JP2008309059A - Cooling structure of turbine casing - Google Patents

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Shinichiro Ihara
慎一郎 井原
Akihiko Oyama
亜希彦 大山
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Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a cooling structure of a turbine casing capable of improving the cooling efficiency in a simple structure while restraining the pressure loss and the thermal stress to a low level. <P>SOLUTION: The cooling structure of a turbine casing comprises a core cowl 4 provided outside the turbine casing 2 surrounding a turbine part of a gas turbine with an interval. It comprises a baffle 4 having openings 4a, 4b on the upstream and downstream sides, covering the surroundings of the turbine casing 2 with a predetermined gap provided therebetween, and a plurality of spiral fins 6 elongating spirally from the vicinity of the upstream side opening 4a to the vicinity of the downstream side opening 4b. <P>COPYRIGHT: (C)2009,JPO&INPIT

Description

本発明は、ガスタービンのタービン部を囲むタービンケーシングを冷却し、圧損と熱応力を低く抑えるためのタービンケーシングの冷却構造に関する。   The present invention relates to a turbine casing cooling structure for cooling a turbine casing that surrounds a turbine section of a gas turbine and suppressing pressure loss and thermal stress.

ジェットエンジン等のガスタービンには、タービン部を囲むタービンケーシングと、その外側に設けられた補器類を囲むコアカウルとが設けられる場合がある。タービンケーシングは、ガスタービンの運転中に内部を流れる高温ガスにより加熱されて熱膨張し、内部で回転するタービン動翼の先端部の隙間（チップクリアランス）が増大する。そのため、ガスタービンのタービンケーシングは、発生する熱応力を低減し、或いはチップクリアランスを適正範囲に維持するために冷却する必要がある。   A gas turbine such as a jet engine may be provided with a turbine casing that surrounds a turbine portion and a core cowl that surrounds auxiliary devices provided outside the turbine casing. The turbine casing is heated and thermally expanded by the high-temperature gas flowing inside during operation of the gas turbine, and the clearance (tip clearance) at the tip of the turbine rotor blade rotating inside increases. Therefore, it is necessary to cool the turbine casing of the gas turbine in order to reduce the generated thermal stress or to maintain the tip clearance within an appropriate range.

タービンケーシングの冷却手段として、特許文献１〜５が既に提案されている。また、本発明に関連する先行技術として、特許文献６が既に開示されている。   Patent Documents 1 to 5 have already been proposed as means for cooling the turbine casing. Patent Document 6 has already been disclosed as a prior art related to the present invention.

特許文献１の「ジェットエンジンのタービン部冷却構造」は、フランジ部の過冷却を防止し、タービンフレームの熱応力の増大を防止することを目的とする。
そのため、この発明に係るジェットエンジンのタービン部の冷却構造は、図５に示すように、タービンケーシング４２とタービンフレーム４３とを径方向外側に突出するフランジ部４４，４５で接続し、タービンケーシング４２の径方向外側に、タービンケーシング４２との間に冷却空気Ａを導く隙間４７を形成するバッフル４１を設けると共に、上記隙間４７の出口部に、これを所定の開口部４８を残して閉塞する遮風部４６を設け、上記バッフル４１の遮風部４６上流側に、上記隙間４７内の冷却空気Ａを抽出させる抽気穴４９を設けたものである。 The “turbine part cooling structure of a jet engine” of Patent Document 1 aims to prevent overcooling of the flange part and to prevent an increase in thermal stress of the turbine frame.
Therefore, as shown in FIG. 5, the cooling structure for the turbine portion of the jet engine according to the present invention connects the turbine casing 42 and the turbine frame 43 with flange portions 44 and 45 projecting radially outward. A baffle 41 that forms a gap 47 that guides the cooling air A to and from the turbine casing 42 is provided on the radially outer side of the turbine casing 42, and at the outlet of the gap 47, this is blocked by leaving a predetermined opening 48. A wind portion 46 is provided, and a bleed hole 49 for extracting the cooling air A in the gap 47 is provided on the upstream side of the wind shield portion 46 of the baffle 41.

特許文献２の「ベイ冷却タービンケーシング」は、タービンケーシングの冷却効率の改善を目的とする。
そのため、この発明において、図６に示すように、タービンケーシング５１は１列のノズル静翼を支持しており、その間を高温燃焼ガスが流れる。バッフル５０はケーシングを取り囲んで冷却ダクトを画成する。ナセル５２はタービンケーシングを取り囲んでおり、ベイ空気を受入れる入口とベイ空気を排出する出口５５とをもつベイ５３を画成する。冷却ダクトは、タービンケーシングに沿って流れてケーシングを選択的に冷却するためのベイ空気を受入れる入口５４を有しているものである。 The “bay-cooled turbine casing” of Patent Document 2 aims to improve the cooling efficiency of the turbine casing.
Therefore, in this invention, as shown in FIG. 6, the turbine casing 51 supports one row of nozzle vanes, and high-temperature combustion gas flows between them. A baffle 50 surrounds the casing and defines a cooling duct. The nacelle 52 surrounds the turbine casing and defines a bay 53 having an inlet for receiving bay air and an outlet 55 for discharging bay air. The cooling duct has an inlet 54 that receives bay air for flowing along the turbine casing to selectively cool the casing.

特許文献３の「ロータ組立体の先端間隙を維持するための方法および装置」は、コスト効果があり信頼性が高い方法でロータ組立体の有効寿命を延ばすことを目的とする。
そのため、この発明において、図７に示すように、ガスタービンエンジンは、少なくとも１つのロータ組立体と、ロータ組立体の周りで周方向に延びるエンジンケーシング６６とを含み、先端間隙がロータ組立体とエンジンケーシングの間に形成される。間隙制御装置は、エンジンの周りで周方向に延びるように連結された複数のパネル６２を含む。間隙制御装置の各パネルは、パネルと一体に形成された周方向供給ダクト６０を含むものである。 The 'method and apparatus for maintaining the tip clearance of the rotor assembly' of Patent Document 3 aims to extend the useful life of the rotor assembly in a cost effective and reliable manner.
Therefore, in the present invention, as shown in FIG. 7, the gas turbine engine includes at least one rotor assembly and an engine casing 66 extending circumferentially around the rotor assembly, and a tip clearance is provided between the rotor assembly and the rotor assembly. Formed between engine casings. The clearance control device includes a plurality of panels 62 connected to extend circumferentially around the engine. Each panel of the gap control device includes a circumferential supply duct 60 formed integrally with the panel.

特許文献４の「エンジンケース用冷却装置及びガスタービンエンジン」は、冷却空気の流量が少なくても、エンジンケース５の被冷却部５ａ全体を万遍なく十分に冷却することを目的とする。
そのため、この発明は、図８に示すように、各冷却パイプ７１における複数のノズル７３からエンジンケース７５の被冷却部７５ａに吹付けられた冷却媒体がケース軸方向の一方側へ流れにくくする規制板７７をそれぞれ設け、上記冷却媒体が被冷却部７５ａの外周面に沿ってケース軸方向の他方側へ流れ易くする整流板７９をそれぞれ設けてなるものである。 The “cooling device for engine case and gas turbine engine” of Patent Document 4 aims to cool the entire cooled portion 5a of the engine case 5 evenly and sufficiently even if the flow rate of the cooling air is small.
Therefore, as shown in FIG. 8, the present invention restricts the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles 73 in each cooling pipe 71 to the cooled portion 75 a of the engine case 75 from flowing to one side in the case axial direction. Each plate 77 is provided, and each current plate 79 is provided to facilitate the flow of the cooling medium along the outer peripheral surface of the portion 75a to be cooled to the other side in the case axial direction.

特許文献５の「ジェットエンジン」は、ジェットエンジン１のエンジン重量の増加を抑制しつつ、低圧タービンケース全体を満遍なく容易に冷却することを目的とする。
そのため、この発明は、図９に示すように、バッフル８１がタービンケース８２の外周部を囲むように設けられ、バッフル８１の内周面とタービンケース８２の外周面との間に環状の冷却通路８３が形成され、バッフル８１の外周面に複数の連通孔８４が全周領域に適宜間隔をもって形成され、バッフル８１の後部に排出口８５を有し、冷却チャンバー８６の内部が複数の連通孔８４を介して冷却通路８３に連通し、連絡パイプ８７の一端部がバイパス流路８９に連通し、連絡パイプ８７の他端部が冷却チャンバー８６の内部に連通したものである。 The “jet engine” of Patent Document 5 aims to cool the entire low-pressure turbine case uniformly and easily while suppressing an increase in the engine weight of the jet engine 1.
Therefore, in the present invention, as shown in FIG. 9, a baffle 81 is provided so as to surround the outer peripheral portion of the turbine case 82, and an annular cooling passage is provided between the inner peripheral surface of the baffle 81 and the outer peripheral surface of the turbine case 82. 83 is formed, a plurality of communication holes 84 are formed in the outer peripheral surface of the baffle 81 with appropriate intervals in the entire peripheral region, a discharge port 85 is provided at the rear part of the baffle 81, and the inside of the cooling chamber 86 is a plurality of communication holes 84. The communication pipe 87 communicates with the bypass passage 89, the other end of the communication pipe 87 communicates with the inside of the cooling chamber 86.

特許文献６の「蒸気タービンの内部ケーシング」は、高温高圧の蒸気タービンで、かつ内外ケーシングを備えた二重ケーシングの蒸気タービンであって、しかも起動停止を頻繁に行う蒸気タービンにおいて、熱応力、熱変形の小さな蒸気タービン内部ケーシングを目的とする。
そのため、この発明は、図１０Ａに示すように、内部ケーシング９３が、蒸気通路の各段落ごとに内部ケーシング９３の内側から外側に貫通する抽気流路９０を設け、主流蒸気の一部を抽気してここに流し、外側を加熱して各部分の内外壁面の温度差を小さくするものである。 The “inner casing of the steam turbine” of Patent Document 6 is a high-temperature / high-pressure steam turbine and a double-casing steam turbine having inner and outer casings, and in which the start and stop are frequently stopped, thermal stress, The purpose is an inner casing of a steam turbine with small thermal deformation.
Therefore, in the present invention, as shown in FIG. 10A, the inner casing 93 is provided with an extraction flow passage 90 penetrating from the inner side of the inner casing 93 to the outer side for each stage of the steam passage to extract a part of the mainstream steam. This is used to heat the outside and reduce the temperature difference between the inner and outer wall surfaces of each part.

特開平１１−６２６２０号公報、「ジェットエンジンのタービン部冷却構造」Japanese Patent Application Laid-Open No. 11-62620, “Turbine Cooling Structure for Jet Engine” 特開２０００−２５７４４８号公報、「ベイ冷却タービンケーシング」JP 2000-257448 A, “Bay Cooling Turbine Casing” 特開２００２−３０９９０７号公報、「ロータ組立体の先端間隙を維持するための方法および装置」Japanese Patent Application Laid-Open No. 2002-309907, “Method and apparatus for maintaining the tip clearance of the rotor assembly” 特開２００３−１７２１５２号公報、「エンジンケース用冷却装置及びガスタービンエンジン」JP 2003-172152 A, “Cooling device for engine case and gas turbine engine” 特開２００４−３３９９８０号公報、「ジェットエンジン」JP 2004-339980 A, “Jet Engine” 特開昭６３−１２４８０７号公報、「蒸気タービンの内部ケーシング」JP-A-63-124807, “Inner casing of steam turbine”

特許文献２の実施例では、ケーシングの外周上に半径方向外方に延在していて、ケーシングの対流冷却を増進する複数の軸方向に離隔したタービュレータ５６をさらに備え、導入された空気の流れを乱すことによってケーシングの冷却効率を上げている。
しかし、かかるタービュレータ５６は冷却ダクト５７を通過するベイ空気の流れを局所的に加速・妨害するため、強制対流冷却を増進する効果があるが、その反面、冷却ダクト５７を通過する際の圧損が大きい問題点があった。
また、タービュレータ５６は、その内側の支持フックと整合して設けられ、タービュレータ５６と支持フックは周方向に全円リングとして延在するので、この部分の剛性が他の部分より高く、熱膨張の際に局所的に大きな熱応力が発生する問題点があった。 In the embodiment of Patent Document 2, it is further provided with a plurality of axially spaced turbulators 56 extending radially outward on the outer periphery of the casing to enhance convective cooling of the casing, and the flow of introduced air The cooling efficiency of the casing is increased by disturbing the above.
However, since the turbulator 56 locally accelerates and blocks the flow of the bay air passing through the cooling duct 57, it has the effect of enhancing forced convection cooling. However, on the other hand, the pressure loss when passing through the cooling duct 57 is reduced. There was a big problem.
The turbulator 56 is provided in alignment with the inner support hook, and the turbulator 56 and the support hook extend as a full-circular ring in the circumferential direction. There is a problem that a large thermal stress is generated locally.

特許文献６の実施例では、図１０Ｂに示すように、タービンケーシングに相当する内部ケーシング９３には主流蒸気を抽気するための抽気流路９０と、抽気蒸気をケーシング周方向に流すための周方向溝９４が設けられ、バッフル９１に抽気蒸気を周方向に流すための旋回案内板９５が設けられている。
この旋回案内板９５により、抽気蒸気を周方向に旋回させて流すことにより、内部ケーシングの内外壁面の温度差を小さくし、熱応力を下げることはできるが、内部ケーシング９３自体は、抽気蒸気で加熱されるため、内部ケーシング９３を冷却することはできない。 In the embodiment of Patent Document 6, as shown in FIG. 10B, an inner casing 93 corresponding to the turbine casing has an extraction passage 90 for extracting mainstream steam and a circumferential direction for flowing extracted steam in the casing circumferential direction. A groove 94 is provided, and a swivel guide plate 95 for flowing the extracted steam in the circumferential direction is provided in the baffle 91.
The swirl guide plate 95 allows the extraction steam to swirl and flow in the circumferential direction to reduce the temperature difference between the inner and outer wall surfaces of the inner casing and reduce the thermal stress. However, the inner casing 93 itself is made of extraction steam. Since it is heated, the inner casing 93 cannot be cooled.

さらに、特許文献１の例では、遮風部４６の存在により、隙間４７を流れる冷却空気の圧損が大きく、特許文献３の例ではパネル６２と周方向供給ダクト６０の構造が複雑であり、特許文献４の例では、規制板７７と整流板７９の存在により圧損が大きくかつ構造が複雑であり、特許文献５の例では、タービンケース８２の外面が滑らかであるため冷却効果が低い問題点があった。   Furthermore, in the example of Patent Document 1, due to the presence of the wind shield portion 46, the pressure loss of the cooling air flowing through the gap 47 is large, and in the example of Patent Document 3, the structure of the panel 62 and the circumferential supply duct 60 is complicated. In the example of Document 4, the pressure loss is large and the structure is complicated due to the presence of the regulation plate 77 and the rectifying plate 79. In the example of Patent Document 5, the outer surface of the turbine case 82 is smooth, so that the cooling effect is low. there were.

本発明は、かかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、簡単な構造で、冷却効率を高めることができ、かつ圧損と熱応力を低く抑えることができるタービンケーシングの冷却構造を提供することにある。   The present invention has been developed to solve such problems. That is, an object of the present invention is to provide a cooling structure of a turbine casing that can increase the cooling efficiency with a simple structure and can suppress pressure loss and thermal stress to a low level.

本発明によれば、ガスタービンのタービン部を囲むタービンケーシングと、その外側に間隔を隔てて設けられたコアカウルとを有するタービンケーシングの冷却構造であって、
前記タービンケーシングの周囲を所定の隙間を隔てて覆い、かつ上流側及び下流側に開口を有するバッフルと、
前記上流側開口近傍から下流側開口近傍まで螺旋状に延びる複数の螺旋フィンと、を備えたことを特徴とするタービンケーシングの冷却構造が提供される。 According to the present invention, there is provided a turbine casing cooling structure having a turbine casing surrounding a turbine portion of a gas turbine, and a core cowl provided at an interval on the outer side thereof,
A baffle that covers the periphery of the turbine casing with a predetermined gap and has openings on the upstream side and the downstream side;
A turbine casing cooling structure comprising: a plurality of spiral fins that spirally extend from the vicinity of the upstream opening to the vicinity of the downstream opening.

本発明の好ましい実施形態によれば、前記複数の螺旋フィンは、タービンケーシングの外面又はバッフルの内面に一体的に固着されており、その反対側に冷却空気が軸方向に流れる隙間を有する。   According to a preferred embodiment of the present invention, the plurality of spiral fins are integrally fixed to the outer surface of the turbine casing or the inner surface of the baffle, and have a gap through which cooling air flows in the axial direction on the opposite side.

また、前記複数の螺旋フィンの軸方向ピッチは、タービンケーシングの熱応力の高い部分で小さく、熱応力の低い部分で大きく設定されている、ことが好ましい。   Moreover, it is preferable that the axial pitch of the plurality of spiral fins is set to be small at a portion where the thermal stress of the turbine casing is high and large at a portion where the thermal stress is low.

上記本発明の冷却構造は、それぞれ簡単な構造のバッフル及び螺旋フィンで構成されるため、構造全体も簡単となる。
また、バッフルがタービンケーシングの周囲を所定の隙間を隔てて覆うので、コアカウル内の冷却空気をバッフルの上流側開口から下流側開口まで前記隙間を通して効率よく流すことができ、かつ冷却空気の圧損を低く抑えるように所定の隙間を設定することができる。 Since the cooling structure of the present invention is composed of baffles and spiral fins each having a simple structure, the entire structure is also simplified.
Further, since the baffle covers the periphery of the turbine casing with a predetermined gap, the cooling air in the core cowl can be efficiently flowed through the gap from the upstream opening to the downstream opening of the baffle, and the pressure loss of the cooling air is reduced. A predetermined gap can be set so as to keep it low.

さらに、複数の螺旋フィンが上流側開口近傍から下流側開口近傍まで螺旋状に延びるので、螺旋フィンにより伝熱面積を増大させることができ、かつ流路が螺旋状になるため、螺旋フィンで案内される冷却空気の流速を高め、流れを乱流にしてフィン表面及びタービンケーシングの外面における熱伝達率を高めることができる。
また、螺旋フィンは上流側開口から下流側開口まで螺旋状に延びるが、周方向にタービンケーシングを拘束していないので、タービンケーシングは周方向に自由に熱膨張・熱収縮でき、発生する熱応力を低く抑えることができる。 Further, since the plurality of spiral fins spirally extend from the vicinity of the upstream side opening to the vicinity of the downstream side opening, the heat transfer area can be increased by the spiral fins, and the flow path is spiraled. The flow rate of the cooling air to be generated can be increased, and the flow can be turbulent to increase the heat transfer coefficient on the fin surface and the outer surface of the turbine casing.
In addition, the spiral fin extends spirally from the upstream opening to the downstream opening, but since the turbine casing is not restrained in the circumferential direction, the turbine casing can freely thermally expand and contract in the circumferential direction, and the generated thermal stress. Can be kept low.

また、本発明の好ましい実施形態によれば、前記複数の螺旋フィンは、タービンケーシングの外面又はバッフルの内面に一体的に固着されているので、固着されたタービンケーシング又はバッフルの熱を螺旋フィンを介して放熱し効果的に冷却することができる。
さらに、前記複数の螺旋フィンは、固着部の反対側に冷却空気が軸方向に流れる隙間を有するので、螺旋フィンを乗り越える軸方向の冷却空気により螺旋状に流れる冷却空気の流れを乱すことができ、冷却効率をさらに増大させることができる。 According to a preferred embodiment of the present invention, the plurality of spiral fins are integrally fixed to the outer surface of the turbine casing or the inner surface of the baffle, so that the heat of the fixed turbine casing or baffle is transferred to the spiral fins. The heat can be radiated through and can be effectively cooled.
Further, since the plurality of spiral fins have a gap through which the cooling air flows in the axial direction on the opposite side of the fixing portion, the flow of the cooling air flowing spirally can be disturbed by the axial cooling air over the spiral fins. The cooling efficiency can be further increased.

また、前記複数の螺旋フィンの軸方向ピッチは、タービンケーシングの熱応力の高い部分で小さく、熱応力の低い部分で大きく設定されているので、熱応力の高い部分で流速を高め、流れを乱流にして熱伝達率を高めることができ、逆に熱応力の低い部分で流速を低めて、圧損を下げることができる。   In addition, the axial pitch of the plurality of helical fins is set to be small at a portion of the turbine casing where the thermal stress is high and large at a portion where the thermal stress is low. The flow rate can be increased to increase the heat transfer rate, and the pressure loss can be decreased by decreasing the flow rate in the portion where the thermal stress is low.

以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。なお各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明は省略する。   Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. In each figure, common portions are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted.

図１は、本発明のタービンケーシングの冷却構造を備えたジェットエンジンの全体構成図である。本発明のタービンケーシングの冷却構造は、ガスタービンのタービン部を囲むタービンケーシング２と、その外側に間隔を隔てて設けられたコアカウル３とを有する   FIG. 1 is an overall configuration diagram of a jet engine having a turbine casing cooling structure according to the present invention. The turbine casing cooling structure according to the present invention includes a turbine casing 2 that surrounds a turbine portion of a gas turbine, and a core cowl 3 that is provided outside the turbine casing 2 at a distance.

この図において、コアエンジン１は、コンプレッサ１ａ、燃焼器１ｂ、及びガスタービン１ｃからなり、コンプレッサ１ａで外部から導入した空気を圧縮し、燃焼器１ｂで圧縮した空気中で燃料を燃焼させて高温ガスを発生させ、ガスタービン１ｃで高温ガスを膨張させて動力を回収し、この動力でコンプレッサ１ａを回転駆動するようになっている。なお、ガスタービン１ｃを出た排気ガスはエンジン後方に向けて噴射しジェットエンジンの推進力を発生する。   In this figure, the core engine 1 is composed of a compressor 1a, a combustor 1b, and a gas turbine 1c. The compressor 1a compresses air introduced from the outside, and the fuel is combusted in the air compressed by the combustor 1b. Gas is generated, high temperature gas is expanded by the gas turbine 1c to recover power, and the compressor 1a is driven to rotate by this power. The exhaust gas exiting the gas turbine 1c is injected toward the rear of the engine to generate a propulsion force for the jet engine.

なお、本発明は上述したジェットエンジンの構成に限定されず、その他の構成のジェットエンジン、あるいはジェットエンジン以外のガスタービンであってもよい。   In addition, this invention is not limited to the structure of the jet engine mentioned above, The gas turbine other than a jet engine of another structure or a jet engine may be sufficient.

タービンケーシング２は、ガスタービン１ｃのタービン部を囲んでいる。   The turbine casing 2 surrounds the turbine portion of the gas turbine 1c.

コアカウル３は、タービンケーシング２の外側に間隔を隔てて設けられ、タービンケーシング２の外側に設けられた補器類を囲んでいる。なお、コアカウル３の外面形状は、その外側を流れる空気流の流路を形成するように設定されている。
さらに、コアカウル３は、その上流側及び下流側に開口３ａ，３ｂを有し、内部の補器類を冷却するために、上流側開口３ａから冷却空気を導入し、下流側開口３ｂから冷却空気を排気し、内部に所望の空気流を形成するようになっている。 The core cowl 3 is provided outside the turbine casing 2 with a space therebetween, and surrounds auxiliary devices provided outside the turbine casing 2. In addition, the outer surface shape of the core cowl 3 is set so as to form a flow path of the air flow that flows outside the core cowl 3.
Further, the core cowl 3 has openings 3a and 3b on the upstream side and the downstream side thereof, and cool air is introduced from the upstream side opening 3a and cooling air from the downstream side opening 3b in order to cool the auxiliary devices inside. Is exhausted to form a desired air flow inside.

なお、コアカウル３は、この構成に限定されず、タービンケーシング２の外側に間隔を隔てて設けられ、内部に所望の空気流を形成する限りで他の構成であってもよい。   The core cowl 3 is not limited to this configuration, and may have another configuration as long as the core cowl 3 is provided outside the turbine casing 2 with a space therebetween and forms a desired air flow therein.

図２は、本発明のタービンケーシングの冷却構造を示す部分断面図である。
この図において、本発明のタービンケーシングの冷却構造は、バッフル４、遮風板５、及び複数の螺旋フィン６を備える。 FIG. 2 is a partial cross-sectional view showing the turbine casing cooling structure of the present invention.
In this figure, the turbine casing cooling structure of the present invention includes a baffle 4, a wind shielding plate 5, and a plurality of helical fins 6.

バッフル４は、タービンケーシング２の周囲を所定の隙間を隔てて覆っている。所定の隙間は、この隙間を通過する際の圧損が十分に低く、コアカウル３の内部を流れる空気流が内部の補器類を冷却するために十分な空気流を形成できるように設定する。
従って、この条件を満たすかぎりで、隙間を狭く設定して空気流の流速を高め、レイノズル数を大きくして流れを乱流化し、熱伝達率を高めることが好ましい。 The baffle 4 covers the periphery of the turbine casing 2 with a predetermined gap. The predetermined gap is set so that the pressure loss when passing through the gap is sufficiently low, and the air flow flowing through the core cowl 3 can form a sufficient air flow for cooling the auxiliary devices inside.
Therefore, as long as this condition is satisfied, it is preferable to increase the air flow velocity by setting the gap narrow, to increase the number of lay nozzles to make the flow turbulent, and to increase the heat transfer coefficient.

