JPH0415378B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジンにおける高温部
タービン動翼の危険部分に冷却空気を導く手段に
関する。

ガスタービンエンジンの開発過程において、熱
力学的効率を高めるためにこのようなエンジンの
内部作動温度を上げることに多大の努力が傾注さ
れてきた。この目標を達成するためにタービン入
口温度が高められるにつれ、冷却空気を高温部タ
ービンの動翼と静翼に供給することにより、動翼
と静翼の温度をそれらの材料が耐えうるレベルに
制限することが必要になつてきた。この冷却機能
のために使われる空気は通常タービン内側のガス
圧と合致するかまたはそれを超過する圧力まで圧
縮される。この冷却空気は、圧縮に要する仕事を
受けるので、その圧縮のためにエンジンの圧縮機
部に必要となる動力を制限するためできるだけ効
率良く使用されなければならない。

使用される冷却空気の量を制御するため、冷却
空気を効率良く用いるように設計した複雑な冷却
空気流路が利用される。

空気流量の比較的少ないエンジンでは、動翼冷
却構造は一般に小寸法と現在の製造技術の限界と
によりかなり簡単な設計に限定される。すなわ
ち、代表的な小形エンジンのタービン動翼または
静翼には、大形ガスタービンエンジンに今日通例
用いられている非常に複雑な形状の内部空気冷却
通路を設けることができない。

比較的小形のエンジンに特に関連する一つの問
題は、タービン動翼の先端部の効率的な冷却が極
めて困難であることである。タービン動翼先端部
の内部冷却に用いる冷却空気は、動翼の下部にお
ける熱吸収によつて温度が上がるので冷却効果が
少なくなる。タービン動翼先端の下流部では、冷
却空気の一部が動翼先端域に達する前に後縁冷却
孔から抽出されるので、冷却空気の速度が下が
り、その結果冷却効率が低下する。小形タービン
動翼の冷却に関するこれらの難点に加えて、動翼
先端域の下流後縁は通常空力性能上の理由で非常
に薄く、その結果、冷却空気を動翼先端域内に導
く能力が制限される。

これらの固有の制限の結果として、このような
小形エンジンの設計サイクル温度が制限され、従
つて、エンジン性能が制限される。さらに、ター
ビン動翼先端部はしばしば、寿命を制限するエン
ジン部品の問題域になる。タービン動翼がエンジ
ン使用中に増加する酸化と腐食により劣化するに
つれ、エンジン性能は最小許容レベル以下に低下
する。その時は、エンジンを航空機から除去しそ
してタービン部を修理しなければならない。劣化
した翼端を修理するためにタービン部の整備とオ
ーバホールを行うと費用と時間がかかる。

従つて、本発明の目的は、比較的小形のエンジ
ンに利用しうる方法でガスタービンエンジンのタ
ービン部におけるタービン動翼の先端を冷却する
手段を提供することである。

本発明の他の目的は、小形ガスタービンエンジ
ンのタービン部におけるタービン動翼先端は特に
導きうる冷却空気の空気源を提供することであ
る。

本発明の他の目的は、限られた量の冷却空気で
タービン動翼先端を冷却するために小形ガスター
ビンエンジンのタービン部の半径方向外側壁に沿
つて冷却空気膜を形成することである。

上記およびその他の目的は添付図面と関連する
下記の説明からさらに明らかになろう。

簡略に述べると、本発明の一実施態様によれ
ば、冷却空気をガスタービンエンジンのタービン
部のタービン動翼の先端域に導入する手段を設け
る。この冷却空気の空気源は燃焼器をバイパスし
た圧縮機排出空気である。この圧縮機排出空気
は、燃焼器の後部において、タービン部のすぐ上
流に設けた入口空気孔を通つて導入される。この
空気はただ燃焼器の半径方向外側部分に沿つて導
入される。冷却空気は最初、高温燃焼ガスから保
護されている燃焼器内の環状域に流入し、これら
の環状域から燃焼器内を下流に流れ燃焼器壁を覆
う厚い膜を形成する。冷却空気は燃焼器の下流部
において導入されるので、冷却空気は燃焼を起こ
さず、それが燃焼器部に入つた時とほぼ同じ温度
でタービン部に入る。この温度は燃焼完了直後の
高温ガスの温度よりはるかに低い。この厚い低温
の冷却空気膜は、タービン流路の半径方向外側壁
に沿つてタービン部に流入する。この冷却空気膜
はタービン部において回転中のタービン動翼の先
端に沿う比較的低温のガス流となる。このように
冷却されるのはタービン動翼の先端だけであり、
従つて、冷却空気の使用量が制限される。

