JP4335407B2

JP4335407B2 - gas turbine

Info

Publication number: JP4335407B2
Application number: JP2000117637A
Authority: JP
Inventors: 泰弘小代; 充近藤; 浩信箱田
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2000-04-19
Filing date: 2000-04-19
Publication date: 2009-09-30
Anticipated expiration: 2020-04-19
Also published as: JP2001303908A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンに関し、一層詳細には、タービン及び圧縮機の翼環の変形を抑制してチップクリアランスが最小になる局所クリアランスを広げてガスタービンの性能を向上させるようにしたものである。
【０００２】
【従来の技術】
図５はガスタービンの代表的なタービン内部を示す断面図であり、１００は燃焼器の尾筒出口であり、高温の燃焼ガスが流出する。１０１はガスパスであり、軸方向には、それぞれ静翼１Ｃ，２Ｃ，３Ｃ，４Ｃの４段が配設されており、各静翼はそれぞれ外側シュラウドで翼環（翼支持環）１０２，１０３，１０４，１０５に連結され、円周方向に複数枚が取り付けられている。また、前記静翼１Ｃ，２Ｃ，３Ｃ，４Ｃとはそれぞれ交互に動翼１Ｓ，２Ｓ，３Ｓ，４Ｓが配置されており、各動翼はそれぞれロータ１０６の周囲に複数枚が取り付けられている。
【０００３】
そして、前記翼環１０２，１０３，１０４，１０５は外車室１０７に対して、翼環１０２，１０３，１０４，１０５の縦フランジ部１０２ａ，１０３ａ，１０４ａ，１０５ａ先端とこれに対応する外車室１０７の縦フランジ部１０７ａ，１０７ｂ，１０７ｃ，１０７ｄ先端との間の凹凸の嵌合部イ，ロ，ハ，ニで支持されている。尚、図示しないが、ガスタービンの圧縮機の翼環構造も上述したタービンの翼環構造と概ね同様に構成されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、前述したような従来の翼環構造にあっては、ガスタービンの運転時には、圧力差によるスラスト力で、例えば前記タービンの凹凸の嵌合部イ，ロ，ハ，ニでは、翼環１０２，１０３，１０４，１０５の縦フランジ部１０２ａ，１０３ａ，１０４ａ，１０５ａ先端の凸部右側面部が外車室１０７の縦フランジ部１０７ａ，１０７ｂ，１０７ｃ，１０７ｄ先端の凹部右側面部に強く押し付けられて両対接面間には摩擦が生じることになる。
【０００５】
そのため、外車室１０７が熱膨張・収縮によりオーバル変形した場合、前記嵌合部イ，ロ，ハ，ニの摩擦により翼環１０２，１０３，１０４，１０５に外力が働き、翼環１０２，１０３，１０４，１０５がオーバル変形するという不具合があった。また、一体成形された縦フランジ部１０２ａ，１０３ａ，１０４ａ，１０５ａの熱変形により、オーバル変形する場合もあった。これらは、圧縮機の翼環構造においても同様である。
【０００６】
本発明は、前述した状況に鑑みてなされたもので、タービン及び圧縮機の翼環の変形を抑制してロータ側に対するチップクリアランスが最小になる局所クリアランスを広げて性能の向上が図れるガスタービンを提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
斯かる目的を達成するための本発明に係るガスタービンは、タービン及び圧縮機の翼環が外車室に対し凹凸の嵌合部で支持されるガスタービンにおいて、前記翼環外周に縦フランジ部を別体に形成し、該縦フランジ部先端と前記外車室との間に前記嵌合部を設ける一方、該縦フランジ部基端と翼環外周との間にも凹凸の嵌合部を設けると共に、該嵌合部に摩擦係数低減材を介在させたことを特徴とする。
【００１２】
また、前記摩擦係数低減材がグラファイト系の固体潤滑塗料からなることを特徴とする。
【００１４】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るガスタービンを実施例により図面を用いて詳細に説明する。
【００１５】
［第１実施例］
