WO2012176759A1 - ガスタービン及びガスタービンの補修方法 - Google Patents

ガスタービン及びガスタービンの補修方法 Download PDF

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田中　陽一
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Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine that obtains rotational power by rotating a turbine with high temperature gas obtained by mixing and burning compressed air and fuel.
  • the gas turbine When the power plant body is compared with a gas turbine with another power plant having the same weight and volume, the gas turbine has advantages such as high power output and high-speed start-up. At present, it is used in various fields such as aircraft and ship engines and power generation equipment.
  • This gas turbine is mainly composed of a compressor, a combustor and a turbine, and the turbine is classified into an axial flow turbine and a radial flow turbine according to the difference in the flow direction of the hot gas in the turbine.
  • An example of a gas turbine using an axial flow turbine is disclosed in Patent Document 1.
  • a blade ring annular member
  • a split ring is supported on the inner circumferential side of the blade ring via a heat shield ring, and the split ring is annularly disposed with a gap in the rotational axis direction of the axial flow turbine.
  • the vanes are fixed. Further, since the moving blades are provided between the stationary blades in the rotational axis direction, that is, at positions corresponding to the split rings, the stationary blades and the moving blades are alternately arranged in the rotational axis direction. Furthermore, a support member that connects the split ring and the heat shield ring with the blade ring in the rotation axis direction and restricts the movement of the split ring and the heat shield ring is provided on the end face of the blade ring in the rotation axis direction.
  • the present invention has been made in consideration of such circumstances, and it is an object of the present invention to provide a gas turbine and a gas turbine repair method capable of suppressing a reduction in the thickness of the annular member.
  • the present invention adopts the following means. That is, in the gas turbine according to the first aspect of the present invention, a heat-resistant portion surrounding a flow passage of high-temperature gas from the outer peripheral side, an annular member annularly formed on the outer peripheral side of the heat-resistant portion, and a shaft of the annular member A support member fitted in the fitting recess recessed from the directional end face and supporting the heat-resistant portion, the inner wall surface of the fitting recess gradually advancing from the opening edge toward the axial direction of the annular member
  • the support member has a first inclined surface which is inclined to narrow its width, and the support member has a second inclined surface which is inclined to correspond to the first inclined surface.
  • no gap is formed between the first inclined surface in the fitting recess and the second inclined surface in the support member, and a second inclined surface is formed on the first inclined surface.
  • the first inclined surface may be provided with an oxidation resistant coating.
  • the oxidation resistant coating makes it possible to reduce the high temperature oxidation reaction generated on the first inclined surface by the high temperature gas contact, and the thickness of the annular member on the first inclined surface It is possible to suppress the reduction (thickness reduction).
  • a method of repairing a gas turbine comprising a conventional support member fitted in a fitting recess recessed from an axial end face of a member and supporting the heat-resistant part, the parts removing process for removing the conventional support member And an outer surface forming step of forming, on the inner wall surface of the fitting recess, a first inclined surface which is inclined so as to gradually narrow the width toward the axial direction inner side of the annular member from the opening edge of the fitting recess. Mounting the supporting member having a second inclined surface inclined to correspond to the first inclined surface in the fitting recess instead of the conventional supporting member.
  • the second inclined surface is brought into contact with the first inclined surface without a gap, and the annular member It is possible to suppress the inflow of the high temperature gas into the gap between the support member. Therefore, the high temperature gas is not retained in the gap and the vicinity of the gap, the high temperature oxidation reaction of the annular member can be reduced, and the reduction in thickness of the annular member can be suppressed.
  • the method may further include a coating step of applying an oxidation resistant coating to the first inclined surface after performing the outer shape forming step.
  • the high temperature oxidation reaction of the first inclined surface due to the high temperature gas contact is reduced by applying the oxidation resistant coating to the first inclined surface. It becomes possible. As a result, it is possible to suppress a decrease in the thickness of the annular member on the first inclined surface.
  • FIG. 4A It is a half sectional view showing a schematic structure of a gas turbine concerning a first embodiment of the present invention. It is a sectional view expanding the principal part of the turbine in a gas turbine concerning a first embodiment of the present invention, simplifying it. It is the figure which looked at the principal part of the turbine in the gas turbine concerning a first embodiment of the present invention from the axial direction end face of blade ring. It is a figure showing a support member and fitting recess in a gas turbine concerning a first embodiment of the present invention. It is AA sectional drawing of FIG. 4A. FIG. 4B is a cross-sectional view taken along the line BB in FIG. 4A.
  • FIG. 5A It is a figure showing a conventional support member and a conventional fitting recess in a gas turbine concerning a second embodiment of the present invention. It is CC sectional drawing of FIG. 5A. It is DD sectional drawing of FIG. 5A. It is a flowchart which shows the repair process of the gas turbine which concerns on 2nd embodiment of this invention.
  • the gas turbine 1 mixes the compressed air generated in the compressor 2 and the fuel in the combustor 3 and then burns the compressed air to generate a high-temperature gas W.
  • the turbine 4 By flowing the high temperature gas W into the axial flow turbine 4 (hereinafter simply referred to as the turbine 4), the turbine 4 is rotated about the axis P to obtain rotational power.
  • the turbine 4 is connected to, for example, a generator (not shown), and can generate electric power by converting rotational power obtained from the gas turbine 1 into electricity.
  • the compressor 2 side (left side in the drawing of FIG. 1) of the gas turbine 1 is referred to as the upstream side in the direction of the axis P
  • the turbine 4 side (right side in the drawing of FIG. 1) is referred to as the downstream side in the direction of the axis P.
  • the turbine 4 includes a rotor 11 rotatable about an axis P, a plurality of moving blades 12 provided on an outer peripheral surface of the rotor 11, and an outer peripheral side of the moving blades 12, that is, A split ring (heat-resistant part) 13 installed on the outer side in the radial direction, a blade ring (annular member) 16 provided on the outer side in the radial direction of the split ring 13 via a heat shield ring (heat-resistant part) 15, And 16 a casing 17 provided on the outer side in the radial direction.
  • a split ring (heat-resistant part) 13 installed on the outer side in the radial direction
  • a blade ring (annular member) 16 provided on the outer side in the radial direction of the split ring 13 via a heat shield ring (heat-resistant part) 15, And 16 a casing 17 provided on the outer side in the radial direction.
  • the turbine 4 includes a fitting recess 31 recessed from an end surface facing the downstream side in the direction of the axis P of the blade ring 16 and a support member 18 fitted to the fitting recess 31 and supporting the heat shield ring 15. ing.
  • the rotor 11 is a shaft-like member that extends in the direction of the axis P and rotates about the axis P.
  • the rotation direction of the rotor 11 is referred to as a circumferential direction.
  • the plurality of moving blades 12 are provided on the outer peripheral surface of the rotor 11 radially outward at intervals in the axial direction P and in the circumferential direction. That is, the moving blade row 22 is formed by the moving blades 12 adjacent to each other in the circumferential direction.
