WO2009119133A1 - 冷却通路用カバーおよび該カバーの製造方法ならびにガスタービン - Google Patents

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WO2009119133A1
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turbine
cooling passage
disk
cooling
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橋本　真也
謙一 荒瀬
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三菱重工業株式会社
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    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • 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
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
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    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49339—Hollow blade
    • Y10T29/49341—Hollow blade with cooling passage

Definitions

  • the present invention relates to a cooling passage cover that forms a cooling passage for supplying cooling air for cooling turbine blades of a gas turbine, a method for manufacturing the cover, and a gas turbine to which the cover is applied.
  • the gas turbine is composed of a compressor, a combustor, and a turbine.
  • the compressor compresses the air taken in from the air intake to produce high-temperature and high-pressure compressed air.
  • the combustor generates high-temperature and high-pressure combustion gas by supplying fuel to the compressed air and burning it.
  • the turbine is configured by alternately arranging a plurality of turbine stationary blades and turbine rotor blades in a casing, and the turbine rotor blades are driven by the combustion gas supplied to the exhaust passage.
  • the rotor connected to is rotated.
  • the combustion gas that has driven the turbine is converted into a static pressure by the diffuser and then released to the atmosphere.
  • the combustion gas acting on the turbine rotor blade is high temperature, the compressed air is taken out from the compressor, and this air is cooled by an external cooler to be cooled air.
  • the turbine rotor blades are cooled by supplying to the turbine.
  • a cooling passage is provided when cooling air is supplied from an external cooler to the turbine rotor blade.
  • a cooling passage that introduces cooling air from the downstream side of the rotor to the last stage turbine blade, it extends along the rotation axis of the rotor to the center of the disk of the last stage turbine blade, and from there radially outward
  • the first turbine blade is configured to extend to the last stage turbine blade.
  • such a configuration is not preferable because the cooling passage extends in the radial direction from the center of the disk to the final stage turbine rotor blade and the strength of the disk is lowered.
  • a first passage 51 extending radially outward from the center of the disk 35 is provided in an annular shape on the outer periphery of the disk 35 so as not to reduce the strength of the disk.
  • a second passage 52 is formed in the disk 35 for fixing the final stage turbine blade 33a.
  • the second passage 52 is connected to the final stage turbine blade 33a and opens to the cavity 53.
  • a cylindrical cooling passage cover 55 that closes the cavity 53 is provided on the outer periphery of the disk 35 so as to communicate the passages 51 and 52.
  • the cooling passage 5 is divided into the first passage 51 and the second passage 52, and each is formed to be short in the radial direction, so that the strength of the disk 35 is prevented from being reduced.
  • the cooling passage 5 When the cooling passage 5 is configured as shown in FIG. 6, the temperature difference between the upstream side (front side) and the downstream side (rear side) of the combustion gas flow in the turbine is large with the cavity 53 as a boundary. Distortion occurs in the cavity 53 in the turbine axial direction. Further, both ends of the rotor 4 are supported by bearings, and the central portion of the rotor 4 is deformed in the turbine radial direction by centrifugal force, whereby the upstream side and the downstream side of the cavity 53 existing on the outer periphery of the disk 35 constituting the rotor 4. Are deformed so as to approach or separate from each other in the turbine axis direction. Accordingly, it is necessary to provide the cooling passage cover 55 with a function of absorbing such distortion due to temperature difference and deformation due to centrifugal force.
  • the sealing material 551 is provided to allow sliding, so that cooling air leaks easily at the sliding portion, and steam is generated downstream of the gas turbine. In the case of a combined cycle in which the device and the steam turbine are combined, the efficiency decreases. In addition, since the sealing material 551 is worn by sliding, it is necessary to frequently replace the sealing material 551, and the work cost for disassembling and assembling the turbine increases, and it takes time to stop the operation of the gas turbine. become.
  • the present invention has been made in view of the above, and has a cooling passage cover that can reduce the leakage of cooling air and can be used over a long period of time without the need for replacement parts, a method of manufacturing the cover, and a gas.
  • An object is to provide a turbine.
  • the cooling passage cover of the present invention is a cooling passage cover that forms a cooling passage for supplying cooling air to the turbine rotor blades through the inside of the turbine disk.
  • the first passage opened from the inside of the disk to a cavity provided in an annular shape on the outer periphery of the turbine and the second passage opened from the cooling part of the turbine rotor blade to the cavity communicate with each other.
  • a cylindrical covering portion that closes the cavity and a flexible portion that is formed integrally with the covering portion and allows bending in the turbine axial direction are provided.
  • This cooling passage cover can absorb the distortion caused by the temperature difference and the deformation caused by the centrifugal force in the cavity due to the flexible portion being bent in the turbine axial direction. For this reason, compared with the cooling passage cover that can be assumed in the past, the leakage of the cooling air is reduced, and it can be used over a long period of time without requiring a replacement part such as a sealing material.
  • the flexible portion is characterized in that a peripheral wall of the covering portion bulges outward in the radial direction and is formed thinner than the covering portion. To do.
  • the flexible part bulges radially outward in this cooling passage cover, even if it is inserted along the axis of the rotor, the flexible part can be attached to the rotor side without obstructing.
  • the cooling passage cover of the present invention is characterized in that a drain hole is provided in the bulging portion.
  • This cooling passage cover can discharge water droplets adhering to the inside of the cooling passage cover due to dew condensation without accumulating in the flexible part bulging radially outward.
  • the flexible portion is formed such that a peripheral wall of the covering portion extends radially outward and is thinner than the covering portion.
  • a second cover opened from the disk for fixing the blade to the cavity communicates with each other, and has a cylindrical covering portion that closes the cavity, and supplies cooling air to the turbine blade through the disk
  • a method of manufacturing a cooling passage cover that forms a cooling passage for cutting a step of cutting a fixed portion fixed to the disk side, and then allowing the covering portion to bend in the turbine axial direction.
  • This cooling passage cover manufacturing method can manufacture the cooling passage cover of the present invention.
