(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
両端で内側及び外側バンド（２０，２２）に一体的に連結される複数の翼（１８）と；
前記翼の各々は、前記バンドの間で翼長方向に縦方向に延びると共に、前縁と後縁（３４，３６）と間で翼弦方向に延びる、対向する圧力側及び負圧側の側壁（２６，２８）を備えており；
前記側壁は、前記前縁及び後縁との間で離間しており、前記前縁から隔てられ前記側壁と一体的に連結されて冷却空気（２４）を導くための第１通路（４２）を形成する第１リブ（３８）と、前記第１リブから隔てられ前記側壁と一体的に連結されて冷却空気を導くための第２通路（４４）を形成する第２リブ（４０）とを備え、前記第２リブは前記後縁から隔てられ冷却空気を導くための第３通路（４６）を形成し；
前記正圧側壁（２６）を貫通し且つ前記翼長に沿って異なる勾配で傾斜する第１、第２及び第３のフイルム冷却用側壁孔の列（８、９、１０）と；
を備え、
前記第２リブ（４０）は勾配が付けられており、
前記第１のフイルム冷却用側壁孔の列（８）は、前記第２リブ（４０）と略等しい勾配を有し、前記第２通路（４４）と連通しており、
前記第２のフイルム冷却用側壁孔の列（９）は、前記第１のフイルム冷却用側壁孔の列（８）の勾配よりも小さい勾配を有し、前記第３通路（４６）と連通している
ことを特徴とするタービンノズル（１４）。
【請求項２】
前記第３のフイルム冷却用側壁孔の列（１０）は、前記第２のフイルム冷却用側壁孔の列（９）の勾配よりも小さい勾配を有し、前記第２のフイルム冷却用側壁孔の列（９）の後方で前記第３通路と連通していることを特徴とする請求項１に記載のノズル。
【請求項３】
前記第１及び第３のフイルム冷却用側壁孔の列（８、１０）の勾配は平均勾配を有し、前記第２のフイルム冷却用側壁孔の列（９）の勾配は前記平均勾配と実質的に等しいことを特徴とする請求項２に記載のノズル。
【請求項４】
前記第１、第２、第３フイルム冷却用側壁孔の列（８、９、１０）の前記フイルム冷却用側壁孔は実質的に等しい直径を有することを特徴とする請求項２に記載のノズル。
【請求項５】
前記翼の各々は、前記正圧側壁（２６）を貫通して第１通路（４２）と連通し前記第１リブに沿って延びる１列のフイルム冷却孔（１３）をさらに備えることを特徴とする請求項２に記載のノズル。
【請求項６】
前記第１リブのフイルム冷却孔（１３）の列は、前記第１リブ（３８）と実質的に平行であり、その前記孔の直径は、前記第１、第２、及び第３フイルム冷却用側壁孔の直径と実質的に等しいことを特徴とする請求項５に記載のノズル。
【請求項７】
前記翼の各々は、シャワーヘッド状に配置され前記前縁（３４）に沿って翼長方向に延びる複数列のシャワーヘッド状フイルム冷却孔（４−７）をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のノズル。
【請求項８】
前記シャワーヘッド状フイルム冷却孔（４−７）は、正圧側及び負圧側の側壁（２６，２８）に沿って前記前縁の周りに離間した４つの列を含むことを特徴とする請求項７に記載のノズル。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は概してガスタービンエンジンに関し、さらに詳細にはガスタービンエンジン内のタービンノズルに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンにおいて、空気は圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合され点火されて高温燃焼ガスが発生する。ガスは、支持用円板から半径方向外側に延びるタービン動翼列に向けてガスを導くステータ翼を備える第１段高圧タービンノズルを通して吐出される。
【０００３】
タービン翼は燃焼ガスからエネルギーを抽出して圧縮機に動力を供給する。ガスはその後、一般的にターボファン航空機エンジンのファンへの動力供給等の出力作業を行うためにガスからさらにエネルギーを抽出する数段のノズル翼と動翼とを有する低圧タービンへ導かれる。
【０００４】
高圧タービンノズルは最初に燃焼器からの燃焼ガスを受取るので、適当な耐用寿命を持たせるためには冷却が必要である。一般的なタービンノズルは、円周方向に互いに離間する外側と内側の環状バンドの間に翼長方向に半径方向に延びる一列のエーロフォイル翼を備えている。各々の翼の冷却用の圧縮機からの吐出ガスの一部を受取るよう翼は中空になっている。
【０００５】
各々の翼内には、対応する半径方向に延びるリブまたは隔壁によって内部冷却通路が形成されており、リブまたは隔壁は、円周方向に対向する正圧側と負圧側の側壁へ一体的に連結されている。翼の内面は、伝熱冷却を高めるよう運転中にそれを越えて流れる冷却空気を乱す背の低い乱流部材（turbulator）を備えてもよい。
【０００６】
翼の外面に沿って流れる高温燃焼ガスから該外壁を保護するために、種々の放射状列のフイルム冷却孔が翼の正圧側と負圧側の側壁に設けられている。
【０００７】
翼の前縁は最初に高温燃焼ガスを受取るので、典型的にシャワーヘッド形状の数列のフイルム冷却孔を備えている。フイルム冷却孔から吐出される空気は、翼の外面に沿って冷却空気の境界層を生成し、列から列へ付加的な冷却空気で再びエネルギーが与えられる。このフイルム冷却空気は、運転中に金属翼を高温燃焼ガスから保護する防壁をもたらす。
【０００８】
典型的なエーロフォイル翼は、前縁の後方で厚さが増し、典型的には翼弦長の３分の１以内で最大厚さに達し、その後先細になり厚さを減じながら比較的薄い後縁に至る。翼が後縁の近くで薄くなるにつれて翼の後縁領域を冷却することは困難になる。従って後縁は運転中に比較的高温に曝される別の領域である。
【０００９】
典型的に後縁は内部対流冷却をもたらす一列の後縁吐出孔によって冷却される。また、正圧側壁を保護し、更なる保護を図るために下流方向後縁へ延びる冷却空気フイルムを発達させるために、正圧側壁に一列またはそれ以上の付加的なフイルム冷却孔を設けてもよい。
【００１０】
さらに、負圧側壁は、前縁と最大厚さ領域との間に数列のフイルム冷却用のえら孔（ｇｉｌｌ  ｈｏｌｅ）を含んでもよく、これにより負圧側壁を保護するための冷却空気フイルムが発達し、後縁へ流れて後縁をさらに保護する。
【００１１】
燃焼ガスは、翼の正圧側及び負圧側の側壁に沿って異なる速度で流れるので、翼の前縁から後縁までの種々の領域は様々な加熱量に曝され、これに対応して様々な冷却量を必要とする。ノズル翼の冷却のために燃焼器から迂回されるいかなる空気もエンジン全体の能率を低下させるので、その量は適当なノズル翼の耐用寿命を達成しながら最少限にとどめる必要がある。
【００１２】
燃焼ガスの加熱効果の変動と冷却空気の冷却効果の変動とは温度勾配を生じるので翼の設計をさらに複雑にする。温度勾配は、翼材料の異なる膨張と収縮をもたらし、これは運転中の翼の低周波疲労による寿命に影響を及ぼす、熱的に誘発される歪みと応力の原因となる。
【００１３】
例えば、隔壁またはリブは、翼の正圧側と負圧側との間に延びる対応する冷却通路を形成し、それに沿って導かれる空気によって翼の内部で保護され冷却されるので本質的に比較的低温である。比較的高温の翼の正圧側及び負圧側の側壁に比べこのリブは比較的低温であり、両者の間には相当大きな温度勾配が生じる。さらに、翼の前縁と後縁の間で正圧側と負圧側に沿って異なる大きさの温度勾配も生じる。
【００１４】
従って、従来技術にあっては、様々な複雑さと効果の度合い及び様々な耐用寿命を有する種々の形状の冷却タービンノズル翼が多数存在している。
【００１５】
例えば、ゼネラルエレクトリック社はＣＦ３４という名前のターボファン航空機用ガスタービンエンジンを製造販売しており、このエンジンは数十年に亘り商業的に成功し使用されている。このエンジンの高圧タービンノズルは、顕著な耐用寿命を持つフイルム冷却されう翼を備えている。このエンジンの数十年に亘る商業用途は、タービンノズルの耐久性と寿命を評価するための数千時間の実地経験をもたらしている。
【００１６】
このノズルの設計の広範囲に及ぶ解析に関連するそのような実地経験は、今や必要とする空気量を増加することなくタービンノズルの耐久性と寿命を改善するために利用できる。
【００１７】
【発明が解決しようとする課題】
従って、冷却空気量の増加させることなく改善された耐久性をもち、広範囲に及ぶ実地経験と解析に基づいて改良されたタービンノズルを提供することが望まれている。
【００１８】
【課題を解決するための手段】
タービンノズル翼は、前縁と後縁との間に延びる正圧側及び負圧側の側壁を備える。翼は前縁と後縁との間に３本の内部冷却通路を形成する一体式の一対のリブを備える。複数列のフイルム冷却用の孔は側壁に沿って延び、正圧側の３列は、エーロフォイルの翼長に沿って種々の勾配で傾斜している。
【００１９】
【発明の実施の形態】
本発明の好ましい例示的な実施形態と他の目的及び利点は、添付の図面を参照して以下の詳細な説明によって具体的に説明されている。
【００２０】
図１は、飛行中の航空機に動力を供給するよう構成されたターボファンガスタービンエンジンの第１段高圧タービンノズル１４の一部を示す。エンジンは、連続流れ連通関係で、ファン、多段圧縮機及びノズルから排出される高温燃焼ガス１６を発生するよう燃料を圧縮機からの圧縮空気と混合する燃焼器（図示せず）を備えている。
【００２１】
ノズル下流には、一列の第１段タービンロータブレード（図示せず）が配置され、それに続いて運転中にファンに動力を供給する低圧タービン（図示せず）が配置されている。
【００２２】
図１にその一部を示すタービンノズルは、軸方向の中心線軸まわりに軸対称であり、対向する半径方向端部において対応する半径方向の内側及び外側のバンド２０，２２に一体的に連結される複数のノズル翼１８を備える。バンドは部分的に図示されており、典型的にはセグメントあたり２本またはそれ以上の翼を備える扇形セグメントの形状に形成されている。運転中、高温燃焼ガス１６に備えて翼を冷却するために、冷却空気２４は、圧縮機の吐出口から適当に迂回されて、典型的には外側バンド２２を通って各々の翼に供給される。
【００２３】
図１及び２に示すように、各々の翼１８は、全体的に凹形の正圧側壁２６と円周方向に向かい合う全体的に凸形の負圧側壁２８とを備えている。図３に示すように、２枚の側壁は、縦方向に２つのバンド２０と２２との間のノズルの放射軸に沿って延びており、根元３０は前者即ち内側バンドに連結し、先端３２は後者即ち外側バンドに連結している。また、２枚の側壁は対向する前縁と後縁３４，３６の間で翼弦方向即ち軸方向に延びている。
【００２４】
図２及び３に示すように、２枚の翼の側壁は、前縁と後縁との間で円周方向に互いに離間する、典型的には共通の鋳造で一体に形成された内部リブまたは隔壁を備えている。第１のリブ３８は、前縁から後方に隔たり、第２のリブ４０は、第１リブから後方に且つ後縁から前方に隔たっている。
【００２５】
第１のリブは、翼の前縁領域で冷却空気２４を翼の内部に導くための第１のつまり前縁通路を形成する。また、第２のリブ４０は、第１のリブから隔たり第２のつまり翼弦中央通路を形成し、これも冷却空気の一部を導く。また、第２のリブは後縁から隔たり、その間に第３のつまり後縁通路を形成し、これも同様に運転中に冷却空気の別の一部を導く。図１及び３に示すように、冷却空気は、外側バンド２２の対応する導入口から適切に３つの通路に供給される。
【００２６】
