JP4000121B2 - 二分割空洞を有する単一の中空ベーンを備えたガスタービンエンジンのタービンノズルセグメント - Google Patents

二分割空洞を有する単一の中空ベーンを備えたガスタービンエンジンのタービンノズルセグメント Download PDF

Info

Publication number
JP4000121B2
JP4000121B2 JP2004050708A JP2004050708A JP4000121B2 JP 4000121 B2 JP4000121 B2 JP 4000121B2 JP 2004050708 A JP2004050708 A JP 2004050708A JP 2004050708 A JP2004050708 A JP 2004050708A JP 4000121 B2 JP4000121 B2 JP 4000121B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
airfoil
segment
rib
nozzle segment
bipartite
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP2004050708A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2004257392A5 (ja
JP2004257392A (ja
Inventor
アンドリュー・チャールズ・ポウィス
ロナルド・ユージーン・マクレー,ジュニア
ジョナサン・フィリップ・クラーク
ジョナサン・ジョーダン・ピーターマン
ロバート・アラン・フレデリック
エドワード・ユージーン・ギブラー
ブライアン・デビッド・キース
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2004257392A publication Critical patent/JP2004257392A/ja
Publication of JP2004257392A5 publication Critical patent/JP2004257392A5/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4000121B2 publication Critical patent/JP4000121B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/18Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187Convection cooling
    • F01D5/188Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22CFOUNDRY MOULDING
    • B22C21/00Flasks; Accessories therefor
    • B22C21/12Accessories
    • B22C21/14Accessories for reinforcing or securing moulding materials or cores, e.g. gaggers, chaplets, pins, bars
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/10Stators
    • F05D2240/12Fluid guiding means, e.g. vanes
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/80Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81Cooled platforms
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

