(57)【要約】本発明は、ガスタービンエンジンの出力を増加させ、ガスタービンエンジンの運転の柔軟性と効率を向上させ、送電網の変化する需要を満たすために必要な応答時間を短くする新規の装置及び方法を開示する。出力増加及びエンジン運転における改良は、送電網の変化を所与として、急速な応答を提供するシステム及び方法を含む。【選択図】図６
2018508710.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンの構成要素を冷却するシステムであって、
補助圧縮空気システムであって、
軸動力と排熱を生成する別個の燃料エンジンと、
前記燃料エンジンに結合された多段中間冷却圧縮機と、
前記多段中間冷却圧縮機から圧縮空気を受け入れ、前記燃料エンジンからの前記排熱を用いて前記圧縮空気を加熱するレキュペレータと、
を含む前記補助圧縮空気システムと、
前記補助燃料エンジンと連通して、圧縮空気を前記複数のタービン構成要素に導く導管システムと、
を含む、前記システム。
【請求項２】
前記補助システムからの圧縮空気流量を調節する空気入口弁をさらに含む、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
前記補助システムからの圧縮空気の供給は、前記複数のタービン構成要素の冷却専用に導かれる、請求項１に記載のシステム。
【請求項４】
前記複数のタービン構成要素は、圧縮空気の前記供給によって冷却される時、より低い有効動作温度を有する、請求項３に記載のシステム。
【請求項５】
前記導管システムは、前記ガスタービンエンジンの内部と外部の両方に流路を備える、請求項１に記載のシステム。
【請求項６】
ガスタービンエンジンの１つまたは複数の構成要素を冷却するシステムであって、
タービンに結合された圧縮機と、
前記圧縮機及び前記タービンと流体連通する圧縮機吐出プレナム及び燃焼部と、
冷却用空気の少なくとも一部を前記構成要素に供給する前記ガスタービンエンジンとは別個の外部空気圧縮プロセスと、
を含み、前記外部空気圧縮プロセスからの前記冷却用空気は、前記圧縮機吐出プレナムの圧縮空気より高い圧力を有する、
前記システム。
【請求項７】
前記外部空気圧縮プロセスは、多段中間冷却圧縮機を利用して、前記圧縮機吐出プレナムの空気圧力より高く前記冷却用空気の圧力を上昇させる、請求項６に記載のシステム。
【請求項８】
前記１つまたは複数の構成要素の前記冷却用空気は、前記圧縮機吐出プレナムからの空気と、前記外部空気圧縮プロセスからの空気との混合である、請求項６に記載のシステム。
【請求項９】
前記圧縮機吐出プレナムから前記１つまたは複数の構成要素への空気流量を調節する空気制御弁をさらに含む、請求項６に記載のシステム。
【請求項１０】
前記１つまたは複数の構成要素は、タービン構成要素である、請求項６に記載のシステム。
【請求項１１】
ガスタービンエンジンの１つまたは複数の構成要素を冷却するシステムであって、
タービンに結合された圧縮機と、
前記圧縮機及び前記タービンと流体連通する圧縮機吐出プレナム及び燃焼部と、
冷却用空気の少なくとも一部を前記１つまたは複数の構成要素に供給する前記ガスタービンエンジンへの外部空気圧縮プロセスであって、その結果、前記外部空気圧縮プロセスからの前記冷却用空気が、前記圧縮機吐出プレナムの圧縮空気より低い温度を有する前記外部空気圧縮プロセスと、
を含む、前記システム。
【請求項１２】
前記外部空気圧縮プロセスは、多段中間冷却圧縮機を利用して、前記圧縮機吐出プレナムの空気より高い前記冷却用空気の温度を下げる、請求項１１に記載のシステム。  
【請求項１３】
前記１つまたは複数の構成要素の前記冷却用空気は、前記圧縮機吐出プレナムからの空気と、前記外部空気圧縮プロセスからの前記空気との混合である、請求項１１に記載のシステム。
【請求項１４】
前記圧縮機吐出プレナムから前記構成要素への空気流量を調節する空気制御弁をさらに含む、請求項１１に記載のシステム。
【請求項１５】
前記外部空気圧縮プロセスは、軸動力と排熱を生成する別個の燃料エンジンと、前記燃料エンジンに結合された多段中間冷却圧縮機と、前記多段中間冷却圧縮機から圧縮空気を受け取り、その圧縮空気を前記燃料エンジンからの前記排熱を用いて前記圧縮機吐出プレナムの前記圧縮空気の温度より低い温度まで加熱するレキュペレータとを利用する、請求項１１に記載のシステム。
【請求項１６】
ガスタービンエンジンの１つまたは複数の構成要素を冷却するシステムであって、前記ガスタービンエンジンは、タービンに結合された圧縮機と、前記圧縮機及び前記タービンと流体連通する圧縮機吐出プレナム及び燃焼部とを有し、且つ、冷却用空気の少なくとも一部を前記１つまたは複数の構成要素に供給して、前記冷却用空気が、前記圧縮機吐出プレナムの圧縮空気より高い圧力と低い温度とを有するようにする前記ガスタービンエンジンの外部空気圧縮システムを含む、前記システム。
【請求項１７】
前記外部空気圧縮プロセスは、多段中間冷却圧縮機を利用して、前記圧縮機吐出プレナムの空気より高く前記冷却用空気の、圧力を上昇させ、温度を下げる、請求項１６に記載のシステム。
【請求項１８】
前記外部空気圧縮プロセスは、軸動力と排熱を生成する別個の燃料エンジンと、前記燃料エンジンに結合された前記多段中間冷却圧縮機と、前記多段中間冷却圧縮機から圧縮空気を受け取り、その圧縮空気を前記燃料エンジンからの前記排熱を用いて前記圧縮機吐出プレナムの前記圧縮空気の温度より低い温度まで加熱するレキュペレータと、をさらに含む、請求項１７に記載のシステム。
【請求項１９】
前記１つまたは複数の構成要素への前記冷却用空気は、前記空気圧縮システムと前記圧縮機吐出プレナムからの冷却用空気の混合である、請求項１６に記載のシステム。
【請求項２０】
ガスタービンエンジンの１つまたは複数の高温のガス経路構成要素を冷却する冷却用空気供給システムであって、第１温度の圧縮空気を有する前記ガスタービンエンジンの圧縮機吐出プレナムと、第２温度の空気を吐出する外部空気圧縮システムとを含み、混合された冷却用空気が、前記圧縮機吐出プレナムの前記圧縮空気より低温の混合された温度を有するように、前記外部空気圧縮システムからの空気を前記圧縮機吐出プレナムからの圧縮空気と混合する前記冷却用空気供給システム。
【請求項２１】
前記外部空気圧縮プロセスは、多段中間冷却圧縮機を利用して、前記圧縮機吐出プレナムの空気より高い前記冷却用空気の温度を下げる、請求項２０に記載のシステム。
【請求項２２】
前記１つまたは複数の構成要素の前記冷却用空気は、前記圧縮機吐出プレナムからの空気と、前記外部空気圧縮プロセスからの前記空気の混合である、請求項２０に記載のシステム。
【請求項２３】
ガスタービンエンジンを運転する方法であって、前記ガスタービンエンジンは、タービンに結合された圧縮機と、前記圧縮機及び前記タービンに流体連通した圧縮機吐出プレナム及び燃焼部と、外部空気供給システムとを有し、
前記外部空気供給システムから圧縮空気の供給を生成することと、
前記外部空気供給システムからの圧縮空気の前記供給の少なくとも一部を冷却のためにタービン構成要素に導くことと、
前記外部空気供給システムからの前記圧縮空気の使用を通して、前記ガスタービンエンジンの燃焼温度を維持し、前記ガスタービンエンジンへの燃料流量を減らすように、前記ガスタービンエンジンを制御することと、
を含む、前記方法。
【請求項２４】
１つまたは複数のガスタービンエンジン構成要素に冷却用空気を提供するシステムであって、
前記ガスタービンエンジンの圧縮機と流体連通する圧縮機吐出プレナムと、
前記圧縮機吐出プレナムと流体連通する冷却器と、
前記冷却器及び前記１つまたは複数のガスタービンエンジン構成要素と流体連通する補助圧縮機と、
を含み、前記圧縮機からの圧縮機吐出空気は、前記ガスタービンエンジンから前記冷却器に導かれ、前記冷却用空気は、前記ガスタービンエンジンに戻って前記１つまたは複数のガスタービンエンジン構成要素に渡る前に、前記補助圧縮機によってさらに圧縮されて冷却される、前記システム。
【請求項２５】
前記補助圧縮機は電動である、請求項２４に記載のシステム。
【請求項２６】
前記１つまたは複数のガスタービンエンジン構成要素は、複数のタービン翼である、請求項２４に記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
関連出願の相互参照
本出願は、２０１５年２月５日に出願されたＵＳ仮出願第６２／１１２，２６３号、２０１５年１２月１７日に出願されたＵＳ実用出願第１４／９７２，４０３号の優先権を主張し、その全体を参照により本明細書に組み込む。
【０００２】
発明は、一般的に、ガスタービンエンジンの発電能力を含む電力システムに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンの構成要素に代替冷却用空気源を提供することに関する。
【背景技術】
【０００３】
ガスタービンエンジンは、機械的軸動力を電力に変える発電機と共に使用されると広く理解されている。図１Ａを最初に参照すると、発電プラントで一般に用いられる単純サイクルガスタービンエンジン１００の概略図が示されている。ガスタービンエンジン１００は、タービン１０４に軸１０６によって結合された圧縮機１０２を含む。圧縮機１０２からの空気は、１つまたは複数の燃焼器１０８に導かれ、燃焼器で、燃料１１０が空気に加えられる。燃料と空気の混合物は、点火されて、高温燃焼ガスとなり、タービン１０４を駆動し、次に、圧縮機１０２を駆動する。軸１０６は、発電機１１２に結合され、発電機１１２は、電力１１４を生成する。図１Ｂは、様々なガスタービンの圧力比と燃焼温度（ｆｉｒｉｎｇ  ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）に関して、単純サイクルの効率と出力の両方に対する比出力の関数として、対応するガスタービンの熱効率性能を示す。当業者が理解するように、ガスタービンエンジンの燃焼温度は、エンジンの総合的な動作を調節及び制限し、圧力比は、ガスタービンの効率に正比例する。コンバインドサイクルガスタービンに関しては、図２Ｂに示すように、プラントの効率が、燃焼温度に正比例する。言い換えると、燃焼温度を上昇させると、単純サイクルガスタービンの出力は増加し、質量流量を一定に保つとすると、同じガスタービンの効率は、コンバインドサイクルで運転すると向上する。
【０００４】
一般に、ガスタービンの相手先商標製品製造会社は、タービン部の材料及びコーティングの技術を向上させて燃焼温度を上昇させた、その結果、タービン部品の能力を維持しながら、より高温のガスをタービンに通すことができる。
【０００５】
