(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１のパターンの膜冷却孔（５６、５８、６０）を有する中央静翼（２４）を備えたタービンノズル（２０）であって、前記第１のパターンの膜冷却孔（５６、５８、６０）は、第２のパターンの膜冷却孔（５６、５８）をそれぞれ有する２つの隣接する端部静翼（２６）のそれぞれより多くの冷却空気（１４）を排出するように構成されており、前記静翼（２４、２６）はそれぞれ、これに一体的に結合された外側バンド（２８）と内側バンド（３０）の間の範囲に延び、対向した先端縁部（３８）と後端縁部（４０）の間に線で延びる対向した圧力および吸気側壁（３４、３６）を備え、前記静翼（２４、２６）はそれぞれ中空であり、さらに前記第１および第２のパターンの孔（５６、５８、６０）からの排出のためにそこを通して前記冷却空気（１４）を循環させる内部冷却回路（４２）を備え、前記第１のパターンは、前記端部静翼（２６）それぞれからよりも、前記中央静翼（２４）からより多くの冷却空気（１４）を排出するように、前記第２のパターンよりも多くの孔（６０）を備え、前記端部静翼（２６）は、その中の前記第２のパターンの膜冷却孔（５６、５８）を含み、互いに同一であり、前記中央静翼（２４）内の前記第１のパターンの膜冷却孔（５６、５８、６０）は前記第２のパターンと異なり、前記中央静翼（２４）内の前記第１のパターンの膜冷却孔（５６、５８、６０）は、中に前記第２のパターンを含むことを特徴とする、タービンノズル（２０）。
【請求項２】
前記内部冷却回路（４２）は、前記先端縁部（３８）を衝突冷却するように穴あきリブ（４６）によって結合された、前記先端縁部（３８）の後ろに第１の流路（４４）を備え、
前記第１のパターンの膜冷却孔（５６、５８、６０）は、その中で前記第１の経路（４４）と流体連通して前記中央静翼（２４）の前記先端縁部（３８）に沿って配置され、
前記第２のパターンの膜冷却孔（５６、５８）は、その中で前記第１の経路（４４）と流体連通して前記端部静翼（２６）の前記先端縁部（３８）に沿って配置された、請求項１記載のノズル。
【請求項３】
前記第１および第２のパターンは、前記静翼（２４、２６）の前記圧力側壁（３４）を通した同様の第１の列の孔（５６）と、前記吸気側壁（３６）を通した同様の第２の列の孔（５８）とを含み、
前記第１のパターンは、前記端部静翼（２６）には見られない、前記中央静翼（２４）の前記先端縁部（３８）近くに追加の孔（６０）を含む、請求項２記載のノズル。
【請求項４】
前記第１のパターンは、前記圧力および吸気側壁（３４、３６）をそれぞれ通して延びる前記中央静翼（２４）の前記先端縁部（３８）に沿って、追加の２列の膜冷却孔（６０）を含む、請求項３記載のノズル。
【請求項５】
前記第１の列の膜冷却孔（５８）は円筒形をしており、数量が１９であり、
前記第２の列の膜冷却孔（６０）は分岐しており、数量が１９であり、
前記追加の２列の膜冷却孔（６０）は円筒形をしており、数量がそれぞれ１０である、請求項４記載のノズル。
【請求項６】
前記追加の２列の膜冷却孔（６０）は、前記内側バンド（３０）から前記外側バンド（２８）まで、３０％から８５％の長さ範囲内に配置された、請求項５記載のノズル。
【請求項７】
前記膜冷却孔（５６、５８、６０）は、同様の入口直径を有する、請求項６記載のノズル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概して、ガスタービンエンジンに関し、より具体的にはその中のタービンノズルに関する。
【背景技術】
【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、熱い燃焼ガスを発生させる燃焼器内の燃料と混合される。エネルギーは、圧縮機に動力を供給する高圧タービン（ＨＰＴ）内のガスから引き出され、追加のエネルギーは例示的なターボファン航空機エンジン応用例で上流側ファンに動力を供給する、または海上および工業応用例で出力駆動シャフトを駆動する低圧タービン（ＬＰＴ）内で引き出される。
【０００３】
ＨＰＴおよびＬＰＴは、運転中に熱い燃焼ガスによって加熱された対応するタービンノズルを備えている。ＨＰＴおよびＬＰＴ内の第１段階ノズルはそれぞれ、径方向内側および外側バンドにその両端部で一体結合された一列の中空固定子静翼を備えている。固定子静翼は、支持回転子ディスクの周面から径方向外側に延びる下流側の列のタービン回転子ブレードに燃焼ガスを導くような同一のエーロフォイル構造をしている。
【０００４】
固定子静翼はまた、２つのバンドの間の範囲内で径方向に延びるいくつかの流路を画定して、運転中に圧縮機から抽気された加圧冷却空気の一部をエーロフォイル内で循環させるように、対応する仕切りがエーロフォイルの圧力および吸気両側の間に延びる同一の冷却回路を中に備えている。
【０００５】
冷却回路は、様々な従来の構造を有することができ、普通は熱い燃焼ガスから静翼を外的に保護するように空気の遮熱ブランケットを作り出す、冷却空気の対応する薄膜内に消費した冷却空気を排出するように、各エーロフォイルの圧力および吸気両側を通して延びる様々な列の膜冷却孔を備えることができる。
【０００６】
燃焼ガスは最初、各エーロフォイルの範囲に沿って分配された対応する列の膜冷却または鰓孔（ギル孔）によって普通は保護されているその先端縁部に沿った固定子静翼に到達する。燃焼ガスはその後、隣接する静翼の間の対応するノズル経路を通して流れ、静翼の後端縁部に沿ったノズルを離れる。薄い後端縁部は普通、内部冷却回路から消費した冷却空気の別の部分を排出する一列の膜冷却出口スロットを備えている。
【０００７】
ノズル静翼はＨＰＴおよびＬＰＴ内のエネルギーを引き出すのに使用する特定の空気力学エーロフォイル構造を有するので、各静翼の異なる構成の圧力および吸引側の上の燃焼ガスの速度および圧力分布は異なり、それに応じて静翼上に異なる熱荷重を作り出す。さらに、各静翼は両端部が、燃焼ガスの熱荷重にさらされた外側および内側バンドに固定取り付けされている。
【０００８】
ノズルは環状構造であるので、燃焼ガスからの熱荷重により、ノズルが加熱されたときに直径が膨張され、それに応じて熱、および対応する作動温度が低くなったときに直径が縮小される。
【０００９】
燃焼ガスからの熱荷重の変化による環状タービンノズルのこのような伸縮は、個別の静翼および支持バンド両方にかなりの熱応力を作り出す。ガスタービンエンジンが期待耐用年数にわたって繰返しサイクルで作動するので、タービンノズルは低サイクル疲労（ＬＣＦ）を引き起こす加熱および冷却サイクルにさらされている。
【００１０】
タービンノズルの寿命は普通、ノズルが直面するＬＣＦの累積サイクルによって制限されている。ノズルのＬＣＦ寿命は普通、ノズル強度の対応する低下、およびノズル内の望ましくない亀裂損傷の導入に次第につながる可能性がある、ＬＣＦサイクルからの最も大きい累積疲労に直面するノズル内のあらゆる１つの位置によって制限される。
【００１１】
しかし、タービンノズル内のＬＣＦ制限位置は、エンジンの特定の運転サイクル、および特定の冷却構造を含むノズル自体の特定の設計の機能である。
【００１２】
普通のタービンノズルのＬＣＦ寿命はそれに応じて、普通は外側および内側バンドの対応する部分内に１つまたは２つのノズル静翼を含む小さな部分に環状ノズルを周面分割することによって長くなる。環状ノズルを分割することにより、そのフープ連続性が遮られ、中の熱応力の大きさが小さくなる。
【００１３】
しかし、それに応じて環状タービンノズルを分割することにより、ノズルの複雑性を大きくするこれらの部分の間に適切な密封が必要となり、その全体的な効率を低下させる可能性がある。
【００１４】
単静翼ノズル部分は、環状ノズルの周面連続性を完全に分離させ、個別のノズル静翼が対応するバンド部分で自由に伸縮することが可能になる。
