JP4341230B2 - ガスタービンノズルを冷却するための方法と装置 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンノズルに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンノズルを冷却するための方法と装置に関する。
【０００２】
【発明の背景】
ガスタービンエンジンは、燃料−空気混合物を燃焼させる燃焼器を含み、該燃焼された燃料−空気混合物は、次にタービンノズル組立体を通してタービンに向けて導かれる。少なくとも一部の公知のタービンノズル組立体は、円周状に配設され、ダブレットとして構成された複数のノズルを含む。タービンノズルのダブレットは、一体に形成された内側バンドプラットフォームと外側バンドプラットフォームとによって結合され、円周方向に間隔を置いて配置された一対の中空の翼形羽根を含む。
【０００３】
ダブレット形タービンノズルは、非ダブレット形タービンノズルと比べて耐久性を向上させ、又漏れを減少させることができる。更に、タービンノズルをダブレットにすることは、製造コスト及び組立コストの低減をも促進する。これに加えて、かかるタービンノズルは高温にさらされ、又大きな機械的負荷が加わる可能性があるので、少なくとも一部の公知のダブレットでは、各翼形羽根の内部に供給される冷却空気を分配するために、各翼形羽根内に装着された互いに同一のインサートを備えている。これらのインサートは、該インサートの各側面を貫通して延びる複数の孔を含む。
【０００４】
タービンノズルにおいては、外部ガスの温度は、各翼形羽根の負圧面におけるよりも正圧面における方が高い。これらの孔は、インサートの両側面の間で対称的に配置されているから、翼形羽根空洞全体への冷却空気の分配を助けて、各翼形部の両側面においてほぼ同じ作動温度になるのを促進する。しかしながら、ダブレットの構造故に、機械的負荷と熱応力とがタービンノズル全体にわたって依然として不均一に生じる可能性がある。具体的には、流路に対するタービンノズルの配向方向に起因して、後続のダブレット翼形羽根に生じる機械的負荷と熱応力は、先行のダブレット翼形羽根に生じる機械的負荷と熱応力よりも大きくなるのが普通である。ノズル内の応力分布が不均一な状態での連続運転は、時間の経過と共にノズルの有効寿命を短縮する懼れがある。
【０００５】
【発明の概要】
本発明の一つの態様においては、ガスタービンエンジンのためのタービンノズルを組み立てる方法が提供される。この方法は、少なくとも１つのプラットフォームによって結合され、それぞれの前縁と後縁の間で延びる第１の側壁と第２の側壁とを各々が含む先行翼形羽根と後続翼形羽根を含む中空ダブレットを準備する段階を含む。この方法はまた、それを貫通して延びる第１の複数の冷却孔を含む第1の側壁と、それを貫通して延びる第２の複数の冷却孔を含む第２の側壁とを含むインサートを、翼形羽根のうちの少なくとも１つに挿入する段階を含む。
【０００６】
別の態様においては、ガスタービンエンジンを作動させる方法が提供される。この方法は、それらと一体に形成された少なくとも１つのプラットフォームによって結合された先行翼形部と後続翼形部とを含み、各それぞれの翼形部が、それぞれの前縁と後縁との間で延びてその内部に空洞を形成する第１の側壁と第２の側壁とを含む少なくとも１つのタービン翼形ノズルを使用して、エンジンを通して流体流を導く段階を含む。この方法はまた、ノズルの後続翼形部が先行翼形部よりも冷却されるように、冷却空気をタービン翼形ノズル内へ方向づける段階を含む。
【０００７】
本発明の更に別の態様においては、ガスタービンエンジンのためのタービンノズルが提供される。このノズルは、それらと一体に形成された少なくとも１つのプラットフォームによって結合された一対の互いに同一の翼形羽根を含む。各翼形羽根は、その間に空洞が形成されるように前縁と後縁とにおいて接続された第１の側壁と第２の側壁とを含む。このノズルはまた、翼形羽根の空洞内に挿入されるように構成され、第１の側壁と第２の側壁とを含む少なくとも１つのインサートを含む。インサートの第１の側壁は、冷却空気を翼形羽根の第１及び第２の側壁のうちの少なくとも１つに向けて方向づけるための、該インサートの第１の側壁を貫通して延びる第１の複数の孔を含む。インサートの第２の側壁は、冷却空気を前記翼形羽根の第１及び第２の側壁のうちの少なくとも１つに向けて方向づけるための、該インサートの第２の側壁を貫通して延びる第２の複数の孔を含む。第１の複数の孔は、第２の複数の孔よりも羽根の側壁から金属温度をより低下させるのを促進するように構成されている。
【０００８】
【発明の実施の形態】
図１は、ファン組立体１２と高圧圧縮機１４と燃焼器１６とを含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８と低圧タービン２０を含む。エンジン１０は、吸気側すなわち上流側２８と排気側すなわち下流側３０とを有する。１つの実施形態において、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチのＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｅｎｇｉｎｅｓから販売されているＣＦ６−８０型エンジンである。
【０００９】
作動時に、空気はファン組立体１２を通って流れ、加圧された空気は高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送られる。燃焼器１６からの空気流は、複数のノズル（図１には図示せず）を含むタービンノズル組立体（図１には図示せず）から吐出されて、タービン１８、２０を駆動するために使用される。次いでタービン２０はファン組立体１２を駆動し、タービン１８は高圧圧縮機１４を駆動する。
【００１０】
図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）に使用できるタービンノズル５０の前方から後方に向かって見た分解斜視図である。図３は、タービンノズル５０の後方から前方に向かって見た分解斜視図である。ノズル５０はダブレットとして知られており、円周方向に間隔を置いて配置された一対の翼形羽根５２を含み、これらの翼形羽根は、円弧状の半径方向内側バンド又はプラットフォーム５４と円弧状の半径方向外側バンド又はプラットフォーム５６とによって互いに結合されている。より具体的には、例示的な実施形態においては、バンド５４、５６の各々は翼形羽根５２と一体に形成される。
【００１１】
内側バンド５４は、それから半径方向内向きに延びた保持フランジ６０を含む。より具体的には、フランジ６０は、バンド５４から該バンド５４の半径方向外表面６２に対してほぼ垂直に延びる。外側バンド５６もまた、それから半径方向外向きに延びた保持フランジ６４と、同じくそれから半径方向外向きに延びた前端縁フランジ６６とを含む。より具体的には、外側バンドの保持フランジ６４と前端縁フランジ６６とは、バンド５６から該バンド５６の半径方向内表面６８に対してほぼ垂直に延びる。表面６２及び６８は、ノズル５０を通る流路の半径方向外側及び半径方向内側の境界を形成する。
【００１２】
翼形羽根５２は互いに同一であり、先行翼形羽根７６と後続翼形羽根７８とを含む。各翼形羽根５２は、第１の側壁８０と第２の側壁８２とを含む。第１の側壁８０は凸状であって、各翼形羽根７６、７８の負圧面を形成し、第２の側壁８２は凹状であって、各翼形羽根７６、７８の正圧面を形成する。側壁８０及び８２は、各翼形羽根７６及び７８の前縁８４において、及びこの前縁から軸方向に間隔を置いた後縁８６において、接合される。さらに具体的に言うと、各翼形部後縁８６は、各それぞれの翼形部前縁８４から弦方向及び下流方向に間隔を置いて配置されている。
【００１３】
第１と第２の側壁８０、８２は、それぞれ半径方向内側バンド５４から半径方向外側バンド５６までのスパンにわたって、長手方向すなわち半径方向外向きに延びる。更に、第１と第２の側壁８０、８２は、それぞれ各翼形羽根５２内部に冷却チャンバ９０を形成する。より具体的には、チャンバ９０は、各それぞれの側壁８０、８２の内表面９２、９４によって境界付けられ、各バンド５４、５６を貫通して延びている。
【００１４】
各冷却チャンバ９０は、その内部にインサート１００を受け入れるような寸法に作られている。より具体的には、先行翼形部チャンバ９０は、先行インサート１０２を受け入れるような寸法に作られており、後続翼形部チャンバ９０は、その内部に後続インサート１０４を受け入れるような寸法に作られている。インサート１０２及び１０４は、実質的に類似しており、その各々はそれぞれのキー形状 １１０、１１２と、互いに同一の取付けフランジ１１４とを含む。フランジ１１４は、各インサート１０２、１０４の半径方向外端部１１６から延びて、各インサート１０２、１０４を各それぞれの冷却チャンバ９０内で固定可能にする。１つの実施形態において、フランジ１１４は半径方向外側バンド５６にろう付けされる。別の実施形態においては、半径方向外側バンド５６に熔接される。
【００１５】
キー形状 １１０、１１２は、各インサートの半径方向外端部１１６においてフランジ１１４を貫通して延びる。具体的に言うと、キー形状 １１０、１１２はそれぞれのインサート１０２、１０４ついて特有であり、ノズルの半径方向外側バンド５６を貫通して延びる相手スロット（図示せず）内に受け入れられるような寸法に作られている。より具体的には、キー形状 １１０、１１２は、先行インサート１０２が誤って後続翼形羽根７８内に、又後続インサート１０４が誤って先行翼形羽根７６内に挿入されるのを防止する。
【００１６】
各インサート１０２、１０４は、それぞれの翼形羽根７６、７８の断面輪郭と実質的に類似した断面輪郭を有する。より具体的には、各インサート１０２、１０４は、それぞれ第1の側壁１２０、１２２と、第２の側壁１２４、１２６とを含む。従って、各インサート１０２、１０４が各それぞれの冷却チャンバ９０内に装着された時、各インサートの第１の側壁１２０、１２２は、各それぞれの翼形羽根の第１の側壁８０と隣り合う。各インサートの第１の側壁１２０、１２２は、凸状であって、各それぞれのインサート１０２、１０４の負圧面を形成し、各インサートの第２の側壁１２４、１２６は、凹状であって、各それぞれのインサート１０２、１０４の正圧面を形成する。インサート側壁１２０と１２４、及び１２２と１２６のそれぞれの対は、それぞれの前縁１２８、１３０及びそれぞれの後縁１３２、１３４において、互いに接合される。
【００１７】
先行インサートの第1の側壁１２０は、先行インサート１０２の負圧面を形成し、該第1の側壁１２０を貫通して、該先行インサートの内部に形成された空洞１４２まで延びる第１の複数の孔１４０を含む。先行インサートの第２の側壁１２４は、該第２の側壁１２４を貫通して、該先行インサートの内部に形成された空洞１４２まで延びる第２の複数の孔１４４を含む。インサート１０２の第１と第２の側壁孔１４０、１４４は、先行翼形羽根７６の正圧面８２よりも先行翼形羽根７６の負圧面８０を一層冷却するのを促進するように偏らされる。例示的な実施形態においては、第１の側壁孔１４０の数は、第２の側壁孔１４４の数と比べた場合、実質的に等しい表面温度を達成するために必要とされる数よりも多い。９７個の第２の側壁孔１４４に対して９０個の第１の側壁孔１４０という比率は、偏らされた冷却をもたらし、１３７個の第２の側壁孔１４４に対して７６個の第１の側壁孔１４０という比率を有し、翼形部の４つの側壁全てを実質的に等しく冷却する公知のインサートとは対照的である。別の実施形態においては、インサートの第1の側壁１２０が、インサートの第２の側壁１２４を貫通して延びる対応する孔１４４よりも直径が大きい孔１４０を含むから、より大量の空気が導入される。各それぞれの側壁１２０、１２４に対する孔１４０、１４４の配置は変更可能であることに注目されたい。更に、孔１４０、１４４の数及び寸法もまた変更可能である。
【００１８】
後続インサートの第１の側壁１２２は、後続インサート１０４の負圧面を形成し、該第１の側壁１２２を貫通して、該後続インサートの内部に形成された空洞１５２まで延びる第１の複数の孔１５０を含む。後続インサートの第２の側壁１２６は、該第２の側壁１２６を貫通して空洞１５２まで延びる第２の複数の孔１５４を含む。第１の側壁孔１５０は、第２の側壁孔１５４よりもより大量の冷却空気が該第１の側壁孔を通過することを可能にする。より具体的には、インサート１０４は、後続翼形羽根７８の正圧面８２よりも後続翼形羽根７８の負圧面８０を一層冷却するのを促進するように偏らされる。例示的な実施形態においては、第１の側壁孔１５０の数が第２の側壁孔１５４の数よりも多いから、より大量の空気が導入される。より具体的には、例示的な実施形態においては、第1の側壁１２２は１４２個の孔１５０を含み、第２の側壁１２６は９７個の孔１５４を含む。別の実施形態においては、インサートの第1の側壁１２２は、インサートの第２の側壁１２６を貫通して延びる対応する孔１５４よりも直径が大きい孔１５０を含むから、より大量の空気が導入される。各それぞれの側壁１２２、１２６に対する孔１５０、１５４の配置は変更可能であることに注目されたい。更に、孔１５０、１５４の数及び寸法もまた変更可能である。
【００１９】
各ノズル５０は、ノズル翼形羽根５２を内側から冷却するために、各翼形羽根の冷却チャンバ９０内へ冷却空気を導く冷却システム（図示せず）と流体連通している。具体的には、冷却システムは、冷却空気を各翼形羽根インサート１００内に導き、次いで該インサート１００は、翼形羽根５２を冷却するために冷却空気を流す。各それぞれの翼形羽根７６、７８の負圧面を冷却するの促進するように偏らされることに加えて、ノズルインサート１００は、先行翼形羽根７６よりも後続翼形羽根７８の冷却を一層促進するように偏らされる。より具体的には、先行インサート１０２を通して先行翼形羽根７６に向けて導かれるよりも、より大量の冷却空気が後続インサート１０４を通して後続翼形羽根７８に向けて導かれるように、後続インサートの側壁孔１５０、１５４は偏らされる。例示的な実施形態においては、後続翼形羽根の第１の側壁孔１５０の数が、先行翼形羽根の第１の側壁孔１４０の数よりも多いから、より大量の空気が導入される。別の実施形態においては、先行翼形羽根の孔１４０と比べて、後続翼形羽根の孔１５０の寸法を変えることによって、より大量の空気が導入される。
【００２０】
作動中、冷却空気は、冷却システムを通して、熱負荷又は機械的応力が隣り合う翼形羽根７６と７８の間で均等にはなっていない場合があるノズル５０内へ送られる。より具体的には、ガス負荷、熱変動、及び機械的負荷により、先行翼形羽根７６よりも後続翼形羽根７８の方に一層大きな機械的応力及び熱応力が生じ、かつ伝達される。ノズルインサート１０２、１０４は、特定の応用に合せて調整可能な冷却方式をノズル５０に提供するから、ノズル５０に供給される冷却空気は、翼形羽根５２の正圧面８２に対するよりも負圧面８０に対して一層多く割り当てられる。従って、冷却空気がノズル５０内に送り込まれた時、インサート１０２、１０４はそれぞれのノズル翼形羽根７６、７８に向けて冷却空気を方向づける。冷却空気は、複数の翼形部後縁開口（図示せず）を通して各ノズル翼形羽根５２から外部へ排出されて、各個々の翼形羽根７６、７８内で生じた熱応力を減少させるのを促進する。更に、先行翼形羽根７６よりも後続翼形羽根７８の方を一層冷却するように冷却空気流を偏らせることによって、ノズル５０全体にわたる熱応力が制御される。その結果、各翼形羽根の凹状表面上の最高温度は増大するが、ノズル５０に生じる熱応力は、機械的応力を打ち消すように調整可能となり、従ってノズル５０の有効寿命を増大させるのを促進する。
【００２１】
上述したタービンノズルは、ノズルのための冷却方式を特定の用途に合せて調整可能にする一対のインサートを含む。具体的には、これらのインサートは、ノズルに供給される冷却空気の分配を、各翼形羽根の負圧面の方により多く、又ダブレットにおける後続翼形羽根の方により多くなるように偏らせる。その結果、インサートはノズル内に生じる熱応力の制御を促進し、従ってコスト効果と信頼性の高い方法でノズルの有効寿命を増大させるのを促進する。
【００２２】
本発明を様々な具体的実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施可能であることは、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。
【図面の簡単な説明】
【図１】 ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】 図１に示すガスタービンエンジンに使用できるタービンノズルの前方から後方に向かって見た分解斜視図。
【図３】 図２に示すタービンノズルの後方から前方に向かって見た分解斜視図。
【符号の説明】
５０ タービンノズル
５２ 翼形羽根
５４ 内側プラットフォーム
５６ 外側プラットフォーム
７６ 先行翼形羽根
７８ 後続翼形羽根
８０ 第１の側壁
８２ 第２の側壁
８４ 翼形部前縁
８６ 翼形部後縁
９０ 冷却チャンバ
１００ インサート
１０２ 先行インサート
１０４ 後続インサート
１２０ 先行インサートの第1の側壁
１２２ 後続インサートの第1の側壁
１２４ 先行インサートの第２の側壁
１２６ 後続インサートの第２の側壁
１４０ 先行インサートの第１の側壁の第１の側壁孔
１４２ 先行インサートの空洞
１４４ 先行インサートの第２の側壁の第２の側壁孔
１５０ 後続インサートの第１の側壁の第１の側壁孔
１５２ 後続インサートの空洞
１５４ 後続インサートの第２の側壁の第２の側壁孔

Claims (7)

1. ガスタービンエンジン（１０）のためのタービンノズル（５０）を組み立てる方法であって、
   前縁（８４）と後縁（８６）において接合された第１側壁（８０）と第２側壁（８２）とを含み、一体に形成された１つのプラットフォーム（５４）によって結合され円周方向に間隔を置いて配置された一対の先行翼形羽根（７６）及び後続翼形羽根（７８）であって円周方向において先行する先行翼形羽根（７６）と円周方向において該先行翼形羽根に後続し且つ該先行翼形羽根（７６）と同一の後続翼形羽根（７８）を含む中空ダブレットを準備する段階と、
   第１の複数の冷却孔（１４０）を含む第1の側壁（１２０）と、第２の複数の冷却孔（１４４）を含む第２の側壁（１２４）とを各々が含む第１及び第２のインサート（１０２、１０４）であって、前記第１の複数の冷却孔が前記第２の複数の冷却孔よりも一層翼形部を冷却するのを促進するようになっており、且つ、前記後続翼形羽根（７８）が前記先行翼形羽根（７６）よりも一層冷却されるように、冷却空気を前記タービン翼形ノズル内へ方向づけるよう構成された、互いに同一でない第１及び第２のインサート（１０２、１０４）を、前記翼形羽根の各々に挿入する段階と、
   を含むことを特徴とする方法。
2. 各翼形羽根（５２）の前記第１の側壁（８０）が凸状であり、又各翼形羽根の第２の側壁（８２）が凹状であり、第１及び第２のインサート（１０２、１０４）を前記翼形羽根の各々に挿入する前記段階が、前記翼形羽根の凸状面に向けて冷却空気流を偏らせるのを促進するように各第１及び第２のインサートを前記翼形羽根に挿入する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
3. 前記第１の複数の冷却孔が、前記第２の複数の冷却孔よりも等しい表面温度を達成するために必要とされる数よりも多いことにより及び／又は直径が大きいことにより、前記第１の複数の冷却孔が、前記第２の複数の冷却孔よりも一層前記翼形部を冷却するのを促進するように空気流を方向づけることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
4. ガスタービンエンジン（１０）のためのタービンノズル（５０）であって、
   それらと一体に形成された１つのプラットフォーム（５４）によって結合され、前縁（８４）と後縁（８６）とにおいて接続されてその間に空洞（１４２）を形成する第１の側壁（８０）と第２の側壁（８２）とを各々が含む一対の互いに同一の先行及び後続翼形羽根（７６、７８）であって円周方向において先行する先行翼形羽根（７６）と円周方向において該先行翼形羽根に後続し且つ該先行翼形羽根（７６）と同一の後続翼形羽根（７８）と、
   前記翼形羽根の空洞内に挿入されるように構成され、第１の側壁（１２０）と第２の側壁（１２４）とを含む、前記一対の翼形羽根（７６、７８）の各々のための第１及び第２のインサート（１０２、１０４）と、
   を含み、
   前記第１及び第２のインサート（１０２、１０４）の各々の第１の側壁が、冷却空気を対応する前記翼形羽根の第１及び第２の側壁のうちの一方に向けて方向づけるための、対応する前記インサートの第１の側壁を貫通して延びる第１の複数の孔（１４０）を含み、前記第１及び第２のインサート（１０２、１０４）の各々の第２の側壁（１２４）が、冷却空気を対応する前記翼形羽根の第１及び第２の側壁のうちの他方に向けて方向づけるための、対応する前記インサートの第２の側壁を貫通して延びる第２の複数の孔（１４４）を含み、前記第１の複数の孔が、前記第２の複数の孔よりも前記羽根の側壁を一層冷却するのを促進するように構成されており、
   更に、前記第１及び第２のインサート（１０２、１０４）は互いに非同一であり、前記後続翼形羽根を前記先行翼形羽根よりも一層冷却するのを促進するように構成されている
   ことを特徴とするノズル（５０）。
5. 前記各先行及び後続翼形羽根の第１の側壁（８０）が該各先行及び後続翼形羽根の負圧面を形成し、又前記各先行及び後続翼形羽根の第２の側壁（８２）が該各先行及び後続翼形羽根の正圧面を形成し、前記各第１及び第２のインサートの第１の側壁（１２０，１２２）が対応する翼形羽根の第１の側壁と隣り合うように翼形部空洞（１４２、１５２）内に挿入されるように更に構成されていることを特徴とする、請求項４に記載のノズル（５０）。
6. 前記各先行及び後続翼形羽根の第１の側壁（８０）が凸状であり、又前記各先行及び後続翼形羽根の第２の側壁（８２）が凹状であり、前記各第１及び第２のインサート（１０２、１０４）が、対応する前記翼形羽根の第１の側壁を第２の側壁よりも一層冷却するのを促進するように更に構成されていることを特徴とする、請求項５に記載のノズル（５０）。
7. 前記各第１及び第２のインサートの各々の第１の側壁（１２０、１２２）が対応する翼形羽根の第１の側壁（８０）と流体連通しかつこれと隣り合うように構成され、前記各第１及び第２のインサートの第１の側壁が凸状であり、又前記各第１及び第２のインサートの第２の側壁（１２４、１２６）が凹状であることを特徴とする、請求項５に記載のノズル（５０）。

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