図２Ａを参照すると、コンバインドサイクル発電プラント２００の概略図が示され、タービン２０４に軸２０６によって結合された圧縮機２０２を含む。圧縮機２０２からの空気は、１つまたは複数の燃焼器２０８に導かれ、燃焼器２０８において、燃料２１０が圧縮機２０２からの空気に加えられる。燃料と空気の混合物は、点火されて、高温燃焼ガスとなり、タービン２０４に動力を供給し、圧縮機２０２を駆動する。軸２０６は、発電機２１２にも結合され、発電機２１２は、電力２１４を生成する。コンバインドサイクル発電プラント２００は、熱回収蒸気発生器またはＨＲＳＧ２１６も含む。ＨＲＳＧ２１６は、タービン２０４から高温の排気を受け取り、水源を熱して、蒸気２１８を発生させる。蒸気タービン２２０は、ＨＲＳＧ２１６からの蒸気で動力を供給され、蒸気タービン２２０は、第２の発電機２２２を駆動して、追加の電力２２４を生成する。図２Ｂは、コンバインドサイクルの効率と出力の両方に関して、燃焼温度の関数として対応するガスタービンの効率性能を示す。図１Ｂ及び２Ｂは、ＧＥ  Ｇａｓ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ  Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ（ＧＥＲ３５６７）で開示された図と類似しており、参照のために本明細書に含まれる。
【０００６】
当業者が理解するように、燃焼温度は、第１段タービンノズルのすぐ下流の燃焼ガス温度として定義される。ガスタービンエンジンの分野では異なる専門用語が使用されるため、第１段タービンノズルは、第１段タービン翼と呼ばれてもよい。図３を参照すると、ガスタービンエンジンの一部の断面が示され、ガスタービン業界で使用される標準的な温度パラメータを示す。図３も上記ＧＥ  Ｇａｓ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ  Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ（ＧＥＲ３５６７）の論文で開示された図に類似している。図３に示すように、タービン入口温度（ＴＡ）は、面Ａ−Ａによって示す第１段タービンノズル３００の上流で測定される。エンジンの燃焼温度（ＴＢ）は、面Ｂ−Ｂによって示す第１段タービンノズルのすぐ後ろで測定される。
【０００７】
上記のように、タービン入口温度とタービン燃焼温度は、ガスタービンエンジンの運転のベースとなる重要な測定値である。これらの温度読み取りは、第１段タービンノズルの上流と下流で、それぞれ行われる。このように、ガスタービンエンジンの制御は、これらの温度に基づくので、タービンノズルの金属の温度を許容材料動作限界値内に維持することが重要である。
【０００８】
タービンノズルの動作温度が高いので、金属の温度を許容可能なレベルに維持するために、タービンノズルを積極的に冷却することが必要である。圧縮空気等の冷却流体が、タービン冷却及び漏れ空気（ＴＣＬＡ）全体の一部、または、燃焼過程を迂回して冷却に使用される圧縮空気としてタービンノズルに供給される。ＴＣＬＡは、典型的に、ガスタービンエンジンの吐出プレナムを含む圧縮機の複数の位置から取り込まれ、タービン構成要素の冷却に必要な量は、構成要素とエンジンの種類によって変わる。しかしながら、Ｇｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｆｒａｍｅ  ７ＦＡエンジンに関しては、エンジンの圧縮機で生成される圧縮空気の約２０％がＴＣＬＡとして使用される。すなわち、圧縮空気の２０％を冷却に使用するということは、この空気は、燃焼システムを通ることができない、または、燃焼せずにタービンを通ることを意味し、これによりエンジンの損失エネルギーとなり、ガスタービンエンジンの熱効率の悪さの一因となる。例えば、上記ガスタービンエンジンは、約３７％の熱効率を有する。
【０００９】
図４は、ＧＥ  Ｇａｓ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ  Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ（ＧＥＲ３５６７）で開示された図と類似しており、第１段タービンノズル４００の典型的な冷却スキームを示す。このような冷却装置において、圧縮空気は、タービン翼の内部通路に供給され、ノズル内の複数の通路を通って導かれることが多く、通路の一部は、蛇行形状であってよい。第１段タービンノズルを冷却する空気は、典型的には、圧縮機によって生成され、圧縮機吐出プレナムから取り込まれるので、エンジン圧縮機の出口圧力と温度を有する。この第１段ノズルは、燃焼器からの最も高温のガスを受ける、圧縮機吐出プレナム（ＣＤＰ）から、最も高圧の冷却用空気源も供給される。すなわち、ガス経路の圧力は、燃焼器の圧力より２ポンド（９０７ｇ）／平方インチ（ｐｓｉ）だけ低い。従って、当業者が理解できるように、第１段ノズル４００の前縁４０２に供給される冷却用空気の圧力は、翼の一連の孔から空気を流出させるように十分に高い。冷却孔の間隔と向きは、様々であってよいが、一般的なスタイルの１つは、シャワーヘッドパターンとしても知られるノズル４００の前縁４０２に孔を配置するスタイルである。さらに、エンジン圧縮機から空気を取り込んでタービン構成要素を冷却することにより、エンジンからの出力が減り、従って、タービンが生成できる機械的仕事量が減る。
【００１０】
図５を参照すると、先行技術の冷却スキームによるガスタービンエンジンの一部の断面図が示されている。ガスタービンエンジン５００は、圧縮空気流を吐出プレナム５０４に供給する圧縮機５０２を含む。圧縮機５０２からの空気のほとんどは、１つまたは複数の燃焼器５０６を通る。１つまたは複数の燃焼器５０６は、燃焼器ケース５０８、エンドキャップ５１０、燃料ライナ５１２、スワラアセンブリ５１４、トランジションピース５１６、及び、タービンフレームの一部、ここでは、第１段翼外輪５２０、にトランジションピース５１６を固定するブラケット５１８を有する。空気は、燃焼器５０６に受け入れられ、１つまたは複数の燃料ノズル５２２からの燃料と混合されて、高温燃焼ガスを生成し、高温燃焼ガスは、トランジションピース５１６を通ってタービンに入る。この実施形態において、第１段翼外輪５２０は、圧縮機吐出プレナム（ＣＤＰ）ケース５２４に固定される。
【００１１】
空気は、ロータ５２８と内部ケーシング５３０との間のシール５２６によって圧縮機吐出プレナムに保持され、その結果、空気のほとんどは、燃焼器５０６に行く、または、ＴＣＬＡに使われる。内部ケーシング５３０は、必要な構造的軸方向及びねじれ支持を提供するために、第１段タービンノズル５３１と機械的インタフェース５３２を有する。内部ケーシング５３０は、一般に、隣接する燃焼器５０６間に配置されたＩＤストラット５３４によって圧縮機吐出プレナムケース５２４内に支持される。ロータ５２８は、軸受５３６を有し、軸受５３６は、ストラット５３４を介してロータ５２８をケーシングに連結する。
【００１２】
冷却用空気５４１は、第１タービンノズル５３１の外径に供給され、第１翼外輪（ｆｉｒｓｔ  ｏｕｔｅｒ  ｖａｎｅ  ｒｉｎｇ）５２０と圧縮機吐出プレナムケース５２４との間を通り、第１翼外輪が翼５３１に圧縮機吐出プレナム５０４からの圧縮空気を供給すると、第１翼外輪の孔５４３に入る。本発明のこの実施形態において、圧縮機吐出プレナム５０４からの圧縮空気は、ＩＳＯ条件及びベース負荷で、約７５０°Ｆ（約３９９°Ｃ）である。同様に、第１段ノズル５４２の内径には、圧縮機吐出プレナム５０４からタービン冷却及び漏れ空気（ＴＣＬＡ）５５２が供給される。第１段ノズル冷却用空気５４１と５５２は両方とも、図４に開示するように、翼の内部通路５３１を通って流れ、第１段ノズル５４２に必要な冷却を提供する。結局、このＴＣＬＡは、第１段ノズル５４２の間を通る高温燃焼ガスと合流して、クーラントとして働き、第１段ブレード５１１が露出される高温ガスの温度を下げる。それに続くノズル及びロータ段で、第２段ノズルは、第２段内部支持リング５５４と共にロータにシールされ、同様に、第３段では、第３段内部支持リング５５３とシールされる。
【００１３】
以下の記載は、ＩＳＯ条件及びベース負荷のＧｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｆｒａｍｅ  ７ＦＡガスタービンエンジンに関し、本発明を利用できる許容可能なエンジンとして説明目的でのみ提供しており、以下に記載の発明の範囲を制限する意図はない。圧縮機からの圧縮空気の大半（約８０％）は、燃焼システムを通り、燃焼システムにおいて、燃料を加えられ、混合物が点火されて、高温燃焼ガスの温度を約２７００°Ｆ（約１４８２°Ｃ）に上昇させる。圧縮空気が燃焼器を通ると、典型的に、２〜３ポンド（９０７〜１３６１ｇ）／平方インチ（ｐｓｉ）の圧力降下がある。従って、この装置のために、ノズル、特に、ノズルの前縁を冷却する圧力マージンはほとんどない。典型的に、Ｆクラスのガスタービンエンジンでは、冷却用空気の約１０％は、燃焼過程からそれて、翼の冷却に使用される。例えば、７ＦＡエンジンに関しては、圧縮機が吐出する約７５０°Ｆ（約３９９°Ｃ）及び２２０ｐｓｉの空気を使用して、第１段ノズルを冷却する。冷却過程中、この空気の温度は、約２５０°Ｆ（約１２１°Ｃ）上昇し、次に、ガス経路に吐出されて、これにより燃焼過程から来るより高温（〜約２７００°Ｆ（約１４８２°Ｃ））のガスを希釈して、燃焼温度を生じる。７ＦＡエンジンの典型的な燃焼温度は、（面Ｂ−Ｂにおいて）約２４５０°Ｆ（約１３４３°Ｃ）であり、燃焼過程から約２７００°Ｆ（約１４８２°Ｃ）の温度の９００ポンド（４０８ｋｇ）／秒の高温燃焼ガスと、ノズルの冷却用空気からの約１０００°Ｆ（約５３８°Ｃ）の１００ポンド（４５ｋｇ）／秒の空気を含む。従って、これによって、面Ｂ−Ｂにおいて、燃焼温度２５４０°Ｆ（１３９３°Ｃ）を生じる［（２７００＊９００＋１００＊１０００）／１０００＝２５４０°Ｆ（１３９３°Ｃ）］。計算における温度が高くなる（２５４０°Ｆ（１３９３°Ｃ）＞２４５０°Ｆ（１３４３°Ｃ））理由は、燃焼希釈と、混じり合って燃焼器を出る実際の温度を下げて、面Ｂ−Ｂの温度を下げる冷却用空気とがあるからである。有効な燃焼希釈と圧縮機出口温度（７５０°Ｆ（３９９°Ｃ））の漏れ空気を見積もると、（２７００＊９００＋１００＊１０００＋Ｆｌｏｗ＊７５０）／（１０００＋Ｆｌｏｗ）＝２４５０、流量を求めて解くと、Ｆｌｏｗ＝５となる。従って、約１００５ポンド（約４５６ｋｇ）／秒の圧縮機入口流量の場合、９００ポンド（４０８ｋｇ）／秒が燃焼過程を通り、約５ポンド（約２．２７ｇ）／秒が漏れて燃焼過程を希釈し、１００が第１段ノズルの冷却に行く。これらの数字は、ガスタービンの圧縮機においては、タービン入口に行く１００５ポンド（約４５６ｋｇ）／秒の約１０％が、タービンの回転部、その後に、タービンの固定部を冷却するために、燃焼器を出る前に取り除かれるこという事実を反映していない。従って、上記例に関しては、流量に関する数字は全て１０％減少する、または、燃焼器の流量は、約８１０ポンド（約３６７ｋｇ）／秒、第１段ノズル流量は約９０ポンド（約４０．８ｋｇ）／秒、燃焼器希釈及び漏れ量は４．３ポンド（１．９５ｋｇ）／秒である。当業者は理解できるように、これらの数字は、おおよそであるが、漏れ及び冷却用空気が面Ｂ−Ｂで混合されると、結果として、合わせた温度は２４５０°Ｆ（１３４３°Ｃ）（燃焼温度）になる。
