(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸外周に取付けられる複数の翼の基端部間に設けられるスペーサと各翼との間をシールするシール構造であって、前記スペーサの翼との対向面にシール部材取付溝を形成する一方、このシール部材取付溝の内周面に外周側接着部を介して接着されるシール部材を、翼面に押圧接触されるリップ部の変形力の前記外周側接着部への伝達を緩和してシールできる剛性とするとともに、前記外周接着部と前記リップ部との間に変形力の伝達を緩和する凹部を形成し、翼面と接触しない前記シール部材のリップ部同志が接触する形状に形成してなることを特徴とする翼間スペーサのシール構造。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
この発明は、翼と翼との間に設けられて流れを円滑にする翼間スペーサと各翼表面と間をシールするシール構造に関し、シール部材が剥がれずに完全にシールできるようにしたもので、特に航空用エンジンなどのファンに好適なものである。
【０００２】
【従来の技術】
航空用や産業用などのガスタービンの圧縮機では、入口部分に軸の外周に複数の翼を取付けて構成されたファンが設けられており、例えば図２および図３に示すように、軸のディスク１の外周に複数のブレード（翼）２が取付けられるとともに、各ブレード２の内周側である基端部間に後段に空気を円滑に流すためのスペーサ３が配置され、前後の固定リング４，５を介して軸のディスク１に固定されている。
【０００３】
このようなスペーサ３とブレード２との間に隙間が形成されると、ファンに流入する空気の一部が漏れて循環するクリアランス流が生じるなどの問題があり、圧縮機の性能低下を招いてしまう。
【０００４】
そこで、スペーサ３とブレード２との間にシール部材としてシールラバー６を介在させてシールすることが行われている。
【０００５】
このシールラバー６を用いるシール構造では、図４に示すように、スペーサ３の円周方向両側に軸方向両端部を除いてブレード２と対向する部分に側方に開口したシール部材取付溝７を形成し、このシール部材取付溝７にファンの外周面である上面に接着部６ａが形成され、外側下部にシール用のリップ部６ｂが形成されたシールラバー６を装着し、接着部６ａを接着剤で取付けて固定するようにしている。
【０００６】
そして、シールラバー６のブレード２と接触しないファンの先端部Ａでは、ブレード２を挾むシールラバー６同志のリップ部６ｂを接触させてシールするとともに、これより後方のブレード２と接触する先端部Ｂ及びこれ以降の部分Ｃでは、リップ部６ｂをブレード２の表面に押し付けて変形させて接触させてシールするようにしている。
【０００７】
このようなシール構造では、シール性の向上のために大きな押圧接触力を確保する必要があることから、シールラバー６のブレード２と接触しない先端部Ａ及びこれより後方のブレード２と接触する先端部Ｂの接触部の内側に補強用繊維６ｃを埋設するとともに、リップ部６ｂの下部内側にも補強用繊維６ｃを埋設するようにし、さらにシールラバー６のブレード２と接触する先端部Ｂ以降の部分Ｃには、図４（ａ）中に示すように、内部全体に補強用繊維６ｃが埋設してある。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、このようなシールラバー６を用いるシール構造では、ブレード２にシールラバー６を接触させると、リップ部６ｂに大きな変形が生じ、この変形によってシールラバー６をスペーサ３に接着している先端部Ａ，Ｂの接着部６ａも変形し、シールラバー６が剥がれてしまい、空気の漏れが生じてしまうという問題がある。
【０００９】
この発明はかかる従来技術の問題点に鑑みてなされたもので、シール部材が剥がれること無く、空気の漏れをシールすることができる翼間スペーサのシール構造を提供しようとするものである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
上記問題点を解決するためこの発明の翼間スペーサのシール構造は、軸外周に取付けられる複数の翼の基端部間に設けられるスペーサと各翼との間をシールするシール構造であって、前記スペーサの翼との対向面にシール部材取付溝を形成する一方、このシール部材取付溝の内周面に外周側接着部を介して接着されるシール部材を、翼面に押圧接触されるリップ部の変形力の前記外周側接着部への伝達を緩和してシールできる剛性とするとともに、前記外周接着部と前記リップ部との間に変形力の伝達を緩和する凹部を形成し、翼面と接触しない前記シール部材のリップ部同志が接触する形状に形成してなることを特徴とするものである。
【００１１】
【作用】
この翼間スペーサのシール構造によれば、軸外周に取付けられる複数の翼の基端部間に設けられるスペーサの翼との対向面にシール部材取付溝を形成し、このシール部材取付溝の内周面に外周側接着部を介して接着されるシール部材の剛性と形状を、翼面に押圧接触されるリップ部の変形力が接着部へ伝達されるのを緩和できるように形成しており、シール性を確保しながら接着部が剥がれないようにしている。
【００１２】
【実施例】
以下、この発明の一実施例を図面に基づき詳細に説明する。
図１はこの発明の翼間スペーサのシール構造の一実施例にかかり、（ａ）は外観斜視図、（ｂ）はブレード（翼）と接触しない先端部の正面図、（ｃ）はブレード（翼）と接触する先端部の横断面図である。
【００１３】
この翼間スペーサのシール構造１０では、既に図２〜図４で説明したシール構造とシール部材としてのシールラバー１１の構成が異なるものであり、軸のディスク１に取付けられるブレード２、スペーサ３および固定リング４，５の構成は同一である。
【００１４】
この翼間スペーサのシール構造１０で使用されるシールラバー１１は、ブレード（翼）２と接触する先端部Ｂおよびそれ以降の部分Ｃの上面（ファン中心に対する外周面）にシール部材取付溝７への接着部１１ａが平坦に形成され、接着剤で固定できるようになっている。そして、このシールラバー１１のシール部材取付溝７側と反対側のブレード２と接触する側の下側（ファンに対する内周側）には、断面が略三角形状とされて突き出したリップ部１１ｂが形成されており、ブレード２と接触しない先端部Ａはブレード２を挾む両側のシールラバー１１，１１のリップ部１１ｂ同志が接触してシールできるように形成され、ブレード２と接触する先端部Ｂおよびそれ以降の部分Ｃはブレード２の表面に押し付けてシールできるように形成してある。
【００１５】
このようなシールラバー１１では、その剛性および形状を最適にすることで、リップ部１１ｂをブレード２に押し当た場合の変形による力が接着部１１ａに及ばないように変形力の伝達を緩和できるようにしている。
【００１６】
このため、シールラバー１１のブレード２と接触しない先端部Ａには、接着部１１ａとリップ部１１ｂとの間の部分に凹部１１ｃを形成し、リップ部１１ｂがブレード２に接触して変形された場合の変形力の接着部１１ａへの伝達を緩和できる形状としてある。
【００１７】
また、シールラバー１１のブレード２と接触しない先端部Ａ及びブレード２と接触する先端部Ｂには、リップ部１１ｂを補強するための補強用繊維１１ｄの埋設がブレード２との接触部内側のみとされてリップ部１１ｂの剛性を凹部１１ｃの形状効果と併せて小さくするようにしてある。
【００１８】
さらに、シールラバー１１のブレード２と接触する部分Ｃには、周囲全体に補強用繊維１１ｄが埋設されており、この部分では大きな押圧接触力を確保できるようにしてある。
【００１９】
このようなシールラバー１１を用いた翼間スペーサのシール構造１０では、スペーサ３の円周方向両側に軸方向両端部を除いてブレード２と対向する部分の側方に開口して形成したシール部材取付溝７にシールラバー１１を装着し、シールラバー１１の上面の接着部１１ａを接着剤で取付けて固定して構成される。
【００２０】
この翼間スペーサのシール構造１０では、シールラバー１１のブレード２と接触しない先端部Ａおよびこれに続くブレード２と接触する先端部Ｂの接着部１１ａとリップ部１１ｂとの間の形状として凹部１１ｃが形成されるとともに、リップ部１１ｂの剛性が補強用繊維１１ｄの埋設量の減少によって小さくしてあり、図１（ｃ）に示すように、シールラバー１１のブレード２と接する先端部Ｂでリップ部１１ｂが大きく変形して大きな押圧接触力が得られる状態でも、その変形力が上面（ファンに対する外周面）の接着部１１ａに及ぶことが緩和され、接着剤の剥離が防止される。
【００２１】
これにより、ファンの先端から吸い込まれる空気がシールラバー１１の先端部Ａの隙間から漏れることがなく、クリアランス流を防止して圧縮機の性能向上を図ることができる。
【００２２】
また、シールラバー１１の先端部Ｂ以降の部分Ｃは、これまでと同様に補強用繊維１１ｄが周囲全体に埋設してあるので、大きな押圧接触力を得ることができ、シール性を維持することができる。
【００２３】
なお、上記実施例では、翼間のスペーサのシール構造を航空用エンジンのファン部分に適用する場合で説明したが、これに限らず、翼の間にスペーサを配置してシールする場合のあるシール構造として広く適用することができる。
【００２４】
また、シール部材の形状及び剛性については、リップ部の変形の影響が接着部に伝達されることを緩和できる凹部の形成と補強材の埋設量の調整で行うようにすれば良い。
【００２５】
【発明の効果】
以上、一実施例とともに具体的に説明したようにこの発明の翼間スペーサのシール構造によれば、軸外周に取付けられる複数の翼の基端部間に設けられるスペーサの翼との対向面にシール部材取付溝を形成し、このシール部材取付溝の内周面に外周側接着部を介して接着されるシール部材の剛性と形状を、翼面に押圧接触されるリップ部の変形力が接着部へ伝達されるのを緩和できるように形成したので、シール性を確保しながら接着部が剥がれないようにすることができ、空気の漏れを無くして性能向上を図ることができる。
【００２６】
これにより、航空用エンジンなどの圧縮機では、クリアランス流を防止して性能向上を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明の翼間スペーサのシール構造の一実施例にかかり、（ａ）は外観斜視図、（ｂ）はブレード（翼）と接触しない先端部の正面図、（ｃ）はブレード（翼）と接触する先端部の横断面図である。
【図２】この発明の翼間スペーサのシール構造が適用される航空用エンジンのファンの部分斜視図である。
【図３】この発明の翼間スペーサのシール構造が適用される航空用エンジンのファンの部分縦断面図である。
【図４】従来の翼間スペーサのシール構造にかかり、（ａ）は外観斜視図、（ｂ）はブレード（翼）と接触しない先端部の正面図、（ｃ）はブレード（翼）と接触する先端部の横断面図である。
【符号の説明】
１  軸のディスク
２  ブレード（翼）
３  スペーサ
４，５  固定リング
１０  翼間スペーサのシール構造
１１  シールラバー（シール部材）
１１ａ  接着部
１１ｂ  リップ部
１１ｃ  凹部
１１ｄ  補強用繊維
Ａ  シール部材のブレードと接触しない先端部
Ｂ  シール部材のブレードと接触する先端部
Ｃ  シール部材のブレードと接触する部分
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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