(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
バンド（６５、７０、１１０、１２０）と、
前記バンド内のシールスロット（９０、１７０）と、
前記バンドから延びる翼形部（７５、１３０）と、
前記翼形部の内部のキャビティ（８０、１６０）と、
前記バンドの周りに配置されたエンボス部（２１０）であって、前記キャビティ内に延びる追加の材料を含むエンボス部と
を備えるガスタービンエンジン用ノズル（６０）であって、前記シールスロットが前記エンボス部の内部に延びる、ノズル。
【請求項２】
前記バンドは、外側バンド及び／又は内側バンドを備える、請求項１に記載のノズル。
【請求項３】
前記翼形部は、前方側壁及び後方側壁を備える、請求項１又は請求項２に記載のノズル。
【請求項４】
前記キャビティ内に配置された冷却インサートをさらに備える、請求項１乃至請求項３のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項５】
前記冷却インサートは、衝突冷却インサートを構成する、請求項４に記載のノズル。
【請求項６】
前記冷却インサートは、複数の開口を備える、請求項４又は請求項５に記載のノズル。
【請求項７】
前記冷却インサートは、スタンドオフとして前記エンボス部に接触する、請求項４乃至請求項６のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項８】
冷却媒体は、前記冷却インサートを通過して前記翼形部を冷却する、請求項４乃至請求項７のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項９】
前記エンボス部は、湾曲形状である、請求項１乃至請求項８のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項１０】
前記湾曲形状は、前記キャビティの中に約４５度の角度を成す、請求項９に記載のノズル。
【請求項１１】
前記エンボス部は、前記キャビティ内に延びる所定量の鋳造材料を含む、請求項１乃至請求項１０のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項１２】
前記シールスロットは、前記バンド内部に機械加工される、請求項１乃至請求項１１のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項１３】
前記バンドは、角度の付いたスラッシュ面を備える、請求項１乃至請求項１２のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項１４】
ガスタービンエンジン（１０）と共に使用するためのノズル（６０）を製造する方法であって、
キャビティ（８０、１６０）及びバンド（６５、７０、１１０、１２０）を備えた翼形部（７５、１３０）を鋳造する段階と、
前記バンドの周りに鋳造された追加の材料を含むエンボス部（２１０）であって、前記キャビティ内に延びるエンボス部を付加する段階と、
前記エンボス部の内部にシールスロット（１７０）を機械加工する段階と
を含む方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願及び結果として得られる特許は、全体的にはガスタービンエンジンに関し、詳細には、シールスロットがキャビティに侵入するのを制限すると共に全体的な翼形部の冷却を強化するための翼形部キャビティエンボス部を備えたガスタービンノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
衝突冷却システムは、タービン機械に使用されており、ケーシング、バケット、及びノズル等のさまざまな種類の構成要素を冷却するようになっている。衝突冷却システムは、これらの構成要素を空気流によって冷却して、各構成要素の間の間隙を適切に維持し、構成要素の寿命を延ばすようになっている。しかしながら、公知の一部の衝突冷却システムの１つの問題点は、複雑な鋳造及び／又は構造的溶接を必要とする傾向にあることである。このような複雑な構造は、十分な耐久性がない及び／又は製作及び補修に費用がかかる場合がある。
【０００３】
例示的に、衝突冷却インサートは、ノズル翼形部のキャビティ内に配置することができる。ノズルリブは、内部に冷却インサートを位置決めするためにキャビティの中に機械加工することができる。リブの端部は、内部に冷却インサートを溶接又はろう付けするための適切な接合面を得るように機械加工する必要がある。このような手法は一般に時間がかかり高価である。さらに、部品寿命は、接合部等を横切る空気漏洩に起因して短くなる可能性がある。
【０００４】
従って、タービンノズルの改善が望まれる。好ましくは、このような改善されたタービンノズルは、高価な鋳造又は機械加工を伴うことなく構成要素の長い寿命及び全体的なシステム効率のための適切な冷却を可能にしながら、衝突冷却インサートの迅速かつ効率的な挿入を可能にする。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第８，３５３，６６８号明細書
【発明の概要】
【０００６】
本出願及び結果として得られる特許は、ガスタービンエンジン用ノズルを提供する。ノズルは、バンドと、該バンドの内部に配置されたシールスロットと、バンドから延びる翼形部と、該翼形部の内部のキャビティと、バンド及びキャビティの周りに配置されたエンボス部とを含むことができる。
【０００７】
本出願及び結果として得られる特許は、ガスタービンエンジン用ノズルを製造する方法をさらに提供する。本方法は、キャビティ及びバンドを備えた翼形部を鋳造する段階と、キャビティ及びバンドの周りに湾曲形状のエンボス部材料を付加する段階と、エンボス部の周りでバンド中にシールスロットを機械加工する段階と、を含む。
【０００８】
本出願及び結果として得られる特許は、ガスタービンエンジン用ノズルをさらに提供する。ノズルは、バンドと、バンド中に機械加工されたシールスロットと、バンドから延びる翼形部と、翼形部の内部のキャビティと、キャビティの内部に配置された衝突冷却インサートと、バンド及びキャビティの周りに鋳造されたエンボス部とを備える。エンボス部は湾曲形状である。
【０００９】
本出願及び結果として得られる特許のこれら及び他の特徴並びに改善点は、図面及び請求項を参照しながら以下の好ましい実施形態の詳細な説明を精査することによって当業者には明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】圧縮機、燃焼器、タービン、及び負荷を示すガスタービンエンジンの概略図。
【図２】衝突冷却インサートを備えたノズルの斜視図。
【図３】本明細書で説明する衝突冷却インサートを備えたタービンノズルの部分断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
いくつかの図面を通して様々な参照符号が同様の要素を表す図面を参照すると、図１は、本明細書で説明するガスタービンエンジン１０の概略図を示す。ガスタービンエンジン１０は、圧縮機１５を含むことができる。圧縮機１５は、流入する空気流を圧縮する。圧縮機１５は、圧縮された空気流２を燃焼器２５に送給する。燃焼器２５は、圧縮された空気流２０を加圧された燃料流３０と混合して混合気を着火させて燃焼ガス流３５を生成する。単一の燃焼器２５だけが示されているが、ガスタービンエンジン１０は、円周配列又は他の方法で配置された任意数の燃焼器２５を含むことができる。次に、燃焼ガス流３５は、タービン４０に送給される。燃焼ガス流３５はタービン４０を駆動して、機械仕事を発生するようになっている。タービン４０で発生した機械仕事は、シャフト４５を介して圧縮機１５、及び発電機等の外部負荷を駆動する。
【００１２】
ガスタービンエンジン１０は、天然ガス、液化燃料、種々のシンガス、及び／又は他の種類の燃料及びこれらの混合物を使用することができる。ガスタービンエンジン１０は、米国ニューヨーク州スケネクタディ所在のゼネラルエレクトリック社から供給される多様なガスタービンエンジンの任意の１つとすることができ、限定されるものではないが、例えば、７又は９シリーズの高出力ガスタービンエンジンである。ガスタービンエンジン１０は、種々の構成とすること及び他の種類の構成要素を使用することができる。また、本明細書では、他の種類のガスタービンエンジンを使用することができる。本明細書では、複数のガスタービンエンジン、他の種類のタービン、及び他の種類の発電機器を一緒に使用することができる。
【００１３】
図２は、タービン４０等に用いることができるノズル６０の実施例を示す。任意数のノズル６０は、ガスタービン軸の周りに円周配列で配置することができる。概略的に説明すると、ノズル６０は、外側バンド６５、内側バンド７０、及びこれらの間で延びる１つ又はそれ以上の翼形部７５を含むことができる。翼形部７５は、内部に１つ又はそれ以上のキャビティ８０を含むことができる。冷却インサート８５は、キャビティ８０の１つ又はそれ以上の内部に配置することができる。冷却インサート８５は、蒸気等の冷却媒体によって翼形部７５の内壁面を衝突冷却するための多数の貫通開口を有することができる。また、外側バンド６５及び／又は内側バンド７０は、その中に形成された１つ又はそれ以上のシールスロット９０を有することができる。シールは、隣接するノズル６０のシールスロット９０の内部に配置することができ、そこを通る高温燃焼ガス３５の通路を阻むようになっている。本明細書に記載のノズル６０は単なる例示である。多くの他の異なるノズル構成を用いることができる。
【００１４】
図３は、本明細書で説明するタービンノズル１００の実施例を示す。タービンノズル１００は、外側バンド１０及び内側バンド１２０を含むことができる（片方だけが示されている）。翼形部１３０は、外側バンド１１０と内側バンド１２０との間で延びることができる。２つ以上の翼形部１３０を使用することができる。翼形部１３０は、前方側壁１４０及び後方側壁１５０を有することができる。側壁１４０、１５０の間には翼形部キャビティ１６０が形成される。１つ又はそれ以上のシールスロット１７０は、外側バンド１１０及び内側バンド１２０の中又はその周りに設けることができ、１つ又はそれ以上のシールがその間に広がるようになっている。タービンノズル１００及びその構成要素は、任意の適切なサイズ、形状、又は構成を有することができる。
【００１５】
タービンノズル１００は、翼形部キャビティ１６０の内部に配置された冷却インサート１８０を含むことができる。冷却インサート１８０は、その中に多数の開口１９０を含むことができる。本明細書では任意数の開口１９０を用いることができる。冷却インサート１８０及び開口１９０は、任意の適切なサイズ、形状、又は構成を有することができる。冷却インサート１８０の開口１９０によって、これを貫通する冷却媒体２００の通路が可能になり、衝突によって翼形部１３０の側壁１４０、１５０及び他の面を冷却する。冷却媒体２００は蒸気等とすることができる。本明細書では他の種類の冷却媒体を用いることができる。本明細書では他の構成要素及び他の構成を用いることができる。
【００１６】
また、タービンノズル１００は、１つ又はそれ以上のエンボス部２１０を含むことができる。エンボス部２１０は、所定量の追加の翼形部材料とすることができる。エンボス部２１０は、鋳造、押出、又は他の方法で形成される。エンボス部２１０は、シールスロット１７０に隣接して翼形部キャビティ１６０の周りの設けることができる。エンボス部２１０は、実質的に湾曲した形状２２０とすることができる。エンボス部２１０の湾曲形状２２０は、翼形部キャビティ１６０に約４５度の角度で広がることができる。本明細書では、他の角度及び他の湾曲形状を用いることができる。特に、エンボス部２１０のフィレット及びリード角は、高品質可鍛性を可能にするように十分に大きくすることができる。さらに、エンボス部２１０の長さ、高さ、サイズ、形状、及び構成は、様々とすることができる。様々なエンボス部２１０を備えた複数のノズル１００を同時に用いることができる。本明細書では、他の構成要素及び他の構成を用いることができる。
【００１７】
冷却インサート１８０は、エンボス部２１０に接触する場合又は接触しない場合がある。接触する場合、エンボス部２１０は、最終的な係合スタンドオフとして機能することができる。特に、スタンドオフは、翼形部冷却インサートのプラットフォームとすることができる。従って、係合スタンドオフとして使用すると、本明細書では全体的な翼形部冷却及び冷却効率を高めることができる。
【００１８】
エンボス部２１０を使用すると、タービンノズル１００の全体的な設計空間が大きくなる。特に、エンボス部２１０の余分材料によって、翼形部キャビティ１６０への侵入を心配することなく、シールスロット１７０をエンボス部の内部に機械加工することが可能になる。従って、シールスロット１７０は、シールの抜け及び／又はシール破壊に耐えるように十分なシール深さを有することができる。翼形部キャビティ１６０の侵入は、冷却流の漏洩、関連する部品寿命及び全体性能の低下につながる可能性がある。さらに、内側及び外側バンド１１０、１２０に小さなスラッシュ面角度を用いることができる。従って、エンボス部２１０を用いると、シールスロット深さの低下、並びにスラッシュ面角度の増大を防ぐことができる。
【００１９】
上記のことは、本出願及び結果として得られる特許の特定の実施形態にのみに関連していることを理解されたい。添付の請求項及びその均等物によって定められる本発明の全体的な技術的思想及び範囲から逸脱することなく、当業者によって多くの変更及び修正を本明細書において行うことができる。
【符号の説明】
【００２０】
１０  ガスタービンエンジン
１５  圧縮機
２０  空気
２５  燃焼器
３０  燃料
３５  燃焼ガス
４０  タービン
４５  シャフト
５０  負荷
６０  ノズル
６５  外側バンド
７０  内側バンド
７５  翼形部
８０  キャビティ
８５  冷却インサート
９０  シールスロット
１００  タービンノズル
１１０  外側バンド
１２０  内側バンド
１３０  翼形部
１４０  側壁
１５０  側壁
１６０  キャビティ
１７０  シールスロット
１８０  インサート
１９０  開口
２００  冷却媒体
２１０  エンボス部
２２０  湾曲形状
【図１】
0006671895.tif 000002
【図２】
0006671895.tif 000003
【図３】
0006671895.tif 000004