(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンの動翼先端と対向する翼環内に冷却通路を設け、同通路に蒸気供給源から蒸気を流して翼環を冷却し、冷却後の蒸気を燃焼器尾筒接続部へ流して尾筒へ導き同尾筒の壁内部を冷却し冷却後の蒸気を前記蒸気供給源へ回収することにより、前記動翼先端と前記翼環との間のクリアランスを低減させるガスタービンであって、同翼環には円周方向に配列した複数の燃焼器尾筒の位置と対向して軸方向に突設するブロックをそれぞれ設け、同ブロック内に軸方向に伸びる通路と周方向の通路とでＵ字状通路を形成し、同Ｕ字状通路には一端から蒸気を流入し、他端から流出し、冷却後の蒸気を尾筒接続部から前記尾筒へ供給することを特徴とするガスタービン。  
【請求項２】
前記翼環は第１段動翼と対向する第１翼環と第２段動翼と対向する第２翼環とからなり、前記冷却通路は前記第１翼環の第１冷却通路と前記第２翼環の第２冷却通路で構成され、前記第１，第２冷却通路間を連通する軸方向通路と、前記第１冷却通路と前記尾筒接続部とを接続する尾筒側通路とを備え、前記蒸気供給源からの蒸気は、前記第２冷却通路、前記軸方向通路、前記第１冷却通路、前記尾筒側通路の順に流れ、前記尾筒接続部へ供給され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】
前記翼環は、上下で半円形状で２分割され、左右でフランジ結合された形状であり、外周囲の上下には前記フランジとほぼ同等の形状の部材を取付けたことを特徴とする請求項１または２に記載のガスタービン。
【請求項４】
前記翼環への蒸気入口、蒸気出口は、それぞれ複数個からなり、それぞれ上下左右にほぼ均等配置となるように配設されていることを特徴とする請求項１または２に記載のガスタービン。
【請求項５】
前記翼環の表面で空間に露出し高温にさらされる部分には断熱材料からなるサーマルシールドで覆ったことを特徴とする請求項１または２に記載のガスタービン。
【請求項６】
前記翼環の周囲には車室外側から挿通され検出部を動翼先端と対向する内周壁面に露出させ前記動翼先端とのクリアランスを検出する複数のセンサを設け、前記蒸気供給源から翼環へ蒸気を供給する系路の途中に設けられた蒸気温度調節器と、同蒸気温度調節器と前記翼環への蒸気入口との間に設けられた流量制御弁と、前記センサからの信号を取り込み、同検出信号を予め設定した目標値と比較し、クリアランスが同目標値に近づくように前記蒸気温度調節器及び流量制御弁の開度を制御する制御装置とを備えてなることを特徴とする請求項１または２に記載のガスタービン。
【請求項７】
前記センサはＦＭ変調静電容量型センサであることを特徴とする請求項６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】
本発明はガスタービンに関し、翼環を熱による影響を少くするような形状とし、翼環、特に第１段と第２段の翼環の形状を改良すると共に、翼環を蒸気で冷却することにより、この蒸気の温度、圧力、流量を制御して翼環の熱膨張を小さくし、変化を均一化して運転中の動翼先端のクリアランスを低減させ、ガスタービンの性能を向上させるようにしたものである。
【０００２】
【従来の技術】
図２０はガスタービンの代表的な内部を示す断面図であり、１００は燃焼器の尾筒出口であり、高温の燃焼ガスが流出する。１０１はガスパスであり、軸方向には、それぞれ静翼１Ｃ，２Ｃ，３Ｃ，４Ｃの４段が配設されており、各静翼はそれぞれ外側シュラウドで翼環１０２，１０３，１０４，１０５に連結され、円周方向に複数枚が取付けられている。又静翼１Ｃ，２Ｃ，３Ｃ，４Ｃとはそれぞれ交互に動翼１Ｓ，２Ｓ，３Ｓ，４Ｓが配置されており、動翼はそれぞれロータ２００の周囲に複数枚が取付けられている。
【０００３】
上記構成のガスタービンにおいては、静翼は翼環側から冷却空気を導き、又、動翼はロータ側から冷却空気を導いて冷却が行なわれるのが一般的であるが、近年のガスタービンの高温化に伴って、蒸気で冷却する方式が採用されるようになってきている。又、ガスタービンの起動時には、動翼先端と翼環とのクリアランスを所定量を保って運転を開始するが、立ち上がり時には翼環が冷えて縮まっているので、ロータや動翼の方が早く加熱されて動翼先端のクリアランスが小さくなり、運転中に接触の危険性が高まる。従って、クリアランスは、この危険度を見込んで適切に設定しなければならない。このクリアランスがあまり広いとガスタービンの性能を低下させてしまうので、動翼先端と翼環とのクリアランスをできるだけ小さくすることがガスタービンの性能向上の有力な手段となるが、現状では、産業用ガスタービンの分野においては、このような対策は充分に確立されていないのが現状である。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
