KR20150081342A

KR20150081342A - Centrifugal compressor, supercharger with same, and method for operating centrifugal compressor

Info

Publication number: KR20150081342A
Application number: KR1020157014736A
Authority: KR
Inventors: 고이치 사카모토; 게이이치 시라이시
Original assignee: 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Priority date: 2012-12-05
Filing date: 2013-12-02
Publication date: 2015-07-13
Also published as: EP2930370A1; WO2014087966A1; CN104903586A; JP2014111905A; EP2930370A4

Abstract

이 원심압축기는, 축선(L) 둘레로 회전하는 날개차(20)와, 날개차(20)의 배면측에 위치하는 벽부와 날개차(20)의 배면과의 사이를 시일하는 라비린스 시일부(1)를 구비한 원심압축기로서, 라비린스 시일부(1)는, 축선(L)을 중심으로 하는 복수의 원주 홈으로 된 라비린스 홈을 가지고, 복수의 라비린스 홈 중 적어도 1개에는, 냉각매체를 유통시키는 냉각구멍이 접속되어 있다.The centrifugal compressor includes a bladed wheel 20 that rotates about an axis L and a labyrinth seal portion that seals between the wall portion located on the back side of the bladed wheel 20 and the rear side of the bladed wheel 20 1), wherein the labyrinth seal portion (1) has a labyrinth groove having a plurality of circumferential grooves around the axis (L), at least one of the plurality of labyrinth grooves Is connected to the cooling hole.

Description

TECHNICAL FIELD [0001] The present invention relates to a centrifugal compressor, a supercharger having the same, and a centrifugal compressor having the centrifugal compressor.

본 발명은, 원심압축기 및 이를 구비한 과급기 및 원심압축기의 운전방법에 관한 것이며, 보다 구체적으로는, 원심압축기의 냉각에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a centrifugal compressor, a supercharger having the same, and a method of operating the centrifugal compressor. More particularly, the present invention relates to cooling of a centrifugal compressor.

종래의 원심압축기에 있어서, 날개차 출구에 있어서의 공기의 온도는 원심압축기의 압력비에 따라 높아져 있어, 예를 들면 상온의 공기를 흡입한 경우에도 압력비가 약 4.5 정도라면 날개차 출구에 있어서의 공기의 온도는 200 ℃ 이상에 이른다. 이 고온의 공기가 날개차의 출구와 날개차의 배부(背部)에 형성되는 공간과의 사이를 시일하는 라비린스 시일부를 통과하면, 라비린스 시일부와 날개차의 핀과의 상대 회전에 의하여 발생한 마찰열에 의하여 상기 공기가 더욱 승온하고, 이러한 고열에 의하여 날개차 배면이 가열된다. 통상, 이와 같은 대기를 흡입하는 단단형(單段型)의 원심압축기에 있어서는, 날개차의 재료로서 알루미늄 합금이 이용되고 있다. 그러나, 알루미늄 합금은 220 ℃ 에서 250 ℃ 이상으로 온도 상승함에 따라 재료의 강도가 급속히 저하하기 때문에, 고압력비가 되는 설계나 운전을 행하는 것이 곤란했다.In the conventional centrifugal compressor, the temperature of the air at the outlet of the impeller is increased according to the pressure ratio of the centrifugal compressor. For example, even when the air at room temperature is sucked, The temperature reaches 200 DEG C or higher. When the high-temperature air passes through the labyrinth seal portion which seals between the outlet of the bladder and the space formed in the back portion of the bladder, the frictional heat generated by the relative rotation of the labyrinth seal portion and the pin of the bladder As a result, the temperature of the air is further increased, and the back surface of the impeller is heated by the high temperature. Generally, in a single-stage centrifugal compressor for sucking such an atmosphere, an aluminum alloy is used as a material of a vane wheel. However, since the strength of the material rapidly decreases as the temperature of the aluminum alloy rises from 220 캜 to 250 캜 or higher, it has been difficult to design and operate the aluminum alloy at a high pressure ratio.

따라서, 특허문헌 1에는, 라비린스 시일부의 중간부에 공기통로를 마련하여, 냉각공기를 공급함으로써 날개차의 온도 상승을 방지하는 기술이 개시되어 있다.Therefore, Patent Document 1 discloses a technique of providing an air passage in the middle of the labyrinth seal portion and supplying cooling air to prevent the temperature rise of the bladder.

또, 특허문헌 2에는, 냉각매체를 날개차 외주측으로부터 유입시키는 기술이 개시되어 있다.Patent Document 2 discloses a technique for introducing a cooling medium from the outer peripheral side of a blade wheel.

