JP7086595B2 - 航空機用ガスタービン - Google Patents
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Description
この発明の第一態様によれば、航空機用ガスタービンは、軸線回りに回転するロータと、前記ロータから径方向外側に向かって延びる動翼本体、前記動翼本体の先端に設けられた動翼シュラウド、及び、前記動翼シュラウドの外周面から突出するフィン、を有する動翼と、前記ロータ及び前記動翼を外周側から囲うとともに前記フィンとの間に隙間を形成するケーシングと、前記動翼の下流側で前記ケーシングに固定されて、少なくとも前記動翼シュラウド及び前記フィンとともにキャビティを形成すると共に、前記動翼シュラウドの下流側端部よりも径方向外側に配置された上流側端部を備える静翼シュラウドと、前記静翼シュラウドから径方向内側に向かって延びる静翼本体と、を有する静翼と、前記キャビティ内に設けられて、径方向外側から内側に向かって延びて、径方向内側の内側端部が前記動翼シュラウドの下流側端部の外周面に間隔をあけて対向するガイド部材と、を備え、前記内側端部に対向する前記下流側端部の外周面は、前記軸線と平行に形成され、前記内側端部と前記下流側端部の外周面との間に形成された隙間のクリアランスは、前記径方向における前記静翼シュラウドの前記上流側端部の内周面と、前記動翼シュラウドの前記下流側端部の前記外周面との距離よりも小さく形成され、前記ガイド部材は、前記内側端部から径方向外側に向かうにつれて前記軸線の延びる方向において前記静翼に近づくように傾斜する傾斜部を備え、前記径方向における前記傾斜部の外側端部は、前記静翼シュラウドの前記上流側端部に固定されている。
したがって、キャビティから吹き出された燃焼ガスが主流に合流する際に、主流の流れを阻害することを抑制できる。
したがって、ガイド部材の内側端部と動翼シュラウドの外周面との間に流入しようとする燃焼ガスの流れを縮流させて、キャビティから主流に合流する燃焼ガスの流量を低減することができる。
このように構成することで、ガイド部材の内側端部と動翼シュラウドの外周面との間に形成される燃焼ガスの流路面積を大きくすることができる。そのため、キャビティから吹き出す燃焼ガスの流速を低下させることができる。
したがって、キャビティから吹き出す燃焼ガスが、主流の流れに影響を及ぼすことをより一層抑制できる。
このように構成することで、キャビティから流出する燃焼ガスが、静翼シュラウドに衝突することを抑制できる。そのため、キャビティから流出する燃焼ガスが、主流の流れに対して、当該主流の流れと交差する方向から合流することを抑制できる。
図1は、この発明の実施形態の航空機用ガスタービンの概略構成を示す構成図である。
図1に示すように、この第一実施形態に係る航空機用のガスタービン100は、航空機の推力を得るためのものである。このガスタービン100は、主に、圧縮機1と、燃焼室2と、タービン3と、を備えている。
ガスタービンロータ91は、ガスタービンケーシング92の内部で軸線Am回りに一体に回転可能とされている。
図2に示すように、タービン3のタービン動翼24は、動翼本体41と、動翼シュラウド42と、フィン43と、を有している。動翼本体41は、タービンロータ21から径方向外側に向かって延びている。動翼シュラウド42は、動翼本体41の先端41a、より具体的には、軸線Amを中心とした径方向Drの外側(以下、単に径方向外側Droと称する)の動翼本体41の先端41aに設けられている。動翼シュラウド42は、軸線Amを中心とした周方向Dc(図1参照)に並んで配置されたタービン動翼24の全ての先端41aに形成されている。これら動翼シュラウド42は、周方向Dcで隣り合うタービン動翼24の動翼シュラウド42同士が隣接して配置されることで環状を成している。なお、動翼シュラウド42は、周方向Dcで一体に形成されていても良い。
静翼シュラウド51は、動翼シュラウド42及びフィン43BとともにキャビティCtを形成する。この静翼シュラウド51は、タービン動翼24よりも主流Mの流れる方向における下流側(以下、単に下流側と称する)に配置され、タービンケーシング22に固定されている。
ガイド部材53は、径方向外側Droから径方向内側Driに向かって延びている。このガイド部材53は、周方向Dcに連続する環状に形成されている。ここで、ガイド部材53は、動翼シュラウド42と同様に、一体成形して環状を成すようにしたり、複数のセグメント(言い換えれば、弧状の部材)を組み合わせて環状を成すようにしたりしても良い。
ガイド部材53の径方向内側Driの内側端部53aは、動翼シュラウド42の外周面42aに隙間を介して対向している。
まず、燃焼ガスGの主流Mの一部が、フィン43A,43BのクリアランスC1を通過してキャビティCtに流入する。この際、キャビティCtに流入した燃焼ガスG1は、ダンパシール22cの内周面22cbに沿うように流れる。その後、この燃焼ガスG1の流れは、ガイド部材53によって径方向内側Driに向かうように案内される。
その結果、キャビティフローがタービン動翼24を通過した主流Mの流れに衝突・混合される際の混合損失を低減することができ、ガスタービン100の出力を向上させることができる。
図3は、この発明の実施形態の各変形例における図2に相当する部分断面図である。
上述した実施形態においては、ガイド部材53が静翼シュラウド51に固定されている場合について説明した。しかし、ガイド部材53の固定位置は、静翼シュラウド51に限られない。例えば、図3において実線で示すガイド部材153のように分割環22bの内周面22biに固定されていても良い。
さらに、図3に破線で示すように、ガイド部材253の固定位置は、ダンパシール22cの下流側の側面22dであっても良い。
なお、第二変形例のガイド部材253の傾斜する向きは、上述した実施形態のガイド部材53や第一変形例のガイド部材153の傾斜する向きと逆になっている場合を例示した。このように傾斜した第二変形例では、上述した実施形態や第一変形例と比較して縮流効果は低下して、ガイド部材253と下流側端部42atとのクリアランスC2による燃焼ガスG2の漏れ流量低減効果が支配的となる。
例えば、上述した実施形態や各変形例では、動翼シュラウド42の外周面42aの下流側端部42atが、軸線Amと平行に形成される場合について説明したが、下流側端部42atは、軸線Amと平行に形成されるものに限られない。
また、上述した実施形態においては、航空機用ガスタービンとして1軸のターボジェットエンジンを一例に説明した。しかし、この発明は、多軸のターボファンエンジンやヘリコプタ用のターボシャフトエンジン等にも適用可能である。
さらに、上述した実施形態では、圧縮機1として軸流圧縮機を例示したが、圧縮機1は、軸流圧縮機に限られるものではない。
2 燃焼室
3 タービン
4 排気ノズル
10 吸気ダクト
11 圧縮機ロータ
12 圧縮機ケーシング
13 圧縮機動翼段
14 圧縮機動翼
15 圧縮機静翼段
16 圧縮機静翼
21 タービンロータ
22 タービンケーシング(ケーシング)
22b 分割環
22ba 端部
22bi 内周面
22c ダンパシール
22ca 内周面
22cb 内周面
22d 側面
23 タービン動翼段
24 タービン動翼
25 タービン静翼段
26 タービン静翼
27 噴射口
41 動翼本体
41a 先端
42 動翼シュラウド
42a 外周面
42at 下流側端部
43 フィン
43a 先端
43A フィン
43B フィン
51 静翼シュラウド
51a フック部
51b 内周面
51c 上流側端部
52 静翼本体
53,153,253 ガイド部材
53a 内側端部
53b 外側端部
54,154,254 傾斜部
91 ガスタービンロータ
92 ガスタービンケーシング
100 ガスタービン
Claims (3)
- 軸線回りに回転するロータと、
前記ロータから径方向外側に向かって延びる動翼本体、前記動翼本体の先端に設けられた動翼シュラウド、及び、前記動翼シュラウドの外周面から突出するフィン、を有する動翼と、
前記ロータ及び前記動翼を外周側から囲うとともに前記フィンとの間に隙間を形成するケーシングと、
前記動翼の下流側で前記ケーシングに固定されて、少なくとも前記動翼シュラウド及び前記フィンとともにキャビティを形成すると共に、前記動翼シュラウドの下流側端部よりも径方向外側に配置された上流側端部を備える静翼シュラウドと、前記静翼シュラウドから径方向内側に向かって延びる静翼本体と、を有する静翼と、
前記キャビティ内に設けられて、径方向外側から内側に向かって延びて、径方向内側の内側端部が前記動翼シュラウドの下流側端部の外周面に間隔をあけて対向するガイド部材と、
を備え、
前記内側端部に対向する前記下流側端部の外周面は、前記軸線と平行に形成され、
前記内側端部と前記下流側端部の外周面との間に形成された隙間のクリアランスは、
前記径方向における前記静翼シュラウドの前記上流側端部の内周面と、前記動翼シュラウドの前記下流側端部の前記外周面との距離よりも小さく形成され、
前記ガイド部材は、
前記内側端部から径方向外側に向かうにつれて前記軸線の延びる方向において前記静翼に近づくように傾斜する傾斜部を備え、
前記径方向における前記傾斜部の外側端部は、前記静翼シュラウドの前記上流側端部に固定されている航空機用ガスタービン。 - 前記内側端部と前記動翼シュラウドの外周面との間の隙間は、前記フィンと前記ケーシングとの間の隙間よりも大きく形成されている請求項1に記載の航空機用ガスタービン。
- 前記ガイド部材の前記内側端部は、前記静翼シュラウドの内周面よりも径方向内側に配置されている請求項1又は2に記載の航空機用ガスタービン。
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