(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン用のタービンノズルであって、
（ａ）間隔を置いて配置された弓形の内側及び外側バンド（３４、３２）と、
（ｂ）前記内側及び外側バンド間で延びかつその内部が少なくとも前方空洞（５４）及び前記前方空洞（５４）の後方に配置された中間空洞（５６）を形成した中空の翼形状タービンベーン（３０）と、
（ｃ）前記中間空洞（５６）内に受けられかつ少なくとも１つの衝突冷却孔が貫通した壁を有する中空の衝突インサート（６０）と、
（ｄ）冷却空気源に結合されるようになった前記前方空洞（５４）の半径方向外端部における前記タービンベーン（３０）内の通路と、
（ｅ）前記前方空洞（５４）の半径方向内端部及び衝突インサート（６０）の半径方向内端部と流体連通状態になっている前記内側バンド内の通路と、を含む、
タービンノズル。
【請求項２】
前記タービンベーン（３０）の内部が、前記中間空洞（５６）の後方に配置された後方空洞（５８）をさらに形成し、
前記後方空洞（５８）が、前記中間空洞（５６）及び複数の後縁冷却通路と流体連通状態になっている、
請求項１記載のタービンノズル。
【請求項３】
前記衝突インサート（６０）の半径方向内端部が、前記タービンベーン（３０）に固定され、また
前記衝突インサート（６０）の半径方向外端部が、半径方向に自由に動くことができる、
請求項１又は２に記載のタービンノズル。
【請求項４】
前記タービンベーン（３０）の半径方向外端部が、該タービンベーン（３０）の周壁に固定されたカバーによって閉鎖される、請求項１乃至３のいずれか１項に記載のタービンノズル。
【請求項５】
前記衝突インサート（６０）が、前記内側バンドの開口内に受けられた半径方向内向きに延びる入口管（８２）を含む、請求項１記載のタービンノズル。
【請求項６】
パージ孔が、前記前方空洞（５４）の半径方向内端部と連通状態で前記内側バンドを貫通して形成される、請求項１乃至５のいずれか１項に記載のタービンノズル。
【請求項７】
間隔を置いて配置された弓形の内側及び外側バンドと、前記内側及び外側バンド間で延びかつその内部が少なくとも前方空洞（５４）及び前記前方空洞（５４）の後方に配置された中間空洞（５６）を形成した中空の翼形状タービンベーン（３０）と、前記中間空洞（５６）内に受けられかつ少なくとも１つの衝突冷却孔が貫通した壁を有する中空の衝突インサート（６０）とを含むガスタービンエンジンのタービンノズルを冷却する方法であって、
（ａ）前記前方空洞（５４）の半径方向外端部において該前方空洞（５４）に対し冷却空気を供給するステップと、
（ｂ）次に、前記前方空洞（５４）に流入する冷却空気の少なくとも一部分を該前方空洞（５４）の半径方向内端部から前記衝突インサート（６０）の半径方向内端部に流すステップと、
（ｃ）前記衝突冷却孔を通して冷却空気を噴出させて、前記中間空洞（５６）を冷却するステップと、を含む、
方法。
【請求項８】
前記タービンベーン（３０）の内部が、前記中間空洞（５６）の後方に配置された後方空洞（５８）をさらに形成し、
前記後方空洞（５８）が、前記中間空洞（５６）及び複数の後縁冷却通路と流体連通状態になっている、
請求項７記載の方法。
【請求項９】
前記衝突インサート（６０）の半径方向内端部が、前記タービンベーン（３０）に固定され、また
前記衝突インサート（６０）の半径方向外端部が、半径方向に自由に動くことができる、
請求項７又は８記載の方法。
【請求項１０】
前記タービンベーン（３０）の半径方向外端部が、該タービンベーン（３０）の周壁に固定されたカバーによって閉鎖される、請求項７乃至９のいずれか１項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンのタービンに関し、より具体的には、そのようなエンジンのタービンノズルを冷却する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、直列流れ関係で、高圧圧縮機、燃焼器、及び高圧つまりガス発生器タービンを有するターボ機械コアを含む。コアは、主ガス流を発生するように公知の方式で作動可能である。ターボジェット又はターボファンエンジンでは、コア排気ガスは、排気ノズルを通して導かれて推力を発生する。ターボシャフトエンジンは、コアの下流に設けられた低圧つまり「仕事」タービンを使用して主流からエネルギーを抽出して、シャフト又はその他の機械的負荷を駆動する。
【０００３】
ガス発生器タービンは、燃焼器から流出するガスを回転ブレードつまりバケット内に導く固定ベーンつまりノズルの環状列を含む。１列のノズル及び１列のブレードは、合さって「段」を構成する。一般的には、２つ又はそれ以上の段が、直列流れ関係で使用される。これらの構成要素は、極めて高い温度環境内で作動し、十分な実働寿命を保証するために空気流によって冷却されなくてはならない。一般的には、冷却のために使用する空気は、圧縮機内の１つ又はそれ以上の点から抽出される。これらの抽気流は、熱力学的サイクルに対する正味仕事出力及び／又は推力の損失に相当する。それらは、燃料消費率（ＳＦＣ）を増大させ、一般には可能な限り回避すべきである。
