JP5129052B2 - Gas turbine compressor - Google Patents
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Description
本発明は、ガスタービン圧縮機に係り、特に、ガスタービン圧縮機ケーシングに圧縮機静翼の根元(ダブテイル)が嵌込まれる構造を有するガスタービン圧縮機に関する。 The present invention relates to a gas turbine compressor, and more particularly to a gas turbine compressor having a structure in which a root of a compressor vane is fitted into a gas turbine compressor casing.
一般に圧縮機の静翼は、翼部とダブテイル部から構成され、ダブテイル部と同型断面を有する溝がケーシング側にレール状に施されている。このケーシング側の溝に静翼のダブテイル部を嵌込ませて、静翼を固定している。 In general, a stationary blade of a compressor is composed of a blade portion and a dovetail portion, and a groove having the same cross section as the dovetail portion is provided in a rail shape on the casing side. The dovetail portion of the stationary blade is fitted into the groove on the casing side, and the stationary blade is fixed.
なお、圧縮機の静翼の支持構造として、特許文献1に記載のものがある。この特許文献1では、静的刺激と動的刺激の両方に起因して生じる翼形部とケーシングのスロットとの係合状態の不安定性を最小限に抑える構造を提案している。
In addition, there exists a thing of
一般に、圧縮機静翼は、空気の流れの乱れや旋回失速等の影響により砺振される。翼部の振動を支えているのはダブテイル部であり、長時間運用下では、静翼のダブテイル部やケーシング側のレール状溝に摩耗損傷が生じる場合がある。静翼のダブテイル部やケーシング側のレール状溝の摩耗損傷が進行すると、静翼の保持機能が損なわれ、翼の抜け出しや隣接動翼との接触による翼折損が懸念される。この場合、折損した翼が後流段を二次的に損傷させ、多大な損害を発生させる可能性がある。このため、ある程度、摩耗損傷が進行した時点において、何らかの処置を講じる必要がある。 In general, the compressor vane is vibrated due to the influence of air flow disturbance, swirling stall, and the like. It is the dovetail part that supports the vibration of the wing part, and wear damage may occur in the dovetail part of the stationary blade and the rail-like groove on the casing side under long-time operation. When wear damage of the dovetail portion of the stationary blade or the rail-like groove on the casing proceeds, the holding function of the stationary blade is impaired, and there is a concern about blade breakage or blade breakage due to contact with adjacent moving blades. In this case, the broken wing may damage the wake stage secondarily and cause a great deal of damage. For this reason, it is necessary to take some measures when wear damage progresses to some extent.
静翼については、翼交換やダブテイル部の摩耗部溶接補修等を実施することは可能であるが、ケーシング側のレール状溝の摩耗部溶接補修は、溶接変形の問題や修正加工等の実施の困難さから容易ではない。新品のケーシングに交換するとなると、多大な費用と交換時間が発生する。 For stator blades, it is possible to replace the blades and repair the welded part of the dovetail, but repair the welded part of the rail-shaped groove on the casing side. Not easy due to difficulty. When it is replaced with a new casing, a great amount of cost and replacement time are required.
なお、特許文献1では、ケーシングのスロットに磨耗が生じた場合についての補修等については考慮されていない。
In
本発明は、静翼のダブテイル部が嵌込まれ静翼を支持するケーシング側のレール状溝の摩耗損傷が進行しても、簡易的に修復できるガスタービン圧縮機ケーシングを備えたガスタービン圧縮機を提供することを目的とする。 The present invention relates to a gas turbine compressor including a gas turbine compressor casing that can be easily repaired even if wear damage of a rail-like groove on the casing side that supports the stator blade is inserted and the dovetail portion of the stator blade is inserted. The purpose is to provide.
本発明は、中間段において圧縮空気の一部を抽気するようにしたガスタービン圧縮機であって、抽気を実施している中間段の圧縮機静翼のダブテイル部に、圧縮空気の一部を抽気する空気孔を設け、圧縮機ケーシングに、ダブテイル部の空気孔から抽気された圧縮空気を流入させる抽気用溝を設け、圧縮機ケーシングの内側に回転軸と同心をなすように周方向に設けられた断面がT字型のレール状の溝と、外側がレール状の溝に嵌合し、内側に圧縮機静翼のダブテイル部を嵌込むレール状の溝が回転軸と同心をなすように周方向に設けられたレール状リングとにより、圧縮機ケーシングによる抽気を実施している中間段の圧縮機静翼の支持構造を構成し、レール状リングを、周方向に分割して構成し、レール状リング及び圧縮機静翼の材質を同種材とし、ダブテイル部の空気孔から抽気された圧縮空気がレール状リングの外周側に貫通して圧縮気ケーシングの抽気用溝に流入するように、レール状リングを、圧縮空気の流れから見て上流側と下流側に分離して構成したことを特徴とする。 The present invention is a gas turbine compressor configured to extract a part of compressed air in an intermediate stage, and a part of the compressed air is applied to a dovetail portion of an intermediate stage compressor vane that performs extraction. An air hole for bleed is provided, a bleed groove for allowing the compressed air extracted from the air hole of the dovetail portion to flow into the compressor casing, and provided in the circumferential direction so as to be concentric with the rotary shaft inside the compressor casing. The T-shaped rail-shaped groove and the outside are fitted into the rail-shaped groove, and the rail-shaped groove into which the dovetail portion of the compressor vane is fitted inside is concentric with the rotating shaft. The rail-shaped ring provided in the circumferential direction constitutes a support structure for the intermediate-stage compressor stationary blade that performs the extraction by the compressor casing , and the rail-shaped ring is divided into the circumferential direction, Rail ring and compressor vane material The rail ring is viewed from the flow of compressed air so that the compressed air extracted from the air holes of the dovetail portion penetrates the outer periphery of the rail ring and flows into the extraction groove of the compressed air casing. It is characterized by being separated into an upstream side and a downstream side .
本発明では、圧縮機ケーシング側の支持レールと圧縮機静翼の間を嵌合するレール状リングを設けているので、長時間使用によりケーシング側の溝(レール状リングの内周の溝)に著しい摩耗損傷が生じ、翼の抜け出しや隣接動翼との接触による翼折損の観点から継続使用不可の状況になった場合でも、圧縮機ケーシング本体の大規模な修復または交換を必要とすることなく、レール状リングのみを取外して、新品に交換すれば、簡単に修復することが可能となり、経済性の改善が図れる。 In the present invention, since the rail-like ring that fits between the support rail on the compressor casing side and the compressor stationary blade is provided, the groove on the casing side (groove on the inner periphery of the rail-like ring) is used after a long period of use. Even if severe wear damage occurs and the blade cannot be continuously used due to blade breakage or contact with adjacent blades, it does not require extensive repair or replacement of the compressor casing body. If only the rail-like ring is removed and replaced with a new one, it can be easily repaired and the economy can be improved.
以下、図示した実施例に基づいて本発明を詳細に説明する。 Hereinafter, the present invention will be described in detail based on illustrated embodiments.
図1は本発明が適用されるガスタービンの概要を示している。ガスタービンは、タービンケーシング56の内部に、中心に回転軸(ロータ)55と、回転軸55の周囲に設置されるタービン動翼51と、タービンケーシング56側に支持されるタービン静翼50を有するタービン部52を備える。通常、タービン動翼51とタービン静翼50は周方向に複数枚を有している。また、ガスタービンは、このタービン部52に連結され、大気57を吸込み、燃焼用及び冷却媒体用の圧縮空気58を得る圧縮機53と、圧縮機53からの圧縮空気と図示しない燃料が供給されて燃焼させ高温高圧燃焼ガスを発生する燃焼装置54を備える。燃焼装置54で発生した1300℃程度の燃焼ガスHがタービン部52に供給される。
FIG. 1 shows an outline of a gas turbine to which the present invention is applied. The gas turbine has a rotating shaft (rotor) 55 at the center, a
圧縮機53は、圧縮機ケーシング59の内部に、中心に回転軸(タービン部52の回転軸55と同心をなす)と、回転軸の周囲に設置される圧縮機動翼60と圧縮機ケーシングに支持される圧縮機静翼61を備える。通常、圧縮機動翼60と圧縮機静翼61は周方向に複数枚を有している。圧縮機53より吐出された圧縮空気の一部は、燃焼装置54,タービン動翼51,タービン静翼50の冷却空気として用いられるようにすることができる。
The
燃焼装置54にて発生した高温高圧の燃焼ガスHは、タービン静翼50を経てタービン動翼51に噴射されてタービン部52を駆動する。そして図示はしていないが、一般的には回転軸55に結合されている発電機により発電するよう構成されている。
The high-temperature and high-pressure combustion gas H generated in the
次に、圧縮機ケーシング59の要部を図2に、また、圧縮機静翼61の構造を図3に示す。円筒状の圧縮機ケーシング59の内周側には、断面がT字型をなすレール状の溝1が回転軸55と同芯をなすように周方向に設けられている。圧縮機静翼61は、翼部3と断面がT字型のダブテイル部4から構成されている。この断面が丁字型のダブテイル部4が、圧縮機ケーシング59の断面がT字型をなすレール状の溝1に嵌込まれ、複数枚の圧縮機静翼61が圧縮機ケーシング59に固定される。圧縮機静翼61が圧縮機ケーシング59に固定された状況を図4に示す。圧縮機ケーシングの断面がT字型をなすレール状の溝1は、圧縮機静翼61の段数分だけ、軸方向に設置される(通常は17段程度)。
Next, the principal part of the
ここで、圧縮機53は大気57を圧縮空気58にする役目を果たしており、圧縮空気58は、圧縮機静翼61の最後流段を通って吐出され、燃焼装置54,タービン動翼51,タービン静翼50の冷却空気としても用いているが、圧縮機静翼61の中間段においても、圧縮空気58の一部を抽気して、タービン側やその他の冷却に用いている。この場合、図3に示すように静翼のダブテイル部4に圧縮空気58を導く空気孔5が設けている。また、図2や図4に示すように、断面がT字をなすレール状の溝1の外周側に、圧縮空気58が流入する抽気用溝2を設けている。この抽気用溝2は、断面が長方形状をしており、T字型をなすレール状の溝1と一体をなしている。これにより、圧縮空気58の一部は、中間段(例えば5段)静翼のダブテイル部の空気孔5を介して圧縮機ケーシング側の抽気用溝2に流入する。圧縮機ケーシング59には、圧縮機ケーシング側の抽気用溝2から外部へ圧縮空気58を流す抽気孔6が設置されており、配管等(図示省略)を介してタービン側へ圧縮空気58を抽気するように構成されている。
Here, the
一般に、圧縮機静翼61は、空気の流れの乱れや旋回失速等の影響により砺振される。特に、抽気を実施している中間段(例えば5段)では、圧縮空気58の流入による砺振も加算されて、翼部3が激しく振動する場合がある。翼部3の振動を支えているのはダブテイル部4であり、長時間運用下では、ダブテイル部4や圧縮機ケーシング側のレール状の溝1に摩耗損傷が生じる場合がある。
In general, the
本発明では、圧縮機ケーシング側のレール状の溝1に摩耗損傷が進行した場合に、それを簡易的に修復できるようにしている。図面を用いてその構造を詳細に説明する。
In the present invention, when wear damage progresses in the rail-
図5に本発明の前提となる参考例に係わる圧縮機ケーシング59の構造図を示す。ここでは、抽気用溝2が設けられていない段落について示している。当該段落の断面がT字型をなすレール状の溝1と同心をなし、オリジナルのレール状の溝1より径方向Rと軸方向幅寸法を拡大させた拡大レール状溝7を圧縮機ケーシング59に形成(施工)している。そして、この圧縮機ケーシング側の拡大レール状溝7と外形寸法が同一をなし、拡大レール状溝7に嵌込まれるレール状リング8を図6のように製作する。レール状リング8の内周側には、当該段落の断面がT字型をなすレール状の溝1と同形の内周側溝9を施してある。また、レール状リング8には、圧縮機ケーシング側の拡大レール状溝7に係合する突起10が設けられている。また、レール状リング8は、圧縮機ケーシング側の拡大レール状溝7に嵌込み易いように、周方向長さを短くするため、全周を分割して製作している。ここでは6分割させている。6個のレール状リング8を圧縮機ケーシング側の拡大レール状溝7に嵌込み、当該段落の圧縮機静翼61のダブテイル部4をレール状リング8の内周側溝9に嵌込んで、圧縮機静翼61を圧縮機ケーシングにより支持させる。
FIG. 5 shows a structural diagram of a
この本発明の参考例によれば、圧縮機静翼61と圧縮機ケーシング59の位置関係は、オリジナルのレール状の溝1を用いた場合と同一であり、性能上の問題は生じない。また、レール状リング8の内周側溝9の位置を調整することにより翼位置の微調整が可能であり、チューニングを施すことが可能となる。
According to the reference example of the present invention, the positional relationship between the
そして、長時間使用により圧縮機ケーシング側の溝に著しい摩耗損傷が生じ、翼の抜け出しや隣接動翼との接触による翼折損の観点から継続使用不可の状況になった場合、従来であれば、圧縮機ケーシング59本体の大規模な修復または交換が必要であったが、本発明の参考例によれば、レール状リング8のみを取外して、新品のレール状リングに交換すれば、簡単に修復することが可能となり、経済性の改善が図れる。なお、定期検査(定検)前に、レール状リング8を準備しておけば、定検期間を延長することなく交換可能であり、更なる経済性が図れる。従来の圧縮機ケーシング59本体交換を鑑みた場合、定検期間や経済性の観点から、摩耗損傷が大きくても継続使用せざるを得ない場合も想定され、信頼性低下が懸念されるが、本発明の参考例によれば、レール状リング8の摩耗損傷部位のみを先行的に交換する対応が可能となり、プラントの信頼性向上も図れる。
And if the wear on the groove on the compressor casing side caused significant wear damage due to long-term use, and it became a situation where continuous use is not possible from the viewpoint of blade breakage due to contact with adjacent blades, A large-scale repair or replacement of the
また、圧縮機ケーシング59(一般に炭素鋼)と圧縮機静翼61(一般にステンレス鋼)では材質が異なり、嵌合部は異材の組合わせとなっているが、本発明の参考例では、レール状リング8を圧縮機静翼61と同じステンレス鋼で製作し、嵌合部を同種材の組合わせとすることで、両者の摩耗量を大幅に低減することができる。更に、レール状リング8の材質は、自由に選択することができ、別途実施する摩耗試験等の結果から、圧縮機静翼と異材であっても耐摩耗性が保たれる材質も選定することも可能となる。また、圧縮機静翼61の材質を変更した新たな圧縮機静翼を用いるようになっても、レール状リング8の材質を変えればよく、より柔軟な対応が可能となってプラントの運用性向上が図れる。
Further, the compressor casing 59 (typically carbon steel) different materials in the compressor stator blades 61 (typically stainless steel), but the mating portion has a combination of different materials, in a reference example of the present invention, rail-like By manufacturing the
図7に本発明の第二の参考例に係わる圧縮機ケーシング59の構造図を示す。ここでは、抽気用溝2のある段落について示している。基本的には第一の参考例と同じであるが、本参考例では、図8に示すようにレール状リング8の外周側から内周側溝9に達する貫通孔11を設けてある。貫通孔11は、レール状リング8の内周側溝9に圧縮機静翼61を嵌込んだときに、図3に示した圧縮機静翼のダブテイル部4の空気孔5と同一位置になるよう設けてある。これにより圧縮空気58を、レール状リング8の貫通孔11を介して、抽気用溝2に流入させることができる。
FIG. 7 shows a structural diagram of a
図9に本発明の実施例に係わる圧縮機ケーシング59の構造図を示す。本実施例も抽気用溝2のある段落についてのものである。圧縮機ケーシング59側の拡大レール状溝7の形状は、第一及び第二の参考例と同一であるが、本実施例では図10に示すように、拡大レール溝7に嵌るレール状リング8が上流側8Aと下流側8Bに分割されている。上流側のレール状リング8Aと下流側のレール状リング8Bの間に、静翼の断面がT字型のダブテイル部4が嵌る構造になっており、ダブテイル部4の空気孔5と抽気用溝2の間を遮るものが何もないので、空気孔5を介して流入した圧縮空気58は、そのまま抽気用溝2まで導かれる。
It shows a structure diagram of a
本実施例では、レール状リング8を上流側8Aと下流側8Bに分割したことで、圧縮機ケーシング側の拡大レール状溝7には、レール状リング8の片側しか嵌込まれない構造となるため、固定ボルト13(Cr−Mo−V)により固定する構造としている。また、これに対応して、レール状リング8には逃げ溝12を設けている。本実施例のレール状リング8は、第一の実施例と同様に全周を6分割したリングとし、一つのリングを5本のボルトで固定している。レール状リング8の材質は、第一の実施例と同様に静翼と同じステンレス鋼としている。圧縮機ケーシングの材質は炭素鋼であり、レール状リングとの線膨張係数差から固定ボルトに過大応力が発生する可能性があることから構造解析実施による安全性を確認する。構造解析の結果を図11に示す。これより、固定ボルト13に発生する応力は、許容応力以下であることを確認できる。
In this embodiment, the rail-shaped
圧縮機ケーシング59は、長時間使用により変形し、レール状リング8が嵌り難くなることが想定されるが、本実施例のように上流側8Aと下流側8Bに分割することで、圧縮機ケーシング59が経時変形してもレール状リング8が嵌め易く、作業性の改善が図れる。また、本実施例では、他の実施例のように静翼のダブテイル部4の空気孔とレール状リング8の貫通孔11を合わせ加工する必要もなく、複数の静翼の組込み位置変更により孔位置ズレを考える必要もないので、組込みの自由度が広がり、結果として経済性の改善が図れる。
Although it is assumed that the
本発明の各実施例によれば、たとえ圧縮機静翼の砺振により圧縮機ケーシング側の嵌合溝に著しい摩耗損傷が生じても、レール状リングを交換するだけでよく、圧縮機ケーシング本体の大規模な修理や交換を必要としないので、プラントの信頼性及び経済性を向上させることができる。 According to each embodiment of the present invention, even if significant wear damage occurs in the fitting groove on the compressor casing side due to the vibration of the compressor vane, it is only necessary to replace the rail-shaped ring. Therefore, it is possible to improve the reliability and economy of the plant.
1 レール状の溝
2 抽気用溝
3 翼部
4 ダブテイル部
5 空気孔
6 抽気孔
7 拡大レール状溝
8 レール状リング
9 内周側溝
10 突起
11 貫通孔
12 逃げ溝
13 固定ボルト
50 タービン静翼
51 タービン動翼
52 タービン部
53 圧縮機
54 燃焼装置
55 回転軸
56 タービンケーシング
57 大気
58 圧縮空気
59 圧縮機ケーシング
60 圧縮機動翼
61 圧縮機静翼
DESCRIPTION OF
Claims (2)
中間段において圧縮空気の一部を抽気するようにしたガスタービン圧縮機であって、
前記抽気を実施している中間段の圧縮機静翼のダブテイル部に、圧縮空気の一部を抽気する空気孔を設け、
前記圧縮機ケーシングに、前記ダブテイル部の空気孔から抽気された圧縮空気を流入させる抽気用溝を設け、
前記圧縮機ケーシングの内側に前記回転軸と同心をなすように周方向に設けられた断面がT字型のレール状の溝と、外側が前記レール状の溝に嵌合し、内側に前記圧縮機静翼のダブテイル部を嵌込むレール状の溝が前記回転軸と同心をなすように周方向に設けられたレール状リングとにより、前記圧縮機ケーシングによる前記抽気を実施している中間段の圧縮機静翼の支持構造を構成し、
前記レール状リングを、周方向に分割して構成し、
前記レール状リング及び前記圧縮機静翼の材質を同種材とし、
前記ダブテイル部の空気孔から抽気された圧縮空気が前記レール状リングの外周側に貫通して前記圧縮気ケーシングの抽気用溝に流入するように、前記レール状リングを、圧縮空気の流れから見て上流側と下流側に分離して構成したことを特徴とするガスタービン圧縮機。 A compressor casing, a rotating shaft installed in the compressor casing, a compressor moving blade installed around the rotating shaft, and a compressor vane supported by the compressor casing,
A gas turbine compressor configured to extract a part of compressed air in an intermediate stage,
An air hole for extracting a part of the compressed air is provided in the dovetail portion of the intermediate stage compressor stationary blade performing the extraction,
In the compressor casing, a bleed groove for allowing the compressed air extracted from the air hole of the dovetail portion to flow is provided,
The cross section provided in the circumferential direction so as to be concentric with the rotating shaft inside the compressor casing is fitted with a T-shaped rail-shaped groove and the outer side is fitted with the rail-shaped groove, and the compression is performed inside. A rail-shaped groove in which a rail-shaped groove into which the dovetail portion of the stationary blade is fitted is provided in the circumferential direction so as to be concentric with the rotating shaft . Configure the support structure of the compressor vane ,
The rail-shaped ring is configured by dividing in the circumferential direction,
The material of the rail-shaped ring and the compressor stationary blade is the same material,
The rail-like ring is viewed from the flow of compressed air so that the compressed air extracted from the air hole of the dovetail portion penetrates to the outer peripheral side of the rail-like ring and flows into the extraction groove of the compressed-air casing. A gas turbine compressor characterized in that the gas turbine compressor is separated into an upstream side and a downstream side .
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