JPS6123804A

JPS6123804A - タ−ビン段落構造

Info

Publication number: JPS6123804A
Application number: JP14385084A
Authority: JP
Inventors: Tetsuo Sasada; 哲男笹田; Takeshi Sato; 武佐藤; Haruo Urushiya; 漆谷　春雄; Katsukuni Kuno; 久野　勝邦; Ryoichi Kaneko; 金子　了市; Kazuo Ikeuchi; 和雄池内; Kunio Tsuji; 辻　邦雄
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 1984-07-10
Filing date: 1984-07-10
Publication date: 1986-02-01
Also published as: JPH0435601B2; CA1212048A; US4662820A

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。

Description

【発明の詳細な説明】〔発明のオＭ用分野〕本発明は、蒸気タービン、ガスタービン等の軸流タービ
ンに係り、特にタービンの静翼と動翼から構成される出
力段落の構造に関するものである。

〔発明の背景〕

従来の蒸気タービンの段落構造を第２図に示す。

出力段落は、静止外壁１、および内輪３のような静止体
上に、複数枚配設された静翼２より形成される静止翼列
と、回転車盤６上に、複数枚配設された動翼４より形成
される動翼列から、１つの出力段落を構成している。動
翼４の翼頂部は、シュラウドバンド５により複数枚ずつ
連結されている。

シュラウ・ドパンド５と、静止外壁１間の円筒空間には
、作動流体である蒸気８がこの空間からの洩れ９を極力
防止するため、静止外壁１の内周ｌａ上に複数枚配設さ
れたフィン７よりラビリンスシールが形成されている。

さて、このような出力段落を複数段、連結して、大出力
を得るような大型タービンでは、定常運転時と起動停止
のような過渡状態では、静止体の熱膨張量と回転体の熱
膨張量に差が生ずる。すなわち、第３図に示すように、
定常運転時には動翼４は、静止壁１に対して図中実線で
示すような相対位置にあり、静止壁１の外周軸方向端面
１ｂとシュラウドバンド５間の軸方向間隙はδ、なる状
態となる。他方、起動停止のような過渡状態では、動翼
４′は回転体と静止体の熱膨張差により図中一点鎖線で
示すように静止壁ｌに近づき、軸方向間隙はδ、′なる
小さな状態となる。このため、いかなる状態でも静止体
と回転体の摺損を避けるために、定常運転時の軸方向間
隙δ１を犬きく設定する必要がある。静止体と回転体の
熱膨張差は、蒸気の高温高圧化および機械の大形化に比
例して増大するため、大容量タービンはど、大きな軸方
向間隙δ１を持つことになる。

一方、軸方向間隙δ、が、段落性能に与える影響は、例
えばソ連文献’Ｊ’ｈｅｒｍａｌ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉ
ｎｇ１９７３年第２０巻１号にＩ　、　Ｇ、　Ｇｏｇｏ
　ｌ　ｅｖ等による”ｐｈｅ　Ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ　ｏ
ｆ　Ｂｌａｄｅ　Ｃ１ｅａｒａｎｃｅｏｎ　ｔｈｅ　Ｃ
ｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ　ｏｆ　ａ　Ｔｕｒｂｉ
ｎｅ３ｔａｇｅ’や同じ（Ｔｈｅｒｍａｌ　　Ｅｎｇｉ
ｎｅｅｒｉｎｇ１９７３年第２０巻３号に人、Ｓ、ｚｉ
ｌ’　１３ｅｒｍａｎ等による’　ＣｏｍｐａｒａＨｖ
ｅ　Ｔｅ５ｔｓ　ｏｆ　ＰｒｅｓｓｕｒｅＳｔａｇｅｓ
　ｂｙ　Ｔ′％ｖｏ　５ＩｒｎｕｌａｉｌＯｎ　１ｌｄ
ｅｔｈｏｄｓ、の実験研究に示されるように、軸方向間
隙ａ、が増加するほど、段落効率も低下する。一般に軸
方向間隙δ、の影響は、第４図に示すように、軸方向間
隙δ、と翼長Ｈａの比の関数として表わされ、翼長が短
いほど軸方向間隙の増大による効率低下量も大きい。従
来の研究では、この翼長部の軸方向間隙δ、の影響によ
る効率低下の原因および機構は十分には解明されておら
ず、翼長に対して軸方向間隙の大きい高圧タービンなど
では、必然的な損失として積極的な改善策は提案されて
いない現状である。

