Gas turbine - gas turbine

Japanese: ガスタービン - がすたーびん（英語表記）gas turbine

A type of heat engine that converts high-temperature, high-pressure gas produced in a combustor or other device into mechanical energy by hitting it with a rotating impeller. There are internal combustion open-cycle gas turbines and external combustion closed-cycle gas turbines.

[Masatake Yoshida]

history

The basic idea of the gas turbine was in a 1791 patent by British John Barber (1734-1801), which involved blowing compressed and combusted gas at a constant pressure onto a rotating impeller. In an 1864 patent by MPW Bourton, there was a device for adding secondary and tertiary air to the combustion gas, lowering the combustion gas temperature and increasing the flow rate, thereby increasing the turbine's output and efficiency. None of these ideas considered the turbine impeller.

Meanwhile, waterwheels that also used high-velocity water currents, such as the reaction turbine developed by James Bicheno Francis (1815-1892) of England and the impulse turbine developed by Lester Allan Pelton (1829-1908) of the United States, were built by the mid-19th century as waterwheels for large heads of water.

In 1872, Franz Stolze (1836-1910) of Germany invented a gas turbine with a multi-stage axial compressor, a multi-stage axial turbine, and a single combustor, and built it in 1900. This is structurally the same as today's large gas turbines. Around 1903, René Armengaud and Charles Lemale of France prototyped a gas turbine that used continuous combustion to create constant-pressure combustion gases that were then blown onto a steam turbine wheel. This turbine was an impulse turbine. Later, they used this turbine and a three-stage centrifugal turbo compressor from Auguste Rateau of France to build a gas turbine with a net output of about 300 horsepower.

A gas turbine must have high efficiency, but if the compressor is directly connected, most of the turbine output is consumed to drive the compressor, resulting in little net output and a low overall thermal efficiency. Even the Almango gas turbine had an efficiency of about 5%. In 1905, Victor de Karavodine of France and Hans Theodor Holzwarth (1877-1953) of Germany developed an explosive gas turbine, which creates combustion gas through intermittent combustion and blows it into the turbine around 1918. The Holzwarth gas turbine developed by Brown Bovary was also used to drive a 5,000-kilowatt generator, and achieved an overall thermal efficiency of over 10%. There were attempts to develop explosive gas turbines after that, but none were put to practical use due to the difficulty of improving the efficiency of the turbo compressor. The combustion method was adopted for the pulse jet type, and later a variant of the explosive type gas turbine was put into practical use using a free piston engine as the combustion gas generator. Research on continuous combustion gas turbines continued, but they were put into practical use as exhaust turbochargers that did not require net power output.

Rateau, who created the turbo compressor for the Almango gas turbine, put an exhaust turbocharger consisting of a single-stage axial turbine and a single-stage centrifugal compressor into practical use for aircraft around 1918. The exhaust turbocharger was steadily put into practical use, and was used not only in high-power aircraft engines, but later in large and medium-sized diesel engines as well. Brown Bovary put an explosion-type gas turbine into practical use in 1928, and then created the Velox boiler, which was applied to a forced-draft boiler. Later, with the help of developed fluid dynamics, they continued to create highly efficient turbo compressors, and around 1940 they created a gas turbine using a turbo compressor with a thermal efficiency of nearly 20%.

When turbo-type continuous combustion gas turbines were put to practical use, their light weight and high power output were considered for use in aircraft. In 1930, Frank Whittle of England patented a turbojet engine, which was put to practical use in 1941 with the cooperation of Rolls-Royce. Around the same time, BMW, Junkers, and Heinkel-Hilt also produced turbojet engines, which were actually installed in airplanes. Since then, along with the development of jet engines, turbo compressors and turbines have also been further developed, and combustors have also advanced. The higher the temperature of the combustion gas at the turbine inlet, the more efficient the gas turbine becomes, and the cooling method for the turbine blades (moving blades) has also been improved. Thanks to these advances, gas turbines are used for power generation, locomotives, and ships, but they are inferior to diesel engines in terms of thermal efficiency. However, due to the evolution of materials for turbine blades and cooling methods, the turbine inlet temperature has increased, and large gas turbines have come to be used for power generation. In particular, combined systems, in which steam generated from the exhaust of a power-generating gas turbine drives a steam turbine and generates electricity from both, have a high overall efficiency of around 60% and are compact, so in the 21st century they have begun to be installed in place of thermal power plants that use conventional large steam turbines.

[Masatake Yoshida]

structure

Combustion methods can be divided into external combustion and internal combustion, with internal combustion being further divided into explosive and continuous combustion. External combustion uses compressed air, hydrogen, etc., heated in a heat exchanger and blown into the turbine, and most are closed cycles in which the working fluid circulates. Closed cycles are considered for gas turbines using nuclear power. Internal combustion burns fuel in compressed air, and explosive types do not need to compress to very high pressures, and the compressor can be a simple pump. Continuous combustion types need to compress to a high enough temperature to sustain a flame, and use multi-stage axial or centrifugal compressors. Air does not circulate, so they are called open cycles. Turbines usually have two or more shafts, one for driving the compressor and one for output extraction, but when the load is constant, such as for power generation, a single shaft type is used in which all compressors, turbines, and loads are combined.

Gas turbines other than those used for aircraft, where weight is not a major issue, usually use a regenerative type that recovers the thermal energy of the high-temperature exhaust gas to heat the high-pressure air at the compressor outlet, and have a heat exchanger. Heat exchangers used are either diaphragm type or regenerative type with a rotating heat storage body, and regenerative heat exchangers are common in small gas turbines. Also, since compressing to high pressure in one go causes the air temperature to become too high and efficiency to decrease, compression is sometimes done in two or more stages with an intercooler to cool the air in between.

Unlike a reciprocating internal combustion engine, which compresses, burns, and expands fuel in a single cylinder, a gas turbine compresses fuel in a compressor, burns it in a combustor, and converts it into mechanical work in a turbine, with most of the fuel used to drive the compressor and the remainder being taken out as net output. The overall efficiency is the product of the efficiencies of each part, and if the efficiency of any one part is low, the overall efficiency will decrease. In addition, output control is not as straightforward as in a reciprocating internal combustion engine. For example, supplying a little more fuel raises the temperature of the combustion gas, which in turn increases the turbine output, compressor speed, air flow rate, and the temperature and pressure of the air entering the combustor. With so many steps, control is not easy. Also, if the flow rate and compression ratio of the turbine and turbo compressor are not controlled within a narrow range, there is a risk of destruction, so control is also not easy in this respect.

Due to restrictions imposed by the materials used in the nozzle and blades of gas turbines, there is a limit to the turbine inlet temperature even if the nozzles are cooled, and this temperature must be increased to improve thermal efficiency. In current combustors, secondary and tertiary air are mixed into the high-temperature combustion gas to cool it down in accordance with the restrictions on the turbine inlet temperature.

[Masatake Yoshida]

Future challenges

Gas turbines have the great advantage of being small and lightweight, capable of producing large output, and being able to operate at full power immediately after starting. Currently, their thermal efficiency as a single unit is lower than that of diesel engines. To increase thermal efficiency, methods such as intercooling, regeneration, and reheating are used, making the engine complicated. If the turbine inlet temperature can be increased, high thermal efficiency can be obtained with a simple structure, so research is being conducted to make combustors, turbine blades, and nozzles out of highly heat-resistant materials other than metals, such as ceramics. Composite materials using carbon fiber, which is lighter and stronger than metals, are also beginning to be used in compressors. Therefore, the key to improving gas turbines is the successful use of new materials. If they are put into practical use in jet engines, which require lighter weight, higher output, and higher thermal efficiency, they will be used in other gas turbines, and if the cost is reduced, they will be used more widely in automobiles, locomotives, and ships. In the 21st century, the aforementioned combined system and cogeneration systems that use gas turbine exhaust to produce steam and hot water have begun to be used widely.

[Masatake Yoshida]

"Automotive Engineering Encyclopedia 6: Rotary Engines, Gas Turbines" edited by Tsutomu Gomi (1980, Sankaido)" ▽ "History of the Internal Combustion Engine" by Kiyoshi Tomizuka, revised edition (1984, Sanei Shobo)" ▽ "John Robert Day Engines; The Search for Power (1980, The Hamlyn Publishing Group Ltd.)"

[References] | Whittle | Ratto

Gas turbine structure (helicopter engine)
©Shogakukan Library ">

Gas turbine structure (helicopter engine)

Principles of Gas Turbines
©Shogakukan ">

Principles of Gas Turbines

Source: Shogakukan Encyclopedia Nipponica About Encyclopedia Nipponica Information | Legend

Japanese:

燃焼器などでつくられた高温高圧ガスを回転羽根車に当てて機械的エネルギーに変える熱機関の一種。内燃式の開放サイクル・ガスタービンと、外燃式の密閉サイクル・ガスタービンがある。

［吉田正武］

歴史

ガスタービンの基本的な考えは1791年のイギリスのジョン・バーバーJohn Barber（1734―1801）の特許にあり、圧縮後燃焼させたガスを定圧で回転羽根車に吹き付けるものであった。1864年のブールトンM. P. W. Bourtonの特許には、燃焼ガスに二次、三次の空気を加え、燃焼ガス温度を低下させるとともに流量を増し、タービンの出力、効率を高めるくふうがあった。これらの案ではタービンの羽根車（タービン翼車）については検討されていない。

　一方、同様に高速の水流を用いる水車ではイギリスのジェームズ・ビシェノ・フランシスJames Bicheno Francis（1815―1892）の反動タービン、アメリカのペルトンLester Allan Pelton（1829―1908）の衝動タービンが大落差用の水車として19世紀中ごろまでにつくられていた。

　1872年にドイツのフランツ・シュトルツェFranz Stolze（1836―1910）は、多段軸流圧縮機と多段軸流タービンと一つの燃焼器をもつガスタービンを考案し、1900年につくった。これは現在の大型ガスタービンと構成的には変わらない。1903年ごろフランスのルネ・アルマンゴーRené Armengaudとチャールズ・ルマールCharles Lemaleは、連続燃焼で定圧の燃焼ガスをつくり蒸気タービン用の翼車に吹き付けるガスタービンを試作した。このタービンは衝動タービンである。その後彼らは、このタービンと、フランスのアウグスト・ラトーの三段遠心式ターボ圧縮機を用いて、正味出力300馬力程度のガスタービンをつくった。

　ガスタービンではタービン自身の効率も高くなければならないが、直結で運転される圧縮機をもつ場合は圧縮機の効率が高くないと、タービン出力の大半を圧縮機駆動に消費し、正味出力はわずかになり、全体の熱効率は低下する。アルマンゴーのガスタービンでも5％程度であった。1905年にフランスのビクター・ド・カラバダンVictor de Karavodineが、1918年ごろにドイツのハンズ・テオドール・ホルツバルトHans Theodor Holzwarth（1877―1953）が、間欠燃焼で燃焼ガスをつくりタービンに吹き付ける爆発型ガスタービンをつくった。ブラウン・ボバリー社でつくられたホルツバルト型のガスタービンは5000キロワットの発電機駆動にも用いられ、熱効率も全体で10％以上に達した。その後爆発型ガスタービンの開発が試みられたが、ターボ圧縮機の効率向上が困難なことから実用化されたものはない。爆発型はパルスジェットにその燃焼方法が採用され、さらにのちにフリーピストンエンジンを燃焼ガス発生装置として用いた爆発型ガスタービンの変形が実用化された。連続燃焼型のガスタービンの研究も続けられたが、正味出力が必要ない排気ターボ過給として実用化が進められた。

　アルマンゴーのガスタービンのターボ圧縮機をつくったラトーは、単段の軸流タービンと単段の遠心圧縮機からなる排気ターボ過給機を1918年ごろ航空機用に実用化した。排気ターボ過給機は着実に実用に供され、航空機用の大出力機関から、のちには大型、中型のディーゼルエンジンにも用いられるようになった。ブラウン・ボバリー社は1928年に爆発型ガスタービンを実用化し、ついで強制通風のボイラーに応用したベロックスボイラーをつくった。その後発達した流体力学の助けを借り、高効率のターボ圧縮機の製作を進め、1940年ごろにターボ圧縮機を用いた熱効率20％に近いガスタービンをつくった。

　ターボ型の連続燃焼のガスタービンが実用化されると、軽量大出力の特長を生かす航空機への応用が考えられ、1930年イギリスのフランク・ホイットルがターボジェットエンジンの特許をとり、ロールス・ロイス社の協力で1941年に実用化した。同じころBMW、ユンカース、ハインケル・ヒルト各社でもターボジェットエンジンがつくられ、実際に飛行機に搭載されている。それ以後、ジェットエンジンの発達とともにターボ圧縮機、タービンもさらに発達し、また燃焼器も進歩した。ガスタービンはタービン入口の燃焼ガスの温度が高いほど効率がよくなるが、そのためのタービン翼（動翼）の冷却方法も改良された。これらの進歩によって、ガスタービンは発電用、機関車用、船舶用にも用いられてはいるが、熱効率でディーゼルエンジンより不利であった。しかし、タービン翼などの材料と冷却方法の進化により、タービン入口温度が高くなり、発電用に大型のガスタービンが用いられるようになった。とくに発電用ガスタービンの排気で発生させた蒸気で蒸気タービンを駆動して両方で発電するコンバインドシステムは、総合効率が60％程度と高く小型でもあるので、21世紀になって従来の大型蒸気タービンを用いる火力発電所に変わって設置され始めた。

