JP2004339985A - Turbine shroud of axial-flow turbine - Google Patents

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Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To prevent service life shortening of base material of a turbine shroud even when a heat shield coating is peeled off and falls off. <P>SOLUTION: The turbine shroud 3 of an axial-flow turbine 1 comprises the base material 4 on which the heat shield coating 5 such as ceramics is formed. A number of through holes 4a are perforated in the base material 4 of the shroud 3, and a number of blind holes 5a communicating with the though holes 5a are perforated in the heat shield coating 5. It is preferable for the blind holes 5a that holes 5a of different depths are intermingled. <P>COPYRIGHT: (C)2005,JPO&NCIPI

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、軸流タービンのタービンシュラウドに係り、特に基材にセラミック等の遮熱コーティングを施した軸流タービンのタービンシュラウドに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
図４（Ａ）は特許文献１に開示されたジェットエンジンのガスタービン部の部分断面図であり、図４（Ｂ）はその部分拡大図である。図４において、図示しない圧縮機で圧縮された空気ａの一部が燃焼器ｂに流入し、燃焼器ｂで高温ガスｃを発生させ、この高温ガスｃで高圧タービンｄおよび低圧タービンｅを回転駆動し、この駆動力により圧縮機を駆動する。タービンｄ、ｅの外周部には、タービン翼ｆ、ｇが円周上に複数配置され翼列を形成している。また、円弧状の複数のシュラウドｈ、ｊが、タービン翼ｆ、ｇを囲んで配置され、これらのシュラウドｈ、ｊは、シュラウドサポートｉを介して円筒形状のタービンケーシングｋに取り付けられている。
【０００３】
【特許文献１】
特開平９−２４２５０６号（図３）
【０００４】
シュラウドｈの表面には、高圧タービンｄの耐熱向上のため遮熱コーティング（Ｔｈｅｒｍａｌ Ｂａｒｒｉｅｒ Ｃｏａｔｉｎｇ（ＴＢＣ））を施す場合がある。
【０００５】
図３は遮熱コーティング（ＴＢＣ）を施した従来のタービンシュラウドの断面図である。図３において、１は軸流タービンである。２は軸流タービン１のタービンブレードである。３はタービンブレード２を囲んで配置された円弧状のシュラウド、３ａはシュラウド３の上面である。４はシュラウド３の基材である。５は基材４に施したセラミック等の遮熱コーティングである。６はシュラウド３をサポートする円弧状のシュラウドサポートである。６ａはシュラウドサポート６に穿設した二次空気（冷却空気）１２の流通孔である。７は円筒状のタービンケースである。シュラウドサポート６とタービンケース７とは、連結部材１０によって連結され、連結ボルト１１により固定されている。８はシュラウドサポート６とシュラウド３との連結部材である。９はシュラウド３とシュラウドサポート６との間に配設したインピンジプレートである。９ａはインピンジプレート９に穿設した多数の冷却空気流通孔である。二次空気１２は、シュラウドサポート６の二次空気流通孔６ａを流入し、インピンジプレート９の冷却空気流通孔９ａを流入してシュラウド３の上面３ａをインピンジ冷却する。
【０００６】
このように、軸流タービン１のシュラウド３にセラミック等の遮熱コーティング５を施し、その遮熱効果により基材４を高温の燃焼ガスから保護するようにしている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、セラミック等の遮熱コーティング５は脆く、タービン運転中の振動や動翼との接触、基材４と遮熱コーティング５との熱膨張率の差などの要因により、剥離して脱落することがある。そのため、コーティングによる計画どおりの遮熱効果が得られず、基材４の温度が上昇してタービンの寿命の低下を惹き起こすおそれがある。
【０００８】
本発明は、従来技術のかかる問題点に鑑み案出されたもので、万一、遮熱コーティングが剥離して脱落した場合にもタービンシュラウド基材の寿命の低下が起らないようにすることのできる軸流タービンのタービンシュラウドを提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するため、本発明の軸流タービンのタービンシュラウドは、基材にセラミック等の遮熱コーティングを施した軸流タービンのタービンシュラウドであって、該シュラウドの基材に多数の貫通孔を穿設するとともに、上記遮熱コーティングに上記貫通孔と連通する多数の止まり孔を穿設したものである。
【００１０】
