JP2017072128A

JP2017072128A - ステータ部品

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Publication number: JP2017072128A
Application number: JP2016174165A
Authority: JP
Inventors: ベンジャミン・スコット・ハイゼンガ; Scott Huizenga Benjamin; ダレル・グレン・セニレ; Glenn Senile Darrell; ロバート・アラン・フレデリック; Robert Alan Frederick; ポール・ジョセフ・クレイツァー; Joseph Kreitzer Paul
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2015-09-18
Filing date: 2016-09-07
Publication date: 2017-04-13
Also published as: CN106545365B; CA2941225A1; CN106545365A; EP3144479A1; US11230935B2; US20170081966A1

Abstract

【課題】ＣＭＣ材料から形成されたステータベーン部品の翼形部分を冷却するための改善されたシステムを提供すること。【解決手段】本発明の主題の１つの態様は、翼形部を有するステータ部品を含むノズルセグメントに関する。翼形部は、前縁部分と、後縁部分と、正圧側壁及び負圧側壁と、半径方向冷却チャンネルと流体連通した複数のフィルム孔とを含む。ストラットは、半径方向冷却チャンネル内に配置され、半径方向冷却チャンネル内に内側半径方向冷却通路を画成する。ストラットは、内側半径方向冷却通路から半径方向冷却チャンネルまで流体連通を提供する複数のアパーチャを画成し、複数のフィルム孔が、正圧側壁又は負圧側壁のうちの少なくとも一方の翼形部のボア冷却を提供し、また、翼弦長の約５０％〜１００％で翼形部の後縁部分のフィルム冷却を提供する。【選択図】図１

Description

本発明の主題は、全体的に、ガスタービンエンジンのためのステータ部品に関する。より詳細には、本発明の主題は、ステータ部品の翼形部分の冷却に関する。

ターボファンタイプのガスタービンエンジンは、低圧圧縮機、高圧圧縮機、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービンを直列流れ関係で有するガスタービンコアを含む。ガスタービンは、主ガス流を発生するよう公知の方式で動作可能である。高圧タービン及び低圧タービンは一般に、燃焼器から流出する燃焼ガスを下流側の回転タービンブレード又はバケットの対応する列に配向する固定ベーン又はノズルの環状アレイ（「列」）を含む。全体的に、ノズルの１つの列とタービンブレードの１つの列が１つの「段」を構成する。通常は、２以上の段が直列流れ関係で使用される。

固定ベーン及びタービンブレードの列は、極めて高い温度で動作するので、十分な耐用期間を確保するために空気流又は他の冷却媒体により冷却を行う必要がある。固定ベーンは、多くの場合、翼形部又は翼形ベーンを有するステータ部品の環状アレイとして構成され、翼形部又は翼形ベーンは、ノズルを通る主流又は高温ガス経路を少なくとも部分的に画成する環状の内側及び外側バンド間に半径方向に延在する。

ガスタービンエンジン内の過酷な作動温度に起因して、翼形部及び／又は内側及び外側バンドとして低い熱膨張係数を有する材料を利用することが望ましい。例えば、このような厳しい温度及び圧力条件で有効に作動するために、複合材料、詳細には例えばセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料が提案されている。熱膨張係数が比較的低いＣＭＣ材料は、金属部材よりも高い温度性能を有し、従って、エンジン内のより高い作動温度を可能にし、結果としてエンジン効率がより高くなる。

金属材料の場合と同様に、ＣＭＣ材料は、現行の商用ガスタービンエンジンの最大燃焼温度を下回る最大温度限界を有する。結果として、ＣＭＣ材料から形成された固定ベーンは、ステータ部品内に画成される種々の冷却回路を通じて送られる圧縮空気などの冷却媒体により冷却を行う必要がある。冷却方式又はシステムが翼形部の内側に対する冷却媒体の流れを適切に制御するよう正しく構成されていない場合には、翼弦方向及び／又は貫通壁方向の望ましくない熱勾配が生じる可能性がある。従って、ＣＭＣ材料から形成されたステータベーン部品の翼形部分を冷却するための改善されたシステムが望ましい。

米国特許第８，２６２，３４５号明細書

本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、又はこの説明から明らかにすることができ、或いは本発明を実施することにより理解することができる。

１つの態様において、本発明の主題は、ガスタービンエンジンなどのためのノズルセグメントに関する。ノズルセグメントは、内側バンドと外側バンドとの間で半径方向に延在する翼形部を有するステータ部品を含む。ステータ部品は、半径方向冷却チャンネルを画成する。翼形部は、前縁部分と、後縁部分と、正圧側壁及び負圧側壁と、半径方向冷却チャンネルと流体連通した複数のフィルム孔とを含む。ノズルセグメントは更に、半径方向冷却チャンネル内に配置され且つ半径方向冷却チャンネル内に内側半径方向冷却通路を画成するストラットを含む。ストラットは、内側半径方向冷却通路から半径方向冷却チャンネルまで流体連通を提供する複数のアパーチャを画成する。複数のアパーチャが、翼形部の翼弦長の０％〜約６０％の間で翼形部の内側面にインピンジメント冷却を提供するよう構成される。複数のフィルム孔は、翼弦長の約４０％〜約８０％で正圧側壁又は負圧側壁のうちの少なくとも一方の翼形部のボア冷却を提供する。加えて、複数のフィルム孔は、翼形部の後縁部分のフィルム冷却を提供する。

本発明の主題の別の態様は、ノズル組立体に関する。ノズル組立体は、環状に配列され且つ外側支持リング及び内側支持リングを介して共に結合される複数のノズルセグメントを含み、各ノズルセグメントは、内側支持リングに接続された内側バンドと外側支持リングに接続された外側バンドとの間で半径方向に延在する翼形部を有するステータ部品を含む。ステータ部品は、半径方向冷却チャンネルを画成する。翼形部が、前縁部分と、後縁部分と、正圧側壁及び負圧側壁を備え、且つ半径方向冷却チャンネルと流体連通した複数のフィルム孔を画成する。ストラットは、半径方向冷却チャンネル内に配置され、且つ半径方向冷却チャンネル内に内側半径方向冷却通路を画成する。ストラットは、内側半径方向冷却通路から半径方向冷却チャンネルまで流体連通を提供する複数のアパーチャを画成する。複数のアパーチャは、翼形部の翼弦長の０％〜約６０％の間で翼形部の内側面にインピンジメント冷却を提供するよう構成される。複数のフィルム孔が、翼弦長の約４０％〜約８０％で正圧側壁又は負圧側壁のうちの少なくとも一方の翼形部のボア冷却を提供する。加えて、複数のフィルム孔が、翼弦長の約５０％〜１００％の間で翼形部の後縁部分のフィルム冷却を提供する。

本発明の主題の別の態様は、ガスタービンに関する。ガスタービンは、圧縮機と、圧縮機から下流側に配置された燃焼器と、燃焼器から下流側に配置されたタービンとを含む。タービンは、タービンブレードの列から上流側に配置されたノズル組立体を備える。ノズル組立体は、環状に配列され且つ外側支持リング及び内側支持リングを介して共に結合される複数のノズルセグメントを含み、各ノズルセグメントは、内側支持リングに接続された内側バンドと外側支持リングに接続された外側バンドとの間で半径方向に延在する翼形部を有するステータ部品を含む。ステータ部品は、半径方向冷却チャンネルを画成する。翼形部が、前縁部分と、後縁部分と、正圧側壁及び負圧側壁を備え、且つ半径方向冷却チャンネルと流体連通した複数のフィルム孔を画成する。ストラットは、半径方向冷却チャンネル内に配置され、且つ半径方向冷却チャンネル内に内側半径方向冷却通路を画成する。ストラットは、内側半径方向冷却通路から半径方向冷却チャンネルまで流体連通を提供する複数のアパーチャを画成する。複数のアパーチャは、翼形部の翼弦長の０％〜約６０％の間で翼形部の内側面にインピンジメント冷却を提供するよう構成される。複数のフィルム孔が、翼弦長の約４０％〜約８０％で正圧側壁又は負圧側壁のうちの少なくとも一方の翼形部のボア冷却を提供する。加えて、複数のフィルム孔が、翼弦長の約５０％〜１００％の間で翼形部の後縁部分のフィルム冷却を提供する。

本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の請求項を参照するとより理解できるであろう。本明細書に組み込まれ且つその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。

添付図を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全且つ有効な開示を説明する。

本発明の種々の実施形態を包含することができる例示的な高バイパスターボファンジェットエンジンの概略断面図。本発明の種々の実施形態を包含することができる例示的なノズルリング組立体の斜視図。図２に示すようなノズルリング組立体の例示的なノズルセグメントの斜視図。本発明の１以上の実施形態による図３に示すようなノズルセグメントの一部の拡大図。本発明の１以上の実施形態による図３に示すようなノズルセグメントの側断面図。本発明の１以上の実施形態による図５に示すようなノズルセグメントの例示的なインサートの斜視図。本発明の１以上の実施形態によるノズルセグメントの例示的なインサートの側断面図。本発明の１以上の実施形態による図３に示すようなノズルセグメントのステータ部品の上方断面図。本発明の１以上の実施形態による図３に示すようなノズルセグメントのステータ部品の上方断面図。

ここで、その１以上の実施例が添付図面に例示されている本発明の実施形態について詳細に説明する。詳細な説明では、図面中の特徴部を示すために参照符号及び文字表示を使用している。本発明の同様の又は類似の要素を示すために、図面及び説明において同様の又は類似の記号表示を使用している。

また、本明細書で用いた表現及び用語は、説明を目的としたものであり、限定としてみなされるべきではない点を理解されたい。本明細書で使用する「含む」、「備える」、又は「有する」、及びその変形形態は。以下後に記載する品目及びその等価物、並びに追加の品目を包含することを意味する。別途限定されていない限り、用語「接続」、「結合」及び「装着」並びにこれらの変形表現は、広義に使用され、直接的及び間接的な接続、結合及び装着を包含する。加えて、用語「接続」及び「結合」並びにこれらの変形表現は、物理的又は機械的な接続又は結合に限定されるものではない。

本明細書で使用される用語「軸方向の」及び「軸方向に」とは、エンジンの長手方向軸線に沿った寸法を意味する。「軸方向の」及び「軸方向に」と併せて使用される用語「前方」とは、エンジン入口に向かう方向に移動していること、又はある部品が別の部品と比較してエンジン入口により近接していることを意味する。「軸方向の」及び「軸方向に」と併せて使用される用語「後方」とは、エンジンの後部に向かう方向に移動していることを意味する。本明細書で使用される用語「半径方向の」及び「半径方向に」とは、エンジンの長手方向軸線とエンジン外周との間に延在する寸法を意味する。

全ての方向性の言及（例えば、半径方向、軸方向、近位、遠位、上側、下側、上向き、下向き、左、右、横、前、後、上部、底部、上方、下方、垂直、水平、時計回り、反時計回り）は、読み手の本発明の理解を助けるために識別の目的で使用しているに過ぎず、特に位置、向き、又は本発明の用途に関して限定するものではない。

接続に関する言及（例えば、取り付け、結合、接続、及び接合）は、広義に解釈すべきであり、別途指示されていない限り、一群の要素間の中間部材及び要素間の相対移動を含むことができる。従って、接続に関する言及は、必ずしも２つの要素が互いに固定関係で直接接続されることを示唆するものではない。例示的な図面は、単に例証の目的のものであり、本明細書に添付される図面中に示されている寸法、位置、順序及び相対サイズは変えることができる。

次に、図全体を通して同じ参照符号が同様の要素を表す図面を参照すると、図１は、本発明の種々の実施形態を包含することができる、例示的な高バイパスターボファン型エンジン、すなわち「ターボファン」１０の概略断面図である。ターボファン１０は、一般に、ガスタービンエンジン又はプロパルサー１２と、ガスタービンエンジン１２に機械的に結合されたファンセクション１４と、ガスタービンエンジン１２の少なくとも一部の周りに円周方向に延在するナセル又は外側ケーシング１６とを含む。ナセル１６及びガスタービンエンジン１２は、ターボファン１０を通る高バイパスダクト１８を少なくとも部分的に画成する。ガスタービンエンジン１２の機能は、高圧高温の燃焼ガスからエネルギーを抽出して、仕事をするためにこのエネルギーを機械エネルギーに変換することである。

ナセル１６は、ターボファン１０の入口２０を少なくとも部分的に画成する。空気は、入口２０を介してターボファン１０に流入し、ファンセクション１４の複数のファンブレードを通過する。空気の主要部分は、高バイパスダクト１８を通って流れて、ターボファン１０の出口又は後方端部２４から排出され、従って、ターボファン１０により生成される全体の推力の大部分を提供する。

空気の二次部分は、ガスタービンエンジン１２の圧縮機セクション２６に送られる。圧縮機セクション２６は、一般に、直列流れ順に、低圧（ＬＰ）軸流圧縮機２８及び高圧（ＨＰ）軸流圧縮機３０を含む。圧縮機セクション２６から下流側に燃焼セクション３２が配置され、燃焼セクション３２から下流側に多段タービン３４が配置される。

多段タービン３４は、高圧（ＨＰ）タービン３６と、ＨＰタービン３６から下流側に配置される低圧（ＬＰ）タービン３８とを含むことができる。圧縮機部分２６、燃焼セクション３２及び多段タービン３４は全て、エンジン軸線４０に沿って配置される。ＨＰタービン３６は、ロータシャフト４２を介してＨＰ圧縮機３０に接続される。ＬＰタービンは、ロータシャフト４２を介してＬＰ圧縮機２８に接続される。ファンブレード２２は、減速ギアを介してロータシャフト４４に接続することができ、又は、種々の機械的／構造的手段を介してロータシャフト４４に結合することができる。

作動時には、圧縮機セクション２６からの圧縮空気は、燃焼セクション３２において燃料と混合されて燃焼し、このようにして高温燃焼ガスを提供し、燃焼ガスは、燃焼セクション３２から流出し、多段タービン３４のＨＰタービン３６に流入する。ＨＰタービン３６において、高温の燃焼ガスから運動及び熱エネルギーが抽出されて、ＨＰタービン３６内に配置されたタービンブレードの回転を引き起こし、その結果、ロータシャフト４２の回転を引き起こす。ロータシャフト４２の回転によって、ＨＰ圧縮機３０の作動が持続する。次いで、燃焼ガスは、ＨＰタービン３６からＬＰタービン３８に流れ、ここで追加の運動及び熱エネルギーが高温の燃焼ガスから抽出されて、タービンブレードの回転を引き起こし、その結果、ロータシャフト４２の回転を引き起こす。次いで、燃焼ガスは、タービン排気ダクト４６を介して多段タービン３４から排出される。ロータシャフト４４の回転により、ＬＰ圧縮機２８の作動が持続し、ファンブレード２２の回転を引き起こす。全体として、ガスタービンエンジン１２及びファンセクション１４は、ターボファン１０によって生成される全体推力及び／又は出力を生成するのに寄与している。

図２は、本発明の種々の実施形態を包含することができる例示的なノズルリング組立体４８の斜視図を示す。ノズル組立体４８は、ＨＰタービン３６又はＬＰタービン３８（図１）内に配置することができる。加えて、１以上のノズルリング組立体は、ＬＰ圧縮機２８及び／又はＨＰ圧縮機３０にて利用することができる。ノズル組立体４８は、ＨＰタービン３６又はＬＰタービン３８に組み込まれた場合、ロータシャフト４２及び４４（図１）などの支持ロータシャフトから半径方向外向きに延在するロータブレード（図示せず）の後続の列を通じて燃焼ガスを下流側に配向する。

図２に示すように、ノズル組立体４８は、１以上のノズルセグメント５０から形成される。図３は、本開示の種々の実施形態を包含することができる、図２に示すような例示的なノズルセグメント５０の斜視図を示す。図２及び３に示すように、各ノズルセグメント５０は、１以上のステータ部品５２を含む。例えば、例示的な実施形態では、図２及び３に示すように、各ノズルセグメント５０は、２つのステータ部品５２を「ダブレット」構成で含むことができる。他の構成において、各ノズルセグメント５０は、１つのステータ部品５２を「シングレット」構成（図示せず）で含むことができる。

図２及び３に示すように、各ステータ部品５２は、一般に、ステータ部品５２の内側バンド５６と外側バンド５８との間で軸線４０に対してスパンで実質的に半径方向に延在するベーン又は翼形部５４を含む。内側及び外側バンド５６，５８は、ノズルセグメント組立体５０を通って流れる燃焼ガスに対する内側及び外側境界を画成する。

図３に示すように、各翼形部５４は、前縁部分６０、後縁部分６２、略凹面状の正圧側壁６４、及び略凸面状の負圧側壁６６（図２）を含む。特定の実施形態では、内側バンド５６、外側バンド５８、及び／又は翼形部５４を含むステータ部品５２の少なくとも一部は、限定ではないが、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）を含む、熱膨張係数が比較的低い材料から形成することができる。

特定の実施形態では、図２及び３に示すように、各ノズルセグメント５０は、内側バンド５６から半径方向内向きに配置された内側支持リング６８及び外側バンド５８から半径方向外向きに配置されたハンガ又は外側支持リング７０を含む、及び／又はこれらに取り付けられる。内側支持リング６８及び／又は外側支持リング７０は、各ステータ部品５２及び／又は対応するノズルセグメント５０に対する構造的支持又は装着支持を提供する。

特定の実施形態では、図３に示すように、内側支持リング６８は、１以上のロータパージ空気通路７２を画成し、及び／又は外側支持リング７０は、冷却媒体源及びパージ空気通路７２と流体連通した１以上の冷却流入口７４を画成する。パージ空気通路７２は、円周方向又は軸方向の何れか又は両方で冷却空気が内側支持リング６８から流出するのを可能にする。図２に示すように、内側及び外側バンド５６，５８、内側支持リング６８及びハンガ又は外側支持リング７０は、エンジン軸線４０に対してノズルリング組立体４８の周りを３６０度延在する。

図４は、本開示の種々の実施形態による、明確にするために内側支持リング６８及び外側支持リング７０が取り除かれた状態の図３で提供された例示的なノズルセグメント５０の一部の拡大斜視図を示す。種々の実施形態では、図４に示すように、各ステータ部品５２は、半径方向冷却チャンネル７６を含む。半径方向冷却チャンネル７６は、外側バンド５８、翼形部５４及び内側バンド５６を通って半径方向に延在及び／又は画成される。特定の実施形態では、半径方向冷却チャンネル７６は、冷却流入口（図３）と流体連通している。特定の実施形態では、半径方向冷却チャンネル７６は、ロータパージ空気通路７２（図３）と流体連通している。例示的な実施形態では、図４に示すように、ステータ部品５２は、単一の半径方向冷却チャンネル７６を備える。

種々の実施形態では、図３に示すように、翼形部５４は、翼形部５４の外側面に沿って画成され、半径方向冷却チャンネル７６と流体連通して、外側面及び／又は翼形部５４の一部にフィルム冷却を提供する複数のフィルム孔７７を含むことができる。加えて、フィルム孔７７は、翼形部５４の局所的ボア又は貫通孔冷却を提供する。例えば、図３に示すように、翼形部５４は、正圧側壁６４及び／又は負圧側壁６６（図示せず）に沿って複数のフィルム孔７７を含むことができる。フィルム孔７７は、ホットスポットが形成される可能性がある翼形部５４の局所的ボア又は貫通孔冷却を可能にする。１つの実施形態では、フィルム孔７７は、翼弦線の約５０％〜約８０％のボア冷却を提供することができる。

翼形部５４の他の場所は更に、フィルム孔７７を備え、翼形部５４に対して所望の作動温度を提供することができる。特定の実施形態では、翼形部５４は、フィルム孔７７の半径方向及び／又は軸方向に離間して配置された１〜４つの列を含むことができる。特定の実施形態では、フィルム孔７７は、直径が約１０〜約３０ミルとすることができる。特定の実施形態では、フィルム孔７７の列は、翼形部５４の約１〜約４壁厚だけ離隔することができる。

図５は、本開示の種々の実施形態による、図３に示したようなノズルセグメント５０の側断面図を示す。種々の実施形態では、図４及び５に示すように、１以上のノズルセグメント５０は、インサート又はストラット７８を含む。設置時には、図５に示すように、ストラット７８は、半径方向冷却チャンネル７６の内部に位置付けられる。ストラット７８は、内側支持リング６８及び／又は外側支持リング７０に接続及び／又は接触することができる。

ストラット７８は、一般に、前方部分８０と後方部分８２とを含む。ストラット７８は更に、前方部分８０と後方部分８２の間を翼弦方向及びスパンで延在する正圧側面部分８４と、前方部分８０と後方部分８２の間を翼弦方向及びスパンで延在する負圧側面部分８６とを含む。特定の実施形態では、前方部分８０、後方部分８２、正圧側面部分８４、及び負圧側面部分８６のうちの１以上は、翼形部５４の内側面８８（図４）と実質的に相補的であるように形成され又は形状にされる。

図６は、本開示の種々の実施形態による、明確にするためにノズルセグメント５０から取り除かれた状態の図５に示すストラット７８の斜視図である。図７は、図６に示すような、セクション線７から見たストラット７８の側断面図である。図６及び７に示すように、ストラット７８は、内側半径方向冷却通路９０を画成する。ストラット７８は、内側半径方向冷却通路９０への入口９２を画成及び／又は入口９２を含む。特定の実施形態では、入口９２は、外側支持リング７０の冷却空気入口７４を介して冷却媒体源と流体連通している。ストラット７８はまた、内側半径方向冷却通路９０と流体連通した出口９４を含むことができる。出口９４は、内側支持リング６８（図５）のパージ空気通路７２と流体連通することができる。

種々の実施形態では、図６及び７に示すように、全体として、ストラット７８は、複数のアパーチャ９６（ａ〜ｄ）を含む及び／又は画成する。９６（ａ）として示されるアパーチャは、全体として、ストラット７８の前方部分８０に沿って形成され、９６（ｂ）として示されるアパーチャは、ストラット７８の正圧側面部分８４に沿って形成され、９６（ｃ）として示されるアパーチャは、ストラット７８の後方部分８２に沿って形成され、及び９６（ｄ）として示されるアパーチャは、ストラット７８の負圧側面部分８６に沿って形成される。アパーチャ９６（ａ〜ｄ）は、内側半径方向冷却通路９０からストラット７８を通じて翼形部５４の半径方向冷却チャンネル７６内への流体連通を提供する。アパーチャ９６（ａ〜ｄ）の何れかは、翼形部５４の内側面８８へのインピンジメント又はジェット冷却を提供するように形成及び／又は角度を付けることができる。

図７に示すように、特定の実施形態では、図示のアパーチャ９６（ａ）に限定されないアパーチャ（ａ〜ｄ）の少なくとも１つは、エンジン軸線４０にほぼ垂直な半径方向中心線９７に対して測定した角度θで翼形部（図８）の内側面８８にて圧縮空気の流れを配向するように形成することができる。例えば、特定の実施形態では、１以上のアパーチャ９６（ａ）は、半径方向中心線９７に対して形成された直角に対して鋭角の角度θで、又は半径方向中心線９７に対して実質的に垂直に、又は半径方向中心線９７形成された直角に対して鈍角の角度θで形成することができる。

特定の実施形態では、図５、６及び７に示すように、ディフレクタシールド又はバッフル９８は、後方部分８２の周りで正圧側面部分８４からストラット７８の負圧側面部分８６までスパン方向及び翼弦方向で延在する。特定の実施形態では、バッフル９８は、ストラット７８の全半径方向スパンの約５０〜１００％の間で半径方向にスパンで延在することができる。１つの実施形態では、バッフル９８は、約５〜約３０ミルの厚さを有することができる。バッフル９８は、溶接貫通壁ピンを介して、ろう付け縁部有り又は無しで、又は何らかの公知の好適な取付手段によってストラット７８に取り付けることができる。

図７に示すように、バッフル９８は、一般に、ストラット７８の後方部分８２とバッフル９８との間に流れ通路１００を画成する。流れ通路１００は、アパーチャ（ａ〜ｄ）の１以上を介して内側半径方向冷却通路９０と流体連通することができる。特定の実施形態では、流れ通路１００は、ステータ部品５２の半径方向冷却チャンネル７６と流体連通することができる。特定の実施形態では、バッフル９８は、１以上の排気孔１０２を含む及び／又は画成することができる。

本明細書で上記で提示されたように、アパーチャ（ａ〜ｄ）及び／又はフィルム孔７７の適切な位置決めは、少なくとも１つには、ストラット７８から内側面８８に接して流れる圧縮空気と、翼形部５４の外側面にわたって流れる燃焼ガスの温度との間の大きな温度差から生じる望ましくない翼弦方向及び／又は貫通壁方向の熱勾配を防ぐために重要である。図８は、本発明の１以上の実施形態による、翼形部５４、ストラット７８、及び内側バンド５６を含む、図３に示したような断面線８−８から見たステータ部品５２のうちの１つのステータ部品の上方断面図を示す。図９は、本発明の１以上の実施形態による、翼形部５４、ストラット７８、バッフル９８及び内側バンド５６を含む、図８に示したようなステータ部品５２のうちの１つのステータ部品の上方断面図を示す。

図８及び９に示すように、翼弦線１０４は、翼形部５４の前縁部分６０から後縁部分６２まで画成される。翼弦線１０４の開始点１０６と終了点１０８との間でとられる距離は、翼形部５４の翼弦長の１００％を表している。

１つの実施形態では、ステータ部品５２は、セラミックマトリックス複合材材料から形成される。図８に示すように、アパーチャ（ａ〜ｄ）は、翼形部５４の翼弦長の０％と、約６０％の間でストラット７８に沿って位置付けられ、翼形部５４の内側面８８に対してインピンジメント冷却及び／又は対流冷却を提供するようにする。フィルム孔７７は、翼形部５４の翼弦長の約４０％〜約８０％の間で翼形部５４に沿って位置付けられ、正圧側壁６４及び／又は負圧側壁６６に対してフィルム冷却を提供するようにする。特定の実施形態では、翼形部５４の後縁部分６２は、翼弦長の約７０％〜１００％の間で中実（フィルム孔なし）である。１つの実施形態では、アパーチャ（ａ〜ｄ）は、翼弦長の０〜６０％の間に配置され、フィルム孔７７は、翼弦長の４０％〜８０％の間に配置され、翼形部５４の後縁部分６２は、翼弦長の８０％から終端点１０８まで、すなわち翼弦線１０４の１００％まで中実である。

１つの実施形態では、図９に示すように、バッフル９８は、ストラット７８に接続され、ストラット７８の後方部分から後方で翼形部５４の内側面８８の直接的なインピンジメント冷却を阻止するようにする。特定の実施形態では、バッフル９８は、排気孔１０２（図７）のうちの１以上を含む。アパーチャ（ａ〜ｄ）は、翼弦長の０％と約６０％の間に沿って位置付けられ、翼形部５４の内側面８８に対してインピンジメント冷却及び／又は対流冷却を提供するようにする。フィルム孔７７は、翼形部５４の翼弦長の約４０％〜約８０％の間で翼形部５４に沿って位置付けられ、正圧側壁６４及び／又は負圧側壁６６に対してフィルム冷却を提供するようにする。特定の実施形態では、翼形部５４の後縁部分６２は、翼弦長の約７０％〜１００％の間で中実である。１つの実施形態では、アパーチャ（ａ〜ｄ）は、翼弦長の０〜６０％の間に配置され、フィルム孔７７は、翼弦長の４０％〜８０％の間に配置され、翼形部５４の後縁部分６２は、翼弦長の８０％から翼弦線１０４の終端点１０８まで中実である。

ここで図２〜９を全体的に参照すると、作動中、圧縮空気のような冷却媒体は、ストラット７８の入口９２を通って内側半径方向冷却通路９０内に配向される。圧縮空気は、ストラット７８の出口９４に向かって半径方向内向きに流れる。矢印で示されるような圧縮空気の一部は、ストラット７８内に画成される種々のアパーチャ（ａ〜ｄ）を通って流れて、翼弦長の０％〜約６０％の間で翼形部５４の内側面８８に沿って画成される様々な場所にて翼形部５４の内側面８８に衝突又は配向され、このようにして翼形部５４への後方冷却を提供する。

特定の実施形態では、図９に示すように、圧縮空気の一部は、内側半径方向冷却通路９０からバッフル９８により画成される流れ通路１００に送られ、このようにしてストラット７８の後方部分８２から後方で翼形部５４の内側面８８の直接的なインピンジメント冷却を提供する。次いで、圧縮空気は、流れ通路１００から半径方向冷却チャンネル７６に流れ、このようにして翼形部５４の内側面８８への対流冷却を提供することができる。図８及び９に示すように、次いで、圧縮空気の少なくとも一部は、翼形部５４を通ってフィルム孔７７から排出され、このようにして翼形部５４の種々の部分へのボア又は貫通孔冷却及び／又はフィルム冷却を提供する。圧縮空気の残りの部分は、ストラット７８の出口９４からロータパージ空気通路７２に送ることができる。

種々のアパーチャ（ａ〜ｄ）、フィルム孔７７、及びバッフル９８の構成は、ノズルセグメントのステータ部品の翼形部に対して公知の冷却方式よりも優れた様々な技術的恩恵をもたらす。例えば、翼形部５４の翼弦長の０〜約６０％で翼形部５４の内側面８８にインピンジメント冷却を提供するようにアパーチャ（ａ〜ｄ）を位置津付けることにより、半径方向冷却チャンネル７６内で見られる温度は、後縁の温度と緊密に一致し、従って、貫通壁方向及び／又は翼弦方向の温度勾配を低減することができる。これに加えて、又は代替として、アパーチャ（ａ〜ｄ）の位置付けは、翼形部５４の前縁部分６０への追加の冷却を必要とすることなく、翼形部５４の後縁部分６２に、並びに内側及び外側バンド５６，５８に流れを提供する。

バッフル９８は、翼形部５４の応力への直接的な影響を低減可能にしながら、専用の後縁６２及び内側及び外側バンド５６，５８の冷却流のための流路を提供することができる。中実の後縁部分６２は、本明細書で提供される冷却構成によって少なくとも部分的に利用可能にすることができる。より具体的には、中実の後縁部分６２は、翼形部５４の翼弦長の提供されるパーセンテージに沿ってインピンジメント冷却、ボア冷却、及びフィルム冷却を用いて、キャビティと後縁との間の翼形部の温度勾配を低減することによって少なくとも部分的に利用可能にすることができる。

本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

１０ターボファンジェットエンジン
１２ガスタービンエンジン
１４ファンセクション
１６ナセル
１８高バイパスダクト
２０入口
２２ファンブレード
２４出口／後方端部
２６圧縮機セクション
２８ＬＰ圧縮機
３０ＨＰ圧縮機
３２燃焼セクション
３４多段高圧タービン
３６ＨＰタービン
３８ＬＰタービン
４０エンジン軸線
４２ロータシャフト
４４ロータシャフト
４６タービン排気ダクト
４８ノズルリング組立体
５０ノズルセグメント
５２ステータ部品
５４ベーン／翼形部
５６内側バンド
５８外側バンド
６０前縁部分
６２後縁部分
６４正圧側壁
６６負圧側壁
６８内側支持リング
７０外側支持リング
７２ロータパージ空気通路
７４冷却流入口通路
７６半径方向冷却チャンネル
７７フィルム孔
７８インサート／ストラット
８０前方部分
８２後方部分
８４正圧側面部分
８６負圧側面部分
８８内側面
９０内側半径方向冷却通路
９２入口
９４出口
９６アパーチャ
９７半径方向中心線
９８ディフレクタシールドバッフル
１００流れ通路
１０２排気孔
１０４翼弦線
１０６点
１０８点

Claims

ノズルセグメント（５０）であって、
内側バンド（５６）と外側バンド（５８）との間で半径方向に延在する翼形部（５４）を有し、半径方向冷却チャンネル（７６）を画成するステータ部品（５２）を備え、
翼形部が、前縁部分（６０）と、後縁部分（６２）と、正圧側壁（６４）及び負圧側壁（６６）と、半径方向冷却チャンネルと流体連通した複数のフィルム孔（７７）とを含み、
ノズルセグメントが更に、
半径方向冷却チャンネル内に配置され、半径方向冷却チャンネル内に内側半径方向冷却通路（９０）を画成するストラット（７８）を備え、
ストラットが、内側半径方向冷却通路から半径方向冷却チャンネルまで流体連通を提供する複数のアパーチャ（９６）を画成し、複数のアパーチャが、翼形部の翼弦長の０％〜約６０％の間で翼形部の内側面（８８）にインピンジメント冷却を提供するよう構成され、複数のフィルム孔が、翼弦長の約４０％〜約８０％で正圧側壁又は負圧側壁のうちの少なくとも一方の翼形部のボア冷却を提供し、複数のフィルム孔が、翼弦長の約５０％〜約８０％で翼形部の後縁部分のフィルム冷却を提供する、ノズルセグメント（５０）。
翼形部の後縁部分が、翼形部の翼弦長の約７０％〜１００％で中実である、請求項１に記載のノズルセグメント（５０）。
ステータ部品が、セラミックマトリックス複合材材料から形成される、請求項１に記載のノズルセグメント（５０）。
ストラットに接続されたバッフル（９８）を更に備え、バッフルが、ストラットの後方部分の周りでスパン及び翼弦方向で半径方向に延在して、バッフルとストラットとの間に流路を画成する、請求項１に記載のノズルセグメント（５０）。
バッフルが、ストラットの約５０％〜１００％の間でスパン方向に延在する、請求項４に記載のノズルセグメント（５０）。
バッフルの流路が、内側半径方向冷却通路及び半径方向冷却チャンネルと流体連通している、請求項４に記載のノズルセグメント（５０）。
バッフルが複数の排気孔（１０２）を画成し、排気孔が、流路からバッフルを通って半径方向冷却チャンネル内に流体連通を提供する、請求項４に記載のノズルセグメント（５０）。
ノズル組立体（４８）であって、環状に配列され且つ外側支持リング（７０）及び内側支持リング（６８）を介して共に結合される複数のノズルセグメント（５０）を備え、
各ノズルセグメントが、
内側支持リングに接続された内側バンド（５６）と外側支持リングに接続された外側バンド（５８）との間で半径方向に延在する翼形部（５４）を有し、半径方向冷却チャンネル（７６）を画成するステータ部品（５２）を備え、
翼形部が、前縁部分（６０）と、後縁部分（６２）と、正圧側壁（６４）及び負圧側壁（６６）と、半径方向冷却チャンネルと流体連通した複数のフィルム孔（７７）とを含み、
ノズルセグメントが更に、
半径方向冷却チャンネル内に配置され、半径方向冷却チャンネル内に内側半径方向冷却通路（９０）を画成するストラット（７８）を備え、
ストラットが、内側半径方向冷却通路から半径方向冷却チャンネルまで流体連通を提供する複数のアパーチャ（９６）を画成し、複数のアパーチャが、翼形部の翼弦長の０％〜約６０％の間で翼形部の内側面（８８）にインピンジメント冷却を提供するよう構成され、複数のフィルム孔が、翼弦長の約４０％〜約８０％で正圧側壁又は負圧側壁のうちの少なくとも一方の翼形部のボア冷却を提供し、複数のフィルム孔が、翼弦長の約５０％〜１００％の間で翼形部の後縁部分のフィルム冷却を提供する、ノズル組立体（４８）。
翼形部の後縁部分が、翼形部の翼弦長の約７０％〜１００％で中実である、請求項８に記載のノズル組立体（４８）。
ステータ部品が、セラミックマトリックス複合材材料から形成される、請求項８に記載のノズル組立体（４８）。
各ノズルセグメントが更に、ストラットに接続されたバッフル（９８）を備え、バッフルが、ストラットの後方部分の周りでスパン及び翼弦方向で半径方向に延在して、バッフルとストラットとの間に流路を画成する、請求項８に記載のノズル組立体（４８）。
バッフルが、ストラットの約５０％〜１００％の間でスパン方向に延在する、請求項１１に記載のノズル組立体（４８）。
バッフルの流路が、内側半径方向冷却通路及び半径方向冷却チャンネルと流体連通している、請求項１１に記載のノズル組立体（４８）。
バッフルが複数の排気孔（１０２）を画成し、排気孔が、流路からバッフルを通って半径方向冷却チャンネル内に流体連通を提供する、請求項１１に記載のノズル組立体（４８）。
ガスタービンであって、
圧縮機と、
圧縮機から下流側に配置された燃焼器と、
燃焼器から下流側に配置されたタービンと、
を備え、タービンが、タービンブレードの列から上流側に配置されたノズル組立体（４８）を含み、ノズル組立体が、環状に配列され且つ外側支持リング（７０）及び内側支持リング（６８）を介して共に結合される複数のノズルセグメント（５０）を有し、
各ノズルセグメントが、
内側支持リングに接続された内側バンド（５６）と外側支持リングに接続された外側バンド（５８）との間で半径方向に延在する翼形部（５４）を有し、半径方向冷却チャンネル（７６）を画成するステータ部品（５２）を備え、翼形部が、前縁部分（６０）と、後縁部分（６２）と、正圧側壁（６４）及び負圧側壁（６６）と、半径方向冷却チャンネルと流体連通した複数のフィルム孔（７７）とを含み、
ノズルセグメントが更に、半径方向冷却チャンネル内に配置され、半径方向冷却チャンネル内に内側半径方向冷却通路（９０）を画成するストラット（７８）を備え、ストラットが、内側半径方向冷却通路から半径方向冷却チャンネルまで流体連通を提供する複数のアパーチャ（９６）を画成し、複数のフィルム孔が、翼弦長の約４０％〜約８０％で正圧側壁又は負圧側壁のうちの少なくとも一方の翼形部のボア冷却を提供し、複数のフィルム孔が、翼弦長の約５０％〜１００％の間で翼形部の後縁部分のフィルム冷却を提供する、ガスタービン。
翼形部の後縁部分が、翼形部の翼弦長の約７０％〜１００％で中実である、請求項１５に記載のガスタービン。
ステータ部品が、セラミックマトリックス複合材材料から形成される、請求項１５に記載のガスタービン。
ストラットに接続されたバッフル（９８）を更に備え、バッフルが、ストラットの後方部分の周りでスパン及び翼弦方向で半径方向に延在して、バッフルとストラットとの間に流路を画成し、バッフルの流路が、内側半径方向冷却通路及び半径方向冷却チャンネルと流体連通している、請求項１５に記載のガスタービン。
バッフルが、ストラットの約５０％〜１００％の間でスパンで延在する、請求項１８に記載のガスタービン。
バッフルが複数の排気孔（１０２）を画成し、排気孔が、流路からバッフルを通って半径方向冷却チャンネル内に流体連通を提供する、請求項１８に記載のガスタービン。