JP2005023812A

JP2005023812A - Gas turbine and cooling air introducing method

Info

Publication number: JP2005023812A
Application number: JP2003189245A
Authority: JP
Inventors: Noriaki Tanaka; 宜昭田中; Hidetoshi Kuroki; 英俊黒木; Eitaro Murata; 英太郎村田; Isao Takehara; 竹原　　勲
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 2003-07-01
Filing date: 2003-07-01
Publication date: 2005-01-27
Anticipated expiration: 2023-07-01
Also published as: JP3889727B2

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a gas turbine and a cooling air introducing method by which temperature rise of the bearing of an intermediate shaft can be suppressed and a reliability of gas turbine rotor can be improved. <P>SOLUTION: In a gas turbine, combustion gas generated by burning compressed air from a compressor 1 is supplied to a turbine 3 so as to obtain rotating power. The gas turbine is equipped with an intermediate shaft 5 for coupling a compressor rotor 2 and a turbine rotor 4, a bearing 20 for bearing the intermediate shaft 5, a bearing casing 21 for surrounding the bearing 20, a first path 32 for introducing in the turbine rotor 4 the compressed air from the compressor 1 introduced through the outside of the bearing casing 21, a second path 33 for introducing the compressed air from the compressor 1 introduced through the outside of the bearing casing 21 to a wheel space 34 on the upper stream side of a turbine first stage wheel 13a, and a seal 38 provided to a position on the downstream side rather than the bearing casing 21 and separating the first and second paths 32, 33. <P>COPYRIGHT: (C)2005,JPO&NCIPI

