WO2015137393A1 - シュラウド、動翼体、及び回転機械 - Google Patents

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blade
turbine
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仁志 北川
檜山　貴志
藤村　大悟
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三菱日立パワーシステムズ株式会社
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    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
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    • F01D5/12—Blades
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]

Definitions

  • the present invention relates to a shroud fixed to a blade tip of a rotating blade of a rotating machine, a moving blade body having the shroud, and a rotating machine.
  • a tip shroud is arranged at the tip of the blade body that constitutes each turbine blade, and the occurrence of vibration is suppressed by increasing the natural frequency and structural damping.
  • adjacent tip shrouds are brought into contact with each other in order to reduce blade tip leakage.
  • adjacent chip shrouds are brought into contact with each other in order to obtain vibration damping.
  • there is a portion where a gap is provided so that adjacent chip shrouds do not contact each other see, for example, Patent Document 1).
  • the present invention reduces fluid leaking from a clearance between shrouds in a shroud that is fixed to a blade tip of a moving blade that is mounted so as to extend in a radial direction from the rotor body and that is disposed adjacent to each other in the circumferential direction.
  • the shroud includes a shroud body fixed to a blade tip of a moving blade attached so as to extend in a radial direction from the rotor body, and disposed adjacent to each other in the circumferential direction.
  • the shroud body includes a circumferential end surface having abutting end surfaces that abut against each other between adjacent shroud bodies, a facing end surface that faces the contacting end surfaces and faces each other through a clearance, and the facing surface.
  • an outer peripheral surface having a convex portion that is formed so as to extend along the radial direction and protrudes radially outward.
  • the fluid on the outer periphery side of the shroud is blocked by the convex portion and stagnation occurs.
  • the pressure rises at the outlet on the radially outer peripheral side of the clearance and the fluid flowing through the location becomes difficult to flow. That is, the fluid leaking from the clearance is reduced.
  • the said shroud WHEREIN is good also as a structure provided in the most front side of the rotation direction of the said moving blade among the said outer peripheral surfaces. According to such a configuration, the pressure increase due to the stagnation occurs in the immediate vicinity of the clearance outlet, and the fluid leaking from the clearance can be further reduced.
  • the clearance is formed such that a distance between the facing surfaces is increased on the abutting end surface side, and the protruding portion has a larger protrusion amount from the outer peripheral surface on the abutting end surface side. It is good also as a structure currently formed.
  • the shape of the convex portion can be optimized. That is, it can be set as the convex part which has the height according to the magnitude
  • the said shroud WHEREIN is good also as a structure which has a collar part which covers at least one part of the radial direction outer peripheral side of the said clearance seeing from radial direction. According to such a configuration, the fluid leaking directly from the clearance abuts on the collar portion, whereby the fluid leaking directly can be reduced.
  • the said shroud WHEREIN The said convex part is good also as a structure continuously formed with respect to the opposing surface near the attachment position of the said moving blade among a pair of opposing surfaces. According to such a configuration, it is possible to form a shroud that minimizes an increase in bending load due to centrifugal force.
  • the moving blade body includes a blade body that is a moving blade attached so as to extend in the radial direction from the rotor body, and the shroud.
  • the present invention also provides a rotating machine comprising the moving blade body.
  • fluid leaking from the clearance between the shrouds is reduced in the shroud that is fixed to the blade tips of the moving blades that are attached so as to extend in the radial direction from the rotor body, and arranged adjacent to each other in the circumferential direction. Can be made.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along the line AA of FIG. 2 and shows a cross-sectional shape of the convex portion of the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along the line BB in FIG. 2 for explaining the height of the convex portion according to the first embodiment of the present invention. It is a figure which shows the cross-sectional shape of the convex part of the modification of 1st embodiment of this invention.
  • FIG. 1 is a schematic view of a gas turbine 1 according to a first embodiment of the present invention.
  • a gas turbine 1 includes a compressor 2 that compresses outside air to generate compressed air, a combustor 3 that burns fuel in compressed air to generate combustion gas, and high-temperature and high-pressure combustion. And a turbine 4 driven by gas.
  • the axial direction of the compressor 2 and the turbine 4 is simply referred to as the axial direction
  • the circumferential direction of the compressor 2 and the turbine 4 is simply referred to as the circumferential direction
  • the radial direction of the compressor 2 and the turbine 4 is simply referred to as the diameter. It is called direction.
  • the compressor 2 includes a compressor rotor 6 and a compressor casing 7 that covers the compressor rotor 6.
  • the compressor rotor 6 includes a compressor rotor shaft portion 8 that rotates about a rotation center axis, and a plurality of compressor rotor blade groups 9 that are fixed to the outer periphery of the compressor rotor shaft portion 8 at intervals in the axial direction. And have.
  • Each compressor blade group 9 has a plurality of compressor blades 10 arranged on the outer periphery of the compressor rotor shaft portion 8 at equal intervals in the circumferential direction.
  • the plurality of compressor blades 10 are extended toward the inner peripheral surface of the compressor casing 7.
  • Each compressor stationary blade group 11 has a plurality of compressor stationary blades 12 arranged on the inner surface of the compressor casing 7 at equal intervals in the circumferential direction.
  • the plurality of compressor vanes 12 are extended toward the compressor rotor shaft 8 side.
  • the compressor stationary blade group 11 and the compressor moving blade group 9 are arranged in multiple stages in the compressor casing 7 so as to alternate along the axial direction.
  • the turbine 4 includes a turbine rotor 14 that is coupled to rotate integrally with the compressor rotor 6, and a turbine casing 15 that covers the turbine rotor 14.
  • the turbine rotor 14 includes a turbine rotor shaft portion 16 (rotor main body) that rotates about a rotation center axis, and a plurality of turbine rotor blade groups that are fixed to the outer periphery of the turbine rotor shaft portion 16 at intervals in the axial direction. 17.
  • Each turbine blade group 17 has a plurality of turbine blades 18 (blade bodies) arranged on the outer periphery of the turbine rotor shaft portion 16 at equal intervals in the circumferential direction. The plurality of turbine blades 18 are extended toward the inner peripheral surface of the turbine casing 15.
  • Each turbine stationary blade group 19 has a plurality of turbine stationary blades 20 arranged on the inner surface of the turbine casing 15 at equal intervals in the circumferential direction.
  • the plurality of turbine stationary blades 20 are extended toward the turbine rotor shaft portion 16 side.
  • the turbine stationary blade group 19 and the turbine rotor blade group 17 are arranged in multiple stages in the turbine casing 15 so as to alternate along the axial direction.
  • a generator that generates electric power by rotation of the turbine rotor 14 is connected to the turbine rotor 14.
  • each of the plurality of turbine blades 18 constituting at least one turbine blade group 17 includes a blade body 21 and a tip shroud 22 fixed to the blade tip of the blade body 21. And have.
  • Each of the chip shrouds 22 is disposed so as to be adjacent to each other in the circumferential direction and partially in contact therewith. That is, the tip shroud 22 is connected to and pressed against the tip shroud 22 arranged in another gas turbine 1 rotor blade adjacent in the circumferential direction.
  • the tip shroud 22 is a plate-like member that mutually suppresses vibrations that may occur when the turbine rotor blade 18 rotates.
  • the tip shroud 22 is provided integrally with the blade body 21 on the radially outer peripheral side of each turbine blade 18.
  • a platform provided so as to project from the wing body 21 and a blade root projecting further radially inward from the platform are provided.
  • the blade body 21 has a circumferential one side (front of the rotation direction R of the turbine rotor 14) from the front edge that is upstream in the combustion gas flow direction F to the rear edge that is downstream in the axial direction.
  • Side the lower side of FIG. 2), and has a wing-shaped cross section formed so as to be convex.
  • This cross-sectional shape is a blade that extends toward the other side in the circumferential direction (the rear side in the rotational direction R of the turbine rotor 14 and the upper side in FIG. 2) as it goes toward the downstream side in the combustion gas flow direction F and the right side in FIG. Shape.
  • the tip shroud 22 has a plate shape having a predetermined thickness in the radial direction, and is integrated with the wing body 21 so as to project in the circumferential direction on the diametrically outer side of the wing body 21. It is fixed.
  • a surface of the tip shroud 22 facing outward in the radial direction is an outer peripheral surface 24 of the tip shroud 22.
  • a surface extending along the circumferential direction facing the one axial side (upstream side of the combustion gas flow direction F, left side in FIG. 2) that is the upstream side is the upstream end surface 25, which is the downstream side.
  • a surface that faces the other side in the axial direction and extends along the circumferential direction is the downstream end surface 26.
  • the surface of the tip shroud 22 on the one side in the circumferential direction and facing the front side in the rotational direction R is the first circumferential direction end surface 27, and the surface on the other side in the circumferential direction and facing the rear side in the rotational direction R is the second circumference. It is a direction end face 28.
  • two minute gaps 31 including an upstream first gap 31 and a downstream second gap 32 are provided in consideration of deformation of the chip shroud 22 during operation. , 32 (clearance).
  • the first gap 31 and the second gap 32 are provided so as to be substantially parallel to the chord direction of the blade body 21 and to be offset to the rear side in the rotational direction R of the turbine rotor 14. .
  • the first circumferential end surface 27 and the second circumferential end surface 28 are surfaces facing the first facing surface 33 (33a, 33b), which is a surface facing through the first gap 31, and the second gap 32. It has a certain second facing surface 34 (34a, 34b), and a contact end surface 35 that is disposed between the first facing surface 33 and the second facing surface 34 and contacts each other.
  • the abutting end surface 35 is provided between the first gap 31 and the second gap 32 so as to be substantially orthogonal to the extending direction of the gap. At least one of the both ends of the abutting end surface 35 (in the present embodiment, the second gap 32 side) is provided with a contact prevention nuisance hole 36 having a width larger than the width of the gap. That is, the second gap 32 is formed so that the distance between the second facing surfaces 34 is increased on the abutting end surface 35 side.
  • a fin 38 is formed on the outer peripheral surface 24 of the chip shroud 22 so as to protrude toward the outer peripheral side in the radial direction and extend in the circumferential direction.
  • the fins 38 are formed to be continuous between adjacent chip shrouds 22.
  • the fin 38 has a plate shape and is formed so that its main surface is orthogonal to the axial direction.
  • a convex portion 40 is formed on the outer peripheral surface 24 of the chip shroud 22 to reduce the combustion gas that is a fluid leaking from the second gap 32.
  • the convex portion 40 is formed so as to extend along the second facing surface 34. Specifically, the convex portion 40 is formed on the foremost side in the rotational direction R of the turbine rotor 14 so as to follow the second facing surface 34 that forms the second gap 32.
  • the protrusion 40 includes a fluid contact surface 41, a radially outer peripheral end of the fluid contact surface 41, and an outer peripheral surface 24 of the chip shroud 22, which are flush with the second facing surface 34. And an inclined surface 42 for smooth connection.
  • the radial height H of the convex portion 40 is set to about 5 times at maximum with respect to the dimension C of the second gap 32, preferably about 2 to 3 times.
  • the height of the convex portion 40 is formed so that the vicinity of the Nusumi hole 36 is slightly higher. In other words, the protruding amount from the outer peripheral surface 24 is formed on the contact end surface 35 side. In addition, the height of the convex part 40 does not need to make the neighborhood of the Nusumi hole 36 high, and may be constant along the extending direction.
  • the fluid on the outer peripheral side of the chip shroud 22 is blocked by the convex portion 40 and stagnation occurs.
  • the pressure rises at the outlet on the radially outer peripheral side of the second gap 32 and the combustion gas flowing through the portion becomes difficult to flow. That is, the combustion gas leaking from the second gap 32 can be reduced and the efficiency of the turbine 4 can be improved.
  • the shape of the convex portion 40 can be optimized by forming the convex portion 40 so that the protruding amount from the outer peripheral surface 24 is increased on the abutting end surface 35 side. That is, the convex portion 40 having a height corresponding to the size of the second gap 32 can be obtained.
  • the shape of the convex portion 40 is not limited to the shape as described above, and can be changed as appropriate according to the manufacturing method of the turbine rotor blade 18 and the like. For example, as shown in FIG. 5, it is good also as a shape which curves a part of circumferential direction end surface 27 of the chip
  • the position of the convex portion 40 is not limited to the immediate vicinity of the gap 32. That is, the fluid contact surface 41 of the convex portion 40 does not have to be disposed on the same surface as the facing surface 34, and may be disposed at a position away from the facing surface 34 as shown in FIG. Moreover, you may form the convex part 40 not only in the 2nd clearance gap 32 side but in the 1st clearance gap 31 side.
  • FIG. 7 is a view corresponding to FIG. 3 of the first embodiment, showing a cross-sectional shape of the convex portion 40B of the second embodiment of the present invention.
  • the convex portion 40 ⁇ / b> B of the present embodiment is provided on the most rear side in the rotation direction R of the outer peripheral surface 24 of the chip shroud 22. That is, the convex portion 40 is formed continuously with respect to the facing surface 34 closer to the attachment position of the blade body 21 among the pair of facing surfaces 34.
  • the convex portion 40 ⁇ / b> B has a flange portion 44 formed so as to cover the radially outer peripheral side of the gap 32.
  • the flange 44 may be formed so as to cover the entire gap 32, or may be formed so as to cover at least a part of the gap 32.
  • the flange portion 44 is formed so as to overlap at least a part of the gap 32 when the gap 32 is viewed from the outer periphery in the radial direction.
  • the distance D between the radially inner peripheral surface of the flange portion 44 and the outer peripheral surface 24 is set to about one time at most with respect to the dimension C of the gap.
  • the combustion gas leaking from the second gap 32 comes into contact with the flange portion 44 by forming the flange portion 44 on the convex portion 40B.
  • the combustion gas which leaks can be reduced.
  • the convex part 40B which has the collar part 44 is continuously formed with respect to the opposing surface 34 close
  • the chip shroud 22 can be formed with a minimum increase in load.
  • the convex portion 40 having the flange portion 44 is formed continuously with respect to the opposing surface 34 of the pair of opposing surfaces 34 that is closer to the attachment position of the wing body 21.
  • the convex portion 40 having the flange portion 44 is formed continuously with respect to the opposing surface 34 of the pair of opposing surfaces 34 that is closer to the attachment position of the wing body 21.

Abstract

　このシュラウド（２２）は、ロータ本体から径方向に延びるように取り付けられる動翼（１８）の翼端に固定されて、周方向に互いに隣接して配置されるシュラウド本体（２２）を備え、シュラウド本体（２２）は、隣り合うシュラウド本体（２２）同士で互いに当接する当接端面、及び、当接端面に連なり隣り合うシュラウド本体（２２）同士でクリアランス（３２）を介して対向する対向面（３４）を有する周方向端面（２７，２８）と、対向面（３４）に沿って延びるように形成されて径方向外側に突出する凸部（４０）を有する外周面（２４）と、を有する。

Description

シュラウド、動翼体、及び回転機械
　本発明は、回転機械の動翼の翼端に固定されているシュラウド、このシュラウドを有する動翼体、及び回転機械に関する。
　本願は、２０１４年３月１３日に出願された特願２０１４－０５０５９９号について優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　近年、ガスタービンの高温、高効率化が進み、これに伴ってタービン動翼の翼高さも増加（長翼化）傾向にある。このような動翼では、翼高さの増加に伴って振動数が低下することで、フラッターなどの不安定な振動が発生する可能性が高まる。
　そこで、各タービン動翼を構成する翼本体の先端にチップシュラウドが配され、固有振動数及び構造減衰を増加させることで振動の発生を抑えている。このようなタービン動翼において、翼端漏れを低減するために、隣接するチップシュラウド同士を接触させている。また、振動の減衰を得るために、隣接するチップシュラウド同士を接触させている。ただし、不均一な接触や角部の応力集中による破損を回避するため、隣接するチップシュラウド同士接触させないように隙間を設けている部分がある（例えば、特許文献１参照）。
特開平１０－３１７９０５号公報
　ところで、上述した隙間を介して、主流から、チップシュラウドの径方向外周側のキャビティに燃焼ガスが漏洩することによって損失となり、タービンの性能が低下することが課題となっている。
　この発明は、ロータ本体から径方向に延びるように取り付けられる動翼の翼端に固定されて、周方向に互いに隣接して配置されるシュラウドにおいて、シュラウド間のクリアランスから漏洩する流体を減少させることを目的とする。
　本発明の第一の態様によれば、シュラウドは、ロータ本体から径方向に延びるように取り付けられる動翼の翼端に固定されて、周方向に互いに隣接して配置されるシュラウド本体を備え、前記シュラウド本体は、隣り合うシュラウド本体同士で互いに当接する当接端面、及び、前記当接端面に連なり隣り合うシュラウド本体同士でクリアランスを介して対向する対向面を有する周方向端面と、前記対向面に沿って延びるように形成されて径方向外側に突出する凸部を有する外周面と、を有することを特徴とする。
　このような構成によれば、シュラウド外周側の流体が、凸部によって堰き止められ淀みが生じる。これにより、クリアランスの径方向外周側の出口において圧力が上昇し、当該箇所を流れる流体が流れにくくなる。即ち、クリアランスから漏洩する流体が減少する。
　上記シュラウドにおいて、前記凸部は、前記外周面のうち、前記動翼の回転方向の最も前方側に設けられている構成としてもよい。
　このような構成によれば、前記淀みによる圧力上昇がクリアランス出口の直近で発生し、クリアランスから漏洩する流体を一層低減できる。
　上記シュラウドにおいて、前記クリアランスは、前記当接端面側において、前記対向面間の距離が大きくなるように形成され、前記凸部は、前記当接端面側において前記外周面からの突出量が大きくなるように形成されている構成としてもよい。
　このような構成によれば、凸部の形状を最適化することができる。即ち、クリアランスの大きさに応じた高さを有する凸部とすることができる。
　上記シュラウドにおいて、前記凸部は、径方向から見て、前記クリアランスの径方向外周側の少なくとも一部を覆う庇部を有する構成としてもよい。
　このような構成によれば、クリアランスから漏洩する流体が庇部に当接することによって、直接的に漏洩する流体を低減することができる。
　上記シュラウドにおいて、前記凸部は、一対の対向面のうち、前記動翼の取り付け位置に近い方の対向面に対して連続して形成されている構成としてもよい。
　このような構成によれば、遠心力による曲げ荷重の増加を最小限としたシュラウドを形成することができる。
　本発明の第二の態様によれば、動翼体は、ロータ本体から径方向に延びるように取り付けられる動翼である翼本体と、前記シュラウドと、を有する。
　また、本発明は、前記動翼体を備える回転機械を提供する。
　本発明によれば、ロータ本体から径方向に延びるように取り付けられる動翼の翼端に固定されて、周方向に互いに隣接して配置されるシュラウドにおいて、シュラウド間のクリアランスから漏洩する流体を減少させることができる。
本発明の第一実施形態のガスタービンの概略構成図である。 本発明の第一実施形態のタービン翼をタービンの径方向外周側から見た図である。 図２のＡ－Ａ断面図であり、本発明の第一実施形態の凸部の断面形状を示す図である。 図２のＢ－Ｂ断面図であり、本発明の第一実施形態の凸部の高さについて説明する図である。 本発明の第一実施形態の変形例の凸部の断面形状を示す図である。 本発明の第一実施形態の変形例の凸部の断面形状を示す図である。 本発明の第二実施形態の凸部の断面形状を示す図である。 本発明の第二実施形態の変形例の凸部の断面形状を示す図である。
（第一実施形態）
　以下、本発明の第一実施形態の回転機械であるガスタービン１について図面を参照して詳細に説明する。図１は、本発明の第一実施形態のガスタービン１の概略図である。
　図１に示すように、ガスタービン１は、外気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機２と、燃料を圧縮空気中で燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器３と、高温高圧の燃焼ガスにより駆動するタービン４と、を備えている。
　以下の説明においては、圧縮機２、タービン４の軸方向を単に軸方向といい、圧縮機２、タービン４の周方向を単に周方向といい、圧縮機２、タービン４の径方向を単に径方向という。
　圧縮機２は、圧縮機ロータ６と、圧縮機ロータ６を覆う圧縮機ケーシング７と、を有している。圧縮機ロータ６は、回転中心軸を中心として回転する圧縮機ロータ軸部８と、圧縮機ロータ軸部８の外周に、軸方向に間隔をあけて固定されている複数の圧縮機動翼群９と、を有している。
　各々の圧縮機動翼群９は、圧縮機ロータ軸部８の外周に周方向に互いに等しい間隔をあけて配列されている複数の圧縮機動翼１０を有している。複数の圧縮機動翼１０は、圧縮機ケーシング７の内周面に向けて延設されている。
　圧縮機ケーシング７の内周側には、軸方向に間隔をあけて固定されている複数の圧縮機静翼群１１が設けられている。各々の圧縮機静翼群１１は、圧縮機ケーシング７の内面に、周方向に互いに等しい間隔をあけて配列されている複数の圧縮機静翼１２を有している。複数の圧縮機静翼１２は、圧縮機ロータ軸部８側に向けて延設されている。
　圧縮機静翼群１１と圧縮機動翼群９は、圧縮機ケーシング７内において軸方向に沿って交互になるように多段配置されている。
　タービン４は、圧縮機ロータ６と一体回転するように連結されたタービンロータ１４と、タービンロータ１４を覆うタービンケーシング１５とを有している。タービンロータ１４は、回転中心軸を中心として回転するタービンロータ軸部１６（ロータ本体）と、タービンロータ軸部１６の外周に、軸方向に間隔をあけて固定されている複数のタービン動翼群１７と、を有している。
　各々のタービン動翼群１７は、タービンロータ軸部１６の外周に周方向に互いに等しい間隔をあけて配列されている複数のタービン動翼１８（動翼体）を有している。複数のタービン動翼１８は、タービンケーシング１５の内周面に向けて延設されている。
　タービンケーシング１５の内周側には、軸方向に間隔をあけて固定されている複数のタービン静翼群１９が設けられている。各々のタービン静翼群１９は、タービンケーシング１５の内面に、周方向に互いに等しい間隔をあけて配列されている複数のタービン静翼２０を有している。複数のタービン静翼２０は、タービンロータ軸部１６側に向けて延設されている。
　タービン静翼群１９とタービン動翼群１７は、タービンケーシング１５内において軸方向に沿って交互になるように多段配置されている。
　タービンロータ１４には、例えば、このタービンロータ１４の回転で発電する発電機が接続されている。
　複数段のタービン動翼群１７のうち、少なくとも一段のタービン動翼群１７を構成する複数のタービン動翼１８の各々は、翼本体２１と、翼本体２１の翼端に固定されたチップシュラウド２２と、を有している。各々のチップシュラウド２２は、周方向に隣接するとともに一部が当接するように配置されている。即ち、チップシュラウド２２は、周方向に隣接する他のガスタービン１動翼に配されたチップシュラウド２２と連接され互いに押圧しあっている。
　図２及び図３に示すように、チップシュラウド２２は、タービン動翼１８の回転時に発生することのある振動を相互に抑制するようにした、板状の部材である。チップシュラウド２２は、各々のタービン動翼１８の径方向外周側に、翼本体２１と一体に設けられている。
　図示は省略するが、翼本体２１の径方向内側には、翼本体２１から張り出すように設けられたプラットフォームと、プラットフォームからさらに径方向内側に突出する翼根が設けられている。この翼根がタービンロータ軸部１６の外周面に取り付けられることで、タービン動翼１８がタービンロータ軸部１６に一体に固定される。
　図２に示すように、翼本体２１は、軸方向に沿って燃焼ガス流れ方向Ｆの上流側となる前縁から下流側となる後縁にかけて周方向一方側（タービンロータ１４の回転方向Ｒ前方側、図２の下側）へ凸となるように湾曲して形成された翼形状の断面を有している。この断面形状は、燃焼ガス流れ方向Ｆの下流側、図２の右側）に向かうに従って周方向他方側（タービンロータ１４の回転方向Ｒ後方側、図２の上側）に向かうように延在する翼形状である。
　図３に示すように、チップシュラウド２２は、径方向に所定の厚みを有する板状をなしており、翼本体２１の径方向外側において周方向に張り出すように翼本体２１に対して一体に固定されている。チップシュラウド２２における径方向外側を向く面は、チップシュラウド２２の外周面２４である。
　チップシュラウド２２においては、上流側である軸方向一方側（燃焼ガス流れ方向Ｆの上流側、図２の左側）を向き周方向に沿って延びる面が上流側端面２５であり、下流側である軸方向他方側を向き周方向に沿って延びる面が下流側端面２６である。
　また、チップシュラウド２２における周方向一方側であって回転方向Ｒ前方側を向く面が第一周方向端面２７であり、周方向他方側であって回転方向Ｒ後方側を向く面が第二周方向端面２８である。
　隣接したチップシュラウド２２同士の間には、運転時におけるチップシュラウド２２の変形を考慮して設けられた上流側の第一隙間３１と下流側の第二隙間３２とからなる二つの微小な隙間３１，３２（クリアランス）が設けられている。
　第一隙間３１と第二隙間３２とは、翼本体２１の翼弦方向と略平行に、かつ、第一隙間３１がタービンロータ１４の回転方向Ｒの後方側にオフセットするように設けられている。
　第一周方向端面２７と第二周方向端面２８は、第一隙間３１を介して対向する面である第一対向面３３（３３ａ，３３ｂ）と、第二隙間３２を介して対向する面である第二対向面３４（３４ａ，３４ｂ）と、第一対向面３３と第二対向面３４との間に配されて互いに当接する当接端面３５と、を有している。
　当接端面３５は、第一隙間３１と第二隙間３２との間で隙間の延在方向と略直交するように設けられている。当接端面３５の両端のうち、少なくとも一方（本実施形態では、第二隙間３２側）には、隙間の幅よりも大きな幅を有する接触防止用のヌスミ孔３６が設けられている。即ち、第二隙間３２は、当接端面３５側において、第二対向面３４間の距離が大きくなるように形成されている。
　チップシュラウド２２の外周面２４には、径方向外周側に向かって突出するとともに、周方向に延在するフィン３８が形成されている。フィン３８は、隣り合うチップシュラウド２２同士で、連続するように形成されている。フィン３８は、板状をなし、その主面が軸方向に直交するように形成されている。
　チップシュラウド２２の外周面２４には、第二隙間３２から漏洩する流体である燃焼ガスを低減するための凸部４０が形成されている。凸部４０は、第二対向面３４に沿って延びるように形成されている。具体的には、凸部４０は、第二隙間３２を形成する第二対向面３４に沿うように、タービンロータ１４の回転方向Ｒの最も前方側に形成されている。
　図３に示すように、凸部４０は、第二対向面３４と同一面をなす、流体当接面４１と、流体当接面４１の径方向外周端とチップシュラウド２２の外周面２４とを滑らかに接続する傾斜面４２とを有している。凸部４０の径方向高さＨは、第二隙間３２の寸法Ｃに対し最大で５倍程度、好ましくは２倍から３倍程度に設定されている。
　図４に示すように、凸部４０の高さは、ヌスミ孔３６近傍がやや高くなるように形成されている。即ち、当接端面３５側において、外周面２４からの突出量が大きくなるように形成されている。なお、凸部４０の高さは、ヌスミ孔３６近傍を高くする必要はなく、延在方向に沿って一定としてもよい。
　上記実施形態によれば、チップシュラウド２２の外周側の流体が、凸部４０によって堰き止められ淀みが生じる。これにより、第二隙間３２の径方向外周側の出口において圧力が上昇し、当該箇所を流れる燃焼ガスが流れにくくなる。即ち、第二隙間３２から漏洩する燃焼ガスを低減して、タービン４の効率を向上させることができる。
　また、凸部４０を、外周面２４のうちタービンロータ１４の回転方向Ｒの最も前方側に設けたことによって、淀みによる圧力上昇が第二隙間３２の出口の直近で発生し、第二隙間３２から漏洩する燃焼ガスを一層低減できる。
　また、凸部４０を、当接端面３５側において外周面２４からの突出量が大きくなるように形成したことによって、凸部４０の形状を最適化することができる。即ち、第二隙間３２の大きさに応じた高さを有する凸部４０とすることができる。
　なお、凸部４０の形状は、上述したような形状に限ることはなく、タービン動翼１８の製造方法などに応じて適宜変更することができる。例えば、図５に示すように、チップシュラウド２２の周方向端面２７の一部を径方向外周側に反らせるような形状としてもよい。既存のチップシュラウド２２に対して凸部４０を形成する場合、このような形状が製造上の観点から好ましい。
　また、凸部４０の位置は、隙間３２の直近に限ることはない。即ち、凸部４０の流体当接面４１は、対向面３４と同一面上に配置する必要はなく、図６に示すように、対向面３４から離れた位置に配置してもよい。
　また、凸部４０は、第二隙間３２側に限らず、第一隙間３１側に形成してもよい。
（第二実施形態）
　以下、本発明の第二実施形態のチップシュラウド２２を図面に基づいて説明する。図７は、本発明の第二実施形態の凸部４０Ｂの断面形状を示す、第一実施形態の図３に対応する図である。なお、本実施形態では、上述した第一実施形態との相違点を中心に述べ、同様の部分についてはその説明を省略する。
　図７に示すように、本実施形態の凸部４０Ｂは、チップシュラウド２２の外周面２４の回転方向Ｒの最も後方側に設けられている。即ち、凸部４０は、一対の対向面３４のうち、翼本体２１の取り付け位置に近い方の対向面３４に対して連続して形成されている。
　また、凸部４０Ｂは、隙間３２の径方向外周側を覆うように形成された庇部４４を有している。庇部４４は、隙間３２の全体を覆うように形成されていてもよいし、隙間３２の少なくとも一部を覆うように形成されていてもよい。換言すれば、庇部４４は、隙間３２を径方向外周から見た場合に、隙間３２の少なくとも一部とオーバーラップするように形成されている。
　また、庇部４４の径方向内周面と、外周面２４との間の間隔Ｄは、隙間の寸法Ｃに対し最大で１倍程度に設定されている。
　上記実施形態によれば、凸部４０Ｂに庇部４４を形成したことによって、第二隙間３２から漏洩する燃焼ガスが庇部４４に当接する。これにより、漏洩する燃焼ガスを低減することができる。
　また、庇部４４を有する凸部４０Ｂが、一対の対向面３４のうち、翼本体２１の取り付け位置に近い方の対向面３４に対して連続して形成されていることにより、遠心力による曲げ荷重の増加を最小限としたチップシュラウド２２を形成することができる。
　なお、上記実施形態においては、庇部４４を有する凸部４０を、一対の対向面３４のうち、翼本体２１の取り付け位置に近い方の対向面３４に対して連続して形成したがこれに限ることはない。例えば、図８に示すように、凸部４０Ｂを一対の対向面３４のうち、翼本体２１の取り付け位置から遠い方の対向面３４に対して連続して形成する構成としてもよい。
　以上、本発明の実施形態について図面を参照して詳述したが、各実施形態における各構成及びそれらの組み合わせ等は一例であり、本発明の趣旨から逸脱しない範囲内で、構成の付加、省略、置換、及びその他の変更が可能である。また、本発明は実施形態によって限定されることはなく、クレームの範囲によってのみ限定される。
　例えば、上記各実施形態では、一つのチップシュラウド２２に、一つのタービン動翼１８を設ける構成としたが、これに限らず、一つのチップシュラウド２２に複数のタービン動翼１８を設ける構成としてもよい。
　このシュラウドによれば、シュラウド外周側の流体が、凸部によって堰き止められ淀みが生じる。これにより、クリアランスの径方向外周側の出口において圧力が上昇し、当該箇所を流れる流体が流れにくくなる。即ち、クリアランスから漏洩する流体が減少する。
　１　ガスタービン
　２　圧縮機
　３　燃焼器
　４　タービン
　６　圧縮機ロータ
　７　圧縮機ケーシング
　８　圧縮機ロータ軸部
　９　圧縮機動翼群
　１０　圧縮機動翼
　１１　圧縮機静翼群
　１２　圧縮機静翼
　１４　タービンロータ
　１５　タービンケーシング
　１６　タービンロータ軸部（ロータ本体）
　１７　タービン動翼群
　１８　タービン動翼（翼本体，動翼体）
　１９　タービン静翼群
　２０　タービン静翼
　２１　翼本体
　２２　チップシュラウド（シュラウド、シュラウド本体）
　２４　外周面
　２５　上流側端面
　２６　下流側端面
　２７　第一周方向端面
　２８　第二周方向端面
　３１　第一隙間
　３２　第二隙間（クリアランス）
　３３　第一対向面
　３４　第二対向面
　３５　当接端面
　３６　ヌスミ孔
　３８　フィン
　４０　凸部
　４１　流体当接面
　４２　傾斜面
　４４　庇部
　Ｃ　第二隙間の寸法
　Ｄ　庇部の径方向内周面と外周面との間の間隔
　Ｈ　凸部の径方向高さ
　Ｆ　燃焼ガス流れ方向
　Ｒ　回転方向

Claims (7)

  1. 　ロータ本体から径方向に延びるように取り付けられる動翼の翼端に固定されて、周方向に互いに隣接して配置されるシュラウド本体を備え、
    　前記シュラウド本体は、
    　隣り合うシュラウド本体同士で互いに当接する当接端面、及び、前記当接端面に連なり隣り合うシュラウド本体同士でクリアランスを介して対向する対向面を有する周方向端面と、
    　前記対向面に沿って延びるように形成されて径方向外側に突出する凸部を有する外周面と、を有するシュラウド。
  2. 　前記凸部は、前記外周面のうち、前記動翼の回転方向の最も前方側に設けられている請求項１に記載のシュラウド。
  3. 　前記クリアランスは、前記当接端面側において、前記対向面間の距離が大きくなるように形成され、前記凸部は、前記当接端面側において前記外周面からの突出量が大きくなるように形成されている請求項１又は請求項２に記載のシュラウド。
  4. 　前記凸部は、径方向から見て、前記クリアランスの径方向外周側の少なくとも一部を覆う庇部を有する請求項１に記載のシュラウド。
  5. 　前記凸部は、一対の対向面のうち、前記動翼の取り付け位置に近い方の対向面に対して連続して形成されている請求項４に記載のシュラウド。
  6. 　ロータ本体から径方向に延びるように取り付けられる動翼である翼本体と、請求項１から請求項５のいずれか一項に記載のシュラウドと、を有する動翼体。
  7. 　請求項６に記載の動翼体を備える回転機械。
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