JPH0159413B2 - - Google Patents

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JPH0159413B2
JPH0159413B2 JP57178961A JP17896182A JPH0159413B2 JP H0159413 B2 JPH0159413 B2 JP H0159413B2 JP 57178961 A JP57178961 A JP 57178961A JP 17896182 A JP17896182 A JP 17896182A JP H0159413 B2 JPH0159413 B2 JP H0159413B2
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Kurisuchan Aranje Kuroodo
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NASHIONARU DECHUUDO E DO KONSUTORYUKUSHION DE MOTOORU DABIASHION SOC
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Publication date
Application filed by NASHIONARU DECHUUDO E DO KONSUTORYUKUSHION DE MOTOORU DABIASHION SOC filed Critical NASHIONARU DECHUUDO E DO KONSUTORYUKUSHION DE MOTOORU DABIASHION SOC
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Publication of JPH0159413B2 publication Critical patent/JPH0159413B2/ja
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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
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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
    • F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
    • 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)
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Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービン円板の熱応力と熱膨張を
同時に制御するための装置に係る。
ガスタービン円板を温度調節するためにはさま
ざまな方法が公知である。
BENNES MARREL株式会社が1968年９月27
日に出願したフランス特許第1593039号はガスタ
ービン冷却用のさまざまなタイプの装置を記載し
ている。このような冷却装置において、圧縮機か
ら生じる冷気は円板のリムに相対して位置する継
手と同じ高さに開く適当な管路によつて該リムの
方向へ誘導される。熱気はこの円板と結合する分
配器の正面に取り出される。この熱気の一部は円
板のリムの外側部分上に直接送られ残りの熱気は
上述の継手から出る冷気と混合される。圧縮機か
らとり出された冷気はタービンの２枚の円板の相
対面間に介在する環形室内に導入される。この室
の内周壁はほぼ放射状をなす隔壁によつて分離さ
れた他の２つの環形室内にこれらの環形室から洩
出する冷気が円板の相対する２面を掃引するよう
にして開く孔を含む。第二の円板の今一方の面自
体は排気管と接触して循環する空気と大気との混
合気から生ずる気流によつて掃引される。すべて
これらの配置は多少とも不統一ではあるが１枚又
は数枚のガスタービン円板のリムを温度調整する
ためにさまざまな源の混合形又は非混合形の熱気
及び／又は冷気を利用している。上述の各種の装
置はガスタービンのあらかじめ定められた作動周
期のいくつかの時点で円板を１枚毎に系統的に温
度調整することを可能ならしめるものではないこ
とは明らかである。
1974年11月５日出願のフランス特許出願第
2290574号は同じ１枚の円板の両側に別々の管路
によつて送られてくる熱気と冷気の２つの気流の
混合気が背後に導入される２枚の有孔板を具備す
るガスタービン装置を記載している。ここでは前
記の鋼板の孔から出る混合気は円板の相対面のリ
ム付近を掃引する。
同じ出願人のフランス特許第2280791号及び第
2467292号はガスタービンの回転子の羽根と固定
子の対向壁との間の遊隙を自動的に調節する装置
を記載している。この調節は適当な方法で温度調
整した加熱用又は冷却用エアジエツトを固定子内
壁の外面に噴射することによつて得られる。これ
らの温度調整用エアジエツトは回転子の羽根に接
触するには至らずまた円板と接触することもでき
ない。
ガスタービン円板の温度調整用として知られる
さまざまな方法のうち最も有効なものは円板の２
面のうち少くとも１面をエアジエツトで叩くとい
う方法であろう。これについては“Journal of
Heat Transfer”（1977年11月号第99巻663頁−
667頁）誌にMetgzer及びGrochowsky両氏によ
つて発表された論文を参照されたい。
本発明の主たる目的はガスタービン円板内にそ
の熱的慣性のため特にタービンの作動の推移位相
中にあらわれる熱応力並びに熱膨張を制御するこ
とである。実際タービンの加速位相毎に回転子の
円板は回転子の羽根やこれらの羽根をとり囲む固
定子のカバーよりはるかに緩やかに膨張する。そ
のため羽根と固定子との間に比較的大きな遊隙の
増加が生じさらにそれによつて機械的性能が低下
する結果となる。逆に減速位相に於いては回転子
円板は回転子より緩やかに収縮し、そのため組立
時に遊隙量を大きく見越しておく結果となる（あ
るいは、結局同じことだが、摩擦部分の摩耗によ
る過渡位相に於ける遊隙の増加が生じる）。これ
らの因子はいずれも安定した機能状態においては
過渡の遊隙をもたらす結果となりこれが機械の性
能を低下させるであろう。
本発明に従うガスタービン円板内の熱応力並び
に熱膨張を抑制するための装置は円板の２つの面
の少くとも１面をエアジエツトによつて叩くため
の公知の手段を含む。本装置は円板の少くとも１
面の所定の区域に対し僅かな距離に特に円板のリ
ムに対し及びその厚みのある内側部分に沿つて固
定された有孔鋼板を含む。本装置は圧縮機又はタ
ービンの前段階に於いて冷気及び熱気を取り出し
各加速位相の当初に於いては円板のリム方向に冷
気を円板の内側厚み部分の方向には熱気を、各減
速位相の際には該リム方向に熱気を該内側厚み部
分方向には冷気を各々対応する有孔鋼板を介して
噴射するための抽気切換えを可能ならしめる手段
が具備されており、エア噴射孔の数、配置及び寸
法は円板１の対応面の半径方向へ向かう温度勾配
を各作動位相内で可能なかぎり下げるようにして
選定されることを特徴とする。
本発明に従う装置はそれ故タービンの加速位相
に於いて円板の内側厚み部分の膨張を促進させる
ことによつて円板リムの膨張を鈍らせさらに各減
速位相に於いて円板内側厚み部分の収縮を促進さ
せることによつて円板リムの収縮を鈍化させるこ
とを可能ならしめる。即ちタービンの各作動推移
位相に於いて円板の半径方向に向かう温度勾配か
ら生じる可能性のある熱応力を除去するには至ら
ずとも減少するようにしてこの勾配を可能なかぎ
り下げることが可能になる。その結果円板の寿命
を延長しさらに安定作動状態に於いてタービンの
性能を向上させるようにして回転子の羽根と固定
子の間の遊隙が可能な限り縮小されることが明瞭
である。
本発明に従う装置の好ましい具体例では有孔鋼
板の少くともいくつかの表面に円板と相対する分
配室が設けられている。この分配室はほぼ外周方
向に配置された隔壁によつて独立した数室に分割
されることができ、これらの室は円板の半径方向
に等間隔に並べられそれぞれ異なる温度の空気流
を供給される。少くとも１枚の固定有孔鋼板がそ
の両面上の熱勾配を調節するようにして円板のリ
ムの各面と相対して取付けられる。さらに該円板
の内側ボス部をとり囲む有孔鋼板はこの円板に固
定されるようにして取付けることができる。この
具体例では有孔鋼板は圧縮機の胴部と円板の穴を
貫く中心軸管との間の間隙から発する気流を供給
されることができる。
本発明の好ましい具体型を例として添付図面の
略図を参照して以下に説明する。
第１図では符号１はガスタービンの円板を指
す。符号１ａは円板のリムを指し、円板の外周上
に羽根列たとえば２が固定されている。１ｂは円
板１のデイスク部を１ｃは円板の内側厚み部分で
「ボス」とも呼ばれる部分を指す。例として示し
たガスタービンの具体例ではボス１ｃは圧縮機胴
部３と円板１の穴１ｄを貫通する中心軸管４の間
の間隙内に嵌合する。円板はさらに２個の円周フ
ランジ１Ａ及び１Ｂを含む。これらのフランジは
適当な任意の手段特にボルトによつて部品３及び
４へのそれぞれの固定を可能にする。
本発明によれば２枚の有孔鋼板５Ａ及び５Ｂは
円板１のリム１ａとデイスク部１ｂの両面に相対
して固定されている。これらの有孔鋼板のそれぞ
れは実際上円形の樋の形状をなし、その軸方向半
平面断面は第１図に示す形状をなし、これは例え
ば鋼板５Ａの有孔部分と円板１の最も接近した部
分との間に一定幅のほぼ円形をなす間隙を残すよ
うにして円板１の部分１ａ及び１ｂの対応面の同
一面内に於ける形状と適合させてある。さらに円
形樋の形状をなす有孔鋼板５Ａ及び５Ｂのそれぞ
れはタービンの固定部材に固定される。特に鋼板
５Ａはその最も外側の縁部で円板１と連結する分
配器の支持板６に固定されまたその最も内側の縁
部でラビリンス継手８の支持板７に固定される。
本発明の別の特徴によれば分配室は円板１と対
向する有孔鋼板５Ａの面上に設けられている。図
示の具体例では有孔鋼板５Ａによつて壁が形成さ
れるこの分配室９は同様に円形をなし、有孔鋼板
５Ａの断面に適合された断面を持つ第二の鋼板１
０によつても境界をつけられており該室９に対し
２つの壁５Ａ及び１０と全方向に於いて垂直にほ
ぼ規則的な寸法を与えるようになつている。さら
にこの具体例では分配室９は２本の導管から気流
の供給を受ける。即ち一方の１１ａは圧縮機（図
示していない）の任意の段から生ずる例えば冷気
を導き他方の導管１１ｂは例えばタービン自体の
前段の１つから生ずる熱気を導く。図示しない自
動装置の制御する弁１２ａ及び１２ｂはそれぞれ
導管１１ａ及び１１ｂ内にこれらの導管を貫流す
る流体の各々の吐出量を制御するようにして個々
に挿入されている。例えば熱気は樋１０の形を呈
する有孔鋼板の内部に導管１１ｂによつて導かれ
冷気は導管１１ａにより分配室９内に導入され
る。分配室９には例えば１３のような開口によつ
て熱気も導入される。熱気と冷気は温度調整され
たエアジエツトの形で鋼板５Ａの孔から出る以前
に分配室９内で混合され、エアジエツトは円板１
の最も接近した面即ち特にリム１ａとデイスク部
１ｂの面と相対する部分を叩く。同様の配置が鋼
板５Ｂの孔を通して円板１の今一方の面に気流を
供給するため実施されている。より簡単にするに
は、第１図に示す如く円形の樋の形状の有孔鋼板
５Ｂは例えば導管１１ａ及び１１ｂの少くとも１
個の分路（図示しない）によつて直接供給される
ようにすることで分配室の配設を断念することも
できる。
変形例では分配室９は第１図に点線で示し符号
１４を付してあるようなほぼ円周方向を向いた隔
壁によつて独立した数室に分割される。これらの
室は円板１の径方向に並び、最も外側の室は導管
１１ａによつて直接的に給気され、一方最も内側
の室は導管１１ｂによつて１３のような孔を介し
て結気される。この配置法は円板１のリム１ａの
方向とデイスク１ｂの方向にそれぞれ異なる温度
の空気流を送ることを可能ならしめるものである
ことが理解されよう。
本発明の別の特徴によれば有孔鋼板１５Ａ，１
５Ｂ及び１５Ｃは向かい合う有孔鋼板に対して垂
直方向にほぼ一定の幅の自由空間を内側厚み部分
即ちボス１ｃの周囲に設けることによつて該ボス
を蔽うようにして取付けられている。第１図の具
体例では有孔鋼板１５Ａはあまり深くない円形樋
の形をしており、その孔をあけた部分がボス１ｃ
の対応面とほぼ平行であるようにして配置されて
いる。有孔鋼板１５Ａの最も外側の縁はタービン
軸と垂直な面に一種のフランジを形成し、このフ
ランジは例えば図示しないボルトによつて一方で
は円板の円周フランジ１Ａと同じ形状の先端と他
方では圧縮機ドラム３の先端に設けられた同じ形
状のフランジとの間に固定される。これらの有孔
鋼板１５Ｂ及び１５Ｃは本具体例では単一ブロツ
クで、２つの孔をあけた部分、即ち一方はボス１
ｃの相対面とほぼ平行な部分１５Ｂ他方はボス底
部つまり円板１のボス１ｄとほぼ並行な部分１５
Ｃ、を有するようにして作られている。勿論鋼板
部材１５Ｂ−１５Ｃは円形形状をなす。その最も
外側の縁はタービン軸と垂直な面でフランジを形
成する。このフランジは有孔鋼板１５Ａのフラン
ジと同様一方では円板１の円周フランジ１Ｂの相
対的に構成された先端と他方では穴１ｄを通る中
心軸管４の先端と一体の部品１６の最外周に設け
られた同一形状のフランジとの間に固定される。
その孔をあけた部分１５Ｃの先で鋼板部材は例え
ば図示しないボルトによつて孔をあけた鋼板１５
Ａの最も内側の縁に固定される。この固定点の先
で孔をあけた鋼板１５Ｃは円錐台形部材によつて
延長され、この部材は第１図の左側に向かつて集
中し開口１７が設けられている。孔をあけた鋼板
１５Ｃのこの延長部の先端は第１図の左側の外に
あり何らかの適切な手段により中心軸管４の対応
区域に固定され、中心軸管は孔をあけた鋼板１５
Ｃからほぼ一定の距離を保つて円板１の穴１ｄを
通過する。先に説明し、符号１１ａ，１１ｂ，１
２ａ，１２ｂで示した部品と類似の図示しない公
知の手段により、冷気、熱気あるいは冷熱混合気
を調節温度で圧縮機ドラム３と有孔鋼板１５Ｃの
円錐台形延長部の間の円形間隔内に任意に送り込
むことを可能ならしめる。この空気流の一部は鋼
板１５Ａの孔を通過して前述の円形空間から洩れ
出てボス１ｃの対応面を叩くエアジエツトと同程
度のジエツトを形成する。残りの空気流は１７の
ような開口によつて中心軸管４と有孔鋼板１５Ｃ
との間の狭い円形間隔内に入り込む。開口１７を
通過した空気流の最初の一部は鋼板１５Ｃの孔を
通過して前記の円形間隔から洩れ出す。この際円
板１の穴１ｄの円筒形の内面を叩くエアジエツト
の形をとり、一方同じ空気流の第二の部分は有孔
鋼板１５Ｂと部品１６の対応する部分との間の間
隔内に浸入しこの部品は前記の室９と類似の分配
室を形成し、この室から空気流の該第二の部分が
鋼板１５Ｂの孔を介して洩出し、ボス１ｃの対応
面を叩くエアジエツトを形成する。
本発明によれば鋼板５Ａ，５Ｂ，１５Ａ，１５
Ｂ及び１５Ｃが具備するエア放射口の数、特に径
方向の配置並びに寸法は円板の対応面の径方向に
於ける温度勾配をできる限り下げるように選定さ
れる。この円板の対応面とは有孔鋼板５Ａ及び５
Ｂについては円板リム１ａとデイスク部１ｂとの
対応面、有孔鋼板１５Ａ，１５Ｂ及び１５Ｃにつ
いては円板ボス１ｃの対応面である。実際円板の
限定部分の冷却ないし加熱は該区域を叩くエアジ
エツトの温度ばかりでなくこれらジエツトの数及
び吐出量にも影響をうけるであろうことは明らか
である。これらは特に対応する鋼板の孔の寸法に
左右される。
本発明に従う上述の装置の作動方式は以下の如
くである。タービンの各加速位相の初めに弁１２
ｂが閉じられ前記の自動装置が弁１２ａを一時的
に開く。その方法は圧縮機の段からとり出された
冷気を導管１１ａによつて分配室９に送り込むこ
とができるように行われ、この分配室からこの空
気流は鋼板５Ａの孔を冷気ジエツトの形で洩出
し、２で示すような羽根の基部、円板１のリム１
ａ及びデイスク部１ｂの左側の面（第１図参照）
を叩く。同時に前述の手段に類似の手段が冷気ジ
エツトによつて円板１と同じ部材の右側面を叩く
ことを可能にする。この場合冷気流は鋼板５Ｂの
孔を出る。詳しく述べる要はない同様の手段が熱
気又は冷熱混合気をあらかじめ定められた温度で
圧縮機３のドラムと第１図の左側へ向かう有孔鋼
板１５Ｃの円錐台形延長部との間の円形空間内に
同時に送り込むことを可能にする。以上の結果と
して適当な温度の再加熱エアジエツトは鋼板１５
Ａ，１５Ｂ，１５Ｃの孔を介して円板１のボス１
ｃの左右面、穴１ｄの内面をそれぞれ叩く。第２
図の線図ではタービンの作動サイクルの一定瞬間
ｔに於ける円板１の一定部分の温度Ｔを縦座標に
とる。時間インターバルＡはタービンの加速位相
に対応し、時間Ｄのインターバルは減速位相に対
応する。鎖線のカーブJO及びPOは本発明に従う
温度調整装置が使われていないと仮定して、一方
では円板１の区域１ａ及び１ｂの温度、他方では
ボス部１ｃの温度の変化をそれぞれあらわす。実
線のカーブＪ及びＰは逆に先に述べた温度調整装
置が円板１の部分１ａ及び１ｂを再冷し内側部分
１ｃを再熱するために特に各加速段階の当初で用
いられる時に得られる。加速位相Ａの瞬間t1にカ
ーブＪ及びＰの相対する点の間の温度範囲Ｔは、
本発明に従う温度調整装置が使用されない場合に
得られるであろうカーブJO及びPOの間の対応す
る温度範囲ΔTOより著しく低い。それ故この装
置の使用は円板１のさまざまな区域が受ける熱応
力と熱膨張の大きな減少を保証し、従つて装置の
寿命を増加させる。一方ではタービンの円板１に
よつて支持された２で示すような羽根の先端と他
方では加速位相において相対する固定子との間の
遊隙をあらかじめ設定することも可能である。従
つて本発明に従う調整装置がない場合この遊隙は
タービンの過渡作動状態においては調整されるこ
とができない。最終的に可能なことはこの遊隙を
非常に正確に決定し、それによつてタービンをそ
の性能の観点から最適条件内で作動させることを
可能にするということである。
もし瞬間tp（第２図）に於いてタービンが定常
作動状態に達しており、さらに減速位相Ｄがこの
同じ瞬間に開始されると仮定すれば、前述のよう
な本発明に従う温度調整装置はただちに前記の自
動装置によつて特に弁１２ｂを開き弁１２ａを閉
止状態に保つように切換えられる。この際鋼板１
０によつて三方側で限定された円形室の内部に浸
入するのは熱気であり、この熱気は分配室９内の
１３のような開口を通過し、ついでそこから鋼板
５Ａの孔を通つて出ていき、ジエツトの形で円板
１の部材２と相対する区域を叩きこれらの区域を
再加熱する。同様の装置が熱気を有孔鋼板５Ｂに
供給する。同様の装置がさらに圧縮機３のドラム
と有孔鋼板１５Ｃの円錐台形延長部との間の円形
空間内に冷気流を送り込み、この冷気流は同量の
再冷エアジエツトの形で鋼板の孔１５Ａ，１５Ｂ
及び１５Ｃを介して円板１のボス１ｃの三つの面
を叩く。勿論例えば分配室９に対しタービンの前
段又はその分配器からとり出された熱気を送り込
むかわりに、該分配室９内に導管１１ａによつて
圧縮機からとり出される冷気を同時に送り込むこ
とが可能である。このためには自動装置が弁１２
ａ及び１２ｂを同時に開きそしてその各々の吐出
量を、分配室９内に形成される再熱混合気があら
かじめ定められた温度を示すように制御すれば充
分である。
第２図の線図の右側部分には減速位相について
のカーブJO及びPOをあらわす。この位相はター
ビンが定常作動状態にある瞬間tpから始まり、こ
れらのカーブは本発明に従う温度調整装置が存在
しない場合に立ち上がることができる。これらの
カーブはカーブJOが瞬間t2からカーブPOの下側
になるような変化をする。このことは円板１全体
が受ける熱応力の方向の逆転によつて表現され
る。第２図の線図は瞬間t2の後にあらわれる減速
位相の瞬間t3には円板１のボス１ｃとリム１ａと
の間の温度差δTOが加速位相Ａの瞬間t1での差の
値ΔTと逆符号を持つことを示している。また本
発明に従う温度調整装置は負の熱応力δTO（カー
ブPO及びJO）の振幅を著しく減少させあるいは
それ以上にそれらを正に変える（δT新たなカー
ブＪ及びＰ）ことを可能にすることもわかる。応
力の交替はタービン円板の耐久性にとつて特に有
害なので、本発明に従う装置はこの種の円板の耐
久性をかなり向上させることを可能にすることが
理解されよう。
本発明は上記の具体例にのみ限定されず、あら
ゆる変形を含むことができる。いくつかの適用例
では円板のただ１つの面の近くに取付けられた有
孔鋼板を用いてこのただ１つの面を温度調整すれ
ばよい。円板の２つの面のそれぞれの付近にあら
われる熱応力の差がどれほどであれ、円板の２つ
の面又はただ１つの面に対する部分的再熱・再冷
作用を調節することが常時可能であつて、その方
法は表面熱応力間の前述のような差が円板のたわ
み又は座屈によつて表われてこないよう、即ち円
板の中央面がタービンの軸に対して厳密に常時垂
直を保つようにして行われる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の具体例を示すガスタービン円
板の軸方向半平面断面図、第２図はタービンの加
速時と減速時に於ける第１図の円板の熱応力の変
化段階をあらわすグラフである。 １……円板、２……羽根、３……圧縮機ドラ
ム、４……円板中心軸管、５Ａ，５Ｂ，１０，１
５Ａ，１５Ｂ，１５Ｃ……有孔鋼板、１１ａ，１
１ｂ……導管、１２ａ，１２ｂ……弁、９……分
配室、１４……隔壁。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 円板の２つの面の少くとも１面をエアジエツ
    トによつて叩くための手段と、円板の少くとも１
    面の所定の区域に対し僅かな距離に特に円板のリ
    ムに対し及びその厚みのある内側部分に沿つて固
    定された有孔鋼板とを含んでおり、圧縮機又はタ
    ービンの前段階に於いて冷気及び熱気を取り出し
    各加速位相の当初に於いては円板のリム方向に冷
    気を円板の内側厚み部分の方向には熱気を、各減
    速位相の際には該リム方向に熱気を該内側厚み部
    分方向には冷気を各々対応する有孔鋼板を介して
    噴射するための抽気切換えを可能ならしめる手段
    が具備されており、エア噴射孔の数、分配及び寸
    法は円板の対応面の半径方向へ向かう温度勾配を
    各作動位相内で可能なかぎり下げるようにして選
    定されることを特徴とするガスタービン円板内の
    熱応力並びに熱膨張を同時に制御するための装
    置。 ２ 有孔鋼板の少くともいくつかの表面に円板と
    相対する分配室が設けられていることを特徴とす
    る特許請求の範囲第１項に記載の装置。 ３ 有孔鋼板の背後に設けられた該分配室はほぼ
    外周方向に配置された隔壁によつて独立した数室
    に分割され、これらの室は円板の半径方向に等間
    隔に並べられそれぞれ異なる温度の空気流を供給
    されることを特徴とする特許請求の範囲第２項に
    記載の装置。 ４ 少くとも１枚の固定有孔鋼板が円板のリムの
    各面と相対して取付けられることを特徴とする特
    許請求の範囲第１項乃至第３項のいずれかに記載
    の装置。 ５ 該円板の内側ボス部をとり囲む有孔鋼板はこ
    の円板に固定されるようにして取付けることがで
    き、該有孔鋼板は圧縮機の胴部と円板の穴を貫く
    中心軸管との間の間隙から発する気流を供給され
    ることができることを特徴とする特許請求の範囲
    第１項乃至第４項のいずれかに記載の装置。
JP57178961A 1981-10-14 1982-10-12 ガスタ−ビン円板内の熱応力及び熱膨張を同時に制御するための装置 Granted JPS5877102A (ja)

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Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2756117B2 (ja) * 1987-11-25 1998-05-25 株式会社日立製作所 ガスタービンロータ
US4893984A (en) * 1988-04-07 1990-01-16 General Electric Company Clearance control system
US4893983A (en) * 1988-04-07 1990-01-16 General Electric Company Clearance control system
US4869640A (en) * 1988-09-16 1989-09-26 United Technologies Corporation Controlled temperature rotating seal
US5054996A (en) * 1990-07-27 1991-10-08 General Electric Company Thermal linear actuator for rotor air flow control in a gas turbine
DE10043906A1 (de) * 2000-09-06 2002-03-14 Rolls Royce Deutschland Vordralldüsenträger
US6981841B2 (en) 2003-11-20 2006-01-03 General Electric Company Triple circuit turbine cooling
US7870743B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 General Electric Company Compound nozzle cooled engine
US7743613B2 (en) * 2006-11-10 2010-06-29 General Electric Company Compound turbine cooled engine
US7870742B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 General Electric Company Interstage cooled turbine engine
US7926289B2 (en) * 2006-11-10 2011-04-19 General Electric Company Dual interstage cooled engine
GB2454248A (en) * 2007-11-05 2009-05-06 Siemens Ag Cooling/heating a turbomachine
US8075247B2 (en) * 2007-12-21 2011-12-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Centrifugal impeller with internal heating
FR2953251B1 (fr) * 2009-12-01 2011-12-09 Snecma Tambour de rotor comprenant une pluralite d'orifices de ventilation pour un refroidissement par impact et moteur comprenant un tel tambour
FR2960020B1 (fr) * 2010-05-11 2014-04-25 Snecma Dispositif et procede de refroidissement de disques de rotor d'une turbomachine
GB201015028D0 (en) * 2010-09-10 2010-10-20 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB201103890D0 (en) 2011-03-08 2011-04-20 Rolls Royce Plc Gas turbine engine swirled cooling air
CN102787868A (zh) * 2012-06-27 2012-11-21 北京航空航天大学 一种基于主动温度梯度控制航空发动机涡轮盘应力的方法
CN103046964B (zh) * 2012-06-27 2015-12-09 北京航空航天大学 一种基于主动温度梯度控制应力的航空发动机涡轮盘
US10094296B2 (en) 2013-02-19 2018-10-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine with rotor bore heating
US9995222B2 (en) * 2014-07-25 2018-06-12 United Technologies Corporation High temperature disk conditioning system
US10731502B2 (en) 2014-11-03 2020-08-04 Raytheon Technologies Corporation High pressure compressor rotor thermal conditioning using outer diameter gas extraction
EP3277940B1 (en) 2015-04-02 2019-10-23 General Electric Company Heat pipe temperature management system for wheels and buckets in a turbomachine
US9797310B2 (en) 2015-04-02 2017-10-24 General Electric Company Heat pipe temperature management system for a turbomachine
US20160290234A1 (en) * 2015-04-02 2016-10-06 General Electric Company Heat pipe temperature management system for wheels and buckets in a turbomachine
EP3124742B1 (de) * 2015-07-28 2018-11-07 MTU Aero Engines GmbH Gasturbine
US10968760B2 (en) * 2018-04-12 2021-04-06 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component for acoustic attenuation
US11293294B2 (en) 2020-05-22 2022-04-05 Raytheon Technologies Corporation Speed-controlled conditioning valve for high pressure compressor
US11525400B2 (en) 2020-07-08 2022-12-13 General Electric Company System for rotor assembly thermal gradient reduction

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH205993A (de) * 1938-11-14 1939-07-15 Martinka Michael Einrichtung an Dampf- und Verbrennungsturbinen zur Kühlung des Laufrades.
GB621300A (en) * 1946-02-22 1949-04-07 Ltd Co Formerly Skoda Works Arrangement for reducing the stress in gas turbine gas-cooled runner wheels
US2791091A (en) * 1950-05-15 1957-05-07 Gen Motors Corp Power plant cooling and thrust balancing systems
US2973937A (en) * 1958-03-31 1961-03-07 Gen Electric Cooling structure
US3034298A (en) * 1958-06-12 1962-05-15 Gen Motors Corp Turbine cooling system
GB1152331A (en) * 1966-05-18 1969-05-14 Rolls Royce Improvements in Gas Turbine Blade Cooling
FR1593039A (ja) * 1968-09-27 1970-05-25
US3584458A (en) * 1969-11-25 1971-06-15 Gen Motors Corp Turbine cooling
FR2280791A1 (fr) * 1974-07-31 1976-02-27 Snecma Perfectionnements au reglage du jeu entre les aubes et le stator d'une turbine
US3973396A (en) * 1974-10-16 1976-08-10 United Turbine Ab & Co., Kommanditbolag Gas turbine power plant
US4117669A (en) * 1977-03-04 1978-10-03 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Apparatus and method for reducing thermal stress in a turbine rotor
US4217755A (en) * 1978-12-04 1980-08-19 General Motors Corporation Cooling air control valve
FR2467292A1 (fr) * 1979-10-09 1981-04-17 Snecma Dispositif de reglage du jeu entre les aubes mobiles et l'anneau de turbine

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Publication number Publication date
FR2514408B1 (fr) 1985-11-08
FR2514408A1 (fr) 1983-04-15
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DE3263290D1 (en) 1985-05-30
US4741153A (en) 1988-05-03
JPS5877102A (ja) 1983-05-10
EP0077265B1 (fr) 1985-04-24

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