WO2021039927A1 - ガスタービンエンジン - Google Patents

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WO2021039927A1
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air
heat exchange
pipe
gas turbine
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達也 大▲桑▼
崇史 藤井
隼人 廣田
晃 前里
篤典 新井
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Kawasaki Heavy Industries Ltd
Kawasaki Motors Ltd
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Kawasaki Heavy Industries Ltd
Kawasaki Jukogyo KK
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine engine.
  • Patent Document 1 discloses a mechanism for supplying oil mist to bearings in a flying gas turbine engine.
  • compressed air is introduced into the oil mist generating means from the compressor of the engine when the flying object flies.
  • the oil mist generating means the oil is mist-ized by the introduced compressed air to generate oil mist.
  • the generated oil mist is supplied to the bearing.
  • an object of the present invention is to provide a gas turbine engine capable of supplying a lower temperature oil mist to a bearing while reducing the size of the gas turbine engine.
  • the gas turbine engine is a gas turbine engine in which a compressor, a combustor and a turbine are arranged side by side along a rotation axis, and is in front of the compressor.
  • a fan that rotates in conjunction with the rotating shaft, an inner shell that houses the compressor, the combustor, and the turbine, and a bypass path through which a part of the air sent by the fan passes.
  • a casing having an outer shell formed between the inner shell, a plurality of bearings arranged inside the inner shell, and at least one air extraction port of the compressor arranged outside the outer shell.
  • An oil mist generator that generates oil mist by mixing compressed air extracted from the compressor and oil, at least one air pipe that guides the compressed air extracted from the compressor to the oil mist generator, and the oil mist generation. It includes at least one oil mist pipe that guides the oil mist generated by the apparatus to the plurality of bearings, and at least one of the air pipe and the oil mist pipe is cooled by air passing through the bypass path. It has a heat exchange unit arranged in the bypass path.
  • the compressed air and / or the oil mist flowing through the heat exchange section is cooled by the low temperature air passing through the bypass path. Therefore, it is not necessary to separately provide a heat exchanger for cooling the oil mist in the gas turbine engine.
  • the heat exchanger provided separately can be miniaturized. Therefore, it is possible to supply a lower temperature oil mist to the bearing while reducing the size of the gas turbine engine.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of an aircraft gas turbine engine according to the first embodiment.
  • FIG. 2 is a front view of the aircraft gas turbine engine shown in FIG. 1 as viewed from the front.
  • FIG. 3 is an enlarged view of a part of the bypass path shown in FIG.
  • FIG. 4 is an enlarged view of a part of the bypass path of the aircraft gas turbine engine according to the first modification of the first embodiment.
  • FIG. 5 is a schematic cross-sectional view of the aircraft gas turbine engine according to the second embodiment.
  • FIG. 6 is an enlarged view of a part of the bypass path shown in FIG.
  • FIG. 7 is an enlarged view of a part of the bypass path of the aircraft gas turbine engine according to the second modification of the second embodiment.
  • forward means the upstream side in the direction in which air flows in the engine
  • rear means the downstream side in the direction in which air flows in the engine. That is, “front” means the side where the fan is provided in the axial direction of the engine rotation axis, and “rear” means the side where the fan is provided in the axial direction of the engine rotation axis. Means the side.
  • the "radial direction” means a direction orthogonal to the rotation axis of the rotation axis of the engine.
  • “Circular direction” means the direction around the rotation axis of the rotation axis of the engine.
  • aircraft is a concept including an airplane flying by a propulsive force generated by a gas turbine, an unmanned flying object, and the like.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view of an aircraft gas turbine engine 1A according to the first embodiment.
  • FIG. 2 is a front view of the gas turbine engine 1A shown in FIG. 1 as viewed from the front.
  • the gas turbine engine is exemplified for an aircraft, but the gas turbine engine is not particularly limited to the aircraft.
  • the aircraft gas turbine engine 1A includes a rotating shaft 2, a fan 3, a compressor 4, a combustor 5, a turbine 6, and a casing 7.
  • the rotating shaft 2 extends in the front-rear direction of the gas turbine engine 1A.
  • the rotating shaft 2 is supported by a plurality of bearings 8 arranged along the axial direction of the rotating shaft 2.
  • the fan 3 is connected to the front portion of the rotating shaft 2 and rotates together with the rotating shaft 2.
  • the compressor 4, the combustor 5, and the turbine 6 are arranged in this order from the front to the rear along the rotation shaft 2.
  • the casing 7 is a tubular object having an axis that coincides with the rotation axis of the rotation shaft 2, and houses the rotation shaft 2, the fan 3, the compressor 4, the combustor 5, and the turbine 6.
  • the gas turbine engine 1A is a twin-screw gas turbine engine.
  • the compressor 4 has a low-pressure compressor 13 and a high-pressure compressor 14 arranged behind the low-pressure compressor 13.
  • the low-pressure compressor 13 and the high-pressure compressor 14 are both axial-flow compressors.
  • the types of the low-pressure compressor 13 and the high-pressure compressor 14 are not limited to this.
  • the high pressure compressor 14 may be a centrifugal compressor.
  • the turbine 6 has a low pressure turbine 15 and a high pressure turbine 16 arranged in front of the low pressure turbine 15.
  • the rotating shaft 2 has a low-pressure shaft 11 that connects the low-pressure compressor 13 to the low-pressure turbine 15 and a high-pressure shaft 12 that connects the high-pressure compressor 14 to the high-pressure turbine 16.
  • the high pressure shaft 12 is a tubular shaft having a hollow space inside.
  • the low pressure shaft 11 is inserted into the hollow space of the high pressure shaft 12.
  • the low pressure turbine 15 is connected to the fan 3 via a low pressure shaft 11.
  • Casing 7 has an inner shell 17, an outer shell 18, and a plurality of struts 19.
  • the inner shell 17 has a substantially cylindrical shape and houses a compressor 4, a combustor 5, and a turbine 6.
  • the outer shell 18 has a substantially cylindrical shape, and is arranged concentrically with the inner shell 17 in a state of being separated radially outward from the inner shell 17.
  • the rigidity of the inner shell 17 is higher than that of the outer shell 18.
  • the plurality of struts 19 are arranged at intervals in the circumferential direction. Each strut 19 connects the inner shell 17 to the outer shell 18.
  • the strut 19 extends radially inward from the outer shell 18, penetrates the inner shell 17 in the radial direction, and extends to a flow path of air compressed by the compressor 4.
  • the struts 19 are arranged at corresponding positions between the low-pressure compressor 13 and the high-pressure compressor 14 in the axial direction of the rotating shaft 2, but the position of the struts 19 is not limited to this.
  • the casing 7 may have struts other than the struts 19.
  • the casing 7 may have struts in front of the low-pressure compressor 13 and behind the high-pressure compressor 14 in the axial direction of the rotating shaft 2.
  • a cylindrical bypass path B is formed between the inner shell 17 and the outer shell 18. A part of the air sucked by the fan 3 is sent to the inside of the inner shell 17, that is, the low-pressure compressor 13, and the rest passes through the bypass path B and is discharged to the rear.
  • the outer peripheral surfaces of the outer shell 18 of the casing 7 include a first region 18a, a second region 18b provided behind the first region 18a, a first region 18a, and a second region. It has a third region 18c that connects the 18b.
  • the first region 18a has a smaller diameter than the second region 18b.
  • the first region 18a is provided at a position corresponding to at least the low-pressure compressor 13 in the front-rear direction (rotational axis direction).
  • the second region 18b is provided at a position corresponding to at least the combustor 5 in the front-rear direction (rotational axis direction).
  • the third region 18c is an inclined region whose diameter gradually increases toward the rear.
  • a plurality of electric auxiliary machines 21 are installed in the first region 18a along the outer peripheral surface of the first region 18a.
  • the electric auxiliary machine 21 is arranged radially inside the outer peripheral surface of the second region 18b when viewed from the front.
  • the electric auxiliary machine 21 includes an electric fuel pump 22, an oil mist generator 23, and a controller 25.
  • the electric fuel pump 22 supplies fuel from a fuel tank (not shown) to the combustor 5.
  • the oil mist generator 23 generates oil mist by mixing the compressed air extracted from the compressor 4 and the oil.
  • the controller 25 controls the electric fuel pump 22 and the oil mist generator 23 in response to predetermined sensor data and external commands.
  • the oil mist generator 23 includes a first oil mist generator 23A and a second oil mist generator 23B.
