JP4075693B2

JP4075693B2 - Gas turbine, gas turbine manufacturing method, and modification method thereof

Info

Publication number: JP4075693B2
Application number: JP2003153681A
Authority: JP
Inventors: 信也圓島; 眞一樋口; 宣明木塚; 陵秋山; 雅美野田
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 2003-05-30
Filing date: 2003-05-30
Publication date: 2008-04-16
Anticipated expiration: 2023-05-30
Also published as: JP2004353587A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンとガスタービンの製造方法及びその改造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンを用いた発電サイクルの主流として、シンプルサイクル，コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルがある。従来、ガスタービンは、使用される発電サイクルに応じて、個別に設計されている。このため、設計された部品はその発電サイクルのガスタービン固有である。特許文献１には、異なる周波数用途で運転されるタービンのハードウェアに、共通性を持たせてコスト低減を図った技術が開示されている。
【０００３】
【特許文献１】
特開平９−４４６５号公報
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、特許文献１に記載された技術では、ハードウェアの共通性をタービン中間段の形状に持たせており、圧縮機を考慮していなかった。そのため、シンプルサイクルガスタービンをコンバインドサイクルや湿分利用ガスタービンサイクルに転用する場合のように圧力比と燃焼温度の変更を伴う時は、圧縮機を考慮していない特許文献１に記載された技術を使用することが困難である。したがって、発電サイクルが異なるガスタービン間では、共通化された部品を使用することができず、多額の製造費用がかかった。また、異なる発電サイクルごとに一から設計・製造するため、共通化された部品を使用する場合に比べ、製造に長い時間を要した。
【０００５】
本発明の目的は、発電サイクルそれぞれにおいて高発電効率を得て、ガスタービンの製造費用を抑制し、製造にかかる時間を短縮することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明は、大気空気を圧縮し圧縮空気を生成する圧縮機と、該圧縮空気と燃料とを混合燃焼させ燃焼ガスを生成する燃焼器と、該燃焼ガスにより駆動するタービンとを備え、前記圧縮機，前記燃焼器、及び前記タービンを設計する際に必要な複数の設計要素で構成されるよう設計し、製造するガスタービンの製造方法であって、前記ガスタービンの設計要素の中で、各種発電サイクルに共通して用いる共通要素は、該共通要素を設計する際に必要な燃焼温度及び圧力比のパラメータを有し、前記共通要素は各種発電サイクルにおける燃焼温度及び圧力比の設計条件を基準に、前記共通要素ごとに適した燃焼温度及び圧力比の少なくとも一方の値を前記パラメータの値として設定して設計される第一の工程と、前記各種発電サイクルのうち所望する発電サイクルにてガスタービンを設計し、前記所望する発電サイクルにおける燃焼温度及び圧力比と、前記共通要素を設計した時に利用したパラメータ値とが異なる前記共通要素は、前記所望する発電サイクルに適合するよう補助設計事項を設計変更されて、ガスタービンを製造する第二の工程と、を備えたことを特徴とする。
【０００７】
【発明の実施の形態】
ガスタービンを用いた発電サイクルには、シンプルサイクル，コンバインドサイクル、及び湿分利用ガスタービンサイクルがある。
【０００８】
シンプルサイクルは、ガスタービン単体で発電し、タービンから排出される排出ガスを利用しない。
【０００９】
一方、コンバインドサイクルは、タービンから排出される高温の排出ガスを排熱回収ボイラに供給し、排熱回収ボイラから発生した蒸気を用いて蒸気タービンを駆動する。そして、ガスタービンと蒸気タービンより発電する。
【００１０】
湿分利用ガスタービンサイクルは、圧縮機から排出される圧縮空気と外部から供給された水または蒸気を混合し、その混合空気をガスタービンからの排出ガスと熱交換させることで、高温高湿分空気を生成している。その高温高湿分空気を燃焼器に供給する。
【００１１】
なお、湿分利用ガスタービンサイクルのようにタービンから排出される高温の排出ガスによって生成する蒸気を発電に用いるのではなく、他系統で消費するコージェネレーションはシンプルサイクルと見なすことができる。
【００１２】
本実施例におけるガスタービンの構成を図２に示す。ガスタービンは主に、大気空気２を圧縮し圧縮空気を生成する圧縮機３，圧縮空気と燃料７とを混合燃焼させ燃焼ガス８を生成する燃焼器６，燃焼器６から供給される燃焼ガス８によって駆動するタービン９を備えている。
【００１３】
次に、ガスタービンの運転方法について説明する。まず、大気空気２を大気吸気部１から圧縮機３に供給する。圧縮機３で圧縮された圧縮空気は、燃焼器車室４に供給され、燃焼器車室４は圧縮空気で充満する。そして、燃焼器車室４内の圧縮空気は、２重管構造のフロースリーブ５を通過し、燃焼器６に供給される。燃焼器６では、圧縮空気と燃料７とを混合して燃焼し、高温の燃焼ガス８を生成する。燃焼器６で生成された高温の燃焼ガス８は、タービン９に供給され、タービン９内で膨張し動翼を回転駆動させる。タービン９で発生した動力は、発電機を駆動するだけでなく、圧縮機３も駆動する。
【００１４】
タービン９及び燃焼器６は燃焼ガス８により高温となるため、冷却が必要である。そこで、冷却方法について説明する。タービン９にある第１段動翼１０，第２段動翼１１、及び第３段動翼１２を冷却するために、圧縮機最終段動翼出口１３から抽出された圧縮空気をロータ内部に供給する。次に、ロータ内部に導かれた圧縮空気は、ロータの中心孔からタービン軸下流方向に流れて、ホイールの側面より各動翼に供給される（図２の経路Ａ）。なお、本実施例ではタービン軸上流を燃焼器側とし、燃焼ガスがタービン内を通過する方向をタービン軸下流方向とする。燃焼器６の冷却では、冷却空気は、燃焼器車室４からフロースリーブ５に流入する燃焼用空気１４を用いる。第１段静翼１５の冷却空気は、燃焼器車室４から直接流入する空気１６を用いる。第２段静翼１７，第３段静翼１８の冷却空気は、冷却能力に適した圧力を得られる圧縮機途中段のケーシングに設けた抽気キャビティ１９から配管２０を通過して供給される。第１段動翼１０の外周に位置する第１段シュラウド２１の冷却空気は、燃焼器車室４から直接流入する空気２２を用いる。第２段動翼１１の外周に位置する第２段シュラウド２３及び第３段動翼１２の外周に位置する第３段シュラウド２４の冷却空気は、配管２０から導入した空気を用いる。さらに、燃焼ガス８がタービン９のガスパスを通過する際に、動翼内側のホイールスペース２５に侵入しないように、ホイールスペース２５に圧縮機最終段動翼出口１３から抽出された圧縮空気２６を供給する。また、ホイールスペース２７，２８，２９，３０には、配管２０からの空気が静翼１７，１８内部を通過して供給する。ホイールスペース３１，３２には、冷却能力に適した圧力を得られる圧縮機途中段のケーシングに設けた抽気キャビティ３３から配管３４を通過し、更に静翼内部を通過して空気が供給される。ホイールスペース３５には、後ろ側軸受け室３６の空気３７を供給する。
【００１５】
次に、ガスタービンを用いた発電サイクルである、コンバインドサイクル，湿分利用ガスタービンサイクル、及びシンプルサイクルの特性を図３，図４より説明する。
【００１６】
図３は、コンバインドサイクルの発電出力と発電効率の関係を示す。なお、湿分利用ガスタービンサイクルもほぼ同等の特性を示す。図３において、横軸が発電出力、縦軸が発電効率を表す。そして、圧力比を一定とした場合、燃焼温度を変化させることで各燃焼温度に対応する発電出力と発電効率との関係を求めることができるため、図中にプロット出来る。同様に、燃焼温度を一定とし圧力比を変化させた場合にも、図中にプロットすることが出来る。
【００１７】
図３から、圧力比を変化させずに燃焼温度を高くすると、発電効率及び発電出力が向上することが分かる。この理由は、コンバインドサイクルでは、燃焼温度を高くすると、タービンから排出する排出ガスの温度が上昇するため、排熱回収ボイラで発生する蒸気量も増加し、蒸気温度や蒸気圧力が高くなるからである。よって、蒸気タービン出力が上昇し、コンバインドサイクルの発電効率も上昇する。湿分利用ガスタービンサイクルでは、タービンから排出される排出ガスの温度が上昇することで、圧縮機から排出される圧縮空気に水または蒸気を添加する量を増加させることが可能である。そのため、湿分利用ガスタービンサイクルの発電効率及び発電出力が向上する。
【００１８】
また、同じ燃焼温度で圧力比を高くすると、発電効率や発電出力は低下することが分かる。コンバインドサイクルや湿分利用ガスタービンサイクルでは、圧力比が高くなることで圧縮機動力が増加して圧縮機断熱効率が低下することと、圧縮機から排出される圧縮空気の温度が上昇しタービン高温部を冷却するための空気量が増加することとが原因である。コンバインドサイクルでは更に、タービンから排出される排出ガスの温度が低下し、蒸気タービン出力が低下することも影響する。
【００１９】
従って、本実施例において、コンバインドサイクルと湿分利用ガスタービンサイクルの最適な設計条件を、燃焼温度を１４５０℃、圧力比を２０(図３の点Ｂ)としている。燃焼温度を１４５０℃としているのは、燃焼温度をさらに高くすると発電効率は高くなるが、燃焼によるＮＯｘが増加し、タービン高温部を冷却するための空気量が増加するため、燃焼温度は１４５０℃に抑えている。
【００２０】
図４は、シンプルサイクルの発電出力と発電効率の関係を示す。図４における、圧力比と燃焼温度からシンプルサイクルの特性をプロットする方法は、図３と同様である。
【００２１】
図４より、同じ燃焼温度で圧力比を高くすると発電効率が上昇することが分かる。この理由は、圧力比を上昇させることで圧縮機動力が増加するが、それを上回るタービン出力の上昇があるためである。
【００２２】
また、圧力比は変化させず燃焼温度を高くすると、発電効率は徐々に低下する。この理由は、燃焼温度が高くなるとその分だけタービン９を冷却するための空気量が増加するためである。
【００２３】
従って、本実施例において、シンプルサイクルの最適な設計条件を、燃焼温度を１２５０℃、圧力比を２３（図４の点Ｃ）としている。圧力比を２３としているのは、圧力比を更に高くすると効率は上昇するが、大気空気２の温度が高いと、圧縮機から排出する圧縮空気の温度が５００℃を超える可能性があり、圧縮機ロータ材の強度信頼性の観点から、圧力比を２３にしている。
【００２４】
図３，図４で示したように、高い発電効率を得るためには、コンバインドサイクルや湿分利用ガスタービンサイクルでは、圧力比を高く設定する必要はないが、燃焼温度を高く設定する必要がある。一方、シンプルサイクルでは燃焼温度を高く設定する必要はないが、圧力比を高く設定する必要がある。
【００２５】
このような特性に応じて、従来では、圧力比３０以上（高圧力比）の航空機転用ガスタービンをシンプルサイクルに用いている。しかし、航空機転用ガスタービンをコンバインドサイクルや湿分利用ガスタービンサイクルに用いると、高圧力比のためタービンからの排出ガス温度が低く、それほど発電効率が得られない問題がある。また、コンバインドサイクルは主に１３００℃から１５００℃まで燃焼温度を上げ（高温度）、圧力比は２０以下（低圧力比）の陸上専用に設計された重構造ガスタービンが用いられている。これをシンプルサイクルで用いると、圧力比が低いため、高い発電効率が得られない問題がある。また、例えば重構造ガスタービンにおいて、圧力比は変えずに単に燃料流量を少なくして燃焼温度を下げたとしても、タービン高温部を冷却するための空気量は燃焼温度が高い条件のまま多量に流れるので、図４に示すような発電効率の向上は得られない。
【００２６】
図３，図４の特性を踏まえると、シンプルサイクル，コンバインドサイクルと湿分利用ガスタービンサイクル、それそれで高発電効率の得られる燃焼温度，圧力比のガスタービンを開発することが理想である。しかし、複数のガスタービンを有するのは開発費がかさみ、製造ラインの維持コストが高くなるという問題がある。また、ガスタービンの使用形態も多様化しており、今後市場拡大が予想されるガスタービンに特化するのは開発リスクが大きいという問題もある。
【００２７】
そこで、本実施例における、シンプルサイクル，コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクル、それぞれにおいて高発電効率を得るための設計方法を図１に示す。
【００２８】
図１の手順１では、圧縮機や燃焼器，タービンを設計する際に必要であり、圧縮機の翼型や圧縮機のロータ，タービン翼型等のようにガスタービンを構成する複数の設計要素の中から、共通要素を選定する。なお、設計要素はパラメータを有し、パラメータの値を与えることで各設計要素を設計することが可能である。また、共通要素とは、シンプルサイクル，コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルにおいて共通して用いる設計要素である。本実施例において各種発電サイクルの共通化用に設計された共通要素は、図２における圧縮機３の翼型とそのロータ，タービン９の翼型とそのロータ、及びケーシングとする。そして、各共通要素のパラメータを燃焼温度と圧力比とし、このパラメータの値を利用して各共通要素を設計することが可能である。
【００２９】
次に、手順２において、手順１で選定された共通要素の設計を行う。共通要素を設計する場合、パラメータの値を設定する必要がある。そこで、各種発電サイクルにおける燃焼温度及び圧力比の最適な設計条件を基準に、共通要素ごとに適した燃焼温度及び圧力比の少なくとも一方の値（パラメータの値）を設定する。
【００３０】
圧縮機３の翼型を含むガスパス形状は、最も圧力比が高い条件で設計すれば各種発電サイクルに適合させることが容易である。そこで、本実施例では、圧力比の高いシンプルサイクルの設計条件で設計している。そのため、コンバインドサイクルや湿分利用ガスタービンサイクルにする場合には、圧力比を低く設定すれば済むため、そのまま、あるいはわずかな改良で対応可能である。
【００３１】
圧縮機３のロータは、圧縮機３から排出される圧縮空気の温度が高くなり、圧縮機ロータ温度も高くなる。したがって、圧縮機ロータに作用する熱応力も大きくなるシンプルサイクル（高圧力比）の条件で設計している。コンバインドサイクルや湿分利用ガスタービンサイクルにする場合は圧力比が低いため、構造はそのまま適合できる。
【００３２】
タービン９の翼型は、圧力比が高い条件で設計することが望ましい。翼形状の損失が大きくなると、タービン９から排出される排出ガスの温度が高くなり、発電効率も低下するためである。本実施例では、タービン９の翼型を含むガスパス形状は、圧力比の高いシンプルサイクルの条件で設計している。このようにシンプルサイクルで設計しているため、コンバインドサイクルや湿分利用ガスタービンサイクルに適合させる場合には翼の損失が増加するが、その分タービンから排出される排出ガスの温度が高くなる。よって、蒸気タービン出力や圧縮空気への蒸気含有量が増加して、発電サイクル全体としての発電効率低下は抑制される。
【００３３】
タービンロータは、燃焼ガス８の温度が高く、タービン動翼を冷却する空気の温度が低い、コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルの条件で設計する。本実施例では、タービンロータの半径方向の温度差が大きく、熱応力も大きい条件下でタービンロータを設計している。そのため、燃焼ガス８の温度が低いシンプルサイクルに変更する場合には、構造はそのまま適用できる。
【００３４】
ケーシングは、高圧力比で設計する。圧縮機側もタービン側も圧縮空気にさらされるため、圧力比の高いシンプルサイクルの条件で設計することが望ましい。このように設計することで、コンバインドサイクルや湿分利用ガスタービンサイクル（低圧力比）に変更する場合には、圧縮機側では構造はそのまま適用できる。しかし、タービン側では燃焼温度が増加するため、これに対応した変更が必要である。
【００３５】
以上のように、各種発電サイクルにおける燃焼温度及び圧力比の最適な設計条件を基準に、それぞれの共通要素に適した燃焼温度及び圧力比の少なくとも一方の値（パラメータの値）を設定した結果が、図５である。そして、設定されたパラメータの値より、事前にガスタービンの共通要素を設計しておくことが可能である。
【００３６】
シンプルサイクルに、手順２において設計された共通要素を適合させるようガスタービンを設計する手順３−Ａについて説明する。図５を参照すると、共通要素の中でタービンロータのみが、コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルに基づいた燃焼温度の設定値となっている。しかし、タービンロータは燃焼温度を１４５０℃という条件で設計しているため、シンプルサイクルに適合させる場合、ガスタービンの発電サイクルにおけるタービンロータの燃焼温度が低下するだけである。したがって、タービンロータを新しく設計しなおす必要はない。図６は、事前に設計された共通要素のパラメータの設定値と、シンプルサイクルにおける共通要素のパラメータの値とを比較したものである。図６において、手順２の時に設計された各共通要素の燃焼温度や圧力比(パラメータの値)を分母に示す。また、分子には、シンプルサイクルにおける共通要素の燃焼温度や圧力比（パラメータの値）を示す。
【００３７】
コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルに、手順２において設計された共通要素を適合させるようガスタービンを設計する手順３−Ｂについて説明する。図５を参照すると、圧縮機翼型とそのロータ，タービン翼型，ケーシングが、シンプルサイクルに最適な燃焼温度や圧力比で設計されている。この中で、圧縮機翼型とそのロータは、圧力比を２３に設定しているため、コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクル（圧力比２０）にそのまま利用可能である。しかし、コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルで設計するときの燃焼温度は１４５０℃であるため、手順２において燃焼温度１２５０℃で設計されたタービン翼型やケーシングは、許容の燃焼温度を超えている。そのため、タービン翼型やケーシングを、コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルに適合化するには、補助設計事項の変更が必要である。補助設計事項とは、例えばタービン翼型に関連する場合、燃焼温度や圧力比の変化に応じて冷却空気温度が変わるため、タービン９の動翼に供給する冷却空気量を変化させたり、タービン後段側の冷却の有無，翼面に施工する熱遮蔽コーティングＴＢＣの有無，材質切替といった設計個所を表す。即ち、補助設計事項は、共通要素を異なる発電サイクル間で適合させるようガスタービンを設計するために、設計・変更を行う設計個所である。図７は、図６と同様に事前に設計された共通要素のパラメータの設定値と、コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルにおける共通要素のパラメータの値とを比較したものである。
【００３８】
このように、手順３−Ａ，３−Ｂで設計したガスタービンは、設計要素の中から共通要素を設計するという工程を経ているため、ガスタービンの所望の発電サイクルにおける燃焼温度及び圧力比と、共通要素を設計した時に利用した燃焼温度及び圧力比の少なくとも一方とが異なる共通要素を有することになる。しかし、例えば手順２においてシンプルサイクルで設計された共通要素を、次の工程でコンバインドサイクルや湿分利用ガスタービンサイクルに適合させるようガスタービンを設計するときは、共通要素に関しては補助設計事項の変更に留めておくことが可能である。
【００３９】
したがって、手順２において事前にガスタービンの共通要素を設計しておくことで、シンプルサイクルを設計する場合（手順３−Ａ）にしても、コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルを設計する場合（手順３−Ｂ）にしても、共通要素に関しては補助設計事項の設計というわずかな変更に留めて、共通要素以外の設計要素を設計することに注力すればよい。したがって、一からガスタービンを設計する場合に比べ、ガスタービンの設計費用を抑制することが可能である。また、ガスタービンの設計にかかる時間を短縮することも可能である。更に、一つのガスタービンサイクルに特化していないので、市場の変化に柔軟に対応でき、開発リスクを分散できる効果がある。
【００４０】
次に、設計要素の中から共通要素を設計するという工程を経て設計された手順３−Ａ又は３−Ｂのガスタービンを、手順３−Ａ又は３−Ｂと異なる発電サイクルへ設計変更する場合の変更容易性について、以下に説明する。
【００４１】
手順２に基づいて設計されたシンプルサイクルガスタービンに含まれる共通要素を、コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルへ適合させるようガスタービンを設計変更する時の補助設計事項の変更部分について説明する。
【００４２】
圧縮機における変更個所は、ガスタービンを実際に稼動するときの圧力比が低下するため、圧縮機段数の減少，圧力比が低下し圧縮空気温度が低下することによる圧縮機翼，ロータ、及びケーシングの材質切替等が考えられる。しかし、手順２において、圧縮機翼型とそのロータ、及びケーシングは圧力比を２３で設計しているため、圧縮機の設計変更は比較的容易である。
【００４３】
タービンにおける変更個所は、ガスタービンを実際に稼動するときの燃焼温度が変化することと、圧力比変化に応じてタービン高温部を冷却するための空気温度が変化することとによる、冷却空気量の増減，タービン後段側の冷却の有無，翼面に施工する熱遮蔽コーティングＴＢＣの有無，材質切替等が考えられる。特にタービン翼型は精密鋳造で製作するため、翼を単結晶，一方向凝固，多結晶翼のいずれで製造するかを選択する必要がある。手順２ではタービン翼型の燃焼温度を１２５０℃として設計しているため、ガスタービンをコンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルで実際に稼動すると、燃焼温度の許容値を超えてしまう。そこで、高温強度に優れた単結晶翼を使用することが考えられる。
【００４４】
燃焼器における変更個所では、燃焼温度と圧力比の変化に応じて圧縮空気（ガスタービンに供給する冷却空気）の温度が変化するため、乱流促進リブの有無及び材質切替等が考えられる。
【００４５】
手順２に基づいて設計されたコンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルに含まれる共通要素を、シンプルサイクルへ適合させるようガスタービンを設計変更する時の補助設計事項の変更部分について説明する。
【００４６】
圧縮機における変更個所は、ガスタービンを実際に稼動するときの圧力比が上昇するため、圧縮機段数の増加，圧力比が上昇し圧縮空気温度が上昇することによる圧縮機翼，ロータ、及びケーシングの材質切替等が考えられる。しかし、手順２において、圧縮機翼型とそのロータ、及びケーシングは圧力比を２３で設計しているため、圧縮機の設計変更は比較的容易である。
【００４７】
タービンにおける変更個所は、タービン翼型とケーシングが、手順２で設計された時の燃焼温度（１２５０℃）よりも高い温度（１４５０℃）でガスタービンを運用していたため、それに耐えるような補助設計事項の変更がなされていた。しかし、シンプルサイクルへの変更によってガスタービンを稼動するときの燃焼温度が低下するため、１４５０℃という燃焼温度に耐えるような補助設計事項の変更をする必要がなくなる。したがって、高温強度は低いが低コストの多結晶翼を使用することも考えられる。また、タービン翼型は、手順２においてシンプルサイクルに適した圧力比で設計されているため、変更は容易に行える。タービンロータは、ガスタービンを稼動するときの燃焼温度が低下するため、変更する必要はない。これらの変更のほかにも、圧力比変化に応じて冷却空気温度が変わることによる冷却空気量の増減，タービン後段側の冷却の有無，翼面に施工する熱遮蔽コーティングＴＢＣの有無，材質切替等が考えられる。また、燃焼温度が低くなりかつ圧力比が高くなるので燃焼器から排出される燃焼ガス温度も低くなる。そこで、タービン９の第３段動翼１２を無冷却にすることも考えられる。
【００４８】
燃焼器における変更個所は、燃焼温度と圧力比の変化に応じて圧縮空気（ガスタービンに供給する冷却空気）の温度が変化するため、乱流促進リブの有無や材質切替等が考えられる。
【００４９】
このように、設計要素の中から共通要素を設計するという工程を経て設計されたガスタービンに含まれる共通要素を、所望の発電サイクルへ適合させるようガスタービンを設計変更するとき、共通要素に関連する補助設計事項の変更にとどめておくことが可能である。例えば、圧縮機の場合では、圧縮機段数の増減や圧縮機翼，ロータ、及びケーシングの材質切替等といった圧縮機翼型に関連する補助設計事項を設計変更することで、異なる発電サイクル間で共通要素を適合させるようガスタービンを設計変更することが可能である。
【００５０】
したがって、事前に設計された共通要素を元に各種発電サイクルのガスタービンを設計することで、次の工程で更に異なる発電サイクルに変更する場合、わずかな変更のみで短時間にガスタービンを設計変更することが可能である。また、最初から設計しなおす場合に比べ低コストであり、開発リスク分散に効果的である。
【００５１】
なお、本実施例におけるビジネス形態として、以下の２通りがある。
【００５２】
第一に、ガスタービン製造メーカーが、手順３−Ａ又は手順３−Ｂで設計されたガスタービンを製造し、最終製品として出荷する場合である。この場合、ガスタービン製造メーカーは顧客の受注に応じて、共通要素を元に各種の発電サイクルガスタービンを設計・製造し（手順３−Ａ又は手順３−Ｂ）、納入する。即ち、製造するガスタービンの所望の発電サイクルに、手順２において設計された共通要素を適合させるようガスタービンを設計する。したがって、全ての設計要素を一から設計する時に比べると、共通要素に関しては補助設計事項の変更というわずかな変更に留めることができ、ガスタービンの設計・製造にかかるコストを抑制することが可能である。また、ガスタービン製造メーカーは一つの発電サイクルに特化していないため、顧客の受注に迅速に対応できるだけでなく、開発リスクを分散できる効果がある。
【００５３】
第二に、ガスタービン製造メーカーが手順４−Ａ又は４−Ｂで設計されたガスタービンを製造し、最終製品として出荷する場合が考えられる。ガスタービン製造メーカーは、手順３−Ａ又は３−Ｂで既にガスタービンの設計を終了しているため、顧客の受注によって設計する個所は共通要素に関連する補助設計事項の設計変更のみである。したがって、第一の場合に比べ、顧客の受注に更に迅速に対応できるという効果がある。また、ガスタービンの設計・製造にかかるコストを抑制することができる。
【００５４】
手順３−Ａ又は手順３−Ｂで設計し、最終製品として出荷されたガスタービンは、製造されたガスタービンの発電サイクルに共通要素を適合させるよう設計されている。そのため、このガスタービンを製造した時の発電サイクルと異なる発電サイクルに改造する場合も、共通要素に関連する補助設計事項の変更にとどめて、改造するガスタービンの発電サイクルに共通要素を適合させるようガスタービンを設計変更する。したがって、改造されたガスタービンの発電サイクルにおける燃焼温度及び圧力比と、前記共通要素を設計した時に利用した燃焼温度及び圧力比の少なくとも一方とが異なることになる。このように改造した場合、手順３−Ａ又は手順３−Ｂにおけるガスタービンは顧客によって運転実績を積み上げているため、これをもとにした改造は実績ベースの改造となる。したがって、信頼性が向上するという効果を奏する。また、改造による変更箇所は共通要素に関連する補助設計事項の変更で済むため、ガスタービンの改造費用を抑制することが可能であり、改造にかかる時間も短縮することができる。
【００５５】
次に、設計された共通要素を所望の発電サイクルに適合させるようガスタービンを設計する時や、一度設計を終えたガスタービンを異なる発電サイクルに適合させるようガスタービンを設計変更する時の補助設計事項における変更部分について説明する。なお、製造するガスタービンの発電サイクルに共通要素を適合させるよう設計され、最終製品として出荷されたガスタービンを別の発電サイクルに改造する場合にも、以下の補助設計事項の変更を行う。
【００５６】
本実施例において、シンプルサイクルを湿分利用ガスタービンサイクルに設計変更する場合の圧縮機における変更個所を図８に示す。変更個所は圧縮機前側ロータ５０の外周に設置していた翼を削除している点である。湿分利用ガスタービンサイクルでは、タービンを通過する燃焼ガスの質量流量が圧縮機から排出される圧縮空気に蒸気を添加している分だけ増加傾向になる。圧力比は下げたいにも関わらず、タービン入口における燃焼ガスの質量流量が増加すると圧縮機の圧力比が増加してしまう。したがって、圧縮機が吸い込む大気空気２の量を少なくすることが効果的である。そこで本実施例では、圧縮機が吸い込む大気空気２の量を減少させるために、圧縮機前側ロータ５０の外周に設置していた翼を削除している。よって、圧力比を低下させ、発電効率の向上を狙っている。
【００５７】
また、シンプルサイクルをコンバインドサイクルに変更するときの圧縮機における変更個所を図９に示す。変更個所は圧縮機後側ロータ５１の外周に設置していた翼を削除している点である。コンバインドサイクルで用いるガスタービンは、圧縮機が吸い込む大気空気２の量を変化させる必要はないが、圧力比を低下させることが望ましい。そのためには、圧縮機後側段の翼を削除することが効果的である。
【００５８】
圧縮機翼は、手順２において、圧力比２３で設計されている。そのため、図８，図９に示したように圧縮機翼の翼数を調整するだけで対応可能であり、その他の部分は変更しないため、簡単にかつ迅速に対応でき、低コスト化可能という効果を奏する。また、開発の低リスク化にも寄与する。
【００５９】
逆に湿分利用ガスタービンサイクルやコンバインドサイクルをシンプルサイクルに変更する場合、変更時に圧縮機翼を増加させることで対応できる。圧縮機翼は手順２において、圧力比２３で設計されているため、ガスタービンを実際に稼動するときの圧力比を上昇させても、対応可能だからである。
【００６０】
本実施例において、タービン動翼の変更個所を以下に説明する。
【００６１】
図１０は、手順２で共通要素を設計した時のタービン動翼の動翼断面図（シンプルサイクル）である。ロータを通して供給された冷却空気６０は冷却空気流量調節用のオリフィス６１，６２を通って翼内に供給される。翼内部の冷却通路には熱伝達率を高めて冷却を強化するための乱流促進リブ６３やピンフィン６４を設けている。オリフィス６１を通過した冷却空気は２回Ｕターンして動翼外周６５から噴出する。オリフィス６２を通過した冷却空気は１回Ｕターンしてピンフィン６４を通過後に後縁６６から噴出する。
【００６２】
前述のように、手順２で共通要素を設計した時のタービン動翼は、燃焼温度１２５０℃で設計されている。そのため、手順４−Ａへの変更では、ガスタービンを稼動するときの燃焼温度が１４５０℃になるため、この燃焼温度に耐えるための改造が必要である。図１１，図１２，図１３は、図１０のシンプルサイクルのタービン動翼をコンバインドサイクルや湿分利用ガスタービンサイクルに変更した一例を示す。図１１で変更した個所は、翼部の表面に熱遮蔽コーティングＴＢＣ７０を施している点である。燃焼温度は上昇するが、ＴＢＣ７０を施工することによりＴＣＢ７０の内側にあるメタル温度の上昇を抑制することが可能である。図１２では、翼全縁部にフィルム冷却孔８０を設けている。翼の前縁部における外側は熱伝達率が高く、メタルが高温になりやすい。フィルム冷却孔８０を設けることにより、翼表面に冷却空気の層を生成し燃焼ガスが直接翼表面に接触しにくくなる効果がある。図１１，図１２の方法を用いると、燃焼ガスと冷却空気の温度差によるメタルの温度勾配を小さくすることが可能である。よって、翼に発生する熱応力を抑制することができ信頼性が向上する。また、静翼に対してもＴＢＣ７０を施工したりフィルム冷却孔を設けたりすると、動翼と同様の効果が得られる。図１３では、オリフィス６１，６２の流路孔径ｄ１，ｄ２を大きくして冷却空気量を増加させている。冷却空気量が増加することにより、冷却流路側の熱伝達率を上げて翼メタル温度の上昇を抑制することが可能である。また、オリフィス６１，６２は動翼と別部材で構成できるので、オリフィス孔径ｄ１，ｄ２の加工はオリフィス単独で容易に実施できる。もし仮にｄ１，ｄ２の加工に失敗してもオリフィス６１，６２だけを作り直せばよく、翼全部を無駄にすることがない。さらに、図１１，図１２，図１３の実施を組合せることにより、冷却強化の相乗効果が得られる。湿分利用ガスタービンサイクルやコンバインドサイクルをシンプルサイクルに変更する場合は、ＴＢＣ７０の施工を取りやめたり、フィルム孔の加工を取りやめたり、オリフィスの孔径を小さくすることで高効率，高信頼性，低コストに対応できる。
【００６３】
図１４に図２で示した第１段静翼１５を示す。第１段静翼１５は、燃焼器車室に充満している圧縮機より排出された圧縮空気の一部が、冷却空気１６として第１段静翼１５の内側と外側から供給される。外側の額縁９０にはプレート９２が取り付けられており、プレート９２に設けた複数の孔９３を通して冷却空気１６が第１段静翼１５に供給される。同様に内側の額縁９１にもプレート９４が取り付けられており、プレート９４に設けた複数の孔９５を通して、冷却空気１６が第１段静翼１５に供給される。
【００６４】
シンプルサイクルからコンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルに変更する場合、ガスタービンが稼動するときの燃焼温度が上昇する。したがって、冷却空気１６の流量を増加させる必要があるので、孔９３，９５の数量を増やしたり孔径を大きくしたりすることで対応できる。なお、プレート９２，９４は額縁９０，９１と別部材にしているので、プレート９２，９４単独で容易に加工ができる。もし仮に孔９３，９５の加工に失敗してもプレート９２，９４だけを作り直せばよく、翼全部を無駄にすることがない。コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルからシンプルサイクルに変更する場合は前記とは逆に、孔９３，９５の数量を少なくしたり孔径を小さくしたりすることで対応できる。また、その他の静翼についても額縁に孔付プレートを設けて冷却する構造は採用可能であるため、本実施例記載の方法で冷却空気量を調節できる。
【００６５】
図１５に、図２におけるホイールスペース２７，２８への空気導入経路，第１段シュラウド２１，第２段シュラウド２３への冷却空気の流路を示す。ホイールスペース２７，２８への空気は配管２０から供給され、第２段静翼１７を通過してダイアフラム１００のキャビティに導かれる。キャビティに導かれた空気はダイアフラムの第１段動翼側に設けた孔１０１を通ってホイールスペース２７に供給され、主流ガス中に放出される。ホイールスペース２７に供給された空気の一部はダイアフラム１００の内側を通過してホイールスペース２８に供給され、主流ガス中に放出される。第１段シュラウド２１は、燃焼器車室に充満した圧縮空気の一部２２をシュラウド前側に設けた孔１０２，主流ガス側に面した冷却孔１０３に供給することによりシュラウドを冷却し、冷却後は主流ガス中に放出する。第２段シュラウド２３は、図２に示す配管２０から供給された空気の一部をシュラウド前側に設けた孔１０４，主流ガス側に面した冷却孔１０５に供給することによりシュラウドを冷却し、冷却後は主流ガス中に放出する。
【００６６】
シンプルサイクルからコンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルに変更する場合、燃焼温度が上昇するため、ホイールスペース２７，２８に供給する空気流量を増加させたり、シュラウド冷却空気量を増加させたりする必要がある。そこで、孔１０１，１０２，１０３，１０４，１０５の数量を増やしたり孔径を大きくすることにより対応できる。コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルからシンプルサイクルに変更する場合は、前記とは逆に、孔１０１，１０２，１０３，１０４，１０５の数量を少なくしたり孔径を小さくすることで対応できる。
【００６７】
ケーシング冷却系統のその他の実施例を図１６に示す。図１６では、圧縮機中間段からの抽気配管２０，３４上にオリフィス１１１，１１２，１１３を設けている。配管２０，３４からの空気は、第２段静翼１７，第３段静翼１８，第２段シュラウド２３，第３段シュラウド２４、及びホイールスペース２７，２８，２９，３０，３１，３２を冷却するために供給されている。シンプルサイクルからコンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルに変更する場合、ガスタービンを稼動するときの燃焼温度が上昇するため、静翼，シュラウド，ホイールスペースへの必要空気量は増加する。そこで、配管上に設けたオリフィス１１１，１１２，１１３の孔径を大きくすることで対応可能である。また、逆にコンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルからシンプルサイクルに変更する場合、オリフィス１１１，１１２，１１３の孔径を小さくすることで対応できる。ケーシングより外部の配管上で空気流量を調整するので、実施が容易である。また、ガスタービンの運用開始後にシンプルサイクルとコンバインドサイクルの運転を切り替える場合でも、ガスタービン本体を分解することなく空気量を調節できる。さらに、オリフィス１１１，１１２，１１３の代わりにバルブを設置することによっても同様の効果を奏する。
【００６８】
図１７に図２で示した燃焼器の空気流れを示す。フロースリーブ５が２重管構造になっており、２重管の内側を燃焼ガス８が通り、それを包み込むように外側を燃焼用空気１４が通過する。フロースリーブ５における内側の筒に乱流促進リブ１２０を設けたり、冷却孔１２１をあけて燃焼用空気１４を一部漏らしたりして内側の筒を冷却している。シンプルサイクルをコンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルに変更する場合、ガスタービンが稼動するときの燃焼温度が上昇するため、乱流促進リブ１２０，孔１２１の数量を増やすことで内側の筒の温度上昇を抑制することが可能である。また逆に、コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルをシンプルサイクルに変更する場合、乱流促進リブ１２０の数量を減らしたり、場合によっては乱流促進リブ１２０をなくすことも可能である。また、孔１２１の数量を減らすことで、冷却空気量を削減できる。
【００６９】
【発明の効果】
本発明によれば、発電サイクルそれぞれにおいて高発電効率を得て、ガスタービンの製造費用を抑制し、製造にかかる時間を短縮することが可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】シンプルサイクル，コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルにおける設計方法及び改造方法を表した図。
【図２】ガスタービン本体の構成図。
【図３】コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルにおける発電出力と発電効率の特性を表した図。
【図４】シンプルサイクルにおける発電出力と発電効率の特性を表した図。
【図５】共通要素に適した燃焼温度及び圧力比の少なくとも一方の値を設定した時の表。
【図６】事前に設計された共通要素のパラメータの設定値と、シンプルサイクルにおける共通要素のパラメータの値とを比較した表。
【図７】事前に設計された共通要素のパラメータの設定値と、コンバインドサイクル及び湿分利用ガスタービンサイクルにおける共通要素のパラメータの値とを比較した表。
【図８】圧縮機前側ロータ５０の外周翼を削除した場合の図。
【図９】圧縮機後側ロータ５１の外周翼を削除した場合の図。
【図１０】シンプルサイクルにおけるタービン動翼断面を表した図。
【図１１】タービン動翼に熱遮蔽コーティングを施した時の図。
【図１２】タービン動翼にフィルム冷却孔を設けた時の図。
【図１３】タービン動翼のオリフィス冷却孔径を変更した場合の図。
【図１４】タービンの第１段静翼を表した図。
【図１５】ホイールスペース２７，２８，第１段シュラウド２１，第２段シュラウド２３への冷却空気流路を表した図。
【図１６】ケーシングの冷却系統を表した図。
【図１７】燃焼器中の空気流路を表した図。
【符号の説明】
２…大気空気、３…圧縮機、４…燃焼器車室、５…フロースリーブ、６…燃焼器、８…燃焼ガス、９…タービン、１０…第１段動翼、１１…第２段動翼、１２…第３段動翼、１５…第１段静翼、１７…第２段静翼、１８…第３段静翼。[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine, a method for manufacturing the gas turbine, and a method for modifying the gas turbine.
[0002]
[Prior art]
The mainstream of the power generation cycle using a gas turbine includes a simple cycle, a combined cycle, and a moisture-based gas turbine cycle. Conventionally, gas turbines are individually designed according to the power generation cycle used. For this reason, the designed components are specific to the gas turbine of the power generation cycle. Japanese Patent Application Laid-Open No. H10-228561 discloses a technique for reducing costs by providing commonality to turbine hardware that is operated for different frequency applications.
[0003]
[Patent Document 1]
Japanese Patent Laid-Open No. 9-4465
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
However, in the technique described in Patent Document 1, the commonality of hardware is given to the shape of the intermediate stage of the turbine, and the compressor is not considered. Therefore, when the change of the pressure ratio and the combustion temperature is accompanied, as in the case of diverting the simple cycle gas turbine to a combined cycle or a moisture-use gas turbine cycle, the technology described in Patent Document 1 that does not consider the compressor Is difficult to use. Therefore, common parts cannot be used between gas turbines with different power generation cycles, and a large amount of manufacturing cost is required. In addition, since different power generation cycles are designed and manufactured from scratch, it takes a long time to manufacture compared to the case of using common parts.
[0005]
The purpose of the present invention is to Obtaining high power generation efficiency in each power generation cycle, It is to reduce the manufacturing cost of the gas turbine and shorten the time required for manufacturing.
[0006]
[Means for Solving the Problems]
The present invention includes a compressor that compresses atmospheric air to generate compressed air, a combustor that generates combustion gas by mixing and burning the compressed air and fuel, and a turbine that is driven by the combustion gas. Said Compressor, Said Composed of a combustor and a plurality of design elements necessary for designing the turbine Design and manufacture A method of manufacturing a gas turbine, , Among the design elements of the gas turbine, common elements used in common for various power generation cycles are: It has parameters of combustion temperature and pressure ratio necessary for designing the common element, Based on the design conditions of combustion temperature and pressure ratio in various power generation cycles, at least one value of combustion temperature and pressure ratio suitable for each common element is As the value of the parameter Set up and design Be done The first step, The common element in which the gas turbine is designed in a desired power generation cycle among the various power generation cycles, and the combustion temperature and pressure ratio in the desired power generation cycle are different from the parameter values used when the common element is designed, Auxiliary design items have been redesigned to suit the desired power generation cycle, And a second step of manufacturing the gas turbine.
[0007]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
The power generation cycle using a gas turbine includes a simple cycle, a combined cycle, and a moisture-based gas turbine cycle.
[0008]
The simple cycle generates electricity with a gas turbine alone and does not use the exhaust gas discharged from the turbine.
[0009]
On the other hand, the combined cycle supplies high-temperature exhaust gas discharged from the turbine to the exhaust heat recovery boiler, and drives the steam turbine using the steam generated from the exhaust heat recovery boiler. And it generates electric power from a gas turbine and a steam turbine.
[0010]
The moisture-based gas turbine cycle mixes compressed air discharged from the compressor with water or steam supplied from the outside, and heat-exchanges the mixed air with the exhaust gas from the gas turbine, thereby increasing the temperature and humidity. Air is generated. The high temperature and high humidity air is supplied to the combustor.
[0011]
In addition, the steam generated by the high-temperature exhaust gas discharged from the turbine is not used for power generation as in the moisture utilization gas turbine cycle, and the cogeneration consumed in other systems can be regarded as a simple cycle.
[0012]
The structure of the gas turbine in a present Example is shown in FIG. The gas turbine mainly includes a compressor 3 that compresses atmospheric air 2 to generate compressed air 3, a combustion gas supplied from a combustor 6 and a combustor 6 that generates a combustion gas 8 by mixing and burning compressed air and fuel 7 A turbine 9 driven by 8 is provided.
[0013]
Next, a method for operating the gas turbine will be described. First, the atmospheric air 2 is supplied from the atmospheric air intake unit 1 to the compressor 3. The compressed air compressed by the compressor 3 is supplied to the combustor casing 4 and the combustor casing 4 is filled with the compressed air. The compressed air in the combustor casing 4 passes through the flow sleeve 5 having a double pipe structure and is supplied to the combustor 6. In the combustor 6, the compressed air and the fuel 7 are mixed and burned to generate a high-temperature combustion gas 8. The high-temperature combustion gas 8 generated in the combustor 6 is supplied to the turbine 9, expands in the turbine 9, and rotates the rotor blades. The power generated in the turbine 9 not only drives the generator, but also drives the compressor 3.
[0014]
The turbine 9 and the combustor 6 are heated by the combustion gas 8 and need to be cooled. Therefore, a cooling method will be described. In order to cool the first stage rotor blade 10, the second stage rotor blade 11, and the third stage rotor blade 12 in the turbine 9, the compressed air extracted from the compressor final stage rotor blade outlet 13 is supplied into the rotor. To do. Next, the compressed air introduced into the rotor flows from the center hole of the rotor in the downstream direction of the turbine shaft, and is supplied to each rotor blade from the side surface of the wheel (path A in FIG. 2). In this embodiment, the turbine shaft upstream is the combustor side, and the direction in which the combustion gas passes through the turbine is the turbine shaft downstream direction. In cooling the combustor 6, the combustion air 14 flowing from the combustor casing 4 into the flow sleeve 5 is used as cooling air. As the cooling air for the first stage stationary blade 15, the air 16 directly flowing from the combustor casing 4 is used. The cooling air of the second stage stationary blade 17 and the third stage stationary blade 18 is supplied through a piping 20 from an extraction cavity 19 provided in a casing in the middle stage of the compressor that can obtain a pressure suitable for the cooling capacity. As the cooling air for the first stage shroud 21 located on the outer periphery of the first stage rotor blade 10, the air 22 that flows directly from the combustor casing 4 is used. As the cooling air for the second stage shroud 23 located on the outer periphery of the second stage rotor blade 11 and the third stage shroud 24 located on the outer periphery of the third stage rotor blade 12, the air introduced from the pipe 20 is used. Further, when the combustion gas 8 passes through the gas path of the turbine 9, the compressed air 26 extracted from the compressor final stage rotor blade outlet 13 is supplied to the wheel space 25 so as not to enter the wheel space 25 inside the rotor blade. To do. Further, the air from the pipe 20 is supplied to the wheel spaces 27, 28, 29, 30 through the inside of the stationary blades 17, 18. The wheel spaces 31 and 32 are supplied with air through a piping 34 from an extraction cavity 33 provided in a casing in the middle of the compressor capable of obtaining a pressure suitable for cooling capacity, and further through the inside of the stationary blade. The wheel space 35 is supplied with air 37 from the rear bearing chamber 36.
[0015]
Next, characteristics of a combined cycle, a moisture-utilizing gas turbine cycle, and a simple cycle, which are power generation cycles using a gas turbine, will be described with reference to FIGS.
[0016]
FIG. 3 shows the relationship between the power generation output and power generation efficiency of the combined cycle. The moisture-based gas turbine cycle also exhibits almost the same characteristics. In FIG. 3, the horizontal axis represents the power generation output, and the vertical axis represents the power generation efficiency. When the pressure ratio is constant, the relationship between the power generation output and the power generation efficiency corresponding to each combustion temperature can be obtained by changing the combustion temperature, and can be plotted in the figure. Similarly, when the combustion temperature is kept constant and the pressure ratio is changed, it can be plotted in the figure.
[0017]
It can be seen from FIG. 3 that when the combustion temperature is increased without changing the pressure ratio, the power generation efficiency and the power generation output are improved. This is because in the combined cycle, if the combustion temperature is increased, the temperature of the exhaust gas discharged from the turbine increases, so the amount of steam generated in the exhaust heat recovery boiler also increases, and the steam temperature and pressure increase. is there. Therefore, the steam turbine output increases and the power generation efficiency of the combined cycle also increases. In the moisture-based gas turbine cycle, the amount of water or steam added to the compressed air discharged from the compressor can be increased by increasing the temperature of the exhaust gas discharged from the turbine. Therefore, the power generation efficiency and power generation output of the moisture-based gas turbine cycle are improved.
[0018]
It can also be seen that when the pressure ratio is increased at the same combustion temperature, the power generation efficiency and power generation output decrease. In the combined cycle and moisture-based gas turbine cycle, the compressor power increases due to the high pressure ratio and the heat insulation efficiency of the compressor decreases, and the temperature of the compressed air discharged from the compressor rises and the turbine high temperature This is because the amount of air for cooling the part increases. In the combined cycle, the temperature of the exhaust gas discharged from the turbine is lowered, and the steam turbine output is also affected.
[0019]
Therefore, in this embodiment, the optimum design conditions for the combined cycle and the moisture-utilizing gas turbine cycle are a combustion temperature of 1450 ° C. and a pressure ratio of 20 (point B in FIG. 3). The combustion temperature is set to 1450 ° C. The power generation efficiency increases when the combustion temperature is further increased, but the NOx due to combustion increases and the amount of air for cooling the high temperature part of the turbine increases, so the combustion temperature is 1450 ° C. It is suppressed to.
[0020]
FIG. 4 shows the relationship between the power generation output of the simple cycle and the power generation efficiency. The method for plotting the characteristics of the simple cycle from the pressure ratio and the combustion temperature in FIG. 4 is the same as in FIG.
[0021]
From FIG. 4, it can be seen that the power generation efficiency increases when the pressure ratio is increased at the same combustion temperature. This is because the compressor power increases by increasing the pressure ratio, but the turbine output increases more than that.
[0022]
Further, if the combustion temperature is increased without changing the pressure ratio, the power generation efficiency gradually decreases. The reason for this is that as the combustion temperature increases, the amount of air for cooling the turbine 9 increases accordingly.
[0023]
Therefore, in this embodiment, the optimum design conditions for the simple cycle are set such that the combustion temperature is 1250 ° C. and the pressure ratio is 23 (point C in FIG. 4). The pressure ratio is set to 23. If the pressure ratio is further increased, the efficiency increases. However, if the temperature of the atmospheric air 2 is high, the temperature of the compressed air discharged from the compressor may exceed 500 ° C. The pressure ratio is set to 23 from the viewpoint of strength reliability of the machine rotor material.
[0024]
As shown in FIGS. 3 and 4, in order to obtain high power generation efficiency, it is not necessary to set the pressure ratio high in the combined cycle and the moisture-based gas turbine cycle, but it is necessary to set the combustion temperature high. is there. On the other hand, in the simple cycle, it is not necessary to set the combustion temperature high, but it is necessary to set the pressure ratio high.
[0025]
According to such characteristics, conventionally, an aircraft diverting gas turbine having a pressure ratio of 30 or higher (high pressure ratio) is used for a simple cycle. However, when an aircraft diverting gas turbine is used in a combined cycle or a moisture-using gas turbine cycle, there is a problem that the exhaust gas temperature from the turbine is low due to the high pressure ratio, and power generation efficiency cannot be obtained so much. In the combined cycle, a heavy structure gas turbine designed exclusively for land use with a combustion temperature increased from 1300 ° C. to 1500 ° C. (high temperature) and a pressure ratio of 20 or less (low pressure ratio) is used. When this is used in a simple cycle, there is a problem that high power generation efficiency cannot be obtained because the pressure ratio is low. For example, in a heavy-structure gas turbine, even if the combustion temperature is lowered by simply reducing the fuel flow rate without changing the pressure ratio, the amount of air for cooling the high temperature portion of the turbine remains large while maintaining the high combustion temperature. Since it flows, the improvement in power generation efficiency as shown in FIG. 4 cannot be obtained.
[0026]
3 and 4, it is ideal to develop a simple cycle, combined cycle and moisture-based gas turbine cycle, and a gas turbine with a combustion temperature and pressure ratio that can achieve high power generation efficiency. However, having a plurality of gas turbines has the problem of high development costs and high maintenance costs for the production line. In addition, the use forms of gas turbines are diversified, and there is a problem that the development risk is high to specialize in gas turbines that are expected to expand in the future.
[0027]
Therefore, FIG. 1 shows a design method for obtaining high power generation efficiency in each of the simple cycle, the combined cycle, and the moisture-use gas turbine cycle in this embodiment.
[0028]
In step 1 of FIG. 1, it is necessary when designing a compressor, a combustor, and a turbine, and a plurality of design elements constituting a gas turbine such as a compressor blade shape, a compressor rotor, a turbine blade shape, and the like. Select common elements from the list. The design element has a parameter, and each design element can be designed by giving a parameter value. The common element is a design element commonly used in the simple cycle, the combined cycle, and the moisture-use gas turbine cycle. In this embodiment, common elements designed for common use of various power generation cycles are the airfoil of the compressor 3 and its rotor, the airfoil of the turbine 9 and its rotor, and the casing in FIG. Then, it is possible to design each common element by using the parameter value of each common element as a combustion temperature and a pressure ratio and using the value of this parameter.
[0029]
Next, in step 2, the common element selected in step 1 is designed. When designing common elements, it is necessary to set parameter values. Accordingly, at least one value (parameter value) of the combustion temperature and pressure ratio suitable for each common element is set based on the optimum design conditions of the combustion temperature and pressure ratio in various power generation cycles.
[0030]
The gas path shape including the airfoil of the compressor 3 can be easily adapted to various power generation cycles if it is designed under the condition with the highest pressure ratio. Therefore, in this embodiment, the design is performed under the design conditions of a simple cycle with a high pressure ratio. Therefore, in the case of a combined cycle or a moisture-utilizing gas turbine cycle, it is sufficient to set the pressure ratio low, so that it can be handled as it is or with a slight improvement.
[0031]
In the rotor of the compressor 3, the temperature of the compressed air discharged from the compressor 3 is increased, and the compressor rotor temperature is also increased. Therefore, the design is performed under the condition of a simple cycle (high pressure ratio) in which the thermal stress acting on the compressor rotor also increases. In the case of a combined cycle or moisture-based gas turbine cycle, the structure can be adapted as it is because the pressure ratio is low.
[0032]
It is desirable to design the airfoil of the turbine 9 under a condition where the pressure ratio is high. This is because when the blade shape loss increases, the temperature of the exhaust gas discharged from the turbine 9 increases and the power generation efficiency also decreases. In this embodiment, the shape of the gas path including the blade shape of the turbine 9 is designed under simple cycle conditions with a high pressure ratio. Since it is designed in such a simple cycle, the blade loss increases when adapted to a combined cycle or a moisture-utilizing gas turbine cycle, but the temperature of exhaust gas discharged from the turbine increases accordingly. Therefore, the steam turbine output and the steam content in the compressed air are increased, and the reduction in power generation efficiency as a whole power generation cycle is suppressed.
[0033]
The turbine rotor is designed under the conditions of a combined cycle and a moisture-based gas turbine cycle in which the temperature of the combustion gas 8 is high and the temperature of the air that cools the turbine blades is low. In this embodiment, the turbine rotor is designed under the condition that the temperature difference in the radial direction of the turbine rotor is large and the thermal stress is also large. Therefore, when changing to a simple cycle where the temperature of the combustion gas 8 is low, the structure can be applied as it is.
[0034]
The casing is designed with a high pressure ratio. Since both the compressor side and the turbine side are exposed to compressed air, it is desirable to design under conditions of a simple cycle with a high pressure ratio. By designing in this way, when changing to a combined cycle or a moisture-utilizing gas turbine cycle (low pressure ratio), the structure can be applied as it is on the compressor side. However, since the combustion temperature increases on the turbine side, a change corresponding to this is necessary.
[0035]
As described above, the result of setting at least one value (parameter value) of the combustion temperature and pressure ratio suitable for each common element on the basis of the optimum design conditions of the combustion temperature and pressure ratio in various power generation cycles is as follows. FIG. And it is possible to design the common element of a gas turbine beforehand from the value of the set parameter.
[0036]
The procedure 3-A for designing the gas turbine to adapt the common element designed in the procedure 2 to the simple cycle will be described. Referring to FIG. 5, only the turbine rotor among the common elements has a set value of the combustion temperature based on the combined cycle and the moisture-based gas turbine cycle. However, since the turbine rotor is designed under the condition that the combustion temperature is 1450 ° C., when it is adapted to the simple cycle, the combustion temperature of the turbine rotor in the power generation cycle of the gas turbine only decreases. Therefore, it is not necessary to redesign the turbine rotor. FIG. 6 shows a comparison between the pre-designed common element parameter setting values and the common element parameter values in the simple cycle. In FIG. 6, the combustion temperature and pressure ratio (parameter values) of each common element designed in the procedure 2 are shown in the denominator. The numerator indicates the combustion temperature and pressure ratio (parameter values) of common elements in the simple cycle.
[0037]
The procedure 3-B for designing the gas turbine to adapt the common elements designed in the procedure 2 to the combined cycle and the moisture-based gas turbine cycle will be described. Referring to FIG. 5, the compressor blade type, its rotor, turbine blade type, and casing are designed at a combustion temperature and pressure ratio that are optimal for a simple cycle. Among them, the compressor blade type and its rotor can be used as they are in the combined cycle and the moisture-use gas turbine cycle (pressure ratio 20) because the pressure ratio is set to 23. However, since the combustion temperature when designing with the combined cycle and the gas turbine using moisture is 1450 ° C., the turbine blade shape and casing designed with the combustion temperature of 1250 ° C. in the procedure 2 exceed the allowable combustion temperature. Yes. Therefore, in order to adapt the turbine blade shape and casing to the combined cycle and the moisture-use gas turbine cycle, it is necessary to change auxiliary design items. The auxiliary design item is, for example, related to the turbine blade type, because the cooling air temperature changes in accordance with changes in the combustion temperature and the pressure ratio. This represents design points such as the presence / absence of side cooling, presence / absence of heat shield coating TBC applied to the blade surface, and material switching. That is, the auxiliary design item is a design part where design and change are performed in order to design the gas turbine so that the common element is adapted between different power generation cycles. FIG. 7 compares the set values of the common element parameters designed in advance in the same manner as in FIG. 6 and the common element parameter values in the combined cycle and moisture-use gas turbine cycle.
[0038]
Thus, since the gas turbine designed in steps 3-A and 3-B has undergone a process of designing a common element among the design elements, the combustion temperature and pressure ratio in the desired power generation cycle of the gas turbine and The common element is different from at least one of the combustion temperature and the pressure ratio used when the common element is designed. However, for example, when designing a gas turbine so that the common element designed in the simple cycle in step 2 is adapted to the combined cycle or moisture-based gas turbine cycle in the next step, the auxiliary design items are changed with respect to the common element. It is possible to keep on.
[0039]
Therefore, by designing the common elements of the gas turbine in step 2 in advance, even when designing a simple cycle (step 3-A), when designing a combined cycle and a moisture-utilizing gas turbine cycle ( Even in the step 3-B), the common element may be limited to slight changes such as the design of the auxiliary design items, and the design element other than the common element may be focused on. Therefore, it is possible to reduce the design cost of the gas turbine as compared with the case of designing the gas turbine from scratch. It is also possible to reduce the time required for designing the gas turbine. Furthermore, since it is not specialized for a single gas turbine cycle, it can flexibly respond to market changes and has the effect of diversifying development risks.
[0040]
Next, when the design turbine 3-A or 3-B gas turbine designed through the process of designing a common element among the design elements is changed to a power generation cycle different from that of the procedure 3-A or 3-B The ease of change will be described below.
[0041]
The change part of the auxiliary design item when changing the design of the gas turbine so that the common elements included in the simple cycle gas turbine designed based on the procedure 2 are adapted to the combined cycle and the moisture-based gas turbine cycle will be described.
[0042]
The change in the compressor is that the pressure ratio when the gas turbine is actually operated decreases, so the compressor blades, the rotor, and the casing due to the decrease in the number of compressor stages, the pressure ratio decreases, and the compressed air temperature decreases. It is conceivable to change the material. However, in step 2, the compressor blade type, its rotor, and casing are designed with a pressure ratio of 23, so that the design change of the compressor is relatively easy.
[0043]
The change in the turbine is that the amount of cooling air due to the change in the combustion temperature when the gas turbine is actually operated and the change in the air temperature for cooling the high temperature part of the turbine according to the change in the pressure ratio. It is conceivable to increase / decrease, presence / absence of cooling on the rear stage side of the turbine, presence / absence of the heat shielding coating TBC applied to the blade surface, material switching, etc. In particular, since the turbine blade type is manufactured by precision casting, it is necessary to select whether the blade is manufactured with a single crystal, a unidirectional solidification, or a polycrystalline blade. In the procedure 2, since the combustion temperature of the turbine blade type is designed to be 1250 ° C., if the gas turbine is actually operated in the combined cycle and the moisture-use gas turbine cycle, the allowable value of the combustion temperature is exceeded. Therefore, it is conceivable to use a single crystal blade excellent in high temperature strength.
[0044]
At the change point in the combustor, the temperature of the compressed air (cooling air supplied to the gas turbine) changes according to the change of the combustion temperature and the pressure ratio.
[0045]
The change part of the auxiliary design item when changing the design of the gas turbine so that the common elements included in the combined cycle and the moisture-use gas turbine cycle designed based on the procedure 2 are adapted to the simple cycle will be described.
[0046]
The change in the compressor is that since the pressure ratio when the gas turbine is actually operated increases, the compressor blades, the rotor, and the casing due to the increase in the number of compressor stages, the pressure ratio increases, and the compressed air temperature rises. It is conceivable to change the material. However, in step 2, the compressor blade type, its rotor, and casing are designed with a pressure ratio of 23, so that the design change of the compressor is relatively easy.
[0047]
The change in the turbine is that the turbine blade shape and casing were operated at a higher temperature (1450 ° C) than the combustion temperature (1250 ° C) when designed in step 2, so that the auxiliary design could withstand it. The matter was changed. However, since the combustion temperature when the gas turbine is operated is lowered by the change to the simple cycle, it is not necessary to change auxiliary design items that can withstand the combustion temperature of 1450 ° C. Therefore, it is conceivable to use a low-cost polycrystalline wing with a low high-temperature strength. In addition, since the turbine blade shape is designed at the pressure ratio suitable for the simple cycle in the procedure 2, it can be easily changed. The turbine rotor does not need to be changed because the combustion temperature when the gas turbine is operated decreases. In addition to these changes, the amount of cooling air increases / decreases due to the change of the cooling air temperature according to the pressure ratio change, the presence or absence of cooling on the rear stage of the turbine, the presence or absence of the heat shielding coating TBC applied to the blade surface, material switching, etc. Can be considered. Further, since the combustion temperature is lowered and the pressure ratio is increased, the temperature of the combustion gas discharged from the combustor is also lowered. Therefore, it is also conceivable to make the third stage blade 12 of the turbine 9 uncooled.
[0048]
Since the temperature of the compressed air (cooling air supplied to the gas turbine) changes according to changes in the combustion temperature and the pressure ratio, the change place in the combustor may be the presence or absence of turbulent flow promoting ribs, material switching, and the like.
[0049]
As described above, when a gas turbine is redesigned so that the common element included in the gas turbine designed through the process of designing the common element from among the design elements is adapted to a desired power generation cycle, the common element is related. It is possible to change only the auxiliary design items to be changed. For example, in the case of a compressor, it is common between different power generation cycles by changing the design of auxiliary design items related to the compressor blade type, such as increasing or decreasing the number of compressor stages and switching the material of the compressor blade, rotor, and casing. It is possible to redesign the gas turbine to adapt the elements.
[0050]
Therefore, by designing a gas turbine for various power generation cycles based on pre-designed common elements, when changing to a different power generation cycle in the next step, the gas turbine can be redesigned in a short time with only minor changes. Is possible. In addition, it is less expensive than redesigning from the beginning, and is effective in diversifying development risk.
[0051]
There are the following two business forms in the present embodiment.
[0052]
First, there is a case where a gas turbine manufacturer manufactures a gas turbine designed in Step 3-A or Step 3-B and ships it as a final product. In this case, the gas turbine manufacturer designs and manufactures various power generation cycle gas turbines based on common elements in accordance with customer orders (Procedure 3-A or Procedure 3-B) and delivers them. That is, the gas turbine is designed to adapt the common elements designed in step 2 to the desired power generation cycle of the gas turbine to be manufactured. Therefore, compared to designing all design elements from scratch, the common elements can be kept to a slight change by changing the auxiliary design items, and the cost of designing and manufacturing the gas turbine can be suppressed. is there. In addition, since gas turbine manufacturers are not specialized in one power generation cycle, they can respond not only to customer orders but also to diversify development risks.
[0053]
Secondly, there is a case where a gas turbine manufacturer manufactures a gas turbine designed by the procedure 4-A or 4-B and ships it as a final product. Since the gas turbine manufacturer has already finished designing the gas turbine in step 3-A or 3-B, the only part to be designed by the customer's order is to change the design of auxiliary design items related to the common elements. Therefore, compared with the first case, there is an effect that it is possible to respond more quickly to customer orders. Moreover, the cost concerning design and manufacture of a gas turbine can be suppressed.
[0054]
The gas turbine designed in Step 3-A or Step 3-B and shipped as a final product is designed to adapt common elements to the power generation cycle of the manufactured gas turbine. Therefore, even when remodeling to a power generation cycle different from the power generation cycle when this gas turbine is manufactured, only the auxiliary design items related to the common elements are changed, and the common elements should be adapted to the power generation cycle of the gas turbine to be modified. Redesign the gas turbine. Therefore, the combustion temperature and pressure ratio in the power generation cycle of the modified gas turbine are different from at least one of the combustion temperature and pressure ratio used when the common element is designed. When remodeling in this way, the gas turbine in the procedure 3-A or the procedure 3-B has accumulated operation results by the customer, and the remodeling based on this is a performance-based remodeling. Therefore, there is an effect that reliability is improved. In addition, since the change part due to the modification only needs to change the auxiliary design items related to the common elements, the modification cost of the gas turbine can be suppressed, and the time required for the modification can be shortened.
[0055]
Next, when designing a gas turbine to adapt the designed common elements to the desired power generation cycle, or when redesigning the gas turbine to adapt a once designed gas turbine to a different power generation cycle The change part in a matter is demonstrated. The following auxiliary design items are also changed when a gas turbine that is designed to adapt the common elements to the power generation cycle of the gas turbine to be manufactured and is remodeled to another power generation cycle.
[0056]
FIG. 8 shows a changed portion in the compressor when the design of the simple cycle is changed to the moisture-utilizing gas turbine cycle in this embodiment. The change is that the blades installed on the outer periphery of the compressor front rotor 50 are deleted. In the moisture-based gas turbine cycle, the mass flow rate of the combustion gas passing through the turbine tends to increase by the amount of steam added to the compressed air discharged from the compressor. Although the pressure ratio is desired to be lowered, if the mass flow rate of the combustion gas at the turbine inlet is increased, the pressure ratio of the compressor is increased. Therefore, it is effective to reduce the amount of atmospheric air 2 sucked by the compressor. Therefore, in this embodiment, in order to reduce the amount of atmospheric air 2 sucked by the compressor, the blades installed on the outer periphery of the compressor front rotor 50 are deleted. Therefore, the pressure ratio is lowered to improve the power generation efficiency.
[0057]
Further, FIG. 9 shows a change place in the compressor when changing the simple cycle to the combined cycle. The change is that the blades installed on the outer periphery of the compressor rear rotor 51 are deleted. The gas turbine used in the combined cycle does not need to change the amount of the atmospheric air 2 sucked by the compressor, but it is desirable to reduce the pressure ratio. For this purpose, it is effective to delete the blades on the rear stage of the compressor.
[0058]
The compressor blade is designed with a pressure ratio of 23 in Procedure 2. Therefore, as shown in FIG. 8 and FIG. 9, it can be dealt with only by adjusting the number of compressor blades, and the other parts are not changed. Therefore, it can be dealt with easily and quickly, and the cost can be reduced. Play. It also contributes to lower risk of development.
[0059]
Conversely, when changing the moisture-utilizing gas turbine cycle or combined cycle to a simple cycle, it can be handled by increasing the number of compressor blades at the time of the change. This is because the compressor blades are designed with a pressure ratio of 23 in the procedure 2, so that it is possible to cope with an increase in the pressure ratio when the gas turbine is actually operated.
[0060]
In the present embodiment, the changed part of the turbine rotor blade will be described below.
[0061]
FIG. 10 is a cross-sectional view (simple cycle) of a moving blade of a turbine blade when a common element is designed in procedure 2. The cooling air 60 supplied through the rotor is supplied into the blades through orifices 61 and 62 for adjusting the flow rate of the cooling air. The cooling passages inside the blades are provided with turbulent flow promoting ribs 63 and pin fins 64 for enhancing the heat transfer rate and enhancing the cooling. The cooling air that has passed through the orifice 61 makes a U-turn twice and is ejected from the outer periphery 65 of the rotor blade. The cooling air that has passed through the orifice 62 makes a U-turn once, passes through the pin fin 64, and then jets out from the trailing edge 66.
[0062]
As described above, the turbine rotor blade when the common element is designed in the procedure 2 is designed at a combustion temperature of 1250 ° C. Therefore, in the change to the procedure 4-A, since the combustion temperature when the gas turbine is operated becomes 1450 ° C., a modification is required to withstand this combustion temperature. 11, 12, and 13 show an example in which the simple cycle turbine rotor blade of FIG. 10 is changed to a combined cycle or a moisture-utilizing gas turbine cycle. The part changed in FIG. 11 is that the heat shielding coating TBC 70 is applied to the surface of the wing portion. Although the combustion temperature rises, the construction of the TBC 70 can suppress the rise in the metal temperature inside the TCB 70. In FIG. 12, film cooling holes 80 are provided in the entire edge portion of the blade. The outside at the front edge of the blade has a high heat transfer coefficient, and the metal tends to be hot. By providing the film cooling holes 80, there is an effect that a layer of cooling air is generated on the blade surface and the combustion gas is less likely to directly contact the blade surface. 11 and 12, it is possible to reduce the metal temperature gradient due to the temperature difference between the combustion gas and the cooling air. Therefore, the thermal stress generated in the blade can be suppressed and the reliability is improved. Moreover, if TBC70 is constructed also about a stationary blade or a film cooling hole is provided, the effect similar to a moving blade will be acquired. In FIG. 13, the flow hole diameters d1 and d2 of the orifices 61 and 62 are increased to increase the amount of cooling air. By increasing the amount of cooling air, it is possible to increase the heat transfer coefficient on the cooling flow path side and suppress an increase in blade metal temperature. In addition, since the orifices 61 and 62 can be constituted by a member different from the moving blade, the processing of the orifice hole diameters d1 and d2 can be easily performed by the orifice alone. Even if the processing of d1 and d2 fails, only the orifices 61 and 62 need be recreated, and the entire blade is not wasted. Furthermore, a combination of the implementations of FIGS. 11, 12, and 13 provides a synergistic effect of enhanced cooling. When changing the gas turbine cycle or combined cycle using moisture to a simple cycle, high efficiency, high reliability, and low cost can be achieved by canceling the TBC70 installation, processing the film hole, and reducing the orifice hole diameter. It can correspond to.
[0063]
FIG. 14 shows the first stage stationary blade 15 shown in FIG. In the first stage stationary blade 15, a part of the compressed air discharged from the compressor filling the combustor casing is supplied as cooling air 16 from the inside and outside of the first stage stationary blade 15. A plate 92 is attached to the outer frame 90, and the cooling air 16 is supplied to the first stage stationary blade 15 through a plurality of holes 93 provided in the plate 92. Similarly, a plate 94 is attached to the inner frame 91, and the cooling air 16 is supplied to the first stage stationary blade 15 through a plurality of holes 95 provided in the plate 94.
[0064]
When changing from a simple cycle to a combined cycle and a moisture-based gas turbine cycle, the combustion temperature when the gas turbine operates increases. Therefore, since it is necessary to increase the flow rate of the cooling air 16, it can be dealt with by increasing the number of holes 93 and 95 or increasing the hole diameter. Since the plates 92 and 94 are separate members from the frames 90 and 91, the plates 92 and 94 can be easily processed alone. Even if processing of the holes 93 and 95 fails, only the plates 92 and 94 need be recreated, and the entire blade is not wasted. In the case of changing from the combined cycle and the moisture-utilizing gas turbine cycle to the simple cycle, it is possible to cope with this by reducing the number of the holes 93 and 95 or reducing the hole diameter. Moreover, since the structure which provides a plate with a hole in a frame and cools also about another stationary blade can be employ | adopted, the amount of cooling air can be adjusted with the method of a present Example description.
[0065]
FIG. 15 shows an air introduction path to the wheel spaces 27 and 28 in FIG. 2, and a cooling air flow path to the first stage shroud 21 and the second stage shroud 23. Air to the wheel spaces 27 and 28 is supplied from the pipe 20, passes through the second stage stationary blade 17, and is guided to the cavity of the diaphragm 100. The air guided to the cavity is supplied to the wheel space 27 through the hole 101 provided on the first stage moving blade side of the diaphragm, and is discharged into the mainstream gas. Part of the air supplied to the wheel space 27 passes through the inside of the diaphragm 100, is supplied to the wheel space 28, and is discharged into the mainstream gas. The first stage shroud 21 cools the shroud by supplying a portion 22 of compressed air filled in the combustor casing to a hole 102 provided on the front side of the shroud and a cooling hole 103 facing the mainstream gas side. Are released into the mainstream gas. The second-stage shroud 23 cools the shroud by supplying a part of the air supplied from the pipe 20 shown in FIG. 2 to the hole 104 provided on the front side of the shroud and the cooling hole 105 facing the mainstream gas side. After that, it discharges into the mainstream gas.
[0066]
When changing from the simple cycle to the combined cycle and the moisture-use gas turbine cycle, the combustion temperature rises, so it is necessary to increase the air flow rate supplied to the wheel spaces 27 and 28 or increase the shroud cooling air amount. is there. Therefore, this can be dealt with by increasing the number of holes 101, 102, 103, 104, 105 or increasing the hole diameter. In the case of changing from the combined cycle and the moisture-utilizing gas turbine cycle to the simple cycle, it can be coped with by reducing the number of the holes 101, 102, 103, 104, 105 or reducing the hole diameter, contrary to the above.
[0067]
Another embodiment of the casing cooling system is shown in FIG. In FIG. 16, orifices 111, 112, 113 are provided on the extraction pipes 20, 34 from the compressor intermediate stage. Air from the pipes 20 and 34 cools the second stage vane 17, the third stage vane 18, the second stage shroud 23, the third stage shroud 24, and the wheel spaces 27, 28, 29, 30, 31, and 32. Have been supplied. When changing from a simple cycle to a combined cycle and a moisture-based gas turbine cycle, the combustion temperature rises when the gas turbine is operated, so the amount of air required for the stationary blades, the shroud, and the wheel space increases. Therefore, this can be dealt with by increasing the diameters of the orifices 111, 112, 113 provided on the pipe. Conversely, when changing from the combined cycle and the moisture-utilizing gas turbine cycle to the simple cycle, it is possible to cope with this by reducing the hole diameters of the orifices 111, 112, and 113. Since the air flow rate is adjusted on the pipe outside the casing, implementation is easy. Even when the operation of the simple cycle and the combined cycle is switched after the operation of the gas turbine is started, the amount of air can be adjusted without disassembling the gas turbine body. Further, a similar effect can be obtained by installing a valve in place of the orifices 111, 112, and 113.
[0068]
FIG. 17 shows the air flow of the combustor shown in FIG. The flow sleeve 5 has a double pipe structure, and the combustion gas 8 passes through the inside of the double pipe, and the combustion air 14 passes through the outside so as to enclose it. The inner cylinder in the flow sleeve 5 is provided with a turbulent flow promoting rib 120 or a cooling hole 121 is provided to partially leak the combustion air 14 to cool the inner cylinder. When the simple cycle is changed to the combined cycle and the moisture-use gas turbine cycle, the combustion temperature rises when the gas turbine is operated. Therefore, the temperature of the inner cylinder can be increased by increasing the number of the turbulent flow promoting ribs 120 and holes 121. It is possible to suppress the rise. Conversely, when the combined cycle and the moisture-use gas turbine cycle are changed to a simple cycle, the number of the turbulent flow promoting ribs 120 can be reduced, or the turbulent flow promoting ribs 120 can be eliminated in some cases. Further, the amount of cooling air can be reduced by reducing the number of holes 121.
[0069]
【The invention's effect】
According to the present invention, Obtaining high power generation efficiency in each power generation cycle, It is possible to reduce the manufacturing cost of the gas turbine and shorten the time required for manufacturing.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a diagram showing a design method and a modification method in a simple cycle, a combined cycle, and a moisture-use gas turbine cycle.
FIG. 2 is a configuration diagram of a gas turbine main body.
FIG. 3 is a diagram showing characteristics of power generation output and power generation efficiency in a combined cycle and a moisture-utilizing gas turbine cycle.
FIG. 4 is a graph showing characteristics of power generation output and power generation efficiency in a simple cycle.
FIG. 5 is a table when setting at least one value of a combustion temperature and a pressure ratio suitable for a common element.
FIG. 6 is a table comparing preset values of common element parameters with common element parameter values in a simple cycle.
FIG. 7 is a table comparing pre-designed common element parameter settings with common element parameter values in a combined cycle and moisture-based gas turbine cycle.
FIG. 8 is a diagram when the outer peripheral blades of the compressor front rotor 50 are deleted.
FIG. 9 is a diagram when the outer peripheral blades of the compressor rear rotor 51 are deleted.
FIG. 10 is a diagram showing a cross section of a turbine rotor blade in a simple cycle.
FIG. 11 is a diagram when a heat shielding coating is applied to a turbine rotor blade.
FIG. 12 is a view when a film cooling hole is provided in a turbine rotor blade.
FIG. 13 is a diagram when the orifice cooling hole diameter of the turbine rotor blade is changed.
FIG. 14 is a diagram illustrating a first stage stationary blade of a turbine.
15 is a view showing cooling air flow paths to the wheel spaces 27 and 28, the first stage shroud 21, and the second stage shroud 23. FIG.
FIG. 16 is a diagram showing a casing cooling system.
FIG. 17 is a diagram showing an air flow path in the combustor.
[Explanation of symbols]
2 ... Atmospheric air, 3 ... Compressor, 4 ... Combustor casing, 5 ... Flow sleeve, 6 ... Combustor, 8 ... Combustion gas, 9 ... Turbine, 10 ... First stage blade, 11 ... Second stage movement Wings, 12 ... third stage moving blades, 15 ... first stage stationary blades, 17 ... second stage stationary blades, 18 ... third stage stationary blades.

Claims

Comprising a compressor for generating compressed air by compressing ambient air, a combustor in which the compressed air and the fuel are mixed combustion generates combustion gases, and a turbine driven by the combustion gas, the compressor, the combustion vessel, and the turbine is designed so composed of a plurality of design elements required when designing a method for manufacturing a gas turbine to produce,
Among the design elements of the previous SL gas turbine, common elements used in common to the various power generation cycle has a parameter of the combustion temperature and pressure ratio required in designing the common elements,
The common element is designed by setting at least one value of the combustion temperature and pressure ratio suitable for each common element as the value of the parameter based on the design conditions of the combustion temperature and pressure ratio in various power generation cycles. One process,
Designing a gas turbine with a desired power generation cycle among the various power generation cycles,
The common element having a different combustion temperature and pressure ratio in the desired power generation cycle and the parameter value used when the common element was designed is designed to change auxiliary design items to suit the desired power generation cycle, A second step of manufacturing a gas turbine;
A method of manufacturing a gas turbine, comprising:

Comprising a compressor for generating compressed air by compressing ambient air, a combustor in which the compressed air and the fuel are mixed combustion generates combustion gases, and a turbine driven by the combustion gas, the compressor, the combustion vessel, and the turbine is designed so composed of a plurality of design elements required when designing a method for manufacturing a gas turbine to produce,
Among the design elements of the previous SL gas turbine, common elements used in common to the various power generation cycle has a parameter of the combustion temperature and pressure ratio required in designing the common elements,
The common element is designed by setting at least one value of the combustion temperature and pressure ratio suitable for each common element as the value of the parameter on the basis of the design conditions of the combustion temperature and pressure ratio in various power generation cycles. The first step,
Designing a gas turbine with a desired power generation cycle among the various power generation cycles,
The common element having a different combustion temperature and pressure ratio in the desired power generation cycle and a parameter value used when the common element is designed is designed to change the auxiliary design items so as to conform to the desired power generation cycle . Two processes,
A third step of redesigning the auxiliary design item to adapt a common element to a power generation cycle different from the desired power generation cycle to manufacture a gas turbine;
A method of manufacturing a gas turbine, comprising:

A compressor for generating compressed air by compressing ambient air, a combustor in which the compressed air and the fuel are mixed combustion to produce a combustion gas, a Bei obtain gas turbine and a turbine driven by combustion gas,
Based on the design conditions of the combustion temperature and pressure ratio in various power generation cycles, it has a common element common to the various power generation cycles for setting and designing at least one value of the combustion temperature and pressure ratio,
The gas turbine according to claim 1, wherein the common element has auxiliary design items for making a design change to be adapted to a power generation cycle of the gas turbine to be manufactured.

Combustion temperature in various power generation cycles , comprising a compressor that compresses atmospheric air to generate compressed air, a combustor that generates combustion gas by mixing and burning the compressed air and fuel, and a turbine that is driven by the combustion gas And a common element common to the various power generation cycles designed by setting at least one of the combustion temperature and the pressure ratio as a parameter value on the basis of the design conditions of the pressure ratio, and the design for the power generation cycle of the gas turbine to be manufactured. A modification of a gas turbine manufactured by designing an auxiliary design item so as to adapt a common element
The features that you change the design aided design matter, method for retrofitting a gas turbine to meet the power generation cycle of the modified gas turbine.