JP2005194914A - Sealing structure and turbine nozzle - Google Patents

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JP2005194914A JP2004000489A JP2004000489A JP2005194914A JP 2005194914 A JP2005194914 A JP 2005194914A JP 2004000489 A JP2004000489 A JP 2004000489A JP 2004000489 A JP2004000489 A JP 2004000489A JP 2005194914 A JP2005194914 A JP 2005194914A
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  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To reduce a pressure variation in the circumferential direction of a hot gas in the nozzle/rotor intermediate area and the rotor/nozzle intermediate area in an engine flow passage 19 in a sealing structure used for a turbine in a gas turbine engine such as an aircraft engine and a turbine nozzle which is one of the parts of the turbine. <P>SOLUTION: This seating structure comprises rear valley parts 69 of the same quantity as stationary blades 27 formed in an inner band 31 at equal intervals in the circumferential direction and positioned near the rear sides of the trailing edges 27t of the corresponding stationary blades 27, rear mount parts 71 of the same quantity as the stationary blades 27 formed to join the valley parts 69 adjacent to the inner band 31, front valley parts 75 of the same quantity as the stationary blades 27 formed in the inner band 31 at equal intervals in the circumferential direction and positioned near the front sides of the leading edges 27a of the stationary blades 27, and front mount parts 77 of the same quantity as the stationary blades 27 formed to join the valley parts 75 adjacent to the inner band 31. <P>COPYRIGHT: (C)2005,JPO&NCIPI

Description

本発明は、航空機エンジン等のガスタービンエンジンにおけるタービンに用いられるシール構造、及び前記タービンの部品の一つであるタービンノズルに関する。   The present invention relates to a seal structure used for a turbine in a gas turbine engine such as an aircraft engine, and a turbine nozzle which is one of the components of the turbine.

航空機エンジン等のガスタービンエンジンにおける一般的なタービンの構成について簡単に説明すると、次のようになる。   A general configuration of a turbine in a gas turbine engine such as an aircraft engine will be briefly described as follows.

即ち、前記タービンは、前記ガスタービンエンジンの主要な装置の一つであって、筒状のタービンケースを具備している。また、前記タービンケース内には、複数段のタービンロータが前記ガスタービンエンジンのエンジン軸心（換言すれば、前記タービンケースのケース軸心）を中心として回転可能に設けられている。そして、各段の前記タービンロータは、前記タービンケース内に前記エンジン軸心を中心として回転可能に設けられたタービンディスクと、このタービンディスクの外周部に等間隔に設けられかつ前記ガスタービンにおける燃焼器からの高温ガスによって回転力を得る複数の動翼とを備えている。ここで、各動翼は、前記ガスタービンエンジンにおける環状のエンジン流路内に位置してあって、複数段の前記タービンロータにおける前記タービンディスクは、前記ガスタービンエンジンにおける圧縮機の部品である複数段の圧縮機ロータに一体的に連結してある。   That is, the turbine is one of the main devices of the gas turbine engine and includes a cylindrical turbine case. In the turbine case, a plurality of stages of turbine rotors are provided so as to be rotatable about the engine axis of the gas turbine engine (in other words, the case axis of the turbine case). The turbine rotor at each stage is provided in the turbine case so as to be rotatable around the engine axis, and is provided at equal intervals on the outer periphery of the turbine disk and burns in the gas turbine. And a plurality of rotor blades that obtain rotational force by high-temperature gas from the vessel. Here, each rotor blade is located in an annular engine flow path in the gas turbine engine, and the turbine disk in the turbine rotor in a plurality of stages is a plurality of compressor parts in the gas turbine engine. It is integrally connected to the stage compressor rotor.

更に、前記タービンケース内には、高温ガスを軸流に整流する複数段のタービンノズルが複数段の前記タービンロータと交互に設けられている。そして、各段の前記タービンノズルは、環状に配置された複数の静翼と、複数の前記静翼の内側に一体に形成されたかつインナー流路面を有した環状のインナーバンドと、複数の前記静翼の外側に一体に形成されかつアウター流路面を有した環状のアウターバンドとを備えている。ここで、各静翼、各インナーバンドのインナー流路面、及び各アウターバンドのアウター流路面は、前記エンジン流路内に位置してある。   Furthermore, in the turbine case, a plurality of stages of turbine nozzles for rectifying the hot gas into an axial flow are provided alternately with the plurality of stages of the turbine rotor. The turbine nozzle of each stage includes a plurality of stationary blades arranged in an annular shape, an annular inner band integrally formed inside the plurality of stationary blades and having an inner flow path surface, And an annular outer band integrally formed outside the stationary blade and having an outer flow path surface. Here, each stationary blade, the inner channel surface of each inner band, and the outer channel surface of each outer band are located in the engine channel.

従って、前記ガスタービンエンジンの稼動させて、前記燃焼器から高温ガスを発生させると、高温ガスは複数段の前記タービンノズルによって軸流に整流されつつ、複数段の前記タービンロータを前記エンジン軸心を中心として回転させる。これによって、前記タービンを駆動させる一方、複数段の前記圧縮機ロータも前記エンジン軸心を中心として複数段の前記タービンロータと一体的に回転させて、前記圧縮機を連動して駆動させることができる。   Accordingly, when the gas turbine engine is operated to generate a high-temperature gas from the combustor, the high-temperature gas is rectified into an axial flow by the plurality of stages of turbine nozzles, and the plurality of stages of turbine rotors are arranged in the engine axis. Rotate around. Thereby, while driving the turbine, the compressor rotors of a plurality of stages are also rotated integrally with the turbine rotors of a plurality of stages around the engine axis, and the compressors are driven in conjunction with each other. it can.

ところで、隣接する前記タービンロータと前記タービンノズルとの間にラビリンスシール構造が設けられても、前記エンジン流路からエンジン軸心側への高温ガスの侵入を回避することはできない。このことは、前記エンジン流路内の一部の領域であって隣接する前記タービンノズルと前記タービンロータとの間の中間領域において、高温ガスの周方向の圧力変動が生じることが大きな要因となっている（例えば、ＡＩＡＡ−００２−３９３８論文参照）。そして、高温ガスの侵入による前記タービンディスクの高温化を抑えるため、特許文献１に示すように、前記タービンは、前記圧縮機（又はファン）から注気した圧縮空気が冷却空気として前記タービンディスクの周縁部（リム部）に向かって流れるように構成されている。
特開平８−２９６４５５号公報 By the way, even if a labyrinth seal structure is provided between the adjacent turbine rotor and the turbine nozzle, intrusion of high temperature gas from the engine flow path to the engine shaft center side cannot be avoided. This is a major factor in the occurrence of pressure fluctuations in the circumferential direction of the hot gas in a partial region in the engine flow path and in an intermediate region between the adjacent turbine nozzle and the turbine rotor. (See, for example, the article AIAA-002-3938). And in order to suppress the high temperature of the said turbine disk by penetration | invasion of high temperature gas, as shown in patent document 1, as for the said turbine, the compressed air inject | poured from the said compressor (or fan) is used as cooling air of the said turbine disk. It is comprised so that it may flow toward a peripheral part (rim | limb part).
JP-A-8-296455

しかしながら、高温ガスの侵入による前記タービンディスクの高温化を十分に抑えるには、前記タービンディスクの周縁部に向かって流れる冷却空気の流量を増やす必要がある一方、前記タービンディスクの周縁部に向かって流れる冷却空気の流量を増やすと、前記圧縮機又は前記ファンから抽気する圧縮空気の流量が増えて、前記ガスタービンエンジンのエンジン効率の低下するという問題がある。   However, in order to sufficiently suppress the high temperature of the turbine disk due to the intrusion of high temperature gas, it is necessary to increase the flow rate of the cooling air flowing toward the peripheral edge of the turbine disk, while toward the peripheral edge of the turbine disk. When the flow rate of the flowing cooling air is increased, the flow rate of the compressed air extracted from the compressor or the fan increases, and there is a problem that the engine efficiency of the gas turbine engine is lowered.

請求項１に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンにおけるタービンに用いられ、前記ガスタービンエンジンにおける環状のエンジン流路からエンジン軸心側への高温ガスの侵入を抑制するシール構造において、
前記タービンの部品の一つであるタービンノズルにおける環状のインナーバンド或いは前記インナーバンドの内側に配置した環状のリアリムシールに周方向に等間隔に形成され、前記タービンノズルにおける対応する静翼の後縁の後側近傍（換言すれば、ガス流方向からみて下流側近傍）にそれぞれ位置してあって、エンジン径方向へ凹むようにそれぞれ構成され、前記タービンノズルにおける前記静翼と同数のバレイ部と；
前記インナーバンド或いは前記リアリムシールに隣接するバレイ部を繋ぐように形成され、前記タービンノズルにおける隣接する静翼間の中央の後側近傍にそれぞれ位置してあって、前記タービンノズルにおける前記静翼と同数のマウント部と；
を具備してなることを特徴とする。 In the invention according to claim 1, in a seal structure that is used for a turbine in a gas turbine engine and suppresses intrusion of high-temperature gas from an annular engine passage in the gas turbine engine to the engine shaft side,
A rear edge of a corresponding stationary blade in the turbine nozzle, which is formed at equal intervals in the circumferential direction on an annular inner band in a turbine nozzle that is one of the turbine parts or an annular rear rim seal disposed inside the inner band. Are located in the vicinity of the rear side (in other words, in the vicinity of the downstream side when viewed from the gas flow direction) and are configured to be recessed in the engine radial direction, ;
It is formed so as to connect a valley portion adjacent to the inner band or the rear rim seal, and is located in the vicinity of the center rear side between adjacent stationary blades in the turbine nozzle, and the stationary blade in the turbine nozzle, The same number of mounts;
It is characterized by comprising.

