JP7260845B2 - タービン動翼 - Google Patents

Description

本開示は、タービン動翼に関する。

例えばターボファンエンジン等のガスタービンエンジンは、主要構成要素として圧縮機、燃焼器及びタービンを含んでいる。

このうち、燃焼器で生成された燃焼ガスの熱エネルギーを回転エネルギーに変換する要素であるタービンは、軸方向に配列された１つ又は複数の段を備えており、各段は、それぞれ周方向に等間隔で配置された複数の静翼及び動翼から成っている。

タービン動翼は、通常、径方向外側から順に、翼部、プラットフォーム、シャンク及びダブテールを備えている。

翼部は、主流流路（燃焼ガスの流路）を横断して径方向に延びる部位であって、翼型の断面形状（プロファイル）を有しており、燃焼ガスの流れ方向においてそれぞれ上流側及び下流側に位置する前縁及び後縁と、前縁と後縁の間をそれぞれ延びる凹状の正圧面及び凸状の負圧面と、を備えている。翼部は、上流に配置された静翼から流出する燃焼ガスを転向させることにより、燃焼ガスから周方向の反力を受け、この反力によるトルクがタービンロータを回転させる。翼部のチップ部（径方向外側の先端部）は、その径方向外側に配置されて主流流路の径方向外端を画定する部材（円筒状のタービンケーシング、又は、タービンケーシングの内周に環状に配置された複数のシュラウドセグメント）と、微小なクリアランスを介して対向している。

プラットフォームは、翼部のハブ部（径方向内側の基端部）に結合された板状の部位であり、主流流路の径方向内端を画定している。

ダブテールは、動翼の径方向内端の部位であり、シャンクによってプラットフォームと接続されている。ダブテールが、タービンロータを構成するディスクの外周面に設けられた溝に嵌め込まれることにより、動翼はディスクに取り付けられる。

なお、主流流路のうち特に高い温度の燃焼ガスが流れる部位（即ち、燃焼器により近い上流側の部位）に配置される動翼は、通常、中空構造とされており、ダブテール及びシャンクを貫く供給通路を経て導入された冷却媒体（通常は、圧縮機から抽出された空気）が翼部の内部に設けられた冷却通路を経て流れることにより、冷却される。

以上のように構成された動翼において、翼部のチップ部にスキーラを設ける技術が知られている（例えば、特許文献１参照）。

スキーラは、翼部のチップ部に形成された径方向内側へ向かう凹部を取り囲むように、プロファイルの周縁部に沿って配置された薄い板状の部位である。スキーラは、その外側面（即ち、凹部に臨む内側面とは反対側の側面）が正圧面又は負圧面の一部を成しており、翼部の一部位ではあるが、タービンの運転中に翼部のチップ部がタービンケーシング又はシュラウドセグメントと接触した場合には、その薄い板状の形状ゆえに容易に摩耗することが想定されている。これにより、上述した接触が生じた場合に、タービンケーシング又はシュラウドセグメントが摩耗して翼部のチップ部との間のクリアランスが過剰に拡大し、その結果、タービン動翼、ひいてはタービン及びガスタービンエンジンの性能が低下することが抑制される。

一方、空力性能の向上を目的として、翼部をハブ部からチップ部へ向かうにつれて弓状に湾曲させる技術が知られている。

例えば、特許文献２が開示するタービン動翼においては、翼部がハブ部からチップ部へ向かうにつれて正圧面から負圧面へ向かう方向に弓状に湾曲しており、これにより、翼部のチップ部とタービンケーシング又はシュラウドセグメントの間のクリアランスを経て正圧面側から負圧面側へ漏れる燃焼ガスの量が抑制され、当該燃焼ガスの漏れに起因する全圧損失が低減される。

特開２０１６－２１１５５６号公報 米国特許第５５２５０３８号明細書

しかるに、空力性能の向上を目的としてハブ部からチップ部へ向かうにつれて弓状に湾曲させた翼部に、タービンケーシング又はシュラウドセグメントの摩耗の軽減を目的としてスキーラを設けようとした場合、翼部のチップ部が径方向に対して傾斜しているために加工が困難であり、傾斜の程度によっては加工が不可能な場合もあった。

本開示は、以上のような問題点に鑑みてなされたものであって、空力性能の向上と、タービンケーシング又はシュラウドセグメントの摩耗の軽減とを両立し得るタービン動翼を提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本開示のタービン動翼は、ハブ部からチップ部までスパン方向に延びる翼部と、前記翼部の前記チップ部に形成されたスキーラと、を備え、前記翼部は、翼型の形状を有するプロファイルを前記スパン方向に積み重ねることにより形成されており、各スパン方向位置における前記プロファイルの重心を連ねるスタッキングラインは、前記ハブ部から前記チップ部まで全体としてタービンの径方向に垂直な任意の方向への変位量が増加する態様で傾斜しており、前記スタッキングラインは、直線上の任意の点における接線を当該直線と一致する直線であると定義するとき、
（１）前記チップ部側の端点における接線が、前記タービンの径方向に平行である。
（２）前記ハブ部側の端点における接線が、前記タービンの径方向に平行である。
（３）少なくとも１つの変曲点を有している。
の３つの要件を満たす。

本開示のタービン動翼によれば、空力性能の向上と、タービンケーシング又はシュラウドセグメントの摩耗の軽減とを両立することができるという、優れた効果を得ることができる。

本開示のタービン動翼の外観を示す概略説明図であり、（Ａ）は全体斜視図（軸方向前側かつ周方向正圧面側から見た図）、（Ｂ）はスキーラが設けられた翼部のチップ部の斜視図である。 本開示のタービン動翼の翼部の形状を示す概略説明図であり、（Ａ）は翼部の全体斜視図、（Ｂ）は翼部のスタッキングラインの形状を示すグラフである。 本開示のタービン動翼の翼部のスタッキングラインの他の形状の例を示すグラフであり、（Ａ）はスパン方向においてチップ部及びハブ部のそれぞれを含む部分が直線として形成されている場合を、（Ｂ）は３つの変曲点を有する曲線として形成されている場合を、それぞれ示している。

以下、本開示の実施形態について、図面を参照しながら詳細に説明する。

図１は、本開示のタービン動翼の外観を示す概略説明図であり、（Ａ）は全体斜視図（軸方向前側かつ周方向正圧面側から見た図）、（Ｂ）はスキーラが設けられた翼部のチップ部の斜視図である。なお、図１（Ａ）においては、タービンの径方向、軸方向、周方向を、それぞれ矢印Ｒ、Ｚ、Ｃで示している。

タービン動翼ＲＢは、図１（Ａ）に示すように、翼部ＡＦ、プラットフォームＰＭ、シャンクＳＫ及びダブテールＤＴを備えている。なお、これらの各部位の機能は、背景技術欄で説明した従来のタービン動翼におけるものと同様であるため、ここでは説明を省略する。

翼部ＡＦは、ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰまでスパン方向（長手方向）に延びており、燃焼ガスの流れ方向においてそれぞれ上流側及び下流側に位置する前縁ＬＥ及び後縁ＴＥと、前縁ＬＥと後縁ＴＥの間をそれぞれ延びる凹状の正圧面ＰＳ及び凸状の負圧面ＳＳと、を備えている。

また、翼部ＡＦのチップ部ＴＰには、図１（Ｂ）に示すように、径方向内側へ向かう凹部（チップキャビティ）ＴＣが形成されており、当該凹部ＴＣを取り囲むように、翼部ＡＦの周縁部に沿って薄い板状のスキーラＳＱが形成されている。なお、図示された実施形態においては、スキーラＳＱが、翼部ＡＦの周縁部の全周に亘って、厚さ及び高さ（径方向の寸法）が一様な板状の部位として形成されているが、スキーラＳＱは、翼部ＡＦの周縁部の一部において途切れていてもよく、また、その厚さ及び高さが一様でなくてもよい。

本開示のタービン動翼ＲＢは、その翼部ＡＦの形状に特徴があるが、この点について、図２を参照しながら以下で説明する。

図２は、タービン動翼ＲＢの翼部ＡＦの形状を示す概略説明図であり、（Ａ）はその全体斜視図、（Ｂ）はスタッキングラインＳＬの形状を示すグラフである。なお、図２（Ａ）においても、タービンの径方向、軸方向、周方向を、それぞれ矢印Ｒ、Ｚ、Ｃで示している。

また、図３は、スタッキングラインＳＬの他の形状の例を示すグラフであり、（Ａ）はスパン方向においてチップ部及びハブ部のそれぞれを含む部分が直線として形成されている場合を、（Ｂ）は３つの変曲点を有する曲線として形成されている場合を、それぞれ示している。

図２（Ａ）に示すように、翼部ＡＦは、径方向Ｒに垂直な断面、即ちプロファイルＰＦを、ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰまでスパン方向に積み重ねること（これを、スタッキングと称する。）により形成されている。

図示された実施形態において、翼部ＡＦは、ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰへ向かうにつれて、周方向Ｃにおいて正圧面ＰＳから負圧面ＳＳへ向かう方向に傾斜している。ただし、翼部ＡＦの傾斜の態様は、これに限定されるものではない。即ち、翼部ＡＦは、ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰへ向かうにつれて、周方向Ｃにおいて負圧面ＳＳから正圧面ＰＳへ向かう方向に傾斜していてもよく、軸方向Ｚにおいて前縁ＬＥから後縁ＴＥへ向かう方向又は後縁ＴＥから前縁ＬＥへ向かう方向に傾斜していてもよく、更には、径方向Ｒに垂直で且つ周方向Ｃ及び軸方向Ｚに対してそれぞれゼロでない角度を成す方向に傾斜していてもよい。

ここで、翼部ＡＦにおけるスタッキングの態様は、各スパン方向位置におけるプロファイルＰＦの重心ＧＣを連ねる線（これを、スタッキングラインＳＬと称する。）の形状によって表現される。

図示された実施形態において、翼部ＡＦのスタッキングラインＳＬは、Ｓ字状の形状を有するものとされているが、この点について、図２（Ｂ）を参照しながら以下で詳述する。

図２（Ｂ）は、翼部ＡＦのスタッキングラインＳＬの形状を示すグラフである。ここで、グラフの縦軸はスパン方向位置を、横軸はスタッキングラインＳＬの傾斜方向ＤＩ（径方向Ｒに垂直な任意の方向；図示された実施形態においては、周方向Ｃにおいて正圧面ＰＳから負圧面ＳＳへ向かう方向）への変位量を、それぞれ示している。なお、縦軸にプロットされているスパン方向位置は、翼部のハブ部ＨＢから計った高さを翼部ＡＦの全高（ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰまでの高さ）で除した無次元値をパーセンテージ表示したものであり、０％スパンはハブ部ＨＢに、１００％スパンはチップ部ＴＰに、それぞれ対応する。

図示された実施形態において、スタッキングラインＳＬは、ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰへ向かうにつれて傾斜方向ＤＩへの変位量が単調に増加する滑らかな曲線とされている。ただし、スタッキングラインＳＬの傾斜方向ＤＩへの変位の態様は、これに限定されるものではない。即ち、スタッキングラインＳＬは、ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰまで、全体としては傾斜方向ＤＩへの変位量が増加している一方で、スパン方向の一部の領域において、ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰへ向かうにつれて傾斜方向ＤＩへの変位量が一時的に減少していてもよい。

図示された実施形態において、スタッキングラインＳＬは、スパン方向においてハブ部ＨＢ側に位置するハブ側曲線ＣＨと、チップ部ＴＰ側に位置するチップ側曲線ＣＴとから成っている。

ハブ側曲線ＣＨは、スパン方向においてチップ部ＴＰ側に向かって凸の曲率を有する（以下、単に「チップ側に凸の」と表現する。）滑らかな曲線であって、そのハブ部ＨＢ側の端点ＰＨにおける接線ＴＨは、径方向Ｒに平行な直線である。

一方、チップ側曲線ＣＴは、スパン方向においてハブ部ＨＢ側に向かって凸の曲率を有する（以下、単に「ハブ側に凸の」と表現する。）滑らかな曲線であって、そのチップ部ＴＰ側の端点ＰＴにおける接線ＴＴは、径方向Ｒに平行な直線である。なお、図においては、スキーラＳＱが形成されるスパン方向の範囲を、模式的に矢印ＳＱで示している。

そして、ハブ側曲線ＣＨとチップ側曲線ＣＴは、点ＰＩにおいて滑らかに（即ち、点ＰＩにおいて接線を共有するような態様で）接続されているが、上述したとおり、ハブ側曲線ＣＨとチップ側曲線ＣＴは逆向きの曲率を有しているため、両曲線から成るスタッキングラインＳＬを１つの曲線と見なした場合、点ＰＩは当該曲線の変曲点ということになる。

ここで、後述するように、本開示のタービン動翼ＲＢの翼部ＡＦのスタッキングラインＳＬは、図２に示されたもの以外にも様々な形状を有し得るが、当該形状が満たすべき必須の要件は、以下の３点である。
（１）スタッキングラインＳＬのチップ部ＴＰ側の端点ＰＴにおける接線ＴＴは、径方向Ｒに平行である。
（２）スタッキングラインＳＬのハブ部ＨＢ側の端点ＰＨにおける接線ＴＨは、径方向Ｒに平行である。
（３）スタッキングラインＳＬは、少なくとも１つの変曲点を有している。

要件（１）が満たされることにより、翼部ＡＦのチップ部ＴＰに形成されるスキーラＳＱは、ほぼ径方向Ｒに延びるものとなる。これにより、スキーラＳＱを形成するために翼部ＡＦのチップ部ＴＰに凹部ＴＣを設ける際の加工が容易となり、スタッキングラインＳＬの形状にかかわらず、確実にスキーラＳＱを形成することが可能となる。即ち、要件（１）は、本開示のタービン動翼ＲＢが上述した課題を解決するための中核的な手段である。

要件（２）は、翼部ＡＦのハブ部ＨＢにおける応力集中の発生を防止するために、タービン動翼において一般的に採用される要件である。

要件（３）は、ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰまで全体として傾斜方向ＤＩへの変位量が増加する態様で傾斜したスタッキングラインＳＬを採用することを前提として、要件（１）及び（２）を満たすために、必然的に満たされるべき要件である。即ち、傾斜方向ＤＩにおいて所定の変位量だけ隔てられたチップ部ＴＰ側の端点ＰＴとハブ部ＨＢ側の端点ＰＨを、要件（１）及び（２）を満たしつつ滑らかな曲線によって接続するためには、当該曲線は必然的に少なくとも１つの変曲点を有するものとなる。

なお、ハブ側曲線ＣＨ及びチップ側曲線ＣＴのそれぞれの曲率、並びに、変曲点ＰＩのスパン方向位置は、翼部ＡＦの空力性能、構造強度等を考慮しつつ、任意に選択することができる。また、ハブ側曲線ＣＨ及びチップ側曲線ＣＴは、それぞれ、滑らかな曲線である限りにおいて、単一の曲率を有する曲線であってもよいし、異なる曲率を有する複数の部分からなる曲線であってもよい。

また、要件（１）及び（２）のそれぞれを満たすために、スタッキングラインＳＬのうちチップ部ＴＰ側の端点ＰＴ及びハブ部ＨＢ側の端点ＰＨのそれぞれを含む部分は、図２（Ｂ）に図示した実施形態のように曲線である必要はなく、図３（Ａ）に示すように径方向Ｒに平行な直線であってもよい。即ち、本明細書においては、直線上の任意の点（ここでは、その端点（ＰＴ、ＰＨ））における接線を、当該直線と一致する直線であると定義する。

この場合において、スタッキングラインＳＬは、チップ側曲線ＣＴに代わる径方向Ｒに平行なチップ側直線ＬＴと、ハブ側曲線ＣＨに代わる径方向Ｒに平行なハブ側直線ＬＨと、これら両直線と滑らかに接続され少なくとも１つの変曲点ＰＩを有するミーン部曲線ＣＭとから成っている。

なお、チップ側直線ＬＴ及びハブ側直線ＬＨが、それぞれチップ部ＴＰ側の端点ＰＴ及びハブ部ＨＢ側の端点ＰＨから何れのスパン方向位置まで延びるかは、翼部ＡＦの空力性能、構造強度等を考慮しつつ、任意に選択することができる。

このように、スタッキングラインＳＬがチップ部ＴＰの近傍において径方向Ｒに平行な直線（チップ側直線ＬＴ）として形成されていることにより、スキーラＳＱをスパン方向に均一な厚さを有する板状の部位として形成する場合に、翼部ＡＦのチップ部ＴＰに設けられる凹部ＴＣを包囲するスキーラＳＱの内側面が径方向Ｒに平行となり、凹部ＴＣを設ける際の加工がより容易となる。

