WO2021167001A1 - ガスタービンエンジンのフランジ冷却構造 - Google Patents

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WO2021167001A1
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combustor
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gas turbine
turbine engine
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隼人 廣田
建城 ▲崎▼本
篤典 新井
達也 大▲桑▼
晃 前里
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川崎重工業株式会社
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    • F23R2900/03045—Convection cooled combustion chamber walls provided with turbolators or means for creating turbulences to increase cooling

Definitions

  • This disclosure relates to a flange cooling structure for a gas turbine engine.
  • a gas turbine engine in which a compressor, a combustor and a turbine are arranged along a rotation axis is known.
  • Heat-resistant materials mainly nickel-based and cobalt-based, tend to have high material costs, poor machinability, and high manufacturing costs. Therefore, even in the high temperature part of the gas turbine engine, a method of selecting heat-resistant materials as little as possible is required.
  • the turbine nozzle is flanged or pin-supported to a combustor case, which is a relatively low temperature component.
  • the flange fastening structure is separated from the turbine nozzle or the combustor case is made of heat-resistant material in order to avoid the influence of heat from the turbine nozzle.
  • the occupied space increases by the extra distance.
  • the material of the pin needs to be a heat-resistant material, and the structure becomes complicated and tends to be large.
  • the flange cooling structure of the gas turbine engine is a flange cooling structure of a gas turbine engine in which a compressor, a combustor and a turbine are arranged along a rotation axis, and forms a first space.
  • a second main body having one main body and a first flange protruding from the first main body, and forming a second space between the first member to which the heat of the combustor is transferred and the first main body.
  • the first flange and the second flange are fastened to the second member, which has a second flange protruding from the second main body and whose temperature is lower than that of the first member when the gas turbine engine is operated.
  • a plurality of fasteners for forming a flange laminate that partitions the second space are provided, and the second space becomes lower than the first space during operation of the gas turbine engine, and the second space becomes lower than the first space.
  • a first region on one side of the flange laminate and a second region on the other side of the flange laminate are included, and the first region has a higher pressure than the second region during operation of the gas turbine engine.
  • One of the first flange and the second flange is a high-pressure side flange facing the first region, and the other of the first flange and the second flange faces the second region. It is a low-pressure side flange, and the high-pressure side flange or the mating surface of the low-pressure side flange has a cooling groove that communicates with the first region and communicates with the second region.
  • the flange fastening structure is used for space saving and high rigidity, heat transfer from the high temperature first member to the low temperature second member is suppressed by air cooling on the flange mating surface. Therefore, the degree of freedom in selecting the material for the second member is improved, and the manufacturing cost can be reduced.
  • the degree of freedom in selecting the material for the second member is improved, and the manufacturing cost can be reduced.
  • FIG. 1 is a schematic view of a gas turbine engine according to the first embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view of a main part of the gas turbine engine of FIG.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of the flange laminate of FIG. 2 at another phase.
  • FIG. 4 is an IV arrow view of the flange laminated body of FIG.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view of the flange laminate of the second embodiment corresponding to FIG.
  • FIG. 6 is a VI arrow view of the flange laminated body of FIG.
  • FIG. 7 is a cross-sectional view of the flange laminated body of the third embodiment corresponding to FIG.
  • FIG. 8 is a drawing corresponding to FIG. 4 of the flange laminated body of the fourth embodiment.
  • FIG. 1 is a schematic view of the gas turbine engine 1 according to the first embodiment.
  • the gas turbine engine 1 includes a compressor 3, a combustor 4, and a turbine 5 arranged along a rotating shaft 2.
  • the air compressed by the compressor 3 is burned by the combustor 4, and the combustion gas rotates the turbine 5 to drive the rotating shaft 2.
  • the direction in which the axis of the rotating shaft 2 extends is referred to as the axial direction X
  • the direction orthogonal to the axial direction X is referred to as the radial direction Y
  • the direction around the rotating shaft 2 is referred to as the circumferential direction Z.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view of a main part of the gas turbine engine 1 according to the first embodiment.
  • the gas turbine engine 1 includes a mainstream member 10 (first member) having a housing 11 of the combustor 4 and a vane unit 12 of the turbine 5, and a combustor arranged outside the combustor 4.
  • a case 13 and a case 13 are provided.
  • the housing 11 of the combustor 4 has a housing body 11a (first body) that defines a combustion gas space S1 (first space), and a combustor flange 11b (first flange) that protrudes from the housing body 11a.
  • the housing 11 is made of, for example, a superalloy mainly containing an Fe group.
  • the stationary blade unit 12 has a stationary blade unit main body 12a (first main body) and a stationary blade unit flange 12b (first flange) protruding from the stationary blade unit main body 12a.
  • the stationary blade unit main body 12a has an inner cylinder 12aa, an outer cylinder 12ac separated from the inner cylinder 12aa in the radial direction Y, and a turbine nozzle 12ab provided between the inner cylinder 12aa and the outer cylinder 12ac.
  • the turbine nozzle 12ab communicates with the combustion gas space S1.
  • the turbine nozzle 12ab becomes hot due to the combustion gas flowing in from the combustion gas space S1 during the operation of the gas turbine engine 1.
  • the stationary blade unit 12 is made of a material having higher heat resistance than the housing 11.
  • the vane unit 12 is made of a material having a melting point higher than that of the housing 11.
  • the housing 11 is made of, for example, a superalloy mainly containing an Fe group.
  • the stationary blade unit 12 is formed of, for example, a superalloy mainly composed of a Ni group or a superalloy mainly composed of a Co group.
  • the combustor case 13 has a case main body 13a (second main body) separated from the mainstream member 10 in the radial direction Y, and a case flange 13b (second flange) protruding from the case main body 13a.
  • the temperature of the combustor case 13 becomes lower than that of the mainstream member 10 when the gas turbine engine 1 is operated.
  • the case flange 13b, the combustor flange 11b, and the vane unit flange 12b are stacked in this order and fastened to each other by a plurality of sets of bolts B and nuts N (fasteners) spaced apart from each other in the circumferential direction Z.
  • the case flange 13b, the combustor flange 11b, and the vane unit flange 12b constitute the flange laminate 15.
  • a compressed air space S2 (second space) through which the compressed air flowing from the compressor 3 passes is provided on the outside of the mainstream member 10.
  • the compressed air space S2 becomes lower than the combustion gas space S1 when the gas turbine engine 1 is operated.
  • the compressed air space S2 is divided into a high pressure region S2a (first region) and a low pressure region S2b (second region) by the flange laminate 15. That is, the compressed air space S2 has a high pressure region S2a on one side of the flange laminate 15 and a low pressure region S2b on the other side of the flange laminate 15.
  • the high pressure region S2a is defined by the inner surface of the combustor case 13, the outer surface of the housing 11, and the flange laminate 15.
  • the low pressure region S2b is defined by the outer surface of the combustor case 13, the outer surface of the vane unit 12, and the flange laminate 15. Compressed air in the high pressure region S2a is supplied to the combustor 4.
  • the low pressure region S2b communicates with the outside air.
  • the high pressure region S2a has a higher pressure than the low pressure region S2b during operation of the gas turbine engine 1.
  • the case flange 13b is a high pressure side flange facing the high pressure region S2a
  • the group of the combustor flange 11b and the stationary blade unit flange 12b is a low pressure side flange facing the low pressure region S2b.
  • the case flange 13b, the combustor flange 11b, and the vane unit flange 12b are stacked in this order from the high pressure region S2a to the low pressure region S2b. That is, the combustor flange 11b is sandwiched between the case flange 13b and the vane unit flange 12b.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of the flange laminate 15 of FIG. 2 at another phase.
  • FIG. 4 is an IV arrow view of the flange laminated body 15 of FIG.
  • the mating surface of the combustor flange 11b facing the case flange 13b has a plurality of cooling grooves G.
  • the plurality of cooling grooves G are opened outward in the radial direction Y of the combustor flange 11b and communicate with the low pressure space S2b.
  • the length of the cooling groove G in the radial direction Y is longer than half the length of the combustor flange 11 in the radial direction Y.
  • the case flange 13b has a plurality of cooling jet holes H opened from the high pressure region S2a toward the combustor flange 11b.
  • the cooling jet hole H is a communication space for communicating the high pressure region S2a with the cooling groove G.
  • the cooling jet hole H has a smaller diameter than the bolt hole of the case flange 13b through which the bolt B is inserted.
  • the flow path axis of the cooling jet hole H is substantially orthogonal to the bottom surface of the cooling groove G of the combustor flange 11b.
  • the cooling jet hole H is arranged so as to be included in the cooling groove G when viewed from the stacking direction (axis direction X) of the flange laminated body 15. At least one cooling jet hole G is arranged between two bolts B adjacent to each other among the plurality of bolts B. In the example of FIG. 4, a plurality of cooling jet holes G are arranged between two bolts B adjacent to each other among the plurality of bolts B.
  • the compressed air in the high-pressure region S2a collides with the combustor flange 11b (the bottom surface of the cooling groove G) through the cooling jet hole H of the case flange 13b of the combustor case 13 at high pressure to cool the combustor case 13. It flows out from the groove G to the low pressure region S2b.
  • the combustor flange 11b and the vane unit flange 12b are cooled, and the temperature rise of the case flange 13b due to the heat from the high temperature turbine nozzle 12ab is suppressed.
  • the flange fastening structure is used for space saving and high rigidity, heat transfer from the high temperature stationary blade unit 12 to the low temperature combustor case 13 is suppressed by air cooling at the flange mating surface. Therefore, it is not necessary to select a heat-resistant material as the material of the combustor case 13, and an inexpensive material can be selected.
  • the combustor flange 11b is sandwiched between the case flange 13b and the stationary blade unit flange 12b. That is, the stationary blade unit flange 12b, which becomes hot due to the heat from the turbine nozzle 12ab, is separated from the case flange 13b by the combustor flange 11b. Therefore, the temperature rise of the case flange 13b due to the heat from the high temperature turbine nozzle 12ab is further suppressed.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view of the flange laminate 115 of the second embodiment corresponding to FIG.
  • FIG. 6 is a VI arrow view of the flange laminate 115 of FIG.
  • the same reference numerals are given to the configurations common to those of the first embodiment, and the description thereof will be omitted.
  • the cooling jet notch C is used instead of the cooling jet hole H (FIG. 3).
  • the case flange 113b has a plurality of cooling jet notches C arranged at intervals in the circumferential direction Z.
  • the cooling jet notch C is formed by locally notching the end face of the case flange 113 in the radial direction Y, and opens from the high pressure region S2a toward the combustor flange 111b.
  • the cooling jet notch C overlaps the cooling groove G1 formed on the mating surface of the combustor flange 111b when viewed from the stacking direction (axis direction X) of the flange laminated body 15.
  • axis direction X stacking direction
  • the length of the cooling groove G1 in the radial direction Y is substantially the same as the length of the combustor flange 11 in the radial direction Y, but the combustor flange. It may be shorter than the length of the radial direction Y of 11.
  • the compressed air in the high pressure region S2a collides with the combustor flange 111b at high pressure through the cooling jet notch C in the case flange 113b, and flows out from the cooling groove G1 to the low pressure region S2b.
  • the combustor flange 111b and the vane unit flange 12b are cooled, and the temperature rise of the case flange 113b due to the heat from the high temperature turbine nozzle 12ab is suppressed. Since the other configurations are the same as those of the first embodiment described above, the description thereof will be omitted.
  • FIG. 7 is a cross-sectional view of the flange laminated body 215 of the third embodiment corresponding to FIG.
  • the cooling groove G2 is provided not in the combustor flange 211 but in the case flange 213b. That is, the cooling groove G2 is formed on the mating surface of the case flange 213b facing the combustor flange 211b.
  • the mating surface of the combustor flange 211b facing the case flange 213b is an overall flat surface.
  • the case flange 213b has a plurality of cooling jet holes H opened from the high pressure region S2a toward the combustor flange 211b.
  • the cooling jet hole H is a communication space for communicating the high pressure region S2a with the cooling groove G2.
  • the flow path axis of the cooling jet hole H is substantially orthogonal to the mating surface of the combustor flange 211b.
  • the compressed air in the high pressure region S2a collides with the combustor flange 211b at high pressure through the cooling jet hole H of the case flange 213b, and flows out from the cooling groove G2 to the low pressure region S2b.
  • the combustor flange 211b and the vane unit flange 12b are cooled, and the temperature rise of the case flange 213b due to the heat from the high temperature turbine nozzle 12ab is suppressed.
  • the mating surface of the combustor flange 211b facing the case flange 213b may not be a flat surface, and a cooling groove may be formed on the mating surface of the combustor flange 211b. Since other configurations are the same as those of the first embodiment described above, the description thereof will be omitted.
  • FIG. 8 is a drawing corresponding to FIG. 4 of the flange laminated body 315 of the fourth embodiment.
  • the cooling groove G3 formed on the mating surface of the case flange 313b or the combustor flange 311b is linear in the radial direction Y of the flange laminated body 315. It does not extend, but extends in the circumferential direction Z of the flange laminate 315. As a result, the cooling groove G3 can be lengthened, and the cooling effect can be enhanced.
  • the cooling jet notch C is shown in FIG. 8, it may be the cooling jet hole H.
  • this disclosure is not limited to the above-described embodiment, and its configuration can be changed, added, or deleted. For example, some configurations or methods in one embodiment may be applied to other embodiments, and some configurations in an embodiment may optionally be separated from other configurations in that embodiment. It can be extracted.
  • the combustor flanges 11b, 111b, 211b are sandwiched between the case flanges 13b, 113b, 213b and the vane unit flange 12b, but the case flanges 13b, 113b, 213b
  • the vane unit flange 12b may be sandwiched between the combustor flanges 11b, 111b, and 211b.

Abstract

ガスタービンエンジンのフランジ冷却構造では、第１フランジ及び第２フランジのうち一方は、第１領域に面する高圧側フランジであり、前記第１フランジ及び前記第２フランジのうち他方は、第２領域に面する低圧側フランジであり、前記高圧側フランジ又は前記低圧側フランジの合わせ面は、前記第１領域に連通し且つ前記第２領域に連通する冷却溝を有する

Description

ガスタービンエンジンのフランジ冷却構造
　本開示は、ガスタービンエンジンのフランジ冷却構造に関する。
　圧縮機、燃焼器及びタービンが回転軸に沿って配置されたガスタービンエンジンが知られている。
特開２０１２－１４５１１６号公報 特開２００７－１３８９３３号公報
　ガスタービンエンジンでは、エンジン全体、ひいては部品単位での低コスト化、省スペース化が非常に重要になる場合がある。ニッケル基、コバルト基などを主とした耐熱材料は、材料費が高く被削性も悪く、製造コストが高額になりがちである。よって、ガスタービンエンジンの高温部においても、なるべく耐熱材料を選定しない手法が求められる。
　例えば、タービンノズルは、比較的低温な部品となる燃焼器ケースとフランジ締結される又はピン支持される。フランジ締結の場合は、タービンノズルからの熱影響を避けるため、フランジ締結構造をタービンノズルから距離を離すか、又は、燃焼器ケースの材料を耐熱材料にしている。前者の場合は、余分な距離の分だけ占有スペースが大きくなる。後者の場合は、ピンの材料が耐熱材料である必要があると共に、構造も複雑となり、大型化する傾向がある。
　本開示の一態様に係るガスタービンエンジンのフランジ冷却構造は、圧縮機、燃焼器及びタービンが回転軸に沿って配置されたガスタービンエンジンのフランジ冷却構造であって、第１空間を形成する第１本体と、前記第１本体から突出した第１フランジとを有し、前記燃焼器の熱が伝達される第１部材と、前記第１本体との間に第２空間を形成する第２本体と、前記第２本体から突出した第２フランジと、を有し、前記ガスタービンエンジンの運転時に前記第１部材よりも低温となる第２部材と、前記第１フランジ及び前記第２フランジを締結し、前記第２空間を仕切るフランジ積層体を形成する複数の締結具と、を備え、前記第２空間は、前記ガスタービンエンジンの運転時に前記第１空間よりも低温となり、前記第２空間は、前記フランジ積層体の一方側の第１領域と、前記フランジ積層体の他方側の第２領域と、を含み、前記第１領域は、前記ガスタービンエンジンの運転時に前記第２領域よりも高圧となり、前記第１フランジ及び前記第２フランジのうち一方は、前記第１領域に面する高圧側フランジであり、前記第１フランジ及び前記第２フランジのうち他方は、前記第２領域に面する低圧側フランジであり、前記高圧側フランジ又は前記低圧側フランジの合わせ面は、前記第１領域に連通し且つ前記第２領域に連通する冷却溝を有する。
　前記構成によれば、省スペース及び高剛性のためにフランジ締結構造を用いながらも、フランジ合わせ面における空冷により、高温の第１部材から低温の第２部材への伝熱が抑制される。よって、第２部材の材料選定の自由度が向上し、製造コストを低減できる。
　本開示の一態様によれば、第２部材の材料選定の自由度が向上し、製造コストを低減できる。
図１は、第１実施形態に係るガスタービンエンジンの概略図である。 図２は、図１のガスタービンエンジンの要部断面図である。 図３は、図２のフランジ積層体の他の位相での断面図である。 図４は、図３のフランジ積層体のIV矢視図である。 図５は、第２実施形態のフランジ積層体の図３相当の断面図である。 図６は、図５のフランジ積層体のVI矢視図である。 図７は、第３実施形態のフランジ積層体の図３相当の断面図である。 図８は、第４実施形態のフランジ積層体の図４相当の図面である。
　以下、図面を参照して実施形態を説明する。
　図１は、第１実施形態に係るガスタービンエンジン１の概略図である。図１に示すように、ガスタービンエンジン１は、回転軸２に沿って配置された、圧縮機３、燃焼器４及びタービン５を備える。圧縮機３で圧縮された空気が燃焼器４にて燃焼し、その燃焼ガスがタービン５を回転させて回転軸２が駆動される。なお、回転軸２の軸線が延びる方向を軸線方向Ｘと称し、軸線方向Ｘに直交する方向を径方向Ｙと称し、回転軸２周りの方向を周方向Ｚと称する。
　図２は、第１実施形態に係るガスタービンエンジン１の要部断面図である。図２に示すように、ガスタービンエンジン１は、燃焼器４のハウジング１１及びタービン５の静翼ユニット１２を有する主流部材１０（第１部材）と、燃焼器４の外側に配置された燃焼器ケース１３と、を備える。
　燃焼器４のハウジング１１は、燃焼ガス空間Ｓ１（第１空間）を画定するハウジング本体１１ａ（第１本体）と、ハウジング本体１１ａから突出した燃焼器フランジ１１ｂ（第１フランジ）と、を有する。ハウジング１１は、例えば、Ｆｅ基を主とする超合金で形成されている。
　静翼ユニット１２は、静翼ユニット本体１２ａ（第１本体）と、静翼ユニット本体１２ａから突出した静翼ユニットフランジ１２ｂ（第１フランジ）と、を有する。静翼ユニット本体１２ａは、内筒１２ａａ、内筒１２ａａから径方向Ｙに離れた外筒１２ａｃと、内筒１２ａａと外筒１２ａｃとの間に設けられたタービンノズル１２ａｂと、を有する。タービンノズル１２ａｂは、燃焼ガス空間Ｓ１に連通している。タービンノズル１２ａｂは、ガスタービンエンジン１の運転時に燃焼ガス空間Ｓ１から流入する燃焼ガスによって高温になる。
　静翼ユニット１２は、ハウジング１１よりも耐熱性の高い材料で形成されている。静翼ユニット１２は、ハウジング１１よりも融点の高い材料で形成されている。ハウジング１１は、例えば、Ｆｅ基を主とする超合金で形成されている。静翼ユニット１２は、例えば、Ｎｉ基を主とする超合金、又は、Ｃｏ基を主とする超合金で形成されている。
　燃焼器ケース１３は、主流部材１０から径方向Ｙに離れたケース本体１３ａ（第２本体）と、ケース本体１３ａから突出したケースフランジ１３ｂ（第２フランジ）と、を有する。燃焼器ケース１３は、ガスタービンエンジン１の運転時に主流部材１０よりも低温となる。
　ケースフランジ１３ｂ、燃焼器フランジ１１ｂ及び静翼ユニットフランジ１２ｂは、この順に重ねられ、互いに周方向Ｚに間隔をあけた複数組のボルトＢ及びナットＮ（締結具）によって互いに締結されている。ケースフランジ１３ｂ、燃焼器フランジ１１ｂ及び静翼ユニットフランジ１２ｂは、フランジ積層体１５を構成している。
　主流部材１０の外側には、圧縮機３から流入する圧縮空気が通流する圧縮空気空間Ｓ２（第２空間）が設けられている。圧縮空気空間Ｓ２は、ガスタービンエンジン１の運転時に燃焼ガス空間Ｓ１よりも低温となる。圧縮空気空間Ｓ２は、フランジ積層体１５によって、高圧領域Ｓ２ａ（第１領域）と低圧領域Ｓ２ｂ（第２領域）とに仕切られている。即ち、圧縮空気空間Ｓ２は、フランジ積層体１５の一方側の高圧領域Ｓ２ａと、フランジ積層体１５の他方側の低圧領域Ｓ２ｂと、を有する。
　高圧領域Ｓ２ａは、燃焼器ケース１３の内面とハウジング１１の外面とフランジ積層体１５とによって画定されている。低圧領域Ｓ２ｂは、燃焼器ケース１３の外面と静翼ユニット１２の外面とフランジ積層体１５とによって画定されている。燃焼器４には、高圧領域Ｓ２ａの圧縮空気が供給される。低圧領域Ｓ２ｂは、外気に連通している。高圧領域Ｓ２ａは、ガスタービンエンジン１の運転時に低圧領域Ｓ２ｂよりも高圧となる。
　ケースフランジ１３ｂは、高圧領域Ｓ２ａに面する高圧側フランジであり、燃焼器フランジ１１ｂ及び静翼ユニットフランジ１２ｂの群は、低圧領域Ｓ２ｂに面する低圧側フランジである。ケースフランジ１３ｂ、燃焼器フランジ１１ｂ及び静翼ユニットフランジ１２ｂは、この順に、高圧領域Ｓ２ａから低圧領域Ｓ２ｂに向けて重ねられている。即ち、ケースフランジ１３ｂと静翼ユニットフランジ１２ｂとの間に、燃焼器フランジ１１ｂが挟まれている。
　図３は、図２のフランジ積層体１５の他の位相での断面図である。図４は、図３のフランジ積層体１５のIV矢視図である。図３及び４に示すように、燃焼器フランジ１１ｂのうちケースフランジ１３ｂに面する合わせ面は、複数の冷却溝Ｇを有する。複数の冷却溝Ｇは、燃焼器フランジ１１ｂの径方向Ｙ外方に向けて開放されて低圧空間Ｓ２ｂに連通している。燃焼器フランジ１１の径方向Ｙにおいて、冷却溝Ｇの径方向Ｙの長さは、燃焼器フランジ１１の径方向Ｙの長さの半分より長い。
　ケースフランジ１３ｂは、高圧領域Ｓ２ａから燃焼器フランジ１１ｂに向けて開口した複数の冷却ジェット孔Ｈを有する。冷却ジェット孔Ｈは、高圧領域Ｓ２ａを冷却溝Ｇに連通させる連通空間である。冷却ジェット孔Ｈは、ボルトＢが挿通されるケースフランジ１３ｂのボルト孔よりも小径である。冷却ジェット孔Ｈの流路軸線は、燃焼器フランジ１１ｂの冷却溝Ｇの底面と実質的に直交している。
　フランジ積層体１５の積層方向（軸線方向Ｘ）から見て、冷却ジェット孔Ｈは、冷却溝Ｇに包含されるように配置されている。複数のボルトＢのうち互いに隣り合う２つのボルトＢの間には、少なくとも１つの冷却ジェット孔Ｇが配置されている。図４の例では、複数のボルトＢのうち互いに隣り合う２つのボルトＢの間には、複数の冷却ジェット孔Ｇが配置されている。
　以上に説明した構成によれば、高圧領域Ｓ２ａの圧縮空気が、燃焼器ケース１３のケースフランジ１３ｂの冷却ジェット孔Ｈを通して燃焼器フランジ１１ｂ（の冷却溝Ｇの底面）に高圧で衝突し、冷却溝Ｇから低圧領域Ｓ２ｂに流出する。これにより、燃焼器フランジ１１ｂ及び静翼ユニットフランジ１２ｂが冷却され、高温のタービンノズル１２ａｂからの熱によるケースフランジ１３ｂの昇温が抑制される。即ち、省スペース及び高剛性のためにフランジ締結構造を用いながらも、フランジ合わせ面における空冷により、高温の静翼ユニット１２から低温の燃焼器ケース１３への伝熱が抑制される。よって、燃焼器ケース１３の材料に耐熱材料を選定する必要がなくなり安価な材料を選定することができる。
　また、ケースフランジ１３ｂと静翼ユニットフランジ１２ｂとの間に、燃焼器フランジ１１ｂが挟まれている。即ち、タービンノズル１２ａｂからの熱で高温になる静翼ユニットフランジ１２ｂは、燃焼器フランジ１１ｂによってケースフランジ１３ｂから離されている。そのため、高温のタービンノズル１２ａｂからの熱によるケースフランジ１３ｂの昇温が更に抑制される。
　（第２実施形態）
　図５は、第２実施形態のフランジ積層体１１５の図３相当の断面図である。図６は、図５のフランジ積層体１１５のVI矢視図である。なお、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付して説明を省略する。図５及び６に示すように、第２実施形態のフランジ積層体１１５では、冷却ジェット孔Ｈ（図３）の代わりに、冷却ジェット切欠Ｃが用いられる。
　ケースフランジ１１３ｂは、周方向Ｚに間隔をあけた配置された複数の冷却ジェット切欠Ｃを有する。冷却ジェット切欠Ｃは、ケースフランジ１１３の径方向Ｙの端面を局所的に切り欠いてなり、高圧領域Ｓ２ａから燃焼器フランジ１１１ｂに向けて開口している。冷却ジェット切欠Ｃは、フランジ積層体１５の積層方向（軸線方向Ｘ）から見て、燃焼器フランジ１１１ｂの合わせ面に形成された冷却溝Ｇ１に重なっている。図５の例では、燃焼器フランジ１１の径方向Ｙにおいて、冷却溝Ｇ１の径方向Ｙの長さは、燃焼器フランジ１１の径方向Ｙの長さと実質的に同じであるが、燃焼器フランジ１１の径方向Ｙの長さよりも短くてもよい。
　以上の構成によれば、高圧領域Ｓ２ａの圧縮空気が、ケースフランジ１１３ｂの冷却ジェット切欠Ｃを通して燃焼器フランジ１１１ｂに高圧で衝突し、冷却溝Ｇ１から低圧領域Ｓ２ｂに流出する。これにより、燃焼器フランジ１１１ｂ及び静翼ユニットフランジ１２ｂが冷却され、高温のタービンノズル１２ａｂからの熱によるケースフランジ１１３ｂの昇温が抑制される。なお、他の構成は前述した第１実施形態と同様であるため説明を省略する。
　（第３実施形態）
　図７は、第３実施形態のフランジ積層体２１５の図３相当の断面図である。なお、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付して説明を省略する。図７に示すように、第３実施形態のフランジ積層体２１５では、冷却溝Ｇ２が、燃焼器フランジ２１１ではなくケースフランジ２１３ｂに設けられている。即ち、ケースフランジ２１３ｂのうち燃焼器フランジ２１１ｂに対向する合わせ面に、冷却溝Ｇ２が形成されている。燃焼器フランジ２１１ｂのうちケースフランジ２１３ｂに対向する合わせ面は、全体的に平坦面である。
　ケースフランジ２１３ｂは、高圧領域Ｓ２ａから燃焼器フランジ２１１ｂに向けて開口した複数の冷却ジェット孔Ｈを有する。冷却ジェット孔Ｈは、高圧領域Ｓ２ａを冷却溝Ｇ２に連通させる連通空間である。冷却ジェット孔Ｈの流路軸線は、燃焼器フランジ２１１ｂの合わせ面と実質的に直交している。
　以上の構成によれば、高圧領域Ｓ２ａの圧縮空気が、ケースフランジ２１３ｂの冷却ジェット孔Ｈを通して燃焼器フランジ２１１ｂに高圧で衝突し、冷却溝Ｇ２から低圧領域Ｓ２ｂに流出する。これにより、燃焼器フランジ２１１ｂ及び静翼ユニットフランジ１２ｂが冷却され、高温のタービンノズル１２ａｂからの熱によるケースフランジ２１３ｂの昇温が抑制される。なお、燃焼器フランジ２１１ｂのうちケースフランジ２１３ｂに対向する合わせ面を平坦面とせずに、燃焼器フランジ２１１ｂの当該合わせ面にも冷却溝が形成されてもよい。他の構成は前述した第１実施形態と同様であるため説明を省略する。
　（第４実施形態）
　図８は、第４実施形態のフランジ積層体３１５の図４相当の図面である。図８に示すように、第４実施形態のフランジ積層体３１５では、ケースフランジ３１３ｂ又は燃焼器フランジ３１１ｂの合わせ面に形成された冷却溝Ｇ３は、フランジ積層体３１５の径方向Ｙに直線状に延びずに、フランジ積層体３１５の周方向Ｚにも延びている。これにより、冷却溝Ｇ３を長くすることができ、冷却効果を高めることができる。なお、図８では、冷却ジェット切欠Ｃを図示したが、冷却ジェット孔Ｈであってもよい。
　なお、本開示は前述した実施形態に限定されるものではなく、その構成を変更、追加、又は削除することができる。例えば、１つの実施形態中の一部の構成又は方法を他の実施形態に適用してもよく、実施形態中の一部の構成は、その実施形態中の他の構成から分離して任意に抽出可能である。前述した各実施形態では、ケースフランジ１３ｂ，１１３ｂ，２１３ｂと静翼ユニットフランジ１２ｂとの間に、燃焼器フランジ１１ｂ，１１１ｂ，２１１ｂが挟まれた構成であるが、ケースフランジ１３ｂ，１１３ｂ，２１３ｂと燃焼器フランジ１１ｂ，１１１ｂ，２１１ｂとの間に、静翼ユニットフランジ１２ｂが挟まれた構成としてもよい。
　１　ガスタービンエンジン
　２　回転軸
　３　圧縮機
　４　燃焼器
　５　タービン
　１０　主流部材（第１部材）
　１１　燃焼器のハウジング（第１部材）
　１１ａ　ハウジング本体（第１本体）
　１１ｂ　燃焼器フランジ（第１フランジ）
　１２　静翼ユニット（第１部材）
　１２ａ　静翼ユニット本体（第１本体）
　１２ａａ　内筒
　１２ａｂ　タービンノズル
　１２ａｃ外筒
　１２ｂ　静翼ユニットフランジ（第１フランジ）
　１３　燃焼器ケース（第２部材）
　１３ａ　ケース本体（第２本体）
　１３ｂ　ケースフランジ（第２フランジ）
　１５　フランジ積層体
　２０　フランジ冷却構造
　Ｂ　ボルト（締結具）
　Ｃ　冷却ジェット切欠
　Ｇ　冷却溝
　Ｈ　冷却ジェット孔
　Ｎ　ナット（締結具）
　Ｓ１　燃焼ガス空間（第１空間）
　Ｓ２　圧縮空気空間（第２空間）
　Ｓ２ａ　高圧領域（第１領域）
　Ｓ２ｂ　低圧領域（第２領域）

Claims (7)

  1. 　圧縮機、燃焼器及びタービンが回転軸に沿って配置されたガスタービンエンジンのフランジ冷却構造であって、
    　第１空間を形成する第１本体と、前記第１本体から突出した第１フランジとを有し、前記燃焼器の熱が伝達される第１部材と、
    　前記第１本体との間に第２空間を形成する第２本体と、前記第２本体から突出した第２フランジと、を有し、前記ガスタービンエンジンの運転時に前記第１部材よりも低温となる第２部材と、
    　前記第１フランジ及び前記第２フランジを締結し、前記第２空間を仕切るフランジ積層体を形成する複数の締結具と、を備え、
    　前記第２空間は、前記ガスタービンエンジンの運転時に前記第１空間よりも低温となり、
    　前記第２空間は、前記フランジ積層体の一方側の第１領域と、前記フランジ積層体の他方側の第２領域と、を含み、
    　前記第１領域は、前記ガスタービンエンジンの運転時に前記第２領域よりも高圧となり、
    　前記第１フランジ及び前記第２フランジのうち一方は、前記第１領域に面する高圧側フランジであり、前記第１フランジ及び前記第２フランジのうち他方は、前記第２領域に面する低圧側フランジであり、
    　前記高圧側フランジ又は前記低圧側フランジの合わせ面は、前記第１領域に連通し且つ前記第２領域に連通する冷却溝を有する、ガスタービンエンジンのフランジ冷却構造。
  2. 　前記高圧側フランジは、前記第１領域を前記冷却溝に連通させる連通空間を有する、請求項１に記載のガスタービンエンジンのフランジ冷却構造。
  3. 　前記連通空間は、前記第１領域から前記低圧側フランジに向けて開口した少なくとも１つの冷却ジェット孔又は切欠である、請求項２に記載のガスタービンエンジンのフランジ冷却構造。
  4. 　前記冷却ジェット孔又は切欠は、前記複数の締結具のうち互いに隣り合う２つの締結具の間に配置されている、請求項３に記載のガスタービンエンジンのフランジ冷却構造。
  5. 　前記少なくとも１つの冷却ジェット孔又は切欠は、前記２つの締結具の間に配置された複数の冷却ジェット孔又は切欠を含む、請求項４に記載のガスタービンエンジンのフランジ冷却構造。
  6. 　前記第１部材は、前記燃焼器のハウジングと、前記タービンの静翼ユニットと、を含み、
    　前記第２部材は、前記燃焼器の外側に配置された燃焼器ケースを含み、
    　前記第１フランジは、前記燃焼器の燃焼器フランジと、前記静翼ユニットの静翼ユニットフランジと、を含み、
    　前記第２フランジは、前記燃焼器ケースのケースフランジを含む、請求項１乃至５のいずれか１項に記載のガスタービンエンジンのフランジ冷却構造。
  7. 　前記ケースフランジ、前記燃焼器フランジ及び前記静翼ユニットフランジは、この順に前記第１領域から前記第２領域に向けて重ねられ、
    　前記冷却ジェット孔又は切欠は、前記ケースフランジに形成されており、
    　前記冷却溝は、前記ケースフランジ及び前記燃焼器フランジの合わせ面の一方に形成されている、請求項６に記載のガスタービンエンジンのフランジ冷却構造。
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