JPS6020561B2 - タービン型パワープラント - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンェンジンに係り、更に詳細にはタ
ービンのアウターェアシールとタービンロータの先端と
の間の隙間を制御する装置に係る。

タービン空気が漏洩することによりタービン効率が低下
し、このタービン効率の低下は直接燃料消費の損失につ
ながるので、タービンの先端とアウターェアシールとの
間の隙間は非常に重要であることが知られている。

かかる隙間はタービン空気が漏洩しないよう或はタービ
ン効率が低下しないよう零に維持されるのが理想的であ
る。しかしガスタービンェンジンのかかる位置に於る苛
酷な敵対的な環境のために、そのような芸当は実際には
不可能であり、当技術分野に於てはこの隙間を能う限り
零に近く雛持すべく、この隙間を最適条件にする多くの
試みがなされてきた。エンジンケースの外部からの冷却
があるにはあったが、従来の冷却は全エンジン運転中無
差別に空気をケーシングを越えて流すことによるもので
あった。

かかる空冷装置の利点を生かすために、充分な熱伝達を
得るべくエンジンケースは通常冷却ワインを含むよう変
形されている。かかる型の冷却は、ファン空気がタービ
ンの下流に放出されるようなある種のファンジェットエ
ンジンに於ては問題はない。それはファン吐出空気を適
宜に流すだけの問題であるからである。他の装魔に於て
はファン吐出空気がタービンケースより離れており、他
の装置が隙間制御を達成するのに必要であり、このこと
は通常内部冷却の方法により行なわれてきた。更に重要
なことには、無差別に冷却することを必要とする上述の
従来のシステムは隙間制御を最大限にはしない。

何故ならば、最大動力エンジン条件（離陸）以下に於て
最大動力時とは異なる隙間特性線が得られないからであ
る。このことは、毅大動力はエンジンが最も高温で且最
大回転速度にて運転しているときであるので最小の隙間
は最大動力のときに発生すると言うことを認識すること
によって最もよく理解される。ケーシングはかかる運転
状況に於ても冷却されつつあるので、ケースは既に収縮
或は部分的に収縮した状態にあり、従ってタービンがよ
り低い温度且／またはより低い速度にて運転していると
きに、ケース及びタービンはより大きく収縮してそれら
の正常な寸法に戻ろうとする。第２図にこのことが圧縮
機速度と隙間との関係を示すグラフにより示されている
。線Ｂ上の点Ａは技小隙間であり、それ以下の如何なる
点に於てもタービンとシールとが接触するようになるこ
とはグラフより明らかである。

この点は遠心力及び熱膨張力によって最も大きく伸長し
た点であることは明らかであり、この点は海面レベルに
於る航空機の離陸条件に於けるものである。従ってエン
ジンは最小隙間が離陸時に発生するよう設計されている
。もし冷却を行わないならば、部品は線Ｂにて示された
要領にて収縮し、エンジンの作動環境の苛酷さが減少し
てくるにつれて隙間は増大する。線Ｃは冷却が採用され
たときの隙間を示している。線Ｃに於ては、海面レベル
の離陸運転態勢に近付くと隙間が閉ざされてタービンと
シールとが摩擦するようになるので、エンジンはこのよ
うなことが起らないよう設計されねばならないことは明
らかである。

従って上述の如く無差別に冷却する場合には、線Ｃは技
も苛酷な運転条件に於て点Ａを通過するよう上方に移動
されねばならない。このことが行なわれるときには、苛
酷度がより低減した運転条件に於てより大きな隙間が生
ずることは明らかである。我々は熱的制御を最適条件に
することにより、上述の問題をなくし且タービン空気の
損失を最小限にし得ることを発見した。

このことは離陸態勢以下のエンジン運転条件に於て冷温
空気の流れを流したり或は止めたりすることによって達
成される。最大巡航が冷却空気を流し始める最適の点で
ある。かかる概念の結果を第２図のグラフにみることが
できる。既に説明した如く、最小隙間は線Ｂ上の点Ａに
より示される如き離陸条件時に生ずるよう設計されてい
る。この隙間はエンジン動力が低減されるにつれて線Ｂ
に沿って増大する。最大巡航時には、冷却空気がオン状
態とされ、線Ｄにて示されている如くエンジンケースが
収縮する。冷却が所定値一杯に行なわれるときには、更
にエンジン動力が低減するとタービンが更に収縮し（熱
及び遠心力による伸長がより小さいため）、線Ｃにて示
されている如く隙間が増大する。装層の簡便性と言う見
地よりオンーオフ制御が望ましい。

