JP4527848B2 - 先端を断熱した翼形部 - Google Patents

Description

海軍省との契約番号第Ｎ０００１９−９６−Ｃ−００８０号に従って合衆国政府は本発明に関して一定の権利を有する。
【０００１】
【発明の背景】
本発明は概してガスタービンエンジンに関し、具体的にはタービン動翼の冷却に関する。
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気を圧縮機で圧縮して燃焼器で燃料と混合・点火し、高温燃焼ガスを発生する。燃焼ガスはタービン段を流れるが、その際燃焼ガスから圧縮機を駆動されるエネルギーが抽出され、航空機用ターボファンガスタービンエンジンのファンを駆動するための有用な仕事がなされる。
【０００３】
各タービン段には複数の静翼を有するステーターノズルが含まれていて、支持ロータディスクから半径方向外向きに延在するタービン動翼列へと燃焼ガスを導く。静翼及び動翼には、軸方向に前縁と後縁の間に延在する略凹形正圧側壁と略凸形負圧側壁を有する翼形部（以下、「タービン翼形部」とも言う。）が含まれていて、作動時には燃焼ガスがその上を流れる。
【０００４】
タービン動翼は、ロータディスク外周に形成された相補的形状のダブテールスロットと係合するダブテールによってロータディスクに取り付けられる。各動翼は、燃焼ガス流路の半径方向内側境界を画成する内側プラットホームを含んでいて、翼形部は根元から半径方向外側の先端まで延在している。動翼先端（チップ）はその周囲の静止シュラウドに近接して配置され、作動中その隙間からの燃焼ガスの漏れを減らす。
【０００５】
しかし、タービン作動中の動翼とシュラウドとの間の熱膨張・収縮差のため、動翼先端は時折シュラウドとこすれあう。
【０００６】
動翼先端を保護するため、それらは、通例、翼形部の半径方向外端を閉じる先端キャップつまり先端床から半径方向外側に延在する正圧側壁及び負圧側壁のスクイーラリブ延長部の形態に構成される。翼形部は先端キャップ下側で中空であり、高温燃焼ガスの加熱作用に対する冷却媒体として用いられる圧縮機抽気を流すための様々な冷却路つまり冷却回路をその内部に含んでいる。
【０００７】
この構成において、スクイーラリブは、翼形部側壁の空力形状が保たれるように翼形部側壁の短い延長部を与えるとともに、先端がシュラウドとこすれあう際の接触面積を最小限にする。従って、その下側の先端キャップはシュラウドからもっと離れているので、先端がこすれても保護され、翼形部内部の冷却路（以下、「内部冷却路」とも言う。）を始めとする翼形部の完全性が維持される。
【０００８】
作動中、スクイーラリブは高温燃焼ガスに直接曝され、高温燃焼ガスはリブとタービンシュラウドの隙間を通って流れる。スクイーラリブはその３つの露出面で加熱され、そのため冷却が困難である。スクイーラリブの高温作動はその耐用寿命に悪影響を与える。スクイーラリブは、翼形部側壁を通して半径方向内側に熱を伝導し、翼形部内部を流れる冷却媒体で熱を取り除くことによって冷却される。翼形部はスクイーラリブの半径方向内側に配設された傾斜先端孔を含んでいることもあり、典型的には翼形部の正圧面に空気のフィルム冷却境界層を形成して正圧側スクイーラリブ部分を保護する。
【０００９】
スクイーラリブは先端キャップ上部で翼形部の両側に設けられるので、それらの間に開放先端キャビティを画成するが、先端キャビティ内に高温燃焼ガスが循環してスクイーラリブの内面を加熱するおそれがある。先端キャップに貫通孔を設けて冷却媒体の一部を先端キャビティへに排出することもできるが、それでもスクイーラリブは３つの露出面で加熱を受ける。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
