JPH04301102A - ガスタービンエンジンの間隙制御装置 - Google Patents

ガスタービンエンジンの間隙制御装置

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JPH04301102A
JPH04301102A JP3350498A JP35049891A JPH04301102A JP H04301102 A JPH04301102 A JP H04301102A JP 3350498 A JP3350498 A JP 3350498A JP 35049891 A JP35049891 A JP 35049891A JP H04301102 A JPH04301102 A JP H04301102A
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JP
Japan
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shroud
rotor
ring
gap control
control device
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Pending
Application number
JP3350498A
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English (en)
Inventor
Dean T Lenahan
ディーン・トーマス・レナハン
L D Shotts
エル・ディー・ショッツ
Bandadi S Shetty
バンダディ・シェカー・シェティー
Jeffrey Glover
ジェフリー・グローバー
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General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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Publication date
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    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (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。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンエンジンの
改良に関し、特に、ロータと周囲シュラウドとの間の間
隙を制御する改良手段に関する。
【０００２】
【従来の技術】高い効率を保つために、タービンエンジ
ンの製造業者は動翼先端と周囲の静止シュラウド構造体
との間にできるだけ狭い間隙を保つことに努めてきた。 なぜなら翼端とシュラウド構造体との間をガスが通ると
、装置に有用なエネルギーが減るからである。もし装置
が定常最大出力状態だけで作用するとすれば、動翼と周
囲静止シュラウドとの間に所望の狭い間隙関係を設定す
ることは簡単である。しかし、実際には、全てのタービ
ンエンジンは最初静止状態から定常状態速度まで加速し
、最後には静止状態まで減速しなければならない。
【０００３】この移行運転は、上述の理想的な小間隙状
態では完全とはならない。このような移行状態でロータ
とシュラウドとの間に所望の間隙を維持する問題は、第
１に回転中のロータディスクと動翼の回転数の変化によ
って生じる機械的膨縮により、そして第２に回転中のロ
ータと周囲の静止シュラウド支持構造体との熱膨張差に
よって生じる相対的熱膨張により発生する。動翼と周囲
シュラウドと間の間隙を減らす普通の一方法は、静止シ
ュラウド支持構造体の全外周に沿って可変温度空気また
は可変流量の冷却空気を導きかつ調整することである。 この方法では、空気がエンジン運転の適当な段階中にタ
ービン部に導かれ、回転中のタービン部の膨縮に合わせ
てタービンシュラウド支持体の半径方向膨縮度を変える
。
【０００４】しかし、離着陸中のような航空機運動中に
は別の問題が生じる。このような運動中、エンジン中心
線に対して偏心的なエンジン荷重が発生する。偏心荷重
の間隙への影響を最少にする普通の方法の一つは、図３
に示すように、静止周囲シュラウドを偏心的に研削する
ことである。しかし、この方法によると、定常の低運動
荷重状態中、動翼と周囲シュラウドの一部分との間の間
隙増加の結果として、動翼の周囲の空気漏流が増加する
。
【０００５】
【発明の目的】本発明の目的は、ガスタービンエンジン
ロータと周囲シュラウドとの間に許容可能な間隙を保ち
ながら様々な航空機飛行状態間の移行をなし得る改良ガ
スタービンエンジンを提供することである。
【０００６】本発明の他の目的は、エンジンと航空機の
様々な操作態様にわたってロータと周囲の静止シュラウ
ドのいかなる部分との間にも干渉を起こすことなく運転
しうるガスタービンエンジンを提供することである。
【０００７】本発明の他の目的は、ガスタービンエンジ
ンにおいて動翼と周囲シュラウドの周方向部分との間の
間隙を連続的に調整できる装置を提供することである。
【０００８】
【発明の概要】本発明の一態様によれば、ロータと、シ
ュラウドと、シュラウドの個別部分を膨張または収縮さ
せる手段とからなる優れた新規な間隙制御装置が提供さ
れる。本発明の好適実施例では、前記手段は、蓄積され
そして高荷重により誘起されたロータの偏心度に合わせ
てシュラウドの形状を変える。
【０００９】本発明の目的と特徴と利点は、添付図面と
関連する以下の詳述からさらに明らかとなろう。添付図
面において同符号は同要素を表す。
【００１０】
【実施例の記載】図１はガスタービンエンジン１０を示
し、このエンジンはファン部１２と圧縮機１４と燃焼器
１６と高圧タービン１８と低圧タービン２０とからなり
、これらの構成部は全てエンジン中心線２２の周りに同
心的に配置されている。
【００１１】図２は本発明を組み込んだ高圧タービン１
８と関連構造体を詳細に示す。高圧タービン１８には単
段列の動翼２４が含まれ、高温ガス流路２６内に配置さ
れそして環状シュラウド２８に囲まれている。高温ガス
流路２６内の高温タービンガスは動翼２４に衝突するよ
うに導かれるので、ガスの慣性力により動翼２４が回転
する。
【００１２】この慣性力伝達の効率はエンジン全効率の
主要因子である。この伝達の効率を高める一手段は、動
翼２４の先端と環状静止シュラウド２８との間の高温ガ
スの漏れを減らすことである。
【００１３】図２に示した本発明の実施例では、動翼間
隙は、動翼２４の半径方向膨縮に合わせてシュラウド支
持環構造体１１を半径方向に膨縮させることにより減ら
される。
【００１４】分割形環状シュラウド２８が、好ましくは
、シュラウド支持体１１の環状リング３０に取付けた複
数の環部片で構成されている。環状リング３０はその後
端に半径方向内向きに延在するカラー３２を持ち、この
カラーは環状分割形ブラケット３４によりシュラウド２
８に取付けられている。リング３０の前側は環状分割形
ブラケット３６によりシュラウド２８に取付けられてい
る。環状分割ブラケット３６の軸方向支持は、分割リン
グ３８を軸方向後方かつ半径方向外方に延ばしてカラー
３２と係合させることによりなされる。
【００１５】環状リング３０の半径方向外方に少なくと
も一つの別個の高温空気衝突用マニホルド４０が配置さ
れ、環状高圧室４２を形成している。マニホルド４０と
連通した複数の空気抽出導管４４が圧縮機１４（図１）
の中間段からの高温空気を高圧室４２に導く。
【００１６】環状リング３０をさらに詳述すると、図示
のリング３０には半径方向外方に延在するフランジ４６
、４８が含まれ、高圧室４２に向かって突出しているが
マニホルド４０に接触するには至っていない。リング３
０とフランジ４６、４８は熱膨張率が比較的高い材料で
構成されている。高圧室４２内の高温抽出空気がマニホ
ルド４０に設けた穴５０を通ることによりリング３０と
フランジ４６、４８に衝突して半径方向の膨張および（
または）収縮を引起こす。高圧室４２に入る空気の量と
温度を調整することにより、フランジ４６、４８とリン
グ３０の膨張および（または）収縮の量を制御できる。 エンジン運転の適当な段階中のフランジ４６、４８とリ
ング３０の制御された半径方向の膨張および（または）
収縮により、シュラウド２８の半径方向の膨張または収
縮をロータ５２の半径方向膨張または収縮に密接に合わ
せてシュラウド２８とロータ５２の間に許容間隙を維持
することができる。
【００１７】本発明の好適実施例では、図４に示すよう
に、２つの別々の高温空気衝突マニホルド４０ａ、４０
ｂがフランジ４６、４８とリング３０を囲んでいる。衝
突マニホルド４０ａ、４０ｂには上側空気制御弁装置５
４ａと下側空気制御弁装置５４ｂが設けられ、マニホル
ド４０ａ、４０ｂに入る高温空気流の調整に役立つ。航
空機の運動中、大きな荷重の発生により、ロータ５２の
回転中心がエンジン中心線２２に対して偏心しがちにな
る。高温空気の量を制御して選定マニホルド内に導くこ
とにより、翼端２５と周囲シュラウド２８との間の間隙
を様々な飛行および荷重状態に対して調整できる。例え
ば、図４に示すように、上側空気制御弁装置５４ａを閉
