JPH0228684B2 - - Google Patents
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- JPH0228684B2 JPH0228684B2 JP56112051A JP11205181A JPH0228684B2 JP H0228684 B2 JPH0228684 B2 JP H0228684B2 JP 56112051 A JP56112051 A JP 56112051A JP 11205181 A JP11205181 A JP 11205181A JP H0228684 B2 JPH0228684 B2 JP H0228684B2
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Links
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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
- 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
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S277/00—Seal for a joint or juncture
- Y10S277/931—Seal including temperature responsive feature
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はガスタービンエンジンに関し、特にそ
のようなエンジンのシール用部材に関する。
のようなエンジンのシール用部材に関する。
ガスタービンエンジンはタービン部の圧縮部と
を有し、いづれも回転要素と非回転要素をそれぞ
れ備えている。回転要素はロータアセンブリに含
まれ、非回転要素はステータアセンブリに含まれ
ている。作動媒体ガスのための環状流路はエンジ
ンの軸線方向に沿つて延びていて、ステータアセ
ンブリの構成要素とロータアセンブリの構成要素
とを交互に通過するようになつている。ステータ
アセンブリは、通常、ロータアセンブリと作動媒
体の流路とを取囲む外側ケーシングを含んでい
る。そして、ステータ羽根が外側ケーシングから
内向きに列をなして突出している。ステータ羽根
は、その下流に位置するロータ羽根についての迎
い角が好ましい大きさになるように、作動媒体ガ
スの流れを導く。このようなエンジンのタービン
部の一部が第６図に示されている。図示の如く、
ステータ羽根１４の後部は、外側ケーシング１２
により軸線方向に拘束され、またステータ羽根列
とそれに隣接する外側空気シール１６との間に軸
線方向には常に遊びを有するよう配置された保持
用のリングにより半径方向に拘束されている。こ
の環状リングは半径方向について剛性が高いた
め、羽根が前向きに傾動しても、挫屈することな
く半径方向力を羽根に加え得るようになつてい
る。羽根のこのような傾動は、エンジンがサージ
を起こしエンジンの排気部から吸気口に向けて逆
流が発生するような場合に起きる。
を有し、いづれも回転要素と非回転要素をそれぞ
れ備えている。回転要素はロータアセンブリに含
まれ、非回転要素はステータアセンブリに含まれ
ている。作動媒体ガスのための環状流路はエンジ
ンの軸線方向に沿つて延びていて、ステータアセ
ンブリの構成要素とロータアセンブリの構成要素
とを交互に通過するようになつている。ステータ
アセンブリは、通常、ロータアセンブリと作動媒
体の流路とを取囲む外側ケーシングを含んでい
る。そして、ステータ羽根が外側ケーシングから
内向きに列をなして突出している。ステータ羽根
は、その下流に位置するロータ羽根についての迎
い角が好ましい大きさになるように、作動媒体ガ
スの流れを導く。このようなエンジンのタービン
部の一部が第６図に示されている。図示の如く、
ステータ羽根１４の後部は、外側ケーシング１２
により軸線方向に拘束され、またステータ羽根列
とそれに隣接する外側空気シール１６との間に軸
線方向には常に遊びを有するよう配置された保持
用のリングにより半径方向に拘束されている。こ
の環状リングは半径方向について剛性が高いた
め、羽根が前向きに傾動しても、挫屈することな
く半径方向力を羽根に加え得るようになつてい
る。羽根のこのような傾動は、エンジンがサージ
を起こしエンジンの排気部から吸気口に向けて逆
流が発生するような場合に起きる。
最近のエンジンに於ては、部品の寿命を延ばす
ために、ケーシングの内側の通路に、冷却用空気
を流す場合が多い。冷却用空気は高温の作動媒体
ガスと直接接触する外側空気シール及びステータ
羽根並びにケーシングから熱を取り去る。多くの
場合、ケーシングは冷却用空気の流路の外側の境
界をなし、外側空気シールとステータ羽根の一部
が、冷却用空気の流路の内側の境界をなしてい
る。エンジンの効率の観点から、冷却用空気の流
路を、高温の作動媒体ガスから分離するのが好ま
しい。そのために、ステータ羽根の列と、それに
隣接する外側空気シールとの間に位置する一つの
リングによつてシール作用が与えられるようにな
つている。このシール作用が効果的であるために
は、該リングは、ステータ羽根の環状列と環状外
側空気シールとの間の相対的な軸線方向並びに半
径方向の運動を許すものでなければならない。し
かしながら、該リングはその半径方向の剛性によ
り、ステータ羽根に対する半径方向の保持力を発
揮するのであるから、前記軸線方向及び半径方向
の運動を許すために、該リングの剛性を犠牲にし
てはならない。
ために、ケーシングの内側の通路に、冷却用空気
を流す場合が多い。冷却用空気は高温の作動媒体