従って、タービン翼形部の耐用寿命を増大させるか或いは一段と温度の高い温燃焼ガスで作動できるように、先端冷却の改善されたタービン翼形部を提供することが望まれる。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
タービン翼形部は、先端キャップから外側に延在して該先端キャップ上部に先端キャビティを画成するスクイーラリブを含む。先端キャップ上部の先端キャビティ内に断熱体が配設される。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下の詳細な説明において、添付の図面を参照しながら、本発明の好ましい例示的な実施形態を、その他の目的及び利点と併せて、具体的に説明する。
【００１３】
図１に示したのは、ロータディスク１２（その一部を示す）の外周に装着された幾つかのガスタービンエンジンタービン動翼１０のうちの一つである。動翼には翼形部１４が含まれていて、作動中に燃焼器（図示せず）で生じた高温燃焼ガス１６がその表面を流れる。翼形部はロータディスク外周から半径方向外側に延在していて、通例一体鋳造品として形成されるプラットホーム１８とダブテール２０を含んでいる。このダブテールは従来通りのもので軸方向挿入式ダブテールとして図示してあり、ディスク外周に形成された相補的形状のダブテールスロット２２内に保持される。
【００１４】
翼形部１４は、略凹形の第１側壁すなわち正圧側壁２４と、それと円周方向又は横方向に対峙した略凸形の第２側壁すなわち負圧側壁２６とを含んでいる。これらの側壁は、縦方向にみて、プラットホーム１８との継ぎ目をなす根元２８から半径方向外側の先端キャップすなわち先端床３０まで翼形部の翼幅全体にわたって延在する。スクイーラチップすなわちリブ３２は、先端キャップ３０から両側壁２４、２６に沿って半径方向外側に延在していて、先端キャップ上部で半径方向外側に開いた先端キャビティ３４を形成する。
【００１５】
上記２つの側壁は軸方向又は翼弦方向に前縁３６と後縁３８の間に延在しており、横方向に互いに離隔していて、それらの間に、エンジンの圧縮機（図示せず）からの圧縮抽気のような冷却媒体４２を流すための内部冷却路すなわち内部冷却回路４０が画成される。
【００１６】
冷却路４０はいかなる慣用形態を有していてもよく、慣用法で冷却用抽気４２を導き入れるためにプラットホーム及びダブテールを貫通している。翼形部の内部は、翼形部を冷却するとともにその露出側壁を保護するため必要に応じて、マルチパス蛇行回路とその内部での熱移動を促進するタービュレータ及び翼形部側壁を貫通したフィルム冷却孔の列を始めとする慣用手段で冷却される。
【００１７】
上述のような翼形部１４を含む動翼１０は従来と同じの構成のものであり、一体鋳造品における正圧側壁及び負圧側壁の一体延長部としてスクイーラリブ３２が形成される。上記の通り、スクイーラリブ３２は高温燃焼ガス１６で加熱されるが、高温燃焼ガス１６は翼形部の側壁上を流れるだけでなく、周囲のタービンシュラウド（図示せず）から半径方向内側に離隔した翼形部先端も横切る。
【００１８】
本発明では、タービン動翼の翼形部１４は、先端キャップ上部の先端キャビティ３４に配設された断熱体４４を含んでおり、断熱体４４は先端キャビティ３４に例えばろう付などで適当に接合される。断熱体４４は先端キャビティ内の従前は空スペースであった部分を埋めて、高温燃焼ガスが循環するのを防いて翼形先端を断熱するとともにその冷却作用を向上させる。
【００１９】
図１に示す通り、先端キャップ３０の内側には冷却路４０が配設され、冷却路４０と連通した複数の先端孔４６が先端キャップを半径方向に貫通していて、冷却媒体を先端キャビティ内に供給する。
【００２０】
図２にさらに詳細に示す通り、断熱体４４は翼形部の少なくとも一方の側面で好ましくはスクイーラリブ３２から横方向に離隔していて、リブとの間に先端溝４８を画成する。
【００２１】
図２に示す好ましい実施形態では、先端溝４８は翼弦方向に両方の側壁２４、２６に沿って延在し、断熱体４４の周縁全体及び翼形部先端の周縁全体を囲んでいる。こうして、先端溝４８は翼形部の前縁と後縁の間で両方の側壁の各々に沿って延在する部分を有する。
【００２２】
好ましい実施形態では、冷却媒体を先端溝に吐出するため、先端孔４６は先端キャップ３０を貫通して先端溝４８に直接通じている。先端孔４６は好ましくは翼幅軸に対して後縁から前縁に向かって約４５度の角度で傾斜して先端キャップを貫通し、各先端溝部分に冷却媒体を吐出する。こうして、冷却媒体が先端溝４８を満たし、タービン作動中、そこから対向タービンシュラウドとの間に画成される先端隙間へと排出される。
【００２３】
断熱体４４は先端キャビティの容積の大部分を占めており、冷却媒体の流れを先端溝４８に制限して、スクイーラリブ３２を先端キャビティとの境界をなすその内面に沿って一段と効果的に冷却する。先端溝４８から吐出される冷却媒体は、スクイーラリブの内面を冷却するだけでなく、高温燃焼ガスがリブに沿って循環するのを防ぐ。
【００２４】
先端溝４８は、翼形部の前縁と後縁の間で、両側壁の少なくとも一方、例えば負圧側壁２６に比べて通例作動時に高い熱負荷に付される正圧側壁２４に沿って延在する。先端溝４８は好ましくは負圧側壁にも沿って延在し、その周囲のスクイーラリブが効果的に冷却されるようにする。図２に示す例示的実施形態では、先端溝４８は、冷却媒体が断熱体の周縁全体にわたって半径方向外側に吐出されるように、スクイーラリブ３２上部で開放されている。
【００２５】
断熱体４４は、先端キャップ３０上部に断熱性を与えるとともに、先端溝４８を通しての冷却媒体の流れを調整するのに適していれば如何なる構成及び組成のものでもよい。図１及び図２に示す好ましい実施形態では、断熱体４４は、六角形、正方形、三角形等の適当な形状のセル５０をもつハニカムである。ハニカム断熱体は、高温燃焼ガスがキャビティに循環するのを低減又は防止するため先端キャビティの容積の大部分を占めているにもかかわらず軽量である。ハニカムセル内部のガス又は空気は、断熱性を与えるために作動時に停滞したまま留まっていてもよい。
【００２６】
図２に示す通り、断熱体４４は好ましくはスクイーラリブ３２よりも短く、スクイーラリブ３２が慣らし運転で最初にこすれたときに断熱体を保護するために高さがスクイーラリブの半径方向最外端よりも若干下に引っ込んでいる。セル５０は先端キャップ３０から概してそれと垂直に縦方向すなわち半径方向外側に延在する。セル５０は、軽量化及び断熱性を与えるために好ましくは空であって、その内側端を先端キャップ３０にろう付し得る。
【００２７】
こうして、垂直セルは流体がセル間を横断して流れるのを防ぐが、先端キャップ３０を通しての熱伝導で冷却し得るとともに、冷却媒体４２で下側から冷却し得る。先端溝４８から吐出された冷却媒体は作動時に断熱体自体の付加的な冷却をもたらす。
【００２８】
ハニカム断熱体４４の熱量は、ガスタービンの過酷な環境に耐えるのに適した金属でできた単位面積当たりのセル密度が高い薄肉セルを使用することによって最小限に抑制し得る。例示的な材料はＨａｙｎｅｓ ２１４（商標）であり、これは耐酸化性でガスタービンエンジンに常用されている。耐酸化性を高めるため所望に応じてアルミニド皮膜を加えてもよい。
【００２９】
図２に示す通り、セル５０は内部が空で、重量を最小限にするためにその半径方向外側端が開いてはいるが、断熱のためその内部の流体は停滞している。断熱体４４は、前縁から後縁まで両方の側壁に沿って延在する周囲の先端溝４８を除いて、先端キャビティ３４全体を占有するのが好ましい。
【００３０】
所望に応じて、断熱性を高めるためにセル５０はその外側端に遮熱コーティング（ＴＢＣ）５２を含んでいてもよい。遮熱コーティングは慣用のもので、典型的にはプラズマ溶射法で施工されるセラミック皮膜が挙げられる。
【００３１】
図３は本発明の別の実施形態を例示したもので、断熱体は、正圧側壁２４と負圧側壁２６の間で先端キャップ３０と平行（つまり横方向）に延在するセル５０を有するハニカム４４ｂの形態にある。このハニカム断熱体４４ｂも、好ましくは、先端溝４８が断熱体の周縁に沿って断熱体全体を囲むように、両方の側壁２４、２６に沿ってスクイーラリブ３２から離隔していている。
【００３２】
ハニカムセル５０は、前述の通り、どのような好適な構成を有していてもよいが、セルの大部分は空でその両端は開いていて、そこを通して先端孔４６からの冷却媒体が両側壁の先端溝４８の対応部分間に流れるようになっている。
【００３３】
図３に示す通り、断熱体４４ｂは翼形部の両方の側壁のスクイーラリブ３２の内面から横方向に離隔していて、それぞれ正圧側先端溝と負圧側先端溝を画成する。バッフルつまりカバー５４が断熱体の上部に配設され、好ましくは負圧側スクイーラリブまで延在していて、例えばろう付などによって負圧側スクイーラリブに封止接合される。バッフルは、正圧側スクイーラリブに沿って先端溝を開放したまま残すために、正圧側スクイーラリブから離される。
【００３４】
バッフル５４は、このように負圧側先端溝の上部を対応スクイーラリブの上部の位置で閉鎖する。先端孔４６は好ましくは負圧側先端溝だけに配設され、正圧側先端溝には設けない。バッフル５４は、冷却媒体４２がハニカムセル５０を通して正圧側先端溝へと供給されるように流れを制限するため、負圧側先端孔４６の先端溝外側を閉じる。
【００３５】
同じく図３に示す通り、セル５０の幾つかを、ワイヤインサートのような適当な材料で閉塞してそこを通過する冷却媒体の流れを止め、空のセルを通る冷却媒体の速度が増大するようにしてもよい。こうして、空のセルからのインピンジメント噴流の速度を高めることができ、インピンジメント冷却を増大させることができる。また、セルは、スクイーラリブ３２の全長に沿った所望の冷却条件に合わせて選択的に閉塞してもよい。
【００３６】
こうして、冷却媒体４２はハニカムセル５０を通して横方向に流れ、ハニカム自体を冷却するとともにその断熱性を高める。冷却媒体４２は次いで、正圧側壁２４側のスクイーラリブ３２の内面に垂直なセルの出口端から吐出され、スクイーラリブをインピンジメント冷却する。正圧側スクイーラリブはこのようにインピンジメント冷却によって一段と効果的に冷却される。負圧側スクイーラリブは単に先端孔４６から吐出される冷却媒体で対流冷却される。翼形部正圧側は通例負圧側よりも高い熱負荷を受けるので、正圧側スクイーラリブのインピンジメント冷却は、その高い熱負荷に応じた最大冷却効果を与える。
【００３７】
上記で開示した様々な形態の断熱体は、先端キャビティの大部分又は全体を断熱材で満たして翼形部先端に効果的な断熱性を与える。こうして先端キャビティ内での高温燃焼ガスの循環が防がれ、キャビティへの入熱が減る。先端孔４６を通して吐出される冷却媒体は、スクイーラリブ内面の効果的な対流及びフィルム冷却をもたらす。図３に示す実施形態では、正圧側スクイーラリブの内面に対する冷却媒体のインピンジメント噴流を利用することで冷却媒体は向上した冷却効果をもたらす。また、開放された先端溝は断熱体自体の外面に膜状に冷却媒体を吐出し、作動時にそのフィルム冷却保護をもたらす。
【００３８】
断熱体は、軽量化及び熱量低減のため好ましくはハニカムであるが、他の構成をゆうしてもよい。例えば、断熱体は多孔質金属ウールでもよいし、セラミック材でできたものでもよい。
【００３９】
本明細書では、本発明の好ましい例示的な実施形態と思料されるものについて説明してきたが、本発明のその他の修正は本明細書の教示内容から当業者には自明であり、かかる修正がすべて本発明の技術的思想及び技術的範囲に属するものとして特許請求の範囲において保護されることを希望するものである。
【００４０】
従って、特許による保護を望むのは請求項に規定されかつ特徴が明らかにされた発明である。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の例示的な実施形態による、ロータディスクの一部から外側に延在したタービン動翼の部分断面等角図である。
【図２】
図１に示した動翼先端の一部の２−２線部分断面等角図であり、本発明の例示的実施形態による先端断熱体を示す。
【図３】 本発明の別の実施形態による動翼先端の、図２と同様の部分断面等角図である。
【符号の説明】
１０ 動翼
１２ ディスク
１４ 翼形部
１６ 燃焼ガス
１８ プラットホーム
２０ ダブテール
２２ スロット
２４ 第１（正圧）側壁
２６ 第２（負圧）側壁
２８ 根元
３０ 先端キャップ
３２ スクイーラチップリブ
３４ 先端キャビティ
３６ 前縁
３８ 後縁
４０ 冷却路
４２ 冷却媒体
４４ 断熱体（ハニカム）
４６ 先端孔
４８ 先端溝
５０ セル
５２ 遮熱コーティング
５４ バッフル

Claims (8)

1. 先端キャップ（３０）から外側に延在して該先端キャップ上部に先端キャビティ（３４）を画成するスクイーラリブ（３２）と、該先端キャップ上部の先端キャビティ内に配設された断熱体（４４）と、冷却媒体（４２）を流すために前記先端キャップ（３０）の内側に配設された内部冷却路（４０）と、上記冷却媒体を前記先端キャビティ（３４）内に供給するために上記内部冷却路と連通して前記先端キャップを貫通する複数の先端孔（４６）と
   一体に形成されたスクイーラリブ（３２）とともに縦方向に延在しかつ翼弦方向に前縁（３６）と後縁（３８）の間に延在する第１側壁（２４）と第２側壁（２６）と
   を含み、
   前記断熱体（４４）が前記スクイーラリブ（３２）から離隔して溝（４８）を画成し、かつ該溝に前記冷却媒体を吐出するため前記先端孔（４６）が前記先端キャップ（３０）を貫通して該溝に通じており、
   前記第１及び第２側壁は互いに離隔していてその間に前記内部冷却路（４０）を画成し、かつ前記溝（４８）が前記第１及び第２側壁の少なくとも一方に沿って前縁と後縁の間に延在し、
   前記断熱体（４４）がハニカムである
   ことを特徴とするタービン翼形部（１４）。
2. 前記溝（４８）は、それぞれ第１及び第２側壁（２４、２６）に沿って延在する正圧側溝及び負圧側溝からなり、前記断熱体（４４）を囲んでいる、請求項１記載のタービン翼形部（１４）。
3. 前記溝（４８）が前記スクイーラリブ（３２）上部で開放されている、請求項１記載のタービン翼形部（１４）。
4. 前記溝（４８）が前記スクイーラリブ（３２）上部で閉鎖されている、請求項１記載のタービン翼形部（１４）。
5. 前記正圧側溝及び負圧側溝の一方が前記スクイーラリブ（３２）上部で閉鎖されている、請求項２記載のタービン翼形部（１４）。
6. 前記断熱体（４４）上部に配設されたバッフル（５４）が、前記正圧側溝及び負圧側溝の一方を前記スクイーラリブ（３２）上部で閉鎖しており、該バッフル（５４）は、前記スクイーラリブ（３２）に封止接合されている、請求項５記載のタービン翼形部（１４）。
7. 前記断熱体（４４）が前記先端キャップ（３０）から縦方向外側に延在するセル（５０）を含んでなる、請求項１記載のタービン翼形部（１４）。
8. 前記断熱体（４４）が前記先端キャップ（３０）と平行に延在するセル（５０）を含む、請求項１記載のタービン翼形部（１４）。

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