JP3764168B2

JP3764168B2 - Abrasion resistant air seal assembly for gas turbine engines

Info

Publication number: JP3764168B2
Application number: JP52779996A
Authority: JP
Inventors: ジェイ．アンガス，トッド
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1995-03-15
Filing date: 1996-03-13
Publication date: 2006-04-05
Anticipated expiration: 2016-03-13
Also published as: EP0815353A1; EP0815353B1; WO1996028642A1; DE69606392T2; DE69606392D1; JPH11502006A

Description

技術分野
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特にガスタービンエンジン用のエアシールアッセンブリに関する。
従来の技術
ガスタービンエンジンは一般に、圧縮機、燃焼機及びタービンを備える。ガスタービンエンジンの各セクションは、長手軸に沿って順にエンジンケーシング内に配置されている。空気は、エンジンを軸方向に流れる。周知の通り、圧縮機で圧縮されたガスは、燃料と混ざり、燃焼機で点火及び燃焼される。燃焼機より発生する高温生成物は、タービンで膨張し、それにより、タービンが回転して、圧縮機が駆動される。
圧縮機及びタービンは、両方とも回転エアフォイル及び固定エアフォイルが交互に配置された列を有する。これらのエアフォイルは、一般的に、それぞれブレード及びベーンと呼ばれる。各エアフォイルは、外径部分及び内径部分がフランジ部となっているエアフォイル部を含む。ブレードは、回転ディスク内に固定される。ベーンは、一般的にエンジンケーシングから突出した片持ち翼になっている。各ベーンの外径部分は、前方接続部及び後方接続部でエンジンケーシングに固定されている。各ベーンの内径部分は、エアシールにゆるくはまっている。
エアシールは、高圧の空気が低圧領域に漏れるのを防ぐ。ガスタービンエンジンに現在使用されているエアシールは、金属合金によって製造されており、一体型の設計となっている。現在のエアシールは、環状のエアシール本体部分と、一体型に加工されている前方及び後方のレールと、を含む。これらのレールは、空間的に離間しており、上記エアシール本体部分より径方向外向きに伸びる。ベーンの内径部分に設けられたフランジ部は、前方及び後方のレールの間の間隙にはまる。組み立てのために、後方レールは、前方レールよりも短い。
フランス特許公開（旧法）第２０８６２７５号は、環状の本体部分と、本体部分より径方向外向きに伸びる環状の前方レールと、を備える第一エアシールを有するエアシールアッセンブリを開示している。リングレールは、上記前方レールと間に複数の空隙を有するように分離されている。複数の固定装置が上記レールと上記空隙を通り、リングレールをエアシール上に固定する。
現在使用されているのエアシールは、単純で比較的低価格であるが、比較的早く摩耗する。エアシールにおける広範囲の摩耗の一つの要因は、一般的なエンジン振動にガスタービンがさらされることである。エンジン振動によって、ベーンの内径部分にゆるくはまったフランジ部と、エンジンの前方及び後方のレール接触面と、の間に相対運動が起こる。ベーンフランジが前方及び後方のレールの接触面とこすれ合うので、レールの接触面は摩耗する。ガスタービンエンジン内へベーンを取り付ける方法によって、特に後方レールが摩耗しやすい。
金属部材の摩耗を減少させる方法の一つには、接触面に耐摩耗性の被膜層を施すことがある。被膜は、高耐久性、耐高温、及び耐摩耗性の金属であり、フレーム溶射又はプラズマ溶射によって表面に溶射される必要がある。表面に被膜を溶射するためには、サイトライン(line of site)や溶射ラインとも呼ばれる、表面へのアクセスが必要である。現在使用されているエアシールでは、後方レールが前方レールよりも短いので、前方レールの接触面は被膜を施すためにアクセス可能である。しかし、後方レールに関しては、前方レールによって溶射ラインが遮られるので、耐摩耗性被膜層を溶射するためにアクセスすることができない。従って、現在の設計における後方レールは、保護されていない状態である。
