(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼空気流を流す流路に、上流側より順に可変静翼、動翼、固定静翼を配列して、上記動翼とこれを支持するディスク及びタービン軸によりタービンロータを形成するようにしてあるタービンの上記可変静翼内に、該可変静翼の本体部から突設した外側スピンドルの側面に入口を有し且つ内側スピンドルの端面に出口を有する冷却通路をタービン内外径方向に貫通させて設け、更に、上記冷却通路の出口部分で上記可変静翼の内側スピンドルを支持するシュラウドの部分と隣りの動翼のディスクの部分とを仕切るようにするシールリングの外周部に連通孔を設けて、該連通孔に、タービン内外径方向に配したチューブの一端を連通させるように位置させて、該チューブと冷却通路とを連通させるようにすると共に、上記チューブの他端を、タービンロータの内部通路への連通口に近接させて配置し、冷却空気を、上記可変静翼内の冷却通路からシールリングの連通孔、チューブを通し、連通口を経てタービンロータの内部通路へ導くようにした構成を有することを特徴とするタービンの冷却装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はジェットエンジン又はガスタービンに装備されているタービンの冷却装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
一例としてジェットエンジンについて説明すると、航空機用ジェットエンジンとして用いられている高バイパスターボファンエンジンは、図２にその一例の概略を示す如く、先端側より順にファン１、圧縮機２、燃焼器３、タービン４をタービン軸方向（軸心Ｏで示す）に配列し、タービン４により駆動されるファン１の回転で空気取入口５から空気を取り入れて、その大部分をバイパスダクト６から噴出させて推進力とし、残りの一部をタービン４により駆動される圧縮機２で圧縮し、該圧縮空気により燃焼器３で燃料を燃焼させ、高速燃焼空気流によりタービン４を駆動するようにしてある。
【０００３】
上記高バイパスターボファンエンジンで使用されているタービン４の高圧段部分では、図３に一例を示す如く、燃焼空気流を流すエンジン流路７に、操作機構８の作動によって向きが変えられるようにしてある可変静翼９と、タービン軸１０と一体に周方向に回転する動翼１１と、固定静翼１２と、動翼１１とが上流側から順に配列してあり、上記動翼１１とこれを支持するディスク１３及びタービン軸１０によりタービンロータ１４が形成されるようにしてある。
【０００４】
上記のような構成のタービンの場合、図２に示す如き燃焼器３からの燃焼空気流によって駆動されるものであることから、各部が高温になる問題があり、とりわけ、エンジン流路７の上流側に位置する可変静翼９が通常最も高温雰囲気に曝されることになる。
【０００５】
そのため、従来では、可変静翼９に、可変静翼本体部１６から突設された外側スピンドル１５ａと内側スピンドル１５ｂのうちの外側スピンドル１５ａの部分から可変静翼本体部１６を通してエンジン流路７の下流側へ向けて開口するように分岐通路１７ａを有する冷却通路１７を設けて、該冷却通路１７に冷却空気１８を流して分岐通路１７ａに流すことにより可変静翼９の本体部１６及びその摺動部を冷却するようにし、且つ上記可変静翼９の更に上流側にストラット１９（又は翼）を設けて、該ストラット１９に設けたタービン内外径方向に貫通する冷却通路２０を通してタービンロータ１４の内部通路２１へ連通口２２を通し冷却空気１８を導くようにしているものがある。なお、上記可変静翼９の更に上流側に固定静翼がある場合は、その固定静翼に冷却通路２０を設けるようにしている。２３はエンジン流路７の外周に形成された冷却空気導入路を示す。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、上記冷却構造の場合、タービンロータ１４を冷却するための冷却空気１８は、可変静翼９の部分を冷却する冷却空気１８とは別系統で流すようにしているため、冷却空気１８を流すための固定静翼がロータ冷却空気系統上都合のよい位置にないときには、エンジン流路７の上流側位置に冷却空気導入用のストラット１９（又は翼）を設ける必要があり、そのため、構造が複雑になる問題がある。
【０００７】
そこで、本発明は、タービンロータを冷却するために新たにストラットや翼などを設けなくても済むようにして構造の簡略化を図ることができるようにしようとするものである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明は、上記課題を解決するために、燃焼空気流を流す流路に、上流側より順に可変静翼、動翼、固定静翼を配列して、上記動翼とこれを支持するディスク及びタービン軸によりタービンロータを形成するようにしてあるタービンの上記可変静翼内に、該可変静翼の本体部から突設した外側スピンドルの側面に入口を有し且つ内側スピンドルの端面に出口を有する冷却通路をタービン内外径方向に貫通させて設け、更に、上記冷却通路の出口部分で上記可変静翼の内側スピンドルを支持するシュラウドの部分と隣りの動翼のディスクの部分とを仕切るようにするシールリングの外周部に連通孔を設けて、該連通孔に、タービン内外径方向に配したチューブの一端を連通させるように位置させて、該チューブと冷却通路とを連通させるようにすると共に、上記チューブの他端を、タービンロータの内部通路への連通口に近接させて配置し、冷却空気を、上記可変静翼内の冷却通路からシールリングの連通孔、チューブを通し、連通口を経てタービンロータの内部通路へ導くようにした構成とする。
【０００９】
冷却空気は、先ず、可変静翼の冷却通路に入口から入って出口から抜け出るが、このとき、可変静翼の本体部とスピンドルの部分が冷却され、更に、上記冷却通路の出口から抜け出た冷却空気は、チューブを通ってタービンロータ内部通路に導かれるため、タービンロータが冷却されることになる。
【００１０】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を図面を参照して説明する。
【００１１】
図１は本発明の実施の一形態を示すもので、図３に示したと同様に、燃焼器で発生させた燃焼空気流を流すエンジン流路７に、上流側より順に可変静翼９、動翼１１、固定静翼１２、動翼１１を配列して、上記動翼１１とこれを支持するディスク１３及びタービン軸１０によりタービンロータ１４を形成するようにしてあるタービンにおいて、上記可変静翼９に、該可変静翼９の本体部１６から突設した外側スピンドル１５ａの上流方向の側面部を入口２８ａとして内側スピンドル１５ｂの端面を出口２８ｂとするように冷却通路２８をタービン内外径方向に貫通させて設け、入口２８ａから冷却通路２８に入った冷却空気１８が出口２８ｂから内方へ向けて抜け出るようにする。
【００１２】
又、上記可変静翼９の内側スピンドル１５ｂを支持するシュラウド２４の部分と隣りの動翼１１のディスク１３の部分とを仕切るようにするシールリング２５の外周部に連通孔２６を設けて、該連通孔２６に、タービン内外径方向に配したチューブ２７の一端を連通させると共に、該チューブ２７の他端を、タービンロータ１４の内部通路２１への連通口２２に近接させて配置し、上記冷却通路２８の出口２８ｂから抜け出た冷却空気１８を、連通孔２６からチューブ２７を通し、連通口２２を経て内部通路２１へ導けるようにする。
【００１３】
図１において、図３と同一部分には同一符号が付してある。
【００１４】
上記構成としてあるため、上流側より送られてきた冷却空気導入路２３内の冷却空気１８は、先ず、可変静翼９に設けられた冷却通路２８内に入口２８ａより入って出口２８ｂから抜け出ることになるが、冷却空気１８が冷却通路２８を通過することにより、可変静翼９の本体部１６及びスピンドル１５ａ，１５ｂの部分が冷却される。
【００１５】
次に、上記冷却通路２８を通過した冷却空気１８は、シールリング２５の連通孔２６からチューブ２７内に入り、該チューブ２７を通過して連通口２２を通してタービンロータ１４の内部通路２１内へ導入され、流通させられる。したがって、冷却空気１８が内部通路２１を流通することにより、タービンロータ１４が冷却される。
【００１６】
このように、可変静翼９とタービンロータ１４の冷却を１つの冷却空気系統で行うことができることから、図３に示すようなストラット１９や別の翼を新たに設ける必要性をなくすことができる。
【００１７】
なお、上記実施の形態では、可変静翼９に冷却通路２８を貫通して設けた場合を示したが、可変静翼９の材質によっては、図３に示した冷却通路１７に分岐通路１７ａを有している場合と同様に、エンジン流路７の下流側へ向けて開口する分岐通路を有する構成として可変静翼９の冷却ができるようにしてもよいこと、又、上記実施の形態では、航空機用ジェットエンジンのタービンに適用した場合を示したが、ガスタービンにも適用できること、その他本発明の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得ることは勿論である。
【００１８】
【発明の効果】
以上述べた如く、本発明のタービンの冷却装置によれば、燃焼空気流を流す流路に、上流側より順に可変静翼、動翼、固定静翼を配列して、上記動翼とこれを支持するディスク及びタービン軸によりタービンロータを形成するようにしてあるタービンの上記可変静翼内に、該可変静翼の本体部から突設した外側スピンドルの側面に入口を有し且つ内側スピンドルの端面に出口を有する冷却通路をタービン内外径方向に貫通させて設け、更に、上記冷却通路の出口部分で上記可変静翼の内側スピンドルを支持するシュラウドの部分と隣りの動翼のディスクの部分とを仕切るようにするシールリングの外周部に連通孔を設けて、該連通孔に、タービン内外径方向に配したチューブの一端を連通させるように位置させて、該チューブと冷却通路とを連通させるようにすると共に、上記チューブの他端を、タービンロータの内部通路への連通口に近接させて配置し、冷却空気を、上記可変静翼内の冷却通路からシールリングの連通孔、チューブを通し、連通口を経てタービンロータの内部通路へ導くようにした構成としてあるので、冷却空気を、可変静翼の冷却通路からチューブを通してタービンロータの内部通路に導くことができ、これにより１つの空気冷却系統で可変静翼とタービンロータを冷却することができて、別系統の冷却系統のためにストラットや別の翼などを設ける必要性をなくすことができ、構造の簡略化を図ることができる、という優れた効果を発揮する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のタービンの冷却装置の実施の一形態を示す部分図である。
【図２】ジェットエンジンの一例を示す高バイパスターボファンエンジンの概略図である。
【図３】タービンの一部を拡大して示す概要図である。
【符号の説明】
９  可変静翼
１０  タービン軸
１１  動翼
１２  固定静翼
１３  ディスク
１４  タービンロータ
１５ａ  外側スピンドル
１５ｂ  内側スピンドル
１６  本体部
１８  冷却空気
２１  内部通路
２２  連通口
２４ シュラウド
２６ 連通孔
２７  チューブ
２８  冷却通路
２８ａ  入口
２８ｂ  出口
【図１】
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【図２】
0004389295.tif 000003
【図３】
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