ガスと直接接触する外側空気シール及びステータ
羽根並びにケーシングから熱を取り去る。多くの
場合、ケーシングは冷却用空気の流路の外側の境
界をなし、外側空気シールとステータ羽根の一部
が、冷却用空気の流路の内側の境界をなしてい
る。エンジンの効率の観点から、冷却用空気の流
路を、高温の作動媒体ガスから分離するのが好ま
しい。そのために、ステータ羽根の列と、それに
隣接する外側空気シールとの間に位置する一つの
リングによつてシール作用が与えられるようにな
つている。このシール作用が効果的であるために
は、該リングは、ステータ羽根の環状列と環状外
側空気シールとの間の相対的な軸線方向並びに半
径方向の運動を許すものでなければならない。し
かしながら、該リングはその半径方向の剛性によ
り、ステータ羽根に対する半径方向の保持力を発
揮するのであるから、前記軸線方向及び半径方向
の運動を許すために、該リングの剛性を犠牲にし
てはならない。
本発明によれば、ガスタービンエンジンに於け
る軸線方向並びに半径方向の相対的運動を生じ易
い二つの環状ステータ構造体の間をシールするリ
ングは、半径方向高さに対する軸線方向幅の比が
１よりも大きい第一の環状部と、半径方向高さに
対する軸線方向幅の比が１よりも小さい第二の環
状部とからなつており、前記二つの構造体のうち
の一方を半径方向に剛固に支持し且、両構造体間
の相対熱膨張を弾力的に許すようになつている。
る軸線方向並びに半径方向の相対的運動を生じ易
い二つの環状ステータ構造体の間をシールするリ
ングは、半径方向高さに対する軸線方向幅の比が
１よりも大きい第一の環状部と、半径方向高さに
対する軸線方向幅の比が１よりも小さい第二の環
状部とからなつており、前記二つの構造体のうち
の一方を半径方向に剛固に支持し且、両構造体間
の相対熱膨張を弾力的に許すようになつている。
本発明の一好適実施例によれば、前記リング
は、軸線方向を向く表面を有する外側シリンダ
と、やはり軸線方向を向く表面を有する内側シリ
ンダと、作動時に軸線方向を向く各面を対応する
ステータ構造体の衝当面に平行に向けるよう前記
両シリンダによりガイドされた状態で支持され両
シリンダ間に半径方向に延設された環状板とから
なるＩ字形の断面を有している。
は、軸線方向を向く表面を有する外側シリンダ
と、やはり軸線方向を向く表面を有する内側シリ
ンダと、作動時に軸線方向を向く各面を対応する
ステータ構造体の衝当面に平行に向けるよう前記
両シリンダによりガイドされた状態で支持され両
シリンダ間に半径方向に延設された環状板とから
なるＩ字形の断面を有している。
本発明の主な特徴の一つは、リングが、二つの
環状ステータ構造体間に延びていることである。
該リングは二つの環状部からなつている。その一
つは半径方向高さに対する軸線方向幅の比が１よ
りも大きい第一の環状部であり、他の一つは半径
方向高さに対する軸線方向幅の比が１よりも小さ
い第二の環状部分である。該リングは、環状ステ
ータ構造体の一つに対して摺動可能である。該リ
ングは、環状ステータ構造体の他方に、軸線方向
並びに半径方向衝当面により、作動的に当接して
いる。或る好適実施例に於ては、該リングは、第
二の環状ステータ構造体に衝当する第三の環状部
を有している。この第三の環状部に於ては、半径
方向高さに対する軸線方向幅の比が１よりも大き
い。
環状ステータ構造体間に延びていることである。
該リングは二つの環状部からなつている。その一
つは半径方向高さに対する軸線方向幅の比が１よ
りも大きい第一の環状部であり、他の一つは半径
方向高さに対する軸線方向幅の比が１よりも小さ
い第二の環状部分である。該リングは、環状ステ
ータ構造体の一つに対して摺動可能である。該リ
ングは、環状ステータ構造体の他方に、軸線方向
並びに半径方向衝当面により、作動的に当接して
いる。或る好適実施例に於ては、該リングは、第
二の環状ステータ構造体に衝当する第三の環状部
を有している。この第三の環状部に於ては、半径
方向高さに対する軸線方向幅の比が１よりも大き
い。
本発明の主な利点は、二つの環状ステータ構造
体間に於けるエンジン作動流体の好ましくない漏
洩が遮断されることにより得られるエンジンの効
率の改善にある。前記リングの軸線方向に於ける
可撓性と、該リングと環状ステータ構造体のうち
の一方との間の半径方向に摺動可能な接触とによ
りシール作用が保たれ、しかも両環状ステータ構
造体間の相対膨張差が弾性的に吸収される。前記
リングが挫屈することなく環状ステータ構造体の
他方を半径方向に対して支持し得るのは、その半
径方向についての剛性のおかげである。
体間に於けるエンジン作動流体の好ましくない漏
洩が遮断されることにより得られるエンジンの効
率の改善にある。前記リングの軸線方向に於ける
可撓性と、該リングと環状ステータ構造体のうち
の一方との間の半径方向に摺動可能な接触とによ
りシール作用が保たれ、しかも両環状ステータ構
造体間の相対膨張差が弾性的に吸収される。前記
リングが挫屈することなく環状ステータ構造体の
他方を半径方向に対して支持し得るのは、その半
径方向についての剛性のおかげである。
本発明の上記した、或は他の特徴及び利点は、
以下の記載並びに添付の図面から自ずと明らかに
なるであろう。
以下の記載並びに添付の図面から自ずと明らかに
なるであろう。
第１図は、回転軸線Arを有する軸流ガスター
ビンエンジンの一部を示す。エンジンはステータ
アセンブリ１０を有し、その一部が図示してあ
る。ステータアセンブリは、回転軸線Arの周り
に周方向に延在する外側ケーシング１２と環状ス
テータ構造体とを含んでいる。一枚の羽根１４の
みが図示されたステータ羽根の列などからなる第
一の環状ステータ構造体が外側ケーシングの内周
面に沿つて周方向に延びている。外側空気シール
１６等からなる第二の環状ステータ構造体が外側
ケーシングの内周面に沿つて周方向に延び、且ス
テータ羽根１４の列に対して半径方向並びに軸線
方向に自由に運動し得るようになつている。作動
媒体ガスのための環状流路１８がエンジンを貫通
してステータ羽根の一部及び外側空気シールの内
側に軸線方向に延在している。冷却用空気の流路
２０がエンジンを貫通してステータ羽根の列及び
外側空気シールの外側に軸線方向に延在してい
る。組立られた状態で、環状外側空気シールはス
テータ羽根の列に対して軸線方向並びに半径方向
に隔置されており、それらの間に軸線方向空隙
Ga及び半径方向空隙Grが設けられている。シー
ル並びに保持作用を有する自立の環状リング２２
が環状外側空気シール及びステータ羽根の列の間
を軸線方向並びに半径方向に沿つて延びている。
前記リングは、対称軸線Asを有している。リン
グの対称軸線Asはエンジンの回転軸線Arに平行
である。
ビンエンジンの一部を示す。エンジンはステータ
アセンブリ１０を有し、その一部が図示してあ
る。ステータアセンブリは、回転軸線Arの周り
に周方向に延在する外側ケーシング１２と環状ス
テータ構造体とを含んでいる。一枚の羽根１４の
みが図示されたステータ羽根の列などからなる第
一の環状ステータ構造体が外側ケーシングの内周
面に沿つて周方向に延びている。外側空気シール
１６等からなる第二の環状ステータ構造体が外側
ケーシングの内周面に沿つて周方向に延び、且ス
テータ羽根１４の列に対して半径方向並びに軸線
方向に自由に運動し得るようになつている。作動
媒体ガスのための環状流路１８がエンジンを貫通
してステータ羽根の一部及び外側空気シールの内
側に軸線方向に延在している。冷却用空気の流路
２０がエンジンを貫通してステータ羽根の列及び
外側空気シールの外側に軸線方向に延在してい
る。組立られた状態で、環状外側空気シールはス
テータ羽根の列に対して軸線方向並びに半径方向
に隔置されており、それらの間に軸線方向空隙
Ga及び半径方向空隙Grが設けられている。シー
ル並びに保持作用を有する自立の環状リング２２
が環状外側空気シール及びステータ羽根の列の間
を軸線方向並びに半径方向に沿つて延びている。
前記リングは、対称軸線Asを有している。リン
グの対称軸線Asはエンジンの回転軸線Arに平行
である。
第２図に示したように、組立てられた状態でリ
ング２２はステータ羽根１４の半径方向接触領域
２３に向かい合つた半径方向接触領域３５を有し
またその第一の軸線方向接触域２４に於て第一の
軸線方向にステータ羽根１４の列に衝当してい
る。そして、同リングはその第二の軸線方向接触
域２６に於て第二の軸線方向に外側空気シール１
６に衝当している。また該リングは半径方向に向
けても羽根に衝当するように構成されている。該
リングはその対称軸線Asに平行な中立面につい
ての矩形断面の慣性モーメントIr（cm4）に比例す
る半径方向に対する剛性を有している。該リング
はその対称軸線Asに直角な中立面についての矩
形断面の慣性モーメントIa（cm4）に比例する軸線
方向についての剛性を有している。
ング２２はステータ羽根１４の半径方向接触領域
２３に向かい合つた半径方向接触領域３５を有し
またその第一の軸線方向接触域２４に於て第一の
軸線方向にステータ羽根１４の列に衝当してい
る。そして、同リングはその第二の軸線方向接触
域２６に於て第二の軸線方向に外側空気シール１
６に衝当している。また該リングは半径方向に向
けても羽根に衝当するように構成されている。該
リングはその対称軸線Asに平行な中立面につい
ての矩形断面の慣性モーメントIr（cm4）に比例す
る半径方向に対する剛性を有している。該リング
はその対称軸線Asに直角な中立面についての矩
形断面の慣性モーメントIa（cm4）に比例する軸線
方向についての剛性を有している。
リングの軸線方向並びに半径方向についての剛
性は、リングを構成する環状部の断面形状により
定まる。リングは第一の環状部２８と第二の環状
部３０と第三の環状部３２とからなつている。第
一の環状部は軸線方向幅A1と半径方向高さR1と、
１よりも大きい半径方向高さに対する軸線方向幅
の比（A1／R1＞1.0）とを有している。第一の環
状部は第一の軸線方向を向く軸線方向面３６を有
している。この軸線方向面はリング２２を前記第
一の軸線方向に向けて、ステータ羽根の列に衝当
せしめるように構成されている。組立られた状態
で、第一の環状部は第一の環状ステータ構造体に
対して半径方向空隙Gr′を形成するように半径方
向に隔置され、作動時には前記リングを半径方向
に向けてステータ羽根の列に衝当せしめるように
構成されている。
性は、リングを構成する環状部の断面形状により
定まる。リングは第一の環状部２８と第二の環状
部３０と第三の環状部３２とからなつている。第
一の環状部は軸線方向幅A1と半径方向高さR1と、
１よりも大きい半径方向高さに対する軸線方向幅
の比（A1／R1＞1.0）とを有している。第一の環
状部は第一の軸線方向を向く軸線方向面３６を有
している。この軸線方向面はリング２２を前記第
一の軸線方向に向けて、ステータ羽根の列に衝当
せしめるように構成されている。組立られた状態
で、第一の環状部は第一の環状ステータ構造体に
対して半径方向空隙Gr′を形成するように半径方
向に隔置され、作動時には前記リングを半径方向
に向けてステータ羽根の列に衝当せしめるように
構成されている。
リング２２の第二の環状部３０は第一の環状部
２８と第三の環状部３２との間を延びている。該
第二の環状部は第一の軸線方向接触域２４の第二
の軸線方向接触域２６との間に軸線方向について
の可撓性を持たせるように構成されている。該第
二の環状部は第一の環状部の軸線方向幅A1より
も小さい軸線方向幅A2（A2＜A1）と半径方向高
さR2と、１よりも小さい半径方向高さに対する
軸線方向幅の比（A2／R2＜1.0）とを有してい
る。
２８と第三の環状部３２との間を延びている。該
第二の環状部は第一の軸線方向接触域２４の第二
の軸線方向接触域２６との間に軸線方向について
の可撓性を持たせるように構成されている。該第
二の環状部は第一の環状部の軸線方向幅A1より
も小さい軸線方向幅A2（A2＜A1）と半径方向高
さR2と、１よりも小さい半径方向高さに対する
軸線方向幅の比（A2／R2＜1.0）とを有してい
る。
第三の環状部は第二の軸線方向を向く軸線方向
面３８を有している。第一の環状部の軸線方向面
３６と第三の環状部の軸線方向面３８との軸線方
向距離は軸線方向空隙Gaに等しい。第三の環状
部の軸線方向面３８は、該リングを第二の軸線方
向接触域２６に於て第二の軸線方向に向けて環状
外側空気シールに衝当せしめ、第二の環状構造体
に半径方向に向けて摺動可能に当接せしめるよう
に構成されている。第三の環状部はリング２２の
ローリングを阻止するように構成されている。ロ
ーリングとは、外力の作用によりリングが内側を
外側へ向けてひつくり返ろうとすることである。
ローリングについては、ロアーク及びヤングの
“Formulas for Stress and Strain”、Mc
Graw Hill Book Company（Fifth Edision、
1975）、第384頁に詳しく述べられている。第三の
環状部は、半径方向高さR3と軸線方向幅A3と、
１よりも大きな半径方向高さに対する軸線方向幅
の比（A3／R3＞1.0）とを有している。第三の環
状部３２の軸線方向幅A3は第二の環状部の軸線
方向幅A2よりも大きい（A3＞A2）。図示してあ
るように、リング２２はその第三の環状部に於て
第一の環状部の軸線方向幅A1に等しい軸線方向
幅A3を有している。第三の環状部に於ける高さ
R3に対する軸線方向幅A3の比は第一の環状部に
於ける半径方向高さに対する軸線方向幅の比に等
しい（A3／R3＝A1／R1）。
面３８を有している。第一の環状部の軸線方向面
３６と第三の環状部の軸線方向面３８との軸線方
向距離は軸線方向空隙Gaに等しい。第三の環状
部の軸線方向面３８は、該リングを第二の軸線方
向接触域２６に於て第二の軸線方向に向けて環状
外側空気シールに衝当せしめ、第二の環状構造体
に半径方向に向けて摺動可能に当接せしめるよう
に構成されている。第三の環状部はリング２２の
ローリングを阻止するように構成されている。ロ
ーリングとは、外力の作用によりリングが内側を
外側へ向けてひつくり返ろうとすることである。
ローリングについては、ロアーク及びヤングの
“Formulas for Stress and Strain”、Mc
Graw Hill Book Company（Fifth Edision、
1975）、第384頁に詳しく述べられている。第三の
環状部は、半径方向高さR3と軸線方向幅A3と、
１よりも大きな半径方向高さに対する軸線方向幅
の比（A3／R3＞1.0）とを有している。第三の環
状部３２の軸線方向幅A3は第二の環状部の軸線
方向幅A2よりも大きい（A3＞A2）。図示してあ
るように、リング２２はその第三の環状部に於て
第一の環状部の軸線方向幅A1に等しい軸線方向
幅A3を有している。第三の環状部に於ける高さ
R3に対する軸線方向幅A3の比は第一の環状部に
於ける半径方向高さに対する軸線方向幅の比に等
しい（A3／R3＝A1／R1）。
0.38mm〜0.76mmの軸線方向変位を許すのに適す
るリング２２の実施例は次のようなものである。
即ち、外径D0が72.69cm、第二の環状部の軸線方
向幅A2が1.40mm、外径に対する内径Diの比が0.9
以上（上記実施例の場合は、Di／D0＝0.98）、第
一の環状部２８の軸線方向幅A1に対する第二の
環状部３０の軸線方向幅A2の比A2／A1＝0.45、
第一の環状部の半径方向高さR1に対する軸線方
向幅A1の比A1／R1＝1.75、第二の環状部の半径
方向高さR2に対する軸線方向幅A2の比A2／R2＝
0.41であつた。好ましい材料としては鉄系の合金
AMS（Aerospace Material Specefication）
5525、AMS5731或はAMS5805などがある。
るリング２２の実施例は次のようなものである。
即ち、外径D0が72.69cm、第二の環状部の軸線方
向幅A2が1.40mm、外径に対する内径Diの比が0.9
以上（上記実施例の場合は、Di／D0＝0.98）、第
一の環状部２８の軸線方向幅A1に対する第二の
環状部３０の軸線方向幅A2の比A2／A1＝0.45、
第一の環状部の半径方向高さR1に対する軸線方
向幅A1の比A1／R1＝1.75、第二の環状部の半径
方向高さR2に対する軸線方向幅A2の比A2／R2＝
0.41であつた。好ましい材料としては鉄系の合金
AMS（Aerospace Material Specefication）
5525、AMS5731或はAMS5805などがある。
第３図はガスタービンエンジンの作動中に於け
る第２図と同様の構造を示す。羽根１４の列に対
する環状リング２２及び外側空気シール１６の相
対熱膨張差によりリング２２が撓められる。第３
図にはその撓められた状態が誇張して示されてい
る。ステータ羽根の列に対する外側空気シールの
元の位置が、破線により示してある。
る第２図と同様の構造を示す。羽根１４の列に対
する環状リング２２及び外側空気シール１６の相
対熱膨張差によりリング２２が撓められる。第３
図にはその撓められた状態が誇張して示されてい
る。ステータ羽根の列に対する外側空気シールの
元の位置が、破線により示してある。
第４図は、第２図に示す構造の別の実施例を示
し、同図の実施例に比べて、より小さな軸線方向
幅A2及びより大きな半径方向高さR2を有する第
