JP2002155701A - 時計方向にずらしたタービン翼形部の冷却 - Google Patents
時計方向にずらしたタービン翼形部の冷却Info
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Abstract
ガスを順次受ける翼形部(22〜28)を含む。翼形部
(26、28)は、翼形部(22、24)に対して円周
方向に沿って時計方向にずらされ、出力運転されている
ガスタービンエンジンの最高温度作動状態の間に、翼形
部(22、24)から放出される比較的冷たい後流44
が翼形部(26、28)を浸す。従って、翼形部(2
6、28)は燃焼ガスの最高温度を回避し、その冷却要
求が減少される。
Description
ービンエンジンに関し、より具体的にはガスタービンエ
ンジン内のタービンに関する。
は圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて高
温の燃焼ガスを発生し、燃焼ガスは多くのタービン段を
通って下流へ流れる。タービン段は、ステータベーンを
有する固定タービンノズルを含み、ステータベーンは、
支持ディスクから半径方向外方に延びた下流のタービン
ロータブレード列を通るように、燃焼ガスを導く。支持
ディスクはガスからエネルギーを抽出することにより動
力を得る。
焼器からの最高温度の燃焼ガスを最初に受け、この燃焼
ガスは第1段ロータブレードに導かれ、これらのロータ
ブレードは燃焼ガスからエネルギーを抽出する。第2段
タービンノズルは第1段ブレードの直ぐ下流に配設さ
れ、次いで第2段タービンノズルの下流には第2段ター
ビンロータブレード列が配設される。これらの第2段タ
ービンロータブレード列は燃焼ガスから更にエネルギー
を抽出する。
ーが抽出されると、それに応じて燃焼ガスの温度が低下
する。しかしながら、ガスの温度は比較的高いので、高
圧タービン段は、一般的に圧縮機から抽気された冷却空
気を中空のベーンあるいはブレード内に流すことによっ
て冷却される。冷却空気が燃焼器から分流されるため、
その分だけエンジンの総合効率が低下する。従って、エ
ンジンの総合効率を最大にするために、かかる冷却空気
の使用を最小化することが望まれている。
温度に応じて変わる。燃焼ガスの温度は、エンジンのア
イドリング運転から最大出力運転まで変化する。燃焼ガ
スの温度はベーン及びブレードが受ける最大応力に直接
影響するので、タービン段が必要とする冷却空気は、エ
ンジン作動中の比較的短時間に起る作動状態ではある
が、最高の燃焼ガス温度でのエンジン運転に耐えるのに
有効でなくてはならない。
中の航空機に動力を供給する商用航空機用ガスタービン
エンジンは、離陸時に最高温度作動状態となる。軍事用
航空機用エンジンの場合には、最高温度作動状態はその
軍事的任務に応じて変わるが、一般的にはアフタバーナ
を作動させている離陸時に起る。また、発電機に動力を
供給する陸上用ガスタービンエンジンの場合には、最高
温度作動状態は一般的に暑い日中の最大ピーク発電状態
の時に起る。
運転あるいは作動状態にわたって経時的に変化する。ま
た、最高燃焼ガス温度もまた、ガスが燃焼器の出口環状
口から放出される時、円周方向及び半径方向の両方向に
おいて空間的に変化する。この空間的な温度変化は、一
般的に周知の燃焼器パターン及びプロフィール係数によ
って表される。
はベーンのいずれかは、一般的にそれらの直ぐ上流にあ
る燃焼ガス内に経時的にも空間的にも生じる最高燃焼ガ
ス温度に耐え得るように特別に設計される。それぞれの
ベーン列及びブレード列に含まれる翼形部は、互いに同
一形状であるので、その冷却構成は、また同一であり、
個々の段で生じる燃焼ガスの最高燃焼ガス温度において
好適な冷却を行い、熱応力を含む最大翼形部応力をター
ビン段の好適な使用寿命を確保する許容限度内に維持す
るのに有効である。
ンが損耗してくると、それが劣化しているにも拘らずエ
ンジンの最小定格出力を確保する限度内で、燃焼ガス温
度を意図的に上昇させる場合がある。長期にわたる使用
から生じる通常のエンジン劣化は、その効率を低下させ
るが、出力における低下を燃焼ガスの温度を上昇させる
ことによって回復させて、出力を得ている。
ンに対しても一般的な排気ガス温度(EGT)限度まで
十分冷却するのに有効でなくてはならない。
置を備えるガスタービンエンジンを提供することが望ま
れている。
燃焼ガスを順次受ける3列の翼形部を含む。第3列翼形
部は、第1列翼形部に対して円周方向に沿って時計方向
にずらされ、運転されているガスタービンエンジンの最
高温度作動状態の間に第1列翼形部から放出される比較
的冷たい後流で第3列翼形部を浸す。従って、第3列翼
形部は、燃焼ガスの最高温度を回避し、これを冷却する
必要性を減少させる。
形態により、その更なる目的及び利点と共に、添付図面
に関連してなされる以下の詳細な記載において、さらに
具体的に説明する。
るように構成されたターボファンガスタービンエンジン
10の一部が図示されている。エンジンは、長手方向す
なわち軸方向中心軸線の周りに軸対称であり、連続した
流体連通状態でファン(図示せず)、その後方の部品で
ある多段軸流圧縮機12、環状燃焼器14、2段高圧タ
ービン16、及び多段低圧タービン(図示せず)を含
む。
れ、燃焼器内で燃料と混合され、高温の燃焼ガス20を
発生し、高温燃焼ガス20は高圧及び低圧タービンを通
って下流へ流れ、高圧及び低圧タービンは燃焼ガスから
エネルギーを抽出する。高圧タービンは圧縮機に動力を
供給し、低圧タービンは通常の形状のファンに動力を供
給し、離陸から巡航、降下及び着陸まで、飛行中の航空
機を推進する。
16は、互いに軸方向に直列に配置された4列の翼形部
22、24、26、28を有する2段に構成され、これ
らを順次通して燃焼ガス20を流し、翼形部列は、燃焼
ガス20からエネルギーを抽出する。
いて配設され、外側及び内側バンド30、32の間で半
径方向に延びる第1段ステータベーンとして構成され
て、燃焼器からの燃焼ガス20を最初に受ける。
辺部から半径方向外方に延び、第1段ベーン翼形部22
から燃焼ガスを受ける第1段タービンロータブレードと
して構成され、作動中にエネルギーを抽出しディスクを
回転させる。
6、38の間で半径方向に延びる第2段ノズルベーンと
して構成され、第1段ブレード翼形部24から燃焼ガス
を直接受ける。
0から半径方向外方に延び、第2段ベーン翼形部26か
ら燃焼ガスを直接受ける第2段タービンロータブレード
として構成され、燃焼ガスから更にエネルギーを抽出し
ディスク40を回転させる。
燃焼ガス20に浸されるので、それらは一般的に通常の
方法で冷却される。例えば、4列の翼形部は、中空であ
り、その内部に多様な内部冷却形状を備えることができ
る。圧縮空気18の一部は、圧縮機から分流され、幾つ
かの翼形部の中を流れてそれを内部冷却する冷却空気と
して使用される。
る正圧側壁と負圧側壁を貫通した幾多の孔すなわち開口
42を有しており、使用済みの冷却空気はこれらの開口
を通して燃焼ガス流路内へ放出される。これらの開口
は、通常のフィルム冷却孔又は後縁孔の列として構成す
ることができ、あるいは通常の方式で各翼形部の側壁の
一方もしくは両方に設けることができる。
用済み冷却空気は、幾多の開口を介して放出され、翼形
部の外部表面上に冷却空気の保護フィルムを形成して、
高温燃焼ガスから更に翼形部を保護する。
態においては、飛行中の航空機に動力を供給するための
ターボファンエンジンとして構成され、従って、アイド
リングから離陸、巡航、降下及び着陸と様々に変わる作
動状態又は出力で運転される。従って、運転中に発生す
る燃焼ガス20の最高温度もエンジンの様々な作動状態
に応じて経時的に変化する。
燃焼ガス20の空間的な温度分布は、周知のプロフィー
ル及びパターン係数によって表されるように、円周方向
及び半径方向の両方向において変化する。
1段ブレード24の間に燃焼ガスを流すように構成さ
れ、これらのブレードは燃焼ガスからエネルギーを抽出
する。図3は、燃焼ガス20の例示的な全相対温度プロ
フィールすなわち分布を示し、この全相対温度分布は、
各ベーン間通路内で半径方向及び円周方向の両方向にお
いて変化している。この例示的な温度分布は、最新の3
次元数値計算方程式を用いて従来方法で解析的に求める
ことができる。図3は、燃焼ガスの比較的熱い(H)か
ら比較的冷たい(C)までの異なる温度の等温線を示
す。
〜28にわたって段間を流れる時の、燃焼ガスの軸方向
の流路を概略的に示す。燃焼ガス20は各段において、
必然的に翼形部間を流れるので、個々の翼形部自体は燃
焼ガスの流れを円周方向に遮り、従って個々の翼形部の
それぞれの後縁から対応する後流44を発生させる。
る局所的なインターラプションであって、主燃焼ガス流
に局所的な乱流を発生させる。また、後流は、隣接翼形
部間の燃焼ガス流よりも識別可能なほど低い運動量(Mom
entum)を持つ。タービンの場合には、後流44は、下記
の2つの理由により周囲の燃焼ガス流よりも冷たい。
ギーを抽出するので、その平均温度を低下させる。下流
のベーン及びブレードの翼形部は、周囲の燃焼ガスに対
して作用するよりも、その直ぐ上流の翼形部からの低運
動量の後流流体に対して一層大きく作用し、従って燃焼
ガス後流自体の温度を低下させる。このことは、図2に
示す高圧タービンにおいても、また、図示しない低圧タ
ービンにおいても起きる。
形部は内部冷却を行われており、使用済み冷却空気18
は幾多の開口42を介して燃焼ガス流路内へ放出され
る。使用済み冷却空気は、このように翼形部の外部表面
に沿って流れ、その後縁から形成されている後流44中
に直接放出される。それ故に、後流は、これに使用済み
冷却空気が導入されることによって一層冷却される。
ド又はベーン列と同一の相対運動系内にある対応する上
流翼形部列からの比較的冷たい後流で、タービンのロー
タブレード又はノズルベーンを浸すことによって、それ
らの温度を低下させる。ノズルに関して言えば、上流ノ
ズルは、ロータブレード列を介在させて、対応する下流
ノズルと円周方向に整合されているか、もしくは時計方
向にずらされている。ロータに関して言えば、上流ブレ
ード列は、その間にノズルを介在させて、対応する下流
ブレード列と円周方向に整合されているか、もしくは時
計方向にずらされている。
2、24に対して円周方向に沿って時計方向にずらさ
れ、出力運転されているガスタービンエンジンの最高温
度作動状態の間に、翼形部22、24から放出される比
較的冷たい後流44が翼形部26、28を浸す。従っ
て、翼形部26、28は燃焼ガスの最高温度を回避し、
その冷却要求が減少される。
44を使用して、対応する下流列翼形部を選択的に浸
し、例えば図5及び図6に示すような下流列翼形部が受
ける温度を低下させることができる。
圧力側の全相対温度のプロフィールすなわち分布を示
し、図6は、その負圧側の対応する全相対温度分布を示
す。温度分布の等温線は比較的冷たい(C)から比較的
暖かい又は熱い(H)まで変化する。
列を適当に時計方向にずらすことにより、冷たい後流4
4は対応する下流列翼形部を浸すように規制され、これ
らの翼形部が受ける温度は低下され、エンジン作動中に
生じる応力を減少させることができる。
図1及び図2に示す高圧タービン16の例示的な冷却方
法を示す流れ図である。本発明は、同一の相対運動系内
にあるタービンブレード又はノズルベーンに対して実施
できるので、この流れ図は、図4に示す例示的なタービ
ン構成に組み合わせて全体的に示されており、両者の基
本構成を表している。
のタービン翼形部列は、第1段ベーン22及びブレード
24と、第2段ベーン26とを含む。また、タービンロ
ータに適用する場合には、3連のタービン翼形部列は、
第1段タービンブレード24と、第2段ベーン26及び
ブレード28とを含む。
翼形部すなわちベーン26又はブレード28は、その間
に翼形部列を介在させて、対応する第1列翼形部、すな
わち第1段ベーン22又は第1段ブレード24に対して
選択的に円周方向に沿って時計方向にずらすことによっ
て冷却される。
度作動状態を選択し、3つの列の翼形部列を通って順次
流れる最高温度の燃焼ガスを発生させることによって実
施される。また、第2段ブレード28のような第3列翼
形部は、第1段ブレード24のような対応する第1列翼
形部に対して対応して円周方向に整合されあるいは円周
方向に沿って時計方向にずらされており、第1列翼形部
から放出される比較的冷たい後流44で第3列翼形部を
浸し、第3列翼形部を冷却する。上流列の後縁を下流列
の前縁に対して同一円周方向において対応して整合させ
るために、上流第1列のブレード数は下流第3列と同一
か、あるいは、その整数比であるべきである。
形部は、各列における翼形部間のピッチとして表現され
る等しい間隔で、各列において互いに円周方向に間隔を
置いて配設される。この周ピッチは、翼形部の前縁から
後縁まで同一である。対応する翼形部列間での円周方向
に沿う時計方向のずれは、上流翼形部の後縁から下流翼
形部の前縁までの円周方向の間隔Sによって表される。
ずれ即ち間隔Sは下流翼形部ピッチのパーセンテージで
表すことができ、その場合、0%及び100%は対応す
る後縁と前縁との間に円周方向の間隔が無いことを示
し、50%ピッチ間隔は、上流翼形部の後縁が下流翼形
部の前縁間の円周方向中間位置に整合していることを示
す。
それらロータ段間の円周方向に沿う時計方向のずれは、
それらの間を連結する連結シャフト46のボルト孔と保
持ボルトとの対応する割り出しによって達成される。図
1に示す2つのノズル段の場合は、それらノズル間の対
応する円周方向の割り出しは、第1段ベーン22に対す
るそれらの支持ケース内における第2段ベーン26の円
周方向の位置決めによって達成される。翼形部を適切に
時計方向にずらすために、あらゆる従来の形式のディス
ク間、あるいはベーン間取付を利用することができ、別
の例を挙げると、ロータディスクのスプライン継手があ
る。
は、対応する翼形部を加熱するので、翼形部はその上に
生じる温度分布の変化によって熱的に引き起こされる応
力を受ける。この熱応力は、翼形部に作用する圧力荷重
による応力、また、作動中にロータブレードが回転する
時に生じる遠心力に、さらに追加される。
な第1列及び第3列翼形部もまた、最高温度作動状態で
時計方向にずらされ、燃焼ガスからの熱応力を受ける第
3列翼形部内の応力を減少させることが好ましい。それ
故、第3列翼形部を、最高温度作動状態の間に冷たい後
流に浸すことにより冷却するばかりでなく、時計方向に
ずらすことを用いて、それらの翼形部を選択的に冷却
し、翼形部内の熱勾配を減少させて翼形部に望まれるよ
うに応力を低減させることができる。
形部列の望ましい時計方向のずれを決定する例示的な方
法を示す。時計方向のずれは、冷たい後流44を翼形部
の第1列から第3列まで解析的に追跡することによって
決定することができる。これは、関連したタービン段を
順次通って流れる燃焼ガスの非常に複雑な流れ領域分析
を行うことができる好適な3次元計算ソフトを備えたデ
ジタル式プログラム可能コンピュータ48で達成するこ
とができる。これらの解析的な分析には、周知の非定常
分析(Unsteady Analysis)、平均流量重量追跡(Mean-
flow Weight Tracking)、あるいは平均通路アプローチ
(Average Passage Approach)を含むことができる。
解析的に時計方向にずらされ、その両側面上における対
応する表面温度分布が評価される。図5及び図6は、比
較的冷たい後流と比較的熱い燃焼ガスによる第2段ブレ
ード28の対向する2つの側面上における全相対温度の
例示的な分布を示す。この温度分布は、通常の3次元ナ
ビエ−ストロークス(3−D Navier−Stro
kes)計算解法を用いて解析的に求めることができ
る。
の時計方向のずれ位置の全域をカバーするために、この
分析プロセスは、第1及び第3翼形部列間の複数の異な
る時計方向のずれ位置に関して繰り返される。
3に示すノズルのような上流翼形部間通路から放出され
る燃焼ガスのホットスポットが形成されないように、下
流列翼形部を位置付けするためである。
た種々の時計方向のずれ位置を用いて、第3列翼形部上
に生じる温度プロフィールを評価することができる。2
つの列のタービンブレード24、28を好ましい状態で
時計方向にずらすことは、回転時においても互いに対す
る位置は変わらないロータ同士の間で解析的に追跡され
た後流の相対的全温度を計算することによって達成され
る。冷たい後流44は上流ロータブレード24の後縁か
ら流れ出て、次に完全に固定しているフレームに対して
は静止しているがタービンブレードに対しては相対的に
移動している第2段ノズルベーン26によって曲げられ
る。
時、相対的全温度は低下し、後流流体温度は更に低下す
る。第2段ノズルベーン26を通る実際の物理学的現象
は、後流が断ち切られ捻じ曲げられた状態の、非定常状
態である。しかし、ロータブレードを基準にした系にお
いては、図4に破線で示すように時間平均効果により後
流46は曲げられ、後流は、第2段ブレード28に向か
って流れる時、下流方向に拡散する。
互いに対して時計方向にずらすために、対応する後流が
解析的に追跡される時に相対的全温度ではなく絶対的全
温度が求められることを除けば、実質的に上記と同じ解
析手順が用いられる。
めに、第1列翼形部、例えば、22又は24は中空であ
る。これらの翼形部はまた、最高温度作動状態の間に対
応する後流44内へ冷却空気を放出するための出口開口
42を備える。
れる使用済み冷却空気18の導入により、対応する後流
44は更に冷却され、下流列翼形部に対する後流の冷却
効果は更に増大する。
特定の時計方向のずれに対応する幾つかの温度分布の1
つを示す。この時計方向のずれは、下流の第3列翼形
部、例えば第2段ブレード28の約40%ピッチ位置で
あり、ここでは第1及び第3列翼形部24、28は、例
えばその半径方向外側先端におけるような翼形部の外部
表面上の所定の部位において局所的に第3列翼形部28
を冷却するように特別に時計方向にずらされている。図
5及び図6に示す複雑な等温線は、時計方向のずれ位置
が変わるにつれて変化し、後流44の冷却効果も変化す
る。従って、第1及び第3列翼形部は、第3列翼形部2
8の半径方向の翼長に沿った所定の高さHにおいて第3
列翼形部を局所的に冷却するように、選択的に時計方向
にずらされことができる。もし望むならば、この翼長方
向の位置はブレード先端付近とすることができるし、あ
るいは、冷たい後流が冷却できる範囲内であればいずれ
の翼長方向位置とすることもできる。
8は、局所的な部位のみの温度を低下させることに代え
て、その平均温度を低下させるように第3列翼形部28
を冷却するように時計方向にずらされことができる。
効率は最小になるので、タービン効率を最大にするため
には第1及び第3列タービンロータブレードは0%ピッ
チ付近に時計方向にずらされるのが良いことが従来から
知られている。しかしながら、タービン効率を最大にす
るように時計方向にずらすことは、総合効率を最大にす
るためには、航空機エンジンにおける巡航運転のような
エンジンの最長持続時間作動状態で行われる。
び第3列翼形部は、本発明により、一般的に比較的短い
持続時間であり、航空機用ガスタービンエンジンの離陸
時の出力運転に対応する最高温度作動状態で時計方向に
ずらされる。下流の第3列翼形部の十分な冷却は、第1
及び第3列翼形部を特別に時計方向にずらすことによっ
て得ることができ、これは一般的にはタービン効率が最
高温度作動状態での最大タービン効率よりも小さくなる
ような設定に対応する。従って、離陸時において効率は
犠牲にされるが、下流列翼形部を冷却しその耐久性と寿
命を改善するという実質的な利点を得ることができる。
っての最高温度作動状態は、アフタバーナの作動させる
離陸出力時に生じる。従って、軍事用エンジンにおいて
は、第1及び第3列翼形部はこの最高温度作動状態で時
計方向にずらされ、第3列翼形部の冷却を更に高めるこ
とができる。
発明の実施形態における離陸作動状態が概略的に示して
ある。図1に示す航空機用エンジン10の構成部品に匹
敵する部品を備えた陸上用ガスタービンエンジン10b
について言えば、エンジンがそれに接続された発電機を
駆動するために使用されている場合であれば、エンジン
が最高温度作動状態になるのは暑い日中のピーク出力発
電時である。
間という形で表されるエンジンの期待寿命の相当な部分
を実用に費やした中古エンジン10Cの翼形部冷却を改
善するためにも使用できるということである。エンジン
が損耗すると、その性能が劣化するから、エンジンを新
品エンジンで通常使用されるよりも高温の燃焼ガスで作
動させ、追加の出力を発生させエンジンの最小定格出力
を確保しなければならない。従って、この一層高温の燃
焼ガスは、新品エンジンにおけるよりも大きな熱を中古
エンジンのタービン翼形部に与える。
ビンを通過する燃焼ガスの流路が変化する。従って、本
発明は、エンジンがまだ新しかった時とは異なる中古エ
ンジンにおける最高温度作動状態に合わせて、第1及び
第3列翼形部を本来的に時計方向にずらすために用いる
ことができる。
耗されるにつれて、下流列翼形部を選択的に冷却するよ
うに冷たい後流の流路も変化させ、さもなければ、エン
ジンの性能低下を補償するために燃焼ガスの温度が上昇
させていたであろう下流列翼形部の温度を低下させる。
の上昇がエンジンに必要であるにもかかわらず、エンジ
ンの最小定格出力における有効な冷却を確保するよう
に、冷却効果を最大にするために、下流列翼形部を冷た
い後流44で浸して冷却する利点を用いることが、エン
ジンの寿命期間中において後延ばしにされることができ
る。
部からの比較的冷たい後流に曝される下流列翼形部は、
今や、それらの上を流れる燃焼ガスの最高温度ではな
く、選択的に整合させた冷却後流に因る一層低い温度に
合わせて設計できる。翼形部を通過する同量の冷却空気
流によって、翼形部の冷却を一層高めることができる。
あるいは、必要な冷却空気流量を減少させ、エンジン効
率を更に増大させることができる。
空気を使用してエンジン性能を増大させることを利用し
て、それらの公称ピッチでの時計方向のずれから2つの
翼形部列を更に時計方向にずらしたことに起因するター
ビン効率の如何なる低下も相殺することができる。ま
た、時計方向にずらすことは、エンジンの最高温度作動
状態で行われるので、その作動状態は一般的に短い持続
時間であり、従って作動効率の如何なる低下もそれに応
じて持続時間が短いものとなる。
施形態と考えられるものを記載したが、当業者には本発
明のその他の変更形態が本明細書の教示から明らかであ
り、それ故、本発明の技術思想及び技術的範囲内に含ま
れる全ての変更形態は、添付の特許請求の範囲において
保護されることを望む。
含む例示的な航空機用ガスタービンエンジンの一部の軸
方向断面図。
図。
温度プロフィールを示す、線3−3による図2に示す第
1段タービンノズルの一部の端面図。
示的なベーン及びブレード翼形部の平面図。
を示す、線5−5による図4に示すロータブレードの圧
力側の図。
6−6による図4に示すロータブレードの負圧側の図。
部列を冷却する方法を示す流れ図。
Claims (20)
- 【請求項1】 ガスタービンエンジン内で順に並んだ第
1及び第2列のタービン翼形部22、24、26に後続
する第3列のタービン翼形部26、28を冷却する方法
であって、 前記エンジン10の最高温度作動状態を選択し、前記3
つの列を通って順に流れる最高温度の燃焼ガスを発生さ
せる段階と、 前記作動状態で前記第1列翼形部に対して前記第3列翼
形部26、28を円周方向に沿って時計方向にずらし、
前記第1列翼形部から放出される後流44で前記第3列
翼形部を浸し、該第3列翼形部を冷却する段階と、を含
むことを特徴とする方法。 - 【請求項2】 前記第1及び第3列翼形部24、26
は、前記燃焼ガスからの熱応力を受ける前記第3列翼形
部内の応力を減少させるように、時計方向にずらされる
ことを特徴とする、請求項1に記載の方法。 - 【請求項3】 前記時計方向にずらす段階は、前記後流
44を前記第1列22、24から前記第3列26、28
まで解析的に追跡することと、 前記第3列翼形部上の前記後流の表面温度分布を解析的
に求めることと、 複数の異なる位置において、前記第3列翼形部を解析的
に時計方向にずらし、解析的に求められたその対応する
表面温度分布を評価することと、によって決定されるこ
とを特徴とする、請求項2に記載の方法。 - 【請求項4】 前記後流の相対的全温度が解析的に追跡
されることを特徴とする、請求項3に記載の方法。 - 【請求項5】 前記後流の絶対的全温度が解析的に追跡
されることを特徴とする、請求項3に記載の方法。 - 【請求項6】 前記第1列翼形部22、24の中を通し
て冷却空気18を流し、それらを内部冷却する段階と、 前記冷却空気を前記第1列翼形部から前記後流44内へ
放出させ、その温度を低下させる段階と、を更に含むこ
とを特徴とする、請求項2に記載の方法。 - 【請求項7】 前記第1及び第3列翼形部24、28は
ロータブレードであり、前記第2列翼形部26はステー
タノズルベーンであることを特徴とする、請求項2に記
載の方法。 - 【請求項8】 前記第1及び第3列翼形部22、26は
ステータノズルベーンであり、前記第2列翼形部24は
ロータブレードであることを特徴とする、請求項2に記
載の方法。 - 【請求項9】 前記第1及び第3列翼形部24、28
は、前記第3列翼形部28をその外部表面上の所定位置
で局所的に冷却するように、時計方向にずらされること
を特徴とする、請求項2に記載の方法。 - 【請求項10】 前記第1及び第3列翼形部24、28
は、前記第3列翼形部28をその半径方向の翼長に沿っ
た所定の高さで局所的に冷却するように、時計方向にず
らされることを特徴とする、請求項2に記載の方法。 - 【請求項11】 前記第1及び第3列翼形部24、28
は、第3列翼形部28を平均温度に冷却するように、時
計方向にずらされることを特徴とする、請求項2に記載
の方法。 - 【請求項12】 前記第1及び第3列翼形部24、28
は、前記最高温度作動状態において最大効率よりも低い
効率になるように、時計方向にずらされることを特徴と
する、請求項2に記載の方法。 - 【請求項13】 前記最高温度作動状態は、航空機エン
ジンの場合の離陸出力時であることを特徴とする、請求
項2に記載の方法。 - 【請求項14】 前記最高温度作動状態は、発電用エン
ジン10bの場合の暑い日中の最大ピーク発電時である
ことを特徴とする、請求項2に記載の方法。 - 【請求項15】 前記最高温度作動状態は、中古エンジ
ン10cにおいて生じ、該エンジンの新品時に比べて異
なることを特徴とする、請求項2に記載の方法。 - 【請求項16】 ガスタービンエンジン10用のタービ
ン16であって、 順次それらを通って燃焼ガス20を流す第1、第2及び
第3列翼形部22〜28を含み、 前記第3列翼形部26、28は、前記第1列翼形部に対
して円周方向に沿って時計方向にずらされ、前記燃焼ガ
スの最高温度を生み出す前記エンジンの最高温度作動状
態の間に、前記第1列翼形部から放出される後流44で
前記第3列翼形部を浸し、該第3列翼形部を冷却するこ
とを特徴とする、タービン16。 - 【請求項17】 前記第1列翼形部22、24は、その
中を通して冷却空気18を流すために中空であり、か
つ、前記最高温度作動状態の間に、前記冷却空気を前記
後流内に放出するための複数の開口42を含むことを特
徴とする、請求項16に記載のタービン。 - 【請求項18】 前記第1及び第3列翼形部24、26
は、前記燃焼ガスからの熱応力を受ける前記第3列翼形
部内の応力を減少させるように、時計方向にずらされる
ことを特徴とする、請求項17に記載のタービン。 - 【請求項19】 前記第1及び第3列翼形部24、28
はロータブレードであり、前記第2列翼形部26はステ
ータノズルベーンであることを特徴とする、請求項18
に記載のタービン。 - 【請求項20】 前記第1及び第3列翼形部22、26
はステータノズルベーンであり、前記第2列翼形部24
はロータブレードであることを特徴とする、請求項18
に記載のタービン。
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Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6913441B2 (en) | 2003-09-04 | 2005-07-05 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade ring assembly and clocking method |
JP2006283764A (ja) * | 2005-04-04 | 2006-10-19 | General Electric Co <Ge> | タービン固定子リングを回転する方法及びシステム |
JP2009144716A (ja) * | 2007-12-14 | 2009-07-02 | Snecma | ターボ機械用の多段タービンを設計する方法 |
JP2010059967A (ja) * | 2008-09-04 | 2010-03-18 | General Electric Co <Ge> | タービン翼形部をクロッキングする方法 |
KR20100080421A (ko) * | 2008-12-29 | 2010-07-08 | 제너럴 일렉트릭 캄파니 | 작동 응력 감소 방법, 터빈 엔진 작동 조절 방법 및 가스 터빈 엔진의 에어포일 열 조립 방법 |
JP2010190057A (ja) * | 2009-02-16 | 2010-09-02 | Ihi Corp | タービンの設計方法及びタービン |
WO2010107015A1 (ja) | 2009-03-19 | 2010-09-23 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
WO2011145326A1 (ja) * | 2010-05-20 | 2011-11-24 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンエンジンのタービン |
Families Citing this family (31)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
IT1320722B1 (it) * | 2000-10-23 | 2003-12-10 | Fiatavio Spa | Metodo per il posizionamento di schiere di stadi di una turbina,particolarmente per motori aeronautici. |
DE10053361C1 (de) * | 2000-10-27 | 2002-06-06 | Mtu Aero Engines Gmbh | Schaufelgitteranordnung für Turbomaschinen |
US6499938B1 (en) * | 2001-10-11 | 2002-12-31 | General Electric Company | Method for enhancing part life in a gas stream |
US7094027B2 (en) * | 2002-11-27 | 2006-08-22 | General Electric Company | Row of long and short chord length and high and low temperature capability turbine airfoils |
DE102005021446B3 (de) * | 2005-05-04 | 2006-06-29 | Technische Universität Dresden | Gasturbine |
US8182199B2 (en) * | 2007-02-01 | 2012-05-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud cooling system |
US7836703B2 (en) * | 2007-06-20 | 2010-11-23 | General Electric Company | Reciprocal cooled turbine nozzle |
US8104292B2 (en) * | 2007-12-17 | 2012-01-31 | General Electric Company | Duplex turbine shroud |
US8205458B2 (en) | 2007-12-31 | 2012-06-26 | General Electric Company | Duplex turbine nozzle |
US20090317237A1 (en) * | 2008-06-20 | 2009-12-24 | General Electric Company | System and method for reduction of unsteady pressures in turbomachinery |
US8540490B2 (en) * | 2008-06-20 | 2013-09-24 | General Electric Company | Noise reduction in a turbomachine, and a related method thereof |
US20100054929A1 (en) * | 2008-09-04 | 2010-03-04 | General Electric Company | Turbine airfoil clocking |
US8087253B2 (en) * | 2008-11-20 | 2012-01-03 | General Electric Company | Methods, apparatus and systems concerning the circumferential clocking of turbine airfoils in relation to combustor cans and the flow of cooling air through the turbine hot gas flowpath |
US8677763B2 (en) * | 2009-03-10 | 2014-03-25 | General Electric Company | Method and apparatus for gas turbine engine temperature management |
US8678752B2 (en) * | 2010-10-20 | 2014-03-25 | General Electric Company | Rotary machine having non-uniform blade and vane spacing |
US8684685B2 (en) * | 2010-10-20 | 2014-04-01 | General Electric Company | Rotary machine having grooves for control of fluid dynamics |
US9115594B2 (en) | 2010-12-28 | 2015-08-25 | Rolls-Royce Corporation | Compressor casing treatment for gas turbine engine |
US20130074509A1 (en) * | 2011-09-23 | 2013-03-28 | General Electric Company | Turbomachine configured to burn ash-bearing fuel oils and method of burning ash-bearing fuel oils in a turbomachine |
US20130081402A1 (en) * | 2011-10-03 | 2013-04-04 | General Electric Company | Turbomachine having a gas flow aeromechanic system and method |
US8899975B2 (en) | 2011-11-04 | 2014-12-02 | General Electric Company | Combustor having wake air injection |
US9267687B2 (en) | 2011-11-04 | 2016-02-23 | General Electric Company | Combustion system having a venturi for reducing wakes in an airflow |
US20130209216A1 (en) * | 2012-02-09 | 2013-08-15 | General Electric Company | Turbomachine including flow improvement system |
US9200520B2 (en) | 2012-06-22 | 2015-12-01 | General Electric Company | Gas turbine conical flange bolted joint |
US9500085B2 (en) | 2012-07-23 | 2016-11-22 | General Electric Company | Method for modifying gas turbine performance |
US20150227677A1 (en) * | 2012-10-01 | 2015-08-13 | United Technologies Corporation | Gas Turbine Engine With First Turbine Vane Clocking |
US9739201B2 (en) | 2013-05-08 | 2017-08-22 | General Electric Company | Wake reducing structure for a turbine system and method of reducing wake |
US9322553B2 (en) | 2013-05-08 | 2016-04-26 | General Electric Company | Wake manipulating structure for a turbine system |
US9435221B2 (en) * | 2013-08-09 | 2016-09-06 | General Electric Company | Turbomachine airfoil positioning |
DE102013224081B4 (de) * | 2013-11-26 | 2015-11-05 | Man Diesel & Turbo Se | Verdichter |
EP3059391A1 (en) * | 2015-02-18 | 2016-08-24 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine turbine blade cooling using upstream stator vane |
US11415002B2 (en) * | 2019-10-18 | 2022-08-16 | Raytheon Technologies Corporation | Baffle with impingement holes |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS54114618A (en) * | 1978-02-28 | 1979-09-06 | Toshiba Corp | Moving and stator blades arranging method of turbine |
JPH04284101A (ja) * | 1991-03-11 | 1992-10-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 回転機械の翼列構成 |
JPH09512320A (ja) * | 1994-04-19 | 1997-12-09 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | ガスタービンのエアフォイルのクロッキング |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6174129B1 (en) * | 1999-01-07 | 2001-01-16 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine vane clocking mechanism and method of assembling a turbine having such a mechanism |
-
2000
- 2000-08-16 US US09/640,357 patent/US6402458B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2001
- 2001-08-03 EP EP01306653A patent/EP1182339B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-08-03 DE DE60132405T patent/DE60132405T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-08-15 JP JP2001246341A patent/JP4733876B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS54114618A (en) * | 1978-02-28 | 1979-09-06 | Toshiba Corp | Moving and stator blades arranging method of turbine |
JPH04284101A (ja) * | 1991-03-11 | 1992-10-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 回転機械の翼列構成 |
JPH09512320A (ja) * | 1994-04-19 | 1997-12-09 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | ガスタービンのエアフォイルのクロッキング |
Cited By (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6913441B2 (en) | 2003-09-04 | 2005-07-05 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade ring assembly and clocking method |
JP2006283764A (ja) * | 2005-04-04 | 2006-10-19 | General Electric Co <Ge> | タービン固定子リングを回転する方法及びシステム |
JP2009144716A (ja) * | 2007-12-14 | 2009-07-02 | Snecma | ターボ機械用の多段タービンを設計する方法 |
JP2010059967A (ja) * | 2008-09-04 | 2010-03-18 | General Electric Co <Ge> | タービン翼形部をクロッキングする方法 |
KR101665701B1 (ko) * | 2008-12-29 | 2016-10-12 | 제너럴 일렉트릭 캄파니 | 작동 응력 감소 방법, 터빈 엔진 작동 조절 방법 및 가스 터빈 엔진의 에어포일 열 조립 방법 |
KR20100080421A (ko) * | 2008-12-29 | 2010-07-08 | 제너럴 일렉트릭 캄파니 | 작동 응력 감소 방법, 터빈 엔진 작동 조절 방법 및 가스 터빈 엔진의 에어포일 열 조립 방법 |
JP2010156339A (ja) * | 2008-12-29 | 2010-07-15 | General Electric Co <Ge> | タービンエーロフォイルのクロッキング |
JP2010190057A (ja) * | 2009-02-16 | 2010-09-02 | Ihi Corp | タービンの設計方法及びタービン |
JP2010223010A (ja) * | 2009-03-19 | 2010-10-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン |
KR101286330B1 (ko) | 2009-03-19 | 2013-07-15 | 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 | 가스 터빈 |
US8734095B2 (en) | 2009-03-19 | 2014-05-27 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine |
WO2010107015A1 (ja) | 2009-03-19 | 2010-09-23 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
WO2011145326A1 (ja) * | 2010-05-20 | 2011-11-24 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンエンジンのタービン |
JP2011241791A (ja) * | 2010-05-20 | 2011-12-01 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | ガスタービンエンジンのタービン |
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