JPS62159738A - ガスタ−ビンエンジン - Google Patents
ガスタ−ビンエンジンInfo
- Publication number
- JPS62159738A JPS62159738A JP61307582A JP30758286A JPS62159738A JP S62159738 A JPS62159738 A JP S62159738A JP 61307582 A JP61307582 A JP 61307582A JP 30758286 A JP30758286 A JP 30758286A JP S62159738 A JPS62159738 A JP S62159738A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- flange
- case
- turbine
- snap
- gas turbine
- 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.)
- Pending
Links
Classifications
-
- 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
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/26—Double casings; Measures against temperature strain in casings
-
- 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
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (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】
産業上の利用分野
本発明は、ガスタービンエンジンに係り、更に詳細には
高圧タービンベーンを支持し、高圧タービンセクション
のロータとステータとの間の同心性を維持する３つのフ
ランジ構造に係る。
高圧タービンベーンを支持し、高圧タービンセクション
のロータとステータとの間の同心性を維持する３つのフ
ランジ構造に係る。
従来の技術
本発明を理解する最良の方法は本発明によって置換えら
れる構成要素について考えることである。
れる構成要素について考えることである。
例えば本願出願人゛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・エアークラフト（Ｐｒａｔｔ ＆ Ｗｈｉｔｎｅｙ
Ａｉｒｃｒａｆｔ）により製造されているＦ−１００
，１ンジンに於ては、高圧タービンベーンは前方ディフ
ューザケースと後方ケース、即ちタービンケースとの間
に互いに共働するフランジによって支持されたスナップ
リングにより部分的に支持されていることはよく知られ
ている。このことが第１図に最もよく示されており、第
１図は本発明による置換えが行われる前に於ける従来よ
り公知の３つのスナップフランジ構造を示している。第
１図に示されている如く、スナップリング１２のフラン
ジ１０はディフューザケース１６のフランジ１４（ガス
流路の流れ方向に対し前方に位置するフランジ）とター
ビンケース１９のフランジ１８（ガス流路の流れ方向に
対し後方のフランジ）との間に支持されている。これら
３つのフランジは複数個のナツト及びボルト組立体２０
（そのうちの一つのみが図示されている）によりそれら
の周縁部に於て互いに固定されている。スナップリング
１２は周知の態様にて高圧タービンベーン３２を部分的
に支持している。スナップリング１２の環状肩部２４及
び２６が、それらの組立て時にそれぞれ前方ケース１６
及び後方ケース１９の補形をなす肩部２８及び３０に当
接するよう互いに密に固定され、又は所定の位置にスナ
ップ式に固定される。後方ケース１９は円錐形をなし、
その頂点はフランジ１８の位置に位置している。ガス流
路の流れによりベーン３２に空気力学的荷重が及ぼされ
ることにより発生される矢印Ａにより示された荷重が後
方ケース１９へ伝達されると、その後方ケース１９はそ
れが円筒形になる方向へ変形する。
ズ・コーポレイションのブラット・アンド・ホイットニ
ー・エアークラフト（Ｐｒａｔｔ ＆ Ｗｈｉｔｎｅｙ
Ａｉｒｃｒａｆｔ）により製造されているＦ−１００
，１ンジンに於ては、高圧タービンベーンは前方ディフ
ューザケースと後方ケース、即ちタービンケースとの間
に互いに共働するフランジによって支持されたスナップ
リングにより部分的に支持されていることはよく知られ
ている。このことが第１図に最もよく示されており、第
１図は本発明による置換えが行われる前に於ける従来よ
り公知の３つのスナップフランジ構造を示している。第
１図に示されている如く、スナップリング１２のフラン
ジ１０はディフューザケース１６のフランジ１４（ガス
流路の流れ方向に対し前方に位置するフランジ）とター
ビンケース１９のフランジ１８（ガス流路の流れ方向に
対し後方のフランジ）との間に支持されている。これら
３つのフランジは複数個のナツト及びボルト組立体２０
（そのうちの一つのみが図示されている）によりそれら
の周縁部に於て互いに固定されている。スナップリング
１２は周知の態様にて高圧タービンベーン３２を部分的
に支持している。スナップリング１２の環状肩部２４及
び２６が、それらの組立て時にそれぞれ前方ケース１６
及び後方ケース１９の補形をなす肩部２８及び３０に当
接するよう互いに密に固定され、又は所定の位置にスナ
ップ式に固定される。後方ケース１９は円錐形をなし、
その頂点はフランジ１８の位置に位置している。ガス流
路の流れによりベーン３２に空気力学的荷重が及ぼされ