ここで、前記エンジン流路内の一部の領域であって隣接する前記タービンノズルと後側寄り（換言すれば、ガス流方向からみて下流側寄り）のタービンロータ（前記タービンの部品の一つ）との間のノズル・ロータ中間領域において、各静翼の後縁の後側近傍の高温ガスの圧力が間欠的に高くなるように高温ガスの周方向の圧力変動が生じる傾向にあり、請求項１に記載の発明は、この周方向の圧力変動が高温ガスの侵入の大きな要因となっていることに着目して創作されたものである。   Here, a turbine rotor (one of the components of the turbine) which is a partial region in the engine flow path and is adjacent to the turbine nozzle adjacent to the rear side (in other words, closer to the downstream side in the gas flow direction). In the middle region between the nozzle and the rotor between, the pressure of the hot gas in the circumferential direction tends to occur so that the pressure of the hot gas in the vicinity of the rear side of the trailing edge of each stationary blade becomes intermittently high. The invention according to Item 1 was created by paying attention to the fact that the pressure fluctuation in the circumferential direction is a major factor in the penetration of the high temperature gas.

請求項１に記載の発明特定事項によると、前記タービンノズルにおける前記静翼と同数の前記バレイ部が前記タービンノズルにおける対応する前記静翼の後縁の後側近傍にそれぞれ位置してあって、前記タービンノズルにおける前記静翼と同数のマウント部が前記タービンノズルにおける隣接する静翼間の中央の後側近傍にそれぞれ位置してあるため、各静翼の後縁の後側近傍のガス容積が間欠的に大きくなるように前記エンジン流路内の前記ノズル・ロータ中間領域においてガス容積を周方向に沿って変化させて、前記傾向を相殺することができる。これにより、前記ガス流路の前記ノズル・ロータ中間領域における高温ガスの周方向の圧力変動を小さくすることができる。   According to the invention specific matter of claim 1, the same number of the burley portions as the stationary blades in the turbine nozzle are respectively located in the vicinity of the rear side of the corresponding trailing edge of the stationary blade in the turbine nozzle, Since the same number of mount portions as the stationary blades in the turbine nozzle are located in the vicinity of the rear side of the center between the adjacent stationary blades in the turbine nozzle, the gas volume in the vicinity of the rear side of the rear edge of each stationary blade is The tendency can be canceled by changing the gas volume along the circumferential direction in the intermediate region of the nozzle and rotor in the engine flow path so as to increase intermittently. Thereby, the pressure fluctuation in the circumferential direction of the high temperature gas in the nozzle / rotor intermediate region of the gas flow path can be reduced.

請求項２に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンにおけるタービンに用いられ、前記ガスタービンエンジンにおける環状のエンジン流路からエンジン軸心側への高温ガスの侵入を抑制するシール構造において、
前記タービンの部品の一つであるタービンノズルにおける環状のインナーバンド或いは前記インナーバンドの内側に配置した環状のフロントリムシールに周方向に等間隔に形成され、前記タービンノズルにおける対応する静翼の前縁の前側近傍（換言すれば、ガス流方向からみて上流側近傍）にそれぞれ位置してあって、エンジン径方向へ凹むようにそれぞれ構成され、前記タービンノズルにおける前記静翼と同数のバレイ部と；
前記インナーバンド或いは前記フロントシールに隣接するバレイ部を繋ぐように形成され、前記タービンノズルにおける隣接する静翼間の中央の前側近傍にそれぞれ位置してあって、前記タービンノズルにおける前記静翼と同数のマウント部と；
を具備してなることを特徴とする。 In the invention according to claim 2, in a seal structure that is used for a turbine in a gas turbine engine and suppresses intrusion of high-temperature gas from an annular engine flow path to the engine shaft side in the gas turbine engine,
An annular inner band of a turbine nozzle that is one of the components of the turbine or an annular front rim seal disposed inside the inner band is formed at equal intervals in the circumferential direction and in front of the corresponding stationary blade in the turbine nozzle. Each of which is located in the vicinity of the front side of the edge (in other words, in the vicinity of the upstream side as viewed from the gas flow direction), and is configured to be recessed in the engine radial direction, ;
It is formed so as to connect the valley portions adjacent to the inner band or the front seal, and is located in the vicinity of the center front side between the adjacent stationary blades in the turbine nozzle, and the same number as the stationary blades in the turbine nozzle. The mounting part;
It is characterized by comprising.

ここで、前記エンジン流路内の一部の領域であって隣接する前記タービンノズルと前側寄り（換言すれば、ガス流方向からみて上流側寄り）のタービンロータ（前記タービンの部品の一つ）との間のロータ・ノズル中間領域において、各静翼の前縁の前側近傍の高温ガスの圧力が間欠的に高くなるように高温ガスの周方向の圧力変動が生じる傾向にあり、請求項２に記載の発明は、この周方向の圧力変動が高温ガスの侵入の大きな要因となっていることに着目して創作されたものである。   Here, a turbine rotor (one of the components of the turbine) that is a partial region in the engine flow path and that is adjacent to the adjacent turbine nozzle and closer to the front side (in other words, closer to the upstream side in the gas flow direction). The pressure variation in the circumferential direction of the hot gas tends to occur so that the pressure of the hot gas in the vicinity of the front side of the leading edge of each stationary blade is intermittently increased in the intermediate region between the rotor and the nozzle between The invention described in 1) was created by paying attention to the fact that the pressure fluctuation in the circumferential direction is a major factor in the penetration of the high temperature gas.

請求項２に記載の発明特定事項によると、前記タービンノズルにおける前記静翼と同数の前記バレイ部が前記タービンノズルにおける対応する前記静翼の前縁の前側近傍にそれぞれ位置してあって、前記タービンノズルにおける前記静翼と同数のマウント部が前記タービンノズルにおける隣接する静翼間の中央の後側近傍にそれぞれ位置してあるため、各静翼の前縁の前側近傍のガス容積が間欠的に大きくなるように前記エンジン流路内の前記ロータ・ノズル中間領域においてガス容積を周方向に沿って変化させて、前記傾向を相殺することができる。これにより、前記エンジン流路の前記ロータ・ノズル中間領域における高温ガスの周方向の圧力変動を小さくすることができる。   According to the invention specific matter of claim 2, the same number of the burley portions as the stationary blades in the turbine nozzle are located in the vicinity of the front side of the corresponding leading edge of the stationary blade in the turbine nozzle, Since the same number of mount portions as the stationary blades in the turbine nozzle are located in the vicinity of the rear side of the center between adjacent stationary blades in the turbine nozzle, the gas volume in the vicinity of the front side of the leading edge of each stationary blade is intermittent. The tendency can be offset by changing the gas volume along the circumferential direction in the rotor / nozzle intermediate region in the engine flow path so as to increase. Thereby, the pressure fluctuation in the circumferential direction of the high temperature gas in the rotor / nozzle intermediate region of the engine flow path can be reduced.

請求項３に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンにおけるタービンの部品の一つであって、高温ガスを軸流に整流するタービンノズルにおいて、
環状に配置された複数の静翼と；
複数の前記静翼の内側に一体に形成され、インナー流路面を有した環状のインナーバンドと；
複数の前記静翼の外側に一体に形成され、アウター流路面を有した環状のアウターバンドと；
前記インナーバンドに周方向に等間隔に形成され、対応する前記静翼の後縁の後側近傍（換言すれば、ガス流方向からみて下流側近傍）にそれぞれ位置してあって、ノズル径方向へ凹むようにそれぞれ構成され、前記静翼と同数のバレイ部と；
前記インナーバンドに隣接する前記バレイ部を繋ぐように形成され、隣接する前記静翼間の中央の後側近傍にそれぞれ位置してあって、前記静翼と同数のマウント部と；
を具備してなることを特徴とする。 In the invention according to claim 3, in the turbine nozzle which is one of the components of the turbine in the gas turbine engine and rectifies the hot gas into the axial flow,
A plurality of stator vanes arranged in a ring;
An annular inner band integrally formed inside the plurality of stationary blades and having an inner flow path surface;
An annular outer band integrally formed outside the plurality of stationary blades and having an outer flow path surface;
The inner band is formed at equal intervals in the circumferential direction, and is located in the vicinity of the rear side of the rear edge of the corresponding stationary blade (in other words, in the vicinity of the downstream side as viewed from the gas flow direction), and in the nozzle radial direction. Each configured to be recessed, and the same number of valley portions as the stationary blades;
Mount portions of the same number as the stationary blades, which are formed so as to connect the valley portions adjacent to the inner band and are respectively located near the rear side of the center between the adjacent stationary blades;
It is characterized by comprising.

ここで、前記ガスタービンエンジンにおける環状のエンジン流路内の一部の領域であって、隣接する前記タービンノズルと後側寄り（換言すれば、ガス流方向からみて下流側寄り）のタービンロータ（前記タービンの部品の一つ）との間のノズル・ロータ中間領域において、各静翼の後縁の後側近傍の高温ガスの圧力が間欠的に高くなるように高温ガスの周方向の圧力変動が生じる傾向にあり、請求項３に記載の発明は、この周方向の圧力変動が高温ガスの侵入の大きな要因となっていることに着目して創作されたものである。   Here, a turbine rotor that is a partial region in the annular engine flow path in the gas turbine engine and is closer to the rear side of the adjacent turbine nozzle (in other words, closer to the downstream side as viewed from the gas flow direction). In the middle region of the nozzle / rotor between the turbine and the turbine component), the pressure variation in the circumferential direction of the hot gas so that the pressure of the hot gas in the vicinity of the rear side of the trailing edge of each stationary blade is intermittently increased. The invention according to claim 3 was created by paying attention to the fact that the pressure fluctuation in the circumferential direction is a major factor in the penetration of the high temperature gas.

請求項３に記載の発明特定事項によると、前記静翼と同数の前記バレイ部が対応する前記静翼の後縁の後側近傍にそれぞれ位置してあって、前記静翼と同数のマウント部が隣接する静翼間の中央の後側近傍にそれぞれ位置してあるため、各静翼の後縁の後側近傍のガス容積が間欠的に大きくなるように前記エンジン流路内の前記ノズル・ロータ中間領域においてガス容積を周方向に沿って変化させて、前記傾向を相殺することができる。これにより、前記エンジン流路の前記ノズル・ロータ中間領域における高温ガスの周方向の圧力変動を小さくすることができる。   According to the invention specific matter of claim 3, the same number of the burley portions as the stationary blades are respectively located in the vicinity of the rear side of the rear edge of the corresponding stationary blade, and the same number of mounting portions as the stationary blades. Are located in the vicinity of the rear side of the center between the adjacent stationary blades, so that the gas volume in the vicinity of the rear side of the trailing edge of each stationary blade is intermittently increased. The gas volume can be changed along the circumferential direction in the rotor intermediate region to cancel the tendency. Thereby, the pressure fluctuation in the circumferential direction of the hot gas in the nozzle / rotor intermediate region of the engine flow path can be reduced.

請求項４に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンにおけるタービンの部品の一つであって、高温ガスを軸流に整流するタービンノズルにおいて、
環状に配置された複数の静翼と；
複数の前記静翼の内側に一体に形成され、インナー流路面を有した環状のインナーバンドと；
複数の前記静翼の外側に一体に形成され、アウター流路面を有した環状のアウターバンドと；
前記インナーバンドに周方向に等間隔に形成され、対応する前記静翼の前縁の前側近傍（換言すれば、ガス流方向からみて上流側近傍）にそれぞれ位置してあって、ノズル径方向へ凹むようにそれぞれ構成され、前記静翼と同数のバレイ部と；
前記インナーバンドに隣接する前記バレイ部を繋ぐように形成され、隣接する前記静翼間の中央の前側近傍にそれぞれ位置してあって、前記静翼と同数のマウント部と；
を具備してなることを特徴とする。 In the invention according to claim 4, in the turbine nozzle that is one of the components of the turbine in the gas turbine engine and rectifies the hot gas into the axial flow,
A plurality of stator vanes arranged in a ring;
An annular inner band integrally formed inside the plurality of stationary blades and having an inner flow path surface;
An annular outer band integrally formed outside the plurality of stationary blades and having an outer flow path surface;
The inner band is formed at equal intervals in the circumferential direction, and is located in the vicinity of the front side of the corresponding leading edge of the stationary blade (in other words, in the vicinity of the upstream side as viewed from the gas flow direction), and in the nozzle radial direction. Each configured to be recessed, and the same number of valley portions as the stationary blades;
Mount portions of the same number as the stationary blades, which are formed so as to connect the valley portions adjacent to the inner band and are respectively located in the vicinity of the center front side between the adjacent stationary blades;
It is characterized by comprising.

ここで、前記ガスタービンエンジンにおける環状のエンジン流路内の一部の領域であって、隣接する前記タービンノズルと前側寄り（換言すれば、ガス流方向からみて上流側寄り）のタービンロータ（前記タービンの部品の一つ）との間のロータ・ノズル中間領域において、各静翼の前縁の前側近傍の高温ガスの圧力が間欠的に高くなるように高温ガスの周方向の圧力変動が生じる傾向にあり、請求項４に記載の発明は、この周方向の圧力変動が高温ガスの侵入の大きな要因となっていることに着目して創作されたものである。   Here, a part of the annular engine passage in the gas turbine engine, which is adjacent to the turbine nozzle adjacent to the front side (in other words, closer to the upstream side in the gas flow direction) In the middle region of the rotor / nozzle with one of the turbine components), the pressure fluctuation in the circumferential direction of the hot gas occurs so that the pressure of the hot gas in the vicinity of the front side of the leading edge of each stationary blade becomes intermittently high. The invention according to claim 4 has been created by paying attention to the fact that the pressure fluctuation in the circumferential direction is a major factor in the penetration of the hot gas.

請求項４に記載の発明特定事項によると、前記静翼と同数の前記バレイ部が対応する前記静翼の前縁の前側近傍にそれぞれ位置してあって、前記静翼と同数のマウント部が隣接する静翼間の中央の前側近傍にそれぞれ位置してあるため、各静翼の前縁の前側近傍のガス容積が間欠的に大きくなるように前記エンジン流路内の前記ロータ・ノズル中間領域においてガス容積を周方向に沿って変化させて、前記傾向を相殺することができる。これにより、前記ガス流路の前記ロータ・ノズル中間領域における高温ガスの周方向の圧力変動を小さくすることができる。   According to the invention specific matter of claim 4, the same number of the burley portions as the stationary blades are respectively located in the vicinity of the front side of the front edge of the corresponding stationary blade, and the same number of mounting portions as the stationary blades. The rotor / nozzle intermediate region in the engine flow path is intermittently increased so that the gas volume in the vicinity of the front side of the front edge of each stator blade is intermittently increased because it is positioned in the vicinity of the front side of the center between adjacent stationary blades. The gas volume can be changed along the circumferential direction to cancel the tendency. Thereby, the pressure fluctuation in the circumferential direction of the high temperature gas in the rotor / nozzle intermediate region of the gas flow path can be reduced.

請求項５に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンにおけるタービンの部品の一つであって、高温ガスを軸流に整流するタービンノズルにおいて、
環状に配置された複数の静翼と；
複数の前記静翼の内側に一体に形成され、インナー流路面の有した環状のインナーバンドと；
複数の前記静翼の外側に一体に形成され、アウター流路面を有した環状のアウターバンドと；
前記インナーバンドに周方向に等間隔に形成され、対応する前記静翼の後縁の後側近傍（換言すれば、ガス流方向からみて下流側近傍）にそれぞれ位置してあって、ノズル径方向へ凹むようにそれぞれ構成され、前記静翼と同数のリアバレイ部と；
前記インナーバンドに隣接する前記バレイ部を繋ぐように形成され、隣接する前記静翼間の中央の後側近傍にそれぞれ位置してあって、前記静翼と同数のリアマウント部と；
前記インナーバンドに周方向に等間隔に形成され、対応する前記静翼の前縁の前側近傍（換言すれば、ガス流方向からみて上流側近傍）にそれぞれ位置してあって、ノズル径方向へ凹むようにそれぞれ構成され、前記静翼と同数のフロントバレイ部と；
前記インナーバンドに隣接する前記バレイ部を繋ぐように形成され、隣接する前記静翼間の中央の前側近傍にそれぞれ位置してあって、前記静翼と同数のフロントマウント部と；
を具備してなることを特徴とする。 In the invention according to claim 5, in the turbine nozzle which is one of the components of the turbine in the gas turbine engine and rectifies the hot gas into the axial flow,
A plurality of stator vanes arranged in a ring;
An annular inner band integrally formed inside the plurality of stationary blades and having an inner flow path surface;
An annular outer band integrally formed outside the plurality of stationary blades and having an outer flow path surface;
The inner band is formed at equal intervals in the circumferential direction, and is located in the vicinity of the rear side of the rear edge of the corresponding stationary blade (in other words, in the vicinity of the downstream side as viewed from the gas flow direction), and in the nozzle radial direction. Each configured to be recessed, and the same number of rear valley sections as the stationary blades;
A rear mount portion that is formed so as to connect the valley portions adjacent to the inner band and is located in the vicinity of the rear side of the center between the adjacent stationary blades; and the same number of rear mount portions as the stationary blades;
The inner band is formed at equal intervals in the circumferential direction, and is located in the vicinity of the front side of the corresponding leading edge of the stationary blade (in other words, in the vicinity of the upstream side as viewed from the gas flow direction), and in the nozzle radial direction. Each configured to be recessed, and the same number of front valley portions as the stationary blades;
Front mount portions that are formed so as to connect the valley portions adjacent to the inner band and are respectively located in the vicinity of the center front side between the adjacent stationary blades; and the same number of front mount portions as the stationary blades;
It is characterized by comprising.

ここで、前記ガスタービンエンジンにおける環状のエンジン流路内の一部の領域であって、隣接する前記タービンノズルと後側寄り（換言すれば、ガス流方向からみて下流側寄り）のタービンロータ（前記タービンの部品の一つ）との間のノズル・ロータ中間領域において、各静翼の後縁の後側近傍の高温ガスの圧力が間欠的に高くなるように高温ガスの周方向の圧力変動が生じる第１の傾向にある。また、前記エンジン流路内の一部の領域であって、隣接する前記タービンノズルと前側寄り（換言すれば、ガス流方向からみて上流側寄り）のタービンロータ（前記タービンの部品の一つ）との間のロータ・ノズル中間領域において、各静翼の前縁の前側近傍の高温ガスの圧力が間欠的に高くなるように高温ガスの周方向の圧力変動が生じる第２の傾向にある。そして、請求項５に記載の発明は、前記エンジン流路の前記ノズル・ロータ中間領域における高温ガスの周方向の圧力変動、及び前記エンジン流路の前記ロータ・ノズル中間領域における高温ガス周方向の圧力変動が高温ガスの侵入の大きな要因となっていることに着目して創作されたものである。   Here, a turbine rotor that is a partial region in the annular engine flow path in the gas turbine engine and is closer to the rear side of the adjacent turbine nozzle (in other words, closer to the downstream side as viewed from the gas flow direction). In the middle region of the nozzle / rotor between the turbine and the turbine component), the pressure variation in the circumferential direction of the hot gas so that the pressure of the hot gas in the vicinity of the rear side of the trailing edge of each stationary blade is intermittently increased. Is in the first tendency to occur. In addition, a turbine rotor (one of the components of the turbine) that is a partial region in the engine flow path and is closer to the front side of the adjacent turbine nozzle (in other words, closer to the upstream side in the gas flow direction). In the rotor / nozzle intermediate region between the front and rear of the nozzles, there is a second tendency in which the pressure fluctuation in the circumferential direction of the hot gas occurs so that the pressure of the hot gas in the vicinity of the front side of the leading edge of each stationary blade becomes intermittently high. According to the fifth aspect of the present invention, the pressure fluctuation in the circumferential direction of the high temperature gas in the nozzle / rotor intermediate region of the engine flow path and the high temperature gas circumferential direction in the rotor / nozzle intermediate area of the engine flow path are described. It was created by paying attention to the fact that pressure fluctuation is a major factor in the penetration of hot gas.

請求項５に記載の発明特定事項によると、前記静翼と同数の前記リアバレイ部が対応する前記静翼の後縁の後側近傍にそれぞれ位置してあって、前記静翼と同数のリアマウント部が隣接する静翼間の中央の後側近傍にそれぞれ位置してあるため、各静翼の後縁の後側近傍のガス容積が間欠的に大きくなるように前記エンジン流路内の前記ノズル・ロータ中間領域においてガス容積を周方向に沿って変化させて、前記第１の傾向を相殺することができる。これにより、前記エンジン流路の前記ノズル・ロータ中間領域における高温ガスの周方向の圧力変動を小さくすることができる。   According to the invention specific matter of claim 5, the same number of the rear valley portions as the stationary blades are respectively located in the vicinity of the rear side of the rear edge of the corresponding stationary blade, and the same number of rear mounts as the stationary blades. The nozzles in the engine flow path so that the gas volume near the rear side of the rear edge of each stationary blade is intermittently increased. In the rotor intermediate region, the gas volume can be changed along the circumferential direction to cancel the first tendency. Thereby, the pressure fluctuation in the circumferential direction of the hot gas in the nozzle / rotor intermediate region of the engine flow path can be reduced.

また、前記静翼と同数の前記フロントバレイ部が対応する前記静翼の前縁の前側近傍にそれぞれ位置してあって、前記静翼と同数のフロントマウント部が隣接する静翼間の中央の前側近傍にそれぞれ位置してあるため、各静翼の前縁の前側近傍のガス容積が間欠的に大きくなるように前記エンジン流路内の前記ロータ・ノズル中間領域においてガス容積を周方向に沿って変化させて、前記第２の傾向を相殺することができる。これにより、前記エンジン流路の前記ロータ・ノズル中間領域における高温ガスの周方向の圧力変動を小さくすることができる。   Further, the same number of the front blade portions as the stationary blades are respectively located in the vicinity of the front side of the front edge of the corresponding stationary blade, and the same number of front mount portions as the stationary blades are located in the middle between adjacent stationary blades. Since they are located in the vicinity of the front side, the gas volume in the intermediate region of the rotor / nozzle in the engine flow path is aligned along the circumferential direction so that the gas volume in the vicinity of the front side of the leading edge of each stationary blade increases intermittently. And the second tendency can be canceled out. Thereby, the pressure fluctuation in the circumferential direction of the high temperature gas in the rotor / nozzle intermediate region of the engine flow path can be reduced.

請求項１又は請求項３に記載の発明によれば、前記エンジン流路の前記ノズル・ロータ中間領域における高温ガスの周方向の圧力変動を小さくすることができるため、前記エンジン流路の前記ノズル・ロータ中間領域から前記エンジン軸心側への高温ガスの侵入を十分に抑制できる。よって、前記タービンディスクの周縁部に向かって流れる冷却空気の流量を減らしても、前記タービンディスクの高温化を十分に抑えることができ、前記圧縮機又は前記ファンから抽気する圧縮空気の流量を減らして、前記ガスタービンエンジンのエンジン効率を高めることができる。   According to the first or third aspect of the invention, since the pressure fluctuation in the circumferential direction of the high-temperature gas in the nozzle / rotor intermediate region of the engine flow path can be reduced, the nozzle of the engine flow path -It is possible to sufficiently suppress the intrusion of high-temperature gas from the rotor intermediate region to the engine shaft side. Therefore, even if the flow rate of the cooling air flowing toward the peripheral edge of the turbine disk is reduced, the high temperature of the turbine disk can be sufficiently suppressed, and the flow rate of the compressed air extracted from the compressor or the fan is reduced. Thus, the engine efficiency of the gas turbine engine can be increased.

請求項２又は請求項４に記載の発明によれば、前記エンジン流路の前記ロータ・ノズル中間領域における高温ガスの周方向の圧力変動を小さくすることができるため、前記エンジン流路の前記ロータ・ノズル中間領域から前記エンジン軸心側への高温ガスの侵入を十分に抑制できる。よって、前記タービンディスクの周縁部に向かって流れる冷却空気の流量を減らしても、前記タービンディスクの高温化を十分に抑えることができ、前記圧縮機又は前記ファンから抽気する圧縮空気の流量を減らして、前記ガスタービンエンジンのエンジン効率を高めることができる。   According to the invention described in claim 2 or claim 4, since the pressure fluctuation in the circumferential direction of the hot gas in the intermediate region of the rotor / nozzle of the engine flow path can be reduced, the rotor of the engine flow path Intrusion of high temperature gas from the nozzle intermediate region to the engine shaft side can be sufficiently suppressed. Therefore, even if the flow rate of the cooling air flowing toward the peripheral edge of the turbine disk is reduced, the increase in temperature of the turbine disk can be sufficiently suppressed, and the flow rate of the compressed air extracted from the compressor or the fan is reduced. Thus, the engine efficiency of the gas turbine engine can be increased.

請求項５に記載の発明によれば、前記エンジン流路の前記ノズル・ロータ中間領域、及び前記エンジン流路の前記ロータ・ノズル中間領域における高温ガスの周方向の圧力変動をそれぞれ小さくすることができるため、前記エンジン流路の前記ノズル・ロータ中間領域及び前記ロータ・ノズルから前記エンジン軸心側への高温ガスの侵入を十分に抑制できる。よって、前記タービンディスクの周縁部に向かって流れる冷却空気の流量を減らしても、前記タービンディスクの高温化を十分に抑えることができ、前記圧縮機又は前記ファンから抽気する圧縮空気の流量を減らして、前記ガスタービンエンジンのエンジン効率を高めることができる。   According to the fifth aspect of the present invention, the pressure fluctuation in the circumferential direction of the hot gas in the nozzle / rotor intermediate region of the engine flow path and the rotor / nozzle intermediate region of the engine flow path can be reduced. Therefore, it is possible to sufficiently suppress the intrusion of high-temperature gas from the nozzle / rotor intermediate region of the engine flow path and the rotor / nozzle to the engine axis side. Therefore, even if the flow rate of the cooling air flowing toward the peripheral edge of the turbine disk is reduced, the high temperature of the turbine disk can be sufficiently suppressed, and the flow rate of the compressed air extracted from the compressor or the fan is reduced. Thus, the engine efficiency of the gas turbine engine can be increased.

本発明の最良の形態について図１から図４を参照して説明する。   The best mode of the present invention will be described with reference to FIGS.

図１は、本発明の最良の形態に係わるノズルセグメントを後方からみた図であって、図２は、本発明の最良の形態に係わる後側寄りのノズルセグメントを前方からみた図であって、図３は、本発明の最良の形態の作用を説明する模式図であって、図４は、本発明の最良の形態に係わるタービンの上半分の断面図である。   FIG. 1 is a view of a nozzle segment according to the best mode of the present invention as viewed from the rear, and FIG. 2 is a view of a nozzle segment near the rear side according to the best mode of the present invention as viewed from the front. FIG. 3 is a schematic diagram for explaining the operation of the best mode of the present invention, and FIG. 4 is a cross-sectional view of the upper half of the turbine according to the best mode of the present invention.

ここで、「前後」とは、特許公報掲載時の図面の向きを基準として、図１において紙面に向かって裏表、図２において紙面に向かって表裏、図３及び図４において左右のことをいう。   Here, “front and back” refers to the front and back sides of the drawing in FIG. 1, the front and back sides of the drawing in FIG. 1, and the left and right sides in FIGS. .

図４に示すように、本発明の最良の形態に係わるタービン１は、航空機エンジン等のガスタービンエンジンの主要な装置の一つであって、筒状のタービンケース３を具備している。   As shown in FIG. 4, a turbine 1 according to the best mode of the present invention is one of main devices of a gas turbine engine such as an aircraft engine, and includes a cylindrical turbine case 3.

また、タービンケース３内には、複数段のタービンロータ５，７（第１段のタービンロータ５と第２段のタービンロータ７）が前記ガスタービンエンジンのエンジン軸心（換言すれば、タービンケース３のケース軸心）Ｓを中心として回転可能に設けられている。即ち、タービンケース３内には、各段のタービンロータ５（７）におけるタービンディスク９（１１）がエンジン軸心Ｓを中心として回転可能に設けられており、各段のタービンディスク９（１１）の外周部には、複数のダブテール溝９ｓ（１１ｓ）が等間隔に形成されている。そして、各段のタービンディスク９（１１）の外周部には、前記ガスタービンにおける燃焼器１３からの高温ガスＧによって回転力を得る複数の動翼１５（１７）が等間隔に設けられており、各動翼１５（１７）は、ダブテール溝９ｓ（１１ｓ）に嵌合可能なダブテール１５ｄ（１７ｄ）と、プラットホーム１５ｐ（１７ｐ）を備えている。ここで、各動翼１５（１７）は、前記ガスタービンエンジンにおける環状のエンジン流路（主流路）１９内に位置してあって、各段のタービンディスク９（１１）は、前記ガスタービンエンジンにおける圧縮機（図示省略）の部品である複数段の圧縮機ロータ（図示省略）に一体的に連結してある。   In the turbine case 3, a plurality of stages of turbine rotors 5 and 7 (first stage turbine rotor 5 and second stage turbine rotor 7) are engine shaft centers of the gas turbine engine (in other words, turbine case). 3 case axis) S is provided to be rotatable around S. That is, a turbine disk 9 (11) in each stage of the turbine rotor 5 (7) is provided in the turbine case 3 so as to be rotatable about the engine axis S, and each stage of the turbine disk 9 (11). A plurality of dovetail grooves 9s (11s) are formed at equal intervals on the outer peripheral portion of the. A plurality of blades 15 (17) for obtaining rotational force by the high temperature gas G from the combustor 13 in the gas turbine are provided at equal intervals on the outer peripheral portion of each stage of the turbine disk 9 (11). Each rotor blade 15 (17) includes a dovetail 15d (17d) that can be fitted into the dovetail groove 9s (11s), and a platform 15p (17p). Here, each rotor blade 15 (17) is located in an annular engine flow path (main flow path) 19 in the gas turbine engine, and each stage of the turbine disk 9 (11) is connected to the gas turbine engine. Are integrally connected to a plurality of compressor rotors (not shown) which are parts of the compressor (not shown).

図４、図１、図２に示すように、タービンケース３内には、高温ガスＧを軸流に整流する複数段のタービンノズル２１，２３（第１段のタービンノズル２１と第２段のタービンノズル２３）が複数段のタービンロータ５，７と交互に設けられている。そして、各段のタービンノズル２１（２３）は、環状に配置された複数の静翼２５（２７）と、複数の静翼２５（２７）の内側に一体に形成されたかつインナー流路面２９ｆ（３１ｆ）を有した環状のインナーバンド２９（３１）と、複数の静翼２５（２７）の外側に一体に形成されかつアウター流路面３３ｆ（３５ｆ）を有した環状のアウターバンド３３（３５）とを備えている。ここで、各静翼２５（２７）、各インナーバンド２９（３１）のインナー流路面２９ｆ（３１ｆ）、及び各アウターバンド３３（３５）のアウター流路面３３ｆ（３５ｆ）は、エンジン流路１９内に位置している。なお、各段のタービンノズル２１（２３）は、複数のタービンノズルセグメントに分割して構成しても差し支えない。   As shown in FIGS. 4, 1, and 2, in the turbine case 3, a plurality of stages of turbine nozzles 21 and 23 that rectify the hot gas G into an axial flow (the first stage turbine nozzle 21 and the second stage Turbine nozzles 23) are provided alternately with a plurality of stages of turbine rotors 5,7. The turbine nozzles 21 (23) of each stage are formed integrally with the plurality of stationary blades 25 (27) arranged in an annular shape and the plurality of stationary blades 25 (27), and the inner flow path surface 29f ( An annular inner band 29 (31) having 31f) and an annular outer band 33 (35) integrally formed outside the plurality of stationary blades 25 (27) and having an outer flow path surface 33f (35f) It has. Here, each stationary blade 25 (27), inner flow path surface 29f (31f) of each inner band 29 (31), and outer flow path surface 33f (35f) of each outer band 33 (35) Is located. The turbine nozzle 21 (23) at each stage may be divided into a plurality of turbine nozzle segments.

第１段のタービンディスク９の前側には、筒状の第１シールロータ３７が設けられており、この第１シールロータ３７には、前記圧縮機（又は前記ガスタービンエンジンにおけるファン）から抽気した圧縮空気を冷却空気ＣＡとして第１段のタービンディスク９の周縁部（特に、ダブテール溝１５ｓの底部）に向かって流れるように導入する複数（図４には１つのみ図示）の第１導入孔３９が形成されている。   A cylindrical first seal rotor 37 is provided on the front side of the first-stage turbine disk 9, and the first seal rotor 37 is extracted from the compressor (or a fan in the gas turbine engine). Plural (only one is shown in FIG. 4) first introduction holes for introducing the compressed air as cooling air CA so as to flow toward the peripheral edge of the first stage turbine disk 9 (particularly, the bottom of the dovetail groove 15s). 39 is formed.

同様に、第１段のタービンディスク９と第２段のタービンディスク１１との間には、筒状の第２シールロータ４１が設けられており、この第２シールロータ４１には、冷却空気ＣＡを第２段のタービンディスク１１の周縁部（特に、ダブテール溝１７ｓの底部）に向かって流れるように導入する複数（図４には１つのみ図示）の第２導入孔４３が形成されている。   Similarly, a cylindrical second seal rotor 41 is provided between the first stage turbine disk 9 and the second stage turbine disk 11, and the second seal rotor 41 includes a cooling air CA. A plurality of second introduction holes 43 (only one is shown in FIG. 4) are formed so as to flow toward the peripheral edge of the second stage turbine disk 11 (particularly, the bottom of the dovetail groove 17s). .

第１段のタービンノズル２１におけるインナーバンド２９の内側には、環状の第１シールステータ４５が設けられており、この第１シールステータ４５は、後側に、環状のリアリムシール４７を有している。なお、リアリムシール４７とインナーバンド２９との間の空間も、エンジン流路１９の一部を構成するものである。   An annular first seal stator 45 is provided inside the inner band 29 in the first stage turbine nozzle 21, and the first seal stator 45 has an annular rear rim seal 47 on the rear side. Yes. The space between the rear rim seal 47 and the inner band 29 also forms part of the engine flow path 19.

そして、第１段のタービンディスク９と第１段のタービンノズル２１との間には、第１段のタービンディスク９の前側からの高温ガスＧがエンジン軸心Ｓ側へ侵入することを抑制する第１ラビリンスシール構造４９が設けられており、この第１ラビリンスシール構造４９は、第１シールロータ３７の前部に形成された複数のシールフィン５１と、第１シールステータ３７の内側に設けられかつ複数のシールフィン５１との接触を許容するハニカム部材５３とからなる。   Further, the high temperature gas G from the front side of the first stage turbine disk 9 is prevented from entering the engine shaft center S between the first stage turbine disk 9 and the first stage turbine nozzle 21. A first labyrinth seal structure 49 is provided. The first labyrinth seal structure 49 is provided inside the first seal stator 37 and a plurality of seal fins 51 formed at the front portion of the first seal rotor 37. In addition, it includes a honeycomb member 53 that allows contact with the plurality of seal fins 51.

同様に、第２段のタービンノズルに２７おけるインナーバンド３１の内側には、環状の第２シールステータ５５が設けられており、この第２シールステータ５５は、前側に、環状のフロントリムシール５７を有してあって、後側に、環状のリアリムシール５９を有している。なお、フロントリムシール５７とインナーバンド３１との空間、及びリアリムシール５９とインナーバンド３１との間の空間も、エンジン流路１９の一部を構成するものである。   Similarly, an annular second seal stator 55 is provided inside the inner band 31 of the second stage turbine nozzle 27, and this second seal stator 55 is arranged on the front side with an annular front rim seal 57. And an annular rear rim seal 59 is provided on the rear side. The space between the front rim seal 57 and the inner band 31 and the space between the rear rim seal 59 and the inner band 31 also constitute part of the engine flow path 19.

そして、第１段のタービンディスク９と第２段のタービンノズル２３との間には、第１段のタービンディスク９の後側からの高温ガスＧがエンジン軸心Ｓ側へ侵入することを抑制する第２ラビリンスシール構造６１が設けられており、この第２ラビリンスシール構造６１は、第２シールロータ４１の中央部に形成された複数のシールフィン６３と、第２シールステータ４１の内側に設けられかつ複数のシールフィン６３との接触を許容するハニカム部材６５とからなる。   Further, the high temperature gas G from the rear side of the first stage turbine disk 9 is prevented from entering the engine axis S side between the first stage turbine disk 9 and the second stage turbine nozzle 23. The second labyrinth seal structure 61 is provided. The second labyrinth seal structure 61 is provided inside the second seal stator 41 and a plurality of seal fins 63 formed at the center of the second seal rotor 41. And a honeycomb member 65 that allows contact with the plurality of seal fins 63.

次に、本発明の最良の形態の要部について説明する。   Next, the main part of the best mode of the present invention will be described.

図１に示すように、各段のタービンノズル２１（２３）は、エンジン流路１９からエンジン軸心Ｓ側への高温ガスＧの侵入を抑制するリアシール構造６７を備えている。   As shown in FIG. 1, each stage of the turbine nozzle 21 (23) includes a rear seal structure 67 that suppresses intrusion of the high temperature gas G from the engine flow path 19 to the engine axis S side.

即ち、各段のタービンノズル２１（２３）におけるインナーバンド２９（３１）の後部には、静翼２５（２７）と同数のリアバレイ部６９が周方向に等間隔に形成されている。そして、静翼２５（２７）と同数のリアバレイ部６９は、対応する静翼２５（２７）の後縁２５ｔ（２７ｔ）の後側近傍（換言すればガス流方向からみて下流側近傍）にそれぞれ位置してあって、前記ガスタービンエンジンのエンジン径方向（換言すればタービンノズル２１，２３のノズル径方向）へ同じ凹み量だけ凹むようにそれぞれ構成されている。なお、リアバレイ部６９の凹み量は、例えば流体解析によって設定される。   That is, the same number of rear valley portions 69 as the stationary blades 25 (27) are formed at equal intervals in the circumferential direction at the rear portion of the inner band 29 (31) in the turbine nozzle 21 (23) of each stage. The same number of rear valley portions 69 as the stationary blades 25 (27) are located in the vicinity of the rear edge 25t (27t) of the corresponding stationary blade 25 (27) (in other words, in the vicinity of the downstream side in the gas flow direction). The gas turbine engine is configured to be recessed by the same amount of recession in the engine radial direction of the gas turbine engine (in other words, the nozzle radial direction of the turbine nozzles 21 and 23). Note that the amount of recess in the rear valley portion 69 is set by fluid analysis, for example.

また、各段のタービンノズル２１（２３）におけるインナーバンド２９（３１）の後部には、静翼２５（２７）と同数のリアマウント部７１が隣接するリアバレイ部６９を繋ぐように形成されており、静翼２５（２７）と同数のリアマウント部７１は、隣接する静翼２５（２７）間の中央の後側近傍にそれぞれ位置している。   Further, rear mount parts 71 of the same number as the stationary blades 25 (27) are formed at the rear part of the inner band 29 (31) in the turbine nozzles 21 (23) of each stage so as to connect the adjacent rear valley parts 69. The same number of rear mounts 71 as the stationary blades 25 (27) are located in the vicinity of the rear side of the center between the adjacent stationary blades 25 (27).

ここで、エンジン流路１９内の一部の領域であって第１段のタービンノズル２１と第１段のタービンロータ５との間の第１ノズル・ロータ中間領域（第２段のタービンノズル２３と第２段のタービンロータ７との間の第２ノズル・ロータ中間領域）において、図３に仮想線で示すように、各静翼２５（２７）の後縁２５ｔ（２７ｔ）の後側近傍の高温ガスＧの圧力が間欠的に高くなるように高温ガスＧの周方向の圧力変動が生じる第２の傾向にあって、リアシール構造６７は、この周方向の圧力変動が高温ガスＧの侵入の大きな要因となっていることに着目して創作されたものである。   Here, the first nozzle / rotor intermediate region (second-stage turbine nozzle 23) between the first-stage turbine nozzle 21 and the first-stage turbine rotor 5, which is a partial area in the engine flow path 19. In the second nozzle / rotor intermediate region between the second stage turbine rotor 7 and the rear edge 25t (27t) of each stationary blade 25 (27), as shown by the phantom line in FIG. In the second tendency that the pressure variation in the circumferential direction of the high temperature gas G occurs intermittently so that the pressure of the high temperature gas G increases intermittently, the rear seal structure 67 has the pressure variation in the circumferential direction intruding the high temperature gas G. It was created by focusing on the fact that it is a major factor.

なお、タービンノズル２１（２３）がリアシール構造６７を備える代わりに、リアリムシール４７（５９）がリアシール構造６７と同様の構成のリアシール構造を備えるようにしても差し支えない。   Instead of the turbine nozzle 21 (23) having the rear seal structure 67, the rear rim seal 47 (59) may have a rear seal structure having the same configuration as the rear seal structure 67.

図２に示すように、フロントリムシール５７は、エンジン流路１９からエンジン軸心Ｓ側への高温ガスＧの侵入を抑制するフロントシール構造７３を備えている。   As shown in FIG. 2, the front rim seal 57 includes a front seal structure 73 that suppresses intrusion of the hot gas G from the engine flow path 19 to the engine shaft center S side.

即ち、フロントリムシール５７には、静翼２７と同数のフロントバレイ部７５が周方向に等間隔に形成されている。そして、静翼２７と同数のフロントバレイ部７５は、対応する静翼２７の前縁（２７ａ）の前側近傍（換言すればガス流方向からみて上流側近傍）にそれぞれ位置してあって、エンジン径方向へ同じ凹み量だけ凹むようにそれぞれ構成されている。なお、フロントバレイ部７５の凹み量は、例えば流体解析によって設定される。   That is, the front rim seal 57 is formed with the same number of front valley portions 75 as the stationary blades 27 at equal intervals in the circumferential direction. The same number of front blade portions 75 as the stationary blades 27 are located near the front side of the front edge (27a) of the corresponding stationary blade 27 (in other words, near the upstream side when viewed from the gas flow direction). Each is configured to be recessed in the radial direction by the same recess amount. Note that the amount of recess in the front valley portion 75 is set by, for example, fluid analysis.

また、フロントリムシール５７には、静翼２７と同数のフロントマウント部７７が隣接するフロントバレイ部７５を繋ぐように形成されており、静翼２７と同数のフロントマウント部７７は、隣接する静翼２７間の中央の後側近傍にそれぞれ位置している。   The front rim seal 57 is formed so that the same number of front mount portions 77 as the stationary blades 27 are connected to the adjacent front valley portions 75, and the same number of front mount portions 77 as the stationary blades 27 are adjacent to the stationary blades 27. They are located in the vicinity of the rear side of the center between the wings 27.

ここで、エンジン流路１９内の一部の領域であって第１段のタービンロータ５と第２段のタービンノズル２３との間のロータ・ノズル中間領域において、図３に仮想線で示すように、各静翼２７の前縁２７ａの前側近傍（換言すればガス流方向からみて上流側近傍）の高温ガスＧの圧力が間欠的に高くなるように高温ガスＧの周方向の圧力変動が生じる第２の傾向にあって、フロントシール構造７３は、この周方向の圧力変動が高温ガスＧの侵入の大きな要因となっていることに着目して創作されたものである。   Here, in a partial region in the engine flow path 19 and in the rotor / nozzle intermediate region between the first stage turbine rotor 5 and the second stage turbine nozzle 23, as shown by phantom lines in FIG. In addition, the pressure fluctuation in the circumferential direction of the hot gas G is such that the pressure of the hot gas G in the vicinity of the front side of the leading edge 27a of each stationary blade 27 (in other words, in the vicinity of the upstream side when viewed from the gas flow direction) is intermittently increased. In the second tendency to occur, the front seal structure 73 was created by paying attention to the fact that the pressure fluctuation in the circumferential direction is a major factor for the penetration of the hot gas G.

なお、フロントリムシール５７がフロントシール構造７３を備える代わりに、第２段のタービンノズル２３がフロントシール構造７３と同様の構成のフロントシール構造を備えるようにしても差し支えない。   Instead of the front rim seal 57 having the front seal structure 73, the second stage turbine nozzle 23 may have a front seal structure having the same configuration as the front seal structure 73.

次に、本発明の最良の形態の作用について説明する。   Next, the operation of the best mode of the present invention will be described.

前記ガスタービンエンジンの稼動させて、前記燃焼器から高温ガスＧを発生させると、高温ガスＧは複数段のタービンノズル２１，２３によって軸流に整流されつつ、複数段のタービンロータ５，７をエンジン軸心Ｓを中心として回転させる。これによって、タービン１を駆動させる一方、複数段の前記圧縮機ロータもエンジン軸心Ｓを中心として複数段のタービンロータ５，７と一体的に回転させて、前記圧縮機を駆動させることができる。   When the gas turbine engine is operated to generate the high temperature gas G from the combustor, the high temperature gas G is rectified into an axial flow by the multiple stages of turbine nozzles 21 and 23, and the multiple stages of turbine rotors 5 and 7 are caused to flow. Rotate around the engine axis S. Thus, while the turbine 1 is driven, the compressor rotors of a plurality of stages can also be rotated integrally with the turbine rotors 5 and 7 of the plurality of stages around the engine shaft center S to drive the compressor. .

ここで、タービン１の駆動中において、複数の第１導入孔３９によって冷却空気ＣＡが第１段のタービンディスク９の周縁部に向かって流れるように導入されると共に、複数の第２導入孔４３から冷却空気ＣＡが第２段のタービンディスク１１の周縁部に向かって流れるように導入される。これによって、高温ガスＧの侵入による複数段のタービンディスク９，１１の高温化を抑制することができる。   Here, during driving of the turbine 1, the cooling air CA is introduced by the plurality of first introduction holes 39 so as to flow toward the peripheral portion of the first stage turbine disk 9, and the plurality of second introduction holes 43. The cooling air CA is introduced so as to flow toward the peripheral edge of the second stage turbine disk 11. As a result, the high temperature of the multiple-stage turbine disks 9 and 11 due to the intrusion of the high temperature gas G can be suppressed.

前述のタービン１の一般的な作用の他に、静翼２５（２７）と同数のリアバレイ部６９が対応する静翼２５（２７）の後縁２５ｔ（２７ｔ）の後側近傍にそれぞれ位置してあって、静翼２５（２７）と同数のリアマウント部７１が隣接する静翼２５（２７）間の中央の後側近傍にそれぞれ位置してあるため、各静翼２５（２７）の後縁２５ｔ（２７ｔ）の後側近傍のガス容積が間欠的に大きくなるようにエンジン流路１９内の前記第１ノズル・ロータ中間領域（前記第２ノズル・ロータ中間領域）においてガス容積を周方向に沿って変化させて、前記第１の傾向を相殺することができる。これにより、図３に実線で示すように、エンジン流路１９の前記第１ノズル・ロータ中間領域及び前記第２ノズル・ロータ中間領域における高温ガスＧの周方向の圧力変動を小さくすることができる。   In addition to the general operation of the turbine 1 described above, the same number of rear valley portions 69 as the stationary blades 25 (27) are respectively located near the rear side of the rear edges 25t (27t) of the corresponding stationary blades 25 (27). Since the same number of rear mounts 71 as the stationary blades 25 (27) are located in the vicinity of the rear side of the center between the adjacent stationary blades 25 (27), the rear edge of each stationary blade 25 (27). The gas volume is increased in the circumferential direction in the first nozzle / rotor intermediate region (the second nozzle / rotor intermediate region) in the engine flow path 19 so that the gas volume in the vicinity of the rear side of 25t (27t) increases intermittently. Can be varied along the way to offset the first trend. As a result, as shown by a solid line in FIG. 3, the pressure fluctuation in the circumferential direction of the high temperature gas G in the first nozzle / rotor intermediate region and the second nozzle / rotor intermediate region of the engine flow path 19 can be reduced. .

また、静翼２７と同数のフロントバレイ部７５が対応する静翼２７の前縁２７ａの前側近傍にそれぞれ位置してあって、静翼２７と同数のフロントマウント部７７が隣接する静翼２７間の中央の前側近傍にそれぞれ位置してあるため、各静翼２７の前縁２７ａの前側近傍のガス容積が間欠的に大きくなるようにエンジン流路１９内の前記ロータ・ノズル中間領域においてガス容積を周方向に沿って変化させて、前記第２の傾向を相殺することができる。これにより、エンジン流路１９の前記ロータ・ノズル中間領域における高温ガスＧの周方向の圧力変動を小さくすることができる。   Further, the same number of front blade portions 75 as the stationary blades 27 are positioned in the vicinity of the front side of the front edge 27a of the corresponding stationary blade 27, and the same number of front mount portions 77 as the stationary blades 27 are located between the adjacent stationary blades 27. Since the gas volume in the vicinity of the front side of the front edge 27a of each stationary blade 27 is intermittently increased, the gas volume in the intermediate region of the rotor / nozzle in the engine flow path 19 is Can be changed along the circumferential direction to cancel the second tendency. Thereby, the pressure fluctuation in the circumferential direction of the high temperature gas G in the rotor / nozzle intermediate region of the engine flow path 19 can be reduced.

以上の如き、本発明の最良の形態によれば、エンジン流路１９の前記第１ノズル・ロータ中間領域、前記第２ノズル・ロータ中間領域、及び前記ロータ・ノズル中間領域における高温ガスＧの周方向の圧力変動をそれぞれ小さくすることができるため、エンジン流路１９の前記第１ノズル・ロータ中間領域、前記第２ノズル・ロータ中間領域、及び前記ロータ・ノズルからエンジン軸心側への高温ガスＧの侵入を十分に抑制できる。よって、複数段のタービンディスク９，１１の周縁部に向かって流れる冷却空気ＣＡの流量を減らしても、複数段のタービンディスク９，１１の高温化を十分に抑えることができ、前記圧縮機又は前記ファンから抽気する圧縮空気の流量を減らして、前記ガスタービンエンジンのエンジン効率を高めることができる。   As described above, according to the best mode of the present invention, the circumference of the hot gas G in the first nozzle / rotor intermediate region, the second nozzle / rotor intermediate region, and the rotor / nozzle intermediate region of the engine flow path 19 is described. Since the pressure fluctuation in each direction can be reduced, the first nozzle / rotor intermediate region, the second nozzle / rotor intermediate region of the engine flow path 19 and the high temperature gas from the rotor nozzle to the engine axis side Invasion of G can be sufficiently suppressed. Therefore, even if the flow rate of the cooling air CA flowing toward the peripheral portion of the multiple stage turbine disks 9 and 11 is reduced, the high temperature of the multiple stage turbine disks 9 and 11 can be sufficiently suppressed. The flow rate of the compressed air extracted from the fan can be reduced to increase the engine efficiency of the gas turbine engine.

なお、本発明は、前述の発明の最良の形態の説明に限るものではなく、適宜の変更を行うことにより、その他種々の態様で実施可能である。   The present invention is not limited to the description of the best mode of the invention described above, and can be implemented in various other modes by making appropriate modifications.

本発明の最良の形態に係わるノズルセグメントを下流側からみた図である。It is the figure which looked at the nozzle segment concerning the best form of this invention from the downstream. 本発明の最良の形態に係わる後側寄りのノズルセグメントを上流側からみた図である。It is the figure which looked at the nozzle segment of the rear side concerning the best form of this invention from the upstream. 本発明の最良の形態の作用を説明する模式図である。It is a schematic diagram explaining the effect | action of the best form of this invention. 本発明の最良の形態に係わるタービンの上半分の断面図である。It is sectional drawing of the upper half of the turbine concerning the best form of this invention.

符号の説明Explanation of symbols

１…タービン
５…タービンロータ
７…タービンロータ
９…タービンディスク
１１…タービンディスク
１３…燃焼器
１５…動翼
１９…エンジン流路
２１…タービンノズル
２３…タービンノズル
２５…静翼
２７…静翼
２９…インナーバンド
３１…インナーバンド
３３…アウターバンド
３５…アウターバンド
４７…リアリムシール
５７…フロントリムシール
５９…リアリムシール
６７…リアシール構造
６９…リアバレイ部
７１…リアマウント部
７３…フロントシール構造
７５…フロントバレイ部
７７…フロントマウント部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Turbine 5 ... Turbine rotor 7 ... Turbine rotor 9 ... Turbine disk 11 ... Turbine disk 13 ... Combustor 15 ... Rotor blade 19 ... Engine flow path 21 ... Turbine nozzle 23 ... Turbine nozzle 25 ... Stator blade 27 ... Stator blade 29 ... Inner band 31 ... Inner band 33 ... Outer band 35 ... Outer band 47 ... Rear rim seal 57 ... Front rim seal 59 ... Rear rim seal 67 ... Rear seal structure 69 ... Rear barre part 71 ... Rear mount part 73 ... Front seal part 75 ... Front barre part 77 ... Front mount

Claims (5)

ガスタービンエンジンにおけるタービンに用いられ、前記ガスタービンエンジンにおける環状のエンジン流路からエンジン軸心側への高温ガスの侵入を抑制するシール構造において、
前記タービンの部品の一つであるタービンノズルにおける環状のインナーバンド或いは前記インナーバンドの内側に配置した環状のリアリムシールに周方向に等間隔に形成され、前記タービンノズルにおける対応する静翼の後縁の後側近傍にそれぞれ位置してあって、エンジン径方向へ凹むようにそれぞれ構成され、前記タービンノズルにおける前記静翼と同数のバレイ部と；
前記インナーバンド或いは前記リアリムシールに隣接するバレイ部を繋ぐように形成され、前記タービンノズルにおける隣接する静翼間の中央の後側近傍にそれぞれ位置してあって、前記タービンノズルにおける前記静翼と同数のマウント部と；
を具備してなることを特徴とするシール構造。 In a seal structure that is used for a turbine in a gas turbine engine and suppresses intrusion of high-temperature gas from an annular engine flow path in the gas turbine engine to the engine shaft center side,
A rear edge of a corresponding stationary blade in the turbine nozzle formed at equal intervals in the circumferential direction on an annular inner band in a turbine nozzle that is one of the turbine parts or an annular rear rim seal disposed inside the inner band. Each of which is located in the vicinity of the rear side and is configured to be recessed in the engine radial direction, and the same number of burley portions as the stationary blades in the turbine nozzle;
It is formed so as to connect a valley portion adjacent to the inner band or the rear rim seal, and is located in the vicinity of the center rear side between adjacent stationary blades in the turbine nozzle, and the stationary blade in the turbine nozzle, The same number of mounts;
A seal structure comprising: ガスタービンエンジンにおけるタービンに用いられ、前記ガスタービンエンジンにおける環状のエンジン流路からエンジン軸心側への高温ガスの侵入を抑制するシール構造において、
前記タービンの部品の一つであるタービンノズルにおける環状のインナーバンド或いは前記インナーバンドの内側に配置した環状のフロントリムシールに周方向に等間隔に形成され、前記タービンノズルにおける対応する静翼の前縁の前側近傍にそれぞれ位置してあって、エンジン径方向へ凹むようにそれぞれ構成され、前記タービンノズルにおける前記静翼と同数のバレイ部と；
前記インナーバンド或いは前記フロントシールに隣接するバレイ部を繋ぐように形成され、前記タービンノズルにおける隣接する静翼間の中央の前側近傍にそれぞれ位置してあって、前記タービンノズルにおける前記静翼と同数のマウント部と；
を具備してなることを特徴とするシール構造。 In a seal structure that is used for a turbine in a gas turbine engine and suppresses intrusion of high-temperature gas from an annular engine flow path in the gas turbine engine to the engine shaft center side,
An annular inner band of a turbine nozzle that is one of the components of the turbine or an annular front rim seal disposed inside the inner band is formed at equal intervals in the circumferential direction and in front of the corresponding stationary blade in the turbine nozzle. Each of which is located in the vicinity of the front side of the edge and is configured to be recessed in the radial direction of the engine, and the same number of blade portions as the stationary blades in the turbine nozzle;
It is formed so as to connect the valley portions adjacent to the inner band or the front seal, and is located in the vicinity of the center front side between the adjacent stationary blades in the turbine nozzle, and the same number as the stationary blades in the turbine nozzle. The mounting part;
A seal structure comprising: ガスタービンエンジンにおけるタービンの部品の一つであって、高温ガスを軸流に整流するタービンノズルにおいて、
環状に配置された複数の静翼と；
複数の前記静翼の内側に一体に形成され、インナー流路面を有した環状のインナーバンドと；
複数の前記静翼の外側に一体に形成され、アウター流路面を有した環状のアウターバンドと；
前記インナーバンドに周方向に等間隔に形成され、対応する前記静翼の後縁の後側近傍にそれぞれ位置してあって、ノズル径方向へ凹むようにそれぞれ構成され、前記静翼と同数のバレイ部と；
前記インナーバンドに隣接する前記バレイ部を繋ぐように形成され、隣接する前記静翼間の中央の後側近傍にそれぞれ位置してあって、前記静翼と同数のマウント部と；
を具備してなることを特徴とするタービンノズル。 One of turbine components in a gas turbine engine, which is a turbine nozzle that rectifies hot gas into an axial flow,
A plurality of stator vanes arranged in a ring;
An annular inner band integrally formed inside the plurality of stationary blades and having an inner flow path surface;
An annular outer band integrally formed outside the plurality of stationary blades and having an outer flow path surface;
The inner band is formed at equal intervals in the circumferential direction, is located in the vicinity of the rear side of the corresponding trailing edge of the stationary blade, and is configured to be recessed in the nozzle radial direction, and has the same number as the stationary blade. The valley section;
Mount portions of the same number as the stationary blades, which are formed so as to connect the valley portions adjacent to the inner band and are respectively located near the rear side of the center between the adjacent stationary blades;
A turbine nozzle characterized by comprising: ガスタービンエンジンにおけるタービンの部品の一つであって、高温ガスを軸流に整流するタービンノズルにおいて、
環状に配置された複数の静翼と；
複数の前記静翼の内側に一体に形成され、インナー流路面を有した環状のインナーバンドと；
複数の前記静翼の外側に一体に形成され、アウター流路面を有した環状のアウターバンドと；
前記インナーバンドに周方向に等間隔に形成され、対応する前記静翼の前縁の前側近傍にそれぞれ位置してあって、ノズル径方向へ凹むようにそれぞれ構成され、前記静翼と同数のバレイ部と；
前記インナーバンドに隣接する前記バレイ部を繋ぐように形成され、隣接する前記静翼間の中央の前側近傍にそれぞれ位置してあって、前記静翼と同数のマウント部と；
を具備してなることを特徴とするタービンノズル。 One of turbine components in a gas turbine engine, which is a turbine nozzle that rectifies hot gas into an axial flow,
A plurality of stator vanes arranged in a ring;
An annular inner band integrally formed inside the plurality of stationary blades and having an inner flow path surface;
An annular outer band integrally formed outside the plurality of stationary blades and having an outer flow path surface;
The inner band is formed at equal intervals in the circumferential direction, is located in the vicinity of the front side of the front edge of the corresponding stationary blade, and is configured to be recessed in the nozzle radial direction. Part;
Mount portions of the same number as the stationary blades, which are formed so as to connect the valley portions adjacent to the inner band and are respectively located in the vicinity of the center front side between the adjacent stationary blades;
A turbine nozzle characterized by comprising: ガスタービンエンジンにおけるタービンの部品の一つであって、高温ガスを軸流に整流するタービンノズルにおいて、
環状に配置された複数の静翼と；
複数の前記静翼の内側に一体に形成され、インナー流路面を有した環状のインナーバンドと；
複数の前記静翼の外側に一体に形成され、アウター流路面を有した環状のアウターバンドと；
前記インナーバンドに周方向に等間隔に形成され、対応する前記静翼の後縁の後側近傍にそれぞれ位置してあって、ノズル径方向へ凹むようにそれぞれ構成され、前記静翼と同数のリアバレイ部と；
前記インナーバンドに隣接する前記バレイ部を繋ぐように形成され、隣接する前記静翼間の中央の後側近傍にそれぞれ位置してあって、前記静翼と同数のリアマウント部と；
前記インナーバンドに周方向に等間隔に形成され、対応する前記静翼の前縁の前側近傍にそれぞれ位置してあって、ノズル径方向へ凹むようにそれぞれ構成され、前記静翼と同数のフロントバレイ部と；
前記インナーバンドに隣接する前記バレイ部を繋ぐように形成され、隣接する前記静翼間の中央の前側近傍にそれぞれ位置してあって、前記静翼と同数のフロントマウント部と；
を具備してなることを特徴とするタービンノズル。
One of turbine components in a gas turbine engine, which is a turbine nozzle that rectifies hot gas into an axial flow,
A plurality of stator vanes arranged in a ring;
An annular inner band integrally formed inside the plurality of stationary blades and having an inner flow path surface;
An annular outer band integrally formed outside the plurality of stationary blades and having an outer flow path surface;
The inner band is formed at equal intervals in the circumferential direction, is located in the vicinity of the rear side of the corresponding trailing edge of the stationary blade, and is configured to be recessed in the nozzle radial direction, and has the same number as the stationary blade. The rear valley section;
A rear mount portion that is formed so as to connect the valley portions adjacent to the inner band and is located in the vicinity of the rear side of the center between the adjacent stationary blades; and the same number of rear mount portions as the stationary blades;
The inner band is formed at equal intervals in the circumferential direction, is located near the front side of the front edge of the corresponding stationary blade, and is configured to be recessed in the nozzle radial direction, and has the same number of front blades as the stationary blade. The valley section;
Front mount portions that are formed so as to connect the valley portions adjacent to the inner band and are respectively located in the vicinity of the center front side between the adjacent stationary blades; and the same number of front mount portions as the stationary blades;
A turbine nozzle characterized by comprising:
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