JPH04187829A - Method of adjusting flow rate of cooling air to turbine case of gas turbine engine - Google Patents
Method of adjusting flow rate of cooling air to turbine case of gas turbine engineInfo
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Abstract
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、ガスタービンエンジンのタービンケースへの
冷却空気流量を制御する方法に関する。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Field of the Invention The present invention relates to a method of controlling cooling air flow to a turbine case of a gas turbine engine.
ガスタービンエンジンのケース温度を低減させ、回転す
るタービンブレードの先端とタービンケースによって支
持されている周囲の環状シュラウドとの間に存在する径
方向クリアランスを減少させるために、タービン部分の
外部ケースに比較的冷たい空気源からの空気を当てるこ
とは公知である。Compared to the external case of the turbine section, in order to reduce the gas turbine engine case temperature and reduce the radial clearance that exists between the tips of the rotating turbine blades and the surrounding annular shroud supported by the turbine case. It is known to apply air from a cold air source.
また、上述のクリアランスを最適化し、そしてエンジン
出力レベルが定常状態値から急激に変化される場合に起
こり得る過渡的効果に前辺て対処するように、冷却空気
流量を調節するための方法も種々知られている。このよ
うな例として、ＦｏＭ。There are also various methods for adjusting the cooling air flow rate to optimize the clearances mentioned above and to proactively address possible transient effects when the engine power level is changed rapidly from its steady state value. Are known. An example of this is FoM.
シュワルツ他の「ガスタービンエンジンのクリアランス
制御方法」に関する継続中の米国特許出願番号０７／３
７２，３９８号明細書がある。その出願には、エンジン
出力の急増時に適切なりリアランスを与えるように、エ
ンジン出力レベルに基づいて冷却空気流量を管理する方
法が開示されている。Pending U.S. Patent Application No. 07/3 for ``Method of Clearance Control in a Gas Turbine Engine'' by Schwartz et al.
There is a specification of No. 72,398. That application discloses a method for managing cooling air flow based on engine power levels to provide adequate margin during engine power surges.
ガスタービンエンジンにおけるブレード先端対シュラウ
ドのクリアランスの過渡応答は、そのエンジンの最近の
運転履歴の関数になっている。この過渡応答は、タービ
ンロータとその周囲のタービンケースとの間の熱容量の
不整合から引き起こされる。ここで、後者は、非常に大
きく重いので、タービンを通る作動液体の温度変化に対
する過渡応答を特徴づける非常に大きな時定数を有する
。The blade tip-to-shroud clearance transient response in a gas turbine engine is a function of the engine's recent operating history. This transient response is caused by a heat capacity mismatch between the turbine rotor and its surrounding turbine case. Here, the latter is very large and heavy and therefore has a very large time constant that characterizes the transient response to temperature changes of the working fluid through the turbine.
特に運転すなわち巡航出力レベルからフライトアイドル
すなわち他の低減出力レベルへのエンジン出力レベルの
減少及び巡航出力へのエンジンの再加速を経験している
ガスタービンエンジンは、回転ブレード先端及び周囲環
状シュラウド間で熱的不整合、さらには干渉を受は得る
。その様な干渉すなわち接触は、シュラウド及び／若し
くはブレード先端に損傷を生じさせ、またはシュラウド
材の早期疲労を生じさせ、それによって、続いてのエン
ジンの全運転に対して、ブレード先端とシュラウド間の
径方向クリアランスを増大させる。ブレード先端とシュ
ラウド間のクリアランスを正確にモニタする方法及びシ
ステムは、信頼性がなく、かつ高価であることがわかっ
た。また、それらの方法及びシステムでは、構成要素の
現時点の過渡状態を正確に検知し得ない。Gas turbine engines, particularly those experiencing a reduction in engine power level from a running or cruise power level to a flight idle or other reduced power level and reacceleration of the engine to cruise power, have a It suffers from thermal mismatch and even interference. Such interference or contact can cause damage to the shroud and/or blade tips or cause premature fatigue of the shroud material, thereby causing damage between the blade tips and the shroud for all subsequent engine operation. Increase radial clearance. Methods and systems for accurately monitoring blade tip-to-shroud clearance have proven to be unreliable and expensive. Additionally, these methods and systems cannot accurately detect current transient states of components.
従って、余分な測定装置、すなわちガスタービンエンジ
ンのコントローラで現に使用されない情報を必要とせず
、ガスタービンエンジンにおける環状シュラウドと回転
ブレード先端間のクリアランスの過渡的逸脱を予測する
方法が求められる。Therefore, there is a need for a method for predicting transient deviations in clearance between an annular shroud and a rotating blade tip in a gas turbine engine without requiring extra measurement equipment, ie, information not currently used by the gas turbine engine's controller.
本発明の目的は、調節された量の比較的冷たい空気がシ
ュラウド支持ケースに吹きつけられているガスタービン
エンジンにおけるブレード先端から環状シュラウドまで
のクリアランスを制御する方法を提供することにある。It is an object of the present invention to provide a method for controlling blade tip to annular shroud clearance in a gas turbine engine in which a controlled amount of relatively cool air is blown against the shroud support case.
〔課題を解決するための手段〕及び〔作用〕本発明の方
法は、エンジン出力レベル及び運転条件の変化に対する
ケース及びブレード先端の熱的及び機械的過渡成長応答
を数学的に概算することによって、総合フィードバック
ループを与え、コントローラによって冷却空気流量を調
節せしめ、ブレード先端及びシュラウド間の適切な径方
向クリアランスを維持するものである。SUMMARY OF THE INVENTION The method of the present invention provides for: mathematically approximating the thermal and mechanical transient growth response of the case and blade tips to changes in engine power level and operating conditions; A comprehensive feedback loop is provided to allow the controller to adjust cooling air flow to maintain proper radial clearance between the blade tips and the shroud.
ブレード先端からシュラウドまでのクリアランスは、入
口空気圧力及び温度、ロータ速度、及びエンジンコンプ
レッサ性能の変化の結果として、支持ケース及びタービ
ンロータの寸法応答を計算することによって概算される
。Blade tip to shroud clearance is estimated by calculating the dimensional response of the support case and turbine rotor as a result of changes in inlet air pressure and temperature, rotor speed, and engine compressor performance.
第１図は、前方ファンケース１２及びタービンケース９
を有するガスタービンエンジン１０の概略図である。比
較的冷たい空気が、ファンケース１２のバイパスエアフ
ローから引き込まれる。その冷却空気は、開口３２によ
ってタービンケース冷却システムに入り、導管３０を通
してヘッダ３４へ導かれる。その後、その冷却空気は、
タービンケース９を取り巻いている多孔冷却管３６によ
って、ファンケース９の外側に向かって放出される。FIG. 1 shows the front fan case 12 and the turbine case 9.
1 is a schematic diagram of a gas turbine engine 10 having a gas turbine engine 10. FIG. Relatively cool air is drawn from the fan case 12 bypass airflow. The cooling air enters the turbine case cooling system through opening 32 and is directed through conduit 30 to header 34 . Then, the cooling air is
It is discharged towards the outside of the fan case 9 by a multi-hole cooling pipe 36 surrounding the turbine case 9 .
そのシステムの冷却空気流量を調節するために、冷却流
量調節弁４４が設けられている。調節弁４４の動作を指
示するために、コントローラ４２が使用されている。上
述のシステムは、例えば、米国特許箱４，０６９，６６
２号に開示されている様に、技術的に良く知られている
。A cooling flow control valve 44 is provided to adjust the cooling air flow rate of the system. A controller 42 is used to direct the operation of the control valve 44. The above-mentioned system is disclosed, for example, in U.S. Patent Box 4,069,66.
As disclosed in No. 2, it is well known in the art.
第２図は、周囲のタービンケース９によって支持されて
いる周囲環状シュラウド（図示せず）と、タービンロー
タ（図示せず）の回転ブレード先端との間の径方向クリ
アランスの過渡応答を示している。第２図において、Ｔ
−０において、Ｔ＜０で定常状態巡航出力レベルで運転
されていたガスタービンエンジンは、フライトアイドル
または他の非常に低下した出力まで出力レベルが急減す
る。Figure 2 shows the transient response of the radial clearance between the surrounding annular shroud (not shown) supported by the surrounding turbine case 9 and the rotating blade tips of the turbine rotor (not shown). . In Figure 2, T
At -0, the gas turbine engine that was operating at steady state cruise power level at T<0 suddenly decreases in power level to flight idle or other severely reduced power.
下部破線１０２は、エンジン１０の現時点の出力レベル
に応答する従来技術のコントローラ４２を用いている従
来のクリアランスｍす御システムのクリアランス応答を
表している。第２図から理解されるごとく、タービンロ
ータ速度が低下し、その結果、タービンブレードにかか
る遠心力が減少すると、クリアランスδは、Ｔ−０の後
直ぐに増加する。エンジンのタービン部を介して流れて
いる作動液体の温度が低下する結果として、外部ケース
９が、低平衡温度に達すると直ぐに、クリアランスが減
少される。一方、非常に大きくて重いロータ及びブレー
ドは、まだ冷却されている。The lower dashed line 102 represents the clearance response of a conventional clearance m control system using a prior art controller 42 responsive to the current power level of the engine 10. As can be seen from FIG. 2, the clearance δ increases shortly after T-0 as the turbine rotor speed decreases and, as a result, the centrifugal force on the turbine blades decreases. As a result of the decreasing temperature of the working fluid flowing through the turbine section of the engine, the clearance is reduced as soon as the outer case 9 reaches a low equilibrium temperature. Meanwhile, the very large and heavy rotor and blades are still being cooled.
充分な時間が経過した後、タービンロータ及びケースの
双方とも、アイドル出力レベルδＩＤＬＥに対する平衡
温度及びクリアランスに達する。After a sufficient period of time, both the turbine rotor and case reach equilibrium temperature and clearance for the idle power level δIDLE.
充分な時間が経過した後、タービンロータ及びケース９
ともに、ブレード先端及びシュラウド間のクリアランス
が定常状態値よりも小さい間の期間、熱応答不整合が発
生しない前にアイドル出力レベルδＩＤＬＥに対する平
衡な温度及びクリアランスに達する。万一、エンジンが
この過渡期間内に巡航出力レベルに戻る再加速を受ける
と、タービンロータ速度が増加し、かつ、ケース９が、
ステップ出力増加の後の増大温度作動液体によって、温
かくなるに充分な時間を持つ前に、ブレード上に遠心力
が再び課せられると、クリアランスが、破線曲線１０４
に従って減少する。従って、曲線１０４は、エンジン１
０のブレード先端及びシュラウドに対する早期疲労すな
わち不所望な損傷を導〈従来技術において起こり得る干
渉すなわちこすれ状態を説明している。After sufficient time has passed, the turbine rotor and case 9
Together, during the period during which the clearance between the blade tip and shroud is less than the steady state value, equilibrium temperature and clearance for the idle power level δIDLE is reached before thermal response mismatch occurs. If the engine were to undergo re-acceleration back to the cruising power level within this transition period, the turbine rotor speed would increase and Case 9
If centrifugal force is re-imposed on the blade before it has had enough time to warm up due to the increased temperature working fluid after a step power increase, the clearance will increase as shown in dashed curve 104.
decreases according to Therefore, curve 104 represents engine 1
0 leads to premature fatigue or undesirable damage to the blade tip and shroud.
