WO2021162091A1 - ガスタービンエンジン - Google Patents

ガスタービンエンジン Download PDF

Info

Publication number
WO2021162091A1
WO2021162091A1 PCT/JP2021/005256 JP2021005256W WO2021162091A1 WO 2021162091 A1 WO2021162091 A1 WO 2021162091A1 JP 2021005256 W JP2021005256 W JP 2021005256W WO 2021162091 A1 WO2021162091 A1 WO 2021162091A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
oil tank
gas turbine
turbine engine
outer case
liquid chamber
Prior art date
Application number
PCT/JP2021/005256
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
晃 前里
崇史 藤井
達也 大▲桑▼
Original Assignee
川崎重工業株式会社
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 川崎重工業株式会社 filed Critical 川崎重工業株式会社
Priority to EP21754369.3A priority Critical patent/EP4105460A4/en
Priority to US17/799,319 priority patent/US11852028B2/en
Publication of WO2021162091A1 publication Critical patent/WO2021162091A1/ja

Links

Images

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
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01M—LUBRICATING OF MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; LUBRICATING INTERNAL COMBUSTION ENGINES; CRANKCASE VENTILATING
    • F01M11/00—Component parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart from, groups F01M1/00 - F01M9/00
    • F01M11/0004—Oilsumps
    • 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
    • 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
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/98—Lubrication
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/40—Organic materials
    • F05D2300/43—Synthetic polymers, e.g. plastics; Rubber
    • F05D2300/431—Rubber
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/501—Elasticity
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16N—LUBRICATING
    • F16N2210/00—Applications
    • F16N2210/02—Turbines

