(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
半径方向内側及び外側壁パネル（５２，５４）の間に配置された中空エーロフォイル（４０）、前記エーロフォイル（４０）の中空内部（４２）に通じ、前記外側壁パネル（５４）から半径方向外側に突出するダクト壁（６０）を持つ冷却空気取入れダクト（５８）、及び前記取入れダクト壁（６０）を貫通して配置され、冷却空気（４４）を円周方向にかつ半径方向内方に傾斜した速度（Ｖ）で前記外側パネルに衝突するように方向付ける少なくとも一つの冷却空気インピンジメント手段を含んでなる、ガスタービンエンジンのベーン（３４）。
【請求項２】
前記インピンジメント手段が前記取入れダクト壁（６０）を貫通して配置され、円周方向にかつ半径方向内方に傾斜しているインピンジメント冷却孔（６４）を含んでなる、請求項１記載のベーン（３４）。
【請求項３】
前記取入れダクト（５８）が、前記開口部（７０）と流体連通している取入れダクト入口（７５）、前記エーロフォイル（４０）の前記中空内部（４２）と流体連通している取入れダクト出口（７７）、及び前記取入れダクト入口（７５）と前記取入れダクト出口（７７）間の湾曲部（７１）を含む、請求項２記載のベーン（３４）。
【請求項４】
前記取入れダクト（５８）が、前記取入れダクト入口（７５）の断面第１形状から前記取入れダクト出口（７７）の断面第２形状まで、断面形状が変化している、請求項３記載のベーン。
【請求項５】
前記外側壁パネル（５４）に沿って円周方向に延びるフランジ部（６６）、及び前記取入れダクト（５８）と流体連通している前記フランジ部（６６）の開口部（７０）をさらに含んでなる、請求項２乃至４のいずれか１項に記載のベーン（３４）。
【請求項６】
前記フランジ部（６６）が前記取入れダクト壁（６０）と一体であり、前記開口部（７０）が前記フランジ部（６６）を貫通して前記取入れダクト（５８）へと通じる入口である、請求項５記載のベーン（３４）。
【請求項７】
前記中空エーロフォイル（４０）、半径方向内側及び外側壁パネル（５２，５４）、取入れダクト壁（６０）、及びフランジ部（６６）が一体に成形されている、請求項６記載のベーン（３４）。
【請求項８】
前記中空エーロフォイル（４０）、半径方向内側及び外側壁パネル（５２，５４）、取入れダクト壁（６０）、及びフランジ部（６６）が前記ベーン（３４）が単一の一体鋳造ベーンとなるように、一体に鋳造されている、請求項６記載のベーン。
【請求項９】
ベーン間の接合面（３９）に沿って接合された少なくとも２つの円周方向に隣接する、請求項１乃至８のいずれか１項にベーンを含む、ガスタービンエンジンのノズルセグメント（３２）。
【請求項１０】
前記円周方向に隣接するベーンが前記ベーン間の前記接合面（３９）に沿って蝋付接合されており、第１インピンジメント冷却孔（６４）が前記接合面（３９）に向けられている、請求項９記載のガスタービンエンジンのノズルセグメント（３２）。
【請求項１１】
前記インピンジメント冷却孔（６４）が実質的に最大の熱による応力が発生する部位に向けられている、請求項１０記載のガスタービンエンジンのノズルセグメント。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は航空機ガスタービンエンジンのタービンノズルセグメントに関し、より具体的にはそのセグメントのエーロフォイルがその間に取り付けられる壁の冷却に関する。
【０００２】
【従来技術】
一般的なガスタービンエンジンでは、空気がコンプレッサ内で圧縮され燃料と混合され燃焼器で点火されて高温燃焼ガスを発生する。ガスは高圧タービン（ＨＰＴ）のＨＰＴタービンノズル及びＨＰＴロータブレードを含む１段もしくはそれ以上の段を有する高圧タービン（ＨＰＴ）を通って下流に流れる。ガスは次に一般的には低圧タービン（ＬＰＴ）のそれぞれＬＰＴタービンノズル及びＬＰＴロータブレードを有する複数の段階を含む低圧タービン（ＬＰＴ）に流れる。各ＬＰＴタービンノズルは半径方向外側及び内側壁の間に、円周方向に間隔をおいた複数の静止ノズルベーンを含んでいる。各タービンロータ段は、運転時に発生するトルクを担持するロータディスクから半径方向外方に延在する円周方向に間隔をおいた複数のロータブレードを含んでいる。
【０００３】
ＬＰＴノズルは一般的には外側及び内側壁の対応するセグメントの間に一体に連結された複数のベーンを有する弓形セグメントで形成される。各ノズルセグメントは、その半径方向外側端で、フランジを環状の外側ケーシングにボルト止めすることよって支持されている。各ベーンは、内側及び外側壁を形成する半径方向内側及び外側壁パネルの間に配置された冷却される中空エーロフォイル、外側壁パネルの中間部分に沿っているフランジ部、及びフランジ部の開口部を通して中空内部、即ちエーロフォイルの冷却流路内へと冷却空気を導くための冷却空気取入れダクトとを有する。取入れダクトは、軸方向前方の取入れダクト入口と、軸方向後方かつ半径方向内側の取入れダクト出口との間に９０度の湾曲部を有する。この９０度の湾曲部は、後方に向うにつれて中空エーロフォイル方向及び軸方向にフランジ部の開口部から半径方向内方に曲がり、そして取入れダクト出口で終わる。エーロフォイル、内側及び外側壁部分、フランジ部、及び取入れダクトは一般的には各ベーンが単一の鋳物品となるように、一体に鋳造する。ベーンは、フランジ部、内側壁パネル及び外側壁パネルの接合面で蝋付けされノズルセグメントを形成する。取入れダクトにより著しい量の対流冷却をおこなうが、この対流冷却は壁に対して局所的に行われ、複数の取入れダクトの間あるいは複数のエーロフォイルの間の壁の中間部分には行われない。取入れダクトの間の壁の領域は著しく高温で運転される。
【０００４】
低圧タービンノズル壁はしばしば冷却されない、しかし、推力対重量の比が増大するように設計された最新のエンジンでは、より高いタービン入口温度で運転され、より以上の冷却を必要とする。コンプレッサからの冷却空気を使用する冷却機構は、所与の量の冷却流により壁冷却を高めるが、エンジン性能にかなりの悪い影響もある。インピンジメントバッフル、フィルム孔、ピンバンク、後縁孔などは、全てＨＰＴノズル壁冷却用として、実用のエンジンに用いられてきた冷却手段である。フランジを貫通して配置された冷却孔は、冷却空気を冷却空気プレナムからＬＰＴノズル壁のフランジ部の外側壁パネル間の接合面に沿った蝋付け結合部へと導くのに用いられた。フランジを貫通して配置された冷却孔の位置は、フランジのエンジンケーシングとの結合部のボルト頭部の妨害の回避を考慮しており、この孔からの冷却空気の噴流は、フランジのさらに後部の高い応力がかかる部位で壁に衝突するまでに長い距離を進むことになる。
【０００５】
冷却に使用する冷却空気流を最小限に抑えながら、ＬＰＴ壁冷却を改善することは非常に望ましい。また、ＬＰＴ壁冷却を改善し、蝋付け結合部の割れを防止し、該部品の寿命と、ノズルセグメントとベーン組立体の修理の間隔を延長することも、非常に望ましい。噴流が対象へ衝突するまでの距離を増やすことなく、インピンジメント噴流が現在可能なよりもさらに後方で壁に衝突できるようにし、これにより、噴流の速度減衰を最小にして、噴流により壁の対流冷却を改善することは望ましい。また、インピンジメント噴流の位置、壁表面への方向及び角度の選択により自由度を与え、それによって、冷却効果の最大化を可能にすることも望ましい。
【０００６】
【発明の概要】
ガスタービンエンジンのノズルセグメントは、ベーン間の接合面に沿って結合された円周方向に隣接する少なくとも２つのベーンを含んでいる。ベーンのそれぞれは、半径方向内側及び外側壁パネルの間に配置された中空エーロフォイルと、エーロフォイルの中空内部に通じ冷却空気を中空内部に導く冷却空気取入れダクトとを備える。取入れダクトは、外側壁パネルから半径方向外側に突出したダクト壁と、取入れダクト壁を貫通して配置され円周方向にかつ半径方向内方に傾斜している少なくとも１つのインピンジメント冷却孔を持つ。
【０００７】
フランジ部は外側壁パネルの中間部分に沿って円周方向に延び、フランジ部の開口部は取入れダクトに流体連通している。中空エーロフォイル、半径方向内側及び外側壁パネル、取入れダクト壁及びフランジ部は一体に形成され、好ましくは、ベーンが単一の一体鋳造ベーンとなるように、一体鋳造される。
【０００８】
【発明の実施の形態】
本発明を特徴付けていると思われる新規な特徴は、特許請求の範囲に記載され特定されている。本発明をさらなる目的及びその利点とともに、添付の図面との関連において、より具体的に説明する。
【０００９】
図１に示すのは航空機用ガスタービンエンジンの高温部の一部で、全体を２で示すが、これは軸方向に延びる中心線６を有し、その中心線６に沿って、燃焼器１０、高圧タービン（ＨＰＴ）１２及び低圧タービン（ＬＰＴ）１４の第１段を持っている。中心線６を取り囲んでいるのは、燃焼器１０とＨＰＴ１２の周囲の高圧ケーシング１５及びＬＰＴ１４の周囲の低圧ケーシング１７である。空気はコンプレッサ（図示せず）で圧縮され、燃焼器１０で燃料と混合されて高エネルギー高温ガス流１１を作り出す。燃焼器１０の後方にはＨＰＴノズル１８があり、燃焼器からの高温ガス流１１をＨＰＴディスク２６の周囲の第１周縁部２２に取り付けてあるＨＰＴブレード２０へと導く。高温ガス流１１は次に、本発明の例示的な実施形態を示している弓形のＬＰＴノズルセグメント３２の組立体を有するＬＰＴノズル組立体３０を通過して流れ、セグメント３２が高温ガス流をＬＰＴディスク２９の周囲の第２周縁部２８に取り付けられたＬＰＴブレード２７へと導く。
【００１０】
円周方向に隣接するノズルセグメント３２の一つを図２に示す。ノズルセグメント３２のそれぞれは、円周方向に間隔をおいたノズルベーン３４を２つまたはそれ以上、例えば２つを含み、ノズルベーン３４は弓形の半径方向内側及び外側壁３６及び３８の間で半径方向に延在しこれらと一体に形成された中空エーロフォイル４０を備える。中空エーロフォイル４０のそれぞれは、中空内部４２（図１に示す）を備え、そこに冷却空気４４を受け入れ、エーロフォイル４０、ＨＰＴ及びＬＰＴブレード２０及び２７、ＨＰＴ及びＬＰＴディスク２６及び２９をそれぞれ冷却する。中空内部４２は図１に冷却空気流路４５として概略的に示してある。
【００１１】
図２と図３に関し、ベーン３４の各々は半径方向内側及び外側壁パネル５２及び５４の間に配置された中空エーロフォイル４０の一つを含む。内側及び外側の壁パネル５２及び５４のうち円周方向に隣接するものは、内側及び外側の弓形の壁３６及び３８のうちのそれぞれと対応している。ノズルセグメント３２の隣接するベーン３４は接合面３９に沿って一体に接合され、一般的には蝋付けによって蝋付け接合部４１を形成する。空気取入れダクト５８はエーロフォイル４０の中空内部４２につながり、冷却空気を中空内部に、より具体的には冷却空気流路４５へと導く。取入れダクト５８は外側壁パネル５４から半径方向外側へ突出するダクト壁６０を有する。
【００１２】
図３及び４図に示す通り、本発明は、取入れダクト５８からの冷却空気４４を隣接する外側壁パネル５４間の蝋付け接合部４１で外側壁３８に衝突するように方向付ける冷却空気インピンジメント手段を提供する。この冷却空気インピンジメント手段は、冷却空気を外側壁３８に円周方向かつ半径方向内側へ速度Ｖで衝突させる働きをし、蝋付け接合部４１及び外側壁パネル５４の運転上熱による応力を受ける部位を冷却する。この部位が、実質的に最大の熱による応力発生の部位であることが好ましい。また、インピンジメント冷却空気は外側壁に衝突した後さらに外側壁３８の対流冷却をもたらす。例示的実施形態で用いられている冷却空気インピンジメント手段は、取入れダクト壁６０を貫通して配置され、円周方向にかつ半径方向内側に角度Ａで傾斜した少なくとも一つのインピンジメント冷却孔６４を含んでおり、概して冷却空気インピンジメント噴流６７を外側壁パネル５４、接合面３９へ、より具体的には応力を受けた部位近くの蝋付け接合部４１へと方向付ける。取入れダクト５８からの冷却空気４４を外側壁３８へと導くためのその他の冷却空気インピンジメント手段には、それに限定されるわけではないが、ＬＰＴノズルセグメント３２の外側壁パネル５４の１つあるいはそれ以上の取入れダクト壁６０を貫通して配置されている１つあるいはそれ以上のインピンジメント冷却孔６４がある。インピンジメント冷却孔６４以外の開口部としてスロット又はスリットも用いることができる。
【００１３】
フランジ部６６は外側壁パネル５４の軸方向に位置する中間部分６８に沿って円周方向に延び、フランジ部にある開口部７０は取入れダクト５８と流体連通している。さらに図５について、取入れダクト５８は軸方向前方の取入れダクト入口７５と軸方向後方かつ半径方向内側の取入れダクト出口７７との間に９０度の湾曲部７１を備える。９０度の湾曲部は、後方に延びるにつれてフランジ部の開口部７０から中空のエーロフォイルに向って半径方向内方及び軸方向に曲がっており、外側壁パネル５４上の取入れダクト出口７７で終わる。取入れダクト５８は取入れダクト入口７５と取入れダクト出口７７との間で断面形状が変化する。取入れダクト５８は円形である断面第１形状から、丸みを帯びてはいるが円形ではなく冷却空気がベーン冷却入口７３に入るのを容易にする形状をした取入れダクト出口７７の断面第２形状へと変化する。冷却空気４４は、取入れダクト出口７７と一致しているベーン冷却入口７３を通って中空内部４２及び冷却空気流路４５に入る。
【００１４】
中空エーロフォイル４０、半径方向内側及び外側壁パネル５２及び５４、取入れダクト壁６０及びフランジ部は一体に成形されており、好ましくは、ベーン３４が単一の一体鋳造ベーンとなるように一体鋳造される。フランジ部６６はボルト孔７４を備え、これによって図１に示すようにフランジ部が高圧及び低圧ケーシング１５及び１７間の支持部９２にボルト止めされる。冷却空気空洞８０がＨＰＴ１２の半径方向外方で、かつ軸方向に燃焼器１０とＬＰＴ１４の間に位置している。例えばＧＥ４０４エンジンでは第４段のようなコンプレッサ段からの冷却空気４４は、エンジンの高温部２を冷却するために、空洞８０にパイプで導かれる。加圧した冷却空気４４は熱シールド８２にある冷却空気孔８６を通り、開口部７０を通り取入れダクト５８の中へと流れ、こうして冷却空気を冷却空気流路４５及びインピンジメント冷却孔６４に供給する。また、従来の技術で行われていたように、フランジ部６６を通して１組の第２インピンジメント冷却孔９０を配置することもできる。
【００１５】
本明細書では本発明の好ましい例示的な実施形態と思料するものについて説明してきたが、本発明のその他の形態は本明細書の教示内容から当業者には自明であり、本発明の技術的思想及び技術的範囲に属するかかる形態すべてが特許請求の範囲で保護されることを望むものである。
【００１６】
従って、特許による保護を望むのは、請求項に規定され特徴付けられた発明である。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の低圧タービンノズル組立体の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの高圧及び低圧タービン部分の概略断面図。
【図２】  半径方向に内側のポイントから半径方向外方、かつ軸方向後方に視た図１に示すノズル組立体のノズルセグメントの斜視図。
【図３】  図２に示すノズルセグメントの半径方向外側壁の斜視図。
【図４】  図３に示すノズルセグメントの半径方向外側部分を線４−４に沿って切断した、取入れダクト壁を貫通するインピンジメント冷却孔の概略断面図。
【図５】  図１及び図４に示す取入れダクトの破断斜視図。
【符号の説明】
２    ガスタービンエンジン高温部
６    中心線
１０    燃焼器
１１    高温ガス流
１２    高圧タービン（ＨＰＴ）
１４    低圧タービン（ＬＰＴ）
１５    高圧ケーシング
１７    低圧ケーシング
１８    ＨＰＴノズル
２０    ＨＰＴブレード
２２    第１周縁部
２６    ＨＰＴディスク
２７    ＬＰＴブレード
２８    第２周縁部
２９    ＬＰＴディスク
３０    ＬＰＴノズル組立体
３２    ＬＰＴノズルセグメント
３４    ノズルベーン
３６    内側壁
３８    外側壁
３９    接合面
４０    中空エーロフォイル
４１    蝋付け接合部
４２    中空内部
４４    冷却空気
４５    冷却空気流路
５２    内側壁パネル
５４    外側壁パネル
５８    空気取入れダクト
６０    ダクト壁
６４    インピンジメント冷却孔
６６    フランジ部
６７    インピンジメント噴流
６８    中間部分
７０    開口部
７１    湾曲部
７３    ベーン冷却入口
７４    ボルト孔
７５    取入れダクト入口
７７    取入れダクト出口
８０    冷却空気空洞
８２    シールド
８６    冷却空気孔
９０    第２インピンジメント冷却孔
９２    支持部
Ａ  −  角度
Ｖ  −  速度
【図１】
0004509325.tif 000002
【図２】
0004509325.tif 000003
【図３】
0004509325.tif 000004
【図４】
0004509325.tif 000005
【図５】
0004509325.tif 000006