(57)【要約】【課題】タービン動翼とのラビングにより、内面の一部が摺動磨耗して薄くなる場合でも、金属部の温度上昇を抑制して、寿命低下を抑制することができるタービンシュラウドの冷却構造を提供する。【解決手段】タービンシュラウド１２は、その外周面に冷却空気が供給される環状凹部１３ａを有する金属部１３と、金属部の内周面に設けられた遮熱コーティング１４とからなる。さらに、環状凹部１３ａに外方端が連通し、内方端が遮熱コーティング１４の内面に向けて延びる冷却空気供給穴１５を有する。冷却空気供給穴１５は、遮熱コーティング１４の内面がラビングにより磨耗するにつれて、流路面積が増大するように形成されている。【選択図】図１
2008309051.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン動翼を囲み全体がリング状のタービンシュラウドの冷却構造であって、
前記タービンシュラウドは、その外周面に冷却空気が供給される環状凹部を有する耐熱性の金属部と、該金属部の内周面に設けられた耐熱性の遮熱コーティングとからなり、
前記環状凹部に外方端が連通し、内方端が前記遮熱コーティングの内面に向けて延びる冷却空気供給穴を有し、
該冷却空気供給穴は、遮熱コーティングの内面が前記ラビングにより磨耗するにつれて、流路面積が増大するように形成されている、ことを特徴とするタービンシュラウドの冷却構造。
【請求項２】
前記冷却空気供給穴は、内方端が前記遮熱コーティングの内面に連通する貫通穴と、内方端が遮熱コーティングの内面から間隔を隔てて位置する閉鎖穴とからなる、ことを特徴とする請求項１に記載のタービンシュラウドの冷却構造。
【請求項３】
前記冷却空気供給穴は、前記遮熱コーティングの内面に連通する内方端と、該内方端側が細いテーパ穴部とを有する、ことを特徴とする請求項１または２に記載のタービンシュラウドの冷却構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ラビングによる摺動磨耗による冷却能力の低下を抑制するためのタービンシュラウドの冷却構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
図４はジェットエンジンの一般的構成図である。この図に示すように、ジエットエンジンは、空気を取り入れるファン５１、取り入れた空気を圧縮する圧縮機５２、圧縮した空気により燃料を燃焼させる燃焼器５３、燃焼器５３の燃焼ガスによりファン５１および圧縮機５２を駆動するガスタービン５４を備えている。ガスタービン５４は、高圧部と低圧部からなり、それぞれ複数段の動翼列と静翼列を備えている。
【０００３】
図５は、タービンシュラウドの従来の冷却構造図である。この図において、タービン部は円筒状のタービンケーシング５６に包まれ、タービン動翼５７の位置にはその先端と所定の間隙を有してリング状のタービンシュラウド５８が設けられている。タービンシュラウド５８は燃焼器５３で燃焼した高温の主流空気に晒されているため、吸入した空気の一部を用いて冷却している。タービンシュラウド５８はタービンケーシング５６に取付けられた支持ブラケット５６ａにより支持され、複数の冷却孔５９が設けられ、タービンケーシング５６側から供給される冷却空気を冷却孔５９から吹き出し、タービンシュラウド５８の内側表面に冷却フィルムを形成しタービンシュラウド５８を冷却している。
【０００４】
タービンシュラウドのその他の冷却構造として、特許文献１及び２が既に開示されている。
【０００５】
特許文献１の「しみ出し冷却タービンシュラウド」は、必要となる冷却空気量が少なくかつ均一な冷却が可能な冷却機構を備えたタービンシュラウドを目的とする。
そのため、この発明は、図６に示すように、タービンケーシングの内面に取付けられ、タービン動翼を囲み全体がリング状のタービンシュラウド６１であって、このタービンシュラウド６１には内側に貫通する多数の冷却空気用孔６２が設けられており、内面に連続気泡を有する多孔金属板６３が取付けられ、冷却空気用孔６２と多孔金属板６３を通して内部に空気をしみ出すようにしたものである。なおこの図で６４は多孔質セラミックである。
【０００６】
特許文献２の「ガスタービンシュラウドのインピンジメント冷却」は、内側シュラウドセグメント入口へ流れる冷却流に対する漏洩路を排除しそしてそらせ板開口と冷却される壁表面との間の衝突流の距離を最小とすることによりインピンジメント冷却効率を最大にすることを目的とする。
そのため、この発明では、図７に示すように、内側シュラウド７１が外側シュラウド７２に結合され、外側シュラウド７２は内側シュラウドに流すために入口７３を通して冷却空気を受ける。内側シュラウドは一部熱ガス路７４を定める壁７５と、この壁の熱ガス路と反対側に複数の空洞とを有する。内側シュラウドはカバーを含み、このカバーから区分室７６が垂れ下がり、区分室の床を通して開口７７が開けられている。カバーが内側シュラウド本体の上にかぶせられると、区分室は空洞内に収容され、前記入口からの冷却空気は区分室内に流れ前記開口を通り抜けて内部シュラウドの壁がインピンジメント冷却される。使用済みの冷却空気は内側シュラウドの円周方向および／または軸方向に面した側壁並びに／または熱ガス路を定める内側シュラウドの壁を貫通する通路７７を通り内側シュラウドを出ていくものである。
【０００７】
【特許文献１】特開平１０−２３１７０４号公報、「しみ出し冷却タービンシュラウド」
【特許文献２】特開２００１−２２１０６５号公報、「ガスタービンシュラウドのインピンジメント冷却」
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
図３（Ａ）は、上述した従来のタービンシュラウドの模式的断面図である。この図において、１はタービン動翼、２はタービンシュラウド、３はタービンシュラウドの金属部、４は遮熱コーティング、５は冷却空気供給穴である。
タービン動翼１は、この図の下方に紙面に平行に左右に延びる回転軸があり、高温の燃焼ガスＧを受けて、回転軸を中心に紙面に直交する方向に回転する。
タービンシュラウド２は、図５に例示したように、タービンケーシングに取付けられた支持ブラケットにより支持され、環状通路２ａを形成する。
金属部３は、高温強度に優れた金属からなるが、冷却または遮熱が必要である。
遮熱コーティング４は、例えば耐熱性の多孔質セラミックからなり、高温の燃焼ガスＧを遮熱して金属部３の過熱を防止する。
冷却空気供給穴５は、環状通路２ａに供給される冷却空気Ａを遮熱コーティング４の内側まで導入し、金属部３を冷却するようになっている。
【０００９】
ジェットエンジン、特に航空機用のジェットエンジンは、飛行中に加速・減速することが多く、高負荷時に高速回転させると、タービン動翼１の先端（チップ）がタービンシュラウド２の内面に接触する現象（以下、「ラビング」と呼ぶ）が発生する。
ラビング現象は、高負荷・高速回転により、タービン動翼１が熱膨張と遠心力で外方に伸びるために生じる現象であり、低負荷・低速回転時のチップクリアランス（チップの隙間）を適正に維持するために、避けられない現象である。
そのため、チップが直接接触するタービンシュラウドの遮熱コーティング４には、ラビングの際にチップに損傷を与えないように、摺動により磨耗しやすい材料（例えば、耐熱性の多孔質セラミック）を用いている。
【００１０】
図３（Ｂ）は、上述した従来のタービンシュラウドのラビング後の模式的構造図である。遮熱コーティング４は、タービン動翼１の先端（チップ）とのラビングにより、内面の一部が摺動磨耗して薄くなると、遮熱効果の低下により、金属部３の温度が上昇し、タービンシュラウド２の寿命が短くなる問題点があった。
【００１１】
本発明は、か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、タービン動翼とのラビングにより、内面の一部が摺動磨耗して薄くなる場合でも、金属部の温度上昇を抑制して、寿命低下を抑制することができるタービンシュラウドの冷却構造を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明によれば、タービン動翼を囲み全体がリング状のタービンシュラウドの冷却構造であって、
前記タービンシュラウドは、その外周面に冷却空気が供給される環状凹部を有する耐熱性の金属部と、該金属部の内周面に設けられた耐熱性の遮熱コーティングとからなり、
前記環状凹部に外方端が連通し、内方端が前記遮熱コーティングの内面に向けて延びる冷却空気供給穴を有し、
該冷却空気供給穴は、遮熱コーティングの内面が前記ラビングにより磨耗するにつれて、流路面積が増大するように形成されている、ことを特徴とするタービンシュラウドの冷却構造が提供される。
【００１３】
本発明の好ましい実施形態によれば、前記冷却空気供給穴は、内方端が前記遮熱コーティングの内面に連通する貫通穴と、内方端が遮熱コーティングの内面から間隔を隔てて位置する閉鎖穴とからなる。
【００１４】
また、本発明の別の好ましい実施形態によれば、前記冷却空気供給穴は、前記遮熱コーティングの内面に連通する内方端と、該内方端側が細いテーパ穴部とを有する。
【発明の効果】
【００１５】
上記本発明の構成によれば、遮熱コーティングの内面がタービン動翼とのラビングにより磨耗するにつれて、冷却空気供給穴の流路面積が増大するので、この冷却空気供給穴を通過する冷却空気量が増加し、必要な冷却を維持することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
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、重複した説明は省略する。
【００１７】
図１（Ａ）は、本発明の第１実施形態を示すタービンシュラウドの断面図である。
この図において、１はタービン動翼、１２はタービンシュラウド、１３はタービンシュラウドの金属部、１４は遮熱コーティング、１５は冷却空気供給穴である。
タービン動翼１は、この図の下方に紙面に平行に左右に延びる回転軸があり、高温の燃焼ガスＧを受けて、回転軸を中心に紙面に直交する方向に回転する。
タービンシュラウド１２は、図５に例示したように、タービンケーシングの内側に取付けられた支持ブラケットにより支持される。またタービンシュラウド１２は、金属部１３と遮熱コーティング１４とからなる。
【００１８】
金属部１３は、高温強度に優れた耐熱性金属（例えばインコネルなど）からなり、タービンケーシングの内側に取付けられる。また、金属部１３の外周面には、タービンケーシングの内側に取付けられた状態で内部に冷却空気が供給される環状凹部１３ａを有する。
【００１９】
遮熱コーティング１４は、断熱性能と高温強度に優れ、かつタービン動翼１とのラビング（摺動）により磨耗しやすい材料、例えば、耐熱性の多孔質セラミックからなる。例えば金属部１３の内面にセラミックパウダーとポリエステル等の樹脂との混合物を溶射して多孔質セラミック層を形成することができる。
遮熱コーティング１４は、金属部１３の内周面に一体的に形成され、かつその内面はタービン動翼１の先端（チップ）から所定の間隔を隔てている。
この間隔（遮熱コーティング１４の内面とタービン動翼１の先端との間隔）は、低負荷・低速回転時のチップクリアランス（チップの隙間）を適正に維持するように設定される。この結果、高負荷・高速回転時には、遮熱コーティング１４とタービン動翼１は、ラビングを生じ得る間隔に設定されている。
【００２０】
図１（Ａ）において、本発明のタービンシュラウドの冷却構造では、複数の冷却空気供給穴１５を有する。
冷却空気供給穴１５は、金属部１３の環状凹部１３ａに外方端が連通し、内方端が遮熱コーティングの内面に向けて延びる。内方端の向きは、回転軸に垂直でも斜めであってもよい。
この冷却空気供給穴１５は、全体として、遮熱コーティング１４の内面がタービン動翼１とのラビングにより磨耗するにつれて、流路面積が増大するように形成されている。
【００２１】
図１（Ａ）において、冷却空気供給穴１５は、内方端が遮熱コーティング１４の内面に連通する貫通穴１６ａと、内方端が遮熱コーティング１４の内面から間隔を隔てて位置する閉鎖穴１６ｂ，１６ｃとからなる。閉鎖穴１６ｂ，１６ｃは、この例では、遮熱コーティング１４の内面からの間隔が異なっている。
【００２２】
図１（Ｂ）は、図１（Ａ）のタービンシュラウドのラビング後の模式的断面図である。遮熱コーティング１４は、タービン動翼１の先端（チップ）とのラビングにより、内面の一部が摺動磨耗して薄くなると、閉鎖穴１６ｂ、閉鎖穴１６ｃの順で閉鎖穴の内方端が遮熱コーティング１４の内面に開口（連通）する。
従って、冷却空気供給穴１５の流路面積は、ラビング前は貫通穴１６ａの面積のみであるが、閉鎖穴１６ｂ、閉鎖穴１６ｃの順で開口することにより、中間段階では、貫通穴１６ａの面積に閉鎖穴１６ｂの面積を付加した面積、最終段階ではさらに閉鎖穴１６ｃの面積を付加した面積となる。
環状凹部１３ａの冷却空気の圧力及び内外差圧は、この流路面積の変化に影響されず、ほぼ一定に保たれるので、冷却空気供給穴１５を通過する冷却空気量は流路面積にほぼ比例する。
従って、遮熱コーティング１４の内面がタービン動翼１とのラビングにより磨耗するにつれて、冷却空気供給穴１５の流路面積が増大するので、この冷却空気供給穴を通過する冷却空気量が増加し、必要な冷却を維持することができる。
【００２３】
なお、上述の例では、遮熱コーティング１４の内面からの間隔が異なる閉鎖穴が２種の場合を示したが、閉鎖穴の種類（内面からの間隔）は、１種でも３種以上であってよい。
【００２４】
図２（Ａ）は、本発明の第２実施形態を示すタービンシュラウドの断面図である。
この図において、本発明のタービンシュラウドの冷却構造では、複数の冷却空気供給穴１５を有する。
冷却空気供給穴１５は、金属部１３の環状凹部１３ａに外方端が連通し、内方端が遮熱コーティングの内面に向けて延びる。内方端の向きは、回転軸に垂直でも斜めであってもよい
この冷却空気供給穴１５は、全体として、遮熱コーティング１４の内面がタービン動翼１とのラビングにより磨耗するにつれて、流路面積が増大するように形成されている。
【００２５】
この例において、冷却空気供給穴１５は、遮熱コーティング１４の内面に連通する内方端１７ａと、内方端側が細いテーパ穴部１７ｂとを有する。テーパ穴部１７ｂの外方穴１７ｃは、断面が一定であり、環状凹部１３ａに外方端が連通している。
その他の構成は、上述した第１実施形態と同様である。
【００２６】
図２（Ｂ）は、図２（Ａ）のタービンシュラウドのラビング後の模式的断面図である。遮熱コーティング１４は、タービン動翼１の先端（チップ）とのラビングにより、内面の一部が摺動磨耗して薄くなると、内方端１７ａ、テーパ穴部１７ｂの順で磨滅する。
従って、冷却空気供給穴１５の流路面積は、ラビング前は内方端１７ａの面積のみであるが、内方端１７ａ、テーパ穴部１７ｂの順で磨滅することにより、中間段階では、テーパ穴部１７ｂの断面積、最終段階では外方穴１７ｃの断面積となる。
環状凹部１３ａの冷却空気の圧力及び内外差圧は、この流路面積の変化に影響されず、ほぼ一定に保たれるので、冷却空気供給穴１５を通過する冷却空気量は流路面積にほぼ比例する。
従って、遮熱コーティング１４の内面がタービン動翼１とのラビングにより磨耗するにつれて、冷却空気供給穴１５の流路面積が増大するので、この冷却空気供給穴を通過する冷却空気量が増加し、必要な冷却を維持することができる。
【００２７】
なお、上述の例では、冷却空気供給穴１５の形状をすべて同じに示したが、冷却空気供給穴１５の形状は、１種でも２種以上であってよい。また、冷却空気供給穴１５の内方端を遮熱コーティング１４の内面に連通して示したが、第１実施形態のように、内方端の一部が遮熱コーティング１４の内面から間隔を隔てて位置する構成であってもよい。
【００２８】
上述したように、本発明の構成によれば、遮熱コーティング１４の内面がタービン動翼１とのラビングにより磨耗するにつれて、冷却空気供給穴１５の流路面積が増大するので、この冷却空気供給穴を通過する冷却空気量が増加し、必要な冷却を維持することができる。
【００２９】
なお、本発明は、上述した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に変更することができることは勿論である。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】本発明の第１実施形態を示すタービンシュラウドの断面図である。
【図２】本発明の第２実施形態を示すタービンシュラウドの断面図である。
【図３】従来のタービンシュラウドの模式的断面図である。
【図４】ジェットエンジンの一般的構成図である。
【図５】タービンシュラウドの従来の冷却構造図である。
【図６】特許文献１の「しみ出し冷却タービンシュラウド」の構成図である。
【図７】特許文献２の「ガスタービンシュラウドのインピンジメント冷却」の構成図である。
【符号の説明】
【００３１】
１  タービン動翼、２  タービンシュラウド、２ａ  環状通路、
３  金属部、４  遮熱コーティング、５  冷却空気供給穴、
１２  タービンシュラウド、１３  金属部、１３ａ  環状凹部、
１４  遮熱コーティング、１５  冷却空気供給穴、
１６ａ  貫通穴、１６ｂ，１６ｃ  閉鎖穴、
１７ａ  内方端、１７ｂ  テーパ穴部、１７ｃ  外方穴
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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