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine engine.
  • a gas turbine engine used as a power source for an aircraft or the like is equipped with a compressor, a combustor, and a cylindrical case (outer case) for accommodating the turbine, and various auxiliary machines are attached around the outer case. (See Patent Document 1 etc.).
  • an object of the present invention is to provide a gas turbine engine capable of reducing the diameter.
  • the gas turbine engine includes an oil tank for storing lubricating oil, and a cylindrical outer case for accommodating a compressor, a combustor, and a turbine. It is arranged so as to surround the outer case along the outer peripheral surface of the case.
  • FIG. 1 is a schematic view of a gas turbine engine.
  • FIG. 2 is a schematic front view of the gas turbine engine.
  • FIG. 1 is a schematic view of the engine 100.
  • front the left side of the paper surface of FIG. 1
  • rear the right side of the paper surface of FIG. 1
  • the engine 100 includes a fan 10, a compressor 20, a combustor 30, a turbine 40, an outer case 50, a lubrication device 60, and an oil tank 70. I have. Hereinafter, these components will be described in order.
  • the fan 10 has a plurality of fan blades 11, and supplies the air taken in by rotating to the compressor 20 and also supplies the air to the bypass flow path 52 located on the outer side in the radial direction of the compressor 20. If the fan blade 11 is damaged, a part of the fan blade 11 may penetrate the outer case 50 and scatter to the outside of the engine 100. Therefore, it is necessary to take measures to prevent the fan blades 11 from scattering (contination measures) in the engine 100. The measures to prevent the fan blade 11 from scattering will be described later.
  • the compressor 20 is a part that compresses the air that has flowed in from the fan 10.
  • the compressor 20 may be an axial flow type that compresses the air taken in from the front and sends it out to the rear, or a centrifugal type that compresses the air taken in from the front and sends it out in the radial direction. May be combined.
  • the air compressed by the compressor 20 is supplied to the combustor 30 located downstream of the compressor 20.
  • the combustor 30 is a portion that sprays fuel onto the air compressed by the compressor 20 and burns it.
  • the fuel used in the engine 100 is not particularly limited, and the type of the combustor 30 is not particularly limited.
  • high-temperature and high-pressure combustion gas is generated by burning fuel, and this combustion gas is supplied to the turbine 40 located downstream of the combustor 30.
  • the turbine 40 is a part that is rotationally driven by the energy of the combustion gas generated by the combustor 30.
  • the turbine 40 may be of an axial flow type in which combustion gas flows in from the front and flows toward the rear, or may be a centrifugal type in which the combustion gas flows in from the front and flows outward in the radial direction. These may be combined.
  • the turbine 40 of the present embodiment includes a high-pressure turbine 41 and a low-pressure turbine 42.
  • the high pressure turbine 41 is connected to the compressor 20 via an external shaft 43. Therefore, when the high-pressure turbine 41 is rotationally driven by the above-mentioned combustion gas, the compressor 20 rotates accordingly.
  • the outer shaft 43 is rotatably supported by the first bearing 44 and the second bearing 45.
  • the low pressure turbine 42 is connected to the fan 10 via an internal shaft 46. Therefore, when the low-pressure turbine 42 is rotationally driven by the above-mentioned combustion gas, the fan 10 rotates accordingly.
  • the inner shaft 46 penetrates the inside of the outer shaft 43 and rotates independently of the outer shaft 43.
  • the internal shaft 46 is rotatably supported by a third bearing 47 and a fourth bearing 48.
  • the outer case 50 is a cylindrical case that houses the fan 10, the compressor 20, the combustor 30, and the turbine 40. Inside the outer case 50, a cylindrical inner case 51 whose axis coincides with that of the outer case 50 is provided.
  • the inner case 51 houses a part of the fan 10, the compressor 20, the combustor 30, and the turbine 40 other than the fan 10.
  • An annular bypass flow path 52 through which the air taken in by the fan 10 flows is formed between the outer case 50 and the inner case 51.
  • the lubrication device 60 is a device that supplies lubricating oil to the object to be lubricated.
  • the lubrication device 60 of the present embodiment is a non-circulation type, and air oil or oil mist obtained by mixing lubricating oil with compressed air extracted from the compressor 20 is lubricated with the first bearing 44 and the second bearing 45. , The third bearing 47 and the fourth bearing 48 are injected.
  • the lubricating device 60 may be a circulation type that collects and reuses the used lubricating oil.
  • the oil tank 70 is a portion for storing lubricating oil.
  • the oil tank 70 is provided on the outer peripheral surface of the outer case 50, and is arranged at an axial position corresponding to the fan 10. That is, the oil tank 70 overlaps with the fan 10 in the axial position.
  • the entire axial range of the fan 10 (the range from the front end to the rear end in the axial direction) is included in the axial range of the oil tank 70.
  • a part of the axial range of the fan 10 may overlap with the axial range of the oil tank 70.
  • the oil tank 70 of the present embodiment is arranged at the axial position corresponding to the fan 10, it is possible to block the scattered fan blades 11 when the fan blades 11 are damaged. That is, in the engine 100 according to the present embodiment, the oil tank 70 is arranged at the axial position corresponding to the fan 10 in order to prevent the fan blade 11 from jumping out of the outer case 50. As a result, the containment ring generally used for preventing the fan blade 11 from scattering can be omitted. Therefore, the weight of the engine 100 can be reduced while ensuring the contentability.
  • FIG. 2 is a schematic front view of the engine 100.
  • the oil tank 70 is arranged so as to surround the outer case 50 along the outer peripheral surface of the outer case 50.
  • the oil tank 70 By arranging the oil tank 70 in this way, it is possible to prevent the oil tank 70 from protruding significantly outward in the radial direction when viewed from the front of the engine 100 (when viewed from the axial direction).
  • the diameter of the engine 100 can be reduced.