【０００４】
タービン構成要素を冷却するための様々な方法が知られており、それらの方法には、フィルム冷却、内部対流冷却及び衝突冷却が含まれる。衝突冷却は、特に有効な冷却方法として知られており、エンジンコア流れが大量である大型タービンエンジンにおいて使用されることが多い。しかしながら、小型ターボシャフト及びターボプロップエンジン段内におけるより高いタービン段は、使用可能な冷却空気が十分でないか又は供給圧力が十分なないかのいずれかの理由で、一般的には翼形部の衝突冷却は採用しない。その代わり、タービュレータ又はピンのような内部特徴形状部が、必要な対流熱伝達増強部を構成している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第６，４１６，２８４号公報
【特許文献２】米国特許出願公開第２００３／０１３１９８０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
先行技術のこれらの及びその他の欠点は、衝突冷却及び対流冷却の組合せにより冷却されるタービンノズルを提供する本発明によって対処される。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の１つの態様によると、ガスタービンエンジン用のタービンノズルは、（ａ）間隔を置いて配置された弓形の内側及び外側バンドと、（ｂ）内側及び外側バンド間で延びかつその内部が少なくとも前方空洞及び該前方空洞の後方に配置された中間空洞を形成した中空の翼形状タービンベーンと、（ｃ）中間空洞内に受けられかつ少なくとも１つの衝突冷却孔が貫通した壁を有する中空の衝突インサートと、（ｄ）冷却空気源に結合されるようになった前方空洞の半径方向外端部におけるタービンベーン内の通路と、（ｅ）前方空洞の半径方向内端部及び衝突インサートの半径方向内端部と流体連通状態になっている内側バンド内の通路とを含む。
【０００８】
本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジンのタービンノズルを冷却する方法を提供し、ガスタービンエンジンは、間隔を置いて配置された弓形の内側及び外側バンドと、該内側及び外側バンド間で延びかつその内部が少なくとも前方空洞及び該前方空洞の後方に配置された中間空洞を形成した中空の翼形状タービンベーンと、中間空洞内に受けられかつ少なくとも１つの衝突冷却孔が貫通した壁を有する中空の衝突インサートとを含む。本方法は、（ａ）前方空洞の半径方向外端部において該前方空洞に対し冷却空気を供給するステップと、（ｂ）次に、前方空洞に流入する冷却空気の少なくとも一部分を該前方空洞の半径方向内端部から衝突インサートの半径方向内端部に流すステップと、（ｃ）衝突冷却孔を通して冷却空気を噴出させて、中間空洞を冷却するステップとを含む。
【０００９】
本発明は、添付図面の図と共になした以下の詳細な説明を参照することによって最も良く理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本発明により構成したタービンセクションの概略断面図。
【図２】図１に示すタービンノズルの分解斜視図。
【図３】図２に示す衝突インサートの斜視図。
【図４】組立てタービンノズル及びインサートの切断図。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
様々な図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を示している図面を参照すると、図１は、公知のタイプのガスタービンエンジンの一部であるガス発生器タービン１０の一部分を示している。ガス発生器タービン１０の機能は、上流の燃焼器（図示せず）からの高温加圧燃焼ガスからエネルギーを抽出しかつそのエネルギーを公知の方式で機械的仕事に変換することである。ガス発生器タービン１０は、シャフトを介して上流の圧縮機（図示せず）を駆動して、加圧空気を燃焼器に供給するようにする。
【００１２】
この図示した実施例では、エンジンは、ターボシャフトエンジンであり、また仕事タービンは、ガス発生器タービン１０の下流に設置されかつ出力シャフトに結合されることになる。しかしながら、本明細書に記載した原理は、ターボプロップ、ターボジェット及びターボファンエンジン、並びに他の乗物のために又は固定用途において使用されるタービンエンジンに対しても同様に適用可能である。
【００１３】
