JP2008157238A - Method for preventing backflow and forming cooling layer in airfoil - Google Patents

Method for preventing backflow and forming cooling layer in airfoil Download PDF

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Robert Francis Manning
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Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a method for preventing backflow in an airfoil by forming a separation zone at a cooing slot inlet and making cooling fluid flow through the cooling slot, and forming a cooling layer. <P>SOLUTION: The method comprises a stage making cooling fluid flow toward the cooling slot 45 in a first direction through a cooling passage 91, a stage making cooling fluid flow toward the cooling slot in a second direction through a cooling passage, a stage forming the separation zone near the cooling slot inlet 96, and a stage making cooling fluid flow through the cooling slot and out of the cooling slot and forming a layer at a trailing edge of the airfoil 60. <P>COPYRIGHT: (C)2008,JPO&INPIT

Description

本発明は、エーロフォイルにおいて逆流を防止し、かつ冷却層を形成させる方法に関する。特に、本発明は、冷却スロット入口で剥離領域が形成される位置において逆流を防止し、かつ冷却層を形成させる方法に関する。   The present invention relates to a method for preventing backflow and forming a cooling layer in an airfoil. In particular, the present invention relates to a method of preventing backflow and forming a cooling layer at a position where a separation region is formed at the cooling slot inlet.

ガスタービンエンジンは、タービンにより形成される流路を介して流れる高温燃焼ガス流からエネルギーを取り出す。典型的なタービンエンジンは、少なくとも１段のタービン動翼と該タービン動翼から離間する１段の静翼とを含む。各タービン段は、回転可能なハブまたはディスクのまわりにおいて周方向に離間するとともに該ハブまたはディスクから半径方向外方に延在する複数個のタービン動翼またはエーロフォイルからなって、各タービン動翼の一部分が前記流路内へと延在するとともに前記流路を通る燃焼ガス流と接触するようになっている。実際には、タービンエンジンは、多数の段の静翼および動翼からなる。   A gas turbine engine extracts energy from a hot combustion gas stream that flows through a flow path formed by the turbine. A typical turbine engine includes at least one stage turbine blade and a stage stationary blade spaced from the turbine blade. Each turbine stage consists of a plurality of turbine blades or airfoils circumferentially spaced about a rotatable hub or disk and extending radially outward from the hub or disk. A portion of the gas passage extending into the flow path and in contact with the flow of combustion gas through the flow path. In practice, a turbine engine consists of multiple stages of stationary and moving blades.

エンジン動作時においては、タービン動翼と静翼とを冷却して、高温燃焼ガスへの長時間の露出に耐える能力を高めることが必要である。動翼の冷却は、しばしば、動翼に沿って冷却フィルムを創出することによって達成される。所望の冷却フィルムを形成させるために、タービン動翼は、１列以上のフィルム穴と呼ばれる冷却空気供給穴を翼幅方向に分布させて含み、これらの穴は、動翼の表面に沿って配置される。これらのフィルム穴は、エーロフォイルの壁部を貫通して、動翼の内部を通過する冷却用流体と外部に配置される高温燃焼ガスとの間における連通を確立させる。加えて、動翼は、該動翼の後縁に沿って離間する複数個の冷却スロットを含む。これらのスロットは、動翼内に配置されるとともに、動翼後縁に沿って離間する出口開口を有する。エンジン動作時において、冷却用流体または空気は、一般にエーロフォイル圧縮機の上流の圧縮機により動翼に供給される。この冷却空気は、前記スロットを含む動翼の内側を通過して、フィルム穴および出口開口を介して動翼から流出する。冷却空気は、前記穴および冷却スロットから、一連の離散的噴流として流出する。前記スロットおよび穴から排出される空気は、動翼表面に沿って冷却フィルムを形成することを意図されている。   During engine operation, it is necessary to cool the turbine blades and the stationary blades to increase their ability to withstand prolonged exposure to hot combustion gases. The cooling of the blade is often accomplished by creating a cooling film along the blade. In order to form a desired cooling film, the turbine blade includes one or more rows of cooling air supply holes, called film holes, distributed in the width direction of the blade, and these holes are arranged along the surface of the blade. Is done. These film holes establish communication between the cooling fluid that passes through the airfoil wall and passes through the interior of the blade and the hot combustion gas disposed externally. In addition, the blade includes a plurality of cooling slots spaced along the trailing edge of the blade. These slots are located in the blade and have outlet openings spaced along the trailing edge of the blade. During engine operation, cooling fluid or air is generally supplied to the blades by a compressor upstream of the airfoil compressor. The cooling air passes through the inside of the blade including the slot and flows out of the blade through the film hole and the outlet opening. Cooling air exits the holes and cooling slots as a series of discrete jets. The air exhausted from the slots and holes is intended to form a cooling film along the blade surface.

図２の従来式のエーロフォイルは、従来技術のタービン動翼７０の一例となっている。図２に示されているように、動翼７０は、前縁７１と後縁７２と動翼後縁に設けられる複数個の平行な冷却スロット７５とを含む。従来技術の動翼７０において、各々の冷却スロットは、それに関連ある軸方向に延在するスロット基準線８０を有する。各スロットは、入口６２と出口６３とを有する。この出口は、動翼の後縁に配置される。前記入口および出口は、軸方向に延在する動翼の長手に沿って実質的に同じ半径方向位置に配置される。簡単のために、図２において、基準線８０は、スロットの全数より少なくなっているが、基準線は、全ての冷却スロット７５に当てはまる。各々の冷却スロットは、自身のそれぞれの基準線８０に対して平行である。   The conventional airfoil of FIG. 2 is an example of a conventional turbine blade 70. As shown in FIG. 2, the moving blade 70 includes a leading edge 71, a trailing edge 72, and a plurality of parallel cooling slots 75 provided at the moving blade trailing edge. In prior art blades 70, each cooling slot has an axially extending slot reference line 80 associated therewith. Each slot has an inlet 62 and an outlet 63. This outlet is located at the trailing edge of the blade. The inlet and outlet are located at substantially the same radial position along the length of the axially extending blade. For simplicity, in FIG. 2, the reference line 80 is less than the total number of slots, but the reference line applies to all cooling slots 75. Each cooling slot is parallel to its respective reference line 80.

フィルム冷却は、エーロフォイル表面の温度を制御する効果的な手段となるが、実際には、冷却フィルムを効果的に作り出すことは困難である。従来の平行な冷却スロット配向に付随するひとつの欠点は、動翼において冷却スロットを介した燃焼ガスの逆流が生じやすいところにある。逆流は、冷却空気の静圧が流路を通って流れる燃焼ガスの静圧以下である場合に起こる。逆流が起こると、燃焼ガスは、冷却穴を介して冷却スロット内に流れ込む。   Although film cooling provides an effective means of controlling the temperature of the airfoil surface, in practice it is difficult to produce a cooling film effectively. One drawback associated with the conventional parallel cooling slot orientation is that the backflow of combustion gas through the cooling slot is likely to occur in the blade. Backflow occurs when the static pressure of the cooling air is below the static pressure of the combustion gas flowing through the flow path. When the reverse flow occurs, the combustion gas flows into the cooling slot through the cooling hole.

従来の動翼における逆流の問題を克服するために、高速の冷却空気が前記スロットおよび穴から高圧で排出されて逆流が防がれている。この相対的に高圧の冷却空気は、該冷却空気がエーロフォイルの表面および縁部に効果的に密着することを妨げられる速度を有して冷却スロットから排出されてしまう原因となりうる。その結果として、所望の冷却フィルムが動翼上において形成されなくなる。逆に、冷却空気が燃焼ガス中に直接流入するとともに、該燃焼ガスに混入されてしまう。その結果として、動翼の各冷却穴または冷却スロットのすぐ下流のエーロフォイル表面部分が燃焼ガスにさらされ、かつ冷却フィルムにより保護されなくなる。加えて、各々の冷却空気噴流は、局所的に燃焼ガス流と交差するとともに、該燃焼ガス流を二分して逆方向に渦巻く１対の微小な渦にしうる。燃焼ガスは、エーロフォイルの前記露出部分に侵入して、エーロフォイルに回復不能な損傷を与えうる。高温の逆流ガスは、エーロフォイルを急速に、かつ取り返しのつかないほど損傷しうる。   In order to overcome the problem of backflow in conventional blades, high-speed cooling air is discharged from the slots and holes at high pressure to prevent backflow. This relatively high pressure cooling air can cause the cooling air to be exhausted from the cooling slot at a rate that prevents the cooling air from effectively contacting the airfoil surface and edges. As a result, the desired cooling film is not formed on the blade. On the contrary, the cooling air flows directly into the combustion gas and is mixed into the combustion gas. As a result, the airfoil surface portion immediately downstream of each cooling hole or cooling slot of the blade is not exposed to the combustion gas and protected by the cooling film. In addition, each cooling air jet can locally intersect the combustion gas flow and bisect the combustion gas flow into a pair of small vortices swirling in opposite directions. Combustion gases can penetrate the exposed portion of the airfoil and cause irreparable damage to the airfoil. Hot counter-current gas can damage the airfoil rapidly and irreversibly.

したがって、エーロフォイル表面に沿った冷却フィルムの効果的な形成を促進する態様に配置される冷却スロットを有するエーロフォイルが必要とされている。   Accordingly, there is a need for an airfoil having cooling slots that are arranged in a manner that facilitates effective formation of a cooling film along the airfoil surface.

本願発明のひとつは、前縁と、後縁と、第１の翼端部に位置する羽根先端部および第２の翼端部に位置する羽根根元部であって、半径方向距離により分離される羽根先端部および羽根根元部と、前記前縁と後縁との間に延在する冷却通路と、前記冷却通路と連通して流体を受ける入口端部および前記後縁に近接する出口端部を有する少なくとも１個の冷却スロットとからなるエーロフォイルであって、前記少なくとも１個のスロットに関して前記入口および出口は、エーロフォイル内において異なる半径方向位置に配置されるエーロフォイルにおいて、逆流を防止し、かつ冷却層を形成させる方法において、前記冷却通路を介して第１の方向に冷却スロットの方へと冷却用流体を流動させる段階と、前記冷却通路を介して第２の方向に前記冷却スロットの方へと前記冷却媒体を流動させる段階と、前記冷却スロット入口に近接して剥離領域を形成させる段階と、前記冷却スロットを介して前記冷却媒体を流動させて前記スロットから流出させて、前記エーロフォイルの前記後縁において層を形成させる段階とからなる方法である。   One aspect of the present invention is a leading edge, a trailing edge, a blade tip located at the first blade tip, and a blade root located at the second blade tip, separated by a radial distance. A blade tip and a blade root; a cooling passage extending between the leading edge and the trailing edge; an inlet end communicating with the cooling passage to receive fluid; and an outlet end adjacent to the trailing edge. An airfoil comprising at least one cooling slot, wherein the inlet and outlet with respect to the at least one slot prevent backflow in the airfoil disposed at different radial locations within the airfoil; And forming a cooling layer by flowing a cooling fluid in the first direction through the cooling passage toward the cooling slot, and in the second direction through the cooling passage. Flowing the cooling medium toward the slot; forming a separation region proximate to the cooling slot inlet; causing the cooling medium to flow through the cooling slot and out of the slot; Forming a layer at the trailing edge of the airfoil.

前記の本発明により、エーロフォイルの冷却の改良が達成される。この改良は、複数個の角度付き冷却スロットを介して空気流を調量することによって達成される。さらにまた、エーロフォイルに冷却スロットを穿孔する代わりに、冷却スロットをエーロフォイル内に鋳造して、以って製造費用を削減し、かつ冷却スロットの創出時における有利な可変性を高めることができる。   With the present invention described above, improved cooling of the airfoil is achieved. This improvement is achieved by metering the air flow through a plurality of angled cooling slots. Furthermore, instead of drilling a cooling slot in the airfoil, the cooling slot can be cast into the airfoil, thus reducing manufacturing costs and increasing advantageous variability when creating the cooling slot. .

本明細書の締めくくりとして特許請求の範囲に特に本発明が示されるとともに弁別的に記載されているが、本明細書に示される実施例は、同様の参照符号により同様の要素が識別されている添付図面とともに以下の説明を読むことによって、よりよく理解されよう。   Although the invention is particularly pointed out and distinctively recited in the claims as a concluding statement of the specification, the embodiments shown herein are identified with like reference numerals with like reference numerals. A better understanding can be obtained by reading the following description in conjunction with the accompanying drawings.

図１は、例証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、ファン組立体１２とコア・エンジン１３と高圧圧縮機１４と燃焼器１６とを含む。エンジン１０は、さらにまた、高圧タービン１８と低圧タービン２０とブースター２２とを含む。ファン組立体１２は、回転翼円板２６から半径方向外方に延在する配列状のファン羽根２４を含む。エンジン１０は、空気がそれを介して流入する吸気側２７と、空気がそれを介して該エンジンから流出する排気側２９とを有する。ひとつの実施例において、ガスタービンエンジンは、オハイオ州シンシナティのゼネラル・エレクトリック社（General Electric Company）から入手可能であるＧＥ９０−１１５Ｂである。ファン組立体１２とタービン２０とは、軸３１により結合される。圧縮機１４とタービン１８とは、軸３３により結合される。   FIG. 1 is a schematic diagram of an exemplary gas turbine engine 10. The engine 10 includes a fan assembly 12, a core engine 13, a high pressure compressor 14, and a combustor 16. The engine 10 further includes a high pressure turbine 18, a low pressure turbine 20, and a booster 22. The fan assembly 12 includes an array of fan blades 24 extending radially outward from the rotor blade disk 26. Engine 10 has an intake side 27 through which air flows in and an exhaust side 29 through which air flows out of the engine. In one embodiment, the gas turbine engine is a GE90-115B available from General Electric Company of Cincinnati, Ohio. Fan assembly 12 and turbine 20 are coupled by shaft 31. The compressor 14 and the turbine 18 are coupled by a shaft 33.

動作時において、空気は、ファン組立体１２を通って軸方向に、エンジン１０を通って延在する中心軸３４に対して実質的に平行をなす方向に流れる。圧縮空気は、主として燃焼器１６に高圧圧縮機１４により供給される。ほとんどの高圧圧縮空気は、燃焼器１６に送られる。燃焼器１６からの空気流（図１には図示せず）は、タービン１８および２０を駆動し、タービン２０は、軸３１を介してファン１２を駆動する。高圧タービン１８は、配列状の動翼６０を含む。   In operation, air flows axially through the fan assembly 12 and in a direction substantially parallel to the central axis 34 extending through the engine 10. The compressed air is mainly supplied to the combustor 16 by the high-pressure compressor 14. Most high pressure compressed air is sent to the combustor 16. Airflow from combustor 16 (not shown in FIG. 1) drives turbines 18 and 20, and turbine 20 drives fan 12 via shaft 31. The high pressure turbine 18 includes an array of moving blades 60.

動翼またはエーロフォイル６０が、図３により詳細に示されている。このエーロフォイルは、さらにまた、静翼であってもよい。エーロフォイル６０は、前縁７４と該前縁の反対側の後縁７６とを含む。この動翼は、さらにまた、半径方向に互いに反対側の羽根先端部８１と羽根根元部７９とを含む。この先端部と根元部とは、半径方向に延在する距離によって分離される。前記動翼は、前記根元部においてロータ（図示せず）と結合される。流路に沿ってガスタービンエンジンを通って流れる空気は、前縁７４から後縁７６まで軸方向に前記動翼６０を横切って流れる。圧縮冷却空気は、前記動翼内にエーロフォイルの前縁７４の開口を介し、かつさらにまた入口通路７７を介して流入する。通路７７を通って流れる冷却空気は、半径方向外方に羽根先端部８１の方へと流れる。入口通路が先端部８１の方へと延在するにつれて、これらの通路は組み合わさって単一の冷却通路９１となる。この冷却通路は、動翼の内側を通って蛇行状の態様に延在する。図３に示されているように、動翼６０は、２個の入口を含むが、動翼６０はいかなる適切な個数の入口通路７７を含んでもよいことを理解されたい。図３の矢印は、一般に動翼６０内における冷却空気の流動方向を表す。   The blade or airfoil 60 is shown in more detail in FIG. The airfoil may also be a stationary blade. The airfoil 60 includes a leading edge 74 and a trailing edge 76 opposite the leading edge. The moving blade further includes a blade tip portion 81 and a blade root portion 79 that are radially opposite to each other. The tip portion and the root portion are separated by a distance extending in the radial direction. The rotor blade is coupled to a rotor (not shown) at the root portion. Air flowing through the gas turbine engine along the flow path flows across the blade 60 in the axial direction from the leading edge 74 to the trailing edge 76. Compressed cooling air flows into the blade through the airfoil leading edge 74 opening and also through the inlet passage 77. The cooling air flowing through the passage 77 flows radially outward toward the blade tip 81. As the inlet passage extends toward the tip 81, these passages combine to form a single cooling passage 91. This cooling passage extends in a serpentine manner through the inside of the blade. As shown in FIG. 3, the blade 60 includes two inlets, but it should be understood that the blade 60 may include any suitable number of inlet passages 77. The arrows in FIG. 3 generally indicate the flow direction of the cooling air in the moving blade 60.

複数個の離間する静翼９２が、入口通路７７と先端部８１との間において冷却通路９１内に配置される。これらの静翼は、平行配列に配向されて、各静翼が配列内のその他の静翼に対して実質的に平行をなす。各静翼は、第１の端部９４と第２の端部９５とを有する。各静翼に関して、各個別の静翼の第１の端部９４は、同じ静翼の第２の端部９５より根元部７９に接近して配置される。各個別の静翼に関して、各静翼の第２の翼端部９５は、同じ静翼の第１の翼端部９４より先端部８１に接近して配置される。これらの静翼は、動翼後縁において冷却通路９１の部分を形成する壁部に固定される。前記静翼は、略軸方向に延在する軸９９に対して角度をなして配向される。各静翼は、軸９９に対して９０度より小さい角度をなして配向される。静翼をこのような態様に配向することにより、各静翼の第１および第２の端部が異なる半径方向位置に配置されて、冷却空気がより効果的に冷却スロット４５内に導かれる。   A plurality of spaced stationary vanes 92 are disposed in the cooling passage 91 between the inlet passage 77 and the tip 81. These vanes are oriented in a parallel array, with each vane being substantially parallel to the other vanes in the array. Each stationary vane has a first end 94 and a second end 95. For each vane, the first end 94 of each individual vane is positioned closer to the root portion 79 than the second end 95 of the same vane. For each individual vane, the second vane tip 95 of each vane is positioned closer to the tip 81 than the first vane tip 94 of the same vane. These stationary blades are fixed to a wall portion that forms part of the cooling passage 91 at the trailing edge of the moving blade. The vanes are oriented at an angle with respect to an axis 99 extending in a generally axial direction. Each vane is oriented at an angle less than 90 degrees with respect to the axis 99. By orienting the vanes in this manner, the first and second ends of each vane are located at different radial positions, and cooling air is more effectively directed into the cooling slot 45.

図３に示されるように、動翼６０は、複数個の冷却スロット４５を含む。これらの冷却スロットは、略平行な配列に配向される。本発明の好適な実施例を開示するという目的上、動翼６０は、７個のスロットを含むが、あらゆる適切な個数のスロット４５が動翼に設けられうることを理解されたい。各スロットは、入口９６と出口９７とを有する。出口９７は、動翼６０の後縁７６に配置される。これらのスロットは、動翼内において後縁に近接して形成される。前記入口は、冷却スロット９１と連通し、冷却通路９１内の冷却空気は、入口９６を通って冷却スロットに流入する。動翼６０のスロット４５は、実質的に一定の半径方向寸法を有し、この半径方向寸法は、たとえば直径でありうる。各冷却スロットに関して、出口９７は、同じ冷却スロットのスロット入口９６より根元部７９に接近して配置される。各個別のスロットに関して、スロット入口９６は、同じ冷却スロットのスロット出口９７より羽根先端部８１に接近して配置される。各冷却スロットの入口と出口とを動翼に沿って異なる半径方向位置に配置する結果として、本発明のエーロフォイルは、より効果的に動翼に沿って冷却フィルムを創出する。特に、エーロフォイル６０では、より効果的に動翼の後縁７６に沿って冷却フィルムが形成される。   As shown in FIG. 3, the moving blade 60 includes a plurality of cooling slots 45. These cooling slots are oriented in a substantially parallel arrangement. For purposes of disclosing preferred embodiments of the present invention, the blade 60 includes seven slots, but it should be understood that any suitable number of slots 45 may be provided in the blade. Each slot has an inlet 96 and an outlet 97. The outlet 97 is disposed at the trailing edge 76 of the rotor blade 60. These slots are formed close to the trailing edge in the blade. The inlet communicates with the cooling slot 91, and the cooling air in the cooling passage 91 flows into the cooling slot through the inlet 96. The slot 45 of the blade 60 has a substantially constant radial dimension, which may be, for example, a diameter. For each cooling slot, outlet 97 is located closer to root 79 than slot inlet 96 of the same cooling slot. For each individual slot, the slot inlet 96 is positioned closer to the blade tip 81 than the slot outlet 97 of the same cooling slot. As a result of disposing the inlet and outlet of each cooling slot at different radial locations along the blade, the airfoil of the present invention more effectively creates a cooling film along the blade. In particular, in the airfoil 60, a cooling film is more effectively formed along the trailing edge 76 of the rotor blade.

図４に、スロット４５と同様のスロット４８を含むまた他の実施例の動翼６１が開示されている。スロット４８は、入口１０６と出口１０７とを含む。スロット４５のように、各スロットの入口および出口は、動翼に沿って異なる半径方向位置に配置されて、各入口１０６が出口１０７より先端部８１により接近して配置されている。出口１０７は、入口１０６より根元部７９に接近して配置される。入口１０６および１０７の半径方向寸法は、同じではない。図４に示されるように、入口は出口より小さい半径方向寸法を有する。この半径方向寸法は、たとえば直径であってもよく、入口１０６の直径が出口１０７の直径より小さくなる。動翼６１は、通路７７、９１と前縁７４と後縁７６と先端部８１と根元部７９と動翼６０において説明されたような静翼とを含む。   FIG. 4 discloses another embodiment of a blade 61 including a slot 48 similar to the slot 45. The slot 48 includes an inlet 106 and an outlet 107. Like the slot 45, the inlet and outlet of each slot are arranged at different radial positions along the blade, and each inlet 106 is arranged closer to the tip 81 than the outlet 107. The outlet 107 is disposed closer to the root portion 79 than the inlet 106. The radial dimensions of the inlets 106 and 107 are not the same. As shown in FIG. 4, the inlet has a smaller radial dimension than the outlet. This radial dimension may be, for example, a diameter, where the diameter of the inlet 106 is smaller than the diameter of the outlet 107. The moving blade 61 includes passages 77 and 91, a leading edge 74, a trailing edge 76, a tip portion 81, a root portion 79, and a stationary blade as described in the moving blade 60.

説明を進めるにあたって特に別段の指示がない限り、スロット４５に関する説明は、スロット４８にも当てはまることに注意されたい。簡単のために、この説明ではスロット４５を取り上げることとする。図３および４に示されているように、実質的に全ての冷却スロット４５、４８は、図５に詳細に示されるように、実質的に同じ角度アルファ（α）で平行配列に配向されうる。１１０に示される角度アルファは、基準線３５とスロット４５の中心軸との間において測定される。この中心軸は、１２０として示されている。基準線３５は、実質的に水平である。また別の実施例において、実質的全数を下回る個数のスロットが平行に配置されうる。たとえば、５０％のスロットが、同じ角度１１０をなして平行に配置されうる。冷却スロット４５の角度１１０は、９０°より小かつ０°より大である角度として示される。   Note that the description for slot 45 also applies to slot 48 unless otherwise specified in proceeding with the description. For simplicity, this description will take up slot 45. As shown in FIGS. 3 and 4, substantially all of the cooling slots 45, 48 can be oriented in a parallel arrangement at substantially the same angle alpha (α), as shown in detail in FIG. . The angle alpha shown at 110 is measured between the reference line 35 and the central axis of the slot 45. This central axis is shown as 120. The reference line 35 is substantially horizontal. In yet another embodiment, a number of slots substantially less than the total number may be arranged in parallel. For example, 50% of the slots can be arranged in parallel at the same angle 110. The angle 110 of the cooling slot 45 is shown as an angle that is less than 90 ° and greater than 0 °.

実際には、本発明の本実施例の冷却スロット４５を通る空気流は、スロット入口および出口が動翼の長手に沿って同じ半径方向位置に配置される従来式スロットを通る空気流と区別されうる。冷却スロット４５は、スロット４５を通る空気の質量流量を最小限に抑えて、以って動翼を通る流れを制御して、この流れは、従来技術の冷却スロットの場合と比べて大幅に減じられた速度でスロット出口９７から排出される。このような調量または制御空気流は、冷却スロット４５を介した冷却空気の通過の部分制限を創出する。このような制限は、動翼６０上に形成される冷却層の質を低下させるものではないことを理解されたい。むしろ、制御された調量流は、冷却フィルム層３０の形成を促進するとともに、さらにまた燃焼ガス流路内への冷却空気の流出と、逆流条件の形成との両方を防ぐ役割をする。冷却スロット４５を通る冷却空気の質量流量を減少させることにより、前記スロットから流出する冷却空気の速度が低下して、以ってより低温かつ低速移動の境界層が得られる。その結果として、冷却空気は、前記スロットから流出すると、タービン動翼６０の表面および縁部に近接したままに保たれて、適切な冷却層の形成が保証される。   In practice, the air flow through the cooling slot 45 of this embodiment of the invention is distinguished from the air flow through a conventional slot where the slot inlet and outlet are located at the same radial position along the length of the blade. sell. The cooling slot 45 minimizes the mass flow rate of air through the slot 45 and thereby controls the flow through the blade, which is significantly reduced compared to prior art cooling slots. It is discharged from the slot outlet 97 at a set speed. Such metering or control air flow creates a partial restriction on the passage of cooling air through the cooling slot 45. It should be understood that such a limitation does not reduce the quality of the cooling layer formed on the blade 60. Rather, the controlled metering flow facilitates the formation of the cooling film layer 30 and also serves to prevent both the outflow of cooling air into the combustion gas flow path and the formation of back flow conditions. By reducing the mass flow rate of the cooling air through the cooling slot 45, the speed of the cooling air flowing out of the slot is reduced, thereby providing a colder and slower moving boundary layer. As a result, as cooling air flows out of the slot, it remains in close proximity to the surface and edges of the turbine blade 60 to ensure proper cooling layer formation.

図５に、冷却スロット４５に流入して該スロットを通って移動するとともに該スロットから流出する冷却空気流のより詳細な図が示されている。流入して通過し、流出する冷却空気流は、１個のスロット４５に関して図示されているだけであるが、この冷却空気流は、全てのスロット４５および４８に関する流れを表している。冷却空気は、第１の流動位置１２６から冷却スロット入口９６に向かって通路９１を通ってスロット４５まで流れる。逆方向に、冷却空気は、第２の流動位置１２７から冷却スロット入口９６に向かって通路９１を通って流れる。第１の流動位置の冷却空気は、動翼前縁７４の開口を介して動翼に流入するとともに、通路９１の上流部分を通ってスロットの方へと向かう。冷却空気が流動位置１２６から冷却スロットへと流れるときは、該空気は実質的に妨げられることなしに流れて冷却スロット４５内に流入しうる。冷却空気が第２の流動位置１２７から流入するときは、前記空気流は、冷却スロット入口９６または該入口に近接する位置に創出される１個以上の剥離領域１３６により妨げられうる。剥離領域１３６は、冷却スロット入口９６に隣接する領域において発生する。流動位置１２７からの冷却空気がスロット４５に接近すると、流動位置１２７からの冷却空気は、不意に空気流１２６に遭遇して、以って空気が渦になるかまたは本来の流れから剥離して剥離領域１３６を生じしめる１個以上の部分が創出される。   FIG. 5 shows a more detailed view of the cooling air flow entering and exiting the cooling slot 45 and out of the slot. The cooling air flow that flows in, out and out is only illustrated for one slot 45, but this cooling air flow represents the flow for all slots 45 and 48. Cooling air flows from the first flow location 126 toward the cooling slot inlet 96 through the passage 91 to the slot 45. In the opposite direction, the cooling air flows through the passage 91 from the second flow location 127 toward the cooling slot inlet 96. The cooling air at the first flow position flows into the moving blade through the opening of the moving blade leading edge 74 and travels toward the slot through the upstream portion of the passage 91. As cooling air flows from the flow location 126 to the cooling slot, the air can flow and enter the cooling slot 45 substantially unimpeded. When cooling air enters from the second flow location 127, the air flow can be blocked by the cooling slot inlet 96 or one or more separation regions 136 created at a location proximate to the inlet. The peel region 136 occurs in the region adjacent to the cooling slot inlet 96. As the cooling air from the flow location 127 approaches the slot 45, the cooling air from the flow location 127 unexpectedly encounters the air flow 126, causing the air to become vortexed or separated from the original flow. One or more portions are created that give rise to the peel region 136.

冷却スロット４５が角度をなして配向されていることに加えて、剥離領域１３６は、流動位置１２７からの空気流が冷却スロット４５内に流入することを、少なくとも部分的に阻止しうるため、冷却スロット４５を通る冷却空気流の調量を補助しうる。これにより、逆流の形成が防がれるとともに、スロット内に流入する冷却空気の流量が制御される。冷却フィルム層１３０は、冷却スロット出口４５から流出する冷却空気によって形成される。冷却フィルム層１３０は、動翼６０の前縁７６上に形成されるとともに、タービン動翼６０の表面の冷却を助け、かつ高温燃焼ガスに関連ある有害な作用に対して前記動翼を保護する役割を果たす。   In addition to the cooling slot 45 being oriented at an angle, the separation region 136 may at least partially prevent air flow from the flow location 127 from flowing into the cooling slot 45, thereby reducing cooling. The cooling air flow through the slot 45 can be metered. As a result, the backflow is prevented and the flow rate of the cooling air flowing into the slot is controlled. The cooling film layer 130 is formed by cooling air flowing out from the cooling slot outlet 45. A cooling film layer 130 is formed on the leading edge 76 of the blade 60 and helps cool the surface of the turbine blade 60 and protects the blade against harmful effects associated with hot combustion gases. Play a role.

冷却スロット４５は、約１度（１°）〜約８８度（８８°）の範囲内とされうる角度１１０をなして配向される。また他の実施例では、前記角度１１０は、約１０度（１０°）〜約７５度（７５°）の範囲内とされうる。さらに他の実施例では、前記角度は、約２０度（２０°）〜約６０度（６０°）、或いは約３０度（３０°）〜約５０度（５０°）の範囲内とされうる。   The cooling slot 45 is oriented at an angle 110 that may be in the range of about 1 degree (1 °) to about 88 degrees (88 °). In another embodiment, the angle 110 may be in the range of about 10 degrees (10 degrees) to about 75 degrees (75 degrees). In still other embodiments, the angle may be in the range of about 20 degrees (20 degrees) to about 60 degrees (60 degrees), or about 30 degrees (30 degrees) to about 50 degrees (50 degrees).

各冷却スロット４５の入口９６における各タービン動翼６０の圧力比は、約１．０５〜約２．０の範囲の圧力比である。「圧力比」という用語は、動翼の内側の圧力と外側の流路の圧力との比を意味する。１．０未満の圧力比は、逆流条件を生じしめることになるため、１．０を超える圧力比を生じしめることが望ましい。さらにまた、エーロフォイル内における冷却通路とスロットと静翼とを介した空気の移動は、約０．０３のマッハ数から約１．０のマッハ数までの範囲内のマッハ数を有することが望ましい。マッハ数は、物体または流れの速度と該物体または流れがそれを通って移動する媒体中における音速との比として定義される。本発明では、マッハ数は前記所望の範囲内となる。   The pressure ratio of each turbine blade 60 at the inlet 96 of each cooling slot 45 is a pressure ratio in the range of about 1.05 to about 2.0. The term “pressure ratio” means the ratio of the pressure inside the bucket and the pressure in the outside flow path. A pressure ratio of less than 1.0 will create a back flow condition, so it is desirable to produce a pressure ratio of greater than 1.0. Still further, the air movement through the cooling passages, slots and vanes in the airfoil preferably has a Mach number in the range of about 0.03 to about 1.0 Mach number. . Mach number is defined as the ratio of the velocity of an object or flow to the speed of sound in the medium through which the object or flow travels. In the present invention, the Mach number is within the desired range.

