JPH0660702U - Gas turbine split ring seal structure - Google Patents
Gas turbine split ring seal structureInfo
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- JPH0660702U JPH0660702U JP775393U JP775393U JPH0660702U JP H0660702 U JPH0660702 U JP H0660702U JP 775393 U JP775393 U JP 775393U JP 775393 U JP775393 U JP 775393U JP H0660702 U JPH0660702 U JP H0660702U
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 シール板が挿入される分割環溝部を冷却空気
によって冷却できるようにすること。
【構成】 ガスタービン動翼外周の静止環状体を構成す
る複数の分割環７間を、隣接する２つの分割環７の円周
方向端面に形成した溝１３間に挿入したシール板１４に
よりシールしてなる構造において、シール板１４の一部
を切り欠いて冷却空気通路１７を形成し、この通路１７
を通って冷却空気１０が高温ガス１５の通路へ流れるよ
うにしたもの。
(57) [Summary] [Purpose] To enable cooling of the split annular groove into which the seal plate is inserted. [Structure] A plurality of split rings 7 forming a stationary annular body around the outer periphery of a gas turbine blade are sealed by a seal plate 14 inserted between grooves 13 formed in circumferential end faces of two adjacent split rings 7. In this structure, a part of the seal plate 14 is cut out to form a cooling air passage 17, and the cooling air passage 17 is formed.
Through which the cooling air 10 flows to the passage of the hot gas 15.
Description
【０００１】[0001]
本考案は、ガスタービン動翼外周の静止環状体を構成する複数の分割環のシー ル構造に関し、より詳細には、隣接する２つの分割環の円周方向端面に形成した 溝間に挿入されて該分割環間をシールするシール板の改良に関する。 The present invention relates to a seal structure of a plurality of split rings forming a stationary annular body around the outer periphery of a gas turbine rotor blade, and more specifically, it is inserted between grooves formed on the circumferential end faces of two adjacent split rings. The present invention relates to an improvement of a seal plate that seals between the split rings.
【０００２】[0002]
図３は、高温ガスタービン動翼外周部の断面図である。図３において、第１段 静翼１の外側シュラウド２と第２段静翼３の外側シュラウド４とは翼環５で支え られ、該翼環５は図に示されていない内部ケーシングで支持されている。そして 、第１段動翼６の外周には、分割環７が翼環５と第２段静翼外側シュラウド４と に適所で嵌め込まれている。これらの嵌め込み部は、分割環７と翼環５及び外側 シュラウド４との当接部とそれらの間の隙間部とによって、軸方向及び半径方向 の熱膨張を自由にすると共に部品の位置決めに係っている。 FIG. 3 is a cross-sectional view of the outer peripheral portion of the high temperature gas turbine rotor blade. In FIG. 3, the outer shroud 2 of the first stage vane 1 and the outer shroud 4 of the second stage vane 3 are supported by a blade ring 5, and the blade ring 5 is supported by an inner casing (not shown). . Then, a split ring 7 is fitted to the outer periphery of the first-stage moving blade 6 at appropriate positions on the blade ring 5 and the second-stage stationary blade outer shroud 4. These fitting portions allow the thermal expansion in the axial and radial directions and the positioning of parts by the abutment portions of the split ring 7, the blade ring 5 and the outer shroud 4 and the gap portion between them. ing.
【０００３】 以上述べた分割環７は一般に動翼６の枚数と同じ個数から成り、円周方向に組 み合わせられることによって、動翼外周の静止環状体を構成する。これは、静止 環状体を分割することによって、組立を容易にすると共に熱膨張を自由にして熱 応力の除去を図ったものである。The split ring 7 described above generally comprises the same number as the number of moving blades 6 and is combined in the circumferential direction to form a stationary annular body around the outer periphery of the moving blade. This is intended to ease assembly and free thermal expansion by removing the thermal stress by dividing the stationary annular body.
【０００４】 また、ガスタービン静翼１，３は中空の精密鋳造翼より成り、外側シュラウド ２，４に穿設された穴８，９から流入する冷却空気（通常は、圧縮機吐出空気） １０によって冷却されるが、分割環７の外周部に形成した室１１にも、翼環５に 穿設された穴１２を通して冷却空気１０が流入して冷却が行われる。Further, the gas turbine stationary blades 1 and 3 are hollow precision cast blades, and cooling air (usually, compressor discharge air) 10 flowing in through holes 8 and 9 formed in the outer shrouds 2 and 4 10 However, the cooling air 10 also flows into the chamber 11 formed on the outer peripheral portion of the split ring 7 through the holes 12 formed in the blade ring 5 for cooling.
【０００５】 更に、各分割環７の円周方向端面には溝１３が形成され、図４，５に示すよう に、隣接する２つの分割環７の円周方向端面の溝１３間にシール板１４を挿入す ることによって該分割環７間をシールし、これにより冷却空気１０が高温ガス１ ５の通路に漏洩するのを防止している。すなわち、冷却空気１０と高温ガス１５ との圧力差により、シール板１４は分割環溝１３の下面へ押圧されて密封効果が 図られている。Further, a groove 13 is formed on the circumferential end face of each split ring 7, and as shown in FIGS. 4 and 5, a seal plate is provided between the grooves 13 on the circumferential end faces of two adjacent split rings 7. Inserting 14 seals between the split rings 7, thereby preventing the cooling air 10 from leaking into the passage of the hot gas 15. That is, due to the pressure difference between the cooling air 10 and the high temperature gas 15, the sealing plate 14 is pressed against the lower surface of the split annular groove 13 to achieve the sealing effect.
【０００６】[0006]
ところで、以上述べた従来の分割環シール板１４は、図４，図５に示すように 、均一の厚さｔで全長にわたって同じ幅ｂを有する形状であって、分割環７間を 完全に密封するものであり、該分割環７間では冷却空気１０が高温ガス１５の通 路に流入することは全くなかった。したがって、ガスタービンの高温化に伴って 分割環溝部及びシール板に焼損トラブルが発生する場合があった。 By the way, the conventional split ring seal plate 14 described above has a uniform thickness t and the same width b over the entire length as shown in FIGS. 4 and 5, and completely seals between the split rings 7. However, the cooling air 10 did not flow into the passage of the high-temperature gas 15 between the split rings 7. Therefore, as the temperature of the gas turbine rises, the split annular groove portion and the seal plate may be burnt.
【０００７】 本考案は、このような従来技術の課題を解決するためになされたもので、冷却 空気によって分割環溝部を冷却できるようにしたガスタービン分割環のシール構 造を提供することを目的とする。The present invention has been made in order to solve the problems of the prior art, and an object thereof is to provide a seal structure for a gas turbine split ring, which is capable of cooling the split ring groove portion with cooling air. And
【０００８】[0008]
上記の課題を解決するために、本考案は、ガスタービン動翼外周の静止環状体 を構成する複数の分割環間を、隣接する２つの分割環の円周方向端面に形成した 溝間に挿入したシール板によりシールしてなる構造において、前記シール板の一 部を切り欠いて冷却空気通路を形成したものである。 In order to solve the above problems, the present invention inserts a plurality of split rings that form a stationary annular body around the outer periphery of a gas turbine blade between grooves formed on the circumferential end faces of two adjacent split rings. In the structure formed by sealing with the sealing plate, a part of the sealing plate is cut out to form a cooling air passage.
【０００９】[0009]
上記の手段によれば、シール板の一部を切り欠いて形成した冷却空気通路を通 って冷却空気がガス通路へ流れる際に、分割環溝部を冷却する。 According to the above means, when the cooling air flows to the gas passage through the cooling air passage formed by cutting out a part of the seal plate, the split annular groove portion is cooled.
【００１０】[0010]
以下、図１，図２を参照して本考案の実施例について詳細に説明する。図１は 本考案に係るガスタービン分割環のシール構造の一実施例を示す要部の断面図、 図２は図１中のシール板を示す斜視図である。 Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to FIGS. FIG. 1 is a sectional view of a main part showing an embodiment of a seal structure for a gas turbine split ring according to the present invention, and FIG. 2 is a perspective view showing a seal plate in FIG.
【００１１】 図１において、複数の分割環７は、図３に示したように、ガスタービン動翼外 周の静止環状体を構成するように円周方向に組み合わせられるものである。そし て、各分割環７の円周方向端面には、分割環７間をシールするシール板１４が挿 入される溝１３が形成されている。In FIG. 1, as shown in FIG. 3, a plurality of split rings 7 are combined in the circumferential direction so as to form a stationary annular body around the outer periphery of the gas turbine rotor blade. A groove 13 into which a seal plate 14 that seals between the split rings 7 is inserted is formed on the circumferential end surface of each split ring 7.
【００１２】 本考案は、このシール板１４の一部を切り欠いて冷却空気通路を形成したもの である。すなわち、本実施例によれば、図２に詳細に示すように、シール板１４ の一端の内周側が切り欠きされて厚さがｔ1からｔ2に減じられていると共に、こ の部分の両側が切り欠きされて幅がｂ1からｂ2に減じられて、段差部１６が形成 されている。したがって、隣接する２つの分割環７の円周方向端面の溝１３間に シール板１４を挿入して分割環７間をシールしても、該段差部１６のまわりには 図１に示すように冷却空気１０が流れる通路１７が形成され、この通路１７を冷 却空気１０が流れて高温ガス１５の通路へ流入する際に溝１３の部分が冷却され る。According to the present invention, a part of the seal plate 14 is cut out to form a cooling air passage. That is, according to the present embodiment, as shown in detail in FIG. 2, the inner peripheral side of one end of the seal plate 14 is cut out to reduce the thickness from t 1 to t 2 , and Both sides are notched and the width is reduced from b 1 to b 2 to form a step portion 16. Therefore, even if the seal plates 14 are inserted between the grooves 13 on the circumferential end faces of the two adjacent split rings 7 to seal the space between the split rings 7, as shown in FIG. A passage 17 through which the cooling air 10 flows is formed, and when the cooling air 10 flows through the passage 17 and flows into the passage of the hot gas 15, the portion of the groove 13 is cooled.
【００１３】 なお、シール板１４の形状は図１，図２に示した形状に限られるものではなく 、シール板１４はその一部が切り欠きされ、隣接する２つの分割環７の円周方向 端面の溝１３間にシール板１４が挿入されたときに、この切り欠き部分が冷却空 気通路１７を形成するものであれば、どのような形状であっても良いものである 。The shape of the seal plate 14 is not limited to the shape shown in FIG. 1 and FIG. 2, and the seal plate 14 is partially cut away to form the circumferential direction of the two adjacent split rings 7. Any shape may be used as long as the cutout portion forms the cooling air passage 17 when the seal plate 14 is inserted between the grooves 13 on the end surface.
【００１４】[0014]
以上述べたように、本考案によれば、ガスタービン動翼外周の静止環状体を構 成する複数の分割環間を、隣接する２つの分割環の円周方向端面に形成した溝間 に挿入したシール板によりシールしてなる構造において、前記シール板の一部を 切り欠いて冷却空気通路を形成し、この通路を通って冷却空気がガス通路へ流れ る際に分割環溝部を冷却するようにしたので、該分割環溝部及びシール板に焼損 トラブルが発生するのが防止され、ガスタービンの信頼性が向上する。また、本 考案は既存のガスタービンに対しても容易に改造施工することができる。 As described above, according to the present invention, the plurality of split rings forming the stationary annular body around the outer periphery of the gas turbine blade are inserted between the grooves formed on the circumferential end faces of the two adjacent split rings. In the structure in which the sealing plate is sealed, a part of the sealing plate is cut out to form a cooling air passage, and the split ring groove is cooled when the cooling air flows through the passage to the gas passage. Therefore, it is possible to prevent the burning troubles from occurring in the split annular groove portion and the seal plate, and to improve the reliability of the gas turbine. Further, the present invention can be easily retrofitted to an existing gas turbine.
【図１】本考案に係るガスタービン分割環のシール構造
の一実施例を示す要部の断面図である。FIG. 1 is a cross-sectional view of a main part showing an embodiment of a seal structure for a gas turbine split ring according to the present invention.
【図２】図１中のシール板を示す斜視図である。FIG. 2 is a perspective view showing a seal plate in FIG.
【図３】本考案が適用されるガスタービン動翼外周部の
断面図である。FIG. 3 is a sectional view of an outer peripheral portion of a gas turbine rotor blade to which the present invention is applied.
【図４】従来のガスタービン分割環のシール構造を示す
要部の断面図である。FIG. 4 is a cross-sectional view of a main part showing a conventional seal structure for a gas turbine split ring.
【図５】図４中のシール板を示す斜視図である。5 is a perspective view showing a seal plate in FIG. 4. FIG.
７ 分割環 １０ 冷却空気 １３ 溝 １４ シール板 １５ ガス １６ 段差部 １７ 冷却空気通路 7 split ring 10 cooling air 13 groove 14 seal plate 15 gas 16 step 17 cooling air passage
Claims (1)
する複数の分割環間を、隣接する２つの分割環の円周方
向端面に形成した溝間に挿入したシール板によりシール
してなる構造において、前記シール板の一部を切り欠い
て冷却空気通路を形成したことを特徴とするガスタービ
ン分割環のシール構造。1. A seal plate inserted between grooves formed in end faces in the circumferential direction of two adjacent split rings to seal a plurality of split rings forming a stationary annular body on the outer periphery of a gas turbine rotor blade. In the structure, a seal structure for a gas turbine split ring, wherein a part of the seal plate is cut out to form a cooling air passage.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP775393U JPH0660702U (en) | 1993-02-04 | 1993-02-04 | Gas turbine split ring seal structure |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP775393U JPH0660702U (en) | 1993-02-04 | 1993-02-04 | Gas turbine split ring seal structure |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0660702U true JPH0660702U (en) | 1994-08-23 |
Family
ID=11674462
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP775393U Withdrawn JPH0660702U (en) | 1993-02-04 | 1993-02-04 | Gas turbine split ring seal structure |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0660702U (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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-
1993
- 1993-02-04 JP JP775393U patent/JPH0660702U/en not_active Withdrawn
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Legal Events
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