なお、図３（Ａ）においては、スタッキングラインＳＬのうちチップ部ＴＰ側の端点ＰＴ及びハブ部ＨＢ側の端点ＰＨのそれぞれを含む部分の両方が径方向Ｒに平行な直線である場合を示したが、いずれか一方のみが径方向Ｒに平行な直線であってもよい。

さらに、要件（３）を満たすために、スタッキングラインＳＬは、複数の変曲点を有していてもよい。例えば、スタッキングラインＳＬが３つの変曲点を有している場合を、図３（Ｂ）に示す。

この場合において、スタッキングラインＳＬは、ハブ側に凸の曲率を有する第１チップ側曲線ＣＴ１と、チップ側に凸の曲率を有する第２チップ側曲線ＣＴ２と、ハブ側に凸の曲率を有する第２ハブ側曲線ＣＨ２と、チップ側に凸の曲率を有する第１ハブ側曲線ＣＨ１とから成ると共に、第１チップ側曲線ＣＴ１と第２チップ側曲線ＣＴ２がチップ側変曲点ＰＩＴにおいて、第２チップ側曲線ＣＴ２と第２ハブ側曲線ＣＨ２がミーン部変曲点ＰＩＭにおいて、第２ハブ側曲線ＣＨ２と第１ハブ側曲線ＣＨ１がハブ側変曲点ＰＩＨにおいて、それぞれ滑らかに接続されている。

なお、スタッキングラインＳＬを構成する各曲線（ＣＴ１、ＣＴ２、ＣＨ２、ＣＨ１）の曲率及びその向き（チップ側に凸又はハブ側に凸）、並びに、隣接する曲線を接続する各変曲点（ＰＩＴ、ＰＩＭ、ＰＩＨ）のスパン方向位置は、翼部ＡＦの空力性能、構造強度等を考慮しつつ、任意に選択することができる。

また、最もチップ部ＴＰ側に位置する曲線（図３（Ｂ）に示された実施形態においては第１チップ側曲線ＣＴ１）及び最もハブ部ＨＢ側に位置する曲線（図３（Ｂ）に示された実施形態においては第１ハブ側曲線ＣＨ１）のうち一方又は両方について、チップ部ＴＰ側の端点ＰＴ及びハブ部ＨＢ側の端点ＰＨのそれぞれを含む部分を、図３（Ａ）に示された実施形態のように径方向Ｒに平行な直線としてもよい。

ＡＦ 翼部
ＧＣ プロファイルの重心
ＨＢ ハブ部
ＰＦ プロファイル
ＰＨ スタッキングラインのハブ部側の端点
ＰＩ 変曲点
ＰＴ スタッキングラインのチップ部側の端点
Ｒ 径方向
ＲＢ タービン動翼
ＳＬ スタッキングライン
ＳＱ スキーラ
ＴＨ スタッキングラインのハブ部側の端点における接線
ＴＰ チップ部
ＴＴ スタッキングラインのチップ部側の端点における接線

Claims (2)

1. ハブ部からチップ部までスパン方向に延びる翼部と、前記翼部の前記チップ部に形成されたスキーラと、を備えるタービン動翼であって、
   前記翼部は、翼型の形状を有するプロファイルを前記スパン方向に積み重ねることにより形成されており、
   各スパン方向位置における前記プロファイルの重心を連ねるスタッキングラインは、前記ハブ部から前記チップ部まで全体としてタービンの周方向、又は、周方向及び軸方向に対してそれぞれゼロでない角度を成す方向への変位量が増加する態様で傾斜しており、
   前記スタッキングラインは、直線上の任意の点における接線を当該直線と一致する直線であると定義するとき、
   （１）前記チップ部側の端点における接線が、前記タービンの径方向に平行である。
   （２）前記ハブ部側の端点における接線が、前記タービンの径方向に平行である。
   （３）少なくとも１つの変曲点を有している。
   の３つの要件を満たす、タービン動翼。
2. 前記スタッキングラインのうち、前記チップ部側の端点を含む部分が直線である、請求項１に記載のタービン動翼。

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