WO2007099895A1 - インピンジメント冷却構造 - Google Patents

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WO2007099895A1
WO2007099895A1 PCT/JP2007/053486 JP2007053486W WO2007099895A1 WO 2007099895 A1 WO2007099895 A1 WO 2007099895A1 JP 2007053486 W JP2007053486 W JP 2007053486W WO 2007099895 A1 WO2007099895 A1 WO 2007099895A1
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cavity
shroud
cooling
impingement
fin
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Shu Fujimoto
Youji Ohkita
Yoshitaka Fukuyama
Takashi Yamane
Masahiro Matsushita
Toyoaki Yoshida
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Ihi Corporation
Japan Aerospace Exploration Agency
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    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface

Definitions

  • the present invention relates to an impingement cooling structure for cooling a hot wall of a turbine shroud or a turbine end wall.
  • FIG. 1 An example of such a turbine component is a turbine shroud 31 shown in FIG. 1, and a plurality of turbine shrouds 31 are connected in the circumferential direction to form a ring shape as shown in the sectional view of FIG. In addition, it has a function of enclosing the tip end surface of the turbine blade 32 rotating at high speed with a space therebetween and suppressing the flow rate of the hot gas flowing through the gap.
  • the inner surface of the turbine shroud 31 is always exposed to the hot gas.
  • the inner surface of the turbine end wall is also exposed to high temperature gas.
  • 33 is a fixing part such as the engine inner surface for fixing the turbine shroud 31, and 34 is a fixing bracket.
  • the cooling air used in such a cooling structure usually uses high-pressure air compressed by a compressor, so the amount of cooling air used directly affects the engine performance. There's a problem.
  • Patent Document 1 US Pat. No. 4,526,226, “MULTIPLE-INPINGEMENT COOLED STRUCTURE”
  • Patent Document 2 US Pat. No. 6,779,597, “MULTIPLE INPINGEMEN T COOLED STRUCTURE”
  • the impingement cooling structure of Patent Document 1 includes a shroud 47 having an inner surface 38, an outer surface 40, wedges 42 and 44, and a rib 46, flanges 48 and 50, and a first nozzle.
  • the cooling air passing through the hole of the first baffle 56 is used to impinge-cool the upstream side of the outer surface of the shroud, and the same cooling air is supplied to the second baffle 5 8
  • the impingement cooling is again performed on the downstream side of the outer surface of the shroud through the holes.
  • the impingement cooling structure of Patent Document 2 includes a base 62 having an inner surface 64 and an outer surface 66, a first baffle 70, a cavity 72, and a second baffle 74. Impingement cooling the downstream side of the outer surface of the base with cooling air passing through the holes of the first baffle 70, and further impingement cooling the upstream side of the outer surface of the base again through the holes of the second baffle 74.
  • the present invention has been devised in order to solve a serious problem. That is, the object of the present invention is to reduce the amount of cooling air that cools the hot walls of the turbine shroud and the turbine end wall with the same simple structure as before without increasing the overall thickness in the radial direction. It is an object of the present invention to provide an impingement cooling structure.
  • a plurality of shroud members constituting a ring-shaped shroud connected in the circumferential direction and surrounding a high-temperature gas flow are attached to the outer surface in the radial direction of the shroud member and are hollow between them. It consists of a shroud cover that makes up the cavity,
  • the shroud cover has a first impingement cooling hole that communicates with the cavity and injects cooling air into the interior to cool the inner surface of the cavity.
  • the shroud member has a fin with a hole that divides the cavity into a plurality of sub-cavities,
  • the said fin with a hole has the 2nd impingement cooling hole which injects the cooling air which flowed in from the 1st impingement cooling hole diagonally toward the bottom face of an adjacent subcavity, and the impingement cooling structure characterized by the above-mentioned is provided.
  • the shroud member includes an inner surface that extends along the hot gas flow and is directly exposed to the hot gas flow, and an outer surface that is located outside the inner surface and forms the bottom surface of the cavity.
  • An upstream flange that extends radially outward from the upstream side of the hot gas flow and is fixed to the fixed portion; a downstream flange that extends radially outward from the downstream side of the hot gas flow and is fixed to the fixed portion;
  • the upstream flange and the downstream flange constitute a cooling air chamber outside the shroud force bar
  • the perforated fin extends radially outward from the outer surface constituting the bottom surface of the cavity to the inner surface of the shroud cover, and divides the cavity into a plurality of adjacent sub-cavities along the hot gas flow.
  • the upstream flange and / or the downstream flange has a third intake cooling hole for ejecting cooling air from the cavity toward the outer surface of the flange.
  • the shroud member has a film cooling hole for ejecting cooling air from the cavity to the inner surface.
  • a turbulence promoting body for promoting turbulent flow or a protrusion or pin for expanding the heat transfer area is provided on the bottom surface of the cavity.
  • the shroud member has a holeless fin for dividing the cavity into a plurality of sub-cavities, and the cooling air flow path is divided into two or more by the holeless fin.
  • the angle of the fins with holes to the bottom surface of the sub-cavity of the second inking cooling hole is 45 ° or less, and the impingement height e is 0.26 or less of the length L in the flow direction of the sub-cavity. .
  • the shroud cover force is provided between the shroud member and the shroud member.
  • a first intake cooling insulator for injecting the cooling air into the hollow cavity to cool the inner surface of the cavity.
