JP4005905B2 - ガスタービンエンジン用のノズル翼バンド - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジンの分野全体に関し、特に、ガスタービンエンジン用の高圧タービンノズル翼バンド（ｈｉｇｈ−ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｔｕｒｂｉｎｅ ｎｏｚｚｌｅ−ｖａｎｅ ｂａｎｄ）の分野に関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に、ガスタービンエンジンは、所定の空気流を本来のエンジンへと導入するための開口を形成するナセルを有している。一般に、エンジンは、エンジン内に導入された空気を圧縮する圧縮部と、このようにして圧縮された空気を燃料と混合させて燃焼させる燃焼室とを有している。前記燃焼によって形成されるガスは、その後、排気される前に、高圧タービンへと方向付けられる。
【０００３】
従来、高圧タービンは、タービンのロータの周りで周方向に離間した、タービン翼の１つまたは複数の列を有している。また、高圧タービンは、燃焼室からのガス流を、適当な角度および速度でタービン翼へと方向付けて、タービン翼およびタービンのロータを回転させることができるノズルアセンブリを有している。
【０００４】
一般に、ノズルアセンブリは、下端環状バンドと上端環状バンドとの間で径方向に延び、且つ互いに周方向に離間する複数の案内翼を備えている。したがって、翼バンドは、燃焼室からの高温ガスと直接に接触するようになる。翼バンドは、非常に高温に晒されるため、冷却する必要がある。これまで、燃焼室の出口の温度上昇、および、エンジンの性能を更に向上させるべく２つのヘッドを有する燃焼室の使用により、バンドの近傍の温度は次第に高くなっている。翼バンドで熱応力が増大することは、翼バンドを冷却するために使用される技術を再考しなければならなくなることを意味する。
【０００５】
ガスタービンノズルバンド用の冷却装置は、米国特許第５１９７８５２号から知られている。この装置は、特に、バンドの内側に設けられ、且つ冷却流体をバンドを通じて流してバンドを冷却することができる内部回路を備えている。内部回路の他に、ガス流に接するバンドの側面に、熱バリア形成コーティングが配置されている。このコーティングは、翼間に位置する領域からバンドの下流側端部まで延びており、これにより、バンドの両側面間の温度勾配を小さくしている。
【０００６】
前記文献に記載されたノズルバンドの冷却装置は、特に燃焼が生じる可能性があるバンドの後縁のスリップストリームにおける案内翼の下流側で、不十分な結果となり得る。また、設けられた熱バリアは、翼の喉表面上に堆積されるため、ノズルの喉部に影響を与えて、高圧タービンの性能を低下させる可能性がある。また、熱バリア形成コーティングによって覆われる領域は、アクセスすることが難しく（特に、翼間のチャネル）、したがって、バンドの製造コストが増大する。
【０００７】
【特許文献１】
米国特許第５１９７８５２号明細書
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
したがって、本発明は、他の冷却技術を使用することができない領域でバンドを熱的に保護する冷却装置を有する、ノズル翼バンドを提案することにより、前記欠点を緩和することを目的とする。また、本発明は、案内翼の喉部を乱さず、且つバンドの内側に冷却回路を必要としない冷却装置を有する、ノズルバンドを提供することを目的とする。また、本発明は、特に設置が難しくない冷却システムを有するノズルバンドを提供することを目的とする。最後に、本発明は、本発明の少なくとも１つのバンドを有する高圧タービンノズルを提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
この目的のため、本発明は、ガスタービンエンジン用の高圧タービンノズル翼バンドであって、バンドの下流側端部へ向けられた後縁を有する少なくとも１つの案内翼を支持する内側面と、内側面の反対側に存在する外側面とを備え、外側面からフランジが径方向に延び、フランジは、第１に、フランジの上流側に冷却空気のための通路を画定するとともに、第２に、フランジの下流側にキャビティを画定し、バンドの内側面には、案内翼の後縁とバンドの下流側端部との間に、前記キャビティ内で回転する空気によってバンドに形成される温度勾配を大きくすることができる熱バリアを形成するコーティングが設けられていることを特徴とする、高圧タービンノズル翼バンドを提供する。
【００１０】
このように、熱バリア形成コーティングの存在により、バンドの後縁のスリップストリームで、案内翼の下流側で生じる燃焼からバンドを保護することができる。
【００１１】
高圧タービンの空気力学的な性能を低下させないように、熱バリア形成コーティングは、熱バリアの上流側のバンドの内側面から連続的に延びる表面を有している。
【００１２】
バンドに形成される温度勾配を大きくし、したがって、熱バリアの有効性を高めるために、バンドの外側面は、フランジとバンドの下流側端部との間で延びるスポイラ突起を有していることが望ましい。
【００１３】
スポイラ突起は、タービンの軸に対して略平行を成すあるいはタービンの軸に対して傾くリブの形態、あるいは、曲線を成すリブまたはスタッドの形態を成していても良い。
【００１４】
本発明の他の特徴および利点は、特徴を限定しない一実施形態を示す添付図面を参照する以下の説明から明らかとなる。
【００１５】
【発明の実施の形態】
ガスタービンエンジンにおいて、燃焼ガスは、高圧タービンへと方向付けられる。高圧タービンは、回転ホイールの周りで周方向に離間された１つまたは複数の列のタービン翼を有している。また、高圧タービンは、燃焼室からのガスの流れを、適当な角度および速度でタービン翼へと方向付けて、タービン翼および回転ホイールを回転させることができるノズルアセンブリを有している。ノズルアセンブリには、下端環状バンドと上端環状バンドとの間で径方向に延びる複数の案内翼が設けられている。各バンドは、環状の連続する面を形成する１つまたは複数の隣接するセグメントによって形成されている。
【００１６】
図１には、高圧タービンノズルにおける本発明の翼バンドの断面図が示されている。この図には、下端バンド１０だけが示されている。無論、本発明を上端バンドにも適用することができる。
【００１７】
バンド１０は、少なくとも１つの案内翼１４を支持する内側面１２を有している。この場合、複数の案内翼は、高圧タービンの軸（図示せず）の周りで周方向に等間隔で離間されている。案内翼１４は、その後縁１４ａが、燃焼室からの高温ガスの流れ方向１７に沿ってバンドの下流側端部１６へと向けられるように、バンド１０の内側面上に配置されている。
【００１８】
また、バンドは、内側面１２の反対側に、外側面１８を有している。この外側面からは、径方向にフランジ２０が延びている。このフランジ２０は、バンドをガスタービンエンジンに装着することができるように構成されている。フランジ２０は、第１に、その上流側に、バンド１０を冷却する空気のための通路２１を画定するとともに、第２に、その下流側に、フランジとタービンの回転ホイール２４とによって画定されるキャビティ２２を画定する。回転ホイール２４は、バンドの下流側端部１６から径方向に延びるとともに、１つまたは複数の列のタービン翼（図示せず）を支持する。
【００１９】
用語「内側」および「外側」は、本明細書では、燃焼ガスの流れにある側と、流れにない側という意味で、使用されている。「下端」および「上端」といった用語は、タービンの軸からの距離を表わすために使用されている。
【００２０】
本発明においては、図２に示されるように、バンド１０の内側面１２には、案内翼１４の後縁１４ａとバンドの下流側端部１６との間に、熱バリアを形成するコーティング２６が設けられている。このコーティングは、バンドが単体である場合には、バンドの全周にわたって延びており、また、バンドが複数の隣接するセグメントによって形成されている場合には、各セングメントの全幅にわたって延びている。
【００２１】
コーティング２６は、例えば、一般にジルコン系の薄いセラミック層によって形成されている。セラミック層の接着性を高めるために、バンドとセラミック層との間に接続副層を介挿しても良い。熱バリアは、局所的な堆積に良好に適合されるプラズマ法によって堆積されることが望ましい。このプラズマ法は、電子ビーム下での物理的気相成長法（ＰＶＤ法）と比べて、実施コストが低く、機械的強度が良好であるという利点を有している。
【００２２】
コーティング２６は、キャビティ２２内に含まれる空気の回転によって、バンド１０に形成される温度勾配を大きくすることができる。キャビティ２２内に存在する空気は、高圧タービンの軸を中心に回転する回転ホイール２４によって回転され、これにより、バンド１０の長さに沿って熱対流現象が形成される。この熱対流により、熱を逃がすことができ、バンドに対して垂直な方向でバンドに温度勾配を形成することができる。このように、熱バリア形成コーティング２６の存在により、温度勾配を大きくすることができ、したがって、フランジ２０よりも下流側でバンドを有効に冷却することができる。
【００２３】
本発明の有利な特徴によれば、表面の不連続性によって、高圧タービンの空気力学的性能が低下しないように、熱バリア形成コーティング２６は、バンドの内側面１２の上流側端部から連続的に延びる表面を有している。また、熱バリアが劣化する可能性を抑えるために、前記バリアは、特に、喉部の下流側、すなわち、案内翼１４とバンド１０の内側面１２との間の接続領域の下流側に堆積される。
【００２４】
図３に示されるように、キャビティ２２には、バンド１０の外側面１８に、フランジ２０とバンドの下流側端部１６との間で延びるスポイラ突起２８が有利に設けられている。これらのスポイラ突起により、前述した熱対流現象を増大させることができ、したがって、熱バリアの有効性を高めることができる。
【００２５】
図４Ａおよび図４Ｂは、スポイラ突起の２つの例を示している。
【００２６】
図４Ａにおいて、スポイラ突起は、バンドの外側面１８から径方向に突出し、且つタービンの軸と略平行に延びるリブ３０の形態を成している。したがって、リブは、キャビティ２２内に含まれる空気の流れ３２と交差し、この流れを乱すようになっている。無論、タービンの軸に対して実質的に傾斜されたリブを考えることもできる。また、リブは、曲がっていても良く、例えば、タービンの軸に対して平行な一般的な方向に延びていても良い。
【００２７】
図４Ｂにおいて、スポイラ突起は、バンドの外側面１８から径方向に突出するスタッド３４によって形成されている。この図において、スタッド３４は千鳥状に配置されている。また、スタッドは、タービンの軸と略平行な列を成して並べられることができる。また、スポイラ突起は、リブとスタッドの両方を備えていても良い。
【００２８】
また、前述したバンドには、バンドの中央部分および上流側部分を冷却するための現在使用されている装置が設けられていても良い。図１に示されるように、例えば、バンドを衝撃によって冷却できるように、バンドは、フランジ２０の上流側に、外側面１８に固定された衝撃シート（ｉｍｐａｃｔ ｓｈｅｅｔ）３６を少なくとも１つ有していても良い。また、バンドには、フランジ２０の上流側に、複数の通気穴３８が開いていても良い。これらの通気穴３８は、外側面と内側面との間で延びるとともに、径方向に対して僅かに傾いて、バンドの内側面を冷却するための冷却膜を形成する。キャビティ２２のサイズが小さく、また、このキャビティ内の空気が回転することによって、衝撃穴が空気を有効に供給できなくなるため、バンドの下流側端部に衝撃シートを設けることは考えられ得ない。また、空気流が超音速となる領域で、ノズルの喉部の下流側に空気を再導入することは、タービンの空気力学的な性能を著しく低下させる虞があるため、内側面と外側面との間に延びる通気穴を、バンドの下流側端部に設けることはできない。
【図面の簡単な説明】
【図１】高圧タービンノズルにおける本発明のバンドの断面図である。
【図２】図１のＩＩ−ＩＩ線に沿う図である。
【図３】図１のＩＩＩ−ＩＩＩ線に沿う図である。
【図４Ａ】スポイラ突起の実施形態を示す図１のＩＶ−ＩＶ線に沿う図である。
【図４Ｂ】スポイラ突起の実施形態を示す図１のＩＶ−ＩＶ線に沿う図である。
【符号の説明】
１０ バンド
１２ 内側面
１４ 案内翼
１４ａ 後縁
１６ 下流側端部
１８ 外側面
２０ フランジ
２１ 通路
２２ キャビティ
２４ 回転ホイール
２６ コーティング
２８ スポイラ突起
３０ リブ
３２ 流れ
３４ スタッド
３６ 衝撃シート
３８ 通気穴

Claims (13)

1. ガスタービンエンジン用の高圧タービンノズル翼バンドであって、
   バンド（１０）の下流側端部（１６）へ向けられた後縁（１４ａ）を有する少なくとも１つの案内翼（１４）を支持する内側面（１２）と、
   内側面の反対側に存在する外側面（１８）とを備え、該外側面（１８）からフランジ（２０）が径方向に延び、該フランジ（２０）は、第１に、フランジ（２０）の上流側に冷却空気のための通路（２１）を画定するとともに、第２に、フランジ（２０）の下流側にキャビティ（２２）を画定し、
   バンドの内側面（１２）には、案内翼の後縁（１４ａ）とバンドの下流側端部（１６）との間だけに、前記キャビティ内で回転する空気によってバンドに形成される温度勾配を大きくすることができる熱バリアを形成するコーティング（２６）が設けられていることを特徴とする、高圧タービンノズル翼バンド。
2. 熱バリア形成コーティング（２６）が、熱バリアよりも上流側のバンドの内側面（１２）から連続的に延びる表面を有していることを特徴とする、請求項１に記載のバンド。
3. バンドの外側面（１８）が、フランジ（２０）とバンドの下流側端部（１６）との間で延びるスポイラ突起（２８）を有していることを特徴とする、請求項１または２に記載のバンド。
4. スポイラ突起（２８）が、タービンの軸と略平行に延びるリブ（３０）であることを特徴とする、請求項３に記載のバンド。
5. スポイラ突起（２８）が、タービンの軸に対して実質的に傾いたリブ（３０）であることを特徴とする、請求項３に記載のバンド。
6. スポイラ突起（２８）が曲がったリブ（３０）であることを特徴とする、請求項３に記載のバンド。
7. スポイラ突起（２８）がスタッド（３４）であることを特徴とする、請求項３に記載のバンド。
8. スタッド（３４）が、タービンの軸と略平行な列を成して並んでいることを特徴とする、請求項７に記載のバンド。
9. スタッド（３４）が千鳥状の列を成して配置されていることを特徴とする、請求項７に記載のバンド。
10. バンドの外側面（１８）が、フランジ（２０）の上流側に、少なくとも１つの衝撃シート（３６）を有し、これにより、前記バンドが衝撃によって冷却されるようになっていることを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載のバンド。
11. バンドには、フランジ（２０）の上流側に、前記バンドが空気膜によって冷却されることを確実にするように構成された、複数の通気穴（３８）が開けられていることを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載のバンド。
12. 請求項１から１１のいずれか一項に記載の少なくとも１つの上端バンドおよび少なくとも１つの下端バンドを有していることを特徴とする、ガスタービンエンジン用の高圧タービンノズル。
13. 請求項１から１１のいずれか一項に記載のノズル翼バンドを有することを特徴とする、ガスタービンエンジン。

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