JPH06317102A - タービンノズル組立体 - Google Patents

タービンノズル組立体

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JPH06317102A
JPH06317102A JP6039765A JP3976594A JPH06317102A JP H06317102 A JPH06317102 A JP H06317102A JP 6039765 A JP6039765 A JP 6039765A JP 3976594 A JP3976594 A JP 3976594A JP H06317102 A JPH06317102 A JP H06317102A
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JP
Japan
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platform
nozzle guide
cooling
guide vanes
assembly
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JP6039765A
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Ian William Robert Harrogate
イアン・ウィリアム・ロバート・ハロゲイト
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Rolls Royce PLC
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Rolls Royce PLC
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 ノズルガイド翼が燃焼器からノズルガイド翼
に燃焼生成物を円滑に移行させるプラットフォーム有す
るタービンノズル組立体の提供。 【構成】 タービンノズル組立体は、燃焼室ケーシング
（４０）の下流に配置されたノズルのガイド翼（２４）
の環状の配列を含む。各ノズルガイド翼（２４）は、半
径方向内側のプラットフォーム（２６）及び半径方向外
側のプラットフォーム（３０）と一体的に鋳造された航
空機翼部分（２５）を有する。各ノズルガイド翼（２
４）の半径方向外側プラットフォーム（３０）は、燃焼
器排出ケーシング（４０）からノズルガイド翼（２４）
にガスを円滑に転送する延長部（３４）を有する。プラ
ットフォーム（３０）の内面（３１）を薄層冷却するた
めに延長部（３４）に冷却穴（３８）の２つの列が設け
られている。冷却穴（３８）の各々の直径を計算する方
法が開示される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、タービンノズル組立体
に関し、特にガスタ−ビンエンジン用のタービンノズル
組立体に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の軸流ガスタービンエンジンは、軸
線の流れに連続して、圧縮器部分と、高圧圧縮器からの
圧縮空気を燃料と混合して燃焼させる燃焼器と、燃焼生
成物によって駆動されるタービン部分とを有する。
【０００３】燃焼生成物は、燃焼器からノズルガイド翼
の配列を通って第１段のタービンに向かって通過する。
燃焼生成物が燃焼器からノズルガイド翼に通過するとき
空気力学的な損失が生じる。空気力学的な損失は、ノズ
ルガイド翼の前縁に接近して円周方向の圧力勾配を形成
する。この圧力勾配は、ノズルガイド翼のプラットフォ
ーム上に冷却空気が一様に流れることを阻害する。冷却
空気がプラットフォーム上を一様に流れないときは、熱
い燃焼ガスがプラットフォームの表面に衝突し、ノズル
ガイド翼のプラットフォーム上に熱いしまを形成する。
これは部品の性能及び寿命に悪影響を与える。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、ノズルガイ
ド翼が燃焼器からノズルガイド翼に燃焼生成物を円滑に
移行させるプラットフォーム有するタービンノズル組立
体を提供することを目的とする。また、本発明は、プラ
ットフォームの表面の熱いしまによって形成された損傷
を実質的に最小限にするためにノズルガイド翼のプラッ
トフォームの冷却を改良することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、ガスタ
ービンエンジン用のタービンノズル組立体は、ノズルガ
イド翼の環状の配列と燃焼排出装置とを有し、ノズルガ
イド翼の環状の配列は、燃焼排出装置の下流に配置され
ており、各ノズルガイド翼は、半径方向の範囲によって
半径方向内側及び半径方向外側のプラットフォームに取
り付けられた航空機翼部材を有し、ノズルガイド翼のプ
ラットフォームは燃焼排出装置からのガス用のガス通路
装置を形成し、ノズルガイド翼の少なくとも１つのプラ
ットフォームは、燃焼排出装置からノズルガイド翼にガ
スを円滑に移行するために燃焼器排出装置に向かって伸
びている上流部分を有し、ノズルガイド翼のプラットフ
ォームの上流部分は、動作時に冷却流がプラットフォー
ムを薄層冷却するように通過する冷却穴の少なくとも１
つの列を有し、冷却穴の少なくとも１つの列は燃焼排出
装置からガスが排出される方向を横断するように配置さ
れており、少なくとも１つの列の冷却穴の断面積は、プ
ラットフォーム上を冷却空気の一様な流れが通過するよ
うに変化する。
【０００６】好ましくは、ノズルガイド翼の少なくとも
１つのプラットフォームの延長上流部分は、少なくとも
１つのプラットフォームを薄層冷却するために２列の冷
却穴を備えている。少なくとも１列の冷却穴は、ノズル
ガイド翼の半径方向外側のプラットフォームの延長され
た上流部分に設けられている。
【０００７】冷却穴は、円形であり、各冷却穴は、少な
くとも１列の他の円形の冷却穴の直径と異なる直径を有
する。
【０００８】好ましくは、冷却空気は、燃焼室排出装置
とノズルガイド翼との間を密封するために密封組立体か
らノズルガイド翼のプラットフォームの上流部分の冷却
穴の列に通過する。
【０００９】密封組立体の下流部分は、ノズルガイド翼
のプラットフォームと密封関係にあり、密封組立体の上
流部分は、冷却空気が冷却穴の列に通る室を形成する燃
焼室装置と密封関係にある。
【００１０】本発明による他の観点によれば、タービン
ノズル組立体の部分を形成するノズルガイド翼のプラッ
トフォームの円形の冷却穴の最適な直径を計算する方法
が提供される。本発明は、穴の各々において、プラット
フォームの表面上に流れる必要な全体の流量を与える直
径を選択する段階と、一定の直径の穴を通る冷却空気の
流量の配分を行い、流量の配分から平均流量を計算する
段階と、流量／面積対圧力比を形成する段階と、Ｙ＝ａ
Ｘ2＋ｂＸ＋ｃの形態の２次方程式を定数ａ，ｂ及びｃ
の値を引き出すグラフに適合する段階と、定数ａ，ｂ，
ｃの値、平均流量及び所定の穴の圧力比を等式：
【数２】 に代入することによって各冷却穴の最適な直径を計算す
る段階と有するタービンノズルガイド翼のプラットフォ
ームの円形の冷却穴の最適な直径を計算する方法からな
る。
【００１１】
【実施例】図１を参照すると、参照符号１０で示される
ガスタービンエンジンは、軸線方向の流れに直列に、フ
ァン１２と、圧縮器１４と、燃焼器１６及びタービン１
８を有する。このエンジンは、従来の方法で作動し、空
気は、燃料と混合され、混合気が燃焼器１６内で燃焼さ
れる前に、ファン１２及び圧縮器１４によって圧縮され
る。次に熱い燃焼ガスがタービン１８を通って膨張し、
膨張ノズル２０を通って排出される前にファン１２及び
圧縮器１４を駆動する。
【００１２】ノズルガイド翼２４の配列は、燃焼室１６
の下流端１７とタービン１８の第１段との間に配置され
ている。熱い燃焼ガスは、ノズルガイド翼によって、回
転して燃焼ガスからエネルギーを引き出すタービン翼２
２の列に向けられる。
【００１３】図２において各ノズルのガイド翼２４は、
半径方向内側のプラットフォーム２６と半径方向外側の
プラットフォーム３０と一体的に鋳造された航空機翼部
分２５を有する。プラットフォーム２６及び３０はそれ
ぞれドッグ２８及び３３を備えており、それらは、従来
の方法でエンジン１０の静止部分にクロスキー留めさ
れ、翼２４を位置決めして支持する作用を行う。
【００１４】ノズルガイド翼２４の半径方向外側のプラ
ットフォーム３０は、前方に突出する延長部３４を有
し、これは燃焼生成物を排出する燃焼器１６のケーシン
グ４０に向かって伸びている。プラットフォームの延長
部３４は、燃焼器排出ケーシング４０とノズルガイド翼
２４との間でガス流を円滑に移行させ、ノズルガイド翼
２４の前縁２３での圧力勾配を減少させる。
【００１５】ノズルガイド翼２４の外側のプラットフォ
ーム３０と燃焼排出ケーシング４０との間で密封を行う
ために密封体組立体５０が配置されている。密封組立体
５０は、それぞれ外側及び内側リング部材５２及び５４
を有する。リング部材５２及び５４は、各ノズルガイド
翼２４の半径方向の外側のプラットフォームの外面３２
上に半径方向に短く突出しているフランジ３６上に一緒
に固定されて留められている。内側のリング５４は、停
止され、半径方向の内側の部分５６は、最も内側のリン
グ６０に固定される。最も内側のリング６０は、軸線方
向に伸びた２つの部分を有し、それらの部分は、燃焼器
排出ケーシング４０の下流端４２に設けられたフランジ
４４上に配置される環状溝６６を規定する。エンジンの
正常な動作中に部品の間の相対的な動きを可能にするた
めに十分な間隙が残されている。互いに接触するように
なるフランジの表面が耐フレッティング（ｆｒｅｔｔｉ
ｎｇ）用のコーティングＣが付加される。
【００１６】燃焼排出ケーシング４０の下流端４２のフ
ランジ４４は、冷却穴４６の円周方向に伸びる列を有す
る。冷却空気穴４６は、冷却空気がノズルガイド翼２４
の半径方向外側に向かって延長部３４の内面３１上を流
れることができるように配置されている。
【００１７】密封組立体５０は、冷却空気の流れを供給
する室５８を規定する。冷却空気は、密封組立体５０の
内側リング５４の円周方向に伸びる穴５５を通って室５
８に送られる。冷却空気は、プラットフォームの延長部
３４において軸線方向に連続して周縁方向に伸びる列を
形成するように配置された傾斜穴３８を通って室５８か
ら出る。プラットフォームの延長部３４の２列の冷却穴
３８は、ノズルガイド翼２４の外側のプラットフォーム
３０の内面３１を薄層冷却し、燃焼排出ケーシング４０
の下流端４２のフランジ４４の冷却穴４６を通る流れに
よってすでに形成された冷却流の薄層を補うと共にそれ
を新しくする。
【００１８】ノズルガイド翼２４のプラットフォーム３
０の内面３１上に冷却空気流を配分するために、プラッ
トフォームの延長部３４の冷却空気穴３８の直径が変化
する。各冷却穴３８の直径は、プラットフォームの表面
３１にさらに一様な表面積に対する冷却空気流を提供す
るように変化する。
【００１９】本発明の好ましい実施例において、冷却空
気穴３８は、円形であり、プラットフォームの延長部３
４の各冷却穴３８の直径は異なる。しかしながら、製造
するにあたって、冷却穴の各列は、組になるように配置
され、各組の穴は、直径が異なるが、各組内においては
穴３８の直径は同じである。他の形状の冷却穴３８も使
用することができ、その断面積は、プラットフォームの
表面３１に冷却空気のさらに一様な流れを形成するため
に変化する。
【００２０】各円形の穴３８において、理想的な流量を
通す直径を計算する方法を説明する。
【００２１】最初に、すべての穴３８においてプラット
フォーム３０の表面に必要な全体の流量を与えるために
同じ直径が選択される。すべての穴３８は同じ直径を有
するが、各穴３８を通過する空気の流量は、ノズルガイ
ド翼２４の前縁２３の圧力勾配によって変化する。圧力
勾配は、図４に示す直径と同じ直径を有する穴の列から
流量の配分をつくる。流量の変化は、各穴３８に理想的
な流量を与えることを意味する。
【００２２】各穴において理想的な流量を通す直径を達
成するために、一定の直径の各穴のｍ（流量）／Ａ（面
積）対静止入口圧／静止出口圧のグラフが示される。
【００２３】これらの点を介して２次方程式が適合さ
れ、公式（１）を得る。 ｍ／Ｍ＝−０．００１８９４９（ＰＲ）2＋０．００４
１９３８（ＰＲ）−０．００２２９２５ ここで ｍ＝流量 Ａ＝穴の面積 ＰＲ＝圧力比 （ 静止入口圧／静止出口圧） 等式（１）の面積を変形して代入すると等式（２）が得
られる。
【００２４】
【数３】 ｄ＝穴の直径 ｍ＝流量 ＰＲ＝圧力比（ 静止入口圧／静止出口圧） 各穴３８にわたる理想的な流量の値及び圧力比を等式
（２）に代入することによって、各穴３８の最適な直径
が得られる。各場合において、プラットフォーム上の冷
却空気の必要な全体流を与えるすべての穴について直径
が選択される。これらの穴からの流量の配分の点は各穴
を通る理想的な流量を確立するために使用される。Ｙ＝
ａＸ2＋ｂＸ＋ｃの形態の２次方程式は、ｍ／Ａ対圧力
比ＰＲの点に適合される。
【００２５】定数ａ，ｂ，ｃの値はグラフから取られ
る。最適穴の直径は、定数ａ，ｂ，ｃの値、理想流量ｍ
及び圧力比ＰＲを等式に代入することによって所定のノ
ズルガイド翼に関する直径が計算される。
【００２６】
【数４】
【図面の簡単な説明】
【図１】軸流ガスタービンエンジンを概略的に示す図で
ある。
【図２】本発明によるタービンノズル組立体の一部を示
す概略図である。
【図３】図２の矢印Ａの方向から見た斜視図である。
【図４】ノズルガイド翼のプラットフォームの一列の一
定の直径の穴から形成される流量の配分を示す図であ
る。
【図５】ノズルガイド翼のプラットフォームの一列の一
定の直径の穴における流量／面積対圧力比を示すグラフ
である。
【符号の説明】
２４ ノズルガイド翼 ２５ 航空機翼部分 ２６ 半径方向の内側のプラットフォーム ３０ 半径方向外側のプラットフォーム ３１ 内面 ３４ 延長部 ３８ 冷却穴 ４０ 燃焼室排出ケーシング

Claims (8)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ノズルガイド翼の環状の配列と燃焼排出
    装置とを有し、ノズルガイド翼の環状の配列は、燃焼排
    出装置の下流に配置されており、各ノズルガイド翼は、
    半径方向の範囲にわたって半径方向内側及び半径方向外
    側のプラットフォームに取り付けられた航空機翼状部材
    を有し、ノズルガイド翼のプラットフォームは燃焼排出
    装置からのガス用のガス通路装置を形成し、ノズルガイ
    ド翼の少なくとも１つのプラットフォームは、燃焼排出
    装置からノズルガイド翼にガスを円滑に移行するために
    燃焼器排出装置に向かって伸びている上流部分を有し、
    ノズルガイド翼のプラットフォームの上流部分は、動作
    時に冷却流がプラットフォームを薄層冷却するように通
    過する冷却穴の少なくとも１つの列を有し、冷却穴の少
    なくとも１つの列は、燃焼排出装置からガスが排出され
    る方向を横断するように配置されており、少なくとも１
    つの列の冷却穴の断面積は、プラットフォーム上を冷却
    空気の一様な流れが通過するように変化するガスタービ
    ンエンジン用の冷却されたタービンノズル組立体。
  2. 【請求項２】 ノズルガイド翼の少なくとも１つのプラ
    ットフォームの延長上流部分は、少なくとも１つのプラ
    ットフォームを薄層冷却するために２列の冷却穴を備え
    ている請求項１に記載の組立体。
  3. 【請求項３】 少なくとも１列の冷却穴は、ノズルガイ
    ド翼の半径方向外側のプラットフォームに設けられてい
    る請求項１に記載の組立体。
  4. 【請求項４】 冷却穴は円形である請求項１に記載の組
    立体。
  5. 【請求項５】 各円形の冷却穴は、少なくとも１列の他
    の円形の冷却穴の直径と異なる直径を有する請求項４に
    記載の組立体。
  6. 【請求項６】 冷却空気は、燃焼室排出装置とノズルガ
    イド翼との間を密封するために密封組立体からノズルガ
    イド翼のプラットフォームの上流部分の冷却穴の列に向
    かって通過する請求項１に記載の組立体。
  7. 【請求項７】 密封組立体の下流部分は、ノズルガイド
    翼のプラットフォームと密封関係にあり、密封組立体の
    上流部分は、冷却空気が冷却穴の列に通る室を形成する
    燃焼室装置と密封関係にある請求項６に記載の組立体。
  8. 【請求項８】 穴の各々において、プラットフォームの
    表面上に流れる必要な全体の流量を与える直径を選択す
    る段階と、一定の直径の穴を通る冷却空気の流量の配分
    を行い、流量の配分から平均流量を計算する段階と、各
    穴における流量／面積対圧力比を形成する段階と、Ｙ＝
    ａＸ2＋ｂＸ＋ｃの形態の２次方程式を定数ａ，ｂ及び
    ｃの値を引き出すグラフに適合する段階と、定数ａ，
    ｂ，ｃの値、平均流量及び所定の穴の圧力比を等式： 【数１】 に代入することによって各冷却穴の最適な直径を計算す
    る段階と有するタービンノズルガイド翼のプラットフォ
    ームの円形の冷却穴の最適な直径を計算する方法。
JP6039765A 1993-03-11 1994-03-10 タービンノズル組立体 Withdrawn JPH06317102A (ja)

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GB9305010:2 1993-03-11
GB939305010A GB9305010D0 (en) 1993-03-11 1993-03-11 A cooled turbine nozzle assembly and a method of calculating the diameters of cooling holes for use in such an assembly

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US (1) US5417545A (ja)
EP (1) EP0615055B1 (ja)
JP (1) JPH06317102A (ja)
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DE (1) DE69400065T2 (ja)
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