【００１４】
冷却用空気を通して達成する冷却効果を決定する業界標準は、冷却効率である。冷却効率は、高温燃焼ガス温度とタービンノズルの平均金属温度の差を、高温燃焼ガスと冷却用空気の温度の差で割った比率と理解される。例として、上記７ＦＡエンジンの第１段タービン翼の冷却効率は、約０．５９（高温燃焼ガス温度（〜２７００（１４８２°Ｃ））と平均金属温度（〜１５５０（８４３°Ｃ））の差を高温燃焼ガス温度と冷却用空気温度（〜７５０Ｆ（３９９°Ｃ））の差で割った比率）である。
【００１５】
最も高温の構成要素、典型的には、第１段ノズル及び第１段ブレードを冷却することは、あらゆるガスタービンエンジン相手先商標製品製造会社（ＯＥＭ）が多大な財源を使っている技術である。例えば、過去２０年にわたって、大きいフレームのガスタービンエンジンは改良されたが、熱効率は、約３３％から約３７％にわずかに上昇しただけである。
【発明の概要】
【００１６】
本発明は、第１段タービンノズルを含むガスタービン構成要素の冷却効率を向上させる幾つかの実施形態を提供する。
【００１７】
本発明の実施形態においては、加熱エンジンを有する補助圧縮空気源、補助圧縮機、及び、加熱された補助圧縮空気を供給するレキュペレータを含む、タービン翼に冷却用空気を導くシステム及び方法を提供する。加熱された補助圧縮空気は、補助圧縮空気源がタービン翼冷却専用の冷却用空気を供給するように、導管を通って複数のタービン翼に供給される。
【００１８】
本発明の代替実施形態においては、冷却用空気をタービン翼に選択的に供給するシステム及び方法を提供する。複数の空冷タービン翼、加熱エンジンを有する補助圧縮空気源、補助圧縮機、及び、レキュペレータを提供する。補助圧縮空気は、導管を通って複数のタービン翼に供給され、導管において、空気は、タービン翼を冷却するように選択的に導かれる。補助圧縮空気源を利用しないとき、タービン翼の冷却用空気は、ガスタービンエンジンの圧縮機から供給される。
【００１９】
本発明の実施形態においては、必要なタービン冷却及び漏れ空気（ＴＣＬＡ）の少なくとも一部は、先行技術の冷却設計より低い温度を有する補助圧縮空気源によって提供され、それによって、必要なＴＣＬＡの量を減らし、全体としての効率を向上させる。
【００２０】
本発明の追加の利点及び特徴は、以下に一部記載しており、以下の記載を検討すると当業者にはある程度明らかとなる、または、発明の実践から学習してもよい。添付図面を個々に参照して本発明を記載する。第１段ノズルを実施形態の実施例として使用するが、本発明で概略を述べたこのアプローチは、タービン部内の他の構成要素に適用できることを意図している。
【００２１】
添付図面を参照して本発明を以下に詳細に記載する。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１Ａ】単純サイクルガスタービンエンジンの概略図を示す。
【図１Ｂ】図１Ａのエンジンの熱効率及び出力と燃焼温度の関係を示す。
【図２Ａ】コンバインドサイクルガスタービンエンジンの概略図を示す。
【図２Ｂ】図２Ａのエンジンの熱効率及び出力と燃焼温度の関係を示す。
【図３】標準温度を測定する軸方向位置を示すガスタービンエンジンの部分断面図を示す。
【図４】冷却パターンを示す典型的なガスタービンノズルの斜視図である。
【図５】先行技術による、第１段タービン翼に冷却用空気を導く方法を提供するガスタービンエンジンの部分断面図である。
【図６】本発明の実施形態による、第１段タービン翼に冷却用空気を導く方法を提供するガスタービンエンジンの部分断面図である。
【図７】本発明の実施形態による、補助圧縮空気源の概略図である。
【図８】本発明の代替実施形態による、第１段タービン翼に冷却用空気を選択的に導く方法を提供するガスタービンエンジンの部分断面図である。
【図９】本発明の代替実施形態による、第１段タービン翼を冷却する専用冷却用空気を導く代替方法を提供するガスタービンエンジンの部分断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
本発明は、ガスタービンエンジンの総合的な効率を向上させるように、タービン翼、より詳細には、第１段タービン翼等、複数のガスタービンエンジン構成要素に冷却用空気を提供する方法及びシステムに関する。本発明の譲受人であるＰｏｗｅｒＰＨＡＳＥ  ＬＬＣは、Ｔｕｒｂｏｐｈａｓｅ（登録商標）として知られる特許出願中の補助圧縮システムを有する。Ｔｕｒｂｏｐｈａｓｅは、別個の燃料エンジンによって駆動される圧縮及び加熱過程を通して空気を圧縮機吐出領域に送る、ここでは、圧縮された空気は、ガスタービンエンジンに注入される前にエンジンからの廃熱を使用して加熱される。先行技術の空気圧縮及び供給装置では、十分な冷却を提供してガスタービンエンジンの熱効率を向上させるのに必要な温度及び圧力の圧縮空気を供給できない。
【００２４】
図６を参照すると、第１段タービン翼６３１に代替冷却源を提供するシステム６００が示されている。システム６００は、圧縮空気流を吐出プレナム６０４に供給する圧縮機６０２を含む。圧縮機６０２からの空気のほとんどは、１つまたは複数の燃焼器６０６を通り、１つまたは複数の燃焼器６０６は、燃焼器ケース６０８、エンドキャップ６１０、燃料ライナ６１２、スワラアセンブリ６１４、トランジションピース６１６、及び、タービンフレームの一部、ここでは、第１段翼外輪６２０にトランジションピース６１６を固定するブラケット６１８を有する。空気は、燃焼器６０６で受け取られ、１つまたは複数の燃料ノズル６２２からの燃料と混合される。この実施形態においては、第１段翼外輪６２０は、圧縮機吐出プレナム（ＣＤＰ）ケース６２４に固定される。
【００２５】
圧縮機吐出プレナムの空気は、空気の大半が燃焼器６０６に行く、または、ＴＣＬＡ（タービン冷却及び漏れ空気）に使用されるように、ロータ６２８と内部ケーシング６３０との間でシール６２６によってシールされる。内部ケーシング６３０は、必要な構造的な軸方向及びねじれ支持を提供するために、第１段ノズル６３１との機械的インタフェース６３２を有する。内部ケーシング６３０は、隣り合う燃焼器６０６間に配置されたＩＤストラット６３４によって圧縮機吐出プレナムケース６２４内に通常、支持される。ロータ６２８は、軸受６３６を有し、軸受け６３６は、ストラット６３４を通してケーシングにロータ６２８を結合する。
【００２６】
図６を引き続き参照する。システム６００は、ガスタービンエンジンの第１段ノズル６３１にＴＣＬＡの代替源も提供する。空気供給源は、ケース６２４のフランジ６５０にＡで提供される。この空気供給源Ａは、図７に示すように、補助源から生成される。より詳細には、図７を参照すると、補助圧縮空気源７００は、燃料エンジン７０２を含み、燃料エンジン７０２は、空気７０４及びエンジン燃料７０６を受けとって、機械的軸動力７０８と高温の排気７１０を生成する。エンジン燃料７０６は、天然ガスまたは液体燃料であってよい。機械的軸動力７０８を使用して、多段中間冷却圧縮機７１２を駆動し、多段中間冷却圧縮機７１２においては、周辺空気７１４が取り込まれ、圧縮機７１２の各段で圧縮、冷却される。圧縮機７１２は、暖かい圧縮空気７１６を供給し、圧縮空気７１６は、レキュペレータ７１８を通って導かれて、燃料エンジン７０２からの高温の排気７１０を用いて圧縮空気７１６をさらに加熱し、それによって、加熱圧縮空気７２０と暖かい排気７２２を生成する。この加熱圧縮空気は、華氏約４００度の温度と暖かい排気７２２を有する。補助圧縮空気源７００は、加熱圧縮空気７２０の流量を調節する弁７２４も備えることができる。
【００２７】
図７で表され、本発明と共に利用できる圧縮空気のこのような補助源の一つが、フロリダ州ジュピターのＰｏｗｅｒＰＨＡＳＥ  ＬＬＣ製造の特許出願中のＴｕｒｂｏｐｈａｓｅ（登録商標）システムである。このシステムにおいては、空気は、約４００°Ｆ（約２０４°Ｃ）の中間温度に圧縮、加熱され、圧縮機６０２の圧縮機吐出圧力より少し高い圧力で供給される。加熱圧縮空気７２０は、特許出願中のシステムの生成過程により、圧縮機６０２からの圧縮空気より約２５％効率的に生成される。
【００２８】
図６に戻ると、補助圧縮空気源７００は、図６のＡで示されるように、圧縮機吐出プレナム６２４と第１段タービン翼支持リング６２０との間でシール６５４を用いて形成された外径プレナム６５２に注入される。シール６５４は、ＴＣＬＡ空気を供給する空気供給孔６５６をさらに含む。このプレナム６５２は、複数の機能を提供するように設計されたスワラ６５８も含む。すなわち、加熱圧縮空気がＡで供給されている時、空気の接線方向の渦によって、第１段ノズル６３１に入り得る実際の空気流量を減らし、圧縮機６０２からの空気の一部が供給孔６５６を通って流れるのを空気力学的に妨げる。加熱圧縮空気がＡで供給されていない時、供給孔６５６は、必要なレベルの冷却用空気をタービンノズル６３１に供給するのに十分大きいサイズである。空気は、次に、入口６４３を通って翼６３１に供給される。Ａにおける圧縮空気の供給が十分に信頼できる場合、供給孔６５６は取り除くことができる。
【００２９】
冷却用圧縮空気は、第１段ノズル６３１の内径領域にも供給できる。より詳細には、図６を参照すると、圧縮空気は、プレナム６５２から取り込まれ、複数のパイプ６６０を通って内径プレナム６６２に、そして、第１段ノズル６３１の内径領域内に導かれる。また、内径プレナム６６２に配置されるのは、第１段ノズル内径プラットフォームと内部ケース６４１の間に配置されたシール６６４である。このシール６６４は、シール６６４内にＴＣＬＡ供給孔６６６が配置される。このプレナム６６２は、２つの機能を提供するように設計されたスワラ６６８も含む。第１に、圧縮空気補助源７００からの圧縮空気がＡで供給されている時、接線方向の渦が与えられて、第１段ノズル６３１上に到達できる実際の空気流を減らし、圧縮機吐出空気の一部がＴＣＬＡ供給孔６６６を通って流れるのを空気力学的に妨げる。圧縮空気補助源７００が空気を供給していない時、ＴＣＬＡ供給孔６６６は、現在のレベルのＴＣＬＡを第１段ノズル６３１に供給するのに十分な大きさである。Ｔｕｒｂｏｐｈａｓｅ（登録商標）ＴＣＬＡが十分に信頼できる場合、ＴＣＬＡ供給孔６６６は取り除くことができる。
