JPH0835402A

JPH0835402A - タービンケーシング構造

Info

Publication number: JPH0835402A
Application number: JP17397894A
Authority: JP
Inventors: Hiromoto Ono; 博基小野; Nobuaki Ijichi; 伸彰伊地知
Original assignee: Ishikawajima Harima Heavy Industries Co Ltd
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 1994-07-26
Filing date: 1994-07-26
Publication date: 1996-02-06

Abstract

(57)【要約】【目的】アブレーダブル層の形状を工夫することによ
り、動翼先端との接触面積を小さくすると共にタービン
効率の低下を最小に抑えたタービンケーシング構造を提
供する。【構成】放射状に配置されたタービン動翼１を囲繞す
るタービンケーシング３の内周面に、動翼先端２が接触
したとき磨耗するアブレーダブル層５を設けたタービン
ケーシング構造において、上記アブレーダブル層５に、
タービン動翼１の翼列スロート部６の近傍より上流側に
位置させて、動翼先端２とアブレーダブル層５との間の
隙間１１を広げるテーパ状の切欠部７を設けて構成され
ている。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、タービンケーシングの
内周面にアブレーダブル層を設け、タービン動翼の先端
との隙間を狭めるようにしたタービンケーシング構造に
関する。

【０００２】

【従来の技術】ガスタービンのタービン部分は、回転軸
に設けられたタービンディスクに周方向に間隙を隔てて
複数のタービン動翼を植設し、これらタービン動翼の先
端から僅かな隙間を隔てて円筒状のタービンケーシング
を被嵌して構成されている。

【０００３】上記タービン動翼先端とタービンケーシン
グ内周面との隙間は、そこから作動ガスが漏れるとター
ビン効率が低下するため、できるだけ狭い方が好まし
い。ところが余りに狭めすぎると、タービンディスクの
高速回転により動翼が伸びてその先端がケーシングの内
周面に接触し、動翼が破損する虞がある。

【０００４】そこで、本出願人は、先にタービンケーシ
ングの内周面に動翼先端が接触したとき磨耗するアブレ
ーダブル層を平層状に盛り付けたタービンケーシング構
造を開発した（特願平5-158363号）。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】しかし、このタービン
ケーシング構造のアブレーダブル層は、単に平層状に形
成されているため、タービン動翼との接触時に動翼先端
の全面が摺接してしまう。従って、セラミック等の脆性
材料を用いたタービン動翼や翼厚さの薄いタービン動翼
では、その剛性の低さや脆さから摺接時に破損する虞が
ある。よって、現実的には上記隙間を狭めることはでき
ず、そこからの作動ガスの漏れに基づくタービン効率の
低下が避け得なかった。

【０００６】以上の事情を考慮して創案された本発明の
目的は、アブレーダブル層の形状を工夫することによ
り、動翼先端との接触面積を小さくすると共にタービン
効率の低下を最小に抑えたタービンケーシング構造を提
供することにある。

【０００７】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に第１の発明は、放射状に配置されたタービン動翼を囲
繞するタービンケーシングの内周面に、動翼先端が接触
したとき磨耗するアブレーダブル層を設けたタービンケ
ーシング構造において、上記アブレーダブル層に、ター
ビン動翼の翼列スロート部より上流側に位置させて、動
翼先端とアブレーダブル層との間の隙間を広げるテーパ
状の切欠部を設けて構成されている。

【０００８】第２の発明は、放射状に配置されたタービ
ン動翼を囲繞するタービンケーシングの内周面に、動翼
先端が接触したとき磨耗するアブレーダブル層を設けた
タービンケーシング構造において、上記アブレーダブル
層に、動翼の取付角と略平行に形成されたラビリンス溝
を設けて構成されている。

【０００９】

【作用】第１の発明によれば、アブレーダブル層に切欠
部を設けたので、動翼先端とアブレーダブル層との隙間
におけるこれらの接触面積が小さくなる。よって、接触
時のタービン動翼の破損が防止される。また、上記切欠
部からは作動ガスが漏れるのでその分タービン効率が落
ちることとなるが、切欠部は、タービン効率に大きな影
響を与える動翼列スロート部の下流側を避けて動翼列ス
ロート部より上流側に位置しているため、タービン効率
の低下が最小限に抑えられる。

【００１０】第２の発明によれば、アブレーダブル層に
ラビリンス溝を設けたので、その凹部形状により動翼先
端とアブレーダブル層との隙間におけるこれらの接触面
積が小さくなる。よって、接触時のタービン動翼の破損
が防止される。また、上記ラビリンス溝は、タービン動
翼の取付角と略平行に形成されているので、動翼先端と
アブレーダブル層との隙間において動翼の腹側（正圧
側）から背側（負圧側）へ流れようとする漏込流に対し
て略直角に作用し、この漏込流をラビリンスシール効果
によって抑制する。よって、動翼先端とアブレーダブル
層との隙間での作動ガスの漏れが低減し、タービン効率
が向上する。

【００１１】

【実施例】第１の発明の実施例を図１〜図３に基づいて
説明する。

【００１２】図１中、１はタービン動翼である。このタ
ービン動翼１は、図示しない回転軸に設けられたタービ
ンディスクに、周方向に間隔を隔てて複数植設されてい
る。これらのタービン動翼１は、セラミック等の脆性材
料からなっているか、翼厚さの薄い低剛性の構造となっ
ている。かかるタービン動翼１の外周には、動翼先端２
から僅かな隙間を隔てて円筒状のタービンケーシング３
が被嵌されている。なお、上記動翼１の上流側にはケー
シング３に固定された静翼４が設けられている。

【００１３】タービンケーシング３の内周面には、動翼
先端２が接触したとき磨耗するアブレーダブル層５が設
けられている。アブレーダブル層５は、アルミナやジル
コニア等をプラズマ溶射することによって形成される。
ここで、通常のプラズマ溶射では密度および硬度が高く
なりアブレーダブル層５として機能しないため、本実施
例では、溶射材の吹付速度を落として溶射条件を悪化
させたり、溶射材に樹脂等を混入して溶射する等し
て、溶射層の気孔率を大きくし切削性を良好にしてい
る。

【００１４】アブレーダブル層５には、タービン動翼１
の翼列スロート部６より上流側に位置して、動翼先端２
とアブレーダブル層５との間の隙間を広げるテーパ状の
切欠部７が設けられている。上記翼列スロート部６と
は、図２に示すように各翼列の間の流路が最も狭まるポ
イントをいい、この位置で流れが最も速くなる。従っ
て、図２に破線８で示すように、翼列スロート部６の近
傍で動翼１の腹側９（正圧側）から背側１０（負圧側）
へ漏れ込みが生じると、流れが速いために大きな翼列損
失や漏れ損失に繋がるが、翼列スロート部６より上流側
で漏れ込みが生じても比較的翼列損失等の悪化が少な
い。

【００１５】上記切欠部７は、上流側に開いてテーパ状
（円錐状）に形成されている。すなわち、動翼先端２と
アブレーダブル層５との隙間１１は、翼列スロート部６
より上流側へいけばいくほどテーパ状に広くなり、翼列
スロート部６の近傍より下流側では一定となっている。
切欠部７は、予めアブレーダブル層５を平層状に形成し
た後、グラインダ等により正確に切削研磨されて形成さ
れる。

【００１６】以上の構成からなる本実施例の作用につい
て述べる。

【００１７】図１に示すように、アブレーダブル層５に
切欠部７を設けたので、動翼先端２とアブレーダブル層
５との隙間１１におけるこれらの接触面積が小さくな
る。すなわち、動翼先端２は、切欠部７が形成された翼
列スロート部６の近傍より上流側ではアブレーダブル層
５と接触することはなく、翼列スロート部６の近傍より
下流側でのみ接触する。このように、本実施例によれ
ば、動翼先端２の全面が接触していた従来のものに比べ
て接触面積が略半減するので、たとえセラミック等の脆
性材料や翼厚さの薄い低剛性のタービン動翼１であって
も接触時の動翼１の破損が防止される。

【００１８】また、上記切欠部７からは作動ガスが漏れ
るのでその分タービン効率が落ちることとなるが、切欠
部７は、タービン効率に大きな影響を与える翼列スロー
ト部６の近傍を避けて翼列スロート部６より上流側に位
置しているため、タービン効率の低下が最小限に抑えら
れる。すなわち、本実施例によれば、タービン効率を低
下させることなく、動翼先端２とアブレーダブル層５と
の必要部分（タービン効率に大きく影響する部分）の隙
間１１を小さくできる。よって、タービン効率の低下を
最小限に抑えることができる。

【００１９】動翼先端２の隙間１１とタービン効率との
関係を図３に示す。図示するように、従来から用いられ
ている金属製の動翼をセラミック等の脆性材料製とする
と、これまでのタービンケーシング構造では動翼先端の
全面が摺接するため、隙間を例えば0.2mm 程度広げなけ
ればならず、作動ガスの漏れ量増大によりΔη₁の効率
の低下が避け得なかった。これに対して、本実施例のタ
ービンケーシング構造によれば、翼列スロート部６の近
傍及びその下流側における動翼先端隙間を金属動翼の場
合と同じにできるために、作動ガスの漏れは上流側のみ
となり漏れ量が減少して、効率の低下をΔη₂と小さく
することができる。

【００２０】第２の発明の実施例を図４〜図６に基づい
て説明する。

【００２１】図中、タービン動翼１、タービン静翼４、
タービンケーシング３、は前実施例と全く同一の構成で
あるため、その説明を割愛する。

【００２２】本実施例の特徴とするところは、アブレー
ダブル層５に、動翼１の取付角θと略平行に形成された
ラビリンス溝１２を設けた点にある。このラビリンス溝
１２は、アブレーダブル層５の表面に斜めに形成され、
動翼先端２とアブレーダブル層５との隙間１１におい
て、動翼１の腹側９（正圧側）から背側１０（負圧側）
へ漏れ込もうとする流れ１３に対して略直交するように
成形されている。ラビリンス溝１２は、予めアブレーダ
ブル層５を平層状に形成した後、グラインダ等により正
確に切削研磨されて形成される。

【００２３】以上の構成からなる本実施例の作用につい
て述べる。

【００２４】図４に示すように、アブレーダブル層５に
ラビリンス溝１２を設けたので、動翼先端２とアブレー
ダブル層５との隙間１１におけるこれらの接触面積が小
さくなる。すなわち、ラビリンス溝１２の凹部１４と凸
部１５の幅を等しくすると、上記接触面積は略半分とな
る。よって、たとえセラミック等の脆性材料や翼厚さの
薄い低剛性のタービン動翼１であっても、接触時のター
ビン動翼１の破損が防止される。

【００２５】また、上記ラビリンス溝１２は、タービン
動翼１の取付角θと略平行に形成されているので、動翼
先端２とアブレーダブル層５との隙間１１において動翼
１の腹側９（正圧側）から背側１０（負圧側）へ流れよ
うとする漏込流１３に対して略直角に作用し、この漏込
流１３をラビリンスシール効果によって抑制する。よっ
て、動翼先端２とアブレーダブル層５との隙間１１での
作動ガスの漏れが低減される。

【００２６】

【発明の効果】以上説明したように本発明によれば以下
の如き優れた効果を発揮できる。

【００２７】(1) 動翼先端とアブレーダブル層との必要
部分（効率に影響を及ぼす部分）の隙間を大きくするこ
となく、動翼先端とアブレーダブル層との接触面積を小
さくできるので、タービン動翼にセラミック等の脆性材
料を用いた場合であっても、効率の低下を最小限に抑え
ることができる。

【００２８】(2) 動翼の腹側から背側への漏込流を少な
くすることができるので、タービン効率の低下を最小に
抑えることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】第１の発明の一実施例を示すタービンケーシン
グ構造の説明図である。

【図２】図１の II-II線断面図である。

【図３】上記実施例の効果を表す動翼先端隙間と効率と
の関係を示す図である。

【図４】第２の発明の一実施例を示すタービンケーシン
グ構造の説明図である。

【図５】図４の V-V線断面図である。

【図６】図５の VI-VI線断面図である。

【符号の説明】

１タービン動翼２動翼先端３タービンケーシング５アブレーダブル層６翼列スロート部７切欠部１１隙間１２ラビリンス溝 θ 取付角

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】放射状に配置されたタービン動翼を囲繞
するタービンケーシングの内周面に、動翼先端が接触し
たとき磨耗するアブレーダブル層を設けたタービンケー
シング構造において、上記アブレーダブル層に、タービ
ン動翼の翼列スロート部より上流側に位置させて、動翼
先端とアブレーダブル層との間の隙間を広げるテーパ状
の切欠部を設けたことを特徴とするタービンケーシング
構造。
【請求項２】放射状に配置されたタービン動翼を囲繞
するタービンケーシングの内周面に、動翼先端が接触し
たとき磨耗するアブレーダブル層を設けたタービンケー
シング構造において、上記アブレーダブル層に、動翼の
取付角と略平行に形成されたラビリンス溝を設けたこと
を特徴とするタービンケーシング構造。