(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
中空の翼形ベーン（５２）を含む、ガスタービンエンジン（１０）用のタービンノズル（５０）であって、
前記翼形ベーン（５２）は、後縁（６６）においてそれらの間にキャビティが形成されるように接合されかつ翼形部根元（７０）と先端（７２）との間で半径方向に延びる第１側壁（６０）と第２側壁（６２）とを含み、
前記第１側壁は、前記後縁に向かって延びる複数のスロット（８０）を含み、
前記翼形ベーンは、前記第１及び第２側壁の間で延びる複数のピン（１２８）と、該ピン及び前記スロットの間にあり、前記根元（７０）と前記先端（７２）との間で延びる少なくとも１つのタービュレータ（１２２）の列とを更に含み、
前記タービュレータ（１２２）は、翼弦方向に延びる、複数の主要タービュレータ（１３２）と、翼弦方向に延びる半径方向外側タービュレータ（１３４）とからなり、
前記主要タービュレータ（１３２）は、前記根元（７０）及び先端（７２）の間で半径方向に等間隔で整列され、
前記半径方向外側タービュレータ（１３４）は、翼弦方向で各前記主要タービュレータ（１３２）より長く、且つ、前記主要タービュレータ（１３２）と前記翼形部の半径方向外側プラットホーム（５４）との間に配置される
ことを特徴とするタービンノズル。
【請求項２】
前記翼形部スロット（８０）の各々は、一対の隣接する側面壁によって形成され、該両側面壁の間で測定された高さ（１００）を有し、かつ入口（８６）と下流の出口（８８）とを含み、前記高さは、前記スロットの入口及び出口の間で可変であることを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル（５０）。
【請求項３】
前記翼形部スロット（８０）の各々は、一対の隣接する側面壁によって形成され、該両側面壁の間で延びる中細の通路を含むようになっていることを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル（５０）。
【請求項４】
前記翼形部スロット（８０）の各々は、一対の隣接する側面壁によって形成され、該隣接する側面壁の間で延びる中心線を含み、前記タービュレータ（１２２）の各々は、前記各スロット中心線に関してオフセットしていることを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル（５０）。
【請求項５】
前記複数のピン（１２８）は、前記翼形部（５２）内での対流冷却を強化するのを促進するように千鳥状マトリクスで配置された複数の半径方向に整列されたピン（１２８）を含むことを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル（５０）。
【請求項６】
ガスタービンエンジン（１０）のノズル（５０）用の翼形部（５２）であって、
後縁（６６）においてそれらの間にキャビティが形成されるように接合されかつ翼形部根元（７０）と先端（７２）との間で半径方向に延びる第１側壁（６０）と第２側壁（６２）とを含み、
前記第１側壁は、前記後縁に向かって延びる複数のスロット（８０）を含み、
前記第１及び第２側壁の間で延びる複数のピン（１２８）と、該ピン及び前記スロットの間にあり、前記根元（７０）と前記先端（７２）との間で延びる少なくとも１つのタービュレータ（１２２）の列とを更に含み、
前記タービュレータ（１２２）は、翼弦方向に延びる、複数の主要タービュレータ（１３２）と、翼弦方向に延びる半径方向外側タービュレータ（１３４）とからなり、
前記主要タービュレータ（１３２）は、前記根元（７０）及び先端（７２）の間で半径方向に等間隔で整列され、
前記半径方向外側タービュレータ（１３４）は、翼弦方向で各前記主要タービュレータ（１３２）より長く、且つ、前記主要タービュレータ（１３２）と前記翼形部の半径方向外側プラットホーム（５４）との間に配置される
ことを特徴とする翼形部（５２）。
【請求項７】
前記第１側壁（６０）は、該翼形部の正圧側面を形成することを特徴とする、請求項６に記載の翼形部（５２）。
