JP2001027102A - タービン動翼の後縁冷却孔及び溝穴 - Google Patents

タービン動翼の後縁冷却孔及び溝穴

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 【解決手段】 タービンエンジン（１０）用の、複数の
後縁溝穴（１０８）と複数の後縁開口（１１８）とを有
する翼形部（８２）を含むタービン動翼（８０）につい
て開示する。後縁溝穴は動翼の上方部分（１０２）にお
いて正圧側壁（９０）に沿って後縁（８８）まで延在す
る。後縁開口は動翼の下方部分（１０４）において後縁
を貫通する。翼形部の上方部分の後縁は翼形部の下方部
分の後縁に比べて相対的に薄く、翼形部の高い空力効率
及び冷却が可能になる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術の分野】本発明は概してタービンエ
ンジンに関し、さらに具体的には、タービン動翼の後縁
を冷却する装置並びに方法に関する。
【０００２】タービンエンジンは通例コアエンジンを含
んでいて、コアエンジンは、流れの順に、コアエンジン
に流入する空気流を圧縮する高圧圧縮機と、燃料と加圧
空気の混合気を燃焼して高温推進ガスを発生する燃焼器
と、高温推進ガスによって回転する高圧タービンとを有
している。高圧タービンは軸で高圧圧縮機と連結してい
て、高圧タービン動翼が高圧圧縮機を駆動する。追加の
圧縮機及びタービン動翼（例えば、低圧圧縮機と低圧タ
ービン）がコアエンジンに流れの順に配置されていても
よい。本明細書中で「タービン動翼」という用語は高圧
タービン動翼及び低圧タービン動翼を意味する。
【０００３】タービン動翼は通例翼形部とプラットホー
ムとシャンク部とダブテールを含んでいる。プラットホ
ームは翼形部のルート部及びシャンク部とつながってい
る。シャンク部はダブテールとつながっていて、ダブテ
ールを通して冷却空気が導かれる。翼形部は前縁と後縁
を含んでおり、後縁は前縁と比べると相対的に薄い。翼
形部は上方部分と下方部分と翼先端を含んでいる。翼先
端とルート部はそれぞれ翼形部の上方部分及び下方部分
において前縁及び後縁とつながっている。
【０００４】タービンエンジンの作動効率及び動力出力
の向上は作動温度を高くすることで達成される。しか
し、作動温度は、タービン動翼の回転速度の増加によっ
て引き起こされる張力及び応力に関する問題と併せて、
回転タービン動翼の耐え得る最大温度によって制限され
る。通例、冷却空気は圧縮機の出口から抽出され、例え
ばタービン動翼の冷却に利用される。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】空力効率の最適化は翼
形部の作動条件に問題を生じ、作動条件の最適化は空力
効率に問題を生じる。作動中、空力損は高温推進ガスの
半径方向の分布のため主として厚い後縁をもつ翼形部上
方部分で起こる。しかし、後縁が薄いと、少なくとも部
分的には作動中の大きな遠心力のため、高い作動温度と
相俟って、翼形部下方部分が破損する可能性が増す。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の例示的な実施形
態においては、タービン動翼の翼形部は翼形部上方部分
に複数の溝穴と翼形部下方部分を貫通した複数の後縁開
口とを含んでいる。タービン動翼は、シャンク部、プラ
ットホーム及びダブテールも含んでいる。翼形部はルー
ト部においてプラットホームとつながっており、正圧側
壁と負圧側壁の間に位置し翼形部の前縁から翼形部の後
縁まで延在する１以上の冷却キャビティを含んでいる。
【０００７】さらに具体的には、翼形部上方部分は薄い
後縁を含んでいる。溝穴は翼形部の正圧側壁から後縁に
延在している。翼形部下方部分は上方部分の後縁よりも
厚い後縁を含んでいる。後縁開口は後縁を貫通してい
て、後縁下方部分に対流冷却をもたらす。溝穴は翼形部
の対流冷却と後縁上方部分のフィルム冷却を組合せを利
用して翼形部上方部分を冷却する。
【０００８】上述の溝穴と後縁開口の組合せを備えた翼
形部を利用することでタービン動翼の性能及び耐久性が
向上する。タービン動翼の性能は、翼形部上方部分に薄
い後縁を使用してこれを溝穴で効果的に冷却することに
よって改善される。タービン動翼の耐久性は、翼形部の
下方部分の後縁の幅を後縁上方部分よりも厚くするとと
もに、下方部分の後縁を貫通した後縁開口で翼形部下方
部分を冷却することによって改善される。
【０００９】
【発明の実施の形態】図１は中心軸２０に関して対称な
タービンエンジン１０の断面図である。エンジン１０
は、流れの純に、フロントファン３０、多段低圧圧縮機
（ブースターともいう）４０、多段高圧圧縮機５０、燃
焼器６０、高圧タービン７０及び多段低圧タービン１３
０を含んでいる。高圧タービン７０は高圧軸１４０によ
って高圧圧縮機５０と連結している。低圧タービン１３
０は低圧軸１５０によってフロントファン３０及びブー
スター４０と連結している。
【００１０】エンジン１０作動中、空気はファン３０を
通って下流に流れ、多段式低圧圧縮機４０に入る。ここ
で空気は圧縮され、さらに下流に流れて高圧圧縮機５０
を通るが、その際空気は高度に加圧される。高圧圧縮空
気部分の一部は燃焼器６０へと導かれ、燃料と混合・点
火して高温高圧推進ガスを発生し、この高温ガスはさら
に下流へと流れて、高圧タービン７０によって高圧圧縮
機５０を駆動するのに利用される。高温高圧推進ガスは
膨張してその若干のエネルギーを失い、さらに下流へと
流れ続ける。ガスは多段低圧タービン１３０によってフ
ロントファン３０及びブースター４０の駆動に利用され
る。
【００１１】図２は高圧タービン７０（図１に示す）の
高圧タービン動翼８０を示す。図２に示す通り、高圧タ
ービン動翼８０はシャンク部８４につながる翼形部８２
を含んでいる。翼形部８２は、前縁８６、後縁８８、正
圧側壁９０及び負圧側壁９２を含んでいる。正圧側壁９
０は前縁８６及び後縁８８において負圧側壁９２とつな
がっている。翼形部８２は翼先端９４及びルート部９６
をさらに含んでおり、翼先端９４とルート部は正圧側壁
９０、負圧側壁９２、前縁８６及び後縁８８によってつ
ながっている。シャンク部８４はプラットホーム９８と
ダブテール１００を含んでいる。翼形部８２はルート部
９６においてプラットホーム９８とつながっている。翼
形部８２は翼先端９４から延在する後縁上方部分１０２
及びルート部９６まで延在する後縁下方部分１０４を含
む。上方部分１０２と下方部分１０４は後縁中間部１０
６で交わる。
【００１２】タービン動翼８０は正圧側壁９０と負圧側
壁９２の間に１以上の冷却キャビティ（図２には示さ
ず）を含む。冷却キャビティは、後縁８８に沿って延在
する複数の後縁溝穴１０８及び後縁８８を貫通する複数
の後縁開口１１０と流通している。後縁溝穴１０８は実
質的に矩形で、翼形部上方部分１０２において正圧側壁
９０に沿って後縁８８まで延在している。後縁開口１１
０は実質的に円形で、翼形部下方部分１０４において後
縁８８を貫通している。
【００１３】各後縁溝穴１０８は、第１の側壁１１４と
第２の側壁１１６によって正圧側壁９０から隔てられた
陥凹壁１１２を含む。冷却キャビティ出口開口１１８
は、冷却キャビティから陥凹壁１１２に隣接した各後縁
溝穴１０８まで延在する。各陥凹壁１１２は後縁８８か
ら冷却キャビティ出口開口１１８まで延在する。複数の
ランド部１２０が各々の後縁溝穴１０８をそれに隣接す
る後縁溝穴１０８から隔てている。側壁１１４及び１１
６はランド部１２０から延在している。別の実施形態で
は、後縁開口１１０は実質的に矩形である。
【００１４】図３及び図４は、図２に示した翼形部８２
の上方部分１０２及び下方部分１０４の断面図である。
図３及び図４に示す通り、翼形部８２はその内部に冷却
キャビティ１２２を含んでいる。一つの実施形態では、
冷却キャビティ１２２は当技術分野で周知の蛇行（サー
ペンタイン）構成である。図３に示す取り、各後縁溝穴
１０８の各冷却キャビティ出口開口１１８は冷却キャビ
ティ１２２から正圧側壁９０まで延在する。これに対し
て、図４に示す通り、各後縁開口１１０は冷却キャビテ
ィ１２２から下方部分１０４の後縁８８を貫通してい
る。
【００１５】タービンエンジン１０（図１に示す）の作
動中、高温推進ガスは燃焼器６０（図１に示す）を出て
高圧タービン７０（図１に示す）へと導かれ、個々のタ
ービン動翼８０と接触する。冷却空気は高圧圧縮機５０
から抽出され、タービン動翼８０のダブテール１００を
通して導かれる。冷却空気はシャンク部８４及びダブテ
ール１００を通してルート部９６に入り、翼形部８２内
部の冷却キャビティに供給される。冷却空気は後縁８８
の上方部分１０２及び下方部分１０４を冷却する。
【００１６】上方部分１０２は、冷却空気を冷却キャビ
ティ１２２に導いて後縁溝穴１０８に流すことによって
冷却される。冷却空気は正圧側壁９０及び負圧側壁９２
を対流冷却によって冷却する。各後縁溝穴１０８は正圧
側壁９０上に位置するので、冷却空気は冷却キャビティ
出口開口１１８を通して各陥凹壁１１２に沿って各後縁
溝穴１０８から流出し、後縁８８の上方部分１０２をフ
ィルム冷却によって冷却する。下方部分１０４は、冷却
空気を冷却キャビティ１２２に導いて後縁開口１１０に
流すことによって冷却される。冷却空気は下方部分１０
４の各後縁開口１１０から流出し、対流冷却によって後
縁８８を冷却する。
【００１７】後縁８８の上方部分１０２は、後縁８８の
下方部分１０４に比して薄く、厚い後縁で起こる空力損
が低減する。下方部分１０４は、上方部分１０２に比し
て厚い後縁８８を含んでおり、下方部分１０４が遠心応
力によりルート部９６の後縁８８で割れを生じる可能性
が低下する。後縁溝穴１０８と後縁開口１１０の組合せ
は、翼形部８２を効果的に冷却するとともにその空力効
率を保つ。
【００１８】本発明を様々な具体的実施形態によって説
明してきたが、特許請求の範囲に記載された技術的思想
及び技術的範囲内で修正を行うことができるのは当業者
には自明であろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】 高圧タービンを含むタービンエンジンの断面
図である。
【図２】 図１に示す高圧タービン動翼の斜視図であ
る。
【図３】 図２に示す高圧タービン動翼に利用される翼
形部上方部分の断面図である。
【図４】 図２に示す翼形部下方部分の断面図である。

Claims (20)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 前縁（８６）、後縁（８８）、前縁及び
    後縁において互いにつながった正圧側壁（９０）と負圧
    側壁（９２）、 後縁から正圧側壁に沿って延在する複数の後縁溝穴（１
    ０８）、及び後縁を貫通する複数の後縁孔（１１０）を
    含んでなる翼形部（８２）。
  2. 【請求項２】 下方部分（１０４）とつながった上方部
    分（１０２）をさらに含んでなる、請求項１記載の翼形
    部（８２）。
  3. 【請求項３】 後縁溝穴（１０８）が翼形部上方部分
    （１０２）に形成される、請求項２記載の翼形部（８
    ２）。
  4. 【請求項４】 各後縁溝穴（１０８）が正圧側壁（９
    ０）から所定の距離だけ離れた陥凹壁（１１２）を含ん
    でなる、請求項３記載の翼形部（８２）。
  5. 【請求項５】 １以上の平坦部（１２０）をさらに含ん
    でなり、各後縁溝穴（１０８）が１以上のランド部によ
    って隣接する後縁溝穴と隔てられている、請求項４記載
    の翼形部（８２）。
  6. 【請求項６】 各ランド部（１２０）が後縁（８８）か
    ら各後縁溝穴（１０８）の冷却キャビティ出口開口（１
    １８）まで延在する、請求項５記載の翼形部（８２）。
  7. 【請求項７】 後縁開口（１１８）が翼形部の下方部分
    （１０４）を貫通している、請求項１記載の翼形部（８
    ２）。
  8. 【請求項８】 プラットホーム（９８）、 ダブテール（１００）、 プラットホーム及びダブテールとつながるシャンク部
    （８４）、 前縁（８６）、後縁（８８）、前縁及び後縁において互
    いにつながった正圧側壁（９０）と負圧側壁（９２）を
    含んでなる翼形部（８２）であって、シャンク部及びプ
    ラットホームとつながった翼形部（８２）、 正圧側壁と負圧側壁の間の１以上の冷却キャビティ（１
    ２２）、 後縁に沿って延在し、冷却キャビティと流通した複数の
    後縁溝穴（１０８）、及び後縁を貫通し、冷却キャビテ
    ィと流通した複数の後縁開口（１１８）を含んでなるタ
    ービン動翼（８０）。
  9. 【請求項９】 後縁（８８）が上方部分（１０２）と下
    方部分（１０４）を含んでなる、請求項８記載のタービ
    ン動翼（８０）。
  10. 【請求項１０】 複数の後縁溝穴（１０８）が後縁（８
    ８）の上方部分（１０２）に沿って延在する、請求項９
    記載のタービン動翼（８０）。
  11. 【請求項１１】 各後縁溝穴（１０８）が陥凹壁（１１
    ２）と冷却キャビティ出口開口（１１８）とを含んでい
    て、陥凹壁が後縁（８８）から冷却キャビティ出口開口
    まで延在する、請求項１０記載のタービン動翼（８
    ０）。
  12. 【請求項１２】 各後縁溝穴（１０８）が冷却キャビテ
    ィ出口開口（１１８）から後縁（８８）まで延在する１
    以上のランド部（１２０）をさらに含んでいて、ランド
    部が陥凹壁（１１２）に隣接している、請求項１１記載
    のタービン動翼（８０）。
  13. 【請求項１３】 各後縁溝穴（１０８）が正圧側壁（９
    ０）に沿って後縁（８８）まで延在している、請求項１
    ２記載のタービン動翼（８０）。
  14. 【請求項１４】 複数の後縁開口（１１８）が後縁（８
    ８）の下方部分（１０４）を貫通している、請求項９記
    載のタービン動翼（８０）。
  15. 【請求項１５】 タービン動翼翼形部（８２）の後縁
    （８８）を冷却する方法であって、翼形部が前縁（８
    ６）と後縁において互いにつながった正圧側壁（９０）
    と負圧側壁（９２）を含んでいて、後縁が上方部分（１
    ０２）と下方部分（１０４）とを含んでおり、翼形部が
    後縁の上方部分及び下方部分と流通する１以上の冷却キ
    ャビティ（１２２）をさらに含んでいて、当該方法が、 冷却キャビティに空気を供給する段階、 フィルム冷却を利用して後縁の上方部分を冷却する段
    階、及び対流冷却を利用して後縁の下方部分を冷却する
    段階含んでなる方法。
  16. 【請求項１６】 後縁（８８）が上方部分（１０２）に
    形成される複数の後縁溝穴（１０８）をさらに含んでい
    て、上方部分の冷却段階が複数の後縁溝穴に冷却空気を
    導く段階を含んでなる、請求項１５記載の方法。
  17. 【請求項１７】 複数の後縁溝穴（１０８）に冷却空気
    を導く段階が冷却空気で正圧側壁（９０）を冷却する段
    階を含んでなる、請求項１６記載の方法。
  18. 【請求項１８】 後縁（８８）が後縁の下方部分（１０
    ４）を貫通して形成された複数の後縁開口（１１８）を
    含んでいて、下方部分の冷却段階が複数の後縁開口に冷
    却空気を導く段階を含む、請求項１５記載の方法。
  19. 【請求項１９】 後縁（８８）の上方部分（１０２）を
    冷却する段階が対流冷却を利用して後縁の上方部分を冷
    却する段階を含む、請求項１５記載の方法。
  20. 【請求項２０】 翼形部（８２）が前縁（８６）から後
    縁（８８）まで延在するルート部（９６）をさらに含ん
    でいて、下方部分（１０４）を冷却する段階が対流冷却
    を利用して後縁ルート部を冷却する段階を含む、請求項
    １５記載の方法。
JP2000197544A 1999-06-30 2000-06-30 タービン動翼の後縁冷却孔及び溝穴 Withdrawn JP2001027102A (ja)

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