WO2018020548A1 - ガスタービン動翼のシール構造 - Google Patents
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Definitions
- the present disclosure relates to a seal structure of a moving blade (gas turbine moving blade) used in a gas turbine.
- General gas turbines are provided with a plurality of moving blades attached to the outer periphery of a rotor disk.
- Each blade includes a wing body, a shroud provided at the tip of the wing body, and a shank including a platform and a root (dovetail).
- the platform and the shroud are substantial walls that form a flow path for the combustion gas discharged from the combustion chamber.
- Combustion gas flowing from the combustor to the turbine is very hot, and not only the blades but also the shroud and platform are heated when flowing through the turbine. Since each blade is thermally deformed by this heating, there is a gap in consideration of this heat deformation between adjacent platforms.
- the above-described gap prevents contact between the thermally deformed blades, but also causes leakage of combustion gas from the flow path.
- the combustion gas leaked from the flow path heats the shank and root of the rotor blade, the rotor disk, and the surrounding members.
- cooling gas from the compressor flows around the rotor disk. That is, an increase in the supply of cooling gas due to an excessive temperature rise deteriorates the fuel consumption (fuel consumption rate (SFC)) of the turbine engine.
- SFC fuel consumption rate
- Patent Documents 1 to 3 disclose a configuration using a seal member with respect to a technique for suppressing leakage of combustion gas from between moving blades.
- JP-A-9-303107 Japanese Patent Laid-Open No. 10-196309 JP 2011-32985 A
- the present disclosure has been devised in view of the above-described problems, and is a seal for a gas turbine rotor blade capable of suppressing both combustion gas leakage from the flow path and improving the assembly workability of the rotor blade.
- the purpose is to provide a structure.
- One aspect of the present disclosure is a seal structure for a gas turbine blade arranged in a circumferential direction of a rotating shaft and extending in a radial direction of the rotating shaft, the shank including a blade body, a platform, and a root, A plurality of moving blades having fins provided to protrude in front of the blade body, and a wedge seal member and a spline seal member positioned between the moving blades adjacent to each other in the plurality of moving blades.
- Each shank has a first side surface, a second side surface, and a bottom surface located inward of the fins in the radial direction.
- the first side surface extends in a direction from the front to the rear of the wing body, accommodates the wedge seal member so as to be movable in the radial direction and the circumferential direction, and a direction from the platform toward the root portion. And a first slot that opens to the bottom surface as an insertion port for the spline seal member.
- the second side surface is provided at a position corresponding to the first slot provided in the shank of the moving blade adjacent to the shank, and is opened to the bottom surface as the insertion port of the spline seal member. Slot.
- the concave portion has an inclined surface that linearly extends away from the side surface inward in the radial direction.
- the wedge seal member has a first wedge surface that faces the inclined surface, and a second wedge that faces the second side surface of the adjacent moving blade and forms the top of the wedge together with the first wedge surface.
- a wedge part including a surface; and a weight part integrally formed with the wedge part and positioned inward of the wedge part in the radial direction in the recess.
- the first wedge surface may be parallel to the inclined surface, and the second wedge surface may be parallel to the second side surface of an adjacent moving blade.
- the wedge seal member may be formed in a rod shape extending in the longitudinal direction.
- the wedge seal member may have a protrusion that protrudes in a direction away from the wedge portion at at least one of both end portions in the longitudinal direction.
- the first side surface may have an accommodation groove that communicates with the recess and accommodates the protrusion.
- the housing groove may have an inner surface that restricts rotation of the wedge seal member housed in the recess.
- the depth of the concave portion in the circumferential direction may have a value such that the wedge seal member does not protrude from the first side surface when the wedge seal member is accommodated in the concave portion.
- FIG. 1 is a diagram illustrating a seal structure of a gas turbine rotor blade according to an embodiment of the present disclosure.
- FIG. 2A and FIG. 2B are side views of a shank according to an embodiment of the present disclosure.
- 3A is a three-dimensional view of a wedge seal member according to an embodiment of the present disclosure
- FIG. 3B is a front view and a side view of the wedge seal member shown in FIG.
- FIG. 4A is a cross-sectional view of the wedge seal member and its periphery
- FIG. 4B is an enlarged view of the inside of the circle in FIG. 4A, for explaining the sealing by the wedge seal member.
- FIG. FIG. 5 is a diagram illustrating an accommodation groove according to an embodiment of the present disclosure.
- FIG. 6A is a diagram illustrating a slot according to an embodiment of the present disclosure
- FIG. 6B is a front view and a side view illustrating a spline seal member according to an embodiment of the present disclosure
- (C) is a figure which shows the state by which the spline seal member was inserted in each slot of the adjacent moving blade.
- FIG. 7A is a schematic configuration diagram of a seal structure using the wedge seal member of the present embodiment
- FIG. 7B and FIG. 7C are schematic configuration diagrams showing a seal structure as a comparative example.
- FIG. 7 (d) is a graph showing the rig test results for the seal performances of the seal structures shown in FIGS. 7 (a) to 7 (c).
- FIG. 1 is a diagram illustrating a seal structure of a gas turbine rotor blade according to an embodiment of the present disclosure.
- the seal structure of this embodiment is located between a plurality of moving blades (gas turbine moving blades) 10 used in a turbine (gas turbine) of a gas turbine engine and the moving blades 10 adjacent to each other in the plurality of moving blades 10.
- a wedge seal member 20 and a spline seal member 30 are provided.
- the application of the gas turbine engine is arbitrary, and for example, it is used as an aircraft turbojet engine. In this case, the present embodiment is applicable to any turbine of a high pressure turbine, an intermediate pressure turbine, and a low pressure turbine.
- one of the plurality of moving blades 10 may be referred to as a moving blade 10A, and the moving blade 10 adjacent to the moving blade 10A may be referred to as a moving blade 10B.
- reference numeral 10 is also shown.
- Each rotor blade 10 is arranged in a circumferential direction CD of a rotor disk (not shown) as a rotating shaft and extends in a radial direction RD of the rotor disk (not shown).
- FIG. 1 shows one of the plurality of moving blades 10 described above. The same applies to the wedge seal member 20 and the spline seal member 30.
- the moving blade 10 has a wing body 11, a shank 12, and front fins (fins) 13 that protrude from the shank 12 to the front of the wing body 11 (direction F in FIG. 1). As shown in FIG. 1, the moving blade 10 may have a rear fin 14 provided to protrude from the shank 12 to the rear of the blade body 11 (direction B in FIG. 1).
- the wing body 11, the shank 12, the front fin 13 and the rear fin 14 are integrally formed by casting or the like.
- the blade body 11 has a pressure surface 11a and a suction surface 11b facing the circumferential direction CD, and extends from the platform 15 in the radial direction RD.
- a shroud (not shown) may be provided at the tip of the wing body 11 in the radial direction RD.
- the shape of the wing body 11 is arbitrary and is determined according to the specification of the turbine.
- FIG. 2 (a) and FIG. 2 (b) are side views of the shank 12 according to an embodiment of the present disclosure.
- the shank 12 has a platform 15 and a root portion 16.
- the shank 12 is a member that connects the platform 15 and the root 16.
- the platform 15 is a substantial wall that forms a flow path for combustion gas discharged from a combustor (not shown).
- the root portion 16 is fitted into a mounting groove (not shown) formed in a rotor disk (not shown), whereby the rotor blade 10 is fixed to the rotor disk (not shown).
- the shank 12 includes a side surface (first side surface) 12a, a side surface (second side surface) 12b, and the inner side of the front fin 13 in the radial direction RD. And a bottom surface 12c located on the opposite side.
- first side surface first side surface
- second side surface second side surface
- (Side surface) 12b face each other through a predetermined gap G (see FIG. 4B).
- the gap G is set to a value at which the platforms (shanks) of both rotor blades do not contact each other due to deformation caused by thermal expansion or vibration. However, since the gap G affects the flow of the combustion gas in the flow path and causes leakage from the flow path, the gap G is set as small as possible. Such a value is, for example, about 0.2 to 0.5 mm (10 to 20 mil).
- a shank pocket 12d as a cavity opening in the circumferential direction CD is formed on the side surface 12a.
- a shank pocket 12e is also formed on the side surface 12b. The weight of the moving blade 10 is reduced by the two shank pockets 12d and 12e.
- the side surface 12 a has a recess 17.
- the concave portion 17 is provided at a position closer to the blade body 11 than the shank pocket 12d (that is, the outer surface of the platform 15 (surface facing the flow path of the combustion gas (flow path surface)), and the direction from the front to the rear of the blade body 11
- the direction from the front to the rear of the wing body 11 is, for example, the direction F, the combined direction of the direction F and the radial direction RD, etc.
- the concave portion 17 has the wedge seal member 20 as a diameter.
- the recess 17 is formed so as to communicate with the shank pocket 12d, but the recess 17 may not communicate with the shank pocket 12d.
- the depth of the concave portion 17 in the circumferential direction CD has such a value that the wedge seal member 20 does not protrude from the first side surface 12a (that is, the shank 12) when the wedge seal member 20 is accommodated in the concave portion 17.
- the maximum length of the wedge seal member 20 in the circumferential direction CD is the same as or shorter than the depth of the recess 17 in the circumferential direction CD in a state where the wedge seal member 20 is inserted deepest into the recess 17. Therefore, when the moving blade is attached to the rotor disk (not shown), the wedge seal member 20 does not interfere with the moving blade.
- the recess 17 has at least an inclined surface 17a as its inner surface.
- the inclined surface 17a extends linearly away from the side surface 12a inward in the radial direction RD.
- a wedge surface (first wedge surface) 21a of the wedge portion 21 of the wedge seal member 20 is slidably contacted with the inclined surface 17a.
- FIG. 3A is a three-dimensional view of the wedge seal member 20 according to an embodiment of the present disclosure
- FIG. 3B is a front view and a side view of the wedge seal member 20 shown in FIG.
- the wedge seal member 20 is formed in a rod shape that extends in the longitudinal direction and has a substantially triangular cross section orthogonal to the longitudinal direction, for example.
- the wedge seal member 20 is accommodated in the recess 17 so as to be movable in the radial direction RD and the circumferential direction CD.
- the wedge seal member 20 is formed using a material having high heat resistance and mechanical strength. Such a material is, for example, an alloy or a ceramic matrix composite material.
- the wedge seal member 20 has a wedge portion 21 and a weight portion 22.
- the wedge portion 21 is formed in a wedge shape having a triangular cross section, and includes a wedge surface (first wedge surface) 21 a facing the inclined surface 17 a of the recess 17.
- the wedge surface 21a is parallel to the inclined surface 17a of the recess 17 and slidably contacts the inclined surface 17a.
- the wedge part 21 includes a wedge surface (second wedge surface) 21b.
- the wedge surface 21b faces the second side surface 12b (see FIGS. 4A and 4B) of the moving blade 10 adjacent to the wedge surface 21b (that is, the moving blade 10) and is wedged together with the wedge surface 21a.
- the top portion 21c is formed.
- the wedge surface 21b is parallel to the side surface (second side surface) 12b of the moving blade 10 (10B) and slidably contacts the side surface 12b.
- the side surface 12b of the moving blade 10 (10B) has the same shape as the side surface (second side surface) 12b of the moving blade 10 (10A). Therefore, it can be said that the wedge surface 21b is parallel to the side surface 12a of the moving blade 10 (10A).
- the weight portion 22 is formed integrally with the wedge portion 21, and is positioned inward of the wedge portion 21 in the radial direction RD in the concave portion 17. That is, when the wedge seal member 20 is accommodated in the concave portion 17, at least a part of the wedge portion 21 including the top portion 21c is located between the inclined surface 17a and the side surface 12b, and the remaining portion together with the weight portion 22 is the aforementioned wedge. It is located inside the radial direction RD from at least a part of the portion 21. In this embodiment, the weight part 22 is located in the shank pocket 12d. Further, the weight part 22 is larger in size (size) than the wedge part 21 and heavier than the wedge part 21. Accordingly, the weight portion 22 functions as a beam that reinforces the wedge portion 21 and also functions as a weight that applies a centrifugal force directed outward in the radial direction RD to the wedge seal member 20.
- the weight part 22 may have a surface 22a flush with the wedge surface 21a of the wedge part 21, and a surface 22b flush with the wedge surface 21b of the wedge part 21.
- the surface 22b also slidably contacts the side surface 12b of the rotor blade 10 (10B).
- the surface 22b may be formed at a position farther from the side surface 12b in the rotor blade 10 (10B) than the wedge surface 21b.
- the cross-sectional shape of the weight portion 22 is arbitrary as long as the above-described conditions regarding the surface 22b are satisfied. Therefore, as shown in FIG. 3B, the cross-sectional shape of the weight portion 22 may form a cross-sectional shape similar to the cross-sectional shape of the wedge portion 21 together with the wedge portion 21, or may have another shape. Also good.
- the dashed-dotted line 24 shown in FIG.3 (b) has shown the boundary of the wedge part 21 and the weight part 22 for convenience of explanation, but the position of a boundary is not limited to the position shown by this figure.
- the wedge seal member 20 may have a protrusion 23 protruding in a direction away from the wedge portion 21 at at least one of both end portions in the longitudinal direction (left and right end portions in FIG. 3A).
- the side surface 12 a of the shank 12 communicates with the recess 17 and has an accommodation groove 18 that accommodates the projection 23.
- the accommodation groove 18 has an inner surface 18 a that regulates the rotation of the wedge seal member accommodated in the recess 17.
- the depth of the receiving groove 18 from the side surface 12 a toward the circumferential direction CD is such that when the wedge seal member 20 is stored in the recess 17, the wedge seal member 20 has the first side surface 12 a (that is, It has a value that does not protrude beyond the shank 12).
- the wedge seal member 20 is movably accommodated in the recess 17 having the inclined surface 17a. Moreover, as shown to Fig.4 (a), the wedge part 21 is located between the inclined surface 17a and the side surface 12b. Therefore, when the rotor blade 10 rotates together with the rotor disk (not shown), centrifugal force directed outward in the radial direction RD is applied to the wedge seal member 20.
- the wedge seal member 20 is in the position indicated by the dotted line. 4B, the gap G between the side surface 12a of the shank 12 in the moving blade 10 (10A) and the side surface 12b of the shank 12 in the moving blade 10 (10B) is a wedge seal member 20 for convenience of explanation. It is drawn with emphasis on the size.
- the wedge seal member 20 moves outward in the radial direction RD within the recess 17, and the wedge surface (first wedge surface) 21 a of the wedge portion 21 is the inclined surface 17 a of the recess 17. Abut.
- the wedge seal member 20 moves outward in the radial direction RD along the inclined surface 17a (upward and diagonally to the right in FIG. 4B), and the wedge surface of the wedge portion 21 (second wedge surface). 21b contacts the side surface 12b of the moving blade 10 (10B). Eventually, the wedge seal member 20 remains in the position indicated by the solid line.
- centrifugal force is proportional to the mass of an object.
- the weight portion 22 since the weight portion 22 does not need to contact the inclined surface 17a and the like, it has a higher degree of freedom in terms of dimensions (size) than the wedge portion 21 that realizes sealing. Due to such circumstances, the weight portion 22 of the present embodiment has a shape and mass larger than the wedge portion 21.
- the centrifugal force applied to the weight portion 22 is larger than the centrifugal force applied to the wedge portion 21, and as a result, the centrifugal force applied to the weight portion 22 increases the pressing force of the wedge portion 21 on the inclined surface 17a and the side surface 12b. Yes. That is, the weight portion 22 assists the sealing by the wedge portion 21.
- the wedge seal member 20 when the wedge seal member 20 is installed in the concave portion 17 of the moving blade 10, the wedge seal member 20 is completely contained in the concave portion 17.
- the wedge seal member 20 is held in the recess 17 by volatile grease or the like. Therefore, even when the moving blade 10 (10B) is attached next to the moving blade 10 (10A) attached to the rotor disk (not shown), the wedge seal member 20 attached to the moving blade 10 (10A) There is no interference with the wing 10 (10B). Therefore, workability when attaching the rotor blade to the rotor disk is improved.
- FIG. 7A is a schematic configuration diagram of a seal structure using the wedge seal member of the present embodiment
- FIGS. 7B and 7C are schematic configuration diagrams showing a seal structure as a comparative example. .
- FIG. 7A shows the wedge seal member 20 of the present embodiment.
- the wedge seal member 20 is located between the two platforms 15 and 15 of this embodiment.
- FIG. 7B shows the seal member 43 in the first comparative example.
- the seal member 43 is a flat plate, and is installed on the outer surface (flow channel surface) of each platform 45 in the figure so as to cover the gap between the two platforms 45, 45.
- FIG. 7C shows the seal member 47 in the second comparative example.
- the seal member 47 is a round bar pin having a circular cross section, and is located between the two platforms 15 and 15 of this embodiment. In the second comparative example, the seal member 47 is in line contact with each platform 15. In any test, the gap between the platforms is set to the same predetermined value as a reference value.
- FIG. 7 (d) is a graph showing the rig test results regarding the seal performances of the seal structures shown in FIGS. 7 (a) to 7 (c).
- Squares in the figure are test results according to the first comparative example, circles are test results according to the second comparative example, and triangles are test results according to the present embodiment.
- the horizontal axis indicates the differential pressure of the gas with the platform shown in FIGS. 7A to 7C as a boundary, and the vertical axis indicates the amount of leakage. This differential pressure is a pressure difference between the gas outside the platform (lower side in the figure) and the gas inside the platform (upper side in the figure) in the assumed radial direction RD.
- the pressure on the outer side is always higher than that on the inner side (upper side in the figure).
- the wedge seal member 20 and the seal member 47 are pressed against the corresponding platforms at a value corresponding to the centrifugal force assumed from the respective weights (mass). Since the seal member 47 of the second comparative example, which is a round bar, is lighter than the wedge seal member 20 of the present embodiment, the pressing force to the seal member 47 is smaller than the pressing force to the wedge seal member 20. For example, in this test, the pressing force to the seal member 47 is set to 60% of the pressing force to the wedge seal member 20.
- any pressing force is directed in a direction from the inner side in the radial direction RD to the outer side in the radial direction RD (from the upper side to the lower side in the drawing).
- the sealing member 43 of the first comparative example is lightweight, the centrifugal force is hardly applied under an assumed situation. Therefore, in this test, the seal member 43 is not pressed and is only installed on the inner surface (surface opposite to the flow path surface) of each platform 45 by its own weight.
- the four lines in the graph indicate the amount of leakage when the gap size is changed while the gap between the two platforms is not closed.
- An alternate long and short dash line indicates a case where a gap of a reference value is assumed.
- An alternate long and two short dashes line, a broken line, and a solid line indicate cases where a gap of 1/2 of the reference value, a gap of 2 times, and a gap of 3 times are assumed, respectively.
- the seal structure of this embodiment reliably closes the gap between the two platforms, and the leak amount in this embodiment is It can be seen that the leak amount is reduced to about 1/4 of the leak amount when the gap is opened.
- This leak amount is substantially the same as the leak amount in the first comparative example. That is, it can be seen that the sealing performance of the present embodiment is comparable to the sealing performance of the first comparative example assuming the widest surface contact.
- FIG. 6A is a diagram illustrating a slot 40 according to an embodiment of the present disclosure
- FIG. 6B is a front view and a side view illustrating a spline seal member 30 according to an embodiment of the present disclosure
- FIG. 6C is a view showing a state in which the spline seal member 30 is inserted into the slots 40 and 41 of the adjacent blades 10A and 10B.
- the side surface 12a has a slot (first slot) 40. As shown in FIG.
- the slot 40 extends in a direction from the platform 15 toward the root portion 16, and opens to the bottom surface 12 c of the shank 12 as an insertion port 42 of the spline seal member 30.
- the slot 40 has an inner surface 40a and an inner surface 40b.
- the inner surface 40 a and the inner surface 40 b are opposed to each other and extend in a direction from the platform 15 toward the root portion 16.
- the inner surface 40a has an inclined surface 40c that moves away from the inner surface 40a toward the insertion port 42.
- the inner surface 40b is located behind the inner surface 40a and is formed as one plane. Therefore, the slot 40 is formed in a flare shape whose width increases toward the insertion port 42. This flare-shaped shape assists the insertion of the spline seal member 30 from the insertion port 42.
- the inner surface 40b extends forward in the vicinity of the bottom surface 12c to form a receiving portion (claw portion) 41.
- the receiving portion 41 constitutes a part of the edge of the insertion port 42, receives the spline seal member 30 after being inserted into the slot 40, and prevents the spline seal member 30 from falling.
- the side surface 12b has a slot (second slot) 43.
- the slot 43 is formed to have a mirror image relationship with the slot 40 with respect to a plane orthogonal to the circumferential direction CD. Therefore, although the slot 43 is formed on the side surface 12b, the slot 43 extends in the direction from the platform 15 toward the root portion 16 and opens to the bottom surface 12c as the insertion port 42 of the spline seal member 30. ing.
- the slot 43 is provided at a position corresponding to the slot (first slot) 40 provided in the shank 12 of the moving blade 10 adjacent to the shank 12.
- the spline seal member 30 is a substantially rectangular thin plate. Similar to the wedge seal member 20, the spline seal member 30 is formed using a material having high heat resistance and mechanical strength. Such a material is, for example, an alloy or a ceramic matrix composite material. However, the spline seal member 30 has such elasticity that it can be bent when inserted into the insertion port 42.
- the slot 40 of the moving blade 10 (10A) and the moving blade 10 The openings of the slots 43 of (10B) are arranged in a line in the circumferential direction CD to form the insertion port 42 of the spline seal member 30.
- the spline seal member 30 has a width that is narrower than the width of the slot 43 and the slot 40 when they are aligned, and a length that is shorter than the length of the slot 43 and the slot 40 in the extending direction. Yes. Accordingly, the spline seal member 30 is inserted from the insertion opening 42 and the whole is accommodated in a band-shaped space formed by the slot 43 and the slot 40.
- the pressure in the shank pockets 12d and 12e is generally lower than the outside of the shank pockets 12d and 12e. Therefore, the combustion gas flowing into the vicinity of the front fin 13 tends to flow into the shank pockets 12d and 12e from the gap between the side surface 12a and the side surface 12b.
- the spline seal member 30 closes this gap. Since the pressure difference is generated between the front and rear of the spline seal member 30, the spline seal member 30 is in close contact with the inner surface 40 b of the slot 40, for example. As a result, a seal is realized between the spline seal member 30 and the inner surface 40b of the slot 40. A similar seal is also realized between the spline seal member 30 and the slot 43.
