JPS6196140A - ガスタ−ビンエンジンの支持構造体 - Google Patents

ガスタ−ビンエンジンの支持構造体

Info

Publication number
JPS6196140A
JPS6196140A JP60168448A JP16844885A JPS6196140A JP S6196140 A JPS6196140 A JP S6196140A JP 60168448 A JP60168448 A JP 60168448A JP 16844885 A JP16844885 A JP 16844885A JP S6196140 A JPS6196140 A JP S6196140A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
turbine
vane
louver
vanes
support structure
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
JP60168448A
Other languages
English (en)
Inventor
ジエイソン・シーベリー・ペテンジル
ジヨン・スタンリー・サクラー
デニス・ジエームス・サリヴアン
セオドア・ジヨージ・フオツクス
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPS6196140A publication Critical patent/JPS6196140A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明は、ガスタービンエンジンに係り、更に詳細には
燃焼器及びタービンベーン組立体に係る。
背景技術 周知の如く、第一段のタービンへ供給される燃焼生成物
は、エンジンが到達する最も高い温度状態にある。また
エンジンの効率はかかる温度に直接的に関連しており、
温度が高くなればなるほどエンジンの効率が増大するこ
ともよく知られている。かかる温度は構成部品の熱的完
全性により許される温度と同程度に高い温度となること
が可能であり、より優れた耐熱合金の出現によってかか
る温度は従来よりかなり高くなってきている。
のる種のエンジンに於ては、かかる温度の上昇により、
タービン及び燃焼器に近接した構成部品は局部的に高い
温度に曝され、その結果燃焼、歪み、割れ等の問題が発
生している。本発明が関連する問題の領域が従来の燃焼
器及びタービンベーン組立体を示す第１Ａ図に示されて
いる。第１Ａ図は本願出願人であるユナイテッド・チク
ノロシーズ・コーポイレションのブラット・アンド・ホ
イットニー・エアークラフト（Ｐｒａｔｔ　　＆　　Ｗ
ｈｉｔｎｅｙＡ　１ｒｃｒａｆｔ　）により製造されて
いるエンジンモデルＪＴ９Ｄ、ＰＷ２０３７、ＰＷ４０
００により代表される型式のツインスプール式軸流型タ
ービンパワープラントのための環状燃焼器を示す部分図
である。
第１Ａ図に示されている如く、インナルーバライナ１０
及びアウタルーバライナ１２がそれぞれベーン支持体１
４及び１６に周知の要領にて適宜に取付けられており、
これらのベーン支持体はそれぞれ周知の要領にてインナ
ケース１８及びアウタケース２０に連結されている。か
かる構造より明らかである如く、インナルーバライナ１
０及びアウタルーバライナ１２はそれらの吐出端部に於
て円環状のボディ内にて圧迫されており、タービンブレ
ード２４に衝突するようエンジンの作動流体を一列のベ
ーン２２（一つのみが図示されている）の間へ導く通路
を郭定している。かかる構造に於ては、第１Ａ図に示さ
れた部材の投影図である第１Ｂ図より明らかである如く
、エンジンの圧縮ｉ＜図示せず）により供給され環状の
キャビティ２６を経て導かれる冷却空気が、図に於て矢
印゛により示されている如く、ベーン組立体の重要な部
品が苛酷な環境に耐えることを確保すべく、それらの重
要な部品へ向けて導かれるようになっている。
しかし第１Ａ図に於て矢印により示されている如く、ま
たホットスポットが記号Ａにて示されてい如く、かかる
構造に於ける問題はベーンのリーディングエツジ３０に
より変位され、矢印Ｂの位置に近接してベーンプラット
フォーム３２．３４及び燃焼器のトレーリングエツジ３
６へ流れるエンジンの作動流体の温度及び速度が高いこ
とにより惹起こされる。
発明の開示 本願発明者等は、冷却空気を受は該冷却空気を隣接する
ベーンのリーディングエツジに離散的に衝突させるべく
、両端にて開口したチャンネルをルーバのトレーリング
エツジに適宜に設けることにより、上述の如き問題を解
消し得ることを見出した。ベーンに衝突される冷却空気
はベーンの外側及び内側の何れに導かれてもよいが、ベ
ーンのトレーリングエツジの側に存在する作動流体の停
滞領域に導かれる。かかる高速の空気をベーンのリーデ
ィングエツジとベーンプラットフォームとの接続部に直
接噴射することにより、ベーンのリーディングエツジに
よりガス流路の境界層へ高温のカスが変位されることが
実質的に低減され又は排除され、これにより矢印Ｂにて
示された渦流が低減される。このことにより境界層のガ
スの温度が遥かに低くなる。更にルーバのトレーリング
エツジに設けられたチャンネルにより追加の熱伝達面が
与えられ、これによりルーバのトレーリングエツジを更
に冷却すべく対流熱伝達係数が向上される。
実際の試験により、本発明によればベーンプラットフォ
ーム及び燃焼器のトレーリングエツジに於けるホットス
ポットがかなり低減されることが認められた。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明する。
発明を実施するための最良の形態 これより本発明を上述のエンジンモデルのための好まし
い実施例について説町するが、当業者には明らかである
如く、本発明は他の型式のエンジンにも適用可能なもの
である。自明の如く、問題は、第一段の前方に於けるル
ーバのトレーリングエツジ及び第一列のベーンのリーデ
ィングエツジに近接した領域（エンジンの温度が実質的
に最高温度である領域）に於て、ガスタービンエンジン
の重数な構成部品が苛酷な条件に曝されないようにする
ことである。
便宜及び簡略化の目的で、本発明の理解に必要な部分の
みについて説明するが、上述のモデルのエンジンと共に
本発明が相応まれる以前の同一の構造体を示す第１Ａ図
及び第１Ｂ図を参照されたい。
第２Ａ図及び第２Ｂ図に示されている如く、最侵のルー
バ４０及びトレーリングエツジの構造が本発明に従って
晦正されている。ベーンプラットフォーム３２に接続さ
れたシート金属アタッチメント４４により支持されたル
ーバ支持部材４２は環状の冷却空気室４６を郭定してお
り、該冷却中気室には孔４８（一つのみが図示されてい
る）を経てキャピテイ２６より圧縮機吐出空気が供給さ
れるようになっている。ルーバ４ｏ及びルーバ支持部材
４２のトレーリングエツジは互に隔置されて環状の両端
にて開口したチャンネルを郭定している。ルーバ支持部
材４２の吐出側端部は波形の両端にて開口したチャンネ
ル５０を郭定する形状に形成されている。
以上の説明より明らかである如く、両端にて開口したチ
ャンネル５０は、比較的高速状態にある冷却空気がベー
ン２２のリーディングエツジ及びプラットフォームによ
り郭定される領域へ向けてのみ導かれるよう、ベーン２
２に対し適宜に配置されている（第２Ｂ図参照）。前述
の如く、このことは従来の構造を示す第１Ａ図に示され
ている如くベーンにより発生される渦流を低減し、更に
は場合によっては排除すべく、高温のガス流路（作動流
体媒体）の境界層の温度を低減する作用をなす。チャン
ネル５０はルーバライナのトレーリングエツジを更に冷
却すべく後側の対流熱伝達係数を高くする作用をなす。
以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説明
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能である
ことは当業者にとって明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
第１Ａ図は従来の構造の燃焼器／タービンベーン組立体
を示すべくタービン型パワープラントの一部を破断して
示す解図である。 第１Ｂ図は従来の構造の問題を示すベーン及び燃焼器の
トレーリングエツジの部分投影図である。 第２Ａ図は本発明が組込まれた燃焼器／タービンベーン
組立体の要部を示す拡大部分図である。 第２Ｂ図は第２Ａ図に示された燃焼器及びベーンを示す
部分投影図である。 第３図は第２Ａ図のルーバライナのトレーリングエツジ
に設けられたチャンネルを示す斜視図である。 １０・・・インナルーバライナ、１２・・・アウタルー
バライナ、１４．１６・・・ベーン支持体、１８・・・
インナケース、２０・・・アウタケース、２２・・・ベ
ーン。 ２４・・・タービンブレード、２６・・・キャビディ、
３０・・・リーディングエツジ、３２．３４・・・ベー
ンプラットフォーム、３６・・・トレーリングエツジ、
４０・・・ルーバ、４２・・・ルーバ支持部材、４４・
・・シート金属アタッチメント、４６・・・冷却空気室
、４８・・・孔、５０・・・チャンネル 特許出願人　　ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. 燃焼器と、タービンベーンと、前記タービンベーンに近
    接してこれより軸線方向に隔置されたタービンとを有し
    、前記燃焼器は前記タービンベーンの間へ燃焼生成物を
    導く環状通路を郭定するよう構成されたルーバライナを
    含み、前記タービンベーンはエーロフォイルセクション
    と該エーロフォイルセクションのルートに設けられたプ
    ラットフォームセクションとを含むガスタービンエンジ
    ンの支持構造体にして、前記ルーバライナより隔置され
    前記ルーバライナと共働して前記タービンベーンの間へ
    冷却空気を導く通路を郭定する鞘状部材と、前記通路内
    に配置され前記タービンベーンの間へ流入する燃焼生成
    物の停滞領域に近接して前記タービンベーンのリーディ
    ングエッジと前記プラットフォームとの接続部に前記冷
    却空気を導く両端にて開口した通路を有する波形部材と
    を含み、これにより前記タービンベーン及び前記プラッ
    トフォームに近接した境界層が比較的低温状態に維持さ
    れるよう構成された支持構造体。
JP60168448A 1984-10-11 1985-07-30 ガスタ−ビンエンジンの支持構造体 Pending JPS6196140A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US659748 1984-10-11
US06/659,748 US4739621A (en) 1984-10-11 1984-10-11 Cooling scheme for combustor vane interface

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPS6196140A true JPS6196140A (ja) 1986-05-14

Family

ID=24646666

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP60168448A Pending JPS6196140A (ja) 1984-10-11 1985-07-30 ガスタ−ビンエンジンの支持構造体

Country Status (7)

Country Link
US (1) US4739621A (ja)
EP (1) EP0178242B1 (ja)
JP (1) JPS6196140A (ja)
CN (1) CN1003879B (ja)
CA (1) CA1245869A (ja)
DE (2) DE3566010D1 (ja)
IL (1) IL75780A (ja)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100712142B1 (ko) * 2002-09-26 2007-04-27 지멘스 웨스팅하우스 파워 코포레이션 내열성의 와류-분쇄식 유체 안내 구성요소
JP2011074924A (ja) * 2011-01-21 2011-04-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
JP2012107628A (ja) * 2012-01-27 2012-06-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
JP2012132461A (ja) * 2012-01-27 2012-07-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5083422A (en) * 1988-03-25 1992-01-28 General Electric Company Method of breach cooling
US4916906A (en) * 1988-03-25 1990-04-17 General Electric Company Breach-cooled structure
US5101620A (en) * 1988-12-28 1992-04-07 Sundstrand Corporation Annular combustor for a turbine engine without film cooling
US5303543A (en) * 1990-02-08 1994-04-19 Sundstrand Corporation Annular combustor for a turbine engine with tangential passages sized to provide only combustion air
DE9203776U1 (ja) * 1992-03-20 1992-05-21 Schreckling, Kurt, 5090 Leverkusen, De
GB9305010D0 (en) * 1993-03-11 1993-04-28 Rolls Royce Plc A cooled turbine nozzle assembly and a method of calculating the diameters of cooling holes for use in such an assembly
GB9304994D0 (en) * 1993-03-11 1993-04-28 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to gas turbine engines
GB9305012D0 (en) * 1993-03-11 1993-04-28 Rolls Royce Plc Sealing structures for gas turbine engines
US5394687A (en) * 1993-12-03 1995-03-07 The United States Of America As Represented By The Department Of Energy Gas turbine vane cooling system
DE19813779B4 (de) * 1998-03-27 2005-04-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Anordnung zur Kühlung der Plattformen von Leitschaufeln einer Gasturbine
DE19856199A1 (de) 1998-12-05 2000-06-08 Abb Alstom Power Ch Ag Kühlung in Gasturbinen
US6419446B1 (en) * 1999-08-05 2002-07-16 United Technologies Corporation Apparatus and method for inhibiting radial transfer of core gas flow within a core gas flow path of a gas turbine engine
FR2825787B1 (fr) * 2001-06-06 2004-08-27 Snecma Moteurs Montage de chambre de combustion cmc de turbomachine par viroles de liaison souples
US7234304B2 (en) * 2002-10-23 2007-06-26 Pratt & Whitney Canada Corp Aerodynamic trip to improve acoustic transmission loss and reduce noise level for gas turbine engine
US6969232B2 (en) 2002-10-23 2005-11-29 United Technologies Corporation Flow directing device
EP1731711A1 (de) * 2005-06-10 2006-12-13 Siemens Aktiengesellschaft Übergang zwischen Brennkammer und Turbineneinheit, Hitzeschild und Turbinenleitschaufel für eine Gasturbine
US7862291B2 (en) * 2007-02-08 2011-01-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling scheme
WO2009083456A2 (de) * 2007-12-29 2009-07-09 Alstom Technology Ltd Gasturbine
US20100054922A1 (en) * 2008-09-04 2010-03-04 General Electric Company Turbine airfoil clocking
US8087253B2 (en) * 2008-11-20 2012-01-03 General Electric Company Methods, apparatus and systems concerning the circumferential clocking of turbine airfoils in relation to combustor cans and the flow of cooling air through the turbine hot gas flowpath
JP5180807B2 (ja) 2008-12-24 2013-04-10 三菱重工業株式会社 １段静翼の冷却構造、及びガスタービン
US8439626B2 (en) * 2008-12-29 2013-05-14 General Electric Company Turbine airfoil clocking
JP5479058B2 (ja) 2009-12-07 2014-04-23 三菱重工業株式会社 燃焼器とタービン部との連通構造、および、ガスタービン
CN102146844A (zh) * 2010-02-10 2011-08-10 中国科学院工程热物理研究所 航空发动机涡轮叶片的零冷气消耗超强度冷却装置
US9157331B2 (en) * 2011-12-08 2015-10-13 Siemens Aktiengesellschaft Radial active clearance control for a gas turbine engine
US8905714B2 (en) * 2011-12-30 2014-12-09 General Electric Company Turbine rotor blade platform cooling
US9752447B2 (en) * 2014-04-04 2017-09-05 United Technologies Corporation Angled rail holes
CN108442985B (zh) * 2018-04-11 2020-10-27 西安交通大学 一种具有提高静叶通道端壁冷却效率的槽缝冷却结构

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3126705A (en) * 1956-03-26 1964-03-31 Combustion system
FR1248821A (fr) * 1960-02-17 1960-12-23 Entwicklungsbau Pirna Veb Chambre de combustion annulaire pour turbines à gaz, notamment pour avions et turbine équipée de ladite chambre ou d'une chambre similaire
DE1199541B (de) * 1961-12-04 1965-08-26 Jan Jerie Dr Ing Sammler von Treibgasen fuer das Leitrad von Gasturbinen
GB1010338A (en) * 1962-09-11 1965-11-17 Lucas Industries Ltd Means for supporting the downstream end of a combustion chamber in a gas turbine engine
US3307354A (en) * 1965-10-01 1967-03-07 Gen Electric Cooling structure for overlapped panels
US3608310A (en) * 1966-06-27 1971-09-28 Gen Motors Corp Turbine stator-combustor structure
US3527053A (en) * 1968-12-11 1970-09-08 Gen Electric Gas turbine engine with improved gas seal
US3565545A (en) * 1969-01-29 1971-02-23 Melvin Bobo Cooling of turbine rotors in gas turbine engines
US3670497A (en) * 1970-09-02 1972-06-20 United Aircraft Corp Combustion chamber support
US3965066A (en) * 1974-03-15 1976-06-22 General Electric Company Combustor-turbine nozzle interconnection
US4025226A (en) * 1975-10-03 1977-05-24 United Technologies Corporation Air cooled turbine vane
USH903H (en) * 1982-05-03 1991-04-02 General Electric Company Cool tip combustor

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100712142B1 (ko) * 2002-09-26 2007-04-27 지멘스 웨스팅하우스 파워 코포레이션 내열성의 와류-분쇄식 유체 안내 구성요소
JP2011074924A (ja) * 2011-01-21 2011-04-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
JP2012107628A (ja) * 2012-01-27 2012-06-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
JP2012132461A (ja) * 2012-01-27 2012-07-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン

Also Published As

Publication number Publication date
DE178242T1 (de) 1986-10-16
CN85105913A (zh) 1986-08-06
EP0178242B1 (en) 1988-11-02
CA1245869A (en) 1988-12-06
EP0178242A1 (en) 1986-04-16
CN1003879B (zh) 1989-04-12
IL75780A (en) 1991-04-15
IL75780A0 (en) 1985-11-29
DE3566010D1 (en) 1988-12-08
US4739621A (en) 1988-04-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS6196140A (ja) ガスタ−ビンエンジンの支持構造体
US5927946A (en) Turbine blade having recuperative trailing edge tip cooling
EP0649975B1 (en) Metering of cooling air in turbine blades
US5215431A (en) Cooled turbine guide vane
US6179556B1 (en) Turbine blade tip with offset squealer
JP2668207B2 (ja) ガスタービンエンジンのタービンのエーロフオイルセクシヨン
US5649806A (en) Enhanced film cooling slot for turbine blade outer air seals
EP1039096B1 (en) Turbine nozzle
US5197852A (en) Nozzle band overhang cooling
US5197853A (en) Airtight shroud support rail and method for assembling in turbine engine
US4604031A (en) Hollow fluid cooled turbine blades
US6652235B1 (en) Method and apparatus for reducing turbine blade tip region temperatures
US5387086A (en) Gas turbine blade with improved cooling
US4168938A (en) Blade or vane for a gas turbine engine
US5711650A (en) Gas turbine airfoil cooling
JP5156362B2 (ja) 弓形要素を支持するための冠状レール
EP1221537A2 (en) Method and apparatus for reducing turbine blade tip temperatures
JP3426902B2 (ja) ガスタービン冷却静翼
GB2111131A (en) An improved tip structure for cooled turbine rotor blade
US10577943B2 (en) Turbine engine airfoil insert
JPH0646003B2 (ja) ガスタ−ビンのシ−ル構造
US4627233A (en) Stator assembly for bounding the working medium flow path of a gas turbine engine
US4525997A (en) Stator assembly for bounding the flow path of a gas turbine engine
EP1094200A1 (en) Gas turbine cooled moving blade
GB2054046A (en) Cooling turbine rotors