JP2009068338A - Vibration reduction structure of wing - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ターボ機械、ガスタービン、航空エンジン等で使用される翼の振動低減構造に関する。 The present invention relates to a blade vibration reduction structure used in turbomachines, gas turbines, aircraft engines, and the like.
ターボ機械、ガスタービン、航空エンジン等で使用される例えば静翼は、流速の速い空気流の中に配置されるため、空気の大きな圧力を受けて振動する。翼が振動すると翼の損傷要因、翼の機能低下要因等になるため、従来より種々の静翼の振動低減構造が提案されている。 For example, a stationary blade used in a turbo machine, a gas turbine, an aero engine or the like is disposed in an air flow having a high flow velocity, and thus vibrates due to a large air pressure. Since vibrations of the blades cause damage to the blades and factors that reduce the function of the blades, various vibration reduction structures for the stationary blades have been proposed.
第1の従来例にかかる翼の振動低減構造は、図4に示すように、流体が流通する空間に配置された静翼100と、この静翼100の内周端に固定された内周シュラウド101と、この内周シュラウド101に嵌合されたハニカムシール部102と、内周シュラウド101とハニカムシール部102のバックリングセグメント102a間に形成された環状キャビティ103内に収容された板バネ104とを備えている。
As shown in FIG. 4, the blade vibration reducing structure according to the first conventional example includes a
板バネ104は、断面E字形の金属ばね材であり、環状キャビティ104内に交互に複数回折り曲げることによって収容されている。板バネ104は、その一端側が内周シュラウド101に、他端側がバックリングセグメント102aにそれぞれバネ圧によって圧接されている。
The
この翼の振動低減構造では、静翼100からの振動が内周シュラウド101より板バネ104を介してハニカムシール部102に伝達されるが、その振動伝達に際して板バネ104の一端側及び他端側が内周シュラウド101やバックリングセグメント102aに対して摺動し、板バネ104の主に外部滑り摩擦によって振動を減衰する。
In this blade vibration reduction structure, the vibration from the
第2の従来例にかかる翼の振動低減構造は、図5に示すように、流体が流通する空間に配置された複数の静翼110と、この各静翼110の内周端に固定された複数の内周シュラウド片111,111と、隣り合う内周シュラウド片111,111の間に介在された緩衝ブロック112と、この緩衝ブロック112を付勢する板バネ113とを備えている。
The blade vibration reducing structure according to the second conventional example, as shown in FIG. 5, is fixed to a plurality of
緩衝ブロック112は、左右にテーパ面112a,112aを有し、この各テーパ面112a,112aが板バネ113のバネ力によって隣り合う内周シュラウド片111,111のテーパ面111a,111aを互いに離間させる方向に付勢している。
The
この翼の振動低減構造では、各静翼110からの振動が各内周シュラウド片111,111より緩衝ブロック112に伝達されるが、その振動伝達に際して緩衝ブロック112の各テーパ面112a,112aが各内周シュラウド片111,111に対して摺動し、緩衝ブロック112の主に外部滑り摩擦によって振動を減衰する。
In this blade vibration reduction structure, the vibration from each
第3の従来例にかかる翼の振動低減構造は、図6に示すように、流体が流通する空間に配置された静翼120と、この静翼120の外周端と内周端がそれぞれ嵌め込まれた緩衝体121,122と、この両側の緩衝体121,122が装着された外周シュラウド123及び内周シュラウド124とを備えている。
As shown in FIG. 6, the blade vibration reducing structure according to the third conventional example is fitted with a
各緩衝体121,122は、例えばホワイトメタルやFRPのようなダンピング機能を持ち、しかも、静翼120、外周シュラウド123及び内周シュラウド124よりも硬度が低い材料にて形成されている。
Each of the shock absorbers 121 and 122 has a damping function such as white metal or FRP, and is formed of a material having lower hardness than the
この翼の振動低減構造では、静翼120からの振動が両側の緩衝体121,122より外周シュラウド123及び内周シュラウド124に伝達されるが、その振動伝達に際して各緩衝体121,122自体の内部の相対滑り摩擦によって振動を減衰する。
しかしながら、前記第1の従来例では、板バネ104の内周シュラウド101及びバックリングセグメント102aとの間の外部滑り摩擦によって振動を減衰させるものであり、主な振動減衰が外部滑り摩擦であるため、大きな減衰効果を得ることができない。又、板バネ104と内周シュラウド101及びバックリングセグメント102aとの接触圧によって振動の減衰帯域が変化するため、安定した減衰特性を容易に得ることができない。具体的には、静翼100の振動を減衰させる帯域を静翼100の共振周波数帯域に一致させることができず、共振による静翼100の損傷等を防止できない。