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、圧縮機ロータとタービンロータとを連結する中間軸が軸受け支持されたガスタービン及びその冷却空気導入方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンにおいて、一般に、タービンロータには圧縮機からの圧縮空気が導かれ、タービンホイールやタービン動翼の冷却空気として用いられる。この冷却空気は、例えば、圧縮機ロータとタービンロータとを連結する中間軸の中心孔を介してタービンロータに導入される場合がある。ところが、圧縮機から吐出される圧縮空気は高温（例えば４００℃程度）であるために、中間軸に圧縮空気を通すと中間軸のメタル温度が上昇する。その結果、中間軸が軸受け支持されている場合には、軸受のメタル温度が上昇し、例えば油温上昇による潤滑油の劣化等によって軸受が損傷する可能性があった。
【０００３】
それに対し、中間軸の軸受温度上昇を抑制する技術として、中間軸の中心孔内に断熱スリーブを設けることにより、流通する圧縮空気から中間軸への伝熱を緩和し軸受の温度上昇を抑制するものがある（例えば、特許文献１等参照）。
【０００４】
【特許文献１】
特許第２７６８７８９号公報
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、中間軸内に断熱スリーブを設けても、断熱スリーブ自体が熱応力等によって破損する場合もあり、軸受の温度上昇を完全に抑制することは困難である。断熱スリーブが破損すれば、温度上昇による軸受のメタル溶解、損傷を誘発し、甚だしい場合には、運転中の軸振動の増大によりガスタービンロータを損傷しかねない。
【０００６】
本発明は、上記に鑑みなされたものであり、その目的は、中間軸の軸受温度の上昇を抑制しガスタービンロータの信頼性を向上させることができるガスタービン及び冷却空気導入方法を提供することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、本発明は、圧縮機ロータとタービンロータとを連結する中間軸と、この中間軸を軸受けする軸受と、この軸受を包囲する軸受箱とを有するガスタービンにおいて、軸受箱の下流位置でシールにより互いに隔てられた第１及び第２のパスを介し、それぞれ軸受箱の外方を経由して、タービンロータ内部及びタービン初段ホイール上流側のホイールスペースに圧縮機からの圧縮空気を導入する。
【０００８】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施形態を図面を用いて説明する。
図１は、本発明のガスタービンの第１実施形態の要部構造を表す軸方向断面図である。
この図１において、圧縮機１の圧縮機ロータ２と、タービン３のタービンロータ４と、これら圧縮機ロータ２及びタービンロータ４を同心状に連結する中間軸５とで、一体となって回転するガスタービンロータが構成されている。この図に示したガスタービンは、圧縮機１から吐出された圧縮空気（破線で示した主流４０）を燃焼器６内で燃料とともに燃焼し、燃焼器からの燃焼ガスによってタービンロータ４の回転動力を得るようになっている。
【０００９】
圧縮機ロータ２は、詳細には図示していないが、外周部に圧縮機動翼７を複数備えた圧縮機ホイール８を軸方向に積層し締結したもので、圧縮機ホイール８とケーシング９との間には圧縮空気流路１０が形成されている。圧縮空気流路１０内においては、ケーシング９の内壁に固定した圧縮機静翼１１が、圧縮機動翼７と軸方向に交互に設けられている。
【００１０】
上記タービンロータ４は、外周部にタービン動翼１２を複数備えたタービンホイール１３を、スペーサ１４を介し軸方向に積層したもので、接続する中間軸５のスタブシャフト５ａとともにスタッキングボルト１５により締結されている。スタブシャフト５ａには、冷却空気導入孔３５が設けてある。
【００１１】
タービンホイール１３とケーシング９との間には燃焼器６からの燃焼ガスが通過するガスパス１６が形成されている。このガスパス１６内においては、ケーシング９の内壁に固定したタービン静翼１７が、タービン動翼１２と軸方向に交互に設けられている。本実施形態において、第１段のタービンホイール１３の回転中心には中心孔１８が設けられている。
なお、以下において、便宜上、第１段のタービン動翼１２を「タービン初段動翼１２ａ」、第１段のタービンホイール１３を「タービン初段ホイール１３ａ」と適宜記載する。
【００１２】
上記中間軸５は、軸受（中間軸受）２０により軸受け支持されている。この軸受２０を包囲する軸受箱２１には、ケーシング９外部に連通する通気管路２２（二点鎖線で図示）が接続しており、軸受箱２１の内部空間、すなわち軸受２０の周囲は、ほぼ外気圧に近い状態となっている。軸受箱２１と中間軸５との間隙はシール２３，２４によってシールされている。なお、図１では、中間軸５が軸方向に段差を有している状態を図示してあるが、中間軸５の形状は特別に限定されるものではなく、例えばストレートな形状であっても構わない。
【００１３】
圧縮機ロータ２とタービンロータ４との間には、圧縮機１からの圧縮空気のパスを形成する中間ダクト２５が配置されている。この中間ダクト２５は、中心軸５及び軸受箱２１を覆っており、ストラット２６等を介してケーシング９に固定されている。また、軸受箱２１の上流側及び下流側の位置には、中心軸５に向かって隔壁２７，２８が突出して設けられている。隔壁２７と中心軸５との間隙はシール２９，３０によって、隔壁２８と中心軸５との間隙はシール３１によって、それぞれシールされており、軸受箱２１の周囲空間への圧縮空気の流入を防止してある。
【００１４】
中間ダクト２５における隔壁２８の下流側には、流体を所定の割合で降下させるオリフィス３６が設けられており、このオリフィス３６を介して、中間ダクト２５外周側の空間と上記スタブシャフト５ａ及び隔壁２８間の空間３７とが連通している。また、中間ダクト２５とガスタービンロータ（厳密にはスタブシャフト５ａ）との間隙は、シール３８によってシールされている。スタブシャフト５ａ及び隔壁２８の間の上記空間３７は、このシール３８によって、タービン初段ホイール１３ａ上流側のホイールスペース３４と隔てられており、中間軸２１よりも下流位置において、後述する第１及び第２のパス３２，３３が隔てられる構成となっている。
【００１５】
また、中間ダクト２５の壁内には壁内流路４１が設けられている。各壁内流路４１は、隔壁２７の内周面におけるシール２９，３０間の入口部分から隔壁２７の壁内を径方向外側に向かった後、軸受箱２１の外方を包囲するように曲折して中間ダクト２５の周壁（外周部壁面）の壁内に軸方向に伸び、上記ホイールスペース３４に連通している。また、壁内流路４１は、環状の中間ダクト２５の壁内に、軸受箱２１の外方を取り囲うように、上記オリフィス３６と周方向位置をずらして周方向に間欠的に複数設けてある。
【００１６】
上記構成の本実施形態のガスタービンにおける最も大きな特徴は、圧縮機１からタービン３への冷却用圧縮空気（冷却空気）の流路構成である。本実施形態においては、図１に破線で示したように、第１及び第２のパス３２，３３を備えており、これら第１及び第２のパス３２，３３によって、タービンロータ４の内部、及びタービン初段ホイール１３ａ上流側のホイールスペース３４に対し、圧縮機１からの圧力の異なる圧縮空気をそれぞれ導入するようになっている。
【００１７】
このとき、これら第１及び第２のパス３２，３３は、図１に示すように、中間ダクト２５によって区画され、ともに軸受箱２１の外方（軸受箱２１の外周面よりも外側）を通っている。したがって、軸受箱２１よりも下流側位置においては、回転体であるタービンロータに接続する前に、それぞれガスタービンロータと中間ダクトとの非接触部分で互いの流路が連通することになる。そこで、本実施形態においては、上記の如く、ホイールスペース３４とその上流側の空間３７との間をシール３８によってシールし、軸受箱２１よりも下流側に２つの独立した空間を創出することにより、第１及び第２のパス３２，３３に異なる圧力の圧縮空気を流通させられるようにしている。
【００１８】
第１のパス３２は、「中間ダクト２５の外部空間」→「オリフィス３６」→「空間３７」→「冷却空気導入孔３５」を経由している。この第１のパス３２によって、主流４０から分岐して中間ダクト２５の外周に沿って流れる圧縮機１からの圧縮空気が、減圧手段としてのオリフィス３６を通過する際に所定圧力Ｐ１に減圧され、軸受箱２１よりも下流位置を経由してタービンロータ４内に導入される。第１のパス３２を経由して導かれた圧縮空気は、タービン初段ホイール１３ａの中心孔１８を経由して、タービンロータ４に適宜設けた冷却空気流路（図示せず）を介してタービンホイール１３又はスペーサ１４の内部、そしてタービン動翼１２へと侵入し、それらを冷却する。こうしてタービンロータ４を冷却した圧縮空気は、タービン動翼１２及びタービン静翼１７の間隙のロータシール空気としてガスパス１６に噴出される。
【００１９】
一方、第２のパス３３は、「圧縮機ロータ２及び中間ダクト２５の間隙」→「シール２９」→「壁内流路４１」を経由している。この第２のパス３３によって、主流４０から分岐して中間ダクト２５の内側に導かれた圧縮機１からの圧縮空気が、軸受箱２１よりも外側を通ってタービン初段ホイール１３ａ上流側のホイールスペース３４内に導入される。第２のパス３３においては、減圧手段としてのシール２９を通過する際に圧縮空気が圧力Ｐ２（＜Ｐ１）に減圧される。第２のパス３３を通過した圧縮空気は、タービン初段ホイール１３ａの上流側側面に沿って流れ、このホイール１３ａを冷却した後、ホイールスペース３４のロータシール空気としてガスパス１６内に放出される。
【００２０】
本実施形態によれば、前述した如く、シール３８を設けたことによって、圧力の異なる圧縮空気の第１及び第２のパス３２，３３を、軸受箱２１の外側に形成することができるので、高温高圧の圧縮空気による軸受２０への熱的影響を軽減し、軸受２０の温度上昇を抑制することができ、しいてはガスタービンロータの信頼性を向上させることができる。
【００２１】
ここで、一般に、タービン初段ホイールの中心孔を介してタービンロータ内に導入される冷却空気は、タービン初段ホイールの上流側側面を冷却する冷却空気に比べて、高い圧力が要求される。エネルギー効率を考慮すると、適切な圧力の圧縮空気を適所に導くことが望ましく、この観点において、タービンロータ内に導入する冷却空気のパスを、タービン初段ホイールの上流側側面に導く冷却空気のパスと分けることが望ましい。
【００２２】
仮に、図１の構成においてシール３８を省略したとすると、中間ダクト２５及びスタブシャフト５ａの間隙を介し、第１及び第２のパス３２，３３が合流してしまい、両パス３２，３３の圧縮空気の圧力が近似してしまう。軸受箱２１よりも下流位置でパスを隔てるシールを設けなければ、図２のように、タービン初段ホイール１３ａの上流側ホイールスペース３４に対しオリフィス３６を通過した圧縮空気を導く場合、タービンロータ４の内部に導入する圧力の異なる冷却空気は、必然的に中心軸５に中心孔５０を設けここを通す他なくなる。
【００２３】
しかしながら、図２に示した比較例のように、中間軸５の中心孔５０に高温の圧縮空気を通すと、中間軸５に圧縮空気からの熱的影響が直接的に作用してしまう。その結果、各シールのラビング、軸受２０のメタル温度上昇、油温上昇による軸受２０の潤滑油の劣化等を誘発し、軸受２０を損傷してしまう場合がある。軸受２０が損傷した場合、ガスタービンロータの軸振動が増大し、甚だしい場合には、ガスタービンロータ自体を破損する可能性がある。
【００２４】
但し、軸受２０への伝熱を抑制するために、中間軸５の中心孔５０に断熱スリーブ５３を設ければ、軸受２０の温度上昇を抑制することができる。しかしながら、断熱スリーブ５３は高温高圧の圧縮空気に曝されるため、高い面圧や熱応力等によってクリープを起こして破損する場合がある。断熱スリーブ５３が破損した場合には上記と同じ結果を招きかねず、また断熱スリーブ５３の破損（又は変形）等に起因してロータにアンバランスを生じさせる可能性もあり、十分な信頼性を確保するには至らない。加えて、断熱スリーブ５３が破損した場合、設置箇所が中間軸５の内部であるため、ガスタービンの分解組立を行わなければならない。そのため、復旧作業に多大な労力及び時間を要し、作業効率や稼働効率を低下させてしまう。
【００２５】
更に、前述したように、タービンロータ内に導く冷却空気は、一般に、タービン初段ホイールの上流側側面に導く冷却空気よりも高圧にする必要があるため、図２の比較例においては、シール２９のシール性（換言すれば圧力損失）及びオリフィス３６の開口径を調整し、第１のパス５１を通過後の圧縮空気が、第２のパス５２を通過後の圧縮空気よりも高圧となるようにしなければならない。その結果、シール３０によりシールする圧縮空気はより高圧となり、軸受箱２１への圧縮空気の侵入を極力防止するためには、シール３０の数を増やす等の措置が必要となる。
【００２６】
それに対し、図１に示した本実施形態においては、シール３８を設けてホイールスペース３４及びその前方に位置する空間３７を区画することにより、軸受箱２１の下流位置に圧力の異なる空間を創出することができるので、軸受箱２１の外側を通して互いに隔てられた第１及び第２のパス３２，３３を形成することができる。これにより、軸受箱２１の外側を通して、タービンロータ４内及びホイールスペース３４にそれぞれ圧力の異なる冷却空気を供給することができるので、軸受２０及びその潤滑油の温度上昇を抑制し、軸受２０の信頼性、しいてはガスタービンロータの信頼性を向上させることができる。
【００２７】
また、本実施形態においては、図２の比較例のように中間軸５に中心孔を設けて断熱スリーブを嵌合する必要がないので、断熱スリーブの破損、変形によるガスタービンロータのアンバランスを引き起こすことがなく、信頼性を確保することができる。また、断熱スリーブの破損に伴って分解組立作業が要求されることもなく、それだけ作業性及び稼働率の低下を抑制することができる。更に、中間軸５への熱的影響も軽減され、中間軸５の熱変形量を減少させることができるとともに、図２の比較例に比べて中間ダクト２５内に導く圧縮空気が低圧であるため、各シールの間隙設定が容易となることも大きなメリットである。
【００２８】
また、中間ダクト２５内に導かれる圧縮空気、すなわち第２のパス３３に流入する圧縮空気は、タービン初段ホイール１３ａの上流側側面への冷却空気であるため、タービンロータ４の内部に導く図２の比較例に比べて、シール２９による減圧幅を大きくする。そのため、前述したように、中間ダクト２５内に導かれる圧縮空気は比較例に比して低圧となり、軸受箱２１内への圧縮空気のリーク量を図２の構成と同等に抑制する限りにおいては、例えば、シール２３，２４，３０等の設置数や面積等を減少させることも可能である。仮に、圧縮空気からの熱的影響を受け、例えば軸受箱２１上流側のシール３０の間隙が大きくなったとしても、中間ダクト２５内に導かれる圧縮空気は、図２の比較例に比して低圧で軸受箱２１の内圧との圧力差が小さいため、それだけ軸受箱２１内に圧縮空気が侵入し難く、壁内流路４１に導入され易くできる。
【００２９】
また、本実施形態においては、第２のパス３３中の壁内流路４１が、軸受箱２１の周囲を取り囲むように設けられている。そのため、壁内周路４１を通過する圧縮空気によって軸受箱２１の温度も適度に上昇し、ガスタービン起動時、ガスタービンロータと軸受箱２１との温度差を一様にすることができる。このことによっても、各シールの間隙の変動を減少させることができるので、各シールにおけるラビング及び圧縮空気のリークを抑制し、エネルギーロスを低減することができるとともに、ガスタービンロータの信頼性を向上させることができる。
【００３０】
また、一般に、ガスタービンにおいては、圧縮機側に比してタービン側の方が高圧で、また、圧縮機ロータよりもタービンロータの方が受圧面積も大きい場合が多いため、ガスタービンロータには上流側にスラスト力が作用する。そのため、圧縮機ロータの上流側及びタービンロータの下流側にてガスタービンロータを軸受支持するスラスト軸受により、上流側に向かうスラスト力を支える形となり、このスラスト軸受には少なからず負荷がかかる。
【００３１】
それに対し、本実施形態においては、シール３８によって隔てられた上記ホイールスペース３４及びその上流側の空間３７が受圧室の役割を果たし、タービンロータ４を下流側に押圧する形でガスタービンロータに下流側へのスラスト力を作用させる。これにより、ガスタービンロータに作用する上流側へのスラスト力に応じて、例えばオリフィス３６の開口径によって下流側へのスラスト力を調整し、上流側へのスラスト力をある程度相殺することにより、ガスタービンロータの両端を支持するスラスト軸受（図示せず）に作用する面圧を減少させることができ、信頼性向上にも繋がる。
【００３２】
図３は、本発明のガスタービンの第２実施形態の要部構造を表す軸方向断面図である。但し、この図３において、図１と同様の部分には同符号を付し説明を省略する。
図３に示すように、本実施形態における第１のパス３２’を流通する圧縮空気は、オリフィス３６を通過した後、中間ダクト２５の下流側の隔壁２８の壁内に設けた流路６０、及びこの流路６０の出口に対向してスタブシャフト５ａに設けた冷却空気導入孔６１を介し、タービンロータ４内に導入される。流路６０の出口の前後において、中間ダクト２５（の隔壁２８）とガスタービンロータとの間隙は、シール３１ａ，３１ｂによってシールされている。すなわち、本実施形態の第１のパス３２’は、「中間ダクト２５の外部空間」→「オリフィス３６」→「流路６０」→「冷却空気導入孔６１」を経由して、圧縮空気をタービンロータ４の内部に導くようになっている。その他の構成は、図１で説明した第１実施形態と同様である。
【００３３】
本実施形態においても、軸受箱２１の下流位置において、シール３１ｂ，３８によって、第１及び第２のパス３２’，３３が隔てられており、前述した第１実施形態と同様の効果を得ることができる。このように、第１及び第２のパスは、先に図１に示した態様に限られず、本発明の技術的思想を逸脱しない範囲内で適宜設計変更可能である。すなわち、第１及び第２のパスは、軸受箱２１の下流側に位置するタービンロータ４への接続部分における互いの流路の合流部をシールして隔て、タービンロータ４内部及び上記ホイールスペース３４に対し、軸受箱２１の外方を経由してそれぞれ圧力の異なる圧縮空気を導入可能な構成であれば、上記同様の効果を得ることができるものである。
【００３４】
なお、以上において、第１のパス３２に減圧手段としてオリフィス３６を設けたが、第１のパス３２の圧縮空気を減圧する必要がない場合には省略しても構わない。また、タービン初段ホイール１３ａとして中心孔１８を有するものを図示して説明したが、これに限られず、タービン初段ホイール１３ａは、回転中心からずれた箇所に冷却空気の導入孔を有するものであっても構わない。また、タービンロータ４は、１軸式であっても、途中で分断された２軸式のものであっても良く、いずれの場合にも本発明は適用可能である。これらの場合も、上記同様の効果を得ることができる。
【００３５】
【発明の効果】
本発明によれば、中間軸の軸受温度の上昇を抑制し、ガスタービンロータの信頼性を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のガスタービンの第１実施形態の要部構造を表す軸方向断面図である。
【図２】本発明のガスタービンとの比較例を表す図である。
【図３】本発明のガスタービンの第２実施形態の要部構造を表す軸方向断面図である。
【符号の説明】
１圧縮機
２圧縮機ロータ
３タービン
４タービンロータ
５中間軸
５ａスタブシャフト
１２タービン動翼
１３タービンホイール
１３ａタービン初段ホイール
１６ガスパス
１８中心孔
２０軸受
２１軸受箱
２５中間ダクト
２９シール（減圧手段）
３１ｂシール
３２第１のパス
３２’ 第１のパス
３３第２のパス
３４ホイールスペース
３５冷却空気導入孔
３６オリフィス
３８シール（減圧手段）
４１壁内流路
６１冷却空気導入孔[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine in which an intermediate shaft connecting a compressor rotor and a turbine rotor is supported by a bearing, and a cooling air introduction method thereof.
[0002]
[Prior art]
In a gas turbine, generally, compressed air from a compressor is guided to a turbine rotor and used as cooling air for a turbine wheel or a turbine rotor blade. This cooling air may be introduced into the turbine rotor through, for example, a center hole of an intermediate shaft that connects the compressor rotor and the turbine rotor. However, since the compressed air discharged from the compressor has a high temperature (for example, about 400 ° C.), if the compressed air is passed through the intermediate shaft, the metal temperature of the intermediate shaft rises. As a result, when the intermediate shaft is supported by the bearing, the metal temperature of the bearing rises, and there is a possibility that the bearing may be damaged due to, for example, deterioration of the lubricating oil due to the oil temperature rise.
[0003]
On the other hand, as a technology for suppressing the bearing temperature rise of the intermediate shaft, by providing a heat insulation sleeve in the center hole of the intermediate shaft, the heat transfer from the compressed air flowing to the intermediate shaft is mitigated and the temperature rise of the bearing is suppressed. There are some (see, for example, Patent Document 1).
[0004]
[Patent Document 1]
Japanese Patent No. 2768789 [0005]
[Problems to be solved by the invention]
However, even if the heat insulating sleeve is provided in the intermediate shaft, the heat insulating sleeve itself may be damaged by thermal stress or the like, and it is difficult to completely suppress the temperature rise of the bearing. Failure of the insulation sleeve induces metal melting and damage of the bearing due to temperature rise, and in severe cases, damage to the gas turbine rotor due to increased shaft vibration during operation.
[0006]
The present invention has been made in view of the above, and an object of the present invention is to provide a gas turbine and a cooling air introduction method capable of suppressing an increase in the bearing temperature of the intermediate shaft and improving the reliability of the gas turbine rotor. It is in.
[0007]
[Means for Solving the Problems]
To achieve the above object, the present invention provides a gas turbine having an intermediate shaft that connects a compressor rotor and a turbine rotor, a bearing that receives the intermediate shaft, and a bearing box that surrounds the bearing. Compression from the compressor into the wheel space inside the turbine rotor and upstream of the turbine first stage wheel via the first and second paths separated from each other by a seal at the downstream position of the box, respectively, through the outside of the bearing box. Introduce air.
[0008]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
FIG. 1 is an axial cross-sectional view showing a main part structure of a first embodiment of a gas turbine of the present invention.
In FIG. 1, the compressor rotor 2 of the compressor 1, the turbine rotor 4 of the turbine 3, and an intermediate shaft 5 that concentrically connects the compressor rotor 2 and the turbine rotor 4 rotate together. A gas turbine rotor is configured. The gas turbine shown in this figure combusts compressed air discharged from the compressor 1 (main flow 40 shown by a broken line) together with fuel in the combustor 6, and the rotational power of the turbine rotor 4 by the combustion gas from the combustor. To get to.
[0009]
Although not shown in detail, the compressor rotor 2 is formed by laminating and fastening a compressor wheel 8 having a plurality of compressor blades 7 on the outer periphery in the axial direction. A compressed air channel 10 is formed between them. In the compressed air flow path 10, compressor stationary blades 11 fixed to the inner wall of the casing 9 are provided alternately with the compressor moving blades 7 in the axial direction.
[0010]
The turbine rotor 4 is obtained by laminating a turbine wheel 13 having a plurality of turbine rotor blades 12 on the outer peripheral portion in the axial direction via a spacer 14, and is fastened by a stacking bolt 15 together with a stub shaft 5a of the intermediate shaft 5 to be connected. ing. A cooling air introduction hole 35 is provided in the stub shaft 5a.
[0011]
A gas path 16 through which the combustion gas from the combustor 6 passes is formed between the turbine wheel 13 and the casing 9. In the gas path 16, turbine stationary blades 17 fixed to the inner wall of the casing 9 are provided alternately with the turbine rotor blades 12 in the axial direction. In the present embodiment, a center hole 18 is provided at the rotation center of the first stage turbine wheel 13.
In the following, for convenience, the first stage turbine blade 12 will be referred to as “turbine first stage blade 12a”, and the first stage turbine wheel 13 will be referred to as “turbine first stage wheel 13a” as appropriate.
[0012]
The intermediate shaft 5 is supported by a bearing (intermediate bearing) 20. A ventilation duct 22 (illustrated by a two-dot chain line) communicating with the outside of the casing 9 is connected to the bearing box 21 surrounding the bearing 20, and the inner space of the bearing box 21, that is, the periphery of the bearing 20 is almost the same. It is close to the external pressure. A gap between the bearing housing 21 and the intermediate shaft 5 is sealed by seals 23 and 24. In FIG. 1, the intermediate shaft 5 has a step in the axial direction. However, the shape of the intermediate shaft 5 is not particularly limited, and may be a straight shape, for example. I do not care.
[0013]
An intermediate duct 25 that forms a path of compressed air from the compressor 1 is disposed between the compressor rotor 2 and the turbine rotor 4. The intermediate duct 25 covers the central shaft 5 and the bearing box 21 and is fixed to the casing 9 via a strut 26 and the like. In addition, partition walls 27 and 28 are provided so as to protrude toward the central shaft 5 at positions upstream and downstream of the bearing housing 21. The gap between the partition wall 27 and the central shaft 5 is sealed by seals 29 and 30, and the gap between the partition wall 28 and the central shaft 5 is sealed by a seal 31, respectively, preventing inflow of compressed air into the surrounding space of the bearing box 21. It is.
[0014]
On the downstream side of the partition wall 28 in the intermediate duct 25, an orifice 36 for lowering the fluid at a predetermined rate is provided, and the space on the outer peripheral side of the intermediate duct 25, the stub shaft 5 a and the partition wall 28 are provided via the orifice 36. The space 37 is in communication therewith. Further, a gap between the intermediate duct 25 and the gas turbine rotor (strictly speaking, the stub shaft 5a) is sealed by a seal 38. The space 37 between the stub shaft 5a and the partition wall 28 is separated from the wheel space 34 on the upstream side of the turbine first-stage wheel 13a by the seal 38. The two paths 32 and 33 are separated from each other.
[0015]
Further, an in-wall flow path 41 is provided in the wall of the intermediate duct 25. Each in-wall flow path 41 is bent so as to surround the outside of the bearing box 21 after going radially outward from the entrance portion between the seals 29 and 30 on the inner peripheral surface of the partition wall 27 in the wall of the partition wall 27. Then, it extends in the axial direction into the wall of the peripheral wall (outer peripheral wall surface) of the intermediate duct 25 and communicates with the wheel space 34. Further, a plurality of in-wall flow paths 41 are provided intermittently in the circumferential direction by shifting the circumferential position of the orifice 36 so as to surround the outside of the bearing housing 21 in the wall of the annular intermediate duct 25. is there.
[0016]
The greatest feature of the gas turbine of the present embodiment having the above configuration is a flow path configuration of cooling compressed air (cooling air) from the compressor 1 to the turbine 3. In the present embodiment, as shown by broken lines in FIG. 1, the first and second paths 32 and 33 are provided, and the first and second paths 32 and 33 allow the inside of the turbine rotor 4 to And the compressed air from which the pressure from the compressor 1 differs is introduce | transduced with respect to the wheel space 34 upstream of the turbine first stage wheel 13a, respectively.
[0017]
At this time, as shown in FIG. 1, the first and second paths 32 and 33 are partitioned by the intermediate duct 25, and both pass through the outside of the bearing box 21 (outside the outer peripheral surface of the bearing box 21). ing. Therefore, before the connection to the turbine rotor, which is a rotating body, at the position downstream of the bearing housing 21, the flow paths communicate with each other at the non-contact portions between the gas turbine rotor and the intermediate duct. Therefore, in the present embodiment, as described above, the space between the wheel space 34 and the upstream space 37 is sealed by the seal 38, thereby creating two independent spaces downstream of the bearing housing 21. The compressed air having different pressures can be circulated through the first and second paths 32 and 33.
[0018]
The first path 32 passes through “the outer space of the intermediate duct 25” → “orifice 36” → “space 37” → “cooling air introduction hole 35”. By this first path 32, the compressed air from the compressor 1 branched from the main flow 40 and flowing along the outer periphery of the intermediate duct 25 is decompressed to a predetermined pressure P1 when passing through the orifice 36 as decompression means, It is introduced into the turbine rotor 4 via a position downstream from the bearing box 21. The compressed air guided through the first path 32 passes through the center hole 18 of the turbine first-stage wheel 13a, and passes through a cooling air flow path (not shown) appropriately provided in the turbine rotor 4 to the turbine wheel. 13 or the inside of the spacer 14 and into the turbine rotor blade 12 to cool them. The compressed air that has cooled the turbine rotor 4 in this way is jetted into the gas path 16 as rotor seal air in the gap between the turbine rotor blade 12 and the turbine stationary blade 17.
[0019]
On the other hand, the second path 33 passes through “the gap between the compressor rotor 2 and the intermediate duct 25” → “the seal 29” → “the in-wall flow path 41”. The compressed air from the compressor 1 branched from the main flow 40 and guided to the inner side of the intermediate duct 25 by the second path 33 passes through the outer side of the bearing box 21 and the wheel space on the upstream side of the turbine first stage wheel 13a. 34. In the second pass 33, the compressed air is depressurized to the pressure P2 (<P1) when passing through the seal 29 as the depressurizing means. The compressed air that has passed through the second path 33 flows along the upstream side surface of the turbine first-stage wheel 13 a, cools the wheel 13 a, and then is released into the gas path 16 as rotor seal air in the wheel space 34.
[0020]
According to the present embodiment, as described above, by providing the seal 38, the first and second paths 32 and 33 of compressed air having different pressures can be formed outside the bearing box 21, The thermal influence on the bearing 20 by the high-temperature and high-pressure compressed air can be reduced, the temperature rise of the bearing 20 can be suppressed, and the reliability of the gas turbine rotor can be improved.
[0021]
Here, generally, the cooling air introduced into the turbine rotor via the center hole of the turbine first stage wheel is required to have a higher pressure than the cooling air that cools the upstream side surface of the turbine first stage wheel. In view of energy efficiency, it is desirable to guide compressed air having an appropriate pressure in place. In this aspect, a path of cooling air introduced into the turbine rotor is a path of cooling air that leads to the upstream side surface of the turbine first stage wheel. It is desirable to divide.
[0022]
If the seal 38 is omitted in the configuration of FIG. 1, the first and second paths 32 and 33 merge through the gap between the intermediate duct 25 and the stub shaft 5a, and the compression of both paths 32 and 33 is performed. The air pressure will approximate. If a seal that separates the path is provided at a position downstream of the bearing housing 21, as shown in FIG. Cooling air of different pressures introduced into the interior inevitably passes through a central hole 50 provided in the central shaft 5.
[0023]
However, as in the comparative example shown in FIG. 2, when hot compressed air is passed through the center hole 50 of the intermediate shaft 5, the thermal influence from the compressed air directly acts on the intermediate shaft 5. As a result, rubbing of each seal, increase in the metal temperature of the bearing 20, deterioration of the lubricating oil of the bearing 20 due to an increase in the oil temperature, etc. may be induced and the bearing 20 may be damaged. When the bearing 20 is damaged, the shaft vibration of the gas turbine rotor increases, and in a severe case, the gas turbine rotor itself may be damaged.
[0024]
However, if a heat insulating sleeve 53 is provided in the center hole 50 of the intermediate shaft 5 in order to suppress heat transfer to the bearing 20, an increase in the temperature of the bearing 20 can be suppressed. However, since the heat insulating sleeve 53 is exposed to high-temperature and high-pressure compressed air, it may be damaged due to creep due to high surface pressure, thermal stress, or the like. If the heat insulating sleeve 53 is damaged, the same result as described above may be brought about, and the rotor may be unbalanced due to the damage (or deformation) of the heat insulating sleeve 53, so that sufficient reliability can be obtained. It cannot be secured. In addition, when the heat insulation sleeve 53 is damaged, the installation location is inside the intermediate shaft 5, so the gas turbine must be disassembled and assembled. Therefore, a great amount of labor and time are required for the recovery work, and work efficiency and operation efficiency are lowered.
[0025]
Furthermore, as described above, the cooling air led into the turbine rotor generally needs to have a higher pressure than the cooling air led to the upstream side surface of the turbine first stage wheel. Therefore, in the comparative example of FIG. The sealing property (in other words, pressure loss) and the opening diameter of the orifice 36 are adjusted so that the compressed air after passing through the first path 51 has a higher pressure than the compressed air after passing through the second path 52. There must be. As a result, the compressed air sealed by the seal 30 has a higher pressure, and measures such as increasing the number of the seals 30 are necessary to prevent the compressed air from entering the bearing housing 21 as much as possible.
[0026]
On the other hand, in the present embodiment shown in FIG. 1, a seal 38 is provided to partition the wheel space 34 and the space 37 positioned in front of the wheel space 34, thereby creating a space with different pressures at the downstream position of the bearing housing 21. Therefore, the first and second paths 32 and 33 separated from each other through the outside of the bearing housing 21 can be formed. As a result, cooling air having different pressures can be supplied to the inside of the turbine rotor 4 and the wheel space 34 through the outside of the bearing housing 21, so that the temperature rise of the bearing 20 and its lubricating oil can be suppressed, and the reliability of the bearing 20 And thus the reliability of the gas turbine rotor can be improved.
[0027]
Further, in the present embodiment, unlike the comparative example of FIG. 2, it is not necessary to provide a center hole in the intermediate shaft 5 and fit the heat insulation sleeve, so that the gas turbine rotor is unbalanced due to breakage or deformation of the heat insulation sleeve. The reliability can be ensured without causing it. Further, there is no need for disassembly and assembly work in conjunction with breakage of the heat insulating sleeve, and it is possible to suppress a decrease in workability and operating rate. Furthermore, the thermal influence on the intermediate shaft 5 is also reduced, the amount of thermal deformation of the intermediate shaft 5 can be reduced, and the compressed air led into the intermediate duct 25 is lower in pressure than the comparative example of FIG. Also, it is a great merit that the clearance between the seals can be easily set.
[0028]
Further, the compressed air introduced into the intermediate duct 25, that is, the compressed air flowing into the second path 33 is cooling air to the upstream side surface of the turbine first stage wheel 13a, and is therefore introduced into the turbine rotor 4 as shown in FIG. Compared with the comparative example of FIG. Therefore, as described above, the compressed air introduced into the intermediate duct 25 has a lower pressure than the comparative example, and as long as the amount of compressed air leaked into the bearing box 21 is suppressed to the same level as the configuration of FIG. For example, it is possible to reduce the number of installed seals 23, 24, 30 and the like, the area, and the like. Even if the gap between the seals 30 on the upstream side of the bearing box 21 is increased due to the thermal influence from the compressed air, the compressed air introduced into the intermediate duct 25 is smaller than that in the comparative example of FIG. Since the pressure difference with the internal pressure of the bearing housing 21 is small at a low pressure, the compressed air is less likely to enter the bearing housing 21 and can be easily introduced into the in-wall channel 41.
[0029]
In the present embodiment, the in-wall flow path 41 in the second path 33 is provided so as to surround the periphery of the bearing box 21. Therefore, the temperature of the bearing box 21 is also appropriately increased by the compressed air passing through the inner wall 41, and the temperature difference between the gas turbine rotor and the bearing box 21 can be made uniform when the gas turbine is started. This also reduces the variation in the gap between the seals, so that rubbing and compressed air leakage in each seal can be suppressed, energy loss can be reduced, and the reliability of the gas turbine rotor can be improved. Can be made.
[0030]
In general, in a gas turbine, the turbine side has a higher pressure than the compressor side, and the pressure area of the turbine rotor is often larger than the compressor rotor. Thrust force acts on the upstream side. For this reason, the thrust bearing that supports the gas turbine rotor on the upstream side of the compressor rotor and the downstream side of the turbine rotor supports the thrust force toward the upstream side, and this thrust bearing is not a little loaded.
[0031]
On the other hand, in the present embodiment, the wheel space 34 and the upstream space 37 separated by the seal 38 serve as a pressure receiving chamber, and press the turbine rotor 4 to the downstream side to the downstream side of the gas turbine rotor. A thrust force to the side is applied. Thereby, according to the upstream thrust force acting on the gas turbine rotor, the downstream thrust force is adjusted by the opening diameter of the orifice 36, for example, and the upstream thrust force is offset to some extent, thereby Surface pressure acting on a thrust bearing (not shown) that supports both ends of the turbine rotor can be reduced, leading to improved reliability.
[0032]
FIG. 3 is an axial cross-sectional view showing a main part structure of a second embodiment of the gas turbine of the present invention. In FIG. 3, the same parts as those in FIG.
As shown in FIG. 3, the compressed air flowing through the first path 32 ′ in the present embodiment passes through the orifice 36, and then the flow path 60 provided in the wall of the partition wall 28 on the downstream side of the intermediate duct 25, And it introduce | transduces in the turbine rotor 4 through the cooling air introduction hole 61 provided in the stub shaft 5a facing the exit of this flow path 60. FIG. Before and after the outlet of the flow path 60, the gap between the intermediate duct 25 (partition wall 28) and the gas turbine rotor is sealed by seals 31a and 31b. That is, the first path 32 ′ of the present embodiment passes compressed air through the “external space of the intermediate duct 25” → “orifice 36” → “flow path 60” → “cooling air introduction hole 61” to the turbine. It is guided to the inside of the rotor 4. Other configurations are the same as those of the first embodiment described with reference to FIG.
[0033]
Also in the present embodiment, the first and second paths 32 ′ and 33 are separated by the seals 31 b and 38 at the downstream position of the bearing housing 21, and the same effect as in the first embodiment described above can be obtained. Can do. As described above, the first and second paths are not limited to the embodiment shown in FIG. 1, and can be appropriately changed in design without departing from the technical idea of the present invention. That is, the first and second paths seal and separate the merging portions of the flow paths in the connection portion to the turbine rotor 4 located on the downstream side of the bearing housing 21, so that the inside of the turbine rotor 4 and the wheel space 34 are separated. On the other hand, if it is the structure which can introduce | transduce the compressed air from which a pressure differs through the outer side of the bearing housing 21, the same effect as the above can be acquired.
[0034]
In the above description, the orifice 36 is provided as the pressure reducing means in the first path 32. However, it may be omitted if the compressed air in the first path 32 does not need to be decompressed. Although the turbine first stage wheel 13a having the center hole 18 is illustrated and described, the present invention is not limited to this, and the turbine first stage wheel 13a has a cooling air introduction hole at a position shifted from the rotation center. It doesn't matter. Further, the turbine rotor 4 may be a single-shaft type or a two-shaft type divided in the middle, and the present invention is applicable to any case. In these cases, the same effect as described above can be obtained.
[0035]
【The invention's effect】
ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the raise of the bearing temperature of an intermediate shaft can be suppressed and the reliability of a gas turbine rotor can be improved.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an axial sectional view showing a main part structure of a first embodiment of a gas turbine of the present invention.
FIG. 2 is a diagram showing a comparative example with the gas turbine of the present invention.
FIG. 3 is an axial sectional view showing a main part structure of a second embodiment of the gas turbine of the present invention.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Compressor 2 Compressor rotor 3 Turbine 4 Turbine rotor 5 Intermediate shaft 5a Stub shaft 12 Turbine blade 13 Turbine wheel 13a Turbine first stage wheel 16 Gas path 18 Center hole 20 Bearing 21 Bearing box 25 Intermediate duct 29 Seal (pressure reduction means)
31b Seal 32 First pass 32 ′ First pass 33 Second pass 34 Wheel space 35 Cooling air introduction hole 36 Orifice 38 Seal (pressure reducing means)
41 In-wall channel 61 Cooling air introduction hole

Claims

圧縮機からの圧縮空気を燃焼して生じさせた燃焼ガスをタービンに供給し、回転動力を得るガスタービンにおいて、
圧縮機ロータとタービンロータとを連結する中間軸と、
この中間軸を軸受けする軸受と、
この軸受を包囲する軸受箱と、
この軸受箱の外方を経由し、前記圧縮機からの圧縮空気を前記軸受箱の下流側から前記タービンロータ内に導入する第１のパスと、
この第１のパスとタービン初段ホイール上流側のホイールスペースとを隔てる少なくとも１つのシールと、
このシールによって区画された前記ホイールスペースに、前記軸受箱の外方を経由して導かれた前記圧縮機からの圧縮空気を導入する第２のパスと
を備えたことを特徴とするガスタービン。In a gas turbine that obtains rotational power by supplying combustion gas generated by burning compressed air from a compressor to a turbine,
An intermediate shaft connecting the compressor rotor and the turbine rotor;
A bearing for bearing the intermediate shaft;
A bearing box surrounding the bearing;
A first path for introducing compressed air from the compressor into the turbine rotor from the downstream side of the bearing box via the outside of the bearing box;
At least one seal separating the first path and the wheel space upstream of the turbine first stage wheel;
A gas turbine, comprising: a second path for introducing compressed air from the compressor guided to the wheel space defined by the seal via the outside of the bearing housing.

圧縮機からの圧縮空気を燃焼して生じさせた燃焼ガスをタービンに供給し、回転動力を得るガスタービンにおいて、
圧縮機ロータとタービンロータとを連結する中間軸と、
この中間軸を軸受けする軸受と、
この軸受を包囲する軸受箱と、
この軸受箱を覆うように、前記圧縮機ロータ及びタービンロータ間に配置した中間ダクトと、
この中間ダクトの外周に沿って導かれた前記圧縮機からの圧縮空気を、前記軸受箱の下流側から前記タービンロータ内に導入する第１のパスと、
この第１のパスとタービン初段ホイール上流側のホイールスペースとを隔てる少なくとも１つのシールと、
このシールによって区画された前記ホイールスペースに、前記中間ダクトの壁内に設けた壁内流路を経由して導かれた前記圧縮機からの圧縮空気を導入する第２のパスと
を備えたことを特徴とするガスタービン。In a gas turbine that obtains rotational power by supplying combustion gas generated by burning compressed air from a compressor to a turbine,
An intermediate shaft connecting the compressor rotor and the turbine rotor;
A bearing for bearing the intermediate shaft;
A bearing box surrounding the bearing;
An intermediate duct disposed between the compressor rotor and the turbine rotor so as to cover the bearing housing;
A first path for introducing the compressed air from the compressor guided along the outer periphery of the intermediate duct into the turbine rotor from the downstream side of the bearing box;
At least one seal separating the first path and the wheel space upstream of the turbine first stage wheel;
The wheel space defined by the seal is provided with a second path for introducing compressed air from the compressor guided via a flow path in the wall provided in the wall of the intermediate duct. A gas turbine characterized by.

請求項１記載のガスタービンにおいて、前記第１のパスを介して導かれる圧縮空気は、前記タービン初段ホイールの中心孔を通って前記タービンロータ内に導入され、タービンホイール及びタービン動翼を冷却することを特徴とするガスタービン。2. The gas turbine according to claim 1, wherein the compressed air guided through the first path is introduced into the turbine rotor through a center hole of the turbine first stage wheel to cool the turbine wheel and the turbine rotor blade. A gas turbine characterized by that.

請求項１記載のガスタービンにおいて、前記第２のパスを介して導かれた圧縮空気は、前記タービン初段ホイールを冷却した後、ガスパスに放出されることを特徴とするガスタービン。2. The gas turbine according to claim 1, wherein the compressed air guided through the second path is discharged to the gas path after the turbine first-stage wheel is cooled. 3.

請求項１記載のガスタービンにおいて、前記第１及び第２のパスのうち、少なくとも第２のパスには、流通する圧縮空気を減圧させる減圧手段が設けられており、前記第１のパスを通過後の圧縮空気の方が、前記第２のパスを通過後の圧縮空気よりも高圧となることを特徴とするガスタービン。2. The gas turbine according to claim 1, wherein at least the second path of the first and second paths is provided with a decompression unit that depressurizes the compressed air that circulates, and passes through the first path. The gas turbine according to claim 1, wherein the later compressed air has a higher pressure than the compressed air after passing through the second path.

請求項２記載のガスタービンにおいて、前記壁内流路は、前記軸受箱を包囲するように設けられていることを特徴とするガスタービン。The gas turbine according to claim 2, wherein the in-wall flow path is provided so as to surround the bearing box.

請求項２記載のガスタービンにおいて、前記第１のパスは、前記中間ダクトの前記軸受箱よりも下流位置に設けたオリフィスを経由することを特徴とするガスタービン。The gas turbine according to claim 2, wherein the first path passes through an orifice provided at a position downstream of the bearing box of the intermediate duct.

請求項７記載のガスタービンにおいて、前記第１のパスは、前記オリフィスを通過させた圧縮空気を、前記タービンロータに接続する前記中間軸のスタブシャフトに設けた冷却空気導入孔を経由させて、前記タービンロータ内に導くことを特徴とするガスタービン。8. The gas turbine according to claim 7, wherein the first path passes the compressed air that has passed through the orifice via a cooling air introduction hole provided in a stub shaft of the intermediate shaft that is connected to the turbine rotor, A gas turbine that is guided into the turbine rotor.

請求項７記載のガスタービンにおいて、前記第１のパスは、前記オリフィスを通過させた圧縮空気を、前記中間軸の壁内を通過させて、前記タービンロータ内に導くことを特徴とするガスタービン。8. The gas turbine according to claim 7, wherein the first path guides the compressed air that has passed through the orifice, through the wall of the intermediate shaft and into the turbine rotor. .

圧縮機からの圧縮空気を燃焼して生じさせた燃焼ガスをタービンに供給し、回転動力を得るガスタービンにおいて、
圧縮機ロータとタービンロータとを連結する中間軸と、
この中間軸を軸受けする軸受と、
この軸受を包囲する軸受箱と、
この軸受箱の外方を経由して導かれた前記圧縮機からの圧縮空気を、前記タービンロータ内に導入する第１のパスと、
前記軸受箱の外方を経由して導かれた前記圧縮機からの圧縮空気を、タービン初段ホイール上流側のホイールスペースに導入する第２のパスと、
前記軸受箱よりも下流側の位置に設けられ、前記第１及び第２のパスを隔てる少なくとも１つのシールと
を備えたことを特徴とするガスタービン。In a gas turbine that obtains rotational power by supplying combustion gas generated by burning compressed air from a compressor to a turbine,
An intermediate shaft connecting the compressor rotor and the turbine rotor;
A bearing for bearing the intermediate shaft;
A bearing box surrounding the bearing;
A first path for introducing compressed air from the compressor guided through the outside of the bearing housing into the turbine rotor;
A second path for introducing compressed air from the compressor guided through the outside of the bearing housing into the wheel space upstream of the turbine first stage wheel;
A gas turbine comprising: at least one seal provided at a position downstream of the bearing housing and separating the first and second paths.

圧縮機ロータ及びタービンロータを連結する中間軸と、この中間軸を軸受けする軸受と、この軸受を包囲する軸受箱とを有するガスタービンの冷却空気導入方法において、
前記軸受箱の下流位置でシールにより隔てられた第１及び第２のパスにより、前記圧縮機からの圧力の異なる圧縮空気を、それぞれ前記軸受箱の外方を前経由させ、記タービンロータ内部及びタービン初段ホイール上流側のホイールスペースに導くことを特徴とする冷却空気導入方法。In a cooling air introduction method for a gas turbine, comprising: an intermediate shaft that couples the compressor rotor and the turbine rotor; a bearing that supports the intermediate shaft; and a bearing box that surrounds the bearing.
By means of first and second paths separated by a seal at a downstream position of the bearing housing, compressed air having different pressures from the compressor passes through the outside of the bearing housing, respectively, inside the turbine rotor and A method for introducing cooling air, characterized in that the cooling air is introduced into a wheel space upstream of a turbine first stage wheel.