JP2006283755A - 固定タービン翼形部 - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジン（１０）用のタービンノズルを提供する。
【解決手段】本タービンノズルは、ベーン（１２２）、根元（１３６）、先端（１３８）、前縁（１３２）、後縁（１３４）並びに対向する湾曲した正圧（１４０）及び負圧（４２、１４２）側面を備えた翼形形状のベーン（１２２）を有するノズルセグメント（３０）を含む。弓形の内側バンドセグメント（１４６）は、ベーン（１２２）の根元に取付けられる。内側バンドセグメント（１４６）は、それぞれその前端部及び後端部において前面（１５０）及び後面（１５２）によって境界付けられた内側流路面（１４８）を含む。凸状湾曲ブレンデッドコーナ部（１５４）が、内側流路面（１４８）と後面（１５２）との間に形成される。
【選択図】 図６

Description

本発明は、総括的にガスタービン構成部品に関し、より具体的には固定タービン翼形部に関する。

ガスタービンは、加圧空気を燃焼器に供給する圧縮機を含み、燃焼器において空気は燃料と混合されかつ点火されて高温燃焼ガスを発生する。これらのガスは、下流方向に１つ又はそれ以上のタービンに流れ、タービンは、ガスからエネルギーを取り出して圧縮機に動力を供給しまた飛行中の航空機に動力を供給するような有用な仕事を行う。一般的にコアエンジンの前方に配置されたファンを含むターボファン式エンジンでは、高圧タービンは、コアエンジンの圧縮機に動力を供給する。低圧タービンは、高圧タービンの下流に配置されてファンに動力を供給する。各タービン段は一般的に、固定タービンノズルを含み、次にタービンロータがそれに続く。タービンノズルは、円周方向に並んだノズルセグメントの列を含み、ノズルセグメントの各々は、内側及び外側バンドセグメント又は「プラットフォーム」間に取付けられて高温ガス流をタービンロータ内に流すようになった１つ又はそれ以上の固定翼形形状ベーンを含む。タービンロータは、弓形のプラットフォームを備えた円周方向に並んだ翼形形状ブレードの列を含む。

その形状故に「馬蹄形」渦と呼ばれる渦流が、ベーンの内側及び外側プラットフォームの近く並びにブレードの内側プラットフォーム及び先端の近くでタービン翼形部（すなわち、ブレード及びベーンの両方）の周りに発生することはよく知られている。渦の強さは、翼形部性能、従ってタービンの全体性能に対して直接的な影響をもつ。渦の強さが増大するにつれて、タービンの性能は低下する。渦系が翼形部の負圧側面に移動し、その後スパンに沿って上方に翼形部の中央部に向って移動した場合に、性能への影響は最も大きくなる。
米国特許第６，８３０，４３２号公報 米国特許第６，５２４，０７０号公報 米国特許第６，５７９，０６１号公報 米国特許第６，３５４，７９７号公報 米国特許第６，１８３，１９２号公報

従って、渦系の強さを減少させ、或いは渦系の斜行移動（ｃｒｏｓｓ−ｐａｓｓａｇｅ ｍｉｇｒａｔｉｏｎ）を抑制するタービン翼形部に対する必要性が存在する。

上記の必要性は、１つの態様によりガスタービンエンジン用のタービンノズルを提供する本発明によって満たされ、本タービンノズルは、根元、先端、前縁、後縁並びに対向する湾曲した正圧及び負圧側面を有する翼形形状のベーンと、ベーンの根元に取付けられ、それぞれその前端部及び後端部において前面及び後面によって境界付けられた内側流路面を含む弓形の内側バンドセグメントとを有するノズルセグメントを含み、凸状湾曲ブレンデッドコーナ部が、内側流路面と後面との間に形成される。

本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジン用のタービン組立体は、根元、先端、前縁、後縁並びに対向する正圧及び負圧側面を有する翼形形状のベーンとベーンの根元に取付けられ、それぞれその前端部及び後端部において前面及び後面によって境界付けられた内側流路面を含む弓形の内側バンドとを含むノズルセグメントと、ノズルセグメントの後方にかつ該ノズルセグメントと流れ連通した状態で配置され、第２の内側流路面を形成した弓形のブレードプラットフォームを含む回転可能に支持されたタービンブレードとを含む。パージキャビティが、ノズルセグメントとタービンブレードとの間に形成され、エンジンの二次流路と流れ連通した状態になっている。内側バンドの内側流路面と後面との接合部は、パージキャビティ内にベーン流を誘発するような輪郭になっている。

本発明は、添付の作図と併せて以下の説明を参照することによって最も良く理解することができる。

様々な図全体にわたって同一の参照番号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、従来技術のガスタービンエンジンのタービンセクション１０の一部分を示しており、タービンセクション１０は、直列流れ連通状態で、複数のＨＰＴブレード１６を支持したＨＰＴロータ１４を含む高圧タービン（ＨＰＴ）１２と、複数の固定ベーン２２を有するＬＰＴノズル２０と弓形のプラットフォーム２７を備えた複数のＬＰＴブレード２６を支持したＬＰＴロータ２４とを含む低圧タービン（ＬＰＴ）１８とを含み、これら全ては、長手方向又は軸方向中心軸線「Ａ」の周りに同軸で配置されている。燃焼器（図示せず）からの高圧ガスは、高圧タービン１２に吐出され、そこで高圧ガスは膨張してエネルギーが取り出されるようになる。高温ガスは次に、低圧タービン１８に流れ、そこで高温ガスはさらに膨張する。高圧タービン１２は、高圧シャフト（図示せず）を介して従来型の高圧圧縮機を駆動し、低圧タービン１８は、低圧シャフト（図示せず）を介して従来型のファンを駆動する。本発明は、特にＬＰＴノズル２０及びＬＰＴブレード２６を参照して説明しているが、本発明は、例えばＨＰＴ翼形部のような他のターボ機械の翼形部にも同様に適用可能である。

パージキャビティ２８と呼ばれるＬＰＴノズル２０とＬＰＴロータ２４との間の空間は、シールされておらず、高温の主流路ガスに曝される。燃焼ガスがＬＰＴノズル２０とＬＰＴロータ２４との間を半径方向内向きに流れた場合には、燃焼ガスは、該燃焼ガスが接触した状態になるエンジン構成部品を過熱し、構成部品の寿命を著しく短縮するおそれがある。従って、パージキャビティ２８には、主流路「Ｆ」内のガスよりも高い圧力になっている比較的より低温の二次空気流が供給される。このことにより、図１に矢印「Ｐ」で示す外向きパージ流が保証され、流路空気の吸込みが防止される。この外側向きパージ流は、プラットフォームの近くのブレード前縁から発する渦の寸法を増大させることによって、ＬＰＴ１８における効率の損失をもたらす。

図２に示すように、ＬＰＴノズル２０は一般的に、複数の円周方向に隣接するノズルセグメント３０から組み立てられ、これらノズルセグメント３０が、全体として完全な３６０度の組立体を形成する。各ＬＰＴノズルセグメント３０は、その各々がそれぞれ前縁３２、後縁３４、根元３６、先端３８並びに間隔を置いて配置された正圧及び負圧側面４０及び４２を有する翼形形状ベーン２２の１つ又はそれ以上を含む。ベーン２２の先端３８には、弓形の外側バンド４４が取付けられる。ベーン２２の根元３６には、弓形の内側バンド４６が取付けられる。内側バンドは、流路面４８、その前端部における軸方向前面５０及びその後端部における軸方向後面５２を有する。各ノズルセグメント３０の内側及び外側バンド４４及び４６は、ノズルセグメント３０を通るガス流のそれぞれ外側及び内側半径方向境界面を形成する。

図３は、ＬＰＴベーン内側バンドの幾何学形状をより詳細に示す。流路面４８と後面５２との間の移行部は、比較的尖ったコーナ部を成している。幾つかの従来技術のＬＰＴノズルセグメント３０は、この位置に「ブレークエッジ」を含むが、この形状部の半径は一般的に、約０．０７６２ｍｍ（０．００３インチ）〜約０．０３８ｍｍ（０．０１５インチ）の範囲にある。従って、軸方向後面５２は、後方に面した不連続部又は「段部」を成す。エンジン作動中に、この流れ形状部により、局所的静圧場における比較的大きい低下が生じる。この突然の圧力低下によって影響を受けた際のパージ流は、ＬＰＴブレード２６で発生した圧力及び負圧側面馬蹄形渦５４及び５６と相互作用してそれらを拡大させて、図４及び図５に示すように馬蹄形渦５４及び５６をＬＰＴブレード２６上のスパン中央位置に向って半径方向外向きに移動させるようになる。

本発明により製作したＬＰＴノズルセグメント１３０を図６に示す。本ＬＰＴノズルセグメント１３０は、その全体構造は従来技術のＬＰＴノズルセグメント３０に類似しており、その各々がそれぞれ前縁１３２、後縁１３４、根元１３６、先端１３８並びに間隔を置いて配置された正圧及び負圧側面１４０及び１４２を有する１つ又はそれ以上の翼形形状のベーン１２２を含む。弓形の外側バンド１４４が、ベーン１２２の先端１３８に取付けられる。弓形の内側バンド１４６が、ベーン１２２の根元１３６に取付けられる。内側バンド１４６は、流路面１４８、その前端部における軸方向前面１５０及びその後端部における軸方向後面１５２を有する。

図７により詳細に示すように、凸状湾曲面を有するブレンデッド（滑らかに接続した）コーナ部１５４が、流路面１４８と軸方向後面１５２との間で延び、上述したような「段部」の代わりに段階的移行部を形成する。ブレンデッドコーナ部１５４を内側バンド１４６に付加することによって、高い旋回のベーン流が、パージキャビティ１２８内に「誘発」されて、パージ流が主流路に（すなわち、下流ブレード通路に）導入される前に、二次流系統からのパージ流の旋回速度の増大を助長する。パージキャビティ１２８内での旋回を増大させることは、ブレードＬＥハブにおいて形成された馬蹄形渦５４及び５６の強さを減少させるのに役立ち、従ってＬＰＴブレード効率を増大させることになる。

図示した実施例では、ブレンデッドコーナ部１５４の断面形状は、約０．２１ｍｍ（０．０９０インチ）の円弧半径「Ｒ」を有する曲線である。断面の実際の寸法は、ベーン１２２の寸法に応じて決まることになり、断面の形状は、特定の用途に適するように変えることができる。例えば、ブレンデッドコーナ部１５４は、複合半径を有することができ、或いはブレンデッドコーナ部１５４は、非円形曲線とすることもできる。ブレンデッドコーナ部１５４は、流路面１４８の接線となり、軸方向後面１５２に対する滑らかな移行部を作り出す。ブレンデッドコーナ部１５４はまた、後面１５２の接線となるのが好ましい。ブレンデッドコーナ部１５４の正確な輪郭は、計算流体力学（ＣＦＤ）ソフトウエアのような公知のタイプの解析ツールによって決定することができる。ブレンデッドコーナ部１５４は、所定のベーン１２２寸法の場合に、製造要件のために又は応力集中を回避するために組み入れることになる標準的ブレークエッジ半径よりも実質的に大きい。半径をより大きくすることは、ベーン出口流を内側バンド１４６に付着した状態に保ち、それによってベーン出口流をより高い旋回でさらにパージキャビティ１２８内に持ち込む点でより有効であると思われる。ベーンスロート面積の設計意図要件に起因する制限により、ブレンデッドコーナ部１５４の最大半径（又は、後面１５２への湾曲移行部）が制約されることになる。さらに、パージキャビティ１２８内に導入された通路空気の温度がより高温過ぎる場合には、より低温対応の構成部品が過熱されるおそれがある。

ブレンデッドコーナ部１５４を設けることはまた、通常は所定の位置に残されることになる材料を除去することによって、従来技術の構成部品と比較してＬＰＴノズルの重量を軽減させることになる。さらに、ブレンデッドコーナ部１５４は、軸対称形状であり、従って内側バンド１４６の製作において実施するのが容易である。

上記には、ガスタービンエンジン用のタービンノズルを説明した。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、本発明の技術思想及び技術的範囲から離れることなく本発明に対して様々な変更を加えることができることは、当業者には明らかであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態の上記の説明は、例示の目的のためのみに示したものであって限定するためのものではなく、本発明は、特許請求の範囲によって定まる。

従来技術のタービンセクションの一部分の側面図。 従来技術のタービンノズルの斜視図。 図２の一部分の拡大側面図。 図２のノズルの下流に配置したタービンブレードの周りの流れパターンの前面斜視図。 図２のタービンノズルの下流に配置したタービンブレードの周りの流れパターンの後面斜視図。 本発明により製作したタービンノズルの斜視図。 図６の一部分の拡大側面図。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン
１２２ ノズルベーン
１２６ タービンブレード
１２８ パージキャビティ
１３０ ノズルセグメント
１３２ 前縁
１３４ 後縁
１３６ 根元
１３８ 先端
１４０ 正圧側面
１４２ 負圧側面
１４４ 外側バンド
１４６ 内側バンド
１４８ 内側流路面
１５０ 前面
１５２ 後面
１５４ ブレンデッドコーナ部

Claims (10)

1. ベーン（１２２）、このベーンの根元（１３６）、先端（１３８）、前縁（１３２）、後縁（１３４）並びに対向する湾曲した正圧及び負圧側面（１４０、１４２）を有する翼形部と、、
   前記根元（１３６）に取付けられた弓形の内側バンドセグメント（１４６）と、
   を有するガスタービンエンジン（１０）用の翼形部組立体であって、
   前記内側バンドセグメント（１４６）が、それぞれその前端部及び後端部において前面（１５０）及び後面（１５２）によって境界付けられた内側流路面（１４８）を含み、
   前記内側流路面（１４８）と前記後面（１５２）との間に、凸状湾曲ブレンデッドコーナ部（１５４）が形成されていることを特徴とする翼形部組立体
2. 該翼形部組立体が、前記翼形部の先端（１３８）に取付けられた弓形の外側バンドセグメント（１４４）をさらに含み、前記外側バンドセグメント（１４４）が、外側流路面（１４８）を有することを特徴とする請求項１記載の翼形部組立体。
3. 複数の前記外側バンドセグメント（１４４）が、並んで配置されて円形ノズルリングを形成していることを特徴とする請求項２記載の翼形部組立体。
4. 前記ブレンデッドコーナ部（１５４）の断面輪郭が、所定の円弧半径によって形成されていることを特徴とする請求項１記載の翼形部組立体。
5. 前記半径が、約０．０１５インチよりも大きいことを特徴とする請求項４記載の翼形部組立体。
6. 前記ブレンデッドコーナ部（１５４）の断面輪郭が、複合半径によって形成されていることを特徴とする請求項１記載の翼形部組立体。
7. 前記ブレンデッドコーナ部（１５４）が、前記内側流路面（１４８）の接線であることを特徴とする請求項１記載の翼形部組立体。
8. 前記ブレンデッドコーナ部（１５４）が、前記後面（１５２）の接線であることを特徴とする請求項６記載の翼形部組立体。
9. 前記内側バンドセグメント（１４６）が、パージ流キャビティ（１２８）と流体連通した状態で配置されていることを特徴とする請求項１記載の翼形部組立体。
10. ガスタービンエンジン（１０）用のタービン組立体であって、
    ベーン（１２２）、このベーンの根元（１３６）、先端（１３８）、前縁（１３２）、後縁（１３４）並びに対向する正圧（１４０）及び負圧（１４２）側面を有する翼形形状のベーン（１２２）と；
    前記ベーン（１２２）の根元（１３６）に取付けられ、それぞれその前端部及び後端部において前面（１５０）及び後面（１５２）によって境界付けられた内側流路面（１４８）を含む弓形の内側バンド（１４６）と；
    を含むノズルセグメント（１３０）と、
    前記ノズルセグメント（１３０）の後方にかつ該ノズルセグメント（１３０）と流れ連通した状態で配置され、第２の内側流路面（１４８）を形成した弓形のブレードプラットフォームを含む回転可能に支持されたタービンブレードと、
    前記ノズルセグメント（１３０）と前記タービンブレードとの間に形成され、エンジンの二次流路と流れ連通した状態になっているパージキャビティ（１２８）とを備え、
    前記内側バンド（１４６）の内側流路面（１４８）と前記後面（１５２）との接合部が、前記パージキャビティ（１２８）内に旋回ベーン（１２２）流を誘発するような輪郭になっていることを特徴とするタービン組立体。

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