JPH0635841B2 - タービンエンジン及び冷却方法 - Google Patents
タービンエンジン及び冷却方法Info
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- JPH0635841B2 JPH0635841B2 JP1322816A JP32281689A JPH0635841B2 JP H0635841 B2 JPH0635841 B2 JP H0635841B2 JP 1322816 A JP1322816 A JP 1322816A JP 32281689 A JP32281689 A JP 32281689A JP H0635841 B2 JPH0635841 B2 JP H0635841B2
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- combustor
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- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
- F02C3/30—Adding water, steam or other fluids for influencing combustion, e.g. to obtain cleaner exhaust gases
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
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- F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
- F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
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- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
- F05D2260/2322—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium steam
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- 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
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 この発明は、ガスタービンエンジンに関し、特にガスタ
ービンエンジンに組み込む冷却回路に関する。
ービンエンジンに組み込む冷却回路に関する。
発明の背景 ガスタービンエンジンは通常、軸流圧縮機で空気を燃焼
室での燃料の燃焼を支持するのに必要な適当な密度まで
圧縮する。燃焼ガスはその後軸流圧縮機を駆動するター
ビンに到達する。タービン通過後、燃焼ガスを用いてパ
ワータービンを駆動することができ、パワータービンは
プロペラ、発電機、その他船舶または工業用の装置を装
着することができる出力軸に連結される。
室での燃料の燃焼を支持するのに必要な適当な密度まで
圧縮する。燃焼ガスはその後軸流圧縮機を駆動するター
ビンに到達する。タービン通過後、燃焼ガスを用いてパ
ワータービンを駆動することができ、パワータービンは
プロペラ、発電機、その他船舶または工業用の装置を装
着することができる出力軸に連結される。
燃焼室内での燃料の燃焼の結果として高温に加熱された
燃焼ガスが生じ、この燃焼ガスで燃焼室の壁そして燃焼
ガスがタービンを通過するにつれて種々のタービン構成
部品が加熱される。燃焼温度を上げることによりエンジ
ンの軸馬力、燃料消費率および効率を改良することがで
きる。しかし、どこまで燃焼温度を上げられるかは、燃
焼室やタービンのようなエンジン構成要素がその昇温し
た温度に耐える耐熱性によって限定される。したがっ
て、過熱を避けるために、燃焼器、それにタービンベー
ンおよびブレードを冷却する種々の冷却方法が開発され
ている。
燃焼ガスが生じ、この燃焼ガスで燃焼室の壁そして燃焼
ガスがタービンを通過するにつれて種々のタービン構成
部品が加熱される。燃焼温度を上げることによりエンジ
ンの軸馬力、燃料消費率および効率を改良することがで
きる。しかし、どこまで燃焼温度を上げられるかは、燃
焼室やタービンのようなエンジン構成要素がその昇温し
た温度に耐える耐熱性によって限定される。したがっ
て、過熱を避けるために、燃焼器、それにタービンベー
ンおよびブレードを冷却する種々の冷却方法が開発され
ている。
従来の冷却技術では、圧縮機を通してエンジンに供給さ
れる空気の一部を分流して冷却材として用いる。代表的
には、分流した空気は燃焼室の外側を通り、燃焼室のま
わりを流れてからタービンブレード中の冷却通路を通る
経路をたどる。
れる空気の一部を分流して冷却材として用いる。代表的
には、分流した空気は燃焼室の外側を通り、燃焼室のま
わりを流れてからタービンブレード中の冷却通路を通る
経路をたどる。
別の冷却技術では、スチーム（蒸気）を用いる。すなわ
ち、蒸気をブレードの内部に導入し、内部から外へブレ
ードの外側表面に接線方向に出して、ブレードを高熱の
燃焼ガスから断熱する。蒸気の比熱は空気より著しく高
く、したがって蒸気ははるかに良好な冷却材であるの
で、この技術にはいくつかの利点がある。しかし、冷却
に用いる蒸気は系全体の性能を低下する。それは、この
蒸気がエンジンの流路のタービン段のいくつかをバイパ
スし、したがってエンジンに注入されないからである。
このことについては、米国特許第４，６３１，９１４号
（１９８６年１２月３０日発効）および米国特許第４，
５６９，１９５号（１９８６年２月１１日発効）（噴
射）に記載されている通りである。したがって、系の性
能を有意に阻害しない優れたエンジン冷却方法を開発す
ることが望まれている。
ち、蒸気をブレードの内部に導入し、内部から外へブレ
ードの外側表面に接線方向に出して、ブレードを高熱の
燃焼ガスから断熱する。蒸気の比熱は空気より著しく高
く、したがって蒸気ははるかに良好な冷却材であるの
で、この技術にはいくつかの利点がある。しかし、冷却
に用いる蒸気は系全体の性能を低下する。それは、この
蒸気がエンジンの流路のタービン段のいくつかをバイパ
スし、したがってエンジンに注入されないからである。
このことについては、米国特許第４，６３１，９１４号
（１９８６年１２月３０日発効）および米国特許第４，
５６９，１９５号（１９８６年２月１１日発効）（噴
射）に記載されている通りである。したがって、系の性
能を有意に阻害しない優れたエンジン冷却方法を開発す
ることが望まれている。
発明の要旨 この発明のタービンエンジンは、圧縮空気をタービンエ
ンジンに導入する圧縮機と、この圧縮機より下流に位置
する燃焼器とを備える。燃焼器はケーシングおよびこの
ケーシング内に配置されたライナを含み、ライナは内部
に燃焼区域を画定するよう形成されている。ライナはケ
ーシングから間隔をあけて配置され、ライナとケーシン
グの間に、圧縮空気の少なくとも一部を受け取る混合領
域を画定する。前記ライナは前記燃焼器の上流端に燃焼
器入口を形成する。内部に冷却通路を有するタービンが
前記燃焼器より下流に配置されている。エンジンは、蒸
気を前記混合領域中に前記燃焼器入口より下流で導入し
て空気−蒸気混合物を形成する蒸気導入手段と、その空
気−蒸気混合物をタービンの冷却通路に導入する手段と
を備える。
ンジンに導入する圧縮機と、この圧縮機より下流に位置
する燃焼器とを備える。燃焼器はケーシングおよびこの
ケーシング内に配置されたライナを含み、ライナは内部
に燃焼区域を画定するよう形成されている。ライナはケ
ーシングから間隔をあけて配置され、ライナとケーシン
グの間に、圧縮空気の少なくとも一部を受け取る混合領
域を画定する。前記ライナは前記燃焼器の上流端に燃焼
器入口を形成する。内部に冷却通路を有するタービンが
前記燃焼器より下流に配置されている。エンジンは、蒸
気を前記混合領域中に前記燃焼器入口より下流で導入し
て空気−蒸気混合物を形成する蒸気導入手段と、その空
気−蒸気混合物をタービンの冷却通路に導入する手段と
を備える。
この発明は前記ガスタービンエンジンを冷却する方法も
提供し、その方法は蒸気を混合領域中に燃焼器入口より
下流で導入して空気−蒸気混合物を形成し、その空気−
蒸気混合物をタービンの冷却通路に導入する工程を含
む。
提供し、その方法は蒸気を混合領域中に燃焼器入口より
下流で導入して空気−蒸気混合物を形成し、その空気−
蒸気混合物をタービンの冷却通路に導入する工程を含
む。
この発明の別の観点によるタービンエンジンは、空気を
タービンエンジンに導入する圧縮機と、この圧縮機より
下流に位置する燃焼器領域を備える。この燃焼器領域は
圧縮機の下流に環状流路を画定するケーシングおよびこ
のケーシング内に配置された燃焼器ライナを含む。ライ
ナは内部に燃焼区域を画定するよう形成され、またライ
ナはケーシングから間隔をあけて配置され相互間に混合
領域を画定する。そして二重流れ燃料ノズルが前記ケー
シング、混合領域およびライナを貫通する。この二重流
れ燃料ノズルは内部に燃料通路および蒸気通路を有し、
これらの燃料通路および蒸気通路は少なくとも二重流れ
燃料ノズルが前記ライナを通りすぎるまで分離されてい
る。二重流れ燃料ノズルは外側表面を有し、少なくとも
１つの穴がノズルの外側表面から蒸気通路まで延在し、
したがって蒸気の一部がその穴を通って燃焼器ライナの
まわりの混合領域中に出てゆける。
タービンエンジンに導入する圧縮機と、この圧縮機より
下流に位置する燃焼器領域を備える。この燃焼器領域は
圧縮機の下流に環状流路を画定するケーシングおよびこ
のケーシング内に配置された燃焼器ライナを含む。ライ
ナは内部に燃焼区域を画定するよう形成され、またライ
ナはケーシングから間隔をあけて配置され相互間に混合
領域を画定する。そして二重流れ燃料ノズルが前記ケー
シング、混合領域およびライナを貫通する。この二重流
れ燃料ノズルは内部に燃料通路および蒸気通路を有し、
これらの燃料通路および蒸気通路は少なくとも二重流れ
燃料ノズルが前記ライナを通りすぎるまで分離されてい
る。二重流れ燃料ノズルは外側表面を有し、少なくとも
１つの穴がノズルの外側表面から蒸気通路まで延在し、
したがって蒸気の一部がその穴を通って燃焼器ライナの
まわりの混合領域中に出てゆける。
具体的な構成 第１図はこの発明のタービンエンジンの１実施例を示す
概略図である。第１図において、タービンエンジン１０
は、下流方向への空気流を生成する圧縮機２０、圧縮機
２０の下流に配置された燃焼器領域２２、および燃焼器
領域２２の下流に配置され、高圧タービン段２４ａおよ
び低圧タービン段２４ｂからなるタービン２４を備え
る。
概略図である。第１図において、タービンエンジン１０
は、下流方向への空気流を生成する圧縮機２０、圧縮機
２０の下流に配置された燃焼器領域２２、および燃焼器
領域２２の下流に配置され、高圧タービン段２４ａおよ
び低圧タービン段２４ｂからなるタービン２４を備え
る。
燃焼器領域２２は燃焼器ケーシング２８を備え、このケ
ーシング２８は代表的には軸線方向および円周方向に延
在する内側ケーシング壁２８ａおよび外側ケーシング壁
２８ｂが相互間に圧縮機２０の下流に環状流路を画定す
る構成である。ケーシング２８の内部に燃焼器ライナ３
０が配置され、このライナ３０は代表的には円周方向お
よび軸線方向に延在する内側ライナ壁３０ａおよび外側
ライナ壁３０ｂから構成され、これらの内側および外側
ライナ壁３０ａおよび３０ｂはそれぞれ内側および外側
ケーシング壁２８ａおよび２８ｂの間に位置する。内側
および外側ライナ壁３０ａおよび３０ｂは半径方向に離
間して相互間に環状燃焼区域３２を画定する。ライナ３
０もケーシング２８から離間しており、ライナ３０とケ
ーシング２８との間に共通な環状混合領域３４が位置す
る。ライナ３０には代表的には、流れを混合領域３４か
ら燃焼区域３２に導入するための複数個のライナ開口３
６が円周方向に間隔をあけて設けられている。圧縮機２
０に隣接する上流端で、内側および外側ライナ壁３０ａ
および３０ｂは燃焼器入口３８を形成する。また燃焼器
ドームアセンブリ４０が内側および外側ライナ壁３０ａ
および３０ｂ間に装着され、内側および外側ライナ壁３
０ａおよび３０ｂの上流端と協働して燃焼区域３２の上
流端を形成する。ノズル４２が燃焼器ドームアセンブリ
４０に隣接して配置され、燃焼区域３２の上流端に燃料
を噴射するようになっている。
ーシング２８は代表的には軸線方向および円周方向に延
在する内側ケーシング壁２８ａおよび外側ケーシング壁
２８ｂが相互間に圧縮機２０の下流に環状流路を画定す
る構成である。ケーシング２８の内部に燃焼器ライナ３
０が配置され、このライナ３０は代表的には円周方向お
よび軸線方向に延在する内側ライナ壁３０ａおよび外側
ライナ壁３０ｂから構成され、これらの内側および外側
ライナ壁３０ａおよび３０ｂはそれぞれ内側および外側
ケーシング壁２８ａおよび２８ｂの間に位置する。内側
および外側ライナ壁３０ａおよび３０ｂは半径方向に離
間して相互間に環状燃焼区域３２を画定する。ライナ３
０もケーシング２８から離間しており、ライナ３０とケ
ーシング２８との間に共通な環状混合領域３４が位置す
る。ライナ３０には代表的には、流れを混合領域３４か
ら燃焼区域３２に導入するための複数個のライナ開口３
６が円周方向に間隔をあけて設けられている。圧縮機２
０に隣接する上流端で、内側および外側ライナ壁３０ａ
および３０ｂは燃焼器入口３８を形成する。また燃焼器
ドームアセンブリ４０が内側および外側ライナ壁３０ａ
および３０ｂ間に装着され、内側および外側ライナ壁３
０ａおよび３０ｂの上流端と協働して燃焼区域３２の上
流端を形成する。ノズル４２が燃焼器ドームアセンブリ
４０に隣接して配置され、燃焼区域３２の上流端に燃料
を噴射するようになっている。
二重流れ燃料ノズル４４を外側ケーシング壁２８ｂおよ
び外側ライナ壁３０ｂを貫通して配置し、スチーム（蒸
気）および燃料の両方を燃焼区域３２中に噴射して窒素
酸化物（Ｎｏｘ）排出量を制御するのが好ましい。二重
流れ燃料ノズル４４は、好適例では、二重流れ燃料ノズ
ル４４の中心に位置する燃料通路４８と、燃料通路４８
を包囲する蒸気通路５０とそれぞれ独立に有する。二重
流れ燃料ノズル４４は外側表面を有し、１個以上の抜き
穴５２をノズルの外側表面から蒸気通路５０まで通すの
が好ましい。抜き穴５２は外側ケーシング壁２８ｂと外
側ライナ壁３０ｂとの間に位置し、したがって二重流れ
燃料ノズル４４を通る蒸気の一部がこれらの抜き穴５２
を通過して混合領域３４に入る。代表的には、抜き穴５
２を優先的混合を達成するように形成する。たとえば、
抜き穴５２を任意所望の半径方向位置に配置して、ケー
シング、ライナまたはタービンロータ・ブレードの外側
シュラウド空所いずれかに蒸気による必要な冷却を行な
うことができる。
び外側ライナ壁３０ｂを貫通して配置し、スチーム（蒸
気）および燃料の両方を燃焼区域３２中に噴射して窒素
酸化物（Ｎｏｘ）排出量を制御するのが好ましい。二重
流れ燃料ノズル４４は、好適例では、二重流れ燃料ノズ
ル４４の中心に位置する燃料通路４８と、燃料通路４８
を包囲する蒸気通路５０とそれぞれ独立に有する。二重
流れ燃料ノズル４４は外側表面を有し、１個以上の抜き
穴５２をノズルの外側表面から蒸気通路５０まで通すの
が好ましい。抜き穴５２は外側ケーシング壁２８ｂと外
側ライナ壁３０ｂとの間に位置し、したがって二重流れ
燃料ノズル４４を通る蒸気の一部がこれらの抜き穴５２
を通過して混合領域３４に入る。代表的には、抜き穴５
２を優先的混合を達成するように形成する。たとえば、
抜き穴５２を任意所望の半径方向位置に配置して、ケー
シング、ライナまたはタービンロータ・ブレードの外側
シュラウド空所いずれかに蒸気による必要な冷却を行な
うことができる。
別の構成例では、蒸気導管５６を蒸気入口マニホールド
５８に連結する。蒸気入口マニホールド５８は、代表的
には、内側ケーシング壁２８ａに装着し、入口マニホー
ルド５８が混合領域３４に隣接する配置とする。冷却流
れコレクタ室６０が燃焼器入口３８より下流かつ内側ケ
ーシング壁２８ａの半径方向内側に配置されている。冷
却流れコレクタ室６０は、この室を形成する内側ケーシ
ング壁２８ａに穴６２を有し、混合領域３４内の蒸気−
空気混合物が冷却流れコレクタ室６０に入るようになっ
ている。冷却流れコレクタ室６０は空所６４に連結され
ている。空所６４は、代表的には、その半径方向内側が
タービンシャフトにより画定され、流れを冷却流れコレ
クタ室６０から高圧タービン段２４ａおよび低圧タービ
ン段２４ｂに導く作用をなす。空所６４は高圧タービン
段２４ａおよび低圧タービン段２４ｂ両方の複数の開口
に連結され、したがって空所６４内の蒸気−空気混合物
がタービン段それぞれに進入することができる。タービ
ン段２４ａおよび２４ｂの開口は、タービン２４に形成
され、代表的にはタービン段２４ａおよび２４ｂそれぞ
れの周囲に配置されたタービンブレード７２まで延在す
る１個以上の冷却通路７０に連結されている。代表的に
は、ブレード７２には、冷却通路７０からブレード７２
の表面まで延在する多数のブレード穴７４があけられ、
したがって冷却通路７０内の蒸気−空気混合物がブレー
ド穴７４を通って主流体流路に流出してブレード７２の
冷却を行なう。
５８に連結する。蒸気入口マニホールド５８は、代表的
には、内側ケーシング壁２８ａに装着し、入口マニホー
ルド５８が混合領域３４に隣接する配置とする。冷却流
れコレクタ室６０が燃焼器入口３８より下流かつ内側ケ
ーシング壁２８ａの半径方向内側に配置されている。冷
却流れコレクタ室６０は、この室を形成する内側ケーシ
ング壁２８ａに穴６２を有し、混合領域３４内の蒸気−
空気混合物が冷却流れコレクタ室６０に入るようになっ
ている。冷却流れコレクタ室６０は空所６４に連結され
ている。空所６４は、代表的には、その半径方向内側が
タービンシャフトにより画定され、流れを冷却流れコレ
クタ室６０から高圧タービン段２４ａおよび低圧タービ
ン段２４ｂに導く作用をなす。空所６４は高圧タービン
段２４ａおよび低圧タービン段２４ｂ両方の複数の開口
に連結され、したがって空所６４内の蒸気−空気混合物
がタービン段それぞれに進入することができる。タービ
ン段２４ａおよび２４ｂの開口は、タービン２４に形成
され、代表的にはタービン段２４ａおよび２４ｂそれぞ
れの周囲に配置されたタービンブレード７２まで延在す
る１個以上の冷却通路７０に連結されている。代表的に
は、ブレード７２には、冷却通路７０からブレード７２
の表面まで延在する多数のブレード穴７４があけられ、
したがって冷却通路７０内の蒸気−空気混合物がブレー
ド穴７４を通って主流体流路に流出してブレード７２の
冷却を行なう。
圧縮機２０、燃焼器ケーシング２８、燃焼器ライナ３
０、燃焼器ドームアセンブリ４０および燃料ノズル４２
は、代表的には、当業界でよく知られた標準技術で形成
され、空気誘導（aeroderivative）型のガスタービンエ
ンジンに使用されるものであるのが好ましい。なお、こ
の発明には、上記とは異なるエンジン構成配置、たとえ
ば複数個の環状多筒型またはキャニスタ型燃焼器を用い
たエンジン構造も等しく適用できる。そのほかに、第１
図に示すように、燃料ノズル４２および蒸気−燃料ノズ
ル４４を組み込むことにより多重燃料ノズルを使用する
ことができる。これらのノズルの両方との蒸気噴射でき
るように構成できるが、個別の燃料−蒸気ノズル４４を
用いるのが代表的である。さらに、この発明では燃料噴
射用に単一のノズルを用いてもよい。蒸気−燃料ノズル
４４は標準的技術により、少なくとも蒸気−燃料ノズル
４４が外側ライナ壁３０ｂを通過するまでは燃料通路４
８と蒸気通路５０とが分離されているように形成する。
こうすれば、蒸気だけが抜き穴５２を通って混合領域３
４に入る。抜き穴５２は、所望の蒸気−空気冷却混合物
を得るのに望ましい直径とするのが代表的である。蒸気
導管５６および蒸気入口マニホールド５８は、十分な温
度および応力耐久性を示すものなら任意の材料でよい。
エンジンが、代表的には航空機に環境制御装置抽気のた
めに用いられる圧縮器排気抽気ポート（ＣＤＰ）を有す
る空気誘導型ガスタービンエンジンである場合、蒸気導
管５６をＣＤＰポート内に配置するのが望ましい。蒸気
入口マニホールド５８は、混合領域３４に入る少なくと
も一部の蒸気が燃焼器入口３８より下流で入るように形
成する必要がある。代表的には、混合領域に入る少なく
とも一部の蒸気が燃焼器ドームアセンブリ４０より下流
で入り、好ましくは混合領域に入る全ての蒸気が燃焼器
ドームアセンブリ４０、すなわち燃料が燃焼区域３２に
入る位置より下流で入る。
０、燃焼器ドームアセンブリ４０および燃料ノズル４２
は、代表的には、当業界でよく知られた標準技術で形成
され、空気誘導（aeroderivative）型のガスタービンエ
ンジンに使用されるものであるのが好ましい。なお、こ
の発明には、上記とは異なるエンジン構成配置、たとえ
ば複数個の環状多筒型またはキャニスタ型燃焼器を用い
たエンジン構造も等しく適用できる。そのほかに、第１
図に示すように、燃料ノズル４２および蒸気−燃料ノズ
ル４４を組み込むことにより多重燃料ノズルを使用する
ことができる。これらのノズルの両方との蒸気噴射でき
るように構成できるが、個別の燃料−蒸気ノズル４４を
用いるのが代表的である。さらに、この発明では燃料噴
射用に単一のノズルを用いてもよい。蒸気−燃料ノズル
４４は標準的技術により、少なくとも蒸気−燃料ノズル
４４が外側ライナ壁３０ｂを通過するまでは燃料通路４
８と蒸気通路５０とが分離されているように形成する。
こうすれば、蒸気だけが抜き穴５２を通って混合領域３
４に入る。抜き穴５２は、所望の蒸気−空気冷却混合物
を得るのに望ましい直径とするのが代表的である。蒸気
導管５６および蒸気入口マニホールド５８は、十分な温
度および応力耐久性を示すものなら任意の材料でよい。
エンジンが、代表的には航空機に環境制御装置抽気のた
めに用いられる圧縮器排気抽気ポート（ＣＤＰ）を有す
る空気誘導型ガスタービンエンジンである場合、蒸気導
管５６をＣＤＰポート内に配置するのが望ましい。蒸気
入口マニホールド５８は、混合領域３４に入る少なくと
も一部の蒸気が燃焼器入口３８より下流で入るように形
成する必要がある。代表的には、混合領域に入る少なく
とも一部の蒸気が燃焼器ドームアセンブリ４０より下流
で入り、好ましくは混合領域に入る全ての蒸気が燃焼器
ドームアセンブリ４０、すなわち燃料が燃焼区域３２に
入る位置より下流で入る。
第２図は第１図のエンジンの一部を拡大して、燃焼領域
を示す図であり、同様の部分は同一の符号で示す。第２
図に示すように、蒸気入口マニホールド５８は、蒸気導
管５６に連結された第１蒸気入口開口２１２を有する蒸
気空所２１０を備え、入口開口２１２の下流には１個又
はそれ以上の蒸気通過開口２１４が内側ケーシング壁２
８ａに設けられるのが好ましい。この構成とすれば、得
られる蒸気流路が、蒸気混合物を過剰に加熱せず、しか
も燃焼器ライナ３０にある程度の冷却を行なうような、
燃焼器ライナ３０から離れた選択的な位置に留まり、好
適である。蒸気通過開口２１４を適切に位置決めまたは
傾斜させることにより、この発明は混合領域３４に入る
蒸気の優先的分配を達成して、冷却流れコレクタ室６０
内および燃焼器ライナ３０のまわりに所望の温度および
量の流体を供給する。少なくとも数個の蒸気通過開口２
１４を形成して、適正な円周方向蒸気−空気混合を達成
するのが好ましい。冷却流れコレクタ室６０および空所
６４は、蒸気−空気混合物が混合区域３４からタービン
２４を通過する通路を構成する。空所６４は「ミニノズ
ル」または流れ加速器とするのが好ましい。代表的に
は、この通路は、たとえば米国特許第４，２９６，５９
９号に開示されているような標準的ガスタービンエンジ
ンに設けられた空気冷却回路と同様に形成でき、これと
同一とするのが好ましい。ガスタービンエンジンの現在
ある空気冷却回路を使用できることは、現状のガスター
ビンエンジンの設計を簡単に変更できるという意味で、
この発明の重要な利点である。タービン段２４ａおよび
２４ｂの冷却通路７０およびブレード穴７４も、米国特
許第３，７０３，８０８号米国特許第３，５２７，５４
３号、および米国特許第３，７１５，１７０号に開示さ
れているような、標準的技術により形成できる。
を示す図であり、同様の部分は同一の符号で示す。第２
図に示すように、蒸気入口マニホールド５８は、蒸気導
管５６に連結された第１蒸気入口開口２１２を有する蒸
気空所２１０を備え、入口開口２１２の下流には１個又
はそれ以上の蒸気通過開口２１４が内側ケーシング壁２
８ａに設けられるのが好ましい。この構成とすれば、得
られる蒸気流路が、蒸気混合物を過剰に加熱せず、しか
も燃焼器ライナ３０にある程度の冷却を行なうような、
燃焼器ライナ３０から離れた選択的な位置に留まり、好
適である。蒸気通過開口２１４を適切に位置決めまたは
傾斜させることにより、この発明は混合領域３４に入る
蒸気の優先的分配を達成して、冷却流れコレクタ室６０
内および燃焼器ライナ３０のまわりに所望の温度および
量の流体を供給する。少なくとも数個の蒸気通過開口２
１４を形成して、適正な円周方向蒸気−空気混合を達成
するのが好ましい。冷却流れコレクタ室６０および空所
６４は、蒸気−空気混合物が混合区域３４からタービン
２４を通過する通路を構成する。空所６４は「ミニノズ
ル」または流れ加速器とするのが好ましい。代表的に
は、この通路は、たとえば米国特許第４，２９６，５９
９号に開示されているような標準的ガスタービンエンジ
ンに設けられた空気冷却回路と同様に形成でき、これと
同一とするのが好ましい。ガスタービンエンジンの現在
ある空気冷却回路を使用できることは、現状のガスター
ビンエンジンの設計を簡単に変更できるという意味で、
この発明の重要な利点である。タービン段２４ａおよび
２４ｂの冷却通路７０およびブレード穴７４も、米国特
許第３，７０３，８０８号米国特許第３，５２７，５４
３号、および米国特許第３，７１５，１７０号に開示さ
れているような、標準的技術により形成できる。
作動時には、空気は圧縮機２０を通過し、そこで圧縮さ
れた空気の一部は燃焼器入口３０を通って燃焼区域３２
に入る。圧縮空気の一部は分流され、混合領域３４に入
る。好ましくはタービンブレード上への凝縮を防止する
のに十分な温度の、代表的には飽和温度プラス１０℃
（５０゜F）程度の温度の低温蒸気（スチーム）を蒸気
導管５６に供給し、この蒸気は蒸気入口マニホールド５
８を通って混合領域３４に移動する。少なくとも蒸気の
一部は混合領域３４は燃焼器入口より下流で、好ましく
は燃料が燃焼区域３２に入る位置より下流で入る。混合
領域に流れ込む空気に対して、混合領域に導入される流
れの角度を、蒸気通過開口２１４の角度または位置によ
って制御するのが好ましい。これによりライナの冷却を
行なう蒸気−空気混合物の比およびタービン段に導入さ
れる蒸気−空気混合物の比を制御することができる。こ
れらの比は、蒸気対空気の比として約０％からほとんど
１００％まで変えることができる。空気および蒸気はつ
ぎに混合領域３４で混合され、少なくとも蒸気−空気混
合物の制御された部分が冷却流れコレクタ室６０に入
る。冷却流れコレクタ室６０および空所６４は、混合領
域３４とタービン冷却通路７０の間の通路として機能す
る。蒸気−空気混合物はつぎにタービン冷却通路７０を
通過し、したがって高圧タービン段２４ａおよび低圧タ
ービン段２４ｂを夫々冷却し、そして好ましくは少なく
とも空気−蒸気混合物の一部はタービンブレード７２の
ブレード穴７４を通って外に出る。蒸気は混合領域３４
に燃焼器入口３８より下流で入るので、このことから低
ＢＴＵ（英国熱単位）の燃料を用いた場合特に有利な利
点が得られる。代表的な２０，０００ＢＴＵ／１ｂから
５００ＢＴＵ／１ｂに達するまたはそれ以下の範囲の熱
量の燃料を供給することができる。このような低ＢＴＵ
燃料は代表的には約１０，０００ＢＴＵ／１ｂ以下、化
学的復熱（chemical recuperation）の場合約３，５０
０ＢＴＵ／１ｂ以下または石炭ガス化誘導燃料の場合約
１，７００ＢＴＵ／１ｂ以下である。これらの燃料は代
表的には、水含有量が大きく、冷却のために追加の蒸気
が燃焼領域３２に入ると、その結果急冷作用が生じ、燃
焼効率が減少し、消火に至ることさえある。しかし、こ
の発明によれば、好ましくは燃料の進入位置より下流で
燃焼領域３２に入る空気−蒸気混合物の優先的分配を利
用することにより、水含有量の大きい燃料の使用を可能
にしながら、高い内部エンジン温度を制御することがで
きる。したがって、冷却蒸気は燃焼器ライナ３０を、燃
焼区域３２内で主な燃焼が起こる位置より下流で通過
し、しかも火炎伝播を阻害するおそれのある燃焼区域３
２内の水含有量が増加しない。したがって、冷却蒸気は
ライナ３０および他のタービンおよびエンジン構成要素
の下流部分の冷却を行なうにもかかわらず、冷却蒸気は
燃焼に悪影響を与えない。さらに、混合した空気−蒸気
混合物を利用することとより、この発明は、有効な仕事
を行なうことなくタービンブレード７２をバイパスする
高エネルギー蒸気の量を最小にし、したがって効率の低
下を最小にすることができる。米国特許第４，６３１，
９１４号（１９８６年１２月３０日発効）に記載されて
いるように、低エネルギー空気をタービンのまわりにバ
イパスさせ、高エネルギー蒸気をタービンの前部に噴射
できれば、サイクルの効率は一層良好になる。さらに、
この発明によれば、代表的には多くのエンジンに採用さ
れている冷却構造、特に空気誘導型の冷却構造を最大限
に利用し、したがって現状のまま将来のエンジン設計に
以上述べた変更を組みこむのに必要な変更が最小にな
る。たとえば主要な利点は空気−蒸気混合物適合させる
のになんら変更を必要としない航空機エンジンタービン
の標準的ブレードを用いることにより得られる。さら
に、この発明の装置は、蒸気を発生するのに使用するボ
イラを停止したときにボイラを最初に装置内の同調させ
る際のように、蒸気を完全に遮断したときでも、空気冷
却で平常通りに作用する。
れた空気の一部は燃焼器入口３０を通って燃焼区域３２
に入る。圧縮空気の一部は分流され、混合領域３４に入
る。好ましくはタービンブレード上への凝縮を防止する
のに十分な温度の、代表的には飽和温度プラス１０℃
（５０゜F）程度の温度の低温蒸気（スチーム）を蒸気
導管５６に供給し、この蒸気は蒸気入口マニホールド５
８を通って混合領域３４に移動する。少なくとも蒸気の
一部は混合領域３４は燃焼器入口より下流で、好ましく
は燃料が燃焼区域３２に入る位置より下流で入る。混合
領域に流れ込む空気に対して、混合領域に導入される流
れの角度を、蒸気通過開口２１４の角度または位置によ
って制御するのが好ましい。これによりライナの冷却を
行なう蒸気−空気混合物の比およびタービン段に導入さ
れる蒸気−空気混合物の比を制御することができる。こ
れらの比は、蒸気対空気の比として約０％からほとんど
１００％まで変えることができる。空気および蒸気はつ
ぎに混合領域３４で混合され、少なくとも蒸気−空気混
合物の制御された部分が冷却流れコレクタ室６０に入
る。冷却流れコレクタ室６０および空所６４は、混合領
域３４とタービン冷却通路７０の間の通路として機能す
る。蒸気−空気混合物はつぎにタービン冷却通路７０を
通過し、したがって高圧タービン段２４ａおよび低圧タ
ービン段２４ｂを夫々冷却し、そして好ましくは少なく
とも空気−蒸気混合物の一部はタービンブレード７２の
ブレード穴７４を通って外に出る。蒸気は混合領域３４
に燃焼器入口３８より下流で入るので、このことから低
ＢＴＵ（英国熱単位）の燃料を用いた場合特に有利な利
点が得られる。代表的な２０，０００ＢＴＵ／１ｂから
５００ＢＴＵ／１ｂに達するまたはそれ以下の範囲の熱
量の燃料を供給することができる。このような低ＢＴＵ
燃料は代表的には約１０，０００ＢＴＵ／１ｂ以下、化
学的復熱（chemical recuperation）の場合約３，５０
０ＢＴＵ／１ｂ以下または石炭ガス化誘導燃料の場合約
１，７００ＢＴＵ／１ｂ以下である。これらの燃料は代
表的には、水含有量が大きく、冷却のために追加の蒸気
が燃焼領域３２に入ると、その結果急冷作用が生じ、燃
焼効率が減少し、消火に至ることさえある。しかし、こ
の発明によれば、好ましくは燃料の進入位置より下流で
燃焼領域３２に入る空気−蒸気混合物の優先的分配を利
用することにより、水含有量の大きい燃料の使用を可能
にしながら、高い内部エンジン温度を制御することがで
きる。したがって、冷却蒸気は燃焼器ライナ３０を、燃
焼区域３２内で主な燃焼が起こる位置より下流で通過
し、しかも火炎伝播を阻害するおそれのある燃焼区域３
２内の水含有量が増加しない。したがって、冷却蒸気は
ライナ３０および他のタービンおよびエンジン構成要素
の下流部分の冷却を行なうにもかかわらず、冷却蒸気は
燃焼に悪影響を与えない。さらに、混合した空気−蒸気
混合物を利用することとより、この発明は、有効な仕事
を行なうことなくタービンブレード７２をバイパスする
高エネルギー蒸気の量を最小にし、したがって効率の低
下を最小にすることができる。米国特許第４，６３１，
９１４号（１９８６年１２月３０日発効）に記載されて
いるように、低エネルギー空気をタービンのまわりにバ
イパスさせ、高エネルギー蒸気をタービンの前部に噴射
できれば、サイクルの効率は一層良好になる。さらに、
この発明によれば、代表的には多くのエンジンに採用さ
れている冷却構造、特に空気誘導型の冷却構造を最大限
に利用し、したがって現状のまま将来のエンジン設計に
以上述べた変更を組みこむのに必要な変更が最小にな
る。たとえば主要な利点は空気−蒸気混合物適合させる
のになんら変更を必要としない航空機エンジンタービン
の標準的ブレードを用いることにより得られる。さら
に、この発明の装置は、蒸気を発生するのに使用するボ
イラを停止したときにボイラを最初に装置内の同調させ
る際のように、蒸気を完全に遮断したときでも、空気冷
却で平常通りに作用する。
第１図はこの発明のタービンエンジンの１実施態様を示
す概略図、そして 第２図は第１図のエンジンの一部を拡大して燃焼器領域
を示す概略図である。 １０：タービンエンジン、 ２０：圧縮機、２２：燃焼器領域、 ２４：タービン、２８：ケーシング、 ３０：ライナ、３２：燃焼区域、 ３４：混合領域、３６：開口、 ３８：燃焼器入口、 ４０：燃焼器ドームアセンブリ、 ４２：ノズル、４４：二重流れ燃料ノズル、 ４８：燃料通路、５０：蒸気通路、 ５２：抜け穴、５６：蒸気導管、 ５８：蒸気入口マニホールド、 ６０：冷却流れコレクタ室、 ６２：穴、６４：空所、 ７０：冷却通路、７２：ブレード、 ７４：ブレード穴、２１０：蒸気空所、 ２１２：入口開口、２１４：蒸気通過開口。
す概略図、そして 第２図は第１図のエンジンの一部を拡大して燃焼器領域
を示す概略図である。 １０：タービンエンジン、 ２０：圧縮機、２２：燃焼器領域、 ２４：タービン、２８：ケーシング、 ３０：ライナ、３２：燃焼区域、 ３４：混合領域、３６：開口、 ３８：燃焼器入口、 ４０：燃焼器ドームアセンブリ、 ４２：ノズル、４４：二重流れ燃料ノズル、 ４８：燃料通路、５０：蒸気通路、 ５２：抜け穴、５６：蒸気導管、 ５８：蒸気入口マニホールド、 ６０：冷却流れコレクタ室、 ６２：穴、６４：空所、 ７０：冷却通路、７２：ブレード、 ７４：ブレード穴、２１０：蒸気空所、 ２１２：入口開口、２１４：蒸気通過開口。
Claims (16)
- 【請求項１】圧縮空気をタービンエンジンに導入する圧
縮機と、 ケーシングおよびこのケーシング内にケーシングから間
隔をあけて配置されたライナを含み、前記圧縮機より下
流にある燃焼区域を有する燃焼器と、前記ライナの上流
端に形成された燃焼器入口と前記燃焼器より下流に位置
し、内部に冷却通路を有するタービンと、を含むタービ
ンエンジンに於て、 前記ライナと前記ケーシングとの間にあって、前記圧縮
空気の少くとも一部を受け取る混合領域であって、該混
合領域と前記燃焼区域との間に流れがあるように前記ラ
イナが形成される該混合領域と、 蒸気を前記混合領域中に前記燃焼器入口より下流で導入
して空気−蒸気混合物を形成する蒸気導入手段と、 前記空気−蒸気混合物を前記タービンの冷却通路に導入
する手段と、を特徴とするタービンエンジン。 - 【請求項２】前記燃焼器が燃料入口を有し、前記蒸気導
入手段が前記燃料入口より下流に配置された請求項１に
記載のエンジン。 - 【請求項３】前記蒸気導入手段が全蒸気をエンジンに前
記燃焼器入口より下流で導入する手段を含む請求項１に
記載のエンジン。 - 【請求項４】さらに前記燃焼器内に配置された燃焼器ド
ームを備え、前記蒸気導入手段が蒸気を前記燃焼器ドー
ムより下流で導入する手段を含む請求項１に記載のエン
ジン。 - 【請求項５】前記蒸気導入手段が蒸気入口部に連結され
た蒸気導管を含み、前記蒸気入口部は蒸気導管に連結さ
れた第１開口を有する蒸気空所を含み、蒸気を前記混合
領域へ通過させる１個以上の穴が前記開口より下流にあ
る請求項１に記載のエンジン。 - 【請求項６】前記エンジンが圧縮機排気抽気ポートを有
し、前記蒸気導入手段が前記圧縮機排気抽気ポート内に
配置された蒸気導管を含む請求項１に記載のエンジン。 - 【請求項７】前記蒸気導入手段が前記ケーシング、混合
領域およびライナを貫通する二重流れ燃料ノズルを含
み、この二重流れノズルが内部に燃料通路および蒸気通
路を有し、これらの燃料通路および蒸気通路は少なくと
も二重流れノズルが前記ライナを通りすぎるまで分離さ
れており、前記二重流れノズルは外側表面を有し、少な
くとも１つの穴がノズルの外側表面から蒸気通路まで延
在して蒸気の一部がその穴を通って混合領域中に出てゆ
ける請求項１に記載のエンジン。 - 【請求項８】前記タービンが複数個のブレードを有し、
これらブレードには冷却通路からブレード表面まで延在
する複数個の穴があけられている請求項１に記載のエン
ジン。 - 【請求項９】圧縮空気をタービンエンジンに導入する圧
縮機と、 ケーシングおよびこのケーシング内に配置されたライナ
を含んで内部に燃焼区域を有し、前記圧縮機より下流に
ある燃焼器であって、前記ライナは前記ケーシングから
間隔をあけて配置され、前記ライナが該燃焼器の上流端
に燃焼器入口を有している該燃焼器と、 前記燃焼器より下流に位置し、内部に冷却通路を有する
タービンと、を含むタービンエンジンに於て、 前記ライナと前記ケーシングとの間に位置する混合領域
であって、前記混合領域と前記燃焼区域との間に流れが
あるように前記ライナが形成される該混合領域と、 蒸気入口部に連結され、前記蒸気入口部は前記ケーシン
グに連結され、前記蒸気入口部は蒸気入口部を前記混合
領域と連通する入口穴を少なくとも１個前記燃焼器入口
より下流に有する蒸気導管と、 前記混合領域と前記タービン冷却通路の間で且つ前記蒸
気入口穴より下流に位置する通路と、を特徴とするター
ビンエンジン。 - 【請求項１０】前記燃焼器が燃料入口を有し、前記蒸気
入口穴が前記燃料入口より下流に配置された請求項９に
記載のエンジン。 - 【請求項１１】前記エンジンが複数個の蒸気入口穴を有
し、これらの蒸気入口穴がすべて前記燃焼器入口より下
流に位置する請求項９に記載のエンジン。 - 【請求項１２】さらに前記燃焼器内に配置された燃焼器
ドームを備え、前記蒸気入口穴が前記燃焼器ドームより
下流に位置する請求項９に記載のエンジン。 - 【請求項１３】前記蒸気入口部が蒸気導管に連結された
第１開口を有する蒸気空所を含み、前記蒸気入口穴は前
記開口より下流に位置する請求項９に記載のエンジン。 - 【請求項１４】前記エンジンが圧縮機排気抽気ポートを
有し、前記蒸気導管が前記圧縮機排気抽気ポート内に配
置された請求項９に記載のエンジン。 - 【請求項１５】さらに前記ケーシング、混合領域および
ライナを貫通する二重流れ燃料ノズルを含み、この二重
流れノズルが内部に燃料通路および蒸気通路を有し、こ
れらの燃料通路および蒸気通路は少なくとも二重流れノ
ズルが前記ライナを通りすぎるまで分離されており、前
記二重流れノズルは外側表面を有し、少なくとも１つの
穴がノズルの外側表面から蒸気通路まで延在して蒸気の
一部がその穴を通って混合領域中に出てゆける請求項９
に記載のエンジン。 - 【請求項１６】前記タービンが複数個のブレードを有
し、これらブレードには冷却通路からブレード表面まで
延在する複数個の穴があけられている請求項９に記載の
エンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US284,507 | 1988-12-14 | ||
| US07/284,507 US4982564A (en) | 1988-12-14 | 1988-12-14 | Turbine engine with air and steam cooling |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02218821A JPH02218821A (ja) | 1990-08-31 |
| JPH0635841B2 true JPH0635841B2 (ja) | 1994-05-11 |
Family
ID=23090460
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1322816A Expired - Fee Related JPH0635841B2 (ja) | 1988-12-14 | 1989-12-14 | タービンエンジン及び冷却方法 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4982564A (ja) |
| JP (1) | JPH0635841B2 (ja) |
| GB (1) | GB2228295B (ja) |
| IT (1) | IT1237879B (ja) |
| SE (1) | SE466464B (ja) |
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| US9840953B2 (en) | 2015-06-29 | 2017-12-12 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
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