JP7061497B2 - 航空機用ガスタービン - Google Patents

Description

この発明は、航空機用ガスタービンに関する。

航空機用ガスタービンにおいては、燃焼ガスの主流の一部が動翼を通過せずに、動翼チップとハウジングとの隙間を通過してしまう。この隙間を通過する燃焼ガスは、動翼の下流側に配置された静翼の背面側に流れ込み、静翼の背面において主流とは異なる方向に向かう二次流れを生じさせる場合がある。この二次流れは、静翼における圧力損失を増加させてしまう。
特許文献１には、静翼の前縁のチップ側に、軸方向下流側に向けて後退するとともに軸方向上流側に向けて凸状を成す前縁湾曲部を形成することで、静翼の背面に沿って流れる二次流れの発生に伴う二次流れ損失を低減する技術が提案されている。

国際公開第２０１７／１９５７８２号

特許文献１における損失低減は、チップ側にシュラウドの無いタービン動翼が前提となっている。チップ側にシュラウドを有したシュラウド動翼の場合、シュラウド動翼の下流側の静翼における二次流れ損失は、特許文献１の二次流れ損失とは異なるメカニズムとなる。
シュラウド動翼は、シュラウドとケーシングとの間を通過するクリアランス流れを低減するフィンを備えている場合が多い。しかし、フィンとケーシングとの間には隙間が形成されている。そのため、この隙間を通過したクリアランス流れが、ケーシングの内周面に沿って下流側に流れてしまう。このクリアランス流れは、下流側に配置されている静翼のシュラウドに衝突してから主流に合流する。このクリアランス流れが主流に合流することで、主流の流れの向きが乱されて、静翼における圧力損失を生じさせてしまう場合がある。

この発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、圧力損失を低減可能な航空機用ガスタービンを提供するものである。

上記の課題を解決するために以下の構成を採用する。
この発明の第一態様によれば、航空機用ガスタービンは、軸線回りに回転するロータと、前記ロータから径方向外側に向かって延びる動翼本体、前記動翼本体の先端に設けられた動翼シュラウド、及び、前記動翼シュラウドの外周面から突出するフィン、を有する動翼と、前記ロータ及び前記動翼を外周側から覆い、前記フィンとの間に隙間を形成するケーシングと、前記動翼の軸線方向下流側で前記ケーシングに固定されて前記軸線を中心とした径方向で前記ケーシングの内周面の延長線よりも外側に少なくとも軸線方向上流側の前端部が位置する静翼シュラウドと、前記静翼シュラウドから径方向内側に向かって延びる静翼本体と、を有した静翼と、を備える。
この第一態様では、静翼シュラウドの前端部がケーシングの内周面の延長線よりも径方向外側に位置する。そのため、フィンとケーシングとの隙間から軸線方向下流側に向かって流れたクリアランス流れは、静翼シュラウドの前端部に衝突することなく主流に合流する。そのため、静翼における圧力損失を低減することができる。

さらに、前記静翼本体の軸線方向上流側の前縁は、後退起点と、前記静翼シュラウドに繋がると共に、前記後退起点よりも軸方向下流側に向けて後退した径方向外側端部と、前記後退起点と前記径方向外側端部との間を、軸線方向上流側に凸となるように結ぶ前縁湾曲部と、を備えている。
このように構成することで、フィンとケーシングとの間を流れるクリアランス流れは、軸線方向に流れて、静翼の前縁の前縁湾曲部に衝突する。この前縁湾曲部の静翼シュラウドに近い側は、径方向外側端部に向かうにつれて軸線方向下流側に向けて後退しているので、クリアランス流れが衝突する位置を、静翼本体部の腹面側にずらすことができる。そのため、静翼本体部の背面側に二次流れが生じることを抑制できる。

さらに、前記後退起点は、前記径方向で前記動翼シュラウドの内側面後端よりも外側に配置されている。
このように構成することで、後退起点よりも径方向の外側に前縁湾曲部を配置させることができる。そのため、主流の一部が前縁湾曲部の形成されている部分に流れて損失が生じることを抑制できる。