ることにより発生される矢印Ａにより示された荷重が後
方ケース１９へ伝達されると、その後方ケース１９はそ
れが円筒形になる方向へ変形する。
この後方ケース１９に作用するかかる応力は引張り応力
であり、肩部２６に対しエンジンの中心線へ向う方向に
半径方向の荷重（矢印Ｂにて示されている）を及ぼす。
であり、肩部２６に対しエンジンの中心線へ向う方向に
半径方向の荷重（矢印Ｂにて示されている）を及ぼす。
このことによりスナップリング１２の肩部２４がディフ
ューザケース１６の肩部２８より離れる方向へ持上げら
れる。ディフューザケースは軸受コンパートメント及び
高圧タービンシャフトを支持する軸受を支持しており、
また図には示されていない高圧タービンを支持している
ので、これらの組立体はエンジンの中心線に対し相対的
に変位又は変形し、これによりエンジン中心線に対し偏
心した状態になる。このことによりタービン、即ちその
ディスク及びブレードがアウタエアーシールを含むステ
ータ構造体に対し相対的に変位し、これによりアウタエ
アーシールの径方向の一方の側に於ては間隙を生じ、そ
の他方の側に於ては摩擦を生じる。かかる条件はエンジ
ンの性能に悪影響を及ぼす。
ューザケース１６の肩部２８より離れる方向へ持上げら
れる。ディフューザケースは軸受コンパートメント及び
高圧タービンシャフトを支持する軸受を支持しており、
また図には示されていない高圧タービンを支持している
ので、これらの組立体はエンジンの中心線に対し相対的
に変位又は変形し、これによりエンジン中心線に対し偏
心した状態になる。このことによりタービン、即ちその
ディスク及びブレードがアウタエアーシールを含むステ
ータ構造体に対し相対的に変位し、これによりアウタエ
アーシールの径方向の一方の側に於ては間隙を生じ、そ
の他方の側に於ては摩擦を生じる。かかる条件はエンジ
ンの性能に悪影響を及ぼす。
発明の開示
本発明の目的は、ステータに対する高圧タービンの同心
性を維持する手段を提供することである。
性を維持する手段を提供することである。
本発明の一つの特徴は、従来のスナップリングを、内周
部に於ては後方ケースにスナップ式に当接し、外周部に
於ては前方ケースにスナップ式に当接し、これにより後
方ケース内に於けるステータ要素及びロータ要素の同心
性を維持するよう溝成されたスナップリングに置換える
ことである。
部に於ては後方ケースにスナップ式に当接し、外周部に
於ては前方ケースにスナップ式に当接し、これにより後
方ケース内に於けるステータ要素及びロータ要素の同心
性を維持するよう溝成されたスナップリングに置換える
ことである。
本発明の他の一つの特徴は、引張り荷重が与えられた状
態にて高圧タービンセクションの構造的支持機構を収容
し、これにより隣接するケースに引張り荷重を与えて高
圧タービンのロータ構造体及びステータ構造体の同心性
を維持するケースをガスタービンエンジンに設けること
である。
態にて高圧タービンセクションの構造的支持機構を収容
し、これにより隣接するケースに引張り荷重を与えて高
圧タービンのロータ構造体及びステータ構造体の同心性
を維持するケースをガスタービンエンジンに設けること
である。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明する。
詳細に説明する。
発明を実施するための最良の形態
第２図に示されている如く、タービンのステータベーン
４０は燃焼器４２と符号４４にて全体的に示されたター
ビンとの間に適宜に支持されている。簡略化及び便宜の
目的で、ガスタービンエンジンのうち本発明が関係する
部分についてのみ説明する。しかしガスタービンエンジ
ンの詳細については本願出願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プラット・アンド・
ホイットニー・エアークラフトにより製造されているＦ
−１００の如きエンジンを参照されたい。
４０は燃焼器４２と符号４４にて全体的に示されたター
ビンとの間に適宜に支持されている。簡略化及び便宜の
目的で、ガスタービンエンジンのうち本発明が関係する
部分についてのみ説明する。しかしガスタービンエンジ
ンの詳細については本願出願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プラット・アンド・
ホイットニー・エアークラフトにより製造されているＦ
−１００の如きエンジンを参照されたい。
燃焼器４２より流出するガスはまずステータベーン４０
を経て流れ、次いでタービンブレード４７に衝突し、該
ブレードによってガスよりエネルギが抽出される。ガス
流の軸線方向の流れは従来技術の説明（第１図の説明）
に於て上述した荷重をベーンに及ぼす。この荷重につい
ては第３図との関連で更に詳細に説明する。第２図より
明らかである如く、第１図に示された従来のスナップリ
ング１２はスナップリング４６により置換えられている
。本発明によれば、スナップリング４６のフランジ部４
５はインナスナップ部を郭定する後方突起４８を内周部
に有し、前方突起５０を外周部に有している。本明細書
に於て、前方及び後方という言葉はガスタービンエンジ
ンのガス流路の流れ方向に対しての表現である。フラン
ジ部４５はディフューザケース５４のフランジ５２と後
方ケース５８のフランジ５６との間にサンドイッチ状に
挾まれている。第１図のナツト及びボルト組立体２０に
対応する複数個のナツト及びボルト組立体によりこれら
３つのフランジが互いに固定されている。第１図の説明
に於て上述した荷重と同様の荷重Ａは従来の場合と同一
の態様にて担持されるが、矢印Ｃにより示された突起５
０に作用する反作用の荷重は、矢印Ｂにより示された突
起４８に作用する荷重と実質的に等しく且逆方向である
。このことにより、軸受によって支持されるシャフトが
同心状態を維持し、エンジンの故障を生じる虞れがある
ブレードの先端の摩擦を回避することが確保される。
を経て流れ、次いでタービンブレード４７に衝突し、該
ブレードによってガスよりエネルギが抽出される。ガス
流の軸線方向の流れは従来技術の説明（第１図の説明）
に於て上述した荷重をベーンに及ぼす。この荷重につい
ては第３図との関連で更に詳細に説明する。第２図より
明らかである如く、第１図に示された従来のスナップリ
ング１２はスナップリング４６により置換えられている
。本発明によれば、スナップリング４６のフランジ部４
５はインナスナップ部を郭定する後方突起４８を内周部
に有し、前方突起５０を外周部に有している。本明細書
に於て、前方及び後方という言葉はガスタービンエンジ
ンのガス流路の流れ方向に対しての表現である。フラン
ジ部４５はディフューザケース５４のフランジ５２と後
方ケース５８のフランジ５６との間にサンドイッチ状に
挾まれている。第１図のナツト及びボルト組立体２０に
対応する複数個のナツト及びボルト組立体によりこれら
３つのフランジが互いに固定されている。第１図の説明
に於て上述した荷重と同様の荷重Ａは従来の場合と同一
の態様にて担持されるが、矢印Ｃにより示された突起５
０に作用する反作用の荷重は、矢印Ｂにより示された突
起４８に作用する荷重と実質的に等しく且逆方向である
。このことにより、軸受によって支持されるシャフトが
同心状態を維持し、エンジンの故障を生じる虞れがある
ブレードの先端の摩擦を回避することが確保される。
タービンブレード４７を含むタービンロータ６２を支持
するシャフト６０を解図的に示す第３図を参照すること
により、本発明の有効性をより一層良好に理解すること
ができる。尚添付の各図に於て同一の符号は同様の部材
を示している。シャフト６０はメイン軸受６４により支
持されており、軸受６４は符号６６にて全体的に示され
た軸受コンパートメント内に適宜に支持されている。軸
受コンパートメント６６はディフューザケース５４に取
付けられ且これにより支持されており、ケース５４は燃
焼器４２を収容している。以上の説明より、スナップリ
ングが第１図（従来技術）に示されている如く変形する
と、シャフト６０は変位した状態になり、タービンに隣
接するステータ部に対し偏心し、これにより摩擦が生じ
る。本発明によれば、スナップリングはシャフト、６０
の変位を阻止し、荷重に対抗してシャフト６０を同心状
態に維持する。
するシャフト６０を解図的に示す第３図を参照すること
により、本発明の有効性をより一層良好に理解すること
ができる。尚添付の各図に於て同一の符号は同様の部材
を示している。シャフト６０はメイン軸受６４により支
持されており、軸受６４は符号６６にて全体的に示され
た軸受コンパートメント内に適宜に支持されている。軸
受コンパートメント６６はディフューザケース５４に取
付けられ且これにより支持されており、ケース５４は燃
焼器４２を収容している。以上の説明より、スナップリ
ングが第１図（従来技術）に示されている如く変形する
と、シャフト６０は変位した状態になり、タービンに隣
接するステータ部に対し偏心し、これにより摩擦が生じ
る。本発明によれば、スナップリングはシャフト、６０
の変位を阻止し、荷重に対抗してシャフト６０を同心状
態に維持する。
以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説明
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能である
ことは当業者にとって明らかであろう。
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能である
ことは当業者にとって明らかであろう。
第１図はガスタービンエンジンのための従来のスナップ
リングのフランジ接続部を示す断面図である。 第２図は本発明によるスナップリングを示す第１図と同
様の断面図である。 第３図は本発明が採用されたガスタービンエンジンのタ
ービンセクション及び燃焼器を示す部分断面図である。 １０・・・フランジ、１２・・・スナップリング、１４
・・・フランジ、１６・・・ディフューザケース、１８
・・・フランジ、１９・・・タービンケース、２０・・
・ナツト及びボルト組立体、２４．２６．２８．３０・
・・肩部、３２・・・タービンベーン、４０・・・ステ
ータベーン、４２・・・燃焼器、４４・・・タービン、
４６・・・スナップリング、４７・・・ブレード、４８
・・・後方突起。 ５０・・・前方突起、５２・・・フランジ、５４・・・
ディフューザケース、５６・・・フランジ、５８・・・
後方ケース、６０・・・シャフト、６２・・・タービン
ロータ、６４・・・メイン軸受、６６・・・軸受コンパ
ートメント特許出願人 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
毅図面の浄書（内容に変更なし） （方 式）（自 発） 手続補正書 昭和６２年１月３０日
リングのフランジ接続部を示す断面図である。 第２図は本発明によるスナップリングを示す第１図と同
様の断面図である。 第３図は本発明が採用されたガスタービンエンジンのタ
ービンセクション及び燃焼器を示す部分断面図である。 １０・・・フランジ、１２・・・スナップリング、１４
・・・フランジ、１６・・・ディフューザケース、１８
・・・フランジ、１９・・・タービンケース、２０・・
・ナツト及びボルト組立体、２４．２６．２８．３０・
・・肩部、３２・・・タービンベーン、４０・・・ステ
ータベーン、４２・・・燃焼器、４４・・・タービン、
４６・・・スナップリング、４７・・・ブレード、４８
・・・後方突起。 ５０・・・前方突起、５２・・・フランジ、５４・・・
ディフューザケース、５６・・・フランジ、５８・・・
後方ケース、６０・・・シャフト、６２・・・タービン
ロータ、６４・・・メイン軸受、６６・・・軸受コンパ
ートメント特許出願人 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
毅図面の浄書（内容に変更なし） （方 式）（自 発） 手続補正書 昭和６２年１月３０日
Claims (1)
- シャフトに対し回転可能に支持されたタービンロータを
有するタービンセクションとステータセクションとを含
むガスタービンエンジンにして、設けられ前記シャフト
を支持する第一のケースに近接した第一のフランジと、
第二のケースに近接して設けられ前記第一のフランジと
共に固定されるよう前記第一のフランジに対する補形を
なす第二のフランジと、前記第一及び第二のフランジと
共に固定されるようこれらの間にサンドイッチ状に挾ま
れた第三のフランジ部と、前記第三のフランジ部の外周
部に設けられた第一のスナップ部と、前記第三のフラン
ジ部の内周部に設けられた第二のスナップ部とを有する
スナップリングとを含み、前記第一のスナップ部及び前
記第二のスナップ部は前記第一のケース及び前記第二の
ケースに嵌合し、第一のケースが脱落することを防止す
るよう配向されており、これにより前記タービンロータ
は前記ステータセクションに対し同心性を維持するよう
構成されたガスタービンエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/812,026 US4725199A (en) | 1985-12-23 | 1985-12-23 | Snap ring construction |
| US812026 | 1991-12-23 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62159738A true JPS62159738A (ja) | 1987-07-15 |
Family
ID=25208262
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61307582A Pending JPS62159738A (ja) | 1985-12-23 | 1986-12-23 | ガスタ−ビンエンジン |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4725199A (ja) |
| JP (1) | JPS62159738A (ja) |
| IL (1) | IL81067A (ja) |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2624914B1 (fr) * | 1987-12-16 | 1990-04-20 | Snecma | Dispositif de fixation a vis d'une piece de revolution sur une bride annulaire de turbomachine |
| US5118253A (en) * | 1990-09-12 | 1992-06-02 | United Technologies Corporation | Compressor case construction with backbone |
| GB9305012D0 (en) * | 1993-03-11 | 1993-04-28 | Rolls Royce Plc | Sealing structures for gas turbine engines |
| US7350358B2 (en) * | 2004-11-16 | 2008-04-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Exit duct of annular reverse flow combustor and method of making the same |
| FR2935429B1 (fr) * | 2008-08-26 | 2011-11-25 | Snecma | Aubage fixe de turbomachine a masse reduite et turbomachine comportant au moins un tel aubage fixe |
| FR2935428B1 (fr) | 2008-08-26 | 2015-06-26 | Snecma | Aubage fixe de turbomachine a masse reduite et turbomachine comportant au moins un tel aubage fixe |
| EP3020929A1 (en) | 2014-11-17 | 2016-05-18 | United Technologies Corporation | Airfoil platform rim seal assembly |
| US10808612B2 (en) * | 2015-05-29 | 2020-10-20 | Raytheon Technologies Corporation | Retaining tab for diffuser seal ring |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA490094A (en) * | 1953-01-27 | N. Arvidson Donald | Gas turbine apparatus | |
| US2599654A (en) * | 1949-04-04 | 1952-06-10 | Curtiss Wright Corp | Stator blade construction |
| US2609176A (en) * | 1950-01-21 | 1952-09-02 | A V Roe Canada Ltd | Turbine nozzle guide vane construction |
| US2766963A (en) * | 1952-11-01 | 1956-10-16 | Gen Motors Corp | Turbine stator assembly |
| GB765345A (en) * | 1954-02-05 | 1957-01-09 | A K Fans Ltd | Improvements relating to the construction of axial flow fans |
| US3992126A (en) * | 1975-03-25 | 1976-11-16 | United Technologies Corporation | Turbine cooling |
| JPS5268611A (en) * | 1975-12-04 | 1977-06-07 | Agency Of Ind Science & Technol | Sealing device for nozzle-wing supporting unit in turbo-fan engine |
-
1985
- 1985-12-23 US US06/812,026 patent/US4725199A/en not_active Expired - Fee Related
-
1986
- 1986-12-22 IL IL81067A patent/IL81067A/xx unknown
- 1986-12-23 JP JP61307582A patent/JPS62159738A/ja active Pending
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US4725199A (en) | 1988-02-16 |
| IL81067A (en) | 1991-04-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5443590A (en) | Rotatable turbine frame | |
| US5361580A (en) | Gas turbine engine rotor support system | |
| US4697981A (en) | Rotor thrust balancing | |
| US7980812B2 (en) | Low pressure turbine rotor disk | |
| US4621976A (en) | Integrally cast vane and shroud stator with damper | |
| EP0747573B1 (en) | Gas turbine rotor with remote support rings | |
| US7334981B2 (en) | Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same | |
| JPH0520570B2 (ja) | ||
| US5180282A (en) | Gas turbine engine structural frame with multi-yoke attachment of struts to outer casing | |
| US6079200A (en) | Ducted fan gas turbine engine with fan shaft frangible connection | |
| US6375421B1 (en) | Piggyback rotor blisk | |
| GB2117843A (en) | Compressor shrouds | |
| US4747750A (en) | Transition duct seal | |
| US6341938B1 (en) | Methods and apparatus for minimizing thermal gradients within turbine shrouds | |
| US6305899B1 (en) | Gas turbine engine | |
| JPH1181912A (ja) | ブラシ・シール | |
| JPS62159738A (ja) | ガスタ−ビンエンジン | |
| JPH0424081Y2 (ja) | ||
| US3428243A (en) | Compressors or turbines for gas turbine engines | |
| CA1265062A (en) | Removable stiffening disk | |
| EP1087101B1 (en) | Coupling assembly and method for connecting air ducts in gas turbine rotors | |
| US3970412A (en) | Closed channel disk for a gas turbine engine | |
| US4005515A (en) | Method of manufacturing a closed channel disk for a gas turbine engine | |
| JPS6313915A (ja) | 空気軸受式タ−ボチヤ−ジヤ | |
| GB2111129A (en) | Mounting arrangement for a stage of stator blades for a gas turbine engine |