JP5683285B2

JP5683285B2 - Gas turbine seal structure

Info

Publication number: JP5683285B2
Application number: JP2011006637A
Authority: JP
Inventors: 元春植田; 石川　博司; 博司石川
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2011-01-17
Filing date: 2011-01-17
Publication date: 2015-03-11
Anticipated expiration: 2031-01-17
Also published as: JP2012149527A

Description

本発明は、ガスタービンのロータディスク間における燃焼ガス又は冷却媒体の漏洩を防止するガスタービンのシール構造に関する。 The present invention relates to a gas turbine seal structure that prevents leakage of combustion gas or cooling medium between rotor disks of a gas turbine.

ガスタービンのロータディスク間をシールするガスタービンのシール構造が種々開発されており、例えば、特許文献１に記載のシール構造を備えたガスタービンが知られている。このガスタービンでは、シールディスクと１段目のタービンディスク間、１段目と２段目のタービンディスク間、２段目と３段目のタービンディスク間、３段目と４段目のタービンディスク間のそれぞれにシール板組品が配置されている。 Various gas turbine seal structures for sealing between rotor disks of a gas turbine have been developed. For example, a gas turbine having a seal structure described in Patent Document 1 is known. In this gas turbine, between the seal disk and the first stage turbine disk, between the first and second stage turbine disks, between the second and third stage turbine disks, and between the third and fourth stage turbine disks. A seal plate assembly is arranged in each of the spaces.

具体的には、図５および図６に示すように、ガスタービンのシール構造１００では、シール板組品（バッフルプレート）１０５が対向するロータディスク２０１，２０２間に配置され、シール板組品１０５の両端部１０５ａ，１０５ｂがロータディスク２０１，２０２の張出部１０１，１０３に形成された溝部１０２，１０４にそれぞれ挿入されている。シール板組品１０５は、周方向にて４分割した円弧状の外側シール板１０６と、周方向にて４分割した円弧状の内側シール板１０７とが周方向にて端部同士が重ならないように配置され、外側シール板１０６および内側シール板１０７に廻り止め部材１０８が周方向４か所に取り付けられて一体化して構成されている。廻り止め部材１０８は、略Ｕ字状の把持部材１０９と、中間保持部材１１０と、固定ネジ１１１とで構成されている。シール板組品１０５に廻り止め部材１０８を取り付け、廻り止め部材１０８の基端部側を一方のロータディスク２０２の張出部１０３の外周面側に形成された外切欠部１１４に配置すると共に、廻り止め部材１０８の先端部側を他方のロータディスク２０１の張出部１０１の内周面側に形成された内切欠部１１３に配置して、シール板組品１０５の周方向への移動を防止している。 Specifically, as shown in FIGS. 5 and 6, in the seal structure 100 of the gas turbine, a seal plate assembly (baffle plate) 105 is disposed between the opposed rotor disks 201 and 202, and the seal plate assembly 105. Both end portions 105a and 105b are inserted into groove portions 102 and 104 formed in the overhang portions 101 and 103 of the rotor disks 201 and 202, respectively. The seal plate assembly 105 is configured such that the arc-shaped outer seal plate 106 divided into four in the circumferential direction and the arc-shaped inner seal plate 107 divided into four in the circumferential direction do not overlap each other in the circumferential direction. The anti-rotation member 108 is attached to and integrated with the outer seal plate 106 and the inner seal plate 107 at four locations in the circumferential direction. The anti-rotation member 108 includes a substantially U-shaped gripping member 109, an intermediate holding member 110, and a fixing screw 111. A non-rotating member 108 is attached to the seal plate assembly 105, and the base end side of the non-rotating member 108 is disposed in an outer notch 114 formed on the outer peripheral surface side of the protruding portion 103 of one rotor disk 202, and The distal end side of the locking member 108 is disposed in an inner notch 113 formed on the inner peripheral surface side of the protruding portion 101 of the other rotor disk 201 to prevent the seal plate assembly 105 from moving in the circumferential direction. doing.

ガスタービンのシール構造が記載されている他の先行技術文献としては、特許文献２がある。 Patent Document 2 is another prior art document describing a gas turbine seal structure.

特開２００６−２１４４０１号公報（例えば、明細書の段落［００２９］〜［００３３］、［図１］〜［図４］など参照）Japanese Unexamined Patent Publication No. 2006-214401 (see, for example, paragraphs [0029] to [0033], [FIG. 1] to [FIG. 4], etc. of the specification) 特許２９４１６９８号（例えば、明細書の段落［０００７］〜［０００８］、［図１］〜［図３］など参照）Japanese Patent No. 2941698 (see, for example, paragraphs [0007] to [0008] and [FIG. 1] to [FIG. 3] of the specification)

ところで、上述したガスタービンのシール構造１００では、シール板組品１０５はロータディスク２０１，２０２に固定されず、遠心力により溝部１０２，１０４に張り付いて係止されることにより、冷却媒体（冷却空気）の漏洩を防止している。 By the way, in the gas turbine seal structure 100 described above, the seal plate assembly 105 is not fixed to the rotor disks 201 and 202, but is stuck and locked to the grooves 102 and 104 by centrifugal force, whereby a cooling medium (cooling medium) Air) leakage is prevented.

ガスタービンの起動と停止の過渡期では、遠心力と熱伸びにより、各ロータディスクが半径方向に伸びて、対向するロータディスクにて段差が生じる。これにより、シール板組品の外周面がロータディスクの溝部の上面部に面接触せずに、シール板組品の外周面の一部のみがロータディスクの溝部の上面部に接触する片あたりが生じ、段差が大きくなると片あたりした部分の面圧が局所的に大きくなることがある。例えば、図７に示すように、外側シール板１０６の一方の端部１０６ｂが一方のロータディスク２０２の溝部１０４の上面部１０４ａに片あたりし、この箇所にて局所的に大きな面圧Ｐ１が発生することがある。また、外側シール板１０６の上面部１０６ａの一部が一方のロータディスク２０２に対向する他方のロータディスク２０１の溝部１０２の上面部１０２ａに片あたりし、この箇所にて局所的に大きな面圧Ｐ２が発生することがある。 In the transition period of start and stop of the gas turbine, each rotor disk extends in the radial direction due to centrifugal force and thermal expansion, and a step is generated in the opposing rotor disk. As a result, the outer peripheral surface of the seal plate assembly does not come into surface contact with the upper surface portion of the groove portion of the rotor disk, and only a part of the outer peripheral surface of the seal plate assembly contacts the upper surface portion of the groove portion of the rotor disk As a result, when the step becomes large, the surface pressure at the part where the contact is made may increase locally. For example, as shown in FIG. 7, one end portion 106b of the outer seal plate 106 hits the upper surface portion 104a of the groove portion 104 of one rotor disk 202, and a large surface pressure P1 is locally generated at this location. There are things to do. Further, a part of the upper surface portion 106a of the outer seal plate 106 comes into contact with the upper surface portion 102a of the groove portion 102 of the other rotor disk 201 facing the one rotor disk 202, and a locally high surface pressure P2 is obtained at this location. May occur.

さらに、外切欠部が形成されたロータディスク２０２の端部では、このロータディスク２０２に対向するロータディスク２０１と比べて、シール板組品１０５と廻り止め部材による遠心力で応力が高くなり、加えて、図８に示すように、ロータ自重たわみにより１回転ごとに軸方向に微小な変位を繰り返すため、ロータディスク２０１，２０２の溝部１０２，１０４の上面部１０２ａ，１０４ａと外側シール板１０６の上面部１０６ａにて摩擦が生じ、変動応力Ｐ３，Ｐ４が発生している。 Further, at the end of the rotor disk 202 in which the outer notch is formed, the stress is increased by the centrifugal force generated by the seal plate assembly 105 and the non-rotating member as compared with the rotor disk 201 facing the rotor disk 202. As shown in FIG. 8, since the rotor is subject to deflection by its own weight, minute displacements are repeated in the axial direction for each rotation. Friction is generated in the portion 106a, and fluctuating stresses P3 and P4 are generated.

これら面圧Ｐ１，Ｐ２および変動応力Ｐ３，Ｐ４が相乗的に作用して、ロータディスク２０２の外切欠部１１４付近に局所的に負荷がかかってしまい、ガスタービンのシール構造の信頼性を低下させる可能性があった。 These surface pressures P1 and P2 and fluctuating stresses P3 and P4 act synergistically to locally apply a load near the outer notch 114 of the rotor disk 202, thereby reducing the reliability of the seal structure of the gas turbine. There was a possibility.

以上のことから、本発明は、前述した課題を解決するために為されたもので、局所的に大きな面圧の発生を防いで信頼性を向上させたガスタービンのシール構造を提供することを目的としている。 In view of the above, the present invention has been made to solve the above-described problems, and provides a seal structure for a gas turbine that has improved reliability by preventing the occurrence of a large surface pressure locally. It is aimed.

上述した課題を解決する第１の発明に係るガスタービンのシール構造は、
複数のロータディスクの隣接する面にロータ軸を囲んで互いに対向するように環状の張出部が形成され、前記張出部の対向面に周方向に沿って溝部が形成され、対向するロータディスクのうちの一方のロータディスクの対向面に切欠部が形成され、前記溝部に、複数の外側シール板と当該外側シール板の内周側に配置された複数の内側シール板とを廻り止め部材で一体化されたシール板組品の両端部が挿入されるとともに、前記廻り止め部材が前記切欠部に挿入されたガスタービンのシール構造であって、
前記内側シール板の板幅は、前記外側シール板よりも狭く形成されて、前記シール板組品の端部の剛性がそれ以外の部分と比べて低下される
ことを特徴とする。 The seal structure of the gas turbine according to the first invention for solving the above-described problem is as follows.
An annular projecting portion is formed on adjacent surfaces of the plurality of rotor disks so as to face each other around the rotor shaft, and a groove portion is formed along the circumferential direction on the facing surface of the projecting portion, and the opposing rotor disks A notch portion is formed on the opposite surface of one of the rotor disks, and a plurality of outer seal plates and a plurality of inner seal plates disposed on the inner peripheral side of the outer seal plate are provided in the groove portion with a rotation-preventing member. A gas turbine seal structure in which both ends of an integrated seal plate assembly are inserted, and the anti-rotation member is inserted in the notch,
A width of the inner seal plate is narrower than that of the outer seal plate , and rigidity of an end portion of the seal plate assembly is reduced as compared with other portions.

