JP5042614B2

JP5042614B2 - ガスタービンエンジンの冷却空気温度を制御するための冷却システム及びガスタービンエンジンアセンブリ

Info

Publication number: JP5042614B2
Application number: JP2006350901A
Authority: JP
Inventors: ロバート・フレドリック・バーグホルツ
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2006-01-06
Filing date: 2006-12-27
Publication date: 2012-10-03
Anticipated expiration: 2026-12-27
Also published as: US7607307B2; CN101092907B; JP2007182884A; US20070157626A1; CN101092907A; EP1806478A2

Description

本発明は、一般に、ガスタービンエンジンに関するものであり、より具体的には、ガスタービンエンジン内の冷却空気温度を制御するための方法および装置に関する。

ガスタービンエンジンは、典型的に、多段軸方向圧縮機、燃焼器、およびタービンを含む。圧縮機に入る空気流は、圧縮され、燃焼器に送られ、そこで、燃料と混合されて点火され、タービンを駆動するために使用される高温の燃焼ガスを発生する。タービンに入る高温の燃焼ガスにより誘起される熱伝達を制御するために、典型的には、冷却空気がタービン冷却回路に通され、タービンを冷却するために使用される。

圧縮機のブリード空気は、多くの場合、タービン冷却回路の冷却空気源として使用される。さらに、ガスタービンエンジン内の十分な冷却空気を維持することは、エンジンの性能を適切なものにし、コンポーネントの寿命を延ばすうえで不可欠である。しかし、運転中、圧縮機内を流れる空気の温度は、一般に、圧縮機のそれぞれの段で増加する。その結果、圧縮機の放出空気温度は、高くなりすぎて、ガスタービンコンポーネントの運転温度を所望の温度まで十分に下げられない場合がある。
米国特許第４，７５１，８１４号米国特許第５，３１７，８７７号米国特許第５，３４０，２７４号米国特許第６，０５８，６９５号米国特許第６，５７８，３６２−Ｂ１号米国特許第６，５８４，７７８−Ｂ１号米国特許第６，９３５，８３１−Ｂ２号

本発明は、上記従来技術の課題を解決することを目的の一つとする。

一態様では、ガスタービンエンジン用の冷却システムが提示される。冷却システムは、圧縮機、圧縮機から下流にある燃焼器、および燃焼器から下流にある高圧タービンを含む、コアガスタービンエンジンを備え、冷却システムは貯蔵タンク、貯蔵タンク内に貯蔵されている作動流体、および冷却空気を高圧タービンに供給するダクトに結合されたマニホールドを備え、冷却システムは作動流体を貯蔵タンクからマニホールド内に放出し、マニホールドからタービン冷却空気供給ダクト内に放出し、高圧タービンに導かれる圧縮冷却空気流の温度を下げやすくするように構成されている。

他の態様では、直列流配置で１つに結合されている、圧縮機、燃焼器、および高圧タービンを含むガスタービンエンジンを運転する方法が提示されている。この方法は、冷却空気を高圧タービンに供給するダクトに結合された冷却システムマニホールド内に流路を通して作動流体を導くことと、流体をタービン冷却空気供給ダクト内に放出することと、それにより高圧タービンへ導かれる圧縮冷却空気流の温度を下げることとを含む。

図面を参照すると、図１は、高圧コンプレッサ１４を含むファンアセンブリ１２およびコアエンジン１３、ならびに燃焼器１６および高圧タービンを備える例示的なガスタービンエンジン１０の概略図となっている。例示的な実施形態では、エンジン１０は、さらに、低圧タービン２０およびブースター２２も備える。ファンアセンブリ１２は、ローター円板２６から半径方向外向きに伸びるファン動翼２４の配列を備える。エンジン１０は、吸気側２８および排気側３０を持つ。ファンアセンブリ１２およびタービン２０は、第１のローターシャフト３１により結合され、圧縮機１４およびタービン１８は、第２のローターシャフト３２により結合される。

運転中、空気はファンアセンブリ１２を通り、中心軸３４にそって流れ、圧縮空気は、高圧圧縮機１４に供給される。高圧縮空気は、燃焼器１６に送られる。燃焼器１６からの空気流（図１に示されていない）は、タービン１８および２０を駆動し、タービン２０は、シャフト３１を使ってファンアセンブリ１２を駆動する。

図２は、例えば、高圧タービン１８などのガスタービンエンジン１０の一部に導かれる冷却空気流の運転温度を下げるために使用することができる例示的な冷却システム１００を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。図３は、冷却システム１００の簡略図である。エンジン１０の出力は、ガス流経路に沿ったさまざまな位置のガス流の温度に少なくとも一部は関係する。その結果、高圧タービン１８に供給される冷却流の温度を下げることで、冷却流の低減およびエンジン１０の出力増大が可能になる。さらに、タービン１８への冷却流温度の低下の結果、タービン部品の寿命が延びる可能性がある。

高圧タービン１８に入る冷却空気流の温度を下げやすくするために、冷却システム１００は、高圧圧縮機１４から高圧タービン１８に導かれる空気流と流体が連絡するように結合されている。より具体的には、高圧圧縮機１４から放出される空気流の運転温度は、冷却システム１００を利用して空気流が高圧タービン１８に導かれるのに先立って下げやすくなっている。

例示的な実施形態では、冷却システム１００は、タンクまたは貯蔵容器１１０、タンク１１０と流体が連絡するように結合された少なくとも１つのポンプ１１２、ポンプ１１２と流体が連絡するように結合された輸送パイプ１１４、輸送パイプ１１４と流体が連絡するように結合されたマニホールド１１６、マニホールド１１６に、またマニホールド１１６と流体が連絡するように結合された複数のインジェクションノズル１１８、およびマニホールド１１６とタンク１１０との間で流体が連絡するように結合されたリターンパイプ１２０を備える。

一実施形態では、タンク１１０は、作動流体の約９．１ｋｇ（２０質量ポンド（ｌｂｍ））から約４５．６ｋｇ（１００ｌｂｍ）の範囲を貯蔵できるようにサイズが決定される。例示的な実施形態では、タンク１１０は、作動流体の約１２．７ｋｇ（２８ｌｂｍ）から約４４．５ｋｇ（９８ｌｂｍ）の範囲を貯蔵できるようにサイズが決められたほぼ球形のタンクであり、水が作動流体として利用される。適宜、水以外の流体を作動流体として使用することもできる。タンク１１０は、タンク１１０内に貯蔵される作動流体を所望の運転温度に維持しやすいようにコアカウル空間１２２内に配置および／または結合される。例示的な実施形態では、タンク１１０は、コアガスタービンエンジン１３の近くの、追加の冷却システムを利用することなくタンク１１０内に貯蔵される作動流体を所定の運転温度に十分に維持できる運転空気温度を持つ場所に配置される。その結果、運転中、カウル空間１２２を通して導かれる空気を使用して、タンク１１０内に貯蔵された作動流体を対流により冷却する。

ポンプ１１２は、タンク１１０と流体で連絡するように結合された入口、つまり吸引側１３０、および輸送パイプ１１４と流体で連絡するように結合された出口、つまり放出側１３２を備える。例示的な実施形態では、ポンプ１１２は、輸送パイプ１１４を通して所望の量の流れを導けるサイズである。

輸送パイプ１１４は、第１の末端１４０、第２の末端１４２、およびそれらの間に伸びる実質的に中空の本体１４４を備える。第１の末端１４０は、ポンプ放出側１３２に結合され、第２の末端１４２は、マニホールド１１６に結合される。さらに、輸送パイプ１１４は、本体１４４が高圧タービンノズル静翼アセンブリ１４６を通して半径方向内向きに伸びるようにガスタービンエンジン１０に結合される。エンジン構成に応じて、適宜、供給タンク１１０、ポンプ１１２、および輸送パイプ１１４、およびリターンパイプ１２０を、マニホールド１１６に都合よく供給できるように位置を変更することができる。より具体的には、輸送パイプ１１４は、輸送パイプの第２の末端１４２が、タービンノズル静翼アセンブリ１４６から半径方向内向きに、また第２のローターシャフト３２から半径方向外向きに定められたキャビティ１４８内に配置されるようにタービンノズル静翼アセンブリ１４６を通して伸びる。したがって、輸送パイプ１１４は、輸送パイプの第２の末端１４２、したがってマニホールド１１６が、それぞれ、燃焼器１６とタービンノズル静翼アセンブリ１４６の両方から半径方向内向きに配置され、またそれぞれ、オフテークダクトアセンブリ１５０から半径方向外向きに配置されるようにタービンノズル静翼アセンブリ１４６を通して伸びる。例示的な実施形態では、輸送パイプ１１４の少なくとも一部は、絶縁材料１５２を使用して絶縁され、これにより、その中を通して導かれる作動流体を所定の運転温度に簡単に維持できる。

例示的な実施形態では、マニホールド１１６は、トロイド形であり、輸送パイプの第２の末端１４２に結合された入口１６０、およびリターンパイプ１２０に結合された出口１６２を備える。例示的な実施形態では、トロイド形は、その中に定義された半径方向キャビティ１６６を含む実質的に円形の中空構造物、つまりドーナツ形として定義され、マニホールド１１６を通して導かれる作動流体は、一般的にリターンパイプ１２０に向かう第１の半径方向１６８および第２の対向する半径方向１７０の両方の方向に導かれる。

冷却システム１００は、さらに、マニホールド１１６の外面の周りにほぼ等間隔で並べられた複数のインジェクションノズル１１８も備える。例示的な実施形態では、マニホールド１１６は、マニホールド１１６の軸方向前方表面１８２に沿って伸びる複数の開口部１８０を備え、インジェクションノズル１１８は、それぞれの開口部１８０内にネジで結合される。他の実施形態では、それぞれのインジェクションノズル１１８は、例えば、溶接またはろう接手順を用いてマニホールド１１６に結合される。他の実施形態では、冷却システム１００は、ノズル１１８を備えず、むしろ、開口部１８０は、作動流体が所定の量だけその中を通して導かれるように選択的にサイズが決められる。それぞれのノズル１１８は、十分な量の作動流体がノズル１１８を通して冷却空気流内に放出され、約０．０２２から約０．０２５までの範囲の水／空気比を生じるようにサイズが決められた開口部１８４を備える。例示的な実施形態では、それぞれの開口部１８４は、約０．０２３５から約０．０２３６までの範囲の水／空気比を生じるようにサイズが決められる。

リターンパイプ１２０は、マニホールド出口１６２と流体で連絡するように結合された入口１９０、およびタンク１１０と流体で連絡するように結合された出口１９２を備える。例示的な実施形態では、リターンパイプ１２０により、作動流体の未使用部分を簡単にタンク１１０に戻せる。

冷却システム１００は、さらに、ポンプ１１２を始動するように構成されている制御システム２００も備える。例示的な実施形態では、制御システム２００は、選択された入力に基づきポンプ１１２への電源をオンにし、および／またはオフにするように構成されたアルゴリズムを格納したコンピュータである。より具体的には、例示的な実施形態では、制御システム２００は、それぞれ高圧タービン１８に導かれ、温度または流量がポンプ１１２への電源をオンにするか、またはオフにすることに基づく空気流の温度および流量を監視するために使用される、少なくとも１つの温度センサ２１０および少なくとも１つの質量流センサ２１２を備える。

図４は、通常運転時のシステム１００のグラフである。より具体的には、図４は、高圧タービン１８に入る冷却空気流の温度を下げやすくするシステム１００の動作を例示するグラフである。図４に示されているように、テークオフシーケンスの開始時に、比較的高い圧力の作動流体、例えば水が制御されたスケジュールに基づいてタンク１１０からマニホールド１１６を通して高温タービン冷却空気流内に噴射され、その結果一定のタービン冷却供給温度（Ｔｃ）を保つ。図４には、３つの異なる事例が示されており、システム１００を使用して、供給空気流温度（Ｔ３）からタービン１９に入る空気流供給温度としてそれぞれ約７９．４℃、６５．６℃、および５１．７℃（１７５°Ｆ、１５０°Ｆ、および１２５°Ｆ）の目標温度低下を得る。

図５は、時間経過による累積作動流体使用量と得られるタービン冷却空気温度低下との対比を例示するグラフモデルである。図５に示されているように、テークオフシーケンスの開始時に、比較的高い圧力の作動流体、例えば水が制御されたスケジュールに基づいてタンク１１０からマニホールド１１６を通して高温タービン冷却空気流内に噴射され、その結果一定のタービン冷却供給温度（Ｔｃ）を保つ。図４には、３つの異なる事例が示されており、システム１００を使用して、供給空気流温度（Ｔ３）からタービン１９に入る空気流供給温度としてそれぞれ約７９．４℃、６５．６℃、および５１．７℃（１７５°Ｆ、１５０°Ｆ、および１２５°Ｆ）の目標温度低下を得る。その結果、システム１００は、約３６．０ｋｇ（７９．３ｌｂｍ）を使用して空気流温度を約７９．４℃（１７５°Ｆ）に下げ、約２８．０ｋｇ（６１．８ｌｂｍ）を使用して空気流温度を約６５．６℃（１５０°Ｆ）に下げ、約２０．２ｋｇ（４４．６ｌｂｍ）を使用して空気流温度を約５１．７℃（１２５°Ｆ）に下げる。

図６は、３７．８℃（１００°Ｆ）から９３．３℃（２００°Ｆ）のタービン動作範囲についてタンク１１０内に貯蔵されている作動流体の量と所望のピークタービン冷却空気温度低下との対比を例示するグラフモデルである。図に示されているように、約１２．７ｋｇ（２８ｌｂｍ）から４４．５ｋｇ（９８ｌｂｍ）の範囲の消費できる作動流体を使用して、３７．８℃（１００°Ｆ）および９３．３℃（２００°Ｆ）の低下をそれぞれ得る。全システム重量を、６５．６℃（１５０°Ｆ）の目標タービン冷却空気温度低下の場合について推定した。例示的な実施形態では、充填された消費できる作動流体の６１．８の全重量は、約７１．２ｋｇ（１５７ｌｂｍ）であり、消費された作動流体は、約４３．２ｋｇ（９５．２ｌｂｍ）である。その結果、作動流体を含むシステム１００の累積重量は、巡航時に伴う残存加重ペナルティが比較的小さく、また、システム１００を使用して達成されるのと同じ温度低下が得られるように設計された少なくとも１つの知られている空気−空気熱交換器を使用するために必要な重量に比べて著しく小さい。

例示的な実施形態では、システム１００を使用して達成される温度、流量、および作動流体使用率は、例示的なガスタービンエンジン１０において使用されている冷却システムに基づいている。したがって、空気流温度の低下、作動流体流量、および使用量は、システム１００の結合先のエンジンに基づき、例示的な実施形態と異なる場合がある。

上述の空気流冷却システムは、作動流体貯蔵タンク、および高圧タービン段１の静翼入口の平面近くの選択されたコアカウル空間内に置かれているポンプを含む。運転中、ポンプは、作動流体、例えば水を比較的小さな口径の絶縁された輸送パイプに供給し、このパイプは、静翼内部冷却キャビティを、高圧タービンインデューサに供給を行うオフテークダクトの入口近くに配置されているトロイド形、つまりリング状のマニホールドへ横断している。マニホールドには、オフテークダクトに接続された複数のミニノズルが取り付けられている。マニホールドは、さらに、テークオフロールの開始前、エンジンの始動、アイドル、タクシー、およびホールド時に水を貯蔵タンクに戻す再循環用の戻し管も備える。

使用中、コアカウルキャビティ内の対流冷却は、所定の飛行状態において水温を所定の温度に維持しやすくする。例えば、テークオフシーケンスを開始し、連続的に選択された中間上昇点に向かう場合、再循環管路が閉じられ、トランスファライン内の弁が作動し、高圧水が制御されたスケジュールに基づいてタンクから高温タービン冷却空気流内に噴射され、そしてトロイド形マニホールドを使用して、比較的一定のタービン冷却供給温度を保ちやすくする。航空機が指定された高度に到達し、Ｔ３が許容可能レベルまで低下した場合、システムの動力源がオフにされ、残存水は、貯蔵タンクに再循環され、および／または大気中へ放出される。

その結果、サブクール水を加熱し、融解潜熱を吸収し、次いで、水蒸気を最終空気−水混合温度まで加熱する熱力学的プロセスが、冷却空気温度の著しい低下をもたらす。水／空気比は、約０．０２３５から約０．０２３６までと比較的小さく、そのため、他の知られている冷却システムに比べて重量が小さいシステムを使用することで冷却空気温度を著しく下げることができる。

冷却システムの例示的な実施形態は、上で詳細に説明されている。冷却システムは、本明細書で説明されている特定の実施形態に限定されないが、むしろ、システムのコンポーネントは、本明細書で説明されている他のコンポーネントとは独立に、また別々に使用することができる。特に、本明細書で説明されている冷却システムは、知られているガスタービンエンジン上で使用することができる。

本発明は、さまざまな特定の実施形態に関して説明されているが、当業者であれば、請求項の精神および範囲内で修正とともに実施できることを理解するであろう。

例示的なガスタービンエンジンを示す図である。例示的な冷却システムを含む図１に示されている例示的なガスタービンエンジンの概略図である。図２に示されている冷却システムのセクション３−３で取った図面である。通常運転中の図２および３に示されている冷却システムを例示するグラフモデルである。通常運転中の図２および３に示されている冷却システムを例示する他のグラフモデルである。タンク内に貯蔵されている作動流体の量と所望のピークタービン冷却空気温度低下との対比を例示するグラフモデルである。

符号の説明

１０エンジン
１２ファンアセンブリ
１３コアエンジン
１４高圧コンプレッサ
１６燃焼器
１８高圧タービン
２０低圧タービン
２２ブースター
２４ファン動翼
２８吸気側
３０排気側
３１第１のローターシャフト
３２第２のローターシャフト
３４中心軸
１００冷却システム
１１０タンク
１１２ポンプ
１１４輸送パイプ
１１６マニホールド
１１８インジェクションノズル
１２０リターンパイプ
１２２コアカウル空間
１３０吸引側
１３２放出側
１４０第１の末端
１４２第２の末端
１４４本体
１４６タービンノズル静翼アセンブリ
１４８キャビティ
１５０ダクトアセンブリ
１５２絶縁材料
１６０入口
１６２出口
１６６半径方向キャビティ
１６８第１の半径方向
１７０第２の対向する半径方向
１８０開口部
１８２前方表面
１８４開口部
２００制御システム
２１０温度センサ
２１２質量流センサ

Claims

直列流配置で１つに結合されている、圧縮機（１４）、燃焼器（１６）、および高圧タービン（１８）を含むガスタービンエンジン（１０）用の冷却システム（１００）であって、
貯蔵タンク（１１０）と、
前記貯蔵タンク内に貯蔵される作動流体と、
前記圧縮機と前記高圧タービンとの間にあり、前記貯蔵タンクと流体が連絡するように結合されたマニホールド（１１６）とを備え、前記作動流体を前記貯蔵タンクから前記マニホールド内に放出して前記高圧タービンに導かれる圧縮空気流の動作温度を下げやすくするように構成されている冷却システム（１００）。
前記貯蔵タンク（１１０）、前記マニホールド（１１６）、および前記ガスタービンエンジン（１０）は、航空機上に取り付けられる請求項１記載の冷却システム（１００）。
前記マニホールド（１１６）は、トロイド形マニホールドを含む請求項１記載の冷却システム（１００）。
前記ガスタービンエンジン（１０）は、オフテークダクトおよび高圧タービンインデューサを備え、前記マニホールド（１１６）は前記高圧タービンインデューサに供給を行うオフテークダクトの入口近くに配置されている請求項１記載の冷却システム（１００）。
さらに、前記貯蔵タンク（１１０）および前記マニホールド（１１６）と流体が連絡するように結合されたポンプ（１１２）を備え、前記ポンプは前記作動流体を前記貯蔵タンクから前記マニホールド内に導くように選択的に動力をオンにされる請求項１記載の冷却システム（１００）。
前記貯蔵タンク（１１０）および前記ポンプ（１１２）は、それぞれ、高圧タービン１段静翼入口の平面に近い選択されたコアカウル空間（１２２）内に配置され、それにより、前記作動流体を所定の運転温度に維持しやすくする請求項５記載の冷却システム（１００）。
さらに、前記マニホールド（１１６）に結合された複数のノズル（１１８）を備え、前記ノズルは所定の量の作動流体を、前記高圧タービン（１８）に入る空気流の流れ内に噴射するように構成されている請求項１記載の冷却システム（１００）。
ガスタービンエンジンアセンブリ（１０）であって、
コアガスタービンエンジン（１３）と冷却システム（１００）とを備え、
前記コアガスタービンエンジン（１３）は、
圧縮機（１４）と、
前記圧縮機の下流にある燃焼器（１６）と、
前記燃焼機の下流にある高圧タービン（１８）とを備え、
前記冷却システム（１００）は、
貯蔵タンク（１１０）と、
前記貯蔵タンク内に貯蔵される作動流体と、
冷却空気を前記高圧タービンに供給するダクトに結合され、前記流体を前記タービン冷却空気供給ダクト内に放出し、それにより前記高圧タービンへ導かれる前記冷却空気流の温度を下げるマニホールド（１１６）とを備える、ガスタービンエンジンアセンブリ（１０）。
前記冷却システム（１００）および前記コアガスタービンエンジン（１３）は、航空機上に取り付けられる請求項８記載のガスタービンエンジンアセンブリ（１０）。
前記マニホールド（１１６）は、トロイド形マニホールドを含む請求項８記載のガスタービンエンジンアセンブリ（１０）。