특허문헌 1: 일본특허공보 제2934530호Patent Document 1: Japanese Patent Publication No. 2934530 특허문헌 2: 일본특허공보 제4503726호Patent Document 2: Japanese Patent Publication No. 4503726

그러나, 특허문헌 1에 개시되어 있는 기술에 의해서도 여전히, 날개차 온도가 가장 높아지는 날개차 외주측에 대하여, 냉각공기가 공급되는 중간부의 공기통로로부터의 거리가 떨어져 있기 때문에, 날개차 외주측의 냉각 효과가 낮다. 또한, 라비린스 시일부의 중간부에 라비린스 홈과는 별도의 공기통로를 마련하고 있고, 또, 이 공기통로는 원주 방향으로 흐름을 균일화시키기 위하여 폭이 넓게 되어 있다. 따라서, 폭이 넓은 공기통로가 존재하기 때문에, 라비린스 홈의 수가 줄어, 시일 성능의 저하를 초래한다.However, even with the technique disclosed in Patent Document 1, since the distance from the air passage in the middle portion where the cooling air is supplied is farther from the outer peripheral side of the vane wheel where the temperature of the vane car is highest, The effect is low. In addition, an air passage separate from the labyrinth grooves is provided in the middle of the labyrinth seal portion, and the air passage is wide in order to uniformize the flow in the circumferential direction. Therefore, since there is an air passage having a wide width, the number of labyrinth grooves is reduced, resulting in deterioration of sealing performance.

한편, 특허문헌 2에 개시되어 있는 기술에서는, 날개차 온도가 가장 높아지는 날개차 외주측에 직접 냉각매체를 인도하고 있지 않기 때문에, 냉각 효과가 낮다.On the other hand, in the technique disclosed in Patent Document 2, the cooling effect is low because the cooling medium is not directly guided to the outer peripheral side of the blade wheel where the blade temperature becomes the highest.

본 발명은, 이와 같은 사정을 감안하여 이루어진 것으로서, 라비린스 시일부의 시일성을 확보하면서, 날개차를 냉각하여 메탈 온도를 저하시킬 수 있는 원심압축기 및 이를 구비한 과급기 및 원심압축기의 운전방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above circumstances and provides a centrifugal compressor capable of lowering the metal temperature by cooling a wing car while securing sealing property of a labyrinth seal portion and a method of operating a supercharger and a centrifugal compressor .

상기 과제를 해결하기 위하여, 본 발명의 원심압축기 및 이를 구비한 과급기 및 원심압축기의 운전방법은, 이하의 수단을 채용한다.In order to solve the above problems, a centrifugal compressor of the present invention, a supercharger having the same, and a method of operating the centrifugal compressor employ the following means.

즉, 본 발명의 제1 양태에 관한 원심압축기는, 축선 둘레로 회전하는 날개차와, 상기 날개차의 배면측에 위치하는 벽부와 상기 날개차의 배면과의 사이를 시일하는 라비린스 시일부를 구비한 원심압축기에 있어서, 상기 라비린스 시일부는, 상기 축선을 중심으로 하는 복수의 원주 홈으로 된 라비린스 홈을 가지고, 복수의 상기 라비린스 홈 중 적어도 1개에는, 냉각매체를 유통시키는 냉각구멍이 접속되어 있다.That is, a centrifugal compressor according to a first aspect of the present invention includes: a blade wheel that rotates about an axis; and a labyrinth seal portion that seals a space between a wall portion located on a backside of the blade wheel and a back surface of the blade wheel In the centrifugal compressor, the labyrinth seal portion has a labyrinth groove having a plurality of circumferential grooves around the axis, and at least one of the plurality of labyrinth grooves is connected to a cooling hole for circulating the cooling medium.

본 발명의 제1 양태에 의하면, 날개차에 냉각매체를 공급하기 위한 냉각구멍을 원주 홈으로 된 라비린스 홈에 접속시키는 것으로 했다. 이와 같이 라비린스 홈을 냉각매체 공급용의 공간으로도 이용함으로써, 라비린스 홈의 수를 줄이지 않고 날개차의 냉각을 행할 수 있다. 이로써, 날개차의 냉각과 라비린스 시일부에 의한 시일성의 양립을 도모할 수 있다.According to the first aspect of the present invention, the cooling holes for supplying the cooling medium to the blades are connected to the labyrinth grooves formed by the circumferential grooves. As described above, by using the labyrinth grooves also as a space for supplying the cooling medium, it is possible to cool the blades without reducing the number of labyrinth grooves. As a result, both the cooling of the impeller and the sealability due to the labyrinth seal portion can be achieved.

또, 라비린스 홈에 냉각구멍을 마련하여, 냉각구멍으로부터 날개차에 냉각매체를 공급함으로써, 날개차의 메탈 온도를 저하시킬 수 있다. 이로써, 날개차의 온도가 상승하여 재료 강도가 저하하는 것을 회피할 수 있다.In addition, a cooling hole is provided in the labyrinth groove, and the cooling medium is supplied to the blades from the cooling holes, whereby the metal temperature of the blades can be lowered. As a result, the temperature of the vane wheel rises and the material strength is prevented from being lowered.

또한, 본 발명의 제2 양태에 관한 원심압축기에서는, 상기 라비린스 시일부의 배면측에, 상기 냉각매체가 유통되는 환형 공간이 마련되고, 상기 냉각구멍은, 상기 환형 공간과 상기 라비린스 홈을 접속시키도록, 각각이 이간된 상태로 복수 형성되어 있다.In the centrifugal compressor according to the second aspect of the present invention, an annular space through which the cooling medium flows is provided on the back side of the labyrinth seal portion, and the cooling hole is formed so as to connect the annular space and the labyrinth grooves , And a plurality of them are separated from each other.

본 발명의 제2 양태에 의하면, 냉각매체가 유통되는 환형 공간을 마련했기 때문에, 냉각매체를 둘레방향으로 균일화시킬 수 있다.According to the second aspect of the present invention, since the annular space through which the cooling medium flows is provided, the cooling medium can be made uniform in the circumferential direction.

또, 냉각매체를 둘레방향으로 균일화하는 환형 공간을 라비린스 시일부의 배면에 배치하고, 또한 냉각구멍을 환형 공간과 라비린스 홈을 접속시키도록 마련했으므로, 특허문헌 1과 같이 라비린스 홈으로서 사용할 수 없는 공기통로를 마련할 필요가 없으며, 냉각용으로서 라비린스 홈을 직접 이용할 수 있다. 이로써, 라비린스 홈의 단수를 줄일 필요가 없으므로, 라비린스 시일부에 의한 시일 성능을 확보할 수 있다.In addition, since the annular space for uniformizing the cooling medium in the circumferential direction is disposed on the back surface of the labyrinth seal portion and the cooling hole is connected to the annular space and the labyrinth grooves, as in Patent Document 1, And the labyrinth grooves can be directly used for cooling. Thereby, it is not necessary to reduce the number of stages of the labyrinth grooves, so that sealing performance by the labyrinth seal portion can be ensured.

또한, 냉각구멍을 이간시킨 상태로 복수 형성함으로써, 둘레방향의 각 장소에 있어서 효과적으로 날개차를 냉각할 수 있다.Further, by forming a plurality of cooling holes in a state in which the cooling holes are spaced apart, it is possible to effectively cool the blades in each circumferential direction.

또한, 본 발명의 제3 양태에 관한 원심압축기에서는, 상기 냉각구멍은, 상기 축선을 중심으로 하는 복수의 상기 라비린스 홈 중, 최외주측의 라비린스 홈에 접속되어 있다.In the centrifugal compressor according to the third aspect of the present invention, the cooling hole is connected to a labyrinth groove on the outermost periphery of a plurality of the labyrinth grooves about the axis.

본 발명의 제3 양태에 의하면, 냉각구멍을 최외주측의 라비린스 홈에 접속시킴으로써, 메탈 온도가 가장 높아지는 부분에 직접 냉각매체를 보낼 수 있다.According to the third aspect of the present invention, by connecting the cooling holes to the labyrinth grooves on the outermost circumferential side, the cooling medium can be directly sent to the portion where the metal temperature becomes the highest.

또, 본 발명의 제4 양태에 관한 원심압축기의 운전방법은, 배기터빈의 회전에 의하여 축선 둘레로 날개차가 회전하는 날개차 회전공정과, 상기 날개차의 배면에 위치하는 라비린스 시일부에 마련된 상기 축선을 중심으로 하는 복수의 원주 홈으로 된 라비린스 홈 중 적어도 1개에 냉각매체를 유통시키는 냉각매체 유통공정을 포함하고 있다.A method of operating a centrifugal compressor according to a fourth aspect of the present invention is a method of operating a centrifugal compressor including a bladed wheel rotating process in which a bladed wheel rotates about an axis by rotation of an exhaust turbine, And a cooling medium distributing step of distributing the cooling medium to at least one of the labyrinth grooves each having a plurality of circumferential grooves about the axis.

본 발명의 제4 양태에 의하면, 라비린스 시일부가 가지는 복수의 라비린스 홈 중 적어도 1개에 냉각매체를 유통시키므로, 라비린스 시일부의 시일성을 확보하면서, 날개차를 냉각하여 메탈 온도를 저하시킨 상태에서 원심압축기를 운전할 수 있다. 이로써, 날개차의 수명을 장기화할 수 있다.According to the fourth aspect of the present invention, since the cooling medium is caused to flow through at least one of the plurality of labyrinth grooves of the labyrinth seal portion, the blade temperature is cooled while the seal temperature of the labyrinth seal portion is secured, The compressor can be operated. Thus, the life of the wing car can be prolonged.

또한, 본 발명의 제5 양태에 관한 원심압축기의 운전방법에서는, 상기 냉각매체 유통공정은, 복수의 상기 라비린스 홈 중, 최외주측의 라비린스 홈에 상기 냉각매체를 공급한다.In the method of operating the centrifugal compressor according to the fifth aspect of the present invention, the cooling medium circulating step supplies the cooling medium to the labyrinth grooves on the outermost circumferential side among a plurality of the labyrinth grooves.

본 발명의 제5 양태에 의하면, 냉각구멍을 최외주측의 라비린스 홈에 접속시킴으로써, 메탈 온도가 가장 높아지는 부분에 직접 냉각매체를 보낼 수 있다.According to the fifth aspect of the present invention, by connecting the cooling holes to the labyrinth grooves on the outermost peripheral side, it is possible to directly send the cooling medium to the portion where the metal temperature becomes the highest.

또, 본 발명의 제6 양태에 관한 과급기는, 상기 어느 1개에 따른 원심압축기와, 상기 원심압축기를 구동하는 배기터빈을 구비하고 있다.A supercharger according to a sixth aspect of the present invention comprises a centrifugal compressor according to any one of the above and an exhaust turbine for driving the centrifugal compressor.

본 발명의 제6 양태에 의하면, 상기 어느 1개에 따른 원심압축기를 구비하고 있음으로써, 라비린스 시일부의 시일성을 확보하면서, 날개차를 냉각하여 메탈 온도를 저하시킬 수 있는 과급기로 할 수 있다.According to the sixth aspect of the present invention, since the centrifugal compressor according to any one of the above aspects is provided, it is possible to make the supercharger capable of lowering the metal temperature by cooling the vane car while securing the sealability of the labyrinth seal part.

본 발명에 의하면, 라비린스 시일부가 가지는 복수의 라비린스 홈 중 적어도 1개에 냉각매체를 유통시키는 냉각구멍을 접속시켰으므로, 라비린스 시일부의 시일성을 확보하면서, 날개차를 냉각하여 메탈 온도를 저하시킬 수 있다. 이로써, 날개차 수명의 장기화를 실현할 수 있다.According to the present invention, since the cooling holes for circulating the cooling medium are connected to at least one of the plurality of labyrinth grooves of the labyrinth seal portion, the blade temperature can be lowered by cooling the blade wheel while securing the sealability of the labyrinth seal portion have. Thus, prolonged life of the blade can be realized.

도 1은 본 발명의 일 실시형태에 관한 라비린스 시일부를 구비한 배기터빈 과급기의 종단면도이다.
도 2는 도 1의 라비린스 시일부를 나타내며, (a)는 라비린스 시일부의 종단면도, (b)는 라비린스 시일부의 평면도이다.
도 3은 도 2에 나타내는 라비린스 시일부에 있어서, 축선을 중심으로 하는 반경방향 최외측에 위치하는 라비린스 홈에 냉각구멍이 접속되어 있는 상태를 나타낸 측단면도이다.
도 4는 도 1에 나타내는 라비린스 시일부 주위를 나타낸 주요부 종단면도이다.
도 5는 가로축을 냉각공기 삽입 위치, 세로축을 날개차 메탈 온도로 하여, 냉각구멍 삽입 위치와 날개차 메탈 온도의 관계를 나타낸 그래프이다.1 is a longitudinal sectional view of an exhaust turbine turbocharger having a labyrinth seal portion according to an embodiment of the present invention.
Fig. 2 shows a labyrinth seal portion in Fig. 1, wherein (a) is a longitudinal sectional view of the labyrinth seal portion, and Fig. 2 (b) is a plan view of the labyrinth seal portion.
Fig. 3 is a side sectional view showing a state in which a cooling hole is connected to a labyrinth groove located radially outermost in the labyrinth seal portion shown in Fig. 2 about the axial line; Fig.
Fig. 4 is a longitudinal sectional view of a main portion showing a circumference of the labyrinth seal shown in Fig. 1. Fig.
5 is a graph showing the relationship between the cooling hole insertion position and the blade metal temperature, with the abscissa axis at the cooling air insertion position and the vertical axis at the blade metal temperature.

이하에, 본 발명에 관한 실시형태에 대하여, 도면을 참조하여 설명한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.

이하, 본 발명의 일 실시형태에 대하여, 도 1 내지 도 5를 이용하여 설명한다.Hereinafter, one embodiment of the present invention will be described with reference to Figs. 1 to 5. Fig.

도 1에는, 본 실시형태에 관한 배기터빈 과급기(과급기)(10)의 종단면도가 나타나 있다. 배기터빈 과급기(10)는, 가스 입구 케이싱(11), 가스 출구 케이싱(12), 베어링대(13) 및 컴프레서측의 공기 안내 케이싱(14)이 볼트(도시하지 않음)에 의하여 일체로 체결됨으로써 구성되어 있다. 로터축(15)은, 베어링대(13) 내에 스러스트 베어링(16) 및 래이디얼 베어링(17, 18)에 의하여 회전 가능하게 지지되어 있으며, 일단부에 터빈부를 구성하는 터빈(배기터빈)(19)이 고정 연결되고, 타단부에 컴프레서부를 구성하는 날개차(20)가 고정 연결되어 있다.1 is a longitudinal sectional view of an exhaust turbine turbocharger (supercharger) 10 according to the present embodiment. The exhaust turbine turbocharger 10 is integrally fastened by bolts (not shown) to the gas inlet casing 11, the gas outlet casing 12, the bearing stand 13, and the air guide casing 14 on the compressor side Consists of. The rotor shaft 15 is rotatably supported by the thrust bearing 16 and the radial bearings 17 and 18 in the bearing base 13 and has a turbine (exhaust turbine) 19 And the wing car 20 constituting the compressor unit is fixedly connected to the other end.

터빈(19)은 외주부에 다수의 블레이드(19a)를 가지고 있다. 이 블레이드(19a)는, 가스 입구 케이싱(11)에 마련된 배기가스 도입로(22)와, 가스 출구 케이싱(12)에 마련된 배기가스 배출로(23)와의 사이에 배치되어 있다.The turbine 19 has a plurality of blades 19a at its outer periphery. The blade 19a is disposed between the exhaust gas introducing passage 22 provided in the gas inlet casing 11 and the exhaust gas discharging passage 23 provided in the gas outlet casing 12. [

한편, 날개차(20)는, 공기 안내 케이싱(14)에 마련된 흡입공기 도입로(24)의 후방에 배치되어 있다. 흡입공기 도입로(24)는, 날개차(20)를 통하여 와류실(25)에 접속되고, 또한 와류실(25)은 도시하지 않은 흡입공기 도입로를 통하여 엔진의 연소실에 접속되어 있다.On the other hand, the bladed wheel 20 is disposed behind the intake air introduction passage 24 provided in the air guide casing 14. The intake air introduction passage 24 is connected to the swirl chamber 25 via the bladed wheel 20 and the swirl chamber 25 is connected to the combustion chamber of the engine through a suction air introduction path not shown.

다만, 부호 26은 흡입공기 도입로(24)에 흡입되는 전단(前段)에서 흡입공기를 통과시킴으로써 흡입공기를 정류하는 필터이다.The reference numeral 26 denotes a filter for rectifying the intake air by passing the intake air through the front stage that is sucked into the intake air introduction passage 24. [

또, 베어링대(13)에는 윤활유 공급통로(27)가 형성되어 있으며, 이 윤활유 공급통로(27)의 기단부는 엔진의 오일펌프(도시하지 않음)에 접속되어 있다. 한편, 윤활유 공급통로(27)의 타단부는, 스러스트 베어링(16) 및 래이디얼 베어링(17, 18)에 각각 접속되는 분기통로(28, 29, 30)에 분기되어 있다.The bearing base 13 is provided with a lubricant supply passage 27. The base end of the lubricant supply passage 27 is connected to an oil pump (not shown) of the engine. On the other hand, the other end of the lubricating oil supply passage 27 is branched into branch passages 28, 29, 30 connected to the thrust bearing 16 and the radial bearings 17, 18, respectively.

또한, 베어링대(13)에 있어서의 날개차(20)측의 단부에는, 날개차(20)의 배면측에 위치하는 벽부와 날개차(20)의 배면과의 사이를 시일하는 라비린스 시일부(1)가 마련되어 있다. 라비린스 시일부(1)는, 날개차(20)에 슬라이딩 접촉함으로써 압축 후의 공기의 누설을 방지하고 있다.The end of the bearing base 13 on the side of the vane car 20 is provided with a labyrinth seal portion for sealing between the wall portion located on the back side of the vane car 20 and the back side of the vane car 20 1) are provided. The labyrinth seal portion 1 is brought into sliding contact with the vane wheel 20 to prevent leakage of air after compression.

이와 같은 구성으로 이루어지는 배기터빈 과급기(10)의 작동 시에 있어서, 예를 들면 선박용 디젤 기관으로부터의 배기가스는, 배기가스 도입로(22)를 통과하며, 터빈 노즐로 정압 팽창된 축방향의 배기가스류에 의하여 터빈(19)이 회전 구동된다. 그리고, 터빈(19)을 구동한 배기가스는, 배기가스 배출로(23)로부터 외부에 배출된다.In operation of the exhaust turbine turbocharger 10 having such a configuration, for example, the exhaust gas from the marine diesel engine passes through the exhaust gas introduction passage 22, and is discharged through the axial direction exhaust gas The turbine 19 is rotationally driven by the gas flow. Then, the exhaust gas that drives the turbine 19 is discharged from the exhaust gas discharge path 23 to the outside.

터빈(19)의 회전은, 터빈로터축(15)을 통하여 날개차(20)를 회전시키고, 흡입공기 도입로(24)를 통과하여 흡입된 공기는, 날개차(20)로 가압되며, 디퓨저(33) 및 출구 스크롤(35)을 통과하여, 선박용 디젤 기관에 공급된다.The rotation of the turbine 19 causes the bladed wheel 20 to rotate through the turbine rotor shaft 15 and the air sucked through the intake air introduction path 24 is pressurized by the bladed wheel 20, (33) and the outlet scroll (35), and is supplied to the marine diesel engine.

다음으로, 라비린스 시일부(1)의 구성에 대하여 상세하게 설명한다.Next, the construction of the labyrinth seal portion 1 will be described in detail.

도 2에 나타나 있는 바와 같이, 라비린스 시일부(1)는, 축선(L)을 중심 축선으로 하는 링 형상으로 되어 있으며, 예를 들면 SS400강재가 적합하게 이용된다.As shown in Fig. 2, the labyrinth seal portion 1 has a ring shape having the axis L as a central axis, and for example, SS400 steel material is suitably used.

라비린스 시일부(1)는, 축선(L)에 대략 평행하게 마련된 복수의 외주 볼트구멍(8a) 및 복수의 내주 볼트구멍(8b)의 각각에 볼트를 삽통시킴으로써, 케이싱 본체(37)(도 1 참조)로 고정되어 있다(다만, 볼트에 의하여 라비린스 시일부(1)가 고정된 상태는 도 4에 나타나 있다). 외주 볼트구멍(8a) 및 내주 볼트구멍(8b)은, 라비린스 시일부(1)의 전체 둘레에 걸쳐 대략 등간격으로 마련되어 있다.The labyrinth seal portion 1 is formed by inserting a bolt into each of a plurality of outer circumferential bolt holes 8a and a plurality of inner circumferential bolt holes 8b provided substantially in parallel to the axis L, (The state in which the labyrinth seal portion 1 is fixed by the bolt is shown in Fig. 4). The outer circumferential bolt hole 8a and the inner circumferential bolt hole 8b are provided at substantially equal intervals over the entire circumference of the labyrinth seal portion 1.

도 3에 확대되어 나타나 있는 바와 같이, 라비린스 시일부(1)의 일방의 단면, 즉 날개차(20)에 대향하는 단면에는, 복수단의 라비린스 홈(3)이 형성되어 있다. 라비린스 홈(3)은, 축선(L)을 중심으로 하는 복수의 원주 홈으로 되어 있다. 여기에서, 각각의 라비린스 홈(3)의 홈 치수(홈 깊이 및 홈 폭)는 대략 동일하게 마련되어 있다.As shown in FIG. 3, multiple stages of labyrinth grooves 3 are formed in one end face of the labyrinth seal portion 1, that is, in a cross section facing the vane wheel 20. The labyrinth grooves 3 are formed into a plurality of circumferential grooves with the axis L as a center. Here, the groove dimensions (groove depth and groove width) of the respective labyrinth grooves 3 are substantially the same.

도 4에 나타나 있는 바와 같이, 라비린스 시일부(1)의 배면(도 4에 있어서 우측)에는, 냉각매체가 유통되는 환형 공간(7)이 형성되어 있다. 이 환형 공간(7)에는, 주기관으로부터 공급된 냉각매체가 과급기 측면부의 베어링대(13)로부터 들어가도록 되어 있다. 이 환형 공간(7)은, 축선(L)을 중심 축선으로 하는 환형 형태로 되어 있으며, 라비린스 시일부(1)의 배면을 향하여 개구하도록 형성되어 있다. 여기에서, 도 4에 있어서, 환형 공간(7)은 종단면이 대략 직사각형 형상으로 되어 있다. 또한, 환형 공간(7)의 세로 치수 즉 축선(L)에 대하여 직교하는 방향(동 도면 세로방향)의 길이는, 복수(도 4에 나타낸 실시형태에서는 4개)의 라비린스 홈(3)을 덮을 정도의 길이로 되어 있다. 다만, 이 환형 공간(7)의 세로 치수는, 필요 공기량에 따라 적절히 설정된다.As shown in Fig. 4, an annular space 7 through which the cooling medium flows is formed on the back surface (right side in Fig. 4) of the labyrinth seal portion 1. In this annular space 7, the cooling medium supplied from the main engine is made to enter from the bearing base 13 on the side of the supercharger. The annular space 7 has an annular shape with the axis L as a central axis and is formed so as to open toward the back surface of the labyrinth seal portion 1. [ Here, in Fig. 4, the annular space 7 has a longitudinal section of a substantially rectangular shape. The longitudinal dimension of the annular space 7, that is, the length in the direction orthogonal to the axial line L (the longitudinal direction in the drawing) is set so as to cover a plurality of labyrinth grooves 3 (four in the embodiment shown in FIG. 4) . However, the longitudinal dimension of the annular space 7 is appropriately set in accordance with the required air amount.

라비린스 시일부(1)에는, 라비린스 홈(3)이 형성된 단면(이하 “전면” 이라고 함.)과는 반대측의 단면(도 4에 있어서 우측의 단면)으로부터 전면을 향하여 형성된 냉각구멍(5)이 마련되어 있다. 이 냉각구멍(5)은, 축선(L)과 대략 평행하게 뻗어 있으며, 최외주 홈(3a)과, 배면에 접한 환형 공간(7)을 접속시키고 있다. 여기에서, 냉각구멍(5)의 직경은 최외주 홈(3a)의 직경보다 작은 직경으로 되어 있다. 다만, 도 3에 나타내는 바와 같이, 냉각구멍(5)의 배면측에는, 환형 공간(7)을 향하여 확경되는 테이퍼 가공이 실시되어 있어, 환형 공간(7)으로부터의 공기류가 원활해지는 형상으로 되어 있다.The labyrinth seal portion 1 is provided with a cooling hole 5 formed toward the front surface from an end surface (right end surface in FIG. 4) opposite to the end surface (hereinafter referred to as "front surface") where the labyrinth grooves 3 are formed Lt; / RTI > This cooling hole 5 extends substantially parallel to the axis L and connects the outermost peripheral groove 3a and the annular space 7 which is in contact with the back surface. Here, the diameter of the cooling hole 5 is smaller than the diameter of the outermost peripheral groove 3a. 3, the rear surface of the cooling hole 5 is tapered toward the annular space 7, so that the air flow from the annular space 7 becomes smooth .

냉각구멍(5)은, 도 2(b)에 나타나 있는 바와 같이, 라비린스 시일부(1)의 전체 둘레에 걸쳐 대략 등간격으로 예를 들면 24개소 마련되어 있다.As shown in Fig. 2 (b), the cooling holes 5 are provided at, for example, 24 positions at substantially equal intervals over the entire circumference of the labyrinth seal portion 1. [

도 5에는, 가로축을 냉각공기 삽입 위치, 세로축을 날개차 메탈 온도(상대 비교)로 하여, 냉각구멍 삽입 위치와 날개차 메탈 온도의 관계를 나타낸 그래프가 나타나 있다. 동 도면에 나타나 있는 바와 같이, 날개차 최외주부에 있어서의 메탈 온도가 가장 높고, 다음으로 중간 위치(날개차(20)에 있어서, 최외주부와 최내주부와의 중간)의 메탈 온도, 마지막으로 중심 부근(날개차(20)에 있어서의 로터축(15) 부근)에 있어서의 메탈 온도의 순서로 되어 있다.5 is a graph showing the relationship between the cooling hole insertion position and the blade metal temperature, with the abscissa indicating the cooling air insertion position and the vertical axis indicating the blade metal temperature (relative comparison). As shown in the figure, the metal temperature at the outermost peripheral portion of the vane wheel is the highest, the metal temperature at the intermediate position (middle between the outermost peripheral portion and the innermost peripheral portion in the vane compartment 20) (In the vicinity of the rotor shaft 15 in the bladed wheel 20).

또, 1단째(최외주 홈(3a)과 환형 공간(7)을 접속시키는 냉각구멍(5))에 냉각공기를 삽입하는 것이 가장 냉각 효과가 높고, 다음으로 2단째(축선(L)에 대하여 최외주 홈(3a)의 첫번째 내주측에 위치하는 냉각구멍(5)), 마지막으로 3단째(축선(L)에 대하여 최외주 홈(3a)의 두번째 내주측에 위치하는 냉각구멍(5))의 순서로 되어 있다.In addition, it is most effective to insert the cooling air into the first stage (the cooling hole 5 connecting the outermost peripheral groove 3a and the annular space 7), and then the second cooling stage (the axial line L) (The cooling hole 5 located on the first inner peripheral side of the outermost peripheral groove 3a) and finally the third stage (the cooling hole 5 located on the second inner peripheral side of the outermost peripheral groove 3a with respect to the axis L) Respectively.

또한, 1단째의 냉각구멍(5)에 냉각공기를 삽입한 경우에는, 2단째 및 3단째의 냉각구멍(5)에 냉각공기를 삽입한 경우에 비하여, 냉각 효과가 현저하게 높은 것을 알 수 있다. 이는, 2단째 및 3단째로부터 냉각공기를 삽입하면, 날개차 외주부로부터 날개차 배면에 유입되는 공기가 마찰에 의하여 고온이 되어, 1단째로부터 냉각공기를 삽입하는 경우에 비하여 입열량이 많아지기 때문이다.In addition, when cooling air is inserted into the first-stage cooling hole 5, it can be seen that the cooling effect is remarkably higher than when the cooling air is inserted into the cooling holes 5 in the second and third stages . This is because when the cooling air is inserted from the second stage and the third stage, the air flowing from the outer peripheral portion of the vane wheel to the back surface of the vane car becomes high in temperature due to friction and the amount of heat input becomes larger than when the cooling air is inserted from the first stage to be.

이상에 설명한 구성에 의하여, 본 실시형태에 의하면, 이하의 작용 효과를 나타낸다.According to the above-described configuration, the present embodiment exhibits the following operational effects.

냉각매체가 유통되는 환형 공간(7)을 라비린스 시일부(1)의 배면측에 마련하고 또한 냉각구멍(5)을 환형 공간(7)과 최외주 홈(3a)을 접속시키도록 마련했기 때문에, 시일 공기를 환형 공간(7)에 있어서 둘레방향으로 흘려보냄으로써 균일화시키고, 그 후 라비린스 시일부(1)가 가지는 24개소의 냉각구멍(5)으로부터 최외주 홈(3a)으로 냉각공기를 공급할 수 있다. 이로써, 라비린스 홈(3)의 수를 줄일 필요가 없어져, 라비린스 시일부(1)의 시일성을 확보하면서, 냉각을 행하지 않는 경우와 비교하여, 약 230 ℃ 까지 상승한 날개차(20)의 메탈 온도를 약 7 ℃ 저하시킬 수 있다.Since the annular space 7 through which the cooling medium flows is provided on the back surface side of the labyrinth seal portion 1 and the cooling hole 5 is provided so as to connect the annular space 7 and the outermost peripheral groove 3a, It is possible to uniformize the seal air by flowing the seal air in the circumferential direction in the annular space 7 and then to supply the cooling air from the 24 cooling holes 5 of the labyrinth seal portion 1 to the outermost peripheral groove 3a have. Thereby, it is not necessary to reduce the number of labyrinth grooves 3 and the metal temperature of the blade 20 which has risen up to about 230 DEG C, compared to the case where the cooling is not performed while securing the sealing property of the labyrinth seal portion 1, Can be lowered by about 7 ° C.

다만, 상기 서술한 본 실시형태에서는, 복수의 라비린스 홈(3)에 있어서, 최외주 홈(3a)에 냉각구멍(5)이 접속되어 있는 것으로 하여 설명했다. 그러나, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니고, 예를 들면 최외주 홈(3a)의 첫번째 내주측에 위치하는 라비린스 홈(3)에 냉각구멍(5)을 접속시켜도 된다.However, in the above-described embodiment, it has been described that the cooling holes 5 are connected to the outermost peripheral grooves 3a in the plurality of labyrinth grooves 3. However, the present invention is not limited to this. For example, the cooling holes 5 may be connected to the labyrinth grooves 3 located on the first inner peripheral side of the outermost peripheral groove 3a.

또, 상기 서술한 각 실시형태에서는, 라비린스 시일부(1)의 구멍의 수를 24개소로 하여 설명했다. 그러나, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니고, 냉각 효과를 고려하여 결정되며, 예를 들면 12개소 혹은 36개소와 같은 짝수 개소 또는 21개소와 같은 홀수 개소여도 된다.In each of the above-described embodiments, the number of holes of the labyrinth seal portion 1 is 24 points. However, the present invention is not limited to this, but may be determined in consideration of the cooling effect. For example, it may be an even number, such as 12 or 36, or an odd number such as 21.

또, 상기 서술한 각 실시형태에서는, 라비린스 시일부(1)의 소재를 SS400으로 하여 설명했다. 그러나, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니고, 예를 들면 SS490 또는 SS540 등의 강재여도 된다.In each of the above-described embodiments, the material of the labyrinth seal portion 1 is SS400. However, the present invention is not limited to this, and for example, a steel material such as SS490 or SS540 may be used.

또, 냉각구멍(5)은 축선(L)과 대략 평행하게 마련되어 있다고 설명했다. 그러나, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니고, 냉각구멍(5)은 라비린스 홈(3)과 환형 공간(7)을 접속시키고 있으면 되며, 예를 들면 축선(L)에 대하여 경사져 있어도 된다.It has been described that the cooling hole 5 is provided substantially parallel to the axis L. However, the present invention is not limited to this, and the cooling hole 5 may be provided as long as it connects the labyrinth grooves 3 and the annular space 7, and may be inclined with respect to the axis L, for example.

또, 상기 서술한 각 실시형태에서는, 냉각매체로서 공기를 이용하는 것으로 했다. 그러나, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니고, 예를 들면 수증기를 이용해도 된다.In each of the above-described embodiments, air is used as the cooling medium. However, the present invention is not limited to this, and steam, for example, may be used.

1 라비린스 시일부
3 라비린스 홈
3a 최외주 홈(축선을 중심으로 하는 반경방향 최외측에 위치하는 라비린스 홈)
5 냉각구멍
7 환형 공간
8a 외주 볼트구멍
8b 내주 볼트구멍
10 배기터빈 과급기
11 가스 입구 케이싱
12 가스 출구 케이싱
13 베어링대
14 컴프레서측 공기 안내 케이싱
15 로터축
16 스러스트 베어링
17, 18 래이디얼 베어링
19 터빈
19a 블레이드
20 날개차
22 배기가스 도입로
23 배기가스 배출로
24 흡입공기 도입로
25 와류실
26 필터
27 윤활유 공급통로
28, 29, 30 분기통로
31 컴프레서 하우징
33 디퓨저
35 출구 스크롤
37 케이싱 본체
L 축선1 Labyrinth seal part
3 Labyrinth Home
3a Outermost groove (Labyrinth groove located radially outermost around the axis)
5 Cooling hole
7 Annular space
8a Outer bolt hole
8b Inner bolt hole
10 exhaust turbine supercharger
11 Gas inlet casing
12 gas outlet casing
13 Bearing Stand
14 Compressor air guide casing
15 Rotor shaft
16 thrust bearings
17, 18 Radial bearings
19 Turbines
19a blade
20 wing cars
22 Exhaust gas introduction furnace
23 Exhaust gas outlet
24 Intake air induction furnace
25 Swirl chamber
26 filter
27 Lubricant supply passage
28, 29, 30 branch path
31 Compressor housing
33 diffuser
35 Exit scroll
37 Casing body
L axis

Claims

A wing car that rotates about an axis,
A labyrinth seal portion for sealing between a wall portion located on the back side of the vane car and a back side of the vane car,
The centrifugal compressor comprising:
Wherein the labyrinth seal portion has a labyrinth groove having a plurality of circumferential grooves around the axis,
Wherein at least one of the plurality of labyrinth grooves is connected with a cooling hole through which the cooling medium flows.

The method according to claim 1,
An annular space through which the cooling medium flows is provided on the back side of the labyrinth seal portion,
Wherein a plurality of cooling holes are formed so as to be separated from each other so as to connect the annular space and the labyrinth grooves.

3. The method according to claim 1 or 2,
And the cooling holes are connected to the labyrinth grooves on the outermost peripheral side among a plurality of the labyrinth grooves about the axis.

A centrifugal compressor according to any one of claims 1 to 3,
An exhaust turbine for driving the centrifugal compressor
And an exhaust gas purifier.

A vane wheel rotating process in which a vane wheel rotates about an axis by rotation of the exhaust turbine,
A cooling medium circulation step for circulating the cooling medium in at least one of the labyrinth grooves formed in a plurality of circumferential grooves about the axis provided in the labyrinth seal part located on the back surface of the vane car;
Wherein the centrifugal compressor is operated by a centrifugal compressor.

6. The method of claim 5,
Wherein the cooling medium circulation step supplies the cooling medium to the labyrinth grooves on the outermost periphery of the plurality of labyrinth grooves.