更に、後方レールが前方レールよりも短いために、後方レールの摩耗率は、前方レールよりも大きい。摩耗率が接触面の関数であることは、周知である。後部レールは、ベーンフランジとの接触領域が比較的小さいので、前方レールよりも速く摩耗する。ベーンは、後部レールの広範な摩耗によって回転ブレード列の方向に傾いてしまう。後方レールが完全に摩耗してしまうと、ベーンは、そのベーン列に隣接したタービンブレードの列に衝突してしまう。ベーンと回転ブレードとの間でのこのような接触は、エンジンの性能を損ない、エンジンの故障につながるおそれがある。
後方レールの摩耗を減少させる他の試みには、ベーンと後方レールとの接触領域を増加させるものがある。しかし、比較的長い後方レールを設けると、現在用いられている組み立て手順を使用することは不可能になり、また、前方レールに耐摩耗性被膜を溶射するための溶射ラインが遮られてしまうので前方レールに被膜を施すことができなくなってしまう。
後部レールの摩耗を減少させるまた他の方法には、エアシール全体をより耐摩耗性が高い金属によって製造することが挙げられる。このような金属の一つとしては、コバルトがある。しかし、エアシール全体をコバルト又は同様の耐摩耗性の金属で製造すると費用が大変高額になるので、この方法を用いることはできない。
本産業において現在実施されているのは、ガスタービンエンジンのオーバホールや修理時にエアシール全体を交換することである。この方法は、大変コストが高いので、本産業において、より耐摩耗性が高いエアシールが求められている。
発明の開示
本発明の目的は、ガスタービンエンジンエアシールアッセンブリにおける摩耗を減少させることである。
本発明によると、ガスタービンエンジンのためのエアシールアッセンブリは、エアシール本体部分を有する環状の第一エアシールを含む。エアシールの本体部分は、そこから径方向外向きに伸びる前方レールと、第一エアシールに取り付けられたリングレールと、を有する。前方レールと、リングレールと、の間にガスタービンエンジンベーンのベーンフランジをはめ込むために設けられた複数のスペーサによって、リングレールと、前方レールとは、空間的に離間している。本発明によって、組み立て前に前方レール及びリングレールにそれぞれ耐摩耗性被膜を溶射することができる。耐摩耗性被膜は、各レールとベーンフランジとの間での相対運動によって引き起こされる摩耗から前方レール及びリングレールを保護し、それらの運用寿命を延長する。
本発明の一つの形態では、ベーンフランジと接触するリングレールの接触面は、リングレールの径方向外側端部に向かって部分的に先細り状即ちテーパ状となっている。金属部材間の接触領域を増加させることによって、部材間の摩耗速度を減少させることができるということは周知である。リングレールの初期接触面が摩耗し始めるに従って、テーパ面によって、ベーンフランジとリングレールとの間の接触領域が増加する。従って、摩耗が進むにつれて、本発明のテーパ面によって摩耗速度を減少させることができる。
本発明の主要な利点の一つには、径方向に長くなるようにリングレールを製造することができることが挙げられる。リングレールの長さを延長することによって、避けることのできない摩耗が起った時にリングレールとベーンフランジとの間の接触領域を増加させ、それにより、リングレールの摩耗速度を減少させることができる。前方レールには、組み立て前に耐摩耗性被膜を溶射することができるので、リングレールの長さを延長することで前方レールへの耐摩耗性被膜の溶射が妨げられることはない。更に、テーパ面によって前方及び後方レールの間にベーンをはめ込むことができる十分な間隙が提供されるので、リングレールの長さを延長することによって組み立て工程が妨げられることもない。
本発明の他の主要な利点は、リングレールをコバルト又は他の同様の耐摩耗性材料より製造することができる点である。リングレールの大きさは比較的小さいので、エアシールの製造に使用される従来の材料よりもかなり高価な金属でリングレールを製造することがコスト的に可能となる。
本発明のまた他の利点は、リングレールが次第に摩耗しても、エアシール全体ではなく、リングレールのみを交換すればよい点である。リングレールにかかる負荷は、前方レールにかかる負荷よりも大きいので、リングレールは、前方レールよりも頻繁に修理及び交換することが必要である。このため、上記利点によって、ガスタービンエンジンの運用寿命の間、かなりのコストを削減することができる。
本発明に係る上記のまたその他の利点は、以下の実施形態の詳細な説明及び付随する図面によってより明らかになる。
【図面の簡単な説明】
図１は、ガスタービンエンジンの簡略化された部分切欠き図である。
図２は、ガスタービンエンジンケーシングに固定されてエアシールアッセンブリにはめ込まれた状態のベーンの拡大及び簡略化された部分説明図である。
図３は、図２のエアシールアッセンブリの断面図である。
図４は、ベーンクラスタがはめ込まれている図３のエアシールアッセンブリの分解説明図である。
図５は、ベーンクラスタがはめ込まれている図４のエアシールアッセンブリの部分切欠き側面図である。
図６は、本発明に係るテーパ面を有するリングレールを含む図５のエアシールアッセンブリの拡大部分切欠き図である。
図７は、摩耗した図６のエアシールアッセンブリの部分切欠き図である。
図８は、エアシールアッセンブリの他の形態の断面図である。
発明の最良の実施形態
図１を参照すると、ガスタービンエンジン１０は、圧縮機１２と、燃焼機１４と、タービン１６と、をそれぞれ有する。ガスタービンエンジン１０の上記セクション１２、１４、及び１６は、長手軸１８に沿って順にガスタービンエンジンケーシング２０内に設けられている。空気２２は、ガスタービンエンジン１０の各セクション１２、１４及び１６を通って軸方向に流れる。圧縮機１２及びタービン１６は、回転ブレード２４及び固定ベーン２６が交互に配置された列を備える。回転ブレード２４は、回転ディスク２８上に固定されている。固定ベーン２６は、エンジンケーシング２０から突出した片持ち翼になっている。
図２を参照すると、ベーン２６は、外径バットレス３２と、内径バットレス３４と、がフランジ部となっているエアフォイル部３０を含む。外径バットレス３２は、前方フック３６及び後方フック３８を備える。前方フック３６及び後方フック３８は、それぞれ前方接続部４０及び後方接続部４２でエンジンケーシング２０に固定されている。内径バットレス３４は、そこより突出するベーンフランジ４６を有する。図４及び図５に最もよく示されているように、フランジ部４６は、スロット４８を備える。図４及び図５は、ベーンクラスタ５０内に配置されたベーン２６を示しており、各クラスタ５０にはそれぞれ三本のベーンが配置されている。各ベーンクラスタ５０は、一つの内径バットレスと、一つの外径バットレスを共有する。内径バットレス３４のベーンフランジ４６は、エアシールアッセンブリ５４内にはめ込まれる。
図２−４を参照すると、エアシールアッセンブリ５４は、第一環状エアシール５６と、リングレール５８と、複数のスペーサ６０と、をそれぞれ有する。第一エアシール５６は、上流端６４と、下流端６６と、上流端６４より径方向外向きに伸びる前方レール６８と、を備えるエアシール本体部分６２を有する。前方レール６８は、ベーンフランジ４６と接触する前方レール接触面７０を備える。前方レール６８の内部には、複数の前方レール開口部７２が形成されている。
リングレール５８は、内径端部７４と、外径端部７６と、それらの端部の間のリングレール接触面８０と、を有する。上記リングレール接触面８０は、ベーンフランジ４６と接触し、前方レール接触面７０に対向する。リングレール５８は、前方レール開口部７２と整合するように配置された複数のリングレール開口部８２を備える。
各スペーサ６０は、ベーンクラスタ５０のスロット４８にはまる大きさとなっている。各スペーサ６０の内部には、スペーサ開口部８４が設けられている。
前方レール接触面７０及びリングレール接触面８０には、エアシールアッセンブリ５４の組み立ての前に耐摩耗性被膜が溶射される。エアシールアッセンブリ５４を組み立てる時には、まず、リングレール開口部８２は、前方レール開口部７２と整合するように配置され、リングレール５８と前方レール６８との間には、上記複数のスペーサ６０によって間隙が設けられる。次に、上記アッセンブリは、ボルト８６、ピン、又はその他の固定手段によって一体となるよう固定される。この固定手段８６は、リングレール開口部８２と、スペーサ開口部８４と、前方レール開口部７２を通る。図５で最もよく示されているように、エアシールアッセンブリ５４の組み立てが完了した状態では、それぞれのベーンクラスタ５０の各ベーンフランジ４６は、スペーサ６０がスロット４８内にはまった状態でエアシールアッセンブリ５４内にはめ込まれている。それぞれのスペーサ６０は、エアシールアッセンブリ５４の回転を防止する回転防止装置として機能する。最後に、図２で示されるように、各ベーン２６の前方フック３６及び後方フック３８がそれぞれ前方接続部４０及び後方接続部４２でエンジンケーシング２０内にはまるように、エアシール及びベーンサブアッセンブリは、エンジンケーシング２０内に配置される。
本発明によって、エアシールアッセンブリ５４の後方レール５８の摩耗をかなり減少させることができる。リングレール接触面８０に耐摩耗性被膜を施すことによって、リングレール５８の摩耗速度は減少するので、エアシールアッセンブリ５４の運用寿命を実質的に延長することができるのである。
図６は、本発明の他の形態を示している。リングレール５８は、リングレール接触面８０と交差する、即ち、接触面８０につながってリングレール５８の外径端部７６に向かって先細即ちテーパ状となるように伸びるテーパ面８８を含む。
テーパ面８８は、リングレール５８の摩耗速度を減少させる。リングレール初期接触面８０は、図６に示すように、予め定義された径方向長さ９０を有する。耐摩耗性被膜によって摩耗の速度をかなり減少させることができるが、リングレール初期接触面８０は、必然的に摩耗する。図７に示すように、テーパ面８８が設けられていることによって、リングレール初期接触面８０が摩耗するに従って摩耗に伴って形成されるリングレール接触面１８０の径方向長さ１９０は、増加する。摩耗に伴う接触面１８０におけるこのような増加によって、リングレール５８の摩耗速度は減少する。従って、リングレール接触面８０にアクセスして被膜を溶射することができ、また、テーパ面８８によってベーンフランジ４６とリングレール５８との間で摩耗に伴う接触領域が増加するので、本発明に係るエアシールアッセンブリ５４の耐摩耗性は高くなる。
更に、本発明によって、他の機能を損なわずにリングレール５８の径方向長さを延長することができ、それにより、ベーンフランジ４６とリングレール接触面８０との接触領域を拡大することができる。また、ベーンフランジ４６を前方レール６８と、リングレール５８と、の間にはめ込むのに十分な間隙がテーパ面８８によって提供されるので、組み立て工程を変える必要がない。更に、前方レール６８は、組み立ての前に溶射されるので、リングレール５８の長さを延長することによって耐摩耗性被膜を溶射する際に前方レール６８へアクセスしにくくなるおそれはない。
エアシールの製造には、どのような金属合金を用いてもよいが、本発明によって、リングレール５８をコバルトのようにより高価でより耐摩耗性の高い材料で製造することが経済的に可能となる。リングレール５８は、エアシールアッセンブリ５４全体に比べて比較的小さいので、そのように小さな部位をコバルト又は耐摩耗特性を有する同様の材料で製造することは費用的に可能だからである。
本発明の他の利点は、リングレール５８が次第に摩耗しても、エアシール５４全体ではなく、リングレール５８のみを交換すればよい点である。リングレール５８にかかる負荷は、前方レールにかかる負荷よりも大きいので、リングレールは、前方レールよりも速く摩耗し、前方レールよりも頻繁な修理や交換が必要となる。従って、上記利点によって、ガスタービンエンジン１０の運用寿命の間かなりのコストを削減することができる。
図８を参照すると、エアシールアッセンブリ２５４の他の形態は、エアシール本体部分２６２を備える第一エアシール２５６を含む。エアシール本体部分２６２は、そこから径方向外向きに伸びる前方レール２６８と、エアシール本体部分２６２に取り付けられたＬ字型のリングレール２５８と、を有する。リングレール２５８は、図８に示すように、リベット２８６を使用してエアシール本体部分２６２に取り付けることができ、また、エアシール本体部分２６２上に溶接することもできる。複数のスペーサ２６０は、第一エアシール２５６の前方レール２６８と一体に示されている。しかし、スペーサ２６０は、リングレール２５８と一体に設けることもできる。
スペーサ６０は、四角い形状として示されているが、前方レール６８とリングレール５８とが空間的に離間しており、エアシールアッセンブリ５４の回転が防止されている限り、スペーサはどのような形状であっても本発明の範囲内である。更に、本発明の新規性は、組み立て前に各レール６８，５８のそれぞれの接触面７０，８０に耐摩耗性被膜を溶射することができるように、エアシールが少なくとも二つの部分にセグメント化されている点にある。従って、前方レール及びリングレールが異なるセグメントに配置されており、エアシールの組み立て前に各レールの接触面に耐摩耗性の被膜を溶射することができる限り、本発明の実施に当たってエアシールアッセンブリをどの部分でセグメント化してもよい。更に、示されているエアシールアッセンブリは、第二段タービンベーン用のものであるが、本発明は、圧縮機又はタービンベーンのどの段であっても使用することができる。TECHNICAL FIELD The present invention relates to gas turbine engines, and more particularly to air seal assemblies for gas turbine engines.
Prior art gas turbine engines typically include a compressor, a combustor and a turbine. Each section of the gas turbine engine is arranged in the engine casing in turn along the longitudinal axis. Air flows axially through the engine. As is well known, the gas compressed by the compressor is mixed with fuel and ignited and burned by the combustor. The hot product generated from the combustor expands in the turbine, thereby rotating the turbine and driving the compressor.
Both the compressor and turbine have rows with alternating rotating and stationary airfoils. These airfoils are commonly referred to as blades and vanes, respectively. Each airfoil includes an airfoil portion in which an outer diameter portion and an inner diameter portion are flange portions. The blade is fixed in the rotating disk. The vanes are generally cantilevered wings protruding from the engine casing. The outer diameter portion of each vane is fixed to the engine casing at the front connection portion and the rear connection portion. The inner diameter portion of each vane is loosely fitted into the air seal.
The air seal prevents high pressure air from leaking into the low pressure region. Air seals currently used in gas turbine engines are manufactured from metal alloys and have an integrated design. Current air seals include an annular air seal body portion and front and rear rails that are integrally fabricated. These rails are spatially separated and extend radially outward from the air seal main body. A flange portion provided on the inner diameter portion of the vane fits into a gap between the front and rear rails. For assembly, the rear rail is shorter than the front rail.
French Patent Publication No. 2086275 discloses an air seal assembly having a first air seal comprising an annular body portion and an annular front rail extending radially outward from the body portion. The ring rail is separated so as to have a plurality of gaps between the front rail. A plurality of fixing devices pass through the rail and the gap to fix the ring rail on the air seal.
Currently used air seals are simple and relatively inexpensive, but wear relatively quickly. One factor for extensive wear in air seals is the exposure of gas turbines to general engine vibrations. The engine vibration causes relative movement between the flange portion loosely fitted on the inner diameter portion of the vane and the front and rear rail contact surfaces of the engine. As the vane flanges rub against the front and rear rail contact surfaces, the rail contact surfaces wear. The rear rails are particularly prone to wear due to the way the vanes are installed in the gas turbine engine.
One method for reducing the wear of the metal member is to apply a wear-resistant coating layer on the contact surface. The coating is a highly durable, high temperature and wear resistant metal and needs to be sprayed onto the surface by flame spraying or plasma spraying. In order to spray a coating on a surface, it is necessary to access the surface, also called a line of site or spray line. In currently used air seals, the rear rail is shorter than the front rail, so the contact surface of the front rail is accessible for coating. However, for the rear rail, the spray line is blocked by the front rail and therefore cannot be accessed to spray the wear resistant coating layer. Thus, the rear rail in the current design is unprotected.
Furthermore, since the rear rail is shorter than the front rail, the wear rate of the rear rail is greater than that of the front rail. It is well known that the wear rate is a function of the contact surface. The rear rail wears faster than the front rail because the contact area with the vane flange is relatively small. The vanes tilt in the direction of the rotating blade row due to extensive wear of the rear rail. When the rear rails are completely worn, the vanes collide with a row of turbine blades adjacent to the vane row. Such contact between the vane and the rotating blades can impair engine performance and lead to engine failure.
Other attempts to reduce rear rail wear include increasing the contact area between the vane and the rear rail. However, if a relatively long rear rail is provided, it is impossible to use the assembly procedure currently used, and the spray line for spraying the wear-resistant coating on the front rail will be blocked. It becomes impossible to coat the front rail.
Another way to reduce rear rail wear is to make the entire air seal from a more wear resistant metal. One such metal is cobalt. However, this method cannot be used because the entire air seal is made of cobalt or similar wear-resistant metal and is very expensive.
Currently practiced in the industry is to replace the entire air seal when overhauling or repairing a gas turbine engine. Since this method is very expensive, an air seal with higher wear resistance is required in this industry.
DISCLOSURE OF THE INVENTION An object of the present invention is to reduce wear in a gas turbine engine air seal assembly.
In accordance with the present invention, an air seal assembly for a gas turbine engine includes an annular first air seal having an air seal body portion. The body portion of the air seal has a front rail extending radially outward therefrom and a ring rail attached to the first air seal. The ring rail and the front rail are spatially separated by a plurality of spacers provided to fit the vane flange of the gas turbine engine vane between the front rail and the ring rail. According to the present invention, the wear-resistant coating can be sprayed on the front rail and the ring rail before assembly. The wear resistant coating protects the front and ring rails from wear caused by relative motion between each rail and the vane flange and extends their service life.
In one form of the invention, the contact surface of the ring rail that contacts the vane flange is partially tapered or tapered toward the radially outer end of the ring rail. It is well known that the wear rate between members can be reduced by increasing the contact area between the metal members. As the initial contact surface of the ring rail begins to wear, the tapered surface increases the contact area between the vane flange and the ring rail. Therefore, as wear progresses, the taper surface of the present invention can reduce the wear rate.
One of the main advantages of the present invention is that the ring rail can be manufactured to be longer in the radial direction. By extending the length of the ring rail, it is possible to increase the contact area between the ring rail and the vane flange when unavoidable wear occurs, thereby reducing the wear rate of the ring rail . Since the front rail can be sprayed with the wear-resistant coating before assembly, the length of the ring rail is not extended to prevent the wear-resistant coating from being sprayed on the front rail. In addition, the taper surface provides sufficient clearance between the front and rear rails to allow vanes to fit, so that the lengthening of the ring rail does not interfere with the assembly process.
Another major advantage of the present invention is that the ring rail can be made from cobalt or other similar wear resistant material. Because the size of the ring rail is relatively small, it is possible in terms of cost to manufacture the ring rail from a metal that is significantly more expensive than the conventional materials used to manufacture air seals.
Yet another advantage of the present invention is that if the ring rail gradually wears out, only the ring rail need be replaced rather than the entire air seal. Since the load on the ring rail is greater than the load on the front rail, the ring rail needs to be repaired and replaced more frequently than the front rail. Thus, the above advantages can reduce significant costs during the operational life of the gas turbine engine.
The above and other advantages of the present invention will become more apparent from the following detailed description of embodiments and the accompanying drawings.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a simplified partial cutaway view of a gas turbine engine.
FIG. 2 is an enlarged and simplified partial explanatory view of the vane fixed to the gas turbine engine casing and fitted in the air seal assembly.
3 is a cross-sectional view of the air seal assembly of FIG.
FIG. 4 is an exploded view of the air seal assembly of FIG. 3 in which the vane cluster is fitted.
FIG. 5 is a partially cutaway side view of the air seal assembly of FIG. 4 with the vane cluster fitted therein.
6 is an enlarged partial cutaway view of the air seal assembly of FIG. 5 including a ring rail having a tapered surface according to the present invention.
7 is a partial cutaway view of the worn air seal assembly of FIG.
FIG. 8 is a cross-sectional view of another form of the air seal assembly.
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION Referring to FIG. 1, a gas turbine engine 10 includes a compressor 12, a combustor 14, and a turbine 16. The sections 12, 14 and 16 of the gas turbine engine 10 are provided in the gas turbine engine casing 20 in order along the longitudinal axis 18. Air 22 flows axially through each section 12, 14 and 16 of gas turbine engine 10. The compressor 12 and the turbine 16 include a row in which rotating blades 24 and fixed vanes 26 are alternately arranged. The rotating blade 24 is fixed on the rotating disk 28. The fixed vane 26 is a cantilever wing protruding from the engine casing 20.
Referring to FIG. 2, the vane 26 includes an airfoil portion 30 having an outer diameter buttress 32 and an inner diameter buttress 34 as flange portions. The outer diameter buttress 32 includes a front hook 36 and a rear hook 38. The front hook 36 and the rear hook 38 are fixed to the engine casing 20 by a front connection portion 40 and a rear connection portion 42, respectively. The inner diameter buttress 34 has a vane flange 46 protruding therefrom. As best shown in FIGS. 4 and 5, the flange portion 46 includes a slot 48. 4 and 5 show the vanes 26 arranged in the vane cluster 50, and three vanes are arranged in each cluster 50. Each vane cluster 50 shares one inner buttress and one outer buttress. The vane flange 46 of the inner diameter buttress 34 is fitted into the air seal assembly 54.
2-4, the air seal assembly 54 includes a first annular air seal 56, a ring rail 58, and a plurality of spacers 60, respectively. The first air seal 56 has an air seal body portion 62 that includes an upstream end 64, a downstream end 66, and a front rail 68 that extends radially outward from the upstream end 64. The front rail 68 includes a front rail contact surface 70 that contacts the vane flange 46. Inside the front rail 68, a plurality of front rail openings 72 are formed.
The ring rail 58 has an inner diameter end 74, an outer diameter end 76, and a ring rail contact surface 80 between the ends. The ring rail contact surface 80 contacts the vane flange 46 and faces the front rail contact surface 70. The ring rail 58 includes a plurality of ring rail openings 82 arranged to align with the front rail openings 72.
Each spacer 60 is sized to fit into the slot 48 of the vane cluster 50. A spacer opening 84 is provided inside each spacer 60.
The front rail contact surface 70 and the ring rail contact surface 80 are sprayed with a wear resistant coating prior to assembly of the air seal assembly 54. When the air seal assembly 54 is assembled, first, the ring rail opening 82 is disposed so as to be aligned with the front rail opening 72, and a gap is provided between the ring rail 58 and the front rail 68 by the plurality of spacers 60. Provided. The assembly is then secured together by bolts 86, pins, or other securing means. The fixing means 86 passes through the ring rail opening 82, the spacer opening 84, and the front rail opening 72. As best shown in FIG. 5, when the assembly of the air seal assembly 54 is complete, each vane flange 46 of each vane cluster 50 is positioned within the air seal assembly 54 with the spacer 60 within the slot 48. It is inset. Each spacer 60 functions as an anti-rotation device that prevents the air seal assembly 54 from rotating. Finally, as shown in FIG. 2, the air seal and vane subassembly are such that the front hook 36 and the rear hook 38 of each vane 26 fit within the engine casing 20 at the front connection 40 and the rear connection 42, respectively. Arranged in the engine casing 20.
With the present invention, wear of the rear rail 58 of the air seal assembly 54 can be significantly reduced. By applying a wear resistant coating to the ring rail contact surface 80, the wear rate of the ring rail 58 is reduced, so that the service life of the air seal assembly 54 can be substantially extended.
FIG. 6 shows another embodiment of the present invention. The ring rail 58 includes a tapered surface 88 that intersects the ring rail contact surface 80, that is, extends to taper or taper toward the outer diameter end 76 of the ring rail 58, connecting to the contact surface 80.
The tapered surface 88 reduces the wear rate of the ring rail 58. The ring rail initial contact surface 80 has a predefined radial length 90, as shown in FIG. While the wear-resistant coating can significantly reduce the rate of wear, the ring rail initial contact surface 80 inevitably wears. As shown in FIG. 7, the provision of the tapered surface 88 increases the radial length 190 of the ring rail contact surface 180 formed along with the wear as the ring rail initial contact surface 80 wears. . Such an increase in the contact surface 180 due to wear reduces the wear rate of the ring rail 58. Accordingly, the ring rail contact surface 80 can be accessed and the coating can be sprayed, and the taper surface 88 increases the contact area associated with wear between the vane flange 46 and the ring rail 58. The wear resistance of the air seal assembly 54 is increased.
Furthermore, according to the present invention, the radial length of the ring rail 58 can be extended without impairing other functions, whereby the contact area between the vane flange 46 and the ring rail contact surface 80 can be enlarged. . Also, since the taper surface 88 provides sufficient clearance to fit the vane flange 46 between the front rail 68 and the ring rail 58, there is no need to change the assembly process. Further, since the front rail 68 is sprayed before assembly, there is no possibility that the front rail 68 is difficult to access when the wear-resistant coating is sprayed by extending the length of the ring rail 58.
Any metal alloy may be used to manufacture the air seal, but the present invention makes it economically possible to manufacture the ring rail 58 from a more expensive and more wear resistant material such as cobalt. . Because the ring rail 58 is relatively small compared to the entire air seal assembly 54, it is possible to costly manufacture such a small portion with cobalt or a similar material having anti-wear properties.
Another advantage of the present invention is that even if the ring rail 58 is gradually worn, only the ring rail 58 need be replaced, not the entire air seal 54. Since the load on the ring rail 58 is greater than the load on the front rail, the ring rail wears faster than the front rail and requires more frequent repairs and replacements than the front rail. Thus, the above advantages can reduce significant costs during the operational life of the gas turbine engine 10.
Referring to FIG. 8, another form of air seal assembly 254 includes a first air seal 256 that includes an air seal body portion 262. The air seal body portion 262 has a front rail 268 extending radially outward therefrom and an L-shaped ring rail 258 attached to the air seal body portion 262. The ring rail 258 can be attached to the air seal body portion 262 using rivets 286 as shown in FIG. 8 and can be welded onto the air seal body portion 262. The plurality of spacers 260 are shown integrally with the front rail 268 of the first air seal 256. However, the spacer 260 can be provided integrally with the ring rail 258.
Although the spacer 60 is shown as a square shape, the spacer 60 may have any shape as long as the front rail 68 and the ring rail 58 are spatially separated and rotation of the air seal assembly 54 is prevented. However, it is within the scope of the present invention. Furthermore, the novelty of the present invention is that the air seal is segmented into at least two parts so that a wear-resistant coating can be sprayed onto the respective contact surfaces 70, 80 of each rail 68, 58 prior to assembly. There is in point. Therefore, as long as the front rail and the ring rail are arranged in different segments and the wear-resistant coating can be sprayed on the contact surface of each rail before assembling the air seal, the air seal assembly should You may segment by. Further, although the air seal assembly shown is for a second stage turbine vane, the present invention can be used at any stage of the compressor or turbine vane.

Claims

An air seal assembly 54 for a gas turbine engine 10, the gas turbine engine having a row of alternatingly arranged rotor blades 24 and stationary vanes 26, wherein the blades are fixed to a rotor disk 28. The fixed vane has an inner diameter portion 34 and an outer diameter portion 32, and the outer diameter portion of the vane is a cantilever wing protruding from an engine casing, and the inner diameter portion of the vane 34 is fitted into the air seal assembly 54;
A first air seal 56, the first air seal including an annular main body portion and an annular front rail 68 extending radially outward from the main body portion, wherein the front rail includes a plurality of front rail openings; Part 72,
A ring rail 58, the ring rail being spatially spaced from the front rail, the ring rail having a plurality of ring rail openings 82 therein;
The spacer includes a plurality of spacers 60, and the spacers are spatially separated from each other and fit between them, and each spacer has a spacer opening 84 therein. And
A plurality of fixing devices 86, each of the fixing devices passing between the ring rail opening, the spacer opening, and the front rail opening, and sandwiching the spacer therebetween. A ring rail is secured on the air seal so that the inner diameter portion of the vane is in an air seal assembly disposed between the front rail and the ring rail.
The ring rail 58 includes a ring rail contact surface 80 that extends radially outward from a radially inner end of the ring rail in opposition to the front rail, and a ring rail contact surface that intersects the ring rail contact surface. An air seal assembly having a tapered surface 88 disposed radially outward.

2. The air seal assembly according to claim 1, wherein the contact surface 70 of the front rail 68 is provided with a wear-resistant coating.

The air seal assembly according to claim 1, wherein the ring rail contact surface 80 is provided with a wear-resistant coating.

The air seal assembly according to claim 1, wherein the fixing means is a bolt.

The air seal assembly according to any one of claims 1, 2, 3, and 4, wherein the plurality of spacers are integrally attached to the front rail.