JP3510320B2 - Cooling air supply device for gas turbine rotor - Google Patents
Cooling air supply device for gas turbine rotorInfo
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- JP3510320B2 JP3510320B2 JP11828794A JP11828794A JP3510320B2 JP 3510320 B2 JP3510320 B2 JP 3510320B2 JP 11828794 A JP11828794 A JP 11828794A JP 11828794 A JP11828794 A JP 11828794A JP 3510320 B2 JP3510320 B2 JP 3510320B2
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Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンローター冷
却空気の導入部の構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】図２は従来のガスタービンローターの冷
却空気導入部の一例を示す概略縦断面図、図３は図２中
の鎖線III で囲まれた中間軸カバー付近の詳細縦断面図
である。
【０００３】冷却空気は空気圧縮機の吐出空気の一部を
冷却し冷却空気管（１１）でガスタービン内に導かれ、
中間軸カバー（１２）（静止部）のＣ部に放出される。
Ｃ部に放出された冷却空気は、中間軸カバー（１２）に
設けられた隙間Ｄ、ローターエアセパレータ（１３）に
穿設された孔Ｅを通ってローター（１４）およびディス
ク（１５）の表面を冷却し、更にディスク（１５）に穿
設された孔Ｆを通って動翼々台や動翼を冷却して排気側
大気に抜ける。
【０００４】また一部の空気は、中間軸カバー（１２）
の隙間Ｄからラビリンスシール（１６）を通り抜けてタ
ービン第１段静翼（１７）の後方（図の右方）に流出
し、主ガス流とともに後段側に流出する。更に他の一部
は、圧縮機ローター（１８）側に流出し、静翼シール部
から吐出空気側に流れ出る。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】前記従来の冷却空気導
入部においては、冷却空気の一部が中間軸カバーＤ部に
設けられた隙間からラビリンスシール（１６）を通り抜
けてタービン第１段静翼（１７）の後方に流出する。こ
のため主ガスの温度が下がりガスタービン性能が低下す
る。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明者は、前記従来の
課題を解決するために、タービンディスクを圧縮機ロー
タに連結する筒状のローターと、上記ローターの外方を
間隔をへだてて取囲み、上記ローターと一体に回転する
ローターエアセパレータと、上記ローターエアセパレー
タの外方にラビリンスを介して設けられた中間軸カバー
とを備え、上記中間軸カバーの外方から冷却用空気が供
給されるものにおいて、上記ラビリンスよりも上記圧縮
機ローター寄りの上記中間軸カバーの内外を貫通する冷
却空気孔と、同冷却空気孔の内方に全周にわたって設け
られ噴出口が上記ラビリンスから遠ざかる方向に向いた
ノズルと、上記ノズルの噴出口よりも更に上記ラビリン
スから遠い位置で上記ローターエアセパレータの内外を
貫通する冷却空気孔とを有することを特徴とするガスタ
ービンロータの冷却空気供給装置を提案するものであ
る。
【０００７】
【作用】本発明は前記構成を有し、ラビリンスよりも圧
縮機ローター寄りの中間軸カバーの内外を貫通する冷却
空気孔の内方に全周にわたって、噴出口が上記ラビリン
スから遠ざかる方向に向いたノズルが設けられているの
で、ノズルから噴出する冷却空気の流速によって、ノズ
ル噴出口の背面にあるラビリンスシール部に入る冷却空
気の静圧が流速の吸引効果で低下し、第１段静翼後方と
の差圧が減少する。そのため静翼後部に流出する冷却空
気量が減少し、主ガス温度を下げるに至らない。その結
果ガスタービンの性能低下を来たさない。
【０００８】
【実施例】図１は本発明の一実施例における中間軸カバ
ー付近の縦断面図（前記図３に対応）である。
【０００９】本実施例では、ラビリンス（１）が取付け
られた中間軸カバー（２）（静止部）の上記ラビリンス
（１）よりも圧縮機ローター寄り（図の左方）の位置に
明けられた冷却空気孔（６）の内方に全周にわたって、
噴出口が上記ラビリンスから遠ざかる方向に向いたノズ
ル（３）が設けられている。このノズル（３）は、中間
軸カバー（２）と一体に形成してもよいし、別に製作し
て取付けてもよい。本実施例ではまた、ノズル（３）の
噴出口よりも更に上記ラビリンス（１）から遠い位置で
ローターエアセパレータ（４）の内外を貫通する冷却空
気孔（７）が明けられている。
【００１０】冷却用空気は、矢印に示すようにローター
（５）の表面に導かれローター（５）を冷却する。本実
施例においては、ノズル（３）から噴出する冷却空気の
流速により、ノズル（３）の噴出口の背面のラビリンス
シール部Ａに入る冷却空気の静圧が吸引効果で低下する
ので、第１段静翼（図示されていない）後方との差圧が
小さくなる。その結果、静翼後部に流出する冷却空気量
が減少し、主ガス温度の低下が抑制されるので、ガスタ
ービンの性能低下が防止される。
【００１１】
【発明の効果】本発明によれば、ノズル作用によりラビ
リンスシール部に入る冷却空気圧力と第１段静翼後部の
圧力との差圧が小さくなり、静翼後部に流出する冷却空
気量は減少する。その結果、主ガス温度の低下が防止さ
れ、ガスタービン性能が低下しなくなる。Description: BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a structure of a gas turbine rotor cooling air introduction portion. 2. Description of the Related Art FIG. 2 is a schematic longitudinal sectional view showing an example of a cooling air introduction portion of a conventional gas turbine rotor, and FIG. 3 is a detailed longitudinal section near an intermediate shaft cover surrounded by a chain line III in FIG. FIG. The cooling air cools a part of the air discharged from the air compressor and is guided into the gas turbine by a cooling air pipe (11).
It is discharged to part C of the intermediate shaft cover (12) (stationary part).
The cooling air discharged to the portion C passes through a gap D provided in the intermediate shaft cover (12) and a hole E formed in the rotor air separator (13), and the surface of the rotor (14) and the surface of the disk (15). Is further cooled through the holes F formed in the disk (15), and the blades and the blades are cooled and discharged to the exhaust side atmosphere. Some air is supplied to the intermediate shaft cover (12).
Through the labyrinth seal (16), flows out of the turbine first stage stationary blade (17) to the rear (to the right in the figure), and flows out along with the main gas flow to the downstream side. Still another part flows out to the compressor rotor (18) side and flows out to the discharge air side from the stationary blade seal portion. [0005] In the above-mentioned conventional cooling air inlet, a part of the cooling air passes through a labyrinth seal (16) from a gap provided in an intermediate shaft cover D, and the first turbine air is introduced. It flows out behind the step vane (17). For this reason, the temperature of the main gas decreases and the gas turbine performance decreases. In order to solve the above-mentioned conventional problems, the present inventor has set a space between a cylindrical rotor for connecting a turbine disk to a compressor rotor and an outer side of the rotor. A rotor air separator which surrounds the rotor and rotates integrally with the rotor; and an intermediate shaft cover provided outside the rotor air separator via a labyrinth, and cooling air is provided from outside the intermediate shaft cover. Is supplied, a cooling air hole penetrating through the inside and outside of the intermediate shaft cover closer to the compressor rotor than the labyrinth, and a jet port is provided inside the cooling air hole over the entire circumference, and an injection port is provided from the labyrinth. A nozzle facing away from the nozzle and penetrates the inside and outside of the rotor air separator at a position farther from the labyrinth than the spout of the nozzle A cooling air supply device for a gas turbine rotor, characterized by having a cooling air hole that performs cooling. The present invention has the above-mentioned construction, and has a jet port extending away from the labyrinth over the entire circumference inside a cooling air hole penetrating the inside and outside of the intermediate shaft cover closer to the compressor rotor than the labyrinth. Nozzle, the static pressure of the cooling air entering the labyrinth seal on the back of the nozzle outlet is reduced by the flow velocity of the cooling air ejected from the nozzle due to the suction effect of the flow velocity. The differential pressure with the rear decreases. As a result, the amount of cooling air flowing out to the rear of the vane decreases, and the main gas temperature does not decrease. As a result, the performance of the gas turbine is not reduced. FIG. 1 is a longitudinal sectional view (corresponding to FIG. 3) of the vicinity of an intermediate shaft cover according to an embodiment of the present invention. In the present embodiment, the intermediate shaft cover (2) (stationary portion) to which the labyrinth (1) is attached is opened at a position closer to the compressor rotor (leftward in the figure) than the labyrinth (1). Over the entire circumference inside the cooling air hole (6),
A nozzle (3) whose ejection port faces away from the labyrinth is provided. The nozzle (3) may be formed integrally with the intermediate shaft cover (2), or may be separately manufactured and attached. Further, in this embodiment, a cooling air hole (7) penetrating through the inside and outside of the rotor air separator (4) is formed at a position farther from the labyrinth (1) than the ejection port of the nozzle (3). [0010] The cooling air is guided to the surface of the rotor (5) as shown by the arrow to cool the rotor (5). In the present embodiment, the static pressure of the cooling air entering the labyrinth seal portion A on the back of the nozzle of the nozzle (3) is reduced by the suction effect due to the flow rate of the cooling air ejected from the nozzle (3). The pressure difference between the rear of the step stationary blade (not shown) is reduced. As a result, the amount of cooling air flowing to the rear portion of the stationary blade is reduced, and a decrease in the temperature of the main gas is suppressed. According to the present invention, the pressure difference between the pressure of the cooling air entering the labyrinth seal and the pressure at the rear of the first stage stationary blade is reduced by the nozzle action, and the amount of cooling air flowing to the rear of the stationary blade is reduced. Decrease. As a result, a decrease in the main gas temperature is prevented, and the performance of the gas turbine does not decrease.
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は本発明の一実施例における中間軸カバー
付近の縦断面図である。
【図２】図２は従来のガスタービンロータの冷却空気導
入部の一例を示す概略縦断面図である。
【図３】図３は図２中の鎖線III で囲まれた中間軸カバ
ー付近の詳細縦断面図ある。
【符号の説明】
（１） ラビリンス
（２） 中間軸カバー
（３） ノズル
（４） ローターエアセパレータ
（５） ローター
（６），（７） 冷却空気孔BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a longitudinal sectional view of the vicinity of an intermediate shaft cover according to an embodiment of the present invention. FIG. 2 is a schematic longitudinal sectional view showing an example of a cooling air introduction portion of a conventional gas turbine rotor. FIG. 3 is a detailed longitudinal sectional view of the vicinity of an intermediate shaft cover surrounded by a chain line III in FIG. 2; [Description of Signs] (1) Labyrinth (2) Intermediate shaft cover (3) Nozzle (4) Rotor air separator (5) Rotor (6), (7) Cooling air hole
フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 5/08,25/12 F02C 7/12 - 7/18 Continuation of the front page (58) Field surveyed (Int.Cl. 7 , DB name) F01D 5 / 08,25 / 12 F02C 7 /12-7/18
Claims (1)
する筒状のローターと、上記ローターの外方を間隔をへ
だてて取囲み、上記ローターと一体に回転するローター
エアセパレータと、上記ローターエアセパレータの外方
にラビリンスを介して設けられた中間軸カバーとを備
え、上記中間軸カバーの外方から冷却用空気が供給され
るものにおいて、上記ラビリンスよりも上記圧縮機ロー
ター寄りの上記中間軸カバーの内外を貫通する冷却空気
孔と、同冷却空気孔の内方に全周にわたって設けられ噴
出口が上記ラビリンスから遠ざかる方向に向いたノズル
と、上記ノズルの噴出口よりも更に上記ラビリンスから
遠い位置で上記ローターエアセパレータの内外を貫通す
る冷却空気孔とを有することを特徴とするガスタービン
ロータの冷却空気供給装置。(1) A cylindrical rotor for connecting a turbine disk to a compressor rotor, and a rotor which surrounds the outside of the rotor at an interval and rotates integrally with the rotor. An air separator, and an intermediate shaft cover provided outside the rotor air separator via a labyrinth, wherein cooling air is supplied from outside the intermediate shaft cover. A cooling air hole penetrating through the inside and outside of the intermediate shaft cover near the machine rotor, a nozzle provided over the entire circumference inside the cooling air hole, and having a jet port directed in a direction away from the labyrinth; and a jet port of the nozzle A cooling air hole penetrating inside and outside of the rotor air separator at a position farther from the labyrinth than the labyrinth. The rotor of the cooling air supply system.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11828794A JP3510320B2 (en) | 1994-05-31 | 1994-05-31 | Cooling air supply device for gas turbine rotor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11828794A JP3510320B2 (en) | 1994-05-31 | 1994-05-31 | Cooling air supply device for gas turbine rotor |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07324633A JPH07324633A (en) | 1995-12-12 |
| JP3510320B2 true JP3510320B2 (en) | 2004-03-29 |
Family
ID=14732941
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11828794A Expired - Fee Related JP3510320B2 (en) | 1994-05-31 | 1994-05-31 | Cooling air supply device for gas turbine rotor |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3510320B2 (en) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6773225B2 (en) * | 2002-05-30 | 2004-08-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine and method of bleeding gas therefrom |
| US6837676B2 (en) | 2002-09-11 | 2005-01-04 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine |
| JP5762048B2 (en) * | 2011-02-25 | 2015-08-12 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Rotor cooling air supply pipe |
-
1994
- 1994-05-31 JP JP11828794A patent/JP3510320B2/en not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH07324633A (en) | 1995-12-12 |
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