WO2007032311A1 - ガスタービンの翼端隙間管理構造 - Google Patents

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WO2007032311A1
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blade
guide frame
rotor
rod
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English (en)
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Inventor
Hitoshi Morimoto
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.
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    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/003Arrangements for testing or measuring
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/80Diagnostics

Definitions

  • the present invention relates to a blade tip clearance management structure of a gas turbine.
  • a gas turbine is a method in which fuel is injected into air compressed to a high temperature by a compressor, burned in a combustor to generate combustion gas, the combustion gas is guided to the turbine, and the turbine is rotated. Thus, a driving force is obtained.
  • a predetermined amount of gap is set between the tips of the moving blades arranged in the circumferential direction and the casing provided so as to surround these moving blades.
  • Patent Document 1 Japanese Patent Laid-Open No. 2001-200705
  • Patent Document 2 JP-A-2004-162536
  • an object of the present invention is to provide a blade tip clearance management structure for a gas turbine that can easily check the blade tip clearance when assembly is completed.
  • a blade tip clearance management structure for a gas turbine according to a first invention for solving the above-mentioned problems includes an outer casing that rotatably supports a rotor,
  • An inner casing provided on the radially inner side of the outer casing with a predetermined gap from a tip of a rotor blade assembled in multiple stages to the rotor;
  • Penetrating means that penetrates the outer casing and the inner casing in the radial direction; and abutting means that abuts against the tip of the moving blade by being moved in the radial direction of the outer casing and the inner casing by the penetrating means.
  • the gap is measured based on the amount of movement of the contact means relative to the penetrating means.
  • a blade tip clearance management structure for a gas turbine according to a second invention for solving the above-described problems includes an outer casing that rotatably supports a rotor,
  • An inner casing provided on the radially inner side of the outer casing with a predetermined gap from a tip of a rotor blade assembled in multiple stages to the rotor;
  • a guide frame that penetrates the outer casing and the inner casing in a radial direction and is supported by a support surface of the inner casing;
  • a blade tip clearance management structure for a gas turbine according to a third invention that solves the above-described problems is similar to the blade tip clearance management structure for a gas turbine according to the second invention.
  • the gap includes a distance from the amount of movement of the rod corresponding to the guide frame to a tip force of the guide frame obtained with reference to the support surface, and a length from the inner peripheral surface of the inner casing to the guide frame and the rod. Measured by subtracting the difference in length
  • the outer casing that rotatably supports the rotor and the radially inner side of the outer casing are assembled in multiple stages to the rotor.
  • An inner casing provided with a predetermined gap from the tip of the rotor blade, a penetrating means penetrating the outer casing and the inner casing in a radial direction, and a radial direction of the outer casing and the inner casing by the penetrating means.
  • a contact means that comes into contact with the tip of the rotor blade by being moved to the position, and the gap is measured based on the amount of movement of the contact means relative to the penetration means, When the assembly is completed, the blade tip clearance can be easily confirmed.
  • the outer casing that rotatably supports the rotor and the radially inner side of the outer casing are assembled to the rotor in multiple stages.
  • An inner casing provided with a predetermined gap from the tip of the rotor blade, a guide frame that penetrates the outer casing and the inner casing in a radial direction and is supported by a support surface of the inner casing, and the guide frame
  • a rod that is movably supported on the tip of the moving blade, and the gap includes a movement amount of the rod relative to the guide frame, a length of the guide frame, a length of the rod, and the inner casing.
  • the gap corresponds to the rod corresponding to the guide frame. Measured by subtracting the tip force of the guide frame obtained with reference to the support surface from the amount of movement and the difference between the length of the inner casing to the inner peripheral surface and the length of the guide frame and the rod. Thus, the tip clearance can be easily calculated.
  • FIG. 1 is a side cross-sectional view of a gas turbine provided with a blade tip management structure for a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a diagram showing a blade tip management structure of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, (a) is an enlarged view of part I in FIG. 1, (b) is an enlarged view of part II in FIG. (C) is an enlarged view of part III in FIG.
  • FIG. 3 is a view showing a blade tip management structure of a gas turbine according to an embodiment of the present invention, and is an enlarged view of a portion IV in FIG.
  • FIG. 4 (a) is a schematic view of a rod, and (b) is a side sectional view of a guide frame.
  • FIG. 1 is a side sectional view of a gas turbine equipped with a gas turbine blade tip management structure according to an embodiment of the present invention
  • Fig. 2 (a) is an enlarged view of part I of Fig. 1
  • Fig. 1 (b) is Fig. 1.
  • Fig. 2 (c) is an enlarged view of III in Fig. 1
  • Fig. 3 is an enlarged view of IV in Fig. 1
  • Fig. 4 (a) is a schematic diagram of the rod
  • FIG. 3 is a side sectional view of a guide frame. 2 and 3 are views showing a blade tip management structure of a gas turbine bin according to an embodiment of the present invention.
  • the gas turbine 1 is provided with a rotating rotor 2 and a cylindrical casing (external casing) 3 that rotatably supports the rotor 2.
  • An inlet 4 is provided at the front end of 3.
  • a compressor 5 is provided on the front end side of the casing 3, and a turbine 6 is provided on the rear end side thereof.
  • the combustor 8 is supported by the casing 3 and arranged.
  • the compressor 5 is provided with stationary blades 9 and moving blades 10 in which forward forces are alternately arranged at predetermined intervals, and an annular first stationary blade holding ring supported concentrically with the casing 3. (Inner casing) 11, second stator blade retaining ring (inner casing) 12, and third stator blade retaining ring (inner casing) 13 are provided.
  • the base end of the stationary blade 9 of each stage is supported by the rear end of the intake port 4, the casing 3 and the stationary blade holding rings 11, 12, 13, respectively. Each is formed with a predetermined amount of gap.
  • the base end of the rotor blade 10 of each stage is supported by the rotor 2, and a predetermined amount of gap is provided between the tip of the rotor blade 10 and the casing 3 and the stationary blade holding rings 1 1, 12, 13. C1 (see Fig. 2), the so-called chip clearance is formed.
  • the turbine 6 is provided with stationary blades 14 and moving blades 15 that are alternately arranged at predetermined intervals from the front, and an annular turbine blade ring (internal casing) supported concentrically with the casing 3.
  • One thing 16 is provided.
  • the base end of each stage of the stationary blade 14 is supported by the turbine blade ring 16, and a predetermined amount of gap is formed between the distal end of the stationary blade 14 and the rotor 2.
  • the base end of each stage blade 15 is supported by the rotor 2, and a predetermined amount of gap C2 (see FIG. 3) is provided between the tip of the blade 15 and the turbine blade ring 16.
  • a chip clearance is formed.
  • the introduced air Ao introduced from the intake port 4 is compressed by the compressor 5, and the compressed compressed air A is guided to the vehicle compartment 7. Then, the compressed air A introduced into the casing 7 flows into the upstream side of the combustor 8 and is mixed with the liquid fuel F supplied into the combustor 8 and burned. Next, the combustion gas G generated by this combustion becomes the downstream force turbine 6 of the combustor 8. Led to. The turbine 6 exerts a driving force by expanding the combustion gas G, and transmits the driving force to the compressor 5 and an external device such as a generator (not shown).
  • the casing 3 has outer holes 17, 18, and 19 (shown one by one in Fig. 2) that open four in the circumferential direction. Is formed.
  • the stator blade retaining rings 11, 12, 13 are formed with inner holes 21, 22, 23 (one shown in FIG. 2) that open four by four in the circumferential direction.
  • the hole positions of the outer holes 17, 1 8, 19 and the inner holes 21, 22, 23 are opposed to each other in the radial direction (rotor shaft radial direction) of the casing 3 and the stationary blade holding rings 11, 12, 13. It is provided so that it may correspond to the phase of the rotor blade 10 in each circumferential direction.
  • the inner holes 21, 22, 2 3 have step portions (support surfaces) 21a, 22a, 23a on the outer peripheral surface side of the stationary blade holding rings 11, 12, 13 and the step portions 21a, 22a, 23a.
  • the thickness from the stator blade retaining rings 11, 12, 13 to the inner peripheral surface is formed with a length Ml.
  • the casing 3 is formed with six outer holes 20 (one is shown in FIG. 3) that opens in the circumferential direction.
  • the turbine blade ring 16 has six inner holes 24 (one is shown in FIG. 3) that opens in the circumferential direction.
  • the hole positions of the outer hole 20 and the inner hole 24 are provided so as to oppose each other in the radial direction (rotor shaft radial direction) of the casing 3 and the turbine blade ring 16, and in the respective circumferential directions. It is provided to match the phase of the rotor blade 15.
  • the inner hole 24 has a step portion (support surface) 24a on the outer peripheral surface side of the turbine blade ring 16, and the thickness from the step portion 24a to the inner peripheral surface of the turbine blade ring 16 is formed with a length M2. ing.
  • a rod 25 and a guide frame 26 as shown in FIGS. 4 (a) and 4 (b) are provided.
  • the rod 25 has a rod shape with a length K in the axial direction.
  • the guide frame 26 has a cylindrical shape with an axial length of length J, and includes a large-diameter portion 26a on the base end side and the large-diameter portion. The diameter is smaller than 26a, and is composed of a small diameter portion 26b on the tip side.
  • a through-hole 26c into which the rod 25 is inserted is formed at the center of the guide frame 26, and the large-diameter portion 2
  • a screw hole 26d that communicates with the through hole 26c is formed in 6a, while a flange portion 26e is formed in the small diameter portion 26b.
  • the length from the lower surface of the flange portion 26e to the tip of the small diameter portion 26b is formed as a length B.
  • the guide frame 26 is disposed so as to penetrate the outer holes 17, 18, 19 and the inner holes 21, 22, 23. Yes.
  • the lower surface of the flange portion 26e is in contact with the step portions 21a, 22a, and 23a, the movement of the guide frame 26 toward the radially inner side (rotor 2 side) can be restricted.
  • the rod 25 can be inserted into the through hole 26c.
  • the guide frame 26 is disposed between the casing 3 and the turbine blade ring 16 so as to penetrate the outer hole 20 and the inner hole 24.
  • the guide frame 26 is externally wound from the outer peripheral surface side of the casing 3, 17, 18, 19, and the inner flange 21, 22, 23
  • the lower surface force S of the flange rod 26e is inserted until it abuts against the S-step rods 21a, 22a and 23a.
  • the extension 27 is screwed into the base end of the rod 25, and in this state, the rod 25 is inserted into the through hole 26c, and the tip of the rod 25 is brought into contact with the tip of the moving blade 10. Further, a set screw 28 is screwed into the screw hole 25d to fix the rod 25, and then the extension 27 is removed.
  • the length L1 from the base end of the guide frame 26 to the base end of the rod 25 is measured. And based on this measured length L1 and preset lengths M1, K, J, B, the clearance C1 is calculated by the following equation (1).
  • the guide frame 26 is fitted into the outer hole 20 and the inner hole 24 of the outer peripheral surface of the casing 3 until the lower surface of the flange portion 26e contacts the stepped portion 24a.
  • the extension 27 is screwed into the base end of the rod 25, and in this state, the rod 25 is inserted into the through hole 26c, and the tip of the rod 25 is brought into contact with the tip of the moving blade 15.
  • a set screw 28 is screwed into the screw hole 25d to fix the rod 25, and then the extension 27 is removed.
  • the length L2 of the proximal end force of the guide frame 26 to the proximal end of the rod 25 is also measured. Then, based on the measured length L2 and preset lengths M2, K, J, B, the clearance C2 is calculated by the following equation (2).
  • the tip force of the guide frame 26 is also the length from the inner peripheral surface of the stationary blade holding rings 11, 12, 13 to the inner peripheral surface of the turbine blade ring 16 by (Ml-B) and (M2-B) (The amount of protrusion of rod 25) is calculated, and the difference in length between rod 25 and guide frame 26 is calculated using Ci-K). Then, subtract both of them from the length L1, L2 from the base end of the guide frame 26 to the base end of the rod 25, that is, the sinking amount (movement amount) of the rod 25 to the moving blades 10, 15 side.
  • the clearances CI and C2 can be calculated. Therefore, with the configuration as described above, the clearances CI and C2 can be easily confirmed by geometrical calculation using the above (1) and (2) after the completion of the gas turbine threading. can do.
  • the casing 3 that rotatably supports the rotor 2 and the motion that is assembled to the rotor 2 in multiple stages on the radially inner side of the casing 3.
  • a guide frame 26 that passes through the ring 16 in the radial direction and is supported by the step portions 21a, 22a, 23a, and 24a, and a rod 25 that is movably supported by the guide frame 26 and contacts the tips of the rotor blades 10 and 15
  • the clearance force CI, C2 is the distance of the movement of the rod 25 corresponding to the guide frame 26 L1, 12 force, and the tip force of the guide frame 26 calculated based on the steps 21a, 22a, 23a, 24a Lengths (M 1 -B
  • the present invention can be applied to gap management between a rotating body and a stationary body supported so as to cover the outer periphery of the rotating body.

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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、
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、
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
ことを特徴とするガスタービンの翼端隙間管理構造。
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