(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
冷却空気（６０）を複数のエンジン構成部に送給するガスタービンエンジン冷却システム（５）であって、
下流方向直流関係にある高圧圧縮機（１４）と燃焼器（１６）と前記高圧圧縮機（１４）に連結されてそれを駆動する高圧タービン（１８）と、コアエンジン貫通路であるコア流路（１１）とを有するコアエンジン（１０）を含み、
前記高圧圧縮機（１４）は圧縮空気（Ｆ）を供給するように作用し、
また、前記圧縮空気（Ｆ）の一部分を熱交換器（５８）に流して前記圧縮空気（Ｆ）の前記一部分を冷却しそして前記冷却空気（６０）を生成するための第１導流手段（６２）と、
前記冷却空気（６０）の第１部分（７２）を圧縮機インペラ（７４）に流して前記冷却空気（６０）の前記第１部分（７２）の圧力を高めるためのものでありかつ前記冷却空気（６０）の第２部分（７８）をタービン冷却手段に流して前記高圧タービン（１８）の構成部を冷却するように作用し得る第２導流手段（７０）とを含み、
前記圧縮機インペラ（７４）は前記高圧圧縮機（１４）の圧縮機ディスク（７７）に作動自在に連結されている、ガスタービンエンジン冷却システム（５）。
【請求項２】
前記圧縮機インペラ（７４）は複数の第１半径方向インペラ通路（７９）を含み、これらのインペラ通路は、前記圧縮機ディスク（７７）から離れて下流方向（８３）に開いているように配置された圧縮機インペラ入口（８１）を有し、そして圧縮機インデューサ（８４）が前記冷却空気（６０）の前記第１部分（７２）を前記圧縮機インペラ入口（８１）内に前記圧縮機ディスク（７７）に対して実質的に接線方向に導くように作用する、請求項１記載のシステム。
【請求項３】
前記コア流路（１１）の周沿いに配置されかつそれを半径方向に横切って延在しそして軸方向に前記高圧圧縮機と前記燃焼器（１６）との間に配置された複数の第１羽根（３４）をさらに含み、
前記第２導流手段（７０）は前記複数の第１羽根（３４）それぞれを貫通している少なくとも一つの半径方向羽根空気流路（８６）を含み、
また、前記羽根（３４）の中に燃料室（３９）を有し、前記燃料室は燃料を受入れて、前記羽根（３４）の側部を横切って配設された開口（４８）を通して前記コア流路（１１）内に噴射するように作用する、請求項２記載のシステム。
【請求項４】
前記熱交換器（５８）は前記第１導流手段（６２）からの前記圧縮空気（Ｆ）の前記部分を燃料で冷却するための燃料対空気熱交換器（５８）であり、そして前記燃焼器（１６）は前記熱交換器（５８）に連結されており、燃料が前記第１導流手段（６２）からの前記圧縮空気（Ｆ）の前記部分の冷却に用いられた後、前記熱交換器（５８）から燃料を受入れる、請求項３記載のシステム。
【請求項５】
前記圧縮機インペラ（７４）を下流方向テ−パ付き円錐形軸部分（７５）の下流方向に面する側（８２）に配置した請求項１記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明はガスタービンエンジン構成部の冷却に関し、特に、調整された昇圧冷却流を高圧圧縮機構成部と高圧タービン構成部に送給するシステムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンには通例冷却システムが含まれ、冷却空気をタービンロータ構成部、例えばタービン動翼に送給することにより、このような構成部に生じる材料温度を制限する。先行技術の冷却システムは通常タービン構成部冷却用の空気をエンジンの圧縮機から取出し、その後空気は分けられた後軸方向通路を経てエンジンのタービン部に向けられる。