JPH0154524B2 - - Google Patents
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- JPH0154524B2 JPH0154524B2 JP56062678A JP6267881A JPH0154524B2 JP H0154524 B2 JPH0154524 B2 JP H0154524B2 JP 56062678 A JP56062678 A JP 56062678A JP 6267881 A JP6267881 A JP 6267881A JP H0154524 B2 JPH0154524 B2 JP H0154524B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling air
- turbine
- shaft
- rotating
- rotating turbine
- Prior art date
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- Expired
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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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は高温タービン用の冷却空気流路に関す
る。
る。
近年、ガスタービンエンジンには、冷却空気の
回転シヤフトへの進入を容易にするために、冷却
空気をタービンの回転方向に加速するノズルが採
用されている。ノズルにより、シヤフト壁にあけ
た丸穴に冷却空気を導びく。タービンブレードに
達する前に、冷却空気はシヤフトのこれら穴を通
過し、次いで半径方向外方に高熱タービンブレー
ドに移動する。
回転シヤフトへの進入を容易にするために、冷却
空気をタービンの回転方向に加速するノズルが採
用されている。ノズルにより、シヤフト壁にあけ
た丸穴に冷却空気を導びく。タービンブレードに
達する前に、冷却空気はシヤフトのこれら穴を通
過し、次いで半径方向外方に高熱タービンブレー
ドに移動する。
この改良を採用すると妥当な効果があがるが、
さらに向上が期待される。分析の結果、タービン
ノズルを出た後、冷却空気がタービンシヤフトの
回転速度より速い極めて高い流速を有することが
わかつた。このことは、冷却空気がシヤフトの接
線方向の速度を有することを意味する。空気が減
速してシヤフト穴を通過する場合、大きな圧力損
失が生じる。これは回収不可能なエネルギー損失
を意味する。また、冷却空気がタービンデイスク
の下側を通過する場合のように一層小さい半径の
位置に流れると、その接線方向速度がさらに増加
し、場合によつては実際に音響共鳴を起す。最近
では、タービンエンジンにはタービンシヤフトの
内側に平坦な半径方向ベーンを設けて、冷却空気
の残留接線方向流速を除去している。この手段は
音響共鳴を除くのに成功したが、冷却空気流系統
の空力学的損失をさらに増加した。これらの潜在
的問題は、冷却空気がタービンシヤフトに入る前
に、冷却空気の過剰な接線方向流速を除くことに
よつて回避できる。
さらに向上が期待される。分析の結果、タービン
ノズルを出た後、冷却空気がタービンシヤフトの
回転速度より速い極めて高い流速を有することが
わかつた。このことは、冷却空気がシヤフトの接
線方向の速度を有することを意味する。空気が減
速してシヤフト穴を通過する場合、大きな圧力損
失が生じる。これは回収不可能なエネルギー損失
を意味する。また、冷却空気がタービンデイスク
の下側を通過する場合のように一層小さい半径の
位置に流れると、その接線方向速度がさらに増加
し、場合によつては実際に音響共鳴を起す。最近
では、タービンエンジンにはタービンシヤフトの
内側に平坦な半径方向ベーンを設けて、冷却空気
の残留接線方向流速を除去している。この手段は
音響共鳴を除くのに成功したが、冷却空気流系統
の空力学的損失をさらに増加した。これらの潜在
的問題は、冷却空気がタービンシヤフトに入る前
に、冷却空気の過剰な接線方向流速を除くことに
よつて回避できる。
従つて、本発明の目的は、大きな圧力損失を生
じることなく、しかも得られる冷却空気温度を一
層低くして冷却空気流の必要条件を軽減した状態
で、非回転冷却空気をガスタービンエンジンの回
転タービン部分に導入することにある。
じることなく、しかも得られる冷却空気温度を一
層低くして冷却空気流の必要条件を軽減した状態
で、非回転冷却空気をガスタービンエンジンの回
転タービン部分に導入することにある。
本発明の他の目的は、過剰な接線方向流速を生
じることなく冷却空気を回転タービン部分に導入
することにある。
じることなく冷却空気を回転タービン部分に導入
することにある。
本発明の１実施例においては、空気流転向用整
形ベーンをタービンシヤフト壁の穴に対応させて
シヤフト壁に取付ける。これらベーンを設けるの
は、ノズルからシヤフト壁に接線をなす方向に加
速されて出てくる冷却空気の流れ方向を、シヤフ
ト穴の中心線に平行な新方向に転向するためであ
る。このことによりベーンは大きな圧力損失を生
じることなく、しかも得られる冷却空気温度を一
層低くした状態で、冷却空気を回転シヤフトの穴
に導入する作用をなす。
形ベーンをタービンシヤフト壁の穴に対応させて
シヤフト壁に取付ける。これらベーンを設けるの
は、ノズルからシヤフト壁に接線をなす方向に加
速されて出てくる冷却空気の流れ方向を、シヤフ
ト穴の中心線に平行な新方向に転向するためであ
る。このことによりベーンは大きな圧力損失を生
じることなく、しかも得られる冷却空気温度を一
層低くした状態で、冷却空気を回転シヤフトの穴
に導入する作用をなす。
さらに、ベーン間の通路を空気流の方向に拡大
して、空気を拡散させるとともに静圧を増加す
る。空力学的に整形した入口を設けることによつ
て入口損失を小さくする。この入口損失の減少と
拡散による圧力回復との組合せにより一層高い圧
力比のノズルを使用でき、これにより系の効果を
大きくするとともにロータに対する冷却空気の出
口温度を下げる。冷却空気温度の低下により、冷
却空気流を減量でき、最終的にタービンサイクル
効率を向上できる。
して、空気を拡散させるとともに静圧を増加す
る。空力学的に整形した入口を設けることによつ
て入口損失を小さくする。この入口損失の減少と
拡散による圧力回復との組合せにより一層高い圧
力比のノズルを使用でき、これにより系の効果を
大きくするとともにロータに対する冷却空気の出
口温度を下げる。冷却空気温度の低下により、冷
却空気流を減量でき、最終的にタービンサイクル
効率を向上できる。
次に図面を参照しながら本発明を詳述する。
第１図に代表的なガスタービン航空機エンジン
１０を、エンジンの基本的構成要素および機能を
説明するとともに、冷却空気流路の概略を説明す
る目的で示す。基本的エンジン機能を説明する
と、まず到来空気が圧縮機１２に入り、ここでエ
ンジンの下流での迅速な燃焼を支持する極めて高
い圧力に空気を圧縮する。この高度圧縮空気を圧
縮機出口１４を経て燃焼器１６に導びき、ここで
空気を燃料と混合し、点火する。点火された混合
気は高熱燃焼ガスを形成し、燃焼ガスは燃焼器１
６からタービン部分１８に加速進入する。タービ
ン部分では、加速された燃焼ガスをタービンブレ
ード２０に導びいてブレードを極めて高速度で回
転する。タービンブレード２０はロータ２２と共
にタービンシヤフト２４に連結されて、動力をタ
ービンシヤフトに伝達するように構成されてい
る。シヤフト２４は、エンジン使用者が機械的に
駆動したいと考えるあらゆる装置に機械的に連結
できる。代表的な航空機エンジンでは、タービン
シヤフトを用いて圧縮機１２を駆動するととも
に、空気を加速して航空機に前向き推力を与える
フアン（図示せず）を駆動する。
１０を、エンジンの基本的構成要素および機能を
説明するとともに、冷却空気流路の概略を説明す
る目的で示す。基本的エンジン機能を説明する
と、まず到来空気が圧縮機１２に入り、ここでエ
ンジンの下流での迅速な燃焼を支持する極めて高
い圧力に空気を圧縮する。この高度圧縮空気を圧
縮機出口１４を経て燃焼器１６に導びき、ここで
空気を燃料と混合し、点火する。点火された混合
気は高熱燃焼ガスを形成し、燃焼ガスは燃焼器１
６からタービン部分１８に加速進入する。タービ
ン部分では、加速された燃焼ガスをタービンブレ
ード２０に導びいてブレードを極めて高速度で回
転する。タービンブレード２０はロータ２２と共
にタービンシヤフト２４に連結されて、動力をタ
ービンシヤフトに伝達するように構成されてい
る。シヤフト２４は、エンジン使用者が機械的に
駆動したいと考えるあらゆる装置に機械的に連結
できる。代表的な航空機エンジンでは、タービン
シヤフトを用いて圧縮機１２を駆動するととも
に、空気を加速して航空機に前向き推力を与える
フアン（図示せず）を駆動する。
これらの基本的エンジン機能を実際に行う場
合、特定の熱力学的に決められる最適温度で燃焼
ガスから最大の動力をとり出せることを理解する
必要がある。残念ながら、計算上の最適温度は余
りに高く、最適態様でエンジンを作動させると、
高熱燃焼ガスにさらされるエンジン部品がすぐに
破壊されてしまう。従つて、ガスタービンエンジ
ンは実際には、熱力学的に決定される最適レベル
より幾分低い温度で運転する。
合、特定の熱力学的に決められる最適温度で燃焼
ガスから最大の動力をとり出せることを理解する
必要がある。残念ながら、計算上の最適温度は余
りに高く、最適態様でエンジンを作動させると、
高熱燃焼ガスにさらされるエンジン部品がすぐに
破壊されてしまう。従つて、ガスタービンエンジ
ンは実際には、熱力学的に決定される最適レベル
より幾分低い温度で運転する。
一層高温を可能にすることによつて、エンジン
効率を向上する試みが行われている中で、近年の
設計案は燃焼流路内の空冷タービン構成部品を工
夫することに向けられてきた。これらの試みは成
功しており、この結果現代のガスタービンエンジ
ンの効率は著しく向上した。しかし、この冷却空
気をエンジン圧縮機１２のような高圧源から取り
出さなければならず、エンジン圧縮機から取り出
された空気は燃焼に使用できる空気の寄生損失、
従つてエンジン動力出力の損失につながる。
効率を向上する試みが行われている中で、近年の
設計案は燃焼流路内の空冷タービン構成部品を工
夫することに向けられてきた。これらの試みは成
功しており、この結果現代のガスタービンエンジ
ンの効率は著しく向上した。しかし、この冷却空
気をエンジン圧縮機１２のような高圧源から取り
出さなければならず、エンジン圧縮機から取り出
された空気は燃焼に使用できる空気の寄生損失、
従つてエンジン動力出力の損失につながる。
この寄生損失を考慮して、高熱タービン部品を
冷却するために圧縮機１２から取り出さなければ
ならない空気を少なくするように、この冷却空気
を取扱う方法に多大の努力が払われてきた。
冷却するために圧縮機１２から取り出さなければ
ならない空気を少なくするように、この冷却空気
を取扱う方法に多大の努力が払われてきた。
第２図に従来のエンジンの一部およびその内部
冷却空気流路を示す。冷却空気流の通路をぼかし
た太い矢印で示す。冷却空気は圧縮機出口（第２
図に示さず）から燃焼器壁２６を囲む領域２５に
流れ、最終的にタービンシヤフト２４を通過して
タービンロータ空所１９に流入する。この部分
は、空気が第１列のタービンブレード３０を含む
最高温度のタービン部品に導びかれるので、冷却
空気流路の中で極めて重要な領域である。空気を
高圧に維持する必要がある。その理由は、空気が
ブレード２０内に流れブレード２０を通過するた
めには、空気がノズルおよびブレードを囲む燃焼
ガスより高圧でなければならないからである。燃
焼ガスは圧縮機１２および燃焼器１６を出たばか
りであるので、燃焼ガスはエンジンの残りの部分
に対して相対的に高い圧力にある。
冷却空気流路を示す。冷却空気流の通路をぼかし
た太い矢印で示す。冷却空気は圧縮機出口（第２
図に示さず）から燃焼器壁２６を囲む領域２５に
流れ、最終的にタービンシヤフト２４を通過して
タービンロータ空所１９に流入する。この部分
は、空気が第１列のタービンブレード３０を含む
最高温度のタービン部品に導びかれるので、冷却
空気流路の中で極めて重要な領域である。空気を
高圧に維持する必要がある。その理由は、空気が
ブレード２０内に流れブレード２０を通過するた
めには、空気がノズルおよびブレードを囲む燃焼
ガスより高圧でなければならないからである。燃
焼ガスは圧縮機１２および燃焼器１６を出たばか
りであるので、燃焼ガスはエンジンの残りの部分
に対して相対的に高い圧力にある。
この部分は冷却空気流路の重要な領域である
が、エンジンのこの領域で空気を移動する技術的
困難はさらに複雑である。その理由は、空気がエ
ンジンの非回転部分から回転シヤフト２４を経て
ロータ空所１９に流れるからである。空気がター
ビンシヤフト２４の壁にあけた複数個の穴３２を
経てタービンシヤフト２４内に進入するところ
で、空気を回転方向に迅速に加速しなければなら
ない。非回転空気が穴３２を通過するところで、
この領域に顕著な非効率と圧力変化が生じる。
が、エンジンのこの領域で空気を移動する技術的
困難はさらに複雑である。その理由は、空気がエ
ンジンの非回転部分から回転シヤフト２４を経て
ロータ空所１９に流れるからである。空気がター
ビンシヤフト２４の壁にあけた複数個の穴３２を
経てタービンシヤフト２４内に進入するところ
で、空気を回転方向に迅速に加速しなければなら
ない。非回転空気が穴３２を通過するところで、
この領域に顕著な非効率と圧力変化が生じる。
このような非効率を少なくする試みとして、エ
ンジンの設計者は近年第３図に示すタイプの冷却
空気流路にノズル３４を組込んでいる。ノズル３
４を設けて冷却空気タービンの回転方向に加速す
る。この加速の結果として、空気は強制的にシヤ
フト円周に接線をなす方向に流される。空気がシ
ヤフトの接線方向速度より速い接線方向流速を有
すると、空気がシヤフトの穴を通過する際に大き
な圧力損失が生じる。その上、空気が第１段ター
ビンロータ２２の下側に通過する場合のように、
一層小さい半径の部分に流れる場合、その接線方
向が増加し、これが原因で音響共鳴が起る。シヤ
フトの穴の前で過剰な接線方向速度を除くことに
よりこの状況が著しく改良される。このことを本
発明の目的として挙げた。
ンジンの設計者は近年第３図に示すタイプの冷却
空気流路にノズル３４を組込んでいる。ノズル３
４を設けて冷却空気タービンの回転方向に加速す
る。この加速の結果として、空気は強制的にシヤ
フト円周に接線をなす方向に流される。空気がシ
ヤフトの接線方向速度より速い接線方向流速を有
すると、空気がシヤフトの穴を通過する際に大き
な圧力損失が生じる。その上、空気が第１段ター
ビンロータ２２の下側に通過する場合のように、
一層小さい半径の部分に流れる場合、その接線方
向が増加し、これが原因で音響共鳴が起る。シヤ
フトの穴の前で過剰な接線方向速度を除くことに
よりこの状況が著しく改良される。このことを本
発明の目的として挙げた。
第３図に本発明の１実施例を示す。冷却空気が
タービンシヤフト２４に進入するエンジン１０の
領域に、本発明の装置を組込んである。本発明に
よれば、空気がシヤフト２４内に入るところで、
空気流路にデスワラー（deswirler渦巻解除装置）
３６を装着する。デスワラー３６の機能は、冷却
空気の方向を空力学的に変えて空気を穴３２中に
案内することである。デスワラー３６はそのほか
に、冷却空気の回転速度の大きさがタービンシヤ
フト２４の回転速度に近づくように、冷却空気の
回転速度を減少させる機能をなす。デスワラー３
６はタービンシヤフト２４に直接取付けるので、
シヤフト２４とまつたく同様に回転する。この特
徴によつて、デスワラー３６が空気を穴３４中に
導びく際に、デスワラー３６により冷却空気の回
転速度を減少させることができる。
タービンシヤフト２４に進入するエンジン１０の
領域に、本発明の装置を組込んである。本発明に
よれば、空気がシヤフト２４内に入るところで、
空気流路にデスワラー（deswirler渦巻解除装置）
３６を装着する。デスワラー３６の機能は、冷却
空気の方向を空力学的に変えて空気を穴３２中に
案内することである。デスワラー３６はそのほか
に、冷却空気の回転速度の大きさがタービンシヤ
フト２４の回転速度に近づくように、冷却空気の
回転速度を減少させる機能をなす。デスワラー３
６はタービンシヤフト２４に直接取付けるので、
シヤフト２４とまつたく同様に回転する。この特
徴によつて、デスワラー３６が空気を穴３４中に
導びく際に、デスワラー３６により冷却空気の回
転速度を減少させることができる。
第３図から明らかなように、本発明のデスワラ
ー３６のもう一つの特徴は、デスワラー３６の複
数通路３８を入口４０から出口４２まで拡大する
断面に形成することである。これらの末広通路３
８はデイフユーザとして機能し、これにより空気
の接近流速ヘツドの一部を静圧に転換する。再
び、この冷却空気をタービンの高圧区域に導びき
入れることを強調しておかねばならない。空気が
シヤフトの穴３２に進入する点で冷却空気を高圧
に維持するのが非常に望ましい。従つて、第３図
に示すデスワラー３６の特定適用例では、その内
部通路３８を末広にしてこの拡散機能を得るのが
極めて望ましい。
ー３６のもう一つの特徴は、デスワラー３６の複
数通路３８を入口４０から出口４２まで拡大する
断面に形成することである。これらの末広通路３
８はデイフユーザとして機能し、これにより空気
の接近流速ヘツドの一部を静圧に転換する。再
び、この冷却空気をタービンの高圧区域に導びき
入れることを強調しておかねばならない。空気が
シヤフトの穴３２に進入する点で冷却空気を高圧
に維持するのが非常に望ましい。従つて、第３図
に示すデスワラー３６の特定適用例では、その内
部通路３８を末広にしてこの拡散機能を得るのが
極めて望ましい。
第４図に、ノズル３４、デスワラー３６および
シヤフト穴３２を、ノズルおよびデスワラーの冷
却空気流に対する方向付けまたは案内作用がすぐ
に理解できるように図示する。冷却空気の流路を
ぼかした太い矢印で示す。この流路の推移を追う
と、ノズル３４はデスワラーの入口４０とほゞ直
列流れ関係で整列され、デスワラーの出口４２も
シヤフト穴３２と同様の関係で整列されている。
このことにより冷却空気のほゞ空力学的流路が得
られる。
シヤフト穴３２を、ノズルおよびデスワラーの冷
却空気流に対する方向付けまたは案内作用がすぐ
に理解できるように図示する。冷却空気の流路を
ぼかした太い矢印で示す。この流路の推移を追う
と、ノズル３４はデスワラーの入口４０とほゞ直
列流れ関係で整列され、デスワラーの出口４２も
シヤフト穴３２と同様の関係で整列されている。
このことにより冷却空気のほゞ空力学的流路が得
られる。
前述したように、冷却媒体をエンジン内の比較
的高圧の空気源から取り出さなければならない。
理想的位置の一つが、圧縮機出口のすぐ下流の燃
焼器の壁を囲む領域２５である。この空気は非常
に高圧であり、その空気取り出し位置がタービン
部分１８のすぐ上流であるのでタービンシヤフト
２４への通路付けが可能である。
的高圧の空気源から取り出さなければならない。
理想的位置の一つが、圧縮機出口のすぐ下流の燃
焼器の壁を囲む領域２５である。この空気は非常
に高圧であり、その空気取り出し位置がタービン
部分１８のすぐ上流であるのでタービンシヤフト
２４への通路付けが可能である。
この空気をタービン部分１８に転送する際の第
１工程は、空気をタービンの回転方向に加速する
ことである。前述したように、このことはノズル
３４で達成される。ノズルの作用は当業者によく
知られており、空気の加速には種々のタイプのう
ち任意のものを使用することができる。冷却空気
の加速の度合はノズル構造を変えることで制御で
きる。
１工程は、空気をタービンの回転方向に加速する
ことである。前述したように、このことはノズル
３４で達成される。ノズルの作用は当業者によく
知られており、空気の加速には種々のタイプのう
ち任意のものを使用することができる。冷却空気
の加速の度合はノズル構造を変えることで制御で
きる。
ノズル出口４４を通過した後、空気はデスワラ
ーの入口４０に導びかれる。デスワラー３６は一
連の転向用ベーン３７よりなり、これらベーンが
空気を接線方向から穴３２の中心線に一層平行な
方向に転向する通路３８を形成する。
ーの入口４０に導びかれる。デスワラー３６は一
連の転向用ベーン３７よりなり、これらベーンが
空気を接線方向から穴３２の中心線に一層平行な
方向に転向する通路３８を形成する。
ベーン３７は、空気流を半径方向内方に曲げる
のと同時に、空気流の接線方向速度の一部をター
ビンシヤフト２４の回転速度にほゞ適合する回転
速度に変えることによつて、この再方向付けを達
成する。
のと同時に、空気流の接線方向速度の一部をター
ビンシヤフト２４の回転速度にほゞ適合する回転
速度に変えることによつて、この再方向付けを達
成する。
その上、空気の接線方向速度がタービンシヤフ
トの回転速度を著しく超過している場合、空気を
拡散させるように構成されたデスワラーの通路３
８が、接近流速ヘツドの一部を静圧に変換すると
ともにシヤフト進入時の圧力損失を減少させるよ
うに機能する。拡散によるこの低進入損失と圧力
回復とが合わさつて、ノズル３４の両端間の圧力
比と加速を一層高くできる。ノズル３４の両端間
の圧力比が高いと、ノズル出口４４での空気温度
が一層低くなる。冷却空気温度の低下により冷却
空気流を減量でき、かくしてタービン効率が向上
する。これが本発明の主目的である。冷却空気温
度の低下が空気のエネルギーの一部をタービンに
伝達することによつて達成され、タービン効率が
さらに高くなる。
トの回転速度を著しく超過している場合、空気を
拡散させるように構成されたデスワラーの通路３
８が、接近流速ヘツドの一部を静圧に変換すると
ともにシヤフト進入時の圧力損失を減少させるよ
うに機能する。拡散によるこの低進入損失と圧力
回復とが合わさつて、ノズル３４の両端間の圧力
比と加速を一層高くできる。ノズル３４の両端間
の圧力比が高いと、ノズル出口４４での空気温度
が一層低くなる。冷却空気温度の低下により冷却
空気流を減量でき、かくしてタービン効率が向上
する。これが本発明の主目的である。冷却空気温
度の低下が空気のエネルギーの一部をタービンに
伝達することによつて達成され、タービン効率が
さらに高くなる。
第１図は代表的なガスタービン航空機エンジン
の概略断面図、第２図は従来の代表的な冷却空気
通路を示すガスタービンエンジンの一部の断面
図、第３図は本発明の装置を組込んだ第２図と同
様のガスタービンエンジンの一部の断面図、およ
び第４図は第３図の４−４線方向に見た断面図で
ある。 １０……ガスタービンエンジン、１８……ター
ビン部分、２０……タービンブレード、２２……
ロータ、２４……タービンシヤフト、３２……
穴、３４……ノズル、３６……デスワラー、３７
……ベーン、３８……通路、４０……入口、４２
……出口、４４……ノズル出口。
の概略断面図、第２図は従来の代表的な冷却空気
通路を示すガスタービンエンジンの一部の断面
図、第３図は本発明の装置を組込んだ第２図と同
様のガスタービンエンジンの一部の断面図、およ
び第４図は第３図の４−４線方向に見た断面図で
ある。 １０……ガスタービンエンジン、１８……ター
ビン部分、２０……タービンブレード、２２……
ロータ、２４……タービンシヤフト、３２……
穴、３４……ノズル、３６……デスワラー、３７
……ベーン、３８……通路、４０……入口、４２
……出口、４４……ノズル出口。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 圧縮機、燃焼器、中心エンジン軸線のまわり
に位置し回転タービンシヤフトおよびタービンロ
ータを有する回転タービン部分、および前記回転
タービン部分に冷却空気を送給する冷却空気系統
を具え、前記冷却空気系統が冷却空気を前記回転
タービンシヤフトに対して接線方向にかつタービ
ンの回転方向に加速するノズルを有するガスター
ビンエンジンにおいて、 前記加速された冷却空気を前記ノズルから受取
り、前記冷却空気を配向しなおして大きな冷却空
気圧力損失を生じることなく冷却空気を前記回転
タービンシヤフトの穴に導入する手段を設け、 前記手段が空気流を前記回転タービンシヤフト
中に次第に配向しなおすように内面が湾曲した複
数の通路を有する回転デスワラーよりなり、 前記湾曲通路が次第に拡大する断面を有して空
気を拡散させ、空気の接近流速ヘツドの一部を静
圧に変換する、 タービン用冷却空気案内装置。 ２ 前記通路の出口が前記回転タービンシヤフト
の受入穴の中心線と直列流れ関係にある特許請求
の範囲第１項記載の装置。 ３ 前記デスワラーが前記回転タービンシヤフト
に直接取付けられてシヤフトと共に回転する特許
請求の範囲第１または２項記載の装置。 ４ 圧縮機、燃焼器、中心エンジン軸線のまわり
に位置し回転タービンシヤフトおよびタービンロ
ータを有する回転タービン部分、および前記回転
タービン部分に冷却空気を送給する冷却空気系統
を具え、前記冷却空気系統が冷却空気を前記回転
タービンシヤフトに対して接線方向にかつタービ
ンの回転方向に加速するノズルを有するガスター
ビンエンジンにおいて、 前記タービンシヤフトに直接取付けられてシヤ
フトと共に回転するデイフユーザ型デスワラーを
具え、前記デスワラーが次第に湾曲した内面を有
する複数通路を形成する複数内部ベーンよりな
り、前記通路が (a) 前記湾曲内面が前記ノズルから出る加速冷却
空気流と、直列流れ関係で整列されて前記冷却
空気を空力学的に受入れるように構成された前
記ベーン間の入口領域と、 (b) 断面積が次第に増大して前記冷却空気を減
速、拡散する中間領域と、 (c) 前記湾曲内面が前記タービンシヤフトにあけ
た穴と直列流れ関係で整列されて前記冷却空気
を前記タービンシヤフト中に空力学的に導入す
るように構成された前記ベーン間の出口領域と
を含む、 大きな圧力損失なしに加速された冷却空気を回
転タービン部分に導入する装置。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US14554380A | 1980-05-01 | 1980-05-01 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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| JPH0154524B2 true JPH0154524B2 (ja) | 1989-11-20 |
Family
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
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Country Status (5)
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-
1981
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