JP2000045702A - Gas turbine rotor and its axial vibration adjusting method - Google Patents
Gas turbine rotor and its axial vibration adjusting methodInfo
- Publication number
- JP2000045702A JP2000045702A JP10218088A JP21808898A JP2000045702A JP 2000045702 A JP2000045702 A JP 2000045702A JP 10218088 A JP10218088 A JP 10218088A JP 21808898 A JP21808898 A JP 21808898A JP 2000045702 A JP2000045702 A JP 2000045702A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine rotor
- cylindrical sleeve
- wheel
- diameter side
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、軸振動を低く抑え
るガスタービンロータおよびその軸振動調整方法に関す
る。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine rotor for suppressing shaft vibration and a method for adjusting the shaft vibration.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般に、ガスタービンロータは、図２１
に示すように、圧縮機軸１とタービン軸２とを軸継手部
３を介して互いに軸直結させる構成になっている。2. Description of the Related Art Generally, a gas turbine rotor is constructed as shown in FIG.
As shown in FIG. 1, the compressor shaft 1 and the turbine shaft 2 are directly connected to each other via a shaft joint 3.
【０００３】各軸１，２のうち、圧縮機軸１は、動翼４
を備えた円板状のホイールディスク５を一つ一つ別体と
して作製し、別体に作製したホイールディスク５を一つ
一つ軸方向に沿って積み重ねた後、タイボルト６で締結
させた、いわゆる積層型の構成になっている。積層型に
構成したのは、大気を吸い込む圧縮機の上流側段落と空
気を圧縮して高圧化する下流段落とで自ずと流体の温度
・圧力が異なっており、運転中に発生するホイールディ
スク５の熱膨張を比較的自由に許すことを考慮したもの
である。[0003] Of the shafts 1 and 2, the compressor shaft 1 includes a moving blade 4
The disc-shaped wheel discs 5 provided with each were separately manufactured, and the separately manufactured wheel discs 5 were stacked one by one along the axial direction, and then fastened with tie bolts 6. It has a so-called laminated type configuration. The lamination type is different because the upstream stage of the compressor that sucks the air and the downstream stage that compresses the air to increase the pressure naturally have different temperatures and pressures of the fluid. This is in consideration of allowing thermal expansion relatively freely.
【０００４】また、ホイールディスク５は、図２２に示
すように、一方のホイールディスク５ａと隣りのホイー
ルディスク５ｂとを、ともに、動翼４ａ，４ｂ側にリム
部６ａ，６ｂを、中間部分にリム部７ａ，７ｂを、さら
に中心軸ＣＬにリム部８ａ，８ｂをそれぞれ備えた、い
わゆるダブルＩ型形状に構成されている。As shown in FIG. 22, a wheel disc 5 has one wheel disc 5a and an adjacent wheel disc 5b, rim portions 6a and 6b on the rotor blades 4a and 4b side, and an intermediate portion. The rim portions 7a and 7b are provided with rim portions 8a and 8b on the central axis CL, respectively, so that the rim portions are configured in a so-called double I-shape.
【０００５】ダブルＩ型形状に構成されたホイールディ
スク５ａ，５ｂは、動翼４ａ，４ｂ側のリム部６ａ，６
ｂの間に空間部分Ｃを形成するとともに、中間部分のリ
ム部７ａ，７ｂをボルト穴９を介して挿通するタイボル
ト１０で互いに接触させる一方、中心軸ＣＬ側のリム部
８ａ，８ｂを互いに階段状の段部１１に形成し、位置決
めとして嵌合させる構成になっている。[0005] The wheel disks 5a and 5b formed in the double I shape are provided with rim portions 6a and 6b on the moving blades 4a and 4b side.
b, a rim portion 7a, 7b of the intermediate portion is brought into contact with each other by a tie bolt 10 inserted through a bolt hole 9, while the rim portions 8a, 8b on the side of the central axis CL are stepped with each other. It is formed on the step-like portion 11 and is fitted as positioning.
【０００６】一方、タービン軸２は、図２１および図２
２で示した圧縮機軸２と同様に、円板状のホイールディ
スク１２を一つ一つ別体として作製し、別体に作製した
ホイールディスク１２を一つ一つ軸方向に沿って積み重
ね、タイボルト１３で締結後、動翼１４を軸方向に沿っ
て植設する、いわゆるアクシャルエントリータイプにな
っている。On the other hand, the turbine shaft 2 is shown in FIGS.
As in the case of the compressor shaft 2 shown in FIG. 2, the disk-shaped wheel discs 12 are manufactured separately from each other, and the wheel disks 12 manufactured separately are stacked one by one along the axial direction. After fastening at 13, the so-called axial entry type in which the rotor blades 14 are implanted along the axial direction.
【０００７】このように、従来のガスタービンロータで
は、ホイールディスク５，１２を軸方向に沿って積層状
に形成する際、各軸１，２における各ホイールディスク
５，１２の質量重量の遠心力に抗するタイボルト１０，
１３の締結力、運転中に発生する各ホイールディスク
５，１２の熱膨張を勘案しつつ、使用回転数が軸系の危
険速度の範囲から離調できるように設計を行っていた。As described above, in the conventional gas turbine rotor, when the wheel disks 5 and 12 are formed in a laminated shape along the axial direction, the centrifugal force of the mass and weight of each wheel disk 5 and 12 on each shaft 1 and 2 is obtained. Tie bolts 10,
The design was made such that the number of rotations used could be detuned from the range of the critical speed of the shaft system, while taking into account the fastening force of No. 13 and the thermal expansion of each of the wheel discs 5 and 12 generated during operation.
【０００８】[0008]
【発明が解決しようとする課題】最近のガスタービンプ
ラントでは、ガスタービン入口の燃焼ガス温度がひとこ
ろの１１００℃から１３００℃を経て１５００℃以上に
なりつつあり、これに伴って単機容量が大型化する傾向
にある。In a recent gas turbine plant, the temperature of the combustion gas at the inlet of the gas turbine is increasing from 1,100 ° C. to 1,300 ° C., and then to 1,500 ° C. or more. Tend to.
【０００９】単機容量が大型化すると、各ホイールディ
スク５，１２のうち、例えば圧縮機軸１のホイールディ
スク５は、図２２に示すように、動翼４ａを備えた一方
のホイールディスク５ａと動翼４ｂを備えた隣りのホイ
ールディスク５ｂをボルト穴９を介してタイボルト１０
で締結させる際、中間部分のリム部７ａ，７ｂの接触部
分を従来通りの少ない接触面積に維持させておくと、曲
げこわさ（剛性）が少ないことも手伝って、運転中に発
生する遠心力等に抗することが難しくなり、危険状態に
なる可能性がある。When the capacity of a single machine is increased, of the wheel disks 5 and 12, for example, the wheel disk 5 of the compressor shaft 1 is, as shown in FIG. The adjacent wheel disc 5b provided with the tie bolts 10b
If the contact portions of the rim portions 7a and 7b in the intermediate portion are maintained in the same small contact area as in the past, the bending stiffness (rigidity) is small, and the centrifugal force and the like generated during operation are reduced. Can be difficult to deal with and can be dangerous.
【００１０】また、一般に、ガスタービンプラントは、
その軸振動がガスタービンロータ、軸受、軸受支持構造
の３種類の軸系の振動特性に支配されており、そのうち
の一つであるガスタービンロータの固有振動数が低い
と、軸系の危険速度も低くなることが知られている。こ
のため、従来のガスタービンプラントでは、使用回転速
度の範囲内に一次危険速度を置き、二次危険速度を使用
回転速度よりも高い速度に設定している。In general, a gas turbine plant is
The shaft vibration is governed by the vibration characteristics of three types of shaft systems, a gas turbine rotor, a bearing, and a bearing support structure. If the natural frequency of one of the gas turbine rotors is low, the critical speed of the shaft system is reduced. Is also known to be low. For this reason, in the conventional gas turbine plant, the primary critical speed is set within the range of the operating rotational speed, and the secondary critical speed is set to a speed higher than the operating rotational speed.
【００１１】しかし、最近のように単機容量が大型化
し、これに伴ってホイールディスク５ａ，５ｂの質量重
量が増加し、固有振動数が低くなってくると、ガスター
ビンロータは、図２３に示すように、使用回転速度が二
次危険速度に接近するかあるいは二次危険速度の範囲に
入るかするおそれがあり、タイボルト１０等の構成部品
を破損させる可能性がある。なお、図２３中、横軸はガ
スタービンロータの回転速度を、縦軸に軸振動振幅をそ
れぞれ示している。However, recently, when the capacity of a single unit is increased, and the mass and weight of the wheel discs 5a and 5b are increased and the natural frequency is lowered, the gas turbine rotor is shown in FIG. Thus, there is a possibility that the operating rotational speed approaches the secondary critical speed or falls within the range of the secondary critical speed, and there is a possibility that components such as the tie bolts 10 may be damaged. In FIG. 23, the horizontal axis indicates the rotation speed of the gas turbine rotor, and the vertical axis indicates the shaft vibration amplitude.
【００１２】このように、ガスタービンロータは、ホイ
ールディスク５ａ，５ｂの質量重量の増加に伴って固有
振動数が低くなった場合、その低くなった分の固有振動
数を高める何らかの対策を講じ、二次危険速度から離調
させることが必要とされる。As described above, in the gas turbine rotor, when the natural frequency is reduced due to the increase in the mass and weight of the wheel disks 5a and 5b, some measures are taken to increase the natural frequency by the reduced amount. Detuning from the secondary critical speed is required.
【００１３】本発明は、このような背景技術に照してな
されたもので、各ホイールディスクの質量重量を調整
し、使用回転速度から危険速度を離調させ、運転中に発
生する軸振動を低く抑えたガスタービンロータを提供す
ることを目的とする。The present invention has been made in light of such background art, and adjusts the mass and weight of each wheel disc, detunes the critical speed from the used rotational speed, and reduces the shaft vibration generated during operation. It is an object of the present invention to provide a gas turbine rotor that is kept low.
【００１４】また、本発明は、各ホイールディスクを組
立後の静止状態時、振動特性を把握し、計算によって運
転中の振動特性を予測し、偏差が出た場合、偏差に修正
を加えて運転中に発生する軸振動を低く抑えるガスター
ビンロータの軸振動調整方法を提供することを目的とす
る。Further, according to the present invention, when each wheel disk is in a stationary state after assembly, the vibration characteristics are grasped, the vibration characteristics during operation are predicted by calculation, and if a deviation is found, the deviation is corrected and corrected. An object of the present invention is to provide a method for adjusting shaft vibration of a gas turbine rotor that suppresses shaft vibration generated therein.
【００１５】[0015]
【課題を解決するための手段】本発明に係るガスタービ
ンロータは、上記目的を達成するために、請求項１に記
載したように、ホイールディスクを軸方向に沿って積層
したガスタービンロータにおいて、上記一方のホイール
ディスクのリム部と上記隣りのホイールディスクのリム
部との外径側に離調手段を設けたものである。According to a first aspect of the present invention, there is provided a gas turbine rotor in which wheel disks are stacked along an axial direction. A detuning means is provided on the outer diameter side of the rim portion of the one wheel disc and the rim portion of the adjacent wheel disc.
【００１６】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項２に記載したよ
うに、ホイールディスクを軸方向に沿って積層したガス
タービンロータにおいて、上記一方のホイールディスク
のリム部と上記隣りのホイールディスクのリム部との外
径側に形成した凹陥部と、この凹陥部に組み込んだ離調
手段とを備えたものである。According to a second aspect of the present invention, there is provided a gas turbine rotor according to a second aspect of the present invention, wherein the one wheel is provided in a gas turbine rotor in which wheel disks are stacked in an axial direction. It has a recess formed on the outer diameter side of the rim of the disc and the rim of the adjacent wheel disc, and detuning means incorporated in the recess.
【００１７】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項３に記載したよ
うに、離調手段は、円筒状のスリーブであることを特徴
とするものである。In order to achieve the above object, the gas turbine rotor according to the present invention is characterized in that the detuning means is a cylindrical sleeve. .
【００１８】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項４に記載したよ
うに、円筒状のスリーブに、その内径側の周方向に沿っ
て連続的に形成する突き出し片を設けたものである。In order to achieve the above object, the gas turbine rotor according to the present invention is formed on a cylindrical sleeve continuously along a circumferential direction on an inner diameter side thereof. That is, a protruding piece is provided.
【００１９】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項５に記載したよ
うに、円筒状のスリーブに、その内径側の周方向に沿っ
て断続的に形成する突き出し片を設けたものである。In order to achieve the above object, a gas turbine rotor according to the present invention is formed on a cylindrical sleeve intermittently along a circumferential direction on an inner diameter side thereof. That is, a protruding piece is provided.
【００２０】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項６に記載したよ
うに、ホイールディスクを軸方向に沿って積層したガス
タービンロータにおいて、上記一方のホイールディスク
のリム部と上記隣りのホイールディスクのリム部との間
に支持片を介装して二重筒のスリーブを設けたものであ
る。According to a sixth aspect of the present invention, in the gas turbine rotor according to the present invention, in the gas turbine rotor in which wheel discs are stacked along the axial direction, the one wheel is provided. A double-tube sleeve is provided between the rim portion of the disk and the rim portion of the adjacent wheel disk with a support piece interposed therebetween.
【００２１】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項７に記載したよ
うに、ホイールディスクを軸方向に沿って積層したガス
タービンロータにおいて、上記一方のホイールディスク
のリム部と上記隣りのホイールディスクのリム部との内
径側に離調手段を設けたものである。In order to achieve the above object, a gas turbine rotor according to the present invention is characterized in that, in the gas turbine rotor in which wheel disks are laminated along an axial direction, the one wheel is provided. The detuning means is provided on the inner diameter side of the rim portion of the disc and the rim portion of the adjacent wheel disc.
【００２２】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項８に記載したよ
うに、離調手段は、円筒状のスリーブにするとともに、
円筒状のスリーブの外径側に突き出し形を設けたもので
ある。Further, in the gas turbine rotor according to the present invention, in order to achieve the above object, the detuning means may be a cylindrical sleeve,
A protrusion is provided on the outer diameter side of a cylindrical sleeve.
【００２３】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項９に記載したよ
うに、離調手段は、円筒状のスリーブにするとともに、
円筒状のスリーブにスリットを形成したものである。In order to achieve the above object, in the gas turbine rotor according to the present invention, the detuning means is a cylindrical sleeve,
A slit is formed in a cylindrical sleeve.
【００２４】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項１０に記載した
ように、離調手段は、分割片を環状に形成し、各分割片
を連結部材で結んだものである。In order to achieve the above object, in the gas turbine rotor according to the present invention, as described in claim 10, the detuning means forms the split pieces in a ring shape and connects each split piece to a connecting member. It is tied with.
【００２５】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項１１に記載した
ように、離調手段は、円筒状のスリーブにするととも
に、円筒状のスリーブの外径側に歯車状片を設けたもの
である。Further, in order to achieve the above object, in the gas turbine rotor according to the present invention, the detuning means is a cylindrical sleeve, and the detuning means is provided outside the cylindrical sleeve. A gear-shaped piece is provided on the radial side.
【００２６】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項１２に記載した
ように、離調手段は、円筒状のスリーブにするととも
に、円筒状のスリーブの外径側に梨地部を形成したもの
である。According to a twelfth aspect of the gas turbine rotor according to the present invention, in order to achieve the above object, the detuning means comprises a cylindrical sleeve and an outer part of the cylindrical sleeve. A satin portion is formed on the radial side.
【００２７】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項１３に記載した
ように、離調手段は、円筒状のスリーブにするととも
に、円筒状のスリーブの外径側に波状突起部を設けたも
のである。In order to achieve the above object, in the gas turbine rotor according to the present invention, the detuning means is a cylindrical sleeve, and the detuning means is provided outside the cylindrical sleeve. A wavy projection is provided on the radial side.
【００２８】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項１４に記載した
ように、離調手段は、円筒状のスリーブにするととも
に、円筒状のスリーブの肉厚部分の断面をリム部の内径
側形状に合わせて傾斜面に形成したものである。In order to achieve the above object, in the gas turbine rotor according to the present invention, the detuning means is a cylindrical sleeve and the thickness of the cylindrical sleeve is reduced. The cross section of the thick portion is formed on an inclined surface according to the inner diameter side shape of the rim portion.
【００２９】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項１５に記載した
ように、円筒状のスリーブをホイールディスクよりも比
重の軽い材料を選定したものである。Further, in the gas turbine rotor according to the present invention, in order to achieve the above object, the cylindrical sleeve is made of a material having a specific gravity lighter than that of the wheel disk. .
【００３０】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項１６に記載した
ように、ホイールディスクを軸方向に沿って積層したガ
スタービンロータにおいて、上記一方のホイールディス
クのリム部と上記隣りのホイールディスクのリム部とに
インロー部を形成したものである。In order to achieve the above object, a gas turbine rotor according to the present invention is a gas turbine rotor in which wheel disks are stacked along the axial direction. A spigot portion is formed on the rim portion of the disc and the rim portion of the adjacent wheel disc.
【００３１】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項１７に記載した
ように、ホイールディスクを軸方向に沿って積層したガ
スタービンロータにおいて、上記一方のホイールディス
クのリム部に傾斜部を形成するとともに、上記隣りのホ
イールディスクのリム部に傾斜部を形成したものであ
る。In order to achieve the above object, a gas turbine rotor according to the present invention is characterized in that, in the gas turbine rotor in which wheel disks are stacked along the axial direction, the one wheel is provided. An inclined portion is formed on the rim portion of the disk, and an inclined portion is formed on the rim portion of the adjacent wheel disk.
【００３２】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項１８に記載した
ように、ホイールディスクを軸方向に沿って積層したガ
スタービンロータにおいて、上記一方のホイールディス
クのリム部と上記隣りのホイールディスクのリム部との
外径側にスリーブを設けるとともに、上記一方のホイー
ルディスクおよび上記隣りのホイールディスクを線膨張
係数の大きい材料を選定し、上記スリーブを線膨張係数
の小さい材料を選定したものである。In order to achieve the above object, a gas turbine rotor according to the present invention is characterized in that, in the gas turbine rotor in which wheel disks are stacked along the axial direction, the one wheel A sleeve is provided on the outer diameter side of the rim portion of the disc and the rim portion of the adjacent wheel disc, and a material having a large linear expansion coefficient is selected for the one wheel disc and the adjacent wheel disc. A material having a small expansion coefficient was selected.
【００３３】また、本発明に係るガスタービンロータ
は、上記目的を達成するために、請求項１９に記載した
ように、軸継手部を介してタービン軸と圧縮機軸とを軸
直結させたガスタービンロータにおいて、上記圧縮機軸
の後流段落に離調手段を設けたものである。In order to achieve the above object, a gas turbine rotor according to the present invention has a gas turbine in which a turbine shaft and a compressor shaft are directly connected via a shaft coupling part. In the rotor, detuning means is provided in a downstream stage of the compressor shaft.
【００３４】また、本発明に係るガスタービンロータの
軸振動調整方法は、上記目的を達成するために、請求項
２０に記載したように、ガスタービンロータの運転前
に、離調手段を備えたガスタービンロータの固有振動
数、遠心力、軸受特性等のデータに基づいて軸振動解析
を行い、解析した軸振動からガスタービンロータの危険
速度を算出し、算出したガスタービンロータの危険速度
と使用回転数を突き合せ、偏差が出たとき、離調手段を
調整し、離調手段を調整後、ガスタービンロータの固有
振動数をチェックし、さらにガスタービンロータの危険
速度をチェックする方法である。In order to achieve the above object, the method for adjusting the shaft vibration of a gas turbine rotor according to the present invention includes a detuning means before the operation of the gas turbine rotor. Performs shaft vibration analysis based on data such as the natural frequency, centrifugal force, and bearing characteristics of the gas turbine rotor, calculates the critical speed of the gas turbine rotor from the analyzed shaft vibration, and uses the calculated critical speed and usage of the gas turbine rotor. This method is to check the natural frequency of the gas turbine rotor and further check the critical speed of the gas turbine rotor after adjusting the detuning means and adjusting the detuning means when a deviation is found. .
【００３５】また、本発明に係るガスタービンロータの
軸振動調整方法は、上記目的を達成するために、請求項
２１に記載したように、ガスタービンロータの運転前
に、ガスタービンロータの振動値を予め定められたガス
タービンロータの軸振動制限値とを突き合せ、偏差が出
たとき、離調手段を調整し、離調手段を調整後、ガスタ
ービンロータの固有振動数をチェックし、さらにガスタ
ービンロータの危険速度をチェックする方法である。According to a second aspect of the present invention, there is provided a method for adjusting the shaft vibration of a gas turbine rotor, wherein the vibration value of the gas turbine rotor is controlled before the gas turbine rotor is operated. Is compared with a predetermined shaft vibration limit value of the gas turbine rotor, and when a deviation occurs, the detuning means is adjusted, and after adjusting the detuning means, the natural frequency of the gas turbine rotor is checked. This is a method for checking the critical speed of the gas turbine rotor.
【００３６】[0036]
【発明の実施の形態】以下、本発明に係るガスタービン
ロータおよびその軸振動調整方法の実施形態を図面およ
び図中に付した符号を引用して説明する。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a perspective view of a gas turbine rotor and a shaft vibration adjusting method according to the present invention.
【００３７】図１は、本発明に係るガスタービンロータ
の第１実施形態を示す概略部分断面図である。なお、本
実施形態に係るガスタービンロータは、圧縮機に適用し
た例として説明するが、タービンにも適用することがで
きる。FIG. 1 is a schematic partial sectional view showing a first embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention. The gas turbine rotor according to the present embodiment will be described as an example applied to a compressor, but may be applied to a turbine.
【００３８】本実施形態に係るガスタービンロータは、
動翼１５を備えたホイールディスク１６を軸方向に沿っ
て積み重ねた積層型になっている。The gas turbine rotor according to the present embodiment has
It is a lamination type in which wheel discs 16 each having a moving blade 15 are stacked along the axial direction.
【００３９】ホイールディスク１６のうち、一方のホイ
ールディスク１６ａおよび隣りのホイールディスク１６
ｂは、ともに動翼１５ａ，１５ｂ側にリム部１７ａ，１
７ｂを、中間部分にリム部１８ａ，１８ｂを、さらに中
心軸側ＣＬにリム部１９ａ，１９ｂをそれぞれ備えた、
いわゆるダブルＩ型形状に構成されている。Of the wheel disks 16, one wheel disk 16a and the adjacent wheel disk 16
b is a rim portion 17a, 1 on the rotor blade 15a, 15b side.
7b, rim portions 18a and 18b in the middle portion, and rim portions 19a and 19b on the central axis side CL, respectively.
It has a so-called double I shape.
【００４０】ダブルＩ型形状に構成されたホイールディ
スク１６ａ，１６ｂは、動翼１５ａ，１５ｂ側のリム部
１７ａ，１７ｂの間に空間部分Ｃを形成するとともに、
中間部分のリム部１８ａ，１８ｂをボルト穴２０を介し
て挿通するタイボルト２１で互いに接触させる一方、中
心軸ＣＬのリム部１９ａ，１９ｂを互いに階段状の段部
２２に形成し、位置決めとして嵌合させる構成になって
いる。The wheel disks 16a and 16b formed in the double I shape form a space C between the rims 17a and 17b on the moving blades 15a and 15b side.
The rim portions 18a and 18b of the intermediate portion are brought into contact with each other by tie bolts 21 inserted through the bolt holes 20, while the rim portions 19a and 19b of the central axis CL are formed in stepped portions 22 having a stepped shape and fitted as positioning. It is configured to be.
【００４１】また、動翼１５ａを備えた一方のホイール
ディスク１６ａと動翼１５ｂを備えた隣りのホイールデ
ィスク１６ｂとの間に形成した空間部分Ｃには、各ホイ
ールディスク１６ａ，１６ｂの周方向に沿って包囲する
円筒状のスリーブ２３が設けられている。A space C formed between one wheel disk 16a having the moving blades 15a and an adjacent wheel disk 16b having the moving blades 15b extends in the circumferential direction of each wheel disk 16a, 16b. A cylindrical sleeve 23 is provided so as to surround it.
【００４２】このスリーブ２３は、その内径側から中心
軸ＣＬまでの半径をＲ2 とし、各ホイールディスク１６
ａ，１６ｂにおけるリム部１７ａ，１７ｂの外径側から
中心軸ＣＬまでの半径Ｒ1 とするとき、Ｒ2 ≧Ｒ1 の関
係を満たすように各ホイールディスク１６ａ，１６ｂを
覆設する構成になっている。つまり、スリーブ２３は、
組立て当初、各リム部１７ａ，１７ｂに対し、極く僅か
に隙間を持たせるか、あるいは緩く接触させるかして組
み立てられている。The sleeve 23 has a radius R 2 from the inner diameter side to the center axis CL, and each wheel disc 16
a, when the radius R 1 of the rim portion 17a, the outer diameter side of 17b to the center axis CL in 16b, becomes the wheel disc 16a so as to satisfy the relationship R 2 ≧ R 1, and 16b to the structure of Kutsugae設ing. That is, the sleeve 23
At the beginning of the assembly, the rims 17a and 17b are assembled with an extremely small gap or a loose contact.
【００４３】このような構成を備えたガスタービンロー
タにおいて、ホイールディスク１６ａ，１６ｂは、運転
中、外側（半径方向）に向って遠心力Ｆ1 ，Ｆ2 が発生
すると同時に、スリーブ２３も外側に向って遠心力Ｆ3
が発生する。この場合、ホイールディスク１６ａ，１６
ｂは、スリーブ２３に較べて質量重量が大きくなってい
るので、遠心力Ｆ1 ，Ｆ2 もスリーブ２３の遠心力Ｆ3
に較べて相対的に大きくなる。ホイールディスク１６
ａ，１６ｂの遠心力Ｆ1 ，Ｆ2 の方が大きいと、各ホイ
ールディスク１６ａ，１６ｂにおけるリム部１７ａ，１
７ｂの外径側は、スリーブ２３の内径側に強く接触す
る。このため、ガスタービンロータは、リム部１７ａ，
１７ｂの外径側のスリーブ２３の内径側に対する付着力
を増加させるとともに、各ホイールディスク１６ａ，１
６ｂの中間部分における一方のリム部１８ａと隣りのリ
ム部１８ｂとの合せ面２３の付着力も増加させる。In the gas turbine rotor having such a configuration, the wheel disks 16a and 16b generate centrifugal forces F 1 and F 2 toward the outside (radially) during operation, and at the same time, the sleeve 23 also moves outward. Centrifugal force F 3 toward
Occurs. In this case, the wheel discs 16a, 16
Since b has a larger mass and weight than the sleeve 23, the centrifugal forces F 1 and F 2 are also higher than the centrifugal force F 3 of the sleeve 23.
Is relatively large compared to. Wheel disc 16
If the centrifugal forces F 1 , F 2 of the wheel discs 16a, 16b are larger, the rim portions 17a, 1
The outer diameter side of 7b contacts the inner diameter side of the sleeve 23 strongly. For this reason, the gas turbine rotor has a rim portion 17a,
In addition to increasing the adhesion of the outer diameter side of the sleeve 17b to the inner diameter side of the sleeve 23, each wheel disc 16a, 1
The adhesive force of the mating surface 23 between the one rim portion 18a and the adjacent rim portion 18b in the intermediate portion of 6b is also increased.
【００４４】このように、本実施形態は、スリーブ２３
と動翼１５ａ，１５ｂ側のリム部１７ａ，１７ｂとの付
着力を増加させるとともに、中間部分のリム部１８ａ，
１８ｂにおける合せ面２４の付着力を増加させたので、
各ホイールディスク１６ａ，１６ｂの剛性を増加させる
ことができる。As described above, in the present embodiment, the sleeve 23
And the rims 17a, 17b on the rotor blades 15a, 15b side, and the rims 18a, 18b,
Since the adhesive force of the mating surface 24 at 18b has been increased,
The rigidity of each wheel disc 16a, 16b can be increased.
【００４５】したがって、本実施形態では、動翼１５
ａ，１５ｂ側のリム部１７ａ，１７ｂの外側にスリーブ
２３を覆設し、各ホイールディスク１６ａ，１６ｂの剛
性を増加させたので、軸振動を低く抑えることができ、
二次危険速度から離調させてホイールディスクを安定状
態で運転させることができる。Therefore, in this embodiment, the moving blade 15
Since the sleeve 23 is provided outside the rim portions 17a and 17b on the a and 15b sides to increase the rigidity of the wheel discs 16a and 16b, the shaft vibration can be suppressed low.
The wheel disc can be operated in a stable state by detuning from the secondary critical speed.
【００４６】図２は、本発明に係るガスタービンロータ
の第１実施形態における第１変形例を示す一部切欠概略
部分断面図である。なお、第１実施形態の構成部分と同
一部分には同一符号を付す。FIG. 2 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a first modification of the first embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention. The same components as those of the first embodiment are denoted by the same reference numerals.
【００４７】本実施形態に係るガスタービンロータは、
動翼１５ａを備えたホイールディスク１６ａのリム部１
７ａと、動翼１５ｂを備えたホイールディスク１６ｂの
リム部１７ｂとのそれぞれに凹陥部２５，２５を形成す
るとともに、凹陥部２５，２５にスリーブ２３を組み込
んだものである。The gas turbine rotor according to the present embodiment is
Rim part 1 of wheel disc 16a provided with moving blade 15a
7a and a rim portion 17b of a wheel disk 16b provided with a rotor blade 15b are formed with recesses 25, 25, respectively, and the sleeves 23 are incorporated in the recesses 25, 25.
【００４８】このように、本実施形態は、各ホイールデ
ィスク１６ａ，１６ｂのリム部１７ａ，１７ｂに凹陥部
２５，２５を形成し、凹陥部２５，２５にスリーブ２３
を組み込み、運転中に発生する遠心力でリム部１７ａ，
１７ｂとスリーブ２３との付着力で各ホイールディスク
１６ａ，１６ｂの剛性を増加させたので、ガスタービン
ロータの軸振動を低く抑えることができ、二次危険速度
から離調させてガスタービンロータを安定状態で運転さ
せることができる。As described above, according to the present embodiment, the concave portions 25, 25 are formed in the rim portions 17a, 17b of the respective wheel disks 16a, 16b, and the sleeves 23 are formed in the concave portions 25, 25.
And the rim portion 17a,
Since the rigidity of each wheel disk 16a, 16b is increased by the adhesive force between the sleeve 17b and the sleeve 23, the axial vibration of the gas turbine rotor can be suppressed low, and the gas turbine rotor is detuned from the secondary critical speed to stabilize the gas turbine rotor. It can be operated in the state.
【００４９】図３は、本発明に係るガスタービンロータ
の第１実施形態における第２変形例を示す一部切欠概略
部分断面図である。なお、第１実施形態の構成部分と同
一部分には同一符号を付す。FIG. 3 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a second modification of the first embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention. The same components as those of the first embodiment are denoted by the same reference numerals.
【００５０】本実施形態に係るガスタービンロータは、
第１実施形態と同様に、動翼１５ａを備えた一方のホイ
ールディスク１６ａと動翼１５ｂを備えた隣りホイール
ディスク１６ｂとの間に形成した空間部分Ｃを利用して
各ホイールディスク１６ａ，１６ｂの周方向に沿って包
囲する円筒状のスリーブ２３を設け、このスリーブ２３
の内径側の中間部分に周方向の全域に沿って突き出し片
２６を設けたものである。The gas turbine rotor according to the present embodiment has
Similarly to the first embodiment, each of the wheel disks 16a, 16b has a space portion C formed between one wheel disk 16a having the blade 15a and an adjacent wheel disk 16b having the blade 15b. A cylindrical sleeve 23 is provided surrounding the sleeve 23 along the circumferential direction.
A protruding piece 26 is provided along the entire area in the circumferential direction at an intermediate portion on the inner diameter side of the diaper.
【００５１】このように、本実施形態は、一方のホイー
ルディスク１６ａと隣りのホイールディスク１６ｂとの
間に形成された空間部分Ｃを利用して各ホイールディス
ク１６ａ，１６ｂの周方向に沿って包囲する円筒状のス
リーブ２３を設け、このスリーブ２３の内径側の中間部
分に周方向の全域に沿って突き出し片２６を設けて各ホ
イールディスク１６ａ，１６ｂの剛性を増加させたの
で、ガスタービンロータの軸振動を低く抑えることがで
き、二次危険速度から離調させてガスタービンロータを
安定状態で運転させることができる。なお、本実施形態
では、スリーブ２３の内径側の中間部分に周方向の全域
に沿って突き出し片２６を設けているが、突き出し片２
６に代えて図４に示すように、円筒状のスリーブ２３の
周方向に沿って断続的に突き出し片２７を設けてもよ
く、また、図５に示すように、各スリーブ２３ａ，２３
ｂを支持する支持片２３ｃを備えた二重筒状のスリーブ
２３を設けてもよい。両者は、ともに各ホイールディス
ク１６ａ，１６ｂの剛性を増加させることができるの
で、ガスタービンロータの軸振動を低く抑えることがで
きる。As described above, according to the present embodiment, the space is formed along the circumferential direction of each wheel disk 16a, 16b by utilizing the space portion C formed between one wheel disk 16a and the adjacent wheel disk 16b. The rigidity of each of the wheel discs 16a and 16b is increased by providing a protruding piece 26 along the entire area in the circumferential direction at an intermediate portion on the inner diameter side of the sleeve 23 so as to increase the rigidity of the gas turbine rotor. The shaft vibration can be suppressed low, and the gas turbine rotor can be operated in a stable state by detuning from the secondary critical speed. In the present embodiment, the protruding piece 26 is provided along the entire area in the circumferential direction at the intermediate portion on the inner diameter side of the sleeve 23.
4, a projecting piece 27 may be provided intermittently along the circumferential direction of the cylindrical sleeve 23, as shown in FIG. 4, and as shown in FIG.
A double cylindrical sleeve 23 provided with a support piece 23c for supporting b may be provided. Both can increase the rigidity of each of the wheel disks 16a and 16b, so that the axial vibration of the gas turbine rotor can be suppressed low.
【００５２】図６は、本発明に係るガスタービンロータ
の第２実施形態を示す一部切欠概略部分断面図である。
なお、第１実施形態の構成部分と同一部分には同一符号
を付す。FIG. 6 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a second embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention.
The same components as those of the first embodiment are denoted by the same reference numerals.
【００５３】本実施形態に係るガスタービンロータは、
動翼１５ａを備えた一方のホイールディスク１６ａのリ
ム部１７ａと動翼１５ｂを備えた隣りのホイールディス
ク１６ｂのリム部１７ｂとの内径側に、各ホイールディ
スク１６ａ，１６ｂの周方向に沿って円筒状のスリーブ
２３を設けたものである。この場合、スリーブ２３は、
組立て当初、各リム部１７ａ，１７ｂの内径側に対し、
極く僅かに隙間を持たせるか、あるいは緩く接触させる
かして組み立てられている。また、スリーブ２３は、運
転中に発生する遠心力を利用して各ホイールディスク１
６ａ，１６ｂのそれぞれにおけるリム部１７ａ，１７ｂ
に強い付着力を与えることができるように、各ホイール
ディスク１６ａ，１６ｂに較べて比重の軽い材質が選定
されている。The gas turbine rotor according to this embodiment is
On the inner diameter side of the rim portion 17a of one wheel disk 16a having the moving blade 15a and the rim portion 17b of the adjacent wheel disk 16b having the moving blade 15b, a cylinder is formed along the circumferential direction of each of the wheel disks 16a and 16b. A sleeve 23 is provided. In this case, the sleeve 23
Initially, with respect to the inner diameter side of each rim portion 17a, 17b,
Assembled with very little clearance or loose contact. In addition, the sleeve 23 uses the centrifugal force generated during operation to control each wheel disc 1.
Rim portions 17a, 17b in each of 6a, 16b
A material having a lower specific gravity than each of the wheel discs 16a and 16b is selected so that a strong adhesive force can be given to the wheel discs.
【００５４】このように、本実施形態は、各ホイールデ
ィスク１６ａ，１６ｂのそれぞれにおけるリム部１７
ａ，１７ｂの内径側にスリーブ２３を装着し、運転中に
発生する遠心力を利用して各リム部１７ａ，１７ｂに強
い付着力を与えて各ホイールディスク１６ａ，１６ｂの
剛性を増加させたので、ガスタービンロータの軸振動を
低く抑えることができ、二次危険速度から離調させてガ
スタービンロータ・を安定状態で運転させることができ
る。As described above, in the present embodiment, the rim portion 17 in each of the wheel discs 16a and 16b is provided.
Since the sleeve 23 is mounted on the inner diameter side of the a and 17b, and the centrifugal force generated during operation is used to apply a strong adhesive force to each of the rim portions 17a and 17b to increase the rigidity of each of the wheel discs 16a and 16b. Thus, the shaft vibration of the gas turbine rotor can be kept low, and the gas turbine rotor can be operated in a stable state by detuning from the secondary critical speed.
【００５５】図７は、本発明に係るガスタービンロータ
の第２実施形態における第１変形例を示す一部切欠概略
部分断面図である。なお、第１実施形態および第２実施
形態の構成部分と同一部分には同一符号を付す。FIG. 7 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a first modification of the second embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention. The same parts as those in the first and second embodiments are denoted by the same reference numerals.
【００５６】本実施形態に係るガスタービンロータは、
動翼１５ａを備えた一方のホイールディスク１６ａのリ
ム部１７ａと動翼１５ｂを備えた隣りのホイールディス
ク１６ｂのリム部１７ｂとの内径側に、各ホイールディ
スク１６ａ，１６ｂの周方向に沿ってスリーブ２３を設
けるとともに、スリーブ２３の中間部分に各リム部１７
ａ，１７ｂの外径側に向って突き出し片２８を設けたも
のである。The gas turbine rotor according to the present embodiment has
Sleeves are provided along the circumferential direction of each wheel disk 16a, 16b on the inner diameter side of the rim portion 17a of one wheel disk 16a having the moving blade 15a and the rim portion 17b of the adjacent wheel disk 16b having the moving blade 15b. 23, and each rim portion 17 is provided at an intermediate portion of the sleeve 23.
Projection pieces 28 are provided toward the outer diameter sides of a and 17b.
【００５７】このように、本実施形態は、各ホイールデ
ィスク１６ａ，１６ｂのそれぞれにおけるリム部１７
ａ，１７ｂの内径側に、突き出し片２８を備えたスリー
ブ２３を装着し、運転中に発生する遠心力を利用して各
リム部１７ａ１７ｂに強い付着力を与えて各ホイールデ
ィスク１６ａ，１６ｂの剛性を増加させたので、ガスタ
ービンロータの軸振動を低く抑えることができ、二次危
険速度から離調させてガスタービンロータを安定状態で
運転させることができる。なお、本実施形態では、スリ
ーブ２３の外径側に突き出し片２８を設けているが、突
き出し片２８に代えて、図８に示すように、スリーブ２
３にスリット２９を形成し、運転中にスリーブ２３を外
側に向って膨出させて各リム部１７ａ，１７ｂに対し付
着力を与えてもよく、また、図９に示すように、スリー
ブ２３を分割片３０ａ，３０ｂに形成し、各片３０ａ，
３０ｂを連結部材３１で結んでもよく、図１０に示すよ
うにスリーブ２３の外側に向って歯車片３１ａを設けて
もよく、また、図１１に示すように、スリーブ２３の外
側を梨地部３２に形成してもよく、また、図１２に示す
ように、スリーブ２３の外側を波状突起部３３に形成し
てもよい。これらは、いずれも運転中に発生する遠心力
を利用して各ホイールディスク１６ａ，１６ｂのリム部
１７ａ，１７ｂに強い付着力を与えて各ホイールディス
ク１６ａ，１６ｂの剛性を増加させることができる。As described above, in the present embodiment, the rim portion 17 in each of the wheel discs 16a and 16b is provided.
A sleeve 23 provided with a protruding piece 28 is mounted on the inner diameter side of each of the wheel discs 16a and 16b. , The axial vibration of the gas turbine rotor can be suppressed low, and the gas turbine rotor can be operated in a stable state by detuning from the secondary critical speed. In the present embodiment, the protruding piece 28 is provided on the outer diameter side of the sleeve 23, but instead of the protruding piece 28, as shown in FIG.
3, a slit 29 may be formed to expand the sleeve 23 toward the outside during operation to give an adhesive force to each of the rim portions 17a and 17b. Further, as shown in FIG. Formed into divided pieces 30a, 30b, each piece 30a,
30b may be connected by a connecting member 31, a gear piece 31a may be provided toward the outside of the sleeve 23 as shown in FIG. 10, and the outside of the sleeve 23 may be connected to the satin portion 32 as shown in FIG. Alternatively, as shown in FIG. 12, the outside of the sleeve 23 may be formed on the wavy projection 33. All of these can increase the rigidity of each wheel disc 16a, 16b by applying a strong adhesive force to the rim portions 17a, 17b of each wheel disc 16a, 16b using the centrifugal force generated during operation.
【００５８】図１３は、本発明に係るガスタービンロー
タの第３実施形態を示す一部切欠概略部分断面図であ
る。なお、第１実施形態の構成部分と同一部分には同一
符号を付す。FIG. 13 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a third embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention. The same components as those of the first embodiment are denoted by the same reference numerals.
【００５９】本実施形態に係るガスタービンロータは、
動翼１５ａを備えた一方のホイールディスク１６ａのリ
ム部１７ａと動翼１５ｂを備えた隣りのホイールディス
ク１６ｂのリム部１７ｂとの内径側に、円筒状のスリー
ブ２３を装着したものである。また、この円筒状のスリ
ーブ２３は、その肉厚部分の断面を、各リム部１７ａ，
１７ｂの内径側形状に合わせて傾斜面３５に形成され
る。さらに、円筒状のスリーブ２３は、リム部１７ａ，
１７ｂ間の空間部分を利用する場合、傾斜面３５に形成
した肉厚部分の頭部側に突き出し部３４を一体として形
成してもよい。The gas turbine rotor according to the present embodiment has
A cylindrical sleeve 23 is mounted on the inner diameter side of the rim portion 17a of one wheel disk 16a having the moving blade 15a and the rim portion 17b of the adjacent wheel disk 16b having the moving blade 15b. In addition, the cylindrical sleeve 23 has a cross section of a thick portion thereof which is formed by each rim portion 17a,
17b is formed on the inclined surface 35 according to the inner diameter side shape. Further, the cylindrical sleeve 23 has a rim portion 17a,
When using the space between 17b, the protrusion 34 may be integrally formed on the head side of the thick portion formed on the inclined surface 35.
【００６０】このように、本実施形態は、各ホイールデ
ィスク１６ａ，１６ｂのそれぞれにおけるリム部１７
ａ，１７ｂの内径側に、肉厚部分の断面を各リム部１７
ａ，１７ｂの内径側形状に合わせて傾斜面３５に形成し
た円筒状のスリーブ２３を装着し、運転中に発生する遠
心力を利用して各リム部１７ａ，１７ｂに強い付着力を
与えて各ホイールディスク１６ａ，１６ｂの剛性を増加
させたので、ガスタービンロータの軸振動を低く抑える
ことができ、二次危険速度から離調させてガスタービン
ロータを安定状態で運転させることができる。なお、本
実施形態では、リム部１７ａ，１７ｂの内径側に、断面
を頂部に突き出し部３４を備えた台形部３５に形成した
円筒状のスリーブ２３を装着したが、台形部３５に形成
したスリーブ２３に突き出し部３４を備えた台形部３５
に形成した円筒状のスリーブ２３を装着したが、台形部
３５に形成したスリーブ２３に代えて図１４に示すよう
に、各リム部１７ａ，１７ｂのそれぞれにインロー部３
６ａ，３６ｂを形成し、インロー部３６で各リム部１７
ａ，１７ｂを接続させてもよく、図１５に示すように、
各リム部１７ａ，１７ｂに傾斜部３７ａ，３７ｂを形成
してもよい。これらは、ともに、各リム部１７ａ，１７
ｂに付着力を与えてたので、各ホイールディスク１６
ａ，１６ｂの剛性を増加させることができる。As described above, in the present embodiment, the rim portion 17 in each of the wheel discs 16a and 16b is provided.
a, 17b, the cross section of the thick portion is
The cylindrical sleeve 23 formed on the inclined surface 35 according to the inner diameter side shape of the a and 17b is mounted, and a strong adhesive force is applied to each of the rim portions 17a and 17b by utilizing centrifugal force generated during operation. Since the rigidity of the wheel disks 16a, 16b is increased, the shaft vibration of the gas turbine rotor can be suppressed low, and the gas turbine rotor can be operated in a stable state by detuning from the secondary critical speed. In the present embodiment, the cylindrical sleeve 23 formed in the trapezoidal portion 35 having the protruding portion 34 at the top is mounted on the inner diameter side of the rim portions 17a and 17b. A trapezoidal portion 35 having a protrusion 34 at 23
The cylindrical sleeve 23 formed on the rim portion 17a, 17b is attached to each of the rim portions 17a, 17b instead of the sleeve 23 formed on the trapezoidal portion 35, as shown in FIG.
6a and 36b are formed, and each rim 17
a and 17b may be connected, as shown in FIG.
Each of the rim portions 17a, 17b may be formed with inclined portions 37a, 37b. These are both the rim portions 17a, 17
b, so that each wheel disc 16
a, 16b can be increased in rigidity.
【００６１】図１６は、本発明に係るガスタービンロー
タの第４実施形態を示す一部切欠概略部分断面図であ
る。FIG. 16 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a fourth embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention.
【００６２】本実施形態に係るガスタービンロータは、
第１実施形態と構成を同一にするものではあるが、異な
る点として、スリーブ２３を線膨張係数の小さい材料、
例えばＣｒ−Ｍｏ−Ｖ鋼を選定するとともに、ホイール
ディスク１６ａ，１６ｂを線膨張係数の大きい材料、例
えば１８−８鋼を選定したものである。The gas turbine rotor according to the present embodiment is
Although the configuration is the same as that of the first embodiment, the difference is that the sleeve 23 is made of a material having a small linear expansion coefficient.
For example, Cr-Mo-V steel is selected, and a material having a large linear expansion coefficient, for example, 18-8 steel is selected for the wheel disks 16a and 16b.
【００６３】本実施形態は、スリーブ２３およびホイー
ルディスク１６ａ，１６ｂが運転中に高温燃焼ガスに晒
されており、これに伴って熱伸縮が発生することに着目
したもので、スリーブ２３の材料を線膨張係数の小さな
ものを選定するとともに、ホイールディスク１６ａ，１
６ｂの材料を線膨張係数の大きなものを選定し、運転中
に発生する熱膨張を利用してホイールディスク１６ａ，
１６ｂをスリーブ２３に付着させてその付着力を増加さ
せ、付着力の増加によりホイールディスク１６ａ，１６
ｂの剛性を増加させたものである。The present embodiment focuses on the fact that the sleeve 23 and the wheel discs 16a and 16b are exposed to high-temperature combustion gas during operation, and thermal expansion and contraction occurs with this. The one having a small linear expansion coefficient is selected, and the wheel disks 16a, 1
6b is selected from those having a large linear expansion coefficient, and the wheel disks 16a, 16a,
16b is adhered to the sleeve 23 to increase its adhesion, and the wheel disks 16a, 16
The rigidity of b is increased.
【００６４】したがって、本実施形態では、スリーブ２
３の材料を線膨張係数の小さいものを選定するととも
に、ホイールディスク１６ａ，１６ｂの材料を線膨張係
数の大きいものを選定し、運転中に発生する熱膨張を利
用してホイールディスク１６ａ，１６ｂのスリーブ２３
への付着力を与えてホイールディスク１６ａ，１６ｂの
剛性を増加させたので、ガスタービンロータの軸振動を
低く抑えることができ、二次危険速度から離調させてガ
スタービンロータを安定状態で運転させることができ
る。Therefore, in this embodiment, the sleeve 2
The material of the wheel disks 16a and 16b is selected by using a material having a small linear expansion coefficient for the material of the wheel disks 16a and 16b, and by using a material having a large linear expansion coefficient for the wheel disks 16a and 16b. Sleeve 23
The rigidity of the wheel discs 16a, 16b is increased by applying an adhesive force to the wheel discs, so that the shaft vibration of the gas turbine rotor can be suppressed low, and the gas turbine rotor is operated in a stable state by detuning from the secondary critical speed. Can be done.
【００６５】図１７は、本発明に係るガスタービンロー
タの第５実施形態を示す概略上半分断面図である。FIG. 17 is a schematic upper half sectional view showing a fifth embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention.
【００６６】本実施形態に係るガスタービンロータは、
軸継手部４１を介してタービン軸３８に軸直結させた圧
縮機３８のうち、圧縮機軸３９の後流段落に図１から図
１６で示した離調手段４０を設けたものである。The gas turbine rotor according to the present embodiment has
In the compressor 38 directly connected to the turbine shaft 38 via the shaft coupling portion 41, the detuning means 40 shown in FIGS. 1 to 16 is provided in the downstream stage of the compressor shaft 39.
【００６７】一般に、ガスタービンロータは、図１８に
示すように、圧縮機軸３９からタービン軸３８に向って
比較的大きな軸振動振幅と比較的小さな軸振動振幅とを
持った振動モードになっている。この場合、軸振動振幅
の小さい部分の剛性を高めても振動モードに影響を与え
ないが、軸振動振幅の大きい部分の剛性を高めると、振
動モードを変動させることが知られている。Generally, the gas turbine rotor is in a vibration mode having a relatively large shaft vibration amplitude and a relatively small shaft vibration amplitude from the compressor shaft 39 toward the turbine shaft 38, as shown in FIG. . In this case, it is known that increasing the rigidity of a portion having a small shaft vibration amplitude does not affect the vibration mode, but increasing the rigidity of a portion having a large shaft vibration amplitude changes the vibration mode.
【００６８】本実施形態は、このような点に着目したも
ので、圧縮機軸３９の後流段落に図１〜図１６で示した
離調手段４１を設けたものである。In this embodiment, attention is paid to such a point, and the detuning means 41 shown in FIGS. 1 to 16 is provided in the downstream stage of the compressor shaft 39.
【００６９】このように、本実施形態は、圧縮機軸３９
の後流段落に離調手段４１を設け、軸振動を低く抑えた
ので、ガスタービンロータを安定状態で運転させること
ができる。As described above, in the present embodiment, the compressor shaft 39
Since the detuning means 41 is provided in the downstream stage to reduce the shaft vibration, the gas turbine rotor can be operated in a stable state.
【００７０】図１９は、本発明に係るガスタービンロー
タの軸振動調整方法の第１実施形態を示すフロー図であ
る。FIG. 19 is a flowchart showing a first embodiment of the method for adjusting the shaft vibration of the gas turbine rotor according to the present invention.
【００７１】本実施形態に係るガスタービンロータの軸
振動調整方法は、ガスタービンロータの運転前に、計算
機部ＣＰＵに入力した離調手段を備えたガスタービンロ
ータの固有振動数、遠心力、軸受特性等のデータに基づ
いて軸振動解析（ステップ１）を行い、解析した軸振動
からガスタービンロータの危険速度を算出し（ステップ
２）、算出したガスタービンロータの危険速度と使用回
転数を突き合せ、偏差が出た場合、離調手段を切断また
は増加させ（ステップ３）、離調手段を調整後、再びガ
スタービンロータの固有振動数をチェックし（ステップ
４）、最後に、ガスタービンロータの危険速度のチェッ
ク（ステップ５）を行うものである。In the method for adjusting the shaft vibration of the gas turbine rotor according to the present embodiment, the natural frequency, the centrifugal force, and the bearing of the gas turbine rotor having the detuning means input to the computer CPU before the operation of the gas turbine rotor. A shaft vibration analysis (Step 1) is performed based on data such as characteristics, and a critical speed of the gas turbine rotor is calculated from the analyzed shaft vibration (Step 2). If there is a deviation, the detuning means is cut or increased (step 3), and after adjusting the detuning means, the natural frequency of the gas turbine rotor is checked again (step 4). (Step 5).
【００７２】このように、本実施形態は、ガスタービン
ロータの運転前に、計算機部ＣＰＵに入力したデータに
基づいて軸振動解析を行い（ステップ１）、ガスタービ
ンロータの危険速度を算出し（ステップ２）、算出した
ガスタービンロータの危険速度と使用回転数との間に偏
差が出た場合、離調手段を調整し（ステップ３）、ガス
タービンロータの固有振動数をチェックした（ステップ
４）後、ガスタービンロータの危険速度のチェック（ス
テップ５）を行うので、ガスタービンロータを安定状態
で運転させることができる。As described above, in this embodiment, before the operation of the gas turbine rotor, the shaft vibration is analyzed based on the data input to the computer CPU (step 1), and the critical speed of the gas turbine rotor is calculated (step 1). Step 2) If there is a deviation between the calculated critical speed of the gas turbine rotor and the operating speed, the detuning means is adjusted (Step 3), and the natural frequency of the gas turbine rotor is checked (Step 4). After that, the critical speed of the gas turbine rotor is checked (step 5), so that the gas turbine rotor can be operated in a stable state.
【００７３】図２０は、本発明に係るガスタービンロー
タの軸振動調整方法の第２実施形態を示すフロー図であ
る。FIG. 20 is a flow chart showing a second embodiment of the method for adjusting the shaft vibration of the gas turbine rotor according to the present invention.
【００７４】本実施形態に係るガスタービンロータの軸
振動調整方法は、ガスタービンロータの運転前に、ガス
タービンロータの振動値と予め定められたガスタービン
ロータの軸振動制限値とを突き合せ、偏差が出た場合、
離調手段を調整し（ステップ１）、離調手段を調整後、
再びガスタービンロータの固有振動数をチェックし（ス
テップ２）、最後に、ガスタービンロータの危険速度の
チェック（ステップ３）を行うものである。The method for adjusting the shaft vibration of the gas turbine rotor according to this embodiment compares the vibration value of the gas turbine rotor with a predetermined shaft vibration limit value of the gas turbine rotor before operating the gas turbine rotor. If there is a deviation,
Adjust the detuning means (step 1), adjust the detuning means,
The natural frequency of the gas turbine rotor is checked again (step 2), and finally, the critical speed of the gas turbine rotor is checked (step 3).
【００７５】このように、本実施形態は、ガスタービン
ロータの運転前に、ガスタービンロータの振動値と予め
定められたガスタービンロータの軸振動制限値とを突き
合せ、偏差が出た場合、離調手段を調整し（ステップ
１）、離調手段を調整後、ガスタービンロータの固有振
動数をチェックし（ステップ２）、最後に、ガスタービ
ンロータの危険速度をチェック（ステップ３）を行うの
で、ガスタービンロータを安定状態で運転させることが
できる。As described above, according to the present embodiment, before the gas turbine rotor is operated, the vibration value of the gas turbine rotor is compared with a predetermined shaft vibration limit value of the gas turbine rotor. The detuning means is adjusted (Step 1), and after adjusting the detuning means, the natural frequency of the gas turbine rotor is checked (Step 2). Finally, the critical speed of the gas turbine rotor is checked (Step 3). Therefore, the gas turbine rotor can be operated in a stable state.
【００７６】[0076]
【発明の効果】以上の説明のとおり、本発明に係るガス
タービンロータは、一方のホイールディスクと隣りのホ
イールディスクとの間に離調手段を設けたので、ガスタ
ービンロータの軸振動を低く抑えることができ、危険速
度から離調させてガスタービンロータを安定状態で運転
させることができる。As described above, in the gas turbine rotor according to the present invention, since the detuning means is provided between one wheel disk and the adjacent wheel disk, the axial vibration of the gas turbine rotor is suppressed low. The gas turbine rotor can be operated in a stable state by detuning from the critical speed.
【００７７】また、本発明に係るガスタービンロータの
軸振動調整方法は、計算機部に入力したデータに基づい
て軸振動、危険速度を解析し、解析後の危険速度と使用
回転数とを突き合せ、偏差が出たとき、離調手段を調整
し、再びガスタービンロータの固有振動数をチェック
し、その危険速度のチェックを行うので、ガスタービン
ロータを安定状態で運転させることができる。Further, according to the method for adjusting the shaft vibration of a gas turbine rotor according to the present invention, the shaft vibration and the critical speed are analyzed based on the data inputted to the computer, and the analyzed critical speed is compared with the operating speed. When a deviation occurs, the detuning means is adjusted, the natural frequency of the gas turbine rotor is checked again, and the critical speed is checked, so that the gas turbine rotor can be operated in a stable state.
【図１】本発明に係るガスタービンロータの第１実施形
態を示す概略部分断面図。FIG. 1 is a schematic partial sectional view showing a first embodiment of a gas turbine rotor according to the present invention.
【図２】本発明に係るガスタービンロータの第１実施形
態における第１変形例を示す一部切欠概略部分断面図。FIG. 2 is a partially cut-away schematic partial cross-sectional view showing a first modification of the first embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention.
【図３】本発明に係るガスタービンロータの第１実施形
態における第２変形例を示す一部切欠概略部分断面図。FIG. 3 is a partially cut-away schematic partial cross-sectional view showing a second modification of the first embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention.
【図４】本発明に係るガスタービンロータに適用される
第１実施形態を示す概略斜視図。FIG. 4 is a schematic perspective view showing a first embodiment applied to the gas turbine rotor according to the present invention.
【図５】本発明に係るガスタービンロータの第１実施形
態における第３変形例を示す一部切欠概略部分断面図。FIG. 5 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a third modification of the first embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention.
【図６】本発明に係るガスタービンロータの第２実施形
態を示す一部切欠概略部分断面図。FIG. 6 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a second embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention.
【図７】本発明に係るガスタービンロータの第２実施形
態における第１変形例を示す一部切欠概略部分断面図。FIG. 7 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a first modification of the gas turbine rotor according to the second embodiment of the present invention.
【図８】本発明に係るガスタービンロータに適用される
スリーブの第２実施形態を示す概略斜視図。FIG. 8 is a schematic perspective view showing a second embodiment of the sleeve applied to the gas turbine rotor according to the present invention.
【図９】本発明に係るガスタービンロータに適用される
スリーブの第２実施形態における第１変形例を示す概略
斜視図。FIG. 9 is a schematic perspective view showing a first modification of the second embodiment of the sleeve applied to the gas turbine rotor according to the present invention.
【図１０】本発明に係るガスタービンロータに適用され
るスリーブの第２実施形態における第２変形例を示す概
略斜視図。FIG. 10 is a schematic perspective view showing a second modification of the second embodiment of the sleeve applied to the gas turbine rotor according to the present invention.
【図１１】本発明に係るガスタービンロータに適用され
るスリーブの第２実施形態における第３変形例を示す概
略斜視図。FIG. 11 is a schematic perspective view showing a third modification of the second embodiment of the sleeve applied to the gas turbine rotor according to the present invention.
【図１２】本発明に係るガスタービンロータに適用され
るスリーブの第２実施形態における第４変形例を示す概
略斜視図。FIG. 12 is a schematic perspective view showing a fourth modification of the second embodiment of the sleeve applied to the gas turbine rotor according to the present invention.
【図１３】本発明に係るガスタービンロータの第３実施
形態を示す一部切欠概略部分断面図。FIG. 13 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a third embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention.
【図１４】本発明に係るガスタービンロータの第３実施
形態における第１変形例を示す一部切欠概略部分断面
図。FIG. 14 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a first modification of the third embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention.
【図１５】本発明に係るガスタービンロータの第３実施
形態における第２変形例を示す一部切欠概略部分断面
図。FIG. 15 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a second modification of the third embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention.
【図１６】本発明に係るガスタービンロータの第４実施
形態を示す一部切欠概略部分断面図。FIG. 16 is a partially cut-away schematic partial sectional view showing a fourth embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention.
【図１７】本発明に係るガスタービンロータの第５実施
形態を示す概略上半分断面図。FIG. 17 is a schematic upper half sectional view showing a fifth embodiment of the gas turbine rotor according to the present invention.
【図１８】ガスタービンロータの軸振動の波形を示す分
布図。FIG. 18 is a distribution diagram showing a waveform of a shaft vibration of the gas turbine rotor.
【図１９】本発明に係るガスタービンロータの軸振動低
減方法の第１実施形態を示すフロー図。FIG. 19 is a flowchart showing a first embodiment of a method for reducing shaft vibration of a gas turbine rotor according to the present invention.
【図２０】本発明に係るガスタービンロータの軸振動低
減方法の第２実施形態を示すフロー図。FIG. 20 is a flowchart showing a second embodiment of a method for reducing shaft vibration of a gas turbine rotor according to the present invention.
【図２１】従来のガスタービンロータの全体を示す上半
分断面図。FIG. 21 is an upper half sectional view showing the whole of a conventional gas turbine rotor.
【図２２】従来のガスタービンロータを示す一部切欠概
略部分断面図。FIG. 22 is a partially cutaway schematic partial sectional view showing a conventional gas turbine rotor.
【図２３】従来のガスタービンロータの軸振動振幅を示
す分布図。FIG. 23 is a distribution diagram showing a shaft vibration amplitude of a conventional gas turbine rotor.
１ 圧縮機軸 ２ タービン軸 ３ 軸継手部 ４，４ａ，４ｂ 請求項４記載の ５，５ａ，５ｂ ホイールディスク ６ａ，６ｂ，７ａ，７ｂ，８ａ，８ｂ リム部 ９ ボルト穴 １０ タイボルト １１ 段部 １２ ホイールディスク １３ タイボルト １４，１５，１５ａ，１５ｂ 動翼 １６ａ，１６ｂ ホイールディスク １７ａ，１７ｂ，１８ａ，１８ｂ，１９ａ，１９ｂ リ
ム部 ２０ ボルト穴 ２１ タイボルト ２２ 段部 ２３，２３ａ，２３ｂ スリーブ ２３ｃ 支持片 ２４ 合せ面 ２５ 凹陥部 ２６，２７，２８ 突き出し片 ２９ スリット ３０ａ，３０ｂ 分割片 ３１ 連結部材 ３１ａ 歯車状片 ３２ 梨地部 ３３ 波状突起部 ３４ 突き出し部 ３５ 傾斜面 ３６，３６ａ，３６ｂ インロー部 ３７ａ，３７ｂ 傾斜部 ３８ タービン軸 ３９ 圧縮機軸 ４０ 軸継手部 ４１ 離調手段DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Compressor shaft 2 Turbine shaft 3 Shaft coupling part 4, 4a, 4b 5, 5a, 5b Wheel disc 6a, 6b, 7a, 7b, 8a, 8b Rim part 9 Bolt hole 10 Tie bolt 11 Step part 12 Wheel Disc 13 Tie bolt 14, 15, 15a, 15b Blade 16a, 16b Wheel disc 17a, 17b, 18a, 18b, 19a, 19b Rim part 20 Bolt hole 21 Tie bolt 22 Stepped part 23, 23a, 23b Sleeve 23c Support piece 24 Fitting surface 25 recessed portions 26, 27, 28 projecting piece 29 slit 30a, 30b split piece 31 connecting member 31a gear-shaped piece 32 satin portion 33 wavy projecting portion 34 projecting portion 35 inclined surface 36, 36a, 36b spigot portion 37a, 37b inclined portion 38 Turbine shaft 39 Compressor shaft 40 Shaft coupling 41 detuning means
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 平野 俊夫 神奈川県横浜市鶴見区末広町二丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内 (72)発明者 那須田 利昭 神奈川県横浜市鶴見区末広町二丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内 (72)発明者 齊藤 育夫 神奈川県横浜市鶴見区末広町二丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内 Ｆターム(参考） 3G002 AA05 AA11 AB06 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing on the front page (72) Inventor Toshio Hirano 2-4, Suehirocho, Tsurumi-ku, Yokohama-shi, Kanagawa Prefecture Inside Keihin Works, Toshiba Corporation (72) Toshiaki Nasuda 2-chome, Suehirocho, Tsurumi-ku, Yokohama-shi, Kanagawa 4 Toshiba Keihin Works Co., Ltd. (72) Inventor Ikuo Saito 2-4 Suehirocho, Tsurumi-ku, Yokohama-shi, Kanagawa Prefecture F-term 3F002 AA05 AA11 AB06
Claims (21)
したガスタービンロータにおいて、上記一方のホイール
ディスクのリム部と上記隣りのホイールディスクのリム
部との外径側に離調手段を設けたことを特徴とするガス
タービンロータ。1. A gas turbine rotor in which wheel discs are stacked along an axial direction, wherein detuning means is provided on an outer diameter side of a rim portion of the one wheel disc and a rim portion of the adjacent wheel disc. A gas turbine rotor characterized by the following.
したガスタービンロータにおいて、上記一方のホイール
ディスクのリム部と上記隣りのホイールディスクのリム
部との外径側に形成した凹陥部と、この凹陥部に組み込
んだ離調手段とを備えたことを特徴とするガスタービン
ロータ。2. A gas turbine rotor in which wheel discs are stacked in the axial direction, a recess formed on the outer diameter side of the rim of the one wheel disc and the rim of the adjacent wheel disc, and A gas turbine rotor comprising: detuning means incorporated in a recess.
とを特徴とする請求項１または２記載のガスタービンロ
ータ。3. The gas turbine rotor according to claim 1, wherein the detuning means is a cylindrical sleeve.
向に沿って連続的に形成する突き出し片を設けたことを
特徴とする請求項３記載のガスタービンロータ。4. The gas turbine rotor according to claim 3, wherein the cylindrical sleeve is provided with a protruding piece continuously formed along a circumferential direction on an inner diameter side thereof.
向に沿って断続的に形成する突き出し片を設けたことを
特徴とする請求項３記載のガスタービンロータ。5. The gas turbine rotor according to claim 3, wherein the cylindrical sleeve is provided with a projecting piece formed intermittently along a circumferential direction on an inner diameter side thereof.
したガスタービンロータにおいて、上記一方のホイール
ディスクのリム部と上記隣りのホイールディスクのリム
部との間に支持片を介装して二重筒のスリーブを設けた
ことを特徴とするガスタービンロータ。6. A gas turbine rotor in which wheel discs are laminated in the axial direction, and a supporting piece is interposed between a rim portion of the one wheel disc and a rim portion of the adjacent wheel disc to form a double. A gas turbine rotor having a tubular sleeve.
したガスタービンロータにおいて、上記一方のホイール
ディスクのリム部と上記隣りのホイールディスクのリム
部との内径側に離調手段を設けたことを特徴とするガス
タービンロータ。7. A gas turbine rotor in which wheel discs are stacked along the axial direction, wherein detuning means is provided on the inner diameter side of the rim portion of the one wheel disc and the rim portion of the adjacent wheel disc. Characteristic gas turbine rotor.
ともに、円筒状のスリーブの外径側に突き出し形を設け
たことを特徴とする請求項７記載のガスタービンロー
タ。8. The gas turbine rotor according to claim 7, wherein the detuning means is a cylindrical sleeve, and a protrusion is provided on an outer diameter side of the cylindrical sleeve.
ともに、円筒状のスリーブにスリットを形成したことを
特徴とする請求項７記載のガスタービンロータ。9. The gas turbine rotor according to claim 7, wherein the detuning means is a cylindrical sleeve and a slit is formed in the cylindrical sleeve.
各分割片を連結部材で結んだことを特徴とする請求項７
記載のガスタービンロータ。10. The detuning means forms the divided piece in an annular shape,
8. The divided pieces are connected by a connecting member.
A gas turbine rotor as described.
とともに、円筒状のスリーブの外径側に歯車状片を設け
たことを特徴とする請求項７記載のガスタービンロー
タ。11. The gas turbine rotor according to claim 7, wherein the detuning means is a cylindrical sleeve and a gear-shaped piece is provided on an outer diameter side of the cylindrical sleeve.
とともに、円筒状のスリーブの外径側に梨地部を形成し
たことを特徴とする請求項７記載のガスタービンロー
タ。12. The gas turbine rotor according to claim 7, wherein the detuning means is a cylindrical sleeve, and a matte portion is formed on an outer diameter side of the cylindrical sleeve.
とともに、円筒状のスリーブの外径側に波状突起部を設
けたことを特徴とする請求項７記載のガスタービンロー
タ。13. The gas turbine rotor according to claim 7, wherein the detuning means is a cylindrical sleeve, and a wavy projection is provided on an outer diameter side of the cylindrical sleeve.
とともに、円筒状のスリーブの肉厚部分の断面をリム部
の内径側形状に合わせて傾斜面に形成したことを特徴と
する請求項７記載のガスタービンロータ。14. The detuning means includes a cylindrical sleeve, and a cross section of a thick portion of the cylindrical sleeve is formed on an inclined surface in accordance with an inner diameter side shape of the rim portion. 7. The gas turbine rotor according to 7.
クよりも比重の軽い材料を選定したことを特徴する請求
項８，９，１０，１１，１２，１３または１４記載のガ
スタービンロータ。15. The gas turbine rotor according to claim 8, wherein a material having a specific gravity smaller than that of the wheel disk is selected for the cylindrical sleeve.
層したガスタービンロータにおいて、上記一方のホイー
ルディスクのリム部と上記隣りのホイールディスクのリ
ム部とにインロー部を形成したことを特徴とするガスタ
ービンロータ。16. A gas turbine rotor in which wheel disks are laminated along the axial direction, wherein a spigot portion is formed on a rim portion of the one wheel disk and a rim portion of the adjacent wheel disk. Turbine rotor.
層したガスタービンロータにおいて、上記一方のホイー
ルディスクのリム部に傾斜部を形成するとともに、上記
隣りのホイールディスクのリム部に傾斜片を形成したこ
とを特徴とするガスタービンロータ。17. A gas turbine rotor in which wheel discs are stacked along an axial direction, wherein an inclined portion is formed on a rim portion of the one wheel disc and an inclined piece is formed on a rim portion of the adjacent wheel disc. A gas turbine rotor, characterized in that:
層したガスタービンロータにおいて、上記一方のホイー
ルディスクのリム部と上記隣りのホイールディスクのリ
ム部との外径側にスリーブを設けるとともに、上記一方
のホイールディスクおよび上記隣りのホイールディスク
を線膨張係数の大きい材料を選定し、上記スリーブを線
膨張係数の小さい材料を選定したことを特徴とするガス
タービンロータ。18. A gas turbine rotor in which wheel discs are laminated along the axial direction, wherein a sleeve is provided on an outer diameter side of a rim portion of the one wheel disc and a rim portion of the adjacent wheel disc. A material having a large linear expansion coefficient is selected for the wheel disk and the adjacent wheel disk, and a material having a small linear expansion coefficient is selected for the sleeve.
軸とを軸直結させたガスタービンロータにおいて、上記
圧縮機軸の後流段落に離調手段を設けたことを特徴とす
るガスタービンロータ。19. A gas turbine rotor in which a turbine shaft and a compressor shaft are directly connected via a shaft coupling portion, wherein detuning means is provided in a downstream stage of the compressor shaft.
手段を備えたガスタービンロータの固有振動数、遠心
力、軸受特性等のデータに基づいて軸振動解析を行い、
解析した軸振動からガスタービンロータの危険速度を算
出し、算出したガスタービンロータの危険速度と使用回
転数を突き合せ、偏差が出たとき、離調手段を調整し、
離調手段を調整後、ガスタービンロータの固有振動数を
チェックし、さらにガスタービンロータの危険速度をチ
ェックすることを特徴とするガスタービンロータの軸振
動調整方法。20. Before the operation of the gas turbine rotor, a shaft vibration analysis is performed based on data such as a natural frequency, a centrifugal force, and bearing characteristics of the gas turbine rotor having the detuning means.
Calculate the critical speed of the gas turbine rotor from the analyzed shaft vibration, compare the calculated critical speed of the gas turbine rotor with the number of rotations used, and adjust the detuning means when there is a deviation,
A method of adjusting shaft vibration of a gas turbine rotor, comprising: after adjusting detuning means, checking a natural frequency of the gas turbine rotor, and further checking a critical speed of the gas turbine rotor.
タービンロータの振動値を予め定められたガスタービン
ロータの軸振動制限値とを突き合せ、偏差が出たとき、
離調手段を調整し、離調手段を調整後、ガスタービンロ
ータの固有振動数をチェックし、さらにガスタービンロ
ータの危険速度をチェックすることを特徴とするガスタ
ービンロータの軸振動調整方法。21. Before operating the gas turbine rotor, a vibration value of the gas turbine rotor is compared with a predetermined shaft vibration limit value of the gas turbine rotor.
A method for adjusting the shaft vibration of a gas turbine rotor, comprising adjusting a detuning means, adjusting the detuning means, checking a natural frequency of the gas turbine rotor, and further checking a critical speed of the gas turbine rotor.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10218088A JP2000045702A (en) | 1998-07-31 | 1998-07-31 | Gas turbine rotor and its axial vibration adjusting method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10218088A JP2000045702A (en) | 1998-07-31 | 1998-07-31 | Gas turbine rotor and its axial vibration adjusting method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000045702A true JP2000045702A (en) | 2000-02-15 |
Family
ID=16714457
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10218088A Pending JP2000045702A (en) | 1998-07-31 | 1998-07-31 | Gas turbine rotor and its axial vibration adjusting method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000045702A (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7267527B2 (en) | 2004-04-02 | 2007-09-11 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor for a turbomachine |
| CN100426217C (en) * | 2002-12-27 | 2008-10-15 | 夏普株式会社 | Printing method, printing system and image forming device |
| JP2013253522A (en) * | 2012-06-06 | 2013-12-19 | Ihi Corp | Blisk |
-
1998
- 1998-07-31 JP JP10218088A patent/JP2000045702A/en active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN100426217C (en) * | 2002-12-27 | 2008-10-15 | 夏普株式会社 | Printing method, printing system and image forming device |
| US7267527B2 (en) | 2004-04-02 | 2007-09-11 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor for a turbomachine |
| JP2013253522A (en) * | 2012-06-06 | 2013-12-19 | Ihi Corp | Blisk |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6240719B1 (en) | Fan decoupler system for a gas turbine engine | |
| US5562419A (en) | Shrouded fan blisk | |
| EP3093435B1 (en) | Rotor damper | |
| JP4094893B2 (en) | Turbomachine rotor assembly having two bladed discs separated by a spacer | |
| US5628621A (en) | Reinforced compressor rotor coupling | |
| US7037078B2 (en) | Turbomachine turbines with blade inserts having resonant frequencies that are adjusted to be different, and a method of adjusting the resonant frequency of a turbine blade insert | |
| US8888458B2 (en) | Turbomachine rotor balancing system | |
| US8226367B2 (en) | Movable impeller for a turbojet and turbojet comprising same | |
| JPH0776536B2 (en) | Gas turbine engine clearance control device | |
| JP2000192980A (en) | Support device and support method of rotary shaft | |
| JPH057545B2 (en) | ||
| US6079200A (en) | Ducted fan gas turbine engine with fan shaft frangible connection | |
| JPH01159499A (en) | Split shroud type compressor | |
| US7331763B2 (en) | Turbine disk | |
| JPH11294103A (en) | Fluid machine provided with rotor and stator | |
| US6991433B2 (en) | Drum, in particular a drum forming a turbomachine rotor, a compressor, and a turboshaft engine including such a drum | |
| JP2997712B2 (en) | Unbalance compensator for radial compressor rotor | |
| JP3149774B2 (en) | Gas turbine rotor | |
| US20170284419A1 (en) | Method and Apparatus for Balancing a Rotor | |
| EP2549118B1 (en) | Axial flow compressor | |
| US9664054B2 (en) | Turbomachine rotor with blade roots with adjusting protrusions | |
| JP2000045702A (en) | Gas turbine rotor and its axial vibration adjusting method | |
| US8870543B2 (en) | Lightened axial compressor rotor | |
| JPS6050999B2 (en) | Axial flow compressor stator structure | |
| WO2017162365A1 (en) | Damping vibrations in a gas turbine |