第１図は代表的なガスタービンエンジン１０の
中央部を示す。このエンジンはエンジン中心線１
２を中心として回転するターボ機械を含む。この
ターボ機械の構成部として、圧縮機１４と燃焼器
１６と高圧タービン部１８と低圧タービン部２０
が直列関係に配置されている。従来の運転では、
入口空気は圧縮機１４に導入されてそれにより圧
縮され、そこから排出されてデイフユーザ２２を
通る。次いで、この圧縮機排出空気の大部分は燃
焼器１６に入り、そこで燃料と混合して混合気と
なる。この混合気は燃焼によつて高圧高温ガスと
なり、下流に流れて高圧タービン１８に入る。こ
の高圧ガスにより高圧タービン１８のタービン動
翼２４は高速で回転して機械的動力を発生する。
次いで、高温高圧ガスは下流に流れ続けて低圧タ
ービン２０に入り、そこで低圧タービン動翼２６
を回転させて別の機械的動力を発生する。さらに
ガスは低圧タービン２０から下流に流れてエンジ
ン１０から噴出する。

デイフユーザ２２を通つた圧縮機１４の排出空
気の一部はエンジン１０の様々な高温部分を冷却
するように導かれる。この冷却用空気の一部分は
燃焼器１６の区域に流れて燃焼器壁を取囲む。あ
るエンジンでは、複数の小さな冷却孔が燃焼器壁
に設けられ、冷却空気が燃焼器内に流入して燃焼
器内面を冷却しうるようになつている。冷却空気
の他の部分は内方に向けられて高圧タービン１８
の内側の高温部分に達する。高温タービンの冷却
に用いられるこの空気の一部は高圧タービンノズ
ル２８の内部に導入され、衝突および拡散過程に
より内部冷却機能を果たす。圧縮機排出空気の他
の部分は他の流路を通つて高圧タービン１８のタ
ービン動翼２４の内部域を冷却する。これらの冷
却流路は概して第１図に陰影矢印で示されてい
る。

当業者に周知のように高出力高温運転状態では
これらの冷却過程にかなりの量の冷却空気が必要
である。寸法と製造工程に限界があるので、ター
ビン動翼２４の先端部３０の冷却は特に困難であ
る。これらの先端部３０は空力性能上の理由で通
常非常に薄く、従つて、冷却空気を先端部に効率
よく導入する能力が制限される。また、上記の薄
い部分は酸化と腐食によつて劣化し、エンジン性
能上の諸問題をひき起こす。

タービン動翼先端の問題に対する従来の解決策
は、圧縮機排出冷却空気の少部分をタービンノズ
ル２８のすぐ下流の入口箇所３２において高圧タ
ービン１８に導入することである。こうして導入
された冷却空気は燃焼器をバイパスしてタービン
動翼２４のすぐ上流において高圧タービン１８に
流入する。諸研究によつて明らかなように、この
方策はタービン動翼温度を下げるが、同時に、推
力と燃料消費に関してエンジン性能に悪影響を及
ぼす。エンジン性能に対するこの悪影響が生ずる
のは、冷却空気が第１段タービンノズル２８の背
後でガス流に入り、従つて、エンジンの熱力学的
サイクルに対して負担となるからである。その結
果、タービンロータの許容入口温度レベルに対す
る空気の消耗量が減りそしてエンジン性能が低下
する。

第２図はガスタービンエンジン１１の一部分を
示す。このエンジンは第１図に示すエンジンの部
分とほぼ類似しているが、本発明の一実施例を包
含する。この場合も、第１図のエンジンについて
説明したように、圧縮機から出る冷却空気の一部
分は燃焼器１６に入らず、その代わり、第２図に
陰影矢印で示すように燃焼器の周囲を下流に流れ
る。この冷却空気はエンジン運転中燃焼器１６内
で生ずる混合および燃焼過程を経過しない。冷却
空気は燃焼を起こさないので比較的低温にとどま
り、エンジンの高圧タービン部で利用しうる高圧
冷却空気源として役立つ。高圧タービン部におい
て用いられる冷却空気はすべて高圧でなければな
らない。なぜなら、高圧タービン域を通流する内
部ガスは文字通り非常に高圧だからである。高圧
タービンに導入される冷却空気はタービンを通流
するガスより圧力が高くなければならない。そう
であれば、冷却空気はそれ自体の圧力によつてタ
ービンの動翼と静翼内に流入しそしてそこからタ
ービン部の燃焼ガス流路に流れ込む。もしこの区
域で使われる冷却空気の圧力がタービン部を通流
する燃焼ガスの圧力より低ければ、その際の圧力
は冷却空気がタービン動翼および静翼の内部域か
ら燃焼ガス流路内に流出することを許容しないよ
うに作用するであろう。

この圧縮機排出空気がタービン動翼の冷却に利
用しうる最善の冷却空気源であるという認識のも
とでは、タービン動翼とタービン動翼先端の冷却
に当たつて実現しうる最善の方式でこの空気を利
用することが問題になる。冷却空気の使用量をで
きるだけ少なくすることは極めて重要である。な
ぜなら、この空気はその圧縮のために圧縮機部に
おいて多くの仕事をなされており、そしてエンジ
ンの効率を高めるためには空気使用量を最小にす
ることが望ましいからである。また、この高度に
圧縮された冷却空気を次の箇所において導入する
ことが望ましい。すなわち、その箇所は、高度に
圧縮された空気が膨張してタービン動翼に次のよ
うに、すなわち、冷却空気がタービン動翼の先端
を冷却するだけでなく、タービン動翼２４を回転
させる有効なガス力を増し、こうしてエンジン１
０の全出力を高めるように向けられるような箇所
である。

もし冷却空気がタービンノズル２８のすぐ下流
の入口箇所３２で導入されるなら、空気はタービ
ン動翼先端３０を冷却するであろうが、この空気
はタービンノズル２８によつて膨張せずまた方向
づけもされないので、タービン動翼２４を回転さ
せる適当なガス力の発生には役立たない。

本発明は冷却空気を、エンジン性能を損ねない
ように、第１段タービンノズル２８の前方または
上流に導入する手段を包含する。この手段の一具
体例を第２図に示し、また本発明の一部分を第３
図に拡大して示す。まず第２図について説明する
と、燃焼器１６の外側を流れつつある圧縮機排出
空気の一部分はタービンノズル２８のすぐ上流の
箇所において燃焼器入口空気孔３６に入る。この
空気をタービンノズル２８のすぐ上流の位置で導
入するのは、冷却空気が燃焼器１６内の正常な燃
焼過程に加わることを防ぐためばかりでなく、高
温燃焼ガスに長い間さらされることによる冷却空
気の加熱を減らすためでもある。もしこの冷却空
気が燃焼を起こすとすれば、この空気は温度が急
激に上昇してタービン動翼の先端３０の冷却には
大して役立たなくなるであろう。

第３図は、冷却空気を燃焼器１６の下流部内に
通す入口空気孔３６を詳細に示す断面図で、燃焼
器１６の半径方向外側壁部３８の一部分を示す。
燃焼器壁部３８のこの部分はタービンノズル２８
（図示せず）のすぐ上流に存する。この断面図に
は３個の入口空気孔３６が見られ、またそれらの
相対的形状が明らかにされている。まず、燃焼器
壁部３８の下流部分が事実上２重壁であることに
注意されたい。外壁部４０が、多くのガスタービ
ンエンジンにおいて普通であるように標準の態様
でタービンノズルと連結している。また、燃焼器
内壁部４２が設けられており、その上流端部はフ
ランジ４４によつて高温燃焼ガスから保護されて
いる。内壁部４２の下流端はほとんどタービンノ
ズル入口まで延びている。圧縮機出口からの冷却
空気は下流方向に開いた環状域４６，４６′内に
導入される。これらの環状域４６，４６′は概し
て、燃焼器１６内で生ずる燃焼から保護されてい
る。冷却空気はこれらの保護された環状域４６，
４６′に導入されるので燃焼を起こさず、実質的
に圧縮機出口温度でタービンノズルに入り、こう
してタービン流路の半径方向外側壁に沿つて厚い
低温膜を形成する。

前述のように、第３図には３個の入口空気孔３
６が見られる。各孔３６は、図示のように、燃焼
器１６の半径方向外側壁部３８の全周に配設され
た１列の孔のうちの１個である。入口空気孔３６
の全個数はそれらの全体的な形状と同様に広範に
変えうる。

１列の上流入口空気孔４８がフランジ４４と内
壁４２との間の環状域４６′内に冷却空気を導入
するように設けられ、さらに１列の中間入口空気
孔５０が内壁４２と外壁４０との間の環状域４６
内に別の冷却空気を導入するように設けられてい
る。最後に、１列の下流入口空気孔５２が内壁４
２と外壁４０との間の環状域４６内にさらに別の
冷却空気を導入するように設けられている。当業
者にただちに理解されるように、これら入口空気
孔３６の寸法は導入すべき冷却空気の量を変える
ために変えうるものである。例えば、本発明の一
実施例では、これらの孔の直径は0.026インチ
（0.066cm）から0.035インチ（0.089cm）まで変え
られる。ただし、これらの寸法は単に参考例に過
ぎず、さらに小径または大径の孔も本発明の範囲
を逸脱することなく容易に利用しうる。また、入
口空気孔の形状も本発明の範囲内で広範に変えう
る。

再び第２図について説明すると、小さな黒い矢
印で示すように、冷却空気は燃焼器１６の内側の
両環状域４６，４６′から出て燃焼器１６内に流
入しそして半径方向外側タービン壁３４に沿つて
下流に流れ、タービンノズル２８を通過してター
ビン動翼先端３０の区域に達する。この空気は、
多過ぎる量の圧縮排出空気を用いることなくター
ビン動翼先端３０を冷却する最適態様の低温膜と
して流れ、こうして本発明の目的の達成に役立
つ。

第４図は試験結果を示すグラフであり、代表的
なガスタービンエンジンにおけるタービン動翼温
度とともに、本発明を包含する第２ガスタービン
エンジンにおけるタービン動翼温度を示す。第４
図におけるＸ（横）軸の目盛単位は〓であり、第
４図のＹ（縦）軸は、タービン動翼の翼根から始
まつて翼端で終わるタービン動翼高さの無次元表
示である。第４図のグラフに示した線５４は、全
体的に第２図に示したエンジン形状と同様の形状
を有するが本発明を包含しない２つの代表的なガ
スタービンエンジンにおけるタービン動翼温度を
表す。第４図における線５６は第２図に示した形
状とほぼ同様の形状を有するが本発明を包含する
エンジンにけるタービン動翼温度を表す。第４図
からただちにわかるように、本発明を包含するエ
ンジンではタービン翼端温度がかなり低下してい
る。タービン翼端におけるこの温度低下の故に、
本発明のエンジンは普通低温翼端（cooltip）」エ
ンジンと呼ばれている。タービン翼端温度のこの
低下は、一般に、多過ぎる量の圧縮機排出空気を
利用することなく、しかも冷却効果をタービン動
翼先端に向けるように達成されるということを重
視されたい。この翼端冷却効果を第４図のグラフ
で示すように局所的に得ることが望ましい。

以上、本発明の実施例を詳述したが、もちろ
ん、本発明の範囲内で機多の改変が可能である。

【図面の簡単な説明】

第１図はガスタービンエンジンの中央部の概略
断面図、第２図は本発明を具現したガスタービン
エンジンの燃焼器および高圧タービン部の概略断
面図、第３図は本発明の一部分の一実施例を包含
する燃焼器壁の下流部分の断面図、第４図はター
ビン動翼温度の試験結果を示すグラフである。 １１…ガスタービンエンジン、１６…燃焼器、
１８…高圧タービン部、２４…高圧タービン動
翼、２８…タービンノズル、３０…先端部、３４
…半径方向外側タービン壁、３６…入口空気孔
（４８…上流入口空気孔、５０…中間入口空気孔、
５２…下流入口空気孔）、３８…半径方向外側壁
部、４０…外壁部、４２…内壁部、４４…フラン
ジ、４６，４６′…環状域。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 圧縮機１４と、燃焼器１６と、タービンノズ
   ル２８及びタービン動翼２４を有するタービン部
   １８とが全て直列関係にあり且つエンジン中心線
   １２の周りに半径方向に配置されているガスター
   ビンエンジン１０に於て、前記タービン動翼の先
   端３０を冷却する手段が、 半径方向内方で且つ前記燃焼器の下流部の半径
   方向外壁部４０から下流方向に延在する内壁部４
   ２を含み、該外壁部は該内壁部との間に第１の環
   状域４６を画成し、該外壁部は該第１の環状域に
   連通する複数個の中間入口空気孔５０を含み、該
   中間入口空気孔は前記圧縮機からの一定量の圧縮
   空気を導入する様に寸法決めされて、前記第１の
   環状域を下流に前記半径方向外側タービン壁３４
   に沿つて延在する冷却空気膜を形成し、前記第１
   の環状域と前記内壁部はほぼ前記タービンノズル
   ２８の入口まで延在して、該冷却空気が前記燃焼
   器内で燃焼を起こさないガスタービンエンジン。 ２ 特許請求の範囲第１項記載のガスタービンエ
   ンジンに於て、前記中間入口空気入口孔５０が前
   記燃焼器の周りを周方向に沿つて配設され、追加
   的に１列の下流入口空気口５２が前記燃焼器の周
   りを周方向に沿つて配設されているガスタービン
   エンジン。 ３ 特許請求の範囲第１項記載のガスタービンエ
   ンジンに於て、半径方向外側壁部３８から下流方
   向に延在するフランジ４４を含み、該フランジは
   前記内壁部から半径方向内方に離隔して第２の環
   状域４６′を画成し、前記半径方向外側壁部は該
   第２の環状域と連通する複数個の上流入口空気孔
   ４８を有し、該上流入口空気孔は前記内壁部４２
   を燃焼ガスから保護する様に寸法決めされている
   ガスタービンエンジン。 ４ 圧縮機１４と、燃焼器１６と、タービンノズ
   ル２８及びタービン動翼２４を有するタービン部
   １８とが全て直列関係にあり且つエンジン中心線
   １２の周りに半径方向に配置されているガスター
   ビンエンジン１０に於て、前記タービン動翼の先
   端３０を冷却するため半径方向外側タービン壁３
   ４に沿つて冷却空気膜を形成する手段が、 前記燃焼器の半径方向外側壁部３８に周方向に
   配設された１列の上流入口空気孔４８を含み、圧
   縮機排出空気が前記上流入口空気孔列からフラン
   ジ４４と前記燃焼器の内壁部４２との間の環状域
   ４６′内に向けられ、更に、 前記燃焼器の半径方向外壁部４０にそれぞれ周
   方向に配設された１列の中間入口空気孔５０およ
   び１列の下流入口空気孔５２を含み、圧縮機排出
   空気が前記中間および下流入口空気孔列から前記
   内壁部と前記燃焼器の外壁部との間の他の環状域
   ４６内に向けられ、且つ前記他の環状域と前記内
   壁部はほぼ前記タービンノズル２８の入口まで延
   在して、該圧縮機排出空気が前記燃焼器内で燃焼
   を起こさず、 両環状域は下流方向に開いており、従つて、前
   記冷却空気は、前記半径方向外側タービン壁に沿
   つて下流に延びて前記タービン動翼の先端を冷却
   する冷却空気膜として前記燃焼器内に導入される
   ガスタービンエンジン。