  • the shroud member has a fin with a hole that divides the cavity into a plurality of sub-cavities
  • the holed fin has a second inlet cooling hole for injecting the cooling air flowing in from the first inlet cooling hole obliquely toward the bottom surface of the adjacent sub-cavity
  • the thickness of the shroud member is the same as the conventional one, and it does not increase the radial thickness of the entire shroud, and it has a simple structure similar to the conventional one with only the fins with holes, and the hot wall of the turbine shroud or turbine end wall. The amount of cooling air for cooling the can be reduced.
  • the cooling structure of the present invention is again applied to the high-temperature wall surfaces of the turbine shroud and the end wall through the slanted holes (second inking cooling holes) provided in the fins with the cooling air once used for cooling the impingement.
  • the amount of cooling air can be significantly reduced.
  • FIG. 1 is a perspective view of a conventional turbine shroud.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view of a conventional turbine shroud.
  • FIG. 3A is a cross-sectional view of a conventional cooling structure.
  • FIG. 3B is a cross-sectional view of a conventional cooling structure.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view of an impingement cooling structure of Patent Document 1.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view of an impingement cooling structure of Patent Document 2.
  • FIG. 6 is a first embodiment showing an impingement cooling structure of the present invention.
  • FIG. 7 is a cross-sectional view showing a second embodiment of the structure of the present invention.
  • FIG. 8 is a cross-sectional view showing a third embodiment of the structure of the present invention.
  • FIG. 9 is a cross-sectional view showing a fourth embodiment of the structure of the present invention.
  • FIG. 10 is a cross-sectional view showing a fifth embodiment of the structure of the present invention.
  • FIG. 11 is a sectional view showing a sixth embodiment of the structure of the present invention.
  • FIG. 12 is a cross-sectional view showing a seventh embodiment of the structure of the present invention.
  • FIG. 13 is a sectional view showing an eighth embodiment of the structure of the present invention.
  • FIG. 14A is a schematic diagram of cooling efficiency and a structural schematic diagram of the present invention and a conventional example.
  • FIG. 14B is a schematic diagram of cooling efficiency and a structural schematic diagram of the present invention and a conventional example.
  • FIG. 14C is a schematic diagram of cooling efficiency and a structural schematic diagram of the present invention and a conventional example.
  • FIG. 14D is a schematic diagram of cooling efficiency and a structural schematic diagram of the present invention and a conventional example.
  • FIG. 15 Test results showing the relationship between the ratio of cooling air flow rate wc and high-temperature mainstream air flow rate wg (wc / wg) and cooling efficiency.
  • FIG. 16 is an explanatory view showing the relationship between the gap A h at the tip of the fin and the height h of the fin with a hole.
  • FIG. 18 is an explanatory view showing the relationship between the angle ⁇ of the second impingement cooling hole and the height h of the holed fin.
  • FIG. 6 is a first embodiment showing an impingement cooling structure according to the present invention.
  • the mainstream gas (hot gas flow 1) flowing into the turbine is adiabatically expanded when the turbine blade 32 is operated, so that the upstream side of the turbine shroud is hotter than the downstream side.
  • this example is a basic form of the present invention with enhanced upstream cooling.
  • 32 is a turbine blade that rotates at high speed
  • 33 is a fixed part such as the engine inner surface for fixing the turbine shroud
  • 34 is a fixing bracket.
  • the impingement cooling structure of the present invention includes a plurality of shroud members 10, a shroud cover 20 and a force.
  • the shroud member 10 constitutes a ring-shaped shroud that is arranged in the circumferential direction and surrounds the hot gas flow 1.
  • the shroud cover 20 is attached to the outer surface in the radial direction of the shroud member 10 and forms a hollow cavity 2 therebetween.
  • the shroud member 10 extends along the hot gas flow 1 and is directly exposed to the inner surface 11, the outer surface 13 located outside the inner surface 11 and constituting the bottom surface of the cavity 2, and the hot gas flow 1.
  • An upstream flange 14 extending radially outward from the upstream side and fixed to the fixed portion 33; and a downstream flange 15 extending radially outward from the downstream side of the high-temperature gas flow 1 and fixed to the fixed portion 33;
  • the upstream flange 14 and the downstream flange 15 constitute a cooling air chamber 4 outside the shroud cover 20 while being fixed to the fixing portion 33.
  • the shroud member 10 has a fin 12 with a hole that divides the cavity 2 into a plurality of sub-cavities 2a, 2b, 2c at the radially outer central portion.
  • the perforated fin 12 extends radially outward from the outer surface 13 constituting the bottom surface of the cavity 2 to the inner surface of the shroud cover 20 (lower surface in the figure), and the cavity 2 is connected to a plurality of adjacent sub-cavities 2a, Divide into 2b and 2c.
  • the fin 12 with a hole has a second inlet cooling hole 12a for injecting the cooling air 3 flowing in from the first inlet cooling hole 22 obliquely toward the bottom surfaces of the adjacent sub-cavities 2b, 2c.
  • the shroud cover 20 has a first impingement cooling hole 22 that communicates with the cavity 2 and blows out the cooling air 3 therein to impingely cool the inner surface of the cavity.
  • the first intake cooling hole 22 is a through hole that communicates with the most upstream sub-cavity 2 a along the hot gas flow 1 and is perpendicular to the hot gas flow 1.
  • the present invention is not limited to this configuration, and the first impingement cooling hole 22 may be communicated with the intermediate sub-cavity 2b or the downstream sub-cavity 2c.
  • the upstream flange 14 and the downstream flange 15 respectively have third inking cooling holes 14a and 15a for ejecting cooling air from the cavity toward the outer surface of the flange.
  • the high-pressure cooling air 3 first passes through the first impingement cooling hole 22 and collides perpendicularly with the outer surface 13 (hot wall) constituting the bottom surface of the subcavity 2a. Absorbs heat. Next, this cooling air 3 exchanges heat with the fins 12 with holes and reaches the second inlet cooling holes 12a on the upstream side, passes through the holes, and again reaches the hot wall (the outer surface 13 constituting the bottom surface of the sub-cavity 2b). To absorb heat from the wall.
  • a part of the cooling air 3 reaches the third inlet cooling hole 14a while exchanging heat with the upstream flange 14, passes through the hole, collides with the outer surface of the flange, and flows into the main stream while absorbing heat from the wall.
  • the cooling air 3 flowing into the subcavity 2b exchanges heat with the fins 12 with holes and reaches the second inlet cooling holes 12a on the downstream side, passes through the holes, and again forms a hot wall (the bottom surface of the subcavity 2c). It collides with the outer surface 13) and absorbs heat from the wall. Finally, the cooling air 3 reaches the third inlet cooling hole 15a while exchanging heat with the downstream flange 15, passes through the hole, collides with the outer surface of the flange, absorbs heat from the wall, and exits to the mainstream.
  • the cooling performance is improved by the reuse of cooling air and the effect of fins. Even if it is kept below 2, it is possible to maintain the same metal temperature.
  • FIG. 7 is a cross-sectional view showing a second embodiment of the structure of the present invention.
  • the first embodiment basic type
  • the third inking cooling hole 14a of the upstream flange 14 is eliminated
  • the third inking cooling of the downstream flange 15 is eliminated. Only hole 15a is used.
  • Other configurations are the same as those of the first embodiment (basic type).
  • the number of impingement cooling stages can be reduced.
  • the number of fins 12 with holes may be increased to increase the number of impingement cooling stages.
  • FIGS. 8 and 9 are sectional views showing third and fourth embodiments of the structure of the present invention.
  • the first position where the cooling air cools the impingement is changed.
  • FIG. 10 is a cross-sectional view showing a fifth embodiment of the structure of the present invention.
  • the third impingement cooling hole 14a and the third impingement cooling hole 15a are omitted, and instead, the shroud member 10 is provided with a cavity 2 (2a, 2b). , 2c) has film cooling holes 16a and 16b for injecting cooling air 3 obliquely to the inner surface 11.
  • cooling can be enhanced by film cooling holes according to design requirements.
  • FIG. 11 is a cross-sectional view showing a sixth embodiment of the structure of the present invention.
  • a turbulence promoter 17 is provided on the bottom surface of the cavity 2 (2a, 2b, 2c) as compared with the first embodiment (basic type).
  • the turbulence promoting body 17 is a pin or protrusion having a function of increasing the heat transfer coefficient by disturbing the flow.
  • a larger protrusion or pin may be provided for the purpose of expanding the heat transfer area.
  • the heat transfer coefficient can be increased, the heat transfer area can be increased, and cooling can be enhanced.
  • FIG. 12 is a cross-sectional view showing a seventh embodiment of the structure of the present invention.
  • a vertical inking cooling hole for locally cooling a portion where the metal temperature is high is added.
  • FIG. 13 is a cross-sectional view showing an eighth embodiment of the structure of the present invention.
  • the shroud member 10 has a holeless fin 18 that divides the cavity 2 into a plurality of subcavities, and the cooling air 3 The flow path is separated into two.
  • Example 1 With this configuration, the amount of cooling air increases, but cooling can be further enhanced.
  • a test piece 5 simulating a turbine shroud was manufactured, hot gas 1 was flowed on one side, and cooling air 3 was flowed on the opposite side.
  • the surface temperature Tmg was measured and the cooling efficiency 77 was calculated.
  • FIG. 14B shows the structure of the present invention (multistage inclined impingement) used for the test
  • FIG. 14C shows Conventional Example 1 (without pin fins)
  • FIG. 14D shows Conventional Example 2 (with pin fins). The other conditions were the same.
  • FIG. 15 shows the test results.
  • the horizontal axis represents the ratio (w c / wg) between the cooling air flow rate wc and the high-temperature main flow air flow rate wg, and the vertical axis represents the cooling efficiency ⁇ .
  • the wcZwg is about 1.3% in the conventional example. In the present invention, it is about 0.6%, and the required air volume can be reduced to 1Z2 or less while maintaining the cooling efficiency.
  • FIG. 16 is an explanatory diagram showing the relationship between the gap A h between the radially outer end of the holed fin 12 and the inner surface of the shroud cover 20 and the height h of the holed fin.
  • the cooling air flow rate calculation and heat transfer analysis were performed with the gap ⁇ 1 ⁇ ⁇ fin height h between the fin tip and the plate set to 0 (no gap) to 0.2.
  • Fig. 17 shows the results of the analysis.
  • the horizontal axis is the axial length
  • the vertical axis is the gas path surface metal temperature (mainstream metal surface temperature)
  • each line in the figure is A hZh force S, from 0 to 0.2. This is the analysis result. From this figure, it was found that the turbine shroud temperature was below the allowable value up to A hZh force SO.
  • FIG. 18 is an explanatory diagram showing the relationship between the angle ⁇ of the second impingement cooling hole 12a and the inbinge height e. It is.
  • Figure 19 shows the test results.
  • the horizontal axis is the cooling air flow rate
  • the vertical axis is the average cooling efficiency
  • the black circle in the figure is 30 °
  • the white circle is 45 °.
  • Figures 20A, B, and C show the test results.
  • the horizontal axis is the cooling air flow rate
  • the vertical axis is the average cooling efficiency
  • the angle ⁇ of the second impingement cooling hole 12a is set to a large value, it is necessary to increase the thickness of the shroud, which causes undesirable effects such as weight increase and thermal stress increase during operation. Therefore, the angle ⁇ is preferably up to about 45 °. Also, it is preferable that the inbinge height e / cooling chamber length L is smaller than 0.26.
  • the shroud cover 20 ejects the cooling air 3 into the hollow cavity 2 provided between the shroud member 10 and the inside of the cavity is cooled by the impingement.
  • the shroud member 10 has a holed fin 12 that divides the cavity 2 into a plurality of sub-cavities,
  • the thickness of the shroud member 10 is the same as the conventional thickness. Cooling air that cools the high temperature walls of the turbine shroud and turbine end wall with the same simple structure as before without increasing the radial thickness of the same shroud as a whole and having only the fins 12 with holes. The ability to reduce the amount S.

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Abstract

周方向に連結して高温ガス流を囲むリング形状のシュラウドを構成する複数のシュラウド部材１０と、シュラウド部材の半径方向外面に取り付けられその間に中空のキャビティ２を構成するシュラウドカバー２０とからなる。シュラウドカバーは、キャビティに連通し冷却空気を内部に噴出してキャビティ内面をインピンジメント冷却するための第１インピンジ冷却孔２２を有する。シュラウド部材１０は、キャビティを複数のサブキャビティに分割する孔付きフィン１２を有する。孔付きフィンは、第１インピンジ冷却孔から流入した冷却空気３を隣接するサブキャビティの底面に向けて斜めに噴出する第２インピンジ冷却孔１２ａを有する。

Description

明 細 書
インビンジメント冷去卩構造
発明の背景
[0001] 発明の技術分野
本発明は、タービンシュラウドやタービンエンドウォールの高温壁を冷却するインピ ンジメント冷却構造に関する。
[0002] 関連技術の説明
近年熱効率向上のためにガスタービンの高温ィ匕が進められており、この場合のター ビン入口温度は 1200°C〜： 1700°C程度にまで達する。かかる高温下において金属 製のタービン部品は、材料の耐用限界温度を超えなレ、ように冷却が必要である。
[0003] このようなタービン部品の一例は、図 1に示すタービンシュラウド 31であり、図 2の断 面図に示すように、複数のタービンシュラウド 31を周方向に接続してリング形状に構 成し、高速回転するタービン翼 32の先端面から間隔を隔てて囲み、その隙間を流れ る高温ガスの流量を抑制する機能を有する。
従って、タービンシュラウド 31の内面は常に高温ガスに曝されている。また同様にタ 一ビンエンドウォールの内面も高温ガスに曝されている。
なお、この図において 33はタービンシュラウド 31を固定するためのエンジン内面等 の固定部分、 34は固定金具である。
[0004] 上述したタービンシュラウドやタービンエンドウォールの高温壁を冷却するために、 図 3A, 図 3Bに示すようなインビンジ冷却孔 35、乱流促進体 36 (又はフィン付き平滑 流路）、フィルム冷却孔 37などを単独又は組合わせた冷却構造が従来から用いられ ている。
し力、しこのような冷却構造に用いる冷却空気は、通常、圧縮機で圧縮された高圧空 気を使用するため、この冷却空気の使用量が直接的にエンジンの性能に影響を及 ぼす問題がある。
[0005] そこで、冷却空気の使用量を低減するために、一度インビンジメント冷却させた冷 却空気を再度インビンジメント冷却に使用する形態が提案されている (例えば特許文 献 1、2)。 [0006] 特許文献 1 :米国特許第 4, 526, 226号明細書、 "MULTIPLE- INPINGEMENT COOLED STRUCTURE"
特許文献 2 :米国特許第 6, 779, 597号明細書、 "MULTIPLE INPINGEMEN T COOLED STRUCTURE"
[0007] 特許文献 1のインビンジメント冷却構造は、図 4に示すように、内面 38、外面 40、ェ ッジ 42、 44、リブ 46を有するシュラウド 47と、フランジ 48、 50と、第 1ノ ッフノレ 56と、 第 2バッフル 58と、流体連通手段とを備え、第 1バッフル 56の孔を通る冷却空気でシ ユラウド外面の上流側をインビンジメント冷却し、さらに同じ冷却空気を第 2バッフル 5 8の孔を通してシュラウド外面の下流側を再度インビンジメント冷却するものである。
[0008] 特許文献 2のインビンジメント冷却構造は、図 5に示すように、内面 64と外面 66を有 するベース 62と、第 1バッフル 70と、キヤビティ 72と、第 2バッフル 74とを備え、第 1バ ッフル 70の孔を通る冷却空気でベース外面の下流側をインピンジメント冷却し、さら に同じ冷却空気を第 2バッフル 74の孔を通してベース外面の上流側を再度インピン ジメント冷却するものである。
[0009] しかし、特許文献 1、 2のインビンジメント冷却構造は、半径方向外方に積層された 複数の空気室 (キヤビティ）を設ける必要があるため、従来のシュラウドと比較して全 体の厚みが増大する問題点があった。またこれらのインビンジメント冷却構造は、従 来のシュラウドと比較して構造が複雑であり製造コストが高くなる問題点があった。 発明の要約
[0010] 本発明は力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、半径方向の全体の厚みを増大させることなぐかつ従来と同程度の簡単 な構造で、タービンシュラウドやタービンエンドウォールの高温壁を冷却する冷却空 気量を低減することができるインビンジメント冷却構造を提供することにある。
[0011] 本発明によれば、周方向に連結して高温ガス流を囲むリング形状のシュラウドを構 成する複数のシュラウド部材と、該シユラウド部材の半径方向外面に取り付けられそ の間に中空のキヤビティを構成するシユラウドカバーとからなり、
前記シュラウドカバーは、前記キヤビティに連通し冷却空気を内部に噴出してキヤビ ティ内面をインビンジメント冷却するための第 1インビンジ冷却孔を有し、 前記シュラウド部材は、前記キヤビティを複数のサブキヤビティに分割する孔付きフ インを有し、
該孔付きフィンは、第 1インビンジ冷却孔から流入した冷却空気を隣接するサブキヤ ビティの底面に向けて斜めに噴出する第 2インビンジ冷却孔を有する、ことを特徴と するインビンジメント冷却構造が提供される。
[0012] 本発明の好ましい実施形態によれば、前記シュラウド部材は、高温ガス流に沿って 延びこれに直接曝される内面と、該内面より外側に位置し前記キヤビティの底面を構 成する外面と、高温ガス流の上流側から半径方向外方に延び固定部分に固定され る上流側フランジと、高温ガス流の下流側から半径方向外方に延び固定部分に固定 される下流側フランジと、を有し、該上流側フランジと下流側フランジは、シュラウド力 バーの外側に冷却空気室を構成するようになっており、
前記孔付きフィンは、前記キヤビティの底面を構成する外面からシュラウドカバーの 内面まで半径方向外方に延び、前記キヤビティを高温ガス流に沿って隣接する複数 のサブキヤビティに分割する。
[0013] また、前記上流側フランジ及び/又は下流側フランジは、該フランジの外面に向け て前記キヤビティから冷却空気を噴出する第 3インビンジ冷却孔を有する。
[0014] また、前記シュラウド部材は、前記キヤビティから前記内面に冷却空気を噴出するフ イルム冷却孔を有する。
[0015] また、前記キヤビティの底面に乱流を促進する乱流促進体もしくは伝熱面積を拡大 する突起又はピンを備える。
[0016] また、前記シュラウド部材は、前記キヤビティを複数のサブキヤビティに分割する孔 無しフィンを有し、該孔無しフィンにより冷却空気の流路を 2以上に分離する。
[0017] また、前記孔付きフィンの半径方向外方端とシュラウドカバーの内面との間に隙間 を有し、該隙間の高さ A hは前記孔付きフィンの高さ hの 0. 2以下である。
[0018] また、前記該孔付きフィンの第 2インビンジ冷却孔のサブキヤビティ底面に対する角 度は 45° 以下であり、インビンジ高さ eは、サブキヤビティの流路方向長さ Lの 0. 26 以下である。
[0019] 上記本発明の構成によれば、シュラウドカバー力 シュラウド部材との間に設けられ た中空のキヤビティ内に冷却空気を噴出してキヤビティ内面をインビンジメント冷却す るための第 1インビンジ冷去卩子しを有し、
シュラウド部材は、前記キヤビティを複数のサブキヤビティに分割する孔付きフィンを 有し、
該孔付きフィンは、第 1インビンジ冷却孔から流入した冷却空気を隣接するサブキヤ ビティの底面に向けて斜めに噴出する第 2インビンジ冷却孔を有するので、
シュラウド部材の厚さは従来と同一でよぐシュラウド全体の半径方向の厚みを増す ことなぐかつ孔付きフィンを有するだけの従来と同程度の簡単な構造で、タービンシ ユラウドやタービンエンドウォールの高温壁を冷却する冷却空気量を低減することが できる。
[0020] すなわち、本発明の冷却構造は、タービンシュラウドおよびエンドウォールの高温 壁面に対し、一度インビンジメント冷却に使用した冷却空気を孔付きフィンに設けた 斜め孔（第 2インビンジ冷却孔）を通して再度インビンジメント冷却に使用することで、 冷却空気量の大幅な低減を可能とするものである。
本発明のその他の目的及び有利な特徴は、添付図面を参照した以下の説明から明 らかになろう。
図面の簡単な説明
