JP3970156B2

JP3970156B2 - Turbine blade ring structure

Info

Publication number: JP3970156B2
Application number: JP2002315371A
Authority: JP
Inventors: 和正高田; 雅則由里
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2002-10-30
Filing date: 2002-10-30
Publication date: 2007-09-05
Anticipated expiration: 2022-10-30
Also published as: JP2004150325A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、タービン動翼の外周側に配されるタービン翼環の翼環の構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンは燃焼器の燃焼ガスをタービンで膨張させて動力を得るもので、タービンの入口側には高温の燃焼ガスが供給される。タービン動翼とタービン翼環の間は所定のクリアランスに設定され、効率よくタービン動翼の回転力が得られるように設計されている。
【０００３】
タービンの入口側には高温の燃焼ガスが供給されるため、熱変形の影響がクリアランスの設定に極力及ばないように、タービン翼環側には周方向に複数に分割された遮熱環が設けられ、遮熱環には、タービン動翼の先端と対向する内壁となり周方向に複数に分割された分割環が支持されている（例えば、特許文献１参照）。
【０００４】
【特許文献１】
特開２００１−２００７０５号公報
【０００５】
分割環にはタービン翼環側から冷却空気が供給され、分割環が適宜冷却されて熱変形の影響が抑制されている。
【０００６】
そして、周方向における遮熱環同士及び周方向における分割環同士は、シール部材によって接続されている。遮熱環同士の間及び分割環同士の間にシール部材を介在させることで、周方向の遮熱環の間及び周方向の分割環の間からの冷却空気の漏れが防止されている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
上述した従来のタービン翼環構造においては、遮熱環や分割環は燃焼器からの高温の燃焼ガスに晒されるため、遮熱環や分割環は周方向及び軸方向に熱膨張する。このため、シール部材と遮熱環側及び分割環側には、即ち、シール部材を支持するための溝には、熱膨張を吸収する余裕がシール部材との間に形成されている。
【０００８】
このため、タービン翼環側から分割環に供給される冷却空気が、熱膨張を吸収するための余裕部位から漏れることは避けられず、周方向における遮熱環同士や分割環同士の間から冷却空気が漏れだしているのが現状であった。
【０００９】
本発明は上記状況に鑑みてなされたもので、熱膨張の吸収を妨げることなく冷却空気の漏れを最小限に抑えることができるタービン翼環構造を提供することを目的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するための本発明のタービン翼環構造は、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて支持される遮熱環と、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて遮熱環に支持され動翼とのクリアランスを保持する分割環と、
タービン翼環とそれぞれの分割環との間に配置され多数の噴出穴を有し端部が遮熱環に支持されるインピンジ板と、
周方向に隣接する遮熱環同士を接続する遮熱環シール部材と、
周方向に隣接する分割環同士を接続しタービンの軸方向に延びて配置され両端部が遮熱環側に当接する分割環シール部材と、
分割環シール部材と遮熱環側との間に配置され遮熱環シール部材をタービンの軸方向に付勢する付勢シール部材と
を備えたことを特徴とする。
【００１１】
また、上記目的を達成するための本発明のタービン翼環構造は、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて支持される遮熱環と、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて遮熱環に支持され動翼とのクリアランスを保持する分割環と、
タービン翼環とそれぞれの分割環との間に配置され多数の噴出穴を有し端部が遮熱環に支持されるインピンジ板と、
周方向に隣接する遮熱環同士を接続する遮熱環シール部材と、
周方向に隣接する分割環同士を接続する分割環シール部材と、
インピンジ板の端部の少なくとも一方と遮熱環との間に配置される弾性シール材と
を備えたことを特徴とする。
【００１２】
また、上記目的を達成するための本発明のタービン翼環構造は、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて支持される遮熱環と、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて遮熱環に支持され動翼とのクリアランスを保持する分割環と、
タービン翼環とそれぞれの分割環との間に配置され多数の噴出穴を有し端部が遮熱環に支持されるインピンジ板と、
遮熱環の対向部に形成されるシール溝と、
周方向に隣接する遮熱環のシール溝同士に嵌合されることで遮熱環同士を接続する遮熱環シール部材と、
周方向に隣接する分割環同士を接続する分割環シール部材と、
遮熱環シール部材が嵌合していない部位のシール溝を塞ぐ閉塞部材と
を備えたことを特徴とする。
【００１３】
また、上記目的を達成するための本発明のタービン翼環構造は、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて支持される遮熱環と、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて遮熱環に支持され動翼とのクリアランスを保持する分割環と、
タービン翼環とそれぞれの分割環との間に配置され多数の噴出穴を有し端部が遮熱環に支持されるインピンジ板と、
遮熱環の対向部に形成されるシール溝と、
周方向に隣接する遮熱環同士を接続する遮熱環シール部材と、
周方向に隣接する分割環同士を接続する分割環シール部材とを備え、
遮熱環のタービン翼環への支持部には熱延びを吸収する吸収部が備えられ、
遮熱環シール部材のタービン翼環側の端部は吸収部を避けた部位でタービン翼環側に当接していることを特徴とする。
【００１４】
また、上記目的を達成するための本発明のタービン翼環構造は、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて支持される遮熱環と、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて遮熱環に支持され動翼とのクリアランスを保持する分割環と、
タービン翼環とそれぞれの分割環との間に配置され多数の噴出穴を有し端部が遮熱環に支持されるインピンジ板と、
周方向に隣接する遮熱環同士を接続する遮熱環シール部材と、
周方向に隣接する分割環同士を接続しタービンの軸方向に延びて配置され両端部が遮熱環側に当接する分割環シール部材と、
分割環シール部材と遮熱環側との間に配置され分割環シール部材をタービンの軸方向に付勢する付勢シール部材と、
インピンジ板の端部の少なくとも一方と遮熱環との間に配置される弾性シール材と
を備えたことを特徴とする。
【００１５】
そして、請求項５に記載のタービン翼環構造において、
遮熱環の対向部にシール溝が形成され、
遮熱環シール部材は、周方向に隣接する遮熱環のシール溝同士に嵌合されることで遮熱環同士を接続し、
遮熱環シール部材が嵌合していない部位のシール溝を塞ぐ閉塞部材を備える一方、
遮熱環のタービン翼環への支持部には熱延びを吸収する吸収部が備えられ、
遮熱環シール部材のタービン翼環側の端部は吸収部を避けた部位でタービン翼環側に当接している
ことを特徴とする。
【００１６】
また、請求項１、請求項５、請求項６のいずれか一項に記載のタービン翼環構造において、
付勢シール部材は、断面Ｅ字状のＥシールであることを特徴とする。
【００１７】
また、請求項２、請求項５、請求項６のいずれか一項に記載のタービン翼環構造において、
弾性シール材は、タービン翼環の周方向に延び径方向に弾性力を有するシールワイヤであることを特徴とする。
【００１８】
また、請求項１に記載のタービン翼環構造において、
燃焼ガス上流側の遮熱環のシール溝は燃焼ガス通路からタービン翼環側に斜行していることを特徴とする。
【００１９】
【発明の実施の形態】
図１には本発明の一実施形態例に係るタービン翼環構造を備えたタービン入口段の概略構成、図２にはタービン翼環構造の詳細状況、図３には図２中のIII-III 線矢視、図４にはタービン翼環構造の一部分解斜視状況を示してある。
【００２０】
図１に示すように、ガスタービン１のタービン車室には燃焼器尾筒５の出口側に静翼３が固定されると共に、ガスタービン１の図示しないロータには動翼４が設けられている。燃焼器尾筒５から高温・高圧の燃焼ガスが第１段の静翼３に向けて供給される。ガスタービン１ではこの燃焼ガスを膨張させることにより駆動力とし、図示しない圧縮機を駆動すると共に発電等の駆動力を得る。
【００２１】
タービン翼環２側には周方向に複数に分割された遮熱環６、７が設けられ、遮熱環６、７には周方向に複数に分割された分割環８が支持されている。分割環８は動翼４の先端と対向する内壁となり、分割環８と動翼４の先端との間は所定の隙間が設定されている。タービン翼環２からは分割環８を冷却するための冷却空気が吹き出されるようになっている。
【００２２】
図２乃至図４に示すように、タービン翼環２には分割環８に向かって開口する空気流路１１が形成され、タービン翼環２には遮熱環６、７が支持されている。タービン翼環２に嵌合する遮熱環６、７の嵌合部６ａ、７ａには隙間（吸収部）が設けられ、隙間によりタービン翼環２に対して遮熱環６、７が熱膨張した際の熱延びが吸収されるようになっている。遮熱環６、７の下側には分割環８のフランジ１２が嵌合し、遮熱環６、７に分割環８が支持されている。
【００２３】
タービン翼環２と分割環８との間には遮熱環６、７により空気室１２が形成され、空気室１２にはインピンジ板１３が配設されている。インピンジ板１３は凹部段状に形成され、両上縁の板部縁１３ａの端部が遮熱環６、７の溝１４に嵌合することでインピンジ板１３が遮熱環６、７に支持されている。インピンジ板１３には多数の噴出穴１５が形成されている。
【００２４】
入口側の静翼寄りで（図２中左側）の円周方向に隣接する遮熱環６同士の対向面にはシール溝１６、１７が形成され、シール溝１６はガスタービン１の軸方向に対して放射方向に形成され、シール溝１７は遮熱環６の下縁でガスタービン１の軸方向に延びて形成されている。シール溝１６の上端は嵌合部６ａの隙間から外れた位置でタービン翼環２に対向している。つまり、燃焼ガス上流側の遮熱環６のシール溝１７は燃焼ガス通路からタービン翼環２側に斜行している。
【００２５】
対向する遮熱環６のシール溝１６同士には遮熱環シール部材としての放射シール１８が嵌合し、対向する遮熱環６のシール溝１７同士には遮熱環シール部材としての軸方向シール１９が嵌合している。放射シール１８及び軸方向シール１９により対向する遮熱環６同士が接続されている。
【００２６】
シール溝１６の上端は嵌合部６ａの隙間から外れた位置でタービン翼環２に対向しているため、放射シール１８の上端が嵌合部６ａの隙間から外れた位置に配設されることになる。従って、熱延びに対する隙間を確保した状態で空気室１２側からの空気の漏れを放射シール１８の上端で確実に阻止することができる。
【００２７】
入口側の静翼と反対側（図２中右側）の遮熱環７はインピンジ板１３を支持する遮熱環７ｂと分割環８を支持する遮熱環７ｃと遮熱環７ｃの周方向外側でタービン翼環２に取り付けられる押えピース７ｄ（別体の浮き上がり防止用）とで構成されている。
【００２８】
円周方向に隣接する遮熱環７ｂ同士及び遮熱環７ｃ同士の対向面にはシール溝２１、２２がそれぞれ形成され、シール溝２１はガスタービン１の軸方向に対して放射方向に形成され、シール溝２２はガスタービン１の軸方向に延びて形成されている。遮熱環７ｃ同士の対向面の下縁にはガスタービン１の軸方向に延びて形成されるシール溝２４が形成されている。
【００２９】
また、遮熱環７ｂには溝２３がガスタービン１の軸方向に延びて形成されている。遮熱環７ｃのシール溝２２は、遮熱環７ｂの溝２３と同一軸線上に形成された状態になっている。更に、円周方向に隣接する遮熱環７ｄ同士の対向面にはガスタービン１の軸方向に対して放射方向に形成されたシール溝２５が設けられ、シール溝２５の上端は嵌合部７ａの隙間から外れた側面位置でタービン翼環２に対向している。そして、シール溝２５は遮熱環７ｃのシール溝２１と同軸状態にされている。
【００３０】
対向する遮熱環７ｂ、７ｃのシール溝２１同士には遮熱環シール部材としての放射シール２６がそれぞれ嵌合し、対向する遮熱環７ｂ、７ｃのシール溝２２同士には遮熱環シール部材としての軸方向シール２７がそれぞれ嵌合している。また、対向する遮熱環７ｃのシール溝２４同士には遮熱環シール部材としての軸方向シール２８が嵌合している。更に、対向する遮熱環７ｄのシール溝２５同士には遮熱環シール部材としての放射シール２９が嵌合している。
【００３１】
放射シール２６及び軸方向シール２７により対向する遮熱環７ｂ同士が接続され、放射シール２６及び軸方向シール２７、２８により対向する遮熱環７ｃ同士が接続されている。また、放射シール２９により対向する押えピース７ｄ同士が接続されている。
【００３２】
シール溝２５の上端は嵌合部７ａの隙間から外れた側面位置でタービン翼環２に対向しているため、放射シール２９の上端が嵌合部７ａの隙間から外れた位置に配設されることになる。従って、熱延びに対する隙間を確保した状態で空気室１２側からの空気の漏れを放射シール２９の上端で確実に阻止することができる。
【００３３】
遮熱環７ｂのシール溝２１の下端（溝２３よりも下側の部分）の部位３１、遮熱環７ｃのシール溝２２の後流側端（シール溝２１よりも後流側の部分）の部位３２及び遮熱環７ｃのシール溝２４の後流側端（シール溝２１よりも後流側の部分）３３はそれぞれ加工時に形成される部位でシール部材が存在しない箇所となっている。このため、部位３１、３２、３３はそれぞれ溝加工後に溶接により溝部が埋められている（閉塞部材）。これにより、加工時に形成される隙間からの空気の漏れが低減されている。また、放射シール２６のシール溝２１の下端部の部位３４にも溝加工後に溶接により溝部が埋められている（閉塞部材）。
【００３４】
一方、円周方向に隣接する分割環８同士の対向面にはガスタービン１の軸方向に延びるシール溝３５が形成され、シール溝３５は遮熱環６のシール溝１７及び遮熱環７ｃのシール溝２４と同軸状態にされている。
【００３５】
対向する分割環８のシール溝３５同士には分割環シール部材としての分割環シール３６が嵌合し、分割環シール３６により対向する分割環８同士が接合されている。
【００３６】
そして、遮熱環６の溝１５内のインピンジ板１３の端部１３ａとの間には弾性シールとしてのシールワイヤ３７が挿入されている。シールワイヤ３７は周方向に延びる断面丸型で径方向に弾性力を有するワイヤで構成され、インピンジ板１３の端部１３ａの後ろ側の溝１４内に周方向に挿入される。
【００３７】
弾性シールとしてシールワイヤ３７を用いたことで、安価な弾性シールを適用することができる。
【００３８】
シールワイヤ３７が挿入されていることで、インピンジ板１３が図中右方向に付勢され、インピンジ板１３の両側の端部１３ａと溝１５との隙間がつめられている。これにより、インピンジ板１３の両側の端部１３ａからの空気の漏れが大幅に低減されると共に、組み立て精度によるばらつきを低減させることができる。
【００３９】
尚、シールワイヤ３７はインピンジ板１３の一方の端部１３ａの部位に挿入することで、空気のもれの大幅な低減と組み立て精度によるばらつきを低減が可能であるが、インピンジ板１３の両方の端部１３ａの部位にシールワイヤ３７を挿入することも可能である。
【００４０】
分割環シール３６の両端、即ち、分割環シール３６と遮熱環６の軸方向シール１９（遮熱環側）及び遮熱環７ｃの軸方向シール２８（遮熱環側）の間には付勢シール部材としてのＥシール４１が配置され、Ｅシール４１は断面Ｅ字型のシールで両外方向に付勢力を有している。従って、Ｅシール４１により分割環シール３６がガスタービン１の軸方向に付勢された状態になる。
【００４１】
付勢シール部材としてのＥシール４１を用いたことで、安価な付勢シール部材を適用することができる。
【００４２】
Ｅシール４１が分割環シール３６の両端と遮熱環側との間に配されていることにより、分割環シール３６が軸方向に付勢されて両端部に隙間が生じることがなくなる。従って、分割環シール３６の両端部からの空気の漏れが大幅に低減される。Ｅシール４１はシール材の同じ方向のシール部材間、即ち、軸方向シール１９，２８側に介装され、ここからの漏洩防止に効果が発揮される。
【００４３】
また、遮熱環６の軸方向シール１９の分割環シール３６と反対側の端部にもＥシール４１が配置され、遮熱環７ｂの軸方向シール２７のタービン翼環２側の端部にもＥシール４１が配置されている。このため、分割環シール３６と軸方向シール２７の間に隙間が生じることがなくなると共に、軸方向シール２７の両端に隙間が生じることが抑制される。従って、分割環シール３６の両端部からの空気の漏れが確実に低減されると共に、軸方向シール２７の両端からの空気の漏れが低減される。
【００４４】
Ｅシール４１はガスタービン１の周方向に挿入することができないので、組み立て前に、例えば、分割環シール３６の分割環８及び遮熱環７ｃを組み立てる前にＥシール４１をガスタービン１の軸方向に挿入し、Ｅシール４１を挿入した後にタービン翼環２に組み付ける。従って、組み立てがガスタービン１の軸方向となり、組み立て時の作業性が向上する。
【００４５】
上述したタービン翼環構造を備えたガスタービン１は、燃焼器からの燃焼ガスが送られて駆動力が得られる。タービン翼環２の流路１１から冷却用の空気が送られ、空気室１２からインピンジ板１３の噴出穴１５を通過して分割環８に噴射される。分割環８を冷却した空気は図示しない流路により後流側の高温ガスに合流される。
【００４６】
インピンジ板１３には多数の噴出穴１５が設けられ、インピンジ板１３を挟んでタービン翼環２側（空気室１２）と分割環８との間には圧力差が形成されている。タービン翼環２２側から冷却空気が送られることで、即ち、空気室１２に冷却用の空気が送られることで、インピンジ板１３の噴出穴１５から分割環８に向けて冷却用の空気が噴射される。
【００４７】
これにより、分割環８が冷却されて熱変形の影響が抑制されている。
【００４８】
そして、分割環シール３６の両端、即ち、分割環シール３６と遮熱環６の軸方向シール１９（遮熱環側）及び遮熱環７ｃの軸方向シール２８（遮熱環側）の間にＥシール４１が配置され、Ｅシール４１により分割環シール３６がガスタービン１の軸方向に付勢された状態になるので、分割環シール３６が軸方向に付勢されて両端部に隙間が生じることがなくなる。この結果、分割環シール３６の両端部からの空気の漏れが大幅に低減される。
【００４９】
また、遮熱環６の溝１５内のインピンジ板１３の端部１３ａとの間にはシールワイヤ３７が挿入されているので、インピンジ板１３が図中右方向に付勢され、インピンジ板１３の両側の端部１３ａと溝１４との隙間がつめられている。これにより、インピンジ板１３の両側の端部１３ａからの空気の漏れが大幅に低減されると共に、組み立て精度によるばらつきを低減させることができる。
【００５０】
また、遮熱環７ｂのシール溝２１の下端の部位３１、遮熱環７ｃのシール溝２２の後流側端の部位３２及び遮熱環７ｃのシール溝２４の後流側端３３はそれぞれ溝加工後に溶接により溝部が埋められているので、加工時に形成される隙間からの空気の漏れが低減されている。
【００５１】
更に、シール溝１６の上端は嵌合部６ａの隙間から外れた位置でタービン翼環２に対向しているため、放射シール１８の上端が嵌合部６ａの隙間から外れた位置に配設され、熱延びに対する隙間を確保した状態で空気室１２側からの空気の漏れを放射シール１８の上端で確実に阻止することができる。
【００５２】
また、シール溝２５の上端は嵌合部７ａの隙間から外れた側面位置でタービン翼環２に対向しているため、放射シール２９の上端が嵌合部７ａの隙間から外れた位置に配設されることになり、熱延びに対する隙間を確保した状態で空気室１２側からの空気の漏れを放射シール２９の上端で確実に阻止することができる。
【００５３】
従って、熱膨張の吸収を妨げることなく冷却空気の漏れを最小限に抑えることができるタービン翼環構造とすることが可能になり、供給する冷却空気を２５％程度低減しても冷却効果を維持することができる。
【００５４】
本発明のタービン翼環構造は、分割環シール３６の両端にＥシール４１を設け、遮熱環６の溝１５内のインピンジ板１３の端部１３ａとの間にシールワイヤ３７を設け、シール溝１６の上端を嵌合部６ａの隙間から外れた位置でタービン翼環２に対向させ、シール溝２５の上端を嵌合部７ａの隙間から外れた側面位置でタービン翼環２に対向させた構成としたが、いずれか一つの構成もしくはいずれかの組み合わせの構成を適用することが可能である。
【００５５】
【発明の効果】
本発明のタービン翼環構造は、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて支持される遮熱環と、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて遮熱環に支持され動翼とのクリアランスを保持する分割環と、
タービン翼環とそれぞれの分割環との間に配置され多数の噴出穴を有し端部が遮熱環に支持されるインピンジ板と、
周方向に隣接する遮熱環同士を接続する遮熱環シール部材と、
周方向に隣接する分割環同士を接続しタービンの軸方向に延びて配置され両端部が遮熱環側に当接する分割環シール部材と、
分割環シール部材と遮熱環側との間に配置され遮熱環シール部材をタービンの軸方向に付勢する付勢シール部材と
を備えたので、
付勢シール部材により分割環シールがガスタービンの軸方向に付勢された状態になり、分割環シールが軸方向に付勢されて両端部に隙間が生じることがなくなり、分割環シールの両端部からの空気の漏れが大幅に低減される。
【００５６】
この結果、熱膨張の吸収を妨げることなく冷却空気の漏れを最小限に抑えることができるタービン翼環構造とすることが可能になる。
【００５７】
また、本発明のタービン翼環構造は、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて支持される遮熱環と、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて遮熱環に支持され動翼とのクリアランスを保持する分割環と、
