JPH06503868A - ガスタービンエンジンのクリアランス制御 - Google Patents

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】 ガスタービンエンジンのクリアランス制御本発明は、ガスタービンエンジンのタ ービン動翼とこれらの翼の半径方向外側の延長部を包囲する静止構造体との間の クリアランスの制御に関する。

軸流のガスタービンエンジンのタービンは、従来、エンジンの第１の移動流体通 路内に配置された半径方向に延びる航空機の動翼の少な（とも１つの環状アレイ を有する。動翼の半径方向の外側の延長部は、タービンのケーシングに取り付け られた環状の密封部材によって半径方向に離れた関係で包囲されている。翼と密 封部材との間の半径方向の距離は、動翼を越えて移動流体ガスの漏れを最小にす るためにできる限り）］Ｘさいことが望ましく、ガスの漏れが大きければ、大き い程タービンの能率は低下する。

都合の悪いことには、典型的なガスタービンエンジンの動作サイクル中、タービ ン内の回転速度及び温度変化は、翼と密封部材との間の半径方向のクリアランス に著しい変化をもたらす。従って、損傷を生じる接触が翼と密封部材との間で生 じないように、それらの間のクリアランスは、あるエンジン動作状態において所 定の大きさより大きくなければならない。

ガスタービンエンジンがフル回転するときに、翼と密封部材との間の最も小さい クリアランスを生じる状態が起こる。典型的には、これは航空機の離陸中にエン ジンによって動力が与えられたときに生じる。これらの状態いおいて翼は迅速に 加熱され、熱的に膨張する。従って、それらの回転速度は、それらが遠心力が大 きくなるように増加する。同時に、密封部材及びそれを支持するケーシングは迅 速に加熱され、熱的に膨張する。

ケーシングと翼と関連構造の熱的な膨張の速度は、動翼／密封部材半径方向のギ ャップが承諾できる程度であるように合致することが望ましい。これは、タービ ンケーシングの「スラッギング（ｓｌｕｇｇｉｎｇ）Ｊによって達成される。

スラッギングはその熱膨張の減少を変更するためにケーシング上にスラブキング 材または熱バリヤを配置することである。

ガスタービンエンジンが安定状態にあるとき、典型的には航行状態にあるとき、 温度の平衡状態が達成される。しかしながら、タービンの種々の部品によって達 成された平衡温度は、タービン翼とそれらが関連する密封部材との間の半径方向 のギャップが望ましいものよりもの大きくなるようなものである。

タービンのケーシングの断続的な冷却を行うことによって密封部材及び翼との間 の半径方向のギャップの変化の問題を克服するために多（の試みがなされた。

典型的にはケーシングは、半径方向のギャップが承諾できる制限内に残ることを 保証するために離陸中は冷却されない。しかしながら、航行状態になると、密封 部材とタービン翼との間の半径方向のクリアランスを最適の値にするように低減 するためにケーシングの冷却が開始される。

この構成に関する１つの欠点は、タービンケーシングがねじれによってその熱的 な応答速度を低下させるから慎重な冷却の効果に応答して等しく遅（なる。

他の欠点は、タービンのケーシングがそれが冷却されないときに達する高温に十 分に抵抗する合金でつくらなけらばならないことである。

本発明の目的は、このような欠点を回避しうるガスタービンエンジンを提供する ことである。

本発明によれば、ガスタービンエンジンのタービンは、動翼の複数の環状アレイ を包囲するケーシングであって、前記動翼は前記ケーシングと半径方向に間隔を 置いた関係に配置されるようになっているケーシングと、その冷却を行うために 前記ケーシングの外面に冷却空気を向ける装置とを有し、制御装置が前記ケーシ ング内に向かう冷却空気の配分を制御するために備えられ、前記制御装置は、最 初に前記冷却空気のすべてが前記ケーシングの特定の領域に向けられる第１の状 態と、最初に少なくとも前記冷却空気の部分が前記特定のケーシング領域に向け られ、前記冷却空気の残りは前記ケーシングの残りの少なくとも大部分にのみ向 けられる第２の状態との間で前記冷却空気の配分を変化させる。

本発明を添付図面を参照して一例として説明する。

図１は、本発明によるタービンを組み込んだダクトファンガスタービンエンジン の上半分の断面図である。

図２は、図１に示すエンジンのタービンの一部分の断面図である。

図３は、図２に示す図面の一部の拡大図である。

図４は、図２及び図３に示すタービンのケーシング冷却装置の概略図である。

図１を参照すると、参照符号１０で全体を指示するダクトファンガスタービンエ ンジンは、軸線方向に連続して、ファン１１、中間圧力コンプレッサ１２、高圧 コンプレッサ１３、燃焼装ｆｆ１１４、それぞれが高い、中間の及び低い圧力タ ービン部分１６．１７及び１８を有するタービン１５及び排気ノズル１８とを有 する。

空気入力エンジン１０は、ファン１１によって加速される。ファン１１から排出 される空気流の部分は、推進スラストを提供し、残りの部分は、中間の圧力コン プレッサ１２に向かう。中間の圧力コンプレッサ１２によって圧縮された後、そ の空気は、燃焼装置１４に向かう前に高圧コンプレッサ１３によって圧縮される 。そこで空気は燃料と混合されて燃焼される。その結果熱い燃焼生成物は、推進 ノズル１８を介して排出される前に高圧コンプレッサ１２、中間圧力コンプレッ サ１２及びファン１１をそれぞれ駆動する高圧、中間及び低圧タービン部分１６ ゜１７及び１８を通って拡散する。

図２を参照すると、高圧、中間及び低圧のタービン部分１６．１７及び１８がさ らに詳細に示される。

高圧部分１５は、動翼２１の環状アレイと、静翼２２の環状アレイとを有する。

同様に、中間の圧力部分１６は、動翼２３の環状アレイと、航空機の静翼２４の 環状アレイとを有する。しかしながら、低圧コンプレッサ１７は、動翼２５，２ ６及び２７の３つの環状のアレイと、静翼２８，２９及び３０の３つの環状アレ イを備えている。静翼アレイ２２．２４．２８．２９及び３０のすべては、ケー シング２０の半径方向の内面に固定的に取り付けられている。

また、ケーシング２０は、動翼２１．２３，２５．２６及び２７の環状アレイの 半径方向外側に配置されている密封部材３１を支持している。密封部材３１は、 それらが対応する動翼を包囲するように各々が環状であり、タービンケーシング ２０の膨張及び収縮に関して半径方向内側及び外側に移動するように構成されて いる。各環状アレイの動翼２１．２３，２５．２６及び２７の半径方向外側の延 長部とその対応する密封部材３１との間の半径方向のギャップは、間隙を通るガ スの漏れが最小になることを保証するためにできるだけ小さくなるようになって いる。間隙を最小にする方法は、本発明の基本である。

ケーシング２０は環状スペース３３がそれらの間に形成されるようにカウリング ３２によって間隔をおいた関係で包囲されている。空間３３は、環状マニフォル ド３４を含み、図３を参照すると、その構造は、容易に明らかになる。

マニフォルド３４は、中間圧力タービン部分１７の動翼を包囲するケーシング２ ０の部分の半径方向外側に配置されている。マニフォルド３４はタービン１５の 周りに等間隔をおいて配置され、カウリング３２によってそれら自身が包囲され る多数の冷却空気送りパイプ３５によって支持されている。環状密封部材３６は 、マニフォルド３４及びタービンケーシング２０が半径方向に間隔をおくように マニフォルド３４の軸線方向の延長部に沿って配置されている。

多数の開口部３７が冷却空気送りパイプ３５のすぐ下流に設けられている。冷却 空気送りパイプ３５及び開口部３７は、エンジンファン１１の排気出口から分岐 された加圧冷却空気の供給源に送られる。冷却空気送りパイプ３５の各々への冷 却空気流は、冷却空気送りパイプ３５の入り口に配置されたフラップバルブ３８ によって変調される。同様に、開口部３７の各々を通る冷却空気流は開口部３７ に配置されたフラップバルブによって変調される。フラップバルブ３８及び３９ を制御する方法を以下に述べる。

冷却空気送りパイプ３５へ流れる冷却空気は、マニフォルド３４へ向けられる。

マニフォルド３４から冷却空気を逃がすことができるように半径方向の内壁４２ に多数の開口部４１が設けられている。冷却空気は開口部４１を通って逃げ、中 間圧力コンプレッサの動翼２３のすぐ半径方向外側のタービンケーシングの部分 に衝突し、それによって衝突の冷却を行う。

マニフォルド３４の衝突冷却開口部４１は、環状密封部材３６の上流及び下流の 双方に配置される。その結果、ケーシング２０の衝突冷却が行われた後に、マニ フォルドから排出された冷却空気は、矢印４３によって示すような上流及び下流 方向に流れ、タービンケーシング２０の対流冷却を行う。

環状シールド４４は、密封部材３６の下流の衝突冷却開口部４１から放出された 冷却空気がタービンケーシング２０上を流れることを強要するようにマニフォル ド４４の下流端に取り付けられている。シールド４４は、低圧タービン１８の動 翼２５の第１段の半径方向外側で終了する。

従って、マニフォルド３４から排出された冷却空気は、動翼２３の半径方向外側 のタービンケーシング２０の部分の衝突冷却並びにタービンケーシング２０の他 の部分の対流冷却を行う。

カウリング開口部３７を通る冷却空気流は、全体として環状空間に向かい、それ によって、低圧タービンを包囲するケーシング２０の部分の対流冷却を行う。

シールド４４は低圧タービン１８の上流端で終結しているから、低圧タービン１ ８を包囲するケーシング２０はカウリング開口部３７及び冷却空気送りパイプ３ ５の双方から引き出される冷却空気によって対流冷却される。

フラップバルブ３８及び３９を制御する方法は、図４を参照して説明する。

制御ロジック４５は、エンジンスロットル、クロック及び高度計のそれぞれから 入力信号４６．４７及び４８を受ける。制御ロジック４５は、ソレノイドバルブ ５０に向かうこれらの入力に基礎を置いた出力信号４９を提供する。ソレノイド バルブ５０は、高圧コンプレッサ１３から入り口５１を通って高圧の空気が供給 される。ソレノイドバルブ５０の状態によって空気は、パイプ５２を通って排出 されるか、または空気圧アクチュエータ５３に向けられる。機械的な連結部５４ はアクチュエータ５３をフラップバルブ３８及び３９に接続する。

フラップバルブ３８及び３９は、エンジンファン１１から入り口を通って領域５ ５に向けられる冷却空気用の排気出口を構成する。

制御ロジック４５は、フラップバルブが常に２つの状態の内１方にあるようにフ ラップバルブ３８及び３９を制御する。第１の状態において、マニフォルド３４ への冷却空気流を制御するフラップバルブ３８は、半分閉鎖しており、カウリン グ３２のフラップバルブ３７は完全に開放している。第２の状態において、フラ ップバルブ３９は完全に閉鎖している。

エンジン１０によって駆動される航空機が離陸するとき、すなわち、エンジンの スロットルがその完全開放位厘にまで移動するときに、スロットルからの信号４ ６は、ロジック制御４５に出力信号４９を提供させ、フラップバルブ３８及び３ ９が前述の第１の状態に移動させる出力信号４９を提供する。冷却空気は、その 可能な最大速度のほぼ半分の速度でフラップバルブを通って送られ、冷却が最大 の速度で送られる。これらの状態において、マニフォルド３４から排出された冷 却空気はタービンケーシング２０の上流の衝突による冷却及び対流冷却を行う。

タービンケーシング２０の下流部分は、フラップバルブ３９からの空気及びシー ルド４４から排出されたマニフォルド３４から始まる空気によって対流冷却され る。フラップバルブ３８及び３９から始まる冷却空気は、タービンケーシング２ ０の一般化された冷却を提供する。このような冷却は、完全な動力の状態で高価 な対高熱合金がその棚に必要になるほどの温度には到達しない。その代わり、ケ ーシング２０が遠心力負荷を避けるに十分な程熱的に膨張し、密封部材３１に接 触して損傷を与えるようにタービン動翼２３，２５．２６及び２７を膨張させる ことを保証するために十分に高い温度まで上昇することが可能である必要がある 。

完全な動力状態の下でタービン１８内の温度は、タービンの動翼２３．２５゜２ ６及び２７の迅速な熱膨張を生じるように迅速に上昇する。さらに完全な動力状 態でこれらのタービン真上への高い遠心力負荷は、それらの追加の半径方向の増 長を招（。さらに迅速なガスの温度の上昇は、ケーシング２０が環状空間３３を 通る冷却空気の通路でない非常に高速で熱的に膨張するようになる。従って、冷 却空気の流れは、ケーシング２０と動翼２３．２５．２６及び２７の半径方向の 膨張速度が承諾できる動翼／密封部材３１の半径方向の間隙を維持するようにほ ぼ一致するような速度である。

完全な動力のエンジン動作がもはや必要でないとき、タービン１８内の温度は対 応して低下する。これは、タービン動翼２３，２５．２６及び２７及びタービン ケーシング２０の双方の半径方向の収縮を招く。しかしながら、タービン翼の収 縮は、特に、中間の圧力タービン１７の領域の場合、タービンケーシング２０の 収縮より大きい。これは結果としてタービンの動翼２３とそれらの関連する密封 部材３１との間の半径方向の間隙がタービン能率の観点から望ましいものより大 きくなることを招く。

タービンの動翼２３とそれらの関連する密封部材３１との間の過度な半径方向の 間隙を形成する状態を避けるために、時間、高度入力信号４６．４７及び４８及 びスロットル角度によって起動された制御ロジックは、フラップバルブ３８及び ３９を前の第２の段階に切り替える。これはフラップバルブ３９を閉鎖し、）ラ ップバルブ３８を完全に開放するようにする。その結果、冷却空気の大きな流れ は、中間圧力タービン１７のタービンケーシング２０の排出された衝突冷却を行 うためにマニフォルドに向かう。その結果、ケーシング２０の部分はタービン動 翼２３とそれらが関連する密封部材３１との間の半径方向の間隙を低減するよう に熱的に収縮し、タービン能率はそれによって向上する。

ケーシング２０の衝突冷却を提供した後、前述したように冷却空気は、下流及び 上流方向の双方に流れ、ケーシング２０の残りの対流冷却を提供する。このよう な対流冷却は、ケーシング２０が残りのタービン翼／密封部材の間隙が承諾でき る値である範囲にまで冷却されることを保証するのに十分である。ケーシングに 向かう冷却空気の配分を変化させるためにスロットル角度を使用することによっ て、タービン内の熱の状態が変化したときにできるだけ早くケーシングの冷却が 交換されることを保証する。従って、ケーシング冷却は、ケーシングの熱状態の 変化の予測において有効に変化することが分かる。

本発明は、これまでのように安い、低温の耐熱合金を使用することを可能にする と同時に、ケーシング２０の膨張及び収縮において迅速な応答速度を保証する。

これは、ケーシング２０が薄いからであり、従って、関連する襲い熱応答速度を 有するスラッギングマスまたは熱バリヤを必要としない。

本発明をフラップバルブ３８及び３９の動作を制御するために外部のパラメータ 、すなわちスロットル角度及び高度を選択したタービンに関して説明したが、他 のパラメータを使用することも可能である。例えば、エンジンコ速度または適当 なタービン温度のような内部のパラメータを使用することもできる。

補正書の翻訳文提出書 平成　５年　６月２２日

Claims (14)

【特許請求の範囲】
1. １．動翼（２３）の複数の環状アレイを包囲するケーシング（２０）であって、 前記動翼は前記ケーシング（２０）と半径方向に間隔を置いた関係に配置される ようになっているケーシングと、その冷却を行うために前記ケーシングの外面に 冷却空気を向ける装置とを有するガスタービンエンジンのタービンにおいて、制 御装置（３８，３９）が前記ケーシング（２０）内に向かう冷却空気の配分を制 御するために備えられ、前記制御装置（３８，３９）は、最初に前記冷却空気の すべてが前記ケーシング（２０）の特定の領域に向けられる第１の状態と、最初 に少なくとも前記冷却空気の部分が前記特定のケーシング（２０）領域に向けら れ、前記冷却空気の残りは前記ケーシング（２０）の残りの少なくとも大部分に のみ向けられる第２の状態との間で前記冷却空気の配分を変化させることを特徴 とするガスタービンエンジンのタービン。
2. ２．前記少なくとも１つのマニフォルド（３４）が前記ケーシング（２０）の前 記特定の領域の外側に配置され、前記少なくとも１つのマニフォルド（３４）は 、冷却空気を供給され、その冷却空気を前記タービンのケーシング（２０）の前 記特定の領域に向けてその冷却を行うことを特徴とする請求項１に記載のガスタ ービンエンジンのタービン。
3. ３．前記少なくとも１つのマニフォルド（３４）は、タービンケーシング（２０ ）領域の衝突冷却を行うために前記タービンケーシング（２０）の前記特定の領 域に前記冷却空気を向けるようになっていることを特徴とする請求項２に記載の ガスタービンエンジンのタービン。
4. ４．衝突冷却を行うために前記特定のタービンケーシング（２０）へ向けられる 前記冷却空気は、対流冷却を行うように前記タービンケーシング（２０）の残り の少なくとも部分で流れるようにされることを特徴とする請求項３に記載のガス タービン。
5. ５．前記冷却空気の一部はほぼ上流方向に前記タービンケーシング（２０）じょ う流れ残りはほぼ下流方向に流れるようにされることを特徴とする請求項４に記 載のガスタービンエンジンのタービン。
6. ６．カウリング部材（４４）は、それと離れた関係で前記タービンケーシング（ ２０）の外側に設けられ、前記冷却空気は、前記カウリング部材（４４）と前記 タービンケーシング（２０）との間に形成された空間を通って流れることを特徴 とする請求項１から５のいずれか一項に記載のガスタービンエンジンのタービン 。
7. ７．前記制御装置（３８，３９）は、前記エンジンヘの作動命令信号によって作 動することを特徴とする請求項１から６のいずれか一項に記載のガスタービンエ ンジンのタービン。
8. ８．前記作動命令信号は前記エンジンのスロットルの角度による請求項７に記載 のガスタービンエンジンのタービン。
9. ９．前記制御手段（３８，３９）は、前記ガスタービンエンジンが作動する高度 を表す信号によって作動することを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエ ンジンのタービン。
10. １０．前記タービンケーシング（２０）の前記特定の領域は、動翼（２３）の１ つのアレイを包囲する部分であることを特徴とする請求項１から９のいずれか一 項に記載のガスタービンエンジンのタービン。
11. １１．前記動翼（２３）の１つのアレイは、前記タービン（１８）の中間圧力部 分の部分を構成することを特徴とする請求項１０に記載のガスタービンエンジン のタービン。
12. １２．密封部材（３１）は前記ケーシングと動翼（２３）の環状アレイとの間の 挿入されることを特徴とする請求項１から１１のいずれか一項に記載のガスター ビンエンジンのタービン。
13. １３．前記制御装置は、前記タービンケーシング（２０）の外面への冷却空気流 の配分を制御するようになっているバルブ（３８，３９）を含むことを特徴とす る請求項１から１１のいずれか一項に記載のガスタービンエンジンのタービン。
14. １４．前記制御装置（３８，３９）の前記第１の状態は、前記タービン（１８） が完全な動力で作動しているとき作動し、前記第２の状態は、前記タービン（１ ８）が航行状態で作動しているときに作動する請求項１から１３のいずれか一項 に記載のガスタービンエンジンのタービン。