バッフル４は、その上流側及び下流側に開口４ａ，４ｂを有する。
上流側開口４ａは、タービンケーシング２の冷却を必要とする最上流側よりも上流側に位置し、下流側開口４ｂは、タービンケーシング２の冷却を必要とする最下流側よりも下流側に位置する。また、この例では、下流側開口４ｂは、遮風板５で仕切られたコアカウル３の後流側内部に排気する。
また、開口４ａ，４ｂは、全周にわたりドーナツ状に開口しており、通過する空気流を滑らかに通し、この箇所で圧損を増加させないようになっている。さらに、開口４ａ，４ｂには空気を低抵抗で導入し、低抵抗で排気するために流路面積を滑らかに漸減、漸増させる導入部材７ａと排気部材７ｂを備えている。 The baffle 4 has openings 4a and 4b on the upstream side and the downstream side thereof.
The upstream opening 4 a is located upstream from the most upstream side that requires cooling of the turbine casing 2, and the downstream opening 4 b is located downstream from the most downstream side that requires cooling of the turbine casing 2. To do. In this example, the downstream opening 4 b exhausts to the inside of the downstream side of the core cowl 3 partitioned by the wind shielding plate 5.
Further, the openings 4a and 4b are opened in a donut shape over the entire circumference so that the passing air flow is smoothly passed, and pressure loss is not increased at this point. Further, the openings 4a and 4b are provided with an introduction member 7a and an exhaust member 7b that gradually reduce and gradually increase the flow path area in order to introduce air with low resistance and exhaust with low resistance.

なお、本発明は上述したバッフルに限定されず、上流側及び下流側に開口４ａ，４ｂを有する限りで、下流側開口４ｂから外部に直接排気してもよく、開口４ａ，４ｂはドーナツ状以外の形状でもよく、導入部材７ａと排気部材７ｂを省略してもよい。   Note that the present invention is not limited to the baffle described above, and as long as the openings 4a and 4b are provided on the upstream side and the downstream side, the air may be directly exhausted to the outside from the downstream side opening 4b. The introduction member 7a and the exhaust member 7b may be omitted.

遮風板５は、コアカウル３内の冷却空気を上流側開口４ａから下流側開口４ｂまでタービンケーシング２とバッフル４の隙間を通して流すように、バッフル４とコアカウル３の間を塞いでいる。
遮風板５は、この例では、バッフル４の上流側とコアカウル３の間を塞ぐ平板であるが、本発明はこの構成に限定されず、バッフル４の下流側に設けてもよく、平板以外の任意の形状であってもよい。
また、遮風板は必ずしも不可欠ではなく、これを省略してもよい。 The wind shielding plate 5 blocks the space between the baffle 4 and the core cowl 3 so that the cooling air in the core cowl 3 flows through the gap between the turbine casing 2 and the baffle 4 from the upstream opening 4a to the downstream opening 4b.
In this example, the wind shielding plate 5 is a flat plate that closes the space between the upstream side of the baffle 4 and the core cowl 3, but the present invention is not limited to this configuration, and may be provided on the downstream side of the baffle 4. Any shape may be used.
Further, the wind shield is not necessarily indispensable and may be omitted.

また、遮風板５に開閉可能な開口、又は開閉可能な弁を設け、この開口又は弁により、タービンケーシング２とバッフル４の隙間を流れる冷却空気量を調節できるようにしてもよい。   Further, an opening / closing valve or a valve that can be opened / closed may be provided in the wind shielding plate 5 so that the amount of cooling air flowing through the gap between the turbine casing 2 and the baffle 4 can be adjusted by the opening or valve.

図３は、図２のＡ−Ａ線における部分断面図、図４はタービンケーシングの部分斜視図である。
図２〜図４に示すように、複数（この例では８枚）の螺旋フィン６は、タービンケーシング２とバッフル４の隙間内の冷却空気の流れを螺旋状に旋回させるために、上流側開口４ａの近傍（直後）から下流側開口４ｂの近傍（直前）まで螺旋状に延びている。
なお、この例で螺旋フィン６は８枚であるが、周方向に均等に冷却空気を流せる限りで、螺旋フィン６は２枚以上であればよい。また、螺旋の向き、すなわち、螺旋状空気流路は、正面から見て、時計回りと反時計回りのいずれでもよく、コアカウル３の内部に形成される空気流、あるいは排気後のエンジン排気の旋回方向によって、最適な方向に選択するのがよい。 3 is a partial cross-sectional view taken along line AA in FIG. 2, and FIG. 4 is a partial perspective view of the turbine casing.
As shown in FIGS. 2 to 4, a plurality of (eight in this example) spiral fins 6 are provided on the upstream side in order to spirally flow the cooling air in the gap between the turbine casing 2 and the baffle 4. It extends spirally from the vicinity (immediately after) 4a to the vicinity (immediately before) of the downstream opening 4b.
In this example, the number of the spiral fins 6 is eight. However, the number of the spiral fins 6 may be two or more as long as the cooling air can flow evenly in the circumferential direction. Further, the direction of the spiral, that is, the spiral air flow path may be either clockwise or counterclockwise as viewed from the front, and the air flow formed inside the core cowl 3 or the swirl of the engine exhaust after exhaust It is better to select the optimal direction depending on the direction.

複数の螺旋フィン６は、この例では、タービンケーシング２の外面に溶接又は一体成形により一体的に固着されており、タービンケーシング２の熱を螺旋フィン６の表面から放熱し冷却するようになっている。
しかし、本発明はこの構成に限定されず、逆にバッフル４の内面に螺旋フィン６を一体的に固着させてもよい。この場合、タービンケーシング２を容易に製造でき、かつバッフル４を効果的に冷却できる。 In this example, the plurality of spiral fins 6 are integrally fixed to the outer surface of the turbine casing 2 by welding or integral molding, and the heat of the turbine casing 2 is radiated from the surface of the spiral fins 6 to be cooled. Yes.
However, the present invention is not limited to this configuration, and conversely, the spiral fins 6 may be integrally fixed to the inner surface of the baffle 4. In this case, the turbine casing 2 can be easily manufactured, and the baffle 4 can be effectively cooled.

