JP2003193806A - ガスタービンエンジン用のノズル翼バンド - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 他の冷却技術を使用することができない領域
でバンドを熱的に保護する冷却装置を有する、ノズル翼
バンドを提案する。 【解決手段】 ガスタービンエンジン用の高圧タービン
ノズル翼バンドは、バンド１０の下流側端部１６へ向け
られた後縁１４ａを有する少なくとも１つの案内翼１４
を支持する内側面１２と、内側面の反対側に存在する外
側面１８とを備え、外側面１８からフランジ２０が径方
向に延び、フランジ２０は、第１に、上流側に冷却空気
のための通路２１を画定するとともに、第２に、下流側
にキャビティ２２を画定し、バンドの内側面１２には、
案内翼の後縁１４ａとバンドの下流側端部１６との間
に、前記キャビティ内で回転する空気によって、バンド
に形成される温度勾配を大きくすることができる熱バリ
アを形成するコーティング２６が設けられている。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンの分野全体に関し、特に、ガスタービンエンジン用
の高圧タービンノズル翼バンド（ｈｉｇｈ−ｐｒｅｓｓ
ｕｒｅ ｔｕｒｂｉｎｅ ｎｏｚｚｌｅ−ｖａｎｅ ｂ
ａｎｄ）の分野に関する。

【０００２】

【従来の技術】一般に、ガスタービンエンジンは、所定
の空気流を本来のエンジンへと導入するための開口を形
成するナセルを有している。一般に、エンジンは、エン
ジン内に導入された空気を圧縮する圧縮部と、このよう
にして圧縮された空気を燃料と混合させて燃焼させる燃
焼室とを有している。前記燃焼によって形成されるガス
は、その後、排気される前に、高圧タービンへと方向付
けられる。

【０００３】従来、高圧タービンは、タービンのロータ
の周りで周方向に離間した、タービン翼の１つまたは複
数の列を有している。また、高圧タービンは、燃焼室か
らのガス流を、適当な角度および速度でタービン翼へと
方向付けて、タービン翼およびタービンのロータを回転
させることができるノズルアセンブリを有している。

【０００４】一般に、ノズルアセンブリは、下端環状バ
ンドと上端環状バンドとの間で径方向に延び、且つ互い
に周方向に離間する複数の案内翼を備えている。したが
って、翼バンドは、燃焼室からの高温ガスと直接に接触
するようになる。翼バンドは、非常に高温に晒されるた
め、冷却する必要がある。これまで、燃焼室の出口の温
度上昇、および、エンジンの性能を更に向上させるべく
２つのヘッドを有する燃焼室の使用により、バンドの近
傍の温度は次第に高くなっている。翼バンドで熱応力が
増大することは、翼バンドを冷却するために使用される
技術を再考しなければならなくなることを意味する。

【０００５】ガスタービンノズルバンド用の冷却装置
は、米国特許第５１９７８５２号から知られている。こ
の装置は、特に、バンドの内側に設けられ、且つ冷却流
体をバンドを通じて流してバンドを冷却することができ
る内部回路を備えている。内部回路の他に、ガス流に接
するバンドの側面に、熱バリア形成コーティングが配置
されている。このコーティングは、翼間に位置する領域
からバンドの下流側端部まで延びており、これにより、
バンドの両側面間の温度勾配を小さくしている。

【０００６】前記文献に記載されたノズルバンドの冷却
装置は、特に燃焼が生じる可能性があるバンドの後縁の
スリップストリームにおける案内翼の下流側で、不十分
な結果となり得る。また、設けられた熱バリアは、翼の
喉表面上に堆積されるため、ノズルの喉部に影響を与え
て、高圧タービンの性能を低下させる可能性がある。ま
た、熱バリア形成コーティングによって覆われる領域
は、アクセスすることが難しく（特に、翼間のチャネ
ル）、したがって、バンドの製造コストが増大する。

【０００７】

【特許文献１】米国特許第５１９７８５２号明細書

【０００８】

【発明が解決しようとする課題】したがって、本発明
は、他の冷却技術を使用することができない領域でバン
ドを熱的に保護する冷却装置を有する、ノズル翼バンド
を提案することにより、前記欠点を緩和することを目的
とする。また、本発明は、案内翼の喉部を乱さず、且つ
バンドの内側に冷却回路を必要としない冷却装置を有す
る、ノズルバンドを提供することを目的とする。また、
本発明は、特に設置が難しくない冷却システムを有する
ノズルバンドを提供することを目的とする。最後に、本
発明は、本発明の少なくとも１つのバンドを有する高圧
タービンノズルを提供することを目的とする。

【０００９】

【課題を解決するための手段】この目的のため、本発明
は、ガスタービンエンジン用の高圧タービンノズル翼バ
ンドであって、バンドの下流側端部へ向けられた後縁を
有する少なくとも１つの案内翼を支持する内側面と、内
側面の反対側に存在する外側面とを備え、外側面からフ
ランジが径方向に延び、フランジは、第１に、フランジ
の上流側に冷却空気のための通路を画定するとともに、
第２に、フランジの下流側にキャビティを画定し、バン
ドの内側面には、案内翼の後縁とバンドの下流側端部と
の間に、前記キャビティ内で回転する空気によってバン
ドに形成される温度勾配を大きくすることができる熱バ
リアを形成するコーティングが設けられていることを特
徴とする、高圧タービンノズル翼バンドを提供する。

【００１０】このように、熱バリア形成コーティングの
存在により、バンドの後縁のスリップストリームで、案
内翼の下流側で生じる燃焼からバンドを保護することが
できる。

【００１１】高圧タービンの空気力学的な性能を低下さ
せないように、熱バリア形成コーティングは、熱バリア
の上流側のバンドの内側面から連続的に延びる表面を有
している。

【００１２】バンドに形成される温度勾配を大きくし、
したがって、熱バリアの有効性を高めるために、バンド
の外側面は、フランジとバンドの下流側端部との間で延
びるスポイラ突起を有していることが望ましい。

【００１３】スポイラ突起は、タービンの軸に対して略
平行を成すあるいはタービンの軸に対して傾くリブの形
態、あるいは、曲線を成すリブまたはスタッドの形態を
成していても良い。

【００１４】本発明の他の特徴および利点は、特徴を限
定しない一実施形態を示す添付図面を参照する以下の説
明から明らかとなる。

【００１５】

【発明の実施の形態】ガスタービンエンジンにおいて、
燃焼ガスは、高圧タービンへと方向付けられる。高圧タ
ービンは、回転ホイールの周りで周方向に離間された１
つまたは複数の列のタービン翼を有している。また、高
圧タービンは、燃焼室からのガスの流れを、適当な角度
および速度でタービン翼へと方向付けて、タービン翼お
よび回転ホイールを回転させることができるノズルアセ
ンブリを有している。ノズルアセンブリには、下端環状
バンドと上端環状バンドとの間で径方向に延びる複数の
案内翼が設けられている。各バンドは、環状の連続する
面を形成する１つまたは複数の隣接するセグメントによ
って形成されている。

【００１６】図１には、高圧タービンノズルにおける本
発明の翼バンドの断面図が示されている。この図には、
下端バンド１０だけが示されている。無論、本発明を上
端バンドにも適用することができる。

【００１７】バンド１０は、少なくとも１つの案内翼１
４を支持する内側面１２を有している。この場合、複数
の案内翼は、高圧タービンの軸（図示せず）の周りで周
方向に等間隔で離間されている。案内翼１４は、その後
縁１４ａが、燃焼室からの高温ガスの流れ方向１７に沿
ってバンドの下流側端部１６へと向けられるように、バ
ンド１０の内側面上に配置されている。

【００１８】また、バンドは、内側面１２の反対側に、
外側面１８を有している。この外側面からは、径方向に
フランジ２０が延びている。このフランジ２０は、バン
ドをガスタービンエンジンに装着することができるよう
に構成されている。フランジ２０は、第１に、その上流
側に、バンド１０を冷却する空気のための通路２１を画
定するとともに、第２に、その下流側に、フランジとタ
ービンの回転ホイール２４とによって画定されるキャビ
ティ２２を画定する。回転ホイール２４は、バンドの下
流側端部１６から径方向に延びるとともに、１つまたは
複数の列のタービン翼（図示せず）を支持する。

【００１９】用語「内側」および「外側」は、本明細書
では、燃焼ガスの流れにある側と、流れにない側という
意味で、使用されている。「下端」および「上端」とい
った用語は、タービンの軸からの距離を表わすために使
用されている。

【００２０】本発明においては、図２に示されるよう
に、バンド１０の内側面１２には、案内翼１４の後縁１
４ａとバンドの下流側端部１６との間に、熱バリアを形
成するコーティング２６が設けられている。このコーテ
ィングは、バンドが単体である場合には、バンドの全周
にわたって延びており、また、バンドが複数の隣接する
セグメントによって形成されている場合には、各セング
メントの全幅にわたって延びている。

【００２１】コーティング２６は、例えば、一般にジル
コン系の薄いセラミック層によって形成されている。セ
ラミック層の接着性を高めるために、バンドとセラミッ
ク層との間に接続副層を介挿しても良い。熱バリアは、
局所的な堆積に良好に適合されるプラズマ法によって堆
積されることが望ましい。このプラズマ法は、電子ビー
ム下での物理的気相成長法（ＰＶＤ法）と比べて、実施
コストが低く、機械的強度が良好であるという利点を有
している。

【００２２】コーティング２６は、キャビティ２２内に
含まれる空気の回転によって、バンド１０に形成される
温度勾配を大きくすることができる。キャビティ２２内
に存在する空気は、高圧タービンの軸を中心に回転する
回転ホイール２４によって回転され、これにより、バン
ド１０の長さに沿って熱対流現象が形成される。この熱
対流により、熱を逃がすことができ、バンドに対して垂
直な方向でバンドに温度勾配を形成することができる。
このように、熱バリア形成コーティング２６の存在によ
り、温度勾配を大きくすることができ、したがって、フ
ランジ２０よりも下流側でバンドを有効に冷却すること
ができる。

【００２３】本発明の有利な特徴によれば、表面の不連
続性によって、高圧タービンの空気力学的性能が低下し
ないように、熱バリア形成コーティング２６は、バンド
の内側面１２の上流側端部から連続的に延びる表面を有
している。また、熱バリアが劣化する可能性を抑えるた
めに、前記バリアは、特に、喉部の下流側、すなわち、
案内翼１４とバンド１０の内側面１２との間の接続領域
の下流側に堆積される。

【００２４】図３に示されるように、キャビティ２２に
は、バンド１０の外側面１８に、フランジ２０とバンド
の下流側端部１６との間で延びるスポイラ突起２８が有
利に設けられている。これらのスポイラ突起により、前
述した熱対流現象を増大させることができ、したがっ
て、熱バリアの有効性を高めることができる。

【００２５】図４Ａおよび図４Ｂは、スポイラ突起の２
つの例を示している。

【００２６】図４Ａにおいて、スポイラ突起は、バンド
の外側面１８から径方向に突出し、且つタービンの軸と
略平行に延びるリブ３０の形態を成している。したがっ
て、リブは、キャビティ２２内に含まれる空気の流れ３
２と交差し、この流れを乱すようになっている。無論、
タービンの軸に対して実質的に傾斜されたリブを考える
こともできる。また、リブは、曲がっていても良く、例
えば、タービンの軸に対して平行な一般的な方向に延び
ていても良い。

【００２７】図４Ｂにおいて、スポイラ突起は、バンド
の外側面１８から径方向に突出するスタッド３４によっ
て形成されている。この図において、スタッド３４は千
鳥状に配置されている。また、スタッドは、タービンの
軸と略平行な列を成して並べられることができる。ま
た、スポイラ突起は、リブとスタッドの両方を備えてい
ても良い。

【００２８】また、前述したバンドには、バンドの中央
部分および上流側部分を冷却するための現在使用されて
いる装置が設けられていても良い。図１に示されるよう
に、例えば、バンドを衝撃によって冷却できるように、
バンドは、フランジ２０の上流側に、外側面１８に固定
された衝撃シート（ｉｍｐａｃｔ ｓｈｅｅｔ）３６を
少なくとも１つ有していても良い。また、バンドには、
フランジ２０の上流側に、複数の通気穴３８が開いてい
ても良い。これらの通気穴３８は、外側面と内側面との
間で延びるとともに、径方向に対して僅かに傾いて、バ
ンドの内側面を冷却するための冷却膜を形成する。キャ
ビティ２２のサイズが小さく、また、このキャビティ内
の空気が回転することによって、衝撃穴が空気を有効に
供給できなくなるため、バンドの下流側端部に衝撃シー
トを設けることは考えられ得ない。また、空気流が超音
速となる領域で、ノズルの喉部の下流側に空気を再導入
することは、タービンの空気力学的な性能を著しく低下
させる虞があるため、内側面と外側面との間に延びる通
気穴を、バンドの下流側端部に設けることはできない。