前述のように、従来の産業用ガスタービンにおいては、ガスタービンの静翼、動翼、ロータ等は冷却空気を導き、冷却することが一般的に行なわれているが、近年のガスタービンの高温化に伴い、空気に代えて蒸気冷却方式が採用されるようになってきている。このようなガスタービンにおいては、動翼先端と翼環とのクリアランスは起動時から運転中に熱の影響により変化し、起動時の所定のクリアランスが立ち上がり時に翼環側と動翼との熱伸び差により最小クリアランスの状態が生じ、適切なクリアランスの設定をしないと接触が生じて危険な状態をまねくことになる。又、運転中にクリアランスがあまり大きすぎると、ガスタービンの性能低下をまねくことになり、適切な動翼のチップクリアランスの設定が必要である。そのためには、このチップクリアランスの量を熱により大きく変動しないようにし、かつ接触が生じないような最適の量に制御することが好ましいが、現状では産業用ガスタービンにおいては、このような制御は種々検討されている段階であり、充分な技術が確立されていない。
【０００５】
そこで本発明ではガスタービンの翼環の形状構造に種々改良を加え、翼環の熱的影響を小さくするような構造とすると共に、翼環を蒸気で冷却する方式とし、この冷却蒸気の温度、圧力、流量を制御して動翼先端と翼環との間のクリアランスを最適となるように制御するガスタービンを提供することを課題としてなされたものである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明は前述の課題を解決するために、次の（１）〜（７）の手段を提供する。  
【０００７】
（１）ガスタービンの動翼先端と対向する翼環内に冷却通路を設け、同通路に蒸気供給源から蒸気を流して翼環を冷却し、冷却後の蒸気を燃焼器尾筒接続部へ流して尾筒へ導き同尾筒の壁内部を冷却し冷却後の蒸気を前記蒸気供給源へ回収することにより、前記動翼先端と前記翼環との間のクリアランスを低減させるガスタービンであって、同翼環には円周方向に配列した複数の燃焼器尾筒の位置と対向して軸方向に突設するブロックをそれぞれ設け、同ブロック内に軸方向に伸びる通路と周方向の通路とでＵ字状通路を形成し、同Ｕ字状通路には一端から蒸気を流入し、他端から流出し、冷却後の蒸気を尾筒接続部から前記尾筒へ供給することを特徴とするガスタービン。  
【０００８】
（２）前記翼環は第１段動翼と対向する第１翼環と第２段動翼と対向する第２翼環とからなり、前記冷却通路は前記第１翼環の第１冷却通路と前記第２翼環の第２冷却通路で構成され、前記第１，第２冷却通路間を連通する軸方向通路と、前記第１冷却通路と前記尾筒接続部とを接続する尾筒側通路とを備え、前記蒸気供給源からの蒸気は、前記第２冷却通路、前記軸方向通路、前記第１冷却通路、前記尾筒側通路の順に流れ、前記尾筒接続部へ供給されることを特徴とする（１）記載のガスタービン。  
【０００９】
（３）前記翼環は、上下で半円形状で２分割され、左右でフランジ結合された形状であり、外周囲の上下には前記フランジとほぼ同等の形状の部材を取付けたことを特徴とする（１）または（２）に記載のガスタービン。
【００１０】
（４）前記翼環への蒸気入口、蒸気出口は、それぞれ複数個からなり、それぞれ上下左右にほぼ均等配置となるように配設されていることを特徴とする（１）または（２）に記載のガスタービン。
【００１１】
（５）前記翼環の表面で空間に露出し高温にさらされる部分には断熱材料からなるサーマルシールドで覆ったことを特徴とする（１）または（２）に記載のガスタービン。
【００１２】
（６）前記翼環の周囲には車室外側から挿通され検出部を動翼先端と対向する内周壁面に露出させ前記動翼先端とのクリアランスを検出する複数のセンサを設け、前記蒸気供給源から翼環へ蒸気を供給する系路の途中に設けられた蒸気温度調節器と、同蒸気温度調節器と前記翼環への蒸気入口との間に設けられた流量制御弁と、前記センサからの信号を取り込み、同検出信号を予め設定した目標値と比較し、クリアランスが同目標値に近づくように前記蒸気温度調節器及び流量制御弁の開度を制御する制御装置とを備えてなることを特徴とする（１）または（２）に記載のガスタービン。
【００１３】
（７）前記センサはＦＭ変調静電容量型センサであることを特徴とする（６）記載のガスタービン。
【００１４】
本発明は、上記の（１）を基本としている。  
【００１５】
本発明の（１）では、まず翼環を冷却し、動翼先端とのクリアランスを適切に調整することができ、その後翼環を冷却した蒸気を燃焼器尾筒へ流し、高温の尾筒壁内部に流れて尾筒を冷却した後回収されるので、クリアランスのコントロールと共に、蒸気による尾筒の冷却もなされ、ガスタービンの性能向上に貢献するものである。  
【００１６】
そして、冷却通路をブロック内のＵ字状通路で形成し、それぞれの燃焼器尾筒の位置と対応させて設けているので、冷却後の蒸気の尾筒への供給が容易となる構造となり、尾筒接続部からの尾筒冷却後の流出も容易となり、構造が簡素化される。
【００１７】
本発明の（２）では、（１）の発明の翼環を第１翼環と第２翼環に分割し、それぞれの翼環に第１冷却通路と第２冷却通路とを設けているので、第１段動翼と第２段動翼先端とのクリアランスの両方を翼環を蒸気冷却することによりコントロールでき、（１）の発明のガスタービン性能向上がより一層効果的になされる。  
【００１８】
本発明の（３）では、翼環の上下には、左右フランジと同等の熱バランスのための部材を取付けているので、翼環の熱による歪が均一化され、無理な熱応力の発生が防止される。又、本発明の（４）では、翼環への蒸気入口、翼環からの蒸気出口もできるだけ上下左右均等に配置することにより、熱変形のバランスを取り、熱変形量を均一にしている。又、本発明の（５）では、翼環表面の高温にさらされる部分には、サーマルシールドで覆われているので、翼環の熱的影響を少くすることができる。
【００１９】
本発明の（６）では、上記（１）または（２）の発明において、翼環の周囲にはクリアランスを検出するセンサを配置し、動翼先端と翼環との間のクリアランスを検出して制御装置に入力する。制御装置では、検出したクリアランスの信号を、予め設定した目標値と比較し、クリアランスを目標値に近づけるように、蒸気温度調節器で蒸気温度を調整し、流量制御弁の開度を調整する。このような制御により、蒸気温度と流量又は圧力の調整が容易となり、クリアランスが目標値に設定され、ガスタービンの性能の低下が防止される。又、本発明の（７）は、ＦＭ変調静電容量型センサであり、クリアランスが０〜５mm程度の範囲で、かつ高温状態において正確に検出ができる。
【００２０】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態、及び本発明に係り本発明者が検討した検討例について図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明に係り本発明者が検討した検討例１のガスタービンの構成図である。図において、１はガスタービン、２は圧縮機、３は燃焼器である。ガスタービン１には翼環冷却通路８が設けられており、この冷却通路８には蒸気タービンボトミング系１０から配管６を通り、冷却用蒸気が供給され、冷却後の高温となった蒸気は配管７から回収され、蒸気タービンボトミング系１０に戻される。又、立ち上がり時には補助ボイラ１１から配管４を通り、適切な温度の蒸気が翼環冷却通路８に供給され、翼環を冷却後の蒸気を配管５により回収している。このように翼環を蒸気で冷却することにより、翼環の熱伸びの変化を調整し、クリアランスが拡大しないようにしている。
【００２１】
図２は本発明の実施の第１形態に係るガスタービンの構成図であり、ガスタービンの翼環と燃焼器尾筒の冷却系路を直列に接続したものである。図において、蒸気タービンボトミング系１０からは配管１２を通って、まず翼環冷却通路８に冷却用蒸気が供給され、翼環を冷却し、冷却後の蒸気は配管１３を通り、燃焼器３の尾筒冷却通路９に入り、尾筒を冷却し、冷却後の蒸気は配管１４により蒸気タービンボトミング系１０に回収される。
【００２２】
図３は本発明の実施の第１形態に係るガスタービンの構造と冷却用蒸気の経路を示す図であり、ガスタービンの熱的影響の最も厳しい第１段動翼の翼環に蒸気冷却を適用したもので、冷却後の蒸気は尾筒に流すものである。
【００２３】
図３において、第１段動翼１Ｓの外側にはタービン翼環２０が車室壁に取付けられている。翼環２０には蒸気入口２１が取付けられ、配管１２により冷却用蒸気が供給される。翼環２０に供給された冷却用蒸気は、翼環内の翼環冷却通路８に流れ、翼環を冷却し、冷却後の蒸気は配管１３を通り、燃焼器３の尾筒の冷却用通路へ導かれ、尾筒冷却後の蒸気は図示してない配管より回収される。
【００２４】
図４は本発明の実施の第１形態における第１段動翼１Ｓと対向する翼環の斜視図である。図において、タービン翼環２０には円周方向に沿って蒸気供給管２５が配設されている。タービン翼環２０は図示の例では半円形の上部を示し、１個の蒸気入口２１と２個の蒸気出口２４が設けられ、それぞれ蒸気供給管２５と蒸気回収管２６に接続されている。蒸気供給管２５は蒸気入口２１を中心として左右に分かれ、下流に向かうに従って管径を徐々に細くしている。この理由は複数の翼環冷却部２２へ蒸気を供給する際に、下流側へ向かうに従って流量が減少してゆくので蒸気の流入する圧力を均一にするためのものである。
【００２５】
又、タービン翼環２０の尾筒側には各燃焼器と対応する位置にそれぞれ８個の尾筒冷却系接続部２３が設けられており、この尾筒冷却系接続部２３の反対側にはそれぞれ翼環冷却部２２が対向配置している。又、尾筒冷却系接続部２３には、尾筒の蒸気流入口と接続する穴２７、及び尾筒を冷却後の蒸気流出口と接続する穴２８が設けられている。
【００２６】
このような図４に示す構成において、冷却用の蒸気は蒸気入口２１から流入し、蒸気供給管２５に入り、左右に分岐してそれぞれ翼環冷却部２２内の翼環冷却通路８へ流入する。翼環冷却通路８は軸方向の通路８ａと周方向の通路８ｂとから構成され、冷却用蒸気が流れ、それぞれタービン翼環２０の動翼と対向する円周方向の壁面を冷却する。
【００２７】
冷却用蒸気は翼環冷却通路８の８ａから８ｂに流れ、再び対向する８ａを流れて尾筒冷却系接続部２３の穴２７より図示省略の燃焼器の尾筒に流入し、尾筒を冷却した蒸気は尾筒から尾筒冷却系接続部２３の穴２８へ戻る。戻った蒸気は尾筒冷却系接続部２３から蒸気回収管２６へ流出し、蒸気出口２４から回収される。
【００２８】
このようにして、本実施の第１形態のガスタービンにおいては、冷却用蒸気により動翼と対向する翼環が冷却され、熱による影響を抑え、蒸気の流量、圧力、温度を適切に制御することにより、クリアランス部の接触を防止すると共に、運転中のクリアランスを極力小さくし、又、翼環２０を冷却した蒸気は、更に高温の燃焼器３の尾筒へ流し、尾筒を効果的に冷却することができ、ガスタービンの性能を向上させることができる。
【００２９】
図５は本発明の実施の第１形態の他の例を示す構成図である。この例では第１段動翼と第２段動翼先端に対向する翼環をそれぞれ独立して設け、従来一体化構造の翼環を分割した構造とし、それぞれの翼環の形状に特徴を持たせると共に、熱的影響が小さくなるような構造としたものである。
【００３０】
図５において、蒸気タービンからの冷却用蒸気は、まず第２翼環３１へ流入し、第２翼環３１を冷却し、冷却後の蒸気は第１翼環３０へ流入して第１翼環を冷却する。冷却後の蒸気は尾筒冷却入口３２へ流出し、尾筒の壁内部を流れ、尾筒を冷却して尾筒冷却出口３３から出口管マニホールド３４へ流出し、蒸気タービンへ回収される構成である。
【００３１】
図６は図５に示す翼環冷却方式の具体的な構造を示す断面図である。図において、第１翼環３０と第２翼環３１とは分割されており、第１翼環３０は第１段動翼１Ｓに、第２翼環３１は第２段動翼２Ｓにそれぞれ対応している。翼環３０，３１の中心部には、それぞれ翼環内部へ円周状の翼環冷却通路３５，３６が設けられ、第２翼環３１と第１翼環３０とは、図示していないが、図５に示すように軸方向の３本の通路が接続している。
【００３２】
第１翼環３０の翼環冷却通路３５は、軸方向の複数本の通路３８により尾筒冷却入口３２へ接続され、尾筒壁内の通路へ蒸気を供給する。尾筒を冷却した蒸気は尾筒冷却出口３３から配管３９を通って出口管マニホールド３４へ流出し、蒸気タービンへ戻される。又、第１翼環３０、第２翼環３１の周方向側面にはサーマルシールド３７が設けられ、軸方向から伝わる熱をシールドする構造である。
【００３３】
図７は図６で説明した第２翼環３１を示す拡大図であり、従来の翼環１０３を２分割して第１と第２の翼環に分割し、第２翼環３１を構成しており、中央部には円周方向の翼環の冷却通路３６が設けられている。この第２翼環３１は車室壁と嵌合する部分３１ａと、動翼側の取付部を形成する部分３１ｂとが、それぞれ径方向の中心線に対して概略前後対称形となっており、翼環形状をコンパクト、かつ軸対称形とし、軸方向の変形量の均等化を図ることができる。
【００３４】
又、第１翼環の形状も説明は省略するが、ほぼ同様な構成であり、このような第１，第２翼環３０，３１により従来の翼環１０３よりも軸方向の変形量を均等化し、変化量を小さくすることができる。なお、図中車室壁との嵌合部３１ａは翼環側が凹形状としているが、これを逆にして車室側を凹、翼環側を凸形状とし、ほぼ軸対称形となるようにしても良い。
【００３５】
図８は図６に示す車室部分の拡大図であり、図において、第１翼環３０と第２翼環３１が小形化され、かつ、蒸気冷却構造とすることにより、従来の車室１５０と比べ、車室４０を小形にすることが可能となり、車室壁との嵌合部を内側へ引っ込め、車室外径を小さくするような形状となり、翼環３０，３１のスラスト力に対して剛性を従来よりも向上させることができる。
【００３６】
図９は翼環の上部連結部を示す断面図で、（ａ）が従来例、（ｂ）は本発明の実施の第１形態における第２翼環３１を代表して示す。図７で示したように、翼環の形状を軸対称として肉厚均等化による局部応力を低減する構造とし、フランジの形状も従来の１５１と比べ、フランジ４１が幅を小さくでき薄くすることができる。これにより軸方向と周方向の変形量を均等化にすることができる。又、翼環冷却通路３６はフランジ４１の部分４２で連結し、連結部周囲にはシール４３を介装させている。
【００３７】
図１０は図５に示す実施の第１形態での翼環の他の改善例を示し、第１翼環３０を代表して示し、（ａ）は正面図、（ｂ）は側面図である。両図において、第１翼環３０は水平フランジ４１で両端が固定されており、蒸気は第１翼環３０を冷却後、燃焼器３の尾筒へ流れ、尾筒を冷却後、回収される。翼環３０の上、下部には左右の水平フランジ４１と同等のサーマルマス４４を取付け、上下、左右で重量、形状を同等にして熱変化のバランスを取るようにしている。
【００３８】
図１１は図５に示す実施の第１形態における第２翼環を示し、（ａ），（ｂ）はそれぞれ蒸気の入口、出口の数を変化させ、均等になるように配置した例である。（ａ）は蒸気の翼環への入口を４５−１，４５−２を上下に配置し、蒸気の出口を右側に４６−１，４６−２を、左側に４６−３，４６−４をそれぞれ配置し、蒸気の入口、出口の配置のバランスを取り、蒸気による冷却を均一にして熱変形のアンバランスを小さくする構成としている。
【００３９】
又、（ｂ）は蒸気流量を多く必要とする場合には、蒸気入口を３個とする例で、入口４７−１を上部へ、入口４７−２，４７−３を下部に配置し、蒸気出口は上部に４８−１と４８−３の２個所、下部に４８−２の１個所とし、蒸気の流れを均一にし、蒸気による翼環の冷却を均等化して熱変形量を均一化することができる。
【００４０】
図１２は図５に示す実施の第１形態におけるサーマルシールドの具体例を示す図で、第１翼環の例で示している。図において、翼環の軸方向の前後両周面にはサーマルシールド３７が取付けられており、サーマルシールド３７は翼環３０の表面に断熱材４９がボルト５１で固定され、断熱材４９の表面はカバー５０で覆われている。このようなサーマルシールド３７により翼環３０の円周側面を覆うことにより軸方向から伝わる高熱をシールドし、蒸気冷却による効果を向上させるようにしている。
【００４１】
以上、図２〜図１２で説明した実施の第１形態においては、蒸気により第１翼環３０を冷却し、又は第２翼環３１を冷却後、第１翼環３０を冷却し、冷却後の蒸気で尾筒を冷却するような方式とし、又、翼環３０，３１の形状を軸対称として形状をコンパクトにすると共に、サーマルシールド３７を施し、又、翼環３０，３１にサーマルマス４４を取付けて熱変化に対するバランスを取る構造とし、あるいは蒸気の翼環３０，３１への入口、出口を上下でバランス良く配置することにより、冷却効果を均一にするような構造とする。このような構造により、動翼と対向する翼環が効果的に冷却され、この冷却蒸気の温度、圧力、流量を調整することにより動翼先端のクリアランスを立ち上がりには接触しないようにし、運転中にはクリアランスを出来るだけ小さくしてガスタービンの性能を向上させることができる。
【００４２】
次に、図１３は本発明に係り本発明者が検討した検討例２のガスタービンの構成図である。図において、図３に示す実施の第１形態と異なる部分は、図３の実施の第１形態では、ガスタービン１の翼環を冷却後、冷却蒸気を尾筒に流す直列方式であったが、本検討例２では、翼環冷却通路８と尾筒冷却通路９へは冷却蒸気を並列に接続して供給するようにした部分にあり、その他の構成は図３に示す構造と同じである。
【００４３】
図１３において、蒸気タービンボトミング系１０からの冷却蒸気は、配管１７から尾筒冷却通路９へ、配管１５からは翼環冷却通路８へ、それぞれ並行して供給され、冷却後の蒸気は、尾筒からは配管１８を通り、翼環８からは配管１６を通り、それぞれ蒸気タービンボトミング系１０へ回収される。なお、本検討例２においても、翼環の冷却構造は、翼環を冷却した蒸気は尾筒に接続せず、そのまま回収される部分を除き、図３〜図１２に示す具体的構成がそのまま適用され、同様の効果を得ることができる。
【００４４】
図１４は本発明に係り本発明者が検討した検討例３のガスタービンの構成図であり、冷却蒸気で第１段動翼１Ｓと対向する翼環を冷却した後、その冷却蒸気で第１段静翼１Ｃを冷却し、その冷却後の蒸気を尾筒へ流し、尾筒を冷却後回収する方式としたものである。
【００４５】
図１４において、冷却用蒸気は、図１，図２と同様に図示してない蒸気タービンボトミング系より導かれ、通路６１より翼環６０の第１段動翼１Ｓに対向する部分６０ａを冷却する。この部分の冷却は図４に示す例と同様に軸方向の流路と周方向の流路でＵ字状の冷却通路を構成すれば良い。翼環６０ａを冷却した蒸気は、通路６２より第１段静翼１Ｃに流入し、これを冷却して通路６３より燃焼器３の尾筒へ流入して尾筒を冷却し、冷却後の蒸気は通路６４より回収される。
【００４６】
上記の検討例３においても、実施の第１形態と同様に、翼環を冷却し、動翼１Ｓとのクリアランスを適切な間隔に調整することができ、冷却後の蒸気で高温部の尾筒も冷却できるが、更に、尾筒へ流入する前に第１段静翼１Ｃも冷却するので、冷却効果が向上し、ガスタービンの性能が著しく向上する。
【００４７】
図１５は本発明に係り本発明者が検討した検討例４のガスタービンの構成図であり、図１４に示す検討例３と比べると、検討例３では翼環６０の冷却、静翼１Ｃの冷却、尾筒の冷却とそれぞれ順に直列に接続し、冷却したが、本検討例４においては、静翼１Ｃと尾筒の冷却を冷却用蒸気を並行に流し、冷却するようにしたもので、その他の構造は図１４と同じである。
【００４８】
即ち、図１５においては、冷却用蒸気は通路６１から翼環６０に流入し、６０ａの部分を冷却し、冷却後の蒸気は通路６２から静翼１Ｃに入り、これを冷却して通路６３から流出し、回収され、更に、通路６５より分岐して尾筒に流入し、尾筒を冷却後、通路６６から回収されるもので、静翼１Ｃと尾筒が同時に並行して冷却される。このような実施の第５形態においても、実施の第４形態と同様の効果が得られる。
【００４９】
次に本発明の実施の第１形態、及び検討例１〜４に適用されるクリアランスの制御システムについて説明する。まず、図１６はクリアランスの状態を示す図で、（Ｘ）が本発明の制御システムを適用した特性カーブ、（Ｙ）が従来の特性カーブである。まず（Ｙ）の従来は、初期のクリアランスＣＲ１はコールドスタート（Ｃ）時には５mm、ホットスタート（Ｈ）時には３mmであり、又、最小クリアランス時の（Ｃ）は３mm、（Ｈ）は０．８mmである。
【００５０】
運転の立ち上がり時においては、翼環は冷えており、逆に動翼の方が早く温まり、熱伸びが多いのでＴ1 時においてクリアランスは縮まり、最小クリアランスＣＲ２が生ずる。従来の特性（Ｙ）においては、初期のクリアランスＣＲ１があまり小さいと、時間Ｔ1 における最小クリアランスＣＲ２時に接触が発生し、危険な状態となるのである程度余裕を持って初期のクリアランスを設定しなければならない。従来の特性では、運転中はクリアランスが図示のように増加してゆくので、初期のクリアランスをあまり大きくすると、運転中のクリアランスが大きくなり、ガスタービンの性能が低下してしまう。
【００５１】
これに対して本発明の特性（Ｘ）は、初期のクリアランスは図１に示すように補助ボイラの蒸気で翼環も熱伸びが生じ大きくなるので、時間Ｔ1 での最小クリアランスも大きくなり、接触の危険性を回避できる。運転中にはクリアランスを上記の実施の第１〜第５形態で説明したように、翼環に蒸気を流して冷却し、かつ、後述するように冷却用蒸気の温度、流量又は圧力をコントロールすることにより、安全を考慮した最適な目標値ＣＲ０となるように制御し、最適のクリアランスＣＲ０を保つように運転してガスタービンの性能の低下を防止する。
【００５２】
図１７は翼環のギャップセンサを示す図であり、図において、車室４０、翼環３０には車室外部からギャップセンサ７０が挿通され、第１段動翼側のシュラウド３０ａの表面に検出部が露出するように取付けられる。ギャップセンサ７０はＦＭ変調静電容量型センサであり、０〜５．５mmの範囲において誤差は０．１mm前後で１２００℃の最高使用温度まで計測できるものである。
【００５３】
図１８は図１７におけるＡ−Ａ断面図であり、車室４０周囲から翼環３０を貫通して４本のギャップセンサ７０が挿入され、第１段動翼に対向する翼環３０のシュラウド３０ａの面に検出部が露出し、動翼先端とのギャップを検出し、４本の検出値で翼環の上下左右のクリアランスが測定され、図１６に示すような特性カーブを得ることができる。なお、このような測定は第２段翼環についても同様である。
【００５４】
図１９は本発明のクリアランス制御システムの系統図である。図において、蒸気タービンボトミング系１０からの蒸気は温度調節器７２で温度が調節され、流量調節弁７１で蒸気の流量又は圧力が調節されて、翼環３０に上下２個所から流入し、翼環３０を冷却する。翼環３０を冷却した蒸気は４個所から流出し、蒸気タービンボトミング系１０へ回収される。又、翼環３０には図１７，図１８で示すように４個所にギャップセンサ７０が取付けられており、動翼先端のクリアランスが測定され、その信号は制御装置７３へ入力されている。
【００５５】
制御装置７３では、ギャップセンサ７０からの信号を取り込み、図１６に示すように立ち上がり後、時間Ｔ1 が経過すると、予め記憶されている最適のクリアランスの目標値と比較し、目標値に近づくように流量調節弁７１の開度を制御し、蒸気の流量又は圧力を調節すると共に、温度調節器７２を制御し、蒸気の温度を調節するように制御する。
【００５６】
制御装置７３で、上記のように蒸気の流量又は圧力、温度を制御することにより、翼環の蒸気冷却の条件を変化させることにより、図１６に示すように運転中のクリアランスを最適の目標値に近づけ、クリアランスを極力小さく設定できるので、クリアランスの拡大によるガスタービンの性能低下を防止することができる。
【００５７】
【発明の効果】
本発明のガスタービンは、請求項１に記載の発明を基本としている。  
【００５８】
請求項１の発明では、まず翼環を冷却し、動翼先端とのクリアランスを適切に調整することができ、その後翼環を冷却した蒸気を燃焼器尾筒へ流し、高温の尾筒壁内部に流れて尾筒を冷却した後回収されるので、クリアランスのコントロールと共に、蒸気による尾筒の冷却もなされ、ガスタービンの性能向上に貢献するものである。  
【００５９】
そして、冷却通路をブロック内のＵ字状通路で形成し、それぞれの燃焼器尾筒の位置と対応させて設けているので、冷却後の蒸気の尾筒への供給が容易となる構造となり、尾筒接続部からの尾筒冷却後の流出も容易となり、構造が簡素化される。
【００６０】
請求項２の発明では、請求項１の発明の翼環を第１翼環と第２翼環に分割し、それぞれの翼環に第１冷却通路と第２冷却通路とを設けているので、第１段動翼と第２段動翼先端とのクリアランスの両方を翼環を蒸気冷却することによりコントロールでき、請求項１の発明のガスタービン性能向上がより一層効果的になされる。  
【００６１】
本発明の請求項３では、翼環の上下には、左右フランジと同等の熱バランスのための部材を取付けているので、翼環の熱による歪が均一化され、無理な熱応力の発生が防止される。又、本発明の請求項４では、翼環への蒸気入口、翼環からの蒸気出口もできるだけ上下左右均等に配置することにより、熱変形のバランスを取り、熱変形量を均一にしている。又、本発明の請求項５では、翼環表面の高温にさらされる部分には、サーマルシールドで覆われているので、翼環の熱的影響を少くすることができる。
【００６２】
請求項６の発明では、上記請求項１または２の発明において、翼環の周囲にはクリアランスを検出するセンサを配置し、動翼先端と翼環との間のクリアランスを検出して制御装置に入力する。制御装置では、検出したクリアランスの信号を、予め設定した目標値と比較し、クリアランスを目標値に近づけるように、蒸気温度調節器で蒸気温度を調整し、流量制御弁の開度を調整する。このような制御により、蒸気温度と流量又は圧力の調整が容易となり、クリアランスが目標値に設定され、ガスタービンの性能の低下が防止される。又、本発明の請求項７は、ＦＭ変調静電容量型センサであり、クリアランスが０〜５mm程度の範囲で、かつ高温状態において正確に検出ができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明に係り本発明者が検討した検討例１のガスタービンの構成図である。
【図２】  本発明の実施の第１形態に係るガスタービンの構成図である。
【図３】  本発明の実施の第１形態に係るガスタービン翼環の冷却構造を示す断面図である。
【図４】  本発明の実施の第１形態に係るガスタービン翼環の冷却構造斜視図である。
【図５】  本発明の実施の第１形態に係るガスタービン翼環の他の冷却構造の冷却系統図である。
【図６】  図５に示す冷却系統の構造を示す断面図である。
【図７】  図５に示す第２段翼環の形状を示す拡大図である。
【図８】  図５に示す翼環と車室の形状を示す図である。
【図９】  図５に示す第２翼環のフランジ部の形状を示す図で、（ａ）は従来の形状、（ｂ）は本発明の形状を示す。
【図１０】  本発明の実施の第１形態に係るガスタービン翼環のサーマルマスを示す図で、（ａ）は正面図、（ｂ）は側面図である。
【図１１】  本発明の実施の第１形態に係るガスタービン翼環の蒸気入口、出口の配置を示し、（ａ）は入口が上下、（ｂ）は入口が上に１個、下に２個の例である。
【図１２】  本発明の実施の第１形態に係るガスタービン翼環のサーマルシールドを示す側面図である。
【図１３】  本発明に係り本発明者が検討した検討例２のガスタービンの構成図である。
【図１４】  本発明に係り本発明者が検討した検討例３のガスタービンの構成図である。
【図１５】  本発明に係り本発明者が検討した検討例４のガスタービンの構成図である。
【図１６】  本発明の実施の第１形態、及び検討例１〜４に適用されるクリアランスの制御システムの特性カーブを示す図である。
【図１７】  本発明の実施の第１形態、及び検討例１〜４に適用されるクリアランス制御システムのクリアランスセンサの側面図である。
【図１８】  図１７におけるＡ−Ａ断面図である。
【図１９】  本発明の実施の第１形態、及び検討例１〜４に適用されるクリアランス制御システムの制御系統図である。
【図２０】  従来のガスタービンの断面図である。
【符号の説明】
１          ガスタービン
３          燃焼器
８          翼環冷却通路
９          尾筒冷却通路
１０        蒸気タービンボトミング系
１１        補助ボイラ
２０，６０  翼環
２１        蒸気入口
２２        翼環冷却部
２３        尾筒冷却系接続部
２４        蒸気出口
２５        蒸気供給管
２６        蒸気回収管
２７，２８  穴
３０        第１翼環
３１        第２翼環
３２        尾筒冷却入口
３３        尾筒冷却出口
３４        出口管マニホールド
３５，３６  翼環冷却通路
３７        サーマルシールド
４０        車室
４１        フランジ
４４        サーマルマス
４９        断熱材
５０        カバー
５１        ボルト
７０        ギャップセンサ
７１        流量調節弁
７２        温度調節器
７３        制御装置
【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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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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