この発明の第二態様によれば、第一態様に係る静翼シュラウドは、前記ケーシングに固定されたシュラウド本体部と、前記静翼本体の径方向外側端部と前記シュラウド本体部との間に形成されて、前記シュラウド本体部に近づくにつれて少なくとも前記軸線方向上流側に向かって漸次広がるように形成された前縁フィレット部と、を備え、前記径方向における前記動翼シュラウドと前記シュラウド本体部との距離は、前記径方向における前記前縁フィレット部の長さと、前記径方向における前記動翼シュラウドと前記ケーシングとの距離との和よりも大きいようにしてもよい。
この第二態様では、静翼シュラウドの前縁フィレット部が、クリアランス流れよりも径方向外側に位置するため、軸線方向上流側に広がる前縁フィレット部にクリアランス流れが衝突することを抑制できる。これにより、クリアランス流れが前縁フィレット部に衝突して、クリアランス流れが衝突する位置が静翼の背面側にずれることを抑制できる。したがって、二次流れが発生することを抑制できる。

この発明の第三態様によれば、第一又は第二態様に係る動翼シュラウドは、前記軸線方向下流側ほど前記軸線から離れるフレア角を有し、前記ケーシングは、前記隙間よりも前記軸線方向下流側に前記フレア角に対応した角度を有する傾斜面を有し、前記静翼シュラウドの前記軸線方向上流側の前端部は、前記傾斜面の延長線よりも前記径方向外側に配置されているようにしてもよい。
このようにすることで、クリアランス流れを、動翼シュラウドのフレア角に対応した角度を有する傾斜面に沿って流すことができる。これにより、クリアランス流れをより静翼のチップ側に寄せることができる。そして、動翼シュラウドに沿って流れる主流の角度に、クリアランス流れが流れる角度を近づけることができる。そのため、クリアランス流れが主流と衝突する角度を緩めることができる。その結果、クリアランス流れと主流の衝突に起因する圧力損失を低減できる。

上記航空機用ガスタービンによれば、圧力損失を低減可能できる。

この発明の実施形態の航空機用ガスタービンの概略構成を示す構成図である。 この発明の第一実施形態における動翼の端部付近を拡大した部分断面図である。 この発明の第二実施形態における図２に相当する部分断面図である。

（第一実施形態）
次に、この発明の第一実施形態における航空機用ガスタービンを図面に基づき説明する。
図１は、この発明の実施形態の航空機用ガスタービンの概略構成を示す構成図である。
この第一実施形態に係る航空機用のガスタービン１００は、航空機の推力を得るためのものである。図１に示すように、このガスタービン１００は、主に、圧縮機１と、燃焼室２と、タービン３と、を備えている。

圧縮機１は、吸気ダクト１０から取り込まれた空気を圧縮することで高圧空気を生成する。この圧縮機１は、圧縮機ロータ１１と、圧縮機ケーシング１２と、を備えている。圧縮機ケーシング１２は、圧縮機ロータ１１を外周側から覆っており、軸線Ａｍの延びる方向（以下、軸線方向Ｄａと称する）に延びている。

圧縮機ロータ１１の外周面には、軸線方向Ｄａに間隔をあけて配列された複数の圧縮機動翼段１３が設けられている。これら圧縮機動翼段１３は、複数の圧縮機動翼１４をそれぞれ備えている。各圧縮機動翼段１３の圧縮機動翼１４は、圧縮機ロータ１１の外周面上で軸線Ａｍの周方向Ｄｃに間隔をあけて配列されている。

圧縮機ケーシング１２の内周面には、軸線方向Ｄａに間隔をあけて配列された複数の圧縮機静翼段１５が設けられている。これら圧縮機静翼段１５は、軸線方向Ｄａで上記圧縮機動翼段１３と交互に配置されている。これら圧縮機静翼段１５は、複数の圧縮機静翼１６をそれぞれ備えている。各圧縮機静翼段１５の圧縮機静翼１６は、圧縮機ケーシング１２の内周面上で軸線Ａｍの周方向Ｄｃに間隔をあけて配列されている。

燃焼室２は、圧縮機１で生成された高圧空気に燃料Ｆを混合して燃焼させることで、燃焼ガスＧを生成する。燃焼室２は、圧縮機ケーシング１２とタービン３のタービンケーシング（ケーシング）２２との間に設けられている。この燃焼室２によって生成された燃焼ガスＧは、タービン３に供給される。

タービン３は、燃焼室２で生成された高温高圧の燃焼ガスＧによって駆動する。より具体的には、タービン３は、高温高圧の燃焼ガスＧを膨張させて、燃焼ガスＧの熱エネルギーを、回転エネルギーに変換する。このタービン３は、タービンロータ２１と、タービンケーシング２２と、を備えている。

タービンロータ２１は、軸線方向Ｄａに延びている。このタービンロータ２１の外周面には、軸線方向Ｄａに間隔をあけて配列された複数のタービン動翼段２３が設けられている。これらタービン動翼段２３は、複数のタービン動翼２４をそれぞれ備えている。各タービン動翼段２３のタービン動翼２４は、タービンロータ２１の外周面上で軸線Ａｍの周方向Ｄｃに間隔をあけて配列されている。

タービンケーシング２２は、タービンロータ２１を外周側から覆っている。このタービンケーシング２２の内周面には、軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数のタービン静翼段２５が設けられている。タービン静翼段２５は、軸線Ａｍ方向で上記タービン動翼段２３と交互に配置されている。これらタービン静翼段２５は、複数のタービン静翼２６をそれぞれ備えている。各タービン静翼段２５のタービン静翼２６は、タービンケーシング２２の内周面上で軸線Ａｍの周方向Ｄｃに間隔をあけて配列されている。

圧縮機ロータ１１とタービンロータ２１とは、軸線方向Ｄａに一体に接続されている。これら圧縮機ロータ１１とタービンロータ２１とによって、ガスタービンロータ９１が構成されている。同様に、圧縮機ケーシング１２とタービンケーシング２２とは、軸線Ａｍに沿って一体に接続されている。これら圧縮機ケーシング１２とタービンケーシング２２とによってガスタービンケーシング９２が構成されている。
ガスタービンロータ９１は、ガスタービンケーシング９２の内部で軸線Ａｍ回りに一体に回転可能とされている。

上述した構成の航空機用のガスタービン１００を運転するに当たっては、まず外部の駆動源によって圧縮機ロータ１１（ガスタービンロータ９１）を回転駆動する。圧縮機ロータ１１の回転に伴って外部の空気が順次圧縮され、高圧空気が生成される。この高圧空気は、圧縮機ケーシング１２を通じて燃焼室２内に供給される。燃焼室２内では、この高圧空気に燃料が混合されたのち燃焼され、高温高圧の燃焼ガスが生成される。燃焼ガスは、タービンケーシング２２を通じてタービン３内に供給される。

タービン３内では、タービン動翼段２３、及びタービン静翼段２５に燃焼ガスが順次衝突することで、タービンロータ２１（ガスタービンロータ９１）に対して回転駆動力が与えられる。この回転エネルギーは、主に、圧縮機１の駆動に利用される。タービン３を駆動した燃焼ガスＧは、排気ノズル４により流速が増加されて推力を生む噴流となり、噴射口２７から外部に排出される。なお、この実施形態においては、航空機用ガスタービンとして１軸のターボジェットエンジンを一例にして説明した。しかし、１軸のターボジェットエンジンに限られず、航空機用ガスタービンであれば如何なる形態であっても良い。

図２は、この発明の第一実施形態における動翼の端部付近を拡大した部分断面図である。
図２に示すように、タービン３のタービン動翼２４は、動翼本体４１と、動翼シュラウド４２と、フィン４３と、を有している。動翼本体４１は、タービンロータ２１（図１参照）から径方向外側に向かって延びている。動翼シュラウド４２は、動翼本体４１の先端４１ａ、より具体的には、軸線Ａｍを中心とした径方向Ｄｒの外側（以下、単に径方向外側Ｄｒｏと称する）の動翼本体４１の先端４１ａに設けられている。動翼シュラウド４２は、軸線Ａｍを中心とした周方向Ｄｃ（図１参照）に並んで配置されたタービン動翼２４の全ての先端４１ａに形成されている。これら動翼シュラウド４２は、周方向Ｄｃで隣り合うタービン動翼２４の動翼シュラウド４２同士が隣接して配置されることで環状を成している。なお、動翼シュラウド４２は、周方向Ｄｃで一体に形成されていても良い。

図２に示す動翼シュラウド４２は、軸線Ａｍに対して主流Ｍの下流側（以下、単に軸線方向下流側Ｄａｄと称する）に向かうにつれて径方向Ｄｒの外側に配置されるように、所定のフレア角θで傾斜している。フレア角θは、軸線Ａｍに対する角度である。この動翼シュラウド４２の近くを流れる主流Ｍは、この動翼シュラウド４２に沿って流れる。すなわち、主流Ｍは、軸線方向下流側Ｄａｄに向かうにつれて軸線Ａｍから離れるように（言い換えれば、径方向Ｄｒの外側に向かって）流れる。

フィン４３は、動翼シュラウド４２の外周面４２ａから突出している。この実施形態で例示するフィン４３は、軸線方向Ｄａに間隔をあけて２つ設けられている。なお、以下の説明では、二つのフィン４３を、それぞれフィン４３Ａ、フィン４３Ｂと称する。

フィン４３Ａ、フィン４３Ｂは、タービン動翼２４と、このタービン動翼２４の径方向Ｄｒ外側のタービンケーシング２２との隙間を塞ぐように延びている。また、これらフィン４３Ａ、フィン４３Ｂは、動翼シュラウド４２と同様に、タービン動翼２４毎に設けられ、周方向Ｄｃで隣り合うタービン動翼２４のフィン４３Ａ同士及びフィン４３Ｂ同士が隣接して配置されることで、周方向Ｄｃに連続する環状を成している。

フィン４３Ａ、フィン４３Ｂのそれぞれの先端４３ａは、タービンケーシング２２の内周面（より具体的には、ダンパシール２２ｃの内周面２２ｃａ，２２ｃｂ）に対して僅かなクリアランスＣ１を介して配置されている。これらクリアランスＣ１は、例えば、熱変形や振動等によりタービンケーシング２２の内周面に接触しない範囲で、できるだけ小さく形成されている。この実施形態で例示するフィン４３Ａ、フィン４３Ｂは、軸線Ａｍに対して、実質的に垂直な方向に延びているが、軸線Ａｍに対するフィン４３Ａ、フィン４３Ｂの傾斜角度は垂直に限られない。また、フィン４３の数は、二つに限られない。例えば、フィン４３の数は、一つや、三つ以上であってもよい。

タービンケーシング２２は、ケーシング本体（図示せず）と、翼環（図示せず）と、遮熱環（図示せず）と、分割環２２ｂと、ダンパシール２２ｃと、を備えている。ケーシング本体（図示せず）は、上述したタービンロータ２１及びタービン動翼２４を外周側から覆う筒状に形成され、その内周側で翼環（図示せず）を支持している。翼環（図示せず）は、軸線Ａｍを中心とした環状に形成され、複数の分割環２２ｂ及びタービン静翼２６の径方向外側Ｄｒｏに配置されている。遮熱環（図示せず）は、径方向Ｄｒで翼環（図示せず）と分割環２２ｂとの間、及び翼環（図示せず）とタービン静翼２６との間にそれぞれ配置され、翼環（図示せず）と分割環２２ｂ、及び翼環（図示せず）とタービン静翼２６とを接続している。

ダンパシール２２ｃは、主流Ｍの一部がフィン４３Ａとタービンケーシング２２との間、及びフィン４３Ｂとタービンケーシング２２との間にそれぞれの形成された隙間Ｃｒを通過することを抑制する。この実施形態におけるダンパシール２２ｃは、フィン４３Ａ及びフィン４３Ｂと共に非接触のシール構造を構成する。このダンパシール２２ｃは、分割環２２ｂの内周面２２ｂｉに固定されている。ダンパシール２２ｃとしては、例えば、軸線Ａｍを中心とした径方向Ｄｒの内側（以下、単に径方向内側Ｄｒｉと称する）に開口するハニカム構造の部材を用いることができる。また、ダンパシール２２ｃは、アブレイダブルシール等を用いることもできる。

この実施形態で例示するダンパシール２２ｃは、フィン４３Ａ、フィン４３Ｂのそれぞれの先端４３ａに対向する二つの内周面２２ｃａ，２２ｃｂを有している。これら内周面２２ｃａ，２２ｃｂは、ダンパシール２２ｃが配置される箇所においてタービンケーシング２２の内周面を構成している。図２において、ダンパシール２２ｃの内周面２２ｃａとフィン４３Ａとの隙間Ｃｒと、内周面２２ｃｂとフィン４３との隙間Ｃｒは、同一のクリアランスＣ１とされている場合を例示している。

この実施形態におけるダンパシール２２ｃの内周面２２ｃａ，２２ｃｂは、それぞれ軸線Ａｍと平行に形成され、径方向Ｄｒの位置がそれぞれ異なっている。これにより、ダンパシール２２ｃの内周面は、階段状に形成されている。なお、ダンパシール２２ｃの形状は、この実施形態の形状に限られない。このダンパシール２２ｃは、必要に応じて設ければ良く、例えば、タービンケーシング２２においてダンパシール２２ｃを省略し、フィン４３Ａ，４３Ｂの先端４３ａを分割環２２ｂの内周面２２ｂｉと対向配置するようにしても良い。

タービン静翼２６は、タービン動翼２４の軸線方向下流側Ｄａｄでタービンケーシング２２に固定されている。タービン静翼２６は、静翼シュラウド５１と、静翼本体５２と、を少なくとも備えている。

静翼シュラウド５１は、タービン動翼２４よりも軸線方向下流側Ｄａｄに配置され、タービンケーシング２２に固定されている。静翼シュラウド５１は、シュラウド本体部５３と、フィレット部５４と、を備えている。

シュラウド本体部５３は、軸線Ａｍを中心とした筒状に配置され、主流Ｍの流れる方向に延びている。シュラウド本体部５３は、主流Ｍの流れる軸線方向の上流側（以下、単に軸線方向上流側Ｄａｕと称する）の端部に、フック部５１ａを備えている。静翼シュラウド５１は、フック部５１ａにより分割環２２ｂの下流側の端部２２ｂａに固定されている。上述した主流Ｍの流路は、筒状に配置されたシュラウド本体部５３の径方向内側Ｄｒｉに形成されている。

フィレット部５４は、シュラウド本体部５３と、静翼本体５２の径方向外側Ｄｒｏの端部との間に形成されている。フィレット部５４は、静翼本体５２とシュラウド本体部５３とが交差する隅部を、凹状の曲面により滑らかに繋いでいる。静翼本体５２の翼高さ方向と交差する断面において、フィレット部５４の断面輪郭は、シュラウド本体部５３に近づくにつれて漸次広がるように形成されている。

上記フィレット部５４は、軸線方向上流側に前縁フィレット部５４ａを備えている。前縁フィレット部５４ａの上記断面輪郭は、少なくともシュラウド本体部５３に近づくにつれて軸線方向上流側Ｄａｕに向かって漸次拡大するように形成されている。静翼本体５２の翼高さ方向における前縁フィレット部５４ａの長さＬ１は、前縁フィレット部５４ａに必要な強度等に応じて設定されている。なお、前縁フィレット部５４ａの長さＬ１は、静翼本体５２の径方向外側Ｄｒｏの端部とシュラウド本体部５３の内周面との距離と言い換えることもできる。前縁フィレット部５４ａの上記断面輪郭がシュラウド本体部５３に近づくにつれて漸次広がる場合について説明したが、この断面輪郭の拡大率も、前縁フィレット部５４ａに必要な強度等に応じて設定される。

静翼シュラウド５１は、少なくとも軸線方向上流側Ｄａｕの前端部５１Ｆがタービンケーシング２２の内周面であるダンパシール２２ｃの内周面２２ｃｂの延長線Ｅｘよりも径方向外側Ｄｒｏに位置する。この実施形態において、静翼シュラウド５１を構成するシュラウド本体部５３及びフィレット部５４のうち軸線方向上流側Ｄａｕの端部に配置される部分が、ダンパシール２２ｃの内周面２２ｃｂの延長線Ｅｘよりも径方向外側Ｄｒｏに位置している。径方向Ｄｒにおける動翼シュラウド４２と静翼シュラウド５１のシュラウド本体部５３との距離Ｌ２は、径方向Ｄｒにおける前縁フィレット部５４ａの長さＬ１と、径方向Ｄｒにおける動翼シュラウド４２とタービンケーシング２２との距離Ｌ３との和（Ｌ１＋Ｌ３）よりも大きくなっている。

静翼本体５２は、静翼シュラウド５１から径方向内側Ｄｒｉに向かって延びている。静翼本体５２は、軸線方向上流側Ｄａｕの前縁５５に、後退起点５６と、径方向外側端部５７と、前縁湾曲部５８と、を少なくとも備えている。後退起点５６は、径方向Ｄｒで動翼シュラウド４２の内周面４２ｂの下流端（内側面後端）４２ｔよりも外側に配置されている。径方向外側端部５７は、静翼シュラウド５１に繋がると共に、後退起点５６よりも軸方向下流側に向けて後退している。前縁湾曲部５８は、後退起点５６と径方向外側端部５７との間を、軸線方向上流側に凸となるように曲線状に結んでいる。

上述した第一実施形態の航空機用ガスタービンでは、静翼シュラウド５１の内周面がタービンケーシング２２の内周面であるダンパシール２２ｃの内周面２２ｃｂの延長線Ｅｘよりも径方向外側Ｄｒｏに位置する。そのため、フィン４３Ｂとタービンケーシング２２との隙間Ｃｒから軸線方向下流側Ｄａｄに向かって流れたクリアランス流れＣＦは、静翼シュラウド５１のシュラウド本体部５３の前端部５３ａに衝突することなく主流Ｍに合流する。そのため、主流Ｍの流れの向きがクリアランス流れＣＦに乱されて、タービン静翼２６の背面側に流れ込むことを抑制できる。その結果、タービン静翼２６の背面に二次流れが発生することを抑制して、圧力損失を低減することができる。

また、第一実施形態では、静翼本体５２の前縁５５が、後退起点５６と、径方向外側端部５７と、前縁湾曲部５８と、を備えている。フィン４３Ｂとタービンケーシング２２との間を流れるクリアランス流れＣＦは、軸線方向下流側に流れて、タービン静翼２６の前縁湾曲部５８に衝突する。この前縁湾曲部５８は、径方向外側端部５７に向かうにつれて軸線方向下流側に向けて後退している。そのため、クリアランス流れＣＦが衝突する位置を、静翼シュラウド５１に近い側において、静翼本体５２の腹面側にずらすことができる。その結果、静翼本体５２の背面側に二次流れが生じることを抑制できる。

さらに、第一実施形態では、静翼シュラウド５１の前縁フィレット部５４ａが、クリアランス流れＣＦよりも径方向外側Ｄｒｏに位置するため、軸線方向上流側Ｄｒｕに広がる前縁フィレット部５４ａにクリアランス流れＣＦが衝突することを抑制できる。これにより、クリアランス流れＣＦが前縁フィレット部５４ａに衝突して、クリアランス流れＣＦのタービン静翼２６に衝突する位置がタービン静翼２６の背面側にずれることを抑制できる。したがって、二次流れが発生することを抑制できる。

（第二実施形態）
次に、この発明の第二実施形態を図面に基づき説明する。この第二実施形態の航空機用ガスタービンは、上述した第一実施形態のタービンケーシング２２に対して、傾斜面を設けた点でのみ相違する。そのため、上述した第一実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに、重複する説明を省略する。

図３は、この発明の第二実施形態における図２に相当する部分断面図である。
図３に示すように、タービン３のタービン動翼２４は、動翼本体４１と、動翼シュラウド４２と、フィン４３と、を有している。

動翼シュラウド４２は、第一実施形態と同様に、軸線Ａｍに対して主流Ｍの下流側に向かうにつれて径方向Ｄｒの外側に配置されるように、所定のフレア角θで傾斜している。そのため、この動翼シュラウド４２の近くを流れる主流Ｍは、この動翼シュラウド４２に沿って流れる。すなわち、主流Ｍは、下流側に向かうにつれて径方向外側Ｄｒｏに向かって流れる。

タービンケーシング２２は、ケーシング本体（図示せず）と、翼環（図示せず）と、遮熱環（図示せず）と、分割環２２ｂと、ダンパシール１２２ｃと、を備えている。

ダンパシール１２２ｃは、主流Ｍの一部がフィン４３Ａとタービンケーシング２２との間、及びフィン４３Ｂとタービンケーシング２２との間にそれぞれ形成された隙間Ｃｒを通過することを抑制する。この第二実施形態におけるダンパシール１２２ｃも、第一実施形態のダンパシール２２ｃと同様に、フィン４３Ａ及びフィン４３Ｂと共に非接触のシール構造を構成する。このダンパシール１２２ｃは、分割環２２ｂの内周面２２ｂｉに固定されている。ダンパシール１２２ｃとしては、例えば、径方向内側Ｄｒｉに開口するハニカム構造の部材を用いることができる。また、ダンパシール１２２ｃは、アブレイダブルシール等を用いることもできる。

ダンパシール１２２ｃは、フィン４３Ａ、フィン４３Ｂのそれぞれの先端４３ａに対向する二つの内周面１２２ｃａ，１２２ｃｂと、傾斜面１２２ｃｃと、を有している。
内周面１２２ｃａ，１２２ｃｂ、傾斜面１２２ｃｃは、第一実施形態の内周面２２ｃａ，２２ｃｂと同様に、ダンパシール１２２ｃが配置される箇所においてタービンケーシング２２の内周面を構成している。ダンパシール１２２ｃの内周面１２２ｃａとフィン４３Ａとの隙間Ｃｒと、内周面１２２ｃｂとフィン４３との隙間Ｃｒは、同一のクリアランスＣ１とされている。

傾斜面１２２ｃｃは、フィン４３Ｂとダンパシール１２２ｃとの隙間Ｃｒよりも軸線方向下流側Ｄａｄに形成されている。傾斜面１２２ｃｃは、軸線方向下流側Ｄａｄほど軸線Ａｍから離れるように傾斜している。傾斜面１２２ｃｃは、ダンパシール１２２ｃの軸線方向下流側Ｄａｄの端縁１２２ｔに至っている。傾斜面１２２ｃｃは、動翼シュラウド４２のフレア角θに対応した傾斜角度θｃを有している。ここで、「フレア角θに対応」とは、フレア角θと同一な角度に加えて、フレア角θを基準とした僅かな角度範囲内にあることを意味している。傾斜面１２２ｃｃは、周方向Ｄｃ（図１参照）に連続するように形成されて環状を成している。この第二実施形態における傾斜面１２２ｃｃは、ダンパシール１２２ｃの軸線方向下流側Ｄａｄに形成される角部を面取りしたような形状となっている。

タービン静翼２６は、タービン動翼２４の軸線方向下流側Ｄａｄでタービンケーシング２２に固定されている。タービン静翼２６は、静翼シュラウド５１と、静翼本体５２と、を少なくとも備えている。静翼シュラウド５１は、シュラウド本体部５３と、フィレット部５４と、を備えている。

静翼シュラウド５１の軸線方向上流側Ｄａｕの前端部５１Ｆは、軸線Ａｍを含む断面において、傾斜面１２２ｃｃの延長線Ｅｘよりも径方向外側Ｄｒｏに配置されている。この第二実施形態においては、シュラウド本体部５３とフィレット部５４との両方が、延長線Ｅｘよりも径方向外側Ｄｒｏに配置されている。径方向Ｄｒにおける動翼シュラウド４２と静翼シュラウド５１のシュラウド本体部５３との距離Ｌ２は、径方向Ｄｒにおける前縁フィレット部５４ａの長さＬ１と、径方向Ｄｒにおける動翼シュラウド４２とタービンケーシング２２との距離Ｌ３との和（Ｌ１＋Ｌ３）よりも大きくなっている。

静翼本体５２は、第一実施形態と同様に、軸線方向上流側Ｄａｕの前縁５５に、後退起点５６と、径方向外側端部５７と、前縁湾曲部５８と、を少なくとも備えている。前縁湾曲部５８は、後退起点５６と径方向外側端部５７との間を、軸線方向上流側Ｄａｕに凸となるように曲線状に結んでいる。

上述した第二実施形態の航空機用ガスタービンによれば、フィン４３Ｂとタービンケーシング２２との間を流れるクリアランス流れＣＦを、傾斜面１２２ｃｃに沿って流すことができる。そして、傾斜面１２２ｃｃが、動翼シュラウド４２のフレア角θに対応した傾斜角度θｃを有するので、動翼シュラウド４２に沿って流れる主流Ｍの角度に、クリアランス流れＣＦが流れる角度を近づけることができる。そのため、クリアランス流れＣＦが主流Ｍと衝突する角度を緩める（言い換えれば、小さくする）ことができる。その結果、クリアランス流れＣＦと主流Ｍの衝突に起因する圧力損失を低減できる。

さらに、傾斜面１２２ｃｃによって、クリアランス流れＣＦをよりタービン静翼２６の径方向外側Ｄｒｏに寄せることができる。タービン静翼２６が前縁湾曲部５８を備えている場合、径方向外側Ｄｒｏほど、静翼本体５２の前縁５５が軸線方向下流側Ｄａｄに位置するので、クリアランス流れＣＦが静翼本体５２に衝突する位置を、静翼本体５２の腹面側にずらすことができる。その結果、静翼本体５２の背面側に二次流れが生じることを抑制できる。

この発明は上述した各実施形態の構成に限られるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で設計変更可能である。
例えば、上述した第一、第二実施形態では、軸線方向上流側Ｄａｕの静翼本体５２の前縁５５に、後退起点５６と、径方向外側端部５７と、前縁湾曲部５８と、を備えている場合について説明した。しかし、これら後退起点５６と、径方向外側端部５７と、前縁湾曲部５８とは、省略しても良い。
さらに、第一、第二実施形態において、フィレット部５４が延長線Ｅｘよりも径方向外側Ｄｒｏに配置されている場合について説明した。しかし、フィレット部５４が小さい場合等において、フィレット部５４は、延長線Ｅｘよりも径方向内側Ｄｒｉに配置されていても良い。

