(57)【要約】【課題】  本出願は、ガスタービンエンジンにおいて流体を噴射するための方法及び装置を提供する。【解決手段】  ガスタービンエンジン（１０）のノズル支持体（３２）は、環状であり、プレナム（４２）と一体形の噴射器（４４）とを備えた少なくとも１つのガス噴射器アセンブリ（４０）を含む。プレナムは、外面（４８）と内面（５０）とを含む。プレナム内面は、プレナム内に空洞（５２）を画成する。噴射器は、入口（７２）と出口（７４）と該入口及び出口間で延びる通路（７０）とを含む。噴射器は、プレナム外面に対して斜めになった噴射角度（θ）で配向される。【選択図】      図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）のノズル支持体（３２）であって、該ノズル支持体が環状であり、プレナム（４２）と一体形の噴射器（４４）とを備えた少なくとも１つのガス噴射器アセンブリ（４０）を含み、前記プレナムが外面（４８）と内面（５０）とを含み、前記プレナム内面が前記プレナム内に空洞（５２）を画成し、前記噴射器が、入口（７２）と出口（７４）と該入口及び出口間で延びる通路（７０）とを含みかつ前記プレナム外面に対して斜めになった噴射角度（θ）で配向されている、ノズル支持体（３２）。
【請求項２】
前記噴射器通路（７０）が、噴射器（４４）から吐出された流体流内に渦流を誘発するように構成されている、請求項１記載のノズル支持体（３２）。
【請求項３】
前記プレナム（４２）が、内面（５０）及び外面（４８）間で測定した、約０．２００インチよりも小さい厚さ（Ｔ1）を有する、請求項１記載のノズル支持体（３２）。
【請求項４】
前記噴射器噴射角度（θ）が、前記プレナム外面（４８）に対して測定して約５０度〜７０度である、請求項１記載のノズル支持体（３２）。
【請求項５】
前記噴射器通路（７０）が機械加工法によって形成されている、請求項１記載のノズル支持体（３２）。
【請求項６】
前記噴射器通路（７０）が放電加工法によって形成されている、請求項１記載のノズル支持体（３２）。
【請求項７】
前記ノズル支持体が鋳造法によって形成されている、請求項１記載のノズル支持体（３２）。
【請求項８】
前記噴射器通路（７０）の断面直径（Ｄ1）は、噴射器入口（７２）と噴射器出口（７４）との間で変化させることができる、請求項１記載のノズル支持体（３２）。
【請求項９】
環状のノズル支持体（３２）を含むガスタービンエンジン（１０）であって、前記ノズル支持体が複数の周方向に間隔をおいて配置されたガス噴射器アセンブリ（４０）を含み、前記ガス噴射器アセンブリの各々がプレナム（４２）と該プレナムと単体構造に形成された噴射器（４４）とを含み、前記プレナムが外面（４８）と内面（５０）とを含み、前記プレナム内面が前記プレナム内に空洞（５２）を画成し、前記噴射器が、入口（７２）と出口（７４）と該入口及び出口間で延びる通路（７０）とを含みかつ前記プレナム外面に対して測定して斜めになった噴射角度（θ）で該プレナム外面から延びている、ガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１０】
前記ガス噴射アセンブリ（４０）噴射器の各々が、該噴射器（７０）から吐出された流体流内に渦流を誘発する、請求項９記載のガスタービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願は、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いて流体を噴射するための方法及び装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
公知のガスタービンエンジンは、空気を加圧する圧縮機を含み、該空気は燃料と混合され燃焼器に導かれ、燃焼器において混合気は燃焼室内で点火されて高温の燃焼ガスを発生する。高温燃焼ガスは下流方向にタービンに導かれ、該タービンが燃焼ガスからエネルギーを取出して圧縮機に動力を供給し、同時に飛行中の航空機を推進する又は発電機などの負荷に動力を供給するような有益な仕事を行う。従って作動中、燃焼室の下流側にある構成部品は燃焼ガスに曝され、長時間にわたって連続して燃焼ガスに曝されることでこれら構成部品の作動温度が上昇するおそれがある。
【０００３】
構成部品の作動温度を低下させるのを可能にするため、少なくとも一部の公知のエンジンは、構成部品に向けて冷却流体を吐出する冷却噴射システムを含む。より具体的には、少なくとも一部の公知の冷却噴射システムは、環状プレナムに連通した複数の噴射器を含む。環状プレナムは、複数の周方向に間隔をおいて配置された噴射器に実質的に均一な流れを供給し、次ぎに噴射器が下流方向に冷却流を吐出することを可能にする。より具体的には、冷却空気は、噴射器の下流の流れ内に乱流を誘発しないような所定の噴射角度で該噴射器から吐出される。しかしながら、このような冷却噴射システムでは、複数の溶接部を完成させなければならずまたエンジンスペース制約条件があるため、組立てるのに多くの費用と時間がかかることになる。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
１つの態様では、ガスタービンエンジンのノズル支持体を製作する方法を提供する。本方法は、その各々がプレナムと該プレナムの外面から外向きに延びる単体構造の噴射器とを備えた複数の周方向に間隔をおいて配置されたガス噴射器アセンブリを含む環状アセンブリを形成する段階と、入口と出口との間で延びかつプレナム外面に対して斜めに整列するように噴射器を貫通させて通路を形成する段階とを含む。
【０００５】
別の態様では、ガスタービンエンジンのノズル支持体を提供する。本ノズル支持体は、環状であり、プレナムと一体形の噴射器とを備えた少なくとも１つのガス噴射器アセンブリを含む。プレナムは、外面と内面とを含む。プレナム内面は、プレナム内に空洞を画成する。噴射器は、入口と出口と該入口及び出口間で延びかつ該噴射器を貫通する通路とを含む。噴射器は、プレナム外面に対して斜めになった噴射角度で配向される。
【０００６】
さらに別の態様では、ガスタービンエンジンは、複数の周方向に間隔をおいて配置されたガス噴射器アセンブリを備えた環状のノズル支持体を含む。ガス噴射器アセンブリの各々は、プレナムと該プレナムと単体構造に形成された噴射器とを含む。プレナムは、外面と内面とを含む。プレナム内面は、プレナム内に空洞を画成する。噴射器は、入口と出口と該入口及び出口間で延びる通路とを含む。噴射器は、プレナム外面に対して測定して斜めになった噴射角度で該プレナム外面から延びる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
図１は、ガスタービンエンジン１０の概略図であり、該ガスタービンエンジン１０は、直列の流れ配列で、ファンアセンブリ１２と高圧圧縮機１４と燃焼器１６とを含む。エンジン１０はまた、高圧タービン１８と低圧タービン２０とを含む。エンジン１０は、吸入側２８と排気側３０とを有する。１つの実施形態では、エンジン１０は、オハイオ州シンシナティ所在のGeneral Electric社から購入可能なＣＦ−３４型エンジンである。
【０００８】
作動中、空気はファンアセンブリ１２を通って流れ、加圧された空気が高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に供給される。燃焼器１６からの空気流はタービンノズルアセンブリ３２を通って導かれて、タービン１８及び２０を駆動し、タービン２０はファンアセンブリ１２を駆動する。タービン１８は、高圧圧縮機１４を駆動する。
【０００９】
図２は、ガスタービンエンジン（図１に示す）に用いることができるガス噴射器システム３４を含むノズル支持体３２の上流側３０の平面図である。図３は、ノズル支持体３２の下流側３６の部分平面図である。図４は、線４−４（図２に示す）に沿った、ノズル支持体３２の断面図である。図５は、ガス噴射器システム３４の一部の概略斜視図である。ノズル支持体３２は環状であり、ガス噴射器システム３４と単体構造に形成される。
【００１０】
ガス噴射器システム３４は、ノズル支持体３２の周りに延びた複数の一体に形成されたガス噴射器アセンブリ４０を含み、該ガス噴射器アセンブリは、所定の噴射角度で支持体３２から下流方向に冷却流体を噴射する。より具体的には、噴射器アセンブリ４０は周方向に間隔をおいて配置されており、各アセンブリ４０は、中空のプレナム４２と単体構造の噴射器４４とを含む。プレナム４２は、外面４８と内面５０とを含むプレナム壁４６によって形成される。内面５０は、プレナム４２内に空洞５２を画成する。
【００１１】
プレナム４２は薄壁で囲まれたプレナムとみなせ、プレナム壁４６は、それぞれプレナム内面及び外面５０及び４８間で測定した厚さＴ1を有する。１つの実施形態では、プレナムの壁厚さＴ1は約０．２０インチよりも小さい。
【００１２】
ノズル支持体の上流側３０は、プレナム空洞５２と流れ連通した複数の周方向に間隔をおいて配置された開口部６０を含む。具体的には、開口部６０によって、供給源（図示せず）から供給される冷却流体がプレナム空洞５２に流入できるようになる。この例示的な実施形態では、開口部６０は各々円形である。別の実施形態では、開口部６０は非円形である。ノズル支持体の下流側３６もまた、空洞５２と流れ連通した複数の周方向に間隔をおいて配置された吐出通路６２を含む。吐出通路６２によって冷却流体をプレナム空洞５２から吐出することができる。１つの例示的な実施形態では、各通路６２は涙滴形状の断面輪郭を有する。別の実施形態では、通路６２は涙滴形状ではない断面輪郭を有する。
【００１３】
各噴射器４４はプレナム４２と単体構造に形成され、その中に画成されかつ入口７２と出口７４との間で延びる流体通路７０を含む。通路７０は、通路入口７２がプレナム空洞５２内に位置するように、プレナム壁４６を貫通して延びる。この例示的な実施形態では、噴射器４４はほぼ直円柱形であり、通路７０はその中をほぼ一直線に貫通している。従って、流路７０は円形の断面積を有し、入口７２と出口７４との間でほぼ一定の直径Ｄ1を有する。別の実施形態では、通路直径Ｄ1は、入口７２と出口７４との間で変化させることができる。さらに別の実施形態では、流路７０は非円形の断面積を有する。
【００１４】
