JP2003278503A - ガスタービンノズルを冷却するための方法及び装置 - Google Patents
ガスタービンノズルを冷却するための方法及び装置Info
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- JP2003278503A JP2003278503A JP2003052193A JP2003052193A JP2003278503A JP 2003278503 A JP2003278503 A JP 2003278503A JP 2003052193 A JP2003052193 A JP 2003052193A JP 2003052193 A JP2003052193 A JP 2003052193A JP 2003278503 A JP2003278503 A JP 2003278503A
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- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
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- F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
- F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
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- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 本発明は、ガスタービンエンジンのノズル
を冷却するための方法及び装置に関する。 【解決手段】 ガスタービンエンジン（１０）用のター
ビンノズル（５０）は、第１壁部（６０）と、第２壁部
（６２）と、該第１及び第２壁部の間で延びる複数のピ
ン（１２８）とを含む。ノズルはまた、少なくとも１つ
のタービュレータ（１２２）の列を含む。第１及び第２
壁部は、前縁（６４）と後縁（６６）とにおいて接合さ
れる。第１壁部は、後縁に向かって延びる複数のスロッ
ト（８０）を含み、タービュレータの列は、実質的に半
径方向に整列され、かつ複数のスロットとピンとの間で
延びている。
を冷却するための方法及び装置に関する。 【解決手段】 ガスタービンエンジン（１０）用のター
ビンノズル（５０）は、第１壁部（６０）と、第２壁部
（６２）と、該第１及び第２壁部の間で延びる複数のピ
ン（１２８）とを含む。ノズルはまた、少なくとも１つ
のタービュレータ（１２２）の列を含む。第１及び第２
壁部は、前縁（６４）と後縁（６６）とにおいて接合さ
れる。第１壁部は、後縁に向かって延びる複数のスロッ
ト（８０）を含み、タービュレータの列は、実質的に半
径方向に整列され、かつ複数のスロットとピンとの間で
延びている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的にタービン
エンジンのノズルに関し、より具体的には、ガスタービ
ンエンジンのノズルを冷却するための方法及び装置に関
する。
エンジンのノズルに関し、より具体的には、ガスタービ
ンエンジンのノズルを冷却するための方法及び装置に関
する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンには燃焼器が含ま
れ、該燃焼器は燃料空気混合気を燃焼させ、次に燃焼し
た混合気は、タービンノズル組立体を通してタービンに
向かって流される。少なくとも一部の公知のタービンノ
ズル組立体は、燃焼器の下流側のエンジン内に、ダブレ
ットとして構成され円周方向に配置された複数のノズル
を含む。タービンノズルダブレットは、一体に成形され
た内側及び外側バンドによって結合された円周方向に間
隔をおいて配置された一対の中空の翼形ベーンを含む。
ノズルは、内部の対流冷却とガス側のフィルム冷却との
組み合わせによって冷却される。
れ、該燃焼器は燃料空気混合気を燃焼させ、次に燃焼し
た混合気は、タービンノズル組立体を通してタービンに
向かって流される。少なくとも一部の公知のタービンノ
ズル組立体は、燃焼器の下流側のエンジン内に、ダブレ
ットとして構成され円周方向に配置された複数のノズル
を含む。タービンノズルダブレットは、一体に成形され
た内側及び外側バンドによって結合された円周方向に間
隔をおいて配置された一対の中空の翼形ベーンを含む。
ノズルは、内部の対流冷却とガス側のフィルム冷却との
組み合わせによって冷却される。
【０００３】各ノズルは、前縁及び後縁において接合さ
れた一対の側壁を含む。一般的なベーン翼形部の金属温
度分布は、後縁が該翼形部の大部分の温度よりも著しく
高い状態になっている。発生する温度勾配によって、ベ
ーン後縁に高い圧縮応力が生じ、高い応力及び高い温度
の組み合わせのために、一般的にベーン後縁はノズルの
寿命を制限する部位になっている。従って、少なくとも
一部の公知のノズル内では、翼形ベーン後縁は、内部に
形成されたベーンキャビティから吐出される冷却空気の
フィルムによって冷却される。より具体的には、冷却空
気のフィルムは、翼形ベーン正圧側面上において翼形ベ
ーン後縁の上流に形成された後縁スロットを通して吐出
される。
れた一対の側壁を含む。一般的なベーン翼形部の金属温
度分布は、後縁が該翼形部の大部分の温度よりも著しく
高い状態になっている。発生する温度勾配によって、ベ
ーン後縁に高い圧縮応力が生じ、高い応力及び高い温度
の組み合わせのために、一般的にベーン後縁はノズルの
寿命を制限する部位になっている。従って、少なくとも
一部の公知のノズル内では、翼形ベーン後縁は、内部に
形成されたベーンキャビティから吐出される冷却空気の
フィルムによって冷却される。より具体的には、冷却空
気のフィルムは、翼形ベーン正圧側面上において翼形ベ
ーン後縁の上流に形成された後縁スロットを通して吐出
される。
【０００４】各ノズルベーンに供給される空気の量は、
冷却流の抽出に関連すると考えられるエンジン性能の低
下量に与える影響を少なくするように最適化する取り組
みがなされている。一般的に、後縁に供給される冷却流
量を最適化するのを促進するような長さを有するスロッ
トが形成されている。そのスロット長さのために、この
ようなスロットは、通常、放電加工（ＥＤＭ）法を用い
て製造される。しかしながら、このような製造法は、製
造コスト及び時間が増加するおそれがあり、また作業が
複雑であるために翼形ベーンを加工し直す原因となるお
それがある。
冷却流の抽出に関連すると考えられるエンジン性能の低
下量に与える影響を少なくするように最適化する取り組
みがなされている。一般的に、後縁に供給される冷却流
量を最適化するのを促進するような長さを有するスロッ
トが形成されている。そのスロット長さのために、この
ようなスロットは、通常、放電加工（ＥＤＭ）法を用い
て製造される。しかしながら、このような製造法は、製
造コスト及び時間が増加するおそれがあり、また作業が
複雑であるために翼形ベーンを加工し直す原因となるお
それがある。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】精密鋳造法に適合性が
ある内部冷却形状を含むノズル設計の方が、一般的にＥ
ＤＭ法によってスロットを形成する必要があるノズル設
計に比較して費用が掛からない。
ある内部冷却形状を含むノズル設計の方が、一般的にＥ
ＤＭ法によってスロットを形成する必要があるノズル設
計に比較して費用が掛からない。
【０００６】
【課題を解決するための手段】１つの態様において、ガ
スタービンエンジン用のタービンノズルを冷却するため
の方法が提供される。該ノズルは翼形部を含み、また、
該方法は、前縁及び後縁においてそれらの間にキャビテ
ィが形成されるように接合された第１側壁と第２側壁と
を含み、かつ該第１及び第２側壁の間で延びる複数のピ
ンと少なくとも１つのタービュレータとを更に含み、該
第１側壁が、キャビティと流体連通しかつ該第１側壁を
後縁に向かって貫通する複数のスロットを含む、翼形部
を準備する段階を含む。該方法はまた、翼形部キャビテ
ィ内に冷却空気を、該空気流がピンを通り次いでタービ
ュレータを通った後に第１側壁のスロットを通って該翼
形部から出るように、流す段階を含む。
スタービンエンジン用のタービンノズルを冷却するため
の方法が提供される。該ノズルは翼形部を含み、また、
該方法は、前縁及び後縁においてそれらの間にキャビテ
ィが形成されるように接合された第１側壁と第２側壁と
を含み、かつ該第１及び第２側壁の間で延びる複数のピ
ンと少なくとも１つのタービュレータとを更に含み、該
第１側壁が、キャビティと流体連通しかつ該第１側壁を
後縁に向かって貫通する複数のスロットを含む、翼形部
を準備する段階を含む。該方法はまた、翼形部キャビテ
ィ内に冷却空気を、該空気流がピンを通り次いでタービ
ュレータを通った後に第１側壁のスロットを通って該翼
形部から出るように、流す段階を含む。
【０００７】別の態様において、ガスタービンエンジン
用のタービンノズルが提供される。該ノズルは、第１壁
部と、第２壁部と、該第１及び第２壁部の間で延びる複
数のピンとを備える中空の翼形ベーンを含む。該ノズル
はまた、少なくとも１つのタービュレータの列を含む。
第１及び第２壁部は、前縁及び後縁において接合され
る。第１壁部は、後縁に向かって延びる複数のスロット
を含み、タービュレータの列は、実質的に半径方向に整
列されかつ複数のスロットとピンとの間で延びている。
用のタービンノズルが提供される。該ノズルは、第１壁
部と、第２壁部と、該第１及び第２壁部の間で延びる複
数のピンとを備える中空の翼形ベーンを含む。該ノズル
はまた、少なくとも１つのタービュレータの列を含む。
第１及び第２壁部は、前縁及び後縁において接合され
る。第１壁部は、後縁に向かって延びる複数のスロット
を含み、タービュレータの列は、実質的に半径方向に整
列されかつ複数のスロットとピンとの間で延びている。
【０００８】更なる態様において、ガスタービンエンジ
ンのノズル用の翼形部が提供される。該翼形部は、後縁
においてそれらの間にキャビティが形成されるように接
合された第１側壁と第２側壁とを含む。各側壁は、翼形
部根元と先端との間で半径方向に延びる。第１側壁は、
後縁に向かって延びる複数のスロットを含む。該翼形部
はまた、複数のピンと少なくとも１つのタービュレータ
の列とを含む。ピンは第１及び第２側壁の間で延び、タ
ービュレータは、ピンとスロットとの間で延びる。
ンのノズル用の翼形部が提供される。該翼形部は、後縁
