JP5981713B2 - 航空エンジンのためのガスタービンのブレードロータおよび前記ブレードロータの冷却方法 - Google Patents

Description

本発明は、航空エンジンのためのガスタービンのブレードロータに関する。

周知のように、航空エンジンのためのガスタービンは概して１つまたは複数の回転ブレードロータを備え、各ロータはタービンディスクと、タービンディスクを包囲する複数のブレードのクラウンとを備え、各ブレードは、そのルートがタービンディスクの周縁の座またはスロット内に保持されている。

タービンディスクは、高速回転に起因する高い機械的応力を受けるだけでなく、ブレードに衝撃を与える高温ガスの流れへの近接に起因する極度の高温環境で動作することから高い熱的応力をも受ける構成部品である。

従って、タービンを最適に動作させるためには、これらのタービンディスクの動作温度を制御して、動作温度を予め決められたしきい値または臨界しきい値より下に保持することが必要になる。

そのために、タービンに関連づけられる圧縮機から所定の空気の塊を抽気し、この空気の塊をブレードとタービンディスクとの接続部位へ供給することが知られている。ブレードとディスクとの接続部位において、空気は、各々が片側を関連づけられるスロットの底部によって画定されかつもう一方の側を対応するブレードのルートによって画定されている、ディスクの厚さに等しい長さを有する複数の軸方向通路を介して流される。これらの通路を通過する過程で、空気はディスクから熱の一部を奪う。

記述したこの冷却方法は、利用されてはいるものの、満足のいくものではなく、何れにしても、タービンディスクを均一に冷却させ得ないことが分かっている。いま述べた結果は、通路を介して進む間、空気の温度は漸次上昇し、必然的に、タービンディスクは可変性のポイント間温度を有するという事実から生じる。これに加えて、周知の解決策では、空気流ダクトの寸法および具体的にはその高さは、ルート−ディスクカップリングの幾何学的特性および寸法によって設定されることから実際には変更不能である。

またルート−ディスクカップリングは、周知のように、中央で、即ちルートの対称軸に沿って最大の半径方向サイズを有し、側方のルート−ディスク接点でゼロに下がる空気通路断面のジオメトリも決定する。これは、中央部位に空気を集中させて側方部位における流れを最小化し、結果的に、側方部位におけるディスクの冷却効果は中央部位よりも劣ることが分かっている。

本発明の目的は、その具象的特性が上述の問題点の単純かつ安価な方法による解決を可能にするガスタービンのブレードロータを製造することにあり、具体的には、タービンディスクの効果的かつ均一な冷却を達成することにある。

本発明によれば、航空エンジンのためのガスタービンブレードロータが製造され、前記ロータは、周縁保持座のクラウンを備える回転タービンディスクと、各々が個々の前記保持座内に収容され、保持される個々のルートを備える複数のブレードのクラウンと、前記タービンディスクのための冷却手段とを備え、前記冷却手段は、ブレード毎に、タービンディスクと対応する前記ルートとの間に形成される冷却用空気の塊のための通路を備える。本ガスタービンのブレードロータの特徴は、前記冷却手段がさらに、前記通路毎に、前記通路に入る前記空気の塊を２つ以上の空気流へ細分するために前記通路内に収容される分配手段と、前記各空気流を前記タービンディスクへと配向するための案内手段とを備えることにある。

また本発明は、ガスタービンのロータを冷却するための方法にも関する。

本発明によれば、航空エンジンのためのガスタービンのブレードロータを冷却するための方法が提供され、前記ブレードロータは、タービンディスクと、タービンディスクへの個々のアタッチメントルートを有しかつディスクと共に冷却用空気のための個々の通路を画定する複数のブレードのクラウンとを備え、前記方法は、冷却用空気の塊を、前記各通路を通して移動させるステップを含み、かつ前記冷却用空気塊の移動は、前記各通路内で流入してくる空気の塊を２つ以上の空気流に細分するステップと、前記各空気流を前記タービンディスクへと配向するステップとを含むことを特徴とする。

次に、本発明を、限定的でない実施形態例を示す添付図面を参照して説明する。

本発明によるブレードロータの好適な一実施形態を示す略示的かつ半径方向の半断面図である。 図１の線ＩＩ−ＩＩに沿った略断面図である。 図１を高拡大縮尺で示した詳細図である。

図１および図２において、参照符号１は、航空エンジンのためのガスタービンのロータ全体を示す。

ロータ１は、タービン軸３（図２）を中心にして回転し、添付図面では１つしか見えないがそれ自体既知であって詳細な説明は行われない複数の周縁保持座４を備えるタービンディスク２を備える。ロータ１は、複数のブレード５（添付図面では１つしか見えていない）から成るクラウンも含み、各ブレードは、固有の軸６を有しかつ個々の座４内に収容されて保持されるルートまたはローブ７を備える。ルート７は、座４の内面９と共に、使用に際してタービンディスク２のための冷却用空気の塊が通過する軸方向通路１０を画定する。

図１を特に参照すると、通路１０の内部には、流入してくる空気の塊を分配しかつ分配された空気をタービンディスク２へと案内するためのデバイス１２が設けられている。

デバイス１２は、ルート７の内部に形成される、かつ記述されているこの具体例では平坦であって面９の中間部分に面する底壁１５および２つの側壁１６（図１）によって画定されるリセス１４を備える。リセス１４は、冷却用空気を取り込むための軸方向の入口１４ａ（図２）を有し、かつ空気出口側に配置される軸方向の底壁１４ｂによって閉止されている。

リセス１４は、面９に面する部分を、面９上へ空気を分配するように成形された有孔要素１８によって部分的に閉止されている。有孔要素１８は、面９に面する位置でルート７へ安定して接続され、ルート７の外側面へ接続され、かつリセス１４と共に、参照符号Ｂで示される空気溜めチャンバを画定する。

有孔要素１８は複数の較正された穴１９、２０を備え、それらの軸２１、２２は面９の対応する部分と交わる。穴１９、２０の位置および分布、および個々の軸２１、２２の方向性は、空気の衝撃を受けるパーツの冷却を均一にすべく最適な空気配分を達成するようにして決定される。

添付図面を参照すると、常時、有孔要素１８は面９と共に、壁１４ｂと同じ側かつその内側に配置される固有の出口２６を有する盲ダクト２５を画定する。ダクト２５は厚さＳを有し、かつ入口１４ａにおいて壁２７により略流体密封式に閉止される。

使用に際して、入口１４ａを介してチャンバＢ内へ供給された空気の塊は、まずチャンバＢを加圧し、次いで穴１９、２０を介してチャネル２５へ流れ込む。穴１９、２０は、流入してくる空気の塊を互いに独立した複数の空気流に細分し、かつ各空気流を関連づけられる穴の軸に一致する所定の方向へ、かつ保持座４の底面９の対応部位へと方向づける、または案内するという二重の機能を実行する。これにより、チャンバＢ内に存在する空気の塊は細分され、タービンディスク２の最適かつ均一な冷却を達成するように予め画定された方向へ配向される。実験によって、流入してくる空気の塊の記述された分配または細分は、空気が辿る経路全体に沿って、即ちタービンの軸３に対して平行方向にタービンディスク２の望ましい温度が達成されること、およびこの温度の制御を有効化することが検証されている。さらに、周知の解決策に比べて、流入してくる空気の塊の細分は、冷却効率が大幅に増大されること、および／または空気の塊が低減されることも有効化する。事実、実施に際しては、達成された異なる空気流が如何に高い熱除去能力を有するかを観察することができた。

上記から、流入してくる空気の塊の細分およびこの空気のタービンディスク上での配分が、例示として記述されている要素１８とは異なる有孔要素を用いて、または例えば一方が細分機能を実行しかつもう一方が細分された空気を案内する２つの区別的な部分または主体を設けることによって達成され得ることは明らかである。

最後に、リセス１４は、単に部分的にルート７内部に形成される可能性もある。

Claims (10)

1. 航空エンジンのためのガスタービンのブレードロータであって、前記ロータは、
   周縁保持座のクラウンを備える回転タービンディスクと、
   各々が個々の前記保持座内に収容されかつ保持される個々のルートを備える複数のブレードのクラウンと、
   前記タービンディスクのための冷却手段と、を備え、
   前記冷却手段は、ブレード毎に、タービンディスクと対応する前記ルートとの間に形成される冷却用空気の塊のための通路を備え、
   前記冷却手段は、さらに、前記通路毎に、前記通路に入る前記空気の塊を２つ以上の空気流へ細分するために前記通路内に収容される分配手段と、前記各空気流を前記タービンディスクへと配向するための案内手段と、を備えることを特徴とする、ガスタービンのブレードロータ。
2. 前記分配手段は、前記流入してくる空気の塊の少なくとも一部を収容するために少なくとも部分的に前記ルート内に形成される空気チャンバを備えることを特徴とする、請求項１に記載のロータ。
3. 前記分配手段は前記空気チャンバを部分的に閉止するために配置される有孔要素を備えることを特徴とする、請求項２に記載のロータ。
4. 前記案内手段は前記有孔要素によって支えられることを特徴とする、請求項３に記載のロータ。
5. 前記有孔要素は、個々の保持座の底面の個々の部分と交わる個々の方向へ延びる２つ以上の配向された案内穴を備えることを特徴とする、請求項４に記載のロータ。
6. 前記有孔要素は１または複数の案内穴を備え、前記案内穴は、前記案内穴の軸が前記タービンディスクの回転軸に直交する個々の前記ルートの対称軸と前記タービンディスクの回転軸とを含む面に対してゼロ以外の角度を形成するように配向されることを特徴とする、請求項４または請求項５に記載のロータ。
7. 前記有孔要素は、前記個々の保持座の底面に対して平行に延び、かつ前記底面と共に、略一定の厚さを有する前記空気の塊のための出口ダクトを画定することを特徴とする、請求項３から６のいずれか一項に記載のロータ。
8. 航空エンジンのためのガスタービンのブレードロータを冷却するための方法であって、
   前記ブレードロータは、タービンディスクと、前記タービンディスクへの個々のアタッチメントルートを有しかつ前記ディスクと共に冷却用空気のための個々の通路を画定する複数のブレードのクラウンと、を備え、
   前記方法は、冷却用空気の塊を、前記各通路を通して移動させるステップを含み、
   前記冷却用空気の塊の移動は、前記各通路内で前記流入してくる空気の塊を２つ以上の空気流に細分するステップと、前記各空気流を前記タービンディスクへと配向するステップと、を含むことを特徴とする方法。
9. 前記空気の塊の細分は、少なくとも部分的に前記ルート内に形成される空気チャンバ内部へ前記空気の塊を供給するステップを含み、かつ前記チャンバの出口において実行されることを特徴とする、請求項８に記載の方法。
10. 前記空気の塊の前記流れへの細分は、前記空気チャンバを部分的に閉止するために配置される有孔要素を介して前記空気の塊を移動させることによって実行されることを特徴とする、請求項９に記載の方法。

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