【図面の簡単な説明】

【図１】高圧タービンノズルにおける本発明のバンドの
断面図である。

【図２】図１のＩＩ−ＩＩ線に沿う図である。

【図３】図１のＩＩＩ−ＩＩＩ線に沿う図である。

【図４Ａ】スポイラ突起の実施形態を示す図１のＩＶ−
ＩＶ線に沿う図である。

【図４Ｂ】スポイラ突起の実施形態を示す図１のＩＶ−
ＩＶ線に沿う図である。

【符号の説明】

１０ バンド １２ 内側面 １４ 案内翼 １４ａ 後縁 １６ 下流側端部 １８ 外側面 ２０ フランジ ２１ 通路 ２２ キャビティ ２４ 回転ホイール ２６ コーティング ２８ スポイラ突起 ３０ リブ ３２ 流れ ３４ スタッド ３６ 衝撃シート ３８ 通気穴

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 クリストフ・トウクシエ フランス国、86440・ミーニユ・オクサン ス、リユ・ドウ・ベルヌイユ・５、≪ムリ ネ≫ Ｆターム(参考） 3G002 EA05 GA07 GA13 GA17 GB01 GB03

Claims (12)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ガスタービンエンジン用の高圧タービン
   ノズル翼バンドであって、 バンド（１０）の下流側端部（１６）へ向けられた後縁
   （１４ａ）を有する少なくとも１つの案内翼（１４）を
   支持する内側面（１２）と、 内側面の反対側に存在する外側面（１８）とを備え、該
   外側面（１８）からフランジ（２０）が径方向に延び、
   該フランジ（２０）は、第１に、フランジ（２０）の上
   流側に冷却空気のための通路（２１）を画定するととも
   に、第２に、フランジ（２０）の下流側にキャビティ
   （２２）を画定し、 バンドの内側面（１２）には、案内翼の後縁（１４ａ）
   とバンドの下流側端部（１６）との間に、前記キャビテ
   ィ内で回転する空気によってバンドに形成される温度勾
   配を大きくすることができる熱バリアを形成するコーテ
   ィング（２６）が設けられていることを特徴とする、高
   圧タービンノズル翼バンド。
2. 【請求項２】 熱バリア形成コーティング（２６）が、
   熱バリアよりも上流側のバンドの内側面（１２）から連
   続的に延びる表面を有していることを特徴とする、請求
   項１に記載のバンド。
3. 【請求項３】 バンドの外側面（１８）が、フランジ
   （２０）とバンドの下流側端部（１６）との間で延びる
   スポイラ突起（２８）を有していることを特徴とする、
   請求項１または２に記載のバンド。
4. 【請求項４】 スポイラ突起（２８）が、タービンの軸
   と略平行に延びるリブ（３０）であることを特徴とす
   る、請求項３に記載のバンド。
5. 【請求項５】 スポイラ突起（２８）が、タービンの軸
   に対して実質的に傾いたリブ（３０）であることを特徴
   とする、請求項３に記載のバンド。
6. 【請求項６】 スポイラ突起（２８）が曲がったリブ
   （３０）であることを特徴とする、請求項３に記載のバ
   ンド。
7. 【請求項７】 スポイラ突起（２８）がスタッド（３
   ４）であることを特徴とする、請求項３に記載のバン
   ド。
8. 【請求項８】 スタッド（３４）が、タービンの軸と略
   平行な列を成して並んでいることを特徴とする、請求項
   ７に記載のバンド。
9. 【請求項９】 スタッド（３４）が千鳥状の列を成して
   配置されていることを特徴とする、請求項７に記載のバ
   ンド。
10. 【請求項１０】 バンドの外側面（１８）が、フランジ
    （２０）の上流側に、少なくとも１つの衝撃シート（３
    ６）を有し、これにより、前記バンドが衝撃によって冷
    却されるようになっていることを特徴とする、請求項１
    から９のいずれか一項に記載のバンド。
11. 【請求項１１】 バンドには、フランジ（２０）の上流
    側に、前記バンドが空気膜によって冷却されることを確
    実にするように構成された、複数の通気穴（３８）が開
    けられていることを特徴とする、請求項１から９のいず
    れか一項に記載のバンド。
12. 【請求項１２】 請求項１から１１のいずれか一項に記
    載の少なくとも１つの上端バンドおよび少なくとも１つ
    の下端バンドを有していることを特徴とする、ガスター
    ビンエンジン用の高圧タービンノズル。