JP2001012203A - タービンの冷却装置 - Google Patents
タービンの冷却装置Info
- Publication number
- JP2001012203A JP2001012203A JP11178927A JP17892799A JP2001012203A JP 2001012203 A JP2001012203 A JP 2001012203A JP 11178927 A JP11178927 A JP 11178927A JP 17892799 A JP17892799 A JP 17892799A JP 2001012203 A JP2001012203 A JP 2001012203A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine
- cooling
- passage
- variable
- blade
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
を図る。 【解決手段】 エンジン流路7に上流から順に配置して
ある可変静翼9、動翼11、固定静翼12のうち、可変
静翼9に、タービン内外径方向に貫通する冷却通路28
を設ける。冷却通路28の出口28b部に、チューブ2
7の一端を位置させて連通させ、チューブ27の他端
を、タービンロータ14の内部通路21への連通口22
に近接させる。冷却空気18を、可変静翼9の冷却通路
28からチューブ27を通してタービンロータ14の内
部通路21へ導入する。
Description
はガスタービンに装備されているタービンの冷却装置に
関するものである。
明すると、航空機用ジェットエンジンとして用いられて
いる高バイパスターボファンエンジンは、図2にその一
例の概略を示す如く、先端側より順にファン1、圧縮機
2、燃焼器3、タービン4をタービン軸方向(軸心Oで
示す)に配列し、タービン4により駆動されるファン1
の回転で空気取入口5から空気を取り入れて、その大部
分をバイパスダクト6から噴出させて推進力とし、残り
の一部をタービン4により駆動される圧縮機2で圧縮
し、該圧縮空気により燃焼器3で燃料を燃焼させ、高速
燃焼空気流によりタービン4を駆動するようにしてあ
る。
用されているタービン4の高圧段部分では、図3に一例
を示す如く、燃焼空気流を流すエンジン流路7に、操作
機構8の作動によって向きが変えられるようにしてある
可変静翼9と、タービン軸10と一体に周方向に回転す
る動翼11と、固定静翼12と、動翼11とが上流側か
ら順に配列してあり、上記動翼11とこれを支持するデ
ィスク13及びタービン軸10によりタービンロータ1
4が形成されるようにしてある。
に示す如き燃焼器3からの燃焼空気流によって駆動され
るものであることから、各部が高温になる問題があり、
とりわけ、エンジン流路7の上流側に位置する可変静翼
9が通常最も高温雰囲気に曝されることになる。
静翼本体部16から突設された外側スピンドル15aと
内側スピンドル15bのうちの外側スピンドル15aの
部分から可変静翼本体部16を通してエンジン流路7の
下流側へ向けて開口するように分岐通路17aを有する
冷却通路17を設けて、該冷却通路17に冷却空気18
を流して分岐通路17aに流すことにより可変静翼9の
本体部16及びその摺動部を冷却するようにし、且つ上
記可変静翼9の更に上流側にストラット19(又は翼)
を設けて、該ストラット19に設けたタービン内外径方
向に貫通する冷却通路20を通してタービンロータ14
の内部通路21へ連通口22を通し冷却空気18を導く
ようにしているものがある。なお、上記可変静翼9の更
に上流側に固定静翼がある場合は、その固定静翼に冷却
通路20を設けるようにしている。23はエンジン流路
7の外周に形成された冷却空気導入路を示す。
造の場合、タービンロータ14を冷却するための冷却空
気18は、可変静翼9の部分を冷却する冷却空気18と
は別系統で流すようにしているため、冷却空気18を流
すための固定静翼がロータ冷却空気系統上都合のよい位
置にないときには、エンジン流路7の上流側位置に冷却
空気導入用のストラット19(又は翼)を設ける必要が
あり、そのため、構造が複雑になる問題がある。
するために新たにストラットや翼などを設けなくても済
むようにして構造の簡略化を図ることができるようにし
ようとするものである。
決するために、燃焼空気流を流す流路に、上流側より順
に可変静翼、動翼、固定静翼を配列して、上記動翼とこ
れを支持するディスク及びタービン軸によりタービンロ
ータを形成するようにしてあるタービンの上記可変静翼
内に、該可変静翼の本体部から突設した外側スピンドル
の側面に入口を有し且つ内側スピンドルの端面に出口を
有する冷却通路を貫通させて設け、更に、上記冷却通路
の出口部分に、タービン内外径方向に配したチューブの
一端を位置させて冷却通路に連通させ、該チューブの他
端を、タービンロータの内部通路への連通口に近接させ
て配置し、冷却空気を、上記可変静翼内の冷却通路から
チューブを通してタービンロータの内部通路へ導くよう
にした構成とする。
入口から入って出口から抜け出るが、このとき、可変静
翼の本体部とスピンドルの部分が冷却され、更に、上記
冷却通路の出口から抜け出た冷却空気は、チューブを通
ってタービンロータ内部通路に導かれるため、タービン
ロータが冷却されることになる。
を参照して説明する。
で、図3に示したと同様に、燃焼器で発生させた燃焼空
気流を流すエンジン流路7に、上流側より順に可変静翼
9、動翼11、固定静翼12、動翼11を配列して、上
記動翼11とこれを支持するディスク13及びタービン
軸10によりタービンロータ14を形成するようにして
あるタービンにおいて、上記可変静翼9に、該可変静翼
9の本体部16から突設した外側スピンドル15aの上
流方向の側面部を入口28aとして内側スピンドル15
bの端面を出口28bとするように冷却通路28をター
ビン内外径方向に貫通させて設け、入口28aから冷却
通路28に入った冷却空気18が出口28bから内方へ
向けて抜け出るようにする。
bを支持するシュラウド24の部分と隣りの動翼11の
ディスク13の部分とを仕切るようにするシールリング
25の外周部に連通孔26を設けて、該連通孔26に、
タービン内外径方向に配したチューブ27の一端を連通
させると共に、該チューブ27の他端を、タービンロー
タ14の内部通路21への連通口22に近接させて配置
し、上記冷却通路28の出口28bから抜け出た冷却空
気18を、連通孔26からチューブ27を通し、連通口
22を経て内部通路21へ導けるようにする。
号が付してある。
れてきた冷却空気導入路23内の冷却空気18は、先
ず、可変静翼9に設けられた冷却通路28内に入口28
aより入って出口28bから抜け出ることになるが、冷
却空気18が冷却通路28を通過することにより、可変
静翼9の本体部16及びスピンドル15a,15bの部
分が冷却される。
気18は、シールリング25の連通孔26からチューブ
27内に入り、該チューブ27を通過して連通口22を
通してタービンロータ14の内部通路21内へ導入さ
れ、流通させられる。したがって、冷却空気18が内部
通路21を流通することにより、タービンロータ14が
冷却される。
14の冷却を1つの冷却空気系統で行うことができるこ
とから、図3に示すようなストラット19や別の翼を新
たに設ける必要性をなくすことができる。
冷却通路28を貫通して設けた場合を示したが、可変静
翼9の材質によっては、図3に示した冷却通路17に分
岐通路17aを有している場合と同様に、エンジン流路
7の下流側へ向けて開口する分岐通路を有する構成とし
て可変静翼9の冷却ができるようにしてもよいこと、
又、上記実施の形態では、航空機用ジェットエンジンの
タービンに適用した場合を示したが、ガスタービンにも
適用できること、その他本発明の要旨を逸脱しない範囲
内において種々変更を加え得ることは勿論である。
却装置によれば、燃焼空気流を流す流路に、上流側より
順に可変静翼、動翼、固定静翼を配列して、上記動翼と
これを支持するディスク及びタービン軸によりタービン
ロータを形成するようにしてあるタービンの上記可変静
翼内に、該可変静翼の本体部から突設した外側スピンド
ルの側面に入口を有し且つ内側スピンドルの端面に出口
を有する冷却通路を貫通させて設け、更に、上記冷却通
路の出口部分に、タービン内外径方向に配したチューブ
の一端を位置させて冷却通路に連通させ、該チューブの
他端を、タービンロータの内部通路への連通口に近接さ
せて配置し、冷却空気を、上記可変静翼内の冷却通路か
らチューブを通してタービンロータの内部通路へ導くよ
うにした構成としてあるので、冷却空気を、可変静翼の
冷却通路からチューブを通してタービンロータの内部通
路に導くことができ、これにより1つの空気冷却系統で
可変静翼とタービンロータを冷却することができて、別
系統の冷却系統のためにストラットや別の翼などを設け
る必要性をなくすことができ、構造の簡略化を図ること
ができる、という優れた効果を発揮する。
示す部分図である。
ボファンエンジンの概略図である。
Claims (1)
- 【請求項1】 燃焼空気流を流す流路に、上流側より順
に可変静翼、動翼、固定静翼を配列して、上記動翼とこ
れを支持するディスク及びタービン軸によりタービンロ
ータを形成するようにしてあるタービンの上記可変静翼
内に、該可変静翼の本体部から突設した外側スピンドル
の側面に入口を有し且つ内側スピンドルの端面に出口を
有する冷却通路を貫通させて設け、更に、上記冷却通路
の出口部分に、タービン内外径方向に配したチューブの
一端を位置させて冷却通路に連通させ、該チューブの他
端を、タービンロータの内部通路への連通口に近接させ
て配置し、冷却空気を、上記可変静翼内の冷却通路から
チューブを通してタービンロータの内部通路へ導くよう
にした構成を有することを特徴とするタービンの冷却装
置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP17892799A JP4389295B2 (ja) | 1999-06-24 | 1999-06-24 | タービンの冷却装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP17892799A JP4389295B2 (ja) | 1999-06-24 | 1999-06-24 | タービンの冷却装置 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2001012203A true JP2001012203A (ja) | 2001-01-16 |
JP4389295B2 JP4389295B2 (ja) | 2009-12-24 |
Family
ID=16057084
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP17892799A Expired - Lifetime JP4389295B2 (ja) | 1999-06-24 | 1999-06-24 | タービンの冷却装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP4389295B2 (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110043328A (zh) * | 2018-12-17 | 2019-07-23 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种冷却式变几何低压涡轮导向叶片 |
-
1999
- 1999-06-24 JP JP17892799A patent/JP4389295B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110043328A (zh) * | 2018-12-17 | 2019-07-23 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种冷却式变几何低压涡轮导向叶片 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP4389295B2 (ja) | 2009-12-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN106014493B (zh) | 用于冷却涡轮发动机的系统 | |
JP5584410B2 (ja) | マルチソース型ガスタービン冷却 | |
US10443422B2 (en) | Gas turbine engine with a rim seal between the rotor and stator | |
US20180230839A1 (en) | Turbine engine shroud assembly | |
US9879694B2 (en) | Turbo-compressor with geared turbofan | |
US11952900B2 (en) | Variable guide vane sealing | |
US10221773B2 (en) | Bleed valve assembly for a gas turbine engine | |
US10422244B2 (en) | System for cooling a turbine shroud | |
US20230175433A1 (en) | Geared turbofan architecture | |
US10030539B2 (en) | Gas turbine engine inner case including non-symmetrical bleed slots | |
JP2017122449A (ja) | 圧縮機拡散スロットのためのシステムおよび方法 | |
JP2017198208A (ja) | ターボファン組立体および組立方法 | |
US7658063B1 (en) | Gas turbine having a single shaft bypass configuration | |
US20070240424A1 (en) | Gas turbine engine having bypass ducts | |
US10570767B2 (en) | Gas turbine engine with a cooling fluid path | |
EP2998519B1 (en) | Turbine engine diffuser assembly with airflow mixer | |
US10815821B2 (en) | Variable airfoil with sealed flowpath | |
EP3392457B1 (en) | Turbine with upstream facing tangential onboard injector | |
EP3196408B1 (en) | Gas turbine engine having section with thermally isolated area | |
EP3569821B1 (en) | Gas turbine engine stator assembly with an interface with other components reducing leakage | |
JP2001012203A (ja) | タービンの冷却装置 | |
US11078844B2 (en) | Thermal gradient reducing device for gas turbine engine component |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20060608 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20090122 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090203 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20090325 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20090915 |
|
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20090928 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121016 Year of fee payment: 3 |
|
R151 | Written notification of patent or utility model registration |
Ref document number: 4389295 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121016 Year of fee payment: 3 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131016 Year of fee payment: 4 |
|
EXPY | Cancellation because of completion of term |