JP2000064807A - 選択的断熱溶射皮膜を有する弓形ノズルベ―ン - Google Patents
選択的断熱溶射皮膜を有する弓形ノズルベ―ンInfo
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Abstract
(57)【要約】
【課題】ノズルの適当な有効寿命を維持しながら、断熱
溶射皮膜の早期破損をなくすガスタービンを提供する。 【解決手段】タービンノズルは、外側バンドと内側バン
ドとを備え、燃焼ガスを案内するための複数のベーンが
これら外側バンドおよび内側バンド間に延在する。各ベ
ーンは、前縁および後縁ならびに前縁および後縁間に延
在する加圧側面および吸引側面を含む。各ベーンには、
前記後縁に沿って、内側バンドに隣接する燃焼ガスの圧
力を上昇させる作用をなす弓形部が設けられている。各
ベーンにはさらに、断熱溶射皮膜（ＴＢＣ）が前縁およ
び後縁間で吸引側面に沿ってだけ選択的に配置されてい
る。
溶射皮膜の早期破損をなくすガスタービンを提供する。 【解決手段】タービンノズルは、外側バンドと内側バン
ドとを備え、燃焼ガスを案内するための複数のベーンが
これら外側バンドおよび内側バンド間に延在する。各ベ
ーンは、前縁および後縁ならびに前縁および後縁間に延
在する加圧側面および吸引側面を含む。各ベーンには、
前記後縁に沿って、内側バンドに隣接する燃焼ガスの圧
力を上昇させる作用をなす弓形部が設けられている。各
ベーンにはさらに、断熱溶射皮膜（ＴＢＣ）が前縁およ
び後縁間で吸引側面に沿ってだけ選択的に配置されてい
る。
Description
【０００１】
【技術分野】この発明は、ガスタービンエンジンに関
し、特に高圧タービンノズルに関する。
し、特に高圧タービンノズルに関する。
【０００２】
【発明の背景】典型的なターボファン航空機ガスタービ
ンエンジンでは、空気を多段軸流圧縮機で加圧し、燃焼
器で燃料と混合し、点火して、高熱の燃焼ガスを発生す
る。燃焼ガスは下流に高圧（ＨＰ）タービンノズルに流
れ、タービンノズルは燃焼ガスを旋回、加速し、下流の
高圧タービン・ローターブレードで燃焼ガスからエネル
ギーを抽出する。燃焼ガスはつぎに、低圧タービンに流
れ、低圧タービンはファンを駆動するための追加のエネ
ルギーを抽出し、こうしてファンは、飛行中の航空機に
動力を与える推進スラストを生成する。高熱の燃焼ガス
の流路に配置された多数の構成要素は、燃焼ガスにより
加熱されるので、適当な手段で熱から保護する必要があ
る。
ンエンジンでは、空気を多段軸流圧縮機で加圧し、燃焼
器で燃料と混合し、点火して、高熱の燃焼ガスを発生す
る。燃焼ガスは下流に高圧（ＨＰ）タービンノズルに流
れ、タービンノズルは燃焼ガスを旋回、加速し、下流の
高圧タービン・ローターブレードで燃焼ガスからエネル
ギーを抽出する。燃焼ガスはつぎに、低圧タービンに流
れ、低圧タービンはファンを駆動するための追加のエネ
ルギーを抽出し、こうしてファンは、飛行中の航空機に
動力を与える推進スラストを生成する。高熱の燃焼ガス
の流路に配置された多数の構成要素は、燃焼ガスにより
加熱されるので、適当な手段で熱から保護する必要があ
る。
【０００３】たとえば、断熱溶射皮膜（ＴＢＣ＝therma
l barrier coating、遮熱皮膜ともいう）は、種々の公
知の組成を有するセラミック材料であり、種々の構成要
素の上に薄い層として設けて、その熱的保護を行うこと
ができる。ＴＢＣは従来、プラズマ溶射法や物理的蒸着
法を用いて、設層されている。ＴＢＣは、高熱の燃焼ガ
スと特定の構成要素の下地金属との間にバリヤ（障壁）
を形成し、断熱をはかり、構成要素が受ける最高温度を
下げ、エンジン内でのその構成要素の有効寿命を長くす
る。
l barrier coating、遮熱皮膜ともいう）は、種々の公
知の組成を有するセラミック材料であり、種々の構成要
素の上に薄い層として設けて、その熱的保護を行うこと
ができる。ＴＢＣは従来、プラズマ溶射法や物理的蒸着
法を用いて、設層されている。ＴＢＣは、高熱の燃焼ガ
スと特定の構成要素の下地金属との間にバリヤ（障壁）
を形成し、断熱をはかり、構成要素が受ける最高温度を
下げ、エンジン内でのその構成要素の有効寿命を長くす
る。
【０００４】ＴＢＣはセラミック材料であるので、下地
の金属基材と比較して脆く、したがって、その一体性お
よびそれに対応する耐久性は、ほとんど下側の構成要素
の強度と運転実績によって決まってしまう。たとえば、
ＨＰタービン・ノズルベーンは燃焼器から最高温度の燃
焼ガスを受け取るので、それにふさわしい保護が必要で
ある。
の金属基材と比較して脆く、したがって、その一体性お
よびそれに対応する耐久性は、ほとんど下側の構成要素
の強度と運転実績によって決まってしまう。たとえば、
ＨＰタービン・ノズルベーンは燃焼器から最高温度の燃
焼ガスを受け取るので、それにふさわしい保護が必要で
ある。
【０００５】種々の形状のタービンノズルベーンが、Ｔ
ＢＣで保護することで、長年にわたって商業的に成功裡
に利用されている。代表的なノズルベーンは半径方向に
まっすぐで、その後縁に対してねじれて、両ベーン間に
収束チャンネルを画定する。これらのチャンネルは最小
流れ面積のスロートで終端し、これらのチャンネルを通
して燃焼ガスがタービンロータブレードに向かって旋回
され、加速される。
ＢＣで保護することで、長年にわたって商業的に成功裡
に利用されている。代表的なノズルベーンは半径方向に
まっすぐで、その後縁に対してねじれて、両ベーン間に
収束チャンネルを画定する。これらのチャンネルは最小
流れ面積のスロートで終端し、これらのチャンネルを通
して燃焼ガスがタービンロータブレードに向かって旋回
