JP2017530299A - Boundary layer control of the diffuser passage of a centrifugal compressor - Google Patents
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Abstract
遠心圧縮機のディフューザ42は、環状のディフューザハウジング20を通って延在し、ディフューザベーン23を周方向の境界とし、前方壁および後方壁101,100を軸方向の境界とする複数のディフューザ流通路22を含む。ディフューザ境界層抽気手段96は、前方壁を貫通して配置された境界層抽気開口106またはスロット130、および通路のディフューザ空気流103の下流方向に対して鋭角で傾斜している下流側に面する壁142を含む。ディフューザ抽気流112はディフューザ境界層から抽気される。境界層抽気開口は、ベーンの圧力側近くでスロート部28の下流に位置する。遠心圧縮機18は、環状の遠心圧縮機インペラ32を取り囲むディフューザと、インペラチップ36とディフューザの環状入口27との間の半径方向隙間からのインペラ抽気流102を、ディフューザ抽気流と混合してまたは別々に流して、タービン16を冷却する装置とを含む。【選択図】図1The diffuser 42 of the centrifugal compressor extends through the annular diffuser housing 20, and has a plurality of diffuser flow passages having the diffuser vane 23 as a circumferential boundary and the front and rear walls 101, 100 as axial boundaries. 22 is included. The diffuser boundary layer bleed means 96 faces the downstream side inclined at an acute angle with respect to the downstream direction of the diffuser air flow 103 in the passage and the boundary layer bleed opening 106 or slot 130 disposed through the front wall. Includes a wall 142. The diffuser bleed air flow 112 is extracted from the diffuser boundary layer. The boundary layer bleed opening is located downstream of the throat 28 near the pressure side of the vane. The centrifugal compressor 18 mixes the impeller bleed air 102 from the diffuser surrounding the annular centrifugal compressor impeller 32 and the radial gap between the impeller tip 36 and the annular inlet 27 of the diffuser with the diffuser bleed air or And a device for cooling the turbine 16 separately. [Selection] Figure 1
Description
本発明は、ガスタービンエンジンの遠心圧縮機からの抽気に関する。 The present invention relates to bleed air from a centrifugal compressor of a gas turbine engine.
ある種のガスタービンエンジンは、回転可能なインペラを有し、それを通って流れる空気を加速して、それによって運動エネルギーを増大させる遠心圧縮機を含む。ディフューザは一般に、インペラの直ぐ下流で、それを取り囲んで配置される。ディフューザは、インペラから出る空気流の速度を減速して、そのエネルギーを、静圧を上昇させるように、したがって、空気を加圧するように変換する。 Some gas turbine engines include a centrifugal compressor that has a rotatable impeller and accelerates the air flowing therethrough, thereby increasing kinetic energy. The diffuser is generally placed immediately downstream of the impeller and surrounding it. The diffuser reduces the velocity of the air flow exiting the impeller and converts its energy to increase the static pressure and thus pressurize the air.
従来のガスタービンエンジンは、典型的には、圧縮機、燃焼器、およびタービンを含み、ブレード、ディスク、およびリテーナなどの回転タービン構成部品、ならびにベーン、シュラウド、およびフレームなどの静止タービン構成部品は、どちらも高温燃焼ガスによって加熱されるため、日常的に冷却が必要である。タービン、特に回転構成部品の冷却は、エンジンを適切に機能させ、かつ安全に運転するために重要である。遠心圧縮機から冷却空気を抽気してタービンの冷却に役立てることが知られている。 Conventional gas turbine engines typically include a compressor, a combustor, and a turbine, with rotating turbine components such as blades, disks, and retainers, and stationary turbine components such as vanes, shrouds, and frames. Both are heated by high-temperature combustion gas, so cooling is necessary on a daily basis. Cooling the turbine, especially rotating components, is important for proper engine functioning and safe operation. It is known that cooling air is extracted from a centrifugal compressor to help cool the turbine.
例えば、供給圧力、体積流量、または温度マージンが不十分な冷却空気を供給することでタービンディスクおよびその翼列を十分に冷却できない場合、タービンの寿命および機械的完全性に悪影響を及ぼす可能性がある。冷却の不十分さの性質および範囲によっては、エンジン運転に及ぼす影響は、エンジン出力の低下およびブレードの使用可能寿命の短縮をもたらす、比較的害の少ないブレード先端損傷から、予定外のエンジン運転停止をもたらすタービンディスクの破断にまで及ぶことがある。 For example, if cooling air with insufficient supply pressure, volumetric flow, or temperature margins cannot provide sufficient cooling of the turbine disk and its cascade, it can adversely affect turbine life and mechanical integrity. is there. Depending on the nature and extent of the inadequate cooling, the impact on engine operation may result in unscheduled engine shutdowns from relatively harmless blade tip damage that results in reduced engine power and reduced blade service life. Can result in turbine disk breakage.
タービンを十分に冷却する必要性とのバランスをとった、低燃料消費および低運転コストにつながる、より高レベルのエンジン運転効率が望ましい。タービン冷却空気は、典型的には、圧縮機の1つまたは複数の段から取り出されて、パイプ、ダクトおよび内部通路などの様々な手段によって所望の構成部品へ送られるので、このような空気は、燃料と混合され、燃焼器内で点火されて、タービンの主ガス流路内で仕事を取り出すのには利用できない。 A higher level of engine operating efficiency is desirable, which leads to lower fuel consumption and lower operating costs, balanced with the need to sufficiently cool the turbine. Since turbine cooling air is typically taken from one or more stages of the compressor and sent to the desired components by various means such as pipes, ducts and internal passages, such air is It is mixed with fuel, ignited in the combustor, and cannot be used to extract work in the main gas flow path of the turbine.
圧縮機から抽気される全冷却流は、エンジン作動サイクルにおいては損失であり、このような損失を最小限にとどめることが望ましい。 The total cooling flow extracted from the compressor is a loss in the engine operating cycle and it is desirable to minimize such loss.
