JP2009162226A - タービンノズル区画体 - Google Patents

Abstract

【課題】 冷却構造が改善されたタービンノズル区画体を提供する。
【解決手段】 タービンノズル区画体（１１８）は、流路側面（１２４、１２８）および非流路側面（１２６、１３０）を有するバンド（１２０、１２２）と、該バンド（１２０、１２２）の該非流路側面（１２６、１３０）上に配設されるエンクロージャ（１４２）とを有する。該バンド（１２０、１２２）と該エンクロージャ（１４２）との間にプレナム（１４４）が画定されて良く、該エンクロージャ（１４２）から抑止板（１６６）が延在して良い。
【選択図】 図２

Description

本発明の例示的な実施形態は概して、ガスタービンエンジン部品に関し、特に冷却構造が改善されたタービンノズル区画体に関する。

ガスタービンエンジンは通常、コンプレッサ、燃焼器、および少なくとも１つのタービンを有する。空気は、コンプレッサによって圧縮された後、燃料と混合され、燃焼器に供給される。次いで、この空気と燃料との混合物が点火されることによって高温の燃焼ガスが発生し、この燃焼ガスがタービンに供給される。タービンは、燃焼ガスからエネルギーを抽出し、コンプレッサに動力を供給するとともに、飛行中の航空機への推進力や発電機などの負荷への動力を創出する。

タービンは、ステータ組立体およびロータ組立体を有する。ステータ組立体は、円周方向に離間配置された複数のエアフォイルを有する固定式のノズル組立体を有する。これらのエアフォイルは、内側バンドおよび外側バンド間において半径方向に延在している。これらのバンドは、バンド間を流れる燃焼ガスを導く流路を画定するものである。エアフォイルおよびバンドを通常、複数の区画体に分割することができる。これらの区画体には、内側バンドおよび外側バンド間において半径方向に延在する、１つのまたは離間配置された２つのエアフォイルが含まれる。これらの区画体どうしを連結することによってノズル組立体が形成される。

ロータ組立体は、ステータ組立体の下流に位置して良く、ディスクから半径方向外側に延在する複数のブレードを有して良い。ロータブレードは各々、その基盤と先端との間に延在するエアフォイルを有して良い。ロータブレードはまた、その基盤の下方に延在するとともにディスク上の対応しているスロットに適合する根部を含んで良い。ディスクの代わりに、ブリスクすなわちブレードと一体形成されたディスクを用いても良い。これによって根部が必要なくなり、エアフォイルをディスクから直接延在させることができる。ロータ組立体は、固定式の環状側板によってブレード先端に拘束される。これらの側板および基盤（または、ブリスクの場合はディスク）によって、その間を通る燃焼ガスを導くための流路が画定される。

稼働率の上昇に伴ってガス温度が上昇すると、部品が温度上昇に耐えきれなくなる可能性がある。ガス温度が高くなると金属温度も高くなるが、このことは部品損傷の最たる原因である。バンド（特にバンドの後方）はこのような損傷を受け易い。部品が損傷すると上述の領域に亀裂または穴傷が生じ、性能の劣化や修繕費用の増大に繋がる。

１つの例示的な実施形態において、タービンノズル区画体は、流路側面および非流路側面を有するバンドと、該バンドの該非流路側面上に配設されるエンクロージャとを有する。該バンドと該エンクロージャとの間にプレナムが画定されて良く、該エンクロージャから抑止板が延在して良い。

もう１つの例示的な実施形態において、タービンノズル区画体は、フランジから半径方向に延在するバンドと、該バンドと結合されたエンクロージャを有する。該バンドと該エンクロージャとの間にプレナムが画定されて良く、該プレナムへの排出口を有する穴が該フランジを貫通して延在して良い。

図１に、例示的なガスタービンエンジン１００の概略断面図を示す。ガスタービンエンジン１００は、低圧コンプレッサ１０２、高圧コンプレッサ１０４、燃焼器１０６、高圧タービン１０８、および低圧タービン１１０を含む。前記低圧コンプレッサは、シャフト１１２を介して前記低圧タービンと連結している。高圧コンプレッサ１０４は、シャフト１１４を介して高圧タービン１０８と連結している。稼働時、気流が低圧コンプレッサ１０２と高圧コンプレッサ１０４とを通過する。そして、この極めて圧縮された空気は、燃焼器１０６にもたらされると燃料と混合されて点火し、燃焼ガスが発生する。この燃焼ガスが燃焼器１０６から供給されることによって、タービン１０８および１１０が動作する。タービン１１０は、シャフト１１２によって低圧コンプレッサ１０２を動作させる。タービン１０８は、シャフト１１４によって高圧コンプレッサ１０４を動作させる。

図２〜図７に示すように、高圧タービン１０８は、タービンノズル組立体１１６を有して良い。タービンノズル組立体１１６は、燃焼器１０６またはタービンブレード列の下流に位置して良い。タービンノズル組立体１１６は、環状アレイ状をなす複数のタービンノズル区画体１１８を含む。弓状の複数のタービンノズル区画体１１８を相互に連結することによって、環状のタービンノズル組立体１１６を形成することができる。タービンノズル区画体１１８は、内側バンド１２０と外側バンド１２２とを有して良く、これらのバンドによって燃焼ガスがタービンノズル組立体１１６を半径方向に通って流れるようになる。内側バンド１２０は流路側面１２４と非流路側面１２６とを有して良く、外側バンド１２２は流路側面１２８と非流路側面１３０とを有して良い。１つ以上のフランジ１３２が、内側バンド１２０の非流路側面１２６および外側バンド１２２の非流路側面１３０から延在して良い。例えば図２および図３に示すように、フランジ１３４を、内側バンド１２０から半径方向に延在させ、タービンノズル組立体１１６の前記ガスタービンエンジン１００のその他部品への取り付けに用いて良い。

１つ以上のエアフォイル１３６が、燃焼ガスがタービンノズル組立体１１６を通って流れるよう導く内側バンド１２０と外側バンド１２２との間に、半径方向に延在する。エアフォイル１３６は、前縁１３８をタービンノズル区画体１１８の前方に、後縁１４０をタービンノズル区画体１１８の後方に有する。エアフォイル１３６は、中実構造であっても中空構造であっても良い。中空エアフォイルは、エアフォイルを冷却する目的およびエアフォイル表面をフィルム冷却する目的で１つ以上の内部冷却通路を有して良い。その他の態様として、中空エアフォイルは、冷却挿入体を受けるための１つ以上のキャビティを有して良い。この冷却挿入体は、複数の冷却穴を有して良い。これらの冷却穴は、エアフォイルに設けた穴を用いるフィルム冷却において、冷却空気が外部へ排出されるに先立って、中空エアフォイルの内側表面に衝突噴流をもたらす（インピンジ冷却する）よう配設される。ここでは、任意の既知のエアフォイル構造を用いることができる。

以下、「バンド」とは、内側バンド１２０、外側バンド１２２、または内側バンド１２０および外側バンド１２２の各々のことを指すことができる。エンクロージャ１４２が、バンドの非流路側面１２６、１３０と結合していて良い。エンクロージャ１４２は、バンドと一体的に形成されていても、またはこれに限定されないが例えばろう付けなどの既知の技術によって取り付けられていても良い。１つの例示的な実施形態において、エンクロージャ１４２は、バンドの非流路側面１２６、１３０とフランジ１３２との間に延在して良い。エンクロージャ１４２と、バンドの非流路側面１２６、１３０と、フランジ１３２とによって、プレナム１４４が画定されて良い。プレナム１４４は、フランジ１３２の１つ以上の穴１４６を介して冷却空気を受けることができる。任意の既知の技術によって１つ以上の穴１４６へ空気を導くことができる。図６に示すように、プレナム１４４を、バンドの非流路側面１２６、１３０における２つのキャビティ１４８および１５０として、該非流路側面１２６、１３０どうしを接続するチャネル１５２を伴って形成して良い。

１つの例示的な実施形態において、前記バンドは、該バンド上に形成された複数の冷却穴１５４を有する。複数の冷却穴１５４は、冷却空気を受けるための吸気口１５６をプレナム１４４上に有して良い。複数の冷却穴１５４は、バンドの流路側面１２４、１２８をフィルム冷却するための排気口１５８を有して良い。１つの例示的な実施形態において、図４に示すように、複数の冷却穴１５４の排気口１５８は、フィルム冷却効率が向上するようフレア形状を有して良い。複数の冷却穴１６０を、エンクロージャ１４２上に形成して良い。複数の冷却穴１６０は、冷却空気を受けるための吸気口１６２をプレナム１４４上に有して良い。複数の冷却穴１６０は、バンドの非流路側面１２６、１３０を衝突噴流冷却するための排気口１６４を有して良い。１つの例示的な実施形態において、抑止板１６６がエンクロージャ１４２に結合されて良い。抑制板１６６は、上述のエンクロージャ１４２に一体的に形成されていても、またはこれに限定されないが例えばろう付けなどの任意の既知の技術によって取り付けられて良い。抑止板１６６は、バンドの非流路側面１２６、１３０を高温ガスから保護するための遮蔽板として機能することができる。１つの例示的な実施形態において、エンクロージャ１４２、プレナム１４４、およびそれらに付随する冷却穴は、バンドの後方に位置して良い。

これらの領域に冷却穴を設けることによって、金属温度を低下させることができるので、損傷が減少するとともに亀裂または割れ目が形成される可能性が低減する。その結果、タービンノズル区画体の寿命が長くなり、ガスタービンエンジンの修繕および／または交換の回数を低減することができる。

本明細書では、本発明の例示的な実施形態を最良の態様を含めて開示した。当業者には、これらの例示的な実施形態を再現および活用することが可能である。本発明の特許可能な範囲は、添付の特許請求の範囲によって定められるとともに、当業者に想起可能なその他の実施例も包含する。かかるその他の実施例は、本発明の特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を有する場合、または本発明の特許請求の範囲の文言と実質的に同等な構成要素を有する場合、本発明の特許請求の範囲の範疇に含まれるものとする。

本発明による例示的なガスタービンエンジンを示す断面図である。 本発明によるタービンノズル組立体の例示的な実施形態を示す断面図である。 本発明によるタービンノズル組立体のバンドの例示的な実施形態を示す断面詳細図である。 本発明によるタービンノズル組立体のバンドの例示的な実施形態を、流路側から見た詳細平面図である。 本発明によるタービンノズル区画体の例示的な実施形態を示す斜視図である。 本発明によるタービンノズル区画体の例示的な実施形態を、エンクロージャを図示省略して示す斜視図である。 本発明によるタービンノズル区画体の例示的な実施形態を、エンクロージャとともに示す斜視図である。

符号の説明

１００ ガスタービンエンジン
１０２ 低圧コンプレッサ
１０４ 高圧コンプレッサ
１０６ 燃焼器
１０８ 高圧タービン
１１０ 低圧タービン
１１２ シャフト
１１４ シャフト
１１６ タービンノズル組立体
１１８ タービンノズル区画体
１２０ 内側バンド
１２２ 外側バンド
１２４ 流路側面
１２６ 非流路側面
１２８ 流路側面
１３０ 非流路側面
１３２ フランジ
１３４ フランジ
１３６ エアフォイル
１３８ 前縁
１４０ 後縁
１４２ エンクロージャ
１４４ プレナム
１４６ 穴
１４８ キャビティ
１５０ キャビティ
１５２ チャネル
１５４ 冷却穴
１５６ 吸気口
１５８ 排気口
１６０ 冷却穴
１６２ 吸気口
１６４ 排気口
１６６ 抑止板

Claims (10)

1. 流路側面（１２４、１２８）および非流路側面（１２６、１３０）を有するバンド（１２０、１２２）と、
   該バンド（１２０、１２２）の該非流路側面（１２６、１３０）上に配設されるエンクロージャ（１４２）と、
   該バンド（１２０、１２２）と該エンクロージャ（１４２）との間に画定されるプレナム（１４４）と、
   該エンクロージャ（１４２）から延在する抑止板（１６６）と
   を有することを特徴とする、タービンノズル区画体（１１８）。
2. 前記エンクロージャ（１４２）が複数の冷却穴（１６０）を有する、請求項１に記載のタービンノズル区画体（１１８）。
3. 前記複数の冷却穴（１６０）が前記プレナム（１４４）上に吸気口（１６２）を有する、請求項２に記載のタービンノズル区画体（１１８）。
4. 前記複数の冷却穴（１６０）が、前記バンド（１２０、１２２）の前記非流路側面（１２６、１３０）に衝突噴流をもたらすよう配設された排気口（１６４）を有する、請求項３に記載のタービンノズル区画体（１１８）。
5. 前記バンド（１２０、１２２）が複数の冷却穴（１５４）を有する、請求項４に記載のタービンノズル区画体（１１８）。
6. 前記バンド（１２０、１２２）の前記複数の冷却穴（１５４）が前記プレナム（１４４）上に吸気口（１５６）を有する、請求項５に記載のタービンノズル区画体（１１８）。
7. 前記バンド（１２０、１２２）の前記複数の冷却穴（１５４）が、該バンド（１２０、１２２）の前記流路側面（１２４、１２８）に排気口（１５８）を有する、請求項６に記載のタービンノズル区画体（１１８）。
8. 前記バンド（１２０、１２２）上の前記複数の冷却穴（１５４）用に設けられた前記排気口（１５８）がフレア形状を有する、請求項７に記載のタービンノズル区画体（１１８）。
9. 前記抑止板（１６６）が前記エンクロージャ（１４２）と一体的に形成されるとともに、該エンクロージャ（１４２）が前記バンド（１２０、１２２）およびフランジ（１３２）にろう付けされる、請求項８に記載のタービンノズル区画体（１１８）。
10. 前記抑止板（１６６）が前記エンクロージャ（１４２）と一体的に形成されるとともに、該エンクロージャ（１４２）が前記バンド（１２０、１２２）およびフランジ（１３２）にろう付けされる、請求項１乃至８のいずれか１項に記載のタービンノズル区画体（１１８）。