WO2021039927A1 - ガスタービンエンジン - Google Patents
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Definitions
- the present invention relates to a gas turbine engine.
- Patent Document 1 discloses a mechanism for supplying oil mist to bearings in a flying gas turbine engine.
- compressed air is introduced into the oil mist generating means from the compressor of the engine when the flying object flies.
- the oil mist generating means the oil is mist-ized by the introduced compressed air to generate oil mist.
- the generated oil mist is supplied to the bearing.
- an object of the present invention is to provide a gas turbine engine capable of supplying a lower temperature oil mist to a bearing while reducing the size of the gas turbine engine.
- the gas turbine engine is a gas turbine engine in which a compressor, a combustor and a turbine are arranged side by side along a rotation axis, and is in front of the compressor.
- a fan that rotates in conjunction with the rotating shaft, an inner shell that houses the compressor, the combustor, and the turbine, and a bypass path through which a part of the air sent by the fan passes.
- a casing having an outer shell formed between the inner shell, a plurality of bearings arranged inside the inner shell, and at least one air extraction port of the compressor arranged outside the outer shell.
- An oil mist generator that generates oil mist by mixing compressed air extracted from the compressor and oil, at least one air pipe that guides the compressed air extracted from the compressor to the oil mist generator, and the oil mist generation. It includes at least one oil mist pipe that guides the oil mist generated by the apparatus to the plurality of bearings, and at least one of the air pipe and the oil mist pipe is cooled by air passing through the bypass path. It has a heat exchange unit arranged in the bypass path.
- the compressed air and / or the oil mist flowing through the heat exchange section is cooled by the low temperature air passing through the bypass path. Therefore, it is not necessary to separately provide a heat exchanger for cooling the oil mist in the gas turbine engine.
- the heat exchanger provided separately can be miniaturized. Therefore, it is possible to supply a lower temperature oil mist to the bearing while reducing the size of the gas turbine engine.
- FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of an aircraft gas turbine engine according to the first embodiment.
- FIG. 2 is a front view of the aircraft gas turbine engine shown in FIG. 1 as viewed from the front.
- FIG. 3 is an enlarged view of a part of the bypass path shown in FIG.
- FIG. 4 is an enlarged view of a part of the bypass path of the aircraft gas turbine engine according to the first modification of the first embodiment.
- FIG. 5 is a schematic cross-sectional view of the aircraft gas turbine engine according to the second embodiment.
- FIG. 6 is an enlarged view of a part of the bypass path shown in FIG.
- FIG. 7 is an enlarged view of a part of the bypass path of the aircraft gas turbine engine according to the second modification of the second embodiment.
- forward means the upstream side in the direction in which air flows in the engine
- rear means the downstream side in the direction in which air flows in the engine. That is, “front” means the side where the fan is provided in the axial direction of the engine rotation axis, and “rear” means the side where the fan is provided in the axial direction of the engine rotation axis. Means the side.
- the "radial direction” means a direction orthogonal to the rotation axis of the rotation axis of the engine.
- “Circular direction” means the direction around the rotation axis of the rotation axis of the engine.
- aircraft is a concept including an airplane flying by a propulsive force generated by a gas turbine, an unmanned flying object, and the like.
- FIG. 1 is a cross-sectional view of an aircraft gas turbine engine 1A according to the first embodiment.
- FIG. 2 is a front view of the gas turbine engine 1A shown in FIG. 1 as viewed from the front.
- the gas turbine engine is exemplified for an aircraft, but the gas turbine engine is not particularly limited to the aircraft.
- the aircraft gas turbine engine 1A includes a rotating shaft 2, a fan 3, a compressor 4, a combustor 5, a turbine 6, and a casing 7.
- the rotating shaft 2 extends in the front-rear direction of the gas turbine engine 1A.
- the rotating shaft 2 is supported by a plurality of bearings 8 arranged along the axial direction of the rotating shaft 2.
- the fan 3 is connected to the front portion of the rotating shaft 2 and rotates together with the rotating shaft 2.
- the compressor 4, the combustor 5, and the turbine 6 are arranged in this order from the front to the rear along the rotation shaft 2.
- the casing 7 is a tubular object having an axis that coincides with the rotation axis of the rotation shaft 2, and houses the rotation shaft 2, the fan 3, the compressor 4, the combustor 5, and the turbine 6.
- the gas turbine engine 1A is a twin-screw gas turbine engine.
- the compressor 4 has a low-pressure compressor 13 and a high-pressure compressor 14 arranged behind the low-pressure compressor 13.
- the low-pressure compressor 13 and the high-pressure compressor 14 are both axial-flow compressors.
- the types of the low-pressure compressor 13 and the high-pressure compressor 14 are not limited to this.
- the high pressure compressor 14 may be a centrifugal compressor.
- the turbine 6 has a low pressure turbine 15 and a high pressure turbine 16 arranged in front of the low pressure turbine 15.
- the rotating shaft 2 has a low-pressure shaft 11 that connects the low-pressure compressor 13 to the low-pressure turbine 15 and a high-pressure shaft 12 that connects the high-pressure compressor 14 to the high-pressure turbine 16.
- the high pressure shaft 12 is a tubular shaft having a hollow space inside.
- the low pressure shaft 11 is inserted into the hollow space of the high pressure shaft 12.
- the low pressure turbine 15 is connected to the fan 3 via a low pressure shaft 11.
- Casing 7 has an inner shell 17, an outer shell 18, and a plurality of struts 19.
- the inner shell 17 has a substantially cylindrical shape and houses a compressor 4, a combustor 5, and a turbine 6.
- the outer shell 18 has a substantially cylindrical shape, and is arranged concentrically with the inner shell 17 in a state of being separated radially outward from the inner shell 17.
- the rigidity of the inner shell 17 is higher than that of the outer shell 18.
- the plurality of struts 19 are arranged at intervals in the circumferential direction. Each strut 19 connects the inner shell 17 to the outer shell 18.
- the strut 19 extends radially inward from the outer shell 18, penetrates the inner shell 17 in the radial direction, and extends to a flow path of air compressed by the compressor 4.
- the struts 19 are arranged at corresponding positions between the low-pressure compressor 13 and the high-pressure compressor 14 in the axial direction of the rotating shaft 2, but the position of the struts 19 is not limited to this.
- the casing 7 may have struts other than the struts 19.
- the casing 7 may have struts in front of the low-pressure compressor 13 and behind the high-pressure compressor 14 in the axial direction of the rotating shaft 2.
- a cylindrical bypass path B is formed between the inner shell 17 and the outer shell 18. A part of the air sucked by the fan 3 is sent to the inside of the inner shell 17, that is, the low-pressure compressor 13, and the rest passes through the bypass path B and is discharged to the rear.
- the outer peripheral surfaces of the outer shell 18 of the casing 7 include a first region 18a, a second region 18b provided behind the first region 18a, a first region 18a, and a second region. It has a third region 18c that connects the 18b.
- the first region 18a has a smaller diameter than the second region 18b.
- the first region 18a is provided at a position corresponding to at least the low-pressure compressor 13 in the front-rear direction (rotational axis direction).
- the second region 18b is provided at a position corresponding to at least the combustor 5 in the front-rear direction (rotational axis direction).
- the third region 18c is an inclined region whose diameter gradually increases toward the rear.
- a plurality of electric auxiliary machines 21 are installed in the first region 18a along the outer peripheral surface of the first region 18a.
- the electric auxiliary machine 21 is arranged radially inside the outer peripheral surface of the second region 18b when viewed from the front.
- the electric auxiliary machine 21 includes an electric fuel pump 22, an oil mist generator 23, and a controller 25.
- the electric fuel pump 22 supplies fuel from a fuel tank (not shown) to the combustor 5.
- the oil mist generator 23 generates oil mist by mixing the compressed air extracted from the compressor 4 and the oil.
- the controller 25 controls the electric fuel pump 22 and the oil mist generator 23 in response to predetermined sensor data and external commands.
- the oil mist generator 23 includes a first oil mist generator 23A and a second oil mist generator 23B.
- the first and second oil mist generators 23A and 23B each include a lubricating oil tank (not shown) and an electric lubricating oil pump 24 that mixes the oil in the lubricating oil tank with the compressed air extracted from the compressor 4. Be prepared.
- the electric lubricating oil pumps 24 of the first and second oil mist generators 23A and 23B are arranged in the circumferential direction along the outer peripheral surface of the outer shell 18 of the casing 7.
- the air pipe 31 and the first and second oil mist pipes 41 and 51 are connected to the oil mist generator 23.
- the air pipe 31 guides the compressed air extracted from the compressor 4 to the oil mist generator 23.
- the air pipe 31 is connected to an air extraction port 9 for extracting compressed air compressed by the compressor 4.
- the bleed air port 9 is provided at a position in the inner shell 17 where compressed air is extracted from, for example, the middle stage or the last stage of the high-pressure compressor 14. However, the bleed air port 9 may be provided in the middle of the low-pressure compressor 13 or between the low-pressure compressor 13 and the high-pressure compressor 14.
- Compressed air guided by the air pipe 31 flows into the first and second oil mist pipes 41 and 51.
- the first oil mist generator 23A generates an oil mist by discharging a small amount of oil to the compressed air supplied from the air pipe 31 by the electric lubricating oil pump 24.
- the oil mist generated by the first oil mist generator 23A is guided to the first oil mist pipe 41.
- the second oil mist generator 23B generates oil mist by discharging a small amount of oil to the compressed air supplied from the air pipe 31 by its electric lubricating oil pump 24.
- the oil mist generated by the second oil mist generator 23B is guided to the second oil mist pipe 51.
- the first and second oil mist pipes 41 and 51 guide the oil mist generated by the oil mist generator 23 to a plurality of bearings 8 that support the rotating shaft 2 in the space inside the inner shell 17 in the radial direction.
- the plurality of bearings 8 include a front bearing 8a located in front of the air extraction port 9 and a rear bearing 8b located behind the air extraction port 9.
- the front bearing 8a supports a portion of the low-pressure shaft 11 on the front side of the high-pressure shaft 12.
- the rear bearing 8b supports a portion of the low-pressure shaft 11 behind the high-pressure shaft 12.
- the first oil mist pipe 41 supplies oil mist to the front bearing 8a (more specifically, the bearing chamber accommodating the front bearing 8a) to lubricate the front bearing 8a.
- the second oil mist pipe 51 supplies oil mist to the rear bearing 8b (more specifically, the bearing chamber accommodating the rear bearing 8b) to lubricate the rear bearing 8b.
- the oil mist that cooled the front bearing 8a and the rear bearing 8b is guided to the bypass path B through the discharge flow path (not shown), and is discharged to the bypass path B, respectively.
- the drain channel may be provided in the struts 19 and struts arranged at other positions.
- a part of the air pipe 31 and the first and second oil mist pipes 41 and 51 may be formed by, for example, a casing or a housing.
- FIG. 3 is an enlarged view of a part of the bypass path B shown in FIG. In FIG. 3, the strut 19 is omitted.
- the air extraction port 9 is installed behind the oil mist generator 23.
- the bleeding port 9 is located behind the third region 18c in the axial direction of the rotating shaft 2.
- the air pipe 31 extends in the axial direction of the rotation shaft 2 along the outer surface of the inner shell 17 from the vicinity of the air extraction port 9 in the bypass path B toward the front. Then, the air pipe 31 extends radially outward from the vicinity of the outer surface of the inner shell 17 at a position corresponding to the oil mist generator 23 in the axial direction, penetrates the first region 18a of the outer shell 18, and oils. Connect to the mist generator 23.
- the air pipe 31 has a first heat exchange unit 32 and a second heat exchange unit 33.
- the first and second heat exchange units 32 and 33 are arranged in the bypass path B, and are cooled by coming into contact with the air flowing through the bypass path B.
- the first and second heat exchange units 32 and 33 are exposed in the bypass path B, respectively.
- the first heat exchange unit 32 extends in the axial direction of the rotation shaft 2 along the outer surface of the inner shell 17 along the bypass path B. Specifically, the first heat exchange unit 32 extends from a position corresponding to the bleeding port 9 in the axial direction of the rotating shaft 2 to a position corresponding to the oil mist generating device 23.
- the first heat exchange unit 32 is supported on the outer surface of the inner shell 17 by at least one support member 34 extending in the radial direction.
- the downstream end of the first heat exchange section 32 in the direction in which the compressed air flows is connected to the upstream end of the second heat exchange section 33 in the direction in which the compressed air flows.
- the second heat exchange unit 33 extends in the radial direction of the rotating shaft 2 along the bypass path B toward the oil mist generator 23.
- the compressed air flowing through the first and second heat exchange units 32 and 33 is cooled by the low-temperature air passing through the bypass path B and guided to the oil mist generator 23.
- the front bearing 8a is arranged at a position corresponding to the oil mist generator 23 in the axial direction of the rotating shaft 2 (see also FIG. 1).
- the first oil mist pipe 41 extends radially from the first oil mist generator 23A toward the front bearing 8a so as to penetrate the first region 18a and the inner shell 17 of the outer shell 18.
- the first oil mist pipe 41 has a third heat exchange section 42.
- the third heat exchange unit 42 is arranged in the bypass path B, and is cooled by coming into contact with the air flowing through the bypass path B.
- the third heat exchange unit 42 is exposed in the bypass path B.
- the oil mist flowing through the third heat exchange section 42 is cooled by the low-temperature air passing through the bypass path B and guided to the front bearing 8a.
- the third heat exchange section 42 of the first oil mist pipe 41 may be provided on the outer surface of the strut 19 (not shown) in FIG. 3 so as to be in contact with the air flowing through the bypass path B.
- the rear bearing 8b is arranged behind the bleeding port 9 in the axial direction of the rotating shaft 2.
- the second oil mist pipe 51 extends radially inward from the oil mist generator 23B and penetrates the first region 18a of the outer shell 18. Then, the second oil mist pipe 51 extends in the axial direction of the rotating shaft 2 along the outer surface of the inner shell 17 in the bypass path B, and penetrates the outer shell 18 at a position corresponding to the rear bearing 8b in the axial direction. doing.
- the second oil mist pipe 51 has a fourth heat exchange section 52 and a fifth heat exchange section 53.
- the fourth and fifth heat exchange units 52 and 53 are arranged in the bypass path B, and are cooled by coming into contact with the air flowing through the bypass path B. In the present embodiment, the fourth and fifth heat exchange units 52 and 53 are exposed in the bypass path B, respectively.
- the fourth heat exchange unit 52 is located at a position corresponding to the oil mist generator 23 in the axial direction of the rotating shaft 2.
- the fourth heat exchange unit 52 extends in the radial direction of the rotating shaft 2 in the bypass path B.
- the downstream end of the fourth heat exchange section 52 in the direction in which the oil mist flows is connected to the upstream end of the fifth heat exchange section 53 in the direction in which the oil mist flows.
- the fifth heat exchange unit 53 extends in the axial direction of the rotation shaft 2 along the outer surface of the inner shell 17 along the bypass path B.
- the fifth heat exchange unit 53 extends from a position corresponding to the oil mist generator 23 in the axial direction of the rotating shaft 2 to a position corresponding to the rear bearing 8b.
- the fifth heat exchange unit 53 is supported on the outer surface of the inner shell 17 by at least one support member 54 extending in the radial direction.
- the oil mist flowing through the fourth and fifth heat exchange portions 52 and 53 is cooled by the low-temperature air flowing through the bypass path B and guided to the rear bearing 8b.
- the compressed air flowing through the heat exchange units 32 and 33 is cooled by the low-temperature air passing through the bypass path B, and the inside of the heat exchange units 42, 52 and 53 is cooled.
- the flowing oil mist is cooled by the low temperature air passing through the bypass path B. Therefore, it is not necessary to separately provide a heat exchanger for cooling the oil mist in the gas turbine engine.
- the heat exchanger provided separately can be miniaturized. Therefore, it is possible to supply a lower temperature oil mist to the bearing while reducing the size of the gas turbine engine.
- the heat exchange unit 32 and 53 extend in the axial direction of the rotating shaft 2 in the bypass path B, the heat exchange unit can be lengthened with a simple configuration, and the inside of the heat exchange units 32 and 53 can be lengthened, respectively.
- the compressed air and oil mist that pass through can be made colder.
- first and second oil mist generators 23A and 23B are installed on the outer peripheral surface of the outer shell 18 and in front of the bleed air port 9, and the heat exchange portion 32 of the air pipe 31 is provided. It extends axially along the bypass path B. Therefore, the length of the heat exchange unit 32 can be increased while suppressing the overall length of the air pipe 31 from becoming long.
- the first region 18a on the outer peripheral surface of the outer shell 18 on which the oil mist generating device 23 is installed has a reduced diameter, the amount of protrusion of the oil mist generating device 23 to the outside in the radial direction is reduced, and the gas turbine.
- the front projected area of the engine can be reduced.
- the oil mist generator 23 includes the first oil mist generator 23A and the second oil mist generator 23B, the individual oil mist generators can be miniaturized to the outside of the oil mist generator 23 in the radial direction. The amount of protrusion to the oil can be further reduced.
- both the heat exchange portion 32 of the air pipe and the heat exchange portion 53 of the second oil mist pipe 51 are bypass paths B. Since it extends in the axial direction at, the oil mist leading to the rear bearing 8b can be lowered to a lower temperature, and the cooling performance of the rear bearing 8b can be improved.
- the second heat exchange section 33 and the fourth heat exchange section 52 extending in the axial direction in the bypass path B are supported by the outer peripheral surface of the inner shell 17. Therefore, the air pipe 31 and the second oil mist pipe 51 are more stable than when the second heat exchange unit 33 and the fourth heat exchange unit 52 are supported by the outer shell 18 having a lower rigidity than the inner shell 17. Can be supported.
- FIG. 4 is an enlarged view of a part of the bypass path of the aircraft gas turbine engine according to the first modification of the first embodiment.
- the strut 19 is hollow.
- the strut 19 is formed so that air from the bypass path B does not enter the internal space thereof.
- the axially extending portion of the rotating shaft 2 in the air pipe 31 and the second oil mist pipe 51 penetrates the peripheral wall of the strut 19. Further, in each of the air pipe 31 and the first and second oil mist pipes 41 and 51, the portion extending in the radial direction of the rotating shaft 2 between the inner shell 17 and the outer shell 18 is inside the strut 19. Is inserted.
- the portions of the air pipe 31 and the first and second oil mist pipes 41 and 51 located inside the struts 19 do not come into contact with the air flowing through the bypass path B.
- the air pipe 31 has a first heat exchange unit 32 extending in the axial direction of the rotating shaft 2, but does not have a second heat exchange unit 33 extending in the radial direction of the rotating shaft 2.
- the first oil mist pipe 41 does not have the third heat exchange section 42.
- the second oil mist pipe 51 has a fifth heat exchange section 53 extending in the axial direction of the rotary shaft 2, but does not have a fourth heat exchange section 52 extending in the radial direction of the rotary shaft 2.
- the strut 19 may be solid. Further, when the air pipe 31 and each of the first and second oil mist pipes 41 and 51 form an air flow path in, for example, a solid strut 19, the inner peripheral wall of the strut 19 forming the flow path. It may be composed of.
- the air pipe 31 has the first heat exchange unit 32 and the second oil mist pipe 51 has the fifth heat exchange unit 53, the same effect as that of the first embodiment can be obtained in the first modification. can get.
- FIG. 5 is a cross-sectional view of the aircraft gas turbine engine 1B according to the second embodiment.
- FIG. 6 is an enlarged view of a part of the bypass path B shown in FIG. In FIG. 6, the strut 19 is omitted.
- the air pipe 31 and the second oil mist pipe 51 supported on the outer surface of the inner shell 17 instead of the air pipe 61 and the second oil mist pipe 71 supported on the inner surface of the outer shell 18 It differs from the first embodiment in that it has. In the following description, the air pipe 61 and the second oil mist pipe 71 will be described, and the description of other elements will be omitted.
- the air pipe 61 extends radially outward from the air extraction port 9 at the bypass path B. Then, the vicinity of the inner surface of the outer shell 18 extends forward along the inner surface of the outer shell 18 in the axial direction of the rotation shaft 2, penetrates the third region 18c of the outer shell 18, and is connected to the oil mist generator 23. To do.
- the air pipe 61 has a first heat exchange unit 62 and a second heat exchange unit 63.
- the first and second heat exchange units 62 and 63 are arranged in the bypass path B, and are cooled by coming into contact with the air flowing through the bypass path B.
- the first and second heat exchange units 62 and 63 are exposed in the bypass path B, respectively.
- the first heat exchange unit 62 extends from the bleed air port 9 toward the outer shell 18 in the radial direction of the rotating shaft 2 by a bypass path B.
- the downstream end of the first heat exchange section 62 in the direction in which the compressed air flows is connected to the upstream end of the second heat exchange section 63 in the direction in which the compressed air flows.
- the second heat exchange unit 63 extends in the axial direction of the rotation shaft 2 along the inner surface of the outer shell 18 along the bypass path B. Specifically, the second heat exchange unit 63 extends from a position corresponding to the bleeding port 9 in the axial direction of the rotating shaft 2 to the surface of the outer shell 18 opposite to the third region 18c.
- the second heat exchange unit 63 is supported on the inner surface of the outer shell 18 by at least one support member 64 extending in the radial direction.
- the compressed air flowing through the first and second heat exchange units 62 and 63 is cooled by the low-temperature air passing through the bypass path B and guided to the oil mist generator 23.
- the second oil mist pipe 71 extends rearward from the oil mist generator 23B and penetrates the third region 18c of the outer shell 18 in the axial direction of the rotating shaft 2. Then, the second oil mist pipe 71 extends in the axial direction of the rotating shaft 2 along the inner surface of the outer shell 18 in the bypass path B, and extends in the radial direction at a position corresponding to the rear bearing 8b in the axial direction. It penetrates the inner shell 17.
- the second oil mist pipe 71 has a fourth heat exchange section 72 and a fifth heat exchange section 73.
- the fourth and fifth heat exchange units 72 and 73 are arranged in the bypass path B, and are cooled by coming into contact with the air flowing through the bypass path B.
- the fourth and fifth heat exchange units 72 and 73 are exposed in the bypass path B, respectively.
- the fourth heat exchange unit 72 extends along the inner surface of the outer shell 18 from the surface of the outer shell 18 opposite to the third region 18c to the position corresponding to the rear bearing 8b in the axial direction of the rotating shaft 2.
- the fourth heat exchange portion 72 is supported on the inner surface of the outer shell 18 by at least one support member 74 extending in the radial direction.
- the downstream end of the fourth heat exchange section 72 in the direction in which the oil mist flows is connected to the upstream end of the fifth heat exchange section 73 in the direction in which the oil mist flows.
- the fifth heat exchange unit 73 is located at a position corresponding to the rear bearing 8b in the axial direction of the rotating shaft 2.
- the fifth heat exchange unit 73 extends in the radial direction of the rotating shaft 2 in the bypass path B.
- the oil mist flowing through the fourth and fifth heat exchange portions 72 and 73 is cooled by the low-temperature air passing through the bypass path B and guided to the rear bearing 8b.
- the second heat exchange section 63 and the fourth heat exchange section 72 extending in the axial direction in the bypass path B are supported by the inner peripheral surface of the outer shell 18. Therefore, heat is less likely to be transferred from the inner shell 17 as compared with the case where the second heat exchange unit 63 and the fourth heat exchange unit 72 are supported by the inner shell 17, and the second heat exchange unit 63 and the fourth heat exchange unit 63 and the fourth heat exchange unit 72.
- the cooling performance of the unit 72 can be improved.
- the second heat exchange section 63 and the fourth heat exchange section 72 are located at positions overlapping the third region of the outer shell 18, so that the bypass path B is used. It is difficult for foreign matter that has entered to hit the second heat exchange section 63 and the fourth heat exchange section 72. Further, since the air pipe 61 and the oil mist pipe 71 extend axially in the bypass path B and penetrate the third region 18c, the air pipe 61 and the oil mist pipe 71 are compared with the case where the air pipe 61 and the oil mist pipe 71 penetrate the second region 18b. It is possible to prevent the total length of 71 from becoming long.
- FIG. 7 is an enlarged view of a part of the bypass path of the aircraft gas turbine engine according to the second modification of the second embodiment.
- the casing 7 has struts 19b, 19c other than the struts 19 that connect the inner shell 17 to the outer shell 18.
- the struts 19b are arranged at positions corresponding to the bleeding ports 9 in the axial direction of the rotating shaft 2.
- the struts 19c are arranged at positions corresponding to the rear bearings 8b in the axial direction of the rotating shaft 2.
- the struts 19, 19b, and 19c are hollow, respectively.
- the struts 19, 19b, 19c are formed so that air from the bypass path B does not enter the internal space thereof.
- the portion of the air pipe 61 located inside the strut 19 does not come into contact with the air flowing through the bypass path B.
- the air pipe 61 has a second heat exchange portion 63 extending in the axial direction of the rotating shaft 2, but does not have a first heat exchange portion 62 extending in the radial direction of the rotating shaft 2. ..
- the first oil mist pipe 41 a portion extending in the radial direction of the rotating shaft 2 between the inner shell 17 and the outer shell 18 inserts the inside of the strut 19.
- the first oil mist pipe 41 does not have the third heat exchange section 42, as in the first modification.
- the second oil mist pipe 71 has a fourth heat exchange portion 72 extending in the axial direction of the rotating shaft 2, but a fifth heat exchange portion 73 extending in the radial direction of the rotating shaft 2. I don't have it.
- each of the air pipe 61 and the first and second oil mist pipes 41 and 71 forms the flow path when the air flow path is formed in the solid struts 19, 19b and 19c, respectively. It may be composed of the inner peripheral walls of the struts 19, 19b, 19c.
- the air pipe 61 has the second heat exchange unit 63 and the second oil mist pipe 71 has the fourth heat exchange unit 72, the same effect as that of the second embodiment can be obtained in the second modification. can get.
- the number of air pipes, the number of oil mist pipes, the arrangement of air pipes and oil mist pipes in the gas turbine engines 1A and 1B, and the like are not limited to those described in the above embodiment.
- the gas turbine engine may include a plurality of air pipes, in which case only some of the air pipes have a heat exchange section. You may.
- the gas turbine engine may have a plurality of air extraction ports, and an air pipe may be connected to each of the plurality of air extraction ports.
- the air pipe connected to one air extraction port may have a plurality of branch pipes extending from one pipe in a plurality of branches, and each branch pipe may have a heat exchange section arranged in a bypass path. You may have.
- the gas turbine engine according to at least some embodiments of the present invention may include one or more oil mist pipes. Only a part of the oil mist pipes among the plurality of oil mist pipes may have a heat exchange section. For example, in the first embodiment, only one of the first and second oil mist pipes 41 and 51 may have a heat exchange unit.
- the number of oil mist pipes and the number of bearings 8 may be the same or different.
- the first oil mist pipe 41 may supply the oil mist to a plurality of front bearings (for example, a bearing that supports the low pressure shaft 11 and a bearing that supports the high pressure shaft 12) located in front of the air extraction port 9.
- the second oil mist pipe 51 may supply the oil mist to a plurality of rear bearings (for example, a bearing that supports the low pressure shaft 11 and a bearing that supports the high pressure shaft 12) located behind the air extraction port 9.
- the air pipe may have a configuration having only one of the first heat exchange section and the second heat exchange section.
- one of the axially extending portion and the radially extending portion of the rotating shaft in the air pipe may be completely covered with a protective member so as not to come into contact with the air flowing through the bypass path.
- the second oil mist pipe may have a configuration having only one of the fourth heat exchange section and the fifth heat exchange section.
- the protective member that covers the pipe so as not to come into contact with the air passing through the bypass path may be a strut as shown in the above-mentioned modifications 1 and 2.
- each heat exchange part of the air pipe and the oil mist pipe does not have to be exposed, and is covered with a protective member (not shown) so as to come into contact with the air passing through the bypass path B. May be good.
- the protective member may be provided with a plurality of holes through which air passes.
- the position of the extraction port is not limited to that described in the above embodiment.
- the bleeding port may be provided at a position corresponding to the third region 18c, for example, a position corresponding to the oil mist generating device 23 in the axial direction of the rotating shaft 2.
- the heat exchange portions extending in the axial directions of the air pipe and the oil mist pipe were supported by the support member 34 extending in the radial direction, but the method of supporting the air pipe and the oil mist pipe in each bypass path is this. Not limited.
- the heat exchange portion extending in the axial direction in the bypass path may be in contact with the outer surface of the inner shell or the inner surface of the outer shell.
- the shape of the casing 7 is not limited to that described in the above embodiment.
- the oil mist generator 23 does not have to be located in the first region 18a.
- the oil mist generating device 23 may be located at a position corresponding to the bleeding port 9 or behind the bleeding port 9 in the axial direction of the rotating shaft 2. Further, the number of oil mist generators included in the oil mist generator 23 may be one or three or more.
- the gas turbine engine includes a plurality of oil mist generators, a part of the plurality of oil mist generators may be located in front of the air extraction port, and the rest may be located behind the air extraction port.
- gas turbine engine is not limited to the twin-screw gas turbine engine, and may be a single-screw gas turbine engine.
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Abstract
ガスタービンエンジンは、圧縮機の前方に配置され、回転軸に連動して回転するファンと、圧縮機、燃焼器、タービンが収容される内殻と、ファンが送出する一部の空気が通流するバイパス路を内殻との間に形成する外殻と、を有するケーシングと、内殻の内側に配置された複数の軸受と、外殻の外部に配置され、圧縮機の抽気口から抽気した圧縮空気とオイルとを混在させてオイルミストを生成するオイルミスト生成装置と、圧縮機から抽気した圧縮空気をオイルミスト生成装置に導く空気配管と、オイルミスト生成装置にて生成したオイルミストを複数の軸受に導くオイルミスト配管と、を備え、空気配管及びオイルミスト配管の少なくとも一方が、バイパス路を通流する空気により冷却される、バイパス路に配置された熱交換部を有する。
Description
本発明は、ガスタービンエンジンに関する。
特許文献1には、飛翔体のガスタービンエンジンにおいて、軸受にオイルミストを供給する機構が開示されている。このオイルミスト供給機構では、飛翔体の飛翔時に、エンジンの圧縮機から圧縮空気がオイルミスト発生手段に導入される。オイルミスト発生手段では、導入された圧縮空気によりオイルがミスト化されオイルミストが生成される。生成されたオイルミストは、軸受へと供給される。
軸受の潤滑に用いられるオイルは、高温になるほど潤滑性能が低下するため、より低温のオイルミストが軸受に供給されることが望ましい。しかしながら、ガスタービンエンジンでは、機体搭載時の空気抵抗を抑える等のために前面投影面積を極力小さくして小型化を図ることが求められており、オイルミストを冷却するための熱交換器によってガスタービンエンジンが大型化することは望ましくない。
そこで、本発明は、ガスタービンエンジンの小型化を図りつつ、より低温のオイルミストを軸受へ供給することができるガスタービンエンジンを提供することを目的とする。
そこで、本発明は、ガスタービンエンジンの小型化を図りつつ、より低温のオイルミストを軸受へ供給することができるガスタービンエンジンを提供することを目的とする。
上記課題を解決するために、本発明の一態様に係るガスタービンエンジンは、圧縮機、燃焼器及びタービンが回転軸に沿って並んで配置されたガスタービンエンジンであって、前記圧縮機の前方に配置され、前記回転軸に連動して回転するファンと、前記圧縮機、前記燃焼器及び前記タービンが収容される内殻と、前記ファンが送出する一部の空気が通流するバイパス路を前記内殻との間に形成する外殻と、を有するケーシングと、前記内殻の内側に配置された複数の軸受と、前記外殻の外部に配置され、前記圧縮機の少なくとも1つの抽気口から抽気した圧縮空気とオイルとを混在させてオイルミストを生成するオイルミスト生成装置と、前記圧縮機から抽気した圧縮空気を前記オイルミスト生成装置に導く少なくとも1つの空気配管と、前記オイルミスト生成装置にて生成した前記オイルミストを前記複数の軸受に導く少なくとも1つのオイルミスト配管と、を備え、前記空気配管及び前記オイルミスト配管の少なくとも一方が、前記バイパス路を通流する空気により冷却される、前記バイパス路に配置された熱交換部を有する。
前記構成によれば、熱交換部内を通流する圧縮空気及び/又はオイルミストは、バイパス路を通流する低温の空気により冷却される。このため、オイルミストを冷却するための熱交換器をガスタービンエンジンに別途設ける必要がなくなる。又は、別途設けた熱交換器を小型化することができる。したがって、ガスタービンエンジンの小型化を図りつつ、より低温のオイルミストを軸受へ供給することができる。
本発明によれば、ガスタービンエンジンの小型化を図りつつ、より低温のオイルミストを軸受へ供給することができるガスタービンエンジンを提供することができる。
以下、図面を参照して実施形態を説明する。なお、以下の説明では、「前方」はエンジン内で空気が流れる方向における上流側を意味し、「後方」は、エンジン内で空気が流れる方向における下流側を意味する。即ち、「前方」は、エンジンの回転軸の軸線方向において、ファンが設けられている側を意味し、「後方」は、エンジンの回転軸の軸線方向において、ファンが設けられている側と反対側を意味する。「径方向」は、エンジンの回転軸の回転軸線に直交する方向を意味する。「周方向」は、エンジンの回転軸の回転軸線周りの方向を意味する。また、本願明細書において「航空機」は、ガスタービンにより発生する推進力によって飛行する飛行機や無人の飛翔体等を含む概念としている。
(第1実施形態)
図1は、第1実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン1Aの断面図である。図2は、図1に示すガスタービンエンジン1Aの前方から見た正面図である。なお、本実施形態および後述の第2実施形態では、ガスタービンエンジンとして航空機用が例示されているが、ガスタービンエンジンは特に航空機用に限定されるものではない。図1に示すように、航空機用ガスタービンエンジン1Aは、回転軸2、ファン3、圧縮機4、燃焼器5、タービン6及びケーシング7を備える。回転軸2は、ガスタービンエンジン1Aの前後方向に延びる。回転軸2は、当該回転軸2の軸線方向に沿って配置された複数の軸受8で支持されている。ファン3は、回転軸2の前部に接続され、回転軸2と共に回転する。圧縮機4、燃焼器5及びタービン6は、この順に前方から後方に向けて回転軸2に沿って並んでいる。ケーシング7は、回転軸2の回転軸線と一致する軸線を有する筒状物であり、回転軸2、ファン3、圧縮機4、燃焼器5及びタービン6を収容している。
図1は、第1実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン1Aの断面図である。図2は、図1に示すガスタービンエンジン1Aの前方から見た正面図である。なお、本実施形態および後述の第2実施形態では、ガスタービンエンジンとして航空機用が例示されているが、ガスタービンエンジンは特に航空機用に限定されるものではない。図1に示すように、航空機用ガスタービンエンジン1Aは、回転軸2、ファン3、圧縮機4、燃焼器5、タービン6及びケーシング7を備える。回転軸2は、ガスタービンエンジン1Aの前後方向に延びる。回転軸2は、当該回転軸2の軸線方向に沿って配置された複数の軸受8で支持されている。ファン3は、回転軸2の前部に接続され、回転軸2と共に回転する。圧縮機4、燃焼器5及びタービン6は、この順に前方から後方に向けて回転軸2に沿って並んでいる。ケーシング7は、回転軸2の回転軸線と一致する軸線を有する筒状物であり、回転軸2、ファン3、圧縮機4、燃焼器5及びタービン6を収容している。
具体的には、ガスタービンエンジン1Aは、二軸ガスタービンエンジンである。圧縮機4は、低圧圧縮機13と、低圧圧縮機13の後方に配置された高圧圧縮機14とを有する。例えば、低圧圧縮機13及び高圧圧縮機14は、いずれも軸流圧縮機である。但し、低圧圧縮機13及び高圧圧縮機14の種類はこれに限られない。例えば高圧圧縮機14は遠心圧縮機でもよい。タービン6は、低圧タービン15と、低圧タービン15の前方に配置された高圧タービン16とを有する。回転軸2は、低圧圧縮機13を低圧タービン15に連結する低圧軸11と、高圧圧縮機14を高圧タービン16に連結する高圧軸12とを有する。高圧軸12は、内部に中空空間を有する筒状軸である。低圧軸11は、高圧軸12の中空空間に挿通されている。低圧タービン15は、低圧軸11を介してファン3に連結されている。
ケーシング7は、内殻17、外殻18及び複数のストラット19を有する。内殻17は、略円筒形状を有し、圧縮機4、燃焼器5及びタービン6を収容する。外殻18は、略円筒形状を有し、内殻17から径方向外側に離間した状態で内殻17と同心円状に配置されている。内殻17の剛性は、外殻18の剛性に比べて高い。複数のストラット19は、周方向に間隔をあけて配置されている。各ストラット19は、内殻17を外殻18に連結する。本実施形態では、ストラット19は、外殻18から径方向内方に延び、内殻17を径方向に貫通して、圧縮機4で圧縮される空気の流路まで延びている。本実施形態では、ストラット19は、回転軸2の軸方向における低圧圧縮機13と高圧圧縮機14の間に対応する位置に配置されているが、ストラット19の位置はこれに限られない。ケーシング7は、ストラット19以外に他のストラットを有していてもよい。例えばケーシング7は、回転軸2の軸方向における低圧圧縮機13より前方や高圧圧縮機14より後方にストラットを有していてもよい。内殻17と外殻18との間には、円筒状のバイパス路Bが形成されている。ファン3により吸い込まれた空気は、その一部が内殻17内部、即ち低圧圧縮機13に送られ、残りがバイパス路Bを通流して後方に排出される。
図1及び2に示すように、ケーシング7の外殻18の外周面は、第1領域18aと、第1領域18aの後方に設けられた第2領域18bと、第1領域18aと第2領域18bとをつなぐ第3領域18cとを有する。第1領域18aは、第2領域18bよりも小径である。第1領域18aは、前後方向(回転軸線方向)において、少なくとも低圧圧縮機13に対応する位置に設けられている。第2領域18bは、前後方向(回転軸線方向)において、少なくとも燃焼器5に対応する位置に設けられている。第3領域18cは、後方に向けて徐々に拡径する傾斜領域となっている。
第1領域18aには、当該第1領域18aの外周面に沿って、複数の電動補機21が設置されている。電動補機21は、前方から見て第2領域18bの外周面よりも径方向内側に配置されている。電動補機21は、電動燃料ポンプ22、オイルミスト生成装置23及びコントローラ25を含む。電動燃料ポンプ22は、燃料タンク(図示せず)の燃料を燃焼器5に供給する。オイルミスト生成装置23は、圧縮機4から抽気した圧縮空気とオイルとを混在させてオイルミストを生成する。コントローラ25は、所定のセンサデータ及び外部指令に応じて電動燃料ポンプ22及びオイルミスト生成装置23を制御する。
オイルミスト生成装置23は、第1オイルミスト生成器23A及び第2オイルミスト生成器23Bを有する。第1及び第2オイルミスト生成器23A,23Bは、それぞれ、潤滑オイルタンク(図示せず)と、潤滑オイルタンクのオイルを圧縮機4から抽気された圧縮空気に混ぜる電動潤滑オイルポンプ24とを備える。第1及び第2オイルミスト生成器23A,23Bの各々の電動潤滑オイルポンプ24は、ケーシング7の外殻18の外周面に沿って周方向に並んでいる。
オイルミスト生成装置23には、空気配管31並びに第1及び第2オイルミスト配管41,51が接続されている。空気配管31は、圧縮機4から抽気した圧縮空気をオイルミスト生成装置23に導く。空気配管31は、圧縮機4にて圧縮された圧縮空気を抽気する抽気口9に接続されている。抽気口9は、内殻17における例えば高圧圧縮機14の途中段あるいは最後段から圧縮空気を抽出する位置に設けられている。但し、抽気口9は、低圧圧縮機13の途中段や低圧圧縮機13と高圧圧縮機14の間に設けられてもよい。
第1及び第2オイルミスト配管41,51には、空気配管31により導かれた圧縮空気が流入する。具体的には、第1オイルミスト生成器23Aは、その電動潤滑オイルポンプ24により空気配管31から供給された圧縮空気に微量のオイルを吐出してオイルミストを生成する。第1オイルミスト生成器23Aが生成したオイルミストが第1オイルミスト配管41に導かれる。第2オイルミスト生成器23Bは、その電動潤滑オイルポンプ24により空気配管31から供給された圧縮空気に微量のオイルを吐出してオイルミストを生成する。第2オイルミスト生成器23Bが生成したオイルミストが第2オイルミスト配管51に導かれる。
第1及び第2オイルミスト配管41,51は、オイルミスト生成装置23にて生成したオイルミストを、内殻17の径方向内側の空間で回転軸2を支持する複数の軸受8に導く。
具体的には、複数の軸受8は、抽気口9より前方に位置する前軸受8aと、抽気口9より後方に位置する後軸受8bとを含む。前軸受8aは、低圧軸11における高圧軸12より前側部分を支持する。後軸受8bは、低圧軸11における高圧軸12より後側部分を支持する。第1オイルミスト配管41は、前軸受8a(より詳しくは、前軸受8aを収容したベアリングチャンバ)にオイルミストを供給して前軸受8aを潤滑する。第2オイルミスト配管51は、後軸受8b(より詳しくは、後軸受8bを収容したベアリングチャンバ)にオイルミストを供給して後軸受8bを潤滑する。
なお、前軸受8a及び後軸受8bを冷却したオイルミストは、それぞれ、排出流路(図示せず)を通じてバイパス路Bに導かれ、バイパス路Bに排出される。例えば、排出流路がストラット19及び他の位置に配置されたストラット中に設けられてもよい。空気配管31及び第1及び第2オイルミスト配管41,51は、その一部が例えば、ケーシングやハウジング等によって形成されていてもよい。
図3は、図1に示すバイパス路Bの一部を拡大した図である。なお、図3において、ストラット19は省略する。抽気口9は、オイルミスト生成装置23より後方に設置されている。抽気口9は、回転軸2の軸方向において、第3領域18cより後方に位置している。空気配管31は、バイパス路Bにて抽気口9近傍から前方に向かって内殻17の外表面に沿って回転軸2の軸方向に延びる。そして、空気配管31は、当該軸方向におけるオイルミスト生成装置23に対応する位置で、内殻17の外表面近傍から径方向外方に延び、外殻18の第1領域18aを貫通し、オイルミスト生成装置23に接続する。
空気配管31は、第1熱交換部32及び第2熱交換部33を有する。第1及び第2熱交換部32,33は、バイパス路Bに配置されており、バイパス路Bを通流する空気に接触することにより冷却される。本実施形態では、第1及び第2熱交換部32,33は、それぞれ、バイパス路Bにて剥き出し状態となっている。
第1熱交換部32は、内殻17の外表面に沿って、バイパス路Bにて回転軸2の軸方向に延びている。具体的には、第1熱交換部32は、回転軸2の軸方向における抽気口9に対応する位置からオイルミスト生成装置23に対応する位置まで延びている。第1熱交換部32は、径方向に延びる少なくとも1つの支持部材34により、内殻17の外表面に支持されている。圧縮空気が流れる方向における第1熱交換部32の下流側端部は、圧縮空気が流れる方向における第2熱交換部33の上流側端部と接続されている。第2熱交換部33は、オイルミスト生成装置23に向かってバイパス路Bにて回転軸2の径方向に延びている。第1及び第2熱交換部32,33内を通流する圧縮空気は、バイパス路Bを通流する低温の空気により冷却され、オイルミスト生成装置23に導かれる。
本実施形態では、前軸受8aは、回転軸2の軸方向において、オイルミスト生成装置23に対応する位置に配置されている(図1も参照)。第1オイルミスト配管41は、外殻18の第1領域18a及び内殻17を貫通するように、第1オイルミスト生成器23Aから前軸受8aに向かって径方向に延びている。
第1オイルミスト配管41は、第3熱交換部42を有する。第3熱交換部42は、バイパス路Bに配置されており、バイパス路Bを通流する空気に接触することにより冷却される。本実施形態では、第3熱交換部42がバイパス路Bにて剥き出し状態となっている。第3熱交換部42内を通流するオイルミストは、バイパス路Bを通流する低温の空気により冷却され、前軸受8aに導かれる。例えば、第1オイルミスト配管41の第3熱交換部42は、バイパス路Bを通流する空気に接触可能に、図3で図略のストラット19の外表面に設けられていてもよい。
後軸受8bは、回転軸2の軸方向において、抽気口9より後方に配置されている。第2オイルミスト配管51は、オイルミスト生成器23Bから径方向内方に延び、外殻18の第1領域18aを貫通している。そして、第2オイルミスト配管51は、バイパス路Bにて内殻17の外表面に沿って回転軸2の軸方向に延び、当該軸方向における後軸受8bに対応する位置で外殻18を貫通している。
第2オイルミスト配管51は、第4熱交換部52及び第5熱交換部53を有する。第4及び第5熱交換部52,53は、バイパス路Bに配置されており、バイパス路Bを通流する空気に接触することにより冷却される。本実施形態では、第4及び第5熱交換部52,53は、それぞれ、バイパス路Bにて剥き出し状態となっている。
第4熱交換部52は、回転軸2の軸方向におけるオイルミスト生成装置23に対応する位置にある。第4熱交換部52は、バイパス路Bにて回転軸2の径方向に延びている。オイルミストが流れる方向における第4熱交換部52の下流側端部が、オイルミストが流れる方向における第5熱交換部53の上流側端部と接続されている。第5熱交換部53は、内殻17の外表面に沿って、バイパス路Bにて回転軸2の軸方向に延びている。第5熱交換部53は、回転軸2の軸方向におけるオイルミスト生成装置23に対応する位置から後軸受8bに対応する位置まで延びている。第5熱交換部53は、径方向に延びる少なくとも1つの支持部材54により、内殻17の外表面に支持されている。第4及び第5熱交換部52,53内を通流するオイルミストは、バイパス路Bを通流する低温の空気により冷却され、後軸受8bに導かれる。
以上に説明した構成によれば、熱交換部32,33内を通流する圧縮空気は、バイパス路Bを通流する低温の空気により冷却され、また、熱交換部42,52,53内を通流するオイルミストは、バイパス路Bを通流する低温の空気により冷却される。このため、オイルミストを冷却するための熱交換器をガスタービンエンジンに別途設ける必要がなくなる。あるいは、別途設けた熱交換器を小型化することができる。したがって、ガスタービンエンジンの小型化を図りつつ、より低温のオイルミストを軸受へ供給することができる。
また、熱交換部32,53は、バイパス路Bにて回転軸2の軸方向に延びているため、簡易な構成で熱交換部を長くすることができ、熱交換部32,53内をそれぞれ通流する圧縮空気及びオイルミストをより低温にすることができる。
また、第1及び第2オイルミスト生成器23A,23Bは、外殻18の外周面であって且つ抽気口9より前方に設置されており、且つ、空気配管31が有する熱交換部32は、バイパス路Bにて軸方向に延びている。このため、空気配管31の全長が長くなるのを抑えつつ、熱交換部32の長さを長くすることができる。
また、オイルミスト生成装置23が設置された外殻18の外周面の第1領域18aは、縮径されているため、オイルミスト生成装置23の径方向外側への突出量が低減され、ガスタービンエンジンの前面投影面積を低減できる。
オイルミスト生成装置23は、第1オイルミスト生成器23Aと第2オイルミスト生成器23Bとを含む構成であるため、個々のオイルミスト生成器を小型にして、オイルミスト生成装置23の径方向外側への突出量をより低減することができる。
また、燃焼器5に近い位置にある後軸受8bは高温になりやすいが、本実施形態では、空気配管の熱交換部32と第2オイルミスト配管51の熱交換部53の双方がバイパス路Bにて軸方向に延びているため、後軸受8bに導くオイルミストをより低温にすることができ、後軸受8bの冷却性を高めることができる。
また、バイパス路Bにて軸方向に延びる第2熱交換部33及び第4熱交換部52は、内殻17の外周面に支持されている。このため、第2熱交換部33及び第4熱交換部52が、内殻17より剛性の低い外殻18に支持されている場合に比べて、空気配管31及び第2オイルミスト配管51を安定的に支持できる。
(変形例1)
図4は、第1実施形態の変形例1に係る航空機用ガスタービンエンジンのバイパス路の一部を拡大した図である。変形例1では、ストラット19は、中空となっている。ストラット19は、その内部空間にバイパス路Bからの空気が入り込まないように形成されている。空気配管31及び第2オイルミスト配管51における回転軸2の軸方向に延びる部分は、ストラット19の周壁を貫通している。また、空気配管31並びに第1及び第2オイルミスト配管41,51の各々の配管のうち、内殻17と外殻18との間において回転軸2の径方向に延びる部分が、ストラット19の内部を挿通する。
図4は、第1実施形態の変形例1に係る航空機用ガスタービンエンジンのバイパス路の一部を拡大した図である。変形例1では、ストラット19は、中空となっている。ストラット19は、その内部空間にバイパス路Bからの空気が入り込まないように形成されている。空気配管31及び第2オイルミスト配管51における回転軸2の軸方向に延びる部分は、ストラット19の周壁を貫通している。また、空気配管31並びに第1及び第2オイルミスト配管41,51の各々の配管のうち、内殻17と外殻18との間において回転軸2の径方向に延びる部分が、ストラット19の内部を挿通する。
すなわち、空気配管31並びに第1及び第2オイルミスト配管41,51の各々におけるストラット19の内部に位置する部分は、バイパス路Bを通流する空気に接触しない。言い換えれば、本変形例1では、空気配管31は、回転軸2の軸方向に延びる第1熱交換部32を有するが、回転軸2の径方向に延びる第2熱交換部33を有さない。また、第1オイルミスト配管41は、第3熱交換部42を有さない。また、第2オイルミスト配管51は、回転軸2の軸方向に延びる第5熱交換部53を有するが、回転軸2の径方向に延びる第4熱交換部52を有さない。
なお、図4では、中空のストラット19が示されているが、ストラット19は中実であってもよい。また、空気配管31並びに第1及び第2オイルミスト配管41,51の各々の配管が、例えば中実のストラット19に空気の流路を形成したときの当該流路を形成するストラット19の内周壁により構成されていてもよい。
空気配管31が第1熱交換部32を有し、第2オイルミスト配管51が第5熱交換部53を有しているため、本変形例1でも、上記第1実施形態と同様の効果が得られる。
(第2実施形態)
次に、第2実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン1Bについて、図5及び6を参照して説明する。図5は、第2実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン1Bの断面図である。図6は、図5に示すバイパス路Bの一部を拡大した図である。なお、図6において、ストラット19は省略する。第2実施形態では、内殻17の外表面に支持された空気配管31及び第2オイルミスト配管51の代わりに、外殻18の内表面に支持された空気配管61及び第2オイルミスト配管71を有する点で第1実施形態と異なる。以下の説明では、空気配管61及び第2オイルミスト配管71について説明し、他の要素については説明を省略する。
次に、第2実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン1Bについて、図5及び6を参照して説明する。図5は、第2実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン1Bの断面図である。図6は、図5に示すバイパス路Bの一部を拡大した図である。なお、図6において、ストラット19は省略する。第2実施形態では、内殻17の外表面に支持された空気配管31及び第2オイルミスト配管51の代わりに、外殻18の内表面に支持された空気配管61及び第2オイルミスト配管71を有する点で第1実施形態と異なる。以下の説明では、空気配管61及び第2オイルミスト配管71について説明し、他の要素については説明を省略する。
空気配管61は、バイパス路Bにて抽気口9から径方向外方に向かって延びる。そして、外殻18の内表面近傍を当該外殻18の内表面に沿って回転軸2の軸方向前方に延びて、外殻18の第3領域18cを貫通し、オイルミスト生成装置23に接続する。
空気配管61は、第1熱交換部62及び第2熱交換部63を有する。第1及び第2熱交換部62,63は、バイパス路Bに配置されており、バイパス路Bを通流する空気に接触することにより冷却される。本実施形態では、第1及び第2熱交換部62,63は、それぞれ、バイパス路Bにて剥き出し状態となっている。
第1熱交換部62は、抽気口9から外殻18に向かってバイパス路Bにて回転軸2の径方向に延びている。圧縮空気が流れる方向における第1熱交換部62の下流側端部は、圧縮空気が流れる方向における第2熱交換部63の上流側端部と接続されている。第2熱交換部63は、外殻18の内表面に沿って、バイパス路Bにて回転軸2の軸方向に延びている。具体的には、第2熱交換部63は、回転軸2の軸方向における抽気口9に対応する位置から外殻18における第3領域18cの反対側の面まで延びている。第2熱交換部63は、径方向に延びる少なくとも1つの支持部材64により、外殻18の内表面に支持されている。第1及び第2熱交換部62,63内を通流する圧縮空気は、バイパス路Bを通流する低温の空気により冷却され、オイルミスト生成装置23に導かれる。
第2オイルミスト配管71は、オイルミスト生成器23Bから後方に延び、外殻18の第3領域18cを回転軸2の軸線方向に貫通している。そして、第2オイルミスト配管71は、バイパス路Bにて外殻18の内表面に沿って回転軸2の軸方向に延び、当該軸方向における後軸受8bに対応する位置で径方向に延び、内殻17を貫通している。
第2オイルミスト配管71は、第4熱交換部72及び第5熱交換部73を有する。第4及び第5熱交換部72,73は、バイパス路Bに配置されており、バイパス路Bを通流する空気に接触することにより冷却される。本実施形態では、第4及び第5熱交換部72,73は、それぞれ、バイパス路Bにて剥き出し状態となっている。
第4熱交換部72は、外殻18における第3領域18cの反対側の面から回転軸2の軸方向における後軸受8bに対応する位置まで外殻18の内表面に沿って延びている。第4熱交換部72は、径方向に延びる少なくとも1つの支持部材74により、外殻18の内表面に支持されている。オイルミストが流れる方向における第4熱交換部72の下流側端部が、オイルミストが流れる方向における第5熱交換部73の上流側端部と接続されている。第5熱交換部73は、回転軸2の軸方向における後軸受8bに対応する位置にある。第5熱交換部73は、バイパス路Bにて回転軸2の径方向に延びている。第4及び第5熱交換部72,73内を通流するオイルミストは、バイパス路Bを通流する低温の空気により冷却され、後軸受8bに導かれる。
本実施形態でも、第1実施形態と同様の効果が得られる。また、バイパス路Bにて軸方向に延びる第2熱交換部63及び第4熱交換部72は、外殻18の内周面に支持されている。このため、第2熱交換部63及び第4熱交換部72が内殻17に支持されている場合に比べて内殻17から熱が伝わりにくくなり、第2熱交換部63及び第4熱交換部72での冷却性能を高めることができる。
また、本実施形態では、ガスタービンエンジン1Bを正面視したときに第2熱交換部63及び第4熱交換部72が、外殻18の第3領域に重なる位置にあるため、バイパス路Bに入った異物が第2熱交換部63及び第4熱交換部72に当たりにくい。さらに、空気配管61及びオイルミスト配管71は、バイパス路Bにて軸方向に延びて第3領域18cを貫通するため、第2領域18bを貫通する場合に比べて、空気配管61及びオイルミスト配管71の全長が長くなるのを抑えることができる。
(変形例2)
図7は、第2実施形態の変形例2に係る航空機用ガスタービンエンジンのバイパス路の一部を拡大した図である。変形例2では、ケーシング7が、内殻17を外殻18に連結する、ストラット19以外のストラット19b,19cを有する。ストラット19bは、回転軸2の軸方向における抽気口9に対応する位置に配置されている。また、ストラット19cは、回転軸2の軸方向における後軸受8bに対応する位置に配置されている。ストラット19,19b,19cは、それぞれ中空となっている。ストラット19,19b,19cは、その内部空間にバイパス路Bからの空気が入り込まないように形成されている。
図7は、第2実施形態の変形例2に係る航空機用ガスタービンエンジンのバイパス路の一部を拡大した図である。変形例2では、ケーシング7が、内殻17を外殻18に連結する、ストラット19以外のストラット19b,19cを有する。ストラット19bは、回転軸2の軸方向における抽気口9に対応する位置に配置されている。また、ストラット19cは、回転軸2の軸方向における後軸受8bに対応する位置に配置されている。ストラット19,19b,19cは、それぞれ中空となっている。ストラット19,19b,19cは、その内部空間にバイパス路Bからの空気が入り込まないように形成されている。
空気配管61のうち、回転軸2の軸方向に延びる部分が、ストラット19bの周壁を貫通しており、空気配管61のうち、内殻17と外殻18との間において回転軸2の径方向に延びる部分が、ストラット19bの内部を挿通する。空気配管61におけるストラット19の内部に位置する部分は、バイパス路Bを通流する空気に接触しない。言い換えれば、本変形例2では、空気配管61は、回転軸2の軸方向に延びる第2熱交換部63を有するが、回転軸2の径方向に延びる第1熱交換部62を有さない。
第1オイルミスト配管41のうち、内殻17と外殻18との間において回転軸2の径方向に延びる部分が、ストラット19の内部を挿通する。本変形例2では、変形例1と同様に、第1オイルミスト配管41は、第3熱交換部42を有さない。
第2オイルミスト配管71のうち、回転軸2の軸方向に延びる部分が、ストラット19cの周壁を貫通しており、第2オイルミスト配管71のうち、内殻17と外殻18との間において回転軸2の径方向に延びる部分が、ストラット19cの内部を挿通する。第2オイルミスト配管71におけるストラット19の内部に位置する部分は、バイパス路Bを通流する空気に接触しない。言い換えれば、本変形例2では、第2オイルミスト配管71は、回転軸2の軸方向に延びる第4熱交換部72を有するが、回転軸2の径方向に延びる第5熱交換部73を有さない。
なお、図7では、中空のストラット19,19b,19cが示されているが、ストラット19,19b,19cは中実であってもよい。また、空気配管61並びに第1及び第2オイルミスト配管41,71の各々の配管が、それぞれ、例えば中実のストラット19,19b,19cに空気の流路を形成したときの当該流路を形成するストラット19,19b,19cの内周壁により構成されていてもよい。
空気配管61が第2熱交換部63を有し、第2オイルミスト配管71が第4熱交換部72を有しているため、本変形例2でも、上記第2実施形態と同様の効果が得られる。
(その他の実施形態)
本発明は、上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形が可能である。
本発明は、上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形が可能である。
例えば、空気配管の数、オイルミスト配管の数、ガスタービンエンジン1A,1Bにおける空気配管及びオイルミスト配管の配置などは、上記実施形態で説明されたものに限定されない。
例えば、本発明の少なくとも幾つかの実施形態に係るガスタービンエンジンは複数の空気配管を備えてもよく、この場合、複数の空気配管のうちの一部の空気配管だけが熱交換部を有してもよい。ガスタービンエンジンは、複数の抽気口を有していてもよく、複数の抽気口の各々に空気配管が接続されてもよい。また、1つの抽気口に接続された空気配管が、1つの配管から複数に分岐して延びる複数の分岐管を有してもよく、各分岐管が、バイパス路に配置された熱交換部を有してもよい。
例えば、本発明の少なくとも幾つかの実施形態に係るガスタービンエンジンは1つ又は3つ以上のオイルミスト配管を備えてもよい。複数のオイルミスト配管のうちの一部のオイルミスト配管だけが熱交換部を有してもよい。例えば上記第1実施形態において、第1及び第2オイルミスト配管41,51のうちの一方だけが、熱交換部を有していてもよい。
オイルミスト配管の数と軸受8の数とは同じでもよいし、異なってもよい。例えば、第1オイルミスト配管41が、抽気口9より前方に位置する複数の前軸受(例えば低圧軸11を支持する軸受と高圧軸12を支持する軸受)にオイルミストを供給してもよい。例えば、第2オイルミスト配管51が、抽気口9より後方に位置する複数の後軸受(例えば低圧軸11を支持する軸受と高圧軸12を支持する軸受)にオイルミストを供給してもよい。
また、上記第1及び第2実施形態において、空気配管は、第1熱交換部及び第2熱交換部の一方のみを有する構成であってもよい。言い換えれば、空気配管における回転軸の軸方向に延びる部分と径方向に延びる部分のうちの一方は、バイパス路を通流する空気に触れないように、保護部材により完全に覆われていてもよい。また、第2オイルミスト配管は、第4熱交換部及び第5熱交換部のうちの一方のみを有する構成であってもよい。言い換えれば、第2オイルミスト配管における回転軸の軸方向に延びる部分と径方向に延びる部分の一方は、バイパス路を通流する空気に触れないように、保護部材により完全に覆われていてもよい。バイパス路を通流する空気と接触しないように配管を覆う保護部材は、上記変形例1,2で示したように、ストラットであってもよい。
また、空気配管及びオイルミスト配管が有する各熱交換部の一部又は全部は、剥き出し状態でなくてもよく、図示しない保護部材によってバイパス路Bを通流する空気に接触可能に覆われていてもよい。例えば保護部材に、空気が通過する複数の孔が設けられていてもよい。
抽気口の位置も、上記実施形態で説明されたものに限定されない。例えば、抽気口は、回転軸2の軸方向において、第3領域18cに対応する位置、例えばオイルミスト生成装置23に対応する位置に設けられていてもよい。
空気配管及びオイルミスト配管の各々の軸方向に延びる熱交換部は、径方向に延びる支持部材34により支持されていたが、空気配管及びオイルミスト配管の各々のバイパス路での支持方法はこれに限定されない。バイパス路にて軸方向に延びる熱交換部が、内殻の外表面又は外殻の内表面に接触していてもよい。
ケーシング7の形状も上記実施形態で説明されたものに限定されない。オイルミスト生成装置23は、第1領域18aに位置しなくてもよい。オイルミスト生成装置23は、回転軸2の軸方向において、抽気口9に対応する位置又は抽気口9より後方に位置してもよい。また、オイルミスト生成装置23が備えるオイルミスト生成器の数は、1つでもよいし、3つ以上でもよい。ガスタービンエンジンが複数のオイルミスト生成器を備える場合、複数のオイルミスト生成器の一部が抽気口より前方に位置し、その残りが抽気口より後方に位置してもよい。
また、本発明の少なくとも幾つかの実施形態に係るガスタービンエンジンは、二軸ガスタービンエンジンに限定されず、一軸ガスタービンエンジンであってもよい。
1A,1B :ガスタービンエンジン
2 :回転軸
3 :ファン
4 :圧縮機
5 :燃焼器
6 :タービン
7 :ケーシング
8 :軸受
8a :前軸受
8b :後軸受
9 :抽気口
17 :内殻
18 :外殻
18a :第1領域
18b :第2領域
18c :第3領域
23 :オイルミスト生成装置
23A :第1オイルミスト生成器
23B :第2オイルミスト生成器
31,61 :空気配管
32,62 :第1熱交換部
33,63 :第2熱交換部
41 :第1オイルミスト配管
42 :第3熱交換部
51,71 :第2オイルミスト配管
52,72 :第4熱交換部
53,73 :第5熱交換部
B :バイパス路
2 :回転軸
3 :ファン
4 :圧縮機
5 :燃焼器
6 :タービン
7 :ケーシング
8 :軸受
8a :前軸受
8b :後軸受
9 :抽気口
17 :内殻
18 :外殻
18a :第1領域
18b :第2領域
18c :第3領域
23 :オイルミスト生成装置
23A :第1オイルミスト生成器
23B :第2オイルミスト生成器
31,61 :空気配管
32,62 :第1熱交換部
33,63 :第2熱交換部
41 :第1オイルミスト配管
42 :第3熱交換部
51,71 :第2オイルミスト配管
52,72 :第4熱交換部
53,73 :第5熱交換部
B :バイパス路
Claims (6)
- 圧縮機、燃焼器及びタービンが回転軸に沿って並んで配置されたガスタービンエンジンであって、
前記圧縮機の前方に配置され、前記回転軸に連動して回転するファンと、
前記圧縮機、前記燃焼器及び前記タービンが収容される内殻と、前記ファンが送出する一部の空気が通流するバイパス路を前記内殻との間に形成する外殻と、を有するケーシングと、
前記内殻の内側に配置された複数の軸受と、
前記外殻の外側に配置され、少なくとも1つの抽気口を通じて前記圧縮機から抽気した圧縮空気とオイルとを混在させてオイルミストを生成するオイルミスト生成装置と、
前記圧縮機から抽気した圧縮空気を前記オイルミスト生成装置に導く少なくとも1つの空気配管と、
前記オイルミスト生成装置にて生成した前記オイルミストを前記複数の軸受に導く少なくとも1つのオイルミスト配管と、を備え、
前記空気配管及び前記オイルミスト配管の少なくとも一方が、前記バイパス路を通流する空気により冷却される、前記バイパス路に配置された熱交換部を有する、ガスタービンエンジン。 - 前記熱交換部の少なくとも一部は、前記バイパス路にて前記回転軸の軸方向に延びている、請求項1に記載のガスタービンエンジン。
- 前記オイルミスト生成装置は、前記外殻の外周面であって且つ前記抽気口より前方又は後方に設置されており、
少なくとも前記空気配管は、前記熱交換部を有しており、
前記空気配管が有する前記熱交換部は、前記軸方向における前記抽気口と前記オイルミスト生成装置との間の少なくとも一部で、前記バイパス路にて前記軸方向に延びている、請求項2に記載のガスタービンエンジン。 - 前記外殻の外周面は、前記抽気口の前方に位置する第1領域と、前記第1領域の後方に位置し、前記第1領域よりも大径である第2領域と、前記第1領域と前記第2領域とをつなぐ第3領域と、を有し、
前記オイルミスト生成装置は、前記第1領域に設置される、請求項3に記載のガスタービンエンジン。 - 前記空気配管及び前記オイルミスト配管の少なくとも一方は、前記バイパス路にて前記軸方向に延びて前記第3領域を貫通する、請求項4に記載のガスタービンエンジン。
- 前記複数の軸受は、前記抽気口より前方に位置する前軸受と、前記抽気口より後方に位置する後軸受とを含み、
前記オイルミスト生成装置は、第1オイルミスト生成器と第2オイルミスト生成器とを含み、
前記少なくとも1つのオイルミスト配管は、前記第1オイルミスト生成器にて生成した前記オイルミストを前記前軸受に導く第1オイルミスト配管と、前記第2オイルミスト生成器にて生成した前記オイルミストを前記後軸受に導く第2オイルミスト配管とを含み、
前記第2オイルミスト配管は、前記バイパス流路にて、少なくとも一部が前記回転軸の軸方向に延びる前記熱交換部を含む、請求項1~5のいずれか1項に記載のガスタービンエンジン。
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