JPH0672552B2 - タ−ビン - Google Patents

タ−ビン

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JPH0672552B2
JPH0672552B2 JP62166242A JP16624287A JPH0672552B2 JP H0672552 B2 JPH0672552 B2 JP H0672552B2 JP 62166242 A JP62166242 A JP 62166242A JP 16624287 A JP16624287 A JP 16624287A JP H0672552 B2 JPH0672552 B2 JP H0672552B2
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ロナルド・キャトロウ
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ロ−ルス・ロイス・ピ−エルシ−
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    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D5/03—Annular blade-carrying members having blades on the inner periphery of the annulus and extending inwardly radially, i.e. inverted rotors
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    • 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
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Description

【発明の詳細な説明】 本発明はタービン、特にガスタービンエンジンのパワー
タービンに関する。
航空機の推進に適したガスタービンエンジンの一形式は
下流端にパワータービンを有する在来構造のコア・ガス
タービンエンジンを含む。パワータービンは適当なカウ
リングにより画成されるダクトの中に包まれたり包まれ
なかつたりする反転自在のプロペラ状推進動翼に駆動連
結される反転自在のタービン動翼の軸方向に１列おきに
配置される環状配列を含む。基本的には、タービン動
翼、ひいては推進翼の反転を生じて推力を与えるよう
に、コア・ガスタービンエンジンからの排気がパワータ
ービンに振り向けられる。
このようなパワータービンの構造の好都合な一形式にお
いて、推進翼は反転自在タービン動翼の半径方向外方に
配置され、軸方向に１列おきのタービン動翼の環状配列
がその半径方向外方端にてドラム組立体に取付けられ、
この組立体がパワータービンを通るガス通路の半径方向
外方の境界の一部と推進翼の上を流れる空気流の半径方
向内方の境界の一部とを画成するという二重の役目を果
す。
パワータービンはできるだけ軽量であり、かつ効率的な
作動を保証するように正規の運転中に充分な剛性を有す
るべきである。しかし、パワータービン内の温度勾配に
対応しなければならないために従来から頑丈で重いター
ビン構造の使用を余儀なくされるという事実によつて、
上記の２つの目的は或る程度、ぎせいにされる。
本発明の目的は、正規の運転温度にて必要な程度の剛性
を有する軽量なタービンを与えることである。
本発明によれば、回転タービン動翼の少なくとも１列の
環状配列と、タービン動翼の半径方向外方限界を囲みタ
ービン動翼と共に回転するようにされた一次ドラム装置
と、をタービンが含み、前記タービン動翼と前記一次ド
ラム装置の軸方向の相対運動は防止するが、前記タービ
ンが正規の運転温度よりも低い時には両者間の半径方向
の相対運動を許す装置によつて、前記タービンが正規の
運転温度よりも低い時に半径方向に隔置される衝接表面
を有し、前記タービンが正規運転温度に達した時に前記
タービン動翼の熱膨張が前記衝接表面を相互に係合させ
て前記タービン動翼と前記一次ドラムの間の半径方向の
相対運動を妨げて前記タービンの剛性を増すように、前
記連結装置が配置されている。
以下に添付図面を参照しつつ、本発明の実施例を説明す
る。
第１図を参照して、ダクテツドフアン・ガスタービンエ
ンジン10は下流端にパワータービン12を有するコア・エ
ンジン11を含む。
コア・エンジン11は空気取入口13、圧縮機物質14、燃焼
装置15、およびタービン16を含む従来構造のものであ
る。コア・エンジン11は、空気取入口13から入つた空気
が圧縮機部14により圧縮された後、燃料と混合され、そ
の混合気が燃焼装置15の中で燃焼し、その結果生じた燃
焼生成物がタービン16を通つて膨張する。つぎに燃焼生
成物はコア・エンジン11から排出されてパワータービン
12に入る、という従来の態様で機能する。
パワータービン12は、数段の反転動翼を含み、そのうち
の２段の半径方向外方限界にそれぞれ上流および下流の
フアン動翼17,18が取付けられているという点で従来構
造のものではない。フアン動翼17,18は反対方向に回転
し、フアン・カウリング19により囲まれる。
運転中、コア・エンジン11から排出される高温ガスはパ
ワータービン12に向けられてその反転を与え、さらにフ
アン動翼17,18の反転を与える。環状出口ダクト20を通
してパワータービン12から排出されるガスによつて或る
量の推力が与えられる。しかし、ガスタービンエンジン
10の推力の大部分は、フアンダクトの上流端21に引き込
まれて反転するフアン動翼17,18により加速された後で
フアン・カウリング19の下流端22から排出される空気に
よつて与えられる。
フアン・カウリング19とコア・エンジン11は複数のほぼ
半径方向に延在する前部ストラツト23により連結され、
いつぽう複数のほぼ半径方向に延在する後部ストラツト
24がフアン・カウリング19をパワータービン12の残りの
部分に連結する。後部ストラツト24は、エンジンが運用
中に搭載される航空機（図示せず）とエンジン10との間
の荷重の伝達の大部分を助け、パワータービン12の内部
に同軸線上にあるほぼ円筒形の支持部材25の軸方向下流
端に半径方向内方端が取付けられる。円筒形支持部材25
はパワータービン12の反転要素の全部を担持し、その上
流端が荷重伝達構造27によりコア・エンジンのケーシン
グ26の下流端に取付けられる。
支持部材25は、第２図に見られるように２組の軸方向に
隔置された軸受29,29aにより同軸線上に軸28を支承す
る。軸28はその下流端にて半径方向に延在するタービン
動翼30の環状配列を担持する截頭円錐体形の部分28aを
有する。各タービン動翼30はその半径方向外方端に２個
の軸方向に隔置された半径方向に延在する孔明きラグ31
を設けられる。ラグ31はピン32を担持し、このピン32は
対応する下流側のフアン動翼18の半径方向内方端に設け
られた４個の軸方向に隔置された、半径方向に延在する
孔明きラグ33にはまり込む。
截頭円錐形の軸部分28aにはさらにほぼ截頭円錐形軸部
分34,35が取付けられる。截頭円錐形軸部分の１つ35は
もう１つの截頭円錐形軸部分34の半径方向内方にあつて
その上流端36を支持するように働く。截頭円錐形軸部分
34はタービン動翼37,38,39の３列の環状配列の半径方向
内方限界を担持し、さらにパワータービン12を通るター
ビン排気通路の半径方向内方部分を画成するように働
く。
軸28の上流端にも截頭円錐形部分40が設けられ、これ
が、半径方向に延在するタービン動翼41,42の２列の環
状翼列と、パワータービン12を通るタービン排気通路の
いま１つの半径方向内方部分を画成する構造40aと、を
担持する働きを有する。よつて、軸28の回転は下流側の
フアン動翼18のみならずタービン動翼列30,37,38,39,4
1,42の対応する回転を生ずることが明らかであろう。
軸28は２個の軸方向に隔置される軸受44,45によつても
う１本の軸43をその上に支承する。軸43は実質的に２つ
の截頭円錐部分43a,43bとそれらを半径方向内方端にて
連結する円筒形部材46とから成る。
截頭円錐形軸部分43a,43bはその半径外方限界がタービ
ン動翼47の配列の半径方向内方限界に取付けられる。
第３図により明らかに示されるように、タービン動翼47
の各々はその半径方向外方限界に２個の軸方向に隔置さ
れた半径方向に延在する孔明きラグ48,49を設けられ
る。ラグ48.49はピン50を担持し、ピンは、上流側フア
ン動翼17の半径方向内方端に設けられた、軸方向に隔置
され半径方向に延在するラグ51,52,53,54に設けられた
孔にはまり込む。タービン動翼47の上流および下流の両
方に延在する一次ドラム部材55がタービン動翼とフアン
動翼の間に介在してそれらと共に回転するようになつて
いる。ドラム部材55には各タービン動翼47の半径方向外
方限界のラグ48,49に対応する窓56が設けられ、各フア
ン動翼17を対応するタービン動翼47に直接に取付けるこ
とができるようになつている。窓56はその上流端および
下流端に孔明きラグ57,58が設けられ、それらの孔にピ
ン50が延在する。ラグ57,58の孔はピン50よりも大きい
直径を有しているので、或る限界まで一次ドラム部材15
とタービン動翼の間の限られた半径方向相対運動が可能
であり、その限界にてドラム部材55はフアン動翼17に少
なくとも部分的半径方向支持を与える。よつて、ラグ4
8,49と窓56の協働により、ドラム部材55がパワータービ
ン12の軸線と同軸関係に維持され、タービン動翼列59,6
0,61,62,63がフアン動翼17を駆動することが保証される
ことが判る。
一次ドラム部材55の上流端は、タービン動翼41,42の間
に介在するタービン動翼59,60の２列の環状列の半径方
向外方限界を支持する働きをする。同様に一次ドラム部
材55の下流部分も、タービン動翼37,38,39の間にそれぞ
れ介在するタービン動翼61,62,63の３列の環状配列の半
径方向外方限界を支持する働きをする。そのうえ、一次
ドラム部材55はパワータービン12を通るタービン排気通
路の半径方向外方部分を画成する構造55aを与える働き
をする。
一次ドラム部材55の下流端の半径方向外方限界には境界
画成円筒64が取付けられ、これは、フアン動翼17,18を
包容しカウリング19により囲まれるガス通路65の半径方
向内方境界の一部分を画成するように働く。
よつて、軸43の回転はタービン動翼47の環状配列、ドラ
ム部材55、タービン動翼59,60,61,62,63の環状配列、お
よび上流側フアン動翼17の環状配列の回転を生ずること
が明らかである。
各フアン動翼17は中空であり、フアン動翼の先端領域67
に接着され半径方向内方限界にてピン50に係止されるア
ラミド材の半径方向延在せんい17aを含む。図中に２連
のせんい17aだけが示されるが、それ以上のせんいの連
をフアン動翼17の全体に分布させて適切な位置にてピン
15に取付けることもできることは当然である。フアン動
翼18の中に同様なせんいを設けてピン32に係止させるこ
ともできる。せんい17aは通常、荷重を負担しない。し
かし、動翼17,18の何れかの構造破損の場合、せんい17a
は、フアン動翼17,18の破片が飛んでエンジン10または
エンジンを搭載する航空機を損傷させないように保証す
る役目を果す。
パワータービン12のタービン動翼列は、交互の列が反転
するような形態をとつているので、軸28,43は反転し、
フアン動翼17,18の配列も反転して推力を生ずるように
なつている。
パワータービン12を通るタービン排気通路の半径方向外
方部分を画成する円筒構造55aはタービン動翼59,60,47,
61,62,63の半径方向外方限界に連結する。これはさらに
タービン動翼60,61,62,63の半径方向外方限界にそれぞ
れ隣接して配置される５個のリング部材65,66,67,68,69
を支持する。リング部材65〜69はほぼ同様の形態を有
し、第４図にもつと判り易く示されるリング部材66はこ
の形態の典型である。リング部材は実質的に、タービン
動翼列61の下流領域の半径方向外方に配置されて、その
周囲に拡大リム71を有する、半径方向に延在する隔壁70
から成る。リム71は円形のこわさを与え、二次ドラム部
材75の截頭円錐形部分74上に設けられた対応する衝接表
面73から半径方向に隔置された環状衝接表面72を画成す
る。第二のドラム部材75はタービン動翼61,62,63の半径
方向外方限界と一次ドラム55の間に介在する。
二次ドラム部材75の截頭円錐部分74の上流端はタービン
動翼列61の上流領域の半径方向外方部分を支持する構造
76に固定取付けされる。
