JPS64580B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPS64580B2 JPS64580B2 JP14711683A JP14711683A JPS64580B2 JP S64580 B2 JPS64580 B2 JP S64580B2 JP 14711683 A JP14711683 A JP 14711683A JP 14711683 A JP14711683 A JP 14711683A JP S64580 B2 JPS64580 B2 JP S64580B2
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- JP
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- turbine
- section
- combustion
- turbine blades
- collective
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- Expired
Links
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- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 16
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 claims description 15
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 12
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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
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はタービンエンジンに関するものであ
る。本発明の目的はコンプレツサーにより供給さ
れた燃焼用の圧縮空気をタービン翼及びガイドベ
ーンの冷却のために使用し、更に冷却後の圧縮空
気はそのすべてを回収して燃焼部に供給すること
ができるようにしたきわめて効率のよいタービン
エンジンを提供しようとするものである。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The present invention relates to turbine engines. The object of the present invention is to use the compressed air for combustion supplied by the compressor for cooling the turbine blades and guide vanes, and further recover all of the compressed air after cooling and supply it to the combustion section. The present invention aims to provide an extremely efficient turbine engine.
又本発明の他の目的は圧縮空気をタービン翼の
内部に案内してこれを冷却せしめるようにするこ
とによりきわめて冷却効率のすぐれたタービンエ
ンジンを提供しようとするものである。 Another object of the present invention is to provide a turbine engine with extremely high cooling efficiency by guiding compressed air into the interior of the turbine blade to cool it.
更に又本発明の他の目的は燃焼室に供給する圧
縮空気を予熱することにより燃焼効率を向上させ
ることができるようにしたタービンエンジンを提
供せんとするものである。 Still another object of the present invention is to provide a turbine engine in which combustion efficiency can be improved by preheating compressed air supplied to a combustion chamber.
タービンエンジンに於けるタービン翼をコンプ
レツサーより供給された圧縮空気を利用して冷却
することはすでに知られている。然し乍らこれら
従来の冷却方法はコンプレツサーより供給される
圧縮空気の一部を冷却のために抽気し、これをタ
ービン翼内部に案内して冷却させ、更にタービン
翼内部に案内された空気はタービン翼に穿設した
多数の排気孔から外部に排出するという手段によ
つて行つていたために、冷却のために抽気された
圧縮空気は燃焼部に利用されることなく排出され
ることとなつていた。このためタービン翼の冷却
効果を高める目的で多量の圧縮空気を抽気使用さ
せるとこれと相対的に燃焼用の空気が減少し、タ
ービン機関全体の性能が低下するという欠点があ
つた。 It is already known that turbine blades in a turbine engine are cooled using compressed air supplied from a compressor. However, in these conventional cooling methods, a part of the compressed air supplied from the compressor is extracted for cooling, and the air is guided inside the turbine blade for cooling. Since this was accomplished by exhausting the air to the outside through a large number of exhaust holes, the compressed air bled for cooling was discharged without being utilized by the combustion section. For this reason, when a large amount of compressed air is extracted for the purpose of increasing the cooling effect of the turbine blades, the amount of air for combustion is relatively reduced, resulting in a disadvantage that the performance of the entire turbine engine is degraded.
本発明はこれらの欠点を除去することを目的と
したものであり、以下に記載する発明の完成によ
り完全にその目的を達成することができたもので
ある。 The present invention aims to eliminate these drawbacks, and has been able to completely achieve its purpose by completing the invention described below.
以下本発明の実施例を図面を参照して説明す
る。本発明のタービンエンジンは圧縮部ａ、ター
ビン部ｂ、燃焼部ｃを含む集合デイフユーザーｄ
及び排気ノズルｅの組合せによつて構成してい
る。圧縮部ａは公知の構造でありケーシング１の
内側にステーター翼１１…１１を取付け、回転軸
２にはローター翼２１…２１を取付けている。タ
ービン部ｂは圧縮部ａの後端に連続させて形成す
るものであり、ウイングデイスク３、タービン翼
４及び冷却空気の回収シユラウド５によつて構成
している。ウイングデイスク３は回転軸２に所定
間隔をおいて複数列形成するものであり、その内
部には下方を冷却用空気の流入口とし上方を冷却
用空気の流出口とした通気孔３１…３１を多数穿
設している。タービン翼４はウイングデイスク３
の外周に放射状に取付けるものであり、中空の圧
偏した筒状体に形成したものをその下端部がウイ
ングデイスク３の通気孔３１と連通し、上端部は
冷却空気の回収シユラウド５の底板５１に穿設し
た通気孔５２と連通するようにして固定してい
る。冷却空気の回収シユラウド５は外周面を開放
口５３とし、断面形状をほぼ倒コ字状乃至截頭台
形状とした環状体として形成するものであり、底
板５１に穿設した通気孔５２…５２をタービン翼
の上端と固定し、上端の開放口５３部分は集合デ
イフユーザーｄの開口接合部６に回転摺動を自在
とするように嵌装している。なお冷却空気の回収
シユラウド５の内部には下端を通気孔５２に接し
上端は開放口５３に達する高さの通気案内筒（図
示しない）が多数植設されている。この通気案内
筒はタービン翼４と同一断面を有する偏平な円筒
体をその上端部と下端部とで円の長軸がほぼ90度
ずれるようによじられて形成しており、その上端
部は開放口５３の長さ方向と平行となるように
し、かつそれぞれの通気案内筒の両側は隣接する
他の通気案内筒と互いに接するようにしている。
７はタービン翼の冷却用空気以外の圧縮空気を集
合デイフユーザーｄに案内するための中空のガイ
ドベーンであり、基端部を集合デイフユーザーｄ
の接続筒６１に接続するとともに先端開口部を圧
縮部ａの後部に臨ませて圧縮空気を案内するよう
にしている。集合デイフユーザーｄはその内周面
にガイドベーン７…７との接続筒６１…６１と冷
却空気の回収シユラウド５の開口接合部６とを交
互に順次形成し、これらを収束して燃焼部ｃと接
続している。燃焼部ｃの後端はタービン翼４…４
及びガイドベーン７…７の前面に位置しており、
前記タービン翼及びガイドベーンの間を通つた燃
焼ガスは排気ノズルｅへ排出されるようにしてい
る。なおウイングデイスク３に穿設形成する通気
孔３１…３１の数はタービン翼４…４の数と同一
であり、また通気孔３１の大きさはタービン翼４
の冷却に必要な圧縮空気の量に応じて設定するも
のである。 Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. The turbine engine of the present invention has a collective differential user d including a compression section a, a turbine section b, and a combustion section c.
and an exhaust nozzle e. The compression part a has a known structure, and has stator blades 11...11 attached to the inside of the casing 1, and rotor blades 21...21 attached to the rotating shaft 2. The turbine section b is formed continuously to the rear end of the compression section a, and is composed of a wing disk 3, a turbine blade 4, and a cooling air recovery shroud 5. The wing disk 3 is formed in a plurality of rows at predetermined intervals on the rotating shaft 2, and has ventilation holes 31...31 inside thereof, with the lower part being an inlet for cooling air and the upper part being an outlet for cooling air. Many holes have been drilled. Turbine blade 4 is wing disk 3
It is formed into a hollow, biased cylindrical body, and its lower end communicates with the ventilation hole 31 of the wing disc 3, and its upper end communicates with the bottom plate 51 of the cooling air recovery shroud 5. It is fixed in such a way that it communicates with a ventilation hole 52 bored in the hole. The cooling air recovery shroud 5 is formed as an annular body with an open opening 53 on the outer peripheral surface and a substantially inverted U-shaped or truncated trapezoidal cross-sectional shape, and has ventilation holes 52...52 bored in the bottom plate 51. is fixed to the upper end of the turbine blade, and the open opening 53 portion at the upper end is fitted into the opening joint 6 of the collective differential user d so as to be rotatably slidable. A large number of ventilation guide tubes (not shown) are installed inside the cooling air recovery shroud 5, the lower ends of which are in contact with the ventilation holes 52, and the upper ends of which reach the openings 53. This ventilation guide tube is formed by twisting a flat cylindrical body having the same cross section as the turbine blade 4 so that the long axis of the circle is shifted by approximately 90 degrees between the upper and lower ends, and the upper end is open. It is arranged parallel to the length direction of the opening 53, and both sides of each ventilation guide cylinder are in contact with other adjacent ventilation guide cylinders.
7 is a hollow guide vane for guiding compressed air other than air for cooling the turbine blades to the collective differential user d, and its base end is connected to the collective differential user d.
It is connected to the connecting tube 61 of the compressor section 61, and its tip opening faces the rear of the compression section a to guide compressed air. The collective differential user d has connection cylinders 61...61 with the guide vanes 7...7 and opening joints 6 of the cooling air recovery shroud 5 alternately formed on its inner peripheral surface, and these are converged to form the combustion section. It is connected to c. The rear end of the combustion part c is the turbine blade 4...4
and located in front of the guide vanes 7...7,
The combustion gas passing between the turbine blade and the guide vane is discharged to the exhaust nozzle e. The number of ventilation holes 31...31 formed in the wing disk 3 is the same as the number of turbine blades 4...4, and the size of the ventilation holes 31 is the same as that of the turbine blades 4.
It is set according to the amount of compressed air required for cooling.
上記のように構成した本発明の特徴を述べれば
以下の通りである。 The features of the present invention configured as described above are as follows.
(i) 圧縮部ａから供給された圧縮空気はウイング
デイスク３の通気孔３１…３１を通つた後ター
ビン翼４…４内を通つて冷却空気の回収シユラ
ウド５へと強制的に移送されるので、燃焼ガス
によつて外部から加熱されたタービン翼４…４
はそれを内部から正確且つ効果的に冷却を行う
ことができる。(i) The compressed air supplied from the compression section a passes through the ventilation holes 31...31 of the wing disk 3, and then is forcibly transferred to the cooling air recovery shroud 5 through the turbine blades 4...4. , turbine blades 4...4 heated externally by combustion gas
can perform cooling accurately and effectively from the inside.
(ii) タービン翼４…４の冷却に用いられた圧縮空
気は回収シユラウド５を介して集合デイフユー
ザーｄにすべて回収されるので、圧縮部ａで作
られた圧縮空気は、ガイドベーン７…７を通じ
て供給された分と合計するとその全量が回収で
きることとなり燃焼部ｃに供給する圧縮空気の
供給ロスが全くない。(ii) All the compressed air used for cooling the turbine blades 4...4 is recovered to the collective differential user d via the recovery shroud 5, so the compressed air produced in the compression section a is transferred to the guide vanes 7... When added to the amount supplied through 7, the entire amount can be recovered, and there is no supply loss of compressed air supplied to the combustion section c.
(iii) 集合デイフユーザーｄに送り込まれる圧縮空
気はタービン翼４…４及びガイドベーン７…７
の通過時に燃焼ガスによつて予熱されるので燃
焼部ｃに於ける燃焼効率を高めることができ
る。(iii) The compressed air sent to the collective differential user d is sent to the turbine blades 4...4 and the guide vanes 7...7
Since it is preheated by the combustion gas when it passes through, the combustion efficiency in the combustion section c can be increased.
(iv) 圧縮部ａとタービン部ｂとは直接に接続し若
しくは一体として形成することが可能であり従
来のタービンエンジンに於いて必要とされてい
た連結装置を不要とすることができる。(iv) The compression section a and the turbine section b can be directly connected or formed integrally, making it possible to eliminate the need for a coupling device required in conventional turbine engines.
図は本発明の実施例を示すものであり、第１図
はエンジンの縦断側面図、第２図は要部の拡大断
面図、第３図はタービン部を示す一部を断面とし
た斜視図、第４図は集合デイフユーザーのタービ
ン部との接続部を示す一部を切欠した斜視図であ
る。
ａ……圧縮部、ｂ……タービン部、ｃ……燃焼
部、ｄ……集合デイフユーザー、１……ケーシン
グ、１１……ステーター翼、２……回転軸、２１
……ローター翼、３……ウイングデイスク、３１
……通気孔、４……タービン翼、５……冷却空気
の回収シユラウド、５１……底板、５２……通気
孔、５３……開放口、６……開口接合部、６１…
…接続筒、７……ガイドベーン。
The drawings show an embodiment of the present invention, in which Fig. 1 is a vertical side view of the engine, Fig. 2 is an enlarged sectional view of the main part, and Fig. 3 is a partially sectional perspective view showing the turbine section. , FIG. 4 is a partially cutaway perspective view showing the connection portion of the collective differential user to the turbine section. a... Compression section, b... Turbine section, c... Combustion section, d... Collective differential user, 1... Casing, 11... Stator blade, 2... Rotating shaft, 21
...Rotor blade, 3...Wing disc, 31
...Vent hole, 4...Turbine blade, 5...Cooling air recovery shroud, 51...Bottom plate, 52...Vent hole, 53...Open port, 6...Open joint, 61...
...Connection tube, 7...Guide vane.
Claims (1)
デイフユーザーｄからなるタービンエンジンに於
いて (i) 圧縮部ａの後方には中空としたガイドベーン
７…７と通気孔３１…３１を形成したウイング
デイスク３を圧縮空気の流入口が圧縮部に向う
ようにして順次数列にわたつて設け、 (ii) 前記ガイドベーン７…７の上端は集合デイフ
ユーザーｄの接続筒６１…６１に接続固定し、 (iii) ウイングデイスク３の外周には内部を中空と
した多数のタービン翼４…４を放射状に且つ通
気を自在とするように固定し、更にこのタービ
ン翼４…４の外周には、外周面を開放口５３と
し断面形状がほぼ倒コ字状をした環状の冷却空
気の回収シユラウド５を前記タービン翼４から
の通気を自在とするように固定し、 (iv) 前記回収シユラウド５の開放口５３部分が集
合デイフユーザーｄの開口接合部６に回転摺動
を自在とするように嵌合し、 (v) ガイドベーン７…７から供給された圧縮空気
及びウイングデイスク３、タービン翼４、回収
シユラウド５を通じて供給された冷却空気が集
合デイフユーザーｄで集束されて燃焼部ｃに供
給されるようにし、 (vi) 燃焼部ｃの燃焼ガスは前記ガイドベーン７…
７及びタービン翼４…４の間を通つて外部へ排
出されるようにした。 タービンエンジン。[Claims] 1. In a turbine engine consisting of a set of differential users d including a compression section a, a turbine b, and a combustion section c, (i) hollow guide vanes 7...7 are provided at the rear of the compression section a; Wing discs 3 having ventilation holes 31...31 are provided in several rows in sequence with the inlet of the compressed air facing the compression section, (ii) the upper ends of the guide vanes 7...7 are connected to the collective diff users d. (iii) A large number of hollow turbine blades 4 are fixed to the outer periphery of the wing disk 3 in a radial manner to allow ventilation, and the turbine blades are 4...An annular cooling air recovery shroud 5 having an open opening 53 on the outer peripheral surface and a substantially inverted U-shaped cross section is fixed to the outer periphery of the turbine blade 4 to allow ventilation from the turbine blade 4, (iv) The opening 53 portion of the recovery shroud 5 is fitted into the opening joint 6 of the collective differential user d so as to be able to rotate and slide freely, (v) The compression supplied from the guide vanes 7...7 Air and cooling air supplied through the wing disk 3, turbine blades 4, and recovery shroud 5 are focused at a collective diff user d and supplied to the combustion section c, (vi) the combustion gas of the combustion section c is Guide vane 7...
7 and the turbine blades 4...4 to be discharged to the outside. turbine engine.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14711683A JPS6040704A (en) | 1983-08-11 | 1983-08-11 | Turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14711683A JPS6040704A (en) | 1983-08-11 | 1983-08-11 | Turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6040704A JPS6040704A (en) | 1985-03-04 |
| JPS64580B2 true JPS64580B2 (en) | 1989-01-06 |
Family
ID=15422886
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP14711683A Granted JPS6040704A (en) | 1983-08-11 | 1983-08-11 | Turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6040704A (en) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5394687A (en) * | 1993-12-03 | 1995-03-07 | The United States Of America As Represented By The Department Of Energy | Gas turbine vane cooling system |
| EP0868599B1 (en) * | 1995-12-21 | 2003-03-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Process for operating a gas turbine and gas turbine operating in this way |
-
1983
- 1983-08-11 JP JP14711683A patent/JPS6040704A/en active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6040704A (en) | 1985-03-04 |
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