上述した課題を解決する第２の発明に係るガスタービンのシール構造は、
第１の発明に係るガスタービンのシール構造であって、
前記外側シール板の両端部にテーパ部が設けられる
ことを特徴とする。 The seal structure of the gas turbine according to the second invention for solving the above-described problem is as follows.
A seal structure for a gas turbine according to a first invention,
A taper part is provided in the both ends of the said outer side sealing board, It is characterized by the above-mentioned.

上述した課題を解決する第３の発明に係るガスタービンのシール構造は、
第２の発明に係るガスタービンのシール構造であって、
前記テーパ部が、前記外側シール板の内面部に形成される
ことを特徴とする。 A gas turbine seal structure according to a third invention for solving the above-described problem is
A gas turbine seal structure according to a second invention,
The taper portion is formed on an inner surface portion of the outer seal plate.

上述した課題を解決する第４の発明に係るガスタービンのシール構造は、
第１から第３の何れか一つの発明に係るガスタービンのシール構造であって、
前記内側シール板が、前記外側シール板の板幅方向中央に配置される
ことを特徴とする。 A gas turbine seal structure according to a fourth invention for solving the above-described problem is as follows.
A gas turbine seal structure according to any one of the first to third inventions,
The inner seal plate is disposed in the center of the outer seal plate in the plate width direction.

上述した課題を解決する第５の発明に係るガスタービンのシール構造は、
第１から第３の何れか一つの発明に係るガスタービンのシール構造であって、
前記内側シール板の一方の端部が前記外側シール板の一方の端部に揃えて配置される
ことを特徴とする。 The seal structure of the gas turbine according to the fifth invention for solving the above-described problem is as follows.
A gas turbine seal structure according to any one of the first to third inventions,
One end of the inner seal plate is arranged to be aligned with one end of the outer seal plate.

上述した課題を解決する第６の発明に係るガスタービンのシール構造は、
第１から第５の何れか一つの発明に係るガスタービンのシール構造であって、
前記外側シール板の他方の端部と前記ロータディスクの前記溝部の間にシール部材が配置される
ことを特徴とする。
前記シール部材としては、オメガ形状のシール材などが挙げられる。 A gas turbine seal structure according to a sixth invention for solving the above-described problem is as follows.
A gas turbine seal structure according to any one of the first to fifth inventions,
A seal member is disposed between the other end of the outer seal plate and the groove of the rotor disk.
Examples of the sealing member include omega-shaped sealing materials.

本発明に係るガスタービンのシール構造によれば、シール板組品の端部の剛性をそれ以外の部分と比べて低下させたことにより、対向するロータディスクにて段差が生じても、シール板組品の遠心力が前記シール板組品の端部以外の部分を介してロータディスクの溝部に作用することになり、局所的に大きな面圧の発生を防ぐことができる。これにより、信頼性を向上させることができる。 According to the seal structure of the gas turbine according to the present invention, the rigidity of the end portion of the seal plate assembly is reduced as compared with the other portions, so that even if a step occurs in the opposing rotor disk, the seal plate The centrifugal force of the assembly acts on the groove portion of the rotor disk via a portion other than the end portion of the seal plate assembly, and generation of a large surface pressure can be prevented locally. Thereby, reliability can be improved.

本発明の第一番目の実施形態に係るガスタービンのシール構造の概略構成図である。It is a schematic block diagram of the seal structure of the gas turbine which concerns on 1st embodiment of this invention. ガスタービンのシール構造が具備するシール板組品の説明図である。It is explanatory drawing of the seal plate assembly which the seal structure of a gas turbine comprises. 本発明の第二番目の実施形態に係るガスタービンのシール構造の説明図である。It is explanatory drawing of the seal structure of the gas turbine which concerns on 2nd embodiment of this invention. 本発明の第三番目の実施形態に係るガスタービンのシール構造の説明図である。It is explanatory drawing of the seal structure of the gas turbine which concerns on 3rd embodiment of this invention. 従来のガスタービンのシール構造の断面図である。It is sectional drawing of the sealing structure of the conventional gas turbine. 従来のガスタービンのシール構造の平面図である。It is a top view of the sealing structure of the conventional gas turbine. 従来のガスタービンのシール構造の説明図である。It is explanatory drawing of the sealing structure of the conventional gas turbine. 従来のガスタービンのシール構造の説明図である。It is explanatory drawing of the sealing structure of the conventional gas turbine.

本発明に係るガスタービンのシール構造について、各実施形態にて具体的に説明する。 The gas turbine seal structure according to the present invention will be specifically described in each embodiment.

［第一番目の実施形態］
本発明の第一番目の実施形態に係るガスタービンのシール構造について、図１および図２を参照して説明する。本実施形態に係るガスタービンのシール構造は、従来のガスタービンのシール構造が具備するシール板組品を変更した構造であって、それ以外は従来のガスタービンのシール構造と同じ部材を具備する。本実施形態では、従来のガスタービンのシール構造と同じ部材には同一符号を付記する。 [First embodiment]
A gas turbine seal structure according to a first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 1 and 2. The seal structure of the gas turbine according to the present embodiment is a structure in which the seal plate assembly included in the seal structure of the conventional gas turbine is changed, and the other members are the same as the seal structure of the conventional gas turbine. . In the present embodiment, the same members as those in the conventional gas turbine seal structure are denoted by the same reference numerals.

本実施形態に係るガスタービンのシール構造１０では、図１および図２に示すように、対向するロータディスク２０１，２０２間にシール板組品１０が配置されて、ロータディスクを冷却する冷却媒体の半径方向への漏洩を防止している。シール板組品１１の両端部１１ａ，１１ｂが、対向するロータディスク２０１，２０２の張出部１０１，１０３の対向面に形成された溝部１０２，１０４に挿入されている。なお、張出部１０１，１０３は、ロータ軸（図示せず）を囲んで対向するように環状に形成されている。溝部１０２，１０４は、張出部１０１，１０３の周方向に沿って形成されている。 In the gas turbine seal structure 10 according to the present embodiment, as shown in FIGS. 1 and 2, the seal plate assembly 10 is disposed between the opposing rotor disks 201 and 202, and a cooling medium for cooling the rotor disk is used. Prevents leakage in the radial direction. Both end portions 11a and 11b of the seal plate assembly 11 are inserted into groove portions 102 and 104 formed on opposing surfaces of the overhang portions 101 and 103 of the opposing rotor disks 201 and 202, respectively. The overhang portions 101 and 103 are formed in an annular shape so as to surround and face the rotor shaft (not shown). The groove portions 102 and 104 are formed along the circumferential direction of the overhang portions 101 and 103.

シール板組品１１は、複数の内側シール板１２と、内側シール板１２の外周側に配置された複数の外側シール板１３とを備えている。複数の内側シール板１２は、周方向にて複数に分割した円弧状の板材である。複数の外側シール板１３は、周方向にて複数に分割した円弧状の板材である。複数の内側シール板１２と複数の外側シール板１３はこれらの端部同士が周方向にて重ならないように配置され、これらシール板１２，１３に廻り止め部材１６が周方向複数箇所に取り付けられる。すなわち、シール板組品１１は、複数の内側シール板１２と複数の外側シール板１３とが廻り止め部材１６により一体化して構成されている。なお、廻り止め部材１６は、上述した従来のガスタービンのシール構造１００が具備する廻り止め部材１０８と同様、略Ｕ字状の把持部材と、中間保持部材と、固定ネジとで構成される。廻り止め部材１６の基端部側が一方のロータディスク２０２の張出部１０３の外周面側に形成された外切欠部１１４に配置されると共に、廻り止め部材１６の先端部側が一方のロータディスク２０２に対向して配置される他方のロータディスク２０１の張出部１０１の内周面側に形成された内切欠部１１３に配置される。これにより、シール板組品１１の周方向への移動を防止している。 The seal plate assembly 11 includes a plurality of inner seal plates 12 and a plurality of outer seal plates 13 arranged on the outer peripheral side of the inner seal plate 12. The plurality of inner seal plates 12 are arc-shaped plate members divided into a plurality in the circumferential direction. The plurality of outer seal plates 13 are arc-shaped plate members divided into a plurality in the circumferential direction. The plurality of inner seal plates 12 and the plurality of outer seal plates 13 are arranged so that their end portions do not overlap in the circumferential direction, and the anti-rotation members 16 are attached to the seal plates 12 and 13 at a plurality of locations in the circumferential direction. . That is, the seal plate assembly 11 is configured by integrating a plurality of inner seal plates 12 and a plurality of outer seal plates 13 with a rotation stop member 16. The anti-rotation member 16 includes a substantially U-shaped gripping member, an intermediate holding member, and a fixing screw, like the anti-rotation member 108 included in the conventional gas turbine seal structure 100 described above. The base end side of the rotation preventing member 16 is disposed in the outer notch 114 formed on the outer peripheral surface side of the overhanging portion 103 of the one rotor disk 202, and the distal end side of the rotation stopping member 16 is the one rotor disk 202. Is disposed in an inner cutout portion 113 formed on the inner peripheral surface side of the overhanging portion 101 of the other rotor disk 201 disposed opposite to the upper surface of the rotor disk 201. Thereby, the seal plate assembly 11 is prevented from moving in the circumferential direction.

外側シール板１３の板幅は、内側シール板１２の板幅と略同じに形成される。外側シール板１３の内周面１３ｂには、その両端部１３ｃ，１３ｄに沿って周方向に延在するテーパ部１４，１５がそれぞれ形成されている。これにより、外側シール板１３の両端部１３ｃ，１３ｄ側の剛性がそれ以外の部分と比べて低下し、シール板組品１１の両端部１１ａ，１１ｂ側の剛性がそれ以外の部分と比べて低下することになる。 The plate width of the outer seal plate 13 is formed substantially the same as the plate width of the inner seal plate 12. Tapered portions 14 and 15 extending in the circumferential direction along both end portions 13c and 13d are formed on the inner peripheral surface 13b of the outer seal plate 13, respectively. Thereby, the rigidity of the both end portions 13c and 13d side of the outer seal plate 13 is reduced as compared with the other portions, and the rigidity of the both end portions 11a and 11b side of the seal plate assembly 11 is decreased as compared with the other portions. Will do.

したがって、本実施形態に係るガスタービンのシール構造１０によれば、外側シール板１３の内周面１３ｂの両端部１３ｃ，１３ｄに沿って延在するテーパ部１４，１５を設けてシール板組品１１の両端部１１ａ，１１ｂの剛性をそれ以外の部分と比べて低下させたことにより、シール板組品１１の両端部１１ａ，１１ｂが挿入されるロータディスク２０１，２０２間の溝部１０２，１０４にて段差が生じても、シール板組品１１に作用した遠心力が外側シール板１３の上面部１３ａにおける両端部１３ｃ，１３ｄ以外の部分を介してロータディスク２０１，２０２の溝部１０２，１０４の上面部１０２ａ，１０４ａに作用することになり、シール板組品１１による局所的に大きな面圧の発生を防ぐことができる。これにより、信頼性を向上させることができる。 Therefore, according to the gas turbine seal structure 10 according to the present embodiment, the seal plate assembly is provided with the tapered portions 14 and 15 extending along the both end portions 13c and 13d of the inner peripheral surface 13b of the outer seal plate 13. 11 by reducing the rigidity of both end portions 11a and 11b in comparison with the other portions, the groove portions 102 and 104 between the rotor disks 201 and 202 into which the both end portions 11a and 11b of the seal plate assembly 11 are inserted. Even if a step is generated, the centrifugal force acting on the seal plate assembly 11 is affected by the upper surfaces of the grooves 102 and 104 of the rotor disks 201 and 202 through the portions other than the both end portions 13c and 13d of the upper surface portion 13a of the outer seal plate 13. It acts on the parts 102a and 104a, and generation of a large surface pressure by the seal plate assembly 11 can be prevented. Thereby, reliability can be improved.

［第二番目の実施形態］
本発明の第二番目の実施形態に係るガスタービンのシール構造について、図３を参照して説明する。本実施形態に係るガスタービンのシール構造は、上述した第一番目の実施形態に係るガスタービンのシール構造１０が具備するシール板組品を変更した構造であって、それ以外はガスタービンのシール構造１０と同じ部材を具備する。本実施形態では、ガスタービンのシール構造１０と同じ部材には同一符号を付記する。 [Second Embodiment]
A gas turbine seal structure according to a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. The seal structure of the gas turbine according to the present embodiment is a structure in which the seal plate assembly included in the seal structure 10 of the gas turbine according to the first embodiment described above is changed. The same member as the structure 10 is provided. In the present embodiment, the same members as those in the gas turbine seal structure 10 are denoted by the same reference numerals.

本実施形態に係るガスタービンのシール構造２０は、図３に示すように、対向するロータディスク２０１，２０２の溝部１０２，１０４に両端部２１ａ，２１ｂが挿入されたシール板組品２１を具備する。シール板組品２１は、複数の内側シール板２２と、内側シール板２２の外周側に配置された複数の外側シール板２３とを備えている。複数の内側シール板２２は、周方向にて複数に分割した円弧状の板材である。複数の外側シール板２３は、周方向にて複数に分割した円弧状の板材である。内側シール板２２と外側シール板２３はこれらの端部同士が周方向にて重ならないように配置され、これらシール板２２，２３に廻り止め部材（図示せず）が周方向複数箇所に取り付けられる。すなわち、シール板組品２１は、複数の内側シール板２２と複数の外側シール板２３とが廻り止め部材により一体化して構成されている。なお、廻り止め部材は、上述した従来のガスタービンのシール構造１００が具備する廻り止め部材１０８と同様、略Ｕ字状の把持部材と、中間保持部材と、固定ネジとで構成される。 As shown in FIG. 3, the gas turbine seal structure 20 according to the present embodiment includes a seal plate assembly 21 in which both end portions 21 a and 21 b are inserted into the groove portions 102 and 104 of the opposing rotor disks 201 and 202. . The seal plate assembly 21 includes a plurality of inner seal plates 22 and a plurality of outer seal plates 23 arranged on the outer peripheral side of the inner seal plate 22. The plurality of inner seal plates 22 are arc-shaped plate members divided into a plurality in the circumferential direction. The plurality of outer seal plates 23 are arc-shaped plate members divided into a plurality in the circumferential direction. The inner seal plate 22 and the outer seal plate 23 are arranged so that their end portions do not overlap with each other in the circumferential direction, and anti-rotation members (not shown) are attached to the seal plates 22 and 23 at a plurality of locations in the circumferential direction. . That is, the seal plate assembly 21 is configured by integrating a plurality of inner seal plates 22 and a plurality of outer seal plates 23 with a rotation preventing member. The anti-rotation member is composed of a substantially U-shaped gripping member, an intermediate holding member, and a fixing screw, like the anti-rotation member 108 included in the conventional gas turbine seal structure 100 described above.

内側シール板２２の板幅Ｗ１は、外側シール板２３の板幅Ｗ２と比べて狭く形成される。内側シール板２２は、その板幅方向の中央が外側シール板２３の板幅方向の中央と略一致して配置される。よって、シール板組品２１では、その両端部２１ａ，２１ｂ側の剛性がそれ以外の部分と比べて低下している。シール板組品２１の重心は、その幅方向の中央部分となる。そのため、ロータディスク２０１，２０２に遠心力が作用し、ロータディスク２０１，２０２の溝部１０２，１０４の先端側がその奥側と比べてロータ軸（図示せず）から離れる方向へ移動し、いわゆる口開き状態になると、それに追随するように外側シール板２３の幅方向中央にて撓みが生じることになる。よって、外側シール板２３の上面部２３ａはロータディスク２０１，２０２の溝部１０２，１０４の上面部１０２ａ，１０４ａに面接触することになる。 The plate width W1 of the inner seal plate 22 is formed narrower than the plate width W2 of the outer seal plate 23. The inner seal plate 22 is arranged such that the center in the plate width direction substantially coincides with the center in the plate width direction of the outer seal plate 23. Therefore, in the seal plate assembly 21, the rigidity on the both end portions 21a and 21b side is lower than the other portions. The center of gravity of the seal plate assembly 21 is the central portion in the width direction. Therefore, centrifugal force acts on the rotor disks 201 and 202, and the leading ends of the grooves 102 and 104 of the rotor disks 201 and 202 move away from the rotor shaft (not shown) as compared to the back side, so-called opening of the mouth. If it will be in a state, it will bend in the center of the width direction of the outside seal board 23 so that it may follow. Therefore, the upper surface portion 23 a of the outer seal plate 23 comes into surface contact with the upper surface portions 102 a and 104 a of the groove portions 102 and 104 of the rotor disks 201 and 202.

したがって、本実施形態に係るガスタービンのシール構造２０によれば、内側シール板２２の板幅Ｗ１を外側シール板２３の板幅Ｗ２と比べて狭く形成し、内側シール板２２の幅方向中央と外側シール板２３の幅方向中央とを一致して配置して、シール板組品２１の両端部２１ａ，２１ｂの剛性をそれ以外の部分と比べて低下させたことにより、シール板組品２１の両端部２１ａ，２１ｂが挿入されるロータディスク２０１，２０２間の溝部１０２，１０４にて段差が生じても、シール板組品２１に作用した遠心力が外側シール板２３の上面部２３ａの一部ではなくその全体を介してロータディスク２０１，２０２の溝部１０２，１０４の上面部１０２ａ，１０４ａに作用することになり、シール板組品２１による局所的に大きな面圧の発生を防ぐことができる。これにより、信頼性を向上させることができる。 Therefore, according to the gas turbine seal structure 20 according to the present embodiment, the plate width W1 of the inner seal plate 22 is narrower than the plate width W2 of the outer seal plate 23, and the width direction center of the inner seal plate 22 is By arranging the outer seal plate 23 so as to coincide with the center in the width direction and reducing the rigidity of both end portions 21a and 21b of the seal plate assembly 21 compared to the other portions, the seal plate assembly 21 Even if a step is generated in the grooves 102 and 104 between the rotor disks 201 and 202 into which both end portions 21a and 21b are inserted, a centrifugal force acting on the seal plate assembly 21 is part of the upper surface portion 23a of the outer seal plate 23. Instead, the entire surface acts on the upper surface portions 102a and 104a of the groove portions 102 and 104 of the rotor disks 201 and 202, and a large surface pressure is locally generated by the seal plate assembly 21. It is possible to prevent. Thereby, reliability can be improved.

［第三番目の実施形態］
本発明の第三番目の実施形態に係るガスタービンのシール構造について、図４を参照して説明する。本実施形態に係るガスタービンのシール構造は、上述した第一番目の実施形態に係るガスタービンのシール構造１０が具備するシール板組品を変更した構造であって、それ以外はガスタービンのシール構造１０と同じ部材を具備する。本実施形態では、ガスタービンのシール構造１０と同じ部材には同一符号を付記する。 [Third embodiment]
A gas turbine seal structure according to a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. The seal structure of the gas turbine according to the present embodiment is a structure in which the seal plate assembly included in the seal structure 10 of the gas turbine according to the first embodiment described above is changed. The same member as the structure 10 is provided. In the present embodiment, the same members as those in the gas turbine seal structure 10 are denoted by the same reference numerals.

本実施形態に係るガスタービンのシール構造３０は、図４に示すように、対向するロータディスク２０１，２０２の溝部１０２，１０４に両端部３１ａ，３１ｂが挿入されたシール板組品３１を具備する。シール板組品３１は、複数の内側シール板３２と、内側シール板３２の外周側に配置された複数の外側シール板３３とを備えている。複数の内側シール板３２は、周方向にて複数に分割した円弧状の板材である。複数の外側シール板３３は、周方向にて複数に分割した円弧状の板材である。内側シール板３２と外側シール板３３はこれらの端部同士が周方向にて重ならないように配置され、これらシール板３２，３３に廻り止め部材（図示せず）が周方向複数箇所に取り付けられる。すなわち、シール板組品３１は、複数の内側シール板３２と複数の外側シール板３３とが廻り止め部材により一体化して構成されている。なお、廻り止め部材は、上述した従来のガスタービンのシール構造１００が具備する廻り止め部材１０８と同様、略Ｕ字状の把持部材と、中間保持部材と、固定ネジとで構成される。 As shown in FIG. 4, the gas turbine seal structure 30 according to the present embodiment includes a seal plate assembly 31 in which both end portions 31 a and 31 b are inserted into the groove portions 102 and 104 of the opposing rotor disks 201 and 202. . The seal plate assembly 31 includes a plurality of inner seal plates 32 and a plurality of outer seal plates 33 arranged on the outer peripheral side of the inner seal plate 32. The plurality of inner seal plates 32 are arc-shaped plate members divided into a plurality in the circumferential direction. The plurality of outer seal plates 33 are arc-shaped plate members divided into a plurality in the circumferential direction. The inner seal plate 32 and the outer seal plate 33 are arranged so that their end portions do not overlap with each other in the circumferential direction, and anti-rotation members (not shown) are attached to the seal plates 32 and 33 at a plurality of locations in the circumferential direction. . That is, the seal plate assembly 31 is configured by integrating a plurality of inner seal plates 32 and a plurality of outer seal plates 33 with a rotation preventing member. The anti-rotation member is composed of a substantially U-shaped gripping member, an intermediate holding member, and a fixing screw, like the anti-rotation member 108 included in the conventional gas turbine seal structure 100 described above.

内側シール板３２の板幅Ｗ１１は、外側シール板３３の板幅Ｗ１２と比べて狭く形成される。内側シール板３２の一方の端部３２ａが外側シール板３３の一方の端部３３ａに揃えて配置される。すなわち、内側シール板３２と外側シール板３３とは、一方の端部３２ａ，３３ｃ同士が径方向で一致して配置される。よって、シール板組品３１では、その他方の端部３１ｂ側の剛性がそれ以外の部分と比べて低下している。シール板組品３１の重心は、その板幅方向の中央部分から一方の端部３１ａ側へとずれた部分となる。そのため、対向するロータディスク２０１，２０２にて、定格起動時に段差を生じるように設計している場合、例えば、図４に示すガスタービンのシール構造３０にて、一方のロータディスク２０２がこれに対向する他方のロータディスク２０１と比べて半径方向に延びて段差が生じると、シール板組品３１の他方の端部３１ｂ側の曲げ剛性がこの箇所以外の部分と比べて弱くシール板組品３１の他方の端部３１ｂが一方のロータディスク２０２の溝部１０４ａの上面部１０４ａに片あたりしようとするが、シール板組品３１に作用する遠心力は、シール板組品３１の一方の端部３１ａ側の上面部、具体的には外側シール板３３の一方の端部３３ｃ近傍の上面部３３ａを介して他方のロータディスク２０１の溝部１０２の上面部１０２ａに作用することになる。 The plate width W11 of the inner seal plate 32 is formed narrower than the plate width W12 of the outer seal plate 33. One end portion 32 a of the inner seal plate 32 is arranged in alignment with one end portion 33 a of the outer seal plate 33. In other words, the inner seal plate 32 and the outer seal plate 33 are arranged such that one end portions 32a and 33c thereof coincide with each other in the radial direction. Therefore, in the seal plate assembly 31, the rigidity on the other end portion 31b side is lower than the other portions. The center of gravity of the seal plate assembly 31 is a portion shifted from the central portion in the plate width direction toward the one end portion 31a. For this reason, when the opposing rotor disks 201 and 202 are designed to have a step at the rated start-up, for example, in the gas turbine seal structure 30 shown in FIG. 4, one rotor disk 202 faces this. If the step extends in the radial direction as compared with the other rotor disk 201, the bending rigidity on the other end 31b side of the seal plate assembly 31 is weaker than the other portions, and the seal plate assembly 31 The other end portion 31 b tries to come into contact with the upper surface portion 104 a of the groove portion 104 a of one rotor disk 202, but the centrifugal force acting on the seal plate assembly 31 is on the one end portion 31 a side of the seal plate assembly 31. Is formed on the upper surface portion 102a of the groove portion 102 of the other rotor disk 201 via the upper surface portion 33a in the vicinity of one end portion 33c of the outer seal plate 33. It will be.

シール板組品３１の他方の端部３１ｂ近傍、具体的には、外側シール板３３の他方の端部３３ｄ近傍の上面部（外周面）３３ａと一方のロータディスク２０２の溝部１０４の上面部１０４ａの間には、シール材３４が配置される。シール材３４は、周方向に延在するものであって、軸方向にて３つ配置される。シール材３４としては、耐熱性を有し、オメガ状などに形成されたシール材が挙げられる。このような箇所にシール材３４を配置することにより、ロータ側の冷却媒体の外部への漏出を防止することができる。 Near the other end portion 31 b of the seal plate assembly 31, specifically, an upper surface portion (outer peripheral surface) 33 a near the other end portion 33 d of the outer seal plate 33 and an upper surface portion 104 a of the groove portion 104 of one rotor disk 202. Between them, the sealing material 34 is arranged. The sealing material 34 extends in the circumferential direction, and three sealing materials 34 are arranged in the axial direction. An example of the sealing material 34 is heat-resistant sealing material formed in an omega shape. By disposing the sealing material 34 at such a location, leakage of the cooling medium on the rotor side to the outside can be prevented.

したがって、本実施形態に係るガスタービンのシール構造３０によれば、内側シール板３２の板幅Ｗ１１を外側シール板３３の板幅Ｗ１２と比べて狭く形成し、内側シール板３２の一方の端部３２ａと外側シール板３３の一方の端部３３ｃとを径方向にて一致して配置し、シール板組品３１の他方の端部３１ｂ側の剛性を低下させ、シール板組品３１の重心をその幅方向中央から一方の端部３１ａ側へとずらしたことで、シール板組品３１に作用した遠心力が外側シール板３３の上面部３３ａの一部ではなく全体を介してロータディスク２０１の溝部１０２の上面部１０２ａに作用することになり、シール板組品３１による局所的に大きな面圧の発生を防ぐことができる。これにより、信頼性を向上させることができる。 Therefore, according to the seal structure 30 of the gas turbine according to the present embodiment, the plate width W11 of the inner seal plate 32 is formed narrower than the plate width W12 of the outer seal plate 33, and one end portion of the inner seal plate 32 is formed. 32a and one end portion 33c of the outer seal plate 33 are arranged so as to coincide with each other in the radial direction, the rigidity on the other end portion 31b side of the seal plate assembly 31 is lowered, and the center of gravity of the seal plate assembly 31 is increased. The centrifugal force acting on the seal plate assembly 31 is shifted from the center in the width direction toward the one end portion 31a, so that the centrifugal force acting on the seal plate assembly 31 is not a part of the upper surface portion 33a of the outer seal plate 33 but the whole. It acts on the upper surface portion 102 a of the groove portion 102, and generation of a large surface pressure by the seal plate assembly 31 can be prevented. Thereby, reliability can be improved.

なお、上記では、基端部が一方のロータディスク２０２に形成された外切欠部１１４に配置されると共に、先端部が他方のロータディスク２０１に形成された内切欠部１１３に配置される廻り止め部材１６により内側シール板と外側シール板を一体化したシール板組品を具備するガスタービンのシール構造１０，２０，３０を用いて説明したが、把持部材の先端部側を短くし、基端部が一方のロータディスク２０２に形成された外切欠部１１４に配置される廻り止め部材により内側シール板と外側シール板を一体化したガスタービンのシール構造とすることも可能である。 In the above description, the base end portion is disposed in the outer cutout portion 114 formed in the one rotor disk 202 and the distal end portion is disposed in the inner cutout portion 113 formed in the other rotor disk 201. The gas turbine seal structure 10, 20, 30 including the seal plate assembly in which the inner seal plate and the outer seal plate are integrated by the member 16 has been described. It is also possible to have a gas turbine seal structure in which the inner seal plate and the outer seal plate are integrated by a non-rotating member disposed at an outer notch 114 formed in one rotor disk 202.

本発明に係るガスタービンのシール構造によれば、シール板組品の上面全体ではなく端部のみがロータディスクの溝部の上面部に接触することによる局所的に大きな面圧の発生を防いで、信頼性を向上させることができるため、ガスタービンを用いる発電産業などで有益に利用することができる。 According to the seal structure of the gas turbine according to the present invention, it is possible to prevent the generation of a large surface pressure due to the fact that only the end portion of the seal plate assembly is not in contact with the upper surface portion of the groove portion of the rotor disk, Since the reliability can be improved, it can be beneficially used in the power generation industry using a gas turbine.

１０ガスタービンのシール構造
１１シール板組品
１２内側シール板
１３外側シール板
１４テーパ部
１５テーパ部
１６廻り止め部材
２０ガスタービンのシール構造
２１シール板組品
２２内側シール板
２３外側シール板
３０ガスタービンのシール構造
３１シール板組品
３２内側シール板
３３外側シール板
３４シール材
１００ガスタービンのシール構造
１０１張出部
１０２溝部
１０３張出部
１０４溝部
１０５シール板組品
１０６外側シール板
１０７内側シール板
１０８廻り止め部材
１０９把持部材
１１０中間保持部材
１１１固定ネジ
１１３内切欠部
１１４外切欠部
２０１ロータディスク
２０２ロータディスク
Ｗ１内側シール板の板幅
Ｗ２外側シール板の板幅
Ｗ１１内側シール板の板幅
Ｗ１２外側シール板の板幅 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Gas turbine seal structure 11 Seal plate assembly 12 Inner seal plate 13 Outer seal plate 14 Taper portion 15 Taper portion 16 Non-rotating member 20 Gas turbine seal structure 21 Seal plate assembly 22 Inner seal plate 23 Outer seal plate 30 Gas Turbine seal structure 31 Seal plate assembly 32 Inner seal plate 33 Outer seal plate 34 Seal material 100 Gas turbine seal structure 101 Overhang portion 102 Groove portion 103 Overhang portion 104 Groove portion 105 Seal plate assembly 106 Outer seal plate 107 Inner seal Plate 108 Non-rotating member 109 Grip member 110 Intermediate holding member 111 Fixing screw 113 Inner notch 114 Outer notch 201 Rotor disk 202 Rotor disk W1 Inner seal plate width W2 Outer seal plate width W11 Inner seal plate width W12 Outer seal plate width

Claims

An annular projecting portion is formed on adjacent surfaces of the plurality of rotor disks so as to face each other around the rotor shaft, and a groove portion is formed along the circumferential direction on the facing surface of the projecting portion, and the opposing rotor disks A notch portion is formed on the opposite surface of one of the rotor disks, and a plurality of outer seal plates and a plurality of inner seal plates disposed on the inner peripheral side of the outer seal plate are provided in the groove portion with a rotation-preventing member. A gas turbine seal structure in which both ends of an integrated seal plate assembly are inserted, and the anti-rotation member is inserted in the notch,
The gas turbine seal is characterized in that a plate width of the inner seal plate is narrower than that of the outer seal plate , and rigidity of an end portion of the seal plate assembly is reduced as compared with other portions. Construction.

A gas turbine seal structure according to claim 1,
A gas turbine seal structure, wherein tapered portions are provided at both ends of the outer seal plate.

A gas turbine seal structure according to claim 2,
The taper portion is formed on an inner surface portion of the outer seal plate.

A gas turbine seal structure according to any one of claims 1 to 3 ,
The gas turbine seal structure according to claim 1, wherein the inner seal plate is disposed in the center of the outer seal plate in the plate width direction.

A gas turbine seal structure according to any one of claims 1 to 3 ,
The gas turbine seal structure according to claim 1, wherein one end of the inner seal plate is aligned with one end of the outer seal plate.

A gas turbine seal structure according to any one of claims 1 to 5 ,
A seal structure for a gas turbine, wherein a seal member is disposed between the other end of the outer seal plate and the groove of the rotor disk.