(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）であって、
燃焼ガス（１８）を吐出するように構成されたアニュラ型燃焼器（１８）と、
前記燃焼器（１８）に後続しかつ側方周囲の内側及び外側バンド（３４、３６）間で半径方向に延びるノズルベーン（３２）の列を備えたタービンノズル（２２）と、
前記ノズル（２２）に後続して前記燃焼ガス（２０）からエネルギーを取り出すようになったタービンロータブレード（２４）の列と、を含み、
前記ノズルベーン（３２）の各々が、前記バンド（３４、３６）間でスパンにわたって半径方向に延びかつ対向する前縁及び後縁（４２、４４）間で翼弦にわたって軸方向に延びる円周方向に対向する正圧及び負圧側壁（３８、４０）を含み、
各ベーンが、
前記前縁（４２）に沿って分散配置されかつそれぞれ前記内側バンド（３４）に向かって内向きにまた前記外側バンド（３６）に向かって外向きに対向して傾斜した対応する内側及び外側冷却孔（５２、５４）の内側及び外側パターンをさらに含み、
前記内側及び外側パターンが、前記正圧及び負圧側壁（３８、４０）の両方に沿って前記前縁（４２）と平行に側方に間隔を置いて配置された複数の前記内側及び外側孔（５２、５４）の半径方向縦列を含み、
各ベーンが、該ベーン（３２）の前縁（４２）に沿って該ベーンのスパン中央近傍に分散配置されて、前記内側孔（５２）の内側パターンを前記外側孔（５４）の外側パターンと半径方向につなぐ複数の移行孔（５６）を更に含む
ことを特徴とする、エンジン。
【請求項２】
前記内側孔（５２）が、前記内側バンド（３４）に向かって半径方向内向きになった鋭角の第１の傾斜角度を有し、
前記外側孔（５４）が、前記外側バンド（３６）に向かって半径方向外向きに発散した対向する鋭角の第２の傾斜角度を有する、
請求項１記載のエンジン。
【請求項３】
前記内側及び外側パターンが、共通の前記内側及び外側孔（５２、５４）の半径方向縦列を含む、請求項２記載のエンジン。
【請求項４】
前記移行孔（５６）が、前記前縁（４２）の周りで前記正圧及び負圧側壁（３８、４０）に跨って延びる側方横列として配置される、請求項２記載のエンジン。
【請求項５】
前記内側孔（５２）が、その前記第１の傾斜角度が前記外側パターンに隣接するスパン中央から前記内側バンド（３４）まで変化し、
前記外側孔（５４）が、その前記第２の傾斜角度が前記内側パターン近傍のスパン中央から前記外側バンド（３６）まで変化する、
請求項２記載のエンジン。
【請求項６】
前記移行孔（５６）が、前記側壁（３８、４０）に対してほぼ垂直である、請求項２に記載のエンジン。
【請求項７】
前記内側孔（５２）、外側孔（５４）及び移行孔（５６）が、ほぼ等しい流れ直径を有し、かつ前記側壁（３８、４０）に対して側方に垂直に配置される、請求項２記載のエンジン。
【請求項８】
前記燃焼器（１８）が、前記ノズル（２２）に吐出した前記燃焼ガス（２０）内に半径方向放物線の第１の温度プロフィールを生じるように構成され、
前記ノズルベーン（３２）の各々が、前記内側及び外側孔（５２、５４）を通して冷却媒体（１６）を吐出して前記燃焼ガス（２０）を希釈して、前記下流ロータブレード（２４）を通る異なる半径方向放物線の第２の温度プロフィールを生じるようになった内部冷却回路（４６）を含む、
請求項２記載のエンジン。
【発明の詳細な説明】
【背景技術】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンにおけるタービンノズルに関する。
【技術分野】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気は、圧縮機内で加圧されかつ燃焼器内で燃料と混合されて、高温燃焼ガスを発生するようになる。ガスは、高圧タービン（ＨＰＴ）を通って下流方向に流れ、ＨＰＴは、エネルギーを取り出して圧縮機に動力を供給するようにする。
【０００３】