  • the moving blade row 22 is spaced apart in the direction of the axis P, and is configured to rotate around the axis P together with the rotor 11.
  • the plurality of split rings 13 are circumferentially split.
  • forty-eight split rings 13 are provided in the circumferential direction, and are formed in a ring shape by joining the split rings 13 adjacent in the circumferential direction using a sealing member (not shown). Thereby, a divided ring sequence 23 is formed.
  • segmentation ring row 23 which adjoins the axial line P direction is provided with the same space
  • the radially inward facing surface of the split ring 13 is opposed to the radially outward facing end surface of the moving blade 12 via a gap.
  • a plurality of stator blades 14 are coupled to the end face on the upstream side in the direction of the axis P of the split ring 13.
  • the stationary blades 14 are arranged between the divided ring arrays 23 at intervals in the circumferential direction.
  • a stationary blade row 24 is formed by the stationary blades 14 adjacent to each other in the circumferential direction. Therefore, the stator unit row 28 is formed by combining one divided ring array 23 and the stator blade row 24, and the stator blade unit row 28 and the rotor blade row 22 alternate in the axial line P direction. Arranged to line up.
  • the plurality of heat shield rings 15 are members divided in the circumferential direction.
  • 48 heat shield rings 15 are provided in the circumferential direction, and the heat shield rings 15 adjacent to each other in the circumferential direction are joined together using a sealing member (not shown). Thereby, the thermal-insulation ring row 25 is cyclically formed.
  • the heat shield ring row 25 is annularly provided on the radially outer side of the vane unit row 28, that is, surrounds the outer peripheral side of the vane unit row 28.
  • a plurality of fitting portions 27 a are provided on the surface of the vane unit row 28 facing the outer side in the radial direction.
  • the heat shield ring row 25 is fixed to the split ring row 23 by fitting the radially inner portions of the heat shield rings 15 in the heat shield ring row 25 in the plurality of fitting portions 27 a.
  • the plurality of fitting portions 27a are provided on the upstream side, the downstream side, and the central portion in the direction of the axis P on the surface facing the outer side in the radial direction of the stationary blade unit row 28 for each stationary blade unit row 28 Provided at three locations of the joint of the ring 13).
  • the three heat shield ring rows 25 are fitted to one stator blade row 28 so that the heat shield ring row 25 and the stator blade row 28 are coupled.
  • the wing ring 16 is a member formed in an annular shape so as to surround the further outer peripheral side of the heat shield ring array 25.
  • the blade ring array 26 is formed in a cylindrical shape by forming the blade ring array 26 with the blade rings 16 adjacent to each other in the circumferential direction and arranging the plurality of blade ring arrays 26 adjacent to one another so as to be continuous in the axis P direction. It is done.
  • the plurality of fitting portions 27 b correspond to the fitting portion 27 a for each blade ring array 26, the upstream side and the downstream side in the axis P direction. And it is formed in three places of the central part. Then, the radially outer portion of the heat shield ring array 25 is inserted into the fitting portion 27b, whereby the blade ring 16 and the heat shield ring 15 are fixed.
  • the casing 17 forms the outer shape of the turbine 4 so as to further surround the blade ring 16 from the outer peripheral side. Further, the radially inner side of the casing 17 and the radially outer side of the blade ring 16 are joined to support the blade ring 16 radially inward.
  • the fitting recess 31 is formed so as to be recessed from the end face of the blade ring 16 toward the downstream side in the axial line P direction toward the upstream side in the axial line P direction. It is done.
  • the radially outer portion of the inner wall surface of the fitting recess 31 is semicircular, and the radially inner portion extends in the radial direction It is a rectangular shape with a direction.
  • the inner wall surface of the fitting recess 31 is a first inclined surface 19 which is inclined so as to narrow the width gradually as it goes from the opening edge portion 33 to the downstream side in the direction of the axis P.
  • the first inclined surface 19 is formed up to the middle between the end surface facing the downstream side in the axial line P direction of the blade ring 16 and the bottom surface facing the downstream side in the axial line P direction of the fitting recess 31.
  • a bolt hole 34 is formed on the outer side in the radial direction of the fitting recess 31 from the bottom surface facing the upstream side in the direction of the axis P toward the downstream side in the direction of the axis P.
  • a female screw 35 is formed on the circumferential surface.
  • corner portions formed between the end surface facing the downstream side in the direction of the axis P of the blade ring 16 and the end surface facing inward in the radial direction and the opening edge 33 of the fitting recess 31 are chamfered.
  • the chamfered portion 32 is formed.
  • the support member 18 is formed in a shape that is just fitted into the fitting recess 31 by a heat-resistant material. Further, the support member 18 has a second inclined surface 20 corresponding to the first inclined surface 19 and in contact with the first inclined surface 19 without a gap. Further, when the support member 18 is fitted into the fitting recess 31, the support member 18 is formed such that the end faces of the blade ring 16 and the support member 18 facing the downstream side in the axis P direction are located on the same plane. It is done.
  • a bolt hole 36 located on the outer side in the radial direction is formed on the end face of the support member 18 facing the downstream side in the axial line P direction.
  • the bolt 37 is inserted into the bolt hole 36 in the support member 18 and the bolt hole 34 in the fitting recess 31, and the bolt 37 is screwed to the female screw portion 35 so that the support member 18 is the fitting recess 31. It is fixed to the ring 16.
  • a recess 38 is formed in the support member 18 at the radially inner portion of the surface facing the upstream side in the axis P direction.
  • Each heat shield ring 15 constitutes a heat shield ring array 25 coupled to the downstream side in the direction of the axis P of the blade ring array 26.
  • a convex portion 39 is formed on the radially inner portion of the surface of the heat shield ring 15 facing the upstream side in the axial line P direction.
  • the support member 18 and the heat shield ring 15 are fixed by fitting the protrusion 39 to the recess 38, and the heat shield ring 15 moves in the circumferential direction and the axis P direction. 18 is regulating.
  • the first inclined surface 19 and the end surface facing the downstream side in the direction of the axis P of the blade ring 16 around the first inclined surface 19 are metal sprayed, for example, CoNiCrAlY or the like.
  • the oxidation resistant coating 41 is applied.
  • the high temperature gas W flows from the upstream side to the downstream side in the axis P direction in the turbine 4 during operation. Then, the gap between the blade ring trains 26 adjacent to each other in the axial line P direction, that is, when the high temperature gas W tends to flow from the high pressure portion to the low pressure portion in the turbine 4 or collides with the stationary blades 14 It is caught on the downstream end face in the direction of the axis P of the blade ring array 26.
  • the high temperature gas W is formed by closely fitting the first inclined surface 19 formed in the fitting recess 31 of the wing ring 16 and the second inclined surface 20 formed in the support member 18. Intrusion into the gap between the fitting recess 31 and the support member 18 is suppressed. Furthermore, since the end face of the blade ring 16 directed to the upstream side in the axial line P direction and the end face of the support member 18 directed to the upstream side in the axial line P direction are located on the same plane, stagnation of the high temperature gas W can be avoided. . Therefore, the high temperature oxidation reaction can be suppressed around the support member 18, and the reduction of the thickness of the blade ring 16 can be suppressed.
  • the support member 18 can be easily fitted into the fitting recess 31 so as not to provide a gap by bringing the first inclined surface 19 and the second inclined surface 20 into contact with each other. .
  • the surface of the blade ring 16 can be protected from the high temperature gas W by the oxidation resistant coating 41 applied on the surface of the first inclined surface 19 of the blade ring 16 and the periphery thereof, and the high temperature oxidation reaction can be reduced. It is possible to suppress the reduction of the thickness of the ring 16.
  • the chamfered portion 32 is chamfered, when the coating metal of the oxidation resistant coating 41 is sprayed, the nonuniform thermal spraying can be avoided, and the occurrence of high temperature oxidation reaction can be reduced. Furthermore, since the support member 18 is made of a heat-resistant material, it is possible to prevent the high temperature oxidation reaction of the support member 18 itself.
  • metal thermal spraying is a surface treatment method in which a coating is formed on the surface of the workpiece by heating the metal to be the thermal spray material and spraying the metal onto the workpiece. It is characterized in that the construction time is short and the construction can be easily performed, and it is possible to use, for example, ceramics or plastics other than metal as the thermal spray material.
  • the chamfered portion 32 is not chamfered and the corner is left, the chamfered portion 32 is heated from two surfaces, so heat tends to be retained. Therefore, the possibility of the occurrence of high temperature oxidation reaction may also be increased. In this respect, according to the gas turbine 1 of the present embodiment, heat retention can be avoided by chamfering, and the high temperature oxidation reaction can be reduced.
  • the support member 18 is inserted into the fitting recess 31 without providing a gap, whereby the intrusion of the high-temperature gas W into the fitting recess 31 is suppressed.
  • the oxidation resistant coating 41 is applied to the surface of the first inclined surface 19 and the blade ring 16 around the fitting recess 31 so that the high temperature oxidation reaction caused by the high temperature gas W can be reduced. The reduction of the thickness of the wing ring 16 can be suppressed.
  • the fitting recess 31 is a conventional fitting recess 31A
  • the supporting member 18 is a conventional supporting member 18A
  • the chamfer of the blade ring 16 It differs from the first embodiment in that the portion 32 is not formed.
  • the conventional fitting recess 31A is formed so as to be recessed toward the upstream side in the direction of the axis P from the end face of the blade ring 16 facing the downstream side in the direction of the axis P.
  • the radial outer portion of the inner wall of the conventional fitting recess 31A is semicircular and the inner portion in the radial direction is It is a rectangular shape whose radial direction is the longitudinal direction.
  • a bolt hole 34 is formed on the outer side in the radial direction toward the downstream side in the direction of the axis P on the bottom surface facing the upstream side in the direction of the axis P of the conventional fitting recess 31A.
  • a female screw 35 is formed on the inner peripheral surface of the bolt hole 34.
  • the conventional support member 18A is formed in a shape that is just fitted into the conventional fitting recess 31A, and in the surface facing the downstream side in the direction of the axis P, bolt holes 36A located radially outward are formed ing. Then, the bolt 37 is inserted into the bolt hole 36A in the conventional support member 18A and the bolt hole 34 in the conventional fitting recess 31A, and the bolt 37 is screwed into the female screw portion 35. Thereby, the conventional support member 18A is fixed to the conventional fitting recess 31A, ie, the wing ring 16.
  • the recess 38A formed on the surface facing the upstream side in the direction of the axis P is fitted with the projection 39 of the heat shield ring 15, and the conventional support member 18A and the heat shield ring 15 It is fixed.
  • FIG. 6 is a flow chart showing a repair process of the gas turbine 1.
  • the repair process includes a component removal process S1, an outer shape forming process S2, a coating process S3, and a component installation process S4.
  • the parts removal process S1 is performed. That is, the conventional support member 18A is removed from the blade ring 16 and the heat shield ring 15 by removing the bolt 37.
  • an outer shape forming step S2 is performed. That is, for the opening edge 33A of the conventional fitting recess 31A opened by removing the conventional support member 18A, after performing overlay welding on the portion with reduced thickness, the first inclination is performed using cutting etc. Form a face 19.
  • the first inclined surface 19 is an end face of the blade ring 16 facing the downstream side in the direction of the axis P of the blade ring 16 and an axis of the fitting recess 31A so as to gradually narrow in width toward the upstream in the direction of the axis P from the opening edge 33A.
  • the inner wall surface of the conventional fitting recess 31A is processed to be formed halfway to the bottom surface facing the downstream side in the P direction.
  • the fitting recess 31 is formed from the conventional fitting recess 31A.
  • the edge portion 33A is chamfered to form a chamfered portion 32.
  • the coating step S3 is performed. Metal spraying is performed on the first inclined surface 19 formed in the fitting recess 31 of the blade ring 16 and the periphery thereof, and an oxidation resistant coating 41 (in the present embodiment, CoNiCrAlY) is applied to the surface.
  • an oxidation resistant coating 41 in the present embodiment, CoNiCrAlY
  • a component installation step S4 is performed. That is, the support member 18 having the second inclined surface 20 is separately manufactured, and the support member 18 is fitted into the fitting recess 31 so that the second inclined surface 20 abuts on the first inclined surface 19 without a gap. At this time, the end face of the blade ring 16 facing the downstream side in the axial line P direction and the end face of the support member 18 facing the downstream side in the axial line P direction are located on the same plane.
  • the blade ring 16 whose thickness is reduced by the high temperature gas W caught in the downstream end surface of the blade ring array 26 in the axial direction P after the operation for a fixed period is built up While repairing by welding, the 1st slope 19 is formed. Therefore, the conventional support member 18A can be replaced with the support member 18 having the second inclined surface 20. Therefore, the first inclined surface 19 and the second inclined surface 20 are brought into contact with each other without a gap, and the entry of the high temperature gas W into the gap between the fitting recess 31 and the support member 18 is suppressed to reduce the high temperature oxidation reaction. Can.
  • the end face of the blade ring 16 facing the upstream side in the axial line P direction and the end face of the support member 18 facing the upstream side in the axial line P direction are on the same plane.
  • retention of the high temperature gas W can be avoided. Therefore, the high temperature oxidation reaction of the blade ring 16 can be suppressed around the support member 18.
  • the chamfered portion 32 it is possible to prevent the nonuniform thermal spraying when the coating metal of the oxidation resistant coating 41 is sprayed, and it is also possible to avoid heat retention. As a result, the high temperature oxidation reaction can be reduced.
  • the repair method of the gas turbine 1 it is possible to repair the blade ring 16 whose thickness is reduced by the high temperature oxidation reaction generated by operation of the gas turbine 1 for a certain period. Furthermore, the high temperature oxidation reaction after the restart can be reduced, and the reduction of the thickness of the blade ring 16 can be suppressed.
  • the support member 18 is provided on the end surface facing the upstream side in the direction of the axis P, but the support member 18 may be provided on the end surface facing the downstream side in the direction of the axis P. Further, the support member 18 may support both of the split ring 13 and the heat shield ring 15 or may support either one. Thus, the support member 18 has various patterns. Furthermore, the shapes of the support member 18, the recess 38, and the protrusion 39 also vary.

