[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

JP5074014B2 - タービンエンジンノズルアセンブリ及びガスタービンエンジン - Google Patents

タービンエンジンノズルアセンブリ及びガスタービンエンジン Download PDF

Info

Publication number
JP5074014B2
JP5074014B2 JP2006332428A JP2006332428A JP5074014B2 JP 5074014 B2 JP5074014 B2 JP 5074014B2 JP 2006332428 A JP2006332428 A JP 2006332428A JP 2006332428 A JP2006332428 A JP 2006332428A JP 5074014 B2 JP5074014 B2 JP 5074014B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
band
leading edge
inner band
upstream portion
outer band
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP2006332428A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2007154902A (ja
Inventor
チン・パン・リー
ジョセフ・エム・グエンタート
ウェンフェン・ル
ミッチェル・イー・イルズ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2007154902A publication Critical patent/JP2007154902A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP5074014B2 publication Critical patent/JP5074014B2/ja
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/141Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/141Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/80Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81Cooled platforms
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

本発明は、概してタービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンを組み立てる方法および装置に関する。
既知のガスタービンエンジンとしては、タービンに向かってタービンノズルアセンブリを通して案内される空燃混合気を点火する燃焼器が挙げられる。少なくともいくつかの既知のタービンノズルアセンブリとしては、周面に配置された複数のアーチ状ノズル部が挙げられる。少なくともいくつかの公知のタービンノズルとしては、一体形成された内側および外側バンドプラットフォームによって結合された周面に間隔を置いて配置された複数の中空エーロフォイル静翼が挙げられる。より具体的には、内側バンドは径方向内側の流路境界の一部を形成し、外側バンドは径方向外側の流路境界の一部を形成する。
米国特許第6,398,489号公報 米国特許第5,813,832号公報 米国特許第5,271,714号公報 米国特許第5,249,920号公報 米国特許第6,773,234号公報 米国特許第6,758,477号公報 米国特許第6,676,369号公報 米国特許第6,655,147号公報 米国特許第6,287,075号公報 米国特許第6,269,646号公報 米国特許第5,685,157号公報 米国特許第5,291,732号公報 米国特許第5,279,127号公報 米国特許第5,233,828号公報
既知のエンジンアセンブリ内では、タービンノズルと燃焼器の後端部の間に画定されたインターフェースは、魚口シールとして知られている。より具体的には、このようなエンジンアセンブリ内では、タービンノズルの外側および内側バンドプラットフォームの先縁部は全体的に、その間に延びる各エーロフォイル静翼の先縁部に対して軸方向に位置合わせされている。したがって、このようなエンジンアセンブリ内では、燃焼器から排出される熱い燃焼ガスがノズル静翼の先縁部に近づくと、圧力または先頭波は、静翼の先縁部停滞から反射し、ノズルアセンブリから上流側に一定の距離だけ伝播して、バンドの先縁部にわたって周面圧力変化、および不均一なガス圧力分布を引き起こす。圧力変化は、局所化されたノズル酸化および/または局所化された高温ガス圧入を引き起こすことがあり、それぞれエンジン効率を低くする可能性がある。さらに、このような圧力変化は、静翼の残りと比べて高い温度で静翼の先縁部を作動させることができる。