  • a cooling passage cover including a flexible portion that allows bending in a turbine axial direction.
  • This gas turbine can absorb the distortion caused by the temperature difference and the deformation caused by the centrifugal force in the cavity due to the flexible part of the cooling passage cover being bent in the turbine axial direction. For this reason, compared with the cooling passage cover that can be assumed in the past, the leakage of the cooling air is reduced, and it can be used over a long period of time without requiring a replacement part such as a sealing material.
  • the gas turbine of the present invention is characterized in that cooling air is supplied from the turbine shaft end on the downstream side of the gas turbine to the final stage turbine blade through the inside of the rotor.
  • This gas turbine can separately supply the low-pressure extraction gas to the final-stage turbine blades without using the high-pressure extraction gas supplied to other than the final-stage turbine blades. It is possible to improve the efficiency of the entire gas turbine while reliably cooling the final stage turbine blades by the cooling air introduced from the downstream side of the rotor.
  • the leakage of the cooling air can be reduced, and it can be used for a long time without requiring replacement parts.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a schematic configuration diagram of a cooling passage in the gas turbine shown in FIG.
  • FIG. 3 is a schematic configuration diagram of a cooling passage cover forming the cooling passage shown in FIG.
  • FIG. 4 is a schematic view of a manufacturing process of the cooling passage cover.
  • FIG. 5 is a schematic configuration diagram of another configuration of the cooling passage cover.
  • FIG. 6 is a schematic configuration diagram of a cooling passage cover that can be conventionally assumed.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to an embodiment of the present invention
  • FIG. 2 is a schematic configuration diagram of a cooling passage in the gas turbine shown in FIG. 1
  • FIG. 3 is a cooling passage forming the cooling passage shown in FIG. FIG.
  • the gas turbine includes a compressor 1, a combustor 2, and a turbine 3 as shown in FIG.
  • a rotor 4 is disposed through the center of the compressor 1, the combustor 2, and the turbine 3.
  • the compressor 1, the combustor 2, and the turbine 3 are arranged in parallel along the axis R of the rotor 4 in order from the upstream side (front side) to the downstream side (rear side) of the flow of air or combustion gas.
  • the axial direction refers to a direction parallel to the axis R
  • the circumferential direction refers to a direction around the axis R
  • the radial direction refers to a direction orthogonal to the axis R. .
  • Compressor 1 compresses air into compressed air.
  • the compressor 1 includes a compressor stationary blade 13 and a compressor moving blade 14 in a compressor casing 12 having an air intake port 11 for taking in air.
  • a plurality of compressor vanes 13 are attached to the compressor casing 12 side and arranged in parallel in the circumferential direction.
  • a plurality of compressor blades 14 are attached to the compressor disk and arranged in parallel in the circumferential direction.
  • the compressor stationary blades 13 and the compressor rotor blades 14 are alternately provided along the axial direction.
  • the combustor 2 generates high-temperature and high-pressure combustion gas by supplying fuel to the compressed air compressed by the compressor 1.
  • the combustor 2 covers, as a combustion cylinder, an inner cylinder 21 that mixes and burns compressed air and fuel, a tail cylinder 22 that guides combustion gas from the inner cylinder 21 to the turbine 3, and an outer periphery of the inner cylinder 21. 1 and an outer cylinder 23 that guides compressed air from 1 to the inner cylinder 21.
  • a plurality of (for example, 16) combustors 2 are arranged in the circumferential direction with respect to the combustor casing 24.
  • the turbine 3 generates rotational power by the combustion gas burned in the combustor 2.
  • a turbine stationary blade 32 and a turbine rotor blade 33 are provided in a turbine casing 31.
  • a plurality of turbine vanes 32 are attached to the turbine casing 31 side and arranged in parallel in the circumferential direction.
  • a plurality of turbine rotor blades 33 are fixed to the outer periphery of a disk-shaped disk 35 centered on the axis R of the rotor 4 and are arranged in parallel in the circumferential direction.
  • a plurality of these turbine stationary blades 32 and turbine rotor blades 33 are provided alternately along the axial direction.
  • an exhaust chamber 34 having an exhaust diffuser 34 a continuous with the turbine 3 is provided on the rear side of the turbine casing 31.
  • the turbine rotor blade 33 is provided in a plurality of stages (four stages in the present embodiment) along the axial direction. A part of the rotor 4 is configured by fixing the disks 35 of each stage with bolts (not shown). Further, in the final stage turbine rotor blade 33a which is the downstream side of the flow of the combustion gas, the disk 35 extends to the downstream side to constitute a part of the rotor 4 (see FIG. 2).
  • the rotor 4 is configured such that a plurality of discs 35 are stacked so as to be concentric and coupled by a spindle bolt 56. Further, the rotor 4 is rotatably provided around the shaft center R with the end portion on the compressor 1 side supported by the bearing portion 41 and the end portion on the exhaust chamber 34 side supported by the bearing portion 42. . A drive shaft of a generator (not shown) is connected to the end of the rotor 4 on the exhaust chamber 34 side.
  • the air taken in from the air intake port 11 of the compressor 1 passes through the plurality of compressor stationary blades 13 and the compressor rotor blades 14 and is compressed, so that the compressed air has a high temperature and a high pressure. It becomes.
  • By supplying fuel from the combustor 2 to the compressed air high-temperature and high-pressure combustion gas is generated.
  • the combustion gas passes through the turbine stationary blade 32 and the turbine rotor blade 33 of the turbine 3, so that the rotor 4 is rotationally driven, and the generator connected to the rotor 4 is given rotational power to generate power.
  • the exhaust gas after rotationally driving the rotor 4 is converted into a static pressure by the exhaust diffuser 34a in the exhaust chamber 34 and then released to the atmosphere.
  • the compressed air is taken out from the compressor 1 and this air is taken out to an external cooler (not shown).
  • the turbine rotor blade 33 is cooled by being cooled and supplied as cooling air to the turbine rotor blade 33.
  • the cooling passage 5 for supplying the cooling air from an external cooler (not shown) to the final stage turbine blade 33a is connected to the final stage turbine blade 33a via the rotor 4 from the turbine shaft end on the downstream side (rear side) of the turbine.
