JPS63170506A - ガスタ−ビンエンジンのシ−ル装置 - Google Patents
ガスタ−ビンエンジンのシ−ル装置Info
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- JPS63170506A JPS63170506A JP44887A JP44887A JPS63170506A JP S63170506 A JPS63170506 A JP S63170506A JP 44887 A JP44887 A JP 44887A JP 44887 A JP44887 A JP 44887A JP S63170506 A JPS63170506 A JP S63170506A
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- turbine
- tip
- rotor blade
- shroud
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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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明はガスタービンの動翼先端のアウターリングに係
、す、特に、隙間における流れによるエネルギ損失の低
減に効果を発揮し、タービン効率の向上に好適なガスタ
ービンエンジンの動翼端の漏洩防止機構に関する。
、す、特に、隙間における流れによるエネルギ損失の低
減に効果を発揮し、タービン効率の向上に好適なガスタ
ービンエンジンの動翼端の漏洩防止機構に関する。
従来の装置は、特開昭４９−１０３００６号公報に記載
のように、ターボ機械の密閉装置として蜂の巣状の構造
物（ハニカム構造）の摩耗性物質を用い、ハニカム材に
はニッケルアルミナイド金属間化合物を用い、摺動する
ことによって、摺損を起こしながら間隙を最小にする方
法を用いていた。しかし、この方法では摺損により徐々
に隙間は増大し、ある摺損量に達すると交換が必要であ
る。また、ハニカムシール母材の割れ発生事例も多数報
告されており、長時間の漏洩防止や摺損変形については
リミット値を設けであるだけで、はとんど考慮されてい
ない。
のように、ターボ機械の密閉装置として蜂の巣状の構造
物（ハニカム構造）の摩耗性物質を用い、ハニカム材に
はニッケルアルミナイド金属間化合物を用い、摺動する
ことによって、摺損を起こしながら間隙を最小にする方
法を用いていた。しかし、この方法では摺損により徐々
に隙間は増大し、ある摺損量に達すると交換が必要であ
る。また、ハニカムシール母材の割れ発生事例も多数報
告されており、長時間の漏洩防止や摺損変形については
リミット値を設けであるだけで、はとんど考慮されてい
ない。
特開昭５５−１０１７３３号公報に記載の焼結金属繊維
による見掛は密度１４．０〜２２．５％の範囲内にある
基体を含む複合物品を用いたシールでは、シールと対面
する複数のナイフェツジ歯をもち１面シールと共に作用
するラビリンスシール効果によっている。ラビリンスシ
ールの場合には、ナイフェツジ歯の先端には、通常、あ
る程度の隙間を設定し、漏洩を黙認しており、′ａ洩の
極値までは考慮されていない。
による見掛は密度１４．０〜２２．５％の範囲内にある
基体を含む複合物品を用いたシールでは、シールと対面
する複数のナイフェツジ歯をもち１面シールと共に作用
するラビリンスシール効果によっている。ラビリンスシ
ールの場合には、ナイフェツジ歯の先端には、通常、あ
る程度の隙間を設定し、漏洩を黙認しており、′ａ洩の
極値までは考慮されていない。
特開昭５６−１８０３２号公報の記載によれば、ケーシ
ング側のシュラウド（アウターリング）リングに環状金
属支持板と多孔性材料層を設け、その一部分を耐熱性の
セラミックス皮膜で覆い、シュラウドを効果的に冷却す
る方法を考慮しているが、これは動翼先端における漏洩
やタービン動翼性能上の流れの問題は考慮していない。
ング側のシュラウド（アウターリング）リングに環状金
属支持板と多孔性材料層を設け、その一部分を耐熱性の
セラミックス皮膜で覆い、シュラウドを効果的に冷却す
る方法を考慮しているが、これは動翼先端における漏洩
やタービン動翼性能上の流れの問題は考慮していない。
特開昭５７−４１４０６号公報の記載によれば、軸線方
向に可撓性をもつシール用のリングを採用し、環状ステ
ータ構造体の一方との間の半径方向に摺動可能に接触を
行ない、二つの環状ステータ構造体間の相対膨張差を弾
性的に吸収する機能を持たせている。ステータ間の漏洩
に関しては考慮されているが、動翼端の漏洩に関しては
考慮されていない。また、特開昭５６−８１２０２号公
報の記載によればタービン回転部分と周囲ケーシング側
シュラウドとの間隙を制御する装置としてケーシングに
突設したリングを熱的にシュラウドに結合し、間隙を制
御するものである。ケーシングの熱的管理、シュラウド
との連携など間隙の微小制御を行なうにはコントロール
ファクタが多過ぎ、実用的な簡易さに欠ける。
向に可撓性をもつシール用のリングを採用し、環状ステ
ータ構造体の一方との間の半径方向に摺動可能に接触を
行ない、二つの環状ステータ構造体間の相対膨張差を弾
性的に吸収する機能を持たせている。ステータ間の漏洩
に関しては考慮されているが、動翼端の漏洩に関しては
考慮されていない。また、特開昭５６−８１２０２号公
報の記載によればタービン回転部分と周囲ケーシング側
シュラウドとの間隙を制御する装置としてケーシングに
突設したリングを熱的にシュラウドに結合し、間隙を制
御するものである。ケーシングの熱的管理、シュラウド
との連携など間隙の微小制御を行なうにはコントロール
ファクタが多過ぎ、実用的な簡易さに欠ける。
特開昭５６−５４９０５号および特開昭５６−５４９０
６号公報の記載によればケーシング側タービンシュラウ
ドに機械的マトリックス接合手段を伴う全屈下層に、熱
処理を行ったジルコニウム酸化物のセラミックスシーリ
ング層を接合し、シュラウドの耐摩耗性を向上させ、熱
応力を減少する機能をもたせたもので、シーリング層に
非常に細かいクラックを発達させ、その充填物層にクッ
ション効果を与えている。耐摩耗性の改善と熱応力特性
向上にセラミックス材料を用いることは有効であるが、
しかし、超弾性材料や超塑性材料を用いることは考慮さ
れていない、また、タービン動翼先端との間隙維持の手
法、あるいは、設定条件などは何も考慮されていない。
６号公報の記載によればケーシング側タービンシュラウ
ドに機械的マトリックス接合手段を伴う全屈下層に、熱
処理を行ったジルコニウム酸化物のセラミックスシーリ
ング層を接合し、シュラウドの耐摩耗性を向上させ、熱
応力を減少する機能をもたせたもので、シーリング層に
非常に細かいクラックを発達させ、その充填物層にクッ
ション効果を与えている。耐摩耗性の改善と熱応力特性
向上にセラミックス材料を用いることは有効であるが、
しかし、超弾性材料や超塑性材料を用いることは考慮さ
れていない、また、タービン動翼先端との間隙維持の手
法、あるいは、設定条件などは何も考慮されていない。
このほか、特開昭５６−１３８４０４号公報ではガスタ
ービンのシールに金属縦糸、金属横糸および金属パイル
縦糸などを織込んだ環状シールを取付けた例があるが、
タービンディスク上の問題を扱っており、タービン動翼
先端には考慮されていない。
ービンのシールに金属縦糸、金属横糸および金属パイル
縦糸などを織込んだ環状シールを取付けた例があるが、
タービンディスク上の問題を扱っており、タービン動翼
先端には考慮されていない。
特開昭５６−１６２２０９号公報ではシールフィン構造
を用いた上記タービンの例で、薄肉金属製袋の環状では
、ガスタービン動翼には適応できない、特開昭５６−７
２２０３号公報ではシュラウドセグメントに金網を規則
正しく設定しているが、漏洩を極力防止することのでき
るまでは考えられていない。
を用いた上記タービンの例で、薄肉金属製袋の環状では
、ガスタービン動翼には適応できない、特開昭５６−７
２２０３号公報ではシュラウドセグメントに金網を規則
正しく設定しているが、漏洩を極力防止することのでき
るまでは考えられていない。
、・“、ま・また、特開昭５７−４１４０７号公報のタ
ービン動翼光一端シール装置によれば環状リングにより
動翼先端間を最小にするための変形可動部は考慮されて
いるが、動翼先買と外側環状リングとの接触状態はなく
、漏洩がなくなるまでの間隙は考慮はされていない。
ービン動翼光一端シール装置によれば環状リングにより
動翼先端間を最小にするための変形可動部は考慮されて
いるが、動翼先買と外側環状リングとの接触状態はなく
、漏洩がなくなるまでの間隙は考慮はされていない。
特開昭５７−１６２０６号公報によれば、アウターシュ
ラウドに溝を製作して、シュラウドの温度上昇と漏洩防
止を図っている。これには動翼側の先端から冷却空気を
流出させ冷却と同時にシール層を形成させることである
。しかし、動翼先端では隙間があり、二次流れなどによ
って主流ガスが混入し、漏洩がなくなる保証はない。ま
た、溝の形状によってはダンピングともなるが、場合に
よっては成るサイクルで溝から噴出や対向流として流出
し、漏洩が大きくなることもあり、漏洩にはまだ充分な
考慮がなされていない。
ラウドに溝を製作して、シュラウドの温度上昇と漏洩防
止を図っている。これには動翼側の先端から冷却空気を
流出させ冷却と同時にシール層を形成させることである
。しかし、動翼先端では隙間があり、二次流れなどによ
って主流ガスが混入し、漏洩がなくなる保証はない。ま
た、溝の形状によってはダンピングともなるが、場合に
よっては成るサイクルで溝から噴出や対向流として流出
し、漏洩が大きくなることもあり、漏洩にはまだ充分な
考慮がなされていない。
なお、゛この種の装置として関連するものには。
例えば、特開昭５６−６００６号、特開昭５６−５０３
号。
号。
特開昭５７−１０７１０号、特開昭５７−２６２１１号
、特開昭６００４号、特開昭５６−３４９３１号、特開
昭５４−１５９５１６号、特開昭４７−３５５０８号、
特開昭５３−１７８１４号、特開昭５１−７７７０８号
、特開昭４９−２１５１４号、特開昭４９−１３２４４
３号、特開昭５１−１２６４０８号、特開昭５３−６５
５１６号、特開昭５４−１０８１７号、特開昭５４−７
７８１８号公報などが挙げられる。
、特開昭６００４号、特開昭５６−３４９３１号、特開
昭５４−１５９５１６号、特開昭４７−３５５０８号、
特開昭５３−１７８１４号、特開昭５１−７７７０８号
、特開昭４９−２１５１４号、特開昭４９−１３２４４
３号、特開昭５１−１２６４０８号、特開昭５３−６５
５１６号、特開昭５４−１０８１７号、特開昭５４−７
７８１８号公報などが挙げられる。
上記従来技術は、タービン動翼先端流れの部分的な漏洩
防止や損失の低減などには効果的な面があったが、ハニ
カムによるシールやラビリンスシールでは自づとその漏
洩防止には限界があり、十分に先端流れを防止したかど
うかについては考慮されておらず、漏洩に関するエネル
ギ損失の点で問題であった。
防止や損失の低減などには効果的な面があったが、ハニ
カムによるシールやラビリンスシールでは自づとその漏
洩防止には限界があり、十分に先端流れを防止したかど
うかについては考慮されておらず、漏洩に関するエネル
ギ損失の点で問題であった。
本発明の目的はガスタービンエンジンの動翼先端におけ
る漏洩を防止するための新機能を備えたシール装置を提
供することにある。
る漏洩を防止するための新機能を備えたシール装置を提
供することにある。
料を用いることにより、動翼の先端に密着させたアウタ
ーリングである静止構造物が、その特性とする弾性力、
あるいは、密着した状態で塑性変形することによって達
成される。
ーリングである静止構造物が、その特性とする弾性力、
あるいは、密着した状態で塑性変形することによって達
成される。
超弾性材料、または、超塑性材料が熱的に厳しい条件下
にさらされる場合には、アウターリングの内部を冷却す
るか、または、タービン動翼内部冷却空気の一部をシュ
ラウド冷却に用い適温化を ２図ることができる。また
、タービン動翼が回転を始め弾性材料が永久接触するこ
とが困難になる場合には、タービンシュラウド、あるい
は、アウターリング側からの冷却空気の噴出か噴流によ
って。
にさらされる場合には、アウターリングの内部を冷却す
るか、または、タービン動翼内部冷却空気の一部をシュ
ラウド冷却に用い適温化を ２図ることができる。また
、タービン動翼が回転を始め弾性材料が永久接触するこ
とが困難になる場合には、タービンシュラウド、あるい
は、アウターリング側からの冷却空気の噴出か噴流によ
って。
シール層を形成させ、膜により漏洩を防止することがで
きる。超弾性材料および超塑性材料を用いることにより
、タービンシュラウドとアウターリングの間隙の極微小
設定が図れることが、本目的を達成できる大きな特色で
ある。
きる。超弾性材料および超塑性材料を用いることにより
、タービンシュラウドとアウターリングの間隙の極微小
設定が図れることが、本目的を達成できる大きな特色で
ある。
て−〔修用〕
′４″アウターリングの静止構造物で超弾性材料で製°
）されているものは、その材料の弾性により、ガスター
ビンの動翼が静止している状態では密着状態となり、動
いている時は、常に、密着状態に接近しようと接触する
ように・動作する。それによって、ガスタービンの回転
運動はさまたげられず。
）されているものは、その材料の弾性により、ガスター
ビンの動翼が静止している状態では密着状態となり、動
いている時は、常に、密着状態に接近しようと接触する
ように・動作する。それによって、ガスタービンの回転
運動はさまたげられず。
しかも、常に隙間の生じない働きをし、偏心やぶれなど
の異常現象も把握できるようになるので、回転むらや無
駄が無くなり、誤動作も少なくなる。
の異常現象も把握できるようになるので、回転むらや無
駄が無くなり、誤動作も少なくなる。
また、静止構造物に超塑性材料を用いた場合、動翼先端
に最も近い形状で成形して、動翼の熱変形やディスクを
含んだ動翼全体の熱膨張に対しても塑性変形により追従
するような動作をする。それによって、アウターリング
のシール装置はガスの漏洩を押え、タービンの回転は引
き続き実施されるので、誤動作することはない。
に最も近い形状で成形して、動翼の熱変形やディスクを
含んだ動翼全体の熱膨張に対しても塑性変形により追従
するような動作をする。それによって、アウターリング
のシール装置はガスの漏洩を押え、タービンの回転は引
き続き実施されるので、誤動作することはない。
以下、本発明の一実施例を第１図により説明する。
ガスタービンエンジンの燃焼機で発生する高温ガスは燃
焼機尾筒１０３により、タービンの静翼（ノズル）１０
２に導かれ、そこで整流された高温ガスのもつエネルギ
はタービン動翼１０１でタービンを回転さえ、動力を発
生する。タービン内は高温であるため、圧縮機で圧縮さ
れた空気の一部を抽気してタービン内部やディスク、ケ
ーシング等の冷却を行う。タービン動翼の先端にはアウ
ターシュラウドリングにＮｉ−Ｔｉ合金などの超弾性材
料を用いた隙間防止シールリング１を取付け、タービン
動翼との隙間をなくした。タービン動翼が回転している
間は、隙間が常に零となるよう弾性が作用し、極小値に
近い微量だけ変位するが、常に接触していると同じ状態
で推移するので、隙間の漏洩の問題はなくなり、タービ
ン効率は向上する。超弾性材料が高温ガスに直接さらさ
れ、耐久性に限界がある場合には、第２図に示すように
、タービン動翼先端から冷却空気を流出させたり、アウ
ターシュラウドリング２から噴出、または、噴流させる
構造を採用し、隙間防止シールリング１の全体を冷却し
、その超弾性材料の動作に支障とならない温度範囲で活
用する。これらの温度範囲の設定に気をくばる必要がな
い時には、第３図に示すように、アウターシュラウドを
超弾性材料で一体化して製作することも可能である１本
実施例によればタービン動翼先端のすきまを極微小に押
える効果があり、エネルギの有効利用が図れる。第４図
は、タービン動翼先端近傍のシール装置の縦断面図、第
５図はタービン動翼先端周囲の縦断面図である０図中、
３はアウターシュラウドサポート、４は内部ケーシング
、５は外部ケーシング、１１は冷却空気、１０４はター
ビンシュラウドである。
焼機尾筒１０３により、タービンの静翼（ノズル）１０
２に導かれ、そこで整流された高温ガスのもつエネルギ
はタービン動翼１０１でタービンを回転さえ、動力を発
生する。タービン内は高温であるため、圧縮機で圧縮さ
れた空気の一部を抽気してタービン内部やディスク、ケ
ーシング等の冷却を行う。タービン動翼の先端にはアウ
ターシュラウドリングにＮｉ−Ｔｉ合金などの超弾性材
料を用いた隙間防止シールリング１を取付け、タービン
動翼との隙間をなくした。タービン動翼が回転している
間は、隙間が常に零となるよう弾性が作用し、極小値に
近い微量だけ変位するが、常に接触していると同じ状態
で推移するので、隙間の漏洩の問題はなくなり、タービ
ン効率は向上する。超弾性材料が高温ガスに直接さらさ
れ、耐久性に限界がある場合には、第２図に示すように
、タービン動翼先端から冷却空気を流出させたり、アウ
ターシュラウドリング２から噴出、または、噴流させる
構造を採用し、隙間防止シールリング１の全体を冷却し
、その超弾性材料の動作に支障とならない温度範囲で活
用する。これらの温度範囲の設定に気をくばる必要がな
い時には、第３図に示すように、アウターシュラウドを
超弾性材料で一体化して製作することも可能である１本
実施例によればタービン動翼先端のすきまを極微小に押
える効果があり、エネルギの有効利用が図れる。第４図
は、タービン動翼先端近傍のシール装置の縦断面図、第
５図はタービン動翼先端周囲の縦断面図である０図中、
３はアウターシュラウドサポート、４は内部ケーシング
、５は外部ケーシング、１１は冷却空気、１０４はター
ビンシュラウドである。
本発明によれば、ガスタービンエンジンのタービン動翼
先端におけるシール機能が容易に確立し、タービンの段
落性能、ティップクリアランスロスや二次流れ損失の発
生防止など余熱効率の向上を図ることができる。
先端におけるシール機能が容易に確立し、タービンの段
落性能、ティップクリアランスロスや二次流れ損失の発
生防止など余熱効率の向上を図ることができる。
第１図は本発明の一実施例のタービン動翼周囲の縦断面
図、第２図はシール装置冷却機能をもつタービン動翼先
端周囲の縦断面図、第３図はタービン動翼先端周囲の縦
断面図、第４図はタービン動翼先端近傍のシール装置の
縦断面図、第５図はタービン動翼先端周囲の縦断面図で
ある。 １・・・隙間防止シールリング、２・・・アウターシュ
ラドリング、３・・・アウターシュラウドサポート、４
・・・ケーシングまたは内部ケーシング、５・・・外部
ケーシング、１１・・・冷却空気、１０１・・・タービ
ン動犀 ）図 ギ２図 第 ３図 岑斗図
図、第２図はシール装置冷却機能をもつタービン動翼先
端周囲の縦断面図、第３図はタービン動翼先端周囲の縦
断面図、第４図はタービン動翼先端近傍のシール装置の
縦断面図、第５図はタービン動翼先端周囲の縦断面図で
ある。 １・・・隙間防止シールリング、２・・・アウターシュ
ラドリング、３・・・アウターシュラウドサポート、４
・・・ケーシングまたは内部ケーシング、５・・・外部
ケーシング、１１・・・冷却空気、１０１・・・タービ
ン動犀 ）図 ギ２図 第 ３図 岑斗図
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、タービン動翼と、ケーシングと、環状リングとから
成るガスタービンシュラウドにおいて、アウターリング
の制止構造物に超弾性材料による隙間防止シールリング
を設けたことを特徴とするガスタービンエンジンのシー
ル装置。 ２、特許請求の範囲第１項において、 前記弾性材料または超塑性材料の変形特性を利用し、前
記タービンシュラウドとアウターシュラウドからの冷却
空気の噴出または噴流によるシール層の形成により、極
小隙間と遮蔽膜を設けることを特徴とするガスタービン
エンジンのシール装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62000448A JP2624661B2 (ja) | 1987-01-07 | 1987-01-07 | ガスタービンエンジンのシール装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62000448A JP2624661B2 (ja) | 1987-01-07 | 1987-01-07 | ガスタービンエンジンのシール装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63170506A true JPS63170506A (ja) | 1988-07-14 |
| JP2624661B2 JP2624661B2 (ja) | 1997-06-25 |
Family
ID=11474075
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62000448A Expired - Lifetime JP2624661B2 (ja) | 1987-01-07 | 1987-01-07 | ガスタービンエンジンのシール装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2624661B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2000257402A (ja) * | 1998-11-13 | 2000-09-19 | General Electric Co <Ge> | ブレードを封じ込むタービンシュラウド |
| JP2012211582A (ja) * | 2011-03-30 | 2012-11-01 | General Electric Co <Ge> | 連続リング複合タービンシュラウド |
| US9915153B2 (en) | 2015-05-11 | 2018-03-13 | General Electric Company | Turbine shroud segment assembly with expansion joints |
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| US4207024A (en) * | 1977-05-27 | 1980-06-10 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Composite seal for turbomachinery |
-
1987
- 1987-01-07 JP JP62000448A patent/JP2624661B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
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| JP4495283B2 (ja) * | 1998-11-13 | 2010-06-30 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ブレードを封じ込むタービンシュラウド |
| JP2012211582A (ja) * | 2011-03-30 | 2012-11-01 | General Electric Co <Ge> | 連続リング複合タービンシュラウド |
| US9518474B2 (en) | 2011-03-30 | 2016-12-13 | General Electric Company | Continuous ring composite turbine shroud |
| US9915153B2 (en) | 2015-05-11 | 2018-03-13 | General Electric Company | Turbine shroud segment assembly with expansion joints |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2624661B2 (ja) | 1997-06-25 |
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