【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン圧縮機のクリアランス低減方法及びガスタービンプラントに係り、特に、比較的短時間の運転停止後に再起動させるガスタービンプラントに用いて好適なクリアランス低減技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンプラントにおいては、ガスタービン圧縮機から供給される圧縮空気を燃焼器に導き、燃料と共に燃焼させて発生した高温の燃焼ガスをガスタービン部に供給してガスタービン部を駆動させる。また、上述した圧縮空気の一部を抽気してガスタービン部の動翼及び静翼に導き、これらを冷却する冷却空気及びシール用空気としても利用している。
【０００３】
このようなガスタービンプラントにおいては、回転側の動翼と固定側の静翼との干渉を防止するため、適切なクリアランスが設けられている。このクリアランスを大きく設定すると干渉の問題は解消される反面ガスタービンプラントの性能（効率）が低下するため、定格運転時の温度条件で動翼側及び静翼側の部材が熱膨張した状態における必要最小限のクリアランスを維持するようにして、常温における工場製作時のクリアランスが定められている。
【０００４】
図３は、一般的な従来のガスタービンプラントにおけるガスタービン圧縮機とガスタービン部との接続部を示す断面図である。なお、図３において、図中の符合１はガスタービン圧縮機、２はディスク、３はケーシング（翼環）、４は圧縮機静翼、５は圧縮機動翼、６はエアセパレータ、７はガスタービン部、８はガスタービン静翼、９はガスタービン動翼を示している。
【０００５】
ガスタービン圧縮機１には、固定側となるケーシング３に固定された圧縮機静翼４と、ロータ側のディスク２に固定された圧縮機動翼５とがそれぞれ円周方向に取り付けられると共に、軸方向に交互に配置され、ロータが回転することにより圧縮空気１０を吐出する。
大気を導入しガスタービン圧縮機１で圧縮した圧縮空気１０の主流は、図中に矢印で示すように、図示省略の燃焼器へ導かれ、燃焼に供されて高温の燃焼ガスを生成する。この燃焼ガスは、ガスタービン部７のガスタービン静翼８及びガスタービン動翼９の間を流れ、この時に膨張することによりロータを回転させて出力を得る。なお、この出力の一部はガスタービン圧縮機１の駆動用として使用される。
【０００６】
また、ガスタービン圧縮機１から供給されて主流の圧縮空気１０から分岐した一部の分流空気１１は、エアセパレータ６からガスタービン部７側へ導かれ、ガスタービン静翼８及びガスタービン動翼９間のシール用空気として使用され、さらに、ガスタービン動翼９に導かれて冷却に使用される。なお、冷却後の分流空気１１は、燃焼ガス通路へ放出される。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、上述したガスタービンプラントにおいては、運転停止後に充分な停止・冷却期間をとらずにホットの状態から再起動すると、内部にキャビティのような閉空間を有する熱容量の大きなロータディスク（動翼側）よりも外部のケーシング（静翼側）の方が冷却しやすいため、温度差による熱膨張量の差から、固定の静翼側に対して回転駆動される動翼側との間のクリアランスにピンチポイントが形成される。すなわち、定格運転時の部材温度を基準とすれば、動翼側より冷却しやすい静翼側の方が大きく温度低下するので、熱膨張量にアンバランスが生じ、熱膨張量の減少分だけ静翼側が動翼側へ接近してピンチポイントが小さくなる。
このため、上述したホット状態からの再起動時に生じるピンチポイントが制約となるため、定格のクリアランスを充分に小さくすることができず、ガスタービンプラントの性能を向上させる上で問題となっていた。
【０００８】
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、ホットの状態から再起動する場合のピンチポイントを大きく確保できるようにして、定格のクリアランスを小さく設定できるようにしたガスタービン圧縮機のクリアランス低減方法及びガスタービンプラントの提供を目的とするものである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
請求項１に記載のガスタービン圧縮機のクリアランス低減方法は、部材温度が常温よりも高い状態で再起動されるガスタービンプラントを構成するガスタービン圧縮機のクリアランス低減方法であって、
ガスタービンプラントの起動時に、ガスタービン部へ供給する冷却空気の一部を圧縮機動翼の後方段下流側に開口させた冷却空気入口からロータディスク内に導入し、該ロータディスク内に形成された流路及びキャビティ内を前方段側へ流して冷却することを特徴とするものである。
【００１０】
このようなガスタービン圧縮機のクリアランス低減方法によれば、ガスタービンプラントの起動時に、ガスタービン部へ供給する冷却空気の一部を圧縮機動翼の後方段下流側に開口させた冷却空気入口からロータディスク内に導入し、該ロータディスク内に形成された流路及びキャビティ内を前方段側へ流して冷却するようにしたので、運転起動時には、運転停止後の冷却速度が遅く静翼側のケーシング（翼環）より温度の高いロータディスク内に冷却空気を流して冷却し、メタル温度を低下させて温度差を解消することができる。このため、動翼側及び静翼側に生じている熱膨張量のアンバランスも解消され、大きなピンチポイントを確保することができる。
【００１１】
請求項２に記載のガスタービンプラントは、部材温度が常温よりも高い状態で再起動されるガスタービンプラントにおいて、
ガスタービン部へ供給する冷却空気の一部を分流させて圧縮機動翼の後方段下流側に開口させた冷却空気入口からロータディスク内に導入し、該ロータディスク内に形成された流路及びキャビティ内を前方段側へ流す冷却空気流路を設けたことを特徴とするものである。
【００１２】
このようなガスタービンプラントによれば、ガスタービン部へ供給する冷却空気の一部を分流させて圧縮機動翼の後方段下流側に開口させた冷却空気入口からロータディスク内に導入し、該ロータディスク内に形成された流路及びキャビティ内を前方段側へ流す冷却空気流路を設けたので、運転起動時には、運転停止後の冷却速度が遅く静翼側のケーシング（翼環）より温度の高いロータディスク内に形成した冷却空気通路に冷却空気を流すことができ、この冷却空気により冷却されるロータディスクのメタル温度が低下して温度差を解消することができる。このため、動翼側及び静翼側に生じていた熱膨張量のアンバランスも解消され、大きなピンチポイントを確保することができる。
【００１３】
また、請求項２記載のガスタービンプラントにおいては、前記冷却空気通路の出口が、前記冷却空気の一部を途中段の圧縮機動翼間から圧縮空気主流に合流させるように設けられていることが好ましく、これにより、ガスタービン圧縮機の効率を損なうことなく冷却することができる。
【００１４】
また、請求項２または３記載のガスタービンプラントにおいては、前記冷却空気が、前記ガスタービン圧縮機から吐出された圧縮空気の一部を抽気して冷却手段に導き、該冷却手段で所定温度に冷却された空気であることが好ましく、これにより、より低温の冷却空気を使用することにより冷却効率が向上する。
【００１５】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るガスタービン圧縮機のクリアランス低減方法及びガスタービンプラントの一実施形態を図面に基づいて説明する。なお、以下の説明で使用する図面においては、上述した従来例と同一の部分に同じ符合を付してある。
ガスタービンプラントは、図２に示すように、ガスタービン圧縮機１、燃焼器２０及びガスタービン部７を主な構成要素としてなり、ガスタービン圧縮機１とガスタービン部７とは同軸で連結されている。
【００１６】
ガスタービン圧縮機１は、大気を導入して圧縮した高圧の圧縮空気を燃焼器２０及びガスタービン部７へ供給するもので、同軸のガスタービン部７で発生する出力の一部を使用して回転駆動される。ガスタービン圧縮機１から供給される圧縮空気は、一部を除いた圧縮空気主流が燃焼器２０へ導かれ、燃料を燃焼させる空気として使用される。
燃焼機２０では、圧縮空気主流を使用して燃料を燃焼させ、高温の燃焼ガスを生成してガスタービン部７へ供給する。
ガスタービン部７は、固定側のガスタービン静翼と回転側のガスタービン動翼との間に形成される流路に燃焼ガスを流し、この燃焼ガスが膨張することによりガスタービン動翼を固定したロータが回転して軸出力を発生する。
【００１７】
ガスタービン圧縮機１で圧縮された圧縮空気の一部は、上述した燃焼器２０へ導かれる圧縮空気主流から分岐した分流空気となって冷却器３０へ導かれる。
冷却器３０を通過した分流空気は、ガスタービン部７へ供給される冷却空気と、後述するガスタービン圧縮機１の冷却空気とに分岐して流れ、それぞれの冷却に使用される。なお、図示の例では冷却器３０を設けてあり、分流空気を冷却した低温の冷却空気を使用しているが、この冷却器３０は必要に応じて設ければよく、冷却器３０がない場合には分流空気をそのまま冷却に使用してもよい。
【００１８】
さて、本発明では、上述した分流空気の一方、すなわちガスタービン圧縮機１側へ導く冷却空気を使用した冷却について詳細に説明する。
図１はガスタービン圧縮機１の要部を示す断面図であり、図中の符合２はディスク、３はケーシング（翼環）、４は圧縮機静翼、５は圧縮機動翼であり、固定側となるケーシング３及び圧縮機静翼４に対して、ディスク２及び圧縮機動翼５などを構成要素とするロータＲが回転するようになっている。このロータＲを回転させる駆動源としては、同軸で連結されているガスタービン部７の出力の一部が使用される。
【００１９】
ロータＲは、複数枚のディスク２を軸方向へ重ね合わせて構成され、隣接するディスク２の間にはキャビティ２ａ，２ｂ，２ｃと呼ばれる空間部が多数形成されている。また、各ディスク２の外周側には圧縮機動翼５が固定され、各圧縮機動翼５は圧縮機静翼４と軸方向へ交互に配置されている。なお、圧縮機静翼４及び圧縮機動翼５は、それぞれが軸方向及び周方向に多数配列されている。
【００２０】
圧縮機静翼４の先端部は、最も外周側に位置しているキャビティ２ａの外周側開口とシール機構１２を介して接している。
一方、圧縮機動翼５の先端部は、ケーシング３の内周面との間に所定のクリアランスを設けて取り付けられている。
この結果、圧縮機動翼５がロータＲと共に回転すると、圧縮機静翼４及び圧縮機動翼５の間に形成された空間の圧縮空気流路内を、ガスタービン圧縮機１の吸入口（図示省略）から導入した大気が紙面の左から右へ通過することにより圧縮され、図中に白抜矢印で示す高圧の圧縮機吐出空気（圧縮空気）となって燃焼器２０等へ供給される。
【００２１】
このように構成されているガスタービン圧縮機１のロータ部Ｒにおいては、ガスタービン部７へ供給する冷却空気の一部を分流させて圧縮機動翼５の後方段下流側から、すなわち、圧縮機動翼５の圧縮空気出口側となる最終段より圧縮空気の流れ方向下流側となるロータＲに開口させた冷却空気入口１３からロータディスク内に導入する。このロータディスク内とは、ロータＲを構成する複数のディスク２のことであり、実質的には隣接するディスク５間に形成された最終段側のキャビティ２ｂ内へ導入し、順次前方段側のキャビティ２ｂへと流路となる連通孔１４を通して流す。
図示の例では、前段側へ隣接する５つのキャビティ２ｂを順次通過させた後、冷却空気出口１５から外周側のキャビティ２ａへ流出させ、さらに、キャビティ２ａからシール機構１２を通して圧縮空気流路へと戻す。
【００２２】
従って、ロータディスク内には、冷却空気入口１３から後方段側のキャビティ２ｂ内へ冷却空気を導入し、前段側へ順次連通孔１４及びキャビティ２ｂを通して冷却空気出口１５へ流す冷却空気流路が形成されている。そして、冷却空気出口１５からキャビティ２ａ内へ流出した冷却空気は、シール機構１２を通過して圧縮空気流路内へ戻されるので、圧縮空気を外部へ流出させることなく循環させて有効に利用でき、ガスタービン圧縮機１の効率を損なうようなことはない。
なお、図示の例では５段のキャビティ２ｂに冷却空気を流しているが、６段以上あるいは４段以下から適宜選択可能であり、これに限定されるものではない。
【００２３】
このような構成とすれば、運転停止後に再起動するまで充分な冷却時間をとれない場合、すなわち、ガスタービン圧縮機１を構成する各部品の温度が外気温度とほぼ同じ常温に低下するのに必要な運転停止時間を経ることなく再起動された場合であっても、冷却空気入口１３から冷却空気を導入することにより、圧縮空気流路を流れる冷却空気によって高温の空気が押し出されるように流出し、キャビティ２ｂ内の空気温度が低下する。この結果、熱容量が大きく閉空間のキャビティを有するロータディスクの冷却が促進されるので、ディスク２等構成部品のメタル温度が低下して静翼側のケーシング３との温度差は減少する。
【００２４】
この時、後段側から前段側へ冷却空気を流すことにより、メタル温度が高い後段側ほど低温の冷却空気により冷却されるので、全体として効率よく冷却することができる。また、後段側ほど温度が高いので、換言すれば後段側ほど動翼側のメタル温度が高くピンチポイントも小さくなりがちなので、比較的温度の低い途中段までの冷却でも充分に目的を達成することができる。
従って、温度差を原因とする熱膨張量の差から、動翼側及び静翼側が所定値以上に接近して干渉することが危惧されるクリアランスのピンチポイントができるという問題を解決できる。
【００２５】
換言すれば、部材温度が常温よりも高い状態で再起動されるガスタービンプラントにおいては、冷却しやすい静翼側と、閉空間があって熱容量の大きいロータディスクを含む動翼側との温度差が生じるので、ガスタービンプラントの起動時に、ガスタービン部７へ供給する冷却空気の一部を圧縮機動翼５の後方段下流側に開口させた冷却空気入口１３からロータディスク内のキャビティ２ｂ及び連通孔１４に導入し、ロータディスク内に形成された流路及びキャビティ２ｂ内を前方段側へ流して冷却することにより、温度差を原因とする膨張量のアンバランスを解消してクリアランスのピンチポイントを大きく確保するというガスタービン圧縮機のクリアランス低減方法が可能になる。
【００２６】
このような冷却空気を用いたクリアランス低減方法によれば、常温で設定された定格運転時の最適クリアランスが温度差により小さくなりすぎるのを防止できるので、ホット状態の再起動時に必要なピンチポイントを対象とするクリアランス量を考慮する必要がなくなり、定格運転時に必要な最小限のクリアランスを設定することが可能になる。すなわち、充分な停止時間をとれないまま再起動しても、冷却空気を流すロータディスク側が冷却されて温度差を解消することができるので、定格運転時の温度条件で設定した最適クリアランスでも干渉するようなことはない。
【００２７】
以上説明したように、冷却空気を動翼側のロータディスク内に導入して後段側から前段側へ流す冷却空気流路を設けたので、部材温度が常温よりも高い状態、すなわち充分な冷却停止時間を経ることなく動翼側と静翼側との間に温度差が残った状態で再起動された場合であっても、温度の高い動翼側が冷却空気の通過により冷却されて温度差が解消される。従って、熱膨張のアンバランスも解消されてクリアランスのピンチポイントも当初の設定である定格運転時の大きさを、あるいは、定格運転時とほぼ同じ大きさを維持することができるので、定格運転時に最適なクリアランス設定が可能になってガスタービンプラントの性能を向上させることができる。
【００２８】
【発明の効果】
本発明のガスタービン圧縮機のクリアランス低減方法及びガスタービンプラントによれば、下記のような効果が得られる。
請求項１に記載の発明によれば、運転起動時には、運転停止後の冷却速度が遅く静翼側のケーシング（翼環）より温度の高いロータディスク内に冷却空気を流して冷却するので、メタル温度を低下させて温度差を解消することができ、動翼側及び静翼側に熱膨張量のアンバランスが生じていてもこれを解消することができる。従って、比較的大きなピンチポイントを確保できるようになり、ガスタービン圧縮機における動翼側と静翼側とのクリアランスを、ホット状態における再起動時に配慮することなく定格運転時の最適値に設定して、ガスタービンプラントの性能を向上させることができる。
【００２９】
請求項２に記載の発明によれば、運転起動時には、運転停止後の冷却速度が遅く静翼側のケーシング（翼環）より温度の高いロータディスク内に形成した冷却空気通路に冷却空気を流すことができるので、冷却空気により冷却されるロータディスクのメタル温度を低下させて温度差を解消することができる。従って、動翼側及び静翼側に熱膨張量のアンバランスが生じていてもこれを解消することができ、比較的大きなピンチポイントを確保することができるため、ホット状態における再起動時に配慮することなく定格運転時の最適値に設定して、ガスタービンプラントの性能を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るガスタービンプラントの一実施形態として、ガスタービン圧縮機の要部を示す断面図である。
【図２】ガスタービンプラントの概要を示す構成図である。
【図３】従来のガスタービン圧縮機に係る要部断面図である。
【符号の説明】
１ ガスタービン圧縮機
２ ディスク
２ａ，２ｂ，２ｃ キャビティ
３ ケーシング（翼環）
４ 圧縮機静翼
５ 圧縮機動翼
６ エアセパレータ
７ ガスタービン部
８ ガスタービン静翼
９ ガスタービン動翼
１２ シール機構
１３ 冷却空気入口
１４ 連通孔
１５ 冷却空気出口
２０ 燃焼器
３０ 冷却器
Ｒ ロータ[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a clearance reduction method for a gas turbine compressor and a gas turbine plant, and more particularly to a clearance reduction technique suitable for use in a gas turbine plant that restarts after a relatively short operation stop.
[0002]
[Prior art]
In a gas turbine plant, compressed air supplied from a gas turbine compressor is guided to a combustor, and high-temperature combustion gas generated by burning with the fuel is supplied to the gas turbine unit to drive the gas turbine unit. Further, a part of the above-described compressed air is extracted and guided to the moving blades and the stationary blades of the gas turbine unit, and is also used as cooling air for cooling these and sealing air.
[0003]
In such a gas turbine plant, an appropriate clearance is provided in order to prevent interference between the rotating blade and the stationary stationary blade. If this clearance is set to a large value, the problem of interference will be resolved, but the performance (efficiency) of the gas turbine plant will be reduced. Therefore, the necessary minimum when the members on the moving blade side and the stationary blade side are thermally expanded under the temperature conditions during rated operation The clearance at the time of factory production at normal temperature is determined so as to maintain the above clearance.
[0004]
FIG. 3 is a cross-sectional view showing a connection portion between a gas turbine compressor and a gas turbine unit in a general conventional gas turbine plant. In FIG. 3, reference numeral 1 denotes a gas turbine compressor, 2 denotes a disk, 3 denotes a casing (blade ring), 4 denotes a compressor stationary blade, 5 denotes a compressor rotor blade, 6 denotes an air separator, and 7 denotes a gas separator. Reference numeral 8 denotes a gas turbine stationary blade, and reference numeral 9 denotes a gas turbine rotor blade.
[0005]
A compressor stationary blade 4 fixed to a casing 3 on a fixed side and a compressor rotor blade 5 fixed to a disk 2 on a rotor side are respectively attached to the gas turbine compressor 1 in a circumferential direction. The compressed air 10 is discharged by rotating the rotor.
The main flow of the compressed air 10 introduced into the atmosphere and compressed by the gas turbine compressor 1 is guided to a combustor (not shown) as shown by an arrow in the drawing, and is subjected to combustion to generate high-temperature combustion gas. This combustion gas flows between the gas turbine stationary blades 8 and the gas turbine rotor blades 9 of the gas turbine section 7, and expands at this time to rotate the rotor to obtain an output. A part of this output is used for driving the gas turbine compressor 1.
[0006]
A part of the diverted air 11 supplied from the gas turbine compressor 1 and branched from the mainstream compressed air 10 is guided from the air separator 6 to the gas turbine unit 7 side, where the gas turbine stationary blades 8 and the gas turbine rotor blades are provided. It is used as air for sealing between 9 and is further guided to the gas turbine rotor blade 9 and used for cooling. The cooled divided air 11 is discharged to the combustion gas passage.
[0007]
[Problems to be solved by the invention]
By the way, in the above-described gas turbine plant, when the operation is restarted from a hot state without taking a sufficient shutdown / cooling period after the operation is stopped, a rotor disk having a closed space such as a cavity and having a large heat capacity (a moving blade side). Because the outer casing (vane side) is easier to cool than the outer casing (stator side), a pinch point is formed in the clearance between the fixed vane side and the rotating blade side that is driven to rotate due to the difference in the amount of thermal expansion due to the temperature difference. Is done. That is, if the member temperature during rated operation is used as a reference, the temperature of the stationary blade side, which is easier to cool than the rotor blade side, drops significantly, so that the amount of thermal expansion becomes unbalanced, and the stationary blade side is reduced by the amount of the reduced thermal expansion. The pinch point becomes smaller as it approaches the rotor blade side.
For this reason, the pinch point generated at the time of restarting from the above-mentioned hot state is a constraint, so that the rated clearance cannot be sufficiently reduced, and this has been a problem in improving the performance of the gas turbine plant.
[0008]
The present invention has been made in view of the above circumstances, and has a clearance of a gas turbine compressor in which a large pinch point can be secured when restarting from a hot state, and the rated clearance can be set small. It is an object of the present invention to provide a reduction method and a gas turbine plant.
[0009]
[Means for Solving the Problems]
The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
The clearance reduction method for a gas turbine compressor according to claim 1 is a clearance reduction method for a gas turbine compressor that configures a gas turbine plant that is restarted in a state where a member temperature is higher than a normal temperature,
At the time of starting the gas turbine plant, a part of the cooling air supplied to the gas turbine section was introduced into the rotor disk from the cooling air inlet opened to the downstream side downstream of the compressor rotor blade, and formed in the rotor disk. It is characterized in that cooling is performed by flowing the inside of the flow path and the cavity to the front stage side.
[0010]
According to such a method for reducing the clearance of the gas turbine compressor, at the time of starting the gas turbine plant, a part of the cooling air supplied to the gas turbine unit is opened from the cooling air inlet which is opened downstream of the rear stage of the compressor rotor blade. Since it is introduced into the rotor disk and flows through the passages and cavities formed in the rotor disk to the front stage side for cooling, when the operation is started, the cooling speed after the operation is stopped is slow, and the casing on the stationary blade side is slow. (Blade ring) Cooling air is flown into the rotor disk having a higher temperature than the blade ring to cool the metal disk, thereby lowering the metal temperature and eliminating the temperature difference. For this reason, the imbalance in the amounts of thermal expansion occurring on the moving blade side and the stationary blade side is also eliminated, and a large pinch point can be secured.
[0011]
The gas turbine plant according to claim 2, wherein the member temperature is restarted in a state where the member temperature is higher than room temperature,
A part of the cooling air to be supplied to the gas turbine part is diverted and introduced into a rotor disk from a cooling air inlet opened to a downstream side of a rear stage of the compressor blade, and a flow path and a cavity formed in the rotor disk A cooling air flow path for flowing the inside to the front stage side is provided.
[0012]
According to such a gas turbine plant, a part of the cooling air to be supplied to the gas turbine part is diverted and introduced into the rotor disk from the cooling air inlet opened to the downstream side of the rear stage of the compressor blade, and Since the cooling air flow path for flowing the flow path formed in the disk and the inside of the cavity to the front stage is provided, the cooling speed after the operation is stopped is slow at the time of operation start, and the temperature is higher than the casing (blade ring) on the stationary blade side. Cooling air can flow through the cooling air passage formed in the rotor disk, and the metal temperature of the rotor disk cooled by the cooling air can be reduced to eliminate the temperature difference. For this reason, the imbalance in the amount of thermal expansion occurring on the moving blade side and the stationary blade side is also eliminated, and a large pinch point can be secured.
[0013]
Further, in the gas turbine plant according to the second aspect, the outlet of the cooling air passage may be provided so as to join a part of the cooling air to the compressed air main flow from between the compressor rotor blades in the middle stage. Preferably, this allows cooling without impairing the efficiency of the gas turbine compressor.
[0014]
Further, in the gas turbine plant according to claim 2 or 3, the cooling air extracts a part of the compressed air discharged from the gas turbine compressor and guides it to cooling means, and the cooling means reaches a predetermined temperature. Preferably, it is cooled air, which improves cooling efficiency by using cooler cooling air.
[0015]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, an embodiment of a gas turbine compressor clearance reducing method and a gas turbine plant according to the present invention will be described with reference to the drawings. In the drawings used in the following description, the same parts as those in the above-described conventional example are denoted by the same reference numerals.
As shown in FIG. 2, the gas turbine plant includes a gas turbine compressor 1, a combustor 20, and a gas turbine unit 7 as main components, and the gas turbine compressor 1 and the gas turbine unit 7 are coaxially connected. ing.
[0016]
The gas turbine compressor 1 supplies high-pressure compressed air introduced and compressed to the combustor 20 and the gas turbine unit 7, and uses a part of the output generated by the coaxial gas turbine unit 7. It is driven to rotate. As for the compressed air supplied from the gas turbine compressor 1, the compressed air mainstream excluding a part is guided to the combustor 20, and is used as air for burning fuel.
In the combustor 20, the fuel is burned using the main stream of the compressed air, and high-temperature combustion gas is generated and supplied to the gas turbine unit 7.
The gas turbine section 7 allows the combustion gas to flow through a flow path formed between the stationary-side gas turbine stationary blade and the rotating-side gas turbine rotor blade, and the combustion gas expands to fix the gas turbine rotor blade. The rotated rotor generates a shaft output.
[0017]
A part of the compressed air compressed by the gas turbine compressor 1 is divided into branched air from the main flow of the compressed air guided to the combustor 20 and guided to the cooler 30.
The diverted air that has passed through the cooler 30 branches into cooling air supplied to the gas turbine unit 7 and cooling air of the gas turbine compressor 1 described below, and is used for cooling each of them. In the example shown in the figure, a cooler 30 is provided, and low-temperature cooling air obtained by cooling the diverted air is used. However, the cooler 30 may be provided as needed, and when the cooler 30 is not provided. The diverted air may be used for cooling as it is.
[0018]
Now, in the present invention, cooling using one of the above-described divided air, that is, cooling air guided to the gas turbine compressor 1 will be described in detail.