[0021] [図 1]従来のタービンシュラウドの斜視図である。
[図 2]従来のタービンシュラウドの断面図である。
[図 3A]従来の冷却構造の断面図である。
[図 3B]従来の冷却構造の断面図である。
[図 4]特許文献 1のインビンジメント冷却構造の断面図である。
[図 5]特許文献 2のインビンジメント冷却構造の断面図である。
[図 6]本発明のインビンジメント冷却構造を示す第 1実施形態図である。
[図 7]本発明の構造の第 2実施形態を示す断面図である。
[図 8]本発明の構造の第 3実施形態を示す断面図である。
[図 9]本発明の構造の第 4実施形態を示す断面図である。
[図 10]本発明の構造の第 5実施形態を示す断面図である。 [図 11]本発明の構造の第 6実施形態を示す断面図である。
[図 12]本発明の構造の第 7実施形態を示す断面図である。
[図 13]本発明の構造の第 8実施形態を示す断面図である。
[図 14A]冷却効率の模式図と本発明と従来例の構造模式図である。
[図 14B]冷却効率の模式図と本発明と従来例の構造模式図である。
[図 14C]冷却効率の模式図と本発明と従来例の構造模式図である。
[図 14D]冷却効率の模式図と本発明と従来例の構造模式図である。
[図 15]冷却空気流量 wcと高温主流空気流量 wgの比 (wc/wg)と冷却効率 の関 係を示す試験結果である。
[図 16]フィン先端の隙間 A hと孔付きフィンの高さ hとの関係を示す説明図である。
[図 17]軸方向長さとガスパス面メタル温度（主流側金属表面温度）の関係を示す解析 結果である。
[図 18]第 2インビンジ冷却孔の角度 Θと孔付きフィンの高さ hとの関係を示す説明図 である。
[図 19]角度 Θ = 30° 、45° における冷却空気流量と平均冷却効率の関係を示す 試験結果である。
[図 20A]e/L=0. 13、 0. 26における冷却空気流量と平均冷却効率の関係を示す 試験結果である。
[図 20B]e/L = 0. 13、 0. 26における冷却空気流量と平均冷却効率の関係を示す 試験結果である。
[図 20C]e/L = 0. 13、 0. 26における冷却空気流量と平均冷却効率の関係を示す 試験結果である。
好ましい実施例の説明
[0022] 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、重複した説明を省略する。
図 6は、本発明のインビンジメント冷却構造を示す第 1実施形態図である。
[0023] 図 6において、タービンに流入する主流ガス（高温ガス流 1)は、タービン翼 32に仕 事をする際に断熱膨張するため、タービンシュラウドの上流側が下流側より高温にな る。これを考慮し、この例は上流側の冷却を強化した本発明の基本形である。
なおこの図において、 32は高速回転するタービン翼、 33はタービンシュラウドを固 定するためのエンジン内面等の固定部分、 34は固定金具である。
[0024] 本発明のインビンジメント冷却構造は、複数のシュラウド部材 10とシユラウドカバー 2 0と力、らなる。
[0025] シュラウド部材 10は、周方向に配置して高温ガス流 1を囲むリング形状のシュラウド を構成する。また、シュラウドカバー 20は、シュラウド部材 10の半径方向外面に取り 付けられその間に中空のキヤビティ 2を構成する。
[0026] シュラウド部材 10は、高温ガス流 1に沿って延びこれに直接曝される内面 11と、内 面 11より外側に位置しキヤビティ 2の底面を構成する外面 13と、高温ガス流 1の上流 側から半径方向外方に延び固定部分 33に固定される上流側フランジ 14と、高温ガ ス流 1の下流側から半径方向外方に延び固定部分 33に固定される下流側フランジ 1 5とを有する。
上流側フランジ 14と下流側フランジ 15は、固定部分 33に固定された状態でシユラ ウドカバー 20の外側に冷却空気室 4を構成する。
[0027] さらにシュラウド部材 10は、その半径方向外方の中央部にキヤビティ 2を複数のサ ブキヤビティ 2a, 2b, 2cに分割する孔付きフィン 12を有する。孔付きフィン 12はこの 例では 2つであるが、単一でも 3以上でもよい。
孔付きフィン 12は、キヤビティ 2の底面を構成する外面 13からシュラウドカバー 20 の内面（図で下面）まで半径方向外方に延び、キヤビティ 2を高温ガス流に沿つて隣 接する複数のサブキヤビティ 2a, 2b, 2cに分割する。
[0028] また孔付きフィン 12は、第 1インビンジ冷却孔 22から流入した冷却空気 3を隣接す るサブキヤビティ 2b, 2cの底面に向けて斜めに噴出する第 2インビンジ冷却孔 12aを 有する。
[0029] シュラウドカバー 20は、キヤビティ 2に連通し冷却空気 3を内部に噴出してキヤビテ ィ内面をインピンジメント冷却するための第 1インビンジ冷却孔 22を有する。第 1イン ビンジ冷却孔 22は、この例では高温ガス流 1に沿って最も上流側のサブキヤビティ 2 aに連通し、かつ高温ガス流 1に対して垂直な貫通孔である。 しかし、本発明はこの構成に限定されず、第 1インビンジ冷却孔 22を中間のサブキ ャビティ 2b又は下流側のサブキヤビティ 2cに連通させてもよい。
[0030] また、この例において、上流側フランジ 14及び下流側フランジ 15は、フランジの外 面に向けてキヤビティから冷却空気を噴出する第 3インビンジ冷却孔 14a， 15aをそ れぞれ有する。
[0031] 図 6のインビンジメント冷却構造において、高圧の冷却空気 3は、まず第 1インピン ジ冷却孔 22を通りサブキヤビティ 2aの底面を構成する外面 13 (高温壁）に垂直に衝 突し高温壁から熱を吸収する。次に、この冷却空気 3は孔付きフィン 12と熱交換しつ つ上流側の第 2インビンジ冷却孔 12aに到達し、孔を抜けて再度高温壁 (サブキヤビ ティ 2bの底面を構成する外面 13)に衝突し、壁から吸熱する。また同時に冷却空気 3 の一部は、上流側フランジ 14と熱交換しつつ第 3インビンジ冷却孔 14aに到達し、孔 を抜けてフランジの外面に衝突し、壁から吸熱しながら主流に出る。
さらに、サブキヤビティ 2bに流入した冷却空気 3は、孔付きフィン 12と熱交換しつつ 下流側の第 2インビンジ冷却孔 12aに到達し、孔を抜けて再度高温壁 (サブキヤビテ ィ 2cの底面を構成する外面 13)に衝突し、壁から吸熱する。最後にこの冷却空気 3は 下流側フランジ 15と熱交換しつつ第 3インビンジ冷却孔 15aに到達し、孔を抜けてフ ランジの外面に衝突し、壁から吸熱し、主流に出る。
[0032] 上述した構成により、本発明のインビンジメント冷却構造では、冷却空気再利用お よびフィンによる効果で冷却性能が向上することにより、従来型インビンジメント冷却 に対し必要冷却空気量を約 1/2以下にまで抑えた場合でも、同等の金属温度を維 持することが可能になる。
[0033] 図 7は、本発明の構造の第 2実施形態を示す断面図である。この例では、第 1実施 形態（基本型）と比較して、孔付きフィン 12を 1つのみとし、上流側フランジ 14の第 3 インビンジ冷却孔 14aを無くし、下流側フランジ 15の第 3インビンジ冷却孔 15aのみ にしている。その他の構成は第 1実施形態（基本型）と同様である。
この構成により、インピンジメント冷却の段数を減らすことができる。また、逆に孔付 きフィン 12を増やしてインピンジメント冷却の段数を増やしてもよレ、。
[0034] 図 8、図 9は、本発明の構造の第 3、第 4実施形態を示す断面図である。この例では 、第 1実施形態（基本型）と比較して、冷却空気がインビンジメント冷却する最初の位 置を変更している。
[0035] 図 10は、本発明の構造の第 5実施形態を示す断面図である。この例では、第 1実 施形態（基本型）と比較して、第 3インビンジ冷却孔 14aと第 3インビンジ冷却孔 15aを 省略し、その代わりに、シュラウド部材 10は、キヤビティ 2 (2a, 2b, 2c)から内面 11に 斜めに冷却空気 3を噴出するフィルム冷却孔 16a， 16bを有する。
この構成により、例えば設計要求に従ってフィルム冷却孔により冷却を強化すること ができる。
[0036] 図 11は、本発明の構造の第 6実施形態を示す断面図である。この例では、第 1実 施形態（基本型）と比較して、キヤビティ 2 (2a， 2b, 2c)の底面に乱流促進体 17を備 える。乱流促進体 17は、流れを乱して熱伝達係数を高める機能を有するピン、突起
、等であるのがよい。乱流促進体以外に、伝熱面積の拡大を目的としてより大きな突 起.ピン等を備えてもよい。
この構成により、熱伝達係数を高め、伝熱面積を拡大させて冷却を強化することが できる。
[0037] 図 12は、本発明の構造の第 7実施形態を示す断面図である。この例では、第 1実 施形態（基本型）と比較して、メタル温度が高くなる箇所をローカルに冷却するための 垂直インビンジ冷却孔（第 1インビンジ冷却孔 22)を追加した構造である。
[0038] 図 13は、本発明の構造の第 8実施形態を示す断面図である。この例では、第 1実 施形態（基本型）と比較して、シュラウド部材 10は、キヤビティ 2を複数のサブキヤビテ ィに分割する孔無しフィン 18を有し、この孔無しフィン 18により冷却空気 3の流路を 2 つに分離する構造である。
この構成により、冷却空気量は増加するが冷却をさらに強化することができる。 実施例 1
[0039] 上述した本発明の構造の冷却効率を従来例と比較した試験結果を以下に説明す る。
図 14Aに模式的に示すように、タービンシュラウドを模擬した試験片 5を製作し、片 面に高温ガス 1を流し、反対面に冷却空気 3を流した状態で試験片 5の主流側金属 表面温度 Tmgを計測し、冷却効率 77を計算した。
なお冷却効率 77は、 77 = (Tg-Tmg) / (Tg-Tc) · · · (1)で定義される。ここで、 Tgは高温主流空気温度、 Tcは冷却空気温度である。
図 14Bは試験に用レ、た本発明の構造（多段傾斜インビンジ)であり、図 14Cは従来 例 1 (ピンフィンなし）、図 14Dは従来例 2 (ピンフィン付き）である。その他の条件は同 一条件とした。
[0040] 図 15は試験結果であり、横軸は冷却空気流量 wcと高温主流空気流量 wgの比 (w c/wg)であり、縦軸は冷却効率 ηである。
この図から、従来例 1、 2に比べて本発明の冷却効率は高ぐ例えば 0. 5の冷却効 率を必要とする場合、従来例では wcZwgは約 1. 3%であるのに対し、本発明では 約 0. 6%であり、冷却効率 を維持したままで必要空気量を 1Z2以下にできること 力わ力、る。
実施例 2
[0041] 次に、本発明の構造において、フィン先端部の隙間の影響を試験した。
図 16は、孔付きフィン 12の半径方向外方端とシュラウドカバー 20の内面との間の 隙間 A hと孔付きフィンの高さ hとの関係を示す説明図である。この図において、フィ ン先端とプレート間の隙間 Δ 1ι÷フィン高さ hを、 0 (隙間無）〜 0. 2として、冷却空気 流量計算及び伝熱解析を実施した
図 17はその解析結果であり、横軸は軸方向長さ、縦軸はガスパス面メタル温度（主 流側金属表面温度）、図中の各線は、 A hZh力 S、 0〜0. 2までの解析結果である。 この図から、 A hZh力 SO. 2程度まではタービンシュラウドの温度は許容値以下であ ることがわかった。
実施例 3
[0042] 次に、本発明の構造において、第 2インビンジ冷却孔 12aの角度の影響を試験した 図 18は、第 2インビンジ冷却孔 12aの角度 Θとインビンジ高さ eとの関係を示す説明 図である。この図において、角度 Θ = 30° 、 45° 、インビンジ高さ e/冷却室長さ L =0. 13, 0. 26として冷却性能試験を実施した。 図 19はその試験結果であり、横軸は冷却空気流量、縦軸は平均冷却効率、図中 の黒丸は 30° 、白丸は 45° の試験結果である。
この図から、角度を変えても冷却効率に殆ど影響は無いことがわかった。 実施例 4
[0043] 次に、図 18と同じ条件において、インビンジ高さ eの影響を試験した。
図 20A， B， Cはその試験結果であり、横軸は冷却空気流量、縦軸は平均冷却効 率、図中の黒丸は e/L = 0. 13、白丸は e/L = 0. 26の試験結果である。
この図から、インビンジ高さ e/冷却室長さ Lを変えた場合については 0. 13の方が 冷却効率は良いことがわかる。但し、第 2インビンジ冷却孔 12aの角度 Θを大きめに 取った場合、シュラウド厚みを厚くする必要があるため、重量増'運用時の熱応力増 大といった好ましくない影響が出る。従って角度 Θは 45° 程度までが好ましい。また インビンジ高さ e/冷却室長さ Lは小さい方が好ましぐ 0. 26以下であるのがよい。
[0044] 上述したように、本発明の構成によれば、シュラウドカバー 20が、シュラウド部材 10 との間に設けられた中空のキヤビティ 2内に冷却空気 3を噴出してキヤビティ内面をィ ンビンジメント冷却するための第 1インビンジ冷却孔 22を有し、
シュラウド部材 10は、キヤビティ 2を複数のサブキヤビティに分割する孔付きフィン 1 2を有し、
孔付きフィン 12は、第 1インビンジ冷却孔 22から流入した冷却空気 3を隣接するサ ブキヤビティの底面に向けて斜めに噴出する第 2インビンジ冷却孔 12aを有するので シュラウド部材 10の厚さは従来と同一でよぐシュラウド全体の半径方向の厚みを 増すことなぐかつ孔付きフィン 12を有するだけの従来と同程度の簡単な構造で、タ 一ビンシュラウドやタービンエンドウォールの高温壁を冷却する冷却空気量を低減す ること力 Sできる。
[0045] なお、本発明は上述した実施例及び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変更できることは勿論である。

Claims

請求の範囲
[1] 周方向に連結して高温ガス流を囲むリング形状のシュラウドを構成する複数のシュ ラウド部材と、該シユラウド部材の半径方向外面に取り付けられその間に中空のキヤ ビティを構成するシユラウドカバーとからなり、
前記シュラウドカバーは、前記キヤビティに連通し冷却空気を内部に噴出してキヤビ ティ内面をインピンジメント冷却するための第 1インビンジ冷却孔を有し、
前記シュラウド部材は、前記キヤビティを複数のサブキヤビティに分割する孔付きフ インを有し、
該孔付きフィンは、第 1インビンジ冷却孔から流入した冷却空気を隣接するサブキヤ ビティの底面に向けて斜めに噴出する第 2インビンジ冷却孔を有する、ことを特徴と するインビンジメント冷却構造。
[2] 前記シュラウド部材は、高温ガス流に沿って延びこれに直接曝される内面と、該内 面より外側に位置し前記キヤビティの底面を構成する外面と、高温ガス流の上流側か ら半径方向外方に延び固定部分に固定される上流側フランジと、高温ガス流の下流 側から半径方向外方に延び固定部分に固定される下流側フランジと、を有し、該上 流側フランジと下流側フランジは、シュラウドカバーの外側に冷却空気室を構成する ようになっており、
前記孔付きフィンは、前記キヤビティの底面を構成する外面からシュラウドカバーの 内面まで半径方向外方に延び、前記キヤビティを高温ガス流に沿って隣接する複数 のサブキヤビティに分割する、ことを特徴とする請求項 1に記載のインビンジメント冷 却構造。
[3] 前記上流側フランジ及び Z又は下流側フランジは、該フランジの外面に向けて前 記キヤビティから冷却空気を噴出する第 3インビンジ冷却孔を有する、ことを特徴とす る請求項 2に記載のインビンジメント冷却構造。
[4] 前記シュラウド部材は、前記キヤビティから前記内面に冷却空気を噴出するフィル ム冷却孔を有する、ことを特徴とする請求項 2に記載のインビンジメント冷却構造。
[5] 前記キヤビティの底面に乱流を促進する乱流促進体もしくは伝熱面積を拡大する 突起又はピンを備える、ことを特徴とする請求項 1に記載のインビンジメント冷却構造
[6] 前記シュラウド部材は、前記キヤビティを複数のサブキヤビティに分割する孔無しフ インを有し、該孔無しフィンにより冷却空気の流路を 2以上に分離する、ことを特徴と する請求項 1に記載のインビンジメント冷却構造。
[7] 前記孔付きフィンの半径方向外方端とシュラウドカバーの内面との間に隙間を有し 、該隙間の高さ A hは前記孔付きフィンの高さ hの 0. 2以下である、ことを特徴とする 請求項 2に記載のインピンジメント冷却構造。
[8] 前記孔付きフィンの第 2インビンジ冷却孔のサブキヤビティ底面に対する角度は 45 ° 以下であり、インビンジ高さ eは、サブキヤビティの流路方向長さ Lの 0. 26以下で ある、ことを特徴とする請求項 2に記載のインピンジメント冷却構造。
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