ざすとともに下側空気制御弁装置５４ｂを開けば、高温
空気を下側マニホルド４０ｂに入れることはできるが上
側マニホルド４０ａに入れることはできない。その結果
、高温空気はリング３０とフランジ４６、４８（図２）
の下部に衝突して同部を加熱するが、リングとフランジ
の上部は比較的低温のままとなる。この不均等な加熱の
結果、シュラウド２８の下部はシュラウド２８の上部よ
り多く膨張するので、シュラウドは図示のように長円化
する。この長円化の結果、シュラウドが高荷重によるロ
ータの偏心に合致することにより、偏心荷重の間隙効果
が最少になる。しかし、本発明によれば、従来のシュラ
ウド研削方法と異なり、シュラウドは低荷重状態中、運
動による漏れが少ない比較的望ましい形状に戻り得る。 こうして、本発明は、エンジンと航空機の様々な操作態
様にわたってロータ５２と周囲シュラウド２８との間に
干渉を起こすことなく運転できるガスタービンエンジン
を提供する。
【００１８】本発明の最新の構成を図５に示す。この場
合、衝突マニホルド４０ａ、４０ｂは複数のマニホルド
部片４０ａー１、４０ａー２、４０ａー３、４０ａー４
、４０ａー５、４０ｂー１、４０ｂー２、４０ｂー３に
分割されている。この実施例では、ステータシュラウド
２８は図３に示したように、偏心状に研削されており、
高出力状態で均等に近い間隙を保ちうる。低出力状態で
は、ロータの中心とステータの中心はより密接に整合さ
れる結果、図３に示したような比較的広い間隙が生じる
。低出力状態では、マニホルド部片４０ａー１、４０ａ
ー２、４０ａー３、４０ａー４、４０ａー５、４０ｂー
１、４０ｂー２、４０ｂー３の選択的な冷却によりフラ
ンジ４６、４８の下側弧状部分を優先的に冷却すること
により、均等な周方向間隙が回復される。特に、マニホ
ルド部片４０ｂー１、４０ｂー２、４０ｂー３は部片４
０ａー１、４０ａー２、４０ａー３、４０ａー４、４０
ａー５よりかなり多くの衝突孔を有し、従って、フラン
ジ４６、４８の下側部分に追加冷却をもたらす。フラン
ジ４６、４８の下側弧状部の追加冷却の結果、シュラウ
ド２８の長円化が生じ、低出力状態で間隙の均等性が増
す。
【００１９】本発明の別の改良点は、弁６０を設けて空
気流を制御することであり、さらに詳述すると、高出力
状態で空気を下側マニホルドからそらして下側マニホル
ド部片４０ｂー１、４０ｂー２、４０ｂー３への空気流
を制限することである。空気を下側マニホルド部片から
そらすと、フランジ４６、４８においていっそう均等に
近い周方向温度分布が生じ、従って、高出力状態でいっ
そう均等な翼端間隙が生じる。この改良点は、高出力状
態への加速中過渡排気温度の低減に特に有効である。弁
６０はエンジン制御装置（ＥＣＵ）によりあるいはエン
ジン圧力比に支配される機械的切換手段により操作され
うることが好ましい。
【００２０】本発明の他の特徴は、追加的なマニホルド
と空気流と温度制御弁装置を用いることにより、動翼間
隙を全体的に増すことなく、動翼摩擦を起こすおそれの
あるシュラウド部分をなくすることができる。例えば、
別のマニホルドと高温空気制御弁装置を用いることによ
り、シュラウドの一部分を膨張させながら、シュラウド
の残部に沿って同じ動翼シュラウド間隙を容易に維持で
きる。
【００２１】当業者に明らかなように、本発明はここに
開示した特定実施例に限定されるものではなく、加熱と
冷却を用いてシュラウド面の膨縮をなす任意のガスター
ビンエンジン間隙制御装置に同様に適用されるものであ
る。例えば、電気域加熱系を用いてもよい。
【００２２】図面に示した寸法と比例構造関係は例に過
ぎず、本発明の間隙制御装置で用いる実際の寸法と比例
構造関係とみなすべきものではないことを理解されたい
。
【００２３】もちろん、本発明の範囲内で様々な改変と
代替が可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるガスタービンエンジンの概略断面
図である。
【図２】新規改良の間隙制御装置をさらに詳細に示す概
略断面図である。
【図３】従来の偏心状に研削したロータとシュラウド構
造体の概略図である。
【図４】２つの別々の空気衝突用マニホルドを有する新
規改良間隙制御装置の概略図である。
【図５】本発明による間隙制御装置の代替実施例の概略
図である。
【符号の説明】
１１　　シュラウド支持体 １８　　高圧タービン ２４　　動翼 ２８　　シュラウド ３０　　リング ３４、３６　　分割ブラケット ３８　　分割リング ４０、４０ａ、４０ｂ　　マニホルド ４４　　抽気導管 ４６、４８　　フランジ ５０　　穴 ５２　　ロータ ５４ａ　　上側空気制御弁 ５４ｂ　　下側空気制御弁 ６０　　弁

Claims (14)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】　　ガスタービンエンジンにおいて、間隙
    制御装置が、ロータと、シュラウドと、シュラウドの個
    別部分を膨張または収縮させる手段とを含む間隙制御装
    置。
  2. 【請求項２】　　少なくとも２つの個別空気マニホルド
    をさらに含む請求項１記載の間隙制御装置。
  3. 【請求項３】　　ガスタービンエンジンにおいて、間隙
    制御装置が、ロータと、シュラウドと、シュラウド支持
    構造体と、前記シュラウドを不均等に加熱または冷却す
    る手段とを含む間隙制御装置。
  4. 【請求項４】　　少なくとも２つの個別空気マニホルド
    をさらに含む請求項３記載の間隙制御装置。
  5. 【請求項５】　　ガスタービンエンジンにおいて、間隙
    制御装置が、ロータと、シュラウドと、シュラウド支持
    構造体と、このシュラウド支持構造体に不均等な周方向
    温度分布を発生して前記シュラウドを長円化する手段と
    を含む間隙制御装置。
  6. 【請求項６】　　ガスタービンエンジンにおいて、間隙
    制御装置が、複数の動翼およびエンジン中心線周りの回
    転の中心を有するロータと、前記動翼を半径方向外側で
    囲みかつ前記ロータと同心であるシュラウドと、高荷重
    により誘起される前記ロータの偏心度に合わせて前記シ
    ュラウドの形状を変える変更手段とを含む間隙制御装置
    。
  7. 【請求項７】　　ガスタービンエンジンにおいて、間隙
    制御装置が、複数の動翼およびエンジン中心線周りの回
    転の中心を有するロータと、前記動翼を半径方向外側で
    囲みかつ前記ロータと同心であるシュラウドと、シュラ
    ウド支持構造体と、高荷重により誘起される前記ロータ
    の偏心度に合わせて前記シュラウド支持構造体の温度を
    変える変更手段とを含む間隙制御装置。
  8. 【請求項８】　　前記シュラウド支持構造体はシュラウ
    ド支持体と環状リングと複数のフランジと複数の高温空
    気衝突用マニホルドとを含む、請求項７記載の間隙制御
    装置。
  9. 【請求項９】　　前記環状リングと前記フランジは比較
    的高い熱膨張率をもつ材料からなる、請求項８記載のシ
    ュラウド支持構造体。
  10. 【請求項１０】　　空気が前記リングと前記フランジと
    に衝突して膨張および（または）収縮を引起こす請求項
    ８記載の間隙制御装置。
  11. 【請求項１１】　　前記空気流の量を変えるように作用
    する空気流変更手段をさらに含む請求項１０記載の間隙
    制御装置。
  12. 【請求項１２】　　前記複数のフランジは前側フランジ
    と後ろ側フランジとを含み、前記環状リングは前記前側
    フランジから前記シュラウド支持体まで後方かつ半径方
    向外方に関節接合されている、請求項８記載の間隙制御
    装置。
  13. 【請求項１３】　　前記リングは延長部をもつ段付き前
    縁を含み、前記延長部は前記リングの本体部から半径方
    向にずれておりかつ前記シュラウド支持体の凹み内に挿
    入されるように形成されている、請求項１２記載の間隙
    制御装置。
  14. 【請求項１４】　　前記リング延長部の中心線が前記リ
    ング本体の中心と平行である請求項１３記載の間隙制御
    装置。
JP3350498A 1990-12-21 1991-12-11 ガスタービンエンジンの間隙制御装置 Pending JPH04301102A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/631,512 US5281085A (en) 1990-12-21 1990-12-21 Clearance control system for separately expanding or contracting individual portions of an annular shroud
US631,512 1990-12-21

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Publication Number Publication Date
JPH04301102A true JPH04301102A (ja) 1992-10-23

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ID=24531528

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JP3350498A Pending JPH04301102A (ja) 1990-12-21 1991-12-11 ガスタービンエンジンの間隙制御装置

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EP (1) EP0492865A1 (ja)
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