(57)【要約】  ガスタービンエンジンのベーンアセンブリが、プラットフォームの間に延びる複数のエアフォイルと、少なくとも内側および外側プラットフォームの一方の、隣接するエアフォイルの中間の領域に画定される複数の吹き出し口と、を備えてなる。吹き出し口は冷却空気源とガス通路との間に流体流を連通させる。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
環状ガス経路を画定する内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に半径方向に延びる複数のエアフォイルを備えるとともに、前記内側もしくは外側プラットフォームの少なくとも一方に、互いに隣接したエアフォイルのほぼ中間の領域に複数の冷却口が画定され、前記冷却口が冷却空気源と前記ガス経路との間を連通し、前記冷却口を通して案内される冷却空気流によって吹き出し冷却が提供されるガスタービンエンジンベーンアセンブリ。
【請求項２】
前記空気口が、隣接する前記エアフォイルの両側に配置されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンベーンアセンブリ。
【請求項３】
前記空気口が、前記エアフォイルの前縁と後縁との間に、長手方向の流体流れ方向に沿って配置されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンベーンアセンブリ。
【請求項４】
前記空気口が、前記プラットフォームに、前記エアフォイルに関して非対称に配置されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンベーンアセンブリ。
【請求項５】
前記空気口が、ガス流の最高温度もしくは最高伝熱係数の少なくとも一方にさらされる前記プラットフォームの領域に対応するように集中して設けられていることを特徴とする請求項４に記載のガスタービンエンジンベーンアセンブリ。
【請求項６】
前記空気口が下流方向に傾斜し、前記空気口を出る前記冷却空気流が前記内側および外側プラットフォームの少なくとも一方に対して鋭角に画定されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンベーンアセンブリ。
【請求項７】
第１、第２のプラットフォームと、これらの間に半径方向に延びる複数のエアフォイルと、を備えるとともに、前記エアフォイルが前縁と後縁を有し、前記第１のプラットフォームが少なくとも一つの領域に通して画定された複数の吹き出し冷却口を有し、かつ前記領域が前記エアフォイル前縁と後縁との間に配置され、前記冷却口が前記第１のプラットフォームを通して空気流を連通させることを特徴とするガスタービンエンジンベーンアセンブリ。
【請求項８】
前記領域が、使用中、ベーンアセンブリが受けるガス流最高温度もしくは最高伝熱係数のうち少なくとも一方に対応することを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジンベーンアセンブリ。
【請求項９】
前記少なくとも一つの領域が、前記エアフォイルの隣接する一対の各々の間の少なくとも一つの領域を備えることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジンベーンアセンブリ。
【請求項１０】
前記領域が、この領域に隣接する一対のエアフォイルに関して非対称に配置されることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジンベーンアセンブリ。
【請求項１１】
内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に半径方向に延びる複数のエアフォイルを有するとともに、ガスタービンエンジンのガス経路に配置された、ベーンアセンブリの冷却方法であって、
前記内側および外側プラットフォームにおけるガス流の最高温度にさらされる領域を画定し、
前記内側および外側プラットフォームの少なくとも一方の、少なくとも互いに隣接した前記エアフォイルのほぼ中間の領域に複数の空気口を提供し、
圧縮冷却空気を前記空気口の入口へ案内し、
前記冷却空気を、前記空気口を通して隣接する前記エアフォイルの中間のガス経路の中へ前記ベーンアセンブリを冷却するように吹き出すことを特徴とする冷却方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概ねガスタービンエンジン、特にタービンベーンの冷却に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンベーンの冷却はコンポーネントの寿命を向上する。図２に示すように、ベーンプラットフォームは、冷却空気流９１９がプレナム９１６に向けられ、これによりベーンプラットフォーム９１５の外表面９１８を対流により冷却する、外部インピンジメント冷却により冷却されうる。また図３ａ，３ｂに示され、米国特許第５，４１７，５４５号に記述されているように、タービンベーンプラットフォームはフィルム冷却によっても冷却されることが知られている。プラットフォーム９１５の、エアフォイル９１２の上流にある、複数の均等な間隔の冷却口９２２が、冷却空気流をガス経路９１７に通して、高温ガスからベーンプラットフォームを保護するようにベーンプラットフォームに冷却空気の一様の膜もしくは層９２４を形成させる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
