(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
圧縮機（５５）と燃焼器（１１）と３段以上のタービン部（１０）とを含む陸用ガスタービンであって、当該ガスタービンが、
圧縮機（５５）からの冷却空気を第３段ノズル（Ｎ３）に供給するための圧縮機（５５）から第３段ノズル（Ｎ３）への導入口（５６）と、
第３段ノズル（Ｎ３）の各翼形部（５０，５２）及び付随ダイアフラム（６４）を実質的に半径方向に通ってロータとダイアフラム（６４）の間の環状空間（７４）に入る１以上の通路（６０）と、
環状空間（７４）と第３段の個々のバケット（Ｂ３）とを連絡する通路（７６，８２）と
を含んでなる冷却回路を有しており、上記ダイアフラム（６４）がダイアフラムインサート（６６）を有しており、上記１以上の通路（６０）が、ダイアフラムインサート（６６）内部でエルボ通路（７０）と略真っ直ぐな通路（７２）とを有していて、上記冷却空気が上記環状空間（７４）内にロータの接線方向に供給されるようにダイアフラムに対して傾斜している、ガスタービン。
【請求項２】
前記１以上の通路（６０）がエルボ通路（７０）の中で流れ方向に先細となって環状空間（７４）に送り込まれる冷却空気を加速する、請求項１記載のガスタービン。
【請求項３】
前記ダイアフラムインサート（６６）にラビリンスシール（７１）が設けられていて、ロータスペーサホイール（２２）上の協働シール（７３）と係合してロータ沿いに空気が洩れるのを防止する、請求項１又は請求項２記載のガスタービン。
【請求項４】
前記第３段ノズル（Ｎ３）への導入口（５６）が、当該ガスタービンのケーシングの外側にある空気マニホルド（５４）を含む、請求項１乃至請求項３のいずれか１項記載のガスタービン。
【請求項５】
前記環状空間（７４）と第３段の個々のバケット（Ｂ３）とを連絡する通路（７６，８２）が、前記スペーサホイール（２２）を通る軸方向通路（７６）を複数組有している、請求項３記載のガスタービン。
【請求項６】
第３段ノズル（Ｎ３）が複数の部分環状セグメント（４８）を含んでいて、各セグメントは２つのノズル翼形部（５０，５２）を有しており、導入口（５６）が各セグメント（４８）に冷却空気を供給するパイプ（５８）を含んでいて、該パイプ（５８）が前記２つのノズル翼形部（５０，５２）の各々に冷却空気を供給する、請求項１乃至請求項４のいずれか１項記載のガスタービン。
【請求項７】
陸用ガスタービン（１０）の第３段（１６）を冷却する方法であって、当該方法が、
ａ）タービン圧縮機（５５）から冷却空気（５４）を抽出し、
ｂ）ガスタービンの上記第３段に隣接した静止ノズル（Ｎ３）に冷却空気（５６，５８）を供給し、
ｃ）静止ノズル（Ｎ３）から上記第３段の複数のバケット（Ｂ３）への冷却空気用通路（７６，８２）を設定し、
ｄ）上記複数のバケット（Ｂ３）を通して冷却空気を半径方向外向きに流して、バケットの半径方向外側先端から冷却空気を排出する
ことを含んでおり、上記工程ｃ）において、上記冷却空気をダイアフラムインサート（６６）のエルボ通路（７０）を通して、ガスタービンのロータの周囲の環状空間（７４）に、接線方向に供給する、方法。
【請求項８】
前記冷却空気が前記環状空間（７４）に加速して送り込まれる、請求項７記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術の分野】
本発明は全般的にタービンに関するものであり、具体的にはタービンの第３段バケットを冷却するのに圧縮機空気を用いた発電用陸用ガスタービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンの高温ガス経路部品（例えばバケット）の蒸気冷却は従来から提案されており、陸用発電プラントで実施できることが分かっている。ガスタービンは空気冷却されるのが典型的である（例えばジェットタービンでは高温ガス経路部品の冷却に圧縮機から排出された空気が用いられる）が、蒸気を冷却媒質として用いたときの損失は冷却のため圧縮機抽出空気の抽出で生じる損失ほど大きくないので、蒸気冷却の方が効率に優れる。陸用ガスタービン、特にコンバインドサイクルシステムで用いられるガスタービンでは、蒸気冷却が特に有利である。その理由は、ガスタービン部品を冷却するときに蒸気に与えられる熱エネルギがコンバインドサイクル運転で蒸気タービンを駆動するための有効な仕事として回収されるからである。ただし、タービンの第１段及び第２段の冷却には蒸気が好ましいものの、第３段バケットを冷却しかつ（適宜）タービンロータの後方部分をパージするには空気が必要とされる。
【０００３】
【発明の概要】
本発明では、空気は圧縮機の第１２段から抽出され、ガスタービンの外側の抽出配管を通して運ばれ、次いでタービンケーシングを通して第３段ノズルに供給される。第３段バケットの冷却に伴うサイクル性能の低下を軽減するため、圧力の比較的低い第１２段空気が使われる。本発明の承継人によって実施されているような機械の中心線から空気流を取出す従来の方法は、前方ホイールキャビティがそれらのパージ回路の駆動に高圧空気を必要とするので採用できない。最初の２つのバケット段の蒸気冷却を用いても、過渡状態及び始動運転の際、それらの温度を制御するためにタービンホイールに浴びせる空気が必要である。換言すれば、前方ロータキャビティは高圧空気で満たされているので、低圧圧縮機抽気を第３段の空気冷却のために供給するための新技術を開発しなければならない。その結果、バケット冷却空気を隣接ステータ構造（つまり第３段ノズル）を通して半径方向内向きに供給し、次いで第３段バケットに送る。さらに、比較的低圧の空気が利用できれば、サイクル性能の犠牲の少ない、タービンロータの後方部分でのパージ流用の選択可能な空気源も提供される。そこで、本発明は、第３段バケットの冷却に使用するため、低圧抽気をロータよりも低い温度でタービンロータに導入しようというものである。本発明は、タービンロータの後方部分のパージに上述の空気流を利用することも少なくとも選択肢の一つとして提供するが、これは好ましい構成ではない。
【０００４】
本発明では、ノズルインデューサ系は、圧縮機抽気をタービンケーシングからノズル翼形部を通してノズルダイアフラムへと運ぶ管系を有する。この管系は、その外側端において、例示的実施形態では２２箇所の円周方向位置でタービンケーシングを貫通している。いったんタービンケーシングの内側に入ると、配管は２つの導管に分岐し、空気を４４個のノズル静翼つまり翼形部に導く。各ノズル静翼の半径方向内端において、空気はダイアフラムシールセグメント内の通路に入り、通路は冷却空気をロータ周囲のキャビティ内に接線方向に導く。この通路は、空気をホイールの回転方向に加速してこの円周方向空洞部に導き、ノズルの半径方向内側に位置するロータスペーサホイールの接線方向速度とほぼ釣合うようにする。空気は、次いで別々の組の軸方向パイプに供給され、これらのパイプを通して空気は第３段バケットのシャンク通路へと送られる。しかる後、空気はバケット内の内部通路を半径方向外向きに流れ、バケット先端から高温燃焼ガス経路へと排出される。
【０００５】
本発明の空気送出系は幾つかの利点を有する。例えば、ロータ送出空気に別々の管を使うことで、高温ノズル翼形部から空気への熱伝達が最小限になる。これにより、外側側壁キャビティ及びノズル冷却回路の加圧に低圧空気を使用することができるようにもなり、寄生洩れが減り、機械効率が向上する。さらに、ロータスペーサホイールと空気の間の相対速度が減少し、接線方向の加速によって空気静温度が下がるため、空気が単に半径方向にロータ部に供給されるような設計と比べて、バケット冷却に格段に低い温度を利用することができる。
【０００６】
従って、本発明は、広義には、圧縮機と燃焼器とロータに固定された３段以上のタービン段とを有する陸用ガスタービンに関するものであり、特に、圧縮機からの冷却空気を第３段ノズルに供給するための圧縮機から第３段ノズルへの導入口と、第３段ノズルの各翼形部及び付随ダイアフラムを実質的に半径方向に通ってロータとダイアフラムの間の環状空間に入る１以上の通路と、環状空間と第３段の個々のバケットとを連絡する通路とを含んでなる、タービン第３段用の空気冷却回路を始めとする改良に関する。
【０００７】
本発明は、ガスタービンの１つの段を冷却する方法であって、当該方法が、ａ）タービン圧縮機から冷却空気を抽出し、ｂ）ガスタービンの上記段に隣接した静止ノズルに冷却空気を供給し、ｃ）静止ノズルから上記タービン段の複数のバケットへの冷却空気用通路を設定し、ｄ）上記複数のバケットを通して冷却空気を半径方向外向きに流して、バケットの半径方向外側先端から冷却空気を排出することを含んでなる方法にも関する。
【０００８】
本発明のその他の特徴は、以下の詳細な説明から明らかになろう。
【０００９】
【発明の実施の形態】
図１を参照すると、ガスタービンのタービン部１０が部分的に示してある。最初に、本発明のガスタービンはコンバインドサイクルシステムに有益に利用されることを承知されたい。コンバインドサイクルシステムでは、ガスタービンを出た排ガスは排熱回収ボイラに入り、そこでボイラと同様に水は蒸気に変換される。こうして発生した蒸気は１以上の蒸気タービンを駆動し、そこで付加的な仕事を抽出して、第２発電機のような追加の負荷を駆動して付加的な電力を発生する。
【００１０】
ガスタービンのタービン部１０はタービン燃焼器１１の下流にあり、全体をＲで示すロータを含んでいて、タービンホイール１２，１４，１６及び１８で構成される一連の４段がロータシャフトアセンブリに取付けられていてその一部をなし、それと一緒に回転する。各ホイールは１列のバケットＢ１，Ｂ２，Ｂ３及びＢ４を支持しており、動翼がタービンの高温燃焼ガス経路の中に半径方向外向きに突き出ている。バケットは固定ノズルＮ１，Ｎ２，Ｎ３及びＮ４の間に交互に配置されている。タービンホイール間には交互に前方から後方に順にスペーサ２０，２２及び２４があり、各々それぞれのノズルの半径方向内側に配置されている。後方ディスク２６は、最終段タービンホイール１８の後方で後方シャフト２８と一体部分を形成している。従来のガスタービン構造と同様に、ホイールとスペーサは円周方向に離隔した複数の軸方向延在ボルト３０（１個だけを示す）によって互いに固定されていることが理解されよう。
【００１１】
それ自体は本発明の一部を構成するものではないが、中孔管アセンブリ３２がロータＲの一部をなしていて、ロータ軸線Ａの周りをロータと共に回転する。中孔管アセンブリは、環状の蒸気冷却供給通路３８及び使用済み蒸気戻り通路４０を画定する外管３４及び内管３６を含んでいる。これらの通路は、数組の半径方向導管４２，４４とロータのリムに沿って円周方向に離隔した軸方向導管（その１つを４６に示す）を通じて、ロータの外側リムとの間で蒸気を連通させ、冷却蒸気を第１段バケットＢ１及び第２段バケットＢ２に供給する。戻り蒸気つまり使用済み冷却蒸気は同様の軸方向及び半径方向に延在する導管をそれぞれ流れて、ロータ中孔から戻り通路４０を介して同軸に流れる。ただし、蒸気冷却回路そのものは本発明の一部をなすものではない。
【００１２】
本発明の例示的実施形態では、第３段ノズルＮ３は２２個の部分環状セグメント４８（図６参照）を含んでいて、その各々は２つの静翼つまり翼形部５０，５２を有している。タービンケーシングの外側にある空気マニホルド５４は、圧縮機５５からの空気を２２個の別々のパイプ（その１つを５６に示す）に供給するように設計されていて、これらのパイプはタービンケーシングを貫通してそれぞれの２２個のセグメントに接続される。簡単のため、図２では圧縮機５５とマニホルド５４は略図で示した。ケーシングの内側では、パイプ５６が、４４枚の静翼つまり翼形部（図６参照）の各々について２つの供給パイプ５８，５８ａ等を供給する。パイプ５８，５８ａは符号５９で示す可撓性コネクタ継手で接続されている。便宜上、１つの流れの回路について詳細に説明すればよい。
【００１３】
特に図２、図３及び図６を参照すると、通路つまり導管６０は静翼つまり翼形部５０の内部を半径方向に延在していることが示してあり、概して半径方向に延在する可撓性継手つまりコネクタ６２（図示していないが、カーボンブッシングを用いている）がダイアフラム６４内に空気を運ぶ。コネクタはその半径方向内端で、スプーリ装置６８によってダイアフラムインサート６６に作動的に接続されている。スプーリ装置は両端が略球形で、可撓性継手６２と結合して、インサート６６とダイアフラム６４の間に相対的な動きがあってもそれに順応する。周知の通り、ダイアフラムインサート６６は、ロータの周囲に円周方向に延在する複数の部分環状セグメントで構成され、ラビリンスシール７１がロータスペーサホイール２２上の協働シール７３と係合して、ロータ沿いに空気が洩れるのを防止する。
【００１４】
インサート６６内部で、空気通路はエルボ通路７０及び略真っ直ぐな通路７２を通じて方向転換し、図６及び図７に最も明瞭に示されている通り、空気を環状ロータキャビティ７４内に接線方向に（約２２〜２３Ｅの角度αで）空気を送り込む。通路７０はエルボ部の中で流れ方向に先細となって通路７２で径が細くなり、かくして環状キャビティ７４に送り込まれる冷却空気を加速する。こうしたインデューサ構成の結果、キャビティ７４に供給される空気はロータに対して相対的に「静止」している。換言すれば、空気は、ロータの回転速度と略同じ速度で接線方向に供給される。その結果、ロータスペーサホイールと空気の間の相対速度が減少するとともに接線方向の加速によって空気の静温度が下がるために、第３段バケットに低い温度の空気が利用できるようになる。
【００１５】
冷却空気は環状ロータキャビティ７４から複数組の３つの通路７６（図３、図４及び特に図５参照）を通って軸方向に移動するが、図５に最も明瞭に示されている通り、スペーサホイール２２の周辺にスカラップ域７８を形成することでこれらの通路への出入りが可能になる。
【００１６】
これに関して、３つの通路７６からなる各々の組は、円周方向には軸方向蒸気供給通路と戻り通路４６の間に、そして半径方向にはボルト３０に対する中孔８０（１つだけ示す）の外側に配置される。
【００１７】
空気は次いでスペーサ２２と第３段ホイール１６との境界で半径方向外向きに、ホイールリム及びバケットシャンクの間の軸方向供給通路８２へ通る。そこから空気は１以上の半径方向通路８６を半径方向外向きに移動し、その後バケット先端で高温ガス経路に放出される（図１及び図２の流れを示す矢印を参照されたい）。スペーサ２２とホイール１６の間での冷却空気の洩れを防止するため、スペーサ２２の半径方向の最も外側の縁に形成された溝の中に環状ワイヤシール８６が設けられる。ホイール１６及びスペーサ２２はロータと一緒に回転するので、シール８６とホイール１６の間に相対的な摩擦運動はない。
【００１８】
以上説明してきた本発明は、陸用タービンにおける空気冷却に関するものであるが、本発明は航空機用タービンにも適用し得る。
【００１９】
以上、現時点で最も実用的で好ましいと思料される実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明は開示した実施形態に限定されるものではなく、請求項に規定される技術的思想及び技術的範囲に属する様々な変更及び均等な構成を包含するものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】  ガスタービンのタービン部の部分縦断面図であり、本発明が用いられる環境を例示する。
【図２】  本発明による第３段ノズルへの空気流の入口及び第３段バケットからの空気流の出口を示す拡大詳細図。
【図３】  本発明による第３段ノズルから第３段バケットのシャンク部への冷却空気の流路を示す簡略断面図。
【図４】  段２‐３スペーサの軸方向冷却通路を示す断面図。
【図５】  図４の矢視５‐５断面図。
【図６】  第３段ノズル及びダイアフラムの簡略端面図であり、１対の隣接ノズル翼形部における冷却空気の流路を示す。
【図７】  第３段ノズルダイアフラムに取付けられたシールセグメントの基部における接線方向冷却空気流通路の拡大詳細図。
１０  タービン部１０
１１  タービン燃焼器
１２，１４，１６，１８  タービンホイール
２０，２２，２４  スペーサ
２８  シャフト
３０  ボルト
３４  外管
３６  内管
３８  蒸気冷却供給通路
４０  蒸気戻り通路
４２，４４  半径方向導管
４６  軸方向導管
４８  部分環状セグメント
５０，５２  ノズル静翼
５４  空気マニホルド
５５  圧縮機
５６  導入パイプ
５８，５８ａ  供給パイプ
５９  可撓性コネクタ継手
６０  導管
６２  可撓性継手
６４  ダイアフラム
６６  ダイアフラムインサート
６８  スプーリ装置
７４    環状ロータキャビティ
Ａ  ロータ軸線
Ｂ１，Ｂ２，Ｂ３，Ｂ４  バケット
Ｎ１，Ｎ２，Ｎ３，Ｎ４  ノズル
Ｒ    ロータ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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