JP2008038903A - 遠心圧縮機のインペラの冷却システム - Google Patents

Abstract

【課題】インペラとディフューザの末端部との間で発生する大量の熱による問題に簡単かつ有効で経済的な解決方法を提供すること。
【解決手段】タービンエンジンにおける遠心圧縮機のインペラの冷却システムであって、圧縮機（１０）が、この圧縮機のインペラに沿って下流に延びて上流側で環状金属板（９０）により被覆されている末端部（２６）を備えた環状ディフューザ（１２）を供給し、この環状金属板が、圧縮機のインペラと共に、圧縮機の出口で取り出された空気が流れる第１の環状通路（３９）を画定し、また、ディフューザの末端部と共に、このディフューザから出る空気流量の一部が流れる第２の環状通路（９８）を画定する。
【選択図】図１

Description

本発明は、特に航空機のターボジェットエンジンまたはターボプロップエンジン等の、タービンエンジンの遠心圧縮機のインペラの冷却システムに関する。

よく知られているように、タービンエンジンの遠心圧縮機は、クランク型の環状ディフューザに結合されており、ディフューザの入口が、圧縮機の出口と半径方向に一直線に揃えられ、ディフューザの出口が、下流に配向されて、外側カウリングにより画定される環状スペース内に取り付けられる環状燃焼室の半径方向外側に、配置される。

ディフューザは、圧縮機のインペラとも呼ばれるロータに沿って下流に延びる環状末端部を含み、この末端部は、下流で、燃焼室の支持構造部品、特に、冷却空気の噴射手段および／または燃焼室の下流に配置されるタービンの換気手段に接続される。ディフューザの末端部は、圧縮機のインペラと共に、圧縮機の出口で取り出される空気が流れる半径方向の環状通路を画定する（米国特許出願公開第５５５５７２１号明細書および独国特許出願公開第１９８４５３７５号明細書参照）。
米国特許出願公開第５５５５７２１号明細書 独国特許出願公開第１９８４５３７５号明細書

この空気は、インペラとディフューザの末端部との間で強い粘性のせん断応力を受けるので、大量の熱を発生し、この熱は、大部分が圧縮機のインペラにより吸収されて、インペラの温度が著しく上昇し、インペラが劣化してその寿命が短かくなる恐れがある。

この問題に対する一つの解決方法は、圧縮機のインペラに環状の耐熱部材を固定することからなる。この耐熱部材は、インペラと共に、圧縮機の出口で取り出される空気の熱からインペラを保護するための環状の空気空洞を画定する。しかしながら、この解決方法は、耐熱部材が大型であるためにタービンエンジンの質量と圧縮機のインペラの慣性とを増すので、十分なものではない。

本発明は、従来技術のこれらの問題に簡単かつ有効で経済的な解決方法を提供することを目的とする。

このため、本発明は、遠心圧縮機が、外側カウリングにより支持されて環状末端部を含む環状ディフューザを供給し、この環状末端部が、遠心圧縮機のインペラに沿って下流に延びてタービンエンジンの燃焼室の支持構造部品に下流で接続された、特にタービンエンジン内の遠心圧縮機のインペラの冷却システムに関し、このシステムは、ディフューザの末端部が、上流側で、この末端部に固定される環状金属板により被覆されており、この金属板が、圧縮機のインペラと共に、圧縮機の出口で取り出された空気が流れる第１の環状通路を画定し、ディフューザの末端部と共に、このディフューザから出る空気流量の一部が流れる第２の環状通路を画定することを特徴とする。

第１の環状通路で流れる空気のせん断によって発生する熱は、ディフューザから出て環状金属板とディフューザの末端部とにより画定される第２の環状通路内で流れる空気により、対流によって大部分が吸収される。そのため、本発明は、圧縮機の最終段のインペラにより吸収される熱量を制限し、それによってインペラの寿命をのばすことができる。

本発明の好適な実施形態では、半径方向のフィンが、ディフューザの末端部と環状金属板との間に延びて、タービンエンジンの軸を中心として規則正しく配分されている。これらのフィンは、ディフューザの末端部の剛性を高めて、変形せずに応力伝達を行えるようにしている。

有利には、フィンは、環状金属板の半径方向の部分とディフューザの末端部の半径方向の部分との間に延びる上流のフィンと、環状金属板の円筒部分とディフューザの末端部の円筒部分との間に延びる下流のフィンとを含む。上流のフィンは、下流のフィンと同様に、全部で約３６個とすることができる。

有利には、これらのフィンが、ディフューザの末端部と一体部品として形成され、たとえば溶接またはろう付けによって、環状金属板に固定される。末端部に結合されるフィンの端は、環状金属板の対応する形状のスロットまたは溝に係合される。

環状金属板は、第２の環状通路で空気が流れる方向に対して、ディフューザの末端部の内部で上流に配置され、ディフューザの末端部に溶接により固定される。典型的に、環状金属板の厚さは約０．８〜１．５ｍｍである。

有利には、ディフューザの末端部は、その上流端に、このディフューザから送られる空気が入る環状一列の穴を含み、これらの穴が、ほぼ半径方向に配向されて、第２の環状通路内で穴の半径方向内側の端に通じている。この末端部は、その下流端で、タービンの冷却空気の噴射手段に固定または心合わせされ、第２の環状通路の出口が、これらの噴射手段の入口と連通している。

本発明は、さらに、航空機のターボジェットエンジンまたはターボプロップエンジン等の、タービンエンジンに関し、このエンジンは、上記のような遠心圧縮機のインペラの冷却システムを含むことを特徴とする。

本発明は、添付図面を参照しながら、限定的ではなく例として挙げられた以下の説明を読めば、いっそう理解され、本発明の他の特徴および長所があきらかになるであろう。

最初に、航空機のターボジェットエンジンまたはターボプロップエンジン等のタービンエンジンの一部を示す図１を参照すると、タービンエンジン内部でガスが流れる方向に、上流から下流に向かって、圧縮機の遠心段１０と、ディフューザ１２と、燃焼室１４とが含まれている。

遠心段１０の入口１８は、上流に向かって、タービンエンジンの軸にほぼ平行に配向されており、その出口２０は、外側に向かって、タービンエンジンの軸にほぼ垂直に配向されて、ディフューザ１２の半径方向の入口２２と一直線に揃えられている。ディフューザは、９０°の環状クランク形であり、タービンエンジンの軸に平行に配向されて燃焼室１４の入口の半径方向外側に下流端で通じる環状の出口２４を含む。

ディフューザ１２は、圧縮機１０と、ディフューザ１２と、燃焼室１４とを外側で囲むタービンエンジンの外側カウリング２８により支持されている。ディフューザ１２は、外側カウリング２８にねじナットタイプの適切な手段で固定されるほぼ円筒形の上流カバー３０を含む。

ディフューザ１２は、また、ディフューザ１２の入口２２からほぼ半径方向内側に延びて半径方向内側の端で末端部のほぼ円筒部分に結合される上流部分を備えた、ほぼＬ字型の断面の末端部２６を含む。末端部２６のこの円筒部分は、その下流端に、タービンを冷却する空気の噴射手段３８に固定される環状フランジ３６を含む。末端部２６の半径方向の部分は、圧縮機の遠心段のロータまたはインペラ１１の下流で、このロータまたはインペラに沿って近距離のところに延びることにより、圧縮機の出口２０と半径方向外側端で連通する半径方向の環状通路３９を形成する。

燃焼室１４は、互いの内部に延びて燃焼室の底壁４４に上流端で結合される同軸の２個の回転壁４０、４２を含み、これらの壁４０、４２、４４は、インジェクタ（図示せず）により燃料が供給される環状のエンクロージャを互いの間に画定する。燃焼室の半径方向外側の壁４０は、外側カウリング２８に下流端で固定され、燃焼室の半径方向内側の壁４２は、その下流端で円錐台形のリング４８に結合され、このリングは、その半径方向内側の端に、上記の噴射手段３８に固定される内部環状フランジ５０を含んでいる。

冷却空気の噴射手段３８は、互いに内部に取り付けられる内側の円筒壁６４と外側の円筒壁６６との２個の壁を含み、これらの壁は、互いの間に環状の流路を画定し、この流路は、半径方向の上流で末端部２６の内部に通じ、半径方向の下流で燃焼室１４のリング４８の内部に通じている。外壁６６は、フランジ３６、５０が取り付けられる環状の外縁６８を含み、この外縁は、フランジ３６、５０の対応する穴を介してタービンエンジンの軸に平行に延びる、ねじナットタイプの固定手段の通過穴を含む。

遠心圧縮機１０から出る空気の流量のわずかな部分が、圧縮機のインペラ１１と末端部２６とにより画定される半径方向の通路３９から取り出される。この空気（矢印７０）は、末端部の半径方向の部分の付近でインペラ１１の回転により発生する強い粘性のせん断応力を圧縮機の出口で被るので、熱が発生し、限られた耐熱性を有するインペラを過熱させる（たとえばチタン製のインペラの場合は約５００℃）。

ディフューザ１２から出る空気（矢印７２）は、一部は燃焼室１４に供給され（矢印７４）、一部は燃焼室１４を迂回する内部環状流路７６および外部環状流路７８に供給される（矢印８０）。

外側の流路７８は、外側カウリング２８と燃焼室の外壁４０との間で形成され、この流路を通る空気は、燃焼室の下流に配置される図示されていない部品の冷却および／または換気に使用される。

内側の流路７６は、燃焼室の内壁４２と、燃焼室１４と末端部２６との間に半径方向に取り付けられる対流環状金属板８２との間に形成され、この流路を通る空気は、燃焼室１４の穴に供給される。金属板８２は、その上流端に、末端部２６の半径方向外側の端に設けられた対応する円筒縁に取り付けられる円筒縁８４を有し、その下流端に、末端部のフランジ３６と噴射手段３８の環状縁６８との間で軸方向に締め付けられる内部環状フランジ８６を有する。

本発明によれば、環状金属板は、圧縮機のインペラ１１とディフューザの末端部２６との間に軸方向に配置されて、インペラ１１と共に、上記の半径方向の通路３９を形成し、末端部２６と共に、ディフューザ１２から出る空気流量の一部が流れる第２の環状通路を形成して、環状金属板を換気すると共に、第１の通路３９内の空気のせん断により発生する熱を吸収する。

図示された例では、環状金属板９０がほぼＬ字型の断面を有し、ディフューザの上流でおよびディフューザの内部で、このディフューザの末端部２６に同軸に延びて、直角のクランク環状通路９８を画定し、金属板９０は、この金属板と末端部との間で環状通路９８内に伸びる半径方向のフィン９４、９６により、末端部２６に結合されている。

環状金属板９０は、圧縮機のインペラ１１とディフューザの末端部との間で、これらにほぼ平行でかつその近くに延びて、半径方向外側の端でディフューザ１２に接続された、半径方向上流の部分と、下流端により、空気の噴射手段３８の内壁６４の上流端を半径方向に密封状に押圧する、ほぼ円筒形の部分とを含む。

半径方向上流のフィン９４は、末端部２６と金属板９０との半径方向の部分を、それらの半径方向の寸法の大部分で結合し、半径方向下流のフィン９６は、末端部２６と金属板９０とに相対して円筒部分を結合する。これらのフィン９４、９６は、ディフューザ１２と燃焼室１４との間で応力伝達を行うディフューザの末端部の剛性を高めることができる。フィン９４は、フィン９６と同様に、たとえば全部で約３６個であり、タービンエンジンの軸を中心として規則正しく配分される。

ディフューザの末端部２６は、その半径方向外側の端に、タービンエンジンの軸を中心として規則正しく配分された、半径方向の横穴１００を含む。これらの横穴１００は、ディフューザ１２の出口が内部に通じている外側カウリング２８により画定される環状エンクロージャと、末端部２６と環状金属板９０との間に形成される環状通路９８との間で、流体を連通させる。通路９８への空気の供給流量は、穴１００の断面全体により決定され、この空気は、通路９８に流れてから、噴射手段３８に入る（矢印１０２）。

ディフューザの末端部２６は、図１から図３に示したように、ディフューザ１２とフィン９４、９６と共に単一部品として形成され、環状金属板９０が、フィンと末端部２６とに嵌合固定される。金属板９０の半径方向外側の端は、空気が入る穴１００の上流で、末端部２６の半径方向外側の端に溶接によって固定される。末端部２６と反対側のフィン９４、９６の自由端は、環状金属板９０に形成される対応する形状の半径方向の溝またはスロット１０４に、たとえば溶接またはろう付けにより係合固定可能である（図３）。

典型的に、環状金属板９０の厚さは、約０．８〜１．５ｍｍであって、ディフューザの末端部２６よりも薄い。

変形実施形態では、フィン９４、９６は、末端部２６および金属板９０とは別に製造して、適切な手段により、それらの端で、末端部２６および金属板９０にそれぞれ固定することができる。

本発明による遠心圧縮機のインペラの冷却システムを示す、片側の軸方向部分断面図である。 本発明によるシステムのディフューザを下流から見た概略的な斜視図である。 図１のＩＩＩ−ＩＩＩ線による拡大部分断面図である。

符号の説明

１０ 遠心圧縮機
１１ インペラ
１２ 環状ディフューザ
１４ 燃焼室
２６ 環状末端部
２８ 外側カウリング
３０ 上流カバー
３８ 噴射手段
３９ 第１の環状通路
９０ 環状金属板
９４、９６ 半径方向のフィン
９８ 第２の環状通路
１００ 空気が入る環状一列の穴
１０４ スロットまたは溝

Claims (10)

1. 遠心圧縮機（１０）が、外側カウリング（２８）により支持されて環状末端部（２６）を含む環状ディフューザ（１２）を供給し、この環状末端部が、遠心圧縮機のインペラ（１１）に沿って下流に延びてタービンエンジンの燃焼室（１４）の支持構造部品に下流で接続された、特にタービンエンジン内の遠心圧縮機のインペラの冷却システムであって、ディフューザの末端部が、上流側で、この末端部に固定される環状金属板（９０）により被覆されており、この金属板が、圧縮機のインペラと共に、圧縮機の出口で取り出された空気が流れる第１の環状通路（３９）を画定し、ディフューザの末端部と共に、このディフューザから出る空気流量の一部が流れる第２の環状通路（９８）を画定することを特徴とする、システム。
2. ディフューザの末端部（２６）と環状金属板（９０）との間に半径方向のフィン（９４、９６）が配置され、これらのフィンが、タービンエンジンの軸を中心として規則正しく配分されていることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
3. フィンが、環状金属板の半径方向の部分とディフューザの末端部の半径方向の部分との間に延びる上流のフィン（９４）と、環状金属板の円筒部分とディフューザの末端部の円筒部分との間に延びる下流フィン（９６）とを含むことを特徴とする、請求項２に記載のシステム。
4. 上流および下流のフィン（９４、９６）が、それぞれ全部で約３６個であることを特徴とする、請求項３に記載のシステム。
5. フィン（９４、９６）が、ディフューザの末端部（２６）と一体部品として形成され、環状金属板（９０）に溶接またはろう付けによって固定されることを特徴とする、請求項２から４に記載のシステム。
6. ディフューザの末端部に結合されるフィン（９４、９６）の端が、環状金属板のスロットまたは溝（１０４）に係合されることを特徴とする、請求項５に記載のシステム。
7. 環状金属板（９０）が、ディフューザの末端部（２６）に溶接により固定されることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載のシステム。
8. ディフューザの末端部が、その上流端に、このディフューザから送られる空気が入る環状一列の穴（１００）を含み、これらの穴が、ほぼ半径方向に配向されて、第２の環状通路（９８）内で穴の半径方向内側の端に通じていることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載のシステム。
9. ディフューザの末端部が、その下流端でタービンの冷却空気の噴射手段（３８）に固定され、第２の環状通路（９８）の出口が、これらの噴射手段の入口と連通していることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載のシステム。
10. 請求項１から９のいずれか一項に記載の冷却システムを含むことを特徴とする、タービンエンジン。

Images