WO2019013178A1 - ターボ機械 - Google Patents

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WO2019013178A1
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seal member
split ring
downstream side
seal
casing
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仁志 北川
藤村　大悟
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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Definitions

  • the present invention relates to a turbomachine.
  • the leakage flow of fluid at the tip of the moving blade may interfere with the main flow that rotates the moving blade, which may cause loss of kinetic energy to rotate the moving blade, and reduce this loss Is desired.
  • U.S. Pat. No. 6,147,095 discloses a housing having an inner surface, a compressor disposed within the housing, a turbine disposed within the housing and operatively coupled to the compressor, and a portion of the compressor and turbine And a honeycomb seal member mounted on the inner surface of the housing adjacent to the rotary member, the rotary member comprising a plurality of moving blades (blade members) each of which is configured as a housing and has a base portion and a tip portion.
  • a turbomachine is shown.
  • the honeycomb seal member includes a molding surface having a deformation zone formed by the tip portion of each of the plurality of moving blades.
  • the deformation zone comprises an inlet zone and an outlet zone.
  • the inlet zone receives air flow from one upstream end of the compressor and turbine, and the outlet zone is configured and arranged to flow the air flow towards one downstream end of the compressor and turbine Ru.
  • the inlet zone is spaced a first distance from the tip portion of each of the plurality of blades, and the outlet zone is spaced a second distance from the tip portion of each of the plurality of blades Be placed.
  • the second distance is approximately equal to or less than the first distance such that the tip leakage air flow from the deformation zone is approximately streamlined.
  • the tip leakage air flow flowing from the deformation zone becomes substantially streamlined, thereby reducing the interaction between the main flow for rotating the blades and the tip leakage air flow, and the turbo machine Driving will be strengthened.
  • the honeycomb seal member is provided with a molding surface having a deformation zone
  • the shape of the molding surface is formed by cutting with the tip portion of the moving blade, so the tip leakage air flow becomes streamlined.
  • the shape of the molding surface of the honeycomb seal member to be formed depends on the operating conditions and the like.
  • the tip portion of the moving blade moves relatively in the axial direction due to thermal deformation of the rotor shaft during turbine operation, and also moves relatively in the radial direction due to the thermal expansion of the moving blade. It is not always possible to obtain the expected effect.
  • the present invention solves the above-mentioned problems, and can reduce the loss of kinetic energy for rotating the moving blades caused by the leak flow at the tip portion of the moving blades interfering with the main stream rotating the moving blades.
  • the purpose is to provide a turbo machine.
  • a turbo machine is provided with a casing in which a fluid flows inside, and a plurality of circumferentially arranged circumferentially with respect to a rotation shaft rotatably provided in the casing.
  • a turbomachine comprising: a moving blade; a split ring forming an inner surface of the casing; and a seal fin protruding from a tip end of the moving blade and facing the split ring, the split ring being
  • the turbomachine includes a seal member having a first inner surface that faces the seal fin and allows the seal fin to contact, and the split ring gradually expands toward the axial downstream side of the rotation shaft.
  • the split ring is composed of a split ring main body which is a substantially rigid body, and a seal member which is excellent in machinability.
  • the seal fin is closely opposed to the first inner surface of the split ring, the axial direction downstream along the first inner surface between the moving blade and the first inner surface opposed thereto.
  • the fluid passing to the side can be reduced.
  • the first inner surface is provided with the seal member, so that the seal member is cut even when the seal fin contacts the opposing first inner surface due to a change in operating conditions. Damage to the split ring body can be prevented.
  • the leakage flow between the seal fin and the first inner surface opposed thereto is directed radially outward and axially downstream, where the second inner surface expands along the second inner surface.
  • the guide By guiding the guide, it is possible to suppress the generation of a vortex that interferes with the mainstream on the axial downstream side of the first inner surface.
  • the axially downstream side of the downstream side surface of the seal member constituting the first inner surface is covered with the split ring, and the exposure of the downstream side surface is eliminated. Since the first inner surface and the second inner surface are connected without any level difference, the step which causes the eddy current is not formed in the connection.
  • a turbo machine is provided with a casing in which a fluid flows inside, and a plurality of circumferentially arranged circumferentially with respect to a rotation shaft rotatably provided in the casing.
  • a turbomachine comprising: a moving blade; a split ring forming the inner surface of the casing; and a seal fin projecting from the tip of the moving blade and facing the split ring, the turbo machine being the seal
  • the seal member includes a seal member having a first inner surface facing the fins and permitting the seal fins to come into contact, and the split ring has a second inner surface which gradually expands toward an axial downstream side of the rotation shaft. Connected on the downstream side in the axial direction of the first inner surface with a step so that the first inner surface protrudes radially inward relative to the second inner surface, and the step is the seal member thickness And wherein the remote small.
  • the seal fin is closely opposed to the first inner surface of the split ring, the axial direction downstream along the first inner surface between the moving blade and the first inner surface opposed thereto.
  • the fluid passing to the side can be reduced.
  • the first inner surface is provided with the seal member, so that the seal member is cut even when the seal fin contacts the opposing first inner surface due to a change in operating conditions. Damage to the split ring body can be prevented.
  • the leakage flow between the seal fin and the first inner surface opposed thereto is directed radially outward and axially downstream, where the second inner surface expands along the second inner surface.
  • the first inner surface is connected with a level difference such that the first inner surface protrudes radially inward of the second inner surface, and the level difference is the seal member If the axial position of the moving blade moves relative to the split ring due to thermal deformation or the like, the seal fin is not moved to the second position even if the seal fin of the moving blade contacts the seal member. It is possible to prevent contact with the inner surface and to prevent damage to the seal fin and the second inner surface.
  • a turbo machine is provided with a casing in which a fluid flows inside, and a plurality of circumferentially arranged circumferentially with respect to a rotation shaft rotatably provided in the casing.
  • a turbomachine comprising: a moving blade; a split ring forming the inner surface of the casing; and a seal fin projecting from the tip of the moving blade and facing the split ring, the moving blade at the final stage
  • a seal member having a first inner surface facing the seal fin protruding from the tip of the seal and allowing the seal fin to contact, the split ring being on the downstream side in the axial direction of the rotation shaft
  • a step is provided such that it has a second inner surface whose inner diameter gradually increases as it proceeds, and on the axially downstream side of the first inner surface, the first inner surface protrudes radially inward of the second inner surface.
  • the seal fin is closely opposed to the first inner surface of the split ring, the axial direction downstream along the first inner surface between the moving blade and the first inner surface opposed thereto.
  • the fluid passing to the side can be reduced.
  • the first inner surface is provided with the seal member, so that the seal member is cut even when the seal fin contacts the opposing first inner surface due to a change in operating conditions. Damage to the split ring body can be prevented.
  • the leakage flow between the seal fin and the first inner surface opposed thereto is directed radially outward and axially downstream, where the second inner surface expands along the second inner surface.
  • the guide By guiding the guide, it is possible to suppress the generation of a vortex that interferes with the mainstream on the axial downstream side of the first inner surface. That is, even when the seal fin is operating while keeping the gap without contacting the seal member, even when the seal member is cut by the seal fin due to the change of the operating condition and the surface shape of the seal member is changed It is possible to suppress that the leak flow passing between the inner surface of the cylinder and the seal fins interferes with the main flow that rotates the moving blades, and an effect as expected can be reliably obtained in an actual machine.
  • the first inner surface is connected with a step so that the first inner surface protrudes radially inward of the second inner surface on the axially downstream side of the first inner surface.
  • the seal member has an inclined inner surface in which a part of the inner surface in the radial direction is inclined radially outward, and the second inner surface is continuous with the inner surface. It is preferable that it is provided.
  • the second inner surface can be disposed radially outward of the radial inner surface of the seal member forming the first inner surface via the inclined inner surface. Therefore, when the axial position of the moving blade moves relative to the split ring due to thermal deformation or the like, the seal fin contacts the second inner surface even if the seal fin of the moving blade contacts the seal member. The situation can be prevented and damage to the seal fin and the second inner surface can be prevented.
  • the first inner surface and the second inner surface connected to the axially downstream side of the first inner surface other than the protrusion of the seal member It is preferable that there is no discontinuous step in the axial direction.
  • the protrusion amount of the seal member is preferably larger than a depth at which cutting by the seal fin is supposed to be, and smaller than twice the depth.
  • the seal fin of the moving blade is sealed by making the protrusion amount of the seal member larger than the depth where the cutting of the seal member is supposed when the seal fin of the moving blade contacts the seal member.
  • the protrusion amount of the seal member When contacting the member, it is possible to prevent the seal fin from contacting the split ring side.
  • the amount of protrusion of the seal member smaller than twice the depth, it is possible to minimize the generation of the vortex due to the step.
  • the second inner surface is preferably integral with the split ring.
  • the number of components can be reduced by integrally forming the second inner surface with the split ring.
  • the second inner surface is provided separately from the split ring.
  • the seal member can be easily replaced, and the maintainability can be improved.
  • the seal member has an upstream side surface facing the upstream side in the axial direction of the rotation shaft so as to protrude from the inner surface of the split ring.
  • a vortex is generated radially inward of the radially inner surface of the seal member forming the first inner surface and axially upstream of the seal fin, and this vortex causes the radially inner surface of the first inner surface to be radial.
  • the flow toward the gap between the inner surface and the tip of the seal fin can be impeded. For this reason, it is possible to reduce the leakage of fluid from the gap, to reduce the interference of this leakage flow with the main flow, and to significantly obtain the effect of reducing the loss of kinetic energy of the fluid rotating the moving blades. Can.
  • ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, it can suppress that the leak flow of the front-end
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a perspective view of a turbine blade of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is an enlarged view of the vicinity of a tip portion of a turbine blade of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is an enlarged view around a turbine blade tip of another example of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is an enlarged view of the vicinity of a tip portion of a turbine blade of another example of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 6 is an enlarged view of the vicinity of the tip portion of a turbine blade of another example of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a perspective view of a turbine blade of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 7 is an enlarged view of the vicinity of a tip portion of a turbine blade of another example of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 8 is an enlarged view of the vicinity of a tip portion of a turbine blade of another example of the gas turbine according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a schematic configuration view of a gas turbine according to the present embodiment.
  • an industrial gas turbine 10 shown in FIG. 1 is taken as an example of a turbomachine.
  • Other examples of the turbomachine include a steam turbine and an aviation turbine.
  • the gas turbine 10 includes a compressor 1, a combustor 2 and a turbine 3.
  • a rotor shaft 4 which is a rotating shaft is disposed in a central portion of the compressor 1, the combustor 2 and the turbine 3 so as to pass therethrough.
  • the compressor 1, the combustor 2, and the turbine 3 are arranged along the axial center R of the rotor shaft 4 in order from the upstream side to the downstream side of the gas flow.
  • the axial direction means a direction parallel to the axial center R
  • the circumferential direction means a circumferential direction centered on the axial center R
  • the radial direction means a direction orthogonal to the axial center R .
  • the radially inner side is a side directed to the axial center R in the radial direction
  • the radially outer side is a side away from the axial center R in the radial direction.
  • the compressor 1 compresses air to be compressed air.
  • the compressor 1 is provided with a compressor vane 13 and a compressor blade 14 in a compressor casing 12 having an air intake 11 for taking in air.
  • the compressor vanes 13 are attached to the compressor casing 12 side, and a plurality of the compressor vanes 13 are arranged in the circumferential direction.
  • the compressor blades 14 are attached to the rotor shaft 4 side, and a plurality of the compressor blades 14 are arranged in parallel in the circumferential direction.
  • the compressor vanes 13 and the compressor blades 14 are alternately provided along the axial direction.
  • the combustor 2 supplies fuel to the compressed air compressed by the compressor 1 to generate high-temperature and high-pressure combustion gas.
  • the combustor 2 covers, as a combustion cylinder, an inner cylinder 21 which mixes and burns compressed air and fuel, a tail cylinder 22 which guides combustion gas from the inner cylinder 21 to the turbine 3, and an outer periphery of the inner cylinder 21 And an outer cylinder 23 forming an air passage 25 for guiding the compressed air from 1 to the inner cylinder 21.
  • a plurality of combustors 2 are arranged in parallel in the circumferential direction with respect to the combustor casing 24.
  • the turbine 3 generates rotational power by the combustion gas burned in the combustor 2.
  • a turbine stationary blade 32 and a turbine moving blade 33 are provided in a turbine casing 31.
  • the turbine stationary blades 32 are attached to the turbine casing 31 side, and a plurality of turbine vanes 32 are circumferentially arranged in parallel.
  • the turbine moving blades 33 are attached to the rotor shaft 4 side, and a plurality of the turbine moving blades 33 are arranged in parallel in the circumferential direction.
  • the turbine stationary blades 32 and the turbine moving blades 33 are alternately provided along the axial direction.
  • an exhaust chamber 34 having an exhaust diffuser 34 a continuous with the turbine 3 is provided downstream of the turbine casing 31 in the axial direction.
  • the rotor shaft 4 is supported by the bearing 41 at an end on the compressor 1 side, supported by the bearing 42 at an exhaust chamber 34, and is rotatably provided about the axis R. And although the rotor shaft 4 is not clearly shown in the figure, the drive shaft of the generator is connected to the end on the compressor 1 side.
  • Such a gas turbine 10 is compressed at high temperature and high pressure by the air taken in from the air intake 11 of the compressor 1 being compressed by passing through the plurality of compressor vanes 13 and the compressor blades 14. It becomes air. With respect to the compressed air, fuel is mixed and burned in the combustor 2 to generate high-temperature and high-pressure combustion gas. Then, when the combustion gas passes through the turbine stationary blades 32 and the turbine moving blades 33 of the turbine 3, the rotor shaft 4 is rotationally driven, and rotational power is applied to a generator connected to the rotor shaft 4. Generate electricity. Then, the exhaust gas after rotationally driving the rotor shaft 4 passes through the exhaust diffuser 34 a of the exhaust chamber 34 and is released to the atmosphere as the exhaust gas.
  • FIG. 2 is a perspective view of a turbine blade of the gas turbine according to the present embodiment.
  • 3 to 8 are enlarged views of the vicinity of the tip portion of a turbine blade of a gas turbine according to the present embodiment.
  • a turbine moving blade (also referred to simply as moving blade) 33 has a blade root 331 fixed to a disk (rotor shaft 4) and a blade body 332 whose base end is joined to the blade root 331. And a tip shroud 333 connected to the tip of the wing body 332, and a seal fin 334 formed to project from the radial outer surface of the tip shroud 333.
  • the wing main body 332 is formed to be twisted at a predetermined angle while extending in the radial direction.
  • the tip shroud 333 is formed in a circumferentially and axially extending plate shape.
  • the seal fins 334 are formed as ridges extending in the circumferential direction.
  • the tip root portion 331 is engaged with the outer peripheral portion of the disk and a plurality of the tip portions are arranged along the circumferential direction so that the tip shrouds 333 are in contact with each other and connected.
  • An annular shroud-shaped shroud 335 is formed on the outer peripheral side (tip portion) of each wing body 332 continuously in the circumferential direction.
  • the turbine casing 31 accommodates the turbine moving blades 33 therein. As shown in FIG. 3, the combustion gas (fluid) flows in the axial direction indicated by the arrow G inside the turbine casing 31. The combustion gas passes through the turbine moving blades 33 and the turbine stationary blades 32 so that the rotor shaft 4 is rotationally driven.
  • An inner surface of the turbine casing 31 is configured by a split ring 31A.
  • the split ring 31A is a rigid body, and is disposed in an annular shape along the circumferential direction so as to surround the radially outer side of the turbine bucket 33.
  • the sealing member 5 is being fixed to inner surface 31Aa of this division
  • a hexagonal tubular member opened in the radial direction is arranged in parallel in the circumferential direction and the axial direction to form a honeycomb structure, or an aluminum alloy material is vapor-deposited in a plate shape along the circumferential direction.
  • an aluminum alloy material is vapor-deposited in a plate shape along the circumferential direction.
  • the seal member 5 has a radially inner surface 5a that faces the seal fin 334 of the turbine moving blade 33 along the circumferential direction inward in the radial direction and the downstream side of the flow direction (arrow G) of the combustion gas along the radial direction
  • a downstream side surface 5b facing toward the axial direction downstream along the axial direction in which the rotor shaft 4 as the rotation shaft extends, and an upstream side (rotation shaft) of the flow direction of the combustion gas (arrow G) along the radial direction 4 is formed in a rectangular shape in cross section having an upstream side surface 5c directed to the axial direction upstream along the axial direction in which 4 extends, and a radially outer surface 5d directed radially outward opposite to the radially inner surface 5a .
  • the seal member 5 and the seal fin 334 the radial inner surface 5a of the seal member 5 and the tip of the seal fin 334 come close to face each other and the combustion gas leaks in the flow direction g at the tip of the turbine rotor blade 33 Suppress.
  • the seal member 5 forms a gap between the radial inner surface 5a and the tip of the seal fin 334 to allow rotation of the turbine rotor blade 33, and the turbine rotor blade 33 is radially outside due to thermal expansion and the like. If the position changes and the seal fin 334 comes in contact with it, the seal fin 334 is prevented from being damaged by cutting itself. That is, the seal member 5 allows the seal fin 334 to contact.
  • the surface (radial direction inner surface 5 a) of the seal member 5 facing the seal fin 334 is configured to be parallel to the rotor shaft 4. Therefore, even in the case where the rotor shaft 4 extends in the axial direction due to the influence of heat, the clearance between the seal fin 334 and the seal member 5 can be maintained.
  • the gas turbine 10 of the present embodiment has a first inner surface 6A and a second inner surface 6B.
  • the first inner surface 6A is provided with the radial inner surface 5a of the seal member 5 fixed to the split ring 31A, and always constitutes a surface facing the seal fin 334.
  • “always” indicates a state regardless of whether the gas turbine 10 is in the operating state / stop state.
  • the second inner surface 6B is connected to the first inner surface 6A on the downstream side in the axial direction of the first inner surface 6A.
  • the second inner surface 6 ⁇ / b> B separately from the seal member 5 constitutes an end on the downstream side in the axial direction of the split ring 31 ⁇ / b> A.
  • the second inner surface 6B is provided such that the inner diameter is enlarged toward the axial direction downstream side from the portion connected to the first inner surface 6A. That is, the second inner surface 6B is connected to the axially downstream side of the first inner surface 6A provided with the seal member 5, and from this connection portion in the divided ring which is a rigid body different from the seal member 5, further axially downstream An inclined surface is formed to incline so as to gradually spread radially outward.
  • downstream side (axial direction downstream side) of the flow direction of the combustion gas (arrow G)
  • the downstream side 31Ab facing the) is provided at the axially downstream end of the second inner surface 6B and at the axially downstream end of the split ring 31A.
  • a downstream side casing 31B axially opposed to the downstream side surface 31Ab with a gap is provided downstream of the downstream side surface 31Ab in the axial direction.
  • the downstream side casing 31B is axially downstream of the position of the turbine rotor blade 33, is provided axially adjacent to the second inner surface 6B, and has an annular shape.
  • the downstream side casing 31B constitutes an exhaust diffuser 34a when the adjacent turbine rotor blade 33 is the final stage, and constitutes a vane shroud (not shown) when the adjacent turbine rotor blade 33 is not the final stage.
  • the second inner surface 6B is provided such that the inner diameter of the downstream end gradually extended to the radial outer side and the inner diameter of the radial inner surface 31Ba of the downstream side casing 31B are substantially equal.
  • the seal member 5 forms a gap between the radial inner surface 5 a constituting the first inner surface 6 A and the tip of the seal fin 334 to allow rotation of the turbine rotor blade 33.
  • the gap be as small as possible, fluid will leak from the gap, as shown by symbol g in FIG. That is, the fluid passes axially downstream along the first inner surface 6A (the radial inner surface 5a of the seal member 5).
  • the fluid that has passed axially downstream along the first inner surface 6A is guided radially outward and axially downstream from the expansion of the second inner surface 6B along the second inner surface 6B.
  • the downstream side of the sealing member 5 in the axial direction has a step on the radially outer side than the radial inner surface 5a with the downstream side surface 5b of the sealing member 5 as a step.
  • a plane 7 continuous in the circumferential direction is formed in the split ring 31A.
  • the fluid that has passed between the seal fin 334 and the radial inner surface 5a of the seal member 5 opposed thereto causes an eddy current in the range A in FIG. 3 which is in the vicinity beyond the downstream side surface 5b.
  • a downstream side surface 31Ab is provided at the downstream end of the plane 7 facing the downstream side (axial downstream side) of the flow direction (arrow G) of the flow of combustion gas (arrow G).
  • the downstream side casing 31B is provided to face the side surface 31Ab.
  • a gap is formed between the flat surface 7 and the downstream side casing 31B, and the position of the radial inner surface 31Ba of the downstream side casing 31B is provided radially offset outward with respect to the flat surface 7
  • an eddy current is generated in a range C portion of FIG. 3 which is in the vicinity of the downstream side surface 31Ab.
  • the vortices in the range A and the range B interfere with the main flow of the combustion gas that rotates the turbine bucket 33, and a loss of kinetic energy of the fluid that rotates the turbine bucket 33 occurs.
  • the seal fin 334 faces the rotor blade 33 by facing the first inner surface 6A of the split ring 31A in close proximity.
  • the fluid (leakage flow) passing axially downstream along the first inner surface 6A between the first inner surfaces 6A can be reduced.
  • the first inner surface 6A is provided with the seal member 5, so that the seal member 5 is cut even if the seal fin 334 comes in contact with the opposing first inner surface 6A due to a change in operating conditions. Therefore, damage to the seal fin 334 and the main body of the split ring 31A can be prevented.
  • the leak flow between the seal fin 334 and the first inner surface 6A (radial direction inner surface 5a of the seal member 5) opposed thereto is along the second inner surface 6B.
  • the second inner surface 6B By guiding the second inner surface 6B toward the radially outward and axially downstream side where the second inner surface 6B expands, thereby suppressing the generation of an eddy current that interferes with the main flow at the axially downstream side (the range A portion) of the first inner surface 6A. be able to. That is, even when the seal fin 334 is operating while keeping the gap without contacting the seal member 5, the seal member 5 is cut by the seal fin 334 due to the change of the operating state, and the surface shape of the seal member 5 is changed.
  • the gas turbine 10 of the present embodiment it is possible to suppress the leakage flow at the tip portion of the turbine rotor blade 33 from interfering with the main flow for rotating the turbine rotor blade 33, and rotate the turbine rotor blade 33. Loss of kinetic energy can be reduced. As a result, the performance of the gas turbine 10 can be improved.
  • the first inner surface 6A is provided with the seal member 5 to face the seal fin 334, and the second inner surface 6B connected to the first inner surface 6A on the downstream side in the axial direction of the first inner surface 6A is a rigid body. With the configuration provided on the split ring 31B, even if the seal fin 334 contacts the seal member 5, the effect as expected can be reliably achieved by the actual machine.
  • the turbine 3 is in the form of an expanded flow passage whose radial dimension increases toward the downstream side of the fluid. Then, on the downstream side of the turbine rotor blade 33 of the final stage, an exhaust diffuser 34a that decelerates the fluid as described above is provided as the downstream side casing. Therefore, by providing the second inner surface 6B radially outward and axially downstream, the space between the seal fin 334 and the opposing seal member 5 is made to correspond to the flow of fluid in the exhaust diffuser. The fluid which has passed can be guided to the downstream side. Further, the turbine 3 is provided with a stator vane shroud as a downstream side casing on the downstream side of the turbine blades 33 other than the final stage.
  • the space between the seal fin 334 and the opposing seal member 5 corresponds to the flow of fluid to the vane shroud.
  • the passed fluid can be guided radially outward toward the downstream side.
  • interference with the main flow can be reduced on the downstream side of the seal member 5 fixed at the position of the tip of the turbine rotor blade 33, and the loss of kinetic energy can be suppressed.
  • the first inner surface 6A is configured by the seal member 5 fixed to the split ring 31A so as to allow the seal fin 334 to contact.
  • the seal member 5 is cut even when the seal fin 334 contacts, so that damage to the seal fin 334 can be prevented.
  • the seal member 5 constituting the first inner surface 6A is configured such that the axial direction downstream side of the downstream side surface 5b facing the axial direction downstream side It is covered by
  • the axial downstream side of the downstream side surface 5b of the seal member 5 constituting the first inner surface 6A is covered with the split ring 31A, and the second inner surface 6B is adjacent to the first inner surface 6A to make the vortex flow
  • a leak flow passing axially downstream along the first inner surface 6A can be guided along the second inner surface 6B without forming a large step to be produced.
  • the performance of the gas turbine 10 can be further improved.
  • the seal member 5 has an inclined inner surface 5 e in which a part of the radial inner surface 5 a is inclined outward in the radial direction.
  • the second inner surface 6B is provided continuously to the inclined inner surface 5e.
  • the second inner surface 6B can be disposed radially outward of the first inner surface 6A (the radial inner surface 5a of the seal member 5) via the inclined inner surface 5e. For this reason, even if the seal fins 334 of the turbine moving blade 33 contact the seal member 5 when the axial positions of the rotor shaft 4 and the turbine moving blade 33 move relative to the split ring 31A due to thermal deformation or the like.
  • the seal fin 334 can be prevented from coming into contact with the second inner surface 6B, and damage to the seal fin 334 and the second inner surface 6B can be prevented.
