WO2007032311A1

WO2007032311A1 - ガスタービンの翼端隙間管理構造

Info

Publication number: WO2007032311A1
Application number: PCT/JP2006/317981
Authority: WO
Inventors: Hitoshi Morimoto
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.
Priority date: 2005-09-14
Filing date: 2006-09-11
Publication date: 2007-03-22
Also published as: US8313283B2; US20090180865A1; JP4648139B2; JP2007077868A

Abstract

　組み立て完了時において翼端隙間を容易に確認することができるガスタービンの翼端隙間管理構造を提供する。そのため、ロータ（２）を回転自在に支持するケーシング（３）と、ケーシング（３）の径方向内側においてロータ（２）に多段に組み付けられる動翼（１０，１５）の先端と所定の隙間を有して設けられる静翼保持環（１１，１２，１３）及びタービン翼環（１６）と、ケーシング（３）と静翼保持環（１１，１２，１３）及びタービン翼環（１６）とを径方向に貫通すると共に段部（２１ａ，２２ａ，２３ａ，２４ａ）に支持されるガイドフレーム（２６）と、ガイドフレーム（２６）に移動自在に支持され動翼（１０，１５）の先端に当接するロッド（２５）とを備え、隙間（Ｃ１，Ｃ２）をガイドフレーム（２６）に対して相対的なロッド（２５）の移動量に基づいて計測するようにした。

Description

明細書

ガスタービンの翼端隙間管理構造

技術分野

[0001] 本発明は、ガスタービンの翼端隙間管理構造に関する。

背景技術

[0002] 一般に、ガスタービンは、圧縮機で高温に圧縮した空気に燃料を噴射させ、燃焼器内で燃焼させて燃焼ガスを発生させ、この燃焼ガスをタービンに導き、タービンを回転させることにより駆動力を得るものである。そして、圧縮機及びタービンにおいては、周方向に並ぶ動翼の先端とこれら動翼を取り囲むように設けられるケーシングとの間には、所定量の隙間 (チップクリアランス)が設定されている。

[0003] ガスタービンはその内部が高温になることから、内部と外部との温度差が大きくなる。その結果、ケーシングはその軸方向及び周方向に熱膨張してオーパル状に変形する一方、動翼も径方向外側に熱膨張して変形する。このように、ケーシング及び動翼が変形すると、動翼の先端がケーシングに接触して破損するおそれがあるので、上述した隙間は、運用時におけるケーシング及び動翼の熱変形量を予め見込んで形成されている。また、熱変形による接触を防止しょうとして、隙間を大きくすると、ガスタービン全体の性能が低下してしまう。従って、近年、性能向上及び信頼性向上の観点から、隙間管理やこの隙間を所定量に形成させるためのケーシングの位置管理は、非常に重要なものになっている。

[0004] そこで、従来においては、ガスタービンの中心軸が垂直になるようにして、各段を順次上方へ積み重ねることにより所定量の隙間を形成させる構造、または、ケーシング同士に位置ずれがあっても、その位置ずれ量に影響されることのない偏心ピンを用いて所定量の隙間を形成させる構造等が提供されている。このような、従来のガスタ一ビンの翼端隙間管理構造は、例えば、引用文献 1, 2に開示されている。

[0005] 特許文献 1：特開 2001— 200705号公報

特許文献 2 :特開 2004— 162536号公報

発明の開示発明が解決しょうとする課題

[0006] し力しながら、従来の翼端隙間管理構造にお!、ては、ガスタービンの仮組み時のケ一シング設置位置及び翼端隙間を計測し、その計測結果に基づ、て翼端隙間を調整した後、再度、最終組み立てを行うことになるので、最終組み立て後のケーシング設置位置及び翼端隙間が所定の位置及び隙間量になっているかは、確認することができな力つた。これにより、ガスタービン運転時における動翼の先端とケーシングとの接触を確実に防止することはできな力つた。

[0007] 従って、本発明は、組み立て完了時において翼端隙間を容易に確認することができるガスタービンの翼端隙間管理構造を提供することを目的とする。

課題を解決するための手段

[0008] 上記課題を解決する第 1の発明に係るガスタービンの翼端隙間管理構造は、ロータを回転自在に支持する外部ケーシングと、

前記外部ケーシングの径方向内側にぉ、て前記ロータに多段に組み付けられる動翼の先端と所定の隙間を有して設けられる内部ケーシングと、

前記外部ケーシング及び前記内部ケーシングを径方向に貫通する貫通手段と、前記貫通手段により前記外部ケーシング及び前記内部ケーシングの径方向に移動されることで前記動翼の先端に当接する当接手段とを備え、

前記隙間は、前記貫通手段に対する相対的な前記当接手段の移動量に基づいて計測される

ことを特徴とする。

[0009] 上記課題を解決する第 2の発明に係るガスタービンの翼端隙間管理構造は、ロータを回転自在に支持する外部ケーシングと、

前記外部ケーシング及び前記内部ケーシングを径方向に貫通すると共に前記内部ケーシングの支持面に支持されるガイドフレームと、

前記ガイドフレームに移動自在に支持され前記動翼の先端に当接するロッドとを備え、前記隙間は、前記ガイドフレームに対する前記ロッドの移動量、前記ガイドフレームの長さ、前記ロッドの長さ、及び前記内部ケーシングの厚さに基づいて計測されることを特徴とする。

[0010] 上記課題を解決する第 3の発明に係るガスタービンの翼端隙間管理構造は、第 2の発明に係るガスタービンの翼端隙間管理構造にぉ、て、

前記隙間は、前記ガイドフレームに対応する前記ロッドの移動量から、前記支持面を基準に求めた前記ガイドフレームの先端力前記内部ケーシングの内周面までの長さと、前記ガイドフレームと前記ロッドとの長さの差とを減算することにより計測される

ことを特徴とする。

発明の効果

[0011] 第 1の発明に係るガスタービンの翼端隙間管理構造によれば、ロータを回転自在に支持する外部ケーシングと、前記外部ケーシングの径方向内側にぉ、て前記ロータに多段に組み付けられる動翼の先端と所定の隙間を有して設けられる内部ケーシングと、前記外部ケーシング及び前記内部ケーシングを径方向に貫通する貫通手段と、前記貫通手段により前記外部ケーシング及び前記内部ケーシングの径方向に移動されることで前記動翼の先端に当接する当接手段とを備え、前記隙間は、前記貫通手段に対する相対的な前記当接手段の移動量に基づいて計測されることにより、組み立て完了時にぉ、て翼端隙間を容易に確認することができる。

[0012] 第 2の発明に係るガスタービンの翼端隙間管理構造によれば、ロータを回転自在に支持する外部ケーシングと、前記外部ケーシングの径方向内側にぉ、て前記ロータに多段に組み付けられる動翼の先端と所定の隙間を有して設けられる内部ケーシングと、前記外部ケーシング及び前記内部ケーシングを径方向に貫通すると共に前記内部ケーシングの支持面に支持されるガイドフレームと、前記ガイドフレームに移動自在に支持され前記動翼の先端に当接するロッドとを備え、前記隙間は、前記ガイドフレームに対する前記ロッドの移動量、前記ガイドフレームの長さ、前記ロッドの長さ、及び前記内部ケーシングの厚さに基づいて計測されることにより、組み立て完了時にお、て翼端隙間を容易に確認することができる。 [0013] 第 3の発明に係るガスタービンの翼端隙間管理構造によれば、第 2の発明に係るガスタービンの翼端隙間管理構造において、前記隙間は、前記ガイドフレームに対応する前記ロッドの移動量から、前記支持面を基準に求めた前記ガイドフレームの先端力前記内部ケーシングの内周面までの長さと、前記ガイドフレームと前記ロッドとの長さの差とを減算することにより計測されることにより、翼端隙間を容易に算出することができる。

図面の簡単な説明

[0014] [図 1]本発明の一実施例に係るガスタービンの翼端管理構造を備えたガスタービンの側断面図である。

[図 2]本発明の一実施例に係るガスタービンの翼端管理構造を示した図であり、 (a) は図 1の I部拡大図、（b)は図 1の II部拡大図、（c)は図 1の III部拡大図である。

[図 3]本発明の一実施例に係るガスタービンの翼端管理構造を示した図であり、図 1 の IV部拡大図である。

[図 4] (a)はロッドの概略図、（b)はガイドフレームの側断面図である。

符号の説明

[0015] 1 ガスタービン、 2 ロータ、 3 ケーシング（外部ケーシング）、 4 吸気口、 5 圧縮機、 6 タービン、 7 車室、 8 燃焼器、 9, 14 静翼、 10, 15 動翼、 11 第 1静翼保持環（内部ケーシング)、 12 第 2静翼保持環（内部ケーシング)、 13 第 3静翼保持環（内部ケーシング）、 16 タービン翼環（内部ケーシング）、 1 7〜20 外孔、 21〜24 内孔、 21a〜24a 段部、 25 ロッド、 26 ガイドフレーム、 26a 大径部、 26b 小径部、 26c 貫通孔、 26d ねじ孔、 27e フランジ部、 27 エクステンション、 28 止めねじ

発明を実施するための最良の形態

[0016] 以下、本発明に係るガスタービンの翼端隙間管理構造を図面を用いて詳細に説明する。

図 1は本発明の一実施例に係るガスタービンの翼端管理構造を備えたガスタービンの側断面図、図 2 (a)は図 1の I部拡大図、同図（b)は図 1の II部拡大図、同図（c) は図 1の III部拡大図、図 3は図 1の IV部拡大図、図 4 (a)はロッドの概略図、同図（b) はガイドフレームの側断面図である。なお、図 2, 3は本発明の一実施例に係るガスタ一ビンの翼端管理構造を示した図である。

[0017] 図 1に示すように、ガスタービン 1には、回転するロータ 2と、このロータ 2を回転自在に支持する筒状のケーシング (外部ケーシング） 3とが設けられており、このケーシング 3の前端には吸気口 4が設けられている。そして、ケーシング 3の前端側には圧縮機 5が設けられる一方、その後端側にはタービン 6が設けられており、この圧縮機 5とタービン 6との間に形成される車室 7内には、燃焼器 8がケーシング 3に支持されて配置されている。

[0018] 圧縮機 5には、前方力も交互に所定間隔に配置される静翼 9と動翼 10とが設けられると共に、ケーシング 3と同心上に支持される環状の第 1静翼保持環（内部ケーシング） 11、第 2静翼保持環（内部ケーシング） 12、及び第 3静翼保持環（内部ケーシング） 13が設けられている。そして、各段の静翼 9の基端は吸気口 4の後端、ケーシング 3及び静翼保持環 11, 12, 13にそれぞれ支持されており、静翼 9の先端とロータ 2 との間にはそれぞれ所定量の隙間が形成されている。また、各段の動翼 10の基端はロータ 2にそれぞれ支持されており、動翼 10の先端とケーシング 3及び静翼保持環 1 1, 12, 13との間にはそれぞれ所定量の隙間 C1 (図 2参照）、所謂、チップクリアランスが形成されている。

[0019] 一方、タービン 6には、前方から交互に所定間隔に配置される静翼 14と動翼 15とが設けられると共に、ケーシング 3と同心上に支持される環状のタービン翼環（内部ケ一シング） 16が設けられている。そして、各段の静翼 14の基端はタービン翼環 16にそれぞれ支持されており、静翼 14の先端とロータ 2との間にはそれぞれ所定量の隙間が形成されている。また、各段の動翼 15の基端はロータ 2にそれぞれ支持されており、動翼 15の先端とタービン翼環 16との間にはそれぞれ所定量の隙間 C2 (図 3参照）、所謂、チップクリアランスが形成されている。

[0020] 従って、吸気口 4から導入された導入空気 Aoは圧縮機 5で圧縮され、その圧縮された圧縮空気 Aは車室 7へと導かれる。そして、車室 7に導かれた圧縮空気 Aは燃焼器 8の上流側に流れ込み、燃焼器 8内に供給された液体燃料 Fと混合されて燃焼される。次いで、この燃焼により発生した燃焼ガス Gは燃焼器 8の下流側力タービン 6 に導かれる。タービン 6ではこの燃焼ガス Gを膨張させることにより駆動力を発揮し、その駆動力を圧縮機 5及び図示しない発電機等の外部装置へと伝達する。

[0021] 次に、図 2乃至図 4を用いて本発明の一実施例に係るガスタービンの翼端管理構造及び翼端管理方法につ、て説明する。

[0022] 先ず、翼端管理構造について説明する。図 2 (a) , (b) , (c)に示すように、ケーシング 3には、その周方向に 4つずつ開口する外孔 17, 18, 19 (図 2では 1つずつ図示）が形成されている。一方、静翼保持環 11, 12, 13には、その周方向に 4つずつ開口する内孔 21, 22, 23 (図 2では 1つずつ図示）が形成されている。そして、外孔 17, 1 8, 19と内孔 21, 22, 23との孔位置は、ケーシング 3及び静翼保持環 11, 12, 13の径方向（ロータ軸径方向）において対向するように設けられると共に、それぞれの周方向において動翼 10の位相と一致するように設けられている。また、内孔 21, 22, 2 3は静翼保持環 11, 12, 13の外周面側において段部（支持面） 21a, 22a, 23aを有しており、この段部 21a, 22a, 23aから静翼保持環 11, 12, 13の内周面までの厚みは長さ Mlで形成されている。

[0023] 図 3に示すように、ケーシング 3には、その周方向に 6つ開口する外孔 20 (図 3では 1つ図示）が形成されている。一方、タービン翼環 16には、その周方向に 6つ開口する内孔 24 (図 3では 1つ図示）が形成されている。そして、外孔 20と内孔 24との孔位置は、ケーシング 3及びタービン翼環 16の径方向（ロータ軸径方向）において対向するように設けられると共に、それぞれの周方向にぉ、て動翼 15の位相と一致するように設けられている。また、内孔 24はタービン翼環 16の外周面側において段部（支持面） 24aを有しており、段部 24aからタービン翼環 16の内周面までの厚みは長さ M2 で形成されている。

[0024] そして、本実施例の翼端管理構造においては、図 4 (a) , (b)に示すようなロッド 25 及びガイドフレーム 26が設けられている。図 4 (a)に示すように、ロッド 25は軸方向の長さが長さ Kで形成される棒状をなしている。また、図 4 (b)に示すように、ガイドフレーム 26は軸方向の長さが長さ Jで形成される筒状をなし、基端側の大径部 26aと、この大径部 26aよりも径が小さ、先端側の小径部 26bとから構成されて、る。ガイドフレーム 26の中心部には、ロッド 25が挿入される貫通孔 26cが形成されており、大径部 2 6aにはこの貫通孔 26cに連通するねじ孔 26dが形成される一方、小径部 26bにはフランジ部 26eが形成されている。そして、このフランジ部 26eの下面から小径部 26bの先端までの長さは長さ Bで形成されて、る。

[0025] 即ち、ケーシング 3と静翼保持環 11, 12, 13との間において、ガイドフレーム 26は外孔 17, 18, 19と内孔 21, 22, 23とを貫通するように配置されている。このとき、フランジ部 26eの下面は段部 21a, 22a, 23aに当接されているので、ガイドフレーム 26 の径方向内側（ロータ 2側）への移動を規制することができる。そして、このようにガイドフレーム 26を支持することにより、貫通孔 26cにロッド 25を挿入させることができる。一方、ケーシング 3とタービン翼環 16との間において、ガイドフレーム 26は外孔 20と内孔 24とを貫通するように配置されている。このとき、フランジ部 26eの下面は段部 2 4aに当接されているので、ガイドフレーム 26の径方向内側（ロータ 2側）への移動を規制することができる。そして、このようにガイドフレーム 26を支持することにより、貫通孔 26cにロッド 25を挿入させることができる。

[0026] 次に、翼端管理方法、即ち、隙間 CI, C2の計測方法を説明する。先ず、ガスタービン 1の最終組み立て（ケーシング 3と静翼保持環 11, 12, 13及びタービン翼環 16 との軸心合わせ）後に、径方向における外孔 17, 18, 19, 20及び内孔 21, 22, 23 , 24の孔位置と、動翼 10, 15の位相とがー致するようにロータ 2を回転させる。そして、図 2 (a) , (b) , (c)に示すように、ガイドフレーム 26をケーシング 3の外周面側から外孑し 17, 18, 19及び内孑し 21, 22, 23に、フランジ咅 26eの下面力 S段咅 21a, 22a , 23aに当接するまで嵌入させる。次いで、ロッド 25の基端にエクステンション 27を螺合させ、この状態でロッド 25を貫通孔 26cに挿入し、ロッド 25の先端を動翼 10の先端に当接させる。更に、ねじ孔 25dに止めねじ 28を螺合し、ロッド 25を固定させた後、エクステンション 27を取り外す。次いで、ガイドフレーム 26の基端からロッド 25の基端までの長さ L1を計測する。そして、この計測した長さ L1と、予め設定された長さ M 1, K, J, Bとに基づいて下記（1)式により隙間 C1を算出する。

C1 =L1 - (M1 -B) (J-K) · · · (1)

[0027] 同様に、図 3に示すように、ガイドフレーム 26をケーシング 3の外周面側力も外孔 20 及び内孔 24に、フランジ部 26eの下面が段部 24aに当接するまで嵌入させる。次いで、ロッド 25の基端にエクステンション 27を螺合させ、この状態でロッド 25を貫通孔 2 6cに挿入し、ロッド 25の先端を動翼 15の先端に当接させる。更に、ねじ孔 25dに止めねじ 28を螺合し、ロッド 25を固定させた後、エクステンション 27を取り外す。次いで、ガイドフレーム 26の基端力もロッド 25の基端までの長さ L2を計測する。そして、この計測した長さ L2と、予め設定された長さ M2, K, J, Bとに基づいて下記（2)式により隙間 C2を算出する。

C2=L2- (M2-B) - (J-K) · · · (2)

[0028] つまり、（Ml— B)及び (M2— B)によりガイドフレーム 26の先端力も静翼保持環 11 , 12, 13の内周面及びタービン翼環 16の内周面までの長さ（ロッド 25の突出量）を算出すると共に、 Ci— K)によりロッド 25とガイドフレーム 26との長さの差を算出する。そして、その両者を、ガイドフレーム 26の基端からのロッド 25の基端までの長さ L1, L2、即ち、ロッド 25の動翼 10, 15側への沈み量 (移動量)から減算することにより、隙間 CI, C2を算出することができる。よって、上述したような構成をなすことにより、ガスタービンの糸且み立て完了後において上記（1) , (2)を用いて幾何学的に算出することで容易に隙間 CI, C2を確認することができる。

[0029] 従って、本発明に係るガスタービンの翼端隙間管理構造によれば、ロータ 2を回転自在に支持するケーシング 3と、該ケーシング 3の径方向内側においてロータ 2に多段に組み付けられる動翼 10, 15の先端と所定量の隙間を有して設けられる静翼保持環 11, 12, 13及びタービン翼環 16と、ケーシング 3と静翼保持環 11, 12, 13及びタービン翼環 16とを径方向に貫通すると共に段部 21a, 22a, 23a, 24aに支持されるガイドフレーム 26と、該ガイドフレーム 26に移動自在に支持され動翼 10, 15の先端に当接するロッド 25とを備え、隙間 CI, C2を、ガイドフレーム 26に対応するロッド 25の移動量 L1, 12力ら、段咅 21a, 22a, 23a, 24aを基準に求めたガイドフレーム 26の先端力も静翼保持環 11, 12, 13及びタービン翼環 16の内周面までの長さ（M 1 -B) , (M2— B)と、ロッド 25とガイドフレーム 26との長さの差 (J—K)とを減算して計測することにより、ガスタービン組み立て完了時にぉ、て翼端隙間を容易に確認することができる。

産業上の利用可能性回転体とこの回転体の外周を覆うように支持される静止体との隙間管理に適用可能である。

Claims

請求の範囲

[1] ロータを回転自在に支持する外部ケーシングと、

ことを特徴とするガスタービンの翼端隙間管理構造。

[2] ロータを回転自在に支持する外部ケーシングと、

前記ガイドフレームに移動自在に支持され前記動翼の先端に当接するロッドとを備え、

前記隙間は、前記ガイドフレームに対する前記ロッドの移動量、前記ガイドフレームの長さ、前記ロッドの長さ、及び前記内部ケーシングの厚さに基づいて計測されることを特徴とするガスタービンの翼端隙間管理構造。

[3] 請求項 2に記載のガスタービンの翼端隙間管理構造において、

ことを特徴とするガスタービンの翼端隙間管理構造。