JPH0861092A - 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
- Publication number
- JPH0861092A JPH0861092A JP18972794A JP18972794A JPH0861092A JP H0861092 A JPH0861092 A JP H0861092A JP 18972794 A JP18972794 A JP 18972794A JP 18972794 A JP18972794 A JP 18972794A JP H0861092 A JPH0861092 A JP H0861092A
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- JP
- Japan
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- rotor blade
- blade
- honeycomb material
- gas turbine
- fin portion
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Abstract
(57)【要約】
【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、かつ軸方向に動翼
が熱膨張してもケーシングと動翼との接触抵抗が小さ
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、動翼１０が、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１２と、シュラウド
部の半径方向外方に設けられたフィン部１４とを有す
る。フィン部の半径方向外縁は、ハニカム材にわずかに
切り込むように回転軸と同心の円弧状に形成され、フィ
ン部の軸方向下流側の側面に、ハニカム材を切削する切
削層が形成されている。この切削層は、フィン部側面の
円周方向の一部分に向かってプラズマスプレイすること
により形成され、スプレイ部の円周方向前後になだらか
な傾斜面を有している。
が低く、動翼振動のおそれが少なく、かつ軸方向に動翼
が熱膨張してもケーシングと動翼との接触抵抗が小さ
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、動翼１０が、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１２と、シュラウド
部の半径方向外方に設けられたフィン部１４とを有す
る。フィン部の半径方向外縁は、ハニカム材にわずかに
切り込むように回転軸と同心の円弧状に形成され、フィ
ン部の軸方向下流側の側面に、ハニカム材を切削する切
削層が形成されている。この切削層は、フィン部側面の
円周方向の一部分に向かってプラズマスプレイすること
により形成され、スプレイ部の円周方向前後になだらか
な傾斜面を有している。
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】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、かつ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、かつ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。
【０００６】
【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回転軸と同心の円弧状
に形成されており、フィン部の軸方向下流側の側面に
は、ハニカム材を切削する切削層が形成されている、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回転軸と同心の円弧状
に形成されており、フィン部の軸方向下流側の側面に
は、ハニカム材を切削する切削層が形成されている、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。
【０００７】本発明の好ましい実施例によれば、前記切
削層は、フィン部側面の円周方向の一部分に向かってプ
ラズマスプレイすることにより形成され、これにより、
スプレイ部の円周方向前後になだらかな傾斜面を形成す
る。また、前記切削層は、フィン部側面に密着したボン
ド層と、ボンド層の上に密着したアルミナ層とからな
る、ことが好ましい。
削層は、フィン部側面の円周方向の一部分に向かってプ
ラズマスプレイすることにより形成され、これにより、
スプレイ部の円周方向前後になだらかな傾斜面を形成す
る。また、前記切削層は、フィン部側面に密着したボン
ド層と、ボンド層の上に密着したアルミナ層とからな
る、ことが好ましい。
【０００８】
【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。
【０００９】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、フィン部の軸方向下流側の側面にハニカム材を
切削する切削層が形成されているので、この切削層によ
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、フィン部の軸方向下流側の側面にハニカム材を
切削する切削層が形成されているので、この切削層によ
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。
【００１０】更に、前記切削層を、フィン部側面の円周
方向の一部分に向かってプラズマスプレイすることによ
り形成し、これにより、スプレイ部の円周方向前後にな
だらかな傾斜面を形成すれば、切削層によるハニカム材
切削の際の衝撃を緩和することができ、切削層のはげ落
ちを大幅に低減することができる。
方向の一部分に向かってプラズマスプレイすることによ
り形成し、これにより、スプレイ部の円周方向前後にな
だらかな傾斜面を形成すれば、切削層によるハニカム材
切削の際の衝撃を緩和することができ、切削層のはげ落
ちを大幅に低減することができる。
【００１１】
【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。
【００１２】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。
【００１３】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。
【００１４】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。
【００１５】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。
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。
【００１６】図３は図２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の軸方向下流側
（図で上側）の側面には、ハニカム材を切削する切削層
１５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の上面は、ハ
ニカム材と擦りながら回転する。このため、切削層１５
がない場合には、フィン部１４の上面とハニカム材との
摩擦抵抗が大きくなる場合があった。しかし、上述のよ
うに切削層１５を設けることにより、この切削層１５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。
る。この図に示すように、フィン部１４の軸方向下流側
（図で上側）の側面には、ハニカム材を切削する切削層
１５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の上面は、ハ
ニカム材と擦りながら回転する。このため、切削層１５
がない場合には、フィン部１４の上面とハニカム材との
摩擦抵抗が大きくなる場合があった。しかし、上述のよ
うに切削層１５を設けることにより、この切削層１５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。
【００１７】なお、フィン部１４の下面には、切削層１
５は必要がない。ハニカム材は、最初の動翼１０の熱膨
張時に一旦切削されれば、そのままの形状を保持するの
で、その後、熱膨張及び収縮を繰り返しても、ほとんど
フィン部１４と接触しないからである。
５は必要がない。ハニカム材は、最初の動翼１０の熱膨
張時に一旦切削されれば、そのままの形状を保持するの
で、その後、熱膨張及び収縮を繰り返しても、ほとんど
フィン部１４と接触しないからである。
【００１８】切削層１５は、フィン部側面の円周方向の
一部分に向かってプラズマスプレイすることにより形成
するのがよい。これにより、スプレイ部の円周方向前後
になだらかな傾斜面を形成することができ、切削層によ
るハニカム材切削の際の衝撃を緩和することができ、切
削層のはげ落ちを大幅に低減することができる。また、
切削層１５は、フィン部側面に密着したボンド層１５ａ
と、ボンド層の上に密着したアルミナ層１５ｂとからな
る。ボンド層１５ａは、例えば０．１〜０．２ｍｍ程度
の厚さのＮｉ．Ｃｒ．Ａｌ．Ｙの合金であり、アルミナ
層１５ｂは、例えば０．２〜０．３ｍｍ程度の厚さのＡ
ｌ2 Ｏ3 であるのがよい。また、アルミナ層１５ｂは、
一種の砥石として作用するように、適当な粗さを有する
のがよい。かかる構成により、アルミナ層１５ｂとフィ
ン部１４との密着力を高め、切削層のはげ落ちを大幅に
低減することができ、硬いアルミナ層１５ｂが一種の砥
石のように作用し、ハニカム材を低い抵抗で切削（研
削）することができる。
一部分に向かってプラズマスプレイすることにより形成
するのがよい。これにより、スプレイ部の円周方向前後
になだらかな傾斜面を形成することができ、切削層によ
るハニカム材切削の際の衝撃を緩和することができ、切
削層のはげ落ちを大幅に低減することができる。また、
切削層１５は、フィン部側面に密着したボンド層１５ａ
と、ボンド層の上に密着したアルミナ層１５ｂとからな
る。ボンド層１５ａは、例えば０．１〜０．２ｍｍ程度
の厚さのＮｉ．Ｃｒ．Ａｌ．Ｙの合金であり、アルミナ
層１５ｂは、例えば０．２〜０．３ｍｍ程度の厚さのＡ
ｌ2 Ｏ3 であるのがよい。また、アルミナ層１５ｂは、
一種の砥石として作用するように、適当な粗さを有する
のがよい。かかる構成により、アルミナ層１５ｂとフィ
ン部１４との密着力を高め、切削層のはげ落ちを大幅に
低減することができ、硬いアルミナ層１５ｂが一種の砥
石のように作用し、ハニカム材を低い抵抗で切削（研
削）することができる。
【００１９】なお、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。
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。
【００２０】
【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、かつ軸
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、かつ軸
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
抗が小さい、等の優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【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 １５ 切削層 １５ａ ボンド層 １５ｂ アルミナ層
Claims (3)
- 【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
切り込むように回転軸と同心の円弧状に形成されてお
り、フィン部の軸方向下流側の側面には、ハニカム材を
切削する切削層が形成されている、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】 前記切削層は、フィン部側面の円周方向
の一部分に向かってプラズマスプレイすることにより形
成され、これにより、スプレイ部の円周方向前後になだ
らかな傾斜面を形成する、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】 前記切削層は、フィン部側面に密着した
ボンド層と、ボンド層の上に密着したアルミナ層とから
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。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18972794A JPH0861092A (ja) | 1994-08-12 | 1994-08-12 | 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 |
|---|---|---|---|
| JP18972794A JPH0861092A (ja) | 1994-08-12 | 1994-08-12 | ガスタービンの動翼シール構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0861092A true JPH0861092A (ja) | 1996-03-05 |
Family
ID=16246185
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18972794A Pending JPH0861092A (ja) | 1994-08-12 | 1994-08-12 | ガスタービンの動翼シール構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0861092A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2004094789A1 (en) * | 2003-04-18 | 2004-11-04 | General Electric Company | Center-located cutter teeth on shrouded turbine blades |
-
1994
- 1994-08-12 JP JP18972794A patent/JPH0861092A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2004094789A1 (en) * | 2003-04-18 | 2004-11-04 | General Electric Company | Center-located cutter teeth on shrouded turbine blades |
| CN100343488C (zh) * | 2003-04-18 | 2007-10-17 | 通用电气公司 | 在闭式涡轮叶片上中心定位的刀齿 |
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