JP3912989B2 - ガスタービン - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
この発明は、圧力比が20以上で運転するガスタービンに係り、特に、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができるガスタービンに関するものである。
【0002】
【従来の技術】
ガスタービンについて、図7を参照して説明する。ガスタービンは、一般に、ケーシング(翼環ないし車室など)1に円環に配列された複数段(この例では4段)の静翼1C〜4Cと、ロータ(ハブないしベースなど)2に円環に配列された複数段(この例では4段)の動翼1S〜4Sとを備える。なお、図7は、1段の静翼1Cおよび動翼1Sと、4段、すなわち、最終段の静翼4Cおよび動翼4S(実線の長円で囲まれた部分)とが図示されている。
【0003】
近年、ガスタービンにおいては、たとえば、全段の圧力比が20以上と大きく(π≧20)、かつ、タービン入口ガス温度が1450°C以上と高温である(TIT≧1450°C)ガスタービンが主流となっている。このガスタービンにおいては、最終段の圧力比が必然的に2.0以上と大きくなる(π≧2)。
【0004】
【発明が解決しようとする課題】
前記最終段の圧力比が2.0以上と大きくなると、図8に示すように、最終段動翼4Sの平均流出マッハ数(M2)が0.95以上から1.2以下の範囲となる(0.95≦M2≦1.2)。このために、衝撃波損失によって、最終段動翼4Sの全圧損失係数が急増する領域に入る。このことは、タービン効率の低下を意味することとなる。なお、図8において、矢印A方向のマッハ数がM2<0.95の範囲は、低負荷の従来の発電用ガスタービン、航空用ガスタービンの範囲を示す。また、矢印B方向のマッハ数がM2>1.2の範囲は、蒸気タービンの範囲を示す。
【0005】
以下、前記衝撃波によるタービン効率の低下のメカニズムを図9、図10(A)および(B)を参照して説明する。前記最終段動翼4Sは、前縁3と、後縁4と、前記前縁3と前記後縁4を結ぶ腹面5および背面6とから構成されている。なお、図9において、白抜き矢印は、最終段動翼4Sの回転方向を示す。
【0006】
全段の圧力比が大きくなると、最終段の圧力比が大きくなり、最終段動翼4Sにおけるマッハ数が大きくなる。特に、図10(B)の翼表面マッハ数分布に示すように、最終段動翼4Sの背面6側のマッハ数が大きくなる。そのマッハ数が1を超えると、図9に示すように、衝撃波7が発生する。この衝撃波7の発生により、最終段動翼4Sの背面6側のうち、前記衝撃波7の後から後縁4までの範囲において、境界層8(図9および図10(A)中の斜線が施された部分)が発生する。この境界層8は、前記マッハ数の増大に伴なって肥大する。この境界層8の肥大化により、圧力損失が大きくなって、タービン効率が低下する。すなわち、前記境界層8により、燃焼ガスGの流れが乱れて、タービン効率が低下する。
【0007】
前記衝撃波によるタービン効率の低下は、前記最終段動翼4Sのうち、特に、チップ側の部分(たとえば、図7中、破線の長円で囲まれた部分)において、顕著に現れる。
【0008】
この発明は、圧力比が20以上で運転するガスタービンにおいて、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができるガスタービンを提供することを目的とする。
【0009】
【課題を解決するための手段】
上記の目的を達成するために、この発明は、複数段の静翼と複数段の動翼とを備え、圧力比が20以上で運転するガスタービンにおいて、最終段動翼の圧力差が0.15MPa以下であり、最終段動翼の流出側のボス比である、ハブ半径/チップ半径が、0.4以上0.65以下である、ことを特徴とする。
【0010】
【発明の実施の形態】
以下、この発明にかかるガスタービンの実施の形態の7例を図1〜図6を参照して説明する。なお、この実施の形態によりこのガスタービンが限定されるものではない。
【0011】
(実施の形態1の説明)
図1(A)および(B)は、この発明にかかるガスタービンの実施の形態1を示す。図中、図7〜図10と同符号は同一のものを示す。
【0012】
図1(A)は、最終段の圧力測定の説明図である。図において、点P1は、最終段静翼4Cのチップ流入側における圧力測定点を示す。点P2は、最終段静翼4Cのチップ流出側および最終段動翼4Sのチップ流入側における圧力測定点を示す。点P3は、最終段動翼4Sのチップ流出側における圧力測定点を示す。点P4は、最終段静翼4Cのミーン流入側における圧力測定点を示す。点P5は、最終段静翼4Cのミーン流出側および最終段動翼4Sのミーン流入側における圧力測定点を示す。点P6は、最終段動翼4Sのミーン流出側における圧力測定点を示す。
【0013】
図1(B)は、図1(A)の圧力測定に基づいて作成した圧力比の説明図である。図において、ΔP4Sは、最終段動翼4Sのチップ側における圧力差すなわち圧力比を示す。ΔP4S′は、最終段動翼4Sのミーン側における圧力差すなわち圧力比(平均的な圧力比)を示す。ΔP4Cは、最終段静翼4Cのチップ側における圧力差すなわち圧力比を示す。ΔP4C′は、最終段静翼4Cのミーン側における圧力差すなわち圧力比(平均的な圧力比)を示す。ΔP4C、4Sは、最終段のチップ側における圧力差すなわち圧力比を示す。ΔP4C′、4S′は、最終段のミーン側における圧力差すなわち圧力比(平均的な圧力比)を示す。
【0014】
この実施の形態1のガスタービンは、圧力比が20以上(π≧20)で運転するガスタービンにおいて、最終段動翼4Sのチップ側の圧力差が0.15MPa以下(ΔP≦0.15MPa)である。
【0015】
この実施の形態1のガスタービンは、最終段動翼4Sのチップ側の圧力差ΔP、すなわち、図1(B)に示すように、最終段動翼4Sのチップ側の圧力比ΔP4Sを平均的圧力 比ΔP4S´よりも小さくすることができる。この結果、最終段動翼4Sにおけるマッハ数を小さく抑制することができるので、圧力比が20以上で運転するガスタービンにおいて、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【0016】
(実施の形態2の説明)
図2および図3は、この発明にかかるガスタービンの実施の形態2を示す。図中、図1および図7〜図10と同符号は同一のものを示す。
【0017】
図2は、最終段の断面の説明図である。最終段静翼4Cは、前縁10と、後縁11と、前記前縁10と前記後縁11を結ぶ腹面12および背面13とから構成されている。図3は、最終段静翼のゲージング比を示す説明図である。
【0018】
この実施の形態2のガスタービンは、最終段静翼4Cのゲージング比、すなわち、チップ側ゲージング/ハブ側ゲージングを0.9以下とする(チップ側ゲージング/ハブ側ゲージング≦0.9)。前記最終段静翼4Cのゲージングは、図3に示すように、チップ側からハブ側にかけて大きくなる。
【0019】
前記ゲージングは、(スロート長CO/ピッチCS)で求まる。スロート長COは、隣り合う最終段静翼4Cの後縁11から背面13までの最短距離を言う。ピッチCSは、隣り合う最終段静翼4Cの前縁10間の距離、もしくは、後縁11間の距離を言う。
【0020】
この実施の形態2のガスタービンは、図3に示すように、最終段静翼4Cのチップ側のゲージングをハブ側のゲージングに対して小さくする。すなわち、最終段静翼4Cのチップ側のスロート長COをハブ側のスロート長COに対して小さくする。この結果、図1(B)に示すように、最終段静翼4Cのチップ側の圧力比ΔP4Cが最終段の圧力比ΔP4C、4Sの大部分を受け持ち、最終段動翼4Sのチップ側の圧力比ΔP4Sを平均的圧力比ΔP4S′よりも小さくすることができる。このために、最終段動翼4Sにおけるマッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【0021】
また、図3に示すように、最終段静翼4Cのハブ側のゲージングをチップ側のゲージングに対して大きくする。すなわち、最終段静翼4Cのハブ側のスロート長COをチップ側のスロート長COに対して大きくすることにより、前記のチップ側と逆となり、最終段のハブ側(図7中の一点鎖線にて囲まれた部分)の反動度(動翼の圧力比/段の圧力比)を大きくすることができる。このために、最終段のチップ側のゲージングをハブ側のゲージングに対して小さくすることによって、最終段のチップ側の反動度(動翼の圧力比ΔP4S/段の圧力比ΔP4C、4S)が小さくなっても、タービン設計上、特に問題はない。
【0022】
また、この実施の形態2のガスタービンは、図3に示す最終段静翼4Cのゲージング比をパラメータとすることにより、タービン設計が簡便化される。
【0023】
(実施の形態3の説明)
この実施の形態3のガスタービンは、図2に示すように、最終段静翼4Cの流出角α2比(チップ側流出角/ハブ側流出角)を0.85以上とする(チップ側流出角/ハブ側流出角≧0.85)。
【0024】
この実施の形態3のガスタービンは、前記実施の形態2のガスタービンと同様に、最終段静翼4Cのチップ側の流出角α2をハブ側の流出角α2に対して大きくする。この結果、図1(B)に示すように、最終段静翼4Cのチップ側の圧力比ΔP4Cが最終段の圧力比ΔP4C、4Sの大部分を受け持ち、最終段動翼4Sのチップ側の圧力比ΔP4Sを平均的圧力比ΔP4S′よりも小さくすることができる。このために、最終段動翼4Sにおけるマッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【0025】
また、最終段静翼4Cのハブ側の流出角α2をチップ側の流出角α2に対して小さくすることにより、前記のチップ側と逆となり、最終段のハブ側の反動度(動翼の圧力比/段の圧力比)を大きくすることができる。このために、最終段のチップ側の流出角α2をハブ側の流出角α2に対して大きくすることによって、最終段のチップ側の反動度(動翼の圧力比ΔP4S/段の圧力比ΔP4C、4S)が小さくなっても、タービン設計上、特に問題はない。
【0026】
また、この実施の形態3のガスタービンは、前記実施の形態2のガスタービンと同様に、最終段静翼4Cの流出角α2比をパラメータとすることにより、タービン設計が簡便化される。
【0027】
(実施の形態4の説明)
実施の形態4のガスタービンは、最終段動翼4Sの流出側ボス比(ハブ半径R1/チップ半径R2)を0.4以上0.65以下とする(0.4≦ハブ半径/チップ半径≦0.65)。なお、ハブ半径R1およびチップ半径R2は図7を参照。
【0028】
この実施の形態4のガスタービンは、最終段動翼4Sの流出側ボス比を0.4〜0.65の範囲に定めるものである。この結果、前記実施の形態2のガスタービンの最終段静翼4Cのゲージング比および前記実施の形態3のガスタービンの最終段静翼4Cの流出角α2比を適正に定めることができる。
【0029】
(実施の形態5の説明)
実施の形態5のガスタービンは、最終段の平均反動度を0.3以上0.6以下とする(0.3≦反動度≦0.6)。
【0030】
この実施の形態5のガスタービンは、最終段の平均反動度を0.3〜0.6の範囲に定めることにより、最終段の平均反動度を十分に保つことができ、タービン設計上、特に問題はない。
【0031】
(実施の形態6の説明)
実施の形態6のガスタービンは、図2に示すように、隣り合う最終段動翼4Sの背面6のスロートSOから後縁4までの曲率(最終段動翼4SのピッチSS/スロートSOから後縁4までの背面6の曲率半径Se)を0以上0.15以下とする(0≦最終段動翼4SのピッチSS/スロートSOから後縁4までの背面6の曲率半径Se≦0.15)。
【0032】
この実施の形態6のガスタービンは、最終段動翼4Sの背面6のスロートSOから後縁6までの曲率を0以上0.15以下の範囲に定めるものである。この結果、前記実施の形態2のガスタービンの最終段静翼4Cのゲージング比および前記実施の形態3のガスタービンの最終段静翼4Cの流出角α2比を適正に定めることができる。
【0033】
(実施の形態7の説明)
図4〜図6は、この発明にかかるガスタービンの実施の形態7を示す。図中、図1〜図3および図7〜図10と同符号は同一のものを示す。
【0034】
図において、14は、ガスタービンの最終流出側と連通するディフューザ通路15を形成するダクトである。このダクト14は、たとえば、排ガスボイラー(図示せず)に接続されている。
【0035】
前記ダクト14のうち、ガスタービンに対向する端部から所定距離Lまでの部分のダクト壁16を、ガスタービンの軸O−Oに対して平行にもしくは内側に絞る(0°≦θ≦5°)。
【0036】
ここで、前記ダクト壁16の距離Lは、最終段動翼4Sのチップ側の翼弦長Cの0.5倍以上3倍以下とする(0.5C≦L≦3C)。また、前記ダクト壁16の下流側のダクト壁17、18、19をたとえば2段階に折り曲げて従前のダクト(図4および図5中の二点鎖線にて示す)と同様の傾斜とする。
【0037】
この実施の形態7のガスタービンは、ディフューザ通路15のうち、平行もしくは内側に絞ったダクト壁16における圧力(図4中の破線の円にて示す)が大きくなる。このために、前記ダクト壁16と対向する最終段動翼4Sのチップ流出側の圧力P3が大きくなるので、最終段動翼4Sのチップ側における圧力比ΔP4Sが小さくなる。これにより、最終段動翼におけるマッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【0038】
また、最終段動翼4Sのハブ側の圧力比は、変わらないので、最終段のハブ側の反動度(動翼の圧力比/段の圧力比)は、変わらない。このために、最終段動翼4Sのチップ側における圧力比ΔP4Sが小さくなることによって、最終段のチップ側の反動度(動翼の圧力比ΔP4S/段の圧力比ΔP4C、4S)が小さくなっても、タービン設計上、特に問題はない。
【0039】
【発明の効果】
以上から明らかなように、この発明にかかるガスタービン(請求項1)は、最終段動翼の圧力差、すなわち、最終段動翼の圧力比を小さくすることにより、最終段動翼におけるマッハ数を小さく抑制することができる。このために、圧力比が20以上で運転するガスタービンにおいて、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【0040】
また、この発明にかかるガスタービン(請求項1)は、最終段動翼の流出側ボス比(ハブ半径/チップ半径)を0.4〜0.65の範囲に定めることにより、最終段静翼のゲージング比および最終段静翼の流出角比を適正に定めることができる。
【0041】
また、この発明にかかるガスタービン(請求項2)は、最終段の平均反動度を0.3〜0.6の範囲に定めることにより、最終段の平均反動度を十分に保つことができ、タービン設計上、特に問題はない。
【0042】
また、発明にかかるガスタービン(請求項3)は、最終段動翼の背面のスロートから後縁までの曲率(最終段動翼のピッチ/スロートから後縁までの背面の曲率半径)を0以上0.15以下の範囲に定めることにより、最終段静翼のゲージング比および最終段静翼の流出角比を適正に定めることができる。
【図面の簡単な説明】
【図1】 (A)はこの発明のガスタービンの実施の形態1〜7を示す圧力測定の説明図、(B)は(A)の圧力測定に基づく圧力比の説明図である。
【図2】 最終段の断面の説明図である。
【図3】 最終段静翼のゲージングの説明図である。
【図4】 この発明のガスタービンの実施の形態7を示す一部断面図である。
【図5】 同じく、一部拡大断面図である。
【図6】 同じく、圧力比の説明図である。
【図7】 一般のガスタービンを示す説明図である。
【図8】 タービン最終段動翼の平均流出マッハ数と全圧損失係数との相対関係を示すグラフである。
【図9】 図7におけるIX−IX線断面図である。
【図10】 (A)は最終段動翼のチップ側の断面の説明図、(B)は最終段動翼のチップ側における翼表面マッハ数分布の説明図である。
【符号の説明】
1 ケーシング
2 ロータ
1C〜4C 静翼
1S〜4S 動翼
3 動翼の前縁
4 動翼の後縁
5 動翼の腹面
6 動翼の背面
7 衝撃波
8 境界層
10 静翼の前縁
11 静翼の後縁
12 静翼の腹面
13 静翼の背面
14 ダクト
15 ディフューザ通路
16〜19 ダクト壁
P1〜P6 圧力測定点
ΔP4C 最終段静翼のチップ側の圧力比
ΔP4C′ 最終段静翼のミーン側の圧力比(平均的圧力比)
ΔP4S 最終段動翼のチップ側の圧力比
ΔP4S′ 最終段動翼のミーン側の圧力比(平均的圧力比)
ΔP4C、4S 最終段のチップ側の圧力比
ΔP4C′、4S′ 最終段のミーン側の圧力比(平均的な圧力比)
R1 ハブ側半径
R2 チップ側半径
CO 静翼のスロート長
CS 静翼のピッチ
α2 流出角
SO 動翼のスロート長
SS 動翼のピッチ
Se 曲率半径
C コード長
L ダクト壁の距離
θ ダクト壁の角度
O−O ガスタービンの軸
Claims (3)
- 複数段の静翼と複数段の動翼とを備え、圧力比が20以上で運転するガスタービンにおいて、
最終段動翼の圧力差が0.15MPa以下であり、
最終段動翼の流出側のボス比である、ハブ半径/チップ半径が、0.4以上0.65以下である、
ことを特徴とするガスタービン。 - 最終段の平均反動度が0.3以上0.6以下であることを特徴とする請求項1に記載のガスタービン。
- 最終段動翼の背面のスロートから後縁までの曲率である、ピッチ/スロートから後縁までの背面の曲率半径が、0以上0.15以下であることを特徴とする請求項1に記載のガスタービン。
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