WO1998032953A1 - Rotor turbine a gaz pour refroidissement par vapeur - Google Patents

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WO1998032953A1
WO1998032953A1 PCT/JP1998/000243 JP9800243W WO9832953A1 WO 1998032953 A1 WO1998032953 A1 WO 1998032953A1 JP 9800243 W JP9800243 W JP 9800243W WO 9832953 A1 WO9832953 A1 WO 9832953A1
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WO
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steam
cooling
turbine
rotor
passage
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PCT/JP1998/000243
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English (en)
French (fr)
Inventor
Taku Ichiryu
Yasuoki Tomita
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.
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Publication date
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Application filed by Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. filed Critical Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.
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Priority to CA002247491A priority patent/CA2247491C/en
Priority to EP98900996A priority patent/EP0894943B1/en
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F01D5/084—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades the fluid circulating at the periphery of a multistage rotor, e.g. of drum type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
    • F05D2260/2322—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium steam

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine, and particularly to a structure of a rotor for steam-cooling a gas turbine rotor blade.
  • Background Technology Figure 4 conceptually shows a typical cooling system for a conventional gas turbine.
  • the gas turbine has an air compressor 1, a combustor section 3 and a turbine 5 as main components, and the intermediate-stage bleeds 7a, 7b, 7c of the air compressor 1 and some of the compressor discharge air. 9 is guided to the vanes of the turbine 5 and cools them.
  • a part of the air discharged from the air compressor 1 is guided to the bucket blade root 13 of the turbine 5 as the combustor casing bleed air 11 to cool the bucket 15.
  • FIG. 5 shows a conventional cooling structure of the bucket 15.
  • the turbine rotors 17a, 17b, 17c and 17d are arranged in the axial direction, and the coupling teeth on the opposing surfaces are engaged with each other and the spindle bolts 19 are inserted through the turbine disks 17a, 17b, 17c and 17d.
  • the rotor blades 15a, 15b, 15c, and 15d are attached to the outer peripheral ends of the turbine disks 17a, 17b, 17c, and 17d.
  • the cooling combustor bleed air 11 flowing from the opening 21 of the turbine rotor flows axially through the axial holes 23 a to 23 c of the turbine disk 17 a to l c, and flows through the radial holes to move the rotor blades.
  • Roots 13a to l3d The bleed air, that is, compressed air, flowing into the internal cooling holes of the rotor blades 15a to 15d from the rotor blade roots 13a to 3d cools the rotor blades 15a to 15d from the inside, Released into combustion gases.
  • the technology for cooling the turbine section using the air extracted from the compressor as described above has also exerted corresponding effects.However, higher output and higher efficiency for gas turbines have been achieved. However, it has been proposed that the temperature of the combustion gas turbine inlet be raised to meet this demand. In this case, it is extremely difficult to keep the temperature of the turbine blade below the permissible value with conventional cooling using compressed air, so it has been proposed to use steam as the cooling medium. It cannot be released into working gas like compressed air.
  • an object of the present invention is to provide a steam cooling gas turbine rotor having a structure suitable for cooling a turbine rotor blade using such steam.
  • a gas turbine rotor comprising at least two turbine disks stacked in the axial direction and fastened by a spindle bolt penetrating in the axial direction.
  • the cooling steam circulation flow path of the rotor blade has a central shaft hole opened at one axial end of the rotor and extending through the center of the rotor, and a central shaft hole disposed in the central shaft hole in the same shape as the central shaft hole.
  • a steam supply / discharge pipe defining an annular passage for cooling steam between the inner peripheral surface and a first steam space defined between opposed side surfaces of the turbine disk and communicating with the steam supply / discharge pipe;
  • the second and third steam spaces respectively formed on the non-opposite side surfaces of the turbine disk and communicating with the annular passage, and the turbine disk is formed so as to extend axially away from the center axis of the turbine disk.
  • a partition pipe penetrating the first steam space. And an axial steam hole connecting the second and third steam spaces, and a radial steam hole extending from each of the first, second and third steam spaces toward the blade mounting portion.
  • the annular passage is formed as a cooling steam supply passage, and the inside of the steam supply / discharge pipe is formed as a cooling steam recovery passage.
  • the annular passage is formed as a cooling steam recovery passage.
  • the inside of the steam supply / discharge pipe may be formed as a cooling steam supply passage.
  • the axial steam hole may be formed independently of the turbine disk, but may also be used as a through hole of a spindle bolt which passes through and integrates the turbine disk in the axial direction.
  • FIG. 2 is a partial cross-sectional view taken along the line II-II in FIG.
  • FIG. 3 is a partial cross-sectional view of a modified embodiment in which a part of the embodiment is modified
  • FIG. 4 is a schematic cooling system diagram of a conventional gas turbine
  • FIG. 5 is a partial longitudinal sectional view of a conventional gas turbine. BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
  • the turbine rotor 30 is connected to the rotor shaft of the compressor at the left end (the same applies hereinafter in the drawings) not shown.
  • Turbine disks 41, 43 in which the second stage rotor blades 33, the third stage rotor blades 35, and the fourth stage rotor blades 37 are mounted side by side in the circumferential direction and are integrally connected in the axial direction. , 4 5, 47.
  • the turbine disk 47 has an integrally formed extended support shaft 49, which is rotatably supported by a casing 53 via a bearing 51.
  • a seal sleeve 55 is further connected to the right end of the extension support shaft 49, which is surrounded by a seal housing 57, and defines an inlet plenum 59 for cooling steam.
  • the turbine discs 41, 43, 45 have engaging projections 41a, 43a, 45a with coupling teeth on the tip face on the right side, while the turbine discs 43, 45, 47 have Engagement projections 43b, 45b, 47b having coupling teeth on the left side are provided on the left side, and these engagement projections 4la, 43a, 45a and engagement projections 43b, 45b, 47b are formed.
  • a spindle bolt 69 inserted through a plurality of axial holes 61, 63, 65, 67 of the turbine disks 41, 43, 45, 47 rotates the shaft.
  • the arrangement relationship between the axial hole 63 and the spindle bolt 69 is clear in FIG. 2, but the arrangement of the other axial holes 61, 65, and 67 is also the same.
  • Turbine disk 41, 43 , 45, and 47 are formed with central shaft holes 71, 73, 75, and 77, respectively, which extend in the axial direction in the center portion.
  • the diameter of the hole 73 is large, and the diameters of the central shaft holes 75 and 77 are almost equal and the largest.
  • a steam supply / discharge pipe 79 extending from the seal housing 57 extends coaxially with the central shaft holes 73, 75, 77 of the turbine disks 43, 45, 47, and an annular passage 81 communicating with the inlet plenum 59 outside thereof.
  • the central shaft hole 71 of the turbine disk 41 is covered by a disk-shaped cover 83 which leaves a gap (shown exaggerated) between the turbine disk 41 and the right side surface.
  • An annular cover 85 that leaves a gap (shown exaggeratedly) with the left side supports the left end of the supply / discharge pipe 79.
  • steam spaces 91a, 91b, 93a and 93b are defined between the turbine disks 43 and 45 and between the turbine disks 45 and 47, respectively.
  • Such steam spaces 91b and 93b communicate with the annular passage 81
  • the steam spaces 91a and 93a communicate with each other by the axial passage 95 of the turbine disc 45
  • the steam space 91a A radial passage 97 in the turbine disk 43 communicates with the steam inlet and outlet at the root of the bucket 33.
  • the axial holes 61, 63, 65 as described above have an inner diameter larger than the outer diameter of the spindle bolt 69, axial steam passages 61a, 63a, 65a are formed,
  • the axial passages 6 la and 63 a are connected by a compartment pipe 99 that passes through the steam space 89 b.
  • the axial passage 6 la communicates with the steam inlet / outlet at the root of the rotor blade 31 via the steam space 101 on the left side of the turbine disk 41 and the radial passage 103 a. 103 b of the turbine disk 41.
  • the steam space 89 a passes through the radial passages 105 of the turbine disk 41 and the radial passages 107 of the turbine disk 43, respectively.
  • the cooling steam flows from the inlet plenum 59 to the annular passage 81 as shown by the arrow, and flows into the steam spaces 9 lb and 93 b.
  • the steam flowing into the steam space 93b is divided into two, one enters the steam space 91b through the axial passage 65a, and the other passes through the steam space 93a and the axial passage 95. Enter the steam space 9 1 a.
  • the steam in the steam space 9 1 b also flows in two ways as shown by the arrows. On the other hand, it flows into the steam space 91a and merges with the steam from the steam space 93a.
  • the combined steam enters the root of the rotor blade 33 through the radial passage 97, and then flows through a cooling passage in the rotor blade 33 (not shown) to steam-cool the rotor blade 33.
  • the heated steam enters the steam space 89 a through the radial passage 107.
  • the other flows through the axial passage 63a, the sectional pipe 99 and the axial passage 61a sequentially and enters the steam space 101, and further flows through the radial passages 103a and 103b.
  • the blade 3 reaches the root of 1. Then, it flows through a cooling passage in the moving blade 31 (not shown) to steam-cool the moving blade 31. After cooling, the heated steam enters the steam space 89a through the radial passage 105.
  • the steam that has returned to the steam space 89a after cooling the rotor blades 31 and 33 in this way passes through the steam space 89b, further passes between the covers 85 and 87, and finally It flows inside the steam supply / exhaust pipe 79 and flows out of the turbine.
  • the steam spaces 89a, 89b, the steam supply / discharge pipes 79, etc. function as a cooling steam recovery passage.
  • the aforementioned annular passage 81, the steam spaces 91a, 91b, 93a, 93b, 101, etc. function as cooling steam supply passages.
  • a small amount of cooling steam also flows through the central shaft holes 71 and 73, and protects the turbine disks 41 and 43 from the high temperature of the recovered steam through the gaps on the back side of the covers 83 and 85.
  • the annular passage 81 is used as a cooling steam supply passage
  • the inside of the steam supply / discharge pipe 79 is used as a cooling steam recovery passage.
  • the air flow direction may be reversed.
  • the inside of the steam supply / discharge pipe 79 and the steam spaces 89a, 89b, etc. communicating therewith serve as cooling steam supply passages
  • the annular passage 81 and the steam space 91a communicating therewith
  • FIG. 3 the same parts as those in FIG. 1 are denoted by the same reference numerals, but the right and left sides of the turbine disk 43, the left and right sides of the turbine disk 45 and the turbine disk A cover 18 5 is provided on the left side of the plate 47.
  • the mounting conditions of the covers 183 and 185 are the same as those of the covers 83 and 85 described above. And, since the operation does not change except that the flow of the cooling steam is in the opposite direction to that of the above-described embodiment of FIG. 1, a person skilled in the art does not need to add any special explanation in consideration of the above explanation. The structure and operation and effect of this modified embodiment can be easily understood.
  • a steam supply / discharge pipe is provided in a central shaft hole of a turbine disk to define two passages coaxially, thereby forming a steam passage.
  • a supply passage and a recovery passage are formed, and the space defined between adjacent turbine disks is divided into a steam supply passage and a recovery passage, so that a cooling steam recovery passage is secured and the gas turbine is cooled. Since the operation can be sufficiently performed, an increase in the gas temperature at the gas turbine inlet is allowed, thereby realizing high efficiency of the gas turbine.

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Description

明 細 書 蒸気冷却用ガスタービンロータ 技 術 分 野 本発明は、 ガスタービンに関し、 特にガスタービン動翼を蒸気冷却するための ロータの構造に関する。 背 景 技 術 図 4に従来のガスタ一ビンの代表的冷却系統を概念的に示している。 ガスター ビンは、 空気圧縮機 1、 燃焼器部 3及びタービン 5を主要構成要素として有して おり、 空気圧縮機 1の中間段抽気 7 a, 7 b, 7 c及び一部の圧縮機吐出空気 9 は、 タービン 5の静翼に導かれ、 これらを冷却する。 又空気圧縮機 1の吐出空気 の一部が燃焼器車室抽気 11としてタービン 5の動翼翼根 13に導かれ、 動翼 1 5を冷却する。 図 5に動翼 15の従来の冷却構造が示されている。 図 5において 、 タービンロー夕は、 軸方向に並べられ対向面のカップリング歯が嚙み合うと共 にスピンドルボルト 19が挿通されたタービン円板 17 a, 17 b, 17 c, 1 7 dを有し、 それらのタービン円板 17 a, 17 b, 17 c, 17 dの外周端に 動翼; 15 a, 15 b, 15 c, 15 dが取り付けられている。 タービンロータの 開口 21から流入した冷却用燃焼器車室抽気 11は、 タービン円板 17 a〜lマ cの軸方向穴 23 a〜23 cを通って軸方向に流れると共に半径方向穴を通して 動翼根部 13 a〜l 3 dに至る。 動翼根部 13 a〜l 3 dから動翼 15 a〜l 5 dの内部冷却穴に流入した抽気即ち圧縮空気は、 動翼 15 a~l 5 dを内部から 冷却し、 最終的に主流の燃焼ガス中に放出される。 上述のような圧縮機からの抽出空気を用いてタ一ビン部を冷却する技術も、 相 応の効果を発揮してきたのであるが、 ガスタービンに対する高出力化、 高効率化 の要求は留まることを知らず、 これに応えるべく燃焼ガスのタービンの入口温度 を上げることが提案されている。 この場合、 従来の圧縮空気を用いた冷却では、 タービン動翼の温度を許容値以下にすることが極めて困難なので、 冷却媒体とし て蒸気を使用することが提案されているが、 蒸気は従来の圧縮空気のように作動 ガス中に放出することはできない。
従って、 本発明はこのような蒸気を用いてタービン動翼を冷却するに適した構 造を持つ蒸気冷却用ガスタービンロータを提供することを課題とする。 発 明 の 開 示 如上の課題を解決するため、 本発明によれば、 少なくとも 2個のタービン円板 が軸方向に重ね合わせられ軸方向に貫通したスピンドルボルトにより締結されて 構成されたガスタービンロータにおいて、 動翼の冷却用蒸気循環流路は、 ロータ の 1軸端に開口しそのロータの中心部を延びる中心軸穴と、 この中心軸穴内に同 蚰状に配設され該中心軸穴の内周面との間に冷却蒸気用環状通路を画成する蒸気 給排管と、 前記タービン円板の対向側面間に画成され前記蒸気給排管に連通した 第 1の蒸気空間と、 そのタービン円板の非対向側面部にそれぞれ形成され前記環 状通路に連通した第 2及び第 3の蒸気空間と、 タ一ビン円板をその中心軸から離 れて軸方向に貫いて形成されると共に前記第 1蒸気空間を貫通する区画管を含ん で第 2及び第 3蒸気空間を連絡する軸方向蒸気穴と、 第 1、 第 2及び第 3の蒸気 空間のそれぞれから動翼取り付け部に向かって延びる半径方向蒸気穴とから形成 されている。 前記環状通路は冷却用蒸気の供給通路として、 前記蒸気給排管の内 部は冷却用蒸気の回収通路として形成されていることが好ましいが、 その反対に 前記環状通路が冷却用蒸気の回収通路として形成され、 前記蒸気給排管の内部が 冷却用蒸気の供給通路として形成されてもよい。 更に前記軸方向蒸気穴はタービ ン円板に独立して形成してもよし、が、 タ一ビン円板を軸方向に貫通して一体化す るスピンドルボルトの貫通孔を兼用しても良い。 図面の簡単な説明 図 1は、 本発明の実施形態を示す縦断面図、
図 2は、 図 1の II一 II線に沿う部分横断面図、
図 3は、 前記実施形態の一部を改変した改変実施形態の部分断面図、 図 4は、 従来のガスタービンの概略冷却系統図、
図 5は、 従来のガスタービンの部分縦断面図である。 発明を実施するための最良の形態 以下添付の図面を参照して本発明の実施形態を説明する。 図 1及び図 2を参照 するに、 タービンロータ 30は図示しない左 （図面において、 以下同じ。 ） 端に おいて圧縮機のロータ軸に連結されているが、 複数の第 1段動翼 31、 第 2段動 翼 33、 第 3段動翼 35及び第 4段動翼 37がそれぞれ円周方向に並んで取り付 けられると共に軸方向に並んで一体的に連結されたタービン円板 41, 43， 4 5, 47を有する。 タービン円板 47は一体的に形成された延長支持軸 49を有 し、 これは軸受 51を介してケーシング 53に回転自在に支持されている。 延長 支持軸 49の右端には更にシールスリーブ 55が連結され、 これはシールハウジ ング 57に囲まれ、 冷却用蒸気の入口プレナム 59が画成されている。 タービン 円板 41, 43, 45は、 先端面にカップリング歯を備えた係合突起 41 a， 4 3 a, 45 aを右側面に有し、 他方タービン円板 43， 45， 47は、 先端面に カツプリング歯を備えた係合突起 43b， 45 b， 47bを左側面に有し、 これ ら係合突起 4 l a, 43 a, 45 aと係合突起 43 b， 45 b, 47 bとが係合 しあって円周方向の相対変位を防止すると共に、 タービン円板 41， 43, 45 , 47のそれぞれの複数の軸方向穴 61， 63, 65， 67に挿通されたスピン ドルボルト 69によって軸方向に締め付けられている。 軸方向穴 63とスピンド ルボルト 69の配置関係は図 2に明らかであるが、 その他の軸方向穴 61， 65 ， 67の配置も同様である。 次に冷却用蒸気の循環流路の構造について説明する。 タービン円板 41, 43 , 45, 47には、 それぞれ中心部を軸方向に延びる中心軸穴 71， 73, 75 ， 77が形成され、 図示から明らかなように中心軸穴 71の怪が一番小さく、 次 に中心軸穴 73の径が大きく、 中心軸穴 75, 77の径はほぼ等しく一番大きい 。 タービン円板 43， 45， 47の中心軸穴 73， 75， 77にはシールハウジ ング 57の部分から延びる蒸気給排管 79が同軸状に延び、 その外側に入口プレ ナム 59に連通した環状通路 81が形成されている。 又、 タービン円板 41の中 心軸穴 71は、 その右側面との間に隙間 （誇張して図示されている。 ） を残す円 板状カバー 83によって覆われ、 同様にタービン円板 43の左側面との間に隙間 (誇張して図示されている。 ） を残す環状のカバー 85が給排管 79の左端を支 持している。 このようなカバー 83， 85は半径方向に延びた連結板 87により 連結されている （特に図 2参照） 。 更にタービン円板 41、 43のそれぞれの対向側面には、 外周端部近くに封止 環 41 c， 43 dが突出形成されて蒸気空間 89 aを画成し、 これは係合突起 4 l a、 43 bの内側の蒸気空間 89 bに連通している。 カップリング歯の係合部 分には、 通常半径方向に延びる放射隙間が形成されるが、 場合によっては係合突 起 41 a及び Z又は係合突起 43 bに特別に連通穴を貫設してもよい。 同様に、 タービン円板 43， 45の間及びタービン円板 45， 47の間には、 それぞれ蒸 気空間 91 a, 91 b, 93 a, 93 bが画成されている。 このような蒸気空間 91 b, 93 bは、 環状通路 81に連絡し、 蒸気空間 91 a， 93 aは、 タービ ン円板 45の軸方向通路 95により互いに連絡し、 更に蒸気空間 91 aは、 ター ビン円板 43の半径方向通路 97によって動翼 33の根部の蒸気出入口に連絡し ている。
又、 前述したような軸方向穴 61, 63, 65は、 スピンドルボルト 69の外 径より大きい内径を有しているので、 蒸気用の軸方向通路 61 a, 63 a, 65 aが形成され、 軸方向通路 6 l a, 63 aは、 蒸気空間 89 bを貫く区画管 99 により連絡されている。 この軸方向通路 6 l aは、 タービン円板 41の左側の蒸 気空間 101及びタービン円板 41の半径方向通路 103 a. 103 bを介して 、 動翼 31の根部の蒸気出入口に連絡している。 一方、 蒸気空間 8 9 aは、 タービン円板 4 1の半径方向通路 1 0 5及びタービ ン円板 4 3の半径方向通路 1 0 7を介してそれぞれ動翼 3 1， 3 3の根部の蒸気 出入口に連絡している。 以上のような構成において、 冷却用蒸気は矢印に示すように入口プレナム 5 9 から環状通路 8 1を流れ、 蒸気空間 9 l b , 9 3 bに流入する。 蒸気空間 9 3 b に流入した蒸気は二つに分かれ、 一方は軸方向通路 6 5 aを通って蒸気空間 9 1 bに入り、 他方は蒸気空間 9 3 a及び軸方向通路 9 5を通って蒸気空間 9 1 aに 入る。 蒸気空間 9 1 b内の蒸気も、 矢印に示すように二手に分かれて流れる。一 方は蒸気空間 9 1 aに流入し、 蒸気空間 9 3 aからの蒸気と合流する。 この合流 蒸気は半径方向通路 9 7を通って動翼 3 3の根部に入り、 ここから図示しない動 翼 3 3内の冷却通路を流れて動翼 3 3を蒸気冷却する。 冷却を終えて昇温した蒸 気は半径方向通路 1 0 7を通って蒸気空間 8 9 aに入る。 他方は、 軸方向通路 6 3 a， 区画管 9 9及び軸方向通路 6 1 aを順次流れて蒸気空間 1 0 1に入り、 更 に半径方向通路 1 0 3 a， 1 0 3 bを流れて動翼 3 1の根部に至る。 そして、 こ こから図示しない動翼 3 1内の冷却通路を流れて動翼 3 1を蒸気冷却する。 冷却 を終えて昇温した蒸気は半径方向通路 1 0 5を通って蒸気空間 8 9 aに入る。 このようにして動翼 3 1 , 3 3の冷却を終えて蒸気空間 8 9 aに戻った蒸気は 、 蒸気空間 8 9 bを通り、 更にカバー 8 5， 8 7の間を通り、 最終的に蒸気給排 管 7 9の内部を流れてタービンから流出する。 このことから判るように本実施形 態においては、 蒸気空間 8 9 a， 8 9 b , 蒸気給排管 7 9等は、 冷却用蒸気の回 収通路として機能する。 反対に前述の環状通路 8 1、 蒸気空間 9 1 a , 9 1 b , 9 3 a , 9 3 b , 1 0 1等は、 冷却用蒸気の供給通路として機能する。 なお、 中 心軸穴 7 1 , 7 3内も少量の冷却用蒸気が流れ、 カバー 8 3， 8 5の裏側の隙間 を通って、 タービン円板 4 1， 4 3を回収蒸気の高温から保護する。 尚前述の実施形態において、 例えば環状通路 8 1を冷却用蒸気の供給通路とし 、 蒸気給排管 7 9の内部を冷却用蒸気の回収通路としたが、 図 3に示すように蒸 気の流れ方向を逆方向としても良い。 この場合、 蒸気給排管 7 9の内部、 これに 連通した蒸気空間 8 9 a , 8 9 b等は、 冷却用蒸気の供給通路となり、 環状通路 8 1及びこれに連通した蒸気空間 9 1 a， 9 1 b , 9 3 a , 9 3 b , 1 0 1等は 回収通路となる。 図 3において、 図 1のものと同一の部分には同一の符号を付し たが、 タービン円板 4 3の右側面にカバ一 1 8 3、 タービン円板 4 5の左右両側 面及びタービン円板 4 7の左側面にカバー 1 8 5が設けられている。 カバー 1 8 3， 1 8 5の取付け状況は、 前述のカバー 8 3 , 8 5の場合と同様である。 そし て、 冷却用蒸気の流れが、 前述の図 1の実施形態の場合と逆方向である以外作用 は変わらないので、 当業者は前述の説明を考慮すれば、 格別の説明を付加しなく てもこの改変実施形態の構造及び作用効果を容易に理解できるであろう。 産業上の利用の可能性 以上説明したように、 本発明によれば、 タービン円板の中心軸穴に蒸気給排管 を設けて同軸状に 2つの通路を画成し、 これによりて蒸気の供給通路と回収通路 を形成し、 更に隣り合うタービン円板の間に画成される空間を蒸気の供給通路と 回収通路に分けるので、 冷却用蒸気の回収通路が確保されて、 ガスタービンの冷 却を十分に行うことができるから、 ガスタービン入口ガス温度の上昇を許容し、 これによりガスタービンの高効率化を実現化することができる。

Claims

請 求 の 範 囲
1 . 少なくとも 2個のタービン円板が軸方向に重ね合わせられ軸方向に貫通し たスピンドルボル卜により締結されて構成されたガスタービンロータであって、 前記ロータの 1軸端に開口し同ロータの中心部を延びる中心軸穴と、 同中心軸穴内に同軸状に配設され該中心軸穴の内周面との間に冷却蒸気用環状 通路を画成する蒸気給排管と、
前記タービン円板の対向側面間に画成され前記蒸気給排管に連通した第 1の蒸 気空間と、
前記タ一ビン円板の非対向側面部にそれぞれ形成され前記環状通路に連通した 第 2及び第 3の蒸気空間と、
前記タービン円板を中心軸から離れて軸方向に貫いて形成されると共に前記第 1蒸気空間を貫通する区画管を含んで前記第 2及び第 3蒸気空間を連絡する軸方 向蒸気穴と、
前記第 1、 第 2及び第 3の蒸気空間のそれぞれから動翼取り付け部に向かつて 延びる半径方向蒸気穴と
からなる冷却用蒸気循環流路が形成されていることを特徴とする蒸気冷却用ガ スタービンロータ。
2. 前記環状通路が冷却用蒸気の供給通路として形成され、
前記蒸気給排管の内部が冷却用蒸気の回収通路として形成されていることを特 徴とする請求項 1記載の蒸気冷却用ガスタービンロータ。
3. 前記環状通路が冷却用蒸気の回収通路として形成され、
前記蒸気給排管の内部が冷却用蒸気の供給通路として形成されていることを特 徴とする請求項 1記載の蒸気冷却用ガスタービンロータ。
4. 前記軸方向蒸気穴が前記スピンドルボルトの貫通孔を兼用していることを 請求項 1乃至請求項 3の 、ずれか一に記載の蒸気冷却用ガスタービンロータ。
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