JP2008309051A - Cooling structure for turbine shroud - Google Patents

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Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a cooling structure for a turbine shroud capable of inhibiting reduction of lifetime by inhibiting a temperature rise of a metal part even if part of an inside surface thereof gets thinner due to rubbing with a turbine moving blade. <P>SOLUTION: The turbine shroud 12 comprises the metal part 13 including an annular concave part 13a having cooling air supplied to an outer circumference surface thereof, and heat insulation coating 14 provided on an inner circumference surface of the metal part. The shroud includes a cooling air supply hole 15 of which outer end communicates to the annular concave part 13a and of which inner end extends toward an inner surface of the heat insulation coating 14. The cooling air supply hole 15 is formed in such a manner that channel area increases as the inner surface of the heat insulation coating 14 wears due to rubbing. <P>COPYRIGHT: (C)2009,JPO&INPIT

Description

本発明は、ラビングによる摺動磨耗による冷却能力の低下を抑制するためのタービンシュラウドの冷却構造に関する。   The present invention relates to a turbine shroud cooling structure for suppressing a decrease in cooling capacity due to sliding wear due to rubbing.

図４はジェットエンジンの一般的構成図である。この図に示すように、ジエットエンジンは、空気を取り入れるファン５１、取り入れた空気を圧縮する圧縮機５２、圧縮した空気により燃料を燃焼させる燃焼器５３、燃焼器５３の燃焼ガスによりファン５１および圧縮機５２を駆動するガスタービン５４を備えている。ガスタービン５４は、高圧部と低圧部からなり、それぞれ複数段の動翼列と静翼列を備えている。   FIG. 4 is a general configuration diagram of a jet engine. As shown in this figure, the jet engine includes a fan 51 that takes in air, a compressor 52 that compresses the taken-in air, a combustor 53 that burns fuel using the compressed air, and a fan 51 that is compressed by the combustion gas of the combustor 53. A gas turbine 54 for driving the machine 52 is provided. The gas turbine 54 includes a high pressure portion and a low pressure portion, and includes a plurality of moving blade rows and stationary blade rows, respectively.

図５は、タービンシュラウドの従来の冷却構造図である。この図において、タービン部は円筒状のタービンケーシング５６に包まれ、タービン動翼５７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５８が設けられている。タービンシュラウド５８は燃焼器５３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５８はタービンケーシング５６に取付けられた支持ブラケット５６ａにより支持され、複数の冷却孔５９が設けられ、タービンケーシング５６側から供給される冷却空気を冷却孔５９から吹き出し、タービンシュラウド５８の内側表面に冷却フィルムを形成しタービンシュラウド５８を冷却している。   FIG. 5 is a conventional cooling structure diagram of a turbine shroud. In this figure, the turbine portion is wrapped in a cylindrical turbine casing 56, and a turbine blade 57 is provided with a ring-shaped turbine shroud 58 at a position having a predetermined gap from the tip thereof. Since the turbine shroud 58 is exposed to high-temperature mainstream air combusted in the combustor 53, the turbine shroud 58 is cooled by using a part of the sucked air. The turbine shroud 58 is supported by a support bracket 56 a attached to the turbine casing 56, and a plurality of cooling holes 59 are provided. Cooling air supplied from the turbine casing 56 side is blown out from the cooling holes 59. A cooling film is formed on the turbine shroud 58 to cool the turbine shroud 58.

タービンシュラウドのその他の冷却構造として、特許文献１及び２が既に開示されている。   Patent Documents 1 and 2 have already been disclosed as other cooling structures for the turbine shroud.

特許文献１の「しみ出し冷却タービンシュラウド」は、必要となる冷却空気量が少なくかつ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目的とする。
そのため、この発明は、図６に示すように、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６１であって、このタービンシュラウド６１には内側に貫通する多数の冷却空気用孔６２が設けられており、内面に連続気泡を有する多孔金属板６３が取付けられ、冷却空気用孔６２と多孔金属板６３を通して内部に空気をしみ出すようにしたものである。なおこの図で６４は多孔質セラミックである。 The “seepage cooling turbine shroud” of Patent Document 1 aims at a turbine shroud including a cooling mechanism that requires a small amount of cooling air and can perform uniform cooling.
Therefore, as shown in FIG. 6, the present invention is a turbine shroud 61 that is attached to the inner surface of the turbine casing and surrounds the turbine rotor blade, and is entirely ring-shaped. A cooling air hole 62 is provided, a porous metal plate 63 having open cells is attached to the inner surface, and air is oozed out through the cooling air hole 62 and the porous metal plate 63. In this figure, 64 is a porous ceramic.

特許文献２の「ガスタービンシュラウドのインピンジメント冷却」は、内側シュラウドセグメント入口へ流れる冷却流に対する漏洩路を排除しそしてそらせ板開口と冷却される壁表面との間の衝突流の距離を最小とすることによりインピンジメント冷却効率を最大にすることを目的とする。
そのため、この発明では、図７に示すように、内側シュラウド７１が外側シュラウド７２に結合され、外側シュラウド７２は内側シュラウドに流すために入口７３を通して冷却空気を受ける。内側シュラウドは一部熱ガス路７４を定める壁７５と、この壁の熱ガス路と反対側に複数の空洞とを有する。内側シュラウドはカバーを含み、このカバーから区分室７６が垂れ下がり、区分室の床を通して開口７７が開けられている。カバーが内側シュラウド本体の上にかぶせられると、区分室は空洞内に収容され、前記入口からの冷却空気は区分室内に流れ前記開口を通り抜けて内部シュラウドの壁がインピンジメント冷却される。使用済みの冷却空気は内側シュラウドの円周方向および／または軸方向に面した側壁並びに／または熱ガス路を定める内側シュラウドの壁を貫通する通路７７を通り内側シュラウドを出ていくものである。 Patent Document 2 “Impingement Cooling of Gas Turbine Shroud” eliminates the leakage path for the cooling flow flowing to the inner shroud segment inlet and minimizes the impingement flow distance between the baffle opening and the cooled wall surface. The objective is to maximize impingement cooling efficiency.
Thus, in the present invention, as shown in FIG. 7, the inner shroud 71 is coupled to the outer shroud 72, and the outer shroud 72 receives cooling air through the inlet 73 for flow to the inner shroud. The inner shroud has a wall 75 that partially defines a hot gas path 74 and a plurality of cavities on the opposite side of the wall from the hot gas path. The inner shroud includes a cover from which the compartment 76 hangs and an opening 77 is opened through the floor of the compartment. When the cover is placed over the inner shroud body, the compartment is contained within the cavity, and cooling air from the inlet flows into the compartment and passes through the opening to impingement cool the inner shroud wall. Spent cooling air exits the inner shroud through passages 77 through the circumferential and / or axially facing side walls of the inner shroud and / or the inner shroud walls defining the hot gas path.

特開平１０−２３１７０４号公報、「しみ出し冷却タービンシュラウド」Japanese Patent Application Laid-Open No. 10-231704, “Exudation Cooling Turbine Shroud” 特開２００１−２２１０６５号公報、「ガスタービンシュラウドのインピンジメント冷却」Japanese Patent Application Laid-Open No. 2001-221655, “Impingement Cooling of Gas Turbine Shroud”

図３（Ａ）は、上述した従来のタービンシュラウドの模式的断面図である。この図において、１はタービン動翼、２はタービンシュラウド、３はタービンシュラウドの金属部、４は遮熱コーティング、５は冷却空気供給穴である。
タービン動翼１は、この図の下方に紙面に平行に左右に延びる回転軸があり、高温の燃焼ガスＧを受けて、回転軸を中心に紙面に直交する方向に回転する。
タービンシュラウド２は、図５に例示したように、タービンケーシングに取付けられた支持ブラケットにより支持され、環状通路２ａを形成する。
金属部３は、高温強度に優れた金属からなるが、冷却または遮熱が必要である。
遮熱コーティング４は、例えば耐熱性の多孔質セラミックからなり、高温の燃焼ガスＧを遮熱して金属部３の過熱を防止する。
冷却空気供給穴５は、環状通路２ａに供給される冷却空気Ａを遮熱コーティング４の内側まで導入し、金属部３を冷却するようになっている。 FIG. 3A is a schematic cross-sectional view of the conventional turbine shroud described above. In this figure, 1 is a turbine blade, 2 is a turbine shroud, 3 is a metal part of the turbine shroud, 4 is a thermal barrier coating, and 5 is a cooling air supply hole.
The turbine rotor blade 1 has a rotating shaft extending in the left and right directions parallel to the paper surface at the bottom of the figure, receives the high-temperature combustion gas G, and rotates in the direction perpendicular to the paper surface around the rotating shaft.
As illustrated in FIG. 5, the turbine shroud 2 is supported by a support bracket attached to the turbine casing to form an annular passage 2a.
Although the metal part 3 consists of a metal excellent in high temperature strength, cooling or heat insulation is required.
The thermal barrier coating 4 is made of, for example, a heat-resistant porous ceramic, and shields the high-temperature combustion gas G to prevent overheating of the metal part 3.
The cooling air supply hole 5 introduces the cooling air A supplied to the annular passage 2 a to the inside of the thermal barrier coating 4 to cool the metal portion 3.

