JP2009156261A - マルチソース型ガスタービン冷却 - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジン用の冷却装置を提供する。
【解決手段】本冷却装置は、（ａ）（ｉ）間隔を置いて配置された弓形の内側及び外側バンド（４０、３８）と（ｉｉ）内側及び外側バンド間で延びかつエンジンの主流路内に配置された中空の翼形形状タービンベーン（３６）とを含むタービンノズル（３４）と、（ｂ）外側バンド（３８）との間に外側バンド空洞（６８）が形成されるように該外側バンド（３８）に結合された支持構造体と、（ｃ）外側バンド空洞（６８）を貫通し、タービンベーン（３６）の内部と連通しかつエンジン内の第１の冷却空気ソースに結合された第１の導管（６６）と、（ｄ）外側バンド空洞（６８）と連通しかつエンジン内の第２の冷却空気ソースに結合された第２の導管（６９）とを含む。
【選択図】 図２

Description

本発明は、総括的にはガスタービンエンジンのタービンに関し、より具体的には、そのようなエンジンのタービンセクションを冷却する方法に関する。

ガスタービンエンジンは、ターボ機械コアを含み、ターボ機械コアは、直列流れ関係で高圧圧縮機、燃焼器及び高圧又はガス発生器タービンを有する。コアは、主ガス流を発生するように公知の方法で作動可能である。ターボジェット又はターボファンエンジンにおいて、コア排出ガスは、ノズルを通して導かれて推力を発生する。ターボシャフトエンジンは、コアの下流で低圧又は「作業（ｗｏｒｋ）」タービンを用いて、主流からエネルギーを抽出してシャフト又はその他の機械的負荷を駆動する。

ガス発生器タービンは、燃焼器から流出したガスをブレード又はバケット内に導きかつ該ブレード又はバケットを回転させる固定ベーン又はノズルの環状列を含み、１つのノズル列及び１つのブレード列はまとまって「段」を構成する。一般的に、２つ又はそれ以上の段が、直列流れ関係で用いられる。これらの構成要素は、極度の高温環境内で作動し、適正な耐用寿命を保証するためには空気流によって冷却しなければならない。一般的に、冷却に使用する空気は、圧縮機内の１つ又はそれ以上の個所から抽出される。これらの抽気流は、熱力学サイクルに対する正味仕事出力及び／又は推力の損失に相当する。これらは、燃料消費率（ＳＦＣ）を増加させ、一般的にできる限り回避すべきである。

一般的な従来技術の２段タービンは、高圧圧縮機吐出空気（「ＣＤＰ空気」と呼ばれる）を使用して第１段タービンノズル及び第１段シュラウドを冷却し、また低圧段間又はインペラ先端抽気を使用して第２段タービンノズル及び第２段タービンシュラウドを冷却する。この場合に、ノズル翼形部とノズル空洞との間では、たとえこれら領域が冷却空気圧力及び流量について異なる要件を有していたとしても、明確には区別されない。これによって、必要最小量よりも大きな抽気損失が生じることになる。

従来技術のこれらの及びその他の欠点は、冷却装置を提供する本発明によって解決され、本冷却装置は、タービンにおいて必要な箇所のみでＣＤＰ空気を使用すると同時に、他の領域では低圧ソースを使用する。

１つの態様によると、ガスタービンエンジン用の冷却装置を提供し、本冷却装置は、（ａ）（ｉ）間隔を置いて配置された弓形の内側及び外側バンドと（ｉｉ）内側及び外側バンド間で延びかつエンジンの主流路内に配置された中空の翼形形状タービンベーンとを有するタービンノズルと、（ｂ）外側バンドとの間に外側空洞が形成されかつ該外側空洞が主流路内に位置しないように該外側バンドに結合された支持構造体と、（ｃ）外側空洞を貫通し、ベーンの内部と連通しかつエンジン内の第１の冷却空気ソースに結合された第１の導管と、（ｄ）外側空洞と連通しかつエンジン内の第２の冷却空気ソースに結合された第２の導管とを含む。

本発明の別の態様によると、エンジンの主流路内に延びる中空の翼形形状タービンベーン及び該主流路内に位置せずかつタービンベーンの内部から分離された外側空洞を備えたタービンノズルを含むガスタービンエンジンのタービンセクションを冷却する方法を提供する。本方法は、（ａ）第１のソースからの冷却空気をベーンの内部に導くステップと、（ｂ）第１のソースよりも実質的に低圧である第２のソースからの冷却空気を外側空洞に導くステップとを含む。

本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジンのトランスカウル用の前方シールを提供し、本前方シールは、トランスカウルの弓形の内壁に取付けられるようになっておりかつそこから軸方向に延びる少なくとも１つの弓形のシール歯を含む弓形の取付けフランジと、取付けフランジから外向きに延びかつその前面から軸方向に延びる少なくとも１つの弓形のシール歯を有する半径方向アームとを含む。シール歯は、まとまってラビリンスシールを形成する。

本発明は、添付図面の図と組合せて以下の説明を参照することによって、最もよく理解することができる。

様々な図を通して同一の参照符号が同様の要素を示す図面を参照すると、図１は、他の構造体の中でも特に、圧縮機１０、燃焼器１２及びガス発生器タービン１４を有するガスタービンエンジンの一部分を示している。圧縮機１０は、加圧空気を供給し、この加圧空気は、主として燃焼器内に流れて燃焼を支援し、また部分的に燃焼器１２の周りに流れて該加圧空気を使用して燃焼器ライナ及びさらに下流のタービン機械の両方を冷却する。燃料が、燃焼器１２の前方端部内に導入され、従来通りの方式で空気と混合される。得られた燃料−空気混合気は、燃焼器１２内に流れ、燃焼器１２において、燃料−空気混合気は点火されて高温燃焼ガスを発生するようになる。高温燃焼ガスは、ガス発生器タービン１４に吐出され、ガス発生器タービン１４において、高温燃焼ガスは膨張してエネルギーが抽出されるようになる。ガス発生器タービン１４は、概略的に示すシャフト１６を通して圧縮機１０を駆動する。この実施例では、圧縮機１０の一部すなわち最終段混合流インペラのみを示しているが、１つ又はそれ以上の圧縮機段（軸流、遠心流又は混合流）をインペラの上流に設置することができることを理解されたい。

この図示した実施例では、エンジンは、ターボシャフトエンジンであり、作業タービンは、ガス発生器タービン１４の下流に配置されかつ出力シャフトに結合されることになる。しかしながら、本明細書に記載した原理は、ターボプロップエンジン、ターボジェットエンジン及びターボファンエンジンにも、その他の車両又は定置用途に使用するタービンエンジンにも同様に適用可能である。

ガス発生器タービン１４は、第１段ノズル１８を含み、この第１段ノズル１８は、弓形のセグメント化第１段外側バンド２２と弓形のセグメント化第１段内側バンド２４との間に支持された複数の円周方向に間隔を置いて配置された中空の翼形形状第１段ベーン２０を含む。第１段ベーン２０、第１段外側バンド２２及び第１段内側バンド２４は、まとまって完全な３６０°組立体を形成した複数の円周方向に隣接するノズルセグメントに配列される。第１段外側及び内側バンド２４及び２２は、第１段ノズル１８を通って流れる高温ガスストリームのためのそれぞれ半径方向外側及び内側流路境界面を形成する。第１段ベーン２０は、燃焼ガスを第１段ロータ２６に最適に導くように構成される。

第１段ロータ２６は、エンジンの中心線軸の周りで回転するディスク３０から外向きに延びる翼形形状第１段タービンブレード２８の列を含む。弓形のセグメント化第１段シュラウド３２は、第１段タービンブレード２８を近接して囲み、それによって第１段ロータ２６を通って流れる高温ガスストリームのための半径方向外側流路境界面を形成するように配列される。

第２段ノズル３４が、第１段ロータ２６の下流に配置され、かつ弓形のセグメント化第２段外側バンド３８と弓形のセグメント化第２段内側バンド４０との間に支持された複数の円周方向に間隔を置いて配置された中空の翼形形状第２段ベーン３６を含む。第２段ベーン３６、第２段外側バンド３８及び第２段内側バンド４０は、まとまって完全な３６０°組立体を形成した複数の円周方向に隣接するノズルセグメントに配列される。第２段外側及び内側バンド３８及び４０は、第２段タービンノズル３４を通って流れる高温ガスストリームのためのそれぞれ半径方向流外側及び内側路境界面を形成する。第２段ベーン３６は、燃焼ガスを第２段ロータ４２に最適に導くように構成される。

第２段ロータ４２は、エンジンの中心線軸の周りで回転する第２段ディスク４６から半径方向外向きに延びる翼形形状第２段タービンブレード４４の半径方向列を含む。弓形のセグメント化第２段シュラウド４８が、第２段タービンブレード４４を近接して囲み、それによって第２段ロータ４２を通って流れる高温ガスストリームのための外側半径方向流路境界を形成するように配列される。

図２及び図３は、ガス発生器タービン１４の構成要素が如何に支持されているかをより詳細に示している。第１段シュラウド３２のセグメントは、弓形の第１段シュラウドハンガ５０の列によって支持され、第１段シュラウドハンガ５０は次に、例えば図示したフック、レール及びＣ型クリップを使用して公知の方法で
弓形のシュラウド支持体５２によって保持される。シュラウド支持体５２と第１段シュラウド３２との間には、第１段シュラウドプレナム５４が形成される。第１段シュラウドプレナム５４は、衝突冷却孔が貫通した第１段ハンガバッフル５６を内蔵する。シュラウド支持体５２は、本体５８及び後方に延びるアーム６０を含む。アーム６０及びその他の固定構造体はまとまって、外側プレナム６２を形成する。

第２段ノズル３４は、その一部が機械的連結によって第１段シュラウドハンガ５０及びシュラウド支持体５２に支持される。各第２段ベーン３６は、公知の方法で冷却空気を受けることができるように中空である。その半径方向外側端部は、前方「スプーリ」６６として公知であるほぼ円筒形のチューブ又は導管に結合されたマニホルドカバー６４によって閉鎖される。前方スプーリ６６は、以下でより詳細に説明するように、シュラウド支持体５２の本体５８を貫通して第２段ベーン３６の内部内への冷却空気の通路を構成する。第２段外側バンド３８、マニホルドカバー６４、シュラウド支持体５２及び前方スプーリ６６はまとまって、外側バンド空洞６８を形成し、この外側バンド空洞６８は、本体５８内に形成された１つ又はそれ以上の冷却通路６９を通して外側プレナム６２と連通する。

第２段シュラウド４８のセグメントは、弓形の第２段シュラウドハンガ７０の列によって支持され、第２段シュラウドハンガ７０は次に、例えば図示したフック、レール及びＣ型クリップを使用して公知の方法でシュラウド支持体５２によって保持される。シュラウド支持体５２と第２段シュラウド４８との間には、第２段シュラウドプレナム７２が形成され、この第２段シュラウドプレナム７２は、衝突冷却孔が貫通した第２段ハンガバッフル７４を内蔵する。第２段シュラウドプレナム７２は、第２段外側バンド３８及び第２段ハンガ７０内に形成された開口部を通して外側バンド空洞６８と連通する。

ガス発生器タービン１４のための冷却空気は、２つのソースから供給される。第１に、圧縮機１０における最高圧力の圧縮機吐出空気（ＣＤＰ）は燃焼器１２に送給されるが、そのＣＤＰの幾らかは、冷却用に抽出される。ＣＤＰ空気は、図１において「Ｃ」と表示した矢印で示している。第２に、中圧圧縮機段のような低圧ソースからの空気又はインペラ先端抽気を使用する。先端抽気は、図１において「Ｂ」と表示した矢印で示している。

図３は、ガス発生器タービン１４の冷却を詳細に示している。これら２つのソースからの空気は、以下のようにガス発生器タービン１４に送られる。最初に、ＣＤＰ空気は、第１段シュラウドプレナム５４に供給される。この空気は、矢印７６で示すように第１段シュラウド３２の背面に衝突し、次に矢印７８で示すようにフィルム冷却孔を通ってエンジンの主流路「Ｐ」内に流出する。ＣＤＰ空気はまた、前方スプーリ６６を通して第１段ベーン２０の内部に供給され（矢印８０参照）、第１段ベーン２０の内部において、主流路Ｐに流出する前に、対流冷却、衝突冷却、フィルム冷却又はその組合せのために使用される。

低圧抽気Ｂ（例えば、インペラ先端抽気）は、「後方スプーリ」８２と呼ばれるほぼ円筒形のチューブ又は導管を通して外側プレナム６２に供給される。後方スプーリ８２には、公知のタイプの管など（図示せず）で送給することができる。第２段シュラウド４８の上方の外側プレナム６２内には、環状の熱シールド８４が配置される。この熱シールド８４は、第２段シュラウド４８の熱質量を先端流から保護して、間隙制御を改善する。熱シールド８４が存在することはまた、外側プレナム６２の周辺周りに流れを分布させるのに役立つ。

抽気は、矢印８６で示すように、冷却通路６９を通って外側バンド空洞６８内に流れる。ここで、抽気は、外側バンド空洞６８をパージしてあらゆるよどんだ高温空気を除去し、かつさらに外側バンド空洞を加圧して、第２段外側バンド３８の個々のセグメント間の「割れ目」のギャップを通して主流路Ｐから外側バンド空洞内に燃焼ガスが漏洩するのを防止する。

その後、抽気は、第２段シュラウドプレナム７２内に流入する。この空気は、矢印８８で示すように第２段シュラウド４８の背面に衝突し、次に矢印９０で示すように排出孔を通ってエンジンの主流路「Ｐ」内に流出する。

以上は、ガスタービンエンジン逆推力装置用の冷却装置について説明した。本発明の特定の実施形態について説明したが、本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなくそれらの実施形態に対して様々な修正を加えることができることは、当業者には明らかであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態の前述の説明は、例示のみを目的としたものであって限定を目的としたものではなく、本発明は、特許請求の範囲によって定まる。

本発明により構成されたタービンエンジンのガス発生器コアの概略断面図。 図１に示す高圧タービンセクションの拡大図。 図２のタービンセクションの一部分の拡大図。

符号の説明

１０ 圧縮機
１２ 燃焼器
１４ ガス発生器タービン
１６ シャフト
１８ 第１段ノズル
２０ 第１段ベーン
２２ 第１段外側バンド
２４ 第１段内側バンド
２６ 第１段ロータ
２８ 第１段タービンブレード
３０ 第１段ディスク
３２ 第１段シュラウド
３４ 第２段ノズル
３６ 第２段ベーン
３８ 第２段外側バンド
４０ 第２段内側バンド
４２ 第２段ロータ
４４ 第２段タービンブレード
４６ 第２段ディスク
４８ 第２段シュラウド
５０ 第１段シュラウドハンガ
５２ シュラウド支持体
５４ 第１段シュラウドプレナム
５６ 第１段ハンガバッフル
５８ シュラウド支持体の本体
６０ シュラウド支持体のアーム
６２ 外側プレナム
６４ マニホルドカバー
６６ 前方スプーリ
６８ 外側バンド空洞
６９ 冷却通路
７０ 第２段シュラウドハンガ
７２ 第２段シュラウドプレナム
７４ 第２段ハンガバッフル
７６、８０ ＣＤＰ空気
７８ フィルム冷却孔
８２ 後方スプーリ
８４ 熱シールド
８６、８８ 低圧抽気
９０ 排出孔
Ｂ 低圧ソース空気又はインペラ先端抽気
Ｃ ＣＤＰ空気

Claims (10)

1. ガスタービンエンジン用の冷却装置であって、
   （ａ）（ｉ）間隔を置いて配置された弓形の内側及び外側バンド（４０、３８）と（ｉｉ）前記内側及び外側バンド間で延びかつエンジンの主流路内に配置された中空の翼形形状タービンベーン（３６）とを含むタービンノズル（３４）と、
   （ｂ）前記外側バンド（３８）との間に外側バンド空洞（６８）が形成されるように該外側バンド（３８）に結合された支持構造体と、
   （ｃ）前記外側バンド空洞（６８）を貫通し、前記タービンベーン（３６）の内部と連通しかつエンジン内の第１の冷却空気ソースに結合された第１の導管（６６）と、
   （ｄ）前記外側バンド空洞（６８）と連通しかつエンジン内の第２の冷却空気ソースに結合された第２の導管（６９）と、を含む、
   冷却装置。
2. （ａ）前記外側バンドの下流で前記支持構造体に結合され、前記主流路に露出した第１の表面及び対向する第２の表面を有しかつ前記支持構造体及び第２の表面が協働してシュラウドプレナム（７２）を形成した環状のタービンシュラウド（４８）と、
   （ｂ）前記タービンノズル（３４）の外側バンド空洞（６８）と前記シュラウドプレナム（７２）とを連結した流路と、
   をさらに含む、請求項１記載の冷却装置。
3. 衝突冷却孔が貫通したバッフル（７４）が、前記シュラウドプレナム（７２）内に配置される、請求項２記載の冷却装置。
4. 前記シュラウドが、前記シュラウドプレナム（７２）及び主流路と連通した少なくとも１つの排出孔（９０）を含む、請求項２又は３記載の冷却装置。
5. 前記支持構造体が、環状のシュラウド支持体（５２）であり、前記シュラウド支持体が、
   （ａ）環状の本体（５８）と、
   （ｂ）前記本体（５８）から間隔を置いて配置されて該本体（５８）と共にそれらの間に環状の外側プレナム（６２）を形成するようになった環状のほぼ軸方向に延びるアーム（６０）と、を含む、
   請求項２乃至４のいずれか1項に記載の冷却装置。
6. （ａ）前記第２の導管（６９）が、前記外側プレナムと連通するように前記アームを貫通し、
   （ｂ）前記本体内の冷却通路が、前記外側プレナムと前記外側バンド空洞（６８）とを相互連結する、
   請求項５記載の冷却装置。
7. 熱シールド（８４）が、前記本体によって前記第２の導管（６９）及びタービンシュラウド（４８）間で所定の位置に保持される、請求項６記載の冷却装置。
8. 前記第１のソースが、エンジンの圧縮機の最終段である、請求項１乃至７のいずれか1項に記載の冷却装置。
9. 前記第１のソースが、エンジンの圧縮機インペラの先端である、請求項１乃至７のいずれか1項に記載の冷却装置。
10. エンジンの主流路内に延びる中空の翼形形状タービンベーン（３６）及び前記主流路内に位置せずかつ前記タービンベーン（３６）の内部から分離された外側バンド空洞（６８）を備えたタービンノズル（３４）を含むガスタービンエンジンのタービンセクションを冷却する方法であって、
    （ａ）第１のソースからの冷却空気を前記タービンベーン（３６）の内部に導くステップと、
    （ｂ）前記第１のソースよりも実質的に低圧である第２のソースからの冷却空気を前記外側バンド空洞（６８）に導くステップと、を含む、
    方法。

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