WO2016143230A1 - ガスタービンのシール装置及びガスタービン、航空用エンジン - Google Patents

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池田　和史
仁志 北川
勝人 荒木
能幸 岡部
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Definitions

  • the present invention provides, for example, a gas turbine in which compressed high-temperature and high-pressure air is supplied with fuel and burned, and the generated combustion gas is supplied to a turbine to obtain rotational power.
  • the present invention relates to a sealing device, a gas turbine, and an aeronautical engine for preventing high temperature gas from entering the turbine body through the gap.
  • General gas turbine is composed of a compressor, a combustor, and a turbine.
  • the compressor compresses the air taken in from the air intake port into high-temperature and high-pressure compressed air.
  • the combustor obtains high-temperature and high-pressure combustion gas by supplying fuel to the compressed air and burning it.
  • the turbine is driven by this combustion gas, and drives a generator connected on the same axis.
  • the high-temperature and high-pressure combustion gas generated in the combustor passes through a plurality of stationary blades and moving blades in the combustion gas passage, and the rotor rotates.
  • a sealing device called a rim seal. This rim seal supplies purge air to the disk cavity formed in the gap between the moving blade and the stationary blade, and ejects the purge air from the disk cavity toward the gap between the moving blade and the stationary blade, so that the intrusion of combustion gas Is to prevent.
  • Patent Document 1 An example of such a rim seal is described in Patent Document 1 below.
  • a plurality of stationary blades and moving blades are arranged at predetermined intervals in the circumferential direction, and a non-uniform pressure distribution is formed in the circumferential direction by the plurality of stationary blades and moving blades. Then, in the high pressure region, the combustion gas enters the turbine through the gap between the moving blade and the stationary blade, and in the low pressure region, the purge air in the disk cavity enters the combustion gas passage through the gap between the moving blade and the stationary blade. Therefore, as described in Patent Document 1 described above, even if multiple seals are arranged, it is difficult to sufficiently prevent the invasion of combustion gas from the gap between the moving blade and the stationary blade. On the other hand, in order to prevent the intrusion of combustion gas, it is conceivable to increase the purge air. However, this purge air is extracted from the compressor, and the gas turbine efficiency is lowered.
  • the present invention solves the above-described problems, and a gas turbine seal device and a gas turbine that improve gas turbine efficiency by suppressing the invasion of combustion gas into the turbine body with a small amount of purge air.
  • the purpose is to provide an aircraft engine.
  • a gas turbine seal device includes a seal portion provided between a platform of a turbine blade and an inner shroud of the turbine blade, the turbine blade, and the turbine blade. And an acoustic damper having a closed space communicating with the disk cavity through the opening.
  • the closed space portion is arranged on a radially inner side of the inner shroud.
  • the seal portion includes a first seal portion configured by disposing the platform with a predetermined gap inside in a radial direction from the inner shroud, and the opening. The portion is provided to face the first seal portion in the turbine axial direction.
  • the combustion gas entering the turbine from the gap between the platform and the inner shroud can be appropriately passed through the opening portion to the closed space portion.
  • the acoustic energy due to the pressure wave of the combustion gas can be appropriately attenuated in the closed space.
  • the seal portion includes a first seal portion configured by disposing the platform with a predetermined gap inside in a radial direction from the inner shroud, and the first seal. And a second seal portion provided radially inward of the portion, wherein the opening is provided on the radially outer side of the second seal portion.
  • the combustion gas entering the turbine through the gap between the platform and the inner shroud can reach the opening portion before reaching the second seal portion.
  • the acoustic energy generated by the pressure wave of the combustion gas can be appropriately attenuated in the closed space.
  • the seal portion includes a first seal portion configured by disposing the platform with a predetermined gap inside in a radial direction from the inner shroud, and the first seal.
  • a second seal portion provided radially inward of the portion, and the opening is provided between the first seal portion and the second seal portion in the radial direction.
  • the combustion gas entering the turbine from the gap between the platform and the inner shroud can be appropriately passed through the opening portion. Since it is introduced into the closed space, the acoustic energy due to the pressure wave of the combustion gas can be appropriately attenuated in the closed space.
  • the seal portion includes a first seal portion configured by disposing the platform with a predetermined gap inside in a radial direction from the inner shroud, and the first seal.
  • a second seal portion provided radially inward of the first portion, and the opening includes a first opening provided opposite to the first seal portion in a turbine axial direction, and the second seal portion. It has the 2nd opening part provided in the outer side of the radial direction of this.
  • the gap between the platform and the inner shroud is introduced into the turbine.
  • the invading combustion gas is appropriately introduced into the closed space through each opening, and the acoustic energy due to the pressure wave of the combustion gas can be appropriately attenuated in the closed space.
  • the closed space portion includes a first closed space portion positioned on the outer side in the radial direction and a second closed space portion positioned on the inner side in the radial direction.
  • An opening is provided in the first closed space, and the second opening is provided in the second closed space.
  • the pressure wave of the combustion gas introduced from each opening to the corresponding closed space can be appropriately attenuated.
  • the closed space portion is arranged on a radially inner side of the platform.
  • the closed space is provided on the platform on the movable side, the pressure wave of the combustion gas can be appropriately attenuated.
  • the seal portion is configured by extending a seal fin from the platform side with a predetermined gap inside in a radial direction from the inner shroud, and the radial direction from the seal fin.
  • the closed space is provided on the inside, and the opening is provided in the seal fin.
  • the closed space is provided by the front seal plate and the rear seal plate in the axial direction inside the platform in the radial direction, and the opening is provided in the rear seal plate. It is characterized by that.
  • the closed space is provided along the circumferential direction.
  • the pressure wave of the combustion gas can be appropriately attenuated in the circumferential direction of the moving blade and the stationary blade.
  • the closed space is divided into a plurality of portions in the circumferential direction by a partition plate.
  • the strength can be improved by providing a partition plate in the closed space.
  • the gas turbine of the present invention is a gas turbine having a compressor, a combustor, and a turbine, wherein the turbine is provided with a seal device for the gas turbine.
  • the combustion gas and its pressure wave are attenuated by the acoustic damper, so that the invasion of the combustion gas into the turbine body can be suppressed with a smaller amount of purge air than before, and the gas turbine efficiency can be improved. it can.
  • the aircraft engine of the present invention is an aircraft engine having a compressor, a combustor, and a turbine, wherein the turbine is provided with a gas turbine seal device.
  • the combustion gas and its pressure wave are attenuated by the acoustic damper, so that the invasion of the combustion gas into the turbine body can be suppressed with a smaller amount of purge air than before, and the gas turbine efficiency can be improved. it can.
  • the acoustic damper having the closed space communicating with the disk cavity between the turbine rotor blade and the turbine stationary blade through the opening is provided.
  • the combustion gas and its circumferential pressure distribution are attenuated by the acoustic damper, so that the invasion of the combustion gas into the turbine body can be suppressed with a smaller amount of purge air than before, and the gas turbine efficiency can be improved. Can do.
  • FIG. 1 is a sectional view showing the sealing device of the gas turbine of a 1st embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic diagram illustrating the overall configuration of the gas turbine.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view illustrating a gas turbine seal device according to a second embodiment.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view illustrating a gas turbine seal device according to a third embodiment.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view illustrating a gas turbine seal device according to a fourth embodiment.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view illustrating a gas turbine seal device according to a fifth embodiment.
  • FIG. 7 is a cross-sectional view illustrating a gas turbine seal device according to a sixth embodiment.
  • FIG. 8 is a schematic view showing a space portion of the blade root portion on the platform side.
  • FIG. 9 is a schematic diagram showing the overall configuration of the aircraft engine.
  • FIG. 2 is a schematic diagram illustrating the overall configuration of the gas turbine according to the first embodiment.
  • the gas turbine of 1st Embodiment is comprised by the compressor 11, the combustor 12, and the turbine 13, as shown in FIG. This gas turbine is connected to a generator (not shown) on the same axis so that power can be generated.
  • the compressor 11 has an air intake 20 for taking in air, an inlet guide vane (IGV: Inlet Guide Vane) 22 is disposed in the compressor casing 21, and a plurality of stationary blades 23 and a plurality of moving blades. 24 are alternately arranged in the air flow direction (the axial direction of the rotor 32 to be described later), and a bleed chamber 25 is provided on the outside thereof.
  • the compressor 11 generates high-temperature and high-pressure compressed air by compressing the air taken in from the air intake port 20 and is supplied to the passenger compartment 14.
  • the combustor 12 is supplied with high-temperature and high-pressure compressed air and fuel that are compressed by the compressor 11 and stored in the vehicle compartment 14 and burns to generate combustion gas.
  • a plurality of stationary blades 27 and a plurality of moving blades 28 are alternately arranged in a turbine casing 26 in the flow direction of combustion gas (the axial direction of a rotor 32 described later).
  • the turbine casing 26 is provided with an exhaust chamber 30 on the downstream side via an exhaust casing 29, and the exhaust chamber 30 has an exhaust diffuser 31 connected to the turbine 13.
  • the turbine 13 is driven by the combustion gas from the combustor 12 and drives a generator connected on the same axis.
  • the compressor 11, the combustor 12, and the turbine 13 are provided with a rotor (rotary shaft) 32 so as to penetrate the central portion of the exhaust chamber 30.
  • the end of the rotor 32 on the compressor 11 side is rotatably supported by the bearing portion 33, and the end of the exhaust chamber 30 side is rotatably supported by the bearing portion 34.
  • the rotor 32 is fixed by a compressor 11 in which a plurality of disks on which the moving blades 24 are mounted are stacked.
  • a plurality of disks on which the moving blades 28 are mounted are stacked and fixed in the turbine 13, and a drive shaft of the generator is connected to an end portion on the exhaust chamber 30 side.
  • the compressor casing 21 of the compressor 11 is supported by the legs 35
  • the turbine casing 26 of the turbine 13 is supported by the legs 36
  • the exhaust chamber 30 is supported by the legs 37.
  • the air taken in from the air intake 20 by the compressor 11 passes through the inlet guide vane 22, the plurality of stationary vanes 23, and the moving vanes 24 and is compressed to become high-temperature and high-pressure compressed air. .
  • a predetermined fuel is supplied to the compressed air in the combustor 12 and burned.
  • high-temperature and high-pressure combustion gas generated in the combustor 12 passes through a plurality of stationary blades 27 and moving blades 28 in the turbine 13 to drive and rotate the rotor 32, and is connected to the rotor 32. Drive the generator.
  • the combustion gas is released into the atmosphere after the kinetic energy is converted into pressure by the exhaust diffuser 31 in the exhaust chamber 30 and decelerated.
  • Drawing 1 is a sectional view showing the sealing device of the gas turbine of a 1st embodiment.
  • the rotor 32 (see FIG. 2) is connected so that a plurality of turbine disks 41 can rotate integrally with a predetermined interval along the axial direction thereof.
  • a plurality of rotor blades 28 are fixed to the outer peripheral portion at a predetermined interval in the circumferential direction. That is, the turbine disk 41 has a disk shape, and a plurality of fitting grooves (not shown) along the axial direction are formed in the outer circumferential portion at equal intervals in the circumferential direction.
  • the blade 28 is integrally provided with a blade portion on the upper portion (outside) of the platform 42, and a blade root portion 43 that can be fitted in the fitting groove is integrally formed on the lower portion of the platform 42. Therefore, the rotor blade 28 is attached to the turbine disk 41 by slidingly fitting the blade root portion 43 into the fitting groove. Further, the space 44 between the blade root portions 43 adjacent in the circumferential direction is closed by a front seal plate (not shown) and a rear seal plate 45.
  • the stationary blade 27 is fixed to an inner shroud 46 whose base end portion has a ring shape, and a distal end portion is fixed to an outer shroud (not shown) having a ring shape.
  • the stationary blades 27 are arranged between the inner and outer shrouds 46, which are disposed between the rotor blades 28 in the axial direction and have a cylindrical shape, and are fixed at a predetermined interval in the circumferential direction.
  • the outer shroud is supported in the turbine casing 26 via a blade ring (not shown).
  • the inner shroud 46 has a seal ring retaining ring 47 fixed to the inner side.
  • the seal ring holding ring 47 is provided with a seal (not shown) so as to face the rim portion of the turbine disk 41 located inside thereof.
  • the sealing device 50 of the present embodiment includes a first seal portion 51 provided between the platform 42 of the moving blade (turbine moving blade) 28 and the inner shroud 46 of the stationary blade (turbine stationary blade) 27, An acoustic damper 55 having a closed space portion 54 communicating with the disk cavity 52 between the stator blades 27 via an opening 53 is provided.
  • the first seal part 51 and the closed space part 54 are continuous in the circumferential direction.
  • the sealing device 50 suppresses the high temperature gas (combustion gas) G from entering the disk cavity 52 formed between the moving blade 28 and the stationary blade 27.
  • the hot gas G flows in the axial direction through the gas passage in which the moving blade 28 and the stationary blade 27 are arranged, and a part of the hot gas g diverted from the hot gas G is entrained toward the disk cavity 52 to move the moving blade.
  • the sealing device 50 prevents the blade root 43 and the rotor 32 from entering the vicinity.
  • the moving blade 28 is provided with a first buffer cavity 61 on the downstream side in the flow direction of the hot gas G in the platform 42.
  • the first buffer cavity 61 is a recess formed to face the stationary blade rim 62 in the inner shroud 46 of the stationary blade 27 in the flow direction of the hot gas G.
  • the first buffer cavity 61 is provided between the downstream end 42a of the platform 42 facing the gas passage and the first seal fin 63 protruding from the platform 42 toward the disk cavity 52 on the inside in the radial direction. It has been. Therefore, the first buffer cavity 61 has a shape in which the flow of the high-temperature gas g is made uniform in the circumferential direction in the intrusion path where the high-temperature gas g branched from the flow of the high-temperature gas G reaches the disk cavity 52.
  • the first seal portion 51 narrows the cross-sectional area of the flow path to increase the flow path resistance of the hot gas g toward the inner side in the radial direction, that is, toward the disk cavity 52 side.
  • One seal fin 63 and a stationary blade rim 62 are included.
  • the first seal fin 63 extends from the radially inner side of the first buffer cavity 61 in the platform 42 to the downstream side in the flow direction of the high temperature gas G, and the tip portion is bent and protrudes radially outward.
  • the first seal fins 63 are disposed so as to overlap with the stationary blade rim 62 extending from the inner shroud 46 to the upstream side in the flow direction of the high temperature gas G with a predetermined gap in the radial direction.
  • the acoustic damper 55 is disposed inside the inner shroud 46 of the stationary blade 27 in the radial direction.
  • a seal ring holding ring 47 is fixed to the inner shroud 46 on the inner side, and a buffer plate 64 is disposed upstream of the inner shroud 46 and the seal ring holding ring 47 in the flow direction of the hot gas G.
  • the buffer plate 64 is supported by a coil spring 65 and a support shaft 66, and is in close contact with the seal ring holding ring 47 by an urging force, thereby forming an intra-blade channel 67.
  • the buffer plate 64 has a plate body 64a and a partition portion 64b having an L-shaped cross section.
  • the lower end of the plate body 64a is in close contact with the seal ring retaining ring 47, the upper end extends to the inner surface of the stationary blade rim 62 (inner shroud 46), and the tip is bent upstream in the flow direction of the hot gas G.
  • a fin 64c is provided. Therefore, the opening 53 is formed by arranging the inner surface of the stationary blade rim 62 and the outer surface of the fin 64c so as to overlap each other with a predetermined gap in the radial direction.
  • the buffer plate 64 has the closed space portion 54 formed by closely contacting the upper end portion of the partition portion 64b with the protruding portion 46a protruding inward from the inner surface of the inner shroud 46.
  • the closed space 54 communicates with the disk cavity 52 through the opening 53.
  • the opening 53 is provided so as to face the first seal portion 51 and the flow direction of the high temperature gas G (the turbine axis direction).
  • the closed space portion 54 includes an inner shroud 46 and a buffer plate 64, and is provided continuously along the circumferential direction. Note that the closed space portion 54 does not need to be provided continuously along the circumferential direction. For example, by providing the partition plate 68 with a predetermined interval in the circumferential direction of the closed space portion 54, the closed space portion 54 is surrounded. You may divide into multiple in a direction. Moreover, you may provide a some closed space part intermittently in the circumferential direction. Furthermore, the opening 53 may be continuous in the circumferential direction, or may be provided at a predetermined interval. In this case, the opening 53 may be provided at a position facing at least the first seal portion 51 in the axial direction (the flow direction of the hot gas G).
  • the acoustic damper 55 introduces the high temperature gas g and pressure wave from the opening 53 into the closed space 54 in the intrusion path where the high temperature gas g branched from the flow of the high temperature gas G reaches the disk cavity 52. To attenuate the pressure wave. Note that the length and gap amount of the opening 53 and the shape and volume of the closed space 54 are preset according to the wave number of the hot gas g circumferential pressure distribution.
  • the sealing device 50 configured as described above introduces compressed air into the disk cavity 52 as a sealing fluid through a blade flow path (not shown) formed in the stationary blade 27.
  • Cooling air (compressed air) C extracted from the compressor 11 is introduced into the blade flow passage 67 through the stationary blade 27 and ejected from the seal air supply hole 69.
  • This cooling air is used as the sealing air of the seal described above.
  • a part of the cooling air C is ejected from the seal air supply hole 69 and then flows into the disk cavity 52 through the gap of the seal 70 to become purge air. Therefore, the disk cavity 52 is held at a predetermined pressure and cooled by the introduction of the cooling air C.
  • the hot gas G flows through the gas passage in which the rotor blades 28 and the stationary blades 27 are arranged, and a part of the hot gas g is diverted toward the disk cavity 52.
  • the cooling air C is introduced into the blade flow passage 67 through the stationary blade 27 and ejected from the seal air supply hole 69, and then partially flows into the disk cavity 52 through the gap of the seal 70. . Therefore, the cooling air C is introduced into the disk cavity 52 so that the disk cavity 52 is maintained at a predetermined pressure, and the flow of the hot gas g to the disk cavity 52 is suppressed.
  • the hot gas g may enter the disk cavity 52 through the gap between the moving blade 28 and the stationary blade 27.
  • the sealing device 50 suppresses the high temperature gas g from entering the disk cavity 52 through the gap between the moving blade 28 and the stationary blade 27. That is, the high-temperature gas g which is going to enter the disk cavity 52 through the gap between the moving blade 28 and the stationary blade 27 first flows into the first buffer cavity 61 where it is agitated and mixed to thereby distribute the pressure in the circumferential direction. Is alleviated. Next, the hot gas g tends to enter the disk cavity 52 through the first seal portion 51. At this time, since the opening portion 53 of the acoustic damper 55 is opposed to the first seal portion 51, a part of the high temperature gas g that has passed through the first seal portion 51 passes through the opening portion 53 and is in the closed space portion 54. To be introduced.
  • the acoustic energy due to the pressure wave of the hot gas g is attenuated by resonating in the closed space 54.
  • the pressure distribution in the circumferential direction is further relaxed, and the intrusion amount of the hot gas g that passes through the first seal portion 51 and enters the disk cavity 52 is reduced.
  • the first seal portion 51 provided between the platform 42 of the moving blade 28 of the turbine 13 and the inner shroud 46 of the stationary blade 27, and the moving blade
  • An acoustic damper 55 having a closed space portion 54 communicating with the disk cavity 52 between the blade 28 and the stationary blade 27 via the opening 53 is provided.
  • the pressure wave is introduced into the closed space portion 54 through the opening 53 together with the combustion gas G. Then, the acoustic energy by the pressure wave is attenuated by resonating inside.
  • the circumferential pressure distribution of the first seal portion 51 is made uniform, and the gas turbine efficiency can be improved by suppressing the intrusion of the combustion gas G into the disk cavity 52 with a smaller amount of purge air than in the past. it can. That is, the amount of compressed air extracted from the compressor 11 can be reduced.
  • the closed space portion 54 is disposed on the inner side of the inner shroud 46 in the radial direction. Therefore, since the closed space portion 54 is provided in the inner shroud 46 on the stationary side, the structure can be simplified by effectively using the space portion.
  • the first seal portion 51 is provided by disposing the platform 42 with a predetermined gap inside the radial direction from the inner shroud 46, and the opening 53 is formed in the first seal portion 51. And facing the axial direction of the rotor 32. Accordingly, the combustion gas G that enters the disk cavity 52 through the gap between the platform 42 and the inner shroud 46 can be appropriately introduced into the closed space 54 through the opening 53, and the pressure wave of the combustion gas G Can be attenuated properly in the closed space 54.
  • the closed space portion 54 is provided along the circumferential direction. Therefore, the pressure wave of the combustion gas G can be appropriately attenuated in the region in the circumferential direction of the moving blade 28 and the stationary blade 27.
  • the closed space portion 54 is divided into a plurality of portions in the circumferential direction by a partition plate 68. Therefore, the strength of the buffer plate 64 can be improved by providing one or more partition plates in the closed space 54.
  • the seal device 50 is provided in the turbine 13. Therefore, the combustion gas G and its pressure wave are attenuated by the acoustic damper 55, so that the invasion of the combustion gas G into the turbine body can be suppressed with a smaller amount of purge air than before, and the gas turbine efficiency is improved. can do.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view illustrating a gas turbine seal device according to a second embodiment.
  • symbol is attached
  • the sealing device 80 includes a first seal portion 51 provided between the platform 42 of the moving blade 28 and the inner shroud 46 of the stationary blade 27, and the first seal portion 51.
  • a second seal portion 71 provided on the inner side in the radial direction; and an acoustic damper 83 having a closed space portion 82 communicating with the disk cavity 52 between the moving blade 28 and the stationary blade 27 via the opening 81. ing.
  • the moving blade 28 is provided with a first buffer cavity 61 on the downstream side in the flow direction of the hot gas G in the platform 42.
  • the first buffer cavity 61 is a recess formed so as to face the stationary blade rim 62 in the inner shroud 46 of the stationary blade 27 in the flow direction of the high temperature gas G.
  • the first sealing fin 63 and the stationary blade rim 62 It is configured.
  • the moving blade 28 is provided with a second buffer cavity 72 on the inner peripheral side of the first seal fin 63.
  • the second buffer cavity 72 is a space surrounded by the inner peripheral surface of the first seal fin 63 and the outer peripheral surface of the second seal fin 73.
  • the second buffer cavity 72 is located downstream of the first buffer cavity 61 in the entry path through which the hot gas g reaches the disk cavity 52.
  • the acoustic damper 83 is disposed on the radially inner side of the inner shroud 46 of the stationary blade 27.
  • a seal ring retaining ring 47 is fixed to the inner shroud 46 on the inner side, and a buffer plate 84 is disposed upstream of the inner shroud 46 and the seal ring retaining ring 47 in the flow direction of the hot gas G.
  • the buffer plate 84 is supported by the coil spring 65 and the support shaft 66, and is in close contact with the seal ring holding ring 47 by an urging force, thereby forming the blade flow path 67.
  • the buffer plate 84 has a plate body 84a and a partition portion 84b having an L-shaped cross section.
  • the lower end of the plate body 84a is in close contact with the seal ring retaining ring 47, the upper end extends to the inner surface of the stationary blade rim 62 (inner shroud 46), and the tip is bent upstream in the flow direction of the hot gas G.
  • a fin 84c is provided. Therefore, the opening 81 is formed by arranging the inner surface of the stationary blade rim 62 and the outer surface of the fin 84c so as to overlap each other with a predetermined gap in the radial direction.
  • the buffer plate 84 has a closed space portion 82 formed by closely contacting the upper end portion of the partition portion 84b with the protruding portion 46a protruding inward from the inner surface of the inner shroud 46.
  • the closed space 82 communicates with the disk cavity 52 via the opening 81.
  • the opening 81 is provided so as to face the first seal portion 51 and the flow direction of the high temperature gas G (the turbine axis direction).
  • the closed space portion 82 is configured by the inner shroud 46 and the buffer plate 84, and is provided continuously along the circumferential direction.
  • the second seal portion 71 narrows the cross-sectional area of the flow path to increase the flow path resistance of the hot gas g toward the inner side in the radial direction, that is, toward the disk cavity 52 side. It is composed of two seal fins 73 and a buffer plate 84.
  • the second seal fin 73 extends from the radially inner side of the first seal fin 63 in the rear seal plate 45 to the downstream side in the flow direction of the high temperature gas G, and the tip is bent and protrudes outward in the radial direction. Yes.
  • the second seal fins 73 are arranged so as to overlap the fins 84c extending from the buffer plate 84 to the upstream side in the flow direction of the hot gas G with a predetermined gap in the radial direction.
  • the buffer plate 84 has a curved guide surface 84d that is recessed on the end surface of the fin 84c, and guides the hot gas g to the second seal fin 73 side. Therefore, the second buffer cavity 72 is a space surrounded by the inner peripheral surface of the first seal fin 63, the outer peripheral surface of the second seal fin 73, and the curved guide surface 84d of the buffer plate 84.
  • the opening 81 of the acoustic damper 83 is provided outside the second seal portion 71 in the radial direction.
  • the hot gas G is partly diverted and is wound toward the disk cavity 52.
  • the sealing device 80 suppresses the high temperature gas g from entering the disk cavity 52. That is, the high-temperature gas g which is going to enter the disk cavity 52 through the gap between the moving blade 28 and the stationary blade 27 first flows into the first buffer cavity 61 where it is agitated and mixed to thereby distribute the pressure in the circumferential direction. Is alleviated. Next, the hot gas g tends to enter the disk cavity 52 through the first seal portion 51.
  • the opening 81 of the acoustic damper 83 faces the first seal portion 51, a part of the high temperature gas g that has passed through the first seal portion 51 passes through the opening 81 and is a closed space portion 82.
  • the hot gas g and its pressure wave are introduced into the closed space portion 82, the acoustic energy due to the pressure wave of the hot gas g is attenuated by resonating in the closed space portion 82, and the pressure distribution in the circumferential direction is further increased. Alleviated.
  • the hot gas g that has not been introduced into the closed space 82 flows into the second buffer cavity 72, where it is stirred and mixed, thereby further reducing the circumferential pressure distribution.
  • the second seal portion 71 suppresses the intrusion of the high temperature gas g into the disk cavity 52.
  • the first seal portion 51 provided between the platform 42 of the moving blade 28 and the inner shroud 46 of the stationary blade 27, and the first seal portion 51.
  • a second seal portion 71 provided on the inner side in the radial direction, and an acoustic damper 83 having a closed space portion 82 communicating with the disk cavity 52 between the moving blade 28 and the stationary blade 27 via the opening portion 81 are provided.
  • the opening 81 is provided outside the second seal portion 71 in the radial direction.
  • the combustion gas G that enters the disk cavity 52 from the gap between the platform 42 and the inner shroud 46 is allowed to enter the second seal portion 71.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view illustrating a gas turbine seal device according to a third embodiment.
  • symbol is attached
  • the sealing device 90 includes a first seal portion 51 provided between the platform 42 of the moving blade 28 and the inner shroud 46 of the stationary blade 27, and the first seal portion 51.
  • a second seal portion 71 provided on the inner side in the radial direction; and an acoustic damper 93 having a closed space portion 92 communicating with the disk cavity 52 between the moving blade 28 and the stationary blade 27 via the opening 91. ing.
  • the acoustic damper 93 is disposed on the inner side of the inner shroud 46 of the stationary blade 27 in the radial direction.
  • a seal ring retaining ring 47 is fixed to the inner shroud 46 on the inner side, and a buffer plate 94 is disposed upstream of the inner shroud 46 and the seal ring retaining ring 47 in the flow direction of the hot gas G.
  • the buffer plate 94 is supported by a coil spring 65 and a support shaft 66, and is in close contact with the seal ring holding ring 47 by an urging force, thereby forming an intra-blade channel 67.
  • the inner shroud 46 is provided with a protrusion 62 a that protrudes inward from the inner surface of the stationary blade rim 62.
  • the buffer plate 94 has a plate main body 94a and a partition portion 94b having an L-shaped cross section.
  • the plate body 94a has a lower end that is in close contact with the seal ring retaining ring 47, an upper end that extends to the inner surface of the protrusion 62a of the stationary blade rim 62, and a tip that is bent upstream in the flow direction of the hot gas G.
  • An extending fin 94c is provided. Therefore, the opening 91 is formed by arranging the inner surface of the protruding portion 62a of the stationary blade rim 62 and the outer surface of the fin 94c so as to overlap each other with a predetermined gap in the radial direction.
  • the buffer plate 94 has a closed space portion 92 formed by closely contacting the upper end portion of the partition portion 94b with the protruding portion 46a protruding inward from the inner surface of the inner shroud 46.
  • the closed space 92 communicates with the disk cavity 52 through the opening 91.
  • the opening 91 is provided between the first seal portion 51 and the second seal portion 71 in the radial direction.
  • the closed space portion 92 includes an inner shroud 46 and a buffer plate 94, and is provided continuously along the circumferential direction.
  • the hot gas G is partly diverted and is wound toward the disk cavity 52.
  • the sealing device 90 suppresses the intrusion of the high temperature gas g into the disk cavity 52. That is, the high-temperature gas g which is going to enter the disk cavity 52 through the gap between the moving blade 28 and the stationary blade 27 first flows into the first buffer cavity 61 where it is agitated and mixed to thereby distribute the pressure in the circumferential direction. Is alleviated. Next, the high-temperature gas g flows into the second buffer cavity 72 through the first seal portion 51 and is stirred and mixed here, whereby the circumferential pressure distribution is further relaxed. The hot gas g attempts to enter the disk cavity 52 through the second seal portion 71.
  • the opening 91 of the acoustic damper 93 is located on the outer side in the radial direction from the second seal portion 71, a part of the hot gas g that has passed through the first seal portion 51 passes through the opening 91. It is introduced into the closed space 92.
  • the high temperature gas g and its pressure wave are introduced into the closed space portion 92, the acoustic energy generated by the pressure wave of the high temperature gas g is attenuated by resonating in the closed space portion 92, and the pressure distribution in the circumferential direction is further increased. Alleviated.
  • the first seal portion 51 provided between the platform 42 of the moving blade 28 and the inner shroud 46 of the stationary blade 27, and the first seal portion 51.
  • a second seal portion 71 provided on the inner side in the radial direction, and an acoustic damper 93 having a closed space portion 92 communicating with the disk cavity 52 between the moving blade 28 and the stationary blade 27 via the opening 91 are provided.
  • the opening 91 is provided between the first seal portion 51 and the second seal portion 71 in the radial direction.
  • the combustion gas G that enters the disk cavity 52 from the gap between the platform 42 and the inner shroud 46 is appropriately introduced into the closed space 92 through the opening 91, and the acoustic energy due to the pressure wave of the combustion gas G can be appropriately attenuated in the closed space 92.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view illustrating a gas turbine seal device according to a fourth embodiment.
  • symbol is attached
  • the sealing device 100 includes a first seal portion 51 provided between the platform 42 of the moving blade 28 and the inner shroud 46 of the stationary blade 27, and the first seal portion 51.
  • An acoustic damper having a second seal portion 71 provided on the inner side in the radial direction and a closed space portion 103, 104 communicating with the disk cavity 52 between the moving blade 28 and the stationary blade 27 via the openings 101, 102. 105.
  • the acoustic damper 105 is disposed on the inner side of the inner shroud 46 of the stationary blade 27 in the radial direction.
  • a seal ring retaining ring 47 is fixed to the inner shroud 46 on the inner side, and buffer plates 106 and 107 are disposed upstream of the inner shroud 46 and the seal ring retaining ring 47 in the flow direction of the hot gas G.
  • the buffer plate 107 is supported by the coil spring 65 and the support shaft 66, and is in close contact with the seal ring holding ring 47 by an urging force, thereby forming the blade flow path 67.
  • the buffer plate 106 is connected between the inner shroud 46 and the buffer plate 107.
  • the buffer plate 106 has a protrusion 106a and a plate body 106b.
  • the protruding portion 106a protrudes inward from the inner surface of the inner shroud 46, and the plate body 106b is provided with a fin 106c extending from the protruding portion 106a to the upstream side in the flow direction of the hot gas G and having a tip portion bent outward. ing. Therefore, the first opening 101 is formed by arranging the inner surface of the stationary blade rim 62 and the outer surface of the fin 106c so as to overlap each other with a predetermined gap in the radial direction.
  • the buffer plate 107 has a plate body 107a and a partition portion 107b having an L-shaped cross section.
  • the plate body 107a has a lower end portion that is in close contact with the seal ring holding ring 47, an upper end portion that extends to the inner surface of the buffer plate 106, and a tip portion that is bent and extends upstream in the flow direction of the hot gas G. Is provided. Therefore, the second opening 102 is formed by arranging the inner surface of the plate main body 106b of the buffer plate 106 and the outer surface of the fin 107c so as to overlap each other with a predetermined gap in the radial direction.
  • a first closed space 103 is formed by the inner shroud 46 and the buffer plate 106, and this closed space 103 communicates with the disk cavity 52 via the first opening 101.
  • the 1st opening part 101 is provided facing the 1st seal part 51 and the flow direction (turbine axial center direction) of the high temperature gas G.
  • a second closed space portion 104 is formed by the buffer plates 106 and 107, and this closed space portion 104 communicates with the disk cavity 52 via the second opening portion 102.
  • the second opening 102 is provided between the first seal portion 51 and the second seal portion 71 in the radial direction.
  • the hot gas G is partly diverted and is wound toward the disk cavity 52.
  • the sealing device 100 suppresses the high temperature gas g from entering the disk cavity 52. That is, the high-temperature gas g which is going to enter the disk cavity 52 through the gap between the moving blade 28 and the stationary blade 27 first flows into the first buffer cavity 61 where it is agitated and mixed to thereby distribute the pressure in the circumferential direction. Is alleviated.
  • the hot gas g tends to enter the disk cavity 52 through the first seal portion 51.
  • the first opening portion 101 of the acoustic damper 105 is opposed to the first seal portion 51, a part of the high temperature gas g that has passed through the first seal portion 51 passes through the first opening portion 101.
  • the hot gas g flows into the second buffer cavity 72 through the first seal portion 51, and is stirred and mixed here, whereby the circumferential pressure distribution is further relaxed.
  • the hot gas g attempts to enter the disk cavity 52 through the second seal portion 71.
  • the second opening portion 102 of the acoustic damper 105 is positioned on the outer side in the radial direction from the second seal portion 71, a part of the high temperature gas g that has passed through the first seal portion 51 is the first opening portion. 102 is introduced into the second closed space 104.
  • the first seal portion 51 provided between the platform 42 of the moving blade 28 and the inner shroud 46 of the stationary blade 27, and the first seal portion 51.
  • An acoustic damper having a second seal portion 71 provided on the inner side in the radial direction and a closed space portion 103, 104 communicating with the disk cavity 52 between the moving blade 28 and the stationary blade 27 via the openings 101, 102. 105.
  • the platform 42 and the inner shroud are provided. 46, the pressure distribution in the circumferential direction of the combustion gas G that enters the disk cavity 52 from the gap between them can be attenuated in two stages, and the combustion gas G to the disk cavity 52 with a smaller amount of purge air than in the prior art. Can be effectively suppressed.
  • the lengths and gap amounts of the openings 101 and 102 and the shapes and volumes of the closed spaces 103 and 104 are set in advance according to the wave number of the circumferential pressure distribution of the hot gas g.
  • the length and gap amount of the opening 101 and the shape and volume of the closed space 103 are set according to the wave number of the circumferential pressure distribution by the stationary blade 27, and the opening is opened according to the wave number of the circumferential pressure distribution by the moving blade 28.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view illustrating a gas turbine seal device according to a fifth embodiment.
  • symbol is attached
  • the sealing device 110 includes a first seal portion 51 provided between the platform 42 of the moving blade 28 and the inner shroud 46 of the stationary blade 27, and the first seal portion 51.
  • a second seal portion 71 provided on the inner side in the radial direction; and an acoustic damper 113 having a closed space portion 112 communicating with the disk cavity 52 between the moving blade 28 and the stationary blade 27 via the opening 111. ing.
  • the acoustic damper 113 is disposed inside the platform 42 of the rotor blade 28 in the radial direction.
  • the blade 28 has a blade root 43 attached to the turbine disk 41, and a space 44 between the blade roots 43 adjacent in the circumferential direction is closed by a front seal plate and a rear seal plate 45.
  • the second seal fin 73 extends from the inside in the radial direction of the first seal fin 63 in the rear seal plate 45 to the downstream side in the flow direction of the hot gas G.
  • the second seal portion 71 is configured by the protruding portion 46 b of the stationary blade rim 62 and the second seal fin 73 in the flow direction of the high temperature gas g.
  • the buffer plate 114 has a bottom portion 114a and a wall portion 114b.
  • the bottom portion 114a is connected to the rear seal plate 45.
  • the wall portion 114b has a lower end portion connected to the bottom portion 114a and an upper end portion connected to the second seal fin. 73. Therefore, the closed space 112 is formed by the buffer plate 114, the rear seal plate 45, and the second seal fin 73.
  • the second seal fin 73 has an opening 111 that communicates the disk cavity 52 and the closed space 112.
  • a seal ring retaining ring 47 is fixed to the inner shroud 46 on the inner side, and a buffer plate 115 is disposed upstream of the inner shroud 46 and the seal ring retaining ring 47 in the flow direction of the high temperature gas G.
  • the buffer plate 115 is supported by a coil spring 65 and a support shaft 66, and is in close contact with the seal ring holding ring 47 by an urging force, thereby forming an intra-blade channel 67.
  • the hot gas G is partly diverted and is wound toward the disk cavity 52.
  • the sealing device 110 suppresses the intrusion of the high temperature gas g into the disk cavity 52. That is, the high-temperature gas g which is going to enter the disk cavity 52 through the gap between the moving blade 28 and the stationary blade 27 first flows into the first buffer cavity 61 where it is agitated and mixed to thereby distribute the pressure in the circumferential direction. Is alleviated. Next, the high-temperature gas g flows into the second buffer cavity 72 through the first seal portion 51 and is stirred and mixed here, whereby the circumferential pressure distribution is further relaxed. The hot gas g attempts to enter the disk cavity 52 through the second seal portion 71.
  • the opening 111 of the acoustic damper 113 is positioned on the moving blade 28 side, a part of the high temperature gas g that has passed through the first seal portion 51 is introduced into the closed space 112 through the opening 111. Is done.
  • the hot gas g and its pressure wave are introduced into the closed space portion 112
  • the acoustic energy due to the pressure wave of the hot gas g is attenuated by resonating in the closed space portion 112, and the pressure distribution in the circumferential direction is further increased. Alleviated.
  • the first seal portion 51 provided between the platform 42 of the moving blade 28 and the inner shroud 46 of the stationary blade 27, and the first seal portion 51.
  • a second seal portion 71 provided on the inner side in the radial direction, and an acoustic damper 113 having a closed space portion 112 communicating with the disk cavity 52 between the moving blade 28 and the stationary blade 27 via the opening 111 are provided.
  • the acoustic damper 113 is disposed inside the platform 42 in the radial direction.
  • the combustion gas G entering the disk cavity 52 from the gap between the platform 42 and the inner shroud 46. Is appropriately introduced into the closed space 112 through the opening 111, and the acoustic energy generated by the pressure wave of the combustion gas G can be appropriately attenuated in the closed space 112. In this case, since the closed space 112 is provided on the platform 42 on the movable side, the pressure wave of the combustion gas G can be appropriately attenuated.
  • the second seal portion 71 is spaced apart from the inner shroud 46 in the radial direction by a predetermined gap, and the rear seal plate 45 and the rear seal plate 45 on the platform 42 side.
  • the second seal fin 73 is extended from the inside, the closed space portion 112 is provided on the inner side in the radial direction from the seal fin 73, and the opening 111 is provided in the second seal fin 73. Therefore, by providing the opening 111 and the closed space 112 using the second seal fin 73, the complexity of the structure can be suppressed.
  • FIG. 7 is a cross-sectional view illustrating a gas turbine sealing device according to a sixth embodiment
  • FIG. 8 is a schematic view illustrating a space portion of a blade root portion on the platform side.
  • symbol is attached
  • the sealing device 120 includes a first seal portion 51 provided between the platform 42 of the moving blade 28 and the inner shroud 46 of the stationary blade 27, and the first sealing portion 51.
  • a space portion (closed space portion) 44 communicating with the second seal portion 71 provided radially inside from the seal portion 51 and the disk cavity 52 between the moving blade 28 and the stationary blade 27 via the opening 121 is provided.
  • an acoustic damper 122 having the same.
  • the acoustic damper 122 is disposed inside the platform 42 of the rotor blade 28 in the radial direction.
  • the blade 28 has a blade root 43 attached to the turbine disk 41, and a space 44 between the blade roots 43 adjacent in the circumferential direction is closed by a front seal plate and a rear seal plate 45.
  • the second seal fin 73 extends from the inside in the radial direction of the first seal fin 63 in the rear seal plate 45 to the downstream side in the flow direction of the hot gas G.
  • the second seal portion 71 is configured by the protruding portion 46 b of the stationary blade rim 62 and the second seal fin 73 in the flow direction of the high temperature gas g.
  • the space portion 44 functions as a closed space portion of the present invention.
  • the rear seal plate 45 has an opening 121 formed radially outward from the second seal fin 73 so as to communicate the disk cavity 52 and the space 44.
  • the hot gas G is partly diverted and is wound toward the disk cavity 52.
  • the sealing device 120 suppresses the intrusion of the high temperature gas g into the disk cavity 52. That is, the high-temperature gas g which is going to enter the disk cavity 52 through the gap between the moving blade 28 and the stationary blade 27 first flows into the first buffer cavity 61 where it is agitated and mixed to thereby distribute the pressure in the circumferential direction. Is alleviated. Next, the high-temperature gas g flows into the second buffer cavity 72 through the first seal portion 51 and is stirred and mixed here, whereby the circumferential pressure distribution is relaxed. The hot gas g attempts to enter the disk cavity 52 through the second seal portion 71.
  • the opening 121 of the acoustic damper 122 is located on the moving blade 28 side, a part of the high temperature gas g that has passed through the first seal portion 51 is introduced into the space 44 through the opening 121.
  • the hot gas g and its pressure wave are introduced into the space 44, the acoustic energy generated by the pressure wave of the hot gas g is attenuated by resonating in the space 44, and the circumferential pressure distribution is further relaxed.
  • the space portion 44 is provided by the front seal plate and the rear seal plate 45 in the axial direction inside the platform 42 in the radial direction, and the opening 121 is formed in the rear portion.
  • the seal plate 45 is provided. Therefore, by configuring the acoustic damper 122 using the existing space 44, it is possible to suppress the complexity of the structure and the cost increase.
  • FIG. 9 is a schematic diagram showing the overall configuration of the aircraft engine.
  • the aircraft engine 200 is a gas turbine, and includes a fan casing 211 and a main body casing 212.
  • the fan 213 is accommodated in the fan casing 211, and the main body casing.
  • a compressor 214, a combustor 215, and a turbine 216 are accommodated in 212.
  • the fan 213 is configured by mounting a plurality of fan blades 222 on the outer peripheral portion of the rotating shaft 221.
  • the compressor 214 includes a low pressure compressor 223 and a high pressure compressor 224.
  • the combustors 215 are arranged downstream of the compressor 214 in the longitudinal direction of the compressed air, and a plurality of combustors 215 are arranged in the circumferential direction.
  • the turbine 216 is disposed downstream of the combustor 215 in the flow direction of the combustion gas, and includes a high pressure turbine 225 and a low pressure turbine 226.
  • the rotating shaft 221 of the fan 213 and the low-pressure compressor 223 are connected, and the low-pressure compressor 223 and the low-pressure turbine 226 are connected by the first rotor shaft 227.
  • the high-pressure compressor 224 and the high-pressure turbine 225 are connected by a second rotor shaft 228 having a cylindrical shape located on the outer peripheral side of the first rotor shaft 227.
  • the compressor 214 generates high-temperature and high-pressure compressed air by passing the air taken in from the air intake port through a plurality of stationary blades and moving blades (not shown) in the low-pressure compressor 223 and the high-pressure compressor 224.
  • the combustor 215 burns by supplying a predetermined fuel to the compressed air, and generates high-temperature and high-pressure combustion gas.
  • the turbine 216 is driven to rotate as the combustion gas generated by the combustor 215 passes through a plurality of stationary blades and moving blades (not shown) in the high-pressure turbine 225 and the low-pressure turbine 226.
  • the rotational force of the low-pressure turbine 226 is transmitted to the low-pressure compressor 223 by the first rotor shaft 227 for driving. Further, the rotational force of the high-pressure turbine 225 is transmitted to the high-pressure compressor 224 by the second rotor shaft 228 for driving. As a result, the fan 213 can be driven and thrust can be obtained from the exhaust gas discharged from the turbine 216.
  • An acoustic damper 55 having a closed space portion is provided. Therefore, even in the aircraft engine 200, the gas turbine efficiency can be improved by making it possible to suppress the intrusion of the combustion gas into the turbine body with a small amount of purge air.

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Abstract

　ガスタービンのシール装置及びガスタービン、航空用エンジンにおいて、タービン（１３）の動翼（２８）のプラットフォーム（４２）と静翼（２７）の内側シュラウド（４６）との間に設けられる第１シール部（５１）と、動翼（２８）と静翼（２７）との間のディスクキャビティ（５２）に開口部（５３）を介して連通する閉空間部（５４）を有する音響ダンパ（５５）とを設けることで、少量のパージ空気でタービン本体内への燃焼ガスの侵入を抑制可能とすることでガスタービン効率の向上を図る。

Description

ガスタービンのシール装置及びガスタービン、航空用エンジン
　本発明は、例えば、圧縮した高温・高圧の空気に対して燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給して回転動力を得るガスタービンにおいて、タービン静翼とタービン動翼との隙間から高温ガスがタービン本体内に侵入するのを防止するためのシール装置及びガスタービン、航空用エンジンに関するものである。
　一般的なガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンにより構成されている。圧縮機は、空気取入口から取り込まれた空気を圧縮することで高温・高圧の圧縮空気とする。燃焼器は、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガスを得る。タービンは、この燃焼ガスにより駆動し、同軸上に連結された発電機を駆動する。
　タービンは、燃焼器で生成された高温・高圧の燃焼ガスが燃焼ガス通路にある複数の静翼と動翼を通過することでロータが駆動回転する。この燃焼ガスは、動翼と静翼の隙間からタービン本体内に侵入することを防止するため、リムシールと呼ばれるシール装置が設けられている。このリムシールは、パージ空気を動翼と静翼の隙間に形成されるディスクキャビティに供給し、このディスクキャビティのパージ空気を動翼と静翼の隙間に向けて噴出させることで、燃焼ガスの侵入を防止するものである。このようなリムシールとしては、例えば、下記特許文献１に記載されたものがある。
特開２０１０－０７７８６８号公報
　ところで、燃焼ガス通路は、周方向に複数の静翼及び動翼が所定間隔で配置されており、この複数の静翼及び動翼により周方向に非一様な圧力分布が形成される。すると、高圧の領域では、燃焼ガスが動翼と静翼の隙間からタービン内部に侵入し、低圧の領域では、ディスクキャビティのパージ空気が動翼と静翼の隙間から燃焼ガス通路に侵入する。そのため、上述した特許文献１に記載されたように、多重のシールを配置したとしても、動翼と静翼の隙間からの燃焼ガスの侵入を十分に防止することが困難となる。一方で、燃焼ガスの侵入を防止するために、パージ空気を増量することが考えられるが、このパージ空気は圧縮機から抽気したものであり、ガスタービン効率が低下してしまう。
　本発明は、上述した課題を解決するものであり、少量のパージ空気によりタービン本体内への燃焼ガスの侵入を抑制可能とすることでガスタービン効率の向上を図るガスタービンのシール装置及びガスタービン、航空用エンジンを提供することを目的とする。
　上記の目的を達成するための本発明のガスタービンのシール装置は、タービン動翼のプラットフォームとタービン静翼の内側シュラウドとの間に設けられるシール部と、前記タービン動翼と前記タービン静翼との間のディスクキャビティに開口部を介して連通する閉空間部を有する音響ダンパと、を備えることを特徴とするものである。
　従って、燃焼ガス通路の燃焼ガスがプラットフォームと内側シュラウドとの間の隙間からタービン内に侵入しようとすると、燃焼ガスと共にその圧力波が開口部を介して閉空間部に導入され、この圧力波による音響エネルギが内部で共鳴することにより減衰される。その結果、燃焼ガス通路における周方向に非一様な圧力分布がシール部に至るまでに減衰されて周方向に一様な圧力分布となり、従来よりも少量のパージ空気でタービン本体内への燃焼ガスの侵入を抑制することができ、ガスタービン効率を向上することができる。
　本発明のガスタービンのシール装置では、前記閉空間部は、前記内側シュラウドにおける径方向の内側に配置されることを特徴としている。
　従って、閉空間部を静止側である内側シュラウドに設けることから、構造を簡素化することができる。
　本発明のガスタービンのシール装置では、前記シール部は、前記内側シュラウドより径方向の内側に所定隙間を空けて前記プラットフォームが配置されることで構成される第１シール部を有し、前記開口部は、前記第１シール部とタービン軸心方向に対向して設けられることを特徴としている。
　従って、閉空間部の開口部を第１シール部に対向して設けることで、プラットフォームと内側シュラウドとの間の隙間からタービン内に侵入する燃焼ガスを適正に開口部を介して閉空間部に導入することができ、燃焼ガスの圧力波による音響エネルギを閉空間部で適正に減衰することができる。
　本発明のガスタービンのシール装置では、前記シール部は、前記内側シュラウドより径方向の内側に所定隙間を空けて前記プラットフォームが配置されることで構成される第１シール部と、前記第１シール部より径方向の内側に設けられる第２シール部とを有し、前記開口部は、前記第２シール部の径方向の外側に設けられることを特徴としている。
　従って、閉空間部の開口部を第２シール部の外側に設けることで、プラットフォームと内側シュラウドとの間の隙間からタービン内に侵入する燃焼ガスが第２シール部に到達する前に、開口部を介して閉空間部に導入することができ、燃焼ガスの圧力波による音響エネルギを閉空間部で適正に減衰することができる。
　本発明のガスタービンのシール装置では、前記シール部は、前記内側シュラウドより径方向の内側に所定隙間を空けて前記プラットフォームが配置されることで構成される第１シール部と、前記第１シール部より径方向の内側に設けられる第２シール部とを有し、前記開口部は、前記第１シール部と前記第２シール部との径方向における間に設けられることを特徴としている。
　従って、閉空間部の開口部を第１シール部と第２シール部の間に設けることで、プラットフォームと内側シュラウドとの間の隙間からタービン内に侵入する燃焼ガスが適正に開口部を介して閉空間部に導入することとなり、燃焼ガスの圧力波による音響エネルギを閉空間部で適正に減衰することができる。
　本発明のガスタービンのシール装置では、前記シール部は、前記内側シュラウドより径方向の内側に所定隙間を空けて前記プラットフォームが配置されることで構成される第１シール部と、前記第１シール部より径方向の内側に設けられる第２シール部とを有し、前記開口部は、前記第１シール部とタービン軸心方向に対向して設けられる第１開口部と、前記第２シール部の径方向の外側に設けられる第２開口部を有することを特徴としている。
　従って、異なる位置にある第１シール部と第２シール部に対応して閉空間部の第１開口部と第２開口部を設けることで、プラットフォームと内側シュラウドとの間の隙間からタービン内に侵入する燃焼ガスが適正に各開口部を介して閉空間部に導入することとなり、燃焼ガスの圧力波による音響エネルギを閉空間部で適正に減衰することができる。
　本発明のガスタービンのシール装置では、前記閉空間部は、径方向の外側に位置する第１閉空間部と、径方向の内側に位置する第２閉空間部とを有し、前記第１開口部が前記第１閉空間部に設けられ、前記第２開口部が前記第２閉空間部に設けられることを特徴としている。
　従って、２個の開口部に対応して２個の閉空間部を設けることで、各開口部から対応する閉空間部に導入した燃焼ガスの圧力波を適正に減衰することができる。
　本発明のガスタービンのシール装置では、前記閉空間部は、前記プラットフォームにおける径方向の内側に配置されることを特徴としている。
　従って、閉空間部を可動側であるプラットフォームに設けることから、燃焼ガスの圧力波を適正に減衰することができる。
　本発明のガスタービンのシール装置では、前記シール部は、前記内側シュラウドより径方向の内側に所定隙間を空けて前記プラットフォーム側からシールフィンが延出されることで構成され、前記シールフィンより径方向の内側に前記閉空間部が設けられ、前記開口部は、前記シールフィンに設けられることを特徴としている。
　従って、シールフィンを用いて閉空間部と開口部を設けることで、構造の複雑化を抑制することができる。
　本発明のガスタービンのシール装置では、前記プラットフォームにおける径方向の内側で軸方向における前部シール板及び後部シール板により前記閉空間部が設けられ、前記開口部は、前記後部シール板に設けられることを特徴としている。
　従って、既設の空間部を利用して音響ダンパを構成することで、構造の複雑化及び高コスト化を抑制することができる。
　本発明のガスタービンのシール装置では、前記閉空間部は、周方向に沿って設けられることを特徴としている。
　従って、動翼及び静翼の周方向における領域で、燃焼ガスの圧力波を適正に減衰することができる。
　本発明のガスタービンのシール装置では、前記閉空間部は、仕切板により周方向に複数分割されることを特徴としている。
　従って、閉空間部に仕切板を設けることで、強度を向上することができる。
　また、本発明のガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンを有するガスタービンにおいて、前記タービンに前記ガスタービンのシール装置が設けられる、ことを特徴とするものである。
　従って、燃焼ガスとその圧力波が音響ダンパより減衰されることで、従来よりも少量のパージ空気でタービン本体内への燃焼ガスの侵入を抑制することができ、ガスタービン効率を向上することができる。
　また、本発明の航空用エンジンは、圧縮機と燃焼器とタービンを有する航空用エンジンにおいて、前記タービンにガスタービンのシール装置が設けられる、ことを特徴とするものである。
　従って、燃焼ガスとその圧力波が音響ダンパより減衰されることで、従来よりも少量のパージ空気でタービン本体内への燃焼ガスの侵入を抑制することができ、ガスタービン効率を向上することができる。
　本発明のガスタービンのシール装置及びガスタービン、航空用エンジンによれば、タービン動翼とタービン静翼との間のディスクキャビティに開口部を介して連通する閉空間部を有する音響ダンパを設けるので、燃焼ガスとその周方向圧力分布が音響ダンパにより減衰されることで、従来よりも少量のパージ空気でタービン本体内への燃焼ガスの侵入を抑制することができ、ガスタービン効率を向上することができる。
図１は、第１実施形態のガスタービンのシール装置を表す断面図である。 図２は、ガスタービンの全体構成を表す概略図である。 図３は、第２実施形態のガスタービンのシール装置を表す断面図である。 図４は、第３実施形態のガスタービンのシール装置を表す断面図である。 図５は、第４実施形態のガスタービンのシール装置を表す断面図である。 図６は、第５実施形態のガスタービンのシール装置を表す断面図である。 図７は、第６実施形態のガスタービンのシール装置を表す断面図である。 図８は、プラットフォーム側における翼根部の空間部を表す概略図である。 図９は、航空用エンジンの全体構成を表す概略図である。
　以下に添付図面を参照して、本発明に係るガスタービンのシール装置及びガスタービン、航空用エンジンの好適な実施形態を詳細に説明する。なお、この実施形態により本発明が限定されるものではなく、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせて構成するものも含むものである。
［第１実施形態］
　図２は、第１実施形態のガスタービンの全体構成を表す概略図である。
　第１実施形態のガスタービンは、図２に示すように、圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３により構成されている。このガスタービンは、同軸上に図示しない発電機が連結され、発電可能となっている。
　圧縮機１１は、空気を取り込む空気取入口２０を有し、圧縮機車室２１内に入口案内翼（ＩＧＶ：Inlet　Guide　Vane）２２が配設されると共に、複数の静翼２３と複数の動翼２４が空気の流動方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されてなり、その外側に抽気室２５が設けられている。この圧縮機１１は、空気取入口２０から取り込まれた空気を圧縮することで高温・高圧の圧縮空気を生成し、車室１４に供給される。
　燃焼器１２は、圧縮機１１で圧縮され車室１４に溜められた高温・高圧の圧縮空気と燃料とが供給され、燃焼することで、燃焼ガスを生成する。タービン１３は、タービン車室２６内に複数の静翼２７と複数の動翼２８が燃焼ガスの流動方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されている。そして、このタービン車室２６は、下流側に排気車室２９を介して排気室３０が配設されており、排気室３０は、タービン１３に連結する排気ディフューザ３１を有している。このタービン１３は、燃焼器１２からの燃焼ガスにより駆動し、同軸上に連結された発電機を駆動する。
　圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３は、排気室３０の中心部を貫通するようにロータ（回転軸）３２が配置されている。ロータ３２は、圧縮機１１側の端部が軸受部３３により回転自在に支持されると共に、排気室３０側の端部が軸受部３４により回転自在に支持されている。そして、このロータ３２は、圧縮機１１にて、各動翼２４が装着されたディスクが複数重ねられて固定されている。また、タービン１３にて、各動翼２８が装着されたディスクが複数重ねられて固定されており、排気室３０側の端部に発電機の駆動軸が連結されている。
　そして、このガスタービンは、圧縮機１１の圧縮機車室２１が脚部３５に支持され、タービン１３のタービン車室２６が脚部３６により支持され、排気室３０が脚部３７により支持されている。
　従って、圧縮機１１にて、空気取入口２０から取り込まれた空気が、入口案内翼２２、複数の静翼２３と動翼２４を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。燃焼器１２にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。タービン１３にて、燃焼器１２で生成された高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１３における複数の静翼２７と動翼２８を通過することでロータ３２を駆動回転し、このロータ３２に連結された発電機を駆動する。一方、燃焼ガスは、運動エネルギーが排気室３０の排気ディフューザ３１により圧力に変換されて減速されてから大気に放出される。
　以下、このように構成されたガスタービンのタービン１３にて、第１実施形態のガスタービンのシール装置について説明する。図１は、第１実施形態のガスタービンのシール装置を表す断面図である。
　第１実施形態のガスタービンのシール装置において、図１に示すように、ロータ３２（図２参照）は、その軸方向に沿って複数のタービンディスク４１が所定間隔を空けて一体回転可能に連結されている。タービンディスク４１は、外周部に複数の動翼２８が周方向に所定間隔を空けて固定されている。即ち、タービンディスク４１は、円盤形状をなし、外周部に軸方向に沿った嵌合溝（図示略）が周方向に均等間隔で複数形成されている。動翼２８は、プラットフォーム４２の上部（外側）に翼部が一体に立設され、プラットフォーム４２の下部に嵌合溝に嵌合可能な翼根部４３が一体に形成されている。そのため、動翼２８は、翼根部４３が嵌合溝にスライド嵌合することで、タービンディスク４１に装着される。また、周方向に隣接する各翼根部４３の間の空間部４４は、前部シール板（図示略）及び後部シール板４５により閉塞される。
　静翼２７は、基端部がリング形状をなす内側シュラウド４６に固定され、先端部がリング形状をなす外側シュラウド（図示略）に固定されている。静翼２７は、各動翼２８における軸方向の間に配置され、互いに円筒形状をなす内側シュラウド４６と外側シュラウドの間に支持され、周方向に所定間隔を空けて固定されている。そして、外側シュラウドは、翼環（図示略）を介してタービン車室２６に支持されている。内側シュラウド４６は、内側にシールリング保持環４７が固定されている。シールリング保持環４７は、その内側に位置するタービンディスク４１のリム部に対向してシール（図示略）が設けられている。
　本実施形態のシール装置５０は、動翼（タービン動翼）２８のプラットフォーム４２と静翼（タービン静翼）２７の内側シュラウド４６との間に設けられる第１シール部５１と、動翼２８と静翼２７との間のディスクキャビティ５２に開口部５３を介して連通する閉空間部５４を有する音響ダンパ５５とを備えている。この場合、第１シール部５１と閉空間部５４は、周方向に連続している。
　シール装置５０は、高温ガス（燃焼ガス）Ｇが、動翼２８と静翼２７との間に形成されるディスクキャビティ５２へ侵入することを抑制するものである。高温ガスＧは、動翼２８及び静翼２７が配置されるガス通路を軸方向に流れており、高温ガスＧから分流した一部の高温ガスｇがディスクキャビティ５２に向かって巻き込まれ、動翼２８の翼根部４３やロータ３２付近まで侵入することを、シール装置５０により抑制する。
　動翼２８は、プラットフォーム４２における高温ガスＧの流れ方向の下流側に第１緩衝キャビティ６１が設けられている。この第１緩衝キャビティ６１は、静翼２７の内側シュラウド４６における静翼リム６２と高温ガスＧの流れ方向に対向するように形成された凹部である。
　第１緩衝キャビティ６１は、ガス通路に面しているプラットフォーム４２における下流側端部４２ａと、径方向の内側でこのプラットフォーム４２からディスクキャビティ５２側に突出する第１シールフィン６３との間に設けられている。そのため、第１緩衝キャビティ６１は、高温ガスＧの流れから分流した高温ガスｇがディスクキャビティ５２に到達する侵入経路において、この高温ガスｇの流れを周方向に均一化する形状となっている。
　第１シール部５１は、流路断面積を狭めて径方向の内側、つまり、ディスクキャビティ５２側へ向かう高温ガスｇの流路抵抗を増加させるものであり、高温ガスｇの流れ方向において、第１シールフィン６３と静翼リム６２により構成されている。この第１シールフィン６３は、プラットフォーム４２における第１緩衝キャビティ６１の径方向内側から高温ガスＧの流れ方向の下流側へ延出し、先端部が径方向の外側に屈曲して突出されている。この第１シールフィン６３は、内側シュラウド４６から高温ガスＧの流れ方向の上流側へ延出する静翼リム６２と、径方向に所定隙間を空けて重なるように配置されている。
　音響ダンパ５５は、静翼２７の内側シュラウド４６における径方向の内側に配置されている。内側シュラウド４６には、内側にシールリング保持環４７が固定され、内側シュラウド４６及びシールリング保持環４７における高温ガスＧの流れ方向の上流側にバッファプレート６４が配置されている。このバッファプレート６４は、コイルバネ６５及び支持軸６６により支持され、付勢力によりシールリング保持環４７に密着させることで、翼内流路６７を形成している。
　バッファプレート６４は、プレート本体６４ａとＬ字断面形状をなす仕切り部６４ｂとを有している。プレート本体６４ａは、下端部がシールリング保持環４７に密着し、上端部が静翼リム６２（内側シュラウド４６）の内面まで延出し、先端部が高温ガスＧの流れ方向の上流側に屈曲して延出するフィン６４ｃが設けられている。そのため、静翼リム６２の内面とフィン６４ｃの外面とが径方向に所定隙間を空けて重なるように配置されることで、開口部５３が形成される。
　また、バッファプレート６４は、仕切り部６４ｂの上端部が内側シュラウド４６の内面から内側に突出する突起部４６ａに密着することで、閉空間部５４が形成されている。そして、この閉空間部５４は、開口部５３を介してディスクキャビティ５２に連通している。この場合、開口部５３は、第１シール部５１と高温ガスＧの流れ方向（タービン軸心方向）に対向して設けられている。
　この閉空間部５４は、内側シュラウド４６とバッファプレート６４により構成されており、周方向に沿って連続して設けられている。なお、閉空間部５４は、周方向に沿って連続して設ける必要はなく、例えば、閉空間部５４における周方向に所定間隔を空けて仕切板６８を設けることで、閉空間部５４を周方向に複数分割してもよい。また、複数の閉空間部を周方向に断続的に設けてもよい。更に、開口部５３も、周方向に連続していてもよいし、所定間隔を空けて設けてもよい。この場合、開口部５３を少なくとも第１シール部５１に対して軸心方向（高温ガスＧの流れ方向）に対向する位置に設けるとよい。
　この音響ダンパ５５は、高温ガスＧの流れから分流した高温ガスｇがディスクキャビティ５２に到達する侵入経路において、この高温ガスｇ及び圧力波を開口部５３から閉空間部５４内に導入することで、圧力波を減衰するようにしている。なお、開口部５３の長さや隙間量、閉空間部５４の形状や容積は、高温ガスｇ周方向圧力分布の波数に応じて予め設定されている。
　また、このように構成されたシール装置５０は、静翼２７内に形成されている翼内流路（図示略）を通してシール流体として圧縮空気をディスクキャビティ５２に導入している。圧縮機１１（図２参照）から抽気した冷却空気（圧縮空気）Ｃは、静翼２７内を通って翼内流路６７に導入され、シール空気供給孔６９から噴出される。この冷却空気は、前述したシールのシール空気として使用される。この冷却空気Ｃは、シール空気供給孔６９から噴出された後に一部が分流し、シール７０の隙間を通ってディスクキャビティ５２に流入してパージ空気となる。そのため、ディスクキャビティ５２は、この冷却空気Ｃが導入されることで、所定の圧力に保持され、且つ、冷却される。
　ここで、本実施形態のシール装置５０の作用について説明する。
　高温ガスＧは、動翼２８及び静翼２７が配置されるガス通路を流れ、一部の高温ガスｇが分流してディスクキャビティ５２に向かって巻き込まれる。一方、冷却空気Ｃは、静翼２７内を通って翼内流路６７に導入され、シール空気供給孔６９から噴出された後、一部がシール７０の隙間を通ってディスクキャビティ５２に流入する。そのため、ディスクキャビティ５２は、この冷却空気Ｃが導入されることで、所定の圧力に保持され、ディスクキャビティ５２への高温ガスｇに流入が抑制される。
　ところが、ガス通路は、周方向に所定間隔で複数の静翼２７が所定間隔で配置されていることから、この各静翼２７の上流側で周方向に非一様な圧力分布が形成され、高圧の領域では、高温ガスｇが動翼２８と静翼２７の隙間からディスクキャビティ５２へ侵入するおそれがある。
　シール装置５０は、動翼２８と静翼２７の隙間からディスクキャビティ５２への高温ガスｇの侵入を抑制する。即ち、動翼２８と静翼２７の隙間からディスクキャビティ５２に侵入しようとする高温ガスｇは、まず、第１緩衝キャビティ６１へ流入し、ここで攪拌混合されることで、周方向の圧力分布が緩和される。次に、高温ガスｇは、第１シール部５１を通ってディスクキャビティ５２内に浸入しようとする。このとき、第１シール部５１は、音響ダンパ５５の開口部５３が対向していることから、第１シール部５１を通過した高温ガスｇの一部が開口部５３を通って閉空間部５４に導入される。高温ガスｇとその圧力波が閉空間部５４に導入されると、この高温ガスｇの圧力波による音響エネルギは、この閉空間部５４で共鳴することにより減衰される。その結果、周方向の圧力分布がさらに緩和され、第１シール部５１を通過してディスクキャビティ５２内に浸入する高温ガスｇの侵入量が減少する。
　このように第１実施形態のガスタービンのシール装置にあっては、タービン１３の動翼２８のプラットフォーム４２と静翼２７の内側シュラウド４６との間に設けられる第１シール部５１と、動翼２８と静翼２７との間のディスクキャビティ５２に開口部５３を介して連通する閉空間部５４を有する音響ダンパ５５とを設けている。
　従って、ガス通路の燃焼ガスＧがプラットフォーム４２と内側シュラウド４６との間の隙間からディスクキャビティ５２に侵入しようとすると、燃焼ガスＧと共にその圧力波が開口部５３を介して閉空間部５４に導入され、この圧力波による音響エネルギが内部で共鳴することにより減衰される。その結果、第１シール部５１の周方向圧力分布が均一化され、従来よりも少量のパージ空気でディスクキャビティ５２への燃焼ガスＧの侵入を抑制することで、ガスタービン効率を向上することができる。即ち、圧縮機１１から抽気する圧縮空気量を減少させることができる。
　第１実施形態のガスタービンのシール装置では、閉空間部５４を内側シュラウド４６における径方向の内側に配置している。従って、閉空間部５４を静止側である内側シュラウド４６に設けることから、空間部を有効的に利用することで、構造を簡素化することができる。
　第１実施形態のガスタービンのシール装置では、内側シュラウド４６より径方向の内側に所定隙間を空けてプラットフォーム４２を配置することで第１シール部５１を設け、開口部５３を第１シール部５１とロータ３２の軸心方向に対向して設けている。従って、プラットフォーム４２と内側シュラウド４６との間の隙間からディスクキャビティ５２内に侵入する燃焼ガスＧを適正に開口部５３を介して閉空間部５４に導入することができ、燃焼ガスＧの圧力波による音響エネルギを閉空間部５４で適正に減衰することができる。
　第１実施形態のガスタービンのシール装置では、閉空間部５４を周方向に沿って設けている。従って、動翼２８及び静翼２７の周方向における領域で、燃焼ガスＧの圧力波を適正に減衰することができる。
　第１実施形態のガスタービンのシール装置では、閉空間部５４を仕切板６８により周方向に複数分割している。従って、閉空間部５４に１個または複数の仕切板を設けることで、バッファプレート６４の強度を向上することができる。
　また、第１実施形態のガスタービンにあっては、圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３を有するガスタービンにおいて、タービン１３にシール装置５０を設けている。従って、燃焼ガスＧとその圧力波が音響ダンパ５５より減衰されることで、従来よりも少量のパージ空気でタービン本体内への燃焼ガスＧの侵入を抑制することができ、ガスタービン効率を向上することができる。
［第２実施形態］
　図３は、第２実施形態のガスタービンのシール装置を表す断面図である。なお、上述した実施形態と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。
　第２実施形態において、図３に示すように、シール装置８０は、動翼２８のプラットフォーム４２と静翼２７の内側シュラウド４６との間に設けられる第１シール部５１と、第１シール部５１より径方向の内側に設けられる第２シール部７１と、動翼２８と静翼２７との間のディスクキャビティ５２に開口部８１を介して連通する閉空間部８２を有する音響ダンパ８３とを備えている。
　動翼２８は、プラットフォーム４２における高温ガスＧの流れ方向の下流側に第１緩衝キャビティ６１が設けられている。この第１緩衝キャビティ６１は、静翼２７の内側シュラウド４６における静翼リム６２と高温ガスＧの流れ方向に対向するように形成された凹部であり、第１シールフィン６３と静翼リム６２により構成されている。
　動翼２８は、第１シールフィン６３より内周側には第２緩衝キャビティ７２が設けられている。この第２緩衝キャビティ７２は、第１シールフィン６３の内周面と第２シールフィン７３の外周面により囲まれた空間部である。この第２緩衝キャビティ７２は、第１緩衝キャビティ６１より高温ガスｇがディスクキャビティ５２に到達する侵入経路における下流側に位置している。
　音響ダンパ８３は、静翼２７の内側シュラウド４６における径方向の内側に配置されている。内側シュラウド４６には、内側にシールリング保持環４７が固定され、内側シュラウド４６及びシールリング保持環４７における高温ガスＧの流れ方向の上流側にバッファプレート８４が配置されている。このバッファプレート８４は、コイルバネ６５及び支持軸６６により支持され、付勢力によりシールリング保持環４７に密着させることで、翼内流路６７を形成している。
　バッファプレート８４は、プレート本体８４ａとＬ字断面形状をなす仕切り部８４ｂとを有している。プレート本体８４ａは、下端部がシールリング保持環４７に密着し、上端部が静翼リム６２（内側シュラウド４６）の内面まで延出し、先端部が高温ガスＧの流れ方向の上流側に屈曲して延出するフィン８４ｃが設けられている。そのため、静翼リム６２の内面とフィン８４ｃの外面とが径方向に所定隙間を空けて重なるように配置されることで、開口部８１が形成される。
　また、バッファプレート８４は、仕切り部８４ｂの上端部が内側シュラウド４６の内面から内側に突出する突起部４６ａに密着することで、閉空間部８２が形成されている。そして、この閉空間部８２は、開口部８１を介してディスクキャビティ５２に連通している。この場合、開口部８１は、第１シール部５１と高温ガスＧの流れ方向（タービン軸心方向）に対向して設けられている。この閉空間部８２は、内側シュラウド４６とバッファプレート８４により構成されており、周方向に沿って連続して設けられている。
　第２シール部７１は、流路断面積を狭めて径方向の内側、つまり、ディスクキャビティ５２側へ向かう高温ガスｇの流路抵抗を増加させるものであり、高温ガスｇの流れ方向において、第２シールフィン７３とバッファプレート８４により構成されている。この第２シールフィン７３は、後部シール板４５における第１シールフィン６３の径方向内側から高温ガスＧの流れ方向の下流側へ延出し、先端部が径方向の外側に屈曲して突出されている。この第２シールフィン７３は、バッファプレート８４から高温ガスＧの流れ方向の上流側へ延出するフィン８４ｃと、径方向に所定隙間を空けて重なるように配置されている。
　バッファプレート８４は、フィン８４ｃの端面に凹んだ湾曲ガイド面８４ｄが形成されており、高温ガスｇを第２シールフィン７３側に案内する。そのため、第２緩衝キャビティ７２は、第１シールフィン６３の内周面と、第２シールフィン７３の外周面と、バッファプレート８４の湾曲ガイド面８４ｄとにより囲まれた空間部となる。そして、音響ダンパ８３の開口部８１は、第２シール部７１の径方向の外側に設けられることとなる。
　高温ガスＧは、一部が分流してディスクキャビティ５２に向かって巻き込まれる。このとき、シール装置８０は、ディスクキャビティ５２への高温ガスｇの侵入を抑制する。即ち、動翼２８と静翼２７の隙間からディスクキャビティ５２に侵入しようとする高温ガスｇは、まず、第１緩衝キャビティ６１へ流入し、ここで攪拌混合されることで、周方向の圧力分布が緩和される。次に、高温ガスｇは、第１シール部５１を通ってディスクキャビティ５２内に浸入しようとする。このとき、第１シール部５１は、音響ダンパ８３の開口部８１が対向していることから、第１シール部５１を通過した高温ガスｇの一部が開口部８１を通って閉空間部８２に導入される。高温ガスｇとその圧力波が閉空間部８２に導入されると、この高温ガスｇの圧力波による音響エネルギは、この閉空間部８２で共鳴することにより減衰され、周方向の圧力分布が一層緩和される。
　更に、閉空間部８２に導入されなかった高温ガスｇは、第２緩衝キャビティ７２へ流入し、ここで攪拌混合されることで、周方向の圧力分布がより一層緩和される。そして、第２シール部７１によりディスクキャビティ５２内への高温ガスｇの浸入が抑制される。
　このように第２実施形態のガスタービンのシール装置にあっては、動翼２８のプラットフォーム４２と静翼２７の内側シュラウド４６との間に設けられる第１シール部５１と、第１シール部５１より径方向の内側に設けられる第２シール部７１と、動翼２８と静翼２７との間のディスクキャビティ５２に開口部８１を介して連通する閉空間部８２を有する音響ダンパ８３とを設け、開口部８１を第２シール部７１の径方向の外側に設けている。
　従って、閉空間部８２の開口部８１を第２シール部７１の外側に設けることで、プラットフォーム４２と内側シュラウド４６との間の隙間からディスクキャビティ５２に侵入する燃焼ガスＧが第２シール部７１に到達する前に、開口部８１を介して閉空間部８２に導入することができ、燃焼ガスＧの圧力波による音響エネルギを閉空間部８２で適正に減衰することができる。
［第３実施形態］
　図４は、第３実施形態のガスタービンのシール装置を表す断面図である。なお、上述した実施形態と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。
　第３実施形態において、図４に示すように、シール装置９０は、動翼２８のプラットフォーム４２と静翼２７の内側シュラウド４６との間に設けられる第１シール部５１と、第１シール部５１より径方向の内側に設けられる第２シール部７１と、動翼２８と静翼２７との間のディスクキャビティ５２に開口部９１を介して連通する閉空間部９２を有する音響ダンパ９３とを備えている。
　音響ダンパ９３は、静翼２７の内側シュラウド４６における径方向の内側に配置されている。内側シュラウド４６には、内側にシールリング保持環４７が固定され、内側シュラウド４６及びシールリング保持環４７における高温ガスＧの流れ方向の上流側にバッファプレート９４が配置されている。このバッファプレート９４は、コイルバネ６５及び支持軸６６により支持され、付勢力によりシールリング保持環４７に密着させることで、翼内流路６７を形成している。
　内側シュラウド４６は、静翼リム６２の内面から内側に突出する突出部６２ａが設けられている。バッファプレート９４は、プレート本体９４ａとＬ字断面形状をなす仕切り部９４ｂとを有している。プレート本体９４ａは、下端部がシールリング保持環４７に密着し、上端部が静翼リム６２の突出部６２ａの内面まで延出し、先端部が高温ガスＧの流れ方向の上流側に屈曲して延出するフィン９４ｃが設けられている。そのため、静翼リム６２の突出部６２ａの内面とフィン９４ｃの外面とが径方向に所定隙間を空けて重なるように配置されることで、開口部９１が形成される。
　また、バッファプレート９４は、仕切り部９４ｂの上端部が内側シュラウド４６の内面から内側に突出する突起部４６ａに密着することで、閉空間部９２が形成されている。そして、この閉空間部９２は、開口部９１を介してディスクキャビティ５２に連通している。この場合、開口部９１は、第１シール部５１と第２シール部７１との径方向における間に設けられている。この閉空間部９２は、内側シュラウド４６とバッファプレート９４により構成されており、周方向に沿って連続して設けられている。
　高温ガスＧは、一部が分流してディスクキャビティ５２に向かって巻き込まれる。このとき、シール装置９０は、ディスクキャビティ５２への高温ガスｇの侵入を抑制する。即ち、動翼２８と静翼２７の隙間からディスクキャビティ５２に侵入しようとする高温ガスｇは、まず、第１緩衝キャビティ６１へ流入し、ここで攪拌混合されることで、周方向の圧力分布が緩和される。次に、高温ガスｇは、第１シール部５１を通って第２緩衝キャビティ７２へ流入し、ここで攪拌混合されることで、周方向の圧力分布が更に緩和される。そして、高温ガスｇは、第２シール部７１を通ってディスクキャビティ５２へ侵入しようとする。このとき、第２シール部７１より径方向の外側に音響ダンパ９３の開口部９１が位置していることから、第１シール部５１を通過した高温ガスｇの一部が開口部９１を通って閉空間部９２に導入される。高温ガスｇとその圧力波が閉空間部９２に導入されると、この高温ガスｇの圧力波による音響エネルギは、この閉空間部９２で共鳴することにより減衰され、周方向の圧力分布が一層緩和される。
　このように第３実施形態のガスタービンのシール装置にあっては、動翼２８のプラットフォーム４２と静翼２７の内側シュラウド４６との間に設けられる第１シール部５１と、第１シール部５１より径方向の内側に設けられる第２シール部７１と、動翼２８と静翼２７との間のディスクキャビティ５２に開口部９１を介して連通する閉空間部９２を有する音響ダンパ９３とを設け、開口部９１を第１シール部５１と第２シール部７１との径方向における間に設けている。
　従って、閉空間部９２の開口部９１を第１シール部５１と第２シール部７１の間に設けることで、プラットフォーム４２と内側シュラウド４６との間の隙間からディスクキャビティ５２に侵入する燃焼ガスＧが適正に開口部９１を介して閉空間部９２に導入することとなり、燃焼ガスＧの圧力波による音響エネルギを閉空間部９２で適正に減衰することができる。
［第４実施形態］
　図５は、第４実施形態のガスタービンのシール装置を表す断面図である。なお、上述した実施形態と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。
　第４実施形態において、図５に示すように、シール装置１００は、動翼２８のプラットフォーム４２と静翼２７の内側シュラウド４６との間に設けられる第１シール部５１と、第１シール部５１より径方向の内側に設けられる第２シール部７１と、動翼２８と静翼２７との間のディスクキャビティ５２に開口部１０１，１０２を介して連通する閉空間部１０３，１０４を有する音響ダンパ１０５とを備えている。
　音響ダンパ１０５は、静翼２７の内側シュラウド４６における径方向の内側に配置されている。内側シュラウド４６には、内側にシールリング保持環４７が固定され、内側シュラウド４６及びシールリング保持環４７における高温ガスＧの流れ方向の上流側にバッファプレート１０６，１０７が配置されている。バッファプレート１０７は、コイルバネ６５及び支持軸６６により支持され、付勢力によりシールリング保持環４７に密着させることで、翼内流路６７を形成している。バッファプレート１０６は、内側シュラウド４６及びバッファプレート１０７の間に連結されている。
　バッファプレート１０６は、突起部１０６ａと、プレート本体１０６ｂとを有している。突起部１０６ａは、内側シュラウド４６の内面から内側に突出し、プレート本体１０６ｂは、この突起部１０６ａから高温ガスＧの流れ方向の上流側に延出し、先端部が外側に屈曲するフィン１０６ｃが設けられている。そのため、静翼リム６２の内面とフィン１０６ｃの外面とが径方向に所定隙間を空けて重なるように配置されることで、第１開口部１０１が形成される。
　また、バッファプレート１０７は、プレート本体１０７ａとＬ字断面形状をなす仕切り部１０７ｂとを有している。プレート本体１０７ａは、下端部がシールリング保持環４７に密着し、上端部がバッファプレート１０６の内面まで延出し、先端部が高温ガスＧの流れ方向の上流側に屈曲して延出するフィン１０７ｃが設けられている。そのため、バッファプレート１０６のプレート本体１０６ｂ内面とフィン１０７ｃの外面とが径方向に所定隙間を空けて重なるように配置されることで、第２開口部１０２が形成される。
　そして、内側シュラウド４６とバッファプレート１０６により第１閉空間部１０３が形成され、この閉空間部１０３は、第１開口部１０１を介してディスクキャビティ５２に連通している。この場合、第１開口部１０１は、第１シール部５１と高温ガスＧの流れ方向（タービン軸心方向）に対向して設けられている。また、バッファプレート１０６，１０７により第２閉空間部１０４が形成され、この閉空間部１０４は、第２開口部１０２を介してディスクキャビティ５２に連通している。この場合、第２開口部１０２は、第１シール部５１と第２シール部７１との径方向における間に設けられている。
　高温ガスＧは、一部が分流してディスクキャビティ５２に向かって巻き込まれる。このとき、シール装置１００は、ディスクキャビティ５２への高温ガスｇの侵入を抑制する。即ち、動翼２８と静翼２７の隙間からディスクキャビティ５２に侵入しようとする高温ガスｇは、まず、第１緩衝キャビティ６１へ流入し、ここで攪拌混合されることで、周方向の圧力分布が緩和される。次に、高温ガスｇは、第１シール部５１を通ってディスクキャビティ５２内に浸入しようとする。このとき、第１シール部５１は、音響ダンパ１０５の第１開口部１０１が対向していることから、第１シール部５１を通過した高温ガスｇの一部が第１開口部１０１を通って閉空間部１０３に導入される。高温ガスｇとその圧力波が第１閉空間部１０３に導入されると、この高温ガスｇの圧力波による音響エネルギは、この第１閉空間部１０３で共鳴することにより減衰され、周方向の圧力分布が一層緩和される。
　続いて、高温ガスｇは、第１シール部５１を通って第２緩衝キャビティ７２へ流入し、ここで攪拌混合されることで、周方向の圧力分布が一層緩和される。そして、高温ガスｇは、第２シール部７１を通ってディスクキャビティ５２へ侵入しようとする。このとき、第２シール部７１より径方向の外側に音響ダンパ１０５の第２開口部１０２が位置していることから、第１シール部５１を通過した高温ガスｇの一部が第１開口部１０２を通って第２閉空間部１０４に導入される。高温ガスｇとその圧力波が第２閉空間部１０４に導入されると、この高温ガスｇの圧力波による音響エネルギは、この第２閉空間部１０４で共鳴することにより減衰され、周方向の圧力分布が一層緩和される。
　このように第４実施形態のガスタービンのシール装置にあっては、動翼２８のプラットフォーム４２と静翼２７の内側シュラウド４６との間に設けられる第１シール部５１と、第１シール部５１より径方向の内側に設けられる第２シール部７１と、動翼２８と静翼２７との間のディスクキャビティ５２に開口部１０１，１０２を介して連通する閉空間部１０３，１０４を有する音響ダンパ１０５とを設けている。
　従って、異なる位置にある第１シール部５１と第２シール部７１に対応して第１、第２開口部１０１，１０２を介して閉空間部１０３，１０４を設けることで、プラットフォーム４２と内側シュラウド４６との間の隙間からディスクキャビティ５２内に侵入する燃焼ガスＧの、周方向の圧力分布を２段階で減衰させることができ、従来よりも少量のパージ空気でディスクキャビティ５２への燃焼ガスＧの侵入を効果的に抑制することができる。
　なお、開口部１０１，１０２の長さや隙間量、閉空間部１０３，１０４の形状や容積は、高温ガスｇの周方向圧力分布の波数に応じて予め設定されている。例えば、静翼２７による周方向圧力分布の波数に応じて開口部１０１の長さや隙間量、閉空間部１０３の形状や容積を設定し、動翼２８による周方向圧力分布の波数に応じて開口部１０２の長さや隙間量、閉空間部１０４の形状や容積を設定することで、静翼２７及び動翼２８に起因する周方向圧力分布を同時に効果的に減衰することができる。
［第５実施形態］
　図６は、第５実施形態のガスタービンのシール装置を表す断面図である。なお、上述した実施形態と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。
　第５実施形態において、図６に示すように、シール装置１１０は、動翼２８のプラットフォーム４２と静翼２７の内側シュラウド４６との間に設けられる第１シール部５１と、第１シール部５１より径方向の内側に設けられる第２シール部７１と、動翼２８と静翼２７との間のディスクキャビティ５２に開口部１１１を介して連通する閉空間部１１２を有する音響ダンパ１１３とを備えている。
　音響ダンパ１１３は、動翼２８のプラットフォーム４２における径方向の内側に配置されている。動翼２８は、翼根部４３がタービンディスク４１に装着されており、周方向に隣接する各翼根部４３の間の空間部４４が前部シール板及び後部シール板４５により閉塞されている。第２シールフィン７３は、後部シール板４５における第１シールフィン６３の径方向の内側から高温ガスＧの流れ方向の下流側へ延出している。第２シール部７１は、高温ガスｇの流れ方向において、静翼リム６２の突出部４６ｂと第２シールフィン７３とにより構成されている。
　バッファプレート１１４は、底部１１４ａと壁部１１４ｂとを有しており、底部１１４ａが後部シール板４５に連結され、壁部１１４ｂは、下端部が底部１１４ａに連結され、上端部が第２シールフィン７３に連結されている。そのため、バッファプレート１１４と後部シール板４５と第２シールフィン７３により閉空間部１１２が形成されている。そして、第２シールフィン７３は、ディスクキャビティ５２と閉空間部１１２を連通する開口部１１１が形成されている。
　なお、内側シュラウド４６には、内側にシールリング保持環４７が固定され、内側シュラウド４６及びシールリング保持環４７における高温ガスＧの流れ方向の上流側にバッファプレート１１５が配置されている。このバッファプレート１１５は、コイルバネ６５及び支持軸６６により支持され、付勢力によりシールリング保持環４７に密着させることで、翼内流路６７を形成している。
　高温ガスＧは、一部が分流してディスクキャビティ５２に向かって巻き込まれる。このとき、シール装置１１０は、ディスクキャビティ５２への高温ガスｇの侵入を抑制する。即ち、動翼２８と静翼２７の隙間からディスクキャビティ５２に侵入しようとする高温ガスｇは、まず、第１緩衝キャビティ６１へ流入し、ここで攪拌混合されることで、周方向の圧力分布が緩和される。次に、高温ガスｇは、第１シール部５１を通って第２緩衝キャビティ７２へ流入し、ここで攪拌混合されることで、周方向の圧力分布が更に緩和される。そして、高温ガスｇは、第２シール部７１を通ってディスクキャビティ５２へ侵入しようとする。このとき、動翼２８側に音響ダンパ１１３の開口部１１１が位置していることから、第１シール部５１を通過した高温ガスｇの一部が開口部１１１を通って閉空間部１１２に導入される。高温ガスｇとその圧力波が閉空間部１１２に導入されると、この高温ガスｇの圧力波による音響エネルギは、この閉空間部１１２で共鳴することにより減衰され、周方向の圧力分布が一層緩和される。
　このように第５実施形態のガスタービンのシール装置にあっては、動翼２８のプラットフォーム４２と静翼２７の内側シュラウド４６との間に設けられる第１シール部５１と、第１シール部５１より径方向の内側に設けられる第２シール部７１と、動翼２８と静翼２７との間のディスクキャビティ５２に開口部１１１を介して連通する閉空間部１１２を有する音響ダンパ１１３とを設け、この音響ダンパ１１３をプラットフォーム４２における径方向の内側に配置している。
　従って、閉空間部１１２の開口部１１１を第１シール部５１と第２シール部７１の間に設けることで、プラットフォーム４２と内側シュラウド４６との間の隙間からディスクキャビティ５２に侵入する燃焼ガスＧが適正に開口部１１１を介して閉空間部１１２に導入することとなり、燃焼ガスＧの圧力波による音響エネルギを閉空間部１１２で適正に減衰することができる。この場合、閉空間部１１２を可動側であるプラットフォーム４２に設けることから、燃焼ガスＧの圧力波を適正に減衰することができる。
　このように第５実施形態のガスタービンのシール装置にあっては、第２シール部７１を内側シュラウド４６より径方向の内側に所定隙間を空けて後部シール板４５プラットフォーム４２側の後部シール板４５から第２シールフィン７３を延出して構成し、シールフィン７３より径方向の内側に閉空間部１１２を設け、開口部１１１を第２シールフィン７３に設けている。従って、第２シールフィン７３を用いて開口部１１１と閉空間部１１２を設けることで、構造の複雑化を抑制することができる。
［第６実施形態］
　図７は、第６実施形態のガスタービンのシール装置を表す断面図、図８は、プラットフォーム側における翼根部の空間部を表す概略図である。なお、上述した実施形態と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。
　第６実施形態において、図７及び図８に示すように、シール装置１２０は、動翼２８のプラットフォーム４２と静翼２７の内側シュラウド４６との間に設けられる第１シール部５１と、第１シール部５１より径方向の内側に設けられる第２シール部７１と、動翼２８と静翼２７との間のディスクキャビティ５２に開口部１２１を介して連通する空間部（閉空間部）４４を有する音響ダンパ１２２とを備えている。
　音響ダンパ１２２は、動翼２８のプラットフォーム４２における径方向の内側に配置されている。動翼２８は、翼根部４３がタービンディスク４１に装着されており、周方向に隣接する各翼根部４３の間の空間部４４が前部シール板及び後部シール板４５により閉塞されている。第２シールフィン７３は、後部シール板４５における第１シールフィン６３の径方向の内側から高温ガスＧの流れ方向の下流側へ延出している。第２シール部７１は、高温ガスｇの流れ方向において、静翼リム６２の突出部４６ｂと第２シールフィン７３とにより構成されている。
　空間部４４は、本発明の閉空間部として機能する。そして、後部シール板４５は、ディスクキャビティ５２と空間部４４を連通するように、第２シールフィン７３より径方向外側に開口部１２１が形成されている。
　高温ガスＧは、一部が分流してディスクキャビティ５２に向かって巻き込まれる。このとき、シール装置１２０は、ディスクキャビティ５２への高温ガスｇの侵入を抑制する。即ち、動翼２８と静翼２７の隙間からディスクキャビティ５２に侵入しようとする高温ガスｇは、まず、第１緩衝キャビティ６１へ流入し、ここで攪拌混合されることで、周方向の圧力分布が緩和される。次に、高温ガスｇは、第１シール部５１を通って第２緩衝キャビティ７２へ流入し、ここで攪拌混合されることで、周方向の圧力分布が緩和される。そして、高温ガスｇは、第２シール部７１を通ってディスクキャビティ５２へ侵入しようとする。このとき、動翼２８側に音響ダンパ１２２の開口部１２１が位置していることから、第１シール部５１を通過した高温ガスｇの一部が開口部１２１を通って空間部４４に導入される。高温ガスｇとその圧力波が空間部４４に導入されると、この高温ガスｇの圧力波による音響エネルギは、この空間部４４で共鳴することにより減衰され、周方向の圧力分布が一層緩和される。
　このように第６実施形態のガスタービンのシール装置にあっては、プラットフォーム４２における径方向の内側で軸方向における前部シール板及び後部シール板４５により空間部４４を設け、開口部１２１を後部シール板４５に設けている。従って、既設の空間部４４を利用して音響ダンパ１２２を構成することで、構造の複雑化及び高コスト化を抑制することができる。
［第７実施形態］
　図９は、航空用エンジンの全体構成を表す概略図である。
　第７実施形態において、図９に示すように、航空用エンジン２００は、ガスタービンであって、ファンケーシング２１１と本体ケーシング２１２とを有し、ファンケーシング２１１内にファン２１３が収容され、本体ケーシング２１２内に圧縮機２１４と燃焼器２１５とタービン２１６が収容されて構成されている。
　ファン２１３は、回転軸２２１の外周部に複数のファンブレード２２２が装着されて構成されている。圧縮機２１４は、低圧コンプレッサ２２３と高圧コンプレッサ２２４とを有している。燃焼器２１５は、圧縮機２１４より圧縮空気の長方向の下流側に配置され、周方向に複数配置されている。タービン２１６は、燃焼器２１５より燃焼ガスの流れ方向の下流側に配置され、高圧タービン２２５と低圧タービン２２６とを有している。そして、ファン２１３の回転軸２２１と低圧コンプレッサ２２３とが連結され、低圧コンプレッサ２２３と低圧タービン２２６とが第１ロータ軸２２７により連結されている。また、高圧コンプレッサ２２４と高圧タービン２２５とが、第１ロータ軸２２７の外周側に位置する円筒形状をなす第２ロータ軸２２８により連結されている。
　従って、圧縮機２１４は、空気取入口から取り込まれた空気が低圧コンプレッサ２２３と高圧コンプレッサ２２４における図示しない複数の静翼と動翼を通過することで圧出され、高温・高圧の圧縮空気を生成する。燃焼器２１５は、この圧縮空気に対して所定の燃料を供給することで燃焼し、高温・高圧の燃焼ガスを生成する。タービン２１６は、燃焼器２１５により生成された燃焼ガスが高圧タービン２２５及び低圧タービン２２６における図示しない複数の静翼と動翼を通過することで駆動回転する。この場合、低圧タービン２２６の回転力が第１ロータ軸２２７により低圧コンプレッサ２２３に伝達されて駆動する。また、高圧タービン２２５の回転力が第２ロータ軸２２８により高圧コンプレッサ２２４に伝達されて駆動する。その結果、ファン２１３を駆動することができると共に、タービン２１６から排出される排気ガスにより推力を得ることができる。
　この航空用エンジン２００において、タービン２１６の動翼のプラットフォームと静翼の内側シュラウドとの間に設けられる第１シール部と、動翼と静翼との間のディスクキャビティに開口部を介して連通する閉空間部を有する音響ダンパ５５を設けている。従って、航空用エンジン２００であっても、少量のパージ空気によりタービン本体内への燃焼ガスの侵入を抑制可能とすることでガスタービン効率の向上することができる。
　１１　圧縮機
　１２　燃焼器
　１３　タービン
　１４　車室
　２０　空気取入口
　２１　圧縮機車室
　２２　入口案内翼
　２３　静翼
　２４　動翼
　２５　抽気室
　２６　タービン車室
　２７　静翼
　２８　動翼
　２９　排気車室
　３０　排気室
　３１　排気ディフューザ
　３２　ロータ（回転軸）
　３３，３４　軸受部
　３５，３６，３７　脚部
　４１　タービンディスク
　４２　プラットフォーム
　４３　翼根部
　４４　空間部
　４５　後部シール板
　４６　内側シュラウド
　４７　シールリング保持環
　５０，８０，９０，１００，１１０，１２０　シール装置
　５１　第１シール部
　５２　ディスクキャビティ
　５３，８１，９１，１０１，１０２，１１１，１２１　開口部
　５４，８２，９２，１０３，１０４，１１２　閉空間部
　５５，８３，９３，１０５，１１３，１２２　音響ダンパ
　６１　第１緩衝キャビティ
　６２　静翼リム
　６３　第１シールフィン
　６４，８４，９４，１０６，１０７，１１４，１１５　バッファプレート
　６５　コイルバネ
　６６　支持軸
　６７　翼内流路
　６８　仕切板
　６９　シール空気供給孔
　７１　第２シール部
　７２　第２緩衝キャビティ
　７３　第２シールフィン
　２００　航空用エンジン
　２１４　圧縮機
　２１５　燃焼器
　２１６　タービン
　Ｇ，ｇ　高温ガス（燃焼ガス）

Claims (14)

  1. 　タービン動翼のプラットフォームとタービン静翼の内側シュラウドとの間に設けられるシール部と、
    　前記タービン動翼と前記タービン静翼との間のディスクキャビティに開口部を介して連通する閉空間部を有する音響ダンパと、
    　を備えることを特徴とするガスタービンのシール装置。
  2. 　前記閉空間部は、前記内側シュラウドにおける径方向の内側に配置されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンのシール装置。
  3. 　前記シール部は、前記内側シュラウドより径方向の内側に所定隙間を空けて前記プラットフォームが配置されることで構成される第１シール部を有し、前記開口部は、前記第１シール部とタービン軸心方向に対向して設けられることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンのシール装置。
  4. 　前記シール部は、前記内側シュラウドより径方向の内側に所定隙間を空けて前記プラットフォームが配置されることで構成される第１シール部と、前記第１シール部より径方向の内側に設けられる第２シール部とを有し、前記開口部は、前記第２シール部の径方向の外側に設けられることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンのシール装置。
  5. 　前記シール部は、前記内側シュラウドより径方向の内側に所定隙間を空けて前記プラットフォームが配置されることで構成される第１シール部と、前記第１シール部より径方向の内側に設けられる第２シール部とを有し、前記開口部は、前記第１シール部と前記第２シール部との径方向における間に設けられることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンのシール装置。
  6. 　前記シール部は、前記内側シュラウドより径方向の内側に所定隙間を空けて前記プラットフォームが配置されることで構成される第１シール部と、前記第１シール部より径方向の内側に設けられる第２シール部とを有し、前記開口部は、前記第１シール部とタービン軸心方向に対向して設けられる第１開口部と、前記第２シール部の径方向の外側に設けられる第２開口部を有することを特徴とする請求項２に記載のガスタービンのシール装置。
  7. 　前記閉空間部は、径方向の外側に位置する第１閉空間部と、径方向の内側に位置する第２閉空間部とを有し、前記第１開口部が前記第１閉空間部に設けられ、前記第２開口部が前記第２閉空間部に設けられることを特徴とする請求項６に記載のガスタービンのシール装置。
  8. 　前記閉空間部は、前記プラットフォームにおける径方向の内側に配置されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンのシール装置。
  9. 　前記シール部は、前記内側シュラウドより径方向の内側に所定隙間を空けて前記プラットフォーム側からシールフィンが延出されることで構成され、前記シールフィンより径方向の内側に前記閉空間部が設けられ、前記開口部は、前記シールフィンに設けられることを特徴とする請求項８に記載のガスタービンのシール装置。
  10. 　前記プラットフォームにおける径方向の内側で軸方向における前部シール板及び後部シール板により前記閉空間部が設けられ、前記開口部は、前記後部シール板に設けられることを特徴とする請求項８に記載のガスタービンのシール装置。
  11. 　前記閉空間部は、周方向に沿って設けられることを特徴とする請求項１から請求項１０のいずれか一項に記載のガスタービンのシール装置。
  12. 　前記閉空間部は、仕切板により周方向に複数分割されることを特徴とする請求項１１に記載のガスタービンのシール装置。
  13. 　圧縮機と燃焼器とタービンを有するガスタービンにおいて、
    　前記タービンに請求項１から請求項１２のいずれか一項に記載のガスタービンのシール装置が設けられる、
    　ことを特徴とするガスタービン。
  14. 　圧縮機と燃焼器とタービンを有する航空用エンジンにおいて、
    　前記タービンに請求項１から請求項１２のいずれか一項に記載のガスタービンのシール装置が設けられる、
    　ことを特徴とする航空用エンジン。
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