JP2001050004A - 先端を断熱した翼形部 - Google Patents
先端を断熱した翼形部Info
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- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
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- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 タービン翼形部の耐用寿命を増大させるか或
いは一段と温度の高い温燃焼ガスで作動できるようにす
るため、先端冷却の改善されたタービン翼形部を提供す
る。 【解決手段】 タービン翼形部１４は、先端キャップ３
０から外側に延在して該先端キャップ上部に先端キャビ
ティ３４を画成するスクイーラリブ３２を含む。先端キ
ャップ上部の先端キャビティ内に断熱体が配設される。
いは一段と温度の高い温燃焼ガスで作動できるようにす
るため、先端冷却の改善されたタービン翼形部を提供す
る。 【解決手段】 タービン翼形部１４は、先端キャップ３
０から外側に延在して該先端キャップ上部に先端キャビ
ティ３４を画成するスクイーラリブ３２を含む。先端キ
ャップ上部の先端キャビティ内に断熱体が配設される。
Description
海軍省との契約番号第Ｎ０００１９−９６−Ｃ−００８
０号に従って合衆国政府は本発明に関して一定の権利を
有する。
０号に従って合衆国政府は本発明に関して一定の権利を
有する。
【０００１】
【発明の背景】本発明は概してガスタービンエンジンに
関し、具体的にはタービン動翼の冷却に関する。
関し、具体的にはタービン動翼の冷却に関する。
【０００２】ガスタービンエンジンでは、空気を圧縮機
で圧縮して燃焼器で燃料と混合・点火し、高温燃焼ガス
を発生する。燃焼ガスはタービン段を流れるが、その際
燃焼ガスから圧縮機を駆動されるエネルギーが抽出さ
れ、航空機用ターボファンガスタービンエンジンのファ
ンを駆動するための有用な仕事がなされる。
で圧縮して燃焼器で燃料と混合・点火し、高温燃焼ガス
を発生する。燃焼ガスはタービン段を流れるが、その際
燃焼ガスから圧縮機を駆動されるエネルギーが抽出さ
れ、航空機用ターボファンガスタービンエンジンのファ
ンを駆動するための有用な仕事がなされる。
【０００３】各タービン段には複数の静翼を有するステ
ーターノズルが含まれていて、支持ロータディスクから
半径方向外向きに延在するタービン動翼列へと燃焼ガス
を導く。静翼及び動翼には、軸方向に前縁と後縁の間に
延在する略凹形正圧側壁と略凸形負圧側壁を有する翼形
部が含まれていて、作動時には燃焼ガスがその上を流れ
る。
ーターノズルが含まれていて、支持ロータディスクから
半径方向外向きに延在するタービン動翼列へと燃焼ガス
を導く。静翼及び動翼には、軸方向に前縁と後縁の間に
延在する略凹形正圧側壁と略凸形負圧側壁を有する翼形
部が含まれていて、作動時には燃焼ガスがその上を流れ
る。
【０００４】タービン動翼は、ロータディスク外周に形
成された相補的形状のダブテールスロットと係合するダ
ブテールによってロータディスクに取り付けられる。各
動翼は、燃焼ガス流路の半径方向内側境界を画成する内
側プラットホームを含んでいて、翼形部は根元から半径
方向外側の先端まで延在している。動翼先端（チップ）
はその周囲の静止シュラウドに近接して配置され、作動
中その隙間からの燃焼ガスの漏れを減らす。
成された相補的形状のダブテールスロットと係合するダ
ブテールによってロータディスクに取り付けられる。各
動翼は、燃焼ガス流路の半径方向内側境界を画成する内
側プラットホームを含んでいて、翼形部は根元から半径
方向外側の先端まで延在している。動翼先端（チップ）
はその周囲の静止シュラウドに近接して配置され、作動
中その隙間からの燃焼ガスの漏れを減らす。
【０００５】しかし、タービン作動中の動翼とシュラウ
ドとの間の熱膨張・収縮差のため、動翼先端は時折シュ
ラウドとこすれあう。
ドとの間の熱膨張・収縮差のため、動翼先端は時折シュ
ラウドとこすれあう。
【０００６】動翼先端を保護するため、それらは、通
例、翼形部の半径方向外端を閉じる先端キャップつまり
先端床から半径方向外側に延在する正圧側壁及び負圧側
壁のスクイーラリブ延長部の形態に構成される。翼形部
は先端キャップ下側で中空であり、高温燃焼ガスの加熱
作用に対する冷却媒体として用いられる圧縮機抽気を流
すための様々な冷却路つまり冷却回路をその内部に含ん
でいる。
例、翼形部の半径方向外端を閉じる先端キャップつまり
先端床から半径方向外側に延在する正圧側壁及び負圧側
壁のスクイーラリブ延長部の形態に構成される。翼形部
は先端キャップ下側で中空であり、高温燃焼ガスの加熱
作用に対する冷却媒体として用いられる圧縮機抽気を流
すための様々な冷却路つまり冷却回路をその内部に含ん
でいる。
【０００７】この構成において、スクイーラリブは、翼
形部側壁の空力形状が保たれるように翼形部側壁の短い
延長部を与えるとともに、先端がシュラウドとこすれあ
う際の接触面積を最小限にする。従って、その下側の先
端キャップはシュラウドからもっと離れているので、先
端がこすれても保護され、翼形部内部の冷却路を始めと
する翼形部の完全性が維持される。
形部側壁の空力形状が保たれるように翼形部側壁の短い
延長部を与えるとともに、先端がシュラウドとこすれあ
う際の接触面積を最小限にする。従って、その下側の先
端キャップはシュラウドからもっと離れているので、先
端がこすれても保護され、翼形部内部の冷却路を始めと
する翼形部の完全性が維持される。
【０００８】作動中、スクイーラリブは高温燃焼ガスに
直接暴露され、高温燃焼ガスはリブとタービンシュラウ
ドの隙間を通って流れる。スクイーラリブはその３つの
露出面で加熱され、そのため冷却が困難である。スクイ
ーラリブの高温作動はその耐用寿命に悪影響を与える。
スクイーラリブは、翼形部側壁を通して半径方向内側に
熱を伝導し、翼形部内部を流れる冷却媒体で熱を取り除
くことによって冷却される。翼形部はスクイーラリブの
半径方向内側に配設された傾斜先端孔を含んでいること
もあり、典型的には翼形部の正圧面に空気のフィルム冷
却境界層を形成して正圧側スクイーラリブ部分を保護す
る。
直接暴露され、高温燃焼ガスはリブとタービンシュラウ
ドの隙間を通って流れる。スクイーラリブはその３つの
露出面で加熱され、そのため冷却が困難である。スクイ
ーラリブの高温作動はその耐用寿命に悪影響を与える。
スクイーラリブは、翼形部側壁を通して半径方向内側に
熱を伝導し、翼形部内部を流れる冷却媒体で熱を取り除
くことによって冷却される。翼形部はスクイーラリブの
半径方向内側に配設された傾斜先端孔を含んでいること
もあり、典型的には翼形部の正圧面に空気のフィルム冷
却境界層を形成して正圧側スクイーラリブ部分を保護す
る。
【０００９】スクイーラリブは先端キャップ上部で翼形
部の両側に設けられるので、それらの間に開放先端キャ
ビティを画成するが、先端キャビティ内に高温燃焼ガス
が循環してスクイーラリブの内面を加熱するおそれがあ
る。先端キャップに貫通孔を設けて冷却媒体の一部を先
端キャビティへに排出することもできるが、それでもス
クイーラリブは３つの露出面で加熱を受ける。
部の両側に設けられるので、それらの間に開放先端キャ
ビティを画成するが、先端キャビティ内に高温燃焼ガス
が循環してスクイーラリブの内面を加熱するおそれがあ
る。先端キャップに貫通孔を設けて冷却媒体の一部を先
端キャビティへに排出することもできるが、それでもス
クイーラリブは３つの露出面で加熱を受ける。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】従って、タービン翼形
部の耐用寿命を増大させるか或いは一段と温度の高い温
燃焼ガスで作動できるように、先端冷却の改善されたタ
ービン翼形部を提供することが望まれる。
部の耐用寿命を増大させるか或いは一段と温度の高い温
燃焼ガスで作動できるように、先端冷却の改善されたタ
ービン翼形部を提供することが望まれる。
【００１１】
【課題を解決するための手段】タービン翼形部は、先端
キャップから外側に延在して該先端キャップ上部に先端
キャビティを画成するスクイーラリブを含む。先端キャ
ップ上部の先端キャビティ内に断熱体が配設される。
キャップから外側に延在して該先端キャップ上部に先端
キャビティを画成するスクイーラリブを含む。先端キャ
ップ上部の先端キャビティ内に断熱体が配設される。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下の詳細な説明において、添付
の図面を参照しながら、本発明の好ましい例示的な実施
形態を、その他の目的及び利点と併せて、具体的に説明
する。
の図面を参照しながら、本発明の好ましい例示的な実施
形態を、その他の目的及び利点と併せて、具体的に説明
する。
【００１３】図１に示したのは、ロータディスク１２
（その一部を示す）の外周に装着された幾つかのガスタ
ービンエンジンタービン動翼１０のうちの一つである。
動翼には翼形部１４が含まれていて、作動中に燃焼器
（図示せず）で生じた高温燃焼ガス１６がその表面を流
れる。翼形部はロータディスク外周から半径方向外側に
延在していて、通例一体鋳造品として形成されるプラッ
トホーム１８とダブテール２０を含んでいる。このダブ
テールは従来通りのもので軸方向挿入式ダブテールとし
て図示してあり、ディスク外周に形成された相補的形状
のダブテールスロット２２内に保持される。
（その一部を示す）の外周に装着された幾つかのガスタ
ービンエンジンタービン動翼１０のうちの一つである。
動翼には翼形部１４が含まれていて、作動中に燃焼器
（図示せず）で生じた高温燃焼ガス１６がその表面を流
れる。翼形部はロータディスク外周から半径方向外側に
延在していて、通例一体鋳造品として形成されるプラッ
トホーム１８とダブテール２０を含んでいる。このダブ
テールは従来通りのもので軸方向挿入式ダブテールとし
て図示してあり、ディスク外周に形成された相補的形状
のダブテールスロット２２内に保持される。
【００１４】翼形部１４は、略凹形の第１側壁すなわち
正圧側壁２４と、それと円周方向又は横方向に対峙した
略凸形の第２側壁すなわち負圧側壁２６とを含んでい
る。これらの側壁は、縦方向にみて、プラットホーム１
８との継ぎ目をなす根元２８から半径方向外側の先端キ
ャップすなわち先端床３０まで翼形部の翼幅全体にわた
って延在する。スクイーラチップすなわちリブ３２は、
先端キャップ３０から両側壁２４、２６に沿って半径方
向外側に延在していて、先端キャップ上部で半径方向外
側に開いた先端キャビティ３４を形成する。
正圧側壁２４と、それと円周方向又は横方向に対峙した
略凸形の第２側壁すなわち負圧側壁２６とを含んでい
る。これらの側壁は、縦方向にみて、プラットホーム１
８との継ぎ目をなす根元２８から半径方向外側の先端キ
ャップすなわち先端床３０まで翼形部の翼幅全体にわた
って延在する。スクイーラチップすなわちリブ３２は、
先端キャップ３０から両側壁２４、２６に沿って半径方
向外側に延在していて、先端キャップ上部で半径方向外
側に開いた先端キャビティ３４を形成する。
【００１５】上記２つの側壁は軸方向又は翼弦方向に前
縁３６と後縁３８の間に延在しており、横方向に互いに
離隔していて、それらの間に、エンジンの圧縮機（図示
せず）からの圧縮抽気のような冷却媒体４２を流すため
の内部冷却路すなわち内部冷却回路４０が画成される。
縁３６と後縁３８の間に延在しており、横方向に互いに
離隔していて、それらの間に、エンジンの圧縮機（図示
せず）からの圧縮抽気のような冷却媒体４２を流すため
の内部冷却路すなわち内部冷却回路４０が画成される。
【００１６】冷却路４０はいかなる慣用形態を有してい
てもよく、慣用法で冷却用抽気４２を導き入れるために
プラットホーム及びダブテールを貫通している。翼形部
の内部は、翼形部を冷却するとともにその露出側壁を保
護するため必要に応じて、マルチパス蛇行回路とその内
部での熱移動を促進するタービュレータ及び翼形部側壁
を貫通したフィルム冷却孔の列を始めとする慣用手段で
冷却される。
てもよく、慣用法で冷却用抽気４２を導き入れるために
プラットホーム及びダブテールを貫通している。翼形部
の内部は、翼形部を冷却するとともにその露出側壁を保
護するため必要に応じて、マルチパス蛇行回路とその内
部での熱移動を促進するタービュレータ及び翼形部側壁
を貫通したフィルム冷却孔の列を始めとする慣用手段で
冷却される。
【００１７】上述のような翼形部１４を含む動翼１０は
従来と同じの構成のものであり、一体鋳造品における正
圧側壁及び負圧側壁の一体延長部としてスクイーラリブ
３２が形成される。上記の通り、スクイーラリブ３２は
高温燃焼ガス１６で加熱されるが、高温燃焼ガス１６は
翼形部の側壁上を流れるだけでなく、周囲のタービンシ
ュラウド（図示せず）から半径方向内側に離隔した翼形
部先端も横切る。
従来と同じの構成のものであり、一体鋳造品における正
圧側壁及び負圧側壁の一体延長部としてスクイーラリブ
３２が形成される。上記の通り、スクイーラリブ３２は
高温燃焼ガス１６で加熱されるが、高温燃焼ガス１６は
翼形部の側壁上を流れるだけでなく、周囲のタービンシ
ュラウド（図示せず）から半径方向内側に離隔した翼形
部先端も横切る。
【００１８】本発明では、タービン動翼の翼形部１４
は、先端キャップ上部の先端キャビティ３４に配設され
た断熱体４４を含んでおり、断熱体４４は先端キャビテ
ィ３４に例えばろう付などで適当に接合される。断熱体
４４は先端キャビティ内の従前は空スペースであった部
分を埋めて、高温燃焼ガスが循環するのを防いて翼形先
端を断熱するとともにその冷却作用を向上させる。
は、先端キャップ上部の先端キャビティ３４に配設され
た断熱体４４を含んでおり、断熱体４４は先端キャビテ
ィ３４に例えばろう付などで適当に接合される。断熱体
４４は先端キャビティ内の従前は空スペースであった部
分を埋めて、高温燃焼ガスが循環するのを防いて翼形先
端を断熱するとともにその冷却作用を向上させる。
【００１９】図１に示す通り、先端キャップ３０の内側
には冷却路４０が配設され、冷却路４０と連通した複数
の先端孔４６が先端キャップを半径方向に貫通してい
て、冷却媒体を先端キャビティ内に供給する。
には冷却路４０が配設され、冷却路４０と連通した複数
の先端孔４６が先端キャップを半径方向に貫通してい
て、冷却媒体を先端キャビティ内に供給する。
【００２０】図２にさらに詳細に示す通り、断熱体４４
は翼形部の少なくとも一方の側面で好ましくはスクイー
ラリブ３２から横方向に離隔していて、リブとの間に先
端溝４８を画成する。
は翼形部の少なくとも一方の側面で好ましくはスクイー
ラリブ３２から横方向に離隔していて、リブとの間に先
端溝４８を画成する。
【００２１】図２に示す好ましい実施形態では、先端溝
４８は翼弦方向に両方の側壁２４、２６に沿って延在
し、断熱体４４の周縁全体及び翼形部先端の周縁全体を
囲んでいる。こうして、先端溝４８は翼形部の前縁と後
縁の間で両方の側壁の各々に沿って延在する部分を有す
る。
４８は翼弦方向に両方の側壁２４、２６に沿って延在
し、断熱体４４の周縁全体及び翼形部先端の周縁全体を
囲んでいる。こうして、先端溝４８は翼形部の前縁と後
縁の間で両方の側壁の各々に沿って延在する部分を有す
る。
【００２２】好ましい実施形態では、冷却媒体を先端溝
に吐出するため、先端孔４６は先端キャップ３０を貫通
して先端溝４８に直接通じている。先端孔４６は好まし
くは翼幅軸に対して後縁から前縁に向かって約４５度の
角度で傾斜して先端キャップを貫通し、各先端溝部分に
冷却媒体を吐出する。こうして、冷却媒体が先端溝４８
を満たし、タービン作動中、そこから対向タービンシュ
ラウドとの間に画成される先端隙間へと排出される。
に吐出するため、先端孔４６は先端キャップ３０を貫通
して先端溝４８に直接通じている。先端孔４６は好まし
くは翼幅軸に対して後縁から前縁に向かって約４５度の
角度で傾斜して先端キャップを貫通し、各先端溝部分に
冷却媒体を吐出する。こうして、冷却媒体が先端溝４８
を満たし、タービン作動中、そこから対向タービンシュ
ラウドとの間に画成される先端隙間へと排出される。
【００２３】断熱体４４は先端キャビティの容積の大部
分を占めており、冷却媒体の流れを先端溝４８に制限し
て、スクイーラリブ３２を先端キャビティとの境界をな
すその内面に沿って一段と効果的に冷却する。先端溝４
８から吐出される冷却媒体は、スクイーラリブの内面を
冷却するだけでなく、高温燃焼ガスがリブに沿って循環
するのを防ぐ。
分を占めており、冷却媒体の流れを先端溝４８に制限し
て、スクイーラリブ３２を先端キャビティとの境界をな
すその内面に沿って一段と効果的に冷却する。先端溝４
８から吐出される冷却媒体は、スクイーラリブの内面を
冷却するだけでなく、高温燃焼ガスがリブに沿って循環
するのを防ぐ。
【００２４】先端溝４８は、翼形部の前縁と後縁の間
で、両側壁の少なくとも一方、例えば負圧側壁２６に比
べて通例作動時に高い熱負荷に付される正圧側壁２４に
沿って延在する。先端溝４８は好ましくは負圧側壁にも
沿って延在し、その周囲のスクイーラリブが効果的に冷
却されるようにする。図２に示す例示的実施形態では、
先端溝４８は、冷却媒体が断熱体の周縁全体にわたって
半径方向外側に吐出されるように、スクイーラリブ３２
上部で開放されている。
で、両側壁の少なくとも一方、例えば負圧側壁２６に比
べて通例作動時に高い熱負荷に付される正圧側壁２４に
沿って延在する。先端溝４８は好ましくは負圧側壁にも
沿って延在し、その周囲のスクイーラリブが効果的に冷
却されるようにする。図２に示す例示的実施形態では、
先端溝４８は、冷却媒体が断熱体の周縁全体にわたって
半径方向外側に吐出されるように、スクイーラリブ３２
上部で開放されている。
【００２５】断熱体４４は、先端キャップ３０上部に断
熱性を与えるとともに、先端溝４８を通しての冷却媒体
の流れを調整するのに適していれば如何なる構成及び組
成のものでもよい。図１及び図２に示す好ましい実施形
態では、断熱体４４は、六角形、正方形、三角形等の適
当な形状のセル５０をもつハニカムである。ハニカム断
熱体は、高温燃焼ガスがキャビティに循環するのを低減
又は防止するため先端キャビティの容積の大部分を占め
ているにもかかわらず軽量である。ハニカムセル内部の
ガス又は空気は、断熱性を与えるために作動時に停滞し
たまま留まっていてもよい。
熱性を与えるとともに、先端溝４８を通しての冷却媒体
の流れを調整するのに適していれば如何なる構成及び組
成のものでもよい。図１及び図２に示す好ましい実施形
態では、断熱体４４は、六角形、正方形、三角形等の適
当な形状のセル５０をもつハニカムである。ハニカム断
熱体は、高温燃焼ガスがキャビティに循環するのを低減
又は防止するため先端キャビティの容積の大部分を占め
ているにもかかわらず軽量である。ハニカムセル内部の
ガス又は空気は、断熱性を与えるために作動時に停滞し
たまま留まっていてもよい。
【００２６】図２に示す通り、断熱体４４は好ましくは
スクイーラリブ３２よりも短く、スクイーラリブ３２が
慣らし運転で最初にこすれたときに断熱体を保護するた
めに高さがスクイーラリブの半径方向最外端よりも若干
下に引っ込んでいる。セル５０は先端キャップ３０から
概してそれと垂直に縦方向すなわち半径方向外側に延在
する。セル５０は、軽量化及び断熱性を与えるために好
ましくは空であって、その内側端を先端キャップ３０に
ろう付し得る。
スクイーラリブ３２よりも短く、スクイーラリブ３２が
慣らし運転で最初にこすれたときに断熱体を保護するた
めに高さがスクイーラリブの半径方向最外端よりも若干
下に引っ込んでいる。セル５０は先端キャップ３０から
概してそれと垂直に縦方向すなわち半径方向外側に延在
する。セル５０は、軽量化及び断熱性を与えるために好
ましくは空であって、その内側端を先端キャップ３０に
ろう付し得る。
【００２７】こうして、垂直セルは流体がセル間を横断
して流れるのを防ぐが、先端キャップ３０を通しての熱
伝導で冷却し得るとともに、冷却媒体４２で下側から冷
却し得る。先端溝４８から吐出された冷却媒体は作動時
に断熱体自体の付加的な冷却をもたらす。
して流れるのを防ぐが、先端キャップ３０を通しての熱
伝導で冷却し得るとともに、冷却媒体４２で下側から冷
却し得る。先端溝４８から吐出された冷却媒体は作動時
に断熱体自体の付加的な冷却をもたらす。
【００２８】ハニカム断熱体４４の熱量は、ガスタービ
ンの過酷な環境に耐えるのに適した金属でできた単位面
積当たりのセル密度が高い薄肉セルを使用することによ
って最小限に抑制し得る。例示的な材料はＨａｙｎｅｓ
２１４（商標）であり、これは耐酸化性でガスタービ
ンエンジンに常用されている。耐酸化性を高めるため所
望に応じてアルミニド皮膜を加えてもよい。
ンの過酷な環境に耐えるのに適した金属でできた単位面
積当たりのセル密度が高い薄肉セルを使用することによ
って最小限に抑制し得る。例示的な材料はＨａｙｎｅｓ
２１４（商標）であり、これは耐酸化性でガスタービ
ンエンジンに常用されている。耐酸化性を高めるため所
望に応じてアルミニド皮膜を加えてもよい。
【００２９】図２に示す通り、セル５０は内部が空で、
重量を最小限にするためにその半径方向外側端が開いて
はいるが、断熱のためその内部の流体は停滞している。
断熱体４４は、前縁から後縁まで両方の側壁に沿って延
在する周囲の先端溝４８を除いて、先端キャビティ３４
全体を占有するのが好ましい。
重量を最小限にするためにその半径方向外側端が開いて
はいるが、断熱のためその内部の流体は停滞している。
断熱体４４は、前縁から後縁まで両方の側壁に沿って延
在する周囲の先端溝４８を除いて、先端キャビティ３４
全体を占有するのが好ましい。
【００３０】所望に応じて、断熱性を高めるためにセル
５０はその外側端に遮熱コーティング（ＴＢＣ）５２を
含んでいてもよい。遮熱コーティングは慣用のもので、
典型的にはプラズマ溶射法で施工されるセラミック皮膜
が挙げられる。
５０はその外側端に遮熱コーティング（ＴＢＣ）５２を
含んでいてもよい。遮熱コーティングは慣用のもので、
典型的にはプラズマ溶射法で施工されるセラミック皮膜
が挙げられる。
【００３１】図３は本発明の別の実施形態を例示したも
ので、断熱体は、正圧側壁２４と負圧側壁２６の間で先
端キャップ３０と平行（つまり横方向）に延在するセル
５０を有するハニカム４４ｂの形態にある。このハニカ
ム断熱体４４ｂも、好ましくは、先端溝４８が断熱体の
周縁に沿って断熱体全体を囲むように、両方の側壁２
４、２６に沿ってスクイーラリブ３２から離隔していて
いる。
ので、断熱体は、正圧側壁２４と負圧側壁２６の間で先
端キャップ３０と平行（つまり横方向）に延在するセル
５０を有するハニカム４４ｂの形態にある。このハニカ
ム断熱体４４ｂも、好ましくは、先端溝４８が断熱体の
周縁に沿って断熱体全体を囲むように、両方の側壁２
４、２６に沿ってスクイーラリブ３２から離隔していて
いる。
【００３２】ハニカムセル５０は、前述の通り、どのよ
うな好適な構成を有していてもよいが、セルの大部分は
空でその両端は開いていて、そこを通して先端孔４６か
らの冷却媒体が両側壁の先端溝４８の対応部分間に流れ