【００３０】
図８を参照すると、本発明の代替実施形態が示されている。本発明のこの実施形態において、Ａとして示される補助圧縮空気源からの圧縮空気は、入口フランジ８０２内に供給される。入口フランジ８０２の隣に配置されるのは、制御弁８０４である。制御弁８０４が閉じられると、第１段ノズル６３１に空気を供給するパイプ６６０によって、空気は全て、第１段ノズル外径領域６５２及び第１段ノズル内径領域６６２に入れられる。
【００３１】
当業者は理解できるように、弁８０４は、制御弁または逆止弁であってよい。補助圧縮空気源が動作せず、空気を供給していない場合、制御弁８０４が開いて、空気は、ガスタービン圧縮機吐出プレナム６０４から圧縮機吐出フランジ８０６を通って外径プレナム６５２と内径プレナム６６２に流入し、パイプ６６０を経由して、第１段ノズル６３１に空気を供給できる。弁８０４が開き、Ａで供給される空気がある場合、追加される空気の圧力と流量に応じて、ガスタービンの圧縮機吐出ケースからの空気は、フランジ８０６内に流入、または、フランジ８０６から流出してもよい。フランジ８０６から流出する場合、結果として得られる混合空気流の温度、補助圧縮機源Ａからの空気の混合物、及び、ガスタービン圧縮機吐出ケースからの空気は、混合された温度となる。ガスタービン圧縮機出口温度は、典型的に、約７５０°Ｆ（約３９９°Ｃ）であり、補助圧縮機から供給されている空気は７５０°Ｆ（３９９°Ｃ）未満なので、混合温度は、圧縮機吐出温度より冷たくなる。補助圧縮機源Ａから空気が供給されない場合、圧縮機吐出空気はフランジ８０６から流出して、冷却用空気をノズルに供給する。
【００３２】
Ａで外部の圧縮機から得られるより高い圧力の空気を有することによって、他の機能を達成できる。ガスタービンにおいては典型的に、動翼内径プラットフォームと、隣り合う上流及び下流のノズルとの間の空間は、リムキャビティとしても知られ、非常に敏感で、時に冷たさを保つのが難しい領域である。ＴＣＬＡをリムキャビティに供給することによって、ＴＣＬＡは、流路の加圧ガスより圧力が高いので、流路の加圧ガスのリムキャビティへの流入は妨害される。今日、幾つかのガスタービンは、リムキャビティの圧力マージンが非常に低く、結果として、ガスタービンの動作は制限されるか、または、ＴＣＬＡを大きく増加させて適切なリムキャビティ温度を維持する。補助圧縮空気源は、エンジン圧縮機６０２より高い圧力、または、ＴＣＬＡ圧力で空気を供給できるので、現在のＴＣＬＡ使用は、低減でき、その結果、エンジン効率が改善する。
【００３３】
典型的なガスタービンエンジンの特性は、クーラント温度を下げると、タービンの被冷却構成要素の最低金属温度を維持するために同じレベルの冷却を行うのに必要な空気が少なくなることである。これは、効率の向上につながる可能性がある。例えば、Ｓｉｅｍｅｎｓ  Ｗｅｓｔｉｎｇｈｏｕｓｅ及び三菱重工を含む代替の相手先商標製品製造会社は、タービンの一部でも使用されるＴＣＬＡの冷却システムを採用する。このシステムは、ロータ空気冷却器（ＲＡＣ：Ｒｏｔｏｒ  Ａｉｒ  Ｃｏｏｌｅｒ）システムと呼ばれ、ガスタービンエンジンの外部のＴＣＬＡの一部を冷却器にルーティングし、冷却器において、空気の温度は、約７５０°Ｆ（約３９９°Ｃ）から約４５０°Ｆ（約２３２°Ｃ）に下げられる。この温度低下は、必要な冷却用空気の量を減らすのには十分であるが、冷却空気を受け取る部品への熱衝撃のリスクを取り除くほど十分に高い。冷却器の後、ＲＡＣの空気は、前述した感圧性のために、ガスタービンエンジンの回転部にパイプを通って戻される。
【００３４】
これらの性能向上は、受動冷却システムを用いて得ることができ、補助圧縮空気源からの空気が、第１段タービンノズルの冷却システムの入口に導かれて、その結果、同じ第１段ノズル温度を維持するようにガスタービンの制御システムを適切に調整できることを意味する。この受動システムを用いると、補助圧縮空気源が運転していない時、燃焼温度は、影響を受けないままであるが、より低温の冷却用空気の流量が、第１段タービンノズルに導かれるので、燃焼器への燃料流量を比例して増加させ、ガスタービンシステムの出力及び効率を向上させることができる。
【００３５】
非受動または専用システムは、第１段ノズルに供給される冷却用空気が全て、補助圧縮空気源から生じ、結果として、必ず運転する（ｍｕｓｔ  ｒｕｎ）十分に信頼できるシステムとなる。この構成において、より高い圧力の異なる冷却スキームを配置して、第１段ノズルの冷却効率を増加させることができる。例えば、冷却効率が０．５９から０．６５に約１０％向上できた場合、冷却用空気の量を約１０ポンド（約４．５４ｋｇ）／秒減らすことができ、これによって、１７０ＭＷガスタービンに約４ＭＷの追加出力が生じる、または、約２．４％出力及び効率が改善される。この増分出力及び効率は、上述のより低温の冷却用空気と一定した冷却効率に追加される。
【００３６】
図９を参照すると、専用冷却システム９００の代替実施形態は、空気が圧縮機吐出プレナム９０２から抽出され、冷却器９０４によって冷却され、次に、圧縮機９０６に導かれ、圧縮機９０６で空気圧力がさらに増加される閉ループシステムを伴う。空気は既に加熱されているので、空気に熱を加える必要は無く、圧縮機９０６は、電気駆動であってよい。加圧空気９０８は、次に、入口９１０からパイプによってエンジン内、そして、専用冷却システムに送られ、第１段ノズル９３１を冷却する。空冷ノズルで従来行われていたように冷却用空気を高温のガス経路に吐出する代わりに、冷却用空気の一部または全てを圧縮機吐出プレナム９０２に戻し、空気は、燃焼過程を経て、冷却用空気を有効にリサイクルする。このプロセスの大きな利点の１つは、新しい空気がガスタービンサイクルに追加されないので、ガスタービンの排気の質量流量を比較的一定に保つことができ、よって、ガスタービンの排気の質量流量が比較的変化しないので、許可がかなり容易になる（ｍａｋｅｓ  ｐｅｒｍｉｔｔｉｎｇ  ｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｌｙ  ｅａｓｉｅｒ）。
【００３７】
増分出力を取り付ける大きな障害の１つは、比排出量（生成ＭＷあたりの汚染物質ポンド）が増加し、プラントが同じ時間、稼働する場合、排出物の総ポンドも増加するということである。ガスタービンの質量流量を維持することによって、ガスタービンからの比排出量は、増加せず、同時に、追加の出力が実現される。これは、増分出力に対してガスタービンよりずっと多い排出物を生成するダクトバーナ等の他の形態の出力増加と比較して、コンバインドサイクル発電プラントの利点である。図９の閉ループで第１の翼を冷却する他の利点は、タービンを通る質量流量が一定に保たれるので、ガスタービン圧縮機にかかる背圧が影響を受けず、あらゆるガスタービン負荷条件でこのシステムは使用できることである。現在のところ、補助圧縮空気源は、主に出力増加システムであり、出力増加システムは、ある程度、負荷利点を提供できるが、ガスタービン圧縮機のサージによる制限のために、非常に低い負荷で幾分、制限を受ける。図９に示す閉ループ冷却システムを有効に制御して、空気が圧縮機吐出プレナムから引き出される時、空気に適用される冷却を増減することによって、冷却された第１の翼９３１から戻る空気の温度を上昇させ、ガスタービンの動作下限値をさらに低くすることを可能にする。
【００３８】
しかしながら、より低温の空気を用いてタービンノズルを冷却することの影響も考慮しなければならない。約４００°Ｆ（約２０４°Ｃ）の低温の圧縮空気を使用すると、ノズルを出る空気もより低温になる（先行技術の冷却システムの約１０００°Ｆ（約５３８°Ｃ）ではなく、約７００°Ｆ（約３７１°Ｃ））。従って、低温の空気がノズルを出て、高温のガス経路のガスと混じり合うために、燃焼温度を有効に下げる。同じ冷却効率を維持し、クーラント温度を下げることによって、燃焼温度を有効に上昇させることができる。例えば、本発明の実施形態に関しては、冷却効率は、約０．５９＝［（２７００−１５５０）／（２７００−７５０）＝．５９］である。燃焼器温度を上昇させ、クーラント温度を下げて、冷却効率を一定に保つと、．５９＝［｛２７００＋ｘ｝−１５５０］／［｛２７００＋ｘ｝−４００］、ｘ＝５０４Ｆ（２６２°Ｃ）、燃焼温度は上昇する。従って、より低温の冷却用空気を第１段ノズルに送ると、ノズルの金属の温度と寿命を維持しながら、有効燃焼温度を約５００°Ｆ（約２６０°Ｃ）上昇させることができ、ガスタービンシステムの出力と効率を大幅に向上させる。逆も真であり、燃焼温度を一定にしたまま、より低温の冷却用空気を用いて第１段ノズルを冷却する場合、金属の温度は下がり、構成要素の耐用年数を延ばすことができる。燃焼温度を一定に保ち、第１段ノズルの冷却に使用する低温の冷却用空気を少なくして、ノズルの金属の温度を一定に保ち、耐用年数を一定に保つ場合、燃焼温度は低くなり、その結果、排出物は減り、燃料流も減るという、中道の方法もある。
【００３９】
現在、好ましい実施形態として知られるもので発明を記載したが、発明は、開示の実施形態に制限されず、逆に、以下の請求項の範囲内の様々な修正及び同等の構成を含むことを意図していることは理解されたい。本発明を特定の実施形態に関して記載したが、その実施形態は、全て、制限ではなく説明的なものである。詳細には、第１段ノズルを、本出願書では実施例として使用しているが、その原理は、典型的に、高温ガス経路構成要素と言われる、他の回転する、及び、静止したタービン構成要素に当てはまる。
【００４０】
上記記載から、本発明は、システム及び方法にとって明らかで固有の他の長所と共に、上記目的及び目標の全てを達成するようによく適合された発明であることは明らかである。一定の特徴及びサブコンビネーションは、有用であり、他の特徴及びサブコンビネーションを参照することなく採用されてもよいことは理解されよう。これは、請求項の範囲によって企図され、請求項の範囲に入る。
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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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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【図８】
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【図９】
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【国際調査報告】
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