(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つの圧縮機と１つの燃焼室と１つのタービンとを備えるガスタービンのタービン高圧領域における諸構成要素に対する熱負荷を減少させるための冷却空気システムであって、冷却空気が流れる複数の羽根／翼を有し、該羽根／翼は、その翼状部内に異なる空気流のための複数の別個のフローチャンバを有しており、前記冷却空気システムは、前記燃焼室の高温領域を囲んで、前記圧縮機の高圧領域もしくは出口領域から前記タービンの前記高圧領域における翼配列中への冷却空気案内部を有している、冷却空気システムにおいて、
熱的に高負荷の羽根／翼（１３，１４，２６）の各々が、その前縁の領域にあるフローチャンバ（２７）と、その翼形の中央領域にある少なくとも１つのフローチャンバ（２８）と、その後縁の領域にあるフローチャンバ（２９）とを有しており、前記冷却空気案内部が、前記圧縮機（２）からくる冷却空気の部分的な流れの温度を減じるための熱交換器（６）と、該熱交換器（６）の出口から前記各羽根／翼（１３，１４，２６）の最前方にあるフローチャンバ（２７）及び最後方にあるフローチャンバ（２９）への少なくとも１つの流れ結合部とを備えており、前記冷却空気案内部は、前記少なくとも１つの中央のフローチャンバ（２８）に直接延びている、即ち前記熱交換器（６）をバイパスしていることを特徴とする冷却空気システム。
【請求項２】
前記熱交換器（６）はバイパスダクト（２１）にあるファンの下流に配置されていることを特徴とするバイパス形式の航空機エンジン、即ちファンエンジンのための請求項１に記載の冷却空気システム。
【請求項３】
前記熱交換器（６）からくる冷却空気のために追加の冷却空気圧縮機（１９，２０）が存在しており、該冷却空気圧縮機（１９，２０）は、前記圧縮機（２）を前記タービン（４）に結合する軸（５）により直接もしくは間接的に駆動されることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の冷却空気システム。
【請求項４】
前記熱交換器（６）からくる空気量を調節するための調節装置（２２）が存在することを特徴とする請求項１〜３のうちの１項に記載の冷却空気システム。
【請求項５】
前記熱交換器（６）からくる前記冷却空気の空気温度を調節するための調節装置（２２）が存在しており、該調節装置（２２）により、温度は、前記熱交換器を通って案内されない、より高温の冷却空気の混合により調節されることを特徴とする請求項１〜３のうちの１項に記載の冷却空気システム。
【請求項６】
冷却空気を抽出するための箇所（１０，１１，１２）が燃焼室シェル（９）の領域において前記圧縮機（２）の下流に設けられていることを特徴とする請求項１〜５のうちの１項に記載の冷却空気システム。
【請求項７】
前記熱交換器（６）から又は前記調節装置（２２）からくる冷却空気の部分的な流れのための前記冷却空気案内部は、少なくとも１つのタービンディスク（１５）の中央開口（１６）を通る流路を備えていることを特徴とする請求項１〜６のうちの１項に記載の冷却空気システム。
【請求項８】
前記熱交換器（６）は、冷却空気／空気の熱交換を伴う領域（２３）と、冷却空気／燃料（２５）の熱交換を伴う領域（２４）と備え、該２つの領域（２３，２４）が互いに空間的に結合されているか又は分離されていることを特徴とする請求項１〜７のうちの１項に記載の冷却空気システム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
本発明は、請求項１の前提部分に記載したように、ガスタービンのタービン高圧領域における諸構成要素に対する熱負荷を減じるための冷却空気システムに関するものである。
【０００２】