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Abstract

　ガスタービンは、高温ガスの流路を外周側から囲う分割環及び遮熱環と、分割環及び遮熱環の外周側に環状に形成された翼環と、翼環の軸線方向端面から凹む嵌合凹部に嵌合され、分割環及び遮熱環を支持する支持部材とを備え、嵌合凹部の内壁面は、嵌合凹部の開口縁部から翼環の軸線方向端面からこの翼環の軸線方向内側に向かうに従って漸次幅を狭めるように傾斜する第一傾斜面を有するとともに、支持部材は、第一傾斜面に対応するように傾斜する第二傾斜面を有している。

Description

ガスタービン及びガスタービンの補修方法
　本発明は、圧縮空気と燃料とを混合し燃焼させた高温ガスによってタービンを回転させ、回転動力を得るガスタービンに関する。
　本願は、２０１１年０６月２０日に、日本に出願された特願２０１１－１３６４４６号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　動力装置本体の重量や体積が同等の他の動力装置とガスタービンとを比較した場合、ガスタービンの方が、高い出力が得られることや高速起動できる等の利点がある。現在では、航空機や船舶のエンジンや発電設備等の様々な分野に用いられている。
　このガスタービンは、主に圧縮機、燃焼器及びタービンから構成されており、このタービンにおける高温ガスの流動方向の差異によって、タービンは軸流タービンと半径流タービンとに分類される。
　そして、軸流タービンを用いたガスタービンの一例は特許文献１に開示されている。この軸流タービンにおいては、外形を形成するケーシングの内周側に環状をなすように回転軸方向に向かって連続的に翼環（環状部材）が固定されている。また、この翼環の内周側には分割環が遮熱環を介して支持されており、この分割環は、軸流タービンの回転軸方向に間隙を設けて環状に配置され、この間隙に静翼が固定されている。そして、回転軸方向の静翼同士の間、即ち、分割環に対応する位置には動翼が設けられるため、回転軸方向に静翼と動翼とが交互に配置されている。
　さらに、分割環及び遮熱環と翼環とを回転軸方向から接続し、分割環及び遮熱環の移動を規制する支持部材が、翼環の回転軸方向の端面に設けられている。

特開２０１１－３８４９１号公報

　しかしながら、特許文献１におけるガスタービンにおいては、隣接する翼環同士の間隙に高温ガスが流入することによって、上記支持部材周辺の翼環において、高温酸化反応が引き起こされ、翼環の厚みが減少してしまう可能性がある。

　本発明はこのような事情を考慮してなされたもので、環状部材の厚みの減少を抑制できるガスタービン及びガスタービンの補修方法を提供することを目的とする。

　上記課題を解決するため、本発明は以下の手段を採用している。

　即ち、本発明の第１の態様に係るガスタービンは、高温ガスの流路を外周側から囲う耐熱部と、前記耐熱部の外周側に環状に形成された環状部材と、前記環状部材の軸方向端面から凹む嵌合凹部内に嵌合され、前記耐熱部を支持する支持部材とを備え、前記嵌合凹部の内壁面は、その開口縁部から前記環状部材の軸方向内側に向かうに従って漸次幅を狭めるように傾斜する第一傾斜面を有するとともに、前記支持部材は、前記第一傾斜面に対応するように傾斜する第二傾斜面を有している。

　上記第１の態様に係るガスタービンにおいては、上記嵌合凹部における第一傾斜面と上記支持部材における第二傾斜面との間に間隙ができることなく、これら第一傾斜面へ第二傾斜面が当接されることによって、この間隙への高温ガス流入が抑制される。従って、この間隙及び間隙周辺において、高温ガスが滞留することがないため、環状部材の高温酸化反応を低減することができ、環状部材の厚みの減少を抑制することが可能となる。また、上記支持部材が耐熱材で構成されていれば、支持部材自身へ作用する高温酸化反応も低減される。

　さらに、本発明の第２の態様に係るガスタービンにおいて、前記第一傾斜面には、耐酸化コーティングが施されていてもよい。

　上記第２の態様に係るガスタービンにおいては、耐酸化コーティングによって、高温ガス接触により第一傾斜面に発生する高温酸化反応を低減することが可能となり、前記第一傾斜面における環状部材の厚みの減少（減肉）を抑制することができる。

　また、本発明の第３の態様に係るガスタービンの補修方法は、高温ガスの流路を外周側から囲う耐熱部と、前記耐熱部の外周側に環状に形成された環状部材と、前記環状部材の軸方向端面から凹む嵌合凹部内に嵌合され、前記耐熱部を支持する従来型支持部材とを備えたガスタービンの補修方法であって、前記従来型支持部材を撤去する部品撤去工程と、前記嵌合凹部の内壁面に、前記嵌合凹部の開口縁部から前記環状部材の軸方向内側に向かうに従って漸次幅を狭めるように傾斜する第一傾斜面を形成する外形形成工程と、前記従来型支持部材に代えて、前記第一傾斜面に対応するように傾斜する第二傾斜面を有する支持部材を前記嵌合凹部内に設置する部品設置工程とを備える。

　上記第３の態様に係るガスタービンの補修方法によれば、従来型支持部材を支持部材へ交換することによって、上記第一傾斜面へ上記第二傾斜面が間隙無く当接され、環状部材と支持部材との間の間隙へ高温ガスが流入することを抑制できる。従って、この間隙及び間隙周辺において、高温ガスが滞留することがなくなり、環状部材の高温酸化反応を低減することができ、環状部材の厚みの減少を抑制することが可能となる。

　さらに、本発明の第４の態様に係るガスタービンの補修方法において、前記外形形成工程を実施した後に、前記第一傾斜面に耐酸化コーティングを施すコーティング工程を備えていてもよい。

　上記第４の態様に係るガスタービンの補修方法において、上記第一傾斜面に耐酸化コーティングが施されることによって、上述のように、高温ガス接触による第一傾斜面の高温酸化反応を低減することが可能となる。その結果、この第一傾斜面における環状部材の厚みの減少を抑制することができる。

　上記のガスタービン及びガスタービンの補修方法によれば、環状部材と支持部材との間隙への高温ガス流入を防ぐことができ、環状部材の厚みの減少の抑制を図ることができる。
本発明の第一実施形態に係るガスタービンの概略構成を示す半断面図である。 本発明の第一実施形態に係るガスタービンにおけるタービンの要部を拡大し、簡略化して示す断面図である。 本発明の第一実施形態に係るガスタービンにおけるタービンの要部を翼環の軸方向端面から見た図である。 本発明の第一実施形態に係るガスタービンにおける支持部材及び嵌合凹部を示す図である。 図４ＡのＡ－Ａ断面図である。 図４ＡのＢ－Ｂ断面図である。 本発明の第二実施形態に係るガスタービンにおける従来型支持部材及び従来型嵌合凹部を示す図である。 図５ＡのＣ－Ｃ断面図である。 図５ＡのＤ－Ｄ断面図である。 本発明の第二実施形態に係るガスタービンの補修工程を示すフロー図である。

　以下、本発明の第一実施形態に係るガスタービン１について説明する。

　図１に示すように、ガスタービン１は、圧縮機２において生成された圧縮空気と燃料とを燃焼器３で混合させた後に、圧縮空気を燃焼し、高温ガスＷを生成する。この高温ガスＷを軸流タービン４（以下、単にタービン４と称する）へ流入させることによって、このタービン４を軸線Ｐ回りに回転させ、回転動力を得る。そして、タービン４は、例えば、図示しない発電機に接続され、このガスタービン１から得られる回転動力を電気に変換することによって発電を行なうことができる。

　また、以下では、ガスタービン１の圧縮機２側（図１の紙面左側）を軸線Ｐ方向の上流側と称し、タービン４側（図１の紙面右側）を軸線Ｐ方向の下流側と称する。

　図２に示すように、タービン４は、軸線Ｐを中心に回転可能なロータ１１と、このロータ１１の外周面上に設けられる複数の動翼１２と、この動翼１２の外周側、即ち、径方向の外側に設置される分割環（耐熱部）１３と、分割環１３の径方向の外側に遮熱環（耐熱部）１５を介して設けられる翼環（環状部材）１６と、翼環１６の径方向の外側に設けられたケーシング１７とを備えている。

　さらに、このタービン４は、翼環１６の軸線Ｐ方向の下流側を向く端面から凹む嵌合凹部３１と、この嵌合凹部３１に嵌合され遮熱環１５を支持する支持部材１８とを備えている。

　ロータ１１は、軸線Ｐ方向に延在し、この軸線Ｐを中心に回転するシャフト状の部材である。以下、このロータ１１の回転方向を周方向と称する。

　複数の動翼１２は、上記ロータ１１の外周面上に径方向の外側へ向かって、軸線Ｐ方向及び周方向に間隔を空けて設けられている。即ち、周方向に隣り合う動翼１２同士によって動翼列２２が形成されている。この動翼列２２が軸線Ｐ方向に間隔を空けて配置され、ロータ１１と共に軸線Ｐを中心に回転するように構成されている。

　複数の分割環１３は、周方向に分割されている。本実施形態においては周方向に４８個の分割環１３が設けられており、図示しない封止部材を用いて周方向に隣接する分割環１３同士が結合されることによって環状に形成されている。これにより、分割環列２３が形成されている。そして、軸線Ｐ方向に隣り合う分割環列２３は、動翼列２２同士の軸線Ｐ方向に沿った間隔と同じ間隔を空けて設けられている。さらに、分割環１３の径方向の内側を向く面は、動翼１２の径方向の外側を向く端面と間隙を介して対向している。

　分割環１３の軸線Ｐ方向の上流側の端面に複数の静翼１４が結合されている。この静翼１４は、分割環列２３同士の間に、周方向に間隔を空けて配置されている。また、この周方向に隣り合う静翼１４同士によって静翼列２４が形成されている。従って、一つの分割環列２３と静翼列２４とが結合されることによって静翼ユニット列２８が形成されており、この静翼ユニット列２８と動翼列２２とが軸線Ｐ方向に交互に並ぶように配置される。

　複数の遮熱環１５は、周方向に分割される部材である。本実施形態においては、周方向に４８個の遮熱環１５が設けられており、図示しない封止部材を用いて周方向に隣接する遮熱環１５同士が結合される。これにより、遮熱環列２５が環状に形成されている。

　また、この遮熱環列２５は、静翼ユニット列２８の径方向の外側に環状に設けられており、即ち、この静翼ユニット列２８の外周側を取り囲んでいる。そして、複数の嵌合部２７ａが、静翼ユニット列２８の径方向の外側を向く面に設けられている。この複数の嵌合部２７ａに、遮熱環列２５における遮熱環１５各々の径方向の内側部分が嵌入されることによって、遮熱環列２５が分割環列２３に固定されている。この複数の嵌合部２７ａは、静翼ユニット列２８毎に、静翼ユニット列２８の径方向の外側を向く面において、軸線Ｐ方向の上流側、下流側及び中央部（静翼１４と分割環１３のつなぎ目）の三箇所に設けられている。これにより、一つの静翼ユニット列２８に対して、三つの遮熱環列２５が嵌合されることによって遮熱環列２５と静翼ユニット列２８とが結合されている。

　翼環１６は、遮熱環列２５のさらに外周側を取り囲むように、環状に形成される部材である。周方向に隣り合う翼環１６同士で翼環列２６が形成され、軸線Ｐ方向に連続するように複数の翼環列２６が隣り合って配置されることによって、翼環１６は筒状に形成されている。そして、この翼環１６の径方向の内側を向く面には、複数の嵌合部２７ｂが、翼環列２６毎に嵌合部２７ａに対応するように、軸線Ｐ方向の上流側、下流側及び中央部の三箇所に形成されている。そして、この嵌合部２７ｂに遮熱環列２５の径方向の外側部分が嵌入されることによって、翼環１６と遮熱環１５とが固定されている。

　ケーシング１７は、翼環１６をさらに外周側から取り囲むように、タービン４の外形を形成している。また、ケーシング１７の径方向の内側と翼環１６の径方向の外側とが結合されることによって、翼環１６を径方向の内側に支持している。

　次に、嵌合凹部３１及び支持部材１８について説明する。

　図２、図３及び図４Ａ～図４Ｃに示すように、嵌合凹部３１は、翼環１６の軸線Ｐ方向の下流側を向く端面から、軸線Ｐ方向の上流側へ向かって凹むように形成されている。この嵌合凹部３１の内壁面を軸線Ｐ方向の下流側から見た場合、嵌合凹部３１の内壁面の径方向の外側部分が半円形状であり、径方向の内側部分が径方向を長手方向とした矩形状である。また、嵌合凹部３１の上記内壁面は、開口縁部３３から軸線Ｐ方向の下流側に向かうに従って、漸次幅を狭めるように傾斜する第一傾斜面１９である。そしてこの第一傾斜面１９は、翼環１６の軸線Ｐ方向の下流側を向く端面と、嵌合凹部３１の軸線Ｐ方向の下流側を向く底面との間の中途まで形成されている。

　そして、上記嵌合凹部３１の径方向の外側部分には、軸線Ｐ方向の上流側を向く底面から軸線Ｐ方向の下流側に向かってボルト穴３４が形成されており、このボルト穴３４の内周面には雌ネジ部３５が形成されている。

　また、翼環１６の軸線Ｐ方向の下流側を向く端面と径方向の内側を向く端面との間に形成される角部、及び嵌合凹部３１の開口縁部３３は、面取りされており、面取り部３２が形成されている。

　支持部材１８は、耐熱材によって嵌合凹部３１にちょうど嵌入される形状に形成されている。また、第一傾斜面１９に対応し、この第一傾斜面１９に間隙無く当接される第二傾斜面２０を支持部材１８は有している。また、嵌合凹部３１にこの支持部材１８が嵌入された際には、翼環１６及び支持部材１８の軸線Ｐ方向の下流側を向く端面が同一面上に位置するように支持部材１８が形成されている。

　そして、この支持部材１８の軸線Ｐ方向の下流側を向く端面には、径方向の外側に位置するボルト孔３６が形成されている。支持部材１８におけるボルト孔３６と、嵌合凹部３１におけるボルト穴３４とにボルト３７を挿入し、ボルト３７が雌ネジ部３５へ螺合することによって支持部材１８が嵌合凹部３１、即ち、翼環１６に固定される。

　また、支持部材１８には軸線Ｐ方向の上流側を向く面の径方向の内側部分に凹部３８が形成されている。各々の遮熱環１５は、翼環列２６の軸線Ｐ方向の下流側に結合された遮熱環列２５を構成する。この遮熱環１５には、この遮熱環１５の軸線Ｐ方向の上流側を向く面の径方向の内側部分に凸部３９が形成されている。そして、これら凹部３８に凸部３９が嵌合されることによって、支持部材１８と遮熱環１５とが固定されており、遮熱環１５が周方向及び軸線Ｐ方向に移動することを支持部材１８が規制している。

　さらに、図４Ａ～図４Ｃに示すように、第一傾斜面１９と、第一傾斜面１９周辺の翼環１６の軸線Ｐ方向の下流側を向く端面とには、金属溶射によって例えば、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ等の耐酸化コーティング４１が施されている。

　以上のようなガスタービン１によれば、稼動時にはタービン４内において、高温ガスＷが軸線Ｐ方向の上流側から下流側へ向かって流動する。そして、この高温ガスＷがタービン４内の高圧部分から低圧部分へ流動しようとすることや、静翼１４に衝突すること等によって、軸線Ｐ方向に隣り合う翼環列２６同士の間隙、即ち、翼環列２６の軸線Ｐ方向の下流側の端面に巻き込まれる。

　この際、翼環１６の嵌合凹部３１に形成された第一傾斜面１９と、支持部材１８に形成された第二傾斜面２０とが密着して嵌合されることによって、上記高温ガスＷが嵌合凹部３１と支持部材１８との間隙に侵入することが抑制される。さらに、翼環１６の軸線Ｐ方向の上流側を向く端面と支持部材１８の軸線Ｐ方向の上流側を向く端面とが同一面上に位置していることによって、高温ガスＷの滞留を回避できる。従って、支持部材１８周辺において高温酸化反応を抑えることができ、翼環１６の厚みの減少を抑制することができる。

　ここで、仮に第一傾斜面１９及び第二傾斜面２０を形成せず、嵌合凹部３１へ支持部材１８を嵌入する際に、この嵌合凹部３１と支持部材１８との間に間隙が無いようにするためには、嵌合凹部３１及び支持部材１８の高い加工精度が要求される。この点、本実施形態におけるガスタービン１では、第一傾斜面１９と第二傾斜面２０とを当接させることによって、間隙を設けないように容易に嵌合凹部３１へ支持部材１８を嵌入できる。

　また、翼環１６の第一傾斜面１９の表面及びその周辺に施された耐酸化コーティング４１によって、高温ガスＷから翼環１６の表面を保護し、高温酸化反応を低減することができ、翼環１６の厚みの減少の抑制が可能となる。

　さらに、面取り部３２が、面取りされていることによって、耐酸化コーティング４１のコーティング金属を溶射する際、この溶射が不均一になることが回避され、高温酸化反応の発生を低減できる。さらに、支持部材１８は耐熱材で構成されているため、支持部材１８自身の高温酸化反応も防ぐことが可能となる。

　ここで、一般に金属溶射とは、溶射材となる金属を加熱して被施工物へ吹き付けることによって、この被施工物表面に皮膜を形成する表面処理方法である。施工時間が短く、容易に施工できることが特徴となっており、溶射材には金属以外の、例えば、セラミックスやプラスチック等を用いることも可能である。

　また、この面取り部３２において、仮に面取りされず、角が残された状態となっている場合、この面取り部３２は二面から加熱されるため、熱が滞留し易くなる。このため、高温酸化反応の発生の可能性も増大してしまう可能性があった。この点、本実施形態のガスタービン１によれば、面取りによって熱の滞留を回避し、高温酸化反応を低減できる。

　本実施形態に係るガスタービン１においては、支持部材１８が嵌合凹部３１に間隙を設けず嵌入されることによって、嵌合凹部３１への高温ガスＷの侵入が抑制される。また、第一傾斜面１９の表面及び嵌合凹部３１の周辺の翼環１６に耐酸化コーティング４１が施されることによって、高温ガスＷによって引き起こされる高温酸化反応を低減することができ、この結果、翼環１６の厚みの減少を抑制することが可能となる。

　次に、図５Ａ～図５Ｃ及び図６を参照して、第二実施形態のガスタービン１の補修方法について説明する。また、第一実施形態と同様の構成要素には同一の符号を付して詳細説明を省略する。

　本実施形態において補修されるガスタービン１は、嵌合凹部３１が従来型嵌合凹部３１Ａとされている点、支持部材１８が従来型支持部材１８Ａとされている点、及び翼環１６の面取り部３２が形成されていない点で第一実施形態とは異なっている。

　図５Ａ～図５Ｃに示すように、従来型嵌合凹部３１Ａは、翼環１６の軸線Ｐ方向の下流側を向く端面から、軸線Ｐ方向の上流側へ向かって凹むように形成されている。この従来型嵌合凹部３１Ａの内壁面を軸線Ｐ方向の下流側から見た際、従来型嵌合凹部３１Ａの内壁面の径方向の外側部分が半円形状であり、径方向の内側部分が径方向を長手方向とした矩形状である。

　そして、従来型嵌合凹部３１Ａの軸線Ｐ方向の上流側を向く底面において、径方向の外側には軸線Ｐ方向の下流側に向かって、ボルト穴３４が形成されている。また、このボルト穴３４の内周面には雌ネジ部３５が形成されている。

　従来型支持部材１８Ａは、従来型嵌合凹部３１Ａへちょうど嵌入される形状に形成されており、軸線Ｐ方向の下流側を向く面には、径方向の外側に位置するボルト孔３６Ａが形成されている。そして、従来型支持部材１８Ａにおけるボルト孔３６Ａと従来型嵌合凹部３１Ａにおけるボルト穴３４とにボルト３７を挿入し、雌ネジ部３５へボルト３７を螺合する。これによって、従来型支持部材１８Ａが従来型嵌合凹部３１Ａ、即ち、翼環１６に固定される。

　また、従来型支持部材１８Ａには軸線Ｐ方向の上流側を向く面に形成された凹部３８Ａが遮熱環１５の凸部３９と嵌合され、従来型支持部材１８Ａと遮熱環１５とが固定されている。

　そして、一定期間の稼動によって、従来型嵌合凹部３１Ａの周辺の翼環１６に、高温ガスＷによる高温酸化反応が引き起こされ、翼環１６の厚みの減少が発生し、カスタービン１は補修が必要な状態となる。

　次に、上記ガスタービン１の補修方法の手順について説明する。

　図６は、ガスタービン１の補修工程を示すフロー図であって、この補修工程は、部品撤去工程Ｓ１と、外形形成工程Ｓ２と、コーティング工程Ｓ３と、部品設置工程Ｓ４とを備えている。

　まず、部品撤去工程Ｓ１を実行する。即ち、ボルト３７を撤去することによって、翼環１６及び遮熱環１５から従来型支持部材１８Ａを取り外す。

　次いで、外形形成工程Ｓ２を実行する。即ち、従来型支持部材１８Ａの撤去によって開口した従来型嵌合凹部３１Ａの開口縁部３３Ａに対して、厚みが減少した部分へ肉盛溶接を施した後に、切削加工等を用いて第一傾斜面１９を形成する。そして、第一傾斜面１９は、開口縁部３３Ａから軸線Ｐ方向の上流側に向かうに従って漸次幅を狭めるように、翼環１６の軸線Ｐ方向の下流側を向く端面と嵌合凹部３１Ａの軸線Ｐ方向の下流側を向く底面との中途まで、従来型嵌合凹部３１Ａの内壁面を加工して形成されている。このようにして、従来型嵌合凹部３１Ａから嵌合凹部３１を形成する。

　さらに、この外形形成工程Ｓ２においては、翼環１６の軸線Ｐ方向の下流側を向く端面と径方向の内側を向く端面との間に形成される角部、及び従来型嵌合凹部３１Ａの開口縁部３３Ａを面取りし、面取り部３２を形成する。

　続いて、コーティング工程Ｓ３を実行する。翼環１６の嵌合凹部３１に形成された第一傾斜面１９及びその周辺へ金属溶射を行い、表面に耐酸化コーティング４１（本実施形態では、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ）を施す。

　最後の工程として、部品設置工程Ｓ４を実行する。即ち、第二傾斜面２０を有する支持部材１８を別途製作し、第二傾斜面２０が第一傾斜面１９に間隙無く当接するように嵌合凹部３１に支持部材１８を嵌入する。そしてこのとき、翼環１６の軸線Ｐ方向の下流側を向く端面と支持部材１８の軸線Ｐ方向の下流側を向く端面とが同一面上に位置する。

　以上のようなガスタービン１の補修方法によれば、一定期間稼動後に、翼環列２６の軸線Ｐ方向の下流側の端面に巻き込まれた高温ガスＷによって厚みが減少した翼環１６を肉盛溶接によって補修すると共に、第一傾斜面１９を形成する。このため、第二傾斜面２０を有する支持部材１８に従来型支持部材１８Ａを交換することが可能となる。従って、第一傾斜面１９と第二傾斜面２０とを間隙無く当接させ、嵌合凹部３１と支持部材１８との間隙への高温ガスＷの侵入を抑制し、高温酸化反応を低減することができる。

　さらに、従来型支持部材１８Ａを支持部材１８に交換した後には、翼環１６の軸線Ｐ方向の上流側を向く端面と支持部材１８の軸線Ｐ方向の上流側を向く端面とが同一面上に位置することによって、高温ガスＷの滞留を回避できる。従って、支持部材１８周辺において翼環１６の高温酸化反応を抑えることができる。

　また、面取り部３２を形成することによって、耐酸化コーティング４１のコーティング金属を溶射する際にこの溶射が不均一になることを回避でき、さらに、熱の滞留も回避することができる。この結果、高温酸化反応の低減が可能となる。

　本実施形態に係るガスタービン１の補修方法においては、このガスタービン１が一定期間稼動することによって発生する高温酸化反応により厚みが薄くなった翼環１６を補修することができる。さらに、再稼動以降の高温酸化反応を低減でき、翼環１６の厚みの減少を抑制することができる。

　以上、本発明の実施形態についての詳細説明を行なったが、本発明の技術的思想を逸脱しない範囲内において、多少の設計変更も可能である。

　例えば、第一傾斜面１９及びその周辺へ耐酸化コーティング４１を必ずしも施す必要はなく、この場合、製作工数及び補修工数を低減することが可能となる。

　また、本実施形態では軸線Ｐ方向の上流側を向く端面に支持部材１８が設けられているが、軸線Ｐ方向の下流側を向く端面に支持部材１８が設けられていても良い。また、支持部材１８が分割環１３と遮熱環１５との双方を支持しても良く、また、いずれか一方を支持しても良い。このように、支持部材１８は、様々なパターンがある。さらに、支持部材１８、凹部３８、凸部３９の形状も様々である。
　上記のガスタービン及びガスタービンの補修方法によれば、翼環と支持部材との間隙への高温ガス流入を防ぐことができ、翼環の厚みの減少の抑制を図ることができる。
　１…ガスタービン
　２…圧縮機
　３…燃焼器
　４…（軸流）タービン
　１１…ロータ
　１２…動翼
　１３…分割環（耐熱部）
　１４…静翼
　１５…遮熱環（耐熱部）
　１６…翼環（環状部材）
　１７…ケーシング
　１８…支持部材
　１８Ａ…従来型支持部材
　１９…第一傾斜面
　２０…第二傾斜面
　２２…動翼列
　２３…分割環列
　２４…静翼列
　２５…遮熱環列
　２６…翼環列
　２７ａ…嵌合部
　２７ｂ…嵌合部
　２８…静翼ユニット列
　３１…嵌合凹部
　３１Ａ…従来型嵌合凹部
　３２…面取り部
　３３…開口縁部
　３３Ａ…開口縁部
　３４…ボルト穴
　３５…雌ネジ部
　３６…ボルト孔
　３６Ａ…ボルト孔
　３７…ボルト
　３８…凹部
　３８Ａ…凹部
　３９…凸部
　４１…耐酸化コーティング
　Ｗ…高温ガス
　Ｐ…軸線
　Ｓ１…部品撤去工程
　Ｓ２…外形形成工程
　Ｓ３…コーティング工程
　Ｓ４…部品設置工程

Claims (4)

  1. 　高温ガスの流路を外周側から囲う耐熱部と、
    　前記耐熱部の外周側に環状に形成された環状部材と、
    　前記環状部材の軸方向端面から凹む嵌合凹部内に嵌合され、前記耐熱部を支持する支持部材とを備え、
    　前記嵌合凹部は、その開口縁部から前記環状部材の軸方向内側に向かうに従って漸次幅を狭めるように傾斜する第一傾斜面を有するとともに、
    　前記支持部材は、前記第一傾斜面に対応するように傾斜する第二傾斜面を有しているガスタービン。
  2. 　前記第一傾斜面に、耐酸化コーティングが施されている
    請求項１に記載のガスタービン。
  3. 　高温ガスの流路を外周側から囲う耐熱部と、
    　前記耐熱部の外周側に環状に形成された環状部材と、
    　前記環状部材の軸方向端面から凹む嵌合凹部内に嵌合され、前記耐熱部を支持する従来型支持部材とを備えたガスタービンの補修方法であって、
    　前記従来型支持部材を撤去する部品撤去工程と、
    　前記嵌合凹部の内壁面に、前記嵌合凹部の開口縁部から前記環状部材の軸方向内側に向かうに従って漸次幅を狭めるように傾斜する第一傾斜面を形成する外形形成工程と、
    　前記従来型支持部材に代えて、前記第一傾斜面に対応するように傾斜する第二傾斜面を有する支持部材を前記嵌合凹部内に設置する部品設置工程とを備える
    ガスタービンの補修方法。
  4. 　前記外形形成工程を実施した後に、前記第一傾斜面に耐酸化コーティングを施すコーティング工程を備える
    請求項３に記載のガスタービンの補修方法。
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