【請求項８】
前記スロット（８０）の各々は、拡口収束形の断面形状を有することを特徴とする、請求項６に記載の翼形部（５２）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にタービンエンジンのノズルに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンのノズルを冷却するための方法及び装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンには燃焼器が含まれ、該燃焼器は燃料空気混合気を燃焼させ、次に燃焼した混合気は、タービンノズル組立体を通してタービンに向かって流される。少なくとも一部の公知のタービンノズル組立体は、燃焼器の下流側のエンジン内に、ダブレットとして構成され円周方向に配置された複数のノズルを含む。タービンノズルダブレットは、一体に成形された内側及び外側バンドによって結合された円周方向に間隔をおいて配置された一対の中空の翼形ベーンを含む。ノズルは、内部の対流冷却とガス側のフィルム冷却との組み合わせによって冷却される。
【０００３】
各ノズルは、前縁及び後縁において接合された一対の側壁を含む。一般的なベーン翼形部の金属温度分布は、後縁が該翼形部の大部分の温度よりも著しく高い状態になっている。発生する温度勾配によって、ベーン後縁に高い圧縮応力が生じ、高い応力及び高い温度の組み合わせのために、一般的にベーン後縁はノズルの寿命を制限する部位になっている。従って、少なくとも一部の公知のノズル内では、翼形ベーン後縁は、内部に形成されたベーンキャビティから吐出される冷却空気のフィルムによって冷却される。より具体的には、冷却空気のフィルムは、翼形ベーン正圧側面上において翼形ベーン後縁の上流に形成された後縁スロットを通して吐出される。
【０００４】
各ノズルベーンに供給される空気の量は、冷却流の抽出に関連すると考えられるエンジン性能の低下量に与える影響を少なくするように最適化する取り組みがなされている。一般的に、後縁に供給される冷却流量を最適化するのを促進するような長さを有するスロットが形成されている。そのスロット長さのために、このようなスロットは、通常、放電加工（ＥＤＭ）法を用いて製造される。しかしながら、このような製造法は、製造コスト及び時間が増加するおそれがあり、また作業が複雑であるために翼形ベーンを加工し直す原因となるおそれがある。
【特許文献１】
米国特許第６４２８２７３号
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
精密鋳造法に適合性がある内部冷却形状を含むノズル設計の方が、一般的にＥＤＭ法によってスロットを形成する必要があるノズル設計に比較して費用が掛からない。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
１つの態様において、ガスタービンエンジン用のタービンノズルを冷却するための方法が提供される。該ノズルは翼形部を含み、また、該方法は、前縁及び後縁においてそれらの間にキャビティが形成されるように接合された第１側壁と第２側壁とを含み、かつ該第１及び第２側壁の間で延びる複数のピンと少なくとも１つのタービュレータとを更に含み、該第１側壁が、キャビティと流体連通しかつ該第１側壁を後縁に向かって貫通する複数のスロットを含む、翼形部を準備する段階を含む。該方法はまた、翼形部キャビティ内に冷却空気を、該空気流がピンを通り次いでタービュレータを通った後に第１側壁のスロットを通って該翼形部から出るように、流す段階を含む。
【０００７】
別の態様において、ガスタービンエンジン用のタービンノズルが提供される。該ノズルは、第１壁部と、第２壁部と、該第１及び第２壁部の間で延びる複数のピンとを備える中空の翼形ベーンを含む。該ノズルはまた、少なくとも１つのタービュレータの列を含む。第１及び第２壁部は、前縁及び後縁において接合される。第１壁部は、後縁に向かって延びる複数のスロットを含み、タービュレータの列は、実質的に半径方向に整列されかつ複数のスロットとピンとの間で延びている。
【０００８】
更なる態様において、ガスタービンエンジンのノズル用の翼形部が提供される。該翼形部は、後縁においてそれらの間にキャビティが形成されるように接合された第１側壁と第２側壁とを含む。各側壁は、翼形部根元と先端との間で半径方向に延びる。第１側壁は、後縁に向かって延びる複数のスロットを含む。該翼形部はまた、複数のピンと少なくとも１つのタービュレータの列とを含む。ピンは第１及び第２側壁の間で延び、タービュレータは、ピンとスロットとの間で延びる。
【０００９】
【発明の実施の形態】
図１は、ファン組立体１２、高圧圧縮器１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。また、エンジン１０は、高圧タービン１８及び低圧タービン２０を含む。エンジン１０は、吸気側つまり上流側２８及び排気側つまり下流側３０を含む。１つの実施形態において、エンジン１０は、オハイオ州シンシナティのGeneral Electric Aircraft Enginesから市販されているＣＦ６−８０型エンジンである。
【００１０】
作動において、空気はファン組立体１２を通って流れ、加圧された空気は高圧圧縮器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、複数のノズル（図１には図示せず）を含むタービンノズル組立体（図１には図示せず）を通して吐出されて、タービン１８及び２０を駆動するのに使用される。次に、タービン２０はファン組立体１２を駆動し、タービン１８は高圧圧縮器１４を駆動する。
【００１１】
図２は、エンジン１０（図１に示す）のようなガスタービンエンジンに使用することができるタービンノズル組立体５０の斜視図である。図３は、タービン組立体５０に使用されるタービンノズル翼形ベーン５２の一部の拡大概略断面図である。図４は、タービンノズル翼形ベーン５２の、線４−４に沿った拡大断面図である。タービンノズル組立体５０は、エンジン１０内で円周方向に延びる複数のダブレット５３を含む。各タービンノズルダブレット５３は、円周方向に間隔をおいて配置された一対の中空の翼形ベーン５２を含み、該一対の中空の翼形ベーン５２は、一体成形された半径方向外側のバンド又はプラットホーム５４と半径方向内側のバンド又はプラットホーム５６との間で半径方向に結合される。
【００１２】
各翼形ベーン５２は、第１側壁６０と第２側壁６２とを含む。第１側壁６０は凹形であり、翼形ベーン５２の正圧側面を形成し、第２側壁６２は凸形であり、翼形ベーン５２の負圧側面を形成する。側壁６０及び６２は、翼形ベーン５２の前縁６４と軸方向に間隔をおいて配置された後縁６６とにおいて結合される。
【００１３】
第１及び第２側壁６０及び６２はそれぞれ、長手方向つまり半径方向外向きに、半径方向内側バンド５６から半径方向外側バンド５４までスパンにわたって延びる。翼形部根元７０は内側バンド５６に隣接して形成され、翼形部先端７２は外側バンド５４に隣接して形成される。更に、第１及び第２側壁６０及び６２はそれぞれ、翼形ベーン５２内に冷却チャンバ７６を形成する。より具体的には、冷却チャンバ７６は、各それぞれの側壁６０及び６２の内面（図示せず）によって境界付けられる。第１側壁６０は、翼形ベーン５２の正圧側面を形成し、該第１側壁を貫通しかつ冷却チャンバ７６と流体連通している複数の冷却通路つまりスロット８０を含む。１つの実施形態において、ノズル冷却チャンバ７６は、圧縮器１４（図１に示す）のような圧縮器から吐出された冷却空気を受ける。
【００１４】
隣接するスロット８０は、ランド区域８２によって分離され、翼形部後縁６６に向かって延びる。より具体的には、各スロット８０は、入口側８６と、各それぞれの入口側８６の下流にある出口側８８と、それぞれ入口側８６及び出口側８８の間で延びる対称軸線９０とを有する。各スロット８０は、隣接するランド区域８２の間に形成された半径方向高さ１００を有する。より具体的には、例示的な実施形態において、各ランド区域８２は同一であり、拡口収束形の断面積を有するようにスロット８０を形成する。従って、スロット高さ１００は、それぞれ、スロット入口側８６と出口側８８との間で対称軸線に沿って可変である。更に、各スロット高さ１００は、それぞれ入口側８６と出口側８８との間に位置する喉部１０４において最小である。スロット８０は、翼形部第１側壁６０に沿って配置され、翼形部根元７０と翼形部先端７２との間で半径方向に延びる。より具体的には、例示的な実施形態において、各スロット８０は同一であり、根元７０と先端７２との間で延びる列で配置される。従って、例示的な実施形態において、スロット８０は、翼形部根元７０と先端７２との間では等間隔である。
【００１５】
また、翼形ベーン５２は、ピン・バンク１２０と少なくとも１つのタービュレータ１２２の列とを含む。ピン・バンク１２０は、冷却チャンバ７６を貫いて側壁６０及び６２の間で延びて、冷却チャンバ７６を通って流れる冷却空気内に混濁を発生させるのを促進する。より具体的には、例示的な実施形態において、ピン・バンク１２０は、隣接する列１２４が千鳥状配列つまり半径方向に互いにオフセットされるように配置された、複数の軸方向に間隔をおいて配置された列１２４を含む。各列１２４は、翼形部根元７０と先端７２との間で半径方向に間隔をおいて配置された複数のピン１２８を含む。従って、隣接する列１２４は、半径方向に互いにオフセットされているために、ピン・バンク１２０を通して蛇行流路が形成される。更に、例示的な実施形態において、複数のコア補強部１３０が、ピン・バンク１２０を貫いて翼形部側壁６０及び６２との間で延びる。コア補強部１３０は、鋳造中の生産性を向上させかつ鋳造中のコア破損を最小にするのを促進する。
【００１６】
例示的な実施形態において、各ピン１２８は同一であり、各々は、ほぼ円形の断面積を有する。若しくは、ピン１２８は、実質的に非円形の断面積を有する。ピン１２８の本数、断面積、及び幾何学的配置は、翼形ベーン５２内の対流冷却を促進するように可変に選択されることに注目されたい。
【００１７】
タービュレータ１２２は、根元７０と先端７２との間で半径方向に延びる。より具体的には、例示的な実施形態において、タービュレータ１２２は、主要タービュレータ１３２と半径方向外側のタービュレータ１３４とを含む。主要タービュレータ１３２は、半径方向に整列され、かつ根元７０と先端７２との間で等間隔に配置される。例示的な実施形態において、各タービュレータ１３２は同一であり、各々は、ほぼ矩形の断面積と各タービュレータ１３２の上流側１３６と下流側１３８との間で延びる対称軸線（図示せず）とを有する。別の実施形態において、タービュレータ１３２は、実質的に非矩形の断面積を有する。タービュレータ１３２は翼形ベーン５０内での対流冷却を促進するように可変に選択されることに注目されたい。
【００１８】
タービュレータ１３２は、ピン・バンク１２０から出る空気流がタービュレータ１３２を通って流れた後にスロット８０に入るように、ピン・バンク１２０とスロット８０との間で半径方向に延びる。より具体的には、タービュレータ１３２は、各タービュレータ１３２が各それぞれのスロット８０に対して半径方向にオフセットされるように位置決めされる。
【００１９】
タービュレータ１３４は、タービュレータ１３２と実質的に類似しているが、半径方向外側プラットホーム５４とタービュレータ１３２との間で延びている。より具体的には、タービュレータ１３４は、タービュレータ１３２よりも長い翼形ベーン５２を通る翼弦方向距離だけ延び、また、そのような状態で半径方向外側プラットホーム５４とピン・バンク１２０との間で延びている。例示的な実施形態において、各タービュレータ１３４は同一であり、各々はほぼ矩形の断面積を有する。別の実施形態において、タービュレータ１３４は、実質的に非矩形の断面積を有する。タービュレータ１３４は、翼形ベーン５２内での対流冷却を促進するように可変に選択されることに注目されたい。タービュレータ１３４はまた、鋳造中の生産性を向上させるのを促進する。
【００２０】
翼形ベーン５２は、コア（図示せず）を鋳造することによって作製される。コアは、液体セラミック及び黒鉛スラリをコア型（図示せず）内に注入することによって作製され、スラリは加熱されて、中実のセラミック翼形部コアを形成する。翼形部コアは、翼形部型（図示せず）内に吊り支持され、セラミック翼形部コアを取り囲むようにホットワックスが翼形ベーン型内に注入される。ホットワックスが硬化して、ワックス翼形ベーンが形成され、該翼形ベーン内にセラミックコアが吊り支持されている。
