(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
主燃焼室（１０）と、種々のタービン段（２５、２７）の少なくとも静翼（２６、２９）及び案内輪（２８、３８）を冷却するための冷却系と、主ガス通路とを備え、高温ガスの主流れ方向（Ｈ）において主燃焼室（１０）の下流に補助燃焼室（３４）が配置され、この補助燃焼室（３４）の上流に配置されたタービン段（２５）を冷却するために使用された冷却空気（１５）が、補助燃焼室（３４）に供給されるガスタービン（５）において、
前記補助燃焼室（３４）が閉鎖冷却系（３５）を有し、この閉鎖冷却系（３５）に、前記補助燃焼室（３４）の上流に配置されたタービン段（２５）を冷却するために使用された冷却空気（１５）が供給されることを特徴とするガスタービン。
【請求項２】
補助燃焼室（３４）が、高温ガスの主流れ方向（Ｈ）において補助燃焼室（３４）の上流に配置されたタービン段（２５）の下流で、このタービン段（２５）の下流に配置されたタービン段（２７）の上流で、主ガス通路に開口していることを特徴とする請求項１記載のガスタービン。
【請求項３】
閉鎖冷却系（３５）に、高温ガスの主流れ方向（Ｈ）において補助燃焼室（３４）の下流に配置されたタービン段（２７）を冷却するために利用された冷却空気（１５）が、補助的に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。
【請求項４】
補助燃焼室（３４）の下流に配置されたタービン段（２７）に、補助燃焼室（３４）の上流に配置されたタービン段（２５）に連通している連絡管（４０）を通して、冷却空気（１５）が供給されることを特徴とする請求項３記載のガスタービン。
【請求項５】
補助燃焼室（３４）が、圧縮機で発生された圧力がかかっているタービン範囲から補助燃焼室（３４）を分離する隔壁間に配置されていることを特徴とする請求項１乃至３の１つに記載のガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、主燃焼室と、種々のタービン段の少なくとも静翼及び案内輪を冷却するための冷却系と、主ガス通路とを有するガスタービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
米国特許第５０８３４２２号明細書に、航空エンジン用のガスタービンが記載されている。そのガスタービンは、圧縮機で圧縮された冷却空気が供給される燃焼室を有している。その冷却空気は大部分が、燃焼室内に配置されたバーナによって燃焼に利用される。残りの冷却空気は、燃焼室の内側壁における燃焼室内部室と反対側の面を冷却するために使用される。燃焼室のバーナが配置されている範囲において、燃焼室の内側壁は、冷却空気を流入するための多数の孔を有する外被によって取り囲まれている。この範囲において内側壁自体、通気性をもって形成されている。
【０００３】
その冷却空気は、上述の外被の孔を通して内側壁に流入し、このようにして、内側壁の燃焼室内部室と反対側の面を冷却する。また内側壁は、外被にある孔を通して流入した冷却空気を内部室に導入する開口を有している。従って、その冷却空気は内部室内を流れる高温ガスに混入される。そのようにして、燃焼室壁の冷却に使用された空気が続いて燃焼に利用されることが保証される。燃焼室壁の冷却用並びに燃焼用に使用されたすべての空気量は、ガスタービンの発生出力に関して良好に利用される。これは、冷却空気が燃焼のために「喪失」されないからである。ガスタービンの場合その運転中、燃焼室壁に加えて、一般に少なくとも静翼および静翼列間に配置された案内輪も冷却されねばならない。通常そのために、上述の構成要素を貫流及び／又は洗流する冷却空気が使用される。その冷却空気の燃焼部への供給は上述の文献では教示されていない。
【０００４】
冷却空気はその冷却経路の途中で非常に大きく圧力を失い、それが燃焼部に戻れるほどの圧力を有さないので、その冷却空気は簡単に燃焼に利用できない。
【０００５】
上述の従来技術には、少なくとも静翼および案内輪の冷却に使用された冷却空気を燃焼に利用する解決方式は全く示されていない。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、多段ガスタービンにおいて使用される総空気量を、良好に利用することにある。
また本発明の課題は、簡単な手段によってガスタービンの出力を向上させることにある。
更に本発明の課題は、ガスタービンの有害物の発生量を減少することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
この課題は、本発明に基づいて、主燃焼室と、種々のタービン段の少なくとも静翼及び案内輪を冷却するための冷却系と、主ガス通路とを備え、高温ガスの主流れ方向において主燃焼室の下流に補助燃焼室が配置され、この補助燃焼室の上流に配置されたタービン段を冷却するために使用された冷却空気が、補助燃焼室に供給されるガスタービンにおいて、前記補助燃焼室が閉鎖冷却系を有し、この閉鎖冷却系に、前記補助燃焼室の上流に配置されたタービン段を冷却するために使用された冷却空気が供給されることによって解決される。
【０００８】
ガスタービン（特に発電用ガスタービン）は、たいてい、高温ガス内に含まれるエネルギーを段階的に徐々に取り出すため、このエネルギーをできるだけ良好に回転エネルギーに変換するため、発電用に使用する場合にその回転エネルギーをガスタービンに結合された発電機によって電気エネルギーに変換するために、静翼と動翼とによって形成された多数のタービン段を有している。
【０００９】
ガスタービンにおいて高温ガスがタービン段を貫流する際、高温ガスはそのエネルギーの一部しかそのタービン段の動翼に与えず、従って、高温ガスがこのタービン段を通過した後も、回転エネルギーに変換できるエネルギーがなおも存在している。従って、公知のガスタービンの場合、高温ガスのエネルギーをできるだけ良好に利用するために、多数のタービン段が直列されている。ガスタービンは例えば３つのタービン段（例えば高圧段、中圧段、低圧段）を有している。各タービン段の静翼、動翼および案内輪は、それらの構造および設計が、それぞれのタービン段における圧力状態に合わされている。それらの構成要素の熱的過負荷を防止するために、各タービン段の少なくとも静翼及び／又は案内輪は冷却空気で冷却される。この冷却空気が燃焼のために喪失されないようにするために、本発明に基づいて、その冷却空気は、高温ガスの流れ方向において主燃焼室の下流に配置された補助燃焼室において燃焼に利用される。
【００１０】
この補助燃焼室において発生された高温ガスは、続いてガスタービンの次のタービン段に導入される。
【００１１】
本発明に基づいて、このようにして、ガスタービンのタービン段の冷却に利用された冷却空気は補助燃焼室において燃焼に使用され、これによって、供給された総空気量は可能な限り多くが燃焼に利用される。
【００１２】
これによって、多段ガスタービンの出力増大が実現される。これは、タービン段の冷却に使用された冷却空気が補助燃焼室において燃焼に利用され、これによって、タービンの空気供給系を大形に設計する必要なしに、補助エネルギーが次のタービン段を駆動するために使用されるからである。
【００１３】
更に、本発明において、従来必要とされていた燃料をいまや主及び補助の両燃焼室に分配することができる。即ち、出力を増大させるために、燃料の供給量を増加させる必要はない。燃料の供給量を増加させると、温度依存有害物質（例えば窒素酸化物）の発生量が増大する。即ち本発明によれば、有害物質の発生量の増加を甘受する必要なしに、出力を増大させることができる。
【００１４】
更に、出力増大が達成されるにもかかわらず、タービン翼が熱的に大きく負荷されることはない。これは、出力増大のために燃料の供給量が増加されないからである。燃料の供給量の増加は、運転温度を上昇させ、ガスタービンのタービン段を熱的に大きく負荷する。
【００１５】
本発明の有利な実施態様において、補助燃焼室は、高温ガスの主流れ方向において補助燃焼室の上流に配置されたタービン段の下流で、このタービン段の下流に配置されたタービン段の上流で、主ガス通路に開口している。
【００１６】
補助燃焼室の上流に配置されたタービン段を貫流した高温ガスは、補助燃焼室の下流に配置されたタービン段を貫流する前に、補助燃焼室で発生された高温ガスと混合される。この混合高温ガス流は、例えばそこで生じている温度分布および圧力分布が実質的に均質であるので、後続タービン段の静翼および動翼並びに案内輪は一様に負荷される。
【００１７】
補助燃焼室が閉鎖冷却系を有し、この冷却系に、補助燃焼室の上流に配置されたタービン段を冷却するために使用された冷却空気が供給されると有利である。そのような補助燃焼室の冷却系は例えば、補助燃焼室の内側壁が外側壁によって包囲されていることによって形成される。これによって、補助燃焼室の内側壁と外側壁との間に、閉鎖冷却系における冷却空気通路として使用する中間室が形成される。
【００１８】
補助燃焼室の上流に配置されたタービン段の構成要素（例えば静翼及び／又は案内輪）を貫流ないしは洗流した冷却空気は、続いて補助燃焼室の閉鎖冷却系に供給される。その冷却空気は、これが補助燃焼室の内側壁外側面に沿って流れることによって、補助燃焼室の内側壁の外側面を冷却する。
【００１９】
閉鎖冷却系からの冷却空気は、内側壁にある少なくとも１つの開口を通して、補助燃焼室の燃焼空間に到達し、そこで、圧縮機で発生されて補助燃焼室に導かれた空気流と混合され、燃焼部に導かれる。
【００２０】
補助燃焼室の閉鎖冷却系は、上述した補助燃焼室の内側壁の外側面を冷却する際、補助燃焼室における燃焼にもはや利用できなくなる程空気が喪失することがないという利点を有する。このようにして、補助燃焼室の効率が向上する。
【００２１】
本発明の他の有利な実施態様において、閉鎖冷却系に補助的に、高温ガスの主流れ方向において補助燃焼室の下流に配置されたタービン段を冷却するために利用される冷却空気が供給される。
【００２２】
ガスタービンの各タービン段における例えば静翼および案内輪のような重要な構成要素は、運転中において熱的過負荷から保護され、従って冷却されねばならない。補助燃焼室の下流に配置されたタービン段を冷却するために使用された冷却空気を、同様に補助燃焼室における燃焼に使用するために、この冷却空気は同様に補助燃焼室の閉鎖冷却系に供給され、続いて補助燃焼室における燃焼に利用される。
【００２３】
このようにして、補助燃焼室の効率が向上する。
【００２４】
補助燃焼室の下流に配置されたタービン段に、補助燃焼室の上流に配置されたタービン段に連通している連絡管を通して、冷却空気が供給されると有利である。
【００２５】
即ち、ガスタービンの上述した前後の両タービン段を冷却するために使用される冷却空気が、これらの両タービン段の範囲において、実質的に同じ圧力状態を有することが保証される。このようにして、上述の各タービン段の冷却に使用された冷却空気のそれぞれの按分量は、実質的に同じ按分量で補助燃焼室における燃焼を促進する。
【００２６】
上述の両タービン段における冷却空気流間に大きな圧力差が存在すると、一方の冷却空気流が他方の冷却空気流を事情によっては押し戻すので、他方の冷却空気流が補助燃焼室において全くあるいは一部しか利用されなくなる。従って本発明の有利な実施態様は燃焼効率の一層の向上に貢献する。
【００２７】
補助燃焼室が、圧縮機で発生された圧力がかかっているタービン範囲から補助燃焼室を分離する隔壁間に配置されていると有利である。
【００２８】
補助燃焼室の上流ないしは下流に配置されたタービン段の範囲にかかっている圧力が、補助燃焼室の範囲における圧力と異なっていることによって、冷却空気は特に、上述のタービン段が配置されている範囲から、補助燃焼室が配置されている範囲に流入する。その場合、隔壁は、上述の両範囲間の圧力が平衡せず、圧力勾配が存在することを保証する。
【００２９】
【発明の実施の形態】
以下において図に示した実施例を参照して本発明を詳細に説明する。
【００３０】
ガスタービン５は主燃焼室１０を有している。この主燃焼室１０の内部室は内側壁１１ａによって取り囲まれている。主燃焼室１０は外側が外側壁１１ｂによって、内側壁１１ａと外側壁１１ｂとの間に冷却空気通路２０が形成されるように、画成されている。
【００３１】
ガスタービン５の運転中、圧縮機で発生された圧縮空気と燃料との混合気１２が主燃焼室１０に供給され、そこで、混合気１２は主燃焼室１０内に配置されたバーナ（図示せず）によって燃焼され、高温ガスが発生される。この高温ガスはタービン段２５、２７の動翼３０、３２を連続して駆動する。
【００３２】
主燃焼室１０の冷却空気通路２０に冷却空気１５が供給される。この冷却空気１５は、燃焼室内側壁１１ａの内部室と反対側の面を冷却する。冷却空気１５は開口１６を通して主燃焼室１０の内部室に供給され、そこで酸素供給体として燃焼を促進する。冷却空気１５は更に、ディフューザ１７によってタービン段２５の静翼２６に導かれ、そしてこの静翼２６を冷却する。冷却空気１５は、静翼２６から流出した後、案内輪１８に沿ってこれを冷却するために導かれる。
【００３３】
高温ガスの主流れ方向Ｈにおいて主燃焼室１０の下流に、補助燃焼室３４が配置されている。
【００３４】
冷却空気１５は補助燃焼室３４の冷却空気通路３５に導かれる。
【００３５】
圧縮空気と燃料との混合気１４が補助燃焼室３４に供給され、そこで、バーナ（図示せず）によって燃焼され、副次的高温ガス流を発生し、この副次的高温ガス流は矢印Ｎの方向に補助燃焼室３４から流出する。
【００３６】
補助燃焼室３４の冷却空気通路３５における冷却空気１５は、開口３７を通して補助燃焼室３４の内部室に導かれ、そこで酸素供給体として燃焼を促進する。
【００３７】
冷却空気１５は連絡管４０を介して他のタービン段２７に導かれる。この冷却空気１５はそこで案内輪３８に沿って流れ、これを冷却し、続いて静翼２９に流入する。その後、冷却空気１５は静翼２９から、冷却空気１５が静翼２９に流入したのと同じ側から流出する。
【００３８】
静翼２９から流出した冷却空気１５は、補助燃焼室３４の冷却空気通路３５に供給される。静翼２９から冷却空気通路３５に供給された冷却空気１５は、開口３７を通して、補助燃焼室３４の内部室に到達し、そこで燃焼を促進する。
【００３９】
この実施例に示されているように、静翼を通して冷却空気が導かれるほかに、冷却空気１５を動翼３０、３２に導き、これを冷却することもできる。この場合、冷却空気１５は動翼３０、３２の自由端で反転され、冷却空気１５が流入したのと同じ側から流出する。冷却空気１５はその流出個所において静翼２９の通路によって導かれ、この通路を貫流し、続いて、補助燃焼室３４の冷却空気通路に供給される。冷却空気１５はそこから、流出開口３７を通って補助燃焼室３４の燃焼室に流入する。
【００４０】
補助燃焼室３４は、その副次的高温ガス通路４５が、タービン段２５の下流で主高温ガス通路４０に開口している。補助燃焼室３４で発生されて矢印Ｎの方向に流れる副次的高温ガス流は、そこで、主燃焼室１０で発生されて矢印Ｈの方向に流れる主高温ガス流と混合される。
【００４１】
その混合高温ガス流は、タービン段２７の静翼２９を通過し、タービン段２７の動翼３２を駆動する。
【００４２】
本発明の図示した実施例の場合、実際には、タービン段２５、２７の冷却に利用されたすべての冷却空気１５は、冷却過程後に燃焼部に導かれる。これによって、特に燃料供給量を増加する必要なしに、ガスタービンの出力増大が達成される。更にまた、出力が増大されるにもかかわらず、タービン翼の熱的負荷並びに有害物質の発生量特に窒素酸化物の発生量は増大しない。多くの場合、本発明に基づくガスタービンによって、タービン翼の熱的負荷の減少並びに有害物質の発生量の減少が実現される。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に基づくガスタービンの燃焼室の概略構成図。
【符号の説明】
５    ガスタービン
１０    主燃焼室
１５    冷却空気
２５    タービン段
２７    タービン段
２８    案内輪
３４    補助燃焼室
【図１】
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