However, in the first conventional example, the vibration is attenuated by the external sliding friction between the inner
前記第2の従来例では、緩衝ブロック112と内周シュラウド片111,111との間の滑り摩擦により振動を減衰させるものであり、第1の従来例と同様の理由により、大きな減衰効果を得ることができず、又、安定した減衰特性を容易に得ることができない。
In the second conventional example, the vibration is attenuated by sliding friction between the
前記第3の従来例では、緩衝体121,122の内部の相対滑り摩擦により振動を減衰させるものであり、主な振動減衰が内部滑り摩擦のみでは大きな減衰効果を得ることができない。 In the third conventional example, the vibration is attenuated by the relative sliding friction inside the shock absorbers 121 and 122, and a large damping effect cannot be obtained only by the internal sliding friction.
そこで、本発明は、前記した課題を解決すべくなされたものであり、十分に大きな振動減衰効果を得ることができ、しかも、安定した減衰特性を容易に得ることができる翼の振動低減構造を提供することを目的とする。 Therefore, the present invention has been made to solve the above-described problems, and has a blade vibration reduction structure that can obtain a sufficiently large vibration damping effect and can easily obtain a stable damping characteristic. The purpose is to provide.
請求項1に記載の発明は、流体が流通する空間に配置された翼と、前記翼をベース部に支持する支持部とを備え、前記翼から前記ベース部までの隣接する部材間に、金属繊維線の集合体から成る金属繊維緩衝体が圧縮状態で介在されたことを特徴とする。 The invention according to claim 1 is provided with a wing disposed in a space in which a fluid flows, and a support portion that supports the wing on a base portion, and between adjacent members from the wing to the base portion, a metal A metal fiber buffer composed of an aggregate of fiber wires is interposed in a compressed state.
請求項2の発明は、請求項1記載の翼の振動低減構造であって、前記翼は、その両端が他のものと一体に外周シュラウド及び内周シュラウドによって支持される綴り翼の一部として構成され、前記支持部は、前記綴り翼の前記外周シュラウド及び前記内周シュラウドと、前記内周シュラウドと前記ベースとの間の気密を保持するシール部材とから構成され、前記金属繊維緩衝体は、前記内周シュラウドと前記シール部材の間に介在されたことを特徴とする。 According to a second aspect of the present invention, there is provided the blade vibration reducing structure according to the first aspect, wherein the wing is a part of the spell wing whose both ends are integrally supported by the outer shroud and the inner shroud. The support portion is configured by the outer peripheral shroud and the inner peripheral shroud of the spell wing, and a seal member that maintains airtightness between the inner peripheral shroud and the base, and the metal fiber buffer is The intermediate shroud and the seal member are interposed.
請求項3の発明は、請求項2記載の翼の振動低減構造であって、前記内周シュラウドと前記シール部材の間には緩衝体収容室が構成され、前記緩衝体収容室に前記金属繊維緩衝体が圧縮状態で挿入されたことを特徴とする。 A third aspect of the present invention is the blade vibration reduction structure according to the second aspect, wherein a buffer body accommodating chamber is formed between the inner shroud and the seal member, and the metal fiber is disposed in the buffer body accommodating chamber. The shock absorber is inserted in a compressed state.
請求項4の発明は、請求項1〜請求項3のいずれかに記載の翼の振動低減構造であって、前記翼は、静翼であることを特徴とする。 A fourth aspect of the present invention is the blade vibration reducing structure according to any one of the first to third aspects, wherein the blade is a stationary blade.