この出願と同日出願のシュワルツ及びラグ−の「ガスタ
ービンエンジンのシール保護方法」と題する米国特許に
記載された解決策では、エンジン出力レベルのステップ
減少後のある期間冷却空気流量を実質的に低減させ、そ
れによって、実線１０６によって示されたように、−様
に増大したクリアランスを生じさせている。この解決法
は、効果的ではあるが、エンジン出力レベルが低下する
毎に、少なくともその後の短い期間過剰なりリアランス
を発生する。本発明による方法では、ブレード先端とシ
ュラウド間の過渡的クリアランスの数学モデルを使用し
て、万一、エンジンが高出力レベルに再加速された場合
にも干渉を避けるに充分なりリアランスを維持するよう
に、コントローラ４２によって弁４４を調節し、かつ過
剰なりリアランスが生じないように冷却管３６に対する
充分な流量を維持しながら、エンジン出力レベルの変化
後にタービンケース９への冷却空気流量を除去するので
はなく、減少させるようにしている。The solution described in Schwartz and Rags, U.S. patent entitled ``Method of Seal Protection for a Gas Turbine Engine,'' filed on the same day as this application, substantially reduces cooling air flow for a period of time after a step reduction in engine power level. , thereby creating an increased clearance as shown by solid line 106 . Although effective, this solution creates excess tolerance for at least a short period of time each time the engine power level decreases. Our method uses a mathematical model of the transient clearance between the blade tips and the shroud to maintain sufficient clearance to avoid interference should the engine be re-accelerated to a higher power level. The controller 42 modulates the valve 44 and removes the cooling air flow to the turbine case 9 after changes in engine power level while maintaining sufficient flow to the cooling pipe 36 without excess clearance. Instead, we are trying to reduce it.
第２図の曲線１０８は、タービン冷却空気が定常状態の
流速で流れている場合の従来技術の曲線１０２と、ター
ビン冷却空気が、実質的に遮断されている場合の曲線１
０６との間の過渡的クリアランス応答曲線を与える本発
明の方法によって制御されたエンジンの過渡的クリアラ
ンス応答を示している。従って、再加速過渡曲線１１０
．１１２、及び１１４は、ブレード先端からシュラウド
までのクリアランスをδう！Ｎより小さく減少させず、
それによって、ブレード先端とシュラウド間の早熟摩耗
及び干渉を起こさせない。Curve 108 in FIG. 2 shows prior art curve 102 when turbine cooling air is flowing at a steady state flow rate and curve 1 when turbine cooling air is substantially shut off.
6 shows the transient clearance response of an engine controlled by the method of the present invention giving a transient clearance response curve between 0.06 and 0.06; Therefore, the re-acceleration transient curve 110
．． 112 and 114 indicate the clearance from the blade tip to the shroud by δ! Do not reduce it to less than N,
This prevents premature wear and interference between the blade tips and the shroud.
本発明に係る方法は、現時点のロータ速度に対応する要
求される定常状態クリアランス程度の値を持った、ブレ
ード先端とシュラウド間の瞬時の径方向クリアランスを
維持するように、入力パラメータをコントローラ４２に
与えるために、ロータ先端とタービンケースの過渡応答
を概算するための数学的予測モデルを使用している。従
って、第３図に示されるごとく、コントローラ４２は、
比較器２０２で、ブレード先端及びシュラウド間の総合
された瞬時クリアランス２０４を、所望のクリアランス
の計画値と比較し、瞬時クリアランスを増すために調節
弁４４の位置φを調整する。The method of the present invention provides input parameters to the controller 42 to maintain an instantaneous radial clearance between the blade tips and the shroud with a value on the order of the required steady state clearance corresponding to the current rotor speed. A mathematical prediction model is used to approximate the transient response of the rotor tip and turbine case. Therefore, as shown in FIG. 3, the controller 42:
A comparator 202 compares the combined instantaneous clearance 204 between the blade tip and the shroud to a planned desired clearance and adjusts the position φ of the control valve 44 to increase the instantaneous clearance.
以下に記述されたアルゴリズムは、ガスタービンエンジ
ン用のロータ及びケースの種々の複雑な数学的取り扱い
を簡単にしたものである。従って、ブレード先端及びシ
ュラウド間の瞬時クリアランスδは、次式によって与え
られる。The algorithm described below simplifies various complex mathematical treatments of rotors and cases for gas turbine engines. Therefore, the instantaneous clearance δ between the blade tip and the shroud is given by the following equation.
δ”Ｇ’ｍａ＊ａ−Ｇ’＊ｏｒｏ＊ Ｇｗ （Ｎ２）
ここで。δ"G'ma*a-G'*oro* Gw (N2)
here.
Ｇ ’ ＠ ＩＩ ＊ ＊ −熱効果によるシュラウ
ドの現時点の内径
Ｇ′、。ＴＯＲ−熱効果によるブレード先端の現時点の
外径
ＧＷ（Ｎ２）−ロータ速度Ｎ２の遠心効果によるブレー
ド先端の現時点の外径
本発明に係る数学モデルでは、次に、シュラウド及びロ
ータの現時点の半径を再計算し、コントローラによって
使用された総合クリアランスを与えて、増分時間ステッ
プに対するＧ′。１１．及びＧ’ｉ。ＴＯＲを決定する
。従って、
式２
％式％：１
ｇ ａｓｓｅ（ｍ）＝以下に定義される流量パラメータ
ｍの関数としてのケース成長率
ｈ（φ）−弁位置φの関数としての熱伝達効率Ｇ 、、
、、（Ｎ ２ 、φ）＝与えられたＮ２及びφに対する
時間ψにおける予測シュ
ラウド内側半径
〔Ｇ。ａｓｓ（Ｎｚ＋φ）−Ｇ′。１１．〕は、現時点
のロータ速度及び調節弁設定弁設定から決まる定常のシ
ュラウド内径と、現時点のシュラウド内径との間の瞬時
差を反映している。駆動関数すなわち力量数を表してい
る。G' @ II * * - Current inner diameter G' of the shroud due to thermal effects. TOR - Current outer diameter of the blade tip due to thermal effect GW (N2) - Current outer diameter of the blade tip due to centrifugal effect of rotor speed N2 In the mathematical model according to the present invention, next, the current radius of the shroud and rotor is Recalculate G' for incremental time steps, given the total clearance used by the controller. 11. and G'i. Determine TOR. Therefore, Equation 2 %Equation %: 1 g asse(m) = case growth rate h(φ) as a function of the flow parameter m defined below − heat transfer efficiency G as a function of valve position φ,,
, , (N 2 , φ) = predicted shroud inner radius at time ψ for given N 2 and φ [G. ass(Nz+φ)-G'. 11. ] reflects the instantaneous difference between the steady state shroud inner diameter determined by the current rotor speed and control valve setting valve setting and the current shroud inner diameter. It represents the driving function, that is, the force number.
ｇ＊、、ａ（ｍ）及びｈ（φ）によって変調された力量
数は、単位時間当たりのシュラウド径の増分変化を決定
するために用いられる。従って、本発明に係る数学的方
法では、制御システムで用いるために、シュラウド径を
連続的に総合している。The force number modulated by g*, , a(m) and h(φ) is used to determine the incremental change in shroud diameter per unit time. Therefore, the mathematical method of the present invention continuously integrates the shroud diameter for use in the control system.
同様に、単位時間当たりのロータ径の変化速度が、次式
によって計算される。Similarly, the rate of change of the rotor diameter per unit time is calculated by the following equation.
式３
％式％）
ｇ、。、。、（ｍ）−以下に定義される流量パラメータ
の関数としてのロータ成長率
Ｇ、。、。、（Ｎ２）−与えられたＮ２に対する時間ψ
′ における予測ロータ外側半径
従って、ロータの外径の変化速度は、ロータ成長率ｇｒ
ａｔｏｒ（ｍ）と力量数〔ＧｒｒｒｒａｔＣＮｘ＞−Ｇ
ｌ、。１．、〕を掛は合わせたものである。ロータ半径
とシュラウド半径双方の定常値は、ともに主として、エ
ンジン出力に直接関連するロータ速度Ｎ２の関数である
ことに留意されたい。調節弁位置φによって表されるご
と（冷却空気流量による影響を受けるシュラウドのみが
、コントローラ及びエンジンオペレータによって影響さ
れ得る。Formula 3 % Formula %) g,. ,. , (m) - rotor growth rate G as a function of flow parameters defined below. ,. , (N2) − time ψ for a given N2
′ Therefore, the rate of change of the rotor outer diameter is the rotor growth rate gr
ator (m) and the number of abilities [GrrrratCNx>-G
l. 1. , ] are combined. Note that the steady state values of both rotor radius and shroud radius are both primarily a function of rotor speed N2, which is directly related to engine power. As represented by the control valve position φ (only the shroud affected by the cooling air flow rate can be affected by the controller and engine operator).
流量パラメータｍは、次式から求められる。The flow rate parameter m is obtained from the following equation.
式４
％式％）
Ｗ２６＝低圧コンプレッサ出ロ流量
Ｑ２６＝低圧コンプレッサ出口相対温度δ２６−低圧コ
ンプレッサ出口相対圧力Ｐ ２．６−低圧コンプレッサ
出口絶対圧力Ｐ２−低圧コンプレッサ入口絶対圧カ
フ ２．６−低圧コンプレッサ出口合計温度与えられた
ガスタービンエンジンに対する流量要素ｍは、ある知ら
れたエンジン性能関係の結果としてさらに単純化され、
そして、次の表を参照して計算される。表において、低
ロータ速度ＮＩ。Formula 4 (% formula %) W26 = Low pressure compressor outlet flow rate Q26 = Low pressure compressor outlet relative temperature δ26 - Low pressure compressor outlet relative pressure P 2.6 - Low pressure compressor outlet absolute pressure P2 - Low pressure compressor inlet absolute pressure cuff 2.6 - Low pressure The flow factor m for a gas turbine engine given compressor outlet total temperature is further simplified as a result of certain known engine performance relationships:
Then, it is calculated with reference to the following table. In the table, low rotor speed NI.
高ロータ速度Ｎ１＋低圧コンプレッサ入口圧Ｐ２゜低圧
コンプレッサ出口温度Ｔ２６及び低圧コンプレッサ入口
温度Ｔ２は知られている。従って、インターナショナル
・エアロ・エンジンズによって生産されているようなＶ
２５００ガスタービンエンジンに対して、表１−６に示
された次の関係が成立する。High rotor speed N1 + low pressure compressor inlet pressure P2° low pressure compressor outlet temperature T26 and low pressure compressor inlet temperature T2 are known. Therefore, V
For the 2500 gas turbine engine, the following relationships shown in Tables 1-6 hold.
表 １
表 ２
表 ３
表 ４
表 ５
表 ６
実際に、ここに開示された数学的関係及び表値が、コン
トローラのメモリ内に記憶され、コントローラによって
連続的に参照される結果、現時点の総合径方向クリアラ
ンスが決定される。上記したごとく、総合クリアランス
は、高ロータ速度Ｎ２から決定されるような現時点のエ
ンジン出力レベルで要求される定常状態のクリアランス
と比較される。総合クリアランスが要求される定常状態
クリアランスよりも小さい値に対しては、コントローラ
は調節弁４４を閉じるように作用し、それにより、従来
のエンジン動作の過渡的効果が終わるまで充分なりリア
ランスに戻される。Table 1 Table 2 Table 3 Table 4 Table 5 Table 6 In fact, the mathematical relationships and table values disclosed herein are stored in the controller's memory and continuously referenced by the controller, resulting in the current total diameter Directional clearance is determined. As mentioned above, the total clearance is compared to the steady state clearance required at the current engine power level as determined from the high rotor speed N2. For values where the total clearance is less than the required steady state clearance, the controller acts to close the control valve 44, thereby restoring the clearance sufficiently until the transient effects of conventional engine operation are over. .
本発明によれば、ガスタービンエンジンにおけるブレー
ド先端から環状シュラウドまでのクリアランスが安定的
に制御され得る。According to the present invention, the clearance from the blade tip to the annular shroud in a gas turbine engine can be stably controlled.
第１図は、比較的冷たい空気流量をタービンケースの外
側上に吹き付けるためのクリアランス制御システムを持
つガスタービンエンジンの概略図である。
第２図は、エンジン出力レベルの種々の変化を経験する
ガスタービンエンジンのブレード先端からシュラウドま
でのクリアランスの過渡変化を示す図である。
第３図は、本発明の方法を実行するための制御システム
の概略図である。
〔符号の説明〕
９：タービンケース、１０ニガスタービンエンジン、１
２：ファンケース、４２：コントローラ、４４：調節弁FIG. 1 is a schematic diagram of a gas turbine engine having a clearance control system for blowing a relatively cool air flow onto the outside of the turbine case. FIG. 2 is a diagram illustrating transient changes in blade tip-to-shroud clearance of a gas turbine engine experiencing various changes in engine power level. FIG. 3 is a schematic diagram of a control system for carrying out the method of the invention. [Explanation of symbols] 9: Turbine case, 10 Gas turbine engine, 1
2: Fan case, 42: Controller, 44: Control valve
Claims (2)
先端とその周囲シュラウドとの間の径方向クリアランス
に影響を与える複数のエンジン運転パラメータを測定し
、 測定されたエンジン運転パラメータに応答して、シュラ
ウド内径と回転ブレード先端間の現時点の概算クリアラ
ンスを計算し、 計算された概算クリアランスに応答して、上記シュラウ
ドを冷却するための空気流量を調節することを特徴とす
る冷却空気流量の調節方法。(1) Measure multiple engine operating parameters that affect the radial clearance between a gas turbine engine's numerous rotating blade tips and its surrounding shroud, and, in response to the measured engine operating parameters, determine the shroud inner diameter. and a rotating blade tip, and adjusting the air flow rate for cooling the shroud in response to the calculated approximate clearance.
先端とその周囲シュラウドとの間の径方向クリアランス
を減少させるための冷却空気流量の調節方法であって、
上記調節方法は、 高ロータ速度、低ロータ速度、低コンプレッサ入口温度
、低コンプレッサ出口温度及び低コンプレッサ入口圧力
を含んでいるエンジン運転パラメータを測定し、測定さ
れたエンジン運転パラメータに応答して、次式に従って
流量パラメータｍを決定するステップと、 ｍ＝〔Ｗ＿２＿．＿６（Ｑ＿２＿．＿６）＾１＾／＾２
／δ＿２＿．＿６〕（Ｐ＿２＿．＿６／Ｐ＿２）Ｐ＿２
（Ｔ＿２＿．＿６）＾−＾．＾５測定されたエンジン運
転パラメータに応答して、シュラウド内径と回転ブレー
ド先端間の現時点の概算クリアランスδを次式によって
決定するステップと、 δ＝Ｇ’＿ｅ＿ａ＿ｓ＿ｅ−Ｇ’＿ｒ＿ｏ＿ｔ＿ｅ＿ｒ
−ＧＷ（Ｎ＿２）ここで、単位時間当たりのＧ’＿ｅ＿
ａ＿ｓ＿ｅ及びＧ’＿ｒ＿ｏ＿ｔ＿ｅ＿ｒの変化率は、
次式によって決定され、ｄＧ’＿ｅ＿ａ＿ｓ＿ｅ／ｄｔ
＝ｇ＿ｅ＿ａ＿ｓ＿ｅ（ｍ）ｈ（φ）〔Ｇ＿ｅ＿ａ＿ｓ
＿ｅ（Ｎ＿２、φ）Ｇ’＿ｅ＿ａ＿ｓ＿ｅ〕ｄＧ’＿ｒ
＿ｏ＿ｔ＿ｅ＿ｒ／ｄｔ＝ｇ＿ｒ＿ｏ＿ｔ＿ｅ＿ｒ（ｍ
）ｈ（φ）〔Ｇ＿ｒ＿ｏ＿ｔ＿ｅ＿ｒ（Ｎ＿２、φ）Ｇ
’＿ｒ＿ｏ＿ｔ＿ｅ＿ｒ〕ここで、ｈ（φ）は、冷却空
気流量調節弁の位置φに基づいた熱輸送パラメータであ
り、さらにシュラウドとブレード先端間の現時点の概算
クリアランスに応答して、冷却空気流量を調節するステ
ップ、 を有することを特徴とする冷却空気流量の調節方法。(2) A method of adjusting cooling air flow rate to reduce the radial clearance between the tips of multiple rotating blades of a gas turbine engine and a surrounding shroud, the method comprising:
The method of regulation includes measuring engine operating parameters including high rotor speed, low rotor speed, low compressor inlet temperature, low compressor outlet temperature, and low compressor inlet pressure, and in response to the measured engine operating parameters: determining a flow rate parameter m according to the formula m=[W_2_. ＿６（Q＿２＿．＿６）＾1＾／＾2
/δ_2_. _6〕(P_2_._6/P_2)P_2
(T_2_._6) ^-^. ^5 In response to the measured engine operating parameters, determining a current approximate clearance δ between the shroud inner diameter and the rotating blade tip by the following formula: δ=G'_e_a_s_e−G'_r_o_t_e_r
−GW(N_2) where G'_e_ per unit time
The rate of change of a_s_e and G'_r_o_t_e_r is
Determined by the following formula, dG'_e_a_s_e/dt
=g_e_a_s_e(m)h(φ)[G_e_a_s
_e(N_2,φ)G'_e_a_s_e]dG'_r
_o_t_e_r/dt=g_r_o_t_e_r(m
)h(φ)[G_r_o_t_e_r(N_2,φ)G
'_r_o_t_e_r] where h(φ) is a heat transport parameter based on the position φ of the cooling air flow control valve and adjusts the cooling air flow in response to the current approximate clearance between the shroud and the blade tip. A method for adjusting a cooling air flow rate, comprising the steps of:
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| JP31123590A Expired - Fee Related JP3059754B2 (en) | 1990-11-16 | 1990-11-16 | Method of adjusting cooling air flow rate for turbine case of gas turbine engine |
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Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005195020A (en) * | 2003-12-30 | 2005-07-21 | General Electric Co <Ge> | Method and system for actively controlling tip gap in turbine |
| JP2007077990A (en) * | 2005-09-14 | 2007-03-29 | Snecma | Control of front end gap of turbine rotor blade in gas turbine engine |
| WO2012001726A1 (en) * | 2010-06-28 | 2012-01-05 | 株式会社 日立製作所 | Gas turbine gap assessment device and gas turbine system |
| JPWO2012001852A1 (en) * | 2010-06-28 | 2013-08-22 | 株式会社日立製作所 | Gas turbine gap diagnostic device and gas turbine system |
-
1990
- 1990-11-16 JP JP31123590A patent/JP3059754B2/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (6)
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| WO2012001852A1 (en) * | 2010-06-28 | 2012-01-05 | 株式会社 日立製作所 | Gas turbine gap assessment device and gas turbine system |
| JPWO2012001852A1 (en) * | 2010-06-28 | 2013-08-22 | 株式会社日立製作所 | Gas turbine gap diagnostic device and gas turbine system |
| JP5439597B2 (en) * | 2010-06-28 | 2014-03-12 | 株式会社日立製作所 | Gas turbine gap diagnostic device and gas turbine system |
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