JP4754052B2 - 断熱コーティングされたスクィーラ先端空洞 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は概してガスタービンエンジン・タービン羽根先端の冷却に関し、より具体的には断熱コートされたタービン羽根先端に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジン・タービン羽根は、高温の燃焼ガスからエネルギーを抽出し、コンプレッサーを駆動し、さらに出力を提供する。タービン羽根は高温の燃焼ガスに直接にさらされるので、タービン羽根には一般的に内部冷却回路を設け、この内部冷却回路によって羽根の翼形部を通してまたその表面の様々な膜冷却孔を通して、コンプレッサーの抽気空気等の冷却媒体を流す。
【０００３】
１つの形式の翼形部は、半径方向内方の燃焼ガス通路を区画する羽根のプラットフォームにおける付根から、半径方向外方の先端キャップまで延在し、翼形部の前縁から後縁まで軸方向に延在する相対する正圧側面及び負圧側面を含む。冷却回路が、正圧側面と負圧側面との間で翼形部の内側に延びており、翼形部先端キャップによりその先端を仕切られている。スクィーラ先端羽根は、先端キャップの上面から先端キャップ上の翼形部の周囲に沿って半径方向外方に延びるスクィーラ先端壁を有し、半径方向外方に開放した先端空洞を画成する。
【０００４】
スクィーラ先端は、翼壁の短い半径方向の延長部であり、外側タービンシュラウドの半径方向直近に間隔を置いて配置され、ガス流路を密閉するためにそれらの間に比較的に小さい間隙を設けられている。羽根とシュラウドとの間の熱膨張差、遠心荷重、及び半径方向加速度は、スクィーラ先端がタービンシュラウドと擦れ合い磨り減る原因となる。スクィーラ先端は半径方向に先端キャップの上方に延びているので、先端キャップ自体と翼形部の残りの部分は損傷から保護され、そのことによりタービン羽根とその中の冷却回路の保全性を維持する。
【０００５】
しかしながら、スクィーラ先端は翼形部の中実の金属突出部であるので、その上を流れる燃焼ガスにより直接熱せられる。それらは熱伝導により冷却され、次いで熱が対流により先端キャップに移動され、そして冷却空気が先端を貫通する流路によって空洞に放出されることにより除かれる。翼形部冷却回路内からの冷却空気は、熱を先端から対流で取り去り空洞に放出するのに用いられる。一般的に、スクィーラ先端は翼形部の残りの部分の温度を上回る温度で作動し、高温のタービン環境では翼形部の寿命の限定要因となることがあり得る。
【０００６】
断熱コーティング（TBC）は、ガスタービンエンジンの様々な部位で用いられる断熱材としてよく知られ実証済みである。しかしながら、TBCは、構成部品の高温側と低温側の間の温度差による熱流束が高いエンジンの部位でのみ効果がある。典型的なスクィーラ先端は、その内側側面及び外側側面の両方で高温のタービン流路ガスを直接浴びているので、横方向には比較的に低い熱流束をもち、このことからスクィーラ先端の外側側面に塗布されたTBCの効果が減少する。
【０００７】
一般的に翼形部の正圧側面は燃焼ガスから最も高い熱負荷を受けるので、列に並んだ従来形態の膜冷却孔を一般的に先端キャップのすぐ下の翼形部の正圧側の外壁に設け、スクィーラ先端の正圧側面上を上方に流れる冷却膜を形成している。これはスクィーラ先端の正圧側面の冷却を強めるけれども、それはまたスクィーラ先端の頂部から下方に向け膜冷却孔の近くの先端キャップまでの比較的に大きな半径方向の温度勾配を結果としてもたらす。この方向の大きな温度勾配は熱応力を生じ、エンジンの運転の繰り返しサイクルで結局羽根の有効寿命に限界をもたらす金属亀裂の原因となる可能性がある。
【０００８】
スクィーラ先端におけるこの望ましくない半径方向の熱勾配を減ずるために、スクィーラ先端の外側側面にはTBCを施さないように、翼先端はTBCコーティング処理の間マスキングされ、一方、翼形部外壁の外側表面の残りの部分にはTBCを施してきた。そのような翼においては、スクィーラ先端の全体が、この望ましくない半径方向の熱勾配を減ずるために、TBCの保護なしで運転される。しかしながら、タービン羽根の製造におけるマスキング工程は、望ましくない製造コストの著しい増加をまねく。
【０００９】
“スロット冷却される翼先端”という名称の米国特許第５、７３３、１０２号は、翼形部の前縁と後縁の間の正圧側スクィーラ先端に沿って半径方向内方に先端キャップまで延びるスロットを開示している。複数の間隔を置いて配置された供給孔を、半径方向に先端キャップを貫通してスロットから冷却回路まで設け、スクィーラ先端を冷却するために冷却媒体をスロット内に注ぎ込む。断熱コーティングをスクィーラ先端の外側側面に施し、それに沿って流れる高温ガスに対して断熱する。米国特許第５、７３３、１０２号におけるタービン羽根スクィーラ先端の構成は、マスキング工程をなくし、その一方でTBCとともに用いられるとき翼のスクィーラ先端の有効冷却をやはり行っている。
【００１０】
スクィーラ先端の頂部から先端キャップの領域までの熱勾配が増大し（先端キャップがより低温）、よく起こるスクィーラ先端の亀裂を生じる応力が増大するだろという懸念があるため、TBCは回転翼形部の先端キャップの空洞内部には用いられてこなかった。スクィーラ先端壁の亀裂は運転環境が原因で起こり、亀裂が先端キャップ中に広がるのを防ぎ、また材料特性を向上させるために先端キャップの運転温度を下げることが望ましい。スクィーラ先端の亀裂は、結局は先端キャップまたはプリナムにまで広がり始める。いくつかの先端キャップの亀裂が広がり、先端キャップにおいて結合し、先端キャップの部分を離脱させる結果になる。欠けた先端キャップの部分は翼形部冷却回路を“短絡させ”、結果として翼形部の領域に冷却空気がほとんどいかないかまたは全くいかないという早期の難題を生じることになる。スクィーラ先端及び先端キャップに亀裂が入ると、多分もっと複雑な溶接修理が翼修理工場で行われることなりそうである。これらのより複雑な溶接修理は、エンジンの分解修理レベルの損害が増しより費用がかかる翼修理を行う結果となり、両方ともがエンジンの飛行時間当りの保守費用に不利な影響を及ぼすことになる。先端の亀裂が広がることを防ぎ、又これらの費用のかさむ溶接修理を避けることが望ましい。
【００１１】
【発明の開示】
タービン羽根スクィーラ先端は、翼形をした先端キャップの周囲からその周囲に沿って半径方向外方に延びるスクィーラ先端壁を有し、半径方向外方に開放された先端空洞を画成する翼形をした先端キャップを含む。先端壁は空洞の内部に面する内側側面及び空洞から遠のく側に面する外側側面を有し、先端キャップは空洞の底部に外側先端側面を有する。断熱コーティングは、スクィーラ先端壁の内側側面及び外側側面並びに先端キャップの外側先端側面に施される。１つの実施形態では、先端キャップにそれを貫通して冷却孔を設け、冷却空気を空洞に流すようにしている。半径方向外方に傾斜して成形された冷却孔を、先端キャップのすぐ下方の少なくとも翼形部の正圧側面に貫穿し、冷却空気をスクィーラ先端壁の外側面に沿って半径方向外方に流している。
【００１２】
本発明の利点は多数あるが、タービン羽根を運転できる状態に維持する費用、時間、人力及び煩雑さを減らすことを含む。本発明はタービン羽根のスクィーラ先端キャップの運転温度を下げ、タービンスクィーラ先端壁の亀裂が先端キャップへ広がるのを阻止する。このことにより、タービン羽根の破損につながる先端キャップの一部離脱を生じる惧れのある先端キャップの亀裂の早期合体を防止する。
【００１３】
本発明の前記の形態及び他の特徴を、添付の図面に関してなされた下記の記述の中で説明する。
【００１４】
【発明の実施の形態】
図１及び図２に示したのは第１段の高圧タービン羽根としての使用目的で構成された例示的なガスタービンエンジン・タービンロータ羽根１０である。羽根１０は、ロータディスク（図示せず）の外周の対応するダブテールスロットに羽根を取り付けるための適当なタングを有する従来構造のダブテール１２を含む。さらに、羽根１０はダブテール１２に接続された付根１８、一体構成のプラットフォーム２０、及び翼形部の半径方向の外端２３にある半径方向反対側のスクィーラ先端３８を有する翼形部１６を含む。スクィーラ先端３８は翼形の形をしたスクィーラ先端キャップ２２を含む。翼形部１６は、前縁２８とこれに対向する後縁３０との間を付根から先端キャップ２２まで延在する横方向に相対する正圧側面２４及び負圧側面２６をそれぞれ備え、高温の流路ガス３２がその上を流れることができる外壁１５も含む。
【００１５】
さらに、翼形部１６は、先端キャップ２２から付根までダブテール１２を貫通して延びる内部の冷却チャンネルつまり回路３４を含み、羽根１０を冷却するために従来構造のコンプレッサー（図示せず）から抽気される空気等の適当な冷却媒体３６を循環させる、つまり流す。この内部冷却チャンネルつまり回路３４は先端キャップ２２により半径方向外方で仕切られる。
【００１６】
以下のさらなる記述を除いて、羽根１０は、あらゆる従来の構成とすることが可能であり、一般的にはダブテール１２、翼形部１６及びプラットフォーム２０の一体鋳造物として成形され、その一体鋳造物には高温運転において適度な強度を有する単結晶構成でニッケル基超合金のような適当な耐熱金属が用いられる。
【００１７】
スクィーラ先端３８は、翼形部１６の正圧側面２４及び負圧側面２６のそれぞれに沿って翼形の形をした先端キャップ２２からその全周にわたって半径方向外方に延在しており、先端キャップから測定して高さHを有するスクィーラ先端壁３９を含む。スクィーラ先端壁３９及び先端キャップ２２は、翼形部と一体に成形するか又は鋳造するか、或いはろう付け、溶接、又は他の方法で翼形部に取り付けることができる。スクィーラ先端壁３９は、翼形部１６のそれぞれ横方向に隔離した前縁２８と後縁３０との間で先端キャップ２２の周囲に延在し、半径方向外方に開放した先端空洞４０を画成する。
【００１８】
翼形部１６の外壁１５の外側表面１７は、冷却空気を外壁１５に沿って前縁のシャワーヘッド冷却孔７２及び下流の傾斜して形成された膜冷却孔７４を通して流すことにより膜冷却される。半径方向外方に向って傾斜して成形された冷却孔７６は、先端キャップ２２のすぐ下方の翼形部１６の少なくとも正圧側面２４に貫穿されて配置され、スクィーラ先端壁３９の外側側面６０に沿って半径方向外方に冷却空気を流す。
【００１９】
一般的にスクィーラ先端壁３９は、運転中にそれらの間から流路ガス３２が漏れるのを減少させるために、先端壁と従来形態のタービンシュラウド４４との間に比較的に小さい半径方向の間隙Gを備えるようにする従来の使用目的で平坦な頂面６２を有している。エンジンの運転のうちある期間、スクィーラ先端壁３９はシュラウド４４と擦れ合い、翼形部１６の残りの部分と先端キャップ２２を損傷から保護することになる。これにより先端壁３９の亀裂を許容できる計画通りの量にし、先端壁は分解修理の間に定期的に交換することになる。翼弦方向に間隔を置いた複数の先端キャップ供給孔４６は、先端キャップ２２を貫通して半径方向に延び、翼形部１６の内側の冷却回路３４と流体が流れるように接続し、先端、空洞、及び先端壁３９の内側側面６６を対流によって冷却するために、冷却媒体３６のそれぞれの部分を回路から先端空洞４０に流入させる。
【００２０】
図３に図示したのは、第１の断熱コーティング（TBC）４８であり、スクィーラ先端壁３９の内側側面６６に沿って又先端キャップ２２の半径方向外方に面する表面４１上に、先端空洞４０を区画する内側表面全体にわたって施されている。第２の断熱コーティング４９は、それぞれ付根１８からスクィーラ先端３８までの正圧側面２４及び負圧側面２６の両方に沿って、外側側面６０及び翼形部１６の外側表面１７上に施される。このことによりそれぞれの壁及び先端キャップに望ましい温度勾配が生じる。TBCコーティングには、ジルコニアのような、断熱セラミック材料であるどのような従来の組成物をも用いることができる。内側側面６６及び外側側面６０のそれぞれと先端キャップ２２のTBCコーティングは、スクィーラ先端３８に比較的に大きい横方向の熱勾配が生じるのを防ぐにも拘らず、先端壁３９に形成された亀裂が先端キャップの中へ拡大し、合体して先端キャップの部分を離脱させる可能性を阻止する。
【００２１】
本発明の好適な実施形態をその原理を説明するために今まで十分に記述してきたが、添付のクレームに記載の本発明の範囲から逸脱することなくその好適実施形態に対して様々な修正または変更をなし得ることが理解される。
【図面の簡単な説明】
【図１】 冷却される翼形部及びスクィーラ先端の内側側面及び外側側面に断熱コーティングを備えたスクィーラ羽根先端を有する例示的なガスタービンエンジン・タービン羽根の等角投影図。
【図２】 図１におけるガスタービンエンジン・タービン羽根の部分的破断図。
【図３】 図１に示された翼先端の概して線３−３に沿った断面図。
【符号の説明】
１０ タービンロータ羽根
１２ ダブテール
１５ 外壁
１６ 翼形部
１７ 外側表面
１８ 付根
２０ プラットフォーム
２２ 先端キャップ
２３ 半径方向外端
２４ 正圧側面
２６ 負圧側面
２８ 前縁
３０ 後縁
３２ 流路ガス
３４ 回路
３６ 冷却媒体
３８ スクィーラ先端
３９ スクィーラ先端壁
４０ 先端空洞
４１ 半径方向外方に面する表面
４４ タービンシュラウド
４６ 供給孔
４８ 第１の断熱コーティング（TBC）
４９ 第２の断熱コーティング（TBC）
６０ 外側側面
６２ 平坦な頂面
６６ 内側側面
７２ 前縁シャワヘッド冷却孔
７４ 下流の傾斜した膜冷却孔
７６ 半径方向外方に傾斜して成形された冷却孔
G − 半径方向の間隙
H − 高さ

Claims (7)

1. 先端キャップ（２２）と、
   半径方向外方に開放された先端空洞（４０）を形成する、前記先端キャップ（２２）から半径方向外方に延びるスクィーラ先端壁（３９）と、
   前記先端キャップ（２２）の半径方向外方に面する側面（４１）及び前記スクィーラ先端壁（３９）の内側側面（６６）上に施された第１の断熱コーティング（４８）と
   を備えてなるタービン羽根スクィーラ先端（３８）。
2. 前記スクィーラ先端壁（３９）の外側側面（６０）上の第２の先端断熱コーティング（４９）をさらに備えてなる請求項１に記載のタービン羽根スクィーラ先端（３８）。
3. 前記先端キャップ（２２）を貫通して前記空洞（４０）まで延びる少なくとも１つの先端キャップ冷却媒体供給孔（４６）をさらに備えてなる請求項１又は請求項２に記載のタービン羽根スクィーラ先端（３８）。
4. 翼形部外壁（１５）と前記翼形部外壁（１５）の半径方向外端に請求項１乃至請求項３のいずれか１項に記載のスクィーラ先端（３８）とを含む翼形部（１６）を備えてなる、タービン羽根（１０）。
5. 当該タービン羽根が、前記先端キャップ（２２）を貫通して前記先端空洞（４０）まで延びる少なくとも１つの先端キャップ供給孔（４６）へと接続する前記翼形部（１６）の内側の内部冷却回路（３４）を備えてなる請求項４に記載のタービン羽根（１０）。
6. 当該タービン羽根が、前記スクィーラ先端壁（３９）の前記外側側面（６０）に沿って半径方向外方に冷却空気を流すために、前記先端キャップ（２２）の半径方向すぐ内方の前記翼形部壁の少なくとも正圧側面（２４）を貫通して設けられ、前記冷却回路（３４）と流体が流れるように接続された半径方向外方に傾斜して成形された冷却孔（７６）を備えてなる請求項５に記載のタービン羽根（１０）。
7. 前記翼形部壁の外側表面（１７）の全面に第２の先端断熱コーティング（４９）が延在している請求項４に記載のタービン羽根（１０）。

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