より複雑にされ得る装贋に於ては、この制御は可変型で
あってよく、分離的な熱的制御を蓮成すべく空気の流れ
はフルオンとフルオフとの間にて変化されてよく、これ
により破線Ｅにて示されている如く実質的に一定の隙間
を与える伸長パターンが得られる。本発明はオンーオフ
弁の制御を有効ならしめる実行可能なパラメータを熟慮
するものである。

圧縮機速度の大きさがかかるパラメータの一つであり、
また圧縮機速度の大きさは通常既存の燃料制御装置によ
り測定されるので、これに裕んど修正を加えることなく
使用できることが分った。また他のパラメータも同様の
目的を果すことが理解されよう。本発明の一つの目的は
、タービンの先端とこれを取巻いているシールとの間の
隙間を制御するための改良された装置を提供することで
ある。

本発明の更に他の一つの目的は、エンジン運転の関数と
してエンジンケースへの空気流を制御する装置を提供す
ることである。本発明の更に他の一つの目的は、離陸と
部分負荷的な巡航との間の航空機運転中にエンジン運転
状態に対する伸長の線が変位されるよう、熱膨張を制御
し且前記冷却装置を制御するために、アウターケースを
外部から冷却する装置を提供することであり、前記制御
は一つの実施例に於ては圧縮機速度の関数である。

以下に添付の図を参照しつつ、本発明をその特定の実施
例について詳細に説明する。

第１図は符号１川こて全体的に示された轍流型のフアワ
ジエツトエンジンを示しており、これはエンジンケース
９内に支持された圧縮機セクション、燃焼セクション及
びタービンセクションと、ファン（図示せず）を取巻く
バイパスダクト１２とを含んでいる。

例えば適当なターボファンエンジンはユナイテツド・テ
クノロジーズ・コーポレイションのＰｒａｔｔ ＆ Ｗ
ｈ伽ｅｙ航空機部門により製造されるＪＴ−弧であり、
詳細についてはこれを参照されたい。エンジンは通常符
号１４にて解図的に示された燃料制御装置を含んでおり
、これはパワーレバー１６やライン１８にて示された圧
縮機速度の如き制御されたパラメータに応答し、そのコ
ンビユータセクションにより所姿童の燃料を供給して最
適のエンジン性能を保証すべくこれらのパラメータを計
算する。

従って燃料タンク２０からの燃料はポンプ２２により加
圧され、ライン２４を経てバーナセクションへ計量供給
される。適当な燃料制御装置は例えばュナィテツド・テ
クノロジーズ・コーポレイションのＨａｍｉｌｔｏｎＳ
ｔａｎｄａｒｄ部門により製造されるＪＦＣ−６０であ
り或は米国特許第２８２２６６６号に開示されているも
のである。ここで一つの燃料制御装置を示す目的は、そ
れが既にこの実施例に於て使用するに通した一つのパラ
メータである圧縮機速度を検知しているからである。従
って以下の説明より明らかである如く、このパラメータ
を使用するには殆ど修正の必要はない。上述の如く本発
明によれば、袷温空気が高温のタービンセクションに於
てエンジンケースへ導かれ、この袷温空気は適当なパラ
メータの関数として流されたり或は止められたりされる
。かかる目的のために、環状のファンダクト１２の側部
内に延在している漏斗型取入口３２を含むパイプ３０が
静圧を加えられた流れをマニホルドセクション３４に向
けて流し、このマニホルドセクション３４はエンジンケ
ースを取巻く或は部分的に取巻く複数個の軸線方向に隅
層された同Ｎ大チューブ或はスプレーバー３６に蓮通接
続している。各チューブはエンジンケース上に冷温空気
を噴出させるための複数個の開孔を有している。ファン
ダクトより流され且エンジンケース上に噴射される空気
はその温度を低減すべ〈機能することは上述の説明より
明らかである。アウターェアシールがこのケースに取付
けられているので、ケースの熱膨張を効果的に低減する
ことによりアウターェアシールは収縮され、ェアシール
の隙間は低減される。代表的なアウターェアシールの設
計に於ては、シール要素がタービンの康縁に沿って分割
され、温度の低下によりケーシングにより求心方向に及
ぼされる力がシールの直径を低減する。隙間低減の量は
エンジンケース上に噴射される空気量によって決定され
ることは明らかである。全航空機運転中或はサージ出力
範囲中にエンジンケース上に単に空気を噴出するだけで
は改良は得られない。

冷却装置の目的は巡航時或は最大出力以上に於る隙間を
低減することである。巡航時に於る隙間低減を達成する
方法は、離陸（最大出力）時に比して巡航時に於るロー
夕に対するエンジンケースの差を低減することである。
このことはまた線Ｂより線Ｄに沿って線Ｃ或は線Ｅへ移
ることを示す第２図にも示されている。従って巡航時に
於る隙間低減を得る方法は運転のこの点に於て空気流を
流すことである。もし出力が減少するにつれてより多く
の流れが導入されるよう流れが変化されるならば、実質
的に一定である破線Ｅにて示された隙間が得られる。も
し制御がオン／オフ型ならば、線Ｃにて示された隙間が
得られる。オン／オフ型或は変化型の冷温空気制御装置
はアウターェアシールとタービンの先端との間の隙間の
関数として作動されてもよいが、かかる制御は非常に繁
雑であり、また複雑さを招釆することになる。本発明に
よれば、冷却装置を開閉するのが望しし、パワーレベル
或は航空運転条件を示す実施可能なパラメータが利用さ
れる。

かかる基準に叶うパラメータの選択はその有効性、複雑
さ、精度及び信頼性にかかっている。また制御装置が開
閉される点は装置及びその航空機の用途次第である。か
かる目的に叶うパラメータは圧縮機速度（ツインスプー
ルの場合低圧縮機或は高圧縮機のいづれか）、或はエン
ジンの任意の＆置即ち圧縮機入口より排気ノズルまでに
沿った部分に於ける温度である。第１図に鱗図的に示さ
れる如く、実際の速度は燃料制御装置によって示され、
加算器４川こ於て示された参照速度値或はそれ以下に於
る速度信号によりアクチュェータ４２が弁４４を開くべ
く作動される。

気圧計４８Ａに応答する気圧スイッチ４６がある予め定
められた高度以下でこのシステムを遮断する。このこと
によりシステムを作動させる必要がない低出力の地上運
転中システムを作動させないようにし、これによりエン
ジンが海面レベルで離陸出力に加速されるときに生ずる
恐れのあるロータの先端とアウターェアシールとの間の
干渉をなくすことができる。第３図はスプレーバーとそ
のファン吐出ダクトへの接続を詳細に示している。

組立てを容易にするために、可髭性の蛇朝腹４８が漏斗
型の入口３２と弁４４との間に装着されており、弁４４
は取付けフランジによりパイプ３０１こ適宜に取付けら
れている。各スプレーバーはマニホルド‘こ接続されて
おり、またある予め定められた距離だけ軸線方向に隔遣
されている。第４図により理解される如く、各スプレー
バ３６はエンジンケースより延びているフランジ５０の
間に糠められている。

ジェットエンジンの設計に於て通例である如く、分割さ
れたアウターェアシール５２がエンジンケースのアーム
６０にボルト締結された適当な支持リング５８と固定べ
−ン６４にボルト締結された支持部材６２とによりター
ビンバケットの先端に近接して支持されている。各シー
ルが同様に支持されており、便宜及び簡単のためにそれ
らの説明はここで省略する。シールの数は特定のエンジ
ン次第であり、またスプレーバーの数も特定のエンジン
設計及び航空機の用途に対応していることは明らかであ
る。本質的にはこの目的はタービンプレード５６とアウ
ターェアシール５２の間の隙間５４を第２図に示された
ある値に維持することである。この目的のために、各ス
プレーバー３６内の関孔は空気がフランジ５０の側壁７
０上に衝突すべく向けられるよう配置されている。

ケーシング１０の他の如何なる位置にスプレーを行って
も、隙間５４を所要の値に留めるに必要な収縮を得るこ
とはできない。以上に於ては本発明をその特定の実施例
について詳細に説明してきたが、本発明はかかる実施例
に限定されるものではなく、種々の修正が可能であるこ
とは当業者にとって明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図はターボファンエンジンに応用された本発明を解
図的に示す正面図である。 第２図は圧縮機速度の関数として示され得る航空機性能
に対してプロットされた隙間のグラフである。第３図は
一つの好ましい実施例の斜視図である。第４図は本発明
を詳細に示すターボファンエンジンの部分断面図である
。９……エンジンケース、１０……フアンジエツトエン
ジン、１２……バイパスダクト、１４……燃料制御装置
、１６・・・・・・パワーレバー、１８・・・・・・ラ
イン、２０・・・・・・燃料タンク、２２・・・・・・
ポンプ、２４・・・・．・ライン、３０・・・・・・パ
イプ、３２・・・・・・取入口、３４……マニホルドセ
クシヨン、３６……スプレーバー、４０…・・・加算器
、４２・・・・・・アクチュェータ、４４・・・・・・
弁、４６・・…・気圧スイッチ、４８・・・・・・蛇朝
陣、４８Ａ・・・・・・気圧計、５０・…・・フランジ
、５２……アウターエアシール、５４……隙間、５６・
・・・・・タービンブレード、５８・・・…支持リング
、６０・・・・・・アーム、６２・・・・・・支持部材
、６４・・・・・・固定べ−ン、７０・…・・側壁。 毛；‐／茂を′・ク 予〆 考夕〆

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ エンジンケースと、前記エンジンケース内に回転可
   能に支持されたタービンブレードと、前記タービンブレ
   ードの先端に近接して配置され前記エンジンケースに取
   付けられたシール装置と、前記タービンブレードの先端
   と前記シール装置の間を制御する手段とを有する航空機
   用のタービン型パワープラントにして、前記隙間を制御
   手段は冷却空気源からの冷却空気を前記エンジンケース
   へ吹付ける空気吹付け手段と、前記冷却空気源と前記空
   気吹付け手段とを接続する通路手段と、前記通路手段の
   途中に設けられて該通路手段を通つて流れる空気流を制
   御すべく該通路手段を開く開位置と該通路手段を遮断す
   る閉位置との間で作動する弁と、パワープラントが離陸
   出力状態にある時には前記通路手段を遮断しパワープラ
   ントが離陸出力より低いある所定の出力以下にて運転さ
   れる時には前記通路手段を開くようパワープラントの運
   転状態に応答して前記弁を制御する手段とを有している
   ことを特徴とするタービン型パワープラント。 ２ 特許請求の範囲第１項のタービン型パワープラント
   にして、前記空気吹付け手段は前記エンジンケースの外
   側に配置されていることを特徴とするタービン型パワー
   プラント。 ３ 特許請求の範囲第１項又は第２項のタービン型パワ
   ープラントにして、前記弁を制御する手段はパワープラ
   ントの回転速度に応答することを特徴とするタービン型
   パワープラント。 ４ 特許請求の範囲第１項〜第３項のいずれかのタービ
   ン型パワープラントにして、前記弁を制御する手段はパ
   ワープラントの作動高度に応答し、該作動高度が所定の
   高度以下にある時には前記弁を閉じるよう作動すること
   を特徴とするタービン型パワープラント。 ５ 特許請求の範囲第１項〜第４項のいずれかのタービ
   ン型パワープラントにして、前記パワープラントはフア
   ンを含む形式のものであり、前記冷却空気源は前記フア
   ンの出口ダクトされていることを特徴とするタービン型
   パワープラント。 ６ 特許請求の範囲第１項〜第５項のいずれかのタービ
   ン型パワープラントにして、前記弁を制御する手段はパ
   ワープラントが最大巡航及びそれ以下の出力にて運転さ
   れる時前記弁を開くよう作動することを特徴とするター
   ビン型パワープラント。 ７ 特許請求の範囲第１項〜第６項のいずれかのタービ
   ン型パワープラントにして、前記エンジンケースはそれ
   より半径方向外方へ延びる少なくとも一つの周縁フラン
   ジを有し、前記空気吹付け手段は前記周縁フランジに近
   接して前記エンジンケースの周縁の少なくとも一部に延
   在する少なくとも一つの管を有し、該管は前記周縁フラ
   ンジに対して冷却空気を吹付ける孔を有していることを
   特徴とするタービン型パワープラント。