JP4138363B2

JP4138363B2 - ガスタービンエンジン、その翼形部およびその製造方法

Info

Publication number: JP4138363B2
Application number: JP2002125433A
Authority: JP
Inventors: ジェラルド・アンソニー・リンク; ジョナサン・フィリップ・クラーク; ブライアン・アラン・ノートン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2001-04-27
Filing date: 2002-04-26
Publication date: 2008-08-27
Anticipated expiration: 2022-04-26
Also published as: EP1253292B1; EP1253292A2; EP1253292A3; US6561758B2; DE60220967D1; JP2003027962A; DE60220967T2; US20020159888A1

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジン燃焼器と共に用いられるロータブレードに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンは、一般的に、流れに沿って直列配置された、エンジンに流入する空気流を加圧する高圧圧縮機と、燃料と空気の混合気を燃焼させる燃焼器と、燃焼器から流出する空気流、即ち燃焼した混合気から回転エネルギーを取り出す複数のロータブレードを含むタービンとを有するコアエンジンを含む。タービンは燃焼器から流出する高温の空気流に曝されるので、タービン構成部品は、高温の空気流により生じる可能性がある熱応力を減少させるために冷却される。
【０００３】
回転ブレードは、冷却回路を通して冷却空気を供給される中空の翼形部を含む。翼形部は、冷却空洞を形成する側壁が境界となる冷却空洞を含む。翼形部の構造保全性を維持するために、側壁は少なくとも４．２７mm（４．２７mm（０．１６８インチ））の厚さを有するように製造される。冷却空洞は、冷却空気を導くための流路を形成する冷却チャンバに分割される。
【特許文献１】
特開２００１−００３７０４号公報
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
ロータブレードの製造中に、複数の孔が、翼形部空洞から冷却空気を吐出するために翼形部の後縁に沿って形成される。より具体的には、電解加工（ＥＤＭ）法を用いて、孔は翼形部後縁から翼形部空洞中まで形成される。ＥＤＭ電極を用いて冷却孔を形成するとき、側壁の厚さは、電極が誤って側壁をえぐり、後縁スカーフィングとして知られている望ましくない状態を引き起こすことがある。スカーフィングの激しさ次第では、翼形部の構造保全性が損なわれ、翼形部は交換を必要とする場合がある。さらに、スカーフィングを含む翼形部の加工は、翼形部を弱めてロータブレードの耐用年数を縮める可能性がある。
【０００５】
【課題を解決する手段】
例示的な実施形態において、ガスタービンエンジンは、翼形部後縁スカーフィングによる製造損失の減少を促進できる翼形部を備えるロータブレードを含む。各翼形部は、前縁及び後縁において接合された第１及び第２側壁を含む。側壁は、各側壁及び翼形部前縁が境界となる前縁チャンバと、各側壁及び翼形部後縁が境界となる後縁チャンバとを少なくとも含む冷却空洞を形成する。冷却空洞の後縁チャンバは、先端領域と、スロート部と、スロート部が先端領域と通路領域の間に位置するように流体連通して接続された通路領域とを含む。さらに、先端領域は、翼形部先端が境界となり、先端領域の幅がスロート部の幅より大きくなるようにスロート部から広がって延びている。
【０００６】
翼形部製造工程の間、電解加工（ＥＤＭ）法を用いて、翼形部後縁と冷却空洞の後縁チャンバとの間を延びる冷却孔を形成する。電解加工処理の間、後縁チャンバ先端領域の厚さを減少させたことは、不注意による翼形部のえぐりの減少を促進でき、従って翼形部のスカーフィングを防止する。その結果、後縁スカーフィングによる製造損失を対費用効果が良くかつ信頼性のある方法で減少させることが促進できる。
【０００７】
【発明の実施の形態】
図１は、ファン組立体１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８、低圧タービン２０、及びブースタ２２を含む。エンジン１０は吸気側２８及び排気側３０を有する。１つの実施形態において、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチにあるＧｅｎｅｒａｌＥｌｅｃｔｒｉｃＣｏｍｐａｎｙから市販されているＣＦ６型エンジンである。
【０００８】
運転中は、空気はファン組立体１２を通って流れ、加圧された空気は高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送り込まれる。燃焼器１６からの空気流は、タービン１８及び２０を駆動し、タービン２０はファン組立体１２を駆動する。
【０００９】
図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）のようなガスタービンエンジンに用いることができるロータブレード４０の斜視図である。１つの実施形態において、複数のロータブレード４０が、ガスタービンエンジン１０の高圧タービンロータブレード段（図示せず）を構成する。各ロータブレード４０は、中空の翼形部４２と翼形部４２を既知の方法でロータディスク（図示せず）に取り付けるために用いられる一体のダブテール４３とを含む。若しくは、ブレード４０は、複数のブレード４０がブリスク（図示せず）を形成するように外側リム（図示せず）から半径方向外向きに延びていてもよい。
【００１０】
各翼形部４２は、第１側壁４４と第２側壁４６を含む。第１側壁４４は凸状であり、翼形部４２の負圧側面を形成し、また第２側壁４６は凹状であり、翼形部４２の正圧側面を形成する。側壁４４及び４６は、翼形部４２の前縁４８及び軸方向に間隔を置いて配置された後縁５０において接合される。翼形部後縁は、翼形部前縁４８から翼弦方向にかつ下流側に間隔を置いて配置される。
【００１１】
第１及び第２側壁４４及び４６は、ダブテール４３に隣接して位置するブレード根元５２から内部冷却チャンバ（図２には示さず）の半径方向外側境界を形成する翼形部先端５４までスパンにわたって長手方向すなわち半径方向外向きにそれぞれ延びる。冷却チャンバは、各側壁４４及び４６の間で翼形部４２の内部に形成される。より具体的には、翼形部４２は、内面（図２には示さず）及び外面６０を含み、冷却チャンバは翼形部内面により形成される。
【００１２】
図３は翼形部４２を含むブレード４０の断面図である。図４は、区域４（図３に示す）に沿った翼形部４２の拡大図である。翼形部４２は、翼形部４２の内面７２により形成された冷却空洞７０を含む。冷却空洞７０は、冷却空洞７０を複数の冷却チャンバ７４に分ける複数の内側の壁面７３を含む。１つの実施形態においては、内側の壁面７３は翼形部４２と一体に鋳造される。冷却チャンバ７４は、複数の冷却回路７６を通して冷却空気を供給される。より具体的には、翼形部４２は、前縁冷却チャンバ８０、後縁冷却チャンバ８２、及び複数の中間冷却チャンバ８４を含む。１つの実施形態において、前縁冷却チャンバ８０は、それぞれ後縁及び中間冷却チャンバ８２及び８４と流体連通している。
【００１３】
前縁冷却チャンバ８０は、翼形部４２を通して長手方向すなわち半径方向に翼形部先端５４まで延びており、翼形部第１及び第２側壁４４及び４６（図２に示す）それぞれと翼形部前縁４８とが境界となっている。前縁冷却チャンバ８０と隣接する下流側の中間冷却チャンバ８４とは、前縁冷却回路８６により供給される冷却空気で冷却される。
【００１４】
中間冷却チャンバ８４は、前縁冷却チャンバ８０と後縁冷却チャンバ８２との間に位置し、中間回路冷却回路８８により冷却空気を供給される。より具体的には、各中間冷却チャンバ８４は流体連通しており、曲がりくねった冷却通路を形成する。中間冷却チャンバ８４は、翼形部第１及び第２側壁４４及び４６それぞれと、翼形部先端５４が境界となっている。
【００１５】
後縁冷却チャンバ８２は、翼形部４２を通して長手方向すなわち半径方向に翼形部先端５４まで延びており、翼形部第１及び第２側壁４４及び４６それぞれと翼形部後縁５０とが境界となっている。後縁冷却チャンバ８２は、後縁冷却回路９０により供給される冷却空気で冷却され、冷却チャンバ８２の半径方向外側境界を備えている。その上に、後縁冷却チャンバ８２は、通路領域１００及び先端領域１０２を含む。
【００１６】
後縁冷却チャンバ通路領域１００は、ブレード根元５２から翼形部先端５４に向かってほぼ先細に延びる。より具体的には、後縁冷却チャンバ通路領域１００は、隣接する内側の壁面７３と翼形部内面７２との間で測定される内部の幅１０６を有する。通路領域の幅１０６は、ブレード根元５２から後縁冷却チャンバ通路領域１００と先端領域１０２との間に位置するスロート部１０８まで減少する。
【００１７】
後縁冷却チャンバ先端領域１０２は、翼形部先端５４と翼形部後縁５０が境界となっており、通路領域１００と流体連通している。先端領域１０２は、先端領域１０２の幅１１２が、スロート部１０８から翼形部先端５４に向かって増大するように、スロート部１０８から翼形部先端５４に向かって広がって延びている。さらに、先端領域１０２の内部では、翼形部内面７２は、翼形部外面６０に向かって半径方向外向きに延びている。その結果、先端領域１０２内の側壁厚さＴ₁は、後縁冷却チャンバ通路領域１００内の側壁厚さＴ₂より小さい。より具体的には、先端領域の側壁厚さＴ₁は、４．２７mm（０．１６８インチ）より小さい。例示的な実施形態においては、側壁厚さＴ₁は、２．７４mm（０．１０８インチ）にほぼ等しい。
【００１８】
複数の孔１２０が、翼形部外面６０と翼形部内面７２の間を延びている。より具体的には、孔１２０は、各孔１２０が後縁冷却チャンバ先端領域１０２と流体連通するように、翼形部後縁５０から翼形部前縁４８の方向に向かって延びる。従って、孔１２０は後縁ファンホールとして知られている。１つの実施形態においては、電解加工（ＥＤＭ）法を用いて孔１２０を形成する。
【００１９】
翼形部４２の製造中に、先端領域空洞の側壁厚さＴ₁が、２．７４mm（０．１０８インチ）にほぼ等しいために、ＥＤＭ電極（図示せず）は、後縁冷却チャンバ先端領域１０２を備えない他の既知の翼形部と比較して、翼形部後縁５０と後縁冷却チャンバ先端領域１０２との間での移動距離が少ない。従って、電解加工（ＥＤＭ）処理の間、厚さＴ₁は、スカーフィングとして知られている望ましくない加工処理で電解加工電極による不注意な翼形部４２のえぐりの減少を促進できる。その結果、後縁スカーフィングによる製造損失の減少を促進できる。さらに、翼形部外面６０の輪郭が側壁厚さＴ₁を形成するために変更されないので、翼形部４２の空気力学的性能は、悪影響を受けない。
【００２０】
エンジン運転中、冷却空気は、冷却回路７６を通して翼形部４２中に供給される。１つの実施形態において、冷却空気は、圧縮機１４（図１に示す）のような圧縮機から翼形部４２中に供給される。冷却空気が後縁冷却回路９０から後縁冷却チャンバ８２に流入すると、冷却空気は、翼形部４２を通って流れて、先端領域の孔１２０を通して吐出される。後縁冷却チャンバ先端領域１０２に境を接する側壁４４及び／又は４２は厚さＴ₁を有するので、先端領域１０２の内部及び孔１２０の近傍での局部的作動温度の低下を促進でき、従って、先端領域１０２の内部での耐酸化性を増大させる。
【００２１】
上述の翼形部は、対費用効果が良くかつ高い信頼性がある。翼形部は、通路領域から広がって延びる先端領域を備える後縁冷却チャンバを含む。広がった先端領域は、後縁冷却チャンバの残りの領域に境を接する側壁厚さと比較して、その境を接する側壁厚さを減少させてある。その結果、後縁先端領域の厚さを減少させたことで、対費用効果が良くかつ信頼性のある方法でスカーフィングによる製造損失を減少させることが促進できる。
【００２２】
本発明を、種々の特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明は、特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変形形態で実施可能であることは当業者には分かるであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる翼形部の斜視図。
【図３】図２に示す翼形部の断面図。
【図４】図３に示す翼形部の区域４に沿った拡大図。
【符号の説明】
４０ロータブレード
４２翼形部
４８翼形部前縁
５０翼形部後縁
５４翼形部先端
６０翼形部外面
７０冷却空洞
７２翼形部内面
７３壁面
７６冷却回路
８０前縁冷却チャンバ
８２後縁冷却チャンバ
８４中間冷却チャンバ
１００後縁冷却チャンバ通路領域
１０２後縁冷却チャンバ先端領域
１０８後縁冷却チャンバスロート部
１２０孔

Claims

ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（４２）であって、
前縁（４８）と、
後縁（５０）と、
翼形部根元（５２）と翼形部先端（５４）の間を半径方向スパンにわたって延びる第１側壁（４４）と、
前記前縁及び前記後縁において前記第１側壁に接合され、前記翼形部根元と前記翼形部先端の間を半径方向スパンにわたって延びる第２側壁（４６）と、
前記第１側壁の内面及び前記第２側壁の内面により形成され、前記第１側壁、前記第２側壁、及び前記前縁が境界となる前縁チャンバ（８０）と前記第１側壁、前記第２側壁、及び前記後縁が境界となる後縁チャンバ（８２）とを少なくとも含む冷却空洞（７０）と、
を含み、
前記冷却空洞の後縁チャンバは、先端領域（１０２）、スロート部（１０８）、及び通路領域（１００）を含んでおり、前記スロート部は前記先端領域と前記通路領域との間に位置し、前記先端領域は、前記翼形部先端（５４）が境界となり、前記先端領域の幅（１１２）が前記スロート部の幅より大きくなるように前記スロート部から広がって延びており、
前記翼形部は、内面（７２）と、外面（６０）と、該内面と外面の間を前記冷却空洞の後縁チャンバ先端領域（１０２）まで延びる複数の孔（１２０）とをさらに含み、
前記冷却空洞の後縁チャンバ（８２）は前記前縁チャンバ（８０）と流体連通していることを特徴とするガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（４２）。
前縁（４８）と、
後縁（５０）と、
翼形部根元（５２）と翼形部先端（５４）の間を半径方向スパンにわたって延びる第１側壁（４４）と、
前記前縁及び前記後縁において前記第１側壁に接合され、前記翼形部根元と前記翼形部先端の間を半径方向スパンにわたって延びる第２側壁（４６）と、
前記第１側壁の内面及び前記第２側壁の内面により形成され、前記第１側壁、前記第２側壁、及び前記前縁が境界となる前縁チャンバ（８０）と前記第１側壁、前記第２側壁、及び前記後縁が境界となる後縁チャンバ（８２）とを少なくとも含む冷却空洞（７０）と、
を含み、
前記冷却空洞の後縁チャンバは、先端領域（１０２）、スロート部（１０８）、及び通路領域（１００）を含んでおり、前記スロート部は前記先端領域と前記通路領域との間に位置し、前記先端領域は、前記翼形部先端（５４）が境界となり、前記先端領域の幅（１１２）が前記スロート部の幅より大きくなるように前記スロート部から広がって延びており、
前記翼形部は、内面（７２）と、外面（６０）と、該内面と外面の間を前記冷却空洞の後縁チャンバ先端領域（１０２）まで延びる複数の孔（１２０）とをさらに含み、
前記翼形部は、前記外面と内面（６０、７２）の間の厚さを有し、前記冷却空洞の後縁チャンバ先端領域（１０２）に境を接する前記翼形部厚さの少なくとも一部分は、前記冷却空洞の後縁チャンバスロート部（１０８）及び前記冷却空洞の後縁チャンバ通路領域（１００）に境を接する前記翼形部厚さより小さいことを特徴とするガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（４２）。
前記冷却空洞の後縁チャンバ先端領域（１０２）に境を接する前記翼形部厚さは、前記翼形部の内部の局部的な金属温度の低下を促進できるように構成されることを特徴とする、請求項２に記載の翼形部（４２）。
前記冷却空洞の後縁チャンバ先端領域（１０２）に境を接する前記翼形部厚さは、４．２７ mm （０．１６８インチ）より小さいことを特徴とする、請求項２に記載の翼形部（４２）。
前記冷却空洞の後縁チャンバ先端領域（１０２）に境を接する前記翼形部厚さは、２．７４ mm （０．１０８インチ）にほぼ等しいことを特徴とする、請求項２に記載の翼形部（４２）。
前記冷却空洞の後縁チャンバ先端領域（１０２）に境を接する前記翼形部厚さは、前記翼形部後縁（５０）スカーフィングの減少を促進できるように構成されることを特徴とする、請求項２に記載の翼形部（４２）。
請求項１乃至６のいずれか１項に記載の翼形部（４２）を有するガスタービンエンジン（１０）。