請求項5の発明は、請求項1〜請求項4のいずれかに記載の翼の振動低減構造であって、前記金属緩衝体は、多数の金属繊維線が絡み合って集合されたメッシュワイヤであることを特徴とする。 A fifth aspect of the present invention is the blade vibration reduction structure according to any one of the first to fourth aspects, wherein the metal buffer is a mesh wire in which a large number of metal fiber wires are gathered together. It is characterized by that.
請求項1の発明によれば、流体圧からの外力によって翼が振動すると、翼の振動が支持部を経由してベース部に伝達されるが、その振動伝達に際して金属繊維集合体の一端側及び他端側が各接触部材に対して摺動し、外部滑り摩擦が発生すると共に、金属繊維集合体は、金属繊維線の集まりであることからその内部でも相対滑り摩擦が発生する。従って、金属繊維集合体の外部滑り摩擦と内部滑り摩擦によって振動が減衰される。 According to the first aspect of the present invention, when the blade is vibrated by the external force from the fluid pressure, the vibration of the blade is transmitted to the base portion via the support portion. The other end side slides with respect to each contact member, and external sliding friction is generated. Since the metal fiber aggregate is a collection of metal fiber wires, relative sliding friction is also generated therein. Therefore, the vibration is attenuated by the external sliding friction and the internal sliding friction of the metal fiber assembly.
また、金属繊維集合体は、外部滑り摩擦のみならず内部滑り摩擦によって振動を減衰するため、振動減衰効果の依存度が接触部材との接触圧に大きく依存しない。以上より、本発明の振動減衰構造は、十分に大きな振動減衰効果を得ることができ、しかも、安定した減衰特性を容易に得ることができる。 Further, since the metal fiber aggregate attenuates vibration not only by external sliding friction but also by internal sliding friction, the dependence of the vibration damping effect does not greatly depend on the contact pressure with the contact member. As described above, the vibration damping structure of the present invention can obtain a sufficiently large vibration damping effect, and can easily obtain a stable damping characteristic.
更に、金属繊維集合体は、多数の金属繊維線より構成されているため、高温雰囲気下でも安定した物理的特性を保持することができるため、ガスタービンの圧縮機の後段側やタービンノズルのような高温雰囲気下での使用が可能である。 Furthermore, since the metal fiber assembly is composed of a large number of metal fiber wires, it can maintain stable physical characteristics even in a high-temperature atmosphere. It can be used in a high temperature atmosphere.
請求項2の発明によれば、請求項1の発明の効果に加え、複数の静翼の振動を一括して減衰できるため、振動減衰構造のコンパクト化が図れる。 According to the invention of claim 2, in addition to the effect of the invention of claim 1, the vibration of the plurality of stationary blades can be attenuated collectively, so that the vibration damping structure can be made compact.
請求項3の発明によれば、請求項2の発明の効果に加え、緩衝体収容室に金属繊維集合体を充填すれば良いため、金属繊維集合体の組み付け性が良い。又、振動減衰特性を変更するには、金属繊維集合体の充填量を可変すれば良いため、金属繊維集合体を全面的に交換することなく、振動減衰特性の帯域変更が容易にできる。
According to the invention of
請求項4の発明によれば、静翼の場合にあって、請求項1〜請求項3の発明と同様の効果が得られる。 According to the invention of claim 4, in the case of a stationary blade, the same effects as those of the inventions of claims 1 to 3 can be obtained.
請求項5の発明によれば、請求項1〜請求項4の発明の効果に加え、メッシュワイヤは金属繊維線が絡みあっており、内部で金属繊維線同士が確実に、且つ、高頻度に相対滑り摩擦を発生させるため、内部滑り摩擦による振動減衰効果が大きい。
According to the invention of
以下、本発明の一実施の形態を図面に基づいて説明する。 Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
図1〜図3は本発明の翼の振動低減構造をガスタービンの圧縮機内の静翼に適用した実施の形態を示す。図1は空気が流入される側から見た圧縮機の正面図、図2は圧縮機の要部破断斜視図、図3は綴り翼、シール部材、メッシュワイヤの組み付け手順を説明するための分解斜視図である。 1 to 3 show an embodiment in which the blade vibration reducing structure of the present invention is applied to a stationary blade in a compressor of a gas turbine. 1 is a front view of the compressor as seen from the air inflow side, FIG. 2 is a cutaway perspective view of the main part of the compressor, and FIG. 3 is an exploded view for explaining a procedure for assembling the binding blade, the seal member, and the mesh wire. It is a perspective view.
図1〜図3に示すように、ガスタービンの圧縮機1は、軸流圧縮方式であり、ケーシング2に対して回転自在に支持された回転軸3を有する。この回転軸3の外周にはディスク4が固定されている。ディスク4は、複数の分割部材より構成されている。ディスク4の外周側には、軸方向に間隔を置いて動翼支持リング部5が一体に突設されている。隣り合う動翼支持リング部5,5の間には、凹部6がそれぞれ形成されている。各凹部6の上面は、下記に説明する内周シュラウド14によってほぼ閉塞される。ディスク4の動翼支持リング部5及び内周シュラウド14とケーシング2の円筒部2aとの間に、回転軸3の同心リング状で、且つ、軸方向に延びる空気の流通経路7が形成されている。
As shown in FIGS. 1 to 3, the compressor 1 of the gas turbine is an axial compression method, and includes a rotating
各動翼支持リング部5,5の外周面には、円周方向に間隔を置いて多数の動翼10の内周端が支持されている。各動翼10の外周端は、ケーシング2の円筒部2aの内面近傍にまで達している。単一の動翼支持リング部5に支持された円周状の多数の動翼10によって1つの動翼群10Aがそれぞれ構成されている。各動翼群10Aは、ディスク4の回転によって流通経路7内を回転移動する。
The inner peripheral ends of a number of moving
流通経路7内で、且つ、隣接する動翼群10Aの間には、円周上に連結された複数(例えば8〜10個)の綴り翼11が配置されている。
A plurality (for example, 8 to 10) of spelling blades 11 connected on the circumference are arranged in the circulation path 7 and between
各綴り翼11は、円周方向に間隔を置いて配置された多数の翼である静翼12と、この多数の静翼12の外周端をそれぞれ支持する円弧状の支持部である外周シュラウド13と、多数の静翼12の内周端をそれぞれ支持する円弧状の支持部である内周シュラウド14とから構成されている。流通経路7の同一円周上に配置された多数の静翼12によって静翼群12Aが構成されている。このようにして、流通経路7内には、動翼群10Aと静翼群12Aが交互に配置されている。
Each of the spelling blades 11 includes a plurality of
外周シュラウド13は、円弧方向に沿って延びる一対の係止突壁13aを有する。この一対の係止突壁13aがケーシング2の円筒部2aの係止溝2bにスライド挿入によって嵌合されている。内周シュラウド14は、折り曲げによって形成された一対の係止溝14aを有する。内周シュラウド14の両端は、下記に説明するシール部材20の弾性反発力によって隣り合う動翼支持リング部5,5の内面エッジに密着されている。
The outer
隣接する動翼支持リング部5,5の間に形成された凹部6には、円周上に連結された複数(綴り翼11と同数)の支持部であるシール部材20が収容されている。シール部材20は、断面コ字状に折り曲げられた係止枠21と、この係止枠21の内周面に固定された円弧状の弾性構造体であるシール本体22とから構成されている。係止枠21の両端には、円弧方向に沿って延びる一対の係止突壁21a,21aが一体に設けられている。この一対の係止突壁21a,21aが内周シュラウド14の一対の係止溝14a,14aにスライド挿入されている。一対の係止突壁21a,21aと一対の係止溝14a,14aは、挿入状態で半径方向に変移できる程度の余裕をもって設定されている。
The
シール本体22は、その内周面がディスク4の凹部6の底面より突設された多条のリブ4aに圧接されている。これにより、内周シュラウド14とディスク4間がシールされている。上流側の動翼群10Aで圧縮された空気が静翼群12Aの内部を通ることなく下流側の動翼群10Aに供給されることを防止している。
The inner surface of the
以上の構成より、静翼12の外周端側は、支持部である外周シュラウド13を介してベース部であるケーシング2の円筒部2aに支持されている。静翼12の内周端側は、支持部である内周シュラウド14及びシール部材20を介してベース部であるディスク4に支持されている。
From the above configuration, the outer peripheral end side of the
又、各内周シュラウド14と各シール部材20の係止枠21の間には、緩衝体収容室23がそれぞれ形成されている。この各緩衝体収容室23に金属繊維集合体であるメッシュワイヤ24が圧縮状態で配置されている。
Further, a
メッシュワイヤ24は、細長い直方体形状で、多数の金属繊維線が絡み合った集合体である。メッシュワイヤ24は、緩衝体収容室23に圧縮状態で配置されていることから、その多数の金属繊維線が内周シュラウド14の内周面とシール部材20の係止枠21の窪んだ外周面にそれぞれ圧接されている。
