JP7078650B2 - 後縁機構部を有するタービン翼および鋳造コア - Google Patents

Description

本発明は、一般にタービン翼に関し、より具体的には、タービン翼の改善された後縁冷却機構部に関する。

ガスタービンエンジンでは、圧縮機セクションから放出された圧縮空気と燃料源から導入された燃料が混合され、燃焼セクションで燃焼され、高温高圧の作動ガスを規定する燃焼生成物を作り出す。作動ガスは、エンジンのタービンセクション内の高温ガス通路を通って導かれ、そこで作動ガスが膨張してタービンローターを回転させる。タービンローターは、発電機にリンクすることができ、タービンローターの回転を使用して発電機で発電することができる。

現代のエンジンで実施される高い圧力比および高いエンジン燃焼温度を考慮して、例えばタービンセクション内の固定ベーンおよび回転ブレードなどの翼などの特定の構成要素は、構成要素の過熱を防ぐために、圧縮機セクションの圧縮機から放出される空気などの冷却流体で冷却しなければならない。ガスタービンの効率をさらに高めるために、タービンでの冷却剤消費量を削減する努力が続けられている。

タービン翼の効果的な冷却には、比較的冷たい空気を、タービンブレードまたは固定ベーンの後縁に沿うような重要な領域に送達する必要がある。関連する冷却開口は、例えば、翼内の上流の比較的高圧のキャビティとタービンブレードの外面の１つとの間に延在することがある。ブレードキャビティは通常、機械のローターとステーターに対して半径方向に延在する。熱伝達率に基づいて高い冷却効率を達成することは、冷却のために圧縮機から迂回する冷却空気の量を最小限に抑えるための重要な設計上の考慮事項である。

タービン翼の後縁は、空力効率のために比較的薄く作られている。ガスタービン翼の比較的狭い後縁部分は、例えば、翼全体の外表面積の最大約３分の１を含む場合がある。タービン翼は、多くの場合、通常セラミック材料で作られた鋳造コアを含む鋳造プロセスによって製造される。コア材料は、タービン翼内部の中空流路を表す。鋳造コアは、鋳造プロセス中の処理に耐えるのに十分な構造的強度を持つことが有益である。強力な鋳造コアを実現するだけでなく、冷却剤の流れを制限するための改善が望まれる。

本発明の一態様では、タービン翼が提供される。タービン翼は、翼内部を区切る外壁であって、外壁は、タービンエンジンの半径方向に沿った翼長方向に延び、前縁と後縁で接合された正圧側壁と負圧側壁で形成される、外壁と、正圧側壁と負圧側壁の間の翼内部に配置された後縁冷却剤キャビティであって、後縁冷却剤キャビティは、後縁に隣接して配置されるとともに、後縁まで広がり、後縁に沿って配置された複数の冷却剤排出スロットと流体連通する、後縁冷却剤キャビティと、後縁冷却剤キャビティの後方で後縁に沿って配置された個別のフィンの配列を含む内部構造であって、個別のフィンの配列は、反対側の内部側壁に達することなく翼の内部に延びるように構成され、個別のフィンは、正圧側壁と負圧側壁から交互にタービン翼の内部に延び、個別のフィンは、正圧側壁と負圧側壁の間の冷却流体のための翼弦方向に沿った軸方向のジグザグ状の冷却流路を形成する。

本発明の第２の態様によれば、タービン翼を形成するための鋳造コアは、タービン翼の後縁冷却剤キャビティを形成する鋳造コア部材を備え、コア部材は、翼長方向に延びるとともに、コア前縁からコア後縁に向かって翼弦方向に延びるコア正圧側およびコア負圧側を備え、コア後縁に沿ってコア正圧側の表面およびコア負圧側の表面に複数の個別の非穿孔くぼみが設けられ、個別の非穿孔くぼみは、タービン翼の後縁に向かう後縁冷却剤キャビティの後部のタービン翼後縁部分の内部に沿って個別のフィンを形成し、個別の非穿孔くぼみは、タービン翼内の軸方向冷却剤通路を形成する間隙コア部材によって半径方向に間隔をあけられ、タービン翼内の半径方向冷却剤通路を形成する間隙コア部材によって軸方向に間隔をあけられている。

本発明のこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の図面、説明、および特許請求の範囲を参照してよりよく理解されるようになるだろう。

本発明は、図面によりさらに詳細に示される。図は好ましい構成を示しており、本発明の範囲を限定するものではない。

本発明の実施形態を特徴とするタービン翼の斜視図である。 本発明の例示的な実施形態による図１の断面ＩＩ－ＩＩに沿った、タービン翼の後縁に沿った特徴を示すミッドスパン断面図である。 本発明の例示的な実施形態による鋳造コアの部分コア正圧側面図である。 鋳造コアの後縁部分を示す拡大されたミッドスパンコア正圧側面図である。 図４の断面Ｖ－Ｖに沿った断面図である。 タービン翼の後縁部分を示す拡大されたミッドスパン断面図である。

好ましい実施形態の以下の詳細な説明では、本明細書の一部を形成する添付の図面を参照し、本発明が実施される本発明の特定の実施形態を限定ではなく例示として示す。他の実施形態を利用してもよく、本発明の精神および範囲から逸脱することなく変更を加えてもよいことを理解されたい。

図面において、方向Ｘは、タービンエンジンの軸に平行な軸方向を示し、方向ＲおよびＣは、それぞれ、タービンエンジンの軸に対する半径方向および円周（または接線）方向を示す。

概して、本発明の実施形態は、正圧側壁と負圧側壁との間の翼内部に配置された後縁冷却剤キャビティを含むタービン翼を提供する。後縁冷却剤キャビティは、タービン翼の後縁に隣接して配置され、後縁まで延びている。内部は、後縁冷却剤キャビティと後縁の間に形成された個別のフィンの配列を含む内部構造をさらに含む。個別のフィンは、正圧側壁と負圧側壁の間の冷却液のために、翼弦方向に沿った軸方向のジグザグ状の冷却流路を形成する。

図１を参照すると、一実施形態によるタービン翼１０が示されている。図示のように、タービン翼１０は、ガスタービンエンジン用のタービンブレードである。ただし、本発明の態様は、ガスタービンエンジンの固定ベーンにさらに組み込むことができることに留意されたい。翼１０は、例えば、軸流ガスタービンエンジンの高圧段での使用に適合した外壁１２を含むことができる。外壁１２は、翼内部１１の境界を定める。外壁１２は、タービンエンジンの半径方向Ｒに沿って翼長方向に延び、略凹形状の正圧側壁１４と略凸形状の負圧側壁１６とを含む。正圧側壁１４と負圧側壁１６は、前縁１８と後縁２０で接合されている。外壁１２は、プラットフォーム３８で３６に結合されてもよい。根元部３６は、タービン翼１０をタービンエンジンのディスク（図示せず）に結合することができる。外壁１２は、半径方向外側の翼端面（翼端キャップ）３２と、プラットフォーム３８に結合された半径方向内側の翼端面３４とによって半径方向に区切られている。他の実施形態では、タービン翼１０は、タービンエンジンのタービンガス経路セクションの内径に結合された半径方向内側端面と、タービンエンジンのガス経路セクションの外径に結合された半径方向外側端面とを有する固定タービンベーンであってもよい。

図２を参照すると、翼弦軸３０は、正圧側壁１４と負圧側壁１６との間の中心に延びるように画定されてもよい。本明細書において、「前方」という相対用語は、翼弦軸３０に沿って前縁１８に向かう方向を指し、「後方」という相対用語は、翼弦軸３０に沿って後縁２０に向かう方向を指す。示されるように、内部通路および冷却回路は、半径方向範囲に沿う正圧側壁１４と負圧側壁１６との間の半径方向冷却剤キャビティ４０ａ－ｆによって形成される。本実施例では、冷却剤Ｃｆは、タービン翼１０の根元部３６に設けられた開口部を介して１つ以上の半径方向キャビティ４０ａ－ｆに入り、そこから冷却剤Ｃｆは、例えば１つ以上の蛇行冷却回路を介して隣接する半径方向冷却剤キャビティに横切っていくことができる。そのような冷却スキームの例は当技術分野で知られており、本明細書ではこれ以上議論しない。半径方向冷却剤キャビティを横切った後、冷却剤Ｃｆは、例えば図１に示すようにそれぞれ前縁１８および後縁２０に沿って配置された冷却剤排出スロット２６、２８を介して翼１０から高温ガス経路に放出され得る。図面には示されていないが、冷却剤排出スロットは、正圧側壁１４、負圧側壁１６、および翼端面３２の任意の場所を含む複数の場所に設けられてもよい。

後縁２０に最も近い冷却剤キャビティである最も後方の半径方向冷却剤キャビティ４０ｆは、本明細書では後縁冷却剤キャビティ４０ｆと呼ばれる。後縁冷却剤キャビティ４０ｆに到達すると、冷却剤Ｃｆは、後縁冷却剤キャビティ４０ｆを出て、後縁２０に沿って配置された冷却剤排出スロット２８を介して翼１０を出る前に、後縁２０に沿って配置された後縁冷却機構の内部構造４８を軸方向に横断する。従来の後縁冷却機構には、翼弦軸に沿って互いに隣接して配置された一連の衝突プレートが含まれていた。しかし、この構成では、冷却剤Ｃｆは、後縁で翼を出る前に短い距離だけしか移動できない。冷却効率を改善し、必要な冷却剤の流れを減らすために、熱伝達のための表面積を増やすために、後縁部分に沿ってより長い冷却材流路を設けることが望ましい場合がある。

特に図２および図６に示された本実施形態は、後縁冷却機構の改善された構成を提供する。この場合、衝突プレートは、後縁２０の個別のフィン２２として具体化された冷却機構の配列に置き換えられる。個々のフィン２２は、翼１０の内部１１の反対側に向かって延びているが、内部１１の反対側までずっと延びているわけではない。個別のフィン２２は、正圧側壁１４と負圧側壁１６の両方の表面から内部１１の反対側の側壁に向かって延びていることがわかる。正圧側壁１４の個別のフィン２２は、軸方向に沿って負圧側壁１６の個別のフィン２２からオフセットされている。個別のフィン２２は、半径方向および軸方向に沿って、インライン配列または千鳥配列で配置することができる。機構部２２は、図２および図６に示すように半径方向の列として配置されている。各列における機構部２２は、軸方向冷却剤通路２４を画定するために間隔が空いている。列は、半径方向冷却剤通路２５を画定するために翼弦軸３０に沿って離間している。図４は、鋳造プロセスが完了した場合の、軸方向冷却剤通路２４および半径方向冷却剤通路２５が配置された場所を示す。

隣接する列の機構部２２は、半径方向に互い違いに配置されてもよい。配列の軸方向冷却剤通路２４は、半径方向冷却剤通路２５を介して流体的に相互接続され、後縁冷却剤キャビティ４０ｆ内の加圧冷却剤Ｃｆを、図６に示されるジグザグ流路を介して後縁２０の冷却剤排出スロット２８に導く。特に、略前方から後方に流れる加圧冷却剤Ｃｆは、機構部２２の列に当たり、冷却剤Ｃｆの圧力の低下を伴い冷却剤Ｃｆへの熱伝達をもたらす。熱は、対流冷却および／または衝突冷却によって、通常は両方の組み合わせによって、外壁１２から冷却剤Ｃｆに伝達される。

図示の実施形態では、各機構部２２は、半径方向に沿って細長い。つまり、各機構部２２は、翼弦方向の幅よりも大きい半径方向の長さを有する。アスペクト比が高いほど、半径方向冷却剤通路２５の冷却剤Ｃｆの流路が長くなり、冷却表面積が増加し、対流熱伝達が増加する。ダブルまたはトリプル衝突プレートに対して、説明された構成は、冷却剤Ｃｆの流路を長くし、熱伝達と圧力降下の両方を増やして冷却剤の流量を制限することが示されている。したがって、このような構成は、少量の冷却空気を必要とする高度なタービンブレード用途に適している場合がある。

例示的なタービン翼１０は、典型的にはセラミック材料で作られた鋳造コア１４０を含む鋳造プロセスによって製造することができる。コア材料は、タービン翼１０内の中空の冷却剤流路を提供する。鋳造プロセス中の処理を通じて耐えるのに十分な構造的強度を持つことが有益である。この目的のために、個別のフィン２２の製造は、構造的な中断を生じさせず、ブレード後縁冷却通路を通る流れを制限しながらコア強度を維持する。本発明の実施形態は、強力な鋳造コアだけでなく、冷却剤の流れの制限を達成するための改善を提供する。

図３～図５は、本発明のタービン翼１０を製造するための例示的な鋳造コア１４０を示している。鋳造コア１４０の後縁部分は、タービン翼１０の後縁部分の断面を表す図４および図５に部分的に示されているコア部材１４０ａである。コア部材１４０ａは、翼長方向に延在し、コア前縁１１８からコア後縁１２０に向かって翼弦方向に延在するコア正圧側１１４と、コア負圧側１１６とを有する。図３および図４は、コア正圧側１１４であり、図４では、後縁１２０の機構に注目している。図示のように、コア部材１４０ａは、コア正圧側１１４およびコア負圧側１１６の表面に複数の個別の非穿孔くぼみ１２２を含む。

コア正圧側１１４の個別の非穿孔くぼみ１２２は、軸方向に沿ってコア負圧側１１６の個別の非穿孔くぼみ１２２からオフセットされている。個別の非穿孔くぼみ１２２は、半径方向および軸方向に沿ってインラインまたは千鳥配列で配置することができる。

図示の実施形態では、個別の非穿孔くぼみ１２２は、長方形またはレーストラック形状である。さらに、個別の非穿孔くぼみ１２２は、従来の設計よりも均一な分布を提供する。外壁に沿った冷却の増加と高度なブレードのより効果的な設計は、本明細書で説明する実施形態により達成することができる。内部構造４８の全体ではないにしても大部分の個別の非穿孔くぼみ１２２の製造は、ピン穿孔単体、または内部構造４８の大部分のピン穿孔よりも簡単で効率的なプロセスである。

鋳造が完了すると、コア後縁１２０に沿った個別の非穿孔くぼみ１２２は、図５に見られるジグザグ流路を形成する。 ジグザグ流路は、より均一な冷却のために、外部の熱い外壁１２に隣接するより高速の冷却剤の流れをもたらす。

図３～図５に示すように、特定の実施形態では、半径方向に延びる貫通孔１４４の少なくとも１つの列が、個別の非穿孔くぼみ１２２の配列と翼長方向端部まで延びる後縁１２０との間に配置され得る。鋳造コア１４０内の半径方向に延びる貫通孔１４４は、鋳造された本発明のタービン翼１０の正圧側壁１４と負圧側壁１６を接続する個別の半径方向に延びるピン４４を提供する。さらに、特定の実施形態では、少なくとも１つの軸方向に延びる貫通孔１４２が、鋳造コア１４０の個別の非穿孔くぼみ１２２の間に追加されてもよい。鋳造コア１４０の少なくとも１つの軸方向に延びる貫通孔１４２は、軸棚のように作用する少なくとも１つの個別の軸方向に延びる棚部４２を提供する。少なくとも１つの軸方向に延びる棚部４２はまた、タービン翼１０の正圧側壁１４と負圧側壁１６を接続する。少なくとも１つの半径方向に延びるピン４４および少なくとも１つの軸方向に延びる棚部４２は、正圧側壁１４と負圧側壁１６との間の構造的支持を提供することができる。少なくとも１つの軸方向に延びる棚部４２はまた、後縁２０の冷却を複数の半径方向冷却ゾーンに分割して、局所的な熱伝達のニーズに合わせることができる。図３および図４は、実施形態のこれらの態様をさらに詳細に示す。個別の非穿孔くぼみ１２２のサイズおよび間隔および数は、異なる半径方向冷却ゾーンごとに変更および調整することができる。

個別の非穿孔くぼみにより、セラミックコアは、製造プロセス中にコアダイが除去された後、追加の洗浄を必要としないだろう。これにより、製造コストを大幅に節約することができる。前述のように、個別の非穿孔くぼみは、構造を遮らず、したがって、コアはその強度を維持しながら、ブレード後縁冷却通路を通る流れを制限することができる。

鋳造されると、少なくとも１つの軸方向に延びる貫通孔１４２はそれぞれ、翼１０の正圧側壁１４と負圧側壁１６との間に追加の構造的支持を提供し、後縁冷却を複数の半径方向冷却ゾーンに分割することができる軸方向仕切り棚になる。これらの複数の半径方向冷却ゾーンは、局所的な熱伝達のニーズに合わせて調整することができる。

特定の実施形態を詳細に説明したが、当業者は、本開示の全体的な教示に照らして、それらの詳細に対する様々な修正および代替案を開発できることを理解するであろう。したがって、開示された特定の構成は、例示のみを意図しており、添付の特許請求の範囲およびそのあらゆる同等物の全範囲が与えられる本発明の範囲に関して限定するものではない。

１０ タービン翼
１１ 翼内部
１２ 外壁
１４ 正圧側壁
１６ 負圧側壁
１８ 前縁
２０ 後縁
２２ フィン
２４ 軸方向冷却剤通路
２５ 半径方向冷却剤通路
２６，２８ 冷却剤排出スロット
３０ 翼弦軸
３２，３４ 翼端面
３６ 根元部
３８ プラットフォーム
４０ｆ 後縁冷却剤キャビティ
４０ａ‐ｆ 半径方向冷却剤キャビティ
４２ 棚部
４４ ピン
４８ 内部構造
５０ 冷却流路
１１４ コア正圧側
１１６ コア負圧側
１１８ コア前縁
１２０ コア後縁
１４０ 鋳造コア
１４２ 貫通孔
１４４ 貫通孔

Claims (7)

1. タービン翼（１０）であって、
   翼内部（１１）の境界を定める外壁（１２）であって、タービンエンジンの半径方向に沿った翼長方向に延在するとともに、前縁（１８）および後縁（２０）で結合された正圧側壁（１４）および負圧側壁（１６）で形成された、外壁（１２）と、
   前記正圧側壁（１４）および前記負圧側壁（１６）の間の前記翼内部（１１）に配置された後縁冷却剤キャビティ（４０ｆ）であって、前記後縁（２０）に隣接するよう配置され、かつ前記後縁（２０）まで延在するとともに、前記後縁（２０）に沿って配置された複数の冷却剤排出スロット（２８）に流体連通する前記後縁冷却剤キャビティ（４０ｆ）と、
   前記後縁冷却剤キャビティ（４０ｆ）の後方において前記後縁（２０）に沿って配置された個別のフィン（２２）の配列を備える内部構造（４８）であって、前記個別のフィン（２２）の配列は、反対側の内部側壁に到達することなく前記タービン翼（１０）の前記翼内部（１１）へ延在するよう構成され、前記個別のフィン（２２）は、前記正圧側壁（１４）および前記負圧側壁（１６）から交互に前記タービン翼（１０）の前記翼内部（１１）へ延在し、個別のフィン（２２）の配列は、半径方向の列として配置され、タービン翼（１０）の軸方向冷却剤通路（２４）よって半径方向に間隔があけられ、かつタービン翼（１０）の半径方向冷却剤通路（２５）によって軸方向に間隔があけられ、前記軸方向冷却剤通路（２４）は、前記半径方向冷却剤通路（２５）と流体的に相互接続され、前記個別のフィン（２２）は、前記正圧側壁（１４）および前記負圧側壁（１６）の間の冷却流体（Ｃｆ）のために、翼弦方向に沿った軸方向のジグザグ状の冷却流路（５０）を形成する、内部構造と、
   を備え、
   前記内部構造（４８）が、前記正圧側壁（１４）および前記負圧側壁（１６）を接続する、前記タービン翼（１０）の前記後縁に沿った、半径方向に延びるピン（４４）の少なくとも１つの列をさらに備え、
   前記半径方向に延びるピン（４４）の少なくとも１つの列のうちの一列が、前記後縁（２０）に沿った機構の最後の列である、タービン翼（１０）。
2. 各個別のフィン（２２）が前記半径方向に細長い、請求項１に記載のタービン翼（１０）。
3. 前記内部構造（４８）が少なくとも１つの軸方向に延びる棚部（４２）をさらに備え、前記少なくとも１つの軸方向に延びる棚部（４２）は、前記正圧側壁（１４）および前記負圧側壁（１６）の間の構造的支持を提供する、請求項１または２に記載のタービン翼（１０）。
4. タービン翼（１０）を形成するための鋳造コア（１４０）であって、
   前記タービン翼（１０）の後縁冷却剤キャビティ（４０ｆ）を形成する鋳造コア部材（１４０ａ）であって、翼長方向に延在するとともに、コア前縁（１１８）からコア後縁（１２０）へ翼弦方向にさらに延在するコア正圧側（１１４）およびコア負圧側（１１６）を備える、コア部材（１４０ａ）と、
   前記コア後縁（１２０）に沿って前記コア正圧側（１１４）の表面および前記コア負圧側（１１６）の表面に設けられた複数の個別の非穿孔くぼみ（１２２）であって、前記個別の非穿孔くぼみ（１２２）が、前記タービン翼（１０）の後縁（２０）に沿った前記後縁冷却剤キャビティ（４０ｆ）の後方の前記タービン翼（１０）の後縁部分の内部（１１）に沿って個別のフィン（２２）を形成し、前記個別の非穿孔くぼみ（１２２）は、前記タービン翼（１０）内で軸方向冷却剤通路（２４）を形成する間隙コア部材によって半径方向に間隔をあけられ、かつ前記タービン翼（１０）内で半径方向冷却剤通路（２５）を形成する間隙コア部材によって軸方向に間隔をあけられ、前記複数の個別の非穿孔くぼみ（１２２）は、前記タービン翼（１０）内に翼弦方向に沿った軸方向のジグザグ状の冷却流路（５０）を形成するように、前記コア正圧側（１１４）および前記コア負圧側（１１６）の表面に設けられている、複数の個別の非穿孔くぼみ（１２２）と、
   を備え、
   前記コア部材（１４０ａ）の翼端部間に配置された、前記コア部材（１４０ａ）を通り半径方向に延びる貫通孔（１４４）の少なくとも１つの列をさらに備え、前記貫通孔（１４４）は、前記タービン翼（１０）の後縁内部部分における内部構造（４８）の一部を形成し、各半径方向に延びる貫通孔（１４４）は、前記コア正圧側（１１４）から前記コア負圧側（１１６）に延在し、前記貫通孔（１４４）の少なくとも１つの列のうちの一列が、前記コア後縁（１２０）に沿った機構の最後の列である、鋳造コア。
5. 各個別の非穿孔くぼみ（１２２）が前記半径方向に細長い、請求項４に記載の鋳造コア。
6. 前記コア正圧側（１１４）および前記コア負圧側（１１６）の個別の非穿孔くぼみ（１２２）が翼弦方向および翼長方向において離間している、請求項４または５に記載の鋳造コア。
7. 前記コア正圧側（１１４）の前記個別の非穿孔くぼみ（１２２）、および前記コア負圧側（１１６）の前記個別の非穿孔くぼみ（１２２）が翼弦方向において交互に配置されることにより、前記鋳造コアにおいてジグザグ状断面を形成し、鋳造されたタービン翼（１０）においてジグザグ流路を形成する、請求項４～６のいずれか一項に記載の鋳造コア。

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