JP4384785B2

JP4384785B2 - Gas turbine engine shroud support structure

Info

Publication number: JP4384785B2
Application number: JP2000128946A
Authority: JP
Inventors: 義行浦
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2000-04-25
Filing date: 2000-04-25
Publication date: 2009-12-16
Anticipated expiration: 2020-04-25
Also published as: JP2001303907A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、タービンディスクに放射状に取り付けられた複数のタービンブレードの先端を取り囲む環状のシュラウドをタービンケースに支持するガスタービンエンジンのシュラウド支持構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
かかるガスタービンエンジンのシュラウド支持構造は、例えば特開平４−３３０３０２号公報により公知である。
【０００３】
また図７には、従来より一般的に採用されているシュラウド支持構造が示されている。図７（Ａ）に示す例は、タービンケース０１の開口部近傍の内周面にフック状の第１被係合部０１ａを設けるとともに、第１被係合部０１ａの右側（前記開口部の反対側）の内周面に別部材のフック状の第２被係合部０３を設け、シュラウド０２の外周面に設けたフック状の第１、第２係合部０２ａ，０２ｂを前記第１、第２被係合部０１ａ，０３に係合させることにより、シュラウド０２をタービンケース０１に支持するものである。
【０００４】
また図７（Ｂ）に示す例は、タービンケース０１の開口部近傍の内周面にフランジ状の第１、第２被係合部０１ａ，０１ｂを設け、シュラウド０２の外周面に設けたフランジ状の第１、第２係合部０２ａ，０２ｂを前記第１、第２被係合部０１ａ，０１ｂに重ね合わせて複数本のボルト０４で締結することにより、シュラウド０２をタービンケース０１に支持するものである。
【０００５】
また図７（Ｃ）に示す例は、タービンケース０１の開口部近傍の内周面に左向きに延びる一対のフック状の第１、第２被係合部０１ａ，０１ｂを設けるとともに、シュラウド０２の外周面に右向きに延びる一対のフック状の第１、第２係合部０２ａ，０２ｂを設け、シュラウド０２の第１、第２係合部０２ａ，０２ｂをタービンケース０１の第１、第２被係合部０１ａ，０１ｂに係合させることにより、シュラウド０２をタービンケース０１に支持するものである。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、図７（Ａ）に示すものは、第１被係合部０１ａがタービンケース０１の開口部と逆方向に延びているため、タービンケース０１の開口部から工具を挿入して前記第１被係合部０１ａの溝を加工する作業が面倒であるばかりか、タービンケース０１およびシュラウド０２と別部材の第２被係合部０３を必要とするために部品点数およびコストが増加するという問題がある。
【０００７】
また図７（Ｂ）に示すものは、タービンケース０１およびシュラウド０２を複数本のボルト０４で締結する必要があるため、部品点数や組付工数が増加するという問題がある。また図７（Ｃ）に示すものは、タービンケース０１の内周面にフック状の第１、第２被係合部０１ａ，０１ｂが軸方向に重なるように形成されるため、タービンケース０１の開口部から遠い第２被係合部０１ｂの溝を加工する際に、工具が第１被係合部０１ａと干渉して加工性が著しく低下するという問題がある。
【０００８】
また特開平４−３３０３０２号公報に記載されたものは、３個のフックを備えたシュラウドを、２個のシュラウドハンガーおよび１個のシュラウドサポートを介して燃焼器ケーシングに支持する複雑な構造であるため、部品点数および組付工数が増加するという問題がある。
【０００９】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、ガスタービンエンジンのシュラウドをタービンケースに支持する構造を簡素化して部品点数、組付工数および加工コストを削減し、かつシュラウドの着脱を容易にして整備性を向上させることを目的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
前記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、タービンディスクに放射状に取り付けられた複数のタービンブレードの先端を取り囲む環状のシュラウドをタービンケースに支持するガスタービンエンジンのシュラウド支持構造において、シュラウドはタービンブレードの先端に対向するシュラウド本体と、シュラウド本体の軸方向一端部から半径方向外側に延びる第１フランジと、シュラウド本体の軸方向他端部から半径方向外側に延びて前記第１フランジよりも小さい半径方向幅を有する第２フランジと、第１フランジの先端に設けた第１係合部と、第２フランジの先端に設けた第２係合部とを備え、シュラウドをタービンケースの開口部側から前記第２フランジを先頭にして軸方向に移動させ、タービンケースに設けた第１被係合部および第２被係合部にシュラウドの第１係合部および第２係合部をそれぞれ係合させ、前記第１係合部は第１フランジの円周方向の一部を軸方向に突出させた突起よりなり、前記第１被係合部はタービンケースの円周方向の一部を軸方向に切り欠いた溝よりなることを特徴とするガスタービンエンジンのシュラウド支持構造が提案される。
【００１１】
上記構成によれば、シュラウドをタービンケースの開口部側から軸方向に移動させるだけで、シュラウドの第１、第２係合部をタービンケースの第１、第２被係合部に係合させることができるので、シュラウドを簡単に着脱することが可能になって組付性や整備性が向上する。またタービンケースに係合したシュラウドは抜け止めを施すだけで固定できるため、タービンケースにシュラウドを固定するためのボルトやフックのような特別の固定部材が不要になり、部品点数の削減に寄与することができる。またタービンケースの第１、第２被係合部は該タービンケースの開口部に向いて開放しており、かつ前記開口部に近い第１被係合部が半径方向外側に位置し、前記開口部に遠い第２被係合部が半径方向内側に位置しているので、開口部側から挿入される工具が第１被係合部に干渉するのを回避して第２被係合部を容易に加工することができる。しかも第１係合部は第１フランジの円周方向の一部を軸方向に突出させた突起よりなり、第１被係合部はタービンケースの円周方向の一部を軸方向に切り欠いた溝よりなるので、突起および溝の係合によりシュラウドおよびタービンケースを円周方向に位置決めして組付性を高めることができる。
【００１２】
また請求項２に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前記第１係合部はシュラウドの挿入方向に開放するピン溝を備えるとともに、前記タービンケースの第１被係合部は前記ピン溝に係合する位置決めピンを備えることを特徴とするガスタービンエンジンのシュラウド支持構造が提案される。
【００１３】
上記構成によれば、第１係合部にシュラウドの挿入方向に開放するピン溝を設け、タービンケースの第１被係合部にピン溝に係合する位置決めピンを設けたので、ピン溝および位置決めピンの係合によりタービンケースに対してシュラウドを回転方向に位置決めすることができる。
【００１４】
また請求項３に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前記シュラウドおよび前記タービンケースの径方向外側が、前記タービンケースにリベットにより固定された環状の保持リングで覆われ、前記シュラウドは前記タービンケースおよび前記保持リングの係合により環状に保持されることを特徴とするガスタービンエンジンのシュラウド支持構造が提案される。
【００１５】
上記構成によれば、シュラウドおよびタービンケースの径方向外側を、タービンケースにリベットにより固定された環状の保持リングで覆ったので、タービンケースおよび保持リングの係合によりシュラウドを環状に保持することができる。
【００１６】
また請求項４に記載された発明によれば、請求項３の構成に加えて、前記保持リングの前部に形成された複数の空気流通孔から前記第１フランジの前面に冷却用空気が導入され、前記タービンケースの外周面と前記保持リングの内周面との間に形成された第１空間に前記保持リングに形成された複数の空気流通孔から冷却用空気が導入され、前記タービンケースの内周面と前記シュラウド本体の外周面との間に形成された第２空間に前記タービンケースに形成した空気流通孔を介して前記第１空間が連通することを特徴とするガスタービンエンジンのシュラウド支持構造が提案される。
【００１７】
上記構成によれば、保持リングの前部に形成された複数の空気流通孔から第１フランジの前面に冷却用空気を導入し、タービンケースの外周面と保持リングの内周面との間に形成された第１空間に保持リングに形成された複数の空気流通孔から冷却用空気を導入し、タービンケースの内周面とシュラウド本体の外周面との間に形成された第２空間にタービンケースに形成した空気流通孔を介して第１空間を連通させるので、タービンケースおよびシュラウドを冷却することができる。
【００１８】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。図１〜図６は本発明の一実施例を示すもので、図１はガスタービンエンジンのタービンブレードの近傍を示す部分縦断面図、図２は図１の２−２線断面図、図３は組み立てたシュラウドの後面図、図４は図３の４方向矢視図（シュラウド単体の平面図）、図５は図４の５方向矢視図（シュラウド単体の後面図）、図６は図５の６方向矢視図（シュラウド単体の端面図）である。
【００１９】
図１に示すように、軸流型のガスタービンエンジンは図示せぬタービンシャフトに固定されたタービンディスク１１を備えており、その外周に複数のタービンブレード１２が取付部１２ａを介して放射方向に支持される。タービンブレード１２の上流側（図中左側）には図示せぬ燃焼器からの燃焼ガスが流れるノズル１３が配置される。ノズル１３は外周壁１３ａおよび内周壁１３ｂを備えて円環状に形成されており、その下流端がタービンブレード１２の本体部１２ｂの前面に臨んでいる。ノズル１３の外周壁１３ａおよび内周壁１３ｂは、放射状に配置された複数のステータベーン１３ｃで接続される。タービンブレード１２の下流側（図中右側）に配置される排気通路１４は外周壁１４ａおよび内周壁１４ｂを備えて円環状に形成されており、その上流端がタービンブレード１２の本体部１２ｂの後面に臨んでいる。
【００２０】
タービンブレード１２の先端（半径方向外端）に僅かなギャップｇを介して臨むシュラウド１５が、ノズル１３の外周壁１３ａと排気通路１４の外周壁１４ａとに挟まれた間隙を塞ぐように配置される。前方（図中左側）に向かって開放する筒状のタービンケース１６の開口部に環状のシュラウド１５が着脱自在に支持されており、タービンケース１６およびシュラウド１５の結合部の半径方向外側が、一体に形成された環状の保持リング１７によって覆われる。保持リング１７は、４５°間隔に配置された８本のリベット１８によりタービンケース１６に固定される。ノズル１３の外周壁１３ａの外周面に突設した環状溝１３ｄに、保持リング１７の前部内周面との間隙をシールするシール部材１９が支持され、また排気通路１４の外周壁１４ａの外周面に突設した環状溝１４ｃに、タービンケース１６の内周面との間隙をシールするシール部材２０が支持される。
【００２１】
次に、図２〜図６を併せて参照しながら、シュラウド１５の構造と、そのシュラウド１５をタービンケース１６に支持する構造とを説明する。
【００２２】
図３から明らかなように、ガスタービンエンジンの軸線Ｌを中心して環状に配置されたシュラウド１５は、４５°の中心角を有する同一構造の８個のセグメント２１を円周方向に結合して構成される。尚、隣接するセグメント２１どうしは単純に突き合わされていて特別の結合構造を備えておらず、シュラウド１５はタービンケース１６および保持リング１７との係合により環状に保持される。
【００２３】
