JP3607331B2 - 軸流ガスタービン・エンジンのシール構造 - Google Patents
軸流ガスタービン・エンジンのシール構造 Download PDFInfo
- Publication number
- JP3607331B2 JP3607331B2 JP30857094A JP30857094A JP3607331B2 JP 3607331 B2 JP3607331 B2 JP 3607331B2 JP 30857094 A JP30857094 A JP 30857094A JP 30857094 A JP30857094 A JP 30857094A JP 3607331 B2 JP3607331 B2 JP 3607331B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- seal
- cooling
- segment
- extending
- supply
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、作動流体の環状流路を有するガスタービン・エンジンに関し、詳しくは、ガスタービン・エンジンの長手方向の軸線の回りに周方向に延びて作動流体をエンジンの流路に閉じ込める幾つかのシール・セグメントからなるシール構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
典型的な軸流ガスタービン・エンジンは、圧縮セクション、燃焼セクションおよびタービン・セクションを備えており、これらのセクションを通って軸方向に作動流体の環状流路が延在している。この作動流体の環状流路の回りには、作動流体を環状流路に閉じ込めてその環状流路に沿って流すためのステータ・アセンブリが延在している。
【０００３】
この環状流路に沿って作動流体が流れると、作動流体は圧縮セクションで圧縮され、燃焼セクションで燃料とともに燃焼されて、作動流体にエネルギーを与える。高温の圧縮された作動流体は、タービン・セクションで膨張して仕事を発生する。この仕事の大部分は、フリー・タービンを駆動するため又は航空機のスラスト（推力）を得るために使用される。
【０００４】
タービン・セクションで発生した仕事の残りの部分は、これらの目的には使用されず、作動流体自体の圧縮に使用される。この仕事をタービン・セクションから圧縮セクションに伝えるために、タービン・セクションと圧縮セクションの間にロータ・アセンブリが延在している。タービン・セクション内のロータ・アセンブリは、作動媒体の流路を横切って外側に延びる複数のロータ・ブレードを備えている。これらのロータ・ブレードは、作動流体から仕事を得るため及びロータ・アセンブリを回転軸の回りに駆動するために、進入する流れに対して傾いた翼型を有している。
【０００５】
また、作動流体を流路に閉じ込めるために、ロータ・ブレードは外側エアシールに囲まれている。典型的な外側エアシールは金属からなり、作動流体から外側エアシールへの熱伝達を禁止するためにセラミックの熱障壁材で被覆する場合もある。外側エアシールはステータ構造の一部であり、複数のアーチ形セグメントから形成されている。また、ステータ・アセンブリは、外側ケースと、この外側ケースから外側エアシールのセグメントを支持する構造とを備えている。これらの外側ケースおよび支持構造は、ロータ・ブレードの先端の及ばない所で作動流体の漏れを防止するために、外側エアシールのセグメントをロータ・ブレードに極めて接近させて配置させている。そのため、外側エアシールのセグメントは、高温の作動流体と緊密に接触して作動流体から熱を受け取り、セグメントの温度を許容範囲内に保つために冷却される。隣接するセグメントは、冷却およびパージのため及び外側エアシールを介して静的構造内に作動流体が漏れるのを防止するために、二次流れを必要とするセグメント間の間隙にだけ離間して配置されている。
【０００６】
冷却空気を使用することにより、外側エアシールを冷却しない場合よりも外側エアシールの運用寿命を伸ばすことができる。しかし、冷却空気を使用すると、エンジンの有効仕事の一部が圧縮機内の冷却空気の圧縮に使用されるためエンジンの作動効率が低下する。そのため、外側エアシールのような構成要素の運用寿命を満足なものにするために必要な冷却空気の量が減少すれば、スラストの供給又はフリー・タービンの駆動などの他の目的のために得られる仕事を増大させ、エンジンの総合効率を増大させることができる。
【０００７】
従って、冷却空気の必要量を最小にすることができ、外側エアシールの有効寿命を伸ばすのに必要な冷却を行うことができる外側エアシールを提供することが必要となる。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は、冷却空気の必要量を最小にできるとともに、外側エアシールの有効寿命を伸ばすのに必要な冷却を行うことができる外側エアシールを提供することを目的とする。また、本発明は、消費した冷却空気を使用してセグメント間の間隙のパージを行い、それによって二次冷却空気の必要量を減少させることを目的とする。さらに、本発明は、冷却空気と作動流体との混合を最小にする軌道でガスタービン・エンジンの作動流体にフィルム冷却空気を導入することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
本発明は、ガスタービン・エンジンの外側エアシールの冷却能力を向上させるものである。外側エアシールは多数のアーチ形シール・セグメントからなり、各々が１以上の内部冷却流路を備えている。各々のシール・セグメントは、シール面に対向し且つシール面から離間した供給面と、シール面から供給面まで延びる第１および第２の端面を備えている。各々の端面は、略平面の垂直面と、１００度乃至１４０度の開先角度で交差する略平面の傾斜面とを備え、供給面は第２の端面に隣接する多数の冷却オリフィスを備えている。第１の端面から第２の端面に向かって少なくとも一つの冷却流路が延びている。各々の冷却流路は、第１の端面を横切って第２の端面の手前まで延びており、少なくとも一つの冷却オリフィスを介して供給面に連通している。少なくとも一つの略平面の傾斜面から、多数の隔離台が突出し、これらの隔離台は略平面の傾斜面と一体に形成されている。
【００１０】
本発明の上記の特徴、他の特徴および利点は、以下の実施例および添付図面により明らかになるであろう。
【００１１】
【実施例】
以下、添付図面を参照して本発明の実施例を説明する。
【００１２】
図１は、回転軸１４を有し、本発明のシール構造１１を組み入れた軸流ガスタービン・エンジン１０の一部を示している。また、図１はエンジン１０の一段のタービン段１２の一部を示しており、回転軸１４の回りには、エンジンの作動流体である圧縮ガス用の環状の作動流体流路１３が配置している。タービン段１２は、軸方向上流に１つのステータ・アセンブリ１５と、軸方向下流に他のステータ・アセンブリ１６を有している。ステータ・アセンブリ１５および１６はエンジン１０の静的構造の一部であり、各々のステータ・アセンブリ１５、１６は外側ケース１７を有している。外側ケース１７は、作動流体流路１３の回りに周方向に延びている。
【００１３】
タービン段１２は、多数のロータ・ブレード１８（図１では１つのロータ・ブレードのみを示している）を備えている。ロータ・ブレード１８は、回転軸１４に対して径方向外側に延びており、作動流体流路１３を横切って外側ケース１７に極めて接近した位置まで延びている。また、回転軸１４の回りには、多数のアーチ形シール・セグメント１９（図１では１つのシール・セグメントのみを示している）からなる外側エアシール１１が延在して環状の作動流体流路１３の径方向の境界を形成しており、この外側エアシール１１によってロータ・ブレード１８の先端部が囲まれている。外側エアシール１１は、外側ケース１７から径方向内側に離間して配置し、これらの間に周方向に延びるキャビティ２０を形成している。キャビティ２０は図示しない冷却空気源に連通し、後述するように外側エアシール１１のシール・セグメント１９を冷却するように構成されている。各々のアーチ形シール・セグメント１９は、上流側取付フック２１および下流側取付フック２２を備え、それぞれ、外側ケース１７から径方向内側に延びる上流側支持体２３および下流側支持体２４と係合している。上流側支持体２３および下流側支持体２４は外側ケース１７に取り付けられ、ロータ・ブレード１８の回りで外側エアシール１１を支持および位置決めしている。上流側支持体および下流側支持体２３、２４の各々は、これらのたが強さ（ｈｏｏｐ ｓｔｒｅｎｇｔｈ）を減少させるために分割してもよい。
【００１４】
外側ケース１７の内側には第１の冷却空気流路２５が延びている。冷却空気流路２５は、外側ケース１７によって境界が定められ、作動流体流路１３の外側でエンジン内を通って外側エアシール１１と外側ケース１７の間のキャビティ２０内まで延びている。
【００１５】
外側エアシール１１の各々のシール・セグメント１９は、リーディング・エッジ２６とトレーリング・エッジ２７を有している。リーディング・エッジ２６は、隣接するステータ・アセンブリ１５から離間して配置し、これらの間に周方向に延びるキャビティ２８を形成している。キャビティ２８は、リーディング・エッジ領域の下方で軸方向および周方向に延びる第２の冷却空気流路を形成している。また、トレーリング・エッジ２７は、隣接するステータ・アセンブリ１６から離間して配置し、これらの間に環状キャビティ２９を形成している。この環状キャビティ２９は第３の冷却空気流路を形成している。
【００１６】
図２に示すように、各々のシール・セグメント１９は、回転軸１４および作動流体流路１３の回りで周方向に延びるアーチ形シール面３１を備えた金属ベース部３０を有している。また、各々のシール・セグメント１９は、ロータ・ブレード１８から径方向外側に離間して配置しており、ロータ・ブレード１８は、シール・セグメント１９を通り過ぎて第１の方向１００に回転する。金属ベース部３０は取付フック２１、２２と一体に形成されている。隣接するシール・セグメント１９は、互いに周方向に離間してこれらの間にセグメント間の間隙３２を形成し、シール・セグメント１９の熱膨張を許容している。セグメント間の間隙３２の大きさは、エンジン１０の動作条件に基づいて変動する。セグメント間の間隙３２は、シール面３１のフィルムスロット３３まで延びている。
【００１７】
周知のように、作動流体は極めて高温であるため、外側エアシール１１のシール・セグメント１９は作動流体から熱を吸収する。金属ベース部３０は作動流体の温度で比較的低いクリープ強度を有する材質で作られているので、金属ベース部３０の温度を作動流体の温度よりも十分に低い温度に維持するために、各々のシール・セグメント１９を冷却する必要がある。