  • the axial downstream end portion of the seal member 5 has a step difference so as to protrude by a dimension T radially inward of the second inner surface 6B.
  • the second inner surface 6B is connected to the middle of the downstream side surface 5b so that the downstream side surface 5b facing the axial direction downstream side of the seal member 5 is exposed. That is, the second inner surface 6B is connected to the radially outer side with a step 6b separated from the rotor shaft 4 by the dimension T outside the radial inner surface 5a of the seal member 5.
  • the seal fin 334 of the turbine moving blade 33 is the seal member 5 Contact with the second inner surface 6B and prevent damage to the seal fin 334 and the second inner surface 6B.
  • the seal fin 334 of the turbine rotor blade 33 is the seal member 5 of the dimension T of the step 6 b, which is the amount of protrusion of the end portion on the axial downstream side of the seal member 5 projecting radially inward from the second inner surface 6 B. Even if the seal fin 334 of the turbine rotor blade 33 contacts the seal member 5 by setting it larger than the design allowance of the depth at which the cutting of the seal member 5 in the case of contact is assumed. The situation where the seal fin 334 contacts the split ring 31A can be prevented. On the other hand, by setting the step 6b smaller than the radial thickness of the seal member 5 or setting the dimension T in a range smaller than twice the design allowance, generation of vortices due to the step is minimized. be able to.
  • the first inner surface 6A and the second inner surface 6B connected to the axially downstream side of the first inner surface 6A. It is preferable that there is no discontinuous level difference.
  • the second inner surface 6B is preferably integral with the split ring 31A. That is, as shown in FIG. 3, the second inner surface 6B is preferably formed by the inner surface 31Aa of the split ring 31A.
  • the number of components can be reduced by integrally forming the second inner surface 6B with the split ring 31A.
  • the second inner surface 6B may be provided separately from the split ring 31A.
  • the seal member 5 can be easily replaced, and maintenance can be improved.
  • the seal member 5 may be provided such that the upstream side surface 5c facing the upstream side in the axial direction of the rotation shaft protrudes from the inner surface 31Aa of the split ring 31A.
  • the upstream side surface 5c of the seal member 5 is provided so as to protrude from the inner surface 31Aa of the split ring 31A, so that the radial direction inner surface 5a of the seal member 5 is shown as shown in FIG. Is generated radially upstream of the seal fin 334 in the radial direction of the seal fin 334, and the vortex inhibits the flow g toward the gap between the radial inner surface 5a which is the first inner surface 6A and the tip of the seal fin 334 can do. For this reason, it is possible to reduce the leakage of fluid from the gap, reduce the interference of the leakage flow with the main flow, and significantly reduce the loss of kinetic energy of the fluid that rotates the turbine bucket 33. You can get it. As a result, the performance of the gas turbine 10 can be further improved.
  • the second inner surface 6B is in the form of a rotating body shown in a linear cross section in each of the drawings and is flat, but is not limited to flat.
  • the second inner surface 6 ⁇ / b> B having a sine curve or an arc shape toward the downstream side and the radially outer side is included in the above-described form provided inclined.

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Abstract

動翼の先端部分の漏れ流れが動翼を回転させる主流と干渉して生じることによる動翼を回転させる運動エネルギーの損失を低減する。内部に流体の流れるケーシングと、ケーシング内に回転可能に設けられた回転軸に対して周方向に複数並設された動翼（３３）と、ケーシングの内面を構成する分割環（３１Ａ）と、動翼（３３）の先端部に突設され分割環（３１Ａ）に対向するシールフィン（３３４）と、を有するターボ機械であって、分割環（３１Ａ）は、ターボ機械が前記シールフィンに対向し、前記シールフィン（３３４）が接触することを許容する第一の内面（６Ａ）を有するシール部材（５）を備え、分割環は、回転軸の軸方向下流側に向かうにつれて漸次拡大する第二の内面（６Ｂ）を有し、第一の内面の前記軸方向下流側において、前記第一の内面と前記第二の内面が段差無く接続している。

Description

ターボ機械
　本発明は、ターボ機械に関する。
　ターボ機械においては、動翼の先端部分での流体の漏れ流れが動翼を回転させる主流に干渉することで、動翼を回転させる運動エネルギーの損失が発生することがあり、この損失を低減することが望まれている。
　例えば、特許文献１には、内表面を有するハウジングと、ハウジング内に配置された圧縮機と、ハウジング内に配置されかつ圧縮機に作動結合されたタービンと、圧縮機およびタービンの１つの一部として構成されかつその各々が基部部分および先端部分を有する複数の動翼（ブレード部材）を備えた回転部材と、回転部材に隣接してハウジングの内表面に取付けられたハニカムシール部材と、を含むターボ機械が示されている。
特開２０１１－０８０４６９号公報
　上述した特許文献１において、ハニカムシール部材は、複数の動翼の各々の先端部分によって形成された変形ゾーンを有する成形表面を含む。変形ゾーンは、入口ゾーンおよび出口ゾーンを含む。入口ゾーンは、圧縮機およびタービンの１つの上流端部から空気流を受け、また出口ゾーンは、圧縮機およびタービンの１つの下流端部に向けて該空気流を流すように構成されかつ配置される。入口ゾーンは、複数の動翼の各々の先端部分から第１の距離だけ間隔を置いて配置され、また出口ゾーンは、複数の動翼の各々の先端部分から第２の距離だけ間隔を置いて配置される。第２の距離は、第１の距離にほぼ等しいかまたは第１の距離よりも小さくて、変形ゾーンから流れる先端漏洩空気流がほぼ流線形になるようになる。このように、特許文献１では、変形ゾーンから流れる先端漏洩空気流がほぼ流線形になることで、動翼を回転させる主流と先端漏洩空気流との間の相互作用が減少し、かつターボ機械の運転が強化される。
　しかし、特許文献１においては、ハニカムシール部材に変形ゾーンを有する成形表面を設けているが、成形表面の形状は動翼の先端部分による切削で形成されるので、先端漏洩空気流が流線型状態になるためのハニカムシール部材の成形表面の形状は運転条件などに依存してしまう。また、動翼の先端部分は、タービン運転中のロータ軸の熱変形により、相対的に軸方向に移動し、また、動翼の熱伸びにより相対的に径方向にも移動するため、実機で期待通りの効果を確実に得られるとは限らない。
　本発明は上述した課題を解決するものであり、動翼の先端部分の漏れ流れが動翼を回転させる主流と干渉して生じることによる動翼を回転させる運動エネルギーの損失を低減することのできるターボ機械を提供することを目的とする。
　上述の目的を達成するために、本発明の一態様に係るターボ機械は、内部に流体の流れるケーシングと、前記ケーシング内に回転可能に設けられた回転軸に対して周方向に複数並設された動翼と、前記ケーシングの内面を構成する分割環と、前記動翼の先端部に突設され前記分割環に対向するシールフィンと、を有するターボ機械であって、前記分割環は、前記ターボ機械が前記シールフィンに対向し、前記シールフィンが接触することを許容する第一の内面を有するシール部材を備え、前記分割環は、前記回転軸の軸方向下流側に向かうにつれて漸次拡大する第二の内面を有し、前記第一の内面の前記軸方向下流側において、前記第一の内面と前記第二の内面が段差無く接続していることを特徴とする。換言すれば、分割環は実質剛体である分割環本体と、切削性に優れるシール部材とからなる。
　このターボ機械によれば、シールフィンが分割環の第一の内面と接近して対向することで、動翼とこれに対向する第一の内面の間で第一の内面に沿って軸方向下流側に通過する流体（漏れ流れ）を減少させることができる。
　また、このターボ機械によれば、第一の内面がシール部材を備えることで、運転条件の変化によりシールフィンが対向する第一の内面に接触してもシール部材が切削されるためシールフィンおよび分割環本体の損傷を防ぐことができる。
　しかも、このターボ機械によれば、シールフィンとこれに対向する第一の内面の間の漏れ流れを第二の内面に沿って第二の内面が拡大する径方向外側および軸方向下流側に向かって案内することで、第一の内面の軸方向下流側で主流に干渉する渦流の発生を抑制することができる。
　このターボ機械によれば、前記第一の内面の前記軸方向下流側において、第一の内面を構成するシール部材の下流側面の軸方向下流側を分割環で覆い、下流側面の露出を無くす。前記第一の内面と前記第二の内面を段差無く接続させることになるので、渦流を生じさせる段部が接続部に形成されない。
　すなわち、シールフィンがシール部材に接触せず隙間を保ったまま運転しているときも、運転状態の変化によりシールフィンによりシール部材が切削され、シール部材の表面形状が変化したときも、第一の内面とシールフィンの間を通過した漏れ流れが動翼を回転させる主流に干渉することを抑制することができ、実機で期待通りの効果を確実に得ることができる。
　上述の目的を達成するために、本発明の一態様に係るターボ機械は、内部に流体の流れるケーシングと、前記ケーシング内に回転可能に設けられた回転軸に対して周方向に複数並設された動翼と、前記ケーシングの内面を構成する分割環と、前記動翼の先端部に突設され前記分割環に対向するシールフィンと、を有するターボ機械であって、前記ターボ機械が前記シールフィンに対向し、前記シールフィンが接触することを許容する第一の内面を有するシール部材を備え、前記分割環は、前記回転軸の軸方向下流側に向かうにつれて漸次拡大する第二の内面を有し、前記第一の内面の前記軸方向下流側において、前記第一の内面が前記第二の内面よりも径方向内側に突出するように段差をもって接続しており、前記段差がシール部材の厚さよりも小さいことを特徴とする。
　このターボ機械によれば、シールフィンが分割環の第一の内面と接近して対向することで、動翼とこれに対向する第一の内面の間で第一の内面に沿って軸方向下流側に通過する流体（漏れ流れ）を減少させることができる。
　また、このターボ機械によれば、第一の内面がシール部材を備えることで、運転条件の変化によりシールフィンが対向する第一の内面に接触してもシール部材が切削されるためシールフィンおよび分割環本体の損傷を防ぐことができる。
　しかも、このターボ機械によれば、シールフィンとこれに対向する第一の内面の間の漏れ流れを第二の内面に沿って第二の内面が拡大する径方向外側および軸方向下流側に向かって案内することで、第一の内面の軸方向下流側で主流に干渉する渦流の発生を抑制することができる。
　すなわち、シールフィンがシール部材に接触せず隙間を保ったまま運転しているときも、運転状態の変化によりシールフィンによりシール部材が切削され、シール部材の表面形状が変化したときも、第一の内面とシールフィンの間を通過した漏れ流れが動翼を回転させる主流に干渉することを抑制することができ、実機で期待通りの効果を確実に得ることができる。
　しかも、このターボ機械によれば、第一の内面の軸方向下流側において、第一の内面が第二の内面よりも径方向内側に突出するように段差をもって接続しており、段差がシール部材の厚さよりも小さいため、熱変形などにより動翼の軸方向位置が分割環に対して相対的に移動した場合、動翼のシールフィンがシール部材に接触しても、シールフィンが第二の内面に接触する事態を防ぎ、シールフィンおよび第二の内面の損傷を防止できる。
　上述の目的を達成するために、本発明の一態様に係るターボ機械は、内部に流体の流れるケーシングと、前記ケーシング内に回転可能に設けられた回転軸に対して周方向に複数並設された動翼と、前記ケーシングの内面を構成する分割環と、前記動翼の先端部に突設され前記分割環に対向するシールフィンと、を有するターボ機械であって、最終段の前記動翼の先端部に突設された前記シールフィンに対向し、当該シールフィンが接触することを許容する第一の内面を有するシール部材を備え、前記分割環は、前記回転軸の軸方向下流側に向かうにつれて内径が漸次拡大する第二の内面を有し、前記第一の内面の前記軸方向下流側において、前記第一の内面が前記第二の内面よりも径方向内側に突出するように段差をもって接続していることを特徴とする。
　このターボ機械によれば、シールフィンが分割環の第一の内面と接近して対向することで、動翼とこれに対向する第一の内面の間で第一の内面に沿って軸方向下流側に通過する流体（漏れ流れ）を減少させることができる。
　また、このターボ機械によれば、第一の内面がシール部材を備えることで、運転条件の変化によりシールフィンが対向する第一の内面に接触してもシール部材が切削されるためシールフィンおよび分割環本体の損傷を防ぐことができる。
　しかも、このターボ機械によれば、シールフィンとこれに対向する第一の内面の間の漏れ流れを第二の内面に沿って第二の内面が拡大する径方向外側および軸方向下流側に向かって案内することで、第一の内面の軸方向下流側で主流に干渉する渦流の発生を抑制することができる。
　すなわち、シールフィンがシール部材に接触せず隙間を保ったまま運転しているときも、運転状態の変化によりシールフィンによりシール部材が切削され、シール部材の表面形状が変化したときも、第一の内面とシールフィンの間を通過した漏れ流れが動翼を回転させる主流に干渉することを抑制することができ、実機で期待通りの効果を確実に得ることができる。
　しかも、このターボ機械によれば、前記第一の内面の前記軸方向下流側において、前記第一の内面が前記第二の内面よりも径方向内側に突出するように段差をもって接続しているため、熱変形などにより動翼の軸方向位置が分割環に対して相対的に移動した場合、動翼のシールフィンがシール部材に接触しても、シールフィンが第二の内面に接触する事態を防ぎ、シールフィンおよび第二の内面の損傷を防止できる。
　また、本発明の一態様に係るターボ機械では、前記シール部材は、径方向内面の一部が径方向外側に向けて傾斜した傾斜内面を有し、前記第二の内面は前記傾斜内面に連続して設けられていることが好ましい。
　このターボ機械によれば、傾斜内面を介して第二の内面を第一の内面をなすシール部材の径方向内面よりも径方向外側に配置することができる。このため、熱変形などにより動翼の軸方向位置が分割環に対して相対的に移動した場合、動翼のシールフィンがシール部材に接触しても、シールフィンが第二の内面に接触する事態を防ぎ、シールフィンおよび第二の内面の損傷を防止できる。
　また、本発明の一態様に係るターボ機械では、前記第一の内面と、当該第一の内面の前記軸方向下流側に接続する前記第二の内面には、前記シール部材の前記突出以外に、軸方向に不連続な段差がないことが好ましい。
　このターボ機械によれば、シール部材の突出以外に、軸方向に不連続な段差がないため、段差による渦の発生を防止できる。
　また、本発明の一態様に係るターボ機械では、前記シール部材の突出量は、前記シールフィンによる切削が想定される深さよりも大きく、前記深さの２倍よりも小さいことが好ましい。
　このターボ機械によれば、シール部材の突出量を、動翼のシールフィンがシール部材に接触した場合のシール部材の切削が想定される深さよりも大きくすることで、動翼のシールフィンがシール部材に接触した場合に、シールフィンが分割環側に接触する事態を防ぐことができる。一方、シール部材の突出量を、前記深さの２倍より小さくすることで、段差による渦の発生を極力抑制することができる。
　また、本発明の一態様に係るターボ機械では、前記第二の内面は、前記分割環と一体であることが好ましい。
　このターボ機械によれば、第二の内面を分割環と一体に形成することで、構成部品数を低減することができる。
　また、本発明の一態様に係るターボ機械では、前記第二の内面は、前記分割環とは別体で設けられることが好ましい。
　このターボ機械によれば、第二の内面を分割環と別体とすることで、シール部材の交換が容易に行えるためメンテナンス性を向上することができる。
　また、本発明の一態様に係るターボ機械では、前記シール部材は、前記回転軸の軸方向上流側に向く上流側面が前記分割環の内面から突出して設けられていることが好ましい。
　このターボ機械によれば、第一の内面をなすシール部材の径方向内面の径方向内側であってシールフィンの軸方向上流側に渦を発生させ、この渦により第一の内面である径方向内面とシールフィンの先端との隙間に向かう流れを阻害することができる。このため、当該隙間からの流体の漏れを低減し、この漏れ流れが主流と干渉することを低減することができ、動翼を回転させる流体の運動エネルギーの損失を低減する効果を顕著に得ることができる。
　本発明によれば、動翼の先端部分の漏れ流れが動翼を回転させる主流と干渉することを抑制することができ、動翼を回転させる運動エネルギーの損失を低減することができる。
図１は、本発明の実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。 図２は、本発明の実施形態に係るガスタービンのタービン動翼の斜視図である。 図３は、本発明の実施形態に係るガスタービンのタービン動翼先端部周辺の拡大図である。 図４は、本発明の実施形態に係るガスタービンの他の例のタービン動翼先端部周辺の拡大図である。 図５は、本発明の実施形態に係るガスタービンの他の例のタービン動翼先端部周辺の拡大図である。 図６は、本発明の実施形態に係るガスタービンの他の例のタービン動翼先端部周辺の拡大図である。 図７は、本発明の実施形態に係るガスタービンの他の例のタービン動翼先端部周辺の拡大図である。 図８は、本発明の実施形態に係るガスタービンの他の例のタービン動翼先端部周辺の拡大図である。
　以下に、本発明に係る実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。
　図１は、本実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。
　本実施形態では、ターボ機械として図１に示す産業用のガスタービン１０を一例とする。他に、ターボ機械は、例えば、蒸気タービンや航空用タービンなどがある。
　図１に示すように、ガスタービン１０は、圧縮機１と燃焼器２とタービン３とを備えている。このガスタービン１０は、圧縮機１、燃焼器２およびタービン３の中心部に、回転軸であるロータ軸４が貫通して配置されている。圧縮機１、燃焼器２およびタービン３は、ロータ軸４の軸心Ｒに沿い、ガスの流れの上流側から下流側に向かって順に並設されている。なお、以下の説明において、軸方向とは軸心Ｒに平行な方向をいい、周方向とは軸心Ｒを中心とした周り方向をいい、径方向とは軸心Ｒに直交する方向をいう。また、径方向内側は径方向において軸心Ｒに向かう側で、径方向外側は径方向において軸心Ｒから離れる側である。
　圧縮機１は、空気を圧縮して圧縮空気とするものである。圧縮機１は、空気を取り込む空気取入口１１を有した圧縮機ケーシング１２内に圧縮機静翼１３および圧縮機動翼１４が設けられている。圧縮機静翼１３は、圧縮機ケーシング１２側に取り付けられて周方向に複数並設されている。また、圧縮機動翼１４は、ロータ軸４側に取り付けられて周方向に複数並設されている。これら圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４とは、軸方向に沿って交互に設けられている。
　燃焼器２は、圧縮機１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給することで、高温・高圧の燃焼ガスを生成するものである。燃焼器２は、燃焼筒として、圧縮空気と燃料を混合して燃焼させる内筒２１と、内筒２１から燃焼ガスをタービン３に導く尾筒２２と、内筒２１の外周を覆い、圧縮機１からの圧縮空気を内筒２１に導く空気通路２５をなす外筒２３とを有している。この燃焼器２は、燃焼器ケーシング２４に対し周方向に複数並設されている。
　タービン３は、燃焼器２で燃焼された燃焼ガスにより回転動力を生じるものである。タービン３は、タービンケーシング３１内にタービン静翼３２およびタービン動翼３３が設けられている。タービン静翼３２は、タービンケーシング３１側に取り付けられて周方向に複数並設されている。また、タービン動翼３３は、ロータ軸４側に取り付けられて周方向に複数並設されている。これらタービン静翼３２とタービン動翼３３とは、軸方向に沿って交互に設けられている。また、タービンケーシング３１の軸方向下流側には、タービン３に連続する排気ディフューザ３４ａを有した排気室３４が設けられている。
　ロータ軸４は、圧縮機１側の端部が軸受部４１により支持され、排気室３４側の端部が軸受部４２により支持されて、軸心Ｒを中心として回転自在に設けられている。そして、ロータ軸４は、図には明示しないが、圧縮機１側の端部に発電機の駆動軸が連結されている。
　このようなガスタービン１０は、圧縮機１の空気取入口１１から取り込まれた空気が、複数の圧縮機静翼１３と圧縮機動翼１４と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。この圧縮空気に対し、燃焼器２において燃料が混合されて燃焼されることで高温・高圧の燃焼ガスが生成される。そして、この燃焼ガスがタービン３のタービン静翼３２とタービン動翼３３とを通過することでロータ軸４が回転駆動され、このロータ軸４に連結された発電機に回転動力を付与することで発電を行う。そして、ロータ軸４を回転駆動した後の排気ガスは、排気室３４の排気ディフューザ３４ａを経て排気ガスとして大気に放出される。
　図２は、本実施形態に係るガスタービンのタービン動翼の斜視図である。図３から図８は、本実施形態に係るガスタービンのタービン動翼先端部周辺の拡大図である。
　図２に示すように、タービン動翼（単に動翼ともいう）３３は、ディスク（ロータ軸４）に固定される翼根部３３１と、基端部がこの翼根部３３１に接合される翼本体３３２と、この翼本体３３２の先端部に連結されるチップシュラウド３３３、チップシュラウド３３３の径方向外面に突設して形成されるシールフィン３３４とから構成されている。翼本体３３２は、径方向に延在しつつ所定角度だけねじられて形成されている。チップシュラウド３３３は、周方向および軸方向に延在する板状に形成されている。シールフィン３３４は、周方向に延在する凸条として形成されている。このタービン動翼３３は、翼根部３３１がディスクの外周部に嵌合して複数が周方向に沿って配置されることで、各チップシュラウド３３３同士が接触して接続され、各シールフィン３３４が周方向に連続して各翼本体３３２の外周側（先端部）に円環形状をなすシュラウド３３５が構成される。
　タービンケーシング３１は、その内部にタービン動翼３３を収容する。図３に示すようにタービンケーシング３１は、内部に燃焼ガス（流体）が矢印Ｇで示す軸方向に流れる。この燃焼ガスがタービン動翼３３とタービン静翼３２とを通過することでロータ軸４が回転駆動される。このタービンケーシング３１内において、その内面が分割環３１Ａにより構成されている。分割環３１Ａは、剛体であり、タービン動翼３３の径方向外側を囲むように周方向に沿って円環形状に配置されている。そして、この分割環３１Ａの内面３１Ａａにシール部材５が固定されている。シール部材５は、径方向に開口する六角形の筒状体が周方向および軸方向に並設されてハニカム構造とされたものや、アルミ合金材が周方向に沿って板状に蒸着されたものなどがある。シール部材５は、径方向内側に周方向に沿いタービン動翼３３のシールフィン３３４に近接して対向する径方向内面５ａと、径方向に沿い燃焼ガスの流れ方向（矢印Ｇ）の下流側（回転軸であるロータ軸４が延在する軸方向に沿う軸方向下流側）に向く下流側面５ｂと、径方向に沿い燃焼ガスの流れ方向（矢印Ｇ）の上流側（回転軸であるロータ軸４が延在する軸方向に沿う軸方向上流側）に向く上流側面５ｃと、径方向内面５ａとは相反する径方向外側に向く径方向外面５ｄと、を有する断面矩形状に形成されている。このシール部材５およびシールフィン３３４は、シール部材５の径方向内面５ａとシールフィン３３４の先端とが近接して対向することでタービン動翼３３の先端部における流れ方向ｇへの燃焼ガスの漏れを抑制する。その一方で、シール部材５は、径方向内面５ａとシールフィン３３４の先端との間に隙間を形成してタービン動翼３３の回転を許容し、熱膨張などによりタービン動翼３３が径方向外側に位置が変化してシールフィン３３４が接触した場合には自身が切削されることでシールフィン３３４の損傷を防ぐ。すなわち、シール部材５は、シールフィン３３４が接触することを許容するものである。また、シール部材５のシールフィン３３４との対向面（径方向内面５ａ）は、ロータ軸４と平行になるように構成されている。これにより、ロータ軸４が熱の影響により軸方向に伸びた場合であっても、シールフィン３３４とシール部材５との間のクリアランスを維持できる。
　本実施形態のガスタービン１０は、図３に示すように、第一の内面６Ａと、第二の内面６Ｂと、を有する。
　第一の内面６Ａは、分割環３１Ａに固定されたシール部材５の径方向内面５ａを備えるもので、常にシールフィン３３４に対向する面を構成する。ここで、「常に」とは、ガスタービン１０が運転状態／停止状態のいずれにあるかを問わない状態を示す。
　第二の内面６Ｂは、第一の内面６Ａの軸方向下流側において第一の内面６Ａに接続して設けられている。第二の内面６Ｂは、シール部材５とは別に、分割環３１Ａの軸方向下流側の端部を構成する。この第二の内面６Ｂは、第一の内面６Ａに接続した部分から軸方向下流側に向けて内径が拡大して設けられている。すなわち、第二の内面６Ｂは、シール部材５を備える第一の内面６Ａの軸方向下流側に接続し、この接続部分からシール部材５とは異なる剛体である分割環においてさらに軸方向下流側に向けて径方向外側に漸次広がるように傾斜する傾斜面を構成している。
　また、図３に示すように、第二の内面６Ｂの軸方向下流端であって分割環３１Ａの軸方向下流端には、燃焼ガスの流れ方向（矢印Ｇ）の下流側（軸方向下流側）に向く下流側面３１Ａｂが設けられている。そして、この下流側面３１Ａｂよりも軸方向下流側に、下流側面３１Ａｂと隙間を有して軸方向で対向する下流側ケーシング３１Ｂが設けられている。下流側ケーシング３１Ｂは、タービン動翼３３の位置の軸方向下流側であって、第二の内面６Ｂと軸方向で隣接して設けられており、円環形状に形成されている。この下流側ケーシング３１Ｂは、隣接するタービン動翼３３が最終段の場合は排気ディフューザ３４ａを構成し、隣接するタービン動翼３３が最終段でない場合は静翼シュラウド（図示せず）を構成する。そして、第二の内面６Ｂは、径方向外側に漸次広がった下流端の内径と、下流側ケーシング３１Ｂの径方向内面３１Ｂａの内径とが、ほぼ等しくなるように設けられている。
　上述したように、シール部材５は、第一の内面６Ａを構成する径方向内面５ａとシールフィン３３４の先端との間に隙間を形成してタービン動翼３３の回転を許容している。隙間は極力小さいことが好ましいが、図３に符号ｇで示すように、隙間から流体が漏れることになる。すなわち、第一の内面６Ａ（シール部材５の径方向内面５ａ）に沿って流体が軸方向下流側に通過する。この第一の内面６Ａに沿って軸方向下流側に通過した流体は、第二の内面６Ｂに沿って第二の内面６Ｂが拡大する径方向外側および軸方向下流側に向かって案内される。
　ここで、従来は、図３に二点鎖線で示すように、シール部材５の軸方向下流側にシール部材５の下流側面５ｂを段部として径方向内面５ａよりも径方向外側に段差を有し周方向に連続する平面７が分割環３１Ａに形成されている。この従来の場合、シールフィン３３４とこれに対向するシール部材５の径方向内面５ａの間を通過した流体は、下流側面５ｂを超えた付近となる図３の範囲Ａ部において渦流を生じる。また、従来では、平面７の下流端において燃焼ガスの流れ方向（矢印Ｇ）の下流側（軸方向下流側）に向く下流側面３１Ａｂが設けられ、この下流側面３１Ａｂの軸方向下流側に、下流側面３１Ａｂと対向するように下流側ケーシング３１Ｂが設けられている。そして、平面７と下流側ケーシング３１Ｂとの間には、隙間が形成されていると共に、平面７に対して下流側ケーシング３１Ｂの径方向内面３１Ｂａの位置が径方向外側にずれて設けられて平面７と下流側ケーシング３１Ｂの径方向内面３１Ｂａとの間に段差があることで、下流側面３１Ａｂの付近となる図３の範囲Ｃ部において渦流を生じる。そして、これら、範囲Ａ部や範囲Ｂ部の渦流が、タービン動翼３３を回転させる燃焼ガスの主流に干渉することとなり、タービン動翼３３を回転させる流体の運動エネルギーの損失が発生する。
　このような従来の事象に対し、本実施形態のガスタービン１０によれば、シールフィン３３４が分割環３１Ａの第一の内面６Ａと接近して対向することで、動翼３３とこれに対向する第一の内面６Ａの間で第一の内面６Ａに沿って軸方向下流側に通過する流体(漏れ流れ)を減少させることができる。また、このガスタービン１０によれば、第一の内面６Ａがシール部材５を備えることで、運転条件の変化によりシールフィン３３４が対向する第一の内面６Ａに接触してもシール部材５が切削されるためシールフィン３３４および分割環３１Ａ本体の損傷を防ぐことができる。しかも、本実施形態のガスタービン１０によれば、シールフィン３３４とこれに対向する第一の内面６Ａ（シール部材５の径方向内面５ａ）の間での漏れ流れを第二の内面６Ｂに沿って第二の内面６Ｂが拡大する径方向外側および軸方向下流側に向かって案内することで第一の内面６Ａの軸方向下流側（範囲Ａ部）で主流に干渉する渦流の発生を抑制することができる。すなわち、シールフィン３３４がシール部材５に接触せず隙間を保ったまま運転しているときも、運転状態の変化によりシールフィン３３４によりシール部材５が切削され、シール部材５の表面形状が変化したときも、第一の内面６Ａとシールフィン３３４の間を通過した漏れ流れが動翼を回転させる主流に干渉することを抑制することができ、実機で期待通りの効果を確実に得ることができる。また、タービン動翼３３を回転させる流体の運動エネルギーの損失を低減することができる。また、第二の内面６Ｂの軸方向下流側において下流側ケーシング３１Ｂとの隙間に下流側面３１Ａｂが設けられている場合であっても、第二の内面６Ｂは、シールフィン３３４とこれに対向する第一の内面６Ａの間を通過した流体を下流側ケーシング３１Ｂの径方向内面３１Ｂａに向けて案内することから、下流側面３１Ａｂの付近となる図３の範囲Ｃ部において渦流の発生を抑制することができる。このため、タービン動翼３３を回転させる流体の運動エネルギーの損失を低減することができる。
　したがって、本実施形態のガスタービン１０によれば、タービン動翼３３の先端部分の漏れ流れがタービン動翼３３を回転させる主流と干渉することを抑制することができ、タービン動翼３３を回転させる運動エネルギーの損失を低減することができる。この結果、ガスタービン１０の性能を向上できる。そして、第一の内面６Ａをシール部材５を備えてシールフィン３３４に対向させ、この第一の内面６Ａの軸方向下流側で第一の内面６Ａに接続する第二の内面６Ｂを剛体である分割環３１Ｂに設ける構成とすることで、シール部材５にシールフィン３３４が接触しても、実機で期待通りの効果を確実に奏する。
　なお、タービン３は、流体の下流側に向けて径方向寸法が大きくなる拡大流路形状とされる。そして、最終段のタービン動翼３３の下流側には、下流側ケーシングとして、上述したように流体を減速させる排気ディフューザ３４ａが設けられる。従って、第二の内面６Ｂを径方向外側および軸方向下流側に向かって傾斜して設けることで、排気ディフューザにおける流体の流れに対応してシールフィン３３４とこれに対向するシール部材５の間を通過した流体を下流側に向けて案内することができる。また、タービン３は、最終段以外のタービン動翼３３の下流側には、下流側ケーシングとして、静翼シュラウドが設けられる。従って、第二の内面６Ｂを径方向外側および軸方向下流側に向かって傾斜して設けることで、静翼シュラウドに対する流体の流れに対応しシールフィン３３４とこれに対向するシール部材５の間を通過した流体を下流側に向けて径方向外側に案内することができる。この結果、タービン動翼３３の先端部の位置に固定されたシール部材５の下流側において主流との干渉を低減することができ、運動エネルギーの損失を抑制することができる。
　しかも、本実施形態のガスタービン１０では、第一の内面６Ａは、シールフィン３３４が接触することを許容するように分割環３１Ａに固定されたシール部材５により構成されている。
　このように、第一の内面６Ａをシール部材５により構成することで、シールフィン３３４が接触してもシール部材５が切削されるためシールフィン３３４の損傷を防ぐことができる。
　また、本実施形態のガスタービン１０では、図３に示すように、第一の内面６Ａを構成するシール部材５は、軸方向下流側に向く下流側面５ｂの軸方向下流側を分割環３１Ａ本体に覆われている。
　このように、第一の内面６Ａを構成するシール部材５の下流側面５ｂの軸方向下流側を分割環３１Ａで覆い、第二の内面６Ｂを第一の内面６Ａに隣接させることで、渦流を生じさせる大きな段部を形成せず、第一の内面６Ａに沿って軸方向下流側に通過する漏れ流れを第二の内面６Ｂに沿って案内することができる。この結果、タービン動翼３３の先端部分の漏れ流れが主流と干渉して生じる損失をより低減することができ、タービン動翼３３を回転させる流体の運動エネルギーの損失を低減する効果を顕著に得ることができる。この結果、ガスタービン１０の性能をより向上できる。
　また、本実施形態のガスタービン１０では、図４に示すように、シール部材５は、径方向内面５ａの一部が径方向外側に向けて傾斜した傾斜内面５ｅを有している。そして、第二の内面６Ｂは、傾斜内面５ｅに連続して設けられている。
　このガスタービン１０によれば、傾斜内面５ｅを介して第二の内面６Ｂを第一の内面６Ａ（シール部材５の径方向内面５ａ）よりも径方向外側に配置することができる。このため、熱変形などによりロータ軸４およびタービン動翼３３の軸方向位置が分割環３１Ａに対して相対的に移動した場合、タービン動翼３３のシールフィン３３４がシール部材５に接触しても、シールフィン３３４が第二の内面６Ｂに接触する事態を防ぎ、シールフィン３３４および第二の内面６Ｂの損傷を防止できる。
　また、本実施形態のガスタービン１０では、図５に示すように、シール部材５の軸方向下流側の端部は、第二の内面６Ｂよりも径方向内側に寸法Ｔ分突出するように段差６ｂをもって接続していてもよい。具体的には、シール部材５の軸方向下流側に向く下流側面５ｂが表出するように、第二の内面６Ｂが下流側面５ｂの途中に接続されている。つまり、シール部材５の径方向内面５ａよりも第二の内面６Ｂが径方向外側に寸法Ｔの分ロータ軸４から離れる段差６ｂをもって接続されている。
　このガスタービン１０によれば、熱変形などによりロータ軸４およびタービン動翼３３の軸方向位置が分割環３１Ａに対して相対的に移動した場合、タービン動翼３３のシールフィン３３４がシール部材５に接触しても、シールフィン３３４が第二の内面６Ｂに接触する事態を防ぎ、シールフィン３３４および第二の内面６Ｂの損傷を防止できる。
　なお、シール部材５の軸方向下流側の端部が第二の内面６Ｂよりも径方向内側に突出する突出量である段差６ｂの寸法Ｔは、タービン動翼３３のシールフィン３３４がシール部材５に接触した場合のシール部材５の切削が想定される深さの設計上の許容値よりも大きく設定することで、タービン動翼３３のシールフィン３３４がシール部材５に接触した場合であっても、シールフィン３３４が分割環３１Ａ側に接触する事態を防ぐことができる。一方、寸法Ｔは、段差６ｂをシール部材５の径方向の厚さよりも小さくしたり、前記設計上の許容値の２倍より小さい範囲に設定することで、段差による渦の発生を極力抑制することができる。
　また、本実施形態のガスタービン１０では、第一の内面６Ａと、第一の内面６Ａの軸方向下流側に接続する第二の内面６Ｂには、シール部材５の突出以外に、軸方向に不連続な段差がないことが好ましい。
　このガスタービン１０によれば、シール部材５の突出以外に、軸方向に不連続な段差がないため、段差による渦の発生を防止できる。
　また、本実施形態のガスタービン１０では、第二の内面６Ｂは、分割環３１Ａと一体であることが好ましい。すなわち、第二の内面６Ｂは、図３に示すように、分割環３１Ａの内面３１Ａａにより形成されることが好ましい。
　このガスタービン１０によれば、第二の内面６Ｂを分割環３１Ａと一体に形成することで、構成部品数を低減することができる。
　また、本実施形態のガスタービン１０では、図６に示すように、第二の内面６Ｂは、分割環３１Ａとは別体で設けられていてもよい。
　このガスタービン１０によれば、第二の内面６Ｂを分割環３１Ａと別体とすることで、シール部材５の交換が容易に行えるためメンテナンス性を向上することができる。
　また、本実施形態のガスタービン１０では、シール部材５は、回転軸の軸方向上流側に向く上流側面５ｃが分割環３１Ａの内面３１Ａａから突出して設けられていてもよい。
　このガスタービン１０によれば、シール部材５の上流側面５ｃが分割環３１Ａの内面３１Ａａから突出して設けられていることで、図７に符号ｇ’で示すようにシール部材５の径方向内面５ａの径方向内側であってシールフィン３３４の軸方向上流側に渦を発生させ、この渦により第一の内面６Ａである径方向内面５ａとシールフィン３３４の先端との隙間に向かう流れｇを阻害することができる。このため、当該隙間からの流体の漏れを低減し、この漏れ流れが主流と干渉することを低減することができ、タービン動翼３３を回転させる流体の運動エネルギーの損失を低減する効果を顕著に得ることができる。この結果、ガスタービン１０の性能をより向上できる。
　なお、上述した実施形態において、第二の内面６Ｂは、各図に直線断面にて示された回転体形状であり平坦状とされているが、平坦状に限定されるものではなく、例えば、下流側および径方向外側に向かってサインカーブや円弧形状の断面として形成されていても上述した効果を得ることが可能である。そして、下流側および径方向外側に向かってサインカーブや円弧形状第二の内面６Ｂは、上述した傾斜して設けられる形態に含まれる。
　１　圧縮機
　１１　空気取入口
　１２　圧縮機ケーシング
　１３　圧縮機静翼
　１４　圧縮機動翼
　２　燃焼器
　２１　内筒
　２２　尾筒
　２３　外筒
　２４　燃焼器ケーシング
　２５　空気通路
　３　タービン
　３１　タービンケーシング
　３１Ａ　分割環
　３１Ａａ　内面
　３１Ａｂ　下流側面
　３１Ｂ　下流側ケーシング
　３１Ｂａ　径方向内面
　３２　タービン静翼
　３３　タービン動翼
　３３１　翼根部
　３３２　翼本体
　３３３　チップシュラウド
　３３４　シールフィン
　３３５　シュラウド
　３４　排気室
　３４ａ　排気ディフューザ
　４　ロータ軸（回転軸）
　４１　軸受部
　４２　軸受部
　５　シール部材
　５ａ　径方向内面
　５ｂ　下流側面
　５ｃ　上流側面
　５ｄ　径方向外面
　５ｅ　傾斜内面
　６Ａ　第一の内面
　６Ｂ　第二の内面
　７　平面
　１０　ガスタービン
　Ａ　範囲
　Ｃ　範囲
　Ｒ　軸心

Claims (9)

  1. 　内部に流体の流れるケーシングと、
    　前記ケーシング内に回転可能に設けられた回転軸に対して周方向に複数並設された動翼と、
    　前記ケーシングの内面を構成する分割環と、
    　前記動翼の先端部に突設され前記分割環に対向するシールフィンと、
    　を有するターボ機械であって、
    　前記分割環は、
    　前記ターボ機械が前記シールフィンに対向し、前記シールフィンが接触することを許容する第一の内面を有するシール部材を備え、
    　前記分割環は、前記回転軸の軸方向下流側に向かうにつれて漸次拡大する第二の内面を有し、
    　前記第一の内面の前記軸方向下流側において、前記第一の内面と前記第二の内面が段差無く接続している
    　ことを特徴とするターボ機械。
  2. 　内部に流体の流れるケーシングと、
    　前記ケーシング内に回転可能に設けられた回転軸に対して周方向に複数並設された動翼と、
    　前記ケーシングの内面を構成する分割環と、
    　前記動翼の先端部に突設され前記分割環に対向するシールフィンと、
    　を有するターボ機械であって、
    　前記ターボ機械が前記シールフィンに対向し、前記シールフィンが接触することを許容する第一の内面を有するシール部材を備え、
    　前記分割環は、前記回転軸の軸方向下流側に向かうにつれて漸次拡大する第二の内面を有し、
    　前記第一の内面の前記軸方向下流側において、前記第一の内面が前記第二の内面よりも径方向内側に突出するように段差をもって接続しており、前記段差がシール部材の厚さよりも小さい
    　ことを特徴とするターボ機械。
  3. 　内部に流体の流れるケーシングと、
    　前記ケーシング内に回転可能に設けられた回転軸に対して周方向に複数並設された動翼と、
    　前記ケーシングの内面を構成する分割環と、
    　前記動翼の先端部に突設され前記分割環に対向するシールフィンと、
    　を有するターボ機械であって、
    　最終段の前記動翼の先端部に突設された前記シールフィンに対向し、当該シールフィンが接触することを許容する第一の内面を有するシール部材を備え、
    　前記分割環は、前記回転軸の軸方向下流側に向かうにつれて内径が漸次拡大する第二の内面を有し、
    　前記第一の内面の前記軸方向下流側において、前記第一の内面が前記第二の内面よりも径方向内側に突出するように段差をもって接続している
    　ことを特徴とするターボ機械。
  4. 　前記シール部材は、径方向内面の一部が径方向外側に向けて傾斜した傾斜内面を有し、前記第二の内面は前記傾斜内面に連続して設けられている、請求項１に記載のターボ機械。
  5. 　前記第一の内面と、当該第一の内面の前記軸方向下流側に接続する前記第二の内面には、前記シール部材の前記突出以外に、軸方向に不連続な段差がない、請求項２または３に記載のターボ機械。
  6. 　前記シール部材の突出量は、前記シールフィンによる切削が想定される深さよりも大きく、前記深さの２倍よりも小さい、請求項２または３に記載のターボ機械。
  7. 　前記第二の内面は、前記分割環と一体である、請求項１から３のいずれか１つに記載のターボ機械。
  8. 　前記第二の内面は、前記分割環とは別体で設けられる、請求項１から３のいずれか１つに記載のターボ機械。
  9. 　前記シール部材は、前記回転軸の軸方向上流側に向く上流側面が前記分割環の内面から突出して設けられている、請求項１から３のいずれか１つに記載のターボ機械。
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