JPS6119804B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は冷却装置に関し、特に、ガスタービン
エンジン用の冷却系に関する。

ガスタービンエンジンの高温構成部の冷却、特
に温度条件が最も厳しいタービン部の冷却は、今
日のエンジン設計者が直面する最もやつかいな問
題の一つである。この問題をある程度解決しうる
優れた高温材料が既に開発されているが、先進技
術によつて製造される材料に全面的に依存するこ
とは、予見し得る将来においては明らかに実際的
ではない。その理由の一つは、これらの先進材料
が費用のかかる製造技術を要するかまたは高価な
材料の合金から成るということである。即ち、こ
のような材料から製品を作ることは、技術的には
可能であるが、費用の点で効果的ではない。その
上、ガスタービンの温度が段々高くなるに従い、
いかなるすばらしい材料といえども、流体冷却の
助けなしにこのような高温環境に耐えることは明
らかに不可能である。流体冷却によれば、費用の
点で比較的有効に使用し得る材料を今日のガスタ
ービンエンジンに用いることができるとともに、
将来においてかなり高い温度（従つて、比較的高
いエンジン作動効率）に達することが可能となろ
う。

多様な流体冷却技術が従来提案されており、通
常、対流冷却、衝突冷却、膜冷却のいずれかに分
類される。これらの方式はすべてガスタービンエ
ンジンにおいて個別にまたは組合わされて試みら
れており、その冷却流体としてはエンジンの圧縮
機部からの比較的低温の圧縮空気が利用されてい
る。前述のような先行技術の概念は本発明の譲受
人に譲渡された米国特許第3800864号明細書に記
載されている。流体冷却に関連する一つの問題
は、冷却系の損失を減らし、これによつてこのよ
うな推進以外の目的に利用される推進流体（空
気）の量を減らすことである。最近、流体冷却を
高温材料特性の補強に利用する場合に実際上必要
となつていることは、冷却流体を推進流体の流れ
に戻すと性能損失が生ずる箇所における冷却流体
の戻し噴射の際に生ずる性能低下を減らすことで
ある。例えば、流体冷却タービンにおいて、ノズ
ル喉の下流の高マツハ数区域、例えば、ノズルバ
ンド後縁に冷却流体を放出することはまれではな
い。低速冷却流体と高速高温ガス流路のこのよう
な混合は運動量損失、従つて、性能低下を招く。

従つて、本発明の主目的は喉を有する高温ガス
流路を画成する機素用の改良冷却系を提供するこ
とである。

本発明の他の目的は冷却流体と高温ガス流との
間の混合損失を減らす冷却系を提供することであ
る。喉付き高温ガス流路を構成する機素の冷却方
法の提供である。

上記および他の目的と利点は以下の例示的な詳
述と添付の図面から更に良く理解されよう。

簡単に述べると、本発明は冷却流体の戻し噴射
によつてかなりの性能損失が生ずる可能性のある
タービンの箇所に冷却流体を噴射することを極め
て少なくするように膜冷却と対流冷却と衝突冷却
とを利用する流体冷却方式の設計に関する。特
に、本発明はタービンノズルの喉の上流における
ガス流マツハ数がなるべく低い箇所においてすべ
ての膜状冷却空気（ただしノズル翼の冷却に用い
る冷却空気を除く）をタービンノズル内に噴射す
ることに関するものである。この噴射によつて、
ガス流と冷却流体とが混合する際の運動量損失が
減り、そしてすべてのタービンノズル流（冷却流
体と高温ガスの混合流）が、ノズル喉を通ること
によつて、同じノズル吐出し速度と吐出し角度で
流出し得る。

喉を有する高温ガス流路を画成するタービンノ
ズルバンドのような機素において前述の諸目的を
達成するには、まず機素の一構成部として流路画
成壁体を設ける。この壁体は喉の上流にある第１
部分と、喉の下流にある第２部分とを有する。喉
の下流の壁部にはその内部全体にわたつて蛇行形
冷却導流路を設け、これに冷却流体を通して対流
冷却を行う。冷却導流路は流路の喉の上流におい
て内部ポケツトをなして終つている。このポケツ
トからの冷却流体を壁面に沿う流体膜として排出
するため複数の孔を設ける。最下流の壁体部分を
蛇行形導流路によつて第１に冷却することが好ま
しい。これは、下流方向に向かつて膜冷却効果が
漸減するのでそれを補償するためである。ガスタ
ービンエンジンノズルの例では、下流壁部冷却流
体はノズル喉の上流において高温ガス流のマツハ
数がなるべく低い所で排出される。喉の上流にあ
る残りの壁部は好適な衝突・膜冷却方式によつて
冷却される。これによつて損失は極めて少なくな
る。なぜなら、冷却流体膜はすべて、ノズル喉を
通る前に比較的低いマツハ数の区域で排出される
からである。

壁体の下面にはフランジが設けられ、蛇行形導
流路と連通する冷却流体流路を部分的に画成す
る。このフランジは下流壁部を冷却流体流路から
実質的隔離する仕切壁をなす。従つて、喉の下流
において高温ガス流路内に向かう冷却流体の漏洩
は極めて少ない。一実施例においては、ガスター
ビンエンジンノズルは上記のフランジによつてエ
ンジン内に部分的に支持され得る。

次に本発明を添付の図面によつて詳述する。

全図にわたつて同符号は同要素を表す。第１図
は総括的に符号１０で示すガスタービンエンジン
の一部分の部分断面図である。エンジン１０は枠
構造体１２と燃焼室１４を有し、燃焼室１４は外
側ライナ１６と内側ライナ１８の間に形成されて
いる。燃焼室１４のすぐ下流にはノズル１９が存
し、環状列をなして概して半径方向に延在するタ
ービン入口ノズル翼２０から成る。ノズル翼２０
は複数の外側ノズル帯片２２およびそれらと同様
の内側ノズル帯片２４によつて支持されている。
ノズル翼２０の下流において、環状列をなすター
ビン動翼２６が回転デイスク２８によつて支持さ
れており、このデイスクはガスタービンエンジン
の通常の仕方で圧縮機（図示せず）に連結されて
それを駆動する。動翼２６の周囲には環状シユラ
ウド３０が存する。

こうして外側ノズル帯片２２と内側ノズル帯片
２４の間に高温ガス流路３２が画成され、タービ
ン動翼列２６を経て下流に延びている。ノズル帯
片即ちシユラウド２２，２４は、燃焼室１４を出
て第１図の左側から右側へ高温ガス流路内を流れ
る燃焼生成物の高熱にさらされる。そしてこのよ
うな機素の効果的かつ効率的な冷却が本発明の特
に意図することである。

従つて、冷却流体流路３４，３６がそれぞれ高
温ガス流路３２の半径方向外側と内側に画成され
ている。流路３４は燃焼室ライナ１６と枠構造体
１２との間に画成され、他方、流路３６は燃焼室
ライナ１８と、総括的に３８で示す内側支持構造
体とによつて画成されている。当業者に周知のよ
うに、冷却空気は上流の圧縮機またはフアン（図
示せず）から両流路３４，３６に供給されて、以
下に述べる機素を含むエンジンの後部の冷却に役
立つ。

以下に本発明の冷却系を半径方向内側ノズル帯
片から成る機素に関して説明する。このノズル帯
片は代表的な高温ガス流路を部分的に画成する代
表な流体冷却機素である。ただし、本発明は任意
の類似の機素に適用し得るものであることを理解
されたい。例示のため、第１図では本発明は内側
ノズル帯片２４ばかりでなく外側ノズル帯片２２
にも適用されたものとして図示されている。

第２図は機素２４の一部分の平面図である。機
素２４上には隣り合う１対のノズル翼２０が装着
され、流路３２内の流れの転向に役立つ。隣り合
う両翼２０は相互間に最小流路面積部、即ち喉４
０を画成する。周知のように、高温ガスの速度は
ノズル喉に向かつて高まり、喉において最高値に
達する。既述のごとく、すべての膜冷却空気を高
温ガス流のマツハ数（即ち速度）がなるべく低い
箇所でノズル内に噴射することが性能上望まし
い。こうすれば、高温ガス流と冷却流体流の混合
時の運動量損失が最小となる。さらに、もし噴射
が喉の上流で起るようにすれば、すべてのノズル
流（高温ガスと冷却流体の混合流）はノズル喉を
通る際同じノズル吐出し速度と吐出し角度を持つ
ことになる。これは後続の動翼列２６と関連する
全体効率を高める。ノズル翼２０にはその内部に
形成された空洞４６，４８内のそれぞれに１対の
挿入体４２，４４が挿入されていることに注意さ
れたい。両挿入体は本発明の譲受人に譲渡された
米国特許第3715170号に開示されている型のもの
である。簡単に述べると、冷却空気は流路３４ま
たは３６から挿入体に達し、そこから多孔（図示
せず）を通つて空洞壁に衝突しそして対流冷却効
果を高める。

第２図と第３図について説明を進めると、機素
２４は流路画成壁体４９を含み、この壁体は２つ
の部分、即ち、喉４０の上流にある第１部分５０
と、喉の下流にある第２部分５２から成る。後述
の理由により、上流壁部５０と下流壁部５２との
境目は荷重支承フランジ５６とほぼ合致する。こ
のフランジは壁体２４から内方に突出し、そして
ノズルをエンジン内に取付けるためボルト５８に
よつて支持構造体３８に連結されている。下流壁
部５２にはその内部に複数（ここでは２本）の蛇
行形導流路５４が形成されており、実質的に喉の
上流側にある冷却流体流路３６と連結している。
各導流路は喉の上流の壁部５０内でポケツト６０
をなして終つており、このポケツトから冷却空気
が複数の孔６２を通つて、高温ガス流路の境界を
なす壁体４９の面に沿う冷却流体膜として排出さ
れる。導流路の終端にポケツトを設ける必要はな
いが、このポケツトは排出された冷却流体を比較
的広い壁面積にわたつて拡げる手段となるので便
利である。第３図に明示のように、冷却空気はフ
ランジ５６に設けた孔６４を通つて蛇行形導流路
５４に流入し、下流壁部５２の内部全域を循環し
た後、フランジ５６の他の孔６６を通つてポケツ
ト６０に達する。孔６４，６６は横方向または図
示のように半径方向に相隔たるように設け得る。

空気の量、蛇行形導流路の数、および導流路の
実際の位置は、熱的環境と許容壁体金属温度と熱
勾配の関数である。しかし、膜冷却の効果は一般
に下流方向に向かつて減少するので、壁体２４の
最下流部分は最高温度にさらされる。これを補償
するため、その壁体箇所に最大対流冷却が生ずる
ようにすることが望ましい。従つて、蛇行形導流
路の第１ループが壁体後縁６８に近くに配設さ
れ、更に導流路は一連のほ180゜の転向をなした
後ポケツト６０に達する。このような形状によつ
て、壁体４９に関して上面から下面への方向およ
び上流から下流への方向に最低の熱勾配系が得ら
れる。事実上、導流路５４を部分的に画成するウ
エブ７０が壁体４９の高温側から低温側への伝熱
に役立つて、両側間の熱勾配を更に減少させる。
ポケツト６０の位置、そして特に孔６２の位置
は、冷却系を働かせるに十分な静圧差が存在する
ような、そして同時に、混流損失を減らし得る程
高い静圧で冷却空気を排出することが望ましいと
いう条件を実現するような位置でなければならな
い。従つて、本明細書に開示する本発明の概念を
適用するに当り各場合に固有の均衡点を定めるこ
とが必要である。明らかに、エンジン運転中、下
流壁部の冷却に用いられるすべての空気は喉の上
流において高温ガス流路３２内に排出され、これ
によつて損失がかなり減りそしてタービン効率が
向上する。

第４図と第５図に示すように、導流路５４内の
対流冷却能力を高めるために、導流路をその高温
ガス側において横切る複数の乱流促進体８４を設
ける。これらの乱流促進体の数と位置もまた個々
のノズル設計に対して決定されるものである。

上流壁部５０種々の公知方法の任意のもの、好
ましくは前述の米国特許第3800864号に開示され
ている衝突・膜冷却方法によつて冷却され得る。
簡単に述べると、第１図に示すように、冷却流体
流路３６の境界をなすライナ７２が壁体４９の面
７４から離隔されて、相互間にプレナム７６を部
分的に画成する。複数の孔７８が、冷却空気を流
路３６からプレナム７６内へ導入して壁面７４に
衝突させる手段として働き、壁面７４の対流冷却
を良くする。壁体４９に対して鋭角をなす孔８０
が冷却空気を壁体上に流体膜として排出する手段
として役立つ。ライナ７２と壁体２４の間にはリ
ブ８２が半径方向に延在して、ポケツト６０を部
分的に画成しそしてポケツトをプレナム７６から
隔離する。かくて明らかに、すべてのノズル壁冷
却流体がノズル喉４０の上流で放出されて最大効
率をもたらす。

本発明の他の重要な様相はフランジ５６の位置
に関係する。フランジ５６は喉位置より更に後方
（即ち下流方向）に配置されることはないので、
冷却流体流路３６から機素２４の周囲を通過しよ
うとするいかなる冷却流体漏流も喉の上流におい
て高温流路３２に入らなければならないことは明
らかである。例えば、壁体４９が部片に分割され
ており、そして隣り合う部片が向かい合う面８６
に沿つて相互に当接している場合を考えると、フ
ランジ５６の位置において面８６間に公知の種類
の密封材（図示せず）が挿入され、そしてフラン
ジ５６と協働して流路３６を下流壁部５２から実
質的に隔離する。流路３６からの漏洩を完全に阻
止することは冷却流体の維持と減量に最も望まし
いことであるが、もし漏洩が起こるとすれば、そ
れを上流壁部に局限することが最善である。なぜ
ならマツハ数は上流壁部において最低となるから
である。その上、このような漏流はすべて最終的
にはノズル翼２０を通過することになり、これは
前述のごとく望ましい特性である即ち、フランジ
５６は、その部分的機能として、流路３６からの
下流方向の漏流を防ぐ仕切壁の役割を果たす。

上述の本発明の実施態様に対して本発明の広範
な概念を逸脱することなく様々な改変を施し得る
ことは当業者には明らかであろう。例えば、ガス
タービンエンジンノズルにおける前述の実施例は
本発明を限定するものでない。なぜなら、喉を有
する高温ガス流路を部分的に画成するいかなる壁
体も本発明の方法によつて流体冷却し得るからで
あり、本冷却方法の本質的な段階は、喉の下流に
おいて壁体内部に冷却流体を通すことと、冷却流
体を喉の上流に戻すことと、冷却流体を喉の上流
で高温ガス流路内に排出することである。外側ノ
ズルバンドと一体に鋳造されるかまたは他の方法
でそれに結合されたタービンシユラウドもまた、
本発明によつて、ノズル喉の上流においてシユラ
ウドおよびノズルバンド冷却空気を排出すること
によつて冷却し得る。また、本発明を静止した高
温ガス流路画成壁に適用した例示を示したが、本
発明は回転壁または他の可動壁にも同様に適用し
得るものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明を組入れたガスタービンエンジ
ンの一部分の部分断面図、第２図は本発明の構成
要素を包含するノズル帯片を第１図の線２―２に
沿つて見た平面図、第３図は第２図のノズル帯片
の一部分の部分切除図、第４図は第３図の線４―
４に沿う本発明の一部分の拡大部分断面図、第５
図は更に本発明の一部分を示す第４図の線５―５
に沿う部分断面図である。 ２０……ノズル翼、２２，２４……それぞれ外
側および内側ノズル帯片、３２……高温ガス流
路、３４，３６……冷却流体流路、４０……ノズ
ル喉、４９……壁体、５０……上流壁部、５２…
…下流壁部、５４……導流路、５６……フラン
ジ、６０……ポケツト、６２，６４，６６……
孔、７２……ライナ、７４……壁面、７６……冷
却流体プレナム、７８，８０……孔、８２……リ
ブ、８４……乱流促進体。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 複数の周方向に離隔した翼と、 該翼に対しほぼ横方向に延在し且つ該翼と共に
   喉を有する高温ガス流路を部分的に画成する環状
   の流路画成壁体を有するタービンノズルバンドを
   含み、 該流路画成壁体は前記喉の上流にある第１部分
   と前記喉の下流にある第２部分とを有し、更に該
   第２部分の内部には冷却流体を流通させて前記喉
   の上流の位置まで導く蛇行形導流路が設けられ、
   前記喉の上流において該蛇行形導流路からの冷却
   流体を前記高温ガス流路内に前記流路画成壁体に
   沿う冷却流体膜として排出する手段を有している
   ターボ機械ノズル。 ２ 前記翼が前記流路画成壁体によつて支持され
   ている特許請求の範囲第１項記載のターボ機械ノ
   ズル。