まず図２に示すように、各々の翼１８は、本発明によって翼の温度と温度勾配を低下させてノズル翼の耐久性と寿命を実質的に高めるよう改良されたフイルム冷却を提供するために、３つの通路４２，４４，４６のそれぞれと連通しており、１−１３の番号を付した正圧側及び負圧側に延びる複数列の対応するフイルム冷却用の孔を備えている。種々のフイルム冷却孔は、半径方向に全体的に直線状に翼長に沿って延びている。
【００２７】
図１−３に示す１−１３のフイルム冷却用孔の改良されたパターン及び構成を除いては、図示のタービンノズルは従来型であり、前記ＣＦ３４エンジンの高圧タービンノズルに対応している。前述のように、エンジンの広範囲に及ぶ実地経験から、現行のフイルム冷却孔のパターンと構成とに起因するタービンノズルの局所的な熱障害が明らかになっている。実地経験とその広範囲な解析から、フイルム冷却孔の改良されたパターンと構成とは、現行のノズル設計に比べて耐久性と寿命とを約３倍高める実質的な改良であることが判明している。
【００２８】
図２及び３に示すように、第１隔壁リブ３８は、内側バンド２０から外側バンド２２を貫通する空気導入口に達する手前まで半径方向外側に延びている。第１リブ３８は、著しい傾斜や勾配なしに半径方向に指向している。
【００２９】
第２隔壁リブ４０は、外側バンド２２の空気導入口から内側バンド２０に達する手前まで半径方向内側に延びている。第２リブ４０は、放射軸に対して角度Ａで傾斜しており、リブの内側端は外側端よりもよりも後方に配置されている。この構成において、第１リブ３８は、外側バンドの共通の導入口から冷却空気２４を受取る第１及び第２空気通路４２，４４を区分けする。
【００３０】
第１通路４２の内側は、冷却空気が通路内に妨げなく導かれるよう滑らかであることが好ましい。第２通路４４の内側も滑らかであることが好ましいが、図２に示すように、半径方向内側を流れる冷却空気を乱してこの領域の正圧側壁２６の伝熱冷却を向上させるための背の低い直線状の乱流板４８を備えている。
【００３１】
第３通路４６は、正圧側及び負圧側の側壁２６，２８の間に一体的に延びる縦方向及び翼弦方向に隔てられたピン５０の列（ｂａｎｋ）を備えており、第３通路４６によって冷却空気が供給される翼の先細の後縁領域に沿う空気の冷却効果を高めている。
【００３２】
リブ３８，４０と通路４２−４６とは、現行のＣＦ３４のノズルと同様のものある。
【００３３】
各々の翼１８のフイルム孔は、前縁と後縁との間のエーロフォイル形状の正圧側壁と負圧側壁との異なる冷却要求に応じて異なるグループに配置されている。第１グループは、第１及び第２通路４２，４４のそれぞれの１つと連通しており負圧側の側壁２８を貫通する４列のフイルム冷却用えら孔１，２，３，１２を含んでいる。図１及び３に示すように、４列のえら孔は、第１リブ３８に沿う翼長に沿って直線状に延びている。
【００３４】
図２に示す４列のえら孔は、前縁のすぐ後方から翼の最大厚さまで負圧側壁に沿って翼弦方向に隔てられている。１列のえら孔１は、冷却空気を受取るよう第１リブ３８のすぐ後方で第２通路４４に連通している。さらに３本の列２，３，１２はこの通路から冷却用空気を受取るよう上流側つまり第１リブ３８の前方で第１通路４２と連通している。
【００３５】
図１及び２に示すように、さらに各々の翼は、前縁３４で翼長に沿って直線状に延びるシャワーヘッド形状に配置された４列のフイルム冷却孔を備えている。４つのシャワーヘッド列４，５，６，７は、前縁の周りに正圧側と負圧側との側壁に沿って横方向に隔てられている。
【００３６】
図２及び３に示すように、フイルム冷却孔として、第１、第２及び第３通路４２，４４，４６のそれぞれの１つと連通し、正圧側壁２６を貫通して延びる別のグループの４列のフイルム冷却側壁孔８，９，１０，１３が設けられている。
【００３７】
翼弦中央部の列の側壁孔８は、空気を受取るよう第２通路４４と連通している。側壁孔の後方の２列９，１０は、空気を受取るよう第３通路４６と連通している。さらに、前列の側壁孔１３は、冷却用空気を受取るよう第１通路４２と連通している。
【００３８】
図２及び３に示すように、さらに各々の翼は、後縁３６に沿って延び冷却空気を受取るよう第３通路４６と連通する後縁孔１１を備えている。後縁孔１１は、対向する正圧側と負圧側との間で軸方向に延び、それに沿って冷却空気の最終フイルムを吐出するよう後縁３６のすぐ前方に隔てられた吐出口を有している。
【００３９】
前述のように、翼のエーロフォイル形状によって翼は、この翼の周りで様々な挙動を示す燃焼ガスの熱の曝される。従って、運転中の翼の耐久性を高めるためには、フイルム冷却孔を運転中の好ましくない温度勾配を低減して、局所ホットスポットの温度を最小にするよう正確に形成して配置する必要がある。
【００４０】
特に、３列の側壁孔の８，９，１０は、各々の翼長に沿って異なる勾配または傾斜角Ｂ，Ｃで傾斜しているのが好ましい。改良された形状の３列の側壁孔８，９，１０は、後縁に至る正圧側壁に沿って軸方向の温度勾配を低減して耐久性を向上させる。
【００４１】
図３に示すように、第２リブ４０は傾斜角Ａの勾配を有し、翼弦中央列の側壁孔８は、第２リブの直上流で第２通路４４に連通して第２リブに沿って正圧側壁にフイルム冷却空気を吐出するよう、好ましくは第２リブの勾配Ａに等しい勾配Ｂを有している。
【００４２】
側壁孔８は、側壁孔８の上流側列の勾配Ｂよりも小さく且つ第２リブ４０の勾配Ａよりも小さい勾配Ｃで半径方向に一直線に並べられた下流側の列の側壁孔９と協働する。図３において、種々のフイルム冷却孔は、仮想線で示すように全体的に直線状で半径方向に並べられている。
【００４３】
最下流の列の側壁孔１０は、中間列側壁孔９の勾配Ｃよりも小さな勾配を有し、中間側壁孔９の後方で第３通路に直接連通している。最下流の列の側壁孔１０の勾配はゼロであることが望ましく、これはノズルの放射軸との縦方向の整列を示している。
【００４４】
図３に示すリブ４０は、放射軸に対して、同時に全体的に半径方向に整列された後縁３６に対しても勾配を有しているので、比較的低温の第２リブ４０に比べて比較的高温である、翼の正圧側壁に沿う温度勾配を低減するようフイルム冷却空気を良好に配分するために、３列の側壁孔８，９，１０の相対的な方向または勾配を変えることが望ましい。１つの好適な実施形態において、中間列の側壁孔９の勾配Ｃは、隣の上流側列の側壁孔８と、隣の下流側列の側壁孔１０の勾配の平均値であるのが好ましい。
【００４５】
翼弦中央列の側壁孔８の勾配に照らして、第４列の側壁孔１３は、その上流で第１通路４２と連通して第１リブ３８に沿って設けらている。側壁孔１３の上流側の列は、実質的に第１リブ３８に平行であり全体的にゼロ勾配であることが好ましい。
【００４６】
図示されている１３列のフイルム冷却孔１−１３のパターン及び構成は、長年にわたり販売され運転されてきた商業用途の多数のエンジンの熱障害を呈する従来のＣＦ３４のノズル設計との比較において評価できる。
【００４７】
下の表は、過去のＣＦ３４の設計と、本発明の好適な実施形態による改良されアップグレードされた設計との間の付加的な相違点を示す。表中、フイルム冷却孔の列ごとに一列あたりの孔の数と、ミルとミリメータ単位での直径とが示されている。
0004659206.tif 000002
表に示すように、前縁後方の翼の負圧側の冷却を改善して温度勾配を低減するために、前縁と３つの下流側列のえら孔１−３との間に第４列のえら孔１２を追加した。
【００４８】
第１の上流側列のえら孔１２は、それより下流側のより大きいえら孔１−３よりも直径が小さい。えら孔２，３の大きさと個数は従来と同様であり、追加したえら孔１２の列と良好に協働するよう、えら孔３の列を前縁方向に移動した。えら孔１の後方の列は、上流側の３列のえら孔によって良好に冷却されることに照らして僅かに後方へ移動した。
【００４９】
フイルム層を拡張するために、えら孔１の数を翼の根元付近で少し増やした。えら孔１の列を翼根元へ拡張することで付加的な冷却がもたらされて翼後縁の寿命が向上する。後縁の耐久性を改善することにより、エンジン性能の低下を防止できる。
【００５０】
シャワーヘッド孔４−７の直径は、そこから吐出される冷却空気量を減らすために縮小され、シャワーヘッド孔を４列の側壁孔８−１０，１３と実質的に同じ直径とした。シャワーヘッド孔４−７は、図３に示す約２０度の半径方向内側の傾斜角Ｄを有しており、従来設計での約４５度の角度に比べて実質的に急角度である。
【００５１】
シャワーヘッド孔４−７の変更は、従来設計のものと同等の金属温度をもたらすが、通過する冷却空気の流れを低減する。シャワーヘッド孔の縮小された直径と急な表面角度とにより冷却効果が高まり、冷却空気の必要量が減り、冷却空気は他のフイルム孔へ分散した。他の孔は、各々の翼の全てのフイルム冷却列の要求量が実質的に従来設計と同じであるようにそれ相応に寸法が定められている。
【００５２】
表に示すように、３列の側壁孔８，９，１０は、実質的に直径が縮小されているので、この３列の好適な勾配と協働する、そこを通過する空気量が低減する。さらに、エーロフォイルの正圧側壁上の温度勾配を低減するために３列の下流側壁と協働するよう前側列の側壁孔１３を付加した。
【００５３】
フイルム冷却用側壁孔８，９，１０の直径は従来設計に比べて実質的に小さくなり、ここでは実質的に直径が等しく、さらに新たに付加した列の側壁孔１３と直径が等しい。
【００５４】
４列の側壁孔８−１０，１３は、翼の耐久性を高めるために正圧側壁上に沿って実質的に温度勾配を低減するよう、ここでは正圧側壁２６と比較的低温のリブ３８,４０及びピン５０と協働する。側壁孔の前方と後方の列１３，１０は、翼に関して半径方向にほぼ一直線に並んでいるが、一方で中間列の側壁孔８，９は勾配を有する第２リブ４０と協働するよう勾配を有している。
【００５５】
好適な実施形態において、翼弦中間列の側壁孔の８は、第２リブの勾配に一致しており、隣の下流側列の側壁孔９の勾配は、上流側列の側壁孔と下流側列の側壁孔との平均値を有している。
【００５６】
所望で有れば、１つまたはそれ以上の付加的なフイルム冷却用側壁孔の列を追加してもよく、中間的な勾配をもつことが好ましい。３列８，９，１０に関して、中間列の勾配は単に２つの隣接列の平均勾配である。さらに、４列の側壁孔の（図示せず）に関して、第２の中間列の勾配は、２つの外側の列の勾配の和の３分の１だけ第１列と異なり、また第３列の勾配については、勾配の和の３分の１だけ第４列と異なる。
【００５７】
改良されたノズル翼１８は、広範囲に及ぶ実地経験と解析とによって可能となったフイルム冷却孔の注意深い組み合わせによって、向上した耐久性と寿命とを享受している。
【００５８】
本明細書では本発明の好ましい例示的な実施形態と考えるものについて説明してきたが、本発明の他の形態は明細書の教示内容から当業者には自明であり、本発明の真の精神と発明の範囲に属する全ての変更は特許請求の範囲で保護されるものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の例示的な実施形態による環状ガスタービンエンジンの扇型セグメント、高圧タービンノズルの等角投影図である。
【図２】図１に示されるノズル翼の１つを線２−２に沿って見た半径方向断面図である。
【図３】図１に示されるノズル翼をキャンバーライン３−３に沿って見た軸方向立面図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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