WO1998058158A1 - Dispositif d'etancheite pour aubes de stator de turbine a gaz - Google Patents

Dispositif d'etancheite pour aubes de stator de turbine a gaz Download PDF

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WO1998058158A1
WO1998058158A1 PCT/JP1998/002565 JP9802565W WO9858158A1 WO 1998058158 A1 WO1998058158 A1 WO 1998058158A1 JP 9802565 W JP9802565 W JP 9802565W WO 9858158 A1 WO9858158 A1 WO 9858158A1
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air
seal
blade
ring
sealing
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PCT/JP1998/002565
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English (en)
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Inventor
Toshishige Ai
Masanori Yuri
Yasuoki Tomita
Kiyoshi Suenaga
Sunao Aoki
Hiroki Fukuno
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Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.
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Priority claimed from JP17573497A external-priority patent/JPH1122412A/ja
Priority claimed from JP18226397A external-priority patent/JP3310909B2/ja
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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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • F01D11/04—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type using sealing fluid, e.g. steam
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine vane, in which the supply of sealing air is improved, the leakage of the ⁇ is reduced, the ⁇ is efficiently supplied to the inner shroud, and the rating is achieved by cooling the sealing air.
  • the clearance between the rotor side and the stationary side during operation can be reduced.
  • Figure 14 is a general block diagram of a gas turbine.
  • the evening bin 1501 since the evening bin 1501 is exposed to the high-temperature combustion gas, the air from the compressor 150 is extracted once and supplied to the evening bin 1501, where it is supplied to the stationary blade, the rotor blade, and the rotor blade. Guiding and cooling them.
  • FIG. 15 is a cross-sectional view showing a typical air supply path for sealing to stationary vanes of a conventional gas turbine, and shows the configuration of the blades in the evening bin 151 in FIG.
  • 21 is a rotor blade
  • 22 is its platform
  • 23 is a seal plate at the bottom of the platform
  • 24 and 25 are both ends of the platform
  • 26 is a blade root
  • the rotor blades 21 composed of these members are provided in multiple m in the circumferential direction of the mouth.
  • Reference numeral 31 denotes a stationary blade, which is disposed adjacent to the rotor blade 21; 32, an outer shroud thereof; and 33, an inner shroud.
  • 34, 35 are both ⁇ of the inner shroud
  • -36 is the cavity at the lower part of the inner shroud 32
  • 37 is a seal ring holding ring, which has a labyrinth seal 37a at its end, Wing root part 2 6 times ⁇ ⁇ minutes and sliding ing.
  • Reference numeral 38 denotes an air hole, which is provided to penetrate the seal ring retaining ring 37, and defines a space between the cavity 36 and the blade root 26 of the adjacent rotor blade 21.
  • Reference numerals 40a and 40b denote scene portions between the adjacent platform 22 and the inner shroud 33, respectively, and seal members are provided in the gaps between ⁇ 24 and 34, 25, and 35, respectively. Is provided.
  • Reference numeral 50 denotes a blade ring, inside of which an outer shroud 32 of the stationary blade 31 is fixed via heat shield rings 32a and 32b.
  • Numeral 51 denotes a space provided in the blade ring 50, which corresponds to a space 53 formed by the blade ring 50, the heat shield rings 32a, 32b, and the outer shroud 32, the tip of which is shown.
  • Reference numeral 52 denotes a seal tube, which passes through the inner shroud 33 from the outer shroud 32 to the inside of the stator vane 31.
  • the cooling air 54 from the compressor is supplied from the air 51 of 50, flows into the space 53, and on the other hand, passes through the seal tube 52 and the lower part of the inner shroud 33.
  • the cooling air from the cavity 36 blows out from the air hole 38 into the rear space of the adjacent rotor blade 2 1 as shown by S 1, and further passes through the labyrinth seal 37 a to the rotor blade 2 1
  • S 1 flows out of the seal part 40 a and S 2 flows out of the seal part 4 Ob, and the combustion gas flows inside the inner shroud 33 of the stator vane 31.
  • the air entering the space 53 cools the surface of the outer shroud 32 and enters the cooling passage in the stationary blade as described in FIG. It is blown out from the hole and discharged into the combustion gas passage.
  • the diameter of the hollow 1 is 2 to 50, and the inner diameter of the seal tube 52 is limited to be larger depending on the thickness of the blade and the degree of the warp of the blade. Therefore, the inflowing air is subjected to pressure loss and the pressure is reduced. In addition, the cooling air flowing into the space 53 is further reduced by the outer shroud 32 and the heat shield rings 32 a, 3
  • the pressure of the cooling air 54 flowing into the air hole 51 of the blade ring 50 is about 6 kgZcrf, and about 5 kg / cnf due to pressure loss in the space 53
  • the pressure inside the cavity 36 is further reduced by 3.5 kgZcnf due to the pressure loss, and is almost the same as the pressure 3.5 kg / cnf between the moving blade 21 and the stationary blade 31 adjacent to each other. The effect is reduced.
  • the first problem with the conventional seal structure of the conventional gas vane bin stationary blade described above is that cooling air is supplied from the air holes 51 of the blade ring 50, and the cooling air is supplied between the blade ring 50 and the outer shroud 32. Flows into the space 53, and flows into the cavity 36 below the inner shroud 3 3 from the seal tube 52, but as described above, the outer shroud 32 and the heat shield rings 3 2a, 3 2b It leaks out of the gap.
  • the seal tube 52 also receives a pressure loss, and when flowing into the cavity 36 of the inner shroud, the pressure force decreases. As a result, there is no difference with the pressure of the combustion gas, and it is difficult to obtain a sufficient pressure as the seal air.
  • FIG. 16 is a cross-sectional view of a conventional gas vane vane having the same structure as the vane shown in FIG. 15, but mainly illustrating cooling of the vane.
  • reference numeral 31 denotes a stationary blade, in which air passages 8 OA, 80 B, and 80 C are formed by fiber, forming a serpentine flow path, and 80 D is a trailing edge of the blade.
  • Reference numeral 52 denotes a seal tube penetrating the inside of the stationary blade 31 vertically.
  • Reference numeral 33 denotes an inner shroud, in which a cavity 36 is formed, and the lower end of the seal tube 52 is open.
  • Reference numeral 37 denotes a seal ring holding ring, which holds the flange of the inner shroud 33 and the labyrinth seal 37a.
  • Reference numeral 38 denotes an air hole provided in the retaining ring 37, which defines a space 72 between the cavity 36 and an adjacent moving blade.
  • Numeral 32 denotes an outer channel, which is provided with a hole 62 for supplying cooling air. 2 1 is an adjacent bucket.
  • cooling ⁇ 70 is supplied from the hole 6 2 of the outer shroud 3 2 to the air passage 8 OA on the leading edge side of the stationary blade 3 1, and flows inside to the next air passage 8 0 B, then flows outward, enters the adjacent air passageway 82C, continues to the inside, flows inward, cools the vanes 31 in turn, and passes through the air holes 60 at the trailing edge 80D. It flows along the outer surface of the trailing edge and cools the film.
  • cooling air for sealing 71 was introduced, and as shown in FIG. Flows into the cavity 36, and the “ ⁇ ” flows out from the 3 ⁇ 4m hole 38 provided in the cavity 36 into the space 72 adjacent to the moving blade, and passes through the labyrinth seal 37 a to the space 7 ahead.
  • cooling flows from the seal tube 52 into the cavity 36, and the inside of the cavity 36 is maintained at a higher pressure than the external combustion gas passage, so that the high-temperature combustion gas enters the inside.
  • the air from the compressor passes through the disk cavity and enters the inside of the platform 22 from the radial hole provided on the blade root 26, and the air moves from here. Guided by wing 21, cooling blade 2 1.
  • an air passage is provided inside to cool the vane, and this air passage is usually a Saintine passage, and the cooling air from the outer shroud is The air flows into the air passage to cool the inside of the stator vanes, and then discharges to the outside from the trailing edge.
  • a seal tube is passed through the stator vane to supply the outer shroud force and the cooling air to the inside of the inner shroud cavity for sealing, and this is supplied to the outside combustion gas passage at a higher pressure.
  • a large amount of cooling air is supplied to the stationary blade of the above configuration for cooling and for sealing.
  • the cooling air 3 ⁇ 4m is discharged from the trailing edge to the combustion gas fiber after cooling the stationary blade, and for sealing.
  • As the air a part of the cooling air is extracted, supplied to the cavity via the seal tube, and discharged to the space between the cavity and the adjacent front and rear rotor blades. Therefore, the second problem of the sealing device for gas turbine vanes is that, in addition to the pressure loss of the first problem, a large amount of air is consumed for cooling and sealing, and the This is due to the large capacity and the large power burden on the performance of the gas bin.
  • FIG. 17 is a cross-sectional view showing the general arrangement of blades of a gas turbine, and shows the entire arrangement of the stationary blades shown in FIGS.
  • 81 C, 82 C, 83 C, and 84 C are stationary vanes, each of which is arranged radially around the mouth and mounted on the stationary side.
  • 8 1 S, 8 2 S, 8 3 S, and 8 4 S are rotor blades, each of which is mounted around the mouth through the blade root portion, and is disposed in the axial direction with the stator blade ⁇ !: It rotates with the rotor.
  • 1 1 1 C, 1 1 2 C, 1 1 3 C, 1 1 4 C are static
  • the inner shrouds of the wings 81C to 84C, 111S, 112S, 113S, and 114S are platform forms of the rotor blades 81S-84S, respectively.
  • 3 7-1, 3 7-2, 3 7-3 are seal ring retaining rings, each of which is a stationary blade 8
  • Fig. 17 Up to 84 C inner shroud 11 11 C to l 14 C It is fixed to the flange and has an annular shape placed around the rotor. Inside it, a labyrinth seal (close to the rotor) In this way, the example shown in Fig. 17 is a gas turbine in which the stationary blades and the moving blades are each composed of four stages. It rotates in the evening and defines a generator.
  • the stationary blades, the moving blades and the inlet section of the gas turbine have an inlet combustion gas temperature of 800 ° C to 100 ° C or a recent gas.
  • a 150 ° C class has been developed, and since it is exposed to this high-temperature gas, cooling 3 ⁇ 4m from the compressor is extracted and guided to cool them.
  • the clearance CR ' is held on the surface facing the rotor.
  • the clearance between the turbine stages is minimized from startup to the rated speed, and then increased to the rated speed by heating the combustion gas. At that point, the clearance CR 'becomes larger than the minimum clearance. It is preferable that the clearance CR 'be as small as possible, because the sealing performance is improved, and it is preferable.
  • the design value becomes the minimum value after the start-up. Fiber, Pf Kureshi, etc. cannot be made too small. Therefore, the third problem is that when the rated rotation is reached after operation, a large clearance is created and the sealing performance is degraded.
  • the clearance as a factor to improve the reduction of the sealing pressure due to the pressure loss of the first problem and the consumption of a large amount of air of the second problem is optimized, and this clearance is reduced during operation. It is desired. Disclosure of the invention
  • the present invention is directed to solving the first problem by providing a seal space supplied from the blade ring into the stator vane.
  • the air supply system is devised to reduce the amount of air leaking from the outer shroud and to supply sealing air with sufficient pressure to the inner shroud to increase the sealing effect of the gas turbine turbine vane sealing device. That's the challenge.
  • the present invention relates to a sealing device having such an enhanced cooling effect, in which, in addition to the above-mentioned improvement of the sealing effect, the present invention employs a structure in which a seal tube for supplying a seal can be attached and detached. It is an object of the present invention to provide a gas turbine vane sealing device that can be easily removed for time and maintenance and has a simple structure to achieve a sealing effect.
  • the present invention improves the supply system of the cooling air for the blade and the air for sealing in the stationary blade of the gas bottle, and uses both the cooling air and the sealing air.
  • the task was to improve cooling of the gas turbine and contribute to the improvement of gas turbine performance.
  • the rated speed was to improve the sealing performance by cooling the seal ring with air for sealing so that the clearance at the time of reaching is smaller than before.
  • the present invention provides the following means (1) to (4) in order to solve the above respective problems.
  • the air passes through the space formed by the g3 ⁇ 4, the heat shield ring and the outer shroud, and the air is guided from the space to the inner shroud through the seal tube in the stator vane, and the cavity of the inner shroud
  • the air hole of the self-supporting wing ring communicates with the air hole communicating with the seal tube and the space.
  • a sealing device for a gas turbine vane comprising an air hole.
  • the sealing device for a gas vane bin stationary vane wherein the seal tube is detachably connected to a g ⁇ ⁇ air hole communicating with the seal tube.
  • the air from the compressor is extracted and passed through the space formed by the outer shroud, guided into the stator vane from the same space, passed through the stator vane, and formed by the inner shroud and the seal ring retaining ring.
  • the air extracted from the self-compressor is cooled by a cooler to the sealing device of the gas turbine vane, which guides the inside of the formed cavity and sets the inside of the inside shroud to a higher pressure than the combustion gas passage to seal the inside of the inside shroud.
  • the air turbine cooled by the cooler cools the holding ring of the self-sealing ring with air cooled by the cooler.
  • the space formed by the blade ring, the heat shield ring, and the outer shroud is supplied from the air communicating with this space to cool the surface of the outer shroud and to cool the inner shroud.
  • the cooling air is guided to the cooling passage, and is discharged into the combustion gas passage at the trailing edge of the blade while cooling the inside of the blade.
  • the seal tube is supplied with air from the air that communicates with the seal tube, and since this seal tube is a space, the amount of air that leaks from the space through the gap between the outer shroud and the heat shield ring connection is reduced. It is not affected and can supply air to the inner shroud with almost no pressure loss. Therefore, the cavity in the inner shroud can be maintained higher than the pressure in the combustion gas passage, and the sealing effect can be enhanced.
  • the tip of the seal tube since the tip of the seal tube is detachably connected to the air hole, the tip of the seal tube inserted into the stator vane can be easily inserted into the air at the time of the stationary vane or maintenance. It can be fixed and can be easily removed.
  • the air for cooling the vanes passes through the air passage inside the vanes and is guided to the cavity as a seal for the stationary vanes, so that no sealing tube force is required as in the conventional case.
  • the cooling air from the outer shroud was guided directly to the cavity from the seal tube as sealing air, and the cooling air was wasted to the combustion gas passage from the trailing edge after cooling the blades.
  • the cooling air passes through each of the insides of the stationary blades, cools the blades, and then passes through the holes in the inner shroud. It flows into the cavity for sealing, and the inside of the cavity is kept at a high pressure from the outside to prevent high-temperature gas from entering the inside. Therefore, the need for a seal tube is eliminated, which contributes to cost reduction, effectively utilizes cooling air, reduces cooling air, and improves the performance of the gas turbine.
  • the clearance between the stationary side and the roll side during the rated operation can be further reduced, in addition to the improvement of the sealing effect by the above configurations (1) and (2).
  • the seal ring retaining ring of the gas bottle is an annular shape attached to the flange of the inner shroud of the stationary blade, and holds the seal ring inside thereof.
  • the seal ring that is, the mouth rotates while maintaining a predetermined clearance between the stationary side and the rotor side.
  • the smaller the clearance the more the sealing performance improves.
  • the clearance will be much larger than the initially set clearance, and the sealing performance will decrease.
  • this clearance is determined by the difference between the dimensions for which the stationary side and the mouth and evening side are thanked, and the characteristics 14 are different between the stationary side and the mouth and evening side, and the stationary side is larger than the rotor side.
  • the difference becomes larger than the initially set clearance.
  • the seal ⁇ is cooled by a cooler, and the seal ring holding ring is cooled by this air. Therefore, the seal ring holding ring, that is, the stationary side is activated (cold) and operated (hot). ) And the difference of ⁇ Jg becomes smaller than before without cooling. As a result, the translation on the stationary side during the rated operation is smaller than before, and the clearance when the rated number of revolutions is reached, that is, the difference between the claims on the stationary side and the rotor side is also smaller than before. As a result, the air for sealing is reduced and the sealing performance is improved.
  • the seal ring holding ring since the seal ring holding ring is cooled, the seal ring holding ring, that is, the thermal expansion on the stationary side becomes gentler from the start-up than before, so that the initial setting clearance can be set larger than before. Because it is possible, it is advantageous in design and manufacturing.
  • FIG. 1 is an overall configuration diagram of a gas evening bin plant to which the gas evening bin stationary blade of the present invention is applied.
  • FIG. 2 is an overall cross-sectional view of the gas turbine stationary blade sealing device according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a perspective view showing an assembled state of the gas turbine vane sealing device according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view of the seal tube tip ⁇ of the sealing device for a gas turbine bin stationary blade according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view showing another example of the distal end portion of the seal tube of the sealing device for a gas turbine bin according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view of a tip portion of a seal tube of a seal device for a gas turbine stationary blade according to a second embodiment of the present invention.
  • FIG. 7 is a cross-sectional view showing another example of the seal tube tip ⁇ of the sealing device for a gas jet bin stationary blade according to the second embodiment of the present invention.
  • FIG. 8 is a cross-sectional view showing an application example of FIG. 6 at a tip portion of a seal tube of a seal device for a gas turbine stationary blade according to a second embodiment of the present invention.
  • FIG. 9 is a cross-sectional view showing an application example of FIG. 7 at a seal tube tip ⁇ of a seal device for a gas turbine stationary blade according to a second embodiment of the present invention.
  • FIG. 10 is a cross-sectional view of the vicinity of the seal ring retaining ring of the gas turbine stationary blade according to the first and second embodiments of the present invention.
  • FIG. 11 is a characteristic diagram showing a comparison between the conventional example of the low side and the stationary side due to cooling of the gas ring bottle seal ring retaining ring according to the first and second embodiments of the present invention. You.
  • FIG. 12 is a cross-sectional view of a sealing device for a gas turbine stationary blade according to a third embodiment of the present invention.
  • FIG. 13 is a sectional view taken along the line A-II in FIG.
  • Fig. 14 is a general configuration diagram of a conventional gas bin.
  • FIG. 15 is a cross-sectional view of a conventional seal structure for a gas turbine bottle.
  • Figure 16 is a cross-sectional view of a conventional gas turbine stationary blade, showing the flow of sealing air and cooling air.
  • FIG. 17 is a diagram showing a blade arrangement and a seal ring retaining ring of a conventional gas turbine.
  • Figure 1 shows the overall configuration of the gas turbine.
  • the gas turbine consists of a JE compressor 150, a turbine 151, and a combustor 152, and burns with air from the compressor 150.
  • the fuel is burned in the unit 15 2 to generate hot combustion gas, which is sent to the turbine 15 1.
  • the air from the compressor 150 is extracted by the extraction line 153, sent to the turbine 151, guided to the inside of the nozzle, and into the moving and stationary blades.
  • a cooler 154 is provided in the middle of the bleed line 153 according to il to cool the cooling air from the compressor 150.
