JPH0476021B2 - - Google Patents

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JPH0476021B2
JPH0476021B2 JP61099537A JP9953786A JPH0476021B2 JP H0476021 B2 JPH0476021 B2 JP H0476021B2 JP 61099537 A JP61099537 A JP 61099537A JP 9953786 A JP9953786 A JP 9953786A JP H0476021 B2 JPH0476021 B2 JP H0476021B2
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Jon Pineo Furederitsuku
Tomasu Arubarezu Hose
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General Electric Co
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    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
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    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Description

【発明の詳細な説明】 この発明はガスタービン機関のタービン羽根を
通る冷却空気流の変調に関する。この変調は高
度、機関速度及び羽根温度の関数である。
発明の背景 ガスタービン機関では、極めて高温（約2200乃
至2500〓）のガス・ジエツトがタービンに当り、
タービンを回転させ、こうして仕事をする。ター
ビン羽根の内部に空気流を通すことにより、ター
ビン羽根を冷却することは周知である。然し、こ
の様に空気流を通すことは、冷却空気流が動力を
発生する空気流から方向転換されたものであると
いう点で、高価につく。従つて、必要のない時に
タービン羽根の冷却を少なくし又はなくすことが
望ましい。
発明の目的 この発明の目的は、ガスタービン機関に於ける
タービンの冷却を変調することである。
発明の要約 この発明の１形式では、タービン冷却空気が、
機関速度、高度及び羽根温度の関数として変調さ
れる。
発明の詳しい説明 第１図に示す様に、抽気部３がガスタービン機
関の圧縮機９からの空気６を抽出し、この空気を
高圧タービン１２に差し向ける。この空気は高圧
タービンの内部通路の中に供給され、タービン羽
根１６の中を流れ、ガス流１８及び２１として羽
根の孔（図に示してない）から出て行く。ガス流
１８及び２１が燃焼器２７によつて発生された高
温燃焼ガス２４と一緒になり、それを組合せた流
れが動力タービン３０に当る。動力タービン３０
は、例えばヘリコプタの回転子を駆動する軸に接
続することが出来る。
圧縮機の空気を抽出し、それを高圧タービンに
通す構成の細部は、この発明の一部分を構成する
ものではない。圧縮機の空気を抽出して、それを
タービン羽根１５に通す種々の流体回路及び機構
は公知である。この発明は、抽気通路（矢印６で
示す）内に接続されいて、冷却の流れを変調する
弁３３の制御に関する。
第２図は第１図の弁３３を制御する為に使われ
る１つの計画表３６を示す。圧縮機全入口圧力
（PT2、第１図の圧力センサ３４によつて測定さ
れる）を横軸に示してある。第２図のPT2は、一
般的に機関の高度を表わし、それに対応して冷却
空気流の空気密度を表わす。PT2が小さいこと
は、一層高い高度に対応し、勿論、PT2が大きい
ことは高度が低いことに対応する。こういうこと
は亜音速航空機の場合に成立する。（超音速航空
機を含む）一般的な場合、飛行マツハ数の別の入
力を使つて、計画表を決定することが出来る。こ
の様な別の入力の作り方は公知である。
縦軸のＮ／√は、業界でその定義がはつきり
している補正機関速度（「速度」）を表わし、第１
図の速度センサ３４Ａによつて測定される。この
速度は、特定の入口圧力PT2で、公称の動作状態
にある機関に対して予想される速度である。PT2
の単位はpsiaであり、補正速度の単位は定格速度
の百分率である。計画表３６がPT2の関数として
速度閾値を決める。第２図の計画表３６が破線３
７，３８によつて６つの領域に分けられている。
これらの領域には文字Ａ乃至Ｆを付してある。
機関の動作状態が、計画表３６より下にある速
度及びPT2のデータ点を持つ時（即ち、領域Ａ乃
至Ｃにある時）、第１図のサーボ３９が弁３３を
閉じる。逆に、機関が計画表３６より上側で運転
される時（即ち領域Ｄ乃至Ｆにある時）、サーボ
３９が弁を開く。
第２図の計画表３６は３つの重要な特徴を持つ
ている。その１番目は、高度が低い時（PT2が
14.7psiaより高く、領域Ａにある時）、補正速度
が92％より低くなれば、あらゆる高度で弁を閉じ
る。その１つの理由は、こういう状態で弁を閉じ
ると、主に第１図の空気流６の方向転換をなくす
ことにより、消費燃料比が改善されるからであ
る。第２に、高い高度では（PT2が5.4より下で
領域Ｃ）、96.75％より低い全ての速度に対し、弁
を閉じる。その１つの理由は、例えば8psiaの
PT2及び94.5％の速度に於けるSFC定格点が、弁
を閉じることを必要とするからである。SFC定格
点は機関の設計技術者によつて決められる。第３
に、計画表３６は低速低高度領域と高速高高度領
域の間で直線（領域Ｂ及びＥの間の境界を形成す
る）である（即ち、点４２及び４５の間は１次補
間になる）。直線又は１次と云う言葉は、第２図
の縦軸の量をＹ、横軸の量をＸとし、Ｂを交点の
Ｙの値とすると、Ｙ＝MX＋Ｂという形の式を持
つ直線であることを意味する。
この発明は第２図の計画表を次の様に使う。第
３図に示す様に、PT2が第２図の計画を持つ計画
手段４８に供給される。所定のPT2に対し、線５
１に出力として速度閾値（Ｎ／√ THRESH
と記す）が得られる。例えば、第２図に示す様
に、PT2は8.8であることがあり、この場合、破
線５４及び５７で示す様に、約95.5％の閾値速度
が得られる。この95.5％の補正速度が第３図の線
５１に出る。
ブロツク６０で示す様に、線６３の実際の補正
機関速度（Ｎ／√）が線５１の閾値速度と比較
される。実際の速度がブロツク６０の上側の
YESの記号で示す様に、閾値速度を越える場合、
記号CV＝１で示す様に、冷却弁３３を開く。実
際の速度が、ブロツク６０の右側の記号NOで示
す様に、閾値速度を越えない場合、ブロツク６６
で示す様に、タービン羽根の実際の温度（T4B、
第１図の温度センサ６１によつて測定される）を
照会する。
機関の設計技術者によつて前以て定められた限
界温度（T4B限界）が線６７に出る。ブロツク
６６は、実際の温度が限界を越えているかどうか
を決める。ブロツク６６の上側の記号YESで示
す様に、越えていれば、記号CVIで示す様に、冷
却弁３３を開く。実際の温度が限界より低けれ
ば、論理はブロツク７１に進み、そこで実際の温
度が線６７の限界よりも100゜以上低いかどうか照
会する。（ブロツク７１では、T4Bが限界−100゜
より高いかどうかという照会をする。）ブロツク
７１の右側に示したNOの決定は、羽根が十分低
温であり、この為記号CV＝０で示す様に、冷却
弁３３を閉じる。ブロツク７１の上側の答えが
YESであれば、冷却弁３３の位置は変えない
（CV＝CV）。
一旦弁３３が温度の為に開かれると（ブロツク
６６の上側の決定YESが得られる）、温度が限界
T4B（限界）より100〓以上下がる（この場合、
決定NOにより、CV＝０の結果が得られる）ま
で、弁は閉じない為、ブロツク７１が装置にヒス
テリシスの保護作用を持込む。このヒステリシス
の保護作用は、実際のタービン羽根温度TB4が
線６７のT4B（限界）に近い時のチヤタリングを
防止するのに役立つ。
第３図に示した論理はデイジタル計算機のプロ
グラムで容易に実施することが出来る。圧力P2、
速度Ｎ／√、及び温度信号T4B及びT4B（限
界）は実際には、このプログラムを実行する計算
機に供給されるデイジタル信号である。このプロ
グラムが航空機の飛行中、ブロツク４８，６０，
６６及び７１の動作を絶えず繰返す。論理がこの
経路から出て行く時（例えばブロツク６０の上の
YES線）、何時でも論理はブロツク４８から再開
される。この為、速度がＮ／√THRESHより
高いが羽根温度がT4B（限界）より低い時に起る
様な異常が防止される。論理がブロツク６０の上
側のYES線から出て行かない場合、ブロツク６
０及び７１は単に循環的に弁３３を開閉する。サ
ーボ３９は公知である。
高圧タービンを冷却する為に圧縮機の抽出空気
を供給することが、２進的にオン／オフ形で変調
される発明について説明した。弁３３は開又は閉
の何れかであり、中間位置は考えていない。更
に、この変調は高度及び機関速度（第２図の計画
に基づく）とタービン羽根の温度との関数であ
る。こゝで説明した実施例では、第２図の領域Ｄ
−Ｆで運転していると、羽根を冷却する為に弁が
開き、領域Ａ−Ｃでは、燃料消費を改善する為に
弁が閉じる。
この発明の範囲内で種々の変更を加えることが
出来る。この発明の範囲は特許請求の範囲によつ
て限定されることを承知されたい。
【図面の簡単な説明】
第１図はガスタービン機関の略図、第２図は圧
縮機の入口に於ける全圧PT2に対する補正した圧
縮機速度（Ｎ／√）に基づく計画を示すグラ
フ、第３図はこの発明の１形式の動作を示すフロ
ーチヤートである。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 航空機用ガスタービン機関のタービンの羽根
    に対する冷却空気流を制御する方法に於て、 航空機の高度、機関速度及び羽根の温度に基づ
    いて冷却空気流を維持し且つ終了させる工程を含
    む方法。 ２ 航空機内のタービン羽根に対する冷却空気流
    を制御する方法に於て、 (a) 航空機の高度が予定の第１の高度より高い時
    の第１の速度、航空機が予定の第２の高度より
    低い時の第２の速度、及び航空機が前記第１及
    び第２の高度の間にある１次補間した一連の速
    度を含む機関の閾値速度の計画表を設定し、 (b) 実際の速度が閾値速度を越える場合に冷却空
    気を維持し、 (c) 越えない場合、羽根の温度が予定の限界を越
    えた時に冷却空気を維持し、 (d) この予定の限界を越えない場合、羽根の温度
    が限界より予定量だけ下がつた時に冷却空気を
    終了させる工程を含む方法。 ３ 航空機用ガスタービン機関のタービン羽根に
    対する冷却空気を制御する方法に於て、 (a) 第１の予定の機関速度及び第１の予定の高度
    で構成された第１のデータ点を定め、 (b) 第２の予定の機関速度及び第２の予定の高度
    で構成された第２のデータ点を定め、 (c) 前記第１及び第２のデータ点の間の１次補間
    をし、 (d) 下記の条件 (i) 機関速度が第１の予定の機関速度より低く
    且つ航空機が第１の予定の高度より高い、 (ii) 機関速度が第２の予定の機関速度より低く
    航空機が第２の予定の高度より低い、 (iii) 航空機が第１及び第２の予定の高度の間に
    ある時、機関速度が補間値より下がる、 という条件の内の１つが発生しない限り、冷却空
    気流を維持し、この条件が発生した時、冷却空気
    流を終了させる工程を含む方法。 ４ 特許請求の範囲３に記載した方法に於て、更
    に、 羽根温度が第１の温度を越える時、前記(d)の
    (i)、(ii)及び(iii)の条件に関係なく、冷却空気流を維
    持し、 羽根温度が第１の温度より予定量だけ下がつた
    時、冷却空気流を終了させる工程を更に含む方
    法。 ５ タービン羽根に対する冷却空気流を制御する
    弁を持つガスタービン機関を有する航空機に於
    て、 (a) 機関の予定の部品の回転速度を表わす実速信
    号を発生する速度センサ手段と、 (b) 航空機の高度を表わす圧力信号を発生する圧
    力センサ手段と、 (c) 前記タービン羽根の温度を表わす羽根温度信
    号を発生する温度センサ手段と、 (d) 前記速度センサ手段(a)及び圧力センサ手段(b)
    の両方に結合されていて、実速信号及び圧力信
    号の関数として閾値速度信号を発生する計画手
    段と、 (e) (i) 閾値速度信号を実速信号と比較して実速
    が閾値速度を越える時に弁を開き、 (ii) 羽根温度信号を第１の温度限界と比較して
    羽根温度が第１の温度限界を越える時に弁を
    開き、 (iii) 羽根温度信号を第２の温度限界と比較し
    て、羽根温度が第２の限界より下がつた時
    に弁を閉じ、羽根温度が第２の限界より高
    い時、弁を開いた状態又は閉じた状態の何れ
    かの現在状態に維持するサーボ手段とを有す
    る航空機。 ６ 航空機用ガスタービン機関のタービンの羽根
    に対する冷却空気流を制御する装置に於て、 機関の予定の部品の回転速度に関する信号を発
    生する手段と、 航空機の高度に関する信号を発生する手段と、 タービン羽根の温度に関する信号を発生する手
    段と、 前記速度、高度及び温度信号を発生する手段に
    結合されていて、前記タービンの羽根に対する冷
    却空気流を変調させる手段とを含む装置。
JP61099537A 1985-05-06 1986-05-01 冷却空気流を制御する方法と航空機 Granted JPS62630A (ja)

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Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/732,012 US4815928A (en) 1985-05-06 1985-05-06 Blade cooling
US732012 1985-05-06

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JPS62630A JPS62630A (ja) 1987-01-06
JPH0476021B2 true JPH0476021B2 (ja) 1992-12-02

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JP (1) JPS62630A (ja)
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FR (1) FR2581420B1 (ja)
GB (1) GB2175048B (ja)
IT (1) IT1204340B (ja)

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