  • the above effect can be obtained if the oil tank 70 is arranged in a region of, for example, 180 degrees or more in the circumferential direction of the outer case 50.
  • the oil tank 70 is arranged in a ring shape over the entire circumference of the outer case 50 in the circumferential direction. By arranging the oil tank 70 in this way, it is possible to reliably prevent the fan blade 11 from scattering.
  • the oil tank 70 of the present embodiment is integrally formed, it may be formed by connecting a plurality of arc-shaped tanks in the circumferential direction.
  • the thickness X in the radial direction of the oil tank 70 is constant in the circumferential direction when viewed from the axial direction. That is, when viewed from the axial direction, the thickness X in the radial direction of the oil tank 70 is constant regardless of the circumferential position. In this way, if the thickness X in the radial direction of the oil tank 70 when viewed from the axial direction is constant in the circumferential direction, the oil tank 70 does not protrude significantly in the radial direction, so that the engine 100 has a smaller diameter. Can be transformed into.
  • the outer diameter Y of the oil tank 70 is smaller than the maximum outer diameter Z of the outer case 50. That is, when viewed from the axial direction, the entire oil tank 70 is included in the range formed by the outer edge of the outer case 50 (hereinafter, referred to as "projection range"). Further, in the present embodiment, the lubricator 60 is also included in the projection range of the outer case 50 when viewed from the axial direction. When viewed from the axial direction, both the oil tank 70 and the lubricator 60 need not be included in the projection range of the outer case 50, but both or one of the oil tank 70 and the lubricator 60 is a projection of the outer case 50. If it is included in the range, the diameter of the engine 100 can be further reduced. When a flange or the like is formed on the outer case 50, the projection range is the range formed by the outer edge of the entire outer case 50 including the flange or the like.
  • the oil tank 70 is a closed expansion tank having a liquid chamber 71 in which lubricating oil is sealed and expandable and contractible, and an air chamber 72 adjacent to the liquid chamber 71. More specifically, the oil tank 70 is a bladder type in which the liquid chamber 71 is made of rubber and is formed in a bag shape. However, the oil tank 70 may be of a diaphragm type in which the inside is partitioned into a liquid chamber 71 and an air chamber 72 by a diaphragm.
  • the compressed air extracted from the compressor 20 is supplied to the air chamber 72 of the oil tank 70.
  • the pressure in the air chamber 72 increases, the volume of the liquid chamber 71 is reduced, and the lubricating oil in the liquid chamber 71 is discharged.
  • the discharge port of the oil tank 70 may be provided at any circumferential position. Further, the oil tank 70 may have one discharge port or a plurality of discharge ports.
  • the oil tank 70 is a simple container and the discharge port is near the bottom surface, if the posture of the engine 100 changes and the top and bottom are turned upside down, Lubricating oil cannot be discharged from the oil tank 70.
  • the oil tank 70 is a closed expansion tank as in the present embodiment, the lubricating oil can be discharged regardless of the posture of the engine 100.
  • the liquid chamber 71 of the oil tank 70 is formed in a ring shape inside the oil tank 70.
  • the shape of the liquid chamber 71 can be easily maintained even if the remaining amount of the lubricating oil in the liquid chamber 71 is reduced. As a result, the lubricating oil in the liquid chamber 71 can be discharged without leaving any residue.
  • the liquid chamber 71 and the air chamber 72 of the present embodiment are each formed in one chamber.
  • the liquid chamber 71 may be formed in a plurality of chambers independent of each other, and the air chamber 72 may also be formed in a plurality of chambers independent of each other.
  • the gas turbine engine according to the present embodiment includes an oil tank for storing lubricating oil, a compressor, a combustor, and a cylindrical outer case for accommodating the turbine. It is arranged so as to surround the outer case along the outer peripheral surface of the outer case.
  • the gas turbine engine according to the present embodiment is configured in this way, it is possible to prevent the oil tank from protruding significantly outward in the radial direction, and as a result, the diameter of the gas turbine engine can be reduced.
  • the oil tank is arranged over the entire circumference of the outer case in the circumferential direction.
  • the gas turbine engine according to the present embodiment is configured in this way, it is possible to reduce the amount of protrusion of the oil tank in the radial direction with respect to the required amount of lubricating oil. Further, when the turbine blades are provided, it is possible to surely prevent the turbine blades from scattering.
  • the gas turbine engine according to the present embodiment has a plurality of fan blades, includes a fan housed in the outer case, and the oil tank is arranged at an axial position corresponding to the fan.
  • the gas turbine engine according to the present embodiment is configured in this way, the containment ring for preventing the scattering of the fan blades can be omitted, and as a result, the gas turbine engine is lightweight while ensuring the contentability. Can be changed.
  • the oil tank has a liquid chamber in which lubricating oil is sealed and expandable and contractible, and an air chamber adjacent to the liquid chamber, and the pressure in the air chamber is applied.
  • the volume of the liquid chamber is reduced and the lubricating oil in the liquid chamber is discharged.
  • the gas turbine engine according to the present embodiment is configured in this way, the lubricating oil can be discharged regardless of the posture of the gas turbine engine.
  • the liquid chamber is formed in an annular shape inside the oil tank.
  • the gas turbine engine according to the present embodiment is configured in this way, even if the remaining amount of lubricating oil in the liquid chamber is reduced, the shape of the liquid chamber is easily maintained, and as a result, the lubricating oil in the liquid chamber remains. Can be discharged without.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本発明の一態様に係るガスタービンエンジンは、潤滑油を貯留するオイルタンクと、圧縮機、燃焼器、及び、タービンを収容する円筒状の外部ケースと、を備え、前記オイルタンクは、前記外部ケースの外周面に沿って、前記外部ケースを囲むように配置されている。

Description

ガスタービンエンジン
　本発明は、ガスタービンエンジンに関する。
　航空機等の動力源として用いられるガスタービンエンジンは、圧縮機、燃焼器、及び、タービンを収容する円筒状のケース（外部ケース）を備えており、外部ケースの周りには種々の補機が取り付けられている（特許文献１等参照）。
特開２００８－８２３３５号公報
　例えば、航空機用のガスタービンエンジンであれば、機体搭載時の空気抵抗を抑えるために前面投影面積を極力小さくし、補機も含めた全体の小径化が望まれている。しかし、現状の航空機用ガスタービンエンジンでは、ケーシングの外周面に設けられる補機が大きいために、ガスタービンエンジンの半径方向外方に多く突出し前面投影面積が大きくなる。
　そこで、本発明は、小径化が可能なガスタービンエンジンを提供することを目的としている。
　本発明の一態様に係るガスタービンエンジンは、潤滑油を貯留するオイルタンクと、圧縮機、燃焼器、及び、タービンを収容する円筒状の外部ケースと、を備え、前記オイルタンクは、前記外部ケースの外周面に沿って、前記外部ケースを囲むように配置されている。
　この構成では、オイルタンクが半径方向外方に大きく突出するのを防ぐことができる。したがって、ガスタービンエンジンの前面投影面積を低減することができ、ガスタービンエンジンの小径化が可能となる。
　本発明によれば、小径化が可能なガスタービンエンジンを提供することができる。
図１は、ガスタービンエンジンの概略図である。 図２は、ガスタービンエンジンの概略正面図である。
　以下、実施形態に係るガスタービンエンジン（以下、単に「エンジン」と称する）１００について説明する。本実施形態のエンジン１００は、航空機用の2軸式のターボファンエンジンである。ただし、エンジン１００の形式及び用途は特に限定されない。図１は、エンジン１００の概略図である。以下では、図１の紙面左方を「前方」と称し、図１の紙面右方を「後方」と称する。
　図１に示すように、本実施形態に係るエンジン１００は、ファン１０と、圧縮機２０と、燃焼器３０と、タービン４０と、外部ケース５０と、潤滑装置６０と、オイルタンク７０と、を備えている。以下、これらの構成要素について順に説明する。
　ファン１０は、複数のファンブレード１１を有しており、回転することで取り込んだ空気を圧縮機２０に供給するとともに、圧縮機２０の半径方向外側に位置するバイパス流路５２に供給する。ファンブレード１１が破損すると、その一部が外部ケース５０を突き抜けてエンジン１００の外部に飛散するおそれがある。そのため、エンジン１００にはファンブレード１１の飛散防止対策（コンテインメント対策）を施す必要がある。ファンブレード１１の飛散防止対策については後述する。
　圧縮機２０は、ファン１０から流入した空気を圧縮する部分である。圧縮機２０は、前方から取り入れた空気を圧縮して後方に送り出す軸流式であってもよく、前方から取り入れた空気を圧縮して半径方向外方に送り出す遠心式であってもよく、これらを組み合わせてもよい。圧縮機２０で圧縮された空気は、圧縮機２０の下流に位置する燃焼器３０に供給される。
　燃焼器３０は、圧縮機２０で圧縮された空気に燃料を噴霧して燃焼させる部分である。エンジン１００で使用する燃料は特に限定されず、燃焼器３０の形式も特に限定されない。燃焼器３０では燃料が燃焼することで高温高圧の燃焼ガスが発生し、この燃焼ガスは燃焼器３０の下流に位置するタービン４０に供給される。
　タービン４０は、燃焼器３０で発生した燃焼ガスのエネルギによって回転駆動される部分である。タービン４０は、前方から燃焼ガスが流入して後方に向かって流れる軸流式であってもよく、前方から燃焼ガスが流入して半径方向外方に向かって流れる遠心式であってもよく、これらを組み合わせてもよい。本実施形態のタービン４０は、高圧タービン４１と、低圧タービン４２とを有している。
　高圧タービン４１は、外部シャフト４３を介して圧縮機２０に連結されている。そのため、上記の燃焼ガスによって高圧タービン４１が回転駆動されると、これに伴って圧縮機２０が回転する。外部シャフト４３は、第１ベアリング４４と第２ベアリング４５に回転可能に支持されている。
　低圧タービン４２は、内部シャフト４６を介してファン１０に連結されている。そのため、上記の燃焼ガスによって低圧タービン４２が回転駆動されると、これに伴ってファン１０が回転する。内部シャフト４６は、外部シャフト４３の内部を貫通し、外部シャフト４３とは独立して回転する。内部シャフト４６は、第３ベアリング４７と第４ベアリング４８に回転可能に支持されている。
　外部ケース５０は、ファン１０、圧縮機２０、燃焼器３０、及び、タービン４０を収容する円筒状のケースである。外部ケース５０の内側には、外部ケース５０と軸心が一致する円筒状の内部ケース５１が設けられている。内部ケース５１は、ファン１０、圧縮機２０、燃焼器３０、及び、タービン４０のうちファン１０以外の部分を収容している。外部ケース５０と内部ケース５１の間には、ファン１０が取り込んだ空気が流れる環状のバイパス流路５２が形成されている。
　潤滑装置６０は、潤滑対象に潤滑油を供給する装置である。本実施形態の潤滑装置６０は非循環式であって、圧縮機２０から抽気した圧縮空気に潤滑油を混合したエアオイル、又は、オイルミストを、潤滑対象である第１ベアリング４４、第２ベアリング４５、第３ベアリング４７、及び、第４ベアリング４８に噴射する。ただし、潤滑装置６０は、使用した潤滑油を回収して再利用する循環式であってもよい。
　オイルタンク７０は、潤滑油を貯留する部分である。オイルタンク７０は、外部ケース５０の外周面に設けられており、ファン１０に対応する軸方向位置に配置されている。つまり、オイルタンク７０はファン１０と軸方向位置が重複している。本実施形態ではファン１０の軸方向範囲（軸方向における前端から後端までの範囲）の全てが、オイルタンク７０の軸方向範囲に含まれている。ただし、ファン１０の軸方向範囲の一部が、オイルタンク７０の軸方向範囲と重複していてもよい。
　このように、本実施形態のオイルタンク７０は、ファン１０に対応する軸方向位置に配置されているため、ファンブレード１１が破損したときに飛散したファンブレード１１をブロックすることができる。つまり、本実施形態に係るエンジン１００では、ファンブレード１１が外部ケース５０の外方へ飛び出すことを防止するためにオイルタンク７０をファン１０に対応する軸方向位置に配置している。その結果、ファンブレード１１の飛散防止用として一般的に用いられているコンテイメントリングを省略することができる。したがって、コンテイメント性を確保しつつ、エンジン１００を軽量化することができる。
　図２は、エンジン１００の概略正面図である。図２に示すように、オイルタンク７０は、外部ケース５０の外周面に沿って、外部ケース５０を囲むように配置されている。オイルタンク７０をこのように配置することにより、エンジン１００の正面から見て（軸方向から見て）、オイルタンク７０が半径方向外方に大きく突出するのを防ぐことができる。その結果、エンジン１００の小径化が可能となる。オイルタンク７０は、外部ケース５０の周方向において、例えば１８０度以上の領域に配置されていれば、上記の効果を得ることができる。
　ただし、本実施形態では、オイルタンク７０は外部ケース５０の周方向全周にわたって環状に配置されている。オイルタンク７０をこのように配置することにより、ファンブレード１１の飛散を確実に防止することができる。なお、本実施形態のオイルタンク７０は一体に形成されているが、複数の円弧状のタンクを周方向に連結して形成されていてもよい。
　また、オイルタンク７０は、軸方向から見たとき半径方向の厚みXが周方向において一定である。つまり、軸方向から見たとき、オイルタンク７０の半径方向の厚みXは周方向位置にかかわらず一定である。このように、軸方向から見たときのオイルタンク７０の半径方向の厚みXを周方向において一定とすれば、オイルタンク７０が半径方向に大きく突出することはないため、エンジン１００をより一層小径化することができる。
　さらに、本実施形態ではオイルタンク７０の外径Ｙは、外部ケース５０の最大外径Ｚよりも小さい。つまり、軸方向から見たとき、オイルタンク７０全体が、外部ケース５０の外縁で形成される範囲（以下、「投影範囲」と称する）に含まれている。また、本実施形態では軸方向から見たとき、潤滑装置６０も外部ケース５０の投影範囲に含まれている。軸方向から見たとき、オイルタンク７０及び潤滑装置６０の両方が外部ケース５０の投影範囲に含まれていなくても良いが、オイルタンク７０及び潤滑装置６０の両方又は一方が外部ケース５０の投影範囲に含まれていれば、エンジン１００を一層小径化することができる。なお、外部ケース５０にフランジ等が形成されている場合は、フランジ等を含む外部ケース５０全体の外縁によって形成される範囲が投影範囲となる。
　また、オイルタンク７０は、潤滑油が密閉され伸縮可能な液室７１と、液室７１に隣接する空気室７２とを内部に有する密閉式膨張タンクである。より詳細には、オイルタンク７０は、液室７１がゴム製で袋状に形成されたブラダー式である。ただし、オイルタンク７０は、内部がダイヤフラムによって液室７１と空気室７２に仕切られたダイヤフラム式であってもよい。
　本実施形態では、オイルタンク７０の空気室７２に圧縮機２０から抽出した圧縮空気が供給される。これにより、空気室７２の圧力が高くなり、液室７１の容積が縮小して液室７１内の潤滑油が排出される。なお、オイルタンク７０の排出口は、いずれの周方向位置に設けてもよい。また、オイルタンク７０は、排出口を１つ有していてもよく、複数有していてもよい。
　ここで、例えば、エンジン１００の姿勢が大きく変化する場合、仮に、オイルタンク７０が単純な容器であり、排出口が底面付近にある場合、エンジン１００の姿勢が変化して上下が逆になると、オイルタンク７０から潤滑油を排出することができなくなる。ところが、本実施形態のように、オイルタンク７０が密閉式膨張タンクであれば、エンジン１００の姿勢にかかわらず潤滑油を排出することができる。
　また、オイルタンク７０の液室７１は、オイルタンク７０の内部で環状に形成されている。液室７１を環状に形成することにより、液室７１内の潤滑油の残量が減ったとしても、液室７１の形状が維持されやすい。その結果、液室７１内の潤滑油を残さず排出することができる。さらに、本実施形態の液室７１及び空気室７２は、それぞれ１つの部屋で形成されている。ただし、液室７１はそれぞれ互いに独立した複数の部屋で形成されていてもよく、空気室７２もそれぞれ互いに独立した複数の部屋で形成されていてもよい。
　以上のとおり、本実施形態に係るガスタービンエンジンは、潤滑油を貯留するオイルタンクと、圧縮機、燃焼器、及び、タービンを収容する円筒状の外部ケースと、を備え、前記オイルタンクは、前記外部ケースの外周面に沿って、前記外部ケースを囲むように配置されている。
　本実施形態に係るガスタービンエンジンは、このように構成されているため、オイルタンクが半径方向外方に大きく突出するのを防ぐことができる結果、ガスタービンエンジンの小径化が可能となる。
　また、本実施形態に係るガスタービンエンジンでは、前記オイルタンクは前記外部ケースの周方向全周にわたって配置されている。
　本実施形態に係るガスタービンエンジンは、このように構成されているため、必要な潤滑油量に対して、オイルタンクの半径方向の突出量を低減することができる。また、タービンブレードが設けられている場合は、タービンブレードの飛散を確実に防止することができる。
　また、本実施形態に係るガスタービンエンジンでは、複数のファンブレードを有し、前記外部ケースに収容されたファンを備え、前記オイルタンクは、前記ファンに対応する軸方向位置に配置されている。
　本実施形態に係るガスタービンエンジンは、このように構成されているため、ファンブレードの飛散防止用のコンテイメントリングを省略することができる結果、コンテイメント性を確保しつつ、ガスタービンエンジンを軽量化できる。
　また、本実施形態に係るガスタービンエンジンでは、前記オイルタンクは、潤滑油が密閉され伸縮可能な液室と、前記液室に隣接する空気室とを内部に有し、前記空気室の圧力を高くすることにより前記液室の容積が縮小して前記液室内の潤滑油が排出されるように構成されている。
　本実施形態に係るガスタービンエンジンは、このように構成されているため、ガスタービンエンジンの姿勢にかかわらず潤滑油を排出することができる。
　また、本実施形態に係るガスタービンエンジンでは、前記液室はオイルタンクの内部で環状に形成されている。
　本実施形態に係るガスタービンエンジンは、このように構成されているため、液室内の潤滑油の残量が減ったとしても、液室の形状が維持されやすい結果、液室内の潤滑油を残さず排出することができる。
１０　ファン
１１　ファンブレード
２０　圧縮機
３０　燃焼器
４０　タービン
４４　第１ベアリング（潤滑対象）
４５　第２ベアリング（潤滑対象）
４７　第３ベアリング（潤滑対象）
４８　第４ベアリング（潤滑対象）
５０　外部ケース
７０　オイルタンク
７１　液室
７２　空気室
１００　ガスタービンエンジン（エンジン）
 

Claims (5)

  1. 　潤滑油を貯留するオイルタンクと、
    　圧縮機、燃焼器、及び、タービンを収容する円筒状の外部ケースと、を備え、
    　前記オイルタンクは、前記外部ケースの外周面に沿って、前記外部ケースを囲むように配置されている、ガスタービンエンジン。
  2. 　前記オイルタンクは前記外部ケースの周方向全周にわたって配置されている、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
  3. 　複数のファンブレードを有し、前記外部ケースに収容されたファンを備え、
    　前記オイルタンクは、前記ファンに対応する軸方向位置に配置されている、請求項１又は２に記載のガスタービンエンジン。
  4. 　前記オイルタンクは、潤滑油が密閉され伸縮可能な液室と、前記液室に隣接する空気室とを内部に有し、前記空気室の圧力を高くすることにより前記液室の容積が縮小して前記液室内の潤滑油が排出されるように構成されている、請求項１乃至３のうちいずれか一の項に記載のガスタービンエンジン。
  5. 　前記液室は前記オイルタンクの内部で環状に形成されている、請求項４に記載のガスタービンエンジン。
     
PCT/JP2021/005256 2020-02-14 2021-02-12 ガスタービンエンジン WO2021162091A1 (ja)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP21754369.3A EP4105460A4 (en) 2020-02-14 2021-02-12 GAS TURBINE ENGINE
US17/799,319 US11852028B2 (en) 2020-02-14 2021-02-12 Gas turbine engine

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2020023236A JP7445452B2 (ja) 2020-02-14 2020-02-14 ガスタービンエンジン
JP2020-023236 2020-02-14

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2021162091A1 true WO2021162091A1 (ja) 2021-08-19

Family

ID=77291709

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2021/005256 WO2021162091A1 (ja) 2020-02-14 2021-02-12 ガスタービンエンジン

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11852028B2 (ja)
EP (1) EP4105460A4 (ja)
JP (1) JP7445452B2 (ja)
WO (1) WO2021162091A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4345271A1 (en) * 2022-09-30 2024-04-03 General Electric Company Conformal structure for a gas turbine engine

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4023870A4 (en) * 2019-08-30 2023-09-27 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha GAS TURBINE ENGINE

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008082335A (ja) 2006-09-27 2008-04-10 General Electric Co <Ge> 始動機／発電機システム及びガスタービンエンジン組立体
JP2014163236A (ja) * 2013-02-21 2014-09-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd オイルミスト生成装置
JP2017198204A (ja) * 2016-04-28 2017-11-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ヒートパイプを使用してオイルリザーバ及び出口ガイドベーンを熱的に統合するためのシステム及び方法
US20200025033A1 (en) * 2018-03-22 2020-01-23 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine and oil system thereof

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5911678A (en) * 1997-07-11 1999-06-15 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine starting
JP2002213687A (ja) * 2001-01-18 2002-07-31 Okuma Corp 軸受潤滑装置
US7900437B2 (en) * 2006-07-28 2011-03-08 General Electric Company Heat transfer system and method for turbine engine using heat pipes
BE1025642B1 (fr) * 2017-10-16 2019-05-15 Safran Aero Boosters S.A. Carter de compresseur avec reservoir d'huile pour turbomachine
GB201807201D0 (en) * 2018-05-02 2018-06-13 Rolls Royce Plc Oil tank filling system
US20210181009A1 (en) * 2019-12-11 2021-06-17 Rolls-Royce Corporation Measuring fluid level in tank with complex geometrical shape

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008082335A (ja) 2006-09-27 2008-04-10 General Electric Co <Ge> 始動機／発電機システム及びガスタービンエンジン組立体
JP2014163236A (ja) * 2013-02-21 2014-09-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd オイルミスト生成装置
JP2017198204A (ja) * 2016-04-28 2017-11-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ヒートパイプを使用してオイルリザーバ及び出口ガイドベーンを熱的に統合するためのシステム及び方法
US20200025033A1 (en) * 2018-03-22 2020-01-23 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine and oil system thereof

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP4105460A4

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4345271A1 (en) * 2022-09-30 2024-04-03 General Electric Company Conformal structure for a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
EP4105460A4 (en) 2024-03-13
JP7445452B2 (ja) 2024-03-07
US20230068146A1 (en) 2023-03-02
EP4105460A1 (en) 2022-12-21
JP2021127732A (ja) 2021-09-02
US11852028B2 (en) 2023-12-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2021162091A1 (ja) ガスタービンエンジン
US7458768B2 (en) Borescope inspection port device for gas turbine engine and gas turbine engine using same
JP6283432B2 (ja) スラスト軸受
EP3321527A1 (en) Floating bush bearing device, and turbocharger provided with said bearing device
RU2584365C2 (ru) Система отбора воздуха для осевой турбомашины
EP3094826B1 (en) Flanged spring guide for a face seal arrangement of a gas turbine engine
US9534632B2 (en) Bearing structure of turbo charger
CN105715308A (zh) 用于防涡轮增压器爆裂的压缩机组件
EP3459615B1 (en) Deoiler for a gas turbine engine
USRE43928E1 (en) Borescope inspection port device for gas turbine engine and gas turbine engine using same
US20240044289A1 (en) Auxiliary oil tank for an aircraft turbine engine
US11041401B2 (en) Inlet guide vane and compressor
US10502141B2 (en) Apparatus and method for controlling a pressure differential across a seal of a bearing chamber
US10393170B2 (en) Bearing structure and turbocharger
CN110268140A (zh) 用于降低涡轮喷气发动机的轴承壳体的上游连接部附近的过压的壳部
US10641330B2 (en) Bearing device and exhaust turbine supercharger
JP2020020266A (ja) 軸受装置及びターボ過給機
JP2010127240A (ja) 羽根車の取付構造
US11746699B2 (en) Gas turbine engine
EP3406924B1 (en) Bearing device and exhaust turbine supercharger
JP2016003584A (ja) ガスタービンエンジン
US11293450B2 (en) Centrifugal compressor
US11162386B2 (en) Turbocharger
WO2021149244A1 (ja) ターボチャージャ
JP2021071095A (ja) ターボチャージャ

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 21754369

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2021754369

Country of ref document: EP

Effective date: 20220914