ガス温度が羽根の透過材料の温度よりも上であるタービンにおいては、羽根もしくは翼を空気で冷却することは長期間にわたり既知の手段になっていた。羽根もしくは翼に導かれ通された冷却空気は、羽根もしくは翼の翼状部の前縁及び後縁の領域にあるのが好ましい複数の穴もしくは開口から出され、空気の一部は冷却膜もしくは絶縁膜として翼形表面上を移動する。必要な冷却空気は、圧縮機の高圧領域から抽出され、そして妥当であれば、燃焼室ディフューザの下流に至る前に抽出される。損失があるため、入口圧力はタービン領域において必要な出口圧力よりも高くしておかねばならない。言うまでもなく、高圧の圧縮空気は高い温度を有しており、そのため冷却効果が減少するので、冷却空気の量を多くしなければならない。これは２重のマイナス効果を有する。即ち、一方では、燃焼室内に噴射された燃料に対する酸化剤として利用できない冷却空気がエンジン出力を直接減少させ、他方では、タービンの空気力学的性能が冷却空気の増加に伴なって劣化し、出力及び効率が更に減少する。
【０００３】
内部に２つの別個の冷却通路を備えたタービン案内羽根を具現することは、ＥＰ ０７６０ ０５１ Ｂ1から既知の技術である。高温ガスよどみ点圧力にさらされる空気出口を備えた内部衝突冷却及び外部フィルム冷却のための前縁冷却通路は、高い冷却空気圧力を必要とし、従って、この前縁冷却通路には燃焼室に近い最後方の圧縮機段の１つから圧縮空気が供給される。高温ガスの流れ方向に空気出口を備えた後縁冷却通路は、明らかにより低い冷却空気圧力で作動可能であり、この領域において、更に上流に配置された圧縮機段から、そして燃焼室から更に取り出された(further removed from the combustion chamber)圧縮空気がを供給される。この構成の欠点は、強く加熱された羽根の冷却縁部が高度に圧縮された相対的に高温の冷却空気により低効率の方法で冷却されるので、単位時間当りの冷却空気量を多く必要とするか、又は材料温度が好ましくない高温になる結果を伴うことである。後方羽根領域は、低温度の圧縮空気でもっと効果的に冷却され、従って、臨界的ではない。記載されているシステムでは後方羽根領域において冷却空気流量を減少させることができるが、従って、空気力学的特性を改善することができるが、前方及び後方羽根部分間の「熱的な不平衡」により、寿命を短縮させる付加的な熱応力の発生が予測される。「通例」の冷却羽根に対して不変の前縁高温度は、事実上、寿命に関して改善をもたらすことができない。
【０００４】
ＤＥ １９７ ３３ １４８ Ｃ１は、上述のＥＰ特許明細書に掲載されたものと同等の動作原理に従って作動するガスタービンの第１タービン段の冷却装置を保護する。第１段の案内翼、また妥当なら後続段の案内翼の各々は、上流の冷却通路と、該冷却通路とは別の、下流の冷却通路とを有する。この２つの冷却通路は、圧力及び温度に関して異なっている空気流の作用を受け、上流の翼形領域においてはもっと高度に圧縮され、従ってもっと高温の空気が用いられている。冷却空気流は更に上流の圧縮機段から取り出されるか、或いは同冷却空気流は減圧により高温の、もっと高度に圧縮された空気流から圧力減少により(by  pressure reduction)直接に得られる。利点及び欠点は前に引用したＥＰ特許の場合と基本的に同一である。
【０００５】
ＤＥ ６９５ ０４ ２４０ Ｔ２は、ガスタービン動力設備の冷却方法に関係しており、この方法では、高圧タービン領域が冷却空気及び蒸気の混合物（蒸気の質量率が大きく勝っている）により冷却される。蒸気の発生に必要なエネルギはガスタービン排気ガスから抽出するのが好ましい。冷却空気流中に発生した確定圧力降下は、混合された冷却蒸気の質量流量についての制御パラメータとして用いられる。所望の圧力降下を発生させるための有利な設備は、熱交換器とすることができ、この熱交換器により冷却空気の温度が低下される。翼配列の実際の冷却は「通常」のように行われる、即ち、羽根／翼内の冷媒混合物（空気／蒸気）について各場合に１つの冷却通路が存在するに過ぎない。保護される動作原理は、明らかに、固定設備もしくはかなり大きな海洋容器内の諸設備に適するに過ぎない。
【０００６】
「通常」のように冷却される案内翼及び回転羽根、即ち羽根／翼の内部を通る空気流により冷却される案内翼及び回転羽根について考えると、前縁／入口縁の領域における運転中の温度は、ほぼ、後縁／出口縁の領域における温度のレベルであるが、中央翼形領域においては、温度は前縁及び後縁におけるよりも明らかに低い。前縁及び後縁はもっと容積が大きく良好に冷却される中央領域よりもいっそう迅速に熱くなるので、最大温度差は、加速中に、即ち過渡的な運転状態中にしばしばもっと大きくなる。温度差は、構成要素の寿命に悪影響をもつ熱応力を生じさせる。前縁及び後縁における局部的な極端な材料温度は、材料の結晶粒組織を壊し、これも寿命の短縮になりうる。冷却空気流量の増加は、エンジン出力の低下及び効率の低下という犠牲を払う不完全な支援を提供するに過ぎない。
【０００７】
対照的に、本発明の目的は、ガスタービンのタービン高圧領域において諸構成要素に作用する熱負荷を軽減する冷却空気システムを創造することであり、この冷却空気システムは、構成要素における最大温度と温度差とを低減することによって、最終的に、構成要素寿命を明らかに延ばすと共に、ガスタービン全体の効率及び出力に関して著しい向上を可能にする。
【０００８】
本発明の目的は、請求項１の前提部分における一般的特徴と関連して同請求項１において特徴付けられた構成により達成される。
【０００９】
影響を受ける構成要素は、主として、熱的に大きく負荷される羽根／翼であるが、これらに限られるわけではない。従って、案内翼及び／又は回転羽根に加えて、他の部分もこの冷却空気システムにより熱的負荷から解放することができる。翼配列は、主として、軸流設計の複数のタービン段と関連するように企図されている、即ち高温ガスは同タービン段を通り主として軸方向に流れる。
【００１０】
羽根／翼の各々は、その翼状部内に翼形全体にわたり少なくとも３つのフローチャンバを有するべきである。圧縮機からタービンへの冷却空気案内部は少なくとも１つの熱交換器を備え、この熱交換器により、冷却空気の一部の流れが有する熱含量が明らかに低減される。この手段によって、冷却空気は調整され、高圧にも拘わらず、中庸の温度レベルを有する。また、その圧力レベルは原則として、燃焼室近くの案内翼及び回転羽根からの前縁出口には十分なものとなる。この付加的に冷却された冷却空気は、羽根／翼の最前方及び最後方のフローチャンバに導かれる。中央の翼形領域にある少なくとも１つのフローチャンバは、何ら計画的な熱交換なしに圧縮機から直接に供給されるより暖かい冷却空気の作用を受ける。これにより、先ず、羽根／翼の前縁及び後縁をいっそう冷却する効果が実現される。羽根／翼の中央領域はそれほど強くは冷却されないので、翼形全長にわたる温度変化は同一レベルにされる、即ち生ずる最大温度差は明らかに減少し、従って、熱により招来される構成要素の応力も減少する。その結果、羽根／翼にはいっそう厳しく機械的に負荷をかけることができる、即ち羽根／翼は、同じ負荷に対して、より薄壁に加工することができ、従って、より軽い構造とすることができる。冷却空気の平均温度レベルが低下するため、単位時間当りに抽出される冷却空気量を低減することができる。ガスタービン全体の効率及び出力に関して利点があることは明白である。熱交換及び別個の冷却空気案内部に対する構造及び重量に関する追加の必要性は上述の利点により補われる。また、言うまでもなく、熱交換器を通って案内される冷却空気及び熱交換なしに案内される冷却空気は、最初のうち、同じ圧力及び温度レベル（同一もしくは同等箇所）を有することができるが、異なる熱力学的値を有する別の箇所、例えば異なる圧縮機段も可能である。しかし、冷却空気案内部は、圧縮機の高圧領域からタービンの高圧領域へと一般に延びている。多軸形ガスタービンの場合、構造的に別個の要素として高圧圧縮機と高圧タービンとが存在し、これらは、別個の高圧軸により機械的に結合されている。このような構造も、制限を受けることなく、本発明の適用分野に入る。
【００１１】
本発明について図を用いて以下に詳細に説明する。これらの図において、簡略化して部分的に概略が表示されている。
【００１２】
冷却システム１は、ファンエンジン、即ち一例として、バイパスターボジェットエンジンを用いてここに提示されている。このうち、上半部のみが、そして高圧燃焼室領域のみが再現されている。圧縮機２は図の左側にあり、タービン４は右側にあり、燃焼室３は中央にある。航空機エンジンは全体にわたり軸流型であるから、主な流れ及びバイパスの流れは左から右へ基本的に水平に延びる。エンジンの長手方向中心線Ｘが確認可能であり、その上方に、エンジン中心部の諸構成要素があり、頂部のところで右にバイパスダクト２１がある。圧縮機２は、タービン４により軸５を用いて駆動される。一例として、ここでは二軸形エンジンに関係しているので、圧縮機２は具体的には高圧圧縮機であり、従って、軸５は高圧軸である。概要的により良く表示するために、例えば低圧軸のような低圧領域の諸構成要素は再現されていない。圧縮機２のうち、案内翼リングと、ディスクを有する回転羽根リングと、燃焼室３への遷移要素としての燃焼室ディフューザ７とが確認できる。燃焼室３は、火炎で表示された内側の高温区域８と、外側の燃焼室シェル９とを含んでおり、高温区域８では空中酸素による燃料の高温酸化が起こり、燃焼室シェル９では、非常に圧縮された空気のみがそこを通って流れる。タービン４（高圧タービン）は単段で表わされている、即ち、燃焼室端部のところに案内翼１３のリングを備え、その下流に続くタービンディスク１５に回転羽根１４のリングを備えている。各場合において、冷却空気システム１は最適の方法で熱的に臨界の案内翼１３及び回転羽根１４を冷却する仕事を有している。このため、温度は非常に異なるが圧力は同等の３つの冷却空気流が必要である。この構造において、空気力学的に低損失の少なくとも１つの熱交換器６が必要であり、この場合、熱交換器６は冷却バイパスダクト２１内に配置される。所要の冷却空気量の全ては、この実施例において、燃焼室シェル９の領域にある燃焼室ディフューザ７の下流で抽出される。特に、３つの別個の抽出箇所１０，１１，１２が表示されており、このうち、第１のもの（１０）は熱交換器６に直接通じている。第２のもの（１１）は制御・混合バルブ２２に通じ、そして第３のもの（１２）は燃焼室下流からタービン４の回転羽根１４に通じている。詳細には示さないが、更なる抽出箇所が燃焼室シェル９の遷移部で、各案内翼１３の半径方向外端のところに配置されている。
【００１３】
冷却空気のための複数の流路を図中に確認することができる。より高温の冷却空気の流路は常に点線で示されており、熱交換器６からくるより低温の冷却空気の流路は２点鎖線で再現されている。
【００１４】
より高温の冷却空気は、燃焼室シェル９を直接に通り、外側（上）から半径方向に案内翼１３の中央翼形領域に導かれ、同様に抽出箇所１２を経由して内側（下）から半径方向にタービン４の回転羽根１４の中央翼形領域に入るように導かれる。
【００１５】
冷却空気の温度を低下するために、冷却空気の流れの一部は抽出箇所１０から熱交換器６内に導入される。大抵、熱交換器６は空気／空気式の熱交換器であり、この場合、熱を受け取る空気流はファン出口空気（バイパス空気）である。この点に関し、左側領域２３を見るとよい。実際に冷却空気からエンジンの燃料２５への更なる熱交換能力が右側領域２４に表わされている。実際の実施例において、２つの領域２３，２４は空間的に分離されることができる、即ち、それらは別個のサブアセンブリもしくはモジュールを形成することができる。冷却空気（これはもう実質的により低温である）は、熱交換器６から出た後、抽出箇所１１からくるより高温の冷却空気の供給ラインもまた有する制御・混合バルブ２２に案内され通される。制御・混合バルブ２２から出る冷却空気の温度は、冷却された冷却空気及び冷却されていない冷却空気の量的な比を変えながら、該冷却された冷却空気及び冷却されていない冷却空気を混合することにより特別に調節することができる。この冷却空気の体積流量もまた、極端な場合「ゼロ」から最大値へのバルブの開放の度合によって調節することができる。従って、この冷却空気の温度は、圧縮機出口での値と熱交換器出口での値との間で変更することができる。この場合、冷却された冷却空気の更なる流路は、燃焼室ディフューザ７のストラットを通って軸５の領域に入り、そして後者に沿ってタービン領域に入るように通じている。熱交換器６及び制御・混合バルブ２２が冷却空気流にある程度の圧力損失をもたらすので、圧力レベルを再び上げることが必要になりうる。この目的のため、図は２つの例を示している。軸流圧縮機として軸５上に直接着座した追加の冷却空気圧縮機は符号１９により表されている。代替例として、カバープレート１８（これも回転する）上に冷却空気圧縮機が着座しており、これは部材番号２０により遠心圧縮機としてタービンディスク１５の一方の側に示されている。冷却空気圧縮機をエンジン中心部の外側、例えば設備担体上に配置する可能性については図示しておらず、駆動力はエンジン軸から再び取り出される。上述した冷却空気圧縮機の１つの存在とは関係なく、冷却された冷却空気の流路は、最終的に、案内翼及び回転羽根１３，１４の各々の前縁近くのフローチャンバと後縁近くのフローチャンバの中に通じている。冷却された冷却空気の分配を伴う回転羽根への案内翼の空気力学的な平行結合が描かれている。案内翼を回転羽根に空気力学的に直列に結合することも可能であり、その場合、冷却された冷却空気は外側から案内翼内に半径方向に入り、高温のガス流に混入しなかった冷却空気部分は、半径方向の内側で案内翼から出ると共に、回転羽根に入る。このような変形例は専門家にとって一般に既知であり、従って、個々に図示することはしない。冷却された冷却空気のための更なる流路が図から確認することができる。この流路は、開口１７を介して軸５の内部に入り、そして更にタービンディスク１５の中心開口１６を通るように通じている。これは、タービンディスク１５の中央領域を温度に関して周辺及び翼配列領域に整合させ、それにより、タービンディスク１５自体の熱応力を最小にする目的を有している。
【００１６】
羽根／翼における流れの案内について図２を用いて、より詳細に説明することができる。羽根もしくは翼２６は、案内翼の典型的な構造を有しているが、その原理は回転羽根にも移す（適用する）ことができる。３つのフローチャンバ２７，２８，２９が中空の羽根もしくは翼２６の内部に設けられており、中央のフローチャンバ２８のために容積的に、また空気力学的に追加の中間スペース３０を確保しておく必要がある。前側及び後側のフローチャンバ２７，２９は、熱交換器からくる又は制御・混合バルブからくる同じ冷却された冷却空気の作用を受ける。他方、中央のフローチャンバ２８には、明らかに、より高温の冷却されていない冷却空気が供給される。冷却空気が前側のフローチャンバ２７から出るのを可能にする冷却空気穴３１は、羽根もしくは翼の前縁における翼形よどみ点に設けられている。中央のフローチャンバ２８は、より高温の冷却空気が衝突冷却の仕方で冷却空気穴３２から出て、最初に、翼形に対してフローチャンバ２８自体よりも更に前方に延びる中間スペース３０に入るのを可能とし、フローチャンバ２７とのある程度の熱交換が薄い内側の分離壁を介して起こると期待される。羽根／翼の翼形からの冷却空気は、最終的に冷却空気穴３３を介して出る。後側のフローチャンバ２９は、鋳造輪郭により主として形成されており、この個所においては、羽根／翼の後縁のところに出口としての冷却空気ギャップ３４を有している。
【００１７】
最後に、図３は、先行技術の羽根／翼の場合における翼形長全体にわたる温度変化、即ち一空気流による冷却を本発明による羽根／翼の場合における温度変化と定性的に比較している。Ｔは、温度を表し、Ｌは、例えば翼形中心線（翼形の翼弦）もしくは翼形表面上での翼形長手方向における長さ座標を表し、Ｖｋは、前縁を表し、Ｈｋは、後縁を表している。ΔＴは、各翼形断面における最大温度差であり、従って、構成要素の温度により招来される応力の基準(measure)である。翼形の中央領域における最小温度は２実施例について同一もしくは互角のレベルであることが分かる。しかし、先行技術による実施例（断続した曲線）は、羽根／翼の２端部に向かって明らかにより高温になっており、その結果として短い寿命をもつ。しかしながら、通常のように冷却した羽根の場合における最大温度が材料の観点からの許容限界値を超えていなければ、本発明による羽根／翼の曲線を材料による限界値にほぼ対応するその最大値に向けて十分に上昇させることがより賢明である。
【図面の簡単な説明】
【図１】  高圧燃焼室領域におけるガスタービンの部分的な長手方向断面を示している。
【図２】  羽根／翼の断面を示している。
【図３】  羽根／翼の翼弦に沿った２つの温度曲線のグラフを示している。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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