FIG. 1 is a cross-sectional view showing a main part of a gas turbine compressor 1. In the figure, reference numeral 2 denotes a disk, 3 denotes a casing (blade ring), 4 denotes a compressor stationary blade, 5 denotes a compressor rotor blade, and is fixed. With respect to the casing 3 and the compressor stationary blade 4 on the side, a rotor R including the disk 2, the compressor rotor blade 5, and the like as components is configured to rotate. As a drive source for rotating the rotor R, a part of the output of the gas turbine unit 7 connected coaxially is used.
[0019]
The rotor R is formed by stacking a plurality of disks 2 in the axial direction, and a large number of cavities 2a, 2b, 2c are formed between the adjacent disks 2. Compressor moving blades 5 are fixed to the outer peripheral side of each disk 2, and each compressor moving blade 5 is arranged alternately with the compressor stationary blade 4 in the axial direction. The compressor stationary blades 4 and the compressor rotor blades 5 are arranged in a large number in the axial direction and the circumferential direction, respectively.
[0020]
The distal end portion of the compressor stationary blade 4 is in contact with the outer peripheral side opening of the cavity 2 a located at the outermost peripheral side via the seal mechanism 12.
On the other hand, the distal end of the compressor rotor blade 5 is attached with a predetermined clearance provided between the distal end of the compressor rotor blade 5 and the inner peripheral surface of the casing 3.
As a result, when the compressor rotor blade 5 rotates together with the rotor R, the compressed air flow path in the space formed between the compressor stationary blade 4 and the compressor rotor blade 5 passes through the suction port (not shown) of the gas turbine compressor 1. ) Is compressed by passing from left to right on the paper surface, and is supplied to the combustor 20 and the like as high-pressure compressor discharge air (compressed air) indicated by a white arrow in the drawing.
[0021]
In the rotor section R of the gas turbine compressor 1 configured as described above, a part of the cooling air supplied to the gas turbine section 7 is diverted from the downstream side downstream of the compressor blade 5, that is, The cooling air is introduced into the rotor disk from the cooling air inlet 13 opened to the rotor R downstream of the compressed air outlet side of the blade 5 from the last stage in the flow direction of the compressed air. The inside of the rotor disk refers to a plurality of disks 2 constituting the rotor R, which are substantially introduced into the last-stage cavity 2b formed between the adjacent disks 5, and are sequentially introduced into the front-stage cavity. The fluid flows into the cavity 2b through the communication hole 14 serving as a flow path.
In the example shown in the drawing, after sequentially passing through five cavities 2b adjacent to the former stage side, it flows out from the cooling air outlet 15 to the outer peripheral side cavity 2a, and further from the cavity 2a to the compressed air flow path through the seal mechanism 12. return.
[0022]
Therefore, in the rotor disk, a cooling air flow path is formed in which cooling air is introduced from the cooling air inlet 13 into the cavity 2b on the rear stage side and flows to the cooling air outlet 15 through the communication hole 14 and the cavity 2b sequentially to the front stage side. Have been. Since the cooling air flowing out of the cooling air outlet 15 into the cavity 2a passes through the seal mechanism 12 and is returned to the compressed air flow path, the compressed air can be effectively circulated without flowing out to the outside. Therefore, the efficiency of the gas turbine compressor 1 is not impaired.
In the illustrated example, the cooling air is supplied to the five-stage cavity 2b. However, the cooling air can be appropriately selected from six or more stages or four or less stages, and is not limited to this.
[0023]
With such a configuration, when a sufficient cooling time cannot be taken until restarting after the operation is stopped, that is, even when the temperature of each component constituting the gas turbine compressor 1 decreases to a room temperature substantially equal to the outside air temperature. Even if the system is restarted without the required operation stop time, the cooling air is introduced from the cooling air inlet 13 so that the hot air flows out so that the high-temperature air is pushed out by the cooling air flowing through the compressed air flow path. As a result, the temperature of the air in the cavity 2b decreases. As a result, the cooling of the rotor disk having a large heat capacity and having a cavity in a closed space is promoted, so that the metal temperature of the components such as the disk 2 decreases, and the temperature difference between the casing 3 and the stator blade side decreases.
[0024]
At this time, by flowing the cooling air from the latter stage to the former stage, the latter stage having a higher metal temperature is cooled by the lower-temperature cooling air, so that the cooling can be efficiently performed as a whole. In addition, since the temperature is higher in the latter stage, in other words, the metal temperature on the rotor blade side is higher and the pinch point tends to be smaller in the latter stage, so that it is possible to sufficiently achieve the purpose even by cooling to the middle stage where the temperature is relatively low. it can.
Therefore, it is possible to solve a problem that a pinch point of a clearance may be formed in which there is a fear that the moving blade side and the stationary blade side approach each other more than a predetermined value and interfere with each other due to a difference in thermal expansion caused by a temperature difference.
[0025]
In other words, in a gas turbine plant that is restarted in a state where the member temperature is higher than the normal temperature, a temperature difference occurs between the vane side that is easy to cool and the rotor blade side that includes a rotor disk having a closed space and a large heat capacity. Therefore, when the gas turbine plant is started, a part of the cooling air supplied to the gas turbine unit 7 is supplied from the cooling air inlet 13 opened to the downstream side downstream of the compressor rotor blade 5 through the cavity 2 b in the rotor disk and the communication hole 14. By flowing the flow path formed in the rotor disk and the inside of the cavity 2b to the front stage side for cooling, thereby eliminating the unbalance of the expansion amount due to the temperature difference and increasing the pinch point of the clearance. Therefore, it is possible to reduce the clearance of the gas turbine compressor.
[0026]
According to such a clearance reducing method using the cooling air, it is possible to prevent the optimum clearance at the time of the rated operation set at the normal temperature from being too small due to the temperature difference. There is no need to consider the target clearance amount, and it is possible to set the minimum clearance required during rated operation. That is, even if the system is restarted without taking a sufficient stop time, the rotor disk side through which the cooling air flows is cooled and the temperature difference can be eliminated, so that interference occurs even with the optimum clearance set under the temperature condition during rated operation. There is no such thing.
[0027]
As described above, since the cooling air flow path is provided to introduce cooling air into the rotor disk on the moving blade side and to flow from the subsequent stage to the preceding stage, the member temperature is higher than room temperature, that is, sufficient cooling stop time. Even if the blade is restarted with a temperature difference between the moving blade side and the stationary blade side without passing through, the moving blade side with a higher temperature is cooled by the passage of the cooling air to eliminate the temperature difference. . Therefore, the imbalance of thermal expansion is also eliminated, and the pinch point of the clearance can be maintained at the initially set size at the time of rated operation, or almost the same size as at the time of rated operation. Optimal clearance setting can be performed, and the performance of the gas turbine plant can be improved.
[0028]
【The invention's effect】
According to the gas turbine compressor clearance reduction method and gas turbine plant of the present invention, the following effects can be obtained.
According to the first aspect of the present invention, when the operation is started, the cooling speed after the operation is stopped is slow, and the cooling air is flown into the rotor disk having a higher temperature than the casing (blade ring) on the stationary blade side, so that the cooling is performed. Can be reduced to eliminate the temperature difference, and even if there is an imbalance in the amount of thermal expansion between the moving blade side and the stationary blade side, this can be solved. Therefore, a relatively large pinch point can be secured, and the clearance between the moving blade side and the stationary blade side in the gas turbine compressor is set to an optimal value at the time of rated operation without consideration when restarting in a hot state. The performance of the gas turbine plant can be improved.
[0029]
According to the second aspect of the present invention, at the time of starting the operation, cooling air is caused to flow through the cooling air passage formed in the rotor disk having a low cooling speed after the operation is stopped and higher in temperature than the casing (blade ring) on the stationary blade side. Therefore, the metal temperature of the rotor disk cooled by the cooling air can be reduced to eliminate the temperature difference. Therefore, even if the thermal expansion amount is unbalanced on the moving blade side and the stationary blade side, this can be resolved, and a relatively large pinch point can be secured. By setting the optimum value at the time of rated operation, the performance of the gas turbine plant can be improved.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a cross-sectional view showing a main part of a gas turbine compressor as one embodiment of a gas turbine plant according to the present invention.
FIG. 2 is a configuration diagram illustrating an outline of a gas turbine plant.
FIG. 3 is a sectional view of a main part of a conventional gas turbine compressor.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Gas turbine compressor 2 Disk 2a, 2b, 2c Cavity 3 Casing (blade ring)
Reference Signs List 4 compressor stationary blade 5 compressor rotor blade 6 air separator 7 gas turbine unit 8 gas turbine stationary blade 9 gas turbine rotor blade 12 sealing mechanism 13 cooling air inlet 14 communication hole 15 cooling air outlet 20 combustor 30 cooler R rotor
