JPH10339108A - ガスタービン１段静翼シール構造 - Google Patents
ガスタービン１段静翼シール構造Info
- Publication number
- JPH10339108A JPH10339108A JP9147735A JP14773597A JPH10339108A JP H10339108 A JPH10339108 A JP H10339108A JP 9147735 A JP9147735 A JP 9147735A JP 14773597 A JP14773597 A JP 14773597A JP H10339108 A JPH10339108 A JP H10339108A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- stationary blade
- support ring
- flange
- blade support
- stage
- 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.)
- Granted
Links
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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- 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
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- 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
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービン１段静翼のシール構造に関し、
熱応力による翼の倒れが生じても内側からのシール空気
のもれを防止する。 【解決手段】 １段目静翼３１の後方フランジ１２は円
弧状であり、直線状にリブ１０が設けられ、静翼サポー
トリング１３が接し、シール面を構成している。運転中
の熱応力により後方フランジ１２と静翼サポートリング
１３とが１３ａ，１３ｂに示すように相対的に倒れた場
合には水平のリブ１０の上端又は下端と円形状の静翼サ
ポートリング１３の面とが直線上に接しており、隙間が
生じることなくシール用空気がもれることがない。従来
は水平のリブ１０がないので静翼サポートリング１３に
傾きが生ずると後方フランジ１２との間に円弧状の隙間
が生じ、シール用空気が内側からガス通路側へもれた
が、これを防止できる。
熱応力による翼の倒れが生じても内側からのシール空気
のもれを防止する。 【解決手段】 １段目静翼３１の後方フランジ１２は円
弧状であり、直線状にリブ１０が設けられ、静翼サポー
トリング１３が接し、シール面を構成している。運転中
の熱応力により後方フランジ１２と静翼サポートリング
１３とが１３ａ，１３ｂに示すように相対的に倒れた場
合には水平のリブ１０の上端又は下端と円形状の静翼サ
ポートリング１３の面とが直線上に接しており、隙間が
生じることなくシール用空気がもれることがない。従来
は水平のリブ１０がないので静翼サポートリング１３に
傾きが生ずると後方フランジ１２との間に円弧状の隙間
が生じ、シール用空気が内側からガス通路側へもれた
が、これを防止できる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービンの静翼
での漏れ空気量を少くするようにしたガスタービン１段
静翼シール構造に関する。
での漏れ空気量を少くするようにしたガスタービン１段
静翼シール構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】図１０はガスタービンの翼の配置を示す
一般的な断面図である。図において３１は第１段静翼
で、その後方フランジ３２はロータ周囲に円弧状に配置
された静翼サポートリング３３に接触して固定されてお
り、静翼３１はこのように静翼サポートリング３３に接
触し、ロータ周囲に複数枚配置されている。３４は１段
動翼で、静翼３１に隣接して複数枚がロータディスクに
配置され、ロータと共に回転する。同様に３５は２段静
翼、３６は２段動翼、３７は３段静翼、３８は３段動
翼、３９は４段静翼、４０は４段動翼であり、図では４
段のガスタービンの例であり、それぞれ静翼と動翼が交
互に配置され、高温の燃焼ガスにより動翼が回転するも
のである。
一般的な断面図である。図において３１は第１段静翼
で、その後方フランジ３２はロータ周囲に円弧状に配置
された静翼サポートリング３３に接触して固定されてお
り、静翼３１はこのように静翼サポートリング３３に接
触し、ロータ周囲に複数枚配置されている。３４は１段
動翼で、静翼３１に隣接して複数枚がロータディスクに
配置され、ロータと共に回転する。同様に３５は２段静
翼、３６は２段動翼、３７は３段静翼、３８は３段動
翼、３９は４段静翼、４０は４段動翼であり、図では４
段のガスタービンの例であり、それぞれ静翼と動翼が交
互に配置され、高温の燃焼ガスにより動翼が回転するも
のである。
【０００３】図８は上記に説明の１段静翼３１、その後
方フランジ３２及び静翼サポートリング３３の詳細を示
す図である。ガスタービン運転中に静翼サポートリング
３３が高温の作動ガスにより加熱し、熱変形を生じ、図
示のように後方フランジ３２と静翼サポートリング３３
と相対的に移動し、倒れると、後述のようにその接触面
が一部離れ、１段静翼３１の内側シールが不充分とな
り、シール用空気４０がもれてしまう。
方フランジ３２及び静翼サポートリング３３の詳細を示
す図である。ガスタービン運転中に静翼サポートリング
３３が高温の作動ガスにより加熱し、熱変形を生じ、図
示のように後方フランジ３２と静翼サポートリング３３
と相対的に移動し、倒れると、後述のようにその接触面
が一部離れ、１段静翼３１の内側シールが不充分とな
り、シール用空気４０がもれてしまう。
【０００４】図９は図８におけるＤ−Ｄ矢視図であり、
後方フランジ３２は静翼サポートリング３３に沿って円
弧状であり、両者は正常な状態では接触しているが、静
翼サポートリング３３も円形状であることから、翼が相
対的に倒れた場合、図示のように三日月形の隙間が生じ
る。これがもれ面積４１となり、シール用空気がこの隙
間からもれ、もれ空気の流れが増大する。
後方フランジ３２は静翼サポートリング３３に沿って円
弧状であり、両者は正常な状態では接触しているが、静
翼サポートリング３３も円形状であることから、翼が相
対的に倒れた場合、図示のように三日月形の隙間が生じ
る。これがもれ面積４１となり、シール用空気がこの隙
間からもれ、もれ空気の流れが増大する。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】前述のように従来のガ
スタービンの１段静翼においては、運転中の熱応力によ
り静翼３１の後方フランジ３２と静翼サポートリング３
３とが相対的に倒れた場合、両者の接触面に隙間が生
じ、この隙間から内側のシール用空気がもれてもれ空気
量が増大するようになる。もれ空気が増大するとこの空
気は燃焼ガス中に無駄に放出されてガスタービンの性能
劣化につながり、従って、特に１段目静翼のシール構造
の改善が望まれていた。
スタービンの１段静翼においては、運転中の熱応力によ
り静翼３１の後方フランジ３２と静翼サポートリング３
３とが相対的に倒れた場合、両者の接触面に隙間が生
じ、この隙間から内側のシール用空気がもれてもれ空気
量が増大するようになる。もれ空気が増大するとこの空
気は燃焼ガス中に無駄に放出されてガスタービンの性能
劣化につながり、従って、特に１段目静翼のシール構造
の改善が望まれていた。
【０００６】そこで、本発明は、上記のようなシール用
空気のもれをなくすために、１段静翼のフランジと静翼
サポートリングとの接触部の構造に工夫をし、熱応力に
よって両者間に相対的な傾きが生じても、この接触面に
隙間が生じないようにしてシール空気が内側から外部に
もれないようにしたガスタービン１段静翼シール構造を
提供することを基本的な課題としている。
空気のもれをなくすために、１段静翼のフランジと静翼
サポートリングとの接触部の構造に工夫をし、熱応力に
よって両者間に相対的な傾きが生じても、この接触面に
隙間が生じないようにしてシール空気が内側から外部に
もれないようにしたガスタービン１段静翼シール構造を
提供することを基本的な課題としている。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は前述の課題を解
決するために、次の（１）及び（２）の手段を提供す
る。
決するために、次の（１）及び（２）の手段を提供す
る。
【０００８】（１）ロータ周囲に配設された静翼サポー
トリングと、同静翼サポートリングの周囲側面に接する
円弧状側面を有し、静翼を固定するフランジとを有する
ガスタービン１段静翼において、前記フランジの円弧状
側面には直線状の突起を設け、同突起と前記静翼サポー
トリング側面とを接触させたことを特徴とするガスター
ビン１段静翼シール構造。
トリングと、同静翼サポートリングの周囲側面に接する
円弧状側面を有し、静翼を固定するフランジとを有する
ガスタービン１段静翼において、前記フランジの円弧状
側面には直線状の突起を設け、同突起と前記静翼サポー
トリング側面とを接触させたことを特徴とするガスター
ビン１段静翼シール構造。
【０００９】（２）ロータ周囲に配設された静翼サポー
トリングと、同静翼サポートリングの周囲側面に接する
円弧状側面を有し、静翼を固定するフランジとを有する
ガスタービン１段静翼において、前記フランジの円弧状
の両下端部で前記静翼サポートリングと接する一部を直
線状に切欠くと共に、前記静翼サポートリングの円周端
部で前記フランジ側面と接する一部を直線状に切欠いた
ことを特徴とするガスタービン１段静翼シール構造。
トリングと、同静翼サポートリングの周囲側面に接する
円弧状側面を有し、静翼を固定するフランジとを有する
ガスタービン１段静翼において、前記フランジの円弧状
の両下端部で前記静翼サポートリングと接する一部を直
線状に切欠くと共に、前記静翼サポートリングの円周端
部で前記フランジ側面と接する一部を直線状に切欠いた
ことを特徴とするガスタービン１段静翼シール構造。
【００１０】本発明の（１）においては、ガスタービン
運転中に熱変形により静翼フランジと静翼サポートリン
グとが相対的に変形し、翼が傾くと、静翼サポートリン
グの側面は突起の上端又は下端と接しており、静翼のフ
ランジが円弧状であっても、突起は直線状であり静翼サ
ポートリングの側面と直線状に線接触を保ち、隙間が生
じない。従って１段静翼の内側からのシール用空気がも
れることなくシール面を確保することができる。従来は
円弧形状のフランジと円形の静翼サポートリングの両側
面が直接接触しており、両者に相対的な傾きが生ずると
接触部に円弧状の隙間が生じ、シール空気のもれが生じ
たが本発明の（１）ではこのような隙間が生じないので
もれ空気を防止することができる。
運転中に熱変形により静翼フランジと静翼サポートリン
グとが相対的に変形し、翼が傾くと、静翼サポートリン
グの側面は突起の上端又は下端と接しており、静翼のフ
ランジが円弧状であっても、突起は直線状であり静翼サ
ポートリングの側面と直線状に線接触を保ち、隙間が生
じない。従って１段静翼の内側からのシール用空気がも
れることなくシール面を確保することができる。従来は
円弧形状のフランジと円形の静翼サポートリングの両側
面が直接接触しており、両者に相対的な傾きが生ずると
接触部に円弧状の隙間が生じ、シール空気のもれが生じ
たが本発明の（１）ではこのような隙間が生じないので
もれ空気を防止することができる。
【００１１】本発明の（２）においては、ガスタービン
運転中に熱変形により静翼のフランジと静翼サポートリ
ングとが相対的に変形し、翼が傾くと、フランジ両端部
と静翼サポートリング円周端部とは互に相手方と接する
部分の一部を直線状に切欠いているので静翼サポートリ
ングの側面がフランジに対して前後いずれかの方向に傾
いてもその側面の上端部とフランジの側面あるいは静翼
サポートリングの側面とフランジの切欠き上端部とが直
線状に接触を保ち、隙間が生じない。従って上記（１）
の発明と同様に１段静翼内部からのシール用空気のもれ
を防止することができる。
運転中に熱変形により静翼のフランジと静翼サポートリ
ングとが相対的に変形し、翼が傾くと、フランジ両端部
と静翼サポートリング円周端部とは互に相手方と接する
部分の一部を直線状に切欠いているので静翼サポートリ
ングの側面がフランジに対して前後いずれかの方向に傾
いてもその側面の上端部とフランジの側面あるいは静翼
サポートリングの側面とフランジの切欠き上端部とが直
線状に接触を保ち、隙間が生じない。従って上記（１）
の発明と同様に１段静翼内部からのシール用空気のもれ
を防止することができる。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実
施の第１形態に係るガスタービン１段静翼シール構造の
側面図、図２は図１におけるＡ−Ａ矢視図である。両図
において、１段静翼３１の後方フランジ１２は静翼サポ
ートリング１３の円形状に沿って円弧形状をしており、
その側面に直線状のリブ１０が設けられている。
て図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実
施の第１形態に係るガスタービン１段静翼シール構造の
側面図、図２は図１におけるＡ−Ａ矢視図である。両図
において、１段静翼３１の後方フランジ１２は静翼サポ
ートリング１３の円形状に沿って円弧形状をしており、
その側面に直線状のリブ１０が設けられている。
【００１３】リブ１０は図２に示すように円弧状の静翼
サポートリング１３に直線状に設けられており、その厚
さｔは後方フランジ１２と静翼サポートリング１３との
熱変形による相対的な翼の倒れにより決定するが、本実
施の形態においては約２ｍｍ程度としており、熱変形に
よる最大の倒れを考慮すると少くとも２ｍｍ程度あれば
良い。静翼サポートリング１３はこのリブ１０の水平シ
ール面１０ａと接触し、シール面を保持している。
サポートリング１３に直線状に設けられており、その厚
さｔは後方フランジ１２と静翼サポートリング１３との
熱変形による相対的な翼の倒れにより決定するが、本実
施の形態においては約２ｍｍ程度としており、熱変形に
よる最大の倒れを考慮すると少くとも２ｍｍ程度あれば
良い。静翼サポートリング１３はこのリブ１０の水平シ
ール面１０ａと接触し、シール面を保持している。
【００１４】図３は、本実施の第１形態のシール構造に
おいて熱応力により後方フランジ１２と静翼サポートリ
ング１３とに相対的な倒れが生じた場合の図であり、点
線で示すように静翼サポートリング１３が１３ａのよう
に左方へ、あるいは１３ｂのように右方へ相対的に傾い
た状態を示している。図示のように静翼サポートリング
１３が１３ａ，１３ｂのように傾いても、サポートリン
グ１３はリブ１０の上端あるいは下端に接しており、こ
の場合リブ１０は図２に示すように直線状に取付けられ
ているのでシール面１０ａと静翼サポートリング１３と
は水平線上で線接触が保たれて隙間を生ずることがなく
シール面を確保している。
おいて熱応力により後方フランジ１２と静翼サポートリ
ング１３とに相対的な倒れが生じた場合の図であり、点
線で示すように静翼サポートリング１３が１３ａのよう
に左方へ、あるいは１３ｂのように右方へ相対的に傾い
た状態を示している。図示のように静翼サポートリング
１３が１３ａ，１３ｂのように傾いても、サポートリン
グ１３はリブ１０の上端あるいは下端に接しており、こ
の場合リブ１０は図２に示すように直線状に取付けられ
ているのでシール面１０ａと静翼サポートリング１３と
は水平線上で線接触が保たれて隙間を生ずることがなく
シール面を確保している。
【００１５】図４は本発明の実施の第２形態に係るガス
タービン１段静翼シール構造の側面図、図５はそのＢ−
Ｂ矢視図、図６はＣ−Ｃ矢視図である。図４に示すよう
に、本実施の第２形態においては、後方フランジ２２に
は静翼サポートリング２３側の下端部と当接する一部を
切欠いて逃げ部２５を形成している。逃げ部２５は、図
５に示すように円弧状の後方フランジ２２の両側下端部
を直線状に切欠いて形成している。
タービン１段静翼シール構造の側面図、図５はそのＢ−
Ｂ矢視図、図６はＣ−Ｃ矢視図である。図４に示すよう
に、本実施の第２形態においては、後方フランジ２２に
は静翼サポートリング２３側の下端部と当接する一部を
切欠いて逃げ部２５を形成している。逃げ部２５は、図
５に示すように円弧状の後方フランジ２２の両側下端部
を直線状に切欠いて形成している。
【００１６】図６は静翼サポートリング２３のＣ−Ｃ矢
視図であり、円形状のサポートリング２３の円周端には
静翼３１の後方フランジ２２が当接する一部をそれぞれ
図示のように切欠いて逃げ部２４と形成している。この
ように静翼サポートリング２３には逃げ部２４を、後方
フランジ２２には逃げ部２５をそれぞれ形成することに
より、後述するように後方フランジ２２と静翼サポート
リング２３とが相対的に倒れた場合でもシール面の接触
を確保するものである。
視図であり、円形状のサポートリング２３の円周端には
静翼３１の後方フランジ２２が当接する一部をそれぞれ
図示のように切欠いて逃げ部２４と形成している。この
ように静翼サポートリング２３には逃げ部２４を、後方
フランジ２２には逃げ部２５をそれぞれ形成することに
より、後述するように後方フランジ２２と静翼サポート
リング２３とが相対的に倒れた場合でもシール面の接触
を確保するものである。
【００１７】図７は、本発明の実施の第２形態のシール
構造において熱応力により後方フランジ２２と静翼サポ
ートリング２３とが相対的に倒れた場合の図である。図
中点線２３ａで示すように静翼サポートリングが左側に
傾いている場合には、その逃げ部２４が後方フランジ２
２に当接するが、逃げ部２４が図５、図６に示すように
直線状であり、その当接部分は円弧状の後方フランジ２
２の面の中央部分に直線状に密着しているので隙間は生
ずることなくシール面が確保される。
構造において熱応力により後方フランジ２２と静翼サポ
ートリング２３とが相対的に倒れた場合の図である。図
中点線２３ａで示すように静翼サポートリングが左側に
傾いている場合には、その逃げ部２４が後方フランジ２
２に当接するが、逃げ部２４が図５、図６に示すように
直線状であり、その当接部分は円弧状の後方フランジ２
２の面の中央部分に直線状に密着しているので隙間は生
ずることなくシール面が確保される。
【００１８】又、図７において、点線の２３ｂで示すよ
うに静翼サポートリング２３が右側に傾いた場合にも、
図５に示すように静翼サポートリング２３の中央部は後
方フランジ２２と直線状に接し、両端部では逃げ部２５
を避けているので図９に示すような円弧状のもれ面積４
１を形成することがない。従って静翼サポートリング２
３と後方フランジ２２との間に隙間を生ずることがな
く、シール面が確保されることになる。
うに静翼サポートリング２３が右側に傾いた場合にも、
図５に示すように静翼サポートリング２３の中央部は後
方フランジ２２と直線状に接し、両端部では逃げ部２５
を避けているので図９に示すような円弧状のもれ面積４
１を形成することがない。従って静翼サポートリング２
３と後方フランジ２２との間に隙間を生ずることがな
く、シール面が確保されることになる。
【００１９】以上説明の実施の第１、第２形態によれ
ば、静翼３１の後方フランジに直線状のリブ１０を形成
し、後方フランジ１２としたシール構造又、逃げ部２５
を形成した後方フランジ２２と逃げ部２４を形成した静
翼サポートリング２３とを組合せたシール構造を採用す
るので、１段静翼３１において熱応力により翼に相対的
な倒れが生じても、接触面に隙間を生ずることなくシー
ル面を確実に保持することができ、シール用空気の内側
からのもれを防止することができる。
ば、静翼３１の後方フランジに直線状のリブ１０を形成
し、後方フランジ１２としたシール構造又、逃げ部２５
を形成した後方フランジ２２と逃げ部２４を形成した静
翼サポートリング２３とを組合せたシール構造を採用す
るので、１段静翼３１において熱応力により翼に相対的
な倒れが生じても、接触面に隙間を生ずることなくシー
ル面を確実に保持することができ、シール用空気の内側
からのもれを防止することができる。
【００２０】
【発明の効果】本発明の（１）は、ロータ周囲に配設さ
れた静翼サポートリングと、同静翼サポートリングの周
囲側面に接する円弧状側面を有し、静翼を固定するフラ
ンジとを有するガスタービン１段静翼において、前記フ
ランジの円弧状側面には直線状の突起を設け、同突起と
前記静翼サポート側面とを接触させたことを特徴してお
り、又（２）の発明は、前記フランジの円弧状の両下端
部で前記静翼サポートリングと接する一部を直線状に切
欠くと共に、前記静翼サポートリングの円周端部で前記
フランジ側面と接する一部を直線状に切欠いたことを特
徴としている。このような構造により、運転中の熱変形
により１段静翼が傾いても静翼サポートリングと静翼フ
ランジとの接触面に隙間を生ずることなく、シール用空
気のもれ量を削減することができる。
れた静翼サポートリングと、同静翼サポートリングの周
囲側面に接する円弧状側面を有し、静翼を固定するフラ
ンジとを有するガスタービン１段静翼において、前記フ
ランジの円弧状側面には直線状の突起を設け、同突起と
前記静翼サポート側面とを接触させたことを特徴してお
り、又（２）の発明は、前記フランジの円弧状の両下端
部で前記静翼サポートリングと接する一部を直線状に切
欠くと共に、前記静翼サポートリングの円周端部で前記
フランジ側面と接する一部を直線状に切欠いたことを特
徴としている。このような構造により、運転中の熱変形
により１段静翼が傾いても静翼サポートリングと静翼フ
ランジとの接触面に隙間を生ずることなく、シール用空
気のもれ量を削減することができる。
【図１】本発明の実施の第１形態に係るガスタービン１
段静翼シール構造の側面図である。
段静翼シール構造の側面図である。
【図２】図１におけるＡ−Ａ矢視図である。
【図３】本発明の実施の第１形態に係るガスタービン１
段静翼シール構造の側面を示し、作用の説明図である。
段静翼シール構造の側面を示し、作用の説明図である。
【図４】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン１
段静翼シール構造の側面図である。
段静翼シール構造の側面図である。
【図５】図４におけるＢ−Ｂ矢視図である。
【図６】図４におけるＣ−Ｃ矢視図である。
【図７】本発明の実施の第２形態に係るガスタービン１
段静翼シール構造の側面を示し、作用の説明図である。
段静翼シール構造の側面を示し、作用の説明図である。
【図８】従来のガスタービン１段静翼シール構造の側面
図である。
図である。
【図９】図８におけるＤ−Ｄ矢視図である。
【図１０】従来の一般的なガスタービンの内部の側面図
である。
である。
１０ リブ １０ａ シール面 １２，２２ 後方フランジ １３，２３ 静翼サポートリング ２４，２５ 逃げ部 ３１ 静翼
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成１０年９月３日
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正内容】
【書類名】 明細書
【発明の名称】 ガスタービン１段静翼シール構造
【特許請求の範囲】
【請求項１】 ロータ周囲に配設された静翼サポートリ
ングと、同静翼サポートリングの周囲側面に接する円弧
状側面を有し、静翼を固定するフランジとを有するガス
タービン１段静翼において、前記フランジの円弧状の両
下端部で前記静翼サポートリングと接する一部を直線状
に切欠くと共に、前記静翼サポートリングの円周端部で
前記フランジ側面と接する一部を直線状に切欠いたこと
を特徴とするガスタービン１段静翼シール構造。
ングと、同静翼サポートリングの周囲側面に接する円弧
状側面を有し、静翼を固定するフランジとを有するガス
タービン１段静翼において、前記フランジの円弧状の両
下端部で前記静翼サポートリングと接する一部を直線状
に切欠くと共に、前記静翼サポートリングの円周端部で
前記フランジ側面と接する一部を直線状に切欠いたこと
を特徴とするガスタービン１段静翼シール構造。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービンの静翼
での漏れ空気量を少くするようにしたガスタービン１段
静翼シール構造に関する。
での漏れ空気量を少くするようにしたガスタービン１段
静翼シール構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】図７はガスタービンの翼の配置を示す一
般的な断面図である。図において３１は第１段静翼で、
その後方フランジ３２はロータ周囲に円弧状に配置され
た静翼サポートリング３３に接触して固定されており、
静翼３１はこのように静翼サポートリング３３に接触
し、ロータ周囲に複数枚配置されている。３４は１段動
翼で、静翼３１に隣接して複数枚がロータディスクに配
置され、ロータと共に回転する。同様に３５は２段静
翼、３６は２段動翼、３７は３段静翼、３８は３段動
翼、３９は４段静翼、４０は４段動翼であり、図では４
段のガスタービンの例であり、それぞれ静翼と動翼が交
互に配置され、高温の燃焼ガスにより動翼が回転するも
のである。
般的な断面図である。図において３１は第１段静翼で、
その後方フランジ３２はロータ周囲に円弧状に配置され
た静翼サポートリング３３に接触して固定されており、
静翼３１はこのように静翼サポートリング３３に接触
し、ロータ周囲に複数枚配置されている。３４は１段動
翼で、静翼３１に隣接して複数枚がロータディスクに配
置され、ロータと共に回転する。同様に３５は２段静
翼、３６は２段動翼、３７は３段静翼、３８は３段動
翼、３９は４段静翼、４０は４段動翼であり、図では４
段のガスタービンの例であり、それぞれ静翼と動翼が交
互に配置され、高温の燃焼ガスにより動翼が回転するも
のである。
【０００３】図５は上記に説明の１段静翼３１、その後
方フランジ３２及び静翼サポートリング３３の詳細を示
す図である。ガスタービン運転中に静翼サポートリング
３３が高温の作動ガスにより加熱し、熱変形を生じ、図
示のように後方フランジ３２と静翼サポートリング３３
と相対的に移動し、倒れると、後述のようにその接触面
が一部離れ、１段静翼３１の内側シールが不充分とな
り、シール用空気４０がもれてしまう。
方フランジ３２及び静翼サポートリング３３の詳細を示
す図である。ガスタービン運転中に静翼サポートリング
３３が高温の作動ガスにより加熱し、熱変形を生じ、図
示のように後方フランジ３２と静翼サポートリング３３
と相対的に移動し、倒れると、後述のようにその接触面
が一部離れ、１段静翼３１の内側シールが不充分とな
り、シール用空気４０がもれてしまう。
【０００４】図６は図５におけるＤ−Ｄ矢視図であり、
後方フランジ３２は静翼サポートリング３３に沿って円
弧状であり、両者は正常な状態では接触しているが、静
翼サポートリング３３も円形状であることから、翼が相
対的に倒れた場合、図示のように三日月形の隙間が生じ
る。これがもれ面積４１となり、シール用空気がこの隙
間からもれ、もれ空気の流れが増大する。
後方フランジ３２は静翼サポートリング３３に沿って円
弧状であり、両者は正常な状態では接触しているが、静
翼サポートリング３３も円形状であることから、翼が相
対的に倒れた場合、図示のように三日月形の隙間が生じ
る。これがもれ面積４１となり、シール用空気がこの隙
間からもれ、もれ空気の流れが増大する。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】前述のように従来のガ
スタービンの１段静翼においては、運転中の熱応力によ
り静翼３１の後方フランジ３２と静翼サポートリング３
３とが相対的に倒れた場合、両者の接触面に隙間が生
じ、この隙間から内側のシール用空気がもれてもれ空気
量が増大するようになる。もれ空気が増大するとこの空
気は燃焼ガス中に無駄に放出されてガスタービンの性能
劣化につながり、従って、特に１段目静翼のシール構造
の改善が望まれていた。
スタービンの１段静翼においては、運転中の熱応力によ
り静翼３１の後方フランジ３２と静翼サポートリング３
３とが相対的に倒れた場合、両者の接触面に隙間が生
じ、この隙間から内側のシール用空気がもれてもれ空気
量が増大するようになる。もれ空気が増大するとこの空
気は燃焼ガス中に無駄に放出されてガスタービンの性能
劣化につながり、従って、特に１段目静翼のシール構造
の改善が望まれていた。
【０００６】そこで、本発明は、上記のようなシール用
空気のもれをなくすために、１段静翼のフランジと静翼
サポートリングとの接触部の構造に工夫をし、熱応力に
よって両者間に相対的な傾きが生じても、この接触面に
隙間が生じないようにしてシール空気が内側から外部に
もれないようにしたガスタービン１段静翼シール構造を
提供することを基本的な課題としている。
空気のもれをなくすために、１段静翼のフランジと静翼
サポートリングとの接触部の構造に工夫をし、熱応力に
よって両者間に相対的な傾きが生じても、この接触面に
隙間が生じないようにしてシール空気が内側から外部に
もれないようにしたガスタービン１段静翼シール構造を
提供することを基本的な課題としている。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は前述の課題を解
決するために、次の手段を提供する。
決するために、次の手段を提供する。
【０００８】ロータ周囲に配設された静翼サポートリン
グと、同静翼サポートリングの周囲側面に接する円弧状
側面を有し、静翼を固定するフランジとを有するガスタ
ービン１段静翼において、前記フランジの円弧状の両下
端部で前記静翼サポートリングと接する一部を直線状に
切欠くと共に、前記静翼サポートリングの円周端部で前
記フランジ側面と接する一部を直線状に切欠いたことを
特徴とするガスタービン１段静翼シール構造。
グと、同静翼サポートリングの周囲側面に接する円弧状
側面を有し、静翼を固定するフランジとを有するガスタ
ービン１段静翼において、前記フランジの円弧状の両下
端部で前記静翼サポートリングと接する一部を直線状に
切欠くと共に、前記静翼サポートリングの円周端部で前
記フランジ側面と接する一部を直線状に切欠いたことを
特徴とするガスタービン１段静翼シール構造。
【０００９】本発明においては、ガスタービン運転中に
熱変形により静翼のフランジと静翼サポートリングとが
相対的に変形し、翼が傾くと、フランジ両端部と静翼サ
ポートリング円周端部とは互に相手方と接する部分の一
部を直線状に切欠いているので静翼サポートリングの側
面がフランジに対して前後いずれかの方向に傾いてもそ
の側面の上端部とフランジの側面あるいは静翼サポート
リングの側面とフランジの切欠き上端部とが直線状に接
触を保ち、隙間が生じない。従って１段静翼内部からの
シール用空気のもれを防止することができる。
熱変形により静翼のフランジと静翼サポートリングとが
相対的に変形し、翼が傾くと、フランジ両端部と静翼サ
ポートリング円周端部とは互に相手方と接する部分の一
部を直線状に切欠いているので静翼サポートリングの側
面がフランジに対して前後いずれかの方向に傾いてもそ
の側面の上端部とフランジの側面あるいは静翼サポート
リングの側面とフランジの切欠き上端部とが直線状に接
触を保ち、隙間が生じない。従って１段静翼内部からの
シール用空気のもれを防止することができる。
【００１０】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基づいて具体的に説明する。
て図面に基づいて具体的に説明する。
【００１１】図１は本発明の実施の一形態に係るガスタ
ービン１段静翼シール構造の側面図、図２はそのＢ−Ｂ
矢視図、図３はＣ−Ｃ矢視図である。図１に示すよう
に、本実施の形態においては、後方フランジ２２には静
翼サポートリング２３側の下端部と当接する一部を切欠
いて逃げ部２５を形成している。逃げ部２５は、図２に
示すように円弧状の後方フランジ２２の両側下端部を直
線状に切欠いて形成している。
ービン１段静翼シール構造の側面図、図２はそのＢ−Ｂ
矢視図、図３はＣ−Ｃ矢視図である。図１に示すよう
に、本実施の形態においては、後方フランジ２２には静
翼サポートリング２３側の下端部と当接する一部を切欠
いて逃げ部２５を形成している。逃げ部２５は、図２に
示すように円弧状の後方フランジ２２の両側下端部を直
線状に切欠いて形成している。
【００１２】図３は静翼サポートリング２３のＣ−Ｃ矢
視図であり、円形状のサポートリング２３の円周端には
静翼３１の後方フランジ２２が当接する一部をそれぞれ
図示のように切欠いて逃げ部２４を形成している。この
ように静翼サポートリング２３には逃げ部２４を、後方
フランジ２２には逃げ部２５をそれぞれ形成することに
より、後述するように後方フランジ２２と静翼サポート
リング２３とが相対的に倒れた場合でもシール面の接触
を確保するものである。
視図であり、円形状のサポートリング２３の円周端には
静翼３１の後方フランジ２２が当接する一部をそれぞれ
図示のように切欠いて逃げ部２４を形成している。この
ように静翼サポートリング２３には逃げ部２４を、後方
フランジ２２には逃げ部２５をそれぞれ形成することに
より、後述するように後方フランジ２２と静翼サポート
リング２３とが相対的に倒れた場合でもシール面の接触
を確保するものである。
【００１３】図４は、本発明の実施の形態のシール構造
において熱応力により後方フランジ２２と静翼サポート
リング２３とが相対的に倒れた場合の図である。図中点
線２３ａで示すように静翼サポートリングが左側に傾い
ている場合には、その逃げ部２４が後方フランジ２２に
当接するが、逃げ部２４が図２、図３に示すように直線
状であり、その当接部分は円弧状の後方フランジ２２の
面の中央部分に直線状に密着しているので隙間は生ずる
ことなくシール面が確保される。
において熱応力により後方フランジ２２と静翼サポート
リング２３とが相対的に倒れた場合の図である。図中点
線２３ａで示すように静翼サポートリングが左側に傾い
ている場合には、その逃げ部２４が後方フランジ２２に
当接するが、逃げ部２４が図２、図３に示すように直線
状であり、その当接部分は円弧状の後方フランジ２２の
面の中央部分に直線状に密着しているので隙間は生ずる
ことなくシール面が確保される。
【００１４】又、図４において、点線の２３ｂで示すよ
うに静翼サポートリング２３が右側に傾いた場合にも、
図２に示すように静翼サポートリング２３の中央部は後
方フランジ２２と直線状に接し、両端部では逃げ部２５
を避けているので図６に示すような円弧状のもれ面積４
１を形成することがない。従って静翼サポートリング２
３と後方フランジ２２との間に隙間を生ずることがな
く、シール面が確保されることになる。
うに静翼サポートリング２３が右側に傾いた場合にも、
図２に示すように静翼サポートリング２３の中央部は後
方フランジ２２と直線状に接し、両端部では逃げ部２５
を避けているので図６に示すような円弧状のもれ面積４
１を形成することがない。従って静翼サポートリング２
３と後方フランジ２２との間に隙間を生ずることがな
く、シール面が確保されることになる。
【００１５】以上説明の実施の形態によれば、静翼３１
の後方フランジに逃げ部２５を形成し、この後方フラン
ジ２２と逃げ部２４を形成した静翼サポートリング２３
とを組合せたシール構造を採用するので、１段静翼３１
において熱応力により翼に相対的な倒れが生じても、接
触面に隙間を生ずることなくシール面を確実に保持する
ことができ、シール用空気の内側からのもれを防止する
ことができる。
の後方フランジに逃げ部２５を形成し、この後方フラン
ジ２２と逃げ部２４を形成した静翼サポートリング２３
とを組合せたシール構造を採用するので、１段静翼３１
において熱応力により翼に相対的な倒れが生じても、接
触面に隙間を生ずることなくシール面を確実に保持する
ことができ、シール用空気の内側からのもれを防止する
ことができる。
【００１６】
【発明の効果】本発明は、ロータ周囲に配設された静翼
サポートリングと、同静翼サポートリングの周囲側面に
接する円弧状側面を有し、静翼を固定するフランジとを
有するガスタービン１段静翼において、前記フランジの
円弧状の両下端部で前記静翼サポートリングと接する一
部を直線状に切欠くと共に、前記静翼サポートリングの
円周端部で前記フランジ側面と接する一部を直線状に切
欠いたことを特徴としている。このような構造により、
運転中の熱変形により１段静翼が傾いても静翼サポート
リングと静翼フランジとの接触面に隙間を生ずることな
く、シール用空気のもれ量を削減することができる。
サポートリングと、同静翼サポートリングの周囲側面に
接する円弧状側面を有し、静翼を固定するフランジとを
有するガスタービン１段静翼において、前記フランジの
円弧状の両下端部で前記静翼サポートリングと接する一
部を直線状に切欠くと共に、前記静翼サポートリングの
円周端部で前記フランジ側面と接する一部を直線状に切
欠いたことを特徴としている。このような構造により、
運転中の熱変形により１段静翼が傾いても静翼サポート
リングと静翼フランジとの接触面に隙間を生ずることな
く、シール用空気のもれ量を削減することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一形態に係るガスタービン１段
静翼シール構造の側面図である。
静翼シール構造の側面図である。
【図２】図１におけるＢ−Ｂ矢視図である。
【図３】図１におけるＣ−Ｃ矢視図である。
【図４】本発明の実施の一形態に係るガスタービン１段
静翼シール構造の側面を示し、作用の説明図である。
静翼シール構造の側面を示し、作用の説明図である。
【図５】従来のガスタービン１段静翼シール構造の側面
図である。
図である。
【図６】図５におけるＤ−Ｄ矢視図である。
【図７】従来の一般的なガスタービンの内部の側面図で
ある。
ある。
【符号の説明】 ２２ 後方フランジ ２３ 静翼サポートリング ２４，２５ 逃げ部 ３１ 静翼
【手続補正２】
【補正対象書類名】図面
【補正対象項目名】全図
【補正方法】変更
【補正内容】
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 柴田 宏樹 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者 坂口 忠和 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内
Claims (2)
- 【請求項１】 ロータ周囲に配設された静翼サポートリ
ングと、同静翼サポートリングの周囲側面に接する円弧
状側面を有し、静翼を固定するフランジとを有するガス
タービン１段静翼において、前記フランジの円弧状側面
には直線状の突起を設け、同突起と前記静翼サポートリ
ング側面とを接触させたことを特徴とするガスタービン
１段静翼シール構造。 - 【請求項２】 ロータ周囲に配設された静翼サポートリ
ングと、同静翼サポートリングの周囲側面に接する円弧
状側面を有し、静翼を固定するフランジとを有するガス
タービン１段静翼において、前記フランジの円弧状の両
下端部で前記静翼サポートリングと接する一部を直線状
に切欠くと共に、前記静翼サポートリングの円周端部で
前記フランジ側面と接する一部を直線状に切欠いたこと
を特徴とするガスタービン１段静翼シール構造。
Priority Applications (6)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9147735A JP2961089B2 (ja) | 1997-06-05 | 1997-06-05 | ガスタービン１段静翼シール構造 |
| EP98923124A EP0921278B1 (en) | 1997-06-05 | 1998-06-04 | Sealing structure for first stage stator blade of gas turbine |
| PCT/JP1998/002477 WO1998055737A1 (fr) | 1997-06-05 | 1998-06-04 | Structure d'etancheite pour aube fixe du premier etage d'une turbine a gaz |
| US09/230,946 US6164908A (en) | 1997-06-05 | 1998-06-04 | Sealing structure for first stage stator blade of gas turbine |
| DE69825961T DE69825961T2 (de) | 1997-06-05 | 1998-06-04 | Dichtungsstruktur für statorschaufel der ersten stufe einer gasturbine |
| CA002262649A CA2262649C (en) | 1997-06-05 | 1998-06-04 | Gas turbine first-stage stator blade sealing structure |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9147735A JP2961089B2 (ja) | 1997-06-05 | 1997-06-05 | ガスタービン１段静翼シール構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10339108A true JPH10339108A (ja) | 1998-12-22 |
| JP2961089B2 JP2961089B2 (ja) | 1999-10-12 |
Family
ID=15436968
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9147735A Expired - Lifetime JP2961089B2 (ja) | 1997-06-05 | 1997-06-05 | ガスタービン１段静翼シール構造 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6164908A (ja) |
| EP (1) | EP0921278B1 (ja) |
| JP (1) | JP2961089B2 (ja) |
| CA (1) | CA2262649C (ja) |
| DE (1) | DE69825961T2 (ja) |
| WO (1) | WO1998055737A1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011086993A1 (ja) * | 2010-01-12 | 2011-07-21 | 川崎重工業株式会社 | シール構造及びそれを備えたガスタービンエンジン |
Families Citing this family (38)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5555201A (en) * | 1990-04-06 | 1996-09-10 | Lsi Logic Corporation | Method and system for creating and validating low level description of electronic design from higher level, behavior-oriented description, including interactive system for hierarchical display of control and dataflow information |
| JP4412081B2 (ja) * | 2004-07-07 | 2010-02-10 | 株式会社日立製作所 | ガスタービンとガスタービンの冷却方法 |
| US8671658B2 (en) | 2007-10-23 | 2014-03-18 | Ener-Core Power, Inc. | Oxidizing fuel |
| US8393160B2 (en) | 2007-10-23 | 2013-03-12 | Flex Power Generation, Inc. | Managing leaks in a gas turbine system |
| US8070427B2 (en) * | 2007-10-31 | 2011-12-06 | General Electric Company | Gas turbines having flexible chordal hinge seals |
| US8701413B2 (en) | 2008-12-08 | 2014-04-22 | Ener-Core Power, Inc. | Oxidizing fuel in multiple operating modes |
| US8621869B2 (en) | 2009-05-01 | 2014-01-07 | Ener-Core Power, Inc. | Heating a reaction chamber |
| US8893468B2 (en) | 2010-03-15 | 2014-11-25 | Ener-Core Power, Inc. | Processing fuel and water |
| US9057028B2 (en) | 2011-05-25 | 2015-06-16 | Ener-Core Power, Inc. | Gasifier power plant and management of wastes |
| US9279364B2 (en) | 2011-11-04 | 2016-03-08 | Ener-Core Power, Inc. | Multi-combustor turbine |
| US9273606B2 (en) | 2011-11-04 | 2016-03-01 | Ener-Core Power, Inc. | Controls for multi-combustor turbine |
| US9371993B2 (en) | 2012-03-09 | 2016-06-21 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation below flameout temperature |
| US8807989B2 (en) | 2012-03-09 | 2014-08-19 | Ener-Core Power, Inc. | Staged gradual oxidation |
| US9328916B2 (en) | 2012-03-09 | 2016-05-03 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with heat control |
| US9234660B2 (en) | 2012-03-09 | 2016-01-12 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with heat transfer |
| US8926917B2 (en) | 2012-03-09 | 2015-01-06 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with adiabatic temperature above flameout temperature |
| US8980193B2 (en) | 2012-03-09 | 2015-03-17 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation and multiple flow paths |
| US9206980B2 (en) | 2012-03-09 | 2015-12-08 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation and autoignition temperature controls |
| US9017618B2 (en) | 2012-03-09 | 2015-04-28 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with heat exchange media |
| US9381484B2 (en) | 2012-03-09 | 2016-07-05 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with adiabatic temperature above flameout temperature |
| US9328660B2 (en) | 2012-03-09 | 2016-05-03 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation and multiple flow paths |
| US9534780B2 (en) | 2012-03-09 | 2017-01-03 | Ener-Core Power, Inc. | Hybrid gradual oxidation |
| US9347664B2 (en) | 2012-03-09 | 2016-05-24 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with heat control |
| US9353946B2 (en) | 2012-03-09 | 2016-05-31 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with heat transfer |
| US8980192B2 (en) | 2012-03-09 | 2015-03-17 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation below flameout temperature |
| US9359948B2 (en) | 2012-03-09 | 2016-06-07 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with heat control |
| US8671917B2 (en) | 2012-03-09 | 2014-03-18 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with reciprocating engine |
| US8844473B2 (en) | 2012-03-09 | 2014-09-30 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with reciprocating engine |
| US9567903B2 (en) | 2012-03-09 | 2017-02-14 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with heat transfer |
| US9267432B2 (en) | 2012-03-09 | 2016-02-23 | Ener-Core Power, Inc. | Staged gradual oxidation |
| US9359947B2 (en) | 2012-03-09 | 2016-06-07 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with heat control |
| US9726374B2 (en) | 2012-03-09 | 2017-08-08 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation with flue gas |
| US9273608B2 (en) | 2012-03-09 | 2016-03-01 | Ener-Core Power, Inc. | Gradual oxidation and autoignition temperature controls |
| DE102016202519A1 (de) * | 2016-02-18 | 2017-08-24 | MTU Aero Engines AG | Leitschaufelsegment für eine Strömungsmaschine |
| US10329937B2 (en) * | 2016-09-16 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | Flowpath component for a gas turbine engine including a chordal seal |
| CN111413031B (zh) * | 2019-01-07 | 2021-11-09 | 哈尔滨工业大学 | 基于动力学振动响应特性的大型高速回转装备深度学习调控与装配方法和装置 |
| CN111413030B (zh) * | 2019-01-07 | 2021-10-29 | 哈尔滨工业大学 | 基于刚度矢量空间投影极大化的大型高速回转装备测量与神经网络学习调控方法及其装置 |
| US10968777B2 (en) * | 2019-04-24 | 2021-04-06 | Raytheon Technologies Corporation | Chordal seal |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1385666A (en) * | 1973-07-06 | 1975-02-26 | Rolls Royce | Sealing of vaned assemblies of gas turbine engines |
| US4863343A (en) * | 1988-05-16 | 1989-09-05 | Westinghouse Electric Corp. | Turbine vane shroud sealing system |
| US5839878A (en) * | 1996-09-30 | 1998-11-24 | United Technologies Corporation | Gas turbine stator vane |
-
1997
- 1997-06-05 JP JP9147735A patent/JP2961089B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
1998
- 1998-06-04 US US09/230,946 patent/US6164908A/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-06-04 CA CA002262649A patent/CA2262649C/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-06-04 WO PCT/JP1998/002477 patent/WO1998055737A1/ja active IP Right Grant
- 1998-06-04 EP EP98923124A patent/EP0921278B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-06-04 DE DE69825961T patent/DE69825961T2/de not_active Expired - Lifetime
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011086993A1 (ja) * | 2010-01-12 | 2011-07-21 | 川崎重工業株式会社 | シール構造及びそれを備えたガスタービンエンジン |
| JP2011144689A (ja) * | 2010-01-12 | 2011-07-28 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | ガスタービンエンジンのシール構造 |
| US9506364B2 (en) | 2010-01-12 | 2016-11-29 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Sealing arrangement and gas turbine engine with the sealing arrangement |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0921278B1 (en) | 2004-09-01 |
| DE69825961T2 (de) | 2005-09-08 |
| US6164908A (en) | 2000-12-26 |
| CA2262649A1 (en) | 1998-12-10 |
| EP0921278A1 (en) | 1999-06-09 |
| CA2262649C (en) | 2003-09-16 |
| WO1998055737A1 (fr) | 1998-12-10 |
| JP2961089B2 (ja) | 1999-10-12 |
| DE69825961D1 (de) | 2004-10-07 |
| EP0921278A4 (en) | 2001-01-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH10339108A (ja) | ガスタービン１段静翼シール構造 | |
| JP4446710B2 (ja) | 平面状セグメント表面における円周方向シールを備えるシュラウドセグメント及び組立体 | |
| JP3477347B2 (ja) | ガスタービン段間部シール装置 | |
| JP5138997B2 (ja) | エーロフォイル近傍に冷却継ぎ目を有するタービン静翼システム | |
| US5624227A (en) | Seal for gas turbines | |
| JP3327814B2 (ja) | ガスタービンのシール装置 | |
| JP4624788B2 (ja) | 多方向タービンシムシール | |
| JPH10252412A (ja) | ガスタービンシール装置 | |
| JPH10259703A (ja) | ガスタービンのシュラウド及びプラットフォームシールシステム | |
| EP1323894B1 (en) | Supplemental seal for the chordal hinge seals in a gas turbine | |
| WO2000003164A1 (fr) | Joint d'arbre et turbine utilisant ce joint | |
| JP2007085342A (ja) | シールなしｃｍｃ羽根／プラットフォーム境界面 | |
| US20030007866A1 (en) | Shroud integral type moving blade and split ring of gas turbine | |
| JP2002213205A (ja) | プラットフォーム逃げ溝を有するガスタービンブレード | |
| KR20040095671A (ko) | 터빈 버킷 및 터빈 | |
| JPH1082301A (ja) | タービンブレードのダンパ及びシール | |
| JP2007162699A (ja) | シール組立体及びタービンノズル組立体 | |
| JP2006052765A (ja) | 軸シール機構及び軸シール機構をステータに取り付ける構造並びにこれらを備えたタービン。 | |
| JP2004204839A (ja) | 隣接する部材間を跨ぐ表面埋込形シールを有するシュラウドセグメント及び組立体 | |
| JP2009097370A (ja) | 静翼環セグメントの組立方法、静翼環セグメント、結合部材、溶接方法 | |
| JP2000154874A (ja) | ブラシシ―ルセグメント | |
| JPH11336506A (ja) | ガスタービンのシール分割面接合構造 | |
| JP5094510B2 (ja) | ターボ機械の羽根における隙間シール | |
| JP2005220825A (ja) | タービン動翼 | |
| JPH11125102A (ja) | ガスタービン静翼 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19990629 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080730 Year of fee payment: 9 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090730 Year of fee payment: 10 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100730 Year of fee payment: 11 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110730 Year of fee payment: 12 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120730 Year of fee payment: 13 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130730 Year of fee payment: 14 |
|
| S531 | Written request for registration of change of domicile |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R360 | Written notification for declining of transfer of rights |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R360 |
|
| R370 | Written measure of declining of transfer procedure |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R370 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |