JPS628601B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジンに用いるノズル
羽根、特にその密封装置に関する。

ガスタービンエンジンの性能が、可変面積ター
ビンノズル、即ち下流の回転タービンロータ動翼
（blade）列への高熱燃焼ガスの流れを制御する可
変位置羽根（vane）段を設けることによつて高
められることは周知である。このようなタービン
ノズルの可変性は、可変サイクル特性を得るため
に最近の可変サイクルエンジンに必須な条件であ
る。その理由は、タービンノズル面積が変化する
につれて推進サイクルのバランスが変化するから
である。困難な問題を生じるノズル羽根の特徴の
一つは羽根が包囲シユラウドの近傍に配置されて
いることである。しかし、可変面積ノズル羽根は
開および閉に回転してノズル面積を調節できなけ
ればならないので、羽根をシユラウドに固定する
ことはできない。その結果、かゝる可変面積ター
ビンノズルを設計する上での主要関心事の一つ
は、普通「端壁洩れ」と称されること、即ちター
ボ機関作動流体が羽根翼形圧力表面から吸込表面
にノズル羽根の端部およびその関連する隣接シユ
ラウド間の間隙を経て流れることである。羽根端
部のすきまが増すにつれてタービン効率が減少す
るから、すきまを最小にして効率を最大にするの
が望ましい。しかし、運動中の羽根の回転面は厳
密に正確なわけではないので、羽根およびシユラ
ウド間の望ましくない摩擦接触を回避するために
ある程度の間隙が必要である。また、タービンに
入る作動流体の温度の大きな変動もすきまの変化
の原因となり、このことも考慮に入れなければな
らない。これらの問題は以前から認識されてお
り、この端壁洩れを最小にすべく多数のタイプの
浮動シールが提案されている。しかし、これらの
設計では大抵の場合、ノズル側壁を組合せて羽根
に開放端または空腔を形成する。この空腔内でシ
ールが浮動し、羽根内から与えられるガス圧力に
より包囲シユラウドに密接するよう押付けられ
る。羽根空腔が側壁で囲まれている結果、後縁の
一部は非密封状態に留まり、これがため作動流体
が羽根端部の当核部分を横切つて洩れ、タービン
ノズル効率を低下する。さらに、ほとんどの設計
において、シールおよび関連する空腔が羽根後縁
まで延在するとしても、高圧羽根内部冷却空気の
通常の給源は、シール後縁をシユラウドと接触状
態に保持するのに利用できない。その理由は、羽
根後縁の厚さが原因でこの圧縮空気をその部分に
案内できないからである。従つて、羽根端浮動シ
ールを羽根後縁まで完全に延在させ、その全長に
わたつて隣接シユラウドと接触状態に押付けて端
壁洩れを最小にすることが望まれている。

簡潔に説明すると、本発明の改善された浮動シ
ールは、可能面積タービンステータノズルの端部
における適当な輪郭のポケツトに収容する。浮動
シールを２つの給源からの圧力により隣接シユラ
ウドと係合状態に押付ける。シールの前端を羽根
内部からの冷却空気の圧力により外方に押付け
る。この冷却空気は複数の開口を経て空腔中に流
入し、シールをピストンのようにして大きく移動
する。シールの後縁に取付けられ羽根より横方向
に突出する翼（wing）は、羽根翼表面間の差圧
を利用してシールの後縁をシユラウドと係合状態
に保持する。この翼は内部冷却流体の圧力につな
げることのできない羽根区域においてシールに圧
力を与え、かくしてシールを羽根後縁まで完全に
延在させ、これにより羽根端の洩れを低減し、全
体的タービンノズル性能を高める。

次に図面を参照しながら本発明の実施例を説明
する。図面中同一符号は同一部材を示す。

まず第１図について説明すると、本発明に従つ
て構成されたガスタービンエンジンノズル羽根を
１０で総称して断面図として示す。この羽根１０
は、流路を形づける２つの壁またはシユラウド１
２および１４間に支持され、これら壁間には高熱
ガス流路１６が形づけられる。流路１６は環形状
をなし、円周方向等間隔配置羽根１０（図示の便
宜上１つのみ図示）の翼列に面している。エンジ
ン作動状態の範囲全体にわたつて比較的一定なタ
ービン効率を確保するとともに、ノズル羽根１０
が一部をなすターボ機関に可変サイクル能力を付
与するために、羽根１０を軸線１８のまわりに枢
軸回転し得る可変面積型とする。羽根１０は段付
直径のほゞ円筒状のトラニオン２０によつて、外
側流路壁１２から支持されている。トラニオン２
０は流路壁１２から半径方向に突出したボス２４
にあけた共働穴２２内に収容される。レバーアー
ム２６がトラニオン２０のボス２４を越えて延び
た部分と係合して羽根に回転を与える。各羽根か
らのレバーアームは同調リングアセンブリ２８に
連結され、羽根１０の翼列を周知の態様で同時に
作動させられるようになつている。アクチユエー
タアーム２６およびボス２４は、トラニオン２０
と関連するカラー３０とワツシヤ３２との間には
さまれ、トラニオン２０のねじ切り軸部３６には
められたナツト３４により固定される。羽根の反
対側には、内側流路壁１４にあけた相補穴４０に
支承された段付直径の同様のトラニオン３８が設
けられている。

現代の航空機ガスタービンエンジンは、耐熱合
金の構造的温度能力より高いタービンノズル入口
空気温度レベルで作動する。従つて、かゝるノズ
ル羽根を冷却してその構造的一体性を確保し、運
転寿命条件を満足させる必要がある。そのような
わけで、ノズル羽根１０には空洞部４２を設け、
ここに外部冷却媒体源（図示せず）から冷却空気
を供給する。冷却空気は代表的にはガスタービン
エンジン圧縮機の排気から抽出された空気であ
る。羽根１０が流体冷却型であると、冷却空気を
その給源から羽根空洞部４２に導びく手段が必要
である。従つて、ボス２４に通路４４を形成し
て、給源からの冷却空気を矢印で示すようにボス
内の拡大内腔４６に送入する。トラニオン２０は
中空であり、その減径部分４８には穴通路５０が
形成されている。通路５０と通路４４との連通は
少くとも１個の開口５２によつて行う。かくして
冷却空気は通路４４および開口５２を経て穴通路
５０に流れ、しかる後羽根空洞部４２に流れる。
羽根の内部冷却は、対流または衝突冷却原理を単
独でもしくは組合せて用いた周知の技術のうち任
意のもので行うことができ、冷却空気の少くとも
一部が羽根後縁の複数のスロツト５４を通つて羽
根から下流方向に出るようにする。

羽根１０の両端と壁１２，１４との間の間隙５
５（第６図）の密封は本発明の提案になるシール
によつて達成される。密封方法は羽根の両端で
ほゞ同一であるので、流路限定壁１４近くの羽根
端部の密封に関して説明する。反対側の羽根端部
にも同様のシールを適用し得ることが明らかであ
る。

第１，２，４図および５図にもつともよく示さ
れているように、羽根端部には段付空腔が設けら
れ、この空腔は羽根の圧力表面５８および吸込表
面６０の外形に沿う輪郭を有する。空腔の深い部
分６１は複数個の孔６２（うち２つのみを図示）
を介して加圧された羽根空洞部４２と連通してい
る。空腔のさらに後方の浅い部分６３は、羽根厚
が極く小さくなり、羽根空洞部４２と連通させる
ための孔を設けるのが実際的でない場所で、ここ
では羽根圧力表面５８が６４の所で途切れてお
り、空腔は、後述するシールが存在しなければ、
タービン作動流体と流体連通している。

浮動シール６６はほゞ空腔の外形に合つた輪郭
を有し、空腔内に滑合され、シール底面７０から
突出したピン６８によつて結合をふせぐ適正位置
合せ状態に維持される。このピン６８は空腔５６
の底部の位置の羽根にあけた共働穴７２に滑合さ
れる。羽根空洞部と空腔とを連通する手段、例え
ば孔６２によつて、加圧冷却空気を案内してシー
ル６６に衝突させ、シールを隣接流路限定壁１４
と係合するように押付ける。しかし、羽根後縁の
厚さが制限されていることから孔６２を羽根後縁
までずつと配列することができないので、シール
６６の後端を壁と係合するように押付けるため
に、孔６２により付与されるピストン運動を強め
る手段を設ける必要がある。

この目的のために、本発明によれば、シール６
６に翼７４を設ける。翼７４はシールの羽根圧力
表面５８と関連する側部から横方向に延在する。
翼７４を適当な輪郭として、シール６６を空腔５
６内に挿入したとき、翼が６４の所で羽根圧力表
面５８より高熱タービン作動流体流中に突出する
ようにする。流体力学に精通している者なら十分
理解できるように、羽根の圧力表面５８（凹面）
に沿つての高熱ガス流の静圧は、羽根固有の反り
に基づいて、吸気表面６０（凸面）に沿つての静
圧を越える。翼７４により、羽根圧力表面５８と
関連する高い静圧Ｐ（第６図の矢印参照）が作用
する表面を形成するという点で、本発明はこの圧
力差をうまく利用している。さらに、壁１４と接
触するシール面７６は、８０で切除されて通路８
２を形成する。この通路８２は間隙５５を経て羽
根吸気表面６０に作用する作動流体と流体連通す
る。従つて、通路８２は、翼端位置での吸気表面
と関連する比較的低い静圧レベルにあり、シール
６６は、ほゞ翼端両側間の全圧力差を受け、かく
して翼７４（従つてシール６６の後端）を壁１４
と接触状態に押し付ける力が生成する。従つてこ
のようにして得られる相補的な力により、浮動シ
ールをその全長にわたつて外方へ押付け、端壁損
失、即ち羽根および壁間で翼端を横切るタービン
作動流体の流れを最小とする。シールに衝突する
内部冷却流体はシール前部を外方に押し、一方羽
根圧力表面と関連する相対的に高い静圧は翼への
力を生じ、シール後部を外方に押す。実際には、
壁に隣接するシール面７６を壁外形に合致する輪
郭とし、羽根を開閉枢軸回転する際の間隙を最小
とする必要がある。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に従つて構成されたガスタービ
ンノズル羽根をタービン高熱ガス流流路との関係
で示す断面図、第２図は第１図の２−２線方向に
見たシール用空腔を示す拡大図、第３図は第２図
の空腔内に収容される本発明のシールの平面図、
第４図は第１図の羽根の端部を拡大して、空腔へ
のシールの配置を示す拡大断面図、第５図は本発
明のシールを取外した状態で示す斜視図、および
第６図は第４図の６−６線方向に見て、本願発明
のシールに作用する圧力を示す断面図である。 １０…羽根、１２，１４…流路を形づける壁、
１６…ガス流路、５５…間隙、５６…空腔、５８
…圧力表面、６０…吸込表面、６２…孔、６４…
開口、６６…シール、６８…位置決めピン、７４
…翼、７６…シール面、８２…通路、Ｐ…高熱ガ
ス流の静圧。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 先端、圧力表面、吸引表面、前縁および後縁
   を有し、流体通路を形づける隣接壁と共働するよ
   う用いられ、内部に冷却空気を循環させるように
   したターボ機関の羽根において、 壁に近接した前記羽根先端に形成される空腔内
   に配置されたシール、 中空羽根内部および空腔を連通し、冷却空気の
   流れを空腔に導びき、これによりシールの前方部
   分を壁と接触状態に外方に押付ける手段、および 羽根圧力表面を通つて羽根の横方向に延在する
   シールの部分を含み、タービン作動流体の圧力に
   さらされて力を生じシールの後方部分を壁と接触
   状態に外方に押付ける作用をなす翼を備えること
   を特徴とするターボ機関の羽根。 ２ 前記空腔およびシールが羽根後縁まで延在す
   る特許請求の範囲第１項記載の羽根。 ３ 前記シールが壁に隣接する表面の一部に沿つ
   て切除されており、ここに先端を横切つて羽根吸
   引表面と流体連通する通路を形成する特許請求の
   範囲第１項または第２項記載の羽根。 ４ 前記羽根内部および空腔を連通する手段が複
   数の孔からなる特許請求の範囲第１項乃至第３項
   のいずれかに記載の羽根。 ５ 前記空腔に羽根圧力表面を貫通する開口を設
   け、前記シールの翼が羽根圧力表面における空腔
   開口を経て延在する特許請求の範囲第１項乃至第
   ４項のいずれかに記載の羽根。 ６ 前記シールがほぼ空腔に合つた輪郭を有する
   特許請求の範囲第１項乃至第５項のいずれかに記
   載の羽根。