JP4341231B2 - 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、各翼形羽根の負圧側におけるよりも正圧側における方が高い。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側壁と第２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側壁とを含む第１インサートを、先行翼形羽根内に挿入する段階を含む。この方法はまた、第１インサートと同一であり、各それぞれの翼形羽根第1側壁を各それぞれの翼形羽根第２側壁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第２インサートを、後続翼形羽根内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、各翼形部の一側が各翼形部の他側よりも一層冷却されるように、一対の互いに同一のタービンノズルインサートを通して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合された第１側壁と第２側壁とを含む。このノズルはまた、翼形羽根空洞の各々内に挿入されるように構成された一対の互いに同一のインサートを含む。各インサートは、第１側壁と第２側壁とを含む。各インサート第１側壁は、冷却空気を翼形羽根第１及び第２側壁の各々うちの少なくとも１つに向けて方向づけるための、該インサート第１側壁を貫通して延びる第１の複数の孔を含む。各インサート第２側壁は、冷却空気を翼形羽根第１及び第２側壁の各々うちの少なくとも１つに向けて方向づけるための、該インサート第２側壁を貫通して延びる第２の複数の孔を含み、第１の複数の孔は、第２の複数の孔が各翼形部を冷却するよりも一層各翼形部を冷却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側壁８０と第２側壁８２とを含む。第１側壁８０は凸状であって、各翼形羽根７６、７８の負圧側を形成し、第２側壁８２は凹状であって、各翼形羽根７６、７８の正圧側を形成する。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及び第２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及び第２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は互いに同一であり、その各々はキー形状１１０と取付けフランジ１１４とを含む。フランジ１１４は、各インサート１００の半径方向外端部１１６から延びて、各インサート１００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は、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、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は、インサート１００が各翼形羽根５２に対して適正な配向方向でチャンバ９０内に装着されるのを助ける。
【００１６】
各インサート１００は、各翼形羽根５２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１００は、第1側壁１２０と第２側壁１２４とを含む。各インサート第１側壁１２０は凸状であり、各インサート１００の負圧側を形成し、各インサート第２側壁１２４は凹状であり、各インサート１０２、１０４の正圧側を形成する。従って、各インサート第１側壁１２０は、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、各それぞれの翼形羽根第１側壁８０と隣り合う。側壁１２０、１２４は、前縁１２８と後縁１３２とにおいて互いに接合される。
【００１７】
各第1側壁１２０は、各インサート１００の負圧側を形成し、該第1側壁１２０を貫通して、該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。各第２側壁１２４は、該第２側壁１２４を貫通して、空洞１４２まで延びる第２の複数の孔１４４を含む。各インサート１００は、各翼形羽根５２の正圧側８２よりも各翼形羽根５２の負圧側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側壁孔１４０の数は、第２側壁孔１４４の数と比べた場合、実質的に等しい翼形羽根の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側壁孔１４４に対して９０個の第１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側壁孔１４４に対して７６個の第１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。より具体的には、別の実施形態においては、各第1側壁１２０は１０４個の第１側壁孔１４０を含み、各第２側壁１２４は１０９個の孔１４４を含む。別の実施形態においては、インサート第1側壁１２０が、インサート第２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】
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。
【００１９】
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５０に供給される冷却空気は、各翼形羽根５２の正圧側８２に対するよりも各翼形羽根５２の負圧側８０に対して一層偏らされる。より具体的には、冷却空気がノズル５０内に送り込まれた時、インサート１００は各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５２内で生じた熱応力を減少させるのを促進する。その結果、各翼形羽根の凹状表面８２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。
【００２０】
上述したタービンノズルは、ノズルのための冷却方式を変更してタービンノズルダブレットの冷却を最適化することを可能にする一対の互いに同一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、翼形羽根の各々の負圧側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。
【００２１】
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 翼形部第１側壁
８２ 翼形部第２側壁
８４ 翼形部前縁
８６ 翼形部後縁
９０ 冷却チャンバ（翼形羽根５２内の空洞）
１００ インサート
１０２ 先行インサート
１０４ 後続インサート
１２０ インサート第1側壁
１２４ インサート第２側壁
１４０ インサートの第１側壁孔
１４２ インサート空洞
１４４ インサートの第２側壁孔

Claims (2)

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凸状の第１側壁（８０）と凹状の第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）及び円周方向において該先行翼形羽根に後続する後続翼形羽根（７８）を含む中空のタービンノズルを、準備する段階と、
   第１の複数の冷却孔（１４０）を備える第１側壁（１２０）と第２の複数の冷却孔（１４４）を備える第２側壁（１２４）とを含み、前記先行翼形羽根の第１側壁を該先行翼形羽根の第２側壁よりも一層冷却するのを促進するように、前記第１の冷却孔が、前記先行翼形羽根の第１及び第２側壁の表面を等しい温度とするために必要とされる数よりも多く、前記第２の冷却孔（１４４）よりも大きな直径を有する構成の第１インサート（１０２）を、前記先行翼形羽根内に挿入する段階と、
   前記第１インサートと同一であり、前記後続翼形羽根第１側壁を該後続翼形羽根第２側壁よりも一層冷却するのを促進するように、前記第１の冷却孔が、該後続翼形羽根の第１及び第２側壁の表面を等しい温度とするために必要とされる数よりも多く、前記第２の冷却孔（１４４）よりも大きな直径を有する構成である第２インサート（１０４）を、前記後続翼形羽根内に挿入する段階と、
   を含むことを特徴とする方法。
2. 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、
   前縁（８４）と後縁（８６）とにおいて接合されてその間に空洞（９０）を形成する凸状の第１側壁（８０）と凹状の第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互いに同一の先行翼形部（７６）と後続翼形部（７８）であって円周方向において先行する先行翼形羽根（７６）及び円周方向において該先行翼形羽根に後続する後続翼形羽根（７８）と、
   第１側壁（１２０）と第２側壁（１２４）とを含み、前記先行及び後続翼形羽根の空洞の各々内に挿入されるように構成された一対の互いに同一の第１及び第２インサート（１００）と、
   を含み、
   前記各第１及び第２インサートの第１側壁が、冷却空気を前記各先行及び後続翼形羽根の第１及び第２側壁の各々うちの一方に向けて方向づけるための、該各第１及び第２インサートの第１側壁を貫通して延びる第１の複数の孔（１４０）を含み、
   前記各第１及び第２インサート第２側壁が、冷却空気を前記各先行及び後続翼形羽根の第１及び第２側壁の各々うちの少なくとも１つに向けて方向づけるための、前記各先行及び後続翼形羽根のインサート第２側壁を貫通して延びる第２の複数の孔（１４４）を含み、
   前記各先行及び後続翼形羽根の第１及び第２側壁の表面を等しい温度とするために必要とされる数よりも多く、前記第２の冷却孔（１４４）よりも大きな直径を有する前記第１の冷却孔により、前記第１の複数の孔が、前記第２の複数の孔よりも前記翼形羽根側壁を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）。

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