複数の螺旋フィン６は、固着部の反対側（この例ではバッフル４との間）に冷却空気が軸方向に流れる隙間を有する。この構成により、螺旋フィン６を乗り越える軸方向の冷却空気により、螺旋状に流れる冷却空気の流れを乱すことができ、冷却効率をさらに増大させることができる。   The plurality of spiral fins 6 have a gap through which cooling air flows in the axial direction on the opposite side of the fixing portion (between the baffle 4 in this example). With this configuration, the cooling air flowing in a spiral shape can be disturbed by the cooling air in the axial direction over the spiral fin 6, and the cooling efficiency can be further increased.

複数の螺旋フィン６の軸方向ピッチは、タービンケーシング２の熱応力の高い部分で小さく、熱応力の低い部分で大きく設定するのが好ましい。この構成により、熱応力の高い部分で流速を高め、流れを乱流にして熱伝達率を高めることができ、逆に熱応力の低い部分で流速を低めて、圧損を下げることができる。   The axial pitch of the plurality of spiral fins 6 is preferably set to be small at a portion where the thermal stress of the turbine casing 2 is high and large at a portion where the thermal stress is low. With this configuration, it is possible to increase the flow velocity at a portion where the thermal stress is high and to increase the heat transfer rate by making the flow turbulent. Conversely, it is possible to reduce the pressure loss by decreasing the flow velocity at a portion where the thermal stress is low.

なお、本発明は、上述した螺旋フィン６の構成に限定されず、その他の構成であってもよい。例えば、螺旋フィン６は、上流側開口４ａの直後から下流側開口４ｂの直前まで螺旋状に延びている限りで、タービンケーシング２の全周にわたる必要はなく、わずかにねじれたフィンを多数設けてもよい。
また、螺旋フィン６をタービンケーシングの外面およびバッフルの内面のどちらにも固着せず、これらの間に隙間を設けてもよい。
さらに、螺旋フィン６の軸方向ピッチは、一定であってもよい。 In addition, this invention is not limited to the structure of the helical fin 6 mentioned above, Other structures may be sufficient. For example, as long as the spiral fin 6 extends spirally from immediately after the upstream opening 4a to immediately before the downstream opening 4b, it is not necessary to cover the entire circumference of the turbine casing 2, and a number of slightly twisted fins are provided. Also good.
Further, the spiral fin 6 may be fixed to neither the outer surface of the turbine casing nor the inner surface of the baffle, and a gap may be provided therebetween.
Further, the axial pitch of the spiral fins 6 may be constant.

上述したように、本発明の冷却構造は、それぞれ簡単な構造のバッフル４、遮風板５及び螺旋フィン６で構成されるため、構造全体も簡単となる。
また、バッフル４がタービンケーシング２の周囲を所定の隙間を隔てて覆い、遮風板５がバッフル４とコアカウル３の間を塞ぐので、コアカウル３内の冷却空気をバッフル４の上流側開口４ａから下流側開口４ｂまで前記隙間を通して効率よく流すことができ、かつ冷却空気の圧損を低く抑えるように所定の隙間を設定することができる。 As described above, since the cooling structure of the present invention is configured by the baffle 4, the wind shielding plate 5, and the spiral fins 6 each having a simple structure, the entire structure is also simplified.
Further, the baffle 4 covers the periphery of the turbine casing 2 with a predetermined gap, and the wind shield 5 closes the space between the baffle 4 and the core cowl 3, so that the cooling air in the core cowl 3 is discharged from the upstream opening 4 a of the baffle 4. The predetermined gap can be set so that the downstream opening 4b can be efficiently flowed through the gap and the pressure loss of the cooling air is kept low.

さらに、複数の螺旋フィン６が上流側開口近傍から下流側開口近傍まで螺旋状に延びるので、螺旋フィン６により伝熱面積を増大させることができ、かつ流路が螺旋状になるため、螺旋フィン６で案内される冷却空気の流速を高め、流れを乱流にしてフィン表面及びタービンケーシングの外面における熱伝達率を高めることができる。
また、螺旋フィン６は上流側開口から下流側開口まで螺旋状に延びるが、周方向にタービンケーシング２を拘束していないので、タービンケーシング２は周方向に自由に熱膨張・熱収縮でき、発生する熱応力を低く抑えることができる。 Further, since the plurality of spiral fins 6 spirally extend from the vicinity of the upstream side opening to the vicinity of the downstream side opening, the heat transfer area can be increased by the spiral fin 6 and the flow path becomes spiral. The flow velocity of the cooling air guided in 6 can be increased, and the flow can be made turbulent to increase the heat transfer coefficient on the fin surface and the outer surface of the turbine casing.
Further, although the spiral fin 6 extends spirally from the upstream opening to the downstream opening, since the turbine casing 2 is not restrained in the circumferential direction, the turbine casing 2 can be freely thermally expanded and contracted in the circumferential direction. Thermal stress can be kept low.