ジェットエンジン、特に航空機用のジェットエンジンは、飛行中に加速・減速することが多く、高負荷時に高速回転させると、タービン動翼１の先端（チップ）がタービンシュラウド２の内面に接触する現象（以下、「ラビング」と呼ぶ）が発生する。
ラビング現象は、高負荷・高速回転により、タービン動翼１が熱膨張と遠心力で外方に伸びるために生じる現象であり、低負荷・低速回転時のチップクリアランス（チップの隙間）を適正に維持するために、避けられない現象である。
そのため、チップが直接接触するタービンシュラウドの遮熱コーティング４には、ラビングの際にチップに損傷を与えないように、摺動により磨耗しやすい材料（例えば、耐熱性の多孔質セラミック）を用いている。 A jet engine, particularly an aircraft jet engine, often accelerates or decelerates during flight, and the tip (tip) of the turbine rotor blade 1 contacts the inner surface of the turbine shroud 2 when rotated at a high speed under a high load ( Hereinafter, this is called “rubbing”).
The rubbing phenomenon is a phenomenon that occurs when the turbine rotor blade 1 extends outward due to thermal expansion and centrifugal force due to high load and high speed rotation, and the chip clearance (chip gap) at low load and low speed rotation is properly set. This is an inevitable phenomenon to maintain.
For this reason, the thermal barrier coating 4 of the turbine shroud in direct contact with the tip is made of a material that is easily worn by sliding so as not to damage the tip during rubbing (for example, a heat-resistant porous ceramic). Yes.

図３（Ｂ）は、上述した従来のタービンシュラウドのラビング後の模式的構造図である。遮熱コーティング４は、タービン動翼１の先端（チップ）とのラビングにより、内面の一部が摺動磨耗して薄くなると、遮熱効果の低下により、金属部３の温度が上昇し、タービンシュラウド２の寿命が短くなる問題点があった。   FIG. 3B is a schematic structural diagram after rubbing of the above-described conventional turbine shroud. When a part of the inner surface of the thermal barrier coating 4 is rubbed with the tip (tip) of the turbine rotor blade 1 and becomes thin due to sliding wear, the temperature of the metal part 3 increases due to a decrease in the thermal barrier effect. There was a problem that the life of the shroud 2 was shortened.

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、タービン動翼とのラビングにより、内面の一部が摺動磨耗して薄くなる場合でも、金属部の温度上昇を抑制して、寿命低下を抑制することができるタービンシュラウド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 turbine capable of suppressing a rise in temperature of a metal part and suppressing a decrease in life even when a part of the inner surface is rubbed and thinned by rubbing with a turbine blade. The object is to provide a shroud cooling structure.

本発明によれば、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の冷却構造であって、
前記タービンシュラウドは、その外周面に冷却空気が供給される環状凹部を有する耐熱性の金属部と、該金属部の内周面に設けられた耐熱性の遮熱コーティングとからなり、
前記環状凹部に外方端が連通し、内方端が前記遮熱コーティングの内面に向けて延びる冷却空気供給穴を有し、
該冷却空気供給穴は、遮熱コーティングの内面が前記ラビングにより磨耗するにつれて、流路面積が増大するように形成されている、ことを特徴とするタービンシュラウドの冷却構造が提供される。 According to the present invention, the entire turbine blade is surrounded by a ring-shaped turbine shroud cooling structure,
The turbine shroud is composed of a heat-resistant metal part having an annular recess to which cooling air is supplied to the outer peripheral surface thereof, and a heat-resistant thermal barrier coating provided on the inner peripheral surface of the metal part,
A cooling air supply hole having an outer end communicating with the annular recess and an inner end extending toward the inner surface of the thermal barrier coating;
The cooling air supply hole is formed so that the flow passage area increases as the inner surface of the thermal barrier coating is worn by the rubbing, so that a cooling structure of a turbine shroud is provided.

