JPH05179994A - Gas turbine engine - Google Patents
Gas turbine engineInfo
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- JPH05179994A JPH05179994A JP34685891A JP34685891A JPH05179994A JP H05179994 A JPH05179994 A JP H05179994A JP 34685891 A JP34685891 A JP 34685891A JP 34685891 A JP34685891 A JP 34685891A JP H05179994 A JPH05179994 A JP H05179994A
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- turbine
- diffuser plate
- plate
- turbine scroll
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Abstract
Description
【0001】[0001]
【産業上の利用分野】この発明はガスタービンエンジ
ン、特に、タービンスクロールとディフューザプレート
との間の断熱構造に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine engine, and more particularly to a heat insulating structure between a turbine scroll and a diffuser plate.
【0002】[0002]
【従来の技術】ガスタービンエンジンであって、フロン
トハウジング内にコンプレッサが配置され、フロントハ
ウジングに対向してディフューザプレートが配置され、
フロントハウジングとディフューザプレートとの間にデ
ィフューザが配置され、ディフューザプレートにノズル
プレートのフランジ部を軸方向にボルトで固定し、ノズ
ルプレートのフランジ部及びタービンスクロールのフラ
ンジ部を半径方向のボルトによって固定した構造となっ
ている。タービンスクロールはディフューザプレートに
接近して位置しているためディフューザを通過した燃焼
器への流入空気はタービンスクロール内の高温の燃焼ガ
スの輻射熱の影響を受ける。ガスタービンエンジンでは
コンプレッサ出口空気の温度に応じて燃料供給量が定め
られる場合、コンプレッサ出口空気の温度はディフュー
ザの直ぐ下流の吸気通路に設けた温度センサによって計
測している。ところが、ディフューザを流出するコンプ
レッサ出口空気はタービンスクロールからの輻射熱の影
響を受けるため、ディフューザ後流に設けた温度センサ
ではコンプレッサ出口空気の温度を正確に把握すること
ができず、エンジンの制御に影響を与える。そこで、タ
ービンスクロールとディフューザプレートとの間を熱的
に遮断するため断熱材がタービンスクロールとディフュ
ーザプレートとの間に配置することが考えられる。例え
ば、実開平2−46031号参照では軸流タービンにお
いて燃焼器からタービンへの燃焼ガスの通路を区画する
外側壁面上に断熱材を配置したものを開示している。2. Description of the Related Art In a gas turbine engine, a compressor is arranged in a front housing, and a diffuser plate is arranged so as to face the front housing.
A diffuser is arranged between the front housing and the diffuser plate, the flange portion of the nozzle plate is fixed to the diffuser plate with bolts in the axial direction, and the flange portion of the nozzle plate and the flange portion of the turbine scroll are fixed with radial bolts. It has a structure. Since the turbine scroll is located close to the diffuser plate, the air flowing into the combustor that has passed through the diffuser is affected by the radiant heat of the hot combustion gas in the turbine scroll. In the gas turbine engine, when the fuel supply amount is determined according to the temperature of the compressor outlet air, the temperature of the compressor outlet air is measured by a temperature sensor provided in the intake passage immediately downstream of the diffuser. However, since the compressor outlet air flowing out of the diffuser is affected by the radiant heat from the turbine scroll, the temperature sensor provided downstream of the diffuser cannot accurately grasp the temperature of the compressor outlet air, which affects engine control. give. Therefore, it is conceivable to dispose a heat insulating material between the turbine scroll and the diffuser plate in order to thermally block the turbine scroll and the diffuser plate. For example, Japanese Utility Model Laid-Open No. 2-46031 discloses an axial flow turbine in which a heat insulating material is arranged on an outer wall surface which defines a passage for combustion gas from a combustor to a turbine.