また、本発明の好ましい実施形態によれば、複数の螺旋フィン６は、タービンケーシング２の外面又はバッフル４の内面に一体的に固着されているので、固着されたタービンケーシング２又はバッフル４の熱を螺旋フィン６を介して放熱し効果的に冷却することができる。
さらに、複数の螺旋フィン６は、固着部の反対側に冷却空気が軸方向に流れる隙間を有するので、螺旋フィン６を乗り越える軸方向の冷却空気により螺旋状に流れる冷却空気の流れを乱すことができ、冷却効率をさらに増大させることができる。 Further, according to a preferred embodiment of the present invention, the plurality of helical fins 6 are integrally fixed to the outer surface of the turbine casing 2 or the inner surface of the baffle 4, so that the heat of the fixed turbine casing 2 or baffle 4 is obtained. Can be radiated through the spiral fins 6 and effectively cooled.
Further, since the plurality of spiral fins 6 have a gap through which the cooling air flows in the axial direction on the opposite side of the fixing portion, the flow of the cooling air flowing spirally can be disturbed by the cooling air in the axial direction over the spiral fins 6. And cooling efficiency can be further increased.

また、複数の螺旋フィン６の軸方向ピッチは、タービンケーシング２の熱応力の高い部分で小さく、熱応力の低い部分で大きく設定されているので、熱応力の高い部分で流速を高め、流れを乱流にして熱伝達率を高めることができ、逆に熱応力の低い部分で流速を低めて、圧損を下げることができる。   Further, since the axial pitch of the plurality of spiral fins 6 is set to be small in the portion of the turbine casing 2 where the thermal stress is high and large in the portion where the thermal stress is low, the flow velocity is increased and the flow is increased in the portion where the thermal stress is high. The heat transfer rate can be increased by turbulent flow, and the pressure loss can be reduced by lowering the flow velocity in the portion where the thermal stress is low.

なお、本発明は、上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々に変更することができることは勿論である。   In addition, this invention is not limited to embodiment mentioned above, Of course, it can change variously in the range which does not deviate from the summary of this invention.

本発明のタービンケーシングの冷却構造を備えたジェットエンジンの全体構成図である。It is a whole block diagram of the jet engine provided with the cooling structure of the turbine casing of this invention. 本発明のタービンケーシングの冷却構造を示す部分断面図である。It is a fragmentary sectional view which shows the cooling structure of the turbine casing of this invention. 図２のＡ−Ａ線における部分断面図である。It is a fragmentary sectional view in the AA line of FIG. タービンケーシングの部分斜視図である。It is a fragmentary perspective view of a turbine casing. 特許文献１の模式図である。10 is a schematic diagram of Patent Document 1. FIG. 特許文献２の模式図である。It is a schematic diagram of patent document 2. FIG. 特許文献３の模式図である。It is a schematic diagram of patent document 3. FIG. 特許文献４の模式図である。It is a schematic diagram of patent document 4. FIG. 特許文献５の模式図である。10 is a schematic diagram of Patent Document 5. FIG. 特許文献６の模式図である。10 is a schematic diagram of Patent Document 6. FIG.

符号の説明Explanation of symbols

１ コアエンジン、
１ａ コンプレッサ、１ｂ 燃焼器、１ｃ ガスタービン、
２ タービンケーシング、
３ コアカウル、３ａ，３ｂ 開口、
４ バッフル、４ａ，４ｂ 開口、
５ 遮風板、６ 螺旋フィン、
７ａ 導入部材、７ｂ 排気部材 1 core engine,
1a compressor, 1b combustor, 1c gas turbine,
2 turbine casing,
3 Core cowl, 3a, 3b opening,
4 baffles, 4a, 4b openings,
5 Wind shield, 6 Spiral fin,
7a introduction member, 7b exhaust member

Claims (3)

ガスタービンのタービン部を囲むタービンケーシングと、その外側に間隔を隔てて設けられたコアカウルとを有するタービンケーシングの冷却構造であって、
前記タービンケーシングの周囲を所定の隙間を隔てて覆い、かつ上流側及び下流側に開口を有するバッフルと、
前記上流側開口近傍から下流側開口近傍まで螺旋状に延びる複数の螺旋フィンと、を備えたことを特徴とするタービンケーシングの冷却構造。 A turbine casing cooling structure having a turbine casing surrounding a turbine portion of a gas turbine, and a core cowl provided at an interval on the outside thereof,
A baffle that covers the periphery of the turbine casing with a predetermined gap and has openings on the upstream side and the downstream side;
A turbine casing cooling structure comprising: a plurality of spiral fins that spirally extend from the vicinity of the upstream opening to the vicinity of the downstream opening. 前記複数の螺旋フィンは、タービンケーシングの外面又はバッフルの内面に一体的に固着されており、その反対側に冷却空気が軸方向に流れる隙間を有する、ことを特徴とする請求項１に記載のタービンケーシングの冷却構造。 The plurality of spiral fins are integrally fixed to an outer surface of a turbine casing or an inner surface of a baffle, and have a gap through which cooling air flows in the axial direction on the opposite side thereof. Turbine casing cooling structure. 前記複数の螺旋フィンの軸方向ピッチは、タービンケーシングの熱応力の高い部分で小さく、熱応力の低い部分で大きく設定されている、ことを特徴とする請求項１に記載のタービンケーシングの冷却構造。 2. The turbine casing cooling structure according to claim 1, wherein an axial pitch of the plurality of helical fins is set to be small in a portion where the thermal stress of the turbine casing is high and large in a portion where the thermal stress is low. .
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