JPH11101132A - Heat-insulating structure of gas turbine engine - Google Patents
Heat-insulating structure of gas turbine engineInfo
- Publication number
- JPH11101132A JPH11101132A JP26525597A JP26525597A JPH11101132A JP H11101132 A JPH11101132 A JP H11101132A JP 26525597 A JP26525597 A JP 26525597A JP 26525597 A JP26525597 A JP 26525597A JP H11101132 A JPH11101132 A JP H11101132A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- heat insulating
- heat
- insulating material
- gas turbine
- molded
- 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.)
- Pending
Links
Landscapes
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンの断熱構造に関する。The present invention relates to a heat insulating structure for a gas turbine engine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来の一般的なガスタービンエンジンの
断熱構造としては、例えば特開平６−２５５５９７号公
報、特開平５−９７０９９号公報に開示されているよう
な構造のものがあった。2. Description of the Related Art As a conventional heat insulating structure of a general gas turbine engine, there has been a structure disclosed in, for example, JP-A-6-255597 and JP-A-5-97099.
【０００３】従来技術の一例を示した図７を用いて、こ
の構造を説明する。なお、図７（ｂ）は、図７（ａ）の
Ａ−Ｂ−Ｃ断面を示したものである。１は成形断熱材で
あり、ハウジング２に、例えばシリコン系接着剤３によ
り接着する。成形断熱材１による断熱効果により、ハウ
ジング２の温度は３００℃以下（シリコン系接着剤の耐
熱温度）になるが、万一ガス流速による力により、成形
断熱材１が１ピースでも脱落した場合には、接着剤部の
温度が大幅に上昇し、周辺のピースも連鎖的に脱落する
可能性がある。そのため、成形断熱材１とハウジング２
との接着力を、例えば以下に述べる機械的取付方法で、
より確実に固定してある。This structure will be described with reference to FIG. 7 showing an example of the prior art. FIG. 7B illustrates a cross section taken along the line ABC of FIG. 7A. Reference numeral 1 denotes a molded heat insulating material, which is adhered to the housing 2 by, for example, a silicone adhesive 3. Due to the heat insulating effect of the molded heat insulating material 1, the temperature of the housing 2 becomes 300 ° C. or less (the heat resistant temperature of the silicon-based adhesive). In this case, the temperature of the adhesive portion may be significantly increased, and the peripheral pieces may fall off in a chain. Therefore, the molded heat insulating material 1 and the housing 2
The adhesive force with, for example, the mechanical mounting method described below,
More securely fixed.
【０００４】成形断熱材１のガス側表面に、直接ガス流
に暴露されない凹部を設け、この凹部に頭６ａのあるロ
ッド６にワッシャ７を挟み、ロッド６のネジ部側をハウ
ジング２外表面に貫通し、ハウジング２外表面側に、バ
ネなどの弾性体８とワッシャ９とナット１０により、成
形断熱材１をハウジング２に確実に固定する。[0004] A concave portion which is not directly exposed to the gas flow is provided on the gas side surface of the molded heat insulating material 1. The molded heat insulating material 1 is securely fixed to the housing 2 by an elastic body 8 such as a spring, a washer 9 and a nut 10 on the outer surface side of the housing 2.
【０００５】弾性体で弾性的に固定するのは、強固な取
付により成形断熱材に過大な応力がかからないようにす
るためである。また、成形断熱材１は、ハウジング２と
の熱膨張差により、運転状況によって圧縮、引っ張り応
力が作用しないようするため、いくつものピースに分割
し、それぞれのピースを機械的にハウジングに固定して
いる。[0005] The reason why the elastic member is elastically fixed is to prevent an excessive stress from being applied to the molded heat insulating material by a firm attachment. Further, the molded heat insulating material 1 is divided into a number of pieces in order to prevent compression and tensile stress depending on the operating condition due to a difference in thermal expansion from the housing 2 and each piece is mechanically fixed to the housing. I have.
【０００６】[0006]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、このよ
うな従来のガスタービンエンジンの断熱構造にあって
は、成形断熱材の各ピース間の隙間から高温ガスが回り
込み、本来成形断熱材の持つ断熱効果を十分に発揮でき
ず、ハウジングの温度が上昇し、ハウジングからの熱損
失により、ガスタービンの熱効率が低下するという問題
点があった。However, in such a conventional heat insulating structure of a gas turbine engine, high-temperature gas flows through gaps between the pieces of the formed heat insulating material, and the heat insulating effect inherently provided by the formed heat insulating material. , The temperature of the housing rises, and heat loss from the housing lowers the thermal efficiency of the gas turbine.
【０００７】本発明は、このような従来の問題点に着目
してなされたもので、成形断熱材の各ピース間の隙間に
耐熱金属製プレートによる蓋を設け、上記問題点を解決
することを目的としている。The present invention has been made in view of such a conventional problem, and has been made to solve the above problem by providing a lid made of a heat-resistant metal plate in a gap between each piece of the molded heat insulating material. The purpose is.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】本発明は上述の課題を解
決するために、ガスタービンエンジンの断熱構造におい
て、ガスタービンエンジンのハウジングと流路間に表面
を断熱コーティングした成形断熱材を分割して構成し、
成形断熱材の分割部の隙間をガス流路と遮断する耐熱金
属製プレートを成形断熱材の分割面に沿って成形断熱材
の表面に構成し、耐熱金属製プレートに取り付けたロッ
ドを成形断熱材の隙間を通りハウジング外表面に突出さ
せ、ロッドをハウジング外表面に取り付けたバネ等の弾
性体で弾性的に支持することを特徴とする。SUMMARY OF THE INVENTION In order to solve the above-mentioned problems, the present invention provides a heat insulating structure for a gas turbine engine, in which a molded heat insulating material whose surface is heat-insulated coated is divided between a gas turbine engine housing and a flow path. Configure
A heat-resistant metal plate that blocks the gap between the divided portions of the molded heat insulating material from the gas flow path is formed on the surface of the formed heat insulating material along the divided surface of the formed heat insulating material, and a rod attached to the heat resistant metal plate is used as a molded heat insulating material. And projecting from the housing outer surface through the gap, and the rod is elastically supported by an elastic body such as a spring attached to the housing outer surface.
【０００９】また、上記ガスタービンエンジンの断熱構
造において、耐熱金属製プレートの端部をＲ形状に構成
したことを特徴とする。Further, in the heat insulating structure of the gas turbine engine, the end of the heat-resistant metal plate is formed in an R shape.
【００１０】また、上記ガスタービンエンジンの断熱構
造において、耐熱金属製プレートの両端部よりも中央部
がガス流路側に突出した形状を有することを特徴とす
る。[0010] In the heat insulating structure for a gas turbine engine, the heat-resistant metal plate may have a shape in which a central portion of the heat-resistant metal plate protrudes toward the gas flow path from both ends.
【００１１】また、上記ガスタービンエンジンの断熱構
造において、成形断熱材の隙間部のガス流路面に近い側
に、ガス流路側面に沿って平行に溝を構成し、耐熱金属
製プレートを成形断熱材の溝に挿入させたことを特徴と
する。In the heat insulating structure for a gas turbine engine described above, a groove is formed parallel to the side surface of the gas flow path in the gap portion of the formed heat insulating material near the gas flow path surface, and the heat-resistant metal plate is formed and heat-insulated. It is characterized by being inserted into the groove of the material.
【００１２】また、上記ガスタービンエンジンの断熱構
造において、耐熱金属製プレートが成形断熱材の隙間を
拡大させる方向の弾性力を有することを特徴とする。Further, in the heat insulating structure for a gas turbine engine, the heat-resistant metal plate has an elastic force in a direction to enlarge a gap between the formed heat insulating materials.
【００１３】さらに、ガスタービンエンジンの断熱構造
において、ハウジングがガス流路内側に湾曲したガスタ
ービンエンジンのハウジングと流路間に表面を断熱コー
ティングした成形断熱材を分割して構成し、成形断熱材
の分割部の隙間をガス流路と遮断する耐熱金属製プレー
トを成形断熱材の分割面に沿って分割部の隙間内に挿入
させると共に、耐熱金属製プレートに成形断熱材の隙間
を拡大させる方向の弾性力を付与させたことを特徴とす
る。Further, in the heat insulating structure of a gas turbine engine, a molded heat insulating material whose surface is heat-insulated and coated is divided between the gas turbine engine housing and the flow passage whose housing is curved inside the gas flow passage. A direction in which the heat-resistant metal plate that blocks the gap between the divided portions from the gas flow path is inserted into the gap between the divided portions along the divided surface of the molded heat insulating material, and the gap between the molded heat insulating materials is enlarged in the heat-resistant metal plate. Characterized in that the elastic force is given.
【００１４】また、上記ガスタービンエンジンの断熱構
造において、成形断熱材の隙間に綿状の断熱材を充填し
たことを特徴とする。Further, in the heat insulating structure of the gas turbine engine, the gap between the molded heat insulating materials is filled with a cotton-like heat insulating material.
【００１５】[0015]
【発明の実施の形態】以下、本発明によるガスタービン
エンジンの断熱構造の実施の形態を添付図面を参照して
詳細に説明する。なお、図７に示した従来技術と同一構
成要素には、同じ符号を付してある。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is an exploded perspective view of a gas turbine engine according to an embodiment of the present invention; Note that the same components as those of the prior art shown in FIG. 7 are denoted by the same reference numerals.
【００１６】（第１の実施の形態）図１は、本発明によ
るガスタービンエンジンの断熱構造の第１の実施の形態
を示す図である。なお、図１（ｂ）は、図１（ａ）のＡ
−Ａ断面を示したものである。(First Embodiment) FIG. 1 is a view showing a first embodiment of a heat insulating structure of a gas turbine engine according to the present invention. Note that FIG. 1B is a diagram corresponding to A in FIG.
3 is a cross-sectional view of FIG.
【００１７】まず、図１を用いて構成を説明する。１１
は、例えばハステロイ−Ｘやインコネルなどの耐熱金属
製プレートであり、この耐熱金属製プレート１１は、成
形断熱材１の各ピース間の隙間１２に沿って成形断熱材
１の表面１ａに置かれ、成形断熱材１の各ピース間の隙
間１２から、ハウジング２外部に出したロッド６により
弾性的に取り付けられている。ハウジング２と成形断熱
材１を接着剤３で接着し、成形断熱材１とハウジング２
とを固定するハウジング２外表面の弾性的固定方法は、
従来の方法と同じである。First, the configuration will be described with reference to FIG. 11
Is a heat-resistant metal plate such as Hastelloy-X or Inconel. This heat-resistant metal plate 11 is placed on the surface 1a of the molded heat insulating material 1 along the gaps 12 between the pieces of the molded heat insulating material 1, The molded heat insulating material 1 is elastically attached by a rod 6 extending from the gap 12 between the pieces to the outside of the housing 2. The housing 2 and the molded heat insulating material 1 are bonded with an adhesive 3, and the molded heat insulating material 1 and the housing 2 are bonded.
The elastic fixing method of the outer surface of the housing 2 for fixing
It is the same as the conventional method.
【００１８】次に、第１の実施の形態の作用を説明す
る。耐熱金属製プレート１１を、成形断熱材１の各ピー
ス間の隙間１２に沿って成形断熱材１の表面に設置する
ことにより、高温ガスが成形断熱材１の各ピース間の隙
間１２から回り込むことを防止したため、ハウジング２
からの熱損失によるガスタービンの熱効率低下を改善す
ることができる。また、成形断熱材１の各ピース間の隙
間１２からロッド６をハウジング２外部に出し、弾性的
に固定できる構造としたため、あらかじめ、成形断熱材
１に取付のための穴加工をする必要が無くなり、成形断
熱材１の製造工程の簡素化を図ることができる。Next, the operation of the first embodiment will be described. By installing the heat-resistant metal plate 11 on the surface of the molded heat insulating material 1 along the gap 12 between the pieces of the molded heat insulating material 1, high-temperature gas flows around from the gap 12 between the pieces of the molded heat insulating material 1. Housing 2
Of the gas turbine due to heat loss from the gas turbine can be improved. In addition, since the rod 6 is drawn out of the housing 2 from the gap 12 between the pieces of the molded heat insulating material 1 and can be elastically fixed, there is no need to drill holes for mounting the molded heat insulating material 1 in advance. Thus, the manufacturing process of the molded heat insulating material 1 can be simplified.
【００１９】（第２の実施の形態）図２は、本発明によ
るガスタービンエンジンの断熱構造の第２の実施の形態
を示す図である。なお、図２（ａ）は、図２（ｂ）の耐
熱金属製プレート１１の斜視図である。(Second Embodiment) FIG. 2 is a view showing a second embodiment of a heat insulating structure of a gas turbine engine according to the present invention. FIG. 2A is a perspective view of the heat-resistant metal plate 11 of FIG. 2B.
【００２０】高温ガス流体４に暴露される表面１ａは、
例えば１０００℃を越える高温になるため、例えばガラ
スコーティングなどの耐熱コーティングが施されてお
り、この耐熱コーティングは非常に脆いため、成形断熱
材１を固定する際に耐熱金属製プレート１１のエッジが
耐熱コーティングと接触し、耐熱コーティングの表面を
損傷する可能性があり、その場合には損傷部から成形断
熱材１のエロージョンが進行し、断熱性能が低下する恐
れがある。このため、耐熱金属製プレート１１のエッジ
１１ａをＲにすることにより、エッジ１１ａが耐熱コー
ティングと接触しないようにした。The surface 1a exposed to the hot gas fluid 4 is:
For example, since the temperature becomes higher than 1000 ° C., a heat-resistant coating such as a glass coating is applied, and the heat-resistant coating is very brittle. It may come into contact with the coating and damage the surface of the heat-resistant coating. In this case, erosion of the molded heat insulating material 1 proceeds from the damaged portion, and the heat insulating performance may be reduced. For this reason, the edge 11a of the heat-resistant metal plate 11 is set to R so that the edge 11a does not contact the heat-resistant coating.
【００２１】（第３の実施の形態）図３は、本発明によ
るガスタービンエンジンの断熱構造の第３の実施の形態
を示す図である。なお、図３（ａ）は、図３（ｂ）の耐
熱金属製プレート１１の斜視図である。(Third Embodiment) FIG. 3 is a view showing a third embodiment of a heat insulating structure for a gas turbine engine according to the present invention. FIG. 3A is a perspective view of the heat-resistant metal plate 11 of FIG. 3B.
【００２２】第２の実施の形態において、弾性的に取り
付けられた耐熱金属製プレート１１のＲ部に高温ガスが
当たり、耐熱金属製プレート１１がめくれ上がることに
よって、高温ガスが成形断熱材１の隙間から進入してく
る可能性がある。このため、耐熱金属製プレート１１の
Ｒ部よりも１段ガス流側に突出した突出部１１ｃを設
け、ガスの流れをスムーズにすることにより、耐熱金属
製プレート１１のめくれ上がりを防止した。In the second embodiment, the hot gas hits the R portion of the resiliently mounted heat-resistant metal plate 11 and the heat-resistant metal plate 11 is turned up. There is a possibility of entering from a gap. For this reason, the protruding portion 11c protruding from the R portion of the heat-resistant metal plate 11 to the first-stage gas flow side is provided to make the gas flow smooth, thereby preventing the heat-resistant metal plate 11 from being turned up.
【００２３】（第４の実施の形態）図４は、本発明によ
るガスタービンエンジンの断熱構造の第３の実施の形態
を示す図である。なお、図４（ａ）は、図４（ｂ）の耐
熱金属製プレート１１の斜視図である。(Fourth Embodiment) FIG. 4 is a view showing a third embodiment of a heat insulating structure for a gas turbine engine according to the present invention. FIG. 4A is a perspective view of the heat-resistant metal plate 11 of FIG. 4B.
【００２４】成形断熱材１間のガス流側に近い隙間１２
に、表面に沿って溝１ｂを設け、その溝１ｂに耐熱金属
製プレート１１を挿入させた。これによりガス流による
耐熱金属製プレート１１のめくれ上がりを完全に防止す
ることができる。A gap 12 near the gas flow side between the molded heat insulating materials 1
Then, a groove 1b was provided along the surface, and the heat-resistant metal plate 11 was inserted into the groove 1b. This makes it possible to completely prevent the heat-resistant metal plate 11 from being turned up by the gas flow.
【００２５】（第５の実施の形態）図５は、本発明によ
るガスタービンエンジンの断熱構造の第３の実施の形態
を示す図である。なお、図５（ａ）はハウジング２ａの
斜視図、図５（ｂ）は耐熱金属製プレート１１ｃの斜視
図、図５（ｃ）は成形断熱材１間に耐熱金属製プレート
１１ｃを挿入させた部分の拡大図である。(Fifth Embodiment) FIG. 5 is a view showing a third embodiment of a heat insulating structure for a gas turbine engine according to the present invention. 5 (a) is a perspective view of the housing 2a, FIG. 5 (b) is a perspective view of the heat-resistant metal plate 11c, and FIG. 5 (c) has the heat-resistant metal plate 11c inserted between the molded heat insulating materials 1. It is an enlarged view of a part.
【００２６】湾曲したハウジング２ａの内側に成形断熱
材１を構成する場合に、耐熱金属製プレート１１ｃ自体
に成形断熱材１同士を突っ張る弾性力１３をもたせた。
これにより、成形断熱材１をハウジング２ａに押し付け
る弾性的な力１４が作用し、ハウジング２ａ外部から弾
性的に取り付ける構造が不要となる。このため、ハウジ
ング外部の成形断熱材取付構造を簡素化することができ
る。When the molded heat insulating material 1 is formed inside the curved housing 2a, the heat-resistant metal plate 11c itself has an elastic force 13 that stretches the molded heat insulating materials 1 together.
Thereby, an elastic force 14 for pressing the molded heat insulating material 1 against the housing 2a acts, and a structure for elastically attaching the heat insulating material 1 from the outside of the housing 2a becomes unnecessary. For this reason, the molded heat insulating material mounting structure outside the housing can be simplified.
【００２７】（第６の実施の形態）第６の実施の形態と
して、第１〜第５の実施の形態において、成形断熱材間
の隙間に、アルミナ、シリカ系の綿状の断熱材を充填す
ることにより、耐熱金属製プレートが高温ガスの洩れ込
みを完全にシールできなくても、成形断熱材間の隙間に
高温ガスが回り込むことを防止でき、ハウジングの温度
上昇を防止できるため、ハウジングからの熱損失による
ガスタービンの熱効率低下を改善することができる。(Sixth Embodiment) As a sixth embodiment, in the first to fifth embodiments, the gap between the formed heat insulating materials is filled with an alumina or silica-based cotton-like heat insulating material. By doing so, even if the heat-resistant metal plate cannot completely seal the leakage of the hot gas, the hot gas can be prevented from flowing into the gap between the molded heat insulating materials, and the temperature rise of the housing can be prevented. Of the gas turbine due to the heat loss of the gas turbine can be improved.
【００２８】図６は、第６の実施の形態を第５の実施の
形態に適用した一例を示す図である。なお、図６（ａ）
はハウジング２ａの斜視図、第６（ｂ）は成形断熱材１
間に耐熱金属製プレート１１ｃを挿入させた部分の拡大
図である。図中、符号１２ａは、断熱材を充填した成形
断熱材間の隙間である。FIG. 6 is a diagram showing an example in which the sixth embodiment is applied to the fifth embodiment. FIG. 6 (a)
Is a perspective view of the housing 2a, and FIG.
It is an enlarged view of the part which inserted the heat resistant metal plate 11c between them. In the figure, reference numeral 12a is a gap between the formed heat insulating materials filled with the heat insulating material.
【００２９】[0029]
【発明の効果】以上、詳細に説明したように、第１の実
施の形態によれば、成形断熱材間の隙間表面に耐熱金属
製プレートを置き、耐熱金属製プレートをハウジング外
部から弾性的に支持する構造としたため、成形断熱材間
の隙間に高温ガスが回り込むことを防止でき、ハウジン
グの温度上昇を防止できるため、ハウジングからの熱損
失によるガスタービンの熱効率を向上することができ
る。As described above in detail, according to the first embodiment, the heat-resistant metal plate is placed on the surface of the gap between the molded heat insulating materials, and the heat-resistant metal plate is elastically moved from outside the housing. Since the supporting structure is adopted, high-temperature gas can be prevented from flowing into the gap between the molded heat insulating materials, and the temperature of the housing can be prevented from rising, so that the heat efficiency of the gas turbine due to heat loss from the housing can be improved.
【００３０】また、第２の実施の形態によれば、耐熱金
属製プレートの取付力による成形断熱材の耐熱コーティ
ング部の損傷を防止することができる。Further, according to the second embodiment, it is possible to prevent the heat-resistant coating portion of the molded heat insulating material from being damaged by the mounting force of the heat-resistant metal plate.
【００３１】また、第３の実施の形態によれば、第２の
実施の形態において、耐熱金属製プレートのめくれ上が
りを防止できる。According to the third embodiment, the heat-resistant metal plate can be prevented from being turned up in the second embodiment.
【００３２】また、第４の実施の形態によれば、耐熱金
属製プレートのめくれ上がりを完全に防止することがで
きる。According to the fourth embodiment, the heat-resistant metal plate can be completely prevented from being turned up.
【００３３】また、第５の実施の形態によれば、ハウジ
ング外部の成形断熱材取付方法を簡素化できる。Further, according to the fifth embodiment, the method of attaching the molded heat insulating material outside the housing can be simplified.
【００３４】さらに、第６の実施の形態によれば、第１
〜第５の実施の形態において、高温ガスの回り込みをよ
り効果的に防止できる。Further, according to the sixth embodiment, the first
In the fifth to fifth embodiments, it is possible to more effectively prevent high-temperature gas from flowing around.
【図１】本発明によるガスタービンエンジンの断熱構造
の第１の実施の形態の構成を示す図である。FIG. 1 is a diagram showing a configuration of a first embodiment of a heat insulating structure of a gas turbine engine according to the present invention.
【図２】第２の実施の形態の構成を示す図である。FIG. 2 is a diagram illustrating a configuration of a second embodiment.
【図３】第３の実施の形態の構成を示す図である。FIG. 3 is a diagram illustrating a configuration of a third embodiment.
【図４】第４の実施の形態の構成を示す図である。FIG. 4 is a diagram illustrating a configuration of a fourth embodiment.
【図５】第５の実施の形態の構成を示す図である。FIG. 5 is a diagram illustrating a configuration of a fifth embodiment.
【図６】第６の実施の形態の構成を示す図である。FIG. 6 is a diagram illustrating a configuration of a sixth embodiment.
【図７】従来技術によるガスタービンエンジンの断熱構
造の構成を示す図である。FIG. 7 is a diagram showing a configuration of a heat insulating structure of a gas turbine engine according to a conventional technique.
１ 成形断熱材 １ａ 成形断熱材の表面 １ｂ 溝 ２，２ａ ハウジング ３ 接着剤 ４ 高温ガス流体 ６ ロッド（ボルト） ６ａ ロッドの頭 ８ 弾性体 ９ ワッシャ １０ ナット １１ 耐熱金属製プレート １１ａ，１１ｂ 耐熱金属製プレートのエッジ １１ｃ 耐熱金属製プレートの突出部 １２ 成形断熱材間の隙間 １２ａ 断熱材を充填した成形断熱材間の隙間 １３，１４ 弾性力 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Formed heat insulating material 1a Surface of formed heat insulating material 1b Groove 2, 2a Housing 3 Adhesive 4 Hot gas fluid 6 Rod (bolt) 6a Rod head 8 Elastic body 9 Washer 10 Nut 11 Heat resistant metal plate 11a, 11b Heat resistant metal Edge of plate 11c Protrusion of heat-resistant metal plate 12 Gap between formed heat insulating materials 12a Gap between formed heat insulating materials filled with heat insulating material 13, 14 Elastic force
Claims (7)
路間に表面を断熱コーティングした成形断熱材を分割し
て構成し、前記成形断熱材の分割部の隙間をガス流路と
遮断する耐熱金属製プレートを前記成形断熱材の分割面
に沿って前記成形断熱材の表面に構成し、前記耐熱金属
製プレートに取り付けたロッドを前記成形断熱材の隙間
を通り前記ハウジング外表面に突出させ、前記ロッドを
前記ハウジング外表面に取り付けたバネ等の弾性体で弾
性的に支持することを特徴とするガスタービンエンジン
の断熱構造。1. A heat-resistant metal plate which is formed by dividing a molded heat insulating material whose surface is heat-insulated between a housing of a gas turbine engine and a flow path, and which blocks a gap between divided portions of the formed heat insulating material from a gas flow path. Is formed on the surface of the molded heat insulating material along the divided surface of the molded heat insulating material, and a rod attached to the heat resistant metal plate is projected through the gap of the molded heat insulating material to the housing outer surface, and the rod is A heat insulating structure for a gas turbine engine, wherein the heat insulating structure is elastically supported by an elastic body such as a spring attached to the outer surface of the housing.
の断熱構造において、 前記耐熱金属製プレートの端部をＲ形状に構成したこと
を特徴とするガスタービンエンジンの断熱構造。2. The heat insulating structure for a gas turbine engine according to claim 1, wherein an end of said heat-resistant metal plate is formed in an R shape.
の断熱構造において、 前記耐熱金属製プレートの両端部よりも中央部が前記ガ
ス流路側に突出した形状を有することを特徴とするガス
タービンエンジンの断熱構造。3. The gas turbine engine according to claim 2, wherein a central portion of the heat-resistant metal plate has a shape protruding toward the gas flow passage from both ends of the plate. Thermal insulation structure.
の断熱構造において、 前記成形断熱材の隙間部の前記ガス流路面に近い側に、
前記ガス流路側面に沿って平行に溝を構成し、前記耐熱
金属製プレートを前記成形断熱材の溝に挿入させたこと
を特徴とするガスタービンエンジンの断熱構造。4. The heat-insulating structure for a gas turbine engine according to claim 1, wherein a gap portion of the molded heat-insulating material is closer to the gas flow path surface.
A heat insulating structure for a gas turbine engine, wherein a groove is formed parallel to a side surface of the gas flow path, and the heat-resistant metal plate is inserted into the groove of the molded heat insulating material.
の断熱構造において、 前記耐熱金属製プレートが前記成形断熱材の隙間を拡大
させる方向の弾性力を有することを特徴とするガスター
ビンエンジンの断熱構造。5. The heat insulation structure for a gas turbine engine according to claim 4, wherein the heat-resistant metal plate has an elastic force in a direction in which a gap between the molded heat insulating materials is enlarged. Construction.
スタービンエンジンのハウジングと流路間に表面を断熱
コーティングした成形断熱材を分割して構成し、前記成
形断熱材の分割部の隙間をガス流路と遮断する耐熱金属
製プレートを前記成形断熱材の分割面に沿って分割部の
隙間内に挿入させると共に、前記耐熱金属製プレートに
前記成形断熱材の隙間を拡大させる方向の弾性力を付与
させたことを特徴とするガスタービンエンジンの断熱構
造。6. A molded heat insulating material whose surface is heat-insulated coated is divided between a housing of a gas turbine engine and a gas passage whose housing is curved inside a gas flow passage, and a gap between the divided portions of the molded heat insulation material is formed by gas. A heat-resistant metal plate that blocks the flow path is inserted into the gap between the divided portions along the divided surface of the molded heat insulating material, and the elastic force in the direction in which the heat-resistant metal plate enlarges the gap between the molded heat insulating materials is increased. A heat insulating structure for a gas turbine engine, wherein the heat insulating structure is provided.
タービンエンジンの断熱構造において、 前記成形断熱材の隙間に綿状の断熱材を充填したことを
特徴とするガスタービンエンジンの断熱構造。7. The heat insulating structure for a gas turbine engine according to claim 1, wherein a gap between the molded heat insulating materials is filled with a cotton-like heat insulating material. .
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26525597A JPH11101132A (en) | 1997-09-30 | 1997-09-30 | Heat-insulating structure of gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26525597A JPH11101132A (en) | 1997-09-30 | 1997-09-30 | Heat-insulating structure of gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11101132A true JPH11101132A (en) | 1999-04-13 |
Family
ID=17414698
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP26525597A Pending JPH11101132A (en) | 1997-09-30 | 1997-09-30 | Heat-insulating structure of gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11101132A (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109083704A (en) * | 2018-09-25 | 2018-12-25 | 西安热工研究院有限公司 | Overcritical working medium turbine set shell preserving heat and radiating heat device and method |
| KR20230121436A (en) | 2022-02-11 | 2023-08-18 | 한화에어로스페이스 주식회사 | Insulation shielding structure and gas turbine engine including the same |
-
1997
- 1997-09-30 JP JP26525597A patent/JPH11101132A/en active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109083704A (en) * | 2018-09-25 | 2018-12-25 | 西安热工研究院有限公司 | Overcritical working medium turbine set shell preserving heat and radiating heat device and method |
| CN109083704B (en) * | 2018-09-25 | 2023-10-20 | 西安热工研究院有限公司 | Thermal insulation and heat dissipation device and method for supercritical working medium turbine set shell |
| KR20230121436A (en) | 2022-02-11 | 2023-08-18 | 한화에어로스페이스 주식회사 | Insulation shielding structure and gas turbine engine including the same |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2312224C2 (en) | Gas turbine (version) | |
| EP2535522B1 (en) | Seal assembly comprising a w-shaped seal | |
| JP5033407B2 (en) | Ceramic matrix composite nozzle structure | |
| CA1235070A (en) | Coolable seal segment for a rotary machine | |
| US6659472B2 (en) | Seal for gas turbine nozzle and shroud interface | |
| JPH1037701A (en) | Blade for turbomachine thermally loaded | |
| US20140367925A1 (en) | Hot gas seal | |
| JP4125891B2 (en) | Gas turbine blade and gas turbine | |
| JP2002506963A (en) | Combustor wall segments and combustors | |
| EP1323894A2 (en) | Supplemental seal for the chordal hinge seals in a gas turbine | |
| JP2003013705A (en) | Seal element for gap seal and combustion turbine with the element | |
| JPS5857658B2 (en) | Heat shielding structure for walls exposed to high heat using ceramics | |
| JP2006002765A (en) | Method of installing turbine nozzle to gas turbine combustion chamber having cmc wall part | |
| JP2007107524A (en) | Assembly for controlling thermal stress in ceramic matrix composite article | |
| JPH10103014A (en) | Gas turbine shroud structure | |
| WO2009126191A2 (en) | Sealing arrangement for turbine engine having ceramic components | |
| JP2002286144A (en) | Brush seal device | |
| KR101183623B1 (en) | Turbocharger-catalytic converter assembly | |
| JPH05187263A (en) | Stator blade liner with thermal shielding body arranged in axial direction | |
| JPH11101132A (en) | Heat-insulating structure of gas turbine engine | |
| JP2004537678A (en) | Sealing member for sealing gap and combustion turbine provided with sealing member | |
| CN112197297A (en) | Mounting component for covering heat insulation layer on combustion chamber shell and combustion chamber | |
| JP2016205389A (en) | Composite seals for turbomachinery | |
| JP7018131B2 (en) | Gas turbine shroud assembly | |
| CN115298485B (en) | Combustion chamber with ceramic heat shield and seal |