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Title 小形ガスタービンの性能に関する実験的研究

Author(s) 斎藤, 武; 伊藤, 献一

Citation 北海道大學工學部研究報告, 36, 23-43

Issue Date 1965-05-25

Doc URL http://hdl.handle.net/2115/40758

Type bulletin (article)

File Information 36_23-44.pdf

Hokkaido University Collection of Scholarly and Academic Papers : HUSCAP

小形ガスタービンの性能に関する実験的研究

斎

伊

藤『．　武

藤　献　一

An　Experiinental　Study　on　the　Performance

　　　　　　　　　　of　a　Small　Gas　Turbine

’1”akeshi　SAITO

Ken－ichi　ITO

Abstract

　　　The　experimental　investigation　on　the　characteristics’　of　the　gas　turbine　components，

i．e．　a　compressor　and　a　turbine，　is　preseRted．　The　performance　as　a　1／C　gas　turbine　unit

is　proposed　by　combining　the　characteristics　of　compoRents　and　by　extending　the　method

of　the　Stechkin’s　similarity　parameters．．　．

　　　The　tests　were　carried　out　by　using　a　gas　turbine　plant，　of　which　the　turbine　and

the　compressor　are　not　mechanically　coupled　together．　The　compresSor　is　centrifugal　type．

Its　pressure　ratio　is　2．0　at　normal　rating　and　the　normal　capacity　is　O．45　kg／sec．　The

t．urbine　is　radial　inward　flow　type　with　a　rotor　of　150　mm　diameter．

　　　The　compressor　test　was　made　at　the　pressure　ratio　of　1．25”v2．00　aRd　at　the　R．　P．　M．

of　！4000rv31000．　The　turbine　test　was　carried　out　at　the　pressure　ratio　of　1．24t’vl．82，　at

the　inlet　temperature　of　63一一6500C　and　at　the　R．　P．　M．　of　12950一“39000．

1．

2．

3．

4．

目 次

　IS‘，ts　／／ttr一：］　一．．．．一．，．．．a．．．．JJ．．．．．．．．．．．．．．．．．．．，．．，，．．，．．．．．．．．．．．．．．．．．．．，．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．　2

ガスタービンの性能表示……・・…………・…………・…・…・・…・……………・・………・・2

1・1　ターボ機械の相似パラメーータ…・…………・・…・……………・・………・………・…・2

1・2　ステーチキンの網似パラメータ……………・・……・・…………・……・………・…・・3，

ガスタービン試験装鼠および性能試験方法・……………・…・・………・………・………　4

2・1　ガスタービン試験装置概要…・・…………・…・・……………・……………・・…・……　4

2・2　圧縮機性能試験…………………・……………・・・………………・……・………・・・…　5

2・3　タービン性能試験…………・…・…・・…・……………・……………・・・……・……・…・　5

性能試験結果およびその考察………・……・…・……・………・…・・………………・・■■■…　6

3・！圧縮機の性能…・…．……・…・・…・………………………………・・………・………・…　6

3・2　タービンの性能………・…・・・…………・………・………・…・……・………・……・…・7

3・3　ステーチキンの相似パラメータによる牲能表示…………・…・…・………………15．

1／C動力発生用単軸ガスタービン部分負荷特性の推定法…・・…………・・…………・・16

　結　　　　　嶺闇・…　…・・・・・・・・・・…　■■…　■■・…　∴・・・・・・・・・・・・・・…　．・・∴・・・…　一∴・…・一・一…　■・・・・…　…・・・・…　21

24 斎藤　武・伊藤献一 2

　　　　　　　　　　　　　　　　　　緒　　　言

　　ガスタービンは，その構造，保守，運転などの簡潔性のために実用性は次第に高まり，用

途はますます拡がりつつある。一方，小形ガスタービンは，現在，燃料消費率の一般に高い不

利はあっても，小形，軽量の利点から，危急用あるいは補助用エンジンとして，例えば，ポン

プ，発電機の駆動，小形船舶の推進，ヘリコプター動力，大形ガスタ・・一ビンの始動など，多方

而に新たな用途が開発されつつある．。これらの用途では，一般に，ター．ビン運転状態はかなり

広範囲に変動する。すなわち，圧縮機またはターピシ内を流れる空気またはガスの流量，圧力，

温度，回転数，タービン出力，圧縮機駆動力などが，作動状態の変化に伴なって相互に関連し

つつ変化し，このように広範囲に運転状態の変化するガスタービン性能の表示が問題となる。

　　本心では，新設のガスタービン試験装置により，ガスタ・・ビンユニットの構成要素である

圧縮機およびタ・・一ビンについて個々の性能測定を行ない，相似パラメータを規定し測定値をと

りまとめ，両者を組合せた1／Cガスタ・一一ビンユニットとしての広い負荷範囲の特性を求めた結

果；を報告する。

　　　　　　　　　　　　　　1．　ガスタービンの性能表示

　1・1　ターボ機械の相似パラメータ

　　ガスタービンまたはジェットエンジンの性能を表示するには，数多くの．試験データを，あ

る基準状態における姓能に修正するか，または，運転の条件が変化しても，そのガスタービン

についての固有の特性を示す普遍的な無次元量に基づく相似パラメータを用いるか，の二つの

方法がある。

　　このような相似パラメータは，動画力学の相似理論の示すガス流れの相似則により導かれ

る。ガスタービンのようなターボ機械のガス流れの場合，空気または燃焼ガスを非粘性圧縮性

流体と考えてさしつかえない。したがって，ガス流れの相似は流体のマッハ数Maによっての

み特徴づけられる。すなわち，ガス流れの相似がなりたっためには，マッハ数の一致が必要と

なる。

　　いま，相似なガス流れの対応する点において，ガスの比熱比が一定であるものと仮定する

と，幾何学的に相似な通路での相似な流れは，対応する点におけるマッハ数の一致によって示

される。タeボ機械の場合，流体通路は静止通路と回転通路とに分けられ，ノズルのような静

止通路を通る流れは，境となる点，すなわち，ノズル入旧または出口などの流れのマッハ数の

一致により相似が保証され，動翼のような圏転通路においては，流れの相対速度のマッハ数の

一致と，周速のマッハ数の一致とが必要である＊。

　　ガス流速マッハ数と周速マッハ数とが変化しないことを示すには，これらマッハ数の関数

　＊　べ・エス・ステーチキン，浜島操訳，ジェットエンジン理論，昭34，コロナ社．

3 小形ガスタービンの性能に関する実験的研究 25

であるパラメータを用いてもよい。そのような相似パラメータのうち，圧縮機で一般に用いら

れているのは，Vl‘〃鞍部一，　G　V…777Pα，　Uc／V了；，タeビンでぽ，　V，IV”ZiTI，　G　V’TIM／1）3，　UT／V死　

などである。ここで，Gは流量（kg／sec），　Vは容積流暴：（m那66），’T‘ぼ絶対温度（。K＞，　Pは圧

力（kg／cm2　abs），　Ztは動翼外岡速度（m／sec）を表わし，添字αは回気状態，3はタ・・ビン入口，

Cは圧縮機，Tはタービンを示す。

　1・2　ステーチキンの相似パラメータ

　　上述のパラメータのほかに，これらパラメータの関数である量もまた，マッハ数の関数と

なることから，ソ連のべ・エス・ステーチキンは新．しい二つの相似パラメ門タを提案している＊。

すなわち，

　　　　Gn／P，　　　　Le／n2

である。ここで，llは回転数（r．p．m．），　L，は佳事（kg・m／kg＞（”ある。

　　この相似パラメータを使逃する牲能表示の利点は，ジェットエンジンにおいて，燃料によ

るガス流：量の増加と，圧縮．機とタービン間の圧力損失を無視．した場合に，圧縮機とタービンと

で，この二つのパラメータの値が等しくなることである。これは，ジェットエンジンの圧縮機

とタービンの組合平衡運転状態の決定を容易にする。さらに単段タービンの雛能から，多段タ

ービンの特性の推定を容易に行なうことができる。

　　このパラメドタは圧縮機の場合，

　　　　　Gnc　GVT，、　IZc　　l　　　　　J）、7・一　P，，　》了7砺7瓦

　　　　　　　　　　　　　　　ズ　ユ　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　ダ　ま　　　　　L。C葺臨「（警）7一ヨ音［tt．．）T　s・］

　　　　　孫　　蕨　　nd…C（吾メ

　　タeビンの場合，

　　　　　GizT　G　V7r’／一it’：　nii

　　　　　P3T　　1）31’　、／一ア弄

　　　　摯凹凹；（P，，P．afr）ユ殉量卜（藷角．砺

　　　　　’ZT　　2ZT　　　　（洗ア

いずれ．焉C前記の相似パラメ・・タの関数で表わされる。ここで，η，cは圧縮機有効効率，　ve，’rは

タービン有効効率を表わし，添字2Tは圧縮機出塁のせき止め状態，3Tは4’　一一ビン入口のせ

き止め状態を示す。　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　』　tt　　一

26 斎藤．‘ 垂et伊藤献一 4

　　　　　　　　　　2．　ガスタービン試験装置および性能試験方法

　2・1　ガスタービン試験装置概要　　　　　　　　　」

　　当ガスタ；ビン試験装置は，とくに試験研究用として製作されたもので，単純オtr一プンサ

イクルであるが，圧縮機とタF一ビンとは軸を別にし，圧縮機はモ・・一色ーで駆動され，タービン

は動力計につながっている。このため各ガスタービン要素はそれぞれ任意の状態の下で運転，

試験が可能である。

　　試験装置主要臼は表1に示し，図1にその配置を示す。なお，これに燃料供給装置，潤滑

油供給装置，および各種の安全制御装蹟が設けてある。

　　　　　　　　　　　　　　　表1　試験装置要目

圧

縮

機

燃

焼

器

形　　　居

酒圧縮比

吸入圧力

吐血圧力

空気流量

翼車外径回　転　数

電　動　機

増　速　機

形

容

略

式

積

料

一段遠心形電動機駆動、

2．0

1．033　kg／cm2　abs．

2．066　kg／cm2　abs．

O．405　kg／sec

195　mm

31　．？．OO　r．p，m

45kW，2　900　r．p．m誘導電動機，

囲転子圃路抵抗制御

二段式へtJカルギや増幅比10．75

二重回直流式，直接噴射

O．OI5　m3

軽油または灯油

タ

1

ビ

ン

形　　　式

全膨脹比

入口圧力

出口圧力

入口温度

ガス流量

ノズル面積

翼車外径回　転　数

嵐　　　力

減速　機

一段輻流形

2．0

2．066　kg／cm2　abs．

1．033　kg／cm2　abs．

6500C

O．410　kg／sec

17．5　cm2

15b　mm

39　000　r．p．m

60P．S．水動力計で吸収

二段式ヘリカルギヤ減速比0．077

Motor

f’”nN”一Tmnv－ha

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一3850

Blow　o，ff　pipe ノ

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　　　　　Control　panelFig．　1．　Scheme　of　the　gas　turbine　unit

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5 小形ガスタービンの性能に関ずる実験的研究 27／

　2・2　圧縮機性能試験

　　圧縮機性能試験では，遠心圧縮機の流量特性，仕事特性，効率などを求めた。

　　計測方法　　電動機回転数は付属タコメータにより計測し，伍縮機回転力llcは高速比を

これに乗じて求めた。空気温度は，消音器入旧を入旧せき止め澱度丁，，，渦巻室出口を出旧せき

止め温度7疲として，鏑一コンスタンタン熱電対により計測した。入1コせき止め圧力は大気圧

Paに等しいとみなした。渦巻室出口管壁に静圧孔を設け，t出口静圧P2とした。空気流量Gは

オリフィス流量計により測った。　　　　　　　　　　　　　　　　lt’．1　ttt・・圃　　圧縮機軸受および増速機摩擦損失は澗滑油量と，その温度上昇より求めた。圧力は水銀ま

たは水マノメ・・一緒により指示され，写爽撮影により記録するようにした。熱電対にぎる空気温

度，潤滑油温度は自動平衡型自記記録計により記録した。

　　操作および試験範囲　　電動機は回転子回路抵抗制ぞ鱈坊式をとり，仕切弁の開閉により負

荷を変えて，圧縮機回転数は14　000～31000r。P．m，圧力比は1．25～2．00の間を変化させた。

　2・3　タービン性能試験

　　ラジアルタ・・一ビンの作動流体を空気および燃焼ガスとした場合g）流量特性，出力特性，効

率，ノズル流量特性，反動度などを求めた。すなわち，前記の遠心型圧縮機により，所要圧力

の空気を得て，燃焼器を通し，タービンに導き，性能試験を行なった。

　　空気によるタービン二二試験は，所要圧力の空気を，圧縮機回転数および仕切弁，放風弁

を調節し，燃焼器を通しタービンへ送る。タeビンに送られた空気は膨脹し仕事をなし，整流

タンクを通り，煙突から屋外へ放出される。

　　燃焼ガスによる性能試験の場合は，燃焼器で灯油を燃焼させ，高い空気過剰率1の高温ガ

スとしタ・・ビンに送った。

　　計測方法　　タービン渦巻室入目直前に2欄のシース型アルメル・クロメル熱電対（外径

1．6mm，素線径0．3　mm）を取付け，輻射シ・・一ルドをして，タービン入口静湿T3を測定した。

入［1圧力は渦巻室入に1丸面に1mmの孔を開け，入1＝1静圧P3を測った。ノズル出口に0。8　mm

静圧孔を設け，外径1．6mmステンレス・パイプにより外部に導き，ノズル出口静圧P，とした。

タービン出「1には断熱保温した整流タンク（1．2×O．9×0．45m）を設け，流速をさげ，流れを均

一にしてとmコせき止め状態とし，出i：二1温度T57’，圧力P51rを測定した。

　　燃焼ガスによるタM・一ビン試験の場合，燃料流最は一定重量を消費するに要する時間を計っ

て求めた。空気過剰率λは空気流量と燃料流量とより計算により求めた。

　　タービン軸受および減速機摩擦損失の測定は圧縮機の場合と同様である。温度，圧力の指

示，記録もまた圧縮機の場合と同じである。

　　操作および試験範囲　　空気によるタービン試験では，圧縮機は流量特性曲線上のある点

に運転点を定め，仕切弁，放風弁を調節し，この点以下の任意の圧力比で，一定温度の空気をタ

・・ビンへ供給した。タービン回転数衡は入口状態が一定の場合，動力計負荷を変えることによ

28　　　　　　　　　　　　　　　　　斎藤　武』・俳藤献一ず’　　　　　　　　　　　　　　　　6

ってのみ変化することができる。試験における設定空気条件はタービン入口温度63～107℃，

圧力比1，29～1．82，回転数は12950～39　OOO　r．P．mの間を変化させた。

　　燃焼ガスによるタービン試験では，圧縮機からの空気流量を任意に保ち，仕切弁，放風弁

により圧力を調節し，動力計負荷を変えることによりタ・・一ビン回転数を変化させた。また，燃

料圧力を調節して入ロ温度を一定に保った。試験は，タ戸ビン入口温度250～650℃，圧力比

1．24～1．53，回転数12950～39000Lpmの範囲で行なった。　ttt

　　　　　　　　　　　　　3．性能試験結果およびその考察

　3・1　圧縮機の性能

　　圧縮機内の空気の状態は図2’i，s一線図のように　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　’i示される。

　　圧縮機効率はつぎのように定義される。

　　　圧縮機断熱効率　　　　　　　　hadc　CpTa　［（．Pa）f’lli　Hl］

　　　　ifadC＝：一li’XT；iV”：fu’tiZt　T．）

　　　圧縮機有効効率

　　　　　畷烈麟一」　　　，　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　Fig．　’2．　i，　s－diagram　for　compressor圧縮機出1＝瀞温T2は，出口速度C2と，せき止め温

度T、IFとより求められる。ここで，ガス定数R篇29．27，空気比熱Cp　・＝O．24を用いた。

2・2

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2 4

Fig．　3．

6　8　IO　12　14　16　　　　　　　　　　G偏／Pa

Compressor　characteristics

7 小形ガスタービンの性能に関する実験的研究 29

O・35

He　O・30

＞

L　025vl

oge

O・15

O・10

t‘一，　4　6　8　10　12　14　16　　　　　　　　　　　　　　　　G／＝ifU／Pa

　Fig．　4．　Compressor　characteristics

　　図3は流量特性を示す。図中，破線は駆動電動機の回転子回路抵抗一定の場合で，試験計

測点はこの線上にある。nc／V－T．一定闘線はGV　T。／P，、の変化に対して，圧力比の変化はさほ

ど大きくない。これは遠心型圧縮機の特徴である。効率曲線群から，この圧縮機は最高回転数

の制約がなければ，最高効率を保ったまま，より高い圧力比の空気を得られる。定格圧力比2．0

において，最高効率η。＝O．82となる。図4は仕事特性を示す。流量が増すと圧力比は減少する

が，温度上昇率（T2T一　Ta）／T。，すなわち，空気温度の変化は少なく，空気タ・一一ビン性能試験を

行なうには都合のよい特牲である。

　3・2　タービンの性能

　　図5はタ・・一ビンを通る空気または燃焼ガスの

状態i，5一線図を示す。

　　タービンの断熱効率は

　　　　恥鑑・

　　有効効率は，流出速度のエネルギr・損失を考

慮し

　　　　殉一謡・

　　ガス流れのせき止め状態に関するせき止め温

度効率は，次式によって定義される。

　　　　　　　　？挙

@　　　　　　　　？うF3T

壕

αdT

　　　3

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4？山　　　h邸　　　　　　　　　　　　　　　　hi7

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含督

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Tαd

Fig．　5．　i’ C　s－diagram　for　turbine

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30 斎．藤　．武・．伊藤献一 8

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Fig．　6．　Turbine　out　put　（brake　shaft）

35

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　　Fig．　7．　Turbine　out　put

］

9　　　　．．小形ガスPt　一ビン唖能燗する実験1岬暁　　　　　　31

　　　　　砺＋壽捨漸］

職は鱗おけ・辮の全熱騨聯比で・・酬・1・獄よりつぎのよ

うに求められる。

　　　　　・一浩斗艸一（P，P31T）一／i］／hfdT

　　空気による試繍果計算には，2；薯鋤趣趨R－29・27，聯・。一・廻を用いた．

　　　　　　O・80　　　　　も　　　　　尽

　　　　　　O・70　　　　　む　　　　　琶　　　　　’o＝　OJ60　　　　　：．一

　　　　　〇　　　　　．．O－mO・50　　　　　も　　　　　8　　　　　b一　　　　　く〔O・40

　　　　　　0・30　　　　　　　　4　6　8　IO　12　14　16　18　20　2julOt　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　n4鳳

　　　　　　　　　　　　　　　　　a）　Adiabatic　eMciency

　　　　　　O・BO

　　　　　お　　　　　や　　　　　　O・70　　　　　0h　　　　　8　　　　　’6　O・60　　　　　悪

　　　　　．9　o・so

　　　　　ち　　　　　E　　　　　己］O．40

　　　　　　0－30　　　　　　　　4　6　8　［O　12　14　16　18　20　22xlcr　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　n，編

　　　　　　　　　　　　　　　　　b）　Effective　eMciency

　　　　　　　　　　　　Fig．　8．　EMciency　diagrams　of　the　turbine

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諺：

昏：・〆 教 　■E　　寸　ム

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32 斎藤　武・研藤献一 lo

タービンラビリンス，動三軸シール部分からの漏洩空気量は無視する。タービン出口で空気は

携気管申を平行に流れるものと仮定し，かつ出椰と整流タンクの間は断熱であるとして，タ・・一

ビン出門速度。5，出口状態（P，，　T，）をP，7，　T，f’およびGよりtry　and　error法により求めた。

　　園6に動力計出力特性を示す。最大馬力は回転数25000r．P．m，圧力比1・82において27・O

P．S．となる。図7はタービン入r］，および昌坦の空気状態から求めた内部出力を示す。これよ

り軸受損失，減速．機損失その他が差し引かれ動力計出力となる。また，タ・・ビン断熱効率，有

効効率，温度効率を図8に示す。断熱効率は有効効率より3～5％高く，温度効率よりも1・5％

ほど高い。最高有効効率は圧力比L82，廼〃T37罵1300において，η，炉0．70である。燃焼ガス

　O－80

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6　8　IO　12　14　16　18　20　22xlOZ　　　　　　　　　　、、．、．、品、　　n認罵

　　　　　c）　Total　head　eewciency

Fig．　8．　Een¢iency　dlagram．．s．．　pf　the　turbine

O・30

　0・2　O・3　O・4　05　06　O・7　O・8　O・9　IO

　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　u／co

　　Fig．　9；・　’　Effective　ecaciency　of　the　turbine　（vetr　v　u／co）

∵ジ．～

●

▲

oo △

▲

△

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◎o ▲

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oo

11 小形ガスタービジあ性能に関する実験的拶胱 33

と空気との間に相似則がなりたつものとすると1同じ圧力比において，回転数39000　r．P．m，入1＝1

温度627。Cで岡じ効率が得られることを示している。図9は横軸にπ／c。をとって効率を示し

たものである。ここでC。はタービン入口せき止め状態から出1コ静圧状態まで空気が等エント

ロピで膨脹したと仮定したときの理論噴出速度である。圧力比の如伺にかかわらず，u／ce＝O．56

において最高効率が得られる。図10は流燈特牲を示す6塀V了1弄lil、線鮮は，　G、／了豆μ）、ITが大

なるほどその差が小さくなり，チョーク点の存在を表わしている。図11はZt．／c。に対する流量特

性を示す。図10および図！1には，燃焼ガスによる測定値をも示す。図．！2にタ・・一ビン温度降

下率（T・rT，）／T31rによる出力特性を表わす。その傾向は流箪特性とほぼ同じである。ノズル

特性を図13に示す。軸流0）場合は町ムr7翫の広い作動範囲にわたり，ノズル膨脹比P3r／P4は

2・O

　レ8

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1・4

1・2

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鷲髪薪1＿撤α1，・轟ノrl・。・／　　…f・・gqs

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3　　　4　’5　6　　　7　　　8　　　9　IO

　　　　　　　　　　　　　　　G而丁／臼T

　　Fig．　10．　Turbine　characteristics

9

ま8喜7

．6

5

40・2　05　O・4　O・5　OJ6　O・7　O－8　O・9　i・O

　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　u／co　Fig．　11．　Turbine　characteristics　（mass　flow　v　u／co）

34 斎藤　武・伊藤献一 12

変化しない特性を有しているが，供試タービンでは塀VT37の変化に伴ない大きく変化して

いる。図14はタービン反動度を示す。u／c。に対しては，ほとんど圧力比および温度に関係な

く，一本の曲線で表わすことができる。効率が最大となるu／c。＝　O．56において1”一〇・375で

ある。

　　燃焼ガスによる試験結果　　ガスタeビン性能脳弓においては，燃焼ガスの比熱，比熱比

は温度’の．関数と考えた。図15は使用した燃焼ガスの比熱を示し，これより比熱Cpを積分

し，燃焼ガスのエンタルピを算出した。タ戸ビン入口せき止め状態（P鋤T，T＞は，？3，　T，よ

りT3・iを仮定し平均比熱∂p，平均比熱比Eを求め，ガス流量Gより流入速度。、を計算し，

T，2’が仮定と一致するまでtrialを行なった。タービン出口状態（P，i　T，）は，両者を仮定し，

O・12

O・10

葎σ羨

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　　Fig．　12．　［1］urbine　characteristics

羊

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　4 6　8　IO　12　14　16　i8　20xlO2　　　　　　　　　　　　　　　n，／J＝Trl；，，

　　Fig．　13．　Nozzle　characteristics

13

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小形ガスタービンの性能に関する実験的研究

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O・4　O・5　O・6　O・7　O＋8　O・9

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Fig．　14．　Degree　of　reactidi

卜0

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9

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も

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8

O・25

O・24

FOR　FUEL　OF　THE　FOLLOWING

PROPERTIES　：　　　　　　　　　　　C＝　O・863　by　wt．

GAS・CONSTANT

X＝　R＝　2　29・20　3　29・23　5　29・24　8　29・241P　29・25atr　29・27

H＝　O・　1　36

S＝OOOI

1

　　　　盆1。

ikS（llS’1，8

　　　　g，：・8，

　　　　ig．i，O

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Fig．　15．

200　soO　400　500　600　700　800　　　Gds　temp，　t　ec　Specific　heat　of　combustion　gas

36　　　　　　　　　　　　　　、　　・斎藤　武・・伊藤献一　　　　　　　　　　　　　　　　　　　14

ら，πを求め，出ロ速度を。，計算し，．P，，　T，が共に仮定と一一．一致するまでtrialを繰返し求めた

ものである。

　　燃焼ガスによるタービン嫉能試験の結果を，空気による試験結果と比較するために，空気

タ＿ビン特性曲線上に，燃焼ガスの場合の計測随を重ねると，前掲の図10，図11および図！3

のごとくになる。すなわち，燃焼ガスによる試験結果と空気によるそれとが相似パラメー一　Sを

座標軸とする図上でよく一一・致していることがわかる。作動流体が燃焼ガスであっても・杢実験

範閉内では，空気の場合の性能曲線とほぼ一致し，両者の間に相似則が成りたっているものと

みなしうる。

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1／60庁々0δぞ0δこ％；ρ0

10狽U　s　lo　e2　14　16xlct　　　　　　　　　　　　　　　　　Gnc／P2T

　　　Fig．　16．　Compressor　characteristics

12xlO

讐IO＞

B　s

6

4

2

煤E6　s　IO　12　1416xlCP

　　　　　　　　　　　　　　　　　GBc／P2T

　Fig．　17．　Characteristics　of　compressor　work

6

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し1“e

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亀4Pα・卜30

1’出山6…

，〆

15　　　　　　　　　　　　小形ガスタービンの性能に関する実験的研究　　　　　　　　　　　　　37

　3・3　ステーチキンの相似パラメータによる性能表示

　　相似パラメeタにステ・・一チキンのパラメータ（L，／n2，　Gn／1〕）を加え，つぎのような座標軸

で性能を表示する。

　　　a）　L，7n2－G・n／P　（9　ntfi’！”）

　　b）　ψ一G・ノz／P　　　　　　（ノz〃T，η。一定）

　　　・）GV一ηP一ρ舛P（OP，厨丁，η。一定）

ここに，qは圧力比である。　a）は出力特性，　b）は流量特性，　c）はタv一ビンの全性能を示す。

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Fig．　18．　Turbine　characteristics

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E

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2 4　6　8　rO　12　1’ S　16x．1cr

　　　　　　　　　　　　　GnT／P3TFig．　19．　Turbine　characteristics

4

38 斎藤　武・俘藤献一16

16xlO

14

12

IO

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羊

　　6

4

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Fig．　20．

6　　　8　　　10　　　12　　　14　　16刈（デ

　　　　　　　　　　GnTIPiT

Characteristics　of　turbine　work

図16は圧縮機性能，図17は圧縮機仕事特性を表わす。この仕事特性から考察される大きな特

徴は，P、i’／1）。，　Gnc／P、ITの変化にかかわらず，　L・C／垢はごくわずか変化するだけで，ほぼ一本

の曲線で示されることである。この遠心圧縮機の特性は，設計法，部分負荷性能の推定を行な

う場合に都合がよいと思われる。

　　タービンの特性を図18に示す。絢〃T、Tはほぼ直線的に示される。　P・r／l）、が大なる

ほどG》T、T／P，rの増加割合は減少し，横軸に平行になり，タービンはチョー・クすることを示し

ている。図19，図20はタービンの流量特性，出力特性である。

　　　　　　　4．　1／C動力発生用単軸ガスタービン部分負荷特性の推定法

　　圧縮機とタービンとの個々の特性から，両者を一体とした，エンジンとしての部分負荷特

性を求めることができる。従来，各要素の特性曲線から，総合特性を求めるには，条件式を満

足させるため，かなりの手数を要する。ステーチキンはジェットエンジンの部分負荷特性を図

式的に比較的容易に求める新しい方法を提案している。病者らは，この方法を軸出力のあるガ

スタービン部分負荷特性推定に拡張適用することを試みた。

　　第1近似法　　1／Cガスタービンの配置を図21に示す。　この場合，圧縮機とタービンと

はつぎのような状態にあるものとする。これを第1近似と名づける。

　　1）圧縮機入ロ圧力とタ・・ビン出口圧力は等しく，また，圧縮機出口圧力とタ・・ビン入口

17小形ガスタービンの盤能に開ずる実験的研究

圧力は等しい。

　　2）圧縮機を通る空気量とタービ

ンを通るガス量とは等しい。

　　3）圧縮過程と膨脹過程との平均

比熱は等しい。

　　以上の仮定の下で，相似パラメー

タの間には，つぎの関係が成りたつ。

P22・　P31T

Pa　］Pa

（Gn瓦7）ド（跨）。

（Len2）。一（争），＋（争）、

Pa，Tq

Comp－ressor

P2T，T，了

n

Combustion

　Chamber

Turbine

Pa　Js

P，T、Tきτ

Load

Fdel

Fig．　21．　1／C　simple　cycle　gas　turbine

39

パラメータ（L・／n2）Lはガスタービン軸幽力を表わすものである。　P副君、鱗丑（Gn／P3r，ノt／V．ゲ∬），

P・i’／p・　＝＝fc　（Gn／P2r，姻冗）なる関係腰素の特斯して求め引・ている場合，國蝋。，大

9

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Compressor

　work

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兄藩con3才．

　　　　　　　　　　　　　　　Gn　1　P訂

Fig．　22．　Diagram　for　a　determination　of

　　performance　of　1／C　gas　turbine　unit

　　（the　first　approximation）

気状態Pa，　Ta，それにタービン入に1温度T3rが

辱えられると，圧縮機，タービン各々の流箪特

性曲線を同一座標上に描き，11／V了　とノ4ザ万

曲線との交点として，直ちに運転点が求まる。

図22はこのような出力計算線図を示す。図中，

A点に運転点が定まると，圧力比ip　・＝　qT　・・　qc，

パラメータG7t／1）3Tが求まり，7z，／）31・が既知と

なり，流量GはG7t／P3，・より求まる。タービン

出九圧縮機勤力は，（L，〃n2）・・…9・r（Gn／P、r，　P，，ゾ

Pa），（L，〃n2）c・…9c（Gn／P2T，　P，7・IP，，）として各要素

の性能より求められるから，（L，／n2）fr，（．乙。／n2）cは

それぞれψTll／l線，　qG曲線との交点C，　Dとな

る。したがって，軸受損失などによる機械効率

η砿が与えられている場合，　ガスタービン軸出

力は

または，

（Lelz2）。　・・　v・｛（争）ド（争），｝

（争い・・胤一rk（争），

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22000 24000　2600C　　　　　　　　　r，　p，m

（b）　Torque　（c＞　Fuel　rate

Gas　turbine　perfor皿ance

28000

　　　　　　　　　　　〈a）　Out　put

　　　　　　　　　　　　　Fig．　23．

として求められる。軸馬力Np（P．S．）1ま7z，　Gが既知であるから（L，／n2）Lより次式で求まる。

　　　　N，一点

18

　　つぎに，当ガスタービン試験装置の圧縮機とタeビンとを！／C組合せとした場合の部分負

荷特性を上記推定法により求めると，機械損失を考慮しない場合の出力およびトルク特性は図

23（a），（b）のごとくになる。タービン入口温度350。Cの場合，実測値にもとつく軸受損失を考

慮すると，この組合せでは，軸出力は全く得られないことになる。

　　燃焼効率ηb，燃料発熱量Huがわかると，燃料消費率qは次式により求められる。

　　　　g＝一一｛i2’一（（一Zi：’ii｝iliUlid－G－t’一．iU2T）G×3600　（kg／hr・p．s．）

圧縮機出日温度T21・は

19 小形ガスター．ビンの牲能に関する実験的研究 41

　　　　Lec　　　　　　十TaT，T　＝：

　　　c－p’」

で与えられる。図23（c＞は，仮定したガ客タr・ごンエン7ンの燃料瀬費率である。

場合，動力計軸馬力Npの代りに，内部出力をとった場合である。

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Fig．　24．　Diagram　for　a　determination　of　performance　of　1／C

　　　gas　turbine　unit　（the　second　approximation）

42 斎藤　武・伊藤献一 20

　　第2近似法　　圧縮機とタービンとの間における圧力損失，抽気，漏洩によるガス量の減

少または燃料によるガス量の柵ユ涯縮過程の空気と，タービン膨脹過程でのガスの平均比

熱，および平均比熱比の違いを考慮した場合の！／Cガスタ・・ビン部分負荷推定法には，さらに

つぎの修正が必要となる。当供試ガスタ・・ビンでは，これらの諸損失，物性値の変化は無視し

うるので，ここでは推定の方法のみ述べる。

　　前記第1近似法により，ある運転点でのガス流量G，圧縮過程平均比熱ら。，膨脹過程平

均比熱転：が求められ，実験的，経験的に圧力降下dPが求められる。　タre一ビン入口にて圧

力は，

　　　　Pg，・　＝＝　P，，・一dP．

ガス流量は

　　　　G’＝G＋Fps　（Fpsは燃料流量等のガス量変化分）

となる。回転数は変らないから，組合運転においては圧縮機とタービンとで圧力rk　P，．／」）。と

P鍵P。，相似パラメ・一タGn／P2rとG／n／P5Tとがそれぞれ対応しなければならない。運転点は，

πノVZE；とnノマ三品の交点として求まるから，圧縮機流量特性曲線と，座標軸のスケ・・一ルを新

しくP≦7／Pa，　Gtn／PITに書きなおしたタPビン流量特性曲線とを組合せればよい。ここに，

　　　　P｛i・／P2i・　＝　OS

　　　　考／号一・

とするとδ≦1であり，γは1より大きくも小さくもなる。座標軸を，δ，γにより修正すればよ

い。以上の考えを，仮定したガスタ・・一ビンを例として示したのが図24である。破線は第1近

似による運転線である。これの使用法をつぎに示す。

　　第1近似法により求めた運転点Aに対応する運転点Aノを，π／4T37曲線を書きなをして

求める。

　　1）n／》万曲線上の任意の一点αを選らび，δによりα点の圧力比ψ。に相当する圧力

比量、を修正スケ・・ルから求める。新しい点atは艦線上になくてはならない。

　　2）γが定まっていると1）と同様にしてG’ノ4Pシー謡が定まり，新しい点atは，四線と

gf，線との交点、となる。

　　3）以上の操作をn／》万曲線の各点について行ない，新しい（iZIV’T3zr）！曲線を描くこと

ができ，これとn／V一万との交点に第2近似の運転点A’が定まる。A！の各状態は，圧縮機圧

プ批ψ。，，湘似パラメータ（Gn／P…）一9・t・，ターli“ン圧力比｛P・t・・パラメータ（α・／Pω置σ・’・

となる。

　　4＞各仕事は，第1近似法と同じく，圧力比9曲線と相似パラメ”タGn／Pとの交点とし

て求められる。

21 小形ガスタービンの性能に関する実験的研究 43

　　δ，γがガスタービン全体として一定と見なしうる場合は，ノ44T37曲線を全部書き替えれ

ばよく，運転状態により変化するときは，各運転点ごとに書き直せばよい。

　　軸出力は，圧縮過程と膨脹過程とでの平均比熱が求まっている場合，次式により求めら

れる。

　　　　（Len2）。一・・｛舞（争），一（争），｝

または

　　　　（Len2）。一舞（÷）。・…’・・一（争），・，蕊・

　　　　　　　　　　　　　　　　　　結　　　言

　　試験用ガスタeどンの特色を生かし，ユニットになったガスタービンエンジンでは行ない

得ない，ガスタービン要素，すなわち圧縮機およびタf・ビンの広い作動範囲にわたる性能試験

を行ない，ガス流れの相似性に基づくパラメータを用いて性能表示を行なった。

　　つぎに，圧縮機およびタービン個々の姓能試験結渠から，両者を1／C形に組合せた場合の

部分負荷特性を，ステーチキンの相似パラメータによる方式を拡張適用して求めた。さらに，

各要素の諸損失，物性鰹の変化なども考慮した場合の部分負荷特性を比較的簡易に求める方法

を提示した。

　　実験に当っては，北海道大学工学部　黒岩保教授，深沢正一教授，谷口博助教授に御指導

御助言を賜わり，熱機関研究室員諸氏，大学院学生真弓和久君には実験測定，計算などに熱心

な協力を得た。また，当ガスタービン試験装置は東京芝浦電気株式会社タ・・ビン事業部のご理

解ある協力により製作されたものである。ここに付記して深く謝意を表する。