JP3975609B2

JP3975609B2 - gas turbine

Info

Publication number: JP3975609B2
Application number: JP09456899A
Authority: JP
Inventors: 陵秋山; 信也圓島; 学松本; 剛高野; 雅美野田
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 1999-04-01
Filing date: 1999-04-01
Publication date: 2007-09-12
Anticipated expiration: 2019-04-01
Also published as: JP2000291402A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービンのロータ構造に関する。特にタービン動翼を冷却した冷媒を回収する構造を持つガスタービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンの燃焼温度は、効率向上のために年々高くなる傾向にあり、燃焼器で燃焼した後、そのエネルギを回収するタービン動翼部分は特に高い温度にさらされる。このため通常は圧縮機の中の圧縮空気やコンバインドサイクルの場合は蒸気タービン部の蒸気などを冷媒として用いてタービン動翼部分を冷却することが考えられる。この時、冷却に用いる冷媒は、タービン動翼冷却後は高温となる。この高温となった冷媒を効率向上のために回収する構造を持つものを閉回路冷却構造という。
【０００３】
圧縮機部とタービン部を結合する部分には中間軸が配置されている。中間軸はガスパス上流側の圧縮機中間軸とガスパス下流側のタービン中間軸を軸方向に積み重ねてそれらを連結ボルトで締め付けることによって構成されている。そして、タービン側ロータとタービン中間軸に貫通するようなボルトを通してこのボルトを締め付けることによってタービン側ロータと結合されており、圧縮機側ロータと圧縮機中間軸に貫通するようなボルトを通してこのボルトを締め付けることによって圧縮機側ロータとも結合されている。タービン動翼を冷却した冷媒を回収する閉回路冷却構造を持つガスタービンにおいて、回収冷媒を燃焼器入口に流す構造を持つガスタービンは、タービン中間軸にタービン動翼を冷却した冷媒を回収する回収孔の出口が存在する。
【０００４】
特願平10−216824号に記載のガスタービンは、タービン中間軸にタービン動翼を冷却した冷媒を回収する回収孔の出口が存在しており、タービン動翼を冷却した後の回収冷媒は前記回収孔出口から流出する。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
特願平10−216824号に記載のガスタービンは、中間軸にタービン動翼を冷却した冷媒を回収する回収孔の出口が有り、該回収孔出口から流出する冷媒が直接タービンスタッキングボルト端部に接触する。ここで、タービン動翼を冷却した後の回収冷媒は高温となっているため、タービンスタッキングボルト端部周辺の部材が高温となり、タービンスタッキングボルトの締付力によってクリープ変形を生じ易くなる。中間軸のタービンスタッキングボルト周辺にクリープ変形が生じると、その部分が締付力によって縮むように変形する為、タービンスタッキングボルトの締付力が弱くなり、タービン側ロータの剛性が低下する。
【０００６】
又、中間軸と圧縮機ロータを結合している圧縮機スタッキングボルト端部にも、前記回収孔出口から流出する冷媒が直接接触するため、圧縮機スタッキングボルト周辺の部材も高温となり、圧縮機スタッキングボルトの締付力によってクリープ変形を生じ易くなる。中間軸の圧縮機スタッキングボルト周辺にクリープ変形が生じると、その部分が締付力によって縮むように変形する為、圧縮機スタッキングボルトの締付力が弱くなり、圧縮機側ロータの剛性が低下する。又、中間軸は、圧縮機中間軸とタービン中間軸を軸方向に積み重ねてそれらに貫通する連結ボルトを通して連結ボルトを締め付けることによって構成されているが、連結ボルト周辺にも前記回収孔出口から流出した回収冷媒が直接接触する。このため連結ボルト周辺の部材も高温となり、クリープ変形を生じ易くなる。連結ボルト周辺にクリープ変形が生じると、締付力によって縮むように変形する為、連結ボルトの締付力が低下して、中間軸の剛性が低下する。通常、ロータの曲げ１次危険速度はガスタービンの運転時の回転数よりも高くなければならないため、ロータの曲げ１次危険速度は高くなるように設計する。しかし、ロータの剛性が低下することによって、ロータの曲げ１次危険速度は低下して、軸振動が発生し易くなり、ロータの信頼性が低下すると言う課題があった。
【０００７】
更に、特願平10−216824号に記載のガスタービンでは、前記回収孔出口から流出する冷媒が、タービン動翼とホイールの連結部であるダブティル部にも接触するため、ダブティル部のメタル温度が上昇する。ダブティル部のメタル温度が上昇すると、ダブティル部を構成する部材の強度が低下する。ここで、ダブティル部にはタービン動翼の遠心力が作用する為、大きな応力が発生しており、ダブティル部を構成する部材の強度が低下するとダブティル部が破壊する可能性が高くなり、ダブティル部の信頼性が低下すると言う課題が有った。
【０００８】
本発明の目的は、タービンスタッキングボルト端部周辺および圧縮機スタッキングボルト端部周辺のメタル温度が上昇するのを抑制し、タービンロータおよび圧縮機ロータの剛性低下を抑制することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
本発明のガスタービンは、タービン側ロータと圧縮機側ロータとそれらを連結する中間軸を備え、タービン動翼を冷媒を用いて冷却して、その冷媒を回収し、前記回収冷媒を回収する為の回収孔をタービン側ロータ、中間軸内に有し、該中間軸に該回収孔の出口が存在し、該回収孔の出口よりガスパス下流側にタービン側ロータと中間軸を連結するタービンスタッキングボルトを備え、該回収孔出口よりガスパス上流側に圧縮機側ロータと中間軸を連結する圧縮機スタッキングボルトを備え、前記タービンスタッキングボルトは前記タービン側ロータと前記中間軸との接触面において前記回収孔より外周側に設置されたガスタービンにおいて、該回収孔出口より、ガスパス上流側およびガスパス下流側に、該回収冷媒が前記タービンスタッキングボルト端部および前記圧縮機スタッキングボルト端部に漏れにくくするようなシール構造を設け、該シール構造部分に冷却空気を流すことを特徴とする。
【００１０】
或いは、本発明のガスタービンは、タービン側ロータと圧縮機側ロータとそれらを連結する中間軸を備え、タービン動翼を冷媒を用いて冷却して、その冷媒を回収し、前記回収冷媒を回収する為の回収孔をタービン側ロータ、中間軸内に有し、該中間軸に該回収孔の出口が存在し、該回収孔出口よりガスパス下流側にタービン側ロータと中間軸を連結するタービンスタッキングボルトを備え、該回収孔出口よりガスパス上流側に圧縮機側ロータと中間軸を連結する圧縮機スタッキングボルトを備え、前記タービンスタッキングボルトは前記タービン側ロータと前記中間軸との接触面において前記回収孔より外周側に設置されたガスタービンにおいて、該回収孔出口とタービンスタッキングボルトの間および該回収孔出口と圧縮機スタッキングボルトの間に、該回収冷媒が前記タービンスタッキングボルト端部および前記圧縮機スタッキングボルト端部に漏れないようなシール構造を設け、該シール構造部分に冷却空気を流すことを特徴とする。
【００１２】
【発明の実施の形態】
タービン側ロータと圧縮機側ロータの間にタービン中間軸と圧縮機中間軸を備え、タービン動翼を冷媒を用いて冷却して、その冷媒を回収し、回収冷媒を回収する為の回収孔をタービン側ロータ、タービン中間軸内に有し、タービン中間軸に回収孔の出口が存在し、回収孔出口よりガスパス下流側にタービン側ロータとタービン中間軸を連結するタービンスタッキングボルトを備え、該回収孔出口よりガスパス上流側に圧縮機側ロータと圧縮機中間軸を連結する圧縮機スタッキングボルトと圧縮機中間軸とタービン中間軸を連結する連結ボルトを備えるガスタービンにおいて、回収孔出口よりもガスパス下流側のタービン中間軸表面に冷却空気を流し、回収孔出口よりもガスパス下流側のガス温度を下げることによって、回収孔出口よりも下流側にあるタービンスタッキングボルト端部周辺のメタル温度及びダブティル部のメタル温度を下げ、又、回収孔出口よりもガスパス上流側のタービン中間軸表面に冷却空気を流し、回収孔出口よりも上流側のガス温度を下げることによって、回収孔出口よりも上流側にある連結ボルト周辺と圧縮機スタッキングボルト端部周辺のメタル温度を下げている。
【００１３】
更に、タービン中間軸の回収孔出口とタービンスタッキングボルト端部の間に、中間軸の回収孔出口から流出する高温の回収冷媒が、タービンスタッキングボルト端部に漏れにくくするようなシール構造を設け、シール構造部分に冷却空気を流して、タービンスタッキングボルト周辺のガス温度上昇を抑制し、タービンスタッキングボルト端部周辺のメタル温度とダブティル部のメタル温度を下げている。又タービン中間軸の回収孔出口と連結ボルトの間に、タービン中間軸の回収孔出口から流出する高温の回収冷媒が連結ボルトと圧縮機スタッキングボルト端部に漏れにくくするようなシール構造を設け、このシール構造部分に冷却空気を流して、連結ボルトと圧縮機スタッキングボルト周辺のガス温度上昇を抑制し、連結ボルトと圧縮機スタッキングボルト周辺のメタル温度を下げている。冷却空気として、圧縮機内の圧縮空気を取り出して用いており、前記圧縮空気の温度が回収冷媒よりも高い時や冷却効果を増大させたい時は、タービン中間軸に送る前に冷却して圧縮空気の温度を下げ、前記圧縮空気の圧力が低い時は、逆流を防ぐ為、圧縮空気の圧力を昇圧機を用いて高くして用いる。
【００１４】
更に、シール構造の下にタービンスタッキングボルト孔やタービンスタッキングボルト孔のざぐり面が存在しない構造として、シール部の強度を確保し、運転時のシール部の変形量を小さくすることで、シール部の間隙を小さくして、シール性能を向上させている。
【００１５】
図７はガスタービンの全体図であり、１０１が圧縮機、１０２が燃焼器及び１０３がタービンである。ガスタービンとは圧縮機で空気を圧縮してその圧縮空気を燃焼器へ導き、そこで燃料と混合して燃焼させ、そのエネルギをタービンで回収するものである。運転時には、燃焼器では常に作動流体の燃焼が行われており、圧縮機およびタービンは中心線１０４を中心として高速で回転している。又、１０９はタービン側ロータと圧縮機側ロータと各々連結されている中間軸であり、タービン側ロータとは、タービンスタッキングボルト１０７で連結されており、圧縮機側ロータとは圧縮機スタッキングボルト１０８で連結されている。
【００１６】
図４は、本発明におけるガスタービンの冷却空気の系統図である。６１は圧縮機、６２は燃焼器、６３はタービンである。矢印６６は圧縮機から抽気された圧縮空気が流れる経路であり、矢印７１，６９方向へ分岐する。ここで、矢印７１はタービン動翼を冷却するための経路であり、矢印６９は中間軸へ圧縮空気を冷却空気として供給するための経路である。圧縮機から取り出した圧縮空気は高温である為、タービン動翼を冷却する為、プリクーラ６７で冷却されている。又、タービン動翼冷却に充分な圧力を与える為、昇圧機６８で圧力を上昇させている。矢印７１のタービン動翼を冷却した圧縮空気は、中間軸６４へ回収された後、矢印７２を通って燃焼器へ回収される。しかし、中間軸に回収された圧縮空気（回収冷媒）は矢印７３，７４方向の圧縮側ロータ、タービン側ロータへ漏れを生じる。ここで、タービン動翼を冷却した後の回収冷媒は高温となっており、７３，７４方向へ漏れを生じると、圧縮機側ロータ，タービン側ロータのメタル温度が上昇してクリープ変形を生じ易くなる為、矢印６９の圧縮空気を冷却空気として中間軸へ供給して矢印７３，７４と混合させて矢印７３，７４の回収冷媒を減温させている。
【００１７】
図１は、本発明におけるガスタービンの中間軸周辺の断面図である。
【００１８】
１は外周側に１段タービン動翼１０を備える１段ホイールであり、２は１段ホイール１と隣接する１段スペーサであり、７はタービン中間軸であり、３はホイールとスペーサとタービン中間軸に貫通するように通されているタービンスタッキングボルトである。タービンロータは、ホイールとスペーサとタービン中間軸をタービンスタッキングボルトで締め付けて固定することによって形成されている。５は、タービンスタッキングボルト端部である。ここで、本発明におけるボルトとはナットを包含した意味で用いている。このため５はナットである場合を含んでいる。又、４３は圧縮機動翼であり４２は圧縮機静翼であり、４４は外周側に圧縮機動翼４３を備える圧縮機ホイールであり、４５は圧縮機中間軸である。４１は圧縮機ホイールと圧縮機中間軸に貫通するように通されている圧縮機スタッキングボルトである。圧縮機ロータは圧縮機ホイールと圧縮機中間軸を圧縮機スタッキングボルトで締め付けて固定することによって形成されている。１２はタービン中軸間７と圧縮機中間軸４５を連結する連結ボルトである。又、４１は圧縮機スタッキングボルト端部である。４は１段タービン動翼１０を冷却した後の冷媒を回収する回収孔であり、８は１段タービン動翼１０を冷却する冷媒を供給する供給孔である。ここでは１段タービン動翼を冷却する為の冷媒として、図４の矢印７１の圧縮空気を用いている。
【００１９】
図２は、１段ホイールの断面図であり、５３はタービンスタッキングボルト孔、５４は回収孔、５５は供給孔である。回収孔と供給孔は図２に示すように周方向に位相をずらして設けられている。
【００２０】
１段タービン動翼１０を冷却する冷媒は、供給孔８から矢印９の方向に流れて、矢印１１方向へ流れて１段タービン動翼１０を冷却し、矢印１３の方向に回収孔１５へ流れ、前記中間軸の回収孔出口へ矢印１６の方向へ流出する。ここで、１段タービン動翼１０を冷却した回収冷媒は高温となっている。その後、回収冷媒は圧縮機によって圧縮された圧縮空気１４と合流して矢印１７の方向へ流れ、燃焼器へ回収される。ここで、矢印１４の上流側（圧縮機側）がガスパス上流側であり、矢印１４の下流側（タービン側）がガスパス下流側である。
【００２１】
図３は、中間軸７のＡ−Ａ断面である。５１はタービンスタッキングボルト孔であり、５２は図１における回収孔１５である。図３に示すように、タービンスタッキングボルト孔５１と回収孔５２は周方向に位相をずらして配置している。図１の２０は回収孔４から流出した高温回収冷媒が矢印２２方向へ漏れない様にシールをするラビリンスであり、２１は高温回収冷媒が矢印２３方向へ漏れない様にシールをするラビリンスである。ここで、中間軸７は運転時には高速で回転する部材であるが、ラビリンス２０，２１が固定されている２５，２６は静止部材である為、ラビリンス２０，２１の静止側部材と中間軸側部材は間隙を有するように設けられている。このため、ラビリンス２０，２１では矢印２２，２３方向への高温回収冷媒の漏れを完全に防止することはできない。そこで、矢印３０，３１方向に冷却空気を流して、高温回収冷媒が矢印２２，２３方向に漏れないようにしている。ここでは矢印３０，３１に用いる冷却空気として、図４の矢印６９の圧縮空気を用いている。又、前記圧縮空気の温度が回収冷媒よりも高い時や冷却空気による冷却効果を増大させたい時は、図５のように中間軸に圧縮空気を送る前にプリクーラ６７で冷却して圧縮空気の温度を下げることが考えられる。又、前記圧縮空気の圧力が回収冷媒よりも低い時は、逆流を防ぐ為、図６のように圧縮空気の圧力を昇圧機６８を用いて高くすることが考えられる。
【００２２】
本実施例では、ラビリンス２０及び冷却空気３０が高温回収冷媒が流出する冷媒回収孔出口とタービンスタッキングボルト端部５の間に有る為、高温空気が冷却空気により減温され、タービンスタッキングボルト端部５に高温回収冷媒が接触しない構造となっている。このため、タービンスタッキングボルト端部周辺のメタル温度が上昇するのを抑制でき、タービンスタッキングボルトの締付力によってクリープ変形が生じるのを抑制できる。その結果、タービンスタッキングボルトの締付力の低下が抑制でき、タービンロータの剛性低下を抑制できる。又、ラビリンス２１及び冷却空気３１が、高温回収冷媒が流出する回収孔出口と連結ボルト端部１２の間に有る為、高温空気が冷却空気により減温され、連結ボルト端部及び連結ボルトよりガスパス上流側にある圧縮機スタッキングボルト端部に高温回収冷媒が接触しない構造となっているため、連結ボルト端部及び圧縮機スタッキングボルト端部周辺のメタル温度の上昇を抑制できる。メタル温度が低ければ、クリープ変形が起こりにくい為、連結ボルト端部及び圧縮機スタッキングボルト端部周辺の中間軸が連結ボルト及び圧縮機スタッキングボルトの締付力によって縮むように変形する事を抑制でき、連結ボルト及び圧縮機スタッキングボルトの締付力が低下する事を抑制できる。このため、中間軸及び圧縮機ロータの剛性低下が抑制され、ロータの曲げ１次危険速度が低下するのを抑制でき、ガスタービンの信頼性が向上する。又、タービンスタッキングボルト端部と回収孔出口の間にシール構造がある為、タービンスタッキングボルト端部よりも更にガスパス下流側にある、タービン動翼とホイールの連結部であるダブティル部４６にも高温の回収冷媒が接触しない構造となっている。このためダブティル部のメタル温度上昇を抑制でき、ダブティルを構成する部材の強度の低下を抑制できるため、ダブティル部の信頼性が向上する。又、ラビリンス２０の下にタービンスタッキングボルト孔やタービンスタッキングボルト孔のざぐり面が存在しない為、ラビリンス部の強度が確保され、運転時の遠心力によるラビリンス部の変形量を小さくすることができる。このため、ラビリンス部の間隙を小さくすることができ、シール性能が向上する。
【００２３】
本実施例によれば、シール構造及び冷却空気が、高温回収冷媒が流出する冷媒回収孔出口とタービンスタッキングボルト端部の間に有る為、高温空気が冷却空気により減温され、タービンスタッキングボルト端部に高温回収冷媒が接触しない構造となっている。このため、タービンスタッキングボルト端部周辺のメタル温度が上昇するのを抑制でき、タービンスタッキングボルトの締付力によってクリープ変形が生じるのを抑制できる。その結果、タービンスタッキングボルトの締付力の低下が抑制でき、タービンロータの剛性低下を抑制できる。又、シール構造及び冷却空気が、高温回収冷媒が流出する回収孔出口と連結ボルト端部の間に有る為、高温空気が冷却空気により減温され、連結ボルト端部及び連結ボルトよりガスパス上流側にある圧縮機スタッキングボルト端部に高温回収冷媒が接触しない構造となっているため、中間軸及び圧縮機ロータの剛性低下も抑制できる。このため、ロータの曲げ１次危険速度が低下するのを抑制でき、ガスタービンの信頼性が向上する。又、タービンスタッキングボルト端部と回収孔出口の間にシール構造がある為、タービンスタッキングボルト端部よりも更にガスパス下流側にある、タービン動翼とホイールの連結部であるダブティル部にも高温の回収冷媒が接触しない構造となっている。このためダブティル部のメタル温度上昇を抑制でき、ダブティル部を構成する部材の強度の低下を抑制できるため、ダブティル部の信頼性が向上する。又、シール部の下にタービンスタッキングボルト孔やタービンスタッキングボルト孔のざぐり面が存在しない為、シール部の強度が確保され、運転時の遠心力によるシール部の変形量を小さくすることができる。このため、シール部の間隙を小さくすることができ、シール性能が向上する。
【００２４】
【発明の効果】
本発明によると、タービンスタッキングボルト端部周辺および圧縮機スタッキングボルト端部周辺のメタル温度が上昇するのを抑制し、タービンロータおよび圧縮機ロータの剛性低下を抑制することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例であるタービンロータの実施例の断面図。
【図２】図１で示した１段ホイールの断面図。
【図３】図１で示した中間軸のＡ−Ａ断面図。
【図４】本発明の一実施例であるガスタービンの冷却空気の系統図。
【図５】本発明の一実施例であるガスタービンの冷却空気の系統図。
【図６】本発明の一実施例であるガスタービンの冷却空気の系統図。
【図７】本発明の一実施例であるガスタービンの全体図。
【符号の説明】
１…１段ホイール、２…２段ホイール、５…タービンスタッキングボルト端部、７…中間軸、２０，２１…ラビリンス。[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a rotor structure for a gas turbine. In particular, the present invention relates to a gas turbine having a structure for recovering a refrigerant that has cooled turbine blades.
[0002]
[Prior art]
The combustion temperature of gas turbines tends to increase year by year for efficiency improvement, and the turbine rotor blade portion that recovers the energy after combustion in the combustor is exposed to a particularly high temperature. For this reason, normally, in the case of compressed air in a compressor or in a combined cycle, it is conceivable to cool the turbine rotor blade portion using the steam of the steam turbine section as a refrigerant. At this time, the refrigerant used for cooling becomes high temperature after cooling the turbine rotor blades. A structure that collects this high-temperature refrigerant to improve efficiency is called a closed circuit cooling structure.
[0003]
An intermediate shaft is disposed at a portion where the compressor portion and the turbine portion are coupled. The intermediate shaft is configured by stacking the compressor intermediate shaft on the upstream side of the gas path and the turbine intermediate shaft on the downstream side of the gas path in the axial direction and fastening them with connecting bolts. The bolt is tightened through a bolt that penetrates the turbine side rotor and the turbine intermediate shaft, and is connected to the turbine side rotor. The bolt is passed through the bolt that penetrates the compressor side rotor and the compressor intermediate shaft. The compressor side rotor is also coupled by tightening. In a gas turbine having a closed circuit cooling structure that collects the refrigerant that has cooled the turbine blades, the gas turbine that has a structure in which the collected refrigerant flows to the combustor inlet collects the refrigerant that has cooled the turbine blades on the turbine intermediate shaft. There is a hole exit.
[0004]
In the gas turbine described in Japanese Patent Application No. 10-216824, the turbine intermediate shaft has an outlet of a recovery hole for recovering the refrigerant that has cooled the turbine blade, and the recovered refrigerant after cooling the turbine blade is the above-mentioned It flows out from the recovery hole outlet.
[0005]
[Problems to be solved by the invention]
The gas turbine described in Japanese Patent Application No. 10-216824 has an outlet of a recovery hole for recovering the refrigerant that has cooled the turbine rotor blade in the intermediate shaft, and the refrigerant flowing out of the outlet of the recovery hole is directly at the end of the turbine stacking bolt. Contact. Here, since the recovered refrigerant after cooling the turbine rotor blades is at a high temperature, members around the end of the turbine stacking bolt become hot, and creep deformation is likely to occur due to the tightening force of the turbine stacking bolt. When creep deformation occurs around the turbine stacking bolt of the intermediate shaft, the portion is deformed so as to be contracted by the tightening force, so that the tightening force of the turbine stacking bolt is weakened and the rigidity of the turbine-side rotor is reduced.
[0006]
In addition, since the refrigerant flowing out from the outlet of the recovery hole directly contacts the end of the compressor stacking bolt connecting the intermediate shaft and the compressor rotor, the members around the compressor stacking bolt become hot, and the compressor stacking Creep deformation is likely to occur due to the tightening force of the bolt. When creep deformation occurs around the compressor stacking bolt on the intermediate shaft, the portion is deformed so as to be contracted by the tightening force, so that the tightening force of the compressor stacking bolt is weakened and the rigidity of the compressor side rotor is reduced. The intermediate shaft is configured by stacking the compressor intermediate shaft and the turbine intermediate shaft in the axial direction and tightening the connection bolt through the connection bolt penetrating therethrough. The intermediate shaft also flows out from the recovery hole outlet. The recovered refrigerant is in direct contact. For this reason, the members around the connecting bolt also become high temperature, and creep deformation is likely to occur. When creep deformation occurs around the connecting bolt, the connecting bolt is deformed so as to be contracted by the tightening force, so that the tightening force of the connecting bolt is reduced and the rigidity of the intermediate shaft is reduced. Normally, the primary bending critical speed of the rotor must be higher than the rotational speed during the operation of the gas turbine, and therefore the primary bending critical speed of the rotor is designed to be high. However, when the rigidity of the rotor is lowered, the primary bending critical speed of the rotor is lowered, shaft vibration is likely to occur, and the reliability of the rotor is lowered.
[0007]
Furthermore, in the gas turbine described in Japanese Patent Application No. 10-216824, the refrigerant flowing out from the outlet of the recovery hole also comes into contact with the dovetail part which is a connecting part between the turbine rotor blade and the wheel. To rise. When the metal temperature of the dovetail part rises, the strength of the members constituting the dovetail part decreases. Here, since the centrifugal force of the turbine rotor blade acts on the dovetail part, a large stress is generated, and if the strength of the members constituting the dovetail part is reduced, the dovetil part is likely to break down. There was a problem that the reliability of the system would decrease.
[0008]
An object of the present invention, the metal temperature near the turbine stacking bolts ends near and compressor stacking bolts end is prevented from rising, it is to suppress the reduction in rigidity of the turbine rotor and the compressor rotor.
[0009]
[Means for Solving the Problems]
The gas turbine according to the present invention includes a turbine-side rotor, a compressor-side rotor, and an intermediate shaft that couples the rotor, cools the turbine rotor blade using a refrigerant, collects the refrigerant, and collects the recovered refrigerant. A turbine stacking bolt that has a recovery hole in the turbine-side rotor and an intermediate shaft, an exit of the recovery hole exists in the intermediate shaft, and connects the turbine-side rotor and the intermediate shaft downstream of the recovery hole in the gas path A compressor stacking bolt for connecting a compressor side rotor and an intermediate shaft upstream of the gas path from the outlet of the recovery hole, and the turbine stacking bolt at the contact surface between the turbine side rotor and the intermediate shaft. in the installed gas turbine more outer peripheral side than the recovery hole outlet, a gas pass upstream and gas pass downstream, the recovered refrigerant is the turbine scan Tacchi Guboruto end and provided with a seal structure that hardly leak to the compressor stacking bolts end, and wherein the flowing cooling air to the seal structure portion.
[0010]
Alternatively, the gas turbine of the present invention includes a turbine-side rotor, a compressor-side rotor, and an intermediate shaft that connects the turbine-side rotor, cools the turbine blade using a refrigerant, collects the refrigerant, and collects the collected refrigerant. Turbine stacking that has a recovery hole in the turbine-side rotor and an intermediate shaft, the outlet of the recovery hole exists in the intermediate shaft, and the turbine-side rotor and the intermediate shaft are connected to the gas path downstream from the recovery hole outlet A compressor stacking bolt that connects a compressor side rotor and an intermediate shaft upstream of the recovery hole outlet and connected to the compressor side rotor and the intermediate shaft, and the turbine stacking bolt is disposed at the contact surface between the turbine side rotor and the intermediate shaft. in the installed gas turbine than the pores on the outer peripheral side, compressor stacking and between the recovery hole outlet of the recovery hole outlet and the turbine stacking bolts During the belt, a seal structure as the recovered refrigerant is not leaked to the turbine stacking bolts end and the compressor stacking bolts end provided, and wherein the flowing cooling air to the seal structure portion.
[0012]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
A turbine intermediate shaft and a compressor intermediate shaft are provided between the turbine-side rotor and the compressor-side rotor, and the turbine rotor blades are cooled with a refrigerant, and the refrigerant is recovered, and a recovery hole for recovering the recovered refrigerant is provided. A turbine-side rotor, which is provided in the turbine intermediate shaft, has a recovery hole outlet in the turbine intermediate shaft, and has a turbine stacking bolt that connects the turbine side rotor and the turbine intermediate shaft downstream of the recovery hole outlet and connects the turbine side shaft, In a gas turbine having a compressor stacking bolt that connects a compressor side rotor and a compressor intermediate shaft upstream of a gas outlet from a hole outlet, and a connecting bolt that connects a compressor intermediate shaft and a turbine intermediate shaft, the gas path downstream of the recovery hole outlet The cooling air is allowed to flow on the turbine intermediate shaft surface on the side of the turbine, and the gas temperature downstream of the recovery hole outlet is lowered to lower the gas temperature. Lower the metal temperature around the end of the turbine stacking bolt on the side and the metal temperature at the dovetail part. Also, let cooling air flow to the turbine intermediate shaft surface upstream of the recovery hole outlet and the upstream side of the recovery hole outlet. By lowering the gas temperature, the metal temperature around the connecting bolt and the end of the compressor stacking bolt end on the upstream side of the recovery hole outlet is lowered.
[0013]
Furthermore, a seal structure is provided between the recovery hole outlet of the turbine intermediate shaft and the end of the turbine stacking bolt so that the high-temperature recovered refrigerant flowing out from the recovery hole outlet of the intermediate shaft is less likely to leak to the end of the turbine stacking bolt. Cooling air is allowed to flow through the seal structure portion to suppress an increase in gas temperature around the turbine stacking bolt and lower the metal temperature around the end of the turbine stacking bolt and the metal temperature at the dovetail portion. In addition, a seal structure is provided between the recovery hole outlet of the turbine intermediate shaft and the connection bolt so that the high-temperature recovered refrigerant flowing out from the recovery hole outlet of the turbine intermediate shaft is less likely to leak to the end of the connection bolt and the compressor stacking bolt. Cooling air is allowed to flow through the seal structure portion to suppress an increase in gas temperature around the connecting bolt and the compressor stacking bolt, and to lower the metal temperature around the connecting bolt and the compressor stacking bolt. When the compressed air in the compressor is taken out and used as the cooling air and the temperature of the compressed air is higher than the recovered refrigerant or when it is desired to increase the cooling effect, the compressed air is cooled before being sent to the turbine intermediate shaft. When the pressure of the compressed air is low and the pressure of the compressed air is low, the pressure of the compressed air is increased using a booster to prevent backflow.
[0014]
Furthermore, the structure of the turbine stacking bolt hole and the counterbore surface of the turbine stacking bolt hole does not exist under the seal structure, ensuring the strength of the seal part and reducing the deformation amount of the seal part during operation. The gap is reduced to improve the sealing performance.
[0015]
FIG. 7 is an overall view of the gas turbine, in which 101 is a compressor, 102 is a combustor, and 103 is a turbine. A gas turbine compresses air with a compressor and guides the compressed air to a combustor where it is mixed with fuel and burned, and its energy is recovered by the turbine. During operation, the working fluid is always combusted in the combustor, and the compressor and the turbine rotate around the center line 104 at high speed. Reference numeral 109 denotes an intermediate shaft connected to each of the turbine side rotor and the compressor side rotor. The turbine side rotor is connected to the turbine side stacking bolt 107, and the compressor side rotor is connected to the compressor stacking bolt 108. It is connected with.
[0016]
FIG. 4 is a system diagram of the cooling air of the gas turbine in the present invention. 61 is a compressor, 62 is a combustor, and 63 is a turbine. An arrow 66 is a path through which compressed air extracted from the compressor flows, and branches in the directions of arrows 71 and 69. Here, an arrow 71 is a path for cooling the turbine rotor blades, and an arrow 69 is a path for supplying compressed air as cooling air to the intermediate shaft. Since the compressed air taken out from the compressor is hot, it is cooled by the precooler 67 in order to cool the turbine rotor blades. Further, in order to give a sufficient pressure for cooling the turbine rotor blades, the pressure is increased by the booster 68. The compressed air that has cooled the turbine rotor blade indicated by the arrow 71 is recovered to the intermediate shaft 64 and then recovered to the combustor through the arrow 72. However, the compressed air (collected refrigerant) collected on the intermediate shaft leaks to the compression side rotor and turbine side rotor in the directions of arrows 73 and 74. Here, the recovered refrigerant after cooling the turbine rotor blades is hot, and if leakage occurs in the direction 73, 74, the metal temperature of the compressor-side rotor and turbine-side rotor rises, and creep deformation tends to occur. Therefore, the compressed air indicated by the arrow 69 is supplied to the intermediate shaft as cooling air and mixed with the arrows 73 and 74 to reduce the temperature of the recovered refrigerant indicated by the arrows 73 and 74.
[0017]
FIG. 1 is a cross-sectional view around the intermediate shaft of a gas turbine according to the present invention.
[0018]
Reference numeral 1 denotes a single-stage wheel having a single-stage turbine blade 10 on the outer peripheral side, 2 denotes a single-stage spacer adjacent to the first-stage wheel 1, 7 denotes a turbine intermediate shaft, and 3 denotes an intermediate between the wheel, the spacer, and the turbine. This is a turbine stacking bolt that is passed through the shaft. The turbine rotor is formed by tightening and fixing a wheel, a spacer, and a turbine intermediate shaft with a turbine stacking bolt. Reference numeral 5 denotes an end of the turbine stacking bolt. Here, the bolt in the present invention is used in a meaning including a nut. For this reason, 5 includes the case of a nut. 43 is a compressor blade, 42 is a compressor vane, 44 is a compressor wheel having a compressor blade 43 on the outer peripheral side, and 45 is a compressor intermediate shaft. A compressor stacking bolt 41 is passed through the compressor wheel and the compressor intermediate shaft. The compressor rotor is formed by fastening a compressor wheel and a compressor intermediate shaft by fastening with a compressor stacking bolt. Reference numeral 12 denotes a connecting bolt that connects between the turbine middle shaft 7 and the compressor intermediate shaft 45. Reference numeral 41 denotes an end of the compressor stacking bolt. Reference numeral 4 denotes a recovery hole for recovering the refrigerant after cooling the first stage turbine rotor blade 10, and reference numeral 8 denotes a supply hole for supplying a refrigerant for cooling the first stage turbine rotor blade 10. Here, the compressed air indicated by the arrow 71 in FIG. 4 is used as a refrigerant for cooling the first stage turbine blade.
[0019]
FIG. 2 is a cross-sectional view of the first-stage wheel, in which 53 is a turbine stacking bolt hole, 54 is a recovery hole, and 55 is a supply hole. As shown in FIG. 2, the recovery hole and the supply hole are provided with a phase shifted in the circumferential direction.
[0020]
The refrigerant that cools the first stage turbine blade 10 flows in the direction of the arrow 9 from the supply hole 8, flows in the direction of the arrow 11, cools the first stage turbine blade 10, and flows to the recovery hole 15 in the direction of the arrow 13. Then, it flows out in the direction of arrow 16 to the recovery hole outlet of the intermediate shaft. Here, the recovered refrigerant that has cooled the first stage turbine blade 10 is at a high temperature. Thereafter, the recovered refrigerant merges with the compressed air 14 compressed by the compressor, flows in the direction of the arrow 17, and is recovered to the combustor. Here, the upstream side of the arrow 14 (compressor side) is the gas path upstream side, and the downstream side of the arrow 14 (turbine side) is the gas path downstream side.
[0021]
FIG. 3 is an AA cross section of the intermediate shaft 7. 51 is a turbine stacking bolt hole, and 52 is the recovery hole 15 in FIG. As shown in FIG. 3, the turbine stacking bolt hole 51 and the recovery hole 52 are arranged with a phase shifted in the circumferential direction. 1 is a labyrinth that seals so that the high-temperature recovered refrigerant that has flowed out of the recovery hole 4 does not leak in the direction of arrow 22, and 21 is a labyrinth that seals so that the high-temperature recovered refrigerant does not leak in the direction of arrow 23. . Here, the intermediate shaft 7 is a member that rotates at a high speed during operation, but 25 and 26 to which the labyrinths 20 and 21 are fixed are stationary members. Therefore, the stationary side member and the intermediate shaft side member of the labyrinths 20 and 21. Is provided with a gap. For this reason, the labyrinths 20 and 21 cannot completely prevent leakage of the high-temperature recovered refrigerant in the directions of the arrows 22 and 23. Therefore, cooling air is allowed to flow in the directions of arrows 30 and 31, so that the high-temperature recovered refrigerant does not leak in the directions of arrows 22 and 23. Here, the compressed air indicated by the arrow 69 in FIG. 4 is used as the cooling air used for the arrows 30 and 31. When the temperature of the compressed air is higher than that of the recovered refrigerant or when it is desired to increase the cooling effect by the cooling air, the compressed air is cooled by the precooler 67 before sending the compressed air to the intermediate shaft as shown in FIG. It is conceivable to lower the temperature. When the pressure of the compressed air is lower than that of the recovered refrigerant, it is conceivable to increase the pressure of the compressed air using a booster 68 as shown in FIG.
[0022]
In the present embodiment, the labyrinth 20 and the cooling air 30 are located between the refrigerant recovery hole outlet from which the high-temperature recovered refrigerant flows out and the turbine stacking bolt end 5, so that the high-temperature air is reduced in temperature by the cooling air and the turbine stacking bolt end The high temperature recovery refrigerant is not in contact with 5. For this reason, it can suppress that the metal temperature around a turbine stacking bolt edge part rises, and can suppress that creep deformation arises by the clamping force of a turbine stacking bolt. As a result, a decrease in the tightening force of the turbine stacking bolt can be suppressed, and a decrease in the rigidity of the turbine rotor can be suppressed. Further, since the labyrinth 21 and the cooling air 31 are located between the recovery hole outlet through which the high temperature recovery refrigerant flows out and the connection bolt end portion 12, the high temperature air is reduced in temperature by the cooling air, and the gas path passes through the connection bolt end portion and the connection bolt. Since the high temperature recovery refrigerant does not contact the upstream end of the compressor stacking bolt, the rise in the metal temperature around the connecting bolt end and the compressor stacking bolt end can be suppressed. If the metal temperature is low, creep deformation is unlikely to occur, so the intermediate shaft around the end of the connecting bolt and the compressor stacking bolt can be prevented from being deformed by the tightening force of the connecting bolt and the compressor stacking bolt, It can suppress that the fastening force of a connection bolt and a compressor stacking bolt falls. For this reason, the rigidity fall of an intermediate shaft and a compressor rotor is suppressed, it can suppress that the bending primary critical speed of a rotor falls, and the reliability of a gas turbine improves. In addition, since there is a seal structure between the end of the turbine stacking bolt and the outlet of the recovery hole, the dovetail portion 46, which is a connecting portion between the turbine rotor blade and the wheel, is further downstream of the end of the turbine stacking bolt. The recovered refrigerant is not in contact. For this reason, since the metal temperature rise of a dovetail part can be suppressed and the fall of the intensity | strength of the member which comprises dovetil can be suppressed, the reliability of a dovetil part improves. Further, since there is no turbine stacking bolt hole or a counterbore surface of the turbine stacking bolt hole under the labyrinth 20, the strength of the labyrinth portion is ensured, and the deformation amount of the labyrinth portion due to centrifugal force during operation can be reduced. For this reason, the gap between the labyrinth portions can be reduced, and the sealing performance is improved.
[0023]
According to this embodiment, since the seal structure and the cooling air are between the refrigerant recovery hole outlet from which the high-temperature recovered refrigerant flows out and the end of the turbine stacking bolt, the temperature of the high-temperature air is reduced by the cooling air, and the end of the turbine stacking bolt The high temperature recovery refrigerant is not in contact with the part. For this reason, it can suppress that the metal temperature around a turbine stacking bolt edge part rises, and can suppress that creep deformation arises by the clamping force of a turbine stacking bolt. As a result, a decrease in the tightening force of the turbine stacking bolt can be suppressed, and a decrease in the rigidity of the turbine rotor can be suppressed. Further, since the seal structure and the cooling air are between the recovery hole outlet from which the high temperature recovery refrigerant flows out and the end of the connection bolt, the high temperature air is reduced in temperature by the cooling air, and the upstream side of the gas path from the end of the connection bolt and the connection bolt. Since the high temperature recovery refrigerant does not contact the end of the compressor stacking bolt in the above, it is possible to suppress the rigidity reduction of the intermediate shaft and the compressor rotor. For this reason, it can suppress that the bending primary critical speed of a rotor falls, and the reliability of a gas turbine improves. In addition, since there is a seal structure between the end of the turbine stacking bolt and the outlet of the recovery hole, the dovetail part, which is the connecting part between the turbine blade and the wheel, is further downstream of the end of the turbine stacking bolt. The recovered refrigerant is not in contact. For this reason, since the metal temperature rise of a dovetail part can be suppressed and the fall of the intensity | strength of the member which comprises a dovetil part can be suppressed, the reliability of a dovetil part improves. Further, since there is no turbine stacking bolt hole or a counterbore surface of the turbine stacking bolt hole under the seal portion, the strength of the seal portion is ensured, and the deformation amount of the seal portion due to centrifugal force during operation can be reduced. For this reason, the gap | interval of a seal part can be made small and a sealing performance improves.
[0024]
【The invention's effect】
ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, it can suppress that the metal temperature of a turbine stacking bolt edge part periphery and a compressor stacking bolt edge part rises rise, and can suppress the rigidity fall of a turbine rotor and a compressor rotor.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a cross-sectional view of an embodiment of a turbine rotor according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a cross-sectional view of the one-stage wheel shown in FIG.
3 is a cross-sectional view taken along the line AA of the intermediate shaft shown in FIG.
FIG. 4 is a system diagram of cooling air of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a system diagram of cooling air of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
FIG. 6 is a system diagram of cooling air of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
FIG. 7 is an overall view of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... 1 step wheel, 2 ... 2 step wheel, 5 ... Turbine stacking bolt edge part, 7 ... Intermediate shaft, 20, 21 ... Labyrinth.

Claims

A turbine-side rotor, a compressor-side rotor, and an intermediate shaft connecting the rotor, the turbine rotor blades are cooled using a refrigerant, the refrigerant is recovered, and a recovery hole for recovering the recovered refrigerant is provided in the turbine-side rotor. The intermediate shaft has an outlet of the recovery hole, and has a turbine stacking bolt for connecting the turbine side rotor and the intermediate shaft to the turbine side of the outlet of the recovery hole. A compressor stacking bolt for connecting a compressor side rotor and an intermediate shaft is provided on the compressor side, and the turbine stacking bolt is a gas installed on the outer peripheral side of the recovery hole at the contact surface between the turbine side rotor and the intermediate shaft. in the turbine, the more recovery hole outlet, the compressor side and the turbine side, the recovered refrigerant said turbine stacking bolts end and the compressor stacking Bo A sealing structure that hardly leaks to the preparative end provided, the gas turbine characterized by flowing cooling air to the seal structure portion.

A turbine-side rotor, a compressor-side rotor, and an intermediate shaft connecting the rotor, the turbine rotor blades are cooled using a refrigerant, the refrigerant is recovered, and a recovery hole for recovering the recovered refrigerant is provided in the turbine-side rotor. The intermediate shaft has an outlet of the recovery hole, and has a turbine stacking bolt for connecting the turbine side rotor and the intermediate shaft to the turbine side of the recovery hole outlet, and compresses from the recovery hole outlet. A compressor stacking bolt for connecting a compressor side rotor and an intermediate shaft on the machine side, and the turbine stacking bolt is installed on the outer peripheral side of the recovery hole at the contact surface between the turbine side rotor and the intermediate shaft in, during the recovery hole outlet and between the turbine stacking bolts and said recovery hole outlet and compressor stacking bolts, said recovered refrigerant said turbine static King bolt end and provided with a seal structure that does not leak to the compressor stacking bolts end, a gas turbine, wherein the flowing cooling air to the seal structure portion.

2. The gas turbine according to claim 1, wherein an annular protrusion is provided on the outer peripheral side of the intermediate shaft, and the protrusion is between a recovery hole outlet of the intermediate shaft and an end of a turbine stacking bolt. A gas turbine characterized in that a seal member for sealing the refrigerant flowing out of the recovery hole is provided so that the recovered refrigerant does not come into contact with the end of the turbine stacking bolt.

As cooling air flowing through the seal portion of the intermediate shaft, the gas turbine according to any one of claims 1 to 3, characterized in that you use to retrieve the compressed air in the compressor.