図４〜図６から明らかなように、シュラウド１５のセグメント２１は円弧状に湾曲したシュラウド本体２２と、シュラウド本体２２の前端から半径方向外側に立ち上がる第１フランジ２３と、シュラウド本体２２の後端から半径方向外側に立ち上がる第２フランジ２４とを備えており、第１フランジ２３の半径方向幅Ｗｆは第２フランジ２４の半径方向幅Ｗｒよりも大きく形成されている（図６参照）。セグメント２１の燃焼ガスに晒される部分、つまりシュラウド本体２２の半径方向内面と、第１フランジ２３の前面の一部と、第２フランジ２４の後面の一部とが、耐熱性を有するライナー２５で覆われる。セグメント２１の端面には、隣接するセグメント２１との間をシールするシール部材（図示せず）を支持するシール部材保持溝２６が形成される。
【００２４】
各セグメント２１の第１フランジ２３の半径方向外端には、後方に突出する一対の突起よりなる第１係合部２３ａが形成される。これら一対の第１係合部２３ａのうち、その一方には後方に向かって開放するピン溝２３ｂが形成される。セグメント２１の第２フランジ２４の半径方向外端には、その全長に亘って後方に延びる突起２４ａと、その半径方向内側に形成された溝２４ｂとよりなる第２係合部２４ｃが形成される。
【００２５】
図１および図２から明らかなように、タービンケース１６の開口部の外周面に、セグメント２１に形成された合計１６個の第１係合部２３ａが係合可能な１６個の溝よりなる第１被係合部１６ａが形成されるとともに、タービンケース１６の内周面に前方に延びる環状の突起１６ｂと、その半径方向外側に形成された環状の溝１６ｃとよりなる第２被係合部１６ｄが形成される（図１参照）。タービンケース１６の外周面には半径方向外向きに突出する８本の位置決めピン２７が植設されており、これらの位置決めピン２７は各セグメント２１の一方の第１係合部２３ａのピン溝２３ｂに係合可能である。
【００２６】
保持リング１７の前部に複数の空気流通孔１７ａが形成されており、この空気流通孔１７ａを介して保持リング１７の外側の比較的低温の冷却用空気がシュラウド１５の第１フランジ２３の前面に導入される。タービンケース１６の外周面と保持リング１７の内周面との間に第１空間２８が形成され、保持リング１７に形成した複数の空気流通孔１７ｂを介して該保持リング１７の外側の比較的低温の冷却用空気が前記第１空間２８に導入される。またタービンケース１６の内周面とシュラウド本体２２の外周面との間に第２空間２９が形成されており、タービンケース１６に形成した空気流通孔１６ｅを介して前記第１空間２８および第２空間２９が相互に連通する。
【００２７】
而して、タービンケース１６に対してシュラウド１５および保持リング１７を組み付けるには、８個に分割されたシュラウド１５のセグメント２１を図１の前方から後方（図中左側から右側）に移動させ、各セグメント２１の第１フランジ２３に形成した合計１６個の第１係合部２３ａをタービンケース１６の第１被係合部１６ａに係合させるとともに、各セグメント２１の第２フランジ２４に形成した第２係合部２４ｃをタービンケース１６の第２被係合部１６ｄに係合させる。このとき、各セグメント２１の一方の第１係合部２３ａに形成したピン溝２３ｂをタービンケース１６に植設した位置決めピン２７に係合させ、シュラウド１５を回転方向に位置決めする。これにより、８個のセグメント２１は一体に連結されて環状のシュラウド１５が構成される。
【００２８】
続いて、保持リング１７を図１の前方から後方（図中左側から右側）に移動させてタービンケース１６の外周に嵌合させた状態で、その保持リング１７を８本のリベット１８でタービンケース１６に固定する。その結果、保持リング１７の段部にシュラウド１５の前端が押さえられ、シュラウド１５のタービンケース１６からの脱落が防止される。
【００２９】
以上のように、シュラウド１５をタービンケース１６に対して軸方向に移動させ、シュラウド１５側に設けた第１、第２係合部２３ａ，２４ｃをタービンケース１６側に設けた第１、第２被係合部１６ａ，１６ｄに係合させるだけでシュラウド１５をタービンケース１６に支持することができるので、タービンケース１６に対するシュラウドの着脱が簡単になって組付性や整備性が向上する。またシュラウド１５は保持リング１７で抜け止めを施すだけでタービンケース１６に固定できるため、ボルトやフックのような特別の固定部材が不要になって部品点数およびコストが削減される。
【００３０】
またタービンケース１６の第２被係合部１６ｄの機械加工は、該タービンケース１６の開口部から工具を挿入して行うようになっているが、第１被係合部１６ａがタービンケース１６の外周面に形成されており、かつ第２被係合部１６ｄがタービンケース１６の内周面から半径方向内側に突出しており、更に第２被係合部１６ｄの溝１６ｃがタービンケース１６の開口部に向けて開放しているので、工具が第１被係合部１６ａやタービンケース１６の内周面と干渉するのを防止して第２被係合部１６ｄの加工を容易に行うことができる。
【００３１】
またガスタービンエンジンの運転中に高温の燃焼ガスがノズル１３からタービンブレード１２を経て排気通路１４に流れるとき、燃焼ガスの流れ方向上流側に位置するシュラウド１５の左端部（第１フランジ２３側）が比較的に高温になり、燃焼ガスの流れ方向下流側に位置するシュラウド１５の右端部（第２フランジ２４側）が比較的に低温になるため、シュラウド１５の半径方向の熱膨張量が軸方向に不均一になり、シュラウド本体２２の内周面とタービンブレード１２の本体部１２ｂの先端とのギャップｇが不均一になる可能性がある。即ち、環状のシュラウド１５は熱膨張によって内径および外径が共に増加するが、高温となる第１フランジ２３側の内径が低温となる第２フランジ２４側の内径よりも大きくなり、シュラウド本体２２が傾斜して前記ギャップｇが図１の左側で大きく、右側で小さくなる可能性がある。
【００３２】
しかしながら、本実施例によれば、高温側となる第１フランジ２３の半径方向幅Ｗｆが低温側となる第２フランジ２４の半径方向幅Ｗｒよりも大きいため（図６参照）、第１フランジ２３の半径方向の伸び量が、第２フランジ２４の半径方向の伸び量よりも大きくなる。その結果、第１フランジ２３が保持リング１７から強い半径方向内向きの反力を受けることになり、その反力でシュラウド本体２２の第１フランジ２３側の端部が半径方向内側に移動し、シュラウド本体２２の前記傾斜が緩和される。
【００３３】
また半径方向幅Ｗｆが大きい第１フランジ２３がタービンケース１６の端面を覆うように配置されているため、燃焼ガスがタービンケース１６に直接当たるのを防止して該タービンケース１６の熱歪みを軽減することができる。
【００３４】
以上、本発明の実施例を詳述したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【００３５】
【発明の効果】
以上のように請求項１に記載された発明によれば、シュラウドをタービンケースの開口部側から軸方向に移動させるだけで、シュラウドの第１、第２係合部をタービンケースの第１、第２被係合部に係合させることができるので、シュラウドを簡単に着脱することが可能になって組付性や整備性が向上する。またタービンケースに係合したシュラウドは抜け止めを施すだけで固定できるため、タービンケースにシュラウドを固定するためのボルトやフックのような特別の固定部材が不要になり、部品点数の削減に寄与することができる。またタービンケースの第１、第２被係合部は該タービンケースの開口部に向いて開放しており、かつ前記開口部に近い第１被係合部が半径方向外側に位置し、前記開口部に遠い第２被係合部が半径方向内側に位置しているので、開口部側から挿入される工具が第１被係合部に干渉するのを回避して第２被係合部を容易に加工することができる。しかも第１係合部は第１フランジの円周方向の一部を軸方向に突出させた突起よりなり、第１被係合部はタービンケースの円周方向の一部を軸方向に切り欠いた溝よりなるので、突起および溝の係合によりシュラウドおよびタービンケースを円周方向に位置決めして組付性を高めることができる。
【００３６】
また請求項２に記載された発明によれば、第１係合部にシュラウドの挿入方向に開放するピン溝を設け、タービンケースの第１被係合部にピン溝に係合する位置決めピンを設けたので、ピン溝および位置決めピンの係合によりタービンケースに対してシュラウドを回転方向に位置決めすることができる。
【００３７】
また請求項３に記載された発明によれば、シュラウドおよびタービンケースの径方向外側を、タービンケースにリベットにより固定された環状の保持リングで覆ったので、タービンケースおよび保持リングの係合によりシュラウドを環状に保持することができる。また請求項４に記載された発明によれば、保持リングの前部に形成された複数の空気流通孔から第１フランジの前面に冷却用空気を導入し、タービンケースの外周面と保持リングの内周面との間に形成された第１空間に保持リングに形成された複数の空気流通孔から冷却用空気を導入し、タービンケースの内周面とシュラウド本体の外周面との間に形成された第２空間にタービンケースに形成した空気流通孔を介して第１空間を連通させるので、タービンケースおよびシュラウドを冷却することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービンエンジンのタービンブレードの近傍を示す部分縦断面図
【図２】図１の２−２線断面図
【図３】組み立てたシュラウドの後面図
【図４】図３の４方向矢視図（シュラウド単体の平面図）
【図５】図４の５方向矢視図（シュラウド単体の後面図）
【図６】図５の６方向矢視図（シュラウド単体の端面図）
【図７】従来のシュラウド支持構造を示す図
【符号の説明】
１１タービンディスク
１２タービンブレード
１５シュラウド
１６タービンケース
１６ａ第１被係合部
１６ｄ第２被係合部
１６ｅ空気流通孔
１７保持リング
１７ａ空気流通孔
１７ｂ空気流通孔
１８リベット
２２シュラウド本体
２３第１フランジ
２３ａ第１係合部
２３ｂピン溝
２４第２フランジ
２４ｃ第２係合部
２７位置決めピン
２８第１空間
２９第２空間 [0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a shroud support structure for a gas turbine engine that supports an annular shroud surrounding a tip of a plurality of turbine blades radially attached to a turbine disk in a turbine case.
[0002]
[Prior art]
Such a shroud support structure for a gas turbine engine is known, for example, from Japanese Patent Laid-Open No. 4-330302.
[0003]
FIG. 7 shows a shroud support structure that has been generally employed. In the example shown in FIG. 7A, a hook-shaped first engaged portion 01a is provided on the inner peripheral surface in the vicinity of the opening of the turbine case 01, and the right side of the first engaged portion 01a (of the opening). A hook-shaped second engaged portion 03, which is a separate member, is provided on the inner peripheral surface on the opposite side), and the hook-shaped first and second engaging portions 02a, 02b provided on the outer peripheral surface of the shroud 02 are the first The shroud 02 is supported on the turbine case 01 by being engaged with the second engaged portions 01a and 03.
[0004]
In the example shown in FIG. 7B, flange-shaped first and second engaged portions 01a and 01b are provided on the inner peripheral surface near the opening of the turbine case 01, and the flange provided on the outer peripheral surface of the shroud 02. The shroud 02 is supported on the turbine case 01 by superimposing the first and second engaging portions 02a and 02b in a shape on the first and second engaged portions 01a and 01b and fastening them with a plurality of bolts 04. To do.
[0005]
In the example shown in FIG. 7C, a pair of hook-shaped first and second engaged portions 01a and 01b extending leftward are provided on the inner peripheral surface in the vicinity of the opening of the turbine case 01, and the shroud 02 A pair of hook-shaped first and second engaging portions 02a and 02b extending rightward on the outer peripheral surface are provided, and the first and second engaging portions 02a and 02b of the shroud 02 are connected to the first and second covers of the turbine case 01. The shroud 02 is supported by the turbine case 01 by engaging with the engaging portions 01a and 01b.
[0006]
[Problems to be solved by the invention]
By the way, what is shown in FIG. 7A is that the first engaged portion 01a extends in the direction opposite to the opening of the turbine case 01; The work of machining the groove of the engaged portion 01a is troublesome, and the number of parts and the cost increase because the turbine case 01 and the shroud 02 and the second engaged portion 03 which is a separate member are required. There is.
[0007]
7B has a problem that the number of parts and the number of assembling steps increase because it is necessary to fasten the turbine case 01 and the shroud 02 with a plurality of bolts 04. 7C is formed so that the hook-shaped first and second engaged portions 01a and 01b overlap in the axial direction on the inner peripheral surface of the turbine case 01. When machining the groove of the second engaged portion 01b far from the opening, there is a problem that the workability is remarkably lowered due to the tool interfering with the first engaged portion 01a.
[0008]
Japanese Patent Application Laid-Open No. 4-330302 discloses a complicated structure in which a shroud having three hooks is supported on a combustor casing via two shroud hangers and one shroud support. Therefore, there is a problem that the number of parts and the number of assembly steps increase.
[0009]
The present invention has been made in view of the above circumstances, and the structure for supporting the shroud of the gas turbine engine on the turbine case is simplified to reduce the number of parts, the number of assembling steps and the processing cost, and facilitate the attachment / detachment of the shroud. The purpose is to improve maintainability.
[0010]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, according to the first aspect of the present invention, a shroud of a gas turbine engine in which an annular shroud surrounding the tips of a plurality of turbine blades radially attached to a turbine disk is supported by a turbine case. In the support structure, the shroud extends radially outward from the other end in the axial direction of the shroud body, the first flange extending radially outward from one axial end of the shroud body, and the shroud body facing the tip of the turbine blade. A shroud comprising: a second flange having a smaller radial width than the first flange; a first engagement portion provided at a tip of the first flange; and a second engagement portion provided at a tip of the second flange. Is moved in the axial direction from the opening side of the turbine case with the second flange at the head, and is provided in the turbine case. The first engaged portion and respectively engaging engaged the first engagement portion and second engagement portion of the shroud to the second engaged portion, the first engaging portion a part of the circumferential direction of the first flange A shroud support structure for a gas turbine engine, characterized in that the first engaged portion comprises a groove in which a part of the turbine case in the circumferential direction is cut out in the axial direction. Is proposed.
[0011]
According to the above configuration, the first and second engaging portions of the shroud are engaged with the first and second engaged portions of the turbine case only by moving the shroud in the axial direction from the opening side of the turbine case. Therefore, the shroud can be easily attached and detached, and the assemblability and maintainability are improved. In addition, since the shroud engaged with the turbine case can be fixed simply by retaining it, a special fixing member such as a bolt or hook for fixing the shroud to the turbine case becomes unnecessary, which contributes to a reduction in the number of parts. be able to. The first and second engaged portions of the turbine case are open toward the opening of the turbine case, and the first engaged portion close to the opening is located radially outward, and the opening Since the second engaged portion far from the portion is located on the radially inner side, the second inserted portion is prevented from interfering with the first engaged portion by the tool inserted from the opening side. It can be easily processed. In addition, the first engaging portion is formed by a protrusion in which a portion of the first flange in the circumferential direction protrudes in the axial direction, and the first engaged portion is cut out in a portion of the turbine case in the circumferential direction in the axial direction. Therefore, the shroud and the turbine case can be positioned in the circumferential direction by the engagement of the protrusion and the groove, so that the assemblability can be improved.
[0012]
According to the second aspect of the present invention, in addition to the configuration of the first aspect, the first engagement portion includes a pin groove that opens in the shroud insertion direction, and the first engagement of the turbine case. A shroud support structure for a gas turbine engine is proposed in which the joint portion includes a positioning pin that engages with the pin groove.
[0013]
According to the above configuration, the pin groove that opens in the shroud insertion direction is provided in the first engaging portion, and the positioning pin that engages the pin groove is provided in the first engaged portion of the turbine case. The shroud can be positioned in the rotational direction with respect to the turbine case by the engagement of the positioning pins.
[0014]
According to the invention described in claim 3, in addition to the structure of claim 1, the radially outer side of the shroud and the turbine case is covered with an annular holding ring fixed to the turbine case by a rivet. A shroud support structure for a gas turbine engine is proposed in which the shroud is held in an annular shape by the engagement of the turbine case and the holding ring.
[0015]
According to the above configuration, since the radially outer sides of the shroud and the turbine case are covered with the annular holding ring fixed to the turbine case by the rivet, the shroud can be held annularly by the engagement of the turbine case and the holding ring. it can.
[0016]
According to the invention described in claim 4, in addition to the structure of claim 3, cooling air is introduced into the front surface of the first flange from a plurality of air circulation holes formed in the front portion of the holding ring. Cooling air is introduced into a first space formed between the outer peripheral surface of the turbine case and the inner peripheral surface of the holding ring from a plurality of air circulation holes formed in the holding ring, The first space communicates with a second space formed between an inner peripheral surface of the shroud and an outer peripheral surface of the shroud body through an air circulation hole formed in the turbine case. A shroud support structure is proposed.
[0017]
According to the above configuration, the cooling air is introduced to the front surface of the first flange from the plurality of air circulation holes formed in the front portion of the retaining ring, and between the outer peripheral surface of the turbine case and the inner peripheral surface of the retaining ring. Cooling air is introduced into the formed first space from the plurality of air circulation holes formed in the holding ring, and the turbine is formed in the second space formed between the inner peripheral surface of the turbine case and the outer peripheral surface of the shroud body. Since the first space is communicated through the air circulation hole formed in the case, the turbine case and the shroud can be cooled.
[0018]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described based on examples of the present invention shown in the accompanying drawings. 1 to 6 show an embodiment of the present invention. FIG. 1 is a partial longitudinal sectional view showing the vicinity of a turbine blade of a gas turbine engine, FIG. 2 is a sectional view taken along line 2-2 of FIG. 4 is a rear view of the assembled shroud, FIG. 4 is a view in the direction of arrow 4 in FIG. 3 (plan view of the shroud alone), FIG. 5 is a view in the direction of arrow 5 in FIG. 6 is a view in the direction of arrow 6 in FIG. 5 (an end view of the shroud alone).
[0019]
As shown in FIG. 1, the axial flow type gas turbine engine includes a turbine disk 11 fixed to a turbine shaft (not shown), and a plurality of turbine blades 12 are radially disposed on the outer periphery of the turbine disk 12 via mounting portions 12a. Supported. A nozzle 13 through which combustion gas from a combustor (not shown) flows is disposed upstream of the turbine blade 12 (left side in the figure). The nozzle 13 includes an outer peripheral wall 13 a and an inner peripheral wall 13 b and is formed in an annular shape, and its downstream end faces the front surface of the main body 12 b of the turbine blade 12. The outer peripheral wall 13a and the inner peripheral wall 13b of the nozzle 13 are connected by a plurality of stator vanes 13c arranged radially. The exhaust passage 14 disposed on the downstream side (right side in the drawing) of the turbine blade 12 is formed in an annular shape including an outer peripheral wall 14a and an inner peripheral wall 14b, and an upstream end thereof is a rear surface of the main body 12b of the turbine blade 12. It faces.
[0020]
A shroud 15 that faces the tip (radially outer end) of the turbine blade 12 via a slight gap g is disposed so as to close a gap sandwiched between the outer peripheral wall 13a of the nozzle 13 and the outer peripheral wall 14a of the exhaust passage 14. The An annular shroud 15 is detachably supported in an opening of a cylindrical turbine case 16 that opens toward the front (left side in the figure), and the radially outer side of the coupling portion between the turbine case 16 and the shroud 15 is integrated. It is covered with an annular retaining ring 17 formed on the surface. The holding ring 17 is fixed to the turbine case 16 by eight rivets 18 arranged at 45 ° intervals. A seal member 19 that seals a gap with the front inner peripheral surface of the retaining ring 17 is supported by an annular groove 13d that protrudes from the outer peripheral surface of the outer peripheral wall 13a of the nozzle 13, and the outer peripheral surface of the outer peripheral wall 14a of the exhaust passage 14 The seal member 20 that seals the gap with the inner peripheral surface of the turbine case 16 is supported by the annular groove 14c that protrudes from the inner surface of the turbine case 16.
[0021]
Next, the structure of the shroud 15 and the structure that supports the shroud 15 on the turbine case 16 will be described with reference to FIGS.
[0022]
As apparent from FIG. 3, the shroud 15 arranged in an annular shape around the axis L of the gas turbine engine is constituted by connecting eight segments 21 having the same structure having a central angle of 45 ° in the circumferential direction. Is done. The adjacent segments 21 are simply abutted and do not have a special coupling structure, and the shroud 15 is held in an annular shape by engagement with the turbine case 16 and the holding ring 17.
[0023]
As apparent from FIGS. 4 to 6, the segment 21 of the shroud 15 includes a shroud body 22 that is curved in an arc shape, a first flange 23 that rises radially outward from the front end of the shroud body 22, and the rear end of the shroud body 22. The second flange 24 rises radially outward from the first flange 23, and the radial width Wf of the first flange 23 is larger than the radial width Wr of the second flange 24 (see FIG. 6). A portion of the segment 21 exposed to the combustion gas, that is, a radially inner surface of the shroud main body 22, a part of the front surface of the first flange 23, and a part of the rear surface of the second flange 24 are heat-resistant liners 25. Covered. A seal member holding groove 26 that supports a seal member (not shown) that seals between adjacent segments 21 is formed on the end surface of the segment 21.
[0024]
A first engaging portion 23a is formed at the radially outer end of the first flange 23 of each segment 21. The first engaging portion 23a includes a pair of protrusions protruding rearward. One of the pair of first engaging portions 23a is formed with a pin groove 23b that opens rearward. A second engaging portion 24c is formed at the radially outer end of the second flange 24 of the segment 21. The second engaging portion 24c includes a protrusion 24a extending rearward over the entire length and a groove 24b formed on the radially inner side. .
[0025]
As is apparent from FIGS. 1 and 2, the outer peripheral surface of the opening of the turbine case 16 has a first groove formed of 16 grooves that can be engaged with a total of 16 first engaging portions 23 a formed in the segment 21. A first engaged portion 16a is formed, and a second engaged portion comprising an annular protrusion 16b extending forward on the inner peripheral surface of the turbine case 16 and an annular groove 16c formed radially outward thereof. 16d is formed (see FIG. 1). Eight positioning pins 27 projecting radially outward are implanted on the outer peripheral surface of the turbine case 16, and these positioning pins 27 are pin grooves 23 b of one first engaging portion 23 a of each segment 21. Can be engaged.
[0026]
A plurality of air circulation holes 17 a are formed in the front portion of the holding ring 17, and relatively low temperature cooling air outside the holding ring 17 is passed through the air circulation holes 17 a to the front surface of the first flange 23 of the shroud 15. To be introduced. A first space 28 is formed between the outer peripheral surface of the turbine case 16 and the inner peripheral surface of the retaining ring 17. The first space 28 is relatively outside the retaining ring 17 through a plurality of air circulation holes 17 b formed in the retaining ring 17. Low-temperature cooling air is introduced into the first space 28. Further, a second space 29 is formed between the inner peripheral surface of the turbine case 16 and the outer peripheral surface of the shroud main body 22, and the first space 28 and the second space are formed via an air circulation hole 16 e formed in the turbine case 16. The spaces 29 communicate with each other.
[0027]
Thus, in order to assemble the shroud 15 and the retaining ring 17 to the turbine case 16, the segment 21 of the shroud 15 divided into eight parts is moved from the front to the rear (the left side to the right side in the figure) in FIG. A total of 16 first engaging portions 23 a formed on the first flange 23 of each segment 21 are engaged with the first engaged portion 16 a of the turbine case 16 and formed on the second flange 24 of each segment 21. The second engaging portion 24 c is engaged with the second engaged portion 16 d of the turbine case 16. At this time, the pin groove 23b formed in one first engagement portion 23a of each segment 21 is engaged with the positioning pin 27 planted in the turbine case 16, and the shroud 15 is positioned in the rotational direction. As a result, the eight segments 21 are integrally connected to form the annular shroud 15.
[0028]
Subsequently, the retaining ring 17 is moved from the front of FIG. 1 to the rear (from left to right in the drawing) and fitted to the outer periphery of the turbine case 16. 16 is fixed. As a result, the front end of the shroud 15 is pressed against the stepped portion of the retaining ring 17, and the shroud 15 is prevented from falling off from the turbine case 16.
[0029]
As described above, the shroud 15 is moved in the axial direction with respect to the turbine case 16, and the first and second engaging portions 23a and 24c provided on the shroud 15 side are provided on the turbine case 16 side. Since the shroud 15 can be supported by the turbine case 16 simply by engaging with the engaged portions 16a and 16d, the shroud can be easily attached to and detached from the turbine case 16 to improve the assemblability and maintainability. Further, since the shroud 15 can be fixed to the turbine case 16 simply by retaining the retaining ring 17, a special fixing member such as a bolt or a hook is not necessary, and the number of parts and cost are reduced.
[0030]
The machining of the second engaged portion 16d of the turbine case 16 is performed by inserting a tool from the opening of the turbine case 16, and the first engaged portion 16a is The second engaged portion 16 d is formed on the outer peripheral surface, protrudes radially inward from the inner peripheral surface of the turbine case 16, and the groove 16 c of the second engaged portion 16 d is an opening of the turbine case 16. Since it is open toward the part, it is possible to prevent the tool from interfering with the inner surface of the first engaged part 16a and the turbine case 16 and easily process the second engaged part 16d. it can.
[0031]
Further, when a high-temperature combustion gas flows from the nozzle 13 through the turbine blade 12 to the exhaust passage 14 during operation of the gas turbine engine, the left end portion (on the first flange 23 side) of the shroud 15 located on the upstream side in the combustion gas flow direction. Becomes relatively high, and the right end portion (on the second flange 24 side) of the shroud 15 located on the downstream side in the flow direction of the combustion gas becomes relatively low temperature, so that the amount of thermal expansion in the radial direction of the shroud 15 is axial. There is a possibility that the gap g between the inner peripheral surface of the shroud main body 22 and the tip of the main body portion 12b of the turbine blade 12 becomes non-uniform. That is, the inner diameter and the outer diameter of the annular shroud 15 both increase due to thermal expansion, but the inner diameter on the first flange 23 side, which is high, becomes larger than the inner diameter on the second flange 24 side, which is low, and the shroud body 22 is There is a possibility that the gap g is inclined and large on the left side of FIG. 1 and small on the right side.
[0032]
However, according to the present embodiment, the radial width Wf of the first flange 23 on the high temperature side is larger than the radial width Wr of the second flange 24 on the low temperature side (see FIG. 6). The radial extension amount of the second flange 24 is larger than the radial extension amount of the second flange 24. As a result, the first flange 23 receives a strong radial inward reaction force from the holding ring 17, and the reaction force causes the end of the shroud body 22 on the first flange 23 side to move radially inward, The inclination of the shroud body 22 is alleviated.
[0033]
Further, since the first flange 23 having a large radial width Wf is arranged so as to cover the end face of the turbine case 16, the combustion gas is prevented from directly hitting the turbine case 16, thereby reducing the thermal distortion of the turbine case 16. can do.
[0034]
As mentioned above, although the Example of this invention was explained in full detail, this invention can perform a various design change in the range which does not deviate from the summary.
[0035]
【The invention's effect】
As described above, according to the first aspect of the present invention, the first and second engaging portions of the shroud are moved to the first and second of the turbine case only by moving the shroud in the axial direction from the opening side of the turbine case. Since it can be made to engage with a 2nd to-be-engaged part, it becomes possible to attach or detach a shroud easily, and an assembly property and maintainability improve. In addition, since the shroud engaged with the turbine case can be fixed simply by retaining it, a special fixing member such as a bolt or hook for fixing the shroud to the turbine case becomes unnecessary, which contributes to a reduction in the number of parts. be able to. The first and second engaged portions of the turbine case are open toward the opening of the turbine case, and the first engaged portion close to the opening is located radially outward, and the opening Since the second engaged portion far from the portion is located on the radially inner side, the second inserted portion is prevented from interfering with the first engaged portion by the tool inserted from the opening side. It can be easily processed. In addition, the first engaging portion is formed by a protrusion in which a portion of the first flange in the circumferential direction protrudes in the axial direction, and the first engaged portion is cut out in a portion of the turbine case in the circumferential direction in the axial direction. Therefore, the shroud and the turbine case can be positioned in the circumferential direction by the engagement of the protrusion and the groove, so that the assemblability can be improved.
[0036]
According to the second aspect of the present invention, the pin groove that opens in the shroud insertion direction is provided in the first engaging portion, and the positioning pin that engages the pin groove in the first engaged portion of the turbine case. Since it provided, the shroud can be positioned in the rotational direction with respect to the turbine case by the engagement of the pin groove and the positioning pin.
[0037]
According to the invention described in claim 3, since the radially outer sides of the shroud and the turbine case are covered with the annular holding ring fixed to the turbine case by the rivet, the shroud is engaged by the engagement of the turbine case and the holding ring. Can be held in an annular shape. According to the invention described in claim 4, the cooling air is introduced into the front surface of the first flange from the plurality of air circulation holes formed in the front portion of the retaining ring, and the outer peripheral surface of the turbine case and the retaining ring are Cooling air is introduced from a plurality of air circulation holes formed in the holding ring into a first space formed between the inner peripheral surface and formed between the inner peripheral surface of the turbine case and the outer peripheral surface of the shroud body. Since the first space communicates with the formed second space through the air circulation hole formed in the turbine case, the turbine case and the shroud can be cooled.
[Brief description of the drawings]
1 is a partial longitudinal sectional view showing the vicinity of a turbine blade of a gas turbine engine. FIG. 2 is a sectional view taken along line 2-2 in FIG. 1. FIG. 3 is a rear view of the assembled shroud. Arrow view (plan view of shroud unit)
5 is a view taken in the direction of the arrow 5 in FIG. 4 (rear view of the shroud alone).
6 is a view in the direction of arrow 6 in FIG. 5 (end view of the shroud alone).
FIG. 7 is a view showing a conventional shroud support structure.
11 turbine disk 12 turbine blade 15 shroud 16 turbine case 16a first engaged portion 16d second engaged portion
16e air circulation hole
17 retaining ring
17a air circulation hole
17b air circulation hole
18 rivets 22 shroud body 23 first flange 23a first engaging portion
23b pin groove 24 second flange 24c second engaging portion
27 Positioning pin
28 1st space
29 2nd space

Claims

In a shroud support structure of a gas turbine engine that supports an annular shroud (15) surrounding a tip of a plurality of turbine blades (12) radially attached to a turbine disk (11) to a turbine case (16),
The shroud (15) includes a shroud body (22) facing the tip of the turbine blade (12), a first flange (23) extending radially outward from one axial end of the shroud body (22), and a shroud body (22 ) Extending radially outward from the other axial end of the second flange (24) having a smaller radial width than the first flange (23), and a first flange provided at the tip of the first flange (23). An engagement portion (23a) and a second engagement portion (24c) provided at the tip of the second flange (24);
The shroud (15) is moved in the axial direction from the opening side of the turbine case (16) with the second flange (24) at the head, and a first engaged portion (16a) provided on the turbine case (16) and The first engagement portion (23a) and the second engagement portion (24c) of the shroud (15) are engaged with the second engaged portion (16d), respectively .
The first engaging portion (23a) is a protrusion in which a part of the first flange (23) in the circumferential direction protrudes in the axial direction, and the first engaged portion (16a) is a turbine case (16). A shroud support structure for a gas turbine engine, characterized by comprising a groove in which a part of the circumferential direction is cut out in the axial direction .

The first engaging portion (23a) includes a pin groove (23b) that opens in the insertion direction of the shroud (15), and the first engaged portion (16a) of the turbine case (16) is provided with the pin groove ( The shroud support structure for a gas turbine engine according to claim 1, further comprising a locating pin (27) that engages with 23b).

The radially outer sides of the shroud (15) and the turbine case (16) are covered with an annular retaining ring (17) fixed to the turbine case (16) by rivets (18), and the shroud (15) The shroud support structure for a gas turbine engine according to claim 1, wherein the structure is held in an annular shape by engagement of the turbine case (16) and the holding ring (17).

Cooling air is introduced into the front surface of the first flange (23) from a plurality of air circulation holes (17a) formed in the front portion of the holding ring (17), and the outer peripheral surface of the turbine case (16) and the Cooling air is introduced from a plurality of air flow holes (17b) formed in the holding ring (17) into a first space (28) formed between the inner peripheral surface of the holding ring (17), and The second space (29) formed between the inner peripheral surface of the turbine case (16) and the outer peripheral surface of the shroud body (22) is provided with an air circulation hole (16e) formed in the turbine case (16). The shroud support structure for a gas turbine engine according to claim 3, wherein the first space (28) communicates with each other.