JPH08303204A - ガスタービンの動翼シール構造 - Google Patents
ガスタービンの動翼シール構造Info
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- JPH08303204A JPH08303204A JP10942795A JP10942795A JPH08303204A JP H08303204 A JPH08303204 A JP H08303204A JP 10942795 A JP10942795 A JP 10942795A JP 10942795 A JP10942795 A JP 10942795A JP H08303204 A JPH08303204 A JP H08303204A
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- Japan
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- blade
- moving blade
- cutting
- gas turbine
- front surface
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- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【目的】 高温の燃焼ガスに曝されても発生する熱応力
が低く、動翼振動のおそれが少なく、軸方向に動翼が熱
膨張してもケーシングと動翼との接触抵抗が小さく、か
つ、ハニカムを切り込む際の衝撃等を受けても長時間安
定的に使用することができ、更に加工工程がシンプルで
加工コストが低い、ガスタービンの動翼シール構造を提
供する。 【構成】 ケーシング７の内面にハニカム材８が張り付
けられており、各動翼１０が、シュラウド部１２とフィ
ン部１４を有する。フィン部の半径方向外縁は、前記ハ
ニカム材にわずかに切り込むように形成されており、フ
ィン部の軸方向両側面には、ハニカム材を切削する切削
刃が形成されている。切削刃は、動翼の母材と一体に形
成されており、動翼の回転方向に対して鈍角をなす前面
と、前面と鋭角をなしかつ動翼の回転方向に対して逃げ
角を有する側面とからなる。
が低く、動翼振動のおそれが少なく、軸方向に動翼が熱
膨張してもケーシングと動翼との接触抵抗が小さく、か
つ、ハニカムを切り込む際の衝撃等を受けても長時間安
定的に使用することができ、更に加工工程がシンプルで
加工コストが低い、ガスタービンの動翼シール構造を提
供する。 【構成】 ケーシング７の内面にハニカム材８が張り付
けられており、各動翼１０が、シュラウド部１２とフィ
ン部１４を有する。フィン部の半径方向外縁は、前記ハ
ニカム材にわずかに切り込むように形成されており、フ
ィン部の軸方向両側面には、ハニカム材を切削する切削
刃が形成されている。切削刃は、動翼の母材と一体に形
成されており、動翼の回転方向に対して鈍角をなす前面
と、前面と鋭角をなしかつ動翼の回転方向に対して逃げ
角を有する側面とからなる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンの動翼シ
ール構造に係わり、更に詳しくは、ジェットエンジン用
タービン動翼の先端部シール構造に関する。
ール構造に係わり、更に詳しくは、ジェットエンジン用
タービン動翼の先端部シール構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】図４はターボジェットエンジンの模式的
構成図であり、空気取入口１、圧縮機２、燃焼器３、ガ
スタービン４、アフターバーナ５、ジェットノズル６、
等を備えている。かかるターボジェットエンジンでは、
空気を空気取入口１から導入し、圧縮機２でこの空気を
圧縮し、燃焼器３内で燃料を燃焼させて高温の燃焼ガス
を発生させ、発生した燃焼ガスでガスタービン４を駆動
し、このガスタービン４で圧縮機２を駆動し、アフター
バーナ５でタービンを出た排ガスにより燃料を再度燃焼
させ、高温の燃焼排ガスをジェットノズル６で膨張させ
て後方に噴出し、推力を発生するようになっている。こ
の構成は、ターボジェットエンジン以外のジェットエン
ジンでも同様である。
構成図であり、空気取入口１、圧縮機２、燃焼器３、ガ
スタービン４、アフターバーナ５、ジェットノズル６、
等を備えている。かかるターボジェットエンジンでは、
空気を空気取入口１から導入し、圧縮機２でこの空気を
圧縮し、燃焼器３内で燃料を燃焼させて高温の燃焼ガス
を発生させ、発生した燃焼ガスでガスタービン４を駆動
し、このガスタービン４で圧縮機２を駆動し、アフター
バーナ５でタービンを出た排ガスにより燃料を再度燃焼
させ、高温の燃焼排ガスをジェットノズル６で膨張させ
て後方に噴出し、推力を発生するようになっている。こ
の構成は、ターボジェットエンジン以外のジェットエン
ジンでも同様である。
【０００３】かかるジェットエンジンでは、ガスタービ
ン４の動翼先端とエンジンのケーシング７の内面との間
に隙間があり（以下、動翼間隙という）、この動翼間隙
を燃焼ガスの一部が流れて、圧力損失が増加しタービン
性能が低下する問題がある。従来、かかる動翼間隙の流
れを低減するため、動翼先端にケーシング内面からわ
ずかな隙間を隔てたリング状のシュラウドを設けて翼端
の圧力損失を下げる、翼先端部の翼厚を薄くして、翼
端接触時に容易に翼先端が摩滅するようにし、動翼間隙
を最小にする、逆に、翼端部を固くしてケーシング側
に研削容易な材料を被覆し、接触時にケーシング内面を
削り取ることで、接触時の動翼間隙を最小にする、等の
手段が用いられていた。
ン４の動翼先端とエンジンのケーシング７の内面との間
に隙間があり（以下、動翼間隙という）、この動翼間隙
を燃焼ガスの一部が流れて、圧力損失が増加しタービン
性能が低下する問題がある。従来、かかる動翼間隙の流
れを低減するため、動翼先端にケーシング内面からわ
ずかな隙間を隔てたリング状のシュラウドを設けて翼端
の圧力損失を下げる、翼先端部の翼厚を薄くして、翼
端接触時に容易に翼先端が摩滅するようにし、動翼間隙
を最小にする、逆に、翼端部を固くしてケーシング側
に研削容易な材料を被覆し、接触時にケーシング内面を
削り取ることで、接触時の動翼間隙を最小にする、等の
手段が用いられていた。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】しかし、ガスタービン
の動翼は、高温の燃焼ガスに曝されるため、のように
シュラウドを設けると、シュラウドに高い熱応力が発生
し強度不足になりやすく、のように翼先端を摩滅させ
ると、アンバランスな摩滅により釣り合いがとれなくな
って動翼振動を引き起こしやすく、のようにケーシン
グ内面を削り取るようにすると、特に軸方向に動翼が熱
膨張する際に、ケーシングと動翼との接触抵抗が過大と
なり、甚だしい場合には、動翼を破損させるおそれがあ
る、等の問題点があった。
の動翼は、高温の燃焼ガスに曝されるため、のように
シュラウドを設けると、シュラウドに高い熱応力が発生
し強度不足になりやすく、のように翼先端を摩滅させ
ると、アンバランスな摩滅により釣り合いがとれなくな
って動翼振動を引き起こしやすく、のようにケーシン
グ内面を削り取るようにすると、特に軸方向に動翼が熱
膨張する際に、ケーシングと動翼との接触抵抗が過大と
なり、甚だしい場合には、動翼を破損させるおそれがあ
る、等の問題点があった。
【０００５】また、動翼の一部にプラズマスプレイ等に
より切削層を形成する手段（特願平６−１８９７２７
号、未公開）では、ハニカムを切り込む際の衝撃等によ
り実機で運転中にコーティング層が欠けることがある機
能上の問題点があり、更にプラズマ加工の前にコーティ
ングを剥がしたり、マスキングする必要があるため、工
程的にコストがかかり、かつコーティングのプロセス自
体も不安定である等の問題点があった。
より切削層を形成する手段（特願平６−１８９７２７
号、未公開）では、ハニカムを切り込む際の衝撃等によ
り実機で運転中にコーティング層が欠けることがある機
能上の問題点があり、更にプラズマ加工の前にコーティ
ングを剥がしたり、マスキングする必要があるため、工
程的にコストがかかり、かつコーティングのプロセス自
体も不安定である等の問題点があった。
【０００６】本発明は、かかる問題点を解決するために
創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、高
温の燃焼ガスに曝されても発生する熱応力が低く、動翼
振動のおそれが少なく、軸方向に動翼が熱膨張してもケ
ーシングと動翼との接触抵抗が小さく、かつ、ハニカム
を切り込む際の衝撃等を受けても長時間安定使用するこ
とができ、更に加工工程がシンプルで加工コストが低
い、ガスタービンの動翼シール構造を提供することにあ
る。
創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、高
温の燃焼ガスに曝されても発生する熱応力が低く、動翼
振動のおそれが少なく、軸方向に動翼が熱膨張してもケ
ーシングと動翼との接触抵抗が小さく、かつ、ハニカム
を切り込む際の衝撃等を受けても長時間安定使用するこ
とができ、更に加工工程がシンプルで加工コストが低
い、ガスタービンの動翼シール構造を提供することにあ
る。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、ガスタ
ービンの動翼先端とこれを囲むケーシングとの間隙を流
れるガス流量を低減するためのシール構造であって、ケ
ーシング内面に薄い金属箔からなるハニカム材が張り付
けられており、各動翼は、その先端部付近に設けられ互
いに密着して回転軸と同心のリングを形成するシュラウ
ド部と、該シュラウド部の半径方向外方に設けられ隣接
する動翼と密着してリング状の中空円板を形成するフィ
ン部と、を有し、フィン部の半径方向外縁は、前記ハニ
カム材にわずかに切り込むように形成されており、フィ
ン部の軸方向両側面には、ハニカム材を切削する切削刃
が形成されている、ことを特徴とするガスタービンの動
翼シール構造が提供される。
ービンの動翼先端とこれを囲むケーシングとの間隙を流
れるガス流量を低減するためのシール構造であって、ケ
ーシング内面に薄い金属箔からなるハニカム材が張り付
けられており、各動翼は、その先端部付近に設けられ互
いに密着して回転軸と同心のリングを形成するシュラウ
ド部と、該シュラウド部の半径方向外方に設けられ隣接
する動翼と密着してリング状の中空円板を形成するフィ
ン部と、を有し、フィン部の半径方向外縁は、前記ハニ
カム材にわずかに切り込むように形成されており、フィ
ン部の軸方向両側面には、ハニカム材を切削する切削刃
が形成されている、ことを特徴とするガスタービンの動
翼シール構造が提供される。
【０００８】本発明の好ましい実施例によれば、前記切
削刃は、動翼の母材と一体に形成されている。また、前
記切削刃は、動翼の回転方向に対して鈍角をなす前面
と、前面と鋭角をなしかつ動翼の回転方向に対して逃げ
角を有する側面とからなる。更に、前記切削刃の前面
は、回転方向前面に設けられた凹面から構成される、こ
とが好ましい。
削刃は、動翼の母材と一体に形成されている。また、前
記切削刃は、動翼の回転方向に対して鈍角をなす前面
と、前面と鋭角をなしかつ動翼の回転方向に対して逃げ
角を有する側面とからなる。更に、前記切削刃の前面
は、回転方向前面に設けられた凹面から構成される、こ
とが好ましい。
【０００９】
【作用】上記本発明の構成によれば、動翼がシュラウド
部とフィン部を有し、シュラウド部により回転軸と同心
のリングを形成し、フィン部によりリングの外方に半径
方向に延びたリング状の中空円板を形成するので、フィ
ン部の外縁がケーシング内面に張り付けられたハニカム
材にわずかに切り込んで回転し、動翼先端とケーシング
内面との隙間（動翼間隙）をほとんどなくすことがで
き、動翼間隙を流れるガス量を大幅に低減することがで
きる。
部とフィン部を有し、シュラウド部により回転軸と同心
のリングを形成し、フィン部によりリングの外方に半径
方向に延びたリング状の中空円板を形成するので、フィ
ン部の外縁がケーシング内面に張り付けられたハニカム
材にわずかに切り込んで回転し、動翼先端とケーシング
内面との隙間（動翼間隙）をほとんどなくすことがで
き、動翼間隙を流れるガス量を大幅に低減することがで
きる。
【００１０】また、シュラウド部は各動翼に別々の設け
られているので、動翼が高温の燃焼ガスに曝されても、
シュラウド部に発生する熱応力を低く抑えることができ
る。更に、薄い金属箔からなるハニカム材は、比較的小
さい切削力で切り込むことができるので、フィン部と接
触してもハニカム材が切削されフィン部はほとんど摩滅
しない。このため動翼にアンバランスが生じにくく動翼
振動はほとんど起きない。また、軸方向に動翼が熱膨張
しても、フィン部の軸方向両側面にハニカム材を切削す
る切削刃が形成されているので、この切削刃によりハニ
カム材を低い抵抗で切削することができ、動翼の破損の
おそれがほとんどない。
られているので、動翼が高温の燃焼ガスに曝されても、
シュラウド部に発生する熱応力を低く抑えることができ
る。更に、薄い金属箔からなるハニカム材は、比較的小
さい切削力で切り込むことができるので、フィン部と接
触してもハニカム材が切削されフィン部はほとんど摩滅
しない。このため動翼にアンバランスが生じにくく動翼
振動はほとんど起きない。また、軸方向に動翼が熱膨張
しても、フィン部の軸方向両側面にハニカム材を切削す
る切削刃が形成されているので、この切削刃によりハニ
カム材を低い抵抗で切削することができ、動翼の破損の
おそれがほとんどない。
【００１１】更に、切削刃を、動翼の母材と一体に形成
すれば、切削刃の耐摩耗性や耐衝撃性を高めることがで
き、ハニカムを切り込む際の衝撃等を受けても長時間安
定的に使用することができ、かつコーティング層の剥が
し作業やマスキングが不要となるため、加工工程がシン
プルで加工コストを下げることができる。また、切削刃
を、動翼の回転方向に対して鈍角をなす前面と、前面と
鋭角をなしかつ動翼の回転方向に対して逃げ角を有する
側面とから構成すれば、切削屑の逃げ道を設け、切削性
を向上させることができる。更に、切削刃の前面を、回
転方向前面に設けられた凹面から構成すれば、動翼の母
材形状の一部を用いてわずかな加工により鋭い切削刃を
形成することができ、切削性、耐久性を向上させること
ができ、かつ加工コストを更に下げることができる。
すれば、切削刃の耐摩耗性や耐衝撃性を高めることがで
き、ハニカムを切り込む際の衝撃等を受けても長時間安
定的に使用することができ、かつコーティング層の剥が
し作業やマスキングが不要となるため、加工工程がシン
プルで加工コストを下げることができる。また、切削刃
を、動翼の回転方向に対して鈍角をなす前面と、前面と
鋭角をなしかつ動翼の回転方向に対して逃げ角を有する
側面とから構成すれば、切削屑の逃げ道を設け、切削性
を向上させることができる。更に、切削刃の前面を、回
転方向前面に設けられた凹面から構成すれば、動翼の母
材形状の一部を用いてわずかな加工により鋭い切削刃を
形成することができ、切削性、耐久性を向上させること
ができ、かつ加工コストを更に下げることができる。
【００１２】
【実施例】以下、本発明の好ましい実施例を図面を参照
して説明する。なお、各図において共通する部分には同
一の符号を付して使用する。図１は、本発明によるシー
ル構造を備えたガスタービン動翼の斜視図であり、図２
は、図１のＡ−Ａ線における矢視図、図３はその部分拡
大図である。本発明のシール構造は、動翼１０の先端と
これを囲むケーシング７との間隙を流れるガス流量を低
減するための用いられる。
して説明する。なお、各図において共通する部分には同
一の符号を付して使用する。図１は、本発明によるシー
ル構造を備えたガスタービン動翼の斜視図であり、図２
は、図１のＡ−Ａ線における矢視図、図３はその部分拡
大図である。本発明のシール構造は、動翼１０の先端と
これを囲むケーシング７との間隙を流れるガス流量を低
減するための用いられる。
【００１３】図１において、ケーシング７の内面にはハ
ニカム材８がロウ付け等で張り付けられている。ハニカ
ム材８は、耐熱性の高い金属、例えばニッケル合金、ア
ルミニウム合金、等の薄い金属箔を組み合わせて蜂の巣
状の孔（例えば六角形の孔）を有する板に構成したもの
である。ハニカム材８の半径方向厚さは、動翼１０の半
径方向熱膨張量よりも十分大きいことが好ましく、例え
ば約８ｍｍ程度とするのがよい。かかるハニカム材は、
半径方向に延びる金属箔の壁により、エンジンの軸方向
のガス流れを阻止することができる。また、例えば１０
〜３０μｍ程度の薄い金属箔からなるので、比較的小さ
い切削力で切り込むことができ、後述する動翼のフィン
部と接触してもハニカム材８が切削されフィン部の摩滅
を防ぐことができる。
ニカム材８がロウ付け等で張り付けられている。ハニカ
ム材８は、耐熱性の高い金属、例えばニッケル合金、ア
ルミニウム合金、等の薄い金属箔を組み合わせて蜂の巣
状の孔（例えば六角形の孔）を有する板に構成したもの
である。ハニカム材８の半径方向厚さは、動翼１０の半
径方向熱膨張量よりも十分大きいことが好ましく、例え
ば約８ｍｍ程度とするのがよい。かかるハニカム材は、
半径方向に延びる金属箔の壁により、エンジンの軸方向
のガス流れを阻止することができる。また、例えば１０
〜３０μｍ程度の薄い金属箔からなるので、比較的小さ
い切削力で切り込むことができ、後述する動翼のフィン
部と接触してもハニカム材８が切削されフィン部の摩滅
を防ぐことができる。
【００１４】各動翼１０（図１にそのうちの１つを示
す）は、シュラウド部１２とフィン部１４とを有する。
また、その基端部にはダブテール部１１が設けられ、タ
ービンディスク９にこのダブテール部１１が植え込ま
れ、エンジンの回転軸を中心に一体回転できるようにな
っている。シュラウド部１２は、動翼１０の先端部付近
に設けられ、隣接する動翼のシュラウド部（図示せず）
と互いに密着して回転軸と同心のリングを形成するよう
になっている。かかる構成により、シュラウド部１２が
各動翼毎に別々に設けられているので、動翼が高温の燃
焼ガスに曝されても、シュラウド部に発生する熱応力を
低く抑えることができる。
す）は、シュラウド部１２とフィン部１４とを有する。
また、その基端部にはダブテール部１１が設けられ、タ
ービンディスク９にこのダブテール部１１が植え込ま
れ、エンジンの回転軸を中心に一体回転できるようにな
っている。シュラウド部１２は、動翼１０の先端部付近
に設けられ、隣接する動翼のシュラウド部（図示せず）
と互いに密着して回転軸と同心のリングを形成するよう
になっている。かかる構成により、シュラウド部１２が
各動翼毎に別々に設けられているので、動翼が高温の燃
焼ガスに曝されても、シュラウド部に発生する熱応力を
低く抑えることができる。
【００１５】フィン部１４は、シュラウド部１２の半径
方向外方に設けられ隣接する動翼のフィン部（図示せ
ず）と密着して半径方向に延びるリング状の中空円板を
形成する。またフィン部１４の半径方向外縁は、ハニカ
ム材８にわずかに切り込むようにエンジンの回転軸と同
心の円弧状に形成されている。この切り込み深さは、例
えば約２〜３ｍｍ程度であるのがよい。
方向外方に設けられ隣接する動翼のフィン部（図示せ
ず）と密着して半径方向に延びるリング状の中空円板を
形成する。またフィン部１４の半径方向外縁は、ハニカ
ム材８にわずかに切り込むようにエンジンの回転軸と同
心の円弧状に形成されている。この切り込み深さは、例
えば約２〜３ｍｍ程度であるのがよい。
【００１６】かかる構成により、図２に示すように、隣
接する動翼のフィン部１４（斜線のハッチングで示す）
が密着して隙間の小さい中空円板を形成するので、フィ
ン部の外縁がハニカム材に切り込みながら回転すること
と相まって、動翼先端とケーシング内面との隙間（動翼
間隙）をほとんどなくすことができ、動翼間隙を流れる
ガス量を大幅に低減することができる。更に、薄い金属
箔からなるハニカム材８は、比較的小さい切削力で切り
込むことができるので、フィン部１４と接触してもハニ
カム材８が切削されフィン部１４はほとんど摩耗しな
い。このため動翼にアンバランスが生じにくく動翼振動
はほとんど起きない。
接する動翼のフィン部１４（斜線のハッチングで示す）
が密着して隙間の小さい中空円板を形成するので、フィ
ン部の外縁がハニカム材に切り込みながら回転すること
と相まって、動翼先端とケーシング内面との隙間（動翼
間隙）をほとんどなくすことができ、動翼間隙を流れる
ガス量を大幅に低減することができる。更に、薄い金属
箔からなるハニカム材８は、比較的小さい切削力で切り
込むことができるので、フィン部１４と接触してもハニ
カム材８が切削されフィン部１４はほとんど摩耗しな
い。このため動翼にアンバランスが生じにくく動翼振動
はほとんど起きない。
【００１７】図３は図２の上側のフィン部１４の拡大図
である。この図に示すように、フィン部１４の軸方向両
側面には、ハニカム材を切削する切削刃１６、１７が形
成されている。図２及び図３で、動翼１０は図で左方向
に回転し、従って、フィン部１４の両側面（上面及び下
面）は、ハニカム材と擦りながら回転する。このため、
切削刃１６，１７がない場合には、フィン部１４の上下
面とハニカム材との摩擦抵抗が大きくなる傾向がある。
しかし、上述のように切削刃１６，１７を設けることに
より、この切削刃１６，１７により、軸方向に動翼が熱
膨張しても、ハニカム材を低い抵抗で切削することがで
き、動翼の破損のおそれをなくすことができる。
である。この図に示すように、フィン部１４の軸方向両
側面には、ハニカム材を切削する切削刃１６、１７が形
成されている。図２及び図３で、動翼１０は図で左方向
に回転し、従って、フィン部１４の両側面（上面及び下
面）は、ハニカム材と擦りながら回転する。このため、
切削刃１６，１７がない場合には、フィン部１４の上下
面とハニカム材との摩擦抵抗が大きくなる傾向がある。
しかし、上述のように切削刃１６，１７を設けることに
より、この切削刃１６，１７により、軸方向に動翼が熱
膨張しても、ハニカム材を低い抵抗で切削することがで
き、動翼の破損のおそれをなくすことができる。
【００１８】図３に示すように、切削刃１６，１７は、
動翼の回転方向（図に矢印で示す）に対して鈍角をなす
前面１６ａ，１７ａと、前面と鋭角をなしかつ動翼の回
転方向に対して逃げ角を有する側面１６ｂ，１７ｂとか
らなる。この逃げ角は、例えば、５〜１５°程度がよ
い。かかる構成により、切削屑の逃げ道を設け、切削性
を向上させることができる。
動翼の回転方向（図に矢印で示す）に対して鈍角をなす
前面１６ａ，１７ａと、前面と鋭角をなしかつ動翼の回
転方向に対して逃げ角を有する側面１６ｂ，１７ｂとか
らなる。この逃げ角は、例えば、５〜１５°程度がよ
い。かかる構成により、切削屑の逃げ道を設け、切削性
を向上させることができる。
【００１９】また、本発明の切削刃１６，１７は、動翼
１０の母材と一体に形成されている。この構成により、
動翼表面のコーティング等により切削刃の耐摩耗性や耐
衝撃性を高めることができ、ハニカムを切り込む際の衝
撃等に長時間安定的に使用することができ、かつコーテ
ィング層の剥がし作業やマスキングが不要となるため、
加工工程がシンプルで加工コストを下げることができ
る。
１０の母材と一体に形成されている。この構成により、
動翼表面のコーティング等により切削刃の耐摩耗性や耐
衝撃性を高めることができ、ハニカムを切り込む際の衝
撃等に長時間安定的に使用することができ、かつコーテ
ィング層の剥がし作業やマスキングが不要となるため、
加工工程がシンプルで加工コストを下げることができ
る。
【００２０】更に、図３に示すように、動翼１０の回転
方向前面には切削刃１７の部分に凹面１９が設けられて
おり、切削刃１７の前面１７ａはこの凹面１９の一部で
構成されている。かかる構成により、動翼の母材形状の
一部を用い、側面１７ｂを適当な直径のフライス等を用
いて円弧状に加工することにより、わずかな加工により
鋭い切削刃１７ｂを形成することができ、切削性、耐久
性を向上させることができ、かつ加工コストを更に下げ
ることができる。
方向前面には切削刃１７の部分に凹面１９が設けられて
おり、切削刃１７の前面１７ａはこの凹面１９の一部で
構成されている。かかる構成により、動翼の母材形状の
一部を用い、側面１７ｂを適当な直径のフライス等を用
いて円弧状に加工することにより、わずかな加工により
鋭い切削刃１７ｂを形成することができ、切削性、耐久
性を向上させることができ、かつ加工コストを更に下げ
ることができる。
【００２１】なお、上述の説明では、図２に示す２つの
フィン部１４のうち上側のフィン部について詳述した
が、本発明は下側のフィン部にも適用できる。また、本
発明は上述した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸
脱しない範囲で種々変更できることは勿論である。
フィン部１４のうち上側のフィン部について詳述した
が、本発明は下側のフィン部にも適用できる。また、本
発明は上述した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸
脱しない範囲で種々変更できることは勿論である。
【００２２】
【発明の効果】上述したように、本発明のガスタービン
の動翼シール構造は、高温の燃焼ガスに曝されても発生