本発明の好ましい実施形態によれば、前記冷却空気供給穴は、内方端が前記遮熱コーティングの内面に連通する貫通穴と、内方端が遮熱コーティングの内面から間隔を隔てて位置する閉鎖穴とからなる。   According to a preferred embodiment of the present invention, the cooling air supply hole has a through hole whose inner end communicates with the inner surface of the thermal barrier coating and an inner end spaced from the inner surface of the thermal barrier coating. It consists of a closed hole.

また、本発明の別の好ましい実施形態によれば、前記冷却空気供給穴は、前記遮熱コーティングの内面に連通する内方端と、該内方端側が細いテーパ穴部とを有する。   According to another preferred embodiment of the present invention, the cooling air supply hole has an inner end that communicates with the inner surface of the thermal barrier coating, and a tapered hole that is narrow on the inner end side.

上記本発明の構成によれば、遮熱コーティングの内面がタービン動翼とのラビングにより磨耗するにつれて、冷却空気供給穴の流路面積が増大するので、この冷却空気供給穴を通過する冷却空気量が増加し、必要な冷却を維持することができる。   According to the configuration of the present invention described above, the flow area of the cooling air supply hole increases as the inner surface of the thermal barrier coating is worn by rubbing with the turbine blade, so the amount of cooling air that passes through the cooling air supply hole Increase the required cooling.

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（Ａ）は、本発明の第１実施形態を示すタービンシュラウドの断面図である。
この図において、１はタービン動翼、１２はタービンシュラウド、１３はタービンシュラウドの金属部、１４は遮熱コーティング、１５は冷却空気供給穴である。
タービン動翼１は、この図の下方に紙面に平行に左右に延びる回転軸があり、高温の燃焼ガスＧを受けて、回転軸を中心に紙面に直交する方向に回転する。
タービンシュラウド１２は、図５に例示したように、タービンケーシングの内側に取付けられた支持ブラケットにより支持される。またタービンシュラウド１２は、金属部１３と遮熱コーティング１４とからなる。 FIG. 1A is a cross-sectional view of a turbine shroud showing a first embodiment of the present invention.
In this figure, 1 is a turbine blade, 12 is a turbine shroud, 13 is a metal part of the turbine shroud, 14 is a thermal barrier coating, and 15 is a cooling air supply hole.
The turbine rotor blade 1 has a rotating shaft extending in the left and right directions parallel to the paper surface at the bottom of the figure, receives the high-temperature combustion gas G, and rotates in the direction perpendicular to the paper surface around the rotating shaft.
As illustrated in FIG. 5, the turbine shroud 12 is supported by a support bracket attached to the inside of the turbine casing. The turbine shroud 12 includes a metal part 13 and a thermal barrier coating 14.

金属部１３は、高温強度に優れた耐熱性金属（例えばインコネルなど）からなり、タービンケーシングの内側に取付けられる。また、金属部１３の外周面には、タービンケーシングの内側に取付けられた状態で内部に冷却空気が供給される環状凹部１３ａを有する。   The metal part 13 is made of a heat-resistant metal (for example, Inconel) having excellent high-temperature strength, and is attached to the inside of the turbine casing. Moreover, the outer peripheral surface of the metal part 13 has the annular recessed part 13a to which cooling air is supplied inside while being attached to the inside of the turbine casing.

遮熱コーティング１４は、断熱性能と高温強度に優れ、かつタービン動翼１とのラビング（摺動）により磨耗しやすい材料、例えば、耐熱性の多孔質セラミックからなる。例えば金属部１３の内面に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ことができる。
遮熱コーティング１４は、金属部１３の内周面に一体的に形成され、かつその内面はタービン動翼１の先端（チップ）から所定の間隔を隔てている。
この間隔（遮熱コーティング１４の内面とタービン動翼１の先端との間隔）は、低負荷・低速回転時のチップクリアランス（チップの隙間）を適正に維持するように設定される。この結果、高負荷・高速回転時には、遮熱コーティング１４とタービン動翼１は、ラビングを生じ得る間隔に設定されている。 The thermal barrier coating 14 is made of a material that is excellent in heat insulation performance and high-temperature strength and is easily worn by rubbing (sliding) with the turbine rotor blade 1, for example, a heat-resistant porous ceramic. For example, a porous ceramic layer can be formed by spraying a mixture of ceramic powder and a resin such as polyester on the inner surface of the metal portion 13.
The thermal barrier coating 14 is integrally formed on the inner peripheral surface of the metal portion 13, and the inner surface is spaced from the tip (tip) of the turbine rotor blade 1 by a predetermined distance.
This interval (the interval between the inner surface of the thermal barrier coating 14 and the tip of the turbine blade 1) is set so as to properly maintain the tip clearance (tip clearance) during low load and low speed rotation. As a result, at the time of high load and high speed rotation, the thermal barrier coating 14 and the turbine rotor blade 1 are set at an interval at which rubbing can occur.

図１（Ａ）において、本発明のタービンシュラウドの冷却構造では、複数の冷却空気供給穴１５を有する。
冷却空気供給穴１５は、金属部１３の環状凹部１３ａに外方端が連通し、内方端が遮熱コーティングの内面に向けて延びる。内方端の向きは、回転軸に垂直でも斜めであってもよい。
この冷却空気供給穴１５は、全体として、遮熱コーティング１４の内面がタービン動翼１とのラビングにより磨耗するにつれて、流路面積が増大するように形成されている。 In FIG. 1A, the turbine shroud cooling structure of the present invention has a plurality of cooling air supply holes 15.
The cooling air supply hole 15 communicates with the annular recess 13a of the metal portion 13 at the outer end, and the inner end extends toward the inner surface of the thermal barrier coating. The direction of the inner end may be perpendicular or oblique to the rotation axis.
As a whole, the cooling air supply hole 15 is formed so that the flow path area increases as the inner surface of the thermal barrier coating 14 is worn by rubbing with the turbine rotor blade 1.

図１（Ａ）において、冷却空気供給穴１５は、内方端が遮熱コーティング１４の内面に連通する貫通穴１６ａと、内方端が遮熱コーティング１４の内面から間隔を隔てて位置する閉鎖穴１６ｂ，１６ｃとからなる。閉鎖穴１６ｂ，１６ｃは、この例では、遮熱コーティング１４の内面からの間隔が異なっている。   1A, the cooling air supply hole 15 has a through hole 16a whose inner end communicates with the inner surface of the thermal barrier coating 14 and a closed hole whose inner end is spaced from the inner surface of the thermal barrier coating 14. It consists of holes 16b and 16c. The space | interval from the inner surface of the thermal barrier coating 14 differs in this example in the closing holes 16b and 16c.

図１（Ｂ）は、図１（Ａ）のタービンシュラウドのラビング後の模式的断面図である。遮熱コーティング１４は、タービン動翼１の先端（チップ）とのラビングにより、内面の一部が摺動磨耗して薄くなると、閉鎖穴１６ｂ、閉鎖穴１６ｃの順で閉鎖穴の内方端が遮熱コーティング１４の内面に開口（連通）する。
従って、冷却空気供給穴１５の流路面積は、ラビング前は貫通穴１６ａの面積のみであるが、閉鎖穴１６ｂ、閉鎖穴１６ｃの順で開口することにより、中間段階では、貫通穴１６ａの面積に閉鎖穴１６ｂの面積を付加した面積、最終段階ではさらに閉鎖穴１６ｃの面積を付加した面積となる。
環状凹部１３ａの冷却空気の圧力及び内外差圧は、この流路面積の変化に影響されず、ほぼ一定に保たれるので、冷却空気供給穴１５を通過する冷却空気量は流路面積にほぼ比例する。
従って、遮熱コーティング１４の内面がタービン動翼１とのラビングにより磨耗するにつれて、冷却空気供給穴１５の流路面積が増大するので、この冷却空気供給穴を通過する冷却空気量が増加し、必要な冷却を維持することができる。 FIG. 1B is a schematic cross-sectional view after the rubbing of the turbine shroud of FIG. When a part of the inner surface of the thermal barrier coating 14 is rubbed and thinned by rubbing with the tip (tip) of the turbine rotor blade 1, the inner end of the closed hole is in the order of the closed hole 16 b and the closed hole 16 c. Opening (communication) is made on the inner surface of the thermal barrier coating 14.
Therefore, the flow passage area of the cooling air supply hole 15 is only the area of the through hole 16a before rubbing, but by opening the closed hole 16b and the closed hole 16c in this order, the area of the through hole 16a is at an intermediate stage. It is an area obtained by adding the area of the closed hole 16b to the area, and further adding an area of the closed hole 16c at the final stage.
The pressure of the cooling air in the annular recess 13a and the internal / external differential pressure are not affected by the change in the flow path area and are kept substantially constant, so the amount of cooling air passing through the cooling air supply hole 15 is almost equal to the flow path area. Proportional.
Therefore, as the inner surface of the thermal barrier coating 14 is worn by rubbing with the turbine blade 1, the flow area of the cooling air supply hole 15 increases, so the amount of cooling air passing through the cooling air supply hole increases, Necessary cooling can be maintained.

なお、上述の例では、遮熱コーティング１４の内面からの間隔が異なる閉鎖穴が２種の場合を示したが、閉鎖穴の種類（内面からの間隔）は、１種でも３種以上であってよい。   In the above example, there are two types of closed holes with different intervals from the inner surface of the thermal barrier coating 14, but there are at least three types of closed holes (intervals from the inner surface). It's okay.

図２（Ａ）は、本発明の第２実施形態を示すタービンシュラウドの断面図である。
この図において、本発明のタービンシュラウドの冷却構造では、複数の冷却空気供給穴１５を有する。
冷却空気供給穴１５は、金属部１３の環状凹部１３ａに外方端が連通し、内方端が遮熱コーティングの内面に向けて延びる。内方端の向きは、回転軸に垂直でも斜めであってもよい
この冷却空気供給穴１５は、全体として、遮熱コーティング１４の内面がタービン動翼１とのラビングにより磨耗するにつれて、流路面積が増大するように形成されている。 FIG. 2A is a cross-sectional view of a turbine shroud showing a second embodiment of the present invention.
In this drawing, the turbine shroud cooling structure of the present invention has a plurality of cooling air supply holes 15.
The cooling air supply hole 15 communicates with the annular recess 13a of the metal portion 13 at the outer end, and the inner end extends toward the inner surface of the thermal barrier coating. The direction of the inner end may be perpendicular or oblique to the rotation axis. This cooling air supply hole 15 is generally formed in the flow path as the inner surface of the thermal barrier coating 14 is worn by rubbing with the turbine blade 1. It is formed to increase the area.

この例において、冷却空気供給穴１５は、遮熱コーティング１４の内面に連通する内方端１７ａと、内方端側が細いテーパ穴部１７ｂとを有する。テーパ穴部１７ｂの外方穴１７ｃは、断面が一定であり、環状凹部１３ａに外方端が連通している。
その他の構成は、上述した第１実施形態と同様である。 In this example, the cooling air supply hole 15 has an inner end 17 a that communicates with the inner surface of the thermal barrier coating 14 and a tapered hole portion 17 b that is narrow on the inner end side. The outer hole 17c of the tapered hole portion 17b has a constant cross section, and the outer end communicates with the annular recess 13a.
Other configurations are the same as those of the first embodiment described above.

図２（Ｂ）は、図２（Ａ）のタービンシュラウドのラビング後の模式的断面図である。遮熱コーティング１４は、タービン動翼１の先端（チップ）とのラビングにより、内面の一部が摺動磨耗して薄くなると、内方端１７ａ、テーパ穴部１７ｂの順で磨滅する。
従って、冷却空気供給穴１５の流路面積は、ラビング前は内方端１７ａの面積のみであるが、内方端１７ａ、テーパ穴部１７ｂの順で磨滅することにより、中間段階では、テーパ穴部１７ｂの断面積、最終段階では外方穴１７ｃの断面積となる。
環状凹部１３ａの冷却空気の圧力及び内外差圧は、この流路面積の変化に影響されず、ほぼ一定に保たれるので、冷却空気供給穴１５を通過する冷却空気量は流路面積にほぼ比例する。
従って、遮熱コーティング１４の内面がタービン動翼１とのラビングにより磨耗するにつれて、冷却空気供給穴１５の流路面積が増大するので、この冷却空気供給穴を通過する冷却空気量が増加し、必要な冷却を維持することができる。 FIG. 2B is a schematic cross-sectional view after the rubbing of the turbine shroud of FIG. When a part of the inner surface is rubbed and thinned by rubbing with the tip (tip) of the turbine rotor blade 1, the thermal barrier coating 14 is worn out in the order of the inner end 17a and the tapered hole portion 17b.
Accordingly, the flow passage area of the cooling air supply hole 15 is only the area of the inner end 17a before rubbing, but by rubbing in the order of the inner end 17a and the tapered hole portion 17b, the taper hole is formed in the intermediate stage. The sectional area of the portion 17b is the sectional area of the outer hole 17c in the final stage.
The pressure of the cooling air in the annular recess 13a and the internal / external differential pressure are not affected by the change in the flow path area and are kept substantially constant, so the amount of cooling air passing through the cooling air supply hole 15 is almost equal to the flow path area. Proportional.
Therefore, as the inner surface of the thermal barrier coating 14 is worn by rubbing with the turbine blade 1, the flow area of the cooling air supply hole 15 increases, so the amount of cooling air passing through the cooling air supply hole increases, Necessary cooling can be maintained.

なお、上述の例では、冷却空気供給穴１５の形状をすべて同じに示したが、冷却空気供給穴１５の形状は、１種でも２種以上であってよい。また、冷却空気供給穴１５の内方端を遮熱コーティング１４の内面に連通して示したが、第１実施形態のように、内方端の一部が遮熱コーティング１４の内面から間隔を隔てて位置する構成であってもよい。   In the above example, the shape of the cooling air supply hole 15 is shown to be the same, but the shape of the cooling air supply hole 15 may be one type or two or more types. Also, the inner end of the cooling air supply hole 15 is shown communicating with the inner surface of the thermal barrier coating 14, but a part of the inner end is spaced from the inner surface of the thermal barrier coating 14 as in the first embodiment. The structure located apart may be sufficient.

上述したように、本発明の構成によれば、遮熱コーティング１４の内面がタービン動翼１とのラビングにより磨耗するにつれて、冷却空気供給穴１５の流路面積が増大するので、この冷却空気供給穴を通過する冷却空気量が増加し、必要な冷却を維持することができる。   As described above, according to the configuration of the present invention, the flow passage area of the cooling air supply hole 15 increases as the inner surface of the thermal barrier coating 14 is worn by rubbing with the turbine rotor blade 1. The amount of cooling air passing through the hole is increased, and the necessary cooling can be maintained.

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.

本発明の第１実施形態を示すタービンシュラウドの断面図である。It is sectional drawing of the turbine shroud which shows 1st Embodiment of this invention. 本発明の第２実施形態を示すタービンシュラウドの断面図である。It is sectional drawing of the turbine shroud which shows 2nd Embodiment of this invention. 従来のタービンシュラウドの模式的断面図である。It is a typical sectional view of the conventional turbine shroud. ジェットエンジンの一般的構成図である。1 is a general configuration diagram of a jet engine. タービンシュラウドの従来の冷却構造図である。It is the conventional cooling structure figure of a turbine shroud. 特許文献１の「しみ出し冷却タービンシュラウド」の構成図である。FIG. 2 is a configuration diagram of a “seepage cooling turbine shroud” of Patent Document 1. 特許文献２の「ガスタービンシュラウドのインピンジメント冷却」の構成図である。6 is a configuration diagram of “impingement cooling of a gas turbine shroud” in Patent Document 2. FIG.

符号の説明Explanation of symbols

１ タービン動翼、２ タービンシュラウド、２ａ 環状通路、
３ 金属部、４ 遮熱コーティング、５ 冷却空気供給穴、
１２ タービンシュラウド、１３ 金属部、１３ａ 環状凹部、
１４ 遮熱コーティング、１５ 冷却空気供給穴、
１６ａ 貫通穴、１６ｂ，１６ｃ 閉鎖穴、
１７ａ 内方端、１７ｂ テーパ穴部、１７ｃ 外方穴 1 turbine blade, 2 turbine shroud, 2a annular passage,
3 Metal part, 4 Thermal barrier coating, 5 Cooling air supply hole,
12 turbine shroud, 13 metal part, 13a annular recess,
14 thermal barrier coating, 15 cooling air supply hole,
16a through hole, 16b, 16c closing hole,
17a Inner end, 17b Taper hole, 17c Outer hole

Claims (3)

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の冷却構造であって、
前記タービンシュラウドは、その外周面に冷却空気が供給される環状凹部を有する耐熱性の金属部と、該金属部の内周面に設けられた耐熱性の遮熱コーティングとからなり、
前記環状凹部に外方端が連通し、内方端が前記遮熱コーティングの内面に向けて延びる冷却空気供給穴を有し、
該冷却空気供給穴は、遮熱コーティングの内面が前記ラビングにより磨耗するにつれて、流路面積が増大するように形成されている、ことを特徴とするタービンシュラウドの冷却構造。 A turbine shroud cooling structure that surrounds the turbine blade and is entirely ring-shaped,
The turbine shroud is composed of a heat-resistant metal part having an annular recess to which cooling air is supplied to the outer peripheral surface thereof, and a heat-resistant thermal barrier coating provided on the inner peripheral surface of the metal part,
A cooling air supply hole having an outer end communicating with the annular recess and an inner end extending toward the inner surface of the thermal barrier coating;
A cooling structure for a turbine shroud, wherein the cooling air supply hole is formed so that the flow path area increases as the inner surface of the thermal barrier coating is worn by the rubbing. 前記冷却空気供給穴は、内方端が前記遮熱コーティングの内面に連通する貫通穴と、内方端が遮熱コーティングの内面から間隔を隔てて位置する閉鎖穴とからなる、ことを特徴とする請求項１に記載のタービンシュラウドの冷却構造。 The cooling air supply hole has a through hole whose inner end communicates with the inner surface of the thermal barrier coating, and a closed hole whose inner end is spaced from the inner surface of the thermal barrier coating. The turbine shroud cooling structure according to claim 1. 前記冷却空気供給穴は、前記遮熱コーティングの内面に連通する内方端と、該内方端側が細いテーパ穴部とを有する、ことを特徴とする請求項１または２に記載のタービンシュラウドの冷却構造。 3. The turbine shroud according to claim 1, wherein the cooling air supply hole has an inner end that communicates with an inner surface of the thermal barrier coating, and a tapered hole that is narrow on the inner end side. 4. Cooling structure.
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2014020319A (en) * 2012-07-20 2014-02-03 Toshiba Corp Seal device for turbine and thermal power generation system
EP2818645A1 (en) * 2013-06-27 2014-12-31 Rolls-Royce plc An abradable liner for a gas turbine engine
JP2015505588A (en) * 2012-01-26 2015-02-23 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ Stator component with segmented inner ring for turbomachines
EP3054105A1 (en) * 2015-02-03 2016-08-10 General Electric Company Component, gas turbine component and corresponding method of forming
US9528443B2 (en) 2012-03-30 2016-12-27 Rolls-Royce Plc Effusion cooled shroud segment with an abradable system

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004339985A (en) * 2003-05-14 2004-12-02 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd Turbine shroud of axial-flow turbine
JP2006138624A (en) * 2004-11-09 2006-06-01 General Electric Co <Ge> Gas turbine engine component

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004339985A (en) * 2003-05-14 2004-12-02 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd Turbine shroud of axial-flow turbine
JP2006138624A (en) * 2004-11-09 2006-06-01 General Electric Co <Ge> Gas turbine engine component

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2015505588A (en) * 2012-01-26 2015-02-23 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ Stator component with segmented inner ring for turbomachines
US9702262B2 (en) 2012-01-26 2017-07-11 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Stator component with segmented inner ring for a turbomachine
US9528443B2 (en) 2012-03-30 2016-12-27 Rolls-Royce Plc Effusion cooled shroud segment with an abradable system
JP2014020319A (en) * 2012-07-20 2014-02-03 Toshiba Corp Seal device for turbine and thermal power generation system
US9777587B2 (en) 2012-07-20 2017-10-03 Kabushiki Kaisha Toshiba Seal apparatus of turbine and thermal power system
EP2818645A1 (en) * 2013-06-27 2014-12-31 Rolls-Royce plc An abradable liner for a gas turbine engine
US9752780B2 (en) 2013-06-27 2017-09-05 Rolls-Royce Plc Abradable liner for a gas turbine engine
EP3054105A1 (en) * 2015-02-03 2016-08-10 General Electric Company Component, gas turbine component and corresponding method of forming
US9718735B2 (en) 2015-02-03 2017-08-01 General Electric Company CMC turbine components and methods of forming CMC turbine components

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