タービン翼環とそれぞれの分割環との間に配置され多数の噴出穴を有し端部が遮熱環に支持されるインピンジ板と、
周方向に隣接する遮熱環同士を接続する遮熱環シール部材と、
周方向に隣接する分割環同士を接続する分割環シール部材と、
インピンジ板の端部の少なくとも一方と遮熱環との間に配置される弾性シール材と
を備えたので、
インピンジ板の両側の端部と遮熱環側との隙間がつめられ、インピンジ板の両側の端部からの空気の漏れが大幅に低減されると共に、組み立て精度によるばらつきを低減させることができる。
【００５８】
この結果、熱膨張の吸収を妨げることなく冷却空気の漏れを最小限に抑えることができるタービン翼環構造とすることが可能になる。
【００５９】
また、本発明のタービン翼環構造は、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて支持される遮熱環と、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて遮熱環に支持され動翼とのクリアランスを保持する分割環と、
タービン翼環とそれぞれの分割環との間に配置され多数の噴出穴を有し端部が遮熱環に支持されるインピンジ板と、
遮熱環の対向部に形成されるシール溝と、
周方向に隣接する遮熱環のシール溝同士に嵌合されることで遮熱環同士を接続する遮熱環シール部材と、
周方向に隣接する分割環同士を接続する分割環シール部材と、
遮熱環シール部材が嵌合していない部位のシール溝を塞ぐ閉塞部材と
を備えたので、
加工時に形成される隙間からの空気の漏れが低減される。
【００６０】
この結果、熱膨張の吸収を妨げることなく冷却空気の漏れを最小限に抑えることができるタービン翼環構造とすることが可能になる。
【００６１】
また、本発明のタービン翼環構造は、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて支持される遮熱環と、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて遮熱環に支持され動翼とのクリアランスを保持する分割環と、
タービン翼環とそれぞれの分割環との間に配置され多数の噴出穴を有し端部が遮熱環に支持されるインピンジ板と、
遮熱環の対向部に形成されるシール溝と、
周方向に隣接する遮熱環同士を接続する遮熱環シール部材と、
周方向に隣接する分割環同士を接続する分割環シール部材とを備え、
遮熱環のタービン翼環への支持部には熱延びを吸収する吸収部が備えられ、
遮熱環シール部材のタービン翼環側の端部は吸収部を避けた部位でタービン翼環側に当接しているので、
熱延びに対する隙間を確保した状態で空気の漏れを分割環シール部材の端部で確実に阻止することができる。
【００６２】
この結果、熱膨張の吸収を妨げることなく冷却空気の漏れを最小限に抑えることができるタービン翼環構造とすることが可能になる。
【００６３】
また、本発明のタービン翼環構造は、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて支持される遮熱環と、
タービン翼環の周方向に複数に分割されて遮熱環に支持され動翼とのクリアランスを保持する分割環と、
タービン翼環とそれぞれの分割環との間に配置され多数の噴出穴を有し端部が遮熱環に支持されるインピンジ板と、
周方向に隣接する遮熱環同士を接続する遮熱環シール部材と、
周方向に隣接する分割環同士を接続しタービンの軸方向に延びて配置され両端部が遮熱環側に当接する分割環シール部材と、
分割環シール部材と遮熱環側との間に配置され分割環シール部材をタービンの軸方向に付勢する付勢シール部材と、
インピンジ板の端部の少なくとも一方と遮熱環との間に配置される弾性シール材と
を備えたので、
付勢シール部材により分割環シールがガスタービンの軸方向に付勢された状態になり、分割環シールが軸方向に付勢されて両端部に隙間が生じることがなくなり、分割環シールの両端部からの空気の漏れが大幅に低減され、しかも、インピンジ板の両側の端部と遮熱環側との隙間がつめられ、インピンジ板の両側の端部からの空気の漏れが大幅に低減されると共に、組み立て精度によるばらつきを低減させることができる。
【００６４】
この結果、熱膨張の吸収を妨げることなく冷却空気の漏れを最小限に抑えることができるタービン翼環構造とすることが可能になる。
【００６５】
そして、請求項５に記載のタービン翼環構造において、
遮熱環の対向部にシール溝が形成され、
遮熱環シール部材は、周方向に隣接する遮熱環のシール溝同士に嵌合されることで遮熱環同士を接続し、
遮熱環シール部材が嵌合していない部位のシール溝を塞ぐ閉塞部材を備える一方、
遮熱環のタービン翼環への支持部には熱延びを吸収する吸収部が備えられ、
遮熱環シール部材のタービン翼環側の端部は吸収部を避けた部位でタービン翼環側に当接している
ので、
熱延びに対する隙間を確保した状態で空気の漏れを分割環シール部材の端部で確実に阻止することができる。
【００６６】
また、請求項１、請求項５、請求項６のいずれか一項に記載のタービン翼環構造において、
付勢シール部材は、断面Ｅ字状のＥシールであるので、
安価な付勢シール部材を適用することができる。
【００６７】
また、請求項２、請求項５、請求項６のいずれか一項に記載のタービン翼環構造において、
弾性シール材は、タービン翼環の周方向に延び径方向に弾性力を有するシールワイヤであるので、
安価な弾性シール材を適用することができる。
【００６８】
また、請求項１に記載のタービン翼環構造において、
燃焼ガス上流側の遮熱環のシール溝は燃焼ガス通路からタービン翼環側に斜行しているので、
シール溝をタービン翼環に対向させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施形態例に係るタービン翼環構造を備えたタービン入口段の概略構成図。
【図２】タービン翼環構造の詳細状況を表す断面図。
【図３】図２中のIII-III 線矢視図。
【図４】タービン翼環構造の一部分解斜視図。
【符号の説明】
１ガスタービン
２タービン翼環
３静翼
４動翼
５燃焼器尾筒
６，７遮熱環
８分割環
１１流路
１２空気室
１３インピンジ板
１４溝
１５噴出穴
１６，１７，２１，２２，２４，２５，３５シール溝
１８，２６，２９放射シール
１９，２７，２８軸方向シール
３１，３２，３３部位
３６分割環シール
３７シールワイヤ
４１Ｅシール[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a structure of a blade ring of a turbine blade ring disposed on the outer peripheral side of a turbine rotor blade.
[0002]
[Prior art]
The gas turbine obtains power by expanding the combustion gas of the combustor with the turbine, and high-temperature combustion gas is supplied to the inlet side of the turbine. A predetermined clearance is set between the turbine rotor blade and the turbine blade ring, and the turbine rotor blade is designed to obtain the rotational force of the turbine rotor efficiently.
[0003]
Since high-temperature combustion gas is supplied to the inlet side of the turbine, the turbine blade ring side is provided with a plurality of heat shield rings divided in the circumferential direction so that the influence of thermal deformation does not reach the clearance setting as much as possible. The heat shield ring supports an inner wall that faces the tip of the turbine rotor blade and is divided into a plurality of parts in the circumferential direction (see, for example, Patent Document 1).
[0004]
[Patent Document 1]
Japanese Patent Laid-Open No. 2001-200705
Cooling air is supplied to the split ring from the turbine blade ring side, and the split ring is appropriately cooled to suppress the influence of thermal deformation.
[0006]
And the heat shield rings in the circumferential direction and the divided rings in the circumferential direction are connected by a seal member. By interposing a seal member between the heat shield rings and between the divided rings, leakage of cooling air from between the circumferential heat shield rings and between the circumferential divided rings is prevented.
[0007]
[Problems to be solved by the invention]
In the conventional turbine blade ring structure described above, the heat shield ring and the split ring are exposed to high-temperature combustion gas from the combustor, so that the heat shield ring and the split ring are thermally expanded in the circumferential direction and the axial direction. For this reason, a margin for absorbing thermal expansion is formed between the seal member and the heat shield ring side and the split ring side, that is, in the groove for supporting the seal member, between the seal member and the seal member.
[0008]
For this reason, it is inevitable that the cooling air supplied from the turbine blade ring side to the split ring leaks from a surplus portion for absorbing thermal expansion, and cooling is performed from between the heat shield rings in the circumferential direction or between the split rings. The current situation is that air is leaking.
[0009]
The present invention has been made in view of the above situation, and an object of the present invention is to provide a turbine blade ring structure capable of minimizing cooling air leakage without impeding absorption of thermal expansion.
[0010]
[Means for Solving the Problems]
To achieve the above object, the turbine blade ring structure of the present invention comprises:
A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A heat shield ring sealing member for connecting the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member that connects adjacent ring segments in the circumferential direction and extends in the axial direction of the turbine, and has both end portions in contact with the heat shield ring side;
An urging seal member disposed between the split ring seal member and the heat shield ring side and biasing the heat shield ring seal member in the axial direction of the turbine is provided.
[0011]
The turbine blade ring structure of the present invention for achieving the above object is
A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A heat shield ring sealing member for connecting the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member connecting the split rings adjacent in the circumferential direction;
An elastic sealing material is provided between at least one end of the impingement plate and the heat shield ring.
[0012]
The turbine blade ring structure of the present invention for achieving the above object is
A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A seal groove formed in the opposite portion of the heat shield ring;
A heat shield ring seal member that connects the heat shield rings by being fitted between the seal grooves of the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member connecting the split rings adjacent in the circumferential direction;
And a closing member that closes a seal groove in a portion where the heat shield ring seal member is not fitted.
[0013]
The turbine blade ring structure of the present invention for achieving the above object is
A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A seal groove formed in the opposite portion of the heat shield ring;
A heat shield ring sealing member for connecting the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member for connecting the split rings adjacent in the circumferential direction;
The support part to the turbine blade ring of the heat shield ring is provided with an absorption part that absorbs the thermal elongation,
The end portion on the turbine blade ring side of the heat shield ring seal member is in contact with the turbine blade ring side at a portion avoiding the absorbing portion.
[0014]
The turbine blade ring structure of the present invention for achieving the above object is
A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A heat shield ring sealing member for connecting the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member that connects adjacent ring segments in the circumferential direction and extends in the axial direction of the turbine, and has both end portions in contact with the heat shield ring side;
A biasing seal member disposed between the split ring seal member and the heat shield ring side and biasing the split ring seal member in the axial direction of the turbine;
An elastic sealing material is provided between at least one end of the impingement plate and the heat shield ring.
[0015]
And in the turbine blade ring structure according to claim 5,
A seal groove is formed in the opposite part of the heat shield ring,
The heat shield ring seal member connects the heat shield rings by being fitted in the seal grooves of the heat shield rings adjacent in the circumferential direction,
While comprising a closing member that closes the sealing groove of the part where the heat shield ring sealing member is not fitted,
The support part to the turbine blade ring of the heat shield ring is provided with an absorption part that absorbs the thermal elongation,
The end portion on the turbine blade ring side of the heat shield ring seal member is in contact with the turbine blade ring side at a portion avoiding the absorbing portion.
[0016]
In the turbine blade ring structure according to any one of claims 1, 5, and 6,
The urging seal member is an E seal having an E-shaped cross section.
[0017]
Moreover, in the turbine blade ring structure according to any one of claims 2, 5, and 6,
The elastic seal material is a seal wire extending in the circumferential direction of the turbine blade ring and having an elastic force in the radial direction.
[0018]
In the turbine blade ring structure according to claim 1,
The seal groove of the heat shield ring on the upstream side of the combustion gas is characterized in that it is skewed from the combustion gas passage to the turbine blade ring side.
[0019]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
FIG. 1 shows a schematic configuration of a turbine inlet stage having a turbine blade ring structure according to an embodiment of the present invention, FIG. 2 shows a detailed situation of the turbine blade ring structure, and FIG. 3 shows III-III in FIG. 4 shows a partially exploded perspective view of the turbine blade ring structure.
[0020]
As shown in FIG. 1, a stationary blade 3 is fixed to the turbine casing of the gas turbine 1 on the outlet side of the combustor tail cylinder 5, and a rotor blade (not shown) of the gas turbine 1 is provided with a moving blade 4. Yes. High-temperature and high-pressure combustion gas is supplied from the combustor tail cylinder 5 toward the first stage stationary blade 3. In the gas turbine 1, the combustion gas is expanded to obtain a driving force, which drives a compressor (not shown) and obtains a driving force such as power generation.
[0021]
The turbine blade ring 2 is provided with a plurality of heat shield rings 6 and 7 divided in the circumferential direction, and the heat shield rings 6 and 7 support a plurality of divided rings 8 divided in the circumferential direction. The split ring 8 becomes an inner wall facing the tip of the rotor blade 4, and a predetermined gap is set between the split ring 8 and the tip of the rotor blade 4. Cooling air for cooling the split ring 8 is blown out from the turbine blade ring 2.
[0022]
As shown in FIGS. 2 to 4, an air flow path 11 that opens toward the split ring 8 is formed in the turbine blade ring 2, and heat shield rings 6 and 7 are supported on the turbine blade ring 2. The fitting portions 6a and 7a of the heat shield rings 6 and 7 fitted to the turbine blade ring 2 are provided with a gap (absorption portion), and the heat shield rings 6 and 7 are thermally expanded with respect to the turbine blade ring 2 by the gap. The hot stretch when absorbed is absorbed. The flange 12 of the split ring 8 is fitted below the heat shield rings 6 and 7, and the split ring 8 is supported by the heat shield rings 6 and 7.
[0023]
An air chamber 12 is formed by the heat shield rings 6 and 7 between the turbine blade ring 2 and the split ring 8, and an impingement plate 13 is disposed in the air chamber 12. The impingement plate 13 is formed in a recessed step shape, and the impingement plate 13 is supported by the heat shield rings 6 and 7 by fitting the end portions of both upper edge plate portion edges 13a into the grooves 14 of the heat shield rings 6 and 7. Has been. A number of ejection holes 15 are formed in the impingement plate 13.
[0024]
Seal grooves 16 and 17 are formed on the opposed surfaces of the heat shield rings 6 adjacent to each other in the circumferential direction near the stationary blade on the inlet side (left side in FIG. 2), and the seal groove 16 extends in the axial direction of the gas turbine 1. On the other hand, the seal groove 17 is formed in the radial direction, and extends in the axial direction of the gas turbine 1 at the lower edge of the heat shield ring 6. The upper end of the seal groove 16 is opposed to the turbine blade ring 2 at a position deviated from the gap of the fitting portion 6a. That is, the seal groove 17 of the heat shield ring 6 on the upstream side of the combustion gas is skewed from the combustion gas passage to the turbine blade ring 2 side.
[0025]
A radiation seal 18 serving as a heat shield ring seal member is fitted between the seal grooves 16 of the opposed heat shield rings 6, and an axial direction serving as a heat shield ring seal member is disposed between the seal grooves 17 of the opposed heat shield rings 6. The seal 19 is fitted. The opposing heat shield rings 6 are connected to each other by a radiation seal 18 and an axial seal 19.
[0026]
Since the upper end of the seal groove 16 faces the turbine blade ring 2 at a position away from the gap of the fitting portion 6a, the upper end of the radiation seal 18 is disposed at a position away from the gap of the fitting portion 6a. become. Therefore, the leakage of air from the air chamber 12 side can be reliably prevented at the upper end of the radiation seal 18 in a state in which a gap with respect to the heat extension is secured.
[0027]
The heat shield ring 7 on the opposite side to the stationary blade on the inlet side (the right side in FIG. 2) is a heat shield ring 7b that supports the impingement plate 13, a heat shield ring 7c that supports the split ring 8, and the outer circumferential side of the heat shield ring 7c And a presser piece 7d (for preventing separate lifting) attached to the turbine blade ring 2.
[0028]
Seal grooves 21 and 22 are formed on opposing surfaces of the heat shield rings 7 b and the heat shield rings 7 c adjacent to each other in the circumferential direction, and the seal grooves 21 are formed in a radial direction with respect to the axial direction of the gas turbine 1. The seal groove 22 is formed extending in the axial direction of the gas turbine 1. A seal groove 24 formed to extend in the axial direction of the gas turbine 1 is formed at the lower edge of the opposing surfaces of the heat shield rings 7c.
[0029]
A groove 23 is formed in the heat shield ring 7b so as to extend in the axial direction of the gas turbine 1. The seal groove 22 of the heat shield ring 7c is formed on the same axis as the groove 23 of the heat shield ring 7b. Further, a seal groove 25 formed in a radial direction with respect to the axial direction of the gas turbine 1 is provided on the opposing surfaces of the heat shield rings 7d adjacent in the circumferential direction, and the upper end of the seal groove 25 is the fitting portion 7a. The turbine blade ring 2 is opposed to the turbine blade ring 2 at a side surface position deviated from the gap. The seal groove 25 is coaxial with the seal groove 21 of the heat shield ring 7c.
[0030]
A radiation seal 26 as a heat shield ring seal member is fitted between the seal grooves 21 of the opposed heat shield rings 7b and 7c, respectively, and a heat shield ring seal is fitted between the seal grooves 22 of the opposed heat shield rings 7b and 7c. Axial seals 27 as members are respectively fitted. Further, an axial seal 28 serving as a heat shield ring seal member is fitted between the seal grooves 24 of the opposed heat shield rings 7c. Further, a radiation seal 29 as a heat shield ring seal member is fitted between the seal grooves 25 of the opposite heat shield rings 7d.
[0031]
The opposed heat shield rings 7 b are connected by the radiation seal 26 and the axial seal 27, and the opposed heat shield rings 7 c are connected by the radiation seal 26 and the axial seals 27, 28. Further, the pressing pieces 7 d facing each other are connected by a radiation seal 29.
[0032]
Since the upper end of the seal groove 25 is opposed to the turbine blade ring 2 at a side surface position deviated from the gap of the fitting portion 7a, the upper end of the radiation seal 29 is disposed at a position deviated from the gap of the fitting portion 7a. It will be. Therefore, the leakage of air from the air chamber 12 side can be reliably prevented at the upper end of the radiation seal 29 in a state in which a gap with respect to the heat extension is secured.
[0033]
The portion 31 at the lower end (portion below the groove 23) of the seal groove 21 of the heat shield ring 7b and the downstream side end (portion at the downstream side of the seal groove 21) of the seal groove 22 of the heat shield ring 7c. The part 32 and the downstream end (the part on the downstream side of the seal groove 21) 33 of the seal groove 24 of the heat shield ring 7c are parts formed at the time of processing and where no seal member is present. For this reason, each of the portions 31, 32, 33 is filled with a groove portion by welding after the groove processing (blocking member). Thereby, the leakage of the air from the gap formed at the time of processing is reduced. Also, the groove 34 is filled by welding after the groove processing in the lower end portion 34 of the seal groove 21 of the radiation seal 26 (blocking member).
[0034]
On the other hand, seal grooves 35 extending in the axial direction of the gas turbine 1 are formed on the opposing surfaces of the split rings 8 adjacent in the circumferential direction. The seal grooves 35 are formed by the seal grooves 17 of the heat shield ring 6 and the heat shield rings 7c. The seal groove 24 is coaxial.
[0035]
A split ring seal 36 serving as a split ring seal member is fitted into the seal grooves 35 of the opposed split rings 8, and the opposed split rings 8 are joined by the split ring seal 36.
[0036]
A seal wire 37 as an elastic seal is inserted between the end portion 13 a of the impingement plate 13 in the groove 15 of the heat shield ring 6. The seal wire 37 is formed of a wire having a circular cross section extending in the circumferential direction and having an elastic force in the radial direction, and is inserted in the groove 14 on the rear side of the end portion 13a of the impingement plate 13 in the circumferential direction.
[0037]
By using the seal wire 37 as the elastic seal, an inexpensive elastic seal can be applied.
[0038]
By inserting the seal wire 37, the impingement plate 13 is urged to the right in the figure, and the gap between the end portions 13a on both sides of the impingement plate 13 and the groove 15 is pinched. As a result, air leakage from the end portions 13a on both sides of the impingement plate 13 is significantly reduced, and variations due to assembly accuracy can be reduced.
[0039]
The sealing wire 37 can be inserted into a portion of the one end portion 13a of the impingement plate 13 to greatly reduce air leakage and variation due to assembly accuracy. It is also possible to insert the seal wire 37 into the end 13a.
[0040]
It is attached between both ends of the split ring seal 36, that is, between the split ring seal 36 and the axial seal 19 (heat shield ring side) of the heat shield ring 6 and the axial seal 28 (heat shield ring side) of the heat shield ring 7c. An E seal 41 as a bias seal member is disposed, and the E seal 41 is an E-shaped seal having a biasing force in both outer directions. Accordingly, the split ring seal 36 is biased in the axial direction of the gas turbine 1 by the E seal 41.
[0041]
By using the E seal 41 as the urging seal member, an inexpensive urging seal member can be applied.
[0042]
Since the E seal 41 is disposed between the both ends of the split ring seal 36 and the heat shield ring side, the split ring seal 36 is not urged in the axial direction and a gap is not generated between both ends. Therefore, air leakage from both ends of the split ring seal 36 is greatly reduced. The E seal 41 is interposed between seal members in the same direction of the sealing material, that is, on the side of the axial seals 19 and 28, and is effective in preventing leakage from here.
[0043]
Further, an E seal 41 is also arranged at the end of the axial seal 19 of the heat shield ring 6 opposite to the split ring seal 36, and at the end of the axial seal 27 of the heat shield ring 7b on the turbine blade ring 2 side. The E seal 41 is also arranged. For this reason, a gap is not generated between the split ring seal 36 and the axial seal 27, and a gap is prevented from being generated at both ends of the axial seal 27. Therefore, air leakage from both ends of the split ring seal 36 is reliably reduced, and air leakage from both ends of the axial seal 27 is reduced.
[0044]
Since the E seal 41 cannot be inserted in the circumferential direction of the gas turbine 1, before assembling, for example, before assembling the split ring 8 and the heat shield ring 7 c of the split ring seal 36, the E seal 41 is inserted into the shaft of the gas turbine 1. After inserting the E-seal 41, the turbine blade ring 2 is assembled. Therefore, the assembly is in the axial direction of the gas turbine 1 and the workability during the assembly is improved.
[0045]
In the gas turbine 1 having the above-described turbine blade ring structure, the combustion gas from the combustor is sent to obtain a driving force. Cooling air is sent from the flow path 11 of the turbine blade ring 2, passes through the ejection holes 15 of the impingement plate 13 from the air chamber 12, and is injected into the split ring 8. The air that has cooled the split ring 8 is joined to the hot gas on the downstream side by a flow path (not shown).
[0046]
The impingement plate 13 is provided with a large number of ejection holes 15, and a pressure difference is formed between the turbine blade ring 2 side (air chamber 12) and the split ring 8 across the impingement plate 13. When the cooling air is sent from the turbine blade ring 22 side, that is, the cooling air is sent to the air chamber 12, the cooling air is injected from the ejection hole 15 of the impingement plate 13 toward the split ring 8. Is done.
[0047]
Thereby, the division | segmentation ring 8 is cooled and the influence of a thermal deformation is suppressed.
[0048]
Then, both ends of the split ring seal 36, that is, between the split ring seal 36 and the axial seal 19 (heat shield ring side) of the heat shield ring 6 and the axial seal 28 (heat shield ring side) of the heat shield ring 7c. Since the E seal 41 is disposed and the split ring seal 36 is urged in the axial direction of the gas turbine 1 by the E seal 41, the split ring seal 36 is urged in the axial direction to create a gap at both ends. Nothing will happen. As a result, air leakage from both ends of the split ring seal 36 is greatly reduced.
[0049]
Further, since the seal wire 37 is inserted between the end portion 13a of the impingement plate 13 in the groove 15 of the heat shield ring 6, the impingement plate 13 is urged to the right in the figure, and the impingement plate 13 The gap between the end 13a on both sides and the groove 14 is filled. As a result, air leakage from the end portions 13a on both sides of the impingement plate 13 is significantly reduced, and variations due to assembly accuracy can be reduced.
[0050]
Further, the lower end portion 31 of the seal groove 21 of the heat shield ring 7b, the rear end portion 32 of the seal groove 22 of the heat shield ring 7c, and the rear end 33 of the seal groove 24 of the heat shield ring 7c are grooves. Since the groove is filled by welding after processing, air leakage from the gap formed during processing is reduced.
[0051]
Further, since the upper end of the seal groove 16 is opposed to the turbine blade ring 2 at a position deviated from the gap of the fitting portion 6a, the upper end of the radiation seal 18 is disposed at a position deviated from the gap of the fitting portion 6a. Further, it is possible to reliably prevent the leakage of air from the air chamber 12 side at the upper end of the radiation seal 18 in a state in which a gap with respect to the heat extension is secured.
[0052]
Further, since the upper end of the seal groove 25 is opposed to the turbine blade ring 2 at a side surface position deviated from the gap of the fitting portion 7a, the upper end of the radiation seal 29 is disposed at a position deviated from the gap of the fitting portion 7a. As a result, leakage of air from the air chamber 12 side can be reliably prevented at the upper end of the radiation seal 29 in a state in which a gap with respect to the hot extension is secured.
[0053]
Therefore, it is possible to provide a turbine blade ring structure that can minimize the leakage of cooling air without impeding the absorption of thermal expansion, and the cooling effect is maintained even if the supplied cooling air is reduced by about 25%. can do.
[0054]
In the turbine blade ring structure of the present invention, E seals 41 are provided at both ends of the split ring seal 36, a seal wire 37 is provided between the end portion 13 a of the impingement plate 13 in the groove 15 of the heat shield ring 6, and the seal groove The upper end of 16 is opposed to the turbine blade ring 2 at a position away from the gap of the fitting portion 6a, and the upper end of the seal groove 25 is opposed to the turbine blade ring 2 at a side surface position away from the gap of the fitting portion 7a. However, any one configuration or any combination of configurations can be applied.
[0055]
【The invention's effect】
The turbine blade ring structure of the present invention is
A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A heat shield ring sealing member for connecting the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member that connects adjacent ring segments in the circumferential direction and extends in the axial direction of the turbine, and has both end portions in contact with the heat shield ring side;
Since it has a biasing seal member disposed between the split ring seal member and the heat shield ring side and biasing the heat shield ring seal member in the axial direction of the turbine,
The split ring seal is biased in the axial direction of the gas turbine by the biasing seal member, and the split ring seal is biased in the axial direction so that there is no gap at both ends. Leakage of air from is greatly reduced.
[0056]
As a result, it is possible to obtain a turbine blade ring structure capable of minimizing cooling air leakage without impeding the absorption of thermal expansion.
[0057]
The turbine blade ring structure of the present invention is
A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A heat shield ring sealing member for connecting the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member connecting the split rings adjacent in the circumferential direction;
Since it has an elastic sealing material disposed between at least one of the end portions of the impingement plate and the heat shield ring,
The gap between the end portions on both sides of the impingement plate and the heat shield ring side is filled, so that air leakage from the end portions on both sides of the impingement plate is greatly reduced, and variations due to assembly accuracy can be reduced.
[0058]
As a result, it is possible to obtain a turbine blade ring structure capable of minimizing cooling air leakage without impeding the absorption of thermal expansion.
[0059]
The turbine blade ring structure of the present invention is
A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A seal groove formed in the opposite portion of the heat shield ring;
A heat shield ring seal member that connects the heat shield rings by being fitted between the seal grooves of the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member connecting the split rings adjacent in the circumferential direction;
Since it has a closing member that closes the seal groove of the part where the heat shield ring seal member is not fitted,
Air leakage from the gap formed during processing is reduced.
[0060]
As a result, it is possible to obtain a turbine blade ring structure capable of minimizing cooling air leakage without impeding the absorption of thermal expansion.
[0061]
The turbine blade ring structure of the present invention is
A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A seal groove formed in the opposite portion of the heat shield ring;
A heat shield ring sealing member for connecting the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member for connecting the split rings adjacent in the circumferential direction;
The support part to the turbine blade ring of the heat shield ring is provided with an absorption part that absorbs the thermal elongation,
Since the end of the heat shield ring seal member on the turbine blade ring side is in contact with the turbine blade ring side at a site avoiding the absorption part,
Air leakage can be reliably prevented at the end of the split ring seal member in a state in which a gap with respect to hot elongation is secured.
[0062]
As a result, it is possible to obtain a turbine blade ring structure capable of minimizing cooling air leakage without impeding the absorption of thermal expansion.
[0063]
The turbine blade ring structure of the present invention is
A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A heat shield ring sealing member for connecting the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member that connects adjacent ring segments in the circumferential direction and extends in the axial direction of the turbine, and has both end portions in contact with the heat shield ring side;
A biasing seal member disposed between the split ring seal member and the heat shield ring side and biasing the split ring seal member in the axial direction of the turbine;
Since it has an elastic sealing material disposed between at least one of the end portions of the impingement plate and the heat shield ring,
The split ring seal is biased in the axial direction of the gas turbine by the biasing seal member, and the split ring seal is biased in the axial direction so that there is no gap at both ends. The air leakage from the impingement plate is greatly reduced, and the gap between the ends on both sides of the impingement plate and the heat shield ring side is filled, and the air leakage from the end portions on both sides of the impingement plate is greatly reduced. At the same time, variations due to assembly accuracy can be reduced.
[0064]
As a result, it is possible to obtain a turbine blade ring structure capable of minimizing cooling air leakage without impeding the absorption of thermal expansion.
[0065]
And in the turbine blade ring structure according to claim 5,
A seal groove is formed in the opposite part of the heat shield ring,
The heat shield ring seal member connects the heat shield rings by being fitted in the seal grooves of the heat shield rings adjacent in the circumferential direction,
While comprising a closing member that closes the sealing groove of the part where the heat shield ring sealing member is not fitted,
The support part to the turbine blade ring of the heat shield ring is provided with an absorption part that absorbs the thermal elongation,
Since the end of the heat shield ring seal member on the turbine blade ring side is in contact with the turbine blade ring side at a site avoiding the absorption part,
Air leakage can be reliably prevented at the end of the split ring seal member in a state in which a gap with respect to hot elongation is secured.
[0066]
In the turbine blade ring structure according to any one of claims 1, 5, and 6,
Since the urging seal member is an E seal having an E-shaped cross section,
An inexpensive urging seal member can be applied.
[0067]
Moreover, in the turbine blade ring structure according to any one of claims 2, 5, and 6,
Since the elastic seal material is a seal wire extending in the circumferential direction of the turbine blade ring and having elastic force in the radial direction,
An inexpensive elastic sealing material can be applied.
[0068]
In the turbine blade ring structure according to claim 1,
Since the seal groove of the heat shield ring on the upstream side of the combustion gas is skewed from the combustion gas passage to the turbine blade ring side,
The seal groove can be opposed to the turbine blade ring.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a turbine inlet stage having a turbine blade ring structure according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a cross-sectional view showing a detailed situation of a turbine blade ring structure.
3 is a view taken along line III-III in FIG.
FIG. 4 is a partially exploded perspective view of a turbine blade ring structure.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Gas turbine 2 Turbine blade ring 3 Stator blade 4 Rotor blade 5 Combustor tail tube 6, 7 Heat shield ring 8 Split ring 11 Channel 12 Air chamber 13 Impingement plate 14 Groove 15 Ejection holes 16, 17, 21, 22, 24 , 25, 35 Seal grooves 18, 26, 29 Radiation seals 19, 27, 28 Axial seals 31, 32, 33 Site 36 Split ring seal 37 Seal wire 41 E seal

Claims

A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A heat shield ring sealing member for connecting the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member that connects adjacent ring segments in the circumferential direction and extends in the axial direction of the turbine, and has both end portions in contact with the heat shield ring side;
A turbine blade ring structure comprising: a biasing seal member disposed between the split ring seal member and the heat shield ring side and biasing the heat shield ring seal member in the axial direction of the turbine.

A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A heat shield ring sealing member for connecting the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member connecting the split rings adjacent in the circumferential direction;
A turbine blade ring structure comprising: an elastic seal member disposed between at least one end of the impingement plate and the heat shield ring.

A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A seal groove formed in the opposite portion of the heat shield ring;
A heat shield ring seal member that connects the heat shield rings by being fitted between the seal grooves of the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member connecting the split rings adjacent in the circumferential direction;
A turbine blade ring structure comprising: a closing member that closes a seal groove at a portion where the heat shield ring seal member is not fitted.

A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A seal groove formed in the opposite portion of the heat shield ring;
A heat shield ring sealing member for connecting the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member for connecting the split rings adjacent in the circumferential direction;
The support part to the turbine blade ring of the heat shield ring is provided with an absorption part that absorbs the thermal elongation,
A turbine blade ring structure characterized in that an end portion on the turbine blade ring side of the heat shield ring seal member is in contact with the turbine blade ring side at a portion avoiding the absorbing portion.

A heat shield ring supported by being divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring;
A split ring that is divided into a plurality in the circumferential direction of the turbine blade ring and supported by the heat shield ring to maintain a clearance with the rotor blade;
An impingement plate disposed between the turbine blade ring and each of the divided rings and having a plurality of ejection holes and having an end supported by the heat shield ring;
A heat shield ring sealing member for connecting the heat shield rings adjacent in the circumferential direction;
A split ring seal member that connects adjacent ring segments in the circumferential direction and extends in the axial direction of the turbine, and has both end portions in contact with the heat shield ring side;
A biasing seal member disposed between the split ring seal member and the heat shield ring side and biasing the split ring seal member in the axial direction of the turbine;
A turbine blade ring structure comprising: an elastic seal member disposed between at least one end of the impingement plate and the heat shield ring.

In the turbine blade ring structure according to claim 5,
A seal groove is formed in the opposite part of the heat shield ring,
The heat shield ring seal member connects the heat shield rings by being fitted in the seal grooves of the heat shield rings adjacent in the circumferential direction,
While comprising a closing member that closes the sealing groove of the part where the heat shield ring sealing member is not fitted,
The support part to the turbine blade ring of the heat shield ring is provided with an absorption part that absorbs the thermal elongation,
A turbine blade ring structure characterized in that an end portion on the turbine blade ring side of the heat shield ring seal member is in contact with the turbine blade ring side at a portion avoiding the absorbing portion.

In the turbine blade ring structure according to any one of claims 1, 5, and 6,
The urging seal member is an E seal having an E-shaped cross section.

In the turbine blade ring structure according to any one of claims 2, 5, and 6,
The turbine blade ring structure, wherein the elastic seal material is a seal wire extending in a circumferential direction of the turbine blade ring and having an elastic force in a radial direction.

In the turbine blade ring structure according to claim 1,
A turbine blade ring structure characterized in that the seal groove of the heat shield ring on the upstream side of the combustion gas is skewed from the combustion gas passage to the turbine blade ring side.