JP2014141910A - ガスタービン - Google Patents

Abstract

【課題】タービンの上流側の高温部においても、シール性能を高めることができるシール装置を備えたガスタービンを提供する。
【解決手段】ロータ５を形成するディスクホイール４ａと、前記ディスクホイール４ａの外周に装着されたシャンク７ａ及び動翼プロファイル部２２ａで形成される動翼２ａと、静翼プロファイル部１２ａと前記静翼プロファイル部の内周側に設けた内周エンドウォール１４ａとで形成される静翼１ａと、前記静翼の前記内周エンドウォール１４ａの内径面に対向するように前記動翼のシャンク７ａに設けたシールフィン８ａとを備えたガスタービンにおいて、前記シールフィン８ａと対向する前記静翼の前記内周エンドウォール１４ａの内径面の部位にアブレイダブルコーティング２８ａを施工した。
【選択図】 図３

Description

本発明は、ガスタービンに係り、更に詳しくは、燃焼ガスのホイールスペースへの侵入を防ぐシール装置を備えたガスタービンに関する。

圧縮機と燃焼器とタービンとを備えるガスタービンにおいて、圧縮機により加圧された空気は、燃焼器に供給され、燃料と共に燃焼させられて高温の燃焼ガスとなる。この燃焼ガスがタービンを通って膨張することで、ロータとともに回転する動翼を回転させ、シャフトを回転させる。

高温の燃焼ガスに晒されるタービンの動翼は、耐高温の仕様で設計されるが、ロータはそのように設計されないため、高温の燃焼ガスのホイールスペースへの侵入を防ぐ必要がある。このため、例えば、動翼シャンク部にシールフィンを設置して、ホイールスペースに圧縮機から加圧空気を供給しパージすることで、燃焼ガスの侵入を防いでいる。

このようなシール装置において、高温燃焼ガス側にもれる冷却空気量を少なくし、ガスタービンの性能低下を防止するために、動翼のプラットフォームの端部にシール板を取り付け、シール板上部に設けたシールフィンと静翼の内側シュラウドの端部下面のハニカムシールとでシール部を構成したガスタービンシール装置がある（例えば、特許文献１参照）。

特開平１０−２５２４１２号公報

上述した特許文献１の技術によれば、動翼のプラットフォーム下部のシール板上部にハニカムシールと対向する複数のシールフィンを、流出空気流に対して傾斜して設けたので、流出しようとする空気の抵抗が増加し、シール性が向上する。この結果、ガスタービンの性能の低下を防止できる。

ところで、ハニカムシールは、静翼の内側シュラウドの端部下面にハニカム材を例えばＮｉロウ材を用いたロウ付けにより接合することで形成されている。Ｎｉロウ材は、約１０００℃の高温で溶着し、内側シュラウドの端部下面とハニカム材とを接合固定している。このため、ハニカムシールは、タービンの第３段や第４段などの比較的低温部において、適用される場合が多く、上流側であって、高温の燃焼ガスが導かれるタービンの初段や第２段等の高温部に適用することは難しいという課題があった。

本発明は、上述の事柄に基づいてなされたものであって、その目的は、タービンの上流側の高温部においても、シール性能を高めることのできるシール装置を備えたガスタービンを提供するものである。

上記課題を解決するために、例えば特許請求の範囲に記載の構成を採用する。本願は、上記課題を解決する手段を複数含んでいるが、その一例を挙げるならば、ロータを形成するディスクホイールと、前記ディスクホイールの外周に装着されたシャンク及び動翼プロファイル部で形成される動翼と、静翼プロファイル部と前記静翼プロファイル部の内周側に設けた内周エンドウォールとで形成される静翼と、前記静翼の前記内周エンドウォールの内径面に対向するように前記動翼のシャンクに設けたシールフィンとを備えたガスタービンにおいて、前記シールフィンと対向する前記静翼の前記内周エンドウォールの内径面の部位にアブレイダブルコーティングを施工した、ことを特徴とする。

本発明によれば、タービン部の上流側において、回転体である動翼のシャンク部にシールフィンを設け、このシールフィンに対向する静止体である静翼のエンドウォールの内周面に、セラミックス製のアブレイダブルコーティングを施工したので、高温部においても、シール性能を高めることができる。

本発明のガスタービンの一実施の形態を示すシステム構成図である。 本発明のガスタービンの一実施の形態を構成するタービン部を示す断面図である。 本発明のガスタービンの一実施の形態を構成するシール装置を示す断面図である。 本発明のガスタービンの一実施の形態を構成するシール装置におけるセラミックス製のアブレイダブルコーティングの一例を示す断面図である。

以下に、本発明のガスタービンの実施の形態を図面を用いて説明する。図１は本発明のガスタービンの一実施の形態を示すシステム構成図である。

図１において、ガスタービン１０１は、主に、圧縮機１０２，燃焼器１０３，タービン１０４から構成される。圧縮機１０２は、大気空気を吸入して圧縮し、圧縮空気１０６を生成し、生成した圧縮空気１０６を燃焼器１０３へ送る。燃焼器１０３は、圧縮機１０２が生成した圧縮空気１０６と図示しない燃料流量調整弁を介して供給された燃料とを混合燃焼させて燃焼ガス１０７を生成し、この燃焼ガス１０７をタービン１０４へ導出する。

燃焼器１０３から導かれた燃焼ガス１０７は、タービン１０４において、静翼を経て動翼に噴射され、タービン軸１０５を回転させる。タービン軸１０５の回転力によって、タービン１０４に接続される図示しない発電機などの機器と圧縮機１０２とを駆動させる。燃焼ガス１０７は、エネルギをタービン１０４で回収された後に、図示しない排気ディフューザを経て、排気として大気へ排出される。

また、圧縮機１０２で圧縮された空気の一部、或いは圧縮機１０２の途中段落から抽気した空気は、冷却流路１１４を通じてタービン１０４に導かれ、タービンに設けられた静翼、動翼等の冷却空気として用いられる。

次に、本発明のガスタービンの一実施の形態の構造について図２を用いて説明する。図２は本発明のガスタービンの一実施の形態を構成するタービン部を示す断面図である。具体的には、タービン部の初段と２段の段落を示している。

図２において、初段動翼２ａは、動翼プロファイル部２２ａと初段動翼シャンク７ａとを備え、初段ディスクホイール４ａに初段動翼シャンク７ａを介して固定されている。２段動翼２ｂは、動翼プロファイル部２２ｂと２段動翼シャンク７ｂとを備え、２段ディスクホイール４ｂに２段動翼シャンク７ｂを介して固定されている。

初段ディスクホイール４ａと２段ディスクホイール４ｂとの間には、２段静翼１ｂの位置に対応してディスクスペーサ３が配置されている。そして、図示しないスタッキングボルトが、これら初段ディスクホイール４ａと２段ディスクホイール４ｂとディスクスペーサ３とを締結して回転体であるロータ５を形成している。

初段動翼シャンク７ａの一方側及び他方側には、シールフィン８ａ，９ａ、及びシールフィン１０ａ，１１ａがそれぞれ径方向に設けられ、２段動翼シャンク７ｂの一方側及び他方側には、シールフィン８ｂ，９ｂ、及びシールフィン１０ｂ，１１ｂがそれぞれ径方向に設けられている。

一方、初段静翼１ａは、静翼プロファイル部１２ａと、静翼プロファイル部１２ａの外周側に設けられた初段外周エンドウォール１３ａと、静翼プロファイル部１２ａの内周側に設けられた初段内周エンドウォール１４ａとを備え、環状に配置されている。初段内周エンドウォール１４ａの内径側には、凸形状のフック１５が形成されていて、このフック１５によって、ケーシング１９に取り付けられたサポートリング１０に保持されている。

初段内周エンドウォール１４ａの内径側のシールフィン８ａと対向する部位には、セラミックス製アブレイダブルコーティング２８ａが施工されている。また、同様に、サポートリング１０の内径側のシールフィン９ａと対向する部位には、セラミックス製アブレイダブルコーティング２９ａが施工されている。これらのセラミックス製アブレイダブルコーティング２８ａ，２９ａの施工部位とシールフィン８ａ，９ａとでシール装置を形成している。

ここで、初段内周エンドウォール１４ａの内径側と、サポートリング１０の内径側と、初段ディスクホイール４ａの外径側と、初段動翼シャンク７ａとの間で、静止体と回転体による間隙であるホイールスペース６が形成されている。

２段静翼１ｂは、翼プロファイル部１２ｂと、翼プロファイル部１２ｂの外周側に設けられた２段外周エンドウォール１３ｂと、翼プロファイル部１２ｂの内周側に設けられた２段内周エンドウォール１４ｂとを備え、環状に配置されている。２段内周エンドウォール１４ｂの内径側には、ダイアフラム１６が装着され、ダイアフラム１６は、フィン１７ａ，１７ｂ，１７ｃをシールフィン１１ａ，８ｂ，９ｂに対向させて備えている。

２段内周エンドウォール１４ｂの内径側のシールフィン１０ａと対向する部位には、セラミックス製アブレイダブルコーティング１８ｄが施工されている。また、ダイアフラム１６のフィン１７ａ，１７ｂ，１７ｃにおいて、各シールフィンと対向する部位には、それぞれセラミックス製アブレイダブルコーティング１８ａ，１８ｂ，１８ｃが施工されている。これらのアブレイダブルコーティング１８ａ，１８ｂ，１８ｃ，１８ｄの施工部位とシールフィン１１ａ，８ｂ，９ｂ，１０ａとでシール装置を形成している。

ここで、２段内周エンドウォール１４ｂの内径側と、スペーサ３の外径側と、初段及び２段動翼シャンク７ａ，７ｂとの間で、静止体と回転体による間隙であるホイールスペース６が形成されている。

このように構成された本実施の形態で、ガスタービンの運転とともに、圧縮機１０２と燃焼器１０３で発生する高温高圧の燃焼ガス１０７は、タービン部１０４の初段静翼１ａ，初段動翼２ａ，２段静翼１ｂ，２段動翼２ｂを通過する際にホイールスペース６内へ流入しようとする。一方、圧縮機１０２で得られる高圧の空気の一部が抽気されて冷却空気としてホイールスペース６側に供給されているので、これらのシール装置近傍において、漏れ込んでくる燃焼ガス１０７を希釈して、温度低下をもたらし、ホイールスペース６への侵入を抑制している。

次に、本発明のガスタービンの一実施の形態のシール装置について図３を用いて説明する。図３は本発明のガスタービンの一実施の形態を構成するシール装置を示す断面図である。図３において、図１及び図２に示す符号と同符号のものは同一部分であるので、その詳細な説明は省略する。

図３には、図２で示した初段静翼１ａ、初段動翼２ａ及びホイールスペース６が拡大されて示されている。
一般に、サポートリング１０の内径側とシールフィン９ａとの間、及び初段内周エンドウォール１４ａの内径側とシールフィン８ａとの間には、シール間隙が存在する。これらのシール間隙は、ガスタービンの運転状態に応じて縮小又は拡大するものであるため、シールフィン８ａ，９ａと静止体とが運転中に接触して損傷することのない間隙に設定されている。このシール間隙の大きさに応じて、圧縮機１０２からの冷却空気供給量が設定されている。また、シール間隙の変動は、温度変化によるケーシング１９の熱膨張量とロータ５の熱膨張量の差により生じる。素材が同じ物体において、温度変化が同じ場合、熱膨張量は、比較する物体の長さに比例する。ガスタービンは軸方向に長い構造であるため、軸方向のシール間隙の変動幅が、径方向のシール間隙の変動幅より大きい。このため、径方向の設定シール間隙を軸方向のシール間隙より小さく設計している。

本実施の形態においては、図３に示すように、シールフィン９ａの先端が対向するサポートリング１０の内径側、及びシールフィン８ａの先端が対向する初段内周エンドウォール１４ａの内径側にセラミックス製アブレイダブルコーティング２９ａ，２８ａを施工し、これらのシール間隙を縮小させてシール装置を形成している。シールフィン８ａと９ａに対向する静止体である初段内周エンドウォール１４ａ，サポートリング１０の内径側に施工されたセラミックス製のアブレイダブルコーティング２８ａ，２９ａは、小さな厚みで施工されており、径方向のシール間隙を縮小している。また、セラミックス製のアブレイダブルコーティング２８ａ，２９ａの軸方向寸法は、対向するシールフィン８ａと９ａの先端の軸方向寸法より大きく形成している。これは、ガスタービンの軸方向の変動幅が大きいためである。

次に、本実施の形態に適用されるセラミックス製のアブレイダブルコーティングについて図４を用いて説明する。図４は本発明のガスタービンの一実施の形態を構成するシール装置におけるセラミックス製のアブレイダブル層の一例を示す断面図である。シール構造を形成するセラミックス製のアブレイダブルコーティングについては、特開２０１０−１５１２６７号公報に詳細が開示されている。図４において、図１乃至図３に示す符号と同符号のものは同一部分であるので、その詳細な説明は省略する。

図４は、シール装置を構成する一方の部材である初段内周エンドウォール１４ａの内径側の部位に施工されたセラミックス製のアブレイダブルコーティング２８ａに内容を示す。図４において、セラミックス製アブレイダブルコーティング２８ａは、初段内周エンドウォール１４ａの内径側の部位に設けた下地層４１と多孔質セラミックの遮熱層４２と遮熱層４２に設けた気泡構造を有するセラミック層４３とを備えている。

気泡構造を有するセラミックス層４３は、気泡４４の外殻に沿って薄膜上のセラミックス４５が網目のように取り囲む構造を有している。この薄膜状のセラミックスは摺動によって容易に破壊，脱落して被削性を示し、アブレイダブルコーティングとして機能する。

上述した本発明のガスタービンの一実施の形態によれば、タービン部の上流側において、回転体である動翼２ａのシャンク部７ａにシールフィン８ａを設け、シールフィン８ａに対向する静止体である初段静翼１ａの初段エンドウォール１４ａの内径面に、セラミックス製アブレイダブルコーティング２８ａを施工したので、高温部においても、シール性能を高めることができる。

また、上述した本発明のガスタービンの一実施の形態によれば、ガスタービン運転中に、径方向のシール間隙が縮小して、シールフィン８ａ，９ａと静止体とが接触したとしても、セラミックス製アブレイダブルコーティング２８ａ，２９ａが容易に研削されるため、このことによる損傷が発生しない。このため、従来のシールフィン８ａ，９ａ（回転体）と静止体との接触を避けるように設定していたシール間隙量に比べて、セラミックス製アブレイダブルコーティング２８ａ，２９ａの径方向の厚み分だけ径方向のシール間隙量を縮小することができる。

また、上述した本発明のガスタービンの一実施の形態によれば、軸方向のシール間隙量に比べ、径方向のシール間隙量を小さく設定するため、径方向のシール間隙は、小さな厚みのセラミックス製アブレイダブルコーティングの施工によって、シール性能を効果的に向上させることができる。シール性能の向上により、ホイールスペース６へ供給するシール空気を低減できるので、ガスタービンの性能を向上させることができる。

さらに、上述した本発明のガスタービンの一実施の形態によれば、高温下でもアブレイダブル性を発揮できるセラミックス製アブレイダブルコーティングを、高いシール性が求められ、シール空気流量の多い上流側の初段静翼１ａの初段エンドウォール１４ａの内周面や、初段静翼１ａを支持するサポートリング１０の内周面に適用したので、シール空気流量をより効果的に削減することができる。

なお、本発明の実施の形態においては、初段動翼シャンク７ａに設けたシールフィン８ａと対向する初段内周エンドウォール１４ａの内径面にセラミックス製アブレイダブルコーティング２８ａを施工すると共に、初段動翼シャンク７ａに設けたシールフィン９ａと対向するサポートリング１０の内径面にセラミックス製アブレイダブルコーティング２９ａを施工した場合を例に説明したが、これに限るものではない。いずれか一方にセラミックス製アブレイダブルコーティングを施工しても良い。

なお、本発明は上述した実施の形態に限られるものではなく、様々な変形例が含まれる。上述した実施の形態は本発明をわかり易く説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。例えば、ある実施形態の構成の一部を他の実施の形態の構成に置き換えることが可能であり、また、ある実施形態の構成に他の実施の形態の構成を加えることも可能である。また、各実施形態の構成の一部について、他の構成の追加、削除、置換をすることも可能である。

１ａ 初段静翼
１ｂ ２段静翼
２ａ 初段動翼
２ｂ ２段動翼
３ スペーサ
４ａ 初段ディスクホイール
４ｂ ２段ディスクホイール
５ ロータ
６ ホイールスペース
７ａ 初段動翼シャンク
７ｂ ２段動翼シャンク
８ａ シールフィン
９ａ シールフィン
１０ サポートリング
１２ａ 翼プロファイル部
１３ａ 初段外周エンドウォール
１４ａ 初段内周エンドウォール
２８ａ セラミックス製アブレイダブルコーティング
２９ａ セラミックス製アブレイダブルコーティング
１０１ ガスタービン
１０２ 圧縮機
１０３ 燃焼器
１０４ タービン
１０７ 燃焼ガス

Claims (7)

1. ロータを形成するディスクホイールと、前記ディスクホイールの外周に装着されたシャンク及び動翼プロファイル部で形成される動翼と、静翼プロファイル部と前記静翼プロファイル部の内周側に設けた内周エンドウォールとで形成される静翼と、前記静翼の前記内周エンドウォールの内径面に対向するように前記動翼のシャンクに設けられたシールフィンとを備えたガスタービンにおいて、
   前記シールフィンと対向する前記静翼の前記内周エンドウォールの内径面の部位にアブレイダブルコーティングを施工した
   ことを特徴とするガスタービン。
2. 請求項１に記載のガスタービンにおいて、
   燃焼器からの高温高圧の燃焼ガスが導かれる初段静翼の内周エンドウォールの内径面の部位に、セラミックス製のアブレイダブルコーティングを施工した
   ことを特徴とするガスタービン。
3. 請求項１に記載のガスタービンにおいて、
   燃焼器からの高温高圧の燃焼ガスが導かれる初段静翼を支持するサポートリングの内径面の部位に、セラミックス製のアブレイダブルコーティングを施工した
   ことを特徴とするガスタービン。
4. 請求項１に記載のガスタービンにおいて、
   燃焼器からの高温高圧の燃焼ガスが導かれる初段静翼の内周エンドウォールの内径面の部位と、初段静翼を支持するサポートリングの内径面の部位に、セラミックス製のアブレイダブルコーティングをそれぞれ施工した
   ことを特徴とするガスタービン。
5. 請求項１乃至４のいずれか１項に記載のガスタービンにおいて、
   前記内周エンドウォールの内径面と前記シールフィンとにより構成するシール装置は、前記アブレイダブルコーティング又は前記セラミックス製のアブレイダブルコーティングの施工の厚さ分だけ径方向のシール間隙を縮小する
   ことを特徴とするガスタービン。
6. 請求項１乃至４のいずれか１項に記載のガスタービンにおいて、
   前記動翼の下流側に設けたシールフィンに対向する静翼側の部位に、セラミックス製のアブレイダブルコーティングを更に施工した
   ことを特徴とするガスタービン。
7. 請求項２乃至６のいずれか１項に記載のガスタービンにおいて、
   前記セラミックス製のアブレイダブルコーティングの軸方向の寸法を、前記シールフィン先端の軸方向の寸法よりも大きく施工した
   ことを特徴とするガスタービン。

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