JP2014101769A - Turbine and gas turbine engine - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、タービン及び当該タービンを備えるガスタービンエンジンに関するものである。 The present invention relates to a turbine and a gas turbine engine including the turbine.
従来、高圧タービンと低圧タービンとの間のガス流路を形成するライナ構造を備えるガスタービンが知られている(例えば、特許文献1参照)。 Conventionally, a gas turbine including a liner structure that forms a gas flow path between a high-pressure turbine and a low-pressure turbine is known (see, for example, Patent Document 1).
ところで、ガス流路に流入する高温ガスが、高圧タービンとライナ構造との隙間に流入すると、熱によって与えられる負荷が大きくなることから、高温ガスの隙間への流入を抑制すべく、高圧タービンとライナ構造との隙間を狭くすることが好ましい。通常、高圧タービンとライナ構造との隙間を狭くする場合、ライナ構造を、高圧タービンの形状に沿った形状にすることで、高圧タービンとライナ構造との隙間を狭くすることが可能となる。この場合、高圧タービンの形状が複雑になると、ライナ構造も複雑となることから、ライナ構造の製造が困難となり、好ましくない。このため、ライナ構造に別体のバッフル部材を接合することで、高圧タービンとライナ構造との隙間を狭くする構成が考えられる。 By the way, when the high-temperature gas flowing into the gas flow path flows into the gap between the high-pressure turbine and the liner structure, the load given by heat increases. It is preferable to narrow the gap with the liner structure. Normally, when the gap between the high-pressure turbine and the liner structure is narrowed, the gap between the high-pressure turbine and the liner structure can be narrowed by making the liner structure a shape along the shape of the high-pressure turbine. In this case, if the shape of the high-pressure turbine is complicated, the liner structure also becomes complicated, which makes it difficult to manufacture the liner structure, which is not preferable. For this reason, the structure which narrows the clearance gap between a high pressure turbine and a liner structure by joining a separate baffle member to a liner structure can be considered.
しかしながら、別体のバッフル部材をライナ構造に接合すると、ライナ構造が熱変形することで、バッフル部材との接合部に応力が与えられ、これにより、バッフル部材がライナ構造から剥離する可能性がある。 However, when a separate baffle member is joined to the liner structure, the liner structure is thermally deformed, so that stress is applied to the joint portion with the baffle member, which may cause the baffle member to peel from the liner structure. .
そこで、本発明は、バッフルが熱変形しても、第1タービンとバッフルとの隙間に、主流ガスが流入することを抑制することができるタービン及びガスタービンエンジンンを提供することを課題とする。 Then, even if a baffle heat-deforms, this invention makes it a subject to provide the turbine and gas turbine engine which can suppress that mainstream gas flows in into the clearance gap between a 1st turbine and a baffle. .
本発明のタービンは、第1タービンと、第2タービンと、第1タービンと第2タービンとの間に設けられ、第1タービンから第2タービンに流れる主流ガスのガス流路を形成するバッフルとを備えるタービンにおいて、ガス流路は、内周側に設けられる内周側案内面と、内周側案内面の外周側に設けられると共に内周側案内面に対向する外周側案内面との間に形成され、バッフルは、軸方向において第1タービンに対向するコニカル部と、コニカル部の外周側の端部に連なると共に内周側案内面が形成される外周部と、コニカル部の内周側の端部に連なる内周部とを含む内筒バッフル部材と、内筒バッフル部材の内周部に接合され、第1タービンとバッフルとの隙間を狭くするためのサブバッフル部材と、を有し、内筒バッフル部材には、少なくともコニカル部に、熱変形を許容する熱変形許容部が設けられていることを特徴とする。 The turbine of the present invention includes a first turbine, a second turbine, a baffle that is provided between the first turbine and the second turbine, and forms a gas flow path of a mainstream gas flowing from the first turbine to the second turbine. The gas flow path is provided between an inner peripheral side guide surface provided on the inner peripheral side and an outer peripheral side guide surface provided on the outer peripheral side of the inner peripheral side guide surface and facing the inner peripheral side guide surface. The baffle includes a conical portion facing the first turbine in the axial direction, an outer peripheral portion that is connected to an outer peripheral end portion of the conical portion and has an inner peripheral guide surface, and an inner peripheral side of the conical portion. An inner cylinder baffle member including an inner peripheral part connected to the end of the inner cylinder, and a sub baffle member joined to the inner peripheral part of the inner cylinder baffle member for narrowing a gap between the first turbine and the baffle. The inner cylinder baffle member The Kutomo conical portion, characterized in that the heat-deformable portion to allow thermal deformation is provided.
この構成によれば、内周側案内面に沿って流れる主流ガスにより、内筒バッフル部材が加熱された場合であっても、内筒バッフル部材の熱変形を熱変形許容部において許容することができる。このため、内筒バッフル部材とサブバッフル部材との接合部に加わる応力を低減させることができ、内筒バッフル部材に対するサブバッフル部材の剥離を抑制することができる。よって、バッフルが熱変形しても、サブバッフル部材の剥離を抑制できることから、第1タービンとバッフルとの隙間に、主流ガスが流入することを抑制することができる。 According to this configuration, even if the inner cylinder baffle member is heated by the mainstream gas flowing along the inner peripheral guide surface, the thermal deformation of the inner cylinder baffle member can be allowed in the thermal deformation allowing portion. it can. For this reason, the stress added to the junction part of an inner cylinder baffle member and a sub baffle member can be reduced, and peeling of the sub baffle member with respect to an inner cylinder baffle member can be suppressed. Therefore, even if the baffle is thermally deformed, the separation of the sub-baffle member can be suppressed, so that mainstream gas can be prevented from flowing into the gap between the first turbine and the baffle.
この場合、第2タービンは、インナーケーシングと、アウターケーシングと、インナーケーシングとアウターケーシングとの間に設けられるタービン静翼とを含むタービンノズルを有し、内筒バッフル部材は、インナーケーシングに連結されており、熱変形許容部は、少なくともコニカル部の一部が第2タービンのインナーケーシングの厚さに比して薄肉となる薄肉部を含むことが好ましい。 In this case, the second turbine has a turbine nozzle including an inner casing, an outer casing, and a turbine vane provided between the inner casing and the outer casing, and the inner cylinder baffle member is coupled to the inner casing. The thermal deformation allowing portion preferably includes a thin portion where at least a part of the conical portion is thinner than the thickness of the inner casing of the second turbine.
この構成によれば、少なくともコニカル部の一部を薄肉部とすることで、コニカル部を熱変形させ易くすることができる。このため、コニカル部の厚さを薄肉にするという簡易な構成で、熱変形許容部として機能させることができる。 According to this configuration, by making at least a part of the conical portion a thin-walled portion, the conical portion can be easily deformed by heat. For this reason, it can be made to function as a heat deformation permission part by the simple composition of making the thickness of the conical part thin.
この場合、薄肉部は、コニカル部と、内周部とに設けられていることが好ましい。 In this case, it is preferable that the thin portion is provided in the conical portion and the inner peripheral portion.
この構成によれば、コニカル部及び内周部を薄肉部とすることで、コニカル部及び内周部を熱変形させ易くすることができる。 According to this configuration, the conical part and the inner peripheral part can be easily thermally deformed by making the conical part and the inner peripheral part thin.
この場合、薄肉部は、コニカル部の内周側の部位及び内周部に設けられており、コニカル部の外周側の部位は、コニカル部の内周側の部位側へ向かって薄肉となるテーパ部となっていることが好ましい。 In this case, the thin portion is provided on the inner peripheral portion and the inner peripheral portion of the conical portion, and the outer peripheral portion of the conical portion is tapered toward the inner peripheral portion of the conical portion. It is preferable that it is a part.
この構成によれば、外周部の厚さと、コニカル部の内周側の部位の厚さが異なる厚さであっても、コニカル部の外周側の部位をテーパ部とすることで、厚さを滑らかに連続させることができる。このため、コニカル部の所定の部位における熱応力の集中を抑制することができる。 According to this configuration, even if the thickness of the outer peripheral portion and the thickness of the inner peripheral portion of the conical portion are different from each other, the outer peripheral portion of the conical portion is formed into a tapered portion, thereby reducing the thickness. Smooth and continuous. For this reason, the concentration of the thermal stress in the predetermined part of the conical portion can be suppressed.
この場合、薄肉部は、コニカル部と、内周部と、外周部の少なくとも一部とに設けられていることが好ましい。 In this case, it is preferable that the thin portion is provided in the conical portion, the inner peripheral portion, and at least a part of the outer peripheral portion.
この構成によれば、コニカル部、内周部及び外周部を薄肉部とすることで、内筒バッフル部材自体を熱変形させ易くすることができる。このため、内筒バッフル部材全体で、熱変形を許容できることから、熱応力を好適に分散させることができる。 According to this configuration, the inner cylinder baffle member itself can be easily thermally deformed by making the conical part, the inner peripheral part, and the outer peripheral part thin. For this reason, since thermal deformation can be permitted in the entire inner cylinder baffle member, thermal stress can be suitably dispersed.
この場合、少なくとも内周部の一部には、薄肉部に比して厚肉となる段差部が設けられ、サブバッフル部材は、段差部に接合されていることが好ましい。 In this case, it is preferable that at least a part of the inner circumferential portion is provided with a step portion that is thicker than the thin portion, and the sub baffle member is joined to the step portion.
この構成によれば、段差部を薄肉部に比して厚肉にすることができる。このため、熱応力を、薄肉部において分散させることができる一方で、段差部において応力の集中を抑制することができる。このとき、段差部にサブバッフル部材が接合されていることから、段差部とサブバッフル部材との接合部に応力が加わることを抑制できるため、段差部とサブバッフル部材との剥離を抑制することができる。 According to this configuration, the step portion can be made thicker than the thin portion. For this reason, while a thermal stress can be disperse | distributed in a thin part, concentration of stress can be suppressed in a level | step difference part. At this time, since the sub-baffle member is joined to the stepped portion, it is possible to suppress the stress from being applied to the joined portion between the stepped portion and the sub-baffle member, thereby suppressing the separation between the stepped portion and the sub-baffle member. Can do.
この場合、軸方向に沿って切った断面において、コニカル部と外周部との境界部を点Aとし、内周部とサブバッフル部材との接合部分における第1タービン側の端部を点Bとし、点Aを通る軸方向に直交する径方向の線を線L1とし、点Aと点Bとを結ぶ線を線L2とし、線L1と線L2とがなす角度を角度θとすると、熱変形許容部は、線L1に対する傾斜角が角度θの範囲内となるコニカル部であることが好ましい。 In this case, in the cross section cut along the axial direction, the boundary portion between the conical portion and the outer peripheral portion is a point A, and the end portion on the first turbine side in the joint portion between the inner peripheral portion and the sub baffle member is a point B. When the radial line orthogonal to the axial direction passing through the point A is a line L1, the line connecting the point A and the point B is a line L2, and the angle formed by the line L1 and the line L2 is an angle θ, thermal deformation The allowable portion is preferably a conical portion whose inclination angle with respect to the line L1 is within the range of the angle θ.
この構成によれば、コニカル部の傾斜角を、熱変形を許容可能な角度とすることができるため、コニカル部の厚さを薄肉にすることなく、コニカル部を熱変形させ易くすることができる。このため、コニカル部の傾斜角を角度θの範囲内にするという簡易な構成で、熱変形許容部として機能させることができる。 According to this configuration, since the inclination angle of the conical portion can be set to an angle that allows thermal deformation, the conical portion can be easily thermally deformed without reducing the thickness of the conical portion. . For this reason, it is possible to function as a thermal deformation allowing portion with a simple configuration in which the inclination angle of the conical portion is within the range of the angle θ.
この場合、角度θは、0°≦θ≦16°であることが好ましい。 In this case, the angle θ is preferably 0 ° ≦ θ ≦ 16 °.
この構成によれば、角度θを上記の範囲内とすることで、コニカル部の傾斜角を最適な角度とすることができるため、コニカル部を、熱変形許容部としてより好適に機能させることができる。 According to this configuration, by setting the angle θ within the above range, the inclination angle of the conical portion can be set to an optimum angle, so that the conical portion can function more suitably as a thermal deformation allowing portion. it can.
この場合、熱変形許容部は、コニカル部に設けたダイヤフラムを有することが好ましい。 In this case, it is preferable that the thermal deformation allowing portion has a diaphragm provided in the conical portion.
この構成によれば、コニカル部にダイヤフラムを設けることで、ダイヤフラムを変形させ易くすることができる。 According to this configuration, the diaphragm can be easily deformed by providing the diaphragm in the conical portion.
本発明のガスタービンエンジンは、取り込んだ空気を圧縮する圧縮機と、燃料を噴射すると共に、噴射された燃料と圧縮された空気とを混合させて燃焼させる燃焼器と、燃料を燃焼させることで発生した主流ガスによって回転する、上記のタービンと、を備えることを特徴とする。 A gas turbine engine according to the present invention includes a compressor that compresses captured air, a combustor that injects fuel, mixes the injected fuel and compressed air, and burns the fuel. The turbine is rotated by the generated mainstream gas.
この構成によれば、バッフルに熱が与えられても、第1タービンとバッフルとの隙間に、主流ガスが流入することを抑制することができるため、主流ガスによって好適にタービンを回転させることができる。 According to this configuration, even if heat is applied to the baffle, the mainstream gas can be prevented from flowing into the gap between the first turbine and the baffle. Therefore, the turbine can be suitably rotated by the mainstream gas. it can.
以下に、本発明に係る実施例を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施例によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施例における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。 Embodiments according to the present invention will be described below in detail with reference to the drawings. Note that the present invention is not limited to the embodiments. In addition, constituent elements in the following embodiments include those that can be easily replaced by those skilled in the art or those that are substantially the same.
図1は、実施例1に係るガスタービンエンジンの概略構成図である。図1に示すように、実施例1に係るガスタービンエンジン(ジェットエンジン)1は、回転軸となるロータ5と、圧縮機10と、燃焼器20と、タービン30とを備えている。ガスタービンエンジン1は、圧縮機10において、取り込んだ空気を圧縮し、燃焼器20において、圧縮した空気に燃料を噴射して燃焼ガス(主流ガス)Gを発生させ、発生させた燃焼ガスGによりタービン30を回転させることで、ロータ5を回転させている。
FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine engine according to a first embodiment. As shown in FIG. 1, a gas turbine engine (jet engine) 1 according to the first embodiment includes a rotor 5 serving as a rotation shaft, a
圧縮機10は、圧縮機ケーシング14と、圧縮機ケーシング14に収容されるインペラ11とを有している。インペラ11は、ロータ5に取り付けられるディスク11aと、ディスク11aの周囲に放射状に配置された複数枚のブレード11bとを含んで構成されている。このため、インペラ11は、ロータ5を回転軸として、ロータ5と一体に回転する。圧縮機ケーシング14は、ロータ5の周囲に設けられており、酸化剤としての空気が流通する流路12を形成している。この流路12は、ロータ5を中心として環状に形成されている。そして、流路12は、ロータ5の径方向外側から空気を吸い込み、吸い込んだ空気を軸方向へ向けて流通させた後、ロータ5の径方向外側に空気を排出する流路として構成される。具体的に、流路12は、インペラ11のディスク11aの小径側であるブレード11bの前縁側から、各ブレード11b間を通過し、ロータ5の径方向外側に向かってディスク11aの大径側であるブレード11bの後縁側に至る流路となっている。
The
燃焼器20は、燃焼器ケーシング24と、燃焼器ケーシング24内に燃料を噴射する燃料ノズル23とを有している。燃焼器ケーシング24は、圧縮機ケーシング14と一体となっており、その内部に、主圧力室21と燃焼器室22とを形成している。主圧力室21は、ロータ5を中心として環状に形成され、圧縮機10の流路12と燃焼器室22とを接続し、流路12から排出された圧縮された空気を燃焼器室22に導いている。燃焼器室22は、ロータ5を中心として環状に形成され、主圧力室21とタービン30とを接続している。燃料ノズル23は、燃焼器室22に設けられ、燃焼器室22内に燃料を噴射する。
The
タービン30は、第1タービンとしての高圧タービン31と、第2タービンとしての出力タービン32と、バッフル41とを有する。高圧タービン31は、高圧側タービンノズル33と、高圧側タービンディスク34とを含んでいる。高圧側タービンノズル33は、高圧側インナーケーシング33aと、高圧側アウターケーシング33bと、高圧側インナーケーシング33aと高圧側アウターケーシング33bとの間に設けられる複数の高圧側タービン静翼33cとを備えている。高圧側インナーケーシング33aは、円筒状に形成され、ロータ5の径方向外側に設けられている。高圧側アウターケーシング33bは、高圧側インナーケーシング33aよりも大径の円筒状に形成され、高圧側インナーケーシング33aの径方向外側に設けられている。複数の高圧側タービン静翼33cは、ロータ5を中心として放射状に配置されている。この高圧側タービンノズル33は、燃焼器20の燃焼器室22の出口側に接続されている。
The
高圧側タービンディスク34は、ロータ5に取り付けられるディスク34aと、ディスク34aの周囲に放射状に配置された複数枚の高圧側タービン動翼34bとを含んで構成されている。また、高圧側タービンディスク34の周囲には、円筒状の高圧側シュラウド37が設けられ、高圧側シュラウド37の内面と各高圧側タービン動翼34bの先端との間には、所定の隙間が設けられている。このため、高圧側シュラウド37に収容される高圧側タービンディスク34は、ロータ5を回転軸として、ロータ5と一体に回転する。この高圧側タービンディスク34は、高圧側タービンノズル33の出口側に接続されている。
The high-
出力タービン32は、出力側タービンノズル35と、出力側タービンディスク36とを含んでいる。出力側タービンノズル35は、出力側インナーケーシング35aと、出力側アウターケーシング35bと、出力側インナーケーシング35aと出力側アウターケーシング35bとの間に設けられる複数の出力側タービン静翼35cとを備えている。出力側インナーケーシング35aは、円筒状に形成され、ロータ5の径方向外側に設けられている。出力側アウターケーシング35bは、出力側インナーケーシング35aよりも大径の円筒状に形成され、出力側インナーケーシング35aの径方向外側に設けられている。複数の出力側タービン静翼35cは、ロータ5を中心として放射状に配置されている。この出力側タービンノズル35は、後述するバッフル41の出口側に接続されている。
The
出力側タービンディスク36は、ロータ5に取り付けられるディスク36aと、ディスク36aの周囲に放射状に配置された複数枚の出力側タービン動翼36bとを含んで構成されている。また、出力側タービンディスク36の周囲には、円筒状の出力側シュラウド38が設けられ、出力側シュラウド38の内面と各出力側タービン動翼36bの先端との間には、所定の隙間が設けられている。このため、出力側シュラウド38に収容される出力側タービンディスク36は、ロータ5を回転軸として、ロータ5と一体に回転する。この出力側タービンディスク36は、出力側タービンノズル35の出口側に接続されている。
The output
バッフル41は、高圧タービン31と出力タービン32との間に設けられている。バッフル41は、高圧タービン31から第2タービンに流れる燃焼ガスGのガス流路45を形成している。バッフル41は、内筒バッフル部材42と、外筒バッフル部材43と、後述するサブバッフル部材44とを有している。内筒バッフル部材42は、円筒状に形成され、ロータ5の径方向外側に設けられている。外筒バッフル部材43は、内筒バッフル部材42よりも大径の円筒状に形成され、内筒バッフル部材42の径方向外側に設けられている。内筒バッフル部材42は、その外周面、すなわち外筒バッフル部材43と対向する面が、燃焼ガスGを案内する内周側案内面P1となっている。また、外筒バッフル部材43は、その内周面、すなわち内筒バッフル部材42と対向する面が、燃焼ガスGを案内する外周側案内面P2となっている。つまり、ガス流路45は、内周側案内面P1と外周側案内面P2との間に形成され、ロータ5を中心として環状に形成されている。
The
上記のようなガスタービンエンジン1において、ロータ5が回転すると、圧縮機10のインペラ11が回転する。圧縮機10は、インペラ11が回転すると、外部から空気を吸い込むと共に、吸い込んだ空気を圧縮し、圧縮した空気を燃焼器20へ向けて供給する。燃焼器20は、圧縮された空気が供給されると、供給された空気を、主圧力室21へ流入させ、主圧力室21を通過させた後、燃焼器室22へ流入させる。燃焼器20は、燃料ノズル23から燃焼器室22内へ燃料を噴射し、燃焼器室22内において、噴射した燃料と流入した空気と混合させると共に燃焼させる。燃焼器室22内において燃料が燃焼すると、高温の燃焼ガスGが発生し、発生した燃焼ガスGは、タービン30に流入する。タービン30は、流入した燃焼ガスGを、高圧タービン31へ流入させる。燃焼ガスGが高圧タービン31を通過すると、高圧側タービンディスク34が回転することで、ロータ5を回転駆動させる。タービン30は、高圧タービン31を通過した燃焼ガスGを、バッフル41へ流入させる。燃焼ガスGは、バッフル41のガス流路45を通過し、出力タービン32に流入する。燃焼ガスGが出力タービン32を通過すると、出力側タービンディスク36が回転することで、ロータ5を回転駆動させる。そして、タービン30は、出力タービン32を通過した燃焼ガスGを排出する。以上により、ガスタービンエンジン1は、タービン30の高圧タービン31及び出力タービン32において、ロータ5を回転駆動させ、ロータ5を回転させることで、圧縮機10において、空気を圧縮することが可能となる。
In the gas turbine engine 1 as described above, when the rotor 5 rotates, the
次に、図2を参照して、バッフル41の内筒バッフル部材42周りの構成について詳細に説明する。図2は、実施例1に係るタービンのバッフルを示す断面図である。図2に示すように、内筒バッフル部材42は、外周部51と、コニカル部(縦板部)52と、内周部53と、突起部54とを含んで一体に構成されている。
Next, with reference to FIG. 2, the structure around the inner
外周部51は、内周側案内面P1が形成される部位であり、円筒形状となっている。外周部51は、高圧タービン31側の端部が、コニカル部52に接続され、出力タービン32側の端部が、出力側インナーケーシング35aに接続されている。内周側案内面P1は、外周部51の外周側の面となっている。コニカル部52は、高圧タービン31と対向する部位であり、環状に形成されている。コニカル部52は、外周側の端部が、外周部51に接続され、内周側の端部が、内周部53に接続されており、ロータ5の径方向に延在するように形成されている。内周部53は、外周部51と対向する部位であり、円筒形状となっている。内周部53は、高圧タービン31側の端部が、コニカル部52に接続され、出力タービン32側の端部が、別体の支持部材に接続されている。突起部54は、外周部51とコニカル部52との接続部分において、外周側の面から高圧タービン31側に突出する部位であり、高圧タービン31とバッフル41との間の隙間を狭くするように設けられている。
The outer
サブバッフル部材44は、高圧タービン31とバッフル41との間の隙間を狭くするための部材である。このサブバッフル部材44は、内周部53に接合される円筒形状の接合部58と、接合部58から外周側に湾曲する湾曲部59とを含んで一体に構成されている。接合部58は、出力タービン32側の端部が、内周部53に接合され、高圧タービン31側の端部が、湾曲部59に接続されている。湾曲部59は、出力タービン32側の端部が、接合部58に接続され、高圧タービン31側の端部が、コニカル部52に向かって延びている。
The
ここで、内筒バッフル部材42には、内周側案内面P1に沿って流れる燃焼ガスによって熱が与えられる。この場合、内側バッフル部材42は、与えられる熱によって変形し、これにより、内筒バッフル部材42とサブバッフル部材44との接合部58に応力が与えられる。このため、実施例1では、内筒バッフル部材42の少なくともコニカル部52に、熱変形を許容する熱変形許容部が設けられている。
Here, heat is given to the inner
熱変形許容部は、少なくともコニカル部52の一部が出力タービン32の出力側インナーケーシング35aの厚さD1に比して薄肉となる薄肉部61である。具体的に、薄肉部61は、コニカル部52の内周側の半部(部位)と、内周部53とに設けられている。つまり、コニカル部52の内周側の半部の厚さD2及び内周部53の厚さD3は、出力側インナーケーシング35aの厚さD1に比して薄肉となっている。また。コニカル部52の外周側の半部(部位)は、テーパ部62となっている。テーパ部62は、コニカル部52の外周側から内周側へ向かって薄肉となるテーパ形状に形成されている。ここで、コニカル部52の内周側の部位とは、ロータ5の径方向において、コニカル部52を半分に切ったときの内周側の部位であり、同様に、コニカル部52の外周側の部位とは、ロータ5の径方向において、コニカル部52を半分に切ったときの外周側の部位とする。なお、コニカル部52の内周側の部位と、コニカル部52の外周側の部位は、いずれの範囲に限定されるものではない。
The thermal deformation allowing portion is a
以上のように、実施例1の構成によれば、内周側案内面P1に沿って流れる燃焼ガスにより、内筒バッフル部材42が加熱された場合であっても、内筒バッフル部材42の熱変形を、熱変形許容部として機能する薄肉部61において許容することができる。つまり、少なくともコニカル部52の一部を薄肉部61とすることで、コニカル部52を熱変形させ易くすることができる。このため、内筒バッフル部材42とサブバッフル部材44との接合部58に加わる応力を低減させることができ、内筒バッフル部材42に対するサブバッフル部材44の剥離を抑制することができる。よって、内筒バッフル部材42が熱変形しても、サブバッフル部材44の剥離を抑制できることから、高圧タービン31とバッフル41との隙間に、燃焼ガスが流入することを抑制することができる。
As described above, according to the configuration of the first embodiment, even when the inner
また、実施例1の構成によれば、コニカル部52及び内周部53を薄肉部61とすることで、コニカル部52及び内周部53を熱変形させ易くすることができる。
Moreover, according to the structure of Example 1, the
また、実施例1の構成によれば、コニカル部52の外周側の半部をテーパ部62とし、コニカル部52の内周側の半部を薄肉部61とすることができる。このため、外周部51の厚さと、コニカル部52の薄肉部61の厚さが異なる場合であっても、テーパ部62により、厚さを滑らかに連続させることができる。よって、コニカル部52において熱による応力が集中し易い部位を形成することがなく、応力の集中を抑制することができる。
Also, according to the configuration of the first embodiment, the outer half of the
なお、実施例1では、コニカル部52の外周側の半部をテーパ部62とし、コニカル部52の内周側の半部を薄肉部61としたが、この構成に限らず、少なくともコニカル部52の一部に薄肉部61が形成されていればよい。例えば、コニカル部52の全部を薄肉部61としてもよいし、内周部53に薄肉部61を設けなくてもよい。
In the first embodiment, the outer half of the
次に、図3を参照して、実施例2に係るタービン100について説明する。図3は、実施例2に係るタービンのバッフルを示す断面図である。なお、実施例2では、実施例1と重複する記載を避けるべく、実施例1と異なる部分についてのみ説明する。実施例2のバッフル41は、内筒バッフル部材42の内周部53の一部が段差部112となっている。以下、実施例2に係るタービン100のバッフル41について説明する。
Next, the
図3に示すように、実施例2に係るタービン100のバッフル41において、内筒バッフル部材42の内周部53の一部には、薄肉部61に比して厚肉となる段差部112が設けられている。段差部112は、内周部53の出力タービン32側の端部に設けられ、内周側に突出して形成されている。つまり、内周部53は、高圧タービン31側の端部が薄肉部61となっており、出力タービン32側の端部が段差部112となっている。
As shown in FIG. 3, in the
この段差部112には、サブバッフル部44の接合部58が接合されている。このため、内周部53の高圧タービン31側の端部において、内周部53とサブバッフル部44の接合部58とは離れている。
A joining
以上のように、実施例2の構成によれば、段差部112を薄肉部61に比して厚肉にすることができる。このため、薄肉部61において応力を分散させることができる一方で、段差部112において応力の集中を抑制することができる。このとき、段差部112にサブバッフル部材44が接合されていることから、段差部112とサブバッフル部材44との接合部58に応力が加わることを抑制できるため、段差部112とサブバッフル部材44との剥離をさらに抑制することができる。
As described above, according to the configuration of the second embodiment, the
次に、図4を参照して、実施例3に係るタービン120について説明する。図4は、実施例3に係るタービンのバッフルを示す断面図である。なお、実施例3では、実施例1及び2と重複する記載を避けるべく、実施例1及び2と異なる部分についてのみ説明する。実施例1及び2では、薄肉部61を、熱変形を許容する熱変形許容部として機能させていたが、実施例3では、コニカル部52の傾斜角を所定の角度とすることで、コニカル部52を熱変形許容部として機能させている。
Next, the
図4に示すように、実施例3に係るタービン120のバッフル41において、内筒バッフル部材42は、そのコニカル部52の傾斜角が所定の角度θに収まる角度となっている。具体的に、コニカル部52と外周部51との境界部を点Aとする。ここで、境界部は、コニカル部52と外周部51との接続部分であり、突起部54が設けられる部分である。次に、内周部53とサブバッフル部材44との接合部分における高圧タービン31側の端部を点Bとする。そして、点Aを通るロータ5の径方向の線を線L1とし、点Aと点Bとを結ぶ線を線L2とする。このとき、線L1と線L2とがなす角度を角度θとする。この角度θは、0°≦θ≦16°の範囲となっている。そして、線L1に対するコニカル部52の傾斜角は、角度θの範囲内となっている。
As shown in FIG. 4, in the
以上のように、実施例3の構成によれば、コニカル部52の傾斜角を、熱変形を許容可能な角度とすることができるため、コニカル部52の厚さを薄肉にすることなく、コニカル部52を熱変形させ易くすることができる。このため、コニカル部52の傾斜角を角度θの範囲内にするという簡易な構成で、熱変形許容部として機能させることができる。
As described above, according to the configuration of the third embodiment, since the inclination angle of the
また、実施例3の構成によれば、角度θを、0°≦θ≦16°の範囲とすることで、コニカル部52の傾斜角を最適な角度に収めることができるため、コニカル部52を、熱変形許容部としてより好適に機能させることができる。
Further, according to the configuration of the third embodiment, since the angle θ is in the range of 0 ° ≦ θ ≦ 16 °, the inclination angle of the
なお、実施例3では、実施例1及び2に記載した薄肉部61を、コニカル部52に設けてもよいし、設けなくてもよく、特に限定されない。
In the third embodiment, the
次に、図5を参照して、実施例4に係るタービン130について説明する。図5は、実施例4に係るタービンのバッフルを示す断面図である。なお、実施例4では、実施例1と重複する記載を避けるべく、実施例1と異なる部分についてのみ説明する。実施例1では、薄肉部61を、コニカル部52及び内周部53に設けていたが、実施例4では、薄肉部61を、外周部51、コニカル部52及び内周部53に設けている。以下、実施例4に係るタービン130のバッフル41について説明する。
Next, a
図5に示すように、実施例4に係るタービン130の内筒バッフル部材42において、薄肉部61は、外周部51と、コニカル部52と、内周部53とに設けられている。つまり、薄肉部61は、内周部53の出力タービン32側の端部から、コニカル部52を経て、外周部51の出力タービン32側の端部まで設けられている。具体的に、内周部53の出力タービン32側の端部とは、内周部53の出力タービン32側の端面P3である。また、外周部51の出力タービン32側の端部とは、端面P3を通るロータ5の径方向の線を線L3としたとき、外周部51と線L3とが交差する点Cから、外周部51の出力タービン32側の端面P4までの間の部位である。このとき、突起部54は、薄肉部61を設けてもよいし、薄肉部61を設けなくてもよい。
As shown in FIG. 5, in the inner
以上のように、実施例4の構成によれば、コニカル部52、内周部53及び外周部51を薄肉部61とすることで、内筒バッフル部材42自体を熱変形させ易くすることができる。このため、内筒バッフル部材42全体で、熱変形を許容できることから、熱応力を好適に分散させることができる。
As described above, according to the configuration of the fourth embodiment, the inner
次に、図6を参照して、実施例5に係るタービン140について説明する。図6は、実施例5に係るタービンのバッフルを示す断面図である。なお、実施例5では、実施例1と重複する記載を避けるべく、実施例1と異なる部分についてのみ説明する。実施例1では、コニカル部52に薄肉部61を設けたことで、薄肉部61を熱変形許容部として機能させたが、実施例5では、コニカル部52にダイヤフラム141を設けることで、ダイヤフラム141を熱変形許容部として機能させている。以下、実施例5に係るタービン140のバッフル41について説明する。
