JP2009167905A - Gas turbine combustor outlet seal structure - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ガスタービン燃焼器尾筒とガスタービンタービン第1段静翼との間に介在するガスタービン燃焼器出口シール構造に関するものである。 The present invention relates to a gas turbine combustor outlet seal structure interposed between a gas turbine combustor transition and a gas turbine turbine first stage stationary blade.
このようなガスタービン燃焼器出口シール構造を開示する文献としては、例えば、特許文献1がある。 For example, Patent Literature 1 discloses such a gas turbine combustor outlet seal structure.
しかしながら、上記特許文献1に開示されたガスタービン燃焼器出口シール構造では、ガスタービン運転時の熱伸び差を吸収し、かつ、ガスタービン燃焼器の組立性を確保するため、ガスタービン燃焼器尾筒との間およびガスタービンタービン第1段静翼との間に、それぞれ隙間(ガタ)が設けられている。そのため、これらの隙間から空気が漏れ出してしまうといった問題点があった。
また、隙間の設けられている部分では、振動によりこれら部材の摩耗が激しくなり、部品交換の頻度が増加し、ランニングコストが増加してしまうといった問題点もあった。
However, in the gas turbine combustor outlet seal structure disclosed in Patent Document 1, in order to absorb the difference in thermal expansion during gas turbine operation and to ensure the assemblability of the gas turbine combustor, Gap (backlash) is provided between the cylinder and the first stage stationary blade of the gas turbine turbine. Therefore, there is a problem that air leaks from these gaps.
In addition, in the portion where the gap is provided, there is a problem that the wear of these members becomes intense due to vibration, the frequency of parts replacement increases, and the running cost increases.
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、ガスタービン燃焼器の出口部におけるシール性を向上させることができ、漏れ空気量を低減させることができるとともに、外周側シール部材の振動を低減させることができ、部品交換の頻度を低減させることができて、ランニングコストを低減させることができるガスタービン燃焼器出口シール構造を提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of the above circumstances, and can improve the sealing performance at the outlet portion of the gas turbine combustor, reduce the amount of leaked air, and reduce the vibration of the outer peripheral side seal member. An object of the present invention is to provide a gas turbine combustor outlet seal structure that can be reduced, the frequency of component replacement can be reduced, and the running cost can be reduced.
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係るガスタービン燃焼器出口シール構造は、ガスタービン燃焼器尾筒のガス流出端と、タービン第1段静翼との間をシールするガスタービン燃焼器出口シール構造であって、半径方向内側に位置して、前記タービン第1段静翼の内側シュラウドとの間を周方向にわたってシールする内周側シール部材と、半径方向外側に位置して、前記タービン第1段静翼の外側シュラウドとの間を周方向にわたってシールする外周側シール部材とを備え、前記外周側シール部材が、前記外側シュラウドを支持する翼環と、前記ガス流出端から周方向に沿うとともに半径方向外側に向かって張り出す第1のフランジとの間に、これら翼環および第1のフランジと周方向に沿って接触するように配置されている。
The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
A gas turbine combustor outlet seal structure according to the present invention is a gas turbine combustor outlet seal structure that seals between a gas outflow end of a gas turbine combustor tail tube and a turbine first stage stationary blade, and is radially inward. The inner circumferential side seal member that seals between the inner shroud of the turbine first stage stator blades in the circumferential direction and the outer peripheral shroud of the turbine first stage stator blades that is located radially outward An outer peripheral side sealing member that seals the outer shroud, the outer peripheral side sealing member supporting the outer shroud, and a first flange that projects from the gas outflow end along the circumferential direction and radially outward. Between the blade ring and the first flange in a circumferential direction.
本発明に係るガスタービン燃焼器出口シール構造は、ガスタービン燃焼器尾筒のガス流出端と、タービン第1段静翼との間をシールするガスタービン燃焼器出口シール構造であって、半径方向内側に位置して、前記タービン第1段静翼の内側シュラウドとの間を周方向にわたってシールする内周側シール部材と、半径方向外側に位置して、前記タービン第1段静翼の外側シュラウドとの間を周方向にわたってシールする外周側シール部材とを備え、前記外周側シール部材が、前記外側シュラウドと、前記ガス流出端から周方向に沿うとともに半径方向外側に向かって張り出す第1のフランジとの間に、これら外側シュラウドおよび第1のフランジと周方向に沿って接触するように配置されている。 A gas turbine combustor outlet seal structure according to the present invention is a gas turbine combustor outlet seal structure that seals between a gas outflow end of a gas turbine combustor tail tube and a turbine first stage stationary blade, and is radially inward. The inner circumferential side seal member that seals between the inner shroud of the turbine first stage stator blades in the circumferential direction and the outer peripheral shroud of the turbine first stage stator blades that is positioned radially outward An outer peripheral side sealing member that seals between the outer shroud and a first flange that protrudes radially outward from the gas outflow end along the circumferential direction, It arrange | positions so that these outer shrouds and a 1st flange may contact along a circumferential direction.
本発明に係るガスタービン燃焼器出口シール構造によれば、ガスタービン燃焼器尾筒のガス流出端から周方向に沿うとともに外側に向かって張り出す第1のフランジと、翼環との間に配置された外周側シール部材の外周面が翼環の内周面と接触し、内周面が第1のフランジの外周面と接触することとなるので、ガスタービン燃焼器の出口部におけるシール性を向上させることができ、漏れ空気量を低減させることができる。
また、第1のフランジと翼環との間に外周側シール部材が挟み込まれ、ガタの無い構造となることにより、外周側シール部材の振動が低減するとともに、摩耗による減肉が抑制されることとなるので、部品交換の頻度を低減させることができて、ランニングコストを低減させることができる。
According to the gas turbine combustor outlet seal structure of the present invention, the gas turbine combustor tail pipe is disposed between the first flange extending from the gas outflow end of the gas turbine combustor tail tube and extending outward, and the blade ring. The outer peripheral surface of the outer peripheral sealing member thus made contacts the inner peripheral surface of the blade ring, and the inner peripheral surface contacts the outer peripheral surface of the first flange. It is possible to improve the amount of leakage air.
In addition, since the outer peripheral side seal member is sandwiched between the first flange and the blade ring and the structure is free of backlash, vibration of the outer peripheral side seal member is reduced, and thinning due to wear is suppressed. Therefore, the frequency of parts replacement can be reduced, and the running cost can be reduced.
上記ガスタービン燃焼器出口シール構造において、前記外周側シール部材が断面視U字状を呈する板バネシールであり、半径方向外側に位置して前記翼環または前記外側シュラウドと接触する一端部に、長手方向と直交する方向に沿って延びるとともに、板厚方向に貫通する複数本のスリットが設けられているとさらに好適である。 In the gas turbine combustor outlet seal structure, the outer peripheral side seal member is a leaf spring seal having a U-shaped cross-sectional view, and is located at one end portion that is located radially outward and contacts the blade ring or the outer shroud. More preferably, a plurality of slits extending in the direction perpendicular to the direction and penetrating in the plate thickness direction are provided.
このようなガスタービン燃焼器出口シール構造によれば、外周側シール部材をガスタービン運転時の熱伸び差にあわせて変形させることができ、ガスタービン運転時の熱伸び差に関係なくシール性を維持することができる。 According to such a gas turbine combustor outlet seal structure, the outer peripheral side seal member can be deformed in accordance with the difference in thermal expansion during gas turbine operation, and the sealing performance is improved regardless of the difference in thermal expansion during gas turbine operation. Can be maintained.
上記ガスタービン燃焼器出口シール構造において、前記外周側シール部材が、所定の設置場所から脱落することを防止する脱落防止手段が設けられているとさらに好適である。 In the gas turbine combustor outlet seal structure, it is further preferable that a drop prevention means for preventing the outer peripheral side seal member from dropping from a predetermined installation location is provided.
このようなガスタービン燃焼器出口シール構造によれば、外周側シール部材の脱落を防止することができ、長期間にわたってガスタービン燃焼器の出口部におけるシール性を確保することができる。 According to such a gas turbine combustor outlet seal structure, it is possible to prevent the outer peripheral side seal member from falling off, and it is possible to ensure the sealing performance at the outlet portion of the gas turbine combustor over a long period of time.
上記ガスタービン燃焼器出口シール構造において、前記内周側シール部材と前記内側シュラウドとの間、および前記内周側シール部材と前記ガスタービン燃焼器尾筒の後端部から周方向に沿うとともに半径方向内側に向かって張り出す第2のフランジとの間に、これら内周側シール部材、内側シュラウド、および第2のフランジと周方向に沿って接触する板バネシールが配置されているとさらに好適である。 In the gas turbine combustor outlet seal structure, a radius is provided along a circumferential direction between the inner peripheral seal member and the inner shroud and from a rear end portion of the inner peripheral seal member and the gas turbine combustor tail tube. It is more preferable that a leaf spring seal that is in contact with the inner circumferential side sealing member, the inner shroud, and the second flange along the circumferential direction is disposed between the second flange that projects toward the inner side in the direction. is there.
このようなガスタービン燃焼器出口シール構造によれば、内周側シール部材と第2のフランジとの間、および内周側シール部材と内側シュラウドとの間のシール性が向上することとなるので、ガスタービン燃焼器の出口部におけるシール性をさらに向上させることができ、漏れ空気量をさらに低減させることができる。 According to such a gas turbine combustor outlet seal structure, the sealing performance between the inner peripheral side seal member and the second flange and between the inner peripheral side seal member and the inner shroud is improved. The sealing performance at the outlet of the gas turbine combustor can be further improved, and the amount of leaked air can be further reduced.
本発明に係るガスタービンによれば、ガスタービン燃焼器の出口部におけるシール性を向上させることができ、漏れ空気量を低減させることができるガスタービン燃焼器出口シール構造を具備しているので、燃焼用空気を確保することができ、燃料を十分な空気量と予混合して蒸発させ、燃焼させることにより、NOxを低減させることができる。
また、ガスタービン燃焼器の出口部における振動を低減させることができるガスタービン燃焼器出口シール構造を具備しているので、部品交換の頻度を低減させることができて、ランニングコストを低減させることができる。
According to the gas turbine of the present invention, since it has a gas turbine combustor outlet seal structure that can improve the sealing performance at the outlet of the gas turbine combustor and can reduce the amount of leaked air, Combustion air can be secured, and NOx can be reduced by premixing the fuel with a sufficient amount of air to evaporate and burn it.
Moreover, since the gas turbine combustor outlet seal structure that can reduce the vibration at the outlet of the gas turbine combustor is provided, the frequency of parts replacement can be reduced, and the running cost can be reduced. it can.
本発明によれば、ガスタービン燃焼器の出口部におけるシール性を向上させることができ、漏れ空気量を低減させることができるとともに、外周側シール部材の振動を低減させることができ、部品交換の頻度を低減させることができて、ランニングコストを低減させることができるという効果を奏する。 According to the present invention, the sealing performance at the outlet of the gas turbine combustor can be improved, the amount of leaked air can be reduced, the vibration of the outer peripheral side seal member can be reduced, and the parts can be replaced. The frequency can be reduced, and the running cost can be reduced.
以下、本発明に係るガスタービン燃焼器出口シール構造の第1実施形態について、図1から図3を参照しながら説明する。
図1は本実施形態に係るガスタービン燃焼器出口シール構造を備えたガスタービン燃焼器の出口部を示す断面図、図2は図1の要部を拡大した拡大図、図3は図1および図2に示す外側シール部材の全体斜視図である。
Hereinafter, a first embodiment of a gas turbine combustor outlet seal structure according to the present invention will be described with reference to FIGS. 1 to 3.
1 is a cross-sectional view showing an outlet portion of a gas turbine combustor having a gas turbine combustor outlet seal structure according to the present embodiment, FIG. 2 is an enlarged view of an essential part of FIG. 1, FIG. FIG. 3 is an overall perspective view of an outer seal member shown in FIG. 2.
図1において符号1はガスタービン燃焼器の尾筒、2はタービンの第1段静翼、3はタービンの第1段動翼、4は第1段静翼2の内側シュラウド、5は第1段静翼2の外側シュラウド、6は尾筒1と内側シュラウド4および外側シュラウド5との間に介在してガスタービン燃焼器と車室との間を封止するガスタービン燃焼器出口シール構造(以下、「シール構造」という。)、7,7aは翼環、8は下流側ジャケットである。
In FIG. 1, reference numeral 1 is a transition piece of a gas turbine combustor, 2 is a first stage stationary blade of the turbine, 3 is a first stage moving blade of the turbine, 4 is an inner shroud of the first stage
ガスタービン燃焼筒は、ノズル(図示せず)から供給された燃料と空気とを反応させて燃焼させる部位であり、燃料と空気とを燃焼させる内筒(図示せず)と、燃焼ガスの流速を速めて後段のタービンに導入する尾筒1とを備えている。
また、翼環7には、第1段静翼2の外側シュラウド5が嵌着されているとともに、ボルト9を介して翼環7aが固定されている。
下流側ジャケット8の内部には、冷却用の空気(以下、「冷却空気」という。)が供給されるようになっており、この冷却空気によって尾筒1の出口部が冷却されるようになっている。
The gas turbine combustion cylinder is a portion that causes fuel and air supplied from a nozzle (not shown) to react with each other and burns, and an inner cylinder (not shown) that burns fuel and air, and the flow velocity of the combustion gas. And a transition piece 1 that is introduced into a subsequent turbine.
In addition, the
Cooling air (hereinafter referred to as “cooling air”) is supplied to the inside of the
さて、図2に示すように、本実施形態に係るシール構造6は、内側(内周側)シール部材10と、外側(外周側)シール部材11とを備えている。
内側シール部材10は、板状の部材であり、尾筒1の後端部から周方向に沿うとともに内側(半径方向内側)に向かって張り出す第1のフランジ12、および第1段静翼2の内側シュラウド4と連結されている。
Now, as shown in FIG. 2, the seal structure 6 according to the present embodiment includes an inner (inner peripheral side)
The
外側シール部材11は、断面視U字状を呈する板バネシールであり、尾筒1の後端から周方向に沿うとともに外側(半径方向外側)および内側(半径方向内側)に向かって張り出す第2のフランジ13と、翼環7aとの間に挟み込まれている(配置されている)。すなわち、外側シール部材11は、翼環7aの一端部(内側(半径方向内側)の端部)に形成されて上流側(図1および図2において左側)に開口する凹部を形成する二つの壁面と、第2のフランジ13の外周面13aとで形成される空間S1内に収められている(収容されている)。
また、外側シール部材11の外周面11aと翼環7aの内周面7bとは接触(密着)し、外側シール部材11の内周面11bと第2のフランジ13の外周面13aとは接触(密着)している。
さらに、図3に示すように、外側シール部材11の一端部(外周面11aを備えた端部)には、長手方向と直交する方向に沿って延びるとともに、板厚方向に貫通する複数本のスリット(切欠)11cが設けられている(形成されている)。これにより、外側シール部材11をガスタービン運転時の熱伸び差にあわせて変形させることができ、ガスタービン運転時の熱伸び差に関係なくシール性を維持することができる。
The
Further, the outer
Furthermore, as shown in FIG. 3, at one end portion (end portion provided with the outer
本実施形態に係るシール構造6によれば、尾筒1の後端から周方向に沿うとともに外側に向かって張り出す第2のフランジ13と、翼環7aとの間に配置された外側シール部材11の外周面11aが翼環7aの内周面7bと密着し、内周面11bが第2のフランジ13の外周面13aと密着することとなるので、ガスタービン燃焼器の出口部におけるシール性を向上させることができ、漏れ空気量を低減させることができる。
また、本実施形態に係るシール構造6によれば、第2のフランジ13と翼環7aとの間に外側シール部材11が挟み込まれ、ガタの無い構造となることにより、外側シール部材11の振動が低減するとともに、摩耗による減肉が抑制されることとなるので、部品交換の頻度を低減させることができて、ランニングコストを低減させることができる。
According to the seal structure 6 according to the present embodiment, the outer seal member disposed between the
In addition, according to the seal structure 6 according to the present embodiment, the
本実施形態に係るシール構造6を備えたガスタービンによれば、ガスタービン燃焼器の出口部におけるシール性を向上させることができ、漏れ空気量を低減させることができるシール構造6を具備しているので、燃焼用空気を確保することができ、燃料を十分な空気量と予混合して蒸発させ、燃焼させることにより、NOxを低減させることができる。
また、外側シール部材11の振動を低減させるとともに、摩耗による減肉を抑制するシール構造6を具備しているので、部品交換の頻度を低減させることができて、ランニングコストを低減させることができる。
According to the gas turbine provided with the seal structure 6 according to the present embodiment, the seal structure 6 that can improve the sealing performance at the outlet portion of the gas turbine combustor and can reduce the amount of leaked air is provided. Therefore, combustion air can be secured, and NOx can be reduced by premixing the fuel with a sufficient amount of air to evaporate and burn it.
In addition, since the seal structure 6 is provided to reduce the vibration of the
本発明に係るシール構造の第2実施形態を図4に基づいて説明する。図4は本実施形態に係るシール構造の要部を拡大した拡大図である。
図4に示すように、本実施形態に係るシール構造21は、外側シール部材11の代わりに外側シール部材22および脱落防止手段23が設けられているという点で上述した第1実施形態のものと異なる。
なお、上述した第1実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
A second embodiment of the seal structure according to the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 4 is an enlarged view of a main part of the seal structure according to the present embodiment.
As shown in FIG. 4, the
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as 1st Embodiment mentioned above.
外側シール部材22は、金属製のチューブシールであり、尾筒1の後端から周方向に沿うとともに外側(半径方向外側)に向かって張り出す第2のフランジ13と、翼環7aとの間に挟み込まれている(配置されている)。また、外側シール部材22の外周面22aと翼環7aの内周面7bおよび第2のフランジ13の外周面13aとは接触(密着)している。
The
脱落防止手段23は、空間S1の開口を塞ぐようにして配置され、外側シール部材22の脱落を防止する脱落防止板24と、この脱落防止板24を翼環7aの一端部に固定する固定用ボルト25とを備えている。また、外側シール部材22の外周面22aと脱落防止板24の内面24aとは接触(密着)している。
The drop-off prevention means 23 is disposed so as to close the opening of the space S1, and a drop-
本実施形態に係るシール構造21によれば、脱落防止手段23が設けられているので、外側シール部材22の脱落を防止することができ、長期間にわたってガスタービン燃焼器の出口部におけるシール性を確保することができる。
その他の本実施形態に係るシール構造21による作用効果、および本実施形態に係るシール構造21を備えたガスタービンによる作用効果は、上述した実施形態に係るシール構造6による作用効果、および上述した実施形態に係るシール構造6を備えたガスタービンの作用効果と略同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
The other operational effects of the
本発明に係るシール構造の第3実施形態を図5に基づいて説明する。図5は本実施形態に係るシール構造の要部を拡大した拡大図である。
図5に示すように、本実施形態に係るシール構造31は、外側シール部材22が空間S2内に収められている(収容されている)という点で上述した第2実施形態のものと異なる。
なお、上述した第2実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
A third embodiment of the seal structure according to the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 5 is an enlarged view of a main part of the seal structure according to the present embodiment.
As shown in FIG. 5, the
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as 2nd Embodiment mentioned above.
外側シール部材22は、翼環7aの一端部(内側(半径方向内側)の端部)に形成されて半径方向内側(図5において下側)に開口する凹部を形成する三つの壁面と、第2のフランジ13の外周面13aとで形成されるとともに、空間S2内に収められている(収容されている)。
また、外側シール部材22の外周面22aと凹部を形成するとともに第2のフランジ13の外周面13aと直交する二つの壁面とは接触(密着)し、外側シール部材22の外周面22aと第2のフランジ13の外周面13aとは接触(密着)している。
The
In addition, the outer
本実施形態に係るシール構造31によれば、第2実施形態のところで説明した脱落防止手段23を不要とすることができるので、製造コストおよび組立に要する作業時間を低減させることができる。
その他の本実施形態に係るシール構造31による作用効果、および本実施形態に係るシール構造31を備えたガスタービンによる作用効果は、上述した第2実施形態に係るシール構造21による作用効果、および上述した実施形態に係るシール構造21を備えたガスタービンの作用効果と略同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
The other operational effects of the
本発明に係るシール構造の第4実施形態を図6に基づいて説明する。図6は本実施形態に係るシール構造の要部を拡大した拡大図である。
図6に示すように、本実施形態に係るシール構造41は、外側シール部材22の代わりに外側シール部材42が設けられているという点で上述した第3実施形態のものと異なる。
なお、上述した第3実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
A fourth embodiment of the seal structure according to the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 6 is an enlarged view of a main part of the seal structure according to the present embodiment.
As shown in FIG. 6, the
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as 3rd Embodiment mentioned above.
外側シール部材42は、金属の薄板を曲げ成形したオメガシール(またはEシール)であり、翼環7aの一端部(内側(半径方向内側)の端部)に形成されて半径方向内側(図6において下側)に開口する凹部を形成する三つの壁面と、第2のフランジ13の外周面13aとで形成されるとともに、空間S2内に収められている(収容されている)。
また、外側シール部材42の外周面42aと凹部を形成するとともに第2のフランジ13の外周面13aと直交する二つの壁面とは接触(密着)し、外側シール部材42の外周面42aと第2のフランジ13の外周面13aとは接触(密着)している。
The
Further, the outer
本実施形態に係るシール構造41によれば、外側シール部材42として、安価で、変形しやすく、シール性に富んだオメガシール(またはEシール)を採用したので、製造コストを低減させることができ、組立時の作業性を向上させることができて、シール性をさらに向上させることができる。
その他の本実施形態に係るシール構造41による作用効果、および本実施形態に係るシール構造41を備えたガスタービンによる作用効果は、上述した第3実施形態に係るシール構造31による作用効果、および上述した実施形態に係るシール構造31を備えたガスタービンの作用効果と略同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
The other operational effects of the
本発明に係るシール構造の第5実施形態を図7に基づいて説明する。図7は本実施形態に係るシール構造の要部を拡大した拡大図である。
図7に示すように、本実施形態に係るシール構造51は、内側シール部材10と第1のフランジ12(より詳しくは、第1のフランジ12の上流側(図7において左側)の壁面12a)との間、および内側シール部材10と内側シュラウド4(より詳しくは、内側シュラウド4の半径方向内側(図7において下側)の壁面4a)との間に、金属の薄板を円環状に成形した板バネシール52がそれぞれ設けられているという点で上述した実施形態のものと異なる。
なお、上述した実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
A fifth embodiment of the seal structure according to the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 7 is an enlarged view of a main part of the seal structure according to the present embodiment.
As shown in FIG. 7, the
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as embodiment mentioned above.
本実施形態に係るシール構造51によれば、内側シール部材10と第1のフランジ12との間、および内側シール部材10と内側シュラウド4との間のシール性が向上することとなるので、ガスタービン燃焼器の出口部におけるシール性をさらに向上させることができ、漏れ空気量をさらに低減させることができる。
その他の本実施形態に係るシール構造51による作用効果、および本実施形態に係るシール構造51を備えたガスタービンによる作用効果は、上述した実施形態に係るシール構造6,21,31,41による作用効果、および上述した実施形態に係るシール構造6,21,31,41を備えたガスタービンの作用効果と略同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
The other effects of the
なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の技術的思想を逸脱しない範囲内で適宜必要に応じて変形実施、変更実施、および組合せ実施可能である。 Note that the present invention is not limited to the above-described embodiments, and modifications, changes, and combinations can be appropriately made as necessary without departing from the technical idea of the present invention.
また、上述した第1実施形態では、外側シール部材11が、翼環7aの一端部に形成されて上流側に開口する凹部を形成する二つの壁面と、第2のフランジ13の外周面13aとで形成される空間S1内に収められている(収容されている)ものについて説明した。しかし、本発明はこれに限定されるものではなく、例えば、図8に示すように、翼環7aをなくし(省略し)、第2のフランジ13の外周面13aと、外側シュラウド5(より詳しくは、外側シュラウド5の半径方向内側(図8において下側)の壁面5a)との間に直接挟み込むように構成することもできる。
In the first embodiment described above, the
本実施形態に係るシール構造61によれば、ボルト9を介して翼環7に固定される翼環7aを不要とすることができるので、製造コストおよび組立に要する作業時間を低減させることができる。
その他の本実施形態に係るシール構造61による作用効果、および本実施形態に係るシール構造61を備えたガスタービンによる作用効果は、上述した第1実施形態に係るシール構造11による作用効果、および上述した第1実施形態に係るシール構造11を備えたガスタービンの作用効果と略同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the
The other operational effects of the
1 尾筒(ガスタービン燃焼器尾筒)
2 第1段静翼(タービン第1段静翼)
4 内側シュラウド
5 外側シュラウド
6 シール構造(ガスタービン燃焼器出口シール構造)
7a 翼環
10 内側シール部材(内周側シール部材)
11 外側シール部材(外周側シール部材)
11c スリット
12 第1のフランジ(第2のフランジ)
13 第2のフランジ(第1のフランジ)
21 シール構造(ガスタービン燃焼器出口シール構造)
22 外側シール部材(外周側シール部材)
23 脱落防止手段
31 シール構造(ガスタービン燃焼器出口シール構造)
41 シール構造(ガスタービン燃焼器出口シール構造)
42 外側シール部材(外周側シール部材)
51 シール構造(ガスタービン燃焼器出口シール構造)
52 板バネシール
61 シール構造(ガスタービン燃焼器出口シール構造)
1 transition (gas turbine combustor transition)
2 First stage stationary blade (turbine first stage stationary blade)
4
11 Outer seal member (outer seal member)
13 Second flange (first flange)
21 Seal structure (gas turbine combustor outlet seal structure)
22 Outer seal member (outer seal member)
23 Drop-off prevention means 31 Seal structure (gas turbine combustor outlet seal structure)
41 Seal structure (gas turbine combustor outlet seal structure)
42 Outer seal member (outer seal member)
51 Seal structure (gas turbine combustor outlet seal structure)
52
Claims (6)
半径方向内側に位置して、前記タービン第1段静翼の内側シュラウドとの間を周方向にわたってシールする内周側シール部材と、
半径方向外側に位置して、前記タービン第1段静翼の外側シュラウドとの間を周方向にわたってシールする外周側シール部材とを備え、
前記外周側シール部材が、前記外側シュラウドを支持する翼環と、前記ガス流出端から周方向に沿うとともに半径方向外側に向かって張り出す第1のフランジとの間に、これら翼環および第1のフランジと周方向に沿って接触するように配置されていることを特徴とするガスタービン燃焼器出口シール構造。 A gas turbine combustor outlet seal structure for sealing between a gas outlet end of a gas turbine combustor tail tube and a turbine first stage stationary blade,
An inner circumferential side sealing member that is located radially inward and seals between the inner shroud of the turbine first stage stator blades in the circumferential direction;
An outer peripheral side seal member that is located on the radially outer side and seals between the outer shroud of the turbine first stage stationary blades in the circumferential direction;
Between the blade ring that supports the outer shroud and the first flange that extends from the gas outflow end in the circumferential direction and extends outward in the radial direction. A gas turbine combustor outlet seal structure, wherein the gas turbine combustor outlet seal structure is disposed so as to be in contact with a flange of the gas turbine along the circumferential direction.
半径方向内側に位置して、前記タービン第1段静翼の内側シュラウドとの間を周方向にわたってシールする内周側シール部材と、
半径方向外側に位置して、前記タービン第1段静翼の外側シュラウドとの間を周方向にわたってシールする外周側シール部材とを備え、
前記外周側シール部材が、前記外側シュラウドと、前記ガス流出端から周方向に沿うとともに半径方向外側に向かって張り出す第1のフランジとの間に、これら外側シュラウドおよび第1のフランジと周方向に沿って接触するように配置されていることを特徴とするガスタービン燃焼器出口シール構造。 A gas turbine combustor outlet seal structure for sealing between a gas outlet end of a gas turbine combustor tail tube and a turbine first stage stationary blade,
An inner circumferential side sealing member that is located radially inward and seals between the inner shroud of the turbine first stage stator blades in the circumferential direction;
An outer peripheral side seal member that is located on the radially outer side and seals between the outer shroud of the turbine first stage stationary blades in the circumferential direction;
Between the outer shroud and the first flange projecting outward in the radial direction along the circumferential direction from the gas outflow end, the outer circumferential side seal member is circumferentially connected to the outer shroud and the first flange. The gas turbine combustor outlet seal structure is disposed so as to be in contact with each other.
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Cited By (4)
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---|---|---|---|---|
JP2012067745A (en) * | 2010-09-24 | 2012-04-05 | General Electric Co <Ge> | Turbomachine including ceramic matrix composite (cmc) bridge |
KR20170038926A (en) | 2014-09-26 | 2017-04-07 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | Sealing structure |
CN111750380A (en) * | 2019-03-28 | 2020-10-09 | 中国航发湖南动力机械研究所 | Flame tube outlet connecting device |
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2008
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Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2012067745A (en) * | 2010-09-24 | 2012-04-05 | General Electric Co <Ge> | Turbomachine including ceramic matrix composite (cmc) bridge |
KR20170038926A (en) | 2014-09-26 | 2017-04-07 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | Sealing structure |
US10557357B2 (en) | 2014-09-26 | 2020-02-11 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Seal structure |
DE112015004378B4 (en) | 2014-09-26 | 2023-03-02 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | SEALING ELEMENT |
DE112015004414B4 (en) | 2014-09-26 | 2023-03-02 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | SEAL STRUCTURE |
CN111750380A (en) * | 2019-03-28 | 2020-10-09 | 中国航发湖南动力机械研究所 | Flame tube outlet connecting device |
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