  • the first and second oil mist generators 23A and 23B each include a lubricating oil tank (not shown) and an electric lubricating oil pump 24 that mixes the oil in the lubricating oil tank with the compressed air extracted from the compressor 4. Be prepared.
  • the electric lubricating oil pumps 24 of the first and second oil mist generators 23A and 23B are arranged in the circumferential direction along the outer peripheral surface of the outer shell 18 of the casing 7.
  • the air pipe 31 and the first and second oil mist pipes 41 and 51 are connected to the oil mist generator 23.
  • the air pipe 31 guides the compressed air extracted from the compressor 4 to the oil mist generator 23.
  • the air pipe 31 is connected to an air extraction port 9 for extracting compressed air compressed by the compressor 4.
  • the bleed air port 9 is provided at a position in the inner shell 17 where compressed air is extracted from, for example, the middle stage or the last stage of the high-pressure compressor 14. However, the bleed air port 9 may be provided in the middle of the low-pressure compressor 13 or between the low-pressure compressor 13 and the high-pressure compressor 14.
  • Compressed air guided by the air pipe 31 flows into the first and second oil mist pipes 41 and 51.
  • the first oil mist generator 23A generates an oil mist by discharging a small amount of oil to the compressed air supplied from the air pipe 31 by the electric lubricating oil pump 24.
  • the oil mist generated by the first oil mist generator 23A is guided to the first oil mist pipe 41.
  • the second oil mist generator 23B generates oil mist by discharging a small amount of oil to the compressed air supplied from the air pipe 31 by its electric lubricating oil pump 24.
  • the oil mist generated by the second oil mist generator 23B is guided to the second oil mist pipe 51.
  • the first and second oil mist pipes 41 and 51 guide the oil mist generated by the oil mist generator 23 to a plurality of bearings 8 that support the rotating shaft 2 in the space inside the inner shell 17 in the radial direction.
  • the plurality of bearings 8 include a front bearing 8a located in front of the air extraction port 9 and a rear bearing 8b located behind the air extraction port 9.
  • the front bearing 8a supports a portion of the low-pressure shaft 11 on the front side of the high-pressure shaft 12.
  • the rear bearing 8b supports a portion of the low-pressure shaft 11 behind the high-pressure shaft 12.
  • the first oil mist pipe 41 supplies oil mist to the front bearing 8a (more specifically, the bearing chamber accommodating the front bearing 8a) to lubricate the front bearing 8a.
  • the second oil mist pipe 51 supplies oil mist to the rear bearing 8b (more specifically, the bearing chamber accommodating the rear bearing 8b) to lubricate the rear bearing 8b.
  • the oil mist that cooled the front bearing 8a and the rear bearing 8b is guided to the bypass path B through the discharge flow path (not shown), and is discharged to the bypass path B, respectively.
  • the drain channel may be provided in the struts 19 and struts arranged at other positions.
  • a part of the air pipe 31 and the first and second oil mist pipes 41 and 51 may be formed by, for example, a casing or a housing.
  • FIG. 3 is an enlarged view of a part of the bypass path B shown in FIG. In FIG. 3, the strut 19 is omitted.
  • the air extraction port 9 is installed behind the oil mist generator 23.
  • the bleeding port 9 is located behind the third region 18c in the axial direction of the rotating shaft 2.
  • the air pipe 31 extends in the axial direction of the rotation shaft 2 along the outer surface of the inner shell 17 from the vicinity of the air extraction port 9 in the bypass path B toward the front. Then, the air pipe 31 extends radially outward from the vicinity of the outer surface of the inner shell 17 at a position corresponding to the oil mist generator 23 in the axial direction, penetrates the first region 18a of the outer shell 18, and oils. Connect to the mist generator 23.
  • the air pipe 31 has a first heat exchange unit 32 and a second heat exchange unit 33.
  • the first and second heat exchange units 32 and 33 are arranged in the bypass path B, and are cooled by coming into contact with the air flowing through the bypass path B.
  • the first and second heat exchange units 32 and 33 are exposed in the bypass path B, respectively.
  • the first heat exchange unit 32 extends in the axial direction of the rotation shaft 2 along the outer surface of the inner shell 17 along the bypass path B. Specifically, the first heat exchange unit 32 extends from a position corresponding to the bleeding port 9 in the axial direction of the rotating shaft 2 to a position corresponding to the oil mist generating device 23.
  • the first heat exchange unit 32 is supported on the outer surface of the inner shell 17 by at least one support member 34 extending in the radial direction.
  • the downstream end of the first heat exchange section 32 in the direction in which the compressed air flows is connected to the upstream end of the second heat exchange section 33 in the direction in which the compressed air flows.
  • the second heat exchange unit 33 extends in the radial direction of the rotating shaft 2 along the bypass path B toward the oil mist generator 23.
  • the compressed air flowing through the first and second heat exchange units 32 and 33 is cooled by the low-temperature air passing through the bypass path B and guided to the oil mist generator 23.
  • the front bearing 8a is arranged at a position corresponding to the oil mist generator 23 in the axial direction of the rotating shaft 2 (see also FIG. 1).
  • the first oil mist pipe 41 extends radially from the first oil mist generator 23A toward the front bearing 8a so as to penetrate the first region 18a and the inner shell 17 of the outer shell 18.
  • the first oil mist pipe 41 has a third heat exchange section 42.
  • the third heat exchange unit 42 is arranged in the bypass path B, and is cooled by coming into contact with the air flowing through the bypass path B.
  • the third heat exchange unit 42 is exposed in the bypass path B.
  • the oil mist flowing through the third heat exchange section 42 is cooled by the low-temperature air passing through the bypass path B and guided to the front bearing 8a.
  • the third heat exchange section 42 of the first oil mist pipe 41 may be provided on the outer surface of the strut 19 (not shown) in FIG. 3 so as to be in contact with the air flowing through the bypass path B.
  • the rear bearing 8b is arranged behind the bleeding port 9 in the axial direction of the rotating shaft 2.
  • the second oil mist pipe 51 extends radially inward from the oil mist generator 23B and penetrates the first region 18a of the outer shell 18. Then, the second oil mist pipe 51 extends in the axial direction of the rotating shaft 2 along the outer surface of the inner shell 17 in the bypass path B, and penetrates the outer shell 18 at a position corresponding to the rear bearing 8b in the axial direction. doing.
  • the second oil mist pipe 51 has a fourth heat exchange section 52 and a fifth heat exchange section 53.
  • the fourth and fifth heat exchange units 52 and 53 are arranged in the bypass path B, and are cooled by coming into contact with the air flowing through the bypass path B. In the present embodiment, the fourth and fifth heat exchange units 52 and 53 are exposed in the bypass path B, respectively.
  • the fourth heat exchange unit 52 is located at a position corresponding to the oil mist generator 23 in the axial direction of the rotating shaft 2.
  • the fourth heat exchange unit 52 extends in the radial direction of the rotating shaft 2 in the bypass path B.
  • the downstream end of the fourth heat exchange section 52 in the direction in which the oil mist flows is connected to the upstream end of the fifth heat exchange section 53 in the direction in which the oil mist flows.
  • the fifth heat exchange unit 53 extends in the axial direction of the rotation shaft 2 along the outer surface of the inner shell 17 along the bypass path B.
  • the fifth heat exchange unit 53 extends from a position corresponding to the oil mist generator 23 in the axial direction of the rotating shaft 2 to a position corresponding to the rear bearing 8b.
  • the fifth heat exchange unit 53 is supported on the outer surface of the inner shell 17 by at least one support member 54 extending in the radial direction.
  • the oil mist flowing through the fourth and fifth heat exchange portions 52 and 53 is cooled by the low-temperature air flowing through the bypass path B and guided to the rear bearing 8b.
  • the compressed air flowing through the heat exchange units 32 and 33 is cooled by the low-temperature air passing through the bypass path B, and the inside of the heat exchange units 42, 52 and 53 is cooled.
  • the flowing oil mist is cooled by the low temperature air passing through the bypass path B. Therefore, it is not necessary to separately provide a heat exchanger for cooling the oil mist in the gas turbine engine.
  • the heat exchanger provided separately can be miniaturized. Therefore, it is possible to supply a lower temperature oil mist to the bearing while reducing the size of the gas turbine engine.
  • the heat exchange unit 32 and 53 extend in the axial direction of the rotating shaft 2 in the bypass path B, the heat exchange unit can be lengthened with a simple configuration, and the inside of the heat exchange units 32 and 53 can be lengthened, respectively.
  • the compressed air and oil mist that pass through can be made colder.
  • first and second oil mist generators 23A and 23B are installed on the outer peripheral surface of the outer shell 18 and in front of the bleed air port 9, and the heat exchange portion 32 of the air pipe 31 is provided. It extends axially along the bypass path B. Therefore, the length of the heat exchange unit 32 can be increased while suppressing the overall length of the air pipe 31 from becoming long.
  • the first region 18a on the outer peripheral surface of the outer shell 18 on which the oil mist generating device 23 is installed has a reduced diameter, the amount of protrusion of the oil mist generating device 23 to the outside in the radial direction is reduced, and the gas turbine.
  • the front projected area of the engine can be reduced.
  • the oil mist generator 23 includes the first oil mist generator 23A and the second oil mist generator 23B, the individual oil mist generators can be miniaturized to the outside of the oil mist generator 23 in the radial direction. The amount of protrusion to the oil can be further reduced.
  • both the heat exchange portion 32 of the air pipe and the heat exchange portion 53 of the second oil mist pipe 51 are bypass paths B. Since it extends in the axial direction at, the oil mist leading to the rear bearing 8b can be lowered to a lower temperature, and the cooling performance of the rear bearing 8b can be improved.
  • the second heat exchange section 33 and the fourth heat exchange section 52 extending in the axial direction in the bypass path B are supported by the outer peripheral surface of the inner shell 17. Therefore, the air pipe 31 and the second oil mist pipe 51 are more stable than when the second heat exchange unit 33 and the fourth heat exchange unit 52 are supported by the outer shell 18 having a lower rigidity than the inner shell 17. Can be supported.
  • FIG. 4 is an enlarged view of a part of the bypass path of the aircraft gas turbine engine according to the first modification of the first embodiment.
  • the strut 19 is hollow.
  • the strut 19 is formed so that air from the bypass path B does not enter the internal space thereof.
  • the axially extending portion of the rotating shaft 2 in the air pipe 31 and the second oil mist pipe 51 penetrates the peripheral wall of the strut 19. Further, in each of the air pipe 31 and the first and second oil mist pipes 41 and 51, the portion extending in the radial direction of the rotating shaft 2 between the inner shell 17 and the outer shell 18 is inside the strut 19. Is inserted.
  • the portions of the air pipe 31 and the first and second oil mist pipes 41 and 51 located inside the struts 19 do not come into contact with the air flowing through the bypass path B.
  • the air pipe 31 has a first heat exchange unit 32 extending in the axial direction of the rotating shaft 2, but does not have a second heat exchange unit 33 extending in the radial direction of the rotating shaft 2.
  • the first oil mist pipe 41 does not have the third heat exchange section 42.
  • the second oil mist pipe 51 has a fifth heat exchange section 53 extending in the axial direction of the rotary shaft 2, but does not have a fourth heat exchange section 52 extending in the radial direction of the rotary shaft 2.
  • the strut 19 may be solid. Further, when the air pipe 31 and each of the first and second oil mist pipes 41 and 51 form an air flow path in, for example, a solid strut 19, the inner peripheral wall of the strut 19 forming the flow path. It may be composed of.
  • the air pipe 31 has the first heat exchange unit 32 and the second oil mist pipe 51 has the fifth heat exchange unit 53, the same effect as that of the first embodiment can be obtained in the first modification. can get.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view of the aircraft gas turbine engine 1B according to the second embodiment.
  • FIG. 6 is an enlarged view of a part of the bypass path B shown in FIG. In FIG. 6, the strut 19 is omitted.
  • the air pipe 31 and the second oil mist pipe 51 supported on the outer surface of the inner shell 17 instead of the air pipe 61 and the second oil mist pipe 71 supported on the inner surface of the outer shell 18 It differs from the first embodiment in that it has. In the following description, the air pipe 61 and the second oil mist pipe 71 will be described, and the description of other elements will be omitted.
  • the air pipe 61 extends radially outward from the air extraction port 9 at the bypass path B. Then, the vicinity of the inner surface of the outer shell 18 extends forward along the inner surface of the outer shell 18 in the axial direction of the rotation shaft 2, penetrates the third region 18c of the outer shell 18, and is connected to the oil mist generator 23. To do.
  • the air pipe 61 has a first heat exchange unit 62 and a second heat exchange unit 63.
  • the first and second heat exchange units 62 and 63 are arranged in the bypass path B, and are cooled by coming into contact with the air flowing through the bypass path B.
  • the first and second heat exchange units 62 and 63 are exposed in the bypass path B, respectively.
  • the first heat exchange unit 62 extends from the bleed air port 9 toward the outer shell 18 in the radial direction of the rotating shaft 2 by a bypass path B.
  • the downstream end of the first heat exchange section 62 in the direction in which the compressed air flows is connected to the upstream end of the second heat exchange section 63 in the direction in which the compressed air flows.
  • the second heat exchange unit 63 extends in the axial direction of the rotation shaft 2 along the inner surface of the outer shell 18 along the bypass path B. Specifically, the second heat exchange unit 63 extends from a position corresponding to the bleeding port 9 in the axial direction of the rotating shaft 2 to the surface of the outer shell 18 opposite to the third region 18c.
  • the second heat exchange unit 63 is supported on the inner surface of the outer shell 18 by at least one support member 64 extending in the radial direction.
  • the compressed air flowing through the first and second heat exchange units 62 and 63 is cooled by the low-temperature air passing through the bypass path B and guided to the oil mist generator 23.
  • the second oil mist pipe 71 extends rearward from the oil mist generator 23B and penetrates the third region 18c of the outer shell 18 in the axial direction of the rotating shaft 2. Then, the second oil mist pipe 71 extends in the axial direction of the rotating shaft 2 along the inner surface of the outer shell 18 in the bypass path B, and extends in the radial direction at a position corresponding to the rear bearing 8b in the axial direction. It penetrates the inner shell 17.
  • the second oil mist pipe 71 has a fourth heat exchange section 72 and a fifth heat exchange section 73.
  • the fourth and fifth heat exchange units 72 and 73 are arranged in the bypass path B, and are cooled by coming into contact with the air flowing through the bypass path B.
  • the fourth and fifth heat exchange units 72 and 73 are exposed in the bypass path B, respectively.
  • the fourth heat exchange unit 72 extends along the inner surface of the outer shell 18 from the surface of the outer shell 18 opposite to the third region 18c to the position corresponding to the rear bearing 8b in the axial direction of the rotating shaft 2.
  • the fourth heat exchange portion 72 is supported on the inner surface of the outer shell 18 by at least one support member 74 extending in the radial direction.
  • the downstream end of the fourth heat exchange section 72 in the direction in which the oil mist flows is connected to the upstream end of the fifth heat exchange section 73 in the direction in which the oil mist flows.
  • the fifth heat exchange unit 73 is located at a position corresponding to the rear bearing 8b in the axial direction of the rotating shaft 2.
  • the fifth heat exchange unit 73 extends in the radial direction of the rotating shaft 2 in the bypass path B.
  • the oil mist flowing through the fourth and fifth heat exchange portions 72 and 73 is cooled by the low-temperature air passing through the bypass path B and guided to the rear bearing 8b.
  • the second heat exchange section 63 and the fourth heat exchange section 72 extending in the axial direction in the bypass path B are supported by the inner peripheral surface of the outer shell 18. Therefore, heat is less likely to be transferred from the inner shell 17 as compared with the case where the second heat exchange unit 63 and the fourth heat exchange unit 72 are supported by the inner shell 17, and the second heat exchange unit 63 and the fourth heat exchange unit 63 and the fourth heat exchange unit 72.
  • the cooling performance of the unit 72 can be improved.
  • the second heat exchange section 63 and the fourth heat exchange section 72 are located at positions overlapping the third region of the outer shell 18, so that the bypass path B is used. It is difficult for foreign matter that has entered to hit the second heat exchange section 63 and the fourth heat exchange section 72. Further, since the air pipe 61 and the oil mist pipe 71 extend axially in the bypass path B and penetrate the third region 18c, the air pipe 61 and the oil mist pipe 71 are compared with the case where the air pipe 61 and the oil mist pipe 71 penetrate the second region 18b. It is possible to prevent the total length of 71 from becoming long.
  • FIG. 7 is an enlarged view of a part of the bypass path of the aircraft gas turbine engine according to the second modification of the second embodiment.
  • the casing 7 has struts 19b, 19c other than the struts 19 that connect the inner shell 17 to the outer shell 18.
  • the struts 19b are arranged at positions corresponding to the bleeding ports 9 in the axial direction of the rotating shaft 2.
