JP2003343207A - Gas turbine - Google Patents
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- JP2003343207A JP2003343207A JP2002157117A JP2002157117A JP2003343207A JP 2003343207 A JP2003343207 A JP 2003343207A JP 2002157117 A JP2002157117 A JP 2002157117A JP 2002157117 A JP2002157117 A JP 2002157117A JP 2003343207 A JP2003343207 A JP 2003343207A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンに係
り、特に、ホイールスペースへの燃焼ガスの侵入を抑制
するためにシール空気を供給するガスタービンに関す
る。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine, and more particularly, to a gas turbine that supplies seal air to suppress the entry of combustion gas into a wheel space.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービンの高効率化に対しては、要
素性能の向上とともに作動ガスの高温化が有効である。
作動ガスの高温化は、耐熱材料の開発と、高温要素部
材，特にタービン静・動翼の冷却技術の上に成立する
が、材料開発には長期の期間を要することから、タービ
ン翼の冷却強化がより重要なポイントとなる。さらに、
高温化は、燃焼ガスのロータ側への洩れ込み現象による
ディスクホイールの温度上昇をもたらし、洩れ込み防止
のためのシール空気あるいは冷却空気の増量が必要とな
る。このように、現在、開発が進められている作動ガス
温度が１５００℃級のガスタービンでは、高温化による
熱サイクル上のメリットを冷却空気量の増大によるデメ
リットが上回る傾向にある。従って、ガスタービンの高
温化に際しては、冷却空気量を低減することが必須条件
となる。2. Description of the Related Art To improve the efficiency of a gas turbine, it is effective to improve the element performance and raise the temperature of the working gas.
Increasing the temperature of the working gas is based on the development of heat-resistant materials and the cooling technology for high-temperature element members, especially turbine static / moving blades. Is a more important point. further,
Increasing the temperature causes the temperature of the disk wheel to rise due to the phenomenon of leakage of combustion gas to the rotor side, and it is necessary to increase the amount of sealing air or cooling air to prevent leakage. As described above, in the gas turbine whose working gas temperature is 1500 ° C., which is currently being developed, the demerit due to the increase of the cooling air amount tends to exceed the merit in the heat cycle due to the high temperature. Therefore, it is essential to reduce the amount of cooling air when the temperature of the gas turbine is raised.
【０００３】例えば、タービン部での燃焼ガスのロータ
側への洩れ込み現象に関しては、完全に防止するという
設計から、ディスクホイールの寿命を考慮した許容温度
の概念を導入して、ある程度の洩れ込みは許容する設計
にしてシール空気の消費量を削減させるのが得策であ
る。このような観点から、燃焼ガスの洩れ込み量を最少
化するため、動翼のシャンク部に設けたシールフィンを
使ったシール構造が採用されている。For example, regarding the phenomenon of the combustion gas leaking to the rotor side in the turbine section, the concept of the allowable temperature in consideration of the life of the disk wheel is introduced to prevent the leakage of the combustion gas to the rotor side to some extent. It is advisable to make the design acceptable and reduce the consumption of sealing air. From this point of view, in order to minimize the leakage amount of combustion gas, a seal structure using a seal fin provided in the shank portion of the moving blade is adopted.
【０００４】また、例えば、特開平１１−２５７０１５
号公報に記載のように、翼の内径側に装着されたダイア
フラムの上流側に空気孔を設け、この空気孔から、上流
側ホイールスペースシール空気を供給するものが知られ
ている。また、この上流側ホイールスペースに供給され
るシール空気の一部は、ダイアフラムの内周面とスペー
サの外周面との間隙から、下流側ホイールスペースに供
給するようにしている。Further, for example, Japanese Patent Laid-Open No. 11-257015.
As described in Japanese Patent Publication No. JP-A-2003-264, it is known that an air hole is provided on the upstream side of a diaphragm mounted on the inner diameter side of a blade, and the upstream wheel space seal air is supplied from this air hole. Further, a part of the seal air supplied to the upstream wheel space is supplied to the downstream wheel space through the gap between the inner peripheral surface of the diaphragm and the outer peripheral surface of the spacer.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、特開平
１１−２５７０１５号公報に記載のように、ダイアフラ
ムの上流側にのみ空気孔を設けたものでは、上流側およ
び下流側ホイールスペースへ適量のシール空気を供給す
るためシール空気孔から流出する空気量の調整に加え
て、ダイアフラムの内周面とスペーサの外周面との間隙
を調整する必要があった。ここで、間隙が大きいと、下
流側に流れるシール空気が上流側に流れるシール空気に
比べて多くなり、上流側ホイールスペースのシール空気
が不足し、燃焼ガスが洩れ込むことになる。逆に、間隙
が小さいと、下流側に流れるシール空気が少なくなり、
下流側ホイールスペース２３ｂへのシール空気が不足
し、燃焼ガスが洩れ込むことになる。However, as described in Japanese Unexamined Patent Publication No. 11-257015, when the air holes are provided only on the upstream side of the diaphragm, an appropriate amount of sealing air is supplied to the upstream and downstream wheel spaces. In addition to adjusting the amount of air flowing out from the seal air hole in order to supply the air, it is necessary to adjust the gap between the inner peripheral surface of the diaphragm and the outer peripheral surface of the spacer. Here, if the gap is large, the amount of seal air flowing to the downstream side becomes larger than the amount of seal air flowing to the upstream side, the seal air in the upstream wheel space becomes insufficient, and the combustion gas leaks. On the other hand, if the gap is small, the amount of sealing air flowing downstream will decrease,
The seal air to the downstream wheel space 23b becomes insufficient, and the combustion gas leaks.
【０００６】ダイアフラムの内周面とスペーサの外周面
との間隙は、例えば、起動過程・部分負荷運転・定格運
転および停止過程という運転状態によって、ガスタービ
ンを構成している部品の温度が変化するため、熱変形に
より変化する。また、経年変化に伴う構成部品の変形に
よっても変化する。更に、ダイアフラムの内周面の半径
位置は、その構造上、静翼の変形の影響を受ける。一般
に燃焼ガスの周方向温度分布のばらつきおよび静翼の個
体差により全ての静翼が同じ熱変形をすることはなく、
必然的に半径位置に偏差が生じ、間隙にもばらつきが生
じる。間隙の設定は、上記した現象を全て考慮して行う
必要がある。In the gap between the inner peripheral surface of the diaphragm and the outer peripheral surface of the spacer, the temperature of the parts constituting the gas turbine changes depending on the operating conditions such as the starting process, the partial load operation, the rated operation and the stopping process. Therefore, it changes due to thermal deformation. It also changes due to the deformation of components due to aging. Further, the radial position of the inner peripheral surface of the diaphragm is affected by the deformation of the stationary blade due to its structure. Generally, all the stationary blades do not undergo the same thermal deformation due to variations in the circumferential temperature distribution of the combustion gas and individual differences in the stationary blades.
Inevitably, deviation occurs in the radial position, and the gap also varies. It is necessary to set the gap in consideration of all the above-mentioned phenomena.
【０００７】従来よく適用されているラビリンスシール
の場合、静止体と回転体の接触を許容できるシールでは
なく、接触するとガスタービン損傷及び事故につなが
る。信頼性を確保するために、ばらつきによる最小間隙
が零とならないように設定間隙が大きくするのが普通で
ある。すなわち、間隙のばらつき範囲が大きいと設定間
隙を大きくする必要があり、それに応じて最小間隙およ
び最大間隙においても上流側および下流側へのシール空
気量を確保できるようシール空気孔からの供給量を設定
する必要があった。シール空気の増大は、圧縮機から抽
出する空気量の増大を意味し、ガスタービンの熱効率を
悪化させることにつながる。In the case of the labyrinth seal which has been often applied in the past, the seal is not a seal that allows the contact between the stationary body and the rotating body, and if it comes into contact with the labyrinth seal, damage to the gas turbine and an accident will occur. In order to ensure reliability, it is usual to increase the set gap so that the minimum gap due to variations does not become zero. That is, if the variation range of the gap is large, it is necessary to increase the set gap, and accordingly, the supply amount from the seal air holes is adjusted so as to secure the seal air amount to the upstream side and the downstream side even in the minimum gap and the maximum gap. Had to set. An increase in the seal air means an increase in the amount of air extracted from the compressor, which leads to a deterioration in the thermal efficiency of the gas turbine.
【０００８】本発明の目的は、間隙の設定が容易で、デ
ィスクホイールへのシール空気量を削減でき、発電効率
の高いガスタービンを提供することにある。An object of the present invention is to provide a gas turbine in which the clearance can be easily set, the amount of sealing air to the disk wheel can be reduced, and the power generation efficiency is high.
【０００９】[0009]
【課題を解決するための手段】（１）上記目的を達成す
るために、本発明は、回転軸に対して回転する複数のデ
ィスクホイールの外周に装着された動翼と、複数のディ
スクホイール間に設けられたスペーサと、翼内部に冷却
経路を有するとともに、エンドウォールを備える静翼
と、この静翼の内側半径位置でかつ上記スペーサの外側
半径位置に上記静翼に支持された環状のダイアフラムと
を有し、上記ディスクホイールと、上記スペーサと、上
記ダイアフラムで形成される回転体と静止体の間隙であ
るホイールスペースを有するガスタービンにおいて、上
記ダイアフラムの内周面と上記スペーサの外周面との間
に設けられたシール構造と、上記ダイアフラムに形成さ
れ、上流側ホイールスペースにシール空気を供給する上
流側シール空気孔と、下流側ホイールスペースにシール
空気を供給する下流側シール空気孔とを備えるようにし
たものである。かかる構成により、間隙の設定が容易
で、ディスクホイールへのシール空気量を削減でき、発
電効率を向上し得るものとなる。(1) In order to achieve the above object, the present invention relates to a moving blade mounted on the outer periphery of a plurality of disc wheels rotating about a rotating shaft and a space between the plurality of disc wheels. A stator provided with a spacer, a vane having a cooling path inside the vane, and an end wall, and an annular diaphragm supported by the vane at an inner radial position of the vane and an outer radial position of the spacer. In the gas turbine having the disk wheel, the spacer, and a wheel space that is a gap between the rotating body and the stationary body formed by the diaphragm, an inner peripheral surface of the diaphragm and an outer peripheral surface of the spacer. A seal structure provided between the upstream side seal air hole and the upstream side seal air hole formed in the diaphragm for supplying seal air to the upstream side wheel space. It is obtained so as to include a downstream seal air hole for supplying the sealing air to the downstream side wheel space. With such a configuration, it is possible to easily set the gap, reduce the amount of sealing air to the disc wheel, and improve power generation efficiency.
【００１０】（２）上記（１）において、好ましくは、
上記上流側シール空気孔の孔面積は、上記下流側シール
空気孔の孔面積よりも大きくしたものである。(2) In the above (1), preferably,
The area of the upstream side seal air hole is larger than the area of the downstream side seal air hole.
【００１１】（３）上記（１）において、好ましくは、
上記シール構造は、ハニカムシール材から形成するよう
にしたものである。(3) In the above (1), preferably,
The above-mentioned sealing structure is made of a honeycomb sealing material.
【００１２】[0012]
【発明の実施の形態】以下、図１〜図３を用いて、本発
明の一実施形態によるガスタービンの構成について説明
する。図１は、本発明の一実施形態によるガスタービン
の全体構成を示す部分断面図である。図２は、本発明の
一実施形態によるガスタービンのタービン部の構成を示
す部分断面図である。図３は、本発明の一実施形態によ
るガスタービンの要部の構成を示す部分断面図である。
なお、各図において、同一符号は同一部分を示してい
る。BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION The configuration of a gas turbine according to an embodiment of the present invention will be described below with reference to FIGS. FIG. 1 is a partial cross-sectional view showing the overall configuration of a gas turbine according to an embodiment of the present invention. FIG. 2 is a partial cross-sectional view showing the configuration of the turbine section of the gas turbine according to the embodiment of the present invention. FIG. 3 is a partial cross-sectional view showing the configuration of the main part of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
In each figure, the same reference numerals indicate the same parts.
【００１３】図１に示すように、ガスタービンは、主と
して、タービン３２と、圧縮機３０と、燃焼器３３とに
より構成されている。圧縮機３０は、タービン３２に連
結され、燃焼用および冷却用の圧縮空気を得る。燃焼器
３３は、タービン３２に供給する高温高圧の燃焼ガスを
発生する。圧縮機３０により所定の圧力まで圧縮された
空気は、燃焼器３３に導かれ、加えられた燃料を燃焼さ
せるのに使用される。燃焼により生成される高温高圧の
燃焼ガスは、タービン３２に導かれる。As shown in FIG. 1, the gas turbine mainly comprises a turbine 32, a compressor 30, and a combustor 33. The compressor 30 is connected to the turbine 32 to obtain compressed air for combustion and cooling. The combustor 33 generates high temperature and high pressure combustion gas to be supplied to the turbine 32. The air compressed to a predetermined pressure by the compressor 30 is guided to the combustor 33 and used to burn the added fuel. The high-temperature and high-pressure combustion gas generated by the combustion is guided to the turbine 32.
【００１４】タービン３２は、上流側から順に、第１段
静翼２ａ，第１段動翼１２ａ，第２段静翼２ｂ，第２段
動翼１２ｂ，第３段静翼２ｃ及び第３段動翼１２ｃを備
えている。第１段静翼２ａ，第２段静翼２ｂ及び第３段
静翼２ｃは、タービンケーシング３４に環状に取り付け
られている。第１段動翼１２ａ，第２段動翼１２ｂ及び
第３段動翼１２ｃは、それぞれ第１段，第２段，第３段
ディスクホイールの外周に植設され、これらのディスク
ホイールは、スタッキングボルト２１によって締結さ
れ、ロータ２２を形成している。タービン３２の静翼及
び動翼を通過する際に、燃焼ガスは膨張仕事をしてロー
タ２２を回転させる。ロータ２２の回転軸２４に結合さ
れている発電機（図示せず）により発電するように構成
されている。The turbine 32 is provided with a first stage stationary blade 2a, a first stage moving blade 12a, a second stage stationary blade 2b, a second stage moving blade 12b, a third stage stationary blade 2c and a third stage moving blade 12c in this order from the upstream side. There is. The first stage vane 2a, the second stage vane 2b, and the third stage vane 2c are annularly attached to the turbine casing 34. The first-stage rotor blade 12a, the second-stage rotor blade 12b, and the third-stage rotor blade 12c are planted on the outer periphery of the first-stage, second-stage, and third-stage disc wheels, respectively, and these disc wheels are stacked. It is fastened by bolts 21 to form a rotor 22. When passing through the stationary blades and the moving blades of the turbine 32, the combustion gas performs expansion work to rotate the rotor 22. It is configured to generate electricity by a generator (not shown) coupled to the rotating shaft 24 of the rotor 22.
【００１５】タービン３２を通過した燃焼ガスは、系外
へ排出される。第１段静翼２ａ，第１段動翼１２ａ，第
２段静翼２ｂ及び第２段動翼１２ｂをはじめとする高温
部品は、強度信頼性を確保するために冷却する必要があ
る。一般的なガスタービンにおいては、圧縮機３０から
圧縮空気の一部を冷却用空気として抽出し、高温部品の
内部に形成された冷却経路に供給することで冷却を行っ
ている。The combustion gas that has passed through the turbine 32 is discharged outside the system. The high temperature parts including the first stage stationary blade 2a, the first stage moving blade 12a, the second stage stationary blade 2b and the second stage moving blade 12b need to be cooled in order to ensure strength reliability. In a general gas turbine, a part of compressed air is extracted as cooling air from the compressor 30 and is supplied to a cooling path formed inside a high temperature component for cooling.
【００１６】図２は、図１に示したタービン３２を部分
拡大して示している。第１段静翼２ａ，第１段動翼１２
ａ，第２段静翼２ｂおよび第２段動翼１２ｂが、燃焼ガ
スの流れに沿って配備されている。回転体であるロータ
２２は、第１段動翼１２ａを植設している第１段ディス
クホイール１５ａと、第２段動翼１２ｂを植設している
第２段ディスクホイール１５ｂと、これらの２つのディ
スクホイール１５ａ，１５ｂの間に位置するスペーサ２
０とを備えており、スタッキングボルト２１によって締
結されている。第１段動翼１２ａは、シールフィン１６
ａ，１７ａ，１８ａ，１９ａを備えている。第２段動翼
１２ｂは、シールフィン１６ｂ，１８ｂを備えている。FIG. 2 is a partially enlarged view of the turbine 32 shown in FIG. First stage stationary blade 2a, first stage moving blade 12
a, the second stage stationary blade 2b and the second stage moving blade 12b are arranged along the flow of the combustion gas. The rotor 22, which is a rotating body, includes a first-stage disc wheel 15a in which the first-stage rotor blades 12a are implanted, a second-stage disc wheel 15b in which the second-stage rotor blades 12b are implanted, and Spacer 2 located between the two disc wheels 15a, 15b
0 and are fastened by stacking bolts 21. The first-stage rotor blade 12a includes the seal fin 16
a, 17a, 18a, 19a. The second stage moving blade 12b includes seal fins 16b and 18b.
【００１７】一方、第２段静翼２ｂの内径側には、ダイ
アフラム５が装着されている。ダイアフラム５は、フィ
ン６ａをシールフィン１７ａに対向させて備えており、
フィン６ｂをシールフィン１６ｂに対向させて備えてい
る。内径側エンドウォール４ｂの内周面、スペーサ２０
の外周面及び第１段動翼１２ａの側面、ダイアフラム５
の側面で上流側ホイールスペース２３ａを形成してい
る。また、内径側エンドウォール４ｂの内周面、スペー
サ２０の外周面及び第２段動翼１２ｂの側面、ダイアフ
ラム５の側面で下流側ホイールスペース２３ｂを形成し
ている。On the other hand, a diaphragm 5 is mounted on the inner diameter side of the second stage stationary blade 2b. The diaphragm 5 includes a fin 6a facing the seal fin 17a,
The fin 6b is provided so as to face the seal fin 16b. Inner peripheral surface of inner diameter side end wall 4b, spacer 20
Outer peripheral surface and side surfaces of the first stage moving blade 12a, the diaphragm 5
The upstream wheel space 23a is formed by the side surface of the. Further, the inner peripheral surface of the inner diameter side end wall 4b, the outer peripheral surface of the spacer 20, the side surface of the second stage moving blade 12b, and the side surface of the diaphragm 5 form a downstream wheel space 23b.
【００１８】次に、図３は、図２に示した第１段動翼１
２ａ，第２段静翼２ｂおよびスペーサ２０の一部分とダ
イアフラム５が拡大されて詳細に示している。Next, FIG. 3 shows the first stage rotor blade 1 shown in FIG.
2a, a second stage vane 2b, a part of the spacer 20, and the diaphragm 5 are shown in enlarged detail.
【００１９】シールフィン１６ａは、内径側エンドウォ
ール４ｂとの間で協働するシール構造を形成している。
ダイアフラム５は、内部冷却経路７に連通した上流側シ
ール空気孔１０ａと、下流側シール空気孔１０ｂを備え
ている。また、ダイアフラム５の内周面には、ハニカム
シール部材５１ａが取り付けられ、スペーサ２０の外周
面には径方向に伸びる複数のフィン５１ｂが形成されて
いる。The seal fin 16a forms a seal structure which cooperates with the inner diameter side end wall 4b.
The diaphragm 5 includes an upstream side seal air hole 10a communicating with the internal cooling passage 7 and a downstream side seal air hole 10b. A honeycomb seal member 51a is attached to the inner peripheral surface of the diaphragm 5, and a plurality of fins 51b extending in the radial direction are formed on the outer peripheral surface of the spacer 20.
【００２０】以下、第２段静翼２ｂから供給されるシー
ル空気の流れに着目して、本実施形態について詳しく説
明する。The present embodiment will be described in detail below, focusing on the flow of the seal air supplied from the second stage vane 2b.
【００２１】タービン３２のガスパスを流れる燃焼ガス
の一部４０は、上流側ホイールスペース２３ａ内に洩れ
込もうとする。この燃焼ガス温度は、１５００℃級ガス
タービンにおいては１０００℃を超えるため、侵入を許
すと、第１段動翼１２ａ，第２段静翼２ｂのエンドウォ
ール４ｂ，ダイフラム５或いはスペーサ２０のメタル温
度を上昇させることになる。メタル温度の上昇は強度低
下を意味しており、すなわちガスタービンの強度信頼性
の低下につながる。A part 40 of the combustion gas flowing through the gas path of the turbine 32 tries to leak into the upstream wheel space 23a. Since the combustion gas temperature exceeds 1000 ° C. in a 1500 ° C. class gas turbine, if the intrusion is allowed, the metal temperature of the end wall 4 b of the first stage moving blade 12 a, the second stage stationary blade 2 b, the diaphragm 5 or the spacer 20 rises. I will let you. An increase in metal temperature means a decrease in strength, that is, a decrease in strength reliability of the gas turbine.
【００２２】そこで、燃焼ガス４０の侵入を抑制するた
めに、第２段静翼２ｂ内に形成された冷却空気経路７を
通過してダイアフラム５内のキャビティに導かれた冷却
空気の一部を、ダイアフラム５に設けられたシール空気
孔１０ａを経由して、上流側ホイールスペース２３ａに
供給する。供給されたシール空気は、ガスパスへ向かう
シール空気４２ａとダイアフラム５内周面とスペーサ２
０外周面との間隙に向かうシール空気４２ｂとに分岐す
る。但し、本実施形態においては、ダイアフラム５内周
面に設けられたハニカムシール部材５１ａおよびスペー
サ２０の外周面に設けられたシール構造５１ｂによりシ
ール空気４２ｂは小さく、シール空気孔１０ａから供給
された空気のほとんど全てがシール空気４２ａとなり、
ガスパス方向へ流れる。このシール空気４２ａにより燃
焼ガス４０の上流側ホイールスペース２３ａへの洩れ込
みを抑制する。Therefore, in order to suppress the invasion of the combustion gas 40, a part of the cooling air that has passed through the cooling air passage 7 formed in the second stage vane 2b and is guided to the cavity in the diaphragm 5 is replaced by the diaphragm. The air is supplied to the upstream wheel space 23a via the seal air holes 10a provided in No. 5. The supplied seal air is the seal air 42a directed to the gas path, the inner peripheral surface of the diaphragm 5 and the spacer 2.
0 to the seal air 42b toward the gap with the outer peripheral surface. However, in the present embodiment, the seal air 42b is small due to the honeycomb seal member 51a provided on the inner peripheral surface of the diaphragm 5 and the seal structure 51b provided on the outer peripheral surface of the spacer 20, and the air supplied from the seal air hole 10a is small. Almost all becomes the seal air 42a,
It flows in the direction of the gas path. The sealing air 42a suppresses the combustion gas 40 from leaking into the upstream wheel space 23a.
【００２３】また、ダイアフラム５内のキャビティに導
かれた冷却空気の一部を、ダイアフラム５に設けられた
シール空気孔１０ｂを経由して、下流側ホイールスペー
ス２３ｂに供給する。供給されたシール空気は、圧力差
によりシール空気４３ａとなりガスパス方向へ流れる。
このシール空気４３ａにより燃焼ガスの下流側ホイール
スペース２３ｂへの洩れ込みを抑制する。Further, a part of the cooling air guided to the cavity in the diaphragm 5 is supplied to the downstream wheel space 23b via the seal air hole 10b provided in the diaphragm 5. The supplied seal air becomes seal air 43a due to the pressure difference and flows in the gas path direction.
The sealing air 43a suppresses the combustion gas from leaking into the downstream wheel space 23b.
【００２４】従来例では、下流側ホイールスペース２３
ｂへのシール空気孔１０ｂが存在しなかったため、上流
側ホイールスペース２３ａへ供給されたシール空気の一
部を下流側へ導きシール空気としていた。そのために、
上流側および下流側ホイールスペースへ適量のシール空
気を供給するためシール空気孔１０ａから流出する空気
量の調整に加えて、ダイアフラム５内周面とスペーサ２
０外周面との間隙を調整する必要があった。ダイアフラ
ム５内周面とスペーサ２０外周面との間隙は、運転状態
や経年変化によって変化するため、間隙の設定は上記し
た現象を全て考慮して行う必要がある。シール材とし
て、ラビリンスシールを用いる場合、静止体と回転体が
接触するとガスタービン損傷及び事故につながるため、
設定間隙が大きくしている。したがって、シール空気が
増大し、圧縮機３０から抽出する空気量が増大し、ガス
タービンの熱効率を悪化させることになっている。In the conventional example, the downstream wheel space 23
Since there is no seal air hole 10b to b, a part of the seal air supplied to the upstream wheel space 23a is introduced to the downstream side and used as the seal air. for that reason,
In addition to adjusting the amount of air flowing out from the seal air holes 10a in order to supply an appropriate amount of seal air to the upstream and downstream wheel spaces, the inner peripheral surface of the diaphragm 5 and the spacer 2 are also adjusted.
0 It was necessary to adjust the gap with the outer peripheral surface. Since the gap between the inner peripheral surface of the diaphragm 5 and the outer peripheral surface of the spacer 20 changes depending on the operating condition and changes over time, it is necessary to set the gap in consideration of all the above-mentioned phenomena. When using a labyrinth seal as the seal material, contact between the stationary body and the rotating body will cause gas turbine damage and an accident.
The setting gap is large. Therefore, the sealing air increases, the amount of air extracted from the compressor 30 increases, and the thermal efficiency of the gas turbine deteriorates.
【００２５】一方、本実施形態では、ダイアフラム５内
周面とスペーサ２０外周面間に上流側ホイールスペース
２３ａから下流側ホイールスペース２３ｂへのシール空
気の流れを抑制するシール構造５１ａ，５１ｂを設け、
上流側ホイールスペース２３ａへのシール空気孔１０ａ
および下流側ホイールスペース２３ｂへのシール空気孔
１０ｂを設けることにより、それぞれのホイールスペー
スへ供給すべき必要最低限のシール空気量をそれぞれ独
立にかつ容易に設定することが可能となる。On the other hand, in this embodiment, seal structures 51a and 51b for suppressing the flow of the seal air from the upstream wheel space 23a to the downstream wheel space 23b are provided between the inner peripheral surface of the diaphragm 5 and the outer peripheral surface of the spacer 20.
Seal air hole 10a to the upstream wheel space 23a
By providing the seal air hole 10b to the wheel space 23b on the downstream side, it is possible to easily and independently set the minimum necessary seal air amount to be supplied to each wheel space.
【００２６】また、本実施形態に示す接触を許容するハ
ニカムシール５１ａを適用すれば間隙のばらつきに依ら
ず、上流側ホイールスペース２３ａから下流側ホイール
スペース２３ｂへのシール空気の流れを抑制することが
可能である。また、ハニカムシールに替えて、接触型シ
ールであるブラシシールを用いることもできる。ハニカ
ムシールやブラシシールを用いた場合、上流側から下流
側ホールスペースにリークする空気量は、従来のラビリ
ンスシールを用いた場合の約１／１０まで低減すること
ができる。Further, if the honeycomb seal 51a which allows the contact shown in the present embodiment is applied, the flow of the sealing air from the upstream wheel space 23a to the downstream wheel space 23b can be suppressed regardless of the variation in the gap. It is possible. Further, a brush seal which is a contact type seal may be used instead of the honeycomb seal. When a honeycomb seal or a brush seal is used, the amount of air leaking from the upstream side to the downstream hole space can be reduced to about 1/10 of that when a conventional labyrinth seal is used.
【００２７】つまり、従来例のように間隙のばらつきを
考慮してシール空気量を設定する必要がなく、その結
果、信頼性確保のために設定間隙を大きくし上乗せして
いたシール空気量を削減することが可能となる。シール
空気量の削減は、圧縮機３０から抽出する空気量の削減
につながり、その結果ガスタービンの熱効率が向上す
る。また、ガスパス中への流出するシール空気量も最小
限度の流量となるため、主流ガス温度低下の緩和および
圧力損失の減少につながり、同じく熱効率が向上する。
また、間隙のばらつきによるシール空気量の変化を考慮
することなく上流側および下流側ホイールスペースに供
給すべきシール空気量を設定できるためガスタービンの
設計が容易になる。That is, unlike the conventional example, it is not necessary to set the seal air amount in consideration of the gap variation, and as a result, the set gap is increased to secure reliability and the added seal air amount is reduced. It becomes possible to do. Reduction of the amount of sealing air leads to reduction of the amount of air extracted from the compressor 30, and as a result, the thermal efficiency of the gas turbine is improved. Further, since the amount of sealing air flowing out into the gas path is also the minimum flow rate, it leads to the alleviation of the temperature drop of the mainstream gas and the pressure loss, and the thermal efficiency is also improved.
Further, the amount of sealing air to be supplied to the upstream and downstream wheel spaces can be set without considering the change in the amount of sealing air due to the variation in the gap, which facilitates the design of the gas turbine.
【００２８】シール空気孔１０ａは、ダイヤフラム５の
円周方向に複数個設けられている。シール空気孔１０ｂ
も、ダイヤフラム５の円周方向に、例えば、シール空気
孔１０ａと同数個設けられている。シール空気孔１０ａ
及びシール空気孔１０ｂの個数は、例えば、４８個であ
る。ここで、上流側のシール空気孔１０ａの直径φａ
は、下流側のシール空気孔１０ｂの直径φｂよりも大き
くしている（φａ＞φｂ）。例えば、φａ＝６ｍｍ，φ
ｂ＝２ｍｍである。これは、必要最低限のシール空気量
を流すための値である。A plurality of sealing air holes 10a are provided in the circumferential direction of the diaphragm 5. Seal air hole 10b
Are also provided in the circumferential direction of the diaphragm 5, for example, as many as the sealing air holes 10a. Seal air hole 10a
The number of the sealing air holes 10b is, for example, 48. Here, the diameter φa of the upstream seal air hole 10a
Is larger than the diameter φb of the downstream seal air hole 10b (φa> φb). For example, φa = 6 mm, φ
b = 2 mm. This is a value for flowing the minimum necessary sealing air amount.
【００２９】以上説明したように、本実施形態によれ
ば、上流側および下流側ホイールスペースに必要最低限
のシール空気量を設定できるようになり、これにより、
ガスタービンの熱効率を向上させることができる。ま
た、間隙のばらつきを考慮する必要性が低くなるため設
計が容易になり、開発工程の短縮あるいはコストの低減
にも寄与する。As described above, according to the present embodiment, it becomes possible to set the minimum required seal air amount in the upstream and downstream wheel spaces, which allows
The thermal efficiency of the gas turbine can be improved. Further, since it becomes less necessary to consider the variation of the gap, the design becomes easy, which contributes to the shortening of the development process or the cost reduction.
【００３０】[0030]
【発明の効果】本発明によれば、間隙の設定が容易で、
ディスクホイールへのシール空気量を削減でき、発電効
率を向上することができる。According to the present invention, it is easy to set the gap,
The amount of sealing air to the disc wheel can be reduced, and power generation efficiency can be improved.
【図１】本発明の一実施形態によるガスタービンの全体
構成を示す部分断面図である。FIG. 1 is a partial cross-sectional view showing an overall configuration of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
【図２】本発明の一実施形態によるガスタービンのター
ビン部の構成を示す部分断面図である。FIG. 2 is a partial cross-sectional view showing the configuration of the turbine section of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
【図３】本発明の一実施形態によるガスタービンの要部
の構成を示す部分断面図である。FIG. 3 is a partial cross-sectional view showing a configuration of a main part of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
２ｂ…第２段静翼 ４ｂ…内径側エンドウォール ５…ダイアフラム ７…第２段静翼内冷却経路 １０ａ…上流側シール空気孔 １０ｂ…下流側シール空気孔 １２ａ…第１段動翼 １２ｂ…第２段動翼 ２０…スペーサ ２３ａ…上流側ホイールスペース ２３ｂ…下流側ホイールスペース ５１ａ…ダイアフラム内周側シール構造 ５１ｂ…スペーサ外周側シール構造 2b ... Second stage stationary blade 4b ... Inner diameter side end wall 5 ... diaphragm 7 ... Cooling path in second stage vane 10a ... upstream side seal air hole 10b ... Downstream seal air hole 12a ... 1st stage rotor blade 12b ... 2nd stage rotor blade 20 ... Spacer 23a ... upstream wheel space 23b ... Downstream wheel space 51a ... Sealing structure on inner peripheral side of diaphragm 51b ... Spacer outer peripheral side seal structure
フロントページの続き (72)発明者 野田 雅美 茨城県日立市大みか町七丁目２番１号 株 式会社日立製作所電力・電機開発研究所内 Ｆターム(参考） 3G002 HA02 HA10 HA18 3J042 AA03 BA03 CA01 CA13 DA06 DA11 Continued front page (72) Inventor Masami Noda 2-12-1 Omika-cho, Hitachi-shi, Ibaraki Prefecture Ceremony Company Hitachi, Ltd. F-term (reference) 3G002 HA02 HA10 HA18 3J042 AA03 BA03 CA01 CA13 DA06 DA11
Claims (3)
イールの外周に装着された動翼と、 複数のディスクホイール間に設けられたスペーサと、 翼内部に冷却経路を有するとともに、エンドウォールを
備える静翼と、 この静翼の内側半径位置でかつ上記スペーサの外側半径
位置に上記静翼に支持された環状のダイアフラムとを有
し、 上記ディスクホイールと、上記スペーサと、上記ダイア
フラムで形成される回転体と静止体の間隙であるホイー
ルスペースを有するガスタービンにおいて、 上記ダイアフラムの内周面と上記スペーサの外周面との
間に設けられたシール構造と、 上記ダイアフラムに形成され、上流側ホイールスペース
にシール空気を供給する上流側シール空気孔と、下流側
ホイールスペースにシール空気を供給する下流側シール
空気孔とを備えたことを特徴とするガスタービン。1. A moving blade mounted on the outer periphery of a plurality of disc wheels rotating about a rotating shaft, a spacer provided between the plurality of disc wheels, a cooling path inside the blade, and an end wall. A stationary vane, and an annular diaphragm supported by the stationary vane at an inner radial position of the stationary vane and at an outer radial position of the spacer, the disc wheel, the spacer, and the diaphragm. In a gas turbine having a wheel space that is a gap between a rotating body and a stationary body, a seal structure provided between an inner peripheral surface of the diaphragm and an outer peripheral surface of the spacer, and an upstream wheel formed on the diaphragm. The upstream seal air hole that supplies the seal air to the space and the downstream seal air hole that supplies the seal air to the downstream wheel space. Gas turbine, characterized in that a Le air hole.
空気孔の孔面積よりも大きいことを特徴とするガスター
ビン。2. The gas turbine according to claim 1, wherein a hole area of the upstream side seal air hole is larger than a hole area of the downstream side seal air hole.
ことを特徴とするガスタービン。3. The gas turbine according to claim 1, wherein the seal structure is formed of a honeycomb seal material.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002157117A JP2003343207A (en) | 2002-05-30 | 2002-05-30 | Gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
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| JP2002157117A JP2003343207A (en) | 2002-05-30 | 2002-05-30 | Gas turbine |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003343207A true JP2003343207A (en) | 2003-12-03 |
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ID=29773107
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-
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- 2002-05-30 JP JP2002157117A patent/JP2003343207A/en active Pending
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