JP5172320B2

JP5172320B2 - 傾斜静翼を含むガスタービンエンジン及びそれを組立てる方法

Info

Publication number: JP5172320B2
Application number: JP2007329437A
Authority: JP
Inventors: スコット・アンドリュー・バートン; チャンダー・プラケッシュ; ジョセフ・マクナイム; デイヴィッド・グレン・チェリー; ロバート・ジョン・ビーコック; チン−パン・リー; クレイグ・ミラー・クーン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2006-12-22
Filing date: 2007-12-21
Publication date: 2013-03-27
Anticipated expiration: 2027-12-21
Also published as: EP1939405A2; EP1939405B1; CA2613766C; CA2613766A1; JP2008157246A; EP1939405A3; US20080152504A1; US7794201B2

Description

本発明は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、特にガスタービンエンジンのタービンノズル組立体に関する。

少なくともいくつかの周知のガスタービンエンジンにおいては、燃焼ガスは高圧タービン及び低圧タービンを通って流れ、上流側の圧縮機及びファンに動力を供給するトルクを生成する。少なくともいくつかの周知の低圧タービン組立体においては、低圧タービンは前方ファン組立体に回転自在に結合される。低圧タービンの静翼は、燃焼ガスを回転タービンブレードの列に向かって下流側へ搬送する。ガス流れはタービンブレードの回転を誘発し、タービンブレードの回転は前方ファン組立体を回転させる。

タービンを通って進む燃焼ガスの流れ場は複雑になる場合がある。例えば、タービン組立体の翼、ブレード及び／又は他の構成要素の外面の各部分は、コア流れの方向に対して垂直の二次流れを燃焼ガスの中に誘起することがある。そのような二次流れは圧力に望ましくない損失を発生させ、エンジン効率を低下する。流れ場の周囲環境を最適化することにより、圧力損失を減少でき、エンジン効率を改善できる。
米国特許第６，９０５，３０７号公報米国特許第６，７１９，５２８号公報米国特許第６，７０９，２３３号公報米国特許第６，５５４，５６９号公報米国特許第５，５１３，９５５号公報米国特許第４，８２６，３９７号公報米国特許第４，６８８，９８８号公報米国特許第４，３６５，４７７号公報

１つの面においては、ガスタービンエンジンを組立てる方法が提供される。方法は、内側バンドから延出する少なくとも１つの静翼を有する少なくとも１つの固定子組立体をガスタービンエンジン内部に結合することを含む。静翼は、内側バンドから延出し且つ負の傾斜を伴って形成される根元部分を含む。静翼は、正の傾斜を伴って形成される半径方向外側の先端部分を更に含む。方法は、固定子組立体の下流側に少なくとも１つのタービンブレード組立体を結合することを更に含み、タービンブレード組立体は少なくとも１つの動翼を含む。

別の面においては、タービンノズル組立体が提供される。タービンノズル組立体は半径方向内側のバンドと、内側バンドから半径方向外側へ延出する少なくとも１つの静翼とを含む。静翼は、根元部分及び先端部分を有するエーロフォイルを含む。根元部分は内側バンドから負の傾斜を伴って延出し、先端部分は正の傾斜を伴って形成される。

別の面においては、静翼が提供される。静翼は、第１の側壁と、前縁部及び後縁部において第１の側壁に結合された第２の側壁とを有するエーロフォイルを含む。エーロフォイルは根元部分及び先端部分を更に含む。第１の側壁及び第２の側壁の双方は、根元部分から先端部分まで延出する。エーロフォイル根元部分は負の傾斜を伴って形成され、エーロフォイル先端部分は正の傾斜を伴って形成される。

本発明は、エンジン効率を向上できるように、ガスタービンエンジンにおける二次流れを減少するのを助ける方法及び構成要素を提供する。本明細書中で説明される実施形態は静翼、タービン組立体、ガスタービンエンジン及びそれらを製造する方法を含むが、本発明がガスタービンエンジン、あるいは本明細書中で説明又は示される実施形態のうちいずれかと組合わせての使用に限定されないことは当業者には理解されるであろう。

図１は、ガスタービンエンジン１０の一例を概略的に示した図である。エンジン１０はファン組立体１２、高圧圧縮機１４及び燃焼器１６を含む。エンジン１０は高圧タービン１８及び低圧タービン２０を更に含む。ファン組立体１２及び低圧タービン２０は第１の軸２１により結合され、高圧圧縮機１４及び高圧タービン１８は第２の軸２２により結合される。一実施形態においては、ガスタービンエンジン１０はオハイオ州シンシナティのGeneral Electric Aircraft Enginesより市販されているGE90エンジンである。

