JP5166830B2 - 中間冷却タービンエンジン - Google Patents

Description

本発明は概してガスタービンエンジンに関し、より詳細には、その中のタービン冷却に関する。

ガスタービンエンジンでは、空気が圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて、高温燃焼ガスを生成する。エネルギーがタービン段の燃焼ガスから抽出され、１つの駆動軸を介して圧縮機を作動し、さらなる仕事を生み出して、ターボファン航空エンジン用途において上流ファンを作動したり、海洋産業（Ｍ＆Ｉ）用途のための外部駆動軸を駆動する。

基本的なコアエンジンは、一般的に圧縮機翼と対応する案内翼の列を有する多段軸流圧縮機を含んでおり、段内の外気を加圧し、それに対応して外気の温度を上昇させる。圧縮機の後部から排気された空気は、一般にコンプレッサ排気圧力（ＣＤＰ）と呼ばれる最高圧力と、それに対応する高温を有する。

例示的な構造では、圧縮機は７つの段を有しており、空気圧を大気圧の何倍にも上昇させるとともに、圧縮サイクルによって温度を数百度上昇させることができる。ガスタービンエンジンの詳細設計や使用目的に合わせて、使用される圧縮段の数はより少なくても多くてもよい。

圧縮機から排気されたＣＤＰ空気の大部分は燃焼器内で燃料と混合されて、高温燃焼ガスを生成する。そして、これらの燃焼ガスはいくつかのタービン段における膨張サイクルを経て、そこからエネルギーを抽出し、それに対応して燃焼ガスの圧力と温度を減少させる。高圧タービン（ＨＰＴ）は燃焼器の直後にあり、コアエンジンの圧縮機翼を作動するために使用される。

低圧タービン（ＬＰＴ）はＨＰＴの後ろにあり、第２の軸を駆動して、ターボファンエンジン用途において上流ファンを作動したり、Ｍ＆Ｉ用途のための外部駆動軸を駆動する。

ガスタービンエンジンの全体的効率は、タービン段における空気圧縮効率、燃焼効率および燃焼ガスの膨張効率に依存している。

動作中のタービン部品は高温燃焼ガスに直接曝されるので、長い耐用年数を保証するためにはそれらの部品の適切な冷却が必要となる。例えば、圧縮機の排気の一部は燃焼プロセスからそれて、燃焼器のライナーを冷却するとともに、ＨＰＴのさまざまな部品を冷却する。

各タービン段は、一般的にノズル羽根の列を有する上流タービンノズルまたはステータを含んでおり、タービン動翼の対応する列を通して燃焼ガスを下流へ案内する。動翼は、一般的に支持ロータディスクの周囲に、そこに形成されたダブテールスロットに対応して取り付けられる。

タービン翼および羽根は、一般的にその中に対応する内部冷却通路を有する中空翼形であり、圧縮機の排気を受けて、動作中の翼形を冷却する。中空翼および羽根は、一般的にその圧力側壁および吸気側壁を通るフィルム冷却孔および他の排気孔などのさまざまな列を含んでおり、対応する外部フィルムで使用された冷却用空気を排気して、翼形をさらに保護する。

また、第１段のタービン翼を支持するタービンロータディスクは比較的大きな部品であり、タービン翼が取り付けられるリムと、そこから半径方向内方に延在し、中心孔を有する幅広のハブで終了する小幅のウェブ（或いは細長環状部材）とを備える。ロータディスクは動作中に相当な遠心荷重と加熱の両方に曝されるため、長期耐用可能にも設計しなければならない。

対照的に、膨張サイクル中の燃焼ガス温度および圧力の減少を考慮すると、ＬＰＴはＨＰＴほど冷却を必要としない。したがって、冷却要求が低下し、一般的に、ＬＰＴのさまざまな部品の冷却に中間抽気を使用することができる。

主要なタービン流路は、燃焼ガスがエンジン内を流れ、燃焼器の温度および圧力が減少するように、燃焼ガスを制限すべく設計される。タービン部品用のさまざまな冷却回路は主要流路から独立しており、十分な圧力の冷却用空気を供給して、動作中の冷却回路内への高温燃焼ガスの吸い込みを防止しなければならない。

例えば、固定タービンノズルと回転タービン翼との間に適切な回転シールを設けて、冷却回路内への高温燃焼ガスの吸い込みまたは逆流を防止する。ノズル羽根およびタービン翼の翼形は一般的に冷却用空気の排気口の列を含むので、冷却用空気は適切な逆流マージンを提供するのに十分な外部燃焼ガスの圧力以上の圧力を有して、タービン翼形への高温燃焼ガスの吸い込みを防止しなければならない。

したがって、一般的にＨＰＴの部品は全圧のＣＤＰ空気を使用して冷却されるのに対して、ＬＰＴ部品は低圧の中間抽気を使用して冷却することができる。

このようにして、タービン部品の冷却用の圧縮機の空気は、ＨＰＴおよびＬＰＴの異なる冷却要求に合わせて使用することができるため、圧縮機の空気の使用量が減少し、その結果エンジン効率が向上する。
米国特許第３，０３４，２９８号公報 米国特許第４，０８０，７８５号公報 米国特許第４，７４１，１５３号公報 米国特許第５，１３４，８４４号公報 米国特許第５，１３５，３５４号公報 米国特許第５，２３２，３３９号公報 米国特許第５，２８８，２１０号公報 米国特許第５，４７２，３１３号公報 米国特許第５，５５５，７２１号公報 米国特許第５，９９６，３３１号公報 米国特許第６，０５０，０７９号公報 米国特許第６，１８３，１９３号公報 米国特許第６，３３１，０９７号公報 米国特許第６，４８７，８６３号公報 米国特許第６，９６０，０６０号公報 米国特許第６，９８１，８４１号公報 ２００６年９月１日の１年以上前に米国で一般利用され、販売されているエンジン、ゼネラル・エレクトリック社「ＣＦ６−８０Ｃ２エンジン空気流ＦＡＤＥＣ制御」、１ページ ２００６年９月１日の１年以上前に米国で一般利用され、販売されているエンジン、ゼネラル・エレクトリック社「タービン冷却用ＣＦＭ５６−５Ｃ２―ＣＤＰ空気」、２ページ

しかしながら、エンジン効率の向上は現代のガスタービンエンジンにおいて継続的かつ最も重要な設計目標であるため、圧縮機から抽出される加圧空気を削減することによってさらにエンジン効率を向上させることが望まれている。

ガスタービンエンジンは、動作可能に結合される圧縮機と、燃焼器と、高圧（ＨＰ）タービンとを含む。中間冷却回路は、圧縮機の中間段からタービン翼の列を支持するＨＰディスクの前面まで流れ連通で結合して、そこまで中間抽出冷却用空気を導く。

好適かつ例示的な実施形態にしたがって、本発明をそのさらなる目的および利点と併せて、添付図面とともに以下の詳細な説明でより詳細に説明する。

図１には、例示的なターボファン航空ガスタービンエンジン１０が概略的に示される。エンジンは長手方向すなわち軸方向中心線軸１２に関して軸対称であり、航空機（図示せず）の翼または胴体に適切に取り付けられて、例示的な用途において飛行中の航空機に動力を供給する。

エンジンは、ファン１４と、低圧または昇圧圧縮機１６と、高圧（ＨＰ）圧縮機１８と、環状燃焼器２０と、高圧タービン（ＨＰＴ）２２と、低圧タービン（ＬＰＴ）２４とを直流接続で含む。

環状ナセル２６はファン１４を取り囲み、後部に延在する環状バイパス管路２８を昇圧圧縮機１６の周囲に画定する。第１駆動軸３０はＨＰＴ２２をＨＰ圧縮機１８に結合し、第２駆動軸３２はＬＰＴ２４をファン１４および昇圧圧縮機１６に結合する。２つの駆動軸は、上述のさまざまなエンジン部品の従来構造において、エンジン内の対応するフレームの軸受に適切に取り付けられる。

動作中、外気３４がエンジンの吸気口に入り、ファン１４によって部分的に加圧され、バイパス管路２８を通って排気されて、推進スラストの大部分を供給する。ファンを通過する外気３４の一部は昇圧圧縮機１６に入り、その複数の軸流段においてさらなる圧縮サイクルを経て、ＨＰ圧縮機１８内の複数の軸流段においてさらなる圧縮も行われる。

加圧空気３４は圧縮機から排気され、燃焼器２０内で燃料３６と適切に混合されて、高温燃焼ガス３８を生成する。エネルギーがＨＰＴ２２内の燃焼ガス３８から抽出されて、第１軸３０を駆動し、ＨＰ圧縮機１８を作動する。さらなるエネルギーがＬＰＴ２４内の燃焼ガスから抽出されて、第２軸３２を駆動し、ファン１４および昇圧圧縮機１６を作動する。

上述のエンジンは構造および作動においては従来どおりであり、複数の圧縮段および複数のタービン段を含む。例えば、昇圧圧縮機１６は、４列の入口案内翼と軸方向に交互に４列の圧縮機翼を含む４つの軸流段を有してもよい。

高圧圧縮機１８は、例えば７つの軸流段を含んでもよく、対応する列の入口案内翼４０と軸方向に交互に、図２に詳細に示される７列の圧縮機翼１〜７を有しており、従来のディフューザを通してＣＤＰ空気を排気する。

ＨＰＴ２２は好ましくは単段タービンであり、順に例示的な５段のＬＰＴ２４がその後に続く。

図２は、基本的なコアエンジンをより詳細に示しており、直流接続で配置された高圧圧縮機１８と、環状燃焼器２０と、ＨＰＴ２２とを有する。

図２に示されるＨＰＴ２２は、外側および内側バンドに適切に取り付けられた静翼４２の列を有する第１段すなわちＨＰタービンノズルを含む。静翼の後ろには、第１段すなわちＨＰロータディスク４６の周囲すなわちリムに取り外し可能に取り付けられた１列のＨＰタービン翼４４が続く。ディスク４６は第１駆動軸３０に固定結合され、軸３０は次に高圧圧縮機１８の圧縮機翼１〜７を支持するロータディスクに固定結合される。

ＨＰ圧縮機１８およびＨＰＴ２２の構造および動作は従来どおりであり、空気３４を加圧し、次に燃焼ガス３８を膨張させて、そこからエネルギーを抽出する。特に、空気３４の圧力および温度は、空気が７段の圧縮機翼１〜７を通って下流に流れるにつれて、軸方向に順次上昇する。第７列の圧縮機翼７はこの例示的構造において圧縮機の最終段を画定し、加圧空気を最高圧力Ｐ７および対応する高い温度Ｔ７でコンプレッサ排気圧力（ＣＤＰ）空気とともに排気する。

ＣＤＰ空気は燃焼器内で燃料と混合されて、高温燃焼ガス３８を生成し、第１段のタービンノズル羽根４２間の燃焼器の排気口から排気される。これらの羽根は燃焼器と第１段のタービン翼４４との間に軸方向に配置され、従来どおりに構成されて、翼形の翼弦に沿って、羽根の前縁から後縁にわたって、燃焼ガスの圧力を降下または減少させる。

各ノズル羽根４２は、上流の前縁と下流の後縁との間に軸方向に延在する典型的な略凹状圧力側および反対の略凸状吸込側を有する。ノズル羽根４２の外形は、燃焼ガスがタービンノズルの吸気口および排気口の端部間の下流に流れるように、大幅な圧力降下をもたらすべく適切に選択することができる。タービンノズルを流れるガスは加速かつ回転させられて、全圧をわずかに降下させ、静圧を大幅に降下させる。

それに対応して、図２にも示される第１段のタービン翼４４は、その前縁と後縁との間に軸方向に延在する略凹状圧力側および反対の略凸状吸込側を有する。タービン翼４４の外形も従来どおりに、翼形の翼弦に沿って、翼の前縁から後縁にわたって、燃焼ガス３８の圧力をさらに降下または減少させるように選択される。仕事すなわちエネルギーがタービン動翼間を流れるガスから抽出され、全圧および静圧ともに大幅に降下させる。

エネルギーが付加されると、圧縮段が空気の圧力および温度を増加させるのに対して、タービン段は燃焼ガスの圧力および温度を減少させて、そこからエネルギーを抽出する。

図２に示される単段のＨＰＴ２２の使用により、まずノズル羽根４２で、次にタービン翼４４で燃焼ガスの大幅な圧力降下を生じさせることができるので、ＨＰＴ２２のために改良した冷却回路を使用して、エンジン効率をさらに向上させることができる。

より詳細には、図２は、ＨＰ圧縮機１８の中間段から第１段のディスク４６の前面５０まで流れ連通で結合された環状中間冷却回路または通路４８を示しており、３４ｂで表される加圧された中間抽気を導いて、ディスクを冷却する。

例えば、第５列の圧縮機翼５として表される第５の中間段は冷却抽気３４ｂの供給源として使用することができ、この中間段は最後の第７段の圧縮機１８の上流に配置される。中間段の選択は、ＨＰ圧縮機１８における圧縮サイクルおよびＨＰＴ２２における対応の膨張サイクルに依存する。

より詳細には、ＨＰＴ２２のノズルおよび翼にわたって燃焼ガス３８の大幅な圧力降下を生じさせることによって、低圧の中間加圧空気が圧縮機から抽出され、ＨＰＴを差圧で適切に駆動することができる一方、さらにＨＰＴ内の燃焼ガスの圧力以上の圧力で適切な逆流マージンを維持する。

好ましくは、圧縮機の中間段は加圧空気３４に静圧（ＰＳ）を生じさせるように選択され、この静圧は、適切にはＨＰ翼４４の後縁における燃焼ガスの静圧以上である。

例えば、第５の中間段は圧縮機１８の最後すなわち第７段の少なくとも２段上流にあり、単段のＨＰＴ２２に抽気３４ｂの供給源を設けるために効果的に使用することができる。

前述のとおり、空気３４の圧力および温度は、圧縮機翼１〜７の対応する列で表されるように、７段のＨＰ圧縮機１８の各々で段階的に増加する。圧縮機内の空気の全体的または総計の圧力増加は非常に大きく、例えば１０〜３０気圧に達する可能性がある。それに対応して、圧縮機１８全域の加圧空気３４の温度上昇は数百度になり得る。

上述の中間冷却回路４８内の非ＣＤＰ空気を利用することによって、ＣＤＰ空気の迂回の大幅な減少をそれに対応するエンジン効率の大幅な向上とともに得ることができる。ＣＤＰ空気はエンジンにおいて、その高圧力を達成するためにそこで実行される最大仕事に起因する最も貴重な空気であるので、燃焼プロセスからの空気の迂回に対応してエンジン効率が減少する。そのため、ＣＤＰ空気の迂回を制限することによってエンジンの全体的効率を増加させることができる。

図３は、第１段のロータディスク４６を有するＨＰＴ２２をより詳細に示しており、その周辺リムの周囲の第１段のタービン翼４４の列を支持する。中関冷却回路４８は中間圧縮機段を起点とし、第１段のタービンディスク４６を終点として、そこに冷却用空気を供給する。

例示的な第５段の抽気３４ｂは対応する静圧Ｐ５および全温度Ｔ５を有しており、それらは実質的に最後の圧縮機段から排気されるＣＤＰ空気３４の圧力Ｐ７および温度Ｔ７未満である。低温抽気３４ｂはタービンディスク４６の前面５０に適切に導かれ、タービンディスク４６をより効果的に冷却し、それに対応してその中の熱応力を減少させるとともに、タービンディスク４６の寿命を延ばす。

また、抽気３４ｂの中間圧力Ｐ５は十分に高く、抽気３４ｂが導かれるＨＰＴのさまざまな冷却通路内への燃焼ガス３８の逆流または吸い込みを防止する。

例えば、図２および図３は、中間冷却回路４８が、圧縮機１８とＨＰディスク４６との間に軸方向に延在する第１駆動軸３０の内部に都合よく配置されることを示している。前述のとおり、個々のタービン翼４４は従来のダブテールであって、タービンディスク４６の周囲にわたって軸方向に延在するダブテールスロット５２に対応して取り付けられる。中間冷却回路４８は、好ましくは抽気３４ｂをディスクの前面５０を越えてダブテールスロット５２内に半径方向外方に導くように構成されて、タービンディスクをより高度に冷却する。

図２および図３に示される燃焼器２０は環状の内側燃焼器ケース５４の周囲に従来方法で半径方向に支持され、燃焼器の半径方向内側および外側ライナーを冷却するために使用される、圧縮機からのＣＤＰ空気の内側境界をケースの周囲の円周方向に形成する。したがって、中間冷却回路４８は好ましくは内側燃焼器ケース５４を取り囲むＣＤＰ空気通路から独立している。

図３に示されるＨＰＴ２２はさらに、ディスクの前面５０に沿って半径方向に延在し、そこから軸方向前方に離間配置された環状の前方シールプレート５６を含み、ディスク周囲のダブテールスロット５２と流れ連通で配置される環状分配通路すなわちマニホルド５８を画定する。中間冷却回路４８は、マニホルド５８の内端と流れ連通で適切に結合される。

このようにして、中間抽気３４ｂは遠心力を受けてマニホルド５８を通して半径方向外方に導かれ、動作中にディスク４６が回転して、ダブテールスロット５２の全列に抽気を供給する。プレート５６はマニホルド５８の内部にインペラ羽根（図示せず）を含んでもよく、必要に応じて空気圧をさらに上昇させる。

図３に示されるタービンディスク４６は、軸方向のダブテールスロット５２が形成される典型的な幅広の周辺リムを有しており、そこから半径方向内方に延在し、それを貫く中心孔を有する幅広の中央ディスクハブ６２で終了する細い環状ウェブ６０を備える。第１駆動軸３０は、後部フランジでボルト６４の列によってディスクウェブ６０に固定結合される。補助ハブ６６は前方シールプレート５６の基端部に一体的に結合され、同じボルト６４を使用してボルト締めフランジに固定して取り付けられる。適当な開口がシールプレート５６と補助ハブ６６の接合部に設けられて、中間冷却回路４８とマニホルド５８との間に流体的連通を形成する。

中間冷却回路４８は駆動軸３０によって機外に接しており、好ましくは、圧縮機の中間段の上流の補助ハブ６６の孔から軸方向前方に延在する管状バッフル６８によって機内に接する。

例えば、図２に示される７段のＨＰ圧縮機１８の各々は、対応する列の圧縮機翼１〜７を支持する対応する圧縮機ロータディスク７０を含んでおり、従来構造のディスクの周囲に対応するダブテールおよびダブテールスロットを有する。管状バッフル６８は、好ましくは前方に延在して、第５段の圧縮機ディスク７０のハブの中心孔に密封接触する。

中間冷却回路４８はまた、好ましくは、対応する圧縮機ディスク７０に沿った第５段の圧縮機翼５の基部から半径方向内方に延在する複数の円周方向に離間配置された吸気管７２を含み、バッフル６８の周囲の半径方向内方かつ軸方向に中間抽気３４ｂを導いて、排気マニホルド５８に流す。吸気管７２は従来構造を有し、好ましくはそれらの間の対応する案内翼の列の領域にある、圧縮機翼の隣接する列の間で圧縮機ロータの対応する開口を通して中間加圧空気を抽出する。

図３の初めに示されたように、タービン翼４４の各々は、それらの半径方向に延在する内部冷却回路または通路７４を含む任意の従来構造を有してもよい。内部冷却回路は翼の翼形部分を通る複数列の冷却孔で終了し、前縁すなわち第１孔７６の列および別の後縁すなわち第２孔７８の列を有する。

翼の内部冷却通路７４は、そこからの加圧空気を受けるＨＰ圧縮機１８と流れ連通で適切に結合されて、各翼を内部で冷却する。しかしながら、内部冷却空気の圧力は、翼の前縁および後縁の両方かつその間で適切な逆流マージンを維持するために外部燃焼ガスの圧力よりも十分に高くして、動作中のタービン翼への燃焼ガスの吸い込みまたは逆流を防止しなければならない。

図３に示される例示的実施形態では、翼の冷却通路７４はマニホルド５８と流れ連通で配置されて、中間冷却回路４８から中間抽気３４ｂを受ける。このようにして、第１段のタービン翼４４に対応する第５段の圧力Ｐ５および温度Ｔ５の第５段の抽気を供給して、十分な逆流マージンを備えたタービン翼をさらに冷却する。

図２において、第５の圧縮段は冷却用空気をＨＰＴロータに供給するように選択される。なぜならば、第５段は、第１段のタービン翼４４の前縁で第１冷却孔７６の対応する列の近傍における燃焼ガス３８の相対全圧（ＰＴＲ）以上である、圧縮機の抽気３４ｂの静圧を生じさせることができるからである。

タービン翼４４が動作中に回転し、まず初めにその前縁に沿って入り込む燃焼ガス３８を受けるため、前縁孔７６から排気される冷却用空気の内圧は、適切な逆流マージンを形成するために外部燃焼ガスの相対全圧よりも適切に高くして、タービン翼内への燃焼ガスの吸い込みを防止しなければならない。

燃焼ガスの圧力がタービン翼４４の前縁と後縁との間で減少するので、第５段の抽気はさらに、タービン翼の後縁に沿って配置された第２孔７８の列に十分な逆流マージンを形成する。

したがって、従来方法のＣＤＰ冷却用空気を用いて図３に示される第１段のタービン翼４４を冷却する代わりに、低圧・低温の中間抽気を使用して、第１段のディスク４６の前面５０だけでなく、ディスクの周囲に取り付けられた第１段のタービン翼４４を冷却してもよい。

マニホルド５８はダブテールスロット５２で終了し、中間抽気を翼のダブテールの基部の対応する吸気口に供給して、個々の翼の内部冷却回路に流す。前方シールプレート５６は好ましくは、翼４４のための前部翼固定具を画定する外周すなわちリムを有しており、この翼はディスクの反対側の従来の後部翼固定具とも協働して、翼が対応する軸方向のダブテールスロットに軸方向に捕捉される。

図３に示される例示的実施形態では、第１段のタービン翼またはロータディスクを冷却するためにＣＤＰ空気を使用しないため、従来の流体インデューサがこの設計から排除され、それに付随する複雑さが除かれる。代わりに、１つの環状シールフレーム８０が内側ケース５４から半径方向内方に延在し、その中心孔に環状シールパッドを含んで、取付ボルト６４の列の上方に補助ハブ６６から半径方向外方に延在するラビリンスシール歯８２を密封結合する。

このようにして、燃焼器を取り囲むＣＤＰ冷却回路は、中間冷却用空気を供給して第１段のディスクの前面およびそこに取り付けられたタービン翼を冷却する中間冷却回路４８から分離される。

第１段のタービンディスクおよびタービン翼を冷却するために非ＣＤＰ空気を使用することは、それらをより高度に冷却するために重要であり、さらにエンジンの構造および全体的効率を改善する複合作用をもたらす。タービンロータの冷却に貴重なＣＤＰ空気は使用しないので、エンジンの全体的効率は向上する。

タービンロータおよびタービン翼を冷却するために低温空気が使用されるため、冷却用空気が少なくて済み、翼寿命を延ばすこともできる。その結果、低温作動タービンロータはその動作温度の低さを考慮して安価な超合金から形成してもよい。

ＣＤＰ空気のインデューサ装置は上述のように排除され、エンジン設計が簡単になり、その重量も軽くすることができる。

さらに、タービンロータを冷却するためのＣＤＰ空気を省くことによって、圧縮機１８および燃焼器２０に関連してＨＰＴそのものの再設計が可能になり、全体的な効率が向上する。

しかしながら、ＨＰＴロータにおいて中間抽気を使用することの第１の利点は、翼の冷却とは関係なく、ロータそのものを冷却することである。図４は代替的な実施形態を示しており、翼の内部冷却通路７４が中間冷却回路４８から独立している対応の回路内で圧縮機１８の第７すなわち最終段と流れ連通で配置される。

この実施形態では、前方シールプレート５６が翼のダブテールの基部で終了し、中間抽気３４ｂだけを導いて、ダブテールスロット５２を通してタービン段の後部翼固定具の対応する開口から出す。従来の環状の前部翼固定具８４は、補助ハブ６６から前方シールプレート５６の半径方向外側かつ前方にある第１段のタービン翼４４まで半径方向外方に延在する。

環状の流体インデューサ８６は、そこに適当な開口を有する内側ケース５４から後部に延在して、他の従来方法で翼の内部冷却回路７４を通してＣＤＰ空気３４を導く。インデューサ８６はインデューサ翼の列を含み、固定インデューサ８６から回転する前部翼固定具８４の開口を通してＣＤＰ空気３４を接線方向に案内する。

その後、ＣＤＰ空気は翼固定具８４とシールプレート５６との間の流れの空洞に半径方向外方に導かれて、対応するタービン翼のダブテールに形成された側方吸気口を通してＣＤＰ空気が供給される。翼の基部は硬さを維持し、ダブテールの下方の中間抽気を翼内のＣＤＰ空気から分離する。

第１段のタービン翼４４を冷却するためにＣＤＰ空気を使用することは、他の面では従来どおりであり、エンジンの全体的効率を減少させるという根本的な欠点を有する。しかしながら、第１段のタービンディスク４６の前面を冷却するために中間抽気を使用することによって、ロータの冷却と寿命においてそれぞれの重要な利点がもたらされる。

また、図２および図４は、タービン翼から独立してタービンロータを冷却するための中間抽気のさまざまな供給源を示す。第５段の抽気の代わりに、抽気は第３の圧縮機翼３に続く第３の圧縮機段から同様に抽出されてもよい。この構造において、管状バッフル６８は対応する第３の圧縮機ディスクの上流に適切に延在しつつ、下流の圧縮機ディスクの孔を通る通路を形成して中間冷却回路４８を延長させる。

第３段の抽気を使用すると温度Ｔ３がさらに低くなるという恩恵にあずかる一方、この早い段階の圧縮機の抽気のより低い静圧Ｐ３にも適応する。

中間抽気は図４に示されるダブテールスロット５２を通して軸方向に導くことができるので、中間抽気は第１段の翼４４の後縁に続く面に排気され、そこではノズル羽根４２およびタービン翼４４を移動した後に燃焼ガスの圧力が大幅に降下する。第３段の抽気の静圧Ｐ３は、第１段のタービン翼４４の後縁に沿った燃焼ガス３８の静圧ＰＳよりもさらに高いが、第１段の翼の前縁に沿った相対全圧ＰＴＲ以下である。ＣＤＰ空気は現在も第１段の翼４４を冷却するために使用されているので、第３段の抽気の静圧が低いことはこの実施形態では関係がない。

第１段のタービンディスクの前面およびそこに取り付けられた第１段のタービン翼を冷却するためにＣＤＰ空気が必要ないことを認識し、代わりに低圧かつ低温の中間抽気を使用することにより、エンジン効率の大幅な増加を達成することができる。

本発明の好適かつ例示的な実施形態と見なされるものをここで説明してきたが、当業者にはこの中の教示から本発明の他の変形例が明らかとなるであろう。したがって、本発明の真の精神および範囲に含まれる変形例のすべてが添付の請求項で保護されることが望ましい。

ターボファンガスタービンエンジンの部分断面軸方向概略図である。 図１に示されるコアエンジンの一部分の拡大軸方向断面図である。 図２に示される高圧タービンの拡大軸方向断面図である。 代替的な実施形態にしたがった高圧タービンの図３と同様の拡大軸方向断面図である。

符号の説明

１〜７ 圧縮機翼
１０ タービンエンジン
１２ 中心線軸
１４ ファン
１６ 昇圧圧縮機
１８ （ＨＰ）圧縮機
２０ 燃焼器
２２ 高圧タービン（ＨＰＴ）
２４ 低圧タービン（ＬＰＴ）
２６ ナセル
２８ バイパス管路
３０ 第１駆動軸
３２ 第２駆動軸
３４ 空気
３６ 燃料
３８ 燃焼ガス
４０ 案内翼
４２ ノズル羽根
４４ タービン翼
４６ ロータディスク
４８ 通路
５０ 前面
５２ ダブテールスロット
５４ 燃焼器ケース
５６ シールプレート
５８ 分配マニホルド
６０ ウェブ
６２ ハブ
６４ ボルト
６６ 補助ハブ
６８ 管状バッフル
７０ ロータディスク
７２ 吸気管
７４ 冷却通路
７６ 第１孔
７８ 第２孔
８０ シールフレーム
８２ シール歯
８４ 翼固定具
８６ 流体インデューサ
８８ ＨＰ翼

Claims (5)

1. 空気（３４）を加圧するための圧縮機翼（１〜７）の列を有する多段軸流圧縮機（１８）と、
   前記圧縮機（１８）と流れ連通して配置され、前記加圧空気（３４）と燃料（３６）を混合して、燃焼ガス（３８）を生成する環状燃焼器（２０）と、
   高圧（ＨＰ）タービン（２２）であって、軸（３０）によって前記圧縮機翼（１〜７）に結合された支持ＨＰロータディスク（４６）の周囲の対応するダブテールスロット（５２）に取り付けられたダブテールを有するＨＰタービン翼（４４）の列を含む前記ＨＰタービン（２２）とを有し、
   前記ＨＰディスク（４６）は、幅広のハブ（６２）で終了する前面（５０）を有する前記周囲から内方に延在するウェブ（６０）と、前記前面（５０）に沿って半径方向に延在して、前記ダブテールスロット（５２）と流れ連通する環状マニホルド（５８）を画定する前方シールプレート（５６）とを含んでおり、
   前記圧縮機の中間段の前記圧縮機翼の隣接する列の間を半径方向内方に延びる中間抽気口から前記マニホルドまで流れ連通で結合され、該マニホルドまで中間抽出冷却用空気（３４ｂ）を導く中間冷却回路（４８）をさらに有し、
   前記燃焼器（２０）が内側ケース（５４）の周囲に支持され、
   前記中間冷却回路（４８）が前記圧縮機（１８）と前記マニホルド（５８）に流れ連通する前記ＨＰディスク（４６）との間の前記軸（３０）の内部に配置され、
   前記軸（３０）が前記前方シールプレート（５６）の基部において補助ハブ（６６）で前記ディスクウェブ（６０）に固定結合され、
   前記中間冷却回路（４８）が、前記補助ハブ（６６）から前記中間段（５）の上流へ軸方向に延在する管状バッフル（６８）に隣接し、
   前記圧縮機の中間段（５）が前記圧縮機翼（５）の対応する列を支持する圧縮機ディスク（７０）を含み、前記バッフル（６８）が前記圧縮機ディスク（７０）のハブまで前方に延在し、
   前記中間冷却回路（４８）の前記中間抽気口が、前記圧縮機ディスク（７０）に沿った前記圧縮機翼（５）から半径方向内方に延在する複数の吸気管（７２）をさらに有し、前記中間抽気（３４ｂ）を前記マニホルド（５８）に導き、
   前記ＨＰタービン（２２）が前記燃焼器（２０）と前記ＨＰ翼（４４）との間に配置された静翼（４２）の列を有する第１段のＨＰタービンノズルを含み、前記静翼の前縁から後縁にわたって前記燃焼ガスの圧力を降下させ、
   前記ＨＰ翼（４４）の各々が、その前記前縁に沿って半径方向に延在する第１冷却孔（７６）の前方列と、その前記後縁に沿って半径方向に延在する第２冷却孔（７８）の後方列とをさらに含み、翼の内部冷却回路（７４）から翼の冷却用空気を排気し、
   前記ＨＰ翼（４４）がその前縁から後縁にわたって前記燃焼ガスの圧力をさらに降下させるように構成され、
   前記中間圧縮機段が前記圧縮機（１８）の最終段の上流に配置されて、前記抽気（３４ｂ）の静圧を前記ＨＰ翼（４４）の前記後縁における前記燃焼ガスの静圧以上にする、ガスタービンエンジン（１０）。
2. 前記内側ケース（５４）から半径方向内方に延在し、前記補助ハブ（６６）から半径方向外方に延在するラビリンスシール歯（８２）を密封結合するシールフレーム（８０）をさらに有し、
   前記翼の冷却通路（７４）が前記マニホルド（５８）と流れ連通して配置され、そこからの前記中間抽気（３４ｂ）を受ける、請求項１に記載のエンジン。
3. 前記中間段（５）が前記抽気（３４ｂ）の静圧を前記ＨＰ翼（４４）の前記前縁における前記燃焼ガス（３８）の相対全圧以上にするように構成される、請求項２に記載のエンジン。
4. 前記翼の冷却通路（７４）が前記中間冷却回路（４８）から独立した回路内で前記圧縮機（１８）の前記最終段（７）と流れ連通して配置される、請求項１に記載のエンジン。
5. 前記補助ハブ（６６）から前記前方シールプレート（５６）の外側の前記ＨＰ翼（４４）まで半径方向外方に延在する前部翼固定具（８４）と、
   前記内側ケース（５４）から後部に延在して、前記ＨＰ翼（４４）を通して圧縮機の排気（３４）を導く環状インデューサ（８６）とをさらに有する、請求項４に記載のエンジン。
   

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