(57)【要約】      （修正有）【課題】圧縮機から抽出される冷却用の加圧空気を減少させることによりエンジン効率をさらに高める。【解決手段】ガスタービンエンジンは、互いに動作可能に結合される圧縮機と燃焼器２０と高圧タービン２２とを含む。第１の段間ブリード回路５６は、圧縮機の第１の前最終段５とタービン２２内の中空動翼４４との間において連通して結合されて、動翼に加圧一次空気を供給する。第２の段間ブリード回路５８は、圧縮機の第２の前最終段３とタービン動翼４４との間において連通して結合されて、動翼に一次空気より低い圧力の加圧二次空気を供給する。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
直列に連通するファン（１４）と圧縮機（１８）と燃焼器（２０）と高圧（ＨＰ）タービン（２２）と低圧（ＬＰ）タービン（２４）とからなり、
前記圧縮機（１８）は、複数列の圧縮機ブレード（１〜７）を含んで、対応する段において連続的に空気（３４）を圧縮し、
前記ＨＰタービン（２２）は、支持ロータディスク（４６）の周縁部において対応するダブテール溝（７０）内に取り付けられる単段の列をなす中空動翼（４４）を含み、
前記ＬＰタービン（２４）は、前記ＨＰ動翼（４４）の後に続く１列の中空第１段ＬＰ翼（６２）を含み、
第１の段間ブリード回路（５６）が、前記燃焼器（２０）より内側において、前記圧縮機（１８）の第１の前最終段（５）と前記ＨＰ動翼（４４）との間に連通して結合され、
第２の段間ブリード回路（５８）が、前記燃焼器（２０）より外側において、前記圧縮機（１８）の第２の前最終段（３）と前記ＨＰ動翼（４４）との間に、かつ前記ＬＰ翼（６２）を介して連通して結合されるガスタービンエンジン（１０）。
【請求項２】
前記ＨＰ動翼（４４）は、前方および後方ブレード保持器（７２、７４）により、前記ディスク（４６）の前記周縁部において対応するダブテール溝（７０）内に捕捉され、
前記第１のブリード回路（５６）は、前記前方ブレード保持器（７２）において前記列をなす動翼（４４）に結合され、
前記第２のブリード回路（５８）は、前記後方ブレード保持器（７４）において前記列をなす動翼（４４）に結合される請求項１に記載のエンジン。
【請求項３】
前記ＨＰ動翼（４４）は、前記燃焼器（２０）より内側において延在する駆動軸（３０）により前記圧縮機ブレード（１〜７）に結合され、
前記前方ブレード保持器（７２）は、前記ＨＰディスク（４６）の前面に沿って内方に延在して、前記ディスク周縁部のまわりの前記ダブテール溝（７０）と連通して配置される環状マニホルド（８４）を形成し、
前記第１のブリード回路（５６）は、前記マニホルド（８４）と連通して結合される請求項２に記載のエンジン。
【請求項４】
各々の前記ＨＰ動翼（４４）は、前記ダブテール溝（７０）から前縁冷却孔（５０）に供給を行なう前方チャネル（４８）と：
前記後方ブレード保持器（７４）において前記動翼のシャンクから後縁冷却孔（５４）に供給を行なう後方冷却チャネル（５２）とを含む請求項３に記載のエンジン。
【請求項５】
前記動翼後方チャネル（５２）と連通する後方気流インデューサ（８０）を自身の前方端部に配置されて有する、前記ＬＰ翼（６２）より内側に設けられる環状後方マニホルド（７８）をさらに含む請求項４に記載のエンジン。
【請求項６】
前記ＨＰタービン（２２）は、さらに、前記燃焼器（２０）とＨＰ動翼（４４）との間に配置される１列の静翼（４２）を有して、前記ＨＰ翼（４２）の前縁と後縁とを横切る方向に燃焼ガス（３８）の圧力を降下させる第１段のタービンノズルを含み、
前記ＨＰ動翼（４４）は、自身の前縁と後縁とを横切る方向に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、
前記第１の前最終段（５）は、前記圧縮機の最終段（７）より上流に配置されて、前記圧縮機から一次空気（３４ａ）が第１の圧力で抽気され、
前記第２の前最終段（３）は、前記第１の前最終段（５）より上流に配置されて、前記圧縮機からより低い第２の圧力で二次空気（３４ｂ）が抽気される請求項５に記載のエンジン。
【請求項７】
前記第１のブリード回路（５６）は、前記一次空気（３４ａ）において、前記動翼前縁孔（５０）において前記燃焼ガス（３８）の全相対圧より高い静圧をもたらすように構成される請求項６に記載のエンジン。
【請求項８】
前記第２のブリード回路（５８）は、前記二次空気（３４ｂ）において、前記動翼後縁孔（５４）において前記燃焼ガス（３８）の静圧より高い静圧をもたらすように構成される請求項６に記載のエンジン。
【請求項９】
前記第１の前最終段（５）は、前記最終圧縮段より少なくとも２段だけ上流にあり、前記第２の前最終段（３）は、前記第１の前最終段（５）より少なくとも２段だけ上流にある請求項６に記載のエンジン。
【請求項１０】
前記一次空気（３４ａ）を前記圧縮機（１８）から前記ＨＰ動翼（４４）に導いて、前記動翼前縁孔（５０）において逆流マージンを得る段階と；
