JPH06102987B2 - ガスタービンエンジンケーシング用熱制御装置及びガスタービンエンジン - Google Patents

ガスタービンエンジンケーシング用熱制御装置及びガスタービンエンジン

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JPH06102987B2
JPH06102987B2 JP4292508A JP29250892A JPH06102987B2 JP H06102987 B2 JPH06102987 B2 JP H06102987B2 JP 4292508 A JP4292508 A JP 4292508A JP 29250892 A JP29250892 A JP 29250892A JP H06102987 B2 JPH06102987 B2 JP H06102987B2
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    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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    • 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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    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D7/00—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall
    • F28D7/005—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the conduits for only one medium being tubes having bent portions or being assembled from bent tubes or being tubes having a toroidal configuration
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F28D21/00—Heat-exchange apparatus not covered by any of the groups F28D1/00 - F28D20/00
    • F28D2021/0019—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for
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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
ケースの熱制御に関し、特に、熱伝達用の空気をエンジ
ンの周囲に沿って向流として流すことによりタービンロ
ータと周囲シュラウドとの間の間隙を熱制御することに
関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンケースの相異なる
部分の収縮及び膨縮の熱制御のために加熱及び冷却をな
すロータ間隙制御装置が、航空機ガスタービンエンジン
で漏れ損失を減らすと共に、エンジンの燃料消費率（Ｓ
ＦＣ）を改善するために用いられている。このような装
置の一例は、「ガスタービンエンジン用ステータアセン
ブリ（Stator Assembly for a Gas Turbine Engine）」
と題したシュック（PaulS. Shook)とケイン（Daniel E.
Kane）の米国特許番号第４８２６３９７号に記載され
ている。この引用特許は背景情報として、参考までにこ
こに記載する。シュック等の上述の引用特許は、エンジ
ンのファン又は圧縮機から導かれる空気を噴射してター
ビンエンジンケースリングを冷却することにより、エン
ジンタービンロータ部とそのタービンロータ部の周りに
配置されている対応ステータ部シュラウドとの間の間隙
を熱的に制御するために噴射管を用いる間隙制御装置を
開示している。上述の引用特許は、リング、即ちこの特
許においてレールと呼ばれているものの周囲の周方向熱
勾配を、レールの遮蔽及び絶縁により制御しようとする
ものである。この遮蔽は周方向勾配をなくするものでは
なく、熱勾配の大きさ及び過酷さ、従って、このような
過酷な周方向熱勾配が引き起こす間隙変化を減らすもの
である。
【０００３】しかしながら、噴射管は熱交換器として作
用し、熱伝達流体の温度の周方向変化をなくすることは
できず、又、先行技術に示されているような周方向変化
と関連する付随問題を解消することもできない。リング
の熱制御に用いる空気の温度の周方向変化は、特にエン
ジンの過渡運転中、例えば離陸中、リングの不均等膨縮
及び収縮を引き起こす。
【０００４】周方向温度変化は、エンジンケーシング又
はケーシングと関連するリングの真円度低減（アウトオ
ブラウンド）状態と通常呼ばれる機械的ひずみを引き起
こす。このような真円度低減状態は更に、ロータとその
対応ステータアセンブリとの摩擦、例えば、動翼と周囲
ステータシュラウドとの間、又は回転シールアセンブリ
と静止シールアセンブリとの間の摩擦を増大させる。真
円度低減状態により、運転時の間隙が増し、エンジン性
能が低下したり悪化し、そしてエンジン構成部の効率が
低下する。運転時の熱制御空気の周方向変化を補うため
に、ケーシング構成部の製造中、しばしば困難で費用の
かさむ機械加工により静止部に周方向変化が与えられ
る。
【０００５】間隙制御装置の他の例は、本発明の譲受人
（本出願人）であるゼネラル・エレクトリックに譲渡さ
れた「間隙制御（Clearance Control)」と題したクライ
ン（Larry D. Cline）等の米国特許番号第４３６３５９
９号に記載されている。この引例は、タービンケーシン
グと一体に形成されていると共に、タービン動翼を囲ん
でそれらの周囲をシールするタービンシュラウドを支持
している制御リングの使用を開示している。熱制御空気
がリングに供給されて、タービン動翼先端と周囲シュラ
ウドとの間の間隙を熱的に制御する。熱制御空気は、燃
焼器の周囲の区域からケーシング内の軸方向延在通路と
リングとを経て供給される。
【０００６】ゼネラル・エレクトリックのＣＦ６−８０
Ｃ２ターボファンガスタービンエンジンは、図６(A) 、
図６(B) 及び図６(C) に示されているようなケースフラ
ンジアセンブリを有しており、このアセンブリは圧縮機
ケースフランジ２１０とタービンケースフランジ２１６
との間にボルト止めされたタービンシュラウド熱制御リ
ング２２０を有している。圧縮機フランジ２１０とター
ビンフランジ２１６とは、熱制御リング２２０に面した
圧縮機及びタービンフランジ冷却空気溝２６０ａ及び２
６０ｂをそれぞれ有している。冷却空気は半径方向入口
スロット２７０ａを経て圧縮機フランジ冷却空気溝２６
０ａ内に供給され、入口スロット２７０ａは切削により
圧縮機フランジ２１０に形成されており溝２６０ａに通
じている。
【０００７】圧縮機フランジ２１０とタービンフランジ
２１６とは、ボルト２４０がぴったりはまるボルト孔２
