JP3951688B2

JP3951688B2 - Engine case cooling device and gas turbine engine

Info

Publication number: JP3951688B2
Application number: JP2001369210A
Authority: JP
Inventors: 康祐小笠原; 哲也水谷
Original assignee: 石川島播磨重工業株式会社
Priority date: 2001-12-03
Filing date: 2001-12-03
Publication date: 2007-08-01
Anticipated expiration: 2021-12-03
Also published as: JP2003172152A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジン、ガソリンエンジン、ディーゼルエンジン等のエンジンにおけるエンジンケースの被冷却部を冷却するエンジンケース用冷却装置、及びガスタービンエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に、航空機においてはジェットエンジン（ガスタービンエンジンの一例）が用いられており、更に、このジェットエンジンの稼働によって熱くなったエンジンケースの被冷却部を冷却するエンジンケース用冷却装置が用いられている。
【０００３】
上記エンジンケース用冷却装置を簡単に説明すると、次のようになる。
【０００４】
即ち、上記ジェットエンジンにおけるエンジンケースの被冷却部の回りには複数の冷却パイプがケース軸方向に沿って併設してあり、各冷却パイプは環状にそれぞれ構成してある。また、各冷却パイプは上記エンジンケースに対して冷却媒体を吹付ける複数のノズルをそれぞれ備えている。
【０００５】
従って、複数の冷却パイプに冷却媒体を供給することにより、各冷却パイプにおける複数のノズルから冷却媒体をエンジンケースの被冷却部に対してそれぞれ吹付ける。これによって、ジェットエンジンの稼働によって熱せられたエンジンケースを冷却することができる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、上述の従来のエンジンケース用冷却装置においては、エンジンケースの被冷却部の冷却を行っているときに、隣接する冷却パイプ同士間おいて、一方の冷却パイプにおける複数のノズルからエンジンケースの被冷却部に吹付けられた冷却媒体と、他方の冷却パイプにおける複数のノズルからエンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体が干渉して、冷却媒体がエンジンケースの被冷却部の外周面に沿って流れようとする作用が低下する。そのため、エンジンケースの被冷却部全体を万遍なく冷却するには、冷却媒体の流量を多くすることがすることが必要になり、エンジンケースの冷却効率が悪化するという問題がある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載の発明にあっては、エンジンケースの被冷却部を冷却するエ
上記エンジンケースの被冷却部の回りに複数の冷却パイプをケース軸方向に沿って併設し、各冷却パイプは環状にそれぞれ構成し、各冷却パイプは上記エンジンケースの被冷却部に対して冷却媒体を吹付ける複数のノズルをそれぞれ備え、各冷却パイプにおける上記複数のノズルから上記エンジンケースの被冷却部に吹付けられた冷却媒体が上記ケース軸方向の一方側へ流れにくくする規制板を設け、各冷却パイプにおける上記複数のノズルから上記エンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体が上記被冷却部の外周面に沿って上記ケース軸方向の他方側へ流れ易くする整流板をそれぞれ設けてなることを特徴とする。
【０００８】
請求項１に記載の発明特定事項によると、複数の冷却パイプに冷却媒体を供給することにより、各冷却パイプにおける複数のノズルから冷却媒体をエンジンケースの被冷却部に対してそれぞれ吹付ける。これによって、エンジンの稼働によって熱せられたエンジンケースの被冷却部を冷却することができる。ここで、各規制板の作用によって、各冷却パイプにおける複数のノズルからエンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体が上記ケース軸方向の一方側へ流れにくくしているため、隣接する冷却パイプ同士間おいて、一方の冷却パイプにおける複数のノズルからエンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体と、他方の冷却パイプにおける複数のノズルからエンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体が干渉することを抑制できる。また、各整流板の作用によって、各冷却パイプにおける複数のノズルからエンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体がエンジンケースの外周面に沿って上記ケース軸方向の他方側へ流れ易くする。
請求項２に記載の発明にあっては、請求項１に記載の発明特定事項の他に、各規制板及び各整流板は環状にそれぞれ構成してなることを特徴とする。
【０００９】
請求項２に記載の発明にあっては、請求項１に記載の発明特定事項による作用の他に、各規制板及び各整流板は環状にそれぞれ構成しことにより、各冷却パイプにおける上記複数のノズルから上記エンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体が上記エンジンケースの外周面に沿って周方向へ流れ易くなる。
【００１０】
請求項３に記載の発明にあっては、高温高圧の燃焼ガスを膨張させることにより、推進力又は回転力を得るガスタービンエンジンにおいて、エンジンケースの被冷却部の回りに複数の冷却パイプをケース軸方向へ併設し、各冷却パイプは環状にそれぞれ構成し、各冷却パイプは上記エンジンケースの被冷却部に対して冷却媒体を吹付ける複数のノズルをそれぞれ備え、各冷却パイプにおける上記複数のノズルから上記エンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体が上記ケース軸方向の一方側へ流れにくくする規制板をそれぞれ設け、各冷却パイプにおける上記複数のノズルから上記エンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体が上記被冷却部の外周面に沿って上記ケース軸方向の他方側へ流れ易くする整流板をそれぞれ設けてなることを特徴とする。
【００１１】
請求項３に記載の発明特定事項によると、複数の冷却パイプに冷却媒体を供給することにより、各冷却パイプにおける複数のノズルから冷却媒体をエンジンケースの被冷却部に対してそれぞれ吹付ける。これによって、ガスタービンエンジンの稼働によって熱せられたエンジンケースの被冷却部を冷却することができる。
【００１２】
ここで、各規制板の作用によって、各冷却パイプにおける複数のノズルからエンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体が上記ケース軸方向の一方側へ流れにくくしているため、隣接する冷却パイプ同士間おいて、一方の冷却パイプにおける複数のノズルから吹付けられた冷却媒体と、他方の冷却パイプにおける複数のノズルから吹付けられた冷却媒体が干渉することを抑制できる。また、各整流板の作用によって、各冷却パイプにおける複数のノズルからエンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体がタービンケース部の外周面に沿って上記ケース軸方向の他方側へ流れ易くする。
【００１３】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について図面の参照して説明する。
【００１４】
図１は、エンジンケース用冷却装置の要部を示す側断面図、図２は、エンジンケース用冷却装置の要部を示す斜視図、図３は、ジェットエンジンの側断面図である。ここで、「前」は、図１及び図３において左，図２において左斜め下のことをいい、「後」は、図１及び図３において右，図２において右斜め上のことをいう。
【００１５】
図３に示すように、本発明の実施の形態に係わるジェットエンジン（ガスタービンエンジンの一つ）１は、航空機に用いられものであって、エンジン外筒３と、このエンジン外筒３の内側に設けられた中空のエンジンケース５をベースとして備えている。エンジンケース５の内側には環状のエンジン流路７が形成してあり、エンジン外筒３の内側とエンジンケース５の外側には環状のバイパス流路９が形成してある。
【００１６】
エンジンケース５には低圧タービン軸１１がベアリングを介して回転可能に設けてあり、エンジンケース５には中空の高圧タービン軸１３がベアリングを介して回転可能かつ低圧タービン１１と同軸状に設けてある。エンジンケース５の前部には支持フレーム１５が設けてあり、この支持フレーム１５はエンジン流路７の上流側（ガス流方向からみての上流側で、本発明の実施の形態にあっては前側）の底部を構成する他に、低圧タービン軸１１の前部及び高圧タービン軸１３の前部をベアリングを介して回転可能に支持している。
【００１７】
低圧タービン軸１１の前端にはエンジン流路７内及びバイパス流路９内へ空気を取り込むファン１７が設けてあり、このファン１７にはエンジン流路７内及びバイパス流路９内へ取り込む空気を案内するインレットコーン１９が設けてある。
【００１８】
エンジン流路７の上流部には低圧圧縮器２１が設けてあり、この低圧圧縮器２１は、空気を低圧圧縮しつつ下流側（ガス流方向からみて下流側で、本発明の実施の形態にあっては後側）へ送るものである。この低圧圧縮器２１は、ファン１７に設けられた環状の翼支持部材２３と、この翼支持部材２３の外周部にエンジン流路７に沿って設けられた複数段の低圧圧縮動翼列２５と、エンジンケース５の内側にエンジン流路７に沿って複数段の低圧圧縮動翼列２５と交互に設けられた複数の低圧圧縮低圧静翼列２７とを備えている。ここで、低圧圧縮動翼列２５は周方向へ設けられた複数の低圧圧縮動翼からなるものであって、低圧圧縮静翼列２７は周方向へ設けられた複数の低圧圧縮静翼からなるものである。
【００１９】
エンジン流路７における低圧圧縮器２１の下流側には高圧圧縮器２９が設けてあり、この高圧圧縮器２９は、低圧圧縮された空気を高圧圧縮しつつ下流側へ送るものである。この高圧圧縮器２９は、高圧タービン軸１３にエンジン流路７に沿って設けられた複数段の高圧圧縮動翼列３１と、エンジンケース５の内側にエンジン流路７に沿って複数段の高圧圧縮動翼列３１と交互に設けられた複数段の高圧圧縮静翼列３３とを備えている。ここで、高圧圧縮動翼列３１は周方向へ設けられた複数の高圧圧縮動翼からなるものであって、高圧圧縮静翼列３３は周方向へ設けられた複数の高圧圧縮静翼からなるものである。
【００２０】
エンジン流路７における高圧圧縮器２９の下流側には環状の燃焼室３５が設けてあり、この燃焼室３５は、圧縮空気中おいて燃料を燃焼させて高温高圧の燃焼ガスを発生させるものである。
【００２１】
エンジン流路７における燃焼室３５の下流側には高圧タービン３７が設けてあり、この高圧タービン３７は、高圧高圧の燃焼ガスの膨張によって回転力を得て高圧タービン軸１３を回転駆動させるものである。この高圧タービン３７は、高圧タービン軸１３にエンジン流路７に沿って設けられかつ高温高圧の燃焼ガスによって回転する複数段の高圧タービン動翼列３９と、エンジンケース５の内側にエンジン流路７に沿って複数段の高圧タービン動翼列３９と交互に設けられた複数段の高圧タービン静翼列４１とを備えている。ここで、高圧タービン動翼列３９は周方向へ設けられた複数の高圧タービン動翼からなるものであって、高圧タービン静翼列４１は周方向へ設けられた複数の高圧タービン静翼からなるものである。
【００２２】
エンジン流路７における高圧タービン３７の下流側には低圧タービン４３が設けてあり、この低圧タービン４３は、高温高圧の燃焼ガスを膨張によって回転力を得て低圧タービン軸１１を回転させるものである。この低圧タービン４３は、低圧タービン軸１１に設けられた環状の翼支持部材４５と、この翼支持部材４５の外周部にエンジン流路７に沿って設けられた高温高圧の燃焼ガスによって回転する複数段の低圧タービン動翼列４７と、エンジンケース５の内側にエンジン流路７に沿って複数段の低圧タービン動翼列４７と交互に設けられた複数段の低圧タービン静翼列４９とを備えている。ここで、低圧タービン動翼列４７は周方向へ設けられた複数の低圧タービン動翼からなるものであって、低圧タービン静翼列４９は周方向へ設けられた複数の低圧タービン静翼からなるものである。
【００２３】
エンジンケース５の後部にはエンジン流路７の下流部から噴出された高温高圧の燃焼ガスを案内するテールコーン５１が設けてある。なお、エンジン流路７の下流部から噴出される高温高圧の燃焼ガスは、バイパス流路９の下流部から噴出された冷たい空気により包まれるものである。
【００２４】
上述の構成を有するジェットエンジン１の稼働動作について簡単に説明すると、次のようになる。
【００２５】
即ち、適宜のスタータ装置（図示省略）の駆動によって高圧タービン軸１３を回転させて、複数段の高圧圧縮動翼列３３を一体的に回転させることにより、高圧圧縮器２９により空気を圧縮し、圧縮された圧縮空気は燃焼室３５へ流入する。次に、燃焼室３５によって圧縮空気中において燃料を燃焼させることにより、高温高圧の燃焼ガスを発生させる。なお、高圧タービン軸１３の回転数が所定の回転数に達したら、スタータ装置の駆動を停止しておく。
【００２６】
高温高圧の燃焼ガスを発生によって、複数段の高圧タービン動翼列３９を回転させて、高圧タービン３７を駆動させると共に、複数段の低圧タービン動翼列４７を回転させて、低圧タービン４３を駆動させる。これによって、ファン１７及び複数段の低圧圧縮動翼列２５を低圧タービン軸１１と一体的に回転させて、エンジン流路７内及びバイパス流路９内に空気を取り入れつつ低圧圧縮器２１により空気を低圧圧縮すると共に、複数段の高圧圧縮動翼列３９を高圧タービン軸１３と一体的に回転させて、高圧圧縮器２９により空気を高圧圧縮し、更に、高圧圧縮された圧縮空気は燃焼室３５に流入する。
【００２７】
そして、燃焼室３５によって圧縮空気中において燃料を燃焼させることにより、高温高圧の燃焼ガスを発生させる。これによって、高圧タービン３７及び低圧タービン４３を駆動した燃焼ガスがエンジン流路７の下流部から噴出させて、推進力を得ることができる。ここで、バイパス流路９の下流部から冷たい空気が噴出され、この冷たい空気より燃焼ガスが包み込まれるため、燃焼ガスの噴出による騒音を抑制できる共に、燃料の消費を少なくすることができる。
【００２８】
次に、エンジンケース５の低圧タービンケース部（本発明の実施の形態にあっては被冷却部）５ａを冷却するエンジン冷却装置５３について説明する。
【００２９】
図１及び図２に示すように、エンジンケース５の低圧タービンケース部５ａの回りには複数の冷却空気チャンバー５５（図１及び図２には一つの冷却チャンバー５５のみ図示）が等間隔に設けてあり、各冷却空気チャンバー５５の前部はエンジンケース５に固定した一対の前ブラケット５７に移動不能にそれぞれ取付けてあって、各冷却チャンバー５５の後部はエンジンケース５に固定した一対の後ブラケット５９に前後方向へ僅かに移動可能にそれぞれ取付けてある。なお、前ブラケット５７及び後ブラケット５９はエンジンケース５の熱膨張に追従して弾性変形可能に構成してある。
【００３０】
複数の冷却チャンバー５５には複数の冷却パイプ６１がケース軸方向（本発明の実施の形態にあっては前後方向）併設してあり、各冷却チャンバー５５と複数の冷却パイプ６１は連通するようにそれぞれ構成してある。また、各冷却パイプ６１は環状にそれぞれ構成してあって（図２においては冷却パイプ６１の一部のみを図示）、各冷却パイプ６１はエンジンケース５の低圧タービンケース部５ａに対して冷却空気（冷却媒体の一例）を吹付ける複数のノズル６３をそれぞれ備えている。なお、冷却パイプ６１の断面形状は円形の他に、角形状であってもよい。
【００３１】
各冷却チャンバー５５には冷却空気供給管６５の一端が連通するようにそれぞれ接続してあり、各冷却空気供給管６５の他端は冷却空気源（例えばエンジン流路７における低圧圧縮器２１と高圧圧縮器２９の間の部分、又はバイパス流路９）に連通するようにそれぞれ接続してある。
【００３２】
各冷却パイプ６１には複数のノズル６３から低圧タービンケース部５ａに対して吹付けられた冷却空気が上記ケース軸方向の一方側（本発明の実施の形態にあっては前方側）へ流れにくくする規制板６７がそれぞれ設けてあり、各規制板６７は環状にそれぞれ構成してある（図２においては規制板６７の一部のみを図示）。また、各冷却パイプ６１には複数のノズル６３から低圧タービンケース部５ａに対して吹付けられた冷却空気が低圧タービンケース部５ａの外周面に沿って上記ケース軸方向の他方側（本発明の実施の形態にあっては後方側）へ流れ易くする整流板６９がそれぞれ設けてあり、各整流板６９は環状にそれぞれ構成してある（図２においては整流板６９の一部のみを図示）。そして、各整流板６９と対応する規制板（隣接する規制板）７１の間には冷却空気を低圧タービンケース部５ａの外側へ排出する排出間隙７１がそれぞれ形成してある。
【００３３】
なお、規制板６７及び整流板６９は冷却パイプ６１に溶接等によって一体的に設ける他に、板金加工によって冷却パイプ６１と一体に成形しても差し支えない。また、規制板６７及び整流板６９は冷却パイプ６１以外にエンジンケース５又は冷却チャンバー５５等に設けても差し支えない。
【００３４】
次に、本発明の実施の形態の作用について説明する。
【００３５】
ジェットエンジン１の稼働中において、冷却空気供給源から複数の冷却チャンバー５５を介して複数の冷却パイプ６１に冷却空気を供給することにより、各冷却パイプ６１における複数のノズル６３から冷却空気をエンジンケース５の低圧タービンケース部５ａに対してそれぞれ吹付ける。これによって、ジェットエンジン１の稼働によって熱せられた低圧タービンケース部５ａを冷却することができる。
【００３６】
ここで、各規制板６７の作用によって、各冷却パイプ６１における複数のノズル６３から低圧タービンケース部５ａに対して吹付けられた冷却空気が上記ケース軸方向の一方側へ流れにくくしているため、隣接する冷却パイプ６１同士間おいて、一方の冷却パイプ６１における複数のノズル６３から吹付けられた冷却空気と、他方の冷却パイプ６１における複数のノズル６３から吹付けられた冷却空気が干渉することを抑制できる。また、各整流板６７の作用によって、各冷却パイプ６１における複数のノズル６３から低圧タービンケース部５ａに対して吹付けられた冷却空気が低圧タービンケース部５ａの外周面に沿って上記ケース軸方向の他方側へ流れ易くする。更に、各規制板６７及び各整流板６９は環状にそれぞれ構成しことにより、各冷却パイプ６１における複数のノズル６３から低圧タービンケース部５ａに対して吹付けられた冷却空気が低圧タービンケース部５ａの外周面に沿って周方向へ流れ易くする。
【００３７】
以上の如き、本発明の実施の形態によれば、エンジンケース５の低圧タービンケース部５ａの冷却を行っているときに、隣接する冷却パイプ６１同士間おいて冷却空気が干渉することを抑制しつつ、各整流板６７の作用によって、各冷却パイプ６１における複数のノズル６３から低圧タービンケース部５ａに対して吹付けられた冷却空気が低圧タービンケース部５ａの外周面に沿って上記ケース軸方向の他方側へ流れ易くするため、冷却空気がエンジンケース５の低圧タービンケース部５ａの外周面に沿って流れようとする作用を十分奏させることができる。
【００３８】
そのため、冷却空気の流量が少なくても、エンジンケース５の低圧タービンケース部５ａ全体を万遍なく十分に冷却することができ、低圧タービンケース部５ａの冷却効率を向上させることができる。
【００３９】
更に、各冷却パイプ６１における複数のノズル６３からエンジンケース５の低圧タービンケース部５ａに対して吹付けられた冷却空気が低圧タービンケース部５ａの外周面に沿って周方向へ流れ易くするため、上述の効果をより一層向上させる他に、ノズル６３の個数を減らすことができ、エンジンケース用冷却装置１の製造コストの低下を図ることができる。
【００４０】
なお、本発明は、前述の発明の実施の形態の説明に限るものではなく、例えば、エンジン用冷却装置５３をガソリンエンジン、ディーゼルエンジン等のエンジンに用いる等、適宜の変更を行うことにより、その他種々の態様で実施可能である。
【００４１】
【発明の効果】
請求項１又は請求項２に記載の発明によれば、エンジンケースの被冷却部の冷却を行っているときに、隣接する冷却パイプ同士間おいて冷却媒体が干渉することを抑制しつつ、各整流板の作用によって、各冷却パイプにおける複数のノズルからエンジンケースに対して吹付けられた冷却媒体がエンジンケースの外周面に沿って上記ケース軸方向の他方側へ流れ易くするため、冷却媒体がエンジンケースの外周面に沿って流れようとする作用を十分奏させることができる。そのため、冷却媒体の流量が少なくても、エンジンケース全体を万遍なく十分に冷却でき、エンジンケースの冷却効率を向上させる。
【００４２】
請求項２に記載の発明によれば、各冷却パイプにおける上記複数のノズルから上記エンジンケースに対して吹付けられた冷却媒体が上記エンジンケースの被冷却部の外周面に沿って周方向へ流れ易くするため、上述の効果をより一層向上させる他に、ノズルの個数を減らすことができ、エンジンケース用冷却装置の製造コストの低下を図ることができる。
【００４３】
請求項３に記載の発明によれば、エンジンケースの被冷却部の冷却を行っているときに、隣接する冷却パイプ同士間おいて冷却媒体が干渉することを抑制しつつ、各整流板の作用によって、各冷却パイプにおける複数のノズルからエンジンケースに対して吹付けられた冷却媒体がエンジンケースの外周面に沿って上記ケース軸方向の他方側へ流れ易くするため、冷却媒体がエンジンケースの外周面に沿って流れようとする作用を十分奏させることができる。そのため、冷却媒体の流量が少なくても、エンジンケース全体を万遍なく十分に冷却でき、エンジンケースの冷却効率を向上させる。
【図面の簡単な説明】
【図１】エンジンケース用冷却装置の要部を示す側断面図である。
【図２】エンジンケース用冷却装置の要部を示す斜視図である。
【図３】ジェットエンジンの側断面図である。
【符号の説明】
１ジェットエンジン
５エンジンケース
７エンジン流路
９バイパス流路
１１低圧タービン軸
１３高圧タービン軸
１７ファン
２１低圧圧縮器
２９高圧圧縮器
３５燃焼器
３７高圧タービン
４３低圧タービン
５３エンジンケース冷却装置
６１冷却パイプ
６３ノズル
６７規制板
６９整流板[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to an engine case cooling device for cooling a cooled part of an engine case in an engine such as a gas turbine engine, a gasoline engine, or a diesel engine, and a gas turbine engine.
[0002]
[Prior art]
In general, a jet engine (an example of a gas turbine engine) is used in an aircraft, and an engine case cooling device that cools a cooled portion of the engine case that has become hot due to the operation of the jet engine. .
[0003]
The engine case cooling device will be briefly described as follows.
[0004]
That is, a plurality of cooling pipes are provided along the case axial direction around a portion to be cooled of the engine case in the jet engine, and each cooling pipe is formed in an annular shape. Each cooling pipe is provided with a plurality of nozzles for spraying a cooling medium on the engine case.
[0005]
Accordingly, by supplying the cooling medium to the plurality of cooling pipes, the cooling medium is sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the portion to be cooled of the engine case. Thereby, the engine case heated by the operation of the jet engine can be cooled.
[0006]
[Problems to be solved by the invention]
By the way, in the above-described conventional cooling device for an engine case, when cooling the cooled part of the engine case, between the adjacent cooling pipes, a plurality of nozzles in one cooling pipe are used to connect the engine case. The cooling medium sprayed to the cooled part interferes with the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in the other cooling pipe to the cooled part of the engine case, so that the cooling medium becomes the cooled part of the engine case. The action of trying to flow along the outer peripheral surface is reduced. Therefore, in order to uniformly cool the entire cooled portion of the engine case, it is necessary to increase the flow rate of the cooling medium, and there is a problem that the cooling efficiency of the engine case is deteriorated.
[0007]
[Means for Solving the Problems]
In the invention according to claim 1, a plurality of cooling pipes are provided along the case axial direction around the portion to be cooled of the engine case, and each cooling pipe is Each cooling pipe is provided with a plurality of nozzles for spraying a cooling medium to the cooled part of the engine case, and the cooling pipes are blown from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the cooled part of the engine case. A restriction plate is provided to prevent the attached cooling medium from flowing to one side in the case axial direction, and the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the cooled portion of the engine case is A rectifying plate is provided for facilitating the flow to the other side in the case axial direction along the outer peripheral surface of the cooling section .
[0008]
According to the invention specific matter of the first aspect, by supplying the cooling medium to the plurality of cooling pipes, the cooling medium is sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the cooled portion of the engine case. Thereby, the to-be-cooled part of the engine case heated by the operation of the engine can be cooled. Here, the action of each regulating plate makes it difficult for the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the cooled part of the engine case to flow to one side in the case axial direction. The cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in one cooling pipe to the cooled part of the engine case, and the plurality of nozzles in the other cooling pipe to the cooled part of the engine case. The cooling medium sprayed against the interference can be suppressed. Also, due to the action of each rectifying plate, the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the cooled portion of the engine case flows along the outer peripheral surface of the engine case to the other side in the case axial direction. Make it easier.
The invention described in claim 2 is characterized in that, in addition to the matters specifying the invention described in claim 1 , each regulating plate and each rectifying plate are each configured in an annular shape.
[0009]
In the invention according to claim 2 , in addition to the action according to the invention specific matter according to claim 1, each of the regulating plates and each of the rectifying plates is configured in an annular shape, so that the plurality of the cooling pipes in each cooling pipe are configured. The cooling medium sprayed from the nozzle to the cooled part of the engine case can easily flow in the circumferential direction along the outer peripheral surface of the engine case.
[0010]
According to a third aspect of the present invention, in a gas turbine engine that obtains propulsive force or rotational force by expanding high-temperature and high-pressure combustion gas, a plurality of cooling pipes are provided around a portion to be cooled of the engine case. The cooling pipes are provided in the axial direction, each cooling pipe is configured in an annular shape, and each cooling pipe is provided with a plurality of nozzles for spraying a cooling medium to the cooled portion of the engine case, and the plurality of nozzles in each cooling pipe The cooling medium sprayed from the engine case to the cooled portion of the engine case is provided with a restriction plate that makes it difficult for the cooling medium to flow to one side in the case axial direction, and the engine case is cooled from the plurality of nozzles in each cooling pipe. A rectifying plate that makes it easier for the cooling medium sprayed to the part to flow along the outer peripheral surface of the cooled part to the other side in the case axial direction. Characterized by comprising providing is.
[0011]
According to the invention specific matter of the third aspect , by supplying the cooling medium to the plurality of cooling pipes, the cooling medium is sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the cooled portion of the engine case. Thereby, the to-be-cooled part of the engine case heated by the operation of the gas turbine engine can be cooled.
[0012]
Here, the action of each regulating plate makes it difficult for the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the cooled part of the engine case to flow to one side in the case axial direction. The cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in one cooling pipe and the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in the other cooling pipe can be suppressed from interfering with each other. Also, due to the action of each rectifying plate, the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the cooled part of the engine case moves to the other side in the case axial direction along the outer peripheral surface of the turbine case part. Make it easy to flow.
[0013]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings.
[0014]
FIG. 1 is a side sectional view showing an essential part of an engine case cooling apparatus, FIG. 2 is a perspective view showing an essential part of the engine case cooling apparatus, and FIG. 3 is a side sectional view of the jet engine. Here, “front” means the left in FIG. 1 and FIG. 3 and the lower left in FIG. 2, and “rear” means the right in FIG. 1 and FIG. 3, and the upper right in FIG. .
[0015]
As shown in FIG. 3, a jet engine (one of gas turbine engines) 1 according to an embodiment of the present invention is used for an aircraft, and includes an engine outer cylinder 3 and an inner side of the engine outer cylinder 3. Is provided with a hollow engine case 5 as a base. An annular engine flow path 7 is formed inside the engine case 5, and an annular bypass flow path 9 is formed inside the engine outer cylinder 3 and outside the engine case 5.
[0016]
The engine case 5 is provided with a low-pressure turbine shaft 11 rotatably via a bearing, and the engine case 5 is provided with a hollow high-pressure turbine shaft 13 rotatable via a bearing and coaxial with the low-pressure turbine 11. . A support frame 15 is provided at the front part of the engine case 5, and this support frame 15 is upstream of the engine flow path 7 (upstream when viewed from the gas flow direction, and in the embodiment of the present invention, the front side In addition, the front portion of the low-pressure turbine shaft 11 and the front portion of the high-pressure turbine shaft 13 are rotatably supported via bearings.
[0017]
A fan 17 that takes air into the engine flow path 7 and the bypass flow path 9 is provided at the front end of the low-pressure turbine shaft 11, and this fan 17 receives air taken into the engine flow path 7 and the bypass flow path 9. An inlet cone 19 for guiding is provided.
[0018]
A low-pressure compressor 21 is provided in the upstream portion of the engine flow path 7. The low-pressure compressor 21 compresses air at a low pressure side (on the downstream side as viewed from the gas flow direction, in the embodiment of the present invention). In that case, it is sent to the rear side). The low-pressure compressor 21 includes an annular blade support member 23 provided in the fan 17, and a plurality of low-pressure compression blade arrays 25 provided along the engine flow path 7 on the outer peripheral portion of the blade support member 23. A plurality of low-pressure compression blade arrays 25 and a plurality of low-pressure compression blade arrays 27 alternately provided along the engine flow path 7 are provided inside the engine case 5. Here, the low-pressure compression blade array 25 includes a plurality of low-pressure compression blades provided in the circumferential direction, and the low-pressure compression blade array 27 includes a plurality of low-pressure compression blades provided in the circumferential direction. Is.
[0019]
A high-pressure compressor 29 is provided on the downstream side of the low-pressure compressor 21 in the engine flow path 7, and the high-pressure compressor 29 sends the low-pressure compressed air to the downstream side while performing high-pressure compression. The high-pressure compressor 29 includes a plurality of stages of high-pressure compressor blade rows 31 provided on the high-pressure turbine shaft 13 along the engine flow path 7, and a plurality of stages of high-pressure compressors along the engine flow path 7 inside the engine case 5. A plurality of high-pressure compression stationary blade rows 33 provided alternately with the compression blade rows 31 are provided. Here, the high-pressure compression blade array 31 is composed of a plurality of high-pressure compression blades provided in the circumferential direction, and the high-pressure compression stator blade row 33 is composed of a plurality of high-pressure compression stator blades provided in the circumferential direction. Is.
[0020]
An annular combustion chamber 35 is provided on the downstream side of the high-pressure compressor 29 in the engine flow path 7, and this combustion chamber 35 burns fuel in compressed air to generate high-temperature and high-pressure combustion gas. is there.
[0021]
A high-pressure turbine 37 is provided on the downstream side of the combustion chamber 35 in the engine flow path 7, and this high-pressure turbine 37 obtains a rotational force by the expansion of high-pressure and high-pressure combustion gas to rotate the high-pressure turbine shaft 13. is there. The high-pressure turbine 37 is provided on the high-pressure turbine shaft 13 along the engine flow path 7 and is rotated by high-temperature and high-pressure combustion gas. A plurality of high-pressure turbine rotor blade rows 39 and a plurality of high-pressure turbine stationary blade rows 41 provided alternately. Here, the high-pressure turbine blade cascade 39 is composed of a plurality of high-pressure turbine blades provided in the circumferential direction, and the high-pressure turbine stationary blade row 41 is composed of a plurality of high-pressure turbine stationary blades provided in the circumferential direction. Is.
[0022]
A low-pressure turbine 43 is provided on the downstream side of the high-pressure turbine 37 in the engine flow path 7, and the low-pressure turbine 43 rotates the low-pressure turbine shaft 11 by obtaining a rotational force by expanding high-temperature and high-pressure combustion gas. . The low-pressure turbine 43 includes a plurality of annular blade support members 45 provided on the low-pressure turbine shaft 11 and a plurality of high-temperature and high-pressure combustion gases provided along the engine flow path 7 on the outer periphery of the blade support members 45. A plurality of low-pressure turbine blade rows 49 provided alternately with a plurality of low-pressure turbine blade rows 47 along the engine flow path 7 inside the engine case 5. ing. Here, the low-pressure turbine rotor blade row 47 includes a plurality of low-pressure turbine blades provided in the circumferential direction, and the low-pressure turbine stator blade row 49 includes a plurality of low-pressure turbine stator blades provided in the circumferential direction. Is.
[0023]
A tail cone 51 for guiding high-temperature and high-pressure combustion gas ejected from the downstream portion of the engine flow path 7 is provided at the rear of the engine case 5. Note that the high-temperature and high-pressure combustion gas ejected from the downstream portion of the engine flow path 7 is enveloped by cold air ejected from the downstream section of the bypass flow path 9.
[0024]
The operation of the jet engine 1 having the above configuration will be briefly described as follows.
[0025]
That is, the air is compressed by the high-pressure compressor 29 by rotating the high-pressure turbine shaft 13 by driving an appropriate starter device (not shown) and rotating the plurality of stages of high-pressure compressor blade rows 33 integrally. The compressed air that has been compressed flows into the combustion chamber 35. Next, fuel is combusted in the compressed air by the combustion chamber 35 to generate high-temperature and high-pressure combustion gas. When the rotational speed of the high-pressure turbine shaft 13 reaches a predetermined rotational speed, the drive of the starter device is stopped.
[0026]
By generating high-temperature and high-pressure combustion gas, a plurality of high-pressure turbine blade rows 39 are rotated to drive a high-pressure turbine 37 and a plurality of low-pressure turbine blade rows 47 are rotated to drive a low-pressure turbine 43. Let As a result, the fan 17 and the multiple stages of the low-pressure compression blade cascade 25 are rotated integrally with the low-pressure turbine shaft 11, and air is taken into the engine flow path 7 and the bypass flow path 9 by the low-pressure compressor 21. The high pressure compressor 29 is rotated integrally with the high pressure turbine shaft 13 to compress the air at a high pressure by the high pressure compressor 29, and the compressed air that has been compressed at a high pressure is compressed into the combustion chamber. 35.
[0027]
Then, by burning the fuel in the compressed air by the combustion chamber 35, high-temperature and high-pressure combustion gas is generated. As a result, the combustion gas that has driven the high-pressure turbine 37 and the low-pressure turbine 43 is ejected from the downstream portion of the engine flow path 7 to obtain a propulsive force. Here, since cold air is jetted from the downstream part of the bypass flow path 9 and combustion gas is enclosed by this cold air, the noise by jetting of combustion gas can be suppressed and consumption of fuel can be reduced.
[0028]
Next, the engine cooling device 53 that cools the low-pressure turbine case portion (cooled portion in the embodiment of the present invention) 5a of the engine case 5 will be described.
[0029]
As shown in FIGS. 1 and 2, a plurality of cooling air chambers 55 (only one cooling chamber 55 is shown in FIGS. 1 and 2) are provided at equal intervals around the low-pressure turbine case portion 5a of the engine case 5. The front part of each cooling air chamber 55 is fixedly attached to a pair of front brackets 57 fixed to the engine case 5, and the rear part of each cooling chamber 55 is fixed to the pair of rear brackets fixed to the engine case 5. 59 are attached to each other so as to be slightly movable in the front-rear direction. The front bracket 57 and the rear bracket 59 are configured to be elastically deformable following the thermal expansion of the engine case 5.
[0030]
The plurality of cooling chambers 55 are provided with a plurality of cooling pipes 61 in the case axial direction (the front-rear direction in the embodiment of the present invention), and the cooling chambers 55 and the plurality of cooling pipes 61 communicate with each other. Each is composed. Each cooling pipe 61 is formed in an annular shape (only a part of the cooling pipe 61 is shown in FIG. 2), and each cooling pipe 61 cools air to the low-pressure turbine case portion 5a of the engine case 5. A plurality of nozzles 63 that spray (an example of a cooling medium) are provided. The cross-sectional shape of the cooling pipe 61 may be a square shape in addition to a circular shape.
[0031]
One end of a cooling air supply pipe 65 is connected to each cooling chamber 55 so as to communicate with each other, and the other end of each cooling air supply pipe 65 is connected to a cooling air source (for example, the low pressure compressor 21 in the engine flow path 7 and the high pressure). Each is connected so as to communicate with a portion between the compressors 29 or the bypass flow path 9).
[0032]
In each cooling pipe 61, the cooling air blown from the plurality of nozzles 63 to the low-pressure turbine case portion 5 a does not easily flow to one side in the case axial direction (the front side in the embodiment of the present invention). Each restricting plate 67 is provided in a ring shape (in FIG. 2, only a part of the restricting plate 67 is shown). Further, the cooling air blown from the plurality of nozzles 63 to the low-pressure turbine case portion 5a is supplied to each cooling pipe 61 along the outer peripheral surface of the low-pressure turbine case portion 5a (the other side in the case axial direction of the present invention). In the embodiment, rectifying plates 69 that facilitate flow to the rear side are provided, and each rectifying plate 69 is formed in an annular shape (only a part of the rectifying plate 69 is shown in FIG. 2). . Discharge gaps 71 for discharging the cooling air to the outside of the low-pressure turbine case 5a are formed between the respective regulation plates 69 and the corresponding regulation plates (adjacent regulation plates) 71.
[0033]
The regulating plate 67 and the rectifying plate 69 may be integrally formed with the cooling pipe 61 by sheet metal processing, in addition to being provided integrally with the cooling pipe 61 by welding or the like. Further, the regulation plate 67 and the rectifying plate 69 may be provided in the engine case 5 or the cooling chamber 55 in addition to the cooling pipe 61.
[0034]
Next, the operation of the embodiment of the present invention will be described.
[0035]
During operation of the jet engine 1, the cooling air is supplied from the cooling air supply source to the plurality of cooling pipes 61 via the plurality of cooling chambers 55, thereby supplying the cooling air from the plurality of nozzles 63 in each cooling pipe 61 to the engine case. Each of the five low pressure turbine case parts 5a is sprayed. Thereby, the low pressure turbine case part 5a heated by the operation of the jet engine 1 can be cooled.
[0036]
Here, the action of each regulating plate 67 makes it difficult for the cooling air blown from the plurality of nozzles 63 in each cooling pipe 61 to the low-pressure turbine case portion 5a to flow to one side in the case axial direction. Between the adjacent cooling pipes 61, the cooling air blown from the plurality of nozzles 63 in one cooling pipe 61 interferes with the cooling air blown from the plurality of nozzles 63 in the other cooling pipe 61. This can be suppressed. In addition, due to the action of each rectifying plate 67, the cooling air blown from the plurality of nozzles 63 in each cooling pipe 61 to the low-pressure turbine case portion 5a extends along the outer peripheral surface of the low-pressure turbine case portion 5a. To make it easier to flow to the other side. Further, each regulating plate 67 and each rectifying plate 69 are configured in an annular shape so that the cooling air blown from the plurality of nozzles 63 in each cooling pipe 61 to the low pressure turbine case portion 5a is supplied to the low pressure turbine case portion 5a. It is easy to flow in the circumferential direction along the outer peripheral surface of the.
[0037]
As described above, according to the embodiment of the present invention, when the low-pressure turbine case portion 5a of the engine case 5 is cooled, the interference of the cooling air between the adjacent cooling pipes 61 is suppressed. On the other hand, the cooling air blown from the plurality of nozzles 63 in each cooling pipe 61 to the low-pressure turbine case portion 5a by the action of each rectifying plate 67, along the outer peripheral surface of the low-pressure turbine case portion 5a. In order to make it easy to flow to the other side of the engine, it is possible to sufficiently exhibit the effect that the cooling air tends to flow along the outer peripheral surface of the low-pressure turbine case portion 5a of the engine case 5.
[0038]
Therefore, even if the flow rate of the cooling air is small, the entire low-pressure turbine case portion 5a of the engine case 5 can be sufficiently cooled uniformly and the cooling efficiency of the low-pressure turbine case portion 5a can be improved.
[0039]
Furthermore, in order to make it easy for the cooling air blown from the plurality of nozzles 63 in each cooling pipe 61 to the low pressure turbine case portion 5a of the engine case 5 to flow in the circumferential direction along the outer peripheral surface of the low pressure turbine case portion 5a, In addition to further improving the above effects, the number of nozzles 63 can be reduced, and the manufacturing cost of the engine case cooling apparatus 1 can be reduced.
[0040]
The present invention is not limited to the description of the embodiment of the invention described above. For example, the engine cooling device 53 may be used for an engine such as a gasoline engine or a diesel engine to make other changes. It can be implemented in various ways.
[0041]
【The invention's effect】
According to invention of Claim 1 or Claim 2, when cooling the to-be-cooled part of an engine case, while suppressing that a cooling medium interferes between adjacent cooling pipes , The action of the current plate makes it easier for the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the engine case to flow along the outer peripheral surface of the engine case to the other side in the case axial direction. The effect of trying to flow along the outer peripheral surface of the engine case can be sufficiently achieved. Therefore, even if the flow rate of the cooling medium is small, the entire engine case can be sufficiently cooled evenly and the cooling efficiency of the engine case is improved.
[0042]
According to the second aspect of the invention, the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the engine case flows in the circumferential direction along the outer peripheral surface of the cooled portion of the engine case. In order to facilitate, in addition to further improving the above-described effects, the number of nozzles can be reduced, and the manufacturing cost of the engine case cooling device can be reduced.
[0043]
According to invention of Claim 3 , when cooling the to-be-cooled part of an engine case, it is the effect | action of each baffle plate, suppressing that a cooling medium interferes between adjacent cooling pipes. Therefore, the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the engine case easily flows along the outer peripheral surface of the engine case to the other side in the case axial direction. The effect of trying to flow along the surface can be sufficiently achieved. For this reason, even if the flow rate of the cooling medium is small, the entire engine case can be sufficiently cooled evenly and the cooling efficiency of the engine case is improved.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a side sectional view showing a main part of a cooling device for an engine case.
FIG. 2 is a perspective view showing a main part of a cooling device for an engine case.
FIG. 3 is a side sectional view of the jet engine.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Jet engine 5 Engine case 7 Engine flow path 9 Bypass flow path 11 Low pressure turbine shaft 13 High pressure turbine shaft 17 Fan 21 Low pressure compressor 29 High pressure compressor 35 Combustor 37 High pressure turbine 43 Low pressure turbine 53 Engine case cooling device 61 Cooling pipe 63 Nozzle 67 Regulating plate 69 Rectifying plate

Claims

エンジンケースの被冷却部を冷却するエンジンケース用冷却装置において、
上記エンジンケースの被冷却部の回りに複数の冷却パイプをケース軸方向に沿って併設し、各冷却パイプは環状にそれぞれ構成し、各冷却パイプは上記エンジンケースの被冷却部に対して冷却媒体を吹付ける複数のノズルをそれぞれ備え、各冷却パイプにおける上記複数のノズルから上記エンジンケースの被冷却部に吹付けられた冷却媒体が上記ケース軸方向の一方側へ流れにくくする規制板をそれぞれ設け、各冷却パイプにおける上記複数のノズルから上記エンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体が上記被冷却部の外周面に沿って上記ケース軸方向の他方側へ流れ易くする整流板をそれぞれ設けてなることを特徴とするエンジンケース用冷却装置。In the engine case cooling device for cooling the cooled part of the engine case,
A plurality of cooling pipes are provided along the case axial direction around the cooled portion of the engine case, each cooling pipe is formed in an annular shape, and each cooling pipe is a cooling medium for the cooled portion of the engine case. Each provided with a plurality of nozzles, each of which is provided with a restriction plate that makes it difficult for the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the cooled part of the engine case to flow to one side in the case axial direction. A rectifying plate that makes it easier for the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the cooled portion of the engine case to flow to the other side in the axial direction of the case along the outer peripheral surface of the cooled portion And a cooling device for an engine case, respectively.

各規制板及び各整流板は環状にそれぞれ構成してなることを特徴とする請求項１に記載のエンジンケース用冷却装置。2. The engine case cooling device according to claim 1 , wherein each of the regulating plates and each of the rectifying plates is formed in an annular shape.

高温高圧の燃焼ガスを噴出させることにより、推進力又は回転力を得るガスタービンエンジンにおいて、
エンジンケースの被冷却部の回りに複数の冷却パイプをケース軸方向へ併設し、各冷却パイプは環状にそれぞれ構成し、各冷却パイプは上記エンジンケースの被冷却部に対して冷却媒体を吹付ける複数のノズルをそれぞれ備え、各冷却パイプにおける上記複数のノズルから上記エンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体が上記ケース軸方向の一方側へ流れにくくする規制板をそれぞれ設け、各冷却パイプにおける上記複数のノズルから上記エンジンケースの被冷却部に対して吹付けられた冷却媒体が上記タービンケース部の外周面に沿って上記ケース軸方向の他方側へ流れ易くする整流板をそれぞれ設けてなることを特徴とするガスタービンエンジン。In a gas turbine engine that obtains propulsive force or rotational force by ejecting high-temperature and high-pressure combustion gas,
A plurality of cooling pipes are provided around the cooled part of the engine case in the axial direction of the case, each cooling pipe is formed in an annular shape, and each cooling pipe sprays a cooling medium on the cooled part of the engine case. Each of the plurality of nozzles is provided with a restriction plate that makes it difficult for the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the cooled part of the engine case to flow to one side in the case axial direction. A rectifying plate that makes it easy for the cooling medium sprayed from the plurality of nozzles in each cooling pipe to the cooled part of the engine case to flow to the other side in the case axial direction along the outer peripheral surface of the turbine case part. A gas turbine engine characterized by being provided respectively.