JPS602500B2 - タ−ボ装置用静翼組立体 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、シールプレートと勤翼組立体との中間に形成
されたエアーシールを含むターボ装置用静翼組立体に関
する。

〔従釆技術と問題点〕

例えばターボ装置のタービンの設計に際して、タービン
の作動流体の流路の中への冷却空気の放射方向洩れを最
小限にするために、勤翼に固定シールプレートの面に近
接した１個または複数の突起を設け、エアーシールを形
成するようにしたものである。

この場合使用中に、動翼が加熱され、固定構造に対して
放射方向に膨張する。したがって従来設計においては、
動翼とシールプレートの協動部分が膨張時に相互に接触
しないように、これら部分間の初期ギャップを増大する
ことにより、この膨張を吸収するようにしている。それ
故これら公知の設計においては、動翼が所定温度に達す
る場合にのみ、最適密度が得られ、′これ以外の勤翼温
度においては、ギャップが過大となって有効なシールを
成さないか、ギャップが過小となって回転部分が固定部
分と接触してこれを破損せしめることになる。〔発明の
目的〕 本発明の目的は、ターボ装置の静翼組立体において、使
用中にその熱膨張と熱収縮が勤翼組立体の熱膨張と熱収
縮に対応するようにした静翼組立体を提供するにある。

このようにして、ターボ装置のあらゆる操作モードにお
いて静翼組立体と勤翼の協働部分の間において有効なエ
アーシールが保持されることになる。〔発明の概要〕 本発明は、環状流路を限定する静翼羽根組立体と、静翼
羽根組立体に放射方向に移動可能に支持された環状シー
ルプレートとを有し、この環状シ−ルプレートは、シー
ルプレートに隣験した勤翼組立体の１つ以上の面と協働
する１つ以上の面を有し、環状流路に向かう放射方向外
方の空気流を減らすためのエアーシールを形成したター
ボ装置用静翼組立体において、上記環状シールプレート
を、過度の応力を受けることなく放射方向に動き得るよ
うに複数のセグメントで構成するとともに、上記環状シ
ールプレートの放射方向機に環状シールプレートの放射
方向熱膨張率および熱収縮率を動翼組立体の放射方向熱
膨張率および熱収縮率に一致するように、設定するため
の熱緩衝ブロックを設け、環状シールプレートと勤翼組
立体の対向面の間隙を制御するようにしたターボ装置用
静翼組立体である。

〔実施例〕

以下、本発明を図面に示す実施例について詳細に説明す
る。

第１図において符号１はガスタービン航空機エンジンで
あって、このエンジン１０は、バイパスダクト１２の中
に装着された低圧段圧縮機ファン１１と、コアヱンジン
とを含み、このコアエンジンは、流れ順序において、多
段高圧麹流圧縮機１３と、燃焼室１４と、２段高圧ター
ビン１５と多段低圧タービン１５と、多段低圧タービン
１６と、ジェットパイプとを含んでいる。

高圧タービン１５は、第２図に示すように、２つのター
ビン段から成るタービン動翼組立体から構成されており
各タービン段はそれぞれ環状タービンディスク１６，１
７を含み、各タービンディスク１６，１７は、中広い中
心コプ１８と、ディスクリムの周囲に等間隔に配置され
た複数のタービン翼１９とを有する。

各タービンディスク１６，１７は、公知のモミの木根圃
定型の等間隔の翼園定みぞ穴２０を備え、また各タービ
ン翼１９はモミの木娘部２１を含み、この根部２１は各
タービンディスク１６，１７に翼固定みぞ穴２川こよっ
て保持されている。

タービン翼１９はェーロフオィル状部分２２と、先端シ
ュラウド２３と、プラットホーム２４と、プラットフオ
ーム２４とモミの大根部２１との中間に位置するシャン
２６とを有する。上記タービンディスク１６にはフラン
ジ２６が設けられていて、このフランジ２６１こよって
夕−ビンディスク１６が高圧圧縮機軸２７に固着される
ようになつている。

またタービンデイスク１６はタービンディスク１７に対
してボルト締めされている。上記タービンディスク１７
には後方に突出するフランジ２８が設けられている。

このフランジ２８はラビリンスシール２９の一部を成し
ている。ラビリンスシール２９は、低圧タービンの導入
案内羽根組立体３１によって担持された固定構造３０と
協働する。高圧圧縮機軸２７は、連結部材３２によって
「ジャーナル軸受（図示されず）の中に回転自在に支持
されている。高圧圧縮機を低圧タービンに連結する軸３
３は、タービンディスク１６，１７の中心孔の中を通り
、カバー管３４は、連結部材３２と高圧圧縮機軸２７と
の中間を延びて、軸３３を囲む気密カバーを成している
。

タービンディスク１６は、その上流側に３つのシール部
材３４，３５，３６を備え、これら各シール部材３４，
３５，３６は、静翼組立体３７の隣接部上の面と協働す
る面を有し、エアーシールを成すように構成されている
。

静翼組立体３７は、タービン外側ケーシング４０の中に
装着されたセグメント導入案内羽根組立体３８を含む。

この案内羽根組立体３８の各セグメントは、複数のヱー
ロフオィル形案内羽根４３によって相互に連結され、環
状流路を形成する内側プラットフオーム４２を有する。
内側プラットフオーム４１は、環状燃焼室４４の内側壁
を支持している（燃焼室４４の外側壁は外側ケーシング
４５によって損持されている）。内側プラットフオーム
４１は、放射方向内向に突出した２個のフランジ４６，
４７を有する。フランジ４６は、複数の別々の冷気流路
を限定する壁構造４８の外周くぼみの中に配置される。
壁構造４８はピン４９によってその位置に保持される。
このピン４９は、壁構造４８と案内羽根組立体との間の
放射方向の相対運動を可能にする。一方壁構造４８に対
して燃焼室内側ケーシング５０がボルト締めされている
。

この燃焼室内側ケーシング５０は、燃焼室４４の内側区
域を包囲し、その上流端において、高圧圧縮機１３（第
１図）の排出ノズル案内羽根およびデフューザ組立体５
１に支持されている。壁構造４８に対ちてシールプレー
ト５３を縦付けるためにボルト５２が使用される。シー
ルプレート５３は、環状であって、複数のセグメントか
ら構成されている。

各セグメント間の放射方向ギャップは、これらセグメン
トを重ね合わせることにより、あるいは各セグメントに
よって坦持された薄いプレートによって密封される。シ
ールプレート５３の外周にはくぼみが設けられており、
このくぼみの中に、案内羽根組立体の内側プラットフオ
ーム４１上のフランジ４７が配置される。またシールプ
レート５３は２個のくぼみを有し、各〈ぽみの中に薄い
壁ウェブ５４，５５が配置されている。これらのウェプ
５４，５５はプレート５３の面から前方に突出し、ボル
ト５２とナット５６によって壁構造４８にボルト締めさ
れている。ウェブ５５は、シールプレート５３の内周に
隣接した末端において、大きなブ。

ック５７を備え、このブロック５７に設けたくぼみにシ
ールプレート５３のフランジが競合されている。このブ
ロック５７は、シールプレート５３の熱緩衝ブロックを
成し、使用中にその放射方向熱膨張と熱収縮がシールプ
レート５３の放射方向運動をディスク１６の放射方向運
動と一致するように制御するため、ディスク１６に対し
て適当に寸法定めされ、成形、配置され、またディスク
１６に対して適当な素材から成る。シールプレート５３
は、ディスク１６の方に突出した２個の同心フランジ５
８，５９を有する（第３図参照）。

これらのフランジ５８，５９は、ディスク１６によって
坦持された都材の面と対向してこれらの面と協働してエ
アーシールを画成する面を有する（このエアーシールの
機能は後述する）。シールプレート５３の放射方向運動
を勤翼ディスク１６の放射方向運動と一致するように制
御することにより、エアーシールの最適性能を成すべく
、エアーシールを限定する協働面の間の間隙が保持され
る。フロツク５７はくぼみを有し、ディスク１６の上流
面を被覆したカバープレート６０がこのくぼみに取付け
られている。

壁構造４８とウヱブ５４，５５は三個の別々の室を限定
し、従って三個の別々の冷却空気用流路を限定している
。

第１流路は、燃焼室４４と内側ケーシング４９との間か
ら、案内羽根４３内部のキャビティの中を通り、案内羽
根４３の表面の孔から出る。第２流路は、内側ケーシン
グ５０と壁構造４８の間の空間を介して、ボルト５２の
間の間隙を通り、エアーシール内部のシールプレート５
３の中のノズル６１から出る。この空気流は、タービン
羽根を冷却しまたディスク１６を冷却するために使用さ
れる（特関昭５４一１１６５１４号参照）。第３流路は
、高圧鱗と壁構造４８との間の空間を通り、ボルト５２
間のゥェブ５５のフランジに設けた放射方向孔を通って
、ノズル６２から放射方向に、エアーシールの外部に出
る。この空気は、タービンディスク１６の中のチャンネ
ルとノズルを通して伝送される（特開昭５６−３４９０
６号参照）。ノズル６１は、ディスクの回転軸線に対し
て平行に、または放射方向内向または外向に指向でき、
勤翼の回転と同一方向に空気を旋回させるために、ノズ
ル６１を動翼と同一方向に指向することが好ましい。

このようにして、空気からエネルギーが抽出されて更に
空気を冷却し、また同時に、カバープレート６０と勤翼
１６との中間スペースにおいて、強制渦流が空気に対す
る遠心力に対抗して空気の一部を放射方向内向きに移動
させる。この冷却空気はディスク１６，１７の中′Ｑ孔
を通りディスク間リムシール７０，７１を加圧するため
に使用される。ディスク１６は２個のシール部材６３，
６４を備え、これらのシール部材６３，６４は、２個の
タービン敷翼ディスク１６，１７の中間に配置された静
翼組立体６５と協働する面を有する。静翼組立体６５は
第２高圧タービン段のセグメント導入案内羽根組立体６
６を含み、またこの案内羽根組立体６６はその外周にお
いて、タービンの外側ケーシング４０の中に装着されて
いる。案内羽根組立体セグメントは、内側プラツトフオ
ーム６７を有し、このプラツトフオーム６７はスピゴッ
トを有し、このスピゴットは第２シールプレート６８の
外周くぼみの中に配置されている。

この第２シールプレート６８は全体として環状であって
、一体的ブロック６９を有し、このブロック６９はブロ
ック５７と同一の機能を果す。このシールプレート６８
は、第１段タービンディスク１６のシール部材６４の面
と協働する面を有する円筒形フランジ７２と、第２段タ
ービンディスク１７の上流面に備えられたシール部材７
５，７６上の面と協働する面を有する２個の放射方向に
離間した円筒形フランジ７３，７４とを有する。フロッ
ク６９は、その熱応答がシールプレート６８の放射方向
運動をディスク１６と１７の放射方向運動と一致するよ
うに制御してエアーシール間隙を制御する形状、寸法並
びに配置を有する。

〔発明の効果〕以上述べたように本発明によれば、環状
シールプレートを複数のセグメントで構成し、環状シー
ルプレートの放射方向端に熱緩衝ブロックを設けたので
、環状シールプレートの熱側鞍張と熱収縮が勤翼組立体
の熱膨張と熱収縮に対応し得、したがってターボ装置の
あらゆる操作モードにおいて静翼組立体と勤翼の協働部
分の間において有効なエアーシールが保持されるという
効果を奏する。

図面の簡単な説鯛第１図は本発明による静翼組立体を含
むバイパス型マルチスプールガスタービン航空機用エン
ジンの略示図、第２図は第１図の高圧タービンの第１段
の断面図、第３図は静翼組立体のシールプレートの詳細
図である。

１５・・・勤翼組立体、５３・・・シールプレート、３
５，５８；３６，５９・・・シール面、４８・・・固定
構造、５４，５５・・・可榛性ウェブ、５７・・・熱緩
衝ブロック、６１，６２…ノズル。

Ｆ′９．７． Ｆ′９。

Ｚ。Ｆｉｇ．３

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ 環状流路を限定する静翼羽根組立体と、静翼羽根組
   立体に放射方向に移動可能に支持された環状シールプレ
   ートとを有し、この環状シールプレートは、シールプレ
   ートに隣接した動翼組立体の１つ以上の面と協働する１
   つ以上の面を有し、環状流路に向かう放射方向外方の空
   気流を減らすためのエアーシールを形成したターボ装置
   用静翼組立体いおいて、 上記環状シールプレートを、
   過度の応力を受けることなく放射方向に動き得るように
   複数のセグメントで構成するとともに、上記環状シール
   プレートの放射方向端に環状シールプレートの放射方向
   熱膨張率および熱収縮率を動翼組立体の放射方向熱膨張
   率および熱収縮率に一致するように設定するための熱緩
   衝ブロツクを設け、環状シールプレートと動翼組立体の
   対向面の間隙を制御するようにしたことを特徴とするタ
   ーボ装置用静翼組立体。