パワータービン12が正規の運転温度よりも低い時は、衝
接表面72,73の間に半径方向隙間が存在するようにされ
ている。これにより、運転時に高温環境にあるタービン
動翼61は一次ドラム部材55に望ましくない半径方向荷重
を及ぼすことなく熱膨張することが可能となる。しか
し、パワータービン12が正規の運転温度、つまり正規巡
航状態の下で到達する温度、に達する時、隙間が閉じ
て、それ以上の半径方向運動は妨げられ、タービン動翼
61および一次ドラム部材55の組立体の剛性が増すよう
に、この半径方向隙間が寸法決めされている。
リング部材65,68,69は一次ドラム部材55に設けられた対
応する衝接面から半径方向に隔置され、いつぽう、残り
のリング部材67は二次ドラム部材75の対応する衝接面か
ら半径方向に隔置される。全ての場合、タービンが正規
の運転温度に達し時に隙間が閉じて全体組立体に構造剛
性を与えるように隙間が配置される。
二次ドラム部材75はさらに截頭円錐形リング部材77を介
して一次ドラム部材55に連結され、部材77は一次ドラム
部材55と二次ドラム部材75の間の半径方向の弾性的相対
運動を可能にする。リング部材77の軸方向下流端は一次
ドラム部材55から半径方向隙間だけ半径方向に隔置さ
れ、この隙間はタービンが正規運転温度に達した時に熱
膨張により閉じて組立体に補足の剛性を与えるようにさ
れている。
タービン動翼47の各々には、その半径方向外方限界に、
軸方向に隔置された衝接表面78,79が設けられ、これら
はパワータービン12がその正規運転温度よりも低い時
に、一次ドラム部材55に設けられた環状衝接表面80,81
から半径方向に隔置される。タービン動翼47の温度が正
規運転温度まで上昇すると、動翼47は一次ドラム部材55
よりも早く度合で熱膨張する。タービン動翼47の衝接表
面と一次ドラム部材の衝接表面80,81との隙間は、正規
運転温度に達した時に、隙間が閉じてタービン動翼47/
フアン動翼17/一次ドラム部材55の構造に補足の剛性を
与えるように選択されている。
タービン動翼47が一次ドラム部材55よりも大きな度合で
半径方向に熱膨張し得るように、一次ドラム部材55のラ
グ57,58の孔82は第３図に示すようにオーバーサイズに
してある。これにより、タービン動翼47/フアン動翼17
の組立体と一次ドラム部材55の間の、限定された度合の
相対的半径方向運動が可能になる。
よつて、本発明は、回転タービン動翼の高度の熱膨張に
耐え、正規運転温度にて剛性のある構造を与える、反転
パワータービンを与えることが明らかであろう。
ダクテツドフアンを有するガスタービンエンジンを引用
して本発明を記載したけれども、例えば、ドクトのない
プロペラ状推進翼を有するエンジンのような他の形のガ
スタービンエンジンにも等しく適用され得ることは当然
である。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明によるパワータービンを有するガスター
ビンエンジンの部分切断された側面図、 第２図は第１図に示すパワータービンの一部分の側断面
図、 第３図は第２図に示すパワータービンの部分の拡大図、 第４図は第２図および第３図に示すパワータービンの一
部分の詳細図である。 10……ガスタービンエンジン 12……パワータービン

Claims (14)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】回転タービン動翼の少なくとも１個の環状
    配列と、前記タービン動翼の半径方向外方限界を囲み前
    記タービン動翼と共に回転するようにされた一次ドラム
    装置と、前記タービン動翼の半径方向外方限界および前
    記一次ドラム装置を連結する連結装置と、を含むタービ
    ンであつて： 前記連結装置は、前記タービン動翼と前記一次ドラム装
    置の間の軸方向相対運動は防止するが、前記タービンが
    正規の運転温度よりも低い時には両者間の半径方向相対
    運動を可能にするようにされ；また前記連結装置は、前
    記タービンが正規運転温度よりも低い時に半径方向に隔
    置される衝接表面を含み、前記タービンが正規運転温度
    に達した時に、前記タービン動翼の熱膨張が前記衝接表
    面を相互に係合させて前記タービン動翼と前記一次ドラ
    ムの間の半径方向相対運動を妨げ、それにより前記ター
    ビンの剛性を増すように配置されていることを特徴とす
    る、タービン。
  2. 【請求項２】前記衝接表面が環状である、特許請求の範
    囲第（１）項に記載のタービン。
  3. 【請求項３】前記連結装置は、前記タービン動翼の半径
    方向外方限界を囲んで該動翼に連結され、該動翼と共に
    半径方向に熱膨張するようにされている少なくとも１個
    のリング部材を含み、前記少なくとも１個のリング部材
    は前記衝接表面の少なくとも１つを含み、前記少なくと
    も１つの衝接表面は、その半径方向外方にあつて前記一
    次ドラム装置に連合する少なくとも１つの対応する衝接
    表面に対向して配置される、特許請求の範囲第（１）項
    に記載のタービン。
  4. 【請求項４】前記連結装置は前記一次ドラム装置と前記
    タービン動翼の半径方向外方限界とを連結する少なくと
    も１個の二次ドラム装置を含み、前記二次ドラム装置は
    前記タービン動翼と前記一次ドラム装置の間の弾性的半
    径方向連結を与えるようにほぼ截頭円錐形の部分を有し
    ている、特許請求の範囲第（１）項に記載のタービン。
  5. 【請求項５】前記二次ドラム装置はその表面に前記衝接
    表面の少なくとも１つを有している、特許請求の範囲第
    （４）項に記載のタービン。
  6. 【請求項６】複数の前記タービン動翼の環状配列を含
    み、前記環状配列の１つの前記タービン動翼の各々はそ
    の半径方向外方限界に取付けられた半径方向に延在する
    プロペラ状推進動翼を有し、前記プロペラ状推進動翼の
    各々は前記一次ドラム装置の半径方向外方に在る、特許
    請求の範囲第（１）項に記載のタービン。
  7. 【請求項７】前記タービン動翼とその連合するプロペラ
    状推進動翼の各々の連結領域は前記一次ドラム装置に設
    けられた対応する窓の中に在るので、前記タービン動翼
    と対応するプロペラ状推進動翼の組立体は前記一次ドラ
    ム部材の軸方向の位置を決めて前記一次ドラム部材をタ
    ービン軸線にほぼ同軸状に保つことになる、特許請求の
    範囲第（６）項に記載のタービン。
  8. 【請求項８】前記プロペラ状推進動翼の各々はピン固定
    により対応するタービン動翼に取付けられる、特許請求
    の範囲第（６）項に記載のタービン。
  9. 【請求項９】前記ピン固定は前記一次ドラム装置のため
    の補足支持部を与える、特許請求の範囲第（８）項に記
    載のタービン。
  10. 【請求項１０】前記複数のタービン動翼の環状翼列はも
    う一方の同軸線上のタービン動翼の環状配列の間に軸方
    向に１列おきに介在している、特許請求の範囲第（８）
    項に記載のタービン。
  11. 【請求項１１】タービン動翼ともう一方のタービン動翼
    の前記軸方向に１列おきの配列は運転時に反対方向に回
    転する、特許請求の範囲第（10）項に記載のタービン。
  12. 【請求項１２】前記もう一方のタービン動翼の環状配列
    の１つのタービン動翼の各々はその半径方向外方の限界
    に取付けられた、半径方向に延在するプロペラ状推進動
    翼を有し、該プロペラ状推進動翼の各々は前記一次ドラ
    ム装置の半径方向外方に在る、特許請求の範囲第（11）
    項に記載のタービン。
  13. 【請求項１３】前記プロペラ状推進動翼の環状配列は両
    方共に１個のカウリング内に包囲されている、特許請求
    の範囲第（12）項に記載のタービン。
  14. 【請求項１４】前記一次ドラム装置は補足的に前記プロ
    ペラ状推進動翼の上を流れるガス流に対する半径方向内
    方の境界を画成する装置を担持する、特許請求の範囲第
    （12）項に記載のタービン。
JP62166242A 1986-07-02 1987-07-02 タ−ビン Expired - Lifetime JPH0672552B2 (ja)

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