通常インデューサとして知られている装置が一般に通路の端に用いられて空気流を加速しそして回転中のロータに対して接線方向かつ同方向に向ける。このようなインデューサはしばしば周方向に配列された羽根の形態を取り、空気流の接線方向速度と方向をタービンロータのそれとほぼ等しくなるように制御するために用いられる。このような目的に利用されるインデューサの一例は、「タービン冷却空気移送装置」と題したレイゲル（James R. Reigel)等の米国特許第４８８２９０２号に開示されている。羽根型インデューサと同様の機能を果たす他のインデューサが、「ステータからロータへの流れインデューサ」と題したセオドア・ティー・トーマス・ジュニア（Theodore T. Thomas Jr.）等の米国特許第５２４５８２１号に開示されており、この例では、複数の筒形空気流路がエンジン中心線の周囲に周方向に配置され、そしてロータの回転方向に対して接線状に鋭角をなす複数の冷却空気流孔または通路を有する。これらの通路は、ロータの回転方向に傾斜した開路の形態の下流方向傾斜出口を有し、また、ロータの中心線に垂直な平面に対して小さな鋭角をなす背壁を有する。
【０００３】
最新の航空機ガスタービンエンジンは、エンジン効率を高めるために全体的に高い圧力比をもつように設計されている。このようなエンジンは、構成部材料の運転温度能力を超え得る１６００゜Ｆ以上の領域の圧縮機吐出しまたは出口温度を有し得る。従って、圧縮機吐出し空気を用いる従来の冷却は、この空気の高温の故に必ずしも実行可能ではない。冷却用の圧縮機吐出し空気の温度を減らす一つの技術は、この空気を米国特許第５６１９８５５号に示してあるように熱交換器内で比較的低温の流体、例えば燃料で冷却することである。
【０００４】
航空機ガスタービンエンジンの設計者はガスタービンエンジンの効率を高めようと常に努力している。冷却空気の使用は燃料消費を増すので、冷却空気発生用のエンジン仕事量を最少にすることが大いに望ましい。高圧圧縮機構成部の冷却に関する所要圧力値はタービン構成部のそれより大きいが、はるかに小さな割合の冷却空気流、多分、全冷却空気流の約１０％を用いる。先行技術は、エンジンケーシングの外側に配置された空気付勢ターボ圧縮機または他種の補助圧縮機で全ての冷却空気流の圧力を高めることを教示している。これは、タービン構成部に流れる冷却空気流部分の圧力を過度のレベルに高めることにより燃料を浪費する。ターボ圧縮機は重いのでエンジンの重量と複雑さを増す。従って、エンジンのパワーを浪費することなく高圧冷却空気を航空機ガスタービンエンジンの高圧圧縮機構成部と高圧タービン構成部に効率良く供給し得るエンジン冷却システムを設けることが大いに望ましい。
【０００５】
【発明の概要】
冷却空気を複数のエンジン構成部に送給するガスタービンエンジン冷却システムにコアエンジンが含まれ、それを貫通しているコア流路と、下流方向直流関係にある高圧圧縮機と燃焼器と高圧圧縮機に連結されてそれを駆動する高圧タービンとを有する。第１導流手段が、高圧圧縮機からの圧縮空気の一部分を熱交換器に流して圧縮空気を冷却しそして冷却空気を生成するために設けられる。第２導流手段が、熱交換器からの冷却空気の第１部分を圧縮機インペラに流して冷却空気の第１部分の圧力を高める。第２導流手段はまた、冷却空気の第２部分をタービン冷却手段に流して高圧タービンの構成部を冷却するために用いられる。圧縮機インペラは高圧圧縮機の圧縮機ディスクに作動自在に連結される。
【０００６】
圧縮機インペラは好ましくは第１複数の圧縮機半径方向インペラ通路を有し、これらのインペラ通路は、圧縮機ディスクの下流方向に面する側に連結された高圧ロータの下流方向テ−パ付き円錐形軸部分の下流方向に面する側に配置された圧縮機インペラ入口を有する。圧縮機インデューサが、冷却空気の第１部分を圧縮機インペラ入口内に圧縮機ディスクに対して実質的に接線方向に導く作用をなし得るように配置されている。熱交換器は第１導流手段からの圧縮空気部分を燃料で冷却するための燃料対空気熱交換器でよい。燃焼器は熱交換器に連結され、燃料が第１導流手段からの圧縮空気部分の冷却に用いられた後、熱交換器から燃料を受入れ得る。
【０００７】
本発明の一実施例には第１複数の羽根が含まれ、コア流路の周沿いに配置されかつそれを半径方向に横切って延在しそして軸方向にコア圧縮機と燃焼器との間に配置される。第２導流手段は、第１複数の羽根それぞれを貫通している少なくとも一つの半径方向羽根空気流路を含んでいる。また、中空域が羽根の少なくとも幾つかの中に設けられ、燃料を受入れて、幾つかの羽根の側部を横切って配設された噴霧口を通してコア流路内に噴射するように作用し得る。
【０００８】
タービン冷却手段は、冷却空気の第２部分の圧力を高めるためのタービンインペラを含み得る。そしてこのタービンインペラは第２複数の半径方向インペラ通路を含み得る。これらのインペラ通路は、タービンディスクの上流方向に面する側に配置されたタービンインペラ入口を有し、そして第２インデューサが、冷却空気の第２部分をタービンインペラ入口内にタービンディスクに対して実質的に接線方向に導くように作用し得る。
【０００９】
【発明の利点】
本発明は、高圧圧縮機と高圧タービンのある部分の冷却に用いる冷却空気流を調整してガスタービンエンジンの総合効率を最大にし得るという利点を有する。本発明は、外部に装着したターボ圧縮機を用いて冷却空気の圧力を高めることに比べて、製造費と整備費を安くしかつ複雑さを少なくする。本発明は、高圧圧縮機部と高圧タービン部それぞれのある部分に向けられる相異なる圧力レベルの冷却流を供給する装置を提供し、こうして管路損失または導流損失と、タービン部に向けられる冷却空気の不必要な圧縮を最少にする。これらの損失は、空気をエンジンケーシングの外側に導くことと、空気を過度のレベルに圧縮することと、空気を冷却することと、高圧圧縮機に要する冷却空気の圧力より低いタービン部に要する冷却空気の圧力を高め過ぎることに用いられるエネルギーの浪費とによる。ターボ圧縮機はまた比較的多くのエネルギーを使用し、従って、本発明の装置は、高圧圧縮機と高圧タービンの構成部に向けられる冷却空気流の昇圧を調整し得るので、燃料使用効率がより高くそして運転費がより安い。
【００１０】
本発明に特有のものと考えられる新規な特徴は特許請求の範囲に記載してある。以下に、本発明を他の目的および利点とともに添付図面によってさらに詳しく説明する。
【００１１】
【実施例の記載】
図１と図２には軸流ガスタービンコアエンジン１０の一部分が示され、このコアエンジンはそれを貫通しているコア流路１１と、総括的に符号５で示した冷却システムとを有する。コアエンジン１０は、下流方向直流関係にある高圧圧縮機１４とディフューザ部１５と燃焼器１６と高圧タービン１８を含んでいる。燃焼器１６は１４００゜Ｆ以上の領域で働くように設計された高入口温度燃焼器であり（出口温度は４０００゜Ｆに接近可能）、そして内部に燃焼室１２を画成している中空体を有する。燃焼器１６は一般にエンジン中心線ＣＬを中心として環状であり、外側ライナ１７と、内側ライナ１９と、総体的に符号２０で示したドーム入口モジュールとを含んでいる。エンジンケーシング２２が燃焼器１６を囲んでいるので外側半径方向通路２４がエンジンケーシング２２と外側ライナ１７との間に形成されており、また内側半径方向通路２６が内側燃焼器ケーシング２５と内側ライナ１９との間に画成されている。燃焼器の外側ライナ１７と内側ライナ１９は、参照によりここに包含された米国特許第５６１９８５５号に開示されているように渦捕捉空洞５６を備えている。
【００１２】
ドーム入口モジュール２０は、その上流に配置された高圧圧縮機１４の圧縮機吐出し端２８と連通している。ドーム入口モジュール２０は、圧縮機１４により発生した圧縮空気流Ｆのかなり多い第１圧縮空気部分である燃焼器空気流３０を圧縮機吐出し圧力（ＣＤＰ）と呼ばれる圧力で受入れるように設計されている。ＣＤＰは従来のように、通例圧縮機出口案内翼５０で表される高圧圧縮機１４の最終段２７の出口における圧縮空気流Ｆの圧力と定義される。上流の圧縮機により発生した圧縮空気流Ｆの第２部分Ｆ２は、外側半径方向通路２４と内側半径方向通路２６を通って外側ライナ１７と内側ライナ１９の周りに流される。
【００１３】
第１複数の短いディフューザ羽根３４（図３と図５に例示）と第２複数の延長ディフューザ羽根８８（図１と図２と図４と図５に例示）がディフューザ部１５内に周方向に配列されそしてディフューザ部のディフューザ流路３６を半径方向に横切って延在する。ディフューザ流路３６はディフューザの外側部材３８と内側部材４０とにより画成されコア流路１１の一部分をなしている。第２複数の延長ディフューザ羽根８８は第１複数の短いディフューザ羽根３４と交互に配置され、図５に示すように２枚毎の延長ディフューザ羽根の間に１枚の短いディフューザ羽根という割合で配置されている。短いディフューザ羽根３４と延長ディフューザ羽根８８は、ある程度の残留旋回を燃焼器空気流３０に与えそしてディフューザ流路３６を横切る機械的荷重路をなすように設計されている。
【００１４】
燃料がドーム入口モジュール２０に送給され、そこで、通流中の燃焼器空気流３０と混ぜられる。短いディフューザ羽根３４と延長ディフューザ羽根８８の全てそして少なくとも幾つかが、中空域の形態の燃料室３９を有し、燃料室３９は、ドーム入口モジュール２０の外側部材３８に隣接しかつその周囲に配置された燃料マニホルド４４と連通している。燃料は燃料マニホルド４４に後述のように管路により送給される。燃料マニホルド４４からの燃料は燃料室３９に入った後、噴霧口４８のような開口を経てディフューザ流路３６内に噴射され、噴霧口４８は短いディフューザ羽根３４と延長ディフューザ羽根８８の吸引側５３と圧力側５５に形成された複数の開口５２内に配設されている。
【００１５】
短いディフューザ羽根３４と延長ディフューザ羽根８８の後縁５４は好ましくは幾分鈍い形でありディフューザ流路３６内にせん断層を生成して燃料と燃焼器空気流３０との混合を良くする。ドーム入口モジュール２０のディフューザ流路３６内の空気と燃料の所望程度の混合をもたらすために、短いディフューザ羽根３４と延長ディフューザ羽根８８の数の圧縮機出口案内翼５０の数に対する比は１対１ないし１対２とし得る（例えば、出口案内翼の数は約１００〜１２０枚）。ここに示した実施例において存在する短いディフューザ羽根３４と延長ディフューザ羽根８８の数は圧縮機出口案内翼５０の数の半分である。
【００１６】
冷却システム５は、比較的高温の回転中の第１段タービンロータディスク２１とタービン動翼２３に生じる温度を下げるために、また高圧圧縮機１４の最終段２７（または最後の複数段）のある部分のために被冷却空気を供給するように使用される。冷却システム５は相異なるエンジン構成部への冷却空気流を相異なる要件、例えば、タービン構成部と圧縮機構成部の要件に合わせて調整するように設計される。例えば、圧縮機構成部への冷却流を冷却システムにより供給される全冷却流のわずか１０％にしそしてタービン構成部への冷却流を９０％にし得る。圧縮機構成部とタービン構成部への冷却流の圧力もかなり相違し得る。
【００１７】
図１と図２について説明すると、冷却システム５は、総体的に符号６２で示した第１導流手段を含み、これにより、圧縮空気流Ｆの第２部分Ｆ２の一部分である冷却空気６０を熱交換器５８に流して冷却空気６０を冷却する。第１導流手段は多種のものが当該技術において周知であり、ここでは複数の管で構成し得る抽出管路６４として例示され、燃焼器１６を囲んでいるエンジンケーシング２２に装着され、外側半径方向通路２４内の高圧圧縮機１４からの圧縮空気流Ｆから冷却空気６０を抽出するように作用し得る。抽出管路６４はマニホルドにされて冷却空気６０を一つ以上の熱交換器５８内に流し得る。あるいは抽出管路６４を次のように、すなわち、その複数の管がそれぞれ対応する量の冷却空気６０を単一熱交換器に流し込むべく配置されるように構成し得る。明らかに、外側半径方向通路２４内の圧縮空気流Ｆの冷却空気６０の圧力はディフューザ部１５の端におけるよりわずかに低い。
【００１８】
第２導流手段７０が、冷却空気６０の第１部分７２を圧縮機インペラ７４に流して冷却空気の第１部分７２の圧力を高め、また冷却空気の第２部分７８をタービン冷却手段８０に流して高圧タービン１８の構成部あるいはエンジンの他のタービン部分、例えば低圧タービン（図示せず）のある部分を冷却するために設けられている。インペラは、当該技術においては、インペラを通る流体の圧力を高めるために用いるポンプと考えられている。
【００１９】
第２導流手段７０は、図２に示すように、延長羽根８８を貫通している半径方向羽根空気流路８６を含んでいる。冷却空気６０は、冷却された後、熱交換器５８から戻り管路９０を通りそしてエンジンケーシング２２を貫通してプレナム９２に達する。半径方向羽根空気流路８６は半径方向外端がプレナム９２に通じており、そして内側燃焼器ケーシング２５と、さらに半径方向内方の室壁１０１との間に形成された半径方向内側の一室１００に通じている。圧縮機冷却マニホルド１０４が内室１００から、圧縮機冷却マニホルドの上流端１０２に位置する圧縮機インデューサ８４まで延びている。
【００２０】
圧縮機インペラ７４は、高圧圧縮機１４の最終段圧縮機ディスク７７に直接ボルト止めされた下流方向テ−パ付き円錐形軸部分７５の下流方向に面する側８２に配置されている。円錐形部分７５は高圧ロータ７６の一部分であり、最終段圧縮機ディスク７７を第１段タービンロータディスク２１に連結するために用いられている。圧縮機インペラ７４は複数の半径方向圧縮機インペラ通路７９を有し、インペラ通路７９は、下流方向８３に開いておりそして円錐形部分７５の下流方向に面する側８２に配置された圧縮機インペラ入口８１を有する。圧縮機インデューサ８４が、冷却空気６０の第１部分７２を受入れそして第１部分７２を圧縮機インペラ入口８１内に圧縮機ディスク７７に対して実質的に接線方向に向ける作用をなし得るように配置されている。相対的に静止している圧縮機インデューサ８４は圧縮機インペラ入口８１のすぐ近くに配置され、第１部分７２を圧縮機インペラ入口内に、エンジン中心線ＣＬを中心として回転自在圧縮機ディスク７７の回転方向にかつディスク７７に対して実質的に接線方向に噴射する。冷却空気６０の第１部分７２は圧縮機インペラ７４により圧力を実質的に圧縮機吐出し圧力ＣＤＰより高くされそして高圧圧縮機１４の最終段２７を冷却するように向けられる。このように、エンジンは冷却空気６０の第１部分７２だけの圧力を高めるための動力量だけを消費する。
【００２１】
高圧タービン１８の構成部を冷却するためにタービン冷却手段８０に向けられる冷却空気の第２部分７８は、（圧力を高められるにしても）冷却空気の第１部分７２と同じ高圧レベルまで高められる必要はない。なぜなら第２部分７８はエンジンの比較的低圧の区域に流されるからである。通常、高圧タービン１８の冷却を達成するには、冷却空気を高圧タービンを通る様々な冷却路に流し、こうして例えば高圧タービン動翼２３を冷却する。タービン冷却マニホルド１１０が内室１００から、タービン冷却マニホルドの下流端１１６に位置する第２インデューサ１１４まで延びている。タービン冷却手段８０にはタービンインペラ１１７が含まれ、回転自在なタービンディスク２１の上流面１１５に装着されている。タービンインペラ１１７は第２複数の半径方向インペラ通路１１９を有し、これらのインペラ通路は、上流面１１５に配置されたタービンインペラ入口１２０を有する。相対的に静止している第２インデューサ１１４は回転自在なタービンディスク２１のタービンインペラ入口１２０のすぐ近くに配置され、第２部分７８をタービンインペラ入口１２０内に、エンジン中心線ＣＬを中心として回転自在タービンディスク２１の回転方向にかつディスク２１に対して実質的に接線方向に噴射する。これにより圧縮機インペラとタービンインペラはそれぞれの流量および圧力要件に対して調整され得るので、エンジンは冷却空気６０の第１部分７２と第２部分７８の圧力の上昇に必要な動力量だけを消費し、従ってエンジンの効率は最大になる。
【００２２】
熱交換器５８は好ましくは、熱交換器に入る入口燃料管路１２２と、熱交換器から出て燃料マニホルド４４まで延びており羽根３４内の燃料室３９それぞれへの燃料分配に役立つ出口燃料管路１２３とを有するものとして例示されている燃料対空気熱交換器である。安全のために、中間流体熱交換器を用いて、熱を第１導流手段からの圧縮空気の部分から管路により供給される燃料流に伝達し得る。タービン冷却手段は、冷却空気の第２部分を高圧および低圧タービンの他域に流すための他の装置を含み得る。
【００２３】
本発明の原理を説明するために本発明の好適実施例を十分説明したが、本発明の範囲から逸脱することなく好適実施例に対して様々な改変または変更をなし得ることはもちろんである。
【図面の簡単な説明】
【図１】高圧圧縮機部と燃焼器部と高圧タービン部を含むとともに、本発明による高圧圧縮機およびタービン冷却システムを備えたガスタービンエンジンのコアエンジンの一部分の概略断面図である。
【図２】図１におけるディフューザ部の拡大図である。
【図３】図１におけるエンジンのディフューザ部内の短いディフューザ羽根の半径方向延在部分の概略斜視図である。
【図４】図１におけるエンジンのディフューザ部内の延長ディフューザ羽根の半径方向延在部分の概略斜視図である。
【図５】図１におけるエンジンのディフューザ部内の図３と図４のディフューザ羽根の構成を示す断面展開概略図である。
【符号の説明】
５  冷却システム
１０  コアエンジン
１１  コア流路
１４  高圧圧縮機
１６  燃焼器
１８  高圧タービン
３４  短いディフューザ羽根
３９  燃料室
４８  噴霧口
５８  熱交換器
６２  第１導流手段
７０  第２導流手段
７４  圧縮機インペラ
７５  下流方向テ−パ付き円錐形軸部分
７７  最終段圧縮機ディスク
７９  半径方向インペラ通路
８０  タービン冷却手段
８１  圧縮機インペラ入口
８４  圧縮機インデューサ
８６  半径方向羽根空気流路
８８  延長ディフューザ羽根
１１４  第２インデューサ
１１７  タービンインペラ
【図１】
0004390921.tif 000002
【図２】
0004390921.tif 000003
【図３】
0004390921.tif 000004
【図４】
0004390921.tif 000005
【図５】
0004390921.tif 000006