上記止まり孔は、深さの異なる孔が混在しているのが好ましい。
【００１１】
次に本発明の作用を説明する。シュラウドの基材にあらかじめ多数の貫通孔を穿設する。基材に施した遮熱コーティングに上記貫通孔と連通する多数の止まり孔を穿設する。シュラウドサポートの二次空気流通孔から流入した二次空気は、インピンジプレートの冷却空気流通孔を流入してシュラウドの上面をインピンジ冷却する。
【００１２】
このような状態で、万一、遮熱コーティングの一部が剥離して脱落した場合には、止まり孔が開口することによって冷却空気は開口した止まり孔から流れる。その吸熱効果とその流出した冷却空気の膜がシュラウドの表面を覆うことによって基材温度を適正に保つようにしてタービンシュラウド基材の寿命の低下を防ぐことができる。なお、止まり孔は、深さの異なる孔が混在しているので、遮熱コーティングの剥離・脱落の度合いによって、その止まり孔の開口数を変化させることができ、冷却空気量を適正に調整することができる。
【００１３】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の一実施形態について図面を参照しつつ説明する。図１は本発明の軸流タービンのタービンシュラウドの断面図である。図２は遮熱コーティングが剥離した場合の説明図である。なお、図３に示した従来のタービンシュラウドと同様の部材には同じ符号を付して説明する。図１および図２において、１は軸流タービン、２は軸流タービン１のタービンブレードである。３はタービンブレード２を囲んで配置された円弧状のシュラウド、３ａはシュラウド３の上面である。４はシュラウド３の基材、４ａは基材４にあらかじめ穿設した多数の貫通孔である。５は基材４に施したセラミック等の遮熱コーティングである。５ａは遮熱コーティング５に穿設した深さの異なる多数の止まり孔である。深さの異なる止まり孔５ａは混在していて、上記基材４の貫通孔４ａと連通している。６はシュラウド３をサポートする円弧状のシュラウドサポート、６ａはシュラウドサポート６に穿設した二次空気（冷却空気）１２の流通孔である。７は円筒状のタービンケースである。シュラウドサポート６とタービンケース７とは、連結部材１０によって連結され、連結ボルト１１により固定されている。８はシュラウドサポート６とシュラウド３との連結部材である。９はシュラウド３とシュラウドサポート６との間に配設したインピンジプレートである。９ａはインピンジプレート９に穿設した多数の冷却空気流通孔である。二次空気１２は、インピンジプレート９の冷却空気流通孔９ａを流入してシュラウド３の上面３ａをインピンジ冷却する。１２ａは冷却空気の膜である。
【００１４】
次に本実施形態の作用を説明する。シュラウド３の基材４にあらかじめ多数の貫通孔４ａを穿設する。シュラウド３に施した遮熱コーティング５に上記貫通孔４ａと連通する多数の止まり孔５ａを穿設する。シュラウドサポート６の二次空気流通孔６ａから流入した二次空気１２は、インピンジプレート９の冷却空気流通孔９ａを流入してシュラウド３の上面３ａをインピンジ冷却する。
【００１５】
このような状態で、万一、遮熱コーティング５の一部が剥離して脱落した場合には、図２に示すように、止まり孔５ａが開口することによって冷却空気１２は開口した止まり孔５ａから流れる。その吸熱効果とその冷却空気の膜１２ａがシュラウド３の表面を覆うことによって基材４温度を適正に保つようにしてタービン１の寿命の低下を防ぐことができる。なお、止まり孔５ａは、深さの異なる孔５ａが混在しているので、遮熱コーティング５の剥離・脱落の度合いによって、その止まり孔５ａの開口数を変化させることができ、冷却空気量を適正に調整することができる。
【００１６】
本発明は、以上述べた実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変更が可能である。
【００１７】
【発明の効果】
以上述べたように、本発明の軸流タービンのタービンシュラウドは、基材に多数の貫通孔を穿設するとともに、基材に施した遮熱コーティングに、基材の貫通孔と連通する止まり孔を穿設し、万一、遮熱コーティングが剥離して脱落した場合には、止まり孔を開口して冷却空気を止まり孔から流れるようにしたので、その吸熱効果と冷却空気の膜がシュラウドの上面を覆うことによって基材温度を適正に保つようにしてタービンシュラウド基材の寿命の低下を防ぐことができるという効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の供軸流タービンのタービンシュラウドの断面図である。
【図２】遮熱コーティングが剥離した場合の説明図である。
【図３】従来のタービンシュラウドの断面図である。
【図４】（Ａ）は特許文献１に開示されたジェットエンジンのガスタービン部の部分断面図、（Ｂ）はその部分拡大図である。
【符号の説明】
１ 軸流タービン
２ タービンブレード
３ シュラウド
４ 基材
４ａ 貫通孔
５ 遮熱コーティング
５ａ 止まり孔
６ シュラウドサポート
６ａ 二次空気連通孔
１２ 二次空気（冷却空気）
１２ａ 冷却空気の膜[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a turbine shroud for an axial flow turbine, and more particularly to a turbine shroud for an axial flow turbine in which a base material is provided with a thermal barrier coating such as ceramic.
[0002]
[Prior art]
FIG. 4A is a partial cross-sectional view of a gas turbine portion of a jet engine disclosed in Patent Document 1, and FIG. 4B is a partially enlarged view thereof. In FIG. 4, a part of air a compressed by a compressor (not shown) flows into a combustor b, generates a high-temperature gas c in the combustor b, and rotates the high-pressure turbine d and the low-pressure turbine e with the high-temperature gas c. The compressor is driven by this driving force. A plurality of turbine blades f and g are arranged on the outer circumference of the turbines d and e to form a cascade. A plurality of arc-shaped shrouds h and j are arranged so as to surround the turbine blades f and g, and these shrouds h and j are attached to a cylindrical turbine casing k via a shroud support i.
[0003]
[Patent Document 1]
JP-A-9-242506 (FIG. 3)
[0004]
The surface of the shroud h may be provided with a thermal barrier coating (TBC) to improve the heat resistance of the high-pressure turbine d.
[0005]
FIG. 3 is a cross-sectional view of a conventional turbine shroud provided with a thermal barrier coating (TBC). In FIG. 3, reference numeral 1 denotes an axial turbine. Reference numeral 2 denotes a turbine blade of the axial turbine 1. Reference numeral 3 denotes an arc-shaped shroud arranged around the turbine blade 2, and 3a denotes an upper surface of the shroud 3. 4 is a base material of the shroud 3. Reference numeral 5 denotes a thermal barrier coating made of ceramic or the like applied to the substrate 4. Reference numeral 6 denotes an arc-shaped shroud support for supporting the shroud 3. Reference numeral 6a denotes a flow hole for the secondary air (cooling air) 12 formed in the shroud support 6. Reference numeral 7 denotes a cylindrical turbine case. The shroud support 6 and the turbine case 7 are connected by a connecting member 10 and fixed by a connecting bolt 11. Reference numeral 8 denotes a connecting member between the shroud support 6 and the shroud 3. Reference numeral 9 denotes an impingement plate disposed between the shroud 3 and the shroud support 6. Reference numeral 9a denotes a number of cooling air circulation holes formed in the impingement plate 9. The secondary air 12 flows through the secondary air flow holes 6a of the shroud support 6, flows through the cooling air flow holes 9a of the impingement plate 9, and impinges and cools the upper surface 3a of the shroud 3.
[0006]
As described above, the thermal barrier coating 5 such as ceramic is applied to the shroud 3 of the axial turbine 1 to protect the base material 4 from high-temperature combustion gas by the thermal barrier effect.
[0007]
[Problems to be solved by the invention]
However, the thermal barrier coating 5 made of ceramic or the like is brittle, and may peel off and fall off due to factors such as vibration during turbine operation, contact with the moving blades, and a difference in thermal expansion coefficient between the substrate 4 and the thermal barrier coating 5. There is. As a result, the heat shielding effect as planned by the coating cannot be obtained, and the temperature of the base material 4 may increase to cause a reduction in the life of the turbine.
[0008]
The present invention has been devised in view of the above-mentioned problems of the related art, and is intended to prevent the life of the turbine shroud base material from being shortened even if the thermal barrier coating is peeled off and falls off. It is an object of the present invention to provide a turbine shroud of an axial flow turbine that can be used.
[0009]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, a turbine shroud of an axial flow turbine according to the present invention is a turbine shroud of an axial flow turbine in which a base material is provided with a thermal barrier coating such as a ceramic, and a large number of through holes are formed in the base material of the shroud. And a large number of blind holes communicating with the through holes are formed in the thermal barrier coating.
[0010]
It is preferable that the blind holes include holes having different depths.
[0011]
Next, the operation of the present invention will be described. A large number of through holes are previously formed in the base material of the shroud. A large number of blind holes communicating with the through holes are formed in the thermal barrier coating applied to the base material. The secondary air flowing from the secondary air circulation holes of the shroud support flows into the cooling air circulation holes of the impingement plate to impinge cool the upper surface of the shroud.
[0012]
In this state, if a part of the thermal barrier coating is peeled off and falls off, the blind hole is opened and the cooling air flows from the opened blind hole. The endothermic effect and the film of the cooling air flowing out cover the surface of the shroud so that the temperature of the substrate is appropriately maintained, thereby preventing the life of the turbine shroud substrate from being shortened. In addition, since the blind hole is a mixture of holes having different depths, the numerical aperture of the blind hole can be changed depending on the degree of peeling and falling off of the thermal barrier coating, and the cooling air amount is appropriately adjusted. be able to.
[0013]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 is a sectional view of a turbine shroud of an axial flow turbine according to the present invention. FIG. 2 is an explanatory diagram when the thermal barrier coating is peeled off. The same members as those of the conventional turbine shroud shown in FIG. 1 and 2, reference numeral 1 denotes an axial flow turbine, and 2 denotes a turbine blade of the axial flow turbine 1. Reference numeral 3 denotes an arc-shaped shroud arranged around the turbine blade 2, and 3a denotes an upper surface of the shroud 3. Reference numeral 4 denotes a base material of the shroud 3, and reference numerals 4a denote a large number of through holes formed in the base material 4 in advance. Reference numeral 5 denotes a thermal barrier coating made of ceramic or the like applied to the substrate 4. Reference numeral 5a denotes a number of blind holes of different depths formed in the thermal barrier coating 5. The blind holes 5a having different depths are mixed and communicate with the through holes 4a of the base material 4. Reference numeral 6 denotes an arc-shaped shroud support for supporting the shroud 3, and 6a denotes a flow hole for secondary air (cooling air) 12 formed in the shroud support 6. Reference numeral 7 denotes a cylindrical turbine case. The shroud support 6 and the turbine case 7 are connected by a connecting member 10 and fixed by a connecting bolt 11. Reference numeral 8 denotes a connecting member between the shroud support 6 and the shroud 3. Reference numeral 9 denotes an impingement plate disposed between the shroud 3 and the shroud support 6. Reference numeral 9a denotes a number of cooling air circulation holes formed in the impingement plate 9. The secondary air 12 flows through the cooling air flow holes 9a of the impingement plate 9 to impinge cool the upper surface 3a of the shroud 3. 12a is a film of cooling air.
[0014]
Next, the operation of the present embodiment will be described. A large number of through holes 4a are previously formed in the base material 4 of the shroud 3. A large number of blind holes 5a communicating with the through holes 4a are formed in the thermal barrier coating 5 applied to the shroud 3. The secondary air 12 flowing from the secondary air circulation holes 6a of the shroud support 6 flows through the cooling air circulation holes 9a of the impingement plate 9 to impinge cool the upper surface 3a of the shroud 3.
[0015]
In this state, if a part of the thermal barrier coating 5 is peeled off and falls off, as shown in FIG. 2, the blind hole 5a is opened, and the cooling air 12 is opened. Flows from Since the heat absorbing effect and the film 12a of the cooling air cover the surface of the shroud 3, the temperature of the substrate 4 can be appropriately maintained, so that the life of the turbine 1 can be prevented from being shortened. Since the blind holes 5a are mixed with holes 5a having different depths, the numerical aperture of the blind holes 5a can be changed depending on the degree of peeling / falling of the thermal barrier coating 5, and the amount of cooling air can be reduced. It can be adjusted properly.
[0016]
The present invention is not limited to the embodiments described above, and various changes can be made without departing from the gist of the present invention.
[0017]
【The invention's effect】
As described above, the turbine shroud of the axial flow turbine according to the present invention has a plurality of through holes formed in the base material, and a thermal barrier coating provided on the base material has blind holes communicating with the through holes of the base material. In the event that the thermal barrier coating peels off and falls off, a blind hole is opened to allow cooling air to flow from the blind hole, so that its heat absorbing effect and the film of cooling air By covering the upper surface, the temperature of the base material can be appropriately maintained, so that the life of the turbine shroud base material can be prevented from being shortened.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a sectional view of a turbine shroud of a shaft-flow turbine according to the present invention.
FIG. 2 is an explanatory diagram when a thermal barrier coating is peeled off.
FIG. 3 is a sectional view of a conventional turbine shroud.
4A is a partial cross-sectional view of a gas turbine portion of a jet engine disclosed in Patent Document 1, and FIG. 4B is a partially enlarged view of FIG.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Axial flow turbine 2 Turbine blade 3 Shroud 4 Base material 4a Through hole 5 Thermal barrier coating 5a Blind hole 6 Shroud support 6a Secondary air communication hole 12 Secondary air (cooling air)
12a Cooling air film

Claims (2)

基材にセラミック等の遮熱コーティングを施した軸流タービンのタービンシュラウドであって、該シュラウドの基材に多数の貫通孔を穿設するとともに、上記遮熱コーティングに上記貫通孔と連通する多数の止まり孔を穿設したことを特徴とする軸流タービンのタービンシュラウド。A turbine shroud for an axial flow turbine having a base material provided with a thermal barrier coating such as ceramics, wherein a plurality of through holes are formed in the base material of the shroud, and a plurality of the thermal barrier coatings communicate with the through holes. A turbine shroud for an axial flow turbine, wherein a blind hole is formed. 上記止まり孔は、深さの異なる孔が混在している請求項１記載の軸流タービンのタービンシュラウド。The turbine shroud of an axial flow turbine according to claim 1, wherein the blind holes include holes having different depths.
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