前記二次空気（３４ｂ）を前記圧縮機（１８）から前記ＨＰ動翼（４４）に導いて、前記後縁孔（５４）において逆流マージンを得る段階とからなる請求項６に記載の前記エンジン（１０）の使用方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、特にガスタービンエンジンにおけるタービン冷却に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気は、圧縮機内において加圧されるとともに、燃焼器内において燃料と混合されて高温の燃焼ガスを発生させる。エネルギーは、１本の駆動軸を介して圧縮機を動力駆動するとともに、ターボファン航空エンジン用では上流のファンの動力駆動を、または船舶および産業（Ｍ＆Ｉ）用では外部駆動軸を駆動する追加の仕事の生成を行なうタービン段において、燃焼ガスから抽出される。
【０００３】
基本的なコアエンジンは、一般に、列をなす圧縮機ブレードと、周囲空気を段階的に加圧するとともに相応に前記空気の温度を高める対応する案内翼とを有する多段軸流圧縮機を含む。この圧縮機の後側端部から排出される空気は、一般にコンプレッサ排気圧力（ＣＤＰ）と呼ばれる最大圧力と、相応の高温とを有する。
【０００４】
例証的な構成において、この圧縮機は、７個の段を有して、空気圧を大気圧の何倍も高くすると同時に圧縮サイクルにより温度を何百度も上昇させる。より少数または多数の圧縮段が、特定の設計のガスタービンエンジンとその意図される用途とに合わせて要望どおりに用いられうる。
【０００５】
圧縮機から排出されるＣＤＰ空気の大部分は、燃焼器内において燃料と混合されて、高温燃焼ガスを発生させる。これらの燃焼ガスは、その後、いくつかのタービン段において膨張サイクルを経て、前記ガスからエネルギーが抽出され、これにより前記燃焼ガスの圧力と温度とが相応に低下する。高圧タービン（ＨＰＴ）は、前記燃焼器の直後に設けられるとともに、コアエンジンにおいて圧縮機ブレードを動力駆動するのに用いられる。
【０００６】
低圧タービン（ＬＰＴ）は、ＨＰＴの後に設けられるとともに、第２の軸を駆動して、ターボファンエンジン用では上流のファンの動力駆動を、またはＭ＆Ｉ用では外部駆動軸の駆動を行なう。
【０００７】
ガスタービンエンジンの総合効率は、空気圧縮効率と燃焼効率とタービン段における燃焼ガス膨張効率とに依存する。
【０００８】
タービン構成要素は、動作時において高温の燃焼ガスに直接さらされるため、これらの構成要素を適切に冷却して長期の耐用寿命を確保することが必要になる。たとえば、圧縮機の一部の排気は、燃焼プロセスから迂回せしめられて、燃焼器そのもののライナを冷却するだけではなしに、ＨＰＴのさまざまな構成要素を冷却する。
【０００９】
各タービン段は、一般に、燃焼ガスを下流方向に、対応する１列のタービン動翼を介して導く１列のノズル翼を有する上流タービンノズルまたはステータを含む。これらの動翼は、一般に、支持ロータディスクの周縁部に、形成される対応するダブテール溝内において取り付けられる。
【００１０】
タービン動翼および静翼は、一般に、動作時において自身の冷却のために圧縮機の排気を受ける対応する内部冷却チャネルを自身内に有する中空の翼型部である。これらの中空の動翼および静翼は、一般に、自身の圧力側および負圧側壁を貫通して消費された内部冷却空気を対応する外部フィルムの形態で排出して翼型部をさらに保護するさまざまな列状のフィルム冷却孔およびその他の排気孔を含む。
【００１１】
さらにまた、第１段のタービン動翼を支持するタービンロータディスクは、動翼が取り付けられるリム部と、前記リム部から半径方向内方に延在して、中央ボア穴を有するより幅広のハブ部で終端する幅狭ウェブを有する相対的に大きい構成要素である。このロータディスクは、動作時において多大な遠心荷重と熱との両方にさらされ、これもまた長寿命が得られるように設計されなければならない。
【００１２】
これに対して、ＬＰＴは、膨張サイクル時に燃焼ガスの温度と圧力とが低下することに鑑みて、ＨＴＰほど冷却を必要としない。したがって、冷却要件は軽減され、一般に段間ブリード空気を用いて、ＬＰＴ内のさまざまな構成要素が冷却されうる。
【００１３】
主タービン流路は、燃焼ガスが燃焼器からエンジンを通って流れて温度と圧力とが低下するときに該燃焼ガスを閉じ込めておくように設計される。タービン構成要素用のさまざまな冷却回路は、この主流路から独立しており、動作時において高温燃焼ガスが吸い込まれることを防ぐことができるだけの十分な圧力で冷却空気が供給されなければならない。
【００１４】
たとえば、適切なロータリーシールが、固定状態のタービンノズルと回転するタービン動翼との間に配設されて、高温燃焼ガスが冷却回路内に吸い込まれることまたは逆流することが防がれる。ノズル翼とタービン動翼との翼型部は、一般に、列をなす冷却空気出口孔を含むため、冷却空気に、外部燃焼ガスの圧力より高い十分な圧力を有させて適切な逆流マージンを得て、高温燃焼ガスがタービン翼型部そのものの中に吸い込まれることを防がなければならない。
【００１５】
したがって、ＨＰＴの構成要素は、一般に、全圧ＣＤＰ空気を用いて冷却される一方で、ＬＴＰ構成要素は、より低圧の段間ブリード空気を用いて冷却されうる。
【００１６】
このようにすると、タービン構成要素を冷却するために用いられる圧縮空気をＨＰＴとＬＰＴとの異なる冷却要件に合致させて、前記空気の使用量を減らすとともに、以ってエンジン効率を高めることができる。
