JPH04292530A - 調節ガスタービン冷却空気 - Google Patents
調節ガスタービン冷却空気Info
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- JPH04292530A JPH04292530A JP3360068A JP36006891A JPH04292530A JP H04292530 A JPH04292530 A JP H04292530A JP 3360068 A JP3360068 A JP 3360068A JP 36006891 A JP36006891 A JP 36006891A JP H04292530 A JPH04292530 A JP H04292530A
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- flow
- stator
- gas turbine
- labyrinth
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/02—Arrangement of sensing elements
- F01D17/08—Arrangement of sensing elements responsive to condition of working-fluid, e.g. pressure
- F01D17/085—Arrangement of sensing elements responsive to condition of working-fluid, e.g. pressure to temperature
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は高温ガスタービンに関す
るもので、特に第一段タービンから第二段タービンシー
ル部分の冷却に関する。
るもので、特に第一段タービンから第二段タービンシー
ル部分の冷却に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンのタービンエンジンが作動
している場合、ガス温度は約摂氏１６５０度である。こ
のように高温であるためさまざまなタービン部品の許容
応力が制限され、短期間のうちに保守や交換が必要にな
る。
している場合、ガス温度は約摂氏１６５０度である。こ
のように高温であるためさまざまなタービン部品の許容
応力が制限され、短期間のうちに保守や交換が必要にな
る。
【０００３】第一タービンロータ段と第二タービンロー
タ段との間では高温が生じ、耐久性に乏しい。回転構造
の温度限界を認識しておけばその温度を維持することが
できる。高温ガスは第一及び第二ロータディスクに隣接
する固定ベーンを迂回する傾向にある。このような漏れ
を防ぐためにラビリンスシールが使用される。この範囲
に冷却空気が頻繁に噴射され、ガス経路の流れが高圧部
に接触しないようにする。米国特許第４，８６９，６４
０号に開示された装置ではメインのガス流経路とラビリ
ンスシールの入口との間に制限されたフローエリアが設
けられている。
タ段との間では高温が生じ、耐久性に乏しい。回転構造
の温度限界を認識しておけばその温度を維持することが
できる。高温ガスは第一及び第二ロータディスクに隣接
する固定ベーンを迂回する傾向にある。このような漏れ
を防ぐためにラビリンスシールが使用される。この範囲
に冷却空気が頻繁に噴射され、ガス経路の流れが高圧部
に接触しないようにする。米国特許第４，８６９，６４
０号に開示された装置ではメインのガス流経路とラビリ
ンスシールの入口との間に制限されたフローエリアが設
けられている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】さらに、タービンの表
面の第二段ベーン及び第二段タービン外気シールには冷
却気流が必要である。冷却気は必要な流れを発生させら
れるだけの高圧のコンプレッサ段より得られる。必要以
上の段を選択すると過剰圧縮が生じて有害な出力喪失が
増加する。過剰圧縮のためにさらに高温の空気を供給す
る。
面の第二段ベーン及び第二段タービン外気シールには冷
却気流が必要である。冷却気は必要な流れを発生させら
れるだけの高圧のコンプレッサ段より得られる。必要以
上の段を選択すると過剰圧縮が生じて有害な出力喪失が
増加する。過剰圧縮のためにさらに高温の空気を供給す
る。
【０００５】最大回転速度での最大出力時に最大の冷却
空気が必要となる。通常状態の低操作速度及び低操作温
度において最大出力状態の気流割合では気流は過剰とな
る。冷却空気をすべてバイパスしてしまうとエンジン及
びタービン効率が低下する。したがって、必要以上の冷
却空気は推力の燃料消費率を増加させるため望ましくな
い。
空気が必要となる。通常状態の低操作速度及び低操作温
度において最大出力状態の気流割合では気流は過剰とな
る。冷却空気をすべてバイパスしてしまうとエンジン及
びタービン効率が低下する。したがって、必要以上の冷
却空気は推力の燃料消費率を増加させるため望ましくな
い。
【０００６】通常、新たなシールで第一及び第二シール
エリアを保護するには冷却空気量を供給するだけでは十
分ではない。摩耗したシール状態であれは追加空気を供
給しなければならない。シールが摩耗した場合のみこの
ような気流を高出力で供給する必要があるものの、いっ
たん供給されるとこの気流は常に存在することになる。
エリアを保護するには冷却空気量を供給するだけでは十
分ではない。摩耗したシール状態であれは追加空気を供
給しなければならない。シールが摩耗した場合のみこの
ような気流を高出力で供給する必要があるものの、いっ
たん供給されるとこの気流は常に存在することになる。
【０００７】上述の三種類の気流の中で、ラビリンスシ
ールエリアに対する冷却空気は最も高圧のガス圧力にさ
らされている。したがって、供給室と噴射地点との圧力
差は他の冷却空気流の場合よりも小さい。よって、操作
効果を達成するために冷却空気及びラビリンスシールエ
リアを用いることは要注意である。
ールエリアに対する冷却空気は最も高圧のガス圧力にさ
らされている。したがって、供給室と噴射地点との圧力
差は他の冷却空気流の場合よりも小さい。よって、操作
効果を達成するために冷却空気及びラビリンスシールエ
リアを用いることは要注意である。
【０００８】シールランナは第一及び第二ロータ段の間
のシールエリアでタービンディスクへ固定される。この
シールランナはディスクよりも高温になる傾向があり、
したがって膨張が異なるためにディスクに圧力がかかる
。停止状態から離陸までのわずかな間に、ランナはディ
スクよりも早く熱せられ、圧力レベルは最高になる。 これにより疲労ダメージの周期が長くなる。
のシールエリアでタービンディスクへ固定される。この
シールランナはディスクよりも高温になる傾向があり、
したがって膨張が異なるためにディスクに圧力がかかる
。停止状態から離陸までのわずかな間に、ランナはディ
スクよりも早く熱せられ、圧力レベルは最高になる。 これにより疲労ダメージの周期が長くなる。
【０００９】本発明の目的は、完全な冷却は必要でなく
エンジン効率を高める場合に必要なだけ適当な冷却を第
一及び第二ロータ段の間のエリアへ提供することである
。
エンジン効率を高める場合に必要なだけ適当な冷却を第
一及び第二ロータ段の間のエリアへ提供することである
。
【００１０】さらなる目的は温度制御が不能になった場
合に安全な操作状態を維持することである。
合に安全な操作状態を維持することである。
【００１１】さらなる目的は第二ベーン及び第二段ター
ビン空気シールへのオフピーク負荷冷却気流を減らすこ
とである。
ビン空気シールへのオフピーク負荷冷却気流を減らすこ
とである。
【００１２】さらなる目的はタービンディスク及びシー
ルランナの疲労寿命を低周期にすることである。
ルランナの疲労寿命を低周期にすることである。
【００１３】
【課題を解決するための手段】第一タービン段と第二タ
ービン段とのエリアのための冷却空気はコンプレッサの
段から供給される高圧空間から得られる。抵抗器が固定
された一本の配管と変更操作の可能なバルブのついた他
の配管から構成される複数の配管により空気がこの高圧
空間へ送られる。温度は第一及び第二シールエリアで測
定され、冷却空気はこの測定値に応じて調節される。こ
れにより同じ高圧空間より空気を受け取る第二段ベーン
及び第二段タービン空気シールへ送られる冷却空気も抑
制される。
ービン段とのエリアのための冷却空気はコンプレッサの
段から供給される高圧空間から得られる。抵抗器が固定
された一本の配管と変更操作の可能なバルブのついた他
の配管から構成される複数の配管により空気がこの高圧
空間へ送られる。温度は第一及び第二シールエリアで測
定され、冷却空気はこの測定値に応じて調節される。こ
れにより同じ高圧空間より空気を受け取る第二段ベーン
及び第二段タービン空気シールへ送られる冷却空気も抑
制される。
【００１４】二重熱電対が使用され、バルブ位置がチェ
ックされる。適当な時間で温度が合格範囲と比較される
。警告が出ると保守メッセージが記録され、フェイルセ
ーフ状態となる。操作状態はさまざまな故障モードに応
じて設定される。
ックされる。適当な時間で温度が合格範囲と比較される
。警告が出ると保守メッセージが記録され、フェイルセ
ーフ状態となる。操作状態はさまざまな故障モードに応