動作中、空気はファン組立体１２を通って流れ、圧縮空気は高圧圧縮機１４に供給される。高圧に圧縮された空気は燃焼器１６へ送り出される。燃焼器１６からの空気流れは、排気ノズル２４を経てガスタービンエンジン１０から排出される前に、タービン１８及び２０を駆動するために１つ以上のタービンノズル組立体（図１には図示せず）を通って搬送される。特に、高圧圧縮機１４からの加圧空気は燃焼器１６において燃料と混合されて点火されることにより、燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは高圧タービン１８を回転させ、高圧タービン１８の回転によって高圧圧縮機１４が回転される。燃焼ガスは高圧タービン１８から低圧タービン２０へ排出される。コア空気流れは低圧タービン２０から排出され、排気ノズル２４に向かって後方へ搬送される。

図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示される）のようなタービンエンジンと共に使用されてもよい静翼５２を有するタービンノズル組立体５０の一例を示した側面図である。但し、タービンエンジンはガスタービンエンジン１０に限定されない。タービンノズル組立体５０に関連して本発明を説明するが、本発明がタービンノズル組立体５０と組合わせての使用に限定されず、固定子組立体などの他の組立体と組合わせて使用されてもよいことは当業者には理解されるであろう。静翼５２は、加圧側側壁６０及び吸引側側壁６２により形成されるエーロフォイル５３を有する。側壁６０及び６２の間に冷却空洞部６８（図３に示される）が規定されるように、側壁６０及び６２は、前縁部６４及び前縁部６４から翼弦に沿って離間した位置にある後縁部６６において互いに結合される。エーロフォイル側壁６０及び６２は、外側バンド５４と内側バンド５６との間でそれぞれ半径方向に延出する。本実施形態においては、側壁６０が凹形であり側壁６２が凸形であるため、静翼５２は反ったプロファイルを有する。更に、エーロフォイル５３は先端部分１８２及び根元部分１８４を含む。

外側バンド５４は前縁部面７０、後縁部面７４及びそれらの間に延出する本体７８を含む。内側バンド５６は前縁部面７２、後縁部面７６及びそれらの間に延出する本体８０を含む。本実施形態においては、静翼５２は、外側バンドの前縁部面７０及び内側バンドの前縁部面７２がそれぞれ静翼の前縁部６４から上流側に距離ｄをおいた位置にあるように向きを定められる。

図３は、タービンノズル組立体５０と共に使用されてもよい１対の隣接する静翼５２を示した底面横断面図である。静翼５２の間にスロート領域Ａ_１が規定されるように、静翼５２は内側バンド５６の後縁部７６に関して角度α_１を成すようにそれぞれ向きを定められる。角度α_１を調整することにより、スロート領域Ａ_１の幅Ｗ_１を増減できる。特に、スロート領域Ａ_１を拡大すると、静翼５２の間で搬送される空気の質量流量を増加でき、スロート領域Ａ_１を縮小すると、静翼５２の間で搬送される空気の質量流量を減少できる。

図４及び図５は、タービンノズル組立体５０と共に使用されてもよい多重傾斜翼１２２の一例を示した図である。特に、図４は多重傾斜翼１２２の斜視図であり、軸方向軸（Ｘ軸）、接線方向軸又は周囲方向軸（Ｙ軸）及び半径方向軸（Ｚ軸）を含む３つの直交する軸の例を含む。図５は、Ｙ‐Ｚ平面に沿った中心線１５０を通る横断面を示す。中心線１５０は根元部分１８４から先端部分１８２まで延出する。本実施形態においては、Ｘ軸は流路３０に対して下流側へ延出し、Ｚ軸は内側バンド５６（図２に示される）から半径方向外側へ延出し、Ｙ軸は周囲方向に延出する。

本明細書中で使用される用語「傾斜」は、多重傾斜翼１２２に対する表面接線１５２とＺ軸とほぼ平行に延出する線１５４との間で規定される半径方向角度θとして定義される。いくつかの実施形態においては、翼１２２の傾斜の量は「傾き」と呼ばれる。静翼１２２の一部分が線１５４に関して負の半径方向角度θを有する場合（図５に示される）、多重傾斜翼１２２のその部分は前方傾斜を有する。静翼１２２の一部分が線１５４に関して正の半径方向角度θを有する場合、多重傾斜翼１２２のその部分は後方傾斜を有する。以下に更に詳細に説明するように、多重傾斜翼１２２は、複数の傾斜部分を有するエーロフォイル１２３を含む。本明細書中で使用される用語「傾斜部分」は、１つの傾斜方向転換点と別の傾斜方向転換点との間、あるいは１つの傾斜方向転換点と先端部分１８２又は根元部分１８４との間で規定される多重傾斜翼１２２の半径方向へ延出する部分を表す。本明細書中で使用される用語「傾斜方向転換点」は、傾斜の方向が前方傾斜から後方傾斜に変化するか又は後方傾斜から前方傾斜に変化するエーロフォイル１２３の箇所を表す。