２６を有している。制御リング２２０はボルト孔２２６
と拡大ボルト孔２３０とを交互に有しており、拡大ボル
ト孔２３０は、制御リング２２０を貫通してタービンフ
ランジ冷却空気溝２６０ｂに至る冷却空気通路となって
いる。又、半径方向冷却空気排出スロット２７０ｂがフ
ランジアセンブリからの冷却空気の出口となっている。
【０００８】エンジンフランジアセンブリの周囲に沿っ
て３４個のボルト孔が存在しており、又、１７組の半径
方向スロットが存在してリング周囲に沿う熱制御用の冷
却空気通路を成している。冷却空気は相異なる周方向位
置における溝に供給されるので、冷却空気温度の周方向
変化が発生する。
【０００９】
【発明の概要】本発明は、エンジンケーシングの一部と
熱伝達を成している２つの向流式熱伝達流体流路によ
り、このケーシング部を熱的に制御する手段を提供す
る。両向流式流体流路は、両流路により供給される熱伝
達流体の質量流量加重平均温度の周方向勾配が殆ど生じ
ないように並列又は直列に配設され得る。好適実施態様
では、周方向に分割し得るステータアセンブリの対応す
る前端及び後端を支持しているエンジンケーシングと関
連する前側リング及び後ろ側リングを用いる（両リング
はボルト、溶接又は他の固定手段によりケーシングに取
り付けられるか、或いはケーシングと一体でよい）。
【００１０】本発明の一実施例では、２つの１８０度セ
クタの各々における３本の噴射管により冷却空気を前側
及び後ろ側リングに衝突させる手段を設け、前側及び後
ろ側噴射管内を熱制御空気が一方の周方向に流れると共
に、中央噴射管内を熱制御空気が反対の周方向に流れ
る。中央噴射管は衝突孔を有しており、これらの衝突孔
は冷却空気を両リングに衝突させるのに十分な流量を通
す。又、前側及び後ろ側噴射管は、対応する前側及び後
ろ側リングに冷却空気を衝突させる衝突孔を有してい
る。２つのマニホルドが噴射管への空気供給に使用さ
れ、各マニホルドは、相対するセクタにおいて中央噴射
管又は前側及び後ろ側噴射管に熱制御空気を相反する周
方向に供給することにより、熱制御空気を向流として流
す手段となる。
【００１１】
【発明の利点】本発明は、２つの周方向向流流路を用い
て、両流路内の熱伝達流体の質量流量加重平均温度をガ
スタービンエンジンケースの周囲に沿う任意の点でほぼ
同じにすることにより、エンジンケースと、ステータア
センブリ支持用の関連リングとの周方向温度変化を実質
的に無くするものである。
【００１２】この利点は、エンジンケースの周囲に沿う
熱伝達流体温度の変化をわずかに５０゜Ｆ〜１００゜Ｆ
程度にして、熱的に制御されるケースにおける周方向応
力及び真円度低減状態を実質的に減らすか無くする。本
発明は、動翼先端と対応ステータアセンブリとの摩擦を
最小にすることにより運転時の間隙を減らし、こうして
エンジン性能を高め、エンジン性能悪化率を減少させ、
そして構成部効率を高める。
【００１３】本発明の他の利点は、運転時の動翼先端間
隙を狭くするようにガスタービンエンジンを設計できる
ようにして、エンジンの設計燃料効率を高め得ることで
ある。本発明の上述及び他の特徴は、添付図面と関連す
る以下の詳述から更に明らかとなろう。
【００１４】
【実施例の記載】図１はＣＦＭ５６シリーズエンジンの
ような典型的なガスタービンエンジン１を示し、エンジ
ン１は、直列流関係にあるファン２と、ブースタ又は低
圧圧縮機（ＬＰＣ）３と、高圧圧縮機（ＨＰＣ）４と、
燃焼器部５と、高圧タービン（ＨＰＴ）６と、低圧ター
ビン（ＬＰＴ）７とを有している。高圧軸がＨＰＴ６を
ＨＰＣ４に駆動自在に連結しており、低圧軸８がＬＰＴ
７をＬＰＣ３とファン２とに駆動自在に連結している。
ＨＰＴ６にはＨＰＴロータ２０が含まれており、ロータ
２０の周囲にタービン動翼２４が装着されている。中段
空気供給路９ａ及び高段空気供給路９ｂ（ＣＦＭ５６エ
ンジンでは通例、ＨＰＣ４の第４段及び第９段から空気
をそれぞれ抽出）が、熱制御空気流の空気源として用い
られており、この空気流は上側熱制御空気供給管１１ａ
と下側熱制御空気供給管１１ｂとをそれぞれ経て、総体
的に１０で示すタービン動翼間隙制御装置に供給され
る。タービン動翼間隙制御装置１０は、向流式の上側マ
ニホルド５８ａ及び下側マニホルド５８ｂを含んでお
り、本発明の向流式熱制御装置の好適実施例であり、図
２及び図３に詳細に示されている。
【００１５】図２に示すタービン動翼間隙制御装置１０
は、環状の内側ケーシング１２と外側ケーシング１４と
の間に半径方向に配置された上側マニホルド５８ａを用
いるものである。総体的に１３で示すステータアセンブ
リが、前側ケースフック部１５ａと後ろ側ケースフック
部１５ｂとによって内側ケーシング１２に取り付けられ
ている。ステータアセンブリ１３は環状ステータシュラ
ウド２６を含んでおり、このシュラウドは好ましくは分
割形であり、シュラウドフック部２７ａ及び２７ｂによ
って好ましくは分割形のシュラウド支持体３０に装着さ
れている。シュラウド２６はロータ２０のタービン動翼
２４を囲んでおり、半径方向翼端間隙Ｔを最小にするこ
とにより、動翼２４の半径方向外端の周囲の漏流を防止
するために使用されている。
【００１６】当業界で周知のように、タービン翼端間隙
が小さいと、運転中の燃料消費率（ＳＦＣ）が減少する
ので燃料が大いに節約される。時間遅れと、熱制御（運
転状態に応じて冷却又は加熱）用の空気流とを極めて少
なくして制御間隙Ｔをより有効に制御するために、前側
熱制御リング３２と後ろ側熱制御リング３４とがそれぞ
れ設けられている。熱制御リング３２及び３４は内側ケ
ーシング１２と関連するもので、（図２に示すように）
ケーシング１２と一体形成されていても、ボルト等によ
ってケーシングに締結されていてもよく、又はケーシン
グから機械的に隔離されるがケーシングと密封係合を成
すものでもよい。各実施例において、制御リングは、シ
ュラウド２６を半径方向内方及び外方に効果的に動かし
て間隙Ｔを調整する熱制御質量として役立つ。
【００１７】図２に示す実施例では、図１におけるＨＰ
Ｃ４の複数段からの熱制御空気を用いて、リング３２及
び３４を冷却又は加熱する。本発明は衝突孔５０を有し
ている一組の向流噴射管によって熱制御空気を供給し、
ケーシングの各軸方向延在環状部を冷却する。図２の実
施例ではこのような環状部の一例として、熱制御リング
３２及び３４が設けられている。図２では、第１の周方
向の熱伝達流体流路が、丸で囲んだ十文字（以下、円内
十字印と呼ぶ）で示されており、この流路に対応する反
対向き流路が、丸で囲んだ点（以下、円内点印と呼ぶ）
で示されている。
【００１８】図３に示す本発明の好適実施例では、２つ
の実質的に１８０度環状の向流噴射管、例えば、上側前
噴射管４４ａと下側前噴射管４４ｂとが、第１の周方向
の流れを生ずる第１の連続３６０度熱伝達流路Ｘを形成
するように用いられている。又、上側中央噴射管４６ａ
と下側中央噴射管４６ｂとが、第２の周方向の流れを生
ずる第２の連続３６０度熱伝達流路Ｙを形成している。
熱伝達流路Ｘ及びＹは共に、向流式熱制御手段を含んで
おり、この制御手段は結合熱伝達流路に沿って、実質的
に均等な質量流量加重平均熱伝達をもたらす。但し、衝
突孔５０の寸法は当該技術において周知の手段により定
められており、この寸法決めは好適実施例では均等にな
される。
【００１９】第１及び第２の流路Ｘ及びＹの一方におけ
る噴射管の各々は、相異なるマニホルド、即ち、上側マ
ニホルド５８ａと下側マニホルド５８ｂとによって熱制
御空気を同じ周方向（時計方向又は反時計方向）に供給
される。従って、上側マニホルド５８ａは熱制御空気を
上側前噴射管４４ａと上側後ろ噴射管４８ａとに時計方
向に供給すると共に、上側中央噴射管４６ａに反時計方
向に供給する。同様に、下側マニホルド５８ｂは熱制御
空気を下側前噴射管４４ｂと下側後ろ噴射管４８ｂとに
時計方向に供給すると共に、下側中央噴射管４６ｂに反
時計方向に供給する。
【００２０】流路及びマニホルドの断面図である図２
は、図３の上側マニホルド５８ａを示す。図２には上側
前噴射管４４ａと、下側中央噴射管４６ｂと、上側後ろ
噴射管４８ａとが示されており、上側前噴射管４４ａと
上側後ろ噴射管４８ａとは制御リング３２及び３４用の
熱制御空気を円内点印方向に通し、下側中央噴射管４６
ｂは両リング用の熱制御空気を円内十字印方向に通す。
衝突孔５０は、制御リング３２及び３４に空気を効率的
に衝突させて両リングを熱的に制御する衝突手段として
作用する。
【００２１】上側熱制御空気プレナム５６ａが上側マニ
ホルド５８ａ内に設けられており、熱制御空気を上側前
噴射管４４ａと上側後ろ噴射管４８ａとに供給する。上
側熱制御空気プレナム５６ａは又、熱制御空気を上側中
央噴射管４６ａ（図３及び図４参照）に供給する。ボス
６０が熱制御空気プレナム５６ａに通じる開口を有して
おり、図１に示すように熱制御空気供給管１１ａの接続
に役立つ。
【００２２】図３は好適実施例の熱制御空気マニホルド
及び流路の概略斜視図であり、この例では、２つの対向
している上側マニホルド５８ａ及び下側マニホルド５８
ｂが用いられており、対応する上側及び下側熱制御空気
供給管１１ａ及び１１ｂから熱制御空気を受け入れる。
上側マニホルド５８ａは、対応する上側前噴射管４４
ａ、上側中央噴射管４６ａ及び上側後ろ噴射管４８ａに
熱制御空気をそれぞれ供給する。下側マニホルド５８ｂ
は、対応する下側前噴射管４４ｂ、下側中央噴射管４６
ｂ及び下側後ろ噴射管４８ｂに熱制御空気をそれぞれ供
給する。１つのマニホルドによって空気を供給される前
側及び後ろ側噴射管は、中心基準線Ｃの一方の側にある
第１の１８０度セクタＲ又はＬ内に配置されており、同
じマニホルドによって空気を供給される中央噴射管は、
対応する反対側の１８０度セクタ内に存在している。
【００２３】噴射管はそれらの対応供給マニホルドに入
口Ｉを有しており、又、対応する反対側のマニホルドの
近くにプラグＰを有している。従って、各噴射管は実質
的に、一方の周方向に流れを生ずる１８０度熱伝達流体
流路となる。噴射管は衝突孔５０を含んでおり、各セク
タ内の隣り合う噴射管の各組、即ち、前側及び中央噴射
管の組又は後ろ側及び中央噴射管の組が、一組の向流熱
伝達流路を成しており、そして内側ケーシング１２のリ
ング３２及び３４と熱伝達流体との間の熱伝達（図示の
実施例では冷却）をもたらす手段となっている。
【００２４】図３に明示のように、噴射管内の流路は、
それらと対応する供給マニホルド５８ａ及び５８ｂから
供給される同温の熱制御空気（熱伝達流体）を通す並列
向流熱伝達流路となるようにマニホルドに接続されてい
る。各組の向流流路において、入口ＩからプラグＰまで
の温度低下はほぼ同じであるが、互いに反対向きの周方
向に生ずる。それゆえ、内側ケース１２の周囲の任意の
点で、制御リング３２又は３４に、各組の向流噴射管流
路からの同じ質量流量加重平均温度の熱制御空気が衝突
する。但し、各衝突孔５０を通る質量流量は、各組の噴
射管において同じであると仮定する。
【００２５】例えば、空気が４００゜Ｆでマニホルドに
供給され、対応する１８０度セクタを通る噴射管の周方
向長さに沿って５０゜Ｆの温度低下をなすと仮定すれ
ば、ケーシング及び制御リングに噴射される空気の質量
流量加重平均温度は、冷却される任意の周方向箇所で３
７５゜Ｆとなる。他方、もし熱伝達流体を向流として流
さず、しかも１つだけの導入マニホルドを用いたとすれ
ば、噴射管の両端間で４００゜Ｆから３５０゜Ｆへの最
大温度勾配が生ずる。
【００２６】明らかに、２つの隣り合う噴射管内の周方
向変化が異なっても、両リングに衝突する熱制御空気の
質量流量は、熱制御リングの周囲に沿って衝突に用いら
れる熱制御空気の実質的に一定の質量流量加重平均温度
が得られるように調整され得る。図４はマニホルド５８
ａの構成の一実施例を詳細に示す。上側前噴射管４４
ａ、上側中央噴射管４６ａ及び上側後ろ噴射管４８ａに
それぞれ設けられた切欠き開口４９ａ、４９ｂ及び４９
ｃが、これらの噴射管への熱制御空気流路となり、マニ
ホルド５８ａによって図３におけるそれぞれの入口Ｉか
ら空気が供給される。側キャップ５３と倒置壁チャネル
５５とが、好ましくは板金で作られており、隣り合う噴
射管の間にはまるように形成されていると共にこの管に
好ましくはろう付けにより取り付けられている。倒置チ
ャネル形の邪魔板５７が切欠き開口４９ａ及び４９ｂ内
に配置されており、マニホルド５８ａの上カバー６１に
装着されたボス６０から管４４ａ及び４６ｂ内への熱制
御空気の直接放出を防止することにより、装置と関連す
る圧力損失を最小にする。下側マニホルド５８ｂの構成
も同様である。
【００２７】上側の前及び後ろ噴射管４４ａ及び４８ａ
は、それぞれの上端５１ａ及び５１ｃにおいて、対応す
る下側の前及び後ろ噴射管４４ｂ及び４８ｂと整合し且
つ当接関係にある。上側中央噴射管４６ａはその端４６
ｅ近くで、それと対応する下側中央噴射管４６ｂ（図示
せず）と同じ関係にあり、熱制御空気の実質的に連続し
た熱伝達回路を形成している。
【００２８】図５に示す代替実施例では、総体的に１１
０で示す代替的なタービン動翼間隙制御装置が、直列流
関係にある複数組の向流流路を有している。上側熱制御
空気プレナム１５８ａが上側熱制御空気供給管１１ａか
ら熱制御空気を受け入れるように作用し、半円形の上側
前噴射管１４４ａ及び上側後ろ噴射管１４８ａの中央部
と流体供給連通を成しており、従って、熱制御空気は時
計方向矢印１５０及び反時計方向矢印１５１で示す互い
に反対の周方向に流れる。同様に、下側熱制御空気プレ
ナム１５８ｂが下側熱制御空気供給管１１ｂから熱制御
空気を受け入れるように作用し、半円形の下側前噴射管
１４４ｂ及び下側後ろ噴射管１４８ｂの中央部と流体供
給連通を成しており、従って、熱制御空気は時計方向矢
印１５０及び反時計方向矢印１５１で示す互いに反対の
周方向に流れる。
【００２９】上側右中央噴射管１４６ＵＲが９０度延在
して一端ｓで終わっており、二重熱制御空気移送管１６
０ＵＲを介して、対応する上側前噴射管１４４ａ及び上
側後ろ噴射管１４８ａと直列連通を成してそれらから流
れを受け入れ、他方、上側左中央噴射管１４６ＵＬが９
０度延在して一端ｓで終わっており、二重熱制御空気移
送管１６０ＵＬを介して、対応する上側前噴射管１４４
ａ及び上側後ろ噴射管１４８ａと直列連通を成してそれ
らから流れを受け入れる。又、下側右中央噴射管１４６
ＬＲが９０度延在して一端ｓで終わっており、二重熱制
御空気移送管１６０ＬＲを介して、対応する下側前噴射
管１４４ｂ及び下側後ろ噴射管１４８ｂと直列連通を成
してそれらから流れを受け入れ、他方、下側左中央噴射
管１４６ＬＬが９０度延在して一端ｓで終わっており、
二重熱制御空気移送管１６０ＬＬを介して、対応する下
側前噴射管１４４ｂ及び下側後ろ噴射管１４８ｂと直列
連通を成してそれらから流れを受け入れる。衝突孔５０
が噴射管に配設されており、熱制御空気を熱制御リング
３２及び３４に衝突させる。
【００３０】この構成は、エンジンケーシング１２の四
分円部の各々に対して二組の直列型向流熱伝達流路を設
けて、熱制御空気を前後両リング３２及び３４に衝突さ
せることにより、両リングの熱膨縮及び収縮を制御する
ようになっている。ケーシングに衝突する熱制御空気の
平均温度は比較的低い。なぜなら、直列流路内の温度低
下は、図２及び図３に示す並列流路内の温度低下より大
きいからである。
【００３１】前述のように、質量流量加重平均温度は、
リング又は熱制御すべき他のケーシング部の周囲に沿っ
て実質的に同じであるべきである。この最適状態が生ず
るためには、熱伝達流体又は熱制御空気の質量流量がす
べての衝突孔で同じでなければならない。従って、噴射
管及びそれらの衝突孔の断面積は、熱制御空気が噴射管
を介して下流方向に通流するにつれて、熱制御空気の速
度が低下し且つその静圧が上昇することを考慮して、注
意深く適切な寸法に設計されなければならない。
【００３２】噴射管の一定断面積及び衝突孔の一定断面
積の使用は、それらの比を適正に選べば可能である。噴
射管を通る熱制御空気は、速度がマッハ数０．１〜０．
０５で、全圧対静圧の比（ｐT ／ｐS ）が約１．００で
あれは好適であることがわかった。代替的に、周方向に
変化する衝突孔幅又は密集度を用いても、衝突による熱
制御用の質量流量を均等に保つことができる。
【００３３】以上、本発明の原理を説明するために本発
明の好適実施例を詳述したが、本発明の範囲内で好適実
施例の様々な改変が可能であることを理解されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるタービンロータ間隙制御装置を有
している航空機用高バイパスターボファンガスタービン
エンジンの概略図である。
【図２】図１のガスタービンエンジンのタービン部にお
けるステータアセンブリ用の向流式間隙熱制御装置の断
面図である。
【図３】図１及び図２に示すエンジン及びステータアセ
ンブリ用の間隙制御装置のマニホルド及び噴射管を前か
ら後方に見た部分切除斜視図である。
【図４】図２に示す間隙熱制御装置のマニホルド及び向
流手段の分解斜視図である。
【図５】図３に示す間隙制御装置の代替実施例のマニホ
ルド及び噴射管の部分斜視図である。
【図６】熱制御装置用の従来のフランジアセンブリの構
成を示す図であって、図６(A)は従来のフランジアセン
ブリの平面図、図６(B) は図６(A) における断面６Ａ−
６Ａに沿う従来のフランジアセンブリの切除側面図、及
び図６(C) は図６(A) における断面６Ｂ−６Ｂに沿う従
来のフランジアセンブリの切除側面図である。
【符号の説明】
４ 高圧圧縮機 ９ａ 中段空気供給路 ９ｂ 高段空気供給路 １０ タービン動翼間隙制御装置 １１ａ、１１ｂ 熱制御空気供給管 １２ 内側ケーシング １４ 外側ケーシング ２４ タービン動翼 ２６ シュラウド ３０ シュラウド支持体 ３２、３４ 熱制御リング ４４ａ、１４４ａ 上側前噴射管 ４４ｂ、１４４ｂ 下側前噴射管 ４６ａ 上側中央噴射管 ４６ｂ 下側中央噴射管 ４８ａ、１４８ａ 上側後ろ噴射管 ４８ｂ、１４８ｂ 下側後ろ噴射管 ５０ 衝突孔 ５８ａ 上側マニホルド ５８ｂ 下側マニホルド １１０ タービン動翼間隙制御装置 １４６ＵＬ 上側左中央噴射管 １４６ＵＲ 上側右中央噴射管 １４６ＬＬ 下側左中央噴射管 １４６ＬＲ 下側右中央噴射管 Ｘ、Ｙ 熱伝達流路
フロントページの続き (72)発明者 ロバート・ジョセフ・アルバース アメリカ合衆国、ケンタッキー州、パー ク・ヒルズ、セイント・ジョセフ・レー ン、622番 (72)発明者 ドナルド・リー・ガードナー アメリカ合衆国、オハイオ州、ウエスト・ チェスター、プリンセス・コート、7433番

Claims (13)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ケーシングの軸方向延在部と熱伝達関係
    を成しており、軸方向に相隔たり周方向に設けられてい
    る少なくとも２つの連続流路と、 該流路の１つにおける熱伝達流体が時計方向に流れると
    共に前記流路の他のものにおける熱伝達流体が反時計方
    向に流れるように熱伝達流体を前記流路を通る向流とし
    て流す手段と、 前記流体と前記ケーシング部との間の熱伝達をもたらす
    手段とを備えたガスタービンエンジンケーシング用熱制
    御装置。
  2. 【請求項２】 前記流路は直列流体流連通を成している
    請求項１に記載の熱制御装置。
  3. 【請求項３】 前記流路は並列流体流連通を成している
    請求項２に記載の熱制御装置。
  4. 【請求項４】 前記向流手段は、前記時計方向及び反時
    計方向流れ流路の対応する流路と流体供給連通を成して
    いると共に時計方向及び反時計方向に面する入口を有し
    ている軸方向延在マニホルドを含んでいる請求項３に記
    載の熱制御装置。
  5. 【請求項５】 前記向流流路の２つの対応する組に流体
    供給をなす２つのマニホルドを更に含んでいる請求項４
    に記載の熱制御装置。
  6. 【請求項６】 前記エンジンケーシングの周囲にある２
    つのセクタを更に含んでおり、前記マニホルドの各々
    は、前記マニホルドの一方が前記時計方向流れ流路に流
    体を供給すると共に前記マニホルドの他方が前記セクタ
    の各々を貫通している前記反時計方向流れ流路に流体を
    供給するように前記セクタの各々内の流路に前記流体を
    供給する請求項５に記載の熱制御装置。
  7. 【請求項７】 前記組の向流流路間に軸方向に設けられ
    ている前記エンジンケーシング部と関連している少なく
    とも１つの環状熱制御リングと、前記熱制御リングの膨
    縮及び収縮が環状ステータアセンブリの対応する膨縮及
    び収縮を引き起こすように前記ステータアセンブリを前
    記熱制御リングに結合する支持手段とを更に含んでいる
    請求項６に記載の熱制御装置。
  8. 【請求項８】 前記ステータアセンブリは分割形環状ス
    テータシュラウドを含んでいる請求項７に記載の熱制御
    装置。
  9. 【請求項９】 前記熱伝達流体と前記ケーシングとの間
    の熱伝達をもたらす前記手段は、衝突によるものであ
    り、前記流路を含んでいると共に周方向に配置されてい
    る噴射管と、前記流体を前記熱制御リングに衝突させて
    前記熱制御リングの熱制御をもたらすように前記噴射管
    に設けられている衝突孔とを含んでいる請求項８に記載
    の熱制御装置。
  10. 【請求項１０】 前記エンジンケーシング部と関連して
    おり、軸方向に相隔たっている前側及び後ろ側の熱制御
    リングと、 前記ケーシングの軸方向延在部分と熱伝達関係を成して
    おり、軸方向に相隔たり周方向に配設されている第１組
    及び第２組の２つの向流式連続熱伝達流路と、 前記熱制御リングの膨縮及び収縮が環状ステータアセン
    ブリの対応する膨縮及び収縮を引き起こすように前記ス
    テータアセンブリの前端及び後端を前記前側及び後ろ側
    の熱制御リングの対応するものに結合する支持手段とを
    更に含んでおり、 前記第１組及び第２組の向流式連続熱伝達流路は、前記
    熱制御リングと交互に配置されていると共に軸方向に相
    隔たり周方向に配設されている３つの向流式連続熱伝達
    流路を含んでおり、 前記向流手段は、熱伝達流体を前記第１及び第３の熱伝
    達流路を介して第１の周方向に流すと共に前記第２の熱
    伝達流路を介して第２の向流方向に流す手段を含んでお
    り、 前記第１及び第２の熱伝達流路は熱伝達流体と前記第１
    の熱制御リングとの間の熱伝達をもたらすように設けら
    れており、前記第３及び第２流路は熱伝達流体と前記第
    ２の熱制御リングとの間の熱伝達をもたらすように設け
    られている請求項６に記載の熱制御装置。
  11. 【請求項１１】 前記ステータアセンブリは分割形環状
    ステータシュラウドを含んでいる請求項１０に記載の熱
    制御装置。
  12. 【請求項１２】 前記熱伝達流体と前記リングとの間の
    熱伝達をもたらす前記手段は、周方向に設けられており
    前記流路を含んでいる噴射管と、前記流体を前記熱制御
    リングに噴射して該熱制御リングの熱制御をもたらすよ
    うに前記噴射管に設けられている衝突孔とを含んでいる
    請求項１１に記載の熱制御装置。
  13. 【請求項１３】 エンジンロータの一部を囲んでいる環
    状エンジンケーシングと、 該ケーシングの軸方向延在部と熱伝達関係を成してお
    り、軸方向に相隔たり周方向に設けられている少なくと
    も２つの流路と、 該流路の１つにおける空気が時計方向に流れると共に前
    記流路の他のものにおける空気が反時計方向に流れるよ
    うに空気を前記流路を通る向流として流す手段と、 圧縮機手段と、 該圧縮機から前記空気向流手段に空気を供給する手段
    と、 空気と前記ケーシング部との間の熱伝達をもたらす手段
    とを備えたガスタービンエンジン。
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Families Citing this family (83)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5375973A (en) * 1992-12-23 1994-12-27 United Technologies Corporation Turbine blade outer air seal with optimized cooling
DE4327376A1 (de) * 1993-08-14 1995-02-16 Abb Management Ag Verdichter sowie Verfahren zu dessen Betrieb
US5391052A (en) * 1993-11-16 1995-02-21 General Electric Co. Impingement cooling and cooling medium retrieval system for turbine shrouds and methods of operation
US5439348A (en) * 1994-03-30 1995-08-08 United Technologies Corporation Turbine shroud segment including a coating layer having varying thickness
US5486090A (en) * 1994-03-30 1996-01-23 United Technologies Corporation Turbine shroud segment with serpentine cooling channels
US5423659A (en) * 1994-04-28 1995-06-13 United Technologies Corporation Shroud segment having a cut-back retaining hook
US5480281A (en) * 1994-06-30 1996-01-02 General Electric Co. Impingement cooling apparatus for turbine shrouds having ducts of increasing cross-sectional area in the direction of post-impingement cooling flow
US5591002A (en) * 1994-08-23 1997-01-07 General Electric Co. Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge
US5634766A (en) * 1994-08-23 1997-06-03 General Electric Co. Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits
US5538393A (en) * 1995-01-31 1996-07-23 United Technologies Corporation Turbine shroud segment with serpentine cooling channels having a bend passage
US5685693A (en) * 1995-03-31 1997-11-11 General Electric Co. Removable inner turbine shell with bucket tip clearance control
US5639210A (en) * 1995-10-23 1997-06-17 United Technologies Corporation Rotor blade outer tip seal apparatus
FR2766232B1 (fr) * 1997-07-18 1999-08-20 Snecma Dispositif de refroidissement ou d'echauffement d'un carter circulaire
FR2766231B1 (fr) * 1997-07-18 1999-08-20 Snecma Dispositif d'echauffement ou de refroidissement d'un carter circulaire
US6626635B1 (en) * 1998-09-30 2003-09-30 General Electric Company System for controlling clearance between blade tips and a surrounding casing in rotating machinery
US6185925B1 (en) 1999-02-12 2001-02-13 General Electric Company External cooling system for turbine frame
JP4274666B2 (ja) * 2000-03-07 2009-06-10 三菱重工業株式会社 ガスタービン
FR2816352B1 (fr) * 2000-11-09 2003-01-31 Snecma Moteurs Ensemble de ventilation d'un anneau de stator
US6454529B1 (en) 2001-03-23 2002-09-24 General Electric Company Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
FR2858652B1 (fr) 2003-08-06 2006-02-10 Snecma Moteurs Dispositif de controle de jeu dans une turbine a gaz
FR2865237B1 (fr) * 2004-01-16 2006-03-10 Snecma Moteurs Perfectionnements apportes aux dispositifs de controle de jeu dans une turbine a gaz
FR2867805A1 (fr) * 2004-03-18 2005-09-23 Snecma Moteurs Stator de turbine haute-pression de turbomachine et procede d'assemblage
FR2867806B1 (fr) 2004-03-18 2006-06-02 Snecma Moteurs Dispositif de pilotage de jeu de turbine a gaz a equilibrage des debits d'air
GB0414043D0 (en) * 2004-06-23 2004-07-28 Rolls Royce Plc Securing arrangement
US7269955B2 (en) * 2004-08-25 2007-09-18 General Electric Company Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
DE102005035540A1 (de) * 2005-07-29 2007-02-01 Mtu Aero Engines Gmbh Vorrichtung zur aktiven Spaltkontrolle für eine Strömungsmaschine
US7491029B2 (en) * 2005-10-14 2009-02-17 United Technologies Corporation Active clearance control system for gas turbine engines
US7503179B2 (en) * 2005-12-16 2009-03-17 General Electric Company System and method to exhaust spent cooling air of gas turbine engine active clearance control
US7597537B2 (en) * 2005-12-16 2009-10-06 General Electric Company Thermal control of gas turbine engine rings for active clearance control
US8801370B2 (en) * 2006-10-12 2014-08-12 General Electric Company Turbine case impingement cooling for heavy duty gas turbines
US7837429B2 (en) * 2006-10-12 2010-11-23 General Electric Company Predictive model based control system for heavy duty gas turbines
US7740443B2 (en) * 2006-11-15 2010-06-22 General Electric Company Transpiration clearance control turbine
US8038388B2 (en) * 2007-03-05 2011-10-18 United Technologies Corporation Abradable component for a gas turbine engine
US8393855B2 (en) * 2007-06-29 2013-03-12 General Electric Company Flange with axially curved impingement surface for gas turbine engine clearance control
US8197186B2 (en) * 2007-06-29 2012-06-12 General Electric Company Flange with axially extending holes for gas turbine engine clearance control
US8126628B2 (en) * 2007-08-03 2012-02-28 General Electric Company Aircraft gas turbine engine blade tip clearance control
EP2112335A1 (de) * 2008-04-21 2009-10-28 Siemens Aktiengesellschaft Dampfturbine mit Kühlvorrichtung
FR2930593B1 (fr) * 2008-04-23 2013-05-31 Snecma Piece thermomecanique de revolution autour d'un axe longitudinal, comprenant au moins une couronne abradable destinee a un labyrinthe d'etancheite
FR2931872B1 (fr) 2008-05-28 2010-08-20 Snecma Turbine haute pression d'une turbomachine avec montage ameliore du boitier de pilotage des jeux radiaux d'aubes mobiles.
US8234873B2 (en) * 2008-08-28 2012-08-07 Woodward, Inc. Multi passage fuel manifold and methods of construction
KR101346566B1 (ko) 2008-10-08 2014-01-02 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 가스 터빈 및 그 운전 방법
US8047763B2 (en) * 2008-10-30 2011-11-01 General Electric Company Asymmetrical gas turbine cooling port locations
GB0904118D0 (en) * 2009-03-11 2009-04-22 Rolls Royce Plc An impingement cooling arrangement for a gas turbine engine
GB0906059D0 (en) * 2009-04-08 2009-05-20 Rolls Royce Plc Thermal control system for turbines
FR2949808B1 (fr) * 2009-09-08 2011-09-09 Snecma Pilotage des jeux en sommet d'aubes dans une turbomachine
JP2012072708A (ja) * 2010-09-29 2012-04-12 Hitachi Ltd ガスタービンおよびガスタービンの冷却方法
FR2977276B1 (fr) * 2011-06-30 2016-12-09 Snecma Agencement pour le raccordement d'un conduit a un boitier de distribution d'air
US8973373B2 (en) * 2011-10-31 2015-03-10 General Electric Company Active clearance control system and method for gas turbine
US9157331B2 (en) * 2011-12-08 2015-10-13 Siemens Aktiengesellschaft Radial active clearance control for a gas turbine engine
US8967951B2 (en) 2012-01-10 2015-03-03 General Electric Company Turbine assembly and method for supporting turbine components
US20130202420A1 (en) * 2012-02-07 2013-08-08 General Electric Company Turbine Shell Having A Plate Frame Heat Exchanger
US8998563B2 (en) 2012-06-08 2015-04-07 United Technologies Corporation Active clearance control for gas turbine engine
US9341074B2 (en) 2012-07-25 2016-05-17 General Electric Company Active clearance control manifold system
EP2935804B1 (en) 2012-12-18 2020-04-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine inner case including non-symmetrical bleed slots
US8920109B2 (en) 2013-03-12 2014-12-30 Siemens Aktiengesellschaft Vane carrier thermal management arrangement and method for clearance control
US9279339B2 (en) * 2013-03-13 2016-03-08 Siemens Aktiengesellschaft Turbine engine temperature control system with heating element for a gas turbine engine
US9494081B2 (en) 2013-05-09 2016-11-15 Siemens Aktiengesellschaft Turbine engine shutdown temperature control system with an elongated ejector
DE102013226490A1 (de) * 2013-12-18 2015-06-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gekühlte Flanschverbindung eines Gasturbinentriebwerks
EP2987966A1 (de) * 2014-08-21 2016-02-24 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine mit in Ringsektoren unterteiltem Kühlringkanal
US9797310B2 (en) 2015-04-02 2017-10-24 General Electric Company Heat pipe temperature management system for a turbomachine
US10598094B2 (en) 2015-04-02 2020-03-24 General Electric Company Heat pipe temperature management system for wheels and buckets in a turbomachine
DE102015215144B4 (de) * 2015-08-07 2017-11-09 MTU Aero Engines AG Vorrichtung und Verfahren zum Beeinflussen der Temperaturen in Innenringsegmenten einer Gasturbine
US10738791B2 (en) 2015-12-16 2020-08-11 General Electric Company Active high pressure compressor clearance control
US10087772B2 (en) * 2015-12-21 2018-10-02 General Electric Company Method and apparatus for active clearance control for high pressure compressors using fan/booster exhaust air
US11125160B2 (en) 2015-12-28 2021-09-21 General Electric Company Method and system for combination heat exchanger
US10415420B2 (en) 2016-04-08 2019-09-17 United Technologies Corporation Thermal lifting member for blade outer air seal support
FR3050228B1 (fr) * 2016-04-18 2019-03-29 Safran Aircraft Engines Dispositif de refroidissement par jets d'air d'un carter de turbine
US10344769B2 (en) 2016-07-18 2019-07-09 United Technologies Corporation Clearance control between rotating and stationary structures
US10612409B2 (en) * 2016-08-18 2020-04-07 United Technologies Corporation Active clearance control collector to manifold insert
US10550725B2 (en) 2016-10-19 2020-02-04 United Technologies Corporation Engine cases and associated flange
FR3058459B1 (fr) * 2016-11-04 2018-11-09 Safran Aircraft Engines Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
CN106382136B (zh) * 2016-11-18 2017-07-25 中国科学院工程热物理研究所 一种跨音速动叶叶顶间隙主动控制装置
US10914185B2 (en) * 2016-12-02 2021-02-09 General Electric Company Additive manufactured case with internal passages for active clearance control
US10428676B2 (en) * 2017-06-13 2019-10-01 Rolls-Royce Corporation Tip clearance control with variable speed blower
FR3067751B1 (fr) * 2017-06-15 2019-07-12 Safran Aircraft Engines Dispositif de refroidissement d'un carter annulaire externe de turbine
US10900378B2 (en) * 2017-06-16 2021-01-26 Honeywell International Inc. Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having internal cooling passages
US10947993B2 (en) * 2017-11-27 2021-03-16 General Electric Company Thermal gradient attenuation structure to mitigate rotor bow in turbine engine
US10443620B2 (en) 2018-01-02 2019-10-15 General Electric Company Heat dissipation system for electric aircraft engine
FR3081927B1 (fr) * 2018-05-30 2020-11-20 Safran Aircraft Engines Dispositif de refroidissement d'un carter de turbomachine
FR3085719B1 (fr) * 2018-09-06 2021-04-16 Safran Aircraft Engines Boitier d'alimentation en air sous pression d'un dispositif de refroidissement par jets d'air
FR3109406B1 (fr) * 2020-04-17 2022-10-07 Safran Aircraft Engines Dispositif de refroidissement d’un carter de turbine
US11788425B2 (en) * 2021-11-05 2023-10-17 General Electric Company Gas turbine engine with clearance control system
US11879411B2 (en) 2022-04-07 2024-01-23 General Electric Company System and method for mitigating bowed rotor in a gas turbine engine

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2801821A (en) * 1953-02-05 1957-08-06 Bbc Brown Boveri & Cie Cooled turbine casing
US4019320A (en) * 1975-12-05 1977-04-26 United Technologies Corporation External gas turbine engine cooling for clearance control
US4363599A (en) * 1979-10-31 1982-12-14 General Electric Company Clearance control
US4627233A (en) * 1983-08-01 1986-12-09 United Technologies Corporation Stator assembly for bounding the working medium flow path of a gas turbine engine
US4643638A (en) * 1983-12-21 1987-02-17 United Technologies Corporation Stator structure for supporting an outer air seal in a gas turbine engine
US4553901A (en) * 1983-12-21 1985-11-19 United Technologies Corporation Stator structure for a gas turbine engine
FR2577282B1 (fr) * 1985-02-13 1987-04-17 Snecma Carter de turbomachine associe a un dispositif pour ajuster le jeu entre rotor et stator
DE3546839C2 (de) * 1985-11-19 1995-05-04 Mtu Muenchen Gmbh Gasturbinenstrahltriebwerk in Mehrwellen-Zweistrombauweise
US4859142A (en) * 1988-02-01 1989-08-22 United Technologies Corporation Turbine clearance control duct arrangement
DE3909369A1 (de) * 1988-03-31 1989-10-26 Gen Electric Gasturbinen-spaltsteuerung
US4826397A (en) * 1988-06-29 1989-05-02 United Technologies Corporation Stator assembly for a gas turbine engine

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