【特許文献１】米国特許第３，０３４，２９８号
【特許文献２】米国特許第４，０８０，７８５号
【特許文献３】米国特許第４，７４１，１５３号
【特許文献４】米国特許第５，１３４，８４４号
【特許文献５】米国特許第５，１３５，３５４号
【特許文献６】米国特許第５，２３２，３３９号
【特許文献７】米国特許第５，２８８，２１０号
【特許文献８】米国特許第５，４７２，３１３号
【特許文献９】米国特許第５，５５５，７２１号
【特許文献１０】米国特許第５，９９６，３３１号
【特許文献１１】米国特許第６，０５０，０７９号
【特許文献１２】米国特許第６，１８３，１９３号
【特許文献１３】米国特許第６，３３１，０９７号
【特許文献１４】米国特許第６，４８７，８６３号
【特許文献１５】米国特許第６，９６０，０６０号
【特許文献１６】米国特許第６，９８１，８４１号
【非特許文献１】ゼネラル・エレクトリック社，  「ＣＦ６−８０Ｃ２  フルオーソリティーデジタルエンジン制御によるエンジン空気流制御」  ２００６年９月１日より一年以上前に米国において公に使用され販売されたエンジン，  １頁
【非特許文献２】ゼネラル・エレクトリック社，  「ＣＦＭ５６−５Ｃ２−ＣＤＰ  タービン冷却用空気」  ２００６年９月１日より一年以上前に米国において公に使用され販売されたエンジン，  ２頁
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１７】
しかし、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ける永続的かつ主要な設計目標であり、したがって、圧縮機から抽出される加圧空気を減少させることによりエンジン効率をさらに高めることが望まれる。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
ガスタービンエンジンは、互いに動作可能に結合される圧縮機と燃焼器と高圧タービンとを含む。第１の段間ブリード回路は、圧縮機の第１の前最終段とタービン内の中空動翼との間において連通して結合されて、前記動翼に加圧された一次空気を供給する。第２の段間ブリード回路は、圧縮機の第２の前最終段とタービン動翼との間において連通して結合されて、前記動翼に前記一次空気より低い圧力の加圧された二次空気を供給する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
本発明を、好ましい例証的な実施例にしたがって、本発明のさらに他の目的および利点とともに、添付図面と関連して行なわれる以下の詳細な説明に、より具体的に説明する。
【００２０】
図１に、例証的なターボファン航空機用ガスタービンエンジン１０の略図が図示されている。このエンジンは、長手方向または軸方向の中心軸１２のまわりにおいて軸対称をなすとともに、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、例証的な用途において飛行中の航空機を動力駆動する。
【００２１】
前記エンジンは、ファン１４と低圧またはブースター圧縮機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とを直列に連通させて含む。
【００２２】
環状ナセル２６は、ファン１４を取り巻くとともに、ブースター圧縮機１６のまわりにおいて後方に延在する環状バイパスダクト２８を形成する。第１の駆動軸３０は、ＨＰＴ２２をＨＰ圧縮機１８に結合し、第２の駆動軸３２は、ＬＰＴ２４をファン１４とブースター圧縮機１６とに結合する。これらの２本の駆動軸は、前記のさまざまなエンジン構成要素が従来的に配置されたエンジン内において、対応するフレーム内の軸受に適切に取り付けられる。
【００２３】
動作時において、周囲空気３４は、エンジンの吸気口に流入するとともに、部分的にファン１４により加圧され、かつバイパスダクト２８を介して排出されて、推進力の大部分を供給する。前記ファンを通過する一部の空気３４は、ブースター圧縮機１６に流入して、該圧縮機の多数の軸流圧縮段においてさらなる圧縮サイクルを経るとともに、さらにまた他の圧縮がＨＰ圧縮機１８内において該圧縮機の多数の軸流圧縮段で行なわれる。
【００２４】
加圧空気３４は、前記圧縮機から排出されるとともに、燃焼器２０内において燃料３６と適切に混合されて、高温燃焼ガス３８を発生させる。エネルギーが、ＨＰＴ２２内において前記燃焼ガス３８から抽出されて、第１の軸３０を駆動するとともに、ＨＰ圧縮機１８を動力駆動する。追加のエネルギーが、ＬＰＴ２４内において前記燃焼ガスから抽出されて、第２の軸３２を駆動するとともに、ファン１４とブースター圧縮機１６とを動力駆動する。
【００２５】
前記のエンジンは、構成と作用とにおいて従来的であり、多数の圧縮段と多数のタービン段とを含む。たとえば、ブースター圧縮機１６は、４列の圧縮機ブレードを４列の入口案内翼と軸方向に交互に配置されて含む４個の軸流圧縮段を有しうる。
【００２６】
高圧圧縮機１８は、たとえば、図２に詳細に示されるように、対応する列の入口案内翼４０と軸方向に交互に配置される７列の圧縮ブレード１〜７を有するとともに、従来式ディフューザを介してＣＤＰ空気を排出する７個の軸流圧縮段を含みうる。
【００２７】
ＨＰＴ２２は、好ましくは、その後にさらに例証的な５段ＬＴＰ２４が配置される単段タービンである。
【００２８】
図２に、直列に連通して配置される高圧圧縮機１８と環状燃焼器２０とＨＴＰ２２とを含む基本的なコアエンジンがより詳細に図示されている。
【００２９】
図２に図示されるＨＰＴ２２は、外側および内側バンドに適切に取り付けられる１列の静翼４２を有する第１段またはＨＰタービンノズルを含む。これらの静翼に続いて、第１段またはＨＰロータディスク４６の周縁部またはリム部に取り外し可能に取り付けられる単一列のＨＰタービン動翼４４がある。ディスク４６は、第１の駆動軸３０に固定的に結合され、前記駆動軸は、さらに、高圧圧縮機１８の圧縮機ブレード１〜７を支持するロータディスクに固定的に結合される。
【００３０】
ＨＰ圧縮機１８とＨＰＴ２２との構成および作用は、従来的であって、空気３４を加圧するとともに、その後の燃焼ガス３８を膨張させて前記燃焼ガスからエネルギーを抽出する。特に、空気３４の圧力と温度とは、該空気が下流方向に７段の圧縮機ブレード１〜７を通って流れるときに軸方向に次々と増加する。第７列の圧縮機ブレード７は、この例証的な構成において圧縮機の最終段を形成するとともに、加圧空気を最大圧力Ｐ７で、かつ該コンプレッサ排気圧力（ＣＤＰ）の空気に付随する対応する高温Ｔ７で排出する。
【００３１】
このＣＤＰ空気は、燃焼器内において燃料と混合されて、燃焼器の出口から第１段のタービンノズル翼４２間において排出される高温燃焼ガス３８を発生させる。これらのノズル翼は、燃焼器と第１段のタービン動翼４４との間において軸方向に配置されるとともに、従来的に構成されて、翼弦に沿って、かつ翼の前縁と後縁とを横切る方向に燃焼ガスの圧力を降下または低下させる。
【００３２】
各ノズル翼４２は、上流の前縁と下流の後縁との間において軸方向に翼弦をなして延在する典型的な一般に凹状の圧力側と一般に凸状の対向する負圧側とを有する。ノズル翼４２の形状は適切に選択されて、燃焼ガスが下流方向にタービンノズルの入口端部と出口端部との間において流れるときに実質的な圧力降下がもたらされうる。タービンノズルを介して流れるガスは、加速され、かつ方向転換されて、これにより、全圧のわずかな降下と静圧の大きな降下とが引き起こされる。
【００３３】
これに対応して、これもまた図２に図示されている第１段のタービン動翼４４は、自身の前縁と後縁との間において軸方向に延在する一般に凹状の圧力側と一般に凸状の反対側の負圧側とを有する。タービン動翼４４の形状もまた従来的に選択されて、翼弦に沿って、かつ該翼の前縁と後縁とを横切る方向に燃焼ガス３８の圧力をさらに降下または低下させる。仕事またはエネルギーは、タービン動翼間を流れる前記ガスから抽出され、これによって全圧と静圧との両方の大きな降下が引き起こされる。
【００３４】
図３および４に、動作時において高温燃焼ガス３８から適切に冷却される必要があるタービン動翼４４を含むＨＰＴ２２がより詳細に図示されている。これらの動翼４４は、一般に中空とされて、以下の改良を除いて従来の態様で自身の内部冷却を達成する。
【００３５】
前記動翼は、適切な内部冷却構造を有し得、図４に、軸方向入口ダブテール部の付根部において入口を有するとともに、前縁の直後において翼型の長さにわたる衝突チャネルとなって終端する例証的な三経路前方蛇行冷却チャネル４８が図示されている。この前方チャネル４８は、翼型前縁を網羅するとともに、消費される冷却空気が一般的な態様で自身から排出されるときに前記翼型前縁をさらにフィルム冷却する１列以上のフィルム冷却孔５０への送給を行なう。
【００３６】
図４に図示される例証的なタービン動翼は、さらにまた、薄い後縁の直前において翼型の長さにわたって、消費される空気を圧力側の後端部に沿って排出する１列の後縁冷却孔５４への送給を行なう後方冷却チャネル５２を含む。この後方冷却チャネル５２は、以下にさらに説明されるように、ダブテール部の上方においてシャンクの後端部に適切な入口を有する。
【００３７】
図４に図示される例証的な構成において、動翼４４は、さらに、これもまたダブテール部の付根部に対応する入口を有する三経路蛇行中間チャネルを含む。
【００３８】
このようにして、加圧空気は、圧縮機から抽気されるとともに、動翼４４のいくつかの内部冷却回路を介して導かれて、何らかの従来式の態様で前記動翼の内部冷却を達成し、その後、消費された空気は、翼型の前縁から後縁まで圧力側および負圧側において配置されるさまざまな列状の出口孔を介して排出される。
【００３９】
圧縮段は、エネルギーが加えられると、空気の圧力と温度とを増加させる一方で、タービン段は、燃焼ガスの圧力と温度とを低下させて、前記燃焼ガスからエネルギーを抽出する。
【００４０】
図２に図示されている単段形ＨＰＴ２２を用いることにより、最初にノズル翼４２を横切る方向に、次にはタービン動翼４４を横切る方向に燃焼ガスの実質的な圧力降下を起こさせることができるため、ＨＰＴ２２の冷却系統を改良したものを用いて、エンジンの効率をさらに高めることができる。
【００４１】
特に、図２に、最初に、ＨＰ圧縮機１８の第１の前最終段とＨＰ動翼４４の前方冷却チャネル４８との間において適切に連通して結合されて、対応する第１の圧力および温度で圧縮機から抽気された加圧一次空気３４ａを前記動翼に供給する第１の段間ブリード回路５６が図示されている。
【００４２】
前最終圧縮段は、燃焼器にＣＤＰ空気３４を排出する圧縮機の最終段の前の何らかの適切な圧縮段である。前記のように、ＨＰ圧縮機１８は、第７段を最終段とするとともに、適切な第１の前最終段が第５段ブレード５を含む第５段である７個の例証的な圧縮段を有する。
【００４３】
一次空気３４ａは、何らかの従来式の態様で、一般に後続の案内翼において、圧縮機の排気の圧力Ｐ７および温度Ｔ７より実質的に低い対応する第５段圧力Ｐ５および第５段温度Ｔ５で前記第５段から抽気されうる。
【００４４】
これに対応して、第２の段間ブリード回路５８は、圧縮機１８の異なる第２の前最終段と同じＨＰ動翼４４の後方冷却チャネル５２との間において連通して結合されて、前記動翼の二重段間冷却を達成して、エンジンの性能と効率とを高める。この第２の回路５８は、一次空気３４ａの第１の圧力および第１の温度より相応に低い第２の圧力および第２の温度で加圧二次空気３４ｂを抽気する。
【００４５】
たとえば、前記第２の前最終圧縮段は、第３列の圧縮機ブレード３を含む第３段であってもよく、加圧された二次空気３４ｂは、後続の案内翼において、抽出される一次空気３４ａの対応する第５段圧力Ｐ５および第５段温度Ｔ５より実質的に低い対応する第３段圧力Ｐ３および第３段温度Ｔ３を有して抽出されうる。
【００４６】
このようにすると、非ＣＤＰ空気を用いて第１段ＨＰ動翼を適切に冷却して、エンジン効率を高めることができる。前ＣＤＰ空気は、全圧縮サイクルを経ていないため、ＣＤＰ空気より低費用であり、これに対応して、前ＣＤＰ空気の温度は、ＣＤＰ空気の温度より実質的に最大何百度も低い。
【００４７】
最初に図２に示されたように、第１のブリード回路５６は、適切に構成されて、環状燃焼器２０の内側の第５段ブレードから半径方向内方に延在して、ＨＰ動翼４４の支持ロータディスク４６に沿ってＨＰ動翼４４に達する。
【００４８】
これに対応して、第２のブリード回路５８は、適切に構成されて、環状燃焼器２０の外側の第３段ブレードから同じ第１段動翼４４まで半径方向外方に延在する。
【００４９】
特に、ＬＰＴ２４は、図３および４により詳細に、ＨＰＴ２２と直列に連通して図示されている。前記ＬＰＴは、ＨＰ動翼４４の列の直後に配置される第１段ＬＰノズル６０を含む所望の複数段を有する。
【００５０】
前記ノズル６０は、半径方向内側および外側の環状バンド６４、６６間に取り付けられる１列の中空ＬＰ翼６２を含む。さらに、一列の第１段ＬＰ動翼６８が、静翼６２の後に設けられるとともに、支持ロータディスクから従来的な態様で半径方向外方に延在する。
【００５１】
ＬＰノズル翼６２は、第１段ＨＰ動翼４４に直接結合されるため、二次ブリード空気３４ｂがそれを介して導かれうる効率的な構造となる。
【００５２】
したがって、第２のブリード回路５８は、好都合にＬＰノズル６０の１個以上の翼を通って半径方向内方に導かれてＨＰ動翼４４に達しうる一方で、静翼６２そのものの効果的な冷却を達成する。
【００５３】
図４に最もわかりやすく図示されているように、ＨＰ動翼４４は、いかなる従来的な構成をも有しうるが、自身の冷却のために２つの前ＣＤＰ空気源を受けるように改良される。各動翼の翼型部分は、シャンクと軸方向入口ダブテール部とにより支持される前記動翼の半径方向内方プラットフォームによって拘束される燃焼流路内において半径方向に延在する。各動翼ダブテール部は、支持ロータディスク４６の周縁リム部に設けられる対応する軸方向ダブテール溝７０内において適切に取り付けられる。
【００５４】
全列の動翼４４は、対向する前方および後方環状ブレード保持器７２、７４により軸方向に捕捉される。したがって、異なる圧力および温度下において、第１のブリード回路５６は、前方ブレード保持器７２において前記列の動翼４４に結合されて一次ブリード空気３４ａを送給しうる一方で、第２のブリード回路５８は、後方ブレード保持器７４において前記列の動翼４４に都合よく結合されて二次ブリード空気３４ｂを送給しうる。
【００５５】
図４に図示されている個別の動翼４４は、一般に鋳造により形成されるとともに、ダブテール部の付根部から半径方向外側の先端部まで自身の半径方向の全翼幅に延在する内部冷却チャネルを含む。前方冷却チャネル４８とさらにまた中間チャネルとは、ダブテール溝７０と直接連通して配置されるダブテール部の付根部において対応する入口を有する。
【００５６】
これに対応して、後方冷却チャネル５２もまた、ダブテール部の付根部まで延在するが、該付根部に鋳造される入口は、該入口に適切にろう付けされる薄板により適切に密封されて、ダブテール溝との連通が防がれる。その代わりに、入口孔７６が動翼シャンクの後面に、前記動翼内の後方冷却チャネル５２と連通して鋳造または穿孔されうる。
【００５７】
このようにすると、動翼の後方冷却チャネル５２は、後方ブレード保持器７４において自身のシャンクを貫通する適切な入口を有し、前記入口は、ＬＰノズル６０と内側バンド６４とを介して延在する第２のブリード回路５８と連通して都合よく配置されうる。
【００５８】
ＬＰノズルは、好ましくは、自身の前端部において気流インデューサ８０を対応するシャンク入口と後方ブレード保持器を貫通する対応する孔部とを介して動翼の後方チャネル５２と連通して配置されて有する、内側バンド６４の内側に取り付けられる後方環状マニホルド７８を含む。この気流インデューサ８０は、いかなる従来的な構成を有してもよく、一般に固定状態の後方マニホルド７８からの二次空気３４ｂを回転する後方ブレード保持器およびディスク上へと接線方向に加速する１列の翼を含む。これにより、加圧された二次空気３４ｂを回転する動翼へと、該空気の実質的な圧力損失を伴うことなしに導く効率的な機構が達成される。
【００５９】
図２〜４において、第１のブリード回路５６は、圧縮機１８とＨＰディスク４６との間において軸方向に延在する第１の駆動軸３０の内側に都合よく配置されうることが図示されている。前記のように、個別のタービン動翼４４は、タービンディスク４６の周縁部を横切って軸方向に延在する対応するダブテール溝７０内に取り付けられる従来式ダブテール部を有する。ブリード回路５６は、好ましくは、一次ブリード空気３４ａを半径方向外方に、前記ディスクの前面を渡ってダブテール溝７０内へと導いてタービンディスクそのものの冷却を向上させるように構成される。
【００６０】
図２および３に図示される燃焼器２０は、燃焼器そのものの半径方向内側および外側ライナを冷却するのに用いられる圧縮機からのＣＤＰ空気に対して自身のまわりに周方向に内側境界面を構成する環状内側燃焼器ケース８２のまわりにおいて半径方向に従来の態様で支持される。したがって、第１のブリード回路５６は、好ましくは、燃焼器の内側ケース８２を取り巻くＣＤＰ空気チャネルから独立している。
【００６１】
図３に示される前方ブレード保持器７２は、ディスク前面に沿って半径方向に延在する環状板であって、前記ディスクから軸方向前方に離間して、ディスク周縁部のまわりのダブテール溝７０と連通して配置される前方送給路またはマニホルド８４を形成する。第１のブリード回路５６は、後方にマニホルド８４の内側端部と連通して連続する。
【００６２】
このようにして、一次ブリード空気３４ａは、ディスク４６が動作時に回転して前記ブリード空気を全列のダブテール溝７０内に送るときに、遠心力の下で半径方向外方に前方マニホルド８４を介して導かれる。それが望まれる場合は、空気圧をさらに高めるために、保持板７２は、マニホルド８４の内側においてインペラ羽根（図示せず）を含みうる。
【００６３】
図３に図示されているタービンディスク４６は、軸方向のダブテール溝７０が形成される一般的な幅広周縁リム部を有しており、より薄い環状ウェブが、前記リム部から半径方向内方に延在するとともに、中央ボア穴を貫通させて有するより幅広の中央ディスクハブとなって終端する。第１の駆動軸３０は、後方フランジ部においてボルト列により前記ディスクウェブに固定的に結合される。
【００６４】
二次ハブ８６は、前方ブレード保持器７２の付根端部において一体的に結合されるとともに、同じボルトを用いてボルト止めフランジに固定的に取り付けられる。適切な孔が、保持板７２と二次ハブ８６との接合部を貫通して設けられて、第１のブリード回路５６の前方部分とマニホルド８４との間における連通が達成される。
【００６５】
第１のブリード回路５６は、駆動軸３０により外側の境界を定められるとともに、好ましくは、二次ハブ８６のボア穴から軸方向前方に圧縮機の中間段まで上流方向に延在する管状バッフル８８により内側の境界を定められる。
【００６６】
たとえば、図２に示されるＨＰ圧縮機１８の７つの段の各々は、対応するダブテール部およびダブテール溝を従来構成でディスクの周縁部に有する、対応する列の圧縮機ブレード１〜７を支持する対応する圧縮機ロータディスク９０を含む。管状バッフル８８は、好ましくは前方に、該バッフルと密着する第５段の圧縮機ディスクのハブの中央ボア穴まで延在する。
【００６７】
第１のブリード回路５６は、好ましくは、さらにまた、第５段の圧縮機ブレード５の付根部から対応する圧縮機ディスク９０に沿って半径方向内方に延在して一次ブリード空気３４ａをバッフル８８のまわりにおいて半径方向内方と軸方向とに導いて出口マニホルド８４へと流動させる複数個の周方向に離間する入口管９２を含む。これらの入口管９２は、従来の構成を有して、段間加圧空気を隣接する列をなす圧縮機ブレード間において、好ましくは前記列間の対応する列の案内翼の部分において、圧縮機ロータの対応する孔部を介して抽気しうる。
【００６８】
動翼４４の内部冷却チャネルは、２個のブリード回路５６、５８によりＨＰ圧縮機１８と連通して適切に結合されて、前記圧縮機から加圧空気を受けて各動翼を内部冷却する。しかし、内部の冷却空気の圧力は、外部の燃焼ガスの圧力より十分に高くて、動翼の前縁と後縁との両方および前記縁部間において適切な逆流マージンが維持されて、動作時において燃焼ガスがタービン動翼内に吸い込まれることまたは逆流することを防ぐことができなければならない。
【００６９】
燃焼ガス３８の圧力は、タービン動翼４４の前縁と後縁との間において実質的に降下するため、２個のブリード回路５６、５８は、この圧力降下を補完するように選択されうる。特に、圧縮機の第１の前最終段は、好ましくは、圧縮機の最終段より適度に上流に配置されて、前縁孔５０において一次空気３４ａの適切な逆流マージンをもたらす第５段とされる。さらに、前記好適な実施例における第２の前最終段は、第５段より上流に配置されて、後縁孔５４において二次ブリード空気３４ｂの対応する逆流マージンをもたらす第３圧縮段とされる。
【００７０】
図４に図示されている例証的な実施例では、前方動翼チャネル４８は、前方マニホルド８４と連通して配置されて、第１のブリード回路５６から一次ブリード空気３４ａを受ける。このようにすると、第１段のタービン動翼４４に、第５段のブリード空気が対応する第５段の圧力Ｐ５および温度Ｔ５で供給されて、タービン動翼そのものの冷却が高められうるとともに、十分な逆流マージンが得られる。
【００７１】
図２において、第５の圧縮段が、冷却空気をＨＰＴロータに供給するために選択されており、その理由は、第５段は、一次ブリード空気３４ａにおいて、第１段のタービン動翼４４の前縁において対応する列の第１の冷却孔５０に近接して、燃焼ガス３８の全相対圧（ＰＴＲ）より高い静圧をもたらしうるためである。
【００７２】
タービン動翼４４は、動作時に回転するとともに、最初に自身の前縁に沿って入射する燃焼ガス３８を受けるため、前縁孔５０から排出される冷却空気の内圧は、適切な逆流マージンを得てタービン動翼内への燃焼ガスの吸い込みを防ぐために、外部の燃焼ガスの全相対圧より適度に高くなければならない。
【００７３】
しかし、動作時にタービン動翼全体において燃焼ガスの圧力が降下するため、第５段の一次ブリード空気３４ａは、動翼の後縁における燃焼ガスの圧力低下に対して十分すぎる圧力を有する。その代わりとして、第２のブリード回路５８を用いて、より低い圧力の二次ブリード空気３４ｂがタービン動翼の後方冷却チャネル５２に供給される。例証的な第３段のブリード空気３４ｂは、動翼の後縁孔５４において燃焼ガス３８の静圧より適度に高い静圧を有して、適切な逆流マージンをもたらす。
【００７４】
タービン動翼４４の前縁および後縁における逆流マージン要件が異なる圧力を基本とするため、異なるブリード空気源を圧縮機の異なる段から選択して、これらの相違に最適に合致させることができる。圧縮機の中間段の選択は、ＨＰ圧縮機１８における圧縮サイクルとＨＰＴ２２における対応する膨張サイクルとに依存する。
【００７５】
ＨＰＴ２２は、単段タービンであるため、燃焼ガス３８の実質的な圧力降下が、該タービンのノズルと動翼とを横切る方向に起こる。ＣＤＰ空気より低い圧力の段間ブリード空気を圧縮機から抽出するとともに、異なる圧力下で適切にＨＰＴに送る一方で、依然としてタービン動翼４４の前縁および後縁のいずれにおいても燃焼ガスの圧力より高い圧力で適切な逆流マージン或いは逆流余裕を維持することができる。
【００７６】
前記のように、空気３４の圧力と温度とは、圧縮機ブレード１〜７の対応する列により示されるＨＰ圧縮機１８の７つの段の各々において段階的に増加する。圧縮機における空気の圧力の総合的または全体的な増加は、非常に大きくなり得、たとえば１０〜３０気圧に達しうる。これに対応して、圧縮機１８を横切る加圧空気３４の温度上昇は、何百度にもなりうる。
【００７７】
このように圧縮機１８の多数の段内における圧力および温度の範囲が大きいことにより、２個のブリード回路５６、５８に関してさまざまな選択肢を得ることができる。ひとつの実施例では、第１のブリード回路５６に供給を行なう圧縮機の第１の前最終段は、圧縮機の最終段または第７段より少なくとも２段だけ上流にある第５段である。
【００７８】
これに対応して、第２のブリード回路５８に供給を行なう第２の前最終段は、第１のブリード回路に用いられる第５段より少なくとも２段だけ上流にある圧縮機の第３段である。
【００７９】
第３および第５の圧縮段は、相応に異なる圧力および温度の空気を有しており、その圧力を、第１段のタービン動翼４４が受ける外圧に最適に合致するように選択して、動作時に高費用の空気または加圧空気を浪費することなしに、十分な逆流マージンを得ることができる。これに対応して、タービン動翼の冷却に用いられるより低温の段間ブリード空気は、より低温であるために、動翼の冷却により効果的である。
【００８０】
前記に開示の２個のブリード回路５６、５８における非ＣＤＰ空気の利用により、ＣＤＰ空気の流用の有意な削減が達成されて、これに対応してエンジン効率が大幅に高められうる。ＣＤＰ空気は、該空気の高い圧力を達成するために最大限の仕事が行なわれるため、エンジン内において最も高費用の空気であることから、前記空気を燃焼プロセスそのもの以外に少しでも流用することは、エンジン効率を相応に低下させる。さらに、ＣＤＰ空気のこうした流用を制限することにより、エンジンの総合効率が高められうる。
【００８１】
図３に図示されている例証的な実施例では、ＣＤＰ空気は、第１段のタービン動翼またはロータディスクの冷却には用いられておらず、したがって、従来式の気流インデューサは、この設計では排除され得、これにより、これに対応する複雑さが解消される。その代わりとして、単純な環状密封フレーム９４が内側ケース８２から半径方向内方に延在するとともに、自身の中央ボア穴に環状密封パッドを含んで、取付けボルト列の上方において二次ハブ８６から半径方向外方に延在するラビリンスシール歯部と密封的に結合する。
【００８２】
前記に開示のように高圧タービン２２を改良して独立した第１および第２のブリード回路５６、５８を設けて前記タービンを冷却する方法は、該改良の利点を享受することができるさまざまな構成を有しうる。段間圧縮空気の抽気は、従来技術において周知であるとともに、さまざまな目的に用いられる。しかし、第１段のタービン動翼の冷却には、前記動翼の実質的な冷却および逆流マージン要件に鑑みて、一般に、ＣＤＰ空気が用いられる。
【００８３】
ここで、タービン動翼を横切る方向の実質的な圧力降下を認識すると、一次空気３４ａを圧縮機１８の第１の前最終段から抽気してタービン動翼４４の前方冷却チャネル４８に供給して、適切な逆流マージンを有して前縁冷却孔５０を介して排出することができる。
【００８４】
これに対応して、二次ブリード空気３４ｂは、圧縮機１８の異なる第２の前最終段である第３段から抽気されてタービン動翼４４の後方冷却チャネル５２に供給されて、適切な逆流マージンで後縁冷却孔５４から排出されうる。
【００８５】
一次ブリード空気３４ａは、環状燃焼器２０より内側において、所望の逆流マージンを得るために動翼前縁孔５０における燃焼ガスの全相対圧より適度に大きい静圧を有してタービン動翼４４に都合よく導かれうる。さらに、二次ブリード空気３４ｂは、燃焼器２０より外側において、所望の逆流マージンを得るために動翼後縁孔５４における燃焼ガスの静圧より大きい異なる静圧で下流のノズル翼６２を介してタービン動翼４４に都合よく導かれうる。
【００８６】
二次ブリード空気３４ｂの静圧は、一次ブリード空気３４ａの静圧より適度に低く、第１段のタービン動翼４４の外側の燃焼ガスの異なる圧力により良好に合致して用いられうる。
【００８７】
非ＣＤＰ空気を第１段のタービンディスクおよび動翼の冷却に用いることは、これらの冷却を高めるためと、それがエンジンの構成および総合効率の向上にもたらす複合効果のためとに有意義である。高費用のＣＤＰ空気がタービンロータの冷却に用いられないため、エンジンの総合効率は高まる。
【００８８】
より低温の空気がタービンロータおよび動翼の冷却に用いられ、したがって冷却空気の所要量が削減されるとともに、動翼の寿命の延長も可能になる。よって、タービンロータの運転温度が低くなることに鑑みて、より低温で動作するタービンロータが、より低費用の超合金により形成されうる。
【００８９】
ＣＤＰ空気用インデューサ装置は、前記のように排除され、これによってエンジン設計が単純化するとともに、エンジンの低重量化が可能になる。
【００９０】
さらに、タービンロータを冷却するためのＣＤＰ空気が不要になることにより、圧縮機１８および燃焼器２０とともにＨＰＴそのものの再設計が可能になって、全体的な効率がさらに高まる。
【００９１】
本明細書に、好ましいと考えられるものと本発明の例証的な実施例とを説明したが、当業者には、本明細書中の教示から、本発明のその他の改良形態が明らかであり、したがって、添付の特許請求の範囲において、このような全ての改良形態は、本発明の真の精神および範囲内に含まれるものとして保証されることが望まれる。
【００９２】
したがって、以下の特許請求の範囲に記載され、かつ弁別されるところの本発明が、米国特許証により保証されることが望まれる。
【図面の簡単な説明】
【００９３】
【図１】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２】図１に図示されたコアエンジンの部分拡大軸方向断面図である。
【図３】図２に図示された高圧タービンの拡大軸方向断面図である。
【図４】図３に示された高圧タービンのさらに拡大された軸方向断面図である。
【符号の説明】
【００９４】
１〜７  圧縮機ブレード
１０  ガスタービンエンジン
１２  中心軸
１４  ファン
１６  ブースター圧縮機
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  バイパスダクト
３０  第１の駆動軸
３２  第２の駆動軸
３４  空気
３６  燃料
３８  燃焼ガス
４０  案内翼
４２  静翼
４４  タービン動翼
４６  ロータディスク
４８  前方冷却チャネル
５０  前縁冷却孔
５２  後方冷却チャネル
５４  後縁冷却孔
５６  第１のブリード回路
５８  第２のブリード回路
６０  ＬＰノズル
６２  ＬＰ翼
６４  内側バンド
６６  外側バンド
６８  ＬＰ動翼
７０  ダブテール溝
７２  前方ブレード保持器
７４  後方ブレード保持器
７６  入口
７８  後方マニホルド
８０  気流インデューサ
８２  燃焼器ケース
８４  前方マニホルド
８６  二次ハブ
８８  バッフル
９０  ロータディスク
９２  入口管
９４  密封フレーム
【図１】
2008121672.tif 000003
【図２】
2008121672.tif 000004
【図３】
2008121672.tif 000005
【図４】
2008121672.tif 000006