(57)【要約】【課題】  ガスタービンエンジン（１０）を運転する方法を提供する。【解決手段】  ガスタービンエンジンは、少なくとも１つのエンジンケーシング（９４）と少なくとも１つのロータ組立体（５４）とを含む。本方法は、供給管（９０）を通して空気流を熱交換器（９６）内に導く段階と、熱交換器内で空気流の温度を低下させる段階と、冷却した空気流をエンジンケーシング内に導いて該ケーシングを冷却する段階とを含む。また、ガスタービンエンジン（１０）が、高圧後部空洞（８４）と高圧タービンディスク（６０）とを含み、冷却した空気流を高圧後部空洞に導く段階と、高圧タービンディスクの後面を冷却する段階とをさらに含んでもよい。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つのエンジンケーシング（９４）と少なくとも１つのロータ組立体（５４）とを含むガスタービンエンジン（１０）を運転方法であって、
供給管（９０）を通して空気流を熱交換器（９６）内に導く段階と、
前記熱交換器内で空気流の温度を低下させる段階と、
冷却した空気流を前記エンジンケーシング内に導いて該ケーシングを冷却する段階と、
を含む方法。
【請求項２】
前記ガスタービンエンジン（１０）が、高圧後部空洞（８４）と高圧タービンディスク（６０）とをさらに含み、該方法が、
冷却した空気流を前記高圧後部空洞に導く段階と、
前記高圧タービンディスクの後面を冷却する段階と、をさらに含む、
請求項１記載の方法。
【請求項３】
空気流の少なくとも一部分を前記熱交換器（９６）に導いて冷却しかつ再利用する段階をさらに含む、請求項２記載の方法。
【請求項４】
前記熱交換器（９６）が冷却媒体ループ（９８）を含み、該方法が、前記熱交換器の冷却媒体ループを通して前記ガスタービンエンジンの燃料の少なくとも一部分を導いて該熱交換器内で空気流を冷却する段階をさらに含む、請求項１記載の方法。
【請求項５】
ファン（１２）と、少なくとも１つの段及び吐出口を有する圧縮機（１４）と、ブースタ（２２）と、少なくとも１つのディスク（６０）を有する高圧タービン（１８）と、前記圧縮機（１４）及び高圧タービン（１８）の周りで円周方向に延びる少なくとも１つのエンジンケーシング（９４）とを含むガスタービンエンジン（１０）用の間隙制御システム（８８）であって、
前記ファン、ブースタ及び圧縮機の少なくとも１つからの空気を前記高圧タービンに導くように構成された空気供給管（９０）と、
前記空気供給管と流れ連通して、該空気供給管を通過する空気流を冷却する熱交換器（９６）と、を含み、
前記熱交換器が、冷却媒体ループ（９８）を含む、
間隙制御システム（８８）。
【請求項６】
前記冷却媒体ループ（９８）が、ガスタービンエンジン燃料ラインの一部分を含む、請求項５記載の間隙制御システム（８８）。
【請求項７】
前記空気供給管（９０）が、前記エンジンケーシング（９４）に接続されて、冷却空気流を該ケーシングの内部に導いて該ケーシングを冷却するようになっている、請求項５記載の間隙制御システム（８８）。
【請求項８】
前記空気供給管（９０）が、前記ファン（１２）、ブースタ（２２）及び圧縮機（１４）の段の少なくとも１つに接続されている、請求項５記載の間隙制御システム（８８）。
【請求項９】
該システムが、冷却空気流を前記高圧タービンディスク（６０）に導いて該ディスクを冷却するようにように構成されている、請求項７記載の間隙制御システム（８８）。
【請求項１０】
該システムが、冷却空気流を前記熱交換器（９６）に戻るように導いて再冷却しかつ再利用するように構成されている、請求項９記載の間隙制御システム（８８）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、過渡運転時にガスタービンエンジンロータ組立体の先端間隙を制御する方法及び装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは一般的に、圧縮機とロータ組立体及びステータ組立体を含むタービンとの周りで円周方向に延びるエンジンケーシングを含む。ロータ組立体は、ブレード根元からブレード先端まで半径方向外向きに延びる少なくとも１つの列の回転ブレードを含む。回転ブレード先端とエンジンケーシングに取付けられたシュラウドとの間に、半径方向先端間隙が形成される。
【０００３】
エンジン運転時、エンジンの温度環境は変化し、ロータ及びステータ組立体の熱膨張又は収縮を引き起こすことになる。この熱膨張又は収縮は、その大きさ又は速度が均一に発生する場合もあるし、或いは均一に発生しない場合もある。その結果、ロータブレード先端とエンジンケーシングとの間に偶発的な摩擦が発生するおそれがあり、或いは半径方向間隙が設計意図よりも大きく開くおそれがある。ロータブレード先端とエンジンケーシングとの間の摩擦が続くと、ロータブレードの早期破損を招くか、又は他の運転状態においてエンジン性能の低下をもたらすことになるより大きな間隙を生じるおそれがある。
【０００４】
