JP6165740B2 - ガスタービンロータブレードを冷却する方法及び装置 - Google Patents

Description

本方法は、全体的に、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンのロータ組立体を冷却する方法及び装置に関する。

タービンロータ組立体は通常、円周方向に間隔を置いて配置されたロータブレードの少なくとも１つの列を含む。各ロータブレードは、共に前縁及び後縁に接続される正圧側面と負圧側面を有する翼形部を含む。各翼形部は、ロータブレードプラットフォームから半径方向外向きに延びる。各ロータブレードはまた、ダブテールを含み、該ダブテールは、プラットフォームとダブテールの間に延びるシャンクから半径方向内向きに延びる。ダブテールは、ロータ組立体内のロータブレードをロータディスク又はスプールに装着するのに使用される。公知のブレードは、内部冷却キャビティが翼形部、プラットフォーム、シャンク及びダブテールによって少なくとも部分的に定められるように中空である。

高温燃焼ガスへの曝露による翼形部の損傷を防ぐことを可能にするために、公知の翼形部は、翼形部を通して冷却媒体を送る内部冷却回路を含む。少なくとも一部の高圧タービンブレードは、冷却ガスの経路が半径方向外向きにブレード先端まで開かれ、ここで流れの方向が反転し、半径方向内向きにブレード根元に向けて戻るような蛇行した内部冷却キャビティを含む。流れは、根元を通ってブレードから流出することができ、或いは、後縁内の孔に配向し、後縁の表面にわたってガスが流れて後縁を冷却できるようにすることができる。具体的には、少なくとも一部の既知のロータブレードは、圧縮機ブリード空気を側壁間に定められるキャビティに送り、側壁を対流冷却する。インピンジメント冷却を用いて追加の冷却を得ることができ、ここでインピンジメントインサートは、インピンジメントジェットアレイを通って冷却流体を翼形部の前縁の内側表面に衝突するように送り、前縁に沿って翼形部を冷却できるようにすることができる。しかしながら、これらの回路は、製造上の制約によって制限され、回路がキャビティの中心を通って冷却流体を送るには非効率的であり、この場合、翼形部の壁から熱を除去する上では効果がない。

米国特許第８，０１６，５６４号明細書

１つの実施形態において、ガスタービンエンジン用の翼形部が提供される。翼形部は、前縁及び後縁にて共に結合され、間にキャビティが定められるようになった第１の側壁及び第２の側壁を含む。キャビティ内には第１の冷却回路が定められ、該第１の冷却回路は、中心チャンバと、少なくとも１つのインピンジメントチャンバとを含む。中心チャンバは、少なくとも１つのインピンジメントチャンバと流体連通している。キャビティ内に第２の冷却回路が定められ、該第２の冷却回路は、中心チャンバと、少なくとも１つのダウンパスチャンバとを含む。中心チャンバは、翼形部の先端近傍に定められるチャンネルを介して少なくとも１つのダウンパスチャンバと流体連通している。

別の実施形態において、圧縮機と、燃焼器と、圧縮機に結合されたタービンとを備えたガスタービンエンジン組立体が提供される。タービンは、前縁及び後縁にて共に結合され、間にキャビティが定められるようになった第１の側壁及び第２の側壁を有する翼形部を含む。キャビティ内には第１の冷却回路が定められ、該第１の冷却回路は、中心チャンバと、少なくとも１つのインピンジメントチャンバとを含む。中心チャンバは、少なくとも１つのインピンジメントチャンバと流体連通している。キャビティ内に第２の冷却回路が定められ、該第２の冷却回路は、中心チャンバと、少なくとも１つのダウンパスチャンバとを含む。中心チャンバは、翼形部の先端近傍に定められるチャンネルを介して少なくとも１つのダウンパスチャンバと流体連通している。

更に別の実施形態において、ガスタービンエンジン用のロータブレードの製造方法が提供され、該ロータブレードは、前縁及び後縁にて共に結合されて間にキャビティが定められるようにされた第１の側壁及び第２の側壁を有する翼形部を含む。本方法は、中心チャンバと、該中心チャンバに結合された少なくとも１つのインピンジメントチャンバとを有する第１の冷却回路を前記キャビティ内に形成するステップと、中心チャンバと、該中心チャンバに結合された少なくとも１つのダウンパスチャンバとを有する第２の冷却回路をキャビティ内に形成するステップと、を含む。

例示的なガスタービンエンジンの概略図。 図１に示すガスタービンと共に用いることができる例示的なロータブレードの斜視図。 図２に示すロータブレードの断面図。

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。ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延びるファンブレード２４のアレイを含む。エンジン１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。１つの実施形態において、エンジン１０は、オハイオ州Ｃｉｎｃｉｎｎａｔｉ所在のＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｅｎｇｉｎｅｓから商業的に入手可能なＣＴ７エンジンである。

作動時には、空気は、ファン組立体１２を通って流れ、圧縮空気が高圧圧縮機１４に供給される。高度に圧縮された空気は、燃焼器１６に供給される。燃焼器１６からの空気流（図１には図示せず）は、タービン１８及び２０を駆動し、該タービン２０がファン組立体１２を駆動する。

図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）と共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。図３は、ロータブレード４０の断面図である。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）を形成する。各ロータブレード４０は、中空の翼形部４２と、公知の方法で翼形部４２をロータディスクに装着するのに用いられる一体型ダブテール４３とを含む。

翼形部４２は、第１の側壁４４及び第２の側壁４６を含む。第１の側壁４４は、凸状であり、翼形部４２の負圧側面を定め、第２の側壁４６は、凹状であり、翼形部４２の正圧側面を定める。側壁４４及び４６は、翼形部４２の前縁４８と該前縁４８から下流側の後縁５０とにおいて共に接続される。翼形部４２は、側壁４４及び４６に沿って且つ翼形部先端５４とブレード根元５２との間に半径方向に間隔を置いて配置された複数のフィルム孔５１を含み、翼形部４２からの冷却流体を放出して該翼形部４２の外側表面を冷却することができる。翼形部４２はまた、後縁５０に沿って翼形部先端５４とブレード根元５２との間に半径方向に間隔を置いて配置された複数の後縁スロット５５を含み、翼形部４２からの冷却流体を放出して翼形部後縁５０を冷却することができる。フィルム孔及び後縁スロット５５によって強化される熱伝達により、翼形部の外側表面５３に沿った冷却を促進する。

第１及び第２の側壁４４、４６はそれぞれ、ダブテール４３に隣接して位置付けられたブレード根元５２から、キャビティ５６の半径方向外側境界を定める翼形部先端５４まで半径方向に延びる。キャビティ５６は、側壁４６、４６間で翼形部４２内に定められる。例示的な実施形態において、キャビティ５６は、複数の冷却チャンバ５８に分割され、これらチャンバが、翼形部４２の特定区域を目標とする冷却回路６０を形成する。例示的な実施形態において、３つの冷却回路６０が設けられる。具体的には、例示的な実施形態において、冷却回路６０は、カスケードインピンジメント冷却回路３３０、ダウンパス回路３５０、フラグ先端回路３６０、及び後縁冷却回路３７０を含む。代替の実施形態において、翼形部４２は、４つよりも多い又は少ない冷却回路６０を有する。

カスケードインピンジメント冷却回路３３０は、中心チャンバ３３１、前縁チャンバ３３３、第１のカスケードインピンジメントチャンバ３３５、及び第２のカスケードインピンジメントチャンバ３３７を含む。チャンバ３３１、３３３、３３５、及び３３７は、ブレード根元５２から翼形部先端５４まで半径方向に延びる。或いは、チャンバ３３１、３３３、３３５、及び３３７は、翼形部４２の一部に沿ってブレード根元５２から翼形部先端５４まで延びる。中心チャンバ３３１は、エンジン１０内に配置される第１の冷却流体源（図示せず）と流体連通している。中心チャンバ３３１は、ブレード根元５２から翼形部先端５４まで間隔を置いて配置され且つ列を成して整列した１つ又はそれ以上の孔３３８を介して前縁チャンバ３３３に結合される。前縁チャンバ３３３は、半径方向に延びるフィルム孔５１の少なくとも１つの列に結合され、各孔５１は、チャンバ３３３から外側表面５３まで延びる。例示的な実施形態において、チャンバ３３３は、フィルム孔５１の５つの列に結合される。或いは、チャンバ３３３は、あらゆる数のフィルム孔５１又はフィルム孔５１の列に結合することができ、これにより翼形部４２が本明細書で記載されるように機能することができるようになる。

前縁チャンバ３３３は、ブレード根元５２から翼形部先端５４まで間隔を置いて配置され且つ列を成して整列した１つ又はそれ以上の孔３３９を介して第１のカスケードインピンジメントチャンバ３３５に結合される。第１のカスケードインピンジメントチャンバ３３５は、１つ又はそれ以上の孔３４０を介して第２のカスケードインピンジメントチャンバ３３７に結合される。第２のカスケードインピンジメントチャンバ３３７は、半径方向に延びるフィルム孔５１の少なくとも１つの列に結合され、各孔５１は、チャンバ３３７から外側表面５３まで延びる。

ダウンパス回路３５０は、中心チャンバ３３１、第１のダウンパスチャンバ３５１、第２のダウンパスチャンバ３５３、及びアップパスチャンバ３５５を含む。チャンバ３５１、３５３、及び３５５は、ブレード根元５２から翼形部先端５４まで半径方向に延びる。或いは、チャンバ３５１、３５３、及び３５５は、翼形部４２の一部に沿ってブレード根元５２から翼形部先端５４まで延びる。中心チャンバ３３１は、翼形部先端５４及びその近傍にてチャンバ３５１、３５３と結合される（図示せず）。より具体的には、チャンバ３３１、３５１、及び３５３は、翼形部先端５４及びその近傍にてチャンバ３３１内の冷却流体の少なくとも一部の流れ方向を実質的に反転させ、チャンバ３５１及び３５３間で流れが分割されてチャンバ３５１及び３５３を介してブレード根元５２に送られるように構成される。チャンバ３５１及び３５３は、ブレード５２又はその近傍にてチャンバ３５５と結合される（図示せず）。より具体的には、チャンバ３５１、３５３、及び３５５は、ブレード根元５２及びその近傍にてチャンバ３５１及び３５３内の冷却流体の少なくとも一部の流れ方向を実質的に反転させ、チャンバ３５１及び３５３からの流れが組み合わされてチャンバ３５５を介して翼形部先端５４に送られるように構成される。チャンバ３５１及び３５３は、半径方向に延びるフィルム孔５１の少なくとも１つの列に結合され、各孔５１は、それぞれチャンバ３３１及び３５５から外側表面５３まで延びる。或いは、１つ又はそれ以上のチャンバ３５１、３５３、及び３５５は、フィルム孔５１に結合される。

フラップ先端回路３６０は、第１のフラグ先端チャンバ３６１及び第２のフラグ先端チャンバ３６３を含む。チャンバ３６１、３６３は、ブレード根元５２から翼形部先端５４まで半径方向に延びる。或いは、チャンバ３６１、３６３は、翼形部４２の一部に沿ってブレード根元５２から翼形部先端５４まで延びる。チャンバ３６１、３６３は、エンジン１０内に配置される第２の冷却流体源（図示せず）と流体連通する。第１及び第２の冷却流体源は、上流側で結合することができ、又は同じ流体源であってもよい。チャンバ３６１、３６３は、先端５４付近で軸流チャンバ（図示せず）に結合される。軸流チャンバは、チャンバ３６１、３６３から後縁冷却スロット５５及び翼形部側壁４４の外側表面に冷却流体を放出するのを可能にする。軸流チャンバは、少なくとも部分的に第２の側壁４６に隣接して位置付けられる。或いは、軸流チャンバは、チャンバ３５５、３７１（以下で説明する）が軸流チャンバを第２の側壁４６から実質的に隔離するように位置付けることができる。その上、軸流チャンバは、翼形部４１が本明細書で記載されるように機能することを可能にするあらゆる幾何形状又は位置にあるものとすることができる。

後縁冷却回路３７０は、後縁チャンバ３７１及び後縁冷却スロット５５を含む。チャンバ３７１は、ブレード根元５２から翼形部先端５４に半径方向に延びる。或いは、チャンバ３７１は、翼形部４２の一部に沿ってブレード根元５２から翼形部先端５４に延びる。回路３７０は、何れかの公知の又は従来の冷却回路である。チャンバ３７１は、冷却スロット５５と結合される。チャンバ３７１は、第１、第２、及び／又は第３の冷却流体源と結合することができる。

作動中、第１の冷却流体源からの冷却流体（通常は空気）は、中心チャンバ３３１及びフラグ先端チャンバ３６１、３６３に送られる。冷却流体は、中心チャンバ３３１を通ってブレード根元５２から翼形部先端５４に向かって流れ、孔３３８を介して前縁チャンバ３３３に直接衝突する。前縁チャンバ３３３における流体の一部は、フィルム孔５１を通って放出され、前縁チャンバ３３３における流体の残りの部分は、第１のカスケードインピンジメントチャンバ３３５に衝突する。次いで、第１のカスケードインピンジメントチャンバ３３５の流体は、第２のカスケードインピンジメントチャンバ３３７に衝突した後、フィルム孔５１を通って翼形部４２から流出する。

中心チャンバ３３１を通って流れる流体の一部は、先端５４に到達し、ここで流体は、第１及び第２のダウンパスチャンバ３５１、３５３を通ってブレード根元５２に向けて戻される。第１のダウンパスチャンバ３５１における流体の一部は、フィルム孔５１を通って放出される。ダウンパスチャンバ３５１、３５３に残っている流体は、ブレード根元５２近傍で組み合わされ、アップパスチャンバ３５５を通って翼形部先端５４に向けて送られる。アップパスチャンバ３５５における流体は、フィルム孔５１を介して放出される。中心チャンバ３３１を通って根元５２から先端５４まで半径方向に流れる流体は、中心チャンバ３３１を囲む他のチャンバ及び通路によって断熱され、チャンバ３３１内の流体は、公知の冷却タービンブレードにおいて一般に実施可能な温度よりも低温に維持されるようになる点は理解されたい。

第１の冷却流体源からの冷却流体は、フラグ先端チャンバ３６１、３６３に送られる。或いは、冷却流体は、第２の流体源からチャンバ３６１、３６３に送ることができる。冷却流体は、チャンバ３６１、３６３を通って根元５２から先端５４まで半径方向に流れる。先端５４では、冷却流体は、先端５４近傍に位置する軸流チャンバを介してチャンバ３６１、３６３から外側表面５３及び冷却スロット５５に放出される。

上述のロータブレードは、コスト効率が高く、信頼性が高い。ロータブレードは、翼形部の前縁、正圧側面、及び負圧側面に対する冷却を目的とする複数の冷却回路を有する翼形部を含む。インピンジメント冷却及び壁近傍冷却などの翼形部の外部側壁を冷却するのに複数の冷却技術が利用される。冷却回路内の種々のチャンバの配列は、冷却流体の離隔及び断熱を可能にし、更に、種々のチャンバを通過する低温の冷却流体の結果として翼形部の冷却を促進する。このような配列は、限定ではないが、セラミックコアのラピッドプロトタイピングを含む、製造技術の進歩によって実施可能になる。より具体的には、従来の冷却方式は、冷却回路内の通路及びチャンバを作製するのに使用されるセラミックコアの製造に関連する製造上の制約によって制限される。新規のコア生産プロセスは、硬質の治具により課せられるこのような制約を軽減し、コアが新しい形状及びサイズを取ることを可能にする。結果として、ロータブレード内のより低温の動作温度によって、コスト効率が高く且つ信頼のある方法でロータブレードの耐用寿命を延ばすことが可能となる。

種々の特定の実施形態について本発明を説明してきたが、請求項の技術的思想及び範囲内にある修正により本発明を実施することができる点は、当業者であれば理解されるであろう。

１０ ガスタービンエンジン
１２ ファン組立体
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２２ ブースタ
４２ 翼形部
４４ 第１の側壁
４６ 第２の側壁
４８ 前縁
５０ 後縁
５５ 後縁冷却スロット
５６ キャビティ
６０ 冷却回路
３３０ カスケードインピンジメント冷却回路
３３１ 中心チャンバ
３３３ 前縁チャンバ
３３５ 第１のカスケードインピンジメントチャンバ
３３７ 第２のカスケードインピンジメントチャンバ
３５０ ダウンパス回路
３５１ 第１のダウンパスチャンバ
３５３ 第２のダウンパスチャンバ
３５５ アップパスチャンバ
３６０ フラグ先端回路
３６１ 第１のフラグ先端チャンバ
３６３ 第２のフラグ先端チャンバ
３７０ 後縁冷却回路
３７１ 後縁チャンバ

Claims (12)

1. ガスタービンエンジン用の翼形部であって、
   前縁及び後縁にて共に結合され、間にキャビティが定められるようになった第１の側壁及び第２の側壁と、
   前記キャビティ内に定められ、中心チャンバと、該中心チャンバに流体連通し、前縁チャンバ、第１のカスケードインピンジメントチャンバ及び第２のカスケードインピンジメントチャンバを含む少なくとも１つのインピンジメントチャンバとを含む、蛇行回路でない第１の冷却回路と、
   前記キャビティ内に定められ、前記中心チャンバと、前記翼形部の先端近傍に定められるチャンネルを介して前記中心チャンバに流体連通した少なくとも１つのダウンパスチャンバとを含む第２の冷却回路と、
   を備え、
   前記前縁チャンバが、第１の半径方向に延びる開口の列を介して前記中心チャンバと流体連通しており、前記第１のカスケードインピンジメントチャンバが、第２の半径方向に延びる開口の列を介して前記前縁チャンバと流体連通しており、前記第２のカスケードインピンジメントチャンバが、第３の半径方向に延びる開口の列を介して前記第１のカスケードインピンジメントチャンバと流体連通している、翼形部。
2. 前記キャビティ内に定められ、少なくとも１つのフラグ先端チャンバを含む第３の冷却回路を更に備え、前記少なくとも１つのフラグ先端チャンバが、少なくとも１つの後縁冷却スロットと流体連通した軸流チャンバと流体連通している、請求項１に記載の翼形部。
3. 前記第２のカスケードインピンジメントチャンバが、半径方向に延びるフィルム孔の列と流体連通している、請求項１又は２に記載の翼形部。
4. 前記少なくとも１つのダウンパスチャンバが、第１のダウンパスチャンバ、第２のダウンパスチャンバ、及びアップパスチャンバを含み、前記第２の冷却回路が蛇行回路を形成している、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の翼形部。
5. ガスタービンエンジン組立体であって、
   圧縮機と、
   燃焼器と、
   前記圧縮機に結合され、翼形部を含むタービンと、
   を備え、前記翼形部が、
   前縁及び後縁にて共に結合され、間にキャビティが定められるようになった第１の側壁及び第２の側壁と、
   前記キャビティ内に定められ、中心チャンバと、該中心チャンバに流体連通し、前縁チャンバ、第１のカスケードインピンジメントチャンバ及び第２のカスケードインピンジメントチャンバを含む少なくとも１つのインピンジメントチャンバとを有する、蛇行回路でない第１の冷却回路と、
   前記キャビティ内に定められ、前記中心チャンバと、前記翼形部の先端近傍に定められるチャンネルを介して前記中心チャンバに流体連通した少なくとも１つのダウンパスチャンバとを有する第２の冷却回路と、
   を含み、
   前記前縁チャンバが、第１の半径方向に延びる開口の列を介して前記中心チャンバと流体連通しており、前記第１のカスケードインピンジメントチャンバが、第２の半径方向に延びる開口の列を介して前記前縁チャンバと流体連通しており、前記第２のカスケードインピンジメントチャンバが、第３の半径方向に延びる開口の列を介して前記第１のカスケードインピンジメントチャンバと流体連通している、ガスタービンエンジン組立体。
6. 前記キャビティ内に定められ、少なくとも１つのフラグ先端チャンバを含む第３の冷却回路を更に備え、前記少なくとも１つのフラグ先端チャンバが、後縁冷却スロットと流体連通した軸流チャンバと流体連通している、請求項５に記載のガスタービンエンジン組立体。
7. 前記第２のカスケードインピンジメントチャンバが、半径方向に延びるフィルム孔の列と流体連通している、請求項５または６に記載のガスタービンエンジン組立体。
8. 前記少なくとも１つのダウンパスチャンバが、第１のダウンパスチャンバ、第２のダウンパスチャンバ、及びアップパスチャンバを含み、前記第２の冷却回路が蛇行回路を形成している、請求項５乃至７のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン組立体。
9. ガスタービンエンジン用のロータブレードの製造方法であって、前記ロータブレードが、前縁及び後縁にて共に結合されて間にキャビティが定められるようにされた第１の側壁及び第２の側壁を有する翼形部を含み、
   前記方法が、
   中心チャンバと、該中心チャンバに結合された少なくとも１つのインピンジメントチャンバとを有する、蛇行回路でない第１の冷却回路を前記キャビティ内に形成するステップであって、前縁チャンバ、第１のカスケードインピンジメントチャンバ及び第２のカスケードインピンジメントチャンバを、前記中心チャンバに結合することを含むステップと、
   前記中心チャンバと、該中心チャンバに結合された少なくとも１つのダウンパスチャンバとを有する第２の冷却回路を前記キャビティ内に形成するステップと、
   を含み、
   前記前縁チャンバ、第１のカスケードインピンジメントチャンバ及び第２のカスケードインピンジメントチャンバを、前記中心チャンバに結合することは、
   前記中心チャンバと前記前縁チャンバとの間に第１の半径方向に延びる開口の列を形成して該中心チャンバと該前縁チャンバとを結合し、
   前記前縁チャンバと前記第１のカスケードインピンジメントチャンバとの間に第２の半径方向に延びる開口の列を形成して該前縁チャンバと該第１のカスケードインピンジメントチャンバとを結合し、
   前記第１のカスケードインピンジメントチャンバと前記第２のカスケードインピンジメントチャンバとの間に第３の半径方向に延びる開口の列を形成して該第１のカスケードインピンジメントチャンバと該第２のカスケードインピンジメントチャンバを結合することを含む、方法。
10. 第３の冷却回路を前記キャビティ内に形成するステップを更に含み、前記第３の冷却回路が、後縁冷却スロットと流体連通した軸流チャンバと流体連通している、請求項９に記載の方法。
11. 前記第２のカスケードインピンジメントチャンバに結合された半径方向に延びるフィルム孔の列を形成するステップを更に含む、請求項９又は１０に記載の方法。
12. 前記少なくとも１つのダウンパスチャンバが、第１のダウンパスチャンバ、第２のダウンパスチャンバ、及びアップパスチャンバを含み、
    前記中心チャンバを前記第１及び第２のダウンパスチャンバと流体連通させ、該第１及び第２のダウンパスチャンバを前記アップパスチャンバと流体連通させて、前記第２の冷却回路を蛇行回路に形成することを含む、請求項９乃至１１のいずれか１項に記載の方法。