JPH0472051B2 - - Google Patents

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JPH0472051B2
JPH0472051B2 JP59233041A JP23304184A JPH0472051B2 JP H0472051 B2 JPH0472051 B2 JP H0472051B2 JP 59233041 A JP59233041 A JP 59233041A JP 23304184 A JP23304184 A JP 23304184A JP H0472051 B2 JPH0472051 B2 JP H0472051B2
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JP
Japan
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air
engine
compressor
bleed
disk
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JP59233041A
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English (en)
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JPS60116828A (ja
Inventor
Aauin Ueinaa Haauei
Rii Araado Kenesu
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RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
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Publication date
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Publication of JPH0472051B2 publication Critical patent/JPH0472051B2/ja
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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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明は、ガスタービンエンジンに係り、更に
詳細には軸流圧縮機のブレードの先端とそれらに
付随する周縁シールとの間のクリアランス（間
隙）を制御するアクテイブクリアランス制御装置
に係る。
背景技術 周知の如く、航空機用エンジンの工業界に於て
は、エンジンにアクテイブクリアランス制御装置
を組込むことによつて比推力燃料消費量
（TSFC）が大きく改善されている。例えば本願
出願人であるユナイテツド・テクノロジーズ・コ
ーポレイシヨンのPratt ＆ Whitney Aircraft
により製造されているJT9Dエンジンは、本願出
願人に譲渡された米国特許第4069662号に開示さ
れたアクテイブクリアランス制御装置を含むよう
修正されている。上述の米国特許の実施例に於て
は、スプレーバーがエンジンケースの周りに適宜
な位置にて設けられ、フアン空気がエンジンケー
ス上に衝突せしめられ、これによりエンジンケー
スを冷却してこれを収縮させ、該エンジンケース
に取付けられたアウタエアシールをタービンブレ
ードの先端へ向けて駆動するようになつている。
かかるクリアランス制御装置は当技術分野に於て
指称されている如くアクテイブクリアランス制御
装置である。何故ならば空気を衝突させることは
エンジン運転包囲線のあるモード中に於てのみ行
われるからである。このことは幾つかのエンジン
部材を冷却すべく連続的に空気を流す受動的型式
の制御装置とは対照的である。
エンジン内の或る与えられた幾つかの位置にア
クテイブクリアランス制御装置を使用することに
より、エンジンの性能がTSFCの点に於て２％以
上向上された。ブレード及び／又はラビリンスシ
ールの周りを漏洩する空気はエンジンの全体とし
ての性能を低下させる要因となるので、全ての回
転するブレード及びラビリンスシールの間隙を低
減することが望ましいことは明らかである。
本発明は、エンジン外ではなくエンジン内にて
作動する圧縮機ブレード及びラビリンスシール用
のアクテイブクリアランス制御装置に関するもの
である。また本発明はブレードを周縁シールへ向
けて膨張させることによつてブレードとシールと
の間の間隙を低減し且ラビリンスシールの蜜な嵌
合状態を維持すべく、圧縮機のボアを加熱するこ
とに関するものである。吸入空気よりも高圧且高
温状態にある圧縮機よりの抽気空気は、エンジン
の中心線に近接した位置にて圧縮機のボア内へ半
径方向へ導かれ、該ボア内にて抽気空気は圧縮機
のデイスクをこすり、エンジンの後方へ流れて作
動媒体ガスと混合される。少量の空気がこれと同
一の目的でエンジの前方へ流れる。また抽気空気
はエンジンの出口端へ向けて後方へ移動する際に
他の冷却の目的で使用されてもよい。例えばこの
空気は軸受コンパートメントを冷却し又は緩衝し
たり、タービンを冷却するために使用されてもよ
い。
本発明は、低温空気源、例えば第９段より圧縮
機吐出空気を抽気し、高温空気源、例えば第15段
より圧縮機吐出空気を抽気し、低温空気又は高温
空気又はその両方が高圧圧縮機セクシヨンの適宜
な位置にてドラムロータのボア内へ導かれるよう
にすることに関する。空気は圧縮段の中央に於て
ドラムロータのボア内へ供給されることが好まし
く、一つの好ましい実施例に於ては、第９段に近
接した位置にて行われる。圧縮機抽気空気は高圧
圧縮機ケースに設けられたマニホールドキヤビテ
イと連通する中空のステータベーンを経てまたラ
ビリンス型のインナエアシールに近接して高圧圧
縮機ロータに形成された孔を経て供給される。中
空のステータベーンよりの空気がエンジンの中心
線に近接して流れることが確保されるよう、非渦
流発生導管が使用される。この空気は圧縮機ロー
タを適正に収縮又は膨張させるべく冷却又は加熱
の目的でロータをこするように流れる。弁装置が
この目的を達成すべくその開閉によつて低温空気
及び／又は高温空気の流れを制御し、これにより
航空機の巡航条件中には高温の空気が圧縮機デイ
スクを膨張させ、従つて圧縮機ブレードとそれら
のシールとの間の間隙を閉ざし、且ラビリンスシ
ールの間隙を低減するために使用される。圧縮機
がその最も高温のレベルにて運転される離陸時又
は高出力条件時には、比較的低温の空気が圧縮機
のボア内へ導かれ、これにより圧縮機のデイスク
が収縮せしめられ、圧縮機ブレードの先端がそれ
と共働するシールに摩擦接触することが回避され
る。
発明の開示 本発明の一つの目的は、圧縮機ブレードの先端
がガスタービンエンジン内にて膨張によつてその
周縁シールに一層近付くよう、圧縮機のボアを加
熱するための手段を設けることである。本発明の
一つの特徴はエンジンの或る運転条件中にボアが
過熱された状態になることがないようにする手段
を設けることである。比較的高温の段及び比較的
低温の段より抽気された空気は、高圧圧縮機の中
央領域に於てエンジンの中心線に近接した位置に
てボア内へ導かれる。本発明の他の一つの特徴
は、圧縮機の或る幾つかの位置よりの空気の流れ
を択一的に又は同時に選択的に発生させることで
ある。本発明の更に他の一つの特徴は、圧縮機の
中空のステータ及びラビリンス型のインナエアシ
ールの間に形成された孔を経て抽気空気を供給す
ることである。本発明の更に他の一つ特徴は、調
節弁装置を適宜に選定することにより、空気の体
積流量及び温度が制御されるということである。
以下に添付の図を参照しつつ本発明の実施例に
ついて詳細に説明する。
発明を実施するための最良の形態 これより本発明を、本願出願人であるユナイテ
ツド・テクノロジーズ・コーポレイシヨンの
Pratt ＆ Whitney Aircraftにより製造されて
いるモデルJT−９、2037、4000エンジンにより
代表される型式のツインスプール型ガスタービン
エンジンとの関連で説明するが、本発明の他の型
式のガスタービンエンジンにも適用可能であるこ
とに留意されたい。上述の如く発明はその好まし
い実施例に於ては、ツインスプール型エンジンの
高圧圧縮機に利用され、圧縮機空気がそれが戻さ
れるエンジン内の点よりも高圧且高温の段に於て
抽気される。高圧圧縮機セクシヨンの一部を示す
添付の図より解る如く、符号１０にて全体的に示
された高圧圧縮機セクシヨンは複数個のブレード
１２及びそれに付随するデイスク１４を有するロ
ータと複数個の列のステータベーン１６とを含む
複数の圧縮段よりなつている。空気が下流側へ流
れると、回転する圧縮機のブレードによりその空
気に対し仕事が行われるので、その空気は徐々に
圧縮されてそれと共に温度が上昇する。
本発明によれば、空気は第19圧縮段及び実施例
の場合最終段（１５段）であるより高圧の段より
抽気される。かかる種類のエンジンに於て一般的
である如く、圧縮機より吐出する空気が燃焼器内
へ供給される前にデイフユーザ２１に通されるこ
とによつて拡散される。設計を簡略化する目的
で、第15段よりの空気はデイフユーザ２１よりブ
リード３３を経てデイフユーザを囲撓するキヤビ
テイ２５内へ導かれ、キヤビテイ２５よりアウタ
ケース３１に設けられた孔２３及び外部配管２０
を経てエンジン外へ導かれ、更に弁２６へ供給さ
れる。同様に第９段よりの圧縮機はブリード３２
を経て空気のインナケース３９を囲撓するキヤビ
テイ２７内へ抽気され、エンジンのアウタケース
３１に形成された孔２９を経て導管２２へ導か
れ、更に弁２６へ供給される。第９段のブリード
３２よりの空気流は用途、簡略性、設計の便宜な
どに応じてエンジンケース３１の内部にて導かれ
てもよい。
かくして抽気された空気は次いで導管２４、静
止シール支持体３３に形成された孔３０を経てキ
ヤビテイ２８内へ導かれ、該キヤビテイよりエン
ジンの中心線Ａへ向けて半径方向内方へ導かれる
ことにより、圧縮機のボア領域へ導かれる。回転
するロータ及びシヤフトにより発生されるる遠心
力に抗する方向への上述の如き空気の流れを可能
ならしめるべく、一つ又はそれ以上のベーン４０
が中空に形成され且キヤビテイ２８と連通してい
る。複数個の非渦流発生チユーブ４２（そのうち
の一つのみが図示されており、チユーブの数は必
要とされる流量により決定される）がスペーサ４
７に取付けられ且これと共に回転するようになつ
ており、中空のベーン４０の端部と連通して該端
部より吐出する空気の流れを受入れるようになつ
ており、シヤフト４１の近傍まで延在している。
抽気された空気は設計圧力降下により制御される
圧力に選定されるので、抽気された空気の一部は
ボア領域内を前方へ流れるが、抽気空気の主要部
はエンジンの後方へ、即ちエンジンの作動媒体流
体の流れ方向へ流れる。空気がデイスク１４のボ
ア４３を通過する際には、その空気の一部はウエ
ブ４５及びリム４７をこすり、その抽気空気より
伝達された熱によつてデイスクが膨張せしめら
れ、これによりそれに付けられたブレード１２が
周縁シール５３へ向けて駆動され、これによりそ
れらの間隙が制御される。
同様に圧縮機セクシヨン内の種々のラビリンス
シール、図示の実施例の場合にはラビリンスシー
ル４４及び４６が同様に膨張せしめられて、それ
らの間隙が低減される。図示の如く、リム４７の
外周部に取付けられたナイフエツジ５５は圧縮機
のボア領域内へ供給される抽気空気の温度の関数
として膨張又は収縮され、ランド５７へ近付づく
方向へ又はこれより離れる方向へ駆動される（幾
つかの要素は寸法が異つているが、添付の図に於
てはこれらの要素は機能が同一であれば同一の符
号にて示されている）。
上述の如き目的で、離陸時の如くエンジンの高
出力運転中には第９段よりの空気がボア流域へ供
給され、航空機の巡航条件の如くエンジンの低減
された出力運転中には第15段よりの空気がボア領
域へ供給されるよう、弁２６が任意の周知の要領
にて制御される。高圧段よりの空気は比較的高い
温度状態になり、ボア領域を加熱してデイスクを
半径方向外方へ成長させ、これにより各ブレード
の先端とその周縁シールとの間の間隙を低減す
る。またラビリンスシール４６及び４４も同様に
加熱され、それらの間隙が最小限の値に維持され
る。
適宜な指令に応答して弁２６を適正に制御する
ことにより、空気の温度及び体積流量が適宜に制
御される。適当であるものと考えられる制御装置
の一例として前述の米国特許に開示された制御装
置を参照されたい。
以上に於ては、本発明を特定の実施例について
詳細に説明したが、本発明はかかる実施例に限定
れるものではなく、本発明の範囲内にて種々の実
施例が可能であることは当業者にとつて明らかで
あろう。
【図面の簡単な説明】
添付の図は本発明の詳細を示すツインスプール
型ガスタービンエンジンの高圧圧縮機セクシヨン
を示す解図である。 １０……高圧圧縮機セクシヨン、１２……ブレ
ード、１４……デイスク、１６……ステータベー
ン、２１……デイフユーザ、２２……導管、２３
……孔、２５……キヤビテイ、２６……弁、２
７，２８……キヤビテイ、２９，３０……孔、３
１……アウタケース、３２……ブリード、２３…
…静止シール支持体、４０……ベーン、４１……
シヤフト、４２……非渦流発生チユーブ、４３…
…ボア、４４……ラビリンスシール、４５……ウ
エブ、４６……ラビリンスシール、４７……リ
ム、５５……ナイフエツジ、５７……ランド。

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. １ 航空機を推進駆動するガスタービンエンジン
    のためのアクテイブクリアランス制御装置にし
    て、前記エンジンは軸流圧縮機のボア領域内にて
    回転可能に支持された複数個の軸流圧縮段を有し
    ていることと、各段は複数個のブレードの先端の
    周りに配設されたエアシールにより囲撓されデイ
    スクに支持された複数個のブレードと、各ブレー
    ドの前方に配置された一列のステータベーンとを
    含んでいることと、前記軸流圧縮段の実質的に中
    央の段及びその下流側の段より圧縮された空気を
    選択的に抽気する抽気手段と、前記複数個の軸流
    圧縮段の回転軸線に近接した位置にて前記ボア領
    域内へ前記抽気された空気を供給する供給手段
    と、前記供給手段は前記複数列のステータベーン
    のうちの一つとしての少なくとも一つの中空のス
    テータベーンと該中空のステータベーンの半径方
    向内方部より前記回転軸線へ向けて半径方向内方
    へ延在する非渦流発生導管とを含んでいること
    と、前記エンジンの低出力条件中に前記デイスク
    が前記エアシールへ向けて膨張し前記エアシール
    と前記ブレードの前記先端との間の間隙を閉ざす
    よう、前記供給手段により前記圧縮された空気を
    前記ボア領域へ導入して前記デイスクを加熱すべ
    く前記抽気手段を制御する制御手段とを含むアク
    テイブクリアランス制御装置。
JP59233041A 1983-11-03 1984-11-05 アクテイブクリアランス制御装置 Granted JPS60116828A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US548466 1983-11-03
US06/548,466 US4576547A (en) 1983-11-03 1983-11-03 Active clearance control

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS60116828A JPS60116828A (ja) 1985-06-24
JPH0472051B2 true JPH0472051B2 (ja) 1992-11-17

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ID=24188958

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JP59233041A Granted JPS60116828A (ja) 1983-11-03 1984-11-05 アクテイブクリアランス制御装置

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US (1) US4576547A (ja)
EP (1) EP0141770B1 (ja)
JP (1) JPS60116828A (ja)
DE (2) DE141770T1 (ja)

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