本発明は、ガスタービンエンジンのタービンノズルセグメントに関し、具体的には、冷却空気分配バッフルを受けるための空洞を備えた中空ベーン即ち翼形部を有するそのようなセグメントに関する。
典型的なガスタービンエンジンにおいては、空気は、圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合され点火されて、高温の燃焼ガスを発生する。そのガスは、高圧タービン(HPT)を通って下流方向に流れるが、該HPTは、1つ又はそれ以上のHPTタービンノズルとHPTロータブレード列とを含む1つ又はそれ以上の段を有する。次に、ガスは、低圧タービン(LPT)に流れるが、該LPTは、典型的にはそれぞれのLPTタービンノズルとLPTロータブレードとを備えた複数の段を含む。
HPTタービンノズルは、半径方向内側及び外側バンド間に支持された複数の周方向に間隔を置いて配置された固定中空ノズルベーンを含む。典型的には、冷却空気を翼形部に供給するために、単一チャンバ型インピンジメントバッフルが、各中空翼形部内に挿入される。各バッフルには、ノズルの外側バンドの半径方向外側に配置された単一のスプーリ(spoolie)を通して冷却空気を供給することができる。
タービンロータ段は、ロータディスクから半径方向外向きに延びる複数の周方向に間隔を置いて配置されたロータブレードを含み、このロータディスクが、運転中に発生するトルクを伝達する。HPTノズルは、典型的には円弧状のセグメントとして形成され、このセグメントは、対応する外側及び内側バンドセグメント間に接合された2つ又はそれ以上の中空ベーンを有する。各ノズルセグメントは、典型的にはその半径方向外端部において、環状外側ケーシングにボルト止めされたフランジによって支持される。各ベーンは、内側及び外側バンドを形成する半径方向内側及び外側バンドパネル間に配置された冷却式中空翼形部を有する。翼形部、内側及び外側バンド部分、フランジ部分、並びに吸入ダクトは、典型的には同時に鋳造されて、各ベーンが単一の鋳造品となるようにされる。ベーンが、フランジセグメント、内側バンドパネル、及び外側バンドパネルの接合部に沿って互いに蝋付けされて、ノズルセグメントを形成する。また、2つ又はそれ以上の翼形部を、単一のベーン即ちノズルセグメントとして同時に鋳造することもできる。
ある2段式タービンは、外側バンドに取付けられかつ該外側バンドにより片持ち支持された片持ち式第2段ノズルを有する。第1段及び第2段ロータディスク間には、セグメントを内側バンドに固定するためのアクセス通路が殆ど又は全く存在しない。典型的な第2段ノズルは、複数の翼形部又はベーンセグメントを有するように構成される。ダブレット(doublet)と呼ばれる2ベーン型設計は、極めて一般的な設計である。ダブレットは、ベーンセグメント間の分割線漏れ流を減少させる点で性能上の利点を有する。しかしながら、外側バンド及び支持構造体の長い弦方向長さにより、ダブレットの耐久性が短縮される。長い弦方向長さは、バンドの温度勾配に起因したコーディング(弦変形)応力を増大させ、また翼形部応力の不均一性を増大させる。ベーンダブレットの箱形構造は更に、セグメント内に不均一な応力も生じさせる。一般的にダブレットの後方側ベーンには大きな応力が加わり、これがセグメントの寿命を制限する。
米国特許第 3540810号明細書 米国特許第 3628880号明細書 米国特許第 4153386号明細書 米国特許第 4257734号明細書 米国特許第 4297077号明細書 米国特許第 5090866号明細書 米国特許第 5120192号明細書 米国特許第 5516260号明細書 米国特許第 5591002号明細書 米国特許第 5630700号明細書 米国特許第 5662160号明細書 米国特許第 5634766号明細書 米国特許第 5743708号明細書 米国特許第 5813832号明細書 米国特許第 5820336号明細書 米国特許第 6142734号明細書 米国特許第 6158955号明細書 米国特許第 6227798号明細書 米国特許第 6375415号明細書 米国特許第6382906 号明細書 米国特許第 6435814号明細書 米国特許第 6468031号明細書 米国特許第 6494677号明細書 米国特許出願公開第 2004/0120810号明細書 欧州特許出願公開第392664号明細書 欧州特許出願公開第1043479号明細書
外側バンドにより片持ち支持されることができるタービンノズルセグメントを提供することは極めて望ましい。更に、外側バンド及び支持構造体の長い弦方向長さに起因した複数ベーン型セグメントの耐久性の低下を回避したタービンノズルセグメントを提供することも望ましい。更に、バンドの温度勾配に起因したコーディング応力の増大、及び複数ベーン型セグメントの長い弦方向長さに起因した翼形部応力の不均一性の増大を回避したタービンノズルセグメントを提供することも望ましい。更に、セグメントの寿命を制限する、ダブレット又は他の複数ベーン型セグメントの後方側ベーンにおける応力の増大を回避したタービンノズルセグメントを提供することも望ましい。
タービンノズルセグメントは、半径方向外側及び内側バンドセグメント間で半径方向に延びる単一の中空翼形部を含む。翼形部は、該翼形部の前縁及び後縁間で軸方向に延びる正圧及び負圧側面を備えた翼形部壁を有する。翼形部壁は、二分割された空洞を囲み、二分割リブが翼形部壁の正圧及び負圧側面間で二分割空洞を貫通して延びて、該二分割空洞を前方及び後方空洞に分割する。
