JP2003106106A - ガスタービン構造 - Google Patents
ガスタービン構造Info
- Publication number
- JP2003106106A JP2003106106A JP2001305895A JP2001305895A JP2003106106A JP 2003106106 A JP2003106106 A JP 2003106106A JP 2001305895 A JP2001305895 A JP 2001305895A JP 2001305895 A JP2001305895 A JP 2001305895A JP 2003106106 A JP2003106106 A JP 2003106106A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- combustion gas
- vicinity
- gas turbine
- inner peripheral
- stationary blade
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 燃焼ガスの内周ケーシングの内側への流入を
防ぐことができ、耐久性の向上及び材料コストの低減を
可能とするガスタービンのシール部構造を提供する。 【解決手段】 内周ケーシングの静翼下流側の位置に、
内周ケーシングの表面から径方向外側に向かい山状に突
起し、静翼の後縁（２ａ）近傍から前記隙間近傍まで燃
焼ガスの流れ方向に沿ってのびる複数の突起部（１６）
が形成されている。
防ぐことができ、耐久性の向上及び材料コストの低減を
可能とするガスタービンのシール部構造を提供する。 【解決手段】 内周ケーシングの静翼下流側の位置に、
内周ケーシングの表面から径方向外側に向かい山状に突
起し、静翼の後縁（２ａ）近傍から前記隙間近傍まで燃
焼ガスの流れ方向に沿ってのびる複数の突起部（１６）
が形成されている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンの構
造に関するものであり、より詳しくは、静翼内周側の内
周ケーシングと動翼のタービンディスクとの隙間から、
内周ケーシング内部へ侵入する燃焼ガスを低減するため
のガスタービン構造に関する。
造に関するものであり、より詳しくは、静翼内周側の内
周ケーシングと動翼のタービンディスクとの隙間から、
内周ケーシング内部へ侵入する燃焼ガスを低減するため
のガスタービン構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空エンジンやプラント等に用いられる
ガスタービンのタービンに用いられる軸流タービンで
は、例えばバイパスジェット機関の概念構成図である図
５及びそのＸ部詳細図である図６に示すように、円環状
のガス流路２２を形成する外周ケーシング２４と内周ケ
ーシング４の間に配設された静翼２と、その後方に配設
された動翼６の組（段）によって構成される。
ガスタービンのタービンに用いられる軸流タービンで
は、例えばバイパスジェット機関の概念構成図である図
５及びそのＸ部詳細図である図６に示すように、円環状
のガス流路２２を形成する外周ケーシング２４と内周ケ
ーシング４の間に配設された静翼２と、その後方に配設
された動翼６の組（段）によって構成される。
【０００３】動翼６は中央に挿通配設された回転軸２
６，２８に相対回転不能に固定されたタービンディスク
８の外周に植設されており、燃焼器３２によって生成さ
れた燃焼ガスによってタービンディスク８が回転駆動さ
れるようになっているものである。
６，２８に相対回転不能に固定されたタービンディスク
８の外周に植設されており、燃焼器３２によって生成さ
れた燃焼ガスによってタービンディスク８が回転駆動さ
れるようになっているものである。
【０００４】このようなガスタービンでは、静翼２の内
周側の内周ケーシング４と動翼６のタービンディスク８
の対向部位には、タービンディスク８の回転を許容する
ために必然的に隙間１２が設けられる。而して、ガス流
路２２を流れる高温の燃焼ガス１４がこの隙間１２を介
して内周ケーシング４の内側へ侵入すると、内周ケーシ
ング４の内側の構成部材やタービンディスク８の中心側
が燃焼ガス１４によって加熱され、その結果劣化が起こ
り、耐久性が低下する等の不具合が生ずる。
周側の内周ケーシング４と動翼６のタービンディスク８
