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特集論

高性能新形蒸気タービンの開発

文

Development of New Generation High Efficiency
Steam Turbine
渡 辺 英 一 郎
大堤山

田中

良

典中野宏

治田中

恵

三宮

脇雅

徳篠原種宏隆俊裕

当社では，火力発電設備の効率向上のための弛まない努力を続けている．最近，蒸気タービン性能を大巾に向上させる技術として，次世代高性能翼（反動翼，衝動翼及び低圧最終翼群），次世代高性能シールを開発した．さらに，これらの新技術に加え，他の高性能化技術や運用性向上技術を採用した高性能新形蒸気タービンを開発し，当社の実証発電設備にて性能・信頼性の検証を行った．本報は，高性能新形蒸気タービンに採用された新技術・新構造の特徴及び実機における検証結果について紹介する．

1．はじめ

よりタービンの効率向上を可能にする次世代高性能シールに（リーフシール）を開発した．さらに，これらの新技術に加エネルギー資源の節約と CO2 排出抑制に代表される環境問え，他の最新の高性能化技術や運用性向上技術を採用した高題の高まりから，火力発電設備の効率向上のための弛まない性能新形蒸気タービンを開発し，当社高砂製作所内のコンバ努力が続けられてきた．その一つが蒸気条件の高温・高圧化

インドサイクル実証発電設備（T 地点）向けタービンを新規による熱サイクルの改善であり，当社では蒸気温度 600 ℃級製作して既設機と換装し，性能・信頼性の検証を行った．の高効率大容量商用機の実用化(1)や，630 ℃級高温材の開発(2)を実施してきた．一方，翼性能向上やリーク損失低減といっ2．高性能新形蒸気タービンの概要

た蒸気タービン自身の効率向上についても積極的に取り組ん

次世代高性能翼や次世代高性能シールは，中小型機からコできており，特に翼性能については，最新の数値流体解析技

ンバインドサイクル用蒸気タービン，通常火力用大型機に至術を駆使し高効率化を図った完全三次元流れ設計翼を開発しるあらゆるタービンへ適用可能である．初号機として，T 地，実機へ適用してきた．また，大容量化に対する合理化で点実証発電設備用に，これら新技術をすべて適用して開発・は，最終段動翼の長翼化に取り組み製作した高性能新形蒸気タービンを図１に示す．

(3)

(4)

，世界に先駆け3 600 rpm − 40 インチスチール翼／ 3 000 rpm − 48 インチス本タービンは定格出力 105 MW の単車室再熱式である．高圧前方翼列は衝動段，高圧後方と中圧の翼列は反動段であり，チール翼を開発し，実用化している．
この度，当社では，最新の三次元多段粘性流動解析技術及衝動段，反動段のいずれにも新開発の次世代高性能翼を採用

び非定常流れ場解析技術 を駆使し，更に高効率化を図ったし高性能化を図っている．低圧翼列は 3 600 rpm − 36 インチ

次世代高性能反動翼，衝動翼及び低圧最終翼群を開発した．

最終翼群であり，最新の流動解析技術に基づいた翼型設計，また，グランド部や翼先端からの蒸気リークの大巾な低減にフローパス設計により開発されている．また，リーフシール(5)

次世代高性能衝動翼＆リーフシール

次世代高性能反動翼＆リーフシール

次世代高性能低圧最終翼列リーフシール高温化及び急速起動対応 溶接ロータ

高性能軸流排気室

中空静翼＆ドレン除去スリット

ACCシール
主蒸気入口スクロール＆出入口圧損低減流路

図１ 高性能新形蒸気タービン（T 地点向け単車室再熱タービン）気タービンへの適用箇所を示す．

新技術の新形蒸

静翼

動翼

図２

非定常流動解析例

三菱重工技報 Vol.40 No.4（2003_7）

213
Casingシュラウド

Casing

1.0

Span

0.8
0.6

静翼

動翼

静翼

動翼

0.4
0.2
0.0

HubHub（a）高応答プローブによる損失分布計測例

図３（b）非定常粘性解析例（a）の予測解析結果

流動解析予測精度向上技術例

を高圧排気とグランド間のシール部へ適用してリーク蒸気を低減するとともに，高中圧翼列の動翼外周へも適用し翼列性

図４

翼列全流路非定常多段粘性流動
解析メッシュ例（高圧下流段）

し，これらを用いて次世代高性能反動翼を開発した．
従来翼のフローパターンに対し，反動度，プロファイルの三次元スタッキング分布の更なる最適化を図っている．これ能の向上を図っている．
これらのキーテクノロジーに加え，高性能新形蒸気タービにより，２次流れ渦の抑制と，かつ，内外壁面にその領域をンには，高性能化あるいは運用性向上につながる各種技術も寄せることで，動翼２次流れ損失を低減させている．また非採用している．例として，主蒸気入口部のノズル室はスクロ

定常損失に関しては，次世代高性能衝動翼と同様，動静翼干ール構造として周方向流れ均一化及び圧力損失低減を図り，渉による非定常損失発生を低減させた新プロファイルを，プ高圧排気部，中圧入口部についても数値流体解析に基づき圧ロファイル損失が支配的な翼高さ中央付近に適用している．

力損失の少ない形状としている．また，高圧〜中圧間のシー

さらに，非定常解析により，内外壁近傍において動静翼間かル部には，ACC（Active Clearance Control）技術を適用し，らの流れの洩れ出し・流れ込みにより発生する渦が２次流れ可動式のシールセグメントによりタービン停止時・起動停止渦と干渉し，２次流れ損失を増大させることが定量的に明ら動作中はクリアランスを大きく保ち，通常の負荷運転時にはかとなり，静翼内周側とロータディスク間及び，動翼シュラクリアランスを狭めることによりシール性能を向上させていウド廻りの流路を含めたフローパス形状の最適化も図っている．さらに，起動時熱応力低減のためにロータを中空構造とる．図４にこれら全流路を含む翼流れ場の解析モデルを示す．

した溶接ロータ（異鋼種溶接） を採用し，急速起動等の運(6)用性を向上させている．

3．新 技 術 の 特 徴
3．1

次世代高性能衝動翼

このように，次世代高性能反動翼は，最新の解析技術と詳細な内部流動検証により開発され，T 地点新形蒸気タービン高圧翼列下流段と，中圧翼列全段に適用している．
3．3 次世代高性能低圧最終翼群
低圧最終翼群の性能はタービン全体に与える影響が大き

T 地点高性能新形蒸気タービンの高圧翼列上流段に採用しく，流動解析技術の発展に合わせて種々の改良・改善に努めた衝動段動翼には，非定常損失を低減する新型プロファイルている．次世代高性能低圧最終翼群として今回開発したを適用した．非定常流動解析技術を駆使し，従来用いられて3 600 rpm − 36 インチ翼群（図５）は，最新の非定常多段粘きた動翼の非定常損失発生メカニズムが明らかとなった（図性流動解析技術により，従来から実施している段落負荷の最２参照）．新型プロファイルは，動静翼干渉によるこの非定適化，翼高さ方向の負荷分布，高マッハ数領域流れに対する常損失の発生に着目し，プロファイルの最適化設計により非翼プロファイルの最適化に加え，タービン内の流れの実体，定常的な損失低減を図り，空気タービン試験によって飛躍的すなわち，非定常流れを考慮することで，多段流れ場におけな性能向上が確認された．

る静翼後流の動翼列内での挙動，動翼後流の静翼列内での挙また，高圧翼列上流の衝動段には，ノズル部をプロファイ

動，後流と２次流れとの干渉，衝撃波と境界層あるいは２次ル部分と支柱部分に分離した構造（高性能仕切板構造）を採流れとの干渉等が，時刻歴で評価可能となることから，時間用した．これは，仕切板強度を，静翼上流に設置された支柱平均で最大の効率を得るように，更に一歩進んだ性能向上策によってサポートし，静翼の翼幅を小さくすることでアスペを折り込んでいる．

クト比を増加させ，さらに静翼に三次元設計を適用することで静翼性能の向上を図るものである．支柱形状及び静翼プロ
ファイルは，三次元流動解析により最適化されている．
3．2

次世代高性能反動翼

当社では従来から，粘性を考慮した多段三次元流動解析と，空気タービンによる検証を行うことで常に，予測効率，内部流動の予測精度向上に弛まぬ努力をしてきた．最近では，従来の定常解析手法に加え，図３に示すような損失発生メカニズムを更に高精度に予測可能な非定常流動解析手法を確立

図５

次世代低圧最終翼群（3 600 rpm − 36 インチ）
三菱重工技報 Vol.40 No.4（2003_7）

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また，流動解析技術の向上により，翼に加わる励振力の予態となる．このため，ブラシシール等の接触式シールと異測制度も格段に向上し，耐振動強度レベルも大巾に向上するなりタービン運転中のシールやロータの摩耗が防げ耐久性ことが可能となったため，フローパス，翼プロファイルのスが向上するとともに，シール自身が板形状で差圧方向の剛タッキングの自由度が増え，性能向上のための抜本的見直し性が大きいので，ブラシシールより高差圧域までシールでを実施している．これにより，最終翼長のみならず上流動翼きるという特徴を持つ．の基本直径，翼高さ共増大させ，壁形状も合わせて最終翼群

本シールの工場試験による性能確認試験結果と浮上特性全体の流れ場を更に最適化し，静翼スタッキングも，従来の検証試験（シールとロータ間の導通確認試験）結果を図８

Bow 形状に加え，軸方向に傾斜させた Skew 形状も採用した．に示す．流量は従来のラビリンスシールと比較して約 1/3 に一方，最終翼群に特有のドレンによる損失（湿り損失）に低減できることを確認した．また，シールの浮上は，シー対しても，前述の流動解析技術によりドレン飛跡予測をよりルがロータに対して偏心した場合でも良好であることが導正確に行えることから，ドレン抜きのためのスリット位置の通試験で確認できた．本リーフシールは T 地点実証設備既設改善により，損失の低減を図っている．

機で実機検証を開始し，１年間運転後の点検において健全3．4シール技術であることを確認した．今回，高性能新形蒸気タービンに高性能新形蒸気タービンにおいては，翼列性能向上技術とは，更に改良を加えたものを適用している．
3．4．2 ACC合わせて，シール技術，クリアランス制御技術の開発適用による性能向上にも取り組んだ．本技術は性能向上ばかりでな

本シールの構造を図９に示す．ACC シールはラビリンス

く，シール性能を向上させることで，従来のラビリンスシーシールセグメントを半径方向に移動可能な構造としたものでルに対してシールに必要なタービン各部の軸方向スパンを減あり，起動停止動作中及びタービン停止中にはばね力でセグ少でき，軸系設計や翼列設計に余裕を持たせることが可能とメントを浮上させてロータとラビリンスシール間のクリアラなる．これらの技術的特徴について以下に説明する．

ンスを大きく保ち，タービンの負荷上昇時にはシール差圧を3．4．1 リーフシール利用してシールセグメントを中心方向に所定位置まで移動さ

本シールの構造を図６に，作動原理を図７に示す． リー

せ，定負荷運転中にはクリアランスを小さく保つものである．

フシールは従来のラビリンスシールに代表される非接触式の

本 ACC は既に T 地点実証設備における実機検証試験を実シールや，近年用途が拡大しつつあるブラシシールのような施しており，ACC シールセグメントの動きをギャップセン

接触式のシールと異なる新しい設計コンセプトのシールであサにより計測し，タービンの起動発停によりクリアランスがる．本シールは薄板を周方向に傾斜させて多数配置した構造拡大縮小を繰り返し，クリアランス制御が確実に行われていであり，ロータが回転すると薄板先端とロータの間に作用することを確認した．また，１年間運転後の点検結果では，隣る動圧効果により浮上力が発生し，ロータ回転中は非接触状接する従来設計のセグメントにはシールフィン摩耗跡が見られたのに対し，ACC シールセグメントには接触跡がみられず良好な結果であった．これらの結果を反映して，700 MW機を筆頭に計９ユニットに採用し実機運転を開始している．
T 地点新形蒸気タービンでは本 ACC シールを HP ダミーリ

回転方向

図６1 500
1 000

リーフシールの構造

5001

図７ リーフシール作動原理

動圧による浮上力

セッティングの予圧による押し付け力，ロータ回転時動圧による浮上力，シール差圧による浮上力がバランスしてリーフが浮上する．

リーフシールロータ間の導通
計測値（V）

ロータ表面

回転方向

23

45

差圧（kg/cm2）

リーフ差圧による浮上力

リーフ
試験ロータ

リーク量1/30
予圧による押付力

電位差計測：ラビリンス（クリアランス 0.5mm，４列）：リーフシール（解析結果）：試験計測値

スリップリング
導通計測概念1.2：導通：回転数

1.0：導通
：回転数

0.8
0.6

6 000
5 000
4 000
3 000

0.4

2 000

0.2

1 000

0.0
050 100 150 200 250 300 350 400

0

回転数（rpm）

流量（kg/h）

2 000

050 100 150 200 250 300 350 400

経過時間（sec）

経過時間（sec）

起動時

停止時

図８ リーフシール性能・浮上特性検証試験結果
三菱重工技報 Vol.40 No.4（2003_7）

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静止側

：圧力・温度計測

P１：トラバース計測

バネ押付力

クリアランス

運転中間隙

圧力（半径方向）

高圧側
P１

ドレン除去量

低圧側
P2
漏洩蒸気

シール面
シールリング

リーフ
シール性能

ディフュ
ーザ性能

クリアランス リーフ
シール
性能
HP入口
圧力分布

IP入口
圧力分布
クリアランス

回転側P1

シールフィンの間の圧力降下 押付力

P2

軸方向

シール前後差圧

リーフ
シール
性能

次世代
次世代
HP反動翼 衝動翼性能
性能

ACC
性能

リーフ
シール
性能

次世代
IP反動翼性能

36 LP-End
性能・翼振動排気室性能

図 10 T 地点新形蒸気タービン特殊計測

図９ ACC の構造

シールセグメントの内周・外周の圧力差による力とばねの力との差により，半径方向へセグメン
トが移動する．

ングに４段設置し，各セグメントの圧力分布とバネ力をコントロールすることで，起動及び停止時の車室変形によるシールフィン摩耗を回避し，定負荷運転中にはクリアランスを小さく保ってリーク損失を低減し性能向上を図っている．

4．実 機 検 証 試 験
当社 T 地点実証発電設備用に，新技術を適用して開発・製作し，既設機と換装した高性能新形蒸気タービンは，平成15 年５月に運転を開始した．検証試験は，高性能化技術の適用によるタービン全体性能の向上を確認するだけでなく，各新技術要素の性能を確認するためにタービン車室内各部に

参 考 文 献（1）田中良典ほか，世界最高効率 1 000 MW 級蒸気タービンの特徴と運転実績，三菱重工技報 Vol.39 No.3（2002）
p.132（2）Yoshikuni KADOYA et al., Alloy Design and Productionof an Advanced 12Cr Steel Rotor Applicable to Elevated
Steam Temperatures, Fifth International Conference on
CLEAN STEEL（1997）（3）杉谷敏夫ほか，高性能新型蒸気タービン翼の開発及び運転実績，三菱重工技報 Vol.31 No.1（1994）p.6（4）大山宏治ほか，高効率・高性能タービン長大翼の開発，
日本機械学会第 8 回動力・エネルギー技術シンポジウム
講演論文集（2002.6）p.141（5）V.S.P.Chaluvadi et al., Blade Row Interaction in a High
Pressure Steam Turbine, Transaction of the ASME,Journal of Turbomachinery Vol.125 No.1（2003）p.14（6）重ほか，大容量・高性能蒸気タービン溶接ロータの開発，
三菱重工技報 Vol.37 No.3（2000）p.130

圧力・温度センサを設置した．さらに中圧翼列，低圧翼列と排気室では，ピトートラバースによる内部流動の計測を実施した．また，シール性能の確認は，シール前後の差圧計測と回転部・静止部間のギャップ計測により行った（図 10 参渡辺英一郎

田中良典

原動機事業本部
タービン技術部長

原動機事業本部
タービン技術部
タービン技術開発課長

中野隆大山宏治

原動機事業本部
タービン技術部
タービン技術開発課

高砂製作所
タービン技術部
翼開発グループ長

田中恵三

宮脇俊裕

高砂製作所
タービン技術部
タービン開発設計グ
ループ

技術本部
高砂研究所
ターボ機械研究推進室主席

堤雅徳

篠原種宏

技術本部
長崎研究所
ターボ機械研究室主席

技術本部
高砂研究所
機器・自動化装置研
究室主席照）．
試験結果は，タービン全体性能向上が予想どおりであることが確認された．また，高圧・中圧・低圧最終翼群に適用した次世代高性能翼やリーフシール，ACC シール，出入口損失低減といった各新要素技術の性能についても，計画どおりの性能に達していることを確認した．

5．まとめ

最新の高性能化技術を結集した高性能新形蒸気タービンを開発し，実機にて当初の予想どおりの性能向上を確認するとともに，信頼性を検証した．本タービンで採用した新技術は中小型機から大容量機まで，あらゆるタービンの効率向上に寄与するものであり，新設機及び既設機へ順次適用の予定である．
当社では，今後とも発電設備の更なる高効率化を目指して，新技術の開発及び，それらを適用した高性能蒸気タービンの開発を続けていく所存である．

三菱重工技報 Vol.40 No.4（2003_7）