JPH10231704A - Oozing cooling turbine shroud - Google Patents
Oozing cooling turbine shroudInfo
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- JPH10231704A JPH10231704A JP3347997A JP3347997A JPH10231704A JP H10231704 A JPH10231704 A JP H10231704A JP 3347997 A JP3347997 A JP 3347997A JP 3347997 A JP3347997 A JP 3347997A JP H10231704 A JPH10231704 A JP H10231704A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、しみ出し冷却を行
なうタービンシュラウドに関する。The present invention relates to a turbine shroud for performing seepage cooling.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービンの一つであるジエットエン
ジンは、図２に示すように、空気を取り入れるファン１
１、取り入れた空気を圧縮する圧縮機１２、圧縮した空
気により燃料を燃焼させる燃焼器１３、燃焼器１３の燃
焼ガスによりファン１１および圧縮機１２を駆動する高
圧および低圧タービン１４を備えている。タービン１４
は、複数段の動翼列と静翼列を備えている。2. Description of the Related Art As shown in FIG. 2, a jet engine which is one of gas turbines has a fan 1 for taking in air.
1, a compressor 12 for compressing the taken-in air, a combustor 13 for burning fuel with the compressed air, and a high-pressure and low-pressure turbine 14 for driving the fan 11 and the compressor 12 with the combustion gas of the combustor 13. Turbine 14
Is provided with a plurality of stages of moving blade rows and stationary blade rows.
【０００３】図３はタービンの動翼とタービンシュラウ
ドおよびタービンケーシングを示す。タービン部は円筒
状のタービンケーシング６に包まれ、動翼７の位置には
その先端と所定の間隙を有してリング状のタービンシュ
ラウド１が設けられている。タービンシュラウド１は燃
焼器１３で燃焼した高温の主流空気に晒されているた
め、吸入した空気の一部を用いて冷却している。タービ
ンシュラウド１はタービンケーシング６に取付けられた
支持ブラケット６ａにより支持され、複数の冷却孔２が
設けられ、タービンケーシング６側から供給される冷却
空気を冷却孔２から吹き出し、タービンシュラウド１の
内側表面に冷却フィルムを形成し冷却している。FIG. 3 shows a turbine blade, a turbine shroud, and a turbine casing. The turbine portion is wrapped in a cylindrical turbine casing 6, and a ring-shaped turbine shroud 1 is provided at a position of the rotor blade 7 with a predetermined gap from the tip thereof. Since the turbine shroud 1 is exposed to the high-temperature mainstream air burned in the combustor 13, it is cooled using a part of the sucked air. The turbine shroud 1 is supported by a support bracket 6 a attached to the turbine casing 6, is provided with a plurality of cooling holes 2, blows out cooling air supplied from the turbine casing 6 side through the cooling holes 2, and forms an inner surface of the turbine shroud 1. A cooling film is formed and cooled.
【０００４】図４は冷却フィルムを形成してタービンシ
ュラウド１を冷却する様子を示す。タービンケーシング
６側から送られてくる冷却空気は冷却孔２からタービン
シュラウド１の内側表面に吹き出され、冷却フィルムを
形成し高温の主流空気とタービンシュラウド１の内面と
の接触を遮断しシュラウド１に熱が伝達されるのを阻止
する。FIG. 4 shows how a cooling film is formed to cool the turbine shroud 1. Cooling air sent from the turbine casing 6 side is blown out from the cooling holes 2 to the inner surface of the turbine shroud 1, forms a cooling film, cuts off contact between high-temperature mainstream air and the inner surface of the turbine shroud 1, and forms the shroud 1. Prevents heat transfer.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】このような冷却フィル
ムによる冷却方法の場合、冷却空気量が大量に必要にな
る。例えば、一段目の動翼位置のタービンシュラウド１
の場合、吸入空気量の４％程度を消費しエンジン効率を
低下させている。また、冷却むらが発生し易く、不均一
な冷却が行われると温度分布がつき、それに伴う熱応力
が発生する。また冷却孔の位置によっては冷却孔自身の
応力集中が生じ亀裂が発生する場合がある。このような
亀裂の発生を防止するため冷却孔の配置設計には多くの
設計時間がかかっていた。In the case of such a cooling method using a cooling film, a large amount of cooling air is required. For example, the turbine shroud 1 at the first stage blade position
In this case, about 4% of the intake air amount is consumed, and the engine efficiency is reduced. In addition, cooling unevenness is likely to occur, and if non-uniform cooling is performed, a temperature distribution will be generated, and thermal stress will be generated accordingly. Further, depending on the position of the cooling hole, stress concentration of the cooling hole itself may occur, and cracks may occur. In order to prevent the occurrence of such cracks, the layout design of the cooling holes has taken much design time.
【０００６】本発明は上述の問題に鑑みてなされたもの
で、冷却空気量が少く均一な冷却が可能な冷却機構を備
えたタービンシュラウドを提供することを目的とする。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above problems, and has as its object to provide a turbine shroud having a cooling mechanism with a small amount of cooling air and capable of uniform cooling.
【０００７】[0007]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、請求項１の発明では、タービンケーシングの内面に
取付けられ、タービン動翼を囲み全体がリング状のター
ビンシュラウドであって、前記タービンシュラウドには
内側に貫通する多数の冷却空気用孔が設けられており、
内面に連続気泡を有する多孔金属板が取付けられ、冷却
空気用孔と多孔金属板を通して内部に空気をしみ出すよ
うにする。According to a first aspect of the present invention, there is provided a turbine shroud which is attached to an inner surface of a turbine casing, surrounds a turbine rotor blade, and has a ring shape as a whole. Has a number of cooling air holes penetrating inside,
A perforated metal plate having open cells is attached to the inner surface, and air is extruded inside through the cooling air holes and the perforated metal plate.
【０００８】タービンシュラウドには多数の冷却空気用
孔が設けられているため全体として均一な冷却空気のし
み出しの分布となり、さらに多孔金属板を通して分散さ
れてこの多孔金属板表面から空気が動翼側にしみ出され
てゆく。これにより均一な冷却が可能になる。この均一
な冷却により均一な温度分布となり熱応力の発生もな
い。また冷却空気用孔は多数あるためこれらの孔に応力
集中が発生するのはすくなくなる。また均一な空気のし
み出しにより冷却フィルムによる方法より少ない空気量
で冷却が可能になる。Since the turbine shroud is provided with a large number of cooling air holes, the distribution of the cooling air is uniformly distributed as a whole, and is further dispersed through the perforated metal plate to allow air to flow from the surface of the perforated metal plate to the moving blade side. It is exuded. This allows for uniform cooling. This uniform cooling results in a uniform temperature distribution and no generation of thermal stress. Further, since there are a large number of cooling air holes, stress concentration in these holes can be reduced. In addition, uniform air seepage allows cooling with a smaller amount of air than the method using a cooling film.
【０００９】請求項２の発明では、前記多孔金属板の内
側表面には多孔質セラミック層が付着されている。According to the second aspect of the present invention, a porous ceramic layer is attached to the inner surface of the porous metal plate.
【００１０】多孔金属板の内側表面は多孔質セラミック
層をコーティングすることにより多孔金属板の耐熱性を
向上させ高温ガスに対する冷却が可能になる。[0010] The inner surface of the perforated metal plate is coated with a porous ceramic layer to improve the heat resistance of the perforated metal plate and enable cooling to a high-temperature gas.
【００１１】[0011]
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施形態について
図面を参照して説明する。図１は本発明の実施形態のタ
ービンシュラウドの構成図である。なお、タービンシュ
ラウド１の周囲の構造は図３で説明したようにタービン
ケーシング６が外側を被い内側にタービン動翼７が設け
られている。タービンシュラウド１には多数の小径の冷
却空気用の冷却孔２が設けられ、内面（動翼側）に多孔
金属板３が取付けられており、この多孔金属板３の上面
には多孔質セラミック層４がコーティングされている。
タービンシュラウド１はインコネルなどの耐熱金属が用
いられ、多孔金属板３はロー付けにより接合されてい
る。この多孔金属板３の上面にはセラミックパウダーと
ポリエステル等の樹脂との混合物を溶射して多孔質セラ
ミック層を形成する。多孔金属板としては、例えば、FE
LTMETAL SEALS という商品名で市販されているものを使
うとよい。これは連続気泡を有する多孔金属板である。
なお、多孔質セラミック層４を設けなくてもしみ出し冷
却は可能であるが、多孔質セラミック層４を設けること
によりより高温のガスに対する冷却が可能になる。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 is a configuration diagram of a turbine shroud according to an embodiment of the present invention. The structure around the turbine shroud 1 is such that the turbine casing 6 covers the outside and the turbine rotor blades 7 are provided inside as described with reference to FIG. The turbine shroud 1 is provided with a large number of cooling holes 2 for cooling air having a small diameter, and a porous metal plate 3 is mounted on an inner surface (a moving blade side), and a porous ceramic layer 4 is formed on an upper surface of the porous metal plate 3. Is coated.
The turbine shroud 1 is made of a heat-resistant metal such as Inconel, and the porous metal plate 3 is joined by brazing. A mixture of ceramic powder and a resin such as polyester is sprayed on the upper surface of the porous metal plate 3 to form a porous ceramic layer. As a porous metal plate, for example, FE
Use the one sold under the trade name LTMETAL SEALS. This is a perforated metal plate with open cells.
Although exudation cooling is possible without providing the porous ceramic layer 4, cooling of a higher temperature gas becomes possible by providing the porous ceramic layer 4.
【００１２】タービンケーシング６側から供給された冷
却空気は、タービンシュラウド１の多数の冷却孔２より
流入し、多孔金属板３と多孔質セラミックス層４から均
一にしみ出され、主流空気からの熱をしみ出た空気によ
り下流へ運び去ることによりタービンシュラウド１の温
度上昇を抑える。これにより例えば一段高圧動翼部で
は、冷却フィルム方法の場合エンジンの吸入空気量の４
％程度を消費するのに対し、本しみ出し冷却方法では２
％程度と半減する。また多孔質セラミック層４をコウテ
ィングすることにより耐熱性が向上する。The cooling air supplied from the turbine casing 6 flows in through a large number of cooling holes 2 of the turbine shroud 1, is uniformly discharged from the porous metal plate 3 and the porous ceramic layer 4, and receives heat from the mainstream air. The temperature of the turbine shroud 1 is suppressed by being carried downstream by the air that has leaked out. Thus, for example, in the case of the cooling film method, in the case of the one-stage high-pressure moving blade portion, the intake air amount of the engine is reduced to 4%.
%, Whereas this cooling method uses 2%.
Halving to about%. The heat resistance is improved by coating the porous ceramic layer 4.
【００１３】[0013]
【発明の効果】以上の説明より明らかなように、本発明
は、少ない冷却空気量でタービンシュラウド全体が均一
に冷却され、温度分布も均一になり、熱応力の発生も少
くなり寿命が長くなる。また均一に冷却されることによ
り、少ない空気量で冷却が可能になり、タービンの効率
が上がり、エンジン全体の性能も向上する。As is apparent from the above description, according to the present invention, the entire turbine shroud is uniformly cooled with a small amount of cooling air, the temperature distribution becomes uniform, the generation of thermal stress is reduced, and the life is extended. . In addition, the uniform cooling enables cooling with a small amount of air, thereby increasing the efficiency of the turbine and improving the performance of the entire engine.
【図面の簡単な説明】[Brief description of the drawings]
【図１】本発明の実施形態のタービンシュラウドの冷却
構造を示す図である。FIG. 1 is a diagram illustrating a cooling structure of a turbine shroud according to an embodiment of the present invention.
【図２】ジエットエンジンの構成を示す図である。FIG. 2 is a diagram illustrating a configuration of a jet engine.
【図３】タービンシュラウドとその周囲の構造を示す図
である。FIG. 3 is a diagram showing a turbine shroud and a structure around the turbine shroud.
【図４】冷却フィルムによる冷却方法を示す図である。FIG. 4 is a diagram showing a cooling method using a cooling film.
１ タービンシュラウド ２ 冷却孔 ３ 多孔金属板 ４ 多孔質セラミック層 ６ タービンケーシング ６ａ 支持ブラケット ７ 動翼 １１ ファン １２ 圧縮機 １３ 燃焼器 １４ 高低圧タービン DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Turbine shroud 2 Cooling hole 3 Porous metal plate 4 Porous ceramic layer 6 Turbine casing 6a Support bracket 7 Moving blade 11 Fan 12 Compressor 13 Combustor 14 High / low pressure turbine
Claims (2)
れ、タービン動翼を囲み全体がリング状のタービンシュ
ラウドであって、 前記タービンシュラウドには内側に貫通する多数の冷却
空気用孔が設けられており、内面に連続気泡を有する多
孔金属板が取付けられ、冷却空気用孔と多孔金属板を通
して内部に空気をしみ出すようにしたことを特徴とする
しみ出し冷却タービンシュラウド。1. A turbine shroud which is attached to an inner surface of a turbine casing, surrounds a turbine rotor blade, and is a ring-shaped turbine shroud, wherein the turbine shroud is provided with a number of cooling air holes penetrating inward. A seepage cooling turbine shroud wherein a perforated metal plate having open cells is attached to an inner surface thereof, and air is extruded into the inside through a cooling air hole and a perforated metal plate.
ラミック層が付着されていることを特徴とする請求項１
記載のしみ出し冷却タービンシュラウド。2. A porous ceramic layer is attached to an inner surface of the porous metal plate.
The seepage cooling turbine shroud as described.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3347997A JPH10231704A (en) | 1997-02-18 | 1997-02-18 | Oozing cooling turbine shroud |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3347997A JPH10231704A (en) | 1997-02-18 | 1997-02-18 | Oozing cooling turbine shroud |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10231704A true JPH10231704A (en) | 1998-09-02 |
Family
ID=12387695
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3347997A Pending JPH10231704A (en) | 1997-02-18 | 1997-02-18 | Oozing cooling turbine shroud |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH10231704A (en) |
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1997
- 1997-02-18 JP JP3347997A patent/JPH10231704A/en active Pending
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