態から加熱されるので、動翼先端
とのクリアランスは拡大し、立ち上がり時の最小クリア
ランス時の接触が回避される。通常運転中には蒸気ター
ビンのボトミング系からの蒸気を翼環に供給し、翼環の
動翼先端部と対向する部分を冷却し、この蒸気流量や温
度を適切に設定することにより翼環の熱伸びを調整する
ことができ、動翼とのクリアランスを適切に設定し、ク
リアランスが拡大することによるガスタービンの性能低
下を抑えることができる。
【００２３】本発明の（２）では、まず翼環を冷却し、
上記と同様に動翼先端とのクリアランスを適切に調整す
ることができ、その後翼環を冷却した蒸気を燃焼器尾筒
へ流し、高温の尾筒壁内部に流れて尾筒を冷却した後回
収されるので、クリアランスのコントロールと共に、蒸
気による尾筒の冷却もなされ、ガスタービンの性能向上
に貢献するものである。
【００２４】本発明の（３）では、翼環への蒸気供給と
尾筒への蒸気供給とは並行してなされ、上記（２）の発
明と同等の効果が得られると共に、翼環から尾筒への蒸
気供給系路がなくなり、尾筒へは独立に供給され、冷却
方式の適用幅が広がり、形式により適切な方式が選択で
きるようになる。
【００２５】本発明の（４）では、翼環を冷却後に、静
翼内を冷却し、温度が上昇した冷却蒸気で更に、高温部
の尾筒も冷却するので、翼環の冷却による動翼先端との
クリアランスのコントロールと共に、静翼、尾筒も冷却
され、ガスタービンの性能向上に貢献するものである。
【００２６】本発明の（５）では、翼環と静翼の蒸気の
供給と尾筒への蒸気の供給とが並行してなされ、上記
（４）の発明と同様の効果が得られると共に、尾筒への
蒸気の供給が別系統でできる方式となり冷却方式の適用
幅が広がり、形式により適切な方式が選択できるように
なる。
【００２７】本発明の（６）では、（２）の発明の翼環
を、熱の影響が最も厳しい第１段のみとし、冷却通路を
ブロック内のＵ字状通路で形成し、それぞれの燃焼器尾
筒の位置と対応させて設けているので、冷却後の蒸気の
尾筒への供給が容易となる構造となり、尾筒接続部から
の尾筒冷却後の流出も容易となり、構造が簡素化され
る。
【００２８】本発明の（７）では、（２）の発明の翼環
を第１翼環と第２翼環に分割し、それぞれの翼環に第１
冷却通路と第２冷却通路とを設けているので、第１段動
翼と第２段動翼先端とのクリアランスの両方を翼環を蒸
気冷却することによりコントロールでき、（２）の発明
のガスタービン性能向上がより一層効果的になされる。
【００２９】本発明の（８）では、上記（７）の発明に
おける尾筒への蒸気の流出が、尾筒接続部の尾筒冷却入
口から容易に供給され、又尾筒を冷却した蒸気が尾筒冷
却出口から容易に取り出し、取り出した蒸気を出口管マ
ニホールドに集め、ここから蒸気供給源へ回収が容易に
なされる。
【００３０】本発明の（９）では、翼環の断面が径方向
の中心軸に対し、ほぼ軸対称となっており、コンパクト
な形状であり、かつ車室との嵌合も凹部や凸部により容
易に嵌合できるので、翼環の変形量を小さく、かつ均等
化することができる。又、翼環断面形状をコンパクトに
することにより車室への嵌合部も簡素化され、この部分
の車室も小径にすることができる。又、本発明の（１
０）では、上下翼環のフランジ結合部の上下の冷却通路
の結合部周囲にシール部材を介在させており、この部分
での蒸気の漏れを防止できる。又、本発明の（１１）で
は、翼環の上下には、左右フランジと同等の熱バランス
のための部材を取付けているので、翼環の熱による歪が
均一化され、無理な熱応力の発生が防止される。又、本
発明の（１２）では、翼環への蒸気入口、翼環からの蒸
気出口もできるだけ上下左右均等に配置することによ
り、熱変形のバランスを取り、熱変形量を均一にしてい
る。又、本発明の（１３）では、翼環表面の高温にさら
される部分には、サーマルシールドで覆われているの
で、翼環の熱的影響を少くすることができる。
【００３１】本発明の（１４）では、上記（１）から
（５）の基本発明において、翼環の周囲にはクリアラン
スを検出するセンサを配置し、動翼先端と翼環との間の
クリアランスを検出して制御装置に入力する。制御装置
では、検出したクリアランスの信号を、予め設定した目
標値と比較し、クリアランスを目標値に近づけるよう
に、蒸気温度調節器で蒸気温度を調整し、流量制御弁の
開度を調整する。このような制御により、蒸気温度と流
量又は圧力の調整が容易となり、クリアランスが目標値
に設定され、ガスタービンの性能の低下が防止される。
又、本発明の（１５）は、ＦＭ変調静電容量型センサで
あり、クリアランスが０〜５mm程度の範囲で、かつ高温
状態において正確に検出ができる。
【００３２】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実