され、加速される。
【０００６】従来技術では、ＴＢＣは、ベーンのスロー
トを除いて、ベーンの吸引側および加圧側両方に設層す
ることができる。ノズルスロート面積は、タービンの、
したがってエンジン全体の運転効率を左右する重要な設
計パラメータである。エンジン効率を最適なものとする
には、個々のベーンスロート面積およびそれらを合わせ
た全スロート面積を適当な狭い許容範囲内に維持する必
要がある。通常、ＴＢＣはその厚さを±数ミルの公差で
設層するので、この公差のばらつきは、ノズルスロート
面積を一定に維持する上では許容できない。したがっ
て、ＴＢＣは、ベーンスロートの片方の境界を形成する
前縁近くではベーンの吸引側に設けない。なお、ベーン
スロートの他方の境界は、次隣のノズルベーンの後縁に
沿って加圧側で画定される。
トを除いて、ベーンの吸引側および加圧側両方に設層す
ることができる。ノズルスロート面積は、タービンの、
したがってエンジン全体の運転効率を左右する重要な設
計パラメータである。エンジン効率を最適なものとする
には、個々のベーンスロート面積およびそれらを合わせ
た全スロート面積を適当な狭い許容範囲内に維持する必
要がある。通常、ＴＢＣはその厚さを±数ミルの公差で
設層するので、この公差のばらつきは、ノズルスロート
面積を一定に維持する上では許容できない。したがっ
て、ＴＢＣは、ベーンスロートの片方の境界を形成する
前縁近くではベーンの吸引側に設けない。なお、ベーン
スロートの他方の境界は、次隣のノズルベーンの後縁に
沿って加圧側で画定される。
【０００７】近年米国で商業的な成功を収めている発展
形態では、３Ｄノズルベーンの後縁をまっすぐではな
く、反らせて（弓形にして）、ベーンを支持する内側バ
ンド近くのベーン根元での燃焼ガスの総合圧力および運
動量を増加させている。３Ｄベーンは内側バンドおよび
外側バンド間で前縁のまわりにねじれ、また後縁に沿っ
て曲がって、弓形部を画定する。タービンおよびエンジ
ンの総合効率を改善するために、内側バンド近くのガス
流れ運動量を増加するよう弓形部の特定の曲率と広がり
を規定するのに、三次元コンピュータ解析ソフトウェア
を使用することができる。
形態では、３Ｄノズルベーンの後縁をまっすぐではな
く、反らせて（弓形にして）、ベーンを支持する内側バ
ンド近くのベーン根元での燃焼ガスの総合圧力および運
動量を増加させている。３Ｄベーンは内側バンドおよび
外側バンド間で前縁のまわりにねじれ、また後縁に沿っ
て曲がって、弓形部を画定する。タービンおよびエンジ
ンの総合効率を改善するために、内側バンド近くのガス
流れ運動量を増加するよう弓形部の特定の曲率と広がり
を規定するのに、三次元コンピュータ解析ソフトウェア
を使用することができる。
【０００８】３Ｄ弓形ベーンを燃焼ガスの高温から保護
するために、ベーンには、ベーンスロートを除いて、そ
の加圧側面および吸引側面両側にＴＢＣの全面被覆を設
けている。弓形ノズルベーンにＴＢＣを設けることは、
直線的なベーンの場合より重要である。ベーンの表面に
通常起こる温度差がそれに応じた熱応力や変形をもたら
すからである。たとえば、弓形後縁は、その非直線的形
状のため曲げ荷重を受け、またしたがって、その曲面に
変形（ゆがみ）を受ける。後縁はベーンスロートの片方
の境界を画定しているので、その境界における変動はス
ロート面積を変化させ、これによりタービンおよびエン
ジンの効率を低下させるおそれがある。
するために、ベーンには、ベーンスロートを除いて、そ
の加圧側面および吸引側面両側にＴＢＣの全面被覆を設
けている。弓形ノズルベーンにＴＢＣを設けることは、
直線的なベーンの場合より重要である。ベーンの表面に
通常起こる温度差がそれに応じた熱応力や変形をもたら
すからである。たとえば、弓形後縁は、その非直線的形
状のため曲げ荷重を受け、またしたがって、その曲面に
変形（ゆがみ）を受ける。後縁はベーンスロートの片方
の境界を画定しているので、その境界における変動はス
ロート面積を変化させ、これによりタービンおよびエン
ジンの効率を低下させるおそれがある。
【０００９】スロート面積の変化は、また、タービンノ
ズルを経ての全圧力降下を変動させ、それに応じて、圧
縮機およびタービンロータ間の荷重差に反作用するスラ
スト軸受の荷重を増加する。ＴＢＣを全面被覆した３Ｄ
弓形タービンノズルの数年間の商業的な使用実績から、
ベーンの前縁に沿っての早期剥落などのＴＢＣの破損が
確認された。
ズルを経ての全圧力降下を変動させ、それに応じて、圧
縮機およびタービンロータ間の荷重差に反作用するスラ
スト軸受の荷重を増加する。ＴＢＣを全面被覆した３Ｄ
弓形タービンノズルの数年間の商業的な使用実績から、
ベーンの前縁に沿っての早期剥落などのＴＢＣの破損が
確認された。
【００１０】したがって、ノズルおよびエンジンの空気
力学的性能や効率を損なうことなく、またタービンノズ
ルの適当な有効寿命を維持しながら、３Ｄ弓形ノズルベ
ーンにおけるＴＢＣの早期破損をなくすことが望まれて
いる。
力学的性能や効率を損なうことなく、またタービンノズ
ルの適当な有効寿命を維持しながら、３Ｄ弓形ノズルベ
ーンにおけるＴＢＣの早期破損をなくすことが望まれて
いる。
【００１１】
【発明の概要】本発明のタービンノズルは、外側バンド
と内側バンドとを備え、燃焼ガスを案内するための複数
のベーンがこれら外側バンドおよび内側バンド間に延在
する。各ベーンは、前縁および後縁を含み、また前縁お
よび後縁間に延在する加圧側面および吸引側面を含む。
各ベーンには、前記後縁に沿って、内側バンドに隣接す
る燃焼ガスの圧力を上昇させる作用をなす弓形部（bo
w）が設けられている。各ベーンにはさらに、断熱溶射
皮膜（ＴＢＣ）が前縁および後縁間で吸引側面に沿って
だけ選択的に配置されている。
と内側バンドとを備え、燃焼ガスを案内するための複数
のベーンがこれら外側バンドおよび内側バンド間に延在
する。各ベーンは、前縁および後縁を含み、また前縁お
よび後縁間に延在する加圧側面および吸引側面を含む。
各ベーンには、前記後縁に沿って、内側バンドに隣接す
る燃焼ガスの圧力を上昇させる作用をなす弓形部（bo
w）が設けられている。各ベーンにはさらに、断熱溶射
皮膜（ＴＢＣ）が前縁および後縁間で吸引側面に沿って
だけ選択的に配置されている。
【００１２】
【発明の実施の形態】本発明の構成、目的、効果を明ら
かにするために、以下に図面を参照しながら、本発明の
具体的なかつ好適な実施態様を詳細に説明する。図１
は、航空機ターボファン・ガスタービンエンジン１０の
一部の軸線方向断面図である。このエンジン１０は、長
さ方向または軸線方向中心軸線１２のまわりに軸対称で
ある。エンジンは、飛行中の航空機に動力を供給する推
進スラストを生成するファン（図示せず）を含む。
かにするために、以下に図面を参照しながら、本発明の
具体的なかつ好適な実施態様を詳細に説明する。図１
は、航空機ターボファン・ガスタービンエンジン１０の
一部の軸線方向断面図である。このエンジン１０は、長
さ方向または軸線方向中心軸線１２のまわりに軸対称で
ある。エンジンは、飛行中の航空機に動力を供給する推
進スラストを生成するファン（図示せず）を含む。
【００１３】ファンの下流には、空気１６を加圧するた
めの多段軸流圧縮機１４が配置されている。圧縮空気を
環状燃焼器１８（一部のみ図示）に送り、ここで燃料と
混合し、点火して、高熱の燃焼ガス２０を発生する。燃
焼ガスはここから下流に流れる。燃焼器１８は環状ケー
シング２２の内側に装着されている。燃焼器からすぐ下
流には、本発明の実施例による高圧（ＨＰ）タービンノ
ズル２４が配置されている。燃焼ガスはノズル２４を通
って下流に、支持ロータディスクから半径方向外向きに
延在する１列のＨＰタービンロータブレード２６に流れ
る。ロータディスクは圧縮機１４に連結されている。運
転中、タービンブレード２６は燃焼ガス２０からエネル
ギーを抽出し、圧縮機を駆動する。
めの多段軸流圧縮機１４が配置されている。圧縮空気を
環状燃焼器１８（一部のみ図示）に送り、ここで燃料と
混合し、点火して、高熱の燃焼ガス２０を発生する。燃
焼ガスはここから下流に流れる。燃焼器１８は環状ケー
シング２２の内側に装着されている。燃焼器からすぐ下
流には、本発明の実施例による高圧（ＨＰ）タービンノ
ズル２４が配置されている。燃焼ガスはノズル２４を通
って下流に、支持ロータディスクから半径方向外向きに
延在する１列のＨＰタービンロータブレード２６に流れ
る。ロータディスクは圧縮機１４に連結されている。運
転中、タービンブレード２６は燃焼ガス２０からエネル
ギーを抽出し、圧縮機を駆動する。
【００１４】図１に示すタービンノズル２４は、複数の
構成要素の環状アセンブリであり、エンジンの中心軸線
１２のまわりに軸対称である。ノズルは、環状の半径方
向外側のバンド２８を有し、外側バンド２８は通常、円
周方向に隣接する複数の円弧状セグメントから形成され
ている。さらに、ノズルは、同様に複数の円弧状セグメ
ントから形成された、環状の半径方向内側のバンド３０
も有する。複数の中空ベーン３２が外側バンド２８と内
側バンド３０との間に半径（放射）方向に延在し、これ
らバンドに、通常は共通の鋳造品として固着されてい
る。
構成要素の環状アセンブリであり、エンジンの中心軸線
１２のまわりに軸対称である。ノズルは、環状の半径方
向外側のバンド２８を有し、外側バンド２８は通常、円
周方向に隣接する複数の円弧状セグメントから形成され
ている。さらに、ノズルは、同様に複数の円弧状セグメ
ントから形成された、環状の半径方向内側のバンド３０
も有する。複数の中空ベーン３２が外側バンド２８と内
側バンド３０との間に半径（放射）方向に延在し、これ
らバンドに、通常は共通の鋳造品として固着されてい
る。
【００１５】図２に示すように、各ノズルセグメント
は、２つの円周方向に離間したベーン３２を含むことが
できる。隣接するノズルセグメントを順次適当に封止
し、完全な１列のノズルベーンを形成する。１列のノズ
ルベーンは、燃焼ガスを１列のロータブレード２６に向
かって旋回させるとともに加速する形状となっており、
ロータブレード２６は燃焼ガスからエネルギーを抽出す
る。
は、２つの円周方向に離間したベーン３２を含むことが
できる。隣接するノズルセグメントを順次適当に封止
し、完全な１列のノズルベーンを形成する。１列のノズ
ルベーンは、燃焼ガスを１列のロータブレード２６に向
かって旋回させるとともに加速する形状となっており、
ロータブレード２６は燃焼ガスからエネルギーを抽出す
る。
【００１６】ここで図２および図３を参照すると、各ベ
ーン３２は、軸線方向に離間した前縁３４および後縁３
６、ならびに軸線方向にだいたい凹な加圧側面３８およ
びこれとは円周方向に反対側の、だいたい凸な吸引側面
４０を含み、加圧側面３８および吸引側面４０はともに
前縁３４および後縁３６間に軸線方向に延在する。各ベ
ーン３２は、内側バンド３０に固着された根元またはハ
ブ４２と、そしてその半径方向反対側に外側バンド２８
に固着された頂部４４とを有する。
ーン３２は、軸線方向に離間した前縁３４および後縁３
６、ならびに軸線方向にだいたい凹な加圧側面３８およ
びこれとは円周方向に反対側の、だいたい凸な吸引側面
４０を含み、加圧側面３８および吸引側面４０はともに
前縁３４および後縁３６間に軸線方向に延在する。各ベ
ーン３２は、内側バンド３０に固着された根元またはハ
ブ４２と、そしてその半径方向反対側に外側バンド２８
に固着された頂部４４とを有する。
【００１７】図３および図４に詳細に示すように、各ベ
ーン３２は湾曲部（ベンド）または弓形部４６も含む。
弓形部４６は後縁３６に沿ってもっともはっきりと現
れ、ベーンの根元４２で、内側バンド３０に隣接する燃
焼ガス２０の全圧力を増加する作用をなす。代表的なノ
ズルベーンは、特に後縁に沿って、まっすぐであり、そ
の半径方向スパンセクションは、隣接するベーン間で燃
焼ガスを旋回、加速するための二次元（２Ｄ）曲面を有
する。こうして得られる燃焼ガス流れ場は、したがっ
て、各スパンセクションで二次元においてのみ制御され
る。
ーン３２は湾曲部（ベンド）または弓形部４６も含む。
弓形部４６は後縁３６に沿ってもっともはっきりと現
れ、ベーンの根元４２で、内側バンド３０に隣接する燃
焼ガス２０の全圧力を増加する作用をなす。代表的なノ
ズルベーンは、特に後縁に沿って、まっすぐであり、そ
の半径方向スパンセクションは、隣接するベーン間で燃
焼ガスを旋回、加速するための二次元（２Ｄ）曲面を有
する。こうして得られる燃焼ガス流れ場は、したがっ
て、各スパンセクションで二次元においてのみ制御され
る。
【００１８】ベーン３２に弓形部４６を導入することに
より、ガス流れ場に第３の制御次元が加えられ、これに
よりタービンの空気力学的効率が大幅に向上し、したが
って、エンジン全体の効率が向上する。しかし、弓形ベ
ーンはまっすぐではないので、ベーンの熱的性能の複雑
さがいちじるしく増大する。燃焼ガスは高熱であるの
で、作動中のベーンの熱的動き（膨張、収縮を含む）
が、ベーンの幾何形状を変化させ、熱により発生する応
力やひずみの原因となる。各ベーンの加圧側および吸引
側での温度分布は、作動中に大きく変動し、熱勾配を導
入し、またそれから熱により発生する応力やひずみを生
じる。
より、ガス流れ場に第３の制御次元が加えられ、これに
よりタービンの空気力学的効率が大幅に向上し、したが
って、エンジン全体の効率が向上する。しかし、弓形ベ
ーンはまっすぐではないので、ベーンの熱的性能の複雑
さがいちじるしく増大する。燃焼ガスは高熱であるの
で、作動中のベーンの熱的動き（膨張、収縮を含む）
が、ベーンの幾何形状を変化させ、熱により発生する応
力やひずみの原因となる。各ベーンの加圧側および吸引
側での温度分布は、作動中に大きく変動し、熱勾配を導
入し、またそれから熱により発生する応力やひずみを生
じる。
【００１９】このタイプの弓形タービンノズルベーン
は、米国において過去数年にわたって、民生利用におい
て、限られてはいるが、成功を収めている。このような
ベーンには、ベーンスロートの吸引側境界を除いて、そ
の加圧側および吸引側全域を覆う断熱溶射皮膜（ＴＢ
Ｃ）を設けている。しかし、実際の航空機エンジン環境
で使用してみたところ、ベーンの前縁領域でＴＢＣの剥
落が起こった。このＴＢＣ剥離は、ＨＰノズルの耐久性
を低下し、したがってその有効使用寿命を限定するの
で、問題である。
は、米国において過去数年にわたって、民生利用におい
て、限られてはいるが、成功を収めている。このような
ベーンには、ベーンスロートの吸引側境界を除いて、そ
の加圧側および吸引側全域を覆う断熱溶射皮膜（ＴＢ
Ｃ）を設けている。しかし、実際の航空機エンジン環境
で使用してみたところ、ベーンの前縁領域でＴＢＣの剥
落が起こった。このＴＢＣ剥離は、ＨＰノズルの耐久性
を低下し、したがってその有効使用寿命を限定するの
で、問題である。
【００２０】したがって、この発明は、前記前縁および
後縁間で前記吸引側面４０に沿ってだけ選択的に配置さ
れた断熱溶射皮膜（ＴＢＣ）４８を設けることにより、
上記剥落問題を軽減または排除する改良策を提供する。
図４に示すように、ベーン３２の隣接するものが円周方
向に離間されて最小流れ面積のスロート５０を画定し、
かくして燃焼ガスが隣接するベーン間を通過する。各ス
ロート５０は、後縁３６で加圧側面３８に沿って延在す
る第１または加圧境界５２を有し、またそれとは円周方
向反対側に、つぎの隣接ベーンの前縁３４に隣接して、
吸引側面４８に沿って延在する第２または吸引境界５４
を有する。
後縁間で前記吸引側面４０に沿ってだけ選択的に配置さ
れた断熱溶射皮膜（ＴＢＣ）４８を設けることにより、
上記剥落問題を軽減または排除する改良策を提供する。
図４に示すように、ベーン３２の隣接するものが円周方
向に離間されて最小流れ面積のスロート５０を画定し、
かくして燃焼ガスが隣接するベーン間を通過する。各ス
ロート５０は、後縁３６で加圧側面３８に沿って延在す
る第１または加圧境界５２を有し、またそれとは円周方
向反対側に、つぎの隣接ベーンの前縁３４に隣接して、
吸引側面４８に沿って延在する第２または吸引境界５４
を有する。
【００２１】したがって、各１対の隣接するベーン３２
間のスロート５０は、一つのベーンの後縁３６および隣
接するつぎのベーン上の、その前縁より後方の対応する
領域において、両ベーン間の最小距離として画定され
る。ベーンスロート５０は、隣接するベーン間の収束チ
ャンネルの後端を画定し、ここを通して、通常通り、燃
焼ガス２０を加速し、ロータブレード２６に向けて円周
方向に旋回させる。
間のスロート５０は、一つのベーンの後縁３６および隣
接するつぎのベーン上の、その前縁より後方の対応する
領域において、両ベーン間の最小距離として画定され
る。ベーンスロート５０は、隣接するベーン間の収束チ
ャンネルの後端を画定し、ここを通して、通常通り、燃
焼ガス２０を加速し、ロータブレード２６に向けて円周
方向に旋回させる。
【００２２】この発明によれば、スロートの第１境界５
２および第２境界５４はともに、断熱溶射皮膜（ＴＢ
Ｃ）で被覆されていない。図４に示すように、ベーンの
加圧側３８からＴＢＣを取り除くことにより、スロート
５０の両境界は、ベーンの母材金属外面により画定され
ることになり、そして所定の設計の場合、スロート５０
の流れ面積にわずかな増加がもたらされ、このような流
れ面積の増加には、上流の圧縮機１４の失速余裕を増加
するという追加の利点がある。
２および第２境界５４はともに、断熱溶射皮膜（ＴＢ
Ｃ）で被覆されていない。図４に示すように、ベーンの
加圧側３８からＴＢＣを取り除くことにより、スロート
５０の両境界は、ベーンの母材金属外面により画定され
ることになり、そして所定の設計の場合、スロート５０
の流れ面積にわずかな増加がもたらされ、このような流
れ面積の増加には、上流の圧縮機１４の失速余裕を増加
するという追加の利点がある。
【００２３】しかし、弓形ベーン３２は三次元（３Ｄ）
的複雑さが増加するので、ベーンにおける受け入れがた
い熱的勾配、そしてそれに由来する対応する応力、ひず
みおよび変形を防止するために、有効な冷却が必要とな
る。具体的には、図４に示すベーン３２は中空であり、
そしてその内部に、図１に線図的に示すように、圧縮機
１４から抽出した加圧空気１６の冷却空気部分を案内す
るための１個以上のインピンジメントバッフル５６を含
む。インピンジメントバッフル５６は、その形状および
作用が従来通りのもので、インピンジメント穴が所定の
パターンで配置され、これらの穴を通して冷却空気１６
をバッフル５６からベーンの内側に衝突するように案内
し、加圧側面および吸引側面両方を内側からインピンジ
メント冷却する。インピンジメントバッフル５６はベー
ンの前縁領域および翼弦中間領域での有効な冷却を行
う。この後、使用済みのインピンジメント空気は、通常
通り、ベーンから、１列の通常の後縁排出穴５８を通し
て、後方へ排出される。
的複雑さが増加するので、ベーンにおける受け入れがた
い熱的勾配、そしてそれに由来する対応する応力、ひず
みおよび変形を防止するために、有効な冷却が必要とな
る。具体的には、図４に示すベーン３２は中空であり、
そしてその内部に、図１に線図的に示すように、圧縮機
１４から抽出した加圧空気１６の冷却空気部分を案内す
るための１個以上のインピンジメントバッフル５６を含
む。インピンジメントバッフル５６は、その形状および
作用が従来通りのもので、インピンジメント穴が所定の
パターンで配置され、これらの穴を通して冷却空気１６
をバッフル５６からベーンの内側に衝突するように案内
し、加圧側面および吸引側面両方を内側からインピンジ
メント冷却する。インピンジメントバッフル５６はベー
ンの前縁領域および翼弦中間領域での有効な冷却を行
う。この後、使用済みのインピンジメント空気は、通常
通り、ベーンから、１列の通常の後縁排出穴５８を通し
て、後方へ排出される。
【００２４】使用済みのインピンジメント空気の一部
は、ベーンの加圧側面および吸引側面両方に配置された
複数列の通常のフィルム冷却穴（図示せず）を通しても
排出され、商用３Ｄ弓形ベーンにも見られるように、追
加のベーン冷却を行う。図４に示すＴＢＣ４８は、少な
くともベーン弓形部４６に隣接する位置で、加圧側面と
吸引側面との間の熱的な移動（すなわち膨張および収
縮）の差を軽減するか、最小限に抑えるように、吸引側
面４０に沿って厚さが選択的に調整されている。
は、ベーンの加圧側面および吸引側面両方に配置された
複数列の通常のフィルム冷却穴（図示せず）を通しても
排出され、商用３Ｄ弓形ベーンにも見られるように、追
加のベーン冷却を行う。図４に示すＴＢＣ４８は、少な
くともベーン弓形部４６に隣接する位置で、加圧側面と
吸引側面との間の熱的な移動（すなわち膨張および収
縮）の差を軽減するか、最小限に抑えるように、吸引側
面４０に沿って厚さが選択的に調整されている。
【００２５】具体的には、選択的に配置されたＴＢＣ
は、ベーンの内部インピンジメント冷却と協同して、ベ
ーン吸引側面内部温度および温度分布を制御し、ベーン
弓形部４６の熱的に誘引される応力、ひずみおよび変形
を低減するか最小限に抑える。吸引側ＴＢＣ４８はベー
ン吸引側面の加熱を限定し、したがって、その熱膨張を
抑制し、こうして吸引側面の熱膨張を未被覆加圧側面３
８の熱膨張とだいたい合致させ、後縁３８に沿っての熱
的に誘引されるひずみおよび変形（そのままではスロー
ト５０の流れ面積に悪影響を及ぼす）を最小限に抑え
る。正確なスロート面積を維持することにより、ノズル
の空気力学的性能を最高にし、これに応じて、過剰なス
ラスト軸受荷重を防止する。
は、ベーンの内部インピンジメント冷却と協同して、ベ
ーン吸引側面内部温度および温度分布を制御し、ベーン
弓形部４６の熱的に誘引される応力、ひずみおよび変形
を低減するか最小限に抑える。吸引側ＴＢＣ４８はベー
ン吸引側面の加熱を限定し、したがって、その熱膨張を
抑制し、こうして吸引側面の熱膨張を未被覆加圧側面３
８の熱膨張とだいたい合致させ、後縁３８に沿っての熱
的に誘引されるひずみおよび変形（そのままではスロー
ト５０の流れ面積に悪影響を及ぼす）を最小限に抑え
る。正確なスロート面積を維持することにより、ノズル
の空気力学的性能を最高にし、これに応じて、過剰なス
ラスト軸受荷重を防止する。
【００２６】吸引側ＴＢＣは下地の母材金属の温度をそ
の最高限度以下に維持し、母材金属の熱的勾配を小さく
し、長期使用中に吸引側面の早期割れを防止する。そし
て、ベーンの前縁領域におけるＴＢＣを除くことによ
り、当然ながら、ＴＢＣの剥落もなくなる。図４に示す
ように、ベーン弓形部４６は、外側バンドと内側バンド
との間で加圧側面３８に沿って半径方向に凸であり、そ
してこれに応じて、ＴＢＣ４８の設けられた吸引側面４
０に沿って半径方向に凹である。したがって、加圧側面
３８が軸線方向にだいたい凹であり、その側で弓形部４
６が半径方向に凸であり、吸引側面４０が軸線方向にだ
いたい凸であり、そして弓形部４６の対応する側が半径
方向に凹であるので、ベーンは複合曲率を有する。
の最高限度以下に維持し、母材金属の熱的勾配を小さく
し、長期使用中に吸引側面の早期割れを防止する。そし
て、ベーンの前縁領域におけるＴＢＣを除くことによ
り、当然ながら、ＴＢＣの剥落もなくなる。図４に示す
ように、ベーン弓形部４６は、外側バンドと内側バンド
との間で加圧側面３８に沿って半径方向に凸であり、そ
してこれに応じて、ＴＢＣ４８の設けられた吸引側面４
０に沿って半径方向に凹である。したがって、加圧側面
３８が軸線方向にだいたい凹であり、その側で弓形部４
６が半径方向に凸であり、吸引側面４０が軸線方向にだ
いたい凸であり、そして弓形部４６の対応する側が半径
方向に凹であるので、ベーンは複合曲率を有する。
【００２７】ベーン弓形部４６は、後縁３６に最大半径
方向曲率を有し、曲率が前縁３４に向かって減少し、そ
して翼弦中間領域近くでベーンの半径方向直線部分に滑
らかに融合するのが好ましい。ＴＢＣ４８の厚さが後縁
３６から前縁３４近くのスロート第２境界５４に向かっ
て減少するのが好ましい。たとえば、ＴＢＣ４８は、公
称最大厚さが約７ミル（０．１８ｍｍ）であり、この厚
さが、後縁から上流方向に後部インピンジメントバッフ
ルの位置までほぼ一定のままであり、ついでスロート第
２境界５４に向かって厚さが減少する移行部を有し、第
２境界５４で完全にゼロになる。この形状は、ベーン弓
形部４６の大部分にわたってベーンの熱保護を最大限に
発揮する。このようにして、ＴＢＣは各ベーンの吸引側
面を主としてベーン弓形部４６の全域にわたって保護す
る。
方向曲率を有し、曲率が前縁３４に向かって減少し、そ
して翼弦中間領域近くでベーンの半径方向直線部分に滑
らかに融合するのが好ましい。ＴＢＣ４８の厚さが後縁
３６から前縁３４近くのスロート第２境界５４に向かっ
て減少するのが好ましい。たとえば、ＴＢＣ４８は、公
称最大厚さが約７ミル（０．１８ｍｍ）であり、この厚
さが、後縁から上流方向に後部インピンジメントバッフ
ルの位置までほぼ一定のままであり、ついでスロート第
２境界５４に向かって厚さが減少する移行部を有し、第
２境界５４で完全にゼロになる。この形状は、ベーン弓
形部４６の大部分にわたってベーンの熱保護を最大限に
発揮する。このようにして、ＴＢＣは各ベーンの吸引側
面を主としてベーン弓形部４６の全域にわたって保護す
る。
【００２８】従来の３Ｄベーン上には、断熱溶射皮膜が
加圧側面には公称厚さ５ミル（０．１２５ｍｍ）に、そ
して吸引側面には公称厚さ１０ミル（０．２５ｍｍ）に
設けられていたので、好ましくは吸引側面の公称厚さを
１０ミルから７ミルに減少させることにより、加圧側面
３８のＴＢＣの除去ができ、加圧側面と吸引側面の間の
熱バランスを維持する。このことは、変形が熱的に誘引
される傾向が強い弓形ベーンにとって、特に重要であ
る。
加圧側面には公称厚さ５ミル（０．１２５ｍｍ）に、そ
して吸引側面には公称厚さ１０ミル（０．２５ｍｍ）に
設けられていたので、好ましくは吸引側面の公称厚さを
１０ミルから７ミルに減少させることにより、加圧側面
３８のＴＢＣの除去ができ、加圧側面と吸引側面の間の
熱バランスを維持する。このことは、変形が熱的に誘引
される傾向が強い弓形ベーンにとって、特に重要であ
る。
【００２９】さらに具体的には、図３および図４は、ベ
ーン弓形部４６が外側バンド２８より内側バンド３０の
近くに位置することを示している。図４に明示するよう
に、各ベーン３２は前縁３４のまわりに内側バンド３０
から外側バンド２８までねじれ（ツイストし）て、部分
的にベーン弓形部４６を画定する。また、各ベーン３２
は、後縁３６に沿って接線方向または円周方向に曲が
り、やはり部分的にベーン弓形部４６を画定するのが好
ましい。ベーン３２の複合されたねじれと曲がりは、個
々の弓形部４６を画定するのに十分である。
ーン弓形部４６が外側バンド２８より内側バンド３０の
近くに位置することを示している。図４に明示するよう
に、各ベーン３２は前縁３４のまわりに内側バンド３０
から外側バンド２８までねじれ（ツイストし）て、部分
的にベーン弓形部４６を画定する。また、各ベーン３２
は、後縁３６に沿って接線方向または円周方向に曲が
り、やはり部分的にベーン弓形部４６を画定するのが好
ましい。ベーン３２の複合されたねじれと曲がりは、個
々の弓形部４６を画定するのに十分である。
【００３０】特に、各ベーン３２は、通常通りに、根元
４２から先端４４まで複数の半径方向またはスパンセク
ションにより画定することができる。隣接するスパンセ
クションを前縁３４のまわりにベーンの根元から先端ま
でねじり、また後縁３６をセクション毎に曲げることに
より、ベーン弓形部４６を画定することができる。所定
のエンジン用途にふさわしい個別ベーンの特定形状を設
計し、その空気力学的性能を三次元的に解析するのに、
通常の有限要素法解析ソフトウェアを使用することがで
きる。このようにして、ベーン弓形部４６の細部形状を
定め、内側バンド３０に隣接する燃焼ガス２０の運動量
を増加し、かくして３Ｄ空気力学的ベーンを実現し、高
圧タービンおよびエンジンの空気力学的効率の大幅な増
加を達成する。
４２から先端４４まで複数の半径方向またはスパンセク
ションにより画定することができる。隣接するスパンセ
クションを前縁３４のまわりにベーンの根元から先端ま
でねじり、また後縁３６をセクション毎に曲げることに
より、ベーン弓形部４６を画定することができる。所定
のエンジン用途にふさわしい個別ベーンの特定形状を設
計し、その空気力学的性能を三次元的に解析するのに、
通常の有限要素法解析ソフトウェアを使用することがで
きる。このようにして、ベーン弓形部４６の細部形状を
定め、内側バンド３０に隣接する燃焼ガス２０の運動量
を増加し、かくして３Ｄ空気力学的ベーンを実現し、高
圧タービンおよびエンジンの空気力学的効率の大幅な増
加を達成する。
【００３１】本発明の３Ｄ弓形ノズルベーン３２を、ベ
ーン弓形部のない、後縁がほぼまっすぐな従来の２Ｄノ
ズルベーンと比較すると、両者間には空気力学的性能に
大きな差がある。代表的な２Ｄ直線ノズルベーンは、そ
の後縁に沿ってだいたいまっすぐであり、後縁のまわり
にねじられてベーン間に個別の収束チャンネルを画定す
る。所定のエンジン設計の場合、所定の流量の燃焼ガス
がタービンノズルを通過する。３Ｄ弓形ベーン３２は、
通常の２Ｄベーンと比較して、ベーン根元４２近くにい
ちじるしく高い総圧力を与え、その結果、この領域にお
けるガス流れ運動量の大幅な増加が得られる。これに応
じて、３Ｄベーンでは、その後縁に沿って排出される燃
焼ガス２０の旋回（スワール）角度が、２Ｄベーンから
の大きな旋回角度と比較して、いちじるしく減少する。
ーン弓形部のない、後縁がほぼまっすぐな従来の２Ｄノ
ズルベーンと比較すると、両者間には空気力学的性能に
大きな差がある。代表的な２Ｄ直線ノズルベーンは、そ
の後縁に沿ってだいたいまっすぐであり、後縁のまわり
にねじられてベーン間に個別の収束チャンネルを画定す
る。所定のエンジン設計の場合、所定の流量の燃焼ガス
がタービンノズルを通過する。３Ｄ弓形ベーン３２は、
通常の２Ｄベーンと比較して、ベーン根元４２近くにい
ちじるしく高い総圧力を与え、その結果、この領域にお
けるガス流れ運動量の大幅な増加が得られる。これに応
じて、３Ｄベーンでは、その後縁に沿って排出される燃
焼ガス２０の旋回（スワール）角度が、２Ｄベーンから
の大きな旋回角度と比較して、いちじるしく減少する。
【００３２】さらに、２Ｄベーンの下流でのブレード根
元におけるガス流の流線は、非平面的で、互いにねじれ
合う。これに対して、３Ｄベーンは、ベーン弓形部４６
の追加の半径方向効果（２Ｄ設計では得られない）によ
り、ブレード根元近くに平面的なガス流の流線を生成す
る。このような構造および性能の違いの結果として、３
Ｄベーンは、タービンノズルおよびエンジンの空気力学
的効率の大きな向上を実現する。３Ｄベーンの吸引側に
のみＴＢＣ４８を選択的に設けることにより、３Ｄベー
ンの優れた空気力学的性能を維持し、圧縮機の失速余裕
を増大し、前縁での剥落問題をなくし、そしてノズルベ
ーンの耐久性を高め、またそれに応じて低サイクル疲労
寿命を長くする。
元におけるガス流の流線は、非平面的で、互いにねじれ
合う。これに対して、３Ｄベーンは、ベーン弓形部４６
の追加の半径方向効果（２Ｄ設計では得られない）によ
り、ブレード根元近くに平面的なガス流の流線を生成す
る。このような構造および性能の違いの結果として、３
Ｄベーンは、タービンノズルおよびエンジンの空気力学
的効率の大きな向上を実現する。３Ｄベーンの吸引側に
のみＴＢＣ４８を選択的に設けることにより、３Ｄベー
ンの優れた空気力学的性能を維持し、圧縮機の失速余裕
を増大し、前縁での剥落問題をなくし、そしてノズルベ
ーンの耐久性を高め、またそれに応じて低サイクル疲労
寿命を長くする。
【００３３】以上、本発明の具体的なかつ好適な実施態
様と考えられる態様を説明したが、当業者には、上記教
示内容から本発明の他の変更例が明らかであろう。この
ような変更例もすべて本発明の要旨の範囲内に包含され
る。
様と考えられる態様を説明したが、当業者には、上記教
示内容から本発明の他の変更例が明らかであろう。この
ような変更例もすべて本発明の要旨の範囲内に包含され
る。
【図１】本発明の１実施例による高圧タービンノズルが
燃焼器の下流かつ１列のタービンロータブレードの上流
に配置された、ターボファン航空機ガスタービンエンジ
ンの一部の軸線方向断面図である。
燃焼器の下流かつ１列のタービンロータブレードの上流
に配置された、ターボファン航空機ガスタービンエンジ
ンの一部の軸線方向断面図である。
【図２】図１に示したＨＰノズルの２ベーンセグメント
の斜視図であり、ベーン上に選択的に設層したＴＢＣを
示す。
の斜視図であり、ベーン上に選択的に設層したＴＢＣを
示す。
【図３】図２の３−３線方向に見たノズルセグメントの
斜視図である。
斜視図である。
【図４】図２の４−４線方向に上から見たノズルセグメ
ントの断面図である。
ントの断面図である。
【符号の説明】
２０ 燃焼ガス
２４ ノズル
２８ 外側バンド
３０ 内側バンド
３２ ベーン
３４ 前縁
３６ 後縁
３８ 加圧側面
４０ 吸引側面
４２ 根元
４６ 弓形部
４８ ＴＢＣ
５０ スロート
５２ 第１境界
５４ 第２境界
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 ジョン・ピーター・ヘイウォード
アメリカ合衆国、オハイオ州、ラブラン
ド、ウッドレイク・コート、3373番
(72)発明者 ジョン・ハワード・スタークウェザー
アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ
ィ、サヴェリン・ドライブ、5945番
(72)発明者 スコット・エム・カーソン
アメリカ合衆国、オハイオ州、シャロンヴ
ィル、プレインフィールド・ロード、
10733番
Claims (10)
- 【請求項１】 燃焼ガスをタービンロータブレードに案
内するタービンノズルにおいて、 外側バンドと、内側バンドと、前記外側バンドおよび内
側バンド間に延在する複数のベーンとを備え、 各ベーンは前縁および後縁ならびに前縁および後縁間に
延在する加圧側面および吸引側面を含み、各ベーンに
は、前記後縁に沿って、前記内側バンドに隣接する前記
燃焼ガスの圧力を上昇させる作用をなす弓形部が設けら
れ、 各ベーンにはさらに、断熱溶射皮膜が前記前縁および後
縁間で前記吸引側面に沿ってだけ選択的に配置された、
タービンノズル。 - 【請求項２】 隣接するベーンが円周方向に離間されて
両者間に最小流れ面積のスロートを画定し、このスロー
トは一つのベーンの後縁に加圧側面に沿って第１境界を
有し、またその隣のベーンの前縁に隣接して吸引側面に
沿って第２境界を有し、 前記スロートの第１境界および第２境界には前記断熱溶
射皮膜が設けられていない、請求項１に記載のノズル。 - 【請求項３】 前記ベーンは中空であり、内部にインピ
ンジメントバッフルを含み、前記インピンジメントバッ
フルは、冷却空気を前記ベーン内側に衝突するように案
内してベーンの加圧側面および吸引側面両方をインピン
ジメント冷却し、 前記断熱溶射皮膜は、その厚さが前記吸引側面に沿っ
て、前記ベーン弓形部近くでの前記加圧側面および吸引
側面間の熱的動きの差を小さくするように、調節されて
いる、請求項２に記載のノズル。 - 【請求項４】 前記ベーン弓形部は、前記外側バンドお
よび内側バンド間で前記加圧側面に沿って半径方向に凸
であり、かつ前記断熱溶射皮膜の設けられた前記吸引側
面に沿って半径方向に凹である、請求項３に記載のノズ
ル。 - 【請求項５】 前記ベーン弓形部は前記後縁で最大曲率
を有し、その曲率が前記前縁に向かって減少し、 前記断熱溶射皮膜の厚さが前記後縁から前記スロートの
第２境界に向かって減少する、請求項４に記載のノズ
ル。 - 【請求項６】 前記ベーン弓形部は前記外側バンドより
前記内側バンドの近くに配置されている、請求項５に記
載のノズル。 - 【請求項７】 前記ベーンそれぞれが、前記前縁のまわ
りに前記内側バンドから前記外側バンドまでよじれて前
記弓形部を画定する、請求項５に記載のノズル。 - 【請求項８】 前記ベーンそれぞれが、前記後縁に沿っ
て曲がって前記弓形部を画定する、請求項５に記載のノ
ズル。 - 【請求項９】 前記ベーンそれぞれが、前記前縁のまわ
りに前記内側バンドから前記外側バンドまでよじれ、か
つ前記後縁に沿って曲がって、前記弓形部を画定する、
請求項５に記載のノズル。 - 【請求項１０】 前記弓形部の形状が、前記内側バンド
に隣接する燃焼ガスの運動量を増加する形状である、請
求項９に記載のノズル。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/136834 | 1998-08-20 | ||
| US09/136,834 US6077036A (en) | 1998-08-20 | 1998-08-20 | Bowed nozzle vane with selective TBC |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000064807A true JP2000064807A (ja) | 2000-02-29 |
| JP3058416B2 JP3058416B2 (ja) | 2000-07-04 |
Family
ID=22474579
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11229539A Expired - Fee Related JP3058416B2 (ja) | 1998-08-20 | 1999-08-16 | 選択的断熱溶射皮膜を有する弓形ノズルベ―ン |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US6077036A (ja) |
| EP (1) | EP0980960B1 (ja) |
| JP (1) | JP3058416B2 (ja) |
| DE (1) | DE69929123T2 (ja) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JP2002276303A (ja) * | 2001-02-08 | 2002-09-25 | General Electric Co <Ge> | タービンノズルのための翼形部形状 |
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| JPWO2013146637A1 (ja) * | 2012-03-28 | 2015-12-14 | 三菱重工業株式会社 | シール部材、タービン、及びガスタービン |
Families Citing this family (43)
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|---|---|---|---|---|
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| US6126400A (en) * | 1999-02-01 | 2000-10-03 | General Electric Company | Thermal barrier coating wrap for turbine airfoil |
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