JPS5941001B2 - タ−ビンデイスクヨウボアハネクミタテタイ - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジンに関し、％Ｋ、ガスター
ビンエンジン用のタービン冷却装置に関する。

ガスタービンエンジンの効率は数種のエンジン変数の関
数であり、これらの変数の中には、燃焼室内で達しうる
温度と、エンジン内で様々な冷却機能を果たすためエン
ジンザイクルから抽出される空気の量が含まれる。

前者の上昇はエンジンサイクル効率を高めるのに対し、
後者の増加はエンジンの全体性能を低下させる。

不良はめ合いのシールからの漏れの結果として生じる過
大量の空気の損失もまた効率の低下をもたらすおそれが
ある。

加えて、高温およびそれに伴う熱応力を受けないエンジ
ン機素によって構造的荷重が支承されるならば、エンジ
ンの構造的一体性が向上する。

この問題は、エンジンの回転速度が増して構造部材内の
応力が高まる時さらに重大となる。

それゆえ、エンジンの設計者は、ザイクル効率を向上さ
せしかも高温と遠心荷重を受ける構成部品における応力
を許容値に維持するには燃焼温度とエンジン回転速度を
いかに高めたらよいかという均衡問題に絶えず直面して
いる。

従来、ガスタービンエンジンのタービン部、すなわち、
燃焼器のすぐ下流にあって高温燃焼ガスが流通する部分
の冷却を改良するため様々の改良方法が探求されてきた
。

したがって、エンジンの燃焼器上流の圧縮機部から比較
的低温の空気を押出し、それを周知のように回路的流路
を備えるタービン動翼を通して後方に導（ことが普及し
ている。

冷却はタービン動翼の内部に対する空気の衝突と熱伝導
によって生じ、冷却用空気は通常動翼本体内の複数の孔
から放出され、しばしば動翼の翼形部表面に冷却膜を形
成するよう方向づけられる。

かくてタービン動翼の冷却は効果的に達成される。

最近採用された概念は、米国特許第 ３７４２７０６号「ガスタービンエンジン用複流冷却タ
ービン装置」（対応日本特許出願公開４８−８０９１３
号）に開示されたものである。

この場合、冷却用空気は圧縮機部から圧縮機中間段抽気
口を通って抽出され、半径方向流入ポンプを介して半径
方向内方へ誘導される。

冷却空気は密閉された回転可能な環状域を通ってタービ
ン部へ達し、そこで遠心ポンプによって中空タービンデ
ィスクのボア内に引き込まれる。

この遠心ポンプはボア内に装着された一組の半径方向の
羽根またはリブからなる。

ついで冷却空気はディスクのリムを通って放出され、公
知の仕方でタービン動翼の協働ベースに流入する。

しかし、先進タービンに課せられた高荷重条件により、
ロータ回転速度は極めて高く、しばしば、現在製造され
ているエンジンに比べて２５％〜５０％高い。

この高速回転はすべてのロータ構成部品に遠心力を与え
、これらの遠心力は従来のエンジンで経験されるより２
倍程太きい。

この現象により、前掲米国特許によって開示されたよう
な中空ボア流入ディスクは、冷却空気をタービン動翼に
送るに要する異常な中空形状特性に加えて顕著な荷重支
承能力を示すことを要求される。

このような高速タービンの極めて高い回転速度によって
半径方向の羽根（またはリブ）がその材質能力をはるか
に越えた圧縮応力を受けることが発見された。

それ故、ガスタービン設計者が直面する問題は、ディス
クリブ圧縮応力が材質限度内の許容値に保たれるような
先進高速高温タービン用の高効率冷却装置を提供するこ
とである。

したがって、本発明の目的は高い回転速度と関連する高
遠心荷重に耐えつる改良熱感応タービンディスクを提供
することである。

上記およびその他の目的および利点は、以下の例示的な
詳述から一層明らかとなろう。

本発明の概要を述べると、上記の目的は、タービンディ
スクの構造的一体性を維持すると共に極めて高速の運転
を許容する独得のボア羽根（ｂｏｒｅｖａｎ６ ）組立
構造体をタービンディスク内に組込むことによって達成
される。

ディスクは半径方向寸法の略等しい２個の部分、すなわ
ち前半分と後半分を含み、その間に埋合通路を備え、こ
の環状通路は、ディスク外周ま１在する複数の半径方向
延在通路と連通ずる。

これらの半径方向通路は公知の仕方で個々のタービン動
翼と連通ずる。

必要な遠心ポンプ作用は環状通路内に配設された１段の
ディスクボア羽根によって生じる。

各羽根は環状通路を軸方向に横切って延在し、かくてデ
ィスクの両側に対する柱状支持手段として役立つ。

この支持は後述のごとく、高遠心荷重とそれに伴ってデ
ィスク両半分の内側にかかる高応力とが作用する間ティ
スフ両半分が相互に対して内方に曲がる傾向を抑制する
。

冷却空気はディスクボア羽根に入り、ボア羽根はポンプ
作用によって冷却空気を所要の実質的な半径方向に導く
。

この場合も冷却空気がティスクリム域に達した時、その
空気はタービン動翼ダブテールの底端に設けた協働孔に
よって公知の仕方で個々のタービン動翼内に流入する。

添付の全図にわたって、同符号は同要素を示す。

第１図において、本発明によるエンジンを総括的に符号
１０で示す。

エンジン１０は軸流圧縮機１２を有し、この圧縮機は入
口１４にはいる空気を圧縮して燃焼器１６に送り、そこ
で燃料の燃焼が生じる。

燃焼器１６内で生じた高温ガス流はタービン１８を通っ
てそれを駆動し、タービン１８はガスタービンエンジン
の通常の方法で軸２２によって圧縮機１２のロータ部２
０に連結されてそれを駆動する。

次に高温ガス流はアフタバーナまたは再熱室２４に流入
し、そこで別の燃料が選択的に供給されて燃焼し、その
後ガス流はノズル２６を通って噴出し、かくてエンジン
の推進力が発生する。

以上の説明は今日の多くのエンジンの代表的な説明であ
って、本発明を限定するものではない。

以下の説明から明らかになるように、本発明は任意のガ
スタービンエンジンに適用しうるもので、ガスターボジ
ェット型のエンジンに限定されない。

例えば、本発明は当業者に明らかなようにガスターボフ
ァン型のエンジンおよび先進混合サイクルエンジンに適
用しうる。

したがって第１図に示すエンジンに関する以上の説明は
一滴用例の説明に過ぎない。

第２図において、タービン１８は回転ディスク２８を有
し、このディスクはそれと一体に形成された１対のフラ
ンジ付き筒形部材、すなわち前向き筒形部材３０と後ろ
向き筒形部材３２を有する。

タービンディスク２８はボルト３６によって軸２２のフ
ランジ付き円すい台形部分３４に連結される。

圧縮機ロータ２０とタービン１８は軸２２と同軸的な第
２の軸４０によって連結され、そして両者間にチャンバ
４２（第１図）を部分的に画成する。

第２軸４０には後側フランジ４４が形成され、このフラ
ンジ４４は例えばボルト４６によってフランジ付き部材
３０に固定される。

部材３０とフランジ４４０間には円板構造体４８が設け
られて、回転可能な外軸４０に剛性を与える。

タービンディスク２８内には周方向に延在する環状空胴
５０が形成され、チャンバ４２と連通ずる。

ディスク２８は半径方向寸法の略等しい２個の別個の半
分、すなわち、前半分５２と後半分５４で形成しうる。

その際各半分は共に空胴５０を画成するよう形成され、
公知の方法で合体される。

あるいは代替的に、一体的なディスクに空胴５０を形成
したものを用いてもよい。

複数の周方向に隔設された半径方向延在通路５６（一つ
だけを明示）がディスク２８内に設けられ、各通路は開
口５８によって環状空胴５０と連通する。

通路５６はディスク２８の半径方向外周に設けた開口６
０（第７図）で終り、開口６０は複数の内冷型タービン
動翼６２の内端に存する協働孔と連通ずる。

動翼６２はディスク２８の外周面に公知の仕方で固定さ
れる。

理想的には、隣り合う各対の通路５６間に形成された半
径方向リブ６４（第５図）は羽根車の羽根を構成するよ
う空気力学的な輪郭を有し、かくてディスク２８は内部
遠心ポンプ作用能力を有する。

さらに半径方向リブ６４には球根状のテノン（はぞ）６
６が形成され、隣り合う各対のテノン６６はダブテール
形スロット６８を形成するよう協働する。

各スロット６８はそれと協働するダブテール形タービン
動翼根部７０を滑動的に受入れるに適する。

次に第３図について説明する。

高い回転速度によって大きな遠心力がタービン動翼と他
のすべての回転部材にかかることは理解されよう。

ディスク外側リムにおける遠心力は、部分的にタービン
動翼６２によって発生し、ディスク２８のダブテールお
よびディスクリム域７２から下方に半径方向リブ６４を
介してディスクウェブ域７４ 、７６に伝える。

動翼の構造、冷却流域、および動翼とディスク間の遷移
条件により上側ウェブ域におけるディスクの軸方向幅Ｗ
１が決められる。

ディスクの内側リムまたはボア７７はウェブ域幅Ｗ、よ
りかなり大きな幅Ｗ２を有する。

ディスク前半分５２自体の中心線を破線７８で示す。

（例示のためディスク前半分の中心線だけを示す。

）ディスク前半分外側部分に作用する力のベクトルＦは
タービン動翼６２による半径方向遠心荷重であり、この
荷重の反作用としてディスク前半分の内側部分にボア７
７にかかる反対方向の等しい大きさの力が生じる。

同様の荷重がディスク後半分に作用する。

Ｒ１で示すカベクトルは半径方向リブ６４を介してディ
スクの一方の半分にディスクの他半分によってかかる反
作用荷重の軸方向成分である。

先行技術による形状では、荷重Ｒ１は半径方向リブ６４
を介してディスクの反対側半分に、またはその逆に伝え
られた。

これにより半径方向リブ構造体に極めて大きな圧縮荷重
が生じ、リブにそれらの構造的能力を越えた応力が作用
した。

この現象に関連するのは、ディスクの各半分の次のよう
な傾向、すなわち各半分が回転し、かくて第４図に仮想
線で示すようにディスク中心に向かつて移動しようとす
る傾向である。

ボアの回転は角度θで示され、半径方向の変位はＸとし
て示される。

その結果、ディスクの各半分の内縁（総括的に８０で示
す個所）に働く接線方向の応力はディスクボアの外縁（
総括的に８２で示す個所）におけ接線応力よりはるかに
大きい。

接線応力の大きな軸方向変動を減らすため、本出願人は
空胴５０内にボア羽根組立体８４（第２図、第３図）を
組込む。

この組立体は下側ボア域にかかる大きな軸方向力Ｒ１に
抗するよう働き、かくてボア回転効果を最小にする。

第２．５．６図に示すように、ボア羽根組立体８４は周
方向に延在する前側フランジ付きフープ８６と後側フラ
ンジ付フープ８８を有し、両フープ間には一体の複数の
周方向離隔軸方向延在柱状羽根９０が存する。

羽根９０はチャンバ４２がら空気をすくい上げてそれを
実質的に半径方向外方に押しやるような空気力学輪郭を
有し、か（てポンプ作用手段として役立ち、また前述の
ディスクの曲げに抗するような機械的寸法を有する。

羽根組立体８４は空胴５０のくぼみ９２，９４に挿入さ
れ、そのフランジ面は半径方向内向きディスクリムに当
接する。

ボア羽根組立体８４は９５で示すような当接関係を有す
る複数の周方向延在部分に分割可能であり、かくて組立
方法が容易になる。

この新規のボア羽根組立体を組入れた直接の結果として
、ディスクボアの両端間の接線応力の分布がより均等に
なり、かくてボア材料のすべてを有効に利用しうる。

特に、ボア羽根の概念は高速エンジン運転中ディスクリ
ブの圧縮応力を許容値に抑さえることも可能にする。

当業者に明らかなように、本発明の概念を逸脱すること
なく上述の発明に対して多様な改変が可能である。

たとえば、用途によって、ボア羽根組立体８４のポンプ
作用能力は、遠心ポンプとして役立つ半径方向リブ６４
の空気力学的輪郭形成を不要にするに十分であろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明によるガスタービンエンジンの縦断面略
図、第２図は第１図のタービンロータ組立体の一部分の
拡大断面斜視図、第３図は特定形状特性を示す第２図の
タービン組立体の断面図、第４図は高遠心荷重下のター
ビンロータディスクのひずみを示す先行技術ロータの拡
大部分断面図、第５図は概して第３図の線５−５にそう
断片図、第６図は概して第５図の線６−６にそう断片図
、第７図は概して第５図の線７−７にそう断片図である
。 ２８・・・・・・タービンディスク（５２と５４はそれ
ぞれディスクの前半分と後半分）、５０・・・・・・環
状空胴、８４・・・・・・ボア羽根組立体、８６ 、８
８・・・・・・それぞれ前側および後側フランジ付きフ
ープ、９０・・・・・・柱状羽根。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ 共通軸線を中心として回転する、互いに軸方向に隔
   たる略平行な半径方向に略等しい寸法の環状ディスク２
   ８又は５２，５４を有し、該両ディスクの内側リム７７
   の軸方向幅Ｗ２は上側ウェブ域７４．７６の軸方向幅Ｗ
   １より実質的に太き（、また前記両ディスクの半径方向
   中間の点から半径方向外向きに延在して球根状テノン６
   ６で終端する、空気力学的な輪郭を有する複数個のリブ
   ６４が前記両ディスク間に備えられて冷却空気を半径方
   向外向きにポンプ作用で送り込み、該テノンの隣接する
   各対は協働してその間にタービン動翼６２の根部７０を
   保持しており、更にボア羽根組立体８４が前記両ディス
   ク間の共通軸線方向空間に挿入されて前記リブとの間に
   環状空胴５０を画成し、該ボア羽根組立体は周方向に延
   在する前側フープ８６と後側フープ８８と該両フープ間
   にこれと一体の複数個の周方向離隔軸方間延在住状羽根
   ９０とを有して冷却空気を受取り且つ該冷却空気を前記
   空胴に前記リブに整合するよう半径方向外向きに向け、
   前記柱状羽根は前記両ディスク間の柱状構造支持体とな
   る機械的寸法を有して、前記ディスクの各々が互いに向
   って回転しようとする、前記リブにかかる圧縮応力を実
   質的に減少するロータ。