タービンノズルセグメントの例示的な実施形態は、二分割リブを貫通して配置された1つ又はそれ以上のクロスオーバ孔を有する。補強リブが、外側バンドセグメントの半径方向外側面から該半径方向外側面に沿って半径方向外向きに延び、かつ該外側バンドセグメントの正圧側前方コーナ部から二分割リブまで軸方向かつ周方向向きに延びる。補強リブは、二分割リブと軸方向かつ周方向向きに整列されている。補強リブは、翼形部に加わる合成ガス荷重の方向と整列させることもできる。翼形部フィレットが、翼形部と外側バンドセグメントとの接合部の周りで延びる。翼形部フィレットの拡大部分が、翼形部の負圧側面における補強リブの下方に設けられる。外側及び内側バンドセグメントと二分割リブと補強リブとは、一体形であり、単体鋳造品から作られている。
本発明の上記の態様及びその他の特徴は、添付の図面に関連してなされる以下の記述において説明する。
図1に示すのは、航空機用ガスタービンエンジン高圧タービン2の例示的な第2段タービンノズル4である。ノズル4は、長手方向即ち軸方向中心軸線6の周りを囲み、複数のノズルセグメント10が片持ち支持される環状ケーシング14を含む。ノズルセグメント10は、直ぐ上流側の高圧タービン第1段ロータブレード18の列と直ぐ下流側のタービン第2段ロータブレード9の列との間に配置される。第1及び第2のシュラウド97及び99が、それぞれ第1及び第2段タービンロータブレード18及び19を囲み、第1及び第2のシュラウド支持体77及び79により支持され、これら第1及び第2のシュラウド支持体77及び79は、環状ケーシング14に結合されかつ該環状ケーシング14から半径方向内向きに垂下する。ノズルセグメント10は、前方フック107によって第1のシュラウド支持体77にフック結合され、また第2のシュラウド支持体79により片持ち支持される。
図2は、ノズルセグメント10の1つを示しており、該ノズルセグメント10は、形状が円弧状である半径方向外側及び内側バンドセグメント24及び26間で半径方向に延びかつ該半径方向外側及び内側バンドセグメント24及び26に一体的に接合された単一の中空ベーン翼形部28を含む。翼形部28は、正圧及び負圧側面22及び23を有し、前縁及び後縁LE及びTE間で軸方向に延びる。各ノズルセグメント10は、半径方向外側及び内側バンドセグメント24及び26の周方向に間隔を置いて配置された正圧及び負圧側端部33及び35間に配置された1つのみの翼形部28を有する。ノズルセグメント10は、一体形であり、単体鋳造品から作られたものとして図示されている。中空翼形部28は、二分割された空洞37を囲む翼形部壁29を有し、該二分割空洞37は、正圧及び負圧側面22及び23間で延び、空洞を軸方向前方及び後方空洞41及び43に分割する二分割リブ39によって形成される。
補強リブ60が、外側バンドセグメント24の半径方向外側面62から半径方向外向きにかつ外側バンドセグメント24の正圧側前方コーナ部64から二分割リブ39まで軸方向かつ周方向向きに延びる。補強リブ60及び二分割リブ39は、翼形部28に加わる合成ガス荷重の方向へ延びて、ノズルセグメント10に大きな剛性を与える。補強リブ60は、二分割リブ39と軸方向かつ周方向向きに整列している。補強リブ60及び二分割リブ39は、ほぼ同一平面上にあると見ることができる。このことは、ノズルセグメント10に剛性を与え、該ノズルセグメント10のたわみ変形を減少させる。補強リブ60はまた、翼形部の亀裂発生時に付加的な安全性をもたらす。
前方フック107は、外側バンドセグメント24から前向きに延びる。半径方向内側翼形部フィレット89が、翼形部28と内側バンドセグメント26との接合部に沿って延びる。図4及び図5には、翼形部28と外側バンドセグメント24との接合部に沿って延びる半径方向外側翼形部フィレット91が示されている。外側翼形部フィレット91は、前方フック107の下方に、この区域における機械的応力を最小化するための第1の拡大部分90を有する。外側翼形部フィレット91は、二分割リブ39が翼形部28の負圧側面23と交わる位置に、この区域における機械的応力を最小化するための第2の拡大部分93を有する。
翼形部28内で下方へ延びる二分割リブ39は、数多くの利点をもたらすが、これらの利点には、翼形部フィレット付近の疲労亀裂発生がリブを横切って広がり、翼形部が損傷することになるのを防ぐ助けをすることが含まれる。このことは、翼形部28の正圧側面22に沿った翼形部壁29を膨れ難くする二分割リブ39による増大した支持力によって、該翼形部壁29を従来の単一空洞設計よりも薄くすることを可能にする。二分割リブ39は、翼形部28の正圧及び負圧側面22及び23に対して斜めにされて、インピンジメント冷却用の二又状挿入体即ちバッフルを、図2及び図3に示す前方及び後方空洞41及び43内に組み込むことを可能にする。
二分割空洞37は、2つのインピンジメント冷却バッフルを必要とする。ノズルセグメント10の片持ち式設計により、第1及び第2段ロータブレード18及び9間には、ノズルセグメント10の半径方向内側100から冷却空気を供給するアクセス通路は全くない。従って、両バッフルには、ノズルセグメントの半径方向外側104の側から冷却空気を供給しなくてはならない。ノズルの外側には限られた空間しか存在しないから、これを解決することは容易ではない。独立したスプーリから供給する場合には、2つのバッフルを使用することができるであろうが、この構成は組立てが複雑であり、かつ両方のバッフルに供給するために単一のスプーリが使用される場合よりも漏れが多い。
図3、図6、及び図7は、二分割空洞37内に配置された二又状インピンジメントバッフル30を示す。二又状インピンジメントバッフル30は、その間に軸方向に延びる軸方向ギャップ57を備えた軸方向前方及び後方チャンバ53及び55を有し、該前方及び後方チャンバ53及び55は、それぞれ前方及び後方空洞41及び43内に配置される。二又状インピンジメントバッフル30は、1つのドームとして図示したプレナムチャンバ囲壁108に囲まれたプレナムチャンバ105を有し、該プレナムチャンバ囲壁108は、図1に示すノズルセグメント10と環状ケーシング14との間の環状プレナム112から、単一の冷却空気入口114を通してプレナムチャンバに冷却空気80を受けるように設計される。冷却空気入口114内には、単一のスプーリ110が配置される。
再び図3、図6、及び図7を参照すると、プレナムチャンバ囲壁108は、シールプレート109上に取付けられ、該シールプレート109に対して前方及び後方チャンバ53及び55が取付けられる。冷却空気は、それぞれシールプレート109に形成された前方及び後方入口開口部131及び133を通して流入しかつ該前方及び後方入口開口部131及び133によって計量されることができる。冷却空気は、それぞれ前方及び後方入口開口部131及び133を通って前方及び後方チャンバ53及び55内に流入する。前方及び後方端部プレート113及び115が、前方及び後方チャンバ53及び55の半径方向内端部111を塞ぐ。前方端部プレート113は、出口開口部117を有し、該出口開口部117を通して段間シール空洞供給管119が挿入され、該供給管119は次ぎに管端部キャップ121で密閉される。別の実施形態では、段間シール空洞供給管は、後方端部プレート内に形成された出口開口部を通して挿入されることもできる。
前方及び後方チャンバ53及び55は、それぞれ前方及び後方空洞41及び43内に受けられ、二分割リブ39は、前方及び後方チャンバ間のギャップ57内に配置される。前方及び後方チャンバ53及び55は、第2段タービンノズル4の組立て時に、二分割された中空翼形部28の前方及び後方空洞41及び43内に滑り込ませることができる。次に、二又状インピンジメントバッフル30は、図2及び図3に示すノズルセグメント10のカラー116の周りで該ノズルセグメントに蝋付け又は熔接される。二又状インピンジメントバッフル30と前方及び後方空洞41及び43間のギャップ57とにより、インピンジメントバッフルが二分割リブ39を跨ぐことが可能になる。
更に図3、図6、及び図7を参照すると、それぞれ前方及び後方チャンバ53及び55の前方及び後方バッフル壁73及び75を貫通したインピンジメント孔70が、翼形部壁29をインピンジメント冷却するように設計される。前方及び後方バッフル壁73及び75の外表面78上のスタンドオフパッド76により、二又状インピンジメントバッフル30と軸方向前方及び後方チャンバ53及び55とが、それぞれ二分割空洞37内と前方及び後方空洞41及び43内で翼形部壁29を良好にインピンジメント冷却するように位置決めされる。使用済みベーンインピンジメント空気82は、図2及び図8に示すようなフィルム冷却孔84を通して翼形部壁29から吐出される。
二分割リブ39は、該二分割リブ39を貫通した少なくとも1つのクロスオーバ孔58を有するが、図1及び図5に示すノズルセグメント10の例示的な実施形態においては、多数のクロスオーバ孔58が設けられている。クロスオーバ孔58は、冷却空気80の大部分が前縁LEをインピンジメント冷却し、次いで二分割リブ39を通過することにより付加的な冷却を与え、図3に示すような翼形部28の後縁TE内の乱流通路86を通って翼形部28から流出することを可能にする。二分割リブ39内のクロスオーバ孔58は、冷却空気80の大部分が翼形部28の前縁及び後縁LE及びTEの両方を冷却するために使用されることを可能にする。二又状インピンジメントバッフル30と二分割リブ39との間の半径方向に延びる半径方向ギャップ56もまた、冷却空気80が前方空洞41から後方空洞43に流れて翼形部28の前縁及び後縁LE及びTEの両方を冷却することを可能にする。ノズルセグメントの一部の実施形態においては、この半径方向ギャップ56より、クロスオーバ孔58の使用を排除することが可能になる。クロスオーバ孔58はまた、単一の鋳造コアの使用を可能にするから、生産性を改善する。石英棒を使用してクロスオーバ孔58を形成し、コアに剛性を与えることができる。複数翼形部ベーンセグメントに対して通常可能であるよりも容易かつ良好な被覆度で、翼形部28の周り全体に断熱皮膜(TBC)を施すことができる。単一の翼形部ベーンセグメントは、エンジン内で単一の翼形部だけを取り換えるような柔軟性を提供し、このことは、燃料ノズルにより翼形部上にホットストリークが生じたような問題の場合に有益である。これらのホットストリークは、一般的には1つ翼形部のみを損傷させることになる。
ノズルセグメント10は、外側バンドセグメント24において環状ケーシング14により片持ち支持される。翼形部28は、大きな捻り角度を有しており、このことにより、合成ガス荷重の符号63で表した方向への合成ガス荷重ベクトルが、図2に示すようにノズルセグメント10の外側バンドセグメント24の後端部128におけるホイールベース120から外れて外側に作用するようになる。ホイールベース120は一般的に、ノズルセグメント10の外側バンドセグメント24の後端部128における軸方向後向きに面した1つ又は複数の荷重面150である。図示した補強リブ60及び二分割リブ39は、ホイールベース120から外れて外側に位置する中心平面49付近にほぼ中心がある。このことは、中心軸線6に対して垂直な半径方向線の周りでノズルセグメント10を回転させようとし、単一翼形部ノズルセグメントの支持及びシーリングを難しくする。更に図1及び図8を参照すると、ノズルセグメント10は、外側バンドセグメント24の前端部122における前方フック107により、また外側バンドセグメント24の後端部128におけるそれぞれ時計方向及び反時計方向端部138及び140上の時計方向及び反時計方向に開いた第2及び第3のフック124及び126により、半径方向に配置される。
図8乃至図10を参照すると、各々のノズルセグメント10の第2及び第3のフック124及び126は、外側バンドセグメント24の後端部128にける後方フランジ129の一部として図示されている。時計方向に開いた第2のフック124は、第2のシュラウド支持体79から軸方向前向きに延びるスタッド130と係合する。ノズルセグメント10の隣接するノズルセグメント132の反時計方向に開いた第3のフック126は、時計方向に開いた第2のフック124が設けられた後方フランジ129の時計方向端部138における半径方向外向きに面した平坦なフランジ面142と係合する。時計方向及び反時計方向に開いた第2及び第3のフック124及び126とスタッド130とは、全て矩形状である。時計方向に開いた第2のフック124はC字形状であり、また反時計方向に開いた第3のフック126は、シップラップ(相互はぎ)フックであって、後方フランジ129の時計方向端部138と相互はぎ継手を形成し、半径方向外向きに面した平坦なフランジ面142に沿って載置される。
時計方向及び反時計方向に開いた第2及び第3のフック124及び126は、前方から後方に向かって見た場合にノズルセグメント上で時計方向及び反時計方向に配置されているが、合成ガス荷重ベクトルと方向63とが前方から後方に向かっての視線に対して反時計方向に傾斜している場合には、後方から前方に向かって見たものとすることもできる。
ノズルセグメント10は、外側バンドセグメント24から半径方向外向きに延びかつノズルセグメント10の隣接するノズルセグメント132の反時計方向に開いた第3のフック126上の軸方向前向きに面した荷重面21と係合する荷重ストッパ144によって、中心軸線6に対して垂直な半径方向線の周りで回転するのを少なくとも部分的に防止される。荷重ストッパ144は、ガス荷重の総和が、後方フランジ129の後面152上に設けられた軸方向後向きに面した荷重面150のホイールベースから外れることにより生じるモーメントに対抗する。次ぎに、タービンノズル組立体全体を、釣り合わせることになる。タービンノズル4は、半径方向に組立てられ、それにより、これらの特徴形状部が軸方向に重ね合わされることが可能になる。荷重ストッパ144と後向きに面した荷重面150とは、同じ機械加工段取りにおいて正確に製造されることができる。このことは、軸方向荷重面をノズルの後端部における高度な漏れ制御を備えた空気シールとして使用することを可能にする。特に合成ガス荷重がノズルセグメント10の外側バンドセグメントにおけるホイールベースを外れて外側に作用する場合には、フック、スタッド、及びストッパは、1つより多い翼形部を有するノズルセグメント10について使用することができる。
本発明を例示的な方法で説明した。使用した用語は、限定としてではなく、説明としての用語の性質としていることを理解されたい。本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態と考えられるものについて説明してきたが、本明細書の教示からその他の変更が当業者には明らかであろう。なお、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。
翼形部の正圧及び負圧側面間で延びる二分割リブによって二分割された中空内部を有するベーン翼形部を備えたガスタービンエンジン高圧タービンの第2段タービンノズルセクションの断面図。 図1に示す第2段タービンノズルセグメントの斜視図。 図1に示す第2段タービンノズルセグメントの断面図。 図2に示す翼形部の半径方向外向きに見た斜視図。 図2の線5−5に沿った二分割リブ及び補強リブの断面図。 図2及び図3に示す中空ベーンの二分割された内部に配置される2チャンバ型インピンジメントバッフルの斜視図。 図6に示すインピンジメントバッフルの分解斜視図。 図1に示す第2段タービンノズルの1つのセクタの斜視図。 図8に示す第2段タービンノズルセグメントの後方支持体の拡大斜視図。 図9に示す第2段タービンノズルセグメントの1つの上にある回転防止兼接線方向荷重ストッパの拡大斜視図。
符号の説明
2 ガスタービンエンジン高圧タービン
4 第2段タービンノズル
6 長手方向中心軸線
9 高圧タービン第2段ロータブレード
10 ノズルセグメント
14 環状ケーシング
18 高圧タービン第1段ロータブレード
24 外側バンドセグメント
26 内側バンドセグメント
28 中空ベーン翼形部
30 二又状インピンジメントバッフル
39 二分割リブ
58 クロスオーバ孔
77 第1のシュラウド支持体
79 第2のシュラウド支持体
97 第1のシュラウド
99 第2のシュラウド
107 前方フック
110 スプーリ
112 環状プレナム
LE 翼形部前縁
TE 翼形部後縁

Claims (7)

  1. 半径方向外側及び内側バンドセグメント(24及び26)間で半径方向に延びる単一の中空翼形部(28)を含み、
    前記翼形部が、前記半径方向外側及び内側バンドセグメント(24及び26)の周方向に間隔を置いた正圧及び負圧側端部(33及び35)間に配置され、
    前記翼形部が、該翼形部の前縁及び後縁(LE及びTE)間で軸方向に延びる正圧及び負圧側面(22及び23)を備えた翼形部壁(29)を有し、
    前記翼形部壁(29)が、二分割された空洞(37)を囲み、
    前記翼形部壁(29)の正圧及び負圧側面(22及び23)間で前記二分割空洞(37)を貫通して延びて、該二分割空洞(37)を前方及び後方空洞(41及び43)に分割する二分割リブ(39)が設けられており、
    前記二分割リブ(39)と軸方向かつ周方向向きに整列された補強リブ(60)を更に含み、該補強リブ(60)は、前記外側バンドセグメント(24)の半径方向外側面(62)から該半径方向外側面(62)に沿って半径方向外向きに延び、かつ該外側バンドセグメント(24)の正圧側前方コーナ部(64)から前記二分割リブ(39)まで軸方向かつ周方向向きに延びる
    ことを特徴とするタービンノズルセグメント(10)。
  2. 前記翼形部(28)と前記外側バンドセグメント(24)との接合部の周りで延びる翼形部フィレット(91)と、前記二分割リブ(39)が前記翼形部(28)の負圧側面(23)と交わる位置における前記翼形部フィレット(91)の拡大部分(93)とを更に含むことを特徴とする、請求項1に記載のタービンノズルセグメント(10)。
  3. 前記補強リブ(60)及び前記二分割リブ(39)が、前記外側バンドセグメント(24)の後端部(128)における該ノズルセグメント(10)のホイールベース(120)から外れて外側に位置する中心平面49付近にほぼ中心があることを特徴とする、請求項1に記載のタービンノズルセグメント(10)。
  4. 前記翼形部(28)と前記外側及び内側バンドセグメント(24及び26)と前記二分割リブ(39)と前記補強リブ(60)とは、一体形であり、単体鋳造品から作られていることを特徴とする、請求項3に記載のタービンノズルセグメント(10)。
  5. 前記二分割リブ(39)を貫通する多数のクロスオーバ孔(58)を更に含むことを特徴とする、請求項1又は請求項4に記載のタービンノズルセグメント(10)。
  6. 前記補強リブ(60)が、前記二分割リブ(39)と軸方向かつ周方向向きに整列されていることを特徴とする、請求項1、請求項2又は請求項5に記載のタービンノズルセグメント(10)。
  7. 前記補強リブ(60)が、前記翼形部(28)に加わる合成ガス荷重の方向(63)と整列されていることを特徴とする、請求項1又は請求項6に記載のタービンノズルセグメント(10)。
JP2004050708A 2003-02-27 2004-02-26 二分割空洞を有する単一の中空ベーンを備えたガスタービンエンジンのタービンノズルセグメント Expired - Fee Related JP4000121B2 (ja)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/375,585 US6969233B2 (en) 2003-02-27 2003-02-27 Gas turbine engine turbine nozzle segment with a single hollow vane having a bifurcated cavity

Publications (3)

Publication Number Publication Date
JP2004257392A JP2004257392A (ja) 2004-09-16
JP2004257392A5 JP2004257392A5 (ja) 2007-04-12
JP4000121B2 true JP4000121B2 (ja) 2007-10-31

Family

ID=32771465

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2004050708A Expired - Fee Related JP4000121B2 (ja) 2003-02-27 2004-02-26 二分割空洞を有する単一の中空ベーンを備えたガスタービンエンジンのタービンノズルセグメント

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6969233B2 (ja)
EP (1) EP1452689B1 (ja)
JP (1) JP4000121B2 (ja)
CN (1) CN100347411C (ja)
DE (1) DE602004001069T2 (ja)

Families Citing this family (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7360988B2 (en) * 2005-12-08 2008-04-22 General Electric Company Methods and apparatus for assembling turbine engines
GB2436597A (en) * 2006-03-27 2007-10-03 Alstom Technology Ltd Turbine blade and diaphragm
US8668437B1 (en) 2006-09-22 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Turbine engine cooling fluid feed system
US8096755B2 (en) * 2006-12-21 2012-01-17 General Electric Company Crowned rails for supporting arcuate components
US7798775B2 (en) * 2006-12-21 2010-09-21 General Electric Company Cantilevered nozzle with crowned flange to improve outer band low cycle fatigue
FR2925572B1 (fr) * 2007-12-24 2010-02-12 Snecma Services Procede de choix d'un arrangement de secteurs pour un distributeur pour turbomachine
US7740066B2 (en) * 2008-01-25 2010-06-22 Halliburton Energy Services, Inc. Additives for high alumina cements and associated methods
US20090274562A1 (en) * 2008-05-02 2009-11-05 United Technologies Corporation Coated turbine-stage nozzle segments
US20090293495A1 (en) * 2008-05-29 2009-12-03 General Electric Company Turbine airfoil with metered cooling cavity
US8511969B2 (en) 2009-10-01 2013-08-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Interturbine vane with multiple air chambers
CN102182519B (zh) * 2011-03-24 2013-11-06 西安交通大学 汽轮机静叶自射流二次流控制结构
US8651799B2 (en) 2011-06-02 2014-02-18 General Electric Company Turbine nozzle slashface cooling holes
US8978388B2 (en) 2011-06-03 2015-03-17 General Electric Company Load member for transition duct in turbine system
EP2626519A1 (en) * 2012-02-09 2013-08-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine
US9024226B2 (en) * 2012-02-15 2015-05-05 United Technologies Corporation EDM method for multi-lobed cooling hole
US9151164B2 (en) 2012-03-21 2015-10-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Dual-use of cooling air for turbine vane and method
US20140075947A1 (en) * 2012-09-18 2014-03-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling circuit
CN103775136B (zh) * 2012-10-23 2015-06-10 中航商用航空发动机有限责任公司 一种叶片
ITCO20120059A1 (it) * 2012-12-13 2014-06-14 Nuovo Pignone Srl Metodi per produrre pale cave sagomate in 3d di turbomacchine mediante produzione additiva, pale cave di turbomacchina e turbomacchine
US9057276B2 (en) 2013-02-06 2015-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Twisted gas turbine engine airfoil having a twisted rib
US9120144B2 (en) 2013-02-06 2015-09-01 Siemens Aktiengesellschaft Casting core for twisted gas turbine engine airfoil having a twisted rib
US10822976B2 (en) * 2013-06-03 2020-11-03 General Electric Company Nozzle insert rib cap
US20140356155A1 (en) 2013-06-03 2014-12-04 General Electric Company Nozzle Insert Rib Cap
US10145245B2 (en) * 2013-09-24 2018-12-04 United Technologies Corporation Bonded multi-piece gas turbine engine component
US10253986B2 (en) * 2015-09-08 2019-04-09 General Electric Company Article and method of forming an article
US10428659B2 (en) 2015-12-21 2019-10-01 United Technologies Corporation Crossover hole configuration for a flowpath component in a gas turbine engine
US20170350597A1 (en) * 2016-06-07 2017-12-07 General Electric Company Heat transfer device, turbomachine casing and related storage medium
US10669861B2 (en) * 2017-02-15 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Airfoil cooling structure
GB2559739A (en) * 2017-02-15 2018-08-22 Rolls Royce Plc Stator vane section
JP6906332B2 (ja) * 2017-03-10 2021-07-21 川崎重工業株式会社 タービン翼の冷却構造
US10422236B2 (en) * 2017-08-03 2019-09-24 General Electric Company Turbine nozzle with stress-relieving pocket
US10655485B2 (en) * 2017-08-03 2020-05-19 General Electric Company Stress-relieving pocket in turbine nozzle with airfoil rib
US10865650B2 (en) * 2017-09-12 2020-12-15 Raytheon Technologies Corporation Stator vane support with anti-rotation features
US10837293B2 (en) 2018-07-19 2020-11-17 General Electric Company Airfoil with tunable cooling configuration
US11078844B2 (en) * 2018-11-21 2021-08-03 Raytheon Technologies Corporation Thermal gradient reducing device for gas turbine engine component
US11187092B2 (en) * 2019-05-17 2021-11-30 Raytheon Technologies Corporation Vane forward rail for gas turbine engine assembly
RU199563U1 (ru) * 2020-03-04 2020-09-08 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" Блок охлаждаемых лопаток турбины ГТД с охлаждаемой несимметричной торцевой полкой
US11994293B2 (en) 2020-08-31 2024-05-28 General Electric Company Impingement cooling apparatus support structure and method of manufacture
FR3116861B1 (fr) * 2020-11-27 2022-10-21 Safran Aircraft Engines Dispositif et procede de controle des secteurs pour l’assemblage de distributeurs d’une turbine
JP7460510B2 (ja) 2020-12-09 2024-04-02 三菱重工航空エンジン株式会社 静翼セグメント