においてそれらの間にキャビティが形成されるように接
合された第１側壁と第２側壁とを含む。各側壁は、翼形
部根元と先端との間で半径方向に延びる。第１側壁は、
後縁に向かって延びる複数のスロットを含む。該翼形部
はまた、複数のピンと少なくとも１つのタービュレータ
の列とを含む。ピンは第１及び第２側壁の間で延び、タ
ービュレータは、ピンとスロットとの間で延びる。
【０００９】
【発明の実施の形態】図１は、ファン組立体１２、高圧
圧縮器１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジ
ン１０の概略図である。また、エンジン１０は、高圧タ
ービン１８及び低圧タービン２０を含む。エンジン１０
は、吸気側つまり上流側２８及び排気側つまり下流側３
０を含む。１つの実施形態において、エンジン１０は、
オハイオ州シンシナティのGeneral Electric Aircraft
Enginesから市販されているＣＦ６−８０型エンジンで
ある。
圧縮器１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジ
ン１０の概略図である。また、エンジン１０は、高圧タ
ービン１８及び低圧タービン２０を含む。エンジン１０
は、吸気側つまり上流側２８及び排気側つまり下流側３
０を含む。１つの実施形態において、エンジン１０は、
オハイオ州シンシナティのGeneral Electric Aircraft
Enginesから市販されているＣＦ６−８０型エンジンで
ある。
【００１０】作動において、空気はファン組立体１２を
通って流れ、加圧された空気は高圧圧縮器１４に供給さ
れる。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に供給され
る。燃焼器１６からの空気流は、複数のノズル（図１に
は図示せず）を含むタービンノズル組立体（図１には図
示せず）を通して吐出されて、タービン１８及び２０を
駆動するのに使用される。次に、タービン２０はファン
組立体１２を駆動し、タービン１８は高圧圧縮器１４を
駆動する。
通って流れ、加圧された空気は高圧圧縮器１４に供給さ
れる。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に供給され
る。燃焼器１６からの空気流は、複数のノズル（図１に
は図示せず）を含むタービンノズル組立体（図１には図
示せず）を通して吐出されて、タービン１８及び２０を
駆動するのに使用される。次に、タービン２０はファン
組立体１２を駆動し、タービン１８は高圧圧縮器１４を
駆動する。
【００１１】図２は、エンジン１０（図１に示す）のよ
うなガスタービンエンジンに使用することができるター
ビンノズル組立体５０の斜視図である。図３は、タービ
ン組立体５０に使用されるタービンノズル翼形ベーン５
２の一部の拡大概略断面図である。図４は、タービンノ
ズル翼形ベーン５２の、線４−４に沿った拡大断面図で
ある。タービンノズル組立体５０は、エンジン１０内で
円周方向に延びる複数のダブレット５３を含む。各ター
ビンノズルダブレット５３は、円周方向に間隔をおいて
配置された一対の中空の翼形ベーン５２を含み、該一対
の中空の翼形ベーン５２は、一体成形された半径方向外
側のバンド又はプラットホーム５４と半径方向内側のバ
ンド又はプラットホーム５６との間で半径方向に結合さ
れる。
うなガスタービンエンジンに使用することができるター
ビンノズル組立体５０の斜視図である。図３は、タービ
ン組立体５０に使用されるタービンノズル翼形ベーン５
２の一部の拡大概略断面図である。図４は、タービンノ
ズル翼形ベーン５２の、線４−４に沿った拡大断面図で
ある。タービンノズル組立体５０は、エンジン１０内で
円周方向に延びる複数のダブレット５３を含む。各ター
ビンノズルダブレット５３は、円周方向に間隔をおいて
配置された一対の中空の翼形ベーン５２を含み、該一対
の中空の翼形ベーン５２は、一体成形された半径方向外
側のバンド又はプラットホーム５４と半径方向内側のバ
ンド又はプラットホーム５６との間で半径方向に結合さ
れる。
【００１２】各翼形ベーン５２は、第１側壁６０と第２
側壁６２とを含む。第１側壁６０は凹形であり、翼形ベ
ーン５２の正圧側面を形成し、第２側壁６２は凸形であ
り、翼形ベーン５２の負圧側面を形成する。側壁６０及
び６２は、翼形ベーン５２の前縁６４と軸方向に間隔を
おいて配置された後縁６６とにおいて結合される。
側壁６２とを含む。第１側壁６０は凹形であり、翼形ベ
ーン５２の正圧側面を形成し、第２側壁６２は凸形であ
り、翼形ベーン５２の負圧側面を形成する。側壁６０及
び６２は、翼形ベーン５２の前縁６４と軸方向に間隔を
おいて配置された後縁６６とにおいて結合される。
【００１３】第１及び第２側壁６０及び６２はそれぞ
れ、長手方向つまり半径方向外向きに、半径方向内側バ
ンド５６から半径方向外側バンド５４までスパンにわた
って延びる。翼形部根元７０は内側バンド５６に隣接し
て形成され、翼形部先端７２は外側バンド５４に隣接し
て形成される。更に、第１及び第２側壁６０及び６２は
それぞれ、翼形ベーン５２内に冷却チャンバ７６を形成
する。より具体的には、冷却チャンバ７６は、各それぞ
れの側壁６０及び６２の内面（図示せず）によって境界
付けられる。第１側壁６０は、翼形ベーン５２の正圧側