二の環状部１３０を有するリング１２２の構造を
示している。第一の環状部１２８はシリンダをな
している。このシリンダは軸線方向について或る
剛性を有し、且軸線方向面１３６を有している。
第三の環状部１３２もやはり、軸線方向について
或る剛性を有し、且第二の軸線方向を向く軸線方
向面１３８を有するシリンダからなつている。前
記実施例の第二の環状部とほぼ同様に機能する第
二の環状部１３０は、両シリンダ間で半径方向に
延びる環状板からなる。第二の環状部は、両シリ
ンダによりガイドされた状態で支持されている。
両シリンダの軸線方向剛性は、エンジンの作動時
に、その各軸線方向面が、対応する環状ステータ
構造体の対応する軸線方向接触域と平行をなすよ
うにリングを変形せしめる。
し、同図の実施例に比べて、より小さな軸線方向
幅A2及びより大きな半径方向高さR2を有する第
二の環状部１３０を有するリング１２２の構造を
示している。第一の環状部１２８はシリンダをな
している。このシリンダは軸線方向について或る
剛性を有し、且軸線方向面１３６を有している。
第三の環状部１３２もやはり、軸線方向について
或る剛性を有し、且第二の軸線方向を向く軸線方
向面１３８を有するシリンダからなつている。前
記実施例の第二の環状部とほぼ同様に機能する第
二の環状部１３０は、両シリンダ間で半径方向に
延びる環状板からなる。第二の環状部は、両シリ
ンダによりガイドされた状態で支持されている。
両シリンダの軸線方向剛性は、エンジンの作動時
に、その各軸線方向面が、対応する環状ステータ
構造体の対応する軸線方向接触域と平行をなすよ
うにリングを変形せしめる。
第５図は第２図のリングの他の一つの実施例２
２２を示し、この環状リングは外側空気シール１
６等からなる第二の環状ステータ構造体に当接す
るように構成された第二の環状部２３０を有して
いる。第一の環状部２２８は、第一の環状ステー
タ構造体に半径方向並びに第一の軸線方向に衝当
するように構成されている。第一の環状部は軸線
方向幅A1、半径方向高さR1及び１よりも大きい
半径方向高さに対する軸線方向幅の比（A1／R1
＞1.0）を有している。第二の環状部２３０は、
第一の環状部の軸線方向幅A1よりも小さい軸線
方向幅A2（A2＜A1）、半径方向高さR2及び１より
も小さい半径方向高さに対する軸線方向幅の比
（A2／R2＜1.0）を有し、第一の軸線方向接触域
２２４と第二の軸線方向接触域２２６との間に軸
線方向の可撓性を与えるように構成されている。
２２を示し、この環状リングは外側空気シール１
６等からなる第二の環状ステータ構造体に当接す
るように構成された第二の環状部２３０を有して
いる。第一の環状部２２８は、第一の環状ステー
タ構造体に半径方向並びに第一の軸線方向に衝当
するように構成されている。第一の環状部は軸線
方向幅A1、半径方向高さR1及び１よりも大きい
半径方向高さに対する軸線方向幅の比（A1／R1
＞1.0）を有している。第二の環状部２３０は、
第一の環状部の軸線方向幅A1よりも小さい軸線
方向幅A2（A2＜A1）、半径方向高さR2及び１より
も小さい半径方向高さに対する軸線方向幅の比
（A2／R2＜1.0）を有し、第一の軸線方向接触域
２２４と第二の軸線方向接触域２２６との間に軸
線方向の可撓性を与えるように構成されている。
軸線方向についての0.38mm〜0.76mmの撓みを許
すのに好適であるリング２２２の一実施例は次の
ようなものであつた。即ち、外径D0が70.14cm、
第二の環状部の軸線方向幅A2が1.40mm、外径D0
に対する内径Diの比Di／D0が0.9以上（本実施例
の場合はDi／D0＝0.97）、第一の環状部２２８の
軸線方向幅A1に対する第二の環状部２３０の軸
線方向幅A2の比A2／A1＝0.34、第一の環状部の
半径方向高さR1に対する軸線方向幅A1の比A1／
R1＝3.6、第二の環状部の半径方向高さR2に対す
る軸線方向幅A2の比A2／R2＝0.16であつた。リ
ング２２２の材料として好適であるものとしては
ニツケル系合金AMS（Aerospace Material
Specification）5707がある。
すのに好適であるリング２２２の一実施例は次の
ようなものであつた。即ち、外径D0が70.14cm、
第二の環状部の軸線方向幅A2が1.40mm、外径D0
に対する内径Diの比Di／D0が0.9以上（本実施例
の場合はDi／D0＝0.97）、第一の環状部２２８の
軸線方向幅A1に対する第二の環状部２３０の軸
線方向幅A2の比A2／A1＝0.34、第一の環状部の
半径方向高さR1に対する軸線方向幅A1の比A1／
R1＝3.6、第二の環状部の半径方向高さR2に対す
る軸線方向幅A2の比A2／R2＝0.16であつた。リ
ング２２２の材料として好適であるものとしては
ニツケル系合金AMS（Aerospace Material
Specification）5707がある。
ガスタービンエンジンの作動中、高温の作動媒
体ガスが環状流路１８を流れる。冷却用空気は環
状流路１８の外側に位置する環状流路２０を流れ
る。これら両気体と、ステータ羽根１４の列、外
側空気シール１６及びリング２２などのタービン
要素との間に熱交換が行われ、これらの要素が異
なる熱膨張を行う。この熱膨張によりタービン要
素間に相対運動が生じる。環状リングと外側空気
シールは、ステータ羽根の列に対して軸線方向並
びに半径方向に運動し、軸線方向空隙Ga並びに
半径方向空隙Grを変化させる。リング２２と外
側空気シール１６との間が半径方向に摺動可能に
係合されていることにより、該リングは半径方向
空隙Grの変化を許すことができる。高温の作動
媒体ガスと密に接触し且冷却用空気とそれほど密
ではないがやはり接触している環状リングは、外
向きに膨張する。該リングと外側空気シールとの
間が摺動可能に係合していることにより、該リン
グはステータ羽根の列に対して密に押圧される。
熱的環境とリングの熱膨張係数が既知であるか
ら、リングはステータ羽根の列に対して或る予め
定められた半径方向力を及ぼす。リングは、その
特別の断面形状に基いて定められた半径方向剛性
のために、この予め定められた力を受けた状態に
於て挫屈することはない。リングにより及ぼされ
る半径方向力は、サージが発生したとき起るよう
な、ステータ羽根の前後に於ける圧力の変化及び
外側ケーシング１２の振動などにより、羽根が外
側ケーシング１２から遠去かる向きに内向き傾動
しようとする傾向に対抗する。
体ガスが環状流路１８を流れる。冷却用空気は環
状流路１８の外側に位置する環状流路２０を流れ
る。これら両気体と、ステータ羽根１４の列、外
側空気シール１６及びリング２２などのタービン
要素との間に熱交換が行われ、これらの要素が異
なる熱膨張を行う。この熱膨張によりタービン要
素間に相対運動が生じる。環状リングと外側空気
シールは、ステータ羽根の列に対して軸線方向並
びに半径方向に運動し、軸線方向空隙Ga並びに
半径方向空隙Grを変化させる。リング２２と外
側空気シール１６との間が半径方向に摺動可能に
係合されていることにより、該リングは半径方向
空隙Grの変化を許すことができる。高温の作動
媒体ガスと密に接触し且冷却用空気とそれほど密
ではないがやはり接触している環状リングは、外
向きに膨張する。該リングと外側空気シールとの
間が摺動可能に係合していることにより、該リン
グはステータ羽根の列に対して密に押圧される。
熱的環境とリングの熱膨張係数が既知であるか
ら、リングはステータ羽根の列に対して或る予め
定められた半径方向力を及ぼす。リングは、その
特別の断面形状に基いて定められた半径方向剛性
のために、この予め定められた力を受けた状態に
於て挫屈することはない。リングにより及ぼされ
る半径方向力は、サージが発生したとき起るよう
な、ステータ羽根の前後に於ける圧力の変化及び
外側ケーシング１２の振動などにより、羽根が外
側ケーシング１２から遠去かる向きに内向き傾動
しようとする傾向に対抗する。
外側空気シール１６とステータ羽根１４の列と
の間の軸線方向空隙Gaが狭まるに伴い、リング
２２はステータ羽根の列により後向きに、又外側
空気シールにより前向きに、それぞれ付勢され
る。リングの軸線方向剛性により、該リングは、
その衝当するステータ羽根の列及びやはりその衝
当るす外側空気シールに対して、シール作用を持
つた一定の軸線方向力を及ぼし、自ら軸線方向に
向けて弾性的に撓み、軸線方向空隙Gaの減少分
ΔGaを許すようになる。第３図から解るように、
第三の環状部３２の軸線方向剛性はローリングが
起きるのを妨げ、第二の環状部３０の軸線方向剛
性は第二の環状部が第一の環状部と第三の環状部
に対して軸線方向に撓むのを可能にする。第二の
環状部は弾性的に撓むことにより軸線方向空隙の
減少分ΔGaの一部を吸収し、リングが幾分ロー
リングすることによりその減少分の残りを吸収す
ることになる。第一の環状部の軸線方向幅A1と
第二の環状部の軸線方向幅A2との間の差により、
第二の環状部と羽根との間に空隙Ｃを形成され、
リングが羽根により妨げられることなくローリン
グし且撓むことができるようになる。
の間の軸線方向空隙Gaが狭まるに伴い、リング
２２はステータ羽根の列により後向きに、又外側
空気シールにより前向きに、それぞれ付勢され
る。リングの軸線方向剛性により、該リングは、
その衝当するステータ羽根の列及びやはりその衝
当るす外側空気シールに対して、シール作用を持
つた一定の軸線方向力を及ぼし、自ら軸線方向に
向けて弾性的に撓み、軸線方向空隙Gaの減少分
ΔGaを許すようになる。第３図から解るように、
第三の環状部３２の軸線方向剛性はローリングが
起きるのを妨げ、第二の環状部３０の軸線方向剛
性は第二の環状部が第一の環状部と第三の環状部
に対して軸線方向に撓むのを可能にする。第二の
環状部は弾性的に撓むことにより軸線方向空隙の
減少分ΔGaの一部を吸収し、リングが幾分ロー
リングすることによりその減少分の残りを吸収す
ることになる。第一の環状部の軸線方向幅A1と
第二の環状部の軸線方向幅A2との間の差により、
第二の環状部と羽根との間に空隙Ｃを形成され、
リングが羽根により妨げられることなくローリン
グし且撓むことができるようになる。
第４図に示した実施例の場合、第二の環状部は
その軸線方向幅A2を減らし且その半径方向高さ
R2を増すことにより、第３図に示したものに比
べてその軸線方向剛性が更に小さくされている。
軸線方向空隙の減少分ΔGaによつて第二の環状
部が撓む。第一の環状部及び第三の環状部の剛性
により、第一の環状部と第三の環状部が第二の環
状部をガイドされた状態で支持し、第二の環状部
の中立面の内側端及び外側端が回動するのが防止
される。その結果、リングはその両軸線方向面１
３６，１３８をそれぞれ、互に且対応する環状ス
テータ構造体に対して平行に向ける。このように
してシール面が大きくなることにより、環状リン
グとその衝当する環状ステータ構造体との間の軸
線方向接触域が線接触に近付くような前の構造に
比べて、一層漏洩を防止する作用が大きくなる。
その軸線方向幅A2を減らし且その半径方向高さ
R2を増すことにより、第３図に示したものに比
べてその軸線方向剛性が更に小さくされている。
軸線方向空隙の減少分ΔGaによつて第二の環状
部が撓む。第一の環状部及び第三の環状部の剛性
により、第一の環状部と第三の環状部が第二の環
状部をガイドされた状態で支持し、第二の環状部
の中立面の内側端及び外側端が回動するのが防止
される。その結果、リングはその両軸線方向面１
３６，１３８をそれぞれ、互に且対応する環状ス
テータ構造体に対して平行に向ける。このように
してシール面が大きくなることにより、環状リン
グとその衝当する環状ステータ構造体との間の軸
線方向接触域が線接触に近付くような前の構造に
比べて、一層漏洩を防止する作用が大きくなる。
第５図に示したように、リング２２２は第２図
に示したリングとほぼ同様な働きをする。リング
はローリングし軸線方向に撓むことにより軸線方
向空隙Gaを減少分ΔGaを吸収する。第一の環状
部はステータ羽根の列に衝当し、リングの外径部
がローリングしようとするのを防止する。第二の
環状部はシールのために外側空気シール１６に衝
当している。リングはステータ羽根１４の列に対
して半径方向力を加えるように半径方向に固くな
つている。
に示したリングとほぼ同様な働きをする。リング
はローリングし軸線方向に撓むことにより軸線方
向空隙Gaを減少分ΔGaを吸収する。第一の環状
部はステータ羽根の列に衝当し、リングの外径部
がローリングしようとするのを防止する。第二の
環状部はシールのために外側空気シール１６に衝
当している。リングはステータ羽根１４の列に対
して半径方向力を加えるように半径方向に固くな
つている。
以上に於ては本発明をその好適実施例について
説明したが、当業者であれば本発明の概念から逸
脱することなく種々の変更、省略等を行い得るこ
とは明らかである。
説明したが、当業者であれば本発明の概念から逸
脱することなく種々の変更、省略等を行い得るこ
とは明らかである。
第１図は軸流ガスタービンエンジンのステータ
アセンブリの一部を示すためにエンジンの一部を
示す略縦断面図、第２図は外側ケーシングとそれ
から内向きに延在する環状ステータ構造体を示す
ためのステータアセンブリの一部を拡大して示す
縦断面図、第３図はエンジンの作動時の環状リン
グの姿勢を示すための第２図と同様の図、第４図
は別の実施例を示すための第３図と同様な図、第
５図は更に別の実施例を示すための第２図と同様
な図、第６図は従来技術を示すための第２図と同
様な図である。 １０……ステータアセンブリ、１２……外側ケ
ーシング、１４……ステータ羽根、１６……外側
空気シール、１８……環状流路、２０……冷却空
気流路、２２，１２２，２２２……リング、２
４，２６……軸線方向接触領域、２８，３０，３
２，１２８，１３０，１３２……環状部、３６，
３８，１３６，１３８……軸線方向面。
アセンブリの一部を示すためにエンジンの一部を
示す略縦断面図、第２図は外側ケーシングとそれ
から内向きに延在する環状ステータ構造体を示す
ためのステータアセンブリの一部を拡大して示す
縦断面図、第３図はエンジンの作動時の環状リン
グの姿勢を示すための第２図と同様の図、第４図
は別の実施例を示すための第３図と同様な図、第
５図は更に別の実施例を示すための第２図と同様
な図、第６図は従来技術を示すための第２図と同
様な図である。 １０……ステータアセンブリ、１２……外側ケ
ーシング、１４……ステータ羽根、１６……外側
空気シール、１８……環状流路、２０……冷却空
気流路、２２，１２２，２２２……リング、２
４，２６……軸線方向接触領域、２８，３０，３
２，１２８，１３０，１３２……環状部、３６，
３８，１３６，１３８……軸線方向面。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 半径方向内向きの第一の接触領域２３と軸線
方向へ向いた第二の接触領域２４，２２４とを有
する第一の環状ステータ構造体１４と、軸線方向
へ向いた第三の接触領域２６，２２６を有する第
二の環状ステータ構造体１６と、前記第一の環状
ステータ構造体と前記第二の環状ステータ構造体
の間に配置されそれぞれ前記第一、第二及び第三
の接触領域に対向する第四、第五及び第六の接触
領域３５；３６，１３６；３８、１３８を有する
リング２２，１２２，２２２とを有し、前記第一
の環状ステータ構造体は前記リングの弾性的半径
方向圧縮により半径方向外方へ向けて支持され、
前記第一の環状ステータ構造体と前記第二の環状
ステータ構造体の間の前記第二の接触領域と前記
第三の接触領域とが互いに近付く方向の軸線方向
の相対的動きは前記リングの前記第五及び第六の
接触領域を介しての弾性的の捩りによつて制限さ
れている如きガスタービンエンジンに於て、前記
リング２２，１２２，２２２はその前記第四及び
第五の接触領域を与える第一の環状部２８，１２
８，２２８と、前記第一の環状部より半径方向内
側に位置する第二の環状部３０，１３０，２３０
と、前記第二の環状部より半径方向内側に位置し
前記第六の接触領域を与える第三の環状部３２，
１３２とを有し、前記第一の環状部の半径方向高
さR1に対する軸線方向幅A1の比は１より実質的
に大きく、前記第二の環状部の軸線方向幅A2は
前記第一の環状部の軸線方向幅A1より実質的に
小さく、前記第二の環状部の半径方向高さR2に
対する軸線方向幅A2の比は１より実質的に小さ
いことを特徴とするガスタービンエンジン。 ２ 特許請求の範囲第１項のガスタービンエンジ
ンにして、前記第三の環状部３２，１３２の軸線
方向幅A3は前記第二の環状部３０，１３０の軸
線方向幅A2より実質的に大きく、前記第三の環
状部の半径方向高さR3に対する軸線方向幅A3の
比は１より実質的に大きいことを特徴とするガス
タービンエンジン。 ３ 特許請求の範囲第１項のガスタービンエンジ
ンにして、前記第三の環状部は前記第二の環状部
２３０と同じ軸線方向幅を有し、前記第二の環状
部を単に半径方向内側へ延長した部分として構成
されていることを特徴とするガスタービンエンジ
ン。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/170,251 US4425078A (en) | 1980-07-18 | 1980-07-18 | Axial flexible radially stiff retaining ring for sealing in a gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5741406A JPS5741406A (en) | 1982-03-08 |
| JPH0228684B2 true JPH0228684B2 (ja) | 1990-06-26 |
Family
ID=22619162
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP56112051A Granted JPS5741406A (en) | 1980-07-18 | 1981-07-17 | Ring for sealing gas turbine engine |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4425078A (ja) |
| JP (1) | JPS5741406A (ja) |
| CA (1) | CA1154687A (ja) |
| DE (1) | DE3126359C2 (ja) |
| FR (1) | FR2487005B1 (ja) |
| GB (1) | GB2080439B (ja) |
Families Citing this family (31)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2119452A (en) * | 1982-04-27 | 1983-11-16 | Rolls Royce | Shroud assemblies for axial flow turbomachine rotors |
| US4526508A (en) * | 1982-09-29 | 1985-07-02 | United Technologies Corporation | Rotor assembly for a gas turbine engine |
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| GB2226365B (en) * | 1988-12-22 | 1993-03-10 | Rolls Royce Plc | Turbomachine clearance control |
| US5004402A (en) * | 1989-09-05 | 1991-04-02 | United Technologies Corporation | Axial compressor stator construction |
| US5131813A (en) * | 1990-04-03 | 1992-07-21 | General Electric Company | Turbine blade outer end attachment structure |
| US5232340A (en) * | 1992-09-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Gas turbine engine stator assembly |
| US5411369A (en) * | 1994-02-22 | 1995-05-02 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine engine component retention |
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| DE10209295B4 (de) | 2002-03-01 | 2010-12-09 | Alstom Technology Ltd. | Spaltdichtung bei einer Gasturbine |
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| WO2004101958A1 (fr) * | 2003-05-07 | 2004-11-25 | Snecma Moteurs | Stator d'une machine et procedes de montage et demontage |
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| GB2419163A (en) * | 2004-10-15 | 2006-04-19 | Rolls Royce Plc | A sealing arrangement for sealing between annular components of a turbine |
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| DE102010005153A1 (de) * | 2010-01-21 | 2011-07-28 | MTU Aero Engines GmbH, 80995 | Gehäusesystem für eine Axialströmungsmaschine |
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| US9506367B2 (en) * | 2012-07-20 | 2016-11-29 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal having inward pointing extension |
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