(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービン固定部品を冷却する。【解決手段】燃焼器１４は、出口を介して高温燃焼ガス２０をタービン１６に供給する。タービン１６は、ノズルアセンブリ３３と、下流のタービン動翼２４と、タービン動翼２４の半径方向先端に隣接するシュラウドアセンブリ３５とを含む。ノズルアセンブリ３３及びシュラウドアセンブリ３５は、圧縮機から圧縮空気を受け取る内部冷却空気通路と、静翼２２及びシュラウドアセンブリ３５の外壁を介して高温ガス経路に開放してフィルム冷却空気１９を放出する冷却空気開口とを含む。冷却空気開口の数、領域、及びパターンは、燃焼ガス２０の円周上の温度プロファイルに関連して変化し、高温領域に大きな開口領域及び／又は多い数の開口、低温領域に小さな開口領域及び／又は少ない数の開口を有する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン（１６）と、
燃焼器（１４）と、
圧縮空気（１８）を、前記圧縮空気（１８）と共に燃料を燃焼させ、出口を介して高温燃焼ガス（２０）を前記タービン（１６）に供給する前記燃焼器（１４）に供給する圧縮機（１２）と、
側壁（３０、３２）によって支持される静翼（２２）を有する前記タービン（１６）内に配置されたノズルアセンブリ（３３）を含み、前記高温燃焼ガス（２０）を下流のタービン翼（２４）に案内する固定部品と、
前記圧縮機（１２）から圧縮空気（１８）を受け取るように構成された前記静翼及び側壁の冷却空気通路と、
前記静翼（２２）及び側壁（３０、３２）の外壁に開放する冷却空気開口（４２）であって、前記高温燃焼ガス（２０）の温度プロファイルに関連した前記静翼（２２）及び側壁（３０、３２）における開口分布を有しており、高温領域に大きな開口領域が配置され、低温領域に小さな開口領域が配置される前記開口（４２）とを備えるタービンエンジン（１０）。
【請求項２】
前記開口領域は、前記開口（４２）の数を変更することによって変更される、請求項１に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項３】
前記開口分布は、前記ノズルアセンブリ（３３）全体で円周方向に変化する、請求項１に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項４】
前記固定部品は、タービン動翼（２４）の半径方向先端の付近に配置されたシュラウドアセンブリ（３５）を含む、請求項１に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項５】
タービン（１６）と、
前記タービン（１６）の上流の円周方向に離間配置された環状燃焼器筒出口（４４）を有する複数の円周方向に離間配置された燃焼器（１４）からなる環状多筒形燃焼器システム（１５）と、
圧縮空気（１８）を、前記圧縮空気（１８）と共に燃料を燃焼させ、前記離間配置された環状燃焼器筒出口（４４）を介して高温燃焼ガス（２０）を前記タービン（１６）に供給する前記燃焼器（１４）に供給する圧縮機（１２）と、
前記離間配置された環状燃焼器筒出口（４４）の下流の前記タービン（１６）内に配置された固定部品と、
前記圧縮機（１２）から圧縮空気（１８）を受け取るように構成された前記固定部品内の冷却空気通路と、
前記固定部品の外壁に開放して冷却空気（１９）を放出する冷却空気開口（４２）であって、前記離間配置された環状燃焼器筒出口（４４）から出る前記高温燃焼ガス（２０）の温度プロファイルに関連して変化する開口領域を有しており、高温領域に大きな開口領域が配置され、低温領域に小さな開口領域が配置される前記開口（４２）とを備えるタービンエンジン（１０）。
【請求項６】
前記固定部品は、側壁（３０、３２）によって支持され静翼（２２）を有するノズルアセンブリ（３３）を含む、請求項５に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項７】
前記固定部品は、タービン動翼（２４）の半径方向先端の付近に配置されたシュラウドアセンブリ（３５）を含む、請求項５に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項８】
前記開口領域は、前記開口（４２）の寸法を変更することによって変更される、請求項５に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項９】
前記開口領域は、前記開口（４２）の数を変更することによって変更される、請求項５に記載のタービンエンジン（１０）。
【請求項１０】
前記開口領域は、前記環状燃焼器筒出口プロファイルの各々の全体で円周方向に変化する、請求項５に記載のタービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はガスタービンエンジンに関し、より詳細には、その温度管理に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気が圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて、１つ以上のタービン段を通って下流に流れる高温燃焼ガスを発生する。タービン段は、タービン動翼（ｔｕｒｂｉｎｅ  ｒｏｔｏｒ  ｂｌａｄｅ）の下流列を通して燃焼ガスを案内する静翼（ｓｔａｔｏｒ  ｖａｎｅ）を有する固定タービンノズルを含む。動翼は、ガスからエネルギーを抽出することによって駆動される支持ディスクから半径方向外方に延在する。
【０００３】
第１段タービンノズルは燃焼器から高温燃焼ガスを受け取り、この高温燃焼ガスが第１段タービン動翼に案内されて、そこからエネルギーが抽出される。第２段タービンノズルは第１段タービン動翼から下流に配置され、その後に燃焼ガスから更なるエネルギーを抽出する第２段タービン動翼の列が続く。タービンノズル及びタービン動翼の更なる段を、第２段タービン動翼から下流に配置しても良い。
【０００４】
エネルギーが燃焼ガスから抽出されるにつれて、ガスの温度は対応して低下する。しかしながら、ガス温度が比較的高いので、タービン段は一般的に圧縮機からの空気を中空静翼及び動翼翼形（ｂｌａｄｅ  ａｉｒｆｏｉｌ）のみならず側壁及びシュラウドを介して迂回させることによって冷却される。冷却空気は燃焼器による利用から転用されるので、抽出された冷却空気の量がエンジンの全体効率に直接的な影響を及ぼす。従って、タービンエンジンの全体効率を向上させるために冷却空気が利用される効率を向上させることが望ましい。
【０００５】
必要な冷却空気の量は、燃焼ガスの温度によって決まる。燃焼ガス温度は動作寿命要件を満たすガスタービン部品性能に直接影響を及ぼすので、タービン段に関する冷却空気要件は、エンジンの高温動作に耐えるのに効果的でなくてはならない。
【０００６】
燃焼ガス温度はエンジンの動作及び運転状態と共に時間的に変化し、更に、ガスが燃焼器の出口から放出される位置に基づいて円周方向に変化する。大きな円周方向の温度変化は、多数の燃焼器筒の出口が環状燃焼器出口を形成する環状多筒形燃焼器システムにおいて特に存在する。燃焼ガス温度は各々の筒出口の中心で最高になるが、筒出口の側面の温度は燃焼器後部フレームの漏れによって低くなる。この空間的な温度変化を、一般的に従来既知の燃焼器パターン及びプロファイル係数で表す。
【０００７】
従って、各々のタービン段の固定部品は、特に最高燃焼ガス温度に耐えるように設計される。各々の静翼翼形（ｖａｎｅ  ａｉｒｆｏｉｌ）の列、静翼側壁及びシュラウドにおけるセグメントは互いに類似していることが多く、冷却構造も類似している場合がある。そのため、冷却構造は、個々の段がさらされる最高燃焼ガス温度の適切な冷却を提供するのに効果的である。各々の静翼翼形、静翼側壁及びシュラウドは、燃焼器パターンプロファイルにおける最高温度に基づいて冷却される。このため、燃焼器出口の低温領域の下流に位置するセグメントの過剰冷却が生じる。過剰冷却は、所望のタービン効率の低下に直接つながる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許第６，５７２，３３０号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
従って、ガスタービン固定部品の冷却が向上したガスタービンエンジンを提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明の一実施形態において、タービンエンジンは、タービンと、燃焼器と、圧縮空気を燃焼器に供給する圧縮機とからなる。燃焼器は、圧縮空気と共に燃料を燃焼させ、出口を介して高温燃焼ガスをタービンに供給する。固定部品は、側壁によって支持される静翼を有するタービン内に配置されたノズルアセンブリを含み、高温燃焼ガスを下流のタービン動翼に案内する。静翼及び側壁の冷却空気通路は、圧縮機と静翼及び側壁の外壁に開放する冷却空気開口から圧縮空気を受け取って、冷却空気を放出するように構成される。開口は、高温燃焼ガスの温度プロファイルに関連した静翼及び側壁における開口分布を有しており、高温領域に大きな開口領域が配置され、低温領域に小さな開口領域が配置される。
【００１１】
本発明の別の実施形態において、タービンエンジンは、タービンと、タービンの上流に配置された円周方向に離間配置された環状燃焼器筒出口を有する複数の円周方向に離間配置された燃焼器からなる環状多筒形燃焼器システムと、圧縮空気を燃焼器に供給する圧縮機とからなる。燃焼器は、圧縮空気と共に燃料を燃焼させ、離間配置された環状燃焼器筒出口を介して高温燃焼ガスをタービンに供給する。固定部品は離間配置された環状燃焼器筒出口の下流のタービン内に配置され、圧縮機から圧縮空気を受け取るように構成された冷却空気通路を有する。冷却空気開口は、固定部品の外壁に開放して冷却空気を放出する。開口は、離間配置された環状燃焼器筒出口から出る高温燃焼ガスの温度プロファイルに関連して変化する開口領域を有しており、高温領域に大きな開口領域が配置され、低温領域に小さな開口領域が配置される。
【００１２】
本発明のまた別の実施形態において、上流の燃焼器から高温燃焼ガスを受け取るタービンの固定静翼、側壁及びシュラウドの冷却方法を開示する。方法は、圧縮機からの圧縮された冷却空気を固定静翼、側壁及びシュラウドに延在する冷却空気通路に導入するステップと、固定静翼、側壁及びシュラウドの外壁に開放する開口を介して冷却空気を放出するステップとからなる。開口は、高温燃焼ガスの温度プロファイルに関連して配置されており、高温領域に大きな開口領域が配置され、低温領域に小さな開口領域が配置される。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の実施形態に従った例示的なガスタービンエンジンの一部の軸方向断面図である。
【図２】図１のガスタービンエンジンの一部の拡大断面図である。
【図３】陰影で示される上流の燃焼器筒出口を有するノズルリングアセンブリの図１の線３−３に沿った図である。
【図４】個々の燃焼器筒後部フレームから出る燃焼ガスの高温（「Ｈ」）、中温（「Ｉ」）及び低温（「Ｌ」）の領域を示す温度プロファイルである。
【図５】本発明の一実施形態の冷却機構を示す図３のノズルセグメントの拡大図である。
【図６】本発明の別の実施形態の冷却機構を示す図３のノズルセグメントの拡大図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
本発明は、好適及び例示的な実施形態に従って、その更なる利点と共に、添付図面と併せて以下の詳細な説明においてより詳細に説明される。
【００１５】
本発明は、概して、多数の燃焼器筒を有する燃焼器システムが従来のタービンエンジンに高温ガスを放出するガスタービンエンジンに関する。燃焼器後部フレームと下流のタービンノズル及びシュラウドセグメントは、燃焼器筒の円周上の燃焼ガス温度分布に合わせて特化された冷却パターン及び冷却領域を有する。
【００１６】
図１及び２において、ガスタービンエンジン１０の一部を示す。エンジンは、長手方向又は軸方向中心線軸に対して軸対称であり、直流連通状態で、多段軸流圧縮機１２と、一連の円周方向に離間配置された燃焼器１４と、多段タービン１６とを含む。
【００１７】
動作中、圧縮機１２からの圧縮空気１８は、圧縮空気と共に燃料を燃焼させて高温燃焼ガス２０を発生させるように動作する燃焼器１４に流れる。高温燃焼ガス２０は、環状燃焼器筒１５を介して各々の燃焼器から出て、そこからエネルギーを抽出する多段タービン１６を通って下流に流れる。
【００１８】
図１及び２に示すように、一例の多段軸流タービン１６は、軸方向に配置された互いに直接連続する６列の翼形２２、２４、２５、２６、２７、２８を有する３つの段で構成され、それを通して高温燃焼ガス２０を導いてそこからエネルギーを抽出する。
【００１９】
翼形２２は、互いから円周方向に離間配置され、内側及び外側静翼側壁３０、３２の間に半径方向に延在してノズルアセンブリ３３を画定する第１段ノズル静翼翼形として構成される。ノズルアセンブリ３３は、燃焼器１４の環状燃焼器筒１５から高温燃焼ガス２０を受け取る。翼形２４は、第１支持ディスク３４の外周から半径方向外方に延在して第１段シュラウドアセンブリ３５の付近で終端し、第１段ノズルアセンブリ３３から高温燃焼ガス２０を受け取ってディスク３４を回転させることによって、高温燃焼ガスからエネルギーを抽出する第１段タービン動翼として構成される。
【００２０】
翼形２５は、互いから円周方向に離間配置され、内側及び外側側壁３６及び３８の間に半径方向に延在して第２段ノズルアセンブリ４１を画定する第２段ノズル静翼翼形として構成される。第２段ノズルアセンブリは、第１段タービン動翼２４から高温燃焼ガス２０を受け取る。翼形２６は、第２支持ディスク４０から半径方向外方に延在して第２段シュラウドアセンブリ４５の付近で終端し、第２段ノズルアセンブリ４１から燃焼ガスを直接受け取ってそこからエネルギーを更に抽出する第２段タービン動翼として構成される。
【００２１】
同様に、翼形２７は、互いから円周方向に離間配置され、内側及び外側側壁５０及び５２の間に半径方向に延在して第３段ノズルアセンブリ５６を画定する第３段ノズル静翼翼形として構成される。第３段ノズルアセンブリは、第２段タービン動翼２６から燃焼ガス２０を受け取る。翼形２８は、第３支持ディスク５４から半径方向外方に延在して第３段シュラウドアセンブリ５５の付近で終端し、第３段ノズルアセンブリ５６から燃焼ガスを受け取ってそこからエネルギーを更に抽出する第３段タービン動翼として構成される。多段タービン１６において利用される段の数は、ガスタービンエンジン１０の個々の用途に応じて変更しても良い。
【００２２】
タービン翼形はタービンエンジンの運転中に高温燃焼ガス２０にさらされるので、一般的に冷却される。例えば、翼形は中空であり、様々な内部冷却機構を含み得る。例示的実施形態では、圧縮空気１８の一部が圧縮機１２から転用されて、内部冷却用に複数の翼形を通って導かれる冷却空気１９として使用される。
【００２３】
一般的に、翼形、側壁及びシュラウドアセンブリはフィルム冷却される。図５及び６の冷却孔又は開口４２は、翼形及び側壁に延在して冷却空気１９をガス流路に放出する。開口４２は、従来のフィルム冷却孔又は後縁孔の列として構成しても良く、各々の翼形の片方又は両方の側壁に配置しても良い。図に示す開口４２は通常は丸いが、例えば、ディフューザー形状、楕円形又はスロット等のその他の断面も本発明の技術的範囲から逸脱することなく使用できることを理解されたい。
【００２４】
冷却空気は、様々な開口４２を介して放出されて、高温燃焼ガス２０から保護するために翼形、側壁及びシュラウドの外面上に冷却空気のフィルムを形成する。更にまた、動作中、環状燃焼器筒１５から放出された燃焼ガス２０の空間的な温度分布は、半径方向及び円周方向に変化し得る。
【００２５】
次に図３、５及び６の第１段ノズルアセンブリ３３を参照すると、第１段ノズル静翼翼形２２は高温燃焼ガス２０を、そこからエネルギーを抽出する下流の第１段タービン翼形２４に導くように構成される。図４は、高温燃焼ガス２０の全相対温度の例示的なプロファイル又は分布を示しており、各々の燃焼器筒出口４４全体で円周方向に変化する。この例示的な温度分布は、３次元（３Ｄ）数値計算を用いて分析的に決定することができる。図４は、比較的高温「Ｈ」から、中温「Ｉ」、比較的低温「Ｃ」までの燃焼ガスの様々な温度の等傾線を示す。温度差は、１０００Ｆを超え得る。図示するように、タービンノズル静翼翼形、側壁、及びシュラウドアセンブリを一定限度未満に維持するのに必要な冷却空気は圧縮機１２から転用されるため、タービンエンジン１０の効率に直接的な影響を及ぼす。
【００２６】
本発明の一例示的実施形態において、タービン１６の第１段の様々な固定部品を参照すると、燃焼器１４の環状燃焼器筒１５から出る燃焼ガス２０の円周上の温度プロファイル又は分布に基づいて、ノズルアセンブリ３３のノズル静翼翼形２２及び側壁３０、３２と同様に第１段シュラウドアセンブリ３５を選択的に冷却することが考えられる。再び図３を参照し、その上に重ね合わされた燃焼器筒１５の６つの円周方向に離間配置された燃焼器筒出口４４の環状配列のプロファイルを有するノズルアセンブリ３３を例示目的で示す。各々の燃焼器筒出口４４は、第１段ノズルアセンブリ３３の一定の円周方向のスパンにわたって高温燃焼ガス２０を供給する。開口領域を変更することによって、例えば、上記のタイプの環状多筒形燃焼器システムの各々の燃焼器ノズル出口４４における円周上の温度プロファイル又は分布に関連した静翼の位置に基づいて、個々の第１段ノズル静翼翼形２２、側壁３０、３２及びシュラウドアセンブリ３５における冷却孔４２の数、パターン及び／又は寸法を変更することによって、ノズルアセンブリ３３の冷却をより効率的に管理することができる。図５に図示するように、比較的多い数の冷却孔４２が図３のプロファイルの高温「Ｈ」領域に対応するノズル静翼翼形、側壁及びシュラウドアセンブリ内に形成される一方、比較的少ない数の冷却孔４２が中温「Ｉ」及び低温「Ｃ」領域に配置される。
【００２７】
各々の燃焼器筒１５の燃焼器筒出口４４における円周上の温度プロファイル又は分布に関連した静翼翼形、側壁及びシュラウドアセンブリの位置に基づいた、固定タービンセグメントにおける冷却孔４２の選択的な分布の結果として、ノズルアセンブリ３３全体の金属温度差を低下させることができ、比較的均一な温度が得られる。第１段ノズルアセンブリ３８の選択的冷却は、ノズル翼形、側壁及びシュラウドの低温領域への空気流が減少するため、冷却目的で圧縮機１２から迂回される必要な圧縮空気１８の量を減少させるという利点がある。冷却空気要求の低下は、タービンエンジン１０の全体効率の向上をもたらす。
【００２８】
本発明の別の例示的実施形態において、燃焼器１４の燃焼器筒１５から出る高温燃焼ガスの温度プロファイル又は分布に基づいて、タービン１６の固定セグメントを選択的に冷却することが考えられる。同様の数字が既述の同様の部品を表す図６で図示するように、開口領域を変更することによって、例えば、各々の燃焼器筒１５の燃焼器筒出口４４における温度プロファイル又は分布に関連した部品の円周上の位置に基づいて、個々のノズル静翼翼形、側壁及びシュラウドアセンブリにおける冷却孔または開口４２の相対寸法を変更することによって、ノズルアセンブリ３３の冷却をより効率的に管理することができる。冷却開口４２の相対直径は、図３のプロファイルの高温「Ｈ」領域に対応するノズル位置で増加するのに対して、中温「Ｉ」領域に配置された中位の冷却孔４６及び低温「Ｃ」領域に配置された小さな冷却孔４８の直径は円周上の温度プロファイルによって規定される特定の冷却要求に応じて減少する。
【００２９】
燃焼器筒１５の燃焼器筒出口４４における温度プロファイル又は分布に関連した静翼の円周上の位置に基づいた、固定タービンセグメントの冷却孔又は開口４２、４６、４８の直径の選択的な変更の結果として、ノズルアセンブリ３３全体の全温度差を低下させることができ、比較的均一なノズル温度が得られる。選択的冷却は、タービン１６の固定部品の低温領域への冷却空気流が減少するため、圧縮機１２からの必要とされる圧縮冷却空気１８の量を減少させるという更なる利点がある。上記のように、冷却空気要求の低下はタービンエンジン１０の全体効率の向上をもたらす。
【００３０】
本発明の例示的実施形態は多段タービンの第１段ノズルアセンブリへの適用に関して記述したが、本発明の技術的範囲は単一の用途に限定されるものではない。温度プロファイル又は分布に関連した静翼の位置に基づいて冷却孔又は開口の領域を変更することによるガスタービンエンジン翼形の選択的冷却の応用は、様々なタービン段にわたる固定部品に適用することができる。
【００３１】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を使用して本発明を開示し、更にあらゆる装置又はシステムを製作且つ使用すること及びあらゆる組み込まれた方法を実行することを含めて、当業者が本発明を実施できるようにするものである。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到するその他の実施例を含み得る。このようなその他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と相違しない構造的要素を有する場合、又はそれらが特許請求の範囲の文言と本質的でない相違を有する同等な構造的要素を含む場合には、特許請求の範囲内に含まれることを意図している。
【符号の説明】
【００３２】
１０  ガスタービンエンジン
１２  多段軸流圧縮機
１４  円周方向に離間配置された燃焼器
１５  環状燃焼器筒
１６  多段タービン
１８  圧縮空気
１９  冷却空気
２０  高温燃焼ガス
２２  翼形
２４  翼形
２５  翼形
２６  翼形
２７  翼形
２８  翼形
３０  外側静翼側壁
３２  外側静翼側壁
３３  ノズルアセンブリ
３４  第１支持ディスク
３５  第１段シュラウドアセンブリ
３６  内側及び外側側壁
３８  内側及び外側側壁
４０  第２支持ディスク
４１  第２段ノズルアセンブリ
４２  冷却孔又は開口
４４  燃焼器筒出口
４５  第２段シュラウドアセンブリ
４６  冷却孔又は開口
４８  冷却孔又は開口
５０  内側及び外側側壁
５２  内側及び外側側壁
５４  第３支持ディスク
５５  第３段シュラウドアセンブリ
５６  第３段ノズルアセンブリ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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