施の第１形態に係るガスタービンの構成図である。図に
おいて、１はガスタービン、２は圧縮機、３は燃焼器で
ある。ガスタービン１には翼環冷却通路８が設けられて
おり、この冷却通路８には蒸気タービンボトミング系１
０から配管６を通り、冷却用蒸気が供給され、冷却後の
高温となった蒸気は配管７から回収され、蒸気タービン
ボトミング系１０に戻される。又、立ち上がり時には補
助ボイラ１１から配管４を通り、適切な温度の蒸気が翼
環冷却通路８に供給され、翼環を冷却後の蒸気を配管５
により回収している。このように翼環を蒸気で冷却する
ことにより、翼環の熱伸びの変化を調整し、クリアラン
スが拡大しないようにしている。
【００３３】図２は本発明の実施の第２形態に係るガス
タービンの構成図であり、ガスタービンの翼環と燃焼器
尾筒の冷却系路を直列に接続したものである。図におい
て、蒸気タービンボトミング系１０からは配管１２を通
って、まず翼環冷却通路８に冷却用蒸気が供給され、翼
環を冷却し、冷却後の蒸気は配管１３を通り、燃焼器３
の尾筒冷却通路９に入り、尾筒を冷却し、冷却後の蒸気
は配管１４により蒸気タービンボトミング系１０に回収
される。
【００３４】図３は本発明の実施の第２形態に係るガス
タービンの構造と冷却用蒸気の経路を示す図であり、ガ
スタービンの熱的影響の最も厳しい第１段動翼の翼環に
蒸気冷却を適用したもので、冷却後の蒸気は尾筒に流す
ものである。
【００３５】図３において、第１段動翼１Ｓの外側には
タービン翼環２０が車室壁に取付けられている。翼環２
０には蒸気入口２１が取付けられ、配管１２により冷却
用蒸気が供給される。翼環２０に供給された冷却用蒸気
は、翼環内の翼環冷却通路８に流れ、翼環を冷却し、冷
却後の蒸気は配管１３を通り、燃焼器３の尾筒の冷却用
通路へ導かれ、尾筒冷却後の蒸気は図示してない配管よ
り回収される。
【００３６】図４は本発明の実施の第２形態における第
１段動翼１Ｓと対向する翼環の斜視図である。図におい
て、タービン翼環２０には円周方向に沿って蒸気供給管
２５が配設されている。タービン翼環２０は図示の例で
は半円形の上部を示し、１個の蒸気入口２１と２個の蒸
気出口２４が設けられ、それぞれ蒸気供給管２５と蒸気
回収管２６に接続されている。蒸気供給管２５は蒸気入
口２１を中心として左右に分かれ、下流に向かうに従っ
て管径を徐々に細くしている。この理由は複数の翼環冷
却部２２へ蒸気を供給する際に、下流側へ向かうに従っ
て流量が減少してゆくので蒸気の流入する圧力を均一に
するためのものである。
【００３７】又、タービン翼環２０の尾筒側には各燃焼
器と対応する位置にそれぞれ８個の尾筒冷却系接続部２
３が設けられており、この尾筒冷却系接続部２３の反対
側にはそれぞれ翼環冷却部２２が対向配置している。
又、尾筒冷却系接続部２３には、尾筒の蒸気流入口と接
続する穴２７、及び尾筒を冷却後の蒸気流出口と接続す
る穴２８が設けられている。
【００３８】このような図４に示す構成において、冷却
用の蒸気は蒸気入口２１から流入し、蒸気供給管２５に
入り、左右に分岐してそれぞれ翼環冷却部２２内の翼環
冷却通路８へ流入する。翼環冷却通路８は軸方向の通路
８ａと周方向の通路８ｂとから構成され、冷却用蒸気が
流れ、それぞれタービン翼環２０の動翼と対向する円周
方向の壁面を冷却する。
【００３９】冷却用蒸気は翼環冷却通路８の８ａから８
ｂに流れ、再び対向する８ａを流れて尾筒冷却系接続部
２３の穴２７より図示省略の燃焼器の尾筒に流入し、尾
筒を冷却した蒸気は尾筒から尾筒冷却系接続部２３の穴
２８へ戻る。戻った蒸気は尾筒冷却系接続部２３から蒸
気回収管２６へ流出し、蒸気出口２４から回収される。
【００４０】このようにして、本実施の第２形態のガス
タービンにおいては、冷却用蒸気により動翼と対向する
翼環が冷却され、熱による影響を抑え、蒸気の流量、圧
力、温度を適切に制御することにより、クリアランス部
の接触を防止すると共に、運転中のクリアランスを極力
小さくし、又、翼環２０を冷却した蒸気は、更に高温の
燃焼器３の尾筒へ流し、尾筒を効果的に冷却することが
でき、ガスタービンの性能を向上させることができる。
【００４１】図５は本発明の実施の第２形態の他の例を
示す構成図である。この例では第１段動翼と第２段動翼
先端に対向する翼環をそれぞれ独立して設け、従来一体
化構造の翼環を分割した構造とし、それぞれの翼環の形
状に特徴を持たせると共に、熱的影響が小さくなるよう
な構造としたものである。
【００４２】図５において、蒸気タービンからの冷却用
蒸気は、まず第２翼環３１へ流入し、第２翼環３１を冷
却し、冷却後の蒸気は第１翼環３０へ流入して第１翼環
を冷却する。冷却後の蒸気は尾筒冷却入口３２へ流出
し、尾筒の壁内部を流れ、尾筒を冷却して尾筒冷却出口
３３から出口管マニホールド３４へ流出し、蒸気タービ
ンへ回収される構成である。
【００４３】図６は図５に示す翼環冷却方式の具体的な
構造を示す断面図である。図において、第１翼環３０と
第２翼環３１とは分割されており、第１翼環３０は第１
段動翼１Ｓに、第２翼環３１は第２段動翼２Ｓにそれぞ
れ対応している。翼環３０，３１の中心部には、それぞ
れ翼環内部へ円周状の翼環冷却通路３５，３６が設けら
れ、第２翼環３６と第１翼環３５とは、図示していない
が、図５に示すように軸方向の３本の通路が接続してい
る。
【００４４】第１翼環３０の翼環冷却通路３５は、軸方
向の複数本の通路３８により尾筒冷却入口３２へ接続さ
れ、尾筒壁内の通路へ蒸気を供給する。尾筒を冷却した
蒸気は尾筒冷却出口３３から配管３９を通って出口管マ
ニホールド３４へ流出し、蒸気タービンへ戻される。
又、第１翼環３０、第２翼環３１の周方向側面にはサー
マルシールド３７が設けられ、軸方向から伝わる熱をシ
ールドする構造である。
【００４５】図７は図６で説明した第２翼環３１を示す
拡大図であり、従来の翼環１０３を２分割して第１と第
２の翼環に分割し、第２翼環３１を構成しており、中央
部には円周方向の翼環の冷却通路３６が設けられてい
る。この第２翼環３１は車室壁と嵌合する部分３１ａ
と、動翼側の取付部を形成する部分３１ｂとが、それぞ
れ径方向の中心線に対して概略前後対称形となってお
り、翼環形状をコンパクト、かつ軸対称形とし、軸方向
の変形量の均等化を図ることができる。
【００４６】又、第１翼環の形状も説明は省略するが、
ほぼ同様な構成であり、このような第１，第２翼環３
０，３１により従来の翼環１０３よりも軸方向の変形量
を均等化し、変化量を小さくすることができる。なお、
図中車室壁との嵌合部３１ａは翼環側が凹形状としてい
るが、これを逆にして車室側を凹、翼環側を凸形状と
し、ほぼ軸対称形となるようにしても良い。
【００４７】図８は図６に示す車室部分の拡大図であ
り、図において、第１翼環３０と第２翼環３１が小形化
され、かつ、蒸気冷却構造とすることにより、従来の車
室１５０と比べ、車室４０を小形にすることが可能とな
り、車室壁との嵌合部を内側へ引っ込め、車室外径を小
さくするような形状となり、翼環３０，３１のスラスト
力に対して剛性を従来よりも向上させることができる。
【００４８】図９は翼環の上部連結部を示す断面図で、
（ａ）が従来例、（ｂ）は本発明の実施の第２形態にお
ける第２翼環３１を代表して示す。図７で示したよう
に、翼環の形状を軸対称として肉厚均等化による局部応
力を低減する構造とし、フランジの形状も従来の１５１
と比べ、フランジ４１が幅を小さくでき薄くすることが
できる。これにより軸方向と周方向の変形量を均等化に
することができる。又、翼環冷却通路３６はフランジ４
１の部分４２で連結し、連結部周囲にはシール４３を介
装させている。
【００４９】図１０は図５に示す実施の第２形態での翼
環の他の改善例を示し、第１翼環３０を代表して示し、
（ａ）は正面図、（ｂ）は側面図である。両図におい
て、第１翼環３０は水平フランジ４１で両端が固定され
ており、蒸気は第１翼環３０を冷却後、燃焼器３の尾筒
へ流れ、尾筒を冷却後、回収される。翼環３０の上、下
部には左右の水平フランジ４１と同等のサーマルマス４
４を取付け、上下、左右で重量、形状を同等にして熱変
化のバランスを取るようにしている。
【００５０】図１１は図５に示す実施の第２形態におけ
る第２翼環を示し、（ａ），（ｂ）はそれぞれ蒸気の入
口、出口の数を変化させ、均等になるように配置した例
である。（ａ）は蒸気の翼環への入口を４５−１，４５
−２を上下に配置し、蒸気の出口を右側に４６−１，４
６−２を、左側に４６−３，４６−４をそれぞれ配置
し、蒸気の入口、出口の配置のバランスを取り、蒸気に
よる冷却を均一にして熱変形のアンバランスを小さくす
る構成としている。
【００５１】又、（ｂ）は蒸気流量を多く必要とする場
合には、蒸気入口を３個とする例で、入口４７−１を上
部へ、入口４７−２，４７−３を下部に配置し、蒸気出
口は上部に４８−１と４８−３の２個所、下部に４８−
２の１個所とし、蒸気の流れを均一にし、蒸気による翼
環の冷却を均等化して熱変形量を均一化することができ
る。
【００５２】図１２は図５に示す実施の第２形態におけ
るサーマルシールドの具体例を示す図で、第１翼環の例
で示している。図において、翼環の軸方向の前後両周面
にはサーマルシールド３７が取付けられており、サーマ
ルシールド３７は翼環３０の表面に断熱材４９がボルト
５１で固定され、断熱材４９の表面はカバー５０で覆わ
れている。このようなサーマルシールド３７により翼環
３０の円周側面を覆うことにより軸方向から伝わる高熱
をシールドし、蒸気冷却による効果を向上させるように
している。
【００５３】以上、図２〜図１２で説明した実施の第２
形態においては、蒸気により第１翼環３０を冷却し、又
は第２翼環３１を冷却後、第１翼環３０を冷却し、冷却
後の蒸気で尾筒を冷却するような方式とし、又、翼環３
０，３１の形状を軸対称として形状をコンパクトにする
と共に、サーマルシールド３７を施し、又、翼環３０，
３１にサーマルマス４４を取付けて熱変化に対するバラ
ンスを取る構造とし、あるいは蒸気の翼環３０，３１へ
の入口、出口を上下でバランス良く配置することによ
り、冷却効果を均一にするような構造とする。このよう
な構造により、動翼と対向する翼環が効果的に冷却さ
れ、この冷却蒸気の温度、圧力、流量を調整することに
より動翼先端のクリアランスを立ち上がりには接触しな
いようにし、運転中にはクリアランスを出来るだけ小さ
くしてガスタービンの性能を向上させることができる。
【００５４】次に、図１３は本発明の実施の第３形態に
係るガスタービンの構成図である。図において、図３に
示す実施の第２形態と異なる部分は、図３の実施の第２
形態では、ガスタービン１の翼環を冷却後、冷却蒸気を
尾筒に流す直列方式であったが、本実施の第３形態で
は、翼環冷却通路８と尾筒冷却通路９へは冷却蒸気を並
列に接続して供給するようにした部分にあり、その他の
構成は図３に示す構造と同じである。
【００５５】図１３において、蒸気タービンボトミング
系１０からの冷却蒸気は、配管１７から尾筒冷却通路９
へ、配管１５からは翼環冷却通路８へ、それぞれ並行し
て供給され、冷却後の蒸気は、尾筒からは配管１８を通
り、翼環８からは配管１６を通り、それぞれ蒸気タービ
ンボトミング系１０へ回収される。なお、本実施の第３
形態においても、翼環の冷却構造は、翼環を冷却した蒸
気は尾筒に接続せず、そのまま回収される部分を除き、
図３〜図１２に示す具体的構成がそのまま適用され、同
様の効果を得ることができる。
【００５６】図１４は本発明の実施の第４形態に係るガ
スタービンの構成図であり、冷却蒸気で第１段動翼１Ｓ
と対向する翼環を冷却した後、その冷却蒸気で第１段静
翼１Ｃを冷却し、その冷却後の蒸気を尾筒へ流し、尾筒
を冷却後回収する方式としたものである。
【００５７】図１４において、冷却用蒸気は、図１，図
２と同様に図示してない蒸気タービンボトミング系より
導かれ、通路６１より翼環６０の第１段動翼１Ｓに対向
する部分６０ａを冷却する。この部分の冷却は図４に示
す例と同様に軸方向の流路と周方向の流路でＵ字状の冷
却通路を構成すれば良い。翼環６０ａを冷却した蒸気
は、通路６２より第１段静翼１Ｃに流入し、これを冷却
して通路６３より燃焼器３の尾筒へ流入して尾筒を冷却
し、冷却後の蒸気は通路６４より回収される。
【００５８】上記の実施の第４形態においても、実施の
第２形態と同様に、翼環を冷却し、動翼１Ｓとのクリア
ランスを適切な間隔に調整することができ、冷却後の蒸
気で高温部の尾筒も冷却できるが、更に、尾筒へ流入す
る前に第１段静翼１Ｃも冷却するので、冷却効果が向上
し、ガスタービンの性能が著しく向上する。
【００５９】図１５は本発明の実施の第５形態に係るガ
スタービンの構成図であり、図１４に示す実施の第４形
態と比べると、実施の第４形態では翼環６０の冷却、静
翼１Ｃの冷却、尾筒の冷却とそれぞれ順に直列に接続
し、冷却したが、本実施の第５形態においては、静翼１
Ｃと尾筒の冷却を冷却用蒸気を並行に流し、冷却するよ
うにしたもので、その他の構造は図１４と同じである。
【００６０】即ち、図１５においては、冷却用蒸気は通
路６１から翼環６０に流入し、６０ａの部分を冷却し、
冷却後の蒸気は通路６２から静翼１Ｃに入り、これを冷
却して通路６３から流出し、回収され、更に、通路６５
より分岐して尾筒に流入し、尾筒を冷却後、通路６６か
ら回収されるもので、静翼１Ｃと尾筒が同時に並行して
冷却される。このような実施の第５形態においても、実
施の第４形態と同様の効果が得られる。
【００６１】次に本発明の実施の第１〜第５形態に適用
されるクリアランスの制御システムについて説明する。
まず、図１６はクリアランスの状態を示す図で、（Ｘ）
が本発明の制御システムを適用した特性カーブ、（Ｙ）
が従来の特性カーブである。まず（Ｙ）の従来は、初期
のクリアランスＣＲ１はコールドスタート（Ｃ）時には
５mm、ホットスタート（Ｈ）時には３mmであり、又、最
小クリアランス時の（Ｃ）は３mm、（Ｈ）は０．８mmで
ある。
【００６２】運転の立ち上がり時においては、翼環は冷
えており、逆に動翼の方が早く温まり、熱伸びが多いの
でＴ1 時においてクリアランスは縮まり、最小クリアラ
ンスＣＲ２が生ずる。従来の特性（Ｙ）においては、初
期のクリアランスＣＲ１があまり小さいと、時間Ｔ1 に
おける最小クリアランスＣＲ２時に接触が発生し、危険
な状態となるのである程度余裕を持って初期のクリアラ
ンスを設定しなければならない。従来の特性では、運転
中はクリアランスが図示のように増加してゆくので、初
期のクリアランスをあまり大きくすると、運転中のクリ
アランスが大きくなり、ガスタービンの性能が低下して
しまう。
【００６３】これに対して本発明の特性（Ｘ）は、初期
のクリアランスは図１に示すように補助ボイラの蒸気で
翼環も熱伸びが生じ大きくなるので、時間Ｔ1 での最小
クリアランスも大きくなり、接触の危険性を回避でき
る。運転中にはクリアランスを上記の実施の第１〜第５
形態で説明したように、翼環に蒸気を流して冷却し、か
つ、後述するように冷却用蒸気の温度、流量又は圧力を
コントロールすることにより、安全を考慮した最適な目
標値ＣＲ０となるように制御し、最適のクリアランスＣ
Ｒ０を保つように運転してガスタービンの性能の低下を
防止する。
【００６４】図１７は翼環のギャップセンサを示す図で
あり、図において、車室４０、翼環３０には車室外部か
らギャップセンサ７０が挿通され、第１段動翼側のシュ
ラウド３０ａの表面に検出部が露出するように取付けら
れる。ギャップセンサ７０はＦＭ変調静電容量型センサ
であり、０〜５．５mmの範囲において誤差は０．１mm前
後で１２００℃の最高使用温度まで計測できるものであ
る。
【００６５】図１８は図１７におけるＡ−Ａ断面図であ
り、車室４０周囲から翼環３０を貫通して４本のギャッ
プセンサ７０が挿入され、第１段動翼に対向する翼環３
０のシュラウド３０ａの面に検出部が露出し、動翼先端
とのギャップを検出し、４本の検出値で翼環の上下左右
のクリアランスが測定され、図１６に示すような特性カ
ーブを得ることができる。なお、このような測定は第２
段翼環についても同様である。
【００６６】図１９は本発明のクリアランス制御システ
ムの系統図である。図において、蒸気タービンボトミン
グ系１０からの蒸気は温度調節器７２で温度が調節さ
れ、流量調節弁７１で蒸気の流量又は圧力が調節され
て、翼環３０に上下２個所から流入し、翼環３０を冷却
する。翼環３０を冷却した蒸気は４個所から流出し、蒸
気タービンボトミング系１０へ回収される。又、翼環３
０には図１７，図１８で示すように４個所にギャップセ
ンサ７０が取付けられており、動翼先端のクリアランス
が測定され、その信号は制御装置７３へ入力されてい
る。
【００６７】制御装置７３では、ギャップセンサ７０か
らの信号を取り込み、図１６に示すように立ち上がり
後、時間Ｔ1 が経過すると、予め記憶されている最適の
クリアランスの目標値と比較し、目標値に近づくように
流量調節弁７１の開度を制御し、蒸気の流量又は圧力を
調節すると共に、温度調節器７２を制御し、蒸気の温度
を調節するように制御する。
【００６８】制御装置７３で、上記のように蒸気の流量
又は圧力、温度を制御することにより、翼環の蒸気冷却
の条件を変化させることにより、図１６に示すように運
転中のクリアランスを最適の目標値に近づけ、クリアラ
ンスを極力小さく設定できるので、クリアランスの拡大
によるガスタービンの性能低下を防止することができ
る。
【００６９】
【発明の効果】本発明のガスタービンは、請求項１から
請求項５に記載の発明を基本としている。請求項１の発
明では、起動時には冷却通路に補助ボイラから蒸気が供
給され、翼環は立ち上がり時に冷えた状態から加熱され
るので、動翼先端とのクリアランスは拡大し、立ち上が
り時の最小クリアランス時の接触が回避される。通常運
転中には蒸気タービンのボトミング系からの蒸気を翼環
に供給し、翼環の動翼先端部と対向する部分を冷却し、
この蒸気流量や温度を適切に設定することにより翼環の
熱伸びを調整することができ、動翼とのクリアランスを
適切に設定し、クリアランスが拡大することによるガス
タービンの性能低下を抑えることができる。
【００７０】請求項２の発明では、まず翼環を冷却し、
上記と同様に動翼先端とのクリアランスを適切に調整す
ることができ、その後翼環を冷却した蒸気を燃焼器尾筒
へ流し、高温の尾筒壁内部に流れて尾筒を冷却した後回
収されるので、クリアランスのコントロールと共に、蒸
気による尾筒の冷却もなされ、ガスタービンの性能向上
に貢献するものである。
【００７１】請求項３の発明では、翼環への蒸気供給と
尾筒への蒸気供給とは並行してなされ、上記請求項２の
発明と同等の効果が得られると共に、翼環から尾筒への
蒸気供給系路がなくなり、尾筒へは独立に供給され、冷
却方式の適用幅が広がり、形式により適切な方式が選択
できるようになる。
【００７２】請求項４の発明では、翼環を冷却後に、静
翼内を冷却し、温度が上昇した冷却蒸気で更に、高温部
の尾筒も冷却するので、翼環の冷却による動翼先端との
クリアランスのコントロールと共に、静翼、尾筒も冷却
され、ガスタービンの性能向上に貢献するものである。
【００７３】請求項５の発明では、翼環と静翼の蒸気の
供給と尾筒への蒸気の供給とが並行してなされ、請求項
４の発明と同様の効果が得られると共に、尾筒への蒸気
の供給が別系統でできる方式となり冷却方式の適用幅が
広がり、形式により適切な方式が選択できるようにな
る。
【００７４】請求項６の発明では、請求項２の発明の翼
環を、熱の影響が最も厳しい第１段のみとし、冷却通路
をブロック内のＵ字状通路で形成し、それぞれの燃焼器
尾筒の位置と対応させて設けているので、冷却後の蒸気
の尾筒への供給が容易となる構造となり、尾筒接続部か
らの尾筒冷却後の流出も容易となり、構造が簡素化され
る。
【００７５】請求項７の発明では、請求項２の発明の翼
環を第１翼環と第２翼環に分割し、それぞれの翼環に第
１冷却通路と第２冷却通路とを設けているので、第１段
動翼と第２段動翼先端とのクリアランスの両方を翼環を
蒸気冷却することによりコントロールでき、請求項２の
発明のガスタービン性能向上がより一層効果的になされ
る。
【００７６】請求項８の発明では、請求項７の発明にお
ける尾筒への蒸気の流出が、尾筒接続部の尾筒冷却入口
から容易に供給され、又尾筒を冷却した蒸気が尾筒冷却
出口から容易に取り出し、取り出した蒸気を出口管マニ
ホールドに集め、ここから蒸気供給源へ回収が容易にな
される。
【００７７】請求項９の発明では、翼環の断面が径方向
の中心軸に対し、ほぼ軸対称となっており、コンパクト
な形状であり、かつ車室との嵌合も凹部や凸部により容
易に嵌合できるので、翼環の変形量を小さく、かつ均等
化することができる。又、翼環断面形状をコンパクトに
することにより車室への嵌合部も簡素化され、この部分
の車室も小径にすることができる。又、本発明の請求項
１０では、上下翼環のフランジ結合部の上下の冷却通路
の結合部周囲にシール部材を介在させており、この部分
での蒸気の漏れを防止できる。又、本発明の請求項１１
では、翼環の上下には、左右フランジと同等の熱バラン
スのための部材を取付けているので、翼環の熱による歪
が均一化され、無理な熱応力の発生が防止される。又、
本発明の請求項１２では、翼環への蒸気入口、翼環から
の蒸気出口もできるだけ上下左右均等に配置することに
より、熱変形のバランスを取り、熱変形量を均一にして
いる。又、本発明の請求項１３では、翼環表面の高温に
さらされる部分には、サーマルシールドで覆われている
ので、翼環の熱的影響を少くすることができる。
【００７８】請求項１４の発明では、上記請求項１から
５の基本発明において、翼環の周囲にはクリアランスを
検出するセンサを配置し、動翼先端と翼環との間のクリ
アランスを検出して制御装置に入力する。制御装置で
は、検出したクリアランスの信号を、予め設定した目標
値と比較し、クリアランスを目標値に近づけるように、
蒸気温度調節器で蒸気温度を調整し、流量制御弁の開度
を調整する。このような制御により、蒸気温度と流量又
は圧力の調整が容易となり、クリアランスが目標値に設
定され、ガスタービンの性能の低下が防止される。又、
本発明の請求項１５は、ＦＭ変調静電容量型センサであ
り、クリアランスが０〜５mm程度の範囲で、かつ高温状
態において正確に検出ができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の第１形態に係るガスタービンの
構成図である。
【図２】本発明の実施の第２形態に係るガスタービンの
構成図である。
【図３】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン翼
環の冷却構造を示す断面図である。
【図４】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン翼
環の冷却構造斜視図である。
【図５】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン翼
環の他の冷却構造の冷却系統図である。
【図６】図５に示す冷却系統の構造を示す断面図であ
る。
【図７】図５に示す第２段翼環の形状を示す拡大図であ
る。
【図８】図５に示す翼環と車室の形状を示す図である。
【図９】図５に示す第２翼環のフランジ部の形状を示す
図で、（ａ）は従来の形状、（ｂ）は本発明の形状を示
す。
【図１０】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン
翼環のサーマルマスを示す図で、（ａ）は正面図、
（ｂ）は側面図である。
【図１１】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン
翼環の蒸気入口、出口の配置を示し、（ａ）は入口が上
下、（ｂ）は入口が上に１個、下に２個の例である。
【図１２】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン
翼環のサーマルシールドを示す側面図である。
【図１３】本発明の実施の第３形態に係るガスタービン
の構成図である。
【図１４】本発明の実施の第４形態に係るガスタービン
の構成図である。
【図１５】本発明の実施の第５形態に係るガスタービン
の構成図である。
【図１６】本発明の実施の第１〜第５形態に適用される
クリアランスの制御システムの特性カーブを示す図であ
る。
【図１７】本発明の実施の第１〜第５形態に適用される
クリアランス制御システムのクリアランスセンサの側面
図である。
【図１８】図１７におけるＡ−Ａ断面図である。
【図１９】本発明の実施の第１〜第５形態に適用される
クリアランス制御システムの制御系統図である。
【図２０】従来のガスタービンの断面図である。
【符号の説明】
１ ガスタービン ３ 燃焼器 ８ 翼環冷却通路 ９ 尾筒冷却通路 １０ 蒸気タービンボトミング系 １１ 補助ボイラ ２０，６０ 翼環 ２１ 蒸気入口 ２２ 翼環冷却部 ２３ 尾筒冷却系接続部 ２４ 蒸気出口 ２５ 蒸気供給管 ２６ 蒸気回収管 ２７，２８ 穴 ３０ 第１翼環 ３１ 第２翼環 ３２ 尾筒冷却入口 ３３ 尾筒冷却出口 ３４ 出口管マニホールド ３５，３６ 翼環冷却通路 ３７ サーマルシールド ４０ 車室 ４１ フランジ ４４ サーマルマス ４９ 断熱材 ５０ カバー ５１ ボルト ７０ ギャップセンサ ７１ 流量調節弁 ７２ 温度調節器 ７３ 制御装置
フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） Ｆ０２Ｃ 7/00 Ｆ０２Ｃ 7/00 Ａ 7/18 7/18 Ｚ (72)発明者 馬越 龍太郎 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者 森本 仁志 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者 橋本 真也 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者 屋敷 忠雄 兵庫県高砂市荒井町新浜二丁目８番19号 高菱エンジニアリング株式会社内 Ｆターム(参考） 3G002 HA05 HA09 3G081 BA01 BA11 BB00 BC06 DA23

Claims (15)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービンの動翼先端と対向する翼環
    内に冷却通路を設け、同通路に補助ボイラと蒸気タービ
    ンのボトミング系からの蒸気供給源とを接続し、同補助
    ボイラ又は同蒸気供給源から蒸気を前記冷却通路へ流し
    て翼環を冷却し冷却後の蒸気を回収することにより、前
    記動翼先端と前記翼環との間のクリアランスを低減させ
    ることを特徴とするガスタービン。
  2. 【請求項２】 ガスタービンの動翼先端と対向する翼環
    内に冷却通路を設け、同通路に蒸気供給源から蒸気を流
    して翼環を冷却し、冷却後の蒸気を燃焼器尾筒接続部へ
    流して尾筒へ導き同尾筒の壁内部を冷却し冷却後の蒸気
    を前記蒸気供給源へ回収することにより、前記動翼先端
    と前記翼環との間のクリアランスを低減させることを特
    徴とするガスタービン。
  3. 【請求項３】 ガスタービンの動翼先端と対向する翼環
    内に冷却通路を設け、同通路に蒸気供給源から蒸気を流
    して翼環を冷却すると共に、前記蒸気供給源から並列に
    燃焼器尾筒接続部へ蒸気を流して尾筒へ導き同尾筒の壁
    内部を冷却し、前記通路及び前記尾筒接続部からの冷却
    後の蒸気を前記蒸気供給源へ回収することにより、前記
    動翼先端と前記翼環との間のクリアランスを低減させる
    ことを特徴とするガスタービン。
  4. 【請求項４】 ガスタービンの第１段動翼先端と対向す
    る翼環内に翼環冷却通路を設けると共に、第１段静翼内
    に前記翼環冷却通路と連通する静翼冷却通路を設け、蒸
    気供給源から前記翼環冷却通路へ蒸気を供給し同翼環を
    冷却し、冷却後の蒸気を前記静翼冷却通路へ流し、同静
    翼冷却通路を冷却した蒸気を尾筒接続部へ流して同尾筒
    の壁内部を冷却し、前記尾筒接続部からの冷却後の蒸気
    を前記蒸気供給源へ回収することにより、前記動翼先端
    と前記翼環との間のクリアランスを低減させることを特
    徴とするガスタービン。
  5. 【請求項５】 ガスタービンの第１段動翼先端と対向す
    る翼環内に翼環冷却通路を設けると共に、第１段静翼内
    に前記翼環冷却通路と連通する静翼冷却通路を設け、蒸
    気供給源から前記翼環冷却通路へ蒸気を供給し同翼環を
    冷却し、冷却後の蒸気を前記静翼冷却通路へ流すと共
    に、前記蒸気供給源から並列に燃焼器尾筒接続部へ蒸気
    を流して尾筒へ導き同尾筒の壁内部を冷却し、前記静翼
    冷却通路及び前記尾筒接続部からの冷却後の蒸気を前記
    蒸気供給源へ回収することにより、前記動翼先端と前記
    翼環との間のクリアランスを低減させることを特徴とす
    るガスタービン。
  6. 【請求項６】 前記翼環は第１段動翼先端と対向する翼
    環であり、同翼環には円周方向に配列した複数の燃焼器
    尾筒の位置と対向して軸方向に突設するブロックをそれ
    ぞれ設け、同ブロック内に軸方向に伸びる通路と周方向
    の通路とでＵ字状通路を形成し、同Ｕ字状通路には一端
    から蒸気を流入し、他端から流出し、冷却後の蒸気を尾
    筒接続部から前記尾筒へ供給することを特徴とする請求
    項２記載のガスタービン。
  7. 【請求項７】 前記翼環は第１段動翼と対向する第１翼
    環と第２段動翼と対向する第２翼環とからなり、前記冷
    却通路は前記第１翼環の第１冷却通路と前記第２翼環の
    第２冷却通路で構成され、前記第１，第２冷却通路間を
    連通する軸方向通路と、前記第１冷却通路と前記尾筒接
    続部とを接続する尾筒側通路とを備え、前記蒸気供給源
    からの蒸気は、前記第２冷却通路、前記軸方向通路、前
    記第１冷却通路、前記尾筒側通路の順に流れ、前記尾筒
    接続部へ供給されることを特徴とする請求項２記載のガ
    スタービン。
  8. 【請求項８】 前記尾筒接続部は、前記第１冷却通路と
    接続する尾筒冷却入口と、前記尾筒を冷却した冷却後の
    蒸気を流出する尾筒冷却出口と、同尾筒冷却出口が接続
    する出口管マニホールドとからなることを特徴とする請
    求項７記載のガスタービン。
  9. 【請求項９】 前記第１と第２の翼環は、それぞれ上下
    で半円形状で２分割され、左右でフランジ結合された形
    状であり、外側が車室壁と嵌合する凹部又は凸部を有
    し、内側には動翼先端と対向する壁面を支持する突起部
    を有し、断面形状が径方向中心線に対して概略対称に形
    成されていることを特徴とする請求項７記載のガスター
    ビン。
  10. 【請求項１０】前記第１と第２の翼環は、それぞれ上下
    で半円形状で２分割され、左右でフランジ結合された形
    状であり、同フランジ結合部の水平接合面において上部
    翼環内の冷却通路が下部翼環の冷却通路内へ所定の長さ
    入り込み、同入り込んだ部分の周囲にはシール部材を介
    装したことを特徴とする請求項７記載のガスタービン。
  11. 【請求項１１】前記翼環は、上下で半円形状で２分割さ
    れ、左右でフランジ結合された形状であり、外周囲の上
    下には前記フランジとほぼ同等の形状の部材を取付けた
    ことを特徴とする請求項１から５のいずれかに記載のガ
    スタービン。
  12. 【請求項１２】前記翼環への蒸気入口、蒸気出口は、そ
    れぞれ複数個からなり、それぞれ上下左右にほぼ均等配
    置となるように配設されていることを特徴とする請求項
    １から５のいずれかに記載のガスタービン。
  13. 【請求項１３】前記翼環の表面で空間に露出し高温にさ
    らされる部分には断熱材料からなるサーマルシールドで
    覆ったことを特徴とする請求項７記載のガスタービン。
  14. 【請求項１４】前記翼環の周囲には車室外側から挿通さ
    れ検出部を動翼先端と対向する内周壁面に露出させ前記
    動翼先端とのクリアランスを検出する複数のセンサを設
    け、前記蒸気供給源から翼環へ蒸気を供給する系路の途
    中に設けられた蒸気温度調節器と、同蒸気温度調節器と
    前記翼環への蒸気入口との間に設けられた流量制御弁
    と、前記センサからの信号を取り込み、同検出信号を予
    め設定した目標値と比較し、クリアランスが同目標値に
    近づくように前記蒸気温度調節器及び流量制御弁の開度
    を制御する制御装置とを備えてなることを特徴とする請
    求項１から５のいずれかに記載のガスタービン。
  15. 【請求項１５】前記センサはＦＭ変調静電容量型センサ
    であることを特徴とする請求項１４記載のガスタービ
    ン。
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