面を形成し、該第１側壁を貫通しかつ冷却チャンバ７６
と流体連通している複数の冷却通路つまりスロット８０
を含む。１つの実施形態において、ノズル冷却チャンバ
７６は、圧縮器１４（図１に示す）のような圧縮器から
吐出された冷却空気を受ける。
れ、長手方向つまり半径方向外向きに、半径方向内側バ
ンド５６から半径方向外側バンド５４までスパンにわた
って延びる。翼形部根元７０は内側バンド５６に隣接し
て形成され、翼形部先端７２は外側バンド５４に隣接し
て形成される。更に、第１及び第２側壁６０及び６２は
それぞれ、翼形ベーン５２内に冷却チャンバ７６を形成
する。より具体的には、冷却チャンバ７６は、各それぞ
れの側壁６０及び６２の内面（図示せず）によって境界
付けられる。第１側壁６０は、翼形ベーン５２の正圧側
面を形成し、該第１側壁を貫通しかつ冷却チャンバ７６
と流体連通している複数の冷却通路つまりスロット８０
を含む。１つの実施形態において、ノズル冷却チャンバ
７６は、圧縮器１４（図１に示す）のような圧縮器から
吐出された冷却空気を受ける。
【００１４】隣接するスロット８０は、ランド区域８２
によって分離され、翼形部後縁６６に向かって延びる。
より具体的には、各スロット８０は、入口側８６と、各
それぞれの入口側８６の下流にある出口側８８と、それ
ぞれ入口側８６及び出口側８８の間で延びる対称軸線９
０とを有する。各スロット８０は、隣接するランド区域
８２の間に形成された半径方向高さ１００を有する。よ
り具体的には、例示的な実施形態において、各ランド区
域８２は同一であり、拡口収束形の断面積を有するよう
にスロット８０を形成する。従って、スロット高さ１０
０は、それぞれ、スロット入口側８６と出口側８８との
間で対称軸線に沿って可変である。更に、各スロット高
さ１００は、それぞれ入口側８６と出口側８８との間に
位置する喉部１０４において最小である。スロット８０
は、翼形部第１側壁６０に沿って配置され、翼形部根元
７０と翼形部先端７２との間で半径方向に延びる。より
具体的には、例示的な実施形態において、各スロット８
０は同一であり、根元７０と先端７２との間で延びる列
で配置される。従って、例示的な実施形態において、ス
ロット８０は、翼形部根元７０と先端７２との間では等
間隔である。
によって分離され、翼形部後縁６６に向かって延びる。
より具体的には、各スロット８０は、入口側８６と、各
それぞれの入口側８６の下流にある出口側８８と、それ
ぞれ入口側８６及び出口側８８の間で延びる対称軸線９
０とを有する。各スロット８０は、隣接するランド区域
８２の間に形成された半径方向高さ１００を有する。よ
り具体的には、例示的な実施形態において、各ランド区
域８２は同一であり、拡口収束形の断面積を有するよう
にスロット８０を形成する。従って、スロット高さ１０
０は、それぞれ、スロット入口側８６と出口側８８との
間で対称軸線に沿って可変である。更に、各スロット高
さ１００は、それぞれ入口側８６と出口側８８との間に
位置する喉部１０４において最小である。スロット８０
は、翼形部第１側壁６０に沿って配置され、翼形部根元
７０と翼形部先端７２との間で半径方向に延びる。より
具体的には、例示的な実施形態において、各スロット８
０は同一であり、根元７０と先端７２との間で延びる列
で配置される。従って、例示的な実施形態において、ス
ロット８０は、翼形部根元７０と先端７２との間では等
間隔である。
【００１５】また、翼形ベーン５２は、ピン・バンク１
２０と少なくとも１つのタービュレータ１２２の列とを
含む。ピン・バンク１２０は、冷却チャンバ７６を貫い
て側壁６０及び６２の間で延びて、冷却チャンバ７６を
通って流れる冷却空気内に混濁を発生させるのを促進す
る。より具体的には、例示的な実施形態において、ピン
・バンク１２０は、隣接する列１２４が千鳥状配列つま
り半径方向に互いにオフセットされるように配置され
た、複数の軸方向に間隔をおいて配置された列１２４を
含む。各列１２４は、翼形部根元７０と先端７２との間
で半径方向に間隔をおいて配置された複数のピン１２８
を含む。従って、隣接する列１２４は、半径方向に互い
にオフセットされているために、ピン・バンク１２０を
通して蛇行流路が形成される。更に、例示的な実施形態
において、複数のコア補強部１３０が、ピン・バンク１
２０を貫いて翼形部側壁６０及び６２との間で延びる。
コア補強部１３０は、鋳造中の生産性を向上させかつ鋳
造中のコア破損を最小にするのを促進する。
２０と少なくとも１つのタービュレータ１２２の列とを
含む。ピン・バンク１２０は、冷却チャンバ７６を貫い
て側壁６０及び６２の間で延びて、冷却チャンバ７６を
通って流れる冷却空気内に混濁を発生させるのを促進す
る。より具体的には、例示的な実施形態において、ピン
・バンク１２０は、隣接する列１２４が千鳥状配列つま
り半径方向に互いにオフセットされるように配置され
た、複数の軸方向に間隔をおいて配置された列１２４を
含む。各列１２４は、翼形部根元７０と先端７２との間
で半径方向に間隔をおいて配置された複数のピン１２８
を含む。従って、隣接する列１２４は、半径方向に互い
にオフセットされているために、ピン・バンク１２０を
通して蛇行流路が形成される。更に、例示的な実施形態
において、複数のコア補強部１３０が、ピン・バンク１
２０を貫いて翼形部側壁６０及び６２との間で延びる。
