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
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Description
【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)
- 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。 - 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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