【００１８】
図１に示すように、各々のロータ・ブレード１８は、回転軸１４に対して径方向外側にブレード先端部４８まで延びている。各々のロータ・ブレード１８のブレード先端部４８は、環状の外側エアシール１１から離間して配置しており、各々のシール・セグメント１９のシール面３１は、タービン・ブレード１８および作動流体流路１３に対向している。各々のシール・セグメント１９のシール面３１のブレード先端部４８の径方向外側にある部分は、摩耗性物質により被覆し、シール面３１の他の部分、即ちリーディング・エッジ２６およびトレーリング・エッジ２７の部分は、熱障壁材により被覆するのが好ましい。このような摩耗性物質および熱障壁材は周知の材質であり、その詳細な説明は省略する。
【００１９】
図２に示すように、シール面３１に対向し且つシール面３１から径方向外側に、シール面３１と平行にずれるように冷却液供給面４０が配置している。冷却液供給面４０には、多数の冷却空気入口オリフィス４１が形成されている。これらのオリフィス４１は、冷却空気の供給圧力およびシール・セグメント１９からの所望の熱伝達に基づいて、その中を通る冷却空気の流れを規制する大きさである。
【００２０】
図３および図４に示すように、各々のシール・セグメント１９のアーチ形シール面３１は、第１の端部５０と、その反対側の第２の端部５２を有する。アーチ形シール面３１は、図１に示すシール面３１と回転軸１４との間の距離５４と等しい曲率半径を有している。各々のシール・セグメント１９は、シール面３１の第１の端部５０に沿って延びる第１の端面５６と、第２の端部５２に沿って延びる第２の端面５８を有する。図５に示すように、第１および第２の端面５６、５８は、シール面３１から冷却液供給面４０まで延び、各々の端面５６、５８は、略平面の垂直面６０、６２と、略平面の傾斜面６４、６６とを有する。各々の端面５６、５８の垂直面６０、６２および傾斜面６４、６６は、１００度乃至１４０度の開先角度βで交差しており、各々の傾斜面６４、６６は、第１の方向１００に傾斜している。ここで、「第１の方向に傾斜し」の語は、傾斜面６４、６６の一方の上の所定の基準点６８について、その基準点６８から第１の方向（即ち、図５において左側）にある傾斜面６４、６６上の他の基準点７０が、シール面３１から基準点６８までの距離よりも短い距離だけシール面３１から離れていることを意味する。
【００２１】
図１を再び参照すると、各々のシール・セグメント１９は、第１の側面７２と第２の側面７４を有している。第１および第２の側面７２、７４は、それぞれシール面３１から冷却液供給面４０まで延び、図３に示すように第１の端面５６から第２の端面５８まで延びている。冷却液供給面４０とシール面３１との間には、第１の端面５６から第２の端面５８に向かってシール・セグメント１９の長手方向に多数の冷却流路４３が延びている。冷却流路４３は、シール面３１と、冷却液供給面４０と、側面７２、７４との間に配置されている。各々の冷却流路４３は、隣接する冷却流路４３から壁７６の分だけ離間して配置している。各々の冷却流路４３は第１の端面５６で交差し、第２の端面５８の手前まで延びている。各々の冷却流路４３は、少なくとも一つの冷却オリフィス４１を介して冷却液供給面４０に連通している。実施例では、多数の冷却流路を有するセグメントを示しているが、支柱の量および配置がシール面から冷却流路内の冷却空気への熱伝達を行うのに十分であり、ロータ・ブレード１８によってシール面３１が擦られても冷却流路がつぶれないようにシール面を支持するのに十分である限り、多数の支柱又は台を有する単一の広い流路でもよい。
【００２２】
図２乃至図４に示すように、各々の冷却オリフィス４１は第２の端面５８に隣接し、各々の冷却流路４３は少なくとも一つの流路出口７８を介して同一のシール・セグメント１９の第１の端面５６に連通している。従って、冷却オリフィス４１に入る冷却空気は、冷却流路４３内においてロータ・ブレード１８の回転方向１００（第１の方向１００）と反対の第２の方向１０２に流れなければならない。
【００２３】
各々のシール・セグメント１９の第２の端面５８は、同一のシール・セグメント１９の第１の端面５６内の流路出口７８の量と等しい冷却空気供給ポケット８０を有する。冷却空気供給ポケット８０は、冷却流路４３から流れる冷却空気を受け取って方向を変え、図５に示すように隣接するセグメント間の間隙３２に冷却空気が流れるように流路出口７８から流れる冷却空気を供給するために設けられている。従って、各々の冷却空気供給ポケット８０は、隣接するシール・セグメント１９の一つの冷却流路出口７８の一つに対して一直線に配置している。
【００２４】
各々のシール・セグメント１９の略平面傾斜面６６の少なくとも一つから、多数の隔離台８２が突出している。隔離台８２は、最小の流路面積が全てのエンジン動作条件中のセグメント間の間隙３２内に維持されることを保証するものである。隔離台８２は、略平面の傾斜面６６の一つと一体に形成され、隣接するシール・セグメント１９の一つの略平面の傾斜面６４の一つの方に延びている。本発明の隔離台８２は、第１の端面５８の傾斜面６４と一体に形成されるように示されているが、第１の端面５６の傾斜面６４と一体に形成してもよく、あるいは、隔離台８２の幾つかを第１の端面５６の傾斜面６４と一体に形成するとともに他の隔離台８２を第２の端面５８の傾斜面６６と一体に形成し、後者の隔離台８２を第１の端面５６の傾斜面６４の隔離台８２からずらすようにしてもよい。図４に示すように、各々のシール・セグメント１９の隔離台８２は、各々のシール・セグメント１９の第１の側面７２と第２の側面７４との間に一列に延びるように配置するのが好ましい。
【００２５】
図５に示すように、各々のシール・セグメント１９のシール面３１は、第１の端面５８の略平面傾斜面６６と連結する所で湾曲している。この湾曲部８４により、第２の端面５８の略平面傾斜面６６と、同一のシール・セグメント１９のシール面３１との間の変化が円滑になる。この湾曲部８４の半径は重要ではないが、あるエンジン動作条件中にブレード１８が各々のシール・セグメント１９のシール面３１を適当に擦り込むようになっている。シール面３１の第２の端部５２が湾曲していないとすれば、シール・セグメント１９の先端部８６（ここでシール面３１の第２の端部５２が第２の端面５８と出会う）が、シール面３１の第２の端部５２におけるシール・セグメント１９の小さい断面積のために折れる可能性がある。
【００２６】
各々のシール・セグメント１９の略平面垂直面６０、６２の各々は、第１の側面７２と第２の側面７４との間にチャネル８８、９０を有する。図５に示すように、各々のシール・セグメント１９のチャネル８８、９０は、その冷却液供給面４０と略平行である。（図３および図４はシール・セグメント１９の他の特徴を説明するためのものであるので、説明を簡単にするためにこれらの図からチャネルを省略している。）各々のチャネル８８、９０は、隣接するシール・セグメント１９の一つのシール・セグメントのチャネル８８、９０の一つに対向し且つそれから離間して配置している。対向するチャネル８８、９０の各々の間にはセグメント間のフェザーシール９２が延びて、冷却液供給面４０とセグメント間の間隙３２との間で冷却空気が直接流れるのを防止している。
【００２７】
動作中において、キャビティ２０からの冷却空気は、シール・セグメント１９の供給面に配置された流量調整オリフィス（ジェット）４１を介して、本発明の冷却空気流路４３に流れ込む。次に、冷却空気は、冷却空気流路４３内をロータ・ブレード１８の回転方向１００と反対の方向１０２に流れて壁７６を冷却し、シール・セグメント１９のシール面３１からの熱を吸収する。次に、消費された冷却空気は、流路出口７８の一つを介して冷却空気流路４３から出て、一列に並んだ冷却空気供給ポケット８０内に集まる。
【００２８】
次に、冷却空気は、セグメント間の間隙３２内に流れ込み、隔離台８２を通り過ぎて、シール面３１のフィルム冷却を行う。フィルムはロータ・ブレード１８の回転方向１００に移動して、第１の端面５６に隣接するシール面３１を冷却する。シール・セグメント１９の第２の端面５８に隣接する冷却空気流路４３に冷却空気を導入し、ロータ・ブレード１８の回転方向と反対の方向１０２に冷却空気を流すことにより、シール面３１の第１の端面５６から離れた部分（即ち、シール面３１のフィルム冷却によって冷却および保護される部分）を冷却するために冷却空気が使用される。このようにして、第１の端面５６から離れたシール面３１は、冷却空気への熱伝導により、最も低い温度に冷却され、冷却空気と第１の端面５６に隣接するシール面３１との間に起こる場合よりも、より高い熱伝達率を生ずる。シール・セグメント１９の第１の端面５６に隣接する消費された冷却空気のフィルムによってシール面が冷却および保護されるので、第１の端面５６に隣接する低い熱伝達率も許容できる。
【００２９】
本発明のブレードの外側エアシール１１は、セグメント間の間隙３２を使用してフィルムスロット３３を作り、このフィルムスロット３３によりセグメント間の間隙３２内への作動流体の侵入を防ぎ、追加のパージエアの必要性を除去することができる。本発明では、セグメント間の間隙３２をパージするために消費した対流冷却空気を使用し、ブレードの外側エアシール１１の追加のフィルム冷却を提供するために冷却空気フィルムとしてフィルムスロット３３を介して接線方向に冷却空気を放出する。セグメント間の間隙３２をブレードの回転方向１００に傾斜させることにより、ブレード先端部４８の吸入側からの「弾頭波」が、シール・セグメント１９のシール面３１を横切ってフィルムを広げるのを助ける。遠心グラスホフ効果（ｃｅｎｔｒｉｆｕｇａｌ Ｇｒａｓｈｏｆ ｅｆｆｅｃｔ）によって、より高密度の冷却フィルムの境界層の取付が向上し、冷却空気フィルムの注入方向とブレード・ワイピングを組み合わせた効果から、速い接線速度が生ずる。その結果、シール面３１はより冷たい境界層に従い、この浮力効果によって作動流体流路との混合が弱められる。図２に示すように、各々のシール・セグメント１９のシール面３１の周囲の長さ１０４は、エンジン１０の作動流体によってブレードの外側エアシール１１の下流に押しやられる前にセグメント間の間隙３２から放出された冷却空気フィルムおよびフィルムスロット３３がシール・セグメント１９の第１の端面５６からそのシール・セグメント１９のシール面３１の第２の端面５８まで移動するように、選択されるのが好ましい。フィルムスロット３３の形状は、エンジン１０の作動流体によって侵入しないようにセグメント間のフェザーシール９２を保護している。熱膨張又はブレードの摩耗によりセグメント間の間隙３２が閉じられた場合でも冷却空気供給ポケット８０によって対流空気供給の封鎖が防止されるので、本発明のシール・セグメント１９の周囲の許容誤差は従来のものよりも重要ではなくなる。
