JPS61149506A - タ−ビン翼端のシ−ル装置 - Google Patents
タ−ビン翼端のシ−ル装置Info
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- JPS61149506A JPS61149506A JP27127984A JP27127984A JPS61149506A JP S61149506 A JPS61149506 A JP S61149506A JP 27127984 A JP27127984 A JP 27127984A JP 27127984 A JP27127984 A JP 27127984A JP S61149506 A JPS61149506 A JP S61149506A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- metal layer
- porous metal
- honeycomb
- reinforcing member
- turbine blade
- Prior art date
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- Pending
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-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
- F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
- F01D11/125—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material with a reinforcing structure
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
- F01D11/127—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with a deformable or crushable structure, e.g. honeycomb
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/203—Heat transfer, e.g. cooling by transpiration cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
（産業上の利用分野）
この発明は、ガスタービン、ジェットエンジンなどに設
けられるタービン翼端のチップクリアランスを小さく抑
えるため、タービンシュラウドの内周面にハニカム形の
部材を設けてなるタービン翼端のシール装置に関する。
けられるタービン翼端のチップクリアランスを小さく抑
えるため、タービンシュラウドの内周面にハニカム形の
部材を設けてなるタービン翼端のシール装置に関する。
（従来技術）
たとえば、ジェットエンジンにおいては、そのタービン
シュラウド内周面とタービン翼（動翼）端との間のチッ
プクリアランスを長期にわたってできるだけ小さく抑え
ることが要求される。
シュラウド内周面とタービン翼（動翼）端との間のチッ
プクリアランスを長期にわたってできるだけ小さく抑え
ることが要求される。
その効果的な対策として、タービンシュラウドの動翼に
対向する内面部に、ハニカム形の部材を設けて対処した
もの（たとえば、米国政府論文、タイトル名ｒｓＥＡＬ
ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹＩＮ ＧＡＳ ＴＵＲＢ
ＩＮＥ ＥＮＧＩＮＥＳに１９７ａ年８月版における
Ｐ２−４の付記Ａと、Ｐ２−６（７）付記Ｂおよび、Ｆ
ＩＧ、１（７）ＴＵＲＢＩＮＥ ＴＩＰ ５ＥＡＬ
Ｓ、■に該ちする個所を参照）があり、これによれば、
全周にわたって配置されたハニカム部材のうち削られる
べき最低限度（周方向一部）だけが動翼によって削られ
る結果、チップクリアランスを開方向の全域にわたって
常に小さく抑えることかできる点で有利とされる。
対向する内面部に、ハニカム形の部材を設けて対処した
もの（たとえば、米国政府論文、タイトル名ｒｓＥＡＬ
ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹＩＮ ＧＡＳ ＴＵＲＢ
ＩＮＥ ＥＮＧＩＮＥＳに１９７ａ年８月版における
Ｐ２−４の付記Ａと、Ｐ２−６（７）付記Ｂおよび、Ｆ
ＩＧ、１（７）ＴＵＲＢＩＮＥ ＴＩＰ ５ＥＡＬ
Ｓ、■に該ちする個所を参照）があり、これによれば、
全周にわたって配置されたハニカム部材のうち削られる
べき最低限度（周方向一部）だけが動翼によって削られ
る結果、チップクリアランスを開方向の全域にわたって
常に小さく抑えることかできる点で有利とされる。
しかしながら、一般に用いられるハニカム部材は、各ハ
ニカムを形成する枠部がかなり薄い板面で形成されてい
るため、タービンシュラウドの内周を流れる高熱燃焼ガ
スによって局部的に溶融したり、あるいは、高温酸化損
耗してしまうおそれがあり、そのことから、上記ハニカ
ム部材を空冷するように対処しであるが、上記により開
示された空冷方式では、冷却されるべき表面積全体が小
さいため、ハニカム部材保護のためには、今一つ有効で
なかった。
ニカムを形成する枠部がかなり薄い板面で形成されてい
るため、タービンシュラウドの内周を流れる高熱燃焼ガ
スによって局部的に溶融したり、あるいは、高温酸化損
耗してしまうおそれがあり、そのことから、上記ハニカ
ム部材を空冷するように対処しであるが、上記により開
示された空冷方式では、冷却されるべき表面積全体が小
さいため、ハニカム部材保護のためには、今一つ有効で
なかった。
（発明の目的）
この発明は、上記問題に鑑みてなされたもので、ハニカ
ム部材の冷却効率を向上させ、その耐熱性を上げて保護
を図ることを目的とする。
ム部材の冷却効率を向上させ、その耐熱性を上げて保護
を図ることを目的とする。
（発明の構成）
上記目的を達成するため、この発明は、タービンシュラ
ウドのタービン翼先端に対向する内周面にハニカム形補
強部材で補強した多孔質金属層を設け、多孔質金属層の
外周から内周方向に冷却空気を通す冷却空気供給手段を
設けである。
ウドのタービン翼先端に対向する内周面にハニカム形補
強部材で補強した多孔質金属層を設け、多孔質金属層の
外周から内周方向に冷却空気を通す冷却空気供給手段を
設けである。
（実施例）
以下、この発明の実施例を図面にしたがって説明する。
第１図は、ジェットエンジン（あるい□はガスタービン
）を−例としたタービン外周部の断面図であり、ここに
おいて１はアウタケースで、その前後のケース間に取付
具２を介して第１フランジ３を挟み付けて固定し、この
第１フランジ３に、コンプレッサ（図示省略）からの冷
却空気（矢印Ｃ１）を油気としてプレナムチャンバ４（
冷却空気供給手段の一部）に導入する冷却空気導入孔５
を形成しである。
）を−例としたタービン外周部の断面図であり、ここに
おいて１はアウタケースで、その前後のケース間に取付
具２を介して第１フランジ３を挟み付けて固定し、この
第１フランジ３に、コンプレッサ（図示省略）からの冷
却空気（矢印Ｃ１）を油気としてプレナムチャンバ４（
冷却空気供給手段の一部）に導入する冷却空気導入孔５
を形成しである。
また、アウタケース１の後部側には、プレナムチャンバ
４を第１フランジ３とともに形成する第２フランジ６が
一体的に突設され、この第２フランジ６に導出孔１５を
形成しである。
４を第１フランジ３とともに形成する第２フランジ６が
一体的に突設され、この第２フランジ６に導出孔１５を
形成しである。
７はタービンシュラウドで、上記第１フランジ３に取付
具２を介し゛て取り付けられ、その後側のタービンシュ
ラウド７は、第２フランジ６を介して取り付けられてい
る。
具２を介し゛て取り付けられ、その後側のタービンシュ
ラウド７は、第２フランジ６を介して取り付けられてい
る。
これら前後の各タービンシュラウド７には、それぞれ静
翼８が固定して設けられている。
翼８が固定して設けられている。
一方、９はセグメントであり、これらセグメント９は前
後に対向して配置され、これらセグメント９を支持部材
として、動翼１０の翼端に対向するつぎのシール装置が
固定されている。
後に対向して配置され、これらセグメント９を支持部材
として、動翼１０の翼端に対向するつぎのシール装置が
固定されている。
上記シール装置の詳細は、第４図に示されており、それ
を製造工程順に示したのが、第２図から、第４図に相当
する。つまり、第２図に示す工程に先立ってまず、多数
の導入分配孔１１を有するパンチングメタル製の導入分
配板１２（周方向において複数配列される分割型プレー
ト）上に多孔質金属層１３を真空密着により固着する。
を製造工程順に示したのが、第２図から、第４図に相当
する。つまり、第２図に示す工程に先立ってまず、多数
の導入分配孔１１を有するパンチングメタル製の導入分
配板１２（周方向において複数配列される分割型プレー
ト）上に多孔質金属層１３を真空密着により固着する。
この場合の多孔質金属層１３としては、Ｎｉ、Ｃｒ、ま
たはＡＱ合今による発泡金属が適する・つぎに、こうし
てなる多孔質金属層１３に対して、第２図に示すように
、／＼ニカム形補強部材１４を矢印Ｐのように、上方か
ら圧入する。
たはＡＱ合今による発泡金属が適する・つぎに、こうし
てなる多孔質金属層１３に対して、第２図に示すように
、／＼ニカム形補強部材１４を矢印Ｐのように、上方か
ら圧入する。
こうして圧入されたものが第３図であり、この場合、ハ
ニカム形補強部材１４は、多孔質金属層１３の全厚さに
わたるように圧入されるのでなく１寸法り分だけ底面か
ら離間させて圧入されている。
ニカム形補強部材１４は、多孔質金属層１３の全厚さに
わたるように圧入されるのでなく１寸法り分だけ底面か
ら離間させて圧入されている。
ついで、！３図に二点鎖線Ｘで示す切断面に沿って一定
の上層部分のみを切除して、第４図に示すように、多孔
質金属層１３が詰った仕、Ｅ面を形成して完了する。
の上層部分のみを切除して、第４図に示すように、多孔
質金属層１３が詰った仕、Ｅ面を形成して完了する。
なお、ここで、ハニカム形補強部材１４は耐熱金属たと
えば、ハステロイＸ、あるいはＨＡ１８８などを選択す
ると、耐久性向ｈ（未燃カーボン粒子や砂塵などに対す
る破壊防止）の面で有利である。
えば、ハステロイＸ、あるいはＨＡ１８８などを選択す
ると、耐久性向ｈ（未燃カーボン粒子や砂塵などに対す
る破壊防止）の面で有利である。
また、上記第２図の圧入に際しては、ハニカム形補強部
材１４にろう材を付しておき、圧入後に加熱してろう付
けするとともに、第４図のセットを第１図のセグメント
９に固定する場合もろう付けにより行なっている。
材１４にろう材を付しておき、圧入後に加熱してろう付
けするとともに、第４図のセットを第１図のセグメント
９に固定する場合もろう付けにより行なっている。
したがって上記構成では、第１図のように、コンプレツ
サからの冷却空気が矢印Ｃｔのようにプレナムチャン八
４に導入され、それら冷却空気が矢印Ｃ２のように多孔
質金属Ｍ１３を通してハニカム形補強部材１４の全体に
導かれる。これにより、ハニカム形補強部材１４は広い
冷却面積のもとに効果的にその全体が冷却される。
サからの冷却空気が矢印Ｃｔのようにプレナムチャン八
４に導入され、それら冷却空気が矢印Ｃ２のように多孔
質金属Ｍ１３を通してハニカム形補強部材１４の全体に
導かれる。これにより、ハニカム形補強部材１４は広い
冷却面積のもとに効果的にその全体が冷却される。
とくに、上記実施例の場合、多孔質金属層１３の外周に
パンチングメタル類の導入分配板１２を設け、その導入
分配孔１１によって矢印Ｃ２のように冷却空気を均等に
分配して導入するようにしであるので、冷却空気を多孔
質金属層１３の全体により均等に導くことができるとと
もに、第４図寸法り分だけ多孔質金属層１３だけの層状
部分が存在するので、この間においても冷却空気を均等
に分散させることができる。その結果、ｌ＼ニカム形補
強部材１４は、全体的に均等な冷却を受ける。
パンチングメタル類の導入分配板１２を設け、その導入
分配孔１１によって矢印Ｃ２のように冷却空気を均等に
分配して導入するようにしであるので、冷却空気を多孔
質金属層１３の全体により均等に導くことができるとと
もに、第４図寸法り分だけ多孔質金属層１３だけの層状
部分が存在するので、この間においても冷却空気を均等
に分散させることができる。その結果、ｌ＼ニカム形補
強部材１４は、全体的に均等な冷却を受ける。
（発明の効果）
以上説明したように、この発明によれば、タービンシュ
ラウドのタービン翼先端に対向する内周面にハニカム形
補強部材で補強した多孔質金属層を設け、多孔質金属層
の外周から内周方向に冷却空気を通す冷却空気供給手段
を設けたので、ハニカム部材の冷却効率を向上させ、そ
の耐熱性を上げて保護を図ることができる。
ラウドのタービン翼先端に対向する内周面にハニカム形
補強部材で補強した多孔質金属層を設け、多孔質金属層
の外周から内周方向に冷却空気を通す冷却空気供給手段
を設けたので、ハニカム部材の冷却効率を向上させ、そ
の耐熱性を上げて保護を図ることができる。
第１図はこの発明の一実施例を示す断面図、第２図から
第４図はシール装置の製造工程を示し、第２図はハニカ
ム形補強部材の圧入工程を、第３図は圧入完了時を、ま
た、第４図は完成したシール装置を示す斜視断面図であ
る。 ７・・・タービンシュラウド、１０・・・動翼、１３・
・・多孔質金属層、１４・・・ハニカム形補強部材。 第１図 動 第２図
第４図はシール装置の製造工程を示し、第２図はハニカ
ム形補強部材の圧入工程を、第３図は圧入完了時を、ま
た、第４図は完成したシール装置を示す斜視断面図であ
る。 ７・・・タービンシュラウド、１０・・・動翼、１３・
・・多孔質金属層、１４・・・ハニカム形補強部材。 第１図 動 第２図
Claims (3)
- （１）タービンシュラウドのタービン翼先端に対向する
内周面にハニカム形補強部材で補強した多孔質金属層を
設け、多孔質金属層の外周から内周方向に冷却空気を通
す冷却空気供給手段を設けたことを特徴とするタービン
翼端のシール装置。 - （２）上記ハニカム形補強部材を、多孔質金属層の内周
側の層状部分に配置した特許請求の範囲第１項に記載の
タービン翼端のシール装置。 - （３）上記多孔質金属層の外周に、多数の導入分配孔を
有する導入分配板を設けた特許請求の範囲第１項もしく
は第２項に記載のタービン翼端のシール装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27127984A JPS61149506A (ja) | 1984-12-21 | 1984-12-21 | タ−ビン翼端のシ−ル装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27127984A JPS61149506A (ja) | 1984-12-21 | 1984-12-21 | タ−ビン翼端のシ−ル装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61149506A true JPS61149506A (ja) | 1986-07-08 |
Family
ID=17497857
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP27127984A Pending JPS61149506A (ja) | 1984-12-21 | 1984-12-21 | タ−ビン翼端のシ−ル装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS61149506A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0957237A3 (de) * | 1998-05-13 | 2000-12-27 | MAN Turbomaschinen AG GHH BORSIG | Kühlung einer Wabendichtung in einer Gasturbine |
| US7104751B2 (en) | 2001-12-13 | 2006-09-12 | Alstom Technology Ltd | Hot gas path assembly |
| JP2011007153A (ja) * | 2009-06-29 | 2011-01-13 | Hitachi Ltd | タービン用高信頼性メタルシール材 |
| FR3028882A1 (fr) * | 2014-11-20 | 2016-05-27 | Snecma | Procede de realisation d'un revetement abradable multicouches avec structure tubulaire integree, et revetement abradable obtenu par un tel procede |
| US9752780B2 (en) | 2013-06-27 | 2017-09-05 | Rolls-Royce Plc | Abradable liner for a gas turbine engine |
-
1984
- 1984-12-21 JP JP27127984A patent/JPS61149506A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0957237A3 (de) * | 1998-05-13 | 2000-12-27 | MAN Turbomaschinen AG GHH BORSIG | Kühlung einer Wabendichtung in einer Gasturbine |
| US7104751B2 (en) | 2001-12-13 | 2006-09-12 | Alstom Technology Ltd | Hot gas path assembly |
| JP2011007153A (ja) * | 2009-06-29 | 2011-01-13 | Hitachi Ltd | タービン用高信頼性メタルシール材 |
| US8801373B2 (en) | 2009-06-29 | 2014-08-12 | Hitachi Ltd. | High-reliability turbine metal sealing material |
| US9752780B2 (en) | 2013-06-27 | 2017-09-05 | Rolls-Royce Plc | Abradable liner for a gas turbine engine |
| FR3028882A1 (fr) * | 2014-11-20 | 2016-05-27 | Snecma | Procede de realisation d'un revetement abradable multicouches avec structure tubulaire integree, et revetement abradable obtenu par un tel procede |
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