図６は、多重傾斜翼１２２の前縁部６４に対応する傾斜角度値１７２の例を示したグラフ２１０である。特に、前縁部６４の傾斜角度値１７２の例は、グラフ２１０の縦座標２１２が根元部分１８４から先端部分１８２まで延出するエーロフォイル１２３の翼幅の割合（％）、すなわち、先端部分１８２からの距離を総翼高さ２１４（図５に示される）で除算した値を表し、グラフ２１０の横座標２１６はエーロフォイル１２３の前縁部６４の傾斜角度θの量を表すようなグラフとして示される。図示の便宜上、実線１７０は従来の静翼と関連する傾斜の量を表す。従って、１．０の浸入ポイントとして表される根元部分１８４においては、前縁部６４の傾斜角度値１７２は−８°にほぼ等しい。静翼１２２のエーロフォイル１２３は根元部分１８４から約０．７５の浸入ポイントまで前方へ傾斜し、第１の傾斜方向転換点１７４において傾斜は負の傾斜角度から正の傾斜角度に変化する。この傾斜方向転換点１７４は翼１２２の傾斜が前方から後方に変化する場所を示す。エーロフォイル１２３は傾斜方向転換点１７４から約０．５８の浸入ポイントまで後方へ傾斜し、そこで第２の傾斜方向転換点１７６が現れる。この傾斜方向転換点１７６は、翼１２２の傾斜が後方から前方に変化する場所を示す。エーロフォイル１２３は傾斜方向転換点１７６から約０．２２の浸入ポイントまで前方へ傾斜し、そこで第３の傾斜方向転換点１７８が現れる。この傾斜方向転換点１７８は、翼１２２の傾斜が前方から後方に変化する場所を示す。従って、図６に示されるように、多重傾斜翼１２２は３つの傾斜方向転換点１７４、１７６及び１７８を含む。

本実施形態においては、多重傾斜翼１２２は第１の傾斜部分１６０、第２の傾斜部分１６２、第３の傾斜部分１６４及び第４の傾斜部分１６６（図５に示される）を含む。第１の傾斜部分１６０は根元部分１８４と翼１２２のエーロフォイルにおける傾斜方向転換点１７４との間に規定される。第２の傾斜部分１６２は傾斜方向転換点１７４と傾斜方向転換点１７６との間に規定される。第３の傾斜部分１６４は傾斜方向転換点１７６と傾斜方向転換点１７８との間に規定される。第４の傾斜部分１６６は傾斜方向転換点１７８と先端部分１８２との間に規定される。従って、本実施形態においては、翼１２２は中間点２２０の前に現れる２つの傾斜部分１６０及び１６２を有する。第３の傾斜部分１６４は中間点２２０の下方から始まり、翼１２２のほぼ４０％にわたり延在する（図６を参照）。翼１２２は中間点２２０の下方では逆Ｓ字形を有し、中間点２２０の上方ではＣ字形を有する。

翼１２２の多重傾斜プロファイルは二次流れ特性を減少し、二次流れの強さを衰減することにより、エンジン効率を向上できる。従来の翼は、多重傾斜翼１２２と比較して著しく多い層流分離気泡を後縁部において含む。更に、翼の後縁部６６の圧力が上昇することにより、タービン効率が向上する。

一実施形態においては、ガスタービンエンジンを組立てる方法が提供される。方法は、内側バンドから延出する少なくとも１つの静翼を有する少なくとも１つの固定子組立体をガスタービンエンジン内部に結合することを含む。静翼は、内側バンドから延出し、負の傾斜を伴って形成される根元部分を含む。静翼は、正の傾斜を伴って形成される半径方向外側の先端部分を更に含む。方法は、固定子組立体の下流側に少なくとも１つのタービンブレード組立体を結合することを更に含み、タービンブレード組立体は少なくとも１つの動翼を含む。

多様なエンジン組立体において利用できる静翼を説明した。各実施形態及び説明された方法において、静翼は可変傾斜を伴うエーロフォイルを有し、それにより、タービン組立体の圧力を低下させることでエンジンの不効率を招く恐れがある二次空気流れを衰減できる。その結果、タービン組立体から排出される燃焼ガスの総圧力は増加し、それにより、タービン効率を向上できる。従って、本明細書中で説明される静翼によって、費用効率よく且つ高い信頼性をもってタービンエンジンの性能を向上できる。

以上、ガスタービンエンジンの静翼及びタービンノズル組立体の実施形態を詳細に説明した。図示される静翼及びタービンノズル組立体は本明細書中で説明された特定の実施形態に限定されず、各静翼及び各タービンノズル組立体の構成要素は、本明細書中で説明された他の構成要素から独立して別個に利用されてもよい。

種々の特定の実施形態によって本発明を説明したが、特許請求の範囲の趣旨の範囲内で変形を伴って本発明を実施できることは当業者には認識されるであろう。

ガスタービンエンジンの一例を概略的に示した図である。図１に示されるガスタービンエンジンで使用されてもよい周知のタービンノズル組立体の一例を示した側面図である。図２に示されるノズル組立体と共に使用されてもよい２つの周知の静翼を示した横断面図である。図２に示されるノズル組立体と共に使用されてもよい多重傾斜翼の一例を示した図である。図４に示される多重傾斜翼を示した中心線横断面図である。図４に示される多重傾斜翼の傾斜角度値の例を示したグラフである。

符号の説明

１０…ガスタービンエンジン、５０…タービンノズル組立体、５２…静翼、５３…エーロフォイル、５６…内側バンド、６０…加圧側側壁、６２…吸引側側壁、６４…前縁部、６６…後縁部、１２２…多重傾斜翼、１２３…エーロフォイル、１７４…第１の傾斜方向転換点、１７６…第２の傾斜方向転換点、１７８…第３の傾斜方向転換点、１８２…先端部分、１８４…根元部分、２２０…中間点

Claims

半径方向内側のバンド（５６）と;
前記内側バンドから半径方向外側へ延出する静翼（５２、１２２）を具備し、
前記静翼（５２、１２２）は、根元（１８４）及び先端（１８２）を具備するエーロフォイル（５３）を具備し、
前記静翼（５２、１２２）は、前記根元（１８４）と前記先端（１８２）との中間点よりも上で、前記中間点よりも下の傾斜より大きな負の傾斜を有し、
前記根元（１８４）と前記中間点との間に規定された複数の傾斜方向転換点（１７４、１７６）を具備する、
を具備するタービンノズル組立体（５０）。
前記静翼（５２、１２２）は、前記根元（１８４）と前記先端（１８２）との間に規定された複数の傾斜方向転換点（１７４、１７６、１７８）を具備する請求項１記載のタービンノズル組立体（５０）。
前記静翼（５２、１２２）は、前記根元と前記中間点との間に規定された複数の傾斜を具備する請求項１または２に記載のタービンノズル組立体（５０）。
前記静翼（５２、１２２）は、前記根元（１８４）と前記先端（１８２）との間に規定された少なくとも３つの傾斜方向転換点（１７４、１７６、１７８）を具備する請求項１乃至３のいずれかに記載のタービンノズル組立体（５０）。
前記静翼（５２、１２２）は前記タービンノズル組立体を通って流れる空気の層流分離を減少するのを助ける請求項１乃至４のいずれかに記載のタービンノズル組立体（５０）。
前記静翼（５２、１２２）は、前記根元（１８４）と前記先端（１８２）との間に規定された少なくとも３つの傾斜方向転換点（１７４、１７６、１７８）を具備し、前記傾斜方向転換点は二次空気流れを減少するように構成される請求項１乃至５のいずれかに記載のタービンノズル組立体（５０）。
静翼（５２、１２２）であって、
第１の側壁（６０）と、前縁部（６４）及び後縁部（６６）において前記第１の側壁に結合された第２の側壁（６２）とを具備するエーロフォイル（５３）を具備し、
前記エーロフォイルが根元（１８４）及び先端（１８２）を具備し、前記第１の側壁及び前記第２の側壁の各々が前記根元から前記先端まで延出し、
前記静翼（５２、１２２）は、前記根元（１８４）と前記先端（１８２）との中間点よりも上で、前記中間点よりも下の傾斜より大きな負の傾斜を有し、
前記根元（１８４）と前記中間点との間に規定された複数の傾斜方向転換点（１７４、１７６）を具備する、
静翼（５２、１２２）。
前記エーロフォイル（５３）は、前記根元（１８４）と前記先端（１８２）との間に規定された複数の傾斜方向転換点（１７４、１７６、１７８）を伴って形成される請求項７記載の静翼（５２、１２２）。
前記エーロフォイル（５３）は、前記先端と前記中間点との間に規定された少なくとも１つの傾斜方向転換点（１７８）とを伴って形成される請求項７記載の静翼（５２、１２２）。