JP4311919B2 - ガスタービンエンジン用のタービン翼形部 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的に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で用いられる中空の空気冷却式翼形部に関する。
【０００２】
【発明の背景】
ガスタービンエンジンは、加圧空気を燃焼器に供給する圧縮機を含み、該燃焼器で空気は燃料と混合され点火されて高温の燃焼ガスを発生する。このガスは、下流の１つ又はそれ以上のタービンに流れ、該タービンがガスからエネルギーを取り出して、圧縮機に動力を供給し、また飛行中の航空機に動力を供給するような有用な仕事を行う。一般的にコアエンジンの前面に置かれたファンを含むターボファンエンジンにおいては、高圧タービンが、コアエンジンの圧縮機を駆動する。低圧タービンが、高圧タービンの下流に配置されて、ファンを駆動する。各タービン段は、普通、固定タービンノズルを含み、次にタービンロータがそれに続く。
【０００３】
タービンロータは、エンジンの中心軸線の周りを回転するロータディスクの周囲に取り付けられたロータブレードの列を含む。各ロータブレードは、一般的にブレードをロータディスクに取り付けるためのダブテールを有するシャンク部と燃焼器から流出する高温ガスから有用な仕事を取り出す翼形部とを含む。ブレードのプラットホームが、翼形部とシャンク部の接合個所に形成されて、高温ガス流の半径方向内側の境界を形成する。タービンノズルは、通常その周囲の周りでセグメント化されて熱膨張を吸収する。各ノズルセグメントは、高温ガス流をタービンロータ中に流すための内側バンドと外側バンドとの間に配置された１つ又はそれ以上のノズル羽根を有する。
【０００４】
高圧タービン構成部品は、極めて高温の燃焼ガスに曝される。従って、タービンブレード及びノズル羽根は、一般的に内部冷却を用いてそれらの温度を一定の設計限界値内に保たれる。タービンのロータブレードの翼形部は、例えば、普通は内部回路を通して冷却空気を流すことにより冷却される。冷却空気は、常時はブレード根元の通路を通して流入し、翼形部表面に形成されたフィルム冷却孔を通して流出し、それによって翼形部を高温ガスから保護する冷却空気の薄い層つまりフィルムを生成する。公知の冷却装置は、冷却空気がそれを通して吐出される後縁中の複数の開口を含むことが多い。これらの開口は、孔又は正圧側面ブリードスロット構成の形態をとることができ、そこでは翼形部正圧側壁は翼形部の後縁末端の手前で止まり、翼形部鋳造品中に組み入れられた複数の長手方向に延びるランドにより個々のブリードスロットに分割された開口を構成する。これらのスロットは、冷却空気の薄いフィルムを翼形部後縁の表面上に流す機能を果たす。このような正圧側面ブリードスロット構成を有する翼形部は、薄い後縁を組み入れるために特に有用であることが知られている。実際には、翼形部の後縁厚さは、負圧側面厚さだけの厚さに等しい。このことは空気力学的効率の点から見て望ましい。しかしながら、極めて薄い後縁は、一般的に結果として比較的長いブリードスロットを生じ、このことは、ブレードの外側上を流れる高温の燃焼ガスがスロットを通過する冷却空気流れと混合するために、冷却効果を低下させる。 従って、その空気力学的効率を維持しながら翼形部後縁の冷却を改善する必要性がある。
【０００５】
【発明の概要】
上述の必要性は、正圧側壁及び負圧側壁と冷却空気を後縁のブリードスロットに供給する複数の後縁冷却通路とを有するタービン翼形部を備える本発明により満たされる。負圧側壁は変化する厚さを有する。最小厚さ部分は、後縁スロットの短縮を可能にし、それによって後縁冷却を改善するように設置される。
【０００６】
本発明及び従来技術に優るその利点は、添付の図面を参照して以下の詳細な説明及び添付の特許請求の範囲を読めば明白になるであろう。
【０００７】
本発明と見なされる主題は、本明細書の冒頭部分に具体的に指摘しまた明確に請求している。しかしながら、本発明は、添付の図面に関連してなされる以下の説明を参照すれば最もよく理解することができる。
【０００８】
【発明の実施の形態】
図面において同一の参照符号は様々な図を通じて同じ要素を示しているが、その図面を参照すれば、図１は例示的なタービンブレード１０を示す。タービンブレード１０は通常のダブテール１２を含み、該ダブテール１２は、ロータディスク（図示せず）中のダブテールスロットの相補形タングに係合するタングを含む任意の適当な形態を有し、作動中にブレードが回転するとき、半径方向にディスクに対してブレード１０を保持することができる。ブレードシャンク１４が、ダブテール１２から半径方向上向きに延び、シャンク１４から横方向外方に突出して該シャンク１４を取り囲むプラットホーム１６で終わる。中空の翼形部１８が、プラットホーム１６から半径方向外方に高温ガス流中に延びる。翼形部１８は、前縁２４及び後縁２６において互いに接合された、凹面形の正圧側壁２０と凸面形の負圧側壁２２とを有する。翼形部１８は、高温ガス流からエネルギーを取り出してロータディスクを回転させるのに適した任意の形状とすることができる。ブレード１０は、ガスタービンエンジンの高温の作動温度において許容できる強度を有する、ニッケル基超合金のような適当な超合金の一体鋳造品として形成されるのが好ましい。ブレードには、翼形部の正圧側面２０上に多数の後縁ブリードスロット２８が組み入れられる。ブリードスロット２８は、多数の長手方向に延びるランド３０によって分離される。翼形部の少なくとも１部分は、一般的に耐環境コーティング又は遮熱コーティング或いは両方のような、保護コーティング３１（図２）で被覆される。
【０００９】
図３は、タービンブレードの後縁部分の典型的な従来技術の構成を示す。正圧側壁５２及び負圧側壁５０は内部空洞５４により分離される。側壁は、後縁６０に向かって内向きに先細になっている。負圧側壁は、後縁６０までいっぱいにブレード全長を途切れさせることなく連続しているのに対して、正圧側壁５２は、後縁６０中の開口を露出させるように後方に面する唇状部６６を有し、該開口はランド５７により複数の後縁スロット５８に分割される。後方に面する唇状部６６は、後縁冷却通路出口６２の位置を定める。この形式のタービンブレードでは、ブレードの後端における後縁厚さは、上述のように、負圧側壁５０だけの厚さに本質的に等しい。
【００１０】
後縁スロット５８の冷却効果は、後縁冷却通路出口６２から後縁６０までの距離である、その長さＬに関係する。この寸法はまた、時にはスロットブレークアウト距離と呼ばれることもある。スロット長さＬが長ければ長いほど、後縁末端の上流の翼形部上を通過する高温流路ガスは、後縁冷却通路５６から吐出される冷却空気と混合しやすいので、後縁冷却効果は低くなる。後縁６０を効果的に冷却することは、寿命、耐久性及び修理容易性のために、高圧タービンブレード用途において特に重要である。
【００１１】
後縁スロット長さＬは、幾つかの変数により制御される。くさび角Ｗは、翼形部の外側表面の間の内角であり、一般的に翼形部表面が最も小さい曲率をもつ翼形部後端に向かって測定される。後縁厚さｔは、翼形部後端の末端から所定の小さな距離、例えば０．７６２mm（０．０３０ｉｎ．）における壁面厚さとして規定される。くさび角Ｗと後縁厚さｔとの組み合わせにより、翼形部の後方部分に沿う各位置における翼形部の最大全体厚さが決まる。後縁冷却通路５６の出口６２における翼形部全体厚さは、Ｔで表わされ、以下により詳細に述べるように、或る一定の最小寸法を有する。くさび角Ｗを増大させることによって、従って、寸法Ｔを増大させることによって、スロット長さＬを減少させることが可能となる。しかしながら、くさび角Ｗを増大させ、従って、翼形部全体厚さを増大させることは、空気力学的性能に悪影響を及ぼすことになる。寸法Ｔは、正圧側壁厚さＰ、負圧側壁厚さＳ、及び後縁冷却通路幅Ｈの合計である。寸法Ｐ、Ｓ、又はＨを減少させることにより、寸法Ｔを増大させることなくスロット長さLを減少させること可能になる。しかしながら、通路５６を形成するために用いられるセラミック中子がブレード１０の鋳造工程中に過度に破損するのを避け、かつ必要とされる冷却空気流を供給するためには、最小後縁孔幅Ｈが必要である。また、機械的保全性のためには、正圧側壁５２の最小厚さＰと負圧側壁５０の最小厚さＳとが必要である。
【００１２】
図２に示す本発明は、負圧側壁厚さを選択的に減少させることによりこれらの困難性を回避する。図示した翼形部においては、内部空洞３４が、正圧側壁２０と負圧側壁２２により境界づけられる。正圧側壁２０は、燃焼ガスの流れに曝される外側即ち「高温」側面４０と内側即ち「低温」側面４２とを有する。同様に、負圧側壁は、燃焼ガスの流れに曝される外側即ち「高温」側面３６と内側即ち「低温」側面３８とを有する。後縁冷却通路３２は、内部空洞３４を後縁ブリードスロット２８と接続し、正圧側壁２０の低温側面４２と負圧側壁２２の低温側面３８とにより境界づけられる。後縁冷却通路は、ランド３０（図２にその１つのみを示す）により半径方向に境界づけられる。正圧側壁２０は、スロット２８の前方端を形成する後方に面する唇状部４８を有する。図示する例示的な実施形態において、くさび角ＷＷ、正圧側壁厚さＤ、後縁通路幅Ｅ、後縁厚さＣ、及び後縁冷却通路出口４４におけるブレード全体厚さＴＴは、公称又は基準設計に対して不変である。負圧側壁２２の厚さは、後縁冷却通路出口４４近傍の厚さが通路３２の入口における厚さ及び後縁厚さＣより薄くなるように、なだらかに変化する。負圧側壁厚さを変化させるに際して、負圧側壁２２の高温側面３６は基準設計に対して変化させない。むしろ、壁面の低温側面３８の輪郭が変更される。このように、外部輪郭構成、従って、ブレードの空気力学的性能は基準翼形部から不変である。
【００１３】
より具体的には、後縁冷却孔出口の上流の位置における負圧側壁２２の厚さＡは、公称厚さであり、該公称厚さは、熱負荷、空気力学的負荷及び機械的負荷を含む予測される作動環境と、鋳造工程中にブレードの内部寸法を形成するのに用いられるセラミック中子の動きにより生じる影響である「中子のずれ」の可能性を含む製造工程能力とを考慮に入れて決められる。中子のずれは、その影響を考慮に入れなければ、許容できないほどに薄い壁面を生じる可能性がある。これらの制約事項の範囲内で、壁面厚さは、使用される材料、従ってブレードの重量を最少にするように、できるだけ小さくされる。寸法Ａの代表的な最小値は、約０．７３７ｍｍ（０．０２９ｉｎ．）とすることができる。負圧側壁２２の厚さは、後縁２６に向かって延びるにつれて湾曲した形状でなだらかに先細にされ、その結果、後縁冷却通路３２の出口４４の軸方向位置において減少された厚さＢとなる。その値は、典型的には厚さＡ即ち約０．６３５〜０．６６０ｍｍ（０．０２５〜０．０２６ｉｎ．）より小さい約０．０７６〜０．１００ｍｍ（０．００３〜０．００４ｉｎ．）である。
【００１４】
図示した例示的な実施形態において、負圧側壁２２の最小厚さは、出口４４の上流の負圧側壁２２の本来の先細と壁面輪郭を作り出すのに用いられる方法とのために、寸法Ｂの僅かに後方で起こる。図示した実施形態において、唇状部４８における正圧側壁厚さＤ、出口４４における後縁冷却通路幅Ｅ、及び後縁厚さＣは、すべて一定である。負圧側壁２２の輪郭は、次に後方向かって延ばされ、続いてなだらかな曲線を用いて負圧側壁２２の中間部分を作り出す。しかしながら、負圧側壁最小厚さは、所望に応じ、出口４４において、又は出口４４の前方において生じるようにすることもできる。最小厚さのセクションの後方で、負圧側壁２２の厚さは、後縁２６において厚さＣが空気力学的設計により決められる基準値（Ａより大きくすることも可能であるが、厚さＡにほぼ等しい）に等しくなるまで、後方になだらかに増大される。厚さＣは、約０．７３７mm（０．０２９ｉｎ．）とすることができる。正圧側壁厚さＤ及び後縁冷却孔幅Ｅを維持しながら、負圧側壁２２の減少された厚さＢを組み入れることで翼形部全体厚さＴＴ（寸法Ｂ、Ｄ、及びＥの合計である）が減少する。このことにより、正圧側壁２０を後方に延ばし、後縁冷却通路３２の出口４４を後縁２６の方向に移動させてスロット長さＬＬを縮小することが可能になる。寸法ＡとCの軸方向位置で負圧側壁２２に接する直線を表わす、図３中に符号４６と標記される線を参照することで分かるように、スロット長さＬＬは、負圧側壁２２の湾曲セクションが無ければこの方法では短縮することはできない。
【００１５】
例示的な実施形態においては、負圧側壁厚さＢを約０．６３５〜０．６６０mm（０．０２５〜０．０２６ｉｎ．）に、又は厚さＡより約１２％減少させることで、スロット長さＬＬを約１．５２mm（０．０６０ｉｎ．）、又は基準スロット長さの約３２％減少させることが可能になる。このことで、冷却が改善されることにより後縁温度を著しく低下させることができる。この設計を分析すれば、スロット長さを約１．５２mm（０．０６０ｉｎ．）だけ減縮させることで、スロット長さを変えていない基準設計と比較して、後縁の予想温度を約１６℃（３０°Ｆ）だけ低下させることになることが分かる。この厚さＢの特定の値は、量産翼形部の壁面厚さを、中子ずれを免れない翼形部の領域、例えば厚さＡの位置において許容可能な最小限度値に近づけることになる。しかしながら、鋳造工程中に後縁冷却通路３２を製作するのに用いられる中子は、翼形部の上流部分におけるよりも後縁冷却通路出口４４近傍ではより充分に抑制されるので、厚さＢは、許容できないほど薄い壁面を有するという恐れを生じることなく公称値より小さく減少させることができる。より短いスロット長さに適応させる必要がある場所にのみ、薄いセクションＢを組み入れることによって、保全性及び生産性を阻害する恐れを最少限にしながら短縮されたスロットの有益な効果が得られる。
【００１６】
厚さＢのわずかな変化によりスロット長さＬＬ中の比較的大きな変化が可能になるので、厚さＢの極めてわずかな減少でさえスロット長さＬＬが有益な方法で減縮されることを可能にするであろう。しかしながら、具体的に言えば、厚さＢの減少が小さ過ぎると、実際の翼形部において高い信頼性で作製可能な寸法におけるばらつきより小さくなることになる。従って、厚さＢの実際的な最小減少値は、約０．０７６mm（０．００３ｉｎ．）となる。しかしながら、例えば製造工程の改善など技術がこの値より小さい減少を高い信頼性で作製できる程度になれば、スロット長さＬＬのより小さい短縮量のためにより小さい程度ではあるが、本発明の利点がやはり得られることになる。一方、厚さＢをより大きく減少させれば、スロット長さＬＬが更に短縮されることが可能になり、結果として更に温度を低下させることになる。厚さＢの減少は具体的には制限される。壁面が薄くなればなるほど、製造又は作動の際に部分破損の機会が大きくなる。実際の最小厚さは、特定の翼形部及び作動条件に応じて変化するが、Ｂの代表的な極限の最小値は約０．０３８〜０．０５１mm（０．０１５〜０．０２０ｉｎ．）である。製造及び／又は材料における技術がより薄い翼形部壁面の信頼性のある製作を可能にする程度に応じて、薄い翼形部壁面により、本発明の利点がスロット長さＬＬを更に短縮することによって達成されることが可能になる。
【００１７】
更に、後縁は、上述のように負圧側壁２２の湾曲により生じる「こん棒」形状を有するので、唇状部４８の下流の壁面３８の突出した領域が、フィルム冷却に加えてスロット２８からの冷却空気流れのインピンジメントに曝される。このことが、熱伝達係数を改善し、正圧側壁の温度を低下させる。こん棒形状が顕著であればあるほど、インピンジメント効果が大きくなる。
【００１８】
本発明を、タービンブレードの例示的な実施形態に関して説明してきた。しかしながら、本発明は、特に回転するブレードだけでなく固定タービンノズル（又は羽根）の翼形部を含む、任意の中空の翼形部にも同様に適用できる。
【００１９】
上述は、短縮された後縁スロットを組み入れることによりその冷却を改善されたタービン翼形部を説明したものである。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、添付の特許請求の範囲に記載した本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなくそれら実施形態に対して様々な変更を行うことができることが、当業者には明らかであろう。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】 本発明の冷却構成を実施するタービンブレードの斜視図。
【図２】 図１の線２−２に沿ったタービンブレードの部分断面図。
【図３】 従来技術のタービンブレードの部分断面図。
【符号の説明】
１０ タービンブレード
１２ ダブテール
１４ シャンク
１６ プラットホーム
１８ 翼形部
２０ 正圧側壁
２２ 負圧側壁
２４ 前縁
２６ 後縁
２８ 後縁のブリードスロット
３０ ランド
４８ 唇状部

Claims (4)

1. 前縁（２４）と後縁（２６）とを有する翼形部（１８）であって、
   前記前縁（２４）から前記後縁（２６）まで延び、その後端近くに後方に面する唇状部を有する正圧側壁（２０）と、
   前記前縁（２４）から前記後縁（２６）まで延びる負圧側壁（２２）と、
   内部空洞（３４）と、
   前記後縁（２６）に隣接する前記正圧側壁（２０）中に配置されたスロット（２８）と、
   前記内部空洞（３４）と前記スロット（２８）との間に配置され、前記内部空洞（３４）に流体連通する入口と前記スロット（２８）に流体連通する出口（４４）とを有し、前記正圧側壁（２０）及び前記負圧側壁（２２）により境界づけられた通路（３２）と、
   を含み、
   前記負圧側壁（２２）は、前記入口で公称厚さ（Ａ）を有し、前記負圧側壁の厚さは、前記入口から後縁に向け漸減した後に、前記後縁での厚さ（Ｃ）が前記公称厚さ（Ａ）と等しくなるまで漸増し、
   前記負圧側壁（２２）は前記出口（４４）のわずか後方で最小厚さを有し、これにより、前記唇状部（４８）が所定の設計厚さ（Ｄ）、前記出口（４４）での前記通路（３２）の幅（Ｅ）及び前記後縁が所定の設計厚さ（Ｃ）を有する場合において前記出口（４４）から前記後縁（２６）までの距離を短縮する
   ことを特徴とする翼形部（１８）。
2. 前記内側表面は、湾曲していることを特徴とする、請求項１に記載の翼形部（１８）。
3. 請求項１又は２に記載の翼形部をタービンブレードとして備えることを特徴とする、ガスタービンエンジン。
4. 請求項１又は２に記載の翼形部をタービンノズルとして備えることを特徴とする、ガスタービンエンジン。

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