JP2015507134A - ガスタービンエンジンサンプ加圧システム - Google Patents

Abstract

ガスタービンエンジンのためのサンプ加圧システムは、第１の中空シャフトと、第２の中空シャフトであって、第１の中空シャフト内に配設され、第１の中空シャフトと第２の中空シャフトとの間にキャビティを画定する、第２の中空シャフトとを備える。第１の中空シャフトと第２の中空シャフトのそれぞれは共通の回転軸を有する。キャビティを加圧するための加圧空気源もまた含まれ、複数の中空チューブがキャビティ内に配設される。チューブは、回転軸に対して垂直に配向され、第１の中空シャフトに接続されかつ第１の中空シャフトとともに回転可能である。第２の中空シャフト内の複数のアパーチャは、チューブに流体連通し、それにより、チューブを通して流れる加圧空気が、アパーチャを通過して第２の中空シャフトの内部に入る。【選択図】図１

Description

本明細書で述べる技術は、一般に、サンプ加圧システムに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンのためのこうしたシステムに関する。

機体後部サンプ加圧は、オイル漏洩およびタービンキャビティ火災を防止するために重要である。これは、通常、機体後部サンプを加圧するためのブースタまたは圧縮機空気用の導管として働く２重壁回転ダクトによって達成され、また同様に、高圧圧縮機（ＨＰＣ：ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ）および高圧タービン（ＨＰＴ：ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｔｕｒｂｉｎｅ）ボアからの集熱を最小にする。

現行の設計では、ガスタービン機体後部サンプ加圧は、圧縮機前段から、回転する半径方向チューブを通して半径方向に内側に空気を取出し、エンジン中心線を中心にしてＨＰシャフトによって回転する２重壁ダクトを通して機体後部サンプまで機体後部に空気を輸送することによって通常達成される。

頑健で経済的な方式で加圧を提供する改良型機体後部サンプ加圧システムへの要求がいまだにある。

一態様では、ガスタービンエンジンのためのサンプ加圧システムは、第１の中空シャフトと、第２の中空シャフトであって、第１の中空シャフト内に配設され、第１の中空シャフトと第２の中空シャフトとの間にキャビティを画定する、第２の中空シャフトとを備える。第１の中空シャフトと第２の中空シャフトのそれぞれは共通の回転軸を有する。キャビティを加圧するための加圧空気源もまた含まれ、複数の中空チューブがキャビティ内に配設される。チューブは、回転軸に対して垂直に配向され、第１の中空シャフトに接続されかつ第１の中空シャフトとともに回転可能である。第２の中空シャフト内の複数のアパーチャは、チューブに流体連通し、それにより、チューブを通して流れる加圧空気が、アパーチャを通過して第２の中空シャフトの内部に入る。

例示的なガスタービンエンジンアセンブリの断面図である。 例示的なサンプ加圧システムの部分拡大正面図である。 代表的な従来技術のサンプ加圧システムの図２と同様の部分拡大正面断面図である。

図１は、長手方向軸１１を有する例示的なガスタービンエンジンアセンブリ１０の断面略図である。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、ファンアセンブリ１２およびコアガスタービンエンジン１３を含む。コアガスタービンエンジン１３は、高圧圧縮機１４、燃焼器１６、および高圧タービン１８を含む。例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンアセンブリ１０はまた、低圧タービン２０、多段ブースタ圧縮機３２、およびブースタ３２を実質的に囲むスプリッタ３４を含む。

ファンアセンブリ１２は、ロータディスク２６から半径方向に外側に延在するファンブレードのアレイ２４を含み、ロータディスク２６の前方部分は、流線形スピナ２５によって閉囲される。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、取入れ側２８および排出側３０を有する。ファンアセンブリ１２、ブースタ３２、およびタービン２０は、第１のロータシャフト２１によって共に結合され、圧縮機１４およびタービン１８は、第２のロータシャフト２２によって共に結合される。

動作時、空気はファンアセンブリ１２を通して流れ、空気流の第１の部分５０は、ブースタ３２を通して送られる。ブースタ３２から放出される圧縮空気は、空気流がさらに圧縮される圧縮機１４を通して送られ、燃焼器１６に送出される。燃焼器１６からの熱い燃焼生成物（図１には示さず）は、タービン１８および２０を駆動するために利用され、タービン２０は、シャフト２１によってファンアセンブリ１２およびブースタ３２を駆動するために利用される。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、設計動作条件と設計外動作条件との間の、ある範囲の動作条件で動作する。

ファンアセンブリ１２から放出される空気流の第２の部分５２は、バイパスダクト４０を通して送られて、空気流の一部分を、ファンアセンブリ１２からコアガスタービンエンジン１３にバイパスさせる。より具体的には、バイパスダクト４０は、ファンケーシングまたはシュラウド３６とスプリッタ３４との間に延在する。したがって、ファンアセンブリ１２からの空気流の第１の部分５０は、上述したように、ブースタ３２を通して送られ、次に、圧縮機１４に入り、ファンアセンブリ１２からの空気流の第２の部分５２は、バイパスダクト４０を通して送られて、たとえば、航空機用のスラストを提供する。スプリッタ３４は、やって来る空気流を、第１の部分５０と第２の部分５２にそれぞれ分割する。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、ファンアセンブリ１２用の構造的支持を提供するためのファンフレームアセンブリ６０を同様に含み、ファンアセンブリ１２をコアガスタービンエンジン１３に結合するために同様に利用される。

ファンフレームアセンブリ６０は、複数の出口ガイドベーン７０を含み、複数の出口ガイドベーン７０は、半径方向外側の搭載用フランジと半径方向内側の搭載用フランジとの間に実質的に半径方向に延在し、バイパスダクト４０内で円周方向に離間している。ファンフレームアセンブリ６０はまた、半径方向に外側の搭載用フランジと半径方向に内側の搭載用フランジとの間で結合される複数のストラットを含むことができる。一実施形態では、ファンフレームアセンブリ６０は、フランジが出口ガイドベーン７０およびストラットに結合する孤状セグメントで作製される。一実施形態では、出口ガイドベーンおよびストラットは、バイパスダクト４０内で同軸に結合される。任意選択で、出口ガイドベーン７０は、バイパスダクト４０内でストラットから下流で結合される。

ファンフレームアセンブリ６０は、ガスタービンエンジンアセンブリ１０内で種々のコンポーネントの配向を維持することを容易にするために使用される、ガスタービンエンジンアセンブリ１０の種々のフレームおよび支持アセンブリの１つのアセンブリである。より具体的には、こうしたフレームおよび支持アセンブリは、固定コンポーネントを相互接続し、ロータ軸受支持を提供する。ファンフレームアセンブリ６０は、バイパスダクト４０内でファンアセンブリ１２から下流で結合し、それにより、出口ガイドベーン７０およびストラットは、ファンアセンブリ１２の出口の周りに円周方向に離間し、ファンアセンブリ１２から放出される空気流経路を横切って延在する。

図２は、例示的なサンプ加圧システム８０の部分拡大正面図である。この設計では、図３に示す例示的な従来技術のシステム内に図示された回転するダクト９０が不要となる。代わりに、この設計では、圧縮機１４からの加圧済み圧縮機空気８３が、複数の回転する高圧圧縮機（ＨＰＣ）半径方向ボルテックスチューブ８１を通り、また、シャフト２１内の複数の低圧タービン（ＬＰ）シャフトアパーチャ８４を通って（たとえば、図示の実施形態の場合と同様に軸方向圧縮機の場合、隣接する圧縮機ブレード列８７間のＨＰシャフト２２内の複数のソースアパーチャ８２を通って内側に）送られ、機体後部サンプを加圧するためにＬＰシャフトボアを通って矢印８９で示すように機体後部に、また、機体中間サンプを加圧するために矢印８８で示すように機体前部に空気が強制的に送られる。ボルテックスチューブ８１は、たとえば、隣接する圧縮機ディスク８６間に配置することができる。ボルテックスチューブ８１は、回転軸１１に垂直に配向され、第１の中空シャフト２２に接続しかつ第１の中空シャフト２２に関して回転可能である。第２の中空シャフト２１内の複数のアパーチャ８４は、チューブ８１に流体連通し、それにより、チューブを通して流れる加圧空気が、アパーチャを通過して第２の中空シャフトの内部に入る。図２に示すように、アパーチャ８４は、チューブ８１と軸方向に整列する、すなわち、中心線１１に沿って同じ軸方向距離で位置決めされる。ＬＰシャフト２１は、高圧タービン（ＨＰ）シャフト２２と同方向回転または逆方向回転することができ、図示の実施形態では、シャフト２１および２２は、共通の回転軸を共有する。シャフトはまた、空気を、熱いＨＰＣおよび高圧タービン（ＨＰＴ）キャビティから隔離する。同様に図２および図３には、シャフト２１の長さを横断する中央ベントダクト９１が示される。

図３に示す、２重壁の回転するダクト９０をなくすことによって、エンジン１機当たりの重量およびコストが低減し、さらなる設計エンジニアリングコスト削減をもたらす。なくすことはまた、ダクトの故障または割れによる交換をなくすことによって現場での信頼性を改善する。

図３は、代表的な従来技術のサンプ加圧システム８０の図２と同様の部分拡大正面断面図である。図２と図３を並べて比較することによって、図３の従来技術のサンプ加圧システム８０と図２の例示的なシステムとの差が強調される。

現行の設計では、図３に示すように、ガスタービン機体後部サンプ加圧は、圧縮機前段から、回転する半径方向ボルテックスチューブ８１を通して半径方向に内側に加圧空気８３を取出し、エンジン中心線１１を中心にしてＨＰシャフト２２によって回転する２重壁ダクト９０を通して機体後部サンプまで矢印８９で示すように機体後部に空気を輸送することによって通常達成される。新しい例示的な設計では、図２に示すように、同じことが、新しい方法によって、すなわち、２重壁軸方向フローダクト９０の助けを借りることなく、回転するＨＰ半径方向ボルテックスチューブ８１を通し、次に、同方向／反対方向回転するＬＰシャフトアパーチャ８４を通って半径方向に内側に空気を強制的に送ることによって達成される。ＬＰシャフトアパーチャ８４を通って流れる空気は、中空ＬＰシャフト２１の中心を通って機体後部に流れ、機体後部サンプ加圧キャビティに入る。

圧縮機空気は、ＨＰ速度で回転し、機械的接続部８５によってＨＰシャフト２２に接続された半径方向チューブを通して半径方向に内側にもたらされ、回転するＬＰシャフト穴８４への入口でチューブを出る。空気は、ＨＰチューブ出口からＬＰシャフトアパーチャ入口まで自由渦流形成（ｆｒｅｅ ｖｏｒｔｅｘ）することが可能である。ＬＰシャフト内のアパーチャ８４は、半径方向ＨＰチューブと同方向回転または反対方向回転することができる。ＬＰアパーチャ８４および入口角半径をサイズ決定することによって、損失が最小にされる。空気は、ＬＰシャフトアパーチャ８４に入ると、内側に、次に、矢印８９で示すように機体後部サンプに向かってエンジン中心線に沿って軸方向に機体後部に流れる。

機体後部サンプへの加圧空気は、２重壁の回転するダクトを使用することなく供給される。これは、代わりにＬＰシャフトの中心を通って機体後部サンプに空気を送出することによって、また、２重壁ダクトをなくすことによって設計を簡略化する。

ボルテックスチューブおよびアパーチャのサイズおよび形状ならびに量を、必要とされる適切な圧力でまた適切な容積で加圧空気を送出するために所望に応じて選択することができる。チューブおよびアパーチャを、中心回転軸を中心にして半径方向に分配することができる。

本発明は、種々の特定の実施形態によって述べられたが、本発明が、特許請求項の精神および範囲内の変更によって実施されうることを当業者は認識するであろう。

１０ ガスタービンエンジンアセンブリ
１１ 長手方向軸
１２ ファンアセンブリ
１３ コアガスタービンエンジン
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２１ 第１のロータシャフト
２２ 第２のロータシャフト
２４ ファンブレードのアレイ
２５ 流線形スピナ
２６ ロータディスク
２８ 取入れ側
３０ 排出側
３２ 多段ブースタ圧縮機
３４ スプリッタ
３６ ファンケーシングまたはシュラウド
４０ バイパスダクト
５０ 空気流の第１の部分
５２ 空気流の第２の部分
６０ ファンフレームアセンブリ
７０ 複数の出口ガイドベーン
８０ サンプ加圧システム
８１ ＨＰＣ半径方向ボルテックスチューブ
８２ 複数のソースアパーチャ
８３ 圧縮機空気
８４ ＬＰシャフトアパーチャ
８６ 隣接する圧縮機ディスク
８７ 圧縮機ブレード列
９０ 回転するダクト

Claims (15)

1. ガスタービンエンジンのためのサンプ加圧システムであって、
   第１の中空シャフトと、
   第２の中空シャフトであって、前記第１の中空シャフト内に配設され、前記第１の中空シャフトと第２の中空シャフトとの間にキャビティを画定し、前記第１の中空シャフトと第２の中空シャフトのそれぞれは共通の回転軸を有する、第２の中空シャフトと、
   前記キャビティを加圧するための加圧空気源と、
   前記キャビティ内に配設される複数の中空チューブであって、前記回転軸に対して垂直に配向され、前記第１の中空シャフトに接続されかつ前記第１の中空シャフトとともに回転可能である、複数の中空チューブと、
   前記第２の中空シャフト内の複数のアパーチャであって、前記チューブに流体連通し、それにより、前記チューブを通して流れる加圧空気が、前記アパーチャを通過して前記第２の中空シャフトの内部に入る、複数のアパーチャとを備える、サンプ加圧システム。
2. 前記加圧空気は、前記第２の中空シャフトを介してサンプキャビティに送出される、請求項１記載のサンプ加圧システム。
3. 前記サンプキャビティは機体後部サンプキャビティである、請求項２記載のサンプ加圧システム。
4. 前記第１の中空シャフトは高圧シャフトである、請求項１記載のサンプ加圧システム。
5. 前記第２の中空シャフトは低圧シャフトである、請求項１記載のサンプ加圧システム。
6. 前記複数のチューブは、前記共通の回転軸を中心にして半径方向に分配される、請求項１記載のサンプ加圧システム。
7. 前記チューブおよび前記アパーチャは軸方向に整列する、請求項１記載のサンプ加圧システム。
8. 前記加圧空気源は圧縮機である、請求項１記載のサンプ加圧システム。
9. 前記圧縮機は軸流圧縮機である、請求項８記載のサンプ加圧システム。
10. 前記加圧空気は、前記第１の中空シャフト内の複数のソースアパーチャを介して前記キャビティに入る、請求項１記載のサンプ加圧システム。
11. 前記複数のソースアパーチャは、圧縮機ブレード列間に配置される、請求項１０記載のサンプ加圧システム。
12. 前記複数のソースアパーチャは、隣接する圧縮機ブレード列間に配置される、請求項１１記載のサンプ加圧システム。
13. 前記複数のチューブは、隣接する圧縮機ディスク間に配置される、請求項１記載のサンプ加圧システム。
14. 前記複数のチューブは、半径方向に配向される、請求項１記載のサンプ加圧システム。
15. ガスタービンエンジンのためのサンプ加圧システムであって、
    第１の高圧中空シャフトと、
    第２の低圧中空シャフトであって、前記第１の高圧中空シャフト内に配設され、前記第１の高圧中空シャフトと第２の低圧中空シャフトとの間にキャビティを画定し、前記第１の高圧中空シャフトと第２の低圧中空シャフトのそれぞれは共通の回転軸を有する、第２の低圧中空シャフトと、
    前記キャビティを加圧するための加圧空気源と、
    前記キャビティ内に配設される複数の中空チューブであって、前記回転軸に対して垂直に配向されかつ前記回転軸を中心にして半径方向に分配され、前記第１の高圧中空シャフトに接続されかつ前記第１の高圧中空シャフトとともに回転可能である、複数の中空チューブと、
    前記第２の低圧中空シャフト内の複数のアパーチャであって、前記チューブと流体連通しかつ前記チューブと軸方向に整列し、それにより、前記チューブを通して流れる加圧空気が、前記アパーチャを通過して前記第２の低圧中空シャフトの内部に入り、前記第２の中空シャフトを介して機体後部サンプキャビティに送出される、複数のアパーチャと
    を備える、サンプ加圧システム。