JP2003201807A - 熱コンプライアンス性を有する抑制シール - Google Patents

熱コンプライアンス性を有する抑制シール

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JP2003201807A JP2002343164A JP2002343164A JP2003201807A JP 2003201807 A JP2003201807 A JP 2003201807A JP 2002343164 A JP2002343164 A JP 2002343164A JP 2002343164 A JP2002343164 A JP 2002343164A JP 2003201807 A JP2003201807 A JP 2003201807A
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  • Mechanical Engineering (AREA)
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  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 本発明は、ガスタービンエンジン用シール
（３０）を提供する。 【解決手段】 該シール（３０）は、半径方向に延びる
脚部（３２）と軸方向に延びる脚部とを有するＬ字形断
面を備えた環状のリングを含む。複数の波形（３８）
が、軸方向に延びる脚部（３４）に円周方向のコンプラ
イアンス性を与えるように該脚部（３４）に形成されて
いる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的にガスター
ビンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエ
ンジンで用いられる固定シールに関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンは、加圧された空
気を燃焼器に供給する圧縮機を含み、燃焼器中において
空気は燃料と混合され点火されて高温の燃焼ガスを発生
する。これらのガスは、下流の１つ又はそれ以上のター
ビンに流れ、タービンがその高温ガスからエネルギーを
取り出し、圧縮機に動力を供給しまた飛行中の航空機に
動力を供給するような有用な仕事を行う。一般的にコア
エンジンの前面に置かれたファンを含むターボファンエ
ンジンでは、高圧タービンがコアエンジンの圧縮機に動
力を供給する。低圧タービンが、高圧タービンの下流に
配置され、ファンに動力を供給する。
【０００３】エンジンは、圧縮機、燃焼器、及び高温の
燃焼ガスのためのタービンを通る主流路を有する。ま
た、例えば冷却空気流れ及びサンプ加圧等の様々な目的
のための補助流路が、エンジンの主流路から分離されて
いる様々な密閉式空洞と共に設けられる。
【０００４】従来の技術では、高温ガスがエンジンの空
洞内に吸い込まれるのを防止する目的で、ガスタービン
エンジンの高温部分内の様々な位置において、主流路に
隣接して抑制シールを必要とするのが一般的である。標
準的な抑制シールは、例えば２つの固定構造体の間でボ
ルト止めされた、シールを取り付けるための半径方向の
脚部又はフランジと流路に隣接する軸方向に延びる脚部
とを含むＬ字形断面を有する。抑制シールの機能の特性
から、流路近くの軸方向脚部は極めて高温で作動するの
に対して、フランジになった部分は一般的にそれよりず
っと低温である。一般的には単純な円筒形のフランジで
ある軸方向脚部に生じる熱応力は、非常に有害であり、
シールの軸方向脚部の座屈又は低サイクル疲労亀裂を招
く可能性がある。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】従って、高温に曝され
た場合に改良された耐久性を有する抑制シールの必要性
がある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上述の必要性は、ガスタ
ービンエンジン用シールを提供する本発明により満たさ
れ、このシールは、半径方向に延びる脚部と軸方向に延
びる脚部とを有するＬ字形断面を備える環状のリングを
含む。複数の波形が、軸方向脚部に円周方向のコンプラ
