JP4284643B2 - ガスタービンのタービンノズル冷却構造 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンのタービンノズル冷却構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
タービンノズルは、［非特許文献１］の図４（Ａ）に記載されているように、ノズルガイドベーン（静翼）を環状に並べたもので、ベーンとその支持構造物とからなる。また、図４（Ｂ）に示す空冷式タービンベーンが知られている。
また、タービンノズルの冷却に関して、例えば［非特許文献２］に記載されている。
【０００３】
【非特許文献１】
新航空工学講座８、ジェットエンジン（構造編）、社団法人日本航空技術協会
【非特許文献２】
武石賢一郎、タービンにおける損失発生のメカニズムと熱力学的考察、Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ｔｈｅ ＴＥＤ-ＣＯＦ．'０１，ＪＳＭＥ
【０００４】
タービンノズルは、燃焼器からの高温ガスを加速して下流側のタービンに導入する機能を有する。そのため、タービンノズルは、エンジン流路の高温ガスにさらされるため、冷却が不可欠である。
【０００５】
この要望を満たすために、例えば［特許文献１］の「ガスタービンタービン冷却静翼」が提案されている。
【０００６】
【特許文献１】
特開２００１−２５４６０４号公報
【０００７】
［特許文献１］の「ガスタービンタービン冷却静翼」は、図５に示すように、１段静翼１２０の外側シュラウド１２１の外側、内側シュラウドの内側壁面には格子状のワッフルパターン１０１が形成され、強度を向上させ、１段静翼１２０の後縁最後列の冷却穴を他の穴径より大きい拡大冷却穴１０６とし後縁の冷却効率を高め、壁内側にリブ１０２を形成し、薄肉化を計る。内側シュラウド１２２の背側、腹側両側端内部には冷却通路１０３を設け、更に内側から貫通し表面端部へ開口する複数の冷却穴１０５を設けることによりシュラウドの冷却効果を高める。これらの改良により、翼後縁部やシュラウドのクラック発生や変形を防止するものである。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
上述したように、タービン入口温度の高い従来のガスタービンでは、タービンノズル（１段静翼）の内側シュラウド（「バンド部」ともいう）の冷却が不可欠であり、バンド部を二重板構造として内部に冷却空気を通し、冷却していた。
【０００９】
しかし、バンド部冷却のための２枚板構造により、構造が複雑となりコストが上昇するだけでなく信頼性が低下する要因となり、かつ重量が増加するためエンジン性能が低下する問題点があった。
【００１０】
本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、バンド部を二重板構造とすることなく、バンド部を効果的に冷却することができ、これにより、構造の単純化によりコストダウンと信頼性の向上を達成し、かつ軽量化によりエンジン性能を向上することができるガスタービンのタービンノズル冷却構造を提供することにある。
【００１１】
本発明によれば、燃焼器とタービン動翼との間に位置し燃焼器からの高温ガスを下流側のタービンに導入するタービンノズルと、該タービンノズルの前端部と燃焼器との間をシールするシールプレートとを備え、前記シールプレートは、前記高温ガスの下流側から上流側の方向を向く側面を有し、前記燃焼器は、前記高温ガスの上流側から下流側へ延びることで前記シールプレートの前記側面に接触するフランジ部を有し、該フランジ部に内外面を連通する複数の切欠き溝が設けられ、該各切欠き溝と前記シールプレートの前記側面とにより流路孔が形成され、該流路孔を通して冷却空気が流入しタービンノズルのバンド表面に沿って流れその表面をフィルム冷却する、ことを特徴とするガスタービンのタービンノズル冷却構造が提供される。
【００１２】
上記本発明の構成によれば、シールプレートに接触する燃焼器のフランジ部に内外面を連通する複数の切欠き溝が設けられているので、この切欠き溝を通して外側から冷却空気が流入しタービンノズルのバンド表面に沿って流れその表面をフィルム冷却することができる。
従って、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、バンド部を二重板構造とすることなく、バンド部を効果的に冷却することができ、これにより、構造の単純化によりコストダウンと信頼性の向上を達成し、かつ軽量化によりエンジン性能を向上することができる。
【００１３】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。なお、各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１４】
図１は、本発明の冷却構造によるタービンノズル部の全体断面図である。この図に示すように、本発明のタービンノズル冷却構造は、燃焼器２、およびタービンノズル１０を備える。
【００１５】
タービンノズル１０は、燃焼器２とタービン動翼４との間に位置し、燃焼器２からの高温ガスを下流側のタービンに導入する機能を有する。
【００１６】
図１において、本発明のタービンノズル冷却構造は、更にノズルサポート部材１４、およびストッパー部材１６を備える。
ノズルサポート部材１４は、タービンノズル１０の内側に固定されたエンジン中心を中心とする回転体であり、その周囲にタービンノズル１０を嵌め込むための半径方向に延びる溝部１４ａを有する。また、この溝部１４ａを挟む前後のフランジ部には、周方向に一定の間隔を隔てて複数の軸方向貫通孔１４ｂが設けられている。
【００１７】
ストッパー部材１６は、タービンノズル１０の外側に位置し、外方端がエンジンのケーシング６に固定されている。
【００１８】
図２は、本発明を構成するノズルセグメントの斜視図である。この図に示すように、タービンノズル１０は、周方向に分割された複数のノズルセグメント１２からなる。各ノズルセグメント１２の周方向端面は、隣接する各ノズルセグメント１２の端面に密接し、端面に設けられた溝１１に嵌め込むシールプレート（図示せず）により、その間がシールされる。
【００１９】
ノズルセグメント１２は、内側シュラウド１２ａ、外側シュラウド１２ｂ、および翼部１２ｃからなる。内側シュラウド１２ａと外側シュラウド１２ｂは、本発明においてそれぞれ内側バンド部、外側バンド部とも呼ぶ。
【００２０】
ノズルセグメント１２は、その内側シュラウド１２ａ（内側バンド部）から半径方向内方に張出した内側フランジ１５ａと、その外側シュラウド１２ｂ（外側バンド部）から半径方向外方に張出した外側フランジ１５ｂとを有する。外側フランジ１５ｂは、ノズルサポート部材１４の溝部１４ａに嵌め込まれ、前後方向に移動しないようになっている。
【００２１】
また、内側フランジ１５ａには単一の軸方向貫通孔１３が設けられ、取付ピン１８が軸方向貫通孔１３をノズルサポート部材１４の溝部１４ａと共に貫通することによりノズルセグメント１２がノズルサポート部材１４に取付けられる。
【００２２】
図１において、ストッパー部材１６は、エンジン中心を中心とするリング状部材である。またその外周縁の複数箇所にケーシング６との周方向位置決めのための嵌合部１６ｂを有する。この嵌合部１６ｂは軸方向に突出した矩形部材であり、ケーシング６に設けられた凹部と嵌合することにより、ストッパー部材１６を周方向に位置決めしている。
また、ストッパー部材１６は、内周縁に段差が設けられ、かつ内周縁に沿って周方向に設けられた複数の凹部１６ａを有する。この凹部１６ａは、分割された複数の各ノズルセグメント１２毎に１つずつ対応する箇所に設けられている。
【００２３】
図１において、本発明のタービンノズル冷却構造では、更に、ノズルセグメント１２の前端部と燃焼器２との間をシールするシールプレート８と、ノズルセグメント１２の後端部とケーシング６との間をシールするＥシール９とを備え、ノズルセグメント１２の前後をシールすることにより、ノズルの内側と外側間のシール性能を保持するようになっている。
【００２４】
図３は、図１のＡ-Ａ矢視図である。この図に示すように、本発明では、シールプレート８に接触する燃焼器２のフランジ部２ａに内外面を連通する複数の切欠き溝２０が設けられる。この切欠き溝２０は、この溝を通して燃焼器２の外側から冷却空気が流入し、タービンノズル１２の内側シュラウド１２ａ（内側バンド部）のバンド表面に沿って流れ、その表面をフィルム冷却するようになっている。
【００２５】
切欠き溝２０の断面形状と向きは任意であり、半円形又は矩形であり、半径方向または斜めであってもよい。また切欠き溝２０の大きさは、内側バンド部のバンド表面に沿って流れるフィルム冷却膜を形成し、内側バンド部の過熱を防ぐ限りで十分に小さく、主流ガスのタービン入口温度に影響しないように設定する。
【００２６】
上記本発明の構成によれば、シールプレート（８）に接触する燃焼器（２）のフランジ部に内外面を連通する複数の切欠き溝（２０）が設けられているので、この切欠き溝を通して外側から冷却空気が流入しタービンノズルのバンド表面に沿って流れその表面をフィルム冷却することができる。
従って、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、バンド部を二重板構造とすることなく、バンド部を効果的に冷却することができ、これにより、構造の単純化によりコストダウンと信頼性の向上を達成し、かつ軽量化によりエンジン性能を向上することができる。
【００２７】
なお、本発明は上述した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない限りで自由に変更することができることは勿論である。例えば、本発明を航空用、舶用、陸上用のガスタービンに広く適用することができる。
【００２８】
【発明の効果】
上述した本発明により、静翼自体のバンド部冷却構造が不要となり、以下の効果が期待できる。
（１）構造の単純化による信頼性向上
（２）構造の単純化によるコストダウン
（３）軽量化によるエンジン性能向上
【００２９】
従って、本発明のタービンノズル冷却構造は、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、バンド部を二重板構造とすることなく、バンド部を効果的に冷却することができ、これにより、構造の単純化によりコストダウンと信頼性の向上を達成し、かつ軽量化によりエンジン性能を向上することができる、等の優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の冷却構造によるタービンノズル部の全体断面図である。
【図２】本発明を構成するノズルセグメントの斜視図である。
【図３】図１のＡ-Ａ矢視図である。
【図４】従来のタービンノズル構造の斜視図である。
【図５】従来のタービンノズル冷却構造の例を示す全体断面図である。
【符号の説明】
２ 燃焼器、２ａ フランジ部、４ タービン動翼、
６ ケーシング、８ シールプレート、９ Ｅシール、
１０ タービンノズル、１２ ノズルセグメント、
１２ａ 内側シュラウド（内側バンド部）、
１２ｂ 外側シュラウド（外側バンド部）、
１２ｃ 翼部、１３ 貫通孔、
１４ ノズルサポート部材、１５ａ 内側フランジ、
１５ｂ 外側フランジ、１５ｃ タブ、
１６ ストッパー部材、
１６ａ 凹部、１６ｂ 嵌合部、
１８ 取付ピン、２０ 切欠き溝
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンのタービンノズル冷却構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
タービンノズルは、［非特許文献１］の図４（Ａ）に記載されているように、ノズルガイドベーン（静翼）を環状に並べたもので、ベーンとその支持構造物とからなる。また、図４（Ｂ）に示す空冷式タービンベーンが知られている。
また、タービンノズルの冷却に関して、例えば［非特許文献２］に記載されている。
【０００３】
【非特許文献１】
新航空工学講座８、ジェットエンジン（構造編）、社団法人日本航空技術協会
【非特許文献２】
武石賢一郎、タービンにおける損失発生のメカニズムと熱力学的考察、Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ｔｈｅ ＴＥＤ-ＣＯＦ．'０１，ＪＳＭＥ
【０００４】
タービンノズルは、燃焼器からの高温ガスを加速して下流側のタービンに導入する機能を有する。そのため、タービンノズルは、エンジン流路の高温ガスにさらされるため、冷却が不可欠である。
【０００５】
この要望を満たすために、例えば［特許文献１］の「ガスタービンタービン冷却静翼」が提案されている。
【０００６】
【特許文献１】
特開２００１−２５４６０４号公報
【０００７】
［特許文献１］の「ガスタービンタービン冷却静翼」は、図５に示すように、１段静翼１２０の外側シュラウド１２１の外側、内側シュラウドの内側壁面には格子状のワッフルパターン１０１が形成され、強度を向上させ、１段静翼１２０の後縁最後列の冷却穴を他の穴径より大きい拡大冷却穴１０６とし後縁の冷却効率を高め、壁内側にリブ１０２を形成し、薄肉化を計る。内側シュラウド１２２の背側、腹側両側端内部には冷却通路１０３を設け、更に内側から貫通し表面端部へ開口する複数の冷却穴１０５を設けることによりシュラウドの冷却効果を高める。これらの改良により、翼後縁部やシュラウドのクラック発生や変形を防止するものである。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
上述したように、タービン入口温度の高い従来のガスタービンでは、タービンノズル（１段静翼）の内側シュラウド（「バンド部」ともいう）の冷却が不可欠であり、バンド部を二重板構造として内部に冷却空気を通し、冷却していた。
【０００９】
しかし、バンド部冷却のための２枚板構造により、構造が複雑となりコストが上昇するだけでなく信頼性が低下する要因となり、かつ重量が増加するためエンジン性能が低下する問題点があった。
【００１０】
本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、バンド部を二重板構造とすることなく、バンド部を効果的に冷却することができ、これにより、構造の単純化によりコストダウンと信頼性の向上を達成し、かつ軽量化によりエンジン性能を向上することができるガスタービンのタービンノズル冷却構造を提供することにある。
【００１１】
本発明によれば、燃焼器とタービン動翼との間に位置し燃焼器からの高温ガスを下流側のタービンに導入するタービンノズルと、該タービンノズルの前端部と燃焼器との間をシールするシールプレートとを備え、前記シールプレートは、前記高温ガスの下流側から上流側の方向を向く側面を有し、前記燃焼器は、前記高温ガスの上流側から下流側へ延びることで前記シールプレートの前記側面に接触するフランジ部を有し、該フランジ部に内外面を連通する複数の切欠き溝が設けられ、該各切欠き溝と前記シールプレートの前記側面とにより流路孔が形成され、該流路孔を通して冷却空気が流入しタービンノズルのバンド表面に沿って流れその表面をフィルム冷却する、ことを特徴とするガスタービンのタービンノズル冷却構造が提供される。
【００１２】
上記本発明の構成によれば、シールプレートに接触する燃焼器のフランジ部に内外面を連通する複数の切欠き溝が設けられているので、この切欠き溝を通して外側から冷却空気が流入しタービンノズルのバンド表面に沿って流れその表面をフィルム冷却することができる。
従って、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、バンド部を二重板構造とすることなく、バンド部を効果的に冷却することができ、これにより、構造の単純化によりコストダウンと信頼性の向上を達成し、かつ軽量化によりエンジン性能を向上することができる。
【００１３】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。なお、各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１４】
図１は、本発明の冷却構造によるタービンノズル部の全体断面図である。この図に示すように、本発明のタービンノズル冷却構造は、燃焼器２、およびタービンノズル１０を備える。
【００１５】
タービンノズル１０は、燃焼器２とタービン動翼４との間に位置し、燃焼器２からの高温ガスを下流側のタービンに導入する機能を有する。
【００１６】
図１において、本発明のタービンノズル冷却構造は、更にノズルサポート部材１４、およびストッパー部材１６を備える。
ノズルサポート部材１４は、タービンノズル１０の内側に固定されたエンジン中心を中心とする回転体であり、その周囲にタービンノズル１０を嵌め込むための半径方向に延びる溝部１４ａを有する。また、この溝部１４ａを挟む前後のフランジ部には、周方向に一定の間隔を隔てて複数の軸方向貫通孔１４ｂが設けられている。
【００１７】
ストッパー部材１６は、タービンノズル１０の外側に位置し、外方端がエンジンのケーシング６に固定されている。
【００１８】
図２は、本発明を構成するノズルセグメントの斜視図である。この図に示すように、タービンノズル１０は、周方向に分割された複数のノズルセグメント１２からなる。各ノズルセグメント１２の周方向端面は、隣接する各ノズルセグメント１２の端面に密接し、端面に設けられた溝１１に嵌め込むシールプレート（図示せず）により、その間がシールされる。
【００１９】
ノズルセグメント１２は、内側シュラウド１２ａ、外側シュラウド１２ｂ、および翼部１２ｃからなる。内側シュラウド１２ａと外側シュラウド１２ｂは、本発明においてそれぞれ内側バンド部、外側バンド部とも呼ぶ。
【００２０】
ノズルセグメント１２は、その内側シュラウド１２ａ（内側バンド部）から半径方向内方に張出した内側フランジ１５ａと、その外側シュラウド１２ｂ（外側バンド部）から半径方向外方に張出した外側フランジ１５ｂとを有する。外側フランジ１５ｂは、ノズルサポート部材１４の溝部１４ａに嵌め込まれ、前後方向に移動しないようになっている。
【００２１】
また、内側フランジ１５ａには単一の軸方向貫通孔１３が設けられ、取付ピン１８が軸方向貫通孔１３をノズルサポート部材１４の溝部１４ａと共に貫通することによりノズルセグメント１２がノズルサポート部材１４に取付けられる。
【００２２】
図１において、ストッパー部材１６は、エンジン中心を中心とするリング状部材である。またその外周縁の複数箇所にケーシング６との周方向位置決めのための嵌合部１６ｂを有する。この嵌合部１６ｂは軸方向に突出した矩形部材であり、ケーシング６に設けられた凹部と嵌合することにより、ストッパー部材１６を周方向に位置決めしている。
また、ストッパー部材１６は、内周縁に段差が設けられ、かつ内周縁に沿って周方向に設けられた複数の凹部１６ａを有する。この凹部１６ａは、分割された複数の各ノズルセグメント１２毎に１つずつ対応する箇所に設けられている。
【００２３】
図１において、本発明のタービンノズル冷却構造では、更に、ノズルセグメント１２の前端部と燃焼器２との間をシールするシールプレート８と、ノズルセグメント１２の後端部とケーシング６との間をシールするＥシール９とを備え、ノズルセグメント１２の前後をシールすることにより、ノズルの内側と外側間のシール性能を保持するようになっている。
【００２４】
図３は、図１のＡ-Ａ矢視図である。この図に示すように、本発明では、シールプレート８に接触する燃焼器２のフランジ部２ａに内外面を連通する複数の切欠き溝２０が設けられる。この切欠き溝２０は、この溝を通して燃焼器２の外側から冷却空気が流入し、タービンノズル１２の内側シュラウド１２ａ（内側バンド部）のバンド表面に沿って流れ、その表面をフィルム冷却するようになっている。
【００２５】
切欠き溝２０の断面形状と向きは任意であり、半円形又は矩形であり、半径方向または斜めであってもよい。また切欠き溝２０の大きさは、内側バンド部のバンド表面に沿って流れるフィルム冷却膜を形成し、内側バンド部の過熱を防ぐ限りで十分に小さく、主流ガスのタービン入口温度に影響しないように設定する。
【００２６】
上記本発明の構成によれば、シールプレート（８）に接触する燃焼器（２）のフランジ部に内外面を連通する複数の切欠き溝（２０）が設けられているので、この切欠き溝を通して外側から冷却空気が流入しタービンノズルのバンド表面に沿って流れその表面をフィルム冷却することができる。
従って、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、バンド部を二重板構造とすることなく、バンド部を効果的に冷却することができ、これにより、構造の単純化によりコストダウンと信頼性の向上を達成し、かつ軽量化によりエンジン性能を向上することができる。
【００２７】
なお、本発明は上述した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない限りで自由に変更することができることは勿論である。例えば、本発明を航空用、舶用、陸上用のガスタービンに広く適用することができる。
【００２８】
【発明の効果】
上述した本発明により、静翼自体のバンド部冷却構造が不要となり、以下の効果が期待できる。
（１）構造の単純化による信頼性向上
（２）構造の単純化によるコストダウン
（３）軽量化によるエンジン性能向上
【００２９】
従って、本発明のタービンノズル冷却構造は、タービン入口温度の高いガスタービンにおいて、バンド部を二重板構造とすることなく、バンド部を効果的に冷却することができ、これにより、構造の単純化によりコストダウンと信頼性の向上を達成し、かつ軽量化によりエンジン性能を向上することができる、等の優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の冷却構造によるタービンノズル部の全体断面図である。
【図２】本発明を構成するノズルセグメントの斜視図である。
【図３】図１のＡ-Ａ矢視図である。
【図４】従来のタービンノズル構造の斜視図である。
【図５】従来のタービンノズル冷却構造の例を示す全体断面図である。
【符号の説明】
２ 燃焼器、２ａ フランジ部、４ タービン動翼、
６ ケーシング、８ シールプレート、９ Ｅシール、
１０ タービンノズル、１２ ノズルセグメント、
１２ａ 内側シュラウド（内側バンド部）、
１２ｂ 外側シュラウド（外側バンド部）、
１２ｃ 翼部、１３ 貫通孔、
１４ ノズルサポート部材、１５ａ 内側フランジ、
１５ｂ 外側フランジ、１５ｃ タブ、
１６ ストッパー部材、
１６ａ 凹部、１６ｂ 嵌合部、
１８ 取付ピン、２０ 切欠き溝
Claims (1)
- 燃焼器とタービン動翼との間に位置し燃焼器からの高温ガスを下流側のタービンに導入するタービンノズルと、該タービンノズルの前端部と燃焼器との間をシールするシールプレートとを備え、
前記シールプレートは、前記高温ガスの下流側から上流側の方向を向く側面を有し、前記燃焼器は、前記高温ガスの上流側から下流側へ延びることで前記シールプレートの前記側面に接触するフランジ部を有し、該フランジ部に内外面を連通する複数の切欠き溝が設けられ、
該各切欠き溝と前記シールプレートの前記側面とにより流路孔が形成され、該流路孔を通して冷却空気が流入しタービンノズルのバンド表面に沿って流れその表面をフィルム冷却する、ことを特徴とするガスタービンのタービンノズル冷却構造。
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|---|---|---|---|
| JP2003111383A JP4284643B2 (ja) | 2003-04-16 | 2003-04-16 | ガスタービンのタービンノズル冷却構造 |
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Country Status (1)
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-
2003
- 2003-04-16 JP JP2003111383A patent/JP4284643B2/ja not_active Expired - Lifetime
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| JP2004316542A (ja) | 2004-11-11 |
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