本発明の動翼に関連のある、さらなる他の利点には、より小さいタービン動翼を有するエンジンにおいてより多くの冷却スロット４５を用いることができることが含まれる。「より小さいタービン動翼」という用語は、本明細書においては、エンジンコア流量が離陸出力レベルで１３．６１ｋｇ／秒より低い航空エンジン用のタービン動翼を意味する。前記の種類のより小さいタービン動翼を有する例証的なエンジンは、オハイオ州シンシナティのゼネラル・エレクトリック社（General Electric Company）から入手可能なＣＴ７またはＴ７００である。   Still other advantages associated with the blades of the present invention include the ability to use more cooling slots 45 in engines with smaller turbine blades. The term “smaller turbine blade” is used herein to mean a turbine blade for an aero engine having an engine core flow rate of less than 13.61 kg / sec at takeoff power level. An exemplary engine having smaller turbine blades of the kind described above is the CT7 or T700 available from General Electric Company of Cincinnati, Ohio.

本発明の動翼は、冷却スロット４５を穿孔するのではなしに鋳造することを可能にする。穿孔された穴の代わりに鋳造スロットを用いることは、製造と資源の利用と材料の使用量とにおいて有意な費用節減をもたらす。ひとつの実施例において、冷却スロット４５の少なくとも一部分は、タービン動翼６０の後縁７６に沿って鋳造されうる。   The bucket of the present invention allows casting without cooling holes 45 being drilled. The use of cast slots instead of perforated holes results in significant cost savings in manufacturing, resource utilization and material usage. In one embodiment, at least a portion of the cooling slot 45 can be cast along the trailing edge 76 of the turbine blade 60.

本発明の冷却スロット４５は、さらにまた、有利な可変性を可能にする。「有利な可変性」という用語は、１個以上の冷却スロット４５が自身の長手に沿って変化する直径を有しうること、および／または鋳造により、穿孔される冷却スロット７５と比べてはるかに大きい直径を有しうることを意味する。有利な可変性の一例は、タービン動翼７０の後縁に沿ってより大きい穴、すなわち冷却スロットの出口を用いうることである（図４参照）。穿孔、たとえばレーザー穿孔によって得られる穴より大きい出口穴を用いることにより、タービン動翼６０の表面のまわりにおいて、より大きい冷却フィルム被覆率が達成される。さらにまた、出口１０７を現在のスロット技術より大きく製作することができるため、一定の半径方向寸法／直径のスロットが用いられる動翼の場合より少数の冷却スロット４５を用いることができる。   The cooling slot 45 of the present invention also allows for advantageous variability. The term “advantageous variability” means that one or more cooling slots 45 can have a diameter that varies along their length and / or much more than a cooling slot 75 that is perforated by casting. It means that it can have a large diameter. One example of an advantageous variability is that larger holes along the trailing edge of the turbine blade 70, i.e., the exit of the cooling slot, can be used (see FIG. 4). By using an exit hole that is larger than the hole obtained by drilling, eg laser drilling, a greater cooling film coverage is achieved around the surface of the turbine blade 60. Furthermore, because the outlet 107 can be made larger than current slot technology, fewer cooling slots 45 can be used than in the case of blades where constant radial dimension / diameter slots are used.

本明細書に記載の説明は、例を用いて、最良の形態を含めて本発明を開示するとともに、さらにまた当業者が本発明を実施し、かつ利用することを可能にするものである。本発明の特許可能範囲は、特許請求の範囲により定められるとともに、当業者に自明であるその他の例を含みうる。このようなその他の例は、特許請求の範囲の逐語的文言と異ならない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の逐語的文言と実質的に相違しない同等の構造要素を含む場合には、特許請求の範囲内に含まれることが意図される。   The description provided herein uses examples to disclose the invention, including the best mode, and also to enable any person skilled in the art to make and use the invention. The patentable scope of the invention is defined by the claims, and may include other examples that occur to those skilled in the art. Where such other examples have structural elements that do not differ from the verbatim language of the claims, or include equivalent structural elements that do not substantially differ from the verbatim language of the claims, It is intended to be included within the scope of the claims.

ガスタービンの略図である。1 is a schematic diagram of a gas turbine. 従来式の構成の冷却スロットを含む従来技術のタービン動翼の断面図である。1 is a cross-sectional view of a prior art turbine blade including a cooling slot of conventional configuration. FIG. 本発明の実施例にしたがった構成の冷却スロットを含むタービン動翼の断面図である。1 is a cross-sectional view of a turbine blade including a cooling slot configured in accordance with an embodiment of the present invention. 本発明のまた他の実施例からなるタービン動翼の断面図である。It is sectional drawing of the turbine rotor blade which consists of another Example of this invention. 図４に５として示される円内の部分の拡大詳細図である。FIG. 5 is an enlarged detail view of a portion in a circle shown as 5 in FIG. 4.

符号の説明Explanation of symbols

１０ ガスタービンエンジン
１２ ファン組立体
１３ コア・エンジン
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２２ ブースター
２４ ファン羽根
２６ 回転翼円板
２７ 吸気側
２９ 排気側
３０ 冷却フィルム層
３１ 軸
３３ 軸
３４ 中心軸
３５ 基準線
４５ スロット
４８ スロット
６０ エーロフォイル
６１ 動翼
７４ 前縁
７６ 後縁
７７ 入口通路
７９ 根元部
８１ 先端部
９１ 冷却通路
９２ 静翼
９４ 第１の端部
９５ 第２の端部
９６ 入口
９７ 出口
９９ 軸
１０６ 入口
１０７ 出口
１１０ 角度
１２０ 中心軸
１２６ 第１の流動位置
１２７ 第２の流動位置
１３０ 冷却フィルム層
１３６ 剥離領域 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Gas turbine engine 12 Fan assembly 13 Core engine 14 High pressure compressor 16 Combustor 18 High pressure turbine 20 Low pressure turbine 22 Booster 24 Fan blade 26 Rotor blade disk 27 Intake side 29 Exhaust side 30 Cooling film layer 31 Axis 33 Axis 34 Central axis 35 Reference line 45 Slot 48 Slot 60 Aerofoil 61 Rotor blade 74 Leading edge 76 Rear edge 77 Inlet passage 79 Root portion 81 Tip portion 91 Cooling passage 92 Stator blade 94 First end portion 95 Second end portion 96 Inlet 97 outlet 99 axis 106 inlet 107 outlet 110 angle 120 central axis 126 first flow position 127 second flow position 130 cooling film layer 136 peeling area

Claims (4)

前縁（７４）と、後縁（７６）と、第１の翼端部（９４）に位置する羽根先端部（８１）および第２の翼端部（９５）に位置する羽根根元部（７９）にして半径方向距離により分離される羽根先端部（８１）および羽根根元部（７９）と、前記前後縁（７４、７６）間に延在する冷却通路（９１）と、前記冷却通路（９１）と連通して流体を受ける入口端部（９６）および前記後縁（７６）に近接する出口端部（９７）を有する少なくとも１個の冷却スロット（４５）とからなるエーロフォイル（６０）にして前記少なくとも１個のスロット（４５）に関して前記入口（９６）および出口（９７）が前記エーロフォイル（６０）内において異なる半径方向位置に配置されるエーロフォイル（６０）において逆流を防止し且つ冷却層（１３０）を形成させる方法において、
前記冷却通路（９１）を介して第１の方向に冷却スロット（４５）の方へと冷却用流体を流動させる段階と、
前記冷却通路（９１）を介して第２の方向に前記冷却スロット（４５）の方へと前記冷却媒体を流動させる段階と、
前記冷却スロット入口（９６）に近接して剥離領域（１３６）を形成させる段階と、
前記冷却スロット（４５）を介して前記冷却媒体を流動させて前記スロット（４５）から流出させて、前記エーロフォイル（６０）の前記後縁（７６）において層（１３０）を形成させる段階と
からなる方法。 A leading edge (74), a trailing edge (76), a blade tip (81) located at the first blade tip (94), and a blade root (79) located at the second blade tip (95) ) And the blade tip (81) and the blade root (79) separated by the radial distance, the cooling passage (91) extending between the front and rear edges (74, 76), and the cooling passage (91 And at least one cooling slot (45) having an outlet end (97) proximate the trailing edge (76) and receiving an fluid in communication with the airfoil (60). In the airfoil (60), the inlet (96) and outlet (97) are located at different radial positions in the airfoil (60) with respect to the at least one slot (45) to prevent backflow and cooling Layer (130) A method of forming,
Flowing a cooling fluid in the first direction toward the cooling slot (45) via the cooling passage (91);
Flowing the cooling medium through the cooling passage (91) in a second direction toward the cooling slot (45);
Forming a peel zone (136) proximate to the cooling slot inlet (96);
Flowing the cooling medium through the cooling slot (45) and out of the slot (45) to form a layer (130) at the trailing edge (76) of the airfoil (60). How to be. 前記冷却用流体は、ある圧力で前記冷却スロット（４５）を介して流動せしめられ、前記冷却スロット（４５）における前記圧力は、前記エーロフォイル後縁（７６）に沿った前記流体の圧力とは異なり、前記スロット（４５）内と前記後縁（７６）との間における圧力比は、１．０５〜２．０の範囲内とされる請求項１に記載の方法。   The cooling fluid is caused to flow through the cooling slot (45) at a pressure, the pressure in the cooling slot (45) being different from the pressure of the fluid along the airfoil trailing edge (76). The method of claim 1, wherein the pressure ratio between the slot (45) and the trailing edge (76) is differently in the range of 1.05-2.0. 前記冷却用流体を前記エーロフォイル（６０）から０．０３のマッハ数から約１．０のマッハ数までの速度で流動させる段階を含む請求項１に記載の方法。   The method of claim 1, comprising flowing the cooling fluid from the airfoil (60) at a rate from a Mach number of 0.03 to a Mach number of about 1.0. 前記冷却用流体は、軸方向に延在する軸（３４）に対して実質的に平行をなす基準線（３５）に対して約１度〜約８８度の範囲内の配向角を有する前記冷却スロット（４５）を介して流動せしめられる請求項１に記載のエーロフォイル。   The cooling fluid has an orientation angle in the range of about 1 degree to about 88 degrees with respect to a reference line (35) substantially parallel to an axially extending axis (34). The airfoil according to claim 1, wherein the airfoil is caused to flow through the slot (45).
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