JP2014234823A

JP2014234823A - Nozzle insert rib cap

Info

Publication number: JP2014234823A
Application number: JP2014105736A
Authority: JP
Inventors: チャールズ・ルイス・デイビス，ザ・サード; Lewis Davis Charles Iii; フレデリック・ジェームズ・ブラナー; James Brunner Frederick
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2013-06-03
Filing date: 2014-05-22
Publication date: 2014-12-15
Anticipated expiration: 2034-05-22
Also published as: US20140356155A1; DE102014107022A1; CH708208A2; JP6411774B2; CN104213942B; CN104213942A; DE102014107022B4

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To prevent installation of physically similar but functionally different nozzle cavity inserts in a turbine nozzle cavity.SOLUTION: The present application provides a nozzle assembly for use in a turbine engine. The nozzle assembly may include a first nozzle cavity, a second nozzle cavity, a rib positioned between the first nozzle cavity and the second nozzle cavity, a first cavity insert with a first cavity insert configuration, a second cavity insert with a second cavity insert configuration, and a rib cap positioned on the rib. The rib cap includes a rib cap configuration such that only the first cavity insert with the first cavity insert configuration fits within the first nozzle cavity and such that only the second cavity insert with the second cavity insert configuration fits within the second nozzle cavity.

Description

本出願及び結果として得られる特許は、全体的に、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、各ノズルキャビティにおいて適切なサイズ及び形状にされたキャビティインサートの設置及び使用方法を確実にするリブキャップを備えたタービンノズルに関する。 The present application and the resulting patent relates generally to gas turbine engines, and more particularly to rib caps that ensure the installation and use of appropriately sized and shaped cavity inserts in each nozzle cavity. The present invention relates to a turbine nozzle provided.

一般的には、高出力ガスタービンは、高温ガス経路に沿って位置付けられた固定ノズルと回転ブレードとの交互する列を含む。具体的には、各タービン段は、円周方向に離間し且つ半径方向に延びるノズルベーンのアレイを含む。ノズルベーンは、内側及び外側バンド間を延びるベーン翼形部を含む。ベーン翼形部は、部分的に中空にすることができ、ここに冷却回路の一部を形成することができる。しかしながら、全体のノズル冷却機構は、ベーン翼形部の３次元空気力学的輪郭及び可変熱負荷を考慮すると、幾分複雑になる場合がある。 Generally, high power gas turbines include alternating rows of fixed nozzles and rotating blades positioned along a hot gas path. Specifically, each turbine stage includes an array of circumferentially spaced and radially extending nozzle vanes. The nozzle vane includes a vane airfoil extending between the inner and outer bands. The vane airfoil can be partially hollow and can form part of the cooling circuit. However, the overall nozzle cooling mechanism can be somewhat complicated considering the three-dimensional aerodynamic profile of the vane airfoil and the variable heat load.

ノズル冷却機構は、異なる位置で使用するために異なる構成の内部ノズルキャビティインサートを用いることができる。種々のノズルインサートは、機能的には異なるが、物理的に類似している場合がある。誤ったインサートの設置により、全体のノズル冷却及び性能に対して重大な悪影響を及ぼす可能性があるので、正しいキャビティインサートの使用を確実にすることに留意する必要がある。 The nozzle cooling mechanism can use differently configured internal nozzle cavity inserts for use at different locations. Various nozzle inserts may differ in function but may be physically similar. Care must be taken to ensure the correct use of cavity inserts, as incorrect insert placement can have a significant adverse effect on overall nozzle cooling and performance.

従って、改善されたタービンノズル設計に対する要求がある。このような改善されたノズル設計は、全体のノズル冷却及び性能の改善のため、各ノズルキャビティにおける物理的に類似し機能的に異なるノズルキャビティインサートの設置を防ぐことを可能にする。 Therefore, there is a need for improved turbine nozzle designs. Such an improved nozzle design makes it possible to prevent the installation of physically similar and functionally different nozzle cavity inserts in each nozzle cavity for overall nozzle cooling and performance improvements.

米国特許第８，２１０，５４４号明細書US Pat. No. 8,210,544

従って、本出願及び結果として得られる特許は、タービンエンジンにおいて使用するノズル組立体を提供する。ノズル組立体は、第１のノズルキャビティと、第２のノズルキャビティと、第１のノズルキャビティ及び第２のノズルキャビティ間に位置付けられるリブと、第１のキャビティインサート構成を有する第１のキャビティインサートと、第２のキャビティインサート構成を有する第２のキャビティインサートと、リブ上に位置付けられるリブキャップと、を含むことができる。リブキャップは、第１のキャビティインサート構成を有する第１のキャビティインサートだけが第１のノズルキャビティ内に収まり、第２のキャビティインサート構成を有する第２のキャビティインサートだけが第２のノズルキャビティ内に収まるようなリブキャップ構成を含むことができる。 Accordingly, the present application and the resulting patent provide a nozzle assembly for use in a turbine engine. The nozzle assembly includes a first nozzle cavity, a second nozzle cavity, a rib positioned between the first nozzle cavity and the second nozzle cavity, and a first cavity insert having a first cavity insert configuration. And a second cavity insert having a second cavity insert configuration, and a rib cap positioned on the rib. The rib cap is such that only the first cavity insert with the first cavity insert configuration fits within the first nozzle cavity and only the second cavity insert with the second cavity insert configuration fits within the second nozzle cavity. Rib cap configurations can be included.

本出願及び結果として得られる特許は更に、ノズル組立体を組み立てる方法を提供する。本方法は、第１のキャビティ構成を有する第１のキャビティを備えた第１のノズルを提供するステップと、第１のキャビティ構成を有する第２のキャビティを備えた第２のノズルを提供するステップと、第１のキャビティインサート構成を有する第１のキャビティインサートのみが収まるように第１のキャビティの周りに第１のリブキャップを位置付けるステップと、第２のキャビティインサート構成を有する第２のキャビティインサートのみが収まるように第２のキャビティの周りに第２のリブキャップを位置付けるステップと、を含むことができる。 The present application and the resulting patent further provide a method for assembling a nozzle assembly. The method includes providing a first nozzle with a first cavity having a first cavity configuration and providing a second nozzle with a second cavity having a first cavity configuration. Positioning a first rib cap around the first cavity so that only a first cavity insert having a first cavity insert configuration is received; and a second cavity insert having a second cavity insert configuration Positioning the second rib cap around the second cavity such that only the second cavity is received.

本出願及び結果として得られる特許は更に、タービンエンジンにおいて使用するノズル組立体を提供することができる。ノズル組立体は、第１のノズルキャビティ、第２のノズルキャビティ、及びこれらの間に位置付けられるリブを含む、複数のノズルと、複数の第１のインサート構成を有する複数の第１のキャビティインサートと、複数の第２のインサート構成を有する複数の第２のキャビティインサートと、複数のリブキャップ構成を有する複数のリブキャップと、を含むことができる。 The present application and the resulting patent may further provide a nozzle assembly for use in a turbine engine. The nozzle assembly includes a plurality of nozzles, a plurality of first cavity inserts having a plurality of first insert configurations, including a first nozzle cavity, a second nozzle cavity, and a rib positioned therebetween. A plurality of second cavity inserts having a plurality of second insert configurations and a plurality of rib caps having a plurality of rib cap configurations.

本出願及び結果として得られる特許のこれら及び他の特徴並びに改善点は、図面及び請求項を参照しながら以下の好ましい実施形態の詳細な説明を精査することによって当業者には明らかになるであろう。 These and other features and improvements of the present application and resulting patent will become apparent to those skilled in the art upon review of the following detailed description of the preferred embodiments with reference to the drawings and claims. Let's go.

圧縮機、燃焼器、及びタービンを示すガスタービンエンジンの概略図。1 is a schematic diagram of a gas turbine engine showing a compressor, a combustor, and a turbine. FIG. タービンの一部の概略図。Schematic of a part of a turbine. 複数の内部キャビティ及びリブを備えたノズルの一部の斜視図。The perspective view of a part of nozzle provided with a plurality of internal cavities and ribs. 複数のキャビティインサートが位置付けられたノズルの部分斜視図。FIG. 6 is a partial perspective view of a nozzle in which a plurality of cavity inserts are positioned. リブキャップと、内部に位置付けられた複数の修正ノズルインサートとを有するノズルと共に本明細書で記載することができるノズル組立体の部分斜視図。1 is a partial perspective view of a nozzle assembly that can be described herein with a nozzle having a rib cap and a plurality of modified nozzle inserts positioned therein. FIG.

ここで、幾つかの図全体を通して様々な参照符号が同様の要素を表す図面を参照すると、図１は、本明細書で使用することができるガスタービンエンジン１０の概略図を示す。ガスタービンエンジン１０は、圧縮機１５を含むことができる。圧縮機１５は、流入する空気２０の流れを圧縮する。圧縮機１５は、圧縮した空気２０の流れを燃焼器２５に送給する。燃焼器２５は、圧縮した空気２０の流れを加圧した燃料３０の流れと混合して、この混合気を点火し、燃焼ガス３５の流れを生成する。１つだけの燃焼器２５が図示されているが、ガスタービンエンジン１０は、あらゆる数の燃焼器２５を含むことができる。次いで、燃焼ガス３５の流れは、タービン４０に送給される。燃焼ガス３５の流れは、タービン４０を駆動し、機械的仕事を生成するようにする。タービン４０において生成された機械的仕事は、シャフト４５を介して圧縮機１５と、発電機などの外部負荷５０を駆動する。 Referring now to the drawings in which various reference numbers represent like elements throughout the several views, FIG. 1 shows a schematic diagram of a gas turbine engine 10 that may be used herein. The gas turbine engine 10 can include a compressor 15. The compressor 15 compresses the flow of the incoming air 20. The compressor 15 supplies the compressed flow of air 20 to the combustor 25. The combustor 25 mixes the flow of compressed air 20 with the flow of pressurized fuel 30 and ignites this mixture to generate a flow of combustion gas 35. Although only one combustor 25 is illustrated, the gas turbine engine 10 may include any number of combustors 25. Next, the flow of the combustion gas 35 is supplied to the turbine 40. The flow of combustion gas 35 drives the turbine 40 to generate mechanical work. The mechanical work generated in the turbine 40 drives the compressor 15 and an external load 50 such as a generator via the shaft 45.

ガスタービンエンジン１０は、天然ガス、種々のタイプの液体燃料、種々のタイプのシンガス、及び／又は他のタイプの燃料を用いることができる。ガスタービンエンジン１０は、限定ではないが、７又は９シリーズ高出力ガスタービンエンジン及び同様のものなどを含む、ニューヨーク州Ｓｃｈｅｎｅｃｔａｄｙ所在のＧｅｎｅｒａｌＥｌｅｃｔｒｉｃＣｏｍｐａｎｙによって提供される幾つかの様々なガスタービンエンジンのうちの何れかとすることができる。ガスタービンエンジン１０は、異なる構成を有することができ、他のタイプの構成要素を用いることができる。他のタイプのガスタービンエンジンも本明細書で使用することができる。複数のガスタービンエンジン、他のタイプのタービン、及び他のタイプの発電機器も本明細書で共に使用することができる。 The gas turbine engine 10 may use natural gas, various types of liquid fuel, various types of syngas, and / or other types of fuel. The gas turbine engine 10 includes a number of various gas turbine engines offered by General Electric Company of Schenectady, NY, including but not limited to 7 or 9 series high power gas turbine engines and the like. It can be either. The gas turbine engine 10 may have different configurations and may use other types of components. Other types of gas turbine engines can also be used herein. Multiple gas turbine engines, other types of turbines, and other types of power generation equipment can also be used together herein.

図２は、タービン４０の一部の概略図を示す。単に例証として、この図は、タービン４０の第１段５５、第２段６０、及び第３段６５を示している。ここではあらゆる数の段を用いることができる。上述のように、各段は、円周方向に離間した幾つかのノズル７０及びバケット７５を含むことができる。バケット７５は、共に回転するためにタービンロータ８０上に装着される。ノズル７０は、互いに円周方向に離間して配置され、ロータ８０の軸線を中心として固定される。各ノズル７０は、ノズル翼形部８２を含むことができる。翼形部８２は、内側バンド８４から外側バンド８６に延びる。他の構成要素及び他の構成を本明細書で用いることもできる。 FIG. 2 shows a schematic view of a portion of the turbine 40. By way of example only, this figure shows a first stage 55, a second stage 60, and a third stage 65 of the turbine 40. Any number of stages can be used here. As described above, each stage can include a number of circumferentially spaced nozzles 70 and buckets 75. Bucket 75 is mounted on turbine rotor 80 for rotation together. The nozzles 70 are spaced apart from each other in the circumferential direction, and are fixed around the axis of the rotor 80. Each nozzle 70 may include a nozzle airfoil 82. The airfoil 82 extends from the inner band 84 to the outer band 86. Other components and other configurations can also be used herein.

図３は、ノズル７０の１つの実施例を示す。ノズル７０は、翼形部８２を貫通して延びる幾つかのキャビティを含むことができる。この実施例においては、後方キャビティ８８と前方キャビティ９０が図示されている。キャビティ８８、９０は、リブ９２により分割することができる。あらゆる数のキャビティ８８、９０及びリブ９２をあらゆるサイズ、形状、又は構成で用いることができる。タービン４０は、異なるキャビティ構成を備えたノズル７０を有することができる。図４に示すように、キャビティの各々は、インサートを充填することができる。この実施例においては、後方インサート９４及び前方インサート９６が図示されている。インサートは、目的とするノズル用途及び目的とするノズルの位置に応じて異なる構成を有することができる。上述のように、インサートは、物理的に類似しているが、機能的には異なることができる。 FIG. 3 shows one embodiment of the nozzle 70. The nozzle 70 can include several cavities extending through the airfoil 82. In this embodiment, a rear cavity 88 and a front cavity 90 are shown. The cavities 88, 90 can be divided by ribs 92. Any number of cavities 88, 90 and ribs 92 can be used in any size, shape, or configuration. The turbine 40 may have nozzles 70 with different cavity configurations. As shown in FIG. 4, each of the cavities can be filled with an insert. In this embodiment, a rear insert 94 and a front insert 96 are shown. The insert can have different configurations depending on the intended nozzle application and the intended nozzle position. As mentioned above, the inserts are physically similar but can be functionally different.

図５は、本明細書で説明することができるノズル組立体１００の一部を示す。ノズル組立体１００は、幾つかのノズルキャビティ１１０を備えた幾つかのノズル１０５を有することができる。この実施例において、後方キャビティ１２０と前方キャビティ１３０が示されている。後方キャビティ１２０及び前方キャビティ１３０は、ここではノズル１０５において実質的に同一とすることができるが、本明細書では、あらゆる数のキャビティ１１０をあらゆるサイズ、形状、又は構成で用いることができる。キャビティ１２０、１３０は、リブ１４０により分離することができる。本明細書では、あらゆる数のリブ１４０をあらゆるサイズ、形状、又は構成で用いることができる。キャビティの各々に修正したインサート１５０を設置することができる。この実施例において、修正した後方インサート１６０及び修正した前方インサート１７０を用いることができる。修正したインサート１５０は、目的とするノズル１００の用途及び目的とするノズルの位置に応じてあらゆるサイズ、形状、又は構成を有することができる。修正したインサート１５０は、幾つかの小孔１７５を有することができる。 FIG. 5 shows a portion of a nozzle assembly 100 that can be described herein. The nozzle assembly 100 can have several nozzles 105 with several nozzle cavities 110. In this embodiment, a rear cavity 120 and a front cavity 130 are shown. The rear cavity 120 and the front cavity 130 can be substantially the same here in the nozzle 105, but any number of cavities 110 can be used herein in any size, shape, or configuration. The cavities 120, 130 can be separated by ribs 140. Any number of ribs 140 may be used herein in any size, shape, or configuration. A modified insert 150 can be placed in each of the cavities. In this embodiment, a modified rear insert 160 and a modified front insert 170 can be used. The modified insert 150 can have any size, shape, or configuration depending on the intended use of the nozzle 100 and the intended position of the nozzle. The modified insert 150 can have several small holes 175.

リブキャップ１８０は、リブ１４０上で且つ修正したインサート１５０間に位置付けることができる。リブキャップ１８０は、目的とするノズル用途及び目的とするノズル１００の位置に応じてあらゆるサイズ、形状、又は構成を有することができる。従って、本明細書では異なるサイズ及び形状にされた幾つかのリブキャップ１８０を用いることができる。リブキャップ１８０は、溶接、ろう付け、及び同様のものを介してリブ４０に取り付けることができる。リブキャップ１８０は、鋳造物要素とすることができる。リブキャップ１８０は、当初の部品又は補修もしくは改造部品として設置することができる。本明細書において、他の構成要素及び他の構成を用いることもできる。 A rib cap 180 can be positioned on the rib 140 and between the modified inserts 150. The rib cap 180 can have any size, shape, or configuration depending on the intended nozzle application and the intended position of the nozzle 100. Accordingly, several rib caps 180 of different sizes and shapes can be used herein. The rib cap 180 can be attached to the rib 40 via welding, brazing, and the like. The rib cap 180 can be a cast element. The rib cap 180 can be installed as an original part or as a repair or modification part. Other components and other configurations may be used herein.

従って、リブキャップ１８０の使用により、キャビティ１１０のサイズ及び形状が修正される。リブキャップ１８０の使用により、正確な修正されたインサート１５０だけが所与のキャビティ１１０内に確実に位置付けられる。従って、リブキャップ１８０は、概して、正確な修正されたインサート１５０だけが収まることになる点で、各ノズル１０５について「マーフィーの裏付け」をしている。その上、キャビティ１１０の全体のサイズ及び形状は、ノズル１００にわたって共通のままであるが、異なるタイプの修正インサート１５０を利用して、機能的に異なる全体のノズル組立体１００を達成することができる。従って、本明細書では、全体の製造コストを低減するために、共通のノズルケーシングを用いることができる。リブキャップ１８０の使用により、全体の製造／製品の信頼性を向上させながら、物理的に類似し機能的に異なるインサートが設置されるのを防ぐことができる。 Accordingly, the use of the rib cap 180 modifies the size and shape of the cavity 110. Use of the rib cap 180 ensures that only the correct modified insert 150 is positioned within a given cavity 110. Thus, the rib cap 180 generally “Murphy's backing” for each nozzle 105 in that only the exact modified insert 150 will fit. Moreover, although the overall size and shape of the cavity 110 remains common across the nozzle 100, different types of modified inserts 150 can be utilized to achieve a functionally different overall nozzle assembly 100. . Accordingly, a common nozzle casing can be used herein to reduce overall manufacturing costs. The use of rib caps 180 can prevent the installation of physically similar and functionally different inserts while improving overall manufacturing / product reliability.

上記のことは、本出願及びその結果として得られる特許の特定の実施形態にのみに関連している点を理解されたい。添付の請求項及びその均等物によって定義される本発明の全体的な技術的思想及び範囲から逸脱することなく、当業者であれば多くの変更及び修正を本明細書において行うことができる。 It should be understood that the foregoing relates only to the specific embodiment of the present application and the resulting patent. Many changes and modifications may be made herein by one skilled in the art without departing from the general spirit and scope of the invention as defined by the appended claims and their equivalents.

１０ガスタービンエンジン
１５圧縮機
２０空気
２５燃焼器
３０燃料
３５燃焼ガス
４０タービン
４５シャフト
５０負荷
５５第１の段
６０第２の段
６５第３の段
７０ノズル
７５バケット
８０ロータ
８２翼形部
８４内側バンド
８６外側バンド
８８後方キャビティ
９０前方キャビティ
９２リブ
９４後方インサート
９６前方インサート
１００ノズル組立体
１０５ノズル
１１０キャビティ
１２０後方キャビティ
１３０前方キャビティ
１４０リブ
１５０修正インサート
１６０後方修正インサート
１７０前方修正インサート
１７５小孔
１８０リブキャップ 10 gas turbine engine 15 compressor 20 air 25 combustor 30 fuel 35 combustion gas 40 turbine 45 shaft 50 load 55 first stage 60 second stage 65 third stage 70 nozzle 75 bucket 80 rotor 82 airfoil 84 inside Band 86 Outer band 88 Rear cavity 90 Front cavity 92 Rib 94 Rear insert 96 Front insert 100 Nozzle assembly 105 Nozzle 110 Cavity 120 Rear cavity 130 Front cavity 140 Rib 150 Correction insert 160 Rear correction insert 170 Front correction insert 175 Small hole 180 Rib cap

Claims

A nozzle assembly for use in a turbine engine,
A first nozzle cavity;
A second nozzle cavity;
A rib positioned between the first nozzle cavity and the second nozzle cavity;
A first cavity insert having a first cavity insert configuration;
A second cavity insert having a second cavity insert configuration;
A rib cap positioned on the rib;
The rib cap includes only a first cavity insert having the first cavity insert configuration that fits within the first nozzle cavity, and only a second cavity insert having the second cavity insert configuration. A nozzle assembly including a rib cap arrangement to fit within the second nozzle cavity.

The nozzle assembly of claim 1, wherein the first nozzle cavity includes a rear nozzle cavity.

The nozzle assembly of claim 1, wherein the second nozzle cavity includes a front nozzle cavity.

The nozzle assembly of claim 1, wherein the first cavity insert comprises a modified rear cavity insert.

The nozzle assembly of claim 1, wherein the second cavity insert comprises a modified front cavity insert.

The nozzle assembly of claim 1, further comprising a plurality of nozzles.

The nozzle assembly of claim 6, wherein the plurality of nozzles includes a plurality of first nozzle cavities and a plurality of second nozzle cavities.

The nozzle assembly of claim 7, wherein the plurality of first nozzle cavities and the plurality of second nozzle cavities include a common configuration.

The nozzle assembly of claim 6, wherein the plurality of nozzles includes a plurality of first cavity inserts and a plurality of second cavity inserts.

The nozzle set of claim 9, wherein the plurality of first cavity inserts includes a plurality of different first cavity inserts, and the plurality of second cavity inserts include a plurality of different second cavity inserts. Solid.

The nozzle assembly of claim 1, wherein the rib cap comprises a cast rib cap.

The nozzle assembly of claim 1, wherein the rib cap comprises a brazed rib cap or a welded rib cap.

The nozzle assembly of claim 1, further comprising a plurality of rib cap configurations.

The nozzle assembly of claim 1, wherein the first cavity insert and the second cavity insert include a plurality of small holes.

A method of assembling a nozzle assembly,
Providing a first nozzle with a first cavity having a first cavity configuration;
Providing a second nozzle with a second cavity having the first cavity configuration;
Positioning a first rib cap around the first cavity such that only a first cavity insert having a first cavity insert configuration is received;
Positioning a second rib cap around the second cavity such that only a second cavity insert having a second cavity insert configuration is received;
Including a method.

A nozzle assembly for use in a turbine engine,
A plurality of nozzles including a first nozzle cavity, a second nozzle cavity, and a rib positioned therebetween;
A plurality of first cavity inserts having a plurality of first insert configurations;
A plurality of second cavity inserts having a plurality of second insert configurations;
A plurality of rib caps having a plurality of rib cap configurations;
A nozzle assembly.

The nozzle of claim 16, wherein the plurality of nozzles includes a plurality of first nozzle cavities having a first common configuration and a plurality of second nozzle cavities having a second common configuration. Assembly.

The nozzle assembly of claim 16, wherein the plurality of first insert configurations includes a plurality of first different configurations, and the plurality of second insert configurations include a plurality of second different configurations.

The nozzle assembly of claim 16, wherein only a first rib cap configuration can be used with the plurality of first cavity inserts.

The nozzle assembly of claim 16, wherein the plurality of rib caps comprises a cast rib cap, a brazed rib cap, or a welded rib cap.