WO2011114744A1 - ガスタービンエンジン - Google Patents

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拓也 池口
祐輔 酒井
晃司 寺内
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Kawasaki Heavy Industries Ltd
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    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
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    • F05D2220/3219—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage for the last stage of a compressor or a high pressure compressor
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/36—Retaining components in desired mutual position by a form fit connection, e.g. by interlocking

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine engine having an outlet guide vane on the downstream side of a compressor.
  • a diffuser is provided downstream of the compressor, and an outlet guide vane is provided in the vicinity of the inlet.
  • a gap may be provided between the outlet guide vane and the inner wall surface of the diffuser.
  • the reason why the gap is provided between the outlet guide vane and the inner wall surface of the diffuser is to prevent the outlet guide vane from thermally expanding and interfering with the inner wall surface of the diffuser.
  • air leaks from the gap which may increase the pressure loss and reduce the efficiency of the compressor. Therefore, there is a gas turbine in which a recess is formed in the inner wall surface of the diffuser and the tip of the outlet guide blade is inserted into the recess to prevent air leakage (see, for example, FIG. 8 of Patent Document 1).
  • an object of the present invention is to provide a gas turbine engine that can suppress vibration of the outlet guide vanes while allowing the outlet guide vanes to thermally expand.
  • a gas turbine engine includes an outlet guide vane positioned on the downstream side of a compressor, an outer casing that supports a radially outer portion of the outlet guide vane, and a radially inner portion of the outlet guide vane.
  • the outlet guide vane includes an inner flange positioned radially inward, an extending portion extending radially inward from the inner flange, and a shaft extending from a tip of the extending portion.
  • the inner diffuser has a small-diameter portion whose outer diameter is smaller than that of the adjacent portion, and the inner diffuser has an outer peripheral surface of the small-diameter portion or the vicinity thereof.
  • a locking groove extending in one of the axial directions is formed, and the locking portion is inserted into the locking groove with a gap.
  • the gas turbine engine of the present invention it is possible to suppress the vibration of the outlet guide vane while allowing the outlet guide vane to thermally expand.
  • FIG. 1 is a partially cutaway side view showing a gas turbine engine according to an embodiment of the present invention. It is a front view of the guide wing piece concerning this embodiment. It is a side view of the guide wing piece concerning this embodiment. It is a front view of the lowermost vane piece concerning this embodiment. It is a side view of the lowermost stator blade piece according to the present embodiment. It is the figure which expanded the downstream part of the compressor which concerns on this embodiment.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • the compressor 3 side in the axial direction A of the gas turbine 1 may be referred to as “front side” or “upstream side”, and the turbine 7 side may be referred to as “rear side” or “downstream side”. is there.
  • the compressor 3 is an axial flow type compressor, and includes a plurality of stages of moving blades 13 and a plurality of stages of stationary blades 17.
  • the rotor blades 13 of each stage are attached to the outer peripheral surface of the compressor rotor 11A and are arranged so as to be aligned in the axial direction at a predetermined interval.
  • the stationary blades 17 of each stage are located downstream of the moving blades 13 of each stage and are attached to the outer casing 15. However, as will be described later, the lowermost vane 30 is supported by a different support structure from the other vanes 17.
  • the diffuser 23 is formed by an inner diffuser 21 that covers the rear portion of the compressor rotor 11 ⁇ / b> A and the outer casing 15. That is, the inner diffuser 21 corresponds to the inner wall surface of the diffuser 23, and the outer casing 15 corresponds to the outer wall surface of the diffuser 23.
  • the compressed air CA that has passed through the diffuser 23 is guided to the combustor 5.
  • the compressed air CA and the fuel F injected into the combustor 5 are mixed and combusted, whereby a high-temperature and high-pressure combustion gas G is generated.
  • the high-pressure turbine rotor 11B is rotatably supported by a bearing 24A and a bearing 24B.
  • the low-pressure turbine rotor 11C is supported by a bearing 24C via a turbine shaft 11D connected to the rear part thereof.
  • the high-pressure turbine rotor 11B is connected to the compressor rotor 11A and drives the compressor rotor 11A.
  • the outlet guide vane 40 is formed by a plurality of guide vane pieces 45. As indicated by a two-dot chain line in FIG. 2A, the guide blade pieces 45 are arranged adjacent to each other in the circumferential direction.
  • the guide vane piece 45 includes a guide vane portion 41 that is a main body portion, an outer flange 42 that is located on the radially outer side, and an inner flange 44 that is located on the radially inner side.
  • the outer flange 42 is configured in the same manner as the stationary blades 17 of each stage constituting the compressor 3.
  • the outer flange 42 has a pair of front and rear engaging pieces 43 that are integrally formed. 2A, the engagement piece 43 extends over the entire circumferential width of the outer flange 42. As shown in FIG.
  • the configuration of the inner flange 44 is as follows. As shown in FIG. 2B, the inner flange 44 has a locking piece 48 formed at the rear.
  • the locking piece 48 includes an extending portion 48a extending radially inward from the rear portion of the inner flange 44 and a locking portion 48b protruding rearward (downstream) from the radially inner end portion of the extending portion 48a. Have. Further, as shown in FIG. 2A, the locking piece 48 extends over the entire circumferential width of the inner flange 44.
  • the inner side surface of the front portion of the inner flange 44 and the outer side surface 48bb (see FIG. 4) of the locking portion 48b are both formed in a circular arc surface concentric with the axis C (see FIG. 1) of the compressor 3. Yes.
  • the stationary blade 30 is formed by a plurality of stationary blade pieces 35. As shown by a two-dot chain line in FIG. 3A, the stationary blade pieces 35 are arranged adjacent to each other in the circumferential direction.
  • the stationary blade piece 35 includes a stationary blade portion 31 which is a main body portion, an outer flange 32 positioned on the radially outer side, and an inner flange 34 positioned on the radially inner side.
  • the outer flange 32 is configured in the same manner as the other stationary blades 17 constituting the compressor 3.
  • the outer flange 32 has a pair of front and rear engaging pieces 33 formed integrally with each other, and this engaging piece 33 is formed with an outer flange as shown in FIG. 3A. It extends over the entire 32 circumferential widths.
  • the configuration of the inner flange 34 is as follows.
  • the inner flange 34 has a locking piece 36 formed at the front.
  • the locking piece 36 has an extending portion 36a that extends radially inward from the front end of the inner flange 34, and a locking portion 36b that protrudes rearward from the extending portion 36a. Further, as shown in FIG. 3A, the locking piece 36 extends over the entire circumferential width of the inner flange 34.
  • the outer surface 36bb (see FIG. 4) of the locking portion 36b is formed in a circular arc shape concentric with the axis C of the compressor 3.
  • the outer casing 15 has a pair of front and rear engaging grooves 15 b formed in an annular shape concentric with the axis C.
  • the engaging piece 43 of the outer flange 42 is inserted into the engaging groove 15b. Since the outer casing 15 has a split structure that is divided into two in the circumferential direction, the guide vane piece 45 can be fitted into the outer casing 15 from its cross section.
  • the inner diffuser 21 has a small-diameter portion 50 having a smaller outer diameter than other portions adjacent on the upstream side.
  • the small diameter portion 50 is formed in a step shape.
  • the small-diameter portion 50 includes a first small-diameter portion 52 located on the upstream side and a second small-diameter portion 54 located on the downstream side of the first small-diameter portion 52 and having an outer diameter smaller than that of the first small-diameter portion 52.
  • the inner diffuser 21 is formed with a locking groove 56 extending downstream from the outer peripheral surface of the second small diameter portion 54. Note that the outer surface 56b of the locking groove 56 is a cylindrical surface concentric with the compressor 3, and the processing is relatively easy.
  • the outer peripheral surface of the inner flange 44 is located at substantially the same radial position as the outer peripheral surface of the inner diffuser 21 adjacent to the small-diameter portion 50, or is positioned more radially outward than that. Further, as described above, the locking piece 48 is inserted into the locking groove 56 and locked. As described above, the second small diameter portion 54 and the locking groove 56 are formed using the downstream side of the outlet guide vane 40 having a sufficient space in the inner diffuser 21. Since the inner diffuser 21 has a split structure that is divided into two in the circumferential direction, the guide vane piece 45 can be fitted from its cross section.
  • a gap S1 is formed between the axial front end surface (rear end surface) 48ba of the locking portion 48b of the outlet guide vane 40 and the bottom surface (back surface in the axial direction) 56a of the locking groove 56 of the inner diffuser 21. Yes. Therefore, the axial thermal expansion of both the outlet guide vane 40 and the inner diffuser 21 can also be absorbed. In addition, a slight gap is provided between the locking portion 48b and the locking groove 56 when the vehicle is not thermally expanded. Therefore, thermal expansion in the radial direction of the outlet guide vane 40 can be allowed.
  • the outer peripheral surface (bottom surface) 54a of the first small-diameter portion 52 is configured to be close. Therefore, since a narrow labyrinth structure is formed so as to sew between them, air leakage can also be prevented.
  • the support structure in the outer casing 15 is basically the same as that of the guide blade piece 45. That is, the outer casing 15 is formed with a pair of front and rear engagement grooves 15a, and the engagement pieces 33 of the outer flange 32 are inserted into the engagement grooves 15a. A leaf spring 28 is inserted between the outer surface of the outer flange 32 and the mounting groove 15 c formed in the outer casing 15. An appropriate gap is provided between the engagement piece 33 and the engagement groove 15a in the axial direction and the radial direction.
  • the inner diffuser 21 has the small diameter portion 50, and the stationary blade piece 35 is also located on the outer peripheral surface of the small diameter portion 50. Further, a protruding piece (locked piece) 58 protruding forward is formed at the front end of the small diameter portion 50 (the front end of the inner diffuser 21). The projecting piece 58 is located between the inner flange 34 and the locking portion 36b. Further, the outer peripheral surface of the inner flange 44 of the outlet guide vane 40 and the outer peripheral surface of the inner flange 34 of the stationary vane 30 are arranged on the same plane.
  • the engaging portion 36b is configured such that the outer surface 36bb contacts the inner peripheral surface 58b of the projecting piece 58 of the inner diffuser 21 due to thermal expansion during gas turbine operation.
  • the projecting piece 58 of the inner diffuser 21 is easy to process because the tip end surface 58a is formed in a cylindrical surface concentric with the axis C of the compressor 3.
  • a gap S2 is formed between the front end surface 21ba and the front end surface 21b in the axial direction of the locking portion 36b, and between the front end surface 58a of the projecting piece 58 and the rear end surface 36aa of the extending portion 36a. Is formed with a gap S3. In addition, there is a slight gap between the outer side surface 36bb of the locking portion 36b and the inner peripheral surface 58b of the protruding piece 58 when stopped. Therefore, the thermal expansion of the stationary blade 30 can be allowed.
  • the inclined surface 37 corresponding to the front end surface of the locking piece 36 is configured to incline radially inward as it advances backward.
  • the inclined surface 37 and the compressor rotor 11 ⁇ / b> A form an inlet 60 a of an oblique introduction passage 60 that extends inward of the inner diffuser 21.
  • the air guided inward of the inner diffuser 21 by the introduction passage 60 seals the lubricating oil supplied to the bearing 24B (see FIG. 1) from the outside. That is, according to the locking piece 36 of the stationary blade piece 35 according to the present embodiment, the introduction passage 60 is not blocked.
  • a seal member may be incorporated between the inner flange 44 and the second small diameter portion 54 in order to further suppress air leakage between the outlet guide vane 40 and the inner diffuser 21 in FIG. Therefore, such a thing is also included in the scope of the present invention.

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  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

　ガスタービンエンジン１は、圧縮機３の下流側に位置する出口案内翼４０と、出口案内翼４０の径方向外側部分を支持するアウタケーシング１５と、出口案内翼４０の径方向内側部分が支持するインナディフューザ２１と、を備えている。出口案内翼４０は、径方向内側に位置する内側フランジ４４と、内側フランジ４４から径方向内側へ延出する延出部４８ａと、延出部４８ａの先端から軸方向の一方に突出する係止部４８ｂと、を有している。インナディフューザ２１は、隣接する部分よりも外径の小さい小径部５０を有している。インナディフューザ２１には、小径部５０の外周面又はその近傍から軸方向の一方に延びる係止溝５６が形成されている。係止部４８ｂは隙間をあけて係止溝５６に挿入されている。

Description

ガスタービンエンジン
　本発明は、圧縮機の下流側に出口案内翼を有するガスタービンエンジンに関する。
　軸流型の圧縮機を採用するガスタービンエンジンでは、圧縮機の下流にディフューザを備えており、その入口付近には出口案内翼が設けられている。この出口案内翼をディフューザの外壁面側で支持する場合、出口案内翼とディフューザの内壁面との間に隙間を設けることがある。このように、出口案内翼とディフューザの内壁面との間に隙間を設けるのは、出口案内翼が熱膨張してディフューザの内壁面に干渉するのを防ぐためである。ただし、この構造の場合、隙間から空気が漏れて、圧力損失が増加し圧縮機の効率が低下するおそれがある。そこで、ディフューザの内壁面に凹部を形成し、その凹部に出口案内翼の先端を挿入し、空気漏れを防ぐ構造を採用するガスタービンも存在する（例えば、特許文献１の図８参照）。
特開２０００－３１４３９７号公報
　しかしながら、ディフューザの凹部に出口案内翼の先端を挿入する構造であっても、ディフューザの外壁面側のみで支持されているかぎり、出口案内翼の先端で振動が発生しやすい。この振動は、出口案内翼の先端と凹部とが接触して出口案内翼に摩耗を生じさせる場合がる。
　そこで、本発明は、出口案内翼が熱膨張するのを許容しつつも、出口案内翼の振動を抑制することができるガスタービンエンジンを提供することを目的としている。
　本発明のある形態に係るガスタービンエンジンは、圧縮機の下流側に位置する出口案内翼と、前記出口案内翼の径方向外側部分を支持するアウタケーシングと、前記出口案内翼の径方向内側部分を支持するインナディフューザと、を備え、前記出口案内翼は、径方向内側に位置する内側フランジと、前記内側フランジから径方向内側へ延出する延出部と、前記延出部の先端から軸方向の一方に突出する係止部と、を有し、前記インナディフューザは、隣接する部分よりも外径の小さい小径部を有し、前記インナディフューザには、前記小径部の外周面又はその近傍から前記軸方向の一方に延びる係止溝が形成されており、前記係止部は隙間をあけて前記係止溝に挿入されている。
　この構成によれば、出口案内翼がインナディフューザとアウタケーシングの両側で支持されるため、出口案内翼の振動が抑制される。また、係止部が隙間をあけて係止溝に挿入されているため、出口案内翼の熱膨張を許容することができる。
　本発明に係るガスタービンエンジンによれば、出口案内翼が熱膨張するのを許容しつつも、出口案内翼の振動を抑制することができる。
本発明の一実施形態に係るガスタービンエンジンを示す部分破断側面図である。 本実施形態に係る案内翼ピースの正面図である。 本実施形態に係る案内翼ピースの側面図である。 本実施形態に係る最下段の静翼ピースの正面図である。 本実施形態に係る最下段の静翼ピースの側面図である。 本実施形態に係る圧縮機の下流部を拡大した図である。
　以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら説明する。
　＜ガスタービンの概要＞
　はじめに、図１を参照して、本実施形態に係るガスタービンエンジン（以下、単に「ガスタービン」という。）内における空気の流れと、主な構成について説明する。図１は本発明の一実施形態に係るガスタービンの断面図である。なお、以下の説明において、ガスタービン１のうち軸心方向Ａにおける圧縮機３側を「前側」あるいは「上流側」と呼び、タービン７側を「後側」あるいは「下流側」と呼ぶ場合がある。
　まず、吸気筒１９から吸入された空気ＩＡは、圧縮機３で圧縮される。本実施形態に係る圧縮機３は、軸流型の圧縮機であり、複数段の動翼１３と複数段の静翼１７を有している。各段の動翼１３は、圧縮機ロータ１１Ａの外周面に取り付けられているとともに、互いに所定の間隔をおいて軸方向に並ぶように配置されている。また、各段の静翼１７は各段の動翼１３の下流側に位置し、アウタケーシング１５に取り付けられている。ただし、後述するように、最下段の静翼３０は、他の静翼１７と異なる支持構造によって支持されている。
　その後、圧縮機３で圧縮された圧縮空気ＣＡは、圧縮機３の下流に位置する出口案内翼４０を通って、ディフューザ２３を通過する。なお、出口案内翼４０は、圧縮機３の最下段の静翼３０の下流側に位置し、両者は近接して配置されている（図４参照）。また、ディフューザ２３は、圧縮機ロータ１１Ａの後部を覆うインナディフューザ２１と、アウタケーシング１５とによって形成されている。つまり、インナディフューザ２１がディフューザ２３の内壁面に相当し、アウタケーシング１５がディフューザ２３の外壁面に相当する。
　その後、ディフューザ２３を通過した圧縮空気ＣＡは燃焼器５に導かれる。燃焼器５では、圧縮空気ＣＡと燃焼器５内に噴射された燃料Ｆとが混合されて燃焼し、これにより高温高圧の燃焼ガスＧが生成される。
　その後、燃焼器５で生成された燃焼ガスＧは、タービンノズル（第１段静翼）２５を通過して、タービン７を駆動させる。高圧タービンロータ１１Ｂは、軸受２４Ａと軸受２４Ｂによって回転自在に支持されている。また、低圧タービンロータ１１Ｃは、その後部に連結されたタービンシャフト１１Ｄを介して、軸受２４Ｃにより支持されている。高圧タービンロータ１１Ｂは、圧縮機ロータ１１Ａに連結されており、圧縮機ロータ１１Ａを駆動する。
　＜出口案内翼の構成＞
　次に、図２Ａ及び図２Ｂを参照して、本実施形態に係る出口案内翼４０の構成について説明する。出口案内翼４０は複数の案内翼ピース４５によって形成されている。図２Ａの二点鎖線で示すように、案内翼ピース４５は互いに隣接して周方向に並べられる。案内翼ピース４５は、本体部分である案内翼部４１と、径方向外側に位置する外側フランジ４２と、径方向内側に位置する内側フランジ４４とを有している。このうち外側フランジ４２は、圧縮機３を構成する各段の静翼１７と同様に構成されている。具体的には、図２Ｂに示すように、外側フランジ４２は、一体形成された前後一対の係合片４３を有している。なお、図２Ａに示すように、係合片４３は外側フランジ４２の周方向幅全体にわたって延びている。
　また、内側フランジ４４の構成は次のとおりである。図２Ｂに示すように、内側フランジ４４は、後部に係止片４８が形成されている。係止片４８は、内側フランジ４４の後部から径方向内側へ延出した延出部４８ａと、延出部４８ａの径方向内端部から後方（下流側）へ突出した係止部４８ｂとを有している。また、図２Ａに示すように、係止片４８は内側フランジ４４の周方向幅の全体にわたって延びている。内側フランジ４４の前部の内側面、及び係止部４８ｂの外側面４８ｂｂ（図４参照）は、いずれも圧縮機３の軸心Ｃ（図１参照）と同心の円弧面状に形成されている。
　＜静翼の構成＞
　次に、図３Ａ及び図３Ｂを参照して、本実施形態に係る圧縮機３の最下段の静翼（以下、単に「静翼」と称す。）３０の構成について説明する。静翼３０は、複数の静翼ピース３５によって形成されている。図３Ａの二点鎖線で示すように、静翼ピース３５は互いに隣接して周方向に並べられている。静翼ピース３５は、本体部分である静翼部３１と、径方向外側に位置する外側フランジ３２と、径方向内側に位置する内側フランジ３４とを有している。このうち外側フランジ３２は、圧縮機３を構成する他の静翼１７と同様に構成されている。具体的には、図３Ｂに示すように、外側フランジ３２は、一体形成された前後一対の係合片３３を有しており、この係合片３３は、図３Ａに示すように、外側フランジ３２の周方向幅の全体にわたって延びている。
　また、内側フランジ３４の構成は次のとおりである。内側フランジ３４は、前部に係止片３６が形成されている。係止片３６は、内側フランジ３４の前端から径方向内側に延びる延出部３６ａと、延出部３６ａから後方へ突出する係止部３６ｂとを有している。また、図３Ａに示すように、係止片３６は内側フランジ３４の周方向幅の全体にわたって延びている。係止部３６ｂの外側面３６ｂｂ（図４参照）は、圧縮機３の軸心Ｃと同心の円弧面状に形成されている。
　＜案内翼ピースの支持構造＞
　次に、図４を参照して、案内翼ピース４５の支持構造について説明する。本実施形態では、案内翼ピース４５の外側フランジ４２がアウタケーシング１５に支持され、内側フランジ４４がインナディフューザ２１に支持されている。このように、案内翼ピース４５は両側で支持されているため、径方向への移動が規制される。その結果、出口案内翼４０の振動が抑制される。以下に、アウタケーシング１５における支持構造及びインナディフューザ２１における支持構造についてより詳しく説明する。
　まず、アウタケーシング１５における支持構造について説明する。図４に示すように、アウタケーシング１５には、前後一対の係合溝１５ｂが軸心Ｃと同心の環状に形成されている。外側フランジ４２の係合片４３は、この係合溝１５ｂに挿入されている。アウタケーシング１５は周方向に２分割された２つ割り構造であるため、その断面から案内翼ピース４５をアウタケーシング１５に嵌め込むことができる。
　係合片４３と係合溝１５ｂとの間には、軸方向および径方向に適切な隙間が設けられている。したがって、係合片４３は係合溝１５ｂに対して、軸方向および径方向に移動可能である。ただし、外側フランジ４２の外側面と、アウタケーシング１５に形成された取付溝１５ｃとの間には、軸方向から見て円弧状の板ばね２８が挿入されている。この板ばね２８が、出口案内翼４０をアウタケーシング１５の係合溝１５ｂに押し付けるため、出口案内翼４０が安定する。
　続いて、インナディフューザ２１における支持構造について説明する。図４に示すように、インナディフューザ２１は、上流側において隣接する他の部分に比べて外径が小さい小径部５０を有している。小径部５０は階段状に形成されている。この小径部５０には、上流側に位置する第１小径部５２と、第１小径部５２の下流側に位置し第１小径部５２よりも外径が小さい第２小径部５４が含まれる。さらに、インナディフューザ２１には、第２小径部５４の外周面から下流側へ延びる係止溝５６が形成されている。なお、係止溝５６の外側面５６ｂは、圧縮機３と同心の円筒面であり、加工は比較的容易である。
　内側フランジ４４の外周面は、インナディフューザ２１のうち小径部５０に隣接する部分の外周面と実質的に同じ径方向位置に位置しているか、あるいはそれよりも径方向外側に位置している。また、上述のように、係止片４８が係止溝５６に挿入され係止されている。このように、インナディフューザ２１のうち、スペースに余裕のある出口案内翼４０の下流側を利用して、第２小径部５４や係止溝５６が形成されている。なお、インナディフューザ２１は周方向に２分割された２つ割り構造であるため、その断面から案内翼ピース４５を嵌め込むことができる。
　出口案内翼４０の係止部４８ｂの軸方向先端面（後端面）４８ｂａと、インナディフューザ２１の係止溝５６の底面（軸方向奥の面）５６ａとの間には隙間Ｓ１が形成されている。そのため、出口案内翼４０およびインナディフューザ２１の双方の軸方向の熱膨張も吸収することができる。また、熱膨張していない停止時には係止部４８ｂと係止溝５６の間に若干の隙間が設けられている。そのため、出口案内翼４０の径方向への熱膨張を許容することができる。
　さらに、内側フランジ４４の下流端面４７とインナディフューザ２１の凹所後面２１ａ、係止部４８ｂの外側面４８ｂｂと係止溝５６の外側面５６ｂ、後端面４８ｂａと底面５６ａ、および、内側面４８ｂｃと第１小径部５２の外周面（底面）５４ａが近接するように構成されている。そのため、それぞれの間を縫うようにして狭い迷路構造が形成されているため、空気漏れも防止できる。
　＜静翼ピースの支持構造＞
　次に、引き続き図４を参照して、静翼ピース３５の支持構造について説明する。静翼ピース３５は、外側フランジ３２がアウタケーシング１５に支持され、内側フランジ３４がインナディフューザ２１に支持されており、案内翼ピース４５と同様に両側で支持されている。よって、静翼ピース３５の径方向への移動が規制され、静翼３０の振動が抑制される。以下に、アウタケーシング１５における支持構造及びインナディフューザ２１における支持構造についてより詳しく説明する。
　まず、アウタケーシング１５における支持構造について説明する。アウタケーシング１５における支持構造は、案内翼ピース４５の場合と基本的に同じである。つまり、アウタケーシング１５には、前後一対の係合溝１５ａが形成されており、この係合溝１５ａに外側フランジ３２の係合片３３が挿入されている。また、外側フランジ３２の外側面と、アウタケーシング１５に形成された取付溝１５ｃとの間には板ばね２８が挿入されている。そして、係合片３３と係合溝１５ａとの間には、軸方向および径方向に適切な隙間が設けられている。
　続いて、インナディフューザ２１における支持構造について説明する。上述したように、インナディフューザ２１は小径部５０を有しており、静翼ピース３５もこの小径部５０の外周面上に位置している。また、小径部５０の前端（インナディフューザ２１の前端）には、前方へ突出する突片（被係止片）５８が形成されている。この突片５８は、内側フランジ３４と係止部３６ｂとの間に位置している。また、出口案内翼４０の内側フランジ４４の外周面と、静翼３０の内側フランジ３４の外周面とは、同一面上に配置されている。