The
次に、綴り翼11、シール部材20及びメッシュワイヤ24の組み付け手順を簡単に説明する。図3に示すように、隣接する動翼群10A,10Aの間の流体経路7の位置に、綴り翼11を挿入する。綴り翼11は、その外周シュラウド13の一対の係止壁部13a,13aをケーシング2の一対の係止溝2b,2bに嵌合させつつ流体経路7内に挿入する。
Next, a procedure for assembling the spell wing 11, the
次に、シール部材20を凹部6に挿入する。シール部材20は、その一対の係止突壁21a,21aを内周シュラウド14の一対の係止溝14a,14aに挿入させつつ凹部6に挿入する。
Next, the
最後に、内周シュラウド14とシール部材20間に形成された緩衝体収容室23にメッシュワイヤ24を圧縮状態に変形させつつ挿入する。これで、完了する。尚、メッシュワイヤ24は、シール部材20の凹部6への挿入と同時に挿入しても良い。
Finally, the
次に、このようにして組み付けされた圧縮機1の動作について説明する。回転軸3が回転すると、流体経路7内に複数段の動翼群10Aが回転移動する。流体経路7に吸入された空気は、動翼群10Aと静翼群12Aの間を交互に通過することによって徐々に加圧され、所定の圧縮空気となって下流に送られる。
Next, the operation of the compressor 1 assembled in this way will be described. When the
このような空気流の圧送過程にあって、各静翼12には大きな空気圧が作用し、空気圧によって各静翼12が振動する。各静翼12が振動すると、各静翼12の振動が内周端より内周シュラウド14、メッシュワイヤ24及びシール部材20を経由してディスク4に伝達される。この振動伝達に際して内周シュラウド14及びシール部材20に接触するメッシュワイヤ24の接触箇所がこれらに対して摺動し、外部滑り摩擦が発生する。又、メッシュワイヤ24は、金属繊維線の集まりであることから、振動伝達に際してその内部でも相対滑り摩擦が発生する。このようなメッシュワイヤ24の外部滑り摩擦と内部滑り摩擦によって振動が減衰されるため、十分に大きな振動減衰効果が得られる。
In this air flow pumping process, a large air pressure acts on each
また、メッシュワイヤ24は、外部滑り摩擦と内部滑り摩擦によって振動を減衰するため、振動減衰効果の依存度が内周シュラウド14及びシール部材20との接触圧に大きく依存しないため、安定した減衰帯域特性を容易に得ることができる。つまり、静翼12の振動を減衰させる帯域を静翼12の共振周波数帯域に確実に一致させることができ、共振による静翼12の損傷等を防止できる。
Further, since the
この実施の形態では、静翼12は、その両端が他のものと一体に外周シュラウド13及び内周シュラウド14によって支持される綴り翼11の一部として構成されている。従って、複数の静翼12の振動を一括して減衰できるため、振動減衰構造のコンパクト化が図れる。しかし、本発明は、静翼12が綴り翼11の一部として構成されない構造の静翼12についても略同様に適用できることはもちろんである。
In this embodiment, the
この実施の形態では、メッシュワイヤ24は、内周シュラウド14とシール部材20との間に介在されているが、メッシュワイヤ24の介在位置はこれに限定されない。つまり、メッシュワイヤ24は、静翼12からディスク4までに配置される部材間の少なくとも1箇所に介在すれば良い。例えば、第2の従来例(図5の構造)のように、互いに隣接する内周シュラウド間に介在しても良いし、又、第3の従来例(図6の構造)のように、静翼と内周シュラウド及び外周シュラウドの間に介在しても良い。
In this embodiment, the
この実施の形態では、静翼12の内周端からディスク4に伝達される振動を減衰するよう構成したが、静翼12の外周端からケーシング2の円筒部2aに伝達される振動を減衰するよう構成しても良い。この場合には、静翼12からケーシング2の円筒部2aまでに配置される部材間の少なくとも1箇所にメッシュワイヤ24を介在する。又、静翼12の内周端から伝達される振動と外周端から伝達される振動の双方を減衰するよう構成しても良い。
In this embodiment, the vibration transmitted from the inner peripheral end of the
この実施の形態では、内周シュラウド14とシール部材20の間には緩衝体収容室23が構成され、この緩衝体収容室23にメッシュワイヤ24を圧縮状態で挿入されている。従って、緩衝体収容室23にメッシュワイヤ24を充填すれば良いため、メッシュワイヤ24の組み付け性が良い。又、振動減衰特性を変更するには、メッシュワイヤ24の例えば充填量を可変すれば良いため、メッシュワイヤ24を全面的に交換することなく、振動減衰帯域の変更が容易にできる。
In this embodiment, a
ここで、第3の従来例(図6の構造)では、振動の減衰帯域は、緩衝体の振動減衰機能に依存するため、振動特性の安定した振動減衰特性を得ることができるが、振動減衰帯域を変更するには緩衝体自体を全面的に交換する必要がある。これに対して、本実施の形態では全面的な交換は必要ない。 Here, in the third conventional example (structure of FIG. 6), since the vibration attenuation band depends on the vibration attenuation function of the buffer, a vibration attenuation characteristic with stable vibration characteristics can be obtained. In order to change the band, it is necessary to completely replace the buffer itself. On the other hand, in this embodiment, full replacement is not necessary.
この実施の形態では、振動低減する対象の翼は、静翼12であるが、本発明は動翼10にも同様に適用可能である。
In this embodiment, the blade whose vibration is to be reduced is the
この実施の形態では、金属繊維緩衝体は、多数の金属繊維線が絡み合って集合されたメッシュワイヤ24である。メッシュワイヤ24は金属繊維線が絡みあっており、内部で金属繊維線同士が確実に、且つ、高頻度に相対滑り摩擦を発生させるため、内部滑り摩擦による振動減衰効果が大きいという利点がある。金属繊維緩衝体は、メッシュワイヤ24のように多数の金属繊維線が絡み合って配置されたものに限定されるものではなく、振動伝達に際して内部で相対滑り摩擦を発生する構造のものであれば良い。
In this embodiment, the metal fiber buffer is a
又、メッシュワイヤ24は、多数の金属繊維線より構成されているため、高温雰囲気下でも安定した物理的特性を保持することができるため、ガスタービンの圧縮機1の後段側やタービンノズルのような高温雰囲気下での使用が可能である。
Further, since the
尚、この実施の形態では、翼の振動低減構造は、ガスタービンの圧縮機1内に適用した場合を示したが、ガスタービン以外の装置に適用できることはもちろんである。又、ガスタービンの圧縮機1以外の箇所、例えばファンやタービン内に適用できることはもちろんである。 In this embodiment, the blade vibration reduction structure is applied to the compressor 1 of the gas turbine. However, it is needless to say that the structure can be applied to devices other than the gas turbine. Of course, the present invention can be applied to portions other than the compressor 1 of the gas turbine, for example, a fan or a turbine.
1 圧縮機
2 ケーシング(ベース部)
4 ディスク(ベース部)
7 流通経路(流体が流通される空間)
11 綴り翼
12 静翼(翼)
14 内周シュラウド(支持部)
20 シール部材(支持部)
23 緩衝体収容室
24 メッシュワイヤ(金属繊維緩衝体)
1 Compressor 2 Casing (base part)
4 disc (base)
7 Distribution channel (space where fluid flows)
11
14 inner shroud (support)
20 Sealing member (supporting part)
23
Claims (5)
前記翼から前記ベース部までの隣接する部材間に、金属繊維線の集合体から成る金属繊維緩衝体が圧縮状態で介在されたことを特徴とする翼の振動低減構造。 A wing disposed in a space in which fluid flows, and a support portion that supports the wing on a base portion,
A blade vibration reducing structure characterized in that a metal fiber buffer composed of an assembly of metal fiber wires is interposed in a compressed state between adjacent members from the blade to the base portion.