しかしながら、米国特許第５，４１７，５４５号の解決策では、燃焼ガスの極端な温度、乱れ、温度の分布の変化に対して薄い空気膜の冷却能力が制限されやすい。したがって、先行技術の改善策が必要とされる。
【０００４】
したがって、本発明の目的はガスタービンエンジンのタービンベーンに改良された冷却を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
したがって、本発明により提供されるガスタービンエンジンのベーンアセンブリは、環状ガス経路を画定する内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に半径方向に延びる複数のエアフォイルを備えるとともに、内側もしくは外側プラットフォームの少なくとも一方に、互いに隣接したエアフォイルのほぼ中間の領域に複数の冷却口が画定され、この冷却口が冷却空気源とガス経路との間を連通し、この冷却口を通して案内される冷却空気流によってベーンアセンブリに吹き出し冷却が提供される。
【０００６】
また本発明により提供される、ガスタービンエンジンのベーンアセンブリは、第１、第２のプラットフォームと、これらの間に半径方向に延びる複数のエアフォイルと、を備えるとともに、このエアフォイルが前縁および後縁を有し、前記第１のプラットフォームが少なくともこの第１のプラットフォームの一つの領域に通して画定された複数の吹き出し冷却口を有し、この領域はエアフォイル前縁と後縁との間に配置され、この冷却口が第１のプラットフォームを通して空気流を連通させる。
【０００７】
さらに本発明により、ガスタービンエンジンのガス経路に配置されたベーンアセンブリの冷却方法が提供される。このベーンアセンブリは内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に半径方向に延びる複数のエアフォイルを有する。前記方法は、内側および外側プラットフォームにおけるガス流の最高温度にさらされる領域を画定し、内側および外側プラットフォームの少なくとも一方の、少なくとも互いに隣接したエアフォイルのほぼ中間の領域に複数の空気口を提供し、圧縮冷却空気をこの空気口の入口へ案内し、冷却空気を、空気口を通して隣接するエアフォイルの中間のガス経路の中へベーンアセンブリを冷却するように吹き出す。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
図１はガスタービンエンジン１０（これは、亜音速飛行機用に適応されることが望ましいターボファンの場合であるが、本発明はほぼあらゆるガスタービンエンジンに実用しうる）を模式図的に示し、このガスタービンエンジン１０は概ね、流体が順次流れるように、外気を推進させるファン１２と、空気を圧縮する多段式圧縮機１４と、圧縮空気を燃料と混合し、点火して高温燃焼ガスの環状の流れを発生する燃焼器１６と、燃焼ガスからエネルギーを抽出するタービンセクション１８と、を備えてなる。
【０００９】
タービンセクション１８は、一つあるいは複数のタービンステージを備え、この場合では、複数の半径方向に延びるタービンブレードを持つタービンロータと、本発明のタービンベーンアセンブリと、を含む第１の、すなわち高圧（ＨＰ）の、タービンステージ１７を含む、２つのタービンステージが示されている。
【００１０】
図４〜６を参照すると、本発明のタービンベーンアセンブリ２２が、比較的簡単で経済的な冷却配置をとる改良された冷却を提供する。タービンベーンアセンブリ２２は、概ね、環状通路３０を画定する内側ベーンプラットフォーム２６と外側ベーンプラットフォーム２８との間に実質的に半径方向に延びる複数のエアフォイル２４を備える。外側ベーンプラットフォーム２８は外側燃焼室壁３６と密封状に結合し、内側ベーンプラットフォーム２６は内側燃焼室壁３８と密封状に結合して、長手方向の流体流れ方向３２に沿って燃焼室出口４０から環状通路３０を通る環状高温ガス通路を画定する。
【００１１】
冷却空気源キャビティ３５からの冷却空気がベーンアセンブリ２２を冷却するように用いられる。特に、キャビティ３５からの冷却空気流３４が、外側プラットフォーム２８の少なくとも実質的にエアフォイル２４の間の領域に画定された、複数の半径方向に延びる空気口４２を通して送られる。これらの空気口４２は外側プラットフォーム２８に、長手方向の流体流れ方向３２に関して均等に画定されることが望ましい。さらに、図６に示されるように、空気口４２はエアフォイル２４の両側に横方向に均等に配置されていることが望ましい。また図４に見られるように、空気口４２は高温ガス流３２の内側へ下流方向に傾斜し、空気口４２から出る冷却空気流３４が外側プラットフォーム２８の内表面４４に関して鋭角に画定されることが望ましい。
【００１２】
先行技術に比べ、本発明は隣接するエアフォイル２４の中間領域の冷却のみならず局所的冷却にもより優れた制御を提供する。特に、先行技術のタービンベーンにより提供されるフィルム冷却効果はフィルム口から下流側へ進むにつれ急速に減少し、そのためベーンアセンブリ全体の冷却は不十分である。空気口４２は外側プラットフォーム２８のみに図示されているが、図８に示すようにこれに対応する空気口が内側プラットフォームにも画定されることが可能であり、更なる詳細は以下に示す。
【００１３】
図５を参照すると、タービンベーンアセンブリ２２は、環状の配列に配置され、連結されて環状ステータベーンリング２３を形成する、個々の複数のベーンセグメント２５を備えることが望ましい。ベーンセグメント２５は各々、内側プラットフォームセグメント２７と、外側プラットフォームセグメント２９と、この間に一体化してつくられ、半径方向に延びるエアフォイル２４と、を備えてなる。しかしながら、タービンベーンアセンブリ２２はまた一つの環状ステータベーンリングとして製造され、内側プラットフォーム２６と、エアフォイル２４と、外側プラットフォーム２８がすべて一体化して形成されうる。
【００１４】
図６を参照すると、外側プラットフォーム２８の空気口４２はエアフォイル２４の両側に横方向（すなわち、流体の流れる方向３２を横切る方向）に均等に配置されることが望ましく、エアフォイル２４の前縁５２と後縁５０との間に長手方向の流体流れ方向３２に沿って配置されることが望ましい。
【００１５】
しかしながら、ベーンアセンブリを効率的に冷却する必要に応じて、空気口は、対称的な、あるいは非対称的な配列でいくつでも用いられうる。図７の代替実施例に示すように、空気口１４２は外側プラットフォーム１２８に均等に配置されておらず、プラットフォーム１２８の最も高温なエリア、例えば図示のようにエアフォイル１２４の圧力側に空気口がより多く集まっている。これらの「ホットスポット」は適切な周知の技術により理論的もしくは実験的に画定することができる。
【００１６】
空気口４２，１４２の大きさや数は冷却空気流が必要な範囲をカバーできるように選択され、これは高温ガス流の温度に大きく依存する。したがって、空気口の直径、形状、断面、（もしあれば）収束／発散の度合い、配置、数を、有利に、冷却空気流の所望の守備範囲を達成するように、要求や必要性に応じて偏りなく、あるいは偏りを持たせて提供することができる。先行技術とは異なり、本発明によりガスタービン設計の、特に設計者の設計事情の観点に基づいたコンポーネント寿命の向上に、設計者はさらに多くの自由度を与えられている。
【００１７】
さらに、本発明により設計者は必要に応じて、ベーンセグメント全体に渡って冷却を提供しうる。
【００１８】
キャビティ３５に供給される冷却空気はコンプレッサ吐出空気からブリードされた「Ｐ３」空気であることが望ましいが、その他にも適当な冷却空気源が用いられうる。
【００１９】
図８に示すように本発明の別の代替実施例により、タービンベーンアセンブリ２２２が、環状通路２３０を画定する内側ベーンプラットフォーム２２６と外側ベーンプラットフォーム２２８との間に実質的に半径方向に延びる複数のエアフォイル２２４を備える。冷却空気源からの冷却空気がベーンアセンブリ２２を冷却するように用いられる。特に、冷却空気流２３４は外側プラットフォーム２２８の、少なくとも実質的にエアフォイル２２４の間の領域に画定される複数の空気口２４２を通して送られる。空気口２４２は、望ましくは環状通路２３０を通る高温ガス流の内側へ下流方向に傾斜し、空気口２４２から出る冷却空気流２３４を高温ガス流に通して、エアフォイル２２４と外側プラットフォーム２２８を冷却する。またタービンベーンアセンブリ２２２の内側プラットフォーム２２６も、その中に画定され、実質的にエアフォイル２２４の間の領域に位置する複数の冷却口２４３を備える。冷却口２４３は、同じ冷却空気源もしくは別の冷却空気源のいずれかにより供給される冷却空気流２３３を、内側プラットフォーム２２６を通して高温ガス流に流れさせ、エアフォイル２２４と内側プラットフォーム２２６を冷却する。タービンベーンアセンブリ２２２には内側および外側ベーンプラットフォームの両方に画定された空気口が示されているが、冷却空気流を誘導する空気口は、外側もしくは内側プラットフォームのいずれか一方に画定することができる。
【００２０】
本発明の前記の実施例は例示に過ぎない。したがって当業者は、前記の記述は説明のためのみであり、種々の代案および修正が本発明の真意を逸脱することなく考案されうることが理解できるであろう。したがって、すべての代案、修正案および変更は、本発明の付記の特許請求の範囲内に含まれることを意図するものである。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】本発明によるタービンベーンを有するガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】先行技術のタービンベーンの側面図。
【図３ａ】別の先行技術のタービンベーンの側面図。
【図３ｂ】図３ａの先行技術のタービンベーンを矢印Ａから見た図。
【図４】本発明の冷却タービンベーンアセンブリの詳細断面図。
【図５】図４の冷却タービンベーンアセンブリの部分的な正面図。
【図６】本発明の冷却タービンベーンの、図４の直線６−６に沿って切断した概略図。
【図７】本発明の代替ベーンアセンブリを横方向に切断した概略断面図。
【図８】本発明の他の代替実施例による冷却タービンベーンアセンブリの断面図。
【図１】
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【図２】
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【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【国際調査報告】
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