JP2007198377A - 被冷却鋳造部品、被冷却部品製造方法、鋳造部品表面冷却方法、およびガスタービンエンジンエアフォイル構成要素 - Google Patents

Abstract

【課題】冷却空気の流出前に熱を最小限してフィルム冷却を提供する。
【解決手段】ベーンエアフォイルの壁部には、プレナム５５が前縁３０に沿って配設されている。空気６０は、入口５８からプレナム５５を通流する際に直接壁部５０を冷却し、出口４２から正圧側３４に沿って下流へと流れる際に壁部５０にフィルム冷却をもたらす。プレナム主要部５６の支柱部分６６を貫通して、出口通路６２が入口６４から出口４０まで延びている。支柱部の外周面７０は、空気６０によって冷却され、これにより、空気６１が入口６４と出口４０の間を通過する際に空気６１の加熱が制限される。したがって、空気６１は出口４０から流出する際には低温となっているため、フィルム冷却効果が向上する。
【選択図】図２

Description

本発明は、高温の構成部品の冷却に関する。より詳細には、本発明はガスタービンエンジンの構成部品のフィルム冷却に関する。

航空宇宙産業においては、ガスタービンエンジンの構成部品などの構成部品の冷却に関して充分に発達した技術が存在する。例示的な構成部品としては、ガスタービンエンジンのブレードおよびベーンが挙げられる。例示的なブレードおよびベーンは、ブレードまたはベーンのエアフォイルを通流し、エアフォイル表面の冷却孔から流出する空気によって冷却される。この冷却機構には、空気がエアフォイルを通流する直接冷却、および空気がエアフォイルから流出した後に下流のエアフォイル表面の近傍に沿って流れるフィルム冷却が含まれる。

有効なフィルム冷却をもたらすためには、フィルム冷却用空気が流出する前に熱を最小限に抑えることが望ましい。これは、第１の空気流を用いて、第２の空気流が通流する通路を冷却するものであり、したがって、第２の空気流は、第１の空気流を用いない場合と比べて、より低温で流出することとなる。

したがって、本発明の１つの態様は、外側表面を有する被冷却鋳造部分を含む。冷却通路システムは、少なくとも１つの入口ポートから複数の出口ポートまで延びている。この通路システムは、前記複数の出口のうち少なくとも第１の出口まで延びるとともに、少なくとも１つの支柱部分（ポスト）を取り囲む第１の通路を含む。また、この通路システムは、前記複数の出口のうち少なくとも第２の出口まで延びるとともに、前記少なくとも１つの支柱部分を貫通する第２の通路を含む。

図１は、概略的なガスタービンエンジンのベーン２０を示している。例示的なベーンは、単一の鋳造物から形成されるとともに、内側プラットフォーム２４と外側シュラウド２６との間で翼幅（スパン）方向に延びるエアフォイル２２を備える。例示的なプラットフォームおよびシュラウドは、環状のセグメントであり、これらのプラットフォームおよびシュラウドのエッジをそれぞれ互いに付け合わせ、シールすることにより円周方向のベーンの列が形成される。エアフォイル２２は、前縁３０および後縁３２を有する。前縁と後縁との間で正圧側３４および負圧側３６が流れ方向に延びている。

例示的なエアフォイルは、プラットフォームおよびシュラウドの少なくとも一方における１つまたは複数のポート３８を通って、エアフォイルに沿った孔の列から流出する空気流により冷却される。図１の例示的なエアフォイルは、翼幅方向に整列した一連の第１の孔／出口４０および第２の孔／出口４２を備え、第１の孔／出口４０は、前縁３０あるいはその近傍に配列され、第２の孔／出口４２は、前縁３０のすぐ下流側で正圧側３４に沿って配列されている。エアフォイルは、正圧側、負圧側および後縁の出口（図示せず）に沿った付加的なフィルム冷却孔（図示せず）など他の孔を備えていてもよい。

図２は、エアフォイルの前縁３０近傍の領域を図示している。このエアフォイルは、翼幅方向に延びる前縁側供給通路５４の境界をなすとともに局所的に内側表面５２を有する壁部５０を備える。この壁部には、主要部５６を備えた冷却プレナム５５が前縁に亘って配設されている。出口４２は、対応する正圧側の出口通路５７の端部におけるプレナム５５の出口である。対応する翼幅方向の一連の入口５８により、対応する入口通路５９から空気がプレナムに供給される。したがって、第１の空気流６０は、入口５８からプレナム５５内に流入して出口４２から流出し、正圧側３４に沿って下流方向に流れる。したがって、第１の空気流６０は、プレナムに隣接する壁部５０を直接冷却するとともに、出口４２の下流における正圧側３４に沿って壁部５０にフィルム冷却をもたらす。

前縁３０付近の冷却は特に重要である。付加的な冷却をもたらすように、一連の出口通路６２が、供給通路５４に沿って、対応する入口６４から出口４０まで直接延びている。通路６２により、空気流６１が導かれて出口４０から流出する。通路６２は、プレナムの主要部５６の支柱部分（ポスト）６６を貫通して延びている。支柱部分６６は、壁部５０の内側部分と外側部分との間に亘っている。各支柱部分の外周面７０は、空気流６０によって冷却される。この冷却により、第２の空気流６１が入口６４と出口４０の間を通過する際に第２の空気流６１の加熱が制限される。したがって、空気流６１は出口４０から流出するときには比較的低温となっており、これにより、特に向上したフィルム冷却効果がもたらされる。

ベーン２０や他の被冷却構成部品は、インベストメント鋳造によって形成され得る。例示的な工程では、耐熱金属コア（ＲＭＣ）１００（図３）を用いて、プレナム５５を鋳造し、セラミックのフィードコア（ｆｅｅｄ ｃｏｒｅ）１０２を用いて、供給通路５４を鋳造する。図３では、模型用金型１０４内でフィードコア１０２に組み付けられたＲＭＣ１００が図示されている。例示的な金型１０４は、一対の金型半部つまりプル１０６，１０８を含み、この半部は、コアアッセンブリを覆って犠牲模型材料（例えば、天然ろうまたは合成ろう）を成形するキャビティ１１２を画定するように位置決めされた内側面１１０を有する。成形後、模型は、金型から取り外され、シェルで覆われる（例えば、複数回のスタッコイングにより）。次いで、溶融金属を鋳込む型を形成するように、シェルからろうを除去して、シェルを焼成する。鋳込後、シェルおよびコアアッセンブリが除去される（例えば、シェルを機械的に壊し、コアアッセンブリを化学的に除去する）。機械加工や保護コーティングなど、鋳造物に付加的な処理を施してもよい。

図４〜図７には、例示的なＲＭＣ（耐熱金属コア）１００をさらに詳細に図示している。ＲＭＣ１００は、第１の翼幅方向端部１２２から第２の翼幅方向端部１２４まで延びる本体１２０を有する。本体１２０は、プレナムの主要部５６を鋳造する形状を有する。したがって、本体１２０には、支柱部６６を鋳造する形状を備えて配設された開口部１２６が翼幅方向に配列されている。支柱部形成用の開口部１２６は、内側コア表面１２８と外側コア表面１３０との間に延びている。本体１２０は、第１の縁部１４０を有し、この縁部１４０から延びるタブ１４２が翼幅方向に配列されている。また、本体１２０は、第２の縁部１４４を有し、この縁部１４４から延びるタブ１４６が翼幅方向に配列されている。タブ１４２の近接部分は、プレナムの出口通路５７を鋳造するように構成かつ配設される。タブ１４２の遠位部分は、金型に対してＲＭＣを配置するように、対応する金型のコンパートメント内に受容される。その後、タブ１４２の遠位部分は、鋳造中にＲＭＣ１００を保持／配置するようにシェル内に埋め込まれてもよい。タブ１４６の近位部分は、入口通路５９を鋳造するように構成かつ配設される。タブ１４６の遠位部分は、フィードコア１０２に対してＲＭＣ１００を配置かつ固定するため、フィードコア１０２における１つまたは複数の対応するコンパートメント内に受容されるように構成されている。

図８では、通路６２および出口孔４０をドリル加工する前の、鋳造したままの（鋳放し）状態の部品が図示されている。例示的なドリル加工としては、機械ドリル加工、レーザドリル加工、放電加工（ＥＤＭ）などが挙げられる。別の実施例として、通路６２を鋳造してもよい。一実施例として、図９および図１０に、通路６２および出口４０を形成する第２のＲＭＣ１５０を示す。例示的なＲＭＣ１５０は、くし形状を有しており、背部１５２と、この背部から延びるとともに翼幅方向に配列された歯部１５４と、を有する。歯部１５４の近位部分は、第１のＲＭＣ１００の開口部１２６を通るように構成かつ配置されている。また、歯部１５４の遠位部分は、セラミックのフィードコア１６０（図１０；またはフィードコア１０２と同様であってもよい）に受容されるように構成かつ配置されている。例示的なコアの組み立て手順においては、まず、第１のＲＭＣ１００をフィードコア１６０に組み付ける。次いで、第１のＲＭＣ１００の開口部１２６を通して、第２のＲＭＣ１５０の歯部１５４をフィードコア１６０内の１つまたは複数のスロットまたは他のブラインドコンパートメントに挿入して、第２のＲＭＣ１５０をフィードコアに組み付ける。その後、このコアアッセンブリを模型成形用金型１７０内に配置する。

本発明の１つまたは複数の実施態様について述べた。しかし、本発明の精神ならびに範囲を逸脱することなく、種々の修正がなされることを理解されたい。例えば、基準となる構成部品の再設計を実施する場合に、基準の構成部品の細部によって、特定の実施の細部に影響が及ぶことがある。例示的な支柱部は、環状の断面形状を有しており、その周りを取り囲んでいる隣接のプレナム壁部から間隔を隔てているが、他の形態であってもよい。同様に、支柱部を貫通する孔についても種々の形状や配列が可能である。したがって、他の実施態様も添付の特許請求の範囲の範囲内にある。

ガスタービンエンジンのベーンの概略図。 図１のベーンの２−２線に沿った断面図。 図１のベーンの鋳造用のパターンを形成する模型成形用金型およびコアアッセンブリの断面図。 図３のコアアッセンブリの耐熱金属コア（ＲＭＣ）の前縁側の図。 図４のＲＭＣの後縁側の図。 図４のＲＭＣの翼幅方向の端面図。 図４のＲＭＣの平面図。 図１のベーンの中間鋳造物の断面図。 別の実施例のコアアッセンブリの平面図。 模型成形用金型内における図９のコアアッセンブリの断面図。

Claims (20)

1. 被冷却鋳造部品であって、
   外側表面と、
   少なくとも１つの入口ポートから複数の出口ポートまで延びる冷却通路システムと、
   を含み、
   前記通路システムは、
   前記複数の出口のうち少なくとも第１の出口まで延びるとともに、少なくとも１つの支柱部分を取り囲む第１の通路と、
   前記複数の出口のうち少なくとも第２の出口まで延びるとともに、前記少なくとも１つの支柱部分を貫通する第２の通路と、
   を含む被冷却鋳造部品。
2. 前記部品は、実質的にコーティングされた鋳造物からなることを特徴とする請求項１に記載の被冷却鋳造部品。
3. 前記部品は、
   ガスタービンエンジンのベーン、
   ガスタービンエンジンのブレード、
   ガスタービンエンジンのブレード外側エアシール、
   ガスタービンエンジンの燃焼器の構成部品、
   のうちの１つであることを特徴とする請求項１に記載の被冷却鋳造部品。
4. 前記部品は、ニッケルベースの超合金鋳造物からなることを特徴とする請求項１に記載の被冷却鋳造部品。
5. 前記部品は、タービンエンジンのエアフォイル構成要素であり、
   前記第１の通路は、前縁側冷却プレナムであることを特徴とする請求項１に記載の被冷却鋳造部品。
6. 翼幅方向に配列された少なくとも５つの支柱部分を含むことを特徴とする請求項５に記載の被冷却鋳造部品。
7. 被冷却部品を製造する方法であって、
   複数の供給通路を形成することと、
   前記供給通路の少なくとも１つと連通するとともに、複数の支柱部分を有するプレナムを形成することと、
   前記複数の支柱部分を貫通するとともに、少なくとも１つの供給通路と連通する出口通路を形成することと、
   を含む被冷却部品製造方法。
8. コアアッセンブリを覆って鋳造することと、
   前記コアアッセンブリを破壊的に取り外すことと、
   を含み、
   前記コアアッセンブリの第１の部分により、基本的に前記供給通路が形成され、
   前記コアアッセンブリの第２の部分により、前記支柱部分を取り囲む前記プレナムの少なくとも一部分が形成されることを特徴とする請求項７に記載の被冷却部品製造方法。
9. 前記出口通路の形成は、前記支柱部分を通してドリル加工することを含む請求項７に記載の被冷却部品製造方法。
10. 前記プレナムの形成は、前記支柱部分を画定する開口部を備えた耐熱金属ベースのコアを用いて鋳造することを含む請求項７に記載の被冷却部品製造方法。
11. 前記出口通路の形成は、前記支柱部分を通してドリル加工することを含む請求項１０に記載の被冷却部品製造方法。
12. 前記出口通路の形成は、前記開口部を通って延びる歯部を備えた第２の耐熱金属コアを用いて鋳造することを含む請求項１０に記載の被冷却部品製造方法。
13. タービンエンジンのエアフォイル構成要素の鋳造に用いられ、
    前記プレナムの形成が、前縁側プレナムとして前記プレナムを位置決めすることを含むことを特徴とする請求項７に記載の被冷却部品製造方法。
14. ガスタービンエンジンのエアフォイル構成要素であって、
    第１の端部および第２の端部と、
    前縁および後縁と、
    正圧側および負圧側と、
    複数の第１の出口を有する前縁側プレナムを含んだ内部冷却通路システムと、
    を有するエアフォイルを備え、さらに、
    前記前縁側プレナムを横切って延びる少なくとも１つの支柱部分と、
    前記少なくとも１つの支柱部分を貫通して少なくとも１つの第２の出口まで延びる少なくとも１つの出口通路と、
    を備えることを特徴とするガスタービンエンジンエアフォイル構成要素。
15. 前記構成要素は、ベーンであり、
    前記第１の端部および第２の端部は、内側シュラウドセグメントおよび外側シュラウドセグメントにそれぞれ位置することを特徴とする請求項１４に記載のガスタービンエンジンエアフォイル構成要素。
16. 複数の支柱部分を備え、該支柱部分の各々が、対応する出口通路を有することを特徴とする請求項１４に記載のガスタービンエンジンエアフォイル構成要素。
17. 鋳造部品の表面を冷却する方法であって、
    前記鋳造部品のチャンバ内の１つまたは複数の支柱部分の周囲を通って、１つまたは複数の第１の出口から流出するように、前記チャンバ内を通して第１の冷却流を流すことと、
    １つまたは複数の第２の出口から流出し、前記部品の表面に沿ってフィルム冷却をもたらすように、前記１つまたは複数の支柱部分を通して第２の冷却流を流すことと、
    を含む方法。
18. 前記第１および第２の冷却流は、単一の通路から送られることを特徴とする請求項１７に記載の鋳造部品表面冷却方法。
19. 前記第１および第２の冷却流は、タービンエンジンのブレードまたはベーンのインピンジメント通路または供給通路の一方である単一の通路から送られることを特徴とする請求項１７に記載の鋳造部品表面冷却方法。
20. 前記チャンバはエアフォイルの前縁部分に沿ったプレナムであり、
    前記第２の冷却流が通流する複数の支柱部分を含むことを特徴とする請求項１７に記載の鋳造部品表面冷却方法。

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