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3540810A (en) * 1966-03-17 1970-11-17 Gen Electric Slanted partition for hollow airfoil vane insert
BE755567A (fr) * 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
BE794195A (fr) * 1972-01-18 1973-07-18 Bbc Sulzer Turbomaschinen Aube directrice refroidie pour des turbines a gaz
US4153386A (en) * 1974-12-11 1979-05-08 United Technologies Corporation Air cooled turbine vanes
US4257734A (en) * 1978-03-22 1981-03-24 Rolls-Royce Limited Guide vanes for gas turbine engines
US4297077A (en) * 1979-07-09 1981-10-27 Westinghouse Electric Corp. Cooled turbine vane
JP3142850B2 (ja) * 1989-03-13 2001-03-07 株式会社東芝 タービンの冷却翼および複合発電プラント
US5090866A (en) * 1990-08-27 1992-02-25 United Technologies Corporation High temperature leading edge vane insert
US5253976A (en) * 1991-11-19 1993-10-19 General Electric Company Integrated steam and air cooling for combined cycle gas turbines
US5591002A (en) 1994-08-23 1997-01-07 General Electric Co. Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge
US5634766A (en) 1994-08-23 1997-06-03 General Electric Co. Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits
US5516260A (en) * 1994-10-07 1996-05-14 General Electric Company Bonded turbine airfuel with floating wall cooling insert
JPH08135402A (ja) 1994-11-11 1996-05-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン静翼構造
US5662160A (en) * 1995-10-12 1997-09-02 General Electric Co. Turbine nozzle and related casting method for optimal fillet wall thickness control
US5630700A (en) * 1996-04-26 1997-05-20 General Electric Company Floating vane turbine nozzle
US5813832A (en) * 1996-12-05 1998-09-29 General Electric Company Turbine engine vane segment
US6453814B2 (en) * 1998-05-27 2002-09-24 Martin Christian Oepen Device and process for transverse sizing of printed products
US6142734A (en) * 1999-04-06 2000-11-07 General Electric Company Internally grooved turbine wall
US6158955A (en) * 1999-06-03 2000-12-12 General Electric Company Welding method and assembly therefor
US6227798B1 (en) * 1999-11-30 2001-05-08 General Electric Company Turbine nozzle segment band cooling
US6375415B1 (en) * 2000-04-25 2002-04-23 General Electric Company Hook support for a closed circuit fluid cooled gas turbine nozzle stage segment
US6435814B1 (en) 2000-05-16 2002-08-20 General Electric Company Film cooling air pocket in a closed loop cooled airfoil
US6468031B1 (en) * 2000-05-16 2002-10-22 General Electric Company Nozzle cavity impingement/area reduction insert
US6382906B1 (en) * 2000-06-16 2002-05-07 General Electric Company Floating spoolie cup impingement baffle
US6494677B1 (en) * 2001-01-29 2002-12-17 General Electric Company Turbine nozzle segment and method of repairing same
US6921246B2 (en) * 2002-12-20 2005-07-26 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles

Also Published As

Publication number Publication date
US6969233B2 (en) 2005-11-29
EP1452689B1 (en) 2006-06-07
CN100347411C (zh) 2007-11-07
US20040170499A1 (en) 2004-09-02
EP1452689A1 (en) 2004-09-01
CN1526918A (zh) 2004-09-08
DE602004001069D1 (de) 2006-07-20
DE602004001069T2 (de) 2006-12-28
JP2004257392A (ja) 2004-09-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4000121B2 (ja) 二分割空洞を有する単一の中空ベーンを備えたガスタービンエンジンのタービンノズルセグメント
JP4559751B2 (ja) ガスタービンエンジンのタービンノズルの二又状インピンジメントバッフル
JP4049754B2 (ja) タービンノズルセグメントの片持ち式支持
JP6216820B2 (ja) ガスタービンエンジン用のハイブリッドノズルセグメント組立体
CN106545365B (zh) 喷嘴节段、喷嘴组件和燃气涡轮发动机
JP4658584B2 (ja) 内側寄り冷却式ノズルダブレット
JP4719122B2 (ja) 逆冷却タービンノズル
JP4513000B2 (ja) ガスタービンエンジンを組立てるための方法及び装置
JP4341230B2 (ja) ガスタービンノズルを冷却するための方法と装置
EP0911486B1 (en) Gas turbine stationary blade cooling
JP4576177B2 (ja) 収束ピン冷却式翼形部
JP4785507B2 (ja) ブルノーズ段部付きタービンノズル
US4126405A (en) Turbine nozzle
JP4693985B2 (ja) 循環式流体冷却されるガスタービンノズル段セグメントのフック支持体
EP3184742B1 (en) Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
US6269628B1 (en) Apparatus for reducing combustor exit duct cooling
JP2009108857A (ja) 可撓性翼弦ヒンジシールを有するガスタービン
JP2002266604A (ja) 切断型リブを有するタービンノズル及び方法
CN110832168B (zh) 用于冲击冷却的涡轮组件及组装方法
JP2012102726A (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置、システム、及び方法
JP4341231B2 (ja) ガスタービンノズルを冷却するための方法と装置
CN113710875B (zh) 涡轮发动机叶片、相关涡轮发动机分配器和涡轮发动机
US11572803B1 (en) Turbine airfoil with leading edge cooling passage(s) coupled via plenum to film cooling holes, and related method
JP2022061204A (ja) ガスタービン静翼

Legal Events

Date Code Title Description
A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20070223

A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20070223

A871 Explanation of circumstances concerning accelerated examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A871

Effective date: 20070223

A975 Report on accelerated examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971005

Effective date: 20070319

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20070327

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20070622

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20070717

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20070810

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100817

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100817

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110817

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110817

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120817

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120817

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130817

Year of fee payment: 6

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees