JP6041299B2

JP6041299B2 - Gas turbine combustor and gas turbine equipped with the combustor

Info

Publication number: JP6041299B2
Application number: JP2012250859A
Authority: JP
Inventors: 佳昭山口; 聡水上; 智之平田; 正田　淳一郎; 淳一郎正田; 哲小西; 和正高田; 山崎　裕之; 裕之山崎; 鈴木　拓哉; 拓哉鈴木; 石川　真也; 真也石川
Original assignee: Tohoku Electric Power Co Inc; Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd
Current assignee: Tohoku Electric Power Co Inc; Mitsubishi Power Ltd
Priority date: 2012-11-15
Filing date: 2012-11-15
Publication date: 2016-12-07
Anticipated expiration: 2032-11-15
Also published as: JP2014098352A

Description

本発明は、ガスタービン燃焼器と該燃焼器を備えたガスタービンに関するものである。 The present invention relates to a gas turbine combustor and a gas turbine including the combustor.

ガスタービン燃焼器は、その内部を流れる燃焼ガスによって壁温が材料の耐久温度を越えるため、冷却構造を有している。このようなガスタービン燃焼器の冷却構造として、壁部に圧縮空気や蒸気等の冷却媒体を流して冷却する方法が多く提案されている。 The gas turbine combustor has a cooling structure because the wall temperature exceeds the durable temperature of the material by the combustion gas flowing in the gas turbine combustor. As a cooling structure for such a gas turbine combustor, many methods have been proposed in which a cooling medium such as compressed air or steam is allowed to flow through the wall for cooling.

その一つとして、例えば特許文献１に開示されたようなものがある。これは、図６に示すように、図外の圧縮機から供給される圧縮空気を燃焼器１００の上流側から抽気して、昇圧した抽気昇圧空気を壁部（壁面）１０１の冷却に用いた後、抽気昇圧空気を回収して圧縮空気の主流と共に燃焼器１００で燃料を燃焼させる燃焼用空気として再利用するクローズド空冷サイクルの冷却構造である。 One of them is disclosed in, for example, Patent Document 1. As shown in FIG. 6, compressed air supplied from a compressor (not shown) is extracted from the upstream side of the combustor 100, and the pressurized extracted air is used for cooling the wall (wall surface) 101. Then, it is a cooling structure of the closed air cooling cycle which collect | recovers extraction pressurization air and reuses it as combustion air which burns a fuel with the combustor 100 with the main flow of compressed air.

そして、内部に形成される冷却空気通路に冷却空気を供給して壁面冷却される燃焼器１００の壁部１０１（厳密には内筒の壁部）が、抽気昇圧空気を冷却空気として冷却空気通路１０２Ａ内を燃焼ガス流れの下流側から上流側に流すことにより冷却されるタービン側の下流壁面領域と、車室内部空間を流れる圧縮空気の主流から抽気した抽気圧縮空気を冷却空気として冷却空気通路１０２Ｂ内から音響ライナ及びダンパ１０３に流すことにより冷却されるバーナ側の上流壁面領域と、に仕分けられている。 Then, the wall portion 101 (strictly, the wall portion of the inner cylinder) of the combustor 100, which is cooled by supplying cooling air to the cooling air passage formed therein, cools the cooling air passage using the extracted boosted air as cooling air. Cooling air passage using as the cooling air, the downstream wall surface area on the turbine side cooled by flowing the combustion gas flow from the downstream side to the upstream side in 102A, and the extracted compressed air extracted from the main flow of the compressed air flowing through the interior space of the vehicle interior The upper wall surface area on the burner side that is cooled by flowing through the acoustic liner and the damper 103 from within 102B is sorted.

これによれば、クローズド空冷サイクルの冷却構造を有したガスタービン燃焼器において、圧縮機から供給される圧縮空気を有効に利用し、燃焼器１００において比較的高温側のタービン側は抽気昇圧空気を使用した壁面冷却を行い、比較的低温のバーナ側は抽気圧縮空気を使用した壁面冷却を行うことができる。 According to this, in the gas turbine combustor having the cooling structure of the closed air cooling cycle, the compressed air supplied from the compressor is effectively used, and the relatively high temperature turbine side in the combustor 100 uses the extracted pressurized air. The used wall surface cooling is performed, and the relatively low-temperature burner side can perform wall surface cooling using extracted compressed air.

この結果、燃焼器１００の下流壁面領域を冷却した抽気昇圧空気と、燃焼器１００の上流壁面領域を冷却した抽気圧縮空気とは、いずれも燃焼用空気として有効に再利用されるため、昇圧が必要となる抽気昇圧空気の使用量を抑制して燃焼器１００の壁面を効率よく冷却できるクローズド空冷サイクルの冷却構造を有したガスタービン燃焼器が実現されるとされている。 As a result, both the extracted pressurized air that has cooled the downstream wall surface region of the combustor 100 and the extracted compressed air that has cooled the upstream wall surface region of the combustor 100 are both effectively reused as combustion air. It is said that a gas turbine combustor having a cooling structure of a closed air cooling cycle capable of efficiently cooling the wall surface of the combustor 100 while suppressing the required amount of extracted pressurized air is used.

特開２０１２−７７６６０号公報JP 2012-77660 A 特開２０１２−４７１８１号公報JP2012-47181A

しかしながら、特許文献１に開示されたクローズド空冷サイクルの冷却構造にあっては、抽気昇圧空気が流れる冷却空気通路１０２Ａにおける抽気昇圧空気入口孔１０４ａ部から抽気昇圧空気出口孔１０４ｂ部までの通路構造（所謂ＭＴフィン構造）が、熱負荷の高低に関わらず、同一であるため、図７に示すように、抽気昇圧空気出口孔１０４ｂ部付近では、ヒートアップにより冷却空気温度が高くなり、それに伴いメタル温度が上昇して冷却能力が低下するという不具合があった。 However, in the cooling structure of the closed air cooling cycle disclosed in Patent Document 1, the passage structure from the extraction boosted air inlet hole 104a portion to the extraction boosted air outlet hole 104b portion in the cooling air passage 102A through which the extraction pressurization air flows ( Since the so-called MT fin structure) is the same regardless of the heat load, as shown in FIG. There was a problem that the cooling capacity was lowered due to an increase in temperature.

特に、図８に示すように、冷却空気が冷却空気通路１０２Ａの入口（ｉｎ）→出口（ｏｕｔ）に向けて流れるにつれて（図８の(Ａ)参照）、冷却空気温度Ｔ_Cが上昇し、これに伴いメタル温度Ｔ_mも上昇すると共に、応力σは音響ライナ及びダンパ１０３の拘束があるため出口（ｏｕｔ）部において局所的に大きくなって（図８の(Ｂ)参照）、出口（ｏｕｔ）部で低サイクル寿命ＬＣＦが局所的に最弱となる虞があった（図８の(Ｃ)及び図８の寿命最弱部の領域Ｅ参照）。 In particular, as shown in FIG. 8, as the cooling air flows from the inlet (in) to the outlet (out) of the cooling air passage 102A (see FIG. 8A), the cooling air temperature T _C increases, Along with this, the metal temperature T _m also rises, and the stress σ increases locally at the outlet (out) due to the restraint of the acoustic liner and the damper 103 (see FIG. 8B), and the outlet (out ), The low cycle life LCF may be locally weakest (see (C) in FIG. 8 and region E of the weakest life in FIG. 8).

そこで、特許文献１に開示されたようなクローズド空冷サイクルの冷却構造において、抽気昇圧空気出口孔１０４ｂ部付近のように熱負荷が高く寿命が短い箇所に、メタル温度を低下させるような通路構造（所謂ＭＴフィン構造）を適用することが希求されている。 Accordingly, in the cooling structure of the closed air cooling cycle as disclosed in Patent Document 1, a passage structure that lowers the metal temperature at a location where the thermal load is high and the life is short, such as in the vicinity of the extraction boosted air outlet hole 104b ( It is desired to apply a so-called MT fin structure.

尚、特許文献２においては、内部に燃焼ガスの流れが形成されるように筒状に形成された内筒の壁部の燃焼ガス下流側に設けられた入口ヘッダと、該入口ヘッダに接続され、前記壁部内に燃焼ガスの流れ方向に沿って並列して複数設けられた冷却通路と、該冷却通路に接続され、前記壁部の燃焼ガス上流側に設けられた冷却空気出口部とを有したガスタービン燃焼器において、冷却通路は、冷却空気の流れ方向に向かってその通路断面積が減少し、または、冷却通路のそれぞれの通路断面積が略同一とされているとともに冷却空気の上流側よりも冷却空気の下流側の方が少ない本数とされている通路構造（所謂ＭＴフィン構造）が開示されている。 In Patent Document 2, an inlet header provided on the downstream side of the combustion gas in the wall portion of the inner cylinder formed in a cylindrical shape so that a combustion gas flow is formed therein, and connected to the inlet header. A plurality of cooling passages provided in parallel in the flow direction of the combustion gas in the wall portion, and a cooling air outlet portion connected to the cooling passage and provided on the combustion gas upstream side of the wall portion. In the gas turbine combustor, the cooling passage has a passage cross-sectional area that decreases in the flow direction of the cooling air, or the passage cross-sectional areas of the cooling passages are substantially the same, and the upstream side of the cooling air. A passage structure (so-called MT fin structure) is disclosed in which the number of cooling air downstream is smaller than that of the cooling air.

これによれば、冷却通路内を流れる冷却空気の流速は下流側に向かって増加することになり、熱伝達率が増加して、燃焼ガスの流れ方向に亘ってガスタービン燃焼器の壁部の部分的な温度上昇を抑えることができるとされている。即ち、冷却空気は下流側に流れるにしたがって燃焼ガスとの熱交換により温度が上昇するため燃焼ガスとの温度差が小さくなり、冷却効率が低下するが、冷却空気の流速を増加させることによって熱伝達率を増加させることで冷却空気温度の上昇による欠点を補えるのである。 According to this, the flow velocity of the cooling air flowing in the cooling passage increases toward the downstream side, the heat transfer coefficient increases, and the wall portion of the gas turbine combustor extends in the combustion gas flow direction. It is said that a partial temperature rise can be suppressed. That is, as the cooling air flows downstream, the temperature rises due to heat exchange with the combustion gas, so the temperature difference from the combustion gas becomes smaller and the cooling efficiency decreases, but the heat is increased by increasing the flow velocity of the cooling air. Increasing the transmission rate can compensate for the drawbacks caused by the increase in cooling air temperature.

従って、このような冷却構造は前述したようなクローズド空冷サイクルの冷却構造にも有効に適用することができ、前述した不具合が解消されることが判る。 Therefore, it can be understood that such a cooling structure can be effectively applied to the cooling structure of the closed air cooling cycle as described above, and the above-described problems are solved.

本発明は、このような実情を鑑み提案されたもので、冷却媒体通路の構造変更により冷却能力の最適化が図れる冷却構造を有したガスタービン燃焼器及び該燃焼器を備えたガスタービンを提供することを目的とする。 The present invention has been proposed in view of such circumstances, and provides a gas turbine combustor having a cooling structure capable of optimizing the cooling capacity by changing the structure of the cooling medium passage and a gas turbine including the combustor. The purpose is to do.

