JP2003214112A - 航空機用エンジン - Google Patents
航空機用エンジンInfo
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- JP2003214112A JP2003214112A JP2002011804A JP2002011804A JP2003214112A JP 2003214112 A JP2003214112 A JP 2003214112A JP 2002011804 A JP2002011804 A JP 2002011804A JP 2002011804 A JP2002011804 A JP 2002011804A JP 2003214112 A JP2003214112 A JP 2003214112A
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- Japan
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- rotating body
- gas
- fan disk
- fins
- seal
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- Pending
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 高温のシールガスから回転体に伝わる熱量を
減少させ、回転体の低サイクル疲労強度を向上させるこ
とができる航空機用エンジンを提供する。 【解決手段】 回転体１２にフィン２０を配設し、シー
ル装置１７からリークしたシールガスＳＧ及びシールガ
スＳＧに接する気体のうちの少なくとも一方を回転体１
２の回転方向に移動させる。
減少させ、回転体の低サイクル疲労強度を向上させるこ
とができる航空機用エンジンを提供する。 【解決手段】 回転体１２にフィン２０を配設し、シー
ル装置１７からリークしたシールガスＳＧ及びシールガ
スＳＧに接する気体のうちの少なくとも一方を回転体１
２の回転方向に移動させる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、航空機用エンジン
に係り、ファンディスクなどの回転体の寿命向上を図る
ものである。
に係り、ファンディスクなどの回転体の寿命向上を図る
ものである。
【０００２】
【従来の技術】航空機用エンジンでは、ファンディスク
やタービンディスクなどの回転体は軸受け（ベアリン
グ）によって支持されている。軸受けには、潤滑油が油
回路を通して油タンクから供給されるとともに、その排
油が油タンクに戻される。
やタービンディスクなどの回転体は軸受け（ベアリン
グ）によって支持されている。軸受けには、潤滑油が油
回路を通して油タンクから供給されるとともに、その排
油が油タンクに戻される。
【０００３】軸受け用の潤滑油が圧縮機やタービンの流
路内に流入すると、圧縮機が汚染されたり、予期しない
発火が生じたりする恐れがある。そのため、軸受けの近
傍には、軸受け用の潤滑油をシールするシール装置が設
けられているのが一般的である。通常、シール装置に
は、シールガスとして、圧縮機から抽出された空気の一
部が供給される。
路内に流入すると、圧縮機が汚染されたり、予期しない
発火が生じたりする恐れがある。そのため、軸受けの近
傍には、軸受け用の潤滑油をシールするシール装置が設
けられているのが一般的である。通常、シール装置に
は、シールガスとして、圧縮機から抽出された空気の一
部が供給される。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、シール
ガスとして用いられる圧縮機からの抽出空気は、比較的
高温であるため、シール装置からリークすると、他の物
体に熱影響を及ぼす可能性がある。特に、ファンディス
クなど、エンジン前部に配される物体は、比較的低温の
雰囲気下に配されているにもかかわらず、上述した高温
のシールガスからの熱を受けて温度が大きく上昇する
と、低サイクル疲労強度の低下を招く恐れがある。
ガスとして用いられる圧縮機からの抽出空気は、比較的
高温であるため、シール装置からリークすると、他の物
体に熱影響を及ぼす可能性がある。特に、ファンディス
クなど、エンジン前部に配される物体は、比較的低温の
雰囲気下に配されているにもかかわらず、上述した高温
のシールガスからの熱を受けて温度が大きく上昇する
と、低サイクル疲労強度の低下を招く恐れがある。
【０００５】本発明は、上述する事情に鑑みてなされた
ものであり、高温のシールガスから回転体に伝わる熱量
を減少させ、回転体の低サイクル疲労強度を向上させる
ことができる航空機用エンジンを提供することを目的と
する。
ものであり、高温のシールガスから回転体に伝わる熱量
を減少させ、回転体の低サイクル疲労強度を向上させる
ことができる航空機用エンジンを提供することを目的と
する。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するた
め、本発明は、推進用の空気を圧縮する圧縮機と、所定
の回転体を支持する軸受けと、前記軸受け用の潤滑油を
シールするシール装置とを備える航空機用エンジンにお
いて、前記シール装置には、前記圧縮機から抽出された
空気の一部がシールガスとして供給され、前記所定の回
転体には、前記シール装置からリークした前記シールガ
ス及び該シールガスに接する気体のうちの少なくとも一
方を前記所定の回転体の回転方向に移動させるフィンが
配設されていることを特徴としている。
め、本発明は、推進用の空気を圧縮する圧縮機と、所定
の回転体を支持する軸受けと、前記軸受け用の潤滑油を
シールするシール装置とを備える航空機用エンジンにお
いて、前記シール装置には、前記圧縮機から抽出された
空気の一部がシールガスとして供給され、前記所定の回
転体には、前記シール装置からリークした前記シールガ
ス及び該シールガスに接する気体のうちの少なくとも一
方を前記所定の回転体の回転方向に移動させるフィンが
配設されていることを特徴としている。
【０００７】この航空機用エンジンでは、回転体に配設
されるフィンによって、シール装置からリークしたシー
ルガスやそのシールガスに接する気体が、回転体の回転
方向に移動されるため、回転体とそれらの気体との間の
相対速度が小さくなる。流体と物体との間の熱伝達は、
両者の相対速度によって変化し、その相対速度が大きい
ほど促進され、逆に、その相対速度が小さいほど抑制さ
れる。したがって、この航空機用エンジンでは、上述し
た回転体と気体との間の相対速度が小さくなることによ
り、高温のシールガスから回転体に伝わる熱量が減少
し、回転体の温度上昇が抑制される。
されるフィンによって、シール装置からリークしたシー
ルガスやそのシールガスに接する気体が、回転体の回転
方向に移動されるため、回転体とそれらの気体との間の
相対速度が小さくなる。流体と物体との間の熱伝達は、
両者の相対速度によって変化し、その相対速度が大きい
ほど促進され、逆に、その相対速度が小さいほど抑制さ
れる。したがって、この航空機用エンジンでは、上述し
た回転体と気体との間の相対速度が小さくなることによ
り、高温のシールガスから回転体に伝わる熱量が減少
し、回転体の温度上昇が抑制される。
【０００８】この場合において、前記フィンは、前記所
定の回転体の端面上に周方向に複数並べて配設されてい
るのが好ましい。この場合、周方向に並べて配設された
複数のフィンにより、回転体の周辺の気体を回転体の回
転方向に確実に移動させることが可能となる。
定の回転体の端面上に周方向に複数並べて配設されてい
るのが好ましい。この場合、周方向に並べて配設された
複数のフィンにより、回転体の周辺の気体を回転体の回
転方向に確実に移動させることが可能となる。
【０００９】また、前記所定の回転体は、エンジン前部
に配されるファンが取り付けられるファンディスクであ
ってもよい。この場合、エンジン前部における比較的低
温の雰囲気下に配されるファンディスクの温度上昇が抑
制される。
に配されるファンが取り付けられるファンディスクであ
ってもよい。この場合、エンジン前部における比較的低
温の雰囲気下に配されるファンディスクの温度上昇が抑
制される。
【００１０】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係る航空機用エン
ジンの一実施形態について図面を参照して説明する。図
１は、本実施形態の航空機用エンジンのエンジン前部の
概略的な構成を示している。このエンジンは、エンジン
前部の空気取入口から取り込んだ空気を、複数のファン
１０の回転により後方の高圧圧縮機１１に流し、高圧圧
縮機１１によって圧縮した空気を燃焼室で燃焼させてそ
の燃焼ガスをエンジン後方へ噴出し、その反作用として
推進力を得るものである。
ジンの一実施形態について図面を参照して説明する。図
１は、本実施形態の航空機用エンジンのエンジン前部の
概略的な構成を示している。このエンジンは、エンジン
前部の空気取入口から取り込んだ空気を、複数のファン
１０の回転により後方の高圧圧縮機１１に流し、高圧圧
縮機１１によって圧縮した空気を燃焼室で燃焼させてそ
の燃焼ガスをエンジン後方へ噴出し、その反作用として
推進力を得るものである。
【００１１】上述した複数のファン（翼）１０は、ファ
ンディスク１２の周面上に並べて取り付けられている。
ファンディスク１２には、回転シャフト１３が設けられ
ており、この回転シャフト１３は、軸受け（ベアリン
グ）１４を有する軸受け機構１５によって回転自在に支
持されている。
ンディスク１２の周面上に並べて取り付けられている。
ファンディスク１２には、回転シャフト１３が設けられ
ており、この回転シャフト１３は、軸受け（ベアリン
グ）１４を有する軸受け機構１５によって回転自在に支
持されている。
【００１２】軸受け１４には、不図示の油タンクから油
回路（図１に示すオイルサンプ１６などを含む）を介し
て潤滑油が供給される。また、潤滑油のシール用に、軸
受け機構１５に隣接して、シール装置１７が設けられて
いる。
回路（図１に示すオイルサンプ１６などを含む）を介し
て潤滑油が供給される。また、潤滑油のシール用に、軸
受け機構１５に隣接して、シール装置１７が設けられて
いる。
【００１３】シール装置１７は、いわゆるラビリンスシ
ール機構などからなり、上述した圧縮機１１から抽出さ
れた圧縮空気（高圧空気）の一部がシールガスＳＧとし
て供給されるベアリングサンプと呼ばれる高圧室１８を
有している。そして、その高圧室１８の内部の圧力を油
回路（オイルサンプ１６）よりも高く保つことにより、
ファン１０を介して流れる空気流の通路（ディスク側キ
ャビティ）内に潤滑油が漏れるのを防ぐように構成され
ている。
ール機構などからなり、上述した圧縮機１１から抽出さ
れた圧縮空気（高圧空気）の一部がシールガスＳＧとし
て供給されるベアリングサンプと呼ばれる高圧室１８を
有している。そして、その高圧室１８の内部の圧力を油
回路（オイルサンプ１６）よりも高く保つことにより、
ファン１０を介して流れる空気流の通路（ディスク側キ
ャビティ）内に潤滑油が漏れるのを防ぐように構成され
ている。
【００１４】ここで、シール装置１７の構造上、高圧室
１８からのシールガスＳＧのリークは免れず、本実施の
形態では、シールガスＳＧの一部がファンディスク１２
に向けて噴出される。前述したように、シールガスＳＧ
は圧縮機１１から抽気されたものであり、主に外部から
取り込んだ空気からなる雰囲気中に配されるファンディ
スク１２に比べて温度が高い。そのため、シールガスＳ
Ｇの熱を受けて、ファンディスク１２の温度が大きく上
昇すると、ファンディスク１２における低サイクル疲労
強度の低下を招く恐れがある。
１８からのシールガスＳＧのリークは免れず、本実施の
形態では、シールガスＳＧの一部がファンディスク１２
に向けて噴出される。前述したように、シールガスＳＧ
は圧縮機１１から抽気されたものであり、主に外部から
取り込んだ空気からなる雰囲気中に配されるファンディ
スク１２に比べて温度が高い。そのため、シールガスＳ
Ｇの熱を受けて、ファンディスク１２の温度が大きく上
昇すると、ファンディスク１２における低サイクル疲労
強度の低下を招く恐れがある。
【００１５】そこで、本実施の形態では、シールガスＳ
Ｇの熱によるファンディスク１２の温度上昇を抑制する
ため手段として、ファンディスク１２の側面（軸受け機
構１５に面するファンディスク１２の端面）に複数のフ
ィン２０が設けられている。この複数のフィン２０は、
図２に示すように、各々がファンディスク１２の径方向
に延在しかつファンディスク１２の側面から突出するよ
うに、ファンディスク１２の側面上で周方向に並べて立
設されている。
Ｇの熱によるファンディスク１２の温度上昇を抑制する
ため手段として、ファンディスク１２の側面（軸受け機
構１５に面するファンディスク１２の端面）に複数のフ
ィン２０が設けられている。この複数のフィン２０は、
図２に示すように、各々がファンディスク１２の径方向
に延在しかつファンディスク１２の側面から突出するよ
うに、ファンディスク１２の側面上で周方向に並べて立
設されている。
【００１６】図３に、複数のフィン２０が設けられたフ
ァンディスク１２が回転する様子を示す。この図３に示
すように、ファンディスク１２が回転する（回転方向Ｒ
Ｄ）と、複数のフィン２０も一体的に回転移動する。複
数のフィン２０が設けられたファンディスク１２の側面
上の空気（複数のフィン２０間の空気）は、各フィン２
０の翼面によって押し流され、ファンディスク１２の回
転方向ＲＤに移動される。そのため、シール装置からリ
ークしてファンディスク１２に向けて噴出された高温の
シールガスやそのシールガスに接して温度上昇した空気
も、このファンディスク１２の側面上では、ファンディ
スク１２の回転方向ＲＤに移動されることになる。
ァンディスク１２が回転する様子を示す。この図３に示
すように、ファンディスク１２が回転する（回転方向Ｒ
Ｄ）と、複数のフィン２０も一体的に回転移動する。複
数のフィン２０が設けられたファンディスク１２の側面
上の空気（複数のフィン２０間の空気）は、各フィン２
０の翼面によって押し流され、ファンディスク１２の回
転方向ＲＤに移動される。そのため、シール装置からリ
ークしてファンディスク１２に向けて噴出された高温の
シールガスやそのシールガスに接して温度上昇した空気
も、このファンディスク１２の側面上では、ファンディ
スク１２の回転方向ＲＤに移動されることになる。
【００１７】ここで、流体と物体との間の熱伝達は、両
者の相対速度によって変化し、その相対速度が大きいほ
ど促進され、逆に、その相対速度が小さいほど抑制され
ることが知られている。すなわち、その両者の速度比で
あるスワール比（流体の速度／物体の速度）が１に近づ
くほど、熱伝達率が低下する。
者の相対速度によって変化し、その相対速度が大きいほ
ど促進され、逆に、その相対速度が小さいほど抑制され
ることが知られている。すなわち、その両者の速度比で
あるスワール比（流体の速度／物体の速度）が１に近づ
くほど、熱伝達率が低下する。
【００１８】本実施の形態では、ファンディスク１２の
側面上の空気が、ファンディスク１２の回転方向に移動
されることから、各フィン２０が設けられた部分のスワ
ール比は局所的に１となる。すなわち、ファンディスク
１２とその近傍の空気との相対速度が小さくなるため
（周方向の相対速度成分はほぼ０、半径方向の相対速度
成分のみ）、熱伝達率が低下し、高温のシールガスから
ファンディスク１２に伝わる熱量が減少する。これによ
り、ファンディスク１２の温度上昇が抑制され、ファン
ディスク１２における低サイクル疲労強度が向上され
る。したがって、本実施の形態では、ファンディスク１
２の近くで高温のシールガスがリークする場合にも、フ
ァンディスク１２に設けられた複数のフィン２０で周辺
の空気をファンディスク１２の回転方向に移動させるこ
とにより、ファンディスク１２の寿命向上を図ることが
可能となる。
側面上の空気が、ファンディスク１２の回転方向に移動
されることから、各フィン２０が設けられた部分のスワ
ール比は局所的に１となる。すなわち、ファンディスク
１２とその近傍の空気との相対速度が小さくなるため
（周方向の相対速度成分はほぼ０、半径方向の相対速度
成分のみ）、熱伝達率が低下し、高温のシールガスから
ファンディスク１２に伝わる熱量が減少する。これによ
り、ファンディスク１２の温度上昇が抑制され、ファン
ディスク１２における低サイクル疲労強度が向上され
る。したがって、本実施の形態では、ファンディスク１
２の近くで高温のシールガスがリークする場合にも、フ
ァンディスク１２に設けられた複数のフィン２０で周辺
の空気をファンディスク１２の回転方向に移動させるこ
とにより、ファンディスク１２の寿命向上を図ることが
可能となる。
【００１９】なお、上述した実施形態において示した各
構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発
明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づ
き種々変更可能である。例えば、上記実施形態では、フ
ァンディスク１２に複数のフィン２０を設けているが、
本発明はこれに限定されない。すなわち、例えばタービ
ンディスクなど他の回転体に複数のフィンを設けてもよ
い。
構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発
明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づ
き種々変更可能である。例えば、上記実施形態では、フ
ァンディスク１２に複数のフィン２０を設けているが、
本発明はこれに限定されない。すなわち、例えばタービ
ンディスクなど他の回転体に複数のフィンを設けてもよ
い。
【００２０】また、回転体に設けられるフィンの形状や
数量、及びその配置位置は任意に定めてよい。例えば、
フィンは少なくとも１つ設ければよい。また、フィンの
形成方法としては、回転体の高速回転に伴う集中応力や
遠心力に十分に耐えうるように例えば鋳造などにより形
成するとよい。また、フィンの材質としては、回転体と
同じ材質のものや熱伝導率の低い材質のものが用いられ
る。さらに、回転体とフィンとの間に熱伝導率の低い材
質を介在させてフィンを設けるようにしてもよい。
数量、及びその配置位置は任意に定めてよい。例えば、
フィンは少なくとも１つ設ければよい。また、フィンの
形成方法としては、回転体の高速回転に伴う集中応力や
遠心力に十分に耐えうるように例えば鋳造などにより形
成するとよい。また、フィンの材質としては、回転体と
同じ材質のものや熱伝導率の低い材質のものが用いられ
る。さらに、回転体とフィンとの間に熱伝導率の低い材
質を介在させてフィンを設けるようにしてもよい。
【００２１】
【発明の効果】以上説明したように、本発明に係る航空
機用エンジンでは、回転体に配設されるフィンによっ
て、シール装置からリークしたシールガスやそのシール
ガスに接する気体を回転体の回転方向に移動させて、回
転体とそれらの気体との間の相対速度を小さくすること
により、回転体の温度上昇を抑制し、回転体の低サイク
ル疲労強度を向上させることができる。
機用エンジンでは、回転体に配設されるフィンによっ
て、シール装置からリークしたシールガスやそのシール
ガスに接する気体を回転体の回転方向に移動させて、回
転体とそれらの気体との間の相対速度を小さくすること
により、回転体の温度上昇を抑制し、回転体の低サイク
ル疲労強度を向上させることができる。
【図１】 本発明に係る航空機用エンジンの一実施形態
におけるエンジン前部の概略的な主要部の構成を示す図
である。
におけるエンジン前部の概略的な主要部の構成を示す図
である。
【図２】 フィンディスクに設けられたフィンの様子を
示す図である。
示す図である。
【図３】 フィンが設けられたファンディスクが回転す
る様子を示す図である。
る様子を示す図である。
【符号の説明】
ＳＧ シールガス
１１ 圧縮機
１２ ファンディスク
１４ 軸受け
１７ シール装置
２０ フィン
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
Ｆターム(参考） 3G002 HA07 HA10 HA18
3H022 AA02 BA06 CA12 CA30 CA33
DA13
3J016 AA01 BB17 BB22 BB24 BB26
CA03
Claims (3)
- 【請求項１】 推進用の空気を圧縮する圧縮機と、所定
の回転体を支持する軸受けと、前記軸受け用の潤滑油を
シールするシール装置とを備える航空機用エンジンにお
いて、 前記シール装置には、前記圧縮機から抽出された空気の
一部がシールガスとして供給され、 前記所定の回転体には、前記シール装置からリークした
前記シールガス及び該シールガスに接する気体のうちの
少なくとも一方を前記所定の回転体の回転方向に移動さ
せるフィンが配設されていることを特徴とする航空機用
エンジン。 - 【請求項２】 前記フィンは、前記所定の回転体の端面
上に周方向に複数並べて配設されていることを特徴とす
る請求項１に記載の航空機用エンジン。 - 【請求項３】 前記所定の回転体は、エンジン前部に配
されるファンが取り付けられるファンディスクであるこ
とを特徴とする請求項１または請求項２に記載の航空機
用エンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002011804A JP2003214112A (ja) | 2002-01-21 | 2002-01-21 | 航空機用エンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002011804A JP2003214112A (ja) | 2002-01-21 | 2002-01-21 | 航空機用エンジン |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003214112A true JP2003214112A (ja) | 2003-07-30 |
Family
ID=27649193
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2002011804A Pending JP2003214112A (ja) | 2002-01-21 | 2002-01-21 | 航空機用エンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2003214112A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012154290A (ja) * | 2011-01-28 | 2012-08-16 | Hitachi Ltd | 圧縮機のドレン排出装置及びガスタービンシステム |
| JP2013231434A (ja) * | 2012-04-27 | 2013-11-14 | General Electric Co <Ge> | オイルシールの上流の渦巻ポンピング効果の緩和 |
| EP3425161A1 (en) * | 2017-05-16 | 2019-01-09 | Rolls-Royce Corporation | Engine sump with air separation features |
-
2002
- 2002-01-21 JP JP2002011804A patent/JP2003214112A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012154290A (ja) * | 2011-01-28 | 2012-08-16 | Hitachi Ltd | 圧縮機のドレン排出装置及びガスタービンシステム |
| JP2013231434A (ja) * | 2012-04-27 | 2013-11-14 | General Electric Co <Ge> | オイルシールの上流の渦巻ポンピング効果の緩和 |
| EP3425161A1 (en) * | 2017-05-16 | 2019-01-09 | Rolls-Royce Corporation | Engine sump with air separation features |
| US10563580B2 (en) | 2017-05-16 | 2020-02-18 | Rolls-Royce Corporation | Engine sump with air separation features |
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