Next, a
図6に示すように、実施例5に係るタービン140の内筒バッフル部材42において、コニカル部52には、ダイヤフラム141が設けられている。ダイヤフラム141は、弾性を有し、内筒バッフル部材42の熱変形を吸収可能となっている。
As shown in FIG. 6, in the inner
以上のように、実施例5の構成によれば、コニカル部52にダイヤフラム141を設けることで、ダイヤフラム141によってコニカル部52を変形させ易くすることができる。
As described above, according to the configuration of the fifth embodiment, by providing the
1 ガスタービンエンジン
5 ロータ
10 圧縮機
11 インペラ
11a ディスク
11b ブレード
12 流路
14 圧縮機ケーシング
20 燃焼器
21 主圧力室
22 燃焼器室
23 燃料ノズル
24 燃焼器ケーシング
30 タービン
31 高圧タービン
32 出力タービン
33 高圧側タービンノズル
33a 高圧側インナーケーシング
33b 高圧側アウターケーシング
33c 高圧側タービン静翼
34 高圧側タービンディスク
34a ディスク
34b 高圧側タービン動翼
35 出力側タービンノズル
35a 出力側インナーケーシング
35b 出力側アウターケーシング
35c 出力側タービン静翼
36 出力側タービンディスク
36a ディスク
36b 出力側タービン動翼
37 高圧側シュラウド
38 出力側シュラウド
41 バッフル
42 内筒バッフル部材
43 外筒バッフル部材
44 サブバッフル部材
45 ガス流路
51 外周部
52 コニカル部
53 内周部
54 突起部
58 接合部
59 湾曲部
61 薄肉部
62 テーパ部
100 タービン(実施例2)
112 段差部
120 タービン(実施例3)
130 タービン(実施例4)
140 タービン(実施例5)
141 ダイヤフラム
P1 内周側案内面
P2 外周側案内面
P3 内周部の出力タービン側の端面
P4 外周部の出力タービン側の端面
D1 出力側インナーケーシングの厚さ
D2 コニカル部の厚さ
D3 内周部の厚さ
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Gas turbine engine 5
112 Stepped
130 Turbine (Example 4)
140 Turbine (Example 5)
141 Diaphragm P1 Inner peripheral side guide surface P2 Outer peripheral side guide surface P3 End surface on the output turbine side of the inner peripheral portion P4 End surface on the output turbine side of the outer peripheral portion D1 Thickness of the inner casing on the output side D2 Thickness of the conical portion D3 Inner peripheral portion Thickness of
Claims (10)
前記ガス流路は、内周側に設けられる内周側案内面と、前記内周側案内面の外周側に設けられると共に前記内周側案内面に対向する外周側案内面との間に形成され、
前記バッフルは、
軸方向において前記第1タービンに対向するコニカル部と、前記コニカル部の外周側の端部に連なると共に前記内周側案内面が形成される外周部と、前記コニカル部の内周側の端部に連なる内周部とを含む内筒バッフル部材と、
前記内筒バッフル部材の前記内周部に接合され、前記第1タービンと前記バッフルとの隙間を狭くするためのサブバッフル部材と、を有し、
前記内筒バッフル部材には、少なくとも前記コニカル部に、熱変形を許容する熱変形許容部が設けられていることを特徴とするタービン。 A first turbine; a second turbine; and a baffle that is provided between the first turbine and the second turbine and forms a gas flow path of a mainstream gas flowing from the first turbine to the second turbine. In the turbine,
The gas flow path is formed between an inner peripheral guide surface provided on the inner peripheral side and an outer peripheral guide surface provided on the outer peripheral side of the inner peripheral guide surface and facing the inner peripheral guide surface. And
The baffle is
A conical portion facing the first turbine in the axial direction, an outer peripheral portion connected to an outer peripheral end portion of the conical portion and forming the inner peripheral guide surface, and an inner peripheral end portion of the conical portion An inner cylinder baffle member including an inner peripheral portion connected to
A sub baffle member that is joined to the inner peripheral portion of the inner cylinder baffle member and narrows a gap between the first turbine and the baffle;
The turbine according to claim 1, wherein the inner cylinder baffle member is provided with a thermal deformation allowing portion that allows thermal deformation at least in the conical portion.
インナーケーシングと、アウターケーシングと、前記インナーケーシングと前記アウターケーシングとの間に設けられるタービン静翼とを含むタービンノズルを有し、
前記内筒バッフル部材は、前記インナーケーシングに連結されており、
前記熱変形許容部は、少なくとも前記コニカル部の一部が前記第2タービンの前記インナーケーシングの厚さに比して薄肉となる薄肉部を含むことを特徴とする請求項1に記載のタービン。 The second turbine is
Having a turbine nozzle including an inner casing, an outer casing, and a turbine vane provided between the inner casing and the outer casing;
The inner cylinder baffle member is connected to the inner casing,
2. The turbine according to claim 1, wherein the thermal deformation allowing portion includes a thin portion where at least a part of the conical portion is thinner than a thickness of the inner casing of the second turbine.
前記コニカル部の外周側の部位は、前記コニカル部の内周側の部位側へ向かって薄肉となるテーパ部となっていることを特徴とする請求項2に記載のタービン。 The thin portion is provided on the inner peripheral portion of the conical portion and the inner peripheral portion,
3. The turbine according to claim 2, wherein a portion on the outer peripheral side of the conical portion is a tapered portion that becomes thinner toward a portion on the inner peripheral side of the conical portion.
前記サブバッフル部材は、前記段差部に接合されていることを特徴とする請求項2から5のいずれか1項に記載のタービン。 At least a part of the inner peripheral portion is provided with a step portion that is thicker than the thin portion,
The turbine according to claim 2, wherein the sub baffle member is joined to the stepped portion.
前記熱変形許容部は、前記線L1に対する傾斜角が前記角度θの範囲内となる前記コニカル部であることを特徴とする請求項1から6のいずれか1項に記載のタービン。 In a cross section cut along the axial direction, a boundary portion between the conical portion and the outer peripheral portion is defined as a point A, and an end portion on the first turbine side at a joint portion between the inner peripheral portion and the sub baffle member is defined as a point. B, a radial line perpendicular to the axial direction passing through the point A is a line L1, a line connecting the point A and the point B is a line L2, and an angle formed by the line L1 and the line L2 is If the angle θ is
The turbine according to any one of claims 1 to 6, wherein the thermal deformation allowing portion is the conical portion having an inclination angle with respect to the line L1 within the range of the angle θ.
燃料を噴射すると共に、噴射された前記燃料と圧縮された前記空気とを混合させて燃焼させる燃焼器と、
前記燃料を燃焼させることで発生した前記主流ガスによって回転する、請求項1から9のいずれか1項に記載のタービンと、を備えることを特徴とするガスタービンエンジン。 A compressor for compressing the taken-in air;
A combustor that injects fuel and mixes and injects the injected fuel and the compressed air; and
A gas turbine engine comprising: the turbine according to any one of claims 1 to 9 that rotates by the mainstream gas generated by burning the fuel.
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Citations (4)
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---|---|---|---|---|
JPS62170734A (en) * | 1986-01-17 | 1987-07-27 | ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン | Transition duct sealing structure |
JPH11324612A (en) * | 1998-05-07 | 1999-11-26 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Liner structure of gas turbine |
US6179560B1 (en) * | 1998-12-16 | 2001-01-30 | United Technologies Corporation | Turbomachinery module with improved maintainability |
US20060045732A1 (en) * | 2004-08-27 | 2006-03-02 | Eric Durocher | Duct with integrated baffle |
-
2012
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Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS62170734A (en) * | 1986-01-17 | 1987-07-27 | ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン | Transition duct sealing structure |
JPH11324612A (en) * | 1998-05-07 | 1999-11-26 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Liner structure of gas turbine |
US6179560B1 (en) * | 1998-12-16 | 2001-01-30 | United Technologies Corporation | Turbomachinery module with improved maintainability |
US20060045732A1 (en) * | 2004-08-27 | 2006-03-02 | Eric Durocher | Duct with integrated baffle |
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