  • FIG. 2 is a sectional view of a sealing device for a stationary blade in the turbine 15 1 of the gas turbine described above, and shows a first embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 the structure of the moving blades indicated by reference numerals 21 to 26, the structure of the stationary blades indicated by reference numerals 31 to 38, and the entirety of the stationary blades and the moving blades indicated by 40, 50, 51, 53 Since the structure has the same function as the conventional one shown in FIG. 15, the description thereof is omitted, and the force to be quoted and described as it is ⁇
  • the characteristic parts of the present invention are those indicated by 1 to 6, and will be described in detail below.
  • 1 is an empty space, which is provided separately from the empty space 1 in E 050, and is 1 in the space 53.
  • Reference numeral 2 denotes a seal tube, which passes from the outer shroud 3 2 to the inside of the stator vane 3 1, penetrates the inner shroud 3 3, and is inserted up to the cavity 36, and a seal tube distal end 3 is provided at a distal end of the seal tube 3. It extends inside and is inserted into the sky 1.
  • Reference numeral 4 denotes a projection fixed around the tip 3 of the seal tube 2
  • reference numeral 5 denotes a locking portion provided on the outlet side of the cavity 51 of the blade ring 50 and having an enlarged inner diameter
  • Reference numeral 6 denotes a coil-shaped panel, which is provided around the distal end portion 3 of the seal tube, one end of which enters the empty space 51 with an elastic force applied, and is locked to the step portion of the locking portion 5, The other end is held down by the wei part 4, and the elastic force presses the protrusion part 4, fixing the seal tube tip ⁇ 3.
  • FIG. 3 is a perspective view showing the stationary state of the vane.
  • the seal tube 2 When assembling the stator vane 31 as shown in the figure, the seal tube 2 is inserted into the air hole 51 of the blade ring 50, and the seal tube 2 is attached to the outer shroud 32 with the spring 6 attached. Insert 2 into hole 5 1 and cover with 0. Next, the heat shield rings 32a and 32b are fed one by one in the circumferential direction (R direction), and the outer shroud 32 is attached. Removal does the reverse. When assembled in this manner, the spring 6 extends between the projection 4 of the seal tube tip 3 and the enlarged locking portion 5 of the hole 51 by the elastic force thereof, and the seal tube 2 is moved to the blade ring 5. Can be fixed to 0.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view showing a state in which the seal tube tip 3 is attached to the air hole 51.As shown in the figure, the seal tube tip 3 slightly enters the air hole 51, and the periphery thereof Panel 6 has been.
  • the spring 6 is inserted with an elastic force applied between the protrusion 4 provided on the seal tube 2 and the engaging portion 5 having an enlarged inner diameter in the air hole 51 of the blade ring 50, and is inserted.
  • the seal tube 2 is fixed with the elastic force inserted into the hole of the blade ring 50.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view showing another example of the first embodiment in which the seal tube tip is attached to the air hole.
  • a detachable adapter 7 is inserted into the tip of the seal tube 2, and The tip is inserted into the hole 51 of the wing ring 50.
  • the adapter 7 is provided with a part 8, and is inserted between the part 8 and the enlarged locking part 5 provided in the air hole 51 while giving a panel 6 elasticity, The seal tube is fixed by the elastic force.
  • the seal tube 2 is fixed via the adapter 7.
  • a part of the cooling air 54 extracted from the compressor flows through the hole 1, and the blade ring 50, the outer shroud 32 and It flows into the space 53 formed by the heat shield rings 32a and 32b.
  • the air that has entered the space 53 cools the surface of the outer shroud 32 as before, and enters the cooling passage inside the stationary vane 31 (not shown), as described in the conventional example of FIG. It is blown out from the trailing edge while cooling the inside of the blade, and is discharged into the combustion gas passage.
  • ⁇ 3 ⁇ 4 of the air entering this space 53 is the force that leaks into the combustion gas passage as shown by S3 and S4 from the gap between the outer shroud 32 and the heat shield rings 32a and 32b. of Since it is independent of the system of the air hole 51 and the seal tube 2, it does not affect the pressure of the sealing air.
  • the cooling air 54 flows into the seal tube 2 from the hole 51, enters the lower cavity 36, and then passes through the hole 38 provided in the seal ring retaining ring 37. As shown by the middle S1, the gas flows out into the space between the adjacent moving blades 21 and the stationary blades 31, and from there flows through the seal portion 40a into the combustion gas passage.
  • the air in the cavity 36 passes through the air hole 38, passes through the labyrinth seal 37a, enters the space with the adjacent rotor blade 21 on the downstream side, and passes through the seal portion 4Ob to form S.
  • the cooling air 54 is 6 kg / crfSS, and when it flows into the holes 1 and 51, the space 53 has a pressure loss due to 3 ⁇ 4 ⁇ from the sky 1.
  • ⁇ m which is about 5 kgZcrf as in the past
  • ⁇ ⁇ m flowing from the space 51 is independent of the space 53, and flows into the cavity 36 from the seal tube 2 with almost no pressure loss. And maintain about 5 kgZcm 2 in the cavity 36.
  • the inside of the cavity 36 has been reduced to about 3.5 kg / cm 2 due to the pressure loss of the air flowing from the seal tube 52.
  • 5 kg / cm 2 And can maintain high pressure. Due to the high pressure in the cavity 36, as described above, air flows out of the seal portions 40a and 40b into the combustion gas passages as indicated by S1 and S2, and the combustion gas passages are approximately 3. Since the pressure is about 5 kgZcni 2 , the sealing pressure increases, and a sufficient sealing effect can be obtained.
  • the spring 6 is also compressed during assembly and removal of the stator vanes, and the tip of the seal tube 2 is slightly inserted into the air hole 51 of the blade ring 50, and the panel 6 is easily extended and fixed. If the structure shown in FIG. 5 is adopted, mounting and listening can be easily performed by operating the adapter 1 and the panel 6. Furthermore, in the case of fixing with panel 6, the expansion of the seal tube can be performed even if it is extended due to the force of the seal tube. can do. 6 to 9 show a seal device for a gas turbine stationary blade according to a second embodiment of the present invention. The difference from the first embodiment of 3 ⁇ 4M is that a blade 9 at a seal tube tip 3 using a bellows 9. It is at the place where the insertion part of the ring 50 into the air hole 51 is sealed. The other configuration is the same as that of the first embodiment, and the description is omitted.
  • FIG. 6 a bellows 9 is provided in the configuration in FIG. 4, and the seal tube tip 3 is sealed.
  • the upper end of the bellows 9 is fixed around the air hole 51 of the wing ring 50 by brazing, and the lower end is fixed around the seal tube 2 by brazing.
  • Fig. 7 shows the configuration of Fig. 5 with a rose 9 attached.
  • the lower end of the rose 9 is fixed around the adapter 7. The rest is the same as in Figure 6 above.
  • FIG. 8 shows the configuration of FIG. 6, in which the spring 6 and the projection 4 are eliminated, and only the bellows 9 is attached in the same manner.
  • FIG. 9 shows the configuration of FIG. 7 in which not only the bellows 9 but also the blank are added.
  • the lower end of the bellows 9 is fixed by attaching or the like.
  • the lower end may be fixed or fastened by elastic force or the like.
  • FIG. 10 is an enlarged cross-sectional view of the vicinity of the seal ring holding ring in the first and second embodiments of the present invention, showing a portion of a second-stage stationary blade.
  • the air extracted from the compressor 150 is cooled by the cooler 154 from the seal tube 2 of the stator vane 3 1 using the cooler 54 shown in FIG. 1, and the cooling air cooled by the cooler 154 is supplied to the cavity. It is guided into 36 and keeps the cavity at a high pressure as before while cooling the seal ring retaining ring 37.
  • ⁇ ⁇ and ⁇ 2 are the radial diameters of the front and rear stages opposite to the seal ring attached to the seal ring holding ring 37, respectively, and ⁇ is the seal ring holding ring 22.
  • 9 shows the thermal elongation of the end face of the held seal ring on the stationary side.
  • delta beta has by Uni AA i which will be described later, and different Shasaru beauty JP I 1 production and [Delta] [alpha] 2 .
  • FIG. 11 shows the thermal expansion in the radial direction between the stationary side and the evening side.
  • FIG. 7 is a diagram showing a comparison between a conventional device without cooling 37 and a device of the present invention where cooling is performed.
  • ⁇ ⁇ ' is the thermal elongation of the end face of the labyrinth seal 37 a (seal ring) supported by the seal ring retaining ring 37. It shows that the raw material is "I,” which is gradually saturated after the operation from the initial clearance S, and is almost constant and saturated at 4 mmliUi at the rated speed.
  • ⁇ ,, ⁇ 2 are observations of the surface facing the seal ring on the rotor side, and than 10 minutes after the operation, thanks were given more rapidly than ⁇ ⁇ , and then gradually increased.
  • the motor is saturated at a speed lower than ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ at the rated speed.
  • ⁇ ,, ⁇ 2 show almost the same thermal elongation, but ⁇ A! Is the former side, and the thermal elongation is somewhat higher, but both are characterized by almost the same thermal elongation.
  • ⁇ ⁇ indicates the seal ring end face of the present invention when ⁇ is cooled by the cooler 154 and the seal ring retaining ring 37 is cooled, and the initial value is S 2 , and the conventional S, Is set to be rather large, and its characteristics are more gradual than the conventional ⁇ ⁇ ', and are saturated at low speeds at rated speed.
  • the mi monkey beauty delta beta of the present invention the initial clearance is an S 2, Yes is set larger than the conventional S 1, the air cooled by the cooler 5 4 as described above, shea one Luling Cooling the retaining ring 37, the difference in ffi between the startup (cold) and the operation (hot) is smaller than that of the conventional one, and its claim B is also slower than ⁇ 'and the minimum clearance MC R is also about 10 minutes later, which is slower than before.
  • the air for sealing to the vanes at each stage is cooled by the cooler 154 and the cavity 3 is cooled. 6 and cools the seal ring retaining ring 3 7 so that the iUS difference between startup and operation is smaller than that of the conventional case where the seal ⁇ is not cooled.
  • the clearance with the stationary seal can be reduced.
  • FIG. 12 is a cross-sectional view of a gas turbine vane according to a third embodiment of the present invention
  • FIG. 13 is a cross-sectional view taken along line AA of FIG.
  • reference numeral 31 denotes a stationary vane, in which air passages 80 A, 80 B, and 80 C are sequentially communicated in the same manner as in the prior art to form a serpentine flow path.
  • 80 D is the trailing edge, and is provided with a large number of film cooling air holes 60. 6 4 is the evening sun, the air:
  • the fins on the inner wall of each passage of 8 OA, 80 B, 80 C each disturb the flow of the cooling air flowing in This is for improving the heat transfer efficiency.
  • 3 3 is an inner shroud, inside of which a cavity 36 is formed.
  • Reference numeral 37 denotes a seal ring retaining ring, which holds the inner ffi! (The flange of the shroud 33 and the labyrinth seal 37a.
  • Reference numeral 38 denotes an air hole provided in the seal ring retaining ring 37. A space 72 between the cavity 36 and the adjacent rotor blade is provided.
  • Numeral 6 3 denotes an empty space, which is provided in the inner shroud 33 and flows into the cavity 36 after cooling the stationary vanes 31 by flowing through the air passageway 80 C to form an empty space for sealing. It is a hole to be used as a mind.
  • 3 2 is an outer shroud provided with a hole 6 2 for supplying cooling air, and the hole 6 2 is a stationary blade 3 1 0 A. 2 1 is an adjacent bucket.
  • Reference numerals 72 and 73 denote spaces between adjacent blades.
  • the cooling blade 70 is supplied to the air passage 8 OA on the leading edge side of the stationary blade 31, and the cooling air 70 is supplied to the blade 62 of the third embodiment as described above. It flows inward and flows into the next air passage 80B, flows outward and enters the next adjacent air passage 80C, and flows inward while flowing out from the trailing edge sky ⁇ : 60 As the edge is film cooled, the remaining cooling flows into cavity 36 through holes 63 provided in inner shroud 33.
  • the cooling air flowing into the cavity 36 is connected to the blades adjacent to the air holes 63 provided in the seal ring holding ring 37. It flows out into the space 72 and also flows out into the space 73 ahead through the labyrinth seal 37a.
  • the cooling air 70 that has passed through the air passages 80 A, 80 B, and 80 C in the vane 31 and cooled the vanes 31 has a shroud 33 inside the air passage 80 C.
  • the cavity 36 enters the cavity 36 through the air hole 63, and the inside of the cavity 36 is maintained at a higher pressure than the combustion gas passage in the tank portion, thereby preventing the outside high-temperature combustion gas from entering the inside.
  • the sealing air flowing into the cavity 36 conventionally passes through the seal tube 52 into the stator vane 31 as shown in FIGS. 15 and 16.
  • FIG. 15 and 16 In the first and second embodiments, as shown in FIG.
  • a seal tube 2 is provided so as to penetrate inside the stationary blade 31, and a part of the cooling air is supplied from the outer shroud 32.
  • cooling ⁇ m after cooling the stationary blade 31 is supplied into the cavity 36 from the empty m ⁇ 63 of the inner shroud 33.
  • the conventional seal tube 13 and the first and second embodiments of the seal tube 2 are not required, and the air after cooling of the stationary blade 11 is used as the sealing air, so that cooling is effective. It can be used and cooling can be seen, contributing to the improvement of gas turbine performance. Available for H ⁇ 14
  • the seal tube is detachably connected to a hole of a blade ring communicating with the seal tube.
  • the tip of the seal tube can be easily inserted and fixed into the hole of the blade ring at the time of ffiir or maintenance of the stator blade, and the ear can be easily heard.
  • the present invention also eliminates the need for a conventional seal tube, thereby contributing to cost reductions, and also uses the air after cooling of the stationary blades for sealing, so that the cooling air can be used effectively and the cooling air m mforce is reduced. And the performance of the gas turbine is improved.
  • the seal ring retaining ring is cooled, and the mi side on the stationary side is smaller than before, so that the clearance between the stationary side and the mouth-evening side at the rated rotation is smaller than the conventional case without cooling. It can be made smaller and the sealing performance is improved.

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Description

明 細 書 ガスタービン静翼のシ一ル装置 技術分野
本発明はガスタービンの静翼に関し、 シール用空気供給を改善し、 ^のもれ 量を少くして内側シュラウドへの^の供給を効率良く行うと共に、 シール用空 気を冷却することにより定格運転時のロータ側と静止側とのクリアランスも小さ くすることができるようにしたものである。 背景技術
図 1 4はガスタービンの一般的なプロック図であり、 ガスタービンは圧縮機 1
5 0とタービン 1 5 1、 燃焼器 1 5 2から構成されており、 IBS機 1 5 0からの 空気で燃焼器 1 5 2で燃料を燃焼させ、 高温の燃焼ガスをタービン 1 5 1へ送る。 燃焼ガスは口一夕に取付けられた動翼と静翼とを交互に多段配置した燃焼ガス通 路に流れて動翼により口一夕を回転させ、 口一夕に ΐϋέした発電機を!^する。 一方、 夕一ビン 1 5 1は高温の燃焼ガスにさらされるので、 圧縮機 1 5 0からの 空気を一 抽気し、 夕一ビン 1 5 1へ供給し、 静翼、 動翼及びロー夕に導き、 こ れらを冷却している。
図 1 5は従来のガスタービンの代表的な静翼へのシール用空気供給系路を示す 断面図であり、 図 1 4における夕一ビン 1 5 1内の翼の構成を示す。
図において、 2 1は動翼で 2 2はそのプラットフォーム、 2 3はプラットフォ ーム下部のシール板、 2 4 , 2 5はブラットフオーム 2 2の両端部、 2 6は翼根 部であり、 これら各部材からなる動翼 2 1は口一夕の周方向に複 m¾設けられて いる。
3 1は静翼であり、 動翼 2 1と隣接して配置されており、 3 2はその外側シュ ラウド、 3 3は内側シュラウドである。 3 4， 3 5は内側シュラゥドの両 β、― 3 6は内彻 Jシュラウド 3 2下部のキャビティ、 3 7はシールリング保持環でその 端部にラビリンスシール 3 7 aを有し、 動翼側の翼根部 2 6の回^ β分と摺動し ている。 3 8は空気穴で、 シールリング保持環 3 7に貫通して設けられ、 キヤビ ティ 3 6と隣接する動翼 2 1の翼根部 2 6との空間とを ¾iiしている。 4 0 a , 4 0 bはそれぞれ互いに隣接するプラットフオーム 2 2と内彻 Jシュラウド 3 3と の間のシーノレ部で、 それぞれ β 2 4と 3 4 , 2 5と 3 5間の隙間にシール部材 を設けて構成している。
5 0は翼環であり、 その内側には静翼 3 1の外側シユラウド 3 2が遮熱環 3 2 a , 3 2 bを介して固定されている。 5 1は翼環 5 0に設けられた空 ¾ で、 翼 環 5 0と遮熱環 3 2 a , 3 2 b及び外側シユラウド 3 2とで形成される空間 5 3 に»し、 先端は図示省略の圧縮機からの ¾m供給源に接続している。 5 2はシ —ルチューブであり、 外側シュラウド 3 2から静翼 3 1内を通り、 内側シュラウ ド 3 3を貫通して挿通されている。
上記のような構成において、 圧縮機からの冷却空気 5 4は , 5 0の空 5 1から供給され、 空間 5 3内に流入し、 一方ではシールチューブ 5 2を通って内 側シュラウド 3 3下部のキヤビティ 3 6へ¾^する。 キヤビティ 3 6からの冷却 空気は空気穴 3 8から隣接する前段の動翼 2 1の後側空間に S 1で示すように吹 出し、 更にラビリンスシール 3 7 aを通り後段の動翼 2 1の前側空間に S 2で示 すように吹出し、 それぞれ S 1はシール部 4 0 aより、 S 2はシール部 4 O bよ り流出し、 燃焼ガスが静翼 3 1の内側シュラウド 3 3の内部に侵入するのを防止 している。
他方、 空間 5 3に入った空気は外側シュラウド 3 2の面を冷却すると共に、 後 述する図 1 6で説明するように静翼内の冷却通路に入り、 翼内部を冷却しながら 後縁の孔より吹出し、 燃焼ガス通路に放出される。
上記に説明のシ一ノレ構造において、 の空 1の径は 2〜5 0匪、 シ一 ルチューブ 5 2の内径は翼の厚さや、 翼のそりの程度により大きくするには限度 がある。 従って、 流入する空気は圧損を受け、 圧力が低下するが、 更に、 これに 加えて空間 5 3内に流入した冷却空気は外側シュラウド 3 2と遮熱環 3 2 a， 3
2 bとの隙間から S 3， S 4で示すようにもれてしまう。
上記のもれによる圧力状況の一例を示すと、 翼環 5 0の空気穴 5 1へ流入する 冷却空気 5 4の圧力が 6 kgZcrf程度であり、 空間 5 3では圧損により約 5 kg/cnf となり、 キヤビティ 3 6内は更に圧損を受けて 3 . 5 kgZcnfに低下し、 互いに隣 接する動翼 2 1と静翼 3 1との間の圧力 3 . 5 kg/cnfとほぼ同程度となり、 シ一 ル効果カ減少してしまう。
前述の従来のガス夕一ビン静翼のシール構造の第 1の問題点は、 翼環 5 0の空 気穴 5 1から冷却空気が供給され、 翼環 5 0と外側シユラウド 3 2との間の空間 5 3内に流入し、 シールチューブ 5 2から内側シュラウド 3 3下部のキヤビティ 3 6内に流入するが、 前述のように外側シユラウド 3 2と遮熱環 3 2 a , 3 2 b との隙間からどんどんもれ出す。 一方、 シールチューブ 5 2でも圧損を受け、 内 側シユラウドのキヤビティ 3 6に流入する時には圧力力低下してしまう。 その結 果燃焼ガスの圧力との差がなくなってシール空気として十分な圧力を得ることが 困難となる。
図 1 6は従来のガス夕一ビンの静翼の断面図であり、 図 1 5で示す静翼と同じ 構造であるが、 静翼の冷却を主に説明している図である。 図において、 3 1は静 翼で内部には空気通路 8 O A, 8 0 B , 8 0 Cが纖して形成され、 サーペン夕 ィン流路を形成し、 8 0 Dは翼の後縁であり、 多数のフィルム冷却用の空 6 0が設けられている。 5 2は静翼 3 1内部を上下に貫通するシールチューブであ る。 3 3は内側シュラウドであり、 その内側にはキヤビティ 3 6を形成し、 シ一 ルチューブ 5 2の下端が開口している。 3 7はシールリング保持環であり、 内側 シュラウド 3 3のフランジとラビリンスシール 3 7 aを保持している。 3 8は保 持環 3 7に設けられた空気穴であり、 キヤビティ 3 6と隣接する動翼との間の空 間 7 2とを している。 3 2は外仴ンュラウドであり冷却空気供給用の穴 6 2 が設けられている。 2 1は隣接する動翼である。
上言己構成の静翼において、 外側シュラウド 3 2の穴 6 2からは冷却^ 7 0が 静翼 3 1の前縁側の空気通路 8 O Aに供給され、 内側に流れて次の空気通路 8 0 Bへ流入し、 次に外側に流れて隣接する空気通路 8 2 Cへ入り、 続レ、て内側へ流 れて順次静翼 3 1を冷却して後縁 8 0 Dの空気穴 6 0より後縁の外表面に沿って 流出し、 フィルム冷却を行う。
一方、 外側シュラウド 3 2のシールチューブ 5 2の開口端からはシ一ル用の冷 却空気 7 1カ 入し、 図 1 5で説明したようにシールチューブ 5 2の下端からキ ャビティ 3 6に流入し、 その"^はキヤビティ 3 6に設けられた ¾m穴 3 8から 隣接する動翼との空間 7 2に流出し、 又、 ラビリンスシール 3 7 aを通って前方 の空間 7 3にも流出する。 このようにシールチューブ 5 2からキヤビティ 3 6内 に冷却 を流入し、 キヤビティ 3 6内を外部の燃焼ガス通路より高圧に保持し て高温の燃焼ガスが内側に侵入するのを防止している。 又、 図示省 ΊΗ各しているが 圧縮機からの空気がディスクキヤビティを通り、 翼根部 2 6に設けられたラジア ルホールからプラットフオーム 2 2内側に入り、 ここから動翼 2 1に導かれて動 翼 2 1を冷却している。
前述のように、 従来のガス夕一ビン静翼では静翼を冷却するために内部に空気 通路を設け、 この空気通路は通常はサ一ぺンタイン流路とし、 外側シュラウドか ら冷却 ¾Mをこの空気通路に流し、 静翼内部を冷却し、 後縁より外部に放出して レ、る。 又、 冷却用とは別に静翼にはシ一ルチューブを貫通させて外側シュラウド 力、ら冷却空気の ~¾をシール用として内側シュラウドのキヤビティ内に供給し、 ここを外部の燃焼ガス通路より高圧に保持して高温の燃焼ガスカ狗側に入るのを 防止している。
上記構成の静翼の冷却 は、 多量の冷却空気が冷却用とシール用に供給され ており、 冷却用 ¾mは静翼を冷却した後、 後縁より燃焼ガス纖へ放出され、 又、 シール用空気としては冷却用空気の一部を抽出し、 シールチューブを介してキヤ ビティに供給し、 キヤビティより隣接する前後の動翼との間の空間に放出してい る。 従ってガスタービン静翼のシール装置の第 2の問題点は、 前述の第 1の問題 点の圧損に加え、 多量の空気が冷却用、 シール用として消費されており、 そのた めに圧縮機の容量が大きくなり、 ガス夕一ビンの性能面において大きな動力の負 担となっていることである。
図 1 7はガスタービンの一般的な翼の配列を示す断面図であり、 図 1 5や図 1 6に示す静翼の全体の配列を示している。 図において、 8 1 C, 8 2 C, 8 3 C, 8 4 Cは静翼であり、 それぞれ口一夕周囲に放射状に複賺力配置され、 静止側 に取付けられている。 8 1 S , 8 2 S , 8 3 S , 8 4 Sは動翼であり、 それぞれ 翼根部を介して口一夕周囲に取付けられており、 静翼と^!:に軸方向に配置され、 ロータと共に回転する。 1 1 1 C， 1 1 2 C, 1 1 3 C , 1 1 4 Cはそれぞれ静 翼 8 1 C〜8 4 Cの内側シュラウド、 1 1 1 S， 1 1 2 S, 1 1 3 S, 1 1 4 S はそれぞれ動翼 8 1 S- 8 4 Sのプラットフオームである。
3 7 - 1 , 3 7 - 2 , 3 7— 3はシールリング保持環であり、 それぞれ静翼 8
1 (：〜 8 4 Cの内側シュラウド 1 1 1 C〜l 1 4 Cのフランジに固定され、 ロー 夕周囲に配置された円環形状をしており、 その内側にロータと近接するラビリン スシール （シールリング） を保持している。 このように図 1 7に示す例では静翼、 動翼がそれぞれ 4段から構成されたガスタービンであり、 このような構成で燃焼 器からの燃焼ガスによりロー夕を回転し、 発電機を画するものである。
図 1 5， 図 1 6で説明したようにガスタービンにおいては静翼、 動翼および口 一夕部は、 入口燃焼ガス温度が 8 0 0 °C~ 1 0 0 0 °C、 あるいは近年のガス夕一 ビンにおいては 1 5 0 0 °Cクラスのものが開発されており、 この高温ガスにさら されるので圧縮機からの冷却 ¾mを抽気して導き、 これらを冷却している。 回転 体のロータ側と静止側との間には一定のクリアランス力 であり、 図 1 7にお いては、 シールリング保持環 3 7に支持されているラビリンスシール 3 7 aの下 端と対向するロータ側との面にクリアランス C R ' を保持している。 各タービン 段間部ではこのクリァランス C R ' 力ロータ側と静止側との 申びの時間的な差 により起動中から定格回転数に至るまでに最小となり、 その後燃焼ガスの加熱に より定格回転数に至るとクリアランス C R ' は最小クリアランスより大きくなる。 このクリアランス C R ' はできるだけ小さレ、方がシール性能が向上し、 好ましい が、 上記のような特 |4 、 設計値としては起動後に最小値となるのでその値を見 込み、 又、 運転中の纖、 製 Pf呉差、 等も んであまり小さくできない。 従つ て第 3の問題点としては、 運転後に定格回転に至ると大きなクリアランスとなつ てしまレ、、 シール性能を劣化させる原因となっている。 そのために、 前述の第 1 の問題点の圧損によるシール圧力の低下、 第 2の問題点の多量の空気量の消費を 改善する要因としてのクリアランスを最適化し、 運転中にこのクリアランスを小 さくすることが望まれている。 発明の開示
そこで本発明は、 第 1の問題点に対して、 翼環から静翼内に供給するシール空 気の供給系路に工夫をし、 外側シュラウドからもれる空 を少くすると共に内 側シュラウドに十分な圧力のシール空気を供給してシール効果を高めるガスター ビン静翼のシール装置を ! f共することを課題としてレ、る。
更に、 上 題に加え、 本発明はこのような冷却効果を高めたシール装置にお いて、 上記のシール効果の向上に加え、 シール供給用のシールチューブを着脱可 能な構造を採用して組立時やメインテナンスに 3Ϊや取外しが容易となり、 かつ 簡単な構造でシール効果が得られるようなガスタービン静翼のシール装置を提供 することにある。
又、 第 2の課題に対し、 本発明は、 ガス夕一ビンの静翼において翼の冷却空気 とシ一ル用空気の供給方式を改良し、 冷却用空気とシール用の空気とを兼用する ようにして冷却 を «し、 ガスタービンの性能向上に貢献することのでき るようにすることを課題としてなされたものである。
更に、 第 3の問題点に対し、 本発明はガスタービンの各段間において、 口一夕 側と静止側とのクリアランス力く運転中に 申び力性じて変化しても、 定格回転数 に至つた時のクリアランスが従来よりも小さくなるようにシ一ル用空気でシール リング 環を冷却し、 シール性能を向上することを課題としてなされたもので ある。
本発明は上記の各課題を解決するために、 それぞれ次の （1 )〜（4 ) の手段 を提供する。
( 1 ) 翼環に設けた空 から、 同 g¾と遮熱環及び外側シュラウドで形成さ れる空間を通り、 同空間から静翼内のシールチューブを通して内側シュラウドに 空気を導き、 同内側シュラウドのキヤビティ內を燃焼ガス通路より高圧にして同 内側シュラウド内をシールするガスタービン静翼のシ一ノレ装置において、 輔己翼 環の空気穴は前記シールチューブに連通する空気穴と、 前記空間に連通する空気 穴とからなることを特徴とするガスタービン静翼のシール装置。
( 2 ) 上記（1 ) において、 前記シールチューブは同シールチューブに連通す る g¾の空気穴と着脱可能に接続していることを特徵とするガス夕一ビン静翼の シール装置。
( 3 ) 翼内部に連通する空気通路を設け、 同 ¾m通路へ外側シュラウドより冷 却 を導レ、て流し、 翼を冷却した後、 その冷却空気を同空気通路から内側シュ ラウドに設けた 穴よりシール用空気として内側のキヤビティに供給すること を とするガス夕ービン静翼のシール装置。
( 4 ) 圧縮機からの空気を"^抽気して外側シュラウドで形成された空間を通 り、 同空間から静翼内に導き、 同静翼内を通り、 内側シュラウドとシールリング 保持環とで形成されるキヤビティ内に導き、 同内側シュラウド内を燃焼ガス通路 より高圧にして同内側シユラゥド内をシールするガスタービン静翼のシール装置 に 、て、 爾己圧縮機から抽気した空気をクーラにより冷却した後前記静翼内に 導き、 同クーラにより冷却した空気により il己シ一ルリング保持環を冷却するこ とを特徴とするガスタービン静翼のシ一ノレ装置。
本発明の （1 ) においては、 翼環と遮熱環及び外側シュラウドで形成される空 間にはこの空間と連通する空 から ^カ供給され、 外側シュラウドの面を冷 却すると共に静翼内の冷却通路へ導かれ、 翼内部を冷却しながら翼後縁の孔ょり 燃焼ガス通路へ放出される。
他方、 シールチューブにはこれに連通する空^より^が供給され、 このシ ールチューブは空間とは しているので、 空間から外側シュラウドと遮熱環接 続部の隙間を通してもれる空気量には影響されず、 圧損をほとんど受けずに空気 を内側シュラゥドに供給することができる。 従って内側シュラゥド内のキヤビテ ィを燃焼ガス通路の圧力よりも高く維持することができ、 シール効果を高めるこ とができる。
本発明の （2 ) においては、 シールチューブの先端は空気穴と着脱可能に接続 しているので静翼の 時やメインテナンス時には静翼に挿入されたシールチュ —ブの先端を空 に容易に挿入し、 固定でき又、 取外しも容易となる。
本発明の （3 ) では静翼のシール用? ^としては静翼内部の空気通路を通り、 翼を冷却した後の空気がキャビティに導かれるので従来のようにシールチュ一ブ 力不要となる。 従来は外側シュラウドより冷却^ <の がシール用空気として シールチューブから直接キヤビティに導かれ、 冷却用空気は翼を冷却した後には 後縁より燃焼ガス通路へ無駄に放出されていた。 本発明の （3 ) では冷却用空気 は静翼内の 各を通り、 翼を冷却し、 その後、 内側シュラウドの ¾Μ穴より シール用としてキヤビティに流入し、 キヤビティ内を外部より高圧に保持して高 温ガスが内部へ侵入するのを防止している。 従ってシールチューブが不要となり、 コストダウンに貢献すると共に、 冷却 カヾ有効に利用され、 冷却空 の低減 慨され、 ガスタービンの性能が向上する。
本発明の （4 ) では、 上記の （ 1 ) ， （2 ) の構成によるシール効果の向上に 加えて、 更に定格運転時での静止側とロール側とのクリアランスを小さくするこ とができる。 即ち、 ガス夕一ビンのシールリング保持環は静翼の内側シユラウド のフランジに取付けられた円環状であり、 その内側にシ一ルリングを保持してい る。 このシールリング、 即ち静止側とロータ側との間には所定のクリアランスを 保って口一夕が回転しており、 このクリアランスが小さい程シール性能が向上す る力 \ 運転中の f びにより定格運転に至ると初期の設定クリアランスよりもか なり大きくなり、 シール性能が低下してしまう。 即ち、 このクリアランスは静止 側と口一夕側の謝申びした寸法の差で決まり、 静止側と口一夕側とでは 申びの 特 14が違い、 静止側の方がロータ側よりも大きく、 定格回転数での運転時にはそ の差は初期の設定クリアランスよりも大きくなつてしまう。
そこで本発明の （4 ) ではシール用 ^をクーラにより冷却し、 この空気でシ —ルリング保持環を冷却するので、 シールリング保持環、 即ち静止側は起動時 (コールド時） と運転時 （ホット時） との^ Jg差が冷却しない従来よりも小さく なる。 その結果、 定格運転時での静止側の翻申びも従来より小さくなり、 定格回 転数に至った時のクリアランス、 即ち静止側とロータ側との 申びの差も従来よ り小さくなり、 その分シ一ル用空気が削減され、 シール性能カ垧上する。
更に、 本発明ではシールリング保持環が冷却されているので、 従来と比べシー ルリング保持環、 即ち静止側の熱伸びも起動時からゆるやかとなるので初期設定 クリアランスを従来よりも大きく設定することができるので設計上、 製作上有利 となるものである。 図面の簡単な説明
図 1は本発明のガス夕一ビン静翼が適用されるガス夕一ビンプラントの全体構 成図である。 図 2は本発明の実施の第 1形態に係るガスタービン静翼のシ一ル装置の全体断 面図である。
図 3は本発明の実施の第 1形態に係るガスタービン静翼のシール装置における 組立状態を示す斜視図である。
図 4は本発明の実施の第 1形態に係るガス夕一ビン静翼のシール装置のシール チューブ先 βの断面図である。
図 5は本発明の実施の第 1形態に係るガス夕一ビン静翼のシール装置のシール チユーブ先端部の他の例を示す断面図である。
図 6は本発明の実施の第 2形態に係るガスタービン静翼のシール装置のシール チューブ先端部の断面図である。
図 7は本発明の実施の第 2形態に係るガス夕一ビン静翼のシール装置のシール チューブ先 βの他の例を示す断面図である。
図 8は本発明の実施の第 2形態に係るガスタービン静翼のシール装置のシール チューブ先端部で、 図 6の応用例を示す断面図である。
図 9は本発明の実施の第 2形態に係るガスタービン静翼のシール装置のシール チューブ先 βで、 図 7の応用例を示す断面図である。
図 1 0は本発明の実施の第 1 , 第 2形態に係るガスタービン静翼のシールリン グ保持環近辺の断面図である。
図 1 1は本発明の実施の第 1， 第 2形態に係るガス夕一ビンシールリング保持 環の冷却によるロー夕側と静止側との 申びの従来例との比較を示す特性図であ る。
図 1 2は本発明の実施の第 3形態に係るガスタービン静翼のシール装置の断面 図である。
図 1 3は図 1 2における A— Α断面図である。
図 1 4は従来のガス夕一ビンの一般的な構成図である。
図 1 5は従来のガス夕一ビン静翼のシール構造の断面図である。
図 1 6は従来のガスタービン静翼の断面図であり、 シール用空気と冷却用空気 の流れを示す。
図 1 7は従来のガスタービンの翼配列とシールリング保持環を示す図である。 発明を実施するための最良の形態
以下、 本発明の実施の形態について図面に基づいて詳しく説明する。 図 1は、 ガスタービン全体の構成図であり、 図において、 ガスタービンは JE縮機 1 5 0と タービン 1 5 1、 燃焼器 1 5 2カヽらなり、 圧縮機 1 5 0からの空気で燃焼器 1 5 2において燃料を燃焼して高温の燃焼ガスを発生させ、 タービン 1 5 1へ送る。 又、 抽気ライン 1 5 3により圧縮機 1 5 0からの空気を抽気し、 タービン 1 5 1 へ送り、 口一夕、 動 静翼内へ導き、 これらを冷却する構成は図 1 4に示す従 来例と同じであるが、 本発明の実施の形態においては、 il に応じて抽気ライン 1 5 3の途中にクーラ 1 5 4を設けて圧縮機 1 5 0からの冷却空気を冷却するこ とができる構成である。 このクーラ 1 5 4は必要に応じて使用するものであり、 本発明においては、 特に図 1 0 , 図 1 1においてシールリング保持環の冷却用と して用いるものである。 図 2は上記に説明したガスタービンのタービン 1 5 1内 の静翼のシール装置の断面図であり、 本発明の実施の第 1形態を示す。
図 2において符号 2 1乃至 2 6で示す動翼の構造、 符号 3 1乃至 3 8で示す静 翼の構造、 及び 4 0， 5 0， 5 1 , 5 3で示す静翼と動翼の全体構造につい ては図 1 5に示す従来と同一機能を有するので説明は省略し、 そのまま引用して 説明する力 \ 本発明の特徴部分は 1乃至 6で示す部分にあり、 以下に詳しく 説明する。
図 2において、 1は空^で、 E¾ 5 0に空 1とは別に設けられ、 空間 5 3に ¾1している。 2はシールチューブであり、 外側シュラウド 3 2から静翼 3 1内部を通り、 内側シュラウド 3 3を貫通し、 キヤビティ 3 6まで挿入されて おり、 その先端にはシールチューブ先端部 3が空間 5 3内へ伸び、 更に空 1内に挿入されている。
4はシールチューブ 2の先端部 3の周囲に固定されている突起部、 5は翼環 5 0の空 5 1の出口側に設けられ、 内径を拡大した係止部である。 6はコイル 状のパネであり、 シ一ルチュ一ブ先端部 3の周囲に され、 弾性力を付与した 状態で一端が空 5 1内に入り込んで係止部 5の段部に係止し、 他端が魏部 4で押さえられ、 その弾性力で突起部 4を押圧し、 シールチューブ先 β 3を固 定している。 図 3は静翼の Μΐϊ時の状態を示す斜視図である。 図示のように静翼 3 1を組立 てる時には、 シールチューブ 2を翼環 5 0の空気穴 5 1に入れるために、 シール チューブ 2、 バネ 6の取り付けられた外側シユラウド 3 2に、 シールチュ一ブ 2 を 穴 5 1に入れながら、 0をかぶせる。 次に遮熱環 3 2 a , 3 2 bを 一つずつ周方向 （R方向） から送り、 外側シュラウド 3 2を取り付ける。 取り外 しはその逆を行う。 このように組立てると、 バネ 6はその弾性力によりシールチ ュ一ブ先端部 3の突起部 4と 穴 5 1の拡大した係止部 5との間で伸長し、 シ —ルチューブ 2を翼環 5 0に固定することができる。
図 4はシールチューブ先端部 3の空気穴 5 1への取付状態を示す断面図であり、 図示のように、 シールチューブ先端部 3はわずかに空気穴 5 1内に入り込み、 そ の周囲にはパネ 6力 されている。 バネ 6はシールチューブ 2に設けられた突 起部 4と翼環 5 0の空気穴 5 1内の拡大した内径の係止部 5との間に弾性力を付 与した状態で揷入され、 その弾性力でシールチューブ 2を翼環 5 0の 穴へ揷 入された状態で固定している。
図 5はシールチューブ先端部の空気穴への取付状態の実施の第 1形態における 他の例を示す断面図であり、 シールチューブ 2の先端には着脱可能なアダプタ 7 を挿入し、 アダプタ 7の先端が翼環 5 0の 穴 5 1内に挿入されている。 ァダ プ夕 7には 部 8が設けられ、 この 部 8と空気穴 5 1に設けられた拡大し た係止部 5との間にはパネ 6カ弾性力を付与した状態で挿入され、 その弾性力で シールチューブを固定する。 このように図 5に示す例ではアダプタ 7を介してシ —ルチューブ 2を固定するようにしたものである。
上記に説明の実施の第 1形態に係るガスタービン静翼のシール装置においては、 圧縮機から抽気した冷却空気 5 4の一部は 穴 1から流入し、 翼環 5 0と外側 シュラウド 3 2及び遮熱環 3 2 a , 3 2 bとで形成される空間 5 3内に流入する。 この空間 5 3に ' Ελした空気は従来と同様に外側シュラウド 3 2の面を冷却する と共に、 図示省略の静翼 3 1内の冷却通路に入り、 図 1 6の従来例で説明したよ うに翼内部を冷却しながら後縁より吹出し、 燃焼ガス通路へ放出される。
この空間 5 3内に入った空気の ~¾は外側シユラウド 3 2と遮熱環 3 2 a , 3 2 bとの隙間から S 3 , S 4で示すように燃焼ガス通路にもれる力 シール用の 空気穴 5 1及びシールチューブ 2の系路とは独立しているのでシール用空気の圧 力には を及ぼさない。
—方、 冷却空気 5 4は 穴 5 1からシールチューブ 2に流入し、 下部のキヤ ビティ 3 6内に入り、 ここからシ一ルリング保持環 3 7に設けられた^穴 3 8 を通って図中 S 1で示すように隣接する動翼 2 1と静翼 3 1間の空間に流出し、 ここからシール部 4 0 aを通って燃焼ガス通路へ流出する。
又、 キヤビティ 3 6内の空気は空気穴 3 8を通り、 ラビリンスシール 3 7 aを 通過して後流側の隣接する動翼 2 1との空間に入り、 シール部 4 O bを通って S
2で示すように、 燃焼ガス通路へ流出する。 このようにシール部 4 0 a , 4 0 b からのシール用空気の流出により燃焼ガス通路から高温燃焼ガスが静翼の内部へ 侵入するのを防止している。
上記に説明の の流路における圧力状態の一例を示すと、 冷却空気 5 4は 6 kg/crfSSであり、 穴 1及び 5 1に流入すると、 空間 5 3内は空 1から の ¾Ελで圧損を受け、 従来と同様に約 5 kgZcrfである力 空^: 5 1から流入す る ¾mは空間 5 3とは独立しており、 ほとんど圧損を受けることなくシールチュ ーブ 2よりキヤビティ 3 6内に流入し、 キヤビティ 3 6内を約 5 kgZcm2を維持す る。
従来はキヤビティ 3 6内はシールチューブ 5 2から流入する空気が圧損を受け て約 3 . 5 kg/cm2に低下してしまつたカ、 本発明の第 1実施の形態では 5 kg/cm2 と高い圧力を維持できる。 このキヤビティ 3 6内の高圧力により前述のように S 1 , S 2で示すように空気がシール部 4 0 a , 4 0 b力、ら燃焼ガス通路へ流出し、 燃焼ガス通路は約 3 . 5 kgZcni2程度であるのでシール圧力が高くなり、 充分なシ ール効果を得ることができる。
又、 静翼の組立、 取外し等においてもバネ 6を圧縮し、 シールチューブ 2の先 端を翼環 5 0の空気穴 5 1内にわずかに挿入し、 パネ 6を伸長させることで簡単 に固定することができ、 又、 図 5に示す構造を採用すれば、 アダプタ 1とパネ 6 の操作により取付、 耳 しが容易となる。 更に、 このパネ 6による固定^;では シールチューブ 2力 申びにより伸長してもその伸びはノくネ 6の弾性力に抗して 空^ 5 1内へ伸びることができ、 その伸びを吸収することができる。 図 6乃至図 9は本発明の実施の第 2形態に係わるガスタービン静翼のシール装 置を示し、 ¾Mの第 1形態と異なる点は、 じゃばら 9を用いてシールチューブ先 端部 3の翼環 5 0の空気穴 5 1への挿入部をシールするところにある。 その他の 構成は実施の第 1形態と同じであるので説明は省略する。
図 6は図 4における構成にじゃばら 9を設け、 シールチューブ先端部 3をシ一 ルしている。 じゃばら 9の上端周囲は翼環 5 0の空気穴 5 1周囲に 付け等で 固定し、 下端はシールチューブ 2周囲に同じくロー付け等で固定してとりつける。 図 7は図 5の構成にじゃばら 9を取付けたもので、 じゃばら 9の下端周囲はァダ プ夕 7の周囲に固定する。 その他は上言己の図 6と同じである。 又、 図 8は図 6の 構成においてバネ 6と突起部 4をなくし、 じゃばら 9のみを同様に取り付けて、 じゃばら 9の伸縮により くネ力に代えたものである。 図 9は図 7の構成にぉレ、て 同様にじゃばら 9のみで くネカを付与させたものである。
上記の図 6乃至図 9に示す実施の第 2形態にぉレ、ては、 シールチュ一ブ 2へ供 給するシール空気が実施の第 1形態のものよりもシール力完全になされるのでシ ール効果が一層高まるものである。
なお、 本実施の形態において、 じゃばら 9下端は 付け等で固定する例で説 明したが、 固縛、 あるいは弾性力等により締め付けて固定してもよい。
図 1 0は本発明の実施の第 1 , 第 2形態におけるシールリング保持環の近辺の 拡大断面図であり、 2段目静翼の部分を示している。 静翼 3 1のシールチューブ 2からは図 1に示すクーラ 5 4を用いて圧縮機 1 5 0から抽気した空気をクーラ 1 5 4で冷却し、 クーラ 1 5 4で冷却された冷却空気がキヤビティ 3 6内に導か れ、 シールリング保持環 3 7を冷却しながら従来と同様にキヤビティを高圧に保 持する。
図中厶八> ， ΔΑ2 は、 それぞれシールリング保持環 3 7に取付けられたシ一 ルリングと対向する前段、 後段の 夕側の半径方向の f び、 Δ Βはシールリ ング保持環 2 2に保持された静止側のシールリング端面の熱伸びを示している。 これらのうち、 厶八, と ΔΑ2 とはほぼ同じ熱伸びであるが、 Δ Βは後述するよ うに AA i 、 及び ΔΑ2 とは異なった謝申びの特 ί1生を有している。
図 1 1は静止側と 夕側との半径方向の熱伸びを示し、 シールリング保持環 3 7を冷却しなレヽ従来のものと、 冷却を行った本発明のものとを比較して示した 図である。 図において、 Δ Β ' はシールリング保持環 3 7に支持されたラビリン スシール 3 7 a (シールリング） 端面の熱伸びで、 シールリング保持環 3 7を冷 却してレ、ない従来の特 I"生であり、 初期のクリアランスの S , から運転後に徐々に 謝申びが生じ、 定格回転時には 4 mmliUiでほぼ一定となって飽和している特 I"生を 示す。
ΔΑ, , ΔΑ2 はロータ側のシールリングと対向する面の觀申びであり、 運転 後から 1 0分位までの間には△ Βよりは急激に謝申びが生じ、 その後少しづつ増 加し、 定格回転時には Δ Βよりも低い 申びで飽和している。 ΔΑ, ， ΔΑ2 は ほぼ同じ熱伸びを示すが Δ A！ の方が前段側であり、 多少熱伸びが上まわってい るが、 両者はほぼ同じ熱伸びの特 である。
Δ Βはクーラ 1 5 4により^を冷却し、 シ一ルリング保持環 3 7を冷却した 場合の本発明のシールリング端面の 申びであり、 初期値は S 2 であり、 従来の S , よりはむしろ大きく設定してあり、 その 申びの特性は従来の Δ Β ' よりは ゆるやかであり、 定格回転時には低い 申びで飽和している。
"^に、 物体の熱伸び は、 A L =ひ · L■ ΔΤで表わされ、 αは線膨張係 数、 Lは物体の長さ、 ΔΤは 差である。 この式において、 ΔΤを小さくすれ ば!^申び△ Lは小さくすることができるので、 組立時（コールド時） と運転時 (ホット時） との温度差は、 クーラ 1 5 4により空気を冷却し、 この でシー ルリング保持環 3 7を冷却することにより小さくすることができ、 これによりシ ールリング保持環 3 7の 申びが小さくなり、 前述のように Δ Βを Δ Β ' よりも 小さくすることができる。
図 1 1に戻り、 ΔΑ! , ΔΑ2 の熱伸びは実際には起動時の振動や製作、 組立 誤差等により変動するのでその誤差を TLとすると、 初期クリアランス で運 転を開始した従来の 申び Δ Β ' は 1 0分前に MC R ' の最少クリアランスに達 し、 その後は 3 0分位まで徐々に大きくなり、 定格回転数に至ると 4 ^上で飽 和する。 一方ロータ側の ΔΑ, , ΔΑ2 は、 Δ Β ' よりも起動時には急激に増加 するが、 低レ、 Ι¾ί申びで飽和し、 定格回転時において厶 B ' との差、 即ちホット時 のクリアランスは S R ' で示すように大きくなつてしまう。 一方、 本発明の mi申び Δ Βは、 初期のクリアランスは S 2 であって、 従来の S 1 よりも大きく設定してあり、 前述のようにクーラ 5 4により空気を冷却し、 シ 一ルリング保持環 3 7を冷却し、 起動時（コールド時） と運転時（ホット時） と の ffi差が従来のものよりも小さく、 その 申び厶 Bも Δ Β ' よりもゆるやかで、 最小クリアランス MC Rも約 1 0分後と従来よりも遅くなる。 又定格回転時には 従来よりも小さい熱伸びで飽和し、 定格回転時の ΔΑ , ， ΔΑ2 との差、 即ち、 クリアランスは C Rとなって従来の C R ' よりも小さくすることができる。
以上説明のように、 本発明の実施の第 1， 第 2形態においては、 前述のシール 効果の向上に加え、 各段の静翼へのシール用空気をクーラ 1 5 4により冷却し、 キヤビティ 3 6へ供給し、 シールリング保持環 3 7を冷却し、 起動時と運転時と の iUS差を従来のようにシール用^を冷却しないものよりも小さくし、 定格回 転数時におけるロータ側と静止側のシール部とのクリアランスを小さくすること ができる。
更に、 上記の場合には初期のクリアランスを S , から S 2 のように大きく設定 しても定格運転時でのクリアランスを従来よりも小さくすることができるので、 設計、 製作上有利となり、 シール性能が向上するものである。
図 1 2は本発明の実施の第 3形態に係るガスタービン静翼の断面図、 図 1 3は その A— A断面図である。 両図において、 3 1は静翼であり、 その内部には空気 通路 8 0 A， 8 0 B, 8 0 C力従来と同様に順次連通して設けられており、 サー ペンタイン流路を形成している。 8 0 Dは後縁であり、 多数のフィルム冷却用空 気穴 6 0が設けられている。 6 4は夕一ビユレ一夕であり、 空気: ίέ各 8 O A, 8 0 B, 8 0 Cの各通路の内壁に設けられた 伏のフィンであり、 流入する冷却 空気の流れを乱して伝熱効率を高めるためのものである。
3 3は内側シュラウドであり、 その内側にはキヤビティ 3 6を形成している。 3 7はシールリング保持環であり、 内 ffi! (シュラウド 3 3のフランジとラビリンス シール 3 7 aを保持している。 3 8はシ一ルリング保持環 3 7に設けられた空気 穴であり、 キヤビティ 3 6と隣接する動翼との間の空間 7 2とを ¾ している。
6 3は空 であり、 内側シユラウド 3 3に設けられ、 空気通路 8 0 Cを流れ て静翼 3 1を冷却した後の冷却空気をキヤビティ 3 6内へ流入させ、 シール用空 気として利用するための穴である。 3 2は外側シュラウドであり、 冷却空気供給 用の穴 6 2が設けられており、 この穴 6 2は静翼 3 1
Figure imgf000018_0001
0 A に■している。 2 1は隣接する動翼である。 7 2 , 7 3は互いに隣接する動翼 間との空間である。
上記のような の第 3形態の動翼にぉレ、て、 外側シユラウド 3 2の穴 6 2力、 らは冷却空気 7 0が静翼 3 1の前縁側の空気通路 8 O Aに供給され、 内側に流れ て次の空気通路 8 0 Bへ流入し、 外側に流れて隣接する次の空気通路 8 0 Cへ入 り、 内側へ流れる過程で後縁の空^: 6 0から流出して後縁をフィルム冷却する と共に、 残りの冷却^は内側シュラウド 3 3に設けられた ^穴 6 3よりキヤ ビティ 3 6内へ流入する。
キヤビティ 3 6内に流入した冷却空気は、 従来のシールチューブ 5 2から供給 された冷却^と同様に、 その はシールリング保持環 3 7に設けられた空気 穴 6 3より隣接する動翼との空間 7 2に流出し、 又、 ラビリンスシール 3 7 aを 通って前方の空間 7 3にも流出する。
このように静翼 3 1内の空気通路 8 0 A， 8 0 B, 8 0 Cを通り、 静翼 3 1を 冷却した冷却空気 7 0の一部は空気通路 8 0 Cより内側シュラウド 3 3の空気穴 6 3よりキヤビティ 3 6内に入り、 キヤビティ 3 6内をタ部の燃焼ガス通路より 高圧に保持して外部の高温の燃焼ガスが内側に侵入するのを防止している。 上記に説明の実施の第 3形態によれば、 キヤビティ 3 6内に流入するシール用 空気は従来は図 1 5 , 図 1 6に示すようにシールチューブ 5 2を静翼 3 1内に貫 通して設け、 又、 実施の第 1 , 第 2形態においては、 図 2に示すようにシールチ ュ一ブ 2を静翼 3 1内に貫通して設け、 外側シユラウド 3 2より冷却空気の一部 を抽出して供給していたが、 本発明の実施の第 3形態では静翼 3 1を冷却後の冷 却 ¾mを内側シュラウド 3 3の空 m^ 6 3よりキヤビティ 3 6内へ供給するよう にしたので、 従来のシールチューブ 1 3や実施の第 1， 第 2形態のシールチュー ブ 2が不要となると共に、 シール用空気として静翼 1 1の冷却後の空気を使用す るので冷却 が有効活用され、 冷却 も観することができ、 ガスタービ ンの性能向上に貢献するものである。 産 H±の利用可能 14
本発明は、 内側シュラウド内のキヤビティ圧損を受けることなく空気を供給す ることができるのでキャビティ内を燃焼ガス通路の圧力よりも高く維持すること ができ、 シール効果を高めることができる。 又、 前記シールチューブは同シ一 ルチューブに連通する翼環の^穴と着脱可能に接続していることを として レ、る。 このような構成により、 静翼の ffiir時やメインテナンス時にはシ一ルチュ —ブの先端を翼環の 穴へ容易に挿入し、 固定でき、 又、 耳妙 しも容易となる。 本発明は又、 従来のようなシールチューブが不要となり、 コストダウンに貢献 すると共に、 静翼冷却後の空気をシール用として利用するので冷却空気の有効利 用がなされ、 冷却空 m»力低減し、 ガスタービンの性能が向上する。
本発明は更に、 シールリング保持環が冷却され、 静止側の mi申びが従来よりも 小さくなり、 これにより定格回転時の静止側と口—夕側のクリアランスを従来の 冷却しない時と比べ、 小さくすることができ、 シール性能が向上する。

Claims

請求の範囲
1 . 翼環に設けた空 から、 同 と遮熱環及び外側シュラウドで形成される 空間を通り、 同空間から静翼内のシールチューブを通して内側シュラウドに空気 を導き、 同内側シュラウドのキヤビティ内を燃焼ガス通路より高圧にして同内側 シュラウド内をシーノレするガスタービン静翼のシール装置において、 1；11己¾¾の 空 は前記シールチューブに連通する空 と、 ϋίϊ己空間に連通する空 と からなることを特徴とするガスタービン静翼のシ―ル装置。
2. 前記シールチューブは同シールチューブに連通する翼環の空気穴と着脱可能 に接続していることを特徴とする請求項 1記載のガス夕一ビン静翼のシール装置。
3. 翼内部に空気通路を設け、 同 猶へ外側シュラウドより冷却 ¾mを導い て流し、 翼を冷却した後、 その冷却空気を同空気通路から内側シュラウドに設け た ¾m穴よりシール用空気として内側のキヤビティに供給することを特徴とする ガス夕一ビン静翼のシ―ル装置。
4. 圧縮機からの空気を 抽気して外側シュラウドで形成された空間を通り、 同空間から静翼内に導き、 同静翼内を通り、 内側シュラウドとシールリング保持 環とで形成されるキヤビティ内に導き、 同内側シュラウド内を燃焼ガス通路より 高圧にして同内側シュラウド内をシールするガス夕一ビン静翼のシール装置にお レ、て、 編己圧縮機から抽気した空気をクーラにより冷却した後前記静翼内に導き 同クーラにより冷却した ¾mにより前記シールリング保持環を冷却することを特 徵とするガスタービン静翼のシ一ル装置。
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