JPH11257016A - Gas turbine - Google Patents
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- JPH11257016A JPH11257016A JP6250698A JP6250698A JPH11257016A JP H11257016 A JPH11257016 A JP H11257016A JP 6250698 A JP6250698 A JP 6250698A JP 6250698 A JP6250698 A JP 6250698A JP H11257016 A JPH11257016 A JP H11257016A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンに係
わり、タービンケーシングの内周側の周方向に、シュラ
ウドブロックを固定する為のシュラウドレールを備えた
ガスタービンに関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine, and more particularly to a gas turbine having a shroud rail for fixing a shroud block in a circumferential direction on an inner peripheral side of a turbine casing.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービンのタービン部は回転軸であ
るロータの外周に動翼を備え、外側にはシュラウドブロ
ックとシュラウドブロックを支持するタービンケーシン
グが位置している。従来のシュラウドレール３の構造を
図１０に示す。シュラウドレール３は、例えば、その断
面がＴ型形状を有し、タービンケーシングと同心をなす
様に備えられている。これにより、タービンケーシング
１はシュラウドレール３を備えた板厚の大きい部分とそ
の他の板厚の小さい部分で構成される。2. Description of the Related Art A turbine portion of a gas turbine is provided with a rotor blade on the outer periphery of a rotor serving as a rotating shaft, and a shroud block and a turbine casing supporting the shroud block are located outside. FIG. 10 shows the structure of a conventional shroud rail 3. The shroud rail 3 has, for example, a T-shaped cross section and is provided so as to be concentric with the turbine casing. Thereby, the turbine casing 1 is constituted by a portion having a large thickness provided with the shroud rail 3 and other portions having a small thickness.
【０００３】実開昭60−143104号には、シュラウドブロ
ックについてスリットを設けて内周面のクラック発生を
抑制することが記載されている。[0003] Japanese Utility Model Laid-Open No. 143104/1985 discloses that a slit is provided in a shroud block to suppress the occurrence of cracks on the inner peripheral surface.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】しかし、ガスタービン
では、複数のシュラウドブロックは周方向に形成される
シュラウドレールにより支持されており、これらのブロ
ックはシュラウドレールに対応して周方向に沿って配置
される。このため、一つのクラック等の影響が一つのブ
ロックに収まるため、影響がそれほど大きくない。However, in the gas turbine, a plurality of shroud blocks are supported by shroud rails formed in a circumferential direction, and these blocks are arranged along the circumferential direction in correspondence with the shroud rails. Is done. Therefore, the influence of one crack or the like is contained in one block, and the influence is not so large.
【０００５】一方、シュラウドブロックを支持するシュ
ラウドレールにおいては、ガスタービン起動時は板厚の
大きい部分より小さい部分が時間的に早期に温度上昇
し、シュラウドレールは、板厚が小さく熱伸びの大きい
タービンケーシングに引張られ、この熱膨張差に起因し
た熱応力がシュラウドレールの周方向に発生する。この
熱応力はガスタービンの起動・停止に伴って、シュラウ
ドレール及びタービンケーシング全体に繰返し作用する
ため、最大熱応力発生部位であるシュラウドレール内周
側より、熱疲労損傷によりき裂が発生する恐れがある。
このき裂が進展し、タービンケーシングに及んだ場合、
ガスタービンの熱効率が著しく低下することや、タービ
ンケーシングの一部の損傷が他のガスタービン高温部品
に影響を与える恐れがある。On the other hand, in the shroud rail supporting the shroud block, when the gas turbine is started, the temperature of a portion smaller than a portion having a large thickness rises earlier in time, and the shroud rail has a small thickness and a large thermal expansion. It is pulled by the turbine casing, and thermal stress caused by this difference in thermal expansion is generated in the circumferential direction of the shroud rail. Since this thermal stress acts repeatedly on the shroud rail and the entire turbine casing when the gas turbine is started and stopped, cracks may occur due to thermal fatigue damage from the inner peripheral side of the shroud rail where the maximum thermal stress occurs. There is.
If this crack propagates and reaches the turbine casing,
The thermal efficiency of the gas turbine may be significantly reduced, and damage to a portion of the turbine casing may affect other gas turbine hot components.
【０００６】そこで、本発明は、タービンケーシングの
損傷を抑制できる信頼性の高いガスタービンを提供する
ものである。Accordingly, the present invention provides a highly reliable gas turbine capable of suppressing damage to a turbine casing.
【０００７】[0007]
【課題を解決するための手段】前記課題を達成するた
め、本発明は、シュラウドレールの損傷を抑制すること
によりタービンケーシングへの損傷を少なくする。In order to achieve the above object, the present invention reduces damage to a turbine casing by suppressing damage to a shroud rail.
【０００８】本発明は、空気を圧縮して吐出する圧縮機
と、該圧縮機から吐出される圧縮空気と燃料とが供給さ
れ燃焼される燃焼器と、該燃焼器の燃焼ガスが供給され
て駆動されるタービンとを有し、前記タービンは、前記
燃焼ガスの流れるガス流路壁を構成するシュラウドと、
シュラウドの外周側に位置し、シュラウドを支持する支
持レールを備えたケーシングと、を備えたガスタービン
において、前記支持レールはシュラウドの周方向に配置
され、レールの内周側面にはレールの両端を結び、前記
内周側面に周方向の間隙を形成するスリットを備えるこ
とを特徴とする。According to the present invention, there is provided a compressor for compressing and discharging air, a combustor for supplying and burning compressed air and fuel discharged from the compressor, and supplying a combustion gas from the combustor. A turbine that is driven, the turbine comprising a shroud forming a gas flow path wall through which the combustion gas flows,
A casing provided with a support rail for supporting the shroud, which is located on an outer peripheral side of the shroud, wherein the support rail is disposed in a circumferential direction of the shroud, and both ends of the rail are provided on an inner peripheral side surface of the rail. And a slit that forms a circumferential gap on the inner peripheral side surface.
【０００９】このようにスリットを導入したシュラウド
レールを備えたタービンケーシングであると、周方向の
熱変形に対する拘束が緩和され、起動・停止時にシュラ
ウドレール周方向に発生する熱応力は溝がない場合に比
べ低減される。これにより、起動・停止に伴う繰返し熱
応力の発生を容易に低減でき、熱疲労損傷によるき裂の
発生を防止でき、プラントの信頼性向上を図ることがで
きる。With the turbine casing provided with the shroud rail having the slits introduced therein, the restraint on the thermal deformation in the circumferential direction is relaxed, and the thermal stress generated in the circumferential direction of the shroud rail at the time of starting / stopping has no groove. Is reduced as compared with This makes it possible to easily reduce the occurrence of repeated thermal stress due to start / stop, prevent the occurrence of cracks due to thermal fatigue damage, and improve the reliability of the plant.
【００１０】また、好ましくは、前記ガスタービンにお
いて、前記内周面におけるスリットは、ケーシングの軸
方向に対して傾斜する方向に形成されることを特徴とす
る。更に上記のスリットがケーシングの軸方向に対して
傾いて導入することにより、スリット先端でのシュラウ
ドレールの周方向応力に対する応力拡大係数はスリット
が傾いていない場合の応力拡大係数に比べ小さくなるた
めスリット先端からのき裂発生及び進展を防止でき、プ
ラントの信頼性の向上が図れる。シュラウドレール周方
向の熱応力により軸方向に進展するき裂が、たとえ発生
したとしても、スリットが軸方向に対し傾いていれば、
軸方向に進展するき裂がスリットで阻まれて、き裂の停
留効果も期待できる。Preferably, in the gas turbine, the slit in the inner peripheral surface is formed in a direction inclined with respect to the axial direction of the casing. Further, by introducing the slit inclined with respect to the axial direction of the casing, the stress intensity factor for the circumferential stress of the shroud rail at the tip of the slit becomes smaller than the stress intensity factor when the slit is not inclined. The generation and propagation of cracks from the tip can be prevented, and the reliability of the plant can be improved. Even if a crack that propagates in the axial direction due to the thermal stress in the shroud rail circumferential direction, if the slit is inclined with respect to the axial direction,
The crack that propagates in the axial direction is blocked by the slit, and the effect of stopping the crack can be expected.
【００１１】シュラウドレールに組込まれる複数個のシ
ュラウドブロックは動翼との間隙を一定に保つため、起
動時の温度上昇による熱伸びが径方向には生じないよう
に、複数のシュラウドブロック間は熱伸びに相当する隙
間を設けて組込まれている。本発明の様にスリットが軸
方向に対し傾いていれば、スリットの導入位置とシュラ
ウドブロック間の隙間が一致することはない。このた
め、スリットを軸方向に導入する場合に比べて、スリッ
トの導入位置とシュラウドブロック間の隙間が一致し
て、シュラウドブロックに伝達される流体振動，回転振
動に起因する外力がスリットの先端に集中してしまうこ
とを抑制することができる。The plurality of shroud blocks incorporated in the shroud rail maintain a constant gap with the blade, so that a thermal expansion due to a temperature rise at the time of startup does not occur in a radial direction, so that a plurality of shroud blocks are heated between the shroud blocks. It is incorporated with a gap corresponding to elongation. If the slit is inclined with respect to the axial direction as in the present invention, the slit introduction position does not coincide with the gap between the shroud blocks. For this reason, compared with the case where the slit is introduced in the axial direction, the slit introduction position and the gap between the shroud blocks match, and external force due to fluid vibration and rotational vibration transmitted to the shroud block is applied to the tip of the slit. Concentration can be suppressed.
【００１２】更に好ましくは、前記ガスタービンにおい
て、前記ケーシングは周方向に複数配置されたケーシン
グ部を有し、前記ケーシング部は複数の前記スリットを
備えることを特徴とする。これにより、各々のタービン
ケーシングで発生する熱応力の均一化が図れ、各々のケ
ーシング間の接触面の取付け性が向上する。More preferably, in the gas turbine, the casing has a plurality of casing portions arranged in a circumferential direction, and the casing portion has a plurality of the slits. Thereby, the thermal stress generated in each turbine casing can be made uniform, and the attachment of the contact surface between the casings can be improved.
【００１３】[0013]
【発明の実施の形態】以下、図示した実施例に基づいて
本発明を詳細に説明する。図８には本発明のガスタービ
ンの概要が示されている。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, the present invention will be described in detail based on illustrated embodiments. FIG. 8 shows an outline of the gas turbine of the present invention.
【００１４】ガスタービンは、タービンケーシング１の
内部に、中心に回転軸（ロータ）５５と、回転軸の周囲
に設置される動翼５１と、ケーシング側に支持させる静
翼５０を有するタービン部５２を備える。このタービン
部５２に連結され、大気を吸込み、燃焼用及び冷却媒体
用の圧縮空気を得る圧縮機５３と、圧縮機５３からの圧
縮空気と図示しない燃料が供給されて燃焼させ高温高圧
燃焼ガスを発生する燃焼装置５４とより形成されてい
る。燃焼装置５４の燃焼ガスがタービン部５２に供給さ
れる。The gas turbine has a turbine section 52 having a rotating shaft (rotor) 55 at the center thereof, a moving blade 51 installed around the rotating shaft, and a stationary blade 50 supported on the casing side inside the turbine casing 1. Is provided. A compressor 53 that is connected to the turbine unit 52 and sucks air to obtain compressed air for combustion and a cooling medium. A compressed air and a fuel (not shown) from the compressor 53 are supplied and burned to generate a high-temperature high-pressure combustion gas. Combustion device 54 is formed. The combustion gas from the combustion device 54 is supplied to the turbine unit 52.
【００１５】圧縮機５３より吐出された圧縮空気の一部
は、燃焼装置５４のライナや翼（５０，５１）の冷却用
空気として用いられるようにすることができる。A part of the compressed air discharged from the compressor 53 can be used as cooling air for the liner and the blades (50, 51) of the combustion device 54.
【００１６】燃焼装置５４にて発生した高温高圧の燃焼
ガスは、静翼５０を経て動翼５１に噴射されてタービン
部５２を駆動する。そして図示はしていないが、一般に
は回転軸５５に結合されている発電機により発電するよ
うに構成されている。The high-temperature and high-pressure combustion gas generated by the combustion device 54 is injected into the moving blade 51 via the stationary blade 50 to drive the turbine 52. Although not shown, power is generally generated by a generator coupled to the rotating shaft 55.
【００１７】タービン部５２の要部を図９に示す。FIG. 9 shows a main part of the turbine section 52.
【００１８】一般にガスタービンのタービン部５２（図
９）は静翼５０・動翼５１と、外側にはこれを覆い高温
高圧ガスＨと大気の混入を遮断する殻状のタービンケー
シング１を備え、ケーシング１と動翼５１の間には高温
高圧ガスＨが直接ケーシングに接触するのを防ぎ高温高
圧のガスＨの流路外周壁を形成するシュラウドブロック
２が全周にわたり複数個設けられている。このシュラウ
ドブロック２はタービンケーシング１の内周側周方向に
設けた断面が例えばＴ型のシュラウドレール３に嵌め込
まれて固定されている。In general, a turbine section 52 (FIG. 9) of a gas turbine includes a stationary blade 50 and a moving blade 51, and a shell-shaped turbine casing 1 on the outside for covering the stationary blade 50 and the moving blade 51 to block the mixing of the high-temperature and high-pressure gas H and the atmosphere. A plurality of shroud blocks 2 are provided between the casing 1 and the rotor blades 51 over the entire circumference to prevent the high-temperature and high-pressure gas H from directly contacting the casing and to form the outer peripheral wall of the flow path of the high-temperature and high-pressure gas H. The shroud block 2 has a section provided in the circumferential direction on the inner peripheral side of the turbine casing 1 and is fixed by being fitted into, for example, a T-shaped shroud rail 3.
【００１９】本発明のシュラウドレール３を含むタービ
ンケーシング１の構造を図１に示す。ケーシング１はタ
ービンを上半６と下半７から覆う半割り構造となってお
り、ケーシングの上半６と下半７の合わせ面はフランジ
を設けてボルト等で固定されている。シュラウドレール
３は周方向に形成されている。本実施例ではシュラウド
レール３は断面がＴ字形状のものを用いた。シュラウド
レールの内周側面にはシュラウドレールの両端（上流側
端と下流側端）を結ぶ間隙が形成されるようにスリット
５を設けた。スリット５は内周側面に周方向間隙を形成
する。また、同図のように、スリット５はタービンケー
シング１の半径方向に開口する。FIG. 1 shows the structure of a turbine casing 1 including a shroud rail 3 according to the present invention. The casing 1 has a half-split structure that covers the turbine from the upper half 6 and the lower half 7, and the mating surface of the upper half 6 and the lower half 7 of the casing is provided with a flange and fixed with bolts or the like. The shroud rail 3 is formed in the circumferential direction. In this embodiment, the shroud rail 3 has a T-shaped cross section. The slit 5 was provided on the inner peripheral side surface of the shroud rail so as to form a gap connecting both ends (upstream end and downstream end) of the shroud rail. The slit 5 forms a circumferential gap on the inner peripheral side surface. Further, as shown in the figure, the slit 5 opens in the radial direction of the turbine casing 1.
【００２０】このようにスリット５を導入したシュラウ
ドレール３を備えたタービンケーシング１であると、周
方向の熱変形に対する拘束が緩和され、起動・停止時に
シュラウドレール周方向に発生する熱応力はスリット５
がない場合に比べ低減される。これにより、起動・停止
に伴う繰返し熱応力の発生を低減でき、熱疲労損傷によ
るき裂の発生を防止して、ケーシングの亀裂や損傷が生
じることを抑制して、ケーシング損傷による効率低下等
を抑制してプラントの信頼性向上を図ることができる。In the turbine casing 1 provided with the shroud rail 3 in which the slit 5 is introduced as described above, the restraint on the thermal deformation in the circumferential direction is relaxed, and the thermal stress generated in the circumferential direction of the shroud rail at the time of starting / stopping is reduced. 5
Is reduced compared to the case where there is no. As a result, it is possible to reduce the occurrence of repeated thermal stress due to starting and stopping, prevent the occurrence of cracks due to thermal fatigue damage, suppress the occurrence of cracks and damage to the casing, and reduce the efficiency etc. due to casing damage. It is possible to improve the reliability of the plant by suppressing the temperature.
【００２１】スリット５の幅ｔは熱膨張により溝である
スリット５が塞がれない大きさにすることが望ましい。
例えば、式（１）で決定した。The width t of the slit 5 is desirably set to a size that does not block the slit 5 which is a groove due to thermal expansion.
For example, it was determined by equation (1).
【００２２】 ｔ≧２πＲ・α・ΔＴ／ｎ （１） ここで、Ｒはシュラウドレール３の直径、αはシュラウ
ドレール材の線膨張係数、ΔＴはシュラウドレール３の
停止時と定常運転時の温度差、ｎはスリット５の数であ
る。T ≧ 2πR · α · ΔT / n (1) where R is the diameter of the shroud rail 3, α is the coefficient of linear expansion of the shroud rail material, and ΔT is the temperature when the shroud rail 3 is stopped and when it is in steady operation. The difference, n, is the number of slits 5.
【００２３】具体的なスリット５の深さと数を決定する
ために、スリット５の数及び深さを変化させた時にシュ
ラウドレール３に発生する周方向の熱応力を高温用ひず
みゲージを貼付けて測定した。測定結果を図３に示す。
図３の縦軸はスリット５がない場合の発生応力σ0 とス
リット５がある場合の発生応力σの比σ／σ0 、横軸は
スリット５の深さｈを示しており、スリット５の数ｎに
対する曲線が、それぞれ示されている。スリット５の深
さｈ及び数ｎが増加する程、発生熱応力はスリット５が
ない場合より低下する。シュラウドレールの材質から許
容応力σalを設定し、図３を用いて適切なスリット５の
深さｈ及び数ｎの組合せを決定すればよい。In order to determine the specific depth and number of the slits 5, the circumferential thermal stress generated in the shroud rail 3 when the number and the depth of the slits 5 are changed is measured by attaching a high-temperature strain gauge. did. FIG. 3 shows the measurement results.
The vertical axis in FIG. 3 represents the ratio σ / σ 0 of the generated stress σ 0 when there is no slit 5 to the generated stress σ when there is a slit 5, and the horizontal axis shows the depth h of the slit 5. The curves for the number n are respectively shown. As the depth h and the number n of the slits 5 increase, the generated thermal stress becomes lower than when the slits 5 are not provided. The allowable stress σ al may be set based on the material of the shroud rail, and an appropriate combination of the depth h of the slit 5 and the number n may be determined with reference to FIG.
【００２４】本実施例では、タービンケーシング１は上
半６及び下半７の２つのタービンケーシング部から構成
されており、各々４個のスリット５を導入した。タービ
ンケーシングが複数の周方向に配置されたケーシング部
から構成される場合には一つのケーシング部に各々複数
のスリット５を設けることにより、各々のタービンケー
シングで発生する熱応力の均一化が図れ、各々のケーシ
ング間の接触面の取付け性を向上させることができる。
スリット５の間隔はシュラウドレール内の発生応力を均
等化するために、各々のタービンケーシングを組合せた
状態でスリット５の数ｎに対し等間隔に配置するのが望
ましい。In this embodiment, the turbine casing 1 is composed of two turbine casings, an upper half 6 and a lower half 7, and four slits 5 are introduced into each. When the turbine casing is composed of a plurality of casing parts arranged in a circumferential direction, by providing a plurality of slits 5 in one casing part, thermal stress generated in each turbine casing can be made uniform, The mountability of the contact surface between the casings can be improved.
In order to equalize the generated stress in the shroud rail, it is desirable that the intervals between the slits 5 be equal to the number n of the slits 5 in a state where the respective turbine casings are combined.
【００２５】本発明の第２の実施例に係わるシュラウド
レール３を含むタービンケーシング１の構造を図２に示
す。本実施例は、基本的には第１の実施例と同様である
が、本実施例では、スリット５の方向がケーシングの軸
方向に対してθだけ傾むいて導入されている。これによ
りスリット５先端でのシュラウドレールの周方向応力に
対する応力拡大係数Ｋθは溝であるスリット５が傾いて
いない（θ＝０°）場合の応力拡大係数Ｋ0 に比べ小さ
くなる。ＫθとＫ0 の関係は傾きθの関数として式
（２）及び図４で示される。FIG. 2 shows the structure of a turbine casing 1 including a shroud rail 3 according to a second embodiment of the present invention. This embodiment is basically the same as the first embodiment, but in this embodiment, the direction of the slit 5 is inclined by θ with respect to the axial direction of the casing. As a result, the stress intensity factor K θ for the circumferential stress of the shroud rail at the tip of the slit 5 is smaller than the stress intensity factor K 0 when the slit 5 is not inclined (θ = 0 °). The relationship between K θ and K 0 is shown in equation (2) and FIG. 4 as a function of the slope θ.
【００２６】 Ｋθ＝Ｋ0・（０.５＋０.５・cos２θ） （２） 例えばθ＝４５°とすればＫθはＫ0 の１／２に低下さ
せることができる。応力拡大係数Ｋはき裂の発生，進展
速度を決定するパラメータであり、Ｋが大きい程、き裂
が発生しやすく、き裂の進展速度も大きくなる。したが
って、本発明のようにスリット５を傾けて導入すればス
リット５を傾けない場合に比べ、スリット５先端でのき
裂発生及び進展を抑制することができる。例えば起動・
停止に伴う繰返し応力に対するスリット５先端での応力
拡大係数範囲ΔＫθをシュラウドレール材の下限界応力
拡大係数範囲ΔＫth以下、 ΔＫθ≦ΔＫth （３） に抑えられれば、スリット５先端からのき裂発生及び進
展を防止でき、プラントの信頼性の向上が図れる。K θ = K 0 · (0.5 + 0.5 · cos 2θ) (2) For example, if θ = 45 °, K θ can be reduced to の of K 0 . The stress intensity factor K is a parameter that determines the rate of crack initiation and growth, and the larger the K, the easier the crack is to be generated and the higher the rate of crack propagation. Therefore, when the slit 5 is introduced with the slit 5 tilted as in the present invention, the occurrence and propagation of a crack at the tip of the slit 5 can be suppressed as compared with the case where the slit 5 is not tilted. For example,
If the stress intensity factor range ΔK θ at the tip of the slit 5 with respect to the repetitive stress caused by the stop is suppressed to the lower limit stress intensity factor range ΔK th of the shroud rail material and ΔK θ ≦ ΔK th (3), Crack generation and propagation can be prevented, and the reliability of the plant can be improved.
【００２７】また、シュラウドレール周方向の熱応力に
より軸方向に進展するき裂が発生したとしても、スリッ
ト５が軸方向に対し傾いていれば、軸方向に進展するき
裂がスリット５で阻まれて、き裂の停留効果も期待でき
る。Even if a crack that propagates in the axial direction occurs due to thermal stress in the circumferential direction of the shroud rail, if the slit 5 is inclined with respect to the axial direction, the crack that propagates in the axial direction is blocked by the slit 5. In rare cases, the effect of stopping the crack can be expected.
【００２８】更に、シュラウドレール３に組込まれる周
方向に設置される複数のシュラウドブロック２は、動翼
との間隙を一定に保つため、起動時の温度上昇による熱
伸びが径方向には生じないように、複数のシュラウドブ
ロック間は熱伸びに相当する隙間を設けて組込まれる。Further, the plurality of shroud blocks 2 installed in the circumferential direction incorporated in the shroud rail 3 keep a constant gap with the moving blade, so that thermal expansion due to temperature rise at the time of startup does not occur in the radial direction. As described above, a plurality of shroud blocks are incorporated with a gap corresponding to thermal expansion.
【００２９】スリット５を軸方向導入すると、スリット
５の導入位置とシュラウドブロック間の隙間が一致する
可能性がある。When the slit 5 is introduced in the axial direction, there is a possibility that the introduction position of the slit 5 and the gap between the shroud blocks coincide with each other.
【００３０】ところが、スリット５がタービンケーシン
グ１の軸方向に対し傾いていれば、スリット５の導入位
置とシュラウドブロック間の隙間が一致することはな
い。However, if the slit 5 is inclined with respect to the axial direction of the turbine casing 1, the gap between the introduction position of the slit 5 and the shroud block will not coincide.
【００３１】このため、シュラウドブロックに伝達され
る流体振動，回転振動に起因する外力がスリット５の先
端に集中して負荷され、スリット５の先端からき裂が生
じることを抑制できる。また、シュラウドブロックの位
置まで考慮して溝であるスリット５の導入位置を決定し
なくとも、ケーシングに対する影響や熱応力低減等に対
し適性な位置にスリット５を導入できる。For this reason, it is possible to suppress the external force resulting from the fluid vibration and the rotational vibration transmitted to the shroud block from being concentrated on the tip of the slit 5 and to prevent a crack from being generated from the tip of the slit 5. Further, the slit 5 can be introduced at a position suitable for the influence on the casing, the reduction of thermal stress, and the like without determining the introduction position of the slit 5 as a groove in consideration of the position of the shroud block.
【００３２】第３の実施例を図５を用いて説明する。本
実施例は第１の実施例又は第２の実施例のシュラウドレ
ール３及びスリット５の具体的構造の例を示す。図５
は、シュラウドレール３のスリット５部分の拡大図を示
す。（ａ）〜（ｄ）は、各々周方向に見た断面と、ケー
シングの軸方向に見た断面を示している。A third embodiment will be described with reference to FIG. This embodiment shows an example of a specific structure of the shroud rail 3 and the slit 5 of the first embodiment or the second embodiment. FIG.
Shows an enlarged view of the slit 5 portion of the shroud rail 3. (A)-(d) have shown the cross section seen in the circumferential direction, respectively, and the cross section seen in the axial direction of the casing.
【００３３】Ｔ字形状のシュラウドレール３はタービン
ケーシング１に対し垂直部３Ｂと水平部３Ａから構成さ
れている。水平部のケーシング１から離れた側の面は内
周側面を形成している。スリット５の深さｈは以下のよ
うになる。The T-shaped shroud rail 3 comprises a vertical portion 3B and a horizontal portion 3A with respect to the turbine casing 1. The surface of the horizontal portion remote from the casing 1 forms an inner peripheral side surface. The depth h of the slit 5 is as follows.
【００３４】（ａ）は水平部３Ａの一部にスリットが形
成され、一部はスリットにより周方向に間隙を有しない
程度の深さ、（ｂ）はスリットが水平部３Ａの全体に達
し、垂直部３Ｂには達しない程度の深さ、（ｃ）はスリ
ットが水平部３Ａから垂直部３Ｂの一部にまで形成さ
れ、垂直部３Ｂの一部にはスリットにより周方向に間隙
を有しない程度の深さ、（ｄ）はスリットが水平部３Ａ
から垂直部３Ｂの全体に達する程度の深さとなってい
る。(A) has a slit formed in a part of the horizontal part 3A, part of which has a depth such that there is no gap in the circumferential direction due to the slit, (b), the slit reaches the whole of the horizontal part 3A, In the depth (c), a slit is formed from the horizontal part 3A to a part of the vertical part 3B, and a part of the vertical part 3B does not have a circumferential gap due to the slit. About the depth, (d) the slit is horizontal section 3A
And a depth that reaches the entire vertical portion 3B.
【００３５】使用温度が高く高熱応力がシュラウドレー
ルに発生するガスタービンプラントやタービンシェル及
びシュラウドレールに耐熱疲労性の乏しい材料が使われ
ているガスタービンプラントに対しては、スリット５を
垂直部３Ｂの一部（ｃ）または全部（ｄ）に達する深さ
にすることが好ましい。これにより、熱応力が大きく低
減し、熱疲労損傷によるき裂発生を防止できる。よっ
て、係る場合であってもタービンケーシング１への損傷
を抑制することができるので、熱効率の低下等を防止で
き信頼性の高いガスタービンの運転ができる。For a gas turbine plant in which the operating temperature is high and a high thermal stress is generated in the shroud rail, or a gas turbine plant in which a material having poor heat-resistant fatigue is used for the turbine shell and the shroud rail, the slit 5 is formed in the vertical portion 3B. It is preferable to set the depth to reach a part (c) or the whole (d). As a result, thermal stress is greatly reduced, and crack generation due to thermal fatigue damage can be prevented. Therefore, even in such a case, since damage to the turbine casing 1 can be suppressed, a reduction in thermal efficiency and the like can be prevented, and a highly reliable gas turbine can be operated.
【００３６】一方、燃焼振動やタービンの回転振動，流
体振動が大きいガスタービンプラントに対してはスリッ
ト５を水平部３Ａの一部（ａ）または全部（ｂ）に達す
る深さにとどめることが好ましい。又は更に、スリット
５の数ｎを増やす。これにより、シュラウドレールに発
生する熱応力を低減させれば、振動に対する強度を保ち
且つ熱疲労損傷によるき裂発生も防止できる。よって、
係る場合であってもタービンケーシング１への損傷を抑
制することができるので、熱効率の低下等を防止でき信
頼性の高いガスタービンの運転ができる。On the other hand, for a gas turbine plant in which combustion vibration, turbine vibration, and fluid vibration are large, it is preferable to keep the slit 5 at a depth reaching a part (a) or all (b) of the horizontal part 3A. . Alternatively, the number n of the slits 5 is increased. Thus, by reducing the thermal stress generated in the shroud rail, it is possible to maintain the strength against vibration and prevent the occurrence of cracks due to thermal fatigue damage. Therefore,
Even in such a case, since damage to the turbine casing 1 can be suppressed, a decrease in thermal efficiency and the like can be prevented, and a highly reliable gas turbine can be operated.
【００３７】その他の実施例を図６及び図７に示す。図
６はスリット５の先端に円孔８を設けた例である。円孔
８の導入によりスリット５先端の応力集中を緩和させる
効果がある。スリット５の幅ｔの２〜３倍の直径を有す
る円孔を設けることが望ましい。図７はスリット５を深
さ方向に傾斜させる例である。この場合、スリット５の
深さｈをシュラウドレールの高さに対し、大きく確保で
きるので熱応力を大きく低減できる効果が期待できる。Another embodiment is shown in FIG. 6 and FIG. FIG. 6 shows an example in which a circular hole 8 is provided at the tip of the slit 5. The introduction of the circular hole 8 has an effect of reducing the stress concentration at the tip of the slit 5. It is desirable to provide a circular hole having a diameter two to three times the width t of the slit 5. FIG. 7 shows an example in which the slit 5 is inclined in the depth direction. In this case, since the depth h of the slit 5 can be ensured to be larger than the height of the shroud rail, an effect of greatly reducing the thermal stress can be expected.
【００３８】[0038]
【発明の効果】本発明により、タービンケーシングの損
傷を抑制できる信頼性の高いガスタービンを提供するこ
とができる。According to the present invention, a highly reliable gas turbine capable of suppressing damage to the turbine casing can be provided.
【図１】本発明のタービンケーシング構造の一実施例を
示す斜視図である。FIG. 1 is a perspective view showing one embodiment of a turbine casing structure of the present invention.
【図２】本発明のタービンケーシング構造の他の実施例
を示す斜視図である。FIG. 2 is a perspective view showing another embodiment of the turbine casing structure of the present invention.
【図３】本発明のスリットの深さと発生応力の関係を示
す説明図である。FIG. 3 is an explanatory diagram showing a relationship between a depth of a slit and a generated stress according to the present invention.
【図４】本発明のスリットの傾き角と応力拡大係数の関
係を示す説明図である。FIG. 4 is an explanatory diagram showing a relationship between a tilt angle of a slit and a stress intensity factor according to the present invention.
【図５】本発明のタービンケーシング構造の他の実施例
を示す断面図である。FIG. 5 is a sectional view showing another embodiment of the turbine casing structure of the present invention.
【図６】本発明のタービンケーシング構造の他の実施例
を示す斜視図である。FIG. 6 is a perspective view showing another embodiment of the turbine casing structure of the present invention.
【図７】本発明のタービンケーシング構造の他の実施例
を示す斜視図である。FIG. 7 is a perspective view showing another embodiment of the turbine casing structure of the present invention.
【図８】本発明のガスタービンを示す一部破断斜視図で
ある。FIG. 8 is a partially cutaway perspective view showing the gas turbine of the present invention.
【図９】本発明のタービン部の構造を示す断面図であ
る。FIG. 9 is a cross-sectional view showing the structure of the turbine section of the present invention.
【図１０】従来のタービンケーシング構造を示す斜視図
である。FIG. 10 is a perspective view showing a conventional turbine casing structure.
１…タービンケーシング、２…シュラウドブロック、３
…シュラウドレール、３Ａ…シュラウドレールの水平
部、３Ｂ…シュラウドレールの垂直部、５…スリット、
６…タービンケーシングの上半、７…タービンケーシン
グの下半、８…円孔、５０…静翼、５１…動翼、５２…
タービン部、５３…圧縮機、５４…燃焼装置、５５…回
転軸。1. Turbine casing 2. Shroud block 3.
... Shroud rail, 3A ... Horizontal part of shroud rail, 3B ... Vertical part of shroud rail, 5 ... Slit,
6: Upper half of turbine casing, 7: Lower half of turbine casing, 8: circular hole, 50: stationary blade, 51: moving blade, 52:
Turbine part, 53 ... Compressor, 54 ... Combustion device, 55 ... Rotary shaft.
フロントページの続き (72)発明者 百崎 尚隆 茨城県日立市幸町三丁目２番２号 株式会 社日立エンジニアリングサービス内Continuation of the front page (72) Inventor Naotaka Hyakuzaki 3-2-2, Sachimachi, Hitachi City, Ibaraki Prefecture Within Hitachi Engineering Services Co., Ltd.
Claims (4)
機から吐出される圧縮空気と燃料とが供給され燃焼され
る燃焼器と、該燃焼器の燃焼ガスが供給されて駆動され
るタービンとを有し、 前記タービンは、前記燃焼ガスの流れるガス流路壁を構
成するシュラウドと、シュラウドの外周側に位置し、シ
ュラウドを支持する支持レールを備えたケーシングと、
を備えたガスタービンにおいて、 前記支持レールはシュラウドの周方向に配置され、レー
ルの内周側面にはレールの両端を結び、前記内周側面に
周方向の間隙を形成するスリットを備えることを特徴と
するガスタービン。1. A compressor that compresses and discharges air, a combustor in which compressed air and fuel discharged from the compressor are supplied and burned, and a combustion gas of the combustor is supplied and driven. A turbine having a shroud forming a gas flow path wall through which the combustion gas flows, a casing provided on a peripheral side of the shroud and having a support rail for supporting the shroud,
Wherein the support rail is arranged in a circumferential direction of a shroud, an inner peripheral side surface of the rail is connected to both ends of the rail, and a slit is formed on the inner peripheral side surface to form a circumferential gap. And gas turbine.
対して傾斜する方向に形成されることを特徴とするガス
タービン。2. The gas turbine according to claim 1, wherein the slit on the inner peripheral surface is formed in a direction inclined with respect to the axial direction of the casing.
て、 前記ケーシングは周方向に複数配置されたケーシング部
を有し、 前記ケーシング部は複数の前記スリットを備えることを
特徴とするガスタービン。3. The gas turbine according to claim 1, wherein the casing has a plurality of casing portions arranged in a circumferential direction, and the casing portion has a plurality of the slits.
て、 前記支持レールは、ケーシングに対して内周側に立ち上
がる垂直部と、 該垂直部の先端に位置し、前記内周側面を形成する水平
部と、を備える断面が略Ｔ字状をなし、 前記スリットは、前記内周側面に開口し、前記水平部の
中にスリットの底を備えることを特徴とするガスタービ
ン。4. The gas turbine according to claim 1, wherein the support rail is provided with a vertical portion rising to an inner peripheral side with respect to a casing, and a horizontal portion which is located at a tip of the vertical portion and forms the inner peripheral side surface. A gas turbine having a substantially T-shaped cross section, the slit being opened on the inner peripheral side surface, and having a bottom of the slit in the horizontal part.
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|---|---|---|---|
| JP6250698A JP3428424B2 (en) | 1998-03-13 | 1998-03-13 | gas turbine |
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| JP (1) | JP3428424B2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010084762A (en) * | 2008-09-30 | 2010-04-15 | General Electric Co <Ge> | Method and apparatus for matching thermal mass and stiffness of bolted split rings |
| JP2010261450A (en) * | 2009-05-05 | 2010-11-18 | General Electric Co <Ge> | Turbine shell equipped with pin support |
| WO2017134844A1 (en) * | 2016-02-04 | 2017-08-10 | 三菱重工航空エンジン株式会社 | Aircraft component and gas turbine engine for aircraft |
-
1998
- 1998-03-13 JP JP6250698A patent/JP3428424B2/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (5)
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