るようになっている。
うな好適な構成を有していてもよいが、セルの大部分は
空でその両端は開いていて、そこを通して先端孔４６か
らの冷却媒体が両側壁の先端溝４８の対応部分間に流れ
るようになっている。
【００３３】図３に示す通り、断熱体４４ｂは翼形部の
両方の側壁のスクイーラリブ３２の内面から横方向に離
隔していて、それぞれ正圧側先端溝と負圧側先端溝を画
成する。バッフルつまりカバー５４が断熱体の上部に配
設され、好ましくは負圧側スクイーラリブまで延在して
いて、例えばろう付などによって負圧側スクイーラリブ
に封止接合される。バッフルは、正圧側スクイーラリブ
に沿って先端溝を開放したまま残すために、正圧側スク
イーラリブから離される。
両方の側壁のスクイーラリブ３２の内面から横方向に離
隔していて、それぞれ正圧側先端溝と負圧側先端溝を画
成する。バッフルつまりカバー５４が断熱体の上部に配
設され、好ましくは負圧側スクイーラリブまで延在して
いて、例えばろう付などによって負圧側スクイーラリブ
に封止接合される。バッフルは、正圧側スクイーラリブ
に沿って先端溝を開放したまま残すために、正圧側スク
イーラリブから離される。
【００３４】バッフル５４は、このように負圧側先端溝
の上部を対応スクイーラリブの上部の位置で閉鎖する。
先端孔４６は好ましくは負圧側先端溝だけに配設され、
正圧側先端溝には設けない。バッフル５４は、冷却媒体
４２がハニカムセル５０を通して正圧側先端溝へと供給
されるように流れを制限するため、負圧側先端孔４６の
先端溝外側を閉じる。
の上部を対応スクイーラリブの上部の位置で閉鎖する。
先端孔４６は好ましくは負圧側先端溝だけに配設され、
正圧側先端溝には設けない。バッフル５４は、冷却媒体
４２がハニカムセル５０を通して正圧側先端溝へと供給
されるように流れを制限するため、負圧側先端孔４６の
先端溝外側を閉じる。
【００３５】同じく図３に示す通り、セル５０の幾つか
を、ワイヤインサートのような適当な材料で閉塞してそ
こを通過する冷却媒体の流れを止め、空のセルを通る冷
却媒体の速度が増大するようにしてもよい。こうして、
空のセルからのインピンジメント噴流の速度を高めるこ
とができ、インピンジメント冷却を増大させることがで
きる。また、セルは、スクイーラリブ３２の全長に沿っ
た所望の冷却条件に合わせて選択的に閉塞してもよい。
を、ワイヤインサートのような適当な材料で閉塞してそ
こを通過する冷却媒体の流れを止め、空のセルを通る冷
却媒体の速度が増大するようにしてもよい。こうして、
空のセルからのインピンジメント噴流の速度を高めるこ
とができ、インピンジメント冷却を増大させることがで
きる。また、セルは、スクイーラリブ３２の全長に沿っ
た所望の冷却条件に合わせて選択的に閉塞してもよい。
【００３６】こうして、冷却媒体４２はハニカムセル５
０を通して横方向に流れ、ハニカム自体を冷却するとと
もにその断熱性を高める。冷却媒体４２は次いで、正圧
側壁２４側のスクイーラリブ３２の内面に垂直なセルの
出口端から吐出され、スクイーラリブをインピンジメン
ト冷却する。正圧側スクイーラリブはこのようにインピ
ンジメント冷却によって一段と効果的に冷却される。負
圧側スクイーラリブは単に先端孔４６から吐出される冷
却媒体で対流冷却される。翼形部正圧側は通例負圧側よ
りも高い熱負荷を受けるので、正圧側スクイーラリブの
インピンジメント冷却は、その高い熱負荷に応じた最大
冷却効果を与える。
０を通して横方向に流れ、ハニカム自体を冷却するとと
もにその断熱性を高める。冷却媒体４２は次いで、正圧
側壁２４側のスクイーラリブ３２の内面に垂直なセルの
出口端から吐出され、スクイーラリブをインピンジメン
ト冷却する。正圧側スクイーラリブはこのようにインピ
ンジメント冷却によって一段と効果的に冷却される。負
圧側スクイーラリブは単に先端孔４６から吐出される冷
却媒体で対流冷却される。翼形部正圧側は通例負圧側よ
りも高い熱負荷を受けるので、正圧側スクイーラリブの
インピンジメント冷却は、その高い熱負荷に応じた最大
冷却効果を与える。
【００３７】上記で開示した様々な形態の断熱体は、先
端キャビティの大部分又は全体を断熱材で満たして翼形
部先端に効果的な断熱性を与える。こうして先端キャビ
ティ内での高温燃焼ガスの循環が防がれ、キャビティへ
の入熱が減る。先端孔４６を通して吐出される冷却媒体
は、スクイーラリブ内面の効果的な対流及びフィルム冷
却をもたらす。図３に示す実施形態では、正圧側スクイ
ーラリブの内面に対する冷却媒体のインピンジメント噴
流を利用することで冷却媒体は向上した冷却効果をもた
らす。また、開放された先端溝は断熱体自体の外面に膜
状に冷却媒体を吐出し、作動時にそのフィルム冷却保護
をもたらす。
端キャビティの大部分又は全体を断熱材で満たして翼形
部先端に効果的な断熱性を与える。こうして先端キャビ
ティ内での高温燃焼ガスの循環が防がれ、キャビティへ
の入熱が減る。先端孔４６を通して吐出される冷却媒体
は、スクイーラリブ内面の効果的な対流及びフィルム冷
却をもたらす。図３に示す実施形態では、正圧側スクイ
ーラリブの内面に対する冷却媒体のインピンジメント噴
流を利用することで冷却媒体は向上した冷却効果をもた
らす。また、開放された先端溝は断熱体自体の外面に膜
状に冷却媒体を吐出し、作動時にそのフィルム冷却保護
をもたらす。
【００３８】断熱体は、軽量化及び熱量低減のため好ま
しくはハニカムであるが、他の構成をゆうしてもよい。
例えば、断熱体は多孔質金属ウールでもよいし、セラミ
ック材でできたものでもよい。
しくはハニカムであるが、他の構成をゆうしてもよい。
例えば、断熱体は多孔質金属ウールでもよいし、セラミ
ック材でできたものでもよい。
【００３９】本明細書では、本発明の好ましい例示的な
実施形態と思料されるものについて説明してきたが、本
発明のその他の修正は本明細書の教示内容から当業者に
は自明であり、かかる修正がすべて本発明の技術的思想
及び技術的範囲に属するものとして特許請求の範囲にお
いて保護されることを希望するものである。
実施形態と思料されるものについて説明してきたが、本
発明のその他の修正は本明細書の教示内容から当業者に
は自明であり、かかる修正がすべて本発明の技術的思想
及び技術的範囲に属するものとして特許請求の範囲にお
いて保護されることを希望するものである。
【００４０】従って、特許による保護を望むのは請求項
に規定されかつ特徴が明らかにされた発明である。
に規定されかつ特徴が明らかにされた発明である。
【図１】 本発明の例示的な実施形態による、ロータデ
ィスクの一部から外側に延在したタービン動翼の部分断
面等角図である。
ィスクの一部から外側に延在したタービン動翼の部分断
面等角図である。
【図２】図１に示した動翼先端の一部の２−２線部分断
面等角図であり、本発明の例示的実施形態による先端断
熱体を示す。
面等角図であり、本発明の例示的実施形態による先端断
熱体を示す。
【図３】 本発明の別の実施形態による動翼先端の、図
２と同様の部分断面等角図である。
２と同様の部分断面等角図である。
１０ 動翼 １２ ディスク １４ 翼形部 １６ 燃焼ガス １８ プラットホーム ２０ ダブテール ２２ スロット ２４ 第１（正圧）側壁 ２６ 第２（負圧）側壁 ２８ 根元 ３０ 先端キャップ ３２ スクイーラチップリブ ３４ 先端キャビティ ３６ 前縁 ３８ 後縁 ４０ 冷却路 ４２ 冷却媒体 ４４ 断熱体（ハニカム） ４６ 先端孔 ４８ 先端溝 ５０ セル ５２ 遮熱コーティング ５４ バッフル
Claims (23)
- 【請求項１】 先端キャップ３０から外側に延在して該
先端キャップ上部に先端キャビティ３４を画成するスク
イーラリブ３２と、該先端キャップ上部の先端キャビテ
ィ内に配設された断熱体４４とを含んでなるタービン翼
形部１４。 - 【請求項２】 冷却媒体４２を流すために前記キャップ
３０の内側に配設された内部冷却路４０と、上記冷却媒
体を前記先端キャビティ３４内に供給するために上記冷
却路と連通して前記キャップを貫通する複数の先端孔４
６とをさらに含んでなる、請求項１記載の翼形部。 - 【請求項３】 前記断熱体４４が前記スクイーラリブ３
２から離隔して溝４８を画成し、かつ該溝に前記冷却媒
体を吐出するため前記先端孔４６が前記キャップ３０を
貫通して該溝に通じている、請求項２記載の翼形部。 - 【請求項４】 一体に形成されたスクイーラリブ３２と
ともに縦方向に延在しかつ翼弦方向に前縁３６と後縁３
８の間に延在する第１側壁２４と第２側壁２６をさらに
含んでなり、該側壁同士は互いに離隔していてその間に
前記冷却路４０を画成し、かつ前記溝４８が上記側壁の
少なくとも一方に沿って前縁と後縁の間に延在してい
る、請求項３記載の翼形部。 - 【請求項５】 前記溝４８が両方の側壁２４、２６に沿
って延在し、前記断熱体４４を囲んでいる、請求項４記
載の翼形部。 - 【請求項６】 前記溝４８が前記スクイーラリブ３２上
部で開放されている、請求項４記載の翼形部。 - 【請求項７】 前記溝４８が前記スクイーラリブ３２上
部で閉鎖されている、請求項４記載の翼形部。 - 【請求項８】 前記断熱体４４がハニカムである、請求
項４記載の翼形部。 - 【請求項９】 前記断熱体４４が前記スクイーラリブ３
２よりも短い、請求項８記載の翼形部。 - 【請求項１０】 前記断熱体４４が前記キャップ３０か
ら縦方向外側に延在するセル５０を含んでなる、請求項
８記載の翼形部。 - 【請求項１１】 前記セル５０が開放されている、請求
項１０記載の翼形部。 - 【請求項１２】 前記断熱体４４が前記先端キャビティ
３４を満たしているとともに、両方の側壁２４、２６に
沿って前記溝４８で囲まれている、請求項１０記載の翼
形部。 - 【請求項１３】 前記セル５０がその外側端に遮熱コー
ティング５２を含む、請求項１０記載の翼形部。 - 【請求項１４】 前記断熱体４４ｂが前記キャップ３０
と平行に延在するセル５０を含む、請求項８記載の翼形
部。 - 【請求項１５】 前記断熱体４４ｂが両方の側壁２４、
２６に沿って前記スクイーラリブ３２から離隔していて
前記溝４８が該断熱体を囲んでおり、前記先端孔が側壁
の一方に沿った溝だけに配設されており、しかもセル５
０の内部が空でそこを通して両側壁の先端溝の対応部分
間で冷却媒体が流れるようになっている、請求項１４記
載の翼形部。 - 【請求項１６】 前記断熱体４４ｂ上部に配設されたバ
ッフル５４であって、前記先端孔４６外側の先端溝４８
を閉鎖するため前記スクイーラリブ３２に封止接合され
たバッフル５４をさらに含んでなる、請求項１５記載の
翼形部。 - 【請求項１７】 断熱体４４ｂが前記空のセルと隣接し
た閉塞セル５０をさらに含んでなる、請求項１６記載の
翼形部。 - 【請求項１８】 縦方向に根元２８から先端キャップ３
０まで延在しているとともに翼弦方向に前縁３６と後縁
３８の間に延在する第１側壁２４及び第２側壁２６であ
って、互いに離隔してその間に冷却媒体４２を流すため
の内部冷却路４０を画成している第１側壁２４及び第２
側壁２６、 上記先端キャップ３０から両方の側壁２４、２６に沿っ
て外側に延在して先端キャップ上部に先端キャビティ３
４を画成するスクイーラリブ３２、及び該先端キャップ
上部の先端キャビティ３４内に配設された断熱体４４を
含んでなるタービン翼形部 - 【請求項１９】 前記断熱体４４が前記側壁２４，２６
に沿ってスクイーラリブ３２から離隔していて該断熱体
を囲む溝４８を画成し、かつ前記先端キャップ３０が該
溝４８内に前記冷却媒体を吐出するため該キャップ３０
を貫通して上記溝４８と連通した先端孔４６を含む、請
求項１８記載の翼形部。 - 【請求項２０】 前記断熱体がハニカムである、請求項
１９記載の翼形部。 - 【請求項２１】 前記断熱体４４が前記キャップ３０か
ら縦方向外側に延在するセル５０を含む、請求項２０記
載の翼形部。 - 【請求項２２】 前記断熱体４４ｂが前記キャップ３０
と平行に延在するセル５０を含む、請求項２０記載の翼
形部。 - 【請求項２３】 前記断熱体４４ｂ上部に配設されたバ
ッフル５４であって、前記先端孔４６外側の先端溝４８
を部分的に閉鎖するため前記スクイーラリブ３２に封止
接合されたバッフル５４をさらに含んでなる、請求項２
２記載の翼形部。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/363727 | 1999-07-29 | ||
| US09/363,727 US6135715A (en) | 1999-07-29 | 1999-07-29 | Tip insulated airfoil |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001050004A true JP2001050004A (ja) | 2001-02-23 |
| JP2001050004A5 JP2001050004A5 (ja) | 2007-07-12 |
| JP4527848B2 JP4527848B2 (ja) | 2010-08-18 |
Family
ID=23431457
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000155577A Expired - Fee Related JP4527848B2 (ja) | 1999-07-29 | 2000-05-26 | 先端を断熱した翼形部 |
Country Status (4)
| Country | Link |
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| US (1) | US6135715A (ja) |
| EP (1) | EP1072759B1 (ja) |
| JP (1) | JP4527848B2 (ja) |
| DE (1) | DE60027967T2 (ja) |
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