ガス発生器タービン１０は、第１段ノズル１２を含んでおり、この第１段ノズル１２は、弓形セグメントの第１段外側バンド１６及び弓形セグメントの第１段内側バンド１８間に支持された複数の円周方向に間隔を置いて配置された中空の翼形状第１段ベーン１４を含む。第１段ベーン１４、第１段外側バンド１６及び第１段内側バンド１８は、合さって完全な３６０°組立体を形成する複数の円周方向に隣接したノズルセグメントになるように配列される。第１段外側及び内側バンド１６及び１８はそれぞれ、第１段ノズル１２を通って流れる高温ガスストリームのための外側及び内側半径方向流路境界を形成する。第１段ベーン１４は、第１段ロータ２０に対して燃焼ガスを最適に導くように構成される。
【００１４】
第１段ロータ２０は、エンジンの中心軸線の周りで回転する第１段ディスク２４から外向きに延びる翼形状第１段タービンブレード２２の列を含む。弓形セグメントの第１段シュラウド２６が、第１段タービンブレード２２を近接して囲み、それによって第１段ロータ２０を通って流れる高温ガスストリームのための外側半径方向流路境界を形成するように配列される。
【００１５】
第２段ノズル２８が、第１段ロータ２０の下流に配置されかつ弓形セグメントの第２段外側バンド３２及び弓形セグメントの第２段内側バンド３４間に支持された複数の円周方向に間隔を置いて配置された中空の翼形状第２段ベーン３０を含む。第２段ベーン３０、第２段外側バンド３２及び第２段内側バンド３４は、合さって完全な３６０°組立体を形成する複数の円周方向に隣接したノズルセグメント３６（図２参照）になるように配列される。第２段外側及び内側バンド３２及び３４はそれぞれ、第２段タービンノズル２８を通って流れる高温ガスストリームのための外側及び内側半径方向流路境界を形成する。第２段ベーン３０は、第２段ロータ３８に対して燃焼ガスを最適に導くように構成される。
【００１６】
第２段ロータ３８は、エンジンの中心軸線の周りで回転する第２段ディスク４２から外向きに延びる翼形状第２段タービンブレード４０の列を含む。弓形セグメントの第２段シュラウド４４が、第２段タービンブレード４０を近接して囲み、それによって第２段ロータ３８を通って流れる高温ガスストリームのための外側半径方向流路境界を形成するように配列される。
【００１７】
第１段シュラウド２６のセグメントは、弓形の第１段シュラウドハンガ４６の列によって支持され、これら弓形の第１段シュラウドハンガ４６は次に、例えば図示したフック、レール及びＣ形クリップを使用して弓形のシュラウド支持体４８によって公知の方式で支持される。第２段ノズル２８は、その一部が第１段シュラウドハンガ４６及びシュラウド支持体４８に対する機械的連結によって支持される。
【００１８】
図２〜図４は、第２段ノズル２８の構成を一層詳細に示している。図２は、「シングレット」鋳造体である個々のノズルセグメント３６を示している。個々のノズルセグメント３６には、外側バンド３２のセグメント５０、内側バンド３４のセグメント５２、及び中空の第２段ベーン３０が組み込まれている。第２段ベーン３０の内部は、前方空洞５４、中間空洞５６及び後方空洞５８に分割される。衝突インサート６０が、中間空洞５６内に受けられる。第２段ベーン３０の半径方向外端部は、カバー６２によって閉鎖される。カバー６２は、第２段ベーン３０の半径方向外端部における開口６６と結合した下方周端縁部６４を有するプレート状構造体である。
【００１９】
図３は、衝突インサート６０を一層詳細に示している。衝突インサート６０は、中空のほぼ翼形状構造体でありかつ前縁７２及び後縁７４間で延びる負圧及び正圧側壁６８及び７０を有する。衝突インサート６０は、先端壁７６（図２参照）及び根元壁７８によって閉鎖される。衝突インサート６０の壁には公知のタイプの複数の衝突孔８０が穿孔され、これらの衝突孔８０は、中間空洞５６の壁に対して衝突噴流を導くような寸法にされる。閉鎖遠位端部を有する入口管８２が、根元壁７８から半径方向内向きに突出している。入口管８２の側壁内には、入口孔８４が形成される。
【００２０】
図４は、第２段ベーン３０内に衝突インサート６０を取付ける方法を一層詳細に示している。衝突インサート６０は、中間空洞５６内に受けられる。衝突インサート６０及び中間空洞５６は両方共に、それらの内端部におけるよりもそれらの外端部において大きい断面積を有しているので、衝突インサート６０は、第２段ベーン３０の外端部から据付けられる。その内端部は、例えば入口管８２と内側バンドセグメント５２内の開口８７との間のろう付け継手によって内側バンドセグメント５２に固定される。ろう付け継手の代わりに、何らかのシーリング手段と共に溶接又は機械的ファスナもまた使用することができる。衝突インサート６０の外端部は、作動時における熱膨張又は熱収縮の結果として半径方向内方に又は外方に自由に動くことができる。衝突インサート６０及び／又は中間空洞５６の壁の一部として１つ又はそれ以上のパッド或いは突起（図示せず）を設けるか、もしくは衝突インサート６０及び／又は中間空洞５６の壁に対して１つ又はそれ以上のパッド或いは突起（図示せず）を取付けて、衝突インサートを設置しかつ側方並びに前方及び後方方向への該衝突インサートの移動を抑制するようにする。
【００２１】
このように内端部において衝突インサート６０を固定することにより、衝突インサート６０への冷却空気の流入を効果的にシールすると共に、第２段ベーン３０の半径方向外端部から衝突インサート６０を据付けることが可能になる。この構成は、第２段ベーン３０の前方空洞５４を冷却するのに最大冷却空気流量を使用するのを可能にし、次に可能な限り最少量の冷却流で中間空洞５６を冷却する最も効果的な対流冷却法を利用する。
【００２２】
作動中に、圧縮機内の最高圧力である圧縮機吐出空気（ＣＤＰ）又は別の適当な冷却空気流が、第２段ベーン３０の半径方向外端部において通路８３にダクトで送られる。空気流は次に、前方空洞５４を通って半径方向内向きに流れ、前方空洞５４において、空気流は、対流によってタービンベーン３０を冷却する。図示していないが、前方空洞５４内には、フィン、ピン、乱流促進部材（タービュレータ）のような熱伝達増強構造体を設けることができる。空気の一部分は、内側バンドセグメント５２を貫通して延びるパージ孔８６を通して前方空洞５４から流出する。この図示した実施例では、パージ孔８６は、タービンベーン３０に流入する質量流量の約半分がパージ孔８６を通って流れかつタービン１０のロータ空洞をパージするために使用されるような寸法にされる。残りの流れは、計量孔８８を通って流れかつ入口管８２内の入口孔８４を通して衝突インサート６０に流入する。流れは、衝突孔８０を通して中間空洞５６を冷却する噴流として衝突インサート６０から流出する。次に、その空気は、中間空洞５６及び後方空洞５８間の壁９２内の交差孔９０を通して該中間空洞５６から流出する。次に、その空気は、対流によって後方空洞５８を冷却する。図示していないが、後方空洞５８内には、フィン、ピン、乱流促進部材（タービュレータ）のような熱伝達増強構造体を設けることができる。使用済み冷却空気は、図示したスロットのような後縁通路９４を通して又は第２段ベーン３０内のフィルム冷却孔（図示せず）を通して後方空洞５８から流出する。
【００２３】
本明細書に記載したタービンノズル冷却構成は、高圧冷却空気を使用できるが衝突冷却によってノズル全体を冷却するには量が十分でない場合に、特に有用である。本明細書に記載した設計は、乱流式前縁冷却を翼弦中間衝突冷却及び温暖ブリッジ後縁冷却と組合せて、冷却及び使用可能な空気及び圧力の使用を最適化する。これらの技術の組合せにより、より高い冷却流量又は極めて高い乱流増強部を使用せずに、その他の方法では満たすことができない温度目標を達成する設計が可能になる。
【００２４】
以上の説明は、ガスタービンエンジン用の冷却構成を記述している。本発明の特定の実施形態について説明してきたが、本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなく、それら実施形態に対して様々な変更を加えることができることは、当業者には明らかであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態についての以上の説明は、説明の目的のみで示したものであって、限定の目的で示したものではなく、本発明は、特許請求の範囲によって定まる。
【符号の説明】
【００２５】
１０  ガス発生器タービン
１２  第１段ノズル
１４  第１段ベーン
１６  第１段外側バンド
１８  第１段内側バンド
２０  第１段ロータ
２２  第１段タービンブレード
２４  第１段ディスク
２６  第１段シュラウド
２８  第２段ノズル
３０  第２段ベーン
３２  第２段外側バンド
３４  第２段内側バンド
３６  ノズルセグメント
３８  第２段ロータ
４０  第２段タービンブレード
４２  第２段ディスク
４４  第２段シュラウド
４６  第１段シュラウドハンガ
４８  シュラウド支持体
５０  外側バンドのセグメント
５２  内側バンドのセグメント
５４  前方空洞
５６  中間空洞
５８  後方空洞
６０  衝突インサート
６２  カバー
６４  下方周端縁部
６６  開口
６８  負圧側壁
７０  正圧側壁
７２  前縁
７４  後縁
７６  先端壁
７８  根元壁
８０  衝突孔
８２  入口管
８３  通路
８４  入口孔
８６  パージ孔
８７  開口
８８  計量孔
９０  交差孔
９２  中間空洞及び後方空洞間の壁
９４  後縁通路
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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