コア補強部１３０は、鋳造中の生産性を向上させかつ鋳
造中のコア破損を最小にするのを促進する。
【００１６】例示的な実施形態において、各ピン１２８
は同一であり、各々は、ほぼ円形の断面積を有する。若
しくは、ピン１２８は、実質的に非円形の断面積を有す
る。ピン１２８の本数、断面積、及び幾何学的配置は、
翼形ベーン５２内の対流冷却を促進するように可変に選
択されることに注目されたい。
は同一であり、各々は、ほぼ円形の断面積を有する。若
しくは、ピン１２８は、実質的に非円形の断面積を有す
る。ピン１２８の本数、断面積、及び幾何学的配置は、
翼形ベーン５２内の対流冷却を促進するように可変に選
択されることに注目されたい。
【００１７】タービュレータ１２２は、根元７０と先端
７２との間で半径方向に延びる。より具体的には、例示
的な実施形態において、タービュレータ１２２は、主要
タービュレータ１３２と半径方向外側のタービュレータ
１３４とを含む。主要タービュレータ１３２は、半径方
向に整列され、かつ根元７０と先端７２との間で等間隔
に配置される。例示的な実施形態において、各タービュ
レータ１３２は同一であり、各々は、ほぼ矩形の断面積
と各タービュレータ１３２の上流側１３６と下流側１３
８との間で延びる対称軸線（図示せず）とを有する。別
の実施形態において、タービュレータ１３２は、実質的
に非矩形の断面積を有する。タービュレータ１３２は翼
形ベーン５０内での対流冷却を促進するように可変に選
択されることに注目されたい。
７２との間で半径方向に延びる。より具体的には、例示
的な実施形態において、タービュレータ１２２は、主要
タービュレータ１３２と半径方向外側のタービュレータ
１３４とを含む。主要タービュレータ１３２は、半径方
向に整列され、かつ根元７０と先端７２との間で等間隔
に配置される。例示的な実施形態において、各タービュ
レータ１３２は同一であり、各々は、ほぼ矩形の断面積
と各タービュレータ１３２の上流側１３６と下流側１３
８との間で延びる対称軸線（図示せず）とを有する。別
の実施形態において、タービュレータ１３２は、実質的
に非矩形の断面積を有する。タービュレータ１３２は翼
形ベーン５０内での対流冷却を促進するように可変に選
択されることに注目されたい。
【００１８】タービュレータ１３２は、ピン・バンク１
２０から出る空気流がタービュレータ１３２を通って流
れた後にスロット８０に入るように、ピン・バンク１２
０とスロット８０との間で半径方向に延びる。より具体
的には、タービュレータ１３２は、各タービュレータ１
３２が各それぞれのスロット８０に対して半径方向にオ
フセットされるように位置決めされる。
２０から出る空気流がタービュレータ１３２を通って流
れた後にスロット８０に入るように、ピン・バンク１２
０とスロット８０との間で半径方向に延びる。より具体
的には、タービュレータ１３２は、各タービュレータ１
３２が各それぞれのスロット８０に対して半径方向にオ
フセットされるように位置決めされる。
【００１９】タービュレータ１３４は、タービュレータ
１３２と実質的に類似しているが、半径方向外側プラッ
トホーム５４とタービュレータ１３２との間で延びてい
る。より具体的には、タービュレータ１３４は、タービ
ュレータ１３２よりも長い翼形ベーン５２を通る翼弦方
向距離だけ延び、また、そのような状態で半径方向外側
プラットホーム５４とピン・バンク１２０との間で延び
ている。例示的な実施形態において、各タービュレータ
１３４は同一であり、各々はほぼ矩形の断面積を有す
る。別の実施形態において、タービュレータ１３４は、
実質的に非矩形の断面積を有する。タービュレータ１３
４は、翼形ベーン５２内での対流冷却を促進するように
可変に選択されることに注目されたい。タービュレータ
１３４はまた、鋳造中の生産性を向上させるのを促進す
る。
１３２と実質的に類似しているが、半径方向外側プラッ
トホーム５４とタービュレータ１３２との間で延びてい
る。より具体的には、タービュレータ１３４は、タービ
ュレータ１３２よりも長い翼形ベーン５２を通る翼弦方
向距離だけ延び、また、そのような状態で半径方向外側
プラットホーム５４とピン・バンク１２０との間で延び
ている。例示的な実施形態において、各タービュレータ
１３４は同一であり、各々はほぼ矩形の断面積を有す
る。別の実施形態において、タービュレータ１３４は、
実質的に非矩形の断面積を有する。タービュレータ１３
４は、翼形ベーン５２内での対流冷却を促進するように
可変に選択されることに注目されたい。タービュレータ
１３４はまた、鋳造中の生産性を向上させるのを促進す
る。
【００２０】翼形ベーン５２は、コア（図示せず）を鋳
造することによって作製される。コアは、液体セラミッ
ク及び黒鉛スラリをコア型（図示せず）内に注入するこ
とによって作製され、スラリは加熱されて、中実のセラ
ミック翼形部コアを形成する。翼形部コアは、翼形部型
（図示せず）内に吊り支持され、セラミック翼形部コア
を取り囲むようにホットワックスが翼形ベーン型内に注
入される。ホットワックスが硬化して、ワックス翼形ベ
ーンが形成され、該翼形ベーン内にセラミックコアが吊
り支持されている。
造することによって作製される。コアは、液体セラミッ
ク及び黒鉛スラリをコア型（図示せず）内に注入するこ
とによって作製され、スラリは加熱されて、中実のセラ
ミック翼形部コアを形成する。翼形部コアは、翼形部型
（図示せず）内に吊り支持され、セラミック翼形部コア
を取り囲むようにホットワックスが翼形ベーン型内に注
入される。ホットワックスが硬化して、ワックス翼形ベ
ーンが形成され、該翼形ベーン内にセラミックコアが吊
り支持されている。
【００２１】セラミックコアを有するワックス翼形ベー
ンは、次に、翼形ベーン型に挿入され、溶融金属が型に
注入される。溶融金属はワックス翼形ベーンを溶かして
それに置き代わり、セラミックコアが所定の位置に残っ
た状態の金属翼形ベーンを形成する。次に、翼形ベーン
は冷却され、セラミックコアが取り除かれる。ダブレッ
ト５３は、一体のピン１２８、タービュレータ１２２、
及びスロット８０を含め、精密鋳造法で作製することが
できるので、ダブレット５３に関連した製造コストは他
の公知のノズル組立体と比較すると低減される。
ンは、次に、翼形ベーン型に挿入され、溶融金属が型に
注入される。溶融金属はワックス翼形ベーンを溶かして
それに置き代わり、セラミックコアが所定の位置に残っ
た状態の金属翼形ベーンを形成する。次に、翼形ベーン
は冷却され、セラミックコアが取り除かれる。ダブレッ
ト５３は、一体のピン１２８、タービュレータ１２２、
及びスロット８０を含め、精密鋳造法で作製することが
できるので、ダブレット５３に関連した製造コストは他
の公知のノズル組立体と比較すると低減される。
【００２２】作動において、冷却空気は、各翼形ベーン
に対して、高圧圧縮器から各翼形ベーン冷却チャンバ７
６内に供給される。冷却空気は、ピン・バンク１２０を
通って流れる。ピン１２８の千鳥状配列は、冷却空気中
に混濁を発生させ、ベーン５２の対流冷却が促進され
る。冷却空気は、圧力が低下した状態でピン・バンク１
２０から出てタービュレータ１２２を通って導かれる。
タービュレータ１２２によって、ベーン５２の付加的な
対流冷却が促進されるが、タービュレータ１２２では、
ピン・バンク１２０ほどの大きな圧力低下は発生しな
い。
に対して、高圧圧縮器から各翼形ベーン冷却チャンバ７
６内に供給される。冷却空気は、ピン・バンク１２０を
通って流れる。ピン１２８の千鳥状配列は、冷却空気中
に混濁を発生させ、ベーン５２の対流冷却が促進され
る。冷却空気は、圧力が低下した状態でピン・バンク１
２０から出てタービュレータ１２２を通って導かれる。
タービュレータ１２２によって、ベーン５２の付加的な
対流冷却が促進されるが、タービュレータ１２２では、
ピン・バンク１２０ほどの大きな圧力低下は発生しな
い。
【００２３】次に、冷却空気は、後縁スロット８０を通
って流れる。より具体的には、スロット８０に対するタ
ービュレータ１２２の相対位置によって、スロット８０
に入る冷却空気に付加的な混濁が生じる。混濁が増大す
ることにより、ベーン５２に対する対流冷却の強化が促
進される。スロット８０は拡口収束形の断面形状を有す
るので、冷却空気は、スロット入口側８６とスロット喉
部１０４との間で加速され、これによって、翼形ベーン
５２から流出する総流量が制御される。従って、ピン・
バンク１２０、タービュレータ１２２、及びスロット８
０の組み合わせによって、ノズルの金属温度を低下さ
せ、ノズル５０の有効寿命を延長させるのを促進する。
って流れる。より具体的には、スロット８０に対するタ
ービュレータ１２２の相対位置によって、スロット８０
に入る冷却空気に付加的な混濁が生じる。混濁が増大す
ることにより、ベーン５２に対する対流冷却の強化が促
進される。スロット８０は拡口収束形の断面形状を有す
るので、冷却空気は、スロット入口側８６とスロット喉
部１０４との間で加速され、これによって、翼形ベーン
５２から流出する総流量が制御される。従って、ピン・
バンク１２０、タービュレータ１２２、及びスロット８
０の組み合わせによって、ノズルの金属温度を低下さ
せ、ノズル５０の有効寿命を延長させるのを促進する。
【００２４】上述のタービンノズルは、該タービンノズ
ルの有効寿命の延長を促進する幾何学的形状を含む。各
ノズル翼形ベーンは、複数の拡口収束形の冷却スロット
とピン・バンクとの間に配置されたタービュレータの列
を含む。タービュレータは、タービンノズル翼形ベーン
を通って蛇行流路が形成されるように冷却スロット及び
ピン・バンクに対して半径方向にオフセットしている。
蛇行流路によって、冷却空気中に混濁が導入され、翼形
ベーン内の対流冷却の強化を促進する。冷却スロットに
よって、製造歩留まりの改善とともに冷却及び流量調節
の強化が促進される。その結果、このノズルの幾何学的
形状によって、コスト効果がありかつ信頼性がある方法
で、ノズルの有効寿命の延長が促進される。
ルの有効寿命の延長を促進する幾何学的形状を含む。各
ノズル翼形ベーンは、複数の拡口収束形の冷却スロット
とピン・バンクとの間に配置されたタービュレータの列
を含む。タービュレータは、タービンノズル翼形ベーン
を通って蛇行流路が形成されるように冷却スロット及び
ピン・バンクに対して半径方向にオフセットしている。
蛇行流路によって、冷却空気中に混濁が導入され、翼形
ベーン内の対流冷却の強化を促進する。冷却スロットに
よって、製造歩留まりの改善とともに冷却及び流量調節
の強化が促進される。その結果、このノズルの幾何学的
形状によって、コスト効果がありかつ信頼性がある方法
で、ノズルの有効寿命の延長が促進される。
【００２５】本発明を様々な特定の実施形態について説
明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び
技術的範囲内の変更で実施することができることは、当
業者には明らかであろう。また、特許請求の範囲に記載
された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技
術的範囲を実施例に限縮するものではない。
明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び
技術的範囲内の変更で実施することができることは、当
業者には明らかであろう。また、特許請求の範囲に記載
された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技
術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図１】 ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】 図１に示すガスタービンエンジンに使用する
ことができるタービンノズル組立体の斜視図。
ことができるタービンノズル組立体の斜視図。
【図３】 図２に示すノズル組立体に使用された、ター
ビンノズル翼形ベーンの一部の拡大概略断面図。
ビンノズル翼形ベーンの一部の拡大概略断面図。
【図４】 図３に示すタービンノズル翼形ベーンの、線
４−４に沿った拡大断面図。
４−４に沿った拡大断面図。
５０ ノズル組立体
５２ 翼形ベーン
５３ ダブレット
５４ 外側バンド
５６ 内側バンド
６０ 第１側壁
６２ 第２側壁
６４ 前縁
６６ 後縁
７０ 翼形部根元
７２ 翼形部先端
７６ 冷却チャンバ
８０ スロット
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 アンドリュー・チャールズ・ポゥイズ
アメリカ合衆国、オハイオ州、マデイラ、
メイプルリッジ・ドライブ、5605番
(72)発明者 ジャッド・ドッジ・トレスラー
アメリカ合衆国、オハイオ州、メーソン、
ウィンディーハロウ・ウェイ、3743番
Ｆターム(参考） 3G002 GA08 GA17 GB01
Claims (20)
- 【請求項１】 翼形部（５２）を含む、ガスタービンエ
ンジン（１０）用のタービンノズル（５０）を冷却する
ための方法であって、 前縁（６４）及び後縁（６６）においてそれらの間にキ
ャビティが形成されるように接合された第１側壁（６
０）と第２側壁（６２）とを含み、かつ該第１及び第２
側壁の間で延びる複数のピン（１２８）と少なくとも１
つのタービュレータ（１２２）の列とを更に含み、前記
第１側壁が、前記キャビティと流体連通しかつ該第１側
壁を前記後縁に向かって貫通する複数のスロット（８
０）を含む、翼形部を準備する段階と、 前記翼形部キャビティ内に冷却空気を、該空気流が前記
ピンを通り次いで前記タービュレータを通った後に前記
第１側壁のスロットを通って該翼形部から出るように、
流す段階と、を含むことを特徴とする方法。 - 【請求項２】 翼形部（６２）を準備する前記段階は、
前記タービュレータ（１２２）の列と前記複数のピン
（１２８）とを含む一体の翼形部を鋳造する段階を更に
含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。 - 【請求項３】 空気流を流す前記段階は、千鳥状の列で
配置された複数のピン（１２８）を通して、前記タービ
ンノズル（５０）内の対流冷却を強化するのを促進する
ように空気流を流す段階を更に含むことを特徴とする、
請求項１に記載の方法。 - 【請求項４】 空気流を流す前記段階は、半径方向に整
列されかつ前記ピン（１２８）と前記後縁（６６）のス
ロット（８０）との間で延び、前記タービンノズル（５
０）内の対流冷却を強化するのを促進するように構成さ
れたタービュレータ（１２２）の列を通して空気流を流
す段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の
方法。 - 【請求項５】 空気流を流す前記段階は、前記タービュ
レータ（１２２）から出る前記空気流が前記スロット
（８０）内で加速されるように拡口収束形の断面形状を
有する該スロットを通して空気流を流す段階を更に含む
ことを特徴とする、請求項１に記載の方法。 - 【請求項６】 空気流を流す前記段階は、各スロットの
入口（８６）と出口（８８）との間で延びる可変高さ
（１００）を有する該スロット（８０）を通して空気流
を流す段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記
載の方法。 - 【請求項７】 中空の翼形ベーン（５２）を含む、ガス
タービンエンジン（１０）用のタービンノズル（５０）
であって、該翼形ベーンは、第１壁部（６０）と、第２
壁部（６２）と、該第１及び第２壁部の間で延びる複数
のピン（１２８）と、少なくとも１つのタービュレータ
（１２２）の列とを含み、前記第１及び第２壁部は、前
縁（６４）及び後縁（６６）において接合され、前記第
１壁部は、前記後縁に向かって延びる複数のスロット
（８０）を含み、前記タービュレータの第１の列は、実
質的に半径方向に整列されかつ前記複数のスロットと前
記ピンとの間で延びていることを特徴とするタービンノ
ズル。 - 【請求項８】 前記翼形部スロット（８０）の各々は、
一対の隣接する側面壁によって形成され、該両側面壁の
間で測定された高さ（１００）を有し、かつ入口（８
６）と下流の出口（８８）とを含み、前記高さは、前記
スロットの入口及び出口の間で可変であることを特徴と
する、請求項７に記載のタービンノズル（５０）。 - 【請求項９】 前記翼形部スロット（８０）の各々は、
一対の隣接する側面壁によって形成され、該両側面壁の
間で延びる中細の通路を含むようになっていることを特
徴とする、請求項７に記載のタービンノズル（５０）。 - 【請求項１０】 前記翼形部スロット（８０）の各々
は、一対の隣接する側面壁によって形成され、該隣接す
る側面壁の間で延びる中心線を含み、前記タービュレー
タ（１２２）の各々は、前記各スロット中心線に関して
オフセットしていることを特徴とする、請求項７に記載
のタービンノズル（５０）。 - 【請求項１１】 前記複数のピン（１２８）は、前記翼
形部（５２）内での対流冷却を強化するのを促進するよ
うに千鳥状マトリクスで配置された複数の半径方向に整
列されたピン（１２８）を含むことを特徴とする、請求
項７に記載のタービンノズル（５０）。 - 【請求項１２】 前記翼形部（５２）の第１壁部（６
０）のスロット（８０）は、該翼形部と一体に形成され
ていることを特徴とする、請求項７に記載のタービンノ
ズル（５０）。 - 【請求項１３】 前記翼形部（５２）のタービュレータ
（１２２）の第１の列は、該翼形部内の冷却強化を促進
するように構成されていることを特徴とする、請求項７
に記載のタービンノズル（５０）。 - 【請求項１４】 ガスタービンエンジン（１０）のノズ
ル（５０）用の翼形部（５２）であって、後縁（６６）
においてそれらの間にキャビティが形成されるように接
合されかつ翼形部根元（７０）と先端（７２）との間で
半径方向に延びる第１側壁（６０）と第２側壁（６２）
とを含み、前記第１側壁は、前記後縁に向かって延びる
複数のスロット（８０）を含み、前記第１及び第２側壁
の間で延びる複数のピン（１２８）と該ピン及び前記ス
ロットの間で延びる少なくとも１つのタービュレータ
（１２２）の列とを更に含むことを特徴とする翼形部
（５２）。 - 【請求項１５】 前記第１側壁（６０）は、該翼形部の
正圧側面を形成し、前記タービュレータ（１２２）は、
半径方向に整列されかつ前記ピン（１２８）と前記スロ
ット（８０）との間で延びることを特徴とする、請求項
１４に記載の翼形部（５２）。 - 【請求項１６】 前記タービュレータ（１２２）の少な
くとも一部は、前記ピン（１２８）と前記翼形部根元
（７０）との間で延びることを特徴とする、請求項１４
に記載の翼形部（５２）。 - 【請求項１７】 前記スロット（８０）の各々は、拡口
収束形の断面形状を有することを特徴とする、請求項１
６に記載の翼形部（５２）。 - 【請求項１８】 前記スロット（８０）の各々は、入口
（８６）と出口（８８）との間で延びる可変の断面形状
を有することを特徴とする、請求項１６に記載の翼形部
（５２）。 - 【請求項１９】 前記複数のピン（１２８）は、複数の
千鳥状の列を含むマトリクスで配置され、該翼形部内で
の対流冷却を強化するのを促進することを特徴とする、
請求項１６に記載の翼形部（５２）。 - 【請求項２０】 前記翼形部第１壁部（６０）のスロッ
ト（８０）は、該翼形部と一体に形成され、前記タービ
ュレータ（１２２）は、該翼形部内の冷却強化を促進す
るように構成されていることを特徴とする、請求項１６
に記載の翼形部（５２）。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US10/085996 | 2002-02-28 | ||
| US10/085,996 US6602047B1 (en) | 2002-02-28 | 2002-02-28 | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003278503A true JP2003278503A (ja) | 2003-10-02 |
| JP2003278503A5 JP2003278503A5 (ja) | 2006-04-20 |
| JP4416417B2 JP4416417B2 (ja) | 2010-02-17 |
Family
ID=27622825
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2003052193A Expired - Fee Related JP4416417B2 (ja) | 2002-02-28 | 2003-02-28 | ガスタービンノズルを冷却するための方法及び装置 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6602047B1 (ja) |
| EP (1) | EP1340884B1 (ja) |
| JP (1) | JP4416417B2 (ja) |
| CN (1) | CN100357567C (ja) |
| DE (1) | DE60306825T2 (ja) |
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