前記翼は、その両端が他のものと一体に外周シュラウド及び内周シュラウドによって支持される綴り翼の一部として構成され、
前記支持部は、前記綴り翼の前記外周シュラウド及び前記内周シュラウドと、前記内周シュラウドと前記ベースとの間の気密を保持するシール部材とから構成され、
前記金属繊維緩衝体は、前記内周シュラウドと前記シール部材の間に介在されたことを特徴とする翼の振動低減構造。 The vibration reducing structure for a wing according to claim 1,
The wing is configured as a part of a spell wing whose both ends are integrally supported by an outer shroud and an inner shroud,
The support portion is composed of the outer peripheral shroud and the inner peripheral shroud of the spell wing, and a seal member that maintains airtightness between the inner peripheral shroud and the base,
The structure for reducing blade vibration, wherein the metal fiber buffer is interposed between the inner shroud and the seal member.
前記内周シュラウドと前記シール部材の間には緩衝体収容室が構成され、前記緩衝体収容室に前記金属繊維緩衝体が圧縮状態で挿入されたことを特徴とする翼の振動低減構造。 The vibration reducing structure for a wing according to claim 2,
A structure for reducing blade vibration, wherein a buffer housing chamber is formed between the inner shroud and the seal member, and the metal fiber buffer is inserted into the buffer housing chamber in a compressed state.
前記翼は、静翼であることを特徴とする翼の振動低減構造。 The vibration reducing structure for a wing according to any one of claims 1 to 3,
The wing vibration reducing structure, wherein the wing is a stationary wing.
前記金属緩衝体は、多数の金属繊維線が絡み合って集合されたメッシュワイヤであることを特徴とする翼の振動低減構造。 The vibration reducing structure for a wing according to any one of claims 1 to 4,
The structure for reducing vibration of a wing, wherein the metal buffer is a mesh wire in which a large number of metal fiber wires are intertwined.
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Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2013164012A (en) * | 2012-02-10 | 2013-08-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Shaft sealing device and turbine device having the same |
JP2014114734A (en) * | 2012-12-07 | 2014-06-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Turbine blade and turbine |
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Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS50132307A (en) * | 1973-12-10 | 1975-10-20 | ||
JPH06346703A (en) * | 1993-04-26 | 1994-12-20 | United Technol Corp <Utc> | Damper gear |
JPH08121108A (en) * | 1994-10-31 | 1996-05-14 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Stationary blade supporting structure |
JPH08246806A (en) * | 1995-03-06 | 1996-09-24 | Mtu Motoren & Turbinen Union Muenchen Gmbh | Stator for turbomachinery |
JP2007040119A (en) * | 2005-08-01 | 2007-02-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Fluid machine |
-
2007
- 2007-09-10 JP JP2007234214A patent/JP2009068338A/en active Pending
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS50132307A (en) * | 1973-12-10 | 1975-10-20 | ||
JPH06346703A (en) * | 1993-04-26 | 1994-12-20 | United Technol Corp <Utc> | Damper gear |
JPH08121108A (en) * | 1994-10-31 | 1996-05-14 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Stationary blade supporting structure |
JPH08246806A (en) * | 1995-03-06 | 1996-09-24 | Mtu Motoren & Turbinen Union Muenchen Gmbh | Stator for turbomachinery |
JP2007040119A (en) * | 2005-08-01 | 2007-02-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Fluid machine |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2013164012A (en) * | 2012-02-10 | 2013-08-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Shaft sealing device and turbine device having the same |
JP2014114734A (en) * | 2012-12-07 | 2014-06-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Turbine blade and turbine |
CN113898421A (en) * | 2021-10-10 | 2022-01-07 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Compressor stator inner ring and rotor stator sealing connection structure thereof |
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