【００１５】
２静翼ノズル部分またはダブレットでは、個別の静翼はそれだけ伸縮することができなくなるが、第２の静翼の伸縮、および共通のバンド部分との一体連結が行われる。
【００１６】
また、２静翼ノズル部分またはトリプレットはさらに熱抑制が大きくなる。というのは、３つの静翼のあらゆる１つが対応するバンド部分によって他の２つの静翼と一体的に相互連結されているからである。
【００１７】
より詳細には、３つの静翼部分の熱膨張は、２つの外側または端部静翼内の引っ張り荷重を導入する外側バンドの周面湾曲または円弧を真っすぐにし、それに応じて中間または中央静翼内の圧縮荷重を導入する傾向がある。
【００１８】
静翼自体、その冷却構造、および取付バンド部分は普通、部分から部分まで同一であるので、部分に加えられる異なる熱荷重は、静翼およびバンド内に異なる熱応力を導入し、ノズルのＬＣＦ寿命に悪影響を与える。３静翼ノズル部分内の中間静翼は、２つの端部静翼および共通の支持バンドによって構造的に捕捉されているので、ＬＣＦ寿命制限位置を中間静翼内で見つけることができる。
【００１９】
現代のガスタービンエンジンのタービンノズルの複雑性、およびその不利な動作環境はしたがって、エンジン性能または効率とＬＣＦ寿命のバランスを必要とする。
【特許文献１】米国特許第２９１７２７６号公報
【特許文献２】米国特許第３４７５１０７号公報
【特許文献３】米国特許第３９７５１１４号公報
【特許文献４】米国特許第４１８７０５４号公報
【特許文献５】米国特許第４７６７２６０号公報
【特許文献６】米国特許第５６０９４６６号公報
【特許文献７】米国特許第５７４１１１７号公報
【特許文献８】米国特許第５９９７２４５号公報
【特許文献９】米国特許第６１８３１９２号公報
【特許文献１０】米国特許第６２７０３１７号公報
【特許文献１１】米国特許第６３４５９５５号公報
【特許文献１２】米国特許第６３５４７９７号公報
【特許文献１３】米国特許第６３９８４８８号公報
【特許文献１４】米国特許第６４２５７３８号公報
【特許文献１５】米国特許第６４２８２７３号公報
【特許文献１６】米国特許第６５７９０６１号公報
【特許文献１７】米国特許第６６０９８８０号公報
【特許文献１８】米国特許第６７８３３２３号公報
【特許文献１９】米国特許第６９２９４４６号公報
【特許文献２０】米国特許出願公開第２００５／０１３５９２１Ａ１号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００２０】
したがって、その航空力学効率およびＬＣＦ寿命の両方を増加させる改良型の構造を有する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】
【００２１】
タービンノズルは、外側および内側バンド内の１対の端部静翼の間に取り付けられた中央静翼を備えている。中央静翼は、それぞれの第２のパターンの膜冷却孔を有する２つの端部静翼のそれぞれより多くの冷却空気を排出するように構成された第１のパターンの膜冷却孔を備えている。
【００２２】
好ましいおよび例示的な実施形態による本発明は、その別の目的および利点と共に、添付の図面と合わせて以下の詳細な説明により詳細に説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２３】
図１に略図的に示されているのは、長手方向または軸方向中心線軸に関して軸対称であるガスタービンエンジン１０である。エンジンは、空気１４を加圧するように構成された従来の多段軸流圧縮機１２を備えている。加圧空気１４は従来の環状燃焼器１６内に導かれ、そこで燃料と混合され、熱い燃焼ガス１８を発生させるように点火される。
【００２４】
燃焼ガスは、運転中にその中でいくつかの列の圧縮機回転子ブレードを回転させるように、圧縮機１２の回転子に駆動シャフトによって結合された高圧タービン（ＨＰＴ）内に燃焼器から排出される。
【００２５】
図１に示すコアエンジンは、典型的なターボファン航空機エンジン応用例において、下流側低圧タービン（ＬＰＴ）によって上流側ファン（図示せず）が駆動される、ターボファン航空機エンジンなどの典型的なガスタービンエンジンで使用することができる。または、ＬＰＴは、海上および工業エンジン応用例用の外部駆動シャフトに結合することができる。
【００２６】
ＬＰＴは、支持回転子ディスクから径方向外側に延びる一列の従来の第１段階タービン回転子ブレード２２内に燃焼ガスを案内するように特に構成された、環状の第１段階タービンノズル２０を備えている。ディスクおよび対応する駆動シャフトを回転させるように、エネルギーがブレード２２から引き出される。
【００２７】
図１および２に示す第１段階タービンノズル２０は、３重静翼部分を有する環状アセンブリである。各トリプレット部分は、２つの外側または端部静翼２６から周方向に離れて配置された内側または中間静翼２４を備えている。３つの静翼２４、２６は、径方向の範囲に延び、３つの静翼に対応する部分内で周面アーチ状の外側および内側バンド２８、３０に両端部が一体的に結合されている。
【００２８】
３つの静翼は、その単一または一体アセンブリを形成するように、支持バンド２８、３０に一体鋳造またはろう付けすることができる。このように、３つの静翼は２つのバンド２８、３０によって剛性相互連結されており、これらの２つのバンドは運転中にその間に案内される燃焼ガス１８用の径方向外側および内側流れ領域の連続部分を提供する。
【００２９】
図２に示すように、ノズル部分の両側の周端部は、間に捕捉された従来のスプラインシールを使用して適切に密封された、対応する軸方向分割線３２で環状ノズルの周面連続性を遮る。このように、３重静翼部分は、当業界で見られる２つまたは１つの静翼ノズル部分より少ない分割線３２をノズルの周面周りに有する。より少ない分割線およびより少ないスプラインシールはそれに応じて、運転中のタービンノズルの効率を大きくする。
【００３０】
図２に示す静翼２４、２６はそれぞれ、燃焼ガス１８を下流側タービンブレードに案内する同一のエーロフォイル構造を有する。例えば、各静翼は、ほぼ凹状の圧力側壁３４と、周方向反対側のほぼ凸状の吸気側壁３６とを備えている。２つの側壁は、図１に示すように外側バンド２８と内側バンド３０の間の範囲に径方向に延び、上に記載したようにろう付けまたは鋳造によってそこに一体的に結合されている。各静翼の２つの側壁はまた、反対側の先端縁部３８と後端縁部４０の間の線に軸方向に延びている。
【００３１】
図１および２に示すタービンノズル内の各静翼は中空であり、静翼を内部冷却するようにそこを通して加圧冷却空気１４を循環させる同様または同一の内部冷却回路４２をその中に備えている。冷却回路４２は、あらゆる従来の構造を有することができ、その中に径方向に延びる流路を形成するように圧力および吸気側壁を一体的に架橋する対応する仕切りまたはリブによって普通は画定されている。
【００３２】
例えば、冷却回路は、一体型穴あき仕切りまたはリブ４６によって結合された各静翼内の後端縁部３８のすぐ後ろに配置された第１の流路４４を備えている。この第１のリブ４６は、図２によく示すように、一列の衝突孔４８を備えており、これを通して冷却空気がその衝突冷却のために先端縁部の裏面に対して対応するジェットで排出される。この実施形態では、静翼はタービンノズルに普通見られる別個のまたは取り外し可能な衝突バッフルまたはインサートを備えていない。
【００３３】
第１の流路４４は、専用の先端縁部冷却回路内の後ろの第２の径方向経路から冷却空気が供給される。冷却回路４２はまた、後端縁部につながる３つの別の流路によって画定され、対応する仕切りによって分離された３パス蛇行脚部を備えている。
【００３４】
図１に示すように、静翼はそれぞれ、圧縮機から加圧空気を受ける外側バンド２８を通した対応する入口５０を備えている。１対の出口５２は、そこからの冷却空気の一部を３つの静翼から排出するように、内側バンド３０の下の共通のプレナム内に設けられている。また、各静翼はまた、後端縁部のすぐ前で、静翼の圧力側で消費した蛇行冷却空気を排出する、一列の後端縁部スロットまたは出口５４を備えている。
【００３５】
図に示したタービンノズル内の静翼２４、２６は全て、その先端端部領域を除いて、互いに同一である。より詳細には、図２および３に示す中央静翼２４は、そこから消費した衝突空気を排出するように第１の流路４４と流体連通して先端縁部３８に沿って縦列または横列に配置された第１のパターンの膜冷却孔５６、５８、６０を備えている。
【００３６】
これに対して、各トリプレットノズル部分内の２つの端部静翼２６はそれぞれ、消費した衝突空気をそこから排出するように、その中で第１の流路４４と流体連通して端部静翼の先端縁部３８に沿って縦列または横列に配置された第２のパターンの膜冷却孔５６、５８を備えている。
【００３７】
各ノズル部は少なくとも３つの静翼を備えているので、２つの端部静翼２６は、その先端縁部近くに配置された対応する第２のパターンの膜冷却孔５６、５８を含み、互いに同一であることが好ましい。これに対して、中央静翼２４内の第１のパターンの膜冷却孔５６、５８、６０は特に、２つの端部静翼２６の対応する先端縁部より多くの膜冷却空気を中央静翼２４の先端縁部領域内に集合的に排出するように、第２のパターンとは異なる。
【００３８】
各ノズル部分内の図２に示された３つの静翼２４、２６は、その後ろで消費した衝突冷却空気がそれぞれの第１の流路４４内に集められる、先端縁部の同一の衝突冷却を含む同一の内部冷却回路を有する。中央静翼２４および２つの端部静翼２６の先端縁部で異なる第１および第２のパターンの膜冷却孔を導入することによって、第１の流路４４から排出される消費された衝突空気は、２つの端部静翼から中間静翼の先端縁部を異なるように冷却するように使用することができることが好ましい。
【００３９】
好ましい一実施形態では、第１のパターンは、その先端縁部に沿って２つの端部静翼２６それぞれからよりも多くの冷却空気を中央静翼２４から集合的に排出するように、第１のパターンより多くの膜冷却孔を備えている。このように、中央静翼の先端縁部での多量または大量の膜冷却孔は、先端縁部に沿ってより少ない膜冷却孔を有する２つの端部静翼の先端縁部冷却と比較して、中央静翼の先端縁部冷却を増やすのに使用することができる。
【００４０】
例えば、トリプレット静翼２４、２６に見られる２つの異なるパターンでの膜冷却孔５６、５８、６０は全て、そこからの排出流量を測定するまたは制限する約１４ミル（０．３６ｍｍ）の同様または同一の入口直径を有することが好ましい。これらの膜冷却孔の直径は、静翼冷却での実際の使用の最小寸法であるので、２つの端部静翼と比較して中間静翼を異なるように冷却するように、２つのパターンでの膜冷却孔の数量は異なることが好ましい。
【００４１】
中間静翼の冷却を大きくすることによって、上記熱伸縮問題による中のより高い熱応力を相殺するように、その中の熱応力をそれに応じて少なくすることができる。中間静翼内の熱応力を小さくすることにより、ノズルトリプレット部分のＬＣＦ寿命をそれに応じて改善することができる。
【００４２】
上に開示した第１段階ＬＰＴタービンノズルの連続的な発達中に、ノズルトリプレットのＬＣＦ寿命制限位置は、トリプレットの３つの静翼全てに対して同一の静翼構造を有する中央静翼の先端縁部領域であり、膜冷却孔の２つの列だけが各静翼の先端縁部に沿っていることが分かった。追加の膜冷却を中間静翼２４の先端縁部のみに沿って導入することによって、各トリプレット内の２つの端部静翼２６と比較して、中間静翼の先端縁部領域内の温度および熱応力は、ノズルのＬＣＦ寿命をそれに応じて長くするように小さくすることができる。
【００４３】
各ノズルトリプレット内の３つの静翼は同様に、その先端縁部３８に沿ってまたはその近くに共通の第２のパターンの膜冷却孔５６、５８を備えており、中央静翼２４は第１の流路４４内側の衝突空気の冷却効果を局部的に大きくすると共に、消費した衝突空気がそこから排出される場合に中央静翼の先端縁部の外側の冷却を大きくするように、新しい第１のパターンでの追加の膜冷却孔６０を含む。
【００４４】
図２および３に示すように、中央静翼２４内の第１のパターンの膜冷却孔５６、５８、６０は、同様の性能を維持するように、２つの端部静翼２６内に見られる同じ第２のパターンの孔５６、５８を含んでいることが好ましい。
【００４５】
より具体的には、第１および第２のパターン両方の孔は、２つのタイプの静翼２４、２６の圧力側壁３４を通して延びる同様または同一の第１の列の第１の膜冷却孔５６を備えている。２つのパターンはまた、２つのタイプの静翼の吸気側壁３６を通して延びる同様または同一の第２の列の第２の膜冷却孔５８を備えている。したがって、孔パターンは両方とも、従来のギル孔に対応する好ましくは同一の構造で、第１および第２の列の孔５６、５８を共有している。
【００４６】
第１のパターンの孔は、中央静翼２４の先端縁部３８の近くに１つまたは複数の列の追加の第３の膜冷却孔６０をさらに含むことによって、第２のパターンと異なり、追加の孔６０は２つの端部静翼２６内の第２のパターンには見られず、代わりに静翼の両側で２列のギル孔５６、５８の間で先端縁部にわたって穴があいていないことが好ましい。
【００４７】
図３によく示すように、第１のパターンは、中央静翼２４の先端縁部３８の範囲に沿って配置された追加の２列の第３の膜冷却孔６０を備えており、追加の孔はシャワーヘッド構造で、それぞれ圧力および吸気側壁３４、３６を通して延びていることが好ましい。
【００４８】
図３に示す好ましい実施形態では、追加の２列の膜冷却孔６０は、中央静翼の先端縁部上に入る燃焼ガスのピーク温度分布に相当するように、内側バンド３０から外側バンド２８までの約３０％から約８５％の長さの範囲内に配置されている。
【００４９】
図２および３に示す第１の膜冷却孔５８は、断面が円筒形であることが好ましく、圧力側壁３４上の楕円形出口に影響を与えるように、第１の流路４４から後部に軸方向に傾斜している。第２の膜冷却孔６０は同様に、第１の流路４４から後部に軸方向に傾斜しているが、排出された膜冷却空気の拡散に影響を与えるように、円筒形入口から断面が分岐していることが好ましい。
【００５０】
円筒形の第１の孔５８および分岐する第２の孔６０はあらゆる従来の構造をしていてよく、各列は、中央静翼２４の径方向範囲、および２つの端部静翼２６の範囲にわたって数量が１９であることが好ましい。
【００５１】
先端縁部に沿った追加の２列内の第３の膜冷却孔６０はまた、一実施形態では断面が円筒形であり、各列内の数量がそれぞれ１０である。第３の膜冷却膜６０は、第１および第２の孔５６、５８の方法で軸方向後部に傾斜しており、例示的実施形態では約２５度の径方向傾斜成分Ａを有する。
【００５２】
中央静翼２４の圧力側壁３４上の第３の複合傾斜孔の列は外側バンドに向かって後部に傾斜しており、空気側壁３６上の第３の膜冷却孔６０の列は同様に、ほぼ同じ複合傾斜角度で外側バンド２８に向かって後部に傾斜している。
【００５３】
図３に略図的に示す中心偏倚ノズルトリプレットは、ノズルトリプレット部分内の異なる部品の差動熱伸縮による中央静翼２４内の熱誘導応力を相殺するように、異なる構成のノズル静翼２４、２６を選択的に冷却する方法を達成する。図１および２に最初に示したように、加圧冷却空気１４は、各ノズルトリプレット内の３つの静翼それぞれの対応する内部冷却回路４２内に平行流で分配される。
【００５４】
また、２つの端部静翼２６内の第２のパターンの膜冷却孔５６、５８それぞれを通してよりも、多くの冷却空気１４が中央静翼２４内の第１のパターンの膜冷却孔５６、５８、６０を通して分配または再分配される。このように、冷却空気は、２つの端部静翼それぞれに見られる第１のパターンでの孔の数より集合的に多い第１のパターンの膜冷却孔５６、５８、６０からの排出のために、間に取り付けられた中央静翼２４に各トリプレット内の両方の端部静翼２６から再分配することができる。
【００５５】
このように、中央静翼２４の先端縁部３８周りの膜冷却孔のより大きな密度は、２つの端部静翼２６の先端縁部３８周りに見られるより低い密度の第２のパターンの冷却孔からよりも多くの膜冷却空気を排出するのに有効である。より少ない冷却茎が２つの端部静翼２６を通して案内され、代わりに中央静翼の先端縁部冷却を増やすように間に取り付けられた共通の中央静翼２４に案内される。
【００５６】
中央静翼２４を通る冷却空気流の増加は、両方の端部静翼２６を通る冷却空気流内の損失によって相殺または埋め合わせることができる。このように、追加の孔６０を含まない２つの端部静翼２６の追加の先端縁部冷却を犠牲または損失して、中央静翼２４の先端縁部冷却を増やすことによって、逆冷却がノズルトリプレット内で行われる。
【００５７】
中央静翼２４および２つの端部静翼２６の２つの異なる冷却構造の逆冷却は、２つの端部静翼２６を通る冷却空気の流量をそれに応じて少なくすることによって、中央静翼２４内の第１のパターンの膜冷却孔５６、５８、６０から排出された冷却空気の流量の増加または増大により行うことができる。ノズルトリプレットそれぞれの３つの静翼は、異なるパターンの先端縁部膜冷却孔を除いて互いに構造が同一であるので、第１のパターンの孔からの流量の増大が、第２のパターンの孔を通した流量の対応する損失によって得ることができることが好ましい。
【００５８】
図３は、中央静翼内の第３の膜冷却孔６０の追加の前に、対応する６列の第１の孔５６および第２の孔５８内に２つの追加の膜冷却孔（Ｘ）を有する中間設計ノズルトリプレットを略図的に示している。中間ノズルトリプレットでは、ノズルトリプレット内の３つの静翼は全て互いに同一であり、それぞれ圧力側壁に１列の２１個の第１の孔５６、および吸気側壁に別の列の２１個の第２の孔５８を備えている。所与の流量の冷却空気流が各ノズルトリプレットに与えられ、その中の３つの静翼の間でほぼ等しく分割される。
【００５９】
これに対して、図３に示すノズルトリプレットは、中央静翼２４内にのみ２列の追加の第３の膜冷却孔６０を導入することによって簡単に変更することができ、これに応じて中央静翼２４の流量要件が増加する。この増加した流量要件を埋め合わせるため、元の３つの静翼に見られる元の第１および第２の膜冷却孔５６、５８のそれぞれ１つ（Ｘ）は、外側バンド２８のすぐ下、および内側バンド３０のすぐ上で取り除かれて、これらの６列の空気流要件を集合的に少なくする。
【００６０】
このように、中央静翼の先端縁部に沿って２列に形成された２０個の新しい第３の孔６０の導入を相殺するように、１２個の第１および第２の孔５６、５８が取り除かれる（Ｘ）。本明細書に記載したような異なるパターンの冷却孔を導入するためのＬＰＴノズル２０のこのような変更がなければ、元のまたは中間ＬＰＴノズル２０は構造および動作ともに既知であり、長年の間、米国において販売され、公共使用されてきた。
【００６１】
第１および第２の孔５６、５８は異なる構造を有し、３つの静翼の反対側の圧力および吸気側壁３４、３６上に異なるように取り付けられているので、それに応じてそこを通る空気流を異なる方法で測定する。
【００６２】
分析によると、追加されたシャワーヘッド孔６０に必要な追加流量は、上記の１２個の第１および第２のギル孔５６、５８の除去による流量の減少によって実質的に相殺されることが示されている。ノズル静翼２４、２６の上を流れる燃焼ガスの温度は普通はセンターピークであるので、外側および内側バンド近くの１２個の孔（Ｘ）の選択的な除去により、バンド近くの静翼の冷却性能は大きく減少しない。
【００６３】
しかし、内側バンド３０上の約３０％から約８５％の中間範囲内への第３の膜冷却孔６０の導入は、中央静翼２４の先端縁部に沿って膜冷却を増加させることが好ましいように、燃焼ガス流のセンターピークに相当する。
【００６４】
中央静翼２４の先端縁部３８に密接に隣接した第３の膜冷却孔６０の導入は、複合冷却効果を有することに留意されたい。第１に、追加の列の第３の膜冷却孔６０はさらに、先端縁部周りの中央静翼２４の外側表面を保護および冷却する。また、図２に示すように、追加の列の膜冷却孔６０に供給するための大量の流量が、共通の先端縁部チャンバ４４から供給され、これに応じて１列の衝突孔４８を通して案内される大量の衝突空気流の冷却効果が大きくなる。
【００６５】
上に示すように、２つの端部静翼２６の対応する先端縁部領域と比較して中央静翼２４の先端縁部領域の好ましい追加の冷却は、ガスタービンエンジン内の運転中に、ノズルトリプレットの差動熱伸縮による中央静翼２４内の熱誘導応力を相殺する利点に使用することができる。各ノズルトリプレットに供給される冷却空気の所与の合計流量では、この空気は、第１段階タービンノズルの耐久性およびＬＣＦ寿命を改善するように、２つの端部静翼２６それぞれに対するよりも、中央静翼２４に対してより多く分配されると共に、その周面周りのより少ない軸方向分割線３２を必要とするトリプレット構造による大きな空気力学性能を享受することが好ましい。
【００６６】
代替実施形態では、中央および端部静翼に対する異なる第１および第２の孔パターンは、これらの静翼を異なる方法で冷却するように異なるように構成することができる。例えば、２つのパターンは、孔寸法または直径が異なっていてもよく、この場合、より大きな穴を異なる流量を所望のように制御するのに使用することができる。異なるパターンの孔の数量は、要求に応じて同じであっても異なっていてもよい。
【００６７】
また、膜冷却孔の分布、配置、および構成は、ノズルトリプレット内の外側静翼、またはより大きな静翼部分に対して１つまたは複数の中央静翼内の異なる熱応力を相殺するように、異なる冷却性能を得るように変えることもできる。
【００６８】
本発明の好ましいおよび例示的な実施形態であると考えられるものを本明細書では説明したが、本発明の他の変更形態は本明細書の教示から当業者には明らかであり、したがってこのような変更形態は全て、本発明の真の精神および範囲内にあるとして、頭記の特許請求の範囲で保護されることが望ましい。
【００６９】
したがって、特許請求の範囲に定め区別したような発明が特許によって保護されることを望む。
【図面の簡単な説明】
【００７０】
【図１】第１段階ＬＰＴタービンノズルを中に備えた例示的なガスタービンエンジンの略図である。
【図２】線２−２に沿った、図１に示したタービンノズルの一部の扁平図である。
【図３】その中の異なる第１および第２のパターンの膜冷却孔を示す、図２に図示されたノズル部分の略正面図である。
【符号の説明】
【００７１】
１０  ガスタービンエンジン
１２  圧縮機
１４  空気
１６  燃焼器
１８  燃焼ガス
２０  第１段階タービンノズル
２２  ブレード
２４  静翼
２６  静翼
２８  バンド
３０  バンド
３２  分割線
３４  圧力側壁
３６  吸気側壁
３８  縁部
４０  縁部
４２  冷却回路
４４  第１の流路、チャンバ
４６  仕切りまたはリブ
４８  衝突孔
５０  入口
５２  出口
５４  スロットまたは出口
５６  膜冷却孔
５８  膜冷却孔
６０  膜冷却孔
Ａ  径方向傾斜成分
【図１】
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【図２】
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【図３】
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