- the insertion opening 42 is open to the bottom surface 12c of the shank 12. That is, the insertion port 42 is located inward of the front fin 13 in the radial direction RD. Therefore, the spline seal member 30 is inserted into the slots 40 and 43 through the insertion port 42 from the side opposite to the combustion gas flow path across the platform 15. Since the insertion port 42 does not face the combustion gas flow path (not open), the insertion port 42 does not affect the flow of combustion gas (the main flow passing between the blades).
- the slots 40 and 43 are formed in a flared shape toward the insertion port 42. Therefore, even after the spline seal member 30 is completely accommodated in the slots 40 and 43, the spline seal member 30 is visible from the insertion port 42. Accordingly, it is possible to confirm proper attachment of the spline seal member 30 when assembling the moving blade.
- the wedge seal member 20 prevents leakage of combustion gas flowing inward in the radial direction RD, and the spline seal member 30 prevents leakage of combustion gas flowing from the front to the rear of the moving blade 10. To do. Therefore, excessive temperature rise of the shank 12 and the root portion 16 of the rotor blade 10, the rotor disk, and the surrounding members is suppressed. Therefore, the amount of cooling gas supplied to these components can be suppressed, and the fuel efficiency (fuel consumption rate (SFC)) of the turbine engine can be improved.
- SFC fuel consumption rate
- the wedge seal member 20 when attaching the rotor blade 10 to the rotor disk, the wedge seal member 20 only needs to be attached to one of the two adjacent rotor blades 10, thereby avoiding damage to the rotor blade 10 by the wedge seal member 20. Assembling workability can be improved. That is, according to the present disclosure, it is possible to provide a seal structure for a gas turbine rotor blade that can achieve both suppression of combustion gas leakage from the flow path and improvement in assembly workability of the rotor blade. In addition, this indication is not limited to the above-mentioned embodiment, is shown by description of a claim (Claim), and also in the meaning and range equivalent to description of a Claim (Claim) Includes all changes.
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Abstract
ガスタービン動翼のシール構造において、シャンク(12)は、側面(12a)と、側面(12b)と、フィン(13)よりも径方向内方に位置する底面(12c)とを有する。側面(12a)は、ウェッジシール部材(20)を移動可能に収容する凹部(17)と、スプラインシール部材(30)の挿入口(42)として底面(12c)に開口するスロット(40)とを有する。側面(12b)は、スロット(40)と対応する位置に設けられ、スプラインシール部材(30)の挿入口(42)として底面(12c)に開口するスロット(43)を有する。凹部(17)は、側面(12a)から径方向内方に向かって側面(12a)から離れるように直線的に延伸する傾斜面(17a)を有する。ウェッジシール部材(20)は、傾斜面(17a)に面する楔面(21a)、および隣接する動翼の側面(12b)に面し且つ楔面(21a)と共に楔の頂部を形成する楔面(21b)を含む楔部(21)と、楔部(21)と一体的に形成され、凹部(17)内で楔部(21)よりも径方向内方に位置する錘部(22)とを有する。
Description
本開示は、ガスタービンに用いられる動翼(ガスタービン動翼)のシール構造に関する。
一般的なガスタービンは、ロータディスクの外周に取り付けられた複数の動翼を備えている。各動翼は翼体と、翼体の先端に設けられるシュラウドと、プラットフォーム及び根部(ダブテール)を含むシャンクとを備えている。周知の通り、プラットフォームやシュラウドは、燃焼室から排出される燃焼ガスの流路を形成する実質的な壁である。
燃焼器からタービンに流れる燃焼ガスは非常に高温であり、タービン内を流れる際に翼体のみならず、シュラウドやプラットフォームも加熱する。各動翼にはこの加熱によって熱変形が生じるため、隣接するプラットフォームの間には、この熱変形を考慮した隙間が存在している。
上述の隙間は熱変形した動翼同士の接触を防止する一方で、流路からの燃焼ガスの漏れも発生させてしまう。流路から漏れた燃焼ガスは、動翼のシャンクや根部、ロータディスク並びにその周囲の部材を加熱する。一方、動翼のシャンクやロータディスクの過剰な温度上昇を抑制するため、ロータディスクの周囲にはコンプレッサからの冷却ガスが流通している。つまり、過剰な温度上昇による冷却ガスの供給増加はタービンエンジンの燃費(燃料消費率(SFC))を悪化させる。
また、流路からの燃焼ガスの漏れは、流路内の燃焼ガスの流量低下及び圧力低下を招き、タービンの効率を低下させる。従って、動翼同士の接触を避けつつ、流路からの燃焼ガスの漏れは極力抑えることが好ましい。なお、動翼間からの燃焼ガスの漏れを抑える技術に関して、特許文献1~3はシール部材を用いた構成を開示している。
上述した燃焼ガスの漏れを抑えるには、特許文献1~3で述べられているように、シール部材を用いてプラットフォーム間の隙間を塞ぐことが考えられる。しかしながら、シール部材が隙間の両側の動翼のうちの一方のみに支持される場合は、当該シール部材による他方の動翼へのシールが不足していた。また、シール部材が隙間の両側の動翼によって支持される場合は、当該シール部材を各動翼間に保持させた状態で各動翼をロータディスクに取り付ける必要があり、動翼の組立作業性が劣っていた。
本開示は、上述した問題点に鑑みて創案されたものであり、流路からの燃焼ガスの漏れを抑制と動翼の組立作業性の向上を両立させることが可能なガスタービン動翼のシール構造の提供を目的とする。
本開示の一態様は、回転軸の周方向に配列すると共に前記回転軸の径方向に延伸するガスタービン動翼のシール構造であって、翼体、プラットフォーム及び根部を含むシャンク、前記シャンクから前記翼体の前方に突出して設けられるフィンを有する複数の動翼と、前記複数の動翼において互いに隣接する動翼の間に位置するウェッジシール部材及びスプラインシール部材とを備える。各シャンクは、第1の側面と、第2の側面と、前記径方向において前記フィンよりも内方に位置する底面とを有する。前記第1の側面は、前記翼体の前方から後方に向かう方向に延伸し、前記ウェッジシール部材を前記径方向及び前記周方向に移動可能に収容する凹部と、前記プラットフォームから前記根部に向かう方向に延伸し、前記スプラインシール部材の挿入口として前記底面に開口する第1のスロットとを有する。前記第2の側面は、当該シャンクに隣接する動翼の前記シャンクに設けられた前記第1のスロットと対応する位置に設けられ、前記スプラインシール部材の前記挿入口として前記底面に開口する第2のスロットを有する。前記凹部は、前記径方向内方に向かって前記側面から離れるように直線的に延伸する傾斜面を有する。前記ウェッジシール部材は、前記傾斜面に面する第1の楔面、および隣接する動翼における前記第2の側面に面し且つ前記第1の楔面と共に楔の頂部を形成する第2の楔面を含む楔部と、前記楔部と一体的に形成され、前記凹部内で前記楔部よりも前記径方向内方に位置する錘部とを有する。
前記第1の楔面は前記傾斜面に平行であり、前記第2の楔面は隣接する動翼における前記第2の側面に平行であってもよい。
前記ウェッジシール部材はその長手方向に延伸する棒状に形成されてもよい。前記ウェッジシール部材は前記長手方向における両端部のうちの少なくとも一方に、前記楔部から離れる方向に突出する突部を有してもよい。前記第1の側面は前記凹部に連通し、前記突部を収容する収容溝を有してもよい。前記収容溝は、前記凹部に収容された前記ウェッジシール部材の回転を規制する内面を有してもよい。
前記周方向における前記凹部の深さは、前記凹部に前記ウェッジシール部材が収容されたときに、前記前記ウェッジシール部材が前記第1の側面よりも突出しない値を有してもよい。
本開示によれば、流路からの燃焼ガスの漏れを抑制と動翼の組立作業性の向上を両立させることが可能なガスタービン動翼のシール構造を提供することができる。
以下、本開示の実施形態について図1~図7を用いて説明する。
図1は、本開示の一実施形態に係るガスタービン動翼のシール構造を示す図である。本実施形態のシール構造は、ガスタービンエンジンのタービン(ガスタービン)に用いられる複数の動翼(ガスタービン動翼)10と、複数の動翼10において互いに隣接する動翼10の間に位置するウェッジシール部材20及びスプラインシール部材30とを備えている。なお、ガスタービンエンジンの用途は任意であり、例えば航空機用のターボジェットエンジンとして使用される。この場合、本実施形態は、高圧タービン、中圧タービン、低圧タービンの何れのタービンにも適用可能である。以下、説明の便宜上、複数の動翼10のうちの1つを動翼10Aとし、動翼10Aに隣接する動翼10を動翼10Bと称する場合がある。この場合、符号10も併記する。
各動翼10は、回転軸としてのロータディスク(図示せず)の周方向CDに配列すると共にロータディスク(図示せず)の径方向RDに延伸している。図1は、上述した複数の動翼10のうちの1つを示している。これは、ウェッジシール部材20及びスプラインシール部材30についても同様である。
動翼10は、翼体11、シャンク12、シャンク12から翼体11の前方(図1における方向F)に突出して設けられる前側フィン(フィン)13を有する。なお、図1に示すように、動翼10はシャンク12から翼体11の後方(図1における方向B)に突出して設けられる後側フィン14を有していてもよい。翼体11、シャンク12、前側フィン13及び後側フィン14は、鋳造等により一体的に形成されている。
翼体11は、周方向CDに面する圧力面11a及び負圧面11bを有し、プラットフォーム15から径方向RDに延伸している。径方向RDにおける翼体11の先端にはシュラウド(図示せず)が設けられていてもよい。翼体11の形状は任意であり、タービンの仕様に応じて決定される。
図2(a)及び図2(b)は、本開示の一実施形態に係るシャンク12の側面図である。これらの図に示すように、シャンク12は、プラットフォーム15と、根部16とを有している。別の観点から言えば、シャンク12は、プラットフォーム15と根部16とを連結する部材である。プラットフォーム15は燃焼器(図示せず)から排出された燃焼ガスの流路を形成する実質的な壁である。根部16は、ロータディスク(図示せず)に形成された取り付け溝(図示せず)に嵌合し、これにより動翼10は当該ロータディスク(図示せず)に固定される。
図2(a)及び図2(b)に示すように、シャンク12は、側面(第1の側面)12aと、側面(第2の側面)12bと、径方向RDにおいて前側フィン13よりも内方に位置する底面12cとを有している。例えば2つの動翼が周方向CDに隣接するように配列した場合、一方の動翼10(10A)における側面(第1の側面)12aと他方の動翼10(10B)における側面(第2の側面)12bとが、所定の隙間G(図4(b)参照)を介して互いに対向する。この隙間Gは、両動翼のプラットフォーム(シャンク)が熱膨張や振動による変形により互いに接触しない値に設定されている。ただし、隙間Gは、流路内の燃焼ガスの流れに影響を及ぼし、流路からの漏れの要因になるため、極力小さな寸法に設定されている。このような値は例えば0.2~0.5mm(10~20mil)程度である。
側面12aには、周方向CDに開口する空洞としてのシャンクポケット12dが形成されている。同様に、側面12bにもシャンクポケット12eが形成されている。これら2つのシャンクポケット12d、12eによって、動翼10の軽量化が図られている。
次に、ウェッジシール部材20によるシールについて説明する。
図2(a)に示すように、側面12aは凹部17を有する。凹部17は、シャンクポケット12dよりも翼体11に近い位置(即ちプラットフォーム15の外面(燃焼ガスの流路に面する表面(流路面))に設けられ、翼体11の前方から後方に向かう方向に延伸している。ここで、翼体11の前方から後方に向かう方向とは、例えば方向Fや、方向Fと径方向RDの合成方向等である。凹部17は、ウェッジシール部材20を径方向RD及び周方向CDに移動可能に収容する。本実施形態では、凹部17はシャンクポケット12dに連通するように形成されているが、凹部17はシャンクポケット12dに連通していなくてもよい。
図2(a)に示すように、側面12aは凹部17を有する。凹部17は、シャンクポケット12dよりも翼体11に近い位置(即ちプラットフォーム15の外面(燃焼ガスの流路に面する表面(流路面))に設けられ、翼体11の前方から後方に向かう方向に延伸している。ここで、翼体11の前方から後方に向かう方向とは、例えば方向Fや、方向Fと径方向RDの合成方向等である。凹部17は、ウェッジシール部材20を径方向RD及び周方向CDに移動可能に収容する。本実施形態では、凹部17はシャンクポケット12dに連通するように形成されているが、凹部17はシャンクポケット12dに連通していなくてもよい。
周方向CDにおける凹部17の深さは、凹部17にウェッジシール部材20が収容されたときに、ウェッジシール部材20が第1の側面12a(即ちシャンク12)よりも突出しない値を有する。換言すれば、ウェッジシール部材20が凹部17に最も深く挿入された状態において、周方向CDにおけるウェッジシール部材20の最大長は、周方向CDにおける凹部17の深さと同一、或いはそれよりも短い。従って、ロータディスク(図示せず)に動翼を取り付ける際に、ウェッジシール部材20が当該動翼と干渉することはない。
図2(a)及び図4(a)に示すように、凹部17はその内面として、少なくとも傾斜面17aを有している。傾斜面17aは、径方向RD内方に向かって側面12aから離れるように直線的に延伸している。傾斜面17aには、ウェッジシール部材20の楔部21の楔面(第1の楔面)21aが摺動可能に当接する。
図3(a)は本開示の一実施形態に係るウェッジシール部材20の立体図、図3(b)は図3(a)に示すウェッジシール部材20の正面図及び側面図である。これらの図に示すように、ウェッジシール部材20は、例えば長手方向に延伸し、当該長手方向に直交する略三角形の断面を有する棒状に形成されている。上述の通り、ウェッジシール部材20は、径方向RD及び周方向CDに移動可能に凹部17に収容される。なお、ウェッジシール部材20は、耐熱性及び機械的強度の高い材料を用いて形成されている。このような材料は、例えば合金やセラミック基複合材料である。
ウェッジシール部材20は、楔部21と、錘部22とを有する。楔部21は、三角形の断面を有する楔形に形成され、凹部17の傾斜面17aに面する楔面(第1の楔面)21aを含んでいる。楔面21aは、凹部17の傾斜面17aに平行であり、傾斜面17aに摺動可能に当接する。
さらに、楔部21は楔面(第2の楔面)21bを含んでいる。楔面21bは、当該楔面21b(即ち動翼10)に隣接する動翼10における第2の側面12b(図4(a)及び図4(b)参照)に面し、楔面21aと共に楔の頂部21cを形成する。楔面21bは、動翼10(10B)における側面(第2の側面)12bに平行であり、側面12bに摺動可能に当接する。なお、動翼10(10B)における側面12bは、動翼10(10A)における側面(第2の側面)12bと同一の形状である。従って、楔面21bは、動翼10(10A)における側面12aに平行とも言える。
錘部22は、楔部21と一体的に形成され、凹部17内で楔部21よりも径方向RD内方に位置している。即ち、ウェッジシール部材20が凹部17に収容されたとき、頂部21cを含む楔部21の少なくとも一部が傾斜面17aと側面12bとの間に位置し、その残部は錘部22と共に前記した楔部21の少なくとも一部よりも径方向RD内方に位置している。本実施形態において、錘部22は、シャンクポケット12d内に位置する。また、錘部22は、楔部21よりも寸法(サイズ)が大きく楔部21より重い。従って、錘部22は、楔部21を補強する梁としても機能し、また径方向RD外方に向かった遠心力をウェッジシール部材20に与える錘としても機能する。
図3(b)に示すように、錘部22は、楔部21の楔面21aと面一の表面22aと、楔部21の楔面21bと面一の表面22bとを有してよい。この場合、楔面21bと同じく、表面22bも動翼10(10B)における側面12bに摺動可能に当接する。なお、表面22bは楔面21bよりも動翼10(10B)における側面12bから離れた位置に形成されていてもよい。
錘部22の断面形状は、表面22bに関する上述の条件を満たす限り任意である。従って、図3(b)に示すように、錘部22の断面形状は楔部21と共に、楔部21の断面形状と相似な断面形状を形成してもよく、他の形状を有していてもよい。図3(b)に示す一点鎖線24は、説明の便宜上、楔部21と錘部22の境界を示しているが、境界の位置はこの図に示された位置に限定されない。
ウェッジシール部材20は長手方向における両端部(図3(a)における左右の端部)のうちの少なくとも一方に、楔部21から離れる方向に突出する突部23を有していてもよい。この場合、図5、図2(a)及び図4(a)に示すように、シャンク12の側面12aは凹部17に連通し、突部23を収容する収容溝18を有する。また、図4(a)に示すように、収容溝18は、凹部17に収容されたウェッジシール部材の回転を規制する内面18aを有する。
なお、凹部17と同じく、側面12aから周方向CDに向けた収容溝18の深さは、凹部17にウェッジシール部材20が収容されたときに、ウェッジシール部材20が第1の側面12a(即ちシャンク12)よりも突出しない値を有する。
上述の通り、ウェッジシール部材20は、傾斜面17aを有する凹部17に移動可能に収容される。また、図4(a)に示すように、楔部21は傾斜面17aと側面12bとの間に位置している。従って、動翼10がロータディスク(図示せず)と共に回転すると、径方向RD外方に向かった遠心力がウェッジシール部材20に掛かる。
図4(b)に示すように、ウェッジシール部材20が点線で示した位置にある場合を想定する。なお、図4(b)に示す動翼10(10A)におけるシャンク12の側面12aと動翼10(10B)におけるシャンク12の側面12bとの間の隙間Gは、説明の便宜上、ウェッジシール部材20と大きさを強調して描かれている。ウェッジシール部材20に遠心力が掛かると、ウェッジシール部材20は凹部17内で径方向RD外方に移動し、楔部21の楔面(第1の楔面)21aは凹部17の傾斜面17aに当接する。この当接後もウェッジシール部材20は傾斜面17aに沿って径方向RD外方に(図4(b)において右斜め上方に)移動し、楔部21の楔面(第2の楔面)21bが動翼10(10B)における側面12bに当接する。最終的に、ウェッジシール部材20は実線で示した位置に留まる。
傾斜面17aと側面12bによってウェッジシール部材20の移動が阻まれた後も、動翼10が回転している間は、ウェッジシール部材20に遠心力が掛かっており、楔面21aは傾斜面17aに押し付けられる。また、この遠心力は傾斜面17aから楔面21aに向かう反力を生むため、ウェッジシール部材20は側面12bに押し付けられる。従って、これらの押圧力がウェッジシール部材20を傾斜面17a及び側面12bに密着させる。その結果、ウェッジシール部材20と傾斜面17aとの間、及び、ウェッジシール部材20と側面12bとの間でシールが実現される。これらのシールは面接触によるものであることから、実質的に線接触する丸棒ピン等のシール部材よりもシール性能は向上する。
本実施形態では、シールの実現に楔部21に掛かる遠心力だけでなく、錘部22に掛かる遠心力を利用している。周知の通り、遠心力は物体の質量に比例する。一方、錘部22は傾斜面17a等に接触する必要が無いので、シールを実現する楔部21よりも寸法(サイズ)の面で自由度が高い。このような事情から、本実施形態の錘部22は楔部21よりも大きい形状及び質量をもっている。従って、錘部22に掛かる遠心力は楔部21に掛かる遠心力よりも大きく、その結果、錘部22に掛かる遠心力が、傾斜面17a及び側面12bへの楔部21の押圧力を高めている。即ち、錘部22が楔部21によるシールを補助している。
また、動翼10の凹部17にウェッジシール部材20を設置する際、ウェッジシール部材20は凹部17内に完全に納まっている。また、揮発性のグリース等によって、ウェッジシール部材20は凹部17内に保持されている。従って、ロータディスク(図示せず)に取り付けられた動翼10(10A)の隣に動翼10(10B)を取り付ける場合でも、動翼10(10A)に装着されたウェッジシール部材20が、動翼10(10B)に干渉することはない。よって、動翼をロータディスクに取り付ける際の作業性が向上する。
図7(a)は本実施形態のウェッジシール部材を用いたシール構造の概略構成図であり、図7(b)及び図7(c)は比較例としてのシール構造を示す概略構成図である。
図7(a)は本実施形態のウェッジシール部材20を示している。ウェッジシール部材20は、本実施形態の2つのプラットフォーム15、15の間に位置している。図7(b)は第1の比較例におけるシール部材43を示している。シール部材43は平板であり、2つのプラットフォーム45、45の間の隙間を覆うように、図中の各プラットフォーム45の外面(流路面)に設置されている。図7(c)は第2の比較例におけるシール部材47を示している。シール部材47は断面円形の丸棒ピンであり、本実施形態の2つのプラットフォーム15、15の間に位置している。第2の比較例において、シール部材47は各プラットフォーム15と線接触している。なお、何れの試験においても、プラットフォーム間の隙間は基準値としての同一の所定値に設定されている。
図7(d)は図7(a)~図7(c)に示すシール構造の各シール性能に関するリグ試験結果を示すグラフである。図中の四角は第1の比較例による試験結果、丸は第2の比較例による試験結果、三角は本実施形態による試験結果である。横軸は、図7(a)~図7(c)に示すプラットフォームを境とした気体の差圧を示し、縦軸はリーク量を示す。この差圧とは、想定される径方向RDにおいて、プラットフォームの内側(図中の上側)の気体に対するプラットフォームの外側(図中の下側)の気体の圧力差である。なお、何れの場合も、外側(図中の下側)の圧力は内側(図中の上側)よりも常に高い。また、ウェッジシール部材20及びシール部材47はそれぞれの重量(質量)から想定される遠心力に相当する値で、対応するプラットフォームに押圧されている。丸棒である第2の比較例のシール部材47は、本実施形態のウェッジシール部材20の軽量であるため、シール部材47への押圧力はウェッジシール部材20への押圧力よりも小さい。例えば本試験において、シール部材47への押圧力は、ウェッジシール部材20への押圧力の60%に設定されている。ただし、何れの押圧力も径方向RD内方から径方向RD外方(図中の上側から下側)に向かう方向に向いている。また、第1の比較例のシール部材43は軽量であるため、想定される状況下において遠心力が殆ど掛からない。従って、本試験においてシール部材43は押圧されておらず、その自重によって各プラットフォーム45の内面(流路面と反対側の面)に設置されているだけである。
なお、グラフ中の4本の線は、2つのプラットフォーム間の隙間が塞がれていない状態で、隙間の寸法を変えたときのリーク量を示している。一点鎖線は、基準値の隙間を想定した場合を示す。二点鎖線、破線および実線は、基準値の1/2の隙間、2倍の隙間および3倍の隙間をそれぞれ想定した場合を示す。
まず、本実施形態のシール構造におけるリーク量と一点鎖線が示すリーク量との比較から、本実施形態のシール構造は2つのプラットフォーム間の隙間を確実に塞いでおり、本実施形態におけるリーク量は隙間が開放されているときのリーク量の1/4程度まで減少していることが判る。このリーク量は、第1の比較例におけるリーク量とほぼ同一である。つまり、本実施形態のシール性能は、最も広い面接触を想定している第1の比較例のシール性能に匹敵していることが判る。
また、本実施形態と第2の比較例との比較からは、本実施形態の面接触によるシール性能の向上が確認できる。つまり、シール部材が、隣接する2つのプラットフォームの一方から、両プラットフォーム間の隙間を跨いで、他方のプラットフォームに延伸しなくても、両プラットフォームに対する面接触を得ることで、十分なシール性能が得られることが判る。
次に、スプラインシール部材30によるシールについて説明する。図6(a)は本開示の一実施形態に係るスロット40を示す図であり、図6(b)は本開示の一実施形態に係るスプラインシール部材30を示す正面図及び側面図であり、図6(c)は隣接した動翼10A、10Bの各スロット40、41にスプラインシール部材30が挿入された状態を示す図である。
図2(a)及び図6(a)に示すように、側面12aはスロット(第1のスロット)40を有する。スロット40はプラットフォーム15から根部16に向かう方向に延伸し、スプラインシール部材30の挿入口42としてシャンク12の底面12cに開口している。
図6(a)に示すように、スロット40は、内面40aと内面40bとを有している。内面40aと内面40bは互いに対向し、プラットフォーム15から根部16に向かう方向に延伸している。内面40aは、挿入口42に向かうにつれて内面40aから離れる傾斜面40cを有している。一方、内面40bは、内面40aよりも後方に位置し、一平面として形成されている。従って、スロット40は、挿入口42に向けて幅が広がるフレア状に形成されている。このフレア状の形状が、挿入口42からのスプラインシール部材30の挿入を補助する。
なお、内面40bは、底面12cの近傍において前方に延伸し、受け部(爪部)41を形成する。受け部41は、挿入口42の縁部の一部を構成し、スロット40に挿入された後のスプラインシール部材30を受け止め、スプラインシール部材30の落下を防止する。
図2(b)に示すように、側面12bはスロット(第2のスロット)43を有する。スロット43は、周方向CDに直交する面に対してスロット40と鏡像の関係を有するように形成されている。従ってスロット43は、側面12bに形成される違いはあるものの、スロット40と同じく、スロット43はプラットフォーム15から根部16に向かう方向に延伸し、スプラインシール部材30の挿入口42として底面12cに開口している。また、スロット43は、シャンク12に隣接する動翼10のシャンク12に設けられたスロット(第1のスロット)40と対応する位置に設けられている。
図6(b)に示すように、スプラインシール部材30は略矩形の薄板である。ウェッジシール部材20と同じく、スプラインシール部材30は、耐熱性及び機械的強度の高い材料を用いて形成されている。このような材料は、例えば合金やセラミック基複合材料である。ただし、スプラインシール部材30は、挿入口42への挿入時に撓むことが出来る程度の弾性を有している。
図6(c)に示すように、動翼10(10A)の側面12aと、動翼10(10B)の側面12bとが対向した状態において、動翼10(10A)のスロット40と動翼10(10B)のスロット43の各開口は周方向CDに一列に並び、スプラインシール部材30の挿入口42を形成する。一方、スプラインシール部材30は、スロット43とスロット40が並んだときの両者の幅よりも狭い幅を有し、且つ、スロット43とスロット40の延伸方向における長さよりも短い長さを有している。従って、スプラインシール部材30は、挿入口42から挿入され、その全体がスロット43とスロット40によって形成された帯状の空間内に納まる。
ところで、タービンの運転中はシャンクポケット12d、12e内の圧力は一般的にシャンクポケット12d、12eの外側よりも低い。従って、前側フィン13近傍に流入した燃焼ガスは、側面12aと側面12b間の隙間からシャンクポケット12d、12eに流れ込もうとする。しかしながら、この隙間をスプラインシール部材30が塞いでいる。スプラインシール部材30の前方及び後方の間には上述の圧力差が生じていることから、スプラインシール部材30は例えばスロット40の内面40bに密着する。その結果、スプラインシール部材30とスロット40の内面40bとの間でシールが実現する。同様のシールは、スプラインシール部材30とスロット43の間にも実現する。
ここで、挿入口42がシャンク12の底面12cに開口していることに着目する。つまり、挿入口42は径方向RDにおいて前側フィン13よりも内方に位置している。従って、スプラインシール部材30は、プラットフォーム15を挟んで燃焼ガスの流路と反対側から、挿入口42を介してスロット40、43に挿入される。挿入口42が燃焼ガスの流路に面してない(開口してない)ので、挿入口42は燃焼ガスの流れ(翼体間を通過する主流)に影響を及ぼさない。
また、スロット40、43は、挿入口42に向けてフレア状に形成されている。従って、スロット40、43内にスプラインシール部材30が完全に納まった後でも、スプラインシール部材30は挿入口42から視認可能である。これにより、動翼の組立時にスプラインシール部材30の適切な装着を確認できる。
以上、本開示によれば、ウェッジシール部材20が径方向RD内方に流れる燃焼ガスの漏れを防止し、且つ、スプラインシール部材30が動翼10の前方から後方に流れる燃焼ガスの漏れを防止する。従って、動翼10のシャンク12や根部16、ロータディスク並びにその周囲の部材の過剰な温度上昇が抑制される。従って、これらの部品に対する冷却ガスの供給量を抑えることができ、タービンエンジンの燃費(燃料消費率(SFC))を向上させることが可能になる。
また、動翼10をロータディスクに取り付ける際、ウェッジシール部材20は隣接する2つの動翼10の一方に装着すればよいので、ウェッジシール部材20による動翼10の損傷を回避させ、動翼10の組立作業性を向上させることができる。即ち、本開示によれば、流路からの燃焼ガスの漏れを抑制と動翼の組立作業性の向上を両立させることが可能なガスタービン動翼のシール構造を提供することができる。なお、本開示は上述の実施形態に限定されず、請求の範囲(特許請求の範囲)の記載によって示され、さらに請求の範囲(特許請求の範囲)の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含んでいる。
Claims (6)
- 回転軸の周方向に配列すると共に前記回転軸の径方向に延伸するガスタービン動翼のシール構造であって、
翼体、プラットフォーム及び根部を含むシャンク、前記シャンクから前記翼体の前方に突出して設けられるフィンを有する複数の動翼と、
前記複数の動翼において互いに隣接する動翼の間に位置するウェッジシール部材及びスプラインシール部材と
を備え、
各シャンクは、第1の側面と、第2の側面と、前記径方向において前記フィンよりも内方に位置する底面とを有し、
前記第1の側面は、前記翼体の前方から後方に向かう方向に延伸し、前記ウェッジシール部材を前記径方向及び前記周方向に移動可能に収容する凹部と、前記プラットフォームから前記根部に向かう方向に延伸し、前記スプラインシール部材の挿入口として前記底面に開口する第1のスロットとを有し、
前記第2の側面は、当該シャンクに隣接する動翼の前記シャンクに設けられた前記第1のスロットと対応する位置に設けられ、前記スプラインシール部材の前記挿入口として前記底面に開口する第2のスロットを有し、
前記凹部は、前記径方向内方に向かって前記第1の側面から離れるように直線的に延伸する傾斜面を有し、
前記ウェッジシール部材は、前記傾斜面に面する第1の楔面、および隣接する動翼における前記第2の側面に面し且つ前記第1の楔面と共に楔の頂部を形成する第2の楔面を含む楔部と、前記楔部と一体的に形成され、前記凹部内で前記楔部よりも前記径方向内方に位置する錘部とを有する
ガスタービン動翼のシール構造。 - 請求項1に記載のガスタービン動翼のシール構造であって、
前記第1の楔面は前記傾斜面に平行であり、
前記第2の楔面は隣接する動翼における前記第2の側面に平行であるガスタービン動翼のシール構造。 - 請求項2に記載のガスタービン動翼のシール構造であって、
前記ウェッジシール部材はその長手方向に延伸する棒状に形成され、
前記ウェッジシール部材は前記長手方向における両端部のうちの少なくとも一方に、前記楔部から離れる方向に突出する突部を有し、
前記第1の側面は前記凹部に連通し、前記突部を収容する収容溝を有し、
前記収容溝は、前記凹部に収容された前記ウェッジシール部材の回転を規制する内面を有するガスタービン動翼のシール構造。 - 請求項1に記載のガスタービン動翼のシール構造であって、
前記周方向における前記凹部の深さは、前記凹部に前記ウェッジシール部材が収容されたときに、前記ウェッジシール部材が前記第1の側面よりも突出しない値を有するガスタービン動翼のシール構造。 - 請求項2に記載のガスタービン動翼のシール構造であって、
前記周方向における前記凹部の深さは、前記凹部に前記ウェッジシール部材が収容されたときに、前記ウェッジシール部材が前記第1の側面よりも突出しない値を有するガスタービン動翼のシール構造。 - 請求項3に記載のガスタービン動翼のシール構造であって、
前記周方向における前記凹部の深さは、前記凹部に前記ウェッジシール部材が収容されたときに、前記ウェッジシール部材が前記第1の側面よりも突出しない値を有するガスタービン動翼のシール構造。
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Cited By (1)
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---|---|---|---|---|
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Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3102506B1 (fr) * | 2019-10-24 | 2022-07-01 | Safran Aircraft Engines | Aube avec organe d’étanchéité amélioré |
Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH02188602A (ja) * | 1988-12-21 | 1990-07-24 | General Electric Co <Ge> | ロータ・ブレード |
US5478207A (en) * | 1994-09-19 | 1995-12-26 | General Electric Company | Stable blade vibration damper for gas turbine engine |
JP2004340144A (ja) * | 2003-05-13 | 2004-12-02 | General Electric Co <Ge> | タービンのバケット用振動ダンパ組立体 |
US20080181779A1 (en) * | 2007-01-25 | 2008-07-31 | Siemens Power Generation, Inc. | Blade assembly in a combustion turbo-machine providing reduced concentration of mechanical stress and a seal between adjacent assemblies |
JP2010038165A (ja) * | 2008-08-01 | 2010-02-18 | Rolls Royce Plc | 振動ダンパー |
US20100111700A1 (en) * | 2008-10-31 | 2010-05-06 | Hyun Dong Kim | Turbine blade including a seal pocket |
JP2011032985A (ja) * | 2009-08-05 | 2011-02-17 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 動翼シール構造及びこの動翼シール構造を用いたタービン |
JP2012102735A (ja) * | 2010-11-11 | 2012-05-31 | General Electric Co <Ge> | タービンブレード組立体 |
US20130121810A1 (en) * | 2010-07-27 | 2013-05-16 | Snecma | Inter-blade sealing for a turbine or compressor wheel of a turbine engine |
JP2014533340A (ja) * | 2011-11-15 | 2014-12-11 | スネクマ | タービンエンジンのロータホイール |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3748060A (en) * | 1971-09-14 | 1973-07-24 | Westinghouse Electric Corp | Sideplate for turbine blade |
US4872812A (en) * | 1987-08-05 | 1989-10-10 | General Electric Company | Turbine blade plateform sealing and vibration damping apparatus |
JPH09303107A (ja) | 1996-05-13 | 1997-11-25 | Toshiba Corp | ガスタービン動翼のシール装置 |
US5924699A (en) | 1996-12-24 | 1999-07-20 | United Technologies Corporation | Turbine blade platform seal |
JP3462695B2 (ja) | 1997-03-12 | 2003-11-05 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼シール板 |
JPH1162502A (ja) | 1997-08-21 | 1999-03-05 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービン動翼のシールダンパー |
DE50004724D1 (de) * | 1999-03-19 | 2004-01-22 | Siemens Ag | Gasturbinenrotor mit innenraumgekühlter gasturbinenschaufel |
US7322797B2 (en) * | 2005-12-08 | 2008-01-29 | General Electric Company | Damper cooled turbine blade |
US8540486B2 (en) * | 2010-03-22 | 2013-09-24 | General Electric Company | Apparatus for cooling a bucket assembly |
KR101753915B1 (ko) | 2011-07-04 | 2017-07-04 | 삼성전자주식회사 | 휴대단말기의 동작 모드 변경 방법 및 장치 |
CA2875810A1 (en) * | 2012-06-15 | 2013-12-19 | General Electric Company | Rotor assembly, corresponding gas turbine engine and method of assembling |
EP2832952A1 (en) | 2013-07-31 | 2015-02-04 | ALSTOM Technology Ltd | Turbine blade and turbine with improved sealing |
EP2843197B1 (en) | 2013-08-29 | 2019-09-04 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Blade for a rotary flow machine, the blade having specific retaining means for a radial strip seal |
-
2016
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-
2018
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Patent Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH02188602A (ja) * | 1988-12-21 | 1990-07-24 | General Electric Co <Ge> | ロータ・ブレード |
US5478207A (en) * | 1994-09-19 | 1995-12-26 | General Electric Company | Stable blade vibration damper for gas turbine engine |
JP2004340144A (ja) * | 2003-05-13 | 2004-12-02 | General Electric Co <Ge> | タービンのバケット用振動ダンパ組立体 |
US20080181779A1 (en) * | 2007-01-25 | 2008-07-31 | Siemens Power Generation, Inc. | Blade assembly in a combustion turbo-machine providing reduced concentration of mechanical stress and a seal between adjacent assemblies |
JP2010038165A (ja) * | 2008-08-01 | 2010-02-18 | Rolls Royce Plc | 振動ダンパー |
US20100111700A1 (en) * | 2008-10-31 | 2010-05-06 | Hyun Dong Kim | Turbine blade including a seal pocket |
JP2011032985A (ja) * | 2009-08-05 | 2011-02-17 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 動翼シール構造及びこの動翼シール構造を用いたタービン |
US20130121810A1 (en) * | 2010-07-27 | 2013-05-16 | Snecma | Inter-blade sealing for a turbine or compressor wheel of a turbine engine |
JP2012102735A (ja) * | 2010-11-11 | 2012-05-31 | General Electric Co <Ge> | タービンブレード組立体 |
JP2014533340A (ja) * | 2011-11-15 | 2014-12-11 | スネクマ | タービンエンジンのロータホイール |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111655992A (zh) * | 2018-03-28 | 2020-09-11 | 株式会社Ihi | 燃料供给装置以及燃气轮机 |
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