JP2013142392A - タービンノズルコンパートメント式冷却システム - Google Patents

Abstract

【課題】タービンノズルコンパートメント式冷却システムを提供すること。
【解決手段】本出願は、タービン（４０）の冷却流（１７０）に燃焼ガス（３５）の流れを提供するコンパートメント式冷却システム（１００）を提供する。コンパートメント式冷却システム（１００）は、タービンノズル（１０５）と、冷却バッフル（２００）とを含む。タービンノズル（１０５）は、翼形部インサート（１５０）及びノズル外側側壁（１４０）を含む。冷却バッフル（２００）が、第１の回路（３００）で翼形部インサート（１５０）と連通する高圧冷却通路（１８０）と、第２の回路（３３０）でノズル外側側壁（１４０）の周りに配置されたインピンジメントプレート（２３０）とを含む。
【選択図】 図１

Description

本願は、広義にはガスタービンエンジンに関し、具体的には、漏れの少ない高圧冷却をもたらすべく分割ケースタービン設計用のタービンノズルコンパートメント式冷却システムに関する。

一般に、ガスタービンエンジンのタービン段は、複数の静止タービンノズルを含む。各タービンノズルは、外側及び内側側壁間に半径方向に延在するベーンを有する。ノズル翼は、上流側及び下流側に配置される対応するタービンロータブレード間に燃焼ガスを誘導するための翼形部構成を有する。タービンロータブレードは、ロータディスクの外周に装着されて共に回転する。タービンノズル翼は、作動中に流れる高温燃焼ガスによって加熱されるので、圧縮機から抽気される冷却空気を冷却の目的でベーン内部に送ることが。必要な寄生冷却空気の量の制限、並びにノズル翼及び他の場所において失われるかかる冷却空気の漏洩の制限により、ガスタービンエンジン全体の効率及び性能を向上させる必要がある。

従来、航空機用タービンエンジンなどではコンパートメント式冷却が使用されている。かかる航空機エンジンは一般に、冷却流をノズルに配向するのに円形（３６０°）部品を含む。この構成は、航空機エンジンは一般に、組み付け中に軸方向スタックされる全フープケース構造であるものとして、航空機エンジンで実施可能とする。しかしながら、産業用のガスタービンエンジンの全体サイズに起因して、かかる産業用ガスタービンでは、一般に、それ以上ではないにしても少なくとも２つの半部分（１８０°）セグメントで設置される。このセグメント化構成は、一般に、ノズル配列に冷却流を送るために３６０°部品を使用することができなくなる。

従って、改善された産業用ガスタービン設計に対する要求がある。かかる改善された産業用ガスタービン設計は、複数のセグメント化された冷却バッフルを用いて、漏れの少ない効率的な冷却を促進するよう低漏洩の高圧冷却空気を提供する。

米国特許第７０２９２２８号明細書

従って、本願は、燃焼ガスが流れるタービンに冷却流を供給するコンパートメント式冷却システムを提供する。コンパートメント式冷却システムは、タービンノズルと、冷却バッフルとを含む。タービンノズルは、翼形部インサート及びノズル外側側壁を含む。冷却バッフルは、第１の回路で翼形部インサートと連通する高圧冷却通路と、第２の回路でノズル外側側壁の周りに配置されたインピンジメントプレートとを含む。従って、冷却バッフルは、漏れの少ない高圧冷却流を提供する。

本願はさらに、タービンのノズルを冷却する方法を提供する。本方法は、高圧下の第１の回路冷却流を冷却バッフルに通してノズル翼の翼形部インサートに送給するステップと、ノズル翼を第１の回路冷却流を用いて冷却するステップと、ノズル外側側壁の周りに配置された冷却バッフルのインピンジメントプレートに第２の回路冷却流を送給するステップと、ノズル外側側壁を第２の回路冷却流を用いて冷却するステップとを含む。

本願はさらに、燃焼ガスが流れるタービンに冷却流を供給するコンパートメント式冷却システムを提供する。コンパートメント式冷却システムは、タービンノズルと、複数の冷却バッフルセグメントとを含む。タービンノズルは、翼形部インサート及びノズル外側側壁を含む。冷却バッフルセグメントの各々は、第１の回路で翼形部インサートと連通する高圧冷却通路と、第２の回路でノズル外側側壁の周りに配置されたインピンジメントプレートとを含む。

本願の上記その他の特徴は、図面及び請求項を参照しながら以下の好ましい実施形態の詳細な説明を精査することによって当業者には明らかになるであろう。

圧縮機、燃焼器、及びタービンを含むガスタービンエンジンの概略図。 ノズル翼の周りに配置された、本明細書で記載される冷却材バッフルの部分斜視側断面図。 図２の冷却バッフル及びノズル翼の部分斜視側断面図。 貫通する空気流回路を示す、図２の冷却バッフル及びノズル翼の部分側面図。 貫通する空気流回路を示す、２つの冷却バッフル及び図２のノズル翼セグメント及びこれらの間にある中間セグメントの一部の部分側断面図。

次に、幾つかの図全体を通して様々な符号が同様の要素を表す図面を参照すると、図１は、本発明で使用し得るガスタービンエンジン１０の概略図を示している。ガスタービンエンジン１０は、圧縮機１５を含む。圧縮機１５は、流入空気流２０を加圧する。圧縮機１５は、加圧空気流２０を燃焼器２５に送給する。燃焼器２５は、加圧空気流２０を加圧燃料流３０と混合し、混合気を点火して燃焼ガス流３５を生成する。１個の燃焼器２５しか示していないが、ガスタービンエンジン１０は、任意の数の燃焼器２５を含む。次いで、燃焼ガス流３５は、タービン４０に送給される。燃焼ガス流３５は、タービン４０を駆動して機械的仕事を生成するようにする。タービン４０にて生成された機械的仕事は、シャフト４５を介して圧縮機１５と、発電機などなどの外部負荷５０とを駆動する。

ガスタービンエンジン１０は、天然ガス、各種のシンガス、及び／又は他のタイプの燃料を使用し得る。ガスタービンエンジン１０は、特に限定されないが、７又は９シリーズ高出力ガスタービンエンジンなどを始めとする、Ｇｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ社（米国ニューヨーク州スケネクタディ）製の様々なガスタービンエンジンのいずれかとすることができる。ガスタービンエンジン１０は、異なる構成を有することができ、他のタイプの部品も使用できる。他のタイプのガスタービンエンジンも、本発明で使用し得る。複数のガスタービンエンジン、他のタイプのタービン、及び他のタイプの発電設備も本発明で使用し得る。

図２〜図５は、本明細書で開示するタービンノズルコンパートメント式冷却システム１００の一部を示している。タービンノズルコンパートメント式冷却システム１００は、上述したタービン４０の複数のタービンノズル１０５などで使用できる。タービンノズル１０５は、分割ケース設計の一部とすることができる。タービンノズル１０５の各々は、ノズル翼１１０を含むことができる。ノズル翼１１０は、片持ち式で内側側壁１２０と外側側壁１４０との間に延在していてもよい。複数のタービンノズル１０５を組み合わせて円周アレイにし、複数のロータブレード（図示せず）と共に段を形成することができる。

ノズル１０５は、ノズル翼１１０の周りに延在するノズル外側側壁１４０を含むことができる。ノズル翼１１０は、実質的に中空とすることができる。ノズル翼１１０内には、翼形部インサート１５０を配置できる。翼形部インサート１５０は、複数の冷却開口１６０を形成してもよい。冷却開口１６０を用いて、インピンジメント冷却などによってノズル翼１１０の周りに冷却流１７０を配向することができる。翼形部インサート１５０は、冷却回路の一部として管シール又は他のタイプの高圧冷却通路を介して圧縮機１５からの冷却流１７０と連通することができる。２以上の冷却通路１８０を本発明で用いることができる。他の部品及び他の構成も本発明で使用できる。

タービンノズルコンパートメント式冷却システム１００はまた、タービンノズル１０５の周りに配置された冷却バッフル２００を含むことができる。冷却バッフル２００は、圧縮機１５からの冷却供給源とタービンノズル１０５の外側側壁１４０との間に配置できる。冷却バッフル２００は、複数のセグメント２１０の形態とすることができる。具体的には、冷却バッフル２００は、少なくとも２つのセグメント２１０にセグメント化され、最大で所与の段におけるノズル翼１１０当たりに１つのセグメント２１０にセグメント化することができる。冷却バッフルセグメント２１０の各々の間のギャップは、スプラインシールなどでシールすることができる。

冷却バッフル２００は、インピンジメントプレート２３０として機能を果たすことができる。インピンジメントプレート２３０は、複数の冷却開口２４０を形成してもよい。任意の数又は構成の冷却開口２４０を本発明で使用し得る。第１のシール層２５０をインピンジメントプレート２３０の周りに配置できる。第２のシール層２６０は、外側側壁１４０の周りに配置できる。シール層２５０、２６０は、堅牢で耐熱性の任意の材料から作ることができる。インピンジメントプレート２３０及びシール層２５０、２６０は、翼形部インサート１５０と連通する高圧冷却通路１８０を囲むことができる。衝突後圧力キャビティ２６５は、一端ではインピンジメントプレート２３０と第１のシール層２５０との間に画成され、他端では外側側壁１４０と第２のシール層２６０との間に画成される。

使用時には、圧縮機１５からの冷却流１７０は、冷却バッフル２００及び第１のシール層２５０の上の高圧領域２７０、シール層２５０、２６０間の衝突後圧力キャビティ２６５内の中圧領域２８０、並びに燃焼ガス流の周りの衝突後圧力キャビティ２６５及び第２のシール層２６０の下の低圧領域２９０を通過することができる。冷却流１７０がタービンノズル１０５に接近すると、冷却流１７０は、３つの実施可能な流路を有する。第１に、冷却流１７０は、高圧下で冷却通路１８０を介して冷却するためノズル翼１１０内の翼形部インサート１５０に直接流入することができる。第２に、冷却流１７０は、冷却材バッフル２００のインピンジメントプレート２３０を通過して、ノズル外側側壁１４０をインピンジメント冷却することができる。第３に、冷却流１７０は、第１のシール層２５０を越えて衝突後圧力キャビティ２６５内に漏洩することができる。次いで、中圧の衝突後空気は、第２のシール層２６０を越えて燃焼ガス３５の低圧流内に漏洩することができる。他の構成及び他の部品も本発明で使用し得る。

冷却流１７０を第１の回路３００の高圧冷却通路１８０を介して翼形部インサート１５０内に直接送ることにより、高圧領域２７０からの冷却流１７０を用いて、有意な圧力低下もなくノズルインサート１５０における冷却を行うことができる。第２の回路３３０においてシール層２５０、２６０を直列で使用することによって、高圧領域２７０により生じた第１の漏洩経路３１０は、バッフル２００及び第１のシール層２５０を越えて延在することができ、他方、第２の漏洩経路３２０は、低圧下で第２のシール層２６０を越えて燃焼ガス３５の流れに向かって延在している。換言すると、第２の漏洩経路３２０における冷却流１７０は、中圧領域２８０から第２のシール層２６０を越えて燃焼ガス３５の流れの低圧領域２９０に延在する。従って、衝突後圧力キャビティ２６５と燃焼ガス３５の流れとの間の圧力差は、冷却流１７０及び高圧領域２７０と燃焼ガス３５の流れとの間の圧力差よりも小さい。従って、ノズル外側側壁１４０からの漏洩は、高圧領域２７０からの圧縮機抽出ではなく、衝突後圧力キャビティ２６５の圧力によって生じることができる。結果として、シール層２５０及び２６０は、タービンノズルコンパートメント式冷却システム１００の冷却バッフル２００と連動して、有意な圧力低下もなく冷却用に高圧領域２７０からの空気を使用しながら、より少ない漏洩を可能にすることができる。

タービンノズルコンパートメント式冷却システム１００の冷却バッフル２００は、別個の要素とすることができ、或いは所定の位置に鋳造することができる。具体的には、中空ブリッジ様構造体は、ノズル外側側壁１４０内に鋳造すると共に、シール層２５０、２６０を配置できるように冷却開口を貫通して機械加工することができる。インピンジメントプレートは、ブリッジ又は側壁の上部に取り付けることができる。或いはまた、完全に封止されたプレナムをノズル外側側壁１４０に鋳造し、次いで、シール層２５０、２６０などと共にインピンジメント孔などを孔開けすることができる。

従って、冷却バッフル２００を備えたタービンノズル１０５は、分割ケースタービン設計におけるコンパートメント式冷却を可能にする。かかるコンパートメント式冷却は、漏洩を低減しながら、大きな圧力低下を伴うことなく複数の冷却回路に高圧冷却空気を提供する。漏洩が少なく且つより高圧の冷却空気によって、コスト及び材料を制限しながら、効率の増大、性能向上、及びより長い部品寿命をもたらすはずである。

上記のことは、本出願及びその結果として得られる特許の特定の実施形態にのみに関連している点を理解されたい。添付の請求項及びその均等物によって定められる本発明の全体的な技術的思想及び範囲から逸脱することなく、当業者によって多くの変更及び修正を本明細書において行うことができる。

１０ ガスタービンエンジン
１５ 圧縮機
２０ 空気の流れ
２５ 燃焼器
３０ 燃料の流れ
３５ 燃焼ガスの流れ
４０ タービン
４５ シャフト
５０ 負荷
１００ タービンノズルコンパートメント式冷却システム
１０５ タービンノズル
１１０ ノズル翼
１２０ 内側側壁
１４０ 外側側壁
１５０ 翼形部インサート
１６０ 冷却開口
１７０ 冷却流
１８０ 冷却通路
２００ 冷却バッフル
２１０ セグメント
２３０ インピンジメントプレート
２４０ 開口
２５０ 第１のシール層
２６０ 第２のシール層
２６５ 衝突後圧力キャビティ
２７０ 高圧領域
２８０ 中圧領域
２９０ 低圧領域
３００ 第１の回路
３１０ 第１の漏洩経路
３２０ 第２の漏洩経路
３３０ 第２の回路

Claims (15)

1. 燃焼ガス（３５）が流れるタービン（４０）に冷却流（１７０）を供給するためのコンパートメント式冷却システム（１００）であって、
   翼形部インサート（１５０）及びノズル外側側壁（１４０）を含むタービンノズル（１０５）と、
   冷却バッフル（２００）と
   を備えており、冷却バッフル（２００）が、第１の回路（３００）で翼形部インサート（１５０）と連通する高圧冷却通路（１８０）と、第２の回路（３３０）でノズル外側側壁（１４０）の周りに配置されたインピンジメントプレート（２３０）とを含む、コンパートメント式冷却システム（１００）。
2. 前記冷却バッフル（２００）が複数の冷却バッフルセグメント（２１０）を含む、請求項１記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
3. 前記冷却バッフル（２００）が、冷却バッフルセグメント（２１０）の各々の対の間にスプラインシール（２２０）を含む、請求項２記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
4. 前記冷却バッフル（２００）が、インピンジメントプレート（２３０）とノズル外側側壁（１４０）との間に衝突後圧力キャビティ（２６５）を含む、請求項１記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
5. 前記衝突後圧力キャビティ（２６５）が中圧領域（２８０）を含む、請求項４記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
6. 前記衝突後圧力キャビティ（２６５）が高圧冷却通路（１８０）を囲む、請求項５記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
7. 前記燃焼ガス（３５）の流れが低圧領域（２９０）を含む、請求項４記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
8. 前記冷却バッフル（２００）が、インピンジメントプレート（２３０）の周りに第１のシール層（２５０）を含む、請求項４記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
9. 前記冷却バッフル（２００）が、ノズル外側側壁（１４０）の周りに第２のシール層（２６０）を含む、請求項８記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
10. 前記冷却バッフル（２００）が、第１のシール層（２５０）を越える第１の漏洩経路（３１０）と、第２のシール層（２６０）を越える第２の漏洩経路（３２０）とを含む、請求項９記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
11. 前記翼形部インサート（１５０）が複数の冷却開口（１６０）を含む、請求項１記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
12. 前記冷却流（１７０）が圧縮機（１５）と連通している、請求項１記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
13. 前記タービンノズル（１０５）が、内側バンド（１２０）から外側バンド（１３０）に延在するノズル翼（１１０）を含む、請求項１記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
14. 前記冷却バッフル（２００）が、外側バンド（１３０）の周りに配置される、請求項１３記載のコンパートメント式冷却システム（１００）。
15. タービン（４０）のノズル（１５０）を冷却する方法であって、
    高圧下の第１の回路冷却流（３００）を冷却バッフル（２００）に通してノズル翼（１１０）の翼形部インサート（１５０）に送給するステップと、
    ノズル翼（１１０）を第１の回路冷却流（３００）を用いて冷却するステップと、
    ノズル外側側壁（１４０）の周りに配置された冷却バッフル（２００）のインピンジメントプレート（２３０）に第２の回路冷却流（３３０）を送給するステップと、
    ノズル外側側壁（１４０）を第２の回路冷却流（３３０）を用いて冷却するステップと
    を含む、方法。