する熱応力が低く、動翼振動のおそれが少なく、軸方向
に動翼が熱膨張してもケーシングと動翼との接触抵抗が
小さく、かつ、ハニカムを切り込む際の衝撃等を受けて
も長時間安定的に使用することができ、更に加工工程が
シンプルで加工コストが低い、等の優れた効果を有す
る。
の動翼シール構造は、高温の燃焼ガスに曝されても発生
する熱応力が低く、動翼振動のおそれが少なく、軸方向
に動翼が熱膨張してもケーシングと動翼との接触抵抗が
小さく、かつ、ハニカムを切り込む際の衝撃等を受けて
も長時間安定的に使用することができ、更に加工工程が
シンプルで加工コストが低い、等の優れた効果を有す
る。
【図１】本発明によるシール構造を備えたガスタービン
動翼の斜視図である。
動翼の斜視図である。
【図２】図１のＡ−Ａ線における矢視図である。
【図３】図２の部分拡大図である。
【図４】ターボジェットエンジンの模式的構成図であ
る。
る。
１ 空気取入口 ２ 圧縮機 ３ 燃焼器 ４ ガスタービン ５ アフターバーナ ６ ジェットノズル ７ ケーシング ８ ハニカム材 ９ タービンディスク １０ 動翼 １１ ダブテール部 １２ シュラウド部 １４ フィン部 １６，１７ 切削刃 １６ａ，１７ａ 前面 １６ｂ，１７ｂ 側面 １９ 凹面
Claims (4)
- 【請求項１】 ガスタービンの動翼先端とこれを囲むケ
ーシングとの間隙を流れるガス流量を低減するためのシ
ール構造であって、 ケーシング内面に薄い金属箔からなるハニカム材が張り
付けられており、 各動翼は、その先端部付近に設けられ互いに密着して回
転軸と同心のリングを形成するシュラウド部と、該シュ
ラウド部の半径方向外方に設けられ隣接する動翼と密着
してリング状の中空円板を形成するフィン部と、を有
し、 フィン部の半径方向外縁は、前記ハニカム材にわずかに
切り込むように形成されており、フィン部の軸方向両側
面には、ハニカム材を切削する切削刃が形成されてい
る、ことを特徴とするガスタービンの動翼シール構造。 - 【請求項２】 前記切削刃は、動翼の母材と一体に形成
されている、ことを特徴とする請求項１に記載のガスタ
ービンの動翼シール構造。 - 【請求項３】 前記切削刃は、動翼の回転方向に対して
鈍角をなす前面と、前面と鋭角をなしかつ動翼の回転方
向に対して逃げ角を有する側面とからなる、ことを特徴
とする請求項１に記載のガスタービンの動翼シール構
造。 - 【請求項４】 前記切削刃の前面は、回転方向前面に設
けられた凹面から構成される、ことを特徴とする請求項
１に記載のガスタービンの動翼シール構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10942795A JPH08303204A (ja) | 1995-05-08 | 1995-05-08 | ガスタービンの動翼シール構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10942795A JPH08303204A (ja) | 1995-05-08 | 1995-05-08 | ガスタービンの動翼シール構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08303204A true JPH08303204A (ja) | 1996-11-19 |
Family
ID=14509977
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10942795A Pending JPH08303204A (ja) | 1995-05-08 | 1995-05-08 | ガスタービンの動翼シール構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08303204A (ja) |
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1995
- 1995-05-08 JP JP10942795A patent/JPH08303204A/ja active Pending
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