エンジン性能を最適化するのを可能にしかつロータブレード先端とエンジンケーシングとの間の偶発的な摩擦を最小にするために、少なくとも幾つかの公知のエンジンは、間隙制御システムを含む。間隙制御システムは、冷却空気をエンジンケーシングに供給して該エンジンケーシングの熱膨張を制御して、偶発的なブレード先端摩擦を最小にするのを可能する。ケースは、ファン、ブースタ又は圧縮機の抽気源から導入する空気によって加熱及び冷却され、そのことにより、温度変化のためにケースが収縮又は膨張を生じるおそれがある。
【０００５】
幾つかの公知の間隙制御システムは、エンジンサイクル後半でのブレード先端摩擦を防止するためにアイドル時に大きな間隙を有するようにすることによって、アイドル状態から航空機離陸までの間でのディスクの弾性変形及びブレードの熱膨張に対処している。これらのシステムは、定常状態において間隙を最小レベルに減少させるような大きな温度変化を必要とする。一般的に、定常状態において間隙を減少させることを必要とする場合の温度変化は、これらのシステムの能力を超えている。
【特許文献１】米国特許６７２２１３７号公報
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
１つの態様では、ガスタービンエンジンを運転する方法を提供する。ガスタービンエンジンは、エンジンケーシングと少なくとも１つのロータ組立体とを含む。本方法は、供給管を通して空気流を熱交換器内に導く段階と、熱交換器内で空気流の温度を低下させる段階と、冷却した空気流をエンジンケーシング内に導いて該ケーシングを冷却する段階とを含む。
【０００７】
別の態様では、ガスタービンエンジン用の間隙制御システムを提供する。ガスタービンエンジンは、少なくとも１つの段及び吐出口を有する圧縮機と、少なくとも１つのディスクを有する高圧タービンと、圧縮機及び高圧タービンの周りで円周方向に延びる少なくとも１つのエンジンケーシングとを含む。本間隙制御システムは、ファンブースタ及び圧縮機の少なくとも１つからの空気を高圧タービンに導くように構成された空気供給管と、空気供給管と流れ連通して該空気供給管を通過する空気流を冷却する熱交換器とを含む。
【０００８】
さらに別の態様では、ガスタービンエンジンを提供し、本ガスタービンエンジンは、圧縮機と、高圧タービンと、冷却空気入口を含みかつ圧縮機及び高圧タービンの周りで円周方向に延びる少なくとも１つのエンジンケーシングと、間隙制御システムとを含む。間隙制御システムは、ケーシングの冷却空気入口に接続された空気供給管と、空気供給管に連結されかつ該空気供給管と流れ連通して該空気供給管内の空気流を冷却する熱交換器とを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
タービンケーシングを冷却するのに用いる空気の温度を低下させるための熱交換器を含むガスタービンエンジン用の間隙制御システムを、以下に詳細に説明する。冷却空気は、エンジン内部の任意の供給源から、例えば圧縮機の中間段又は圧縮機の吐出口から導入することができる。熱交換器内で冷却した冷却空気を用いて、タービンケーシング及びタービンシュラウドを冷却する。空気はまた、高圧タービンディスク空洞に導いて、高圧タービンディスクの後面を冷却することができる。さらに、効率を改善するために、冷却空気の一部分は、熱交換器に再度導いて冷却されかつ再利用される。熱交換器で冷却した空気を使用することにより、ステータは、特に定常状態時において間隙を緊密化するための大きな温度変化を達成することが可能になる。また、高圧タービンディスクを冷却することにより、一般的にブレード先端間隙閉鎖全体の大部分の原因となるディスクの熱膨張を減少させる。以下に詳細に記載した間隙制御システムにより、運転中の熱による間隙閉鎖を少なくした状態でより緊密な間隙を確立することが可能になり、かつブレード先端摩擦が最小になる。
【００１０】
図面を参照すると、図１は、ガスタービンエンジン１０の概略図であり、ガスタービンエンジン１０は、例示的な実施形態では、ファン組立体１２と、高圧圧縮機１４を含むコアエンジン１３と、燃焼器１６とを含む。エンジン１０はまた、高圧タービン１８と、低圧タービン２０と、ブースタ２２とを含む。ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延びるファンブレード２４の列を含む。エンジン１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。１つの実施形態では、ガスタービンエンジンは、オハイオ州シンシナティ所在のＧｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｃｏｍｐａｎｙから入手可能なＧＥ９０型である。ファン組立体１２と低圧タービン２０とは、第１のロータシャフト３１によって連結され、圧縮機１４と高圧タービン１８とは、第２のロータシャフト３２によって連結される。
【００１１】
動作中、空気は、エンジン１０内を延びる中心軸線３４にほぼ平行な方向に、ファン組立体１２を通って軸方向に流れ、加圧された空気は、高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送られる。燃焼器１６からの燃焼ガス流（図１には図示せず）は、タービン１８及び２０を駆動する。タービン１８は、シャフト３２により圧縮機１４を駆動し、またタービン２０は、シャフト３１によりファン組立体１２を駆動する。
【００１２】
図２は、ガスタービンエンジン１０の一部分の拡大概略断面図である。この例示的な実施形態では、燃焼器１６は、環状の外側ライナ４０と、環状の内側ライナ４２と、それぞれ外側及び内側ライナ４０及び４２間で延びるドーム状端部（図示せず）とを含む。外側ライナ４０及び内側ライナ４２は、燃焼器ケーシング（図示せず）の半径方向内側に間隔を置いて配置され、燃焼室システム組立体４６を形成する。内側ノズル支持体４４は、ほぼ環状であり、ディフューザ（図示せず）から下流方向に延びる。燃焼室４６は、形状がほぼ環状であり、ライナ４０及び４２間に形成される。内側ライナ４２及び内側ノズル支持体４４は、内側通路５０を形成する。外側及び内側ライナ４０及び４２は各々、燃焼器１６の下流に配置されたタービンノズル５２まで延びる。
【００１３】
高圧タービン１８は、圧縮機１４（図１に示す）とほぼ同軸に燃焼器１６の下流に結合される。タービン１８は、１つ又はそれ以上のディスク６０で形成された少なくとも１つのロータ５６を備えたロータ組立体５４を含む。この例示的な実施形態では、ディスク６０は、外側リム６２と、内側ハブ（図示せず）と、それらの間でほぼ半径方向にかつそれぞれのブレードダブテールスロット６８から半径方向内向きに延びる一体形ウェブ６６とを含む。各ディスク６０はまた、外側リム６２から半径方向外向きに延びる複数のブレード７０を含む。高圧ブレード７０の列をそれらと緊密な間隙関係で囲むのは、環状のシュラウド７２である。シュラウド７２は、環状のバンド７４の内側面に取付けられた複数の環状セクタを含むことができ、環状のバンド７４は、完全な円を形成する複数のセクタで形成することができる。ディスク６０は、ロータ組立体５４の周りで円周方向に延び、ブレード７０の各列は、タービン段と呼ばれることがある。ディスク６０は、後面８０及び前面８２を含む。後部ディスク空洞８４は、ディスク６０を収容する。
【００１４】
固定タービンノズル５２は、燃焼器１６とタービンブレード７０との間に設置される。ノズル５２は、タービンブレード７０に向けて燃焼ガスを導き、燃焼ガスのブレード７０への衝突により、タービンディスク６０に回転を与える。複数の固定ステータベーン８６は、タービンブレード７０を通った燃焼ガスを次のタービン段（図示せず）に導く。
【００１５】
間隙制御システム８８は、タービンブレード７０とタービンシュラウド７２との間の間隙すなわち距離を制御する。間隙制御システム８８は、一端部が空気供給源、例えば圧縮機１４の中間段又は圧縮機１４の吐出口に接続され、他端部がタービンケーシング９４の冷却空気入口９２に接続された冷却空気供給管９０
を含む。熱交換器９６は、冷却空気供給管９０に結合されかつ該冷却空気供給管９０と流れ連通する。熱交換器９６は、空気が熱交換器９６を通過するとき、冷却空気から熱を除去する冷却媒体ループ９８を含む。冷却媒体ループ９８内では、任意の適当な冷却媒体を用いることができる。１つの例示的な実施形態では、冷却媒体ループ９８を通して、ガスタービンエンジン燃料が導かれる。別の例示的な実施形態では、冷却媒体ループ９８を通して、タービン軸受オイル又は冷却剤が導かれる。
【００１６】
動作中、冷却空気は、冷却空気供給管９０及び熱交換器９６を通ってタービンケーシング９４の冷却空気入口９２内に導かれる。冷却媒体流体は、冷却媒体ループ９８を通って流れ、熱交換器９６を通る空気から熱を除去する。冷却空気は、タービンケーシング９４とタービンシュラウド７２との間の空洞１００内に流れ、タービンケーシング９４及びタービンシュラウド７２を冷却するのに用いられる。冷却空気は次に、ステータベーン８６を通ってディスク空洞８４内に導かれ、ディスク空洞において、ディスク６０の後面８０に導かれてディスク６０を冷却する。１つの例示的な実施形態では、冷却空気の一部分は、冷却空気供給管に戻されて、熱交換器９６内で再冷却されかつケーシング９４、シュラウド７２及びディスク６０の冷却に再利用される。
【００１７】
様々な特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施できることは、当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンの一部分の拡大概略断面図。
【符号の説明】
【００１９】
１０  ガスタービンエンジン
１２  ファン組立体
１４  高圧圧縮機
１６  燃焼器
１８  高圧タービン
２２  ブースタ
５２  固定タービンノズル
５４  ロータ組立体
６０  タービンディスク
７０  タービンブレード
７２  環状のシュラウド
７４  環状のバンド
８４  後部ディスク空洞
８８  間隙制御システム
９０  冷却空気供給管
９２  冷却空気入口
９４  エンジンケーシング
９６  熱交換器
９８  冷却媒体ループ
【図１】
2006063982.tif 000003
【図２】
2006063982.tif 000004