【0003】[0003]
【発明が解決しようとする課題】従来技術では軸流ター
ビンにおいて燃焼器からタービンへの燃焼ガス通路を区
画する外側壁面上に断熱材を形成している。この構成は
燃焼ガスの高温をディフューザからの空気に直接晒さな
いため、ディフューザを流れるコンプレッサ出口空気が
燃焼ガスの高温の影響を受けないようにすることができ
る。ところが、従来技術の構造では断熱材はディフュー
ザと半径方向の同一位置までしか延設されていないため
ディフューザ下流は燃焼ガスの高温の影響を受け、ディ
フューザの下流に設置される温度センサによって正確な
吸気温度を検出することができないおそれがあった。In the prior art, in an axial turbine, a heat insulating material is formed on an outer wall surface that defines a combustion gas passage from the combustor to the turbine. Since this configuration does not directly expose the high temperature of the combustion gas to the air from the diffuser, it is possible to prevent the compressor outlet air flowing through the diffuser from being affected by the high temperature of the combustion gas. However, in the structure of the prior art, since the heat insulating material is extended only to the same position in the radial direction as the diffuser, the downstream side of the diffuser is affected by the high temperature of the combustion gas, and the temperature sensor installed downstream of the diffuser ensures accurate intake. There was a possibility that the temperature could not be detected.
【0004】この発明は燃焼ガスの高温によるディフュ
ーザ内のコンプレッサ出口空気への熱の影響を排除でき
る構造を提供することにある。An object of the present invention is to provide a structure capable of eliminating the influence of heat on the compressor outlet air in the diffuser due to the high temperature of the combustion gas.
【0005】[0005]
【課題を解決するための手段】この発明によれば、ガス
タービンエンジンのディフューザプレートに、ノズルプ
レートのフランジ部及びタービンスクロールのフランジ
部を半径方向に配置されるボルトによって固定した構造
において、該ボルトの頭部から半径外方に僅か隔てて、
タービンスクロールに向かって延びる環状の突起をディ
フューザプレートに形成し、該突起からディフューザプ
レートの外周端部にわたってタービンスクロールに面し
たディフューザプレート面上に形成される環状の凹所に
断熱材を保持せしめたことを特徴とするガスタービンエ
ンジンが提供される。According to the present invention, in the structure in which the flange portion of the nozzle plate and the flange portion of the turbine scroll are fixed to the diffuser plate of the gas turbine engine by the bolts arranged in the radial direction, the bolts are provided. Slightly outward from the head of the
An annular protrusion extending toward the turbine scroll is formed on the diffuser plate, and an insulating material is held in an annular recess formed on the diffuser plate surface facing the turbine scroll from the protrusion to the outer peripheral end of the diffuser plate. A gas turbine engine is provided.
【0006】[0006]
【作用】タービンスクロールを通過する燃焼ガスからの
輻射熱はディフューザの外周端部まで延設される断熱材
により遮断され、ディフューザの下流のコンプレッサ出
口空気の昇温は防止され、ディフューザの下流に温度セ
ンサを設けてもコンプレッサ出口空気の温度検出を精度
高く行うことができ、正確な量の燃料を供給することが
できる。The radiant heat from the combustion gas passing through the turbine scroll is blocked by the heat insulating material extending to the outer peripheral end of the diffuser, the temperature rise of the compressor outlet air downstream of the diffuser is prevented, and the temperature sensor is provided downstream of the diffuser. Even if it is provided, the temperature of the compressor outlet air can be detected with high accuracy, and an accurate amount of fuel can be supplied.
【0007】[0007]
【実施例】図1において、回転軸10は軸受ハウジング
12にラジアル軸受14及びスラスト軸受16によって
支持される。回転軸10にコンプレッサインペラ18
と、タービンロータ20とが背中合わせに設けられる。
コンプレッサインペラ18はフロントハウジング22内
に位置され、コンプレッサインペラ18とタービンロー
タ20との間にディフューザプレート24が配置され
る。ディフューザプレート24はその外周端部24−1
は湾曲して最終的には回転軸の軸線と平行な方向に延び
ている。ディフューザプレート24上に固定されるディ
フューザ25はフロントハウジング22に向かって延び
ている。26は燃焼器ハウジングであり、フロントハウ
ジング22と接合される。燃焼器ハウジング26内に燃
焼器28が配置され、燃焼器28の上端には燃料ノズル
30が配置され、燃焼器28の側面には点火栓32が取
り付けられる。燃焼器28の下端はタービンスクロール
36まで延びており、タービンスクロール36はタービ
ンロータ20に開口する。40はタービンシュラウドで
あり、排気管42に延びている。1, a rotary shaft 10 is supported by a bearing housing 12 by a radial bearing 14 and a thrust bearing 16. Compressor impeller 18 on rotating shaft 10
And the turbine rotor 20 are provided back to back.
The compressor impeller 18 is located inside the front housing 22, and a diffuser plate 24 is arranged between the compressor impeller 18 and the turbine rotor 20. The diffuser plate 24 has an outer peripheral end 24-1.
Is curved and finally extends in a direction parallel to the axis of the rotating shaft. A diffuser 25 fixed on the diffuser plate 24 extends toward the front housing 22. A combustor housing 26 is joined to the front housing 22. A combustor 28 is arranged in the combustor housing 26, a fuel nozzle 30 is arranged at an upper end of the combustor 28, and a spark plug 32 is attached to a side surface of the combustor 28. The lower end of the combustor 28 extends to the turbine scroll 36, and the turbine scroll 36 opens to the turbine rotor 20. A turbine shroud 40 extends to the exhaust pipe 42.
【0008】図2においてタービンスクロール36はそ
の内周において環状のノズルプレート46に接続され、
ノズルプレート46に円周方向に等間隔にノズルベーン
50が固定される。図3において、タービンスクロール
36は環状フランジ部52を備え、環状フランジ部52
はノズルプレート46のフランジ部48に半径方向のボ
ルト56によって固定される。半径の方向ボルト56は
円周方向に間隔をおいて複数箇所設けられる。また、ノ
ズルプレート46のフランジ部48には図2に示すよう
に、フロントハウジング22の手前より軸方向ボルト6
2がディフューザプレート24を介してねじ込まれ、こ
れによりフロントハウジング22とディフューザプレー
ト24とタービンスクロール36とが相互に組み付けら
れる構造となっている。In FIG. 2, the turbine scroll 36 is connected at its inner circumference to an annular nozzle plate 46,
The nozzle vanes 50 are fixed to the nozzle plate 46 at equal intervals in the circumferential direction. In FIG. 3, the turbine scroll 36 includes an annular flange portion 52, and the annular flange portion 52
Are fixed to the flange portion 48 of the nozzle plate 46 by radial bolts 56. The radial direction bolts 56 are provided at a plurality of positions at intervals in the circumferential direction. Further, as shown in FIG. 2, the flange portion 48 of the nozzle plate 46 is provided with the axial bolt 6 from the front of the front housing 22.
2 is screwed in via the diffuser plate 24, whereby the front housing 22, the diffuser plate 24, and the turbine scroll 36 are assembled together.
【0009】図3においてディフューザプレート24
は、タービンスクロール36の外周の位置においてター
ビンスクロール36に向かって、半径方向ボルト56の
頭部から半径方向に幾分隔てて軸線方向と平行な方向に
延びる環状の突起66を形成している。この環状の突起
66は該突起66からディフューザプレート24の湾曲
した外周端部24−1までの間でタービンスクロール3
6との対向面に環状の凹所68を形成し、この凹所68
に断熱材70が充填されている。In FIG. 3, the diffuser plate 24
Forms an annular projection 66 extending toward the turbine scroll 36 at a position on the outer periphery of the turbine scroll 36, extending somewhat in the radial direction from the head of the radial bolt 56 in a direction parallel to the axial direction. The annular projection 66 extends between the projection 66 and the curved outer peripheral end portion 24-1 of the diffuser plate 24.
An annular recess 68 is formed on the surface facing 6 and the recess 68
The heat insulating material 70 is filled in.
【0010】組み付け時、タービンスクロール36のフ
ランジ部52をノズルプレート46のフランジ部48に
半径方向ボルト56によって固定されたものを、タービ
ンロータ20の外周に軸方向より導入し、フロントハウ
ジング22側よりディフューザプレート24を介して軸
方向ボルト62を挿入し、ノズルプレート46のフラン
ジ部48にねじ込むことでフロントハウジング22と、
ディフューザプレート24と、ノズルプレート46と、
タービンスクロール36との組み付けを行う。組付時の
ノズルプレート46とディフューザプレート24との接
触部63の接触面積はディフューザプレート24の側へ
の伝熱の影響を排除するため必要最小限となっている。At the time of assembling, the flange portion 52 of the turbine scroll 36 fixed to the flange portion 48 of the nozzle plate 46 by the radial bolts 56 is axially introduced to the outer periphery of the turbine rotor 20 from the front housing 22 side. By inserting the axial bolt 62 through the diffuser plate 24 and screwing it into the flange portion 48 of the nozzle plate 46, the front housing 22 and
The diffuser plate 24, the nozzle plate 46,
Assembly with the turbine scroll 36 is performed. The contact area of the contact portion 63 between the nozzle plate 46 and the diffuser plate 24 at the time of assembly is minimized to eliminate the influence of heat transfer to the diffuser plate 24 side.
【0011】コンプレッサインペラ18で圧縮された空
気はディフューザ25及びその下流の吸気通路73を介
して燃焼器の周囲のハウジング26の内側との間の通路
74を介して燃焼器28に導入され、燃焼器内での燃焼
によって得られた燃焼ガスはノズルベーン50を介して
タービンロータ20に導入され、排気管42に排出され
る。高温の燃焼ガスがタービンスクロール36を通過す
るため、タービンスクロール36は高温となり、ディフ
ューザプレート24はタービンスクロール36からの輻
射熱を受ける。タービンスクロール36に面するディフ
ューザプレート24の面上に形成される凹所68にディ
フューザプレート24の外周端部24−1に至るまで断
熱材70が充填されているため、ディフューザ25を通
過した後のコンプレッサ出口空気に対する輻射熱の影響
は遮断され、ディフューザ25の下流のディフューザプ
レート24の背面の吸気通路73の例えばPの位置に配
置した温度センサによってコンプレッサ出口空気の温度
を正確に計測することができる。そのため、ディフュー
ザの出口温度を利用して正確の燃料量を演算することが
できる。The air compressed by the compressor impeller 18 is introduced into the combustor 28 through a passage 74 between the diffuser 25 and an intake passage 73 downstream of the diffuser 25 and the inside of the housing 26 around the combustor, and the combustion is performed. The combustion gas obtained by the combustion in the vessel is introduced into the turbine rotor 20 via the nozzle vanes 50 and discharged to the exhaust pipe 42. Since the high-temperature combustion gas passes through the turbine scroll 36, the turbine scroll 36 becomes hot and the diffuser plate 24 receives radiant heat from the turbine scroll 36. Since the recess 68 formed on the surface of the diffuser plate 24 facing the turbine scroll 36 is filled with the heat insulating material 70 up to the outer peripheral end portion 24-1 of the diffuser plate 24, after passing through the diffuser 25. The influence of radiant heat on the compressor outlet air is blocked, and the temperature of the compressor outlet air can be accurately measured by the temperature sensor arranged at the position P, for example, in the intake passage 73 on the rear surface of the diffuser plate 24 downstream of the diffuser 25. Therefore, an accurate fuel amount can be calculated using the outlet temperature of the diffuser.
【0012】ディフューザ25を通過した後のコンプレ
ッサ出口空気は通路74より燃焼器28に導入され、燃
焼に供されるが、このコンプレッサ出口空気は通路74
を通過するとき、高温の燃焼ガスが流れるタービンスク
ロール36の外部を冷却することができ、タービンスク
ロール36が燃焼ガスによって過熱されるおそれを回避
することができる。The compressor outlet air after passing through the diffuser 25 is introduced into the combustor 28 through the passage 74 and is used for combustion. This compressor outlet air is passed through the passage 74.
When passing through, the outside of the turbine scroll 36 through which the hot combustion gas flows can be cooled, and the turbine scroll 36 can be prevented from being overheated by the combustion gas.
【0013】[0013]
【発明の効果】半径方向ボルトの頭部からから半径外方
に僅か隔てて、タービンスクロールに向かって延びる環
状の突起をディフューザプレートに形成し、該突起から
ディフューザプレートの外周端部にわたってタービンス
クロールに面したディフューザプレート面上に形成され
る環状の凹所に断熱材を保持せしめたことで、タービン
スクロールからの輻射熱が、ディフューザを通過するコ
ンプレッサ出口空気に与える熱の影響を遮断し、ディフ
ューザの直ぐ下流のディフューザプレートの背面の吸気
通路に設けられる温度センサによって正確なコンプレッ
サ出口空気温度を知ることができるため、精度の高い燃
料供給量制御を実現することができる。EFFECTS OF THE INVENTION An annular projection is formed on a diffuser plate at a distance from a head of a radial bolt to a radial outer side and extends toward a turbine scroll, and the turbine scroll extends from the projection to an outer peripheral end portion of the diffuser plate. By holding the heat insulating material in the annular recess formed on the surface of the diffuser plate facing, the radiant heat from the turbine scroll blocks the effect of heat on the compressor outlet air passing through the diffuser, and Since the temperature of the compressor outlet air can be known accurately by the temperature sensor provided in the intake passage on the back surface of the diffuser plate on the downstream side, highly accurate fuel supply amount control can be realized.
【0014】エンジンの熱負荷や、振動等の何らかの原
因によって半径方向ボルト56が緩むことはあり得る
が、同ボルト56は突起66によってそれ以上の脱落を
防止され、回転部にかみこまれたりするおそれはない。
突起66は補強部材として機能し、熱疲労によるディフ
ューザプレートの熱変形を防止するることができる効果
がある。Although the radial bolts 56 may be loosened due to the heat load of the engine, vibration, or some other cause, the bolts 56 are prevented from falling off further by the protrusions 66, and are caught in the rotating portion. There is no fear.
The protrusion 66 functions as a reinforcing member and has an effect of preventing thermal deformation of the diffuser plate due to thermal fatigue.
【図1】図1はこの発明のガスタービンエンジンの概略
的断面図である。FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a gas turbine engine of the present invention.
【図2】図2は図1のAで示した部分の拡大図である。FIG. 2 is an enlarged view of a portion indicated by A in FIG.
【図3】図3は図1のBで示した部分の拡大図である。FIG. 3 is an enlarged view of a portion indicated by B in FIG.
10…回転軸 18…コンプレッサインペラ 20…タービンロータ 24…ディフューザプレート 25…ディフューザ 26…燃焼器ハウジング 28…燃焼器 32…点火栓 36…タービンスクロール 46…ノズルプレート 50…ノズルベーン 56…半径方向ボルト 62…軸方向ボルト 66…突起 68…凹所 70…断熱材 10 ... Rotating shaft 18 ... Compressor impeller 20 ... Turbine rotor 24 ... Diffuser plate 25 ... Diffuser 26 ... Combustor housing 28 ... Combustor 32 ... Spark plug 36 ... Turbine scroll 46 ... Nozzle plate 50 ... Nozzle vane 56 ... Radial bolt 62 ... Axial bolt 66 ... Protrusion 68 ... Recess 70 ... Insulation material
Claims (1)
レートに、ノズルプレートのフランジ部及びタービンス
クロールのフランジ部を半径方向のボルトによって固定
した構造において、該ボルトの頭部から半径外方に僅か
隔てて、タービンスクロールに向かって延びる環状の突
起をディフューザプレートに形成し、該突起からディフ
ューザプレートの外周端部にわたってタービンスクロー
ルに面したディフューザプレート面上に形成される環状
の凹所に断熱材を保持せしめたことを特徴とするガスタ
ービンエンジン。1. A structure in which a flange portion of a nozzle plate and a flange portion of a turbine scroll are fixed to a diffuser plate of a gas turbine engine by radial bolts, and the turbine is slightly separated from the head portion of the bolts radially outward. An annular protrusion extending toward the scroll is formed on the diffuser plate, and an insulating material is retained in an annular recess formed on the diffuser plate surface facing the turbine scroll from the protrusion to the outer peripheral end of the diffuser plate. Gas turbine engine characterized by.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP34685891A JPH05179994A (en) | 1991-12-27 | 1991-12-27 | Gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP34685891A JPH05179994A (en) | 1991-12-27 | 1991-12-27 | Gas turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH05179994A true JPH05179994A (en) | 1993-07-20 |
Family
ID=18386282
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP34685891A Pending JPH05179994A (en) | 1991-12-27 | 1991-12-27 | Gas turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH05179994A (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10590784B2 (en) | 2016-02-11 | 2020-03-17 | DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD | Nozzle box assembly |
CN113833676A (en) * | 2021-09-16 | 2021-12-24 | 势加透博洁净动力如皋有限公司 | Air compressor |
-
1991
- 1991-12-27 JP JP34685891A patent/JPH05179994A/en active Pending
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10590784B2 (en) | 2016-02-11 | 2020-03-17 | DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD | Nozzle box assembly |
CN113833676A (en) * | 2021-09-16 | 2021-12-24 | 势加透博洁净动力如皋有限公司 | Air compressor |
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