JPS58210330A - ガスタービンエンジン - Google Patents
ガスタービンエンジンInfo
- Publication number
- JPS58210330A JPS58210330A JP58086494A JP8649483A JPS58210330A JP S58210330 A JPS58210330 A JP S58210330A JP 58086494 A JP58086494 A JP 58086494A JP 8649483 A JP8649483 A JP 8649483A JP S58210330 A JPS58210330 A JP S58210330A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- diffuser
- engine
- bearing
- compressor
- turbine engine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
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Classifications
-
- 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
- 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
- F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
- Support Of The Bearing (AREA)
- Gas Separation By Absorption (AREA)
- Control Of Motors That Do Not Use Commutators (AREA)
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】
本発明はガスタービンエンジン、特にディフューザ構造
、軸受及びその支えに係る。
、軸受及びその支えに係る。
周知のように、ディフューザはエンジンケース壁の中に
納められてそれにより支えられており、圧縮機吐出空気
がバーナに入る以前に渦巻成分を除去して動圧を静圧に
変換するべく圧縮機の付近に配置されている。典型的に
、従来の設計では、ディフューザは高曵集中負荷支え構
造内に配置されており、且（または）エンジンの外側ケ
ース壁の付近に取付けられている。成る設計では、ディ
フューザ殻は、外側ケース壁、ガス流路及びディフュー
ザ構造を高い温度外に嫁す外側ケースと隣接している。
納められてそれにより支えられており、圧縮機吐出空気
がバーナに入る以前に渦巻成分を除去して動圧を静圧に
変換するべく圧縮機の付近に配置されている。典型的に
、従来の設計では、ディフューザは高曵集中負荷支え構
造内に配置されており、且（または）エンジンの外側ケ
ース壁の付近に取付けられている。成る設計では、ディ
フューザ殻は、外側ケース壁、ガス流路及びディフュー
ザ構造を高い温度外に嫁す外側ケースと隣接している。
明らかに、そのような構造に、高い重量係数を有するだ
けでなく、高い熱応力を受ける。
けでなく、高い熱応力を受ける。
本願発明者は、ディフューザを以下に支柱と呼ばれるＪ
ンシンケース堅に取付りる外殻の円錐角曵を適切に這定
づることにより高い熱応力を最小化し、且重１を大幅に
減じ輯る口とを見出した。
ンシンケース堅に取付りる外殻の円錐角曵を適切に這定
づることにより高い熱応力を最小化し、且重１を大幅に
減じ輯る口とを見出した。
支社はエンジン軸受から外側ケース壁へ負荷を伝達する
役割をし、本発明は外側クースから離してディフューザ
組立体を支えることをｎ図する。本発明によれば、支社
は切頭円錐状部材に形成されており、またエンジンケー
ス壁により支えられる軸受の負荷に対する作用線がそれ
を通過し且エンジン中心線及びその軸受の中点と交わる
ように向（プられでいる。それにより、支柱円錐を通り
■ガス流路（ディフューザ）と交わる曲げフレキシビリ
ティをなくすことにより軸受支え剛性が最大化される。
役割をし、本発明は外側クースから離してディフューザ
組立体を支えることをｎ図する。本発明によれば、支社
は切頭円錐状部材に形成されており、またエンジンケー
ス壁により支えられる軸受の負荷に対する作用線がそれ
を通過し且エンジン中心線及びその軸受の中点と交わる
ように向（プられでいる。それにより、支柱円錐を通り
■ガス流路（ディフューザ）と交わる曲げフレキシビリ
ティをなくすことにより軸受支え剛性が最大化される。
軸受をディフューザに支える内殻は以下に於て支え８Ｂ
材と呼ばれる。この支え部材は、ガス流路支え角をずら
づことにより、ガス流路（ディフューザ）に対して相対
的に支柱からずらされており、それにより熱的フレキシ
ビリティを最大化し、従って直接崖径方向の熟的不適合
性をなくす。ディフューザ及び気体流路構造は、熱的応
力を減するように、外側ケース壁に、但しそれから間隔
をおいて、支えられている。
材と呼ばれる。この支え部材は、ガス流路支え角をずら
づことにより、ガス流路（ディフューザ）に対して相対
的に支柱からずらされており、それにより熱的フレキシ
ビリティを最大化し、従って直接崖径方向の熟的不適合
性をなくす。ディフューザ及び気体流路構造は、熱的応
力を減するように、外側ケース壁に、但しそれから間隔
をおいて、支えられている。
本発明の目的は、従来の設計に比べて重量が軽く、且熱
応力を減じ得るようにガスタービンエンジン用のディフ
ューザ及び軸受支えを改良することである。本発明の特
徴によれば、支え＃４造剛性を与えるように、ディフュ
ーザ及びエンジン軸受を支えるように外側エンジンケー
スから延び、且軸受の作用線が支柱を過って頂部から底
部へ通過し且エンジン中心線及び軸受の中心点と交わる
ように向けられている切頭円錐状支柱が設けられている
。本発明の他の特徴によれば、ディフューザ殻（支柱及
び支え部材）がガス流路に対して相対的にずらされてお
り、熱応力を最小化するように外側ケース壁から顧して
ディフューザを支えるための単一面取付が行われており
、それにより熱的フレキシビリティが増され且熱応力が
減ぜられている。
応力を減じ得るようにガスタービンエンジン用のディフ
ューザ及び軸受支えを改良することである。本発明の特
徴によれば、支え＃４造剛性を与えるように、ディフュ
ーザ及びエンジン軸受を支えるように外側エンジンケー
スから延び、且軸受の作用線が支柱を過って頂部から底
部へ通過し且エンジン中心線及び軸受の中心点と交わる
ように向けられている切頭円錐状支柱が設けられている
。本発明の他の特徴によれば、ディフューザ殻（支柱及
び支え部材）がガス流路に対して相対的にずらされてお
り、熱応力を最小化するように外側ケース壁から顧して
ディフューザを支えるための単一面取付が行われており
、それにより熱的フレキシビリティが増され且熱応力が
減ぜられている。
他の特徴及び利点は特許請求の範囲及び以下の図面によ
る実施例の説明から明らかになろう。
る実施例の説明から明らかになろう。
前記のように、ディフューザ構造及び軸受支えに高い負
荷がかかり、それに伴い高い熱応力が生ずるために従来
の設計のハードウェアはそれに耐えるための補強を必要
とした。例えば、圧縮１１１１０から外側エンジンケー
ス壁１２へ吐出する空気により半径方向に生ずる温度差
は典型的に５００下（２６０℃）を越えている。このこ
とは、軸受が受ける大きな荷重と結び付いて、この範囲
に応力の問題を生ずる。典型的な構造の一層詳細なこと
は、本願の譲受人であるユナイテッド・チクノロシーズ
・コーポレイションのブラット アンドホイットニー
航空機事業部により製作されているＪＴ９Ｄエンジンを
参照されたい。
荷がかかり、それに伴い高い熱応力が生ずるために従来
の設計のハードウェアはそれに耐えるための補強を必要
とした。例えば、圧縮１１１１０から外側エンジンケー
ス壁１２へ吐出する空気により半径方向に生ずる温度差
は典型的に５００下（２６０℃）を越えている。このこ
とは、軸受が受ける大きな荷重と結び付いて、この範囲
に応力の問題を生ずる。典型的な構造の一層詳細なこと
は、本願の譲受人であるユナイテッド・チクノロシーズ
・コーポレイションのブラット アンドホイットニー
航空機事業部により製作されているＪＴ９Ｄエンジンを
参照されたい。
ガス流路及びプレディフューザ構造１４は内側環状壁１
６とそれに対して相補的に整合した内側環状壁１８と外
側環状壁２０とそれに対して相補的に整合した外側環状
壁２２とを含んでおり、圧縮機空気を受入れてその渦巻
成分を除去し動圧を静圧に変換するべく拡散させる役割
をする。従って、内側及び外側ツが平行しているディフ
ューザ５− 及びカス流路構造１４の入口に於て、複数個の案内ベー
ン２４が空気を＊１１！化する役割をする。内側及び外
側壁が半径方向に広がってディフューザ部分２６を形成
する箇所で、空気の圧力が変換される。そこから空気は
環状バーナ２７の直前でダンプディフューザ内に導かれ
、（こで更に燃焼機に与えられる前に拡散される。複数
個のディフューザ支柱２９が、内側環状部材を外側環状
部材に支えるべくディフューザの周りに周縁方向に隔置
されている。
６とそれに対して相補的に整合した内側環状壁１８と外
側環状壁２０とそれに対して相補的に整合した外側環状
壁２２とを含んでおり、圧縮機空気を受入れてその渦巻
成分を除去し動圧を静圧に変換するべく拡散させる役割
をする。従って、内側及び外側ツが平行しているディフ
ューザ５− 及びカス流路構造１４の入口に於て、複数個の案内ベー
ン２４が空気を＊１１！化する役割をする。内側及び外
側壁が半径方向に広がってディフューザ部分２６を形成
する箇所で、空気の圧力が変換される。そこから空気は
環状バーナ２７の直前でダンプディフューザ内に導かれ
、（こで更に燃焼機に与えられる前に拡散される。複数
個のディフューザ支柱２９が、内側環状部材を外側環状
部材に支えるべくディフューザの周りに周縁方向に隔置
されている。
本発明によれば、ディフューザ及びガス流路構、造１４
は外側エンジンケースＮ１１１２から半径方向に内方に
切頭円錐状支社２８により支えられている。支え部材３
０は外ｉｉｓから半径方向且軸線方向に延びで、全体と
して参照符号３２を付されている軸受１ｌｉ１ｓに繋っ
ている。図面から解るように、支柱２８はその外側環状
整合部材２２への取付の平面に於て、内側環状整合部材
１８への支え部ｖＪ３０の取付の平面に対して相対的に
軸線方向にすらさねている。これは熱的フレキシビリテ
ィ６− を最大化して、直接的な熱的不適合性をなく寸役割を覆
る。
は外側エンジンケースＮ１１１２から半径方向に内方に
切頭円錐状支社２８により支えられている。支え部材３
０は外ｉｉｓから半径方向且軸線方向に延びで、全体と
して参照符号３２を付されている軸受１ｌｉ１ｓに繋っ
ている。図面から解るように、支柱２８はその外側環状
整合部材２２への取付の平面に於て、内側環状整合部材
１８への支え部ｖＪ３０の取付の平面に対して相対的に
軸線方向にすらさねている。これは熱的フレキシビリテ
ィ６− を最大化して、直接的な熱的不適合性をなく寸役割を覆
る。
軸受ｆＩｓ、椙は図面を見易く覆るため前回的に示され
ているが、それを通じて伝達される負荷は外側ディフュ
ーザケース１２、切頭円錐状部材２８、ディフューザ酸
１８、支え部材３０及び軸受結合機構を通じてとられ４
゜図面から解るように、エンジン軸３４は複スプールエ
ンジンの高圧スプールである。この形式のエンジンに於
て典型的であるように、高圧スプールは軸３４の一端に
結合された高圧タービンとその他端に結合された高圧圧
縮機（圧縮機１０のみが図示されている）とを含んでい
る。、軸３４は、軸５８、低圧タービン（図示せず）及
び低圧圧縮ｌｌ（図示せず）を含む低圧スプールに対し
て同心に取付けられている。
ているが、それを通じて伝達される負荷は外側ディフュ
ーザケース１２、切頭円錐状部材２８、ディフューザ酸
１８、支え部材３０及び軸受結合機構を通じてとられ４
゜図面から解るように、エンジン軸３４は複スプールエ
ンジンの高圧スプールである。この形式のエンジンに於
て典型的であるように、高圧スプールは軸３４の一端に
結合された高圧タービンとその他端に結合された高圧圧
縮機（圧縮機１０のみが図示されている）とを含んでい
る。、軸３４は、軸５８、低圧タービン（図示せず）及
び低圧圧縮ｌｌ（図示せず）を含む低圧スプールに対し
て同心に取付けられている。
明らかに、内側レース３８と外側レース７ＩＯとの間に
挾まれたローラ軸受３６は他の軸受（図示せず）と共に
軸３４を転回能に支える役割をする。
挾まれたローラ軸受３６は他の軸受（図示せず）と共に
軸３４を転回能に支える役割をする。
以上の説明から明らかなように、軸受機構３２に及ぼさ
れる負荷は内側レース３８、ローラ軸受３６（その一つ
が図示されている）、プラテン支え４２、支え部＠３０
、内側環状部材１８、支材２９、外側環状部材２２及び
切頭円錐状支柱２８を介して外側］−ンジンケース壁１
２へ伝達される。
れる負荷は内側レース３８、ローラ軸受３６（その一つ
が図示されている）、プラテン支え４２、支え部＠３０
、内側環状部材１８、支材２９、外側環状部材２２及び
切頭円錐状支柱２８を介して外側］−ンジンケース壁１
２へ伝達される。
切頭円錐状支柱２８は、外側ケース壁１２との接触点に
於ける底部分が破線５２より示されている軸受３６の中
点に於けるエンジン中心線４８と交わる破線４６と一致
するように設計されている。
於ける底部分が破線５２より示されている軸受３６の中
点に於けるエンジン中心線４８と交わる破線４６と一致
するように設計されている。
尚、破線４６は点Ａで加え合された軸受荷重を示してい
る。こうして、点Ａに於（プるベクトルＢ及びＣにより
表わされる成分力を分解することにより、結果りは作用
線４６と一致する。換言すれば、軸受荷重に対する作用
線４６は支柱２８の切頭円錐状壁を通過し、軸受３６の
中心点Ｅに於けるエンジン中心線４８で交わる。
る。こうして、点Ａに於（プるベクトルＢ及びＣにより
表わされる成分力を分解することにより、結果りは作用
線４６と一致する。換言すれば、軸受荷重に対する作用
線４６は支柱２８の切頭円錐状壁を通過し、軸受３６の
中心点Ｅに於けるエンジン中心線４８で交わる。
一般に約１０００丁（５２０℃）の温度範囲内にある圧
縮空気に対する流路がガス流路ディフューザ支柱１４を
通過するように制限されることも明らかである。囲繞キ
ャビティは全体として参照符号５６を付さねているう７
リンスシールと支柱２８とにＪり塞さ■められる。気体
流路構造及びディフューザ１４を約５００℃の温度範囲
内にある外側］ンジンケース暫２８から半径方向に内方
に離して位置させることにより、ガス流路及びディフュ
−ザ構造１４は、もしそれが外側ケース壁に取付けられ
ていたならば生ずるであろうハードポイント及び（また
ユ）］−ルドスポットから有効に離されており、こうし
て熱応力を一層減する。
縮空気に対する流路がガス流路ディフューザ支柱１４を
通過するように制限されることも明らかである。囲繞キ
ャビティは全体として参照符号５６を付さねているう７
リンスシールと支柱２８とにＪり塞さ■められる。気体
流路構造及びディフューザ１４を約５００℃の温度範囲
内にある外側］ンジンケース暫２８から半径方向に内方
に離して位置させることにより、ガス流路及びディフュ
−ザ構造１４は、もしそれが外側ケース壁に取付けられ
ていたならば生ずるであろうハードポイント及び（また
ユ）］−ルドスポットから有効に離されており、こうし
て熱応力を一層減する。
本発明が以上に図示し且説明してきた特定の実施例に制
限されるものではなく、本発明の範囲内で種々の変更が
行われ得ることは理解されよう。
限されるものではなく、本発明の範囲内で種々の変更が
行われ得ることは理解されよう。
図面は本発明を説明するためガスタービンエンジンの一
部分を前回的に示寸断面図である。 １０・・・圧縮機、１２・・・外側Ｊンジンケース壁。 １４・・・ガス流路及びプレディフューザ構造、１６．
１８・・・内側環状壁、２０．２２・・・外側環状壁、
２６・・・ディフューザ部分、２７・・・環状バーナ、
２９・・・ディフューザ支柱、３）０−・・支え部材、
３２・・・軸受機構、 ３４・・・エンジン軸、３６・
・・ローラ軸受、。 ９− ３８・・・内側レース、４０・・・外側レース、／４２
・・・プララン支え、４８・・・エンジン中心線、５１
６・・・タブリンスシール 特詩出願人 ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション 代 理 人 弁 理 士 明 石
昌 毅−１〇−
部分を前回的に示寸断面図である。 １０・・・圧縮機、１２・・・外側Ｊンジンケース壁。 １４・・・ガス流路及びプレディフューザ構造、１６．
１８・・・内側環状壁、２０．２２・・・外側環状壁、
２６・・・ディフューザ部分、２７・・・環状バーナ、
２９・・・ディフューザ支柱、３）０−・・支え部材、
３２・・・軸受機構、 ３４・・・エンジン軸、３６・
・・ローラ軸受、。 ９− ３８・・・内側レース、４０・・・外側レース、／４２
・・・プララン支え、４８・・・エンジン中心線、５１
６・・・タブリンスシール 特詩出願人 ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション 代 理 人 弁 理 士 明 石
昌 毅−１〇−
Claims (1)
- 外側エンジンケースと、エンジン中心線の周りを回転可
能な軸と、ｍｌｌ輪軸包囲し且それを支えるローラ軸受
と、圧縮機と、前記圧縮機から吐出する空気を受入れる
ための環状ディフューザとを有するガスタービンエンジ
ン用のディフューザに於て、前記軸受及び前記環状ディ
フューザを支えるための手段が、前記環状ディフューザ
を前記エンジンケースから半径方向に内方に間隔をおい
て位置させるため前記エンジンケースに取付けられた根
元端と前記環状ディフューザに取付けられた小直径端と
を有する切頭円錐状部材と、前記環状ディツユ−ずの半
径方向に一層内方の部分から延び且前記軸受に対する支
えを形成するべく半径方向且軸線方向に延びる殻状部材
とを含んでおり、それにより前記軸受により伝達される
角筒の作用線が前記切頭円錐状支柱の側壁を通過し、且
前記軸受の中心点に於て前記エンジン中心線と交わり、
ｆｌｌ受支手段の剛固性を′最大化し且その熱的フレキ
シビリティを増大していることを特徴とするガスタービ
ンエンジン用ディフューザ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/380,460 US4483149A (en) | 1982-05-20 | 1982-05-20 | Diffuser case for a gas turbine engine |
| US380460 | 1982-05-20 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58210330A true JPS58210330A (ja) | 1983-12-07 |
| JPH0418133B2 JPH0418133B2 (ja) | 1992-03-26 |
Family
ID=23501250
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58086494A Granted JPS58210330A (ja) | 1982-05-20 | 1983-05-16 | ガスタービンエンジン |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4483149A (ja) |
| JP (1) | JPS58210330A (ja) |
| CA (1) | CA1211051A (ja) |
| DE (1) | DE3317723C2 (ja) |
| FR (1) | FR2527267B1 (ja) |
| GB (1) | GB2120326B (ja) |
| IL (1) | IL68682A (ja) |
| IT (1) | IT1163365B (ja) |
Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4697981A (en) * | 1984-12-13 | 1987-10-06 | United Technologies Corporation | Rotor thrust balancing |
| US4965994A (en) * | 1988-12-16 | 1990-10-30 | General Electric Company | Jet engine turbine support |
| US5165850A (en) * | 1991-07-15 | 1992-11-24 | General Electric Company | Compressor discharge flowpath |
| US5249921A (en) * | 1991-12-23 | 1993-10-05 | General Electric Company | Compressor outlet guide vane support |
| DE19745683A1 (de) * | 1997-10-16 | 1999-04-22 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer |
| US6513330B1 (en) | 2000-11-08 | 2003-02-04 | Allison Advanced Development Company | Diffuser for a gas turbine engine |
| US6554569B2 (en) | 2001-08-17 | 2003-04-29 | General Electric Company | Compressor outlet guide vane and diffuser assembly |
| US6854954B2 (en) * | 2003-03-03 | 2005-02-15 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling turbine engines |
| US8162605B2 (en) * | 2008-01-14 | 2012-04-24 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine case |
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| US9476320B2 (en) | 2012-01-31 | 2016-10-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine aft bearing arrangement |
| EP2971649A4 (en) | 2013-03-14 | 2016-03-16 | United Technologies Corp | GAS TURBINE ENGINEERING DESIGN WITH NEST OF CONCENTRIC COMBUSTION CHAMBER |
| WO2015031796A1 (en) * | 2013-08-29 | 2015-03-05 | United Technologies Corporation | Hybrid diffuser case for a gas turbine engine combustor |
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