JP2000291410A - 優先冷却タービンシュラウド - Google Patents
優先冷却タービンシュラウドInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 タービン動翼先端と協働してシュラウドと動
翼先端の冷却を改善する改良タービンシュラウドの提
供。 【解決手段】 タービンシュラウド４０は、前端５４と
反対側の後端５６とそれらの間の中央部６４とを有する
パネル４８を含んでいる。パネル４８を通して冷却空気
を導くため複数の冷却孔６６がパネル４８を貫通してい
る。優先冷却を達成すべく、冷却孔はパネル中央部の後
方においてパネル中央部の前方よりも高い密度のパター
ンで配設される。
翼先端の冷却を改善する改良タービンシュラウドの提
供。 【解決手段】 タービンシュラウド４０は、前端５４と
反対側の後端５６とそれらの間の中央部６４とを有する
パネル４８を含んでいる。パネル４８を通して冷却空気
を導くため複数の冷却孔６６がパネル４８を貫通してい
る。優先冷却を達成すべく、冷却孔はパネル中央部の後
方においてパネル中央部の前方よりも高い密度のパター
ンで配設される。
Description
【０００１】
【発明の属する技術の分野】本発明は概括的にはガスタ
ービンエンジンに関するもので、さらに具体的にはター
ビンシュラウドとその内側の動翼先端に関する。
ービンエンジンに関するもので、さらに具体的にはター
ビンシュラウドとその内側の動翼先端に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンでは、空気を圧縮
機で圧縮し、燃焼器で燃料と混合・点火して高温燃焼ガ
スを発生し、高温燃焼ガスは１段又は数段のタービンを
通して下流に流れ、タービン段で燃焼ガスからエネルギ
ーが抽出される。高圧タービン（ＨＰＴ）が燃焼器から
最初に燃焼ガスを受入れて圧縮機を駆動するためのエネ
ルギーを抽出する。ＨＰＴに続いて低圧タービン（ＬＰ
Ｔ）が追加エネルギーを抽出して出力エネルギーを与え
るが、このエネルギーは典型的な航空機ガスタービンエ
ンジン用途では圧縮機上流のファンを駆動するの使用さ
れるのが通例である。
機で圧縮し、燃焼器で燃料と混合・点火して高温燃焼ガ
スを発生し、高温燃焼ガスは１段又は数段のタービンを
通して下流に流れ、タービン段で燃焼ガスからエネルギ
ーが抽出される。高圧タービン（ＨＰＴ）が燃焼器から
最初に燃焼ガスを受入れて圧縮機を駆動するためのエネ
ルギーを抽出する。ＨＰＴに続いて低圧タービン（ＬＰ
Ｔ）が追加エネルギーを抽出して出力エネルギーを与え
るが、このエネルギーは典型的な航空機ガスタービンエ
ンジン用途では圧縮機上流のファンを駆動するの使用さ
れるのが通例である。
【０００３】ＨＰＴには、周方向に隔設された複数の静
翼を有する静止タービンノズルが含まれており、静翼は
燃焼器からの燃焼ガスの排出量を制御する。ＨＰＴに
は、周方向に隔設された複数のタービン動翼を有する１
段以上のロータも含まれており、動翼は支持ロータディ
スクから半径方向外側に延在する。動翼は翼形部を含ん
でおり、翼形部はノズルからの燃焼ガスを迎入れて、ロ
ータディスクを回転しひいては圧縮機を回転させるため
のエネルギーを燃焼ガスから抽出する。翼形部は通例中
空で、その内部に内部冷却回路を有しおり、動翼を冷却
するため内部冷却回路に圧縮機からの圧縮抽気の一部を
流す。
翼を有する静止タービンノズルが含まれており、静翼は
燃焼器からの燃焼ガスの排出量を制御する。ＨＰＴに
は、周方向に隔設された複数のタービン動翼を有する１
段以上のロータも含まれており、動翼は支持ロータディ
スクから半径方向外側に延在する。動翼は翼形部を含ん
でおり、翼形部はノズルからの燃焼ガスを迎入れて、ロ
ータディスクを回転しひいては圧縮機を回転させるため
のエネルギーを燃焼ガスから抽出する。翼形部は通例中
空で、その内部に内部冷却回路を有しおり、動翼を冷却
するため内部冷却回路に圧縮機からの圧縮抽気の一部を
流す。
【０００４】動翼の周囲は、環状タービンシュラウドで
あって周囲のステータケーシングに固定されている。シ
ュラウドは動翼先端の上方に近接して懸架されており、
動翼先端との間に僅かなギャップ、すなわち先端クリア
ランスをもたらす。先端クリアランスは、そこからの燃
焼ガスの漏れの量を最小限にするとともにエンジンの作
動効率を最大限に発揮すべく、作動時にそこでの効果的
な流体シールを与えるようにできるだけ小さくしなけれ
ばならない。しかし、動翼と周囲タービンシュラウドと
の熱膨張収縮差のため、動翼先端がシュラウドの内面を
摩擦して摩耗をひき起こすことがたまにある。
あって周囲のステータケーシングに固定されている。シ
ュラウドは動翼先端の上方に近接して懸架されており、
動翼先端との間に僅かなギャップ、すなわち先端クリア
ランスをもたらす。先端クリアランスは、そこからの燃
焼ガスの漏れの量を最小限にするとともにエンジンの作
動効率を最大限に発揮すべく、作動時にそこでの効果的
な流体シールを与えるようにできるだけ小さくしなけれ
ばならない。しかし、動翼と周囲タービンシュラウドと
の熱膨張収縮差のため、動翼先端がシュラウドの内面を
摩擦して摩耗をひき起こすことがたまにある。
【０００５】動翼先端は動翼の半径方向最外端にあって
高温燃焼ガスに直接暴露されるので、その冷却が困難
で、そのため動翼の寿命が制限される。動翼先端は典型
的には翼先端床から外側に延在した翼形部の正圧側面と
負圧側面のスクイーラリブ延長部の形態をしている。リ
ブを伝導冷却するため、翼先端床の下に冷却空気を導
く。また、露出リブをフィルム冷却するため翼先端床を
貫通する冷却孔を設けてもよい。
高温燃焼ガスに直接暴露されるので、その冷却が困難
で、そのため動翼の寿命が制限される。動翼先端は典型
的には翼先端床から外側に延在した翼形部の正圧側面と
負圧側面のスクイーラリブ延長部の形態をしている。リ
ブを伝導冷却するため、翼先端床の下に冷却空気を導
く。また、露出リブをフィルム冷却するため翼先端床を
貫通する冷却孔を設けてもよい。
【０００６】タービンシュラウドも高温燃焼ガスに暴露
されるので、タービンシュラウドも圧縮機からの圧縮空
気の一部を抽気して冷却されるが、冷却抽気はタービン
シュラウドの半径方向外側表面をインピンジメント冷却
するように導かれる。タービンシュラウドは通例シュラ
ウドを半径方向に貫通したフィルム冷却孔も含んでお
り、シュラウドの内面を冷却すべくシュラウドの半径方
向内面の出口から冷却空気がフィルム状に放出される。
されるので、タービンシュラウドも圧縮機からの圧縮空
気の一部を抽気して冷却されるが、冷却抽気はタービン
シュラウドの半径方向外側表面をインピンジメント冷却
するように導かれる。タービンシュラウドは通例シュラ
ウドを半径方向に貫通したフィルム冷却孔も含んでお
り、シュラウドの内面を冷却すべくシュラウドの半径方
向内面の出口から冷却空気がフィルム状に放出される。
【０００７】これらの冷却孔は、シュラウドを通過する
冷却空気がシュラウドの軸方向前端と後端の間で一様に
放出されるようなパターンで配設される。動翼先端及び
タービンシュラウドの冷却に用いられる冷却空気は効果
が限られており、エンジンの総合効率を減らす。
冷却空気がシュラウドの軸方向前端と後端の間で一様に
放出されるようなパターンで配設される。動翼先端及び
タービンシュラウドの冷却に用いられる冷却空気は効果
が限られており、エンジンの総合効率を減らす。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】従って、タービン動翼
先端と協働してシュラウドと動翼先端の冷却を改善する
改良タービンシュラウドを提供することが望ましい。
先端と協働してシュラウドと動翼先端の冷却を改善する
改良タービンシュラウドを提供することが望ましい。
【０００９】
【課題を解決するための手段】タービンシュラウドは、
前端と反対側の後端とそれらの間の中央部とを有するパ
ネルを含んでいる。パネルを通して冷却空気を導くため
複数の冷却孔がパネルを貫通している。優先冷却を達成
すべく、冷却孔はパネル中央部の後方においてパネル中
央部の前方よりも高い密度のパターンで配設される。
前端と反対側の後端とそれらの間の中央部とを有するパ
ネルを含んでいる。パネルを通して冷却空気を導くため
複数の冷却孔がパネルを貫通している。優先冷却を達成
すべく、冷却孔はパネル中央部の後方においてパネル中
央部の前方よりも高い密度のパターンで配設される。
【００１０】
【発明の実施の形態】図１に示したのは、長手方向つま
り軸中心線１２に関して軸対称形のガスタービンエンジ
ン１０である。このエンジンは、周囲空気を圧縮して圧
縮空気１６を生ずる従来の多段軸流圧縮機１４を含んで
いる。
り軸中心線１２に関して軸対称形のガスタービンエンジ
ン１０である。このエンジンは、周囲空気を圧縮して圧
縮空気１６を生ずる従来の多段軸流圧縮機１４を含んで
いる。
【００１１】圧縮機１４は、環状燃焼器１８（後方部を
示す）と連通して配置されている。圧縮機からの圧縮空
気の大部分は燃焼器内で燃料と混合・点火され、高温燃
焼ガス２０を発生し、燃焼ガスは燃焼器内を下流方向に
流れる。燃焼ガスは、燃焼器から排出されて高圧タービ
ン（ＨＰＴ）２２に入り、ＨＰＴは圧縮機１４を駆動す
るためのエネルギーを燃焼ガスから抽出する。
示す）と連通して配置されている。圧縮機からの圧縮空
気の大部分は燃焼器内で燃料と混合・点火され、高温燃
焼ガス２０を発生し、燃焼ガスは燃焼器内を下流方向に
流れる。燃焼ガスは、燃焼器から排出されて高圧タービ
ン（ＨＰＴ）２２に入り、ＨＰＴは圧縮機１４を駆動す
るためのエネルギーを燃焼ガスから抽出する。
【００１２】ＨＰＴ２２は、燃焼器から燃焼ガスを迎入
れて転向させるため、燃焼器の排出端に隣接した環状ス
テータノズル２４を含んでいる。ノズル２４は従来通り
であり、周方向に隔設された複数の静翼を含んでおり、
これらの静翼はその半径方向外端及び内端が対応する環
状外側及び内側バンドに装着されている。ノズルのすぐ
下流は１列のタービン動翼２６であり、動翼２６は支持
ロータディスク２８から半径方向外側に延在し、ディス
ク２８は従来通り構成され圧縮機１４を駆動すべく圧縮
機に連結されている。
れて転向させるため、燃焼器の排出端に隣接した環状ス
テータノズル２４を含んでいる。ノズル２４は従来通り
であり、周方向に隔設された複数の静翼を含んでおり、
これらの静翼はその半径方向外端及び内端が対応する環
状外側及び内側バンドに装着されている。ノズルのすぐ
下流は１列のタービン動翼２６であり、動翼２６は支持
ロータディスク２８から半径方向外側に延在し、ディス
ク２８は従来通り構成され圧縮機１４を駆動すべく圧縮
機に連結されている。
【００１３】図２にさらに示す通り、各々のタービン動
翼２６は中空であり、従来通り動翼を冷却するため圧縮
機から抽出された圧縮空気１６の一部を受入れる慣用の
構成をしている。動翼の翼形部はロータディスクから半
径方向外側に延在しており、概略凹形の正圧側面３０と
周方向に反対側の概略凸形の負圧側面３２とを有する。
正圧側面と負圧側面は、軸方向に相対する前縁３４と後
縁３６で一つにつながっている。動翼の半径方向最外端
に、翼形部両側面のリブ延長部があってその間に開放先
端キャビティを残した形態の動翼先端３８が画成してい
る。
翼２６は中空であり、従来通り動翼を冷却するため圧縮
機から抽出された圧縮空気１６の一部を受入れる慣用の
構成をしている。動翼の翼形部はロータディスクから半
径方向外側に延在しており、概略凹形の正圧側面３０と
周方向に反対側の概略凸形の負圧側面３２とを有する。
正圧側面と負圧側面は、軸方向に相対する前縁３４と後
縁３６で一つにつながっている。動翼の半径方向最外端
に、翼形部両側面のリブ延長部があってその間に開放先
端キャビティを残した形態の動翼先端３８が画成してい
る。
【００１４】まず図１に示した通り、静止タービンシュ
ラウド４０がタービン動翼２６の列を周方向に包囲して
いてハンガ４２に適当に結合されており、ハンガ４２は
周囲のステータケーシング４４内に従来通り装着されて
いる。ＨＰＴ２２の下流には、低圧タービン（ＬＰＴ）
のタービンノズル４６（一部を示す）が配置され、ＬＰ
Ｔは１段以上の低圧タービン動翼（図示せず）を含んで
おり、動翼は例示的な航空機ガスタービンエンジン用途
ではファン（図示せず）の駆動に使用し得る。
ラウド４０がタービン動翼２６の列を周方向に包囲して
いてハンガ４２に適当に結合されており、ハンガ４２は
周囲のステータケーシング４４内に従来通り装着されて
いる。ＨＰＴ２２の下流には、低圧タービン（ＬＰＴ）
のタービンノズル４６（一部を示す）が配置され、ＬＰ
Ｔは１段以上の低圧タービン動翼（図示せず）を含んで
おり、動翼は例示的な航空機ガスタービンエンジン用途
ではファン（図示せず）の駆動に使用し得る。
【００１５】図２にさらに詳しく示した通り、タービン
シュラウド４０はタービン動翼２６の上方に装着され、
動翼先端３８と共に所定の先端クリアランスつまりギャ
ップＧを与える。先端クリアランスは、作動時にそこか
らの燃焼ガス２０の漏れを最小限にすべく、動翼先端と
タービンシュラウド間の流体シールをもたらすように実
現可能なだけ小さくされる。
シュラウド４０はタービン動翼２６の上方に装着され、
動翼先端３８と共に所定の先端クリアランスつまりギャ
ップＧを与える。先端クリアランスは、作動時にそこか
らの燃焼ガス２０の漏れを最小限にすべく、動翼先端と
タービンシュラウド間の流体シールをもたらすように実
現可能なだけ小さくされる。
【００１６】タービンシュラウドは通例複数の周方向に
隣接した弧状パネル４８で形成される。各パネルは半径
方向内面５０を有しており、この内面は半径方向内側に
動翼先端３８に面していて、動翼先端と共に先端クリア
ランスＧを画成する。各パネルは反対側の半径方向外面
５２も有しており、この外面のインピンジメント冷却の
ため圧縮空気１６の一部が慣用方式で適当に導かれて該
表面に衝突する。
隣接した弧状パネル４８で形成される。各パネルは半径
方向内面５０を有しており、この内面は半径方向内側に
動翼先端３８に面していて、動翼先端と共に先端クリア
ランスＧを画成する。各パネルは反対側の半径方向外面
５２も有しており、この外面のインピンジメント冷却の
ため圧縮空気１６の一部が慣用方式で適当に導かれて該
表面に衝突する。
【００１７】各パネルは軸方向に離隔した前端５４と後
端５６も有しており、それらの間に内面及び外面が延在
し、パネルを図１に示すハンガ４２で従来通り支持する
ため、周方向に延在する前方フック５８がパネル前端部
の外面に一体結合し、周方向に延在する後方フック６０
が後端部のパネル外面に一体結合している。
端５６も有しており、それらの間に内面及び外面が延在
し、パネルを図１に示すハンガ４２で従来通り支持する
ため、周方向に延在する前方フック５８がパネル前端部
の外面に一体結合し、周方向に延在する後方フック６０
が後端部のパネル外面に一体結合している。
【００１８】本発明以外では、図２に示すタービンシュ
ラウド４０は任意の慣用構成を取り得るが、本発明で
は、その冷却性能を高めるため改変される。
ラウド４０は任意の慣用構成を取り得るが、本発明で
は、その冷却性能を高めるため改変される。
【００１９】図３に、回転中の個々の動翼２６でみられ
る燃焼ガス２０の相対的な入口温度分布の一例を示す。
図３の左側に示す通り、温度分布は概して中央ピーク
形、つまり概略放物線形であり、最高温度Ｔmax は通例
翼形部翼幅つまり半径方向高さの約５０〜７０％域にあ
る。０％は翼形部根元６２であり１００％は翼形部の半
径方向に最も外側の部分つまり先端３８である。
る燃焼ガス２０の相対的な入口温度分布の一例を示す。
図３の左側に示す通り、温度分布は概して中央ピーク
形、つまり概略放物線形であり、最高温度Ｔmax は通例
翼形部翼幅つまり半径方向高さの約５０〜７０％域にあ
る。０％は翼形部根元６２であり１００％は翼形部の半
径方向に最も外側の部分つまり先端３８である。
【００２０】作動中翼形部正圧側面３０でみられる対応
ガス温度パターンを図３の中央に示し、負圧側面３２で
みられるガス温度パターンを図３の右側に示す。
ガス温度パターンを図３の中央に示し、負圧側面３２で
みられるガス温度パターンを図３の右側に示す。
【００２１】翼形部の遭遇するガス温度パターンは動翼
の前縁３４では中央ピークであるのが通例であるが、周
方向に隣り合った翼形部間での二次流れ場によって正圧
側面壁３０の翼先端部での温度分布がかなり変形する。
正圧側面先端部でのガス温度は負圧側面先端部での温度
よりもかなり高く、翼先端では前縁３４から後縁３６に
かけてかなりの勾配で増大する。
の前縁３４では中央ピークであるのが通例であるが、周
方向に隣り合った翼形部間での二次流れ場によって正圧
側面壁３０の翼先端部での温度分布がかなり変形する。
正圧側面先端部でのガス温度は負圧側面先端部での温度
よりもかなり高く、翼先端では前縁３４から後縁３６に
かけてかなりの勾配で増大する。
【００２２】対応した温度勾配が動翼先端の直上のター
ビンシュラウドでもみられる。図３に示す通り、動翼先
端３８上方の燃焼ガス温度は、正圧側動翼前縁の後方で
かなり増加する。そのため、図２に示す通り、動翼先端
３８及びタービンシュラウド４０は共に、それらの軸方
向前端から中央部にかけては比較的低温の燃焼ガスに暴
露されるが、中央部では二次流れ場によって正圧側面温
度がかなり高まる。
ビンシュラウドでもみられる。図３に示す通り、動翼先
端３８上方の燃焼ガス温度は、正圧側動翼前縁の後方で
かなり増加する。そのため、図２に示す通り、動翼先端
３８及びタービンシュラウド４０は共に、それらの軸方
向前端から中央部にかけては比較的低温の燃焼ガスに暴
露されるが、中央部では二次流れ場によって正圧側面温
度がかなり高まる。
【００２３】従って、動翼先端３８とタービンシュラウ
ド４０は共にそれらの中央部から軸方向後端にかけて比
較的高い燃焼ガス温度に接する。動翼先端及びタービン
シュラウドの従来の冷却は軸方向に一様であるのが通例
であり、これらの部品が特にその後方部分で過熱されな
いように十分な冷却空気が供給されていた。それに応じ
て、それらの前方部分は、それらの受ける燃焼ガスが比
較的低温であることから、比較的多大な冷却を受ける。
ド４０は共にそれらの中央部から軸方向後端にかけて比
較的高い燃焼ガス温度に接する。動翼先端及びタービン
シュラウドの従来の冷却は軸方向に一様であるのが通例
であり、これらの部品が特にその後方部分で過熱されな
いように十分な冷却空気が供給されていた。それに応じ
て、それらの前方部分は、それらの受ける燃焼ガスが比
較的低温であることから、比較的多大な冷却を受ける。
【００２４】本発明によれば、シュラウド４０の後端５
６近辺においてその反対側の前端５４近辺よりも多くの
冷却空気１６をシュラウドを通して導くことによって、
図２に示すタービンシュラウド４０の改良冷却方法が提
供される。
６近辺においてその反対側の前端５４近辺よりも多くの
冷却空気１６をシュラウドを通して導くことによって、
図２に示すタービンシュラウド４０の改良冷却方法が提
供される。
【００２５】図４及び図５に示す通り、各シュラウドパ
ネル４８は、その周方向の両端間に延在するとともに軸
方向に前端５４と後端５６の間に延在する中央部６４も
含んでいる。優先冷却をなすべくパネルの後端５６近辺
において前端５４近辺よりも多くの冷却空気１６を半径
方向にパネルを通して導くため、例えば複数のフィルム
冷却孔６６の形態の手段が設けられる。冷却孔６６は、
冷却空気を通すとともにフィルム冷却用の冷却空気のフ
ィルムをパネル内面５０に沿って下流に放出するため
の、パネル４８を貫通した傾斜円孔のような任意の従来
形状を有し得る。
ネル４８は、その周方向の両端間に延在するとともに軸
方向に前端５４と後端５６の間に延在する中央部６４も
含んでいる。優先冷却をなすべくパネルの後端５６近辺
において前端５４近辺よりも多くの冷却空気１６を半径
方向にパネルを通して導くため、例えば複数のフィルム
冷却孔６６の形態の手段が設けられる。冷却孔６６は、
冷却空気を通すとともにフィルム冷却用の冷却空気のフ
ィルムをパネル内面５０に沿って下流に放出するため
の、パネル４８を貫通した傾斜円孔のような任意の従来
形状を有し得る。
【００２６】図４及び図５に示す通り、冷却孔６６は、
パネル中央部６４の後方においてその前方よりも高い孔
密度を有するパターンで軸方向及び周方向に隔設された
孔として配設される。かくして、利用し得る冷却空気を
優先的に集中させることが最も必要とされる場所に、単
位表面積当たりより多くの孔６６及び単位表面積当たり
より多くの冷却空気を提供し得る。
パネル中央部６４の後方においてその前方よりも高い孔
密度を有するパターンで軸方向及び周方向に隔設された
孔として配設される。かくして、利用し得る冷却空気を
優先的に集中させることが最も必要とされる場所に、単
位表面積当たりより多くの孔６６及び単位表面積当たり
より多くの冷却空気を提供し得る。
【００２７】冷却孔６６は、パネルにおいて、軸方向に
は中央部６４と後端５６の間、周方向には隣合うパネル
の端と端の間に、好ましくは一様なパターンで隔設され
る。こうすると、冷却孔６６は、冷却空気１６をシュラ
ウド内面５０に沿ってその中央部６４と後端５６の間で
横方向にフィルム冷却用の実質的に一様な冷却空気の層
（つまりブランケット）が達成されるように分布させる
のに有効である。
は中央部６４と後端５６の間、周方向には隣合うパネル
の端と端の間に、好ましくは一様なパターンで隔設され
る。こうすると、冷却孔６６は、冷却空気１６をシュラ
ウド内面５０に沿ってその中央部６４と後端５６の間で
横方向にフィルム冷却用の実質的に一様な冷却空気の層
（つまりブランケット）が達成されるように分布させる
のに有効である。
【００２８】冷却孔６６は好ましくは、総合的に中央部
６４の後方において中央部の前方よりも多くの冷却空気
をパネルを通して導くような直径ももつ。これに応じ
て、冷却孔６６は中央部６４の後方で中央部の前方より
も大きな総合流れ面積を有する。
６４の後方において中央部の前方よりも多くの冷却空気
をパネルを通して導くような直径ももつ。これに応じ
て、冷却孔６６は中央部６４の後方で中央部の前方より
も大きな総合流れ面積を有する。
【００２９】図２及び図４及び図５に示す例示的な実施
形態では、パネル内面５０は中央部６４と前端５４の間
で無孔である。こうすると、パネル外面５２に衝突した
冷却空気１６は、パネル中央部６４の後方においてのみ
冷却孔６６を通って先端ギャップＧに入る。別の実施形
態では、パネル４８は、パネル中央部６４と前端５４の
間に半径方向にパネルを貫通する追加的なフィルム冷却
孔６６を含んでいてもよいが、好ましくは、中央部６４
の後方での密度よりもかなり小さな密度のパターンで設
けられる。
形態では、パネル内面５０は中央部６４と前端５４の間
で無孔である。こうすると、パネル外面５２に衝突した
冷却空気１６は、パネル中央部６４の後方においてのみ
冷却孔６６を通って先端ギャップＧに入る。別の実施形
態では、パネル４８は、パネル中央部６４と前端５４の
間に半径方向にパネルを貫通する追加的なフィルム冷却
孔６６を含んでいてもよいが、好ましくは、中央部６４
の後方での密度よりもかなり小さな密度のパターンで設
けられる。
【００３０】パネル外面５２上の冷却空気１６の所与の
圧力に対して、図３に示した通り前縁下流の翼形部正圧
側面でみられる燃焼ガス２０の温度勾配の増大に対応し
て、パネル中央部６４と後端５６の間でパネルの増強さ
れた冷却が得られる。冷却空気１６は、パネル後方部で
みられる燃焼ガスの温度勾配の増大を直接的に解消すべ
く、軸方向にみてシュラウドパネル４８の後方部に優先
的に配分される。このように、利用可能な冷却空気１６
は、燃焼ガス温度勾配による局所的に大きな入熱に対す
る適合性に優れる。シュラウドパネルの前方部は図３に
示す通り比較的低い燃焼ガス温度を受けるので、適当な
寿命を得るのに必要な冷却は少なくてすむ。
圧力に対して、図３に示した通り前縁下流の翼形部正圧
側面でみられる燃焼ガス２０の温度勾配の増大に対応し
て、パネル中央部６４と後端５６の間でパネルの増強さ
れた冷却が得られる。冷却空気１６は、パネル後方部で
みられる燃焼ガスの温度勾配の増大を直接的に解消すべ
く、軸方向にみてシュラウドパネル４８の後方部に優先
的に配分される。このように、利用可能な冷却空気１６
は、燃焼ガス温度勾配による局所的に大きな入熱に対す
る適合性に優れる。シュラウドパネルの前方部は図３に
示す通り比較的低い燃焼ガス温度を受けるので、適当な
寿命を得るのに必要な冷却は少なくてすむ。
【００３１】シュラウドパネルの前方部でのフィルム冷
却孔は、その効果的な冷却の必要性によっては無くして
もよいし、減らしてもよく、優先冷却のためシュラウド
パネルの後方部におけるフィルム冷却孔の密度はそれに
応じて増加される。
却孔は、その効果的な冷却の必要性によっては無くして
もよいし、減らしてもよく、優先冷却のためシュラウド
パネルの後方部におけるフィルム冷却孔の密度はそれに
応じて増加される。
【００３２】図１及び図２に示す通り、シュラウドパネ
ルの前端５４は動翼前縁３４の上流に延在し、ＨＰＴノ
ズル２４の外側バンドに隣接している。シュラウドパネ
ルの後端５６は動翼後縁３６の下流に延在し、ＬＰＴノ
ズル４６の外側バンドに隣接している。動翼前縁に対す
るシュラウド前方延長部は通例動翼後縁からのシュラウ
ド後方延長部よりも軸方向に長い。
ルの前端５４は動翼前縁３４の上流に延在し、ＨＰＴノ
ズル２４の外側バンドに隣接している。シュラウドパネ
ルの後端５６は動翼後縁３６の下流に延在し、ＬＰＴノ
ズル４６の外側バンドに隣接している。動翼前縁に対す
るシュラウド前方延長部は通例動翼後縁からのシュラウ
ド後方延長部よりも軸方向に長い。
【００３３】その結果、シュラウドパネルの前方部は、
図３に示した温度分布の１００％翼幅高さに対応する比
較的低温の燃焼ガスを受ける。しかし、上述の燃焼ガス
の二次流れ場のため、動翼正圧側面３０の燃焼ガスの温
度は動翼の前縁の後方及びその先端３８付近でかなり増
大し、そのためシュラウドの対応部分も比較的高い温度
に暴露される。シュラウド中央部６４はそのため個々の
具体的なエンジン用途に応じて、燃焼ガスにおける二次
流れ場によって生じる軸方向温度勾配が増加し始める領
域に対応したシュラウドパネルの前端と後端の間の軸方
向中間部として決定し得る。
図３に示した温度分布の１００％翼幅高さに対応する比
較的低温の燃焼ガスを受ける。しかし、上述の燃焼ガス
の二次流れ場のため、動翼正圧側面３０の燃焼ガスの温
度は動翼の前縁の後方及びその先端３８付近でかなり増
大し、そのためシュラウドの対応部分も比較的高い温度
に暴露される。シュラウド中央部６４はそのため個々の
具体的なエンジン用途に応じて、燃焼ガスにおける二次
流れ場によって生じる軸方向温度勾配が増加し始める領
域に対応したシュラウドパネルの前端と後端の間の軸方
向中間部として決定し得る。
【００３４】図２及び図４及び図５に示す通り、好まし
いパネル増強冷却の開始されるパネル中央部６４は、好
ましくは、動翼先端３８の前縁３４の下流つまり後方に
配置される。タービンシュラウド４０の外の冷却空気１
６の所与の圧力に対して、パネル中央部６４後方の冷却
孔６６の高い密度及び総合流れ面積は、図３に示した動
翼先端付近の動翼正圧側面にみられる燃焼ガス温度勾配
の増大に対応して、動翼先端３８及びタービンシュラウ
ド４０のある限られた軸方向域に冷却効率を集中させ
る。このようにして、利用可能な冷却空気を、タービン
シュラウドの軸方向範囲に沿って最も冷却が必要とされ
る場所で一段と効果的に利用できる。タービンシュラウ
ドは、所定の中央部６４の前方に、タービンシュラウド
前方部の最小限のフィルム冷却をもたらす少数のフィル
ム冷却孔６６を有していてもよい。
いパネル増強冷却の開始されるパネル中央部６４は、好
ましくは、動翼先端３８の前縁３４の下流つまり後方に
配置される。タービンシュラウド４０の外の冷却空気１
６の所与の圧力に対して、パネル中央部６４後方の冷却
孔６６の高い密度及び総合流れ面積は、図３に示した動
翼先端付近の動翼正圧側面にみられる燃焼ガス温度勾配
の増大に対応して、動翼先端３８及びタービンシュラウ
ド４０のある限られた軸方向域に冷却効率を集中させ
る。このようにして、利用可能な冷却空気を、タービン
シュラウドの軸方向範囲に沿って最も冷却が必要とされ
る場所で一段と効果的に利用できる。タービンシュラウ
ドは、所定の中央部６４の前方に、タービンシュラウド
前方部の最小限のフィルム冷却をもたらす少数のフィル
ム冷却孔６６を有していてもよい。
【００３５】タービンシュラウドを通例行われているよ
うにその前端から後端まで実質的に一様に冷却する代わ
りに、タービンシュラウドの前方部よりも後方部におい
て多大な冷却を確保すべく冷却孔６６をシュラウド中央
部６４の後方に優先的に集中する。こうすると、最も冷
却が必要とされるタービンシュラウド後方部を多めに冷
却するとともに冷却の必要性が比較的少ないタービンシ
ュラウド前方部を少なめに冷却するように、限られた利
用可能な冷却空気を一段と効率的に利用することができ
る。
うにその前端から後端まで実質的に一様に冷却する代わ
りに、タービンシュラウドの前方部よりも後方部におい
て多大な冷却を確保すべく冷却孔６６をシュラウド中央
部６４の後方に優先的に集中する。こうすると、最も冷
却が必要とされるタービンシュラウド後方部を多めに冷
却するとともに冷却の必要性が比較的少ないタービンシ
ュラウド前方部を少なめに冷却するように、限られた利
用可能な冷却空気を一段と効率的に利用することができ
る。
【００３６】図２に示す通り、冷却孔６６のパターンは
好ましくは、冷却空気１６を半径方向内側にシュラウド
４０を通してシュラウドとタービン動翼先端３８の間の
先端ギャップＧ内に動翼前縁３４の後方に放出すべく、
シュラウド中央部６４の後方に配置される。このように
して、動翼先端３８をその後縁３６近辺において前縁３
４近辺よりも多くの冷却空気で優先的に冷却し得る。
好ましくは、冷却空気１６を半径方向内側にシュラウド
４０を通してシュラウドとタービン動翼先端３８の間の
先端ギャップＧ内に動翼前縁３４の後方に放出すべく、
シュラウド中央部６４の後方に配置される。このように
して、動翼先端３８をその後縁３６近辺において前縁３
４近辺よりも多くの冷却空気で優先的に冷却し得る。
【００３７】従って、タービンシュラウド４０の後方部
を通して冷却空気を優先的に導くことは、タービンシュ
ラウド自体を優先的に冷却するためだけでなく、正圧側
面でみられる温度勾配の増加に対して動翼先端３８を優
先的に冷却するのにも有効である。
を通して冷却空気を優先的に導くことは、タービンシュ
ラウド自体を優先的に冷却するためだけでなく、正圧側
面でみられる温度勾配の増加に対して動翼先端３８を優
先的に冷却するのにも有効である。
【００３８】図３に示した通り、動翼先端３８での温度
勾配は、動翼先端の前縁と後縁の間の中間部（つまり翼
弦中央部）において正圧側面３０の前縁３４の後方で増
加する。図４及び図５に示した冷却孔６６の高密度のパ
ターンは、好ましくは、動翼先端３８の外側（つまり上
方）で、所定の翼弦中央位置と後縁３６の間に配置され
る。
勾配は、動翼先端の前縁と後縁の間の中間部（つまり翼
弦中央部）において正圧側面３０の前縁３４の後方で増
加する。図４及び図５に示した冷却孔６６の高密度のパ
ターンは、好ましくは、動翼先端３８の外側（つまり上
方）で、所定の翼弦中央位置と後縁３６の間に配置され
る。
【００３９】上述の通り、冷却孔６６の高密度パターン
は、正圧側面３０に沿っての燃焼ガスの温度勾配の増加
に暴露される動翼先端部分の上方に優先的に集中してい
る。集中した冷却孔６６からの増加した体積の冷却空気
は、この領域での燃焼ガスの温度勾配の増加に対する動
翼先端及びタービンシュラウドの冷却を改善する。燃焼
ガスの温度勾配の増加のみられないタービンシュラウド
中央部６４の前方と動翼先端の翼弦中央部前方ではそれ
に応じて必要な冷却空気は少なくてすむ。
は、正圧側面３０に沿っての燃焼ガスの温度勾配の増加
に暴露される動翼先端部分の上方に優先的に集中してい
る。集中した冷却孔６６からの増加した体積の冷却空気
は、この領域での燃焼ガスの温度勾配の増加に対する動
翼先端及びタービンシュラウドの冷却を改善する。燃焼
ガスの温度勾配の増加のみられないタービンシュラウド
中央部６４の前方と動翼先端の翼弦中央部前方ではそれ
に応じて必要な冷却空気は少なくてすむ。
【００４０】従って、タービンシュラウド及び動翼先端
の後方部にそれらの前方部に比して多量の冷却空気を優
先的に配分することによるタービンシュラウド及び動翼
先端の優先冷却は、利用可能な冷却空気を有効利用す
る。タービンシュラウド及び動翼先端の冷却効率の向上
及びそれらの温度の低下が達成でき、或いはこれらの部
品の所与の最高温度作動での冷却空気量の低減を達成し
得る。かくして、タービンシュラウド及び動翼先端の寿
命を延ばすことができる。
の後方部にそれらの前方部に比して多量の冷却空気を優
先的に配分することによるタービンシュラウド及び動翼
先端の優先冷却は、利用可能な冷却空気を有効利用す
る。タービンシュラウド及び動翼先端の冷却効率の向上
及びそれらの温度の低下が達成でき、或いはこれらの部
品の所与の最高温度作動での冷却空気量の低減を達成し
得る。かくして、タービンシュラウド及び動翼先端の寿
命を延ばすことができる。
【００４１】さらに、パネル内面５０は面からへこんだ
複数の離隔したディンプルもしくはスロット（図示せ
ず）を含んでいてもよく、冷却孔６６の１又はそれ以上
がそこを終点としていてもよい。陥凹状ディンプル及び
スロットは、動翼先端と接触しかねないパネル内面の表
面積を減らす。これは翼先端接触時の摩擦加熱を減ら
し、それによって冷却孔が閉ざされないように保護す
る。
複数の離隔したディンプルもしくはスロット（図示せ
ず）を含んでいてもよく、冷却孔６６の１又はそれ以上
がそこを終点としていてもよい。陥凹状ディンプル及び
スロットは、動翼先端と接触しかねないパネル内面の表
面積を減らす。これは翼先端接触時の摩擦加熱を減ら
し、それによって冷却孔が閉ざされないように保護す
る。
【００４２】以上、本発明の好ましい例示的実施形態と
考えられるものを説明したが、それらの様々な改変が本
発明の範囲内で可能であることはもちろんである。
考えられるものを説明したが、それらの様々な改変が本
発明の範囲内で可能であることはもちろんである。
【００４３】本発明の好ましい例示的な実施形態と考え
られるものを本明細書中で説明したが、以上の説明か
ら、当業者には、本発明のその他の変更は明らかであろ
う。従って、本発明の真の技術的思想及び範囲に属する
かかる変更すべてが特許請求の範囲で保護されることを
望むものである。
られるものを本明細書中で説明したが、以上の説明か
ら、当業者には、本発明のその他の変更は明らかであろ
う。従って、本発明の真の技術的思想及び範囲に属する
かかる変更すべてが特許請求の範囲で保護されることを
望むものである。
【図１】 本発明の例示的な実施形態によるタービンシ
ュラウドを有するガスタービンエンジンのタービン部の
部分断面軸方向図である。
ュラウドを有するガスタービンエンジンのタービン部の
部分断面軸方向図である。
【図２】 タービン動翼の先端上方に隔置された図１に
示したタービンシュラウドの一部の拡大軸方向断面図で
ある。
示したタービンシュラウドの一部の拡大軸方向断面図で
ある。
【図３】 図１に示した動翼の正圧側面と負圧側面にお
ける相対的な入口温度分布の一例を示す概略図である。
ける相対的な入口温度分布の一例を示す概略図である。
【図４】 図２に示したタービンシュラウドの外面を線
４−４に沿って見た場合の半径方向外向き平面図であ
る。
４−４に沿って見た場合の半径方向外向き平面図であ
る。
【図５】 図２に示したタービンシュラウドの内面を線
５−５に沿って見た場合の半径方向内向き平面図であ
る。
５−５に沿って見た場合の半径方向内向き平面図であ
る。
２６ タービン動翼 ３０ 正圧側面 ３２ 負圧側面 ３４ 前縁 ３６ 後縁 ３８ 動翼先端 ４０ タービンシュラウド ４８ 弧状パネル ５０ パネル内面 ５２ パネル外面 ５４ パネル前端 ５６ パネル後端 ５８ 前方フック ６０ 後方フック ６４ パネル中央部 ６６ 冷却孔
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジョージ・アルバート・デュージン アメリカ合衆国、オハイオ州、ウエスト・ チェスター、ウェザースフィールド・ドラ イブ、7391番
Claims (14)
- 【請求項１】 前端５４と反対側の後端５６とそれらの
間の中央部６４とを有するパネル４８、及び冷却空気を
導くためパネル４８を貫通した複数の冷却孔６６であっ
て上記中央部の後方において中央部の前方よりも高い密
度のパターンで配設された複数の冷却孔６６を含んでな
るタービンシュラウド４０。 - 【請求項２】 前記複数の冷却孔６６が、総合的に中央
部６４の後方において中央部の前方よりも多くの冷却空
気をパネル４８を通して導く寸法を有する、請求項１記
載のシュラウド。 - 【請求項３】 前記複数の冷却孔６６が、パネル４８に
おいて周方向にかつ中央部６４と後端５６の間で軸方向
に隔設されている、請求項２記載のシュラウド。 - 【請求項４】 前縁３４と後縁３６の間に延在しかつシ
ュラウド４０から半径方向に離隔してシュラウドとの間
に先端ギャップを画成する半径方向外側先端３８を各々
有する１列のタービン動翼２６と組み合わせた請求項３
記載のシュラウドであって、 前記パネル前端５４が先端前縁３４の前方に隔置されて
おり、 パネル後端５６が先端後縁３６の後方に隔置されてお
り、しかもパネルを貫通した複数の冷却孔６６の前記高
い密度のパターンが動翼先端の翼弦中央部と後縁３６の
間の上方に配設されている、シュラウド。 - 【請求項５】 前縁３４と後縁３６の間に延在する半径
方向外側先端３８を各々有する１列のタービン動翼２６
を囲むタービンシュラウド４０であって、 動翼先端３８に面していて動翼先端３８と共に先端ギャ
ップを画成する内面５０と、反対側の外面５２と、先端
の前縁近辺に配置可能な前端５４と、先端の後縁近辺に
配置可能な後端５６と、前端と後端との中間に位置し動
翼先端の翼弦中央部近辺に配置可能な中央部６４とを有
するパネル４８、 パネルを支持するためパネルの前端及び後端のそれぞれ
と一体結合した前方フック５８及び後方フック６０、及
び冷却空気を導くため上記パネルの外面５２と内面５０
を貫通した複数の冷却孔６６であって中央部６４の後方
において中央部の前方よりも高い密度のパターンで配設
された複数の冷却孔６６を含んでなるタービンシュラウ
ド４０。 - 【請求項６】 冷却孔６６は中央部６４の後方で中央部
の前方よりも大きい総合流れ面積を有する、請求項５記
載のシュラウド。 - 【請求項７】 パネル内面５０が中央部６４と前端５４
の間で無孔である、請求項６記載のシュラウド。 - 【請求項８】 シュラウドパネル４８における冷却孔パ
ターンが、冷却空気を動翼先端３８上方の先端ギャップ
内に動翼先端の前縁３４の後方に放出するように位置づ
けられている、請求項７記載のシュラウド。 - 【請求項９】 前端５４と反対側の後端５６とを有する
パネル４８、及び後端５６近辺において前端５４近辺よ
りも多くの冷却空気１６をパネルを通して導く導路手段
６６を含んでなるタービンシュラウド４０。 - 【請求項１０】 シュラウドパネル４８が前端５４と後
端５６の中間に位置する中央部６４を含んでおり、前記
導路手段６６が中央部６４の後方において中央部の前方
よりも多くの冷却空気をパネル４８を通して導くのに有
効である、請求項９記載のシュラウド。 - 【請求項１１】 前縁３４と後縁３６の間に延在しかつ
シュラウド４０から半径方向に離隔してシュラウドとの
間に先端ギャップを画成する半径方向外側先端３８を各
々有する１列のタービン動翼２６と組み合わせた請求項
１０記載のシュラウドであって、 前記導路手段６６が、さらに、冷却空気をパネルを通し
て先端ギャップ内に放出して前縁３４近辺よりも後縁３
６近辺で動翼先端を大きく冷却するのに有効である、シ
ュラウド。 - 【請求項１２】 タービンシュラウド４０を冷却する方
法であって、シュラウド４０の後端５６近辺においてそ
の反対側の前端５４近辺よりも多くの冷却空気１６をシ
ュラウドを通して導くことを含んでなる方法。 - 【請求項１３】 冷却空気をシュラウドの中央部６４と
後端５６の間に分布させることをさらに含んでなる、請
求項１２記載の方法。 - 【請求項１４】 冷却空気をシュラウド４０を通してシ
ュラウドとタービン動翼先端３８の間のギャップ内に放
出して前縁３４近辺よりも後縁３６近辺で動翼先端３８
を優先的に冷却することをさらに含んでなる、請求項１
３記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/239638 | 1999-01-29 | ||
| US09/239,638 US6196792B1 (en) | 1999-01-29 | 1999-01-29 | Preferentially cooled turbine shroud |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000291410A true JP2000291410A (ja) | 2000-10-17 |
| JP2000291410A5 JP2000291410A5 (ja) | 2007-03-15 |
| JP4486201B2 JP4486201B2 (ja) | 2010-06-23 |
Family
ID=22903056
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000019611A Expired - Fee Related JP4486201B2 (ja) | 1999-01-29 | 2000-01-28 | 優先冷却タービンシュラウド |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6196792B1 (ja) |
| EP (1) | EP1024251B1 (ja) |
| JP (1) | JP4486201B2 (ja) |
| DE (1) | DE60016058T2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2015190354A (ja) * | 2014-03-27 | 2015-11-02 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービンの分割環の冷却構造及びこれを有するガスタービン |
| JP2019052650A (ja) * | 2019-01-10 | 2019-04-04 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービンの分割環の冷却構造及びこれを有するガスタービン |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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