特開 2019-120140 航空機用ガスタービン及び航空機用ガスタービンの動翼

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】公開特許公報(A)

(11)【公開番号】特開2019-120140(P2019-120140A)

(43)【公開日】2019年7月22日

(54)【発明の名称】航空機用ガスタービン及び航空機用ガスタービンの動翼

(51)【国際特許分類】

   F01D 11/08 20060101AFI20190701BHJP

   F02C 7/28 20060101ALI20190701BHJP

   F02C 7/00 20060101ALI20190701BHJP

   F16J 15/447 20060101ALN20190701BHJP

【ＦＩ】

   F01D11/08

   F02C7/28 A

   F02C7/00 F

   F16J15/447

【審査請求】未請求

【請求項の数】6

【出願形態】ＯＬ

【全頁数】14

(21)【出願番号】特願2017-253224(P2017-253224)

(22)【出願日】2017年12月28日

(71)【出願人】

【識別番号】514275772

【氏名又は名称】三菱重工航空エンジン株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】100149548

【弁理士】

【氏名又は名称】松沼 泰史

(74)【代理人】

【識別番号】100162868

【弁理士】

【氏名又は名称】伊藤 英輔

(74)【代理人】

【識別番号】100161702

【弁理士】

【氏名又は名称】橋本 宏之

(74)【代理人】

【識別番号】100189348

【弁理士】

【氏名又は名称】古都 智

(74)【代理人】

【識別番号】100196689

【弁理士】

【氏名又は名称】鎌田 康一郎

(74)【代理人】

【識別番号】100210572

【弁理士】

【氏名又は名称】長谷川 太一

(72)【発明者】

【氏名】藤村 大悟

(72)【発明者】

【氏名】長谷 貴昭

(72)【発明者】

【氏名】萩原 寛一

【テーマコード（参考）】

3G202

3J042

【Ｆターム（参考）】

3G202KK04

3G202KK22

3J042AA04

3J042CA05

3J042CA10

3J042CA15

3J042DA20

(57)【要約】

【課題】動翼とケーシングとの隙間を通過した燃焼ガスの流れが主流の流れに衝突・混合される際の混合損失を低減して航空機用ガスタービンの出力を向上させる。
【解決手段】航空機用ガスタービンは、ロータと、動翼２４と、ケーシングと、静翼２６と、ガイド部材５３とを備える。動翼２４は、動翼本体４１と、動翼本体４１の先端４１ａに設けられた動翼シュラウド４２と、動翼シュラウド４２の外周面４２ａから突出するフィン４３と、を有する。静翼２６は、静翼シュラウド５１と静翼本体５２とを備える。静翼シュラウド５１は、動翼２４の下流側でケーシングに固定されて、少なくとも動翼シュラウド４２及びフィン４３とともにキャビティＣｔを形成する。ガイド部材５３は、キャビティＣｔ内に設けられて、径方向外側から内側に向かって延びて、径方向内側の内側端部５３ａが動翼シュラウド４２の外周面４２ａに間隔をあけて対向している。
【選択図】図２

【特許請求の範囲】

【請求項1】

軸線回りに回転するロータと、
前記ロータから径方向外側に向かって延びる動翼本体、前記動翼本体の先端に設けられた動翼シュラウド、及び、前記動翼シュラウドの外周面から突出するフィン、を有する動翼と、
前記ロータ及び前記動翼を外周側から囲うとともに前記フィンとの間に隙間を形成するケーシングと、
前記動翼の下流側で前記ケーシングに固定されて、少なくとも前記動翼シュラウド及び前記フィンとともにキャビティを形成する静翼シュラウドと、前記静翼シュラウドから径方向内側に向かって延びる静翼本体と、を有する静翼と、
前記キャビティ内に設けられて、径方向外側から内側に向かって延びて、径方向内側の内側端部が前記動翼シュラウドの外周面に間隔をあけて対向するガイド部材と、
を備える航空機用ガスタービン。

【請求項2】

前記内側端部に対向する前記動翼シュラウドの外周面は、前記軸線と平行に形成されている請求項１に記載の航空機用ガスタービン。

【請求項3】

前記ガイド部材は、前記内側端部から径方向外側に向かうにつれて前記軸線の延びる方向において前記静翼に近づくように傾斜する傾斜部を備える請求項１又は２に記載の航空機用ガスタービン。

【請求項4】

前記内側端部と前記動翼シュラウドの外周面との間の隙間は、前記フィンと前記ケーシングとの間の隙間よりも大きく形成されている請求項１から３の何れか一項に記載の航空機用ガスタービン。

【請求項5】

前記ガイド部材の前記内側端部は、前記静翼シュラウドの内周面よりも径方向内側に配置されている請求項１から４の何れか一項に記載の航空機用ガスタービン。

【請求項6】

軸線回りに回転するロータと、
前記ロータを外周側から囲うケーシングと、
前記ケーシングに固定される静翼シュラウドと、前記静翼シュラウドから径方向内側に向かって延びる静翼本体と、を有する静翼と、
径方向外側から内側に向かって延びるガイド部材と、を備えた航空機用ガスタービンの動翼であって、
前記ロータから径方向外側に向かって延びる動翼本体と、
前記動翼本体の先端に設けられた動翼シュラウドと、
前記動翼シュラウドの外周面から突出するフィンと、を備え、
前記動翼シュラウド及び前記フィンは、前記動翼本体の下流側で少なくとも前記静翼シュラウドとともにキャビティを形成し、
前記キャビティ内に設けられた前記ガイド部材の径方向内側の端部が対向する前記動翼シュラウドの外周面は、前記軸線と平行に形成されている航空機用ガスタービンの動翼。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

この発明は、航空機用ガスタービン及び航空機用ガスタービンの動翼に関する。

【背景技術】

【0002】

航空機用ガスタービンにおいては、燃焼ガスの主流の一部が動翼を通過せずに、動翼とハウジングとの隙間を通過してしまう。そのため、この隙間を通過する燃焼ガスの流量を低減して出力向上を図ることが望まれている。

【0003】

特許文献１には、動翼とハウジングとの隙間を通過する燃焼ガスの流量を低減するために、非接触のシール構造としてフィンやフィンの先端に隙間を介して対向するハニカムを設けた航空機用ガスタービンが提案されている。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0004】

【特許文献1】米国特許出願公開第２０１３／０２６６４２６号明細書

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0005】

しかしながら、特許文献１に記載の航空機用ガスタービンは、シール構造の隙間を通過した燃焼ガスの流れが、動翼と静翼との間に形成されるキャビティから径方向内側に向かって流れる場合が有る。このシール構造の隙間を通過した燃焼ガスの流れる向きは、動翼を通過した主流の流れる向きと大きく異なる。そのため、シール構造の隙間を通過した燃焼ガスが主流に衝突・混合されることによって、混合損失が増加する可能性が有る。

【0006】

この発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、シール構造の隙間を通過した燃焼ガスが動翼を通過した主流に衝突・混合される際の混合損失を低減して出力を向上できる航空機用ガスタービン及び航空機用ガスタービンの動翼を提供するものである。

【課題を解決するための手段】

【0007】

上記の課題を解決するために以下の構成を採用する。
この発明の第一態様によれば、航空機用ガスタービンは、軸線回りに回転するロータと、前記ロータから径方向外側に向かって延びる動翼本体、前記動翼本体の先端に設けられた動翼シュラウド、及び、前記動翼シュラウドの外周面から突出するフィン、を有する動翼と、前記ロータ及び前記動翼を外周側から囲うとともに前記フィンとの間に隙間を形成するケーシングと、前記動翼の下流側で前記ケーシングに固定されて、少なくとも前記動翼シュラウド及び前記フィンとともにキャビティを形成する静翼シュラウドと、前記静翼シュラウドから径方向内側に向かって延びる静翼本体と、を有する静翼と、前記キャビティ内に設けられて、径方向外側から内側に向かって延びて、径方向内側の内側端部が前記動翼シュラウドの外周面に間隔をあけて対向するガイド部材と、を備える。

【0008】

このように構成することで、ケーシングとフィンとの間に形成された隙間を通過した燃焼ガスは、動翼シュラウドと、フィンと、静翼シュラウドとによって形成されるキャビティに流入する。その際、燃焼ガスＧは、軸線を中心とした径方向にそれぞれ離間して配置されているガイド部材の内側端部と動翼シュラウドの外周面との間を通過する。そのため、燃焼ガスＧがキャビティから軸線方向に吹き出される。つまり、キャビティから吹き出される燃焼ガスの流れの向きと、主流の流れる向きとを揃えることができる。
したがって、キャビティから吹き出された燃焼ガスが主流に合流する際に、主流の流れを阻害することを抑制できる。

【0009】

さらに、ケーシングとフィンとの間の隙間を通過してキャビティに流入した燃焼ガスの流れを、ガイド部材によって径方向内側に導くことができる。そのため、ガイド部材の内側端部と動翼シュラウドの外周面との間に流入しようとする燃焼ガスに対して、この燃焼ガスの流れと交差する方向から燃焼ガスを衝突させることができる。
したがって、ガイド部材の内側端部と動翼シュラウドの外周面との間に流入しようとする燃焼ガスの流れを縮流させて、キャビティから主流に合流する燃焼ガスの流量を低減することができる。

【0010】

この発明の第二態様によれば、第一態様に係る航空機用ガスタービンにおいて、前記内側端部に対向する前記動翼シュラウドの外周面が、前記軸線と平行に形成されていてもよい。
このように構成することで、動翼シュラウドがガイド部材に対して軸線方向へ変位した場合であっても、ガイド部材と動翼シュラウドとの接触を抑制できる。

【0011】

この発明の第三態様によれば、第一又は第二態様に係るガイド部材は、前記内側端部から径方向外側に向かうにつれて前記軸線の延びる方向において前記静翼に近づくように傾斜する傾斜部を備えていてもよい。
このように構成することで、ガイド部材の内側端部と動翼シュラウドの外周面との間に流入しようとする燃焼ガスの流れをより一層縮流させることができる。

【0012】

この発明の第四態様によれば、第一から第三態様の何れか一つの態様に係る航空機用ガスタービンにおいて、前記内側端部と前記動翼シュラウドの外周面との間の隙間が、前記フィンと前記ケーシングとの間の隙間よりも大きく形成されていてもよい。
このように構成することで、ガイド部材の内側端部と動翼シュラウドの外周面との間に形成される燃焼ガスの流路面積を大きくすることができる。そのため、キャビティから吹き出す燃焼ガスの流速を低下させることができる。
したがって、キャビティから吹き出す燃焼ガスが、主流の流れに影響を及ぼすことをより一層抑制できる。

【0013】

この発明の第五態様によれば、第一から第四態様の何れか一つの態様に係る航空機用ガスタービンにおいて、前記ガイド部材の前記内側端部は、前記静翼シュラウドの内周面よりも径方向内側に配置されていてもよい。
このように構成することで、キャビティから流出する燃焼ガスが、静翼シュラウドに衝突することを抑制できる。そのため、キャビティから流出する燃焼ガスが、主流の流れに対して、当該主流の流れと交差する方向から合流することを抑制できる。

【0014】

この発明の第六態様によれば、航空機用ガスタービンの動翼は、軸線回りに回転するロータと、前記ロータを外周側から囲うケーシングと、前記ケーシングに固定される静翼シュラウドと、前記静翼シュラウドから径方向内側に向かって延びる静翼本体と、を有する静翼と、径方向外側から内側に向かって延びるガイド部材と、を備えた航空機用ガスタービンの動翼であって、前記ロータから径方向外側に向かって延びる動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられた動翼シュラウドと、前記動翼シュラウドの外周面から突出するフィンと、を備え、前記動翼シュラウド及び前記フィンは、前記動翼本体の下流側で少なくとも前記静翼シュラウドとともにキャビティを形成し、前記キャビティ内に設けられた前記ガイド部材の径方向内側の端部が対向する前記動翼シュラウドの外周面は、前記軸線と平行に形成されている。
このようにすることで、燃焼ガスはケーシングとフィンとの間に形成された隙間を通過し、動翼シュラウドと、フィンと、ケーシングと、静翼シュラウドとによって形成されるキャビティに流入する。キャビティに流入した燃焼ガスＧは、軸線を中心とした径方向にそれぞれ離間して配置されているガイド部材の内側端部と、軸線と平行に形成された動翼シュラウドの外周面との間を通過して吹出される。そのため、燃焼ガスＧはキャビティから軸線方向に吹き出される。つまり、キャビティから吹き出される燃焼ガスの流れの向きと、主流の流れる向きとを揃えることができる。したがって、キャビティから吹き出された燃焼ガスが主流に合流する際に、主流の流れを阻害することを抑制できる。さらに、動翼シュラウドがガイド部材に対して軸線方向へ変位した場合であっても、ガイド部材と動翼シュラウドとの接触を抑制できる。

【発明の効果】

【0015】

上記航空機用ガスタービン及び航空機用ガスタービンの動翼によれば、シール構造の隙間を通過した燃焼ガスが動翼を通過した主流に衝突・混合される際の混合損失を低減して出力を向上できる。

【図面の簡単な説明】

【0016】

【図1】この発明の実施形態の航空機用ガスタービンの概略構成を示す構成図である。

【図2】この発明の実施形態における動翼の端部付近を拡大した部分断面図である。

【図3】この発明の実施形態の各変形例における図２に相当する部分断面図である。

【発明を実施するための形態】

【0017】

次に、この発明の実施形態における航空機用ガスタービン及び航空機用ガスタービンの動翼を図面に基づき説明する。
図１は、この発明の実施形態の航空機用ガスタービンの概略構成を示す構成図である。
図１に示すように、この第一実施形態に係る航空機用のガスタービン１００は、航空機の推力を得るためのものである。このガスタービン１００は、主に、圧縮機１と、燃焼室２と、タービン３と、を備えている。

【0018】

圧縮機１は、吸気ダクト１０から取り込まれた空気を圧縮することで高圧空気を生成する。この圧縮機１は、圧縮機ロータ１１と、圧縮機ケーシング１２と、を備えている。圧縮機ケーシング１２は、圧縮機ロータ１１を外周側から覆っており、軸線Ａｍに沿って延びている。

【0019】

圧縮機ロータ１１の外周面には、軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機動翼段１３が設けられている。これら圧縮機動翼段１３は、複数の圧縮機動翼１４をそれぞれ備えている。各圧縮機動翼段１３の圧縮機動翼１４は、圧縮機ロータ１１の外周面上で軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて配列されている。

【0020】

圧縮機ケーシング１２の内周面には、軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機静翼段１５が設けられている。これら圧縮機静翼段１５は、軸線Ａｍ方向で上記圧縮機動翼段１３と交互に配置されている。これら圧縮機静翼段１５は、複数の圧縮機静翼１６をそれぞれ備えている。各圧縮機静翼段１５の圧縮機静翼１６は、圧縮機ケーシング１２の内周面上で軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて配列されている。

【0021】

燃焼室２は、圧縮機１で生成された高圧空気に燃料Ｆを混合して燃焼させることで、燃焼ガスＧを生成する。燃焼室２は、圧縮機ケーシング１２とタービン３のタービンケーシング（ケーシング）２２との間に設けられている。この燃焼室２によって生成された燃焼ガスＧは、タービン３に供給される。

【0022】

タービン３は、燃焼室２で生成された高温高圧の燃焼ガスＧによって駆動する。より具体的には、タービン３は、高温高圧の燃焼ガスＧを膨張させて、燃焼ガスＧの熱エネルギーを、回転エネルギーに変換する。このタービン３は、タービンロータ２１と、タービンケーシング２２と、を備えている。

【0023】

タービンロータ２１は、軸線Ａｍに沿って延びている。このタービンロータ２１の外周面には、軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数のタービン動翼段２３が設けられている。これらタービン動翼段２３は、複数のタービン動翼２４をそれぞれ備えている。各タービン動翼段２３のタービン動翼２４は、タービンロータ２１の外周面上で軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて配列されている。

【0024】

タービンケーシング２２は、タービンロータ２１を外周側から覆っている。このタービンケーシング２２の内周面には、軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数のタービン静翼段２５が設けられている。タービン静翼段２５は、軸線Ａｍ方向で上記タービン動翼段２３と交互に配置されている。これらタービン静翼段２５は、複数のタービン静翼２６をそれぞれ備えている。各タービン静翼段２５のタービン静翼２６は、タービンケーシング２２の内周面上で軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて配列されている。

【0025】

圧縮機ロータ１１とタービンロータ２１とは、軸線Ａｍ方向に一体に接続されている。これら圧縮機ロータ１１とタービンロータ２１とによって、ガスタービンロータ９１が構成されている。同様に、圧縮機ケーシング１２とタービンケーシング２２とは、軸線Ａｍに沿って一体に接続されている。これら圧縮機ケーシング１２とタービンケーシング２２とによってガスタービンケーシング９２が構成されている。
ガスタービンロータ９１は、ガスタービンケーシング９２の内部で軸線Ａｍ回りに一体に回転可能とされている。

【0026】

上述した構成の航空機用のガスタービン１００を運転するに当たっては、まず外部の駆動源によって圧縮機ロータ１１（ガスタービンロータ９１）を回転駆動する。圧縮機ロータ１１の回転に伴って外部の空気が順次圧縮され、高圧空気が生成される。この高圧空気は、圧縮機ケーシング１２を通じて燃焼室２内に供給される。燃焼室２内では、この高圧空気に燃料が混合されたのち燃焼され、高温高圧の燃焼ガスが生成される。燃焼ガスは、タービンケーシング２２を通じてタービン３内に供給される。

【0027】

タービン３内では、タービン動翼段２３、及びタービン静翼段２５に燃焼ガスが順次衝突することで、タービンロータ２１（ガスタービンロータ９１）に対して回転駆動力が与えられる。この回転エネルギーは、主に、圧縮機１の駆動に利用される。タービン３を駆動した燃焼ガスＧは、排気ノズル４により流速が増加されて推力を生む噴流となり、噴射口２７から外部に排出される。なお、この実施形態においては、航空機用ガスタービンとして１軸のターボジェットエンジンを一例にして説明した。しかし、１軸のターボジェットエンジンに限られず、航空機用ガスタービンであれば如何なる形態であっても良い。

【0028】

図２は、この発明の実施形態における動翼の端部付近を拡大した部分断面図である。
図２に示すように、タービン３のタービン動翼２４は、動翼本体４１と、動翼シュラウド４２と、フィン４３と、を有している。動翼本体４１は、タービンロータ２１から径方向外側に向かって延びている。動翼シュラウド４２は、動翼本体４１の先端４１ａ、より具体的には、軸線Ａｍを中心とした径方向Ｄｒの外側（以下、単に径方向外側Ｄｒｏと称する）の動翼本体４１の先端４１ａに設けられている。動翼シュラウド４２は、軸線Ａｍを中心とした周方向Ｄｃ（図１参照）に並んで配置されたタービン動翼２４の全ての先端４１ａに形成されている。これら動翼シュラウド４２は、周方向Ｄｃで隣り合うタービン動翼２４の動翼シュラウド４２同士が隣接して配置されることで環状を成している。なお、動翼シュラウド４２は、周方向Ｄｃで一体に形成されていても良い。

【0029】

この図２に示す動翼シュラウド４２は、軸線Ａｍに対して主流Ｍの下流側に向かうにつれて径方向Ｄｒの外側に配置されるように傾斜している場合を示している。しかし、この動翼シュラウド４２の傾斜の角度は、一例であって、動翼シュラウド４２は、軸線Ａｍと平行に形成されていても良い。

【0030】

フィン４３は、動翼シュラウド４２の外周面４２ａから突出している。この実施形態で例示するフィン４３は、軸線Ａｍの延びる方向（以下、単に軸線方向Ｄａと称する）に間隔をあけて２つ設けられている。なお、以下の説明では、二つのフィン４３を、それぞれフィン４３Ａ、フィン４３Ｂと称する。

【0031】

フィン４３Ａ、フィン４３Ｂは、タービン動翼２４と、このタービン動翼２４の径方向Ｄｒ外側のタービンケーシング２２との隙間を塞ぐように延びている。また、これらフィン４３Ａ、フィン４３Ｂは、動翼シュラウド４２と同様に、タービン動翼２４毎に設けられ、周方向Ｄｃで隣り合うタービン動翼２４のフィン４３Ａ同士及びフィン４３Ｂ同士が隣接して配置されることで、周方向Ｄｃに連続する環状を成している。

【0032】

フィン４３Ａ、フィン４３Ｂのそれぞれの先端４３ａは、タービンケーシング２２の内周面（より具体的には、ダンパシール２２ｃの内周面２２ｃａ，２２ｃｂ）に対して僅かなクリアランスＣ１を介して配置されている。これらクリアランスＣ１は、例えば、熱変形や振動等によりタービンケーシング２２の内周面に接触しない範囲で、できるだけ小さく形成されている。なお、この実施形態で例示するフィン４３Ａ、フィン４３Ｂは、動翼シュラウド４２の外周面４２ａに対して、実質的に垂直に延びているが、外周面４２ａに対するフィン４３Ａ、フィン４３Ｂの傾斜角度は垂直に限られない。また、フィン４３の数は、二つに限られない。例えば、フィン４３の数は、一つや、三つ以上であってもよい。

【0033】

ここで、タービンケーシング２２は、ケーシング本体（図示せず）と、翼環（図示せず）と、遮熱環（図示せず）と、分割環２２ｂと、ダンパシール２２ｃと、を備えている。ケーシング本体（図示せず）は、上述したタービンロータ２１及びタービン動翼２４を外周側から囲う筒状に形成され、その内周側で翼環（図示せず）を支持している。翼環（図示せず）は、軸線Ａｍを中心とした環状に形成され、複数の分割環２２ｂ及びタービン静翼２６の径方向外側Ｄｒｏに配置されている。遮熱環（図示せず）は、径方向Ｄｒで翼環（図示せず）と分割環２２ｂとの間、及び翼環（図示せず）とタービン静翼２６との間にそれぞれ配置され、翼環（図示せず）と分割環２２ｂ、及び翼環（図示せず）とタービン静翼２６とを接続している。

【0034】

ダンパシール２２ｃは、主流Ｍの一部がフィン４３Ａとタービンケーシング２２との間、及びフィン４３Ｂとタービンケーシング２２との間にそれぞれの形成された隙間を通過することを抑制する。この実施形態におけるダンパシール２２ｃは、フィン４３Ａ及びフィン４３Ｂと共に非接触のシール構造を構成する。このダンパシール２２ｃは、分割環２２ｂの内周面２２ｂｉに固定されている。ダンパシール２２ｃとしては、例えば、径方向内側Ｄｒｉに開口するハニカム構造の部材を用いることができる。

【0035】

この実施形態で例示するダンパシール２２ｃは、フィン４３Ａ、フィン４３Ｂのそれぞれの先端４３ａに対向する二つの内周面２２ｃａ，２２ｃｂを有している。これら内周面２２ｃａ，２２ｃｂは、ダンパシール２２ｃが配置される箇所においてタービンケーシング２２の内周面を構成している。つまり、ダンパシール２２ｃの内周面２２ｃａとフィン４３Ａとの隙間と、内周面２２ｃｂとフィン４３との隙間は、同一のクリアランスＣ１とされている。

【0036】

また、この実施形態におけるダンパシール２２ｃの内周面２２ｃａ，２２ｃｂは、それぞれ軸線方向Ｄａと平行に形成され、径方向Ｄｒの位置がそれぞれ異なっている。言い換えれば、ダンパシール２２ｃは、階段状に形成されている。なお、ダンパシール２２ｃの形状は、この実施形態で例示した形状に限られない。また、タービンケーシング２２においてダンパシール２２ｃを省略し、フィン４３Ａ，４３Ｂの先端４３ａを分割環２２ｂの内周面２２ｂｉと対向配置するようにしても良い。

【0037】

タービン静翼２６は、静翼シュラウド５１と、静翼本体５２と、を少なくとも備えている。
静翼シュラウド５１は、動翼シュラウド４２及びフィン４３ＢとともにキャビティＣｔを形成する。この静翼シュラウド５１は、タービン動翼２４よりも主流Ｍの流れる方向における下流側（以下、単に下流側と称する）に配置され、タービンケーシング２２に固定されている。

【0038】

この実施形態における静翼シュラウド５１は、主流Ｍの流れる方向における上流側（以下、単に上流側と称する）にフック部５１ａを備えている。静翼シュラウド５１は、このフック部５１ａにより分割環２２ｂの下流側の端部２２ｂａに固定されている。また、この静翼シュラウド５１は、軸線Ａｍを中心とした周方向Ｄｃに連続する環状に形成されている。この静翼シュラウド５１の径方向内側Ｄｒｉに主流Ｍの流路が形成される。

【0039】

静翼本体５２は、静翼シュラウド５１から径方向内側Ｄｒｉに向かって延びている。タービン静翼２６は、この静翼シュラウド５１を介してタービンケーシング２２に固定されている。

【0040】

上述したタービン３は、キャビティＣｔ内にガイド部材５３を更に備えている。
ガイド部材５３は、径方向外側Ｄｒｏから径方向内側Ｄｒｉに向かって延びている。このガイド部材５３は、周方向Ｄｃに連続する環状に形成されている。ここで、ガイド部材５３は、動翼シュラウド４２と同様に、一体成形して環状を成すようにしたり、複数のセグメント（言い換えれば、弧状の部材）を組み合わせて環状を成すようにしたりしても良い。
ガイド部材５３の径方向内側Ｄｒｉの内側端部５３ａは、動翼シュラウド４２の外周面４２ａに隙間を介して対向している。

【0041】

より具体的には、ガイド部材５３の内側端部５３ａは、動翼シュラウド４２の外周面４２ａのうち最も下流側に位置する下流側端部４２ａｔに対して径方向Ｄｒで対向するように配置されている。そして、この実施形態における内側端部５３ａは、下流側端部４２ａｔと平行な面を有している。

【0042】

これら内側端部５３ａと下流側端部４２ａｔとの間に形成された隙間のクリアランスＣ２は、上述したクリアランスＣ１よりも大きく形成され、且つ、径方向Ｄｒにおける静翼シュラウド５１の内周面５１ｂと動翼シュラウド４２の外周面４２ａとの距離Ｃ３よりも小さく形成されている。言い換えれば、ガイド部材５３の内側端部５３ａは、静翼シュラウド５１の内周面５１ｂよりも径方向内側Ｄｒｉに配置されている。なお、図２においては、内側端部５３ａが、下流側端部４２ａｔと平行に形成される場合を例示した。しかし、内側端部５３ａは、下流側端部４２ａｔと平行な面を有さないようにすることもできる。

【0043】

動翼シュラウド４２の下流側端部４２ａｔは、軸線Ａｍと平行に延びている。ここで、この実施形態における動翼シュラウド４２は、上述したように軸線Ａｍに対して下流側ほど径方向外側Ｄｒｏに離間するように傾斜している。そのため、動翼シュラウド４２の下流側端部４２ａｔが形成されている部分は、軸線方向Ｄａで下流側に向かうほど径方向Ｄｒの厚さが漸次小さくなっている。なお、図２に示す動翼シュラウド４２において、下流側端部４２ａｔの形成されている部分が、軸線方向Ｄａの下流側に向かって尖っている場合を例示したが、必ずしも尖っている必要はない。

【0044】

さらに、ガイド部材５３は、傾斜部５４を備えている。この傾斜部５４は、上述した内側端部５３ａから径方向外側Ｄｒｏに向かうにつれて下流側、すなわち軸線方向Ｄａにおいてタービン静翼２６に近づくように傾斜している。この実施形態におけるガイド部材５３は、その径方向外側Ｄｒｏの端部である外側端部５３ｂが静翼シュラウド５１の上流側端部５１ｃに固定されている。そのため、傾斜部５４の傾斜角度は、静翼シュラウド５１の上流側端部５１ｃと、動翼シュラウド４２の下流側端部４２ａｔとの位置関係に応じた傾斜角度となっている。なお、図２中、傾斜部５４の傾斜角度が一定の角度である場合を例示しているが、傾斜部５４の傾斜角度は、一定の角度でなくてもよい。また、ガイド部材５３の外側端部５３ｂの形状は、図２の形状に限られない。この外側端部５３ｂ形状は、この外側端部５３ｂが固定される箇所の形状に応じて適宜変更してもよい。

【0045】

この実施形態のガスタービン１００は、上述した構成を備えている。次に、上述したガスタービン１００の作用について図２を参照しながら説明する。
まず、燃焼ガスＧの主流Ｍの一部が、フィン４３Ａ，４３ＢのクリアランスＣ１を通過してキャビティＣｔに流入する。この際、キャビティＣｔに流入した燃焼ガスＧ１は、ダンパシール２２ｃの内周面２２ｃｂに沿うように流れる。その後、この燃焼ガスＧ１の流れは、ガイド部材５３によって径方向内側Ｄｒｉに向かうように案内される。

【0046】

その一方で、ガイド部材５３と下流側端部４２ａｔとの隙間には、キャビティＣｔから流出する燃焼ガスＧ２が軸線方向Ｄａに流れている。キャビティＣｔから流出する燃焼ガスＧ２は、ガイド部材５３によって径方向内側Ｄｒｉに向かうように案内された燃焼ガスＧ１によって縮流され、その流量が抑えられる。

【0047】

そして、縮流された燃焼ガスＧ２は、キャビティＣｔから流出する際、このクリアランスＣ１よりも大きいクリアランスＣ２の隙間を通過することで、圧力回復される。つまり、燃焼ガスＧは、主流Ｍに合流する前に流速が抑制される。そして、燃焼ガスＧ２は、キャビティＣｔから軸線Ａｍに沿って下流側に吹出されてから主流Ｍに合流する。

【0048】

したがって、上述した実施形態によれば、ダンパシール２２ｃとフィン４３Ｂとの間を通過した燃焼ガスＧ１は、動翼シュラウド４２と、フィン４３Ｂと、静翼シュラウド５１とによって形成されるキャビティＣｔに流入する。そして、キャビティＣｔに流入した燃焼ガスＧ１は、径方向Ｄｒにそれぞれ離間して配置されたガイド部材５３の内側端部５３ａと動翼シュラウド４２の外周面４２ａとの間を燃焼ガスＧ２として通過する。そのため、燃焼ガスＧ２がキャビティＣｔから軸線方向Ｄａに吹き出される。つまり、キャビティＣｔから吹き出される燃焼ガスＧ２の流れであるキャビティフローの向きと、主流Ｍの流れる向きとを揃えて、キャビティフローを主流Ｍに円滑に合流させることができる。その結果、キャビティＣｔから吹き出された燃焼ガスＧ２が主流Ｍに合流する際に、主流Ｍの流れを阻害することを抑制できる。

【0049】

さらに、ダンパシール２２ｃとフィン４３Ｂとの間を通過してキャビティＣｔに流入した燃焼ガスＧ１の流れを、ガイド部材５３によって径方向内側Ｄｒｉに導くことができる。そのため、ガイド部材５３の内側端部５３ａと動翼シュラウド４２の外周面４２ａとの隙間に流入しようとする燃焼ガスＧ２に対して、この流れと交差する方向から燃焼ガスＧ１を衝突させることができる。その結果、ガイド部材５３の内側端部５３ａと動翼シュラウド４２の外周面４２ａとの隙間に流入しようとする燃焼ガスＧ２の流れを縮流させて、キャビティＣｔから吹き出す燃焼ガスＧ２であるキャビティフローの流量を低減することができる。
その結果、キャビティフローがタービン動翼２４を通過した主流Ｍの流れに衝突・混合される際の混合損失を低減することができ、ガスタービン１００の出力を向上させることができる。

【0050】

また、上記実施形態では、内側端部５３ａに対向する動翼シュラウド４２の外周面４２ａのうち下流側端部４２ａｔが、軸線Ａｍと平行に形成されている。これにより、動翼シュラウド４２がガイド部材５３に対して軸線方向Ｄａへ変位した場合に、ガイド部材５３と動翼シュラウド４２との接触を抑制できる。

【0051】

さらに、上記実施形態では、ガイド部材５３が傾斜部５４を備えることで、ガイド部材５３の内側端部５３ａと動翼シュラウド４２の外周面４２ａとの間に流入しようとする燃焼ガスＧ２の流れをより一層縮流させることができる。

【0052】

また、クリアランスＣ１よりもクリアランスＣ２が大きいことで、内側端部５３ａと動翼シュラウド４２の外周面４２ａとの間に形成される流路の断面積を大きくすることができる。そのため、内側端部５３ａと動翼シュラウド４２の外周面４２ａとの間の隙間を流れる燃焼ガスＧ２の流速を低下させることができる。その結果、主流Ｍの流れに影響を及ぼすことをより一層抑制できる。

【0053】

さらに、ガイド部材５３の内側端部５３ａは、静翼シュラウド５１の内周面５１ｂよりも径方向内側Ｄｒｉに配置されている。そのため、キャビティＣｔから吹き出すキャビティフローが、静翼シュラウド５１に衝突することを抑制できる。そのため、キャビティフローが静翼シュラウド５１に衝突して向きを変えて主流Ｍと交差する方向から主流Ｍに合流することを抑制できる。

【0054】

以下、上述した実施形態の変形例を図３に基づき説明する。なお、この実施形態の変形例は、上述した実施形態とガイド部材の構成が異なるだけである。そのため、上述した実施形態と同一部分に同一符号を付し、重複する説明を省略する。
図３は、この発明の実施形態の各変形例における図２に相当する部分断面図である。

【0055】

（第一変形例）
上述した実施形態においては、ガイド部材５３が静翼シュラウド５１に固定されている場合について説明した。しかし、ガイド部材５３の固定位置は、静翼シュラウド５１に限られない。例えば、図３において実線で示すガイド部材１５３のように分割環２２ｂの内周面２２ｂｉに固定されていても良い。

【0056】

（第二変形例）
さらに、図３に破線で示すように、ガイド部材２５３の固定位置は、ダンパシール２２ｃの下流側の側面２２ｄであっても良い。

【0057】

これら第一変形例及び第二変形例においても、上述した実施形態と同様に、キャビティＣｔから流出する燃焼ガスＧ２の縮流効果が得られ、さらにキャビティＣｔから流出する燃料ガスＧ２の流速低減を図ることができる。そのため、キャビティフローが主流Ｍの流れに衝突・混合される際の混合損失を低減することができる。したがって、ガスタービン１００の出力を向上させることができる。
なお、第二変形例のガイド部材２５３の傾斜する向きは、上述した実施形態のガイド部材５３や第一変形例のガイド部材１５３の傾斜する向きと逆になっている場合を例示した。このように傾斜した第二変形例では、上述した実施形態や第一変形例と比較して縮流効果は低下して、ガイド部材２５３と下流側端部４２ａｔとのクリアランスＣ２による燃焼ガスＧ２の漏れ流量低減効果が支配的となる。

【0058】

この発明は上述した実施形態や各変形例の構成に限られるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で設計変更可能である。
例えば、上述した実施形態や各変形例では、動翼シュラウド４２の外周面４２ａの下流側端部４２ａｔが、軸線Ａｍと平行に形成される場合について説明したが、下流側端部４２ａｔは、軸線Ａｍと平行に形成されるものに限られない。

【0059】

また、上述した実施形態や各変形例では、ガイド部材５３，１５３，２５３が傾斜部５４，１５４，２５４を備える場合について説明したが、傾斜部５４，１５４，２５４を備えていなくても良い。つまり、ガイド部材５３は、例えば、径方向Ｄｒに延びるように形成しても良い。

【0060】

さらに、上述した実施形態では、クリアランスＣ２がクリアランスＣ１よりも大きい場合について説明したが、これに限られない。例えば、クリアランスＣ２は、クリアランスＣ１と同等又は僅かに小さくするようにしてもよい。
また、上述した実施形態においては、航空機用ガスタービンとして１軸のターボジェットエンジンを一例に説明した。しかし、この発明は、多軸のターボファンエンジンやヘリコプタ用のターボシャフトエンジン等にも適用可能である。
さらに、上述した実施形態では、圧縮機１として軸流圧縮機を例示したが、圧縮機１は、軸流圧縮機に限られるものではない。

【符号の説明】

【0061】

１ 圧縮機
２ 燃焼室
３ タービン
４ 排気ノズル
１０ 吸気ダクト
１１ 圧縮機ロータ
１２ 圧縮機ケーシング
１３ 圧縮機動翼段
１４ 圧縮機動翼
１５ 圧縮機静翼段
１６ 圧縮機静翼
２１ タービンロータ
２２ タービンケーシング（ケーシング）
２２ｂ 分割環
２２ｂａ 端部
２２ｂｉ 内周面
２２ｃ ダンパシール
２２ｃａ 内周面
２２ｃｂ 内周面
２２ｄ 側面
２３ タービン動翼段
２４ タービン動翼
２５ タービン静翼段
２６ タービン静翼
２７ 噴射口
４１ 動翼本体
４１ａ 先端
４２ 動翼シュラウド
４２ａ 外周面
４２ａｔ 下流側端部
４３ フィン
４３ａ 先端
４３Ａ フィン
４３Ｂ フィン
５１ 静翼シュラウド
５１ａ フック部
５１ｂ 内周面
５１ｃ 上流側端部
５２ 静翼本体
５３，１５３，２５３ ガイド部材
５３ａ 内側端部
５３ｂ 外側端部
５４，１５４，２５４ 傾斜部
９１ ガスタービンロータ
９２ ガスタービンケーシング
１００ ガスタービン

【図1】

【図2】

【図3】