JP2013217227A - Fuel gas compressor - Google Patents
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Abstract
Description
この発明は、燃料ガス圧縮機に関するものである。 The present invention relates to a fuel gas compressor.
従来、気体に含まれる腐食性成分によって腐食が生じないように、腐食性成分を含む気体に接触する翼などの部材にポリイミド層による防食コーティングを施した蒸気タービンが知られている（例えば、特許文献１参照）。 2. Description of the Related Art Conventionally, a steam turbine is known in which an anticorrosive coating with a polyimide layer is applied to a member such as a blade that contacts a gas containing a corrosive component so that the corrosive component contained in the gas does not cause corrosion (for example, patents). Reference 1).
ところで、ガスタービンの燃料ガス圧縮機は、図４（ａ）に示すように、回転軸に取り付けられたディスク１２６の翼溝１５８に動翼１２３の翼根１５５が嵌合されて、動翼１２３がディスク１２６に取り付けられており、設計上、翼溝１５８と翼根１５５との間には僅かな隙間ｄが形成されている。そして、上記ガスタービンの燃料ガス圧縮機にあっては、定期検査の際に動翼１２３をディスク１２６から取り外して検査を行っている。 By the way, in the fuel gas compressor of the gas turbine, as shown in FIG. 4A, the blade root 155 of the moving blade 123 is fitted into the blade groove 158 of the disk 126 attached to the rotating shaft, and the moving blade 123. Is attached to the disk 126, and a slight gap d is formed between the blade groove 158 and the blade root 155 by design. And in the fuel gas compressor of the said gas turbine, the moving blade 123 is removed from the disk 126 and inspected at the time of periodic inspection.
一方、上記ガスタービンで高炉ガス等を燃料ガスとして用いる場合、燃料ガスに硫黄分が含有されてしまう。そのため、動翼１２３とディスク１２６とに含まれる鉄と硫黄とが接触することで、図４（ｂ）に示すように硫化鉄を主成分とする腐食生成物の層２００が、動翼１２３およびディスク１２６の互いに対向する面１５６，１６６に形成されてしまう。特に、動翼１２３の翼根１５５とディスク１２６の翼溝１５８との互いに対向する面１５６，１６６に硫化鉄を主成分とする腐食生成物の層２００が形成された場合、翼根１５５と翼溝１５８との間の隙間ｄが埋まって固着してしまう場合がある。そのため、定期検査で動翼１２３をディスク１２６から取り外す際に、上記隙間ｄに潤滑油を浸透させて衝撃を加えるなど、無理矢理ディスク１２６から動翼１２３を取り外していた。さらに、この方法を用いても動翼１２３を取り外すことができない場合には、機械加工を行ってディスク１２６から動翼１２３を取り外していた。そのため、傷つきや変形が生じて動翼１２３への負荷が大きくなってしまうという課題がある。 On the other hand, when blast furnace gas or the like is used as fuel gas in the gas turbine, sulfur content is contained in the fuel gas. Therefore, when the iron and sulfur contained in the moving blade 123 and the disk 126 come into contact with each other, the corrosion product layer 200 containing iron sulfide as a main component as shown in FIG. The disk 126 is formed on the surfaces 156 and 166 facing each other. In particular, when the corrosion product layer 200 mainly composed of iron sulfide is formed on the mutually facing surfaces 156 and 166 of the blade root 155 of the rotor blade 123 and the blade groove 158 of the disk 126, the blade root 155 and the blade The gap d between the grooves 158 may be filled and fixed. For this reason, when removing the moving blade 123 from the disk 126 in the periodic inspection, the moving blade 123 is removed from the disk 126 by, for example, injecting lubricating oil into the gap d and applying an impact. Further, when the moving blade 123 cannot be removed even using this method, the moving blade 123 is removed from the disk 126 by machining. Therefore, there is a problem that damage or deformation occurs and the load on the moving blade 123 increases.
また、上記定期検査は、その実施間隔の延長が要望されており、仮に実施間隔が延長された場合には、ディスク１２６から動翼１２３を取り外さない期間が長くなるため、動翼１２３とディスク１２６間における固着度がより進行してしまうことが懸念されている。 Further, the periodic inspection is requested to be extended, and if the execution interval is extended, the period during which the moving blade 123 is not removed from the disk 126 becomes longer. There is concern that the degree of adhesion between the two will further progress.
この発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、動翼の翼根とディスクの翼溝との固着を防止して、取り外し作業にかかる作業者の負担を軽減するとともに、ディスクや動翼にかかる負荷を軽減することができ、さらには、作業時間の短縮によりガスタービン等の稼働率向上を図ることができる燃料ガス圧縮機を提供するものである。 The present invention has been made in view of the above circumstances, and prevents the blade root of the moving blade and the blade groove of the disk from sticking, thereby reducing the burden on the operator for the removal work, and the disk and the moving blade. It is possible to provide a fuel gas compressor capable of reducing the load applied to the gas turbine and further improving the operating rate of a gas turbine or the like by shortening the working time.
上記の課題を解決するために以下の構成を採用する。
この発明に係る燃料ガス圧縮機は、翼本体、および、該翼本体の基端に設けられた翼根を有する動翼と、回転軸に設けられて翼根が嵌合される翼溝を有するディスクとを備え、互いに対向する前記翼根の面および前記翼溝の面の少なくとも一方には、使用温度に対する耐熱性を有した硫化防止コーティング層が形成されていることを特徴としている。
このように構成することで、耐熱性を有した硫化防止コーティング層により、互いに対向する動翼の翼根の面とディスクの翼溝の面との少なくとも一方が、燃料ガスに接触するのを防止することができるため、当該硫化防止コーティング層が形成された面に硫化鉄を主成分とする腐食生成物の層が形成されるのを防止することができる。
In order to solve the above problems, the following configuration is adopted.
A fuel gas compressor according to the present invention has a blade main body, a moving blade having a blade root provided at a base end of the blade main body, and a blade groove provided on a rotating shaft and fitted with the blade root. An anti-sulfurization coating layer having heat resistance against the operating temperature is formed on at least one of the blade root surface and the blade groove surface facing each other.
With this configuration, the antisulfurization coating layer having heat resistance prevents at least one of the blade root surface and the disk blade groove surface facing each other from coming into contact with the fuel gas. Therefore, it is possible to prevent a corrosion product layer mainly composed of iron sulfide from being formed on the surface on which the antisulfurization coating layer is formed.
この発明に係る燃料ガス圧縮機によれば、動翼の翼根とディスクの翼溝との固着を防止して、取り外し作業にかかる作業者の負担を軽減するとともに、ディスクや動翼にかかる負荷を軽減することができ、さらには、作業時間の短縮により稼働率向上を図ることができる。 According to the fuel gas compressor of the present invention, it is possible to prevent the blade root of the rotor blade and the blade groove of the disk from sticking, thereby reducing the burden on the operator for the removal work, and the load applied to the disk and the rotor blade. In addition, the operating rate can be improved by shortening the working time.
次に、この発明の実施形態における燃料ガス圧縮機について図面を参照して説明する。
図１は、この実施形態における燃料ガス圧縮機を備えるガスタービン設備の概略構成図である。
同図に示すように、ガスタービン設備１０は、ガスタービン１１と、ガスタービン１１へ送る燃焼用の空気を吸気フィルタ１２経由で取り込んで圧縮する空気圧縮機１３と、ガスタービン１１の回転駆動力で発電する発電機１４と、ガスタービン１１から排出されるガスの排熱回収を行う排熱回収ボイラｂとを備えている。また、ガスタービン１１は、タービンを有するタービン本体１５と、タービン本体１５に燃焼ガスを送り込む燃焼器１６とを備えている。タービン本体１５と、空気圧縮機１３と、発電機１４とは、共通のロータ軸１７にて接続されており、ロータ軸１７の端部には、ロータ軸１７の回転を増速する増速ギヤ１８が設けられている。
Next, a fuel gas compressor according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine facility including a fuel gas compressor in this embodiment.
As shown in the figure, a gas turbine facility 10 includes a gas turbine 11, an air compressor 13 that takes in and compresses combustion air to be sent to the gas turbine 11 via an intake filter 12, and a rotational driving force of the gas turbine 11. And a waste heat recovery boiler b that recovers exhaust heat of the gas discharged from the gas turbine 11. The gas turbine 11 includes a turbine body 15 having a turbine, and a combustor 16 that sends combustion gas to the turbine body 15. The turbine body 15, the air compressor 13, and the generator 14 are connected by a common rotor shaft 17, and a speed increasing gear for increasing the rotation of the rotor shaft 17 is provided at the end of the rotor shaft 17. 18 is provided.
上記ガスタービン設備１０には、さらに、製鉄所の複数の高炉からＢＦＧ（Blast Furnace Gas）をガスタービン１１に送るＢＦＧガスライン１９が敷設されている。このＢＦＧガスライン１９には、ＢＦＧ中のダストなどを除去する集塵器（Ｅ／Ｐ）２０を介して、燃料ガスを圧縮する燃料ガス圧縮機２１が接続されている。ここで、集塵機２０とＢＦＧガスライン１９との間には、燃料ガスのカロリー調整用の増熱ガスであるＣＯＧ（Coke Oven Gas）が合流可能となっている。このＣＯＧは、同じ製鉄所内の複数のコークス炉から供給され、上記燃料ガスは、主にＢＦＧとＣＯＧとからなる。 The gas turbine facility 10 is further provided with a BFG gas line 19 for sending BFG (Blast Furnace Gas) to the gas turbine 11 from a plurality of blast furnaces in an ironworks. A fuel gas compressor 21 that compresses fuel gas is connected to the BFG gas line 19 via a dust collector (E / P) 20 that removes dust and the like in the BFG. Here, between the dust collector 20 and the BFG gas line 19, COG (Coke Oven Gas), which is a heat increasing gas for adjusting the calorie of the fuel gas, can be merged. This COG is supplied from a plurality of coke ovens in the same steelworks, and the fuel gas mainly consists of BFG and COG.
燃料ガス圧縮機２１は、いわゆる軸流式の圧縮機であって、上記集塵器２０によりダストなどが除去された燃料ガスを、上記増速ギヤ１８を介して伝達された回転駆動力を用いて圧縮する。燃料ガス圧縮機２１により圧縮された圧縮燃料ガスは、ガスタービン１１の燃焼器１６に供給されて燃焼される。一方で、燃料ガス圧縮機２１によって圧縮された圧縮燃料ガスのうち、余剰分は、ガス冷却器２２によって冷やされた後に、ＢＦＧガスライン１９に戻されることとなる。 The fuel gas compressor 21 is a so-called axial flow type compressor, and uses the rotational driving force transmitted through the speed-up gear 18 to the fuel gas from which dust and the like have been removed by the dust collector 20. Compress. The compressed fuel gas compressed by the fuel gas compressor 21 is supplied to the combustor 16 of the gas turbine 11 and burned. On the other hand, after the compressed fuel gas compressed by the fuel gas compressor 21 is cooled by the gas cooler 22, it is returned to the BFG gas line 19.
次に、軸流圧縮機である燃料ガス圧縮機２１の動翼とディスクとの嵌合構造について図面を参照して説明する。
図２、図３に示すように、動翼２３は、動翼本体５２のディスク２６側の基端部に、翼根５５を備えている。翼根５５は、ディスク２６側の端部に向かうほどその厚さが増加する断面略台状に形成されている。より具体的には、翼根５５は、その厚さ方向両側に、その端部側ほど厚さ方向外側に延びる傾斜面５６と、これら傾斜面５６の端部同士を繋ぐ底面５７とを備えている。
Next, a fitting structure between the moving blade and the disk of the fuel gas compressor 21 which is an axial flow compressor will be described with reference to the drawings.
As shown in FIGS. 2 and 3, the moving blade 23 includes a blade root 55 at the base end portion of the moving blade body 52 on the disk 26 side. The blade root 55 is formed in a substantially trapezoidal cross section whose thickness increases toward the end on the disk 26 side. More specifically, the blade root 55 is provided with inclined surfaces 56 that extend outward in the thickness direction toward the ends thereof on both sides in the thickness direction, and a bottom surface 57 that connects the ends of the inclined surfaces 56. Yes.
一方、ディスク２６は、その外周部に、ロータ軸１７の略軸方向Ｄに沿って形成された複数の翼溝５８を備えている。これら翼溝５８は、ディスク２６の周方向Ｒに等間隔で形成され、上述した翼根５５よりも僅かに大きい断面形状を有している。即ち、上記傾斜面５６に対向する２つの傾斜面６６と、底面５７に対向する底面６７とを備えている。 On the other hand, the disk 26 includes a plurality of blade grooves 58 formed along the substantially axial direction D of the rotor shaft 17 on the outer peripheral portion thereof. These blade grooves 58 are formed at equal intervals in the circumferential direction R of the disk 26 and have a slightly larger cross-sectional shape than the blade root 55 described above. That is, two inclined surfaces 66 that face the inclined surface 56 and a bottom surface 67 that faces the bottom surface 57 are provided.
上記翼根５５と翼溝５８とは、いわゆるダブテール構造であり、翼溝５８に対して翼根５５を軸方向Ｄからスライド挿入することで、ディスク２６に対して動翼２３が嵌合可能とされている。この構造により、圧縮機２のロータ軸１７が回転して動翼２３に比較的大きな遠心力が作用したとしても、翼根５５の傾斜面５６が傾斜面６６に突き当たり、動翼２３の遠心方向への変位が規制されるようになっている。なお、翼根５５と動翼本体５２との間には、周方向Ｒに延出するプラットフォームｐ（図２参照）が形成されている。 The blade root 55 and the blade groove 58 have a so-called dovetail structure, and the blade 23 can be fitted into the disk 26 by slidingly inserting the blade root 55 into the blade groove 58 from the axial direction D. Has been. With this structure, even if the rotor shaft 17 of the compressor 2 rotates and a relatively large centrifugal force acts on the rotor blade 23, the inclined surface 56 of the blade root 55 hits the inclined surface 66, and the centrifugal direction of the rotor blade 23 is increased. Displacement to is regulated. A platform p (see FIG. 2) extending in the circumferential direction R is formed between the blade root 55 and the rotor blade body 52.
図３（ａ），（ｂ）に示すように、この実施形態における翼根５５と翼溝５８との対向する面である傾斜面５６，６６および底面５７，６７に亘って、それぞれ所定厚さの硫化防止コーティング層５９，６９が一様に形成されている。ここで、上述した動翼２３およびディスク２６を形成する材料は、鉄、クロム、コバルトを含む合金や、鉄、クロム、モリブデンを含む合金等が主に用いられている。 As shown in FIGS. 3A and 3B, predetermined thicknesses are provided over the inclined surfaces 56 and 66 and the bottom surfaces 57 and 67, which are surfaces of the blade root 55 and the blade groove 58 in this embodiment, which are opposed to each other. The anti-sulfurization coating layers 59 and 69 are uniformly formed. Here, as the material for forming the moving blade 23 and the disk 26 described above, an alloy containing iron, chromium, cobalt, an alloy containing iron, chromium, molybdenum, or the like is mainly used.
硫化防止コーティング層５９，６９は、圧縮機２の使用温度（例えば、４００℃程度）に対して十分な耐熱性を有している。硫化防止コーティング層５９，６９の厚さ寸法は、翼根５５と翼溝５８との隙間ｄ（最大１００μｍ程度）に収まる厚さ寸法（例えば、２０〜３０μｍ程度）に設定されている。なお、硫化防止コーティング層５９と硫化防止コーティング層６９との厚さ寸法は異なっていても良い。 The anti-sulfur coating layers 59 and 69 have sufficient heat resistance with respect to the operating temperature of the compressor 2 (for example, about 400 ° C.). The thickness dimension of the antisulfurization coating layers 59 and 69 is set to a thickness dimension (for example, about 20 to 30 μm) that fits in the gap d (about 100 μm at the maximum) between the blade root 55 and the blade groove 58. In addition, the thickness dimension of the sulfidation prevention coating layer 59 and the sulfidation prevention coating layer 69 may be different.
硫化防止コーティング層５９，６９を形成するコーティングとしては、上記使用温度に対する耐熱性に加えて、上記翼根５５および翼溝５８の表面に燃料ガスが接触するのを防止する機能を有し、硫化物を生成しないものであればよく、例えば、サーメテル（登録商標）コーティング、アルミニウムめっき、および、セラミックコーティング等を用いることができる。さらに、セラミックコーティングとしてはシリカや酸化アルミニウム（アルミナ）を用いることができる。特に、アルミニウムめっきを用いた場合は、燃料ガスに含まれる水分に対して腐食し難く好ましい。 The coating for forming the sulfidation prevention coating layers 59 and 69 has a function of preventing the fuel gas from coming into contact with the surfaces of the blade root 55 and the blade groove 58 in addition to the heat resistance against the use temperature. Any material may be used as long as it does not generate a material. For example, Cermetel (registered trademark) coating, aluminum plating, ceramic coating, and the like can be used. Furthermore, silica or aluminum oxide (alumina) can be used as the ceramic coating. In particular, when aluminum plating is used, it is preferable that it is difficult to corrode against moisture contained in the fuel gas.
さらに、アルミニウムめっき以外の金属めっきとしては、例えば、ニッケルめっきやクロムめっき等を用いてもよく、さらに、亜鉛めっきでもよい。
また、めっきの種類としては、溶融めっき、電気めっき、無電解めっきなどを適宜用いればよく、めっき以外には、例えば、溶射、蒸着（ＣＶＤ）等を用いることができる。
Furthermore, as metal plating other than aluminum plating, for example, nickel plating or chromium plating may be used, and further zinc plating may be used.
In addition, as the type of plating, hot dipping, electroplating, electroless plating, or the like may be used as appropriate. For example, spraying, vapor deposition (CVD), or the like can be used in addition to plating.
したがって、上述した実施形態の燃料ガス圧縮機２１によれば、耐熱性を有した硫化防止コーティング５９，６９により、互いに対向する動翼２３の翼根５５の傾斜面５６、底面５７と、ディスク２６の翼溝５８の傾斜面６６、底面６７とが、それぞれ燃料ガスに接触するのを防止できるため、傾斜面５６、底面５７、傾斜面６６、および、底面６７に硫化鉄を主成分とする腐食生成物の層が形成されるのを防止することができる。そのため、動翼２３の翼根５５とディスク２６の翼溝５８とが固着するのを防止して、動翼２３の取り外し作業にかかる時間を短縮して作業者の負担を軽減することができる。 Therefore, according to the fuel gas compressor 21 of the above-described embodiment, the inclined surface 56 and the bottom surface 57 of the blade root 55 of the moving blade 23 facing each other and the disk 26 by the antisulfurization coatings 59 and 69 having heat resistance. Since the inclined surface 66 and the bottom surface 67 of the blade groove 58 can be prevented from coming into contact with the fuel gas, the inclined surface 56, the bottom surface 57, the inclined surface 66, and the bottom surface 67 are mainly corroded with iron sulfide. Product layers can be prevented from forming. Therefore, it is possible to prevent the blade root 55 of the moving blade 23 and the blade groove 58 of the disk 26 from adhering to each other, thereby shortening the time required for removing the moving blade 23 and reducing the burden on the operator.
また、ディスク２６や動翼２３に衝撃を加えずに、ディスク２６から動翼２３を円滑に取り外すことができるため、ディスク２６や動翼２３にかかる負荷を軽減することができる。
さらに、ディスク２６から動翼２３を取り外すための作業時間が短縮されることで、稼働率を向上させることが可能となる。
Further, since the moving blade 23 can be smoothly removed from the disk 26 without applying an impact to the disk 26 and the moving blade 23, the load on the disk 26 and the moving blade 23 can be reduced.
Furthermore, since the work time for removing the moving blades 23 from the disk 26 is shortened, the operating rate can be improved.
なお、この発明は上述した実施形態の構成に限られるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で設計変更可能である。
例えば、上記実施形態においては、翼根５５が断面略台状の場合を一例にして説明したが、動翼２３に遠心力が作用した際に、動翼２３のディスク２６径方向への変位を規制できる形状であれば上記形状に限られるものではない。
In addition, this invention is not restricted to the structure of embodiment mentioned above, A design change is possible in the range which does not deviate from the summary.
For example, in the above embodiment, the case where the blade root 55 has a substantially trapezoidal cross section has been described as an example. However, when centrifugal force acts on the moving blade 23, the displacement of the moving blade 23 in the radial direction of the disk 26 is changed. The shape is not limited to the above as long as it can be regulated.
さらに、上述した実施形態においては、翼根５５と翼溝５８との両方に硫化防止コーティング層５９，６９を形成する場合について説明したが、翼根５５と翼溝５８との何れか一方にのみ硫化防止コーティング層５９，６９を設けるようにしても良い。 Furthermore, in the above-described embodiment, the case where the antisulfurization coating layers 59 and 69 are formed on both the blade root 55 and the blade groove 58 has been described. However, only one of the blade root 55 and the blade groove 58 is described. Antisulfurization coating layers 59 and 69 may be provided.
このようにすることで、翼根５５および翼溝５８の何れか一方に硫化鉄を主成分とする腐食生成物が生成されて、この腐食生成物と、翼根５５および翼溝５８の何れか他方の硫化防止コーティング層５９，６９とが接触したとしても、腐食生成物が硫化防止コーティング層５９，６９上を滑るため、翼根５５と翼溝５８との固着を防止し、上記翼根５５を円滑に翼溝５８から取り外すことが可能となる。 By doing so, a corrosion product mainly composed of iron sulfide is generated in one of the blade root 55 and the blade groove 58, and this corrosion product and any of the blade root 55 and the blade groove 58 are generated. Even if the other anti-sulfurization coating layers 59 and 69 come into contact with each other, the corrosion products slip on the anti-sulfurization coating layers 59 and 69, thereby preventing the blade root 55 and the blade groove 58 from sticking to each other. Can be smoothly removed from the blade groove 58.
また翼根５５と翼溝５８との何れか一方にのみ硫化防止コーティング層５９，６９を設ける場合、硫化防止コーティング層５９，６９は、腐食生成物よりも柔らかい材質を選択するのが好ましい。このようにすることで、腐食生成物と硫化防止コーティング層５９，６９との摩擦抵抗をより低減することできる。また、翼根５５にのみ硫化防止コーティング層５９を形成する場合、翼溝５８に硫化防止コーティング層６９を形成する場合よりも、施工状態の視認性がよく作業性が向上する点で有利である。 Further, when the antisulfurization coating layers 59 and 69 are provided only on either the blade root 55 or the blade groove 58, it is preferable to select a material softer than the corrosion product for the antisulfurization coating layers 59 and 69. By doing in this way, the frictional resistance of a corrosion product and the sulfidation prevention coating layers 59 and 69 can be reduced more. Further, when the anti-sulfurization coating layer 59 is formed only on the blade root 55, it is advantageous in that the visibility of the construction state is better and the workability is improved than when the anti-sulfurization coating layer 69 is formed on the blade groove 58. .
さらに、上述した実施形態においては、ＢＦＧとＣＯＧとを混合した燃料ガスを用いる場合について説明したが、本発明は、硫黄分を含んだ燃料ガスを用いる燃料ガス圧縮機で適用可能である。 Furthermore, although the case where the fuel gas which mixed BFG and COG was used was demonstrated in embodiment mentioned above, this invention is applicable with the fuel gas compressor using the fuel gas containing a sulfur content.
１７ ロータ（回転軸）
２３ 動翼
２６ ディスク
５２ 動翼本体（翼本体）
５５ 翼根
５６ 傾斜面（面）
５７ 底面（面）
５８ 翼溝
５９ 硫化防止コーティング層
６６ 傾斜面（面）
６７ 底面（面）
６９ 硫化防止コーティング層
17 Rotor (Rotating shaft)
23 blade 26 disk 52 blade body (blade body)
55 Blade root 56 Inclined surface (surface)
57 Bottom (surface)
58 Blade groove 59 Anti-sulfur coating layer 66 Inclined surface (surface)
67 Bottom (surface)
69 Anti-sulfur coating layer
Claims (1)
回転軸に設けられて翼根が嵌合される翼溝を有するディスクとを備え、
互いに対向する前記翼根の面および前記翼溝の面の少なくとも一方には、使用温度に対する耐熱性を有した硫化防止コーティング層が形成されていることを特徴とする燃料ガス圧縮機。 A rotor blade having a blade root and a blade root provided at a base end of the blade body;
A disk having a blade groove provided on a rotating shaft and fitted with a blade root;
A fuel gas compressor, characterized in that an anti-sulfurization coating layer having heat resistance against the operating temperature is formed on at least one of the blade root surface and the blade groove surface facing each other.
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