第一実施形態において、静翼シュラウド５１が延長線Ｅｘよりも径方向外側Ｄｒｏに位置する場合について説明した。しかし、少なくとも軸線方向上流側Ｄａｕの静翼シュラウド５１の前端部５１Ｆが延長線Ｅｘよりも径方向外側に配置されていればよく、例えば、軸線方向Ｄａにおける静翼シュラウド５１の中間部や後端部が延長線Ｅｘよりも径方向内側Ｄｒｉに配置されていても良い。

第二実施形態では、図３の断面視における傾斜面１２２ｃｃの形状が、直線状に形成される場合について説明した。しかし、この断面視における傾斜面１２２ｃｃの形状は、クリアランス流れＣＦがフレア角θに近い角度で流れることが可能な形状であればよく、直線状に限られない。例えば、傾斜面１２２ｃｃは、上記断面において僅かに曲線状に形成されていても良い。

１ 圧縮機
２ 燃焼室
３ タービン
４ 排気ノズル
１０ 吸気ダクト
１１ 圧縮機ロータ
１２ 圧縮機ケーシング
１３ 圧縮機動翼段
１４ 圧縮機動翼
１５ 圧縮機静翼段
１６ 圧縮機静翼
２１ タービンロータ
２２ タービンケーシング（ケーシング）
２２ｂ 分割環
２２ｂａ 端部
２２ｂｉ 内周面
２２ｃ，１２２ｃ ダンパシール
２２ｃａ 内周面
２２ｃｂ 内周面
２３ タービン動翼段
２４ タービン動翼
２５ タービン静翼段
２６ タービン静翼
２７ 噴射口
４１ 動翼本体
４１ａ 先端
４２ 動翼シュラウド
４２ａ 外周面
４３ フィン
４３ａ 先端
４３Ａ フィン
４３Ｂ フィン
５１ 静翼シュラウド
５１ａ フック部
５１Ｆ 前端部
５２ 静翼本体
５３ シュラウド本体部
５３ａ 前端部
５４ フィレット部
５４ａ 前縁フィレット部
５５ 前縁
５６ 後退起点
５７ 径方向外側端部
５８ 前縁湾曲部
９１ ガスタービンロータ
９２ ガスタービンケーシング
１００ ガスタービン
１２２ｃ ダンパシール
１２２ｃａ 内周面
１２２ｃｂ 内周面
１２２ｃｃ 傾斜面
１２２ｔ 端縁

Claims (3)

1. 軸線回りに回転するロータと、
   前記ロータから径方向外側に向かって延びる動翼本体、前記動翼本体の先端に設けられた動翼シュラウド、及び、前記動翼シュラウドの外周面から突出するフィン、を有する動翼と、
   前記ロータ及び前記動翼を外周側から覆い、前記フィンとの間に隙間を形成するケーシングと、
   前記動翼の軸線方向下流側で前記ケーシングに固定されて前記軸線を中心とした径方向で前記ケーシングの内周面の延長線よりも外側に少なくとも軸線方向上流側の前端部が位置する静翼シュラウドと、前記静翼シュラウドから径方向内側に向かって延びる静翼本体と、を有した静翼と、
   を備え、
   前記静翼本体の軸線方向上流側の前縁は、
   後退起点と、
   前記静翼シュラウドに繋がると共に、前記後退起点よりも軸方向下流側に向けて後退した径方向外側端部と、
   前記後退起点と前記径方向外側端部との間を、軸線方向上流側に凸となるように結ぶ前縁湾曲部と、を備え、
   前記後退起点は、
   前記径方向で前記動翼シュラウドの内側面後端よりも外側に配置されている航空機用ガスタービン。
2. 前記静翼シュラウドは、
   前記ケーシングに固定されたシュラウド本体部と、
   前記静翼本体の径方向外側端部と前記シュラウド本体部との間に形成されて、前記シュラウド本体部に近づくにつれて少なくとも前記軸線方向上流側に向かって漸次広がるように形成された前縁フィレット部と、を備え、
   前記径方向における前記動翼シュラウドと前記シュラウド本体部との距離は、
   前記径方向における前記前縁フィレット部の長さと、前記径方向における前記動翼シュラウドと前記ケーシングとの距離との和よりも大きい請求項１に記載の航空機用ガスタービン。
3. 前記動翼シュラウドは、前記軸線方向下流側ほど前記軸線から離れるフレア角を有し、
   前記ケーシングは、前記隙間よりも前記軸線方向下流側に前記フレア角に対応した角度を有する傾斜面を有し、
   前記静翼シュラウドの前記軸線方向上流側の前端部は、前記傾斜面の延長線よりも前記径方向外側に配置されている請求項１又は２に記載の航空機用ガスタービン。

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