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JP3070401B2 - ガスタービン排気構造 - Google Patents

ガスタービン排気構造

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Publication number
JP3070401B2
JP3070401B2 JP6198160A JP19816094A JP3070401B2 JP 3070401 B2 JP3070401 B2 JP 3070401B2 JP 6198160 A JP6198160 A JP 6198160A JP 19816094 A JP19816094 A JP 19816094A JP 3070401 B2 JP3070401 B2 JP 3070401B2
Authority
JP
Japan
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gas turbine
exhaust
gas
flow
edge boss
Prior art date
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Expired - Lifetime
Application number
JP6198160A
Other languages
English (en)
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JPH0861087A (ja
Inventor
元昭 宇多村
清一 桐上
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hitachi Ltd
Original Assignee
Hitachi Ltd
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Filing date
Publication date
Application filed by Hitachi Ltd filed Critical Hitachi Ltd
Priority to JP6198160A priority Critical patent/JP3070401B2/ja
Priority to KR1019950016365A priority patent/KR960008016A/ko
Priority to US08/508,898 priority patent/US5791136A/en
Priority to CN95115575A priority patent/CN1069737C/zh
Publication of JPH0861087A publication Critical patent/JPH0861087A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3070401B2 publication Critical patent/JP3070401B2/ja
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Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E20/00—Combustion technologies with mitigation potential
    • Y02E20/16—Combined cycle power plant [CCPP], or combined cycle gas turbine [CCGT]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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  • Mechanical Engineering (AREA)
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  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービン、及びガ
スタービンの排ガスを用いて蒸気を発生する排熱回収ボ
イラを有するコンバインドサイクル発電プラントにおけ
るガスタービンの排気構造に係り、特に、排熱回収ボイ
ラに供給される排ガスの流速分布を略均一にして、排熱
回収ボイラによる熱回収を向上させるのに好適なガスタ
ービンの排気構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービン排気流の流速分布の均一化
を低圧損で行う技術として、例えば、実開昭63−100640
号公報がある。これは、後部ボスの後縁部に中空ストラ
ットとガス取入開口を設けてガスの一部を中空ストラッ
ト内部に導くことにより、後部ボスの下流で排気ダクト
軸中心上に生じる低流速域の発生を抑止するようになさ
れている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上述し
た従来技術は、偏った流速分布が発生する最大の原因と
なる、ガスタービンの翼列部から排出される排ガスの周
方向の速度成分、即ち旋回流については考慮が為されて
おらず、また、ガスタービンの外筒とボスの間に形成さ
れる環状流路内での旋回流を解消する手段にはなってい
ない。その理由を以下に述べる。
【０００４】本来ストラットは、後部ボスをガスタービ
ンのケーシングに固定して機械的強度を保持するために
設けられており、排気ダスト軸方向の長さは短く、この
構造上の特徴の従来例の空中ストラットにおいても変わ
ることはない。従って、従来方法ではガス流の旋回成分
を消去して軸方向成分のみの流れに整流することは困難
である。
【０００５】更に、上記した偏った流速分布の種類と、
この流速分布による影響について説明する。
【０００６】図２は、ガスタービンのガス通路下流側に
おけるフローパターンを模式的に示している。ガスの通
路は後部内胴６とケーシング１１との間に形成される環
状流路２２と後部内胴６の後縁下流側のディフューザ流
路部３とから構成されている。このような流路には、以
下に示すような２種類の渦流が生じ、前記のディフュー
ザ流路部３においては、これらが干渉して複雑なフロー
パターンが形成され、ディフューザ流路部３の下流に位
置するボイラ前面に場合によっては大きな偏流が生じる
原因となりうる。ガスタービンの排気流に偏流を誘起す
る第１の渦流は、ガスタービンの動翼の回転に原因する
旋回流２１であり、他の渦流は内胴の後縁部で流路が急
拡大する位置に発生する循環流１６である。この様な偏
流の存在は、特に、ガスタービンとボイラが同一軸上に
配置された軸流排気型コンバインドサイクルの性能の低
下要因になりうる。
【０００７】また、このような配置は、機器配置のコン
パクト化の点で優れている反面、ガスタービンの排気流
に含まれる偏流が何らかの整流作用も受けずにボイラに
到達するので、ボイラの最前列に位置する伝熱管面３２
に流入するガスの流速は、流路断面内で大きな空間分布
を示す。図４はボイラ入口断面内流速分布の一例を示し
ている。ガス流速の１００％は平均流速を示す。負荷に
よって分布が大きく異なる。定格負荷時にはボイラ下部
へのガスの流入が少なく、５０％負荷時には上部右隅部
での流速が小さい。ガス流入が小さい伝熱部分の熱伝達
率は小さいのでこの部分での高温ガスから伝熱管内流体
への交換熱量は小さくなる。一般に、流速分布が均一な
ほどボイラ全体としての交換熱量は増大し、排ガスの熱
量の回収が効率的に行われる。従って、排ガス中の偏流
の存在はコンバインドサイクルの熱効率の低下要因にな
る。
【０００８】本発明の目的は、ガスタービン排ガス中に
存在する旋回流及び循環流を整流して排熱回収ボイラに
よる交換熱量を増大させ、コンバインドサイクル発電プ
ラントの効率を向上させるのに好適なガスタービン排気
構造を提供することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
の本発明に係るガスタービン排気構造は、ガスタービン
の下流側に形成される後部内胴及び後縁ボスと、前記ガ
スタービンのケーシング及びディフューザとから形成さ
れる環状排ガス流路部を介して、前記ガスタービンの排
ガスを排熱回収ボイラへと導くように構成されたガスタ
ービン排気構造において、前記後縁ボスはその半径が下
流側に移行するに従って次第に減少するように形成され
たものであって、前記環状排ガス流路部の周方向に、軸
方向に伸びて形成されて静止翼を複数個配置したことを
特徴とする。また、本発明のガスタービン排気構造は、
ガスタービンの下流側に形成される後部内胴及び後縁ボ
スと、前記ガスタービンのケーシング及びディフューザ
とから形成される環状排ガス流路部を介して、前記ガス
タービンの排ガスを排熱回収ボイラへと導くように構成
されたガスタービン排気構造において、前記後縁ボスは
その半径が下流側に移行するに従って次第に減少するよ
うに形成されたものであって、前記後部内胴及び後縁ボ
スの外周側の周方向に、軸方向に伸びて形成された静止
翼を複数個配置したことを特徴とする。
【００１０】また、本発明は、ガスタービンの下流側に
形成される後部内胴及び後縁ボスと、前記ガスタービン
のケーシング及びディフューザとから形成される環状排
ガス流路部を介して、前記ガスタービンの排ガスを排熱
回収ボイラへと導くように構成されたガスタービン排気
構造において、前記後縁ボスはその半径が下流側に移行
するに従って次第に減少するように形成されたものであ
って、前記後部内胴及び後縁ボスの外周側の周方向に、
軸方向に伸びて形成された静止翼を複数個配置すると共
に、前記静止翼の周方向側面に、前記ガスタービン排ガ
スを流通する複数の流通孔を穿設したことを特徴とす
る。
【００１１】この流通孔は、ガスタービンの軸方向にわ
たって穿設されてもよく、また、半径方向に伸びて形成
されてもよい。
【００１２】更に、前記後縁ボスは、その軸方向長さ
が、前記後部内胴の直径の３倍以上６倍以下になるよう
に形成されてもよい。
【００１３】更にまた、前記静止翼の個数をｎとし、前
記静止翼の軸方向長さをＸとし、前記後部内胴の直径を
Ｄとしたとき、ｎ・Ｘ／Ｄが、５〜２０の範囲内となる
ように、前記静止翼の個数ｎ及び前記静止翼の軸方向長
さＸを決定してもよい。
【００１４】
【作用】上記本発明によれば、ガスタービンの排ガス中
に存在する旋回流を、環状排ガス流路部、特に後部内胴
及び後縁ボスの周方向に複数個配置され、かつ軸方向に
伸びて形成された静止翼によって軸方向に偏向させるこ
とができるので、環状排ガス流路部及び排熱回収ボイラ
入口部における旋回流をほぼ消失させることができる。
また、後縁ボスをその半径が下流側に移行するに従って
次第に減少するように形成することによって、環状排ガ
ス流路部における流路面積の不連続な拡大部分がなくな
るので、後部内胴後縁部の下流域に生ずる循環流の発生
を防止することができる。なお、後縁ボスは、その軸方
向長さが、前記後部内胴の直径の３倍以上６倍以下にな
るように形成されてもよい。
【００１５】また、上記本発明によれば、前記静止翼の
周方向側面に、前記ガスタービン排ガスを流通する複数
の流通孔を穿設したことによって、この静止翼の排ガス
がほとんど衝突しない周方向の側面から、その裏面、即
ち排ガスが衝突する側面へ前記複数の流通孔を介して排
ガスを流通させることができ、排ガスの流速が速い側面
と排ガスの流速が遅い側面の各々に発生する静圧を、そ
れぞれほぼ等しくできるので、静圧の差に起因する、静
止翼相互間の排ガスの速度分布の偏りを殆ど消去させる
ことができる。
【００１６】この流通孔を軸方向にわたって穿設するこ
とにより、静止翼の上流側から下流側にわたって、上述
した静圧の差を徐々に減少させることができ、静止翼の
下流においては静圧の差を殆ど無くすことができる。ま
た、流通孔を半径方向に伸びて形成することによって、
静止翼の半径方向にわたって、前述した静圧の差を殆ど
無くすことができる。
【００１７】
【００１８】
【実施例】以下に、図面を用いて本発明の実施例を説明
する。
【００１９】図１は、本発明の一実施例に係るガスター
ビン排気構造の構成図である。
【００２０】ガスタービンは上流側から、コンプレッサ
２５，燃焼器２６，翼列部１，環状流路部２，ディフュ
ーザ流路部３と配置される。翼列部１の最終段には動翼
４が配置され回転している。前部内胴５は後部内胴６と
境界部７で切離されており、前部内胴５は軸受２７で支
持され回転している。後部内胴６と後縁ボス８は静止し
ている。後部内胴６と後縁ボス８の表面には、流通孔で
あるスリット孔９を有し、軸方向に伸びて形成された静
止翼１０が後部内胴６の周方向に複数配置され、ケーシ
ング１１と後部内胴６の間に形成されている環状流路を
仕切っている。前記スリット孔は、穿設しなくてもよ
い。この場合の相違については後述する。後部内胴６と
後縁ボス８は、ケーシング１１およびディフューザ１３
にストラット１２で支持されている。後縁ボス８とディ
フューザ１３とで囲まれる流路断面は、下流方向に連続
的に面積を増加し、かつ後縁ボス８の形状は先に説明し
た図２に示す循環流１６の存在範囲にほぼ該当するよう
に選定されている。
【００２１】図７は流路に不連続な拡大幅ｂがある時に
生じる２次流れ（循環流）の長さａを示したものである
（Applied Fluid Dynamics Handbook による）。図中の
流路拡大幅ｂは、後部内胴６の半径に相当している。こ
れより後縁ボス８の長さＬ14は後部内胴６の直径Ｄ１５
との比で、３＜Ｌ／Ｄ＜６の範囲に設定する。そしてこ
のように構成することによって、循環流１６をほぼ消去
することができる。
【００２２】次に、図８を用いて、翼列部１から流出さ
れた排ガスの流れを説明する。図８は、後述する静止翼
１０の軸方向長さ及び個数を決定するための一パラメー
タとなる。環状流路部２入口における排ガスの流速ベク
トルを示す。動翼４は図示する矢印１７の向きに回転し
ているものとすると、静止系からみた排ガスの旋回流１
９は、翼列から流出する流れの速度１８と動翼４の回転
速度１７を合成して得られ、一般には軸方向に対して角
度φ２０をもつ。動翼４の回転速度１７はガスタービン
の負荷によらず一定であるが、翼列からの流出速度１８
は、負荷に応じてガスタービンが吸引する空気量が変化
するので、向きは同じだが大きさが異なる。この結果、
角度φは負荷に応じて変化する。図８に示した例では、
低負荷域ではガス流の下流側に向かった反時計周り、高
負荷域では時計周りの旋回流が生じる。このような旋回
流が環状流路部２に導入されるが、以下のように静止翼
の軸方向長さと数を選択すれば流れの旋回成分を消去す
ることができる。図９は軸方向長さＸの静止翼が内胴の
周囲にｎヶ設けられ、角度φの旋回流が静止翼に流入す
る時に、旋回成分を消去できる条件を無次元パラメータ
α（≡ｎＸ／Ｄ）で表示したものである。静止翼に流入
した旋回流は徐々に角度を減じ、静止翼の軸方向の流速
成分が支配的になる。旋回成分を消去できる距離Ｘを旋
回流が静止翼に到達する距離（外挿値）の２倍とする
と、無次元パラメータαと角度φとの間には図９の下図
に示す関係が成り立つ。角度φの絶縁値｜φ｜の実用範
囲は、２０°＜｜φ｜＜５０°と考えられるから、相当
するαの範囲は図より概略５＜α＜２０である。例え
ば、静止翼の数を４枚とするとｎ＝４であるから１.２
５＜Ｘ／Ｄ＜５となる。但し、ｎを必要以上に大きくす
ると実質的に流路面積が小さくなり圧力損失が増すので
実用的にはｎ＜８が好ましい。
【００２３】このように翼長を選べば静止翼１０が旋回
流を抑制するが、スリット孔９がなければ、図５の下図
に示すように流速２４は、静止翼１０の表裏面のうち旋
回流１９が衝突する側の面に近い所で大きく、その裏面
では小さくなる。その結果良く知られたベルヌーイの法
則により、静圧は流速の大きい所で低く、流速の小さい
所で高くなるので、後部内胴６の円周方向には図５の中
図に示すような圧力分布２２と流速分布２１が現れる。
しかし、静止翼１０にスリット孔９を設ければ、このス
リット孔９を介して静圧２２の高い静止翼１０の背面か
ら静圧２２の低い側へガスが漏洩する結果、不均一な流
速分布２１はガスが下流側に移動する過程で解消され、
静止翼１０の後縁では図６に示すようにほぼ一様な分布
が得られる。
【００２４】勿論、図５に示すような、スリット孔９を
有さない静止翼１０でも、同方向の速度成分を、軸方向
へ偏向させることができるので、充分に旋回流を抑制す
ることができる。
【００２５】また、このように整流された流体は後縁ボ
ス８の存在で徐々に流路面積が拡大されているので、先
に説明した図２に示すような循環流１６を生じることが
殆どない。この結果、後縁ボス８の下流側では流路断面
内で一様な分布を持つ流れが形成される。
【００２６】次に、図１０を用いて、図１に示したスリ
ット孔９の形状を説明する。
【００２７】スリット孔９は静止翼１０の強度上、半径
方向に細長い開口を有するものが好ましいが、図示すよ
うにな円形開口９′他、ガスの通路を確保できるもので
あれば任意の形状が可能である。このような流れは、下
流に位置するボイラ（図には示していない）の伝熱性能
を得る上で好ましいものである。静止翼１０にスリット
孔９を設けた他の効果としては、静止翼１０に作用する
流体力を軽減できる点がある。静止翼１０に作用する力
は表裏面に作用する圧力の差に原因があるが、本発明に
よれば、スリット孔９が差圧を軽減する方向に作用す
る。
【００２８】また、ガスタービン排気の旋回流成分を緩
和する他の手段として、図１１は、本発明の他の実施例
であり、この図１１に示すように静止翼１０を長手方向
に分割してもよい。このようにすると、旋回成分が十分
に消失するまでの間は翼の後縁に小規模の渦が発生し圧
力損失が増すが、静止翼１０の強度上は有利である。最
後に、図３を用いて、本発明の実施例に係るガスタービ
ン排気構造が適用されるコンバインドサイクル発電プラ
ントの全体構成について説明する。
【００２９】図３におけるコンバインドサイクル発電プ
ラントの構成は、発電機２８，蒸気タービン２９，コン
プレッサ２５，ガスタービン３０，排熱回収ボイラ３１
の順にほぼ同一直線上に機器が配置されている。この構
成は、機器配置のコンパクト化の点で優れている。
【００３０】しかし、ガスタービン３０及び排熱回収ボ
イラ３１が、ほぼ同一直線上に配置されているため、こ
れらを連結する排ガス流路部による排ガスの整流作用が
なく、排ガスの偏流が、排熱回収ボイラ３１の熱交換量
に直接影響を与える。従って、排ガスの流れ中に偏流が
存在する場合には、プラント効率の低下が大きくなりや
すくなるが、本発明を適用することによって、このよう
に配置されたプラントにおいても効率の低下を最小限に
抑えることができる。
【００３１】換言すれば、本発明は、排ガス流路部に整
流作用がほとんどないような、ガスタービン、及び排熱
回収ボイラの配置を有するプラントにおいて、最も大き
な効果を得ることができるものである。勿論、他の配置
を有するプラントにおいても、本発明の所望する効果を
得ることができることは言うまでもない。
【００３２】
【発明の効果】本発明によれば、ガスタービンの排気に
存在する旋回流を緩和する手段と内胴後方で流路の急拡
大に起因する循環流を抑止する手段によって、低圧損で
均一な流れをボイラに導くことができる。本発明は、ガ
スタービンとボイラが同一軸上に配置された軸流排気型
コンバインドプラントの性能向上に顕著な効果がある。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るガスタービン排気構造の一実施例
を示す図。
【図２】従来例における排気のフローパターンを示す
図。
【図３】本発明に係るガスタービン排気構造を適用する
軸流排気型コンバインドサイクルの全体構成図。
【図４】ボイラ入口部におけるガスタービン排ガスの流
速分布を示す図。
【図５】図１で説明した本発明の一実施例に係るスリッ
ト孔のない静止翼での流速と圧力の分布を示す図。
【図６】図１で説明した本発明の一実施例に係るスリッ
ト孔付静止翼における流速と圧力の分布を示す図。
【図７】拡大流路に生じる循環流の模式図。
【図８】本発明の一実施例に係る静止翼の軸方向長さ及
び個数を決定するための一パラメータである環状流路部
入口におけるガス流の方向を示す図。
【図９】本発明の一実施例に係る静止翼の軸方向長さと
旋回角φとの関係を示す図。
【図１０】本発明の一実施例に適用されるスリット孔の
構造図。
【図１１】本発明に係るガスタービン排気構造の他の実
施例を示す図。
【符号の説明】
１…翼列部、２…環状流路部、３…ディフューザ流路
部、４…動翼、５…前部内胴、６…後部内胴、７…境界
部、８…後縁ボス、９…スリット孔、１０…静止翼、１
１…ケーシング、１２…ストラット、１３…ディフュー
ザ、１６…循環流、１９…旋回流。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平４−219420（ＪＰ，Ａ) 特開 平６−193466（ＪＰ，Ａ) 実開 昭58−175138（ＪＰ，Ｕ) 実開 平３−45430（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02C 7/00 F01K 23/10

Claims (9)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】ガスタービンの下流側に形成される後部内
    胴及び後縁ボスと、前記ガスタービンのケーシング及び
    ディフューザとから形成される環状排ガス流路部を介し
    て、前記ガスタービンの排ガスを排熱回収ボイラへと導
    くように構成されたガスタービン排気構造において、前
    記後縁ボスはその半径が下流側に移行するに従って次第
    に減少するように形成されたものであって、前記環状排
    ガス流路部の周方向に、軸方向に伸びて形成されて静止
    翼を複数個配置したことを特徴とするガスタービン排気
    構造。
  2. 【請求項２】ガスタービンの下流側に形成される後部内
    胴及び後縁ボスと、前記ガスタービンのケーシング及び
    ディフューザとから形成される環状排ガス流路部を介し
    て、前記ガスタービンの排ガスを排熱回収ボイラへと導
    くように構成されたガスタービン排気構造において、前
    記後縁ボスはその半径が下流側に移行するに従って次第
    に減少するように形成されたものであって、前記後部内
    胴及び後縁ボスの外周側の周方向に、軸方向に伸びて形
    成された静止翼を複数個配置したことを特徴とするガス
    タービン排気構造。
  3. 【請求項３】ガスタービンの下流側に形成される後部内
    胴及び後縁ボスと、前記ガスタービンのケーシング及び
    ディフューザとから形成される環状排ガス流路部を介し
    て、前記ガスタービンの排ガスを排熱回収ボイラへと導
    くように構成されたガスタービン排気構造において、前
    記後縁ボスはその半径が下流側に移行するに従って次第
    に減少するように形成されたものであって、前記後部内
    胴及び後縁ボスの外周側の周方向に、軸方向に伸びて形
    成された静止翼を複数個配置すると共に、前記静止翼の
    周方向側面に、前記ガスタービン排ガスを流通する複数
    の流通孔を穿設したことを特徴とするガスタービン排気
    構造。
  4. 【請求項４】請求項３に記載のガスタービン排気構造に
    おいて、前記複数の流通孔は、軸方向にわたって穿設さ
    れていることを特徴とするガスタービン排気構造。
  5. 【請求項５】請求項３及び４のいずれかに記載のガスタ
    ービン排気構造において、前記複数の流通孔は、半径方
    向に伸びて形成されていることを特徴とするガスタービ
    ン排気構造。
  6. 【請求項６】請求項１乃至５のいずれかに記載のガスタ
    ービン排気構造において、前記後縁ボスの軸方向長さ
    が、前記後部内胴の直径の３倍以上６倍以下になるよう
    に形成されることを特徴とするガスタービン排気構造。
  7. 【請求項７】請求項１乃至６のいずれかに記載のガスタ
    ービン排気構造において、前記静止翼の個数をｎとし、
    前記静止翼の軸方向長さをＸとし、前記後部内胴の直径
    をＤとしたとき、ｎ・Ｘ／Ｄの値が、５〜２０の範囲内
    となるように、前記静止翼の個数ｎ及び前記静止翼の軸
    方向長さＸを決定することを特徴とするガスタービン排
    気構造。
  8. 【請求項８】ガスタービンと、該ガスタービンの下流側
    に形成される後部内胴及び後縁ボスと前記ガスタービン
    のケーシング及びディフューザとから形成され、前記ガ
    スタービンの排ガスを流通する環状排ガス流路部と、該
    環状排ガス流路部から流出された排ガスを用いて蒸気を
    発生する排熱回収ボイラとを有するコンバインド発電プ
    ラントにおいて、前記後縁ボスはその半径が下流側に移行するに従って次
    第に減少するように形成されたものであって、 前記環状
    の排ガス流路部の周方向に、軸方向に伸びて形成された
    静止翼を複数個配置したことを特徴とするコンバインド
    発電プラント。
  9. 【請求項９】請求項１に記載のガスタービン排気構造を
    用いたことを特徴とするガスタービン。
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