　また、係止部３６ｂは、ガスタービン運転時に熱膨張によって、外側面３６ｂｂがインナディフューザ２１の突片５８の内周面５８ｂと接するように構成されている。なお、インナディフューザ２１の突片５８は、先端面５８ａが圧縮機３の軸心Ｃと同心の円筒面状に形成されているため加工が容易である。
　係止部３６ｂの軸方向先端面（後端面）３６ｂａと前端面２１ｂとの間には隙間Ｓ２が形成されており、突片５８の先端面５８ａと延出部３６ａの後端面３６ａａとの間には隙間Ｓ３が形成されている。また、停止時において、係止部３６ｂの外側面３６ｂｂと突片５８の内周面５８ｂとの間にも若干の隙間が存在する。そのため、静翼３０の熱膨張を許容することができる。
　係止片３６の前端面にあたる傾斜面３７は、後方に進むにつれて径方向内方に傾くように構成されている。この傾斜面３７と圧縮機ロータ１１Ａとによって、インナディフューザ２１の内方へ向かう斜めの導入通路６０の入口６０ａが形成されている。導入通路６０によってインナディフューザ２１の内方に導かれた空気は、軸受２４Ｂ（図１参照）に供給している潤滑油を外からシールする。つまり、本実施形態に係る静翼ピース３５の係止片３６によれば、導入通路６０を塞ぐこともない。
　以上のとおり、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態を説明したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能である。例えば、図４の出口案内翼４０とインナディフューザ２１との間の空気漏れを一層抑制するために、内側フランジ４４と第２小径部５４との間にシール部材を組み込んでもよい。したがって、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。
３　圧縮機
１５　アウタケーシング
２１　インナディフューザ
４０　出口案内翼
４４　内側フランジ
４８　係止片
４８ａ　延出部
４８ｂ　係止部
５０　小径部
５６　係止溝
 

Claims (7)

  1. 　圧縮機の下流側に位置する出口案内翼と、
    　前記出口案内翼の径方向外側部分を支持するアウタケーシングと、
    　前記出口案内翼の径方向内側部分を支持するインナディフューザと、を備え、
    　前記出口案内翼は、
    　径方向内側に位置する内側フランジと、
    　前記内側フランジから径方向内側へ延出する延出部と、
    　前記延出部の先端から軸方向の一方に突出する係止部と、を有し、
    　前記インナディフューザは、隣接する部分よりも外径の小さい小径部を有し、
    　前記インナディフューザには、前記小径部の外周面又はその近傍から前記軸方向の一方に延びる係止溝が形成されており、
    　前記係止部は隙間をあけて前記係止溝に挿入されている、ガスタービンエンジン。
  2. 　前記係止部の軸方向先端の面と前記係止溝の軸方向奥の面との間に隙間が形成されている、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
  3. 　運転時において、前記係止部の径方向外側面が前記係止溝の径方向外側面に当接するように構成されている、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
  4. 　前記延出部は前記内側フランジのうち下流側の部分に位置し、前記係止部は下流方向へ突出している、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
  5. 　前記出口案内翼の上流側に前記圧縮機の最下段の静翼が配置されており、
    　前記アウタケーシングは前記静翼の径方向外側部分を支持し、
    　前記インナディフューザは前記静翼の径方向内側部分を支持し、
    　前記静翼は、
    　径方向内側に位置する静翼内側フランジと、
    　前記静翼内側フランジの前端から径方向内側に延びる延出部と、
    　前記延出部から下流側へ突出する静翼係止部と、を有し、
    　前記インナディフューザは、前記小径部の前端に位置し前方へ突出する被係止片を有し、
    　前記静翼係止部と前記静翼内側フランジとの間に前記被係止片が位置する、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
  6. 　運転時において、前記被係止片の径方向内側面と前記静翼係止部の径方向外側面とが当接するように構成されている、請求項５に記載のガスタービンエンジン。
  7. 　前記静翼係止片と前記圧縮機との間に、前記インナディフューザの内方へ向かう斜めの導入通路の入口が形成されている、請求項５に記載のガスタービンエンジン。
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