JP5791232B2 - 航空用ガスタービン - Google Patents

Description

本発明は、ケーシング内に圧縮機と燃焼器とタービンが収容されて構成される航空用ガスタービンに関する。

ヘリコプターやジェット機などの航空機のエンジンとしてガスタービンが使用されている。この航空用ガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンにより構成されており、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器にて、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させ、高温・高圧の燃焼ガスがタービンを駆動する。ヘリコプターの場合、タービンの駆動力によりロータを回転させ、ジェット機の場合、排気ガスのエネルギにより推力を得る。

航空用ガスタービンを構成するタービンは、ケーシング内に複数の静翼及び動翼が交互に配設されて構成されており、燃焼ガスにより動翼を駆動することで回転駆動力を得て、圧縮機を駆動している。このようなタービンにて、動翼が何らかの原因で破損すると、破損した部材が遠心力により外側に飛散し、ケーシングを損傷させてしまうおそれがある。そのため、ケーシングは、動翼の外周側に厚肉部を設けて補強するコンテインメント構造となっている。

ところが、航空用ガスタービンの運転時には、ケーシングは高温となるため、厚肉部の構造強度が低下し、コンテインメント構造の機能を果たさない可能性がある。また、熱容量が異なる厚肉部と薄肉部との間に温度差が生じ、これに起因する熱応力が発生する。特に、航空用ガスタービンの起動時や停止時には、急激な温度変化により、大きな熱応力が発生し、それに伴う熱変形量も大きくなる。すると、動翼の先端部とケーシングの内面とのクリアランスを適正量に維持することが困難となり、効率が低下してしまうという問題がある。

このような問題を解決するものとして、例えば、下記特許文献１に記載されたものがある。この特許文献１に記載された二重殻タービンケーシングでは、ガスタービンの動翼部を囲むタービンケーシングに中空環状チャンバを形成する二重殻を設け、チャンバ内に冷却空気がタービン動翼を囲んで周方向に流れるようにしてケーシングを冷却すると共に、冷却空気の流量を調節して動翼隙間を制御する隙間制御装置を設けている。

特開平１０−００８９１１号公報

上述した従来の二重殻タービンケーシングにあっては、隙間制御装置により、二重殻のチャンバ内に冷却空気を供給してケーシングを冷却し、動翼隙間を制御している。この場合、冷却空気として何の空気を使用するかについて、また、チャンバに供給した冷却空気をどこに排出するかについては何ら記載されていない。この特許文献１の従来技術に記載されているように、冷却空気として、ファンから導いたベンチレーション空気を用いる場合には、その導入経路や導入のためのポンプ等が必要となり、構造が複雑化してしまう。また、冷却空気として、圧縮機からの抽気を用いる場合には、燃焼ガス量が減少して効率が低下してしまう。

本発明は上述した課題を解決するものであり、構造の簡素化及び効率の低下を防止しながらも、ケーシングの厚肉部を適正に冷却することで構造強度を向上させ、より有効なコンテインメント構造とするとともに、熱応力による熱変形を抑制し、動翼との適正なクリアランスを確保することのできる航空用ガスタービンを提供することを目的とする。

上記の目的を達成するための本発明の航空用ガスタービンは、円筒形状をなすケーシング内に圧縮機と燃焼器とタービンが収容されて構成される航空用ガスタービンにおいて、前記ケーシングにおける動翼の外周側に設けられる厚肉部と、該厚肉部内に設けられて前記圧縮機で圧縮された圧縮空気を流通させて冷却する冷却通路と、該冷却通路を流通した圧縮空気を燃焼ガス通路に排出する排出通路と、を設ける、ことを特徴とするものである。

従って、圧縮機で圧縮された圧縮空気が冷却通路に流通することで、ケーシングの厚肉部が適正に冷却されて構造強度が向上し、コンテインメント構造がより有効に機能する。また、熱容量の異なる薄肉部との温度差に起因した熱応力及び熱変形が抑制されることで、このケーシングと動翼の先端との適正なクリアランスを確保することができ、また、冷却通路に流通した圧縮空気が排出通路を通して燃焼ガス通路に排出されることで、冷却媒体とした圧縮空気が燃焼ガス通路に戻され、効率の低下を防止することができ、更に、圧縮空気を冷却媒体として使用することで、別途、ポンプなどを不要として構造の簡素化を可能とすることができる。

本発明の航空用ガスタービンでは、前記冷却通路は、一端が前記燃焼器における圧縮空気の吸入部に開口することを特徴としている。

従って、ケーシングにおける厚肉部に、一端が燃焼器における圧縮空気の吸入部に開口する冷却通路を設けるだけでよく、別途、ポンプや別の通路などを不要として更なる構造の簡素化を可能とすることができる。

本発明の航空用ガスタービンでは、前記ケーシングは、本体ケーシングと該本体ケーシングの内側に位置するシュラウドとを有し、前記本体ケーシングと前記シュラウドとの間に前記排出通路が設けられ、前記冷却通路は、他端部が前記排出通路に開口し、該排出通路は、前記シュラウドに設けられる開口を介して前記燃焼ガス通路に連通することを特徴としている。

従って、ケーシングにおける厚肉部に、他端が排出通路に開口する冷却通路を設けると共に、シュラウドに開口を確保するだけでよく、冷却通路に流通した圧縮空気を燃焼ガス通路に排出することが可能となり、別途、ポンプなどを不要として構造の簡素化を可能とすることができる。また、厚肉部を冷却することで構造強度が増加し、有効なコンテインメント効果を発揮すると共に、ケーシング及びシュラウドの熱変形量または熱変位量が抑制されるので、このシュラウドと動翼の先端との適正なクリアランスを確保することができる。

本発明の航空用ガスタービンでは、前記排出通路は、前記冷却通路を流通した圧縮空気を前記燃焼ガス通路における静翼の上流側に排出することを特徴としている。

従って、排出通路から排出された圧縮空気は、静翼の上流側に戻されるので、静翼により整流されることとなり、この戻された圧縮空気によりタービンは仕事量を増大することが可能となり、効率の低下を防止することができる。

本発明の航空用ガスタービンでは、前記冷却通路は、前記ケーシングの厚肉部にタービンロータの軸芯方向に沿って設けられると共に、周方向に等間隔で複数配置されることを特徴としている。

従って、冷却通路がケーシングの厚肉部に周方向に等間隔で配置されることで、この厚肉部を周方向に均一に冷却することができるので、ケーシングの周方向における温度分布が均一化され熱変形を抑制することができる。

本発明の航空用ガスタービンでは、前記冷却通路は、サーペンタイン形状をなすことを特徴としている。

従って、圧縮空気がサーペンタイン形状をなす冷却通路を流れることとなり、厚肉部における圧縮空気の接触面積を拡大することで、冷却効率を向上することができる。また、サーペンタイン形状とすることで、圧力損失を大きくして冷却空気の流量が過大となることを抑制して冷却空気量を低減することができる。

本発明の航空用ガスタービンでは、前記冷却通路は、前記ケーシングの厚肉部に設けられるキャビティと、圧縮空気を該キャビティに流入する複数の入口通路と、前記キャビティ内の圧縮空気を前記排出通路に流出する複数の出口通路とを有することを特徴としている。

従って、圧縮空気がキャビティに一時的に貯留されることとなり、厚肉部における圧縮空気の接触面積を拡大することで、冷却効率を向上することができると共に、キャビティを輻射シールドとして機能させることで、ケーシング外壁への熱の伝達を抑制することができる。

本発明の航空用ガスタービンによれば、ケーシングにおける動翼の外周側に設けられる厚肉部に、圧縮機で圧縮された圧縮空気を流通させて冷却する冷却通路を設けると共に、この冷却通路を流通した圧縮空気を燃焼ガス通路に排出する排出通路を設けるので、構造の簡素化及び効率の低下を防止しながらも、ケーシングの厚肉部を適正に冷却することで、動翼との適正なクリアランスを確保することができる。

図１は、本発明の実施例１に係る航空用ガスタービンを表す概略構成図である。 図２は、実施例１の航空用ガスタービンにおけるタービンの要部概略図である。 図３は、実施例１の航空用ガスタービンにおけるケーシング厚肉部の要部断面図である。 図４は、本発明の実施例２に係る航空用ガスタービンにおけるケーシング厚肉部を表す概略図である。 図５は、本発明の実施例３に係る航空用ガスタービンにおけるケーシング厚肉部を表す概略図である。

以下に添付図面を参照して、本発明に係る航空用ガスタービンの好適な実施例を詳細に説明する。なお、この実施例により本発明が限定されるものではない。

図１は、本発明の実施例１に係る航空用ガスタービンを表す概略構成図、図２は、実施例１の航空用ガスタービンにおけるタービンの要部概略図、図３は、実施例１の航空用ガスタービンにおけるケーシング厚肉部の要部断面図である。

実施例１の航空用ガスタービンは、図１に示すように、ファンケーシング１１と本体ケーシング１２とを有し、ファンケーシング１１内にファン１３を収容し、本体ケーシング１２内に圧縮機１４と燃焼器１５とタービン１６を収容して構成されている。

ファン１３は、回転軸２１の外周部に複数のファンブレード２２が装着されて構成されている。圧縮機１４は、低圧コンプレッサ２３と高圧コンプレッサ２４とを有している。燃焼器１５は、圧縮機１４より下流側に位置し、周方向に複数配置されている。タービン１６は、燃焼器１５より下流側に位置し、高圧タービン２５及び低圧タービン２６とを有している。そして、ファン１３の回転軸２１と低圧コンプレッサ２３とが連結され、低圧コンプレッサ２３と低圧タービン２６とが第１ロータ軸２７により連結されている。また、高圧コンプレッサ２４と高圧タービン２５とが、第１ロータ軸２７の外周側に位置する円筒形状をなす第２ロータ軸２８により連結されている。

従って、圧縮機１４にて、空気取入口から取り込まれた空気が、低圧コンプレッサ２３と高圧コンプレッサ２４における図示しない複数の静翼と動翼を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。燃焼器１５にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。この燃焼器１５で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１６を構成する高圧タービン２５及び低圧タービン２６における図示しない複数の静翼と動翼を通過することで駆動回転する。この場合、低圧タービン２６の回転力が第１ロータ軸２７により低圧コンプレッサ２３に伝達されて駆動する。また、高圧タービン２５の回転力が第２ロータ軸２８により高圧コンプレッサ２４に伝達されて駆動する。その結果、ファン１３を駆動することができると共に、タービン１６から排出される排気ガスにより推力を得ることができる。

上述したタービン１６の低圧タービン２６において、図２及び図３に示すように、ロータ軸２７（図１参照）の外周部には、軸方向に並んで２つのタービンディスク３１，３２が固定されている。このタービンディスク３１，３２は、円盤形状をなし、軸方向に所定間隔をもって配置されており、外周部に複数の動翼３３，３４が周方向に所定間隔で取付けられている。

本体ケーシング１２は、円筒形状をなし、燃焼ガスの流動方向の下流側にいくに伴って大径となっている。この本体ケーシング１２は、その内側に所定隙間をもって外側シュラウド３５が配置されると共に、この外側シュラウド３５の内側に所定隙間をもって内側シュラウド３６が配置されている。外側シュラウド３５は、リング形状をなす３つの外側シュラウド本体３７，３８，３９が軸方向に連結されることで、円筒形状をなしている。内側シュラウド３６は、リング形状をなす３つの内側シュラウド本体４０，４１，４２が軸方向に所定間隔をもって配置されることで、略円筒形状をなしている。

動翼３３の上流側に位置して、外側シュラウド本体３７と内側シュラウド本体４０との間に複数の静翼４３が周方向に所定間隔で取付けられている。また、動翼３３の下流側で、且つ、動翼３４の上流側に位置して、外側シュラウド本体３８と内側シュラウド本体４１との間に複数の静翼４４が周方向に所定間隔で取付けられている。そして、外側シュラウド本体３７，３８は、対向する各端部が所定隙間（開口）Ｓをもって当接し、突起部３７ａ，３８ａが本体ケーシング１２の内周面に形成された支持部１２ａに支持されている。また、外側シュラウド本体３９は、外周面に形成されたフランジ部３９ａが、本体ケーシング１２のフランジ部１２ｂと重ねられ、締結ボルト４５により連結されている。更に、外側シュラウド本体３９の後端部と内側シュラウド本体４２の前端部は、複数の連結部材４６により連結されている。

動翼３３は、基端部側に、内側シュラウド本体４０，４１に連続するようにプラットホーム３３ａが設けられ、先端部側にチップシュラウド３３ｂが設けられている。そして、このチップシュラウド３３ｂと、バックプレート４７を有する外側シュラウド本体３７との間には、所定のクリアランス（隙間）が確保されている。また、同様に、動翼３４は、基端部側に、内側シュラウド本体４１，４２に連続するようにプラットホーム３４ａが設けられ、先端部側にチップシュラウド３４ｂが設けられている。そして、このチップシュラウド３４ｂと、バックプレート４８を有する外側シュラウド本体３８との間には、所定のクリアランス（隙間）が確保されている。なお、各チップシュラウド３３ｂ，３４ｂは、全ての動翼３３，３４に装着されることで、リング形状をなすシュラウドを形成している。また、必要に応じてバックプレート４７，４８を設けなくてもよい。

そのため、外側シュラウド３５、内側シュラウド３６、プラットホーム３３ａ，３４ａ、チップシュラウド３３ｂ，３４ｂにより囲まれたドーナッツ形状をなす燃焼ガス通路Ａが構成され、この燃焼ガス通路Ａに動翼３３，３４及び静翼４３，４４が配置されることとなる。

なお、実施例１では、ファンケーシング１１、本体ケーシング１２、外側シュラウド３５などが、本発明のケーシングとして機能する。

ところで、このように構成された航空用ガスタービンにて、ロータ軸（タービンロータ）２７，２８（図１参照）周りに回転している動翼３３，３４が何らかの原因で破損すると、この破損した動翼３３，３４の破片が遠心力により外側に飛散し、外側シュラウド３５や本体ケーシング１２を損傷させてしまうおそれがある。そのため、本体ケーシング１２は、各動翼３３，３４の外周側に対応して厚肉部５１，５２が設けられることで、この部分が補強されるコンテインメント構造となっている。

そして、一方の厚肉部５２には、圧縮機１４（図１参照）で圧縮された圧縮空気を流通させることで、この厚肉部５２を冷却する複数の冷却通路５３が設けられている。この複数の冷却通路５３は、ロータ軸（タービンロータ）２７，２８（図１参照）の軸芯方向に沿って設けられると共に、本体ケーシング１２の周方向に等間隔で配置されている。そして、各冷却通路５３は、一端が燃焼器１５（図１参照）における圧縮空気の吸入部５４に開口している。なお、各冷却通路５３は鋳造により加工してもよいし、電解加工やドリルによる機械加工などでもよい。また、周方向に等間隔でなくてもよい。

本体ケーシング１２と外側シュラウド３５との間には、前後方向に沿った空間部が設けられ、この空間部が、冷却通路５３を流通した圧縮空気を燃焼ガス通路Ａに排出する排出通路５５として機能する。冷却通路５３は、他端部がこの排出通路５５における後端部側に開口している。そして、排出通路５５は、外側シュラウド３５に設けられる開口、つまり、外側シュラウド本体３７，３８との隙間Ｓを介して燃焼ガス通路Ａに連通している。本実施例では、この隙間Ｓは、燃焼ガス通路Ａにおける静翼（最終段静翼）４４の上流側に設けられており、排出通路５５の圧縮空気を燃焼ガス通路Ａにおける静翼４４の上流側に排出することとなる。

このように構成された航空用ガスタービンでは、本体ケーシング１２は運転時に高温となるため、厚肉部５１，５２の構造強度が低下する。また、特に起動時や停止時など急激な負荷変化を伴う運転時において、本体ケーシング１２の厚肉部５１，５２と、厚肉部５１，５２以外の薄肉部である他部位との間で温度差による熱応力を生じ、熱変形量がそれぞれ相違する。即ち、本体ケーシング１２の厚肉部５１，５２は、本体ケーシング１２の薄肉部（他部位）に比べて熱容量が大きいことから、他部位との温度差を生じ、その温度差により大きな熱応力を生じ、変形量が大きくなる。これにより本体ケーシング１２と一体である外側シュラウド３５の変形量も大きくなる。すると、動翼３４の先端部（チップシュラウド３４ｂ）と、外側シュラウド３５とのクリアランスを適正量に維持することが困難となり、このクリアランスが大きくなって効率の低下を招く。

ところが、本実施例では、本体ケーシング１２の厚肉部５２に複数の冷却通路５３を設けている。そのため、圧縮機１４で圧縮された圧縮空気が燃焼用または冷却用の空気として燃焼器１５における吸入部５４に供給されると、この圧縮空気が吸入部５４に開口された各冷却通路５３の一端部から流入する。そして、各冷却通路５３に圧縮空気が流れることで厚肉部５２を冷却する。この場合、吸入部５４と排出通路５５との圧力差により自然対流として吸入部５４の圧縮空気が各冷却通路５３に流入する。そのため、本体ケーシング１２における厚肉部５２の構造強度が向上し、コンテインメント構造が有効に機能する。また、熱容量が比較的大きい厚肉部５２が冷却されることで、本体ケーシング１２における厚肉部５１，５２以外の熱容量が比較的小さい薄肉部との温度差が緩和される。よって、本体ケーシング１２の熱応力および熱変形量が抑制され、動翼３４の先端部（チップシュラウド３４ｂ）と、本体ケーシング１２の内側に配置され、その変位量が抑制された外側シュラウド３５とのクリアランスを適正量に維持することが可能となる。

その後、各冷却通路５３を流通することで厚肉部５２を冷却した圧縮空気は、排出通路５５に排出された後、転向してこの排出通路５５内を外側シュラウド３５（外側シュラウド本体３８）を冷却しながらタービン１６における上流側に流れ、外側シュラウド本体３７，３８の隙間Ｓを通って燃焼ガス通路Ａに流れ込む。この場合、排出通路５５と燃焼ガス通路Ａとの圧力差により自然対流として排出通路５５の圧縮空気が隙間Ｓを通って燃焼ガス通路Ａに流れる。そのため、燃焼器１５の直前で抽気した圧縮空気を燃焼ガス通路Ａに戻すことで、タービン１６における仕事量の減少を抑制可能となる。

このように実施例１の航空用ガスタービンにあっては、円筒形状をなす本体ケーシング１２内に圧縮機１４と燃焼器１５とタービン１６が収容されて構成され、本体ケーシング１２における動翼３４の外周側に厚肉部５２を設け、この厚肉部５２内に圧縮機１４で圧縮された圧縮空気を流通させて冷却する冷却通路５３を設けると共に、この冷却通路５３を流通した圧縮空気を燃焼ガス通路Ａに排出する排出通路５５を設けている。

従って、圧縮機１４で圧縮された圧縮空気が各冷却通路５３に流通することで、本体ケーシング１２の厚肉部５２が適正に冷却されて熱変形が抑制されることで、外側シュラウド３５の変形量及び変位量が抑制され、動翼３４と外側シュラウド３５との適正なクリアランスを確保することができる。また、冷却通路５３に流通した圧縮空気は、排出通路５５を通して隙間Ｓから燃焼ガス通路Ａに排出されることで、冷却媒体として圧縮機１４が抽気した圧縮空気を燃焼ガス通路Ａに戻し、タービン効率の低下を防止することができる。更に、圧縮機１４の圧縮空気を冷却媒体として使用することで、別途、ポンプなどを不要として構造の簡素化を可能とすることができる。

また、実施例１の航空用ガスタービンでは、冷却通路５３の一端を燃焼器１５における圧縮空気の吸入部５４に開口している。従って、本体ケーシング１２における厚肉部５２に、一端が燃焼器１５における圧縮空気の吸入部５４に開口する冷却通路５３を設けるだけでよく、別途、ポンプや別の通路などを不要として更なる構造の簡素化を可能とすることができる。

また、実施例１の航空用ガスタービンでは、本体ケーシング１２の内側に外側シュラウド３５を設け、この本体ケーシング１２と外側シュラウド３５との間に排出通路５５を設け、冷却通路５３の他端部をこの排出通路５５に開口し、排出通路５５を外側シュラウド本体３７，３８の隙間Ｓを介して燃焼ガス通路Ａに連通している。従って、本体ケーシング１２における厚肉部５２に、他端が排出通路５５に開口する冷却通路５３を設けると共に、外側シュラウド３５に隙間Ｓを確保するだけでよく、冷却通路５３に流通した圧縮空気を燃焼ガス通路Ａに排出することが可能となり、別途、ポンプなどを不要として構造の簡素化を可能とすることができる。また、厚肉部５２を冷却することで外側シュラウド３５の熱変形量及び変位量が抑制され、この外側シュラウド３５と動翼３４の先端との適正なクリアランスを確保することができる。

また、実施例１の航空用ガスタービンでは、排出通路５５により冷却通路５３を流通した圧縮空気を燃焼ガス通路Ａにおける静翼４４の上流側に排出している。従って、排出通路５５から排出された圧縮空気は、静翼４４の上流側に戻されるので静翼４４により整流されることとなり、この戻された圧縮空気によりタービン１６は仕事量を増大することが可能となり、タービン効率の低下を防止することができる。

また、実施例１の航空用ガスタービンでは、冷却通路５３を本体ケーシング１２の厚肉部５２にロータ軸２７，２８の軸芯方向に沿って設けると共に、周方向に等間隔で複数配置している。従って、複数の冷却通路５３が本体ケーシング１２の厚肉部５２に周方向に等間隔で配置されることで、この厚肉部５２を周方向に均一に冷却することができるので、本体ケーシング１２の周方向温度分布が均一化され熱変形を抑制して、外側シュラウド３５と動翼３４の先端とのクリアランスを周方向で均一に維持することができる。

図４は、本発明の実施例２に係る航空用ガスタービンにおけるケーシング厚肉部を表す概略図である。なお、前述した実施例で説明したものと同様の機能を有する部材には同一の符号を付して重複する説明は省略する。

実施例２の航空用ガスタービンにおいて、図４に示すように、本体ケーシング１２は、動翼の外周側に対応して厚肉部５２が設けられることで、この部分が補強されるコンテインメント構造となっている。そして、この厚肉部５２には、圧縮機で圧縮された圧縮空気を流通させることで、この厚肉部５２を冷却する複数の冷却通路６１が設けられている。この複数の冷却通路６１は、サーペンタイン形状をなしている。

即ち、一つの冷却通路６１は、一端部が吸入部５４に開口する入口通路６２と、他端部が排出通路に開口する出口通路６４と、一端部が入口通路６２の他端部に連通して他端部が出口通路６４の一端部に連通する折り返し通路６３との３経路から構成されている。なお、サーペンタイン形状をなす冷却通路６１は３経路に限られることはなく、２経路でもよいし、４経路以上でもよい。また、それぞれ隣接する入口通路６２、折り返し通路６３、出口通路６４は、本体ケーシング１２の周方向に等間隔で配置されることが望ましいが、等間隔でなくてもよい。

従って、圧縮機で圧縮された圧縮空気が吸入部５４に供給されると、この圧縮空気が各冷却通路６１の入口通路６２から流入する。そして、入口通路６２から流入した圧縮空気は、折り返し通路６３を流れ、出口通路６４から排出通路に排出される。ここで、各冷却通路６１に圧縮空気が流れることで厚肉部５２を冷却する。そのため、本体ケーシング１２における厚肉部５２の構造強度が向上し、コンテインメント構造が有効に機能する。また、熱容量が比較的大きい厚肉部５２が冷却されることで、熱容量が比較的小さい本体ケーシング１２の薄肉部との温度差が緩和される。よって、本体ケーシング１２の熱応力及び厚肉部５２の熱変形量が抑制され、動翼の先端部と外側シュラウドとのクリアランスを適正量に維持することが可能となる。

このように実施例２の航空用ガスタービンにあっては、本体ケーシング１２における厚肉部５２内に圧縮機で圧縮された圧縮空気を流通させて冷却する冷却通路６１を設け、この冷却通路６１をサーペンタイン形状としている。

従って、圧縮機１４で圧縮された圧縮空気がサーペンタイン形状をなす各冷却通路６１に流通することで、圧縮空気と厚肉部５２との接触面積が拡大することとなり、本体ケーシング１２の厚肉部５２を効率的に冷却することで、本体ケーシング１２及び外側シュラウド３５の変形量及び変位量が抑制され、動翼３４と外側シュラウド３５との適正なクリアランスを確保することができる。また、冷却通路６１をサーペンタイン形状とすることで、冷却通路６１の圧力損失を大きくして冷却空気の流量が過大となることを抑制できるので、冷却空気量を低減してガスタービンの効率を向上することができる。

図５は、本発明の実施例３に係る航空用ガスタービンにおけるケーシング厚肉部を表す概略図である。なお、前述した実施例で説明したものと同様の機能を有する部材には同一の符号を付して重複する説明は省略する。

実施例３の航空用ガスタービンにおいて、図５に示すように、本体ケーシング１２は、動翼の外周側に対応して厚肉部５２が設けられることで、この部分が補強されるコンテインメント構造となっている。そして、この厚肉部５２には、圧縮機で圧縮された圧縮空気を流通させることで、この厚肉部５２を冷却する複数の冷却通路７１が設けられている。

この冷却通路７１は、厚肉部５２内に所定量の空間が確保されるキャビティ７２と、一端部が吸入部５４に開口して他端部がこのキャビティ７２に連通する複数の入口通路７３と、一端部がキャビティ７２に連通して他端部が排出通路に開口する複数の出口通路７４とから構成されている。なお、図５に示すように、複数のキャビティ７２が本体ケーシング１２の周方向に分割して配置されてもよいし、１つのキャビティ７２が全周に亘って形成されてもよい。また、入口通路７３および出口通路７４は円形または多角形断面の孔でもよいし、スリット状にしてもよい。

従って、圧縮機で圧縮された圧縮空気が吸入部５４に供給されると、この圧縮空気が冷却通路７１における各入口通路７３から流入する。そして、各入口通路７３から流入した圧縮空気は、キャビティ７２に貯留され、各出口通路７４から排出通路に排出される。ここで、特に、キャビティ７２に圧縮空気が流れることで厚肉部５２を冷却する。また、このキャビティ７２に圧縮空気が貯留されて輻射シールドとして機能することで、燃焼ガスからの熱が厚肉部５２の外壁へ伝わることを抑制できる。そのため、本体ケーシング１２における厚肉部５２の構造強度が向上し、コンテインメント構造が有効に機能する。また、熱容量が比較的大きい厚肉部５２が冷却されることで、熱容量が比較的小さい本体ケーシング１２の薄肉部との温度差が緩和される。よって、本体ケーシング１２の熱応力及び熱変形量が抑制され、動翼の先端部と外側シュラウドとのクリアランスを適正量に維持することが可能となる。

このように実施例３の航空用ガスタービンにあっては、本体ケーシング１２における厚肉部５２内に圧縮機で圧縮された圧縮空気を流通させて冷却する冷却通路７１を設け、この冷却通路７１として、キャビティ７２と複数の入口通路７３と複数の出口通路７４を設けている。

従って、圧縮機１４で圧縮された圧縮空気が各冷却通路７１に入ると、圧縮空気がキャビティ７２に一時的に貯留されることとなり、圧縮空気と厚肉部５２との接触面積が拡大し、本体ケーシング１２の厚肉部５２を効率的に冷却することで、本体ケーシング１２及び外側シュラウド３５の変形量及び変位量が抑制され、動翼３４と外側シュラウド３５との適正なクリアランスを確保することができる。また、キャビティ７２を輻射シールドとして機能させることで、本体ケーシング１２の外壁への熱の伝達を抑制することができる。

なお、上述した各実施例では、各動翼３３，３４に対応して厚肉部５１，５２を設け、一方の厚肉部５２にのみ冷却通路５３，６１，７１を設けたが、厚肉部５１にも冷却通路を設けてもよい。また、各実施例では、排出通路５５の圧縮空気を静翼４４の上流側に排出したが、排出する位置はここに限らず、排出通路５５と燃焼ガス通路Ａとの圧力差により排出通路５５内に燃焼ガスが逆流しない位置であれば、静翼４３の上流側、各動翼３３，３４の上流側、または動翼３４の下流側であってもよい。この場合、排出通路５５と燃焼ガス通路Ａとを外側シュラウド本体３７，３８の隙間Ｓを介して連通したが、外側シュラウド本体３８，３９の隙間を介して連通したり、または、別途開口を形成したりして連通してもよい。

また、上述した各実施例では、冷却通路５３，６１，７１の一端部を燃焼器１５の吸入部５４に開口したが、燃焼器１５が別の位置に配置された構造では、別の通路や配管などを通して圧縮空気を冷却通路５３，６１，７１の一端部に供給するようにしてもよい。

そして、本体ケーシング１２の厚肉部５２に冷却通路５３，６１，７１を形成する場合、冷却通路５３，６１，７１による冷却効率と燃焼ガスからの熱量に応じて、動翼３３，３４、外側シュラウド３５、本体ケーシング１２などの形状設計が行われる。一方で、タービン１６の形状や燃焼ガスからの熱量に応じて、冷却通路５３，６１，７１の形状を設定すればよい。

また、本発明の航空用ガスタービンは、図１に示す構造のターボファン式に限らず、ターボジェット式、ターボプロップ式などにも適用することができる。

本発明に係る航空用ガスタービンは、ケーシングの厚肉部に圧縮空気を流通させて冷却する冷却通路を設け、冷却済の圧縮空気を排出通路により燃焼ガス通路に排出することで、構造の簡素化及び効率の低下を防止しながらも、ケーシングの厚肉部を適正に冷却することで、厚肉部の構造強度を確保し、有効なコンテインメント性能を確保すると共に、動翼との適正なクリアランスを確保することを可能とするものであり、いずれの種類の航空用ガスタービンにも適用することができる。

１１ ファンケーシング（ケーシング）
１２ 本体ケーシング（ケーシング）
１３ ファン
１４ 圧縮機
１５ 燃焼器
１６ タービン
２３ 低圧コンプレッサ
２４ 高圧コンプレッサ
２５ 高圧タービン
２６ 低圧タービン
３３，３４ 動翼
３５ 外側シュラウド（ケーシング）
３６ 内側シュラウド（ケーシング）
４３，４４ 静翼
５１，５２ 厚肉部
５３，６１，７１ 冷却通路
５４ 吸入部
５５ 排出通路
７２ キャビティ
７３ 入口通路
７４ 出口通路

Claims (6)

1. 円筒形状をなすケーシング内に圧縮機と燃焼器とタービンが収容されて構成される航空用ガスタービンにおいて、
   前記ケーシングにおける動翼の外周側に設けられる厚肉部と、
   該厚肉部内に設けられて前記圧縮機で圧縮された圧縮空気を流通させて冷却する冷却通路と、
   該冷却通路を流通した圧縮空気を燃焼ガス通路に排出する排出通路と、
   を設け、
   前記ケーシングは、本体ケーシングと該本体ケーシングの内側に位置するシュラウドとを有し、前記本体ケーシングと前記シュラウドとの間に前後方向に沿って前記排出通路が設けられ、前記冷却通路は、他端部が前記排出通路の後端部に開口し、該排出通路は、前端部が前記シュラウドに設けられる開口を介して前記燃焼ガス通路における前記動翼より上流側に位置する静翼の上流側に連通することで、前記冷却通路を流通した圧縮空気を排出通路により前記厚肉部の内側に沿って前記静翼の上流側に流通し、前記燃焼ガス通路における前記静翼の上流側に排出する、
   ことを特徴とする航空用ガスタービン。
2. 前記冷却通路は、一端が前記燃焼器における圧縮空気の吸入部に開口することを特徴とする請求項１に記載の航空用ガスタービン。
3. 前記排出通路は、前記冷却通路を流通した圧縮空気を前記燃焼ガス通路における静翼の上流側に排出することを特徴とする請求項１または２に記載の航空用ガスタービン。
4. 前記冷却通路は、前記ケーシングの厚肉部にタービンロータの軸芯方向に沿って設けられると共に、周方向に等間隔で複数配置されることを特徴とする請求項１から３のいずれか一つに記載の航空用ガスタービン。
5. 前記冷却通路は、サーペンタイン形状をなすことを特徴とする請求項１から４のいずれか一つに記載の航空用ガスタービン。
6. 前記冷却通路は、前記ケーシングの厚肉部に設けられるキャビティと、圧縮空気を該キャビティに流入する複数の入口通路と、前記キャビティ内の圧縮空気を前記排出通路に流出する複数の出口通路とを有することを特徴とする請求項１から５のいずれか一つに記載の航空用ガスタービン。

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