一形態では、タービンエンジンノズルアセンブリが提供される。タービンエンジンノズルアセンブリは、外側バンドと、内側バンドと、少なくとも1つの静翼と、先縁部フィレットとを備えている。外側および内側バンドはそれぞれ、先縁部と、後縁部と、その間に延びる本体とを備えている。少なくとも1つの静翼は、外側バンドと内側バンドの間に延びている。少なくとも1つの静翼は、先縁部および後縁部で互いに連結された第1の側壁および第2の側壁を備えている。少なくとも1つの静翼の先縁部は、内側および外側バンドの先縁部の下流側に位置決めされている。先縁部のフィレットは、少なくとも1つの静翼と内側バンドおよび外側バンドの少なくとも一方の間に延びている。先縁部フィレットは、内側および外側バンドの少なくとも一方に隣接する静翼の先縁部に沿った渦流形成を最小限に抑えるのを促進するように構成されている。
別の態様では、ガスタービンエンジンが提供されている。エンジンは、燃焼器と、燃焼器の下流側にあり、これと流連通するタービンノズルアセンブリとを備えている。ノズルアセンブリは、外側バンドと、内側バンドと、外側および内側バンドの間に延びている少なくとも1つの静翼と、先縁部フィレットとを備えている。外側バンドおよび内側バンドはそれぞれ、先縁部を備えており、それぞれ燃焼器の後端部に結合されている。少なくとも1つの静翼は、先縁部および後縁部で互いに連結された第1の側壁および第2の側壁を備えている。少なくとも1つの静翼の先縁部は、内側および外側バンドの先縁部の下流側に位置決めされている。先縁部フィレットは、少なくとも1つの静翼と内側バンドおよび外側バンドの少なくとも一方の間に延びている。先縁部フィレットは、静翼の先縁部に沿った渦流形成を最小限に抑えるのを促進するように構成されている。
更に、ガスタービンエンジンを組み立てる方法が開示される。この方法は、内側バンドと、外側バンドと、内側バンドと外側バンドの間に延びる少なくとも1つの静翼と、少なくとも1つの静翼と内側および外側バンドの少なくとも1つの間に延びる少なくとも1つの先縁部フィレットとを備えるタービンノズルを提供する段階であって、少なくとも1つの静翼の先縁部は内側および外側バンドの先縁部の下流側にある段階と、内側および外側バンドの少なくとも1つに隣接する静翼の先縁部に沿った渦流形成を最小限に抑えるのを促進するように先縁部フィレットが構成されるように、ガスタービンエンジン内にタービンノズルを結合させる段階とを含んでいる。
図1は、低圧圧縮機12、高圧圧縮機14、および燃焼器16を備えた例示的なガスタービンエンジン10の略図である。エンジン10はまた、高圧タービン18および低圧タービン20を備えている。圧縮機12およびタービン20は第1のシャフトによって結合されており、圧縮機14およびタービン18は第2のシャフト22によって結合されている。一実施形態では、ガスタービンエンジン10は、オハイオ州CincinnatiのGeneral Electric Aircraft Enginesから市販されているLM2500エンジンである。別の実施形態では、ガスタービンエンジン10は、オハイオ州CincinnatiのGeneral Electric Aircraft Enginesから市販されているCFMエンジンである。
操作中、空気は圧縮空気を低圧圧縮機12から高圧圧縮機14に供給する低圧圧縮機12を通して流れる。高圧縮空気は燃焼器16に運ばれる。燃焼器16からの空気流は、排気ノズル24を通してガスタービンエンジン10から出る前に、タービン18、20を駆動するようにタービンノズル(図1には図示せず)を通して案内される。
図2は、タービンエンジン10(図1に示す)などのガスタービンエンジンで使用することができる例示的なタービンノズル50の側面図である。図3は、タービンノズル50の斜視図である。例示的な実施形態では、ノズル50はガスタービンエンジン内にノズルアセンブリ(図示せず)を形成するように周面に位置決めされた複数の部分の1つである。ノズル50は、アーチ状の径方向外側バンドまたはプラットフォーム54と、アーチ状の径方向内側バンドまたはプラットフォーム56の間に延びる少なくとも1つのエーロフォイル静翼52を備えている。より具体的には、例示的な実施形態では、外側バンド54および内側バンド56はそれぞれ、エーロフォイル静翼52と一体形成されている。
静翼52は、冷却キャビティ68が側壁60と62の間で画定されるように、先縁部64および弦方向に間隔を置いて配置された後縁部66で連結された圧力側の側壁60および吸引側の側壁62を備えている。静翼の側壁60、62はそれぞれ、バンド54と56の間に径方向に延びており、例示的な実施形態では、側壁60はほぼ凹状をしており、側壁62はほぼ凸状をしている。
外側バンド54および内側バンド56はそれぞれ、先縁部70、72と、後縁部74、76と、その間に延びるプラットフォーム本体78、80とを備えている。(複数の)エーロフォイル静翼52は、外側および内側バンドの先縁部70、72がそれぞれエーロフォイル静翼の先縁部64から距離dだけ上流側にあるように向いている。距離dは、先縁部70、72が静翼の先縁部64の上流側にあることを保証し、以下により詳細に説明するように、バンド54、56が静翼の先縁部64に沿った熱いガス射出を防ぐのを助長するように可変に選択されている。
例示的な実施形態では、内側バンド56はそこから径方向内側に延びる後部フランジ90を備えている。より具体的には、フランジ90はバンド56の径方向内側表面92に対してバンド56から径方向内側に延びている。内側バンド56はまた、そこから径方向内側に延びる前フランジ94を備えている。前フランジ94は、内側バンドの先縁部72と後部フランジ90の間に位置決めされており、バンド56から径方向内側に延びている。例示的な実施形態では、前フランジ94の上流側100は、フランジ94の径方向最外表面102と径方向内側表面92の間でほぼ平面である。さらに、例示的な実施形態では、フランジ94の下流側106はショルダ108を備えており、それによってフランジの下流側106はフランジの表面102からショルダ108まで、およびショルダ108から径方向内側表面92までほぼ平面である。
内側バンド56はまた、そこから径方向内側に延びる周面に間隔を置いて配置された複数の径方向タブ110を備えている。より具体的には、例示的な実施形態では、径方向タブ110の数は静翼52の数と同じである。例示的な実施形態では、各タブ110はそれぞれ、ほぼ平行な上流側および下流側表面120、122を備えている。径方向タブ110は、保持経路130が径方向タブ110と前フランジ94の間で画定されるように、前フランジ94から距離dだけ下流側に間隔を置いて配置されている。
例示的な実施形態では、外側バンド54は、そこからほぼ径方向外側に延びる後部フランジ140を備えている。より具体的には、フランジ140は、バンド54の径方向外側表面142に対してバンド54から径方向外側に延びている。外側バンド54はまた、そこから径方向外側に延びる前フランジ144を備えている。前フランジ144は、外側バンドの先縁部70と後部フランジ140の間に位置決めされており、バンド54から径方向内側に延びている。例示的な実施形態では、前フランジ144の上流側146は、フランジ144の径方向最外表面147と径方向外側表面142の間でほぼ平面である。さらに、例示的な実施形態では、フランジ144の下流側148はショルダ150を備えており、それによってフランジの下流側148はフランジの表面147からショルダ150まで、およびショルダ150から径方向外側表面142までほぼ平面である。
外側バンド54はまた、そこから径方向外側に延びる周面に間隔を置いて配置された複数の径方向タブ160を備えている。さらに具体的には、例示的な実施形態では、径方向タブ160の数は静翼52の数と同じである。例示的な実施形態では、各タブ160はそれぞれ、ほぼ平行な上流側および下流側表面162、164を備えている。径方向タブ160は、保持経路166が径方向タブ160と前フランジ144の間に画定されるように、前フランジ144の下流側に距離dだけ間隔を置いて配置されている。例示的な実施形態では、経路166は経路130とほぼ同じ寸法である。
タービンノズル50はまた、複数の先縁部フィレット170を備えている。フィレット170は全体的に、既知のタービンノズルで使用されるフィレットより大きく、各静翼の先縁部64の先端領域180内で外側プラットフォーム54と静翼52の間に、および各静翼の先縁部64のハブ領域182内で内側プラットフォーム56と静翼52の間に延びている。より具体的には、先端領域180内では、フィレット170は静翼の先縁部64から外側プラットフォーム54の径方向内側表面184にわたって外側バンドの先縁部70に向かってブレンドされている。さらに、ハブ領域182内では、フィレット170は静翼の先縁部64から内側プラットフォーム56の径方向外側表面186にわたって内側バンドの先縁部72に向かってブレンドされている。したがって、ノズル静翼の先縁部64は、フィレット170がそれによって流れ通過を促進するように、ハブ領域182および先端領域180の両方の中で拡大される。
例示的な実施形態では、フィレット170は、フィレット170を通して延び、静翼52上を流れる境界流れ内に冷却空気を内側に排出するように構成された複数の冷却開口190で形成されている。より具体的には、各冷却開口190は静翼52のピッチラインを向いており、開口190が境界層内の流れモーメントを付勢するのが促進され、先縁部64の上流側の馬蹄形渦流の形成が減少するように促進される。馬蹄形渦流の形成の減少により、空気力学的効率の改善が促進される。さらに、複数の冷却開口190はまた、静翼52の表面加熱を少なくし、実用温度を低くするように促進する。
作動中、それぞれ静翼の先縁部64に対する内側バンド56および外側バンド54の位置により、静翼の先縁部64に沿った熱いガス射出の減少が促進される。むしろ、拡大フィレット170および冷却孔190の組合せにより、流れを加速し、境界層内の流れモーメントを付勢することが促進され、それによって馬蹄形渦流の形成が減少するように促進される。その結果、空気力学的効率が良くなるように促進され、ノズルエーロフォイル静翼52の実用温度が低くなるように促進される。したがって、タービンノズル50の耐用年数が長くなるように促進される。
図4は、タービンノズル50(図2および3に示す)で使用することができる例示的なリテーナ200の拡大側面図である。例示的な実施形態では、リテーナ200はばねクリップとして知られており、以下により詳細に示すような密封配置で燃焼器16の後端部へのノズル50の結合を促進するように構成されている。リテーナ200は、1対の対向する端部202、204と、その間に延びる本体206とを備えている。例示的な実施形態では、本体206は、挿入部210と、挿入部210から一体的に延びる保持部212とを備えている。
挿入部210はほぼU字型をしており、端部204から挿入部210まで延びており、保持部212は挿入部210から端部204まで延びている。したがって、挿入部210はアーチ状部218によって連結された1対の対向脚部214、216を備えている。例示的な実施形態では、部分218はほぼ半円形である。アーチ状部218は、経路166または経路130の幅、すなわち距離dより狭い、各脚部214、216の外側表面220、222に対して測定された、リテーナ200の幅wを脚部214、216が画定することができるような寸法をしている半径rを有する。したがって、挿入部210は保持経路166、130内に挿入されるような寸法をしている。
保持部212は、脚部216から頂点232まで斜め外側に向かって延びる第1の脚部230と、頂点232から脚部214に向かって斜めに延びる第2の脚部233とを備えている。したがって、頂点232の先端236は脚部の外側表面222からの距離dである。
例示的な実施形態では、リテーナ200は変形に耐える弾力性材料から作られている。代替実施形態では、リテーナ200は形状記憶材料から作られている。別の代替実施形態では、リテーナ200は本明細書に説明するようにリテーナ200を機能させることができる任意の材料で作られている。
図5は、リテーナ200を使用して燃焼器16に結合されたタービンノズル50の側面図である。燃焼器16は、それぞれ環状の径方向内側および径方向外側支持部材244、246によって形成された燃焼区域240と、燃焼器ライナ250とを備えている。燃焼器ライナ250は、外側および内側支持部材を燃焼区域240内で発生した熱から遮断する。より具体的には、燃焼器16は環状内側ライナ256と環状外側ライナ258とを備えている。ライナ256、258は、燃焼区域240がドームアセンブリ(図示せず)からタービンノズル50まで下流側に延びるように、燃焼区域240を画定する。外側および内側ライナ258、256は、一連の段階262を有する複数の別個のパネル260を備えており、それぞれ燃焼器ライナ250の別個の部分を形成する。
各ライナ256、258はまた、環状支持フランジまたは後部フランジ270、272をそれぞれ備えている。より具体的には、各支持フランジ270、272は、それぞれのライナ256、258の後端部274、276を支持部材244、246に結合させる。より具体的には、各支持フランジ270、272の各支持部材244、246への結合により、環状間隙または魚口開口278が形成される。
各支持フランジ270、272は、径方向部280および円錐形基準領域282を備えている。各径方向部280は、ノズル50に向けた冷却空気の排出を促進するように、そこを通して延びる複数の優先的な冷却開口またはジェット284を備えて形成されている。ジェット284から排出された空気により、静翼の先縁部64の上流側の馬蹄形渦流の形成の減少が促進され、したがってノズル50の空気力学的効率の改善が促進される。各円錐形基準領域282は外側に一体的に各径方向部280の上流側に延びており、それによって円錐形基準領域282は各魚口開口278の径方向内側部286を画定する。各魚口開口278の径方向外側部288は、各支持部材244または246によって画定される。魚口開口278は、燃焼器16とノズル50の間で1対の環状リングインターフェース290、291を結合させるのに使用される。
例示的な実施形態では、インターフェース290、291はほぼ同様であり、それぞれほぼL字形の断面輪郭をしており、上流側縁部292と、下流側縁部294と、その間に延びる本体296とを備えている。本体296は、径方向内側表面298および反対側の径方向外側表面300を備えている。例示的な実施形態では、インターフェースの上流側縁部292は魚口開口278内にしっかり結合され、インターフェースの下流側縁部294は保持経路166内に挿入され、それによって経路166内の本体の内側表面298の一部は、ショルダ150とフランジ表面147の間に延びるノズルの前フランジ144のほぼ平面部に対して位置決めされている。同様に、内側バンド56に沿って、インターフェース291の下流側縁部294は保持経路130内に挿入されており、それによって経路130内の本体の内側表面298の一部は、ショルダ108とフランジ表面102の間に延びるノズルの前フランジ94のほぼ平面部に対して位置決めされている。
インターフェース290、291はそれぞれ経路166、130内に位置決めされた後、リテーナ200は各保持経路166、130内に挿入されており、それによって脚部の外側表面220はそれぞれの径方向タブ160、110に対して位置決めされている。より具体的には、経路166、130内に完全に挿入されると、各リテーナ頂点232は、インターフェース290、291に対して付勢され、これらに接触する。特に、各リテーナ200は各インターフェースの径方向外側表面300に対して接触して位置決めされ、それによってインターフェースの径方向内側表面298はそれぞれのノズルの前フランジ94、144に対して各経路130、166内に密封接触して付勢される。代替実施形態では、リテーナ200はインターフェース290、291をフランジ94、144に対して結合させるようには使用されず、むしろ、これに限らないが、径方向タブ110および/または166を通してファスナを挿入させる、またはフランジ94、144に対して径方向タブ110、116を曲げるなどの、インターフェース290および/または291をフランジ94、144に対して密封接触させて固定する他の適切な手段を使用することができる。
エンジンを完全に組み立てる場合、インターフェース290、291は燃焼器16に構造的支持体を提供し、燃焼器16とノズル50の間の密封を促進する。したがって、機械的可撓性密封配置が提供され、燃焼器16の後端部に構造的安定性および支持を提供する。さらに、燃焼器16とノズル50の間のインターフェースリング290、291のアセンブリは普通、他のガスタービンエンジンで使用される既知の密封インターフェースのアセンブリより労力密度が小さく、時間もかからない。
各実施形態では、上記タービンノズルはそれぞれ静翼の先縁部から一定の距離だけ上流側に延びる内側バンドおよび外側バンドを備えており、静翼の先縁部に沿った熱いガス射出を少なくするように促進される。さらに、各内側および外側バンドは静翼の先縁部の上流側に延びているので、各バンドは既知のタービンノズルと比べて大きなフィレットを収納する。内側および外側バンド、燃焼器の支持フランジを通して延びるインピンジメントジェット、およびフィレットを通して延びる冷却開口の組合せにより、ノズルの静翼の実用温度を低くし、各静翼の先縁部の上流側の馬蹄形渦流の形成を少なくし、ノズルの空気力学的効率の改善を促進する。さらに、燃焼器とタービンノズルの間に延びるインターフェースリングは、タービンノズルを備えた密封配置で付勢されながら燃焼器に構造的支持体を提供する。その結果、タービンノズルの耐用年数は、信頼性があり費用効率が良いように延長されるように助長される。
タービンノズルの例示的な実施形態を上で詳細に説明した。インターフェースリング、フィレット、および冷却開口およびジェットは、本明細書に記載した特定のノズルの実施形態での使用に限らず、むしろ、このような構成部品は本明細書に記載した他のタービンノズル構成部品とは独立して別個に利用することができる。さらに、本発明は上で詳細に説明したノズルアセンブリの実施形態に限るものではない。むしろ、ノズルアセンブリ実施形態の他の変更形態を、特許請求の範囲の精神および範囲内で利用することができる。
本発明を様々な特定の実施形態に関して説明したが、当業者は本発明を特許請求の範囲の精神および範囲内で変更して実施することができることが分かるだろう。
例示的なガスタービンエンジンの略図である。 図1に示すガスタービンエンジンで使用することができる例示的なタービンノズルの側面図である。 図2に示すタービンノズルの斜視図である。 図2および3に示すタービンノズルで使用することができる例示的なリテーナの拡大側面図である。 図4に示すリテーナと共に図1に示すエンジンで使用することができる燃焼器に結合された、図2および3に示すタービンノズルの側面図である。
符号の説明
10 ガスタービンエンジン
12 低圧圧縮機
14 高圧圧縮機
16 燃焼器
18 高圧タービン
20 低圧タービン
21 第1のシャフト
22 第2のシャフト
24 排気ノズル
50 タービンノズル
52 静翼
54 外側バンド
56 内側プラットフォーム
60 側壁
62 側壁
64 静翼の先縁部
66 後縁部
68 冷却キャビティ
70 先縁部
72 内側バンドの先縁部
74 後縁部
76 後縁部
78 プラットフォーム本体
80 プラットフォーム本体
90 後部フランジ
92 径方向内側表面
94 前フランジ
100 上流側
102 フランジ表面
106 下流側
108 ショルダ
110 径方向タブ
120 下流側表面
122 下流側表面
130 保持経路
140 後部フランジ
142 径方向外側表面
144 前フランジ
146 上流側
147 径方向最外表面
148 フランジの下流側
150 ショルダ
160 径方向タブ
162 下流側表面
164 下流側表面
166 経路
170 フィレット
180 先端領域
182 ハブ領域
184 径方向内側表面
186 径方向外側表面
190 冷却開口
200 リテーナ
202 対向端部
204 対向端部
206 本体
210 挿入部
212 保持部
214 対向脚部
216 対向脚部
218 アーチ状部
220 外側表面
222 外側表面
230 第1の脚部
232 頂点
233 第2の脚部
236 先端
240 燃焼区域
244 支持部材
246 支持部材
250 燃焼器ライナ
256 環状内側ライナ
258 環状外側ライナ
260 別個のパネル
262 段階
270 支持フランジ
272 支持フランジ
274 後端部
276 後端部
278 魚口開口
280 径方向部
282 円錐形基準領域
284 ジェット
286 径方向内側部
288 径方向外側部
290 インターフェース
291 インターフェース
292 上流側縁部
294 下流側縁部
296 本体
298 径方向内側表面
300 径方向外側表面

Claims (9)

  1. 外側バンド(54)と、内側バンド(56)と、前記外側バンドと内側バンドの間に延びる静翼(52)とを備えるタービンエンジンノズル(50)であって、
    前記外側バンド(54)は、
    円周方向に離間した少なくとも2つの外側バンド径方向タブ(160)と、
    前縁(70)を有する外側バンド前フランジ(144)と、
    前記外側バンド前フランジ(144)から下流に前記外側バンド径方向タブ(160)まで延びる外側バンド上流部分と、
    前記外側バンド前フランジ及び各前記外側バンド径方向タブとの間に形成された外側バンド保持経路(166)と、
    を備え、
    各前記外側バンド保持経路(166)は、外側バンドリテーナ(200)を受ける寸法を有し、前記外側バンド上流部分の半径方向内側表面は、前記外側バンド前フランジ(144)の前縁(70)にむけ湾曲してショルダ(150)を形成し
    前記内側バンド(56)は、
    円周方向に離間した少なくとも2つの内側バンド径方向タブ(110)と、
    前縁(72)を有する内側バンド前フランジ(94)と、
    前記内側バンド前フランジ(94)から下流に前記内側バンド径方向タブ(110)まで延びる内側バンド上流部分と、
    前記内側バンド前フランジ及び各前記内側バンド径方向タブとの間に形成された内側バンド保持経路(130)と、
    を備え、
    各前記内側バンド保持経路(130)は、内側バンドリテーナを受ける寸法を有し、前記内側バンド上流部分の半径方向外側表面は、前記内側バンド前フランジ(94)の前縁(72)にむけ湾曲してショルダ(108)を形成し
    前記タービンエンジンノズル(50)は、さらに、
    前記静翼と前記外側バンドとの間に延びており、前記外側バンド上流部分の半径方向内側表面に一体化している第1の先縁部フィレット(170)と、
    前記静翼と前記内側バンドとの間に延びており、前記内側バンド上流部分の半径方向外側表面に一体化している第1の先縁部フィレット(170)と
    を備え、
    前記外側バンド上流部分の半径方向内側表面及び前記内側バンド上流部分の半径方向外側表面には、それぞれ、該外側バンド上流部分及び該内側バンド上流部分を貫通して冷却空気を前記静翼のピッチ方向に排出する開口(190)が設けられ、前記第1及び第2の先縁部フィレット(170)は、前記静翼の先縁部並びに前記外側及び内側バンド近傍の渦流形成を最小限に抑えるのを促進する
    ことを特徴とする、タービンエンジンノズル(50)。
  2. 前記先縁部フィレット(170)は、前記ノズルを通過する流れを加速させるのを促進する、請求項1記載のタービンエンジンノズル(50)。
  3. 前記内側および外側バンド(54、56)は、前記静翼の先縁部(64)にわたる熱いガス射出を防ぐのを促進する、請求項1記載のタービンエンジンノズル(50)。
  4. 前記複数の冷却孔(170)は、前記少なくとも1つの静翼の先縁部(64)に向かって冷却空気流を排出するように構成されている、請求項1記載のタービンエンジンノズル(50)。
  5. 前記複数の冷却孔(170)は、前記少なくとも1つの静翼の先縁部(64)に向かって冷却空気流を排出するように構成されている、請求項1記載のタービンエンジンノズル(50)。
  6. 燃焼器(16)と、
    前記燃焼器の下流側にあり該燃焼器と流れ連通するタービンノズル(50)と
    を備え、
    前記タービンノズル(50)は、外側バンド(54)、内側バンド(56)、前記外側バンドと内側バンドの間に延びている静翼(52)、前記静翼と前記外側バンドとの間で延びる第1の先縁部フィレット(170)、及び前記静翼と前記内側バンドとの間で延びる第2の先縁部フィレット(170)を備え、
    前記外側バンド(54)は、
    円周方向に離間した少なくとも2つの外側バンド径方向タブ(160)と、
    前縁(70)を有する外側バンド前フランジ(144)と、
    前記外側バンド前フランジ(144)から下流に前記外側バンド径方向タブ(160)まで延びる外側バンド上流部分と、
    前記外側バンド前フランジ及び各前記外側バンド径方向タブとの間に形成された外側バンド保持経路(166)と、
    を備え、
    各前記外側バンド保持経路(166)は、外側バンドリテーナ(200)を受ける寸法を有し、前記外側バンド上流部分の半径方向内側表面は、前記外側バンド前フランジ(144)の前縁(70)にむけ湾曲してショルダ(150)を形成し
    前記内側バンド(56)は、
    円周方向に離間した少なくとも2つの内側バンド径方向タブ(110)と、
    前縁(72)を有する内側バンド前フランジ(94)と、
    前記内側バンド前フランジ(94)から下流に前記内側バンド径方向タブ(110)まで延びる内側バンド上流部分と、
    前記内側バンド前フランジ及び各前記内側バンド径方向タブとの間に形成された内側バンド保持経路(130)と、
    を備え、
    各前記内側バンド保持経路(130)は、内側バンドリテーナを受ける寸法を有し、前記内側バンド上流部分の半径方向外側表面は、前記内側バンド前フランジ(94)の前縁(72)にむけ湾曲してショルダ(108)を形成し
    前記外側バンド上流部分の半径方向内側表面及び前記内側バンド上流部分の半径方向外側表面には、それぞれ、該外側バンド上流部分及び該内側バンド上流部分を貫通して冷却空気を前記静翼のピッチ方向に排出する開口(190)が設けられ、
    前記外側及び内側リテーナ(200)が、それぞれ、前記外側及び内側バンド保持経路に配置され、前記ノズルを前記燃焼器に結合する
    ことを特徴とする、ガスタービンエンジン(10)。
  7. 前記ノズル及び前記燃焼器の間に設けられ、前記保持経路内に少なくとも一部が位置するインターフェース(290、291)を更に有することを特徴とする、請求項6に記載のガスタービンエンジン(10)。
  8. 前記インターフェース(290、291)を介して前記ノズルが前記燃焼器に結合されていることを特徴とする、請求項7に記載のガスタービンエンジン(10)。
  9. 前記タービンノズルアセンブリの内側および外側バンド(54、56)は、前記少なくとも1つの静翼の先縁部(64)に沿った熱いガス射出を防ぐのを促進する、請求項6記載のガスタービンエンジン(10)。
JP2006332428A 2005-12-08 2006-12-08 タービンエンジンノズルアセンブリ及びガスタービンエンジン Expired - Fee Related JP5074014B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/297,699 US7976274B2 (en) 2005-12-08 2005-12-08 Methods and apparatus for assembling turbine engines
US11/297,699 2005-12-08

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2007154902A JP2007154902A (ja) 2007-06-21
JP5074014B2 true JP5074014B2 (ja) 2012-11-14

Family

ID=37622161

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2006332428A Expired - Fee Related JP5074014B2 (ja) 2005-12-08 2006-12-08 タービンエンジンノズルアセンブリ及びガスタービンエンジン

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7976274B2 (ja)
EP (1) EP1795707B1 (ja)
JP (1) JP5074014B2 (ja)
CA (1) CA2570633C (ja)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7996188B2 (en) 2005-08-22 2011-08-09 Accuri Cytometers, Inc. User interface for a flow cytometer system
US7739060B2 (en) * 2006-12-22 2010-06-15 Accuri Cytometers, Inc. Detection system and user interface for a flow cytometer system
US8257028B2 (en) * 2007-12-29 2012-09-04 General Electric Company Turbine nozzle segment
US8133015B2 (en) * 2008-09-30 2012-03-13 General Electric Company Turbine nozzle for a gas turbine engine
WO2011106402A1 (en) 2010-02-23 2011-09-01 Accuri Cytometers, Inc. Method and system for detecting fluorochromes in a flow cytometer
WO2011159708A1 (en) 2010-06-14 2011-12-22 Accuri Cytometers, Inc. System and method for creating a flow cytometer network
US9217370B2 (en) 2011-02-18 2015-12-22 Dynamo Micropower Corporation Fluid flow devices with vertically simple geometry and methods of making the same
US9631517B2 (en) 2012-12-29 2017-04-25 United Technologies Corporation Multi-piece fairing for monolithic turbine exhaust case
US10577966B2 (en) 2013-11-26 2020-03-03 General Electric Company Rotor off-take assembly
US10267168B2 (en) 2013-12-23 2019-04-23 Rolls-Royce Corporation Vane ring for a turbine engine having retention devices
EP3102808B1 (en) * 2014-02-03 2020-05-06 United Technologies Corporation Gas turbine engine with cooling fluid composite tube
US10030580B2 (en) 2014-04-11 2018-07-24 Dynamo Micropower Corporation Micro gas turbine systems and uses thereof
US9982560B2 (en) * 2015-01-16 2018-05-29 United Technologies Corporation Cooling feed orifices
JP6546481B2 (ja) * 2015-08-31 2019-07-17 川崎重工業株式会社 排気ディフューザ
EP3141702A1 (en) * 2015-09-14 2017-03-15 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine guide vane segment and method of manufacturing
US11473437B2 (en) 2015-09-24 2022-10-18 General Electric Company Turbine snap in spring seal
EP3232000A1 (de) 2016-04-15 2017-10-18 Siemens Aktiengesellschaft Plattform einer laufschaufel mit filmkühlungsöffnungen an der plattform und zugehörige strömugsmaschine
US10352182B2 (en) * 2016-05-20 2019-07-16 United Technologies Corporation Internal cooling of stator vanes
DE102016116222A1 (de) * 2016-08-31 2018-03-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbine
DE102016217320A1 (de) * 2016-09-12 2018-03-15 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine mit getrennter Kühlung für Turbine und Abgasgehäuse
JP7451108B2 (ja) 2019-08-16 2024-03-18 三菱重工業株式会社 静翼、及びこれを備えているガスタービン
US11994041B2 (en) * 2021-10-04 2024-05-28 General Electric Company Advanced aero diffusers for turbine frames and outlet guide vanes
CN114876585B (zh) * 2022-06-08 2024-08-02 中国航发沈阳发动机研究所 一种高压涡轮导向叶片

Family Cites Families (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4017213A (en) * 1975-10-14 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbomachinery vane or blade with cooled platforms
JPS59101504A (ja) * 1982-11-18 1984-06-12 ベ−・ベ−・ツエ−・アクチエンゲゼルシヤフト・ブラウン・ボヴエリ・ウント・コンパニイ ガスタ−ビン羽根装置
US4821522A (en) * 1987-07-02 1989-04-18 United Technologies Corporation Sealing and cooling arrangement for combustor vane interface
US5233828A (en) 1990-11-15 1993-08-10 General Electric Company Combustor liner with circumferentially angled film cooling holes
CA2056592A1 (en) 1990-12-21 1992-06-22 Phillip D. Napoli Multi-hole film cooled combustor liner with slotted film starter
GB2253443A (en) * 1991-03-05 1992-09-09 Rolls Royce Plc Gas turbine nozzle guide vane arrangement
US5169287A (en) * 1991-05-20 1992-12-08 General Electric Company Shroud cooling assembly for gas turbine engine
US5271714A (en) 1992-07-09 1993-12-21 General Electric Company Turbine nozzle support arrangement
US5249920A (en) 1992-07-09 1993-10-05 General Electric Company Turbine nozzle seal arrangement
US5291732A (en) 1993-02-08 1994-03-08 General Electric Company Combustor liner support assembly
GB9305012D0 (en) * 1993-03-11 1993-04-28 Rolls Royce Plc Sealing structures for gas turbine engines
US5685157A (en) 1995-05-26 1997-11-11 General Electric Company Acoustic damper for a gas turbine engine combustor
US5813832A (en) 1996-12-05 1998-09-29 General Electric Company Turbine engine vane segment
US6287075B1 (en) 1997-10-22 2001-09-11 General Electric Company Spanwise fan diffusion hole airfoil
US6269646B1 (en) 1998-01-28 2001-08-07 General Electric Company Combustors with improved dynamics
US6419446B1 (en) * 1999-08-05 2002-07-16 United Technologies Corporation Apparatus and method for inhibiting radial transfer of core gas flow within a core gas flow path of a gas turbine engine
US6325593B1 (en) * 2000-02-18 2001-12-04 General Electric Company Ceramic turbine airfoils with cooled trailing edge blocks
JP4240737B2 (ja) 2000-03-08 2009-03-18 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却静翼
US6347508B1 (en) * 2000-03-22 2002-02-19 Allison Advanced Development Company Combustor liner support and seal assembly
US6354797B1 (en) 2000-07-27 2002-03-12 General Electric Company Brazeless fillet turbine nozzle
JP4508432B2 (ja) * 2001-01-09 2010-07-21 三菱重工業株式会社 ガスタービンの冷却構造
US6398489B1 (en) 2001-02-08 2002-06-04 General Electric Company Airfoil shape for a turbine nozzle
US6464457B1 (en) * 2001-06-21 2002-10-15 General Electric Company Turbine leaf seal mounting with headless pins
US6652229B2 (en) * 2002-02-27 2003-11-25 General Electric Company Leaf seal support for inner band of a turbine nozzle in a gas turbine engine
US6758477B2 (en) 2002-03-26 2004-07-06 General Electric Company Aspirating face seal with axially biasing one piece annular spring
US6676369B2 (en) 2002-03-26 2004-01-13 General Electric Company Aspirating face seal with axially extending seal teeth
US6655147B2 (en) 2002-04-10 2003-12-02 General Electric Company Annular one-piece corrugated liner for combustor of a gas turbine engine
US6851924B2 (en) * 2002-09-27 2005-02-08 Siemens Westinghouse Power Corporation Crack-resistance vane segment member
US6773234B2 (en) 2002-10-18 2004-08-10 General Electric Company Methods and apparatus for facilitating preventing failure of gas turbine engine blades
US6969232B2 (en) 2002-10-23 2005-11-29 United Technologies Corporation Flow directing device
JP2004169655A (ja) 2002-11-21 2004-06-17 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービンノズル支持構造
US6830432B1 (en) * 2003-06-24 2004-12-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling of combustion turbine airfoil fillets
JP4346412B2 (ja) 2003-10-31 2009-10-21 株式会社東芝 タービン翼列装置
US7097417B2 (en) * 2004-02-09 2006-08-29 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for an airfoil vane
US7217096B2 (en) * 2004-12-13 2007-05-15 General Electric Company Fillet energized turbine stage

Also Published As

Publication number Publication date
EP1795707A3 (en) 2011-12-07
US7976274B2 (en) 2011-07-12
CA2570633A1 (en) 2007-06-08
CA2570633C (en) 2015-01-27
EP1795707B1 (en) 2015-10-21
US20070134089A1 (en) 2007-06-14
JP2007154902A (ja) 2007-06-21
EP1795707A2 (en) 2007-06-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5074014B2 (ja) タービンエンジンノズルアセンブリ及びガスタービンエンジン
JP2007154899A (ja) タービンエンジンノズルアセンブリ及びタービンエンジン
US7281894B2 (en) Turbine airfoil curved squealer tip with tip shelf
JP4386891B2 (ja) 傾斜スキーラ先端を有するタービンブレード
JP4781244B2 (ja) タービンノズル及びタービンエンジン
JP4341230B2 (ja) ガスタービンノズルを冷却するための方法と装置
US7360988B2 (en) Methods and apparatus for assembling turbine engines
US7147432B2 (en) Turbine shroud asymmetrical cooling elements
JP5264058B2 (ja) 固定タービン翼形部
JP4515086B2 (ja) ガスタービンノズルを組み立てるための方法及び装置
CN105937410B (zh) 涡轮转子叶片
US7641446B2 (en) Turbine blade
JP4960065B2 (ja) タービンエンジンを組み立てるための方法及び装置
EP1431513B1 (en) Gas turbine nozzle and gas turbine engine comprising a gas turbine nozzle
US7452184B2 (en) Airfoil platform impingement cooling
KR20100076891A (ko) 교차-유동을 차단하는 터빈 로터 블레이드 팁
JP2005076636A (ja) ガスタービンエンジンのロータ組立体を冷却するための方法及び装置
US7419352B2 (en) Methods and apparatus for assembling turbine engines
EP3461995B1 (en) Gas turbine blade
US8002525B2 (en) Turbine airfoil cooling system with recessed trailing edge cooling slot
KR20060046516A (ko) 성곽 형상을 가지는 단부를 구비한 에어포일 삽입체
CA2596040C (en) Methods and apparatus for assembling turbine engines

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20091202

RD04 Notification of resignation of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424

Effective date: 20091202

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20101203

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20101214

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20110311

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20110316

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20110614

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20111129

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20120228

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20120302

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20120528

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20120731

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20120823

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20150831

Year of fee payment: 3

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees