JP2001152806A - タービンノズルセグメント壁の冷却 - Google Patents

タービンノズルセグメント壁の冷却

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ダニエル・エドワード・デマーズ
Mark D Gledhill
マーク・ダグラス・グレッドヒル
Aureen C Currin
アウリーン・シャー・カーリン
Gene C F Tsai
ジーン・チェン−フー・ツァイ
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Abstract

(57)【要約】 (修正有) 【課題】 タービンノズルセグメントのエーロフォイル
が取り付けられる壁の冷却の改善。 【解決手段】 ベーンのそれぞれは、中空エーロフォイ
ル及びその中空内部に通じ、冷却空気をエーロフォイル
の中空内部に導く冷却空気取入れダクト58を含む。取
入れダクト58は外側壁パネル54から半径方向外側に
突出するダクト壁60及び取入れダクト壁60を貫通し
配置され、円周方向にかつ半径方向内方に傾斜している
1つのインピンジメント冷却孔64を備える。フランジ
部は外側壁パネル54に沿って円周方向に延び、フラン
ジ部の開口部は取入れダクトと流体連通される。中空エ
ーロフォイル、半径方向内側及び外側壁パネル54、取
入れダクト壁60及びフランジ部は一体に成形され、ベ
ーンが単一の一体鋳造のベーンとなるように鋳造され
る。

Description

【発明の詳細な説明】
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は航空機ガスタービン
エンジンのタービンノズルセグメントに関し、より具体
的にはそのセグメントのエーロフォイルがその間に取り
付けられる壁の冷却に関する。
【0002】
【従来技術】一般的なガスタービンエンジンでは、空気
がコンプレッサ内で圧縮され燃料と混合され燃焼器で点
火されて高温燃焼ガスを発生する。ガスは高圧タービン
(HPT)のHPTタービンノズル及びHPTロータブ
レードを含む1段もしくはそれ以上の段を有する高圧タ
ービン(HPT)を通って下流に流れる。ガスは次に一
般的には低圧タービン(LPT)のそれぞれLPTター
ビンノズル及びLPTロータブレードを有する複数の段
階を含む低圧タービン(LPT)に流れる。各LPTタ
ービンノズルは半径方向外側及び内側壁の間に、円周方
向に間隔をおいた複数の静止ノズルベーンを含んでい
る。各タービンロータ段は、運転時に発生するトルクを
担持するロータディスクから半径方向外方に延在する円
周方向に間隔をおいた複数のロータブレードを含んでい
る。
【0003】LPTノズルは一般的には外側及び内側壁
の対応するセグメントの間に一体に連結された複数のベ
ーンを有する弓形セグメントで形成される。各ノズルセ
グメントは、その半径方向外側端で、フランジを環状の
外側ケーシングにボルト止めすることよって支持されて
いる。各ベーンは、内側及び外側壁を形成する半径方向
内側及び外側壁パネルの間に配置された冷却される中空
エーロフォイル、外側壁パネルの中間部分に沿っている
フランジ部、及びフランジ部の開口部を通して中空内
部、即ちエーロフォイルの冷却流路内へと冷却空気を導
くための冷却空気取入れダクトとを有する。取入れダク
トは、軸方向前方の取入れダクト入口と、軸方向後方か
つ半径方向内側の取入れダクト出口との間に90度の湾
曲部を有する。この90度の湾曲部は、後方に向うにつ
れて中空エーロフォイル方向及び軸方向にフランジ部の
開口部から半径方向内方に曲がり、そして取入れダクト
出口で終わる。エーロフォイル、内側及び外側壁部分、
フランジ部、及び取入れダクトは一般的には各ベーンが
単一の鋳物品となるように、一体に鋳造する。ベーン
は、フランジ部、内側壁パネル及び外側壁パネルの接合
面で蝋付けされノズルセグメントを形成する。取入れダ
クトにより著しい量の対流冷却をおこなうが、この対流
冷却は壁に対して局所的に行われ、複数の取入れダクト
の間あるいは複数のエーロフォイルの間の壁の中間部分
には行われない。取入れダクトの間の壁の領域は著しく
高温で運転される。
【0004】低圧タービンノズル壁はしばしば冷却され
ない、しかし、推力対重量の比が増大するように設計さ
れた最新のエンジンでは、より高いタービン入口温度で
運転され、より以上の冷却を必要とする。コンプレッサ
からの冷却空気を使用する冷却機構は、所与の量の冷却
流により壁冷却を高めるが、エンジン性能にかなりの悪
い影響もある。インピンジメントバッフル、フィルム
孔、ピンバンク、後縁孔などは、全てHPTノズル壁冷
却用として、実用のエンジンに用いられてきた冷却手段
である。フランジを貫通して配置された冷却孔は、冷却
空気を冷却空気プレナムからLPTノズル壁のフランジ
部の外側壁パネル間の接合面に沿った蝋付け結合部へと
導くのに用いられた。フランジを貫通して配置された冷
却孔の位置は、フランジのエンジンケーシングとの結合
部のボルト頭部の妨害の回避を考慮しており、この孔か
らの冷却空気の噴流は、フランジのさらに後部の高い応
力がかかる部位で壁に衝突するまでに長い距離を進むこ
とになる。
【0005】冷却に使用する冷却空気流を最小限に抑え
ながら、LPT壁冷却を改善することは非常に望まし
い。また、LPT壁冷却を改善し、蝋付け結合部の割れ
を防止し、該部品の寿命と、ノズルセグメントとベーン
組立体の修理の間隔を延長することも、非常に望まし
い。噴流が対象へ衝突するまでの距離を増やすことな
く、インピンジメント噴流が現在可能なよりもさらに後
方で壁に衝突できるようにし、これにより、噴流の速度
減衰を最小にして、噴流により壁の対流冷却を改善する
ことは望ましい。また、インピンジメント噴流の位置、
壁表面への方向及び角度の選択により自由度を与え、そ
れによって、冷却効果の最大化を可能にすることも望ま
しい。
【0006】
【発明の概要】ガスタービンエンジンのノズルセグメン
トは、ベーン間の接合面に沿って結合された円周方向に
隣接する少なくとも2つのベーンを含んでいる。ベーン
のそれぞれは、半径方向内側及び外側壁パネルの間に配
置された中空エーロフォイルと、エーロフォイルの中空
内部に通じ冷却空気を中空内部に導く冷却空気取入れダ
クトとを備える。取入れダクトは、外側壁パネルから半
径方向外側に突出したダクト壁と、取入れダクト壁を貫
通して配置され円周方向にかつ半径方向内方に傾斜して
いる少なくとも1つのインピンジメント冷却孔を持つ。
【0007】フランジ部は外側壁パネルの中間部分に沿
って円周方向に延び、フランジ部の開口部は取入れダク
トに流体連通している。中空エーロフォイル、半径方向
内側及び外側壁パネル、取入れダクト壁及びフランジ部
は一体に形成され、好ましくは、ベーンが単一の一体鋳
造ベーンとなるように、一体鋳造される。
【0008】
【発明の実施の形態】本発明を特徴付けていると思われ
る新規な特徴は、特許請求の範囲に記載され特定されて
いる。本発明をさらなる目的及びその利点とともに、添
付の図面との関連において、より具体的に説明する。
【0009】図1に示すのは航空機用ガスタービンエン
ジンの高温部の一部で、全体を2で示すが、これは軸方
向に延びる中心線6を有し、その中心線6に沿って、燃
焼器10、高圧タービン(HPT)12及び低圧タービ
ン(LPT)14の第1段を持っている。中心線6を取
り囲んでいるのは、燃焼器10とHPT12の周囲の高
圧ケーシング15及びLPT14の周囲の低圧ケーシン
グ17である。空気はコンプレッサ(図示せず)で圧縮
され、燃焼器10で燃料と混合されて高エネルギー高温
ガス流11を作り出す。燃焼器10の後方にはHPTノ
ズル18があり、燃焼器からの高温ガス流11をHPT
ディスク26の周囲の第1周縁部22に取り付けてある
HPTブレード20へと導く。高温ガス流11は次に、
本発明の例示的な実施形態を示している弓形のLPTノ
ズルセグメント32の組立体を有するLPTノズル組立
体30を通過して流れ、セグメント32が高温ガス流を
LPTディスク29の周囲の第2周縁部28に取り付け
られたLPTブレード27へと導く。
【0010】円周方向に隣接するノズルセグメント32
の一つを図2に示す。ノズルセグメント32のそれぞれ
は、円周方向に間隔をおいたノズルベーン34を2つま
たはそれ以上、例えば2つを含み、ノズルベーン34は
弓形の半径方向内側及び外側壁36及び38の間で半径
方向に延在しこれらと一体に形成された中空エーロフォ
イル40を備える。中空エーロフォイル40のそれぞれ
は、中空内部42(図1に示す)を備え、そこに冷却空
気44を受け入れ、エーロフォイル40、HPT及びL
PTブレード20及び27、HPT及びLPTディスク
26及び29をそれぞれ冷却する。中空内部42は図1
に冷却空気流路45として概略的に示してある。
【0011】図2と図3に関し、ベーン34の各々は半
径方向内側及び外側壁パネル52及び54の間に配置さ
れた中空エーロフォイル40の一つを含む。内側及び外
側の壁パネル52及び54のうち円周方向に隣接するも
のは、内側及び外側の弓形の壁36及び38のうちのそ
れぞれと対応している。ノズルセグメント32の隣接す
るベーン34は接合面39に沿って一体に接合され、一
般的には蝋付けによって蝋付け接合部41を形成する。
空気取入れダクト58はエーロフォイル40の中空内部
42につながり、冷却空気を中空内部に、より具体的に
は冷却空気流路45へと導く。取入れダクト58は外側
壁パネル54から半径方向外側へ突出するダクト壁60
を有する。
【0012】図3及び4図に示す通り、本発明は、取入
れダクト58からの冷却空気44を隣接する外側壁パネ
ル54間の蝋付け接合部41で外側壁38に衝突するよ
うに方向付ける冷却空気インピンジメント手段を提供す
る。この冷却空気インピンジメント手段は、冷却空気を
外側壁38に円周方向かつ半径方向内側へ速度Vで衝突
させる働きをし、蝋付け接合部41及び外側壁パネル5
4の運転上熱による応力を受ける部位を冷却する。この
部位が、実質的に最大の熱による応力発生の部位である
ことが好ましい。また、インピンジメント冷却空気は外
側壁に衝突した後さらに外側壁38の対流冷却をもたら
す。例示的実施形態で用いられている冷却空気インピン
ジメント手段は、取入れダクト壁60を貫通して配置さ
れ、円周方向にかつ半径方向内側に角度Aで傾斜した少
なくとも一つのインピンジメント冷却孔64を含んでお
り、概して冷却空気インピンジメント噴流67を外側壁
パネル54、接合面39へ、より具体的には応力を受け
た部位近くの蝋付け接合部41へと方向付ける。取入れ
ダクト58からの冷却空気44を外側壁38へと導くた
めのその他の冷却空気インピンジメント手段には、それ
に限定されるわけではないが、LPTノズルセグメント
32の外側壁パネル54の1つあるいはそれ以上の取入
れダクト壁60を貫通して配置されている1つあるいは
それ以上のインピンジメント冷却孔64がある。インピ
ンジメント冷却孔64以外の開口部としてスロット又は
スリットも用いることができる。
【0013】フランジ部66は外側壁パネル54の軸方
向に位置する中間部分68に沿って円周方向に延び、フ
ランジ部にある開口部70は取入れダクト58と流体連
通している。さらに図5について、取入れダクト58は
軸方向前方の取入れダクト入口75と軸方向後方かつ半
径方向内側の取入れダクト出口77との間に90度の湾
曲部71を備える。90度の湾曲部は、後方に延びるに
つれてフランジ部の開口部70から中空のエーロフォイ
ルに向って半径方向内方及び軸方向に曲がっており、外
側壁パネル54上の取入れダクト出口77で終わる。取
入れダクト58は取入れダクト入口75と取入れダクト
出口77との間で断面形状が変化する。取入れダクト5
8は円形である断面第1形状から、丸みを帯びてはいる
が円形ではなく冷却空気がベーン冷却入口73に入るの
を容易にする形状をした取入れダクト出口77の断面第
2形状へと変化する。冷却空気44は、取入れダクト出
口77と一致しているベーン冷却入口73を通って中空
内部42及び冷却空気流路45に入る。
【0014】中空エーロフォイル40、半径方向内側及
び外側壁パネル52及び54、取入れダクト壁60及び
フランジ部は一体に成形されており、好ましくは、ベー
ン34が単一の一体鋳造ベーンとなるように一体鋳造さ
れる。フランジ部66はボルト孔74を備え、これによ
って図1に示すようにフランジ部が高圧及び低圧ケーシ
ング15及び17間の支持部92にボルト止めされる。
冷却空気空洞80がHPT12の半径方向外方で、かつ
軸方向に燃焼器10とLPT14の間に位置している。
例えばGE404エンジンでは第4段のようなコンプレ
ッサ段からの冷却空気44は、エンジンの高温部2を冷
却するために、空洞80にパイプで導かれる。加圧した
冷却空気44は熱シールド82にある冷却空気孔86を
通り、開口部70を通り取入れダクト58の中へと流
れ、こうして冷却空気を冷却空気流路45及びインピン
ジメント冷却孔64に供給する。また、従来の技術で行
われていたように、フランジ部66を通して1組の第2
インピンジメント冷却孔90を配置することもできる。
【0015】本明細書では本発明の好ましい例示的な実
施形態と思料するものについて説明してきたが、本発明
のその他の形態は本明細書の教示内容から当業者には自
明であり、本発明の技術的思想及び技術的範囲に属する
かかる形態すべてが特許請求の範囲で保護されることを
望むものである。
【0016】従って、特許による保護を望むのは、請求
項に規定され特徴付けられた発明である。
【図面の簡単な説明】
【図1】 本発明の低圧タービンノズル組立体の例示的
な実施形態によるガスタービンエンジンの高圧及び低圧
タービン部分の概略断面図。
【図2】 半径方向に内側のポイントから半径方向外
方、かつ軸方向後方に視た図1に示すノズル組立体のノ
ズルセグメントの斜視図。
【図3】 図2に示すノズルセグメントの半径方向外側
壁の斜視図。
【図4】 図3に示すノズルセグメントの半径方向外側
部分を線4−4に沿って切断した、取入れダクト壁を貫
通するインピンジメント冷却孔の概略断面図。
【図5】 図1及び図4に示す取入れダクトの破断斜視
図。
【符号の説明】
2 ガスタービンエンジン高温部 6 中心線 10 燃焼器 11 高温ガス流 12 高圧タービン(HPT) 14 低圧タービン(LPT) 15 高圧ケーシング 17 低圧ケーシング 18 HPTノズル 20 HPTブレード 22 第1周縁部 26 HPTディスク 27 LPTブレード 28 第2周縁部 29 LPTディスク 30 LPTノズル組立体 32 LPTノズルセグメント 34 ノズルベーン 36 内側壁 38 外側壁 39 接合面 40 中空エーロフォイル 41 蝋付け接合部 42 中空内部 44 冷却空気 45 冷却空気流路 52 内側壁パネル 54 外側壁パネル 58 空気取入れダクト 60 ダクト壁 64 インピンジメント冷却孔 66 フランジ部 67 インピンジメント噴流 68 中間部分 70 開口部 71 湾曲部 73 ベーン冷却入口 74 ボルト孔 75 取入れダクト入口 77 取入れダクト出口 80 冷却空気空洞 82 シールド 86 冷却空気孔 90 第2インピンジメント冷却孔 92 支持部 A − 角度 V − 速度
フロントページの続き (72)発明者 マーク・ダグラス・グレッドヒル アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、ハ ミルトン、ブリッジ・ストリート、465番 (72)発明者 アウリーン・シャー・カーリン アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、リ ーディング、ハーヴァーヒル・ストリー ト、709番 (72)発明者 ジーン・チェン−フー・ツァイ アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、レ キシントン、ブルーベリー・レーン、10番 Fターム(参考) 3G002 GA08 GA10 GA17 GB01

Claims (20)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項1】 半径方向内側及び外側壁パネル(52,
    54)の間に配置された中空エーロフォイル(40)、 前記エーロフォイル(40)の中空内部(42)に通
    じ、前記外側壁パネル(54)から半径方向外側に突出
    するダクト壁(60)を持つ冷却空気取入れダクト(5
    8)、及び前記取入れダクト壁(60)を貫通して配置
    され、冷却空気(44)を円周方向にかつ半径方向内方
    に傾斜した速度(V)で前記外側パネルに衝突するよう
    に方向付ける少なくとも一つの冷却空気インピンジメン
    ト手段を含んでなる、ガスタービンエンジンのベーン
    (34)。
  2. 【請求項2】 前記インピンジメント手段が前記取入れ
    ダクト壁(60)を貫通して配置され、円周方向にかつ
    半径方向内方に傾斜しているインピンジメント冷却孔
    (64)を含んでなる、請求項1記載のベーン(3
    4)。
  3. 【請求項3】 前記外側壁パネル(54)に沿って円周
    方向に延びるフランジ部(66)、及び前記取入れダク
    ト(58)と流体連通している前記フランジ部(66)
    の開口部(70)をさらに含んでなる、請求項2記載の
    ベーン(34)。
  4. 【請求項4】 前記フランジ部(66)が前記取入れダ
    クト壁(60)と一体になっており、前記開口部(7
    0)が前記フランジ部(66)を貫通して前記取入れダ
    クト(58)へと通じる取入れダクト入口(75)であ
    る、請求項3記載のベーン(34)。
  5. 【請求項5】 前記中空エーロフォイル(40)、半径
    方向内側及び外側壁パネル(52,54)、取入れダク
    ト壁(60)、及びフランジ部(66)が一体に成形さ
    れている、請求項4記載のベーン(34)。
  6. 【請求項6】 前記中空エーロフォイル(40)、半径
    方向内側及び外側壁パネル(52,54)、取入れダク
    ト壁(60)、及びフランジ部(66)が、前記ベーン
    (34)が単一の一体鋳造ベーンとなるように、一体に
    鋳造されている、請求項4記載のベーン。
  7. 【請求項7】 前記取入れダクト(58)が、 前記開口部(70)と流体連通している取入れダクト入
    口(75)、 前記エーロフォイル(40)の前記中空内部(42)と
    流体連通している取入れダクト出口(77)、及び前記
    取入れダクト入口(75)と前記取入れダクト出口(7
    7)間の湾曲部(71)を含む、請求項2記載のベーン
    (34)。
  8. 【請求項8】 前記取入れダクト(58)が、前記取入
    れダクト入口(75)の断面第1形状から前記取入れダ
    クト出口(77)の断面第2形状まで、断面形状が変化
    している、請求項7記載のベーン。
  9. 【請求項9】 前記外側壁パネル(54)に沿って円周
    方向に延びるフランジ部(66)、及び前記取入れダク
    ト(58)と流体連通している前記フランジ部(66)
    の開口部(70)をさらに含んでなる、請求項8記載の
    ベーン(34)。
  10. 【請求項10】 前記フランジ部(66)が前記取入れ
    ダクト壁(60)と一体であり、前記開口部(70)が
    前記フランジ部(66)を貫通して前記取入れダクト
    (58)へと通じる入口である、請求項9記載のベーン
    (34)。
  11. 【請求項11】 前記中空エーロフォイル(40)、半
    径方向内側及び外側壁パネル(52,54)、取入れダ
    クト壁(60)、及びフランジ部(66)が一体に成形
    されている、請求項10記載のベーン(34)。
  12. 【請求項12】 前記中空エーロフォイル(40)、半
    径方向内側及び外側壁パネル(52,54)、取入れダ
    クト壁(60)、及びフランジ部(66)が前記ベーン
    (34)が単一の一体鋳造ベーンとなるように、一体に
    鋳造されている、請求項10記載のベーン。
  13. 【請求項13】 ベーン間の接合面(39)に沿って接
    合された少なくとも2つの円周方向に隣接するベーンを
    含み、 前記ベーンのそれぞれが、 半径方向内側及び外側壁パネル(52,54)の間に配
    置された中空エーロフォイル(40)、 前記エーロフォイル(40)の中空の内部(42)に通
    じ、前記外側壁パネル(54)から半径方向外側に突出
    しているダクト壁(60)を持つ冷却空気取入れダクト
    (58)、 前記外側壁パネル(54)に沿って円周方向に延びるフ
    ランジ部(66)と、前記取入れダクト(58)と流体
    連通している前記フランジ部(66)の開口部(7
    0)、及び前記少なくとも2つの円周方向に隣接するベ
    ーンのうちの1つにある前記取入れダクト壁(60)を
    貫通して配置され、円周方向にかつ半径方向内方に傾斜
    している第1インピンジメント冷却孔(64)を含んで
    なる、ガスタービンエンジンのノズルセグメント(3
    2)。
  14. 【請求項14】 前記ベーンのそれぞれについて、前記
    取入れダクト(58)が、 前記開口部(70)と流体連通している取入れダクト入
    口(75)、 前記エーロフォイル(40)の前記中空内部(42)と
    流体連通している取入れダクト出口(77)、及び前記
    取入れダクト入口(75)と前記取入れダクト出口(7
    7)の間の湾曲部(71)を含む、請求項13記載のガ
    スタービンのノズルセグメント(32)。
  15. 【請求項15】 前記ベーンのそれぞれについて、前記
    取入れダクト(58)が、前記取入れダクト入口(7
    5)の断面第1形状から前記取入れダクト出口(77)
    の断面第2形状まで、断面形状が変化している、請求項
    14記載のガスタービンエンジンのノズルセグメント
    (32)。
  16. 【請求項16】 前記ベーンのそれぞれについて、前記
    フランジ部(66)が前記取入れダクト壁(60)と一
    体であり、前記開口部(70)が前記フランジ部(6
    6)を貫通して前記取入れダクト(58)へと通じる入
    口である、請求項15記載のガスタービンエンジンのノ
    ズルセグメント(32)。
  17. 【請求項17】 前記ベーンのそれぞれについて、前記
    中空エーロフォイル(40)、半径方向内側及び外側壁
    パネル(52,54)、取入れダクト壁(60)、及び
    フランジ部(66)が前記ベーンが単一の一体鋳造ベー
    ンとなるように、一体に鋳造されている、請求項16記
    載のガスタービンエンジンのノズルセグメント(3
    2)。
  18. 【請求項18】 前記円周方向に隣接するベーンが前記
    ベーン間の前記接合面(39)に沿って蝋付接合されて
    おり、前記第1インピンジメント冷却孔(64)が前記
    接合面(39)に向けられている、請求項17記載のガ
    スタービンエンジンのノズルセグメント(32)。
  19. 【請求項19】 前記インピンジメント冷却孔(64)
    が実質的に最大の熱による応力が発生する部位に向けら
    れている、請求項18記載のガスタービンエンジンのノ
    ズルセグメント。
  20. 【請求項20】 前記少なくとも2つの円周方向に隣接
    するベーンのうちの他の1つの前記取入れダクト壁(6
    0)を貫通して配置され、円周方向にかつ半径方向内方
    に傾斜し、前記接合面(39)に向けられている第2イ
    ンピンジメント冷却孔(90)をさらに含んでなる、請
    求項18記載のガスタービンエンジンのノズルセグメン
    ト(32)
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