JP3399662B2 - 対流冷却部構造 - Google Patents
対流冷却部構造Info
- Publication number
- JP3399662B2 JP3399662B2 JP25517894A JP25517894A JP3399662B2 JP 3399662 B2 JP3399662 B2 JP 3399662B2 JP 25517894 A JP25517894 A JP 25517894A JP 25517894 A JP25517894 A JP 25517894A JP 3399662 B2 JP3399662 B2 JP 3399662B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling
- top plate
- turbine shroud
- turbine
- air
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はジエットエンジンやガス
タービン等のタービンシュラウドや排気部ライナーなど
高温に晒される部材を空気で冷却する対流冷却部構造に
関する。 【０００２】 【従来の技術】航空用や産業用にジエットエンジンやガ
スタービンが用いられており、タービンシュラウドや排
気部ライナーなどの部材は、例えば、１０００℃程度の
高温に晒されるため空気を用いて冷却する対流冷却構造
が用いられている。 【０００３】図２はターボジェットエンジンの模式的構
造図であり、空気取入口１、圧縮機２、燃焼機３、ター
ビン４、アフターバーナ５、ジェットノズル６等を備
え、空気取入口１から空気を取り入れ、圧縮機２で圧縮
し、燃焼機３内で圧縮空気により燃料を燃焼させて高温
の燃焼ガスを発生させ、この燃焼ガスでタービン４を駆
動し、このタービン４で圧縮機２を駆動し、アフターバ
ーナ５でタービン４をでた排ガスにより燃料を再度燃焼
させ、高温の燃焼排ガスをジェットノズル６で膨張させ
て後方に噴射し、推力を発生している。 【０００４】図３は図２のＸ−Ｘ断面を示し、タービン
静翼部を示す。タービン静翼９は高温ガスの流れに沿っ
てこれを案内するように配置され、外周側を外周側ター
ビンシュラウド１０ａで支持され、内周側を内周側ター
ビンシュラウド１０ｂで支持されている。外周側タービ
ンシュラウド１０ａはジェットエンジンの外周板７に固
定され、内周側タービンシュラウド１０ｂは内周板８に
より固定されている。外周板７と内周板８の間にパイプ
１１がタービン静翼内を貫通して設けられ、空気等を内
部に供給している。外周側タービンシュラウド１０ａと
内周側タービンシュラウド１０ｂの間は高温ガスが流れ
ている。 【０００５】図４は図３のＹ−Ｙ断面図を示し、図５は
図４のＺ−Ｚ断面図を示す。図４及び図５は外周側ター
ビンシュラウド１０ａを示すが、内周側タービンシュラ
ウド１０ｂも同じ構造なので、以下両者を区別せずター
ビンシュラウド１０として説明する。図４、図５を参照
して、タービンシュラウド１０は断面が円弧状の矩形の
パネルが連続し円筒形を形成しており、各パネルはその
上流側を外周板７からの支持部材７ａによってボルト１
２で固定され、下流側を支持部材７ｂによって熱膨張可
能に支持されている。タービンシュラウド１０の内面側
は高温ガスが流れている。外面側は周囲壁１３が設けら
れこの周囲壁１３に周囲を固定された頂板１４が設けら
れ、タービンシュラウド１０、周囲壁１３、頂板１４で
囲まれる冷却空間１５を構成する。頂板１４の上流側に
は空気取り入れ孔１６が設けられタービンシュラウド１
０の下流側には空気吐出孔１７が設けられている。外周
板７、支持部材７ａ、７ｂ、頂板１４によって囲まれる
周囲空間１８にはパイプ１１より冷却空気が供給されて
いる。 【０００６】この冷却空気は空気取り入れ孔１６より流
入し、タービンシュラウド１０を冷却し、空気吐出孔１
７より吐出して高温ガスと混合する。このように一方の
面が加熱され、他方の面を冷却する方法を対流冷却とい
い、この部分を対流冷却部と称する。これによりタービ
ンシュラウド１０の温度は低下し、強度を維持すること
ができる。例えば、高温ガスの温度を１０００℃、冷却
空気の温度を３００℃とすると、タービンシュラウド１
０の温度は９００℃程度になる。 【０００７】 【発明が解決しようとする課題】図６は頂板１４の温度
分布の一例を示す。頂板１４の周囲はタービンシュラウ
ド１０と同じ９００℃程度となり、中間で７００℃程
度、中央部で５００℃程度となる。このように中央部は
温度が低いため、熱膨張が他より少なく熱応力が高くな
り割れが発生し易かった。 【０００８】本発明は上述の問題点に鑑みてなされたも
ので、対流冷却部を構成する頂板１４の中央部に伸縮性
を持たせることにより中央部の熱応力を軽減するように
した対流冷却部構造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、本発明は内面を高温ガスに晒されるタービンシュラ
ウド１０の外面に、周囲壁（１３）と、この周囲壁（１
３）に周囲を固着した頂板（１４）とを設けて冷却空間
（１５）を構成し、この冷却空間（１５）に冷却空気を
通して前記タービンシュラウド（１０）を冷却する対流
冷却部構造において、前記頂板（１４）の上流側に設け
られた空気取り入れ孔（１６）と、前記タービンシュラ
ウド（１０）の下流側に設けられた空気吐出孔（１７）
と、前記頂板（１４）の中央部に設けられた、伸縮可能
な球面状の凹凸が多数あるディンプル（２０）と、を備
えたものである。 【００１０】 【作用】上記本発明の構成では、頂板（１４）は周囲を
周囲壁（１３）により固定され、温度分布は周囲が高く
中央部で低くなっているため、中央部は熱膨張が少なく
熱応力が高い。このため中央部はディンプル（２０）の
伸縮作用により周囲とともに伸びるので熱応力の発生は
少なくなり、割れの発生を防止することができる。 【００１１】 【実施例】以下、本発明の実施例について図面を参照し
て説明する。図１は本実施例の構造を示し、（Ａ）は平
面図、（Ｂ）は（Ａ）のＸ−Ｘ断面図、（Ｃ）は（Ｂ）
のＰ部詳細図である。（Ａ）は図４のＺ−Ｚ断面を表
し、図５とは頂板１４の中央部の形状が異なる以外は同
じである。タービンシュラウド１０の内面は高温ガスが
流れ、外面側は周囲壁１３を設け、この周囲壁１３に周
囲を溶接やロー付けで固定した頂板１４が設けられてい
る。頂板１４の上流側には空気取り入れ孔１６が設けら
れタービンシュラウド１０の下流側には空気吐出孔１７
が設けられている。頂板１４の中央部には球面状の凹凸
が多数あるディンプル２０が設けられ、周囲の熱膨張に
応じて伸び熱応力を少なくしている。 【００１２】タービンシュラウド１０、周囲壁１３、頂
板１４は冷却空間１５を構成する。冷却空間１５では図
４で説明した周囲空間１８に供給された冷却空気が空気
取り入れ孔１６より流入し、タービンシュラウド１０を
冷却して空気吐出孔１７より吐出される。この場合、一
例として、高温ガスの温度を１０００℃程度とし、冷却
空気の温度を３００℃程度とすると、タービンシュラウ
ド１０の温度は９００℃程度となる。また周囲壁１３も
９００℃程度で頂板１４の中央部は５００℃程度となる
が、中央部はディンプル２０の伸縮作用により周囲とと
もに伸びるので熱応力の発生は少なく割れの発生は防止
される。なおディンプル２０の代わりに波形の形状とし
ても同一の効果が得られる。ジェットエンジンやガスタ
ービンの排気部ライナーも同様な対流冷却部構造を有し
ているので、本実施例を適用することができる。 【００１３】 【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
は対流冷却部の頂板中央部に伸縮可能な凹凸を設けるこ
とにより、中央部の熱応力を緩和し割れの発生を防止す
ることが出来る。これにより対流冷却部を有するタービ
ンシュラウドや排気部ライナーの冷却の信頼性が向上す
る。
タービン等のタービンシュラウドや排気部ライナーなど
高温に晒される部材を空気で冷却する対流冷却部構造に
関する。 【０００２】 【従来の技術】航空用や産業用にジエットエンジンやガ
スタービンが用いられており、タービンシュラウドや排
気部ライナーなどの部材は、例えば、１０００℃程度の
高温に晒されるため空気を用いて冷却する対流冷却構造
が用いられている。 【０００３】図２はターボジェットエンジンの模式的構
造図であり、空気取入口１、圧縮機２、燃焼機３、ター
ビン４、アフターバーナ５、ジェットノズル６等を備
え、空気取入口１から空気を取り入れ、圧縮機２で圧縮
し、燃焼機３内で圧縮空気により燃料を燃焼させて高温
の燃焼ガスを発生させ、この燃焼ガスでタービン４を駆
動し、このタービン４で圧縮機２を駆動し、アフターバ
ーナ５でタービン４をでた排ガスにより燃料を再度燃焼
させ、高温の燃焼排ガスをジェットノズル６で膨張させ
て後方に噴射し、推力を発生している。 【０００４】図３は図２のＸ−Ｘ断面を示し、タービン
静翼部を示す。タービン静翼９は高温ガスの流れに沿っ
てこれを案内するように配置され、外周側を外周側ター
ビンシュラウド１０ａで支持され、内周側を内周側ター
ビンシュラウド１０ｂで支持されている。外周側タービ
ンシュラウド１０ａはジェットエンジンの外周板７に固
定され、内周側タービンシュラウド１０ｂは内周板８に
より固定されている。外周板７と内周板８の間にパイプ
１１がタービン静翼内を貫通して設けられ、空気等を内
部に供給している。外周側タービンシュラウド１０ａと
内周側タービンシュラウド１０ｂの間は高温ガスが流れ
ている。 【０００５】図４は図３のＹ−Ｙ断面図を示し、図５は
図４のＺ−Ｚ断面図を示す。図４及び図５は外周側ター
ビンシュラウド１０ａを示すが、内周側タービンシュラ
ウド１０ｂも同じ構造なので、以下両者を区別せずター
ビンシュラウド１０として説明する。図４、図５を参照
して、タービンシュラウド１０は断面が円弧状の矩形の
パネルが連続し円筒形を形成しており、各パネルはその
上流側を外周板７からの支持部材７ａによってボルト１
２で固定され、下流側を支持部材７ｂによって熱膨張可
能に支持されている。タービンシュラウド１０の内面側
は高温ガスが流れている。外面側は周囲壁１３が設けら
れこの周囲壁１３に周囲を固定された頂板１４が設けら
れ、タービンシュラウド１０、周囲壁１３、頂板１４で
囲まれる冷却空間１５を構成する。頂板１４の上流側に
は空気取り入れ孔１６が設けられタービンシュラウド１
０の下流側には空気吐出孔１７が設けられている。外周
板７、支持部材７ａ、７ｂ、頂板１４によって囲まれる
周囲空間１８にはパイプ１１より冷却空気が供給されて
いる。 【０００６】この冷却空気は空気取り入れ孔１６より流
入し、タービンシュラウド１０を冷却し、空気吐出孔１
７より吐出して高温ガスと混合する。このように一方の
面が加熱され、他方の面を冷却する方法を対流冷却とい
い、この部分を対流冷却部と称する。これによりタービ
ンシュラウド１０の温度は低下し、強度を維持すること
ができる。例えば、高温ガスの温度を１０００℃、冷却
空気の温度を３００℃とすると、タービンシュラウド１
０の温度は９００℃程度になる。 【０００７】 【発明が解決しようとする課題】図６は頂板１４の温度
分布の一例を示す。頂板１４の周囲はタービンシュラウ
ド１０と同じ９００℃程度となり、中間で７００℃程
度、中央部で５００℃程度となる。このように中央部は
温度が低いため、熱膨張が他より少なく熱応力が高くな
り割れが発生し易かった。 【０００８】本発明は上述の問題点に鑑みてなされたも
ので、対流冷却部を構成する頂板１４の中央部に伸縮性
を持たせることにより中央部の熱応力を軽減するように
した対流冷却部構造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、本発明は内面を高温ガスに晒されるタービンシュラ
ウド１０の外面に、周囲壁（１３）と、この周囲壁（１
３）に周囲を固着した頂板（１４）とを設けて冷却空間
（１５）を構成し、この冷却空間（１５）に冷却空気を
通して前記タービンシュラウド（１０）を冷却する対流
冷却部構造において、前記頂板（１４）の上流側に設け
られた空気取り入れ孔（１６）と、前記タービンシュラ
ウド（１０）の下流側に設けられた空気吐出孔（１７）
と、前記頂板（１４）の中央部に設けられた、伸縮可能
な球面状の凹凸が多数あるディンプル（２０）と、を備
えたものである。 【００１０】 【作用】上記本発明の構成では、頂板（１４）は周囲を
周囲壁（１３）により固定され、温度分布は周囲が高く
中央部で低くなっているため、中央部は熱膨張が少なく
熱応力が高い。このため中央部はディンプル（２０）の
伸縮作用により周囲とともに伸びるので熱応力の発生は
少なくなり、割れの発生を防止することができる。 【００１１】 【実施例】以下、本発明の実施例について図面を参照し
て説明する。図１は本実施例の構造を示し、（Ａ）は平
面図、（Ｂ）は（Ａ）のＸ−Ｘ断面図、（Ｃ）は（Ｂ）
のＰ部詳細図である。（Ａ）は図４のＺ−Ｚ断面を表
し、図５とは頂板１４の中央部の形状が異なる以外は同
じである。タービンシュラウド１０の内面は高温ガスが
流れ、外面側は周囲壁１３を設け、この周囲壁１３に周
囲を溶接やロー付けで固定した頂板１４が設けられてい
る。頂板１４の上流側には空気取り入れ孔１６が設けら
れタービンシュラウド１０の下流側には空気吐出孔１７
が設けられている。頂板１４の中央部には球面状の凹凸
が多数あるディンプル２０が設けられ、周囲の熱膨張に
応じて伸び熱応力を少なくしている。 【００１２】タービンシュラウド１０、周囲壁１３、頂
板１４は冷却空間１５を構成する。冷却空間１５では図
４で説明した周囲空間１８に供給された冷却空気が空気
取り入れ孔１６より流入し、タービンシュラウド１０を
冷却して空気吐出孔１７より吐出される。この場合、一
例として、高温ガスの温度を１０００℃程度とし、冷却
空気の温度を３００℃程度とすると、タービンシュラウ
ド１０の温度は９００℃程度となる。また周囲壁１３も
９００℃程度で頂板１４の中央部は５００℃程度となる
が、中央部はディンプル２０の伸縮作用により周囲とと
もに伸びるので熱応力の発生は少なく割れの発生は防止
される。なおディンプル２０の代わりに波形の形状とし
ても同一の効果が得られる。ジェットエンジンやガスタ
ービンの排気部ライナーも同様な対流冷却部構造を有し
ているので、本実施例を適用することができる。 【００１３】 【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
は対流冷却部の頂板中央部に伸縮可能な凹凸を設けるこ
とにより、中央部の熱応力を緩和し割れの発生を防止す
ることが出来る。これにより対流冷却部を有するタービ
ンシュラウドや排気部ライナーの冷却の信頼性が向上す
る。
【図面の簡単な説明】
【図１】（Ａ）は平面図、（Ｂ）は（Ａ）のＸ−Ｘ断面
図、（Ｃ）は（Ｂ）のＰ部詳細図である。 【図２】ターボジェットエンジンの構造を示す模式図で
ある。 【図３】図２のＸ−Ｘ断面でタービン静翼部の断面を示
す。 【図４】図３のＹ−Ｙ断面で対流冷却部を示す図であ
る。 【図５】図４のＺ−Ｚ断面で頂板の平面を示す図であ
る。 【図６】頂板の温度分布の一例を示す図である。 【符号の説明】 １ 空気取入口 ２ 圧縮機 ３ 燃焼機 ４ タービン ５ アフターバーナ ６ ジェットノズル ７ 外周板 ７ａ 支持部材 ７ｂ 支持部材 ８ 内周板 ９ タービン静翼 １０ タービンシュラウド（板状部材） １０ａ 外周側タービンシュラウド １０ｂ 内周側タービンシュラウド １１ パイプ １２ ボルト １３ 周囲壁 １４ 頂板 １５ 冷却空間 １６ 空気取り入れ孔 １７ 空気吐出孔 １８ 周囲空間 ２０ ディンプル
図、（Ｃ）は（Ｂ）のＰ部詳細図である。 【図２】ターボジェットエンジンの構造を示す模式図で
ある。 【図３】図２のＸ−Ｘ断面でタービン静翼部の断面を示
す。 【図４】図３のＹ−Ｙ断面で対流冷却部を示す図であ
る。 【図５】図４のＺ−Ｚ断面で頂板の平面を示す図であ
る。 【図６】頂板の温度分布の一例を示す図である。 【符号の説明】 １ 空気取入口 ２ 圧縮機 ３ 燃焼機 ４ タービン ５ アフターバーナ ６ ジェットノズル ７ 外周板 ７ａ 支持部材 ７ｂ 支持部材 ８ 内周板 ９ タービン静翼 １０ タービンシュラウド（板状部材） １０ａ 外周側タービンシュラウド １０ｂ 内周側タービンシュラウド １１ パイプ １２ ボルト １３ 周囲壁 １４ 頂板 １５ 冷却空間 １６ 空気取り入れ孔 １７ 空気吐出孔 １８ 周囲空間 ２０ ディンプル
Claims (1)
- (57)【特許請求の範囲】 【請求項１】 内面を高温ガスに晒されるタービンシュ
ラウド１０の外面に、周囲壁（１３）と、この周囲壁
（１３）に周囲を固着した頂板（１４）とを設けて冷却
空間（１５）を構成し、この冷却空間（１５）に冷却空
気を通して前記タービンシュラウド（１０）を冷却する
対流冷却部構造において、 前記頂板（１４）の上流側に設けられた空気取り入れ孔
（１６）と、 前記タービンシュラウド（１０）の下流側に設けられた
空気吐出孔（１７）と、 前記頂板（１４）の中央部に設けられた、 伸縮可能な球
面状の凹凸が多数あるディンプル（２０）と、を備え
た、ことを特徴とする対流冷却部構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25517894A JP3399662B2 (ja) | 1994-10-20 | 1994-10-20 | 対流冷却部構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25517894A JP3399662B2 (ja) | 1994-10-20 | 1994-10-20 | 対流冷却部構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08121193A JPH08121193A (ja) | 1996-05-14 |
| JP3399662B2 true JP3399662B2 (ja) | 2003-04-21 |
Family
ID=17275128
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP25517894A Expired - Fee Related JP3399662B2 (ja) | 1994-10-20 | 1994-10-20 | 対流冷却部構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3399662B2 (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060269409A1 (en) * | 2005-05-27 | 2006-11-30 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine moving blade having a platform, a method of forming the moving blade, a sealing plate, and a gas turbine having these elements |
-
1994
- 1994-10-20 JP JP25517894A patent/JP3399662B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH08121193A (ja) | 1996-05-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4433529B2 (ja) | 多穴膜冷却燃焼器ライナ | |
| US10724739B2 (en) | Combustor acoustic damping structure | |
| US11156359B2 (en) | Combustor liner panel end rail with diffused interface passage for a gas turbine engine combustor | |
| JP5970466B2 (ja) | パルスデトネーション燃焼器 | |
| US9534783B2 (en) | Insert adjacent to a heat shield element for a gas turbine engine combustor | |
| US10222064B2 (en) | Heat shield panels with overlap joints for a turbine engine combustor | |
| US7549290B2 (en) | Acoustic damper | |
| US6513331B1 (en) | Preferential multihole combustor liner | |
| JP4216052B2 (ja) | 熱コンプライアンス性を有する抑制シール | |
| US10648666B2 (en) | Angled combustor liner cooling holes through transverse structure within a gas turbine engine combustor | |
| US10941937B2 (en) | Combustor liner with gasket for gas turbine engine | |
| US11112115B2 (en) | Contoured dilution passages for gas turbine engine combustor | |
| US20090120093A1 (en) | Turbulated aft-end liner assembly and cooling method | |
| US20100095679A1 (en) | Dual wall structure for use in a combustor of a gas turbine engine | |
| US8505306B2 (en) | Ceramic combustor liner panel for a gas turbine engine | |
| US10823411B2 (en) | Combustor liner panel end rail cooling enhancement features for a gas turbine engine combustor | |
| JP2017166479A (ja) | ガスタービンの流れスリーブの取り付け | |
| EP3643968B1 (en) | Gas turbine engine dual-wall hot section structure | |
| US10473330B2 (en) | Swept combustor liner panels for gas turbine engine combustor | |
| CA2089285C (en) | Segmented centerbody for a double annular combustor | |
| US8997495B2 (en) | Strain tolerant combustor panel for gas turbine engine | |
| JP2004093125A (ja) | ガスタービンエンジンを作動させるための方法及び装置 | |
| EP2230456A2 (en) | Combustion liner with mixing hole stub | |
| US20160320060A1 (en) | Thermal mechanical dimple array for a combustor wall assembly | |
| JPS58173316A (ja) | ガスタ−ビンエンジンの燃焼装置の取付け配置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |