JPS62195402A - タ−ビンロ−タ翼の先端間隙を制御するシユラウド装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 発明の分野 本発明は高温ガスタービン機械に関し、特に、このよう
な機械のタービン羽根車と関連する改良シュラウド装置
に関する。

発明の背景 高温ガスタービン機械は、ジェット推進エンジン、例え
ば、航空機ガスタービンや発電設備として広く利用され
てきた。高温ガスタービンは高温ガス源として燃焼室内
の適当な空気／燃料混合物の燃焼を利用する。次いで、
この高温ガスは、燃焼室から、タービン羽根車ディスク
の外周に円形列に装着された翼形タービン動翼またはパ
ケットを通過するように導かれる。これらの動翼または
パケットは翼間を通る高温ガスからエネルギーを抽出し
、そのエネルギーの一部をタービン羽根車の回転運動に
変える。外周に動翼またはパケットの列を備えるタービ
ンディスクを持つタービン羽根車は、通常エンジンケー
シングまたはハウジング内に同心的に装着され、そして
高温ガスは燃焼室から、タービンディスクの外周に取り
付けた周方向の動翼またはバケ、ット列に近接して通常
配設された適当な環状室または環状ダクトによって導か
れてタービン動翼間を通る。環状ダクトは大部分の燃焼
ガスを、タービンディスクの翼列によって画成される環
状域に向けるので、はとんどの高温ガスはディスク翼列
の翼間を流れる。エネルギー抽出のために重要なことは
、高温ガスがタービン動翼間を通りそしてタービンディ
スク面に対しては向かわないことである。このために、
円形のシュラウドリング部材がタービン機械ケーシング
内でタービン羽根車の周囲に同心的に装着される。

シュラウドリング部材は、タービンディスクの動翼また
はパケットの先端に近接して適合する弧状表面をもつ短
い円筒形部材またはリム部材と言えるものである。ター
ビン羽根車の動翼の周囲または先端に近接するシュラウ
ド部材またはリム部材を用いると充分なガス封じがなさ
れるので、はとんどの高温ガスが動翼の間を通り効率的
なエネルギー抽出に役立ち、動翼の周囲を飛び越えてし
まうことによる損失は極めてわずかである。

先行技術の説明 シュラウドリングとタービンディスクの動翼との間の間
隙空間をある範囲の運転状態にわたってさらに精確に制
御し、様々な運転温度において最小の間隙を維持しよう
とする従来の試みとして、米国特許第４．３３０，２３
９号における滑りリング１８のようにンユラウドリング
を調整可能にするか、または米国特許第４，１４７，１
４７号に記載のように偏り壁部分をもつシュラウド組立
体の利用があった。しかし、このような高温の浸食性ガ
ス環境に於て複雑な調整構造物を配置することは一般に
望ましくなくまた不充分であり、そして調整の種類も制
限される。

ガスタービンエンジンの高効率運転に重要なことは、タ
ービン動翼の先端とそれらを囲むシュラウド部材との間
の間隙域または空間を、特にエンジンの通常の高温運転
中において最小に保つことである。

前述のように、通常金属部材であるシュラウドリング部
材は高温燃焼ガスと直接接触しそしてガス温度に従って
膨張し収縮する。シュラウドリングの温度が非常に高く
なることは高温ガスタービンの設計に幾つかの問題を引
き起こす。シュラウドリングがそれ自体とタービン動翼
の先端との間に最小の距離を保ち、動翼の間ではなく動
翼の周囲を飛び越える高温ガスを最少にすることが望ま
しい。シュラウドとタービン動翼との間隔は最小にすべ
きではあるが、シュラウドは回転中の動翼と接触しては
ならない。なぜなら、その結果摩擦による金属の欠損が
重大な性能上の損失の原因となるからである。

幾種かの高温ガスタービンエンジンでは、シュラウドと
接触する高温ガスの温度がシュラウドリングの温度を極
めて高くするおそれがある。その結果、前記間隙空間が
かなり変化しそしてシュラウドリングが回転中のタービ
ン動翼と接触して損傷を起こしうる程度までシュラウド
リングが半径方向内向きに変形しまたは歪むことが既に
知られている。

発明の要約 本発明によれば、用いられるシュラウドリングがある所
定の逆変形特性を備える。エンジンの通常運転温度で高
温ガスタービンエンジンにおいて通常生ずる変形は、シ
ュラウドリングまたはリムの弧状断面の、タービンディ
スクの動翼に向かう半径方向内向きの弓形または湾曲で
ある。この変形はシュラウドリングとタービン動翼との
危険な接触またはシュラウドリングとタービン動翼との
間の運転時の間隙または密封空間に有害な変化をもたら
しうる。従って、所定の逆湾曲を有するシュラウドリン
グを用い、このシュラウドリングはその所定の逆湾曲の
程度まで通常の態様で変形して、なおタービン動翼の回
転間隙を保ち、有効な密封をなしうる。

実施例の説明 第１図はガスタービンエンジン１０の部分的な４半分断
面図である。エンジン１０には１個の燃焼室１１を例示
しである。航空機エンジンでは通例単一の環状燃焼室を
用いる。しかし、高負荷型のエンジンでは、通常複数個
の燃焼室１１を各エンジン１０に用いる。−例において
、１４個のこのような燃焼室１１がエンジン１０の中心
線１２の周りに円形または環状の列をなし、かつ１個以
上のタービン羽根車１３．１３’、１３’と同心的に装
着される。

各タービン羽根車１３．１３’、１３’は、間隔を置い
て配列した動翼１５．１５′、１５’（図示せず）を有
するロータまたはディスク１４゜１４’、１４’　　（
図示せず）を含む。燃焼室１１はエンジン１０の前端部
に在り、そこからの燃焼ガスはまずタービン羽根車１３
の動翼１５の間を通り、次いでタービン羽根車１３’、
１３’の動ＴＡ１５’、１５’を経て適当な排気ダクト
（図示せず）に達する。燃焼室からの燃焼ガスは適当な
環状ダクトまたは環状室に入り、これはその高温ガスを
、タービン羽根車１３．１３’、１３’のｆｆ１ｌ＋Ｗ
１５，１５’、１５’の列によって画成される環状域に
直接導く。

第１図に示すように、１個以上のタービン羽根車１３．
１３’、１３’がエンジン１ｏのハウジングまたはケー
シング１６内に同心的に軸方向に間隔を置いて設けられ
ている。燃焼室１１に隣接するタービン羽根車１３は第
１段タービン羽根車またはタービンロータと呼ばれる。

燃焼室１１とタービン羽根車１３．１３’、１３″との
間には内壁１８と外壁１９とによって画成された環状室
または環状通路１７が設けられている。環状通路１７に
より、燃焼室１１からの高温ガスが動翼１５．１５’　
　１５’の列を通りまたは横切り、そして各タービン羽
根車１３．１３’、１３’の動翼１５．１５’、１５’
の各列を通りまたは横切る体積漸増高温ガス通路が画成
され、その後適当な排気路（図示せず）に至る。個々の
タービン羽根車は高温ガス流に幾らかの回転または横運
動を与えるので、適当な案内羽根またはノズル２０，２
１．２２が環状通路１７内に各タービン羽根車の直ぐ隣
りに設けられ高温ガスの向きを変えてタービン羽根車動
翼との衝突の方向を最適にする。環状室１７はそれを通
る膨張中の高温ガスに適応するために寸法が後方に向か
って漸増している。タービンロータ１３の円形列のター
ビン動翼１５は環状室１７内で半径方向に延在し、すな
わち、高温ガス流内に突出しており、第１段タービン動
翼１５は弧状の最外端２３を有し、これらの最外端はケ
ーシング１６の壁１９の中のシュラウドリング２４の内
面に近接している。燃焼室１１から流出する高温ガスは
環状通路または環状室１７によって、タービン羽根車デ
ィスク１４．１４’、１４″の動ｌＡｌ５．１５’、１
５’の列の画成環状域に向けられる。できるだけ多くの
高温ガス流をタービン動翼の間に向けることが重要であ
る。そうすると、高温ガスからのエネルギーの抽出はタ
ービン羽根車に回転エネルギーを与えるのに最適となる
。環状室１７を通流する高温ガスの一部は、タービン羽
根車のディスク表面に沿って半径方向内向きに流れるこ
とにより動翼１５間を通らなくなるおそれがある。そこ
で、適当な空気シール２５をロータディスク１３とケー
シング１６の隣接表面との間に利用する。これらのシー
ル２５は高温ガスが環状通路１７から半径方向内方にデ
ィスク１４．１４’、！４’へ向かうことを阻止し、そ
の結果、環状室１７内のより多くの高温ガスがタービン
動ＴＡ１５を通過する。高温ガスの一部はまた、翼端２
３がケーシング１６に近接する翼端間隙空間または間隙
域２６においてタービン動翼１５をバイパスする。この
間隙域２６は非常に重要である。翼端２３とケーシング
１６との間の間隙空間２６を、特にエンジン運転中は最
少に保ち、高温ガスがタービン動翼をバイパスすること
を阻止しなければならない。同時に、間隙域２６及び隣
接エンジン構造体は温度が極めて高くなり、金属部品の
膨張が最大となり、そして浸食性高温ガスにさらされる
。万一ロータ組立体またはケーシングが大きく変形する
と、数千ＲＰＭで回転中のロータディスク１４の動Ｗ１
５がケーシング１６と摩擦接触するおそれがあり、その
結果エンジン１０の性能が低下する。従って、様々な温
度とエンジン運転状態で最小の間隙と有効なガス密封を
もたらすために、特に第１段タービンのところでケーシ
ング１６に種々のシュラウドリングを設けるのが普通で
ある。本発明の実施による１個のシュラウドリングを第
１図にリング２４として示す。

再び第１図について説明すると、シュラウドリング２４
はケーシング１６内でタービン羽根車１３の周囲に同心
的に装着された環状バンド部材であり、その内面はター
ビン動翼１５の先端２３に近接してそれらを覆い、狭い
間隙空間２６を画成する。第１図の断面図では、リング
２４はケーシング１６における２個の相隔たる棚支持体
またはリップ支持体２７．２８に裁置された簡単なビー
ムとして示されている。

第１図に明瞭にするため誇張して例示した構成では、種
々の運転状態に関連する極限温度ではシュラウドリング
２４が第１段タービンの個所で所定の態様で歪みまたは
変形を起こす傾向があることが判明した。シュラウドリ
ングの前縁、すなわち燃焼室１１の方向に面した前縁か
ら逆に面した後縁にかけて、シュラウドリングを横切る
大きな温度差が存在し、これが前記変形に寄与する。

ここで説明のみの目的で用いる用語、シュラウドリング
「ビーム構造体」は、その支持体２７゜２８から半径方
向内方に動翼１５に向かって下方に（第１図の誇張され
た曲線とは逆向きに）たわみまたは湾曲を起こす傾向が
ある。このような歪みまたは変形はガス流の問題を引き
起こす。なぜなら、この区域における空気力学的流路は
なるべく円筒形であるべきだからである。たわみまたは
湾曲の増加は、シュラウドリングと動翼１５との危険な
接触をもたらすおそれもある。

上記のたわみは、環状シュラウドリング２４の中心縦軸
方向に沿って前縁から後縁にわたって、かつその支持体
２７．２８から半径方向内向きに動翼１５の平らな周端
２３に向かって滑らかな曲線を描いて現われる。

前述のようなシュラウドリングの歪みまたは変形の問題
を調整機構または罠雑な温度膨張補償方法または変形を
用いることなく軽減できることを発見した。

複数個の弧状片で連続シュラウドリングを構成すると有
利であることがわかった。これらの弧状片は、エンジン
ケーシングに並設された時、連続環状シュラウドリング
を形成する。

第２図は本発明の実施例における第１図のリング２４の
ようなシュラウドリングの１個の弧状片２９の断面図で
ある。明瞭にするため、弧状片２９のリングの曲率半径
は示してない。第２図に示すように、リング片２９は断
面がＵ形または溝形の部材からなり、この部材は底壁３
０と、軸方向に逆向きの面３３．３４を持つ相隔たる直
立壁３１．３２とを有する。各々の面３３．３４には軸
方向に入り込む溝３５．３６が画成されている。

溝３５．３６は中心線１２から溝半径のところでリング
の全周にわたって周方向に延在する。これらの溝は舌部
と溝との結合手段の一部であり、ケーシング１６におけ
る舌部または支持体２７，２８とはまり合ってリング２
４を図示の位置に保持する。シュラウドリング片２９の
後壁または下流壁３１には上方テーパ付の棚面３７が延
在する。

この棚面３７には、棚面が拡大環状室１７の対応するテ
ーパ壁１９と滑らかに係合して高温ガス流用の滑らかな
空気力学的表面を形成するようにテーパがついている。

第２図について再度説明すると、本発明の実施例によれ
ば、シュラウドリング片２９は凹面をもち、この凹面は
底壁３０にたわみＤを持つ逆向き湾曲または凹面と言え
る。このたわみＤは、水平面から、壁３２における前端
と壁３１における後端との間の中央にある最大たわみ点
で測ったものである。アーチ形のこの逆向き湾曲は第１
図に幾分誇張して図示しである。第２図のたわみＤの量
または程度は従来のシュラウドリングに見られる通常の
たわみとほぼ同じである。しかし、第２図のたわみＤの
方向は従来のリングのたわみ方向とは逆向きであり、た
わみＤの形成はリングの製造工程の一部として逆向きに
なされる。本発明に関する問題に於ける一例では、たわ
みＤは約０．０３インチ（０，７６ｎ＋ｍ）であるとわ
かった。このたわみはシュラウドリング２４の底壁３０
における湾曲であり、例えば球半径を持つものと言える
。

しかし、他の変形湾曲も可能であり、本発明はいかなる
特定の変形形状にも限定されない。第２図では、変形湾
曲はリングの湾曲とタービン羽根車の翼周とに従って横
方向に一つの半径を有する。

それはまた、エンジン中心線からシュラウドリングまで
延在しかつ前後方向の面内に存する一つの半径をもつ。

二つの半径をもつこのような湾曲は時にわん膨面または
皿形間と言われる。従って、表面３０が逆向きに０．０
３インチ（０，７６ｍ５＋）だけ皿形であれば、高温で
の変形後、予想される通常の０，０３インチの変形によ
って底壁３０は中立または設計上の位置に来るはずであ
る。

リング２４のこの逆向き湾曲面または凹面により、リン
グ２４が高温で従来のリング程度まで変形しても、リン
グ２４とタービン動翼１５との最初の設計間隙に重大な
変化は無く、タービン動翼とリングとの摩擦接触の危険
は生じない。同時に、所望の最小運転時間隙が保たれる
ので、高温での膨張変形による間隙の減少を考慮して当
初の間隙を過大にする先行技術の実施方式を用いないで
すむ。壁３０は動翼１５をその前端から後端までアーチ
状に覆う凹面をもつものである。

以上、本発明の好適実施例を示しかつ説明したが、当業
者に明らかなように、様々な改変が本発明の範囲内で可
能である。

【図面の簡単な説明】

第１図はタービン羽根車とそれと関連する改良シュラウ
ド組立体とを例示する高温ガスタービンエンジンの部分
的な４半分断面図、第２図は本発明の所定湾曲を有する
シュラウドリングの弧状片の部分断面図である。 １３．１３’、１３’　　：タービン羽根車、１５゜１
５’、１５’：動翼、１６；ケーシング、２４：シュラ
ウドリング、２９：弧状片、３０：底壁、３１，３２：
直立壁、 ３３．３４：逆向き面、３５，３６：溝、３７：棚面。

Claims (9)

【特許請求の範囲】
1. （１）ケーシングと、該ケーシング内に同心的に装着さ
   れそして周囲に周方向列の動翼を有するタービン羽根車
   と、このタービン羽根車に高温ガスを供給する前記ケー
   シング内の燃焼室とを有する高温ガスタービンエンジン
   用シュラウドリングであって、 （ａ）前記動翼は前記燃焼室に向いた前端と反対向きの
   後端とを有し、 （ｂ）前記シュラウドリングは、前記タービン羽根車の
   周りに配置されかつ前記動翼に近接する環状バンド部材
   を含み、該バンド部材は前記動翼を前記前端から前記後
   端までアーチ状に覆う凹面をもつシュラウドリング。
2. （２）前記シュラウドリングが前記タービン羽根車の周
   りに連続した円を形成するように端接関係に装着された
   複数個の個別弧状片を含む、特許請求の範囲第（１）項
   記載のシュラウドリング。
3. （３）ケーシングと、このケーシング内に同心的に装着
   されたタービン羽根車と、高温ガスを前記タービン羽根
   車に供給する燃焼室とを有する高温ガスタービンエンジ
   ン用シュラウドリングであって、 （ａ）前記ケーシングは内部に半径方向テーパ付きの壁
   を有し、この壁に沿って前記高温ガス流が流れ、 （ｂ）前記シュラウドリングは前記ケーシング内で前記
   タービン羽根車の周りに同心的に固定され、 （ｃ）前記シュラウドリングは、底壁と、互いに逆向き
   の面をもつ１対の両側直立壁とを有する略Ｕ形または溝
   形の部材であることを示す断面をもち、 （ｄ）前記溝形部材は環状またはリング状に形成され、
   前記両側壁は前記底壁に対して半径方向外向きに直立し
   ており、 （ｅ）前記底壁は前記両側壁間に半径方向外向きに湾曲
   または弓形を有するシュラウドリング。
4. （４）前記湾曲は前記底壁に接する水平面から測って約
   ０．０３インチ（０．７６ｍｍ）の最大深さをもつ、特
   許請求の範囲第（３）項記載のシュラウドリング。
5. （５）各側壁の各逆向き面が軸方向に入り込む溝を画成
   し、そして前記高温ガスタービンエンジンの前記ケーシ
   ングにおける舌状突起が前記溝にはまり込んで前記シュ
   ラウドリングを前記ケーシングに固定する特許請求の範
   囲第（３）項記載のシュラウドリング。
6. （６）前記側壁の一方が軸方向に延在する上向きテーパ
   付き弧状棚面部材を含み、この棚面部材は高温ガス流を
   通過させる前記ケーシング内の前記半径方向テーパ壁に
   適合し合着する、特許請求の範囲第（３）項記載のシュ
   ラウドリング。
7. （７）ガスタービン用シュラウド片であって、底壁と、
   互いに逆向き面をもつ１対の両側直立壁とを有する略Ｕ
   形または溝形の部材を示す断面を有し、前記溝形部材は
   環状であり、前記側壁は前記底壁に対して半径方向外向
   きに直立しているシュラウド片。
8. （８）前記底壁は前記側壁間に半径方向外向き湾曲また
   は弓形である、特許請求の範囲第（７）項記載のシュラ
   ウド片。
9. （９）前記湾曲または弓形は球形である、特許請求の範
   囲第（８）項記載のシュラウド片。