いくつかの従来のエンジンは、General Electric CFE738エンジンで行われているように、清浄空気抽気システムを利用して、軸流−遠心圧縮機を用いたガスタービンのタービン構成部品を冷却する。タービン冷却供給空気は、ディフューザ出口とデスワーラ内側シュラウドとの間の狭い隙間を通って遠心ディフューザから出る。他のタービン冷却空気の方法には、インペラから、または、インペラとディフューザ出口との間の隙間から冷却空気を取り出すことが含まれる。 Some conventional engines utilize a clean air bleed system to cool the turbine components of a gas turbine using an axial flow-centrifugal compressor, as is done with the General Electric CFE738 engine. Turbine cooling feed air exits the centrifugal diffuser through a narrow gap between the diffuser outlet and the dewar inner shroud. Other turbine cooling air methods include taking cooling air from the impeller or from the gap between the impeller and the diffuser outlet.
1996年9月17日にBourneufらに付与された、「A Gas Turbine Engine Cooling Supply Circuit」という名称の米国特許第5,555,721号では、ガスタービンのタービン冷却供給回路において、遠心圧縮機のインペラ段からの抽気を使用することが開示されている。米国特許第5,555,721号では、タービン構成部品を冷却するためにインペラチップ前方抽気流およびインペラチップ後方抽気流が開示されている。米国特許第5,555,721号は、本特許と同じGeneral Electric Co.に譲渡され、参照により本明細書に援用する。 In U.S. Pat. No. 5,555,721, entitled “A Gas Turbine Engine Cooling Supply Circuit”, granted to Bourneuuf et al. On September 17, 1996, in a turbine cooling supply circuit of a gas turbine, The use of bleed from the impeller stage is disclosed. U.S. Pat. No. 5,555,721 discloses an impeller tip forward bleed air flow and an impeller tip bleed air flow to cool turbine components. U.S. Pat. No. 5,555,721 is issued by General Electric Co., the same as this patent. And is hereby incorporated by reference.
2012年1月3日にOttavianofらに付与された、「A Turbine Cooling Air From A Centrifugal Compressor」という名称の米国特許第8,087,249号では、インペラおよびインペラの直ぐ下流のディフューザ、ならびにディフューザの下流から清浄冷却空気を抽気するための抽気手段を含むガスタービンエンジンのタービン冷却システムが開示されている。米国特許第8,087,249号は、本特許と同じGeneral Electric Co.に譲渡され、参照により本明細書に援用する。 U.S. Pat. No. 8,087,249, entitled “A Turbine Cooling Air From A Centrifugal Compressor”, granted to Ottavianof et al. On Jan. 3, 2012, and a diffuser immediately below the impeller and impeller. A turbine cooling system for a gas turbine engine including bleed means for bleed clean cooling air from downstream is disclosed. U.S. Pat. No. 8,087,249 is issued by General Electric Co., the same as this patent. And is hereby incorporated by reference.
このように、空気力学性能を改善し、エンジン全体の半径方向外形を縮小するディフューザ設計および幾何形状を進展させることが引き続き要求されている。 Thus, there is a continuing need to develop diffuser designs and geometries that improve aerodynamic performance and reduce the overall radial profile of the engine.
遠心圧縮機のディフューザは、環状のディフューザハウジングと、ディフューザハウジングの前方壁と後方壁との間を軸方向に延在するディフューザベーンと、ハウジングを通って延在し、ハウジングの周囲の周りを離間して配置された複数のディフューザ流通路とを含む。ディフューザ流通路は、ディフューザベーン、ならびに前方壁および後方壁を境界とする。ディフューザ境界層抽気手段は、ディフューザ流通路のそれぞれのディフューザ境界層からディフューザ抽気流を抽気するために設けられる。 The diffuser of the centrifugal compressor includes an annular diffuser housing, a diffuser vane extending axially between the front and rear walls of the diffuser housing, and extending through the housing and spaced around the periphery of the housing And a plurality of diffuser flow passages arranged in this manner. The diffuser flow passage is bounded by the diffuser vane and the front and rear walls. The diffuser boundary layer extraction means is provided for extracting a diffuser extraction air flow from each diffuser boundary layer of the diffuser flow passage.
ディフューザ境界層抽気手段は、ディフューザ流通路のそれぞれの流れの弱い領域に位置するディフューザ境界層からディフューザ抽気流を抽気するように構成することができる。 The diffuser boundary layer bleed means can be configured to bleed the diffuser bleed air flow from the diffuser boundary layer located in each weak region of the diffuser flow passage.
ディフューザ境界層抽気手段は、前方壁を貫通して配置された境界層抽気開口を含むことができる。境界層抽気開口のそれぞれは、ディフューザ流通路のそれぞれのディフューザ空気流の下流方向に対してそれぞれ、鋭角の傾き角で角度がつけられ、または傾斜している下流側に面する壁を含むスロットとすることができる。 The diffuser boundary layer bleed means may include a boundary layer bleed opening disposed through the front wall. Each of the boundary layer bleed openings has a slot including a downstream facing wall that is angled or inclined at an acute angle with respect to the downstream direction of the respective diffuser air flow in the diffuser flow passage. can do.
境界層抽気開口は、ディフューザベーンの圧力側近くで、ディフューザ流通路のスロート部の下流に配置され、または位置することができる。 The boundary layer bleed opening may be located or located near the pressure side of the diffuser vane and downstream of the throat portion of the diffuser flow passage.
遠心圧縮機は、環状の遠心圧縮機インペラと、インペラを環状に取り囲むディフューザと、ディフューザのハウジングを通って延在し、ハウジングの周囲の周りを離間して配置された複数のディフューザ流通路とを含む。通路のそれぞれは、スロート部、およびスロート部の下流の減速部を含む。ディフューザ流通路は、ディフューザの前方壁と後方壁との間を軸方向に延在するディフューザベーンを周方向の境界とし、ディフューザ境界層抽気手段は、ディフューザ流通路のそれぞれのディフューザ境界層からディフューザ抽気流を抽気するために設けられる。 The centrifugal compressor includes an annular centrifugal compressor impeller, a diffuser that surrounds the impeller in an annular shape, and a plurality of diffuser flow passages that extend through the housing of the diffuser and are spaced apart around the periphery of the housing. Including. Each of the passages includes a throat portion and a speed reduction portion downstream of the throat portion. The diffuser flow passage uses a diffuser vane extending in the axial direction between the front wall and the rear wall of the diffuser as a circumferential boundary, and the diffuser boundary layer bleed means extracts a diffuser extraction from each diffuser boundary layer of the diffuser flow passage. It is provided to extract airflow.
遠心圧縮機はまた、インペラのインペラチップとディフューザの環状入口との間の半径方向隙間と、半径方向隙間からのインペラ抽気流を境界層抽気開口からのディフューザ抽気流と混合して、タービン冷却空気を供給する手段と、タービン冷却空気をタービンに流す手段、または、インペラ抽気流とディフューザ抽気流とを別々にタービンに流す手段とを含むことができる。 The centrifugal compressor also mixes the radial clearance between the impeller tip of the impeller and the annular inlet of the diffuser, and the impeller bleed flow from the radial clearance with the diffuser bleed flow from the boundary layer bleed opening to provide turbine cooling air. And means for flowing turbine cooling air to the turbine, or means for separately flowing the impeller bleed air and the diffuser bleed air to the turbine.
図1には、ガスタービンエンジン8の高圧ガス発生器10のガスタービンエンジン高圧遠心圧縮機18が示されている。高圧遠心圧縮機18は、高圧圧縮機14の最終圧縮機段である。高圧ガス発生器10は、下流方向に直列すなわち流れ関係で、高圧圧縮機14と、燃焼器52と、高圧タービン16とを含む高圧ロータ12を有する。ロータ12は、本明細書には示されていないエンジンフレームの軸受によってエンジン軸25の周りに回転可能に支持される。 FIG. 1 shows a gas turbine engine high-pressure centrifugal compressor 18 of a high-pressure gas generator 10 of a gas turbine engine 8. The high pressure centrifugal compressor 18 is the final compressor stage of the high pressure compressor 14. The high pressure gas generator 10 has a high pressure rotor 12 that includes a high pressure compressor 14, a combustor 52, and a high pressure turbine 16 in a serial or flow relationship in the downstream direction. The rotor 12 is rotatably supported around the engine shaft 25 by engine frame bearings not shown herein.
本明細書で示す高圧圧縮機14の例示的な実施形態は、環状の遠心圧縮機インペラ32を有する遠心圧縮機18の前に5段軸流圧縮機30を含む。出口案内翼40が、5段軸流圧縮機30と単段遠心圧縮機18との間に配置される。圧縮機吐出圧力(CDP:compressor discharge pressure)の空気76は、インペラ32を出て、インペラ32を環状に取り囲むディフューザ42を通り、次いで、デスワール翼列44を通って、燃焼器52内の燃焼室45に入る。燃焼室45は、環状の半径方向外側および内側燃焼器ケーシング46、47によって取り囲まれる。空気76は通常、複数の燃料ノズル48によって供給された燃料と混合され、点火されて、環状の半径方向外側および内側燃焼ライナ72、73を境界とする環状の燃焼領域50内で燃焼される。 The exemplary embodiment of the high pressure compressor 14 shown herein includes a five-stage axial compressor 30 in front of the centrifugal compressor 18 having an annular centrifugal compressor impeller 32. An outlet guide vane 40 is disposed between the five-stage axial compressor 30 and the single-stage centrifugal compressor 18. Compressor discharge pressure (CDP) air 76 exits the impeller 32, passes through a diffuser 42 that annularly surrounds the impeller 32, and then passes through a deswirl cascade 44 to a combustion chamber in the combustor 52. Enter 45. The combustion chamber 45 is surrounded by annular radially outer and inner combustor casings 46, 47. Air 76 is typically mixed with fuel supplied by a plurality of fuel nozzles 48, ignited, and burned in an annular combustion region 50 bounded by annular radially outer and inner combustion liners 72, 73.
従来知られているように、燃焼によって高温燃焼ガス54が生じ、そのガス54は、高圧タービン16を通って流れ、高圧ロータ12を回転させ、続いて下流に流れて、低圧タービン78でさらに仕事が取り出されて、最終的に排出される。本明細書で示す例示的な実施形態では、高圧タービン16は、下流方向に直列流れ関係で、第1および第2段ディスク60、62を有する第1および第2高圧タービン段55、56を含む。高圧ロータ12の高圧シャフト64は、高圧タービン16を回転駆動係合状態でインペラ32に接続する。第1段ノズル66は、第1高圧タービン段55の直ぐ上流にあり、第2段ノズル68は、第2高圧タービン段の直ぐ上流にある。 As is known in the art, combustion results in hot combustion gas 54 that flows through high pressure turbine 16, rotates high pressure rotor 12, and then flows downstream for further work in low pressure turbine 78. Is removed and finally discharged. In the exemplary embodiment shown herein, the high pressure turbine 16 includes first and second high pressure turbine stages 55, 56 having first and second stage disks 60, 62 in a serial flow relationship in the downstream direction. . A high-pressure shaft 64 of the high-pressure rotor 12 connects the high-pressure turbine 16 to the impeller 32 in a rotational drive engagement state. The first stage nozzle 66 is immediately upstream of the first high pressure turbine stage 55 and the second stage nozzle 68 is immediately upstream of the second high pressure turbine stage.
図1を参照すると、圧縮機吐出圧力(CDP)の空気76は、遠心圧縮機18のインペラ32から吐出されて、燃焼器52内で燃料を燃焼するために、かつ、第1段ノズル66、ならびに第1および第2高圧タービン段55、56をそれぞれ取り囲む第1および第2段シュラウド71、69などの高温燃焼ガス54に曝されるタービン16の構成部品を冷却するために使用される。高圧圧縮機14は、図1および2により完全に示されているように、圧縮機後方ケーシング110およびディフューザ前方ケーシング114を含む。圧縮機後方ケーシング110は概ね、軸流圧縮機30を取り囲み、ディフューザ前方ケーシング114は概ね、遠心圧縮機18を取り囲み、かつ遠心圧縮機18の直ぐ下流のディフューザ42を支持する。圧縮機吐出圧力(CDP)の空気76は、遠心圧縮機18のインペラ32から吐出されてディフューザ42に直接入る。 Referring to FIG. 1, compressor discharge pressure (CDP) air 76 is discharged from the impeller 32 of the centrifugal compressor 18 to burn fuel in the combustor 52 and to the first stage nozzle 66, And used to cool components of the turbine 16 that are exposed to the hot combustion gases 54, such as first and second stage shrouds 71, 69 surrounding the first and second high pressure turbine stages 55, 56, respectively. The high pressure compressor 14 includes a compressor rear casing 110 and a diffuser front casing 114, as more fully shown in FIGS. The compressor rear casing 110 generally surrounds the axial compressor 30 and the diffuser front casing 114 generally surrounds the centrifugal compressor 18 and supports the diffuser 42 immediately downstream of the centrifugal compressor 18. The compressor discharge pressure (CDP) air 76 is discharged from the impeller 32 of the centrifugal compressor 18 and directly enters the diffuser 42.
図2および3を参照すると、インペラ32は、ロータディスク部82から半径方向に延在する複数の遠心圧縮機ブレード84を含む。圧縮機ブレード84の反対側で軸方向前方には、環状のブレードチップシュラウド90がある。シュラウド90は、圧縮機ブレード84のブレードチップ86に隣接し、それらの間にブレードチップクリアランス80を画定する。ディフューザ42は、環状のディフューザハウジング20を含み、ディフューザハウジング20は、それを通って半径方向に延在し、ハウジング20の周囲26の周りを離間する接線方向に配置された複数のディフューザ流通路22を有し、ディフューザ空気流103は、ディフューザ流通路22を通って下流方向に流れる。ディフューザベーン23は、ディフューザ42の前方壁101と後方壁100との間を軸方向に延在する。 With reference to FIGS. 2 and 3, the impeller 32 includes a plurality of centrifugal compressor blades 84 extending radially from the rotor disk portion 82. Opposite the compressor blade 84 and axially forward is an annular blade tip shroud 90. The shroud 90 is adjacent to the blade tips 86 of the compressor blade 84 and defines a blade tip clearance 80 therebetween. Diffuser 42 includes an annular diffuser housing 20 that has a plurality of tangentially disposed diffuser flow passages 22 extending radially therethrough and spaced around a perimeter 26 of housing 20. The diffuser air flow 103 flows downstream through the diffuser flow passage 22. The diffuser vane 23 extends in the axial direction between the front wall 101 and the rear wall 100 of the diffuser 42.
図2および3を参照すると、ディフューザベーン23は、ディフューザ流通路22の隣接する通路間を周方向に延在する。ディフューザ流通路22は、周方向に間隔を置いて配置されたディフューザベーン23によって部分的に画定され、それらが周方向の境界となる。隣接する通路22は、通路22の半径方向内側入口部24で互いに交わり、ディフューザ42の疑似的にベーンのない環状入口27を画定する。各通路22は、内側入口部24の下流でそれと一体となっているスロート部28をさらに含む。各通路22は、スロート部28の直ぐ下流に減速部99をさらに含む。 Referring to FIGS. 2 and 3, the diffuser vane 23 extends between adjacent passages of the diffuser flow passage 22 in the circumferential direction. The diffuser flow passage 22 is partially defined by diffuser vanes 23 that are spaced apart in the circumferential direction, and these are the circumferential boundaries. Adjacent passages 22 meet each other at the radially inner inlet 24 of the passage 22 and define a pseudo vane-free annular inlet 27 for the diffuser 42. Each passage 22 further includes a throat portion 28 that is integral with it downstream of the inner inlet portion 24. Each passage 22 further includes a speed reducing portion 99 immediately downstream of the throat portion 28.
図2および6を参照すると、タービン冷却空気88用の遠心圧縮機の第1の冷却空気源92は、回転インペラ32のインペラチップ36と静止ディフューザ42の環状入口27との間に位置する狭い所定の半径方向隙間(C)である。半径方向隙間(C)からのインペラ抽気流102は、半径方向内側マニホールド104に集められる。所定の半径方向隙間(C)は、インペラ32の熱的および機械的な伸びを受容するように設計され、半径方向内側マニホールド104に開口している、すなわちそれと流体連通している。 With reference to FIGS. 2 and 6, the first cooling air source 92 of the centrifugal compressor for the turbine cooling air 88 is a narrow predetermined position located between the impeller tip 36 of the rotating impeller 32 and the annular inlet 27 of the stationary diffuser 42. The radial clearance (C). Impeller bleed air flow 102 from the radial gap (C) is collected in the radially inner manifold 104. The predetermined radial gap (C) is designed to receive the thermal and mechanical stretch of the impeller 32 and opens into the radial inner manifold 104, ie, is in fluid communication therewith.
図3〜6を参照すると遠心インペラ(インペラ32など)に続く、すなわちそれの下流にある多数の通路のディフューザ(ディフューザ42など)の通路(通路22など)の一方の側のディフューザ空気流103はしばしば弱くて剥離しやすいことが分かった。通路での剥離は、大きな損失を生じてエンジン燃料消費率(SFC:specific fuel consumption)を悪化させる場合がある。この範囲、すなわち流れの弱い領域127また、圧縮機の流量範囲を制限するサージに関係すると考えられる。 Referring to FIGS. 3-6, the diffuser air flow 103 on one side of a passage (eg, passage 22) of a multiple passage diffuser (eg, diffuser 42) downstream of the centrifugal impeller (eg, impeller 32) is as follows: It was often found to be weak and easy to peel. Separation in the passage may cause large losses and worsen the specific fuel consumption (SFC). This range, that is, the region 127 where the flow is weak, is also considered to be related to a surge that limits the flow range of the compressor.
タービン冷却空気88用の遠心圧縮機段の第2の冷却空気源94は、ディフューザ42のディフューザ流通路22のそれぞれのディフューザ境界層113からのディフューザ抽気流112を抽気するためのディフューザ境界層抽気96を含む。本明細書では、複数の境界層抽気開口106が示されている。ディフューザ境界層抽気96は、流体抽気とも呼ばれ、弱い流れを減らして、流れの望ましくない剥離を制限する、または防止することに役立つ。ディフューザ境界層抽気手段96は、ディフューザ境界層113から半径方向外側マニホールド116内にディフューザ抽気流112を抽気する。 The second cooling air source 94 of the centrifugal compressor stage for the turbine cooling air 88 is a diffuser boundary layer bleed 96 for extracting the diffuser bleed air 112 from each diffuser boundary layer 113 of the diffuser flow passage 22 of the diffuser 42. including. Herein, a plurality of boundary layer bleed openings 106 are shown. Diffuser boundary layer bleed 96, also referred to as fluid bleed, helps reduce weak flow and limit or prevent undesired flow separation. The diffuser boundary layer extraction means 96 extracts the diffuser extraction airflow 112 from the diffuser boundary layer 113 into the radially outer manifold 116.
半径方向内側マニホールド104と半径方向外側マニホールド116とは流体連通しており、その結果、半径方向内側マニホールド104からのインペラ抽気102は半径方向外側マニホールド116内に流れる。インペラおよびディフューザ抽気流102、112は、半径方向外側マニホールド116内で混合されて、タービン冷却空気88を供給する。次いで、タービン冷却空気88は、半径方向外側マニホールド116から、周方向に分布した複数のマニホールド口117を通って、高圧タービン16に運ばれる、または流される。タービン冷却空気88は、そこから外部配管(図示せず)によって送られ、または流されて、第1および第2段シュラウド71、69(図1に示す)を冷却する。 The radially inner manifold 104 and the radially outer manifold 116 are in fluid communication so that impeller bleed 102 from the radially inner manifold 104 flows into the radially outer manifold 116. The impeller and diffuser bleed air 102, 112 are mixed within the radially outer manifold 116 to provide turbine cooling air 88. The turbine cooling air 88 is then conveyed or flowed from the radially outer manifold 116 to the high pressure turbine 16 through a plurality of circumferentially distributed manifold ports 117. Turbine cooling air 88 is sent or flowed from there by external piping (not shown) to cool the first and second stage shrouds 71, 69 (shown in FIG. 1).
実質的に軸方向に延在する梁またはストラット122は、半径方向内側マニホールド104と半径方向外側マニホールド116とを分離し、インペラ抽気流102は、半径方向内側マニホールド104から半径方向外側マニホールド116内に流れるときにストラット122間を通る。本明細書でディフューザ境界層抽気96として示されている流体抽気は、エンジンコア流の1%より少ない小流量を表している。流体抽気は弱い流れが始まる場所の近くで戦略的に抜き取られて、ディフューザの全体性能を改善する。 A substantially axially extending beam or strut 122 separates the radially inner manifold 104 and the radially outer manifold 116, and the impeller bleed air flow 102 from the radially inner manifold 104 into the radially outer manifold 116. Passes between struts 122 when flowing. The fluid bleed shown herein as diffuser boundary layer bleed 96 represents a small flow rate of less than 1% of the engine core flow. Fluid bleeds are extracted strategically near where weak flow begins to improve the overall performance of the diffuser.
図3〜5を参照すると、境界層抽気開口106は、本明細書で示すように、ディフューザ42の前方壁101を貫通する孔またはスロット130とすることができる。境界層抽気開口106またはスロット130は、半径方向外側マニホールド116内につながり、それと流れ連通する。スロット130は、ディフューザベーン23の圧力側126近くで、スロート部28の下流に配置される、または位置する。その位置では、ディフューザ境界層抽気96がなければ、流れは、ディフューザ内で弱くなり始める、または不安定になり始める。この位置は、流れの弱い領域127と呼ばれる領域に位置する。スロットの幅Wは、最小の工具の大きさなどの製造上の制約により大きさを決めることができる。スロットの長さLは、エンジンコア流量の3%まで使用することができるように選ぶことができる。 3-5, the boundary layer bleed opening 106 may be a hole or slot 130 that penetrates the front wall 101 of the diffuser 42, as shown herein. The boundary layer bleed opening 106 or slot 130 leads into and is in flow communication with the radially outer manifold 116. The slot 130 is located or located near the pressure side 126 of the diffuser vane 23 and downstream of the throat portion 28. In that position, without diffuser boundary layer bleed 96, the flow will begin to weaken or become unstable within the diffuser. This position is located in an area called a weak flow area 127. The width W of the slot can be determined by manufacturing constraints such as the minimum tool size. The slot length L can be chosen so that up to 3% of the engine core flow rate can be used.
スロット130は理想的には、図5に示すように、エンジン中心線または軸25を通り抜ける半径方向平面132内のディフューザ42の前方壁101の前方面105に対してディフューザ抽気流112が垂直にスロットを出るような角度にするべきである。しかしながら、スロットが、ディフューザ42の前方壁101の曲がり部134を通る、またはそれのごく近傍を延在するなどの制約のためには、この角度を変えることができる。図6に示すように、スロット130は、半径方向外側壁および内側壁136、138を有し、また、図4および5に示すように、前方壁101を通ってそれぞれ延在する上流側および下流側に面する壁140、142を有する。下流側に面する壁142は、ディフューザ境界層113内だけの境界層空気144をすくい取るように設計される。したがって、下流側に面する壁142は、ディフューザ空気流103(ディフューザ42のディフューザ流通路22において下流方向に境界層空気144の方向に平行)に対して90°より小さな鋭角の傾き角Bで角度をつけられ、または傾斜している。鋭角の傾き角Bは45度が望ましく思われる。しかしながら、鋭角の傾き角Bは、ディフューザの外側での幾何形状および製造上の制約によって制限され、その結果、鋭角の傾き角は、例えば、約22.5度がより実際的である。 The slot 130 is ideally positioned so that the diffuser bleed air flow 112 is perpendicular to the front face 105 of the front wall 101 of the diffuser 42 in a radial plane 132 that passes through the engine centerline or axis 25 as shown in FIG. Should be at an angle that leaves However, this angle can be varied due to constraints such as the slot passing through the bend 134 of the front wall 101 of the diffuser 42 or extending very close thereto. As shown in FIG. 6, the slot 130 has radially outer and inner walls 136, 138, and upstream and downstream extending through the front wall 101, respectively, as shown in FIGS. Side walls 140, 142 are provided. The downstream facing wall 142 is designed to scoop boundary layer air 144 only within the diffuser boundary layer 113. Thus, the downstream facing wall 142 is angled at an acute inclination angle B of less than 90 ° with respect to the diffuser air flow 103 (in the diffuser flow passage 22 of the diffuser 42 downstream and parallel to the boundary layer air 144). Or be inclined. The acute inclination angle B seems to be 45 degrees. However, the acute tilt angle B is limited by the geometry and manufacturing constraints outside the diffuser, so that the acute tilt angle is more practical, for example, about 22.5 degrees.
図7〜13には、図1〜3に示したガスタービンエンジンと同様の遠心圧縮機を有するガスタービンエンジンが示されているが、タービン構成部品を冷却するためにインペラチップ抽気流とディフューザ抽気流とを別々に集めて流す代替の配置または設計となっている。図9に示す半径方向隙間(C)からのインペラ抽気流102は、図7および9に示す半径方向内側環状マニホールド154に流入して集められる。マニホールド間開口160は、内側マニホールド154と図7、9、および13に示す複数の半径方向外側環状マニホールド156との間に配置される。マニホールド間開口160によって、インペラ抽気流102は、内側環状マニホールド154から外側環状マニホールド156内に流れることができる。次いで、外側環状マニホールド156からのインペラ抽気流102は、図10に示す周方向に分布した複数のインペラ抽気流マニホールド口157を通って、タービン冷却のために高圧タービン16に運ばれる、または流される。 FIGS. 7-13 show a gas turbine engine having a centrifugal compressor similar to the gas turbine engine shown in FIGS. 1-3, but impeller chip bleed and diffuser extraction to cool the turbine components. It is an alternative arrangement or design that collects airflow separately. The impeller bleed air flow 102 from the radial gap (C) shown in FIG. 9 flows into the radial inner annular manifold 154 shown in FIGS. 7 and 9 and is collected. Inter-manifold opening 160 is disposed between inner manifold 154 and a plurality of radially outer annular manifolds 156 shown in FIGS. The inter-manifold opening 160 allows the impeller bleed air flow 102 to flow from the inner annular manifold 154 into the outer annular manifold 156. Then, the impeller bleed air flow 102 from the outer annular manifold 156 is conveyed or flowed to the high pressure turbine 16 for turbine cooling through the plurality of circumferentially distributed impeller bleed air manifold ports 157 shown in FIG. .
図8、10、および11〜13を参照すると、ディフューザ境界層抽気手段96は、ディフューザ境界層113から環状ディフューザ抽気マニホールド158内にディフューザ抽気流112を抽気し、次いで、ディフューザ抽気流112はここから、周方向に分布した複数のディフューザ抽気マニホールド口159を通って、タービン冷却のために高圧タービン16に運ばれる、または流される。図10は、ディフューザ前方ケーシング114上の、およびそれを通るインペラ抽気流マニホールド口157およびディフューザ抽気マニホールド口159の周方向および軸方向の相対位置を示す。 Referring to FIGS. 8, 10 and 11-13, the diffuser boundary layer bleed means 96 bleeds diffuser bleed air 112 from the diffuser boundary layer 113 into the annular diffuser bleed manifold 158, and then diffuser bleed air 112 is from there Through a plurality of circumferentially distributed diffuser bleed manifold ports 159 to be carried or flowed to high pressure turbine 16 for turbine cooling. FIG. 10 shows the circumferential and axial relative positions of the impeller bleed manifold port 157 and diffuser bleed manifold port 159 on and through the diffuser front casing 114.
本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものを本明細書で説明してきたが、本明細書での教示から当業者には本発明の他の修正が明らかになるはずであり、したがって、すべてのそのような修正は本発明の真の趣旨および範囲内にあるものとして添付の特許請求の範囲で保護されることが望まれる。したがって、米国の特許証によって保護されることを望むものは、以下の特許請求の範囲で規定され差別化される発明である。 While what has been considered to be preferred and exemplary embodiments of the invention has been described herein, other modifications of the invention should become apparent to those skilled in the art from the teachings herein. Accordingly, it is desired that all such modifications be protected within the scope of the appended claims as falling within the true spirit and scope of the invention. Accordingly, what is desired to be protected by Letters Patent of the United States is an invention as defined and differentiated in the following claims.
8 ガスタービンエンジン
10 高圧ガス発生器
12 高圧ロータ
14 高圧圧縮機
16 高圧タービン
18 遠心圧縮機
20 ディフューザハウジング
22 ディフューザ流通路
23 ディフューザベーン
24 半径方向内側入口部
25 エンジン軸
26 周囲
27 環状入口
28 スロート部
30 軸流圧縮機
32 インペラ
36 インペラチップ
40 出口案内翼
42 ディフューザ
44 デスワール翼列
45 燃焼室
46 半径方向外側燃焼器ケーシング
47 半径方向内側燃焼器ケーシング
48 燃料ノズル
50 燃焼領域
52 燃焼器
54 高温燃焼ガス
55 第1高圧タービン段
56 第2高圧タービン段
60 第1段ディスク
62 第2段ディスク
64 高圧シャフト
66 第1段ノズル
68 第2段ノズル
69 第2段シュラウド
71 第1段シュラウド
72 半径方向外側燃焼ライナ
73 半径方向内側燃焼ライナ
76 空気
78 低圧タービン
80 ブレードチップクリアランス
82 ロータディスク部
84 遠心圧縮機ブレード
86 ブレードチップ
88 タービン冷却空気
90 ブレードチップシュラウド
92 第1の冷却空気源
94 第2の冷却空気源
96 ディフューザ境界層抽気(手段)
99 減速部
100 後方壁
101 前方壁
102 インペラ抽気流
103 ディフューザ空気流
104 半径方向内側マニホールド
105 前方面
106 境界層抽気開口
110 圧縮機後方ケーシング
112 ディフューザ抽気流
113 ディフューザ境界層
114 ディフューザ前方ケーシング
116 半径方向外側マニホールド
117 マニホールド口
122 ストラット
126 圧力側
127 流れの弱い領域
130 スロット
132 半径方向平面
134 曲がり部
136 半径方向外側壁
138 半径方向内側壁
140 上流側に面する壁
142 下流側に面する壁
144 境界層空気
154 半径方向内側環状マニホールド
156 半径方向外側環状マニホールド
157 インペラ抽気流マニホールド口
158 ディフューザ抽気マニホールド
159 ディフューザ抽気マニホールド口
160 マニホールド間開口
B 鋭角の傾き角
C 半径方向隙間
L スロットの長さ
W スロットの幅
8 Gas Turbine Engine 10 High Pressure Gas Generator 12 High Pressure Rotor 14 High Pressure Compressor 16 High Pressure Turbine 18 Centrifugal Compressor 20 Diffuser Housing 22 Diffuser Flow Path 23 Diffuser Vane 24 Radial Inner Inlet Portion 25 Engine Shaft 26 Peripheral 27 Annular Inlet 28 Throat Portion 30 Axial compressor 32 Impeller 36 Impeller tip 40 Outlet guide vane 42 Diffuser 44 Deswar blade cascade 45 Combustion chamber 46 Radial outer combustor casing 47 Radial inner combustor casing 48 Fuel nozzle 50 Combustion region 52 Combustor 54 Hot combustion gas 55 First High Pressure Turbine Stage 56 Second High Pressure Turbine Stage 60 First Stage Disc 62 Second Stage Disk 64 High Pressure Shaft 66 First Stage Nozzle 68 Second Stage Nozzle 69 Second Stage Shroud 71 First Stage Shu Wood 72 Radial outer combustion liner 73 Radial inner combustion liner 76 Air 78 Low pressure turbine 80 Blade tip clearance 82 Rotor disk section 84 Centrifugal compressor blade 86 Blade tip 88 Turbine cooling air 90 Blade tip shroud 92 First cooling air source 94 Second cooling air source 96 Diffuser boundary layer bleed (means)
99 Deceleration section 100 Rear wall 101 Front wall 102 Impeller bleed air flow 103 Diffuser air flow 104 Radial inner manifold 105 Front face 106 Boundary layer bleed opening 110 Compressor rear casing 112 Diffuser bleed air flow 113 Diffuser boundary layer 114 Diffuser front casing 116 Radial direction Outer manifold 117 Manifold port 122 Strut 126 Pressure side 127 Flow weak region 130 Slot 132 Radial plane 134 Bend 136 Radial outer wall 138 Radial inner wall 140 Wall facing upstream 142 Wall facing downstream 144 Boundary Layer air 154 Radial inner annular manifold 156 Radial outer annular manifold 157 Impeller bleed air manifold port 158 Diffuser bleed manifold 1 59 Diffuser bleed manifold port 160 Manifold opening B Sharp angle C Radial gap L Slot length W Slot width
Claims (24)
環状のディフューザハウジング(20)と、
前記ディフューザハウジング(20)の前方壁(101)と後方壁(100)との間を軸方向に延在するディフューザベーン(23)と、
前記ハウジング(20)を通って延在し、前記ハウジング(20)の周囲(26)の周りを離間して配置された複数のディフューザ流通路(22)であって、
前記ディフューザベーン(23)、ならびに前記前方壁(101)および前記後方壁(100)を境界とする、ディフューザ流通路(22)と、
前記ディフューザ流通路(22)のそれぞれのディフューザ境界層(113)からディフューザ抽気流(112)を抽気するためのディフューザ境界層抽気手段(96)と
を備える、ディフューザ(42)。 A diffuser (42) of a centrifugal compressor (18) of a gas turbine engine (8), comprising:
An annular diffuser housing (20);
A diffuser vane (23) extending axially between a front wall (101) and a rear wall (100) of the diffuser housing (20);
A plurality of diffuser flow passages (22) extending through the housing (20) and spaced apart around a periphery (26) of the housing (20),
The diffuser vane (23) and a diffuser flow passage (22) bounded by the front wall (101) and the rear wall (100);
A diffuser (42) comprising a diffuser boundary layer extraction means (96) for extracting a diffuser extraction air flow (112) from each diffuser boundary layer (113) of the diffuser flow passage (22).
環状の遠心圧縮機インペラ(32)と、
前記インペラ(32)を環状に取り囲むディフューザ(42)と、
前記ディフューザ(42)のハウジング(20)を通って延在し、前記ハウジング(20)の周囲(26)の周りを離間して配置された複数のディフューザ流通路(22)であって、
前記通路(22)のそれぞれが、スロート部(28)、および前記スロート部(28)の下流の減速部(99)を含み、
前記ディフューザ(42)の前方壁(101)と後方壁(100)との間を軸方向に延在するディフューザベーン(23)を周方向の境界とする、前記ディフューザ流通路(22)と、
前記ディフューザ流通路(22)のそれぞれのディフューザ境界層(113)からディフューザ抽気流(112)を抽気するためのディフューザ境界層抽気手段(96)と
を備える、遠心圧縮機(18)。 A centrifugal compressor (18) of a gas turbine engine (8), comprising:
An annular centrifugal compressor impeller (32);
A diffuser (42) annularly surrounding the impeller (32);
A plurality of diffuser flow passages (22) extending through the housing (20) of the diffuser (42) and spaced apart around the periphery (26) of the housing (20),
Each of the passages (22) includes a throat portion (28) and a speed reduction portion (99) downstream of the throat portion (28),
The diffuser flow passage (22) with a diffuser vane (23) extending in the axial direction between the front wall (101) and the rear wall (100) of the diffuser (42) as a circumferential boundary;
A centrifugal compressor (18), comprising a diffuser boundary layer extraction means (96) for extracting a diffuser extraction airflow (112) from each diffuser boundary layer (113) of the diffuser flow passage (22).
前記半径方向隙間(C)からのインペラ抽気流(102)を前記境界層抽気開口(106)からの前記ディフューザ抽気流(112)と混合して、タービン冷却空気(88)を供給し、前記タービン冷却空気(88)をタービン(16)に流す手段、または、
前記インペラ抽気流(102)と前記ディフューザ抽気流(112)とを別々に前記タービン(16)に流す手段と
をさらに備える、請求項9記載の遠心圧縮機(18)。 A radial clearance (C) between the impeller tip (36) of the impeller (32) and the annular inlet (27) of the diffuser (42);
The impeller bleed air flow (102) from the radial gap (C) is mixed with the diffuser bleed air flow (112) from the boundary layer bleed air opening (106) to supply turbine cooling air (88), and the turbine Means for flowing cooling air (88) to the turbine (16), or
The centrifugal compressor (18) of claim 9, further comprising means for flowing the impeller bleed air (102) and the diffuser bleed air (112) separately to the turbine (16).
半径方向内側マニホールド(104)と流体連通している、半径方向隙間(C)と、
半径方向外側マニホールド(116)と流体連通している前記境界層抽気開口(106)と、
前記インペラ抽気流(102)が前記半径方向外側マニホールド(116)内に流れて、前記ディフューザ抽気流(112)と混合して、タービン冷却空気(88)を形成するように、前記半径方向外側マニホールド(114)と流体連通している前記半径方向内側マニホールドと、
タービン冷却空気(88)を前記半径方向外側マニホールド(116)から流す手段と
をさらに備える、請求項9記載の遠心圧縮機(18)。 A radial clearance (C) between an impeller tip (36) of the impeller (32) and an annular inlet (27) of the diffuser (42),
A radial clearance (C) in fluid communication with the radially inner manifold (104);
The boundary layer bleed opening (106) in fluid communication with the radially outer manifold (116);
The radially outer manifold (102) flows into the radially outer manifold (116) and mixes with the diffuser bleed air (112) to form turbine cooling air (88). Said radially inner manifold in fluid communication with (114);
The centrifugal compressor (18) of claim 9, further comprising means for flowing turbine cooling air (88) from the radially outer manifold (116).
半径方向内側環状マニホールド(154)と流体連通している、半径方向隙間(C)と、
前記内側環状マニホールド(154)と複数の半径方向外側環状マニホールド(156)との間に配置されたマニホールド間開口(160)と、
前記半径方向隙間(C)からの前記インペラ抽気流(102)を、前記遠心圧縮機(18)を取り囲むディフューザ前方ケーシング(114)内の、およびディフューザ前方ケーシング(114)を通る周方向に分布した複数のインペラ抽気流マニホールド口(157)を通って、タービン冷却のために前記高圧タービン(16)に運ぶ、または流す手段と
環状のディフューザ抽気マニホールド(158)と流体連通し、環状のディフューザ抽気マニホールド(158)内に前記ディフューザ抽気流(112)を抽気するように作動可能な前記ディフューザ境界層抽気手段(96)と、
前記ディフューザ抽気流(112)を、前記ディフューザ前方ケーシング(114)内の、および前記ディフューザ前方ケーシング(114)内を通る周方向に分布した複数のディフューザ抽気マニホールド口(159)を通って、タービン冷却のために前記高圧タービン(16)に運ぶ、または流す手段と
をさらに備える、請求項19記載の遠心圧縮機(18)。 A radial clearance (C) between an impeller tip (36) of the impeller (32) and an annular inlet (27) of the diffuser (42),
A radial clearance (C) in fluid communication with the radially inner annular manifold (154);
An inter-manifold opening (160) disposed between the inner annular manifold (154) and a plurality of radially outer annular manifolds (156);
The impeller bleed air flow (102) from the radial gap (C) was distributed in the circumferential direction in the diffuser forward casing (114) surrounding the centrifugal compressor (18) and through the diffuser forward casing (114). Means for conveying or flowing through the plurality of impeller bleed air manifold ports (157) to the high pressure turbine (16) for turbine cooling and an annular diffuser bleed manifold (158) in an annular diffuser bleed manifold The diffuser boundary layer bleed means (96) operable to bleed the diffuser bleed air flow (112) in (158);
The diffuser bleed air flow (112) is passed through a plurality of diffuser bleed manifold ports (159) distributed in a circumferential direction in the diffuser front casing (114) and in the diffuser front casing (114) to cool the turbine. The centrifugal compressor (18) of claim 19, further comprising means for conveying or flowing to the high pressure turbine (16) for storage.
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