  • the cooling air is supplied.
  • the cooling passage 5 is provided with a plurality of first passages 51 extending in the radial direction (radial direction) from the center of the disk 35 in an annular shape along the outer periphery of the disk 35.
  • the cavity 53 is formed to open.
  • the cooling passage 5 includes a plurality of second passages 52 opened from the cooling portion (space for cooling the final stage turbine rotor blade 33a) of each final stage turbine rotor blade 33a with respect to the cavity 53.
  • the cooling passage 5 is provided with a cylindrical cooling passage cover 54 that closes the cavity 53 from the outer periphery of the disk 35 so that the passages 51 and 52 communicate with each other.
  • the cooling passage cover 54 has a covering portion 541 and a flexible portion 542 as shown in FIG.
  • the covering portion 541 covers the opening of the cavity 53 and is formed in a cylindrical shape along the outer periphery of the disk 35.
  • the covering portion 541 is provided with a fixing portion 543 for fixing the cooling passage cover 54 to the disk 35 side.
  • the fixing portion 543 is provided on the cylindrical front end side and the rear end side of the covering portion 541, and a flat surface 543 a is provided to match the flat surface 4 a facing rearward on the disk 35 side.
  • the fixing portion 543 is provided with an engaging portion 543b that engages with the disk 35 in the radial direction.
  • the front engaging portion 543b is formed as a flat surface that matches the flat surface 4b facing the radial axis on the disk 35 side, and the rear engaging portion 543b is provided on the flat surface 4a on the disk 35 side. It is formed as a protrusion that fits into the recess 4c.
  • the fixing portion 543 has a cylindrical front end side and a rear side of the covering portion 541 in a state where each flat surface 543a is aligned with the flat surface 4a on the disk 35 side and each engagement portion 543b is engaged with the rotor 4 side.
  • the end side is fixed to the disk 35 side with a bolt 543c.
  • the flexible portion 542 is integrally formed with the covering portion 541.
  • the flexible portion 542 is provided along the cylindrical circumferential direction with the peripheral wall of the covering portion 541 bulging radially outward (in the direction away from the axis R), and is thicker than the covering portion 541. Thinly formed. That is, the flexible portion 542 has a diaphragm structure and is provided so as to be able to bend in the axial direction.
  • the flexible portion 542 is provided on the outer side in the radial direction than the portion on the disk 35 side where the fixing portion 543 on the rear side of the covering portion 541 is fixed.
  • a drain hole 542 a is provided in the bulging portion of the flexible portion 542.
  • a plurality of (for example, four) drain holes 542 a are provided in the circumferential direction of the flexible portion 542.
  • the cooling passage 5 is divided into the first passage 51 and the second passage 52, and each is formed to be short in the radial direction, so that the strength of the disk 35 can be prevented from being lowered.
  • the cooling passage 5 configured as shown in FIGS. 2 and 3, the temperature difference between the upstream side (front side) and the downstream side (rear side) of the flow of combustion gas in the turbine, with the cavity 53 as a boundary. Therefore, the cavity 53 is distorted in the turbine axial direction.
  • both ends of the rotor 4 are supported by the bearing portions 41 and 42, and the central portion of the rotor 4 is deformed in the radial direction by centrifugal force, so that the upstream side and the downstream side of the cavity 53 existing on the outer periphery of the disk 35 are connected. Deforms to approach or separate in the turbine axis direction.
  • the cooling passage cover 54 and the gas turbine having the above-described configuration even when the flexible portion 542 is bent in the turbine axial direction, distortion due to a temperature difference or deformation due to centrifugal force occurs in the cavity 53. This can be absorbed. For this reason, compared with the cooling passage cover 55 shown in FIG. 6, the leakage of the cooling air is reduced, and it can be used for a long time without requiring a replacement part such as the sealing material 551. For example, the cooling passage cover 55 shown in FIG. 6 leaks 0.013% of cooling air, whereas the cooling passage cover 54 having the above-described configuration has only 0.003% cooling air leakage. The combined cycle efficiency can be improved by suppressing the leakage of cooling air by 0.010 points.
  • the flexible portion 542 is provided on the radially outer side than the portion on the disk 35 side where the fixing portion 543 on the rear side of the covering portion 541 is fixed, and is formed to bulge outward in the radial direction. Therefore, when the cooling passage cover 54 is attached to the disk 35, the flexible portion 542 does not get in the way even if it is inserted along the axis R of the disk 35 from the rear side of the disk 35, and the bolt 543c
  • the cooling passage cover 54 can be easily attached by fixing from the rear side.
  • the inner peripheral surface of the cooling passage cover 54 is cooled by cooling air, and water vapor in the cooling air adheres as water droplets due to condensation. Then, the water droplets accumulate on the bulging portion of the flexible portion 542.
  • the drain hole 542a is provided in the bulging portion of the flexible portion 542, water droplets attached to the inner peripheral surface of the cooling passage cover 54 can be discharged from the drain hole 542a.
  • cooling air is supplied from the turbine shaft end on the downstream side of the gas turbine through the inside of the rotor 4 to the final stage turbine rotor blade 33a.
  • the low pressure extraction gas can be separately supplied to the final stage turbine blade 33a without using the high pressure extraction gas supplied to other than the final stage turbine blade 33a.
  • the efficiency of the entire gas turbine can be improved while the last stage turbine rotor blade 33a is reliably cooled by the cooling air introduced from the downstream side of the rotor 4.
  • FIG. 4 is a schematic view of the manufacturing process of the cooling passage cover.
  • FIG. 4 shows a partial cross section of the cylindrical cooling passage cover 54.
  • a base material made of a forging material is formed into a rough cylindrical shape, and a fixing portion 543 fixed to the disk 35 side is cut there.
  • the fixing portion 543 cuts the bolt hole 543d through which the bolt 543c is inserted in addition to the flat surface 543a and the engaging portion 543b described above (see FIG. 4A).
  • the cylindrical inner peripheral surface is cut.
  • the inner peripheral surfaces of the covering portion 541 and the flexible portion 542 are cut so that the flexible portion 542 is integrally formed with the covering portion 541 while rotating the base material around an axis R (not shown). (See FIG. 4B).
  • the fixing portion 543 is fixed to a predetermined jig 4 ′ with a bolt 543 c.
  • the jig 4 ′ here may be a dedicated one for manufacturing the cooling passage cover, or may be the disk 35 to which the cooling passage cover 54 is attached (see FIG. 4C).
  • the cylindrical outer peripheral surface is cut.
  • the outer peripheral surfaces of the covering portion 541 and the flexible portion 542 are cut while rotating the jig 4 'around an axis R (not shown) (see FIG. 4D).
  • cooling passage cover 54 is finally manufactured by cutting the drain hole 542a.
  • the above-described cooling passage cover 54 can be manufactured, and in particular, it can be manufactured with high precision by cutting the inner peripheral surface of the bulged thin portion of the flexible portion 542 first.
  • FIG. 5 is a schematic configuration diagram of a cooling passage cover having another configuration. As shown in FIG. 5, the cooling passage cover 54 'having a different configuration is different from the cooling passage cover 54 shown in FIG.
  • the flexible portion 542 ′ has a peripheral wall extending radially outwardly in a state of non-contact with the disk 35 side on the front end side of the covering portion 541, and is thicker than the covering portion 541. Thinly formed. That is, the flexible portion 542 ′ has a bellows structure and is provided so as to be able to bend in the turbine axial direction.
  • the cooling passage cover 54 ′ and the gas turbine having such a configuration even when the flexible portion 542 ′ is bent in the turbine axial direction, distortion due to a temperature difference or deformation due to centrifugal force is present in the cavity 53. Absorb. For this reason, compared with the cooling passage cover 55 shown in FIG. 6, the leakage of the cooling air is reduced, and it can be used for a long time without requiring a replacement part such as the sealing material 551. Moreover, since it is not the structure which bulged to the radial direction outer side like the flexible part 542 shown in FIG. 3, the water droplet by condensation does not accumulate. For this reason, the drain hole 542a is not required, and leakage of minute cooling air due to the provision of the drain hole 542a can be prevented. Depending on the properties of the cooling air, the cooling passage cover 54 ′ having such a configuration can also be applied.
  • the cooling passage cover, the method for manufacturing the cover, and the gas turbine according to the present invention leak the cooling air in the cooling passage for supplying cooling air to the turbine rotor blades through the inside of the turbine rotor. And is suitable for long-term use without the need for replacement parts.

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Abstract

　タービンのディスク（３５）内部を介して最終段タービン動翼に冷却空気を供給するための冷却通路（５）をなす冷却通路用カバー（５４）であって、ディスク（３５）の外周に環状に設けられたキャビティ（５３）に対してディスク（３５）内部から開通された第１通路（５１）、およびキャビティ（５３）に対して最終段タービン動翼の冷却通路から開通された第２通路（５２）を互いに連通する態様でキャビティ（５３）を塞ぐ筒状の被覆部（５４１）と、被覆部（５４１）に一体に形成され、タービン軸方向への撓みを許容する可撓部（５４２）とを備える。

Description

冷却通路用カバーおよび該カバーの製造方法ならびにガスタービン
　本発明は、ガスタービンのタービン動翼を冷却する冷却空気を供給するための冷却通路をなす冷却通路用カバーおよび該カバーの製造方法ならびに前記カバーを適用したガスタービンに関するものである。
　ガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンとにより構成されている。圧縮機は、空気取入口から取り込まれた空気を圧縮させることで高温・高圧の圧縮空気とする。燃焼器は、圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガスとする。タービンは、ケーシング内に複数のタービン静翼およびタービン動翼が交互に配設されて構成されており、排気通路に供給された燃焼ガスによりタービン動翼が駆動されることで、例えば、発電機に連結されたロータを回転駆動する。そして、タービンを駆動した燃焼ガスは、ディフューザにより静圧に変換されてから大気に放出される。
　このように構成されるガスタービンにおいては、タービン動翼に作用する燃焼ガスが高温であり、圧縮機から圧縮空気を外部に取り出し、この空気を外部クーラで冷却して冷却空気とし、タービン動翼に供給することによりタービン動翼の冷却を行っている。
　冷却空気を外部クーラからタービン動翼に供給する場合、冷却通路が設けられる。例えば、ロータの下流側から最終段タービン動翼に冷却空気を導入する冷却通路では、ロータの回転軸に沿って最終段タービン動翼のディスクの中心部に至り延在し、そこから径外方向に延在して最終段タービン動翼に通じる態様で構成することが考えられる。しかし、かかる構成は、ディスクの中心部から最終段タービン動翼に至り径方向に冷却通路が長く延在するため、ディスクの強度を低下させることになり好ましくない。
　そこで、ディスクの強度を低下させることがないように、図６に示す冷却通路５では、ディスク３５の中心部から径外方向に延在する第１通路５１が、ディスク３５の外周に環状に設けられたキャビティ５３に開通して形成されていると共に、最終段タービン動翼３３ａに通じて前記キャビティ５３に開通する第２通路５２が、最終段タービン動翼３３ａを固定するディスク３５に形成されている。そして、ディスク３５の外周に、各通路５１，５２を連通するようにキャビティ５３を塞ぐ筒状の冷却通路用カバー５５が設けられている。かかる構成では、冷却通路５が第１通路５１と第２通路５２とに分けられ、それぞれが径方向で短く形成されるのでディスク３５の強度低下を防ぐ。
　ところで、図６に示すように冷却通路５を構成した場合、キャビティ５３を境にして、タービンにおける燃焼ガスの流れの上流側（前側）と下流側（後側）との温度差が大きいことからタービン軸方向にキャビティ５３に歪みが生じる。また、ロータ４の両端が軸受で支持され、遠心力によってロータ４の中央部がタービン径方向に変形することにより、ロータ４を構成するディスク３５の外周に存在するキャビティ５３の上流側と下流側とがタービン軸方向で接近または離隔するように変形する。したがって、このような温度差による歪みや遠心力による変形を吸収する機能を冷却通路用カバー５５に設ける必要がある。
　従来では、熱変形による伸び量を吸収するため、タービン軸方向への摺動部分にシール材が設けられたガスタービンが知られている（例えば、特許文献１参照）。よって、図６に示すように、冷却通路用カバー５５をタービン軸方向で上流側と下流側とに分割し、その間にタービン軸方向への摺動を許容するようにシール材５５１を設けることが想定できる。
特開平１１－２２９８０４号公報
　しかしながら、図６に示す冷却通路用カバー５５では、シール材５５１が摺動を許容するように設けられているため、摺動部分での冷却空気の漏れが生じやすく、ガスタービンの下流に蒸気発生装置および蒸気タービンを組み合わせたコンバインドサイクルの場合にその効率が低下する。しかも、摺動によってシール材５５１がすり減るので、該シール材５５１を頻繁に交換する必要があり、タービンの分解・組立にかかる作業コストが嵩み、かつガスタービンの稼働を停止する時間を要することになる。
　本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、冷却空気の漏れを低減し、かつ交換部品を要さずに長期にわたって使用することのできる冷却通路用カバーおよび該カバーの製造方法ならびにガスタービンを提供することを目的とする。
　上記の目的を達成するために、本発明の冷却通路用カバーでは、タービンのディスク内部を介してタービン動翼に冷却空気を供給するための冷却通路をなす冷却通路用カバーであって、前記ディスクの外周に環状に設けられたキャビティに対して前記ディスク内部から開通された第１通路、および前記キャビティに対して前記タービン動翼の冷却部から開通された第２通路を互いに連通する態様で前記キャビティを塞ぐ筒状の被覆部と、前記被覆部に一体に形成され、前記タービン軸方向への撓みを許容する可撓部と、を備えたことを特徴とする。
　この冷却通路用カバーは、可撓部がタービン軸方向に撓むことにより、温度差による歪みや遠心力による変形がキャビティに生じても、これを吸収できる。このため、従来想定し得る冷却通路用カバーと比較して、冷却空気の漏れを低減し、かつシール材のような交換部品を要さずに長期にわたって使用できる。
　また、本発明の冷却通路用カバーでは、前記可撓部は、前記被覆部の周壁が径方向外側に膨出し、かつ前記被覆部と比較して肉厚を薄く形成されていることを特徴とする。
　この冷却通路用カバーは、可撓部が径方向外側に膨出しているため、ロータの軸心に沿って挿入しても可撓部が邪魔にならずにロータ側への取り付けを行える。
　また、本発明の冷却通路用カバーでは、前記膨出部分にドレン孔を設けたことを特徴とする。
　この冷却通路用カバーは、結露によって冷却通路用カバー内に付着した水滴が径方向外側に膨出した可撓部に溜めることなく排出できる。
　また、本発明の冷却通路用カバーでは、前記可撓部は、前記被覆部の周壁が径方向外側に延在し、かつ前記被覆部と比較して肉厚を薄く形成されていることを特徴とする。
　この冷却通路用カバーは、被覆部の周壁が径方向外側に延在して可撓部が形成されているため、結露によって冷却通路用カバー内に付着した水滴が可撓部に溜まることがない。
　上記の目的を達成するために、本発明の冷却通路用カバーの製造方法では、タービンのディスクの外周に環状に設けられたキャビティに対して前記ディスク内部から開通された第１通路、およびタービン動翼を固定する前記ディスクから前記キャビティに開通された第２通路を互いに連通する態様で前記キャビティを塞ぐ筒状の被覆部を有し、前記ディスク内部を介して前記タービン動翼に冷却空気を供給するための冷却通路をなす冷却通路用カバーの製造方法であって、前記ディスク側に固定される固定部を切削加工する工程と、次に、前記被覆部にタービン軸方向への撓みを許容する可撓部を一体に形成するように筒状の内周面を切削加工する工程と、次に、前記固定部を所定の治具に固定する工程と、次に、筒状の外周面を切削加工する工程とを含むことを特徴とする。
　この冷却通路用カバーの製造方法は、本発明の冷却通路用カバーを製造できる。
　上記の目的を達成するために、本発明のガスタービンでは、圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼させた燃焼ガスをタービンに供給して動力を得るガスタービンにおいて、前記タービンのロータ内部を介してタービン動翼に冷却空気を供給するための冷却通路をなす態様で、前記タービンのディスクの外周に環状に設けられたキャビティに対して前記ディスク内部から開通された第１通路、および前記キャビティに対して前記タービン動翼の冷却部から開通された第２通路を互いに連通する態様で前記キャビティを塞ぐ筒状の被覆部と、前記被覆部に一体に形成され、前記タービン軸方向への撓みを許容する可撓部と、を備えた冷却通路用カバーを有したことを特徴とする。
　このガスタービンは、冷却通路用カバーの可撓部がタービン軸方向に撓むことにより、温度差による歪みや遠心力による変形がキャビティに生じても、これを吸収できる。このため、従来想定し得る冷却通路用カバーと比較して、冷却空気の漏れを低減し、かつシール材のような交換部品を要さずに長期にわたって使用できる。
　さらに、本発明のガスタービンでは、ガスタービンの下流側のタービン軸端から前記ロータ内部を介して冷却空気を最終段タービン動翼に供給することを特徴とする。
　このガスタービンは、最終段タービン動翼以外に供給される高圧抽気ガスを用いることなく、低圧抽気ガスを最終段タービン動翼に低圧抽気ガスを別途供給することができる。ロータの下流側から導入された冷却空気により最終段タービン動翼を確実に冷却しつつ、ガスタービン全体の効率を向上できる。
　本発明によれば、タービンのロータ内部を介してタービン動翼に冷却空気を供給するための冷却通路において、冷却空気の漏れを低減し、かつ交換部品を要さずに長期にわたって使用できる。
図１は、本発明の実施例に係るガスタービンの概略構成図である。 図２は、図１に示すガスタービンにおける冷却通路の概略構成図である。 図３は、図２に示す冷却通路をなす冷却通路用カバーの概略構成図である。 図４は、冷却通路用カバーの製造工程の概略図である。 図５は、別の構成の冷却通路用カバーの概略構成図である。 図６は、従来想定し得る冷却通路用カバーの概略構成図である。
符号の説明
　１　圧縮機
　２　燃焼器
　３　タービン
　３１　タービンケーシング
　３２　タービン静翼
　３３　タービン動翼
　３３ａ　最終段タービン動翼
　３４　排気室
　３４ａ　排気ディフューザ
　３５　ディスク
　４　ロータ
　４ａ　平坦面
　４ｂ　平坦面
　４ｃ　凹部
　４’　治具
　４１，４２　軸受部
　５　冷却通路
　５１　第１通路
　５２　第２通路
　５３　キャビティ
　５４，５４’　冷却通路用カバー
　５４１　被覆部
　５４２ａ　ドレン孔
　５４２　可撓部
　５４３　固定部
　５４３ａ　平坦面
　５４３ｂ　係合部
　５４３ｃ　ボルト
　５４３ｄ　ボルト穴
　Ｒ　軸心
　以下に添付図面を参照して、本発明に係る冷却通路用カバーおよび冷却通路用カバーの製造方法ならびにガスタービンの好適な実施例を詳細に説明する。なお、この実施例によりこの発明が限定されるものではない。
　図１は、本発明の実施例に係るガスタービンの概略構成図、図２は、図１に示すガスタービンにおける冷却通路の概略構成図、図３は、図２に示す冷却通路をなす冷却通路用カバーの概略構成図である。
　ガスタービンは、図１に示すように、圧縮機１と燃焼器２とタービン３とにより構成されている。また、圧縮機１、燃焼器２およびタービン３の中心部には、ロータ４が貫通して配置されている。圧縮機１、燃焼器２およびタービン３は、ロータ４の軸心Ｒに沿い、空気または燃焼ガスの流れの上流側（前側）から下流側（後側）に向かって順に並設されている。なお、以下の説明において、軸方向とは軸心Ｒに平行な方向をいい、周方向とは軸心Ｒを中心とした周り方向をいい、径方向とは軸心Ｒに直交する方向をいう。
　圧縮機１は、空気を圧縮して圧縮空気とするものである。圧縮機１は、空気を取り込む空気取入口１１を有した圧縮機ケーシング１２内に、圧縮機静翼１３および圧縮機動翼１４が設けられている。圧縮機静翼１３は、圧縮機ケーシング１２側に取り付けられて周方向に複数並設されている。また、圧縮機動翼１４は、圧縮機ディスクに取り付けられて周方向に複数並設されている。これら圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４とは、軸方向に沿って交互に設けられている。
　燃焼器２は、圧縮機１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給することで、高温・高圧の燃焼ガスを生成するものである。燃焼器２は、燃焼筒として、圧縮空気と燃料を混合して燃焼させる内筒２１と、内筒２１から燃焼ガスをタービン３に導く尾筒２２と、内筒２１の外周を覆い、圧縮機１からの圧縮空気を内筒２１に導く外筒２３とを有している。この燃焼器２は、燃焼器ケーシング２４に対し周方向に複数（例えば１６個）並設されている。
　タービン３は、燃焼器２で燃焼された燃焼ガスにより回転動力を生じるものである。タービン３は、タービンケーシング３１内にタービン静翼３２およびタービン動翼３３が設けられている。タービン静翼３２は、タービンケーシング３１側に取り付けられて周方向に複数並設されている。また、タービン動翼３３は、ロータ４の軸心Ｒを中心とした円盤状のディスク３５の外周に固定されて周方向に複数並設されている。これらタービン静翼３２とタービン動翼３３とは、軸方向に沿って複数交互に設けられている。また、タービンケーシング３１の後側には、タービン３に連続する排気ディフューザ３４ａを有した排気室３４が設けられている。
　なお、タービン動翼３３は、軸方向に沿って複数段（本実施例では４段）設けられている。そして、それぞれの段のディスク３５がボルト（図示せず）で固定されることによりロータ４の一部が構成されている。また、燃焼ガスの流れの下流側である最終段タービン動翼３３ａでは、そのディスク３５が下流側に延在してロータ４の一部が構成されている（図２参照）。
　ロータ４は、複数のディスク３５が同心になるように重ねられスピンドルボルト５６により結合されて構成されている。また、ロータ４は、圧縮機１側の端部が軸受部４１により支持され、排気室３４側の端部が軸受部４２により支持されて、軸心Ｒを中心として回転自在に設けられている。そして、ロータ４の排気室３４側の端部には、発電機（図示せず）の駆動軸が連結されている。
　このようなガスタービンは、圧縮機１の空気取入口１１から取り込まれた空気が、複数の圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４とを通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。この圧縮空気に対し、燃焼器２から燃料が供給されることで高温・高圧の燃焼ガスが生成される。そして、この燃焼ガスがタービン３のタービン静翼３２とタービン動翼３３とを通過することでロータ４が回転駆動され、このロータ４に連結された発電機に回転動力を付与することで発電を行う。そして、ロータ４を回転駆動した後の排気ガスは、排気室３４の排気ディフューザ３４ａで静圧に変換されてから大気に放出される。
　このように構成されるガスタービンにおいては、タービン動翼３３に作用する燃焼ガスが高温であるため、ガスタービンでは、圧縮機１から圧縮空気を外部に取り出し、この空気を外部クーラ（図示せず）で冷却して冷却空気としタービン動翼３３に供給することによりタービン動翼３３の冷却を行う。
　ところで、周知のガスタービンでは、タービンの下流側の最終段タービン動翼３３ａでは、燃焼ガスの膨張により、該燃焼ガスの温度が７００℃まで下がることから、最終段タービン動翼３３ａの冷却を行っていない。しかし、近年では、ガスタービンの高効率化に伴う高温化により、最終段タービン動翼３３ａも冷却する必要がある。また、最終段タービン動翼３３ａを冷却する場合、該最終段タービン動翼３３ａの付近では、燃焼ガスが膨張して圧が下がるので、圧縮機１の途中から同等圧の空気を外部に取り出して外部クーラ（図示せず）で冷却空気として最終段タービン動翼３３ａに供給する。
　冷却空気を外部クーラ（図示せず）から最終段タービン動翼３３ａに供給する冷却通路５は、タービンの下流側（後側）のタービン軸端からロータ４を介して最終段タービン動翼３３ａに冷却空気を供給する構成とされている。この冷却通路５は、図２に示すように、ディスク３５の中心部から径外方向（放射方向）に延在する複数の第１通路５１が、ディスク３５の外周に沿って環状に設けられたキャビティ５３に開通して形成されている。さらに、冷却通路５は、キャビティ５３に対して各最終段タービン動翼３３ａの冷却部（最終段タービン動翼３３ａを冷却するための空間）から開通する複数の第２通路５２が、最終段タービン動翼３３ａを固定するディスク３５に径方向（放射方向）に延在して形成されている。また、冷却通路５には、各通路５１，５２を連通するようにディスク３５の外周からキャビティ５３を塞ぐ筒状の冷却通路用カバー５４が設けられている。
　冷却通路用カバー５４は、図３に示すように、被覆部５４１と可撓部５４２とを有している。被覆部５４１は、キャビティ５３の開口を覆うもので、ディスク３５の外周に沿って筒状に形成されている。
　また、被覆部５４１には、冷却通路用カバー５４をディスク３５側に固定するための固定部５４３が設けられている。固定部５４３は、被覆部５４１の筒状の前端側と後端側とに設けられ、それぞれディスク３５側で後方に向く平坦面４ａに対して合わさる平坦面５４３ａが設けられている。また。固定部５４３は、ディスク３５側に対して径方向で係合する係合部５４３ｂが設けられている。前側の係合部５４３ｂは、ディスク３５側の径方向軸心側に向く平坦面４ｂに合わさる平坦面として形成され、後側の係合部５４３ｂは、ディスク３５側の平坦面４ａに設けられた凹部４ｃに嵌合する突起として形成されている。そして、固定部５４３は、各平坦面５４３ａがディスク３５側の平坦面４ａに合わさり、かつ各係合部５４３ｂがロータ４側に係合した状態で、被覆部５４１の筒状の前端側および後端側をボルト５４３ｃによってディスク３５側に固定する。
　可撓部５４２は、被覆部５４１に一体に形成されている。この可撓部５４２は、被覆部５４１の周壁が径方向外側（軸心Ｒから離れる方向）に膨出して筒状の周方向に沿って設けられ、かつ被覆部５４１と比較して肉厚を薄く形成されている。すなわち、可撓部５４２は、ダイヤフラム構造とされ、軸方向に撓むことが可能に設けられている。この可撓部５４２は、被覆部５４１の後側の固定部５４３が固定されるディスク３５側の部位よりも径方向外側に設けられている。また、可撓部５４２の膨出部分には、ドレン孔５４２ａが設けられている。このドレン孔５４２ａは、可撓部５４２の周方向で複数（例えば、４個）設けられている。
　かかる構成において、冷却通路５が第１通路５１と第２通路５２とに分けられ、それぞれが径方向で短く形成されているのでディスク３５の強度低下を防ぐことができる。ここで、図２および図３に示すように構成された冷却通路５では、キャビティ５３を境にして、タービンにおける燃焼ガスの流れの上流側（前側）と下流側（後側）との温度差が大きいことからタービン軸方向にキャビティ５３に歪みが生じる。また、ロータ４の両端が軸受部４１，４２で支持され、遠心力によってロータ４の中央部が径方向に変形することにより、ディスク３５の外周に存在するキャビティ５３の上流側と下流側とがタービン軸方向で接近または離隔するように変形する。
　この点、上述した構成の冷却通路用カバー５４およびガスタービンによれば、可撓部５４２がタービン軸方向に撓むことにより、温度差による歪みや遠心力による変形がキャビティ５３に生じても、これを吸収できる。このため、図６に示す冷却通路用カバー５５と比較して、冷却空気の漏れを低減し、かつシール材５５１のような交換部品を要さずに長期にわたって使用できる。例えば、図６に示す冷却通路用カバー５５では、０．０１３％の冷却空気の漏れがあるのに対し、上述した構成の冷却通路用カバー５４では、０．００３％の冷却空気の漏れしかなく、冷却空気の漏れを０．０１０ポイント抑えることによりコンバインドサイクル効率を向上できる。
　また、可撓部５４２は、被覆部５４１の後側の固定部５４３が固定されるディスク３５側の部位よりも径方向外側に設けられ、かつ径方向外側に膨出して形成されている。よって、冷却通路用カバー５４をディスク３５に取り付ける際、ディスク３５の後側からディスク３５の軸心Ｒに沿って挿入しても可撓部５４２が邪魔にならず、かつボルト５４３ｃによりディスク３５の後側から固定することができ、冷却通路用カバー５４の取り付けを容易に行える。
　なお、冷却通路用カバー５４の内周面は、冷却空気によって冷やされ、結露により冷却空気内の水蒸気が水滴となって付着する。そして、水滴は、可撓部５４２の膨出部分に溜まることになる。この点、本実施例では、可撓部５４２の膨出部分にドレン孔５４２ａが設けられているので、冷却通路用カバー５４の内周面に付着した水滴をドレン孔５４２ａから排出できる。
　さらに、上述したガスタービンでは、ガスタービンの下流側のタービン軸端からロータ４内部を介して冷却空気を最終段タービン動翼３３ａに供給している。かかる構成によれば、最終段タービン動翼３３ａ以外に供給される高圧抽気ガスを用いることなく、低圧抽気ガスを最終段タービン動翼３３ａに別途供給することができる。ロータ４の下流側から導入された冷却空気により最終段タービン動翼３３ａを確実に冷却しつつ、ガスタービン全体の効率を向上できる。
　図４は、冷却通路用カバーの製造工程の概略図である。なお、図４では筒状の冷却通路用カバー５４の一部断面を示している。先ず、鍛造素材からなる基材を大まかな筒状とし、そこにディスク３５側に固定される固定部５４３を切削加工する。固定部５４３は、上述した平坦面５４３ａおよび係合部５４３ｂの他、ボルト５４３ｃを挿通するボルト穴５４３ｄを切削加工する（図４（ａ）参照）。
　次に、筒状の内周面を切削加工する。ここでは、軸心Ｒ（図示せず）を中心に基材を回転させながら被覆部５４１に可撓部５４２を一体に形成するように被覆部５４１および可撓部５４２の内周面を切削加工する（図４（ｂ）参照）。
　次に、ボルト５４３ｃにより固定部５４３を所定の治具４’に固定する。ここでの治具４’は、冷却通路用カバーを製造する専用のものでよく、もしくは冷却通路用カバー５４が取り付けられるディスク３５そのものであってもよい（図４（ｃ）参照）。
　次に、筒状の外周面を切削加工する。ここでは、軸心Ｒ（図示せず）を中心に治具４’を回転させながら被覆部５４１および可撓部５４２の外周面を切削加工する（図４（ｄ）参照）。
　そして、図には明示しないが、最後に、ドレン孔５４２ａを切削加工することにより、冷却通路用カバー５４が製造される。
　かかる製造方法によれば、上述した冷却通路用カバー５４を製造でき、特に可撓部５４２の薄肉部分を膨出した内周面から先に切削加工することにより精度良く製造できる。
　図５は、別の構成の冷却通路用カバーの概略構成図である。図５に示すように別の構成の冷却通路用カバー５４’は、図３に示す冷却通路用カバー５４とは、可撓部の構成が異なる。この可撓部５４２’は、被覆部５４１の前端側において、ディスク３５側と非接触な状態で被覆部５４１の周壁が径方向外側に延在し、かつ被覆部５４１と比較して肉厚を薄く形成されている。すなわち、可撓部５４２’は、ベローズ構造とされ、タービン軸方向に撓むことが可能に設けられている。
　かかる構成の冷却通路用カバー５４’およびガスタービンによれば、可撓部５４２’がタービン軸方向に撓むことにより、温度差による歪みや遠心力による変形がキャビティ５３にあっても、これを吸収する。このため、図６に示す冷却通路用カバー５５と比較して、冷却空気の漏れを低減し、かつシール材５５１のような交換部品を要さずに長期にわたって使用できる。また、図３に示す可撓部５４２のように径方向外側に膨出した構成でないことから、結露による水滴が溜まることがない。このため、ドレン孔５４２ａを必要とせず、ドレン孔５４２ａを設けたことによる微小な冷却空気の漏れをも防ぐことができる。冷却空気の性状によってはこのような形態の冷却通路用カバー５４’も適用できる。
　以上のように、本発明に係る冷却通路用カバーおよび該カバーの製造方法ならびにガスタービンは、タービンのロータ内部を介してタービン動翼に冷却空気を供給するための冷却通路において、冷却空気の漏れを低減し、かつ交換部品を要さずに長期にわたって使用することに適している。

Claims (7)

  1. 　タービンのディスク内部を介してタービン動翼に冷却空気を供給するための冷却通路をなす冷却通路用カバーであって、
    　前記ディスクの外周に環状に設けられたキャビティに対して前記ディスク内部から開通された第１通路、および前記キャビティに対して前記タービン動翼の冷却部から開通された第２通路を互いに連通する態様で前記キャビティを塞ぐ筒状の被覆部と、
    　前記被覆部に一体に形成され、前記タービン軸方向への撓みを許容する可撓部と、
    　を備えたことを特徴とする冷却通路用カバー。
  2. 　前記可撓部は、前記被覆部の周壁が径方向外側に膨出し、かつ前記被覆部と比較して肉厚を薄く形成されていることを特徴とする請求項１に記載の冷却通路用カバー。
  3. 　前記膨出部分にドレン孔を設けたことを特徴とする請求項２に記載の冷却通路用カバー。
  4. 　前記可撓部は、前記被覆部の周壁が径方向外側に延在し、かつ前記被覆部と比較して肉厚を薄く形成されていることを特徴とする請求項１に記載の冷却通路用カバー。
  5. 　タービンのディスクの外周に環状に設けられたキャビティに対して前記ディスク内部から開通された第１通路、およびタービン動翼を固定する前記ディスクから前記キャビティに開通された第２通路を互いに連通する態様で前記キャビティを塞ぐ筒状の被覆部を有し、前記ディスク内部を介して前記タービン動翼に冷却空気を供給するための冷却通路をなす冷却通路用カバーの製造方法であって、
    　前記ディスク側に固定される固定部を切削加工する工程と、
    　次に、前記被覆部にタービン軸方向への撓みを許容する可撓部を一体に形成するように筒状の内周面を切削加工する工程と、
    　次に、前記固定部を所定の治具に固定する工程と、
    　次に、筒状の外周面を切削加工する工程と
    　を含むことを特徴とする冷却通路用カバーの製造方法。
  6. 　圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼させた燃焼ガスをタービンに供給して動力を得るガスタービンにおいて、
    　前記タービンのロータ内部を介してタービン動翼に冷却空気を供給するための冷却通路をなす態様で、
    　前記タービンのディスクの外周に環状に設けられたキャビティに対して前記ディスク内部から開通された第１通路、および前記キャビティに対して前記タービン動翼の冷却部から開通された第２通路を互いに連通する態様で前記キャビティを塞ぐ筒状の被覆部と、
    　前記被覆部に一体に形成され、前記タービン軸方向への撓みを許容する可撓部と、
    　を備えた冷却通路用カバーを有したことを特徴とするガスタービン。
  7. 　ガスタービンの下流側のタービン軸端から前記ロータ内部を介して冷却空気を最終段タービン動翼に供給することを特徴とする請求項６に記載のガスタービン。
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