一方、動翼４の翼頂部からの蒸気漏洩すなわちシュラウ
ドバンド５とシールフィン７の間隙よりの蒸気漏洩量の
低減は、段落効率向上策として有効なため、従来のター
ビンでは特公昭５５−４５７２６号公報に記載されてい
るように、シールフィン７の枚数を増加させる、あるい
は半径方向間隙δ１を極力小さくする、シュラウドバン
ド５の形状を複雑な階段状にするなどの方策がとられて
いる。このようなラビリンスシール部では、コ四す社出
版、小茂鳥和生著「非接触シール論」に詳述されている
ように、シールフィン７間の膨張室１１において、効果
的に渦損を発生させて蒸気漏洩を防止させるためにｊ膨
張室１１の容積を適当に大きくとる必要がある。したが
ってフィン７の長さｈを、大きく取る必要があり、実際
の事業用蒸気タービンでは、ｈ＝１０ｒｍｎ前後に製作
されている。

この様な構造では、シュラウドバンド５の上流かつ外周
側に、静止外壁１の軸方向端面１ｂと、ラビリンスシー
ルフ４フ群７のうち、最も上流側のシールフィン７およ
ヒ、シールフィンヲ配設シた静止壁１ａによって囲まれ
た空間１０が形成される。小型の蒸気、ガスタービンや
大型蒸気タービンの低圧段長翼では、強度的問題でシュ
ラウドバンド５が取り付けられず、したがって翼頂部の
シールフィン７の効果も期待できない場合には、静止壁
を他力動翼頂部に近接させた構造となって、上記膨張空
間１０の容積はあまり太きくはない。９しかし、大容量
タービンの高圧、中段圧の場合には、性能低下を防止す
るためにシュラウドバンド連結構造とし、翼頂部での摺
損時に壊滅的事故に到らぬようにシールフィン７構造と
するのが一般的であり、上記の膨張空間１０は軸方向間
隙δ。

の増大とともに、比較的大きな容積をしめることとなる
。

ところで、前述した軸方向間隙δ、の増加による段落性
能の低下が、単に翼頂部からの漏洩量の増加に起因する
場合もある。すなわち、軸方向間隙δ、もラビリシール
の一部を構成するような場合である。確かに、軸方向間
隙δ、と、半径方向間隙δ、がほぼ等しい値の場合は、
軸方向間隙ａ、の増加によって翼頂部の漏洩量は増加す
るが、δ、〉２δ７ではδ１の値によって漏洩量はほと
んど変化しない。本発明者等の実験結果によれば、半径
方向間隙δ、を極めて小さくして翼頂部の漏洩量を少な
くした場合でも、依然軸方向間隙δ。

の増大による効率低下は、はなはだしく、漏洩蒸気量の
数倍の損失を発生する。したがって翼頂部の蒸気漏洩を
防止するだけでは、前述の軸方向間隙δ、の増加による
段落効率の低下を防ぐ決定的な手段とはなシ得ない。

本発明者等の実験研究によれば、翼頂部軸方向間隙δ１
の増大に伴う性能低下の原因は、前述の膨張空間１０内
での流体挙動が、その主要因であるが、従来の技術文献
ではこの点に関して論述されたものをほとんど見ない。

〔発明の目的〕

本発明の目的は、前述した従来構造の軸流タービンにお
いて、翼頂部の軸方向間隙の増大に伴って生ずる段落効
率の低下を防止して、タービンの熱効率を向上させよう
とするものである。

〔発明の概要〕

本発明者等の実験研究によれば、真頂部軸方向間隙δ、
の増大に伴う段落効率の低下は、第２図の従来構造にお
ける、膨張空間１０内に、作動流体である蒸気の一部が
流入し、膨張空間内で渦損。

風損を発生して運動エネルギを消費した後、もう一度主
流に流入し、主流と混合して主流の運動エネルギを低下
させるという循環作用及び、との循環流に千って主流の
かく乱が大きくなることに起因するものであることが判
明した。本発明ではこの点に層目し、膨張空間そのもの
を埋込むリング、あるいは膨張空間への蒸気流人を阻止
する円筒板を静止壁土に設けることにより、段落効率を
向上させるものである。

〔発明の実施例〕

本発明の実施例を第１図を用いて説明する。

第１図は軸流タービンの子午断面を示すものであり、大
部分の構造は第２図で説明した従来構造と同じである。

本発明が従来例と異なる点は、静止翼列２を固定する静
止外壁１の静翼の直後に位置する軸方向端面１ｂとシュ
ラウドバンド５の上流端の間に形成される軸方向間隙δ
、の外周部の空間（従来構造の第２図において、膨張空
間１０に相当する。）に、円筒リング１２が埋設されて
、膨張空間の断面積ないしは容積を最小にしている。

円筒リング１２は、静止壁１に溶接、ネジ止め等により
固定されるか、静止壁１より直接削り出すことにより、
静止壁の一部を成している。この円筒リング１２の内周
面１２８部の最小内周半径ＲＬは、回転体の外周すなわ
ち、シュラウドバンド５の外周半径Ｒ１１よりも大きく
、シールフィン７とシュラウドバンド５間の半径方向間
隙をδ。

とした場合、Ｒ，Ｌ　＝ａａ　＋　（１，２〜１．５）？、　　　・
・・・・・（１）程度に設定される。

これより、静止体と回転体の熱膨張差による、動翼４の
軸方向への移動の際も、円筒り／グ１２と回転体でおる
シュラウドバンド５とが摺損することはない。円筒リン
グ１２の軸方同市Ｗは、はぼ翼頂部軸方向間隙δ、と同
程度に設定するが、であれば、損失低減効果がある。ま
た、Ｗ〉δ、　　　　　　　　　　・・・・・・・・・
（３）の条件でも、その効果を発揮するが、シュラウド
バンド５の外周部には、翼頂部漏洩蒸気量を最小限にす
るため、シールフィン７によるラビリンス構造に十分な
スペースを与えて、両者の効果を同時に高めたほうがよ
り効果的である・から、程度が円筒リング１２の適当な
軸方内申Ｗである。

さて、本発明でめる円筒す／グ１２を備えた段落構造に
よる、段落効率の向上機能を以下に説明する。まず、円
筒リング１２が埋設されるべき空間、すなわち、第２図
の従来例の膨張空間１０における流体挙動と損失発生機
構を、第５図ないし第８図を用いて説明する。

第５図は、従来構造の静翼列２の下流側より俯撤した図
である。作動流体では蒸気の主流８は大半が静翼２で周
方向に加速された後、ｍＪ翼４に流入してこれを駆動す
る。しかし、主流８の一部、特に外周側の流体９は、そ
の接線方向速度成分による遠心力および、膨張空間１０
の吸引作用によって、膨張空間１０に流入する。膨張空
間１０への噴出流９はこの空間１０内で、渦損、風損を
発生してその運動エネルギを失った後、一部は≠ゼラビ
リンスシールフイン部より、翼頂漏洩流９ａとなって動
翼４の下流に排出されるが、かなりの部分が、低エネル
ギ流体塊９ｂとなって主流８に再混入し、主流をかく乱
して段落効率を低下させる。この循環作用をさらに詳し
く説明する。第６図に示す、靜Ｘ２と動翼４の間の空間
の圧力Ｐの分布は、主流８の周方向速度成分ｖＩと、そ
９点の半径ｒより、半径方向の圧力分布を決定する関係
式としてより、外周側はど圧力が高い状態となる。

ところが主流８も一様な流れではなく、第７図に示すよ
うに、はとんど損失のない高速流８ａと、翼２とのＭ擦
損失により、低流速の後流８ｂが周期的に分布する非−
機先となっている。そして、後流８ｂ部では、低流速で
あるために、流体の遠心力が主流の作り出す半径方向の
圧力勾配とバラ　　　　　　１ンスせず、第６図に示す
ように、外周側から圧力の低い内周部に向って半径方向
に内向きの２次流れ８Ｃを生ずる。前述の膨張空間１０
へ噴出した外向き流れ９も、膨張空間１０で連動エネル
ギを消費して低流速流９°ｂとなった後、膨張空間１０
から、圧力の低い後流部８ｂに向って流入してくるので
ある。このように、膨張空間１０の存在により、高運動
エネルギの流体９が膨張空間１０に飛び出し、この空間
での渦損、に損によシ低運動エネルギ状態になった流体
９ｂが主流に流入するという循環流が発生する。この循
環流の量が多ければ多い程すなわち、膨張空間１０の容
積が大きい程、段落効率の低下黛も大きく、翼頂部漏洩
量９ａの多少に係らず、膨張空間１０が存在すれば段落
効率は低下するのである。

以上の説明、および実験結果によれば、上記循環作用に
よる段落効率の低下は、単に翼長部の軸方向間隙δ１の
みに依存するのではなく、膨張空間１０の容積に依存す
るのである。第８図（ａ）はこの関係を示したものでお
り、膨張空間ｌＯの子午断面積と主流８の通過する静翼
のど部の面積の比として定義されるパラメータｆ、の増
大に伴って段落効率が低下する。ｆ、は、 ζこで、δ、：＊頂部軸方向間隙り、：膨張空間１０の深さＳ　：静翼列２間の流路スロート巾ＨＮ：靜Ｘ２の翼長Ｎ　：静翼２の枚数であり、第８図（ｂ）は上記記号の説８Ａ図である。

以上の説明より、翼頂部の軸方向間隙δ、を大きくせざ
るをえない場合でも、膨張空間１０の深さり、を小さく
することにより、段落効率を向上させることが可能であ
り、第１図に示す本発明の円筒リング１２を設置した意
味も膨張空間１０の深さり、を極力小さくして、損失の
発生を防止しようとするものである。第１０図は、本発
明の実施例である第１図の構造を、静翼２の下流側より
見たる図である。本図に示すごとく、円筒リング１２を
設けることにより、膨張空間１０の深さり、を小さくし
、噴出流９の量を少なく押え、また該空間１０内での渦
損、風損の発生を少なくすることが可能である。第１１
図は、従来構造の段落における段落効率の翼長方向分布
１３ａと、本発明の段落における効率の翼長方向分布１
３ｂの測定結果を比較して示したものである。本図に示
したように、円筒リング１２を設置することにより、段
落のほぼ全域にわたって効率改善がなされる。これは、
前述した循環作用によって、低運動エネルギ流体塊が翼
長方向の全域に渡って拡散して主流の運動エネルギを低
下させて段落の効率を悪化させていることを示すもので
ある。したがって本発明の段落構造による効率向上効果
も大きく、例えば前述のパラメータｆ、を０．０４から
０にすれば、３チ近い効率向上効果がある。

つぎに他の実施例を第１１図を用いて説明する。

本実施例では、第１図の円筒リング１２の内周面１２ｂ
上に、内周側に突出した突起１２Ｃが形成されている。

突起１２Ｃの先端内周半径几りはシュラウドバンド５の
外周半径几８よりも大きく設定され、第１図の実施例と
同程度とする。突起Ｒｅの深さり、は、７−ルフィン７
とシュラウド５の半径方向間隙δ、に対し、ｈｆ＝δ、〜２δ２　　　　　・・・・・・・・・（７
）または、円筒リング１２による膨張空間の閉塞効果を
落さぬよう、円筒リング１２の深さり、に対し、ｈｒ＝０．１ｈａ〜０．４　ｈ　、　　　　　・・・・
・・・・・（８）程度に設定する。

第１図に示した本発明の構造では、前述の循環作用によ
る段落効率の低下を防止する目的として、は十分である
が、リング１２の内周が主流と平行して平坦なためシー
ルフィン間隙δ、を通過する翼頂漏洩ｉ９ａに対しては
これを阻止する効果はなく、むしろ後続するフィン７８
部の半径方向間隙δ２に、スムーズに流れを導いて、吹
抜は効果を増長させ、翼頂漏洩量９ａの増加を招く場合
もある。

そこで、本発明第２の実施例では、上述した円筒リイグ
上の突起１２Ｃよシ、噴出流９を内周側に向けることに
より、先頭のシールフィン７ａを通過する翼頂漏洩流９
ａの吹き抜は率を低下させて、漏洩量を減少させようと
するものである。間隙δ、が比較的大きく、翼頂漏洩量
が多い段落は一層有効であり、効率向上効果がある。

つぎに、第１２図に本発明の第３の実施例を示す。本実
施例では、第１の実施例にて説明した円筒リング１２の
内周端面１２ｂが、軸方向に回転動翼４側に近づくにし
たがい、その半径が漸減するように傾斜している形状と
なっている。その最小内周半径ＲＬは、シュラウドバン
ド５の外径より大きく、第１．第２の実施例と同様であ
る。

本構造により、第１の実施例で説明した循環流防止効果
と、第２の実施例で説明したと同様噴出流９を内周側に
向けることによる漏洩流９ａの抑止効果を同様に発揮し
、段落効率を向上させる効果がある。

さて、以上のような本発明の他の応用例を数例挙げる、
第１３図では、円筒リング１２を、周方向に数個のブロ
ックに分割した構造となっており、はめ合わせ方式で静
止壁１に組込まれている。インサート部１４は、円筒ブ
ロック１２を、半径方向に移動可能な空間を有し、かつ
板バネ１５によって、該ブロック１２を内周側に押え付
けている゛。

本構造によって、回転体（動［４）の異常振動時にもは
なはだしい摺損を避けることができる。

また、第１４図の例では、翼頂部のラジアルフィン７と
、円筒ブーツク１２を合せ持ったパツキン１６を翼頂部
に組込んだ例であるが、本発明の技術思想より逸脱する
ものではない。

つぎに、第１５図を用いて、本預明の第４の実施例を説
明する。本実施例では、第１の実施例に述べた構造にお
ける円筒り／グの代りとして、膨張空間１０内に、軸方
向に突出した円筒状の板ないしはフィン１７を設置する
。この円筒板１７の内周端１７ｂの半径几りは、第１の
実施例と同様、シュラウドバンド５の外周半径几８より
も大きく設定される。そして、円筒板１７の巾Ｗは、翼
頂部軸方向間隙δ１とは埋同程度あるいはそれ以上に形
成される。

本円筒板１７の効果は、第１の実施的と同様、膨張空間
１０への噴出流９の流入を防止して、循環作用を押え、
段落効率の向上を実現するものである。この場合、円筒
板１７の外周部に空間ｌＯが存在するため、円筒板の巾
Ｗは、極力大きくして、該空間への噴出流９の流入を防
止するのが望ましい。

つぎに、第１６図を用いて、本発明の第５の実施例を説
明する。第１６図は、静止翼列２の下流側より、段落構
造を見た図である。本実施例では、第４の実施例で述べ
た円筒板１７と同寸法の円筒板１８が、周方向に複数枚
分割されて配設されておシ、円筒板１８間には図中ｇで
示される間隙を有する。この間隙ｇは、１枚の円筒板の
長さｔに対し、ｇキ０・１ｔ　　　　　　　・・・・・・・・・（９）
程度に設定されている。

本構造によれば、噴出流９の大半は、円筒板１８に妨げ
られて膨張空間１０に流入することはなく、第４の実施
例で示した円筒板と同様、循環作用を押えて段落効率向
上効果がある。さらに、周方向の円筒板間々隙ｇがある
ため、噴出流９の一部が円筒板１８の下流端１８ａから
廻り込んで膨張空間１０に流入する（９ａ）、この流入
流体９ａは、わずかな量であるが、円筒板の下流端１８
ａ、すなわち、これに近接するシールフィン７の直前に
おいて、流れを膨張室１０の外周側に向けるので、シー
ルフィン７の間隙から流出する翼頂漏洩流の吹き抜は率
を減少させて、漏洩損失を減少させる効果があり、前述
の循環流防止効果とともに、段落効率を向上させること
が可能である。

〔発明の効果〕

以上述べたごとく、本発明の構造を採用することにより
、蒸気タービンの熱効率を向上させることが可能で、特
に翼頂部軸方向間隙の大きな事業用蒸気タービンの高圧
部では、その内部効率を１％〜３％高めることが可能で
あり、省エネルギー効果の高いものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明第１の実施例であり、軸流タービンの
子午線に沿った断面図、第２図は、従来のタービンの段
落構造を示す、子午断面図、第３図は、軸流タービンの
伸び差の説明図、第４図（ａ）は、翼頂部軸方向間隙が
、タービンの効率に及ぼす影響の説明図、第４図中）は
記号の説明図、第５図は、従来の段落構造における、損
失の発生機構の説明図、第６図は、第２図のｖｒ−ｖｓ
断面図、第７図は、第６図の断面■−■線断面図、第８
図（ａ）は、翼頂部の膨張空間が、段落効率に及ぼす影
響の説明図、第８図の）はその記号の説明図、第９図は
、第１図の■−Ｘ線断面図、第１Ｏ図は、段落における
翼頂方向の効率分布を示す特性図、第１１図は、本発明
の第２の実施例を示す断面図、第１２図は、本発明第３
の実施例を示す断面図、第１３図は、本発明の応用例を
示す断面図、第１４図は、本発明の応用例を示す断面図
、第１５図は、本発明第４の実施例を示す断面図、第１
６図は、本発明第５の実施例を示す断面図。１・・・静止外壁、２・・・静翼、３・・・静止内輪、
４・・・動翼、５・・・シュラウドバンド、６・・・回
転車盤、７・・・ラビリンスジ−ルフィン、８・・・作
動流体主流、８ａ・・・高速流、８ｂ・・・低速流、８
Ｃ・・・２次流れ、９・・・外周部噴出流、９ａ・・・
翼頂部漏洩流、９ｂ・・・循環流、ｌＯ・・・外周部膨
張空間、１１・・・ラビリンス膨張室、１２・・・円筒
リング、１２ａ・・・内周端面、１２ｂ−・・内周面、
１２ｃ・・・突起、１３・・・段落の効率分布、１３ａ
・・・従来例の効率分布、１３ｂ・・本発明の効率分布
、１４・・・インサート部、１５・・・バネ、１６・・
・パツキン、１７・・・円筒板、１７ｂ・・・内周端面
、１ｇ・・・分割円筒板、１８ａ・・・下流側端面、ｇ
・・・分割円筒板１８間の周方向間隙、ｈ・・・ラビリ
ンスシールフィンの半径方向の深さ、ｈ、・・・外周部
膨張空間深さ、ｈｆ・・・円筒リング内周上突起深さ、
ＨＮ・・・静翼長、Ｈｌｌ・・・動翼長、ｔ・・・分割
円筒板１８の周方向長さ、ｐ・・・圧力、ｒ・・・半径
、Ｓ・・・静翼スロート寸法、Ｎ・・・静翼枚数、■、
・・・周方向流速、ＲＬ・・・円筒リングの最小内周半
径、Ｒｌｇ・・・シュラウドバンドの外周半径、Ｗ・・
・円筒リングの巾、δ、・・・翼頂部軸方向間隙、δ、
・・・翼頂部ラビリンスシールフィン半径方向間隙。箔　３目［第　４０゜。。Ｒｏ−□　（Ｓ／１−ｔａ　）（ｅ）石６０第　ｑの第　９　囚￥　１０口加牽

Claims

【特許請求の範囲】１、回転動翼列と静止翼列から出力段落を構成する蒸気
タービン等の軸流タービンの段落構造において、該静翼
列を固定する静止外壁の静翼下流側の軸方向端面と、該
動翼列の翼頂部上流端あるいは動翼列を連結するシユラ
ウドバンドの上流端の間に形成される、該シユラウド部
より外周側の空間に、該空間の容積を小さくし、かつそ
の内周径が、該動翼列の外周ないしは、シユラウドバン
ドの外周径よりも大きな、円筒リング状物体を埋設し、
該円筒リングにより静止外壁の一部を形成したことを特
徴とするタービン段落構造。２、特許請求の範囲第１項において、更に円筒リングの
内周端面の下流側に、内周側に突出した突起を形成し、
かつこの突起の先端の内周径を、回転翼列ないしはシユ
ラウドバンドの外周径よりも大きくした円筒リングを装
着したことを特徴とするタービン段落構造。３、特許請求の範囲第１項において、前記円筒リング内
周径が、下流側に向うにしたがい漸減し、かつその最小
径が、回転動翼列ないしはシユラウドバンドの外周径よ
りも大きくしたことを特徴とするタービン段落構造。４、特許請求の範囲第１項において、前記静止外壁とシ
ユラウドバンド間の外周空間に、静止外壁の軸方向端面
より軸方向に突出し、その内周径が、回転動翼列ないし
はシユラウドバンドの外周径よりも大きな円筒板を形成
したことを特徴とするタービン段落構造。５、特許請求の範囲第４項において、前記円筒板を周方
向に複数個分割し、個々の円筒板と円筒板の間に、１個
の分割円筒板の周長よりも短かい、間隙をもたせたこと
を特徴とするタービン段落構造。