【００２１】
セラミックコアを有するワックス翼形ベーンは、次に、翼形ベーン型に挿入され、溶融金属が型に注入される。溶融金属はワックス翼形ベーンを溶かしてそれに置き代わり、セラミックコアが所定の位置に残った状態の金属翼形ベーンを形成する。次に、翼形ベーンは冷却され、セラミックコアが取り除かれる。ダブレット５３は、一体のピン１２８、タービュレータ１２２、及びスロット８０を含め、精密鋳造法で作製することができるので、ダブレット５３に関連した製造コストは他の公知のノズル組立体と比較すると低減される。
【００２２】
作動において、冷却空気は、各翼形ベーンに対して、高圧圧縮器から各翼形ベーン冷却チャンバ７６内に供給される。冷却空気は、ピン・バンク１２０を通って流れる。ピン１２８の千鳥状配列は、冷却空気中に混濁を発生させ、ベーン５２の対流冷却が促進される。冷却空気は、圧力が低下した状態でピン・バンク１２０から出てタービュレータ１２２を通って導かれる。タービュレータ１２２によって、ベーン５２の付加的な対流冷却が促進されるが、タービュレータ１２２では、ピン・バンク１２０ほどの大きな圧力低下は発生しない。
【００２３】
次に、冷却空気は、後縁スロット８０を通って流れる。より具体的には、スロット８０に対するタービュレータ１２２の相対位置によって、スロット８０に入る冷却空気に付加的な混濁が生じる。混濁が増大することにより、ベーン５２に対する対流冷却の強化が促進される。スロット８０は拡口収束形の断面形状を有するので、冷却空気は、スロット入口側８６とスロット喉部１０４との間で加速され、これによって、翼形ベーン５２から流出する総流量が制御される。従って、ピン・バンク１２０、タービュレータ１２２、及びスロット８０の組み合わせによって、ノズルの金属温度を低下させ、ノズル５０の有効寿命を延長させるのを促進する。
【００２４】
上述のタービンノズルは、該タービンノズルの有効寿命の延長を促進する幾何学的形状を含む。各ノズル翼形ベーンは、複数の拡口収束形の冷却スロットとピン・バンクとの間に配置されたタービュレータの列を含む。タービュレータは、タービンノズル翼形ベーンを通って蛇行流路が形成されるように冷却スロット及びピン・バンクに対して半径方向にオフセットしている。蛇行流路によって、冷却空気中に混濁が導入され、翼形ベーン内の対流冷却の強化を促進する。冷却スロットによって、製造歩留まりの改善とともに冷却及び流量調節の強化が促進される。その結果、このノズルの幾何学的形状によって、コスト効果がありかつ信頼性がある方法で、ノズルの有効寿命の延長が促進される。
【００２５】
本発明を様々な特定の実施形態について説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施することができることは、当業者には明らかであろう。また、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】
【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使用することができるタービンノズル組立体の斜視図。
【図３】  図２に示すノズル組立体に使用された、タービンノズル翼形ベーンの一部の拡大概略断面図。
【図４】  図３に示すタービンノズル翼形ベーンの、線４−４に沿った拡大断面図。
【符号の説明】
５０  ノズル組立体
５２  翼形ベーン
５３  ダブレット
５４  外側バンド
５６  内側バンド
６０  第１側壁
６２  第２側壁
６４  前縁
６６  後縁
７０  翼形部根元
７２  翼形部先端
７６  冷却チャンバ
８０  スロット
【図１】
0004416417.tif 000002
【図２】
0004416417.tif 000003
【図３】
0004416417.tif 000004
【図４】
0004416417.tif 000005