JPS58195027A - ガスタービンエンジン - Google Patents
ガスタービンエンジンInfo
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- JPS58195027A JPS58195027A JP57227827A JP22782782A JPS58195027A JP S58195027 A JPS58195027 A JP S58195027A JP 57227827 A JP57227827 A JP 57227827A JP 22782782 A JP22782782 A JP 22782782A JP S58195027 A JPS58195027 A JP S58195027A
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- Japan
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- combustor
- wall
- turbine
- cooling air
- inlet air
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
-
- 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
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
米国政府は、米国海軍によって与えられた契約第［００
０１９−７７−Ｃ！−０２０１号によって本発明の諸権
利を有する。
０１９−７７−Ｃ！−０２０１号によって本発明の諸権
利を有する。
本発明はガスタービンエンジンにおける高温部タービン
動翼の危険部分に冷却空気を導く手段に関する。
動翼の危険部分に冷却空気を導く手段に関する。
ガスタービンエンジンの開発過程において、熱力学的効
率を高めるためにこのようなエンジンの内部作動温度金
玉げることに多大の努力が傾注されてきた。仁の目標を
達成するためにタービン入口温度が高められるにつれ、
冷却空気を高温部タービンの動翼と静翼に供給すること
により、動翼と静翼の１度をそれらの材料が耐えうるレ
ベルに制限することが必要になってきた。この冷却機能
のために使われる空気は通常タービン内側のガス圧と合
致するかまたはそれを超過する圧力まで、・：Ｖ・ 圧縮される。ｉ’３．の冷却空気は、圧縮に要する仕事
を受けるので；ゝ・・（、その圧縮のためにエンジンの
圧縮機部に必要となる動力を制限するためできるだけ効
率良く使用されなければならない。
率を高めるためにこのようなエンジンの内部作動温度金
玉げることに多大の努力が傾注されてきた。仁の目標を
達成するためにタービン入口温度が高められるにつれ、
冷却空気を高温部タービンの動翼と静翼に供給すること
により、動翼と静翼の１度をそれらの材料が耐えうるレ
ベルに制限することが必要になってきた。この冷却機能
のために使われる空気は通常タービン内側のガス圧と合
致するかまたはそれを超過する圧力まで、・：Ｖ・ 圧縮される。ｉ’３．の冷却空気は、圧縮に要する仕事
を受けるので；ゝ・・（、その圧縮のためにエンジンの
圧縮機部に必要となる動力を制限するためできるだけ効
率良く使用されなければならない。
使用される冷却空気の量を制御するため、冷却空気を効
率良く用いるように設計した複雑な冷却空気流路が利用
される。
率良く用いるように設計した複雑な冷却空気流路が利用
される。
空気流量の比較的少ないエンジンでは、動翼冷却構造は
一般に小寸法と現在の製造技術の限界とｋよシかな）簡
単な設計に限定される。すなわち、代表的な小形エンジ
ンのタービン動翼またけ静翼には、大形ガスタービンエ
ンジンに今日通例用いられている非常に複雑な形状の内
部空気冷却通路を設けることができない。
一般に小寸法と現在の製造技術の限界とｋよシかな）簡
単な設計に限定される。すなわち、代表的な小形エンジ
ンのタービン動翼またけ静翼には、大形ガスタービンエ
ンジンに今日通例用いられている非常に複雑な形状の内
部空気冷却通路を設けることができない。
比較的小形のエンジンに特に関連する一つの問題は、タ
ービン動翼の先端部の効率的な冷却が極めて困難である
ことである。タービン動翼先端部の内部冷却に用いる冷
却空気は、動翼の下部における熱吸収によって温度が上
がるので冷却効果が少なくなる。タービン動翼先端の下
流部では、冷却空気の一部が動翼先端域に達する前に後
縁冷却孔から抽出されるので、冷却空気の速度が下がり
、その結果冷却効率が低下する。小形タービン動翼の冷
却に関するこれらの難点に加えて、動翼先端域の下流後
縁は通常空力性能上の理由で非常に薄く、その結果、冷
却空気を動翼先端域内に導く能力が制限される。
ービン動翼の先端部の効率的な冷却が極めて困難である
ことである。タービン動翼先端部の内部冷却に用いる冷
却空気は、動翼の下部における熱吸収によって温度が上
がるので冷却効果が少なくなる。タービン動翼先端の下
流部では、冷却空気の一部が動翼先端域に達する前に後
縁冷却孔から抽出されるので、冷却空気の速度が下がり
、その結果冷却効率が低下する。小形タービン動翼の冷
却に関するこれらの難点に加えて、動翼先端域の下流後
縁は通常空力性能上の理由で非常に薄く、その結果、冷
却空気を動翼先端域内に導く能力が制限される。
これらの固有の制限の結果として、このような小形エン
ジンの設計サイクル温度が制限され、従って、エンジン
性能が制限される。さらに、タービン動翼先端部はしば
しば、寿命を制限するエンジン部品の問題斌になる。タ
ービン翼端がエンジン使用中に増加する陵化と腐食によ
り劣化するにつれ、エンジン性能は最小許容レベル以下
に低下する。その時は、エンジンを航空機から除去しそ
してタービン部を修理しなゆればならない。劣化した翼
端を修理するためにタービシ部の整備とオーバホールを
行うと費用と時間ががかる。
ジンの設計サイクル温度が制限され、従って、エンジン
性能が制限される。さらに、タービン動翼先端部はしば
しば、寿命を制限するエンジン部品の問題斌になる。タ
ービン翼端がエンジン使用中に増加する陵化と腐食によ
り劣化するにつれ、エンジン性能は最小許容レベル以下
に低下する。その時は、エンジンを航空機から除去しそ
してタービン部を修理しなゆればならない。劣化した翼
端を修理するためにタービシ部の整備とオーバホールを
行うと費用と時間ががかる。
従りて、本発明の目的は、比較的小形のエンシンニ利用
しうる方法でガスタービンエンジンツタ−ビン部におけ
るタービン動翼の先端を′冷却する手段を提供すること
である。
しうる方法でガスタービンエンジンツタ−ビン部におけ
るタービン動翼の先端を′冷却する手段を提供すること
である。
本発明の他の目的は、小形ガスタービンエンジンのター
ビン部におけるタービン動翼先端に特に導きうる冷却空
気の空気源を裸供することである。
ビン部におけるタービン動翼先端に特に導きうる冷却空
気の空気源を裸供することである。
本発明の他の目的は、限られた量の冷却空気でタービン
動翼先端を冷却するために小形ガスタービンエンジンの
タービン部の半径方向外側壁に沿って冷却空気膜を形成
することである。
動翼先端を冷却するために小形ガスタービンエンジンの
タービン部の半径方向外側壁に沿って冷却空気膜を形成
することである。
上記およびその他の目的は添付図面と関連する下記の説
明からさらに明らかになろう。
明からさらに明らかになろう。
簡略に述べると、本発明の一実施態様によれば、冷却空
気をガスタービンエンジンのタービン部のタービン動翼
の先端域に導入する手段を設ける。この冷却空気の空気
源は燃焼器をバイパスした圧縮機排出空気である。この
圧縮機排出空気は、°燃焼器の後部において、タービン
部のすぐ上流に設けた入口空気孔を通って導入・・され
る。この空気はただ燃焼器の半径方向外側部、Ｐに沿っ
て導入される。冷却空気は最初、高温燃舅ガスから保護
さゎ、い□焼や内。、よ域１１゛□辷、３ゎ、。環状緘
から燃焼器内を下流に流れ燃焼器壁を覆う厚い膜を形成
する。冷却空気は燃焼器の下流部において導入されるの
で、冷却空気は燃焼を起こさず、それが燃焼器部に入っ
た時と＃ミぼ同じ温度でタービン部に入る。この温度は
燃焼完了直後の高温ガスの温度よりはるかに低い１、仁
の厚い低温の冷却空気膜は、タービン流路の半径方向外
側壁に沿ってタービン部に流入する。この冷却空気膜は
タービン部において回転中のタービン動翼の先端に沿う
比較的低温のガス流となる。このように冷却されるのは
タービン動翼の先端だけであ勺、従って、冷却空気の使
用量が制限される。
気をガスタービンエンジンのタービン部のタービン動翼
の先端域に導入する手段を設ける。この冷却空気の空気
源は燃焼器をバイパスした圧縮機排出空気である。この
圧縮機排出空気は、°燃焼器の後部において、タービン
部のすぐ上流に設けた入口空気孔を通って導入・・され
る。この空気はただ燃焼器の半径方向外側部、Ｐに沿っ
て導入される。冷却空気は最初、高温燃舅ガスから保護
さゎ、い□焼や内。、よ域１１゛□辷、３ゎ、。環状緘
から燃焼器内を下流に流れ燃焼器壁を覆う厚い膜を形成
する。冷却空気は燃焼器の下流部において導入されるの
で、冷却空気は燃焼を起こさず、それが燃焼器部に入っ
た時と＃ミぼ同じ温度でタービン部に入る。この温度は
燃焼完了直後の高温ガスの温度よりはるかに低い１、仁
の厚い低温の冷却空気膜は、タービン流路の半径方向外
側壁に沿ってタービン部に流入する。この冷却空気膜は
タービン部において回転中のタービン動翼の先端に沿う
比較的低温のガス流となる。このように冷却されるのは
タービン動翼の先端だけであ勺、従って、冷却空気の使
用量が制限される。
第１図は代表的なガスタービンエンジン１０の中央部を
示す。このエンジンはエンジン中心線１２を中心として
回転するターボ機械を含む。このターボ機械の構成部と
して、圧縮機１４と燃焼器１６と高圧ター３７部１８と
低圧タービン部１川□ ２０が直列関係に配置されている。従来の運転で・１：
・１ １・ＡＯ？！ｆｉｔｉＥＥ＋、−“Ｋ４Ａ＃：ｈｌｔｔ
ＬＫ ｘり圧縮され、そどかも排出されてディフューザ
２２を通る。次いで、この圧縮機排出空気の大部分線燃
焼器１６に入シ、そこで燃料と混合して混合気となる。
示す。このエンジンはエンジン中心線１２を中心として
回転するターボ機械を含む。このターボ機械の構成部と
して、圧縮機１４と燃焼器１６と高圧ター３７部１８と
低圧タービン部１川□ ２０が直列関係に配置されている。従来の運転で・１：
・１ １・ＡＯ？！ｆｉｔｉＥＥ＋、−“Ｋ４Ａ＃：ｈｌｔｔ
ＬＫ ｘり圧縮され、そどかも排出されてディフューザ
２２を通る。次いで、この圧縮機排出空気の大部分線燃
焼器１６に入シ、そこで燃料と混合して混合気となる。
この混合気は燃焼器よって高圧高温ガスとなル、下流に
流れて高圧タービン１８に入る。トノ高圧ガスにより高
圧タービン１８のタービン動翼２４Ｆｉ高速で回転して
機械的動力を発生する。次いで、高温高圧ガスは下流に
流れ続けて低圧タービン２０に入り、そこで低圧タービ
ン動翼２６を回転させて別の機械的動力を発生する。
流れて高圧タービン１８に入る。トノ高圧ガスにより高
圧タービン１８のタービン動翼２４Ｆｉ高速で回転して
機械的動力を発生する。次いで、高温高圧ガスは下流に
流れ続けて低圧タービン２０に入り、そこで低圧タービ
ン動翼２６を回転させて別の機械的動力を発生する。
さらにガスは低圧タービン２ｏから下流に流れてエンジ
ン１０から噴出する。
ン１０から噴出する。
ディフューザ２２を通った圧縮機１４の排出空気の一部
はエンジン１ｏの様々な高温部分を冷却するように導か
れる。この冷却用空気の一部分は燃焼器１６の区域に流
れて燃焼器壁を取囲む。
はエンジン１ｏの様々な高温部分を冷却するように導か
れる。この冷却用空気の一部分は燃焼器１６の区域に流
れて燃焼器壁を取囲む。
あるエンジンでは、複数の小さな冷却孔が燃焼器壁に設
けられ、冷却空気が燃焼器内に流入して燃焼器内面を冷
却しうるようになっている。冷却空気の他の部分は内方
に向けられて高圧タービン１８の内側の高温部分に達す
る。高温タービンの冷却に用いられるこの空気の一部は
高圧タービンノズル２８の内部に導入され、衝突および
拡散過程によシ内部冷却機能を果たす。圧縮機排出空気
の他の部分は他の流路を通って高圧タービン１８のター
ビン動翼２４の内部域を冷却する。これらの冷却流路は
概して第１図に陰影矢印で示されている。
けられ、冷却空気が燃焼器内に流入して燃焼器内面を冷
却しうるようになっている。冷却空気の他の部分は内方
に向けられて高圧タービン１８の内側の高温部分に達す
る。高温タービンの冷却に用いられるこの空気の一部は
高圧タービンノズル２８の内部に導入され、衝突および
拡散過程によシ内部冷却機能を果たす。圧縮機排出空気
の他の部分は他の流路を通って高圧タービン１８のター
ビン動翼２４の内部域を冷却する。これらの冷却流路は
概して第１図に陰影矢印で示されている。
当業者に周知のように高出力高温運転状態ではこれらの
冷却過程にかなりの量の冷却空気が必要である。寸法と
製造工程に限界があるので、タービン動翼２４の先端部
３ｏの冷却は特に困難である。これらの先端部３０は空
力性能上の理由で通常非常に薄く、従って、冷却空気を
先端部に効率よく導入する能力が制限される。また、上
記の薄い部分は酸化と腐食によって劣化し、エンジン性
能上の諸問題をひき起こす。
冷却過程にかなりの量の冷却空気が必要である。寸法と
製造工程に限界があるので、タービン動翼２４の先端部
３ｏの冷却は特に困難である。これらの先端部３０は空
力性能上の理由で通常非常に薄く、従って、冷却空気を
先端部に効率よく導入する能力が制限される。また、上
記の薄い部分は酸化と腐食によって劣化し、エンジン性
能上の諸問題をひき起こす。
タービン動翼先端の問題に対する従来の解決策は、圧縮
機排出冷却空気の少部分をタービンノズル２８のすぐ下
流の入口箇所３２において高圧タービン１８に導入する
ことである１、こうして導入された冷却空気は燃焼器を
バイパスしてタービン動翼２４のすぐ上流において高圧
タービン１８に流入する。諸研究によって明らかなよう
に、この方策はタービン翼端温度を下げるが、同時に、
推力と燃料消費に関してエンジン性能に悪影響を及はす
。エンジン性能に対するこの悪影−が生ずるのハ、冷却
空気が第１段タービンノズル２８の背後でガス流に入り
、従って、エンジンの熱力学的サイクルに対して負担と
なるからである。その下する、。
機排出冷却空気の少部分をタービンノズル２８のすぐ下
流の入口箇所３２において高圧タービン１８に導入する
ことである１、こうして導入された冷却空気は燃焼器を
バイパスしてタービン動翼２４のすぐ上流において高圧
タービン１８に流入する。諸研究によって明らかなよう
に、この方策はタービン翼端温度を下げるが、同時に、
推力と燃料消費に関してエンジン性能に悪影響を及はす
。エンジン性能に対するこの悪影−が生ずるのハ、冷却
空気が第１段タービンノズル２８の背後でガス流に入り
、従って、エンジンの熱力学的サイクルに対して負担と
なるからである。その下する、。
第２図はガスタービンエンジン１１の一部分を示す。こ
のエンジンは第１図に示すエンジンの部分とほぼ類似し
ているが、本発明の一実施例を包含する。この場合も、
第１図のエンジンについて説明したように、圧縮機から
出る冷却空気の−・部分は燃焼器１６に入らす；、、、
その代わり、卯、２図に陰影矢印で示すように燃、、１
１８器の周囲を下流に流れる。この冷却空気は−、’）
”Ｉ’ｌ”’；） ７運転中燃焼器１６内で生ずる混合
および燃焼過程を経過しない１．冷却空気は燃焼を起こ
さないので比較的低温にとどまシ、エンジンの高圧ター
ビン部で利用しうる高圧冷却空気源として役立つ。高圧
タービン部において用いられる冷却空気はすべて高圧で
なければならない。なぜなら、高圧タービン域を通流す
る内部ガスは文字過多非常に高圧だからである。高圧タ
ービンに導入される冷却空気はタービンを通流するガス
より圧力が高くなければならない。そうであれば、冷却
空気はそれ自体の圧力によってタービンの動翼′と静翼
内に流入しそしてそこからタービン部の燃焼ガス流路に
流れ込む。本しこの区域で使われる冷却空気の圧力がタ
ービン部を通流する燃焼ガスの圧力より低ければ、その
際の圧力は冷却空気がタービン動翼および静翼の内部域
から燃焼ガス流路内に流出することを許容しないように
作用す：るヤあろう。
のエンジンは第１図に示すエンジンの部分とほぼ類似し
ているが、本発明の一実施例を包含する。この場合も、
第１図のエンジンについて説明したように、圧縮機から
出る冷却空気の−・部分は燃焼器１６に入らす；、、、
その代わり、卯、２図に陰影矢印で示すように燃、、１
１８器の周囲を下流に流れる。この冷却空気は−、’）
”Ｉ’ｌ”’；） ７運転中燃焼器１６内で生ずる混合
および燃焼過程を経過しない１．冷却空気は燃焼を起こ
さないので比較的低温にとどまシ、エンジンの高圧ター
ビン部で利用しうる高圧冷却空気源として役立つ。高圧
タービン部において用いられる冷却空気はすべて高圧で
なければならない。なぜなら、高圧タービン域を通流す
る内部ガスは文字過多非常に高圧だからである。高圧タ
ービンに導入される冷却空気はタービンを通流するガス
より圧力が高くなければならない。そうであれば、冷却
空気はそれ自体の圧力によってタービンの動翼′と静翼
内に流入しそしてそこからタービン部の燃焼ガス流路に
流れ込む。本しこの区域で使われる冷却空気の圧力がタ
ービン部を通流する燃焼ガスの圧力より低ければ、その
際の圧力は冷却空気がタービン動翼および静翼の内部域
から燃焼ガス流路内に流出することを許容しないように
作用す：るヤあろう。
この圧縮′機排出空気がタービン動翼の冷却に利用しう
る最□；、、−の冷却空気源であるという認識のもとで
は、ター１ニドビン動翼とタービン動翼先端の冷却に当
たって実現しうる最善の方式でこの空気を利用すること
が問題になる。冷却空気の使用量をできるだけ少なくす
ることは極めて重要である。
る最□；、、−の冷却空気源であるという認識のもとで
は、ター１ニドビン動翼とタービン動翼先端の冷却に当
たって実現しうる最善の方式でこの空気を利用すること
が問題になる。冷却空気の使用量をできるだけ少なくす
ることは極めて重要である。
なぜなら、この空気はその圧縮のために圧縮機部におい
て多くの仕事をなされておシ、そしてエンジンの効率を
高めるためには空気使用量を最小にすることが望ましい
からである。また、この高度に圧縮された冷却空気を次
の箇所において導入することが望ましい。すなわち、そ
の箇所は、高度に圧縮された空気が膨張してタービン動
翼に次のように、すなわち、冷却空気がタービン動翼の
先端を冷却するだけでなく、タービン動翼２４を回転さ
せる有効なガス力を増し、こうしてエンジン１０の全出
力を高めるように向けられるような箇所である。
て多くの仕事をなされておシ、そしてエンジンの効率を
高めるためには空気使用量を最小にすることが望ましい
からである。また、この高度に圧縮された冷却空気を次
の箇所において導入することが望ましい。すなわち、そ
の箇所は、高度に圧縮された空気が膨張してタービン動
翼に次のように、すなわち、冷却空気がタービン動翼の
先端を冷却するだけでなく、タービン動翼２４を回転さ
せる有効なガス力を増し、こうしてエンジン１０の全出
力を高めるように向けられるような箇所である。
もし冷却空気がタービンノズル２８のすぐ下流の入口箇
所３２で導入されるなら、空気はタービン動翼先端３０
を冷却するであろうが、この空気はタービンノズル２８
によって膨張せずまた方向づけもされないので、タービ
ン動！１Ｉ２４を回転させる適当なガス力の発生には役
立たない。
所３２で導入されるなら、空気はタービン動翼先端３０
を冷却するであろうが、この空気はタービンノズル２８
によって膨張せずまた方向づけもされないので、タービ
ン動！１Ｉ２４を回転させる適当なガス力の発生には役
立たない。
本発明は冷却空気を、エンジン性能を損ねないように、
第１段タービンノズル２８の前方または上流に導入する
手段を包含する。この手段の一具体例を第２図に示し、
また本発明の一部分を第３図に拡大して示す。まず第２
図について説明すると、燃焼器１６の外側を流れつつあ
る圧縮機排出空気の一部分はタービンノズル２８のすぐ
上流の箇所において燃焼器入口空気孔３６に入る。この
空気をタービンノズル２８のすぐ上流の位置で導入する
のは、冷却空気が燃焼器１６内の正常な燃焼過程に加わ
ることを防ぐためばかりでなく、高温燃焼ガスに長い間
さらされることによる冷却空気の加熱を減らすためでも
ある。もしこの冷却空気が燃焼を起こすとすれば、この
空気は温度が急激に上昇してタービン動翼の先端６０の
冷却には大して役立た力くなるであろう。
第１段タービンノズル２８の前方または上流に導入する
手段を包含する。この手段の一具体例を第２図に示し、
また本発明の一部分を第３図に拡大して示す。まず第２
図について説明すると、燃焼器１６の外側を流れつつあ
る圧縮機排出空気の一部分はタービンノズル２８のすぐ
上流の箇所において燃焼器入口空気孔３６に入る。この
空気をタービンノズル２８のすぐ上流の位置で導入する
のは、冷却空気が燃焼器１６内の正常な燃焼過程に加わ
ることを防ぐためばかりでなく、高温燃焼ガスに長い間
さらされることによる冷却空気の加熱を減らすためでも
ある。もしこの冷却空気が燃焼を起こすとすれば、この
空気は温度が急激に上昇してタービン動翼の先端６０の
冷却には大して役立た力くなるであろう。
第３図は、冷却空気を燃焼器１６の下流部内に通す入口
空気孔５６を詳細に示す断面図で、燃焼器１６０半径方
向外側壁部６８の一部分を示す。
空気孔５６を詳細に示す断面図で、燃焼器１６０半径方
向外側壁部６８の一部分を示す。
燃焼器壁部５８のこの部分はタービンノズル２８（図示
せず）のすぐ上流に存する。この断面図には３個の入口
空気孔３６が見られ、またそｔらの相対的形状が明らか
にされている。まず、燃焼器壁部３８の下流部分が事実
上２重壁であることに注意されたい。外壁部４０が、多
くのガスタービンエンジンにおいて普通であるように標
準の態様でタービンノズルと連結している。また、燃焼
器内壁部４２が設けられておシ、その上流端部はフラン
ジ４４によって高温燃焼ガスから保護されている。内壁
部４２の下流端はほとんどタービンノズル入口まで延び
ている。圧縮機出口からの冷却空気は下流方向に開いた
環状域４６内に導入される。これらの環状域４６は概し
て、燃焼器１６内で生ずる燃焼から保護されている。冷
却空気はこれらの保護された環状域４６に導入されるの
で燃焼を起こさず、実質的に圧縮機出口温度でタービン
ノズルに入シ、こうしてター：・・ビン流路の半径方向
外側壁に沿−て厚い低温膜ｍｌ□１ｉ成する。
せず）のすぐ上流に存する。この断面図には３個の入口
空気孔３６が見られ、またそｔらの相対的形状が明らか
にされている。まず、燃焼器壁部３８の下流部分が事実
上２重壁であることに注意されたい。外壁部４０が、多
くのガスタービンエンジンにおいて普通であるように標
準の態様でタービンノズルと連結している。また、燃焼
器内壁部４２が設けられておシ、その上流端部はフラン
ジ４４によって高温燃焼ガスから保護されている。内壁
部４２の下流端はほとんどタービンノズル入口まで延び
ている。圧縮機出口からの冷却空気は下流方向に開いた
環状域４６内に導入される。これらの環状域４６は概し
て、燃焼器１６内で生ずる燃焼から保護されている。冷
却空気はこれらの保護された環状域４６に導入されるの
で燃焼を起こさず、実質的に圧縮機出口温度でタービン
ノズルに入シ、こうしてター：・・ビン流路の半径方向
外側壁に沿−て厚い低温膜ｍｌ□１ｉ成する。
前述のように、第３図には３個の入口空気孔３６が見ら
れる。６孔３６は、図示のように、燃焼器１６の半径方
向外側壁部３８の全周に配設された１列の孔のうちの１
個である。入口空気孔３６の全個数はそれらの全体的な
形状と同様に広範に変えうる。
れる。６孔３６は、図示のように、燃焼器１６の半径方
向外側壁部３８の全周に配設された１列の孔のうちの１
個である。入口空気孔３６の全個数はそれらの全体的な
形状と同様に広範に変えうる。
１列の上流入口空気孔４８がフランジ４４と内壁４２と
の間の環状域内に冷却空気を導入するように設けられ、
さらに１列の中間入口空気孔５０が内壁４２と外壁４０
との間の環状域内に別の冷却空気を導入するように設け
られている。最後に、１列の下流入口空気孔５２が内壁
４２と外壁４０との間の環状域内にさらに別の冷却空気
を導入するように設けられている。当業者にただちに理
解されるように、これら入口空気孔３６の寸法は導入す
べき冷却空気の量を変えるために変えうるものである。
の間の環状域内に冷却空気を導入するように設けられ、
さらに１列の中間入口空気孔５０が内壁４２と外壁４０
との間の環状域内に別の冷却空気を導入するように設け
られている。最後に、１列の下流入口空気孔５２が内壁
４２と外壁４０との間の環状域内にさらに別の冷却空気
を導入するように設けられている。当業者にただちに理
解されるように、これら入口空気孔３６の寸法は導入す
べき冷却空気の量を変えるために変えうるものである。
例えば、本発明の一実施例では、これらの孔の直径は１
０２６インチ（ｌ Ｏ６６ｃｍ ）か％（ＬＯ３５（で
↓、、０．０８９ｃｍ）ｔｆ″゛”′。
０２６インチ（ｌ Ｏ６６ｃｍ ）か％（ＬＯ３５（で
↓、、０．０８９ｃｍ）ｔｆ″゛”′。
ただし、これらの 法は単に参考例に過ぎず、さらに小
径または大径め孔も本発明の範囲を逸脱することなく容
易に利用しうる。また、入口空気孔の形状も本発明の範
囲内で広範に変えうる。
径または大径め孔も本発明の範囲を逸脱することなく容
易に利用しうる。また、入口空気孔の形状も本発明の範
囲内で広範に変えうる。
再び第２図について説明すると、小さな黒い矢印で示す
ように、冷却空気は燃焼器１６の内側の両環状域４６か
ら出て燃焼器１６内に流入しそして半径方向外側タービ
ン壁３４に沿って下流にｆｌＬし、１１−ヒ：／／スル
２８を通過してタービン動翼先端３００区域に達する。
ように、冷却空気は燃焼器１６の内側の両環状域４６か
ら出て燃焼器１６内に流入しそして半径方向外側タービ
ン壁３４に沿って下流にｆｌＬし、１１−ヒ：／／スル
２８を通過してタービン動翼先端３００区域に達する。
この空気は、多過ぎる量の圧縮排出空気を用いることな
くタービン動翼先端３０を冷却する最適態様の低温膜と
して流れ、こうして本発明の目的の達成に役立つ。
くタービン動翼先端３０を冷却する最適態様の低温膜と
して流れ、こうして本発明の目的の達成に役立つ。
第４図は試験結果を示すグラフであり、代表的なガスタ
ービンエンジンにおけるタービン動翼温度とともに、本
発明を包含する第２ガスタービンエンジンにおけるター
ビン動翼温度を示す。第４図におけるＸ（横）軸の目盛
単位は下であり、第４図のＹ（＊）軸は、タービン動翼
の翼根から始まって翼端で終わるタービン動翼高さの無
次元表示である。第４図のグラフに示した線５４は、全
体的に第２図に示したエンジン形状と同様の形状を有す
るが本発明を包含しない２つの代表的なガスタービンエ
ンジンにおけるタービン動翼温度を表す。第４図におけ
る線５６は第２図に示した形状とｔｌぼ同様の形状を有
するが本発明を包含するエンジンにおけるタービン動翼
温度を表す。第４図からただちにわかるように、本発明
を包含するエンジンではタービン翼端温度がかなシ低下
している。タービン翼端におけるこの温度低下の故に、
本発明のエンジンは普通「低温翼端（ｃｏｏｌｔｔｐ
） Ｊエンジンと呼ばれている。タービン翼端温度のこ
の低下は、一般に、多過ぎる量の圧縮機排出空気を利用
することなく、しかも冷却効果をタービン動翼先端に向
けるように達成されるということを重視されたい。この
翼端冷却効果を第４図のグラフで示すように局所的に得
ることが望ましい。
ービンエンジンにおけるタービン動翼温度とともに、本
発明を包含する第２ガスタービンエンジンにおけるター
ビン動翼温度を示す。第４図におけるＸ（横）軸の目盛
単位は下であり、第４図のＹ（＊）軸は、タービン動翼
の翼根から始まって翼端で終わるタービン動翼高さの無
次元表示である。第４図のグラフに示した線５４は、全
体的に第２図に示したエンジン形状と同様の形状を有す
るが本発明を包含しない２つの代表的なガスタービンエ
ンジンにおけるタービン動翼温度を表す。第４図におけ
る線５６は第２図に示した形状とｔｌぼ同様の形状を有
するが本発明を包含するエンジンにおけるタービン動翼
温度を表す。第４図からただちにわかるように、本発明
を包含するエンジンではタービン翼端温度がかなシ低下
している。タービン翼端におけるこの温度低下の故に、
本発明のエンジンは普通「低温翼端（ｃｏｏｌｔｔｐ
） Ｊエンジンと呼ばれている。タービン翼端温度のこ
の低下は、一般に、多過ぎる量の圧縮機排出空気を利用
することなく、しかも冷却効果をタービン動翼先端に向
けるように達成されるということを重視されたい。この
翼端冷却効果を第４図のグラフで示すように局所的に得
ることが望ましい。
以上、本発明の実施例を詳述したが、もちろん、本発明
の範囲内で機多の改変が可能である。
の範囲内で機多の改変が可能である。
第１図はガスタービンエンジンの中央部の概略断面図、
第２図は本発明を具現したガスタービンエンジンの燃焼
器および高圧タービン部の概略断面図、第３図は本発明
の一部分の一実施例を包含する燃焼器壁の下流部分の断
面図、第４図社タービン動翼源度の試験結果を示すグラ
フである。 １１・・・ガスタービンエ、ンジン、１６・・・燃焼器
、１８・・・高圧タービン部、２４・・・高圧ターヒン
動翼、２８・・・高圧タービンノズル、３０・・・翼端
、３４・・・タービン流路外壁、３６・・・入口空気孔
（４８・・・上流入口空気孔、５０・・・中間入口空気
孔、５２・・・下流入口空気孔）、３Ｂ・・・燃焼器外
壁、４０・・・外壁、４２・・・燃焼器内壁、４４・・
・７ランジ、４６・・・環状域。 １ １５６− ジ−ビン１Ｗ扁＾、。Ｆ ４
第２図は本発明を具現したガスタービンエンジンの燃焼
器および高圧タービン部の概略断面図、第３図は本発明
の一部分の一実施例を包含する燃焼器壁の下流部分の断
面図、第４図社タービン動翼源度の試験結果を示すグラ
フである。 １１・・・ガスタービンエ、ンジン、１６・・・燃焼器
、１８・・・高圧タービン部、２４・・・高圧ターヒン
動翼、２８・・・高圧タービンノズル、３０・・・翼端
、３４・・・タービン流路外壁、３６・・・入口空気孔
（４８・・・上流入口空気孔、５０・・・中間入口空気
孔、５２・・・下流入口空気孔）、３Ｂ・・・燃焼器外
壁、４０・・・外壁、４２・・・燃焼器内壁、４４・・
・７ランジ、４６・・・環状域。 １ １５６− ジ−ビン１Ｗ扁＾、。Ｆ ４
Claims (6)
- （１）圧縮機と、燃焼器と、タービンノズルおよびター
ビン動翼を有するタービン部とがすべて直列関係にあシ
かつエンジン中心線を中心として半径方向に配置されて
いるようなガスタービンエンジンにおいて、前記タービ
ン動翼の先端を冷却する手段が、前記タービン動翼端を
冷却するために前記タービン部の半径方向外側壁に沿っ
て下流方向に延びる冷却空気膜を形成するように前記圧
縮機からの高圧冷却空気を前記燃焼器の下流側半径方向
外側壁部内に向ける手段からなることを特徴とするガス
タービンエンジン。 - （２）前記手段が前記タービンノズルのすぐ上流の位置
において前記燃焼器の半径方向外側壁部に設けた複数の
入口空気孔を含む、特許請求の範囲第１１１項記載のガ
スタービンエンジン。 - （３） 前記入口空気孔は前記冷却空気を前記燃７、
・広−し室でのヤ舞！ｉ肖隼り襲１方正５焼器内側の複
数の環状域内に向ける、特許請求の範囲第（２）項記載
のガスタービンエンジン。 - （４）前記冷却空気は前記入口空気孔の幾つかを通って
７ランジと前記燃焼器の内壁との間に形成した環状域内
に向けられ、さらに前記入口空気孔の細孔を通って前記
内壁と前記燃焼器の外壁との間に形成した他の環状域内
に向けられる、特許請求の範囲第（３）項記載のガスタ
ービンエンジン。 - （５）前記７ランジと前記内壁との間に形成した前記環
状域内に向けられる冷却空気は前記燃焼器にその全周に
沿って配設された１列の上流入口空気孔を通り、そして
前記内壁と前記外壁との間に形成した前記環状域内に向
けられる冷却空気は前記燃焼器にその全周に沿って配設
された１列の中間入口空気孔を通りそして、追加的に、
前記燃焼器にその全周に沿って配設され九１列の下流入
口空気孔を通る、特許請求の範囲第（４）項記載のガス
タービンエンジン。 - （６） 圧縮機と、燃焼器と、タービンノズルおよび
夕しビン動翼を有するタービン部とがすべて直列関係に
あシかつエンジン中心線を中心として半径方向に配置さ
れているようなガスタービンエンジンにおいて、前記タ
ービン動翼の先端を冷却するために前記タービン部の半
径方向外側壁に沿って冷却空気膜を形成する手段であり
て、前記燃焼器の半径方向外側壁部に周方向に配設され
た１刊の上流入口空気孔と、前記燃焼器の半径方向外側
壁部にそれぞれ周方向に配設された１列の中間入口空気
孔および１列の下流入口空気孔とからなル、圧縮機排出
空気が前記上流入口空気孔列から７ランジと前記燃焼器
の内接との間の環状域内に向けられ、またπ縮機排出空
気が前記中間および下流入口空気孔列から前記内壁と前
記燃焼器′ｆ）外壁との間の他の環状域内に向けられ、
両環状域は下流方向に開いており、従って、前記冷却空
気は、前記タービン部の半径方向外側瞭に沿って下流に
ｚ１′ 延びて前記タービン動翼め先端を冷却する冷却中ａｙｓ
ｈ Ｌ−ｃｍｅｅ＊ｖｓｐ１”１ｍｙｙ−ｙｈｂ ヨ５
ｈｍ、手段。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US374355 | 1982-05-03 | ||
| US06/374,355 USH903H (en) | 1982-05-03 | 1982-05-03 | Cool tip combustor |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58195027A true JPS58195027A (ja) | 1983-11-14 |
| JPH0415378B2 JPH0415378B2 (ja) | 1992-03-17 |
Family
ID=23476435
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP57227827A Granted JPS58195027A (ja) | 1982-05-03 | 1982-12-28 | ガスタービンエンジン |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | USH903H (ja) |
| JP (1) | JPS58195027A (ja) |
| CA (1) | CA1194803A (ja) |
| DE (1) | DE3248439A1 (ja) |
| FR (1) | FR2526083B1 (ja) |
| GB (1) | GB2119861B (ja) |
| IL (1) | IL67317A (ja) |
| IT (1) | IT1153896B (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH05507334A (ja) * | 1990-11-21 | 1993-10-21 | ノーロック テクノロジーズ インコーポレイテッド | ターボ機械の軸流部の流量増大システム |
| JPH06511462A (ja) * | 1991-06-26 | 1994-12-22 | リビー−オーウェンズ−フォード・カンパニー | 板ガラスを曲げ加工する方法及び装置 |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4466239A (en) * | 1983-02-22 | 1984-08-21 | General Electric Company | Gas turbine engine with improved air cooling circuit |
| US4739621A (en) * | 1984-10-11 | 1988-04-26 | United Technologies Corporation | Cooling scheme for combustor vane interface |
| US4785623A (en) * | 1987-12-09 | 1988-11-22 | United Technologies Corporation | Combustor seal and support |
| GB9304994D0 (en) * | 1993-03-11 | 1993-04-28 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to gas turbine engines |
| US5749218A (en) * | 1993-12-17 | 1998-05-12 | General Electric Co. | Wear reduction kit for gas turbine combustors |
| US6494678B1 (en) | 2001-05-31 | 2002-12-17 | General Electric Company | Film cooled blade tip |
| FR2920525B1 (fr) * | 2007-08-31 | 2014-06-13 | Snecma | Separateur pour alimentation de l'air de refroidissement d'une turbine |
| CN101965443B (zh) * | 2008-02-27 | 2014-04-23 | 三菱重工业株式会社 | 燃气轮机及燃气轮机的机室开放方法 |
| FR2931873B1 (fr) * | 2008-05-29 | 2010-08-20 | Snecma | Ensemble d'un disque de turbine d'un moteur a turbine a gaz et d'un tourillon support de palier,circuit de refroidissement d'un disque de turbine d'un tel ensemble. |
| EP2837769B1 (en) * | 2013-08-13 | 2016-06-29 | Alstom Technology Ltd | Rotor shaft for a turbomachine |
| US10954796B2 (en) * | 2018-08-13 | 2021-03-23 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor bore conditioning for a gas turbine engine |
| US11371700B2 (en) * | 2020-07-15 | 2022-06-28 | Raytheon Technologies Corporation | Deflector for conduit inlet within a combustor section plenum |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4954711A (ja) * | 1972-06-01 | 1974-05-28 | ||
| JPS5213015A (en) * | 1975-07-16 | 1977-02-01 | Rolls Royce | Laminated material |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2541171A (en) * | 1947-01-25 | 1951-02-13 | Kellogg M W Co | Air inlet structure for combustion chambers |
| CH323720A (de) * | 1954-05-20 | 1957-08-15 | Sulzer Ag | Gekühlte Gasturbine |
| DE1270889B (de) * | 1964-05-13 | 1968-06-20 | Rolls Royce | Kuehlvorrichtung fuer Brennkammern von Gasturbinentriebwerken |
| US3418808A (en) * | 1966-07-05 | 1968-12-31 | Rich David | Gas turbine engines |
| GB1193587A (en) * | 1968-04-09 | 1970-06-03 | Rolls Royce | Nozzle Guide Vanes for Gas Turbine Engines. |
| US3965066A (en) * | 1974-03-15 | 1976-06-22 | General Electric Company | Combustor-turbine nozzle interconnection |
| DE2643049A1 (de) * | 1975-10-14 | 1977-04-21 | United Technologies Corp | Schaufel mit gekuehlter plattform fuer eine stroemungsmaschine |
| GB1524956A (en) * | 1975-10-30 | 1978-09-13 | Rolls Royce | Gas tubine engine |
| DE2810240C2 (de) * | 1978-03-09 | 1985-09-26 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Verstelleitgitter für axial durchströmte Turbinen, insbesondere Hochdruckturbinen von Gasturbinentriebwerken |
| FR2490728A1 (fr) * | 1980-09-25 | 1982-03-26 | Snecma | Dispositif de refroidissement par film d'air pour tube a flamme de moteur a turbine a gaz |
-
1982
- 1982-05-03 US US06/374,355 patent/USH903H/en not_active Abandoned
- 1982-11-05 CA CA000414954A patent/CA1194803A/en not_active Expired
- 1982-11-21 IL IL67317A patent/IL67317A/xx unknown
- 1982-12-01 GB GB08234168A patent/GB2119861B/en not_active Expired
- 1982-12-24 IT IT24980/82A patent/IT1153896B/it active
- 1982-12-28 FR FR8221913A patent/FR2526083B1/fr not_active Expired
- 1982-12-28 JP JP57227827A patent/JPS58195027A/ja active Granted
- 1982-12-29 DE DE19823248439 patent/DE3248439A1/de not_active Ceased
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4954711A (ja) * | 1972-06-01 | 1974-05-28 | ||
| JPS5213015A (en) * | 1975-07-16 | 1977-02-01 | Rolls Royce | Laminated material |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH05507334A (ja) * | 1990-11-21 | 1993-10-21 | ノーロック テクノロジーズ インコーポレイテッド | ターボ機械の軸流部の流量増大システム |
| JPH06511462A (ja) * | 1991-06-26 | 1994-12-22 | リビー−オーウェンズ−フォード・カンパニー | 板ガラスを曲げ加工する方法及び装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| USH903H (en) | 1991-04-02 |
| FR2526083A1 (fr) | 1983-11-04 |
| IT1153896B (it) | 1987-01-21 |
| GB2119861B (en) | 1985-07-31 |
| IT8224980A1 (it) | 1984-06-24 |
| GB2119861A (en) | 1983-11-23 |
| DE3248439A1 (de) | 1983-11-03 |
| IL67317A0 (en) | 1983-03-31 |
| CA1194803A (en) | 1985-10-08 |
| JPH0415378B2 (ja) | 1992-03-17 |
| IL67317A (en) | 1989-10-31 |
| FR2526083B1 (fr) | 1987-11-27 |
| IT8224980A0 (it) | 1982-12-24 |
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