の対向部位には、タービンディスク８の回転を許容する
ために必然的に隙間１２が設けられる。而して、ガス流
路２２を流れる高温の燃焼ガス１４がこの隙間１２を介
して内周ケーシング４の内側へ侵入すると、内周ケーシ
ング４の内側の構成部材やタービンディスク８の中心側
が燃焼ガス１４によって加熱され、その結果劣化が起こ
り、耐久性が低下する等の不具合が生ずる。
【０００５】このため、内周ケーシング４とタービンデ
ィスク８の対向部位の隙間となる部位には燃焼ガス１４
の流入を防ぐシール部４０が形成されている。シール部
４０は、内周ケーシング４の後端面（タービンディスク
８と対向する端面）に二条のリング状の静翼側シールリ
ング突起４５，４６を突設すると共に、これと対応する
タービンディスク８の前端面（内周ケーシング４と対向
する端面）に、静翼側シールリング突起４５，４６の中
間径のリング状の動翼側シールリング突起４７を突設
し、これら静翼側シールリング突起４６と動翼側シール
リング突起４７が径方向に狭小な隙間を形成して軸方向
に重合するように設定されて構成されている。
ィスク８の対向部位の隙間となる部位には燃焼ガス１４
の流入を防ぐシール部４０が形成されている。シール部
４０は、内周ケーシング４の後端面（タービンディスク
８と対向する端面）に二条のリング状の静翼側シールリ
ング突起４５，４６を突設すると共に、これと対応する
タービンディスク８の前端面（内周ケーシング４と対向
する端面）に、静翼側シールリング突起４５，４６の中
間径のリング状の動翼側シールリング突起４７を突設
し、これら静翼側シールリング突起４６と動翼側シール
リング突起４７が径方向に狭小な隙間を形成して軸方向
に重合するように設定されて構成されている。
【０００６】これにより、このシール部４０を通過する
には急激な圧力変化を要するために燃焼ガスの流入を防
ぐようになっている。
には急激な圧力変化を要するために燃焼ガスの流入を防
ぐようになっている。
【０００７】しかし、このような構成のシール部４０の
みでは燃焼ガスの流入を完全に防ぐことはできないた
め、これに加えて図示しない経路を介して圧縮機３４か
ら内周ケーシング４内に燃焼ガス１４よりも高圧の二次
空気３６を供給し、当該シール部４０の隙間からガス流
路２２に二次空気３６が流出するようになっている。
みでは燃焼ガスの流入を完全に防ぐことはできないた
め、これに加えて図示しない経路を介して圧縮機３４か
ら内周ケーシング４内に燃焼ガス１４よりも高圧の二次
空気３６を供給し、当該シール部４０の隙間からガス流
路２２に二次空気３６が流出するようになっている。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、静翼２
の直後のガス流路２２内を流れる燃焼ガス１４には、図
５のＢ−Ｂ断面図である図７に示すように静翼２の配置
と対応して周方向に圧力差を生じており、低圧の部位の
シール部４０のみから二次空気３６が噴出することとな
って燃焼ガス１４の周方向の移動に径方向の蛇行を生
じ、このために高圧の部位ではシール部４０を通って燃
焼ガス１４が内周ケーシング４内へ流入してしまうこと
があった。
の直後のガス流路２２内を流れる燃焼ガス１４には、図
５のＢ−Ｂ断面図である図７に示すように静翼２の配置
と対応して周方向に圧力差を生じており、低圧の部位の
シール部４０のみから二次空気３６が噴出することとな
って燃焼ガス１４の周方向の移動に径方向の蛇行を生
じ、このために高圧の部位ではシール部４０を通って燃
焼ガス１４が内周ケーシング４内へ流入してしまうこと
があった。
【０００９】すなわち、隣接する静翼２間を流れる燃焼
ガス１４は乱流となるため、静翼の後縁２ａ近傍では燃
焼ガス１４の流速が遅くなり高圧となる一方、隣接する
静翼と静翼の後方中間付近では燃焼ガス１４の流速が相
対的に速くなる結果低圧となる。したがって静翼の配置
と対応して周方向に圧力差を交互に生じ、内周ケーシン
グ４内への燃焼ガス１４の流入が起こっていた。
ガス１４は乱流となるため、静翼の後縁２ａ近傍では燃
焼ガス１４の流速が遅くなり高圧となる一方、隣接する
静翼と静翼の後方中間付近では燃焼ガス１４の流速が相
対的に速くなる結果低圧となる。したがって静翼の配置
と対応して周方向に圧力差を交互に生じ、内周ケーシン
グ４内への燃焼ガス１４の流入が起こっていた。
【００１０】高温の燃焼ガス１４が内周ケーシング４内
に流入すると、前述のごとく内周ケーシング４の内側の
構成部材やタービンディスク８の中心側が加熱され、そ
の結果、熱応力が生じて耐久性が低下してしまう。その
一方、予め高温化を前提として構成する場合には材料コ
ストの高騰を招来するという問題があった。
に流入すると、前述のごとく内周ケーシング４の内側の
構成部材やタービンディスク８の中心側が加熱され、そ
の結果、熱応力が生じて耐久性が低下してしまう。その
一方、予め高温化を前提として構成する場合には材料コ
ストの高騰を招来するという問題があった。
【００１１】本発明は、上記問題に鑑みてなされたもの
であって、簡易かつ低廉な手段によって燃焼ガス１４の
内周ケーシング４内への流入を低減することができ、タ
ービンの耐久性の向上及び材料コストの低減を可能とす
るガスタービン構造を提供することを目的とする。
であって、簡易かつ低廉な手段によって燃焼ガス１４の
内周ケーシング４内への流入を低減することができ、タ
ービンの耐久性の向上及び材料コストの低減を可能とす
るガスタービン構造を提供することを目的とする。
【００１２】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成する本発
明は、静翼（２）の内周ケーシング（４）と動翼（６）
のタービンディスク（８）との隙間（１２）から燃焼ガ
ス（１４）の侵入を低減するためのガスタービン構造で
あって、前記内周ケーシングの静翼下流側の位置には、
内周ケーシングの表面から径方向外側に向かい山状に突
起し、静翼の後縁（２ａ）近傍から前記隙間近傍まで燃
焼ガスの流れ方向に沿ってのびる複数の突起部（１６）
が形成されている、ことを特徴とするガスタービン構造
を提供する。
明は、静翼（２）の内周ケーシング（４）と動翼（６）
のタービンディスク（８）との隙間（１２）から燃焼ガ
ス（１４）の侵入を低減するためのガスタービン構造で
あって、前記内周ケーシングの静翼下流側の位置には、
内周ケーシングの表面から径方向外側に向かい山状に突
起し、静翼の後縁（２ａ）近傍から前記隙間近傍まで燃
焼ガスの流れ方向に沿ってのびる複数の突起部（１６）
が形成されている、ことを特徴とするガスタービン構造
を提供する。
【００１３】前述のように隣接する静翼２間を流れる燃
焼ガス１４は乱流となるため、静翼の後縁２ａ近傍では
燃焼ガス１４の流速が遅くなり高圧である一方、隣接す
る静翼と静翼の斜後方中間付近では燃焼ガス１４の流速
が相対的に速くなる結果低圧となる。そこで、静翼後方
におけるこれらの圧力差を小さくすべく、内周ケーシン
グの静翼下流側の位置に、内周ケーシングの表面から径
方向外側に向かい山状に突起し、各静翼の後縁近傍から
前記隙間近傍まで燃焼ガスの流れ方向に沿ってのびる突
起部を設けてやる。各静翼の後縁近傍から動翼側へ流れ
る高圧の燃焼ガスは、かかる突起部を乗り越えて動翼側
へと流れるため、突起部を乗り越える際には流速を速
め、その結果圧力が低下するため、全体としては静翼後
方における圧力差を小さくすることができる。
焼ガス１４は乱流となるため、静翼の後縁２ａ近傍では
燃焼ガス１４の流速が遅くなり高圧である一方、隣接す
る静翼と静翼の斜後方中間付近では燃焼ガス１４の流速
が相対的に速くなる結果低圧となる。そこで、静翼後方
におけるこれらの圧力差を小さくすべく、内周ケーシン
グの静翼下流側の位置に、内周ケーシングの表面から径
方向外側に向かい山状に突起し、各静翼の後縁近傍から
前記隙間近傍まで燃焼ガスの流れ方向に沿ってのびる突
起部を設けてやる。各静翼の後縁近傍から動翼側へ流れ
る高圧の燃焼ガスは、かかる突起部を乗り越えて動翼側
へと流れるため、突起部を乗り越える際には流速を速
め、その結果圧力が低下するため、全体としては静翼後
方における圧力差を小さくすることができる。
【００１４】ここで、前記突起部（１６）は、静翼
（２）の後縁（２ａ）近傍より前記隙間（１２）近傍に
向かって周方向および径方向にテーパー状に広がる傾斜
を有している、ことが好ましい。
（２）の後縁（２ａ）近傍より前記隙間（１２）近傍に
向かって周方向および径方向にテーパー状に広がる傾斜
を有している、ことが好ましい。
【００１５】前記突起部を周方向および径方向にテーパ
ー状に広がる傾斜によって形成することで、ガス流に与
える損失を最小限に抑えるとともに、各静翼の後縁近傍
から動翼側へ流れる高圧の燃焼ガスをスムーズに加速し
てその圧力を低下させることができる。
ー状に広がる傾斜によって形成することで、ガス流に与
える損失を最小限に抑えるとともに、各静翼の後縁近傍
から動翼側へ流れる高圧の燃焼ガスをスムーズに加速し
てその圧力を低下させることができる。
【００１６】また、前記突起部（１６）は、静翼の後縁
（２ａ）近傍から前記隙間（１２）近傍に向かってエン
ジン軸（１８）に対して所定角度で立設する、ことが好
ましい。
（２ａ）近傍から前記隙間（１２）近傍に向かってエン
ジン軸（１８）に対して所定角度で立設する、ことが好
ましい。
【００１７】燃焼ガスは静翼の翼面に沿ってエンジン軸
に対して斜め後方に流れるため、この流れに沿って突起
部を形成することが望ましいからである。
に対して斜め後方に流れるため、この流れに沿って突起
部を形成することが望ましいからである。
【００１８】なお、所定角度は、５５乃至８５度であ
る、ことが適当である。隣接する静翼間から流れ出るガ
ス流は一般にエンジン軸に対して７０度程度であるた
め、突起部の傾斜角もこれに約±１５度の範囲内の角度
としたものである。
る、ことが適当である。隣接する静翼間から流れ出るガ
ス流は一般にエンジン軸に対して７０度程度であるた
め、突起部の傾斜角もこれに約±１５度の範囲内の角度
としたものである。
【００１９】さらに、前記突起部（１６）の最大高さ
（１６ｈ）は、静翼（２）の径方向長さ（２ｈ）の５％
以内である、ことが好ましい。
（１６ｈ）は、静翼（２）の径方向長さ（２ｈ）の５％
以内である、ことが好ましい。
【００２０】高圧の燃焼ガスを加速して圧力を低下させ
るためには突起部の高さはある程度高い方が有利である
が、あまりこの高さが高すぎると燃焼ガスの圧損を招来
する。そのため、突起部の高さの最大値は静翼の径方向
長さの５％以内とするのが適当だからである。
るためには突起部の高さはある程度高い方が有利である
が、あまりこの高さが高すぎると燃焼ガスの圧損を招来
する。そのため、突起部の高さの最大値は静翼の径方向
長さの５％以内とするのが適当だからである。
【００２１】
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照して本願発
明の実施の形態について説明する。図１は本発明に係る
ガスタービン構造の一構成例を適用したジェットエンジ
ンのタービン部位の拡大図である。
明の実施の形態について説明する。図１は本発明に係る
ガスタービン構造の一構成例を適用したジェットエンジ
ンのタービン部位の拡大図である。
【００２２】静翼２は円環状のガス流路２２を形成する
外周ケーシング２４と内周ケーシング４の間に固定配置
され、動翼６は図示しない回転軸に固定されたタービン
ディスク８の外周に固定されて静翼２に対して回転する
ようになっている。なお、内周ケーシング４の内側には
図示しない経路で二次空気３６が供給されるようになっ
ている。
外周ケーシング２４と内周ケーシング４の間に固定配置
され、動翼６は図示しない回転軸に固定されたタービン
ディスク８の外周に固定されて静翼２に対して回転する
ようになっている。なお、内周ケーシング４の内側には
図示しない経路で二次空気３６が供給されるようになっ
ている。
【００２３】内周ケーシング４の動翼６側の端面と、こ
れと対向するタービンディスク８の前方側の前面との間
に、シール部４０が設けられている。
れと対向するタービンディスク８の前方側の前面との間
に、シール部４０が設けられている。
【００２４】図１のＹ部拡大図である図２に示すよう
に、シール部４０は、内周ケーシング４の後端面（ター
ビンディスク８と対向する端面）に二条のリング状の静
翼側シールリング突起４５，４６を突設すると共に、こ
れと対応するタービンディスク８の前端面（内周ケーシ
ング４と対向する端面）に、静翼側シールリング突起４
５，４６の中間径のリング状の動翼側シールリング突起
４７を突設し、これら静翼側シールリング突起４６と動
翼側シールリング突起４７が径方向に狭小な隙間を形成
して軸方向に重合するように設定されて構成されてい
る。
に、シール部４０は、内周ケーシング４の後端面（ター
ビンディスク８と対向する端面）に二条のリング状の静
翼側シールリング突起４５，４６を突設すると共に、こ
れと対応するタービンディスク８の前端面（内周ケーシ
ング４と対向する端面）に、静翼側シールリング突起４
５，４６の中間径のリング状の動翼側シールリング突起
４７を突設し、これら静翼側シールリング突起４６と動
翼側シールリング突起４７が径方向に狭小な隙間を形成
して軸方向に重合するように設定されて構成されてい
る。
【００２５】また、図示しない経路を介して圧縮機３４
から内周ケーシング４内に燃焼ガス１４よりも高圧の二
次空気３６が供給され、シール部４０の隙間からガス流
路２２に二次空気３６が流出する構造となっている。
から内周ケーシング４内に燃焼ガス１４よりも高圧の二
次空気３６が供給され、シール部４０の隙間からガス流
路２２に二次空気３６が流出する構造となっている。
【００２６】図１および図２並びに静翼部位のみの下流
方向からの斜視図図３に示すように、内周ケーシング４
の静翼下流側の位置には、内周ケーシング４の表面から
径方向外側に向かい山状に突起し、静翼の後縁２ａ近傍
から隙間１２近傍まで燃焼ガス１４の流れ方向に沿って
のびる突起部１６が形成されている。この突起部１６
は、静翼の後縁２ａ近傍より隙間１２近傍に向かって周
方向および径方向に広がるテーパーを有している。
方向からの斜視図図３に示すように、内周ケーシング４
の静翼下流側の位置には、内周ケーシング４の表面から
径方向外側に向かい山状に突起し、静翼の後縁２ａ近傍
から隙間１２近傍まで燃焼ガス１４の流れ方向に沿って
のびる突起部１６が形成されている。この突起部１６
は、静翼の後縁２ａ近傍より隙間１２近傍に向かって周
方向および径方向に広がるテーパーを有している。
【００２７】各静翼の後縁２ａ近傍から動翼６側へと流
れる高圧の燃焼ガス１４は、図３の矢印に示すように内
周ケーシング４の静翼下流側の位置に設けられた山状の
突起部１６に沿って径方向外側に流れ方向を変える。そ
の際、斜距離を流れることによって加速するためベルヌ
ーイの法則に基づきその圧力は減少することになる。こ
れにより、静翼の後縁近傍の燃焼ガスと、隣接する静翼
と静翼の斜後方中間付近の燃焼ガスの圧力差を小さくす
ることができる。
れる高圧の燃焼ガス１４は、図３の矢印に示すように内
周ケーシング４の静翼下流側の位置に設けられた山状の
突起部１６に沿って径方向外側に流れ方向を変える。そ
の際、斜距離を流れることによって加速するためベルヌ
ーイの法則に基づきその圧力は減少することになる。こ
れにより、静翼の後縁近傍の燃焼ガスと、隣接する静翼
と静翼の斜後方中間付近の燃焼ガスの圧力差を小さくす
ることができる。
【００２８】すなわち、静翼下流側の内周ケーシング４
端部での周方向の圧力差が小さくなることで、低圧とな
る部位のシール部からの二次空気の噴出および高圧とな
る部位でのシール部を抜けた燃焼ガスの内周ケーシング
内への流入を低減することができる。
端部での周方向の圧力差が小さくなることで、低圧とな
る部位のシール部からの二次空気の噴出および高圧とな
る部位でのシール部を抜けた燃焼ガスの内周ケーシング
内への流入を低減することができる。
【００２９】しかして、高温の燃焼ガス１４の内周ケー
シング４内への流入を低減することで、内周ケーシング
４の内側の構成部材やタービンディスク８の中心側の過
度の加熱を防止し、タービンの耐久性を向上させること
ができる。
シング４内への流入を低減することで、内周ケーシング
４の内側の構成部材やタービンディスク８の中心側の過
度の加熱を防止し、タービンの耐久性を向上させること
ができる。
【００３０】ここで突起部１６は、静翼２の後縁２ａ近
傍から隙間１２近傍に向かってエンジン軸に対して一定
の角度で等間隔に立設する。突起部は、静翼の後縁２ａ
近傍から隙間近傍に向けて径方向（高さ方向）にテーパ
ー状に広がる傾斜を有している。
傍から隙間１２近傍に向かってエンジン軸に対して一定
の角度で等間隔に立設する。突起部は、静翼の後縁２ａ
近傍から隙間近傍に向けて径方向（高さ方向）にテーパ
ー状に広がる傾斜を有している。
【００３１】また図３のＺ方向矢視図である図４に示す
ように、静翼２はその後縁２ａの中心線をエンジンの軸
心方向に対して７０度の傾斜角θで植設されている。こ
れに対し突起部は静翼の後縁近傍を頂点として、その中
心軸をこれと同様な傾斜角で突出し、その周方向の幅は
下流方向へ向かいテーパー状に広くなっている。
ように、静翼２はその後縁２ａの中心線をエンジンの軸
心方向に対して７０度の傾斜角θで植設されている。こ
れに対し突起部は静翼の後縁近傍を頂点として、その中
心軸をこれと同様な傾斜角で突出し、その周方向の幅は
下流方向へ向かいテーパー状に広くなっている。
【００３２】突起部１６をこのように形成することによ
って燃焼ガス１４に与える損失を最小限に抑えつつ、静
翼後縁近傍の高圧の燃焼ガス１４の流速を速めて減圧
し、周方向に生じる圧力差を減少させることで、内周ケ
ーシング４内への燃焼ガス１４の流入を防ぐことができ
る。
って燃焼ガス１４に与える損失を最小限に抑えつつ、静
翼後縁近傍の高圧の燃焼ガス１４の流速を速めて減圧
し、周方向に生じる圧力差を減少させることで、内周ケ
ーシング４内への燃焼ガス１４の流入を防ぐことができ
る。
【００３３】ここで突起部１６の最大高さ１６ｈは、静
翼２の径方向長さ２ｈの５％となっている。突起部１６
は、静翼後縁２ａ近傍より隙間１２近傍に向かって径方
向にテーパー状に広がり形成されており隙間近傍で最大
高さをとるが、この高さがあまり高すぎると燃焼ガス１
４の流れを妨げ損失を生ずる。その一方、突起部１６の
高さが低すぎると高圧の燃焼ガスの加速が十分に行われ
ないため、周方向に生じる圧力差を減少させることがで
きない。そこで突起部の最大高さが静翼の径方向長さの
５％程度とすることが、周方向の圧力差を減少するとと
もに損失を最小限に抑えるのに適当だからである。
翼２の径方向長さ２ｈの５％となっている。突起部１６
は、静翼後縁２ａ近傍より隙間１２近傍に向かって径方
向にテーパー状に広がり形成されており隙間近傍で最大
高さをとるが、この高さがあまり高すぎると燃焼ガス１
４の流れを妨げ損失を生ずる。その一方、突起部１６の
高さが低すぎると高圧の燃焼ガスの加速が十分に行われ
ないため、周方向に生じる圧力差を減少させることがで
きない。そこで突起部の最大高さが静翼の径方向長さの
５％程度とすることが、周方向の圧力差を減少するとと
もに損失を最小限に抑えるのに適当だからである。
【００３４】なお突起部１６の形成は、モールディング
による内周ケーシングの製造において容易かつ低廉に行
うことができる。
による内周ケーシングの製造において容易かつ低廉に行
うことができる。
【００３５】
【発明の効果】以上述べたように、本発明に係るガスタ
ービン構造によれば、内周ケーシングの静翼下流側の位
置に燃焼ガスの流れ方向に沿ってのびる突起部を設け、
この部分において燃焼ガスを加速して減圧することで、
静翼の配置と対応する周方向の圧力差に起因する内周ケ
ーシングの内への燃焼ガスの流入を減少させることがで
きる。これによりガスタービンの耐久性の向上及び材料
コストの低減が可能となる。
ービン構造によれば、内周ケーシングの静翼下流側の位
置に燃焼ガスの流れ方向に沿ってのびる突起部を設け、
この部分において燃焼ガスを加速して減圧することで、
静翼の配置と対応する周方向の圧力差に起因する内周ケ
ーシングの内への燃焼ガスの流入を減少させることがで
きる。これによりガスタービンの耐久性の向上及び材料
コストの低減が可能となる。
【図１】 本発明のタービン部位の概略図である。
【図２】 図１のＹ部拡大図である。
【図３】 静翼部位の下流方向からの斜視図である。
【図４】 図３のＺ方向矢視図である。
【図５】 航空エンジンのバイパスジェット機関の概念
構成を示す図である。
構成を示す図である。
【図６】 図５のタービン部位であるＸ部拡大図であ
る。
る。
【図７】 図６のＢ−Ｂ断面図である。
２ 静翼
２ａ 後縁
４ 内周ケーシング
６ 動翼
８ タービンディスク
１２ 隙間
１４ 燃焼ガス
１６ 突起部
２２ ガス流路
２４ 外周ケーシング
２６，２８ 回転軸
３２ 燃焼器
３４ 圧縮機
３６ 二次空気
４０ シール部
４５，４６ 静翼側シールリング突起
４７ 動翼側シールリング突起
Claims (5)
- 【請求項１】 静翼（２）の内周ケーシング（４）と動
翼（６）のタービンディスク（８）との隙間（１２）か
ら燃焼ガス（１４）の侵入を低減するためのガスタービ
ン構造であって、 前記内周ケーシングの静翼下流側の位置には、内周ケー
シングの表面から径方向外側に向かい山状に突起し、静
翼の後縁（２ａ）近傍から前記隙間近傍まで燃焼ガスの
流れ方向に沿ってのびる複数の突起部（１６）が形成さ
れている、ことを特徴とするガスタービン構造。 - 【請求項２】 前記突起部（１６）は、静翼の後縁（２
ａ）近傍より前記隙間（１２）近傍に向かって周方向お
よび径方向にテーパー状に広がる傾斜を有している、こ
とを特徴とする請求項１に記載のガスタービン構造。 - 【請求項３】 前記突起部（１６）は、静翼の後縁（２
ａ）近傍から前記隙間（１２）近傍に向かってエンジン
軸に対して所定角度で立設する、ことを特徴とする請求
項１又は２に記載のガスタービン構造。 - 【請求項４】 前記所定角度は、５５乃至８５度であ
る、ことを特徴とする請求項３に記載のガスタービン構
造。 - 【請求項５】 前記突起部（１６）の最大高さ（１６
ｈ）は、静翼（２）の径方向長さ（２ｈ）の５％以内で
ある、ことを特徴とする請求項１乃至４に記載のガスタ
ービン構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001305895A JP2003106106A (ja) | 2001-10-02 | 2001-10-02 | ガスタービン構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001305895A JP2003106106A (ja) | 2001-10-02 | 2001-10-02 | ガスタービン構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003106106A true JP2003106106A (ja) | 2003-04-09 |
Family
ID=19125616
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001305895A Pending JP2003106106A (ja) | 2001-10-02 | 2001-10-02 | ガスタービン構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2003106106A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005194914A (ja) * | 2004-01-05 | 2005-07-21 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | シール構造及びタービンノズル |
| JP2006307843A (ja) * | 2005-03-31 | 2006-11-09 | Hitachi Ltd | 軸流タービン |
| JP2008248701A (ja) * | 2007-03-29 | 2008-10-16 | Ihi Corp | ターボ機械の壁、及びターボ機械 |
| JP2012241520A (ja) * | 2011-05-13 | 2012-12-10 | Ihi Corp | ガスタービンエンジン |
| DE102018201389A1 (de) * | 2018-01-30 | 2019-08-01 | MTU Aero Engines AG | Turbine mit axial verlaufender wellenartiger Ringraumkontur |
-
2001
- 2001-10-02 JP JP2001305895A patent/JP2003106106A/ja active Pending
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005194914A (ja) * | 2004-01-05 | 2005-07-21 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | シール構造及びタービンノズル |
| JP2006307843A (ja) * | 2005-03-31 | 2006-11-09 | Hitachi Ltd | 軸流タービン |
| JP4515404B2 (ja) * | 2005-03-31 | 2010-07-28 | 株式会社日立製作所 | 軸流タービン |
| JP2008248701A (ja) * | 2007-03-29 | 2008-10-16 | Ihi Corp | ターボ機械の壁、及びターボ機械 |
| US9051840B2 (en) | 2007-03-29 | 2015-06-09 | Ihi Corporation | Wall of turbo machine and turbo machine |
| JP2012241520A (ja) * | 2011-05-13 | 2012-12-10 | Ihi Corp | ガスタービンエンジン |
| EP2713013A4 (en) * | 2011-05-13 | 2015-03-04 | Ihi Corp | GAS TURBINE ENGINE |
| US9657575B2 (en) | 2011-05-13 | 2017-05-23 | Ihi Corporation | Gas turbine engine |
| DE102018201389A1 (de) * | 2018-01-30 | 2019-08-01 | MTU Aero Engines AG | Turbine mit axial verlaufender wellenartiger Ringraumkontur |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2688099C (en) | Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus | |
| US5215435A (en) | Angled cooling air bypass slots in honeycomb seals | |
| US9938847B2 (en) | Turbine arrangement with improved sealing effect at a seal | |
| US20090003987A1 (en) | Airfoil with improved cooling slot arrangement | |
| JPH08326505A (ja) | 軸流ガスタービンエンジン用チップシュラウド組立体 | |
| JP2001207862A (ja) | タービンホイール空洞をパージする方法と装置 | |
| JP5651459B2 (ja) | タービンエンジンにおける圧縮機の動作に関するシステム及び装置 | |
| US20150330242A1 (en) | Turbine arrangement with improved sealing effect at a seal | |
| JP2019095184A (ja) | ガスタービンエンジン用の渦停留型燃焼器における接線方向バルク旋回空気 | |
| US11333041B2 (en) | Turbine nozzle having an angled inner band flange | |
| US9938840B2 (en) | Stator vane with platform having sloped face | |
| EP3044422A1 (en) | Radial midframe baffle for can-annular combustor arrangement having tangentially oriented combustor cans | |
| JP2008157238A (ja) | エーロフォイルにおいて逆流を防止し、かつ冷却層を形成させる方法 | |
| US10408075B2 (en) | Turbine engine with a rim seal between the rotor and stator | |
| US20190331000A1 (en) | Stator vane for a turbine of a turbomachine | |
| JP2017210954A (ja) | ガスタービンエンジン用のシャフト間シールシステム及びこれを組み立てる方法 | |
| WO2019131011A1 (ja) | 航空機用ガスタービン及び航空機用ガスタービンの動翼 | |
| JP2003106106A (ja) | ガスタービン構造 | |
| JP2004124813A (ja) | 回転機械の動翼 | |
| JPH09317696A (ja) | 軸流圧縮機の静翼構造 | |
| US20150361822A1 (en) | Variable area vane arrangement for a turbine engine | |
| JPH11229813A (ja) | ガスタービンのシール部構造 | |
| JP2005146977A (ja) | 軸流タービンの静動翼間構造及びこれを用いた軸流タービン機械 | |
| JP7496930B2 (ja) | ガスタービンの静翼組立体、静止部材セグメント及びガスタービンの静翼組立体の製造方法 | |
| JPH11324608A (ja) | ガスタービンの段落シール部構造 |