(57)【要約】  耐久性があるノズルベーンは、高温燃焼ガスがベーンに衝突する前縁（５０）と、前縁から後縁（５８）まで延びる吐出側（５２）と、前縁から後縁まで延びる吸込側（５４）と、前縁と高曲率領域（７２）との間にある吸込側に沿う鈍的領域（７４）とを含み、鈍的領域は、前縁と高曲率領域との間の長さにおいて、冷却開口（６６）の少なくとも２つの列を許容する小さい曲率を有する。開口（６６）は角度θを成して延び、角度θは、前記ベーン（４６）の表面に対して約０°〜約４０°の範囲内とすることができる。【選択図】図４
2015514920.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
内側バンド（４４）と、外側バンド（４２）と、前記内側バンド（４４）と前記外側バンド（４２）との間で延びる少なくとも１つのベーン（４６）とを備え、
前記少なくとも１つのベーン（４６）は、前縁（５０）と、後縁（５８）と、吸込側（５４）と、吐出側（５２）とを更に備え、
前記吸込側（５４）は、側方で前記吐出側（５２）の反対側に配置され、
前記吸込側（５４）および前記吐出側（５２）は、前記前縁（５０）と前記後縁（５８）との間で延び、それにより、前記少なくとも１つのベーン（４６）のための翼弦方向エーロフォイル形状を規定し、
前記少なくとも１つのベーン（４６）が軸方向に沿って湾曲され、
前記吸込側（５４）が高曲率領域（７２）とより平らな領域（７４）とを含み、
前記高曲率領域（７２）が前記より平らな領域（７４）から離間され、
前記より平らな領域（７４）が冷却開口（６６）の少なくとも１つの列を有し、
前記冷却開口（６６）は、前記より平らな領域（７４）の表面上に形成されて該表面中へと延び、
前記開口（６６）が角度θを成して延び、角度θは、前記ベーン（４６）の表面に対して約０°〜約４０°の範囲内にある、
耐久性があるガスタービンベーン。
【請求項２】
前記より平らな領域（７４）が前記前縁（５０）と前記高曲率領域（７２）との間で略平坦である請求項１に記載の耐久性があるガスタービンベーン。
【請求項３】
前記より平らな領域（７４）は、減少された曲率の長い扁平な距離を有する請求項２に記載の耐久性があるガスタービンベーン。
【請求項４】
前記より平らな領域（７４）は、前記冷却開口（６６）の列の位置決めを可能にする請求項３に記載の耐久性があるガスタービンベーン。
【請求項５】
前記前縁（５０）と前記高曲率領域（７２）との間で膜付着が高められる請求項１に記載の耐久性があるガスタービンベーン。
【請求項６】
前記より平らな領域（７４）は、前記吸込側（５４）の表面長さの約８％〜１７％である請求項１に記載の耐久性があるガスタービンベーン。
【請求項７】
前記より平らな領域（７４）は、１／半径が約１．２５である最小の無次元曲率を有する請求項１に記載の耐久性があるガスタービンベーン。
【請求項８】
前記前縁（５０）と前記高曲率領域（７２）との間の前記より平らな領域（７４）は、より大きい半径の前記高曲率領域（７２）および前記前縁（５０）と併せて、より長い扁平距離を有し、それにより、前記ベーン（４６）の前記吸込側（５４）に対する冷却空気膜付着を高める請求項７に記載の耐久性があるガスタービンベーン。
【請求項９】
耐久性があるタービンノズルベーン（４６）であって、前記ベーン（４６）は、
高温燃焼ガスが前記ノズルベーン（４６）に衝突する前縁（５０）と、
前記前縁（５０）と後縁（５８）との間で延びる凹状の表面を有する吐出側（５２）と、
前記前縁（５０）と前記後縁（５８）との間で延びる凸状の表面を有する吸込側（５４）と、
を備え、
前記吸込側（５４）は、側方で前記吐出側（５２）の反対側に配置され、
前記吸込側（５４）および前記吐出側（５２）は、前記前縁（５０）と前記後縁（５８）との間で延び、それにより、前記ベーン（４６）のための翼弦方向エーロフォイル形状を規定し、
前記前縁（５０）と高曲率領域（７２）との間に前記吸込側（５４）に沿って配置されるより平らな領域（７４）を備え、
前記より平らな領域（７４）は、前記前縁（５０）と高曲率ポイントとの間の長さにおいて小さい曲率を有する、耐久性があるタービンノズルベーン（４６）。
【請求項１０】
前記より平らな領域（７４）が冷却開口（６６）の少なくとも１つの列を更に備える請求項９に記載の耐久性があるタービンノズルベーン（４６）。
【請求項１１】
前記冷却開口（６６）は、前記より平らな領域（７４）の表面上に形成されて該表面中へと延び、前記開口（６６）が角度θを成して延び、角度θは、前記ベーン（４６）の表面に対して約０°〜約４０°の範囲内にある請求項１０に記載の耐久性があるタービンノズルベーン（４６）。
【請求項１２】
前記より平らな領域（７４）は、前記吸込側（５４）の長さの約８％〜前記吸込側（５４）の長さの１７％の範囲内に小さい曲率を有する請求項１１に記載の耐久性があるタービンノズルベーン（４６）。
【請求項１３】
前記より平らな領域（７４）の最小無次元曲率が約１．２５よりも小さい請求項１２に記載の耐久性があるタービンノズルベーン（４６）。
【請求項１４】
前記前縁（５０）と前記高曲率領域（７２）との間の前記より平らな領域（７４）は、より大きい半径の前記高曲率領域（７２）および前記前縁（５０）と併せて、より長い扁平距離を有し、それにより、前記ベーン吸込側（５４）に対する冷却空気膜付着を高める請求項１３に記載の耐久性があるタービンノズルベーン（４６）。
【請求項１５】
吐出側（５２）および側方の反対側にある吸込側（５４）であって、前記吐出側（５２）が略凹状であり、前記吸込側（５４）が略凸状である、吐出側（５２）および吸込側（５４）と、
前記吸込側（５４）と前記吐出側（５２）とが交わる１つの位置に規定される後縁（５８）と、
前記吸込側（５４）と前記吐出側（５２）とが交わる第２の位置に規定される前縁（５０）と、
を備える耐久性があるタービンベーン。
【請求項１６】
前記吸込側（５４）がより平らな領域（７４）と高曲率領域（７２）とを有する請求項１５に記載の耐久性があるタービンベーン。
【請求項１７】
前記より平らな領域（７４）が前記前縁（５０）と前記高曲率領域（７２）との間に配置される請求項１６に記載の耐久性があるタービンベーン。
【請求項１８】
前記より平らな領域（７４）は、前記吸込側（５４）の表面長さの約８％〜約１７％の長い無次元化された長さにわたって最小曲率を有する請求項１７に記載の耐久性があるタービンベーン。
【請求項１９】
前記より平らな領域（７４）に配置される冷却開口（６６）の複数の列を更に備える請求項１８に記載の耐久性があるタービンベーン。
【請求項２０】
前記前縁（５０）と前記高曲率領域（７２）との間の前記より平らな領域（７４）は、より大きい半径の前記高曲率領域（７２）および前記前縁（５０）と併せて、より長い扁平距離を有し、それにより、前記ベーン吸込側（５４）に対する冷却空気膜付着を高める請求項１９に記載の耐久性があるタービンベーン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本実施形態は、一般に、タービンエンジン用のノズルセグメントの耐久性を向上させるための装置、方法、および／または、システムに関する。より具体的には、限定としてではなく、本実施形態は、航空性能に悪影響を与えることなく、冷却能力が向上されるとともに、より高い温度の動作を可能にする、ガスタービンエンジンのノズル用のより耐久性があるベーンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、一般に、コンプレッサと、燃焼器と、タービンとを含む。コンプレッサおよびタービンは、一般に、段を成して軸方向に積み重ねられるエーロフォイルの列を含む。それぞれの段は、周方向に離間されるステータベーンの列と、タービンエンジンの中心シャフトまたは中心軸線の周りで回転するロータブレードの列とを含む。
【０００３】
タービンエンジンにおいて、空気は、コンプレッサ内で加圧されるとともに、燃焼器内で燃料と混合されて、タービン段を通じて下流側に流れる高温燃焼ガスを発生させる。これらのタービン段は、燃焼ガスからエネルギーを抽出する。高圧タービンは、第１段ノズルと、ディスクおよび複数のタービンブレードを含むロータアセンブリとを含む。高圧タービンは、最初に燃焼器から高温燃焼ガスを受けるとともに、燃焼器から出る燃焼ガスを第１のロータディスクから径方向外側に延びる高圧タービンロータブレードの列を通じて下流側へ方向付ける第１段ステータノズルを含む。２つ以上のタービン段を含む実施形態において、それぞれの段は、一組のロータブレードを有するステータノズルを備える。例えば、限定を意図することなく、２段タービンの第２段ステータノズルは、第１段ブレードの下流側に位置され、その後に続いて、第２のロータディスクから径方向外側に延びる第２段タービンブレードの列が位置される。ステータノズルは、隣接する下流側のタービンブレードでの抽出を最大にする態様で、高温燃焼ガスを方向付けて該ガスの狙いを定める。
【０００４】
第１および第２のロータディスクは、動作中にコンプレッサに動力を与えるために、対応するロータシャフトによってコンプレッサに結合される。タービンエンジンは、一般にブレードと称される回転エーロフォイル間にエンジン軸方向で介挿される、一般にベーンと称される固定エーロフォイルの多くの段を含む場合がある。多段低圧タービンは、２段高圧タービンの後に続いており、一般的には、飛行中の航空機に動力を与えるための典型的なターボファン航空機エンジン形態を成してコンプレッサよりも上流側に配置されるファンに対して第２のシャフトにより結合される。
【０００５】
燃焼ガスがタービン段を通じて下流側に流れるにつれて、燃焼ガスからエネルギーが抽出され、燃焼ガスの圧力が減少される。燃焼ガスは、動力および海洋用途においてコンプレッサおよびタービン出力シャフトに動力を与えるために、または、航空機用途において推力を与えるために使用される。このようにすると、コンプレッサに動力を与えて、プロセスを継続するために必要とされる圧縮空気を供給するために、燃料エネルギーが回転シャフトの機械的なエネルギーへと変換される。
【０００６】
従来技術において、タービンエンジンの性能を高めるための既知の手段は、エンジンの動作温度を高めることであり、これは、より高温の燃焼ガスを許容するとともに、エネルギーの抽出を増大させ得る。したがって、動作中に、燃焼ガス流路の非常に高い温度および動作パラメータに起因して、過度な機械的負荷および熱負荷により、ステータブレードに加わる応力が非常に高くなる場合がある。しかしながら、本実施形態が生み出されるまで、従来技術は、ステータベーンを含めてステータノズルセグメントにもたらされる動作応力および／または動作温度の減少において本明細書中の実施形態と同程度に効果的であって、それにより、ステータノズルセグメントがより高い温度の動作条件により良く耐えることができるようにする装置、方法、および、システムを提供することができなかった。
【０００７】
再び本明細書中の実施形態に関して、一部のエンジンは、例えば単一部品として形成される環状リングであるステータノズルアセンブリを含む。他のエンジンは、環状の配列を成して配置される複数のステータノズルセグメントにより環体として形成されるタービンステータノズルアセンブリを含む。ノズルセグメントはそれぞれ、内側バンドと、外側バンドと、これらのバンド間で延びるベーンとを含む。ベーンは、中空であるとともに、動作中に常に、しかし、特に極めて高い動作温度中に、具体的には離陸または急上昇などの特定の条件下で、ベーンを冷却するために使用される加圧空気の一部をコンプレッサから受ける。また、圧縮空気は、冷却膜とも呼ばれる比較的冷たい空気の熱障壁をベーンの周囲に形成するために、ノズルベーンの表面開口を通じて解放されてもよい。
【０００８】
従来、満たされない必要性は、ベーンの前縁付近の曲率に起因して、より高い動作温度を可能にするべく十分に圧縮空気開口を設けることができないことであった。また、この部位におけるベーン曲率に起因して、目的ごとにうまく圧縮空気開口を形成することができず、したがって、冷却膜がベーン表面に常に十分に「付着」せず、そのため、ベーンが高温燃焼ガス流路に晒されたままの状態となる。
【０００９】
この背景の節において分かるように、ノズルベーンの耐久性を高めて、動作温度の増大を可能にし、それにより、タービン性能を向上させることができるようにする必要性がある。また、ノズルの耐用年数を延ばすことが望ましい。本実施形態はそのような必要性および要求、並びに、それ以上の必要性および要求を満たす。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１０】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１１／１６４９６０号明細書
【発明の概要】
【００１１】
本実施形態の幾つかの態様によれば、ノズルベーンの冷却を高めるための開口の配置が向上されるノズルが教示される。
【００１２】
本実施形態の幾つかの態様によれば、冷却膜の付着の向上を可能にする改良された形状を有するノズルが教示される。
【００１３】
先の概説された特徴の全ては、単なる典型例として理解されるべきであり、また、本発明の更に多くの特徴および目的が本明細書中の開示から集められてもよい。したがって、明細書、特許請求の範囲、および、これらと共に含まれる図面を更に読むことなくこの概要の限定的な解釈を理解することはできない。
【００１４】
添付図面と併せて解釈される実施形態の以下の説明を参照することにより、これらの典型的な実施形態の前述した特徴および利点並びに他の特徴および利点とそれらを達成する態様とが更に明らかになるとともに、ノズル特徴がより良く理解され得る。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】航空機用のガスタービンエンジンの概略側断面図である。
【図２】燃焼器、および、第１段タービンノズルを通ってロータアセンブリを通り過ぎる高温排ガスの概略側面図である。
【図３】典型的なノズルベーンセグメントの斜視図である。
【図４】ノズルと関連付けられるエーロフォイルの翼弦方向断面図である。
【図５】後縁で位置合わせされる無次元化された座標空間内でのピッチラインエーロフォイル比較である。
【図６】曲率として示される様々なノズルベーン形状と無次元化された表面長さとのプロット比較である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
ここで、その１つ以上の例が図面に示される与えられた実施形態を詳しく参照する。それぞれの例は、開示される実施形態の説明として与えられており、開示される実施形態を限定するものではない。実際に、当業者に明らかなように、開示の範囲または思想から逸脱することなく、これらの実施形態に対して様々な変更および変形を成すことができる。例えば、１つの実施形態の一部として図示されあるいは説明される特徴は、更なる実施形態を依然としてもたらすために、他の実施形態と共に使用され得る。したがって、本発明は、添付の特許請求項およびそれらの等価物の範囲内に入るような変更および変形を網羅することが意図される。
【００１７】
本実施形態は、燃焼器が燃料を燃やして高温燃焼ガスを高圧タービン内へと排出する、ガスタービンエンジン、例えば、航空、発電、工業、または、海洋に適用される。この構造、方法、および、システムは、熱負荷および機械的負荷によって引き起こされる永久的な破損を許容することなく、ノズルベーン耐久性を向上させて、より高い動作温度を可能にする。
【００１８】
図１から図６を参照すると、広く適応される実施形態および狭く適応される実施形態を含む与えられる多くの実施形態に関して、例示的な一組の典型的なノズル実施形態は、吸込側成形穴製造可能性を高めることができるノズルベーン輪郭に関する詳細を与えるべく選択された。
【００１９】
特に図１を参照すると、ガスタービンエンジン入口端部１２と燃焼器１６とを有するガスタービンエンジン１０の概略側断面図が示される。ガスタービンエンジン１０は、ターボファン１８、コンプレッサ１４、および、多段タービン２０を含むがこれらに限定されない選択された構成要素を更に備える。多段タービン２０は、高圧タービン２３と低圧タービン２７とを更に備える。本実施形態は、燃焼器１６と高圧タービン２３との間に界面を含む。ガスタービンエンジン１０は、航空、発電、工業、海洋、または、同様のもののために使用されてもよいが、図示の例示的な例は、航空用途を対象とした実施形態の範囲内に入る。ガスタービンエンジン１０は、図示のように、ガスタービンエンジン１０の軸線の周りに軸対称に配置される１つのシャフト２４を更に備える。あるいは、ガスタービンエンジン１０は、エンジン軸線の周りに軸対称に同心的に配置される１つ以上のシャフト２４を備えてもよい。望み通りに、選択された構成要素がシャフト２４に取り付けられる。シャフトは、シャフト２４の回転および該シャフトに取り付けられる任意の構成要素の回転をもたらすようにガスタービンエンジン１０内に配置される。１つ以上の同心シャフト２４を備えるガスタービンエンジン１０の実施形態において、２つ以上のシャフト２４を与える例に関して、各シャフトは、任意の他のシャフト２４とは異なる回転速度で回転してもよい。用途に応じて、ガスタービンエンジン入口端部１２は、代わりに、多段コンプレッサであるコンプレッサ１４またはターボファン１８を備えてもよい。動作時、空気は、ガスタービンエンジン１０のガスタービンエンジン入口端部１２を通じて入るとともに、空気圧が増大されて燃焼器１６ヘと向けられるコンプレッサ１４の少なくとも１つの段を通過して移動する。圧縮された空気は燃焼器１６内で燃料と混合され、それに伴って得られる空気−燃料混合物が点火されて燃焼され、それにより、高温燃焼ガス２２がもたらされる。この高温燃焼ガス２２は、高温燃焼ガス２２を多段タービン２０へと方向付ける燃焼器出口を通過することにより、燃焼器１６から抜け出る。燃焼器１６から下流側後方に流れる高温燃焼ガス２２に関して、この高温燃焼ガス２２は次に高圧タービン２３に入り、この高圧タービンでは、高温燃焼ガスが一連のタービン段を通り過ぎる際に、高温燃焼ガス２２からエネルギーが抽出され、最終的には、高温燃焼ガス２２の温度および圧力が各段で減少されるにつれて、低圧タービン２７を通じてガスタービンエンジン１０からエネルギーが仕事として抽出され、それにより、タービン２０のブレードの回転が引き起こされ、この回転は、タービン２０のブレードがシャフト２４に取り付けられていることから、シャフト２４の回転をもたらす。シャフト２４がガスタービンエンジン１０の前方へ向けて延びるため、また、ガスタービンエンジン１０の構造に応じて望まれるように、１つ以上のコンプレッサ１４の段、ターボファン１８、または、入口ファンブレードのうちでの選択を含むべくシャフト２４に構成要素が取り付けられるため、それにより、サイクルが続くにつれて、より多くの空気がガスタービンエンジン入口端部１２を通じて引き込まれる。
【００２０】
図１を参照すると、本実施形態に関して更なる詳細が示される。特に燃焼器１６と高圧タービン（以下、ＨＰＴ）２３との間の界面に注目すると、高温燃焼ガス２２は、燃焼器１６から該燃焼器を出てタービン２０の一部としてのＨＰＴ２３を通って延びる矢印の使用によって示される。ここで、図２を参照すると、燃焼器１６の領域が更に詳しく示される。高温燃焼ガス２２は、燃焼器１６から抜け出てステータノズル４０へ向けて流れるように示されており、ステータノズル４０は、幾つかの実施形態では、複数のノズルセグメント４０を備え、ノズルは１つ以上のステータノズルベーン４６を更に備え、高温燃焼ガス２２はガスタービンエンジン１０を通じてＨＰＴ２３へと流れる。
【００２１】
タービン２０（図１参照）に関する更なる詳細について、高温燃焼ガス２２（ここでは図２参照）がステータノズル４０を抜け出た後、高温ガスはロータアセンブリ３２に入る。ロータアセンブリ３２はディスク３６を更に備え、ディスク３６は、該ディスク３６の外周にわたって配置される１つ以上のブレード３４を有する。ステータノズル４０とロータアセンブリ３２とをそれぞれ１つずつ備える対がタービン２０（再び図１参照）内に１つの段を形成し、この段は、高圧タービン２３内および低圧タービン２７内に配置される段を含むが、これらに限定されない。
【００２２】
更なる詳細に関して、再び図２の側面図を参照するとともに、後側から見たノズル４０の前方斜視図を示す図３の斜視図を参照する。図示の例は、燃焼器１６内に配置される燃料ノズル２６を示す。ノズルまたはノズルセグメント４０は、ガスタービンエンジン１０のシャフト２４の周囲に環状配列を成して燃焼器１６と対向して配置される。各タービンステータノズル４０は、外側バンド４２、内側バンド４４、および、外側バンドおよび内側バンド４２，４４間で延びる少なくとも１つのベーン４６を有する。典型的な実施形態において、各ノズルまたはノズルセグメント４０は２つのベーン４６を備える。ベーン４６は、高温燃焼ガス２２をベーン４６に通過させて含むように流体の流れに対してエーロフォイルとして形成される。外側バンドおよび内側バンド４２，４４は、複数のノズルセグメント４０が中心線またはシャフト２４の周囲にガスタービンエンジン１０内で環状リングを規定するように中心線またはシャフト２４の周りに弓形のセグメントを形成するべく湾曲される。ベーン４６は、ほぼ径方向に延びて高温燃焼ガス２２を方向付けるように湾曲され、それにより、ロータアセンブリ３２の第１段タービン２０のブレード３４でエネルギー抽出により行なわれる仕事が最大となる。
【００２３】
本明細書中で与えられる実施形態によれば、高温燃焼ガス２２は、燃料と空気との混合物が燃焼器１６内で燃焼される結果として１つ以上の燃料ノズル２６の近傍で生じる。したがって、燃焼器１６から抜け出る高温燃焼ガス２２の流れは、ユーザにより選択できるアライメントの範囲内で望み通りにベーン４６へと向けられる。例えば、実施形態は、高温燃焼ガス２２が燃焼器１６から抜け出てノズルベーン４６の前縁５０へ向けて流れるためのアライメントを含む。別の実施形態は、高温燃焼ガス２２が２つのベーン４６間を通り過ぎるように向けられることを含む。他の実施形態は、ベーン４６に直接に向けられる場所からベーン４６間を通るように向けられる場所までの任意の場所間で高温燃焼ガス２２を方向付けるための複数のアライメントを与える。実施形態は、燃焼器内の燃料ノズル２６の選択された配置および／または燃焼器出口の選択された幾何学的形態が望み通りに組み合わさって高温燃焼ガス２２のそのような方向付けを達成する実施形態を含む。別の実施形態は、ノズルベーン４６のそれぞれが該ベーンに配置される複数の冷却開口６４、６６、６８を含む実施形態を含み、これらの冷却開口は、該冷却開口に沿って冷却空気の膜層が通過できるようにし、それにより、高温燃焼ガス２２が同様にノズル４０を通過する際にベーン４６の冷却が行なわれる。したがって、実施形態は、ノズル４０を通じた流体流れが高温燃焼ガス２２と冷却空気とを備えるグループから選択される流体を含むようにする。別の実施形態は、更なる冷却開口６５が内側バンドおよび外側バンド４４，４２にその内側で配置される実施形態を含む。冷却開口６４，６５，６６，６８は、高温燃焼ガス２２によってノズル４０に作用する高温および他の応力の影響に起因する固定ステータノズル４０の損傷を抑制する役目を果たす。
【００２４】
明確にするため、また、エーロフォイルに関する図４に関連して、および、エーロフォイル周りの流体流れに関連して、ノズルベーン４６と関連付けられるエーロフォイルにおける選択された特徴および態様に関して特定の詳細が与えられる。図４に示される翼弦方向図は、前縁５０と、前縁５０から後縁５８まで延びる吐出側５２とを備えるノズルベーン４６の典型的な実施形態を示す。ベーン４６は、前縁５０から後縁５８まで延びる吸込側５４を更に備える。図４の翼弦方向図に見られるように、吸込側は、側方で吐出側５２の反対側に配置される。これは、両方の側５２，５４が、前縁５０から後縁５８まで延び、それにより、ベーン４６のための翼弦方向エーロフォイル断面形状を規定するからである。図４に示される典型的な実施形態は、図４の翼弦方向エーロフォイル図に関して見たときに略凹状である吐出側５２と略凸状である吸込側５４とを備える別の実施形態を含む。吐出側５２は複数の冷却開口６４を含む。前縁５０付近の吸込側５４は複数の冷却開口６６を含む。前縁５０に隣接するより平らな領域７４の冷却を行なうために、冷却開口６６の少なくとも２つの列が存在する。
【００２５】
高温燃焼ガス２２の流れが燃焼器１６から抜け出て任意の特定のベーン４６へと向けられる場合、特定のノズルベーン４６に衝突する高温燃焼ガス２２の任意の部分は、ノズル４０を通過するとともにそのノズルベーン４６の冷却開口６４，６５，６６，６８を外側へ通り過ぎる冷却空気と混合される。ベーン４６の設計に際して、実施形態は、前縁５０と高曲率領域７２との間にある吸込側５４のより平らな領域７４で冷却空気が与えられる実施形態を含む。したがって、実施形態は、エーロフォイルの表面に沿って良好で均一な膜を構築する膜穴の列を形成するようにノズル４０自体の形状およびノズルベーン４６と関連付けられるエーロフォイル（図３の斜視図および図４の断面に示される）の形状が選択される実施形態を含む。実施形態は、ベーン４６自体のエーロフォイルと高温燃焼ガス２２との間に冷却空気の膜層を与える。ＨＰＴの冷却、特にノズル４０に関しては段１のノズル（Ｓ１Ｎ）が求められるが、冷却空気と高温燃焼ガス２２との幾らかの量の混合が生じることも受け入れられる。この混合は必然的に起こるため、実施形態は過去よりも優れている。これは、下流側のタービンエーロフォイル、ノズル、または、ブレードの冷却を本質的に抑制しつつ、ノズルエーロフォイルをこのようにして冷却するために、より良い品質の膜が構築されるからである。別の実施形態は、高曲率領域７２付近で吸込側５４に沿って膜の付着を維持する。
【００２６】
ここで、図４を参照すると、典型的なノズルベーン４６の翼弦に沿う断面図が示される。各ベーン４６は、前縁５０から延びる吐出側５２および吸込側５４を含む。吐出側および吸込側５２，５４は後縁５８へと延びる。前縁５０、吐出・吸込側５２，５４、および、後縁５８は、共に合わさって、高温燃焼ガス２２を燃焼器１６から受けてその高温燃焼ガス２２をロータブレード３４へと方向付けるエーロフォイル形状を規定する。ベーン４６は、吐出側および吸込側５２，５４間で延びるとともに前キャビティ６０および後キャビティ６２を形成する仕切り６７を内部に含む。仕切り６７は、吐出側５２における仕切り６７の端部が吸込側５４における仕切り６７の端部よりも後縁５８に近いように吐出側と吸込側との間で角度を成して延びる。
【００２７】
図３に戻って参照すると、ノズル４０は、それぞれのベーン４６ごとにノズル入口７０を含む。ノズル入口７０は後キャビティ６２（図４に示される）内への空気流を許容し、この空気流は、ベーン４６の内部を保護するとともに、ベーン４６の外側への冷却空気の流れを更に許容する。別個のノズル入口は、内側バンド４４の下側から前キャビティ６０に給気するが、明確にするために図から省かれる。
【００２８】
また、図３に示されるように、ベーン４６は、冷却空気がベーン４６の内部から吐出側５２の外面、高曲率領域７２の前方の吸込側５４、および、前縁５０の領域へと移動できるようにして冷却膜をベーン４６の表面に沿って与えるために複数の冷却開口６４，６６を含む。図３に示される典型的な実施形態では、更なる冷却開口６８が高曲率領域７２の後側の吸込側５４に配置される。したがって、図示の例では、吸込側５４に沿って冷却開口６６，６８が配置される。また、後縁５８も冷却開口６４を含む。これらの冷却開口６４，６６，６８は、ノズル４０に衝突する高温燃焼ガス２２によるベーン４６の損傷を抑制する冷却膜をもたらす。
【００２９】
全ての図を参照すると、特に図５および図６で与えられるように従来技術と比べると、本実施形態のベーン４６は、図示の場合には９０，９２，９４，９６として示される従来技術のベーンを含むべく、従来技術のベーンに優る少なくとも３つの利点を与える。
【００３０】
第１に、前縁５０と高曲率領域７２との間の吸込側５４の形状は、従来技術のエーロフォイルと比べて扁平であり、減少された曲率を有する（図５参照）。限定を意図することなく説明を明確にするために、この形状は、以下、「鈍的領域（より平らな領域）」と称され、参照数字７４が割り当てられる。鈍的領域７４は、冷却開口６６の付加的な列およびより良い幾何学的形態を可能にし、したがって、この部位での冷却の向上と、熱に起因する熱損傷または構造的損傷を伴わない更に高い動作温度とを可能にする。吸込側５４の表面の前部に沿って配置される冷却開口６６にとって望ましい品質、形状、量、または、軸方向間隔は、本実施形態が出現するまで想定し得なかった。
【００３１】
第２に、前縁５０が従来技術の構造よりも鈍的であるため、熱負荷が広い部位にわたって分配され、また、不十分な局所的膜冷却効果に起因してガス温度が通常はベーン４６において熱的問題を引き起こす領域で、冷気側表面積がガス側表面積に更に近い。
【００３２】
第３に、鈍的領域７４は、従来技術の構造よりも平坦で低いその曲率と高曲率領域７２への緩やかな移行とに起因して、関連する冷却開口６６からの膜が高曲率領域７２付近で付着を維持できるようにする。鈍的領域７４および選択された壁厚は、膜を拡散してエーロフォイル表面に対する浅い角度を可能にする膜穴における選択された品質を可能にし、それにより、エーロフォイルの下流側に対する膜の付着を更に助ける。
【００３３】
従来技術のベーンは、冷却開口穿孔を可能にするための必要性を満たさなかった。したがって、従来構造の高曲率部位は、ベーンの不十分な冷却に起因して、潜在的に脆弱な部位を構造的に規定した。実施形態は、鈍的領域７４の冷却開口６６と曲率が増大される場所である高曲率領域７２の後側の冷却開口６８とが依然として適切な冷却を可能にするという点において、十分な冷却のための必要性を満たす。しかしながら、冷却開口６６，６８は、ベーン４６のこの部位で冷却の向上を可能にし、また、鈍的領域７４の選択された鈍形状は、ユーザにより選択される適切な角度で冷却開口６６の穿孔を可能にする。高曲率領域７２の後側で必要とされる曲率も、冷却開口６８の複数の列の配置を望み通りに可能にする。
【００３４】
前縁に隣接する鈍的領域７４の減少された曲率は、望ましい角度での冷却開口６６の形成を可能にする。実施形態は、例えば限定を意図することなく穿孔によってベーン４６に角度θで冷却開口６６，６８が形成される実施形態を備え、θは、望ましくは、ベーン４６の表面に対して約０°〜約４０°の範囲内である。したがって、鈍的領域７４および高曲率領域７２の温度が許容レベルに制御され、それにより、損傷が抑制される。
【００３５】
また、一部の従来技術のベーンの高曲率領域における曲率は、そのようなベーンからの冷却膜の望ましくない脱離を引き起こしてきたことが知られている。しかしながら、従来技術の構造とは異なり、高曲率領域７２の曲率の低下を有する実施形態は、ベーン４６に対する冷却膜の付着を高め、それにより、高曲率領域７２およびそれよりも下流側で冷却を向上させる。
【００３６】
再び図５に示される詳細を参照すると、全てのエーロフォイルがそれらのそれぞれの後縁で位置合わせされる、無次元化された座標空間内でのピッチラインエーロフォイル比較が示される。図示のように、吐出側５２は前縁５０から後縁５８まで延びる。吸込側５４は前縁５０から後縁５８まで延びる。吸込側５４は、高曲率領域７２と前縁５０との間に鈍的領域７４を含む。ベーン４６は、破線パターンで示される２つの従来技術のベーン９０，９２と後縁で位置合わせされて実線で示される。前縁５０と高曲率領域７２との間の鈍的領域７４は、従来技術のベーン９０，９２に関して示されるよりも平坦である。また、鈍的領域７４は、従来技術のベーンにおけるよりも曲率が小さくて長さが長い。したがって、ベーン４６の鈍的領域７４は、ベーン４６にとってより良い熱障壁を与えるべく、この部位において適切な角度で冷却開口６６の列を位置させることができる。
【００３７】
ここで、図６を参照すると、無次元化された表面長さに対する吸込側曲率のプロットが複数の従来技術のベーン構造と比較されて示される。水平軸線は、０マーク付近の前縁から吸込側５４の長さの約５０％まで、吸込側の長さのパーセンテージを表わす。ベーン４６は、破線パターンで描かれる従来技術のベーンとは対照的に実線で示される。また、高曲率領域７２および鈍的領域７４は、図５および図６に示される典型的な実施形態に関して例示される。
【００３８】
図６のプロットは、一般に、グラフの理解を容易にするために曲率の領域を示す。曲率は半径に反比例するため、垂直軸線に対してプロットラインが低ければ低いほど、ベーン吸込側の表面は平坦である。例えば、一般に約８％〜１７％の範囲内のラインの低い領域は、吸込側５４の鈍的領域７４である。同様に、吸込側５４の長さに沿う一般に約２０％〜２５％の範囲内のラインの高い領域は、高曲率領域７２に対応する。
【００３９】
無次元化された表面長さと対比した吸込側曲率のプロットは、図示の従来技術のベーン９２，９４，９６などの従来技術のベーンと比べたベーン４６のこの実施形態の２つの有利な特徴を描く。
【００４０】
第１に、前縁５０と高曲率領域７２との間の吸込側５４の領域は、従来技術のベーン９２，９６の同様の領域よりも平坦なプロファイルを有する。平坦なプロファイルは、前縁５０と高曲率領域７２との間の領域における大きな半径によって与えられる。これは、前述したように、ベーン４６の冷却を向上させるためにこの領域に冷却開口６６を形成できるようにする。
【００４１】
第２に、プロファイルは、前縁５０と高曲率領域７２との間のベーン４６の鈍的領域７４がより大きい半径の前縁５０と併せて従来技術のベーン９２，９６よりも長い扁平距離を有することを描く。これらの特徴の結果として、冷却空気の膜は、この領域でのより大きな半径に起因して、従来技術のベーン９２，９６におけるよりも良好にこの領域でベーン４６の吸込側の表面に対する空気力学的付着を維持する。これにより、高い曲率のそれらの領域で小さい半径を有して形成される９４などの従来技術のベーンによると問題を伴って起こるように冷却膜が容易に離脱しないため、ベーン４６の高曲率領域７２における冷却が向上する。明確となるように、耐久性があるベーン４６の実施形態は、鈍的領域７４および高曲率領域７２にとって最適な幾何学的形態の組み合わせを与え、それにより、ベーン４６の実施形態は、それらの動作環境で耐久性を維持しつつ、それらの空気力学的な機能を果たすことができる。
【００４２】
また、図の明確さを維持するために、多くの実施形態の１つのベーン４６の例だけが示されるが、鈍的領域７４のより小さい曲率にもかかわらず、高曲率領域７２の曲率は、９４などの様々な他の従来技術のベーンよりも平坦である。これは、高曲率領域７２の部位での膜付着を促して、ベーン４６のこの部位での冷却を向上させる。
【００４３】
従来技術の構造との明確な違いは、簡単に説明すると、特に以下の通りである。
【００４４】
従来技術の第１のベーン９６は、１１〜１２％の無次元化された表面長さ付近の表面曲率の極小値によって表わされるような鈍的領域７４の「扁平部位」を有さない。この最小表面曲率の欠如に起因して、ベーン４６に配置される開口の良好で最適な配置と比べると、特定形状の開口の更なる列をうまく穿孔することができない。本実施形態では扁平部位７４であるものの欠如に起因して、従来技術の構造は、２０〜２５％表面長さ部位付近に曲率が局所的に高い領域を必要としなかった。これは、エーロフォイルの吸込側５４に沿う高温燃焼ガス流および冷却膜のより大きな旋回がこの領域の更に上流側で生じたからである。これに対し、本実施形態は、それらが現在の最新技術で見出されるような高温燃焼ガス２２のより高い温度と関連付けられる高い冷却要求を満たすようにこの扁平部位７４を与える。これらの冷却要求は、本実施形態および別の実施形態によってのみ満たすことができる。
【００４５】
従来技術のベーン９４は、明らかに、ベーン４６の鈍的領域７４に関するよりもかなり平坦であり、小さい曲率を有する。また、従来技術のベーン９４は、明らかにそれらの冷却穴において想定し得るような穿孔を可能にするために、ベーン４６の態様とは反対の態様で、非常に広い低曲率領域を有する。しかしながら、この場合、従来技術は、それらのノズルの上流側でベーン９４の曲率を著しく欠くため、主要なガス流の必要な旋回を得るべく、それらのノズルに沿う下流側でかなり大きな曲率を必要とする。結果として、従来技術のベーン９４は、２３％表面長さ付近に、より高い振幅の高曲率ポイントを受け入れなければならず、これは、望ましくないとともに、高曲率領域７２において冷却膜付着の悪化をもたらす。
【００４６】
ベーン４６の実施形態は、前縁５０と高曲率領域７２との間の鈍的領域７４において、依然として従来技術のベーン９２よりも鈍的である。また、ベーン４６の鈍的領域７４は、更に下流側にもあり、〜８％から〜１７％までの表面長さにおける曲率プロットがベーン９２の浅い曲率よりも広いという点において示されるように、より広い扁平長さを有する。また、曲率プロットは、従来のベーン９４，９６における前縁曲率が典型的な実施形態のベーン４６の前縁５０の曲率に関して示されるものよりもかなり高いことを反映する。したがって、従来技術のベーン９４，９６の前縁半径はかなり小さく、その結果、そのような従来技術のベーンにおける冷却は非常に困難である。
【００４７】
幾つかの実施形態によれば、耐久性があるタービンノズルベーン４６は、高温燃焼ガス２２がベーン４６に衝突する前縁５０と、前縁から後縁５８まで延びる凹状の表面を有する吐出側５２、および、前縁５０から後縁５８へ向けて延びる凸状の表面を有する吸込側５４と、前縁５０と高曲率領域７２との間の吸込側５４に沿う鈍的領域７４とを備え、鈍的領域７４は、前縁５０と高曲率領域７２に沿って配置される高い曲率ポイントとの間の長さにおいて、小さい曲率を有する。鈍的領域７４は、冷却開口６６の少なくとも２つの列を更に備える。実施形態は、例えば限定を意図することなく穿孔によってベーン４６に角度θで冷却開口６６が形成される実施形態を備え、θは、望ましくは、ベーン４６の表面に対して約０°〜約４０°の範囲内である。鈍的領域は、吸込側５４の長さの約８％から吸込側５４の長さの約１７％までの範囲内に小さい曲率を有する。本明細書中に記載される曲率は、距離としての半径の逆数、すなわち、１／半径である単位を有する。実施形態は、半径がインチの単位で測定される実施形態を含む。典型的な実施形態は、１／半径が約１．２５である最小の曲率値を鈍的領域７４の小さい曲率が有するようにする。
【００４８】
他の実施形態によれば、耐久性があるタービンベーン４６は、吐出側５２と、側方の反対側にある吸込側５４とを備え、この場合、吐出側５２は一般に凹状であり、吸込側５４は一般に凸状であり、また、タービンベーン４６は、吸込側５４と吐出側５２とが交わる１つの位置に規定される後縁５８と、吸込側５４と吐出側５２とが交わる第２の位置にある前縁５０とを備え、吸込側５４が鈍的領域７４および高曲率領域７２を有し、鈍的領域７４が前縁５０と高曲率領域７２との間に配置され、鈍的領域７４は、吸込側５４の表面長さの約８％〜約１７％の長い無次元化された長さにわたって最小曲率を有する。耐久性があるベーン４６は、鈍的領域７４に冷却開口６６の複数の列を更に備える。
【００４９】
本発明の複数の実施形態を本明細書中で説明して図示してきたが、当業者は、本明細書中に記載される機能を果たすおよび／または本明細書中に記載される結果および／または利点のうちの１つ以上を得るための様々な他の手段および／または構造を容易に想起することができ、また、そのような変形および／または変更のそれぞれは、本明細書中に記載される実施形態の発明の範囲内に入ると見なされる。より一般的には、当業者であれば容易に分かるように、本明細書中に記載される全てのパラメータ、寸法、材料、および、形態は典型例であることが意図されており、また、実際のパラメータ、寸法、材料、および／または、形態は、本発明の教示内容が使用される特定の１または複数の用途に依存する。当業者は、決まりきった実験を使用するだけで、本明細書中に記載される特定の発明実施形態と同等な多くの等価物を認識でき、あるいは、確かめることができる。したがって、言うまでもなく、前述の実施形態は単なる一例として与えられており、また、添付の請求項およびその等価物の範囲内で、本発明の実施形態は、具体的に説明されて特許請求の範囲に記載されるやり方とは別のやり方で実施されてもよい。本開示の発明実施形態は、本明細書中に記載されるそれぞれの個々の特徴、システム、物品、材料、キット、および／または、方法に向けられる。また、２つ以上のそのような特徴、システム、物品、材料、キット、および／または、方法の任意の組み合わせは、そのような特徴、システム、物品、材料、キット、および／または、方法が相互に矛盾しなければ、本開示の発明範囲内に含まれる。
【００５０】
これらの例は、最良の形態を含めて、実施形態を開示するために使用されるとともに、任意の機器またはシステムを形成して使用すること、および、任意の組み入れられた方法を実行することを含めて、任意の当業者が装置および／または方法を実施できるようにするために使用される。これらの例は、包括的であるように意図されておらず、あるいは、本開示を開示された正にそのステップおよび／または形態に限定しようとしておらず、また、先の教示内容に照らして多くの変更および変形が想定し得る。本明細書中に記載される特徴は、任意の組み合わせで結びつけられてもよい。本明細書中に記載される方法のステップは、物理的に想定し得る任意の順序で実行されてもよい。
【００５１】
本明細書中で規定されて使用される全ての定義は、辞書の定義、参照により組み入れられる文献中の定義、および／または、定義された用語の通常の意味を制御するように理解されるべきである。明細書および特許請求の範囲で使用される不定冠詞「１つの（ａ）」および「１つの（ａｎ）」は、明らかに反対のことが示唆されなければ、「少なくとも１つ」を意味するように理解されるべきである。明細書および特許請求の範囲で使用される表現「および／または」、そのように結合された要素、すなわち、ある場合には接続的に存在し且つ他の場合には離接的に存在する要素の「いずれか一方または両方」を意味するように理解されるべきである。
【００５２】
また、複数のステップまたは行為を含む特許請求の範囲に記載される任意の方法において、明らかに反対のことが示唆されなければ、方法のステップまたは行為の順序は、方法のステップまたは行為が挙げられる順序に必ずしも限定されないことも理解されるべきである。
【００５３】
特許請求の範囲において、および、先の明細書において、「備える」、「含む」、「持っている」、「有する」、「包含する」、「伴う」、「保持する」、「から構成される」などの全ての移行句は、非制約的であるように、すなわち、〜を含むがそれに限定されないことを意味するように理解されるべきである。米国特許庁の特許審査手続き便覧の条項２１１１．０３に記載されるように、「から成る」および「から本質的になる」という移行句だけがそれぞれ閉じられたあるいは半ば閉じられた移行句であるべきである。
【符号の説明】
【００５４】
１０  ガスタービンエンジン
１２  ガスタービンエンジン入口端部
１４  コンプレッサ
１６  燃焼器
１８  ターボファン
２０  多段タービン、第１タービン
２２  高温燃焼ガス
２３  高圧タービン
２４  シャフト
２６  燃料ノズル
２７  低圧タービン
３２  ロータアセンブリ
３４  ブレード
３６  ディスク
４０  ノズルまたはノズルセグメント、ステータノズル４０、タービンステータノズル４０
４２  外側バンド
４４  内側バンド
４６  ベーン、ノズルベーン、耐久性があるタービンベーン、ステータノズルベーン、タービンノズルベーン
５０  前縁
５２  吐出側
５４  吸込側
５８  後縁
６０  前キャビティ
６２  後キャビティ
６４、６５、６６、６８  冷却開口
６７  仕切り
７０  ノズル入口
７２  高曲率領域
７４  鈍的領域、扁平部位
９０、９２、９４、９６  ベーン
【図１】
2015514920.tif 000003
【図２】
2015514920.tif 000004
【図３】
2015514920.tif 000005
【図４】
2015514920.tif 000006
【図５】
2015514920.tif 000007
【図６】
2015514920.tif 000008
【国際調査報告】
2015514920.tif 000009
2015514920.tif 000010