じて設定される。
【００１５】低エンジン速度に通常対応する低マッハ空
速で、段間シールランナを過度に冷却するように過剰な
冷却空気が供給される。すると離陸時あるいは推力が着
陸時に逆行する出力が偏り、その間シールランナの過剰
温度は抑えられ、これによって疲労寿命は低周期となる
。
速で、段間シールランナを過度に冷却するように過剰な
冷却空気が供給される。すると離陸時あるいは推力が着
陸時に逆行する出力が偏り、その間シールランナの過剰
温度は抑えられ、これによって疲労寿命は低周期となる
。
【００１６】上記の目的を達成するために、本発明によ
れば、高温作業流体が順番に第一ブレード式ロータ段、
複数の中空ベーンを有するベーンを有するステータ、第
二ブレード式ロータ段へ環状に流れ、前記第一及び第二
ロータ段及びシールシュラウド周囲へ密閉状に固定され
、ラビリンスフロー通路を形成するように前記ベーンを
有するステータとわずかに空間を残して固定された環状
シールランナから成るフロー抵抗ラビリンスシールと、
前記ベーンを有するステータの上流にあたる前記環状フ
ロー及び前記ラビリンスフロー通路と制限された流体で
つながっている上流高圧空間と、前記ラビリンスフロー
通路と流体でつながり、前記ベーンを有するステータの
下流にある前記環状フローと制限された流体でつながっ
ている下流高圧空間と、コンプレッサと、前記コンプレ
ッサから空気を前記上流高圧空間へ送るために接続され
た配管ネットワークとを有する軸流ガスタービンエンジ
ンにおいて、前記配管ネットワークに設けられた調整可
能な制御バルブ手段と、前記ラビリンスフロー通路ある
いは前記下流高圧空間に設けられた流体温度センサと、
前記流体温度センサに反応して前記調整可能な制御バル
ブとから構成されることを特徴とするガスタービンエン
ジンが提供される。
れば、高温作業流体が順番に第一ブレード式ロータ段、
複数の中空ベーンを有するベーンを有するステータ、第
二ブレード式ロータ段へ環状に流れ、前記第一及び第二
ロータ段及びシールシュラウド周囲へ密閉状に固定され
、ラビリンスフロー通路を形成するように前記ベーンを
有するステータとわずかに空間を残して固定された環状
シールランナから成るフロー抵抗ラビリンスシールと、
前記ベーンを有するステータの上流にあたる前記環状フ
ロー及び前記ラビリンスフロー通路と制限された流体で
つながっている上流高圧空間と、前記ラビリンスフロー
通路と流体でつながり、前記ベーンを有するステータの
下流にある前記環状フローと制限された流体でつながっ
ている下流高圧空間と、コンプレッサと、前記コンプレ
ッサから空気を前記上流高圧空間へ送るために接続され
た配管ネットワークとを有する軸流ガスタービンエンジ
ンにおいて、前記配管ネットワークに設けられた調整可
能な制御バルブ手段と、前記ラビリンスフロー通路ある
いは前記下流高圧空間に設けられた流体温度センサと、
前記流体温度センサに反応して前記調整可能な制御バル
ブとから構成されることを特徴とするガスタービンエン
ジンが提供される。
【００１７】なお、前記流体温度センサを上記ラビリン
スフロー通路の入口と出口との間に設けることが出来る
。また、バイパス開口部が前記シールシュラウドを介し
て前記フロー通路の入口と出口との間及び前記下流高圧
空間と流体で連通し、前記流体温度センサが前記バイパ
ス開口部に設けられた熱電対から構成することが可能で
ある。さらに、前記配管ネットワークが平行なフロー関
係にある複数の配管から構成され、前記配管のうちひと
つは調整可能なバルブが設けられていないことが望まし
い。さらにまた、前記配管ネットワークの高圧空間が前
記バルブ手段の下流に設けられ、ベーン冷却フロー経路
が前記中空ベーンを介して前記ベーンの下流端で前記高
温作業流体へ流れ込み、前記高圧空間と流体で連通する
ことも可能である。
スフロー通路の入口と出口との間に設けることが出来る
。また、バイパス開口部が前記シールシュラウドを介し
て前記フロー通路の入口と出口との間及び前記下流高圧
空間と流体で連通し、前記流体温度センサが前記バイパ
ス開口部に設けられた熱電対から構成することが可能で
ある。さらに、前記配管ネットワークが平行なフロー関
係にある複数の配管から構成され、前記配管のうちひと
つは調整可能なバルブが設けられていないことが望まし
い。さらにまた、前記配管ネットワークの高圧空間が前
記バルブ手段の下流に設けられ、ベーン冷却フロー経路
が前記中空ベーンを介して前記ベーンの下流端で前記高
温作業流体へ流れ込み、前記高圧空間と流体で連通する
ことも可能である。
【００１８】本発明の第二の構成によれば、高温作業流
体が順番に第一ブレード式ロータ段、ベーンを有するス
テータ、第二ブレード式ロータ段へ環状に流れ、シール
シュラウド周囲を通過し、前記ベーンを有するステータ
へ固定された前記ベーンを有するステータの上流にある
前記環状フローから前記ベーンを有するステータの下流
にある前記環状フローへの漏れ経路と、前記漏れフロー
経路に設けられ、ラビリンスフロー通路を形成するフロ
ー抵抗ラビリンスシールと、コンプレッサと、前記コン
プレッサから前記ラビリンスフロー通路の上流にある前
記漏れフロー経路へ空気を送るよう接続された配管ネッ
トワークとを有するガスタービンエンジンにおいて、前
記配管ネットワークに設けられた調整可能なバルブ手段
と、前記ラビリンスフロー通路に設けられた流体温度セ
ンサと、前記流体温度センサに反応する前記調整可能な
制御バルブとから構成されることを特徴とするガスター
ビンエンジンが提供される。
体が順番に第一ブレード式ロータ段、ベーンを有するス
テータ、第二ブレード式ロータ段へ環状に流れ、シール
シュラウド周囲を通過し、前記ベーンを有するステータ
へ固定された前記ベーンを有するステータの上流にある
前記環状フローから前記ベーンを有するステータの下流
にある前記環状フローへの漏れ経路と、前記漏れフロー
経路に設けられ、ラビリンスフロー通路を形成するフロ
ー抵抗ラビリンスシールと、コンプレッサと、前記コン
プレッサから前記ラビリンスフロー通路の上流にある前
記漏れフロー経路へ空気を送るよう接続された配管ネッ
トワークとを有するガスタービンエンジンにおいて、前
記配管ネットワークに設けられた調整可能なバルブ手段
と、前記ラビリンスフロー通路に設けられた流体温度セ
ンサと、前記流体温度センサに反応する前記調整可能な
制御バルブとから構成されることを特徴とするガスター
ビンエンジンが提供される。
【００１９】さらに、本発明の第三の構成によれば、高
温作業流体が順番に第一ブレード式ロータ段、複数の中
空ベーンを有するベーンを有するステータ、第二ブレー
ド式ロータ段へ環状に流れ、フロー抵抗ラビリンスシー
ルが前記第一及び第二ロータ段及びシールシュラウド周
囲へ密閉状に固定され、ラビリンスフロー通路を形成す
るように前記ベーンを有するステータとわずかに空間を
残して固定された環状シールランナから成り、前記ラビ
リンスフロー通路が前記ベーンを有するステータの上流
にある前記環状フロー及び前記ベーンを有するステータ
の下流にある前記環状フローとが流体でつながった軸流
ガスタービンエンジンにおいて、熱電対が、前記シール
シュラウドを完通しており前記中空ベーンのひとつの中
空内面と半径が整合する放射状開口部と、前記放射状開
口部内に設けられた熱電対を有する前記のひとつの中空
ベーンの中を伸長する直線状の熱電対支持物とから構成
されることを特徴とするガスタービンエンジンが提供さ
れる。
温作業流体が順番に第一ブレード式ロータ段、複数の中
空ベーンを有するベーンを有するステータ、第二ブレー
ド式ロータ段へ環状に流れ、フロー抵抗ラビリンスシー
ルが前記第一及び第二ロータ段及びシールシュラウド周
囲へ密閉状に固定され、ラビリンスフロー通路を形成す
るように前記ベーンを有するステータとわずかに空間を
残して固定された環状シールランナから成り、前記ラビ
リンスフロー通路が前記ベーンを有するステータの上流
にある前記環状フロー及び前記ベーンを有するステータ
の下流にある前記環状フローとが流体でつながった軸流
ガスタービンエンジンにおいて、熱電対が、前記シール
シュラウドを完通しており前記中空ベーンのひとつの中
空内面と半径が整合する放射状開口部と、前記放射状開
口部内に設けられた熱電対を有する前記のひとつの中空
ベーンの中を伸長する直線状の熱電対支持物とから構成
されることを特徴とするガスタービンエンジンが提供さ
れる。
【００２０】さらに、本発明の第四の構成によれば、高
温作業流体が順番に第一ブレード式ロータ段、複数の中
空ベーンを有するベーンを有するステータ、第二ブレー
ド式ロータ段へ環状に流れ、前記第一及び第二ロータ段
及びシールシュラウド周囲へ密閉状に固定され、ラビリ
ンスフロー通路を形成するように前記ベーンを有するス
テータとわずかに空間を残して固定された環状シールラ
ンナから成るフロー抵抗ラビリンスシールと、前記ベー
ンを有するステータの上流にあたる前記環状フロー及び
前記ラビリンスフロー通路と制限された流体でつながっ
ている上流高圧空間と、前記ラビリンスフロー通路と流
体でつながっており、前記ベーンを有するステータの下
流にある前記環状フローと制限された流体でつながって
いる下流高圧空間と、コンプレッサと、前記コンプレッ
サから前記上流高圧空間へ冷却気流を送るよう接続され
た配管ネットワークと、前記配管ネットワークに設けら
れた調整可能な制御バルブ手段とを有する航空機の軸流
ガスタービンエンジンにおいて、前記ラビリンスフロー
通路を介して通過するガスの温度を測定し、前記ラビリ
ンスフロー通路を通過する前記ガス温度の測定値に応じ
て温度をほぼ一定最大値に保つために前記冷却気流の量
を調節することを特徴とする操作方法が提供される。
温作業流体が順番に第一ブレード式ロータ段、複数の中
空ベーンを有するベーンを有するステータ、第二ブレー
ド式ロータ段へ環状に流れ、前記第一及び第二ロータ段
及びシールシュラウド周囲へ密閉状に固定され、ラビリ
ンスフロー通路を形成するように前記ベーンを有するス
テータとわずかに空間を残して固定された環状シールラ
ンナから成るフロー抵抗ラビリンスシールと、前記ベー
ンを有するステータの上流にあたる前記環状フロー及び
前記ラビリンスフロー通路と制限された流体でつながっ
ている上流高圧空間と、前記ラビリンスフロー通路と流
体でつながっており、前記ベーンを有するステータの下
流にある前記環状フローと制限された流体でつながって
いる下流高圧空間と、コンプレッサと、前記コンプレッ
サから前記上流高圧空間へ冷却気流を送るよう接続され
た配管ネットワークと、前記配管ネットワークに設けら
れた調整可能な制御バルブ手段とを有する航空機の軸流
ガスタービンエンジンにおいて、前記ラビリンスフロー
通路を介して通過するガスの温度を測定し、前記ラビリ
ンスフロー通路を通過する前記ガス温度の測定値に応じ
て温度をほぼ一定最大値に保つために前記冷却気流の量
を調節することを特徴とする操作方法が提供される。
【００２１】
【実施例】図１はコンプレッサ１０及びタービン１２を
示すガスタービンエンジンの概略図である。空気は高温
ガスを発生させる燃焼器１４を介してタービンへ流れる
。
示すガスタービンエンジンの概略図である。空気は高温
ガスを発生させる燃焼器１４を介してタービンへ流れる
。
【００２２】配管ネットワーク１６は開口配管１８及び
それぞれ調節可能な制御バルブ２２を有する複数の配管
２０から構成される。この配管ネットワークは空気を高
圧空間２４へ送るコンプレッサ段へ接続されている。熱
電対２６は後述する温度を測定し、温度測定信号をエン
ジン制御装置２８へ送る。この制御装置は後述する論理
構成と、エンジン速度、周囲温度等の従来の情報から構
成される。風速センサもエンジン制御装置へ制御信号を
おくる。
それぞれ調節可能な制御バルブ２２を有する複数の配管
２０から構成される。この配管ネットワークは空気を高
圧空間２４へ送るコンプレッサ段へ接続されている。熱
電対２６は後述する温度を測定し、温度測定信号をエン
ジン制御装置２８へ送る。この制御装置は後述する論理
構成と、エンジン速度、周囲温度等の従来の情報から構
成される。風速センサもエンジン制御装置へ制御信号を
おくる。
【００２３】制御バルブアクチュエータ３２は回線３４
を介して制御信号を受け取り、回線３６を介して位置信
号を返す。
を介して制御信号を受け取り、回線３６を介して位置信
号を返す。
【００２４】図２において、第一ロータ段３８はロータ
ディスク４０及び複数のタービンブレード４２より構成
される。第二ロータ段４４はディスク４６及び複数のブ
レード４８から構成される。ベーンを有するステータ５
０は複数の中空ベーン５２及び周囲のシールシュラウド
５４より構成される。
ディスク４０及び複数のタービンブレード４２より構成
される。第二ロータ段４４はディスク４６及び複数のブ
レード４８から構成される。ベーンを有するステータ５
０は複数の中空ベーン５２及び周囲のシールシュラウド
５４より構成される。
【００２５】高温作業流体５６は順番にタービンブレー
ド４２、中空ベーン５２、タービンブレード４８を介し
て環状に流れる。
ド４２、中空ベーン５２、タービンブレード４８を介し
て環状に流れる。
【００２６】シールシュラウド５４はその外周において
消耗性蜂の巣物質５８を有する。シールランナ６０は第
一ロータ段３８及び第二ロータ段４４へ密閉式に接続さ
れている。このランナはシールシュラウド５４と近距離
に配置された複数のナイフ端６２から構成される。ナイ
フ端６２及びシールシュラウド５４から形成されるフロ
ー抵抗ラビリンスシールはラビリンスフロー通路６４を
形成する。上流高圧空間６６は回旋状の通路６８を介し
て環状フロー５６と限定された流体でつながっている。 下流高圧空間７０は限定された通路７２を介して環状フ
ロー５６と限定された流体でつながっている。
消耗性蜂の巣物質５８を有する。シールランナ６０は第
一ロータ段３８及び第二ロータ段４４へ密閉式に接続さ
れている。このランナはシールシュラウド５４と近距離
に配置された複数のナイフ端６２から構成される。ナイ
フ端６２及びシールシュラウド５４から形成されるフロ
ー抵抗ラビリンスシールはラビリンスフロー通路６４を
形成する。上流高圧空間６６は回旋状の通路６８を介し
て環状フロー５６と限定された流体でつながっている。 下流高圧空間７０は限定された通路７２を介して環状フ
ロー５６と限定された流体でつながっている。
【００２７】中空ベーン５２内には穴あきプレート７４
がベーンの内壁と接近して配置されている。
がベーンの内壁と接近して配置されている。
【００２８】高圧空間２４から送られた冷却空気は、ベ
ーンの内面に密着したこの穴あきプレートを通過し、ベ
ーンの下流端の開口部７６から出る。これはベーンを冷
却する従来の方法である。
ーンの内面に密着したこの穴あきプレートを通過し、ベ
ーンの下流端の開口部７６から出る。これはベーンを冷
却する従来の方法である。
【００２９】高圧空間２４から送られた気流はさらにベ
ーンを通過し、入口７８を通過すると噴射冷却気流８０
を発生し上流高圧空間６６へ流れ込む。この噴射冷却気
流８０は通路６８から高温ガスが入らないようにし、こ
のガスと混合されて低温混合物となる。下流高圧空間７
０で望ましい最大温度は摂氏６５０度である。１１，０
００回／分であればベーンに入るガス温度は摂氏１，２
３０度である。全体のエンジン気流の０．３％である噴
射冷却気流８０により、高圧空間６６の温度は摂氏５６
０度となる。気流がラビリンスシールを通過する場合そ
の中に蓄えられた作業エネルギーによって、下流高圧空
間７０内にほぼ摂氏６５０度となった熱を発生させる。 作業エネルギーが限定された通路７２から出る時さらに
この熱により摂氏６６５度でガス流経路へ戻る。
ーンを通過し、入口７８を通過すると噴射冷却気流８０
を発生し上流高圧空間６６へ流れ込む。この噴射冷却気
流８０は通路６８から高温ガスが入らないようにし、こ
のガスと混合されて低温混合物となる。下流高圧空間７
０で望ましい最大温度は摂氏６５０度である。１１，０
００回／分であればベーンに入るガス温度は摂氏１，２
３０度である。全体のエンジン気流の０．３％である噴
射冷却気流８０により、高圧空間６６の温度は摂氏５６
０度となる。気流がラビリンスシールを通過する場合そ
の中に蓄えられた作業エネルギーによって、下流高圧空
間７０内にほぼ摂氏６５０度となった熱を発生させる。 作業エネルギーが限定された通路７２から出る時さらに
この熱により摂氏６６５度でガス流経路へ戻る。
【００３０】本実施例において、噴射通路７８は交番ベ
ーンにのみ取り付けられている。すべてのベーンは穴あ
きプレート７４で冷却する。図３には気流を高圧空間６
６へ運んでいないベーンを介した熱電対２６設備が示さ
れる。キャップ７９は熱電対を支持し、二つの熱電対出
口８０’及び８１を有する。熱電対は直線状であり、し
たがって組み立て及び定位置への維持が容易である。ラ
ビリンスフロー通路６４の中間点８４でガス温度を検出
するため熱電対はシュラウド５４内の開口部８２の中を
通っている。この位置での温度摂氏５９２度は高圧空間
７０の温度摂氏６５０度に対応している。シールシュラ
ウド５４を介するバイパス開口部８６は中間点８４及び
下流高圧空間７０と流体でつながっている。バイパス開
口部はラビリンスフロー通路の残りの部分と平行フロー
関係にあるためガスはこのバイパス開口部を通過する。 熱電対２６はフロー通路内に配置された二つの熱電対８
８及び８９（Ａ及びＢ）から構成される。これによって
熱電対の尖端で局所的な高速度がもたらされ、熱電対は
ラビリンスシールインタフェースに干渉しないよう離し
て配置できる。
ーンにのみ取り付けられている。すべてのベーンは穴あ
きプレート７４で冷却する。図３には気流を高圧空間６
６へ運んでいないベーンを介した熱電対２６設備が示さ
れる。キャップ７９は熱電対を支持し、二つの熱電対出
口８０’及び８１を有する。熱電対は直線状であり、し
たがって組み立て及び定位置への維持が容易である。ラ
ビリンスフロー通路６４の中間点８４でガス温度を検出
するため熱電対はシュラウド５４内の開口部８２の中を
通っている。この位置での温度摂氏５９２度は高圧空間
７０の温度摂氏６５０度に対応している。シールシュラ
ウド５４を介するバイパス開口部８６は中間点８４及び
下流高圧空間７０と流体でつながっている。バイパス開
口部はラビリンスフロー通路の残りの部分と平行フロー
関係にあるためガスはこのバイパス開口部を通過する。 熱電対２６はフロー通路内に配置された二つの熱電対８
８及び８９（Ａ及びＢ）から構成される。これによって
熱電対の尖端で局所的な高速度がもたらされ、熱電対は
ラビリンスシールインタフェースに干渉しないよう離し
て配置できる。
【００３１】高圧空間２４からの第三の冷却気流経路は
フロー９０のように高圧空間壁を通過し、第二段タービ
ン外気シール９２を冷却する。その後、この冷却経路は
メインガス流へ流れる。
フロー９０のように高圧空間壁を通過し、第二段タービ
ン外気シール９２を冷却する。その後、この冷却経路は
メインガス流へ流れる。
【００３２】熱電対２６により検出された温度に応じて
、制御装置２８は調節可能バルブ２２のアクチュエータ
３２へ信号を送り、冷却気流を変化させる。中間点８４
の温度のためのこの設定地点の温度はほぼ一定であり、
高圧空間７０内の温度を妥当な定数値に保つように調節
される。高圧空間７０の温度が上がれば材料が好ましく
ない量だけ劣化されることになる。温度が低すぎれば、
逆に過剰な有害冷却気流が生じる。したがって、バルブ
を調節してこのような望ましい温度を維持する。
、制御装置２８は調節可能バルブ２２のアクチュエータ
３２へ信号を送り、冷却気流を変化させる。中間点８４
の温度のためのこの設定地点の温度はほぼ一定であり、
高圧空間７０内の温度を妥当な定数値に保つように調節
される。高圧空間７０の温度が上がれば材料が好ましく
ない量だけ劣化されることになる。温度が低すぎれば、
逆に過剰な有害冷却気流が生じる。したがって、バルブ
を調節してこのような望ましい温度を維持する。
【００３３】調節する場合、バルブは中間及び高エンジ
ン定格で開口される。低エンジン定格ではたとえバルブ
を完全に閉鎖しても目標温度が達成されないからである
。フロー制限のついたバルブのない配管なら完全にバル
ブを閉鎖しても常にいくらかのフローがある。これによ
れば三つのフロー経路において常に冷却フローの必要性
を満たすことができる。
ン定格で開口される。低エンジン定格ではたとえバルブ
を完全に閉鎖しても目標温度が達成されないからである
。フロー制限のついたバルブのない配管なら完全にバル
ブを閉鎖しても常にいくらかのフローがある。これによ
れば三つのフロー経路において常に冷却フローの必要性
を満たすことができる。
【００３４】したがって、たとえ温度を維持するために
バルブを調節したとしても、これらのバルブがこのよう
な目的で完全に閉鎖できる操作範囲があることが理解さ
れる。このような場合、温度は妥当であり、有害気流は
減少する。
バルブを調節したとしても、これらのバルブがこのよう
な目的で完全に閉鎖できる操作範囲があることが理解さ
れる。このような場合、温度は妥当であり、有害気流は
減少する。
【００３５】図５にはさまざまなエンジン速度で用いら
れる冷却空気の百分率を示す。曲線１０２はバルブ全開
で高圧空間６６へ噴射された気流を示す。曲線１０４は
バルブ全開で第二ベーン及び第二段空気シールへ流れる
気流を示し、曲線１０６はこの双方を合計した気流を示
す。
れる冷却空気の百分率を示す。曲線１０２はバルブ全開
で高圧空間６６へ噴射された気流を示す。曲線１０４は
バルブ全開で第二ベーン及び第二段空気シールへ流れる
気流を示し、曲線１０６はこの双方を合計した気流を示
す。
【００３６】バルブを完全閉鎖した場合、高圧空間６６
へ流れる空気は曲線１１２、もう一つの気流は曲線１１
４であり、それらの合計であるバルブ完全閉鎖気流は曲
線１１６で示される。ほぼ１０，７５０回／分のエンジ
ン速度であらかじめ決められた温度限界は達成され、バ
ルブが調節を始める。この結果、それぞれ曲線部分１２
２，１２４，１２６で示されるように増加した気流がエ
ンジンの毎分回転率を増加させる。約１０，６００回／
分ほどの通常の定格ならば、有害気流は全体で３．２％
乃至１．２％縮小することができる。したがって、エン
ジン効率はこのように長期間操作していれば増加する。
へ流れる空気は曲線１１２、もう一つの気流は曲線１１
４であり、それらの合計であるバルブ完全閉鎖気流は曲
線１１６で示される。ほぼ１０，７５０回／分のエンジ
ン速度であらかじめ決められた温度限界は達成され、バ
ルブが調節を始める。この結果、それぞれ曲線部分１２
２，１２４，１２６で示されるように増加した気流がエ
ンジンの毎分回転率を増加させる。約１０，６００回／
分ほどの通常の定格ならば、有害気流は全体で３．２％
乃至１．２％縮小することができる。したがって、エン
ジン効率はこのように長期間操作していれば増加する。
【００３７】さらにバルブが長期間の飛行状態において
完全に調節され、さらに高速の必要性が生じた場合にの
み開口されるため、配管ネットワークを拡張してもエン
ジン操作には支障がないことが理解できる。したがって
、拡張したサイズによりなんら不利益を生じずに、たと
えラビリンスシールが深刻に悪化した場合でも、十分な
冷却空気を提供することができる。
完全に調節され、さらに高速の必要性が生じた場合にの
み開口されるため、配管ネットワークを拡張してもエン
ジン操作には支障がないことが理解できる。したがって
、拡張したサイズによりなんら不利益を生じずに、たと
えラビリンスシールが深刻に悪化した場合でも、十分な
冷却空気を提供することができる。
【００３８】冷却フローのサイズは設計段階で決められ
るため、エンジンに漏れが発生する最悪の場合を考慮し
て余裕をもって設計する必要がある。この温度調節に関
する本発明を使用しなければ、たとえそれほど漏れの生
じない特定のエンジンも含めて必ず性能に不利益を被る
ことになる。
るため、エンジンに漏れが発生する最悪の場合を考慮し
て余裕をもって設計する必要がある。この温度調節に関
する本発明を使用しなければ、たとえそれほど漏れの生
じない特定のエンジンも含めて必ず性能に不利益を被る
ことになる。
【００３９】表１の計算によれば、バルブ全開状態の合
計気流は３．６０％であり、バルブ調節した場合は１．
９０％である。
計気流は３．６０％であり、バルブ調節した場合は１．
９０％である。
【００４０】
【表１】
【００４１】調節された全体のフローは全開フローの５
２．８％であるが、第一及び第二段噴射はわずかに全開
フローの１４．９％である。第二ベーンフロー及び第二
外部シールフローと比較し噴射フローの感度を理解する
ことができる。
２．８％であるが、第一及び第二段噴射はわずかに全開
フローの１４．９％である。第二ベーンフロー及び第二
外部シールフローと比較し噴射フローの感度を理解する
ことができる。
【００４２】タービンロータディスクに対する疲労ダメ
ージはこの装置によって低周期となる。図２よりシール
ランナ６０がディスク４０及び４６へ固定されているこ
とがわかる。通常、シールランナ６０はディスクよりも
高温で作動するため、周辺のシールはディスクへ負荷を
かける。停止状態であればディスクは比較的低温である
が、離陸時に突然出力が増加した場合には空気温度及び
ガス温度は急激に上昇する。この場合、シールランナ６
０の温度もディスク４０及び４６よりもさらに急激な割
合で上昇する。この過渡期の温度差は、停止状態前の過
渡期あるいは高出力で一定状態に操作するための過渡期
の温度差よりも大きい。このため過渡期に例外的に高圧
力が生じ、ロータの疲労圧力ダメージが低周期となる。
ージはこの装置によって低周期となる。図２よりシール
ランナ６０がディスク４０及び４６へ固定されているこ
とがわかる。通常、シールランナ６０はディスクよりも
高温で作動するため、周辺のシールはディスクへ負荷を
かける。停止状態であればディスクは比較的低温である
が、離陸時に突然出力が増加した場合には空気温度及び
ガス温度は急激に上昇する。この場合、シールランナ６
０の温度もディスク４０及び４６よりもさらに急激な割
合で上昇する。この過渡期の温度差は、停止状態前の過
渡期あるいは高出力で一定状態に操作するための過渡期
の温度差よりも大きい。このため過渡期に例外的に高圧
力が生じ、ロータの疲労圧力ダメージが低周期となる。
【００４３】したがって、低出力状態で操作しながら出
力増加を望む場合、たとえ高圧空間６６及び７０をディ
スク冷却する必要がなくとも、バルブ２２を開口すれば
良い。これによりシールランナの温度は摂氏３００度か
ら摂氏２１０度へ低下させることができる。離陸出力が
加えられても、高温にならない限りシールランナはター
ビンディスクより先には動作しない。このような操作が
特に必要となるのは離陸準備中に地上で停止している場
合であり、また推力逆操作を準備して着陸する場合であ
る。いずれの場合も、エンジン効率及び推力が必要でな
い状況であれば低出力の操作で良いので、過剰な冷却空
気を使用しても著しい不利益は生じない。
力増加を望む場合、たとえ高圧空間６６及び７０をディ
スク冷却する必要がなくとも、バルブ２２を開口すれば
良い。これによりシールランナの温度は摂氏３００度か
ら摂氏２１０度へ低下させることができる。離陸出力が
加えられても、高温にならない限りシールランナはター
ビンディスクより先には動作しない。このような操作が
特に必要となるのは離陸準備中に地上で停止している場
合であり、また推力逆操作を準備して着陸する場合であ
る。いずれの場合も、エンジン効率及び推力が必要でな
い状況であれば低出力の操作で良いので、過剰な冷却空
気を使用しても著しい不利益は生じない。
【００４４】出力増加前に低出力モードを検出するため
にさまざまなパラメータを使用することができるが、空
速は疲労ダメージが最も低周期となるように測定される
。離陸時に冷却空気はタービン速度とは無関係に維持さ
れる。その後、着陸時の逆推力が発生する。通常、いか
なる低エンジン速度飛行前であっても出力行程がある。
にさまざまなパラメータを使用することができるが、空
速は疲労ダメージが最も低周期となるように測定される
。離陸時に冷却空気はタービン速度とは無関係に維持さ
れる。その後、着陸時の逆推力が発生する。通常、いか
なる低エンジン速度飛行前であっても出力行程がある。
【００４５】エンジン始動命令２０２を示す図６にはバ
ルブ開口命令２０４がある。論理判断２０６において全
開状態であるかどうかバルブ位置がチェックされる。全
開していれば論理判断２０８へ進み、熱電対Ａが熱電対
Ｂに等しいかどうかをチェックする。温度が摂氏２２度
以内であれば等しいと判断され、二つの平均値が使用さ
れる。
ルブ開口命令２０４がある。論理判断２０６において全
開状態であるかどうかバルブ位置がチェックされる。全
開していれば論理判断２０８へ進み、熱電対Ａが熱電対
Ｂに等しいかどうかをチェックする。温度が摂氏２２度
以内であれば等しいと判断され、二つの平均値が使用さ
れる。
【００４６】続いて論理判断２１０へ進み温度（二つの
熱電対の平均値）が活動帯域以内であるかどうかチェッ
クされる。この帯域は、許容誤差を伴う周囲温度の関数
で示される低出力状態のための予告温度範囲である。こ
れについては図７において後述する。温度が限界内であ
れば、論理判断２１２へ進み航空機速度をチェックする
。この速度はマッハ０．３７５未満であれば、論理判断
２０４の開口バルブへ戻り、この一連の論理比較が繰り
返される。
熱電対の平均値）が活動帯域以内であるかどうかチェッ
クされる。この帯域は、許容誤差を伴う周囲温度の関数
で示される低出力状態のための予告温度範囲である。こ
れについては図７において後述する。温度が限界内であ
れば、論理判断２１２へ進み航空機速度をチェックする
。この速度はマッハ０．３７５未満であれば、論理判断
２０４の開口バルブへ戻り、この一連の論理比較が繰り
返される。
【００４７】マッハ０．３７５以上であれば、温度制御
を開始しバルブを調節する命令処理２１４へ進む。この
操作中に、論理判断２１６は双方の熱電対が作動してい
ることをチェックし、論理判断２１８では極端な高温状
態でないかどうか温度を測定チェックする。
を開始しバルブを調節する命令処理２１４へ進む。この
操作中に、論理判断２１６は双方の熱電対が作動してい
ることをチェックし、論理判断２１８では極端な高温状
態でないかどうか温度を測定チェックする。
【００４８】高温状態でなければ判断２２０へ進み、バ
ルブが閉鎖されかつエンジン速度が１１，０００回／分
であってかつ温度が摂氏５９０度未満であるかどうかを
チェックする。このようなチェックの組み合わせから熱
電対エラーが判明する。このような問題がなければ、判
断２２２へ進み航空機速度がマッハ０．３２５未満に落
ち込んだかどうかをチェックする。このような航空機速
度の失速が存在しなければ、調節バルブループにおいて
操作は続く。
ルブが閉鎖されかつエンジン速度が１１，０００回／分
であってかつ温度が摂氏５９０度未満であるかどうかを
チェックする。このようなチェックの組み合わせから熱
電対エラーが判明する。このような問題がなければ、判
断２２２へ進み航空機速度がマッハ０．３２５未満に落
ち込んだかどうかをチェックする。このような航空機速
度の失速が存在しなければ、調節バルブループにおいて
操作は続く。
【００４９】論理においてチェックに失敗した場合、と
りうる操作パターンは二つある。命令処理２２４では、
欠陥理由を示す故障警告がパイロットへ出される。後に
地上で再調査するため航空機コンピュータへ保守メッセ
ージも送られる。航空機が発進されていなければ発進が
禁止され、飛行中であればバルブは開口されるか開口に
近い状態とされる。
りうる操作パターンは二つある。命令処理２２４では、
欠陥理由を示す故障警告がパイロットへ出される。後に
地上で再調査するため航空機コンピュータへ保守メッセ
ージも送られる。航空機が発進されていなければ発進が
禁止され、飛行中であればバルブは開口されるか開口に
近い状態とされる。
【００５０】論理命令２２６は重大でない故障に対する
命令を示す。緊急警告ではないが、航空機コンピュータ
には保守メッセージが格納される。航空機は発進できる
が、バルブは飛行中開口したままである。したがって調
節は不可能であり故障が存在する場合には効力が失われ
る。
命令を示す。緊急警告ではないが、航空機コンピュータ
には保守メッセージが格納される。航空機は発進できる
が、バルブは飛行中開口したままである。したがって調
節は不可能であり故障が存在する場合には効力が失われ
る。
【００５１】論理ループの最初へ戻り、バルブが全開か
どうかを論理判断２０６で判断し、続いて命令処理２２
４へ進む。
どうかを論理判断２０６で判断し、続いて命令処理２２
４へ進む。
【００５２】論理判断２０８では熱電対が一致するかど
うかをチェックし、命令処理２２６が使用される。
うかをチェックし、命令処理２２６が使用される。
【００５３】論理判断２１０において活動帯域をチェッ
クした場合、結果はその帯域に比較して温度が高いか低
いかにより決められる。もし高ければ、命令処理２２４
が使用され、低ければ命令処理２２６が使用される。
クした場合、結果はその帯域に比較して温度が高いか低
いかにより決められる。もし高ければ、命令処理２２４
が使用され、低ければ命令処理２２６が使用される。
【００５４】バルブモードが調節される間に、論理判断
２１６において温度が一致しなければ命令処理２２６へ
進む。論理判断２１８において摂氏７４０度を上回る高
温であれば、命令処理２２４へ進む。論理判断２２０で
示される潜在的な熱電対エラーにより命令処理２２６が
起動する。
２１６において温度が一致しなければ命令処理２２６へ
進む。論理判断２１８において摂氏７４０度を上回る高
温であれば、命令処理２２４へ進む。論理判断２２０で
示される潜在的な熱電対エラーにより命令処理２２６が
起動する。
【００５５】いずれの場合でも、命令処理２２４及び２
２６の後では、バルブは開口されたままでありこれ以上
の調節は考えられないので論理操作は終了する。
２６の後では、バルブは開口されたままでありこれ以上
の調節は考えられないので論理操作は終了する。
【００５６】図７は第一及び第二タービンシール段にお
ける温度をエンジン速度の関数として示す。曲線３０２
は気温が摂氏２０度の場合に見込まれる公称温度である
。曲線３０４は気温が摂氏−５０度の場合の見込み温度
であり、曲線３０６は気温が摂氏５５度の場合である。 気温摂氏２０度の場合、高温目標限界３０８は公称温度
摂氏３５度を上回り、低温目標限界３１０は公称温度摂
氏３５度を下回る。高温目標曲線３０８及び低温目標曲
線３１０により、低速操作中に熱電対が適正に作動する
よう確実にする活動チェックエリア３１１が決まる。バ
ルブを全開にすることで適正な動作が確立され、周囲温
度により論理判断が進むことが理解できる。目標エリア
３１１は１０，５００回／分までである。これ以上のエ
ンジン速度では、低タービン速度でチェックがすでにな
されているため、論理はいかなる温度であっても活動帯
域内であると判断する。
ける温度をエンジン速度の関数として示す。曲線３０２
は気温が摂氏２０度の場合に見込まれる公称温度である
。曲線３０４は気温が摂氏−５０度の場合の見込み温度
であり、曲線３０６は気温が摂氏５５度の場合である。 気温摂氏２０度の場合、高温目標限界３０８は公称温度
摂氏３５度を上回り、低温目標限界３１０は公称温度摂
氏３５度を下回る。高温目標曲線３０８及び低温目標曲
線３１０により、低速操作中に熱電対が適正に作動する
よう確実にする活動チェックエリア３１１が決まる。バ
ルブを全開にすることで適正な動作が確立され、周囲温
度により論理判断が進むことが理解できる。目標エリア
３１１は１０，５００回／分までである。これ以上のエ
ンジン速度では、低タービン速度でチェックがすでにな
されているため、論理はいかなる温度であっても活動帯
域内であると判断する。
【００５７】また、バルブを完全閉鎖した第一及び第二
段での温度を示す曲線３１２（左側）が示される。この
曲線の定温部３１４は摂氏６０２度で調節済みのバルブ
を示す。曲線３１６は気温摂氏２０度でバルブ全開にし
た場合の温度である。曲線３１４の温度と曲線３１６の
温度差はバルブの調節により作り出せる。図示したよう
にたとえ１１，８００回／分の最大設計速度３１８であ
ってもバルブは完全には開いていない。これにより、シ
ール摩耗のために必要となる増加フローの許容公差だけ
でなく、さらに気温が高い場合の操作に関して許容公差
が生じる。
段での温度を示す曲線３１２（左側）が示される。この
曲線の定温部３１４は摂氏６０２度で調節済みのバルブ
を示す。曲線３１６は気温摂氏２０度でバルブ全開にし
た場合の温度である。曲線３１４の温度と曲線３１６の
温度差はバルブの調節により作り出せる。図示したよう
にたとえ１１，８００回／分の最大設計速度３１８であ
ってもバルブは完全には開いていない。これにより、シ
ール摩耗のために必要となる増加フローの許容公差だけ
でなく、さらに気温が高い場合の操作に関して許容公差
が生じる。
【００５８】
【発明の効果】上記のように本発明によれば、完全な冷
却は必要でなくエンジン効率を高める場合に必要なだけ
適当な冷却を第一及び第二ロータ段の間のエリアへ提供
することが出来、さらに温度制御が不能になった場合に
安全な操作状態を維持することが出来るものとなる。
却は必要でなくエンジン効率を高める場合に必要なだけ
適当な冷却を第一及び第二ロータ段の間のエリアへ提供
することが出来、さらに温度制御が不能になった場合に
安全な操作状態を維持することが出来るものとなる。
【００５９】また、本発明によれば、第二ベーン及び第
二段タービン空気シールへのオフピーク負荷冷却気流を
減らすことが可能となり、タービンディスク及びシール
ランナの疲労寿命を延長することが可能となる。
二段タービン空気シールへのオフピーク負荷冷却気流を
減らすことが可能となり、タービンディスク及びシール
ランナの疲労寿命を延長することが可能となる。
【図１】コンプレッサ及びタービンの概略図である。
【図２】冷却空気の噴射を示す第一及び第二タービン段
エリアの断面図である。
エリアの断面図である。
【図３】熱電対設備を示す第一及び第二段エリアの断面
図である。
図である。
【図４】二重熱電対を示す熱電対設備の断面図である。
【図５】さまざまなエンジン速度での冷却空気百分率を
示す曲線である。
示す曲線である。
【図６】故障の処理を示す論理図である。
【図７】活動チェックのための妥当な低出力温度窓を示
す曲線である。
す曲線である。
１０ コンプレッサ
１２ タービン
１４ 燃焼器
２２ 調整可能な制御バルブ
２６ 熱電対
２８ エンジン制御装置
３２ 制御バルブアクチュエータ
３８ 第一ロータ段
４４ 第二ロータ段
４８ タービンブレード
５０ ベーンを有するステータ
５２ 中空ベーン
５４ シールシュラウド
６０ シールランナ
６４ ラビリンスフロー通路
Claims (17)
- 【請求項１】 高温作業流体が順番に第一ブレード式
ロータ段、複数の中空ベーンを有するステータ、第二ブ
レード式ロータ段へ環状に流れ、前記第一及び第二ロー
タ段及びシールシュラウド周囲へ密閉状に固定され、ラ
ビリンスフロー通路を形成するように前記ベーンを有す
るステータとわずかに空間を残して固定された環状シー
ルランナから成るフロー抵抗ラビリンスシールと、前記
ベーンを有するステータの上流にあたる前記環状フロー
及び前記ラビリンスフロー通路と制限された流体でつな
がっている上流高圧空間と、前記ラビリンスフロー通路
と流体でつながり、前記ベーンを有するステータの下流
にある前記環状フローと制限された流体でつながってい
る下流高圧空間と、コンプレッサと、前記コンプレッサ
から空気を前記上流高圧空間へ送るために接続された配
管ネットワークとを有する軸流ガスタービンエンジンに
おいて、前記配管ネットワークに設けられた調整可能な
制御バルブ手段と、前記ラビリンスフロー通路あるいは
前記下流高圧空間に設けられた流体温度センサと、前記
流体温度センサに反応して前記調整可能な制御バルブと
から構成されることを特徴とするガスタービンエンジン
。 - 【請求項２】 前記流体温度センサが上記ラビリンス
フロー通路の入口と出口との間に設けられたことを特徴
とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項３】 バイパス開口部が前記シールシュラウ
ドを介して前記フロー通路の入口と出口との間及び前記
下流高圧空間と流体でつながっており、前記流体温度セ
ンサが前記バイパス開口部に設けられた熱電対から構成
されることを特徴とする請求項２に記載のガスタービン
エンジン。 - 【請求項４】 前記配管ネットワークが平行なフロー
関係にある複数の配管から構成され、前記配管のうちひ
とつは調整可能なバルブが設けられていないことを特徴
とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項５】 前記配管ネットワークの高圧空間が前
記バルブ手段の下流に設けられ、ベーン冷却フロー経路
が前記中空ベーンを介して前記ベーンの下流端で前記高
温作業流体へ流れ込み、前記高圧空間と流体でつながっ
ていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン
エンジン。 - 【請求項６】 高温作業流体が順番に第一ブレード式
ロータ段、ベーンを有するステータ、第二ブレード式ロ
ータ段へ環状に流れ、シールシュラウド周囲を通過し、
前記ベーンを有するステータへ固定された前記ベーンを
有するステータの上流にある前記環状フローから前記ベ
ーンを有するステータの下流にある前記環状フローへの
漏れ経路と、前記漏れフロー経路に設けられ、ラビリン
スフロー通路を形成するフロー抵抗ラビリンスシールと
、コンプレッサと、前記コンプレッサから前記ラビリン
スフロー通路の上流にある前記漏れフロー経路へ空気を
送るよう接続された配管ネットワークとを有するガスタ
ービンエンジンにおいて、前記配管ネットワークに設け
られた調整可能なバルブ手段と、前記ラビリンスフロー
通路に設けられた流体温度センサと、前記流体温度セン
サに反応する前記調整可能な制御バルブとから構成され
ることを特徴とするガスタービンエンジン。 - 【請求項７】 バイパス開口部が前記シールシュラウ
ドを介して前記ラビリンスフロー通路及び前記ベーンを
有するステータの下流にある前記環状フローと流体でつ
ながっており、前記流体温度センサが前記バイパス開口
部に設けられた熱電対から構成されることを特徴とする
請求項６に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項８】 前記配管ネットワークが平行なフロー
関係にある複数の配管から構成され、前記配管のひとつ
が調整可能な制御バルブを設けられていないことを特徴
とする請求項７に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項９】 高温作業流体が順番に第一ブレード式
ロータ段、複数の中空ベーンを有するベーンを有するス
テータ、第二ブレード式ロータ段へ環状に流れ、フロー
抵抗ラビリンスシールが前記第一及び第二ロータ段及び
シールシュラウド周囲へ密閉状に固定され、ラビリンス
フロー通路を形成するように前記ベーンを有するステー
タとわずかに空間を残して固定された環状シールランナ
から成り、前記ラビリンスフロー通路が前記ベーンを有
するステータの上流にある前記環状フロー及び前記ベー
ンを有するステータの下流にある前記環状フローとが流
体でつながった軸流ガスタービンエンジンにおいて、熱
電対が、前記シールシュラウドを完通しており前記中空
ベーンのひとつの中空内面と半径が整合する放射状開口
部と、前記放射状開口部内に設けられた熱電対を有する
前記のひとつの中空ベーンの中を伸長する直線状の熱電
対支持物とから構成されることを特徴とするガスタービ
ンエンジン。 - 【請求項１０】 バイパス開口部が前記シールシュラ
ウドを介して前記放射状開口部及び前記ベーンを有する
ステータの下流にある前記環状フローと流体でつながっ
ており、前記熱電対が前記ラビリンスフロー通路及び前
記バイパス開口部との間に設けられたことを特徴とする
請求項９に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項１１】 高温作業流体が順番に第一ブレード
式ロータ段、複数の中空ベーンを有するベーンを有する
ステータ、第二ブレード式ロータ段へ環状に流れ、前記
第一及び第二ロータ段及びシールシュラウド周囲へ密閉
状に固定され、ラビリンスフロー通路を形成するように
前記ベーンを有するステータとわずかに空間を残して固
定された環状シールランナから成るフロー抵抗ラビリン
スシールと、前記ベーンを有するステータの上流にあた
る前記環状フロー及び前記ラビリンスフロー通路と制限
された流体でつながっている上流高圧空間と、前記ラビ
リンスフロー通路と流体でつながっており、前記ベーン
を有するステータの下流にある前記環状フローと制限さ
れた流体でつながっている下流高圧空間と、コンプレッ
サと、前記コンプレッサから前記上流高圧空間へ冷却気
流を送るよう接続された配管ネットワークと、前記配管
ネットワークに設けられた調整可能な制御バルブ手段と
を有する航空機の軸流ガスタービンエンジンにおいて、
前記ラビリンスフロー通路を介して通過するガスの温度
を測定し、前記ラビリンスフロー通路を通過する前記ガ
ス温度の測定値に応じて温度をほぼ一定最大値に保つた
めに前記冷却気流の量を調節することを特徴とする操作
方法。 - 【請求項１２】 二つの熱電対で前記ラビリンスフロ
ー通路を通過するガス温度を測定し、前記熱電対のそれ
ぞれの測定された温度を比較し、所定量との大小比較に
より区別するための前記測定された温度に応じて前記調
整可能なバルブを解放し維持することを特徴とする請求
項１１に記載の方法。 - 【請求項１３】 航空機速度を検出し前記検出した速
度を第一の所定速度と比較し、前記検出した速度が前記
第一の所定速度より遅ければ前記バルブを解放して維持
し、前記検出した空速が前記所定空速より速ければ、前
記ラビリンスフロー通路を通過する前記ガス温度の測定
値に応じて温度をほぼ一定最大値に維持するために前記
冷却気流の量を調節することを特徴とする請求項１１に
記載の方法。 - 【請求項１４】 前記検出した速度を前記第一の所定
速度より遅い第二の所定速度と比較し、前記検出した気
流が第一の所定気流よりも速い場合には前記気流を調節
した後で再度比較し、前記検出した空速が前記第二の所
定空速より遅い場合には前記バルブを解放し維持するこ
とを特徴とする請求項１３に記載の方法。 - 【請求項１５】 続く出力行程が見込まれる場合、一
度低エンジン出力状態を検出し、検出した温度とは無関
係に前記低出力状態で前記バルブを開いたまま維持し、
前記出力行程が始動した後に、前記ラビリンスフロー通
路を通過する前記ガス温度の測定値に応じて温度をほぼ
一定最大値に維持するために前記冷却気流の量を調節す
ることを特徴とする請求項１１に記載の方法。 - 【請求項１６】 低エンジン出力で、確実にバルブ開
口状態とし、検出した温度をエンジン速度及び周囲温度
に基づいた見込み温度範囲と比較し、 もし前記検出
した温度が前記温度範囲よりも高い場合には故障メッセ
ージを検出することを特徴とする請求項１２に記載の方
法。 - 【請求項１７】 前記検出した温度が前記温度範囲よ
り低い場合に後の飛行のために前記バルブを解放して維
持し、後の保守で再調査するためにメッセージを記録し
ておくことを特徴とする請求項１６に記載の方法。
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|---|---|---|---|
| US07/634,905 US5157914A (en) | 1990-12-27 | 1990-12-27 | Modulated gas turbine cooling air |
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Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008196490A (ja) * | 2007-02-13 | 2008-08-28 | General Electric Co <Ge> | インピンジメント冷却マニホルド用の一体型支持体／熱電対ハウジング並びに冷却法 |
| CN101614138A (zh) * | 2008-06-25 | 2009-12-30 | 通用电气公司 | 在涡轮机中设立叶轮空间温度警报的方法、系统及控制器 |
| JP2010196664A (ja) * | 2009-02-26 | 2010-09-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 温度検出装置、タービン静翼、および、ガスタービン |
| US9297308B2 (en) | 2012-02-27 | 2016-03-29 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Temperature measurement in a gas turbine |
| KR20160090388A (ko) | 2014-02-03 | 2016-07-29 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 가스 터빈, 가스 터빈의 제어 장치, 가스 터빈의 냉각 방법 |
Families Citing this family (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5232339A (en) * | 1992-01-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Finned structural disk spacer arm |
| US5217348A (en) * | 1992-09-24 | 1993-06-08 | United Technologies Corporation | Turbine vane assembly with integrally cast cooling fluid nozzle |
| DE69606392T2 (de) * | 1995-03-15 | 2000-09-07 | United Technologies Corp | Abriebfeste lagerung eines dichtringes in einer gasturbine |
| US6032457A (en) * | 1996-06-27 | 2000-03-07 | United Technologies Corporation | Fuel nozzle guide |
| GB2319307B (en) * | 1996-11-12 | 2000-11-08 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine cooling air flow control |
| DE19931765A1 (de) * | 1999-07-08 | 2001-01-11 | Rolls Royce Deutschland | Zweistufige oder mehrstufige Axialturbine einer Gasturbine |
| US6431824B2 (en) * | 1999-10-01 | 2002-08-13 | General Electric Company | Turbine nozzle stage having thermocouple guide tube |
| US6546735B1 (en) * | 2001-03-07 | 2003-04-15 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating turbine engines using rotor temperature sensors |
| US6832891B2 (en) | 2001-10-29 | 2004-12-21 | Man Turbomaschinen Ag | Device for sealing turbomachines |
| EP1696102B1 (de) * | 2005-02-28 | 2015-07-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur Betriebsüberwachung einer Gasturbine und Gasturbine |
| US7230205B2 (en) * | 2005-03-29 | 2007-06-12 | Siemens Power Generation, Inc. | Compressor airfoil surface wetting and icing detection system |
| US8474268B2 (en) * | 2007-08-16 | 2013-07-02 | General Electric Company | Method of mitigating undesired gas turbine transient response using event based actions |
| DE102008014743A1 (de) * | 2008-03-18 | 2009-09-24 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verdichterstator mit Teildeckband |
| IT1399156B1 (it) * | 2009-12-19 | 2013-04-11 | Nuovo Pignone Spa | Metodo e sistema di raffreddamento per specifici componenti di una turbina a gas e relativa turbina. |
| US9540940B2 (en) * | 2012-03-12 | 2017-01-10 | General Electric Company | Turbine interstage seal system |
| US9028205B2 (en) * | 2012-06-13 | 2015-05-12 | United Technologies Corporation | Variable blade outer air seal |
| US10094389B2 (en) * | 2012-12-29 | 2018-10-09 | United Technologies Corporation | Flow diverter to redirect secondary flow |
| WO2014151425A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-25 | United Technologies Corporation | Instrumentation transfer strut |
| WO2016059348A1 (fr) * | 2014-10-15 | 2016-04-21 | Snecma | Ensemble rotatif pour turbomachine comprenant une virole de rotor auto-portee |
| US10337345B2 (en) | 2015-02-20 | 2019-07-02 | General Electric Company | Bucket mounted multi-stage turbine interstage seal and method of assembly |
| DE102015226732A1 (de) * | 2015-12-24 | 2017-06-29 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Sensoranordnung und Messverfahren für eine Turbomaschine |
| ITUB20160240A1 (it) * | 2016-01-20 | 2017-07-20 | Turboden Srl | Metodo e dispositivo per ridurre le perdite di trafilamento in una turbina |
| DE102017205573A1 (de) | 2017-03-31 | 2018-10-04 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Messvorrichtung und Messverfahren für eine Strömung |
| JP6252819B1 (ja) | 2017-09-26 | 2017-12-27 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 制御装置、ガスタービン、制御方法及びプログラム |
| JP7129810B2 (ja) * | 2018-04-13 | 2022-09-02 | 三菱重工業株式会社 | 冷却空気調整弁の弁開度決定装置、ディスクキャビティ目標温度決定装置、およびディスクキャビティ温度制御装置 |
| US11255267B2 (en) * | 2018-10-31 | 2022-02-22 | Raytheon Technologies Corporation | Method of cooling a gas turbine and apparatus |
| US10961857B2 (en) * | 2018-12-21 | 2021-03-30 | Rolls-Royce Plc | Turbine section of a gas turbine engine with ceramic matrix composite vanes |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2896906A (en) * | 1956-03-26 | 1959-07-28 | William J Durkin | Turbine cooling air metering system |
| US2971997A (en) * | 1958-03-06 | 1961-02-14 | Gen Motors Corp | Sampling thermocouple |
| GB1348127A (en) * | 1971-04-19 | 1974-03-13 | Secr Defence | Gas turbine engine |
| US4213738A (en) * | 1978-02-21 | 1980-07-22 | General Motors Corporation | Cooling air control valve |
| US4217755A (en) * | 1978-12-04 | 1980-08-19 | General Motors Corporation | Cooling air control valve |
| US4332133A (en) * | 1979-11-14 | 1982-06-01 | United Technologies Corporation | Compressor bleed system for cooling and clearance control |
| US4487016A (en) * | 1980-10-01 | 1984-12-11 | United Technologies Corporation | Modulated clearance control for an axial flow rotary machine |
| US4416111A (en) * | 1981-02-25 | 1983-11-22 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Air modulation apparatus |
| GB2170865A (en) * | 1985-02-08 | 1986-08-13 | Rolls Royce | Gas turbine engine with cooling device |
| US4815928A (en) * | 1985-05-06 | 1989-03-28 | General Electric Company | Blade cooling |
| US4815272A (en) * | 1987-05-05 | 1989-03-28 | United Technologies Corporation | Turbine cooling and thermal control |
| US4893983A (en) * | 1988-04-07 | 1990-01-16 | General Electric Company | Clearance control system |
| US4869640A (en) * | 1988-09-16 | 1989-09-26 | United Technologies Corporation | Controlled temperature rotating seal |
| US5022817A (en) * | 1989-09-12 | 1991-06-11 | Allied-Signal Inc. | Thermostatic control of turbine cooling air |
-
1990
- 1990-12-27 US US07/634,905 patent/US5157914A/en not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-12-24 EP EP91312012A patent/EP0493111B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1991-12-24 DE DE69107988T patent/DE69107988T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1991-12-27 JP JP03360068A patent/JP3100723B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008196490A (ja) * | 2007-02-13 | 2008-08-28 | General Electric Co <Ge> | インピンジメント冷却マニホルド用の一体型支持体／熱電対ハウジング並びに冷却法 |
| CN101614138A (zh) * | 2008-06-25 | 2009-12-30 | 通用电气公司 | 在涡轮机中设立叶轮空间温度警报的方法、系统及控制器 |
| JP2010007663A (ja) * | 2008-06-25 | 2010-01-14 | General Electric Co <Ge> | ターボ機械においてホイールスペース温度アラームを設定するための方法、システム及び制御装置 |
| JP2010196664A (ja) * | 2009-02-26 | 2010-09-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 温度検出装置、タービン静翼、および、ガスタービン |
| US9297308B2 (en) | 2012-02-27 | 2016-03-29 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Temperature measurement in a gas turbine |
| KR20160090388A (ko) | 2014-02-03 | 2016-07-29 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 가스 터빈, 가스 터빈의 제어 장치, 가스 터빈의 냉각 방법 |
| US10267153B2 (en) | 2014-02-03 | 2019-04-23 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine, gas turbine control device, and gas turbine cooling method |
| DE112015000616B4 (de) | 2014-02-03 | 2023-12-28 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gasturbine, Gasturbinen-Steuervorrichtung und Gasturbinen-Kühlverfahren |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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