JPH0696988B2 - エンジン冷却を改良する方法および装置 - Google Patents
エンジン冷却を改良する方法および装置Info
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- JPH0696988B2 JPH0696988B2 JP4239076A JP23907692A JPH0696988B2 JP H0696988 B2 JPH0696988 B2 JP H0696988B2 JP 4239076 A JP4239076 A JP 4239076A JP 23907692 A JP23907692 A JP 23907692A JP H0696988 B2 JPH0696988 B2 JP H0696988B2
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- air
- stage
- compressor
- cavity
- combustor
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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
-
- 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
【０００１】
【関連米国特許出願】本発明の米国特許出願と関連する
同時係属米国特許出願を次に示す。これらは参照により
ここに包含される。米国特許出願第７５７７７４号と米
国特許出願第７６７９５９号。
同時係属米国特許出願を次に示す。これらは参照により
ここに包含される。米国特許出願第７５７７７４号と米
国特許出願第７６７９５９号。
【０００２】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンエンジン用
の冷却装置に関し、特に、圧縮機の中間段からの空気を
利用して、タービン段の前の燃焼器段に隣接する流路を
冷却することによりエンジンを冷却する方法と装置に関
する。改良シールにより、前述の流路内への圧縮機吐出
し（ＣＤ）空気の漏れが実質上防止される。圧縮機中間
段により供給される空気はＣＤ空気より温度が低いの
で、同程度の冷却に要する空気量は比較的少ない。さら
に、圧縮機中間段により供給される空気になされる仕事
は少ないので、燃料効率が高まりそして燃料消費が減少
する。
の冷却装置に関し、特に、圧縮機の中間段からの空気を
利用して、タービン段の前の燃焼器段に隣接する流路を
冷却することによりエンジンを冷却する方法と装置に関
する。改良シールにより、前述の流路内への圧縮機吐出
し（ＣＤ）空気の漏れが実質上防止される。圧縮機中間
段により供給される空気はＣＤ空気より温度が低いの
で、同程度の冷却に要する空気量は比較的少ない。さら
に、圧縮機中間段により供給される空気になされる仕事
は少ないので、燃料効率が高まりそして燃料消費が減少
する。
【０００３】
【従来の技術】ガスタービンエンジンシールからの空気
漏れは、タービン入口温度を高めることにより燃料消費
をかなり増加させ、エンジン効率を減らしそして整備費
を高める。ガスタービンエンジンは伝統的に、重要なシ
ーリング箇所にラビリンスシールを用いている。ラビリ
ンスシールは高圧ガス、例えば、圧縮機吐出し空気の概
して高圧の区域から概して低圧の区域への漏れを制御す
る。ラビリンスシールは、回転構成部に配設し得る環状
歯と、エンジン静止部材に配設し得る環状摩擦ストリッ
プとの間に形成された一連の環状狭路でガス流を絞るこ
とにより作用する。摩擦ストリップは摩耗可能であり、
従って歯は、熱的過渡状態または運動荷重状態のような
動的運転状態中にたやすく摩擦し得る。これらのラビリ
ンスシールの効果は、摩擦ストリップと歯との間の半径
方向間隙を最小限に保つことに依存する。
漏れは、タービン入口温度を高めることにより燃料消費
をかなり増加させ、エンジン効率を減らしそして整備費
を高める。ガスタービンエンジンは伝統的に、重要なシ
ーリング箇所にラビリンスシールを用いている。ラビリ
ンスシールは高圧ガス、例えば、圧縮機吐出し空気の概
して高圧の区域から概して低圧の区域への漏れを制御す
る。ラビリンスシールは、回転構成部に配設し得る環状
歯と、エンジン静止部材に配設し得る環状摩擦ストリッ
プとの間に形成された一連の環状狭路でガス流を絞るこ
とにより作用する。摩擦ストリップは摩耗可能であり、
従って歯は、熱的過渡状態または運動荷重状態のような
動的運転状態中にたやすく摩擦し得る。これらのラビリ
ンスシールの効果は、摩擦ストリップと歯との間の半径
方向間隙を最小限に保つことに依存する。
【０００４】しかし、最小半径方向間隙は製造公差と、
ロータ同心度制御と、回転および静止構成部間の熱と遠
心力による膨張差とによって制限される。半径方向間隙
が小さ過ぎると、過早シール摩耗が生じてエンジンが破
損するおそれがあり、また、半径方向間隙が大き過ぎる
と、漏れが過多になる。先進のエンジンではシール直径
とガス温度とが増加しているので、ラビリンスシールの
半径方向間隙は増加して密封効果が低減している。
ロータ同心度制御と、回転および静止構成部間の熱と遠
心力による膨張差とによって制限される。半径方向間隙
が小さ過ぎると、過早シール摩耗が生じてエンジンが破
損するおそれがあり、また、半径方向間隙が大き過ぎる
と、漏れが過多になる。先進のエンジンではシール直径
とガス温度とが増加しているので、ラビリンスシールの
半径方向間隙は増加して密封効果が低減している。
【０００５】気体軸受面シールはラビリンスシールの代
替物として役立つ。ムア（C. Moore）に付与されそして
本発明の譲受人（本件出願人）に譲渡された米国特許第
３３８３０３３号は、圧縮機排出流シールとして用いる
気体軸受面シールを開示している。この開示されたシー
ルはラビリンスシールに比べて改良物として作用し得る
が、幾つかの潜在的な欠点を有する。例えば、この開示
シールは、シールをエンジン中心線に関してまたは他の
シール構成部に関して同心に保つ手段を含まない。試験
解析でわかっていることは、リングシールの他のシール
構成部に関する同心性は良好な密封作用の確保に重要で
あるということである。同心性は、シール構成部に作用
する同心的な均衡圧力の維持を助けそしてシーリング特
性をより良くし、しかも比較的小型で軽量のシール構成
部の使用を可能にする。
替物として役立つ。ムア（C. Moore）に付与されそして
本発明の譲受人（本件出願人）に譲渡された米国特許第
３３８３０３３号は、圧縮機排出流シールとして用いる
気体軸受面シールを開示している。この開示されたシー
ルはラビリンスシールに比べて改良物として作用し得る
が、幾つかの潜在的な欠点を有する。例えば、この開示
シールは、シールをエンジン中心線に関してまたは他の
シール構成部に関して同心に保つ手段を含まない。試験
解析でわかっていることは、リングシールの他のシール
構成部に関する同心性は良好な密封作用の確保に重要で
あるということである。同心性は、シール構成部に作用
する同心的な均衡圧力の維持を助けそしてシーリング特
性をより良くし、しかも比較的小型で軽量のシール構成
部の使用を可能にする。
【０００６】米国特許第３３８３０３３号に記載のシー
ルは比較的大型のリング部材を用いるので、高い質量慣
性を有する。理想的には、リング部材は低い質量慣性を
もつべきであり、またシール重量の低減、そしてさらに
重要なこととして、半径方向シーリング表面と絞り歯と
の間隙におけるヒステリシスの低減に対して比較的高い
順応性をもつべきである。低質量慣性リング部材は、比
較的少ない作動力でシーリング表面の運動に比較的迅速
かつ効率的に追従し得る。
ルは比較的大型のリング部材を用いるので、高い質量慣
性を有する。理想的には、リング部材は低い質量慣性を
もつべきであり、またシール重量の低減、そしてさらに
重要なこととして、半径方向シーリング表面と絞り歯と
の間隙におけるヒステリシスの低減に対して比較的高い
順応性をもつべきである。低質量慣性リング部材は、比
較的少ない作動力でシーリング表面の運動に比較的迅速
かつ効率的に追従し得る。
【０００７】また、米国特許第３３８３０３３号に開示
されたシールは、シールリング部材の面とシールハウジ
ングとの間の間隙が、圧力変動と不充分なシーリングと
を引起こす熱膨張等の因子により変化するような性質を
もちうるものと考えられる。また、この開示シールに
は、リング部材と一体のあるいはそれに取付けた補助絞
り歯が含まれ、リング部材の重さを増すので、リング部
材をシーリング表面から押し離すのに使用すべきばねが
重くなる。さらに、この開示シールは、空気軸受空間と
絞り歯とを出る空気を低圧域に効率的に通さないと考え
られるので、通気の改良がリング部材での適切な圧力均
衡の確保に望ましい。
されたシールは、シールリング部材の面とシールハウジ
ングとの間の間隙が、圧力変動と不充分なシーリングと
を引起こす熱膨張等の因子により変化するような性質を
もちうるものと考えられる。また、この開示シールに
は、リング部材と一体のあるいはそれに取付けた補助絞
り歯が含まれ、リング部材の重さを増すので、リング部
材をシーリング表面から押し離すのに使用すべきばねが
重くなる。さらに、この開示シールは、空気軸受空間と
絞り歯とを出る空気を低圧域に効率的に通さないと考え
られるので、通気の改良がリング部材での適切な圧力均
衡の確保に望ましい。
【０００８】米国特許第３３８３０３３号に開示された
シールの上述の欠点は、「気体軸受シーリング手段（Ga
s Bearing Sealing Means)」と題した１９９１年３月２
５日付米国特許出願（出願人控え番号１３ＤＶ−９６１
１）で扱われており、この米国特許出願は全体的に参照
によりここに包含される。本出願のために、上記の１９
９１年３月２５日付米国特許出願に記載の「気体軸受シ
ーリング手段」を以下の説明では「改良気体軸受シー
ル」と呼ぶ。
シールの上述の欠点は、「気体軸受シーリング手段（Ga
s Bearing Sealing Means)」と題した１９９１年３月２
５日付米国特許出願（出願人控え番号１３ＤＶ−９６１
１）で扱われており、この米国特許出願は全体的に参照
によりここに包含される。本出願のために、上記の１９
９１年３月２５日付米国特許出願に記載の「気体軸受シ
ーリング手段」を以下の説明では「改良気体軸受シー
ル」と呼ぶ。
【０００９】改良気体軸受シールは気体軸受面シール構
成部相互間に同心関係を保ってこれらの構成部に同心的
な圧力をかける。改良気体軸受シールは面シールリング
部材を有し、このリング部材は半径方向外側に加圧され
てリング形状を維持する。改良気体軸受シールは比較的
少ない質量慣性の面シール部材を有してシーリング間隙
ヒステリシスを減らす。改良気体軸受シールは、エンジ
ン静止構造体に膨張差が生ずる時でも圧力均衡を保つ手
段を有する。さらに、改良気体軸受面シールでは、面シ
ール部材をシーリング表面から押し離すばね手段の所要
張力が小さく、気体軸受面と１次流絞り手段とからの流
れが良好になる。
成部相互間に同心関係を保ってこれらの構成部に同心的
な圧力をかける。改良気体軸受シールは面シールリング
部材を有し、このリング部材は半径方向外側に加圧され
てリング形状を維持する。改良気体軸受シールは比較的
少ない質量慣性の面シール部材を有してシーリング間隙
ヒステリシスを減らす。改良気体軸受シールは、エンジ
ン静止構造体に膨張差が生ずる時でも圧力均衡を保つ手
段を有する。さらに、改良気体軸受面シールでは、面シ
ール部材をシーリング表面から押し離すばね手段の所要
張力が小さく、気体軸受面と１次流絞り手段とからの流
れが良好になる。
【００１０】改良気体軸受シールの上述の特徴は、エン
ジン静止部材とエンジン回転部材との境界において比較
的高圧の区域から比較的低圧の区域への流れを制限する
シール組立体により達成される。改良気体軸受シールの
シール組立体は、１次絞りシーリングダムを備えた面シ
ールリング部材と、エンジン静止構造体に固定されたハ
ウジング構造体を含むハウジング手段と、ハウジング手
段および面シールリング部材とシーリング係合をなす２
次シール手段、例えばピストンリングシールとを含む。
面シールリング部材は、１次シーリングダムがエンジン
回転部材の１次シーリング表面との所定間隙内に動くよ
うにハウジングに装着される。
ジン静止部材とエンジン回転部材との境界において比較
的高圧の区域から比較的低圧の区域への流れを制限する
シール組立体により達成される。改良気体軸受シールの
シール組立体は、１次絞りシーリングダムを備えた面シ
ールリング部材と、エンジン静止構造体に固定されたハ
ウジング構造体を含むハウジング手段と、ハウジング手
段および面シールリング部材とシーリング係合をなす２
次シール手段、例えばピストンリングシールとを含む。
面シールリング部材は、１次シーリングダムがエンジン
回転部材の１次シーリング表面との所定間隙内に動くよ
うにハウジングに装着される。
【００１１】シール組立体には支持手段が含まれてお
り、支持手段は面シールリング部材をハウジング表面に
関して同心的に支持して、シール構成部にかかる同心的
なシーリング力を保ち、しかも面シールリング部材とハ
ウジング構造体との間の半径方向膨張差を許容する。ハ
ウジング構造体に同心的に配置した制御リング手段を高
温用途に使用して、面シールリング部材に対するハウジ
ング構造体の膨張差の発生中、シール構成部にかかる圧
力の均衡を維持し得る。シール組立体は、シールされて
いる高圧区域を利用してリング部材を半径方向外側に加
圧してリングの丸さを保つような形状を有し得る。補助
絞り歯を、面シール部材から離れた構造体に装着でき、
これらの歯は面シール部材の表面と、エンジン回転部材
の表面とに関して同心である。気体軸受空間と１次絞り
手段の流れとの通気を改良するために、通気流路の転向
羽根と複数の周方向傾斜通気通路とを設けて通気流路か
ら低圧域への圧力降下を減らす。
り、支持手段は面シールリング部材をハウジング表面に
関して同心的に支持して、シール構成部にかかる同心的
なシーリング力を保ち、しかも面シールリング部材とハ
ウジング構造体との間の半径方向膨張差を許容する。ハ
ウジング構造体に同心的に配置した制御リング手段を高
温用途に使用して、面シールリング部材に対するハウジ
ング構造体の膨張差の発生中、シール構成部にかかる圧
力の均衡を維持し得る。シール組立体は、シールされて
いる高圧区域を利用してリング部材を半径方向外側に加
圧してリングの丸さを保つような形状を有し得る。補助
絞り歯を、面シール部材から離れた構造体に装着でき、
これらの歯は面シール部材の表面と、エンジン回転部材
の表面とに関して同心である。気体軸受空間と１次絞り
手段の流れとの通気を改良するために、通気流路の転向
羽根と複数の周方向傾斜通気通路とを設けて通気流路か
ら低圧域への圧力降下を減らす。
【００１２】改良気体軸受シールは圧縮機吐出し空気の
漏れをかなり減らすので、より多くの圧縮機吐出し空気
が燃焼器で利用される。改良気体軸受シールはまたシー
ルを経て漏れる空気の温度上昇をかなり減らす。しか
し、改良気体軸受シールの優れたシーリング性により、
充分な空気を金属構造体により形成された空洞からなる
流路に漏らすことができない。この流路は、空気を金属
構造体と、流路に空力的に接続されたタービン動翼との
冷却に使用できるように形成されているものである。従
って、圧縮機吐出し空気に対して改良気体軸受シールの
有効なシーリング性を利用するとともに、適当なまたは
改良されたエンジン冷却をもたらし得る方法と組立体と
が必要である。
漏れをかなり減らすので、より多くの圧縮機吐出し空気
が燃焼器で利用される。改良気体軸受シールはまたシー
ルを経て漏れる空気の温度上昇をかなり減らす。しか
し、改良気体軸受シールの優れたシーリング性により、
充分な空気を金属構造体により形成された空洞からなる
流路に漏らすことができない。この流路は、空気を金属
構造体と、流路に空力的に接続されたタービン動翼との
冷却に使用できるように形成されているものである。従
って、圧縮機吐出し空気に対して改良気体軸受シールの
有効なシーリング性を利用するとともに、適当なまたは
改良されたエンジン冷却をもたらし得る方法と組立体と
が必要である。
【００１３】
【発明の目的】従って、本発明の目的は、空洞を冷却す
るために空気を圧縮機段から空洞に導く別の配管系を利
用する、ガスタービンエンジンを冷却する改良された方
法と装置とを提供することである。本発明の他の目的
は、ガスタービンエンジンの構成部の寿命を延ばすこと
である。
るために空気を圧縮機段から空洞に導く別の配管系を利
用する、ガスタービンエンジンを冷却する改良された方
法と装置とを提供することである。本発明の他の目的
は、ガスタービンエンジンの構成部の寿命を延ばすこと
である。
【００１４】本発明の他の目的は、冷却に要する質量流
量を減らしエンジン効率を高めそして燃料を節約するこ
とである。
量を減らしエンジン効率を高めそして燃料を節約するこ
とである。
【００１５】
【発明の概要】上述および他の有用な目的と利点とは、
ガスタービンエンジン冷却用の本発明による装置と方法
とにより有利に達成される。ガスタービンエンジンは多
段圧縮機を有し、この圧縮機から空気が吐出され、次い
で燃焼器で膨張する。シーリング手段により圧縮機吐出
し空気の小部分だけが金属構造体に形成された空洞に流
入し得る。従って、より多くの吐出し空気が燃焼器で利
用される。空洞はガスタービンエンジンのタービン段に
空力的に接続される。
ガスタービンエンジン冷却用の本発明による装置と方法
とにより有利に達成される。ガスタービンエンジンは多
段圧縮機を有し、この圧縮機から空気が吐出され、次い
で燃焼器で膨張する。シーリング手段により圧縮機吐出
し空気の小部分だけが金属構造体に形成された空洞に流
入し得る。従って、より多くの吐出し空気が燃焼器で利
用される。空洞はガスタービンエンジンのタービン段に
空力的に接続される。
【００１６】多段圧縮機の中間段が導流路に接続され、
この導流路は多段圧縮機の中間段から空洞まで延在し、
多段圧縮機の中間段を空洞に空力的に接続する。従っ
て、中間段空気が中間段から空洞に流れることができ、
空洞と、空洞の下流に配置したタービン構成部の冷却に
役立つ。中間段空気は圧縮機吐出し空気より実質的に低
温であり、多段圧縮機が中間段空気になした仕事は圧縮
機吐出し空気になした仕事より少ないので、効率が高ま
りそして所要空気流量が減る。なぜなら、中間段空気は
圧縮機吐出し空気より低温だからである。
この導流路は多段圧縮機の中間段から空洞まで延在し、
多段圧縮機の中間段を空洞に空力的に接続する。従っ
て、中間段空気が中間段から空洞に流れることができ、
空洞と、空洞の下流に配置したタービン構成部の冷却に
役立つ。中間段空気は圧縮機吐出し空気より実質的に低
温であり、多段圧縮機が中間段空気になした仕事は圧縮
機吐出し空気になした仕事より少ないので、効率が高ま
りそして所要空気流量が減る。なぜなら、中間段空気は
圧縮機吐出し空気より低温だからである。
【００１７】本発明とその利点の多くとは、添付図面と
関連する以下の詳述からさらに良く理解されよう。添付
図面の全図を通じて同符号は同一または対応部分を表
す。
関連する以下の詳述からさらに良く理解されよう。添付
図面の全図を通じて同符号は同一または対応部分を表
す。
【００１８】
【実施例の記載】図１は従来のガスタービンエンジン１
０の一部分の簡略図である。ガスタービンエンジン１０
はコアエンジン部１２と、ファン部１４とを有する。コ
アエンジンまたはコアエンジン部１２はロータモジュー
ルと呼び得るものであり、ファン部１４はステータモジ
ュールと呼び得るものである。一般に、ロータモジュー
ルの少なくともある範囲がステータモジュール内に存在
する。ロータモジュールまたはコアエンジン１２は、中
圧圧縮機またはブースタ段１６と、高圧圧縮機段１８
と、燃焼器段２０と、高圧タービン段２１と、低圧ター
ビン段２２とを含み、これらは全てエンジン中心線２３
上に整合している。ファン部１４は複数のファン動翼２
４と、ファンシュラウド２６と、ファンスピナ２８と、
ファンシュラウド２６を支持する複数の周方向に相隔た
る出口案内翼３０とを含む。案内翼３０はブースタ段１
６に隣接してエンジンケーシング３２に取付けられてい
る。エンジン１０はまた後部コアカウル３３と１次ノズ
ル３５とを含む。タービン段２２によって駆動されるフ
ァン軸３７がエンジンを貫通して延びており、そしてフ
ァンロータ３９を介してブースタ段１６およびファン動
翼２４と駆動関係にあるように連結されている。高圧タ
ービン段２１は高圧軸４１を介して圧縮機段１８を駆動
する。
０の一部分の簡略図である。ガスタービンエンジン１０
はコアエンジン部１２と、ファン部１４とを有する。コ
アエンジンまたはコアエンジン部１２はロータモジュー
ルと呼び得るものであり、ファン部１４はステータモジ
ュールと呼び得るものである。一般に、ロータモジュー
ルの少なくともある範囲がステータモジュール内に存在
する。ロータモジュールまたはコアエンジン１２は、中
圧圧縮機またはブースタ段１６と、高圧圧縮機段１８
と、燃焼器段２０と、高圧タービン段２１と、低圧ター
ビン段２２とを含み、これらは全てエンジン中心線２３
上に整合している。ファン部１４は複数のファン動翼２
４と、ファンシュラウド２６と、ファンスピナ２８と、
ファンシュラウド２６を支持する複数の周方向に相隔た
る出口案内翼３０とを含む。案内翼３０はブースタ段１
６に隣接してエンジンケーシング３２に取付けられてい
る。エンジン１０はまた後部コアカウル３３と１次ノズ
ル３５とを含む。タービン段２２によって駆動されるフ
ァン軸３７がエンジンを貫通して延びており、そしてフ
ァンロータ３９を介してブースタ段１６およびファン動
翼２４と駆動関係にあるように連結されている。高圧タ
ービン段２１は高圧軸４１を介して圧縮機段１８を駆動
する。
【００１９】図２は高圧圧縮機段１８の一部と、燃焼器
段２０と、高圧タービン段２１とを含む図１のエンジン
の部分のさらに詳細な概略図である。圧縮機段１８を出
る高圧空気（圧縮機吐出し空気）は燃焼器段２０に導入
され、燃焼器２０Ａ内で燃料と混ぜられ点火される。こ
の空燃混合気の燃焼は燃焼器内とその周辺に極めて高い
温度を発生する。燃焼器２０Ａとその周囲構造体は概し
て軸３７および４１を有する環状に形成され、軸３７お
よび４１は、燃焼器段２０内の中央に形成された空間を
通って延びている。軸３７および４１と関連する様々な
構造体がこの空間内に配置されている。幾らかの冷却空
気流をこの支持構造体の面上に流して支持構造体の運転
時温度を少なくとも部分的に下げることが望ましい。
段２０と、高圧タービン段２１とを含む図１のエンジン
の部分のさらに詳細な概略図である。圧縮機段１８を出
る高圧空気（圧縮機吐出し空気）は燃焼器段２０に導入
され、燃焼器２０Ａ内で燃料と混ぜられ点火される。こ
の空燃混合気の燃焼は燃焼器内とその周辺に極めて高い
温度を発生する。燃焼器２０Ａとその周囲構造体は概し
て軸３７および４１を有する環状に形成され、軸３７お
よび４１は、燃焼器段２０内の中央に形成された空間を
通って延びている。軸３７および４１と関連する様々な
構造体がこの空間内に配置されている。幾らかの冷却空
気流をこの支持構造体の面上に流して支持構造体の運転
時温度を少なくとも部分的に下げることが望ましい。
【００２０】圧縮機吐出し空気は通例、圧縮機段１６お
よび１８により空気になされる仕事により高温である
が、燃焼器段２０を出る高温ガスよりはるかに低温であ
る。燃焼器２０Ａを出た高温ガスは、複数段のタービン
動翼、例えばタービン動翼５４の回動に用いられる。空
洞４３が、燃焼器２０Ａの半径方向内側に配置した金属
構造体４８と、軸４１とにより形成されている。空洞４
３内の支持構造体用の冷却空気は従来一般に、圧縮機吐
出し口４４および燃焼器段入口４５の近辺にあるラビリ
ンスシール４２を通る圧縮機吐出し空気の漏れにより得
られる。ラビリンスシール４２は、その位置の故に、一
般にＣＤＰ（圧縮機吐出し圧力）シールと呼ばれる。ラ
ビリンスシール４２は圧縮機吐出し空気４６の漏れを制
御し、吐出し空気の圧力はＰ3 で表されそして吐出し空
気の温度はＴ3 で表されている。ラビリンスシール４２
の上流側の圧力はラビリンスシール４２の下流側の圧力
より高い。燃焼器２０に向けられない圧縮機吐出し空気
４６の部分は、ラビリンスシール４２の一連の回転ラビ
リンス歯と、対応静止摩擦ストリップとにより半径方向
に形成された一連の環状狭路により絞られる。ラビリン
ス歯のナイフエッジの摩耗と、対応摩擦ストリップの摩
耗とはラビリンスシールの小間隙維持能力を厳しく制限
し、その結果漏れが過多になる。
よび１８により空気になされる仕事により高温である
が、燃焼器段２０を出る高温ガスよりはるかに低温であ
る。燃焼器２０Ａを出た高温ガスは、複数段のタービン
動翼、例えばタービン動翼５４の回動に用いられる。空
洞４３が、燃焼器２０Ａの半径方向内側に配置した金属
構造体４８と、軸４１とにより形成されている。空洞４
３内の支持構造体用の冷却空気は従来一般に、圧縮機吐
出し口４４および燃焼器段入口４５の近辺にあるラビリ
ンスシール４２を通る圧縮機吐出し空気の漏れにより得
られる。ラビリンスシール４２は、その位置の故に、一
般にＣＤＰ（圧縮機吐出し圧力）シールと呼ばれる。ラ
ビリンスシール４２は圧縮機吐出し空気４６の漏れを制
御し、吐出し空気の圧力はＰ3 で表されそして吐出し空
気の温度はＴ3 で表されている。ラビリンスシール４２
の上流側の圧力はラビリンスシール４２の下流側の圧力
より高い。燃焼器２０に向けられない圧縮機吐出し空気
４６の部分は、ラビリンスシール４２の一連の回転ラビ
リンス歯と、対応静止摩擦ストリップとにより半径方向
に形成された一連の環状狭路により絞られる。ラビリン
ス歯のナイフエッジの摩耗と、対応摩擦ストリップの摩
耗とはラビリンスシールの小間隙維持能力を厳しく制限
し、その結果漏れが過多になる。
【００２１】上述のように、図２の従来のエンジン装置
は、圧縮機吐出し空気４６の空洞４３への過度の漏れを
冷却用に利用する。空洞４３は半径方向内側が静止燃焼
器段２０によりそして半径方向外側が回転軸４１により
形成され、圧縮機吐出し口４４の下流の回転ウインデイ
ジの結果として温度上昇を生じやすい。燃焼器段２０の
静止金属構造体４８を許容温度に保つために、ラビリン
スシール４２を経て空洞４３内に漏れるＣＤ空気４６が
金属構造体４８と、軸４１のような回転構造体との面上
を流れてそれらを冷却する。空洞４３内の温度ＴD はＴ
3 ＋ΔＴに等しい。ただし、ΔＴはラビリンスシール４
２の両端間の温度上昇に等しく、回転ウインデイジから
生ずるものである。従って、ラビリンスシール４２の漏
れ特性が冷却のために考慮されている。
は、圧縮機吐出し空気４６の空洞４３への過度の漏れを
冷却用に利用する。空洞４３は半径方向内側が静止燃焼
器段２０によりそして半径方向外側が回転軸４１により
形成され、圧縮機吐出し口４４の下流の回転ウインデイ
ジの結果として温度上昇を生じやすい。燃焼器段２０の
静止金属構造体４８を許容温度に保つために、ラビリン
スシール４２を経て空洞４３内に漏れるＣＤ空気４６が
金属構造体４８と、軸４１のような回転構造体との面上
を流れてそれらを冷却する。空洞４３内の温度ＴD はＴ
3 ＋ΔＴに等しい。ただし、ΔＴはラビリンスシール４
２の両端間の温度上昇に等しく、回転ウインデイジから
生ずるものである。従って、ラビリンスシール４２の漏
れ特性が冷却のために考慮されている。
【００２２】ＣＤＰシールは通常「重要」シールとして
分類される。なぜなら、圧縮機吐出し空気の漏れはエン
ジン性能に対するその影響の観点から高価であるからで
ある。過度の漏れは、タービン入口温度を高め、推力を
減らしそして（または）燃料消費を増すことにより、エ
ンジンの寿命サイクルコストをかなり増す。さらに、ラ
ビリンスシールが使用により劣化するにつれ、漏れは冷
却要件に対して必要とされるよりずっと多くなり、装置
効率をさらに減らす。
分類される。なぜなら、圧縮機吐出し空気の漏れはエン
ジン性能に対するその影響の観点から高価であるからで
ある。過度の漏れは、タービン入口温度を高め、推力を
減らしそして（または）燃料消費を増すことにより、エ
ンジンの寿命サイクルコストをかなり増す。さらに、ラ
ビリンスシールが使用により劣化するにつれ、漏れは冷
却要件に対して必要とされるよりずっと多くなり、装置
効率をさらに減らす。
【００２３】図２のラビリンスシールと異なり、改良気
体軸受シール５６、例えば、「気体軸受シーリング手
段」と題した１９９１年３月２５日付米国特許出願（出
願人控え番号１３ＤＶ−９６１１）に開示されているも
のは、空洞４３への圧縮機吐出し空気４６の流量を大幅
に減らす。図３は本発明の冷却装置の簡略図で、導流路
５２による多段圧縮機５０の一つの軸方向前段からの冷
却空気抽出を示す。導流路５２は空気を多段圧縮機５０
の前段から空洞４３に導く。
体軸受シール５６、例えば、「気体軸受シーリング手
段」と題した１９９１年３月２５日付米国特許出願（出
願人控え番号１３ＤＶ−９６１１）に開示されているも
のは、空洞４３への圧縮機吐出し空気４６の流量を大幅
に減らす。図３は本発明の冷却装置の簡略図で、導流路
５２による多段圧縮機５０の一つの軸方向前段からの冷
却空気抽出を示す。導流路５２は空気を多段圧縮機５０
の前段から空洞４３に導く。
【００２４】好ましくは、本発明の改良エンジン冷却装
置（図３）は図２のラビリンスシールの代わりに改良気
体軸受シール５６を用いる。代替的に、漏れの少ないラ
ビリンスシール、またはＣＤＰ漏れをかなり減らす他種
のシーリング装置を用い得る。気体軸受シール５６の上
流側の圧力Ｐ3 は、もちろん、シール５６の下流側の空
洞４３内の圧力Ｐ4 より高い。改良気体軸受シール５６
は、事業用航空機ガスタービンエンジンで使用された場
合、ラビリンスシール４２に比べ、漏れを８０％まで減
らしそして漏れの温度上昇を９０％まで減らすものと考
えられる。
置（図３）は図２のラビリンスシールの代わりに改良気
体軸受シール５６を用いる。代替的に、漏れの少ないラ
ビリンスシール、またはＣＤＰ漏れをかなり減らす他種
のシーリング装置を用い得る。気体軸受シール５６の上
流側の圧力Ｐ3 は、もちろん、シール５６の下流側の空
洞４３内の圧力Ｐ4 より高い。改良気体軸受シール５６
は、事業用航空機ガスタービンエンジンで使用された場
合、ラビリンスシール４２に比べ、漏れを８０％まで減
らしそして漏れの温度上昇を９０％まで減らすものと考
えられる。
【００２５】改良気体軸受シール５６による漏れ減少の
結果、空洞４３の温度を下げる冷却用抽気流のための他
の空気源が必要になる。この追加的な抽気流は圧縮機５
０の軸方向前段により供給される。抽出された中間段空
気５８は温度Ｔi を有し、導流路５２によって導かれ、
導流路５２は圧縮機前段から支柱６２を通って空洞４３
に連通している。軸方向前段は、ＣＦＭ−５６型エンジ
ンにおける圧縮機の第６または第７段、あるいはＣＦ−
６型エンジンにおける第８段〜第１１段に相当する。
結果、空洞４３の温度を下げる冷却用抽気流のための他
の空気源が必要になる。この追加的な抽気流は圧縮機５
０の軸方向前段により供給される。抽出された中間段空
気５８は温度Ｔi を有し、導流路５２によって導かれ、
導流路５２は圧縮機前段から支柱６２を通って空洞４３
に連通している。軸方向前段は、ＣＦＭ−５６型エンジ
ンにおける圧縮機の第６または第７段、あるいはＣＦ−
６型エンジンにおける第８段〜第１１段に相当する。
【００２６】矢印６４（図３）で示す空洞４３内の空気
は、中間段空気５８と、少量のＣＤ空気４６との混合物
である。空洞４３内の空気の約８０％は中間段を源と
し、残部は、改良気体軸受シール５６を経て漏れたＣＤ
空気４６である。中間段空気５８を冷却に用いることの
利点は、中間段空気がＣＤ空気よりずっと「廉価」であ
ることである。なぜなら、比較的少ない仕事が圧縮機に
より中間段空気になされているからである。さらに、中
間段空気５８はＣＤ空気４６よりずっと低温である（Ｔ
i ＜＜Ｔ3 ）から、所要流量は比較的少ない。
は、中間段空気５８と、少量のＣＤ空気４６との混合物
である。空洞４３内の空気の約８０％は中間段を源と
し、残部は、改良気体軸受シール５６を経て漏れたＣＤ
空気４６である。中間段空気５８を冷却に用いることの
利点は、中間段空気がＣＤ空気よりずっと「廉価」であ
ることである。なぜなら、比較的少ない仕事が圧縮機に
より中間段空気になされているからである。さらに、中
間段空気５８はＣＤ空気４６よりずっと低温である（Ｔ
i ＜＜Ｔ3 ）から、所要流量は比較的少ない。
【００２７】本発明の冷却装置を用いる結果として、Ｃ
ＤＰシールを漏れた空気（ＣＤ空気４６）と抽気流の空
気（中間段空気５８）の混合物である空洞流の温度ＴM
は、図２の温度ＴD より低い。この低い温度により冷却
効果が増しそして所要質量流量が少なくなる。加えて、
本発明の改良エンジン冷却装置の質量流量の大部分は廉
価な圧縮機中間段空気からなる。従って、燃料消費が改
善され、金属温度が下がりそしてタービンの寿命が長く
なる。
ＤＰシールを漏れた空気（ＣＤ空気４６）と抽気流の空
気（中間段空気５８）の混合物である空洞流の温度ＴM
は、図２の温度ＴD より低い。この低い温度により冷却
効果が増しそして所要質量流量が少なくなる。加えて、
本発明の改良エンジン冷却装置の質量流量の大部分は廉
価な圧縮機中間段空気からなる。従って、燃料消費が改
善され、金属温度が下がりそしてタービンの寿命が長く
なる。
【００２８】以上、本発明の好適実施例について説明し
たが、本発明は開示した特定実施例に限定されるもので
はなく、本発明の範囲内で様々な改変が可能である。
たが、本発明は開示した特定実施例に限定されるもので
はなく、本発明の範囲内で様々な改変が可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービンエンジンの主要部の配置を例示す
るガスタービンエンジンの一例の部分断面簡略図であ
る。
るガスタービンエンジンの一例の部分断面簡略図であ
る。
【図２】ラビリンスシールを含むガスタービンエンジン
用燃焼器域冷却装置の一部分の簡略断面図である。
用燃焼器域冷却装置の一部分の簡略断面図である。
【図３】本発明によるガスタービンエンジン用改良燃焼
器域冷却装置の簡略断面図である。
器域冷却装置の簡略断面図である。
２０Ａ ガスタービンエンジン燃焼器 ４３ 空洞 ４６ 圧縮機吐出し空気 ４８ 静止金属構造体 ５０ 多段圧縮機 ５２ 導流路 ５６ 改良気体軸受シール ５８ 中間段抽出空気
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特公 平４−74533（ＪＰ，Ｂ２) 特開 平３−130537（ＪＰ，Ａ)
Claims (5)
- 【請求項１】 燃焼器と、少なくとも一つの中間圧力段
および吐出し空気を前記燃焼器に向ける高圧の圧縮機吐
出し段とを有する多段空気圧縮機と、前記燃焼器の少な
くとも一表面に隣接して形成されており当該空洞を通る
空気流により隣接構造体への熱伝達を減らす空洞と、前
記中間圧力段から前記空洞に達するように接続された導
流路とを有しているガスタービンエンジンの効率を冷却
空気要件の低減により高める方法であって、予め選定さ
れた流量の空気を前記多段圧縮機の前記中間段から前記
導流路により抽出する段階と、前記空洞内の前記構造体
を前記圧縮機中間段からの空気流にさらす段階とを包含
する方法。 - 【請求項２】 前記圧縮機吐出し段から前記空洞への空
気の流入を実質的に阻止する段階をさらに含む請求項１
に記載の方法。 - 【請求項３】 前記圧縮機吐出し空気の少なくとも一部
が前記空洞内に漏れ、そして前記さらし段階は該漏れた
圧縮機吐出し圧力の空気を前記圧縮機中間段からの前記
予め選定された流量の空気と混ぜる段階を含む請求項２
に記載の方法。 - 【請求項４】 圧縮機吐出し段および少なくとも一つの
比較的低圧の段とを有している多段空気圧縮機と、前記
圧縮機吐出し段から空気を受入れるように接続された空
気導入手段を有している環状燃焼器構造体と、前記燃焼
器のほぼ中央に支持されていると共にそれから隔てられ
ており、前記燃焼器構造体との間に環状空洞を形成して
いるロータ構造体と、前記空気導入手段の近辺において
前記ロータ構造体と前記燃焼器構造体との間に連結され
ており、圧縮機吐出し空気の前記空洞への流入を阻止す
るシーリング手段と、予め選定された流量の空気を前記
圧縮機の前記低圧段から抽出すると共に該抽出空気を前
記ロータ構造体に導く手段とを備えたガスタービンエン
ジン。 - 【請求項５】 前記シーリング手段は気体軸受面シール
を含んでいる請求項４に記載のガスタービンエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US75777791A | 1991-09-11 | 1991-09-11 | |
| US757777 | 1991-09-11 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05195812A JPH05195812A (ja) | 1993-08-03 |
| JPH0696988B2 true JPH0696988B2 (ja) | 1994-11-30 |
Family
ID=25049180
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4239076A Expired - Lifetime JPH0696988B2 (ja) | 1991-09-11 | 1992-09-08 | エンジン冷却を改良する方法および装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5311734A (ja) |
| EP (1) | EP0532303A1 (ja) |
| JP (1) | JPH0696988B2 (ja) |
| CA (1) | CA2076120A1 (ja) |
Families Citing this family (31)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5769604A (en) * | 1995-05-04 | 1998-06-23 | Eg&G Sealol, Inc. | Face seal device having high angular compliance |
| US5996331A (en) * | 1997-09-15 | 1999-12-07 | Alliedsignal Inc. | Passive turbine coolant regulator responsive to engine load |
| US6035627A (en) * | 1998-04-21 | 2000-03-14 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Turbine engine with cooled P3 air to impeller rear cavity |
| US6227801B1 (en) | 1999-04-27 | 2001-05-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine engine having improved high pressure turbine cooling |
| US6409464B1 (en) | 2000-06-30 | 2002-06-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for supplying oil to bearing assemblies |
| US6735956B2 (en) * | 2001-10-26 | 2004-05-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | High pressure turbine blade cooling scoop |
| US6758477B2 (en) | 2002-03-26 | 2004-07-06 | General Electric Company | Aspirating face seal with axially biasing one piece annular spring |
| US6676369B2 (en) | 2002-03-26 | 2004-01-13 | General Electric Company | Aspirating face seal with axially extending seal teeth |
| US20070253809A1 (en) * | 2006-05-01 | 2007-11-01 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
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| PL424582A1 (pl) | 2018-02-13 | 2019-08-26 | General Electric Company | Zespół przewodowy, amortyzator cierny zespołu przewodowego i sposób montowania amortyzatora ciernego |
| US10830092B2 (en) | 2018-03-07 | 2020-11-10 | General Electric Company | Bearing rotor thrust control |
| CN109538309B (zh) * | 2018-10-19 | 2021-05-04 | 中国船舶重工集团公司第七一九研究所 | 一种高转速高压差的轴端自密封结构 |
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-
1992
- 1992-08-13 CA CA002076120A patent/CA2076120A1/en not_active Abandoned
- 1992-09-08 JP JP4239076A patent/JPH0696988B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1992-09-10 EP EP92308199A patent/EP0532303A1/en not_active Withdrawn
-
1993
- 1993-01-04 US US08/000,332 patent/US5311734A/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US5311734A (en) | 1994-05-17 |
| EP0532303A1 (en) | 1993-03-17 |
| CA2076120A1 (en) | 1993-03-12 |
| JPH05195812A (ja) | 1993-08-03 |
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