また、低圧タービン（ＬＰＴ）は、ＨＰＴに後続して燃焼ガスから付加的なエネルギーを取り出して、ターボファン航空機エンジン用途では上流ファンに動力を供給するようにし、或いはターボプロップ用途の場合には外部駆動シャフトに動力を供給するようにする。
【０００４】
エンジン効率は、燃焼ガスの最高温度に比例する。しかしながら、燃焼ガス温度は、燃焼ガスによって加熱される様々なガスタービンエンジン構成部品の材料強度によって制限される。
【０００５】
運転時に燃焼ガスに隣接する様々な流路構成部品は一般的に、圧縮機から加圧空気の一部分を抽気することによって冷却される。各構成部品は、限られた冷却空気量で局所的に冷却効率を最大にするようになった特別構成のかつ専用の冷却回路を有する。
【０００６】
燃焼プロセスから迂回させたあらゆる冷却空気は、それに対応してエンジン効率を低下させるので、様々なエンジン構成部品の所望の寿命予想と対比させて冷却空気のバランスが取られる。
【０００７】
燃焼ガスは、互いに円周方向に間隔を置いて配置された対応する燃料噴射器の直ぐ下流のアニュラ型燃焼器内で発生するので、燃焼ガスは、対応する円周方向正弦波パターンを有する。
【０００８】
また、燃焼ガスがエンジンを通って軸方向に移動する時における該燃焼ガス用の環状の流路は、半径方向外側及び内側境界面を有するので、燃焼ガスはまた、初期には流路の半径方向スパン中央近傍における最高温度と外側及び内側流路境界面近傍におけるより低温度とを有する放物線である半径方向プロフィールを有する。
【０００９】
第１段タービンノズルに流入した後に、燃焼ガスは、第１段タービンノズルの下流の様々な段のタービンロータブレード内で混合され、それにより、該タービンロータブレードによって生じた空気力学的力及び遠心力に起因して燃焼ガスの円周方向及び半径方向温度分布の両方が変化する。
【００１０】
各タービンノズル段は、外側及び内側支持バンド間で半径方向に延びる中空のベーンの列を含む。各ロータ段は、支持ロータディスク内に取付けられた支持ブレードプラットホーム及びダブテールから半径方向外向きに延びる一般的には中空のタービンロータブレードの列を含む。また、環状の固定タービンシュラウドは、各タービンブレードの列を囲む。
【００１１】
ノズルベーン及びタービンブレードは、燃焼ガスを案内しかつ燃焼ガスからエネルギーを取り出すようになった対応する翼形部構成を有する。ノズルバンド、ブレードプラットホーム及びタービンシュラウドは、燃焼ガス用の半径方向外側及び内側流路境界面を形成する。
【００１２】
また、これらの流路構成部品の各々は一般的に、該流路構成部品のための対応する冷却回路を含む。タービンブレードの内側根元及び外側先端は一般的に、翼形部の半径方向スパン中央部分よりも冷却するのが困難である。ノズル内側及び外側バンドは、該バンドのための冷却構成に影響を与える異なる環境を有する。また、タービンシュラウドは、ブレード先端の上方に好適に懸架され、さらに異なる冷却構成を有する。
【００１３】
半径方向外側及び内側タービンバンド、ブレードプラットホーム及びタービンシュラウドは、外側及び内側流路境界面を形成するので、燃焼ガスの速度は、ガス速度がその最大値である翼形部のスパン中央に比較して、それらに沿って相対的に低い。それに対応して、燃焼ガスからの熱流束は、実質的に半径方向に変化し、また熱流束はさらに、燃焼ガスの円周方向パターン及び半径方向プロフィールが下流方向に段毎に変化するにつれて変化する。
【００１４】
従って、様々な流路構成部品のための様々な冷却回路は一般的に、燃焼ガス及び該燃焼ガスによって発生した温度又は熱の局所的条件によって決まる対流冷却、衝突冷却及びフィルム冷却用の様々な冷却孔の形態を含む。
【００１５】
先行技術には、ガスタービンエンジン構成部品用の冷却回路及び冷却孔の無数の構成が含まれており、それらは全て、冷却空気を最少にしながら冷却効率を最大にしてエンジン構成部品の長寿命及び耐久性を達成しようと努力している。
【００１６】
具体的な冷却回路の構成は、燃焼ガスの局所プロフィールに対応して構成部品温度及び応力を耐久性及び寿命における許容限界値の範囲内に制限するように設計される。
【特許文献１】米国特許第３，０４５，９６５号公報
【特許文献２】米国特許第３，６５６，８６３号公報
【特許文献３】米国特許第４，６１６，９７６号公報
【特許文献４】米国特許第５，５５５，７２１号公報
【特許文献５】米国特許第５，７４１，１１７号公報
【特許文献６】米国特許第５，９９７，２４５号公報
【特許文献７】米国特許第６，２７０，３１７  Ｂ１号公報
【特許文献８】米国特許第６，３５４，７９７  Ｂ１号公報
【特許文献９】米国特許第６，４２８，２７３  Ｂ１号公報
【特許文献１０】米国特許第６，５７９，０６１  Ｂ１号公報
【特許文献１１】米国特許第６，９２９，４４６  Ｂ２号公報
【特許文献１２】米国特許第７，２４９，９３４  Ｂ２号公報
【特許文献１３】米国特許出願公開第２００７／０１４０８４９  Ａ１号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１７】
従って、ノズル自体に対する冷却を改善すると同時に該ノズルから吐出された燃焼ガスの温度プロフィールを改善したタービンノズルを提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
タービンノズルは、内側及び外側バンド間でスパンにわたって半径方向に延びるベーンの列を含む。本ベーンは、対向する正圧及び負圧側壁並びに対向する前縁及び後縁を含む。各ベーンは、前縁に沿って分配配置された内側冷却孔の内側パターン及び外側冷却孔の外側パターンを含む。内側及び外側孔は、対応する内側及び外側バンドに向かって発散して、冷却空気を選択的に吐出する。
【００１９】
本発明は、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態により、添付の図面に関連させてなした以下の詳細な説明において、その更なる目的及び利点と共により具体的に説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
図１に概略的に示すのは、ガスタービンエンジン１０の一部分であり、ガスタービンエンジン１０は、長手方向又は軸方向中心軸線１２の周りで軸対称である。エンジンは、運転時に空気１６を加圧するように構成された複数段軸遠心圧縮機１４（後方部分を示す）を含む。
【００２１】
圧縮機に直接後続するのは、アニュラ型燃焼器１８であり、アニュラ型燃焼器１８は、運転時に圧縮機からの加圧空気内に燃料を噴射して高温燃焼ガス２０を発生させるようになった上流燃料噴射器の列を有する。
【００２２】
燃焼器に後続するのは、複数のタービン段であり、これら複数のタービン段は、高温燃焼ガスからエネルギーを取り出すような特有の構成にされる。高圧タービン（ＨＰＴ）は、直列流れ連通状態で、第１段タービンノズル２２、続いて第１段タービンロータブレード２４を含み、この第１段タービンロータブレード２４には次に、第２段タービンノズル２６及び対応する第２段タービンロータブレード２８が後続する。
【００２３】
２段ＨＰＴは、中心軸線１２の周りで軸対称であり、かつ環形状の燃焼ガスを軸方向下流方向に低圧タービン（ＬＰＴ）３０に送る。
【００２４】
タービンロータブレード２４、２８は、支持ロータディスクから半径方向外向きに延び、支持ロータディスクは次に、第１の駆動シャフトによって圧縮機１４のロータに接合されて該圧縮機１４に動力を供給するようにする。各ブレード２４、２８は、その根元における一体形プラットホームから半径方向外側先端まで延びる一般的な翼形部を有する。
【００２５】
ブレードは、２つのロータディスクの周辺部の対応するダブテールスロット内に取付けられた対応するダブテールを有する。また、各ブレード２４、２８の列は、対応するタービンシュラウドによって囲まれる。
【００２６】
ＬＰＴ３０は、図１に概略的に示しており、１つ又はそれ以上のタービン段を含み、タービン段の各々は、別の支持ロータディスクに接合されたタービンロータブレードの列が後続した対応するタービンノズルを有し、この支持ロータディスクは、一般的な航空機エンジン構成においては別の駆動シャフトを通して上流ファン又はターボプロップに動力を供給する。
【００２７】
図１に示す基本エンジン１０は、その構成及び作動が従来通りのものであり、燃焼器１８の環状の後方出口において一般的な正弦波円周方向温度パターンと放物線半径方向温度プロフィールＴ１とを有する燃焼ガス２０を発生する。
【００２８】
アニュラ型燃焼器から吐出された燃焼ガス２０の半径方向温度プロフィールＴ１は、燃焼器出口の半径方向スパン中央近傍で最高又はピーク温度を有し、その温度は、スパン中央から半径方向外向き及び内向きに低下し、そこでは、燃焼ガスの速度が外側及び内側流路境界面に沿って減少する。
【００２９】
図２は、燃焼ガス２０が燃焼器から高圧タービンの２つの段を通って下流方向に流れる時における該燃焼ガス２０の一般的な蛇行流路を示している。タービンノズル２２、２６は、固定されており、対応する吐出旋回角度で燃焼ガスを下流方向に対応するタービンロータブレード２４、２８の列内に送る。回転ブレードは、燃焼ガスからエネルギーを取り出して、上流圧縮機に動力を供給し、かつその過程においてそれに対応して燃焼ガス２０の円周方向及び半径方向温度プロフィールの両方を変化させる。
【００３０】
実際には一般的に、タービン段は、図１に示す半径方向放物線温度プロフィールＴ１を平坦化させて、流路の半径方向スパン全体にわたる最高及び最低温度の差を減少させ、かつ一般的にはさらにプロフィールの最高温度を流路の外側スパン内において半径方向外側に移動させる。
【００３１】
上述のように、高温燃焼ガスと境界を接する様々なタービン構成部品は一般的に、燃焼ガス温度の局所的変動に抗して冷却される。燃焼ガスの温度プロフィールは異なるタービン段で変化するので、対応する流路構成部品のための冷却構成もまた、圧縮機から抽気される冷却空気を最少にしながら冷却効率を最大にするように変更される。
【００３２】
図３には、図１に示す第１段タービンノズル２２の代表的な部分をより詳細に示している。ノズルは、側方周囲の内側及び外側弓形バンド３４及び３６間でスパンにわたって半径方向に延びる環状の中空のノズルベーン３２の列を含む。タービンノズルの基本構成は、個々のベーン３２がシングレットとして鋳造されかつ内側及び外側バンド３４、３６の弓形部分が該ベーン３２により軸方向及び円周方向の両方向に片持ち支持された状態になった従来通りのものとすることができる。
【００３３】
次に、これらのシングレットの２つは、図２に示す対応するダブレットとして互いにろう付けし、各ダブレットが一体形の内側及び外側バンドセグメントに接合された２つのベーンを有する状態にすることができる。ダブレットは、完全な列内において、従来型のスプラインシールを含む軸方向割れ目によって互いに円周方向に分離される。
【００３４】
図２及び図３に示すように、ベーン３２の各々は、ほぼ凹面形の正圧側壁３８及び円周方向に対向するほぼ凸面形の負圧側壁４０を含む。２つの側壁３８、４０は、例えば２つのバンド３４、３６間でスパンにわたって半径方向に延びかつ共通の鋳造構造体として該バンド３４、３６に一体形に接合される。
【００３５】
２つの弓形の側壁３８、４０は、各ベーンの全半径方向スパンにわたって延びる軸方向に対向する前縁及び後縁４２、４４間で翼弦にわたって軸方向に延びる一般的な三日月形翼形部輪郭を有する。
【００３６】
図２及び図３に示すベーン３２の各々は、圧縮機１４と流れ連通状態で好適に配置されて該圧縮機１４から加圧冷却空気又は冷却媒体１６の一部分を抽気するようになった内部冷却回路４６を含む。冷却回路４６は、あらゆる従来通りの構成を有することができ、一般的にはベーンの内側で半径方向に延びる１つ又はそれ以上の内部流路を含み、これら内部流路は、ベーン側壁上に分散配置された様々な従来型のフィルム冷却孔４８の列を通してまた後縁４４に隣接して終端する圧力側面出口孔５０の列を通して使用済み冷却空気を吐出する。
【００３７】
上記のまた幾つかの図に示す第１段タービンノズル２２は、あらゆる従来通りの構成及び作動を有することができ、また大幅に改良するために以下のように好適に修正される。従って、第１段タービンノズルのあらゆるその他のタイプもまた、同様に修正して対応する利点を得ることができる。
【００３８】
より具体的には、まず、図３に示すノズルベーン３２の各々は、前縁４２の下半分に沿って半径方向に分散配置された、内側バンド３４に対する内側冷却孔５２の半径方向内側又は下部パターンと、それに対応して前縁４２の上半分に沿って半径方向に分散配置された、外側バンド３６に対する外側冷却孔５４の半径方向外側パターンとを含む。
【００３９】
内側孔５２は、周囲の内側バンドに向けて半径方向内向きに傾斜して、中空のベーンの内側から側壁を通して外部に内側バンドに向かって使用済み冷却空気１６を吐出するようにする。外側孔５４は、周囲の外側バンド３６に向けて半径方向外向きに傾斜して、側壁を通して外部に外側バンドに向かって使用済み冷却空気１６の別の部分を吐出する。
【００４０】
従って、冷却孔５２、５４の内側及び外側パターンは、燃焼器から吐出された入射燃焼ガスに対して、内側及び外側バンド間で翼形部前縁に沿ってベーンの内側から外側に互いに半径方向に離れるように発散し又は広がる。
【００４１】
図４は、前縁４２に沿った半径方向セクション内における例示的な発散孔５２、５４の半径横列又は縦列を示す。内側孔５２は、ベーンの外部半径表面に対して浅い第１の傾斜角度Ａを有し、この傾斜角度は、前縁の外方を囲む前方内側バンド３４部分に向かって半径方向内向きである。
【００４２】
それに対応して、外側孔５４は、内側孔から半径方向にまたベーンの外部半径表面に対しても発散した対向する浅い第２の傾斜角度Ｂを有し、この第２の傾斜角度は、前縁の外方を囲む前方外側バンド３６部分に向かって半径方向外向きである。
【００４３】
両傾斜角度Ａ、Ｂは、浅い又は実質的に鋭角であり、９０度よりも小さい。傾斜孔５２、５４の初期の又は基本的な目的は、それらが設置されたベーン側壁の内部対流冷却及び外部フィルム冷却の両方を行うことである。
【００４４】
フィルム冷却孔は、従来から知られており、何らかの望ましくない剥離又は流れリフトオフがあるとしてもほとんどない状態で実質的な流れ付着を維持しながら外部翼形部表面に沿って使用済み冷却空気を吐出するような比較的浅い傾斜角度を有する。好ましい傾斜角度Ａ、Ｂは、フィルム冷却及び燃焼ガスの半径方向温度プロフィールの好ましい修正の両方が得られるような流れ表面から約２８度の角度であるが、孔の穿孔方法によって制限される可能性がある。
【００４５】
例えば、図４は、ノズルベーンの例示的なシングレット鋳造製造においてノズルベーン３２自体の両端部から側方外向きに延びるか又は片持ち支持された一体形の外側及び内側バンド３４、３６を示す。従って、バンド３４、３６自体は、そのオーバハングにより冷却孔５２、５４の穿孔加工と干渉する。
【００４６】
孔５２、５４は、その両方共が穿孔加工における見通し線を必要とするレーザー穿孔又は放電加工（ＥＤＭ）によるようなあらゆる従来通りの加工法によって製造することができる。ベーン３２のスパン中央近傍では、外側及び内側バンド３４、３６がもたらすオーバハング障害は最小になり、対応する孔５２、５４を約２８度の好ましい傾斜角度まで比較的浅く穿孔することが可能になる。
【００４７】
しかしながら、外側及び内側バンド３４、３６は、ベーン３２の両端部にオーバハングしかつ孔の穿孔用の浅い見通し線を妨害し、従って２つのバンド３４、３６に近接した孔５２、５４は、それに対応して約４０度又は５０度及びそれよりも大きくなる可能性があるより大きな傾斜角度Ａ、Ｂを有するが、それにもかかわらず隣接するバンドに実際に近接した部位で９０度よりも小さくすることができる。
【００４８】
従って、内側孔５２は、その第１の傾斜角度Ａが外側パターンに隣接するベーンのスパン中央から内側バンド３４まで変化する。それに対応して、外側孔５４もまた、その対向する第２の傾斜角度Ｂが内側パターン近傍のスパン中央から外側バンド３６まで変化する。
【００４９】
図３に示す好ましい実施形態では、内側及び外側孔５２、５４の内側及び外側パターンの両方は、前縁４２に沿って側方又は円周方向に正圧及び負圧側壁３８、４０の対応する小部分に跨って延びる。
【００５０】
例えば、内側及び外側孔５２、５４は、内側及び外側バンド３４、３６間で前縁４２に対してほぼ平行な半径方向列又は縦列として分散配置又は配列することができる。
【００５１】
さらに、孔５２、５４の内側及び外側パターンはまた、ベーンの全スパンにわたって前縁に沿って半径方向に延びる内側及び外側孔５２、５４の共通半径方向縦列を含むことができる。
【００５２】
図３に示す例示的な実施形態では、内側及び外側孔パターンは、正圧及び負圧側壁３８、４０の両方に沿って互いにかつ前縁４２から側方又は円周方向に間隔を置いて配置されてシャワーヘッド孔の充実形態として前縁４２の停滞部分の周りを包む内側及び外側孔５２、５４の複数の例えば５つの半径方向縦列を含む。
【００５３】
より具体的には、図２は、ベーン前縁４２の拡大部分を示す。ベーン前縁の外部湾曲部は、半径Ｒを有する円の弓形部分によって円周方向又は側方に形成することができる。前縁４２は、そこにおいて入射燃焼ガス２０が停滞しかつそれに対応して対向する圧力及び負圧側壁に沿って分割されるベーン翼形部上の基準位置として空気力学的解析によって従来通りに形成することができる。
【００５４】
前縁及び対応する燃焼ガスの停滞個所は、航空機エンジンにおける巡航運転又はあらゆる所望の運転ポイントのような特定のエンジン条件に合わせて設計することができる。また、運転時に、燃焼ガスは、設計ポイント前縁部位の小さな変動範囲内で停滞しかつ分割されることになる。
【００５５】
従って、発散形冷却孔５２、５４の半径方向縦列の１つ又はそれ以上は、燃焼流マッハ数が比較的低い燃焼ガス停滞領域の全範囲にわたって側方にそれら複数の縦列が前縁に跨って延びるように使用した状態で、各ベーンの前縁に設置することができる。
【００５６】
このようにして、発散形冷却孔５２、５４は、入射燃焼ガスからの熱流入に対して各ベーンの前縁を効果的に冷却するだけでなく、それら燃焼ガスの半径方向温度プロフィールを大幅に変える。内向き傾斜冷却孔及び外向き傾斜冷却孔の解析及び構成部品試験は、前縁孔からの吐出冷却媒体が、内側バンド及び外側バンドの両方の近傍の燃焼ガスの半径方向温度プロフィールを大幅に低下させることができることを明確に示している。
【００５７】
さらに、解析及び試験は、発散形前縁孔５２、５４の温度低下作用を、複数のタービン段を通して下流方向に拡大させることができ、かつ場合によっては図１に示す例示的な小型エンジンクラスにおけるＬＰＴ３０にも拡大させることができることを明確に示している。
【００５８】
図３に示す内側及び外側孔５２、５４の例示的なパターンは、入射燃焼ガス２０を大幅に希釈して、下流タービン段においてすなわちＨＰＴの吐出端部とＬＰＴの入口端部との間において図１に概略的に示す半径方向放物線の第２の温度プロフィールＴ２を生じるような寸法とすることができ、この半径方向放物線の第２の温度プロフィールＴ２は、燃焼器出口における元の半径方向温度プロフィールＴ１と異なるだけでなく、そうでなければ従来型の前縁シャワーヘッド孔構成で発生することになるものとも大幅に異なる。
【００５９】
上述のように、燃焼器出口における元の放物線温度プロフィールＴ１は、従来型のエンジンの下流タービン段において大幅に平坦化され、それによって、プロフィールの最低及び最高温度間の差を大幅に減少させかつ一般的には最高温度を流路スパン内において半径方向外側に移動させる。
【００６０】
それと対照的に、発散形前縁冷却孔５２、５４は、内側及び外側バンドの両方の近傍の燃焼ガスを大幅に希釈し、それに対応してバンド近傍の燃焼ガス自体の温度を低下させて図１に示す所望の半径方向放物線温度プロフィールＴ２をシャープなものにするか又は該所望の半径方向放物線温度プロフィールＴ２を生じさせるような寸法とすることができる。
【００６１】
各ベーンの前縁停滞領域内における発散形冷却孔５２、５４の比較的簡単な修正又は導入は、流路に沿った多くの下流構成部品において大きな効果を有することができる。具体的には、半径方向温度は、燃焼ガスの半径方向外側流路に沿って大幅に低下するので、半径方向外側流路構成部品は、燃焼ガス温度及びそれからの熱流束の低下を受けることになり、それに対応して冷却空気必要量の低減を可能にする。
【００６２】
従って、前縁における第１段タービンノズル冷却の簡単な修正は、下流流路構成部品においてそれらの冷却空気必要量を低減し、それに対応してエンジン効率をさらに増大させるようにする対応する修正を可能にする。
【００６３】
さらに、外側バンド及びタービンシュラウド近傍の燃焼ガス温度を低下させることによって、それらの耐久性は、エンジン性能を増大させながらその有効寿命を最大にするように高めることができる。
【００６４】
元の半径方向温度プロフィールＴ１は図１に示すように放物線であるので、燃焼ガスの最大温度は、約５０パーセントスパン高さ並びに例えば該約５０パーセントスパン高さから半径方向外向き及び半径方向内向きの両方に付加的に２５パーセントスパン高さをも含むノズルベーンのスパン中央領域をカバーする。
【００６５】
従って、図３に示すような発散形冷却孔５２、５４の２つのパターンは、一般的にベーンのスパン中央で又はその近傍で発生する燃焼ガスの最高半径方向温度とほぼ半径方向に整合して位置した移行領域を有する。内側及び外側孔５２、５４は、対向する傾斜角度Ａ、Ｂで発散しているので、それら内側及び外側孔５２、５４は、縦列間で半径方向に千鳥配置して、この移行領域内におけるベーン前縁自体を高温入射燃焼ガスに対して効果的に冷却するのを付加的に保証することができる。
【００６６】
付加的な冷却効果に関して、複数の移行冷却孔５６は、各ベーン３２のスパン中央近傍で各ベーン３２の前縁４２に沿って側方に分散配置して、内側孔５２の内側パターンを外側孔５４の外側パターンと互いに半径方向につなぐことができる。
【００６７】
移行孔５６は、図３に示すように前縁４２の周りで正圧及び負圧側壁３８、４０に跨って延びる単一の側方又は円周方向横列として配置されるのが好ましい。移行孔５６は、隣接する内側及び外側孔と同様に半径方向内向きにも又は外向きにも傾斜することなく、半径方向及び円周方向の両方向に約９０度でベーンの側壁に対してほぼ垂直に配置されるのが好ましい。
【００６８】
図４に示すように、内側孔５２、外側孔５４及び中央移行孔５６の集合パターンは、前縁に沿って孔の半径方向発散形又はファンパターンを形成して、入射燃焼ガス中にファンパターンとして使用済み冷却空気を吐出する。上述のように、燃焼ガスは、ベーン前縁において停滞しかつ実質的に最小速度を有するのに対して、使用済み冷却空気は、大きな運動量を有する対応する冷却空気噴流として前縁孔５２、５４、５６を通して吐出されて、それに対応してより低運動量の入射燃焼ガスを希釈するようになる。
【００６９】
図３に示す内側孔５２、外側孔５４及び移行孔５６は、一般的なシャワーヘッド冷却孔の範囲内のほぼ等しい流れ直径を有するのが好ましく、約１５〜２０ミル（０．３８〜０．５１ミリメートル）とすることができる。内側及び外側孔５２、５４の傾斜角度Ａ、Ｂは、半径方向のみであって側方傾斜がない状態であり、従って、側方方向において側壁３８、４０に対してほぼ垂直であるのが好ましい。
【００７０】
図３に示す前縁シャワーヘッド孔５２、５４、５６の好ましい角度配向は、特有のパターンを示している。より具体的には、これらのシャワーヘッド孔は、前縁の周りのベーンの外部表面上の対応する出口で終端するほぼ円形又は円筒形の輪郭を有する。
【００７１】
中間移行孔５６は、それらの垂直配向に起因して円形出口を有する側方横列として配置される。
【００７２】
内向き傾斜内側孔５２は、湾曲前縁上でのそれらのブレークアウトに起因してそれらの上縁部におけるよりもそれらの下縁部においてよりシャープになった、前縁に沿った半径方向楕円形又は長円形出口を有する。
【００７３】
また、外向き傾斜外側孔５４も同様に、ここでも湾曲前縁上でのそれらのブレークアウトに起因して、涙滴の形態としてそれらの内縁部に沿ってよりもそれらの外縁部に沿ってよりシャープになった、前縁に沿った楕円形又は長円形出口を有する。
【００７４】
シャワーヘッド孔は従来型のガスタービンエンジンノズルベーンでは普通であるが、これらシャワーヘッド孔は一般的に、その構成及び配向が同一であって、ベーン前縁を局所的に冷却しかつベーン前縁の下流において対向する圧力及び負圧側面に沿ってフィルム冷却を開始するようになっている。
【００７５】
例えば、図３に示す独特の発散形パターンを形成するように普通のシャワーヘッド孔を比較的簡単に修正することにより、ノズルベーン自体を前縁に沿って十分に冷却しかつ下流でフィルム冷却を開始することができるだけでなく、発散形冷却孔により、停滞領域における入射燃焼ガスの半径方向温度プロフィールに大きな影響を与えることができる。
【００７６】
燃焼ガスの半径方向外側及び内側部分の温度は、ガスがタービンノズルを通って下流方向に移動しかつ続いてタービン段内に移動するにつれて大幅に低下させることができ、これにより、低い燃焼ガス温度を受ける全ての流路構成部品のための冷却空気必要量を大幅に低減することを可能にすることができる。
【００７７】
また、冷却性能におけるこの改善は、そうではなくて第１段タービンノズル自体の冷却空気必要量を増加させずに、特に第１段タービンノズルの前縁シャワーヘッド孔構成の改良で達成することができる。
【００７８】
本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、本明細書の教示から本発明のその他の変更形態も当業者には明らかになる筈であり、それ故に、全てのそのような変更形態は、本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることを切望する。
【００７９】
従って、本特許出願によって保護されることを望むものは、提出した特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。
【図面の簡単な説明】
【００８０】
【図１】複数のタービン段を備えたガスタービンエンジンの一部分の概略軸方向断面図。
【図２】線２−２に沿って取った、図１に示すかつタービン段の平面図。
【図３】線３−３に沿って取った、図２に示す例示的な第１段タービンノズルベーンの斜視図。
【図４】線４−４に沿って取った、図３に示すノズルベーンの半径方向断面図。
【符号の説明】
【００８１】
１０  ガスタービンエンジン
１２  中心軸線
１４  圧縮機
１６  空気
１８  燃焼器
２０  燃焼ガス
２２  第１段タービンノズル
２４  ロータブレード
２６  第２段タービンノズル
２８  ロータブレード
３０  低圧タービン（ＬＰＴ）
３２  ノズルベーン
３４  内側バンド
３６  外側バンド
３８  正圧側壁
４０  負圧側壁
４２  前縁
４４  後縁
４６  冷却回路
４８  フィルム冷却孔
５０  後縁出口孔
５２  内側冷却孔
５４  外側冷却孔
５６  移行冷却孔
【図１】
0005503140.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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