JP2013217220A - Fuel gas compressor, fuel gas compressor moving blade assembling method, and fuel gas compressor moving blade removing method - Google Patents

Fuel gas compressor, fuel gas compressor moving blade assembling method, and fuel gas compressor moving blade removing method Download PDF

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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a fuel gas compressor capable of reducing a burden on a worker engaging in removing work by preventing the fixing of a wing joint of a moving blade and a blade groove of a disk, reducing a burden on the disk and the moving blade, and, furthermore, improving an operation rate by shortening operation time.SOLUTION: A fuel gas compressor includes a moving blade 23 having a moving blade body 52 and a wing joint 55 provided to a base end of the moving blade body 52, a disk 26 disposed on a rotary shaft having a blade groove 58 with which the wing joint 55 engages, and a filler 200 filled in a clearance d between the wing joint 55 and the blade groove 58, which has heat resistance to the working temperature.

Description

この発明は、燃料ガス圧縮機、燃料ガス圧縮機の動翼組み付け方法、および、燃料ガス圧縮機の動翼取り外し方法に関するものである。   The present invention relates to a fuel gas compressor, a method of assembling a moving blade of a fuel gas compressor, and a method of removing a moving blade of a fuel gas compressor.

従来、気体に含まれる腐食性成分によって腐食が生じないように、腐食性成分を含む気体に接触する翼などの部材にポリイミド層による防食コーティングを施した蒸気タービンが知られている（例えば、特許文献１参照）。   2. Description of the Related Art Conventionally, a steam turbine is known in which an anticorrosive coating with a polyimide layer is applied to a member such as a blade that contacts a gas containing a corrosive component so that the corrosive component contained in the gas does not cause corrosion (for example, patents). Reference 1).

特開２００７−２１１６００号公報Japanese Patent Laid-Open No. 2007-211600

ところで、ガスタービンの燃料ガス圧縮機は、図６（ａ）に示すように、回転軸に取り付けられたディスク１２６の翼溝１５８に動翼１２２の翼根１５５が嵌合されて、動翼１２２がディスク１２６に取り付けられており、設計上、翼溝１５８と翼根１５５との間には僅かな隙間ｄが形成されている。そして、上記ガスタービンの燃料ガス圧縮機にあっては、定期検査の際に動翼１２２をディスク１２６から取り外して検査を行っている。   By the way, in the fuel gas compressor of the gas turbine, as shown in FIG. 6A, the blade root 155 of the moving blade 122 is fitted into the blade groove 158 of the disk 126 attached to the rotating shaft, and the moving blade 122. Is attached to the disk 126, and a slight gap d is formed between the blade groove 158 and the blade root 155 by design. In the fuel gas compressor of the gas turbine, the rotor blade 122 is removed from the disk 126 during the periodic inspection and the inspection is performed.

一方、上記ガスタービンで用いる燃料ガスは硫黄分を含有する場合がある。そのため、動翼１２２とディスク１２６とに含まれる鉄と硫黄とが接触することで、図６（ｂ）に示すように硫化鉄を主成分とする腐食生成物の層３００が、動翼１２２およびディスク１２６の互いに対向する面１５６，１６６に形成されてしまう。特に、動翼１２２の翼根１５５とディスク１２６の翼溝１５８との互いに対向する面１５６，１６６に硫化鉄を主成分とする腐食生成物の層３００が形成された場合、翼根１５５と翼溝１５８との間の隙間ｄが埋まって固着してしまう場合がある。そのため、定期検査で動翼１２２をディスク１２６から取り外す際に、上記隙間ｄに潤滑油を浸透させて衝撃を加えるなど、無理矢理ディスク１２６から動翼１２２を取り外していた。さらに、この方法を用いても動翼１２２を取り外すことができない場合には、機械加工を行ってディスク１２６から動翼１２２を取り外していた。そのため、傷つきや変形が生じて動翼１２２への負荷が大きくなってしまうという課題がある。   On the other hand, the fuel gas used in the gas turbine may contain a sulfur content. Therefore, when the iron and sulfur contained in the rotor blade 122 and the disk 126 come into contact with each other, the layer 300 of the corrosion product mainly composed of iron sulfide as shown in FIG. The disk 126 is formed on the surfaces 156 and 166 facing each other. In particular, when the corrosion product layer 300 mainly composed of iron sulfide is formed on the mutually facing surfaces 156 and 166 of the blade root 155 of the rotor blade 122 and the blade groove 158 of the disk 126, the blade root 155 and the blade The gap d between the grooves 158 may be filled and fixed. For this reason, when removing the moving blade 122 from the disk 126 in the periodic inspection, the moving blade 122 is forcibly removed from the disk 126 by, for example, injecting lubricating oil into the gap d and applying an impact. Further, when the moving blade 122 cannot be removed even using this method, the moving blade 122 is removed from the disk 126 by machining. For this reason, there is a problem that the load on the moving blade 122 is increased due to damage or deformation.

また、上記定期検査は、その実施間隔の延長が要望されており、仮に実施間隔が延長された場合には、ディスク１２６から動翼１２２を取り外さない期間が長くなるため、動翼１２２とディスク１２６間における固着度がより進行してしまうことが懸念されている。   Further, it is desired to extend the execution interval of the periodic inspection. If the execution interval is extended, the period during which the rotor blade 122 is not removed from the disk 126 becomes longer. There is concern that the degree of adhesion between the two will further progress.

この発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、動翼の翼根とディスクの翼溝との固着を防止して、取り外し作業にかかる作業者の負担を軽減するとともに、ディスクや動翼にかかる負荷を軽減することができ、さらには、作業時間の短縮によりガスタービン等の稼働率向上を図ることができる燃料ガス圧縮機、燃料ガス圧縮機の動翼組み付け方法、および、燃料ガス圧縮機の動翼取り外し方法を提供するものである。   The present invention has been made in view of the above circumstances, and prevents the blade root of the moving blade and the blade groove of the disk from sticking, thereby reducing the burden on the operator for the removal work, and the disk and the moving blade. The fuel gas compressor, the method of assembling the moving blades of the fuel gas compressor, and the fuel gas compression capable of reducing the work load and further improving the operating rate of the gas turbine and the like by shortening the working time A method for removing a moving blade of a machine is provided.

上記の課題を解決するために以下の構成を採用する。
この発明に係る燃料ガス圧縮機は、翼本体、および、翼本体の基端に設けられた翼根を有する動翼と、回転軸に設けられて前記翼根が嵌合される翼溝を有するディスクと、前記翼根と前記翼溝との隙間に充填され、使用温度に対する耐熱性を有した充填材とを備えることを特徴としている。
このように構成することで、耐熱性を有した充填材により、互いに対向する動翼の翼根の面およびディスクの翼溝の面が、それぞれ燃料ガスに接触するのを防止することができるため、翼根と翼溝との隙間に硫化鉄を主成分とする腐食生成物の層が形成されるのを防止することができる。 In order to solve the above problems, the following configuration is adopted.
A fuel gas compressor according to the present invention has a blade main body, a moving blade having a blade root provided at a base end of the blade main body, and a blade groove provided on a rotating shaft and fitted with the blade root. It is characterized by comprising a disk and a filler that fills the gap between the blade root and the blade groove and has heat resistance against the operating temperature.
With such a configuration, the heat-resistant filler can prevent the blade root surface and the blade groove surface of the disk facing each other from coming into contact with the fuel gas, respectively. It is possible to prevent formation of a corrosion product layer mainly composed of iron sulfide in the gap between the blade root and the blade groove.

また、この発明に係る燃料ガス圧縮機の動翼組み付け方法は、回転軸に設けられたディスクに動翼を組み付けるガスタービンの動翼組み付け方法において、前記ディスクに形成された翼溝に、前記動翼の翼根を嵌合する工程と、前記翼溝と前記翼根との隙間に、使用温度に対する耐熱性を有した充填材を充填する工程とを備えることを特徴としている。
このように構成することで、ディスクに動翼を組み付けた後に、翼溝と翼根との隙間に充填材を充填すればよいため、容易に充填材を充填することができると共に、燃料ガスが翼溝および翼根に接触するのを防止することができる。 Also, a moving blade assembly method for a fuel gas compressor according to the present invention is the method for assembling a moving blade to a disk provided on a rotating shaft, wherein the moving blade is assembled in a blade groove formed in the disk. The method includes a step of fitting a blade root of a blade, and a step of filling a gap between the blade groove and the blade root with a filler having heat resistance against a use temperature.
By configuring in this way, it is only necessary to fill the gap between the blade groove and the blade root after assembling the rotor blade to the disk, so that the filler can be easily filled and the fuel gas Contact with the blade groove and blade root can be prevented.

また、この発明に係る燃料ガス圧縮機の動翼取り外し方法は、回転軸に設けられたディスクに組みつけられた動翼を、前記ディスクから取り外すガスタービンの動翼取り外し方法において、前記ディスクに形成された翼溝と、該翼溝に嵌合された動翼の翼根との間に充填された、使用温度に対する耐熱性を有した充填材の少なくとも一部を溶解させる溶解工程と、該溶解工程の実施後に、前記翼根を前記翼溝から引き抜く引き抜き工程と、引き抜かれた後の前記翼溝の表面および前記翼根の表面に残存する充填材を除去する除去工程とを備えることを特徴としている。
このように構成することで、溶解工程によって翼溝と翼根との隙間に充填した充填材のみを溶解するとともに、充填材の少なくとも一部を溶解させることができるため、充填材による動翼とディスクとの固着力を弱めて、引き抜き工程でディスクから動翼を円滑に取り外すことができる。さらに、翼根が翼溝から引き抜かれた後に、除去工程によって翼溝の表面および翼根の表面に残存する充填材を除去することで、充填材を容易且つ確実に除去することができる。そして、翼溝と翼根との表面に充填材が残存するのを防止することができるため、再度翼溝に翼根を嵌合する際に、充填材の充填不良が発生するのを防止することができる。 The method of removing a moving blade of a fuel gas compressor according to the present invention is the method of removing a moving blade assembled to a disk provided on a rotating shaft from the disk in the moving blade removing method of a gas turbine. A melting step of melting at least a part of the filler having heat resistance to the use temperature, which is filled between the blade groove and the blade root of the moving blade fitted in the blade groove; After the execution of the step, the method includes a drawing step of pulling out the blade root from the blade groove, and a removing step of removing the surface of the blade groove after being pulled out and the filler remaining on the surface of the blade root. It is said.
By configuring in this way, it is possible to dissolve only the filler filled in the gap between the blade groove and the blade root in the melting step, and to dissolve at least a part of the filler. By weakening the fixing force with the disk, the moving blade can be smoothly removed from the disk in the pulling process. Furthermore, after the blade root is pulled out from the blade groove, the filler can be easily and reliably removed by removing the blade groove surface and the filler remaining on the blade root surface in the removal step. Further, since it is possible to prevent the filler from remaining on the surfaces of the blade groove and the blade root, when the blade root is fitted into the blade groove again, the filling failure of the filler is prevented. be able to.

この発明に係る燃料ガス圧縮機、燃料ガス圧縮機の動翼組み付け方法、および、燃料ガス圧縮機の動翼取り外し方法によれば、動翼の翼根とディスクの翼溝との固着を防止して、取り外し作業にかかる作業者の負担を軽減するとともに、動翼にかかる負荷を軽減することが可能となる。   According to the fuel gas compressor, the moving blade assembly method of the fuel gas compressor, and the moving blade removal method of the fuel gas compressor according to the present invention, the blade root of the moving blade and the blade groove of the disk are prevented from sticking. As a result, it is possible to reduce the burden on the moving blades while reducing the burden on the operator for the removal work.

本発明の実施形態における燃料ガス圧縮機を備えるガスタービン設備の概略構成を示す半断面図である。It is a half sectional view showing a schematic structure of gas turbine equipment provided with a fuel gas compressor in an embodiment of the present invention. 上記燃料ガス圧縮機の動翼およびディスクの斜視図である。It is a perspective view of the moving blade and disk of the said fuel gas compressor. 上記動翼の翼根およびディスクの翼溝の断面図であり、（ａ）は全体図、（ｂ）は隙間ｄの部分拡大図である。It is sectional drawing of the blade root of the said moving blade, and the blade groove | channel of a disk, (a) is a general view, (b) is the elements on larger scale of the clearance gap d. 充填材に酸性溶液を滴下させている状態を示す図３（ａ）に相当する図である。It is a figure corresponded to Fig.3 (a) which shows the state which has dripped the acidic solution to the filler. 充填材が溶解された状態の図３（ｂ）に相当する図である。It is a figure corresponded in FIG.3 (b) of the state by which the filler was melt | dissolved. 従来の図３に相当する図であり（ａ）は全体図、（ｂ）は部分拡大図である。It is a figure equivalent to the conventional FIG. 3, (a) is a general view, (b) is a partial enlarged view.

次に、この発明の実施形態における燃料ガス圧縮機について図面を参照して説明する。
図１は、この実施形態における燃料ガス圧縮機を備えるガスタービン設備の概略構成図である。
同図に示すように、ガスタービン設備１０は、ガスタービン１１と、ガスタービン１１へ送る燃焼用の空気を吸気フィルタ１２経由で取り込んで圧縮する空気圧縮機１３と、ガスタービン１１の回転駆動力で発電する発電機１４と、ガスタービン１１から排出されるガスの排熱回収を行う排熱回収ボイラｂとを備えている。また、ガスタービン１１は、タービンを有するタービン本体１５と、タービン本体１５に燃焼ガスを送り込む燃焼器１６とを備えている。タービン本体１５と、空気圧縮機１３と、発電機１４とは、共通のロータ軸１７にて接続されており、ロータ軸１７の端部には、ロータ軸１７の回転を増速する増速ギヤ１８が設けられている。 Next, a fuel gas compressor according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine facility including a fuel gas compressor in this embodiment.
As shown in the figure, a gas turbine facility 10 includes a gas turbine 11, an air compressor 13 that takes in and compresses combustion air to be sent to the gas turbine 11 via an intake filter 12, and a rotational driving force of the gas turbine 11. And a waste heat recovery boiler b that recovers exhaust heat of the gas discharged from the gas turbine 11. The gas turbine 11 includes a turbine body 15 having a turbine, and a combustor 16 that sends combustion gas to the turbine body 15. The turbine body 15, the air compressor 13, and the generator 14 are connected by a common rotor shaft 17, and a speed increasing gear for increasing the rotation of the rotor shaft 17 is provided at the end of the rotor shaft 17. 18 is provided.

上記ガスタービン設備１０には、さらに、製鉄所の複数の高炉からＢＦＧ（Blast Furnace Gas）をガスタービン１１に送るＢＦＧガスライン１９が敷設されている。このＢＦＧガスライン１９には、ＢＦＧ中のダストなどを除去する集塵器（Ｅ／Ｐ）２０を介して、燃料ガスを圧縮する燃料ガス圧縮機２１が接続されている。ここで、集塵機２０とＢＦＧガスライン１９との間には、燃料ガスのカロリー調整用の増熱ガスであるＣＯＧ（Coke Oven Gas）が合流可能となっている。このＣＯＧは、同じ製鉄所内の複数のコークス炉から供給され、上記燃料ガスは、主にＢＦＧとＣＯＧとからなる。   The gas turbine facility 10 is further provided with a BFG gas line 19 for sending BFG (Blast Furnace Gas) to the gas turbine 11 from a plurality of blast furnaces in an ironworks. A fuel gas compressor 21 that compresses fuel gas is connected to the BFG gas line 19 via a dust collector (E / P) 20 that removes dust and the like in the BFG. Here, between the dust collector 20 and the BFG gas line 19, COG (Coke Oven Gas), which is a heat increasing gas for adjusting the calorie of the fuel gas, can be merged. This COG is supplied from a plurality of coke ovens in the same steelworks, and the fuel gas mainly consists of BFG and COG.

燃料ガス圧縮機２１は、いわゆる軸流式の圧縮機であって、上記集塵器２０によりダストなどが除去された燃料ガスを、上記増速ギヤ１８を介して伝達された回転駆動力を用いて圧縮する。燃料ガス圧縮機２１により圧縮された圧縮燃料ガスは、ガスタービン１１の燃焼器１６に供給されて燃焼される。一方で、燃料ガス圧縮機２１によって圧縮された圧縮燃料ガスのうち、余剰分は、ガス冷却器２２によって冷やされた後に、ＢＦＧガスライン１９に戻されることとなる。   The fuel gas compressor 21 is a so-called axial flow type compressor, and uses the rotational driving force transmitted through the speed-up gear 18 to the fuel gas from which dust and the like have been removed by the dust collector 20. Compress. The compressed fuel gas compressed by the fuel gas compressor 21 is supplied to the combustor 16 of the gas turbine 11 and burned. On the other hand, after the compressed fuel gas compressed by the fuel gas compressor 21 is cooled by the gas cooler 22, it is returned to the BFG gas line 19.

次に、軸流圧縮機である燃料ガス圧縮機２１の動翼とディスクとの嵌合構造について図面を参照して説明する。
図２、図３に示すように、動翼２３は、動翼本体５２のディスク２６側の基端部に、翼根５５を備えている。翼根５５は、ディスク２６側の端部に向かうほどその厚さが増加する断面略台状に形成されている。より具体的には、翼根５５は、その厚さ方向両側に、その端部側ほど厚さ方向外側に延びる傾斜面５６と、これら傾斜面５６の端部同士を繋ぐ底面５７とを備えている。 Next, a fitting structure between the moving blade and the disk of the fuel gas compressor 21 which is an axial flow compressor will be described with reference to the drawings.
As shown in FIGS. 2 and 3, the moving blade 23 includes a blade root 55 at the base end portion of the moving blade body 52 on the disk 26 side. The blade root 55 is formed in a substantially trapezoidal cross section whose thickness increases toward the end on the disk 26 side. More specifically, the blade root 55 is provided with inclined surfaces 56 that extend outward in the thickness direction toward the ends thereof on both sides in the thickness direction, and a bottom surface 57 that connects the ends of the inclined surfaces 56. Yes.

一方、ディスク２６は、その外周部に、ロータ軸１７の略軸方向Ｄに沿って形成された複数の翼溝５８を備えている。これら翼溝５８は、ディスク２６の周方向Ｒに等間隔で形成され、上述した翼根５５よりも僅かに大きい断面形状を有している。即ち、上記傾斜面５６に対向する２つの傾斜面６６と、底面５７に対向する底面６７とを備えている。   On the other hand, the disk 26 includes a plurality of blade grooves 58 formed along the substantially axial direction D of the rotor shaft 17 on the outer peripheral portion thereof. These blade grooves 58 are formed at equal intervals in the circumferential direction R of the disk 26 and have a slightly larger cross-sectional shape than the blade root 55 described above. That is, two inclined surfaces 66 that face the inclined surface 56 and a bottom surface 67 that faces the bottom surface 57 are provided.

上記翼根５５と翼溝５８とは、いわゆるダブテール構造であり、翼溝５８に対して翼根５５を軸方向Ｄからスライド挿入することで、ディスク２６に対して動翼２３が嵌合可能とされている。この構造により、圧縮機２のロータ軸１７が回転して動翼２３に比較的大きな遠心力が作用したとしても、翼根５５の傾斜面５６が傾斜面６６に突き当たり、動翼２３の遠心方向への変位が規制されるようになっている。なお、翼根５５と動翼本体５２との間には、周方向Ｒに延出するプラットフォームｐ（図２参照）が形成されている。上述した動翼２３およびディスク２６を形成する材料は、鉄、クロム、コバルトを含む合金や、鉄、クロム、モリブデンを含む合金等が主に用いられている。   The blade root 55 and the blade groove 58 have a so-called dovetail structure, and the blade 23 can be fitted into the disk 26 by slidingly inserting the blade root 55 into the blade groove 58 from the axial direction D. Has been. With this structure, even if the rotor shaft 17 of the compressor 2 rotates and a relatively large centrifugal force acts on the rotor blade 23, the inclined surface 56 of the blade root 55 hits the inclined surface 66, and the centrifugal direction of the rotor blade 23 is increased. Displacement to is regulated. A platform p (see FIG. 2) extending in the circumferential direction R is formed between the blade root 55 and the rotor blade body 52. As the material for forming the moving blade 23 and the disk 26 described above, an alloy containing iron, chromium, cobalt, an alloy containing iron, chromium, molybdenum, or the like is mainly used.

図３（ａ），（ｂ）に示すように、翼根５５の外面と翼溝５８の内面との間には隙間ｄ（最大１００μｍ程度）が形成されている。そして、この隙間ｄには、充填材２００が充填されている。充填材２００は、圧縮機２の使用温度（例えば、４００℃程度）に対して十分な耐熱性を有している。充填材２００としては、上記使用温度に対する耐熱性に加えて、酸性溶液により溶解可能であればよく、例えば、炭酸カルシウム、アルミニウム、亜鉛などを用いることができる。   As shown in FIGS. 3A and 3B, a gap d (about 100 μm at maximum) is formed between the outer surface of the blade root 55 and the inner surface of the blade groove 58. The gap d is filled with a filler 200. The filler 200 has sufficient heat resistance with respect to the operating temperature of the compressor 2 (for example, about 400 ° C.). As the filler 200, in addition to the heat resistance with respect to the use temperature, it is sufficient if it can be dissolved by an acidic solution. For example, calcium carbonate, aluminum, zinc, or the like can be used.

上記充填材２００を溶解する酸性溶液としては、クエン酸や塩酸などの溶液を用いることができる。特に、上記動翼２３やディスク２６を溶解させることなく、充填材２００のみを選択的に溶解可能であることが望ましく、特に、充填材２００としては弱酸でも溶解する炭酸カルシウム、酸性溶液としてはクエン酸溶液を用いるのが好ましい。   As an acidic solution for dissolving the filler 200, a solution such as citric acid or hydrochloric acid can be used. In particular, it is desirable that only the filler 200 can be selectively dissolved without dissolving the rotor blades 23 and the disks 26. In particular, the filler 200 is calcium carbonate that dissolves even with a weak acid, and the acidic solution is a quencher. It is preferable to use an acid solution.

上述した充填材２００は、例えば、炭酸カルシウム、アルミニウム、亜鉛の微粒子をそれぞれ溶媒に混練又は分散により混ぜて隙間ｄに充填してもよい。この場合、翼根５５を翼溝５８に嵌合させた後に流し込んだり、含浸させたりして充填してもよい。また、翼根５５を翼溝５８に嵌合する前に、翼根５５の外面および翼溝５８の内面に、噴霧、はけ塗り等により充填材２００を塗布してから翼根５５を翼溝５８に嵌合させるようにしてもよい。また、上記微粒子を混ぜる溶媒としては、水や有機溶媒などを用いることができる。さらに、有機溶媒としてはアセトンなどを用いることができる。   In the filler 200 described above, for example, fine particles of calcium carbonate, aluminum, and zinc may be mixed in a solvent by kneading or dispersing to fill the gap d. In this case, the blade root 55 may be filled after being fitted into the blade groove 58 or impregnated. Before the blade root 55 is fitted into the blade groove 58, the filler 200 is applied to the outer surface of the blade root 55 and the inner surface of the blade groove 58 by spraying, brushing, or the like, and then the blade root 55 is removed from the blade groove 55. 58 may be fitted. Moreover, water, an organic solvent, etc. can be used as a solvent with which the fine particles are mixed. Further, acetone or the like can be used as the organic solvent.

この実施形態における燃料ガス圧縮機２１は、上記構成を備えており、次に、上述した動翼２３とディスク２６との組み付け方法について説明する。なお、この実施形態においては、翼溝５８に翼根５５を嵌合した後に、隙間ｄに充填材２００を充填する場合を一例にして説明する。
まず、ディスク２６に形成された翼溝５８に動翼２３の翼根５５を嵌合する工程として、翼溝５８に対して翼根５５を軸方向Ｄからスライド嵌合させる。 The fuel gas compressor 21 in this embodiment has the above-described configuration. Next, a method for assembling the moving blade 23 and the disk 26 will be described. In this embodiment, the case where the gap 200 is filled with the filler 200 after the blade root 55 is fitted into the blade groove 58 will be described as an example.
First, as a step of fitting the blade root 55 of the rotor blade 23 into the blade groove 58 formed in the disk 26, the blade root 55 is slid and fitted to the blade groove 58 from the axial direction D.

次いで、充填材２００を充填する工程として、翼溝５８と翼根５５との隙間ｄに、充填材２００を充填する。この際、充填材２００が、ディスク２６の外周面の位置まで満たされるのが好ましい。ここで、硫化鉄を主成分とする腐食生成物が翼溝５８と翼根５５との隙間ｄに僅かに生成されたとしても、翼根５５と翼溝５８との固着は非常に弱いものとなる。そのため、充填材２００は、必ずしも隙間ｄを全て埋め尽くすように充填しなくてもよい。以上で、動翼２３のディスク２６への組み付けが完了する。   Next, as a step of filling the filler 200, the filler 200 is filled in the gap d between the blade groove 58 and the blade root 55. At this time, the filler 200 is preferably filled up to the position of the outer peripheral surface of the disk 26. Here, even if a corrosion product mainly composed of iron sulfide is generated in the gap d between the blade groove 58 and the blade root 55, the adhesion between the blade root 55 and the blade groove 58 is very weak. Become. Therefore, the filling material 200 does not necessarily need to be filled so as to completely fill the gap d. Thus, the assembly of the rotor blade 23 to the disk 26 is completed.

次に、上述した動翼２３をディスク２６から取り外す方法について説明する。
まず、図４に示すように、溶解工程として、酸性溶液をディスク２６に形成された翼溝５８と、翼溝５８に嵌合された翼根５５との隙間ｄに充填された充填材２００上に滴下等により接触させる。すると、充填材２００だけが徐々に溶解して、隙間ｄの充填材２００が除去される（図５参照）。その後、充填材２００による翼根５５と翼溝５８との固着力が翼根５５をスムーズに取り外し可能な程度なるまで酸性溶液による充填材２００の溶解を継続する。即ち、充填材２００が全て溶解される必要はなく、翼根５５をスムーズに取り外し可能な程度に充填材２００の少なくとも一部を溶解させればよい。 Next, a method for removing the moving blade 23 from the disk 26 will be described.
First, as shown in FIG. 4, as a dissolving step, the filler 200 is filled in the gap d between the blade groove 58 formed in the disk 26 and the blade root 55 fitted in the blade groove 58. Is brought into contact with each other by dripping. Then, only the filler 200 is gradually dissolved, and the filler 200 in the gap d is removed (see FIG. 5). Thereafter, dissolution of the filler 200 with the acidic solution is continued until the adhering force between the blade root 55 and the blade groove 58 by the filler 200 is such that the blade root 55 can be removed smoothly. That is, it is not necessary for the filler 200 to be completely dissolved, and it is sufficient to dissolve at least a part of the filler 200 to such an extent that the blade root 55 can be removed smoothly.

次いで、引き抜き工程として充填材２００が十分除去されたところで、翼根５５に対して軸方向Ｄの力を加えて、翼根５５を翼溝５８から引き抜く。
翼根５５が翼溝５８から引き抜かれると、翼溝５８の表面および翼根５５の表面には充填材２００が残存しているため、除去工程として、この残存している充填材２００を削り取ったり、酸性溶液を用いたりして全て除去する。以上で、動翼２３のディスク２６からの取り外しが完了する。なお、この翼根５５から充填材２００を除去した動翼２３は、定期点検による検査などに供される。 Next, when the filler 200 is sufficiently removed as a drawing step, a force in the axial direction D is applied to the blade root 55 to pull out the blade root 55 from the blade groove 58.
When the blade root 55 is pulled out from the blade groove 58, the filler 200 remains on the surface of the blade groove 58 and the surface of the blade root 55. Therefore, the remaining filler 200 is scraped off as a removal step. Remove everything using an acidic solution. Thus, the removal of the moving blade 23 from the disk 26 is completed. The rotor blade 23 from which the filler 200 has been removed from the blade root 55 is used for inspection by periodic inspection.

したがって、上述した実施形態の燃料ガス圧縮機２１によれば、耐熱性を有した充填材２００により、互いに対向する動翼２３の翼根５５の傾斜面５６、底面５７、および、ディスク２６の翼溝５８の傾斜面６６、底面６７が、それぞれ燃料ガスに接触するのを防止することができるため、翼根５５と翼溝５８との隙間ｄに硫化鉄を主成分とする腐食生成物の層が形成されるのを防止することができる。その結果、動翼２３の翼根５５とディスク２６の翼溝５８との固着を防止して、取り外し作業にかかる作業者の負担を軽減するとともに、動翼２３にかかる負荷を軽減することが可能となる。   Therefore, according to the fuel gas compressor 21 of the above-described embodiment, the inclined surface 56 and the bottom surface 57 of the blade root 55 of the moving blade 23 facing each other and the blades of the disk 26 by the filler 200 having heat resistance. Since it is possible to prevent the inclined surface 66 and the bottom surface 67 of the groove 58 from coming into contact with the fuel gas, the corrosion product layer mainly composed of iron sulfide is formed in the gap d between the blade root 55 and the blade groove 58. Can be prevented. As a result, it is possible to prevent the blade root 55 of the rotor blade 23 and the blade groove 58 of the disk 26 from sticking, thereby reducing the burden on the operator for the removal operation and reducing the load on the rotor blade 23. It becomes.

さらに、ディスク２６に動翼２３を組み付けた後に、翼溝５８と翼根５５との隙間ｄに充填材２００を充填すればよいため、容易に充填材２００を充填することができると共に、燃料ガスが翼溝５８および翼根５５に接触するのを防止することができる。そのため、翼溝５８および翼根５５に硫化物を主成分とする腐食生成物の層が形成されるのを防止することができる。   Further, since the filler 200 may be filled in the gap d between the blade groove 58 and the blade root 55 after the rotor blade 23 is assembled to the disk 26, the filler 200 can be easily filled and the fuel gas Can be prevented from contacting the blade groove 58 and the blade root 55. Therefore, it is possible to prevent formation of a corrosion product layer mainly composed of sulfide in the blade groove 58 and the blade root 55.

また、翼溝５８と翼根５５との隙間ｄに充填した充填材２００のみを溶解するとともに、充填材２００の少なくとも一部を溶解させることができるため、充填材２００による動翼２３とディスク２６との固着力を弱めて、ディスク２６から動翼２３を円滑に取り外すことができる。さらに、翼根５５が翼溝５８から引き抜かれた後に、翼溝５８の表面（内面）および翼根５５の表面（外面）に残存する充填材２００を除去することで、充填材２００を容易且つ確実に除去することができる。そして、翼溝５８と翼根５５との表面に充填材２００が残存するのを防止することができるため、再度翼溝５８に翼根５５を嵌合する際に、充填材２００の充填不良が発生するのを防止することができる。   In addition, since only the filler 200 filled in the gap d between the blade groove 58 and the blade root 55 can be dissolved, and at least a part of the filler 200 can be dissolved, the rotor blade 23 and the disk 26 by the filler 200 can be dissolved. The blade 23 can be removed smoothly from the disk 26. Further, after the blade root 55 is pulled out from the blade groove 58, the filler 200 remaining on the surface (inner surface) of the blade groove 58 and the surface (outer surface) of the blade root 55 is removed, so that the filler 200 can be easily and It can be removed reliably. Further, since it is possible to prevent the filler 200 from remaining on the surfaces of the blade groove 58 and the blade root 55, when the blade root 55 is fitted again into the blade groove 58, there is a poor filling of the filler 200. It can be prevented from occurring.

なお、この発明は上述した各実施形態の構成に限られるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で設計変更可能である。
例えば、上記実施形態においては、翼根５５が断面略台状の場合を一例にして説明したが、動翼２３に遠心力が作用した際に、動翼２３のディスク２６径方向への変位を規制できる形状であれば上記形状に限られるものではない。 The present invention is not limited to the configuration of each of the above-described embodiments, and the design can be changed without departing from the gist thereof.
For example, in the above embodiment, the case where the blade root 55 has a substantially trapezoidal cross section has been described as an example. However, when centrifugal force acts on the moving blade 23, the displacement of the moving blade 23 in the radial direction of the disk 26 is changed. The shape is not limited to the above as long as it can be regulated.

また、上述した実施形態においては、動翼２３を一例にして説明したが、動翼２３に限られず、タービン動翼６の翼根（図示せず）とディスクの翼溝（図示せず）との隙間に酸性溶液により選択的に溶解可能な充填材を充填するようにしても良い。   In the above-described embodiment, the rotor blade 23 is described as an example. However, the rotor blade 23 is not limited to the rotor blade 23, and the blade root (not shown) of the turbine rotor blade 6 and the blade groove (not shown) of the disk are used. The gap may be filled with a filler that can be selectively dissolved by an acidic solution.

１７ ロータ軸（回転軸）
２３ 動翼
２６ ディスク
５２ 動翼本体（翼本体）
５５ 翼根
５８ 翼溝
２００ 充填材 17 Rotor shaft (rotating shaft)
23 blade 26 disk 52 blade body (blade body)
55 Blade root 58 Blade groove 200 Filler

Claims (3)

翼本体、および、翼本体の基端に設けられた翼根を有する動翼と、
回転軸に設けられて前記翼根が嵌合される翼溝を有するディスクと、
前記翼根と前記翼溝との隙間に充填され、使用温度に対する耐熱性を有した充填材とを備えることを特徴とする燃料ガス圧縮機。 A blade having a blade root and a blade root provided at a base end of the blade body;
A disk having a blade groove provided on a rotating shaft and fitted with the blade root;
A fuel gas compressor, comprising: a filler filled in a gap between the blade root and the blade groove and having heat resistance against a use temperature. 回転軸に設けられたディスクに動翼を組み付ける燃料ガス圧縮機の動翼組み付け方法において、
前記ディスクに形成された翼溝に、前記動翼の翼根を嵌合する工程と、
前記翼溝と前記翼根との隙間に、使用温度に対する耐熱性を有した充填材を充填する工程とを備えることを特徴とする燃料ガス圧縮機の動翼組み付け方法 In the method of assembling the moving blades of the fuel gas compressor, which attaches the moving blades to the disk provided on the rotating shaft,
Fitting a blade root of the moving blade into a blade groove formed in the disk;
A method of assembling a moving blade of a fuel gas compressor, comprising: filling a gap between the blade groove and the blade root with a filler having heat resistance against a use temperature. 回転軸に設けられたディスクに組みつけられた動翼を、前記ディスクから取り外す燃料ガス圧縮機の動翼取り外し方法において、
前記ディスクに形成された翼溝と、該翼溝に嵌合された動翼の翼根との隙間に充填された、使用温度に対する耐熱性を有した充填材の少なくとも一部を溶解させる溶解工程と、
該溶解工程の実施後に、前記翼根を前記翼溝から引き抜く引き抜き工程と、
引き抜かれた後の前記翼溝の表面および前記翼根の表面に残存する充填材を除去する除去工程とを備えることを特徴とする燃料ガス圧縮機の動翼取り外し方法。 In the method of removing the moving blades attached to the disk provided on the rotating shaft, the moving blades of the fuel gas compressor for removing from the disk
A melting step of dissolving at least a part of a filler having heat resistance against use temperature, which is filled in a gap between a blade groove formed in the disk and a blade root of a moving blade fitted in the blade groove. When,
After performing the melting step, a drawing step for drawing the blade root from the blade groove;
A removal step of removing a filler remaining on the surface of the blade groove and the surface of the blade root after being pulled out.
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