【００３０】
【発明の効果】
上述したような本発明の軸流ガスタービン・エンジンのシール構造によれば、冷却空気の必要量を最小にできるとともに、外側エアシールの有効寿命を伸ばすのに必要な冷却を行うことができる。また、消費した冷却空気を使用してセグメント間の間隙のパージを行い、それによって二次冷却空気の必要量を減少させることができる。さらに、冷却空気と作動流体との混合を最小にする軌道でガスタービン・エンジンの作動流体にフィルム冷却空気を導入することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のシール構造を組み入れたガスタービン・エンジンの一部の断面図。
【図２】図１の本発明のシール構造のアーチ形セグメントの２−２線断面図。
【図３】冷却流路および隔離台を仮想線で示した本発明のセグメントの一つのシール面の平面図。
【図４】取付フックおよびフェザーシール・チャネルを除去した本発明のセグメントの一つの供給面の平面図。
【図５】図２の５−５線拡大断面図。
【符号の説明】
１０…軸流ガスタービン・エンジン
１１…外側エアシール
１２…タービン段
１３…作動流体流路
１４…回転軸
１５、１６…ステータ・アセンブリ
１７…外側ケース
１８…ロータ・ブレード
１９…シール・セグメント
２０…キャビティ
２１…上流側取付フック
２２…下流側取付フック
２３…上流側支持体
２４…下流側支持体
２５…第１の冷却空気流路
２６…リーディング・エッジ
２７…トレーリング・エッジ
２８…キャビティ（第２の冷却空気流路）
２９…環状キャビティ（第３の冷却空気流路）
３０…金属ベース部
３１…シール面
３２…セグメント間の間隙
３３…フィルムスロット
４０…冷却液供給面
４１…流量調整オリフィス（ジェット）
４３…冷却流路
４８…ブレード先端部
５０…第１の端部
５２…第２の端部
５６…第１の端面
５８…第２の端面
６０、６２…略平面の垂直面
６４、６６…略平面の傾斜面
６８、７０…基準点
７２…第１の側面
７４…第２の側面
７６…壁
７８…流路出口
８０…冷却空気供給ポケット
８２…隔離台
８４…湾曲部
８６…先端部
８８、９０…チャネル
９２…フェザーシール
【産業上の利用分野】
本発明は、作動流体の環状流路を有するガスタービン・エンジンに関し、詳しくは、ガスタービン・エンジンの長手方向の軸線の回りに周方向に延びて作動流体をエンジンの流路に閉じ込める幾つかのシール・セグメントからなるシール構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
典型的な軸流ガスタービン・エンジンは、圧縮セクション、燃焼セクションおよびタービン・セクションを備えており、これらのセクションを通って軸方向に作動流体の環状流路が延在している。この作動流体の環状流路の回りには、作動流体を環状流路に閉じ込めてその環状流路に沿って流すためのステータ・アセンブリが延在している。
【０００３】
この環状流路に沿って作動流体が流れると、作動流体は圧縮セクションで圧縮され、燃焼セクションで燃料とともに燃焼されて、作動流体にエネルギーを与える。高温の圧縮された作動流体は、タービン・セクションで膨張して仕事を発生する。この仕事の大部分は、フリー・タービンを駆動するため又は航空機のスラスト（推力）を得るために使用される。
【０００４】
タービン・セクションで発生した仕事の残りの部分は、これらの目的には使用されず、作動流体自体の圧縮に使用される。この仕事をタービン・セクションから圧縮セクションに伝えるために、タービン・セクションと圧縮セクションの間にロータ・アセンブリが延在している。タービン・セクション内のロータ・アセンブリは、作動媒体の流路を横切って外側に延びる複数のロータ・ブレードを備えている。これらのロータ・ブレードは、作動流体から仕事を得るため及びロータ・アセンブリを回転軸の回りに駆動するために、進入する流れに対して傾いた翼型を有している。
【０００５】
また、作動流体を流路に閉じ込めるために、ロータ・ブレードは外側エアシールに囲まれている。典型的な外側エアシールは金属からなり、作動流体から外側エアシールへの熱伝達を禁止するためにセラミックの熱障壁材で被覆する場合もある。外側エアシールはステータ構造の一部であり、複数のアーチ形セグメントから形成されている。また、ステータ・アセンブリは、外側ケースと、この外側ケースから外側エアシールのセグメントを支持する構造とを備えている。これらの外側ケースおよび支持構造は、ロータ・ブレードの先端の及ばない所で作動流体の漏れを防止するために、外側エアシールのセグメントをロータ・ブレードに極めて接近させて配置させている。そのため、外側エアシールのセグメントは、高温の作動流体と緊密に接触して作動流体から熱を受け取り、セグメントの温度を許容範囲内に保つために冷却される。隣接するセグメントは、冷却およびパージのため及び外側エアシールを介して静的構造内に作動流体が漏れるのを防止するために、二次流れを必要とするセグメント間の間隙にだけ離間して配置されている。
【０００６】
冷却空気を使用することにより、外側エアシールを冷却しない場合よりも外側エアシールの運用寿命を伸ばすことができる。しかし、冷却空気を使用すると、エンジンの有効仕事の一部が圧縮機内の冷却空気の圧縮に使用されるためエンジンの作動効率が低下する。そのため、外側エアシールのような構成要素の運用寿命を満足なものにするために必要な冷却空気の量が減少すれば、スラストの供給又はフリー・タービンの駆動などの他の目的のために得られる仕事を増大させ、エンジンの総合効率を増大させることができる。
【０００７】
従って、冷却空気の必要量を最小にすることができ、外側エアシールの有効寿命を伸ばすのに必要な冷却を行うことができる外側エアシールを提供することが必要となる。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は、冷却空気の必要量を最小にできるとともに、外側エアシールの有効寿命を伸ばすのに必要な冷却を行うことができる外側エアシールを提供することを目的とする。また、本発明は、消費した冷却空気を使用してセグメント間の間隙のパージを行い、それによって二次冷却空気の必要量を減少させることを目的とする。さらに、本発明は、冷却空気と作動流体との混合を最小にする軌道でガスタービン・エンジンの作動流体にフィルム冷却空気を導入することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
本発明は、ガスタービン・エンジンの外側エアシールの冷却能力を向上させるものである。外側エアシールは多数のアーチ形シール・セグメントからなり、各々が１以上の内部冷却流路を備えている。各々のシール・セグメントは、シール面に対向し且つシール面から離間した供給面と、シール面から供給面まで延びる第１および第２の端面を備えている。各々の端面は、略平面の垂直面と、１００度乃至１４０度の開先角度で交差する略平面の傾斜面とを備え、供給面は第２の端面に隣接する多数の冷却オリフィスを備えている。第１の端面から第２の端面に向かって少なくとも一つの冷却流路が延びている。各々の冷却流路は、第１の端面を横切って第２の端面の手前まで延びており、少なくとも一つの冷却オリフィスを介して供給面に連通している。少なくとも一つの略平面の傾斜面から、多数の隔離台が突出し、これらの隔離台は略平面の傾斜面と一体に形成されている。
【００１０】
本発明の上記の特徴、他の特徴および利点は、以下の実施例および添付図面により明らかになるであろう。
【００１１】
【実施例】
以下、添付図面を参照して本発明の実施例を説明する。
【００１２】
図１は、回転軸１４を有し、本発明のシール構造１１を組み入れた軸流ガスタービン・エンジン１０の一部を示している。また、図１はエンジン１０の一段のタービン段１２の一部を示しており、回転軸１４の回りには、エンジンの作動流体である圧縮ガス用の環状の作動流体流路１３が配置している。タービン段１２は、軸方向上流に１つのステータ・アセンブリ１５と、軸方向下流に他のステータ・アセンブリ１６を有している。ステータ・アセンブリ１５および１６はエンジン１０の静的構造の一部であり、各々のステータ・アセンブリ１５、１６は外側ケース１７を有している。外側ケース１７は、作動流体流路１３の回りに周方向に延びている。
【００１３】
タービン段１２は、多数のロータ・ブレード１８（図１では１つのロータ・ブレードのみを示している）を備えている。ロータ・ブレード１８は、回転軸１４に対して径方向外側に延びており、作動流体流路１３を横切って外側ケース１７に極めて接近した位置まで延びている。また、回転軸１４の回りには、多数のアーチ形シール・セグメント１９（図１では１つのシール・セグメントのみを示している）からなる外側エアシール１１が延在して環状の作動流体流路１３の径方向の境界を形成しており、この外側エアシール１１によってロータ・ブレード１８の先端部が囲まれている。外側エアシール１１は、外側ケース１７から径方向内側に離間して配置し、これらの間に周方向に延びるキャビティ２０を形成している。キャビティ２０は図示しない冷却空気源に連通し、後述するように外側エアシール１１のシール・セグメント１９を冷却するように構成されている。各々のアーチ形シール・セグメント１９は、上流側取付フック２１および下流側取付フック２２を備え、それぞれ、外側ケース１７から径方向内側に延びる上流側支持体２３および下流側支持体２４と係合している。上流側支持体２３および下流側支持体２４は外側ケース１７に取り付けられ、ロータ・ブレード１８の回りで外側エアシール１１を支持および位置決めしている。上流側支持体および下流側支持体２３、２４の各々は、これらのたが強さ（ｈｏｏｐ ｓｔｒｅｎｇｔｈ）を減少させるために分割してもよい。
【００１４】
外側ケース１７の内側には第１の冷却空気流路２５が延びている。冷却空気流路２５は、外側ケース１７によって境界が定められ、作動流体流路１３の外側でエンジン内を通って外側エアシール１１と外側ケース１７の間のキャビティ２０内まで延びている。
【００１５】
外側エアシール１１の各々のシール・セグメント１９は、リーディング・エッジ２６とトレーリング・エッジ２７を有している。リーディング・エッジ２６は、隣接するステータ・アセンブリ１５から離間して配置し、これらの間に周方向に延びるキャビティ２８を形成している。キャビティ２８は、リーディング・エッジ領域の下方で軸方向および周方向に延びる第２の冷却空気流路を形成している。また、トレーリング・エッジ２７は、隣接するステータ・アセンブリ１６から離間して配置し、これらの間に環状キャビティ２９を形成している。この環状キャビティ２９は第３の冷却空気流路を形成している。
【００１６】
図２に示すように、各々のシール・セグメント１９は、回転軸１４および作動流体流路１３の回りで周方向に延びるアーチ形シール面３１を備えた金属ベース部３０を有している。また、各々のシール・セグメント１９は、ロータ・ブレード１８から径方向外側に離間して配置しており、ロータ・ブレード１８は、シール・セグメント１９を通り過ぎて第１の方向１００に回転する。金属ベース部３０は取付フック２１、２２と一体に形成されている。隣接するシール・セグメント１９は、互いに周方向に離間してこれらの間にセグメント間の間隙３２を形成し、シール・セグメント１９の熱膨張を許容している。セグメント間の間隙３２の大きさは、エンジン１０の動作条件に基づいて変動する。セグメント間の間隙３２は、シール面３１のフィルムスロット３３まで延びている。
【００１７】
周知のように、作動流体は極めて高温であるため、外側エアシール１１のシール・セグメント１９は作動流体から熱を吸収する。金属ベース部３０は作動流体の温度で比較的低いクリープ強度を有する材質で作られているので、金属ベース部３０の温度を作動流体の温度よりも十分に低い温度に維持するために、各々のシール・セグメント１９を冷却する必要がある。
【００１８】
図１に示すように、各々のロータ・ブレード１８は、回転軸１４に対して径方向外側にブレード先端部４８まで延びている。各々のロータ・ブレード１８のブレード先端部４８は、環状の外側エアシール１１から離間して配置しており、各々のシール・セグメント１９のシール面３１は、タービン・ブレード１８および作動流体流路１３に対向している。各々のシール・セグメント１９のシール面３１のブレード先端部４８の径方向外側にある部分は、摩耗性物質により被覆し、シール面３１の他の部分、即ちリーディング・エッジ２６およびトレーリング・エッジ２７の部分は、熱障壁材により被覆するのが好ましい。このような摩耗性物質および熱障壁材は周知の材質であり、その詳細な説明は省略する。
【００１９】
図２に示すように、シール面３１に対向し且つシール面３１から径方向外側に、シール面３１と平行にずれるように冷却液供給面４０が配置している。冷却液供給面４０には、多数の冷却空気入口オリフィス４１が形成されている。これらのオリフィス４１は、冷却空気の供給圧力およびシール・セグメント１９からの所望の熱伝達に基づいて、その中を通る冷却空気の流れを規制する大きさである。
【００２０】
図３および図４に示すように、各々のシール・セグメント１９のアーチ形シール面３１は、第１の端部５０と、その反対側の第２の端部５２を有する。アーチ形シール面３１は、図１に示すシール面３１と回転軸１４との間の距離５４と等しい曲率半径を有している。各々のシール・セグメント１９は、シール面３１の第１の端部５０に沿って延びる第１の端面５６と、第２の端部５２に沿って延びる第２の端面５８を有する。図５に示すように、第１および第２の端面５６、５８は、シール面３１から冷却液供給面４０まで延び、各々の端面５６、５８は、略平面の垂直面６０、６２と、略平面の傾斜面６４、６６とを有する。各々の端面５６、５８の垂直面６０、６２および傾斜面６４、６６は、１００度乃至１４０度の開先角度βで交差しており、各々の傾斜面６４、６６は、第１の方向１００に傾斜している。ここで、「第１の方向に傾斜し」の語は、傾斜面６４、６６の一方の上の所定の基準点６８について、その基準点６８から第１の方向（即ち、図５において左側）にある傾斜面６４、６６上の他の基準点７０が、シール面３１から基準点６８までの距離よりも短い距離だけシール面３１から離れていることを意味する。
【００２１】
図１を再び参照すると、各々のシール・セグメント１９は、第１の側面７２と第２の側面７４を有している。第１および第２の側面７２、７４は、それぞれシール面３１から冷却液供給面４０まで延び、図３に示すように第１の端面５６から第２の端面５８まで延びている。冷却液供給面４０とシール面３１との間には、第１の端面５６から第２の端面５８に向かってシール・セグメント１９の長手方向に多数の冷却流路４３が延びている。冷却流路４３は、シール面３１と、冷却液供給面４０と、側面７２、７４との間に配置されている。各々の冷却流路４３は、隣接する冷却流路４３から壁７６の分だけ離間して配置している。各々の冷却流路４３は第１の端面５６で交差し、第２の端面５８の手前まで延びている。各々の冷却流路４３は、少なくとも一つの冷却オリフィス４１を介して冷却液供給面４０に連通している。実施例では、多数の冷却流路を有するセグメントを示しているが、支柱の量および配置がシール面から冷却流路内の冷却空気への熱伝達を行うのに十分であり、ロータ・ブレード１８によってシール面３１が擦られても冷却流路がつぶれないようにシール面を支持するのに十分である限り、多数の支柱又は台を有する単一の広い流路でもよい。
【００２２】
図２乃至図４に示すように、各々の冷却オリフィス４１は第２の端面５８に隣接し、各々の冷却流路４３は少なくとも一つの流路出口７８を介して同一のシール・セグメント１９の第１の端面５６に連通している。従って、冷却オリフィス４１に入る冷却空気は、冷却流路４３内においてロータ・ブレード１８の回転方向１００（第１の方向１００）と反対の第２の方向１０２に流れなければならない。
【００２３】
各々のシール・セグメント１９の第２の端面５８は、同一のシール・セグメント１９の第１の端面５６内の流路出口７８の量と等しい冷却空気供給ポケット８０を有する。冷却空気供給ポケット８０は、冷却流路４３から流れる冷却空気を受け取って方向を変え、図５に示すように隣接するセグメント間の間隙３２に冷却空気が流れるように流路出口７８から流れる冷却空気を供給するために設けられている。従って、各々の冷却空気供給ポケット８０は、隣接するシール・セグメント１９の一つの冷却流路出口７８の一つに対して一直線に配置している。
【００２４】
各々のシール・セグメント１９の略平面傾斜面６６の少なくとも一つから、多数の隔離台８２が突出している。隔離台８２は、最小の流路面積が全てのエンジン動作条件中のセグメント間の間隙３２内に維持されることを保証するものである。隔離台８２は、略平面の傾斜面６６の一つと一体に形成され、隣接するシール・セグメント１９の一つの略平面の傾斜面６４の一つの方に延びている。本発明の隔離台８２は、第１の端面５８の傾斜面６４と一体に形成されるように示されているが、第１の端面５６の傾斜面６４と一体に形成してもよく、あるいは、隔離台８２の幾つかを第１の端面５６の傾斜面６４と一体に形成するとともに他の隔離台８２を第２の端面５８の傾斜面６６と一体に形成し、後者の隔離台８２を第１の端面５６の傾斜面６４の隔離台８２からずらすようにしてもよい。図４に示すように、各々のシール・セグメント１９の隔離台８２は、各々のシール・セグメント１９の第１の側面７２と第２の側面７４との間に一列に延びるように配置するのが好ましい。
【００２５】
図５に示すように、各々のシール・セグメント１９のシール面３１は、第１の端面５８の略平面傾斜面６６と連結する所で湾曲している。この湾曲部８４により、第２の端面５８の略平面傾斜面６６と、同一のシール・セグメント１９のシール面３１との間の変化が円滑になる。この湾曲部８４の半径は重要ではないが、あるエンジン動作条件中にブレード１８が各々のシール・セグメント１９のシール面３１を適当に擦り込むようになっている。シール面３１の第２の端部５２が湾曲していないとすれば、シール・セグメント１９の先端部８６（ここでシール面３１の第２の端部５２が第２の端面５８と出会う）が、シール面３１の第２の端部５２におけるシール・セグメント１９の小さい断面積のために折れる可能性がある。
【００２６】
各々のシール・セグメント１９の略平面垂直面６０、６２の各々は、第１の側面７２と第２の側面７４との間にチャネル８８、９０を有する。図５に示すように、各々のシール・セグメント１９のチャネル８８、９０は、その冷却液供給面４０と略平行である。（図３および図４はシール・セグメント１９の他の特徴を説明するためのものであるので、説明を簡単にするためにこれらの図からチャネルを省略している。）各々のチャネル８８、９０は、隣接するシール・セグメント１９の一つのシール・セグメントのチャネル８８、９０の一つに対向し且つそれから離間して配置している。対向するチャネル８８、９０の各々の間にはセグメント間のフェザーシール９２が延びて、冷却液供給面４０とセグメント間の間隙３２との間で冷却空気が直接流れるのを防止している。
【００２７】
動作中において、キャビティ２０からの冷却空気は、シール・セグメント１９の供給面に配置された流量調整オリフィス（ジェット）４１を介して、本発明の冷却空気流路４３に流れ込む。次に、冷却空気は、冷却空気流路４３内をロータ・ブレード１８の回転方向１００と反対の方向１０２に流れて壁７６を冷却し、シール・セグメント１９のシール面３１からの熱を吸収する。次に、消費された冷却空気は、流路出口７８の一つを介して冷却空気流路４３から出て、一列に並んだ冷却空気供給ポケット８０内に集まる。
【００２８】
次に、冷却空気は、セグメント間の間隙３２内に流れ込み、隔離台８２を通り過ぎて、シール面３１のフィルム冷却を行う。フィルムはロータ・ブレード１８の回転方向１００に移動して、第１の端面５６に隣接するシール面３１を冷却する。シール・セグメント１９の第２の端面５８に隣接する冷却空気流路４３に冷却空気を導入し、ロータ・ブレード１８の回転方向と反対の方向１０２に冷却空気を流すことにより、シール面３１の第１の端面５６から離れた部分（即ち、シール面３１のフィルム冷却によって冷却および保護される部分）を冷却するために冷却空気が使用される。このようにして、第１の端面５６から離れたシール面３１は、冷却空気への熱伝導により、最も低い温度に冷却され、冷却空気と第１の端面５６に隣接するシール面３１との間に起こる場合よりも、より高い熱伝達率を生ずる。シール・セグメント１９の第１の端面５６に隣接する消費された冷却空気のフィルムによってシール面が冷却および保護されるので、第１の端面５６に隣接する低い熱伝達率も許容できる。
【００２９】
本発明のブレードの外側エアシール１１は、セグメント間の間隙３２を使用してフィルムスロット３３を作り、このフィルムスロット３３によりセグメント間の間隙３２内への作動流体の侵入を防ぎ、追加のパージエアの必要性を除去することができる。本発明では、セグメント間の間隙３２をパージするために消費した対流冷却空気を使用し、ブレードの外側エアシール１１の追加のフィルム冷却を提供するために冷却空気フィルムとしてフィルムスロット３３を介して接線方向に冷却空気を放出する。セグメント間の間隙３２をブレードの回転方向１００に傾斜させることにより、ブレード先端部４８の吸入側からの「弾頭波」が、シール・セグメント１９のシール面３１を横切ってフィルムを広げるのを助ける。遠心グラスホフ効果（ｃｅｎｔｒｉｆｕｇａｌ Ｇｒａｓｈｏｆ ｅｆｆｅｃｔ）によって、より高密度の冷却フィルムの境界層の取付が向上し、冷却空気フィルムの注入方向とブレード・ワイピングを組み合わせた効果から、速い接線速度が生ずる。その結果、シール面３１はより冷たい境界層に従い、この浮力効果によって作動流体流路との混合が弱められる。図２に示すように、各々のシール・セグメント１９のシール面３１の周囲の長さ１０４は、エンジン１０の作動流体によってブレードの外側エアシール１１の下流に押しやられる前にセグメント間の間隙３２から放出された冷却空気フィルムおよびフィルムスロット３３がシール・セグメント１９の第１の端面５６からそのシール・セグメント１９のシール面３１の第２の端面５８まで移動するように、選択されるのが好ましい。フィルムスロット３３の形状は、エンジン１０の作動流体によって侵入しないようにセグメント間のフェザーシール９２を保護している。熱膨張又はブレードの摩耗によりセグメント間の間隙３２が閉じられた場合でも冷却空気供給ポケット８０によって対流空気供給の封鎖が防止されるので、本発明のシール・セグメント１９の周囲の許容誤差は従来のものよりも重要ではなくなる。
【００３０】
【発明の効果】
上述したような本発明の軸流ガスタービン・エンジンのシール構造によれば、冷却空気の必要量を最小にできるとともに、外側エアシールの有効寿命を伸ばすのに必要な冷却を行うことができる。また、消費した冷却空気を使用してセグメント間の間隙のパージを行い、それによって二次冷却空気の必要量を減少させることができる。さらに、冷却空気と作動流体との混合を最小にする軌道でガスタービン・エンジンの作動流体にフィルム冷却空気を導入することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のシール構造を組み入れたガスタービン・エンジンの一部の断面図。
【図２】図１の本発明のシール構造のアーチ形セグメントの２−２線断面図。
【図３】冷却流路および隔離台を仮想線で示した本発明のセグメントの一つのシール面の平面図。
【図４】取付フックおよびフェザーシール・チャネルを除去した本発明のセグメントの一つの供給面の平面図。
【図５】図２の５−５線拡大断面図。
【符号の説明】
１０…軸流ガスタービン・エンジン
１１…外側エアシール
１２…タービン段
１３…作動流体流路
１４…回転軸
１５、１６…ステータ・アセンブリ
１７…外側ケース
１８…ロータ・ブレード
１９…シール・セグメント
２０…キャビティ
２１…上流側取付フック
２２…下流側取付フック
２３…上流側支持体
２４…下流側支持体
２５…第１の冷却空気流路
２６…リーディング・エッジ
２７…トレーリング・エッジ
２８…キャビティ（第２の冷却空気流路）
２９…環状キャビティ（第３の冷却空気流路）
３０…金属ベース部
３１…シール面
３２…セグメント間の間隙
３３…フィルムスロット
４０…冷却液供給面
４１…流量調整オリフィス（ジェット）
４３…冷却流路
４８…ブレード先端部
５０…第１の端部
５２…第２の端部
５６…第１の端面
５８…第２の端面
６０、６２…略平面の垂直面
６４、６６…略平面の傾斜面
６８、７０…基準点
７２…第１の側面
７４…第２の側面
７６…壁
７８…流路出口
８０…冷却空気供給ポケット
８２…隔離台
８４…湾曲部
８６…先端部
８８、９０…チャネル
９２…フェザーシール
Claims (21)
- 回転軸と、該回転軸から外側に延びる多数のタービン・ブレードを有するタービン段の少なくとも１段を作動流体が流れるために前記回転軸と同中心に配置され且つ静的構造に囲まれた環状流路と、前記１段のタービン段の径方向外側の前記静的構造に固定され且つ前記作動流体から熱を吸収する環状シールを有し、前記タービン・ブレードが前記環状シールに対して第１の方向に回転する軸流ガスタービン・エンジンのシール構造において、
前記環状流路の回りで周方向に延びる多数のアーチ形シール・セグメントからなり、各々のシール・セグメントが前記タービン・ブレードから径方向外側に離間して配置され、各々のシール・セグメントが、
第１の端部と該第１の端部の反対側の第２の端部とを有し、前記回転軸との間の距離と等しい曲率半径を有するアーチ形シール面と、
前記シール面に対向し且つ前記シール面から離間して配置するとともに、内部を貫通して延びる多数の冷却オリフィスを有する供給面と、
前記第１の端部の全体に渡って延び且つ前記シール面から前記供給面まで延びる第１の端面であって、略平面の垂直面と、１００度乃至１４０度の開先角度で交差し且つ前記第１の方向に傾斜した略平面の傾斜面とを有する第１の端面と、前記第２の端部の全体に渡って延び且つ前記シール面から前記供給面まで延びる第２の端面であって、略平面の垂直面と、１００度乃至１４０度の開先角度で交差し且つ前記第１の方向に傾斜した略平面の傾斜面とを有する第２の端面と、前記シール面から前記供給面まで延び且つ前記第１の端面から前記第２の端面まで延びる第１の側面および第２の側面と、
前記第１の端面から前記第２の端面の方に延び、前記シール面と前記供給面と前記側面との間に配置され、前記第１の端面と交差し且つ前記第２の端面の手前まで延び、前記冷却オリフィスの少なくとも一つを介して前記供給面に連通する少なくとも一つの冷却流路とを有し、
各々のシール・セグメントが、隣接するシール・セグメントから周方向に離間してセグメント間の間隙を形成し、前記供給面からの冷却空気が前記冷却オリフィスの一つを介して前記冷却流路に入り、前記冷却流路内を第２の方向に流れ、前記冷却流路を出て、前記第１の端面において前記セグメント間の間隙の一つに入り、前記セグメント間の間隙から前記エンジンの作動流体内に放出されることを特徴とする、軸流ガスタービン・エンジンのシール構造。 - 各々のシール・セグメントが前記冷却オリフィスに連通する多数の前記冷却流路を有し、前記冷却オリフィスの各々が前記第２の端面に隣接し、各々の冷却流路が少なくとも一つの流路出口を介して前記シール・セグメントの前記第１の端面に連通し、前記冷却流路の各々が壁を隔てて隣接する冷却流路から離間して配置し、冷却空気が各々の冷却流路内を前記第２の方向に流れ、前記第２の方向が前記第１の方向と反対であることを特徴とする、請求項１に記載のシール構造。
- 各々のシール・セグメントの第２の端面が、同一のシール・セグメントの第１の端面内の流路出口と同数の冷却空気供給ポケットを含み、各々の冷却空気供給ポケットが隣接するシール・セグメントの一方のシール・セグメントの流路出口の一つと一列に配置し、前記セグメント間の間隙内に流れ込む空気を受け取って向きを変えることを特徴とする、請求項２に記載のシール構造。
- 各々のシール・セグメントが、前記傾斜面の一つと一体に形成され且つその傾斜面から隣接するシール・セグメントのうちの一方のシール・セグメントの傾斜面の一つの方へ突出する多数の隔離台を含むことを特徴とする、請求項３に記載のシール構造。
- 前記各々のシール・セグメントの隔離台が、前記第１の側面と前記第２の側面との間に一列に配置していることを特徴とする、請求項４に記載のシール構造。
- 前記各々のシール・セグメントのシール面が、前記第２の傾斜面と連結する所で湾曲し、前記第２の傾斜面と前記シール面との間の変化を円滑にすることを特徴とする、請求項５に記載のシール構造。
- 前記各々のシール・セグメントの垂直面の各々がチャネルを有し、各々のシール・セグメントのチャネルが前記供給面と略平行であり、各々のチャネルが、隣接するシール・セグメントのうちの一方のシール・セグメントのチャネルの一つから離間且つ対向して配置することを特徴とする、請求項６に記載のシール構造。
- 多数のアーチ形シール・セグメントからなるシール構造において、各々のシール・セグメントが、
第１の端部と該第１の端部の反対側の第２の端部とを有するアーチ形シール面と、
前記シール面に対向し且つ前記シール面から離間して配置するとともに、内部を貫通して延びる多数の冷却オリフィスを有する供給面と、
前記第１の端部の全体に渡って延び且つ前記シール面から前記供給面まで延びる第１の端面であって、略平面の垂直面と、１００度乃至１４０度の開先角度で交差する略平面の傾斜面とを有する第１の端面と、
前記第２の端部の全体に渡って延び且つ前記シール面から前記供給面まで延びる第２の端面であって、略平面の垂直面と、１００度乃至１４０度の開先角度で交差する略平面の傾斜面とを有し、前記冷却オリフィスが隣接する第２の端面と、
前記シール面から前記供給面まで延び且つ前記第１の端面から前記第２の端面まで延びる第１の側面および第２の側面と、
前記第１の端面から前記第２の端面の方に延び、前記シール面と前記供給面との間に配置され、前記第１の端面と交差し且つ前記第２の端面の手前まで延び、前記冷却オリフィスの少なくとも一つを介して前記供給面に連通する少なくとも一つの冷却流路とを有し、
各々のシール・セグメントが他の２つの前記シール・セグメントと隣接して配置し、各々のシール・セグメントの第１の端面が、隣接する２つのシール・セグメントのうちの一方のシール・セグメントの第２の端面から離間して配置して、それらの間にセグメント間の間隙を形成し、各々のシール・セグメントの第２の端面が、隣接する２つのシール・セグメントのうちの他方のシール・セグメントの第１の端面から離間して配置して、それらの間の他のセグメント間の間隙を形成することを特徴とするシール構造。 - 各々のシール・セグメントが多数の前記冷却流路を含み、各々の冷却流路が少なくとも一つの流路出口を介して前記シール・セグメントの前記第１の端面に連通し、前記冷却流路の各々が壁を隔てて隣接する冷却流路から離間して配置することを特徴とする、請求項８に記載の周囲シール構造。
- 各々のシール・セグメントの第２の端面が、同一のシール・セグメントの第１の端面内の流路出口と同数の冷却空気供給ポケットを含み、各々の冷却空気供給ポケットが隣接するシール・セグメントの一方のシール・セグメントの流路出口の一つと一列に配置していることを特徴とする、請求項９に記載のシール構造。
- 各々のシール・セグメントが、前記傾斜面の一つと一体に形成され且つその傾斜面から隣接するシール・セグメントのうちの一方のシール・セグメントの傾斜面の一つの方へ突出する多数の隔離台を含むことを特徴とする、請求項１０に記載のシール構造。
- 前記各々のシール・セグメントの隔離台が、前記第１の側面と前記第２の側面との間に一列に配置していることを特徴とする、請求項１１に記載のシール構造。
- 前記各々のシール・セグメントのシール面が、前記第２の傾斜面と連結する所で湾曲し、前記第２の傾斜面と前記シール面との間の変化を円滑にすることを特徴とする、請求項１２に記載のシール構造。
- 前記各々のシール・セグメントの垂直面の各々がチャネルを有し、各々のシール・セグメントのチャネルが前記供給面と略平行であり、各々のチャネルが、隣接するシール・セグメントの一方のシール・セグメントのチャネルの一つから離間且つ対向して配置することを特徴とする、請求項１３に記載のシール構造。
- 所定の幅および長さを有し、第１の端部と該第１の端部の反対側の第２の端部との間に延びるアーチ形シール面と、
前記シール面に対向し且つ前記シール面から離間して配置するとともに、内部を貫通して延びる多数の冷却オリフィスを有する供給面と、
前記第１の端部の全体に渡って延び且つ前記シール面から前記供給面まで延びる第１の端面であって、略平面の垂直面と、１００度乃至１４０度の開先角度で交差する略平面の傾斜面とを有する第１の端面と、
前記第２の端部の全体に渡って延び且つ前記シール面から前記供給面まで延びる第２の端面であって、略平面の垂直面と、１００度乃至１４０度の開先角度で交差する略平面の傾斜面とを有し、前記冷却オリフィスが隣接する第２の端面と、
前記シール面から前記供給面まで延び且つ前記第１の端面から前記第２の端面まで延びる第１の側面および第２の側面と、
前記第１の端面から前記第２の端面の方に延び、前記シール面と前記供給面と前記第１および第２の側面との間に配置され、前記第１の端面と交差し且つ前記第２の端面の手前まで延び、前記冷却オリフィスの少なくとも一つを介して前記供給面に連通する少なくとも一つの冷却流路とを有することを特徴とする、シール・セグメント。 - 多数の前記冷却流路を含み、各々の冷却流路が、少なくとも一つの流路出口を介して前記第１の端面に連通し、前記冷却流路の各々が、壁を隔てて隣接する冷却流路から離間して配置していることを特徴とする、請求項１５に記載のシール・セグメント。
- 前記第２の端面が、第１の端面内の流路出口と同数の冷却空気供給ポケットを含み、各々の冷却空気供給ポケットが前記流路出口の一つと一列に配置することを特徴とする、請求項１６に記載のシール・セグメント。
- 前記傾斜面の一つから突出し且つ前記傾斜面の一つと一体に形成された多数の隔離台を含むことを特徴とする、請求項１７に記載のシール・セグメント。
- 前記隔離台が前記第１の側面と前記第２の側面との間に一列に配置することを特徴とする、請求項１８に記載のシール・セグメント。
- 前記シール面が前記第２の傾斜面と連結する所で湾曲し、前記第２の傾斜面と前記シール面との間の変化を円滑にすることを特徴とする、請求項１９に記載のシール・セグメント。
- 前記垂直面の各々がチャネルを有し、各々のチャネルが前記供給面と略平行であり、各々のチャネルが前記第１の側面と第２の側面との間に配置することを特徴とする、請求項２０に記載のシール・セグメント。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US166,426 | 1993-12-13 | ||
| US08/166,426 US5374161A (en) | 1993-12-13 | 1993-12-13 | Blade outer air seal cooling enhanced with inter-segment film slot |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07233735A JPH07233735A (ja) | 1995-09-05 |
| JP3607331B2 true JP3607331B2 (ja) | 2005-01-05 |
Family
ID=22603259
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP30857094A Expired - Fee Related JP3607331B2 (ja) | 1993-12-13 | 1994-12-13 | 軸流ガスタービン・エンジンのシール構造 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5374161A (ja) |
| EP (1) | EP0657625B1 (ja) |
| JP (1) | JP3607331B2 (ja) |
| DE (1) | DE69409332T2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9689272B2 (en) | 2011-03-30 | 2017-06-27 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine and outer shroud |
Families Citing this family (60)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5486090A (en) * | 1994-03-30 | 1996-01-23 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment with serpentine cooling channels |
| US5531457A (en) * | 1994-12-07 | 1996-07-02 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine engine feather seal arrangement |
| US5538393A (en) * | 1995-01-31 | 1996-07-23 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment with serpentine cooling channels having a bend passage |
| JP3898225B2 (ja) * | 1995-09-29 | 2007-03-28 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 間隙を密封するためのシール要素並びにガスタービン設備 |
| US5823741A (en) * | 1996-09-25 | 1998-10-20 | General Electric Co. | Cooling joint connection for abutting segments in a gas turbine engine |
| EP1260678B1 (de) * | 1997-09-15 | 2004-07-07 | ALSTOM Technology Ltd | Segmentanordnung für Plattformen |
| GB9725623D0 (en) | 1997-12-03 | 2006-09-20 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to a blade tip clearance system |
| GB9815611D0 (en) | 1998-07-18 | 1998-09-16 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to turbine cooling |
| US6393331B1 (en) | 1998-12-16 | 2002-05-21 | United Technologies Corporation | Method of designing a turbine blade outer air seal |
| JP3999395B2 (ja) * | 1999-03-03 | 2007-10-31 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン分割環 |
| GB2356022B (en) * | 1999-11-02 | 2003-12-10 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engines |
| DE19963371A1 (de) * | 1999-12-28 | 2001-07-12 | Alstom Power Schweiz Ag Baden | Gekühltes Hitzeschild |
| GB0029337D0 (en) * | 2000-12-01 | 2001-01-17 | Rolls Royce Plc | A seal segment for a turbine |
| JP2002213207A (ja) * | 2001-01-15 | 2002-07-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン分割環 |
| EP1245792A1 (de) * | 2001-03-30 | 2002-10-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Gekühlter Mantelring für eine Turbine und Verfahren zur Herstellung eines Mantelrings |
| US6910854B2 (en) * | 2002-10-08 | 2005-06-28 | United Technologies Corporation | Leak resistant vane cluster |
| US7094029B2 (en) * | 2003-05-06 | 2006-08-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for controlling gas turbine engine rotor tip clearances |
| US20050067788A1 (en) * | 2003-09-25 | 2005-03-31 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Outer air seal assembly |
| DE102004037356B4 (de) * | 2004-07-30 | 2017-11-23 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Wandstruktur zur Begrenzung eines Heißgaspfads |
| US7217081B2 (en) * | 2004-10-15 | 2007-05-15 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system for a seal for turbine vane shrouds |
| FR2877036B1 (fr) * | 2004-10-27 | 2006-12-22 | Snecma Moteurs Sa | Dispositif de lubrification d'un composant dans une turbomachine |
| US7520715B2 (en) * | 2005-07-19 | 2009-04-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud segment transpiration cooling with individual cast inlet and outlet cavities |
| GB0523106D0 (en) * | 2005-11-12 | 2005-12-21 | Rolls Royce Plc | A cooliing arrangement |
| US7665955B2 (en) * | 2006-08-17 | 2010-02-23 | Siemens Energy, Inc. | Vortex cooled turbine blade outer air seal for a turbine engine |
| US7922444B2 (en) * | 2007-01-19 | 2011-04-12 | United Technologies Corporation | Chamfer rail pockets for turbine vane shrouds |
| US20090096174A1 (en) * | 2007-02-28 | 2009-04-16 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal for a gas turbine engine |
| US20100021716A1 (en) * | 2007-06-19 | 2010-01-28 | Strock Christopher W | Thermal barrier system and bonding method |
| US7887929B2 (en) * | 2007-08-28 | 2011-02-15 | United Technologies Corporation | Oriented fiber ceramic matrix composite abradable thermal barrier coating |
| US20090110546A1 (en) * | 2007-10-29 | 2009-04-30 | United Technologies Corp. | Feather Seals and Gas Turbine Engine Systems Involving Such Seals |
| US8240981B2 (en) * | 2007-11-02 | 2012-08-14 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil with platform cooling |
| US8177492B2 (en) * | 2008-03-04 | 2012-05-15 | United Technologies Corporation | Passage obstruction for improved inlet coolant filling |
| US7942188B2 (en) * | 2008-03-12 | 2011-05-17 | Vent-Tek Designs, Llc | Refractory metal core |
| US8317461B2 (en) * | 2008-08-27 | 2012-11-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having dual flow passage cooling chamber formed by single core |
| GB2468848B (en) * | 2009-03-23 | 2011-10-26 | Rolls Royce Plc | An assembly for a turbomachine |
| US8740551B2 (en) * | 2009-08-18 | 2014-06-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade outer air seal cooling |
| US8287234B1 (en) * | 2009-08-20 | 2012-10-16 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine inter-segment mate-face cooling design |
| US8727695B2 (en) * | 2009-12-09 | 2014-05-20 | Rolls-Royce Corporation | Chamfer-fillet gap for thermal management |
| US8585354B1 (en) * | 2010-01-19 | 2013-11-19 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine ring segment with riffle seal |
| US8894352B2 (en) | 2010-09-07 | 2014-11-25 | Siemens Energy, Inc. | Ring segment with forked cooling passages |
| RU2543101C2 (ru) * | 2010-11-29 | 2015-02-27 | Альстом Текнолоджи Лтд | Осевая газовая турбина |
| US9017012B2 (en) | 2011-10-26 | 2015-04-28 | Siemens Energy, Inc. | Ring segment with cooling fluid supply trench |
| US8992168B2 (en) * | 2011-10-28 | 2015-03-31 | United Technologies Corporation | Rotating vane seal with cooling air passages |
| JP5920856B2 (ja) * | 2012-01-26 | 2016-05-18 | ゼネラル エレクトリック テクノロジー ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツングＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ＧｍｂＨ | ターボ機械用のセグメント化された内環を備えるステータ構成部材 |
| JP5461636B2 (ja) * | 2012-08-24 | 2014-04-02 | 三菱重工業株式会社 | タービン分割環 |
| EP2961930B1 (en) | 2013-02-26 | 2020-05-27 | United Technologies Corporation | Edge treatment for blade outer air seal segment |
| WO2015034697A1 (en) * | 2013-09-06 | 2015-03-12 | United Technologies Corporation | Canted boas intersegment geometry |
| US10221767B2 (en) | 2014-09-02 | 2019-03-05 | United Technologies Corporation | Actively cooled blade outer air seal |
| US10443423B2 (en) | 2014-09-22 | 2019-10-15 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine blade outer air seal assembly |
| US10233844B2 (en) * | 2015-05-11 | 2019-03-19 | General Electric Company | System for thermally shielding a portion of a gas turbine shroud assembly |
| CA2936977A1 (en) * | 2015-07-24 | 2017-01-24 | Rolls-Royce Corporation | A seal segment for a gas turbine engine |
| RU2706211C2 (ru) * | 2016-01-25 | 2019-11-14 | Ансалдо Энерджиа Свитзерлэнд Аг | Охлаждаемая стенка компонента турбины и способ охлаждения этой стенки |
| US11156117B2 (en) * | 2016-04-25 | 2021-10-26 | Raytheon Technologies Corporation | Seal arc segment with sloped circumferential sides |
| US10697464B2 (en) * | 2016-07-29 | 2020-06-30 | Raytheon Technologies Corporation | Abradable material |
| US20180230839A1 (en) * | 2017-02-14 | 2018-08-16 | General Electric Company | Turbine engine shroud assembly |
| GB2559804A (en) * | 2017-02-21 | 2018-08-22 | Siemens Ag | Heatshield for a gas turbine |
| US20200072070A1 (en) * | 2018-09-05 | 2020-03-05 | United Technologies Corporation | Unified boas support and vane platform |
| US10794206B2 (en) * | 2018-09-05 | 2020-10-06 | Raytheon Technologies Corporation | CMC BOAS intersegment seal |
| US11359505B2 (en) * | 2019-05-04 | 2022-06-14 | Raytheon Technologies Corporation | Nesting CMC components |
| US11255208B2 (en) * | 2019-05-15 | 2022-02-22 | Raytheon Technologies Corporation | Feather seal for CMC BOAS |
| US11384654B2 (en) | 2019-11-18 | 2022-07-12 | Raytheon Technologies Corporation | Mateface for blade outer air seals in a gas turbine engine |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3365172A (en) * | 1966-11-02 | 1968-01-23 | Gen Electric | Air cooled shroud seal |
| CH525419A (de) * | 1970-12-18 | 1972-07-15 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Dichtungsvorrichtung für Turbomaschinen |
| US3990807A (en) * | 1974-12-23 | 1976-11-09 | United Technologies Corporation | Thermal response shroud for rotating body |
| GB2125111B (en) * | 1982-03-23 | 1985-06-05 | Rolls Royce | Shroud assembly for a gas turbine engine |
| US4650394A (en) * | 1984-11-13 | 1987-03-17 | United Technologies Corporation | Coolable seal assembly for a gas turbine engine |
| US4642024A (en) * | 1984-12-05 | 1987-02-10 | United Technologies Corporation | Coolable stator assembly for a rotary machine |
| JPH03213602A (ja) * | 1990-01-08 | 1991-09-19 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンの当接セグメントを連結する自己冷却式ジョイント連結構造 |
| US5169287A (en) * | 1991-05-20 | 1992-12-08 | General Electric Company | Shroud cooling assembly for gas turbine engine |
-
1993
- 1993-12-13 US US08/166,426 patent/US5374161A/en not_active Expired - Lifetime
-
1994
- 1994-12-12 EP EP94309249A patent/EP0657625B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-12-12 DE DE69409332T patent/DE69409332T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1994-12-13 JP JP30857094A patent/JP3607331B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9689272B2 (en) | 2011-03-30 | 2017-06-27 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine and outer shroud |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US5374161A (en) | 1994-12-20 |
| DE69409332D1 (de) | 1998-05-07 |
| EP0657625A1 (en) | 1995-06-14 |
| EP0657625B1 (en) | 1998-04-01 |
| DE69409332T2 (de) | 1998-10-29 |
| JPH07233735A (ja) | 1995-09-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP3607331B2 (ja) | 軸流ガスタービン・エンジンのシール構造 | |
| US6170831B1 (en) | Axial brush seal for gas turbine engines | |
| US4013376A (en) | Coolable blade tip shroud | |
| US5649806A (en) | Enhanced film cooling slot for turbine blade outer air seals | |
| US6155778A (en) | Recessed turbine shroud | |
| US3728039A (en) | Fluid cooled porous stator structure | |
| US7870738B2 (en) | Gas turbine: seal between adjacent can annular combustors | |
| US7234918B2 (en) | Gap control system for turbine engines | |
| US10443437B2 (en) | Interwoven near surface cooled channels for cooled structures | |
| JPH086609B2 (ja) | ブラシシール装置および釣合いピストン装置 | |
| US7549835B2 (en) | Leakage flow control and seal wear minimization system for a turbine engine | |
| US5142859A (en) | Turbine cooling system | |
| US20090155051A1 (en) | Duplex turbine shroud | |
| US6089821A (en) | Gas turbine engine cooling apparatus | |
| US8057163B2 (en) | Gas turbine engine cooling system and method | |
| US4702670A (en) | Gas turbine engines | |
| US4306834A (en) | Balance piston and seal for gas turbine engine | |
| JP3417417B2 (ja) | 冷却可能なガスタービンエンジン用アウターエアシール装置 | |
| US3981609A (en) | Coolable blade tip shroud | |
| JPH0377364B2 (ja) | ||
| EP0952309B1 (en) | Fluid seal | |
| JPH06102989B2 (ja) | タ―ビンノズルおよびシュラウドの隣接する円周方向セグメント間の隙間シ―ル構造 | |
| CN104334833B (zh) | 用于喷嘴导向叶片和燃气轮机的密封装置 | |
| JP3302370B2 (ja) | 薄膜冷却スロットを備えたタービンブレードの外部エアシール | |
| CN113939645B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的隔热罩 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20040921 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20041007 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20081015 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20081015 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20091015 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20091015 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101015 Year of fee payment: 6 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |