(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン及び圧縮機の翼環が外車室に対し凹凸の嵌合部で支持されるガスタービンにおいて、前記翼環外周に縦フランジ部を別体に形成し、該縦フランジ部先端と前記外車室との間に前記嵌合部を設ける一方、該縦フランジ部基端と翼環外周との間にも凹凸の嵌合部を設けると共に、該嵌合部に摩擦係数低減材を介在させたことを特徴とするガスタービン。
【請求項２】
前記摩擦係数低減材がグラファイト系の固体潤滑塗料からなることを特徴とする請求項１記載のガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンに関し、一層詳細には、タービン及び圧縮機の翼環の変形を抑制してチップクリアランスが最小になる局所クリアランスを広げてガスタービンの性能を向上させるようにしたものである。
【０００２】
【従来の技術】
図５はガスタービンの代表的なタービン内部を示す断面図であり、１００は燃焼器の尾筒出口であり、高温の燃焼ガスが流出する。１０１はガスパスであり、軸方向には、それぞれ静翼１Ｃ，２Ｃ，３Ｃ，４Ｃの４段が配設されており、各静翼はそれぞれ外側シュラウドで翼環（翼支持環）１０２，１０３，１０４，１０５に連結され、円周方向に複数枚が取り付けられている。また、前記静翼１Ｃ，２Ｃ，３Ｃ，４Ｃとはそれぞれ交互に動翼１Ｓ，２Ｓ，３Ｓ，４Ｓが配置されており、各動翼はそれぞれロータ１０６の周囲に複数枚が取り付けられている。
【０００３】
そして、前記翼環１０２，１０３，１０４，１０５は外車室１０７に対して、翼環１０２，１０３，１０４，１０５の縦フランジ部１０２ａ，１０３ａ，１０４ａ，１０５ａ先端とこれに対応する外車室１０７の縦フランジ部１０７ａ，１０７ｂ，１０７ｃ，１０７ｄ先端との間の凹凸の嵌合部イ，ロ，ハ，ニで支持されている。尚、図示しないが、ガスタービンの圧縮機の翼環構造も上述したタービンの翼環構造と概ね同様に構成されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、前述したような従来の翼環構造にあっては、ガスタービンの運転時には、圧力差によるスラスト力で、例えば前記タービンの凹凸の嵌合部イ，ロ，ハ，ニでは、翼環１０２，１０３，１０４，１０５の縦フランジ部１０２ａ，１０３ａ，１０４ａ，１０５ａ先端の凸部右側面部が外車室１０７の縦フランジ部１０７ａ，１０７ｂ，１０７ｃ，１０７ｄ先端の凹部右側面部に強く押し付けられて両対接面間には摩擦が生じることになる。
【０００５】
そのため、外車室１０７が熱膨張・収縮によりオーバル変形した場合、前記嵌合部イ，ロ，ハ，ニの摩擦により翼環１０２，１０３，１０４，１０５に外力が働き、翼環１０２，１０３，１０４，１０５がオーバル変形するという不具合があった。また、一体成形された縦フランジ部１０２ａ，１０３ａ，１０４ａ，１０５ａの熱変形により、オーバル変形する場合もあった。これらは、圧縮機の翼環構造においても同様である。
【０００６】
本発明は、前述した状況に鑑みてなされたもので、タービン及び圧縮機の翼環の変形を抑制してロータ側に対するチップクリアランスが最小になる局所クリアランスを広げて性能の向上が図れるガスタービンを提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
斯かる目的を達成するための本発明に係るガスタービンは、タービン及び圧縮機の翼環が外車室に対し凹凸の嵌合部で支持されるガスタービンにおいて、前記翼環外周に縦フランジ部を別体に形成し、該縦フランジ部先端と前記外車室との間に前記嵌合部を設ける一方、該縦フランジ部基端と翼環外周との間にも凹凸の嵌合部を設けると共に、該嵌合部に摩擦係数低減材を介在させたことを特徴とする。
【００１２】
また、前記摩擦係数低減材がグラファイト系の固体潤滑塗料からなることを特徴とする。
【００１４】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るガスタービンを実施例により図面を用いて詳細に説明する。
【００１５】
［第１実施例］
図１は本発明の第１実施例を示すガスタービンの要部断面図で、図５のＡ部に相当する図である。
【００１６】
図示のように、タービンの翼環１は外車室２に対して、翼環１の縦フランジ部１ａ先端とこれに対応する外車室２の内周との間の凹凸の嵌合部ホでラジアル方向にはある程度余裕を持って支持されている。（ａ），（ｂ），（ｃ）は各実施態様を示し、（ａ）は翼環１外周の縦フランジ部１ａの先端に凸部１ａ−１を設け、これを外車室２内周の縦フランジ部２ａの先端に設けた凹部２ａ−１に嵌合させて前記嵌合部ホを形成している。（ｂ）は外車室２内周の縦フランジ部２ａの先端に凸部２ａ−２を設け、これを翼環１外周の縦フランジ部１ａの先端に設けた凹部１ａ−３に嵌合させて前記嵌合部ホを形成している。（ｃ）は外車室２内周に縦フランジ部を設けることなく、外車室２内周にリング厚み台を形成し、ここに凹部（溝部）２ａ−３を形成し、翼環１外周の縦フランジ部１ａの先端に設けた凸部１ａ−１を嵌合させて前記嵌合部ホを形成している。
【００１７】
そして、ガスタービン運転時における圧力差によるスラスト力で互いに対接することになる前記嵌合部ホの翼環１側の凸部右側面部３と外車室２側の凹部右側面部４（（ａ）及び（ｃ）の場合）及び翼環１側の凹部左側面部６と外車室２側の凸部左側面部５（（ｂ）の場合）に摩擦係数低減材が塗布される。
【００１８】
前記摩擦係数低減材としは、例えばデフリックコート（商標名）等のグラファイト系の固体潤滑塗料が用いられる。塗布方法としては、脱脂等の下地処理後に常温でスプレー塗装し（１０〜１５ミクロン程度の膜厚）、乾燥後に３００℃で１時間程焼付けする。尚、この焼付けは、タービンの翼環１の場合、運転時に３００℃以上の高温雰囲気下に晒されるので、省略しても良い。また、塗布方法としては、スプレーの外にハケ塗りでも良い。
【００１９】
このように構成されるため、前記嵌合部ホの対接面３，４及び５，６間の摩擦係数は約０．１〜０．６となり、しかも耐荷重性，耐熱性もあることから、前述したように翼環１に働く外車室２の変形による外力は低減され、翼環１のオーバル変形が抑制される。
【００２０】
これにより、翼環１のロータ側に対するチップクリアランスが最小になる局所クリアランスを広げてタービンの性能向上が図れる。
【００２１】
尚、上記実施例において、翼環１の縦フランジ部１ａ先端の凸部右側面部３と外車室２の縦フランジ部２ａ先端の凹部右側面部４との何れか一方に摩擦係数低減材を塗布しても良い。
【００２２】
［第２実施例］
図２は本発明の第２実施例を示すガスタービンの要部断面図で、図５のＡ部に相当する図である。
【００２３】
これは、第１実施例における翼環１の縦フランジ部１ａを別体に形成して先端に凸部１ａ−１、基端に凸部１ａ−２を有した断面矩形のリング状分割環となっており、当該縦フランジ部１ａを翼環１のリング状本体部１ｂに対して、縦フランジ部１ａ基端の凸部１ａ−２とこれに対応するリング状本体部１ｂ外周の凹部１ｂ−１との嵌合部トでラジアル方向にはある程度余裕を持って支持させたものである。
【００２４】
これによれば、翼環１（リング状本体部１ｂ）に働く縦フランジ部１ａの熱変形による外力が低減され、翼環１（リング状本体部１ｂ）のオーバル変形が抑制されて第１実施例と同様の効果が得られる。
【００２５】
尚、上記実施例において、ガスタービン運転時における圧力差によるスラスト力で互いに対接することになる前記嵌合部トの縦フランジ部１ａ基端の凸部左側面部５とリング状本体部１ｂ外周の凹部左側面部６との少なくともいずれか一方に、第１実施例における摩擦係数低減材を塗布すれば、縦フランジ部１ａの変形による翼環１（リング状本体部１ｂ）のオーバル変形がより一層抑制される。
【００２６】
［第３実施例］
図３は本発明の第３実施例を示すガスタービンの要部断面図で、図５のＡ部に相当する図である。
【００２７】
これは、第１実施例における翼環１の縦フランジ部１ａ（図１参照）を無くす一方外車室２の縦フランジ部２ａを長く延長形成成して、当該縦フランジ部２ａに翼環１のリング状本体部１ｂを、縦フランジ部２ａ先端とこれに対応するリング状本体部１ｂ外周との間の凹凸の嵌合部チでラジアル方向にはある程度余裕を持って支持させたものである。
【００２８】
これによれば、縦フランジ部１ａを無くした分翼環１に作用するスラスト力が低減され、翼環１に働く外車室２の変形による外力は低減され、翼環１のオーバル変形が抑制されて第１実施例と同様の効果が得られる。
【００２９】
尚、上記実施例において、ガスタービン運転時における圧力差によるスラスト力で互いに対接することになる前記嵌合部チの縦フランジ部２ａ先端の凸部左側面部７とリング状本体部１ｂ外周の凹部左側面部８との少なくともいずれか一方に、第１実施例における摩擦係数低減材を塗布すれば、前述したように翼環１に働く外車室２の変形による外力が低減され、翼環１のオーバル変形がより一層抑制される。
【００３０】
［第４実施例］
図４は本発明の第４実施例を示すガスタービンの要部断面図である。
【００３１】
図４は、ガスタービンの圧縮機における翼環構造を示すもので、第１実施例におけるタービンの翼環構造と同様に、圧縮機の翼環９は外車室１０に対して、翼環９の縦フランジ部９ａ先端とこれに対応する外車室１０の縦フランジ部１０ａ先端との間の凹凸の嵌合部リでラジアル方向にはある程度余裕を持って支持されている。
【００３２】
そして、ガスタービン運転時における圧力差によるスラスト力で互いに対接することになる前記嵌合部チに、第１実施例と同様に、摩擦係数低減材が塗布される。
【００３３】
これによれば、第１実施例と同様に、翼環９に働く外車室１０の変形による外力は低減され、翼環９のオーバル変形が抑制されて第１実施例と同様の効果が得られる。
【００３４】
尚、上述した圧縮機における翼環構造にも、第２及び第３実施例を適用することができることは言うまでもない。また、本発明は上記各実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で、摩擦係数低減材をスプレー塗装する代わりに摩擦係数低減材製プレートを張り付ける等各種変更が可能であることはいうまでもない。
【００３５】
【発明の効果】
以上、実施例に基づいて詳細に説明したように、本発明の請求項１に係る発明は、タービン及び圧縮機の翼環が外車室に対し凹凸の嵌合部で支持されるガスタービンにおいて、前記翼環外周に縦フランジ部を別体に形成し、該縦フランジ部先端と前記外車室との間に前記嵌合部を設ける一方、該縦フランジ部基端と翼環外周との間にも凹凸の嵌合部を設けると共に、該嵌合部に摩擦係数低減材を介在させたことを特徴とするので、翼環に働く縦フランジ部の熱変形による外力が低減され、翼環のオーバル変形が抑制される。
【００４０】
本発明の請求項２に係る発明は、［請求項１］のガスタービンにおいて、前記摩擦係数低減材がグラファイト系の固体潤滑塗料からなることを特徴とするので、耐熱、耐荷重性が向上すると共に施工が容易である。また、タービンの翼環の場合、運転時に３００℃以上の高温雰囲気下に晒されるので、焼付けが省略できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１実施例を示すガスタービンの要部断面図で、図５のＡ部に相当する図である。
【図２】本発明の第２実施例を示すガスタービンの要部断面図で、図５のＡ部に相当する図である。
【図３】本発明の第３実施例を示すガスタービンの要部断面図で、図５のＡ部に相当する図である。
【図４】本発明の第４実施例を示すガスタービンの要部断面図である。
【図５】ガスタービンの代表的なタービン内部を示す断面図である。
【符号の説明】
１  翼環
１ａ  縦フランジ部
１ｂ  リング状本体部
２  外車室
２ａ  縦フランジ部
３  凸部右側面部
４  凹部右側面部
５  凸部左側面部
６  凹部左側面部
７  凸部左側面部
８  凹部左側面部
９  翼環
９ａ  縦フランジ部
１０  外車室
１０ａ  縦フランジ部
ホ  凹凸の嵌合部
ト  凹凸の嵌合部
チ  凹凸の嵌合部
リ  凹凸の嵌合部
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
0004335407.tif 000006