イアンス性を持たせるようにその脚部に形成される。
【０００７】本発明及び従来技術より優れるその利点
が、添付の図面を参照して以下の詳細な説明及び添付の
特許請求の範囲を読めば明らかになるであろう。
【０００８】本発明と見なされる主題が、本明細書の冒
頭部分に特に指摘されまた明確に請求されている。しか
しながら、本発明は、添付の図面の図に関連してなされ
る以下の説明を参照することによって最も良く理解する
ことができる。
【０００９】
【発明の実施の形態】図面においては様々な図を通じて
同一の参照符号が同じ要素を示すが、その図面を参照し
て、図１は、ガスタービンエンジンの１部の部分断面図
である。図示した特定の構成部品は、実例を示す目的の
ためのみであって、本発明は、類似の構成の他の構成部
品にも同様に適用可能である。図１は、低圧タービンケ
ーシング１２の前方端の１部を示し、該低圧タービンケ
ーシング１２は、エンジンの長手方向の軸線（図示せ
ず）を取り囲むほぼ環状の構造体である。環状のタービ
ンセンタフレーム１４が、ケーシング１２に当接し、固
締手段１６により該ケーシング１２に固定される。ケー
シング１２及びタービンセンタフレーム１４は各々、図
１にそれぞれ符号１３及び１５で示したほぼ半径方向に
延びる接合面を有する。ケーシング１２は、その半径方
向内側部分に配置された環状のフランジ５６を有する。
図示した実施例においては、固締手段１６は、ねじが切
られたナット１８及びボルト２０の形態を取る。２つの
構成部品を互いに固定することができるあらゆる公知の
タイプの固締手段が使用でき、例えばリベット（図示せ
ず）が、ナット１８及びボルト２０の代りをすることが
でき、又はその代わりにケーシング１２又はフレーム１
４のうちの１つが、ボルト２０が取り付けられる雌ねじ
を切った穴を有することもできる。
【００１０】ほぼ環状のタービンノズル２２が、タービ
ンセンタフレーム１４から垂下され、かつ高温ガス流路
２７の境界の１部分を形成する表面２３を備えた円弧形
ノズルバンド５４を有する。中空の冷却式ノズル翼形部
５０（図１に一部を断面で示す）が、ノズルバンド５４
から半径方向内向きに延びる。ほぼ環状のタービンシュ
ラウド２４が、ケーシング１２の半径方向内方に配置さ
れ、かつ高温の流路２７の境界の１部分を形成する表面
２５を有する。環状の空洞２８が、ケーシング１２とタ
ービンシュラウド２４との間の空間に形成され、また環
状の空洞２９が、タービンセンタフレーム１４とタービ
ンノズル２２との間の空間に形成される。翼形部５０
は、空洞２９から、例えば入口孔（図示せず）を通して
冷却空気の流れを受ける内部空洞５２を有する。翼形部
５０の内部を冷却した後、冷却空気は、出口孔２６を通
って翼形部５０を流出する。円周方向の間隙５８が、タ
ービンノズル２２とタービンシュラウド２４との間に存
在する。環状の抑制シール３０が、タービンセンタフレ
ーム１４とケーシング１２との間の継手内に配置され
る。抑制シール３０は、ほぼＬ字形断面を有するほぼ円
形のリングである。抑制シール３０は、半径方向に延び
る脚部３２を形成する円周方向のフランジと軸方向に延
びる脚部３４を形成する別の円周方向のフランジとを有
する。
【００１１】ここで図２、図３及び図４を参照すると、
抑制シール３０が、より詳細に示されている。シール３
０の軸方向脚部３４は、該脚部に形成された波形３８の
環状配列を有する。波形３８は、半径方向外向きに対し
てそれぞれ凹状及び凸状になっている交互の起伏４０及
び４２を含む。波形３８は、軸方向脚部３４が高い温度
変化の間に座屈することも亀裂を生じることもなしに収
縮したり膨張したりすることができるように、軸方向脚
部３４に円周方向のコンプライアンス性を与える。波形
３８の数と寸法は、特定の用途に適合するように変化さ
せることができる。
【００１２】半径方向の脚部３２は、該半径方向脚部３
２が接合面１３と１５の間に配置された時に、固締手段
１６を受け入れるのに役立つようにそれを貫通して形成
された複数の穴３６を有する。固締具（図示せず）の頭
部を受けるように皿穴（図３を参照）を含む追加の穴３
７が、半径方向脚部に形成されることができる。抑制シ
ール３０は、皿穴３７を通して配置された固締具を用い
てタービンセンタフレーム１４内のねじ付き穴（図示せ
ず）に固定することができる。このことは、抑制シール
３０が、タービンケーシング１２を取り付けることなし
にタービンセンタフレーム１４に取り付けられ、従って
エンジンの組立て時にタービンノズルセグメント２２を
定位置に保持する支持具として役立つことを可能にす
る。半径方向脚部３２はまた、１つ又はそれ以上のスロ
ット３９を含み、該スロット３９は、空洞２９からター
ビンセンタフレーム１４内の通路（図示せず）を通して
タービンケーシング１２内の通路（これも図示せず）に
向けて、また続いて空洞２８に向けて、半径方向脚部３
２を通る冷却空気の流れを許し又計量する目的を果たす
ことができる。図示した実施例において、スロット３９
は、半径方向に長形になっている。抑制シール３０は、
公知の方法により製造され、エンジン内の作動温度に耐
えることができる任意の材料、例えばニッケル基又はコ
バルト基合金で作ることができる。１つの適切な材料
は、ＳＡＥ仕様ＡＭＳ５６０８により定められた合金よ
うな耐熱性コバルト合金である。
【００１３】運転中に、燃焼ガスは、高温ガス流路２７
を通してほぼ符号Ａを付した矢印（図１）の方向に流れ
る。冷却空気の分離した流れが、空洞２９に供給され
る。冷却空気は、翼形部５０の内部空洞５２内に流れ込
み、該内部空洞５２内で熱を吸収し、その後符号Ｂを付
した矢印で示すように、出口孔２６を通って翼形部５０
を流出する。この使用済みの冷却空気は、出口孔２６を
通って半径方向外向きに流れる。抑制されないままに放
置しておくと、この流れは、ケーシング１２のフランジ
５６を過熱しがちになる。抑制シール３０の軸方向脚部
３４は、出口孔２６からの流れを妨害し、使用済みの冷
却流れをフランジ５６から遠ざかるように半径方向内向
きに方向転換させて、間隙５８を通して該流れを導き、
流路２７中に還流させる働きをする。本発明の抑制シー
ル３０の軸方向脚部３４に形成された波形３８は、シー
ル３０に円周方向の高いコンプライアンス性を与える。
運転中、軸方向脚部３４の温度がシール３０の残りの部
分の温度よりずっと高くなった場合に、波形３８は、低
い応力レベルを維持しながら、シール３０の軸方向及び
半径方向脚部の異なる円周方向の膨張を可能にする。従
って、シール３０は、従来技術による設計の有害な熱応
力を免れるので、実働使用において一層耐久性が増す。
【００１４】上記に、半径方向に延びる脚部と軸方向に
延びる脚部とを有するＬ字形断面を備えた環状のリング
を含む、ガスタービンエンジン用シールを説明した。複
数の波形が、軸方向脚部に円周方向のコンプライアンス
性を持たせるように該脚部内に形成されている。
【００１５】特許請求の範囲に記載された符号は、理解
容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に
限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】 ガスタービンエンジンの１部の部分断面図。
【図２】 本発明により構成された抑制シールの１部を
後ろから前方に見た図。
【図３】 図２の線３−３に沿った断面図。
【図４】 図３の線４−４に沿った断面図。
【符号の説明】
１２ ケーシング １３、１５ 接合面 １４ タービンセンタフレーム １６ 固締手段 ２２ タービンノズル ２４ タービンシュラウド ２６ 出口孔 ２７ 高温ガス流路 ２８、２９ 空洞 ３０ 抑制シール３０ ３２ 半径方向脚部 ３４ 軸方向脚部 ５０ ノズル翼形部 ５２ 内部空洞 ５４ ノズルバンド ５６ フランジ ５８ 間隙
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 トッド・ケネス・ボーゼル アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、ウェーマス・コート、801番 Ｆターム(参考） 3G002 HA01 3J040 BA02 EA03 EA18 FA02 HA06

Claims (12)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 半径方向に延びる脚部（３２）と軸方向
    に延びる脚部とを有する、円周方向に延びるリングを含
    み、 前記軸方向に延びる脚部（３４）は、複数の波形（３
    ８）を含む、ことを特徴とするガスタービンエンジン用
    シール（３０）。
  2. 【請求項２】 前記波形（３８）は、前記軸方向に延び
    る脚部に形成された交互の凹凸起伏の環状配列を含むこ
    とを特徴とする、請求項１に記載のシール（３０）。
  3. 【請求項３】 前記シール（３０）は、金属合金で形成
    されていることを特徴とする、請求項１に記載のシール
    （３０）。
  4. 【請求項４】 前記半径方向に延びる脚部（３２）を貫
    通して形成された複数の穴（３６）を更に含むことを特
    徴とする、請求項１に記載のシール（３０）。
  5. 【請求項５】 前記半径方向に延びる脚部（３２）を貫
    通して形成された複数の長形のスロット（３９）を更に
    含むことを特徴とする、請求項１に記載のシール（３
    ０）。
  6. 【請求項６】 前記半径方向に延びる脚部（３２）を貫
    通して形成された複数の皿穴（３７）を更に含むことを
    特徴とする、請求項１に記載のシール（３０）。
  7. 【請求項７】 第１の半径方向に延びる接合面を有する
    第１のほぼ環状の部材と、 第２の半径方向に延びる接合面を有する第２のほぼ環状
    の部材と、 前記第１の環状の部材と第２の環状の部材との間に配置
    された環状のシール（３０）と、を含み、 該シール（３０）は、軸方向に延びる脚部（３４）に接
    続された半径方向に延びる脚部（３２）を含み、該半径
    方向に延びる脚部（３２）は、前記第１の接合面と前記
    第２の接合面との間に配置され、また前記軸方向に延び
    る脚部（３４）は、円周方向に波形を付けられている、
    ことを特徴とするガスタービンエンジン用継手組立体。
  8. 【請求項８】 第１の半径方向に延びる接合面を有する
    ほぼ環状のタービンフレーム（１４）と、 該タービンフレーム（１４）の軸方向後方に配置され、
    第２の半径方向に延びる接合面を有するほぼ環状のター
    ビンケーシング（１２）と、 前記タービンフレーム（１４）の半径方向内方に配置さ
    れ、中空の翼形部及びその中に形成された出口孔（２
    ６）を有する円弧形のバンド（５４）を含む環状のター
    ビンノズル（２２）と、 環状の空洞が前記タービンケーシング（１２）との間に
    形成され、またガス流路及び前記環状の空洞と流体連通
    した円周方向に延びる間隙（５８）が、前記タービンノ
    ズル（２２）との間に形成されるように、前記タービン
    ケーシング（１２）の半径方向内方に配置された、前記
    ガス流路を形成する表面を有する環状のタービンシュラ
    ウド（２４）と、 前記タービンフレーム（１４）と前記タービンケーシン
    グ（１２）との間に配置され、軸方向に延びる脚部（３
    ４）に接続された半径方向に延びる脚部（３２）を含
    み、該半径方向に延びる脚部（３２）は前記第１の接合
    面と前記第２の接合面との間に配置され、また前記軸方
    向に延びる脚部（３４）は、前記出口孔（２６）からの
    流体流れを向け直すように配置されかつ波形（３８）の
    環状配列を含む、環状の抑制シール（３０）と、を含む
    ことを特徴とするガスタービンエンジン用継手組立体。
  9. 【請求項９】 前記シール（３０）は、金属合金で形成
    されていることを特徴とする、請求項７又は請求項８に
    記載の継手組立体。
  10. 【請求項１０】 前記半径方向に延びる脚部（３２）を
    貫通して形成された複数の穴（３６）を更に含むことを
    特徴とする、請求項７又は請求項８に記載の継手組立
    体。
  11. 【請求項１１】 前記半径方向に延びる脚部（３２）を
    貫通して形成された複数の長形のスロット（３９）を更
    に含むことを特徴とする、請求項７又は請求項８に記載
    の継手組立体。
  12. 【請求項１２】 前記半径方向に延びる脚部（３２）を
    貫通して形成された複数の皿穴（３７）を更に含むこと
    を特徴とする、請求項７又は請求項８に記載の継手組立
    体。
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