  • the struts 19c are arranged at positions corresponding to the rear bearings 8b in the axial direction of the rotating shaft 2.
  • the struts 19, 19b, and 19c are hollow, respectively.
  • the struts 19, 19b, 19c are formed so that air from the bypass path B does not enter the internal space thereof.
  • the portion of the air pipe 61 located inside the strut 19 does not come into contact with the air flowing through the bypass path B.
  • the air pipe 61 has a second heat exchange portion 63 extending in the axial direction of the rotating shaft 2, but does not have a first heat exchange portion 62 extending in the radial direction of the rotating shaft 2. ..
  • the first oil mist pipe 41 a portion extending in the radial direction of the rotating shaft 2 between the inner shell 17 and the outer shell 18 inserts the inside of the strut 19.
  • the first oil mist pipe 41 does not have the third heat exchange section 42, as in the first modification.
  • the second oil mist pipe 71 has a fourth heat exchange portion 72 extending in the axial direction of the rotating shaft 2, but a fifth heat exchange portion 73 extending in the radial direction of the rotating shaft 2. I don't have it.
  • each of the air pipe 61 and the first and second oil mist pipes 41 and 71 forms the flow path when the air flow path is formed in the solid struts 19, 19b and 19c, respectively. It may be composed of the inner peripheral walls of the struts 19, 19b, 19c.
  • the air pipe 61 has the second heat exchange unit 63 and the second oil mist pipe 71 has the fourth heat exchange unit 72, the same effect as that of the second embodiment can be obtained in the second modification. can get.
  • the number of air pipes, the number of oil mist pipes, the arrangement of air pipes and oil mist pipes in the gas turbine engines 1A and 1B, and the like are not limited to those described in the above embodiment.
  • the gas turbine engine may include a plurality of air pipes, in which case only some of the air pipes have a heat exchange section. You may.
  • the gas turbine engine may have a plurality of air extraction ports, and an air pipe may be connected to each of the plurality of air extraction ports.
  • the air pipe connected to one air extraction port may have a plurality of branch pipes extending from one pipe in a plurality of branches, and each branch pipe may have a heat exchange section arranged in a bypass path. You may have.
  • the gas turbine engine according to at least some embodiments of the present invention may include one or more oil mist pipes. Only a part of the oil mist pipes among the plurality of oil mist pipes may have a heat exchange section. For example, in the first embodiment, only one of the first and second oil mist pipes 41 and 51 may have a heat exchange unit.
  • the number of oil mist pipes and the number of bearings 8 may be the same or different.
  • the first oil mist pipe 41 may supply the oil mist to a plurality of front bearings (for example, a bearing that supports the low pressure shaft 11 and a bearing that supports the high pressure shaft 12) located in front of the air extraction port 9.
  • the second oil mist pipe 51 may supply the oil mist to a plurality of rear bearings (for example, a bearing that supports the low pressure shaft 11 and a bearing that supports the high pressure shaft 12) located behind the air extraction port 9.
  • the air pipe may have a configuration having only one of the first heat exchange section and the second heat exchange section.
  • one of the axially extending portion and the radially extending portion of the rotating shaft in the air pipe may be completely covered with a protective member so as not to come into contact with the air flowing through the bypass path.
  • the second oil mist pipe may have a configuration having only one of the fourth heat exchange section and the fifth heat exchange section.
  • the protective member that covers the pipe so as not to come into contact with the air passing through the bypass path may be a strut as shown in the above-mentioned modifications 1 and 2.
  • each heat exchange part of the air pipe and the oil mist pipe does not have to be exposed, and is covered with a protective member (not shown) so as to come into contact with the air passing through the bypass path B. May be good.
  • the protective member may be provided with a plurality of holes through which air passes.
  • the position of the extraction port is not limited to that described in the above embodiment.
  • the bleeding port may be provided at a position corresponding to the third region 18c, for example, a position corresponding to the oil mist generating device 23 in the axial direction of the rotating shaft 2.
  • the heat exchange portions extending in the axial directions of the air pipe and the oil mist pipe were supported by the support member 34 extending in the radial direction, but the method of supporting the air pipe and the oil mist pipe in each bypass path is this. Not limited.
  • the heat exchange portion extending in the axial direction in the bypass path may be in contact with the outer surface of the inner shell or the inner surface of the outer shell.
  • the shape of the casing 7 is not limited to that described in the above embodiment.
  • the oil mist generator 23 does not have to be located in the first region 18a.
  • the oil mist generating device 23 may be located at a position corresponding to the bleeding port 9 or behind the bleeding port 9 in the axial direction of the rotating shaft 2. Further, the number of oil mist generators included in the oil mist generator 23 may be one or three or more.
  • the gas turbine engine includes a plurality of oil mist generators, a part of the plurality of oil mist generators may be located in front of the air extraction port, and the rest may be located behind the air extraction port.
  • gas turbine engine is not limited to the twin-screw gas turbine engine, and may be a single-screw gas turbine engine.

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Abstract

ガスタービンエンジンは、圧縮機の前方に配置され、回転軸に連動して回転するファンと、圧縮機、燃焼器、タービンが収容される内殻と、ファンが送出する一部の空気が通流するバイパス路を内殻との間に形成する外殻と、を有するケーシングと、内殻の内側に配置された複数の軸受と、外殻の外部に配置され、圧縮機の抽気口から抽気した圧縮空気とオイルとを混在させてオイルミストを生成するオイルミスト生成装置と、圧縮機から抽気した圧縮空気をオイルミスト生成装置に導く空気配管と、オイルミスト生成装置にて生成したオイルミストを複数の軸受に導くオイルミスト配管と、を備え、空気配管及びオイルミスト配管の少なくとも一方が、バイパス路を通流する空気により冷却される、バイパス路に配置された熱交換部を有する。

Description

ガスタービンエンジン
　本発明は、ガスタービンエンジンに関する。
　特許文献１には、飛翔体のガスタービンエンジンにおいて、軸受にオイルミストを供給する機構が開示されている。このオイルミスト供給機構では、飛翔体の飛翔時に、エンジンの圧縮機から圧縮空気がオイルミスト発生手段に導入される。オイルミスト発生手段では、導入された圧縮空気によりオイルがミスト化されオイルミストが生成される。生成されたオイルミストは、軸受へと供給される。
特開２００１－１６５３９０号公報
　軸受の潤滑に用いられるオイルは、高温になるほど潤滑性能が低下するため、より低温のオイルミストが軸受に供給されることが望ましい。しかしながら、ガスタービンエンジンでは、機体搭載時の空気抵抗を抑える等のために前面投影面積を極力小さくして小型化を図ることが求められており、オイルミストを冷却するための熱交換器によってガスタービンエンジンが大型化することは望ましくない。
　そこで、本発明は、ガスタービンエンジンの小型化を図りつつ、より低温のオイルミストを軸受へ供給することができるガスタービンエンジンを提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本発明の一態様に係るガスタービンエンジンは、圧縮機、燃焼器及びタービンが回転軸に沿って並んで配置されたガスタービンエンジンであって、前記圧縮機の前方に配置され、前記回転軸に連動して回転するファンと、前記圧縮機、前記燃焼器及び前記タービンが収容される内殻と、前記ファンが送出する一部の空気が通流するバイパス路を前記内殻との間に形成する外殻と、を有するケーシングと、前記内殻の内側に配置された複数の軸受と、前記外殻の外部に配置され、前記圧縮機の少なくとも１つの抽気口から抽気した圧縮空気とオイルとを混在させてオイルミストを生成するオイルミスト生成装置と、前記圧縮機から抽気した圧縮空気を前記オイルミスト生成装置に導く少なくとも１つの空気配管と、前記オイルミスト生成装置にて生成した前記オイルミストを前記複数の軸受に導く少なくとも１つのオイルミスト配管と、を備え、前記空気配管及び前記オイルミスト配管の少なくとも一方が、前記バイパス路を通流する空気により冷却される、前記バイパス路に配置された熱交換部を有する。
　前記構成によれば、熱交換部内を通流する圧縮空気及び／又はオイルミストは、バイパス路を通流する低温の空気により冷却される。このため、オイルミストを冷却するための熱交換器をガスタービンエンジンに別途設ける必要がなくなる。又は、別途設けた熱交換器を小型化することができる。したがって、ガスタービンエンジンの小型化を図りつつ、より低温のオイルミストを軸受へ供給することができる。
　本発明によれば、ガスタービンエンジンの小型化を図りつつ、より低温のオイルミストを軸受へ供給することができるガスタービンエンジンを提供することができる。
図１は、第１実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図である。 図２は、図１に示す航空機用ガスタービンエンジンを前方から見た正面図である。 図３は、図１に示すバイパス路の一部を拡大した図である。 図４は、第１実施形態の変形例１に係る航空機用ガスタービンエンジンのバイパス路の一部を拡大した図である。 図５は、第２実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図である。 図６は、図５に示すバイパス路の一部を拡大した図である。 図７は、第２実施形態の変形例２に係る航空機用ガスタービンエンジンのバイパス路の一部を拡大した図である。
　以下、図面を参照して実施形態を説明する。なお、以下の説明では、「前方」はエンジン内で空気が流れる方向における上流側を意味し、「後方」は、エンジン内で空気が流れる方向における下流側を意味する。即ち、「前方」は、エンジンの回転軸の軸線方向において、ファンが設けられている側を意味し、「後方」は、エンジンの回転軸の軸線方向において、ファンが設けられている側と反対側を意味する。「径方向」は、エンジンの回転軸の回転軸線に直交する方向を意味する。「周方向」は、エンジンの回転軸の回転軸線周りの方向を意味する。また、本願明細書において「航空機」は、ガスタービンにより発生する推進力によって飛行する飛行機や無人の飛翔体等を含む概念としている。
　（第１実施形態）
　図１は、第１実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン１Ａの断面図である。図２は、図１に示すガスタービンエンジン１Ａの前方から見た正面図である。なお、本実施形態および後述の第２実施形態では、ガスタービンエンジンとして航空機用が例示されているが、ガスタービンエンジンは特に航空機用に限定されるものではない。図１に示すように、航空機用ガスタービンエンジン１Ａは、回転軸２、ファン３、圧縮機４、燃焼器５、タービン６及びケーシング７を備える。回転軸２は、ガスタービンエンジン１Ａの前後方向に延びる。回転軸２は、当該回転軸２の軸線方向に沿って配置された複数の軸受８で支持されている。ファン３は、回転軸２の前部に接続され、回転軸２と共に回転する。圧縮機４、燃焼器５及びタービン６は、この順に前方から後方に向けて回転軸２に沿って並んでいる。ケーシング７は、回転軸２の回転軸線と一致する軸線を有する筒状物であり、回転軸２、ファン３、圧縮機４、燃焼器５及びタービン６を収容している。
　具体的には、ガスタービンエンジン１Ａは、二軸ガスタービンエンジンである。圧縮機４は、低圧圧縮機１３と、低圧圧縮機１３の後方に配置された高圧圧縮機１４とを有する。例えば、低圧圧縮機１３及び高圧圧縮機１４は、いずれも軸流圧縮機である。但し、低圧圧縮機１３及び高圧圧縮機１４の種類はこれに限られない。例えば高圧圧縮機１４は遠心圧縮機でもよい。タービン６は、低圧タービン１５と、低圧タービン１５の前方に配置された高圧タービン１６とを有する。回転軸２は、低圧圧縮機１３を低圧タービン１５に連結する低圧軸１１と、高圧圧縮機１４を高圧タービン１６に連結する高圧軸１２とを有する。高圧軸１２は、内部に中空空間を有する筒状軸である。低圧軸１１は、高圧軸１２の中空空間に挿通されている。低圧タービン１５は、低圧軸１１を介してファン３に連結されている。
　ケーシング７は、内殻１７、外殻１８及び複数のストラット１９を有する。内殻１７は、略円筒形状を有し、圧縮機４、燃焼器５及びタービン６を収容する。外殻１８は、略円筒形状を有し、内殻１７から径方向外側に離間した状態で内殻１７と同心円状に配置されている。内殻１７の剛性は、外殻１８の剛性に比べて高い。複数のストラット１９は、周方向に間隔をあけて配置されている。各ストラット１９は、内殻１７を外殻１８に連結する。本実施形態では、ストラット１９は、外殻１８から径方向内方に延び、内殻１７を径方向に貫通して、圧縮機４で圧縮される空気の流路まで延びている。本実施形態では、ストラット１９は、回転軸２の軸方向における低圧圧縮機１３と高圧圧縮機１４の間に対応する位置に配置されているが、ストラット１９の位置はこれに限られない。ケーシング７は、ストラット１９以外に他のストラットを有していてもよい。例えばケーシング７は、回転軸２の軸方向における低圧圧縮機１３より前方や高圧圧縮機１４より後方にストラットを有していてもよい。内殻１７と外殻１８との間には、円筒状のバイパス路Ｂが形成されている。ファン３により吸い込まれた空気は、その一部が内殻１７内部、即ち低圧圧縮機１３に送られ、残りがバイパス路Ｂを通流して後方に排出される。
　図１及び２に示すように、ケーシング７の外殻１８の外周面は、第１領域１８ａと、第１領域１８ａの後方に設けられた第２領域１８ｂと、第１領域１８ａと第２領域１８ｂとをつなぐ第３領域１８ｃとを有する。第１領域１８ａは、第２領域１８ｂよりも小径である。第１領域１８ａは、前後方向（回転軸線方向）において、少なくとも低圧圧縮機１３に対応する位置に設けられている。第２領域１８ｂは、前後方向（回転軸線方向）において、少なくとも燃焼器５に対応する位置に設けられている。第３領域１８ｃは、後方に向けて徐々に拡径する傾斜領域となっている。
　第１領域１８ａには、当該第１領域１８ａの外周面に沿って、複数の電動補機２１が設置されている。電動補機２１は、前方から見て第２領域１８ｂの外周面よりも径方向内側に配置されている。電動補機２１は、電動燃料ポンプ２２、オイルミスト生成装置２３及びコントローラ２５を含む。電動燃料ポンプ２２は、燃料タンク（図示せず）の燃料を燃焼器５に供給する。オイルミスト生成装置２３は、圧縮機４から抽気した圧縮空気とオイルとを混在させてオイルミストを生成する。コントローラ２５は、所定のセンサデータ及び外部指令に応じて電動燃料ポンプ２２及びオイルミスト生成装置２３を制御する。
　オイルミスト生成装置２３は、第１オイルミスト生成器２３Ａ及び第２オイルミスト生成器２３Ｂを有する。第１及び第２オイルミスト生成器２３Ａ，２３Ｂは、それぞれ、潤滑オイルタンク（図示せず）と、潤滑オイルタンクのオイルを圧縮機４から抽気された圧縮空気に混ぜる電動潤滑オイルポンプ２４とを備える。第１及び第２オイルミスト生成器２３Ａ，２３Ｂの各々の電動潤滑オイルポンプ２４は、ケーシング７の外殻１８の外周面に沿って周方向に並んでいる。
　オイルミスト生成装置２３には、空気配管３１並びに第１及び第２オイルミスト配管４１，５１が接続されている。空気配管３１は、圧縮機４から抽気した圧縮空気をオイルミスト生成装置２３に導く。空気配管３１は、圧縮機４にて圧縮された圧縮空気を抽気する抽気口９に接続されている。抽気口９は、内殻１７における例えば高圧圧縮機１４の途中段あるいは最後段から圧縮空気を抽出する位置に設けられている。但し、抽気口９は、低圧圧縮機１３の途中段や低圧圧縮機１３と高圧圧縮機１４の間に設けられてもよい。
　第１及び第２オイルミスト配管４１，５１には、空気配管３１により導かれた圧縮空気が流入する。具体的には、第１オイルミスト生成器２３Ａは、その電動潤滑オイルポンプ２４により空気配管３１から供給された圧縮空気に微量のオイルを吐出してオイルミストを生成する。第１オイルミスト生成器２３Ａが生成したオイルミストが第１オイルミスト配管４１に導かれる。第２オイルミスト生成器２３Ｂは、その電動潤滑オイルポンプ２４により空気配管３１から供給された圧縮空気に微量のオイルを吐出してオイルミストを生成する。第２オイルミスト生成器２３Ｂが生成したオイルミストが第２オイルミスト配管５１に導かれる。
　第１及び第２オイルミスト配管４１，５１は、オイルミスト生成装置２３にて生成したオイルミストを、内殻１７の径方向内側の空間で回転軸２を支持する複数の軸受８に導く。
　具体的には、複数の軸受８は、抽気口９より前方に位置する前軸受８ａと、抽気口９より後方に位置する後軸受８ｂとを含む。前軸受８ａは、低圧軸１１における高圧軸１２より前側部分を支持する。後軸受８ｂは、低圧軸１１における高圧軸１２より後側部分を支持する。第１オイルミスト配管４１は、前軸受８ａ（より詳しくは、前軸受８ａを収容したベアリングチャンバ）にオイルミストを供給して前軸受８ａを潤滑する。第２オイルミスト配管５１は、後軸受８ｂ（より詳しくは、後軸受８ｂを収容したベアリングチャンバ）にオイルミストを供給して後軸受８ｂを潤滑する。
　なお、前軸受８ａ及び後軸受８ｂを冷却したオイルミストは、それぞれ、排出流路（図示せず）を通じてバイパス路Ｂに導かれ、バイパス路Ｂに排出される。例えば、排出流路がストラット１９及び他の位置に配置されたストラット中に設けられてもよい。空気配管３１及び第１及び第２オイルミスト配管４１，５１は、その一部が例えば、ケーシングやハウジング等によって形成されていてもよい。
　図３は、図１に示すバイパス路Ｂの一部を拡大した図である。なお、図３において、ストラット１９は省略する。抽気口９は、オイルミスト生成装置２３より後方に設置されている。抽気口９は、回転軸２の軸方向において、第３領域１８ｃより後方に位置している。空気配管３１は、バイパス路Ｂにて抽気口９近傍から前方に向かって内殻１７の外表面に沿って回転軸２の軸方向に延びる。そして、空気配管３１は、当該軸方向におけるオイルミスト生成装置２３に対応する位置で、内殻１７の外表面近傍から径方向外方に延び、外殻１８の第１領域１８ａを貫通し、オイルミスト生成装置２３に接続する。
　空気配管３１は、第１熱交換部３２及び第２熱交換部３３を有する。第１及び第２熱交換部３２，３３は、バイパス路Ｂに配置されており、バイパス路Ｂを通流する空気に接触することにより冷却される。本実施形態では、第１及び第２熱交換部３２，３３は、それぞれ、バイパス路Ｂにて剥き出し状態となっている。
　第１熱交換部３２は、内殻１７の外表面に沿って、バイパス路Ｂにて回転軸２の軸方向に延びている。具体的には、第１熱交換部３２は、回転軸２の軸方向における抽気口９に対応する位置からオイルミスト生成装置２３に対応する位置まで延びている。第１熱交換部３２は、径方向に延びる少なくとも１つの支持部材３４により、内殻１７の外表面に支持されている。圧縮空気が流れる方向における第１熱交換部３２の下流側端部は、圧縮空気が流れる方向における第２熱交換部３３の上流側端部と接続されている。第２熱交換部３３は、オイルミスト生成装置２３に向かってバイパス路Ｂにて回転軸２の径方向に延びている。第１及び第２熱交換部３２，３３内を通流する圧縮空気は、バイパス路Ｂを通流する低温の空気により冷却され、オイルミスト生成装置２３に導かれる。
　本実施形態では、前軸受８ａは、回転軸２の軸方向において、オイルミスト生成装置２３に対応する位置に配置されている（図１も参照）。第１オイルミスト配管４１は、外殻１８の第１領域１８ａ及び内殻１７を貫通するように、第１オイルミスト生成器２３Ａから前軸受８ａに向かって径方向に延びている。
　第１オイルミスト配管４１は、第３熱交換部４２を有する。第３熱交換部４２は、バイパス路Ｂに配置されており、バイパス路Ｂを通流する空気に接触することにより冷却される。本実施形態では、第３熱交換部４２がバイパス路Ｂにて剥き出し状態となっている。第３熱交換部４２内を通流するオイルミストは、バイパス路Ｂを通流する低温の空気により冷却され、前軸受８ａに導かれる。例えば、第１オイルミスト配管４１の第３熱交換部４２は、バイパス路Ｂを通流する空気に接触可能に、図３で図略のストラット１９の外表面に設けられていてもよい。
　後軸受８ｂは、回転軸２の軸方向において、抽気口９より後方に配置されている。第２オイルミスト配管５１は、オイルミスト生成器２３Ｂから径方向内方に延び、外殻１８の第１領域１８ａを貫通している。そして、第２オイルミスト配管５１は、バイパス路Ｂにて内殻１７の外表面に沿って回転軸２の軸方向に延び、当該軸方向における後軸受８ｂに対応する位置で外殻１８を貫通している。
　第２オイルミスト配管５１は、第４熱交換部５２及び第５熱交換部５３を有する。第４及び第５熱交換部５２，５３は、バイパス路Ｂに配置されており、バイパス路Ｂを通流する空気に接触することにより冷却される。本実施形態では、第４及び第５熱交換部５２，５３は、それぞれ、バイパス路Ｂにて剥き出し状態となっている。
　第４熱交換部５２は、回転軸２の軸方向におけるオイルミスト生成装置２３に対応する位置にある。第４熱交換部５２は、バイパス路Ｂにて回転軸２の径方向に延びている。オイルミストが流れる方向における第４熱交換部５２の下流側端部が、オイルミストが流れる方向における第５熱交換部５３の上流側端部と接続されている。第５熱交換部５３は、内殻１７の外表面に沿って、バイパス路Ｂにて回転軸２の軸方向に延びている。第５熱交換部５３は、回転軸２の軸方向におけるオイルミスト生成装置２３に対応する位置から後軸受８ｂに対応する位置まで延びている。第５熱交換部５３は、径方向に延びる少なくとも１つの支持部材５４により、内殻１７の外表面に支持されている。第４及び第５熱交換部５２，５３内を通流するオイルミストは、バイパス路Ｂを通流する低温の空気により冷却され、後軸受８ｂに導かれる。
　以上に説明した構成によれば、熱交換部３２，３３内を通流する圧縮空気は、バイパス路Ｂを通流する低温の空気により冷却され、また、熱交換部４２，５２，５３内を通流するオイルミストは、バイパス路Ｂを通流する低温の空気により冷却される。このため、オイルミストを冷却するための熱交換器をガスタービンエンジンに別途設ける必要がなくなる。あるいは、別途設けた熱交換器を小型化することができる。したがって、ガスタービンエンジンの小型化を図りつつ、より低温のオイルミストを軸受へ供給することができる。
　また、熱交換部３２，５３は、バイパス路Ｂにて回転軸２の軸方向に延びているため、簡易な構成で熱交換部を長くすることができ、熱交換部３２，５３内をそれぞれ通流する圧縮空気及びオイルミストをより低温にすることができる。
　また、第１及び第２オイルミスト生成器２３Ａ，２３Ｂは、外殻１８の外周面であって且つ抽気口９より前方に設置されており、且つ、空気配管３１が有する熱交換部３２は、バイパス路Ｂにて軸方向に延びている。このため、空気配管３１の全長が長くなるのを抑えつつ、熱交換部３２の長さを長くすることができる。
　また、オイルミスト生成装置２３が設置された外殻１８の外周面の第１領域１８ａは、縮径されているため、オイルミスト生成装置２３の径方向外側への突出量が低減され、ガスタービンエンジンの前面投影面積を低減できる。
　オイルミスト生成装置２３は、第１オイルミスト生成器２３Ａと第２オイルミスト生成器２３Ｂとを含む構成であるため、個々のオイルミスト生成器を小型にして、オイルミスト生成装置２３の径方向外側への突出量をより低減することができる。
　また、燃焼器５に近い位置にある後軸受８ｂは高温になりやすいが、本実施形態では、空気配管の熱交換部３２と第２オイルミスト配管５１の熱交換部５３の双方がバイパス路Ｂにて軸方向に延びているため、後軸受８ｂに導くオイルミストをより低温にすることができ、後軸受８ｂの冷却性を高めることができる。
　また、バイパス路Ｂにて軸方向に延びる第２熱交換部３３及び第４熱交換部５２は、内殻１７の外周面に支持されている。このため、第２熱交換部３３及び第４熱交換部５２が、内殻１７より剛性の低い外殻１８に支持されている場合に比べて、空気配管３１及び第２オイルミスト配管５１を安定的に支持できる。
　（変形例１）
　図４は、第１実施形態の変形例１に係る航空機用ガスタービンエンジンのバイパス路の一部を拡大した図である。変形例１では、ストラット１９は、中空となっている。ストラット１９は、その内部空間にバイパス路Ｂからの空気が入り込まないように形成されている。空気配管３１及び第２オイルミスト配管５１における回転軸２の軸方向に延びる部分は、ストラット１９の周壁を貫通している。また、空気配管３１並びに第１及び第２オイルミスト配管４１，５１の各々の配管のうち、内殻１７と外殻１８との間において回転軸２の径方向に延びる部分が、ストラット１９の内部を挿通する。
　すなわち、空気配管３１並びに第１及び第２オイルミスト配管４１，５１の各々におけるストラット１９の内部に位置する部分は、バイパス路Ｂを通流する空気に接触しない。言い換えれば、本変形例１では、空気配管３１は、回転軸２の軸方向に延びる第１熱交換部３２を有するが、回転軸２の径方向に延びる第２熱交換部３３を有さない。また、第１オイルミスト配管４１は、第３熱交換部４２を有さない。また、第２オイルミスト配管５１は、回転軸２の軸方向に延びる第５熱交換部５３を有するが、回転軸２の径方向に延びる第４熱交換部５２を有さない。
　なお、図４では、中空のストラット１９が示されているが、ストラット１９は中実であってもよい。また、空気配管３１並びに第１及び第２オイルミスト配管４１，５１の各々の配管が、例えば中実のストラット１９に空気の流路を形成したときの当該流路を形成するストラット１９の内周壁により構成されていてもよい。
　空気配管３１が第１熱交換部３２を有し、第２オイルミスト配管５１が第５熱交換部５３を有しているため、本変形例１でも、上記第１実施形態と同様の効果が得られる。
　（第２実施形態）
　次に、第２実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン１Ｂについて、図５及び６を参照して説明する。図５は、第２実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン１Ｂの断面図である。図６は、図５に示すバイパス路Ｂの一部を拡大した図である。なお、図６において、ストラット１９は省略する。第２実施形態では、内殻１７の外表面に支持された空気配管３１及び第２オイルミスト配管５１の代わりに、外殻１８の内表面に支持された空気配管６１及び第２オイルミスト配管７１を有する点で第１実施形態と異なる。以下の説明では、空気配管６１及び第２オイルミスト配管７１について説明し、他の要素については説明を省略する。
　空気配管６１は、バイパス路Ｂにて抽気口９から径方向外方に向かって延びる。そして、外殻１８の内表面近傍を当該外殻１８の内表面に沿って回転軸２の軸方向前方に延びて、外殻１８の第３領域１８ｃを貫通し、オイルミスト生成装置２３に接続する。
　空気配管６１は、第１熱交換部６２及び第２熱交換部６３を有する。第１及び第２熱交換部６２，６３は、バイパス路Ｂに配置されており、バイパス路Ｂを通流する空気に接触することにより冷却される。本実施形態では、第１及び第２熱交換部６２，６３は、それぞれ、バイパス路Ｂにて剥き出し状態となっている。
　第１熱交換部６２は、抽気口９から外殻１８に向かってバイパス路Ｂにて回転軸２の径方向に延びている。圧縮空気が流れる方向における第１熱交換部６２の下流側端部は、圧縮空気が流れる方向における第２熱交換部６３の上流側端部と接続されている。第２熱交換部６３は、外殻１８の内表面に沿って、バイパス路Ｂにて回転軸２の軸方向に延びている。具体的には、第２熱交換部６３は、回転軸２の軸方向における抽気口９に対応する位置から外殻１８における第３領域１８ｃの反対側の面まで延びている。第２熱交換部６３は、径方向に延びる少なくとも１つの支持部材６４により、外殻１８の内表面に支持されている。第１及び第２熱交換部６２，６３内を通流する圧縮空気は、バイパス路Ｂを通流する低温の空気により冷却され、オイルミスト生成装置２３に導かれる。
　第２オイルミスト配管７１は、オイルミスト生成器２３Ｂから後方に延び、外殻１８の第３領域１８ｃを回転軸２の軸線方向に貫通している。そして、第２オイルミスト配管７１は、バイパス路Ｂにて外殻１８の内表面に沿って回転軸２の軸方向に延び、当該軸方向における後軸受８ｂに対応する位置で径方向に延び、内殻１７を貫通している。
　第２オイルミスト配管７１は、第４熱交換部７２及び第５熱交換部７３を有する。第４及び第５熱交換部７２，７３は、バイパス路Ｂに配置されており、バイパス路Ｂを通流する空気に接触することにより冷却される。本実施形態では、第４及び第５熱交換部７２，７３は、それぞれ、バイパス路Ｂにて剥き出し状態となっている。
　第４熱交換部７２は、外殻１８における第３領域１８ｃの反対側の面から回転軸２の軸方向における後軸受８ｂに対応する位置まで外殻１８の内表面に沿って延びている。第４熱交換部７２は、径方向に延びる少なくとも１つの支持部材７４により、外殻１８の内表面に支持されている。オイルミストが流れる方向における第４熱交換部７２の下流側端部が、オイルミストが流れる方向における第５熱交換部７３の上流側端部と接続されている。第５熱交換部７３は、回転軸２の軸方向における後軸受８ｂに対応する位置にある。第５熱交換部７３は、バイパス路Ｂにて回転軸２の径方向に延びている。第４及び第５熱交換部７２，７３内を通流するオイルミストは、バイパス路Ｂを通流する低温の空気により冷却され、後軸受８ｂに導かれる。
　本実施形態でも、第１実施形態と同様の効果が得られる。また、バイパス路Ｂにて軸方向に延びる第２熱交換部６３及び第４熱交換部７２は、外殻１８の内周面に支持されている。このため、第２熱交換部６３及び第４熱交換部７２が内殻１７に支持されている場合に比べて内殻１７から熱が伝わりにくくなり、第２熱交換部６３及び第４熱交換部７２での冷却性能を高めることができる。
　また、本実施形態では、ガスタービンエンジン１Ｂを正面視したときに第２熱交換部６３及び第４熱交換部７２が、外殻１８の第３領域に重なる位置にあるため、バイパス路Ｂに入った異物が第２熱交換部６３及び第４熱交換部７２に当たりにくい。さらに、空気配管６１及びオイルミスト配管７１は、バイパス路Ｂにて軸方向に延びて第３領域１８ｃを貫通するため、第２領域１８ｂを貫通する場合に比べて、空気配管６１及びオイルミスト配管７１の全長が長くなるのを抑えることができる。
　（変形例２）
　図７は、第２実施形態の変形例２に係る航空機用ガスタービンエンジンのバイパス路の一部を拡大した図である。変形例２では、ケーシング７が、内殻１７を外殻１８に連結する、ストラット１９以外のストラット１９ｂ，１９ｃを有する。ストラット１９ｂは、回転軸２の軸方向における抽気口９に対応する位置に配置されている。また、ストラット１９ｃは、回転軸２の軸方向における後軸受８ｂに対応する位置に配置されている。ストラット１９，１９ｂ，１９ｃは、それぞれ中空となっている。ストラット１９，１９ｂ，１９ｃは、その内部空間にバイパス路Ｂからの空気が入り込まないように形成されている。
　空気配管６１のうち、回転軸２の軸方向に延びる部分が、ストラット１９ｂの周壁を貫通しており、空気配管６１のうち、内殻１７と外殻１８との間において回転軸２の径方向に延びる部分が、ストラット１９ｂの内部を挿通する。空気配管６１におけるストラット１９の内部に位置する部分は、バイパス路Ｂを通流する空気に接触しない。言い換えれば、本変形例２では、空気配管６１は、回転軸２の軸方向に延びる第２熱交換部６３を有するが、回転軸２の径方向に延びる第１熱交換部６２を有さない。
　第１オイルミスト配管４１のうち、内殻１７と外殻１８との間において回転軸２の径方向に延びる部分が、ストラット１９の内部を挿通する。本変形例２では、変形例１と同様に、第１オイルミスト配管４１は、第３熱交換部４２を有さない。
　第２オイルミスト配管７１のうち、回転軸２の軸方向に延びる部分が、ストラット１９ｃの周壁を貫通しており、第２オイルミスト配管７１のうち、内殻１７と外殻１８との間において回転軸２の径方向に延びる部分が、ストラット１９ｃの内部を挿通する。第２オイルミスト配管７１におけるストラット１９の内部に位置する部分は、バイパス路Ｂを通流する空気に接触しない。言い換えれば、本変形例２では、第２オイルミスト配管７１は、回転軸２の軸方向に延びる第４熱交換部７２を有するが、回転軸２の径方向に延びる第５熱交換部７３を有さない。
　なお、図７では、中空のストラット１９，１９ｂ，１９ｃが示されているが、ストラット１９，１９ｂ，１９ｃは中実であってもよい。また、空気配管６１並びに第１及び第２オイルミスト配管４１，７１の各々の配管が、それぞれ、例えば中実のストラット１９，１９ｂ，１９ｃに空気の流路を形成したときの当該流路を形成するストラット１９，１９ｂ，１９ｃの内周壁により構成されていてもよい。
　空気配管６１が第２熱交換部６３を有し、第２オイルミスト配管７１が第４熱交換部７２を有しているため、本変形例２でも、上記第２実施形態と同様の効果が得られる。
　（その他の実施形態）
　本発明は、上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形が可能である。
　例えば、空気配管の数、オイルミスト配管の数、ガスタービンエンジン１Ａ，１Ｂにおける空気配管及びオイルミスト配管の配置などは、上記実施形態で説明されたものに限定されない。
　例えば、本発明の少なくとも幾つかの実施形態に係るガスタービンエンジンは複数の空気配管を備えてもよく、この場合、複数の空気配管のうちの一部の空気配管だけが熱交換部を有してもよい。ガスタービンエンジンは、複数の抽気口を有していてもよく、複数の抽気口の各々に空気配管が接続されてもよい。また、１つの抽気口に接続された空気配管が、１つの配管から複数に分岐して延びる複数の分岐管を有してもよく、各分岐管が、バイパス路に配置された熱交換部を有してもよい。
　例えば、本発明の少なくとも幾つかの実施形態に係るガスタービンエンジンは１つ又は３つ以上のオイルミスト配管を備えてもよい。複数のオイルミスト配管のうちの一部のオイルミスト配管だけが熱交換部を有してもよい。例えば上記第１実施形態において、第１及び第２オイルミスト配管４１，５１のうちの一方だけが、熱交換部を有していてもよい。
　オイルミスト配管の数と軸受８の数とは同じでもよいし、異なってもよい。例えば、第１オイルミスト配管４１が、抽気口９より前方に位置する複数の前軸受（例えば低圧軸１１を支持する軸受と高圧軸１２を支持する軸受）にオイルミストを供給してもよい。例えば、第２オイルミスト配管５１が、抽気口９より後方に位置する複数の後軸受（例えば低圧軸１１を支持する軸受と高圧軸１２を支持する軸受）にオイルミストを供給してもよい。
　また、上記第１及び第２実施形態において、空気配管は、第１熱交換部及び第２熱交換部の一方のみを有する構成であってもよい。言い換えれば、空気配管における回転軸の軸方向に延びる部分と径方向に延びる部分のうちの一方は、バイパス路を通流する空気に触れないように、保護部材により完全に覆われていてもよい。また、第２オイルミスト配管は、第４熱交換部及び第５熱交換部のうちの一方のみを有する構成であってもよい。言い換えれば、第２オイルミスト配管における回転軸の軸方向に延びる部分と径方向に延びる部分の一方は、バイパス路を通流する空気に触れないように、保護部材により完全に覆われていてもよい。バイパス路を通流する空気と接触しないように配管を覆う保護部材は、上記変形例１，２で示したように、ストラットであってもよい。
　また、空気配管及びオイルミスト配管が有する各熱交換部の一部又は全部は、剥き出し状態でなくてもよく、図示しない保護部材によってバイパス路Ｂを通流する空気に接触可能に覆われていてもよい。例えば保護部材に、空気が通過する複数の孔が設けられていてもよい。
　抽気口の位置も、上記実施形態で説明されたものに限定されない。例えば、抽気口は、回転軸２の軸方向において、第３領域１８ｃに対応する位置、例えばオイルミスト生成装置２３に対応する位置に設けられていてもよい。
　空気配管及びオイルミスト配管の各々の軸方向に延びる熱交換部は、径方向に延びる支持部材３４により支持されていたが、空気配管及びオイルミスト配管の各々のバイパス路での支持方法はこれに限定されない。バイパス路にて軸方向に延びる熱交換部が、内殻の外表面又は外殻の内表面に接触していてもよい。
　ケーシング７の形状も上記実施形態で説明されたものに限定されない。オイルミスト生成装置２３は、第１領域１８ａに位置しなくてもよい。オイルミスト生成装置２３は、回転軸２の軸方向において、抽気口９に対応する位置又は抽気口９より後方に位置してもよい。また、オイルミスト生成装置２３が備えるオイルミスト生成器の数は、１つでもよいし、３つ以上でもよい。ガスタービンエンジンが複数のオイルミスト生成器を備える場合、複数のオイルミスト生成器の一部が抽気口より前方に位置し、その残りが抽気口より後方に位置してもよい。
　また、本発明の少なくとも幾つかの実施形態に係るガスタービンエンジンは、二軸ガスタービンエンジンに限定されず、一軸ガスタービンエンジンであってもよい。
１Ａ，１Ｂ　：ガスタービンエンジン
２　　　　　：回転軸
３　　　　　：ファン
４　　　　　：圧縮機
５　　　　　：燃焼器
６　　　　　：タービン
７　　　　　：ケーシング
８　　　　　：軸受
８ａ　　　　：前軸受
８ｂ　　　　：後軸受
９　　　　　：抽気口
１７　　　　：内殻
１８　　　　：外殻
１８ａ　　　：第１領域
１８ｂ　　　：第２領域
１８ｃ　　　：第３領域
２３　　　　：オイルミスト生成装置
２３Ａ　　　：第１オイルミスト生成器
２３Ｂ　　　：第２オイルミスト生成器
３１，６１　：空気配管
３２，６２　：第１熱交換部
３３，６３　：第２熱交換部
４１　　　　：第１オイルミスト配管
４２　　　　：第３熱交換部
５１，７１　：第２オイルミスト配管
５２，７２　：第４熱交換部
５３，７３　：第５熱交換部
Ｂ　　　　　：バイパス路
 

Claims (6)

  1. 　圧縮機、燃焼器及びタービンが回転軸に沿って並んで配置されたガスタービンエンジンであって、
    　前記圧縮機の前方に配置され、前記回転軸に連動して回転するファンと、
    　前記圧縮機、前記燃焼器及び前記タービンが収容される内殻と、前記ファンが送出する一部の空気が通流するバイパス路を前記内殻との間に形成する外殻と、を有するケーシングと、
    　前記内殻の内側に配置された複数の軸受と、
    　前記外殻の外側に配置され、少なくとも１つの抽気口を通じて前記圧縮機から抽気した圧縮空気とオイルとを混在させてオイルミストを生成するオイルミスト生成装置と、
    　前記圧縮機から抽気した圧縮空気を前記オイルミスト生成装置に導く少なくとも１つの空気配管と、
    　前記オイルミスト生成装置にて生成した前記オイルミストを前記複数の軸受に導く少なくとも１つのオイルミスト配管と、を備え、
    　前記空気配管及び前記オイルミスト配管の少なくとも一方が、前記バイパス路を通流する空気により冷却される、前記バイパス路に配置された熱交換部を有する、ガスタービンエンジン。
  2. 　前記熱交換部の少なくとも一部は、前記バイパス路にて前記回転軸の軸方向に延びている、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
  3. 　前記オイルミスト生成装置は、前記外殻の外周面であって且つ前記抽気口より前方又は後方に設置されており、
    　少なくとも前記空気配管は、前記熱交換部を有しており、
    　前記空気配管が有する前記熱交換部は、前記軸方向における前記抽気口と前記オイルミスト生成装置との間の少なくとも一部で、前記バイパス路にて前記軸方向に延びている、請求項２に記載のガスタービンエンジン。
  4. 　前記外殻の外周面は、前記抽気口の前方に位置する第１領域と、前記第１領域の後方に位置し、前記第１領域よりも大径である第２領域と、前記第１領域と前記第２領域とをつなぐ第３領域と、を有し、
    　前記オイルミスト生成装置は、前記第１領域に設置される、請求項３に記載のガスタービンエンジン。
  5. 　前記空気配管及び前記オイルミスト配管の少なくとも一方は、前記バイパス路にて前記軸方向に延びて前記第３領域を貫通する、請求項４に記載のガスタービンエンジン。
  6. 　前記複数の軸受は、前記抽気口より前方に位置する前軸受と、前記抽気口より後方に位置する後軸受とを含み、
    　前記オイルミスト生成装置は、第１オイルミスト生成器と第２オイルミスト生成器とを含み、
    　前記少なくとも１つのオイルミスト配管は、前記第１オイルミスト生成器にて生成した前記オイルミストを前記前軸受に導く第１オイルミスト配管と、前記第２オイルミスト生成器にて生成した前記オイルミストを前記後軸受に導く第２オイルミスト配管とを含み、
    　前記第２オイルミスト配管は、前記バイパス流路にて、少なくとも一部が前記回転軸の軸方向に延びる前記熱交換部を含む、請求項１～５のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン。
     
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