図１は本発明の第１実施例を示すガスタービンの要部断面図で、図５のＡ部に相当する図である。
【００１６】
図示のように、タービンの翼環１は外車室２に対して、翼環１の縦フランジ部１ａ先端とこれに対応する外車室２の内周との間の凹凸の嵌合部ホでラジアル方向にはある程度余裕を持って支持されている。（ａ），（ｂ），（ｃ）は各実施態様を示し、（ａ）は翼環１外周の縦フランジ部１ａの先端に凸部１ａ−１を設け、これを外車室２内周の縦フランジ部２ａの先端に設けた凹部２ａ−１に嵌合させて前記嵌合部ホを形成している。（ｂ）は外車室２内周の縦フランジ部２ａの先端に凸部２ａ−２を設け、これを翼環１外周の縦フランジ部１ａの先端に設けた凹部１ａ−３に嵌合させて前記嵌合部ホを形成している。（ｃ）は外車室２内周に縦フランジ部を設けることなく、外車室２内周にリング厚み台を形成し、ここに凹部（溝部）２ａ−３を形成し、翼環１外周の縦フランジ部１ａの先端に設けた凸部１ａ−１を嵌合させて前記嵌合部ホを形成している。
【００１７】
そして、ガスタービン運転時における圧力差によるスラスト力で互いに対接することになる前記嵌合部ホの翼環１側の凸部右側面部３と外車室２側の凹部右側面部４（（ａ）及び（ｃ）の場合）及び翼環１側の凹部左側面部６と外車室２側の凸部左側面部５（（ｂ）の場合）に摩擦係数低減材が塗布される。
【００１８】
前記摩擦係数低減材としは、例えばデフリックコート（商標名）等のグラファイト系の固体潤滑塗料が用いられる。塗布方法としては、脱脂等の下地処理後に常温でスプレー塗装し（１０〜１５ミクロン程度の膜厚）、乾燥後に３００℃で１時間程焼付けする。尚、この焼付けは、タービンの翼環１の場合、運転時に３００℃以上の高温雰囲気下に晒されるので、省略しても良い。また、塗布方法としては、スプレーの外にハケ塗りでも良い。
【００１９】
このように構成されるため、前記嵌合部ホの対接面３，４及び５，６間の摩擦係数は約０．１〜０．６となり、しかも耐荷重性，耐熱性もあることから、前述したように翼環１に働く外車室２の変形による外力は低減され、翼環１のオーバル変形が抑制される。
【００２０】
これにより、翼環１のロータ側に対するチップクリアランスが最小になる局所クリアランスを広げてタービンの性能向上が図れる。
【００２１】
尚、上記実施例において、翼環１の縦フランジ部１ａ先端の凸部右側面部３と外車室２の縦フランジ部２ａ先端の凹部右側面部４との何れか一方に摩擦係数低減材を塗布しても良い。
【００２２】
［第２実施例］
図２は本発明の第２実施例を示すガスタービンの要部断面図で、図５のＡ部に相当する図である。
【００２３】
これは、第１実施例における翼環１の縦フランジ部１ａを別体に形成して先端に凸部１ａ−１、基端に凸部１ａ−２を有した断面矩形のリング状分割環となっており、当該縦フランジ部１ａを翼環１のリング状本体部１ｂに対して、縦フランジ部１ａ基端の凸部１ａ−２とこれに対応するリング状本体部１ｂ外周の凹部１ｂ−１との嵌合部トでラジアル方向にはある程度余裕を持って支持させたものである。
【００２４】
これによれば、翼環１（リング状本体部１ｂ）に働く縦フランジ部１ａの熱変形による外力が低減され、翼環１（リング状本体部１ｂ）のオーバル変形が抑制されて第１実施例と同様の効果が得られる。
【００２５】
尚、上記実施例において、ガスタービン運転時における圧力差によるスラスト力で互いに対接することになる前記嵌合部トの縦フランジ部１ａ基端の凸部左側面部５とリング状本体部１ｂ外周の凹部左側面部６との少なくともいずれか一方に、第１実施例における摩擦係数低減材を塗布すれば、縦フランジ部１ａの変形による翼環１（リング状本体部１ｂ）のオーバル変形がより一層抑制される。
【００２６】
［第３実施例］
図３は本発明の第３実施例を示すガスタービンの要部断面図で、図５のＡ部に相当する図である。
【００２７】
これは、第１実施例における翼環１の縦フランジ部１ａ（図１参照）を無くす一方外車室２の縦フランジ部２ａを長く延長形成成して、当該縦フランジ部２ａに翼環１のリング状本体部１ｂを、縦フランジ部２ａ先端とこれに対応するリング状本体部１ｂ外周との間の凹凸の嵌合部チでラジアル方向にはある程度余裕を持って支持させたものである。
【００２８】
これによれば、縦フランジ部１ａを無くした分翼環１に作用するスラスト力が低減され、翼環１に働く外車室２の変形による外力は低減され、翼環１のオーバル変形が抑制されて第１実施例と同様の効果が得られる。
【００２９】
尚、上記実施例において、ガスタービン運転時における圧力差によるスラスト力で互いに対接することになる前記嵌合部チの縦フランジ部２ａ先端の凸部左側面部７とリング状本体部１ｂ外周の凹部左側面部８との少なくともいずれか一方に、第１実施例における摩擦係数低減材を塗布すれば、前述したように翼環１に働く外車室２の変形による外力が低減され、翼環１のオーバル変形がより一層抑制される。
【００３０】
［第４実施例］
図４は本発明の第４実施例を示すガスタービンの要部断面図である。
【００３１】
図４は、ガスタービンの圧縮機における翼環構造を示すもので、第１実施例におけるタービンの翼環構造と同様に、圧縮機の翼環９は外車室１０に対して、翼環９の縦フランジ部９ａ先端とこれに対応する外車室１０の縦フランジ部１０ａ先端との間の凹凸の嵌合部リでラジアル方向にはある程度余裕を持って支持されている。
【００３２】
そして、ガスタービン運転時における圧力差によるスラスト力で互いに対接することになる前記嵌合部チに、第１実施例と同様に、摩擦係数低減材が塗布される。
【００３３】
これによれば、第１実施例と同様に、翼環９に働く外車室１０の変形による外力は低減され、翼環９のオーバル変形が抑制されて第１実施例と同様の効果が得られる。
【００３４】
尚、上述した圧縮機における翼環構造にも、第２及び第３実施例を適用することができることは言うまでもない。また、本発明は上記各実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で、摩擦係数低減材をスプレー塗装する代わりに摩擦係数低減材製プレートを張り付ける等各種変更が可能であることはいうまでもない。
【００３５】
【発明の効果】
以上、実施例に基づいて詳細に説明したように、本発明の請求項１に係る発明は、タービン及び圧縮機の翼環が外車室に対し凹凸の嵌合部で支持されるガスタービンにおいて、前記翼環外周に縦フランジ部を別体に形成し、該縦フランジ部先端と前記外車室との間に前記嵌合部を設ける一方、該縦フランジ部基端と翼環外周との間にも凹凸の嵌合部を設けると共に、該嵌合部に摩擦係数低減材を介在させたことを特徴とするので、翼環に働く縦フランジ部の熱変形による外力が低減され、翼環のオーバル変形が抑制される。
【００４０】
本発明の請求項２に係る発明は、［請求項１］のガスタービンにおいて、前記摩擦係数低減材がグラファイト系の固体潤滑塗料からなることを特徴とするので、耐熱、耐荷重性が向上すると共に施工が容易である。また、タービンの翼環の場合、運転時に３００℃以上の高温雰囲気下に晒されるので、焼付けが省略できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１実施例を示すガスタービンの要部断面図で、図５のＡ部に相当する図である。
【図２】本発明の第２実施例を示すガスタービンの要部断面図で、図５のＡ部に相当する図である。
【図３】本発明の第３実施例を示すガスタービンの要部断面図で、図５のＡ部に相当する図である。
【図４】本発明の第４実施例を示すガスタービンの要部断面図である。
【図５】ガスタービンの代表的なタービン内部を示す断面図である。
【符号の説明】
１翼環
１ａ縦フランジ部
１ｂリング状本体部
２外車室
２ａ縦フランジ部
３凸部右側面部
４凹部右側面部
５凸部左側面部
６凹部左側面部
７凸部左側面部
８凹部左側面部
９翼環
９ａ縦フランジ部
１０外車室
１０ａ縦フランジ部
ホ凹凸の嵌合部
ト凹凸の嵌合部
チ凹凸の嵌合部
リ凹凸の嵌合部[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine, which was so as to more specifically, to suppress the deformation of the blade ring of the turbine and the compressor to expand the local clearance tip clearance is minimized improve the performance of the gas turbine is there.
[0002]
[Prior art]
FIG. 5 is a cross-sectional view showing the inside of a typical turbine of a gas turbine, and 100 is a tail tube outlet of the combustor, and high-temperature combustion gas flows out. Reference numeral 101 denotes a gas path, in which four stages of stationary blades 1C, 2C, 3C, and 4C are disposed in the axial direction, and each stationary blade is a blade ring (blade support ring) 102, 103, A plurality of pieces are attached in the circumferential direction. Also, the moving blades 1S, 2S, 3S, and 4S are alternately arranged with the stationary blades 1C, 2C, 3C, and 4C, and a plurality of moving blades are attached around the rotor 106, respectively.
[0003]
The blade rings 102, 103, 104, and 105 are connected to the outer casing 107 of the longitudinal flange portions 102 a, 103 a, 104 a, and 105 a of the blade rings 102, 103, 104, and 105 and the corresponding outer casing 107. It is supported by uneven fitting portions A, B, C and D between the vertical flange portions 107a, 107b, 107c and 107d. Although not shown, the blade ring structure of the compressor of the gas turbine is configured in substantially the same manner as the above-described blade ring structure of the turbine.
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
By the way, in the conventional blade ring structure as described above, during operation of the gas turbine, the blade ring 102 is used, for example, in the concave and convex fitting portions A, B, C, and D of the turbine by a thrust force due to a pressure difference. , 103, 104, and 105, the right side surface of the convex portion at the tip of the vertical flange portion 102a, 103a, 104a, 105a is strongly pressed against the right side of the concave portion at the tip of the vertical flange portion 107a, 107b, 107c, 107d of the outer casing 107. Friction will occur between the contact surfaces.
[0005]
Therefore, when the outer casing 107 is deformed by oval due to thermal expansion / contraction, external force acts on the blade rings 102, 103, 104, 105 due to the friction of the fitting parts A, B, C, D, and the blade rings 102, 103, There was a problem that 104 and 105 were deformed by oval. In addition, the oval deformation may occur due to thermal deformation of the integrally formed vertical flange portions 102a, 103a, 104a, and 105a. The same applies to the blade ring structure of the compressor.
[0006]
The present invention has been made in view of the circumstances described above, the turbine and deformation of the blade ring by suppressing the gas turbine which can be improved in performance extends the local clearance tip clearance is minimized relative to the rotor side of the compressor The purpose is to provide.
[0007]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve such an object, a gas turbine according to the present invention is a gas turbine in which a blade ring of a turbine and a compressor is supported by an uneven fitting portion with respect to an outer casing, and a vertical flange portion is provided on the outer periphery of the blade ring. The fitting portion is formed separately, and the fitting portion is provided between the front end of the vertical flange portion and the outer casing. On the other hand, an uneven fitting portion is also provided between the base end of the vertical flange portion and the outer periphery of the blade ring. The friction coefficient reducing material is interposed in the fitting portion.
[0012]
The friction coefficient reducing material is made of a graphite-based solid lubricant paint.
[0014]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
It will be described in detail with reference to the drawings by a gas turbine according to the present invention embodiment.
[0015]
[First embodiment]
FIG. 1 is a cross-sectional view of an essential part of a gas turbine showing a first embodiment of the present invention, and corresponds to part A of FIG.
[0016]
As shown in the figure, the turbine blade ring 1 is radial with respect to the outer casing 2 by an uneven fitting portion E between the tip of the longitudinal flange portion 1a of the blade ring 1 and the inner periphery of the outer casing 2 corresponding thereto. It is supported with some margin in the direction. (A), (b), (c) shows each embodiment, (a) is provided with a convex portion 1a-1 at the tip of the vertical flange portion 1a on the outer periphery of the blade ring 1, and this is provided on the inner periphery of the outer casing 2. The fitting portion E is formed by fitting into the recess 2a-1 provided at the tip of the vertical flange portion 2a. (B) is provided with a convex portion 2 a-2 at the tip of the vertical flange portion 2 a on the inner periphery of the outer casing 2, and this is fitted into the concave portion 1 a-3 provided at the tip of the vertical flange portion 1 a on the outer periphery of the blade ring 1. The fitting portion E is formed. (C), without providing a vertical flange portion on the inner periphery of the outer casing 2, a ring thickness base is formed on the inner periphery of the outer casing 2, a recess (groove) 2 a-3 is formed here, and The convex part 1a-1 provided at the front-end | tip of the flange part 1a is made to fit, and the said fitting part e is formed.
[0017]
And the convex right side part 3 on the blade ring 1 side and the concave right side part 4 on the outer casing 2 side of the fitting part E, which are in contact with each other by a thrust force due to a pressure difference during gas turbine operation ((a) and (In the case of (c)) and the concave portion left side surface portion 6 on the blade ring 1 side and the convex portion left side surface portion 5 on the outer casing 2 side (in the case of (b)) are coated with a friction coefficient reducing material.
[0018]
As the friction coefficient reducing material, for example, a graphite-based solid lubricating paint such as Deflick Coat (trade name) is used. As a coating method, after a base treatment such as degreasing, spray coating is performed at room temperature (film thickness of about 10 to 15 microns), and after drying, baking is performed at 300 ° C. for about 1 hour. In the case of the turbine blade ring 1, this baking may be omitted because it is exposed to a high temperature atmosphere of 300 ° C. or higher during operation. As a coating method, brushing may be applied in addition to the spray.
[0019]
Since it is configured in this way, the coefficient of friction between the contact surfaces 3, 4 and 5, 6 of the fitting portion E is about 0.1 to 0.6, and also has load resistance and heat resistance. As described above, the external force due to the deformation of the outer casing 2 acting on the blade ring 1 is reduced, and the oval deformation of the blade ring 1 is suppressed.
[0020]
As a result, the local clearance that minimizes the tip clearance with respect to the rotor side of the blade ring 1 can be widened to improve the performance of the turbine.
[0021]
In the above embodiment, a friction coefficient reducing material is applied to either the convex right side 3 at the tip of the vertical flange 1a of the blade ring 1 or the concave right side 4 at the tip of the vertical flange 2a of the outer casing 2. May be.
[0022]
[Second Embodiment]
FIG. 2 is a cross-sectional view of an essential part of a gas turbine showing a second embodiment of the present invention, and corresponds to part A of FIG.
[0023]
This is a ring-shaped split ring having a rectangular cross section having a vertical flange portion 1a of the blade ring 1 according to the first embodiment and having a convex portion 1a-1 at the tip and a convex portion 1a-2 at the base end. The vertical flange portion 1a is formed with respect to the ring-shaped main body portion 1b of the blade ring 1, and the convex portion 1a-2 at the base end of the vertical flange portion 1a and the corresponding concave portion 1b- on the outer periphery of the ring-shaped main body portion 1b. 1 is supported with some margin in the radial direction.
[0024]
According to this, the external force due to thermal deformation of the vertical flange portion 1a acting on the blade ring 1 (ring-shaped main body portion 1b) is reduced, and the oval deformation of the blade ring 1 (ring-shaped main body portion 1b) is suppressed. The same effect as the example can be obtained.
[0025]
In the above embodiment, the convex left side surface portion 5 of the vertical flange portion 1a base end of the fitting portion and the outer periphery of the ring-shaped main body portion 1b are in contact with each other by a thrust force due to a pressure difference during gas turbine operation. If the friction coefficient reducing material in the first embodiment is applied to at least one of the left side surface portion 6 of the concave portion, the oval deformation of the blade ring 1 (ring-shaped main body portion 1b) due to the deformation of the vertical flange portion 1a is further suppressed. Is done.
[0026]
[Third embodiment]
FIG. 3 is a cross-sectional view of an essential part of a gas turbine showing a third embodiment of the present invention, and corresponds to part A of FIG.
[0027]
This eliminates the vertical flange portion 1a (see FIG. 1) of the blade ring 1 in the first embodiment, while the long flange portion 2a of the outer casing 2 is extended and formed, and the blade ring 1 is formed on the vertical flange portion 2a. The ring-shaped main body portion 1b is supported with a certain degree of margin in the radial direction by a concave and convex fitting portion between the front end of the vertical flange portion 2a and the outer periphery of the corresponding ring-shaped main body portion 1b.
[0028]
According to this, the thrust force acting on the blade ring 1 without the vertical flange portion 1a is reduced, the external force due to the deformation of the outer casing 2 acting on the blade ring 1 is reduced, and the oval deformation of the blade ring 1 is suppressed. Thus, the same effect as in the first embodiment can be obtained.
[0029]
In the above-described embodiment, the convex left side surface portion 7 at the tip of the vertical flange portion 2a of the fitting portion and the concave portion on the outer periphery of the ring-shaped main body portion 1b are in contact with each other by a thrust force due to a pressure difference during gas turbine operation. If the friction coefficient reducing material in the first embodiment is applied to at least one of the left side surface portion 8, the external force due to the deformation of the outer casing 2 acting on the blade ring 1 is reduced as described above, and the oval of the blade ring 1 is reduced. Deformation is further suppressed.
[0030]
[Fourth embodiment]
FIG. 4 is a cross-sectional view of an essential part of a gas turbine showing a fourth embodiment of the present invention.
[0031]
FIG. 4 shows a blade ring structure in a compressor of a gas turbine. Like the blade ring structure of the turbine in the first embodiment, the blade ring 9 of the compressor is in relation to the outer casing 10 with respect to the blade ring 9. A concave and convex fitting portion between the front end of the vertical flange portion 9a and the front end of the corresponding vertical flange portion 10a of the outer casing 10 is supported with some margin in the radial direction.
[0032]
Then, the friction coefficient reducing material is applied to the fitting parts that are in contact with each other by the thrust force due to the pressure difference during the operation of the gas turbine, as in the first embodiment.
[0033]
According to this, as in the first embodiment, the external force due to the deformation of the outer casing 10 acting on the blade ring 9 is reduced, the oval deformation of the blade ring 9 is suppressed, and the same effect as in the first embodiment is obtained. .
[0034]
Needless to say, the second and third embodiments can also be applied to the blade ring structure in the compressor described above. Further, the present invention is not limited to the above embodiments, and various modifications such as attaching a friction coefficient reducing material plate instead of spray coating the friction coefficient reducing material are possible without departing from the gist of the present invention. Needless to say.
[0035]
【The invention's effect】
As described above in detail based on the embodiments, the invention according to claim 1 of the present invention is a gas turbine in which the blade ring of the turbine and the compressor is supported by the concave and convex fitting portions with respect to the outer casing. A vertical flange portion is formed separately on the outer periphery of the blade ring, and the fitting portion is provided between the front end of the vertical flange portion and the outer casing, while between the base end of the vertical flange portion and the outer periphery of the blade ring. Is provided with a concave and convex fitting part, and a friction coefficient reducing material is interposed in the fitting part, so that external force due to thermal deformation of the vertical flange part acting on the blade ring is reduced, and the blade ring oval is reduced. Deformation is suppressed.
[0040]
The invention according to claim 2 of the present invention is characterized in that, in the gas turbine according to claim 1, the friction coefficient reducing material is made of a graphite-based solid lubricating paint, so that heat resistance and load resistance are improved. And construction is easy. Further, in the case of a turbine blade ring, since it is exposed to a high temperature atmosphere of 300 ° C. or higher during operation, baking can be omitted.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a cross-sectional view of a main part of a gas turbine showing a first embodiment of the present invention, corresponding to part A in FIG.
FIG. 2 is a cross-sectional view of a main part of a gas turbine showing a second embodiment of the present invention, corresponding to part A in FIG.
FIG. 3 is a cross-sectional view of an essential part of a gas turbine showing a third embodiment of the present invention, corresponding to part A in FIG. 5;
FIG. 4 is a cross-sectional view of a main part of a gas turbine showing a fourth embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a cross-sectional view showing a typical turbine interior of a gas turbine.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Blade ring 1a Vertical flange part 1b Ring-shaped main-body part 2 Outer casing 2a Vertical flange part 3 Convex part right side part 4 Concave part right side part 5 Convex part left side part 6 Concave part left side part 7 Convex part left side part 8 Concave part left side part 9 Wing ring 9a Vertical flange portion 10 Outer casing 10a Vertical flange portion E Concavity and convexity fitting portion G Concavity and convexity fitting portion h Concavity and convexity fitting portion Relief and concavity fitting portion

Claims

In a gas turbine in which a blade ring of a turbine and a compressor is supported by an uneven fitting portion with respect to an outer casing, a vertical flange portion is formed separately on the outer periphery of the blade ring, and the front end of the vertical flange portion, the outer casing, The fitting portion is provided between the vertical flange portion proximal end and the outer periphery of the blade ring, and an uneven fitting portion is provided between the flange portion and the friction coefficient reducing material. A characteristic gas turbine.

The gas turbine according to claim 1, wherein the friction coefficient reducing material is made of a graphite-based solid lubricating paint .