各噴射器４４はプレナム壁５２を斜めに貫通して延び、かつプレナム外壁４８から斜めに延びる。従って、噴射器通路７０はプレナム壁５２を斜めに貫通して延び、プレナム外面４８に対して斜めに配置される。より具体的には、噴射器通路７０は、通路中心軸線８０とプレナム外面４８との間で測定した所定の噴射角度θで配置される。噴射角度θは約０度よりも大きい。より具体的には、１つの実施形態では、噴射角度θは約５０度〜７０度である。以下で一層詳細に述べるように、噴射角度θによって、流体は空洞５２から方向８２に吐出されるが、この方向８２は噴射器４４上を通過して流れる周囲流体の方向８４に対して実質的に接線方向であり、またプレナム外面４８に対して実質的に平行である。外面４８は湾曲しているので、角度θは、特定の位置において面４８に対して定まることに注意すべきである。
【００１５】
噴射器４４及び通路７０は、通路入口７２及び出口７４間で測定した長さＬを有する。通路の長さＬ及び直径Ｄ1は、通路７０を通る流体流の安定を促進するように可変に選択される。１つの実施形態では、通路長さＬ対通路直径Ｄ1の比は少なくとも２対１である。より具体的には、通路長さＬ、直径Ｄ1及び噴射角度θは、ガス噴射器システム３４に組み込む特定のシステムにおける冷却流体要件に基づいて可変に選択される。通路長さＬ及び噴射角度θはまた、通路７０を形成するのに用いる製造方法によって決まる。１つの実施形態では、噴射器長さＬは、通路出口７４がプレナム外面４８と実質的に同一平面になるか又は該プレナム外面４８から半径方向内側に凹設されるように選択される。別の実施形態では、噴射器長さＬは、通路入口７２がプレナム内面５０と実質的に同一平面上にあるか又は該プレナム内面５０内に凹設されるように選択される。
【００１６】
作動中、ガス噴射器システム３４に供給される冷却流体は、ガス噴射器アセンブリ４０によって下流方向に吐出される。具体的には、ガスはプレナム４２から噴射器４４を通して吐出される。より具体的には、噴射器通路直径Ｄ1及び噴射器通路長さＬの組合せは、冷却流体が下流方向に吐出される前に噴射器通路７０を通って流れる流体流を安定させるのを促進する。噴射器４４は各プレナム４２から斜めに延びているので、噴射器４４から吐出される冷却流体は、噴射器４４上を通過して流れる周囲流体に対して実質的に接線方向に導入されて、冷却流体がノズル支持体３２から吐出されるときに該冷却流体に対して渦流が誘発されるようにする。従って、ガス噴射器システム３４は、ノズル支持体３２の下流側に実質的に周方向に均一な流れを形成することを可能にする。
【００１７】
製作時、単体構造のガス噴射器アセンブリ４０の各々は、プレナム４２及び噴射器４４が一体形になるよう形成される。より具体的には、この例示的な実施形態では、各アセンブリ４０を鋳造し、次いで機械加工法を使用して各噴射器通路７０をその中に形成する。別の実施形態では、異なる製作法を使用して各単体構造ガス噴射器アセンブリ４０を形成する。この例示的な実施形態では、各通路７０は、放電加工法を使用して形成される。ガス噴射器アセンブリ４０は単体構造として形成されるので、ガス噴射器システム３４は、スペース及びアクセス制約条件により公知の多部品アセンブリをその中で結合することができないようなエンジン１０に取付けることができる。
【００１８】
上述したガス噴射器システムは、ガスタービンエンジンの下流側に周方向に実質的に均一な流れを供給する、費用効果がありかつ高い信頼性がある方法を提供する。ガス噴射器システムは、各々が単体構造に形成されたプレナム及び噴射器を備えた複数のガス噴射器アセンブリを含む。従って、費用効果がありかつ信頼性がある方法でその信頼性を改善しながら組立費用を低減することを可能にするガス噴射器システムが得られる。
【００１９】
以上、ガス噴射器アセンブリの例示的な実施形態を詳細に説明した。ガス噴射器アセンブリは本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ各アセンブリの構成部品は本明細書に記載した他の構成部品から独立して別個に使用することができる。各ガス噴射器アセンブリ構成部品はまた、他のガス噴射器アセンブリ構成部品と組合せて使用することもできる。
【００２０】
なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンに用いることができるガス噴射器システムを含むノズル支持体の上流側の平面図。
【図３】図２に示すノズル支持体の下流側の部分平面図。
【図４】線４−４（図２に示す）に沿った、図２に示すノズル支持体の断面図。
【図５】図２に示すガス噴射器システムの一部の概略斜視図。
【符号の説明】
【００２２】
１０  ガスタービンエンジン
３２  ノズル支持体
３４  ガス噴射器システム
４０  ガス噴射器アセンブリ
４２  プレナム
４４  噴射器
４６  プレナム壁
４８  プレナム外面
５０  プレナム内面
５２  プレナム空洞
７０  噴射器通路
７２  通路入口
７４  通路出口
８０  通路中心軸線
【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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