JPS61226502A - Cooling device of gas turbine rotor - Google Patents
Cooling device of gas turbine rotorInfo
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- JPS61226502A JPS61226502A JP6767685A JP6767685A JPS61226502A JP S61226502 A JPS61226502 A JP S61226502A JP 6767685 A JP6767685 A JP 6767685A JP 6767685 A JP6767685 A JP 6767685A JP S61226502 A JPS61226502 A JP S61226502A
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Abstract
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野）
この発明は、圧縮機からの圧縮空気の−・部をタービン
ディスクおよびタービン動翼へηいてこ、れらタービン
動翼等を冷却するガスタービンロータの冷却装置に関す
る。Detailed Description of the Invention [Technical Field of the Invention] The present invention relates to a gas turbine which cools the turbine rotor blades by passing a part of compressed air from a compressor to a turbine disk and turbine rotor blades. This invention relates to a rotor cooling device.
一般に、ガスタービンにおいては、その性能および効率
を向上させるために、タービンガス温度を高温化させる
ことが不可欠となっている。一方、このタービンガス温
度の高温化に伴い、ガスタービンの信頼性を向上させる
ため、タービン動！ＪＬｔ５よびタービンディスクを冷
却する必要がある。In general, in order to improve the performance and efficiency of a gas turbine, it is essential to increase the temperature of the turbine gas. On the other hand, as the turbine gas temperature rises, in order to improve the reliability of the gas turbine, turbine movement! It is necessary to cool the JLt5 and the turbine disk.
このような冷却装置として、圧縮機の圧縮空気の一部あ
るいは油気を直接タービンディスクおよびタービン動翼
へ導く第５図に示す装置が従来提案されている（ガスタ
ービン学会誌、１９８１年ＶｏＬ、９．Ｎｏ、３３．Ｐ
２２〜Ｐ２９）。As such a cooling device, a device shown in FIG. 5 that directly guides part of the compressed air or oil air from the compressor to the turbine disk and turbine rotor blades has been proposed (Journal of the Gas Turbine Society, 1981 VoL, 9.No, 33.P
22-P29).
この冷却装置では、圧縮機１からの抽気は回転軸３の中
心孔５に流入し、この中心孔５からタービンロータ初段
ディスク７Ａの中心孔９Ａを通り、一部はタービンロー
タ初段ディスク７Ａとタービンロータ第２段ディスク７
Ｂとの間に流入する。In this cooling system, extracted air from the compressor 1 flows into the center hole 5 of the rotating shaft 3, passes through the center hole 9A of the turbine rotor first stage disk 7A from this center hole 5, and a part of the air flows into the turbine rotor first stage disk 7A and the turbine rotor first stage disk 7A. Rotor second stage disc 7
It flows between B and B.
そして、この圧縮空気の一部は冷却空気としてタービン
ディスク端面を冷却しながら、スペーサ１１に刻設され
たスリット１３を通りタービン動翼１５Ａへ尋かれる。Then, a part of this compressed air passes through the slit 13 formed in the spacer 11 to the turbine rotor blade 15A while cooling the end face of the turbine disk as cooling air.
また、タービンロータ初段ディスク７Ａの中心孔９Ａへ
導かれた他の一部の圧縮空気は、タービンロータ第２段
ディスク７Ｂの中心孔９Ｂからタービンロータ第２段お
よび第３段ディスク７Ｂ、７０間を通り、同様にタービ
ンディスク端面を冷却するとともに、スペーサ１７に刻
設されたスリット１９を通ってタービン動画１５Ｂ、Ｃ
を冷却する。In addition, some of the other compressed air guided to the center hole 9A of the turbine rotor first stage disk 7A is transferred from the center hole 9B of the turbine rotor second stage disk 7B to the space between the turbine rotor second and third stage disks 7B and 70. , and similarly cools the end face of the turbine disk, and passes through the slit 19 cut in the spacer 17 to the turbine videos 15B and 15C.
to cool down.
しかしながら、この冷却′ＩＡｆｉｆｆでは、タービン
ロータディスク７Ａ、Ｂ、Ｃに中心孔９Ａ、Ｂ、Ｃが必
要となる。一般に、回転円盤に中心孔がある場合には、
遠心力により生ずる応力が中心孔部分で最大となる。こ
の応力レベルは、中心孔がない回転円盤の最大応力に比
べ約２倍に達する。そのため、タービンロータディスク
７Ａ、Ｂ、Ｃの中心孔９Ａ、Ｂ、Ｃ部分での低サイクル
疲労が問題となり、ガスタービンの信頼性低下の一因と
なっている。そこで、このタービンロータディスグアＡ
、Ｂ、Ｃの寿命を延すために、中心孔９Ａ、Ｂ。However, this cooling 'IAfiff requires center holes 9A, B, and C in the turbine rotor disks 7A, B, and C. Generally, if a rotating disk has a center hole,
The stress caused by centrifugal force is maximum at the center hole. This stress level is approximately twice as high as the maximum stress of a rotating disk without a central hole. Therefore, low cycle fatigue at the center holes 9A, B, and C portions of the turbine rotor disks 7A, B, and C becomes a problem, which is one of the causes of reduced reliability of the gas turbine. Therefore, this turbine rotor disgua A
, B, C, the center holes 9A, B.
Ｃ部分に応力緩和処置を施す必要がある。例えば、予め
タービンロータディスクを高速回転させ、遠心力により
中心孔部分９Ａ、Ｂ、Ｃを塑性変形させて残留圧縮応力
を生じさせる等である。さらに、タービンロータディス
ク７Ａ、Ｂ、Ｃの中心孔９Ａ、Ｂ、Ｃの内面を傷がない
ように十分研磨しておくことも必要となる。It is necessary to apply stress relief treatment to part C. For example, the turbine rotor disk is rotated at high speed in advance, and the center hole portions 9A, B, and C are plastically deformed by centrifugal force to generate residual compressive stress. Furthermore, it is also necessary to sufficiently polish the inner surfaces of the center holes 9A, B, and C of the turbine rotor disks 7A, B, and C so that there are no scratches.
また、タービンディスクおよびタービン動翼を冷却する
他の冷却装置として、圧縮機からの圧縮空気の一部を圧
縮機吐出ケーシングの内１８１（第５図における符号２
１）の内側空間に流入させ、ここから直接タービン動翼
へ導（ものがある。ところが、この場合には、圧縮空気
の一部たる冷却空気が軸受（第５図における符号２３）
周りの空間内を流動するため、この軸受から漏出した潤
滑油がオイルミストとして混入し、冷却空気が汚染され
ることになる。その結果、このオイルミスト等により、
タービンディスクからタービン動翼へ冷却空気を導く冷
却空気通路孔が閉塞されて、ガスタービンの健全性を確
保できない虞れがある。In addition, as another cooling device for cooling the turbine disk and turbine rotor blades, a part of the compressed air from the compressor is stored in the compressor discharge casing 181 (reference numeral 2 in FIG. 5).
1) and is directly guided from there to the turbine rotor blades. However, in this case, cooling air, which is a part of the compressed air, flows into the bearing (reference numeral 23 in Fig. 5).
Since the lubricating oil flows in the surrounding space, the lubricating oil leaking from the bearing mixes in as oil mist, contaminating the cooling air. As a result, this oil mist etc.
There is a risk that the cooling air passage hole that guides cooling air from the turbine disk to the turbine rotor blades may become blocked, making it impossible to ensure the integrity of the gas turbine.
この発明は、上記事実を考慮してなされたものであり、
ガスタービンの信頼性を向上させるとともにその健全性
を確保することができるガスタービンロータの冷却装置
を提供することを目的とする。This invention was made in consideration of the above facts,
It is an object of the present invention to provide a cooling device for a gas turbine rotor that can improve the reliability of a gas turbine and ensure its soundness.
上記目的を達成するために、この発明に係るガスタービ
ンロータの冷却装置は、圧縮機からの圧縮空気の一部を
中間回転軸の中心孔を介してタービンロータディスクお
よびタービン動翼へ冷却中、気として導くものにおいて
、上記中間回転軸に上記タービンロータディスクを覆う
ロータディスクカバーを設けてタービンロータディスク
との間に冷却通路キャビティを形成し、この冷却通路キ
ャビティに連通し前記タービン動翼へ到る冷却空気通路
孔を上記タービンロータディスクに形成して、前記中間
回転軸の中心孔からの冷却空気を上記冷却通路キャビテ
ィおよび冷却空気通路孔から上記タービン動翼へ尋くも
のである。In order to achieve the above object, a gas turbine rotor cooling device according to the present invention cools a part of compressed air from a compressor to a turbine rotor disk and a turbine rotor blade through a center hole of an intermediate rotating shaft. A rotor disk cover that covers the turbine rotor disk is provided on the intermediate rotating shaft to form a cooling passage cavity between the rotor disk and the turbine rotor disk, and the cooling passage cavity is communicated with and reaches the turbine rotor blade. A cooling air passage hole is formed in the turbine rotor disk, and cooling air from the center hole of the intermediate rotating shaft is conducted to the turbine rotor blade through the cooling passage cavity and the cooling air passage hole.
〔発明の実施例〕 以下、この発明の実施例を図面に基いて説明する。[Embodiments of the invention] Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings.
第１図および第２図はこの発明に係るガスタービンロー
タの冷却装置の一実施例を示す説明図である。FIGS. 1 and 2 are explanatory diagrams showing an embodiment of a cooling device for a gas turbine rotor according to the present invention.
ガスタービンロータ３１は、タービンロータ３３、圧縮
機ロータ３５および中間回転軸３７から構成される。ま
た、このガスタービンロータ３１は、中間回転軸３７に
設けられたジャーナル軸受３９および圧縮機ロータ３５
の上流側に設けられた同様な軸受により支持される。The gas turbine rotor 31 includes a turbine rotor 33, a compressor rotor 35, and an intermediate rotating shaft 37. Further, this gas turbine rotor 31 includes a journal bearing 39 provided on an intermediate rotating shaft 37 and a compressor rotor 35.
is supported by a similar bearing upstream of the
中間回転軸３７は中心孔４１を有するものであり、両端
に７ランク部４３Ａ、Ｂが一体に形成される。また、こ
の中間回転＠３７は、圧縮機吐出ケーシング内筒４４に
被冠して設けられる。The intermediate rotating shaft 37 has a center hole 41, and seven rank portions 43A and 43B are integrally formed at both ends. Moreover, this intermediate rotation @37 is provided so as to cover the compressor discharge casing inner cylinder 44.
一方、タービンロータ３３は、タービンロータディスク
４５が数枚重ね合され、これらがタイボルト４７および
ナツト４９により結合されて構成される。また、タービ
ンロータ３３は、中間回転軸３７のフランジ部４３Ａに
、上記タイボルト４７およびナツト６９により一体的に
取り付けられる。さらに、各タービンロータディスク４
５は、中心孔が存在しない円盤形状に形成される。そし
て、各タービンロータディスク４５には、複数のタービ
ン動￥ｌ１ｉ５０が周方向に植設される。On the other hand, the turbine rotor 33 is constructed by stacking several turbine rotor disks 45 and connecting them with tie bolts 47 and nuts 49. Further, the turbine rotor 33 is integrally attached to the flange portion 43A of the intermediate rotating shaft 37 using the tie bolts 47 and nuts 69. Furthermore, each turbine rotor disk 4
5 is formed in a disc shape without a central hole. A plurality of turbine drives 11i50 are installed in each turbine rotor disk 45 in the circumferential direction.
使方、圧縮機ロータ３５は、・圧縮機ロータディスク５
１が数枚重ね合され、これらがタイボルト５３およびナ
ツト５５により結合して構成される。How to use the compressor rotor 35: - Compressor rotor disk 5
1 are stacked on top of each other, and these are connected by tie bolts 53 and nuts 55.
また、この圧縮機ロータ３５は、上記ボルト５３および
ナツト５５により中間回転軸３７のフランジ部４３Ｂに
一体的に取り付けられる。また、各圧縮機ロータディス
ク５１には、複数の圧縮機動Ｗ５６が周方向に植設され
る。Further, the compressor rotor 35 is integrally attached to the flange portion 43B of the intermediate rotating shaft 37 using the bolts 53 and nuts 55. Moreover, a plurality of compressor wheels W56 are installed in the circumferential direction of each compressor rotor disk 51.
さて、このガスタービンロータ３１には、圧縮機ロータ
３５からの圧縮空気の一部を、中間回転軸３７の中心孔
４１からタービンロータディスク４５およびタービン動
翼５０へ導く冷却空気通路５７が形成される。この冷却
空気通路５７は、圧縮機最終段動翼部キャビティ６０お
よび冷却通路筒１．第２．第３．第４．第５．第６キヤ
ビテイ６１．６３，６６．６７．７９．８１ならびにス
リット５９．６５、さらに冷却通路孔８３Ａ、Ｂ。Now, a cooling air passage 57 is formed in this gas turbine rotor 31 to guide a part of the compressed air from the compressor rotor 35 from the center hole 41 of the intermediate rotating shaft 37 to the turbine rotor disk 45 and the turbine rotor blade 50. Ru. This cooling air passage 57 is connected to the compressor final stage rotor blade cavity 60 and the cooling passage cylinder 1. Second. Third. 4th. Fifth. Sixth cavities 61.63, 66.67.79.81 and slits 59.65, as well as cooling passage holes 83A and B.
Ｃ２８５から構成される。It is composed of C285.
まず、スリット５９は、圧縮機最終段ロータディスク５
１Ａと結合するフランジ部４３Ｂに設けられる。このス
リット５９は７ランク部４３Ｂの半径方向に延在し、こ
のフランジ部４３Ｂの周方向全域に亘って放射状に形成
される。したがって、圧縮機最終段ローダティスフ５１
Ａ先端部および圧縮機吐出ケーシング内筒４４に囲まれ
た冷却通路第１キヤビテイ６１と７ランク部４３Ｂおよ
び圧縮機最終段ロータディスク５１Ａ基部に囲まれた冷
却通路第２キヤビテイ６３とが、スリット５９により連
通可能に設けられる。なお、冷却通路第１キヤビテイ６
１は圧縮機最終段動翼部キＶビティ６０と、また冷却通
路第２キヤビテイ６３は、中間回転軸３７の中心孔４１
とそれぞれ連通して形成される。First, the slit 59 is connected to the compressor final stage rotor disk 5.
It is provided on the flange portion 43B that connects with the flange 1A. The slit 59 extends in the radial direction of the 7-rank portion 43B and is formed radially over the entire circumferential area of the flange portion 43B. Therefore, the compressor final stage loader tisf 51
The first cooling passage cavity 61 surrounded by the tip A and the compressor discharge casing inner cylinder 44 and the second cooling passage cavity 63 surrounded by the seventh rank part 43B and the base of the compressor final stage rotor disk 51A are connected to the slit 59. It is provided so as to be able to communicate with each other. In addition, cooling passage first cavity 6
1 is the compressor final stage rotor blade cavity 60, and the cooling passage second cavity 63 is the center hole 41 of the intermediate rotating shaft 37.
They are formed in communication with each other.
次に、スリット６５は、中間回転軸３７の７ランク部４
３Ａに結合するタービンロータ初段ディスク４５Ａに刻
設される。このスリット６５はタービンロータ初段ディ
スク４５Ａの半径方向に延在し、このタービンロータ初
段ディスク４５Ａの周方向全域に亘って放射状に形成さ
れる。このスリット６５により、タービンロータ初段デ
ィスク４５Ａの基部およびフランジ部４３Ｂに囲まれた
冷却通路第３キヤビテイ６６と冷却通路第４キヤ（ティ
６７とが連通可能に構成される。なお、冷却通路第３キ
ヤビテイ６６は、中間回転軸３７の中心孔４１と連通状
態に形成される。Next, the slit 65 is inserted into the 7-rank portion 4 of the intermediate rotating shaft 37.
3A is carved on the first stage disk 45A of the turbine rotor. The slit 65 extends in the radial direction of the turbine rotor first-stage disk 45A, and is formed radially over the entire circumferential area of the turbine rotor first-stage disk 45A. This slit 65 allows a third cooling passage cavity 66 surrounded by the base and flange portion 43B of the turbine rotor first-stage disk 45A to communicate with a fourth cooling passage cavity (Tee 67). The cavity 66 is formed in communication with the center hole 41 of the intermediate rotating shaft 37 .
ここに、冷却通路第４キヤビテイ６７は、タービンロー
タ初段ディスク４５Ａの先端部およびロータディスクカ
バー６９に囲まれて形成される。Here, the fourth cooling passage cavity 67 is formed surrounded by the tip of the turbine rotor first-stage disk 45A and the rotor disk cover 69.
このロータディスクカバー６９はリング形状に形成され
、フランジ部４３Ａの先端部全周に一体または一体的に
設けられる。また、ロータディスクカバ−６９の先端部
に対応するタービンロータ初段ディスク４５Ａには、ロ
ータディスク張出部７１が一体または一体的に設けられ
る。このロータディスク張出部７１とロータディスクカ
バー６９との先端部は、第３図に示すように、それぞれ
７°の傾斜を有して形成され、さらに両者７１゜６９間
に間ｌｌｉ！Ｉ７３が設けられる。この間隙７３は０−
タデイスフカバー６９およびロータディスク張出部７１
の熱膨張差および両者の遠心力による半径方向伸縮差を
考慮して設定される。This rotor disk cover 69 is formed in a ring shape and is provided integrally or integrally with the entire circumference of the tip of the flange portion 43A. Further, a rotor disk protrusion 71 is provided integrally or integrally with the turbine rotor first-stage disk 45A corresponding to the tip of the rotor disk cover 69. As shown in FIG. 3, the tips of the rotor disk overhang 71 and the rotor disk cover 69 are each formed with an inclination of 7 degrees, and furthermore, there is a gap of 71 degrees and 69 degrees between the two. I73 is provided. This gap 73 is 0-
TARDIS SF cover 69 and rotor disk overhang 71
It is set in consideration of the difference in thermal expansion between the two and the difference in radial expansion and contraction due to centrifugal force between the two.
また、ロータディスクカバー６９の先端部全周には四部
７５が設けられる。そして、この凹部７５にシールビン
７７が嵌合される。このシールビン７７は一箇所が切断
されたリング形状に形成される。このシールビン７７と
ロータディスク張出部７１との当接により、冷却通路第
４キヤビテイ６７からの冷却空気の漏洩が防止される。Additionally, four portions 75 are provided around the entire circumference of the tip portion of the rotor disk cover 69. A seal bottle 77 is fitted into this recess 75. This seal bottle 77 is formed into a ring shape with one portion cut off. This abutment between the seal bin 77 and the rotor disk overhang 71 prevents cooling air from leaking from the fourth cavity 67 of the cooling passage.
また、タービンロータ初段ディスク４５Ａの動翼植込部
には、第２図に示すように冷却通路第５キヤビテイ７９
が設けられる。さらに、タービンロータ初段ディスク４
５△とタービンロータ第２段ディスク４５Ｂとの間には
冷却通路第６キ１１ビテイ８１が形成される。そして、
タービンロータ初段ディスク４５Ａの先端部には冷却通
路孔８３Ａ、Ｂが穿設される。これらの冷却通路孔８３
Ａ。In addition, as shown in FIG. 2, a cooling passage fifth cavity 79 is provided in the rotor blade embedded portion of the turbine rotor first stage disk 45A.
will be provided. Furthermore, the turbine rotor first stage disk 4
A cooling passage 6th hole bit 81 is formed between 5Δ and the turbine rotor second stage disk 45B. and,
Cooling passage holes 83A and 83B are bored at the tip of the turbine rotor first-stage disk 45A. These cooling passage holes 83
A.
Ｂは、冷却通路用５、第６キヤビテイ７９．８１にそれ
ぞれ連通され、かつ冷却通路第４キヤビテイ６７に連通
して設けられる。また、タービン初段動１５０Ａに、冷
却通路第５キヤビテイ７９に連通する冷却通路孔８５が
設けられる。したがつＩ、冷却通路第４キＴ！ビテイ６
７に導かれた冷却空気は、冷却通路孔８３Ａ、冷却通路
第５キヤビテイ７９および冷却通路孔８５に順次導かれ
て、タービン初段動１５０Ａを冷却可能とする。B is provided in communication with the fifth and sixth cavities 79 and 81 for the cooling passage, respectively, and in communication with the fourth cavity 67 for the cooling passage. Further, a cooling passage hole 85 communicating with the fifth cooling passage cavity 79 is provided in the first stage turbine 150A. But I, cooling passage No. 4 KT! Bitay 6
The cooling air guided to the cooling passage 7 is sequentially guided to the cooling passage hole 83A, the cooling passage fifth cavity 79, and the cooling passage hole 85, thereby making it possible to cool the turbine first stage drive 150A.
また、第１図に示すように、タービンロータ第２段ディ
スク４５Ｂの動翼植込部にも、冷却通路第５キヤビテイ
７９および冷却通路孔８３Ｃがタービンロータ初段ディ
スク４５Ａと同様に穿設される。また、タービン第２段
動翼５０Ｂにも、冷却通路第５キヤビテイ７９に連通ず
る冷却通路孔８５が設けられる。したがって、冷却通路
第４キヤビテイ６７内の冷却空気は、冷却通路孔８３Ｂ
１冷却通路第６キヤビテイ８１、冷却通路孔８３Ｃ１冷
却通路第５キャビティ７９および冷却通路孔８５へ導か
れて、タービン第２段動翼５５Ｂを冷却可能とする。Further, as shown in FIG. 1, a fifth cooling passage cavity 79 and a cooling passage hole 83C are also bored in the rotor blade implantation portion of the turbine rotor second stage disk 45B, in the same manner as in the turbine rotor first stage disk 45A. . Further, a cooling passage hole 85 communicating with the cooling passage fifth cavity 79 is also provided in the turbine second stage rotor blade 50B. Therefore, the cooling air in the fourth cooling passage cavity 67 is transferred to the cooling passage hole 83B.
1 cooling passage sixth cavity 81, cooling passage hole 83C1 cooling passage fifth cavity 79, and cooling passage hole 85, thereby making it possible to cool the turbine second stage rotor blade 55B.
次に、作用を説明する。Next, the effect will be explained.
ガスタービンの通常運転中に、圧縮機最終段動翼部キャ
ビティ６０内の圧縮空気の一部は冷却通路第１キヤビテ
イ６１へ導かれ、この冷却通路第１キヤビテイ６１から
スリット５９を通過し、冷却通路第２キヤビテイ６３を
経て中間回転軸３７の中心孔４１内へ流入する。中心孔
４１内へ流入した圧縮空気の一部は冷却通路第３キヤビ
テイ６６内に流入してタービンロータ初段ディスク４５
Ａを冷却するとともに、スリット６５を経て冷却通路第
４キヤビテイ内へ流入する。冷却通路第４キヤビテイ６
７に流入した冷却空気は、冷却通路孔８３Ａ、Ｂへ導か
れる。During normal operation of the gas turbine, a part of the compressed air in the compressor final stage rotor blade cavity 60 is guided to the cooling passage first cavity 61, passes through the slit 59 from the cooling passage first cavity 61, and is cooled. It flows into the center hole 41 of the intermediate rotating shaft 37 through the second cavity 63 . A portion of the compressed air that has flowed into the center hole 41 flows into the third cavity 66 of the cooling passage, and then flows into the first stage disk 45 of the turbine rotor.
A is cooled and flows into the fourth cavity of the cooling passage through the slit 65. Cooling passage 4th cavity 6
The cooling air that has flowed into cooling passageway 7 is guided to cooling passage holes 83A and 83B.
冷却通路８３Ａへ導かれた冷却空気は、冷却通路第５キ
ヤビテイ７９から冷却通路孔８５へ流入しタービン初段
動翼５０Ａを冷却する。また、冷却通路孔８３Ｂへ流入
した冷却空気は、冷却通路第６キヤビテイ８１内へ導か
れてタービン初段動彌５０Ａとタービン第２段動１！１
ｉ５０Ｂとのシール空気となる。さらに、この冷却通路
第６キヤビアイ８１内へ導かれた冷却空気は、冷却通路
孔８３Ｃおよび冷却通路第５キレビテイ７９を経て、冷
却通路孔８５へ流入し、タービン第２段動翼５０Ｂを冷
却する。The cooling air guided to the cooling passage 83A flows into the cooling passage hole 85 from the cooling passage fifth cavity 79 and cools the turbine first stage rotor blade 50A. Further, the cooling air that has flowed into the cooling passage hole 83B is guided into the cooling passage sixth cavity 81, and is connected to the turbine first stage drive shaft 50A and the turbine second stage drive shaft 1!1.
It becomes a seal air with i50B. Furthermore, the cooling air guided into the sixth cooling passage cavity eye 81 passes through the cooling passage hole 83C and the fifth cooling passage hole 79, flows into the cooling passage hole 85, and cools the turbine second stage rotor blade 50B. .
上記実施例によれば、中間回転軸３７の中心孔４１内の
冷却空気を、中間回転軸３７の７ランジ４３Ａとタービ
ンロータ初段ディスク４５Ａとで囲まれるケーシング通
路第３キヤビテイ６６へ導き、ここから冷却通路第４キ
ヤビテイを経てタービン初段および第２段動翼５０Ａ、
Ｂへ導くようにしたことから、タービンロータディスク
４５Ａ。According to the above embodiment, the cooling air in the center hole 41 of the intermediate rotating shaft 37 is guided to the third cavity 66 of the casing passage surrounded by the seventh flange 43A of the intermediate rotating shaft 37 and the first stage disk 45A of the turbine rotor, and from there. Through the cooling passage fourth cavity, the turbine first stage and second stage rotor blades 50A,
Since it was designed to lead to B, the turbine rotor disk 45A.
Ｂに中心孔を設ける必要がない。したがって、タービン
ロータディスク５０Ａ、Ｂの回転時において、このター
ビンロータディスク５０Ａ、Ｂに生ず゛る低サイクル疲
労が低減される。その結果、ガスタービンの信頼性を向
上させることができる。There is no need to provide a center hole in B. Therefore, low cycle fatigue occurring in the turbine rotor disks 50A, B during rotation of the turbine rotor disks 50A, B is reduced. As a result, the reliability of the gas turbine can be improved.
また、圧縮機最終段動翼部キャビティ６０からの圧縮空
気の一部を中間回転軸３７の中心孔４１を経てタービン
初段および第２段動翼５０Ａ、Ｂに導くようにしたこと
から、冷却空気がジャーナル軸受３９を通過することが
ない。したがって、冷却空気がジャーナル軸受３９の１
１滑油に基くオイルミストによって汚染されることがな
い。その結果、タービン初段および第２段動翼５０Ａ、
Ｂに穿設された冷却通路孔８３Ａ、Ｂ、Ｃ，８５がオイ
ルミストにより閉塞されることがなく、これらタービン
初段および第２段動翼５０Ａ、Ｂの冷却が好適に行なわ
れて、ガスタービンの健全性を確保することができる。In addition, since a part of the compressed air from the compressor final stage rotor blade cavity 60 is guided to the turbine first and second stage rotor blades 50A and 50B through the center hole 41 of the intermediate rotating shaft 37, cooling air is does not pass through the journal bearing 39. Therefore, the cooling air is supplied to one of the journal bearings 39.
1. Not contaminated by oil mist based on lubricating oil. As a result, the turbine first stage and second stage rotor blades 50A,
The cooling passage holes 83A, B, C, and 85 drilled in B are not blocked by oil mist, and the first and second stage rotor blades 50A and 50B of the turbine are suitably cooled, and the gas turbine The soundness of the system can be ensured.
第４図は、この発明に係るガスタービンの冷却装置にお
ける第２実施例を示す要部拡大図である。FIG. 4 is an enlarged view of the main parts of a second embodiment of the gas turbine cooling device according to the present invention.
この第２実施例において、第１実施例と同様な部分は同
一符号を付ずことにより説明を省略する。In this second embodiment, parts similar to those in the first embodiment are given the same reference numerals, and a description thereof will be omitted.
この第２実施例が第１実施例と異なる点は、ロータディ
スクカバー６９にシールビン７７が設けられず、かつタ
ービンロータ初段ディスク４５Ａにロータディスク張出
部７１が設けられず、ロータディスクカバー６９にシー
ルプレート８７が設けられたことである。このシールプ
レート８７は、ロータディスクカバー６９の全周に一体
または一体的に設けられる。さらに、このシールプレー
ト８７・は、タービンロータ初段ディスク４５Ａのター
ビン動翼植込部８９の側面に対向して配置される。これ
らシールプレート８７とタービン動翼植込部８９の側面
とには間隙が設けられる。この間隙は、これら両部材の
熱膨張差および遠心力による伸縮差を考慮しである程度
の滑りが許容できるように設定される。This second embodiment differs from the first embodiment in that the rotor disk cover 69 is not provided with a seal bin 77, the turbine rotor first stage disk 45A is not provided with a rotor disk overhang 71, and the rotor disk cover 69 is not provided with a rotor disk overhang 71. This is because a seal plate 87 is provided. This seal plate 87 is provided integrally or integrally around the entire circumference of the rotor disk cover 69. Further, this seal plate 87 is arranged to face the side surface of the turbine rotor blade embedded portion 89 of the turbine rotor first-stage disk 45A. A gap is provided between these seal plates 87 and the side surface of the turbine rotor blade embedded portion 89. This gap is set so as to allow a certain degree of slippage, taking into account the difference in thermal expansion between these two members and the difference in expansion and contraction due to centrifugal force.
この第２実施例においても、第１実施例と同様な効果を
奏することができる。さらにこの第２実施例によれば、
シールプレート８７にて冷却通路第４キヤビテイ６７の
気密が保持されることかう、前記第１実施例のシールピ
ン７７に比べ冷却通路第４キヤビテイ６７からの冷却空
気のリーク吊を低減することができ、冷却効率を向上さ
せることができる。This second embodiment can also provide the same effects as the first embodiment. Furthermore, according to this second embodiment,
Since the seal plate 87 maintains the airtightness of the fourth cavity 67 of the cooling passage, leakage of cooling air from the fourth cavity 67 of the cooling passage can be reduced compared to the seal pin 77 of the first embodiment. Cooling efficiency can be improved.
以上のように、この発明に係るガスタービンロータの冷
却装置によれば、中間回転軸にタービンロータディスク
を覆うディスクカバーを設けてタービンロータディスク
との間に冷却通路キャピテイを形成し、この冷却通路キ
ャビティに連通しタービン動翼へ到る冷却通路をタービ
ンロータディスクに形成して、中間回転軸の中心孔から
の冷却空気を冷却通路キャビティおよび冷却空気通路孔
からタービン動翼へ導くようにしたことから、タービン
ロータに中心孔を形成する必要がなく、したがってター
ビンロータディスクの低サイクル疲労を低減してガスタ
ービンの信頼性を向上させることができる。と同時に、
タービン動翼へ導かれる冷却空気がオイルミスト等によ
り汚染されることがなく、したがって冷却空気通路孔の
閉塞が防止され、ガスタービンの健全性を確保すること
ができるという効果を奏する。As described above, according to the gas turbine rotor cooling device according to the present invention, a disk cover covering the turbine rotor disk is provided on the intermediate rotating shaft to form a cooling passage cavity between the turbine rotor disk and the cooling passage. A cooling passage communicating with the cavity and reaching the turbine rotor blade is formed in the turbine rotor disk, so that cooling air from the center hole of the intermediate rotating shaft is guided from the cooling passage cavity and the cooling air passage hole to the turbine rotor blade. Therefore, there is no need to form a center hole in the turbine rotor, and therefore low cycle fatigue of the turbine rotor disk can be reduced and reliability of the gas turbine can be improved. At the same time,
The cooling air guided to the turbine rotor blades is not contaminated by oil mist or the like, and therefore the cooling air passage holes are prevented from being clogged, and the soundness of the gas turbine can be ensured.
第１図はこの発明に係るガスタービンロータの冷却装置
の一実施例を適用したガスタービンロータを示ず゛生新
側面図、第２図は第１図の要部を拡大して示す生新側面
図、第３図は第２図のロータディスクカバー先端部を拡
大して示す断面図、第４図はこの発明に係るガスタービ
ンロータの冷却装置における第２実施例の要部を示す断
面図、第５図は従来のガスタービンロータの冷却装置を
適用したガスタービンロータを示す生新側面図である。
３１・・・ガスタービンロータ、３３・・・タービンロ
ータ、３５・・・圧縮機ロータ、３７・・・中間回転軸
、４１・・・中心孔、４５・・・タービンロータディス
ク、５０Ａ・・・タービン初段動翼、５０Ｂ・・・ター
ビン第２段動翼、６５・・・スリット、６７・・・冷却
通路第４キヤビテイ、６９・・・ロータディスクカバー
、８３Ａ、８５・・・冷却通路孔。
出願人代理人 波 多 野 久第３図
第４図Fig. 1 shows a new side view of a gas turbine rotor to which an embodiment of the gas turbine rotor cooling device according to the present invention is applied, and Fig. 2 shows an enlarged view of the essential parts of Fig. 1. 3 is an enlarged cross-sectional view showing the tip of the rotor disk cover in FIG. 2; FIG. 4 is a cross-sectional view showing essential parts of a second embodiment of the gas turbine rotor cooling device according to the present invention; FIG. , FIG. 5 is a new side view showing a gas turbine rotor to which a conventional gas turbine rotor cooling device is applied. 31... Gas turbine rotor, 33... Turbine rotor, 35... Compressor rotor, 37... Intermediate rotating shaft, 41... Center hole, 45... Turbine rotor disk, 50A... Turbine first stage rotor blade, 50B... Turbine second stage rotor blade, 65... Slit, 67... Cooling passage fourth cavity, 69... Rotor disk cover, 83A, 85... Cooling passage hole. Applicant's agent Hisashi Hatano Figure 3 Figure 4
Claims (1)
を介してタービンロータディスクおよびタービン動翼へ
冷却空気として導くガスタービンの冷却装置において、
上記中間回転軸に上記タービンロータディスクを覆うロ
ータディスクカバーを設けてタービンロータディスクと
の間に冷却通路キャビティを形成し、この冷却通路キャ
ビティに連通し前記タービン動翼へ到る冷却空気通路孔
を上記タービンロータディスクに形成して、前記中間回
転軸の中心孔からの冷却空気を上記冷却通路キャビティ
および冷却空気通路孔から上記タービン動翼へ導くこと
を特徴とするガスタービンロータの冷却装置。 ２、タービンロータディスクは中心孔の形成されない円
板形状に構成された特許請求の範囲第１項記載のガスタ
ービンロータの冷却装置。 ３、タービンロータディスクと中間回転軸との結合部に
は上記中間回転軸の中心孔からの冷却空気を冷却通路キ
ャビティへ導くスリットが形成された特許請求の範囲第
１項または第２項記載のガスタービンロータの冷却装置
。[Claims] 1. A cooling device for a gas turbine that guides a portion of compressed air from a compressor as cooling air to a turbine rotor disk and turbine rotor blades through a center hole of an intermediate rotating shaft,
A rotor disk cover covering the turbine rotor disk is provided on the intermediate rotating shaft to form a cooling passage cavity between the rotor disk and the turbine rotor disk, and a cooling air passage hole communicating with the cooling passage cavity and reaching the turbine rotor blade is provided. A cooling device for a gas turbine rotor, characterized in that the device is formed in the turbine rotor disk to guide cooling air from the center hole of the intermediate rotating shaft to the turbine rotor blade through the cooling passage cavity and the cooling air passage hole. 2. The gas turbine rotor cooling device according to claim 1, wherein the turbine rotor disk is configured in a disk shape without a center hole. 3. A slit according to claim 1 or 2, wherein a slit is formed in the joint between the turbine rotor disk and the intermediate rotating shaft to guide cooling air from the center hole of the intermediate rotating shaft to the cooling passage cavity. Gas turbine rotor cooling system.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60067676A JPH0629521B2 (en) | 1985-03-31 | 1985-03-31 | Gas turbine rotor cooling device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60067676A JPH0629521B2 (en) | 1985-03-31 | 1985-03-31 | Gas turbine rotor cooling device |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61226502A true JPS61226502A (en) | 1986-10-08 |
| JPH0629521B2 JPH0629521B2 (en) | 1994-04-20 |
Family
ID=13351834
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60067676A Expired - Lifetime JPH0629521B2 (en) | 1985-03-31 | 1985-03-31 | Gas turbine rotor cooling device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0629521B2 (en) |
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0629521B2 (en) | 1994-04-20 |
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