JP2004339980A - ジェットエンジン - Google Patents
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Abstract
【課題】ジェットエンジン１のエンジン重量の増加を抑制しつつ、低圧タービンケース３３全体を満遍なく容易に冷却する。
【解決手段】バッフル３５がタービンケース３３の外周部を囲むように設けられ、バッフル３５の内周面とタービンケース３３の外周面との間に環状の冷却通路３７が形成され、バッフル３５の外周面に複数の連通孔３９が全周領域に適宜間隔をもって形成され、バッフル３５の後部に排出口４１を有し、冷却チャンバー４３の内部が複数の連通孔３９を介して冷却通路３７に連通し、連絡パイプ４５の一端部がバイパス流路１３に連通し、連絡パイプ４５の他端部が冷却チャンバー４３の内部に連通したことを特徴とする。
【選択図】 図１
【解決手段】バッフル３５がタービンケース３３の外周部を囲むように設けられ、バッフル３５の内周面とタービンケース３３の外周面との間に環状の冷却通路３７が形成され、バッフル３５の外周面に複数の連通孔３９が全周領域に適宜間隔をもって形成され、バッフル３５の後部に排出口４１を有し、冷却チャンバー４３の内部が複数の連通孔３９を介して冷却通路３７に連通し、連絡パイプ４５の一端部がバイパス流路１３に連通し、連絡パイプ４５の他端部が冷却チャンバー４３の内部に連通したことを特徴とする。
【選択図】 図１
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、タービンケースの冷却するための新規な構成を備えたジェットエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般的なジェットエンジンについて簡単に説明すると、次のようになる。
【０００３】
即ち、前記ジェットエンジンは航空機に用いられるものであって、筒状のカウルをベースとして備えている。前記カウルの内側には、エンジン本体を装備する筒状のエンジンケースが一体的に設けられており、前記エンジンケースの内側には、環状の主流路が形成されている。ここで、前記エンジン本体は、圧縮機と、燃焼器と、タービンとを備えている。更に、前記カウルの外側には、筒状のアウターフレームが一体的に設けられおり、前記アウターフレームの内周面と前記カウルの外周面との間には、環状のバイパス流路が形成されている。
【０００４】
従って、前記ジェットエンジンを稼働させると、前記主流路及び前記バイパス流に空気を送り込むことができる。そして、前記主流路に送り込まれた空気は、圧縮工程，燃焼工程等を経て、燃焼ガスとして前記主流路から後方向へ噴出される。また、前記バイパス流路に送り込まれた空気は、燃焼ガスを覆うように前記バイパス流路から後方向へ噴出される。これにより、前記ジェットエンジンから推進力を得ることができる。
【０００５】
一方、前記ジェットエンジンを稼働中において、前記エンジンケースの一部を構成するタービンケースは燃焼ガスによって高温環境下に置かれる。そのため、次のような構成によって前記タービンケースを冷却することが広く行われている。
【０００６】
即ち、前記タービンケースには、エンジン軸方向へ延びた冷却チャンバーが設けられており、この冷却チャンバーには、複数の冷却パイプがエンジン軸方向に沿って設けられている。ここで、各冷却パイプは前記タービンケースの外周面を囲むように環状にそれぞれ構成されており、各冷却パイプは前記タービンケースに向かって冷却空気を噴出する複数の噴出孔を周方向に適宜間隔にそれぞれ備えている。そして、前記冷却チャンバーには、連絡パイプの一端部が前記冷却チャンバーの内部に連通するように接続されており、前記エンジンケースの一部を構成する圧縮機ケースには、前記連絡パイプの他端部が前記主流路における前記前記圧縮機の出口側に連通するように接続されている。
【０００７】
従って、前記ジェットエンジンの稼働中において、前記圧縮機によって圧縮された圧縮空気の一部は、冷却空気として前記連絡パイプを経由して前記冷却チャンバーに送られ、前記冷却チャンバーから複数の前記冷却パイプに送られる。更に、複数の前記冷却パイプに送られた冷却空気は、複数の前記噴出孔から前記タービンケースの外周面に向かって噴出される。これにより、冷却空気によって前記タービンケースを冷却することができる。
【０００８】
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１に示すものがある。
【０００９】
【特許文献１】
特開平７−８３００４号公報
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、前記タービンケース全体を満遍なく冷却するには、前記冷却パイプの個数を多くする必要がある一方、前記冷却パイプの個数を多くすると、エンジン部品点数の増加によって記ジェットエンジンのエンジン重量の増大を招くことになる。換言すれば、一般的な前記ジェットエンジンにあっては、前記ジェットエンジンのエンジン重量の増大を抑制しつつ、前記タービンケース全体を満遍なく冷却することは容易でないという問題がある。
【００１１】
また、前記圧縮機によって圧縮された圧縮空気の一部を冷却空気として用いているため、前記タービンケースの冷却作用が前記ジェットエンジンのエンジン効率の低下に繋がるという問題がある。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載の発明にあっては、筒状のカウルと、
前記カウルの内側に一体的に設けられ、内側に環状の主流路が形成され、エンジン本体を装備する筒状のエンジンケースと、
前記カウルの外側に一体的に設けられ、内周面と前記カウルの外周面との間に環状のバイパス流路が形成される筒状のアウターフレームと、
前記エンジンケースの一部を構成するタービンケースの外周部を囲むように設けられ、内周面と前記タービンケースの外周面との間に冷却空気が流入可能な環状の冷却通路が形成され、外周面に複数の連通孔が全周領域に適宜間隔をもって形成されてあって、後部に冷却空気を前記冷却通路の外側へ排出する排出口を有したバッフルと、
内部が複数の前記連通孔を介して前記冷却通路に連通した環状（Ｃ字形状を含む）の冷却チャンバーと、
前記カウルに一端部が前記バイパス流路に連通するように接続され、前記冷却チャンバーに他端部が前記冷却チャンバーの内部に連通するように接続された連絡パイプと、
を具備してなることを特徴とする。
【００１３】
ここで、「設けられ」とは、直接的に設けられたことの他に、中間部材を介して間接的に設けられたことも含む意である。
【００１４】
請求項１に記載の発明特定事項の他、前記ジェットエンジンを稼働させると、前記主流路及び前記バイパス流に空気を送り込むことができる。そして、前記主流路に送り込まれた空気は、圧縮工程，燃焼工程等を経て、燃焼ガスとして前記主流路から後方向へ噴出される。また、前記バイパス流路に送り込まれた空気は、燃焼ガスを覆うように前記バイパス流路から後方向へ噴出される。これにより、前記ジェットエンジンから推進力を得ることができる（前記ジェットエンジンの０般的な作用）。
【００１５】
前記ジェットエンジンの一般的な作用の他に、前記ジェットエンジンの稼働中において、前記バイパス流路に送り込まれた空気の一部は、冷却空気として前記連絡パイプの経由して前記冷却チャンバーの内部に送られ、前記冷却チャンバーの内部から複数の前記連通孔を介して前記冷却通路に送られる。更に、前記冷却通路に送られた冷却空気は、前記冷却通路内おいて前記タービンケースの外周面に沿って後方へ流されて、前記排出口から排出される。これにより、冷却空気によって前記タービンケースを冷却することができる。
【００１６】
ここで、前記連絡パイプの一端部が前記バイバス流路に連通するように接続されてあって、前記連絡パイプの他端部が前記冷却チャンバーの内部に連通するように接続されているため、燃焼ガスの影響による冷却空気の温度上昇を抑制しつつ、冷却空気が前記バイパス流路から前記冷却チャンバーの内部へ送られる。
【００１７】
また、前記バッフルの外周面に複数の前記連通孔が全周領域に適宜間隔をもって形成されてあって、環状の前記冷却チャンバーの内部が複数の前記連通孔を介して環状の前記冷却通路に連通してあるため、エンジン部品点数の増やすことなく、冷却空気は前記冷却チャンバーの内部から前記冷却通路の全周領域に亘って略均一に送られるようになる。
【００１８】
請求項２に記載の発明にあっては、請求項１に記載の発明特定事項の他に、前記連絡パイプの一端部が前記カウルにおける前記冷却チャンバーの近傍部に接続されていることを特徴とする。
【００１９】
請求項２に記載の発明特定事項によると、請求項１に記載の発明特定事項による作用と同様の作用の他に、前記連絡パイプの一端部が前記カウルにおける前記冷却チャンバーの近傍部に接続されているため、前記連絡パイプを短くすることができる。
【００２０】
【発明の実施の形態】
本発明の実施の形態について図１から図３を参照して説明する。
【００２１】
ここで、図１は、図３におけるＡ部の拡大図であって、図２は、本発明の実施の形態に係わるタービンケース冷却構造とタービンケースとの関係を示す模式図であって、図３は、本発明の実施の形態に係わるジェットエンジンの側面図であって、上側半分を断面している。
【００２２】
なお、「前後」とは、図１及び図３において左右，図２において紙面に向かって表裏のことをいう。
【００２３】
図３に示すように、本発明の実施の形態に係わるジェットエンジン１は、航空機に用いられるエンジンであって、筒状のカウル３をベースとしている。このカウル３の内側には、エンジン本体５を装備する筒状のエンジンケース７一体的に設けられており、このエンジンケース７の内側には、環状の主流路（エンジン流路）９が形成されている。更に、カウル３の外側には、筒状のアウターフレーム１１が一体的に設けられており、このアウターフレーム１１の内周面とカウル３の外周面との間には、環状のバイパス流路１３が形成されている。
【００２４】
ジェットエンジン１におけるエンジン本体５の構成について簡単に説明すると、次のようになる。
【００２５】
即ち、エンジンケース７の前部には、主流路９及びバイパス流路１３に空気を送り込むファン１５が回転可能に設けられており、このファン１５の前側中央には、空気を案内するインレットコーン１７が設けられている。また、エンジンケース７におけるファン１３の後側には、主流路９に送り込まれた空気を低圧圧縮する低圧圧縮機１９が設けられており、エンジンケース７における低圧圧縮機１９の後方側には、低圧圧縮された圧縮空気を更に高圧圧縮する高圧圧縮機２１が設けられている。そして、エンジンケース７における高圧圧縮機２１の後側には、高圧圧縮された圧縮空気の中で燃料を燃焼させる燃焼器２３が設けられている。
【００２６】
また、エンジンケース７における燃焼器２３の後側には、高圧タービン２５が設けられており、この高圧タービン２５は、燃焼器２３からの燃焼ガスの膨張によって駆動されると共に高圧圧縮機２１を連動して駆動するものである。更に、エンジンケース７における高圧タービン２５の後方側には、低圧タービン２７が設けられており、この低圧タービン２７は、燃焼ガスの膨張によって駆動される共に低圧圧縮機１９及びファン１３を連動して駆動するものである。
【００２７】
なお、エンジンケース７の後部には、主流路９から噴出された燃焼ガスを案内するテールコーン２９が設けられている。
【００２８】
本発明の実施の形態に係るジェットエンジン１はタービンケース冷却構造３１を備えており、このタービンケース冷却構造３１はエンジンケース７の一部を構成する低圧タービンケース３３を冷却するものであって、具体的には次のような構成を有している。
【００２９】
即ち、図１及び図２に示すように、低圧タービンケース３３には、筒状のバッフル３５が低圧タービンケース３３の外周部を囲むように設けられており、このバッフル３５の内周面と低圧タービンケース３３の外周面との間には、冷却空気が流入可能な環状の冷却通路３７が形成されている。また、バッフル３５の前部の外周面には、複数の連通孔３９が全周領域に等間隔をもって形成されており、バッフル３５の後部には、冷却空気を冷却通路３７の外側へ排出する複数の排出口４１が形成されている。なお、バッフル３５の前端部は低圧タービンケース３３に対して固定されてあって、バッフル３５の前後方向の熱膨張を確保するために、バッフル３５の後端部は低圧タービンケース３３に対して前後方向へ僅かに移動できるように構成されている。
【００３０】
また、バッフル３５の前部には、環状の冷却チャンバー４３が設けられており、この冷却チャンバー４３の内部が複数の連通孔３９を介して冷却通路３７に連通してある。そして、カウル３における冷却チャンバー４３の近傍部には、複数の連絡パイプ４５の一端部がバイパス流路１３に連通するようにそれぞれ接続されており、冷却チャンバー４３には、複数の連絡パイプ４５の他端部が冷却チャンバー４３の内部に連通しかつ等間隔に接続されている。
【００３１】
次に、本発明の実施の形態の作用について説明する。
【００３２】
適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によって高圧圧縮機２１を駆動させて、高圧圧縮機２１によって空気を圧縮する。そして、燃焼器２３によって圧縮空気の中で燃料を燃焼させることにより、燃焼ガスの膨張によって高圧タービン２５及び低圧タービン２７を駆動させて、高圧タービン２５によって高圧圧縮機２１を連動して駆動させ、かつ低圧タービン２７によって低圧圧縮機１９及びファン１５を連動して駆動させる。これにより、ジェットエンジン１を稼働させて、一連の動作（ファン１５の駆動、低圧圧縮機１９の駆動、高圧圧縮機２１の駆動、燃焼器２３による燃焼、高圧タービン２５の駆動、低圧タービン２７の駆動）が連続して行われる。
【００３３】
また、ジェットエンジン１を稼働させると、ファン１５によって空気を主流路９及びバイパス流路１３送り込むことができる。そして、主流路９に送り込まれた空気は、圧縮工程，燃焼工程等を経て、燃焼ガスとして主流路９から後方向へ噴出される。また、バイパス流路１３に送り込まれた空気は、燃焼ガスを覆うようにバイパス流路１３から後方向へ噴出される。これにより、ジェットエンジン１から推進力を得ることができる（ジェットエンジン１の一般的な作用）。
【００３４】
ジェットエンジン１の一般的な作用の他に、ジェットエンジン１の稼働中において、バイパス流路１３に送り込まれた空気の一部は、冷却空気として複数の連絡パイプ４５の経由して冷却チャンバー４３の内部に送られ、冷却チャンバー４３の内部から複数の連通孔３９を介して冷却通路３７に送られる。更に、冷却通路３７に送られた冷却空気は、冷却通路３７内おいて低圧タービンケース３３の外周面に沿って後方へ流されて、排出口４１から排出される。これにより、冷却空気によって低圧タービンケース３３を冷却することができる。
【００３５】
ここで、複数の連絡パイプ４５の一端部がバイバス流路１３に連通するように接続されてあって、複数の連絡パイプ４５の他端部が冷却チャンバー４３の内部に連通するように接続されているため、燃焼ガスの影響による冷却空気の温度上昇を抑制しつつ、冷却空気がバイパス流路１３から冷却チャンバー４３の内部へ送られる。
【００３６】
また、バッフル３５の外周面に複数の連通孔３９が全周領域に適宜間隔をもって形成されてあって、環状の冷却チャンバー４３の内部が複数の連通孔３９を介して環状の冷却通路３７に連通してあるため、エンジン部品点数の増やすことなく、冷却空気は冷却チャンバー４３の内部から冷却通路３７の全周領域に亘って略均一に送られるようになる。
【００３７】
更に、連絡パイプ４５の一端部がカウル３における冷却チャンバー４３の近傍部に接続されているため、連絡パイプ４５を短くすることができる。
【００３８】
以上の如き、本発明の実施の形態によれば、エンジン部品点数を増やすことなく、冷却空気は冷却チャンバー４３の内部から冷却通路３７の全周領域に亘って略均一に送られるようになるため、ジェットエンジン１のエンジン重量の増加を抑制しつつ、低圧タービンケース３３全体を満遍なく容易に冷却することができる。特に、連絡パイプ４５を短くすることができるため、ジェットエンジン１のエンジン重量の増加をより一層抑制することができる。
【００３９】
また、低圧圧縮機１９又は高圧圧縮機２１によって圧縮された圧縮空気の一部ではなく、バイパス流路１３に送り込まれた空気の一部を冷却空気として用いているため、低圧タービンケース３３の冷却によるジェットエンジン１のエンジン効率の低下を十分に抑制することができる。
【００４０】
更に、燃焼ガスの影響による冷却空気の温度上昇を抑制しつつ、冷却空気はバイパス流路１３から冷却チャンバー４３の内部へ送られるため、低圧タービンケース３３の冷却効率を高めることができる。
【００４１】
なお、本発明は、前述の発明の実施の形態の説明に限るものではなく、適宜の変更を行うことにより、その他種々の態様で実施可能である。
【００４２】
【発明の効果】
請求項１に記載の発明によれば、エンジン部品点数を増やすことなく、冷却空気は前記冷却チャンバーの内部から前記冷却通路の全周領域に亘って略均一に送られるようになるため、前記ジェットエンジンのエンジン重量の増加を抑制しつつ、前記タービンケース全体を満遍なく容易に冷却することができる。
【００４３】
また、前記圧縮機によって圧縮された圧縮空気の一部ではなく、前記バイパス流路に送り込まれた空気の一部を冷却空気として用いているため、前記タービンケースの冷却による前記ジェットエンジンのエンジン効率の低下を十分に抑制することができる。
【００４４】
更に、燃焼ガスの影響による冷却空気の温度上昇を抑制しつつ、冷却空気は前記バイパス流路から前記冷却チャンバーの内部へ送られるため、前記タービンケースの冷却効率を高めることができる。
【００４５】
請求項２に記載の発明によれば、請求項１に記載の発明の効果の他に、前記連絡パイプを短くすることができるため、前記ジェットエンジンのエンジン重量の増加をより一層抑制することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】図３におけるＡ部の拡大図である。
【図２】本発明の実施の形態に係わるタービンケース冷却構造とタービンケースとの関係を示す模式図である。
【図３】本発明の実施の形態に係わるジェットエンジンの側面図であって、上側半分を断面している。
【符号の説明】
１ ジェットエンジン
３ カウル
５ エンジン本体
７ エンジンケース
９ 主流路
１１ アウターフレーム
１３ バイパス流路
１５ ファン
１７ インレットコーン
１９ 低圧圧縮機
２１ 高圧圧縮機
２３ 燃焼器
２５ 高圧タービン
２７ 低圧タービン
２９ テールコーン
３１ タービンケース冷却構造
３３ 低圧タービンケース
３５ バッフル
３７ 冷却通路
３９ 連通孔
４１ 排出口
４３ 冷却チャンバー
４５ 連絡パイプ
【発明の属する技術分野】
本発明は、タービンケースの冷却するための新規な構成を備えたジェットエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般的なジェットエンジンについて簡単に説明すると、次のようになる。
【０００３】
即ち、前記ジェットエンジンは航空機に用いられるものであって、筒状のカウルをベースとして備えている。前記カウルの内側には、エンジン本体を装備する筒状のエンジンケースが一体的に設けられており、前記エンジンケースの内側には、環状の主流路が形成されている。ここで、前記エンジン本体は、圧縮機と、燃焼器と、タービンとを備えている。更に、前記カウルの外側には、筒状のアウターフレームが一体的に設けられおり、前記アウターフレームの内周面と前記カウルの外周面との間には、環状のバイパス流路が形成されている。
【０００４】
従って、前記ジェットエンジンを稼働させると、前記主流路及び前記バイパス流に空気を送り込むことができる。そして、前記主流路に送り込まれた空気は、圧縮工程，燃焼工程等を経て、燃焼ガスとして前記主流路から後方向へ噴出される。また、前記バイパス流路に送り込まれた空気は、燃焼ガスを覆うように前記バイパス流路から後方向へ噴出される。これにより、前記ジェットエンジンから推進力を得ることができる。
【０００５】
一方、前記ジェットエンジンを稼働中において、前記エンジンケースの一部を構成するタービンケースは燃焼ガスによって高温環境下に置かれる。そのため、次のような構成によって前記タービンケースを冷却することが広く行われている。
【０００６】
即ち、前記タービンケースには、エンジン軸方向へ延びた冷却チャンバーが設けられており、この冷却チャンバーには、複数の冷却パイプがエンジン軸方向に沿って設けられている。ここで、各冷却パイプは前記タービンケースの外周面を囲むように環状にそれぞれ構成されており、各冷却パイプは前記タービンケースに向かって冷却空気を噴出する複数の噴出孔を周方向に適宜間隔にそれぞれ備えている。そして、前記冷却チャンバーには、連絡パイプの一端部が前記冷却チャンバーの内部に連通するように接続されており、前記エンジンケースの一部を構成する圧縮機ケースには、前記連絡パイプの他端部が前記主流路における前記前記圧縮機の出口側に連通するように接続されている。
【０００７】
従って、前記ジェットエンジンの稼働中において、前記圧縮機によって圧縮された圧縮空気の一部は、冷却空気として前記連絡パイプを経由して前記冷却チャンバーに送られ、前記冷却チャンバーから複数の前記冷却パイプに送られる。更に、複数の前記冷却パイプに送られた冷却空気は、複数の前記噴出孔から前記タービンケースの外周面に向かって噴出される。これにより、冷却空気によって前記タービンケースを冷却することができる。
【０００８】
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１に示すものがある。
【０００９】
【特許文献１】
特開平７−８３００４号公報
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、前記タービンケース全体を満遍なく冷却するには、前記冷却パイプの個数を多くする必要がある一方、前記冷却パイプの個数を多くすると、エンジン部品点数の増加によって記ジェットエンジンのエンジン重量の増大を招くことになる。換言すれば、一般的な前記ジェットエンジンにあっては、前記ジェットエンジンのエンジン重量の増大を抑制しつつ、前記タービンケース全体を満遍なく冷却することは容易でないという問題がある。
【００１１】
また、前記圧縮機によって圧縮された圧縮空気の一部を冷却空気として用いているため、前記タービンケースの冷却作用が前記ジェットエンジンのエンジン効率の低下に繋がるという問題がある。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載の発明にあっては、筒状のカウルと、
前記カウルの内側に一体的に設けられ、内側に環状の主流路が形成され、エンジン本体を装備する筒状のエンジンケースと、
前記カウルの外側に一体的に設けられ、内周面と前記カウルの外周面との間に環状のバイパス流路が形成される筒状のアウターフレームと、
前記エンジンケースの一部を構成するタービンケースの外周部を囲むように設けられ、内周面と前記タービンケースの外周面との間に冷却空気が流入可能な環状の冷却通路が形成され、外周面に複数の連通孔が全周領域に適宜間隔をもって形成されてあって、後部に冷却空気を前記冷却通路の外側へ排出する排出口を有したバッフルと、
内部が複数の前記連通孔を介して前記冷却通路に連通した環状（Ｃ字形状を含む）の冷却チャンバーと、
前記カウルに一端部が前記バイパス流路に連通するように接続され、前記冷却チャンバーに他端部が前記冷却チャンバーの内部に連通するように接続された連絡パイプと、
を具備してなることを特徴とする。
【００１３】
ここで、「設けられ」とは、直接的に設けられたことの他に、中間部材を介して間接的に設けられたことも含む意である。
【００１４】
請求項１に記載の発明特定事項の他、前記ジェットエンジンを稼働させると、前記主流路及び前記バイパス流に空気を送り込むことができる。そして、前記主流路に送り込まれた空気は、圧縮工程，燃焼工程等を経て、燃焼ガスとして前記主流路から後方向へ噴出される。また、前記バイパス流路に送り込まれた空気は、燃焼ガスを覆うように前記バイパス流路から後方向へ噴出される。これにより、前記ジェットエンジンから推進力を得ることができる（前記ジェットエンジンの０般的な作用）。
【００１５】
前記ジェットエンジンの一般的な作用の他に、前記ジェットエンジンの稼働中において、前記バイパス流路に送り込まれた空気の一部は、冷却空気として前記連絡パイプの経由して前記冷却チャンバーの内部に送られ、前記冷却チャンバーの内部から複数の前記連通孔を介して前記冷却通路に送られる。更に、前記冷却通路に送られた冷却空気は、前記冷却通路内おいて前記タービンケースの外周面に沿って後方へ流されて、前記排出口から排出される。これにより、冷却空気によって前記タービンケースを冷却することができる。
【００１６】
ここで、前記連絡パイプの一端部が前記バイバス流路に連通するように接続されてあって、前記連絡パイプの他端部が前記冷却チャンバーの内部に連通するように接続されているため、燃焼ガスの影響による冷却空気の温度上昇を抑制しつつ、冷却空気が前記バイパス流路から前記冷却チャンバーの内部へ送られる。
【００１７】
また、前記バッフルの外周面に複数の前記連通孔が全周領域に適宜間隔をもって形成されてあって、環状の前記冷却チャンバーの内部が複数の前記連通孔を介して環状の前記冷却通路に連通してあるため、エンジン部品点数の増やすことなく、冷却空気は前記冷却チャンバーの内部から前記冷却通路の全周領域に亘って略均一に送られるようになる。
【００１８】
請求項２に記載の発明にあっては、請求項１に記載の発明特定事項の他に、前記連絡パイプの一端部が前記カウルにおける前記冷却チャンバーの近傍部に接続されていることを特徴とする。
【００１９】
請求項２に記載の発明特定事項によると、請求項１に記載の発明特定事項による作用と同様の作用の他に、前記連絡パイプの一端部が前記カウルにおける前記冷却チャンバーの近傍部に接続されているため、前記連絡パイプを短くすることができる。
【００２０】
【発明の実施の形態】
本発明の実施の形態について図１から図３を参照して説明する。
【００２１】
ここで、図１は、図３におけるＡ部の拡大図であって、図２は、本発明の実施の形態に係わるタービンケース冷却構造とタービンケースとの関係を示す模式図であって、図３は、本発明の実施の形態に係わるジェットエンジンの側面図であって、上側半分を断面している。
【００２２】
なお、「前後」とは、図１及び図３において左右，図２において紙面に向かって表裏のことをいう。
【００２３】
図３に示すように、本発明の実施の形態に係わるジェットエンジン１は、航空機に用いられるエンジンであって、筒状のカウル３をベースとしている。このカウル３の内側には、エンジン本体５を装備する筒状のエンジンケース７一体的に設けられており、このエンジンケース７の内側には、環状の主流路（エンジン流路）９が形成されている。更に、カウル３の外側には、筒状のアウターフレーム１１が一体的に設けられており、このアウターフレーム１１の内周面とカウル３の外周面との間には、環状のバイパス流路１３が形成されている。
【００２４】
ジェットエンジン１におけるエンジン本体５の構成について簡単に説明すると、次のようになる。
【００２５】
即ち、エンジンケース７の前部には、主流路９及びバイパス流路１３に空気を送り込むファン１５が回転可能に設けられており、このファン１５の前側中央には、空気を案内するインレットコーン１７が設けられている。また、エンジンケース７におけるファン１３の後側には、主流路９に送り込まれた空気を低圧圧縮する低圧圧縮機１９が設けられており、エンジンケース７における低圧圧縮機１９の後方側には、低圧圧縮された圧縮空気を更に高圧圧縮する高圧圧縮機２１が設けられている。そして、エンジンケース７における高圧圧縮機２１の後側には、高圧圧縮された圧縮空気の中で燃料を燃焼させる燃焼器２３が設けられている。
【００２６】
また、エンジンケース７における燃焼器２３の後側には、高圧タービン２５が設けられており、この高圧タービン２５は、燃焼器２３からの燃焼ガスの膨張によって駆動されると共に高圧圧縮機２１を連動して駆動するものである。更に、エンジンケース７における高圧タービン２５の後方側には、低圧タービン２７が設けられており、この低圧タービン２７は、燃焼ガスの膨張によって駆動される共に低圧圧縮機１９及びファン１３を連動して駆動するものである。
【００２７】
なお、エンジンケース７の後部には、主流路９から噴出された燃焼ガスを案内するテールコーン２９が設けられている。
【００２８】
本発明の実施の形態に係るジェットエンジン１はタービンケース冷却構造３１を備えており、このタービンケース冷却構造３１はエンジンケース７の一部を構成する低圧タービンケース３３を冷却するものであって、具体的には次のような構成を有している。
【００２９】
即ち、図１及び図２に示すように、低圧タービンケース３３には、筒状のバッフル３５が低圧タービンケース３３の外周部を囲むように設けられており、このバッフル３５の内周面と低圧タービンケース３３の外周面との間には、冷却空気が流入可能な環状の冷却通路３７が形成されている。また、バッフル３５の前部の外周面には、複数の連通孔３９が全周領域に等間隔をもって形成されており、バッフル３５の後部には、冷却空気を冷却通路３７の外側へ排出する複数の排出口４１が形成されている。なお、バッフル３５の前端部は低圧タービンケース３３に対して固定されてあって、バッフル３５の前後方向の熱膨張を確保するために、バッフル３５の後端部は低圧タービンケース３３に対して前後方向へ僅かに移動できるように構成されている。
【００３０】
また、バッフル３５の前部には、環状の冷却チャンバー４３が設けられており、この冷却チャンバー４３の内部が複数の連通孔３９を介して冷却通路３７に連通してある。そして、カウル３における冷却チャンバー４３の近傍部には、複数の連絡パイプ４５の一端部がバイパス流路１３に連通するようにそれぞれ接続されており、冷却チャンバー４３には、複数の連絡パイプ４５の他端部が冷却チャンバー４３の内部に連通しかつ等間隔に接続されている。
【００３１】
次に、本発明の実施の形態の作用について説明する。
【００３２】
適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によって高圧圧縮機２１を駆動させて、高圧圧縮機２１によって空気を圧縮する。そして、燃焼器２３によって圧縮空気の中で燃料を燃焼させることにより、燃焼ガスの膨張によって高圧タービン２５及び低圧タービン２７を駆動させて、高圧タービン２５によって高圧圧縮機２１を連動して駆動させ、かつ低圧タービン２７によって低圧圧縮機１９及びファン１５を連動して駆動させる。これにより、ジェットエンジン１を稼働させて、一連の動作（ファン１５の駆動、低圧圧縮機１９の駆動、高圧圧縮機２１の駆動、燃焼器２３による燃焼、高圧タービン２５の駆動、低圧タービン２７の駆動）が連続して行われる。
【００３３】
また、ジェットエンジン１を稼働させると、ファン１５によって空気を主流路９及びバイパス流路１３送り込むことができる。そして、主流路９に送り込まれた空気は、圧縮工程，燃焼工程等を経て、燃焼ガスとして主流路９から後方向へ噴出される。また、バイパス流路１３に送り込まれた空気は、燃焼ガスを覆うようにバイパス流路１３から後方向へ噴出される。これにより、ジェットエンジン１から推進力を得ることができる（ジェットエンジン１の一般的な作用）。
【００３４】
ジェットエンジン１の一般的な作用の他に、ジェットエンジン１の稼働中において、バイパス流路１３に送り込まれた空気の一部は、冷却空気として複数の連絡パイプ４５の経由して冷却チャンバー４３の内部に送られ、冷却チャンバー４３の内部から複数の連通孔３９を介して冷却通路３７に送られる。更に、冷却通路３７に送られた冷却空気は、冷却通路３７内おいて低圧タービンケース３３の外周面に沿って後方へ流されて、排出口４１から排出される。これにより、冷却空気によって低圧タービンケース３３を冷却することができる。
【００３５】
ここで、複数の連絡パイプ４５の一端部がバイバス流路１３に連通するように接続されてあって、複数の連絡パイプ４５の他端部が冷却チャンバー４３の内部に連通するように接続されているため、燃焼ガスの影響による冷却空気の温度上昇を抑制しつつ、冷却空気がバイパス流路１３から冷却チャンバー４３の内部へ送られる。
【００３６】
また、バッフル３５の外周面に複数の連通孔３９が全周領域に適宜間隔をもって形成されてあって、環状の冷却チャンバー４３の内部が複数の連通孔３９を介して環状の冷却通路３７に連通してあるため、エンジン部品点数の増やすことなく、冷却空気は冷却チャンバー４３の内部から冷却通路３７の全周領域に亘って略均一に送られるようになる。
【００３７】
更に、連絡パイプ４５の一端部がカウル３における冷却チャンバー４３の近傍部に接続されているため、連絡パイプ４５を短くすることができる。
【００３８】
以上の如き、本発明の実施の形態によれば、エンジン部品点数を増やすことなく、冷却空気は冷却チャンバー４３の内部から冷却通路３７の全周領域に亘って略均一に送られるようになるため、ジェットエンジン１のエンジン重量の増加を抑制しつつ、低圧タービンケース３３全体を満遍なく容易に冷却することができる。特に、連絡パイプ４５を短くすることができるため、ジェットエンジン１のエンジン重量の増加をより一層抑制することができる。
【００３９】
また、低圧圧縮機１９又は高圧圧縮機２１によって圧縮された圧縮空気の一部ではなく、バイパス流路１３に送り込まれた空気の一部を冷却空気として用いているため、低圧タービンケース３３の冷却によるジェットエンジン１のエンジン効率の低下を十分に抑制することができる。
【００４０】
更に、燃焼ガスの影響による冷却空気の温度上昇を抑制しつつ、冷却空気はバイパス流路１３から冷却チャンバー４３の内部へ送られるため、低圧タービンケース３３の冷却効率を高めることができる。
【００４１】
なお、本発明は、前述の発明の実施の形態の説明に限るものではなく、適宜の変更を行うことにより、その他種々の態様で実施可能である。
【００４２】
【発明の効果】
請求項１に記載の発明によれば、エンジン部品点数を増やすことなく、冷却空気は前記冷却チャンバーの内部から前記冷却通路の全周領域に亘って略均一に送られるようになるため、前記ジェットエンジンのエンジン重量の増加を抑制しつつ、前記タービンケース全体を満遍なく容易に冷却することができる。
【００４３】
また、前記圧縮機によって圧縮された圧縮空気の一部ではなく、前記バイパス流路に送り込まれた空気の一部を冷却空気として用いているため、前記タービンケースの冷却による前記ジェットエンジンのエンジン効率の低下を十分に抑制することができる。
【００４４】
更に、燃焼ガスの影響による冷却空気の温度上昇を抑制しつつ、冷却空気は前記バイパス流路から前記冷却チャンバーの内部へ送られるため、前記タービンケースの冷却効率を高めることができる。
【００４５】
請求項２に記載の発明によれば、請求項１に記載の発明の効果の他に、前記連絡パイプを短くすることができるため、前記ジェットエンジンのエンジン重量の増加をより一層抑制することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】図３におけるＡ部の拡大図である。
【図２】本発明の実施の形態に係わるタービンケース冷却構造とタービンケースとの関係を示す模式図である。
【図３】本発明の実施の形態に係わるジェットエンジンの側面図であって、上側半分を断面している。
【符号の説明】
１ ジェットエンジン
３ カウル
５ エンジン本体
７ エンジンケース
９ 主流路
１１ アウターフレーム
１３ バイパス流路
１５ ファン
１７ インレットコーン
１９ 低圧圧縮機
２１ 高圧圧縮機
２３ 燃焼器
２５ 高圧タービン
２７ 低圧タービン
２９ テールコーン
３１ タービンケース冷却構造
３３ 低圧タービンケース
３５ バッフル
３７ 冷却通路
３９ 連通孔
４１ 排出口
４３ 冷却チャンバー
４５ 連絡パイプ
Claims (2)
- 筒状のカウルと、
前記カウルの内側に一体的に設けられ、内側に環状の主流路が形成され、エンジン本体を装備する筒状のエンジンケースと、
前記カウルの外側に一体的に設けられ、内周面と前記カウルの外周面との間に環状のバイパス流路が形成される筒状のアウターフレームと、
前記エンジンケースの一部を構成するタービンケースの外周部を囲むように設けられ、内周面と前記タービンケースの外周面との間に冷却空気が流入可能な環状の冷却通路が形成され、外周面に複数の連通孔が全周領域に適宜間隔をもって形成されてあって、後部に冷却空気を前記冷却通路の外側へ排出する排出口を有したバッフルと、
内部が複数の前記連通孔を介して前記冷却通路に連通した環状の冷却チャンバーと、
前記カウルに一端部が前記バイパス流路に連通するように接続され、前記冷却チャンバーに他端部が前記冷却チャンバーの内部に連通するように接続された連絡パイプと、
を具備してなることを特徴とするジェットエンジン。 - 前記連絡パイプの一端部が前記カウルにおける前記冷却チャンバーの近傍部に接続されていることを特徴とする請求項１に記載のジェットエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2003135669A JP2004339980A (ja) | 2003-05-14 | 2003-05-14 | ジェットエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2003135669A JP2004339980A (ja) | 2003-05-14 | 2003-05-14 | ジェットエンジン |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2004339980A true JP2004339980A (ja) | 2004-12-02 |
Family
ID=33525861
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2003135669A Pending JP2004339980A (ja) | 2003-05-14 | 2003-05-14 | ジェットエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2004339980A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9097140B2 (en) | 2008-12-12 | 2015-08-04 | Rolls-Royce Plc | Cavity ventilation |
| JP2017180457A (ja) * | 2016-03-30 | 2017-10-05 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ガスタービンエンジンにおける気流歪曲を調整するための二次空気流通路 |
-
2003
- 2003-05-14 JP JP2003135669A patent/JP2004339980A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US9097140B2 (en) | 2008-12-12 | 2015-08-04 | Rolls-Royce Plc | Cavity ventilation |
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