JP3310909B2 - ガスタービン静翼のシール装置 - Google Patents
ガスタービン静翼のシール装置Info
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン静翼の
シール装置に関し、シール用空気の静翼内への供給圧力
を高く保持すると共にもれ量も少くし、内側シュラウド
への供給を効率良く行うことができるような構造とした
ものである。
シール装置に関し、シール用空気の静翼内への供給圧力
を高く保持すると共にもれ量も少くし、内側シュラウド
への供給を効率良く行うことができるような構造とした
ものである。
【０００２】
【従来の技術】図９は従来のガスタービンの代表的な静
翼へのシール用空気供給系路を示す断面図である。図に
おいて、２１は動翼で２２はそのプラットフオーム、２
３はプラットフオーム下部のシール板、２４，２５はプ
ラットフオーム２２の両端部、２６は翼根部であり、こ
れら各部材からなる動翼２１はロータの周方向に複数枚
設けられている。
翼へのシール用空気供給系路を示す断面図である。図に
おいて、２１は動翼で２２はそのプラットフオーム、２
３はプラットフオーム下部のシール板、２４，２５はプ
ラットフオーム２２の両端部、２６は翼根部であり、こ
れら各部材からなる動翼２１はロータの周方向に複数枚
設けられている。
【０００３】３１は静翼であり、動翼２１と隣接して配
置されており、３２はその外側シュラウド、３３は内側
シュラウドである。３４，３５は内側シュラウドの両端
部、３６は内側シュラウド３２下部のキャビティ、３７
はシールボックスでその端部にラビリンスシール３７ａ
を有し、動翼側の翼根部２６の回転部分と摺動してい
る。３８はシールボックス３７に貫通して設けられ、キ
ャビティ３６と隣接する動翼２１の翼根部２６との空間
とを連通している。４０ａ，４０ｂはそれぞれ互いに隣
接するプラットフオーム２２と内側シュラウド３３との
間のシール部で、それぞれ端部２４と３４，２５と３５
間の隙間にシール部材を設けて構成している。
置されており、３２はその外側シュラウド、３３は内側
シュラウドである。３４，３５は内側シュラウドの両端
部、３６は内側シュラウド３２下部のキャビティ、３７
はシールボックスでその端部にラビリンスシール３７ａ
を有し、動翼側の翼根部２６の回転部分と摺動してい
る。３８はシールボックス３７に貫通して設けられ、キ
ャビティ３６と隣接する動翼２１の翼根部２６との空間
とを連通している。４０ａ，４０ｂはそれぞれ互いに隣
接するプラットフオーム２２と内側シュラウド３３との
間のシール部で、それぞれ端部２４と３４，２５と３５
間の隙間にシール部材を設けて構成している。
【０００４】５０は翼環であり、その内側には静翼３１
の外側シュラウド３２が遮熱環３２ａ，３２ｂを介して
固定されている。５１は翼環５０に設けられた空気穴
で、翼環５０と遮熱環３２ａ，３２ｂ及び外側シュラウ
ド３２とで形成される空間５３に連通し、先端は図示省
略の圧縮機からの空気供給源に接続している。５２はシ
ールチューブであり、外側シュラウド３２から静翼３１
内を通り、内側シュラウド３３を貫通して挿通されてい
る。
の外側シュラウド３２が遮熱環３２ａ，３２ｂを介して
固定されている。５１は翼環５０に設けられた空気穴
で、翼環５０と遮熱環３２ａ，３２ｂ及び外側シュラウ
ド３２とで形成される空間５３に連通し、先端は図示省
略の圧縮機からの空気供給源に接続している。５２はシ
ールチューブであり、外側シュラウド３２から静翼３１
内を通り、内側シュラウド３３を貫通して挿通されてい
る。
【０００５】上記のような構成において、圧縮機からの
冷却空気５４は翼環５０の空気穴５１から供給され、空
間５３内に流入し、一方ではシールチューブ５２を通っ
て内側シュラウド３３下部のキャビティ３６へ流入す
る。キャビティ３６からの冷却空気は空気穴３８から隣
接する前段の動翼２１の後側空間にＳ１で示すように吹
出し、更にラビリンスシール３７ａを通り後段の動翼２
１の前側空間にＳ２で示すように吹出し、それぞれＳ１
はシール部４０ａより、Ｓ２はシール部４０ｂより流出
し、燃焼ガスが静翼３１の内側シュラウド３３の内部に
侵入するのを防止している。
冷却空気５４は翼環５０の空気穴５１から供給され、空
間５３内に流入し、一方ではシールチューブ５２を通っ
て内側シュラウド３３下部のキャビティ３６へ流入す
る。キャビティ３６からの冷却空気は空気穴３８から隣
接する前段の動翼２１の後側空間にＳ１で示すように吹
出し、更にラビリンスシール３７ａを通り後段の動翼２
１の前側空間にＳ２で示すように吹出し、それぞれＳ１
はシール部４０ａより、Ｓ２はシール部４０ｂより流出
し、燃焼ガスが静翼３１の内側シュラウド３３の内部に
侵入するのを防止している。
【０００６】他方、空間５３に入った空気は外側シュラ
ウド３２の面を冷却すると共に、図示省略の静翼内の冷
却通路に入り、翼内部を冷却しながら後縁の孔より吹出
し、燃焼ガス通路に放出される。
ウド３２の面を冷却すると共に、図示省略の静翼内の冷
却通路に入り、翼内部を冷却しながら後縁の孔より吹出
し、燃焼ガス通路に放出される。
【０００７】上記に説明のシール構造において、翼環の
空気穴５１の径は２〜５０mm、シールチューブ５２の内
径は翼の厚さや、翼のそりの程度により大きくするには
限度がある。従って、流入する空気は圧損を受け、圧力
が低下するが、更に、これに加えて空間５３内に流入し
た冷却空気は外側シュラウド３２と遮熱環３２ａ，３２
ｂとの隙間からＳ３，Ｓ４で示すようにもれてしまう。
空気穴５１の径は２〜５０mm、シールチューブ５２の内
径は翼の厚さや、翼のそりの程度により大きくするには
限度がある。従って、流入する空気は圧損を受け、圧力
が低下するが、更に、これに加えて空間５３内に流入し
た冷却空気は外側シュラウド３２と遮熱環３２ａ，３２
ｂとの隙間からＳ３，Ｓ４で示すようにもれてしまう。
【０００８】上記のもれによる圧力状況の一例を示す
と、翼環５０の空気穴５１へ流入する冷却空気５４の圧
力が６kg/cm2程度であり、空間５３では圧損により約５
kg/cm2となり、キャビティ３６内は更に圧損を受けて
３．５kg/cm2に低下し、互いに隣接する動翼２１と静翼
３１との間の圧力３．５kg/cm2とほぼ同程度となり、シ
ール効果が減少してしまう。
と、翼環５０の空気穴５１へ流入する冷却空気５４の圧
力が６kg/cm2程度であり、空間５３では圧損により約５
kg/cm2となり、キャビティ３６内は更に圧損を受けて
３．５kg/cm2に低下し、互いに隣接する動翼２１と静翼
３１との間の圧力３．５kg/cm2とほぼ同程度となり、シ
ール効果が減少してしまう。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】前述の従来のガスター
ビン静翼のシール構造においては、翼環５０の空気穴５
１から冷却空気が供給され、翼環５０と外側シュラウド
３２との間の空間５３内に流入し、シールチューブ５２
から内側シュラウド３３下部のキャビティ３６内に流入
するが、前述のように外側シュラウド３２と遮熱環３２
ａ，３２ｂとの隙間からどんどんもれ出す。一方、シー
ルチューブ５２でも圧損を受け、内側シュラウドのキャ
ビティ３６に流入する時には圧力が低下してしまい、燃
焼ガスの圧力との差がなくなってシール空気として十分
な圧力を得ることが困難となる。
ビン静翼のシール構造においては、翼環５０の空気穴５
１から冷却空気が供給され、翼環５０と外側シュラウド
３２との間の空間５３内に流入し、シールチューブ５２
から内側シュラウド３３下部のキャビティ３６内に流入
するが、前述のように外側シュラウド３２と遮熱環３２
ａ，３２ｂとの隙間からどんどんもれ出す。一方、シー
ルチューブ５２でも圧損を受け、内側シュラウドのキャ
ビティ３６に流入する時には圧力が低下してしまい、燃
焼ガスの圧力との差がなくなってシール空気として十分
な圧力を得ることが困難となる。
【００１０】そこで本発明は、翼環から静翼内に供給す
るシール空気の供給系路に工夫をし、外側シュラウドか
らもれる空気量を少くすると共に内側シュラウドに十分
な圧力のシール空気を供給してシール効果を高めるガス
タービン静翼のシール装置を提供することを第１の課題
としている。
るシール空気の供給系路に工夫をし、外側シュラウドか
らもれる空気量を少くすると共に内側シュラウドに十分
な圧力のシール空気を供給してシール効果を高めるガス
タービン静翼のシール装置を提供することを第１の課題
としている。
【００１１】更に、第２の課題として、このような冷却
効果を高めたシール装置において、着脱可能な構造を採
用して組立時やメインテナンスに組立や取外しが容易と
なり、かつ簡単な構造でシール効果が得られるようなガ
スタービン静翼のシール装置を提供することにある。
効果を高めたシール装置において、着脱可能な構造を採
用して組立時やメインテナンスに組立や取外しが容易と
なり、かつ簡単な構造でシール効果が得られるようなガ
スタービン静翼のシール装置を提供することにある。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明は上記の第１の課
題、第２の課題を解決するために、それぞれ次の
（１），（２）の手段を提供する。
題、第２の課題を解決するために、それぞれ次の
（１），（２）の手段を提供する。
【００１３】（１）翼環に設けた空気穴から、同翼環と
遮熱環及び外側シュラウドで形成される空間を通り、同
空間から静翼内のシールチューブを通して内側シュラウ
ドに空気を導き、同内側シュラウドのキャビティ内を燃
焼ガス通路より高圧にして同内側シュラウド内をシール
するガスタービン静翼のシール装置において、前記翼環
の空気穴は前記シールチューブに連通して前記空間とは
独立した空気穴と、前記空間に連通する空気穴とがそれ
ぞれ別に設けられていることを特徴とするガスタービン
静翼のシール装置。
遮熱環及び外側シュラウドで形成される空間を通り、同
空間から静翼内のシールチューブを通して内側シュラウ
ドに空気を導き、同内側シュラウドのキャビティ内を燃
焼ガス通路より高圧にして同内側シュラウド内をシール
するガスタービン静翼のシール装置において、前記翼環
の空気穴は前記シールチューブに連通して前記空間とは
独立した空気穴と、前記空間に連通する空気穴とがそれ
ぞれ別に設けられていることを特徴とするガスタービン
静翼のシール装置。
【００１４】（２）上記（１）において、前記シールチ
ューブは同シールチューブに連通する翼環の空気穴と着
脱可能に接続していることを特徴とする請求項１記載の
ガスタービン静翼のシール装置。
ューブは同シールチューブに連通する翼環の空気穴と着
脱可能に接続していることを特徴とする請求項１記載の
ガスタービン静翼のシール装置。
【００１５】本発明の（１）においては、翼環と遮熱環
及び外側シュラウドで形成される空間にはこの空間と連
通する空気穴から空気が供給され、外側シュラウドの面
を冷却すると共に静翼内の冷却通路へ導かれ、翼内部を
冷却しながら翼後縁の孔より燃焼ガス通路へ放出され
る。
及び外側シュラウドで形成される空間にはこの空間と連
通する空気穴から空気が供給され、外側シュラウドの面
を冷却すると共に静翼内の冷却通路へ導かれ、翼内部を
冷却しながら翼後縁の孔より燃焼ガス通路へ放出され
る。
【００１６】他方、シールチューブにはこれに連通する
空気穴より空気が供給され、このシールチューブは空間
とは独立しているので、空間から外側シュラウドと遮熱
環接続部の隙間を通してもれる空気量には影響されず、
圧損をほとんど受けずに空気を内側シュラウドに供給す
ることができる。従って内側シュラウド内のキャビティ
を燃焼ガス通路の圧力よりも高く維持することができ、
シール効果を高めることができる。
空気穴より空気が供給され、このシールチューブは空間
とは独立しているので、空間から外側シュラウドと遮熱
環接続部の隙間を通してもれる空気量には影響されず、
圧損をほとんど受けずに空気を内側シュラウドに供給す
ることができる。従って内側シュラウド内のキャビティ
を燃焼ガス通路の圧力よりも高く維持することができ、
シール効果を高めることができる。
【００１７】本発明の（２）においては、シールチュー
ブの先端は空気穴と着脱可能に接続しているので静翼の
組立時やメインテナンス時には静翼に挿入されたシール
チューブの先端を空気穴に容易に挿入し、固定でき又、
取外しも容易となる。
ブの先端は空気穴と着脱可能に接続しているので静翼の
組立時やメインテナンス時には静翼に挿入されたシール
チューブの先端を空気穴に容易に挿入し、固定でき又、
取外しも容易となる。
【００１８】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の第１形態に
ついて図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明
の実施の一形態に係るガスタービン静翼のシール装置の
全体の断面図である。図において符号２１乃至２６で示
す動翼の構造、符号３１乃至３８で示す静翼の構造、及
び符号４０，５０，５１，５３で示す静翼と動翼の全体
構造については従来と同一機能を有するので説明は省略
し、そのまま引用して説明するが、本発明の特徴部分は
符号１乃至６で示す部分にあり、以下に詳しく説明す
る。
ついて図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明
の実施の一形態に係るガスタービン静翼のシール装置の
全体の断面図である。図において符号２１乃至２６で示
す動翼の構造、符号３１乃至３８で示す静翼の構造、及
び符号４０，５０，５１，５３で示す静翼と動翼の全体
構造については従来と同一機能を有するので説明は省略
し、そのまま引用して説明するが、本発明の特徴部分は
符号１乃至６で示す部分にあり、以下に詳しく説明す
る。
【００１９】図１において、１は空気穴で、翼環５０に
空気穴５１とは別に設けられ、空間５３に連通してい
る。２はシールチューブであり、外側シュラウド３２か
ら静翼３１内部を通り、内側シュラウド３３を貫通し、
キャビティ３６まで挿入されており、その先端にはシー
ルチューブ先端部３が空間５３内へ伸び、更に空気穴５
１内に挿入されている。
空気穴５１とは別に設けられ、空間５３に連通してい
る。２はシールチューブであり、外側シュラウド３２か
ら静翼３１内部を通り、内側シュラウド３３を貫通し、
キャビティ３６まで挿入されており、その先端にはシー
ルチューブ先端部３が空間５３内へ伸び、更に空気穴５
１内に挿入されている。
【００２０】４はシールチューブ２の先端部３の周囲に
固定されている突起部、５は翼環５０の空気穴５１の出
口側に設けられ、内径を拡大した係止部である。６はコ
イル状のバネであり、シールチューブ先端部３の周囲に
配設され、弾性力を付与した状態で一端が空気穴５１内
に入り込んで係止部５の段部に係止し、他端が突起部４
で押さえられ、その弾性力で突起部４を押圧し、シール
チューブ先端部３を固定している。
固定されている突起部、５は翼環５０の空気穴５１の出
口側に設けられ、内径を拡大した係止部である。６はコ
イル状のバネであり、シールチューブ先端部３の周囲に
配設され、弾性力を付与した状態で一端が空気穴５１内
に入り込んで係止部５の段部に係止し、他端が突起部４
で押さえられ、その弾性力で突起部４を押圧し、シール
チューブ先端部３を固定している。
【００２１】図２は静翼の組立時の状態を示す斜視図で
ある。図示のように静翼３１を組立てる時には、シール
チューブ２を翼環５０の空気穴５１に入れるために、シ
ールチューブ２、バネ６の取り付けられた外側シュラウ
ド３２に、シールチューブ２を空気穴５１に入れなが
ら、翼環５０をかぶせる。次に遮熱環３２ａ，３２ｂを
一つずつ周方向（Ｒ方向）から送り、外側シュラウド３
２を取り付ける。取り外しはその逆を行う。このように
組立てると、バネ６はその弾性力によりシールチューブ
先端部３の突起部４と空気穴５１の拡大した係止部５と
の間で伸長し、シールチューブ２を翼環５０に固定す
る。
ある。図示のように静翼３１を組立てる時には、シール
チューブ２を翼環５０の空気穴５１に入れるために、シ
ールチューブ２、バネ６の取り付けられた外側シュラウ
ド３２に、シールチューブ２を空気穴５１に入れなが
ら、翼環５０をかぶせる。次に遮熱環３２ａ，３２ｂを
一つずつ周方向（Ｒ方向）から送り、外側シュラウド３
２を取り付ける。取り外しはその逆を行う。このように
組立てると、バネ６はその弾性力によりシールチューブ
先端部３の突起部４と空気穴５１の拡大した係止部５と
の間で伸長し、シールチューブ２を翼環５０に固定す
る。
【００２２】図３はシールチューブ先端部３の空気穴５
１への取付状態を示す断面図であり、図示のように、シ
ールチューブ先端部３はわずかに空気穴５１内に入り込
み、その周囲にはバネ６が配設されている。バネ６はシ
ールチューブ２に設けられた突起部４と翼環５０の空気
穴５１内の拡大した内径の係止部５との間に弾性力を付
与した状態で挿入され、その弾性力でシールチューブ２
を翼環５０の空気穴へ挿入された状態で固定している。
１への取付状態を示す断面図であり、図示のように、シ
ールチューブ先端部３はわずかに空気穴５１内に入り込
み、その周囲にはバネ６が配設されている。バネ６はシ
ールチューブ２に設けられた突起部４と翼環５０の空気
穴５１内の拡大した内径の係止部５との間に弾性力を付
与した状態で挿入され、その弾性力でシールチューブ２
を翼環５０の空気穴へ挿入された状態で固定している。
【００２３】図４はシールチューブ先端部の空気穴への
取付状態の実施の第１形態における他の例を示す断面図
であり、シールチューブ２の先端には着脱可能なアダプ
タ７を挿入し、アダプタ７の先端が翼環５０の空気穴５
１内に挿入されている。アダプタ７には突起部８が設け
られ、この突起部８と空気穴５１に設けられた拡大した
係止部５との間にはバネ６が弾性力を付与した状態で挿
入され、その弾性力でシールチューブを固定する。この
ように図４に示す例ではアダプタ７を介してシールチュ
ーブ２を固定するようにしたものである。
取付状態の実施の第１形態における他の例を示す断面図
であり、シールチューブ２の先端には着脱可能なアダプ
タ７を挿入し、アダプタ７の先端が翼環５０の空気穴５
１内に挿入されている。アダプタ７には突起部８が設け
られ、この突起部８と空気穴５１に設けられた拡大した
係止部５との間にはバネ６が弾性力を付与した状態で挿
入され、その弾性力でシールチューブを固定する。この
ように図４に示す例ではアダプタ７を介してシールチュ
ーブ２を固定するようにしたものである。
【００２４】上記に説明の実施の第１形態に係るガスタ
ービン静翼のシール装置においては、圧縮機から抽気し
た冷却空気５４の一部は空気穴１から流入し、翼環５０
と外側シュラウド３２及び遮熱環３２ａ，３２ｂとで形
成される空間５３内に流入する。この空間５３に流入し
た空気は従来と同様に外側シュラウド３２の面を冷却す
ると共に、図示省略の静翼３１内の冷却通路に入り、翼
内部を冷却しながら後縁より吹出し、燃焼ガス通路へ放
出される。
ービン静翼のシール装置においては、圧縮機から抽気し
た冷却空気５４の一部は空気穴１から流入し、翼環５０
と外側シュラウド３２及び遮熱環３２ａ，３２ｂとで形
成される空間５３内に流入する。この空間５３に流入し
た空気は従来と同様に外側シュラウド３２の面を冷却す
ると共に、図示省略の静翼３１内の冷却通路に入り、翼
内部を冷却しながら後縁より吹出し、燃焼ガス通路へ放
出される。
【００２５】この空間５３内に入った空気の一部は外側
シュラウド３２と遮熱環３２ａ，３２ｂとの隙間からＳ
３，Ｓ４で示すように燃焼ガス通路にもれるが、シール
用の空気穴５１及びシールチューブ２の系路とは独立し
ているのでシール用空気の圧力には影響を及ぼさない。
シュラウド３２と遮熱環３２ａ，３２ｂとの隙間からＳ
３，Ｓ４で示すように燃焼ガス通路にもれるが、シール
用の空気穴５１及びシールチューブ２の系路とは独立し
ているのでシール用空気の圧力には影響を及ぼさない。
【００２６】一方、冷却空気５４は空気穴５１からシー
ルチューブ２に流入し、下部のキャビティ３６内に入
り、ここからシールボックス３７に設けられた空気穴３
８を通って図中Ｓ１で示すように隣接する動翼２１と静
翼３１間の空間に流出し、ここからシール部４０ａを通
って燃焼ガス通路へ流出する。
ルチューブ２に流入し、下部のキャビティ３６内に入
り、ここからシールボックス３７に設けられた空気穴３
８を通って図中Ｓ１で示すように隣接する動翼２１と静
翼３１間の空間に流出し、ここからシール部４０ａを通
って燃焼ガス通路へ流出する。
【００２７】又、キャビティ３６内の空気は空気穴３８
を通り、ラビリンスシール３７ａを通過して後流側の隣
接する動翼２１との空間に入り、シール部４０ｂを通っ
てＳ２で示すように、燃焼ガス通路へ流出する。このよ
うにシール部４０ａ，４０ｂからのシール用空気の流出
により燃焼ガス通路から高温燃焼ガスが静翼の内部へ侵
入するのを防止している。
を通り、ラビリンスシール３７ａを通過して後流側の隣
接する動翼２１との空間に入り、シール部４０ｂを通っ
てＳ２で示すように、燃焼ガス通路へ流出する。このよ
うにシール部４０ａ，４０ｂからのシール用空気の流出
により燃焼ガス通路から高温燃焼ガスが静翼の内部へ侵
入するのを防止している。
【００２８】上記に説明の空気の流路における圧力状態
の一例を示すと、冷却空気５４は６kg/cm2程度であり、
空気穴１及び５１に流入すると、空間５３内は空気穴１
からの流入で圧損を受け、従来と同様に約５kg/cm2であ
るが、空気穴５１から流入する空気は空間５３とは独立
しており、ほとんど圧損を受けることなくシールチュー
ブ２よりキャビティ３６内に流入し、キャビティ３６内
を約５kg/cm2を維持する。
の一例を示すと、冷却空気５４は６kg/cm2程度であり、
空気穴１及び５１に流入すると、空間５３内は空気穴１
からの流入で圧損を受け、従来と同様に約５kg/cm2であ
るが、空気穴５１から流入する空気は空間５３とは独立
しており、ほとんど圧損を受けることなくシールチュー
ブ２よりキャビティ３６内に流入し、キャビティ３６内
を約５kg/cm2を維持する。
【００２９】従来はキャビティ３６内はシールチューブ
５２から流入する空気が圧損を受けて約３．５kg/cm2に
低下してしまったが、本発明の実施の形態では５kg/cm2
と高い圧力を維持できる。このキャビティ３６内の高圧
力により前述のようにＳ１，Ｓ２で示すように空気がシ
ール部４０ａ，４０ｂから燃焼ガス通路へ流出し、燃焼
ガス通路は約３．５kg/cm2程度であるのでシール圧力が
高くなり、充分なシール効果を得ることができる。
５２から流入する空気が圧損を受けて約３．５kg/cm2に
低下してしまったが、本発明の実施の形態では５kg/cm2
と高い圧力を維持できる。このキャビティ３６内の高圧
力により前述のようにＳ１，Ｓ２で示すように空気がシ
ール部４０ａ，４０ｂから燃焼ガス通路へ流出し、燃焼
ガス通路は約３．５kg/cm2程度であるのでシール圧力が
高くなり、充分なシール効果を得ることができる。
【００３０】又、静翼の組立、取外し等においてもバネ
６を圧縮し、シールチューブ２の先端を翼環５０の空気
穴５１内にわずかに挿入し、バネ６を伸長させることで
簡単に固定することができ、又、図４に示す構造を採用
すれば、アダプタ７とバネ６の操作により取付、取外し
が容易となる。更に、このバネ６による固定方式ではシ
ールチューブ２が熱伸びにより伸長してもその伸びはバ
ネ６の弾性力に抗して空気穴５１内へ伸びることがで
き、その伸びを吸収することができる。
６を圧縮し、シールチューブ２の先端を翼環５０の空気
穴５１内にわずかに挿入し、バネ６を伸長させることで
簡単に固定することができ、又、図４に示す構造を採用
すれば、アダプタ７とバネ６の操作により取付、取外し
が容易となる。更に、このバネ６による固定方式ではシ
ールチューブ２が熱伸びにより伸長してもその伸びはバ
ネ６の弾性力に抗して空気穴５１内へ伸びることがで
き、その伸びを吸収することができる。
【００３１】図５乃至図８は本発明の実施の第２形態に
係わるガスタービン静翼のシール装置を示し、実施の第
１形態と異なる点は、じゃばら９を用いてシールチュー
ブ先端部３の翼環５０の空気穴５１への挿入部をシール
するところにある。その他の構成は実施の第１形態と同
じであるので説明は省略する。
係わるガスタービン静翼のシール装置を示し、実施の第
１形態と異なる点は、じゃばら９を用いてシールチュー
ブ先端部３の翼環５０の空気穴５１への挿入部をシール
するところにある。その他の構成は実施の第１形態と同
じであるので説明は省略する。
【００３２】図５は図３における構成にじゃばら９を設
け、シールチューブ先端部３をシールしている。じゃば
ら９の上端周囲は翼環５０の空気穴５１周囲にロー付け
等で固定し、下端はシールチューブ２周囲に同じくロー
付け等で固定してとりつける。図６は図４の構成にじゃ
ばら９を取付けたもので、じゃばら９の下端周囲はアダ
プタ７の周囲に固定する。その他は上記の図５と同じで
ある。又、図７は図５の構成においてバネ６と突起部４
をなくし、じゃばら９のみを同様に取り付けて、じゃば
ら９の伸縮によりバネ力に代えたものである。図８は図
６の構成において同様にじゃばら９のみでバネ力を付与
させたものである。
け、シールチューブ先端部３をシールしている。じゃば
ら９の上端周囲は翼環５０の空気穴５１周囲にロー付け
等で固定し、下端はシールチューブ２周囲に同じくロー
付け等で固定してとりつける。図６は図４の構成にじゃ
ばら９を取付けたもので、じゃばら９の下端周囲はアダ
プタ７の周囲に固定する。その他は上記の図５と同じで
ある。又、図７は図５の構成においてバネ６と突起部４
をなくし、じゃばら９のみを同様に取り付けて、じゃば
ら９の伸縮によりバネ力に代えたものである。図８は図
６の構成において同様にじゃばら９のみでバネ力を付与
させたものである。
【００３３】上記の図５乃至図８に示す実施の第２形態
においては、シールチューブ２へ供給するシール空気が
実施の第１形態のものよりもシールが完全になされるの
でシール効果が一層高まるものである。
においては、シールチューブ２へ供給するシール空気が
実施の第１形態のものよりもシールが完全になされるの
でシール効果が一層高まるものである。
【００３４】なお、本実施の形態において、じゃばら９
下端はロー付け等で固定する例で説明したが、固縛、あ
るいは弾性力等により締め付けて固定してもい。
下端はロー付け等で固定する例で説明したが、固縛、あ
るいは弾性力等により締め付けて固定してもい。
【００３５】
【発明の効果】本発明の（１）は、翼環に設けた空気穴
から、同翼環と遮熱環及び外側シュラウドで形成される
空間を通り、同空間から静翼内のシールチューブを通し
て内側シュラウドに空気を導き、同内側シュラウドのキ
ャビティ内を燃焼ガス通路より高圧にして同内側シュラ
ウド内をシールするガスタービン静翼のシール装置にお
いて、前記翼環の空気穴は前記シールチューブに連通し
て前記空間とは独立した空気穴と、前記空間に連通する
空気穴とがそれぞれ別に設けられていることを特徴とし
ている。このような構成により、内側シュラウド内のキ
ャビティに圧損を受けることなく空気を供給することが
できるのでキャビティ内を燃焼ガス通路の圧力よりも高
く維持することができ、シール効果を高めることができ
る。
から、同翼環と遮熱環及び外側シュラウドで形成される
空間を通り、同空間から静翼内のシールチューブを通し
て内側シュラウドに空気を導き、同内側シュラウドのキ
ャビティ内を燃焼ガス通路より高圧にして同内側シュラ
ウド内をシールするガスタービン静翼のシール装置にお
いて、前記翼環の空気穴は前記シールチューブに連通し
て前記空間とは独立した空気穴と、前記空間に連通する
空気穴とがそれぞれ別に設けられていることを特徴とし
ている。このような構成により、内側シュラウド内のキ
ャビティに圧損を受けることなく空気を供給することが
できるのでキャビティ内を燃焼ガス通路の圧力よりも高
く維持することができ、シール効果を高めることができ
る。
【００３６】本発明の（２）は、上記の（１）におい
て、前記シールチューブは同シールチューブに連通する
翼環の空気穴と着脱可能に接続していることを特徴とし
ている。このような構成により、静翼の組立時やメイン
テナンス時にはシールチューブの先端を翼環の空気穴へ
容易に挿入し、固定でき、又、取外しも容易となる。
て、前記シールチューブは同シールチューブに連通する
翼環の空気穴と着脱可能に接続していることを特徴とし
ている。このような構成により、静翼の組立時やメイン
テナンス時にはシールチューブの先端を翼環の空気穴へ
容易に挿入し、固定でき、又、取外しも容易となる。
【図１】本発明の実施の第１形態に係るガスタービン静
翼のシール装置の全体断面図である。
翼のシール装置の全体断面図である。
【図２】本発明の実施の第１形態に係るガスタービン静
翼のシール装置における組立状態を示す斜視図である。
翼のシール装置における組立状態を示す斜視図である。
【図３】本発明の実施の第１形態に係るガスタービン静
翼のシール装置のシールチューブ先端部の断面図であ
る。
翼のシール装置のシールチューブ先端部の断面図であ
る。
【図４】本発明の実施の第１形態に係るガスタービン静
翼のシール装置のシールチューブ先端部の他の例を示す
断面図である。
翼のシール装置のシールチューブ先端部の他の例を示す
断面図である。
【図５】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン静
翼のシール装置のシールチューブ先端部の断面図であ
る。
翼のシール装置のシールチューブ先端部の断面図であ
る。
【図６】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン静
翼のシール装置のシールチューブ先端部の他の例を示す
断面図である。
翼のシール装置のシールチューブ先端部の他の例を示す
断面図である。
【図７】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン静
翼のシール装置のシールチューブ先端部で、図５の応用
例を示す断面図である。
翼のシール装置のシールチューブ先端部で、図５の応用
例を示す断面図である。
【図８】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン静
翼のシール装置のシールチューブ先端部で、図６の応用
例を示す断面図である。
翼のシール装置のシールチューブ先端部で、図６の応用
例を示す断面図である。
【図９】従来のガスタービン静翼のシール構造の断面図
である。
である。
１，５１ 空気穴 ２ シールチューブ ３ シールチューブ先端部 ４，８ 突起部 ５ 係止部 ６ バネ ７ アダプタ ９ じゃばら ３１ 静翼 ３２ 外側シュラウド ３２ａ，３２ｂ 遮熱環 ３３ 内側シュラウド ５０ 翼環 ５３ 空間 ５４ 冷却空気
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平６−257405（ＪＰ，Ａ) 米国特許5488825（ＵＳ，Ａ) 米国特許3275294（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 11/04 F01D 9/02 F02C 7/18
Claims (2)
- 【請求項１】 翼環に設けた空気穴から、同翼環と遮熱
環及び外側シュラウドで形成される空間を通り、同空間
から静翼内のシールチューブを通して内側シュラウドに
空気を導き、同内側シュラウドのキャビティ内を燃焼ガ
ス通路より高圧にして同内側シュラウド内をシールする
ガスタービン静翼のシール装置において、前記翼環の空
気穴は前記シールチューブに連通して前記空間とは独立
した空気穴と、前記空間に連通する空気穴とがそれぞれ
別に設けられていることを特徴とするガスタービン静翼
のシール装置。 - 【請求項２】 前記シールチューブは同シールチューブ
に連通する翼環の空気穴と着脱可能に接続していること
を特徴とする請求項１記載のガスタービン静翼のシール
装置。
Priority Applications (6)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18226397A JP3310909B2 (ja) | 1997-07-08 | 1997-07-08 | ガスタービン静翼のシール装置 |
| US09/230,820 US6217279B1 (en) | 1997-06-19 | 1998-06-10 | Device for sealing gas turbine stator blades |
| CA002263508A CA2263508C (en) | 1997-06-19 | 1998-06-10 | Sealing device for gas turbine stator blades |
| EP98924566A EP0919700B1 (en) | 1997-06-19 | 1998-06-10 | Device for sealing gas turbine stator blades |
| PCT/JP1998/002565 WO1998058158A1 (fr) | 1997-06-19 | 1998-06-10 | Dispositif d'etancheite pour aubes de stator de turbine a gaz |
| DE69825959T DE69825959T2 (de) | 1997-06-19 | 1998-06-10 | Vorrichtung zum dichten der leitschaufeln von gasturbinen |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18226397A JP3310909B2 (ja) | 1997-07-08 | 1997-07-08 | ガスタービン静翼のシール装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1122413A JPH1122413A (ja) | 1999-01-26 |
| JP3310909B2 true JP3310909B2 (ja) | 2002-08-05 |
Family
ID=16115205
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18226397A Expired - Lifetime JP3310909B2 (ja) | 1997-06-19 | 1997-07-08 | ガスタービン静翼のシール装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3310909B2 (ja) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7007488B2 (en) * | 2004-07-06 | 2006-03-07 | General Electric Company | Modulated flow turbine nozzle |
| US7946801B2 (en) * | 2007-12-27 | 2011-05-24 | General Electric Company | Multi-source gas turbine cooling |
| JP4884410B2 (ja) * | 2008-03-04 | 2012-02-29 | 株式会社日立製作所 | 二軸ガスタービン |
| US8529200B2 (en) * | 2010-01-05 | 2013-09-10 | General Electric Company | Sealing and purging arrangement for a main bearing region |
| JP5571011B2 (ja) * | 2011-02-02 | 2014-08-13 | 三菱重工業株式会社 | タービン静翼の流体供給構造 |
| RU2536443C2 (ru) | 2011-07-01 | 2014-12-27 | Альстом Текнолоджи Лтд | Направляющая лопатка турбины |
| BR112014026814A2 (pt) | 2012-04-27 | 2018-11-27 | Gen Electric | vedação de metal de acanelamento com tubo integral e conjunto de vedação de acanelamento e tubo. |
| US9175565B2 (en) * | 2012-08-03 | 2015-11-03 | General Electric Company | Systems and apparatus relating to seals for turbine engines |
| US10513937B2 (en) * | 2015-08-21 | 2019-12-24 | Mitsubishi Heavy Industries Compressor Corporation | Steam turbine |
| US10619564B2 (en) | 2015-11-26 | 2020-04-14 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine and component-temperature adjustment method therefor |
| US10519873B2 (en) * | 2016-04-06 | 2019-12-31 | General Electric Company | Air bypass system for rotor shaft cooling |
| JP7085402B2 (ja) * | 2018-04-27 | 2022-06-16 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
-
1997
- 1997-07-08 JP JP18226397A patent/JP3310909B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH1122413A (ja) | 1999-01-26 |
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