斯かる目的を達成するための本発明に係るガスタービン燃焼器は、
内部に燃焼ガスの流れが形成されるように筒状に形成された壁部の燃焼ガス下流側に設けられた冷却媒体入口部と、
該冷却媒体入口部に接続され、前記壁部内に燃焼ガスの流れ方向に沿って並列して複数設けられた冷却媒体通路と、
該冷却媒体通路に接続され、前記壁部の燃焼ガス上流側に設けられた冷却媒体出口部と、
を備えたガスタービン燃焼器において、
前記冷却媒体通路は通路切替溝部を介して冷却媒体入口部側の上流側冷却媒体通路と冷却媒体出口部側の下流側冷却媒体通路とに分断されると共に、
前記上流側冷却媒体通路中心線はいずれも下流側冷却媒体通路中心線と一致されておらず、
前記下流側冷却媒体通路中心線は、互いに隣り合う前記上流側冷却媒体通路中心線の中線に一致されている
ことを特徴とする。 In order to achieve such an object, the gas turbine combustor according to the present invention includes:
A cooling medium inlet provided on the downstream side of the combustion gas of the wall formed in a cylindrical shape so that a flow of the combustion gas is formed therein;
A plurality of cooling medium passages connected to the cooling medium inlet and provided in parallel in the flow direction of the combustion gas in the wall;
A cooling medium outlet connected to the cooling medium passage and provided on the upstream side of the combustion gas of the wall;
In a gas turbine combustor with
The cooling medium passage is divided into an upstream cooling medium passage on the cooling medium inlet portion side and a downstream cooling medium passage on the cooling medium outlet portion side through a passage switching groove,
None of the upstream cooling medium passage centerline coincides with the downstream cooling medium passage centerline ,
The downstream cooling medium passage center line is aligned with a middle line of the upstream cooling medium passage center lines adjacent to each other .

また、
前記上流側冷却媒体通路中心線と下流側冷却媒体通路中心線の各ピッチは一定であることを特徴とする。 Also,
Each pitch of the upstream coolant passage center line and the downstream coolant passage center line is constant.

また、
前記上流側冷却媒体通路と下流側冷却媒体通路とは同一通路幅で分断されることを特徴とする。
また、
前記下流側冷却媒体通路の有効通路断面積は、前記上流側冷却媒体通路の有効通路断面積よりも小さい
ことを特徴とする。
また、
前記下流側冷却媒体通路の入口部には、シャープエッジが設定されている
ことを特徴とする。 Also,
Characterized in that it is divided in the same passage width and the upstream side cooling medium passage and the downstream side cooling medium path.
Also,
The effective passage sectional area of the downstream cooling medium passage is smaller than the effective passage sectional area of the upstream cooling medium passage.
It is characterized by that.
Also,
A sharp edge is set at the inlet of the downstream coolant passage.
It is characterized by that.

斯かる目的を達成するための本発明に係るガスタービンは、
前記の何れか一つに記載のガスタービン燃焼器と、
前記燃焼器に圧縮空気を供給する圧縮機と、
前記燃焼器からの燃焼ガスによって回転させられるタービンと、
を備えたことを特徴とする。 A gas turbine according to the present invention for achieving such an object,
The gas turbine combustor according to any one of the above;
A compressor for supplying compressed air to the combustor;
A turbine rotated by combustion gas from the combustor;
It is provided with.

本発明に係るガスタービン燃焼器によれば、通路切替溝部における冷却媒体の衝突と剥離を最大限に発揮し、熱伝達率を効果的に上げて冷却能力の最適化が図れるので、少ない冷却媒体流量もしくは圧力損失で冷却が可能となり、サイクル性能の向上が図れる。 According to the gas turbine combustor according to the present invention, it is possible to maximize the collision and separation of the cooling medium in the passage switching groove, effectively increase the heat transfer coefficient, and optimize the cooling capacity. Cooling is possible with flow rate or pressure loss, and cycle performance can be improved.

本発明に係るガスタービンによれば、前記したガスタービン燃焼器を備えることにより、燃焼温度を高くしてタービン入口温度を増大させることができ、高効率なガスタービンを提供することができる。 According to the gas turbine concerning the present invention, by providing the above-mentioned gas turbine combustor, combustion temperature can be made high and turbine inlet temperature can be increased, and a highly efficient gas turbine can be provided.

本発明の一実施例を示す燃焼器におけるクローズド空冷サイクルの冷却構造の模式図である。It is a schematic diagram of the cooling structure of the closed air cooling cycle in the combustor which shows one Example of this invention. 同じく切替通路の作用効果の説明図ある。It is explanatory drawing of the effect of a switching channel | path similarly. 同じく抽気昇圧空気が流れる冷却空気通路の断面図である。It is sectional drawing of the cooling air channel | path through which extraction air pressurization air similarly flows. 同じくクローズド空冷サイクルの冷却構造を有した燃焼器を備えたガスタービンの構成例を示す図である。It is a figure which shows the structural example of the gas turbine provided with the combustor which similarly had the cooling structure of a closed air cooling cycle. 同じくクローズド空冷サイクルの冷却構造を有した燃焼器の構造説明図ある。It is structural explanatory drawing of the combustor which similarly had the cooling structure of a closed air cooling cycle. 従来の燃焼器におけるクローズド空冷サイクルの冷却構造の模式図である。It is a schematic diagram of the cooling structure of the closed air cooling cycle in the conventional combustor. 同じく冷却能力のグラフである。It is also a graph of cooling capacity. 同じくクローズド空冷サイクルの不具合を説明する図で、同図（Ａ）は尾筒の構造摸式図、同図（Ｂ）は応力−メタル温度−冷却空気温度の関係図、同図（Ｃ）は低サイクル寿命−応力−メタル温度の関係図である。FIG. 4A is a diagram for explaining a failure of a closed air cooling cycle, where FIG. 3A is a schematic diagram of a structure of a tail cylinder, FIG. 2B is a relationship diagram of stress-metal temperature-cooling air temperature, and FIG. It is a relationship diagram of low cycle life-stress-metal temperature.

以下、本発明に係るガスタービン燃焼器及び該燃焼器を備えたガスタービンを実施例により図面を用いて詳細に説明する。 Hereinafter, a gas turbine combustor according to the present invention and a gas turbine equipped with the combustor will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

図１は本発明の一実施例を示す燃焼器におけるクローズド空冷サイクルの冷却構造の模式図、図２は同じく切替通路の作用効果の説明図、図３は同じく抽気昇圧空気が流れる冷却空気通路の断面図、図４は同じくクローズド空冷サイクルの冷却構造を有した燃焼器を備えたガスタービンの構成例を示す図、図５は同じくクローズド空冷サイクルの冷却構造を有した燃焼器の構造説明図である。 FIG. 1 is a schematic diagram of a cooling structure of a closed air cooling cycle in a combustor showing an embodiment of the present invention, FIG. 2 is an explanatory view of the action and effect of a switching passage, and FIG. 3 is a cooling air passage through which extraction air is also supplied. 4 is a cross-sectional view, FIG. 4 is a view showing a configuration example of a gas turbine including a combustor having a cooling structure of a closed air cooling cycle, and FIG. 5 is a structural explanatory view of the combustor having a cooling structure of a closed air cooling cycle. is there.

図４に示すように、ガスタービンＧＴは、圧縮機１０と燃焼器１１とタービン１２とにより構成されており、このタービン１２には発電機Ｇｅが連結されている。 As shown in FIG. 4, the gas turbine GT includes a compressor 10, a combustor 11, and a turbine 12, and a generator Ge is connected to the turbine 12.

圧縮機１０は、大気中から取り込んだ空気を圧縮する。この圧縮空気はその主流が圧縮空気供給通路１３を通って燃焼器１１に供給される。燃焼器１１は、圧縮機１０で圧縮された圧縮空気を用いて燃料を燃焼させ、高温高圧の燃焼ガスを生成する。この燃焼ガスはタービン１２に供給される。タービン１２は、タービン車室内に複数の静翼及び動翼が交互に配設されている。このタービン１２は燃焼ガスが静翼と動翼との間を通過して流れることにより動翼を取り付けたロータを回転させて発電機Ｇｅの駆動力が発生する。 The compressor 10 compresses air taken from the atmosphere. The main flow of the compressed air is supplied to the combustor 11 through the compressed air supply passage 13. The combustor 11 burns fuel using the compressed air compressed by the compressor 10 to generate high-temperature and high-pressure combustion gas. This combustion gas is supplied to the turbine 12. In the turbine 12, a plurality of stationary blades and moving blades are alternately arranged in a turbine casing. In the turbine 12, combustion gas flows between the stationary blades and the moving blades to rotate the rotor to which the moving blades are attached, thereby generating the driving force of the generator Ge.

上述したガスタービンＧＴには、圧縮機１０で圧縮した圧縮空気の一部を抽気し、圧縮空気より高い圧力に昇圧する昇圧装置１４が設けられている。この昇圧装置１４は、圧縮空気供給通路１３の途中から分岐し、圧縮空気の一部を抽気する分岐通路１５に設けられて電動モータＭにより駆動されている。 The gas turbine GT described above is provided with a booster 14 that extracts a part of the compressed air compressed by the compressor 10 and boosts the pressure to a pressure higher than that of the compressed air. The booster 14 is branched from the middle of the compressed air supply passage 13 and is provided in a branch passage 15 for extracting a part of the compressed air, and is driven by an electric motor M.

昇圧装置１４で昇圧された抽気昇圧空気は、昇圧空気通路１６を通って燃焼器１１に供給され、燃焼器１１の壁面冷却用冷却空気として使用される。こうして燃焼器１１の壁面冷却に使用された抽気昇圧空気は、戻し通路１７を通って圧縮空気供給通路１３に戻され、圧縮空気供給通路１３を流れる圧縮空気の主流と合流した後、燃焼器１１で燃料を燃焼させる燃焼用空気として再利用される。 Extracted pressurized air boosted by the booster 14 is supplied to the combustor 11 through the pressurized air passage 16 and used as cooling air for cooling the wall surface of the combustor 11. The extracted pressurized air used for cooling the wall surface of the combustor 11 is returned to the compressed air supply passage 13 through the return passage 17 and joined with the main flow of the compressed air flowing through the compressed air supply passage 13. It is reused as combustion air for burning fuel.

このように、上述したガスタービンＧＴは、圧縮機１０から供給される圧縮空気を燃焼器１１の上流側から抽気して昇圧した抽気昇圧空気を燃焼器壁面の冷却空気に用いた後、この抽気昇圧空気を回収して圧縮空気の主流と共に燃焼器１１で燃料を燃焼させる燃焼用空気として再利用する回収式空気冷却構造、即ちクローズド空冷サイクルの冷却構造を有している。 As described above, the gas turbine GT described above uses the extracted compressed air supplied from the compressor 10 by extracting from the upstream side of the combustor 11 and increasing the pressure thereof as cooling air for the combustor wall surface. It has a recovery air cooling structure that recovers pressurized air and reuses it as combustion air for burning fuel in the combustor 11 together with the main flow of compressed air, that is, a cooling structure of a closed air cooling cycle.

燃焼器１１は略円筒形状をなし、例えば図５に示すように、ガスタービンＧＴの車室（ケーシング）１８内に形成された車室内部空間１９に収納設置されており、ロータの外周を取り囲むようにして円周方向に複数本が配設されている。 The combustor 11 has a substantially cylindrical shape. For example, as shown in FIG. 5, the combustor 11 is housed and installed in a vehicle interior space 19 formed in a vehicle casing (casing) 18 of the gas turbine GT, and surrounds the outer periphery of the rotor. In this way, a plurality of wires are arranged in the circumferential direction.

この燃焼器１１は、内筒２０と、尾筒２１と、音響ライナ及びダンパ２２とを備え、内筒２０の内部には燃焼バーナ２３が配設されている。燃焼バーナ２３は、中央部に配置したパイロットバーナ２４と、パイロットバーナ２４の周囲を取り囲むように配置した複数のメインバーナ２５とを備えている。尚、燃焼器１１が設置された車室１８の車室内部空間１９には、圧縮機１０で圧縮された圧縮空気が導入されて充満している。 The combustor 11 includes an inner cylinder 20, a tail cylinder 21, an acoustic liner and a damper 22, and a combustion burner 23 is disposed inside the inner cylinder 20. The combustion burner 23 includes a pilot burner 24 disposed at the center and a plurality of main burners 25 disposed so as to surround the periphery of the pilot burner 24. The interior space 19 of the compartment 18 where the combustor 11 is installed is filled with the compressed air compressed by the compressor 10.

車室内部空間１９に導入された圧縮空気は、燃焼器１１の上流部（燃焼バーナ２３側）から内筒２０の内部に流入し、燃焼バーナ２３から供給された燃料と混合されて燃焼する。この燃焼により生成された高温高圧の燃焼ガスは、尾筒２１を通って下流側のタービン１２へ供給される。 The compressed air introduced into the vehicle interior space 19 flows into the inner cylinder 20 from the upstream portion (combustion burner 23 side) of the combustor 11, and is mixed with the fuel supplied from the combustion burner 23 and combusted. The high-temperature and high-pressure combustion gas generated by this combustion is supplied to the turbine 12 on the downstream side through the tail cylinder 21.

このようなガスタービンＧＴの燃焼器１１は、図１に示すように、内部に形成される冷却空気通路に冷却空気を供給して壁面冷却される尾筒２１の壁部２６が、抽気昇圧空気を冷却空気（冷却媒体）として冷却空気通路（冷却媒体通路）２７Ａ内を燃焼ガス流れの下流側から上流側に流すことにより冷却されるタービン側の下流壁面領域と、車室内部空間１９を流れる圧縮空気の主流から抽気した抽気圧縮空気を冷却空気として冷却空気通路２７Ｂ内から音響ライナ及びダンパ２２に流すことにより冷却されるバーナ側の上流壁面領域と、に仕分けられている。 As shown in FIG. 1, the combustor 11 of such a gas turbine GT has a wall portion 26 of the tail cylinder 21 that is cooled on the wall surface by supplying cooling air to a cooling air passage formed therein, As a cooling air (cooling medium), it flows in the cooling air passage (cooling medium passage) 27A from the downstream side to the upstream side of the flow of the combustion gas and flows in the downstream wall surface area on the turbine side and the vehicle interior space 19 It is classified into an upstream wall surface region on the burner side that is cooled by flowing the extracted compressed air extracted from the main flow of the compressed air as cooling air from the inside of the cooling air passage 27B to the acoustic liner and the damper 22.

図示例では、下流壁面領域の尾筒２１を形成する壁部２６は、内壁２６ａと外壁２６ｂとをろう付けして接合した二重壁構造とされ、たとえば肉厚のある外壁２６ｂ側に形成した燃焼器１１の軸方向（長手方向）の凹溝が内壁２６ｂの接合により前述した冷却空気通路２７Ａとなっている。この冷却空気通路２７Ａは、燃焼器１１の周方向において、多数が隣接して並列に設けられている。 In the illustrated example, the wall portion 26 forming the tail tube 21 in the downstream wall surface region has a double wall structure in which an inner wall 26a and an outer wall 26b are joined by brazing, and is formed, for example, on the side of the thick outer wall 26b. A concave groove in the axial direction (longitudinal direction) of the combustor 11 forms the cooling air passage 27A described above by joining the inner wall 26b. In the circumferential direction of the combustor 11, many of the cooling air passages 27 </ b> A are adjacently provided in parallel.

また、下流壁面領域では、尾筒２１の後端部付近から導入した抽気昇圧空気が冷却空気通路２７Ａを流れ、音響ライナ及びダンパ２２のタービン１２側端部付近から車室内部空間１９内へ流出する。具体的に説明すると、抽気昇圧空気は、昇圧空気通路１６を通って尾筒２１の後端部付近に設けたマニホールド２９内に導かれる。マニホールド２９の内側には、壁部２６内に抽気昇圧空気を流す冷却空気通路２７Ａの入口開口として、抽気昇圧空気入口孔（冷却媒体入口部）３０ａが通路毎に設けられている。 Further, in the downstream wall surface area, the extracted pressurized air introduced from the vicinity of the rear end portion of the transition piece 21 flows through the cooling air passage 27A and flows out from the vicinity of the end portion of the acoustic liner and damper 22 on the turbine 12 side into the vehicle interior space 19. To do. More specifically, the extracted pressurized air is guided through a pressurized air passage 16 into a manifold 29 provided near the rear end of the tail cylinder 21. Inside the manifold 29, an extraction boosted air inlet hole (cooling medium inlet portion) 30a is provided for each passage as an inlet opening of a cooling air passage 27A for flowing the extracted pressurized air into the wall portion 26.

そして、冷却空気通路２７Ａの出口開口となる抽気昇圧空気出口孔（冷却媒体出口部）３０ｂは、音響ライナ及びダンパ２２よりタービン１２側で、かつ、音響ライナ及びダンパ２２のタービン１２側端部付近に開口している。このため、マニホールド２９内で抽気昇圧空気入口孔３０ａから流入した抽気昇圧空気は、冷却空気通路２７Ａを音響ライナ及びダンパ２２側へ流れて壁部２６を冷却し、温度上昇した抽気昇圧空気が抽気昇圧空気出口孔３０ｂから車室内部空間１９内へ流出する。車室内部空間１９内へ流出した高温の抽気昇圧空気は、車室内部空間１９内に充満する圧縮空気と合流することにより、燃焼用空気として再利用される。 Further, the extraction boosted air outlet hole (cooling medium outlet portion) 30b serving as the outlet opening of the cooling air passage 27A is closer to the turbine 12 than the acoustic liner and damper 22 and near the end of the acoustic liner and damper 22 on the turbine 12 side. Is open. For this reason, the extracted pressurized air that has flowed into the manifold 29 from the extracted compressed air inlet hole 30a flows through the cooling air passage 27A toward the acoustic liner and damper 22 to cool the wall 26, and the increased temperature of the extracted compressed air increases. It flows out into the vehicle interior space 19 from the pressurized air outlet hole 30b. The high-temperature extraction air that has flowed out into the vehicle interior space 19 joins with the compressed air that fills the vehicle interior space 19 to be reused as combustion air.

上流壁面領域では、音響ライナ及びダンパ２２のタービン１２側端部付近及びバーナ２３側端部付近から車室内部空間１９内の圧縮空気を抽気することにより、この抽気圧縮空気が冷却空気通路２７Ｂを流れて音響ライナ及びダンパ２２のライナ部内に流出するようになっている。即ち、冷却空気通路２７Ｂを流れて、音響ライナ及びダンパ２２の周辺領域で壁部２６を冷却して温度上昇した抽気圧縮空気が音響ライナ及びダンパ２２のライナ部内へ流出した後、燃焼器１１の燃焼室３２内へ流出して燃焼に使用されるのである。 In the upstream wall surface region, the compressed air in the vehicle interior space 19 is extracted from the vicinity of the end of the acoustic liner and the damper 22 on the turbine 12 side and the end of the burner 23, so that the extracted compressed air passes through the cooling air passage 27B. It flows and flows out into the liner portion of the acoustic liner and the damper 22. That is, after the compressed air that has flowed through the cooling air passage 27B and cooled the wall portion 26 in the peripheral region of the acoustic liner and the damper 22 and increased in temperature flows out into the liner portion of the acoustic liner and the damper 22, the combustor 11 It flows out into the combustion chamber 32 and is used for combustion.

そして、本実施例では、図２に示すように、同一通路幅を有して抽気昇圧空気が流れると共に周方向には一定のピッチで設けられた冷却空気通路２７Ａの全てが、前述した応力集中部位である寿命最弱部の領域Ｅにおいて、環状の通路（ピッチ）切替溝部（合流ヘッダとも謂う）３３を介して上流側冷却空気通路（上流側冷却媒体通路）２７Ａ１と下流側冷却空気通路（下流側冷却媒体通路）２７Ａ２とに分断されると共に、上流側冷却空気通路２７Ａ１におけるＭＴフィンの通路中心線Ｃ₁に対して、下流側冷却空気通路２７Ａ２におけるＭＴフィンの通路中心線Ｃ₂が例えば半ピッチ（Ｐ/２）だけ、燃焼器１１の周方向へシフトされている。換言すれば、下流側冷却空気通路２７Ａ２の通路中心線Ｃ₂は、互いに隣り合う上流側冷却空気通路２７Ａ１の通路中心線通路中心線Ｃ₁の中線に一致されるのである。このようにして、通路切替溝部３３において通路切替が行われる。この通路切替により冷却空気がＭＴフィンの入口側端部３４に衝突する。 In this embodiment, as shown in FIG. 2, all of the cooling air passages 27A having the same passage width and the flow of the extracted pressurized air and provided at a constant pitch in the circumferential direction are subjected to the stress concentration described above. In the region E of the weakest part, which is a part, the upstream cooling air passage (upstream cooling medium passage) 27A1 and the downstream cooling air passage (through the annular passage (pitch) switching groove portion (also referred to as a merge header) 33) For example, the MT fin passage center line C ₂ in the downstream cooling air passage 27A2 is divided into the MT fin passage center line C ₁ in the upstream cooling air passage 27A1. It is shifted in the circumferential direction of the combustor 11 by a half pitch (P / 2). In other words, the passage center line C ₂ of the downstream side cooling air passage 27A2 coincides with the middle line of the passage center line passage center line C ₁ of the upstream side cooling air passages 27A1 adjacent to each other. In this way, the passage is switched in the passage switching groove 33. By this passage switching, the cooling air collides with the inlet end portion 34 of the MT fin.

加えて、下流側冷却空気通路２７Ａ２におけるＭＴフィンの入口側端部３４にはシャープエッジ３４ａが設定され、下流側冷却空気通路２７Ａ２の入口部において抽気昇圧空気の剥離（図中符号３５で示す領域参照）が積極的に生起されるようになっている。 In addition, a sharp edge 34a is set at the inlet side end 34 of the MT fin in the downstream side cooling air passage 27A2, and the extracted pressurized air is separated at the inlet portion of the downstream side cooling air passage 27A2 (a region indicated by reference numeral 35 in the figure). (See below) has been actively created.

このように構成されるため、下流壁面領域では冷却空気の衝突と剥離により抽気昇圧空気を用いた壁面冷却を行い、上流壁面領域では抽気圧縮空気を用いた壁面冷却を行うので、比較的高温となる燃焼器１１の尾筒２１におけるタービン１２側（下流壁面領域）では、比較的低温の状態にある抽気昇圧空気を用いた壁面冷却を行い、比較的低温となる燃焼器１１の尾筒２１における燃焼バーナ２３側（上流壁面領域）では、抽気圧縮空気を用いた壁面冷却を行うことができる。 Since it is configured in this manner, wall surface cooling using extracted pressurized air is performed in the downstream wall surface area by collision and separation of cooling air, and wall surface cooling using extracted compressed air is performed in the upstream wall surface area. On the turbine 12 side (downstream wall surface region) of the tail cylinder 21 of the combustor 11, the wall surface cooling is performed using the extracted pressurized air that is in a relatively low temperature state, and in the tail cylinder 21 of the combustor 11 that is at a relatively low temperature. On the combustion burner 23 side (upstream wall surface region), wall surface cooling using extracted compressed air can be performed.

このため、燃焼器１１の壁面冷却に使用した冷却空気は、抽気昇圧空気及び抽気圧縮空気を共に燃焼用空気として再利用でき、従って、燃焼器１１の壁面冷却を効率よく行うと共に、燃焼に伴って発生する窒素酸化物の低減も可能になる。 For this reason, the cooling air used for cooling the wall surface of the combustor 11 can reuse both the extracted pressurized air and the extracted compressed air as combustion air. Therefore, the wall surface of the combustor 11 can be efficiently cooled and accompanied with combustion. It is also possible to reduce nitrogen oxides generated.

そして、本実施例では、前述したように冷却空気通路２７Ａの全てが、通路切替溝部３３を介して上流側冷却空気通路２７Ａ１と下流側冷却空気通路２７Ａ２とに分断されると共に、上流側冷却空気通路２７Ａ１の通路中心線Ｃ₁に対して、下流側冷却空気通路２７Ａ２の通路中心線Ｃ₂が例えば半ピッチ（Ｐ/２）だけ燃焼器１１の周方向へシフト（ずら）されている。 In this embodiment, as described above, all of the cooling air passage 27A is divided into the upstream cooling air passage 27A1 and the downstream cooling air passage 27A2 via the passage switching groove 33, and the upstream cooling air. to the duct center line C ₁ of the passage 27A1, are downstream cooling passage center line C _2, for example, a half pitch of the air passage 27a2 (P / 2) shifted in the circumferential direction of the combustor 11 (shifts).

従って、上流側冷却空気通路２７Ａ１に対する下流側冷却空気通路２７Ａ２の通路切替により、ＭＴフィンの入口側端部３４での衝突と剥離による冷却効果が効果的に発揮される。剥離については、下流側冷却空気通路２７Ａ２の入口部における抽気昇圧空気の境界層を可及的に薄くすることができるのである。尚、通路切替溝部（この場合、合流ヘッダと呼称するのが適切であるが）３３を単に設けて下流側冷却空気通路２７Ａ２の通路切替をしなくても下流側冷却空気通路２７Ａ２の入口部において抽気昇圧空気の境界層を薄くすることができるのは言うまでもない。 Therefore, the cooling effect due to the collision and separation at the inlet side end portion 34 of the MT fin is effectively exhibited by the passage switching of the downstream side cooling air passage 27A2 with respect to the upstream side cooling air passage 27A1. With respect to the separation, the boundary layer of the extracted pressurized air at the inlet of the downstream side cooling air passage 27A2 can be made as thin as possible. It should be noted that the passage switching groove portion (in this case, it is appropriate to call the merge header) 33 is provided at the inlet portion of the downstream side cooling air passage 27A2 without simply providing the passage side switching of the downstream side cooling air passage 27A2. Needless to say, the boundary layer of the bleed air pressurization air can be thinned.

加えて、本実施例では、下流側冷却空気通路２７Ａ２におけるＭＴフィンの入口側端部３４にはシャープエッジ３４ａが設定されているので、下流側冷却空気通路２７Ａ２の入口部において抽気昇圧空気の剥離現象が積極的に生起される。 In addition, in this embodiment, since the sharp edge 34a is set at the inlet side end 34 of the MT fin in the downstream side cooling air passage 27A2, the bleed pressure air is separated at the inlet portion of the downstream side cooling air passage 27A2. Phenomenon occurs actively.

これらの結果、通路構造の簡単な変更で、通路切替溝部３３の衝突と剥離を最大限に発揮して冷却側の熱伝達率を効果的に上げられる。依って、冷却能力の最適化が図れ、少ない抽気昇圧空気流量もしくは圧力損失で冷却が可能となり、クローズド空冷サイクルの性能向上が図れる。 As a result, the heat transfer coefficient on the cooling side can be effectively increased by maximizing the collision and separation of the passage switching groove 33 with a simple change in the passage structure. As a result, the cooling capacity can be optimized, cooling can be performed with a small extraction air pressure increase or pressure loss, and the performance of the closed air cooling cycle can be improved.

また、本実施例において、図３に示すように、上流側冷却空気通路２７Ａ１（同図(ｂ)参照）に対し下流側冷却空気通路２７Ａ２（同図(ａ)参照）の通路幅をＷ１からＷ２に狭く変更すると共に通路高さをＨ１からＨ２に低く変更して下流側冷却空気通路２７Ａ２の有効通路断面積を上流側冷却空気通路２７Ａ１の有効通路断面積より小さく設定しても良い。 Further, in this embodiment, as shown in FIG. 3, the passage width of the downstream side cooling air passage 27A2 (see FIG. 3 (a)) is increased from W1 to the upstream side cooling air passage 27A1 (see FIG. 3 (b)). The effective passage sectional area of the downstream side cooling air passage 27A2 may be set smaller than the effective passage sectional area of the upstream side cooling air passage 27A1 by narrowing to W2 and changing the passage height from H1 to H2.

これによれば、前述した通路切替による衝突と剥離による冷却効果に加えて、下流側冷却空気通路２７Ａ２における抽気昇圧空気の流速増大による熱伝達率向上も得られる。 According to this, in addition to the cooling effect due to the collision and separation due to the passage switching described above, an improvement in the heat transfer coefficient can also be obtained by increasing the flow rate of the extracted pressurized air in the downstream cooling air passage 27A2.

また、本発明は上記実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で、上流側冷却空気通路２７Ａ１に対し下流側冷却空気通路２７Ａ２の通路本数を少なくしたり、通路中心線Ｃ₂のピッチを変更したりしても良いことは言うまでもない。さらに、本発明は、クローズド空冷サイクルの冷却構造に限らず、他の冷却構造においても適用することができる。 In addition, the present invention is not limited to the above-described embodiment, and the number of downstream cooling air passages 27A2 can be reduced with respect to the upstream cooling air passage 27A1 or the passage center line C ₂ can be used without departing from the scope of the present invention. Needless to say, the pitch may be changed. Furthermore, the present invention can be applied not only to the cooling structure of the closed air cooling cycle but also to other cooling structures.

本発明に係るガスタービン燃焼器及び該燃焼器を備えたガスタービンは高効率なガスタービンを実現することができるので火力発電プラント等に用いて好適である。 The gas turbine combustor according to the present invention and the gas turbine provided with the combustor are suitable for use in a thermal power plant or the like because a highly efficient gas turbine can be realized.

１０圧縮機
１１燃焼器
１２タービン
１３圧縮空気供給通路
１４昇圧装置
１５分岐通路
１６昇圧空気通路
１７戻し通路
１８車室（ケーシング）
１９車室内部空間
２０内筒
２１尾筒
２２音響ライナ及びダンパ
２３燃焼バーナ
２４パイロットバーナ
２５メインバーナ
２６壁部
２６ａ内壁
２６ｂ外壁
２７Ａ抽気昇圧空気が流れる冷却空気通路
２７Ａ１上流側冷却空気通路（冷却媒体通路）
２７Ａ２下流側冷却空気通路（冷却媒体通路）
２７Ｂ抽気圧縮空気が流れる冷却空気通路
３０ａ抽気昇圧空気入口孔（冷却媒体入口部）
３０ｂ抽気昇圧空気出口孔（冷却媒体出口部）
３２燃焼室
３３通路（ピッチ）切替溝部（合流ヘッダ）
３４ＭＴフィンの入口側端部
３４ａシャープエッジ
３５剥離領域
ＧТ ガスタービン
Ｇｅ発電機
Ｅ寿命最弱部の領域
Ｃ₁上流側冷却空気通路におけるＭＴフィンの通路中心線
Ｃ₂下流側冷却空気通路におけるＭＴフィンの通路中心線
Ｐピッチ（抽気昇圧空気が流れる冷却空気通路におけるＭＴフィンの通路中心線間の間隔）
Ｗ上流側冷却空気通路と下流側冷却空気通路の通路幅
Ｈ１上流側冷却空気通路の通路高さ
Ｈ２下流側冷却空気通路の通路高さ DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Compressor 11 Combustor 12 Turbine 13 Compressed air supply passage 14 Booster 15 Branch passage 16 Pressurized air passage 17 Return passage 18 Cabin (casing)
DESCRIPTION OF SYMBOLS 19 Car interior space 20 Inner cylinder 21 Tail cylinder 22 Acoustic liner and damper 23 Combustion burner 24 Pilot burner 25 Main burner 26 Wall part 26a Inner wall 26b Outer wall 27A Cooling air passage 27A1 Upstream cooling air passage (cooling medium) aisle)
27A2 Downstream cooling air passage (cooling medium passage)
27B Cooling air passage 30a through which the extraction compressed air flows 30a Extraction pressurization air inlet hole (cooling medium inlet portion)
30b Extraction pressure increase air outlet hole (cooling medium outlet)
32 Combustion chamber 33 Passage (pitch) switching groove (joining header)
34 MT fin inlet side end 34a Sharp edge 35 Separation region GТ Gas turbine Ge generator E Life weakest region C ₁ MT fin passage center line in upstream cooling air passage C ₂ MT in downstream cooling air passage Fin passage center line P pitch (interval between MT fin passage center lines in the cooling air passage through which the extracted air is supplied)
W passage width of upstream cooling air passage and downstream cooling air passage H1 passage height of upstream cooling air passage H2 passage height of downstream cooling air passage

Claims

A cooling medium inlet provided on the downstream side of the combustion gas of the wall formed in a cylindrical shape so that a flow of the combustion gas is formed therein;
A plurality of cooling medium passages connected to the cooling medium inlet and provided in parallel in the flow direction of the combustion gas in the wall;
A cooling medium outlet connected to the cooling medium passage and provided on the upstream side of the combustion gas of the wall;
In a gas turbine combustor with
The cooling medium passage is divided into an upstream cooling medium passage on the cooling medium inlet portion side and a downstream cooling medium passage on the cooling medium outlet portion side through a passage switching groove,
None of the upstream cooling medium passage centerline coincides with the downstream cooling medium passage centerline ,
The gas turbine combustor according to claim 1, wherein the downstream side coolant passage center line coincides with a middle line of the upstream side coolant passage center lines adjacent to each other .

2. The gas turbine combustor according to claim 1, wherein each pitch of the upstream coolant passage center line and the downstream coolant passage center line is constant.

Gas turbine combustor according to claim 1 or claim 2, characterized in that it is divided in the same passage width and the upstream side cooling medium passage and the downstream side cooling medium path.

The effective passage sectional area of the downstream cooling medium passage is smaller than the effective passage sectional area of the upstream cooling medium passage.
A gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 3.

A sharp edge is set at the inlet of the downstream coolant passage.
The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 4, wherein the gas turbine combustor is provided.

A gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 5,
A compressor for supplying compressed air to the combustor;
A turbine rotated by combustion gas from the combustor;
A gas turbine comprising: