JP3782649B2 - gas turbine - Google Patents
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Description
【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は、空気や蒸気等を冷却媒体として、タービン冷却翼等を冷却するガスタービンに係り、特に、冷却媒体を回収して熱効率の向上を意図するガスタービンの性能低下を防止するのに好適なガスタービンに関する。
【0002】
【従来の技術】
ガスタービンにおいては、熱効率の向上を図るために作動ガスの温度を高めることが行われ、作動ガス中に配置されているタービン翼がこの高温に耐えられるようにするために、翼内部に冷却媒体を導入して冷却することが行われる。
【0003】
従来、一般に採用されているこの種のガスタービンは、圧縮機から抽気した空気を冷却媒体として用い、この冷却空気をタービン翼の内部を流通させて冷却するようにしている。そして、翼内部を冷却した後の冷却空気を、翼外表面のフィルム冷却用や翼の後縁等から、またホィールスペースのシール空気として、作動ガス中に排出するようにしたオープン冷却方式である。
【0004】
このオープン冷却方式は、冷却空気が作動ガス中へ排出されることから、比較的低温である冷却空気の希釈による作動ガスの温度低下や、冷却空気が作動ガス中へ混入する時の作動ガスとの間で発生する混合損失などによってタービンの出力が低下するため、高温化の効果が充分に発揮できない嫌いがある。
【0005】
この改善策として、被冷却部を冷却した後の冷却空気を作動ガス中に排出しないで、燃焼器に回収するようにした冷却空気回収型ガスタービンや、同じ回収型でも冷却媒体に熱伝達率の大きい蒸気を用いたガスタービン(冷媒消費量の削減と蒸気系への回収による仕事の寄与)などが提案されている。
【0006】
これら冷媒回収型ガスタービンでは、特に、その開発目的から、冷媒の供給部から回収部に到るまでの冷却経路内で、冷媒のリークの発生を、未然に防止することが重要である。この手段として、系を配管によって閉ざすことが、最も有効で簡単な方法である。しかしながら、静止系経路では、タービン静翼とケーシング間のように、両者間を配管すると、両者の伸び差による熱応力が発生し、配管の損傷等をもたらすことになる。これが供給配管であれば、翼部の冷却が十分行われないことになる。このため、配管をコイル状に巻いて、熱伸び差を吸収することが考えられるが、この方式は、大きな配管スペースがある場合に限られる。また、回転系経路では、基本的に配管が不可能であり、ホィール外径端と動翼供給孔の合わせ面のようなポイントで、総量として大量のリークを発生することになる。
【0007】
このような冷却経路内でのシール装置として、EAGLE EG&G AERO-SPACE CO.,LTD.のチューブシールが周知であり、中空円柱の支持体と球面状弾性体で構成されている。また、これに関連するものとして、例えば、特開平10−238301号公報に記載のように、薄肉の中空円柱体の外端付近に、球面状弾性体に相当する環状突起とスリットを設けたもので、両者とも部材の弾性を利用してシール孔との間を環状に線接触させ、リーク量を低減するものが知られている。これらは、主として静止場での使用されており、回転場では半径方向流れに対して適用される。
【0008】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、従来のチューブシールのようなものを、回転場における水平方向に流れるようなポイントに使用するには、次のような問題が生じる。即ち、遠心力によって、弾性体シール装置はシール孔の半径方向外側に押付けられることになり、内側の一部がシール孔と接触せず、ここからリークが発生する。さらには、外側に押付けられた環状弾性体は、機器の振動による押付け力の繰返し作用によって、疲労破壊の原因となる。これは、リークの増加と言った問題のみならず、破損した弾性体シール装置の一部が動翼の冷却通路を塞ぎ、適正な流量を確保できない動翼の冷却不足を生じさせることになる。
【0009】
また、これら弾性体シール装置は、弾性変形を利用して、シール孔内面に接触させて使用するものであり、装置の公差管理が非常に煩雑になる。即ち、リーク量はシメシロが10数μmのオーダで倍程度変化するが、シール孔の製作精度がこれに対応できず、個々のシール孔に対してシール装置を製作する必要がある。この管理を徹底しておかなければ、それぞれの製作公差における上・下限の差でリーク量の増大、組立て不可等の不具合が生じることになる。
【0010】
本発明の目的は、高温被冷却部であるタービン動翼への冷却経路内における水平方向流路に設置した弾性体シール装置において、信頼性の向上を図るとともに、製作管理の簡易化と組込み作業の作業性を向上させたガスタービンを提供することにある。
【0011】
【課題を解決するための手段】
(1)上記目的を達成するために、本発明は、静翼と、動翼と、この動翼を冷却するための冷却通路と、この冷却通路内の冷却媒体の流れが水平方向となる位置に設けられた中空の支持体と球面状弾性体で構成されたガスタービンの弾性体シール手段とを有するガスタービンにおいて、上記球面状弾性体は上記支持体に設けられ、上記球面状弾性体にかかる遠心力を緩和する緩和手段を有し、この緩和手段として、上記弾性体シール手段の支持体の外端部に設けられ、上記球面状弾性体の最大径よりも小さい径の環状突起を備えるようにしたものである。
かかる構成により、リーク量削減は勿論のこと、球面状弾性体に掛かる遠心力を緩和し、応力レベルを低下させることにより、損傷破壊を未然に防止して、ガスタービンの信頼性を向上し得るものとなる。
【0012】
(2)上記(1)において、好ましくは、上記球面状弾性体の最大径をD1とし、上記環状突起の径をD2とし、シール孔の径をDhとする時、(D1−Dh)/2>(Dh−D2)/2としたものである。
かかる構成により、球面状弾性体がシール孔面から離れることはないものである。
【0013】
(3)上記(1)において、好ましくは、上記弾性体シール手段の球面状弾性体は、支持体の中空方向に外端から延びる複数のスリットを備え、少なくとも球面状弾性体の最大径位置よりも、内側まで延びているものである。
かかる構成により、バネ定数を弱めて、比較的小さな押込み力で、シール孔に装着が可能となる。
【0014】
【発明の実施の形態】
以下、図1〜図4を用いて、本発明の一実施形態によるガスタービンの構成について説明する。
【0015】
最初に、図1を用いて、本実施形態によるガスタービンを用いる冷媒回収型ガスタービンプラントの全体構成,特に、作動ガスと冷却空気の流れから全体構成について説明する。
図1は、本発明の一実施形態によるガスタービンを用いる冷媒回収型ガスタービンプラントの全体構成を示すシステム構成図である。
【0016】
ガスタービン1は、主として、タービン4と、タービン4に連結され、燃焼用の圧縮空気を得る圧縮機2と、圧縮空気を高温高圧ガスに変換する燃焼器3と、発電機5とを備えている。圧縮機2から抽気した冷却空気は、プリクーラ6,フィルタ7,ブースト圧縮機8を経て、冷却空気供給経路10から静翼冷却空気経路11a及び動翼冷却空気経路11bに分岐され、タービン4の被冷却部に供給される。タービン4の翼部を冷却した空気は、冷却空気回収経路12を介して、燃焼器3に回収される。
【0017】
次に、図2を用いて、本実施形態によるガスタービンの要部の構成について説明する。
図2は、本発明の一実施形態によるガスタービンの上流側2段部分の要部断面図である。
【0018】
最初に、第1段動翼21aの冷却系について説明する。
【0019】
タービン4の図示しない軸端に供給された冷却空気は、中心孔24を経て、第1段供給チャンバー15aに導かれた後、第1段動翼供給通路17aに供給される。第1段動翼供給通路17aは、図示しない第1段動翼21a内に設けられた冷却パスと連通し、更には第1段動翼回収通路18aとも連通して、第1段ホィール回収通路19aを介して第1段回収チャンバー16aに到る。その後、第1段ホィール22a、第2段ホィール22bを貫通する冷却空気回収経路12を燃焼器3に向かう。
【0020】
第1段供給チャンバー15aと第1段動翼供給通路17aの当り面及び、第1段動翼回収通路18aと第1段ホィール回収通路19aの当り面には、それぞれ、第1段供給用弾性体シール30aと第1段回収用弾性体シール31aが設置されている。第1段供給用弾性体シール30aは、半径方向の流れに対しての設置であるが、第1段回収用弾性体シール31aは、水平となる流れ場に設けられている。なお、符号20aは、第1段静翼である。
【0021】
同様に、第2段動翼21bの冷却系においては、タービン4の図示しない軸端に供給された冷却空気は、中心孔24を経て、第2段供給チャンバー15bに導かれた後、第2段動翼供給通路17bに供給される。第2段動翼供給通路17bは、図示しない第2段動翼21b内に設けられた冷却パスと連通し、更には第2段動翼回収通路18bとも連通して、第2段ホィール回収通路19bを介して第2段回収チャンバー16bに到る。その後、第2段ホィール22b、第2段ホィール22bを貫通する冷却空気回収経路12を燃焼器3に向かう。
【0022】
第2段供給チャンバー15bと第2段動翼供給通路17bの当り面及び、第2段動翼回収通路18bと第2段ホィール回収通路19bの当り面には、それぞれ、第2段供給用弾性体シール30bと第2段回収用弾性体シール31bが設置されている。第2段供給用弾性体シール30bは、半径方向の流れに対しての設置であるが、第2段回収用弾性体シール31bは、水平となる流れ場に設けられている。なお、符号20bは、第2段静翼である。
【0023】
次に、図3を用いて、本実施形態によるガスタービンに用いる球面状弾性体シールの構成と組込み状態について説明する。
図3は、本発明の一実施形態によるガスタービンに用いる回収用弾性体シールの構成と組込み時状態を示す断面図である。
【0024】
第1段回収用弾性体シール31aは、中空支持体34と両端の球面状弾性体35で構成されている。中空支持体34の外端に設けた環状突起36の径をD2とし、球面状弾性体35の開放時の最大径をD1とし、第1段動翼21aに設けられた動翼側シール孔38の孔径をDhとするとき、D1>Dh>D2の関係となっている。更に、球面状弾性体35には、その外端から、最大径D1の位置P点より内側まで延びる、3本のスリット37が加工されている。動翼側シール孔38に組込まれた球面状弾性体35は、その剛性によって最大径をDhまで変化させて、動翼側シール孔38面に接触する。また、この時点では、動翼側シール孔38と環状突起36の間には、周方向に(Dh−D2)/2の間隙をもつが、(D1−Dh)/2>(Dh−D2)/2の関係がある。
なお、以上の説明は、第1段動翼の冷却系についてであるが、2段動翼冷却系の第2段供給用弾性体シール30bと第2段回収用弾性体シール31bについても同様である。また、供給用弾性体シールと回収用弾性体シールの違いは、冷却空気の流れが、半径と水平方向ということで、形状は同一である。
【0025】
以上のように構成されているので、先ず、弾性体シール装置31a,31bの第1段動翼回収通路18aの動翼側シール孔38への装着にあたり、スリット37を設けたことにより、バネ定数(=押込力/球面状弾性体の変形量)が1/10以下まで弱まり、比較的小さな押込み力で、シール孔に装着が可能となる。
【0026】
ガスタービン1の運転とともに圧縮機2と燃焼器3で発生する高温高圧の作動ガスは、圧力が約20ata、温度が1400℃程度で、タービン内部の第1段静翼20a、第1段動翼21aをはじめとする、各段でタービン仕事をしながら圧力、温度を低下させ、約600℃で最終段動翼を流出する。この時、ガスタービン1に直結した発電機5が回転して電力を得る。
【0027】
タービン翼は、高温のガスに晒されるため、圧縮機2で得られる高圧空気の一部を抽気して冷却空気として用いるが、圧縮機2での抽気空気の温度は約500℃と高温であるため、プリクーラ6に導き150℃程度に減温する。さらに、この抽気空気を冷却空気として燃焼器2に戻すための供給圧力は、配管や被冷却部での圧力損失を考慮した上で、回収圧力が20ataよりも大きくなるように設定することが必要である。このため、プリクーラ6で減温した後の抽気空気をブースト圧縮機8に導き、35ata程度に昇圧して、はじめて冷却空気として使用が可能となる。この冷却空気は、静翼側と動翼側へ分岐され、一方を動翼冷却空気経路11bとして、動翼21a,21bの翼内部で熱交換して、翼材料の許容温度以下にメタル温度を減温する。この後、冷却空気回収経路12に沿って、燃焼器3へ回収されタービン出力を増大させることになる。
【0028】
次に、図4を用いて、本実施形態によるガスタービンに用いる球面状弾性体シールの運転状態における動作について説明する。
図4は、本発明の一実施形態によるガスタービンに用いる回収用弾性体シールの運転状態における状態を示す断面図である。
【0029】
ガスタービン運転時において、第1段回収用弾性体シール31aは、強い遠心場にあり、半径方向外側向きに遠心力を受ける。しかし、回転数の増加とともに、動翼側シール孔38とスペーサ側シール孔39の外側内面には、環状突起36があたるため、遠心力の全てを受けることはないものである。また、球面状弾性体35がシール孔の中空支持体34の中心線を基準とするDh以下に押え込まれることもないので、中空支持体34と球面状弾性体35の溶接部に掛かる曲げ応力も小さくなる。当然ながら、この近傍では、P点がシール孔と線接触している。一方、半径方向内側は、見かけ上、持ち上げられる様な形になるが、(D1−Dh)/2>(Dh−D2)/2の関係から、球面状弾性体35がシール孔面から離れることはないものである。即ち、全周に亘ってPでの線接触が継続しており、第1段動翼回収通路18と第1段ホィール回収通路19aからホィールスペース25や第2段回収チャンバー16bへのリークを防止できる。
【0030】
以上説明したように、本実施形態による環状突起を配置した弾性体シール装置では、支持体の外端に環状突起を設けることにより、リーク量削減は勿論のこと、球面状弾性体に掛かる遠心力を緩和し、応力レベルを低下させることにより、損傷破壊を未然に防止する信頼性の高い冷媒回収型ガスタービンを提供するとともに、その効果を十分に発揮できる。
また、球面状弾性体にスリットを設けることにより、剛性を弱められるので、弾性体シール装置の製作に当たり、一つの製作公差で対応が可能となり、製作管理上の煩雑さが解消されるとともに、比較的、小さな力で装着することができるので、作業性の向上が図られる。このスリット長さは、球面状弾性体の剛性に影響する。バネ定数は、スリット長さの2乗倍で変化するので、短ければ、その効果は殆ど期待できない。尚、P点より外端側で長くしても意味が無いのは当然であり、球面状弾性体の剛性を弱めるためには、P点を基準に、内側までスリットを設ける必要がある。
ここで、スリットを設けることによる剛性の弱まりは、スリットそのものの面積とともに、リーク発生の要因となる事が考えられる。しかし、本実施形態は、最低限の剛性確保を狙ったものであり、余分な剛性による弊害を排除できるところに利点がある。因みに、球面弾性体をステンレスとする70μmスリットの3本構成で、シメシロが40μm程度あれば、リークは零に近いことを実験的に確認している。
【0031】
なお、以上の説明では、第1段動翼について説明したが、後段側動翼の冷却通路のみならず、回転場での流れが水平となる位置でのシール装置として適用すれば、さらに大きな効果が期待できるものである。
また、本発明は、従来オープン冷却方式のガスタービン、或は冷媒の異なるタイプのガスタービンにも適用が可能である。
【0032】
【発明の効果】
本発明によれば、弾性体シール装置の信頼性が向上するとともに、製作管理の簡易化が図れ、組込み作業の作業性が向上する。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の一実施形態によるガスタービンを用いる冷媒回収型ガスタービンプラントの全体構成を示すシステム構成図である。
【図2】本発明の一実施形態によるガスタービンの上流側2段部分の要部断面図である。
【図3】本発明の一実施形態によるガスタービンに用いる回収用弾性体シールの構成と組込み時状態を示す断面図である。
【図4】本発明の一実施形態によるガスタービンに用いる回収用弾性体シールの運転状態における状態を示す断面図である。
【符号の説明】
1…ガスタービン
2…圧縮機
3…燃焼器
4…タービン
5…発電機
6…プリクーラ
7…フィルタ
8…ブースト圧縮機
11b…動翼冷却空気経路
12…冷却空気回収経路
15a…第1段供給チャンバー
16a…第1段回収チャンバー
17a…第1段動翼供給通路
18a…第1段動翼回収通路
19a…第1段ホィール回収通路
30a…第1段供給用弾性体シール
31a…第1段回収用弾性体シール
34…中空支持体
35…球面状弾性体
36…環状突起
37…スリット
38…動翼側シール孔
39…スペーサ側シール孔[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine that cools turbine cooling blades using air, steam, or the like as a cooling medium, and is particularly suitable for preventing performance degradation of a gas turbine intended to improve the thermal efficiency by collecting the cooling medium. Related to a gas turbine.
[0002]
[Prior art]
In the gas turbine, the temperature of the working gas is increased in order to improve the thermal efficiency, and a cooling medium is provided inside the blade so that the turbine blade disposed in the working gas can withstand this high temperature. Is introduced and cooled.
[0003]
Conventionally, this type of gas turbine generally employed employs air extracted from a compressor as a cooling medium, and cools the cooling air by circulating it inside the turbine blades. Then, the cooling air after cooling the inside of the blade is an open cooling system in which the air is discharged into the working gas from the film cooling on the outer surface of the blade, the trailing edge of the blade, or as seal air for the wheel space. .
[0004]
In this open cooling method, since the cooling air is discharged into the working gas, the temperature of the working gas decreases due to dilution of the cooling air, which is relatively low, and the working gas when the cooling air is mixed into the working gas. There is a dislike that the effect of increasing the temperature cannot be sufficiently exhibited because the output of the turbine is reduced due to mixing loss generated between the two.
[0005]
As a measure to improve this, the cooling air after cooling the cooled part is not discharged into the working gas, but the cooling air recovery type gas turbine that is recovered in the combustor or the heat transfer coefficient to the cooling medium even in the same recovery type Gas turbines using large steam (reduction of refrigerant consumption and contribution of work by recovery to the steam system) have been proposed.
[0006]
In these refrigerant recovery type gas turbines, in particular, it is important to prevent the occurrence of refrigerant leakage in the cooling path from the refrigerant supply unit to the recovery unit for the purpose of development. As this means, it is the most effective and simple method to close the system by piping. However, in the static system path, if the pipe is connected between both the turbine vane and the casing, a thermal stress is generated due to a difference in elongation between the two, resulting in damage to the pipe. If this is a supply pipe, the wings will not be sufficiently cooled. For this reason, it can be considered that the pipe is wound in a coil shape to absorb the difference in thermal expansion, but this method is limited to a case where there is a large pipe space. In addition, piping is basically impossible in the rotating system path, and a large amount of leakage occurs at a point such as a mating surface between the wheel outer diameter end and the blade supply hole.
[0007]
As a sealing device in such a cooling path, a tube seal of EAGLE EG & G AERO-SPACE CO., LTD. Is well known, and is composed of a hollow cylindrical support and a spherical elastic body. In addition, as related to this, for example, as described in JP-A-10-238301, an annular projection and a slit corresponding to a spherical elastic body are provided in the vicinity of the outer end of a thin hollow cylindrical body. Both of them are known to reduce the amount of leakage by making an annular line contact with the seal hole using the elasticity of the member. They are mainly used in stationary fields and apply to radial flow in rotating fields.
[0008]
[Problems to be solved by the invention]
However, when a conventional tube seal or the like is used at a point that flows horizontally in a rotating field, the following problems arise. That is, due to the centrifugal force, the elastic body sealing device is pressed outward in the radial direction of the seal hole, and a part of the inner side does not come into contact with the seal hole, and leakage occurs from here. Furthermore, the annular elastic body pressed to the outside causes fatigue failure due to the repeated action of the pressing force caused by the vibration of the device. This is not only a problem of increased leakage, but also a part of the damaged elastic body sealing device blocks the cooling passage of the moving blade, resulting in insufficient cooling of the moving blade, which cannot secure an appropriate flow rate.
[0009]
Moreover, these elastic body sealing devices are used in contact with the inner surface of the seal hole by utilizing elastic deformation, and the tolerance management of the device becomes very complicated. In other words, the amount of leakage changes about twice as long as the shimeoshiro is on the order of several tens of micrometers, but the manufacturing accuracy of the seal holes cannot cope with this, and it is necessary to manufacture a seal device for each seal hole. If this management is not performed thoroughly, the difference between the upper and lower limits of each production tolerance will cause problems such as an increase in the leak amount and inability to assemble.
[0010]
An object of the present invention is to improve reliability, simplify production management, and incorporate work in an elastic seal device installed in a horizontal flow path in a cooling path to a turbine blade that is a high-temperature cooled part. An object of the present invention is to provide a gas turbine with improved workability.
[0011]
[Means for Solving the Problems]
(1) In order to achieve the above object, the present invention provides a stationary blade, a moving blade, a cooling passage for cooling the moving blade, and a position where the flow of the cooling medium in the cooling passage is in the horizontal direction. In the gas turbine having a hollow support body provided on the gas turbine and an elastic body sealing means of the gas turbine constituted by a spherical elastic body , the spherical elastic body is provided on the support body, and the spherical elastic body is provided with the spherical elastic body. There is a relaxation means for relieving the centrifugal force, and as this relaxation means, an annular protrusion is provided at the outer end of the support of the elastic body sealing means and has a diameter smaller than the maximum diameter of the spherical elastic body. It is what I did.
With this configuration, not only the amount of leakage can be reduced, but also the centrifugal force applied to the spherical elastic body can be alleviated and the stress level can be reduced, thereby preventing damage and destruction and improving the reliability of the gas turbine. It will be a thing.
[0012]
(2) In the above (1), preferably, when the maximum diameter of the spherical elastic body is D1, the diameter of the annular protrusion is D2, and the diameter of the seal hole is Dh, (D1-Dh) / 2 > (Dh−D2) / 2.
With this configuration, the spherical elastic body is not separated from the seal hole surface.
[0013]
(3) In the above (1), preferably, the spherical elastic body of the elastic body sealing means includes a plurality of slits extending from the outer end in the hollow direction of the support body, and at least from the position of the maximum diameter of the spherical elastic body. Is also extended to the inside.
With such a configuration, the spring constant can be weakened and the seal hole can be mounted with a relatively small pushing force.
[0014]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, the configuration of a gas turbine according to an embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
[0015]
First, the overall configuration of the refrigerant recovery type gas turbine plant using the gas turbine according to the present embodiment, in particular, the overall configuration from the flow of working gas and cooling air will be described with reference to FIG.
FIG. 1 is a system configuration diagram showing an overall configuration of a refrigerant recovery type gas turbine plant using a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
[0016]
The
[0017]
Next, the configuration of the main part of the gas turbine according to the present embodiment will be described with reference to FIG.
FIG. 2 is a cross-sectional view of the main part of the upstream two-stage portion of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
[0018]
First, the cooling system of the
[0019]
Cooling air supplied to a shaft end (not shown) of the
[0020]
The contact surfaces of the first-stage supply chamber 15a and the first-stage moving
[0021]
Similarly, in the cooling system for the second stage moving blade 21b, the cooling air supplied to the shaft end (not shown) of the
[0022]
The contact surfaces of the second-
[0023]
Next, the configuration and assembled state of the spherical elastic seal used in the gas turbine according to the present embodiment will be described with reference to FIG.
FIG. 3 is a cross-sectional view showing a configuration of the recovery elastic body seal used in the gas turbine according to the embodiment of the present invention and a state when it is assembled.
[0024]
The first-stage recovery
The above description is about the cooling system for the first stage rotor blade, but the same applies to the second stage supply
[0025]
Since it is configured as described above, first, when the elastic
[0026]
The high-temperature and high-pressure working gas generated in the compressor 2 and the combustor 3 along with the operation of the
[0027]
Since the turbine blades are exposed to high-temperature gas, a part of the high-pressure air obtained by the compressor 2 is extracted and used as cooling air, but the temperature of the extracted air in the compressor 2 is as high as about 500 ° C. Therefore, the temperature is led to the precooler 6 and reduced to about 150 ° C. Further, the supply pressure for returning the extracted air to the combustor 2 as cooling air needs to be set so that the recovery pressure is larger than 20 ata in consideration of pressure loss in the piping and the cooled portion. It is. For this reason, the bleed air after the temperature is reduced by the precooler 6 is guided to the boost compressor 8 and is increased to about 35 ata, and can only be used as cooling air. This cooling air is branched into the stationary blade side and the moving blade side, and one of them is used as the moving blade cooling
[0028]
Next, the operation of the spherical elastic seal used in the gas turbine according to the present embodiment in the operating state will be described with reference to FIG.
FIG. 4 is a cross-sectional view showing a state in an operating state of the recovery elastic body seal used in the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
[0029]
During operation of the gas turbine, the first-stage recovery
[0030]
As described above, in the elastic body sealing device in which the annular protrusion according to the present embodiment is arranged, by providing the annular protrusion at the outer end of the support body, not only the leakage amount is reduced, but also the centrifugal force applied to the spherical elastic body. By reducing the stress and lowering the stress level, it is possible to provide a highly reliable refrigerant recovery type gas turbine that prevents damage and breakage in advance, and can sufficiently exert its effects.
In addition, since the rigidity is weakened by providing a slit in the spherical elastic body, it is possible to handle with one manufacturing tolerance when manufacturing the elastic seal device, eliminating the complexity of manufacturing management and comparing Since it can be mounted with a small force, workability can be improved. The slit length affects the rigidity of the spherical elastic body. Since the spring constant changes by the square of the slit length, the effect is hardly expected if it is short. In addition, it is natural that it is meaningless to make it longer on the outer end side than the point P. In order to weaken the rigidity of the spherical elastic body, it is necessary to provide a slit to the inside with respect to the point P.
Here, it is conceivable that the weakening of rigidity due to the provision of the slit may cause a leak as well as the area of the slit itself. However, the present embodiment is aimed at securing a minimum rigidity, and has an advantage in that the adverse effects due to the excess rigidity can be eliminated. Incidentally, it has been experimentally confirmed that the leak is close to zero when the three-piece structure of 70 μm slits made of stainless steel as the spherical elastic body is about 40 μm.
[0031]
In the above description, the first stage rotor blade has been described. However, if it is applied not only as a cooling passage for the rear stage rotor blade, but also as a sealing device at a position where the flow in the rotating field is horizontal, a larger effect is obtained. Can be expected.
The present invention can also be applied to a conventional open cooling type gas turbine or a gas turbine of a different type of refrigerant.
[0032]
【The invention's effect】
According to the present invention, the reliability of the elastic seal device is improved, the production management is simplified, and the workability of the assembling work is improved.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a system configuration diagram showing an overall configuration of a refrigerant recovery type gas turbine plant using a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a cross-sectional view of the main part of the upstream two-stage portion of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
FIG. 3 is a cross-sectional view showing a configuration of a recovery elastic body seal used in a gas turbine according to an embodiment of the present invention and a state at the time of incorporation.
FIG. 4 is a cross-sectional view showing a state in an operating state of a recovery elastic body seal used in a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF
Claims (3)
上記球面状弾性体は上記支持体に設けられ、上記球面状弾性体にかかる遠心力を緩和する緩和手段を有し、
この緩和手段として、上記弾性体シール手段の支持体の外端部に設けられ、上記球面状弾性体の最大径よりも小さい径の環状突起を備えたことを特徴とするガスタービン。Consists of a stationary blade, a moving blade, a cooling passage for cooling the moving blade, a hollow support body and a spherical elastic body provided at a position where the flow of the cooling medium in the cooling passage is in a horizontal direction A gas turbine having an elastic body sealing means for the gas turbine,
The spherical elastic body is provided on the support, and has a relaxation means for relaxing the centrifugal force applied to the spherical elastic body,
A gas turbine comprising an annular protrusion provided at an outer end portion of the support body of the elastic body sealing means and having a diameter smaller than the maximum diameter of the spherical elastic body as the relaxation means .
上記球面状弾性体の最大径をD1とし、上記環状突起の径をD2とし、シール孔の径をDhとする時、(D1−Dh)/2>(Dh−D2)/2としたことを特徴とするガスタービン。The gas turbine according to claim 1, wherein
When the maximum diameter of the spherical elastic body is D1, the diameter of the annular projection is D2, and the diameter of the seal hole is Dh, (D1-Dh) / 2> (Dh-D2) / 2. A characteristic gas turbine.
上記弾性体シール手段の球面状弾性体は、支持体の中空方向に外端から延びる複数のスリットを備え、少なくとも球面状弾性体の最大径位置よりも、内側まで延びていることを特徴とするガスタービン。The gas turbine according to claim 1, wherein
The spherical elastic body of the elastic body sealing means includes a plurality of slits extending from the outer end in the hollow direction of the support body, and extends at least to the inner side of the maximum diameter position of the spherical elastic body. gas turbine.
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