［吉田正武］

構造

燃焼方式で外燃型と内燃型に分けられ、さらに内燃型は爆発型と連続燃焼型に分けられる。外燃型は圧縮した空気、水素などを熱交換器で加熱しタービンに吹き付けるもので、多くは作動流体が循環する密閉サイクルである。原子力利用のガスタービンとして密閉式が考えられている。内燃型は圧縮した空気中で燃料を燃焼させるもので、爆発型はあまり高い圧力に圧縮する必要がなく、圧縮機は簡単なポンプでもよい。連続燃焼型は火炎が持続できるほどの高温まで圧縮する必要があり、多段の軸流式か遠心式圧縮機が用いられる。空気は循環しないので開放サイクルといわれる。タービンは普通は圧縮機駆動用と出力取り出し用の2軸以上であるが、発電用など負荷が一定しているときには、すべての圧縮機、タービン、負荷が結合された1軸式が用いられる。

　航空機用を除いた、重量があまり問題にならないガスタービンでは、高温の排気ガスのもつ熱エネルギーを回収し圧縮機出口の高圧空気を加熱する再生式が普通であり、熱交換器をもつ。熱交換器は隔板式と回転する蓄熱体をもつ再生式が用いられ、小型ガスタービンでは再生式熱交換器が多い。また圧縮を1回で高圧力まで行うと空気の温度が高くなりすぎ効率が低くなるので、圧縮を2段以上にし、中間で冷却する中間冷却器をつけることがある。

　ガスタービンは、往復動内燃機関が一つのシリンダー内で圧縮、燃焼、膨張を行うのと異なり、圧縮機で圧縮し、燃焼器で燃焼させ、タービンで機械的仕事に変換し、その大半で圧縮機を駆動し、残りを正味出力として外に取り出すもので、全体の効率は各部分の効率の積になり、一つでも効率が低いと全体の効率が下がる。また出力の制御も往復動内燃機関のように直接的ではない。たとえば、燃料をすこし多く供給すると燃焼ガスの温度が上がり、タービンの出力、圧縮機の回転数、空気流量、燃焼器に入る空気の温度と圧力が次々に増加する。このように段階が多いので、制御は簡単でない。またタービン、ターボ圧縮機の流量と圧縮比は狭い範囲で制御しないと破壊に至るおそれがあり、この点でも制御は容易ではない。

　ガスタービンは、タービンのノズル、動翼の材質による制限のため、ノズルなどの冷却を行ってもタービン入口温度に制限があり、熱効率の向上にはこの温度を上げる必要がある。現在の燃焼器では、タービン入口温度の制限にあわせて、高温の燃焼ガスに二次、三次の空気を混合し、燃焼ガスを冷却している。

［吉田正武］

今後の課題

ガスタービンは小型、軽量で大出力を取り出せることと始動後すぐに全力運転できるという大きな特長がある。単体では熱効率は現在ディーゼルエンジン以下である。また熱効率を高めるには中間冷却、再生、再熱などの方法が用いられ、機関として複雑になる。タービン入口温度を高くできれば簡単な構成で高い熱効率が得られるので、セラミックスなど金属以外の耐熱性の高い材料で燃焼器、タービン翼、ノズルをつくる研究が進められている。圧縮機でも金属より軽量で強いカーボン繊維を使用した複合材が利用され始めている。したがって、ガスタービンの向上は新しい材料の利用の成功が鍵(かぎ)になる。より軽量、高出力、高熱効率を要求するジェットエンジンで実用化されれば、他のガスタービンにも使用され、コストが低くなれば自動車、機関車、船舶用としてより広く利用されるであろう。また、21世紀に入って前述のコンバインドシステムや、ガスタービンの排気で蒸気や温水をつくるコ・ジェネレーションシステムが広く用いられ始めている。

［吉田正武］

『五味努監修『自動車工学全書6　ロータリエンジン、ガスタービン』（1980・山海堂）』▽『富塚清著『内燃機関の歴史』新改訂版（1984・三栄書房）』▽『John Robert DayEngines ; The Search for Power(1980, The Hamlyn Publishing Group Ltd.)』

[参照項目] | ホイットル | ラトー

ガスタービンの構造（ヘリコプター用エン…

ガスタービンの原理

出典　小学館　日本大百科全書(ニッポニカ)日本大百科全書(ニッポニカ)について　情報 | 凡例

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